KR100942172B1 - 인공위성용 힌지 장치 - Google Patents

인공위성용 힌지 장치 Download PDF

Info

Publication number
KR100942172B1
KR100942172B1 KR1020080007065A KR20080007065A KR100942172B1 KR 100942172 B1 KR100942172 B1 KR 100942172B1 KR 1020080007065 A KR1020080007065 A KR 1020080007065A KR 20080007065 A KR20080007065 A KR 20080007065A KR 100942172 B1 KR100942172 B1 KR 100942172B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
plate
solar panel
satellite
fixing
hinge
Prior art date
Application number
KR1020080007065A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20090081139A (ko
Inventor
박희창
김병인
이성휘
김진희
김경원
김선원
김규선
진익민
이상률
이주진
Original Assignee
한국기계연구원
한국항공우주연구원
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 한국기계연구원, 한국항공우주연구원 filed Critical 한국기계연구원
Priority to KR1020080007065A priority Critical patent/KR100942172B1/ko
Publication of KR20090081139A publication Critical patent/KR20090081139A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR100942172B1 publication Critical patent/KR100942172B1/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
    • B64G1/2221—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state characterised by the manner of deployment
    • B64G1/2227—Inflating
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
    • B64G1/443—Photovoltaic cell arrays

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Pivots And Pivotal Connections (AREA)
  • Photovoltaic Devices (AREA)

Abstract

본 발명은 인공위성용 힌지 장치에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 우주공간의 극한환경(극 고온, 극저온현상)에서도 인공위성에서 태양전지판이 원활히 전개되고, 인공위성이 우주선에 실려 우주로 쏘아 올려질 때 발생되는 진동에도 잘 견디며, 상기 태양전지판의 완전 전개되어 우주공간에서 비행시, 발생되는 진동 및 충격 등에도 잘 견디는 특징이 있다.
이와 같이, 본 발명은 우주공간의 극한환경에서도 태양전지판이 전개되도록 인공위성과 태양전지판을 연결하거나 태양전지판과 태양전지판을 연결하는 힌지부에 있어서,
상기 인공위성 또는 태양전지판의 일단부에 결합부재에 의해 부착되는 제 1플레이트와;
상기 태양전지판의 일단부에 결합부재에 의해 부착되되, 상기 제 1플레이트와 끝단부가 축에 의해 결합되어 태양전지판을 전개시키는 제 2플레이트와;
상기 제 1플레이트와 제 2플레이트에 상호 연결되어 제 1플레이트와 제 2플레이트를 탄성적으로 전개되도록 형성된 인장 스프링을 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 특징이 있다.
인공위성, 태양전지판, 힌지장치, 플레이트, 인장 스프링

