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문제 정의
- HAUSAT-1 위성은 2005년 상반기에 러시아의 "디네플(DNEPR)" 발사체에 의해 발사될 예정으로, 본 위성의 임무 목적은 우주용 GPS를 이용한 위성의 위치 획득, 태양전지패널 전개 메커니즘의 우주인증 시험, 본 연구실에서 개발한 태양센서의 우주인증 등이다. 일반적으로 위성은 발사체에 의해 특정궤도에 진입할 때까지 주로 발사환경에 노출된다.
- 본 논문에서는 HAUSAT-1 기계시스템의 설계및 해석과 (주)KOSPACE에서 수행한 HAUSAT -1.의 인증모델(QM; Qualification Model)에 대한진동시험 및 열진공시험의 과정과 결과에 대하여논의하고자 한다.
- 본 논문에서는 초소형위성으로 국내에서 처음 개발된 HAUSAT-1의 개발 과정 중 수행한 구조 및 열해석과 설계 결과를 소개하였으며, 또한 인증모델에 대한 발사환경과 우주환경시험의 과정과 결과들을 소개하는데 중점을 두었다.
- 열진공시험의 목적은 위성체에 주어지는 극한온도와 진공상태에서 위성체와 열제어 서브시스템이 요구조건을 만족하는가를 확인하고, 우주환경 상황에서의 성능을 확인하는 것이다. 또한 재료의 분출(Outgassing) 등을 수행해야 한다[1].
가설 설정
- 그림 6은 전개패널의 유한요소모델이다. P-POD 내부에서 전개패널에 걸리는 토크값은 약 1.173xlO'2(N-cm)o]4- 응력해석 시 준정적 하중 방향은 최악조건을 고려하여 전개패널의 전개 방향인 (+)Y 방향으로 하중이 작용한다고 가정하여 해석을 수행하였다.
제안 방법
- HAUSAT-1 구조체에 대한 유한요소해석을 수행하기 위해 전체 시스템을 각각의 모듈별로 모델링하였다. 유한요소모델은 상용 유한요소 프로그램의 전처리 프로그램을 사용하여 구성하였다.
- HAUSAT-1 인증모델 진동시험의 절차는 (주)KOSPACE의 진동 기계 매뉴얼을 토대로 하고 시험레벨은 주관기관인 캘리포니아 주립 공대의 큐브셋용 시험레벨을 바탕으로 수립되었다. 진동시험 전 위성 기능 시험을 수행하고, 위성체 X, Y, Z축에 대한 공진주파수 탐색을 위한 모드 탐색 시험 (Modal Survey Test), 각축에 대한 랜덤 진동 시험을 행한 후에 기능시험을 수행한다.
- HAUSAT-1의 발사체로 러시아의 디네플 발사체를 선정하였으나 초기 개발단계에서 최악 조건 (Worst Case)을 고려한 설계의 수행을 위하여 NASA의 발사환경 조건을 적용하였다.
- HAUSAT-1의 유한요소모델을 수립하여 Normal Mode Dynamics 해석 방법을 통해 고유진동수 해석을 수행하였다. 본 해석에 적용된 전체 모델의 경계 조건은 P-POD 내부에서 위성과접촉하는 위성의 상/하단 8곳의 절점에 고정된 경계 조건을 부여하는 방법으로 설정하였다.
- HAUSAT-1의 응답 수준을 확인하기 위해서 총 6개의 가속도계를 부착하였으며, 그 중 1개는 slip table에 장착된 지그에 부착하여 입력제어용으로 사용하였으며, 나머지 5개는 위성체의 외부에 부착하여 위성의 진동 특성 측정에 사용하였다.
- HAUSAT-1의 전체 구조체에 대한 응력해석을수행하기에 앞서 먼저 태양전지 전개패널에 대한응력해석을 먼저 수행하였다. 앞에서 언급한 바와 같이 HAUSAT-1의 전개패널은 나일론 와이어에 의하여 고정되어 P-POD에 수납된다.
