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[국내논문] 발사환경에 대한 차세대 중형위성 전자광학 카메라 제어용 전장품의 구조건전성 평가
Structural Safety Evaluation of Electro-Optical Camera Controller Box of CAS500 Satellite under Launch Environments 원문보기

항공우주시스템공학회지 = Journal of aerospace system engineering, v.12 no.4, 2018년, pp.98 - 105  

이명재 (조선대학교 항공우주공학과 우주기술융합연구실) ,  김현수 (한화 시스템) ,  이덕규 (한국항공우주연구원) ,  오현웅 (조선대학교 항공우주공학과 우주기술융합연구실)

초록
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위성에 탑재되는 전장품의 경우 발사 진동환경에 대한 신뢰성 확보가 필수적이기 때문에 인증모델 제작 전 박스 레벨에서 설계요구조건에 대한 해석적 검증이 요구된다. 또한, 위성 전장품에는 다양한 실장 형태의 고집적 소자가 적용되기 때문에 솔더 접합부(Solder Joint)의 구조건전성 분석을 통한 신뢰성 확보가 필수적이다. 본 논문에서는 차세대 중형위성 광학 탑재체 제어기의 일부인 CCB(Camera Controller Box)에 대한 구조 설계 요구조건을 만족하기 위하여, 박스 레벨에서 모드 해석 및 준정적 해석을 수행하였다. 아울러, CCB 주요 소자의 안전성 분석을 위해 피로파괴 예측 이론에 기반한 구조 해석을 수행하였으며, 주요 소자 유한 요소 상세 모델 구축을 통한 랜덤 등가 정적 해석을 실시하여 전장품의 구조 건전성을 평가하였다.

Abstract ▼ AI-Helper 아이콘AI-Helper

The satellite is exposed to various launch environments such as random vibrations and shock. Accordingly, structural design of electronic equipment mounted on satellite must meet reliability requirements at the box level. In addition, it is essential to secure the reliability of the solder joint app...

Keyword

#전장품   #피로 파괴   #랜덤 등가 정적 해석  

AI 본문요약
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문제 정의

  • 본 논문에서는 차세대 중형위성[10-11]에 탑재되는 카메라 제어 전장품인 CCB(Camera Controller Box)에 대한 구조해석을 수행하여 인증시험 수준에서의 구조건전성을 평가하였다. 평가 내용으로는 발사 하중에 대한 CCB의 영향을 분석하기 위해 모드 해석과 준정적 해석을 수행하여 발사환경에서의 구조건전성을 검토하였다.
  • 위성에 탑재되는 전자부품 또는 전장품의 경우 발사 진동환경에 대한 신뢰성 확보가 필수적이다. 이를 위해 본 논문에서는 차세대중형위성 광학 탑재체 제어기의 일부인 CCB 구조 설계 요구조건을 만족하기 위하여, 박스 레벨에서 모드 해석 및 준정적 해석을 수행하였다. 해석 결과, CCB 강성 요구조건인 최소 고유진동수 130Hz 이상임을 확인하였으며, 준정적 해석에서도 안전여유가 모두 0 이상임을 확인하였다.
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질의응답

