기상 조건과 상관없이 영상을 획득할 수 있는 SAR 위성에 대한 수요가 최근 들어 계속해서 증가하고 있다. 일반적으로 SAR 안테나의 주반사판은 제한적인 탑재체의 공간에 효율적으로 수납하기 위해 여러 개의 전개 가능한 패널로 구성된다. 전개형 구조물은 본질적으로 구조적 강성이 부족하며 외란이나 가진에 취약하다. 특히, SAR 위성은 더 높은 각속도 요구조건 때문에 안테나 반사면에 발생하는 진동 수준이 높을 수 있다. 이미지를 얻는 동안 이미지의 품질을 위해 반사판의 높은 표면 정확도를 유지하는 것은 중요하다. 본 연구에서는 전개형 SAR 안테나의 구조적 변형 때문에 발생하는 성능 저하를 분석한다. 주반사판의 패널은 유연 구조물로 가정하였으며, 다물체 동역학시뮬레이션 환경을 구축하였다. 이를 통해, 위성의 기동 시 패널의 변형량을 계산한다. 또, 이러한 변형이 안테나 성능과 임무 수행에 얼마나 영향을 미치는지 확인하기 위해, 안테나 이득 및 빔 지향오차를 분석하였다.
기상 조건과 상관없이 영상을 획득할 수 있는 SAR 위성에 대한 수요가 최근 들어 계속해서 증가하고 있다. 일반적으로 SAR 안테나의 주반사판은 제한적인 탑재체의 공간에 효율적으로 수납하기 위해 여러 개의 전개 가능한 패널로 구성된다. 전개형 구조물은 본질적으로 구조적 강성이 부족하며 외란이나 가진에 취약하다. 특히, SAR 위성은 더 높은 각속도 요구조건 때문에 안테나 반사면에 발생하는 진동 수준이 높을 수 있다. 이미지를 얻는 동안 이미지의 품질을 위해 반사판의 높은 표면 정확도를 유지하는 것은 중요하다. 본 연구에서는 전개형 SAR 안테나의 구조적 변형 때문에 발생하는 성능 저하를 분석한다. 주반사판의 패널은 유연 구조물로 가정하였으며, 다물체 동역학 시뮬레이션 환경을 구축하였다. 이를 통해, 위성의 기동 시 패널의 변형량을 계산한다. 또, 이러한 변형이 안테나 성능과 임무 수행에 얼마나 영향을 미치는지 확인하기 위해, 안테나 이득 및 빔 지향오차를 분석하였다.
Recently, there has been an increasing demand for SAR satellite as it can be operated regardless of the weather condition. In general, main reflector of the SAR is formed of multiple deployable panels to increase performance in the constrained payload envelope. By nature, deployable structure lacks ...
Recently, there has been an increasing demand for SAR satellite as it can be operated regardless of the weather condition. In general, main reflector of the SAR is formed of multiple deployable panels to increase performance in the constrained payload envelope. By nature, deployable structure lacks structural stiffness and it is vulnerable to external disturbances and excitation. In particular, SAR satellites may have high levels of vibration occurring at the antenna reflecting surface due to higher angular rate requirements. During image capturing it is important to keep high surface accuracy of the reflector for the quality of images. In this research, a performance degradation of deployable SAR antenna due to structural deformation is analyzed. Panels for main reflectors are assumed to be flexible structures and multi-body simulation environment is established. Then, deflection of the panel is calculated while the satellite performs maneuvers. In addition, antenna gain and beam pointing error are analyzed to determine how these deflections affect antenna performance and mission.
Recently, there has been an increasing demand for SAR satellite as it can be operated regardless of the weather condition. In general, main reflector of the SAR is formed of multiple deployable panels to increase performance in the constrained payload envelope. By nature, deployable structure lacks structural stiffness and it is vulnerable to external disturbances and excitation. In particular, SAR satellites may have high levels of vibration occurring at the antenna reflecting surface due to higher angular rate requirements. During image capturing it is important to keep high surface accuracy of the reflector for the quality of images. In this research, a performance degradation of deployable SAR antenna due to structural deformation is analyzed. Panels for main reflectors are assumed to be flexible structures and multi-body simulation environment is established. Then, deflection of the panel is calculated while the satellite performs maneuvers. In addition, antenna gain and beam pointing error are analyzed to determine how these deflections affect antenna performance and mission.
