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문제 정의
- SOC의 주요 과학 목적은 우리은하의 360° × 6° 근적외선(Paschen α Line) 방출 지도를 작성하고, 황도 북극을 중심으로 한 근적 외선 우주배경복사를 관측하는 것이다.
- 그리고 그 해결 방법을 이용한 수정보완을 거쳐서 충격 재시험을 2011년 10월에 수행하였고 그 시험을 통과했다. 이 논문에서는 렌즈파손 원인분석과 해결 과정, 그리고 충격 재시험 결과를 기술한다.
가설 설정
- 3) 또한 Flexure의 고유진동수는 100 Hz 근처에 있어서 SOC와 공명한다.
- 렌즈파손 원인을 분석한 우리는 SOC내에서 해결할수 있는 최적의 방법을 연구하였고, 그 결과 3가지의 해결 방법을 찾게 되었다. 첫 번째, Barrel 구조체의 공명을 막는 것이다. 그래서 Flexure의 형상과 두께를 수정해서 렌즈 모듈의 고유진동수를 300 ~ 350 Hz으로 증가시켰다.
제안 방법
- 2011년 10월 6일 항우연 환경시험장에서 Shock Simulator를 이용하여 충격 재시험을 수행했다. 이 시험에 사용된 충격량은 Dummy Barrel 충격시험을 통해 확인했던 1.
- 세 번째, 렌즈 인터페이스를 결정하는 Spacer의 모양을 부분적으로 수정하였다. Tangential Interface에서 Tangential-toroidal Interface 조합의 형태로 수정함으로써 충격 시험에서 약간의 렌즈 움직임이 발생하더라도 2차파손을 방지할 수 있도록 보완 하였다.
- 두 번째, Flexure의 재질을 티타늄으로 바꾸면서 강도를 높였고, 렌즈안전을 충분히 확보하기 위해 Pre-load를 현재 값보다 약 6 - 7배 더 높여서 181 G ~ 231 G 값으로 설계했다. 그 Pre-load에 대한 진동, 열수축, 그리고 스트레스 해석을 함께 수행했다. Flexure Pre-load는 모든 우주환경 시험에서 기본적으로 렌즈를 움직이지 않도록 하여 그 광학 성능을 유지하게 한다.
- 하지만 예상치 못한 결과가 발생하여 렌즈파손의 원인을 분석해야 했으며, 원인 분석과 더불어 해결 방법을 새롭게 제시해야 했다. 그리고 그 해결 방법을 이용한 수정보완을 거쳐서 충격 재시험을 2011년 10월에 수행하였고 그 시험을 통과했다. 이 논문에서는 렌즈파손 원인분석과 해결 과정, 그리고 충격 재시험 결과를 기술한다.
- MIRIS SOC를 위성에서 분해한 후에 그 상태를 유지한 채 한국천문연구원 실험실로 가져왔다. 내부 광학계 상태를 확인하기 위해 SOC 분해를 단계별로 실시했다. 이 분해과정에서 내부 기계 구조부의 볼트 조임 토크도 함께 확인했으며, 그 상태는 풀리지 않고 정상이 었다.
- 하지만그 결과는 매우 고무적이었고 SOC 검출기의 한 픽셀 크기가 40 μm이라는 것을 고려할 때 이 정도의 차이는 광학성능에서 무시할 수 있는 양이다. 또한 최적의 초점면에서 CCD 검출기를 앞(In-focus)/뒤(Out-focus)로 0.1 mm만큼 움직였을 때 PSF 결과를 비교하여 렌즈의 Tilt/De-center 여부를 확인하였다. 왜냐하면 렌즈가 약간의 움직임이 발생하면 Through Focus 위치에서 PSF 형상과 크기가 급격하게 달라지는 경향을 확인할 수 있고, 이미 SOC 광학계의 조립 정렬의 과정을 거치면서그 변화가 큰 영향을 준다는 사실을 경험했기 때문이다.
- 렌즈를 분해하면서 렌즈를 지지하고 있는 광기계부 ‘Flexure’, ‘Spacer’, ‘Retainer’에 대한 육안검사를 함께 수행했다.
- 렌즈파손 원인을 분석한 우리는 SOC내에서 해결할수 있는 최적의 방법을 연구하였고, 그 결과 3가지의 해결 방법을 찾게 되었다. 첫 번째, Barrel 구조체의 공명을 막는 것이다.
- 번째는 Shock Simulator 충격 시험에서 러시아 발사 팀에서 제시했던 요구사항을 초과하는 충격 입력 프로 파일을 적용함으로써 과도한 충격이 위성체와 SOC에전달되었다. 두 번째는 위성체 STM의 Y축 방향(충격 방향) 1차 모드가 100 Hz에 있었는데, 이 모드가 SOC 와 공명을 일으켜서 Barrel에 높은 가속도를 주었다.
