초록 ▼

I. 제목 경량 복합재료 태양전지판/전개기구 및 본체구조물 기술연구 II. 연구개발의 필요성 기계, 전자, 항공, 화공, 물리 등 광범위한 분야의 첨단기술이 복합된 시스템 기술인 우주기술은 정보화 시대인 21 세기의 첨단 산업을 주도하여 신기술을 창출해 나갈 수 있는 미래 지향적 기술이라 할 수 있다. 특히 위성체 관련 산업은 방송, 통신 뿐 아니라 지구 환경, 기상 예측, 자원 탐사 및 개발 등의 고부가 가치 산업 들과 직접 연관되어 그 영역이 급속히 확대되어 가고 있다. 이에 따라 1994년부터 시작된 국내의 다목적

I. 제목 경량 복합재료 태양전지판/전개기구 및 본체구조물 기술연구 II. 연구개발의 필요성 기계, 전자, 항공, 화공, 물리 등 광범위한 분야의 첨단기술이 복합된 시스템 기술인 우주기술은 정보화 시대인 21 세기의 첨단 산업을 주도하여 신기술을 창출해 나갈 수 있는 미래 지향적 기술이라 할 수 있다. 특히 위성체 관련 산업은 방송, 통신 뿐 아니라 지구 환경, 기상 예측, 자원 탐사 및 개발 등의 고부가 가치 산업 들과 직접 연관되어 그 영역이 급속히 확대되어 가고 있다. 이에 따라 1994년부터 시작된 국내의 다목적 실용위성 사업개발은 1999년 12월 다목적 실용위성 1호기 (KOrea Multi-Purpose Satellite 1; KOMSAT1) 가 성공적으로 발사 된 후 다목적 실용위성 2호기의 개발이 시작되어 현재 모든 구조물의 국내 설계, 제작, 조립 및 시험 등의 사업이 활발히 진행되고 있다. 위성체 구조물은 발사시의 극심한 관성하중 및 음향진동 등을 견디고 또한 우주 열 환경 조건하에서 요구되는 치수의 안정성, 구조강성, 열 제어 특성 등을 만족하여야 하고 또한 위성체 본체를 구성하는 샌드위치 판넬 구조물의 경우에는 내부 전자장비등을 고정 장착하기 위한 fitting 및 fastener의 설계도 고려하여야 할 항목이다. 특히 KOMPSAT2에 적용한 기존의 금속 샌드위치 구조물 및 튜브 구조물 등을 복합재료 구조물로 대체하여 설계하는 경우에는 발사 및 운용비용 절감을 위해 기존 구조물보다 구조적 측면에서 강성 및 강도면에서 신뢰할 수 있고 또한 기능적 측면에서 주변 전자장비등에 미치는 열 및 전자기파적 영향 등을 고려하여 기존 금속소재 구조물에 비해 우수한 기능적 특성을 가져야 할 것으로 사료된다. 복합재료를 위성체 구조물에 적용하는 이유가 복합재료의 구조 및 기능적 특성이 기존 금속재료에 비해 우수한 면이 있고 다양한 종류의 복합재료를 선택 활용할 수 있는 장점이 있으며 무엇보다 기존 금속소재보다 비강도 및 비강성이 우수한 특성이 있어 항공 우주용 구조물에 적용하여 무게 경량화가 가능한 소재이기 때문이라 생각할 수 있다. 이러한 이유로 우주산업 선진국에서는 복합재료의 응용이 발사체나 우주왕복선의 주구조물 뿐만 아니라 우주에서 장기간 체류하여 운용되는 위성체나 우주정거장 등의 구조물에도 그 적용이 확대되어 기술이 도입단계를 지나 응용이 고도화 되어 있는 상태이다. 한국도 항공산업의 수행으로 축적된 복합재료 응용기술을 우주기술에 접목하여 선진국의 기술수준에 도달 할 수 있도록 복합재료의 적용이 확대될 필요성이 우주개발 진입과 함께 점차 대두되고 있다. 이러한 기술적 시대적 배경하에 본 연구에서도 기존의 다목적 실용위성 2호기에 적용된 금속 구조물 중 위성체 본체의 알루미늄 샌드위치 판넬 구조의 탑재체 플랫폼에 복합재료 응용기술을 적용하여 복합재료 샌드위치 판넬로 대체 설계하여 최종적으로 경량화를 실현하는데 있다. 또한 탑재체 플랫폼의 하중을 지지 분산하는 역할을 하는 알루미늄 튜브 스트럿 (Aluminum tube slut)도 복합재료로 설계/ 제작하여 경량화를 구현하고 위성체 복합재료 적용 및 성형제작 관련 규정 및 기술을 습득하여 향후 복합재료 적용을 실물 위성체에 적용하는 경우 목표 달성의 조기화에 본 연구의 목적이 있다. 