- 고려하여 선 택 하였다. P-POD에 수납되어궤도상에 올라갔을 때 급격한 온도 강하 및 고진공 환경에 의한 P-POD와 HAUSAT-1 구조체와의 냉접(Cold Welding) 및 내부 전장품과의 전기적 간섭을 피하며, 보다 효율적인 열제어를 위하여 구조체를 구성하는 각각의 부품에 대하여 블랙 아노다이징(Black Anodizing)을 수행하였다. HAUSAT-1 의 주 구조물은 알루미늄 합금 6061로 만들어진 총 6개의 패널과 4개의 수직 빔 그리고 8개의 수평 빔으로 구성되어 있으며, 지구 방향 패널에는 안테나의 지지를 위한 FR-4 재질의 안테나 고정부와 안테나의 수납을 위한 알루미늄 6061 재질의 안테나 가드가 부착되어 있다.
- 그림 28과 그림 30의 랜덤 진동 시험 결과에서 보는 바와 같이 X축의 경우 870(Hz) 부근에서 큰 공진이 발생하는 것을 알 수 있으며 Y축의 경우 랜덤 진동 환경 하에서 1200(Hz)에서 공진이 발생하는 것을 확인할 수 있다. Z축의 경우는 가진기의 결함으로 시험의 마지막 부분에서 요구되는 정확한 결과를 받지 못하였으나 시험 및 장비 담당자와 마지막 부분의 결과분석을 통하여 인증을 확인하였다. 모드 탐색 시험과 랜덤 진동 시험 후의 유관 검사 결과 진동 시험으로 인하여 구조체를 이루는 부재와 결합구에서 파괴나 풀림 현상이 발견되지 않았으며, 모드 탐색 결과로부터 HAUSAT-1 의 첫 번째 고유주파수 기준치인 35(Hz)를 훨씬 상회하는 값을 나타내고 있다.
- 따라서 구조적으로 고강도.경량화 설계가 이루어져야하며, 이를 위해 위성 구조체 개발단계에서 다양한 구조해석을 수행하였다. 일반적으로 응력해석은 발사체 업체에서 제공하는 준정적 하중을 기준으로 수행되며 위성을 발사할 때 발생할 수 있는 발사체와 위성과의 동적 연계 (Dynamic Coupling)에 의한 공진을 방지하기 위해 위성의고유 진동수 해석을 나스트란(Nastran) 프로그램을 이용하여 수행하였다.
- HAUSAT-1 을 구성하는 구조체는 구조적인 강성을 갖는 주 구조부재와 배터리와 같이 비교적 작은 강성을 가지고 질량 효과를 갖는 전장 품으로 구분할 수 있다. 구조체를 구성하는 각각의 구조부재들은 보와 쉘요소를 사용하여 모델링하였으며, 유한요소모델이 실제 위성의 질량과 강성 분포를 유사하게 반영할 수 있도록 모델링하였다.
- 이 에너지는 전개마지막단에서 위성에 토크로 작용하는 힘으로 볼 수 있다. 따라서 전개시험은 전개끝단에서의 가속도, 전개패널의 안정화 시간을 최적화하여 위성체가 전개수행 시 영향을 최소한으로 받도록 비틀림 스프링을 설계하는데 초점을 맞추었다. 그림 20은 전개형상과 비틀림 스프링의 설계 시 고려해야 하는 요소를 보여주고 있다.
- 지그는발사 시와 같은 환경을 만들어 주기 위하여 지그의 영향이 진동시험에 최소화되어야 한다. 따라서 제어기로부터 부여 받은 진동 신호를 정확히재현하는가를 확인하는 차원에서 지그의 성능시험을 진동시험 전에 수행하였으며 규정 가속도를기준으로 하여 입 력값과 측정 값의 차가 ±3(dB)를넘어설 경우 진동시험을 중단하도록 설정하였다.
- 그리고 랜덤 진동 시험 수행시간은 각각의 3축에대하여 1분간 수행한다. 랜덤 진동 시험은 규정된 규격보다 -12(dB) 낮게 가진하기 시작하여 -12(dB)~0(dB)까지 l(dB) 간격으로 변화를 주며시험을 수행하였다. 이는 가진기의 비선형성과바로 높은 수준을 주었을 때 위성체에 주어지는악 영향을 고려하여 낮은 수준으로 시작하여 최종적으로 기준 수준에 도달하도록 하였다[4].