- Flexure Pre-load는 모든 우주환경 시험에서 기본적으로 렌즈를 움직이지 않도록 하여 그 광학 성능을 유지하게 한다. 세 번째, 렌즈 인터페이스를 결정하는 Spacer의 모양을 부분적으로 수정하였다. Tangential Interface에서 Tangential-toroidal Interface 조합의 형태로 수정함으로써 충격 시험에서 약간의 렌즈 움직임이 발생하더라도 2차파손을 방지할 수 있도록 보완 하였다.
- 충격 시험의 실험 구성은 다음과 같다. 실제 위성의 형상 및 질량과 동일한 STSAT-3 EQM STM(Structure Thermal Model)에 MIRIS EQM을 탑재하고, 그 위성을 항우연에서 소유하고 있는 Shock Simulator 어댑터에 조립한다. 충격 시험의 입력 요구조건인 입력 프로파일을 확인하기 위해 그 어댑터에는 충격센서 3개가 중심을 기준으로 약 120도 간격으로 부착되어 있다.
- 우리는 SOC 렌즈파손 문제 해결을 위해 광기계부의 변경 설계를 진행했으며, 그 디자인에 대한 해석과 더불어 진동과 열수축 환경을 함께 고려하였다. Dummy Barrel 충격시험을 통해 SOC를 지지하는 기존의 GFRP 지지대는 그대로 이용하기로 결정했다.
- 충격시험 전후 구조부의 고유진동수 변화 및 구조체 건전성을 판단하기 위해 저준위 ‘Sine Sweep Test’ 방법 으로 Pre/Post-shock Test를 수행했다. 이 Sine Sweep Test는 조립된 위성의 X축, Y축, Z축 모든 방향에서 이뤄졌으며, 인공위성센터에서 수행되었다. 이 시험을 통해 충격시험 전후 SOC 구조체의 변화를 확인할 수 있으며, 그림 9는 SOC Top에 부착한 진동센서에서 측정한 그 반응결과를 충격시험 전후에 대해 비교하고 있다.
- 이 시험은 러시아 발사체 팀의 요구에 의해서 수행되었고, STSAT-3 STM Y축 방향에 대해서만 ‘Un-notched Test’를 다시 수행해야 했다.
- 만약 충격 시험을 통해서 렌즈는 파손되지 않고 광학적 성능이 급격하게 변했다면 이것 또한 심각한 문제가 될 수 있다. 이러한 상황을 미연에 방지하고 충격시험 전후의 안정성을 확인하기 위해서 PSF(Point Spread Function) 측정을 통해 광학계의 성능을 비교 분석했다. PSF는 광학계 구성요 소의 작은 Tilt나 De-center 효과에 의해서 그 변화 양상을 가장 잘 보여주는 광학성능 지표이다.
- 또한 위성체 바닥에서 얼마 만큼의 충격이 SOC 입력으로 가해졌는지도 알 수 없었다. 이러한 어려움을 미연에 방지하기 위해서 충격 센서의 위치를 충분히 확보했으며, Dummy Barrel 충격시험과 동일한 위치를 사용했고 단지 Dummy Barrel내부에 부착했던 2개의 센서만 제거했다. 그림 6은 SOC의위성 재조립 후에 항우연에서 Shock Simulator를 이용하여 다시 충격 시험을 수행한 모습을 나타낸다.
- 이것은 현재 SOC를 지지하고 있는 GFRP 파이프 구조물을 더 강화시키고, Flexure를 개선하고 Pre-load를 더 높임으로써 해결할 수 있다. 참고로 GFRP 파이프 구조물을 가진 SOC는 Y축 방향에서 162.4 Hz가 첫 번째 모드이기 때문에 Y축 방향의 진동 에서 공명을 이룬다고 말하기는 힘들지만, 구조개선을 통해서 그 시험결과를 비교해보기로 했다.
- 충격 시험에 사용된 절차를 요약하면 충격 시험 전후에 저준위 ‘Sine Sweeping Test’를 수행하여 위성체 및 탑재체의 고유 진동수 변화가 있는지를 확인하며, 그 강도 및 볼트의 체결 특성이 변했는지 확인하게 된다.
대상 데이터
- 8 Bar(no pad)를 동일하게 적용했다. 사용된 시험 환경은 위성 EQM STM과 MIRIS EQM을 조립하여 수행했으며, SOC의 구성은 기존과 동일한 GFRP 지지대를 사용하고 Barrel 내부의 광기계부(Flexure, Spacer)만 개선된 상태였다.
