KR101248417B1 - 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈 - Google Patents

발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈 Download PDF

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이경주
오현웅
정석용
백철우
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Abstract

본 발명의 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈(1)은 위성(관측용 위성)의 발사환경에서 임무장비에 가해지는 상방향 진동성분과 하방향 진동성분을 축(100)을 통해 구속시켜주는 변위구속블록(20)과, 상기 축(100)과 결합되어 축방향 진동성분을 동시에 구속시켜주는 지지블록(30)과, 궤도환경에서 가동되는 임무장비로 전달되는 진동의 고주파 성분을 감쇠시켜주는 댐퍼(40)가 포함됨으로써 발사환경에서는 임무장비가 발사 충격진동으로 부터 보호되는 요구 강성이 충족되고, 동시에 궤도환경에서는 임무장비가 미세한 진동도 흡수 완충하는 댐핑력으로 보호될 수 있으며, 특히 별도의 발사 구속 장치 없이도 일체화 된 1개의 장비로 서로 상이한 발사환경과 궤도환경의 요구조건을 충족하는 특징을 갖는다.

Description

발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈{Spaceborne Launch and On-Orbit Vibration Isolator Module without Launch Locking Mechanism}
본 발명은 위성(관측용 위성)의 진동절연에 관한 것으로, 특히 발사환경에서 가해지는 충격에 대한 내구성으로 민감한 위성(관측용 위성)의 임무장비 보호를 위한 요구 강성이 충족되고, 동시에 궤도환경에서 임무장비로 전달되는 진동을 흡수하는 댐핑력이 충족됨으로써 발사환경과 궤도환경이라는 서로 상이한 환경에서 모두 사용되는 발사구속장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈에 관한 것이다.
일반적으로 위성(관측용 위성)의 임무장비에는 가시광선과 함께 지상 관측을 위해 이용되는 적외선 검출기가 탑재되어야 하며, 이로 인해 적외선 검출기의 적외선 광자 흡수로 발생되는 상단한 수준의 열이 잡음 증가의 원인이 되지 않도록 냉각용 압축기가 반드시 사용된다.
만약, 냉각용 압축기의 구동으로 발생되는 미세진동이라도 효과적으로 차단되지 못해 임무장비의 관측용 탑재체로 전달될 경우 관측지향성능저하가 발생되고, 이로 인해 영상 품질이 저하될 수밖에 없다.
또한, 위성(관측용 위성)은 위성의 자세제어를 위한 안테나가 구비되고, 안테나를 제어하기 위한 리액션 휠(액추에이터)도 필수적으로 탑재될 수밖에 없다.
그러므로, 위성(관측용 위성)의 임무장비는 리액션 휠(액추에이터)의 구동에 의한 미세한 진동으로부터도 악영향을 동일하게 받게 된다.
이로 인해, 위성(관측용 위성)에서는 민감하고 정밀한 임무장비가 냉각용 압축기로부터 전달되는 미세한 진동은 물론 리액션 휠(액추에이터)로부터 전달되는 미세한 진동으로부터 완전하게 보호받을 수 있어야 하고, 이를 위한 우수한 진동 절연성능의 확보가 무엇보다 중요하다.
이러한 진동 절연성능은 임무장비를 지지하는 진동절연기로 충족된다. 상기 진동절연기는 위성 특히 관측용 위성의 특수성으로 인해 상대적으로 저 강성 지지구조를 적용한다.
하지만, 진동절연기의 지지구조를 상대적으로 저강성으로 형성할 경우 궤도환경에는 보다 적합한 반면, 궤도 환경과 상이한 발사환경에서는 상대적으로 구조 건전성 확보가 크게 불리하게 된다.
그러므로, 위성(관측용 위성)의 임무장비는 저강성 지지구조의 진동절연기와 함께 별도의 발사구속장치로 보호되는 이중구조가 적용될 수밖에 없다.
이를 통해, 위성(관측용 위성)의 임무장비는 궤도 환경에서는 저강성 지지구조의 진동절연기로 보호되고, 발사환경에서는 상기 진동절연기의 약한 지지강성을 보강하는 별도의 발사구속장치로 보호된다.