Description

인공위성용 힌지 장치{Artificial Satellite of Hinge-equipment}
본 발명은 인공위성용 힌지 장치에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 우주공간의 극한환경(극 고온, 극저온현상)에서도 인공위성에서 태양전지판이 원활히 전개되고, 인공위성이 우주선에 실려 우주로 쏘아 올려질 때 발생되는 진동에도 잘 견디며, 상기 태양전지판의 완전 전개되어 우주공간에서 비행시, 발생되는 진동 및 충격 등에도 잘 견디는 인공위성용 힌지 장치에 관한 것입니다.
일반적으로, 인공위성은 발사체에 실려 우주로 발사될 때 그 부피를 줄이기 위하여 도 1 에 도시된 바와 같이 인공위성(1)의 본체(2)에 부착된 태양전지판(3)이 접힌 상태로 발사체 속에 탑재되어 발사된다.
상기 인공위성이 본 궤도에 올라가면 태양에너지를 이용하여 전력을 생성하기 위하여 접혀져 있던 태양전지판(3)을 도 2와 같이 펼치게 된다. 상기 인공위성의 태양전지판이 궤도에서 잘 펼쳐지지 않으면 위성이 요구하는 전력을 생성하지 못해 위성은 기능을 상실한다. 그래서 상기 인공위성의 본체와 태양전지판을 연결해주는 힌지가 중요하다.
여기서, 인공위성 본체와 태양전지판을 연결하는 힌지는 발사체 내에서는 태양전지판과 같이 접혀진 상태로 발사되고 우주공간에서는 태양전지판을 펼쳐진 상태로 전개시키는 기능이 있다.
이러한 상기 힌지는 우주공간에 올려지면 지상국의 명령에 따라 태양전지판을 펼쳐주어야 하나 정상적이지 못할 경우 수리교체가 불가능하므로 우주공간에 쏘아올려지기 전에 충분한 시험을 거쳐 완벽한 상태로 우주공간에 올려져야 한다.
이렇듯, 상기 인공위성 태양전지판 힌지의 기능은 태양전지판의 전개시 원활한 전개력을 제공하고, 태양전지판의 전개 후에는 태양전지판에 충분한 강성이 중요하다.
이상에서 살펴 본 바와 같이, 배경기술의 문제점으로,
일반적인, 상기 힌지는 전개시 우주공간의 환경에 제약을 받는데, 우주공간은 극 고온과 극저온 등 극한환경으로써, 온도차이에 힌지의 전개가 잘 이루어지지 못하며, 상기 인공위성이 우주선을 통해 우주로 쏴올려 질 때, 발생되는 심한 진동 등에 힌지가 충격에 견디질 못하고 전개되는 문제점이 발생한다.
본 발명은 상기 종래의 문제점을 해소하기 위해 안출된 것으로서,
우주공간의 극한환경(극 고온, 극저온현상)에서도 인공위성에서 태양전지판이 원활히 전개되고, 인공위성이 우주선에 실려 우주로 쏘아 올려질 때 발생되는 진동에도 잘 견디며, 상기 태양전지판의 완전 전개되어 우주공간에서 비행시, 발생되는 진동 및 충격 등에도 잘 견디는 인공위성용 힌지 장치를 제공하는데 목적이 있다.
상기 목적을 달성하고자, 본 발명은 우주공간의 극한환경에서도 태양전지판이 전개되도록 인공위성과 태양전지판을 연결하거나 태양전지판과 태양전지판을 연결하는 힌지부에 있어서,
상기 인공위성 또는 태양전지판의 일단부에 결합부재에 의해 부착되는 제 1플레이트와;
상기 태양전지판의 일단부에 결합부재에 의해 부착되되, 상기 제 1플레이트와 끝단부가 축에 의해 결합되어 태양전지판을 전개시키는 제 2플레이트와;
상기 제 1플레이트와 제 2플레이트에 상호 연결되어 제 1플레이트와 제 2플레이트를 탄성적으로 전개되도록 형성된 인장 스프링을 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 인공위성용 힌지 장치에 관한 것이다.
