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문제 정의
- 이 연구에서는 위성체의 미소 진동에 의한 탑재체의 성능평가를 해석적인 방법과 실험적인 방법을 통하여 접근하여 보았다. 해석적인 방법은 위성체 설계 단계에서부터 실험없이 해석 모델을 통하여 비교적 쉽게 구현할 수 있다는 장점이 있지만 실제 위성체의 진동원과 구조 모델이 다를 수 있기 때문에 반드시 실험적인 방법과 병행하여 수행해야 한다.
제안 방법
- 5는 모드해석을 통해 얻은 모드형상과 고유진동수를 나타내고 있다. FEM을 통한 해석방법으로는 위성체 구조 모델에 진동원 모델링으로 구한 진동원의 진동을 실제 진동원이 장착되는 위치에서 Z축 방향으로 가진시키고 탑재체가 설치되는 경통부분의 십자가 빔에서 3축 진동 및 가속도 레벨을 예측하였다. 위와 같은 FEM 해석 방법에서 입력의 위치 및 방향은 실제 실험 환경과 동일하게 설정되었으며 실험 환경은 미소 진동 영향성의 실험적 방법에서 자세히 기술되어 있다.
- 따라서, 이 연구에서는 최근에 개발된 통합 지터 해석 프레임(4)을 이용한 해석적 미소진동 영향성 분석 방법과 실제 반작용 휠의 진동원과 인공위성의 특성을 반영하여 제작된 진동원 모사장치(5) 및 위성 구조 실험장치(testbed)(6)를 통한 실험적 미소 진동 영향성 분석방법을 수행하고 그 결과를 비교 분석해 보았다.
- 미소 진동원 모델링을 통해서 다양한 속도의 반작용 휠의 교란력을 묘사할 수 있으며 위성체 구조 모델링으로부터 구한 주파수 응답 함수를 곱해주면 광학 탑재체 위치에서의 가속도와 힘을 해석적으로 예측할 수 있다. 또한 실험적인 방법으로는 진동원 발생 장치인 미소 진동 모사 장치를 위성체 구조 testbed에 설치 한 후 동일한 휠 속도의 진동 스펙트럼을 발생시키면 가속도 센서와 힘 센서에 의해 광학 탑재체 위치에서의 힘과 가속도를 측정할 수 있게 된다. Fig.
- 최근에 개발된 통합 지터 해석 프레임을 통하여 진동원 모델링과 위성체 해석 모델링을 완성하였고 탑재체의 위치에서 가속도 및 힘의 크기를 예측할 수 있게 되었다. 또한, 실험을 위해 개발된 진동원 모사 장치와 위성 구조 실험장치(testbed)를 통하여 실제 진동원에 의한 탑재체의 가속도 및 힘의 크기를 측정하여 예측 값과 비교해 보았다. 특정 휠속도의 경우, 측정된 주파수 성분은 동일하나 가속도 크기에서는 해석 값이 실험값보다 다소 높게 예측되었다.
- 진동원의 위치는 변경 가능하며 임의의 진동원을 추가로 설치 할 수도 있다. 또한, 우주 환경에서의 위성 운용과 비슷하게 만들기위해 위성체 본체를 4개의 스프링 지지대로 공중에 매달은 경계조건을 선택하였다. 제작된 위성체 구조의 질량은 73.
- 미소 진동 영향성을 평가하기 위해서 가속도 센서와 힘센서를 탑재체 위치에 부착하여 반작용 휠로부터 발생한 미소 진동이 탑재체에 어떻게 영향을 미치는지 평가 분석 하였다. 미소 진동원 모델링을 통해서 다양한 속도의 반작용 휠의 교란력을 묘사할 수 있으며 위성체 구조 모델링으로부터 구한 주파수 응답 함수를 곱해주면 광학 탑재체 위치에서의 가속도와 힘을 해석적으로 예측할 수 있다.
- 실제 위성체 구조 실험장치(testbed)의 모드 테스트는 위성체 구조의 정확한 해석모델 튜닝을 위해서 위성체 경통부분과 본체부분을 나눠서 진행하였다. 6개의 가속도 센서를 Fig.
- 앞장에서 설계한 위성체 구조 모델을 기반으로 실제 실험을 위한 위성체 구조 testbed를 제작하였다. 위성체 구조에 실제 진동원을 모사할 수 있는 장치를 장착함으로써 진동원에서 발생된 미소 진동이 광학 탑재체에 어떠한 영향을 미치는지 분석할 수 있다. 진동원의 위치는 변경 가능하며 임의의 진동원을 추가로 설치 할 수도 있다.
