KR101092391B1 - Vibration Insulation System of Compressor for Cooling Space Infrared Detector - Google Patents

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Abstract

본 발명은 고해상도 관측 성능이 요구되는 관측용 위성의 지향성능향상을 위해 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기와 같은 진동발생원으로부터의 진동이 관측용 탑재체로 전달되지 않도록 하는 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연시스템에 관한 것으로서, 냉각용 압축기(20)가 고정되는 상부지지판(11)과; 우주 적외선 검출기 구조물에 고정 설치되는 하부고정판(12)과; 상부지지판과 하부고정판 사이에 복수개 설치되어 상부지지판을 탄성 지지하는 저강성 스프링(13)과; 저강성 스프링의 상부 또는 하부를 감싸도록 상부지지판의 저면 및 하부고정판의 상면에 각각 설치되며, 발사시에는 서로 결합하고 궤도상에서는 서로 분리되는 원통형의 상측 스프링 가이드(14) 및 하측 스프링 가이드(15)와; 상부지지판과 하부고정판 사이에 설치된 구속볼트(16)를 이용하여 상부지지판을 안정적으로 구속하며, 궤도상에 진입한 후 구속볼트(16)를 파괴하여 하부고정판(12)에 대한 상부지지판(11)의 구속이 해제되도록 하는 구속장치(17);를 포함하는 것을 특징으로 한다.The present invention provides a vibration isolation system of a space infrared detector cooling compressor for preventing vibration from a vibration source such as a space infrared detector cooling compressor to be transmitted to a payload for improving the directivity of an observation satellite requiring high resolution observation performance. It relates to, the upper support plate 11 is fixed to the cooling compressor 20; A lower fixing plate 12 fixed to the space infrared detector structure; A low rigidity spring 13 installed between the upper support plate and the lower fixing plate to elastically support the upper support plate; Cylindrical upper spring guides 14 and lower spring guides 15 which are respectively installed on the lower surface of the upper support plate and the upper surface of the lower fixing plate so as to surround the upper or lower portion of the low rigidity spring, which are coupled to each other at launch and are separated from each other on the track. Wow; The upper support plate is stably restrained using the restraint bolt 16 installed between the upper support plate and the lower fixing plate, and after entering the track, the upper support plate 11 for the lower fixing plate 12 is destroyed by breaking the restraining bolt 16. It characterized in that it comprises a; restraining device 17 to release the restraint.

따라서, 저강성 스프링을 이용하여 진동발생원을 탄성 지지하여 진동 발생원으로부터의 진동이 관측용 탑재체에 전달되지 않도록 하여 관측 성능이 향상되도록 함과 아울러 발사체에 탑재할 때 진동발생원을 구조물에 견고하게 구속하여 발사시 구조건전성을 확보할 수 있다.Therefore, by using the low stiffness spring to elastically support the vibration source so that the vibration from the vibration source is not transmitted to the observation payload to improve the observation performance and to firmly constrain the vibration source to the structure when mounted on the projectile Structural health can be secured at launch.

냉각용 압축기, 우주적외선, 진동 절연, 저강성스프링, 구속, 구조건전성 Compressor for cooling, Infrared, Vibration insulation, Low rigid spring, Restraint, Structural integrity

Description

우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템{Vibration Isolation System of Cryo-Cooler for Space Infrared Detector}Vibration Insulation System of Compressor for Space Infrared Detector Cooling {{Vibration Isolation System of Cryo-Cooler for Space Infrared Detector}

본 발명은 고해상도 관측 성능이 요구되는 관측용 위성의 지향성능향상을 위해 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기와 같은 진동발생원으로부터의 진동이 관측용 탑재체로 전달되지 않도록 하는 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연시스템에 관한 것으로서, 특히 발사시 발사환경에 대한 구조건전성을 확보할 수 있도록 하여 발사환경과 궤도환경이라는 상이한 환경에 적응할 수 있도록 한 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연시스템에 관한 것이다.The present invention provides a vibration isolation system of a space infrared detector cooling compressor for preventing vibration from a vibration source such as a space infrared detector cooling compressor to be transmitted to a payload for improving the directivity of an observation satellite requiring high resolution observation performance. In particular, the present invention relates to a vibration isolating system of a space infrared detector cooling compressor that can be adapted to different environments, such as launch environment and orbital environment, by ensuring structural integrity of the launch environment during launch.

일반적으로 관측용 위성은 가시광선과 적외선을 이용하여 지상을 관측하고 있으며, 우주에서 적외선을 검출하기 위한 적외선 검출기를 구비하고 있다. 이러한 적외선 검출기는 적절한 파장 범위에 있는 적외선 광자를 흡수하여 발생하는 전하를 이용하여 신호를 생성 및 분석하여 화상으로 나타내게 되며, 그 과정에서 상당한 수준의 열을 발생하게 된다. 이러한 열은 잡음을 증가시키는 원인이 되고 초점면 성능을 감소시키기 때문에 냉각이 필수적이다. 이에 따라 궤도상에서 적외선을 검출하는 우주 적외선 검출기는, 냉각가스를 압축시키고 순환시키기 위하여 냉각용 압축기와 같은 냉각수단을 구비하고 있다.In general, observation satellites observe the ground using visible light and infrared rays, and have an infrared detector for detecting infrared rays in space. These infrared detectors generate and analyze signals by using charges generated by absorbing infrared photons in the appropriate wavelength range, and generate a significant level of heat in the process. Cooling is essential because this heat causes noise to increase and reduces focal plane performance. Accordingly, the space infrared detector that detects infrared rays on the orbit includes cooling means such as a cooling compressor for compressing and circulating the cooling gas.

