[논문]MIRIS 우주관측카메라의 기계부 개발

문봉곤; 정웅섭; 차상목; 이창희; 박성준; 이대희; 육인수; 박영식; 박장현; 남욱원; 양순철; 이선희; 이승우; 한원용

doi:10.5303/pkas.2009.24.1.053

MIRIS 우주관측카메라의 기계부 개발
DEVELOPMENT OF THE MECHANICAL STRUCTURE OF THE MIRIS SOC 원문보기

천문학논총 = Publications of the Korean Astronomical Society, v.24 no.1, 2009년, pp.53 - 64

Abstract ▼ AI-Helper

MIRIS is the main payload of the STSAT-3 (Science and Technology Satellite 3) and the first infrared space telescope for astronomical observation in Korea. MIRIS space observation camera (SOC) covers the observation wavelength from $0.9{\mu}m$ to $2.0{\mu}m$ with a wide field of view $3.67^{\circ}\times3.67^{\circ}$. The PICNIC HgCdTe detector in a cold box is cooled down below 100K by a micro Stirling cooler of which cooling capacity is 220mW at 77K. MIRIS SOC adopts passive cooling technique to chill the telescope below 200 K by pointing to the deep space (3K). The cooling mechanism employs a radiator, a Winston cone baffle, a thermal shield, MLI (Multi Layer Insulation) of 30 layers, and GFRP (Glass Fiber Reinforced Plastic) pipe support in the system. Optomechanical analysis was made in order to estimate and compensate possible stresses from the thermal contraction of mounting parts at cryogenic temperatures. Finite Element Analysis (FEA) of mechanical structure was also conducted to ensure safety and stability in launching environments and in orbit. MIRIS SOC will mainly perform Galactic plane survey with narrow band filters (Pa $\alpha$ and Pa $\alpha$ continuum) and CIB (Cosmic Infrared Background) observation with wide band filters (I and H) driven by a cryogenic stepping motor.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

그리고 광학계를 포함하는 기계 구조부의 온도는 검출기의 배경 잡음을 최소화할 수 있도록 충분한 저온으로 유지하여야 한다. 이 논문에서는 이러한 기본 요구조건을 만족하는 MIRIS SOC의 기계 구조부 설계와 분석, 인증모델의 제작 및 조립 과정을 기술한다.
MIRIS SOC 는 약 700km 고도에서 태양동기궤도를 매일 14회 돌게 되며, 공전 주기는 약 100분이다. 주요 과학 목적은 Pa a 방출선으로 우리은하 평면의 Survey 관측을 통해 360°X 6° 방출선 지 도를 획 득하여 우리 은하 고온 가스의 기원과 성간난류의 물리적 특성을 연구하고, I, H 밴드에서 황도북극 (NEP, North Ecliptic Pole)과 황도남극 (SEP, South Ecliptic Pole) 지역을 관측하여 근적외선 우주 배경복사를 연구하는 것이다.

가설 설정

열 해석을 위한 위성 궤도 조건은 고도 700km에서 태양 동기 궤도를 100분 주기로 1회전하며, 발사 시점은 오전 10시 30분으로 가정했다. 위성체 (Spacecraft)의 온도는 300K으로 가정했다.
10시 30분으로 가정했다. 위성체 (Spacecraft)의 온도는 300K으로 가정했다. 위성의 자세는 그림 11과 같이 두 가지 경우에 대해 해석을 실시했다.