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문제 정의
본 연구에서는 영상레이더 위성의 기동에 의해 반사면에 발생하는 진동 수준을 분석하였다. 위성 본체는 강체로, 안테나 주 반사판은 유연체로 가정하였으며, 위성이 50초 동안 90° 회전하도록 하는 BangBang 프로파일의 토크를 적용하여 해석을 수행하였다.
본 연구에서는 영상레이더 위성의 기동에 의해 반사면에 발생한 진동 수준에 대해 분석하고자 한다. 해석에 사용된 안테나의 종류는 파라볼라 안테나 중한 종류인 그레고리안(Gregorian) 안테나로, 주 반사 판과 부 반사판으로 구성된다.
가설 설정
안테나의 주 반사판을 유연체, 부 반사판 및 위성 본체는 강체로 가정하고 동역학 시뮬레이션 환경을 구축하였다. Bang-Bang 프로파일로 가정하였으며, 안테나 주 반사판의 패널 개수는 36개로 각 패널의 12개의 측정 포인트의 변위를 분석한다. 입력 토크 프로파일에 따라서 인공위 성이 기동할 때, 발생하는 안테나 반사판의 변형 정도를 계산하였다.
감쇠 효과가 안테나의 반사판 패널의 변형량에 미치는 영향을 보기 위해 반사판 패널의 모든 모드에 대한 감쇠비(Modal Damping Ratio)를 0.07로 가정하여 해석을 수행하였다. Fig 14는 1번 패널의 1번 Point에 대해 감쇠가 있는 경우(0.
는 dBi 단위로 표현된다. 안테나가 Ku 대역에 사용된다고 가정할 때, 주파수는 15GHz, 파장은 2cm라고 가정하였다. 그레고리안 안테나의 개구 효율 εap 은 일반적으로 60~80% 범위의 값이 가능하며 [10], 이에 따라 본 논문에서 해석에 사용한 안테나의 이득은 약 55.
본 연구에서는 MSC 社의 ADAMS를 사용해 시뮬레이션 환경을 구축하였다. 안테나의 주 반사판은 유연체, 부 반사판 및 위성 본체는 강체로 가정하였으며, 위성 기동은 태양전지 판과 안테나가 전부 전개된 상태에서 기동이 이루어 진다고 가정한다. Fig.
해석에 사용된 안테나의 종류는 파라볼라 안테나 중한 종류인 그레고리안(Gregorian) 안테나로, 주 반사 판과 부 반사판으로 구성된다. 안테나의 주 반사판을 유연체, 부 반사판 및 위성 본체는 강체로 가정하고 동역학 시뮬레이션 환경을 구축하였다. Bang-Bang 프로파일로 가정하였으며, 안테나 주 반사판의 패널 개수는 36개로 각 패널의 12개의 측정 포인트의 변위를 분석한다.
위성 본체는 강체로, 안테나 주 반사판은 유연체로 가정하였으며, 위성이 50초 동안 90° 회전하도록 하는 BangBang 프로파일의 토크를 적용하여 해석을 수행하였다.
앞서 구축한 다물체 동역학 시뮬레이션에 입력 토크 프로파일을 적용하여 위성 기동 시에 발생하는 안테나 반사면의 변위를 측정하였다. 해석 시간은 50초, Step size는 0.0005로 설정하였으며, 진동에 의한 성능 저하 수준이 가장 심각한 경우를 고려하기 위해 모든 감쇠 효과는 없다고 가정하였다. 36개의 패널 중에 1번, 10번, 19번, 28번 패널에서 가장 변형량이 큰 1번 Point에 대한 X,Y,Z 변위 결과는 Figs.
7과 같다. 해석에 사용된 위성은 600-800kg 급으로 가정하였으며 X축을 안테나 지향 방향으로 하였을 때, 위성 본체 구조 물의 재질, 전장품 무게 등을 고려한 위성 시스템의 관성모멘트는 Table 4와 같다. 위성 기동 시 발생하는 반사판의 변위를 계산하기 위해, 각 패널의 12개의 점들에 대한 변위를 측정하며, Fig.
해석에 사용된 토크 프로파일은 Path Planning 설계에 자주 사용되는 Bang-Bang 프로파일로 가정하 였으며[7], 로컬 좌표계의 Y축을 기준으로 50초 동안 90° 회전하도록 적용하였다.
