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문제 정의
- 본 논문에서는 상기의 발사구속장치를 포함하는 2축 짐벌식 안테나의 개요 및 구조해석 결과에 관해 서술하였으며 발사 진동환경 하에서 안테나의 구조 건전성 확보여부를 검토하고자 유한요소모델 (Finite Element Model, FEM)을 상용 구조해석 툴인 MSC. Patran/Nastran으로 구축하고 구조해석을 수행하였다.
- 본 절에서는 안테나 조립체와 위성체 간의 체결부 Interface (I/F)에 적용된 볼트의 구조 건전성을 검토하였다. Fig.
제안 방법
- 2축 짐벌식 안테나의 구조 건전성 검토를 위해 구조해석 상에서 안테나에 X, Y, Z 방향으로 각각 설계하중 50.5g를 인가하고, 구조체에 발생하는 최대 응력으로부터 안전여유 (MoS)를 식 (1)을 이용하여 계산하였다.
- 2축 짐벌형 안테나의 발사 및 궤도 환경에 대한 동적응답특성을 예측하기 위해 Fig. 1의 유한요소모델로부터 모드 해석을 수행하였다. 여기에서 발사구속장치의 구속 및 해제 조건을 모사하기 위해 Ball & Socket Interface의 CBUSH 요소의 유무에 따라 해석을 각각 수행하였다.
- 본 논문에서는 상기의 발사구속장치를 포함하는 2축 짐벌식 안테나의 개요 및 구조해석 결과에 관해 서술하였으며 발사 진동환경 하에서 안테나의 구조 건전성 확보여부를 검토하고자 유한요소모델 (Finite Element Model, FEM)을 상용 구조해석 툴인 MSC. Patran/Nastran으로 구축하고 구조해석을 수행하였다. 우선, 모드 해석을 실시하여 발사구속장치의 구속 및 해제에 따른 안테나의 동적응답특성을 예측하고, 이로부터 발사구속장치 적용에 따른 강성 요구조건 만족 여부를 검토하였다.
- 우선 안테나를 구성하는 주요 구조체들은 모두 CHEXA8, CPENTA6과 같은 Solid 요소 및 CQUAD4, CTRIA3의 Shell 요소를 이용하여 구축하였다. 그리고 RBE2 (Rigid Body Element 2)와 CBAR 요소를 조합하여 각 구성품 간의 볼트 체결조건을 모사하였다. 방위각 단과 고각 단 등의 회전구동부에 적용된 볼 베어링은 상세 모델링을 수행하지 않고, CBUSH 요소를 적용하여 베어링 자체의 축 방향과 회전방향에 대한 구조적 강성만을 모사하였다.
- 또한 발사 진동환경에 대한 구조 건전성 확보를 위하여 적용된 발사구속장치의 Ball & Socket Interface는 최악조건에서 Gapping 및 봍트 자체의 안전여유를 도출하기 위해 강체 구속이 이루어진 것으로 가정하기 위해 CBUSH 요소에 1E+12N/m의 강성치를 각 축에 적용하였다. 그리고 안테나 조립체의 스텝 모터와 같은 구성품의 경우 집중질량 (CONM2) 요소로 구축하였다. 또한 기저면 브래킷 (Base Bracket)을 통해 안테나가 위성 구조체에 장착되기에 기저면에 마련된 체결부 6군데에 대해 6자유도 (Ux=Uy=Uz=Rx=Ry=Rz=0) 구속조건을 부여하였으며, 안테나의 각 구성품에 적용된 물성치는 Table 3에 나타내었다.
- 우선, 모드 해석을 실시하여 발사구속장치의 구속 및 해제에 따른 안테나의 동적응답특성을 예측하고, 이로부터 발사구속장치 적용에 따른 강성 요구조건 만족 여부를 검토하였다. 그리고 준정적 해석을 통해 설계하중 하에서 안테나 구조체에 발생하는 응력에 대한 안전여유 (MoS: Margin of Safety)를 산출하여 구조 건전성을 검토하였다. 또한 안테나 기저면과 위성체 간에 체결부 I/F에 작용하는 반력을 산출하여 볼트에 대한 안전여유를 검토하였다.
- 따라서 Ball & Socket Interface의 Gapping 과 볼트 자체의 구조 건전성이 모두 확보되는 HDRM의 적정 구속력을 결정하기 위해 발사구속장치의 구속력 범위가 5~11kN, 2개의 Torque Spring에 각각 19.5Nm의 고정된 토크가 Hold-Down Bracket의 전개 방향으로 작용한다는 조건으로 해석을 수행하였다.
- 따라서 HDRM의 적정 구속력을 결정하고자 구조해석을 통해 Gapping에 대한 MoS와 볼트 자체의 MoS를 도출하였다. 우선 Gapping에 대한 MoS를 계산하기 위해 식 (5)를 적용하였다.