- 위성체 미소 진동 영향성 평가 해석을 위해서 구조 모델은 광학 탑재체를 가지는 실제 인공위성들의 구조를 고려하여 유사한 구조물의 실험장치(testbed)를 제작하였다. 진동원의 주파수 범위인 10~200 Hz에서 다양한 구조 공진 모드를 가지는 위성 구조 모델을 선정하였다.
- 위성체의 구조 해석에 가장 널리 사용되고 있는 방법으로 유한요소법(finite element method; FEM)이 있지만 유한요소법은 일반적으로 정확한 모델링을 위해서 사용되는 유한요소의 개수가 증가하게 되며 해석에 필요한 계산용량이 증가하는 단점이 있다. 일반적으로 작은 감쇠를 가지는 구조물은 모드 해석을 통해 고유진동수와 모드형상을 사용하여 응답을 계산할 수 있기 때문에 이 연구에서는 유한요소 모델을 통해 모드정보를 산출하고 모드해석을 통해서 시스템의 응답을 계산하는 방식을 택하였다. 유한요소 모델은 상용 FEM 소프트웨어인 ANSYS를 사용하여 구성하였으며 ANSYS에서 모드해석을 수행하여 고유진동수와 모드형상을 계산한 후 모드 정보를 MATLAB으로 옮겨와 MATLAB에서 최종적으로 modal state-space 모델을 얻었다.
- 12와 같이 각 면에 수직으로 부착하여 impact hammer를 이용한 모드 테스트를 진행하였으며 측정된 구조 공진 모드의 주파수는 Table 3과 Table 4에 해석 결과와 비교하였다. 측정된 모드 테스트 결과를 통해서 2.2절에서 해석적으로 구한 위성체 구조 모델을 튜닝하였으며 튜닝방법으로는 해석 환경에서 구조물 재료 물성치와 구조물을 변화시켜서 수행하였다. Fig.
대상 데이터
- 위성 구조체의 패널과 플랫폼은 알루미늄으로 이루어져있으며, 경통을 지지하고 있는 중앙 플랫폼은 3 mm, 다른 패널과 플랫폼은 5 mm의 두께로 선정하였다. 경통 구조는 SUS로 제작되었으며 두께는 1.2 mm, 원의 지름은 300 mm, 길이는 400 mm이다. 경통 위에는 경통의 중앙부에서의 진동 레벨을 측정할 수 있게 십자가 형태의 빔(beam)을 부착하였다.
- 따라서 미소 진동원의 발생을 위해 실제 반작용 휠의 교란력 스펙트럼과 동일한 교란력을 발생시킬 수 있는 미소 진동 모사장치를 개발하게 되었다(5). 미소 진동 모사장치는 Fig. 6과 같이 보이스 코일 모터와 반작용 질량, 판 스프링 그리고 하부 구조(base structure)로 구성되어 있고 1축 및 3축 모사장치가 당 연구팀에 의해 설계 및 제작되었다.
- 앞장에서 설계한 위성체 구조 모델을 기반으로 실제 실험을 위한 위성체 구조 testbed를 제작하였다. 위성체 구조에 실제 진동원을 모사할 수 있는 장치를 장착함으로써 진동원에서 발생된 미소 진동이 광학 탑재체에 어떠한 영향을 미치는지 분석할 수 있다.
- 진동원의 주파수 범위인 10~200 Hz에서 다양한 구조 공진 모드를 가지는 위성 구조 모델을 선정하였다. 위성 구조체의 패널과 플랫폼은 알루미늄으로 이루어져있으며, 경통을 지지하고 있는 중앙 플랫폼은 3 mm, 다른 패널과 플랫폼은 5 mm의 두께로 선정하였다. 경통 구조는 SUS로 제작되었으며 두께는 1.
- 이번 논문에서 사용된 모사장치는 한축의 힘만 발생시키는 1축 반작용 모사장치로써 제작된 모사장치의 규격은 Table 2와 같다.
- 위성체 미소 진동 영향성 평가 해석을 위해서 구조 모델은 광학 탑재체를 가지는 실제 인공위성들의 구조를 고려하여 유사한 구조물의 실험장치(testbed)를 제작하였다. 진동원의 주파수 범위인 10~200 Hz에서 다양한 구조 공진 모드를 가지는 위성 구조 모델을 선정하였다. 위성 구조체의 패널과 플랫폼은 알루미늄으로 이루어져있으며, 경통을 지지하고 있는 중앙 플랫폼은 3 mm, 다른 패널과 플랫폼은 5 mm의 두께로 선정하였다.