제안 방법
추가적으로, 위성이 롤 방향 회전을 할 때, 안테나의 반사판 패널의 진동에 의해 발생하는 빔 지향 오차를 계산하였다. Worst case를 가정하기 위해 50초에서의 변위가 가장 큰 1번 패널과 19번 패널의 틀어짐 정도를 이용하였다. 감쇠 효과가 없는 경우의 빔지향 오차는 약 0.
이전 절의 시뮬레이션 결과를 이용하면, 인공위성의 기동에 의해 발생한 안테나 반사판의 표면 rms오차를 계산할 수 있다. Worst case를 가정하기 위해, 50초에서 변위가 가장 큰 19번 패널의 표면 rms오차를 모든 패널에 적용하여 안테나 이득 손실을 계산하 였다. 먼저, 감쇠 효과가 없는 경우, 19번 패널의 표면 rms오차는 약 0.
또한, 안테나 패널의 감쇠 효과를 고려하였을 때의 진동 수준을 확인하였다. 기동에 따른 변위 해석 결과를 이용하여 위성의 기동 시 안테나 반사판의 안테나 이득 손실 및 빔 지향 오차를 분석하였다. 위성 기동에 의해 발생한 안테나 반사판 진동은 안테나의 이득 및 빔 지향에 거의 영향을 미치지 않는 것을 확인하였다.
입력 토크 프로파일에 따라서 인공위 성이 기동할 때, 발생하는 안테나 반사판의 변형 정도를 계산하였다. 또한, 계산된 변형이 안테나 성능과 임무 수행에 얼마나 영향을 미치는지 확인하기 위해 안테나 이득 및 빔 지향 오차를 분석하였다.
위성이 기동할 때 발생하는 안테나 반사판의 변형은 안테나 지향 방향의 변위가 가장 크며, 19번 패널 1번 포인트의 변형량이 가장 큰 것을 확인하였다. 또한, 안테나 패널의 감쇠 효과를 고려하였을 때의 진동 수준을 확인하였다. 기동에 따른 변위 해석 결과를 이용하여 위성의 기동 시 안테나 반사판의 안테나 이득 손실 및 빔 지향 오차를 분석하였다.
인공위성의 기동에 의해서 탑재체 구조에 미치는 영향을 분석하기 위해서는 다물체 동역학 기반의 시뮬레이션 환경을 구축해야 한다. 본 연구에서는 MSC 社의 ADAMS를 사용해 시뮬레이션 환경을 구축하였다. 안테나의 주 반사판은 유연체, 부 반사판 및 위성 본체는 강체로 가정하였으며, 위성 기동은 태양전지 판과 안테나가 전부 전개된 상태에서 기동이 이루어 진다고 가정한다.
본 해석에 사용된 안테나 패널 모델은 길이에 비해 두께가 매우 얇기 때문에 Shell Element로 Meshing 을 수행하였다.
앞서 구축한 다물체 동역학 시뮬레이션에 입력 토크 프로파일을 적용하여 위성 기동 시에 발생하는 안테나 반사면의 변위를 측정하였다. 해석 시간은 50초, Step size는 0.
해석에 사용된 위성은 600-800kg 급으로 가정하였으며 X축을 안테나 지향 방향으로 하였을 때, 위성 본체 구조 물의 재질, 전장품 무게 등을 고려한 위성 시스템의 관성모멘트는 Table 4와 같다. 위성 기동 시 발생하는 반사판의 변위를 계산하기 위해, 각 패널의 12개의 점들에 대한 변위를 측정하며, Fig. 7에 나타낸 위성의 무게 중심을 원점으로 하는 로컬 좌표계에 대해 측정한다. 패널 넘버링과 12개의 점에 대한 정보는 Fig.
Craig-Bampton 방법을 사용하기 위해서는 Free-Free Boundary Condition 에서의 구조물의 Normal Mode와 고정부의 Attachment Mode가 필요하다[6]. 이렇게 얻은 모드 해석 결과를 이용하여 물체의 축약된 FEM 모델을 생성하여 해석을 수행한다. 모드 해석은 ADAMS 내의 ViewFlex 기능을 사용하였다.
인공위성의 기동에 의한 안테나 반사판 패널의 진동을 분석하기 위해, 위성 무게 중심에 토크를 적용하 였다. 해석에 사용된 토크 프로파일은 Path Planning 설계에 자주 사용되는 Bang-Bang 프로파일로 가정하 였으며[7], 로컬 좌표계의 Y축을 기준으로 50초 동안 90° 회전하도록 적용하였다.