인공위성 태양전지판은 일반적으로 많은 부피를 차지하기 때문에 저장상태(Stowed Mode)에서 발사되어 임무궤도에서 전개된다. 이때 태양전지판을 전개 시키기 위한 장치로 사용되는 전개기구는 여러 가지 방식이 있으며, 그 중에는 다목적 실용위성에 사용되었던 것과 같이 테이프의 변형에너지를 이용한 테이프 힌지나 무궁화 위성 또는 우리별 위성에 사용되었던 힌지와 같이 Torsional Spring을 이용한 Torsional Spring 힌지 등이 있다. 이중 Torsional Spring을 이용한 전개 방식은 가장 흔히 쓰이는 방식으로써 테이프 스프링을 이용한 전개 방식과는 달리 전개 회전축이 분명하므로 전개 모드를 예측onal Spring은 특성상 저장 상태에서 전개 상태로 펼쳐지는 동안 토크-세타 값이 선형적으로 줄어들기 때문에 전개 상태에서 어느 정도 토크 값을 가지려면 초기 상태에서 많은 비틀림 에너지를 저장하여야 한다. 따라서 전개 시 댐퍼가 없다면 큰 Latching Force가 작용할 수 있으며, 댐퍼를 장착할 경우도 그 만큼 용량이 큰 댐퍼를 장착하여야 한다. 특히 전개시 발생하는 Latching Force는 힌지 구조물 뿐만 아니라 태양전지판 패널 구조물에도 큰 영향을 미친다. 이 Latching Force가 문제가 되어 다목적 실용위성의 경우 태양전지판에 Insert Block이라는 Solid Block을 장착하였으며, 다른 전개 기구의 경우 Latching Force를 감소 시키기 위하여 댐퍼를 장착해야 하므로 그에 따라 태양전지판의 무게 또한 증가되는 것이다. 따라서 전개가 되더라도 토크 값이 줄어들지 않거나 혹은 토크 값을 증가시킬 수 있는 전개 메커니즘이 있다면 초기 토크 값을 크게 하지 않아도 될 뿐만 아니라 전개 시 작용하는 Latching Force를 줄일 수 있으며, 댐퍼를 사용하더라도 적은 용량의 댐퍼를 사용할 수 있을 것이다. 또한 현재 국내에는 자체적으로 개발된 인공위성 태양전지판 전개 기구가 거의 없으므로 이번 연구 개발을 통하여 이상적인 토크 세타 값을 형성하는 메커니즘의 Torsional Spring을 이용한 태양전지판 전개 기구를 개발하고자 한다. III. 연구내용 및 추진체계 복합재료를 이용한 경량 태양전지판/전개기구 및 본체 구조물을 개발하여 향후 국내에서 개발될 인공위성에 적용할 것이다. · 우주환경에 우수한 태양전지판 및 본체 구조물용 복합재료 분석, 선정 · 제작 시 요구될 특수공정 분석 · 차세대 인공위성에 적합한 태양전지판 전개기구 분석 및 선정 · 정/동 역학적 특성 파악 및 적합성 확인 · 동특성해석, 응력해석, 열해석 수행 · 경량 복합재료 허니캄 샌드위치 태양전지판 및 전개기구 설계, 제작 · 경량 복합재료 본체 구조물 설계 및 제작 · 시험 요구조건 분석 · 시험을 통한 개발모델 기술 검증 및 운용 평가 - 추진체계 ·한국항공우주연구소 단독 수행이며, 설계 및 제작은 전문기관(대한항공 및 항공우주산업)에 의뢰함. 다음의 내용은 과제의 추진방향에 대하여 언급하였다. - 우주환경에서 우수한 성능을 보유한 태양전지판 및 본체 구조물용 경량 복합 재료 선정 다목적실용위성 1호 위탁과제로 수행된 Space Application of Composite Materials Space Environmental Effect and Design 연구결과 및 외국의 우주 용 복합재료관련 Data-base 구축을 통하여 우주의 혹독한 환경에 우수한 경량 복합재료를 선정함. 