국내특허공개10-2011-0005553(2011년01월18일)
그러나, 위성(관측용 위성)이 진동절연기와 함께 발사구속장치가 설치됨으로써 위성(관측용 위성)의 시스템이 더욱 복잡해질 수밖에 없고, 이로 인한 많은 제약이 초래될 수밖에 없다.
특히, 발사구속장치가 미 작동됨으로써 궤도 환경에서 임무장비로부터 분리되지 못할 경우, 임무장비를 진동으로부터 보호하는 진동절연기의 기능이 전혀 구현되지 못함으로써 위성(관측용 위성)이 가동되더라도 관측지향성능저하와 영상 품질저하로부터 자유로울 수 없다.
이에 상기와 같은 점을 감안하여 발명된 본 발명은 발사환경에서 가해지는 충격에 대한 내구성으로 민감한 위성(관측용 위성)의 임무장비 보호를 위한 요구 강성이 충족되고, 동시에 궤도환경에서 임무장비로 전달되는 진동을 흡수하는 댐핑력이 충족됨으로써 발사환경과 궤도환경이라는 서로 상이한 환경에서 모두 사용될 수 있고, 특히 서로 상이한 발사환경과 궤도환경에서 서로 상이하게 요구되는 조건의 충족을 일체화 된 1개의 장비로 구현할 수 있는 발사구속장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈을 제공하는데 목적이 있다.
상기와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명의 위성용 진동절연모듈은 탑재된 임무장비의 중심면에 일치하는 축이 관통하고, 위성의 발사환경에서 전달되는 충격진동이 상기 축의 상방향 진동성분과 하방향 진동성분으로 구속되는 발사환경차단기와;
상기 축을 감싸도록 축 결합된 상태에서 상기 축의 축방향 진동성분이 구속되며, 궤도환경에서 구동되는 장치에서 발생되어 상기 임무장비로 전달되는 진동의 고주파 성분이 감쇠되는 궤도환경차단기;
상기 발사환경차단기와 상기 궤도환경차단기를 일체화시켜 주고, 상기 임무장비를 고정시키는 마운팅 블록; 이 포함된 것을 특징으로 한다.
상기 발사환경차단기는 상기 마운팅 블록의 측면으로 체결되고, 상기 궤도환경차단기는 상기 마운팅 블록의 내부를 관통하며, 상기 축은 상기 마운팅 블록으로 유입되어 상기 궤도환경차단기를 관통하면서 상기 발사환경차단기로 빠져 나온다.
상기 발사환경차단기는 상기 축이 관통하는 상하변위 구속 홀이 형성된 변위구속블록으로 이루어지고, 상기 변위구속블록에는 상기 마운팅 블록과 체결되는 픽서(Fixer)가 관통되는 적어도 1개 이상의 마운팅 홀이 형성된다.
상기 변위구속블록에는 적어도 1개 이상의 슬롯이 더 형성된다.
상기 변위구속블록은 금속에 비해 진동감쇠특성이 높은 플라스틱 계열 소재이다.
상기 궤도환경차단기는 상기 마운팅 블록의 내부에 수용되어 상기 축의 축방향 진동성분을 구속시키는 지지블록과, 상기 지지블록에 대해 방사상으로 배열되도록 상기 마운팅 블록에 결합되어 상기 고주파 성분을 감쇠시키는 적어도 1개 이상의 댐퍼로 구성된다.
상기 지지블록은 상기 발사환경차단기에 밀착되어 상기 축의 축방향 진동성분이 구속된다.
상기 지지블록은 상기 축이 관통되는 축바디에 대해 상대적으로 큰 직경을 갖는 축변위 구속 바디가 형성되고, 상기 축변위 구속 바디의 면을 통해 상기 발사환경차단기와 밀착된다.
상기 지지블록은 금속에 비해 진동감쇠특성이 높은 플라스틱 계열 소재이다.
상기 댐퍼는 저강성 스프링과, 상기 저강성 스프링을 탄발지지하는 플러그로 구성된다.