그런데, 상기한 냉각용 압축기가 작동하게 되면 진동이 발생하게 되고, 이러한 진동이 관측용 탑재체로 전달되면 관측지향성능이 저하된다. 따라서, 냉각용 압축기와 같은 진동발생원으로부터의 진동이 관측용 탑재체에 전달되지 않도록 하는우주용 진동절연 기술이 개발되고 있다. However, when the above-mentioned cooling compressor is operated, vibration is generated, and when such vibration is transmitted to the observation payload, observation-oriented performance is reduced. Therefore, a space vibration isolating technology has been developed for preventing vibration from a vibration generating source such as a cooling compressor to be transmitted to the observation payload.

상기한 우주용 진동절연 기술로는, 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기 자체의 진동레벨 감소를 위하여 압축기 내부에 동흡진기(Tuned Mass Damper)를 장착하는 방법, 냉각용 압축기를 관측용 탑재체로부터 멀리 떨어진 곳에 장착하여 거리감쇠효과를 얻는 방법, 능동형 액츄에이터를 이용한 능동제어방법, 적외선 검출기 냉각을 위해 검출기와 압축기 사이에 냉각가스가 이동하는 트랜스퍼 라인에 유연성을 부가하고 압축기와 구조물 사이에 댐핑 마운트를 적용하는 수동제어방법 등이 있다.In the above-mentioned space vibration isolation technology, a method of mounting a tuned mass damper inside the compressor to reduce the vibration level of the space infrared detector cooling compressor itself, and mounting the cooling compressor far away from the observation payload. Method to obtain distance attenuation effect, active control method using active actuator, manual control to add flexibility to transfer line through which cooling gas moves between detector and compressor and apply damping mount between compressor and structure for infrared detector cooling Method and the like.

한편, 상기한 우주 적외선 검출기 및 냉각용 압축기는 발사체에 탑재되어 우주로 이송되므로, 발사환경을 고려할 필요가 있다. 즉, 발사체 내에 탑재된 우주 적외선 검출기 및 냉각용 압축기가 발사 도중에 발사체 내부에서 움직이지 않도록 견고하게 고정해야 하는데, 이를 발사시의 구조건전성이라 한다. 따라서, 냉각용 압축기로부터의 진동 전달을 차단하기 위하여 댐핑 마운트를 제작할 때, 상기한 발사시의 구조건전성을 고려하여야 한다.On the other hand, since the space infrared detector and the cooling compressor are mounted on a projectile and transported to space, it is necessary to consider a launch environment. That is, the space infrared detector and the cooling compressor mounted in the projectile must be firmly fixed so as not to move inside the projectile during the launch, which is called structural health at launch. Therefore, when manufacturing the damping mount in order to block the transmission of vibration from the cooling compressor, the structural health at the time of launch should be considered.

그런데, 궤도상의 구조물에 설치되는 압축기는 압축기 운용시 발생하는 열을 위성체 외부에 장착된 라디에이터까지 전달시키기 위한 히트파이프와 적외선 검출 기 내부의 검출면 냉각을 위하여 검출기와 압축기 사이에 냉각가스가 이동하는 트랜스퍼 라인으로 구속되어 있다. 따라서, 압축기로부터 구조물에 전달되는 진동 전달력의 감쇠를 위하여 압축기와 구조물 사이에 발사시의 구조건전성을 고려한 진동 마운트를 적용하면, 상기한 히트파이프와 트랜스퍼 라인이 갖는 강성이 더해져 요구조건을 만족하는 진동절연 효과를 얻을 수 없다.However, the compressor installed in the orbital structure is a cooling pipe is moved between the detector and the compressor for cooling the detection surface inside the infrared pipe and heat pipe for transmitting heat generated during the operation of the compressor to the radiator mounted outside the satellite body. It is constrained by the transfer line. Therefore, in order to reduce the vibration transmission force transmitted from the compressor to the structure, when the vibration mount is considered in consideration of the structural integrity at the time of launch between the compressor and the structure, the rigidity of the heat pipe and the transfer line is added to satisfy the requirements. Vibration insulation effect is not obtained.