데이터처리
- 실제 위성체 구조 실험장치(testbed)의 모드 테스트는 위성체 구조의 정확한 해석모델 튜닝을 위해서 위성체 경통부분과 본체부분을 나눠서 진행하였다. 6개의 가속도 센서를 Fig. 10과 Fig. 12와 같이 각 면에 수직으로 부착하여 impact hammer를 이용한 모드 테스트를 진행하였으며 측정된 구조 공진 모드의 주파수는 Table 3과 Table 4에 해석 결과와 비교하였다. 측정된 모드 테스트 결과를 통해서 2.
이론/모형
- 일반적으로 작은 감쇠를 가지는 구조물은 모드 해석을 통해 고유진동수와 모드형상을 사용하여 응답을 계산할 수 있기 때문에 이 연구에서는 유한요소 모델을 통해 모드정보를 산출하고 모드해석을 통해서 시스템의 응답을 계산하는 방식을 택하였다. 유한요소 모델은 상용 FEM 소프트웨어인 ANSYS를 사용하여 구성하였으며 ANSYS에서 모드해석을 수행하여 고유진동수와 모드형상을 계산한 후 모드 정보를 MATLAB으로 옮겨와 MATLAB에서 최종적으로 modal state-space 모델을 얻었다. 이와 같은 과정은 Fig.
성능/효과
- 13은 FEM 해석을 통해 구한 모드 형상을 보여주고 있다. 모드 테스트의 해석 및 실험결과를 비교한 결과 주파수에서 약간의 차이점을 보이고 있지만 매우 유사한 주파수 특성을 보여주고 있다.
- 1 N정도의 peak 교란력으로 탑재체에 영향을 미치고 있음을 확인할 수 있다. 실험적인 방법의 결과가 해석적 방법의 결과보다 노이즈 성분이 다소 관찰되었으나 그림과 같이 두 방법의 결과가 거의 유사함을 확인할 수 있었다.
- 또한, 실험을 위해 개발된 진동원 모사 장치와 위성 구조 실험장치(testbed)를 통하여 실제 진동원에 의한 탑재체의 가속도 및 힘의 크기를 측정하여 예측 값과 비교해 보았다. 특정 휠속도의 경우, 측정된 주파수 성분은 동일하나 가속도 크기에서는 해석 값이 실험값보다 다소 높게 예측되었다. 휠의 가감속의 경우 반작용 휠에 의한 미소진동이 탑재체 위치에서 10 % 미만으로 줄어들어 영향을 미치고 있음을 확인하였고 실험적인 방법과 해석적 방법의 결과가 거의 유사함을 확인할 수 있었다.
- 특정 휠속도의 경우, 측정된 주파수 성분은 동일하나 가속도 크기에서는 해석 값이 실험값보다 다소 높게 예측되었다. 휠의 가감속의 경우 반작용 휠에 의한 미소진동이 탑재체 위치에서 10 % 미만으로 줄어들어 영향을 미치고 있음을 확인하였고 실험적인 방법과 해석적 방법의 결과가 거의 유사함을 확인할 수 있었다. 지금까지 연구된 해석 프레임과 실험 장치는 다양한 진동원을 탑재하여 그 영향성 해석 결과를 검증하거나 개발한 진동 절연 장치의 성능을 평가하기 위해 유용하게 사용 될 것으로 기대된다.
후속연구
- 하지만, 해석적인 방법의 미소 진동 영향성 분석은 실제 위성의 모습과 다를 수 있기 때문에 반드시 실험적인 방법을 통한 검증이 이루어져야 한다. 또한 실험적인 결과를 통하여 해석 모델을 튜닝하면 좀 더 정확한 해석환경에서 분석이 가능할 것이라 판단된다.
- 휠의 가감속의 경우 반작용 휠에 의한 미소진동이 탑재체 위치에서 10 % 미만으로 줄어들어 영향을 미치고 있음을 확인하였고 실험적인 방법과 해석적 방법의 결과가 거의 유사함을 확인할 수 있었다. 지금까지 연구된 해석 프레임과 실험 장치는 다양한 진동원을 탑재하여 그 영향성 해석 결과를 검증하거나 개발한 진동 절연 장치의 성능을 평가하기 위해 유용하게 사용 될 것으로 기대된다.
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