제안 방법

듀어의 외부 컨넥터는검출기를 작동하기 위한 Bias 전압과 Clock Pattern 연결선들, 아날로그 신호선, 냉동기 온도 피드백을 위한 검출기의 온도 모니터 선, 필터의 위치를 감지하는 홀 센서 및 Mechanical Switch 연결 선, 모터를 구동하는 제어 및 전원선 등을 모두 포함하고 있다. Cold Box 내부로 가는 모든 전기선들은 열전도율이 낮은 저온용 Phosphor Bornze Wire를 사용하고 선의 길이를 늘려 전도를 통한 외부 열유입을 낮추고자 하였다.
MIRIS SOC의 무게와 부피를 최소화 하며 2장에서 기술된 냉각 요구조건을 만족시키기 위하여 우리는 SOC 가 3K 우주공간을 향한 복사 냉각이 이루어지도록 하여 검출기를 냉각시키기 전에 망원경과 듀어 구조부가 200K로 냉각되도록 하는 Passive Cooling 방법을 적용하였다.
SOC 의 요구조건인 Passive Cooling 에 의한 망원경의 온도를 200K 이하로 냉각하고, 통상적으로 220mW의 냉각용량을 가지는 소형 냉동기로 검출기를 77K 온도로 냉각하기 위해서 기계부를 위성체와 효과적으로 단열시키면서 3K 우주공간을 바라보는 복사냉각을 핲 수 있는 구조부로 설계하였다. 또한, 이러한 기계 구조부는 위성 발사 환경과 열진공 환경을 모두 극복할 수 있는 설계가 반영되었다.
구체적으로는 발사체에 따라서 진동 조건은 조금씩 다르긴 하지만, 기본적인 발사 진동환경은 비슷하기 때문에 안전계수의 여유를 주고 구조해석을 실시했다. 구조 해석에서 기준 진동 조건으로 사용한 자료는 과학기술위성 1호의 발사체로 사용된 러시아의 COSMOS 로켓을 이용했다.
필터휠과 검출기는 Cold Box 내부에 장착되며 이들의 온도를 100K 이하의 동작온도로 유지하기 위하여 Cryostat은 Passive Cooling으로 200K 이하로 냉각되며 Cold Box를 단열성이 좋은 GFRP 구조물로 지지하고 Cold Box 외벽에 MLI 를 설치하여 외부로 부터 오는 열을 효과적으로 차단할 수 있도록 하였다. 냉각을 위해서 Cold Box와 냉동기의 Cold Tip 사이에 설치하는 열전도체는 여러 개의 얇은 구리판을 사용하여 냉동기에서 검출기로 전달되는 진동이 감쇠되도록 설계하였다.
유한요소해석을 함께 고려한 광기계부 설계 및 구조부 설계가 이뤄졌으며, 모든 부품의 제작에 반영되었다. 부품 검사를 통과한 부품들은 정밀핀을 통한 조립을 거친 후 기본적인 성능 시험을 수행했다. 위성 환경시험인 진동 시험, 열진공 시험을 성공적으로 통과했으며, 그 자세한 결과는 추후 다른 논문을 통해 자세히 논의될 것이다.
진다. 위치검출은 1개의 기계식 스위치와 3개의 자기 감지 센서를 이용하여 이루어지며 기계식 스위치는 홈 센서로 쓰일 뿐만 아니라 고정자 (Detent) 장치의 역할을 하도록 하여 안정적으로 필터의 위치가 고정되도록 하였다. 극저온용 모터는 위성 미션 수행경험을 다양하게 가지고 있는 독일 Phytron 사에서 제작된 VSS25 모델을 선정하였다.
그림 6은 Flexure의 스프링 상수를 측정하는 사진이다. 이 실험에는 일정 단위 질량을 가진 추를 이용하여 누르는 힘의 크기에 따른 변위량을 측정했으며, 이것의 변화율을 구하면 스프링 상수값을 쉽게 구할 수 있다. 그림 5는 제작하여 조립 완성된 광학계의 모습을 함께 나타내고 있다.
제작된 모든 부품에 대해 먼저 육안 검사와 측정도구를 이용한 치수 검사를 실시한다. 이 작업을 통해 모든 부품들이 제작도면의 허용 공차 내에 가공되었는지 확인하는 부품 검사 성적서를 작성해야 한다.
주요 구조를 지지하는 파이프의 두께는 0.75mm이지만, 지탱하는 구조가 각 축에서의 발사 진동을 서로 보상해 주는 기능을 하도록 설계되어 있기 때문에 발사 환경에서 10G 의 힘을 충분히 견딜수 있도록 설계되었다.
진동 환경에서 구조물이 받는 스트레스를 함께 분석했다. 그림 9는 X축 방향에 대해서 받는 스트레스 형상을 나타낸다.
Cold Box의 이중구조를 가진다. 필터휠과 검출기는 Cold Box 내부에 장착되며 이들의 온도를 100K 이하의 동작온도로 유지하기 위하여 Cryostat은 Passive Cooling으로 200K 이하로 냉각되며 Cold Box를 단열성이 좋은 GFRP 구조물로 지지하고 Cold Box 외벽에 MLI 를 설치하여 외부로 부터 오는 열을 효과적으로 차단할 수 있도록 하였다. 냉각을 위해서 Cold Box와 냉동기의 Cold Tip 사이에 설치하는 열전도체는 여러 개의 얇은 구리판을 사용하여 냉동기에서 검출기로 전달되는 진동이 감쇠되도록 설계하였다.
필터 휠 구동에 필요한 최대토크는 필터휠의 구동속도 및 가감속도에 따른 회전관성 토크, 웜기어의 마찰 및 효율, 그리고 기계식 스위치의 고정력을 고려하여 계산한 결과이다. 필터휠의 초기 설계에서는 모터의 축과 필터 휠을 직접 연결하여 단순한 구조를 가지도록 설계 하였으나 모터 축 부하 (Load) 인 필터휠의 회전관성이 모터의 회전자 관성 (Rotor Inertia)과 크기가 비슷해져 모터 구동에 무리가 가기 때문에 모터 축에 부하가 적은 웜기어 구동 방식으로 설계를 변경하게 되었다. 일반적으로 모터축에 연결되는 구조물의 회전관성은 모터의 회전자 관성의 1/10이 되어야 한다.