상기 저강성 스프링은 압축상태로 1개 이상의 상기 댐퍼를 구성하거나 인장상태로 1개 이상의 상기 댐퍼를 구성하거나 압축과 인장이 혼용된 상태로 1개 이상의 상기 댐퍼를 구성한다.
상기 마운팅 블록은 한쌍의 좌ㅇ우 레그가 더 구비되고, 상기 한쌍의 좌ㅇ우 레그에는 상기 임무장비를 고정시키는 픽서(Fixer)가 관통되는 마운팅 홀이 각각 형성된다.
또한, 상기와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명의 위성용 진동절연모듈은 탑재된 임무장비의 중심면에 일치하는 축을 관통하는 상하변위 구속 홀이 형성되고, 위성의 발사환경에서 전달되는 충격진동이 상기 축의 상방향 진동성분과 하방향 진동성분으로 구속되는 변위구속블록과;
상기 축이 관통되는 축바디에 대해 상대적으로 큰 직경을 갖는 축변위 구속 바디가 형성되고, 상기 축변위 구속 바디의 면을 통해 상기 변위구속블록과 밀착되어 상기 축의 축방향 진동성분이 구속되는 지지블록과;
플러그로 탄발지지되어 상기 지지블록에 방사상으로 접촉된 저강성 스프링이 적어도 1개 이상으로 이루어지고, 궤도환경에서 구동되는 장치에서 발생되어 상기 임무장비로 전달되는 진동의 고주파 성분이 감쇠되는 댐퍼와;
상기 변위구속블록을 측면으로 체결하고, 상기 지지블록을 내부로 수용하며, 상기 댐퍼를 결합하고, 적어도 1개 이상의 레그를 이용해 상기 임무장비를 고정시키는 마운팅 블록; 이 포함된 것을 특징으로 한다.
상기 변위구속블록과, 상기 지지블록, 상기 댐퍼 및 상기 마운팅 블록이 서로 조립되어 모듈로 제조되고, 상기 모듈이 우주발사체용 진동저감대상체와 결합된다.
상기 우주발사체용 진동저감대상체는 90도 간격을 갖고 배열된 4개의 상기 모듈로 지지된다.
이러한 본 발명은 발사환경에서 가해지는 충격으로부터 위성(관측용 위성)의 임무장비가 보호되는 요구 강성과 함께 궤도환경에서 위성(관측용 위성)의 임무장비 보호를 위한 미세 진동의 절연성능이 모두 충족되는 효과가 있고, 특히 서로 상이한 발사환경과 궤도환경에서 서로 상이하게 요구되는 조건의 충족을 일체화 된 1개의 장비로 구현되는 효과가 있다.
또한, 본 발명은 발사환경에서 가해지는 충격에 대한 내구성과 궤도환경에서 임무장비로 전달되는 미세 진동 절연이 동시에 만족됨으로써, 적외선 검출기와 냉각용압축기 및 안테나 제어용 리액션 휠(액추에이터)이 적용된 위성(관측용 위성)의 작동안정성이 크게 향상되는 효과도 있다.
또한, 본 발명은 궤도환경에서 임무장비로 전달되는 미세 진동을 절연하는 진동절연기가 발사환경에서 요구하는 강성도 함께 갖춘 구성으로 일체화됨으로써, 발사환경에서 요구되던 별도의 발사구속장치가 완전하게 제거되는 효과도 있고, 특히 발사구속장치로 인해 어쩔 수 없었던 위성(관측용 위성)의 시스템 복잡화가 크게 해소될 수 있는 효과도 있다.
또한, 본 발명은 발사환경에서 요구되던 발사구속장치가 제거됨으로써 진동절연기와 함께 발사구속장치가 사용될 경우 발사구속장치의 미 작동 상황에 대한 염려가 해소되고, 이를 통해 위성(관측용 위성)에 탑재된 임무장비의 작동불안이 완전히 해소되는 효과도 있다.
또한, 본 발명은 서로 상이한 발사환경과 궤도환경에서 각각 요구하는 성능을 일체화된 1개의 진동절연기로 충족시켜줌으로써, 내구강성과 댐핑이 동시에 요구될 수밖에 없는 위성발사분야에 광범위하게 적용되는 효과도 있다.
