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문제 정의
- [7]의 탑재체 중 하나로 궤도 검증의 임무를 수행할 예정이다. 따라서 본 연구에서는 궤도상 기능검증 임무 수행이 가능한 구속분리장치의 비행모델(Flight Model, FM)을 설계 및 제작하였으며, 발사 및 궤도환경 검증시험을 수행하였다. 시험 결과를 통하여 구속분리장치의 발사환경에서 구조 건전성을 확인하였으며, 궤도환경에서 정상임무 수행이 가능함을 입증하였다.
제안 방법
- , 1216VH Electrodynamics Shaker)를 사용하였으며, 페이로드 보드 (Payload Board)와 구속분리장치의 구속볼트부에 부착된 가속도 센서를 기준으로 가진 레벨을 측정하였다. Table 4에 정리한 것과 같이 QB50 인증시험 규격으로[17] 진동시험을 수행하였으며 시험전후 LLSS (Low Level Sine Sweep)를 수행하여 발사환경에서의 구조 건전성을 검증하였다.
- , Thermotron 8200)를 사용하였다. Table 6에 나타낸 열진공시험 규격과 같이 10-5 torr의 진공 조건과 시스템 궤도 열해석 결과로 도출된 인증시험 온도범위 (-35℃~35℃)에서 3사이클 수행하였으며, Fig. 7과 같이 구속볼트 부에 장착된 온도센서를 기준으로 시험개시 온도 조건 도달여부를 판단하였다. 인증수준의 시험온도규격에서 전개 확인 스위치의 정상 신호 출력을 확인하였으며, 최종 사이클 저온 조건 (-35℃)에서 동작 기능시험을 실시하여 극저온 진공상태에서 0.
- 하지만 본 구속분리장치는 궤도상 기능 검증을 수행하지 않았기 때문에 상기와 같이 큐브위성의 안테나 전개 메커니즘에 적용할 경우 구속분리장치 전개 실패시, 큐브위성 전체 임무 미션 실패로 이어질 수 있는 위험성이 존재한다. 따라서 Fig. 3과 같이 안테나의 구속/분리는 기존의 헤리티지를 가지고 있는 열선분리방식이 적용되며, 본 구속분리장치는 큐브위성 탑재체 보드에 장착되어 궤도상 기능검증용으로 임무를 수행하도록 설계 변경하였다. 따라서 궤도상 기능검증 임무를 수행하기 위하여 STEP Cube Lab.
- 또한, 궤도 진입시 구속분리장치의 기능검증 목적으로 전개 확인 스위치를 구속분리장치 분리 너트 전개부에 배치하였으며, 구속분리장치 분리스프링의 복원력으로 스위치 버튼을 구동한다. 식 (1)와 같이 ECSS Rule을[16] 적용하여 토크 버짓 분석을 통한 분리 스프링 (MISUMI Wire coil spring [M3, 5.
- 선행 연구를[11] 통하여 제안된 구속분리장치는 인증시험 온도범위에서의 동작 기능시험, 정하중시험 및 충격레벨 측정시험을 실시하였으며, 구속분리장치의 제원 및 인증시험결과를 Table 1에 나타낸다. 인증시험결과를 통하여 열선절단방식을 적용한 분리너트 분리방식이 적용된 설계가 의도한 대로의 높은 체결력과 저충격의 구현이 가능함을 확인하였다.
- 설계 및 제작이 완료된 구속분리장치 비행모델의 발사 및 궤도환경에서 정상 동작 여부를 검증하기 위하여 탑재체 레벨에서의 진동시험 및 열진공시험을 실시하였으며, 각 시험 종료 후 동작 기능시험을 수행하였다. 열선에는 큐브위성 전용 전력계인 PCM (Power Control Module)의 정격전압인 3.