선정된 복합재료의 성능 평가를 위한 쿠폰 제작 및 성능시험과 견본을 통한 성능시험을 실시함. - 차세대 경량 복합재료 태양전지판/전개기구 및 본체 구조물 설정을 위한 Feasibility Study 차세대 인공위성에 적합한 복합재료 태양전지판 및 전개기구 형태 결정, 복 합재료 본체 구조물 설정을 위하여 요구조건 분석 및 평가를 수행함. 발사체 하중에 대한 안정성 확보 및 우주환경에서 운용될 복합재료 태양전 지 판/전개기구 및 본체 구조물의 검증을 위한 시험 요구조건 정립 그리고 복 합 재료 제작시 요구되는 특수공정 분석 등을 수행함으로써 설계, 제작, 시험 시 발생될 문제점들을 초기단계에서 발견하여 대처해 나감. - 경량 복합재료 태양전지판/전개기구 및 본체 구조물 개발 다목적실용위성 1, 2호를 통하여 확보된 태양전지판 및 전개기구, 본체 구조 물 설계, 제작, 시험 기술을 최대한 응용하여 이를 복합재료 태양전지판/전개기구 및 본체 구조물 설계, 제작, 시험으로 확장시키고 Feasibility Study 결과를 활용하여 차세대 위성에 적합한 경량 복합재료 태양전지판/전개기구 본체 구조물을 개발함. IV. 연구개발 결과 아래의 그림 (a) 와 (b)는 다목적 실용위성 2호기의 골격구조물 형상 및 제작된 실물사진을 보여주고샌드위치 판넬로 구성되어 있으며 본 연구과제에서는 아래형 망원경이 거치 되어 원형 개구부를 가진 탑재체 플랫폼을 대상으로 선정하여 복합재료를 적용하여 설계 및 해석을 수행하였다. 한편 복합재료 샌드위치 플랫폼 패널의 진동특성과 우주 환경 하에서의 열변형 특성을 알아보기 위해 유한요소 해석을 수행하였고, 복합재료 외피의 적층 순서에 따른 영향을 고찰하였다. 또한 우주환경에서 복합재료의 물성저하로 인한 패널의 열변형 정도를 알아보고 그 정도를 알루미늄 외피를 사용한 경우와 비교하였다. 이러한 복합재료 샌드위치 관련 연구결과는 향후 플랫폼 모두와 외부 closure 판넬의 설계 및 제작에 적용 가능하리라 판단된다. 한편 대부분의 구조물을 이루는 샌드위치 판넬 이외에 플랫사이에서 하중을 전달하고 변위를 최소화할 목적으로 설계 적용한 알루미늄 튜브 스트럿을 2차적으로 복합재료 적용 대상으로 선정하여 복합재료 튜브 스트럿을 설계/제작하였다. (a) (b) (a) Skeleton view and (b) main body of KOMSAT2 supplied by Korean Air to KARI. 이와 관련 과제 제안 초기에 제시한 filament winding을 사용한 튜브 스트럿의 성형제작은 적용 대상 튜브의 직경이 작고 짧으며 또한 압축하중을 고려한 섬유방향으로 주로 보강 해야 하는 스트럿 튜브의 특성상 filament winding 성형공정을 적용하는 것보다 wrapping 방법에 의한 튜브의 제작이 구조적으로나 경제적으로 장점이 많기 때문에 후자에 의한 방법을 적용 하였다. 항공우주용 첨단 복합재료는 그 특성상 수요가 제한되어 있어 가격이 상당히 높고 첨단기술과 직간접적으로 연관되어 있기 때문에 소량이라도 미 국방성의 수출허가를 득하여야 수입하여 사용할 수 있는 것이 대부분이다. 이 때문에 금속 구조물을 대체할 우주용 복합재료의 기술자료도 상당히 통제되어 있어 이를 입수하기도 어려운 상태이기 때문에 우주용 복합재료를 구매하지 않은 상태에서 설계에 적용할 설계허용치 등의 시험자료를 얻기가 무척 어려운 실정이다. 그러므로 본 과제에서는 설계자료 미비로 적용이 어려운 부분에서는 2단계 진행시 시험을 통한 자료 확보 및 계속진행을 전제로 하고 진행하였다. 복합재료의 선정에 있어서도 향후 위성체 안테나 제작용 복합재료로 대한항공에서 구매 예정인 M40J/에폭시 tape를 샌드위치 판넬의 외피 및 복합재료 튜브 스트럿용 주 재료로 선정하여 설계에 적용할 수 밖에 없는 등의 재료 선정상의 제한성을 갖고 있는 상황이나 향후 M60J/에폭시 직조섬유 복합재료도 구매 대상 품목이므로 이를 2단계 연구가 진행 시에는 직조섬유 fabric을 설계에 다시 반영할 필요성도 염두에 두고 되고 있다. 