본 발명은 상기한 종래 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서, 발사시에는 냉각용 압축기를 구속/지지하여 발사환경에 대한 구조건전성을 확보하고, 궤도상에서는 구속 메커니즘의 구속해제와 함께 저강성 스프링의 지지구조를 이용하여 압축기의 진동이 광학 탑재체로 전달되는 것을 차단하여 정밀관측용 위성의 관측 지향성능이 저하되는 것을 방지할 수 있도록 한 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템을 제공하는데 그 목적이 있다.The present invention has been made in order to solve the above-mentioned conventional problems, to secure the structural integrity of the firing environment by restraining / supporting the cooling compressor during launching, to support the low rigidity spring with the release of the restraint mechanism on the track It is an object of the present invention to provide a vibration isolating system for a space infrared detector cooling compressor that prevents the vibration of the compressor from being transmitted to the optical payload and prevents the observation directivity of the precision observation satellite from being degraded by using the structure. .

또, 본 발명은 발사시 구조건전성을 확보하기 위하여 구속 메커니즘을 형성할 때 축방향은 물론 평면 방향으로도 구속이 이루어지도록 함으로써 발사시 구조건전성을 증대시킬 수 있도록 한 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템을 제공하는데 목적이 있다.In addition, the present invention is to vibration in the space infrared detector cooling compressor to increase the structural integrity during launch by the restraint in the axial direction as well as in the planar direction when forming the restraint mechanism to ensure structural integrity during launch The purpose is to provide an insulation system.

또한, 본 발명은 궤도상에서 냉각용 압축기의 구속이 해제될 때 과도응답으로 인하여 트랜스퍼 라인 등이 손상되지 않도록 한 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템을 제공하는데 목적이 있다.In addition, an object of the present invention is to provide a vibration isolating system of the compressor for space infrared detector cooling so as not to damage the transfer line due to the transient response when the restraint of the cooling compressor on the track is released.

상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템은, 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기가 고정되는 상부지지판과; 상기 우주 적외선 검출기 구조물에 고정 설치되는 하부고정판과; 상기 상부지지판과 하부고정판 사이에 복수개 설치되어 상기 상부지지판을 탄성 지지하는 저강성 스프링과; 상기 저강성 스프링의 상부 또는 하부를 감싸도록 상기 상부지지판의 저면 및 상기 하부고정판의 상면에 각각 설치되며, 발사시에는 서로 결합하고 궤도상에서는 서로 분리되는 원통형의 상측 스프링 가이드 및 하측 스프링 가이드와; 상기 상부지지판과 하부고정판 사이에 설치된 구속볼트를 이용하여 상기 상부지지판을 안정적으로 구속하며, 궤도상에 진입한 후 상기 구속볼트를 파괴하여 상기 하부고정판에 대한 상기 상부지지판의 구속이 해제되도록 하는 구속장치;를 포함하는 것을 특징으로 한다.Vibration insulation system of the space infrared detector cooling compressor of the present invention for achieving the above object, the upper support plate is fixed to the space infrared detector cooling compressor; A lower fixing plate fixed to the space infrared detector structure; A low stiffness spring installed between the upper support plate and the lower fixing plate to elastically support the upper support plate; Cylindrical upper spring guides and lower spring guides respectively installed on the lower surface of the upper support plate and the upper surface of the lower fixing plate so as to surround the upper or lower portion of the low rigidity spring, and coupled to each other during launch and separated from each other on the track; Constraints to stably restrain the upper support plate by using a restraint bolt installed between the upper support plate and the lower fixing plate, and to break the restraint bolt after entering the track to release the restraint of the upper support plate to the lower fixing plate. Apparatus; characterized in that it comprises a.

또, 본 발명의 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템은, 상기 구속볼트에 의한 상기 상부지지판의 구속이 해제될 때 과도 응답을 방지하기 위한 허용 변위 초과 방지수단을 더 구비한 것을 특징으로 한다.In addition, the vibration isolating system of the compressor for space infrared detector cooling of the present invention, characterized in that it further comprises a permissible displacement exceeding means for preventing a transient response when the restraint of the upper support plate by the restraint bolt is released. .

또한, 본 발명의 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템에 따르면, 상기 허용 변위 초과 방지수단은, 상기 상부지지판과 하부고정판 중 어느 일측에 설치된 원통형 실린더와, 상기 상부지지판과 하부고정판 중 타측에 설치되어 상기 원통형 실린더의 구멍에 삽입되는 로드와, 상기 로드의 선단에 구비되며 상기 원통형 실린더의 구멍보다 큰 직경으로 형성된 플랜지로 이루어진 것을 특징으로 한다.Further, according to the vibration isolating system of the compressor for space infrared detector cooling of the present invention, the allowable displacement exceeding means is a cylindrical cylinder provided on either side of the upper support plate and the lower fixing plate, and the other side of the upper support plate and the lower fixing plate. It is installed and inserted into the hole of the cylindrical cylinder, characterized in that consisting of a flange provided at the tip of the rod and formed of a larger diameter than the hole of the cylindrical cylinder.

또, 본 발명의 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템에 따르면, 상기 상측 스프링 가이드와 상기 하측 스프링 가이드는 요철 결합되는 것을 특징으로 한다.In addition, according to the vibration isolating system of the space infrared detector cooling compressor of the present invention, the upper spring guide and the lower spring guide is characterized in that the uneven coupling.

