전개형 반사판 안테나는 단위 구조물 형태의 반사판이 접힌 상태로 수납되어 발사체에 탑재된 후, 운용궤도에 도달 및 전개되어 임무를 수행하는 위성체이다. 전개형 반사판 안테나는 수납 부피를 줄일 수 있어 발사체의 제한적 수납공간에 대형 우주 구조물을 탑재시킬 수 있으며, 경량소재를 적용할 경우 발사 및 운용 성능 향상에 용이한 장점이 있다. 본 논문에서는 전개형 반사판 안테나를 구성하는 주반사판에 대해 강성 및 강도 등의 구조적 분석을 통해 초기 개념설계를 수행하였다. 탄소섬유 복합재 및 허니콤 코어를 적용하여 경량 복합재 주반사판을 설계하였으며, 적층 패턴 및 형상을 설계 변수로 운용조건에 적합한 주반사판 설계안을 도출하였다. 이후 모드(Modal analysis), 준정적(Quasi-static), 열 구배(Thermal gradient) 및 동적(Dynamic) 거동에 대한 상세 구조해석을 수행하여 경량 복합재 반사판 안테나의 성능을 분석하였다
전개형 반사판 안테나는 단위 구조물 형태의 반사판이 접힌 상태로 수납되어 발사체에 탑재된 후, 운용궤도에 도달 및 전개되어 임무를 수행하는 위성체이다. 전개형 반사판 안테나는 수납 부피를 줄일 수 있어 발사체의 제한적 수납공간에 대형 우주 구조물을 탑재시킬 수 있으며, 경량소재를 적용할 경우 발사 및 운용 성능 향상에 용이한 장점이 있다. 본 논문에서는 전개형 반사판 안테나를 구성하는 주반사판에 대해 강성 및 강도 등의 구조적 분석을 통해 초기 개념설계를 수행하였다. 탄소섬유 복합재 및 허니콤 코어를 적용하여 경량 복합재 주반사판을 설계하였으며, 적층 패턴 및 형상을 설계 변수로 운용조건에 적합한 주반사판 설계안을 도출하였다. 이후 모드(Modal analysis), 준정적(Quasi-static), 열 구배(Thermal gradient) 및 동적(Dynamic) 거동에 대한 상세 구조해석을 수행하여 경량 복합재 반사판 안테나의 성능을 분석하였다
The deployable reflector antenna consists of 24 unit main reflectors, and is mounted on a launch vehicle in a folded state. This satellite reaches the operating orbit and the antenna of satellite is deployed, and performs a mission. The deployable reflector antenna has the advantage of reduce the st...
The deployable reflector antenna consists of 24 unit main reflectors, and is mounted on a launch vehicle in a folded state. This satellite reaches the operating orbit and the antenna of satellite is deployed, and performs a mission. The deployable reflector antenna has the advantage of reduce the storage volume of payload of launch vehicle, allowing large space structures to be mounted in the limited storage space of the launch vehicle. In this paper, structural analysis was performed on the main reflector constituting the deployable reflector antenna, and through this, the initial conceptual design was performed. Lightweight composite main reflector was designed by applying a carbon fiber composite and honeycomb core. The laminate pattern and shape were selected as design variables and a design that satisfies the operation conditions was derived. Then, the performance of the lightweight composite reflector antenna was analyzed by performing detailed structural analysis on modal analysis, quasi-static, thermal gradient, and dynamic behavior.
The deployable reflector antenna consists of 24 unit main reflectors, and is mounted on a launch vehicle in a folded state. This satellite reaches the operating orbit and the antenna of satellite is deployed, and performs a mission. The deployable reflector antenna has the advantage of reduce the storage volume of payload of launch vehicle, allowing large space structures to be mounted in the limited storage space of the launch vehicle. In this paper, structural analysis was performed on the main reflector constituting the deployable reflector antenna, and through this, the initial conceptual design was performed. Lightweight composite main reflector was designed by applying a carbon fiber composite and honeycomb core. The laminate pattern and shape were selected as design variables and a design that satisfies the operation conditions was derived. Then, the performance of the lightweight composite reflector antenna was analyzed by performing detailed structural analysis on modal analysis, quasi-static, thermal gradient, and dynamic behavior.