- 또한 발사 진동환경에 대한 구조 건전성 확보를 위하여 적용된 발사구속장치의 Ball & Socket Interface는 최악조건에서 Gapping 및 봍트 자체의 안전여유를 도출하기 위해 강체 구속이 이루어진 것으로 가정하기 위해 CBUSH 요소에 1E+12N/m의 강성치를 각 축에 적용하였다.
- 그리고 준정적 해석을 통해 설계하중 하에서 안테나 구조체에 발생하는 응력에 대한 안전여유 (MoS: Margin of Safety)를 산출하여 구조 건전성을 검토하였다. 또한 안테나 기저면과 위성체 간에 체결부 I/F에 작용하는 반력을 산출하여 볼트에 대한 안전여유를 검토하였다. 마지막으로 발사구속장치의 구속력 크기에 따라 Ball & Socket Interface의 소켓과 볼트머리 간에 발생하는 이격 (Gapping)에 대한 안전여유와 Ball & Socket Interface에 적용되는 볼트 자체의 안전여유를 비교하여 안테나에 적용된 발사구속장치의 적정 구속력을 결정하였다.
- 또한 안테나의 조립체 뿐만이 아닌 설계하중에 대한 안테나 기저면과 위성 간에 체결 I/F의 반력을 토대로 체결부에 사용되는 M6볼트의 MoS를 계산하여 MoS가 모두 양수의 값을 가짐에 따라 구조 건전성이 확보됨을 확인하였다. 또한, Ball & Socket Interface에 적용된 소켓과 볼트머리 간에 이격 (Gapping)에 대한 안전여유와 Ball & Socket Interface에 적용된 M6볼트 자체의 안전여유를 고려하여 상기의 두 안전여유가 모두 양수의 값을 가지는 7~10kN을 발사구속장치의 적정 구속력 범위로 결정하였다.
- 마지막으로 발사구속장치의 구속력 크기에 따라 Ball & Socket Interface의 소켓과 볼트머리 간에 발생하는 이격 (Gapping)에 대한 안전여유와 Ball & Socket Interface에 적용되는 볼트 자체의 안전여유를 비교하여 안테나에 적용된 발사구속장치의 적정 구속력을 결정하였다.
- 그리고 RBE2 (Rigid Body Element 2)와 CBAR 요소를 조합하여 각 구성품 간의 볼트 체결조건을 모사하였다. 방위각 단과 고각 단 등의 회전구동부에 적용된 볼 베어링은 상세 모델링을 수행하지 않고, CBUSH 요소를 적용하여 베어링 자체의 축 방향과 회전방향에 대한 구조적 강성만을 모사하였다. 이때, 볼 베어링의 강성조건을 구현하기 위해 CBUSH 요소와 외륜 및 내륜의 회전 자유도 부여를 위해 각각 RBE3 (Rigid Body Element 3)를 이용하여 연결하였다.
- 본 연구에서 소개하고자 하는 차세대 중형위성용 2축 짐벌식 안테나는 최소 100Hz 이상의 강성 요구조건을 비롯해 발사환경에서의 구조 건전성 확보를 위하여 별도의 발사구속장치를 적용하였다. 그리고 목표 궤도에 진입하여 발사체로부터 위성이 분리된 후에는 안테나의 임무수행을 위해 발사구속장치의 구속이 해제된다.
- 방위각 축은 스텝 모터의 구동에 따라 Yoke 조립체가 회전각도의 제한 없이 360°, 그리고 고각단의 Antenna Bracket에 장착된 Antenna Horn은 15° ~ 145° 범위 내에서 회전구동이 이루어진다[5]. 상기 회전구동 시 최소한의 회전 마찰력으로 구동할 수 있도록 고각 단에 3개, 방위각 단에 2개의 볼 베어링을 적용하였다. 위와 같이 구성되는 방위각 단 및 고각 단의 전체 조립체는 위성체에 장착하기 위한 Base Bracket에 결합되며, 발사 진동환경 하에서 안테나 조립체의 구조 건전성 확보를 위해 발사구속장치가 적용된다.
- 여기에서 발사구속장치의 구속 및 해제 조건을 모사하기 위해 Ball & Socket Interface의 CBUSH 요소의 유무에 따라 해석을 각각 수행하였다.
- 5Kg으로 주요 구성품의 형상 및 특성에 따라 구축되었으며, Table 1에 각 구성품의 구축을 위해 적용된 종류와 개수를 나타내었다. 우선 안테나를 구성하는 주요 구조체들은 모두 CHEXA8, CPENTA6과 같은 Solid 요소 및 CQUAD4, CTRIA3의 Shell 요소를 이용하여 구축하였다. 그리고 RBE2 (Rigid Body Element 2)와 CBAR 요소를 조합하여 각 구성품 간의 볼트 체결조건을 모사하였다.