또한, 본 발명의 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템에 따르면, 상기 상측 스프링 가이드의 저면 및 상기 하측 스프링 가이드의 상면에 각각 형성되는 요철부는 쐐기 형상으로 형성된 것을 특징으로 한다.In addition, according to the vibration isolation system of the compressor for cooling the space infrared detector of the present invention, the concave and convex portions formed on the bottom surface of the upper spring guide and the upper surface of the lower spring guide, respectively, characterized in that formed in a wedge shape.

본 발명의 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템은, 저강성 스프링을 이용하여 진동발생원을 탄성 지지하여 진동 발생원으로부터의 진동이 관측용 탑재체에 전달되지 않도록 하여 관측 성능이 향상되도록 함과 아울러 발사체에 탑재할 때 진동발생원을 구조물에 견고하게 구속하여 발사시 구조건전성을 확보할 수 있는 효과가 있다.The vibration insulation system of the compressor for space infrared detector cooling according to the present invention uses a low rigid spring to elastically support the vibration generating source so that vibration from the vibration generating source is not transmitted to the observation payload, thereby improving observation performance and launching vehicle. When mounted on the vibration source is firmly constrained to the structure has the effect of ensuring structural integrity when firing.

따라서, 발사환경과 궤도환경이라는 상이한 환경에서 운용되는 위성 등에서 위성체 자세 제어를 위한 모멘텀 휠, 리액션 휠과 같은 진동발생원의 진동이 탑재임무장비에 전달되지 않도록 할 수 있다.Therefore, the vibration of the vibration source such as the momentum wheel for the attitude control of the satellite body, the reaction wheel can be prevented from being transmitted to the on-board mission equipment in satellites operated in different environments such as launch environment and orbital environment.

또, 본 발명의 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템에 따르면, 구속볼트와 같은 지지구조물 외에 상,하측 스프링 가이드의 쐐기형 요철부를 이용하여 평면방향의 구속력을 증가시킴으로써 발사시의 구조건전성이 증대되는 효과가 있다.In addition, according to the vibration isolating system of the compressor for space infrared detector cooling of the present invention, by using the wedge-shaped concave-convex portions of the upper and lower spring guides in addition to the supporting structure such as the restraint bolt, the structural integrity at the time of launching is increased. There is an augmented effect.

또한, 본 발명의 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템에 따르면, 냉각용 압축기를 탄성 지지하는 저강성 스프링을 스프링 가이드 내에 배치하여 구조물의 복잡성을 최소화하면서도 스프링 가이드를 상하로 분리하여 궤도상에서는 저강성 스프링에 의해서만 냉각용 압축기가 탄성 지지되도록 함으로써 냉각용 압축기의 진동이 관측용 탑재체로 전달되지 않도록 하는 효과가 있다.In addition, according to the vibration isolating system of the space infrared detector cooling compressor of the present invention, by placing a low rigidity spring elastically supporting the cooling compressor in the spring guide to minimize the complexity of the structure while separating the spring guide up and down, By allowing the cooling compressor to be elastically supported only by the rigid spring, vibration of the cooling compressor is not transmitted to the observation payload.

또, 본 발명의 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템에 따르면, 궤도상에서 냉각용 압축기의 구속이 해제될 때 허용 변위 초과 방지수단을 이 용하여 과도응답을 제한함으로써 트랜스퍼 라인 등의 변위가 허용 범위 이상으로 커지는 것을 방지할 수 있는 효과가 있다.Further, according to the vibration isolation system of the space infrared detector cooling compressor of the present invention, when the restraint of the cooling compressor is released on the track, the displacement of the transfer line or the like is allowed by limiting the transient response by using the allowable displacement exceeding prevention means. There is an effect that can be prevented from growing over.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템을 설명하면 다음과 같다.Hereinafter, with reference to the accompanying drawings, a vibration isolation system of a space infrared detector cooling compressor of the present invention will be described.

도 1은 본 발명에 의한 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템이 도시된 구성도이고, 도 2는 본 발명의 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동 절연 시스템의 사용 상태도이며, 도 3a는 발사시 압축기가 구속된 상태가 도시된 진동절연 시스템의 측면도이고, 도 3b는 궤도상에서 압축기의 구속이 해제된 상태가 도시된 진동절연 시스템의 측면도이다.1 is a configuration diagram showing a vibration isolation system of the space infrared detector cooling compressor according to the present invention, Figure 2 is a state diagram of the vibration isolation system of the space infrared detector cooling compressor of the present invention, Figure 3a FIG. 3B is a side view of the vibration isolation system showing the state in which the compressor is released on the track.

