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 정적 하중 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. 현재 한국항공우주연구원에서는 2010년도에 발사한 천리안위성 개발 시 습득한 기술들을 바탕으로 후속 위성인 정지궤도복합위성을 개발 중에 있다. 현재 개발중인 위성은 이전 위성에 비하여 기상탑재체의 해상도가 향상되고 임무수명이 증가하여 전체적인 발사중량이 많이 증가되었다. 이로 인해 천리안위성의 구조계 설계 개념을 활용하기 어렵게 되었고, 새로운 구조계 설계 개념의 정립이 필요한 상황이다. 본 논문에서는 정지궤도복합위성의 구조계 개념설계 방안들에 대하여 기술한다.
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 정적 하중 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. 현재 한국항공우주연구원에서는 2010년도에 발사한 천리안위성 개발 시 습득한 기술들을 바탕으로 후속 위성인 정지궤도복합위성을 개발 중에 있다. 현재 개발중인 위성은 이전 위성에 비하여 기상탑재체의 해상도가 향상되고 임무수명이 증가하여 전체적인 발사중량이 많이 증가되었다. 이로 인해 천리안위성의 구조계 설계 개념을 활용하기 어렵게 되었고, 새로운 구조계 설계 개념의 정립이 필요한 상황이다. 본 논문에서는 정지궤도복합위성의 구조계 개념설계 방안들에 대하여 기술한다.
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 launch environments. The launch environments imposed on satellites are quasi-static accelerations, aerodynamic loads, ac...
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 launch environments. The launch environments imposed on satellites are quasi-static accelerations, aerodynamic loads, acoustic loads and shock loads. Currently KARI(Korea Aerospace Research Institute) is developing Geo-KOMPSAT-2(Geostationary Earth Orbit KOrea Multi-Purpose Satellite) with technologies which were acquired during COMS(Communication, Ocean and Meteorological Satellite) development. As compared to COMS Geo-KOMPSAT-2 requires more propellant due to mass increase of Advanced Meteorological Payload with high resolution and increase of miss life, it is difficult to apply the design concept of COMS to Geo-KOMPSAT-2. This paper deals with conceptual design of Structural Subsystem for Geo-KOMPSAT-2.
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 launch environments. The launch environments imposed on satellites are quasi-static accelerations, aerodynamic loads, acoustic loads and shock loads. Currently KARI(Korea Aerospace Research Institute) is developing Geo-KOMPSAT-2(Geostationary Earth Orbit KOrea Multi-Purpose Satellite) with technologies which were acquired during COMS(Communication, Ocean and Meteorological Satellite) development. As compared to COMS Geo-KOMPSAT-2 requires more propellant due to mass increase of Advanced Meteorological Payload with high resolution and increase of miss life, it is difficult to apply the design concept of COMS to Geo-KOMPSAT-2. This paper deals with conceptual design of Structural Subsystem for Geo-KOMPSAT-2.
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문제 정의
정지궤도복합위성은 천리안위성과 마찬가지로 기상탑재체, 해양탑재체, 우주환경 탑재체가 장착되는 복합임무 위성이며 기상관측과 관련된 임무의 연속성을 위해 두 기의 위성으로 나누어 하나는 기상탑재체를, 다른 하나는 해양탑재체, 우주환경탑재체를 탑재하는 방안으로 진행 중이고 우선적으로 기상탑재체를 탑재한 위성을 발사할 예정이다. 본 논문은 두 기의 위성 중 기상탑재체를 장착하는 위성에 대한 개념설계에 관한 내용이다.
원조 격인 천리안위성은 기상과 해양을 관측하는 두 개의 광학 탑재체와 하나의 통신 탑재체를 장착한 복합임무위성으로 대한민국의 한국항공우주연구원과 프랑스의Astrium이 공동으로 개발한 위성이다. 정지궤도복합위성은 천리안위성의 개발과정을 통해 습득한 정지궤도위성 관련 기술들을 바탕으로 국내에서 주도적으로 개발하는 것을 목적으로 한다. 정지궤도복합위성은 천리안위성과 마찬가지로 기상탑재체, 해양탑재체, 우주환경 탑재체가 장착되는 복합임무 위성이며 기상관측과 관련된 임무의 연속성을 위해 두 기의 위성으로 나누어 하나는 기상탑재체를, 다른 하나는 해양탑재체, 우주환경탑재체를 탑재하는 방안으로 진행 중이고 우선적으로 기상탑재체를 탑재한 위성을 발사할 예정이다.