- Patran/Nastran으로 구축하고 구조해석을 수행하였다. 우선, 모드 해석을 실시하여 발사구속장치의 구속 및 해제에 따른 안테나의 동적응답특성을 예측하고, 이로부터 발사구속장치 적용에 따른 강성 요구조건 만족 여부를 검토하였다. 그리고 준정적 해석을 통해 설계하중 하에서 안테나 구조체에 발생하는 응력에 대한 안전여유 (MoS: Margin of Safety)를 산출하여 구조 건전성을 검토하였다.
- 방위각 단과 고각 단 등의 회전구동부에 적용된 볼 베어링은 상세 모델링을 수행하지 않고, CBUSH 요소를 적용하여 베어링 자체의 축 방향과 회전방향에 대한 구조적 강성만을 모사하였다. 이때, 볼 베어링의 강성조건을 구현하기 위해 CBUSH 요소와 외륜 및 내륜의 회전 자유도 부여를 위해 각각 RBE3 (Rigid Body Element 3)를 이용하여 연결하였다. 방위각 및 고각 단에 적용된 베어링의 강성은 Table 2에 정리하였다.
- Table 10의 결과에 따르면 4개의 Ball & Socket Interface 모두 MoS가 0 이상의 값을 가짐으로서 Gapping에 대한 구조 건전성이 확보됨을 확인하였다. 이어서 상기의 구속력과 토크 작용 시 볼트 자체의 구조 건전성을 파악하였다. Ball & Socket Interface에 적용된 볼트의 종류는 Beryllium-copper 계열의 M6 볼트 (CDA 172)이며, Table 9의 결과를 토대로 4개의 Ball & Socket Interface 중 최대 반력이 나타난 1개의 Interface부를 선정하였다, 또한 2.
- 차세대 중형위성에 탑재되는 2축 짐벌식 안테나의 발사 진동환경 하에서 구조 건전성을 검토하기 위해 안테나의 구조해석을 수행하였다. 구조해석은 모드 및 준정적 해석을 수행하였으며, 모드 해석 결과로 발사 진동환경 하에서 발사구속장치가 구속되어 있는 조건에 대해 안테나의 첫번째 요구조건인 고유진동수가 100Hz이상을 만족함을 확인하였다.
- 4는 안테나 조립체에 마련된 6군데의 체결부 I/F를 나타내며, Steel 계열의 M5 볼트 (LN29949)가 적용되었다. 해석을 통해 계산된 Shear 및 Axial 방향 그리고 상기 두 방향의 반력이 동시에 발생하는 조합력에 대해 볼트의 유효단면적을 고려하여 계산된 최대응력에 대한 MoS를 계산하였다. Table 5는 안테나의 각 축에 대한 구조해석 결과로부터 체결부의 중앙 절점에서 도출된 X, Y, Z 방향의 반력을 나타낸다.
대상 데이터
- 본 절에서는 안테나 조립체와 위성체 간의 체결부 Interface (I/F)에 적용된 볼트의 구조 건전성을 검토하였다. Fig. 4는 안테나 조립체에 마련된 6군데의 체결부 I/F를 나타내며, Steel 계열의 M5 볼트 (LN29949)가 적용되었다. 해석을 통해 계산된 Shear 및 Axial 방향 그리고 상기 두 방향의 반력이 동시에 발생하는 조합력에 대해 볼트의 유효단면적을 고려하여 계산된 최대응력에 대한 MoS를 계산하였다.
- Figure 1은 차세대 중형위성용 2축 짐벌식 안테나의 구조해석을 위한 유한요소모델의 구성을 나타낸다. 본 논문에서 소개한 2축 짐벌식 안테나 안테나는 QM (Qualification Model) 으로서 전술한 바와 같이 2축 짐벌식 안테나는 구동부인 방위각 단과 고각 단으로 구성되며 무게는 약 6.8Kg이다. 방위각 축은 스텝 모터의 구동에 따라 Yoke 조립체가 회전각도의 제한 없이 360°, 그리고 고각단의 Antenna Bracket에 장착된 Antenna Horn은 15° ~ 145° 범위 내에서 회전구동이 이루어진다[5].
성능/효과
- Table 10의 결과에 따르면 4개의 Ball & Socket Interface 모두 MoS가 0 이상의 값을 가짐으로서 Gapping에 대한 구조 건전성이 확보됨을 확인하였다.
- 2절과 동일하게 식 (1)~(4)로부터 안전여유를 계산하여 Axial과 Shear 방향 및 조합력에 대한 MoS를 Tables 11과 12에 나타내었다. 결과를 살펴보면, Axial 방향의 안전여유는 양수의 값을 가지지만 Shear 및 Combined 방향에 대해서는 볼트의 안전여유가 음의 값을 가지는 것을 확인 할 수 있다. 이는 발사구속장치의 구속력이 11kN 조건에서 Gapping에 대한 구조 건전성이 확보 되었지만, Ball & Socket Interface에 사용되는 볼트의 구조 건전성은 확보되지 못함을 나타낸다.