본 발명에 의한 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템은, 냉각용 압축기(20)가 고정되는 상부지지판(11)과; 우주 적외선 검출기 구조물(도시 생략)에 고정 설치되는 하부고정판(12)과; 상기 상부지지판(11)과 하부고정판(12) 사이에 복수개 설치되어 상기 상부지지판(11)을 탄성 지지하는 저강성 스프링(13)과; 상기 저강성 스프링(13)의 상부 또는 하부를 감싸도록 상기 상부지지판(11)의 저면 및 상기 하부고정판(12)의 상면에 각각 설치되며, 발사시에는 서로 결합하고 궤도상에서는 서로 분리되는 원통형의 상측 스프링 가이드(14) 및 하측 스프링 가이드(15)와; 상기 상부지지판(11)과 하부고정판(12) 사이에 설치된 구속볼트(16)를 이용하여 상기 상부지지판(11)을 안정적으로 구속하며, 궤도상에 진입한 후 상기 구속볼트(16)를 파괴하여 상기 하부고정판(12)에 대한 상기 상부지지판(11)의 구속이 해제되도록 하는 구속장치(17)와; 상기 구속볼트(16)에 의한 상기 상부지지판(11)의 구속이 해제될 때 과도 응답을 방지하기 위한 허용 변위 초과 방지수단(18);을 포함하여 구성된다.The vibration isolation system of the compressor for space infrared detector cooling according to the present invention includes an upper support plate (11) to which the cooling compressor (20) is fixed; A lower fixing plate 12 fixed to a space infrared detector structure (not shown); A low rigidity spring 13 installed between the upper support plate 11 and the lower fixing plate 12 to elastically support the upper support plate 11; It is installed on the bottom surface of the upper support plate 11 and the upper surface of the lower fixing plate 12 so as to surround the upper or lower portion of the low rigidity spring 13, the upper side of the cylindrical coupled to each other at launch and separated from each other on the track A spring guide 14 and a lower spring guide 15; By using the restraint bolt 16 installed between the upper support plate 11 and the lower fixing plate 12, the upper support plate 11 is stably restrained, and after entering the track, the restraint bolt 16 is destroyed. A restraining device (17) for releasing the restraint of the upper support plate (11) to the lower fixing plate (12); And a permissible displacement excess preventing means (18) for preventing a transient response when the restraint of the upper support plate (11) by the restraint bolt (16) is released.

상기 냉각용 압축기(20)에는 압축기 운용시 발생하는 열을 위성체 외부에 장착된 라디에이터까지 전달시키기 위한 히트파이프(22)와 적외선 검출기 내부의 검출면 냉각을 위하여 검출기와의 사이에 냉각가스가 이동하는 트랜스퍼 라인(24)이 부착된다.In the cooling compressor 20, a cooling gas is moved between a heat pipe 22 for transferring heat generated during operation of the compressor to a radiator mounted outside the satellite and a detector for cooling the detection surface inside the infrared detector. Transfer line 24 is attached.

상기 허용 변위 초과 방지수단(18)은, 상기 하부고정판(11)의 상면에 설치된 원통형 실린더(18a)와, 상기 상부지지판(11)의 저면에 설치되어 상기 원통형 실린더(18a)의 구멍에 삽입되는 로드(18b)와, 상기 로드(18b)의 선단에 구비되며 상기 원통형 실린더(18a)의 구멍보다 큰 직경으로 형성된 플랜지(18c)로 이루어진다. 물론, 상기 원통형 실린더(18a)가 상기 상부지지판(11)의 저면에 설치되고, 상기 로드(18b)가 상기 하부고정판(12)의 상면에 설치될 수도 있다. 또, 상기 허용 변위 초과 방지수단(18)은 상기 상부지지판(11)의 좌우 양측에 대칭으로 설치되는 것이 바람직하다.The allowable displacement excess prevention means 18 is installed in the cylindrical cylinder 18a provided on the upper surface of the lower fixing plate 11 and the bottom surface of the upper support plate 11 and inserted into the hole of the cylindrical cylinder 18a. The rod 18b and the flange 18c which are provided in the front-end | tip of the said rod 18b, and are formed in diameter larger than the hole of the said cylindrical cylinder 18a. Of course, the cylindrical cylinder 18a may be installed on the bottom surface of the upper support plate 11, and the rod 18b may be installed on the upper surface of the lower fixing plate 12. In addition, the allowable displacement excess prevention means 18 is preferably provided symmetrically on both the left and right sides of the upper support plate (11).

상기 저강성 스프링(13)과 상,하측 스프링 가이드(14)(15)는 일체화되어 상기 냉각용 압축기(20)를 탄성 지지하거나 체결하게 되며, 이를 위하여 상기 상측 스프링 가이드(14)와 상기 하측 스프링 가이드(15)는 요철 결합되는 구조로 형성된다. 이때, 상기 상측 스프링 가이드(14)의 저면 및 상기 하측 스프링 가이드(15)의 상면에 각각 형성되는 요철부(14')(15')는 쐐기 형상으로 형성되는 것이 바람직하다.The low rigidity spring 13 and the upper and lower spring guides 14 and 15 are integrated to elastically support or fasten the cooling compressor 20. For this purpose, the upper spring guide 14 and the lower spring are Guide 15 is formed in a structure that is unevenly coupled. At this time, it is preferable that the uneven parts 14 'and 15' formed on the bottom surface of the upper spring guide 14 and the upper surface of the lower spring guide 15 are formed in a wedge shape.