도 1은 본 발명에 따른 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈의 구성도이고, 도 2는 본 발명에 따른 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈의 내부 구성도이며, 도 3은 본 발명에 따른 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈의 적용 상태이고, 도 4는 본 발명에 따른 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈과 우주발사체용 진동저감 대상체의 구성이며, 도 5는 본 발명에 따른 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈이 적용된 우주발사체용 진동저감대상체이다.
이하 본 발명의 실시예를 첨부된 예시도면을 참조로 상세히 설명하며, 이러한 실시예는 일례로서 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으므로, 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다.
도 1은 본 실시예에 따른 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈의 구성을 나타낸다.
도시된 바와 같이, 위성용 진동절연모듈(1)은 고정상태가 유지되도록 바닥으로 체결되는 마운팅 블록(10)과, 마운팅 블록(10)에 체결되어 위성의 발사환경으로부터 전달되는 충격 진동이 위성(관측용 위성)의 임무장비로 전달되지 않는 내구성을 제공해주는 발사환경차단기와, 마운팅 블록(10)의 내부에 수용되어 궤도환경에서 위성(관측용 위성)의 임무장비로 미세한 진동이 전달되지 않도록 흡수완충하는 궤도환경차단기로 구성된다.
이 경우, 위성(관측용 위성)의 임무장비의 중심면과 발사환경차단기 및 궤도환경차단기를 연결하는 축이 일치됨으로써, 발사환경에서 위성(관측용 위성)의 임무장비에서 발생될 수 있는 모멘트가 최소화될 수 있다.
상기 마운팅 블록(10)은 내부에 수용공간이 형성된 헤드(11)와, 헤드(11)의 좌우 양쪽으로 연장되어 마운팅 블록(10)의 강성을 부여하는 한쌍의 좌ㅇ우 레그(13,14)와, 헤드(11)와 한쌍의 좌ㅇ우 레그(13,14)로 뚫려진 적어도 1개 이상의 마운팅 홀(17,17-1,17-2)로 구성된다.
상기 헤드(11)에는 내부에 수용공간과 연통된 적어도 1개 이상의 플러그 홀(12)이 더 형성되며, 상기 플러그 홀(12)은 약 12개로 형성됨이 바람직하다.
상기 좌ㅇ우 레그(13,14)는 헤드(11)를 중심으로 안정적이면서 강성을 저하시키지 않는 각도로 벌어지고, 상기 좌 레그(13)와 상기 우 레그(14)에는 각각 고정 홀(15)이 뚫려진다.
상기 고정 홀(15)은 볼트나 스크류 같은 픽서(50,Fixer)가 체결되고, 상기 픽서(50,Fixer)는 마운팅 블록(10)이 설치되는 대상물과 고정력을 형성한다.
상기 마운팅 홀(17,17-1,17-2)은 제1마운팅 홀(17)과 제2마운팅 홀(17-1) 및 제3마운팅 홀(17-2)로 이루어지고, 상기 제1마운팅 홀(17)을 꼭지 점으로 상기 제2마운팅 홀(17-1)과 상기 제3마운팅 홀(17-2)의 밑면을 형성하는 삼각형상으로 이루어진다.
상기 발사환경차단기는 발사환경에서 전달되는 충격 진동을 차단시켜주도록 마운팅 블록(10)의 측면부위로 체결된 변위구속블록(20)과, 변위구속블록(20)을 관통한 상태에서 변위구속블록(20)으로 구속되는 고정 축(100)으로 구성된다.
상기 변위구속블록(20)은 금속에 비해 진동감쇠특성이 높은 플라스틱 계열의 우주용 소재가 적용됨으로써 발사환경에서 전달되는 외부 충격이 최소화되고 특히 흡수될 수 있다.
상기 변위구속블록(20)은 마운팅 블록(10)과 결합되어 고정력을 유지하고, 이를 위해 상기 변위구속블록(20)에는 다수의 마운팅 홀(22,23,24)이 형성된다.