그리고 아래의 첫번째 그림에서 볼 수 있는 다목적 실용위성 2호기에서 설계된 탑재체 플랫폼과 관련된 rib, longeron, rail 및 체결 용 fitting등은 당 해년도에서는 그대로 수용하는 것으로 하고 고려하지 않았다. 아래의 두번째 및 세번째그림은 본과제의 결과물로서 제작된 5056 알루미늄 하니콤을 을 심재로한 복합재료 샌드위치 판넬과 wrapping 성형공정에 의해 제작된 복합재료 튜브 스트럿이다. Picture of payload sandwich platform and aluminum struts of KOMPSAT2. Picture of composite sandwich panel fabricated by Korean Air for space usage. Picture of composite tube strut fabricated by Korean Air for space usage. 또한 이번 전개 기구 개발을 통하여 개발된 힌지는 Torsional Spring을 사용하여 설계되었으며 일반적인 Torsional Spring의 토크-세타 값처럼 각도가 줄어들면 토크 값이 줄어드는 것과는 달리 아래 그림과 같이 각도가 줄어들수록 즉, 전개가 됨에 따라 토크 값이 증가하는 메커니즘을 구성하였으며 Latcher를 사용하여 전개 후 강성을 유지시킬 수 있는 구조로 설계되었다. Torque Theta of Cam Plate Mechanism 이런 메커니즘은 힌지의 회전축과 Torsional Spring의 구동 축을 분리함으로써 가능하였으며 만약 회전축에 Torsional Spring을 장착한다면 일반적인 Torsional Spring의 특성처럼 각도가 줄어듦에 따라 즉, 전개 기구가 전개 됨에 따라 토크 값이 선형적으로 감소 하는 구조가 되었을 것이다. 그러나 힌지의 회전축과 Torsional Spring의 구동축을 분리하고 Torsional Spring의 동력을 Cam을 통하여 구동 시킴으로써 Torsional Spring Arm의 길이를 변화시켜 Torsional Spring의 스프링 상수 값이 힌지가 전개 됨에 따라 증가하는 효과를 발생시켰다. 따라서 초기 스프링의 토크-세타를 가능한 한 줄일 수 있었으며, 이에 따라 전개시 발생하는 Latching Force를 감소 시키는 효과를 가져왔다. 연구 개발을 통하여 설계된 태양전지판 전개 기구의 형상은 그림과 같다. Deployed Mode of Hinge 양쪽 Bracket에 태양전지판을 장착할 수 있게 되어있으며 회전 축 아래의 또 하나의 회전 축이 있는데 이것이 구동 축(Driving Shaft)이며 Torsional Spring이 장착되어져 있다. Stowed Mode of Hinge 구동축에 장착된 Cam Plate가 맞은 편 Bracket에 장착된 Roller에 힘을 가하여 전개기구를 전개 시키게 된다. 전개된 후에는 Stop Ass’y에 의하여 수평을 유지하고, 전개시 발생할 수 있는 Latching Force에 의한 충격에너지를 흡수 하는 역할 또한 수행한다. 그리고 Latcher Spring에 의하여 전개 기구가 닫힘으로써 전개 기구가 다시 역 전개 되는 것을 방지하고 있다. V. 연구개발결과의 활용계획 태양전지판 뿐만 아니라 기타 위성 구조물에 사용되는 기계 요소들의 설계, 제작에 활용될 수 있으며, 그 밖에 자동 전개 기구가 요구되는 구조에 활용될 수 있을 것으로 사료됨. 본 과제를 통하여 확보되는 전개 기구의 설계, 제작, 시험 평가 기술 기반을 활용하여 기술 공급 센터 역할을 함으로써 국내 인공위성 및 우주용 구조물 산업 활성화에 기여함. 우주 중장기계획의 핵심 소요기술 정책지원 등의 결정에 활용될 수 있음.