- 본 논문에서는 큐브위성 STEP Cube Lab.에 탑재되어 궤도상 기능 검증 수행 예정인 열선분리방식을 이용한 힌지구동형 구속분리장치의 비행모델을 설계, 제작하여 발사 및 궤도 환경 검증시험을 수행하였다. 발사 환경 검증을 위한 진동시험에서 시험요구조건을 만족함을 확인하여 구조건전성을 확인하였고, 큐브위성의 열 해석으로부터 도출된 인증시험 온도범위에서의 열진공 시험 시 극저온 진공 조건에서도 본 분리장치가 정상 기능이 가능함을 확인하여, 설계가 의도한 대로 구현 가능함을 입증하였다.
- 설계 및 제작이 완료된 구속분리장치 비행모델의 발사 및 궤도환경에서 정상 동작 여부를 검증하기 위하여 탑재체 레벨에서의 진동시험 및 열진공시험을 실시하였으며, 각 시험 종료 후 동작 기능시험을 수행하였다. 열선에는 큐브위성 전용 전력계인 PCM (Power Control Module)의 정격전압인 3.3V를 Li-ion 배터리 (Gomspace Company, Nanopower P31U)의 최대 용량인 10W를 고려하여 최대전력 (10W)을 공급하였으며, 전개 확인 스위치의 신호 출력을 통하여 분리시간 및 전개 성공 여부를 확인하였다.
- 인증시험이 완료된 구속분리장치는 논문 연구실적으로만 그친 국내 산학연기 수행 우주 핵심기술을 발굴 및 탑재하고 자체개발 탑재체의 궤도상 검증을 임무로 하는 큐브위성 STEP Cube Lab.의 탑재체(MEMS 고체 추력기, 집광형 태양전력시스템 (CPV System : Concentrating Photovoltaic System), PCM (Phase Change Material), 가변 방사율 라디에이터 (Variable Emittance Radiator), 구속분리장치) 중 하나로서 궤도상 검증 임무를 수행할 예정이며 [7], 이를 위한 큐브위성 탑재 설계 및 비행모델 설계를 수행하였다.
- 2 (b)와 같이 주구조체와 상부패널 조립체의 레일 접속부에 고정 가이드나 Ball&socket 방식의 적용으로 In-plain 방향의 구속력을 부가하여 구조건전성을 확보한다. 즉, 하나의 분리장치를 이용하여 복수의 구조물을 동시에 구속/분리가 가능하며, 이를 통하여 기존 방식을 적용하여 발생하였던 시스템 복잡성 및 신뢰도 저하의 문제점이 해결 가능한 설계를 제시하였다[15].
- 따라서 궤도상 기능검증 임무를 수행하기 위하여 STEP Cube Lab. 초기설계단계에서 제시한 상부패널 조립체의 무게를 기준으로 설계 목표한 체결력 검증이 가능하고, 전개 확인 스위치 (Deployment Status Switch, DSSW)의 신호 데이터로 궤도 진입시 기능검증이 가능한 비행모델 설계를 진행하였다.
대상 데이터
- Figure 6은 궤도환경에서 구속분리장치의 정상 기능여부 확인을 위한 열진공시험 구성 형상으로 인공위성 연구센터(SaTReC)에서 보유한 열진공 챔버(Thermotron co., Thermotron 8200)를 사용하였다. Table 6에 나타낸 열진공시험 규격과 같이 10-5 torr의 진공 조건과 시스템 궤도 열해석 결과로 도출된 인증시험 온도범위 (-35℃~35℃)에서 3사이클 수행하였으며, Fig.
- 구속분리장치의 체결력 검증을 위한 Prelaod 인가장치는 설계 목표 Preload 인가를 위한 스프링 (MISUMI Wire coil spring [M5, 30.4N, 2EA] = 60N), 스프링과 원형 브래킷의 축방향 운동 가이드 역할을 수행하는 빔(Beam, 2EA) 그리고 구속 볼트와 결합되어 스프링 복원력을 인가하는 원형 브래킷 (Circular Bracket)으로 구성된다. 구속볼트가 원형 브래킷을 통하여 구속너트와 체결되면 스프링이 압축되어 구속분리장치에 축 방향 Preload가 인가되며, 빔과 원형 브래킷의 인터페이스 구성으로 발사환경에서 구속분리장치의 In-plain 방향의 구속력 부가가 가능하다.