이상에서 살펴 본 바와 같이, 본 발명의 인공위성용 힌지 장치는 우주공간의 극한환경(극 고온, 극저온현상)에서도 인공위성에서 태양전지판이 원활히 전개되고, 인공위성이 우주선에 실려 우주로 쏘아 올려질 때 발생되는 진동에도 잘 견디며, 상기 태양전지판의 완전 전개되어 우주공간에서 비행시, 발생되는 진동 및 충격 등에도 잘 견디는 효과가 있다.
본 발명은 상기의 목적을 달성하기 위해 아래와 같은 특징을 갖는다.
본 발명은 우주공간의 극한환경에서도 태양전지판이 전개되도록 인공위성과 태양전지판을 연결하거나 태양전지판과 태양전지판을 연결하는 힌지부에 있어서,
상기 인공위성 또는 태양전지판의 일단부에 결합부재에 의해 부착되는 제 1플레이트와;
상기 태양전지판의 일단부에 결합부재에 의해 부착되되, 상기 제 1플레이트 와 끝단부가 축에 의해 결합되어 태양전지판을 전개시키는 제 2플레이트와;
상기 제 1플레이트와 제 2플레이트에 상호 연결되어 제 1플레이트와 제 2플레이트를 탄성적으로 전개되도록 형성된 인장 스프링을 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.
이와 같은 특징을 갖는 본 발명은 그에 따른 바람직한 실시예를 통해 더욱 명확히 설명될 수 있을 것이다.
이하 첨부된 도면을 참조로 본 발명의 바람직한 실시예를 상세히 설명하도록 한다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정해서 해석되어서는 아니되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다.
따라서, 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일 실시예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.
도 3은 본 발명의 일실시예에 따른 인공위성용 힌지장치를 나타낸 사시도이고, 도 4는 본 발명의 일실시예에 따른 인공위성용 힌지장치를 나타낸 평면도이고, 도 5는 본 발명의 일실시예에 따른 인공위성용 힌지장치를 나타낸 측면도이다.
도시한 바와 같이, 본 발명의 인공위성용 힌지 장치(60)는 인공위성(1) 또는 태양전지판(3)에 결합되는 제 1플레이트(10)와, 상기 제 1플레이트(10)와 결합되어 전개되는 제 2플레이트(20)와, 상기 제 1플레이트(10)와 제 2플레이트(20) 사이에 결합되어 탄성적으로 제 2플레이트(20)를 전개시키는 인장 스프링(30)으로 구성된다.
상기 제 1플레이트(10)는 인공위성(1) 또는 태양전지판(3)의 일단부에 결합부재에 의해 부착되도록 상기 제 1플레이트(10)의 일단면에 결합공(50)이 다수개 형성되고, 상기 제 1플레이트의 양측면부에는 인장 스프링(30)의 고정부(32)가 삽입되어 결합되도록 결합홈(미도시)이 형성된다.
상기 제 2플레이트(20)는 상기 태양전지판(3)의 일단부에 결합부재에 의해 부착되되, 상기 제 1플레이트(10)와 끝단부가 축(40) 등(이하에서 상세히 기술함)에 의해 결합되어 태양전지판(3)을 전개시킨다. 이때, 상기 제 2플레이트(20)도 제 1플레이트(10)처럼 결합부재에 의해 결합되도록 일단부에 다수개의 결합공(50)이 형성된다. 그리고, 상기 제 2플레이트의 양측면부에는 제 1플레이트와 마찬가지로 인장 스프링의 고정부가 삽입되어 결합되도록 결합홈(미도시)이 형성된다.
여기서, 상기에서 기술한 결합부재란, 일반적인 볼트, 핀, 용접 등 산업분야에서 다양하게 사용되고 있는 모든 결합제품 및 결합방법을 말한다.
또한, 상기 제 2플레이트(20)에는 제 1플레이트(10)가 완전하게 전개되어 다시 접히지 않도록 상기 제 1플레이트(10)의 끝단부를 고정하는 고정장치(LOCK.22)가 일단부(제 1플레이트(10)의 끝단부와 접촉되는 부위)에 설치된다.
