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가설 설정
- 75N으로 생각 할 수 있다. 이는 38.75kgf로써, 본 논문에서는 위의 태양전지판 모델을 가정하여 분리장치의 사전 하중 시험을 실시하였다.
제안 방법
- 안전 계수를 고려하여 기구부를 작동시키기 위해 필요한 구동부의 변위와 힘은 5mm와 550gf로 설정하여 구동부에 필요한 SMA스프링을 제작하였다. JAMECO Electronic 사[3]의 형상기억합금 제품 중에서 선경이 약 0.5mm인 형상기억합금을 이용하여 5mm 변위에서 힘이 550gf 이상 나올 수 있도록 다음과 같은 관계식을 이용하여 구동기를 설계하였다[4].
- 위성에 장착하여 우주에서 사용하기 위해서는 분리장치가 작동할 수 있는 하중 및 극한 하중, 발사 환경에 따른 진동에 대한 공진 주파수, 실제 우주 환경인 열, 진공 주기에 대한 분리장치의 내구성 평가 등이 필요하다. 본 논문에서는 이 중, 분리장치의 성능 평가에 중요한 요소인 준정적 하중시험과 분리충격시험 그리고 작동시 간시험을 수행하였다.
- 본 논문에서는 형상기억합금(SMA)을 사용하여 구동되는 저진동, 저충격 비폭발식 소형위성용 분리장치의 디자인을 고안하였고, 위성 분리장치에 가장 중요한 요소들인 준정적 하중시험과 분리충격시험, 그리고 작동시간시험을 수행하였다.
- 분리장치의 구동부와 기구부를 연결하여 6회의 반복실험을 통해 반응속도를 측정하였다.
- 1g의 분리장치를 제작하였다. 성능 시험을 위하여 분리장치의 캡은 사전 하중 발생기(Preload generator)와 로드셀(Load-cell) 장착이 가능 하도록 외경 30mm로 설계하여 4개의 구멍을 뚫어 각 장치를 결속 하였다. 분리장치의 덮게 (Housing)역시 분리 충격 시험 시 알루미늄 패널에 고정하기 위하여 같은 방법으로 제작 하였다.
- 83gf가 필요한 것으로 측정되었다. 안전 계수를 고려하여 기구부를 작동시키기 위해 필요한 구동부의 변위와 힘은 5mm와 550gf로 설정하여 구동부에 필요한 SMA스프링을 제작하였다. JAMECO Electronic 사[3]의 형상기억합금 제품 중에서 선경이 약 0.
- 분리장치의 하중이란 위성 본체와 분리체 사이에 최대로 결속시킬 수 있는 결속력을 말한다. 이러한 결속력을 측정하기 위한 새로운 인장 실험 장치를 제작 하였다. 분리장치 본체를 고정시킨 후 일정한 힘으로 분리장치의 분리체인 캡 (Fig.
- 이러한 사전 하중을 발생시키기 위하여 일반적으로 부가질량(Dummy mass)을 매다는 방법이 일반적이나, 중력에 의한 모멘트를 줄이고, 사전하중의 가변성을 쉽게 하기 위하여 간편하게 사전 하중을 설정 할 수 있는 장치의 개발이 필요 하다. 이를 위하여 간단한 작용 반작용의 원리를 이용한 사전 하중 발생기(Preload generator)를 제작 하였다. Fig.
- 비폭발식 저충격 분리장치가 고안된 가장 큰 계기는 분리시 충격이 적다는 점이다. 이번 기능 시험에서 분리장치가 작동 시 위성 본체에 전달되는 충격을 측정 하였다.
- 이에 따라 본 논문에서는 형상기억합금 (SMA)을 사용하여 구동되는 저진동, 저충격 비폭발식 소형위성용 분리장치의 디자인을 고안하였고, 성능평가를 위하여 위성 분리장치에 가장 중요한 요소들인 준정적 하중시험과 분리충격시험 그리고 작동시간시험을 수행하였다.
