위성 구조계의 가장 기본적인 임무 및 역할은, 우선 위성 자체의 미션 및 기능을 위해 필요한 여러 탑재체 및 장비들을 장착하고 지지할 수 있는 공간을 제공하고, 발사 시에 발생하는 이런 극심한 발사환경 하중에서 위성체 및 탑재체들을 안전하게 보호하는 것이다. 위성체가 발사체에 실려 발사될 때에 매우 높은 가속도에 의한 정적하중 및 공기의 저항에 의한 하중, 연소 가스 분출 시 발생하는 음향에 의한 하중, 발사체로부터 분리될 때 발생하는 충격 하중 등 여러 가지의 극심한 하중을 겪게 된다. 이런 여러 발사환경 중, 저주파 동적 하중 환경의 검증을 위한 정현파 가진 시험 시에 주요 탑재체 및 장비들의 고유모드에서 과도한 하중이 가해지는 것을 피하기 위해 정현파 가진 규격에 노칭을 적용하게 된다. 본 논문은 정현파 가진 시험을 주요 내용으로 하며, 시험을 수행하기 위한 노칭된 예측 입력하중과 실제 시험에 사용된 입력하중을 비교하여 유한요소모델 및 예측의 정확성을 확인해 보고자 한다.
위성 구조계의 가장 기본적인 임무 및 역할은, 우선 위성 자체의 미션 및 기능을 위해 필요한 여러 탑재체 및 장비들을 장착하고 지지할 수 있는 공간을 제공하고, 발사 시에 발생하는 이런 극심한 발사환경 하중에서 위성체 및 탑재체들을 안전하게 보호하는 것이다. 위성체가 발사체에 실려 발사될 때에 매우 높은 가속도에 의한 정적하중 및 공기의 저항에 의한 하중, 연소 가스 분출 시 발생하는 음향에 의한 하중, 발사체로부터 분리될 때 발생하는 충격 하중 등 여러 가지의 극심한 하중을 겪게 된다. 이런 여러 발사환경 중, 저주파 동적 하중 환경의 검증을 위한 정현파 가진 시험 시에 주요 탑재체 및 장비들의 고유모드에서 과도한 하중이 가해지는 것을 피하기 위해 정현파 가진 규격에 노칭을 적용하게 된다. 본 논문은 정현파 가진 시험을 주요 내용으로 하며, 시험을 수행하기 위한 노칭된 예측 입력하중과 실제 시험에 사용된 입력하중을 비교하여 유한요소모델 및 예측의 정확성을 확인해 보고자 한다.
Satellite structure should be designed to accommodate and support safely the payload and equipments necessary for its own missions and to secure satellite and payloads from severe laucnch enviroments. The lauch environments imposed on satellites are quasi-static accelerations, aerodynamic loads, aco...
Satellite structure should be designed to accommodate and support safely the payload and equipments necessary for its own missions and to secure satellite and payloads from severe laucnch enviroments. The lauch environments imposed on satellites are quasi-static accelerations, aerodynamic loads, acoustic loads and shock loads. To qualify the structure design against low-frequency dyanmic enviromnent, sine vibration test should be performed. During sine vibration test, the notchings are implemented in order to keep the payloads and equipments from excessive loading at their own main modes. This paper deals with sine test prediction, sine vibration test results, comparison of predicted values and tested values, and verification of Finite Element Model.
Satellite structure should be designed to accommodate and support safely the payload and equipments necessary for its own missions and to secure satellite and payloads from severe laucnch enviroments. The lauch environments imposed on satellites are quasi-static accelerations, aerodynamic loads, acoustic loads and shock loads. To qualify the structure design against low-frequency dyanmic enviromnent, sine vibration test should be performed. During sine vibration test, the notchings are implemented in order to keep the payloads and equipments from excessive loading at their own main modes. This paper deals with sine test prediction, sine vibration test results, comparison of predicted values and tested values, and verification of Finite Element Model.
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문제 정의
본 논문은 저주파 동적 하중에 대한 설계 검증을 위해 수행한 정현파 가진 시험을 주요 내용으로 하며, 시험을 수행하기 위한 노칭된 예측 입력하중과 실제 시험에 사용된 입력 하중을 비교하여 유한요소모델 및 예측의 정확성을 확인해 보고자 한다.
제안 방법
정현파 환경에 대한 위성의 안정성을 검증하기 위해 발사체로부터 요구되는 규격은 표 1과 같고, 이는 Shock Response Spectrum (SRS)으로부터 구한 등가의 정현파 하중으로 발사 시 예상되는 모든 하중들을 포함하는 일종의 최대값 개념으로 내부에 많은 마진이 내포되어 있다. 따라서 위성체와 발사체간의 접속부분과 주요 탑재체 및 장비들의 고유모드에서 과도한 하중이 가해지는 것을 피하기 위해 정현파 가진 규격에 노칭을 적용하고, 이러한 노칭의 허용 가능성은 향후 위성체와 발사체의 연성하중해석(Coupled Load Analysis)을 통해 마진을 확인하여 검증한다.