상기에서 기술한 제 1플레이트(10)와 제 2플레이트(20)의 결합구조는 제 1플레이트(10)의 끝단부에 제 2플레이트(20)와의 결합을 위한 돌출부(12)가 다수개 형성되고, 상기 제 2플레이트(20)에는 제 1플레이트(10)의 돌출부(12) 사이에 삽입되도록 하나의 삽입부(21)가 형성되며, 상기 돌출부(12)와 삽입부(21)는 축(40)으로 연결되어 상기 제 1플레이트(10)와 제 2플레이트(20)가 일정한 각도로 회동된다.
여기서, 상기 돌출부(12)와 삽입부(21)에는 축(40)으로 연결되거나, 볼 등으로 연결되어 일반적인 베어링과 유사한 구조로도 형성할 수 있어 별도의 기술은 하지 않는다.
도 6은 본 발명의 일실시예에 따른 인장 스프링의 스프링을 나타낸 사시도이고, 도 7은 본 발명의 일실시예에 따른 인장 스프링의 고정부를 나타낸 사시도이다.
도시한 바와 같이, 상기 인장 스프링(30)은 스프링(31)과 상기 스프링(31)을 고정하는 고정부(32)로 구성된다.
여기서, 상기 스프링(31)은 도 6을 참고하여, 일반적으로 당업자라면 누구나 실시할 수 있는 탄성형 스프링(31)으로 양끝단부는 철선이 외부로 일정간격 돌출되어 있어 이 부위가 상기 고정부(32)에 결합된다.
또한, 상기 고정부(32)는 도 7을 참고하여, 상기 제 1플레이트(10) 또는 제 2플레이트(20)의 양측면부에 형성된 결합홈(미도시)에 각각 결합되고, 상기 고정부(32)의 일단부에는 상기 스프링(31)의 끝단부가 삽입되도록 삽입홀(33)이 형성된 다.
그리고, 상기 고정부(32)에는 삽입홀(33)을 통해 삽입된 스프링(31)의 끝단부가 이탈되지 않고 고정되도록 볼트, 핀 등의 고정부재(34)가 결합되고, 상기 고정부재(34)는 고정부의 끝단부(고정부(32)가 제 1,2플레이트(10,20)에 결합된 반대측 부위)에 형성된 부재홀(35)을 통해 삽입되어 상기 고정부재(34)의 끝단부가 스프링(31)의 일단부를 압박하여 이탈되는 것을 방지한다.
여기서, 상기 인장 스프링(30)에 의해 제 1플레이트(10)와 제 2플레이트(20)가 전개되기 때문에 우주공간의 악조건(고온현상과 극저온현상 등) 속에서도 원활한 전개가 가능한 것이다.
이상에서 기술한 본 발명의 바람직한 실시예를 설명하였으나, 본 발명은 상기 실시예에 한정되지 아니하며, 본 발명의 실시예로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 용이하게 변경되어 균등하다고 인정되는 범위의 모든 변경 및 수정을 포함하고 있다.
도 1은 종래에서 태양전지판이 접혀진 인공위성을 나타낸 정면도이고,
도 2는 종래에서 태양전지판이 완전 전개된 인공위성을 나타낸 정면도이고,
도 3은 본 발명의 일실시예에 따른 인공위성용 힌지장치를 나타낸 사시도이고,
도 4는 본 발명의 일실시예에 따른 인공위성용 힌지장치를 나타낸 평면도이고,
도 5는 본 발명의 일실시예에 따른 인공위성용 힌지장치를 나타낸 측면도이고,
도 6은 본 발명의 일실시예에 따른 인장 스프링의 스프링을 나타낸 사시도이고,
도 7은 본 발명의 일실시예에 따른 인장 스프링의 고정부를 나타낸 사시도이다.
<도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명>
10 : 제 1플레이트 20 : 제 2플레이트
21 : 삽입부 22 : 고정장치(LOCK)
30 : 인장 스프링 31 : 스프링
32 : 고정부 33 : 삽입홀
34 : 고정부재 40 : 축
50 : 결합공 60 : 힌지 장치