- Figure 5는 구속분리장치의 발사환경 검증시험을 위한 진동시험 구성을 나타낸다. 본 시험은 인공위성 연구센터(SaTReC)에서 보유한 진동시험기(LING Electronics., 1216VH Electrodynamics Shaker)를 사용하였으며, 페이로드 보드 (Payload Board)와 구속분리장치의 구속볼트부에 부착된 가속도 센서를 기준으로 가진 레벨을 측정하였다. Table 4에 정리한 것과 같이 QB50 인증시험 규격으로[17] 진동시험을 수행하였으며 시험전후 LLSS (Low Level Sine Sweep)를 수행하여 발사환경에서의 구조 건전성을 검증하였다.
이론/모형
- 또한, 궤도 진입시 구속분리장치의 기능검증 목적으로 전개 확인 스위치를 구속분리장치 분리 너트 전개부에 배치하였으며, 구속분리장치 분리스프링의 복원력으로 스위치 버튼을 구동한다. 식 (1)와 같이 ECSS Rule을[16] 적용하여 토크 버짓 분석을 통한 분리 스프링 (MISUMI Wire coil spring [M3, 5.3N, 30mm, 2EA] = 0.106Nm)을 선정하였으며, Tswitch는 스위치 구동 토크값, TR.Friction은 구속분리장치 힌지 구동부 마찰에 대한 토크값 그리고 T1g은 지상시험을 고려한 1g 토크값을 의미한다. 토크 버짓 분석 결과를 Table 3에 정리하였다.
성능/효과
- 대기 환경에서는 저온 구현 한계로 –25℃ 조건까지 수행되었으며, 진공환경 극저온 조건 (-3 5℃)에서 측정된 분리시간과 비교 시, 진공환경이 약 –10℃ 낮은 조건임에도 분리시간이 0.3배 감소됨을 확인하였다.
- 또한 정하중시험을 통한 최대 허용하중 도출시 분리너트부 외주연을 감싼 나일론선의 소성 변형 및 파단의 영향을 확인하였으며, Table 2와 같이 본 분리장치는 인가 체결선 수(nwire)에 따라 나일론선 허용장력(Nnylon)을 고려하였을 시, 652N의 나일론선 체결(Nult) 조건하에서 3200N의 최대 허용하중이 도출되는 것으로 판단된다. 따라서 체결선 수에 따라 최대 허용하중을 조절 가능하며, 본 구속분리장치의 구속볼트와 동일 규격을 지니는 볼트(MISUMI Aluminium Bolt [CBAL, M6])의 경우 최대 6630N의 허용하중을 지님에 따라 체결선 수 증가 시 이와 유사한 최대 허용하중을 지닐 수 있을 것으로 판단된다.
- 인증시험결과를 통하여 열선절단방식을 적용한 분리너트 분리방식이 적용된 설계가 의도한 대로의 높은 체결력과 저충격의 구현이 가능함을 확인하였다. 또한 정하중시험을 통한 최대 허용하중 도출시 분리너트부 외주연을 감싼 나일론선의 소성 변형 및 파단의 영향을 확인하였으며, Table 2와 같이 본 분리장치는 인가 체결선 수(nwire)에 따라 나일론선 허용장력(Nnylon)을 고려하였을 시, 652N의 나일론선 체결(Nult) 조건하에서 3200N의 최대 허용하중이 도출되는 것으로 판단된다. 따라서 체결선 수에 따라 최대 허용하중을 조절 가능하며, 본 구속분리장치의 구속볼트와 동일 규격을 지니는 볼트(MISUMI Aluminium Bolt [CBAL, M6])의 경우 최대 6630N의 허용하중을 지님에 따라 체결선 수 증가 시 이와 유사한 최대 허용하중을 지닐 수 있을 것으로 판단된다.