가설 설정
유한요소모델의 질량은 (표 3)과 같이 구조계 질량 440 kg를 포함한 건조질량(Dry Mass)이 약 1.5 ton 정도이고, 2기의 연료탱크를 최대 충전하였을 때의 질량인 2.0 ton을 가정하여 총 발사중량(Launch Mass)이 3.5 ton이다. 임무수명을 만족하기 위해 필요한 연료량을 기준으로 산출한 실제 발사 중량도 약 3.
유한요소모델의 질량은 최종적으로 (표 2)와 같이 구조계 질량 417 kg를 포함한 건조질량(Dry Mass)이 약 1.5 ton 정도이고, 4기의 연료탱크를 최대로 충전하였을 때의 질량인 2.3 ton을 가정하여 총 발사중량(Launch Mass)이 3.8 ton이다. 그러나 임무수명을 만족하기 위해 필요한 연료량을 기준으로 한 실제 발사중량은 3.
제안 방법
위성 내부에 일자형의 중앙 실린더가 있고 그 내부에 2기의 연료 탱크를 배치하였다. A 안과 마찬가지로 위성의 상단 지구 패널에는 기상탑재체를 모사하는 더미구조체를 장착하였고, 그 밑에는 탄소 복합재 스킨의 샌드위치 패널인 접속구조물을 구현하였다.
알루미늄 스킨으로 이루어진 샌드위치 패널들, 복합재 스킨으로 구성된 샌드위치 구조물인 중앙 실린더와 탑재체접속구조물(Payload Interface Structure)은 이차원 평판/셀요소를 사용하였으며 기상탑재체를 모사한 더미구조체는 평판/쉘요소와 육면체 요소를 이용하여 모델링 하였다. 구조물간 접속은 (그림 5)와 같이 알루미늄 시트를 구부려 제작한 클릿(cleat)을 사용하여 구현하는데 실제는 클릿의 강성을 고려한 모델링이 필요하나 개념설계 단계이므로 강체요소(rigid element)를 사용하여 모델링 하였고, 추진탱크 지지 스트럿은 일차원 바 요소를 사용하였다. 위성에 장착되는 각종 전장박스와 장비들은 상세 설계 단계에서는 상세모델이나 집중질량을 사용해야 하지만 현 단계에서는 단위면적당 분포질량인 비구조 질량(Non-Structural Mass)을 이용하여 모사하였다.
두 가지 개념설계 안에 대해 유한요소모델을 생성하고 강성해석을 수행하였다. 발사체의 고유모드와 위성체의 모드를 분리시키기 위해 발사체 업체는 위성이 최소진동수 요구 조건을 만족하도록 요구한다.
천리안위성의 구조계 설계 개념을 최대한 활용하는 것이 좋으나, 해상도가 향상된 차세대 기상탑재체를 탑재하면서 건조질량이 증가하였고 임무기간이 늘어남에 따라 많은 연료량이 필요하게 되면서 천리안위성의 구조계 설계 개념을 활용하기 어려운 상황이다. 따라서 발사중량이 2.5 ton인 천리안위성 대비 약 3.5 ton 정도로 예상되는 정지궤도복합위성에는 압축에 강하고 충분한 휨 강성을 제공할 수 있는 중앙 실린더를 구현하였고, 가능한 두 가지 설계 방안에 대해 각각 개념설계를 수행하였다. 또한 강성 해석을 통해 최소진동수 요구조건을 만족함을 확인하였고, 향후에는 강도해석을 통해 구조계의 안정성을 확인하고 상세설계를 수행할 예정이다.
그러나 천리안 위성에 사용된 양 끝 단을 지지하는 방식으로 장착되는 타입의 탱크 중 최대용량인 745 liter 탱크로는 임무수명을 만족하기 어려운 상황이다. 따라서 충분한 연료의 충전을 위해, 3 ton 이상 급의 상용위성에서 사용되는 대표적인 두 가지 방식의 추진계 방식을 고려하고 이를 장착할 수 있는 구조계의 개념설계를 수행하였다. 추진계 및 구조계 시스템은 탱크의 장착 방식에 크게 영향을 받는데, 탱크는 장착 방식에 따라 (그림 3) 왼쪽의 천리안위성에 사용된 양 끝 단을 지지하는 방식의 탱크와 오른쪽의 원주상 장착지점을 통해 지지되는 방식의 탱크로 구분할 수 있다.
또한 종 방향 모드가 요구조건인 31 Hz 대비 마진이 많은 상황이므로, 종 방향 모드에 큰 영향을 미치는 주요 설계 인자인 탱크 지지 스트럿의 직경을 (그림 9)와 같이 변화시켜 구조계 무게를 경량화 하였다.