데이터처리
- 개선된 SOC EQM의 충격 재시험 결과를 SRS 그래프를 통해서 분석 비교했다. 충격시험에 적용된 입력 프로파 일은 드네프르 발사체팀에서 제공한 스펙을 기준으로 삼았으며, 400 Hz이상의 고주파수 영역에서는 스펙보다 조금 높게 측정되었다.
이론/모형
- 본 연구는 교육과학기술부 과학기술위성 개발사업 “과학기술위성 3호 주탑재체 다목적 적외선 영상시스템 개발”의 일환으로 수행되었다.
- 충격 시험에 사용된 방법은 항우연에서 개발한 Shock Simulator를 이용해서 Pyrotechnic Device 폭발을 모사하는 것이었다. 이 Shock Simulator는 특정 압력으로 피스톤이 어댑터의 바닥 중심점을 아래쪽에서 충격함으로써 그 충격량을 전달한다.
- 충격시험 전후 구조부의 고유진동수 변화 및 구조체 건전성을 판단하기 위해 저준위 ‘Sine Sweep Test’ 방법 으로 Pre/Post-shock Test를 수행했다.
- 이전 진동시험은 ‘Notched Test’였기 때문에, 100 Hz 부근에서 Shaker에 노치 (Notch)를 주면서 실험을 수행했다. 하지만 그 실험은 충분한 신뢰도를 주지 못하여 Un-notched Test가 수행되었다.
성능/효과
- 1) SOC의 공명 주파수는 100 Hz 근처에 있고, 그 주파수에서 측정된 SRS는 100 G로써 입력 프로파일 보다 4배 더 큰 값에 해당한다.
- 2) Barrel에서 시뮬레이션 된 Acceleration Amplitude는 SOC Bottom 측정값보다 거의 2배 더 크기 때문에, 100 ~ 200 G의 가속도를 Barrel이 받은 것으로 계산할 수 있다.
- 4) 100 Hz 근처의 가속도는 렌즈에 적용한 Flexure Pre-load를 초과해서, 렌즈를 Barrel으로부터 분리시 킨다.
- 5) 그 가속도는 Flexure의 항복 강도보다 훨씬 컸고, Flexure를 영구 변형시켰다.
- 6) 렌즈들은 허공에서 광축의 수직방향 힘에 의해 Shift/Tilt 되었다.
- 7) 렌즈들은 Shift/Tilt된 상태를 유지하면서 다시 Barrel에 접촉하였고, 접촉될 때 그 접촉 면적은 부분적으로 바뀌었다.
- 8) 렌즈 접촉이 Sharp-corner Interface로 바뀐 경우에는 렌즈 스트레스가 급작스럽게 증가했다.
- 왜냐하면 렌즈가 약간의 움직임이 발생하면 Through Focus 위치에서 PSF 형상과 크기가 급격하게 달라지는 경향을 확인할 수 있고, 이미 SOC 광학계의 조립 정렬의 과정을 거치면서그 변화가 큰 영향을 준다는 사실을 경험했기 때문이다. 결과적으로 충격 재시험 전후의 PSF 형상과 경향은 매우 비슷하다는 것을 알 수 있었고, 이 사실로부터 SOC 렌즈는 충격 재시험 전후에 움직이지 않았다는 것을 확신할 수 있었다. 즉, 충격 재시험을 통해 SOC 렌즈는 파손이 일어나지 않았고 그 광학성능도 유지하고 있었다.
- 렌즈를 분해하면서 렌즈를 지지하고 있는 광기계부 ‘Flexure’, ‘Spacer’, ‘Retainer’에 대한 육안검사를 함께 수행했다. 그 결과를 요약하면 파손된 G1, G5 렌즈와 직접 접촉을 했던 Spacer 접촉면의 모서리 부분에서 강한 힘에 의해 찍힌 자국들이 생겼으며, 스프링 역할을 하는 Flexure 2와 Flexure 3의 경우에는 강한 충격에 의해 그 두께가 영구 변형되었다. 그 외의 다른 부품들은 정상 상태를 유지하고 있었다.
- 렌즈를 포함하고 있는 SOC Barrel을 분해했다. 그결과를 요약하면 SOC의 5개 렌즈 중에서 G1, G4, 그리고 G5가 파손되었고, G2와 G3는 파손되지 않은 상태였다. G4렌즈는 G5렌즈에 의해 Y축 진동시험에서 파편의 충격에 의해 파손된 것으로 확인되었고, G2렌즈의 중앙 에는 파손된 G1렌즈의 파편이 충돌한 흔적이 남아 있었다.
- 200 - 300 Hz 영역에서 SRS는 120 G 이하의 값을 나타냈으며, 이 값은 설계에서 고려한 Flexure의 Pre-load 181 ~ 231 G보다 작은 값으로써 렌즈 모듈은 움직이지 않은 것으로 판단된다. 그리고 SRS의 100 Hz에서 나타난 210 G 효과는 무시할 수 있는 양임을 확인했다.