정현파 가진 시험은 발사 시에 발생하는 저주파 동적 하중에 대한 위성체의 안정성을 검증하기 위한 시험이다. 위성체의 접속부분과 주요 탑재체 및 장비들의 고유모드에서 과도한 하중이 가해지는 것을 피하기 위해 발사체의 정현파 가진 규격에 1차 및 2차 노칭을 적용하였고, 이를 위해 유한요소 모델을 이용한 주파수 응답해석이 선결되었다. 정현파 시험을 통해 측정한 실제 위성의 동특성은 감쇠 측면에서 차이를 보였으나 주파수 측면에서 해석모델과 매우 유사한 거동을 보였다.
이런 발사 하중들은 주파수 특성에 따라 준정적 하중, 100Hz 이하의 저주파 동적 하중, 100Hz 이상 10,000Hz 이하의 고주파 동적 하중으로 분류할 수 있는데, 일반적으로 주구조물은 정상상태의 엔진 추력에 의한 준정적 하중에 안정하도록 설계하고, 탑재체와 장비들의 접속 구조물들과 같은 부구조물은 저주파 동적 하중을 바탕으로 설계한다. 준정적 하중의 경우 준정적 시험(Sine burst test)을 통해 위성 구조계의 설계를 검증하고, 저주파 동적 하중의 경우 100Hz 이하의 정현파 가진 시험(Sine vibration test)을 통해 설계를 검증한다. 그러나 정현파 가진 시험 시 발사체 매뉴얼에서 제공하는 정현파 가진 규격을 그대로 적용하는 것이 아니라, 주요 탑재체 및 장비들의 고유모드에서 과도한 하중이 가해지는 것을 피하기 위해 가진 규격에 노칭을 적용하고 향후 위성과 발사체의 연성하중해석(Coupled load analysis) 를 통해 수용 여부를 결정하게 된다[1][2].
정현파 하중 시험은 바로 발사체 입력 규격의 하중으로 가진 하는 것이 아니라, 위성의 동특성을 알기 위해 발사체 입력 규격의 10%미만의 낮은 레벨로 가진을 하여 유한요소모델의 정확성을 검증하고 몇 번의 단계를 거쳐 최종적으로 규격 입력에 해당하는 하중으로 가진 하게 된다. 최대 하중으로 시험하여 발사환경에 대한 위성체의 안정성을 검증한 후에는 다시 처음의 낮은 레벨 하중으로 가진 하고 최대 하중을 겪기 전과의 특성을 비교함으로써 위성 구조계의 손상 여부를 확인하게 된다.
대상 데이터
본 논문에 사용된 정지궤도 위성은 복수 임무를 가지는 복합 위성으로 그 임무 요건에 따라 기상, 해양 및 통신의 독립 적인 탑재체들이 각각 장착되고, 그 외에 위성 운용을 위해 태양 전지판 및 연료 탱크들이 그림 1과 같이 탑재된다.
이론/모형
노칭 해석을 수행하기 위해서는 먼저 유한요소모델에 정현파 입력 하중을 적용하여 주파수 응답함수를 구해야 한다. 그림 4의 유한요소모델에 2% 감쇠를 적용하여 MSC/Nastran 2001을 사용하여 해석하였다[4]. 위성의 안정성을 위해 연료를 주입하지 않는 실제 시험 형상과 동일하게 수행하였다.
성능/효과
위성체의 접속부분과 주요 탑재체 및 장비들의 고유모드에서 과도한 하중이 가해지는 것을 피하기 위해 발사체의 정현파 가진 규격에 1차 및 2차 노칭을 적용하였고, 이를 위해 유한요소 모델을 이용한 주파수 응답해석이 선결되었다. 정현파 시험을 통해 측정한 실제 위성의 동특성은 감쇠 측면에서 차이를 보였으나 주파수 측면에서 해석모델과 매우 유사한 거동을 보였다. 위성과 발사체의 연성하중해석 결과와 정현파 시험 결과 비교를 통해 최종적으로 위성의 저주파 동적 하중에 대한 안정성을 검증하게 될 것이고, 연성하중해석은 실제 위성의 감쇠를 고려하여 수행되어야 할 것이다.
표 2는 유한요소모델과 실제 위성의 주요 모드들을 비교한 것으로, 사용된 유한요소모델은 주파수 차이에 대한 5% 요구 조건을 모두 만족하는 매우 정확한 모델임을 확인할 수 있었다. 하지만 감쇠에 대해 유한요소모델을 최적화하지 않았으므로, 위성체의 주요 횡 방향 모드들을 포함한 모드들에서 동적 증폭비 차이를 보였다.