Claims (8)

  1. 우주공간의 극한환경에서도 태양전지판(3)이 전개되도록 인공위성(1)과 태양전지판(3)을 연결하거나 태양전지판(3)과 태양전지판(3)을 연결하는 힌지부에 있어서,
    상기 인공위성(1) 또는 태양전지판(3)의 일단부에 결합부재에 의해 부착되는 제 1플레이트(10)와;
    상기 태양전지판(3)의 일단부에 결합부재에 의해 부착되되, 상기 제 1플레이트(10)와 끝단부가 축에 의해 결합되어 태양전지판(3)을 전개시키는 제 2플레이트와;
    상기 제 1플레이트(10)와 제 2플레이트(20)에 상호 연결되어 제 1플레이트(10)와 제 2플레이트(20)를 탄성적으로 전개되도록 형성된 인장 스프링(30);을 포함하여 구성되고,
    상기 인장 스프링(30)은 제 1플레이트(10)와 제 2플레이트(20)의 양측면부에 각각 결합되는 다수개의 고정부(32)와, 상기 고정부(32)와 고정부(32) 사이에 연결되는 스프링(31)으로 구성되고, 상기 스프링(31)의 양끝단부는 제 1플레이트(10)와 제 2플레이트(20)를 탄성적으로 전개하도록 고정부(32)에 삽입 고정되는 것을 특징으로 하는 인공위성용 힌지 장치.
  2. 제 1항에 있어서,
    상기 고정부(32)는 제 1플레이트(10)와 제 2플레이트(20)의 양측면부에 외측으로 돌출 형성되고, 상기 스프링(31)의 끝단부가 삽입되도록 일단부에 삽입홀(33)이 형성되는 것을 특징으로 하는 인공위성용 힌지 장치.
  3. 제 2항에 있어서,
    상기 고정부(32)에는 삽입홀(33)을 통해 삽입된 스프링(31)의 끝단부가 이탈되지 않고 고정되도록 일측에 볼트, 핀 등의 고정부재(34)가 결합되는 것을 특징으로 하는 인공위성용 힌지 장치.
  4. 제 1항에 있어서,
    제 1플레이트(10)와 제 2플레이트(20)의 결합구조는 제 1플레이트(10)의 끝단부에 제 2플레이트(20)와의 결합을 위한 돌출부(12)가 다수개 형성되고, 상기 제 2플레이트(20)에는 제 1플레이트(10)의 돌출부(12) 사이에 삽입되도록 하나의 삽입부(21)가 형성되는 것을 특징으로 하는 인공위성용 힌지 장치.
  5. 제 4항에 있어서,
    상기 돌출부(12)와 삽입부(21)는 축(40)으로 연결되어 상기 제 1플레이트(10)와 제 2플레이트(20)가 일정한 각도로 회동되는 것을 특징으로 하는 인공위성용 힌지 장치.
  6. 제 1항에 있어서,
    상기 제 2플레이트(20)에는 제 1플레이트(10)가 완전하게 전개되어 다시 접히지 않도록 상기 제 1플레이트(10)의 끝단부를 고정하는 고정장치(LOCK.22)가 일단부에 설치되는 것을 특징으로 하는 인공위성용 힌지 장치.
  7. 삭제
  8. 삭제
KR1020080007065A 2008-01-23 2008-01-23 인공위성용 힌지 장치 KR100942172B1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020080007065A KR100942172B1 (ko) 2008-01-23 2008-01-23 인공위성용 힌지 장치

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020080007065A KR100942172B1 (ko) 2008-01-23 2008-01-23 인공위성용 힌지 장치

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20090081139A KR20090081139A (ko) 2009-07-28
KR100942172B1 true KR100942172B1 (ko) 2010-02-12

Family

ID=41292160

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020080007065A KR100942172B1 (ko) 2008-01-23 2008-01-23 인공위성용 힌지 장치

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR100942172B1 (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101005260B1 (ko) 2008-08-12 2011-01-04 한국항공우주연구원 힌지장치 및 이를 포함하는 인공위성

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101230493B1 (ko) * 2010-12-07 2013-02-06 한국항공우주연구원 태양전지판 전개용 힌지 및 그 힌지를 이용하여 태양전지판을 전개시키는 방법
US11014303B1 (en) 2017-06-21 2021-05-25 Space Systems/Loral, Llc Additive manufacturing on-orbit
CN108298108A (zh) * 2017-12-22 2018-07-20 兰州空间技术物理研究所 一种基于扭转弹簧的展开锁定机构
US11858665B1 (en) * 2019-03-12 2024-01-02 Maxar Space Llc Deployment mechanism with integral actuation device
US11958638B1 (en) * 2020-05-14 2024-04-16 Space Exploration Technologies Corp. Spacecraft solar array biasing and tensioning system
CN115848646B (zh) * 2022-12-16 2023-10-27 苏州馥昶空间技术有限公司 一种空间相机的支撑机构
CN117262242B (zh) * 2023-11-17 2024-01-30 哈尔滨工大卫星技术有限公司 一种应用于子母星的平面化展开立体舱门装置及工作方法