대상 데이터

그림 14. 30층의 MLI 단면 구조. 실제 제작된 전체 두께는 약 5.
그림 14는 제작된 30층 MLI 내부 단면 구조를 잘 보여준다. 30층이 제작된 후의 전체 두께는 약5.2mm로 측정되었다. 이러한 이유는 MLI를 구성하는 각 물질의 두께는 충분히 작지만, 전체가 포개지는 과정에서 중간에 재료의 유연성으로 인해 여유 공간이 생길 수 있기 때문에 더 큰 두께를 차지하게 된다.
MIRIS SOC에 사용되는 윈스톤 콘 배플은 망원경의 유효직경과 허용 부피에 의해 제한을 가지게 되며, 그러한 제한 요소를 고려하여 허용각도 0는 30도, 입사반경 a는 100mm, 줄사반경 a 은 50mm이며, 배플의 길이는 약 200mm 이다.
0 X10-5 /K 이匸다. SOC를 이루고 있는 5개 렌즈의 재질은 S-FPL53 (G1, G2, G5), S-TIH₆ (G4), Fused Silica (G3)이며, 이 렌즈들은 각각 다른 열팽창계수를 가지고 있다. 그리고 렌즈들은 모두 알루미늄보다는 작은 열팽창계수를 가지고 있다.
구체적으로는 발사체에 따라서 진동 조건은 조금씩 다르긴 하지만, 기본적인 발사 진동환경은 비슷하기 때문에 안전계수의 여유를 주고 구조해석을 실시했다. 구조 해석에서 기준 진동 조건으로 사용한 자료는 과학기술위성 1호의 발사체로 사용된 러시아의 COSMOS 로켓을 이용했다.
위치검출은 1개의 기계식 스위치와 3개의 자기 감지 센서를 이용하여 이루어지며 기계식 스위치는 홈 센서로 쓰일 뿐만 아니라 고정자 (Detent) 장치의 역할을 하도록 하여 안정적으로 필터의 위치가 고정되도록 하였다. 극저온용 모터는 위성 미션 수행경험을 다양하게 가지고 있는 독일 Phytron 사에서 제작된 VSS25 모델을 선정하였다. VSS25 모델은 1회전 200스텝을 가지며 정지토크 (Holding Torque)는 12mN-m, 고정토크 (Detent Torque)는 2mN-m, 구동토크 (Driving Torque)는 9.
표 2는 필터 규격인 중심 파장과 밴드폭을 나타낸다. 사용되는 모든 필터의 직경은 24mm 이다.
필터휠은 검출기 바로 앞에 위치하며 6개의 필터를 장착할 수 있으며 5 개의 필터를 사용하고 있다. 사용되는 필터는 CIB 관측을 위한 I, H 광대역 밴드 필터, 우리 은하평면 Survey 관측을 위한 Pa a 협대역 필터, Pa a Continuum (Dual Band Filter), Dark와 Shutter 기능을 위한 Blank 필터이다. 표 2는 필터 규격인 중심 파장과 밴드폭을 나타낸다.
30층의 MLI 단면 구조. 실제 제작된 전체 두께는 약 5.2mm이다.
그림 5는 최종 완성된 광기 계부의 단면 형상을 나타내고 있다. 이 그림에서 알 수 있듯이 5개의 렌즈를 지지하기 위해 3개의 스프링 구조물 (Flexure) 이 사용되었으며, 부수적으로 필요한 Spacer, Retainer 도 설계되었다.
주요 열부하 항목으로는 Window, 듀어 내벽의 복사열과 지지구조물, Cold Box 내부에 함께 설치되는 검출기 자체와 Fanout PCB 소자들에 의해 발생하는 열, 모터구동에서 발생하는 열, 컨넥터 신호선들에 의한 전도열 등이다 (진호 외 2008). 이러한 열부하를 효과적으로 막아주기 위해 앞 절에서 기술한 바와 같이MLI와 GFRP 구조물을 이용하였다.
현재 설계된 방열판의 치수는 280mmX250mm (구멍직경 200mm)이며 방열할 수 있는 면적은 38584mm²이다 방열판의 앞면 즉 우주공간을 바라보는 면은 방사율을 높이기 위해서 알루미늄 판 위에 Silver-deposited FEP 필름을 붙이며, 그 방사율은 0.82이다. 뒷면은 방사율을 낮추고 Thermal Shield Box 및 윈스톤 콘 배플과 접촉특성을 좋게 하기 위해서 알루미늄 폴리싱 (Polishing) 처리를 한다.