- 에 탑재되어 궤도상 기능 검증 수행 예정인 열선분리방식을 이용한 힌지구동형 구속분리장치의 비행모델을 설계, 제작하여 발사 및 궤도 환경 검증시험을 수행하였다. 발사 환경 검증을 위한 진동시험에서 시험요구조건을 만족함을 확인하여 구조건전성을 확인하였고, 큐브위성의 열 해석으로부터 도출된 인증시험 온도범위에서의 열진공 시험 시 극저온 진공 조건에서도 본 분리장치가 정상 기능이 가능함을 확인하여, 설계가 의도한 대로 구현 가능함을 입증하였다. 향후 본 구속분리장치가 탑재된 큐브위성 비행모델의 환경시험 종료 후 2015년 발사되어 궤도 검증을 수행할 예정이다.
- 따라서 본 연구에서는 궤도상 기능검증 임무 수행이 가능한 구속분리장치의 비행모델(Flight Model, FM)을 설계 및 제작하였으며, 발사 및 궤도환경 검증시험을 수행하였다. 시험 결과를 통하여 구속분리장치의 발사환경에서 구조 건전성을 확인하였으며, 궤도환경에서 정상임무 수행이 가능함을 입증하였다.
- 이는 진공상태에서 대기환경 및 성분의 영향을 받지 않고 극저온 환경에서 열선의 저항 감소에 따른 전류 상승이 원인으로 판단된다. 시험 수행 결과를 통하여 본 구속분리장치의 궤도상 정상 임무 수행 가능성을 입증하였다.
- Table 5는 진동시험 수행 전, 최종 종료 후 3축에 대한 LLSS 수행 결과를 나타내며, 진동시험 결과 3축 모두 시험요구조건인 1차 고유진동수가 5% 이내의 변화율을 보임에 따라 구속분리장치의 구조건전성을 확인하였다. 시험 종료 후 구속 분리장치의 동작 기능시험을 실시하였으며 정상 작동됨을 확인하였다.
- 7과 같이 구속볼트 부에 장착된 온도센서를 기준으로 시험개시 온도 조건 도달여부를 판단하였다. 인증수준의 시험온도규격에서 전개 확인 스위치의 정상 신호 출력을 확인하였으며, 최종 사이클 저온 조건 (-35℃)에서 동작 기능시험을 실시하여 극저온 진공상태에서 0.71sec의 분리시간으로 정상 작동됨을 확인하였다. Fig.
- 선행 연구를[11] 통하여 제안된 구속분리장치는 인증시험 온도범위에서의 동작 기능시험, 정하중시험 및 충격레벨 측정시험을 실시하였으며, 구속분리장치의 제원 및 인증시험결과를 Table 1에 나타낸다. 인증시험결과를 통하여 열선절단방식을 적용한 분리너트 분리방식이 적용된 설계가 의도한 대로의 높은 체결력과 저충격의 구현이 가능함을 확인하였다. 또한 정하중시험을 통한 최대 허용하중 도출시 분리너트부 외주연을 감싼 나일론선의 소성 변형 및 파단의 영향을 확인하였으며, Table 2와 같이 본 분리장치는 인가 체결선 수(nwire)에 따라 나일론선 허용장력(Nnylon)을 고려하였을 시, 652N의 나일론선 체결(Nult) 조건하에서 3200N의 최대 허용하중이 도출되는 것으로 판단된다.
후속연구
- 발사 환경 검증을 위한 진동시험에서 시험요구조건을 만족함을 확인하여 구조건전성을 확인하였고, 큐브위성의 열 해석으로부터 도출된 인증시험 온도범위에서의 열진공 시험 시 극저온 진공 조건에서도 본 분리장치가 정상 기능이 가능함을 확인하여, 설계가 의도한 대로 구현 가능함을 입증하였다. 향후 본 구속분리장치가 탑재된 큐브위성 비행모델의 환경시험 종료 후 2015년 발사되어 궤도 검증을 수행할 예정이다.
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