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20040043358A (ko) * 2002-11-18 2004-05-24 한국항공우주연구원 캠 플레이트 구동 방식의 인공위성 태양전지판 전개 장치

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20040043358A (ko) * 2002-11-18 2004-05-24 한국항공우주연구원 캠 플레이트 구동 방식의 인공위성 태양전지판 전개 장치

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101005260B1 (ko) 2008-08-12 2011-01-04 한국항공우주연구원 힌지장치 및 이를 포함하는 인공위성

Also Published As

Publication number Publication date
KR20090081139A (ko) 2009-07-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR100942172B1 (ko) 인공위성용 힌지 장치
FR2895052A1 (fr) Dispositif modulaire d&#39;isolation multi-axes de vibrations et de chocs,a base d&#39;elasomere.
KR101324661B1 (ko) 형상기억합금을 이용한 저충격 비폭발식 분리장치 및 분리방법
KR102084710B1 (ko) 포고핀을 이용한 큐브위성용 전개구조물 분리장치
JP4723506B2 (ja) 低衝撃分離ジョイントとその動作方法
JP2005197493A (ja) 回路基板組立体
KR101833682B1 (ko) 토션바를 이용한 접힘 날개를 가진 발사체의 날개 전개 장치 및 전개 방법
KR101976720B1 (ko) 조종날개의 전개 장치
ES2732055T3 (es) Atenuador pasivo para naves espaciales
Park et al. Experimental Investigation on the Feasibility of Using Spring‐Loaded Pogo Pin as a Holding and Release Mechanism for CubeSat’s Deployable Solar Panels
KR101300516B1 (ko) 형상기억합금을 이용한 저충격 및 고강성 인공위성용 힌지 장치 및 그 힌지장치가 결합된 인공위성
EP3587855B1 (fr) Amortisseur pour un objet placé dans un milieu soumis à des vibrations et système d&#39;amortissement correspondant
WO2003068600A1 (en) Shoc isolation system for spacecraft fairing
KR101213041B1 (ko) 날개 조립체, 분산형 비행체 및 분산형 비행체의 날개 전개 방법
KR20040043358A (ko) 캠 플레이트 구동 방식의 인공위성 태양전지판 전개 장치
KR101005260B1 (ko) 힌지장치 및 이를 포함하는 인공위성
Collado et al. Evolution of a resettable hold-down and release actuator based on SMA technology
KR101178815B1 (ko) 코일 스프링을 사용하는 인공위성용 태양전지판 힌지의 장착보조장치
KR102556170B1 (ko) 위성 용 전개형 구조물 장탈착 장치
KR101319826B1 (ko) 비폭발식 분리 장치를 이용한 구조물의 소형 고정 및 해제장치
KR100540978B1 (ko) 구조물 전개장치
EP2886467A1 (fr) Dispositif antichoc pour structure dépliable
JP2004284527A (ja) 展開構造物の保持解放機構
JP2001171600A (ja) 展開構造物の保持解放ブラケット
KR102291124B1 (ko) 형상기억댐퍼를 포함하는 발사체 진동절연장치

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20130103

Year of fee payment: 4

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20131206

Year of fee payment: 5

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20141230

Year of fee payment: 6

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20151208

Year of fee payment: 7

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20161207

Year of fee payment: 8

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20171204

Year of fee payment: 9

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20181211

Year of fee payment: 10

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20191210

Year of fee payment: 11