Abstract ▼

I. Title The Study on Light Composite Solar Array/Deployment Mechanism and Bus Structure II. Objective The Space Technology is frontier system technology that includes Mechanical, Electronical, Aerospace, Chemical and Physical technology. Also It can lead 21st century"s industry using mu

I. Title The Study on Light Composite Solar Array/Deployment Mechanism and Bus Structure II. Objective The Space Technology is frontier system technology that includes Mechanical, Electronical, Aerospace, Chemical and Physical technology. Also It can lead 21st century"s industry using multi- spectral hybrid technologies. Especially the spacecraft technology related business like broadcasting, telecommunication, earth survey, weather forecasting, resource survey and resource development are very high profit one and it"s market size growing very fast. Due to these reason, the first Multi Roll Satellite KOMPSAT1(KOrea Multi-Purpose Satellite) project began at 1994 and successful launched at 1999 December. With a good result from the project, succeeding KOMPSAT2 development started with enthusiasm and it"s all structures are made by domestic technology including Design, Manufacturing and Test. The spacecraft structure must endure extreme sever inertial and acoustic loading at launch. Also it"s dimensional stability, structural stiffness and thermal controllability must meet very strict requirement for it"s high precision instrument. Due to these reason the sandwich panel is widely used for satellite bus structure. For using these panel, fitting/fastener design for internal electronic equipment must take into consideration. Especially for KOMPSAT2 structure, using these composite panels instead of already used mechanical sandwich structure must consider following aspect for take advantage of new design. (1) reduce launch and management cost by weight saving. (2) can get more reliability bye enhanced stiffness and strength and (3) Thermal and Electro-mechanical wave effect on mission equipment. By proper consideration of using composite panel structure various advantage can be achieved instead of using metallic material. So most space technology leading countries apply these composite technology on launch vehicle, space shuttle main structure and space station. In that country composite technology passes intoduction and applied stage. And now in the very high stage. In these international environment, Korea must develop and enhance composite technology based on already possessed aerospace technology for meet the leading countries. In this technology background and international environment, this research analyze already designed KOMPSAT2 structure and re-design using composite sandwich panel for light weight and cost effective structure. In addition to panel design, the aluminum tube strut which distribute payload platform loading to main structure also re-designed/manufactured using composite material for weigh saving. With this study, Composite applying on satellite, composite manufacturing and related specification technology will be developed and be used for future high function satellite. Because the volume of the satellite solar arrays is normally large, almost solar arrays are launched with stowed condition, and then deployed at mission orbit. In order to deploy the solar array, many kinds of deployment mechanisms are used. One type of the deployment mechanisms is tape hinge that is installed in KOMPSAT, the other type is Torsional spring hinge that is installed in Koreasat. In these types, torsional spring is mostly used mechanism. Torsional spring type deployment mechanism is easy to estimate the deployment mode because rotation axis is plain and k value is constant. But, if the deployment mechanism requires to some degree of torque value in deployed condition (final condition), torsional spring has to hold large torque in stowed condition (initial condition). So, if there is no damper, large latching fore can be applied in solar array structure and if damper is used, large capacity damper is required. Latching force affects to the deployment mechanisms and solar array panels. Because of the latching force, insert block is installed in substrate in KOMPSAT-II, and in other case, damper is installed to decrease the latching force. In this case, solar array weight is increased. So, if the torque value of deployment mechanism is increased or not decreased when deployed, large initial torque value is not required therefore latching force can be reduced and small capacity damper can be used. Up to now, there is no solar array deployment mechanism that is developed by internal technique, therefore through this research, we will develop the torsional spring deployment mechanism that have ideal torque-theta value. III. Contents and Scopes of the study The Light Weight Solar Array/Deploying Mechanism and Spacecraft Structure will be developed for used in domestic satellite in near future. . Solar Array / Spacecraft Structure Composite that is superior in space environment will be analyzed and specified . Special process that is required for manufacturing will be analyzed . Solar Array Deploy Mechanism suit for next generation satellite will be analyzed and specified . Inspect static/dynamic characteristics, Confirm it is suitable . Dynamic Analysis, Stress Analysis, Thermal Analysis . Design and manufacturing of light weight composite honeycomb sandwich structure and deploying mechanism . Design and manufacturing of light weight spacecraft structure. . Analyze test requirement . Verification and Operation assesment of Development Model using test - Performing Center . KARI independent survey, design and manufacturing will be done by special vendor(KA & KAI). Processing method