- 임무 시, 우주에서 강체 운동(Rigid Body Motion)을 고려하여 위성 패널을 번지 케이블 (Bungee Cable)에 중력 방향으로 매달아서 시험환경을 모사 하였고 인공위성의 패널은 0.5×0.5m의 크기를 갖는 6mm 두께의 알루미늄 판으로 모사 하였다.
- 작동부는 압축된 스프링의 힘이 구동부에 의해서만 작동 될 수 있도록 설계가 되었고, 구동부는 SMA를 사용하여 진동과 충격을 최소한으로 줄일 수 있도록 하였다. 또한, 5kg의 태양전 지판의 무게를 가정하여 분리장치가 견뎌야할 38.
- 제안된 비폭발식 저충격 분리장치(Fig. 1)는 작동시키기 전까지는 높은 체결력으로 분리체를 안정적으로 고정시켜주고, 작동을 시키면 최소의 충격으로 위성 및 분리체 양쪽 모두에 손상 없이 확실하게 분리 동작을 수행할 수 있도록 설계하였다.
- 인장시험은 모터의 정격인 24V, 25W에서 진행되었다. 처음부터 44kgf까지 5단계로 각 단계 별로 5초 동안 정지를 하여 분리장치가 각 하중 조건에 대한 내구성을 측정하였다. 인장 시험의 결과는 Fig.
- 사전 하중 생성기를 이용하여 사전 하중은 15kgf 로 설정하였다. 충격시험의 경우 가속도계에 무리가 가지 않게 하기 위하여, 충격원으로부터 가장 멀리 떨어진 12cm지점을 시작으로 각 3cm씩 Pos1, 2 and 3에 대한 분리충격 시험을 Fig. 7과 같은 실험 장치를 이용하여 실시하였다. Fig.
- 측정 방법은 초당 1000프레임의 고속카메라 (MIKROTRON, EoSens)로 분리장치의 동작을 촬영한 후, 실험 동영상을 프레임별로 분석해서 계산하였다. 위 실험을 수행한 조건은 Table.
대상 데이터
- Fig. 3과 같이 스틸과 알루미늄 등의 재료를 이용해서 외경 12mm, 길이 35mm, 중량 18.1g의 분리장치를 제작하였다. 성능 시험을 위하여 분리장치의 캡은 사전 하중 발생기(Preload generator)와 로드셀(Load-cell) 장착이 가능 하도록 외경 30mm로 설계하여 4개의 구멍을 뚫어 각 장치를 결속 하였다.
- 따라서 제작된 SMA 구동기는 24mm의 길이로 제작되어, 최대 압축 시 14mm의 길이를 갖고, 19mm의 길이에서 5.43N(550gf)의 힘을 발생 하도록 하였다.
성능/효과
- (2) 분리장치를 작동시키기 위해 형상기억합금 구동기를 작동시켜서 플런저를 위로 밀어주면, 트리거도 안전스프링을 압축시키며 위로 올라가고 트리거의 홈이 부싱의 구멍으로 접근함과 동시에 푸셔스프링의 복원력으로 인해 푸셔가 올라가면서 푸셔의 아래 홈의 경사면에 밀려서 아래쪽 강구들은 푸셔의 아래 홈에서 부싱의 구멍을 지나서 트리거의 홈으로 이동하며 아래쪽 강구에 의한 푸셔의 구속풀림이 멈춤 없이 진행된다.
- (3) 푸셔의 아래 홈에 있던 강구들이 트리거 홈으로 완전히 이동하면서 푸셔는 위쪽으로 밀려 올라가며 푸셔의 위쪽 홈이 하우징의 구멍으로 접근함과 동시에 캡스프링의 복원력으로 인해 캡이 분리되면서 캡 홈의 경사면에 밀려서 위쪽 강구들은 하우징의 구멍을 지나서 푸셔의 위쪽 홈으로 이동하며 위쪽 강구에 의한 캡의 구속풀림이 멈춤 없이 진행된다.