본 논문에서는 이러한 위성체의 특성을 고려하여 고강성의 탄소 섬유 및 허니콤 소재를 적용한 샌드위치 복합재로 전개형 반사판 안테나의 주반사판을 설계 및 분석하였다.
가설 설정
안테나 전체 모델의 고기동 거동에 대한 동적 구조해석은 Fig. 12와 같이 y축을 기준으로 3초동안 기동하는 조건을 가정하여 구조해석을 수행하였다. 주반사판 설계에 따른 동적 특성을 상대적으로 비교하기 위해 임의의 하중을 입력하여 고기동 거동을 모사하였다.
Facesheet 적층 패턴에 따른 구조체의 성능을 비교하기 위해 샌드위치 복합재의 코어는 동일한 아라미드 코어로 가정하였다.
각 코어 설계 안에 대한 상대적인 비교를 위해 Facesheet은 동일한 적층 패턴 및 소재로 가정하였으며, 주반사판 단위 모델에 대해 무게 및 고유진동수를 비교하여 안테나 성능 향상에 유리한 허니콤 코어 설계를 선정하였다.
모드해석은 주반사판이 발사 과정에서 수납된 조건(Stowed Condition)과 궤도에서 전개된 후 운용되는 전개 조건(Deployed Condition)에 대해서 수행하였다. 두 조건 모두 전개장치 하단에 6 자유도를 모두 구속하는 것으로 가정하였으며, 개념설계 단계에서 주반사판의 설계 변수에 대한 영향을 확인하기 위해 전개장치는 강체 조건으로 가정하였다.
본 논문에서는 우주급 고강성 탄소섬유를 평직하여 제조된 YSH70A Fabric 소재를 적용하였으며, 복합재료 주반사판은 허니콤 샌드위치 코어를 적용한 샌드위치 복합재로 제작한다고 가정하였다. 샌드위치 복합재란 샌드위치 허니콤 코어를 기준으로 상, 하부에 CFRP Laminate Facesheet이 존재하는 구조물이다.
3과 같이 4개의 part로 구분하였다. 안테나의 CoG 위치와 인접한 반사판 끝단 부분인 part 1의 Facesheet는 상-하단 각 8 ply, 반사판 외곽 부분인 Part 4의 Facesheet는 상-하단 각 2 ply로 안테나의 C.G.와 가까워 질수록 복합재 적층 반복 횟수가 증가하는 형상의 주반사판을 가정하였다.
4)에 따른 반사판 안테나의 무게 및 고유진동수를 계산하였다. 위성체 운용 상태를 가정하여 전개 장치와 연결되는 부분에 6자유도 구속 조건을 입력하였으며(Fig. 4), Case 별 무게 및 모드해석 결과는 Table 3과 같다.
3는 밀도가 상이한 Core를 접착하여 제작하는 공정이 추가되고, 품질관리 측면에서 24개 주반사판의 구조적 특성을 동일하게 제작하기 어려운 문제점이 있을 수 있다. 이를 고려하여 각 조건에 대해 제작성 평가 항목을 검토하였으며, 제작성은 샌드위치 복합재를 제작하는 공정에 대한 편의성을 나타낸 수치로, #2.3, #2.4와 같이 허니콤 코어가 상이한 소재를 적용할 경우 각 코어 간 접착 공정이 추가되면서 발생할 수 있는 공정 변수를 고려하여 기타 설계(안)에 비해 40% 낮은 제작성능을 가정하였다.
정적 구조해석은 지상에서 1G의 하중을 받는 구조체가 우주 궤도에 도달하여 무중력(0G) 조건이 되었을 때를 가정하여 수행하였다.
추가적으로 발사체 발사 조건에서 작용하는 하중을 준정적 하중으로 모사하기 위해 x, y, z 축 방향으로 복합적으로 작용하는 하중(=15G)을 가정하여, 복합 하중 조건에서도 구조적 안정성을 확보할 수 있도록 설계하였다. 또한 궤도 운용 조건에서 안테나의 주반사판에 발생하는 열변형과 위성체 기동 중 발생하는 진동에 대해 복합재 반사판 안테나의 성능을 분석하였다.