인공위성의 기동에 의해 발생한 안테나 반사판 패널의 진동이 안테나 성능에 미치는 영향을 분석하기 위해 안테나 이득을 계산하였다. 해석에 사용된 안테 나는 파라볼라 안테나이며, 파라볼라 안테나의 이득및 이득 손실은 아래의 수식 (1), (2)와 같다[8,9].
Bang-Bang 프로파일로 가정하였으며, 안테나 주 반사판의 패널 개수는 36개로 각 패널의 12개의 측정 포인트의 변위를 분석한다. 입력 토크 프로파일에 따라서 인공위 성이 기동할 때, 발생하는 안테나 반사판의 변형 정도를 계산하였다. 또한, 계산된 변형이 안테나 성능과 임무 수행에 얼마나 영향을 미치는지 확인하기 위해 안테나 이득 및 빔 지향 오차를 분석하였다.
추가적으로, 위성이 롤 방향 회전을 할 때, 안테나의 반사판 패널의 진동에 의해 발생하는 빔 지향 오차를 계산하였다. Worst case를 가정하기 위해 50초에서의 변위가 가장 큰 1번 패널과 19번 패널의 틀어짐 정도를 이용하였다.
대상 데이터
인공위성의 기동에 의해 발생한 안테나 반사판 패널의 진동이 안테나 성능에 미치는 영향을 분석하기 위해 안테나 이득을 계산하였다. 해석에 사용된 안테 나는 파라볼라 안테나이며, 파라볼라 안테나의 이득및 이득 손실은 아래의 수식 (1), (2)와 같다[8,9].
1과 같이 안테나의 주 반사판은 36개의 패널로 구성된다. 해석에 사용된 안테나 재질은 M55J/RS3 복합재이며, 물성치 및 설계 변수는 Table 1, 2와 같다.
본 연구에서는 영상레이더 위성의 기동에 의해 반사면에 발생한 진동 수준에 대해 분석하고자 한다. 해석에 사용된 안테나의 종류는 파라볼라 안테나 중한 종류인 그레고리안(Gregorian) 안테나로, 주 반사 판과 부 반사판으로 구성된다. 안테나의 주 반사판을 유연체, 부 반사판 및 위성 본체는 강체로 가정하고 동역학 시뮬레이션 환경을 구축하였다.
이론/모형
2와같은 형상을 가지며, 반사면을 위한 Sheet부분과 이를 지지하기 위한 Rib부분으로 되어있다. 동역학 해석 프로그램인 ADAMS에서는 유연체 모델을 해석하기 위해 부분구조합성법(Component Mode Synthesis) 을 사용한다. 부분구조합성법의 여러 방법 중 CraigBampton 기반의 방법을 사용한다.
동역학 해석 프로그램인 ADAMS에서는 유연체 모델을 해석하기 위해 부분구조합성법(Component Mode Synthesis) 을 사용한다. 부분구조합성법의 여러 방법 중 CraigBampton 기반의 방법을 사용한다. Craig-Bampton 방법을 사용하기 위해서는 Free-Free Boundary Condition 에서의 구조물의 Normal Mode와 고정부의 Attachment Mode가 필요하다[6].
성능/효과
15-17과 같다. 모든 패널에 대하여 위성 기동에 의해 발생하는 변형 수준이 낮아짐을 확인하였다.
기동에 따른 변위 해석 결과를 이용하여 위성의 기동 시 안테나 반사판의 안테나 이득 손실 및 빔 지향 오차를 분석하였다. 위성 기동에 의해 발생한 안테나 반사판 진동은 안테나의 이득 및 빔 지향에 거의 영향을 미치지 않는 것을 확인하였다.
위성 본체는 강체로, 안테나 주 반사판은 유연체로 가정하였으며, 위성이 50초 동안 90° 회전하도록 하는 BangBang 프로파일의 토크를 적용하여 해석을 수행하였다. 위성이 기동할 때 발생하는 안테나 반사판의 변형은 안테나 지향 방향의 변위가 가장 크며, 19번 패널 1번 포인트의 변형량이 가장 큰 것을 확인하였다. 또한, 안테나 패널의 감쇠 효과를 고려하였을 때의 진동 수준을 확인하였다.
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