Smart actuator를 이용한 비폭발식 저충격 분리장치 개발에 관한 연구 = A Study on SMART Actuation Mechanism based non-explosive low-shock separation device

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

In order to start the mission of the satellite successfully, the satellite should be separated on time from the launcher in space. After the satellite gets in the targeted orbit, appendices such as solar panels and antennas should be separated for power generation and communication. At the early stage of development of the satellite, the pyrotechnic-based separation devices are widely used because of a simple operating principle and fast response time. However, it requires to be handled with extreme care, since the pyrotechnic-based separation device comprises gunpowder. In addition, it generates a pyro-shock over 5,000g and contaminants since that device is activated by firing of the gunpowder. Therefore, it sometimes causes malfunction of electrical device and dirt particles on the optic lens or solar panel in the satellite. There were many failed satellite mission because of the pyro-technique separation device. A survey of pyroshock flight failures revealed 83 shock related anomalies out of 600 launches with over 50% of these resulting in catastrophic failure.
Recently, the rapid growth of nano-technology has enabled small satellites to have almost all the functions that big and medium-sized satellites have. In the viewpoint of cost effectiveness, these small satellites have many advantages compared to the big and medium-sized satellites. As a satellite's size decreases, many devices within the satellite should be tightly integrated. As a result, satellites have become more sensitive to shocks and contaminants. Therefore, that pyrotechnic-based separation devices, which generate high shock and contaminants, are not suitable for small satellites. Therefore, there has been a great deal of research activity for developing a non-explosive separation device. As another effort to replace the pyrotechnic-based separation device, we designed and manufactured a non-pyrotechnic separation device. We design the separation device which can be distinguished by over-sea product. After design and manufacture the proposed separation device, we perform the response-time test, maximum-preload test and shock test to prove the mechanism performance. Then, to verify the proposed separation device can be used in space environment, vibration test and thermal vacuum test were carried out refer to MIL-STD and ESA spec.[9]

국문 초록 (Abstract)

본 논문에서는 위성 본체에 장착된 탑재체를 위성으로부터 분리하기 위한 비폭발식 분리 메커니즘을 제안하였다. 하나의 분리장치를 제작하기 위해서는 제일 먼저 그동안 해외에서 제작된 메커니즘들과는 차별화된 아이디어를 구상하고 Brain storming을 통하여 설계와 제작의 가능성을 논의한다. 두 번째로 분리장치를 상세 설계하면서 가능하면 빠르게 작동 할 수 있고 높은 사전하중에도 작동될 수 있는지를 검토하기 위해서 Ansys와 같은 해석툴을 사용하기도 한다. 또한, 구동기의 힘으로 작동이 가능한지를 미리 시뮬레이션함으로써 최적화된 형상과 구동기의 설계를 한다. 세 번째 단계로 설계된 분리장치를 가공 및 제작 한다. 네 번째로, 조립된 분리장치는 성능 평가를 위하여 분리반응속도 측정 시험, 분리 시 발생하는 충격 측정 시험 그리고 얼마나 높은 사전하중에서도 작동이 가능한지를 평가하는 사전 하중 시험을 수행한다. 위의 시험 가운데 분리반응속도 측정 시험은 여러 개의 분리장치가 동시에 탑재체를 전개해주어야 할 때, 동시에 분리가 이루어져야 하므로, 사용자의 명령에 의해 빠르게 반응할 수 있는 분리장치가 필요하다. 일반적으로 0.5 sec 이하의 분리속도를 갖는 분리장치가 해외에서 개발되고 있다. 또한, 질량이 큰 탑재체의 경우 분리장치에 가해지는 사전하중의 크기가 커지므로 1000N 이상의 높은 사전하중에서도 안정적으로 분리해줄 수 있는 분리장치가 요구된다. 전력의 경우에도 위성에서 일반적으로 사용할 수 있는 30W 이하의 전력을 사용하는 분리장치가 제작되어야 한다. 마지막으로, 위의 조건을 만족하게 하기 위해서 분리장치는 여러 번의 수정을 거쳐서 환경시험을 수행하게 된다. 이전까지는 ESA나 MIL-STD의 높은 레벨의 환경시험을 수행하였으나 최근 너무 높은 비용이 발생하여 자체적으로 발사체의 환경이나 자체적인 인증 레벨을 정하여 실험하고 보여주는 경우도 있다. 하지만, 본 과제에서는 특정 발사체가 지정되지 않았기 때문에 진동시험 같은 경우에는 Astrium 사에서 개발된 분리장치인 LSRU의 가진 시험 레벨을 따르고 있다. 위의 가진 시험 레벨은 ESA의 진동 시험 레벨보다 조금 낮은 수준이나 국내의 과학기술위성이나 기타 여러 탑재체의 진동 레벨보다는 높은 수준이다. 진동 시험 이후, 수행되는 열진공 시험은 1 x 10-3 torr의 진공 레벨과 +110℃ ~ -180℃의 온도 범위에서 ESA의 규격을 참조하여 시험을 실시한다.
위의 과정으로 개발된 분리장치는 여러 가지 시험을 거치며 우주환경에서 사용 가능함이 증명되었고, 성능부분에서는 해외의 것과 준하거나 더욱 좋은 성능을 보일 수 있도록 앞으로 더욱 심도 있는 연구가 필요할 것이다. 또한 한가지의 모델이 정해지면 그 모델이 얼마만큼 신뢰성이 있는지 여러 개의 샘플을 제작하여 신뢰도를 평가해야 하며, 기타 EMC test, Creep test, External shock test를 수행하여 더욱 신뢰성 있는 분리장치를 제작해야 할 것이다.
위에서 언급한 바와 같이 설계/제작/실험의 과정을 검증하기 위하여, 제 2장에서는 소형직류모터를 사용한 분리장치의 구성, 작동원리, 성능시험, 환경시험에 관한 결과를 나타내었고, 제 3장에서는 Fuse wire actuator를 이용한 분리장치에 관하여 구성, 작동원리, 성능시험, 환경시험에 관한 결과를 나타내었다.

목차 (Table of Contents)

• 목 차
• 요 약 ⅰ
• 목 차 ⅲ
• 그림목록 ⅴ
• 표 목 록 ⅷ
• 제 1 장 서론 1
• 1.1 연구 배경 및 목적 1
• 제 2 장 소형 위성용 소형직류모터를 이용한 분리장치 4
• 2.1 분리장치의 작동원리 및 구조 4
• 2.2 분리장치의 목적 및 기본 성능 7
• 2.3 분리장치의 성능 시험 18
• 2.3.1 분리반응속도 측정 시험 18
• 2.3.2 최대분리가능하중 측정 시험 10
• 2.3.3 최대분리충격 측정 시험 12
• 2.4 분리장치의 환경 시험 14
• 2.4.1 진동 시험 14
• 2.4.2 열진공 시험 17
• 제 3 장 Fuse wire actuator를 이용한 분리장치 18
• 3.1 분리장치의 작동원리 및 구조 18
• 3.2 분리장치의 성능 시험 21
• 3.2.1 분리반응속도 측정 시험 21
• 3.2.2 최대분리가능하중 측정 시험 22
• 3.2.3 최대분리충격 측정 시험 24
• 3.3 분리장치의 환경 시험 26
• 3.3.1 진동 시험 26
• 3.3.2 열진공 시험 29
• 제 4 장 해외의 분리장치와 성능 비교 32
• 제 5 장 Fuse wire actuator를 이용한 분리장치의 성능개선 방안 34
• 제 6 장 결론 36
• 참고문헌 37
• SUMMARY 38