15와 같다. 탄소섬유 복합재의 특성 및 공정변수를 고려하여 안전계수(Safety Factor)는 2로 가정하여 구조해석을 통해 계산된 각 방향별 응력과 탄소섬유 복합재 및 허니콤 코어의 방향별 강도에 대해 Maximum stress theory를 적용하여 구조체의 안전여유(Margin of Safety)를 계산하였다.
본 연구에서는 (1) 샌드위치 복합재로 제작되는 전개형 고안정 반사판 안테나의 주반사판 설계 과정에서 크기, 무게 및 강성 등을 포함한 성능 요구조건을 식별하고, (2) 복합재 주반사판의 적층 패턴 및 재료 물성에 대한 설계 변수를 고려하여 운용조건에 적합한 경량 복합재 주반사판 설계방안을 제시하였다. (3) 또한 전개형 안테나 주반사판에 대해 모드(Modal analysis), 준정적(Quasi-static), 열 구배(Thermal gradient) 및 동적(Dynamic) 거동에 대한 상세 해석을 수행하여 (4) 제시한 경량 복합재 반사판 안테나의 구조적 건전성을 입증하였다.
Fig. 3과 같이 주반사판에 비교적 밀도가 높은 코어를 균일하게 적용하는 경우(Case#2.1), 주반사판에 비교적 밀도가 낮은 코어를 균일하게 적용하는 경우(Case#2.2), 주반사판을 4개의 Part로 분할하여 각 Part에 밀도가 다른 코어를 적용하는 경우(Case#2.3) 및 각 Part에 두께가 다른 코어를 적용하는 경우(Case#2.4)에 대한 비교분석을 수행하였다.
2 두가지 경우로 가정하였으며 두 가지 경우 모두 전개형 반사판 안테나를 구성하는 부품을 포함하여 안테나의 무게 요구조건(110 kg 이하)를 만족하는 것을 확인하였다. 각각의 단위 주반사판으로 구성된 안테나 조립체에 대해 모드 해석과 정적(Static) 하중조건에 대한 강도해석을 수행하였으며 우주궤도상에서 위성체 운용 및 기동에 의하여 안테나 조립체에 미치는 동적인 특성을 분석하였다.
추가적으로 발사체 발사 조건에서 작용하는 하중을 준정적 하중으로 모사하기 위해 x, y, z 축 방향으로 복합적으로 작용하는 하중(=15G)을 가정하여, 복합 하중 조건에서도 구조적 안정성을 확보할 수 있도록 설계하였다. 또한 궤도 운용 조건에서 안테나의 주반사판에 발생하는 열변형과 위성체 기동 중 발생하는 진동에 대해 복합재 반사판 안테나의 성능을 분석하였다.
모드해석은 주반사판이 발사 과정에서 수납된 조건(Stowed Condition)과 궤도에서 전개된 후 운용되는 전개 조건(Deployed Condition)에 대해서 수행하였다. 두 조건 모두 전개장치 하단에 6 자유도를 모두 구속하는 것으로 가정하였으며, 개념설계 단계에서 주반사판의 설계 변수에 대한 영향을 확인하기 위해 전개장치는 강체 조건으로 가정하였다.
모드해석의 경우 단위 주반사판에 대한 구조해석 조건과 동일하게 발사체 탑재조건인 ‘안테나 Stowed 조건’과 우주궤도 운용조건인 ‘안테나 Deployed 조건’에 대해 상세 분석을 수행하였다
위성체는 발사 과정에서 다양한 하중에 노출되며, 일반적으로 100 Hz 이하의 저주파 대역에서 인가되는 정현파 진동(Sinusoidal Vibration)에 대한 구조적 안전성은 준정적 (Quasi-static)하중으로 변환하여 구조안전성을 판단할 수 있다. 본 논문에서는 발사체 발사 조건에서 작용하는 하중을 준정적 하중으로 모사하여 X, Y, Z 각 축에 하중이 복합적으로 작용하는(X, Y, Z Combination Load(=15G)) 조건에 대한 구조해석을 수행하였다.
본 논문에서는 전개형 고안정 반사판 안테나의 복합재 주반사판에 대해 우주용 고강성 탄소섬유 및 아라미드 허니콤 코어를 적용하여 복합재 적층 설계 및 재료 물성에 따른 주반사판의 구조적 성능을 분석하였다.