상기와 같이 구성된 본 발명의 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템은 발사시 구속장치를 이용하여 냉각용 압축기를 지지/구속하여 구조건전성을 확보하고 궤도상에서는 저강성 스프링에 의해 냉각용 압축기가 탄성 지지되도록 함으로써 관측 지향성능의 저하를 방지하게 된다.The vibration isolation system of the space infrared detector cooling compressor of the present invention configured as described above uses a restraint device at the time of launching to support / restrict the cooling compressor to ensure structural integrity, and the cooling compressor is elastic by a low rigid spring on the track. Supporting it prevents the degradation of observation directivity.

우주 적외선 검출기 및 이를 냉각시키기 위한 냉각용 압축기(20)를 우주로 발사하는 경우, 상기 냉각용 압축기(20)가 우주 적외선 검출기 구조물에 지지/구속되도록 한 상태로 발사체에 탑재한다. 즉, 구속볼트(16) 및 구속장치(17)를 이용하여 상기 냉각용 압축기(20)가 설치되는 상부지지판(11)을 상기 구조물의 하부고정판(12)에 견고하게 고정시키는 것이다. 따라서, 상기 구속볼트(16)에 의해 축방향의 구속력이 발생하여 상기 상부지지판(11)이 상하로 움직이지 않도록 한다. When the space infrared detector and the cooling compressor 20 for cooling the space are launched into space, the cooling compressor 20 is mounted on the projectile while being supported / restricted to the space infrared detector structure. That is, by using the restraint bolt 16 and the restraint device 17, the upper support plate 11 on which the cooling compressor 20 is installed is firmly fixed to the lower fixing plate 12 of the structure. Therefore, the restraining force in the axial direction is generated by the restraint bolt 16 to prevent the upper support plate 11 from moving up and down.

이때, 상기 상부지지판(11)과 하부고정판(12)의 네 모서리에 각각 설치된 저강성 스프링(13)의 상측과 하측을 각각 감싸고 있는 상측 스프링 가이드(14) 및 하측 스프링 가이드(15)가 요철 결합되고 상기 저강성 스프링(13)은 어느 정도 압축된 상태가 된다. 따라서, 상기 상측 스프링 가이드(14) 및 하측 스프링 가이드(15)의 요철부(14')(15')에 의해 평면 방향의 구속력이 발생하게 된다. 여기서, 상기 상측 스프링 가이드(14)의 저면 및 하측 스프링 가이드(15)의 상면에 각각 형성된 요철부(14')(15')가 쐐기 형상으로 되어 있으므로, 상기 상측 스프링 가이드(14)와 하측 스프링 가이드(15)가 제 위치에서 견고하게 요철 결합된다. At this time, the upper spring guide 14 and the lower spring guide 15 surrounding the upper and lower sides of the low-rigidity spring 13 respectively installed at the four corners of the upper support plate 11 and the lower fixing plate 12 are unevenly coupled. And the low rigidity spring 13 is compressed to some extent. Therefore, the restraining force in the planar direction is generated by the uneven parts 14 'and 15' of the upper spring guide 14 and the lower spring guide 15. Here, since the uneven parts 14 'and 15' respectively formed on the bottom surface of the upper spring guide 14 and the upper surface of the lower spring guide 15 are wedge-shaped, the upper spring guide 14 and the lower spring are Guide 15 is firmly unevenly coupled in place.

이와 같이 상기 구속볼트(16)에 의해 축방향의 구속력이 발생하고, 상기 상, 하측 스프링 가이드(14)(15)에 의해 평면 방향의 구속력이 발생하게 되면, 상기 상부지지판(11)이 상하로 요동하거나 회전되는 일이 발생하지 않게 된다. 따라서, 발사시의 구조건전성을 확보할 수 있으며, 구속 메커니즘을 단순화할 수 있게 된다.As such, when the restraining force in the axial direction is generated by the restraint bolt 16 and the restraining force in the planar direction is generated by the upper and lower spring guides 14 and 15, the upper support plate 11 is moved up and down. There is no oscillation or rotation. Therefore, structural health at the time of launching can be secured, and the restraint mechanism can be simplified.

발사체가 우주로 발사된 후 상기 우주 적외선 검출기 및 냉각용 압축기(20)가 궤도상에 위치하게 되면, 상기 구속장치(17)에 의해 상기 구속볼트(16)가 파괴되는 등 상기 구속볼트(16)에 의한 상기 냉각용 압축기(20)의 구속이 해제된다. 따라서, 상기 상부지지판(11)이 상기 저강성 스프링(13)의 복원력에 의해 상측으로 이동하게 되고, 상기 저강성 스프링(13)의 복원력에 의해 상기 냉각용 압축기(20)가 탄성 지지된다. 이때, 상기 저강성 스프링(13)은 상기 냉각용 압축기(20)의 트랜스퍼 라인(24)이 허용 변위 내에서 유지되도록 상기 냉각용 압축기(20)를 상승시킴과 아울러 탄성 지지한다.When the space infrared detector and the cooling compressor 20 are positioned in orbit after the projectile is launched into space, the restraint bolt 16 is destroyed by the restraint device 17. The restraint of the compressor 20 for cooling is released. Accordingly, the upper support plate 11 is moved upward by the restoring force of the low rigidity spring 13, and the cooling compressor 20 is elastically supported by the restoring force of the low rigidity spring 13. At this time, the low stiffness spring 13 supports the cooling compressor 20 and elastically supports it so that the transfer line 24 of the cooling compressor 20 is maintained within the allowable displacement.