- 모드 탐색 시험에 일반적으로 사용되는 G-Load Level인 0.5(G)를 사용하여 왕복 속도는 2.0(Oct/min), 진동 주파수 시험범위는 20~2000 (Hz)에서 6분간 시험을 수행하였으며 이는 캘리포니아 주립공대의 최소 요구조건이다.
- 해석을 수행하였다. 본 해석에 적용된 전체 모델의 경계 조건은 P-POD 내부에서 위성과접촉하는 위성의 상/하단 8곳의 절점에 고정된 경계 조건을 부여하는 방법으로 설정하였다. 또한 내부의 PCB는 2-D 쉘 요소로 질량을 부여하고 배터리는 0-D 요소로 질량 분포를 설정하였다.
- 시험방법은 기본적으로 해석된 선경, 권수, 암각을 요소로 하는 비틀림 스프링을 제작하여 가속도 및 안정화 시간을 측정하였다. 그림 22는 전개시험 수행 시 시간에 따른 가속도 값을 보여주고 있고, 전개패널의 안정화 특성과 전개 끝단에서의 가속도가 두 배정도임을 확인할 수 있다.
- 있다. 시험방식은 최대한 중력가속도의 영향을 덜 받도록 전개방향이 중력방향에 수직이되도록 하였으며, 니크롬선을 열에 의해 끊는 방식으로 똑같이 수행하였다.
- 시험은 열진공챔버 내에서 표 6과 같은 환경에서 이루어졌으며, 온도범위의 결정은 안테나를 제외한 해석결과를 토대로 하였다. 안테나의 경우는 펼쳐져 있을 때의 국부적인 부분의 해석 결과이고 안테나가 가지는 온도범위 -100~100(℃)를 만족하므로 이러한 온도범위를 설정하였다.
- 열진공시험 도중에 각종 기능을 시험하고 재료의 분출(Outgassing)을 수행하였으며, 시험 후에 열적 변형에 대한 검사가 이루어졌다.
- 우주 열환경 요소를 살펴보고 HAUSAT-1 의궤도에 맞는 열환경을 정의하여 이를 바탕으로궤도 열해석을 수행하였다. 표 3은 열해석을 수행하는데 가정된 사항을 나타내고 있다.
- 그러나이러한 형태의 전개장치는 전개시간 동안의 모터구동에 의한 전력 소비와 전개 완료 후 모터 등에 의한 불필요한 질량의 증가 그리고 내부 구조의 복잡화와 내부 가용 부피 감소 등 많은 단점들이 나타났다. 이러한 단점을 개선하기 위하여모터에 의한 능동적 전개가 아닌 테이프 스프링과 비틀림 힌지를 사용한 전개장치를 비교하여선택하였다.
- 특히 전개된 상황에서 불특정한 요인에 의하여 힌지의 좌굴 하중을 넘어설 경우 패널의 급격한 굽힘에 의한 힌지부의 파손이나 태양전지셀의 파손을 가져올 수가 있다. 이와 같은 테이프 스프링 힌지의 장착에 의한 질량 및 부피의 증가를 해결하기 위한 방안으로 비틀림 코일 스프링 힌지를 채택하였다.
- 2(%)에 해당하는 것이므로, 이로부터 준정적 하중 하에서 나일론 와이어가 충분히 안정하다는 것을 알 수 있다. 전개 패널에 대한 응력해석을 수행한 후 내부 가드 및 전장 보드를 포함한 전체 위성체에 대한 응력해석을 수행하였다.
- 수립되었다. 진동시험 전 위성 기능 시험을 수행하고, 위성체 X, Y, Z축에 대한 공진주파수 탐색을 위한 모드 탐색 시험 (Modal Survey Test), 각축에 대한 랜덤 진동 시험을 행한 후에 기능시험을 수행한다.
- 초기의 HAUSAT-1의 태양전지판 전개장치는앞에서 언급한 바와 같이 마이크로 모터와 나일론선을 이용한 전개 방식을 사용하였다. 그러나이러한 형태의 전개장치는 전개시간 동안의 모터구동에 의한 전력 소비와 전개 완료 후 모터 등에 의한 불필요한 질량의 증가 그리고 내부 구조의 복잡화와 내부 가용 부피 감소 등 많은 단점들이 나타났다.