- 차세대 중형위성에 탑재되는 2축 짐벌식 안테나의 발사 진동환경 하에서 구조 건전성을 검토하기 위해 안테나의 구조해석을 수행하였다. 구조해석은 모드 및 준정적 해석을 수행하였으며, 모드 해석 결과로 발사 진동환경 하에서 발사구속장치가 구속되어 있는 조건에 대해 안테나의 첫번째 요구조건인 고유진동수가 100Hz이상을 만족함을 확인하였다. 또한 설계하중 50.
- 따라서 발사구속장치의 구속력에 따른 두 조건의 안전여유 모두 확보되는 약 7~10kN의 구속력의 범위가 Ball & Socket Interface에 Gapping을 발생시키지 않음과 동시에 볼트에 대한 구조 건전성 모두 만족시키는 안테나에 적용된 발사구속장치의 적정 구속력 범위임을 알 수 있다.
- 39Hz로 발사구속장치가 안테나의 강성 요구조건에 만족에 있어서 유효함을 알 수 있다. 또한 구조해석 모델의 무게가 실제 안테나의 무게보다 약 0.7kg이 더 높기 때문에 고유진동수 관점에서 구조해석이 상대적으로 최악조건으로 수행 되었으므로 상기 3% 이상의 마진이 확보 가능할 것으로 판단된다.
- 구조해석은 모드 및 준정적 해석을 수행하였으며, 모드 해석 결과로 발사 진동환경 하에서 발사구속장치가 구속되어 있는 조건에 대해 안테나의 첫번째 요구조건인 고유진동수가 100Hz이상을 만족함을 확인하였다. 또한 설계하중 50.5g에 대해서 준정적 해석을 수행한 결과 안테나 조립체 자체의 안전여유를 산출하여 구조 건전성이 확보됨을 확인하였다. 또한 안테나의 조립체 뿐만이 아닌 설계하중에 대한 안테나 기저면과 위성 간에 체결 I/F의 반력을 토대로 체결부에 사용되는 M6볼트의 MoS를 계산하여 MoS가 모두 양수의 값을 가짐에 따라 구조 건전성이 확보됨을 확인하였다.
- 5g에 대해서 준정적 해석을 수행한 결과 안테나 조립체 자체의 안전여유를 산출하여 구조 건전성이 확보됨을 확인하였다. 또한 안테나의 조립체 뿐만이 아닌 설계하중에 대한 안테나 기저면과 위성 간에 체결 I/F의 반력을 토대로 체결부에 사용되는 M6볼트의 MoS를 계산하여 MoS가 모두 양수의 값을 가짐에 따라 구조 건전성이 확보됨을 확인하였다. 또한, Ball & Socket Interface에 적용된 소켓과 볼트머리 간에 이격 (Gapping)에 대한 안전여유와 Ball & Socket Interface에 적용된 M6볼트 자체의 안전여유를 고려하여 상기의 두 안전여유가 모두 양수의 값을 가지는 7~10kN을 발사구속장치의 적정 구속력 범위로 결정하였다.
- 또한 기저면 브래킷 (Base Bracket)을 통해 안테나가 위성 구조체에 장착되기에 기저면에 마련된 체결부 6군데에 대해 6자유도 (Ux=Uy=Uz=Rx=Ry=Rz=0) 구속조건을 부여하였으며, 안테나의 각 구성품에 적용된 물성치는 Table 3에 나타내었다. 상기의 요소 및 물성치로 구성된 안테나 구조해석 모델링은 Force Balancing Check를 통해 각 축에 대해 안테나 중량에 따른 Force 응답이 동일하게 도출 되었으며, 모드 해석을 통한 Rigid Body Check 결과로부터 유한요소모델 상에서 최대 변형에너지가 기준치인 10E-03 이하의 값이 도출됨으로부터 유한요소모델의 유효성을 검증하였다.
- 1이하의 안전여유의 값은 충분히 안전하다고 판단하기에 어려움이 있다. 하지만 이는 유한요소모델링의 용이성을 위해 구조체 단순화 작업을 수행하는 과정에서 Round 형태를 삭제함으로서 Edge 형태가 됨에 따라 응력이 국부적으로 집중되는 현상이 있음에도 불구하고 0.09, 0.05의 안전여유가 도출된 것으로, 해당 부위가 Round 처리되는 실제 안테나 상에서는 해석상에서 도출된 수준까지 응력이 발생하지 않을 것으로 판단되기에 현재 확보된 안전여유로도 구조건전성이 충분할 것으로 판단된다.
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