- (4) 캡의 홈에 있던 강구들이 푸셔의 위쪽 홈으로 완전히 이동하면서 캡은 분리되고 위성본 체와 분리체 또한 분리되며 동작이 완료되는 분리 상태가 된다.
- 기구부를 동작시키기 위한 구동부 제작에 앞서, 먼저 완성된 분리장치의 기구부가 작동하기 위해서 필요한 힘의 크기와 구동부의 변위를 측정한 결과 2mm의 변위에 266.83gf가 필요한 것으로 측정되었다. 안전 계수를 고려하여 기구부를 작동시키기 위해 필요한 구동부의 변위와 힘은 5mm와 550gf로 설정하여 구동부에 필요한 SMA스프링을 제작하였다.
- 다음으로, 분리 장치의 충격 시험을 실시한 결과 분리장치에서 6cm 떨어진 지점에서 26.7G의 최대 가속도 값을 얻어 폭발식에 비해 매우 작은 충격력이 발생됨을 검증하였다. 반응속도 시험에서 분리장치 전체 반응속도는 1.
- 작동부는 압축된 스프링의 힘이 구동부에 의해서만 작동 될 수 있도록 설계가 되었고, 구동부는 SMA를 사용하여 진동과 충격을 최소한으로 줄일 수 있도록 하였다. 또한, 5kg의 태양전 지판의 무게를 가정하여 분리장치가 견뎌야할 38.75kgf의 준정적하중을 설정 한 후, 인장시험을 실시한 결과 현재 개발 단계인 분리장치가 44kgf 까지 안정적으로 체결할 수 있음을 검증하였다.
- 총 6회의 실험으로 최소 1.05(sec), 최대 1.66(sec)로 평균 1.37초의 작동시간을 보였다. 이는 기존의 비폭발식 분리장치의 작동시간이 10msec-수초인 점을 고려할 때 추후 구동기 작동 전력의 증가 및 메커니즘의 단순화를 통해서 개선이 가능할 것으로 사료된다.
후속연구
- 결과적으로 제안된 위성용 비폭발식 저충격 분리장치는 간단한 원리와 구조로 체결시 안정적 이고, 분리시 적은 충격을 발생 시키므로 기존의 폭발식 분리장치가 가지고 있는 문제점을 해결할 수 있을 것으로 기대된다. 추가적으로 우주 환경인 저온 및 무중력 상태에서의 성능 시험, 각 하중단계에 대한 반응속도 시험과 발사환경 진동실험을 통해 분리장치의 신뢰도를 높이는 연구를 수행할 예정이다.
- 7G의 최대 가속도 값을 얻어 폭발식에 비해 매우 작은 충격력이 발생됨을 검증하였다. 반응속도 시험에서 분리장치 전체 반응속도는 1.37 sec로 측정되었으며, 이는 추후 구동기 작동 전력 증가 및 메커니즘의 단순화를 통하여 개선이 가능할 것으로 판단된다.
- 37초의 작동시간을 보였다. 이는 기존의 비폭발식 분리장치의 작동시간이 10msec-수초인 점을 고려할 때 추후 구동기 작동 전력의 증가 및 메커니즘의 단순화를 통해서 개선이 가능할 것으로 사료된다.
- 결과적으로 제안된 위성용 비폭발식 저충격 분리장치는 간단한 원리와 구조로 체결시 안정적 이고, 분리시 적은 충격을 발생 시키므로 기존의 폭발식 분리장치가 가지고 있는 문제점을 해결할 수 있을 것으로 기대된다. 추가적으로 우주 환경인 저온 및 무중력 상태에서의 성능 시험, 각 하중단계에 대한 반응속도 시험과 발사환경 진동실험을 통해 분리장치의 신뢰도를 높이는 연구를 수행할 예정이다.
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