성능/효과

X축 방향의 Load에 대해 구조물이 받는 스트레스 해석 결과. GFRP 파이프가 지지하는 연결 지점에서 구조물 스트레스가 크게 집중하는 것을 확인할 수 있다.
계속적인 2차, 3차, 4차, 5차 고유진동수는 각각 135Hz, 150Hz, 200Hz, 221Hz로 해석되었다. 결과적으로, 1차 고유 진동수는 위성이 요구하는 100Hz 보다 큰 값을 나타냄을 확인할 수 있었다.
이 결과 값으로부터 SOC 를 구성하는 주요 구조물은 진동 환경에서 받는 스트레스를 충분히 허용할 수 있음을 알 수 있다.
또한 그림 13은 위성 궤도상에서 예상되는 온도 변화 및 열 부하를 나타낸 그래프이다. 이들 결과로부터 MIRIS SOC의 망원경 온도는 194.6K (Case A), 178.5K (Case B)로써 200K 이하로 냉각되어야 하는 요구 조건을 만족시키고, 검출기가 받는 열 부하는 183.3mW (Hot Case), 149.1mW (Cold Case)로써 냉동기의 통상 냉각용량인 220mW 보다 적음을 알 수 있다. 궤도 운영 중 망원경의 온도 변화량은 1.
(Natural Frequency)를 해석한 결과이다. 첫 번째고유 진동수는 113Hz이며, 그 진동은 광축에 회전하는 방향으로 나타냈다. 계속적인 2차, 3차, 4차, 5차 고유진동수는 각각 135Hz, 150Hz, 200Hz, 221Hz로 해석되었다.

후속연구

부품 검사를 통과한 부품들은 정밀핀을 통한 조립을 거친 후 기본적인 성능 시험을 수행했다. 위성 환경시험인 진동 시험, 열진공 시험을 성공적으로 통과했으며, 그 자세한 결과는 추후 다른 논문을 통해 자세히 논의될 것이다.
검출기의 초점을 확인할 수 있게 된다. 적외선 검출기의 초점면이 확인되고 기본적인 성능검증이 완료되면 비 행모델 (Flight Model) 제작에 들어갈 것으로 예상된다.

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용어 설명: PCR은 세균 특이성이 있는 primer를 이용하여 적은 수의 세균이 있을지라도 쉽게 검출할 수 있는 유용한 방법이며, 이를 이용하여 구강 내 치면세균막이나 타액에서 직접 세균을 검출할 수 있게 되었다[8].

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