유한요소 모델링에 적용되는 요소들은 구현하고자 하는 구조물의 형상 및 특성에 따라서 선정된다. 알루미늄 스킨으로 이루어진 샌드위치 패널들, 복합재 스킨으로 구성된 샌드위치 구조물인 중앙 실린더와 탑재체접속구조물(Payload Interface Structure)은 이차원 평판/셀요소를 사용하였으며 기상탑재체를 모사한 더미구조체는 평판/쉘요소와 육면체 요소를 이용하여 모델링 하였다. 구조물간 접속은 (그림 5)와 같이 알루미늄 시트를 구부려 제작한 클릿(cleat)을 사용하여 구현하는데 실제는 클릿의 강성을 고려한 모델링이 필요하나 개념설계 단계이므로 강체요소(rigid element)를 사용하여 모델링 하였고, 추진탱크 지지 스트럿은 일차원 바 요소를 사용하였다.
위성 내부에 원통 실린더와 콘으로 이루어진 중앙 실린더가 있고 그 주변에 연료 탱크 4기를 배치하였다. 연료탱크의 지지를 위해 상단과 하단에 플랫폼을 적용하여 횡 방향 강성을 제공하였고, 하단에 스트럿을 장착하여 종 방향 강성을 부과하였다. 위성의 상단 지구 패널에 기상탑재체를 모사하는 더미구조체를 장착하였고, 그 밑에는 극심한 우주 열환경에서 탑재체의 지향 안정성을 극대화 하기 위해 열변형 계수(Coefficient of Thermal Expansion)가 작은 탄소 복합재 스킨으로 구성된 샌드위치 패널의 접속구조물을 구현하였다.
구조물간 접속은 (그림 5)와 같이 알루미늄 시트를 구부려 제작한 클릿(cleat)을 사용하여 구현하는데 실제는 클릿의 강성을 고려한 모델링이 필요하나 개념설계 단계이므로 강체요소(rigid element)를 사용하여 모델링 하였고, 추진탱크 지지 스트럿은 일차원 바 요소를 사용하였다. 위성에 장착되는 각종 전장박스와 장비들은 상세 설계 단계에서는 상세모델이나 집중질량을 사용해야 하지만 현 단계에서는 단위면적당 분포질량인 비구조 질량(Non-Structural Mass)을 이용하여 모사하였다. 또한 히터, 히트파이프와 같은 열제어계 하드웨어들이나 하니스들(Harness)은 마찬가지로 분포질량인 비구조질량을 사용하여 장착되는 패널에 모사를 하였다.
연료탱크의 지지를 위해 상단과 하단에 플랫폼을 적용하여 횡 방향 강성을 제공하였고, 하단에 스트럿을 장착하여 종 방향 강성을 부과하였다. 위성의 상단 지구 패널에 기상탑재체를 모사하는 더미구조체를 장착하였고, 그 밑에는 극심한 우주 열환경에서 탑재체의 지향 안정성을 극대화 하기 위해 열변형 계수(Coefficient of Thermal Expansion)가 작은 탄소 복합재 스킨으로 구성된 샌드위치 패널의 접속구조물을 구현하였다. 또한 위성 본체와 탑재체 간의 열적 분리를 위해 열전도율이 적은 티타늄 소재의 바이포드(bi-pod) 구조물을 사용하였다.
1 Hz로 요구조건인 11 Hz를 만족하지 못하였다[2]. 이는 무거운 기상탑재체가 위성 상단에 탑재되고 지구 패널의 강성이 충분치 않아 횡 방향 모드가 낮게 나오는 것이므로, (그림 8)과 같이 지구 패널 밑단에 샌드위치 패널을 추가적으로 장착하여 기상탑재체 센서 유닛의 연결부위에 충분한 강성을 구현하였다.
정지궤도복합위성은 천리안위성의 구조계 설계 개념을 최대한 활용하는 것을 기본 방안으로 하여 초기에는 격벽형 구조물을 고려하였다. 그러나 해상도가 향상된 차세대 기상 탑재체를 탑재하면서 천리안 위성 대비 전체적인 탑재체의 무게가 증가하였고 임무기간이 7년에서 10년으로 늘어남에 따라 더 많은 연료가 요구된다.
대상 데이터
위성의 상단 지구 패널에 기상탑재체를 모사하는 더미구조체를 장착하였고, 그 밑에는 극심한 우주 열환경에서 탑재체의 지향 안정성을 극대화 하기 위해 열변형 계수(Coefficient of Thermal Expansion)가 작은 탄소 복합재 스킨으로 구성된 샌드위치 패널의 접속구조물을 구현하였다. 또한 위성 본체와 탑재체 간의 열적 분리를 위해 열전도율이 적은 티타늄 소재의 바이포드(bi-pod) 구조물을 사용하였다.