본 연구에서는 (1) 샌드위치 복합재로 제작되는 전개형 고안정 반사판 안테나의 주반사판 설계 과정에서 크기, 무게 및 강성 등을 포함한 성능 요구조건을 식별하고, (2) 복합재 주반사판의 적층 패턴 및 재료 물성에 대한 설계 변수를 고려하여 운용조건에 적합한 경량 복합재 주반사판 설계방안을 제시하였다. (3) 또한 전개형 안테나 주반사판에 대해 모드(Modal analysis), 준정적(Quasi-static), 열 구배(Thermal gradient) 및 동적(Dynamic) 거동에 대한 상세 해석을 수행하여 (4) 제시한 경량 복합재 반사판 안테나의 구조적 건전성을 입증하였다.
본 연구에서는 대표적인 SAR 위성의 성능 및 기능 요구 조건을 기준으로 전개형 반사판 안테나 설계 시 기계/구조적인 관점에서 고려해야 할 사항을 식별하였다. 안테나의 송-수신 성능을 고려하여 전개형 반사판 안테나의 직경은 전개 시 5,000 mm 이상으로 선정하였으며, 500 kg급 이상의 탑재 중량을 가지는 발사체를 고려하여 위성 본체를 제외한 안테나 전체 중량은 110 kg 이하로 제한하였다.
본 절에서는 단위 주반사판에 대해 수행한 분석 및 해석 결과를 토대로 총 24개의 주반사판이 결합된 전개형 반사판 안테나 조립체에 대한 기계/구조적 특성을 분석하였다.
아라미드 재질의 고밀도 및 저밀도 코어를 적용한 모델에 동일한 자세 제어 입력 함수 및 뎀핑 계수를 입력하여 코어 물성에 따른 고기동 조건의 진동 거동을 상대적으로 비교하였다.
앞에서 가정한 복합재 주반사판 Facesheet의 적층패턴 및 코어 설계를 기반으로 주반사판 단위모델에 대한 모드해석, 정적 구조해석 및 열탄성 해석을 수행하였다.
16과 같다. 위성체 기동을 위해 3초간 위성체에 자세 제어 방향으로 각속도가 작용하게 되며, 위성체 기동 이후 주반사판에는 진동이 발생하고 3초 이후 고밀도 및 저밀도 코어의 주반사판 끝단의 변위를 비교하였다.
중력 가속도의 변화로 인하여 안테나 반사면 형상이 변형될 수 있으며, 이에 따라 안테나 성능 등 변화를 최소화하기 위해 구조해석을 통해 안테나의 변형을 정량적으로 분석하였다. 이 해석을 위하여 전개 조건과 동일하게 힌지 부분에 6자유도 구속조건을 입력하였으며, Z방향으로 1G의 중력이 가해지는 조건에 대한 구조해석을 수행하여 주반사판 끝단의 z방향 최대변위를 비교하였다.
12와 같이 y축을 기준으로 3초동안 기동하는 조건을 가정하여 구조해석을 수행하였다. 주반사판 설계에 따른 동적 특성을 상대적으로 비교하기 위해 임의의 하중을 입력하여 고기동 거동을 모사하였다. 동적 구조해석에 소요되는 시간을 고려하여 0~7초 동안의 위성체 거동에 대한 동적 구조해석(Dynamic transient analysis)을 수행하였으며, 고기동 조건에 의해 변위가 가장 크게 발생하는 단위 주반사판의 최대 변위를 상대적으로 비교하였다.
주반사판의 성능 향상 및 경량화를 위해 샌드위치 복합재 Facesheet의 적층 패턴 및 허니콤 코어의 설계도 매우 중요하며, 본 논문에서는 이를 변수로 하여 각 케이스에 대한 구조설계 및 해석을 수행하였다.
중력 가속도의 변화로 인하여 안테나 반사면 형상이 변형될 수 있으며, 이에 따라 안테나 성능 등 변화를 최소화하기 위해 구조해석을 통해 안테나의 변형을 정량적으로 분석하였다. 이 해석을 위하여 전개 조건과 동일하게 힌지 부분에 6자유도 구속조건을 입력하였으며, Z방향으로 1G의 중력이 가해지는 조건에 대한 구조해석을 수행하여 주반사판 끝단의 z방향 최대변위를 비교하였다.