- 그래서 Flexure의 형상과 두께를 수정해서 렌즈 모듈의 고유진동수를 300 ~ 350 Hz으로 증가시켰다. 두 번째, Flexure의 재질을 티타늄으로 바꾸면서 강도를 높였고, 렌즈안전을 충분히 확보하기 위해 Pre-load를 현재 값보다 약 6 - 7배 더 높여서 181 G ~ 231 G 값으로 설계했다. 그 Pre-load에 대한 진동, 열수축, 그리고 스트레스 해석을 함께 수행했다.
- 번째는 Shock Simulator 충격 시험에서 러시아 발사 팀에서 제시했던 요구사항을 초과하는 충격 입력 프로 파일을 적용함으로써 과도한 충격이 위성체와 SOC에전달되었다. 두 번째는 위성체 STM의 Y축 방향(충격 방향) 1차 모드가 100 Hz에 있었는데, 이 모드가 SOC 와 공명을 일으켜서 Barrel에 높은 가속도를 주었다. 세번째는 100 G 이상의 매우 높은 가속도를 받은 Barrel 은 렌즈를 움직이게 하여 렌즈 인터페이스를 Tangential Interface에서 Sharp-corner Interface로 변화시켜 렌즈파손을 촉발하였고, 설상가상으로 추가로 실험한 진동시험 에서 그 파손이 확장되었다.
- 참고로, 긴 점선의 Reference 입력 프로파일과 검정색 실선의 실제 입력프로파일을 함께 나타냈다. 여기서, 주목할 사실은 화살표로 표시한 100 Hz 부근에서 SOC Bottom이 실제 충격 입력 값에 비해 크게 증가하여 약 100 G 가량으로 증가하는 현상을 나타냈다.
- 이 그래프를 통해서 우리는 SOC가 어떤 주파수 대역에서 공명을 일으켰는지 알 수 있고, 최대로 받은 가속도 값을 추정할 수 있게 된다. 우리는 그림 1의 SRS를 분석하면서, 100 Hz 부근에서 위성체와의 공명으로 인해 SOC Bottom에서의 응답이 입력 프로파일(25 G at 100 Hz)보다 약 4배 이상 더 강한 힘을 받은 것으로 확인했다.
- 이 검사는 충격 시험으로 인한 렌즈의 급격한 파손만을 확인할 수 있는 방법이다. 이 검사 결과 렌즈의 외형에서 파손 현상은 확인되지 않았으며, 충격시험 전후 사진을 대조했을 때 형상의 전후 모습은 변화가 없는 것으로 확인되었다. 그리고 현장에서 위성 주변이나 내부에 렌즈의 파손 흔적이나 파편도 확인되지 않았다.
- SOC의 수정방안대로 광기계부가 재제작 및 조립되 었고, SOC EQM에 대한 충격 재시험이 2011년 10월 6 일 항우연 우주환경실험실에서 Shock Simulator에 의해 다시 이뤄졌다. 이 시험 결과, 충격 시험 전후의 육안 검사, Pre/Post-shock Test(Low-level Sine Sweep Test), 광학 성능시험(PSF 측정)을 통해서 SOC 충격 시험이 최종 통과한 것으로 확인하였다.
- 최종 적용된 Flexure Pre-load는 측정된 Dummy Barrel 충격시험의 결과에서 Barrel의 SRS를 근거로 기존에 고려했던 Pre-load를 더 높인 값이다. 이 값은 렌즈의 ‘Damage Safety Factor’를 2 이상 유지하고 렌즈 Pre-load에 의한 렌즈의 변형으로 광학 성능에 영향을 주지 않는 범위에서 거의 최대값으로 적용되었다.
- SOC Barrel/Dewar에서의 SRS. 최종 충격 재시험에서 얻은 Barrel 주변의 SRS 결과를 보여주는 그래프로써, 100 Hz에서는 약 2배 가량 높은 210 G 를 나타내고 개선되는 Barrel 내부의 고유진동수 영역인 200 - 300 Hz 에서는 약 120 G 이하의 값으로 측정되었다.
- 개선된 SOC EQM의 충격 재시험 결과를 SRS 그래프를 통해서 분석 비교했다. 충격시험에 적용된 입력 프로파 일은 드네프르 발사체팀에서 제공한 스펙을 기준으로 삼았으며, 400 Hz이상의 고주파수 영역에서는 스펙보다 조금 높게 측정되었다. 이것은 Shock Simulator가 실제 스펙보다 좀더 심한 충격을 주었다고 할 수 있지만, Shock Simulator가 최적으로 구현할 수 있는 입력 프로파일의 한계이기 때문에 허용할 수밖에 없다.
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