이와 같이, 상기 냉각용 압축기(20)가 상기 저강성 스프링(13)에 의해 탄성 지지되면, 상기 냉각용 압축기(20)와 트랜스퍼 라인(24), 히트 파이프(22) 및 저강성 스프링(13)으로부터의 공진주파수가 저주파 대역에 존재하게 되어, 비교적 고주파 대역의 작동 주파수를 갖는 상기 냉각용 압축기(20)로부터의 진동 전달력이 감소하게 된다. 따라서, 상기 냉각용 압축기(20)와 같은 진동발생원에 의한 진동 전달로 인하여 관측 지향성능이 저하되는 일이 발생하지 않게 된다.As such, when the cooling compressor 20 is elastically supported by the low rigidity spring 13, the cooling compressor 20, the transfer line 24, the heat pipe 22, and the low rigidity spring 13 are provided. The resonant frequency from the lower frequency band is present, so that the vibration transmission force from the cooling compressor 20 having a relatively high frequency operating frequency is reduced. Therefore, the observation directivity does not decrease due to vibration transmission by a vibration generating source such as the cooling compressor 20.

한편, 상기 상부지지판(11)과 하부고정판(12) 사이에 설치된 허용 변위 초과 방지수단(18)은 상기 저강성 스프링(13)의 탄성력에 의해 상기 냉각용 압축기(20)가 상승할 때, 상기 구속볼트(16)의 스트레인 에너지 방출 및 상기 저강성 스프 링(13)의 탄성력에 따른 과도응답을 방지하여, 상기 트랜스퍼 라인(24)의 변위가 허용 변위를 초과하지 않도록 한다. 즉, 상기 하부고정판(12)에 설치된 원통형 실린더(18a) 내부에서 상기 상부지지판(11)의 로드(18b) 선단에 구비된 플랜지(18c)가 상승할 때, 상기 원통형 실린더(18a)에 의해 그 상승위치가 제한됨으로써 상기 트랜스퍼 라인(24)의 변위가 허용 변위를 초과하지 않게 하는 것이다.On the other hand, the allowable displacement exceeding prevention means 18 provided between the upper support plate 11 and the lower fixing plate 12 is when the cooling compressor 20 is raised by the elastic force of the low rigidity spring 13, The transient response due to the release of strain energy of the restraint bolt 16 and the elastic force of the low rigid spring 13 is prevented so that the displacement of the transfer line 24 does not exceed the allowable displacement. That is, when the flange 18c provided at the tip of the rod 18b of the upper support plate 11 ascends in the cylindrical cylinder 18a installed on the lower fixing plate 12, the cylindrical cylinder 18a is used to lift the flange 18c. The lift position is limited so that the displacement of the transfer line 24 does not exceed the permissible displacement.

결과적으로 본 발명의 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템은, 궤도상에서 냉각용 압축기와 같은 진동발생원의 진동이 관측용 탑재체에 전달되지 않도록 하여 관측 성능의 저하를 방지하고, 발사체에 탑재할 때는 냉각용 압축기를 견고하게 구속하여 발사시의 구조건전성을 확보할 수 있게 된다.As a result, the vibration isolating system of the space infrared detector cooling compressor of the present invention prevents the vibration of a vibration source such as a cooling compressor from being transmitted to the observation payload on the track so as to prevent the degradation of the observation performance and to mount it on the projectile. By firmly restraining the compressor for cooling, it is possible to secure structural integrity at launch.

이상에서는 본 발명의 바람직한 실시 예를 설명하였으나, 본 발명의 범위는 이같은 특정 실시 예에만 한정되지 않으며, 해당분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 특허청구범위 내에 기재된 범주 내에서 적절하게 변경이 가능할 것이다. Although the preferred embodiment of the present invention has been described above, the scope of the present invention is not limited only to such specific embodiments, and those skilled in the art may appropriately change within the scope described in the claims of the present invention. This will be possible.

도 1은 본 발명에 의한 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템이 도시된 구성도.1 is a configuration diagram showing a vibration isolation system of the compressor for cooling the space infrared detector according to the present invention.

도 2는 본 발명의 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동 절연 시스템의 사용 상태도.Figure 2 is a state diagram used in the vibration isolation system of the compressor for cooling the space infrared detector of the present invention.

도 3a는 발사시 압축기가 구속된 상태가 도시된 진동절연 시스템의 측면도.Figure 3a is a side view of the vibration isolation system showing the state in which the compressor is restrained at launch.

도 3b는 궤도상에서 압축기의 구속이 해제된 상태가 도시된 진동절연 시스템의 측면도.Figure 3b is a side view of the vibration isolation system showing the restraint of the compressor on the track.