대상 데이터
본 논문에서는 적층 각도에 따른 주반사판의 성능 분석을 통해 전개형 반사판 안테나의 복합재 샌드위치 주반사판 적층 각도를 [0/45]로 선정하였다. 전개형 반사판 안테나의 단위 주반사판은 부채꼴 형상의 구조이며, 안테나 주반사판 전개 시 무게중심(CoG) 위치와 인접한 주반사판 끝단 부분이 전개 장치(힌지)와 연결된다(Fig.
본 연구에서는 대표적인 SAR 위성의 성능 및 기능 요구 조건을 기준으로 전개형 반사판 안테나 설계 시 기계/구조적인 관점에서 고려해야 할 사항을 식별하였다. 안테나의 송-수신 성능을 고려하여 전개형 반사판 안테나의 직경은 전개 시 5,000 mm 이상으로 선정하였으며, 500 kg급 이상의 탑재 중량을 가지는 발사체를 고려하여 위성 본체를 제외한 안테나 전체 중량은 110 kg 이하로 제한하였다.
위성체 부피 및 전개 성능을 고려하여 설계된 전개형 반사판 안테나는 24개의 단위 주반사판으로 구성되며, 전개형 반사판 안테나의 탑재 및 전개 형상은 Fig. 1, 2와 같다.
데이터처리
각 Case별(#1.1~#1.5) 적층 각도에 대한 반사판 안테나의 모드 형상 및 고유진동수를 계산하기 위해 Hypermesh V2022 및 Optistrut를 사용하여 모드해석을 수행하였다.
각 허니콤 코어 설계(Case#2.1~Case#2.4)에 따른 반사판 안테나의 무게 및 고유진동수를 계산하였다. 위성체 운용 상태를 가정하여 전개 장치와 연결되는 부분에 6자유도 구속 조건을 입력하였으며(Fig.
동적 구조해석에 소요되는 시간을 고려하여 0~7초 동안의 위성체 거동에 대한 동적 구조해석(Dynamic transient analysis)을 수행하였으며, 고기동 조건에 의해 변위가 가장 크게 발생하는 단위 주반사판의 최대 변위를 상대적으로 비교하였다. 고기동 거동 이후 진동에 대한 주반사판 설계별 영향성을 비교하기 위해 위성체 기동 종료 후, 약 4초간의 안정화 시간에 대한 z방향 변위 RMS 값을 계산하였다.
주반사판 설계에 따른 동적 특성을 상대적으로 비교하기 위해 임의의 하중을 입력하여 고기동 거동을 모사하였다. 동적 구조해석에 소요되는 시간을 고려하여 0~7초 동안의 위성체 거동에 대한 동적 구조해석(Dynamic transient analysis)을 수행하였으며, 고기동 조건에 의해 변위가 가장 크게 발생하는 단위 주반사판의 최대 변위를 상대적으로 비교하였다. 고기동 거동 이후 진동에 대한 주반사판 설계별 영향성을 비교하기 위해 위성체 기동 종료 후, 약 4초간의 안정화 시간에 대한 z방향 변위 RMS 값을 계산하였다.
상대적인 성능 비교를 위해 고밀도 코어를 적용한 Case#2.1와 저밀도 코어를 적용한 Case#2.2에 대한 해석을 수행하였다.
주반사판에 적용된 복합재 Facesheet은 2D Shell(CQUAD4), 허니콤 코어는 3D Solid(CHEXA) 요소로 모델링하였다. 적층 패턴에 따라 계산되는 고유진동수를 상대적으로 비교하기 위해 구속조건이 없는 free-free 조건으로 모드해석을 수행하였다.
성능/효과
모드해석 결과, 전개형 반사판 안테나의 전개 상태에 대한 고유진동수 요구조건(3 Hz 이상)을 모두 만족하였으며(Fig. 6), 구조적 관점에서 저밀도 코어로 구성된 Case#2.2 주반사판의 성능이 상대적으로 높게 계산된 것을 확인하였다.
각 고유진동수가 평균적으로 높게 계산된 Case#1.1의 [0/45] 패턴이 전개형 반사판 안테나의 주반사판에 적용될 적층 패턴에 가장 적합한 것으로 판단되었다.