핵심어 질문 논문에서 추출한 답변
우주용 전장품의 특징은 무엇인가? 우주용 전장품은 발사과정에서 추진부 분사 및 대기와의 출동에 의해 발생하는 넓은 주파수 영역의 소음 및 진동, 발사체의 다양한 다단 분리 및 페어링-위성체 분리에 의한 충격을 겪게 되며, 엔진 추력에 의한 정적가속과 점화 및 분리과정, 돌풍 등에 의한 동적가속 등이 조합된 준정적 하중 등의 극심한 발사 진동 환경에 노출된다[1]. 발사 환경에서 수반되는 동적 진동 및 충격 환경은 전장품 구조체 및 전자기판(PCB)과 소자 상호간의 전기적/기계적 인터페이스를 제공하는 접합부(Solder Joint)의 구조건전성에 심각한 문제요인으로 작용하며, 동적 진동환경에 의해 누적된 데미지로 인해 종국에는 피로파괴가 발생할 수 있다.
발사 환경에서 수반되는 동적 진동 및 충격 환경은 무엇의 문제요인으로 작용하는가? 우주용 전장품은 발사과정에서 추진부 분사 및 대기와의 출동에 의해 발생하는 넓은 주파수 영역의 소음 및 진동, 발사체의 다양한 다단 분리 및 페어링-위성체 분리에 의한 충격을 겪게 되며, 엔진 추력에 의한 정적가속과 점화 및 분리과정, 돌풍 등에 의한 동적가속 등이 조합된 준정적 하중 등의 극심한 발사 진동 환경에 노출된다[1]. 발사 환경에서 수반되는 동적 진동 및 충격 환경은 전장품 구조체 및 전자기판(PCB)과 소자 상호간의 전기적/기계적 인터페이스를 제공하는 접합부(Solder Joint)의 구조건전성에 심각한 문제요인으로 작용하며, 동적 진동환경에 의해 누적된 데미지로 인해 종국에는 피로파괴가 발생할 수 있다. 따라서, 우주용 전장품의 원활한 기능 구현을 위해서는 발사 및 궤도환경에서 수반되는 진동, 충격 환경 하에서 구조 건전성이 보장되도록 설계되어야 한다[2-4].
우주 전장품의 구조 건전성이 보장되도록 설계에서 고려해야 하는 필수적 요소는 무엇인가? 상기와 같이 우주용 전장품의 구조 건전성 설계는 준정적 하중, 정현파 진동, 랜덤 진동, 음향 진동 및 충격하중에 대한 고려가 필수적이다. 단, 위성 전장품의 경우 음향 진동이 구조적 전이를 통해 랜덤 진동의 형태로 나타나며, 일반적으로 100Hz 이상의 최소 고유진동수 요구조건을 만족시키면 정현파 진동의 영향권을 벗어나기 때문에 일반적으로 강성 및 설계 하중, 랜덤 진동, 충격 하중이 구조 설계 요구조건으로 주어지며 이를 만족하는 설계가 이루어진다.
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참고문헌 (13)

  1. J. Wijker "Spacecraft Structures", Springer, 2008. 

  2. W. B. Lee and G. W. Kim, "Random Vibration Analysis for Satellite Design" Aerospace Engineering and Technology, Vol. 5, No. 2, pp. 102-107, 2006. 

  3. H. S. Seo, H. B. Kim, S. H. Woo, J. S. Chae and T. S. Oh, "A Study on the Vibrational Environment Test of KSLV-1 Demonstration Satellite", The Korean Society for Noise and Vibration Engineering 2005 Fall Conference, Vol. 2005, No. 5, pp. 966-970, 2005. 

  4. Y. H. Jeon and H. U. Oh, "Estimating Fatigue Life of APD Electronic Equipment for Activation of a Spaceborne X-band 2-axis Antenna", Journal of Aerospace System Engineering, Vol. 11, No. 1, pp. 1-7, 2017. 

  5. D. S. Steinberg, "Vibration Analysis for Electronic Equipment", Jonh Wiley & Sons inc., 2000. 

  6. S. Y. Jeong, H. U. Oh, K. J. Lee and B. S. Kim, "Mechanical Stability Analysis of PCB and Component for Launch and On-orbit Environment based on Fatigue Failure Theory and FEM", Journal of the Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 39, No. 10, pp. 952-958, 2011. 

    원문보기 상세보기 crossref

  7. R. A. Amy, "Efficient design of spacecraft electronics to satisfy launch vibration requirements", University of Southampton Doctoral dissertation, 2009. 

  8. H. B. Kim, H. S. Seo and S. M. Moon, "Design and Verification of Satellite Electronic Equipment with the consideration of Random Vibration while Launching", Journal of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering, Vol. 10, No. 6, pp. 971-976, 2000. 

  9. M. Safarabadi and S. Bazargan, "Prediction of Equivalent Static Loads Act on a Micro Satellite via Modal Analysis", Engineering Solid Mechanics, Vol. 3, No. 2, pp. 75-84, 2015. 

    상세보기 crossref

  10. D. G. Lee, at el, "System Design for Optical Payload(AEISS-C) of CAS 500 Satellite", The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences 2016 Fall Conference, Vol. 2016, No. 11, pp. 369-370, 2016. 

  11. S. S. Kim, J. S. Kim, C. Y. Han and J. H. Yoo, "Test and Verification of Compact Adavanced Satellite Structure Thermal Model", The Society for Aerospace System Engineering 2017 Fall Conference, pp. 437-439, 2017. 

  12. European Cooperation for Space Standardization, "Space Engineering : Structural Factors of Safety for Spaceflight Hardware", ESA Requirements and Standards Division, ECSS-E-ST-32-10C (REV-1), 2009. 

  13. J. W. Miles, "On structural fatigue under random loading", Journal of the Aeronautical Sciences, Vol. 21, No. 11, pp.753-762, 1954. 

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