is described as follow. - Selection of composite material for Solar Array and Spacecraft Structure which shows superior performance in space environment Using survey result of "Space Application of Composite Materials - Space Environmental Effect and Design", KOMPSAT-1 Sub Project Developing related Data-base and using it for selection of light weight composite material under sever space environment. Coupon/Sample manufacturing and performance test. - Feasibility Study for next generation Light Weight Composite Solar Array, Deply Mechanism and Spacecraft Structure. Selection of suitable Composite Solar Array / Deploy Mechanism, Requirement analysis and evaluate for Spacecraft Structure. Initial identify of risk that can be occur during design, manufacturing, test doing following things - safety assesment of launch vehicle load, test requirement for composite solar array under space environment and analysis special process for composite manufacture. - Development of Light Weight Composite Solar Array, Deploy Mechanism and Spacecraft Structure Using KOMPSAT-1 and KOMPSAT-2 Design, Manufacturing and Experiment technology of Solar Array, Deploying Mechanism and Spacecraft Structure, and expend the technology to successful development of Next Generation Light Weight Composite Solar Array / Deploying Mechanism. IV. Result of Research Development The following figure shows KOMPSAT2 skeleton view and main body. Most main structure panel used aluminum sandwich panel. Among four platform shown, this study focused on changing circular cutout panel which cutout is for mounting telescope. For analyze vibration characteristics and thermal distortion under space environment, finite element method is used and laminated sequence of composite material is also considered. Thermal distortion analysis using deteriorated composite material mechanical property under space is used and result compared with aluminum material. The composite panel related research results would be used for future design of closure panel design and manufacturing. In addition to these sandwich panel, aluminum tube strut is selected for analysis and composite tube strut is design and manufactured. (a) (b) (a) Skeleton view and (b) main body of KOMSAT2 supplied by Korean Air to KARI. Relating these composite strut design, preliminary designed filament winding manufacturing is changed to wrapping methods because of it"s diameter is too small and high compression load. For high compression structure member the loading direction should be aligned with fiber direction. The aerospace composite material is very high technology and it"s demand is small so the usage must agreed by America Government. Due to these reason information about high quality composite material which can supercede metallic part is hardly can found. So regarding this study, the analysis is done assuming the exact required material properties will be test on 2nd stage research. Also for selection of composite material M40J/Epoxy tape by Korean Air is used for composite tube strut manufacturing. Because it is only high quality composite material at available. Hopefully M60J/Epoxy fabric fiber will be available at 2nd stage study. So this analysis also consider fabric fiber application. Also KOMPSAT2 platform related rib, longerons, rail and fastening fitting is used with no change at this study. Following figures show the result part of this study - Composite sandwich panel using 5056 aluminum core and Composite tube strut using wrapping processing. Deployed mechanism through the research development is torsional spring hinge. Torque value of normal torsional spring is decreased according as decrease of theta, but torque of developed mechanism is increased according as decrease of theta as shown below figure. After deployed, developed mechanism is designed latcher used mechanism to maintain the stiffness at deployed condition. Torque Theta of Cam Plate Mechanism This mechanism is possible with separation of driving shaft and rotation shaft. If torsional spring is installed in rotation shaft, it will be normal mechanism. But rotation shaft of mechanism is separated with driving shaft and drove by cam plate of driving shaft. This cam plate mechanism brings out k-value increase effect of torsional spring according as deployed (angle is decreased). Therefore initial torque value can be reduced so, latching force can be reduced. Through research and develop, designed mechanism is shown in the following figure. Deployed Mode of Hinge Stowed Mode of Hinge Installed cam plated in the bracket drives the roller in the another bracket and deploy the deployment mechanism. After deployed, mechanism is maintained required horizontality by stop assembly. This stop assembly takes up the latching force. And, by latcher spring, reverse travel of mechanism is prevented and stiffness of mechanism can be maintained. V. Application Plan of Research Result This technique can be applied not only solar array but also design & manufacturing of other satellite structure, and other mechanical structure that require the auto deployment mechanism. Become technology center for space technology (solar array design, manufacturing and test) using technology developed in this project. Finally, domestic space technology of industries becomes highly activated. Support development of long term space technology plan.

목차 Contents

• 제 1 장 서론...35
• 제 2 장 인공위성의 경량 복합소재 본체 구조 설계 및 시작품...41
• 2.1 복합재료 적층판의 기계적 특성...41
• 2.2 샌드위치 판넬 구조물...77
• 2.3 하니콤 샌드위치용 인서트 설계...127
• 2.4 정하중 해석...156
• 2.5 모드 해석...176
• 2.6 위성체 구조물용 Laminate Tube...186
• 2.7 결과 및 고찰...212
• 제 3 장 전개기구개발...217
• 3.1 설계...217
• 3.2 구성...228
• 3.3 구조해석...241
• 제 4 장 연구개발목표 달성도 및 대외기여도...253
• 제 5 장 연구개발결과의 활용계획...259
• 부록...260