각 설계안에 대해 무게, 강성 및 제작성을 종합적으로 고려하였을 때 Table 3에서 보는 바와 같이 저밀도 코어를 균일 적용한 Case#2.2 설계안이 전개형 반사판 안테나의 주반사판 허니콤 코어에 가장 적합한 설계로 나타났다.
구조해석 결과, 준정적 하중에 대해 두 모델 모두 구조적으로 안전함을 확인하였으며, 저밀도 코어로 구성된 주반사판(Case#2.2)을 적용하는 경우 변위가 상대적으로 작고 MOS가 크게 계산되었다. 탄소섬유 및 허니콤의 방향별 MOS를 비교하였을 때, 탄소섬유 복합재로 구성된 Facesheet의 1방향 압축 하중에 대한 MOS가 가장 낮게 계산되어, 실제 준정적 하중이 크게 작용할 경우 탄소섬유복합재 Facesheet 1방향 압축 거동으로 파손이 발생할 것으로 판단된다.
하지만 기계적 물성이 낮은 허니콤 코어를 적용하였음에도 구조체의 강성이 감소되는 비율보다 무게가 감소되는 비율이 높아 고유진동수가 증가한 것으로 판단되었다. 또한 구조체의 무게가 감소함에 따라 중력이 작용할 때 구조체에 가해지는 하중이 감소하며, 동적 특성이 향상되어 준정적 하중, 열 하중 및 동적 하중에 대한 구조적 성능이 증가하는 것으로 판단되었다.
고밀도 코어에 비해 기계적 물성 및 밀도가 상대적으로 낮은 저밀도 코어를 적용하여도, 샌드위치 복합재의 구조적 성능은 탄소섬유 복합재로 구성된 Facesheet의 물성 및 허니콤 코어의 두께에 비례한다. 또한 샌드위치 복합재 주반사판에 강성 및 밀도가 낮은 코어를 적용할 경우 강성 감소비율 보다 무게 감소비율이 높아 고유진동수, 준정적 하중, 동적 하중 및 열 하중에 대해 구조적 성능이 향상되는 것을 확인하였다.
모드해석 결과, 두 가지 형상의 주반사판 모두 발사체 탑재 조건에 대한 고유진동수 요구조건(33 Hz 이상) 및 전개 상태에 대한 고유진동수 요구조건(3 Hz 이상)을 모두 만족하였으며, 저밀도 코어로 구성된 주반사판(Case#2.2)을 적용하는 경우 상대적으로 고유진동수가 높은 것으로 나타났다. 이는 저밀도 코어를 적용한 모델이 강성 감소비율보다 무게 감소비율이 더 높아 고유진동수가 높게 계산된 것으로 판단된다.
8% 감소되는 것을 확인하였다. 모드해석 결과, 전개형 반사판 안테나의 전개 상태에 대한 고유진동수 요구조건(3 Hz 이상)을 모두 만족하였으며(Fig. 6), 구조적 관점에서 저밀도 코어로 구성된 Case#2.
단위 주반사판 및 안테나 전체 모델에 대한 구조해석 결과는 Table 8과 같다. 밀도가 낮은 허니콤 코어를 적용함에 따라 안테나 전체 구조체 기준 고밀도 허니콤 코어를 적용하는 모델에 비해 약 5.7%의 경량화가 가능하였으며, 위성체 전체적인 성능도 향상되는 것을 확인하였다.
안테나 조립체에 적용되는 단위 주반사판의 형태는 상대적으로 열적/구조적 특성이 우수한 Case#2.1 및 Case#2.2 두가지 경우로 가정하였으며 두 가지 경우 모두 전개형 반사판 안테나를 구성하는 부품을 포함하여 안테나의 무게 요구조건(110 kg 이하)를 만족하는 것을 확인하였다. 각각의 단위 주반사판으로 구성된 안테나 조립체에 대해 모드 해석과 정적(Static) 하중조건에 대한 강도해석을 수행하였으며 우주궤도상에서 위성체 운용 및 기동에 의하여 안테나 조립체에 미치는 동적인 특성을 분석하였다.