<도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명><Explanation of symbols for the main parts of the drawings>

11: 상부지지판11: upper support plate

12: 하부고정판12: lower fixing plate

13: 저강성 스프링13: low rigid spring

14: 상측 스프링 가이드14: upper spring guide

15: 하측 스프링 가이드15: Lower spring guide

16: 구속볼트16: restraint bolt

17: 구속장치17: restraint

18: 허용 변위 초과 방지수단18: Permissible displacement exceeding means

20: 냉각용 압축기20: cooling compressor

22: 히트 파이프22: heat pipe

24: 트랜스퍼 라인24: transfer line

Claims (5)

우주 적외선 검출기 냉각용 압축기(20)가 고정되는 상부지지판(11)과;An upper support plate 11 to which the space infrared detector cooling compressor 20 is fixed; 상기 우주 적외선 검출기 구조물에 고정 설치되는 하부고정판(12)과;A lower fixing plate 12 fixed to the space infrared detector structure; 상기 상부지지판(11)과 하부고정판(12) 사이에 복수개 설치되어 상기 상부지지판(11)을 탄성 지지하는 저강성 스프링(13)과;A low rigidity spring 13 installed between the upper support plate 11 and the lower fixing plate 12 to elastically support the upper support plate 11; 상기 저강성 스프링(13)의 상부 또는 하부를 감싸도록 상기 상부지지판(11)의 저면 및 상기 하부고정판(12)의 상면에 각각 설치되며, 발사시에는 서로 결합하고 궤도상에서는 서로 분리되는 원통형의 상측 스프링 가이드(14) 및 하측 스프링 가이드(15)와;It is installed on the bottom surface of the upper support plate 11 and the upper surface of the lower fixing plate 12 so as to surround the upper or lower portion of the low rigidity spring 13, the upper side of the cylindrical coupled to each other at launch and separated from each other on the track A spring guide 14 and a lower spring guide 15; 상기 상부지지판(11)과 하부고정판(12) 사이에 설치된 구속볼트(16)를 이용하여 상기 상부지지판(11)을 안정적으로 구속하며, 궤도상에 진입한 후 상기 구속볼트(16)를 파괴하여 상기 하부고정판(12)에 대한 상기 상부지지판(11)의 구속이 해제되도록 하는 구속장치(17); 를 포함하는 것을 특징으로 하는 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템.By using the restraint bolt 16 installed between the upper support plate 11 and the lower fixing plate 12, the upper support plate 11 is stably restrained, and after entering the track, the restraint bolt 16 is destroyed. A restraining device (17) for releasing the restraint of the upper support plate (11) to the lower fixing plate (12); Vibration insulation system of the compressor for space infrared detector cooling comprising a. 제1항에 있어서,The method of claim 1, 상기 구속볼트(16)에 의한 상기 상부지지판(11)의 구속이 해제될 때 과도 응답을 방지하기 위한 허용 변위 초과 방지수단(18)을 더 구비한 것을 특징으로 하는 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템.Vibration of the space infrared detector cooling compressor characterized in that it further comprises a permissible displacement exceeding means 18 for preventing a transient response when the restraint of the upper support plate 11 by the restraint bolt 16 is released. Insulation system. 제2항에 있어서,3. The method of claim 2, 상기 허용 변위 초과 방지수단(18)은, 상기 상부지지판(11)과 하부고정 판(12) 중 어느 일측에 설치된 원통형 실린더(18a)와, 상기 상부지지판(11)과 하부고정판(12) 중 타측에 설치되어 상기 원통형 실린더(18a)의 구멍에 삽입되는 로드(18b)와, 상기 로드(18b)의 선단에 구비되며 상기 원통형 실린더(18a)의 구멍보다 큰 직경으로 형성된 플랜지(18c)로 이루어진 것을 특징으로 하는 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템.The allowable displacement excess prevention means 18 is a cylindrical cylinder (18a) provided on any one side of the upper support plate 11 and the lower fixing plate 12, the other side of the upper support plate 11 and the lower fixing plate 12. A rod 18b installed in the cylindrical cylinder 18a and inserted into the hole of the cylindrical cylinder 18a, and a flange 18c provided at the tip of the rod 18b and having a larger diameter than the hole of the cylindrical cylinder 18a. Vibration isolating system of the compressor for space infrared detector cooling. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,The method according to any one of claims 1 to 3, 상기 상측 스프링 가이드(14)와 상기 하측 스프링 가이드(15)는 요철 결합되는 것을 특징으로 하는 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템.The upper spring guide (14) and the lower spring guide (15) is vibration isolation system of the compressor for space infrared detector cooling, characterized in that the coupling is uneven. 제4항에 있어서,5. The method of claim 4, 상기 상측 스프링 가이드(14)의 저면 및 상기 하측 스프링 가이드(15)의 상면에 각각 형성되는 요철부(14')(15')는 쐐기 형상으로 형성된 것을 특징으로 하는 우주 적외선 검출기 냉각용 압축기의 진동절연 시스템.Vibration of the space infrared detector cooling compressor, characterized in that the concave-convex portions 14 ', 15' formed on the bottom surface of the upper spring guide 14 and the upper surface of the lower spring guide 15 are formed in a wedge shape. Insulation system.
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