- 패널의 길이에 비하여 두께가 아주 얇기 때문에 두께 방향은 고려할 필요가 없다. 패널의 모델링은 2-D 쉘요소를 사용하여 수행하였으며 태양전지셀과 PCB (Printed Circuit Board) 의 질량은 0-D 질량 요소를 사용하여 모델링하였다. 이에 대한 응력해석을 수행한 결과는 그림 7에 나타내었다.
대상 데이터
- HAUSAT-1 구조체의 주 재료는 알루미늄 합금 6061이며 이는 HAUSAT-1 을 수납하여 MPA(Multiple Payload Adapter) 에 장착하는 P-POD의 재질인 알루미늄 합금 7075와의 열팽 창률을 고려하여 선 택 하였다. P-POD에 수납되어궤도상에 올라갔을 때 급격한 온도 강하 및 고진공 환경에 의한 P-POD와 HAUSAT-1 구조체와의 냉접(Cold Welding) 및 내부 전장품과의 전기적 간섭을 피하며, 보다 효율적인 열제어를 위하여 구조체를 구성하는 각각의 부품에 대하여 블랙 아노다이징(Black Anodizing)을 수행하였다.
- 표 3은 열해석을 수행하는데 가정된 사항을 나타내고 있다. 그림 15 와 같이 위성은 2D-thin shell을 이용하여 한 면을 가로, 세로 각각 6등분하여 전체 노드수 5142개를 설정하여 모델링을 하였다. 그림 16은 가장저온의 경우를, 그림 17은 가장 고온의 경우의열해석 결과를 보여주고 있다.
- 특히, 선경 (d) 과 암각(Arm An이e; 8)은 시험군을 정하는 요소가 되었다. 또한 부식성을 고려하여 재질은 스테 인 레 스강(STS304)을 채 택하였다.
- 케이스를 지지하는 메인보드.배터리 케이스 가드, 지구방향과 반지구 방향에 부착된 GPS 수신용 안테나의 수납을 위한 GPS 안테나 케이스, 태양센서의 수납을 위한 태양센서 박스 그리고 서브시스템 보드와 서브시스템 보드 브래킷으로 구성되어 있다.
- 현재 HAUSAT-1 비행모델의 시스템 조립 및시험을 완료하여 외국의 다른 기관에서 개발한큐브셋과 함께 위성탑재용기(P-POD)에 조립하기위하여 2004년 4월에 미국의 캘리포니아 주립공대로 이송하였다.
데이터처리
- 경량화 설계가 이루어져야하며, 이를 위해 위성 구조체 개발단계에서 다양한 구조해석을 수행하였다. 일반적으로 응력해석은 발사체 업체에서 제공하는 준정적 하중을 기준으로 수행되며 위성을 발사할 때 발생할 수 있는 발사체와 위성과의 동적 연계 (Dynamic Coupling)에 의한 공진을 방지하기 위해 위성의고유 진동수 해석을 나스트란(Nastran) 프로그램을 이용하여 수행하였다.
이론/모형
- 개발하였다. 구조모델은 조립 또는 접합성을 고려한 구조설계의 조립성과 간섭 관계를 실제 모델로 확인하는 역할을 하고 인증모델은 비행모델과 동일한 부품과 규격으로 제작된 모델로 인증수준의 환경시험을 수행하는 모델로서 설계/해석의 타당성 확인 및 비행모델에 대한 설계 및 제작 기준을 정하고 위성탑재용기인 P-POD (Poly-Picosatellite Orbital Deployer) 와의 fit check에 이용하였다.
- 유한요소모델은 상용 유한요소 프로그램의 전처리 프로그램을 사용하여 구성하였다. HAUSAT-1 을 구성하는 구조체는 구조적인 강성을 갖는 주 구조부재와 배터리와 같이 비교적 작은 강성을 가지고 질량 효과를 갖는 전장 품으로 구분할 수 있다.
- 이와 같은 열해석을 통해 수동 열 제어계로서 블랙 아노다이징과 MLI(Multi-Layer Insulator)를채택하였고, 능동 열제어계로서 배터리 온도를 높여주기 위한 히터가 사용되었다. 그림 19는 블랙 아노다이징 처리된 알루미늄 구조물을 보여주고 있다.