어떠한 주반사판을 적용하더라도 모두 안테나 무게 요구조건인 110 kg 이하를 만족하였으나, 저밀도 코어로 구성된 주반사판(Case#2.2)을 적용하는 경우 고밀도 코어로 구성된 주반사판(Case#2.1)을 적용한 경우 대비 안테나 조립체의 전체 무게가 약 5.7% 감소되어 경량화 성능이 상대적으로 우수한 것으로 확인되었다.
8과 같이 중심 부분에 티타늄 재질의 힌지, 상단부에 발사체 탑재 조건에서 안테나 구속을 위한 티타늄 재질의 구속부품 및 알루미늄 재질의 인서트로 구성되어 있다. 열 구배 조건에 대한 구조해석 결과, 열하중에 의해 발생하는 인서트 부 최대 응력은 366.65 MPa로 인서트 허용 강도에 대해 안전계수를 확보할 수 있는 것으로 확인되었다.
7%의 경량화 효과가 있는 것으로 판단되었다. 위성체 발사 및 운용 환경에서 작용할 수 있는 하중을 고려하여 고유진동수, 준정적 하중, 열 하중 및 동적 하중에 대한 구조해석 결과, 저밀도 코어를 적용한 모델의 구조적 성능이 상대적으로 높다는 것을 확인하였다.
위성체 자세 안정화 시점 z방향 변위에 대한 RMS값을 계산한 결과, 고밀도 코어를 적용한 Case#2.1 모델은 1.390E-05m, 저밀도 코어를 적용한 Case#2.2 모델은 1.198E-05m로 밀도가 낮은 코어를 적용한 모델의 감쇠 성능이 RMS 변위 기준 약 13% 우수한 것을 확인하였다.
이후 선정된 적층 패턴을 적용하여 허니콤 코어 설계에 대한 고유진동수 해석을 수행하였으며, 공정 및 성능을 고려하여 저밀도 코어를 균일 적용한 설계안이 전개형 반사판 안테나의 주반사판 허니콤 코어에 가장 적합한 설계로 판단되었다.
전개형 반사판 안테나 전개 이후, 위성체 거동에 대한 주반사판의 강성은 전개 장치(힌지)와 연결되는 주반사판 끝단 부분의 강성이 지배적일 것으로 판단하였다. 이에 따라 주반사판의 경량화 및 성능 극대화를 위해 주반사판을 Fig.
전개형 반사판 안테나 주반사판에 적용될 우주용 고강성 탄소섬유의 적층 패턴에 대한 Case study 결과, 1, 2차 굽힘 모드에 대한 고유진동수 및 1차 비틀림 모드에 대한 고유진동수가 높은 [0/45] 적층 패턴을 적용하는 것이 주반사판 성능향상에 효과적일 것으로 판단하였다.
주반사판을 기준으로 저밀도 허니콤 코어를 적용한 모델이 고밀도 코어를 적용한 모델에 비해 약 8.8%의 경량화가 가능할 것으로 계산되었으며, 24개의 주반사판을 포함한 전체 안테나 조립체 기준으로는 약 5.7%의 경량화 효과가 있는 것으로 판단되었다. 위성체 발사 및 운용 환경에서 작용할 수 있는 하중을 고려하여 고유진동수, 준정적 하중, 열 하중 및 동적 하중에 대한 구조해석 결과, 저밀도 코어를 적용한 모델의 구조적 성능이 상대적으로 높다는 것을 확인하였다.
후속연구
추후에는 전개형 고안정 반사판 안테나를 구성하는 전개구조물, 주구조물 등 기타 구조물에 대한 설계 및 구조해석을 수행하여, 전개형 반사판 안테나 전체 모델에 대한 설계를 수행할 예정이다. 이후 결정된 설계안에 대해 국산화 기술을 적용하여 복합재 샌드위치 주반사판 및 안테나를 제작하며, 실험을 통한 설계 검증 및 평가를 수행할 예정이다.
추후에는 전개형 고안정 반사판 안테나를 구성하는 전개구조물, 주구조물 등 기타 구조물에 대한 설계 및 구조해석을 수행하여, 전개형 반사판 안테나 전체 모델에 대한 설계를 수행할 예정이다. 이후 결정된 설계안에 대해 국산화 기술을 적용하여 복합재 샌드위치 주반사판 및 안테나를 제작하며, 실험을 통한 설계 검증 및 평가를 수행할 예정이다.
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