성능/효과
강성해석 결과 (그림 12)와 같이 횡 방향 모드는 15.54 Hz로 요구조건인 11Hz를 만족하였고, 종 방향 모드는 41.11 Hz로 설계 요구조건인 31 Hz를 만족하였다. 중앙 실린더의 직경이 크기 때문에 휨 강성이 크게 되어 강성 측면에서 유리한 면이 있었고, 요구조건을 크게 상회하는 상황이므로 향후 중앙 실린더의 설계를 최적화하여 구조계 무게를 경량화할 예정이다.
8 ton이다. 그러나 임무수명을 만족하기 위해 필요한 연료량을 기준으로 한 실제 발사중량은 3.5 ton으로 예상되는데, 이는 추가적인 건조질량의 증가나 위성 활용 기간을 늘리기 위한 추가 충전의 가능성을 고려하여 구조 설계의 최악조건인 최대 충전을 기준으로 모델링 및 해석을 수행하였고 최대 충전 형상에서도 설계 요구조건을 만족함을 확인할 수 있었다.
기상탑재체 지지구조물을 추가하고 탱크를 지지하는 스트럿의 직경을 변경한 강성해석 결과는 (그림 10)과 같이 횡 방향으로 11.65 Hz, 종 방향으로 34.45 Hz로 설계 요구조건을 만족하였다.
후속연구
5 ton 정도로 예상되는 정지궤도복합위성에는 압축에 강하고 충분한 휨 강성을 제공할 수 있는 중앙 실린더를 구현하였고, 가능한 두 가지 설계 방안에 대해 각각 개념설계를 수행하였다. 또한 강성 해석을 통해 최소진동수 요구조건을 만족함을 확인하였고, 향후에는 강도해석을 통해 구조계의 안정성을 확인하고 상세설계를 수행할 예정이다.
5 ton이다. 임무수명을 만족하기 위해 필요한 연료량을 기준으로 산출한 실제 발사 중량도 약 3.5ton 으로 현재 발사중량 관점에서 마진이 많지는 않은 상황이므로, 설계 최적화를 통한 경량화가 필요할 것이다.
정지궤도복합위성은 천리안위성의 개발과정을 통해 습득한 정지궤도위성 관련 기술들을 바탕으로 국내에서 주도적으로 개발하는 것을 목적으로 한다. 정지궤도복합위성은 천리안위성과 마찬가지로 기상탑재체, 해양탑재체, 우주환경 탑재체가 장착되는 복합임무 위성이며 기상관측과 관련된 임무의 연속성을 위해 두 기의 위성으로 나누어 하나는 기상탑재체를, 다른 하나는 해양탑재체, 우주환경탑재체를 탑재하는 방안으로 진행 중이고 우선적으로 기상탑재체를 탑재한 위성을 발사할 예정이다. 본 논문은 두 기의 위성 중 기상탑재체를 장착하는 위성에 대한 개념설계에 관한 내용이다.
11 Hz로 설계 요구조건인 31 Hz를 만족하였다. 중앙 실린더의 직경이 크기 때문에 휨 강성이 크게 되어 강성 측면에서 유리한 면이 있었고, 요구조건을 크게 상회하는 상황이므로 향후 중앙 실린더의 설계를 최적화하여 구조계 무게를 경량화할 예정이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
위성 구조계의 가장 기본적인 임무 및 역할은 무엇인가?
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 정적 하중 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.
한국항공우주연구원에서 개발 중인 정지궤도복합위성은 기존의 위성에 비해 어떤 점이 바뀌었는가?
현재 한국항공우주연구원에서는 2010년도에 발사한 천리안위성 개발 시 습득한 기술들을 바탕으로 후속 위성인 정지궤도복합위성을 개발 중에 있다. 현재 개발중인 위성은 이전 위성에 비하여 기상탑재체의 해상도가 향상되고 임무수명이 증가하여 전체적인 발사중량이 많이 증가되었다. 이로 인해 천리안위성의 구조계 설계 개념을 활용하기 어렵게 되었고, 새로운 구조계 설계 개념의 정립이 필요한 상황이다.
위성체가 발사체에 실려 발사될 때 어떤 하중을 겪게 되는가?
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 정적 하중 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. 현재 한국항공우주연구원에서는 2010년도에 발사한 천리안위성 개발 시 습득한 기술들을 바탕으로 후속 위성인 정지궤도복합위성을 개발 중에 있다.
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