표 2는 유한요소모델과 실제 위성의 주요 모드들을 비교한 것으로, 사용된 유한요소모델은 주파수 차이에 대한 5% 요구 조건을 모두 만족하는 매우 정확한 모델임을 확인할 수 있었다. 하지만 감쇠에 대해 유한요소모델을 최적화하지 않았으므로, 위성체의 주요 횡 방향 모드들을 포함한 모드들에서 동적 증폭비 차이를 보였다.
후속연구
정현파 시험을 통해 측정한 실제 위성의 동특성은 감쇠 측면에서 차이를 보였으나 주파수 측면에서 해석모델과 매우 유사한 거동을 보였다. 위성과 발사체의 연성하중해석 결과와 정현파 시험 결과 비교를 통해 최종적으로 위성의 저주파 동적 하중에 대한 안정성을 검증하게 될 것이고, 연성하중해석은 실제 위성의 감쇠를 고려하여 수행되어야 할 것이다.
예측된 모드들이 실제 위성 모드들과 주파수 측면에서 유사하여 전체적으로 비슷한 형상을 보이지만, 감쇠가 다르므로 입력하중의 노칭 깊이는 다른 경향을 보였다. 특히 Y 방향의 21Hz 부근과 Z 방향의 40Hz, 65Hz 부근의 노칭이 깊은데, 발사체에서 수용 가능할지는 연성하중해석 결과를 통해 확인해야 할 것이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
정현파 가진 시험을 위한 노칭은 1차 노칭과 2차 노칭으로 분류할 수 있는데, 각각에 대해 설명하시오.
정현파 가진 시험을 위한 노칭은 안정성을 보장하고자 하는 품목에 따라 크게 1차 노칭(Primary notching)과 2차 노칭(Secondary notching)으로 분류한다. 1차 노칭은 주구조물을 보호하기 위한 노칭으로 발사 시 위성의 무게 중심에 작용하는 준정적 하중을 바탕으로 구한 위성체 밑면에서의 축방향, 횡방향 힘 및 휨 모멘트를 기준으로 한다. 2차 노칭은 주요 탑재체 및 장비들을 보호하기 위한 노칭으로 각 탑재체 및 장비들의 유닛 검증 레벨을 기준으로 한다[3].
위성 구조계의 가장 기본적인 임무 및 역할은?
위성 구조계의 가장 기본적인 임무 및 역할은 위성 자체의 미션 및 기능을 위해 필요한 여러 탑재체 및 장비들을 장착하고 지지할 수 있는 공간을 제공하고, 발사 시에 발생하는 극심한 발사환경과 위성 운용 시의 궤도환경 하에서 위성체 및 탑재체들을 안전하게 보호하는 것이다. 위성 구조계는 일반적으로 크게 주구조물(Primary Structure)과 부구조물(Secondary Structure)로 분류하는데, 주구조물은 발생하는 모든 하중들에 대한 주요 하중 경로이고 부구조물은 주구조물에 장착되는 여러 장비들을 지지하는 하부 구조물이다.
위성 구조계는 크게 무엇으로 분류하는가?
위성 구조계의 가장 기본적인 임무 및 역할은 위성 자체의 미션 및 기능을 위해 필요한 여러 탑재체 및 장비들을 장착하고 지지할 수 있는 공간을 제공하고, 발사 시에 발생하는 극심한 발사환경과 위성 운용 시의 궤도환경 하에서 위성체 및 탑재체들을 안전하게 보호하는 것이다. 위성 구조계는 일반적으로 크게 주구조물(Primary Structure)과 부구조물(Secondary Structure)로 분류하는데, 주구조물은 발생하는 모든 하중들에 대한 주요 하중 경로이고 부구조물은 주구조물에 장착되는 여러 장비들을 지지하는 하부 구조물이다. 위성체는 발사 시에 엔진추력에 의한 매우 높은 정적 및 동적가속도, 돌풍이나 바람 및 음속을 돌파하면 발생하는 공기역학적 하중, 연소 가스 분출 시 발생하는 소음에 의한 음향 하중, 엔진 점화 및 종료 시의 급격한 임펄스 변화, 발사체에서 분리될 때 발생하는 충격 하중 등 여러 가지의 극심한 하중을 겪게 된다.
참고문헌 (4)
김창호, 김경원, 김선원, 임재혁, 황도순, "정지궤도 위성의 정현파 가진 시험을 위한 노칭해석", 진동소음공학회 춘계학술발표대회, May 2010
김경원, 김성훈, 김진희, 이주훈, 황도순, 진익민, "인공 위성의 정현파 진동시험을 위한 노치 해석", 한국항공우주학회 추계학술발표대회, November 2003
김성훈, 김진희, 황도순, 이주훈, 진익민, "인공위성 노치 예측해석 및 정현파가진 시험 입력도출", 항공우주기술지 제1권 2호, November 2002
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