성능/효과
- 각 계절별 위성이 처하는 온도범위를 비정상상태 열해석하여 평균온도를 구하고 최악의 상황에서의 최고, 최저 온도는 정상상태 열해석을 통하여 수행하였으며, 표 4로부터 안테나를 제외한 버스의 최고온도는 겨울에 약 33.8℃, 최저온도는 여름에 -26.9℃정도임을 알 수 있다. 이러한열해석 결과는 탑재체를 비롯한 모든 서브 시스템의 온도 범위를 만족하고 있다.
- 그 결과 지그의 X축, Y축, Z축 방향에 대한 응답특성을 측정하였으며 그 값이 기준을 만족하였다.
- 가지고 있다. 그러나 테이프 스프링 힌지를 사용한 전개 장치에 비하여 상대적으로 전개후 강성이 테이프 스프링 힌지보다 높고 질량과부피가 작다는 장점이 있어 HAUSAT-1과 같은초소형 위성에 적합하다는 결론을 내렸다.
- 0104(mm)이다. 그리고 메인보드와 서브시스템 보드에서 최대 응력이 발생한 부분은 구조체와 각각의 보드의 볼트 체결 부위에서 발생하였으며 최대 응력의 크기는 15.7(MPa)이며 이 크기는 PCB의 재질인 FR-4의허용응력 (64.2MPa)의 약, 24%에 해당하는 값이다.
- 이는 HAUSAT-1 구조체에 대한 유한요소모델이 실제 위성 구조체의 특성을 잘 반영하고 있다는 것을 보여주고 있다. 또한, 열진공시험을 통해 우주환경에서도 HAUSAT-1 이 정상적인 기능을 수행하는 것을예측할 수 있었다.
- Z축의 경우는 가진기의 결함으로 시험의 마지막 부분에서 요구되는 정확한 결과를 받지 못하였으나 시험 및 장비 담당자와 마지막 부분의 결과분석을 통하여 인증을 확인하였다. 모드 탐색 시험과 랜덤 진동 시험 후의 유관 검사 결과 진동 시험으로 인하여 구조체를 이루는 부재와 결합구에서 파괴나 풀림 현상이 발견되지 않았으며, 모드 탐색 결과로부터 HAUSAT-1 의 첫 번째 고유주파수 기준치인 35(Hz)를 훨씬 상회하는 값을 나타내고 있다. 이는 HAUSAT-1 이 구조적으로 매우 강건하다는 것을 보여주는 것이다.
- 약 12시간의 시험수행동안 우주환경에서 위성이 정상적인 기능을 수행하는 것을 확인하였다.
- 3(MPa)이다. 이 결과는 나일론 와이어의 항복 응력인 581(MPa)의 약 3.2(%)에 해당하는 것이므로, 이로부터 준정적 하중 하에서 나일론 와이어가 충분히 안정하다는 것을 알 수 있다. 전개 패널에 대한 응력해석을 수행한 후 내부 가드 및 전장 보드를 포함한 전체 위성체에 대한 응력해석을 수행하였다.
- 이 시험에서 처음 고려했던 스프링의 권수는 큰영향을 미치지 않았고, 선경과 암각이 스프링의 특성을 결정함을 알 수 있었다.
- 전개패널에 대한 응력해석을 수행한 결과 최대 변형은 전개패널의 상하 끝단에서 발생하며 그 값은 0.102(mm)이고, 최대 응력은 패널과 나일론 와이어의 체결 부위에서 발생하였으며 크기는 18.3(MPa)이다. 이 결과는 나일론 와이어의 항복 응력인 581(MPa)의 약 3.
- 97℃의 온도로 추정 되었다. 정상 상태 열해석의 결과로, 더 극한의 조건을 가지며 최하온도는 비정상 상태 열해석 결과 중 최하의 발열 사항을 두고 궤도에서의 가장 낮은 온도이므로, 보드 해석의 결과가 더 낮게 나올 수 있다. 실제로 비정상 상태 열해 석을 통해 얻은 최하온도의 결과에서도 위성 외부의 온도보다 보드의 온도가 더 내려가는 특성을 나타내고 있다.
- 발사 시 받게 되는 횡. 종하중 및 진동 환경 에대하여 위성이 구조적으로 안정하다는 것과 전개장치 역시 진동시험 후 제대로 작동하는 것을 확인하였다. 그리고 고유진동수 해석 결과는 진동시험결과와 근사하게 나타났다.
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