상기 마운팅 홀(22,23,24)은 제1마운팅 홀(22)과 제2마운팅 홀(23) 및 제3마운팅 홀(24)로 이루어지고, 상기 제1마운팅 홀(22)을 꼭지 점으로 상기 제2마운팅 홀(23)과 상기 제3마운팅 홀(24)의 밑면을 형성하는 삼각형상으로 이루어진다.
이러한 변위구속블록(20)의 마운팅 홀(22,23,24)이 갖는 레이아웃은 마운팅 블록(10)의 마운팅 홀(17,17-1,17-2)이 갖는 레이아웃과 동일하다.
상기 마운팅 홀(22,23,24)과 상기 마운팅 홀(17,17-1,17-2)에는 볼트나 스크류 같은 픽서(50,Fixer)가 체결되고, 상기 픽서(50,Fixer)는 변위구속블록(20)을 마운팅 블록(10)을 고정시켜 준다.
또한, 상기 변위구속블록(20)에는 다수의 슬롯(25)이 더 형성됨으로써 변위구속블록(20)의 내구 강성을 유지한 상태에서 무게를 크게 줄일 수 있다.
특히, 상기 변위구속블록(20)과 조립된 고정 축(100)은 마운팅 블록(10)을 관통한 궤도환경차단기에 축 방향으로 끼워지고, 그 양끝 부위중 한쪽 끝 부위는 진동저감대상체에 연결된 고정단으로 형성되는 반면, 다른 쪽 끝 부위는 연결되지 않고 변위구속블록(20)을 관통해 외부로 노출된 자유단으로 형성된다.
그러므로, 상기 변위구속블록(20)에는 고정 축(100)이 관통하는 원형의 상하변위 구속 홀(21)이 형성되고, 상기 상하변위 구속 홀(21)은 궤도환경차단기에 축 방향으로 끼워진 고정 축(100)이 발사환경에서 전달되는 외부 진동에 의한 움직임을 구속할 수 있다.
이로 인해, 고정 축(100)에서는 변위구속블록(20)에 의해 상하움직임이 차단됨으로써 위성(관측용 위성)의 임무장비에 연결된 고정 축(100)의 고정단에서는 상하방향 진동 발생이 완전히 차단된다.
특히, 위성(관측용 위성)의 임무장비에 연결된 고정 축(100)이 궤도환경차단기와 축 결합된 상태에서 변위구속블록(20)과 이를 체결한 마운팅 블록(10)으로 지지됨으로써, 위성(관측용 위성)의 임무장비가 발사환경에서 가해지는 강한 외부 힘에 의한 충격진동을 받더라도 내구성이 강하게 유지될 수 있다.
이와 같이 위성(관측용 위성)의 임무장비가 강한 내구성으로 보호됨으로써 발사환경에서 요구되는 구조 건전성 확보가 크게 유리해지고, 이러한 장점으로 인해 궤도환경에서 진동절연기능을 하는 궤도환경차단기에 비록 저강성 지지구조가 적용된 경우라도 이를 보완하기 위한 별도의 발사구속장치가 전혀 요구되지 않는다.
한편, 도 2는 본 실시예에 따른 궤도환경차단기의 구성을 나타낸다.
도시된 바와 같이, 상기 궤도환경차단기는 원통형상으로 이루어진 지지블록(30)과, 지지블록(30)에 대해 방사상으로 배열되어 외부 진동을 흡수 및 완충하는 적어도 1개 이상의 댐퍼(40)로 구성된다.
상기 지지블록(30)은 중공의 원통형상으로 이루어진 축변위 구속 바디(31)와, 상기 축변위 구속 바디(31)의 좌우양쪽에서 중공의 원통형상으로 길게 연장된 축바디(32)로 구성된다.
상기 지지블록(30)은 금속에 비해 진동감쇠특성이 높은 플라스틱 계열의 우주용 소재가 적용됨으로써 발사환경에서 전달되는 외부 충격이 최소화될 수 있다.
특히, 상기 축변위 구속 바디(31)는 마운팅 블록(10)의 측면부위로 결합된 변위구속블록(20)과 접촉됨으로써 변위구속블록(20)의 축방향 움직임을 구속한다.
이를 위해, 상기 축변위 구속 바디(31)의 직경은 상기 축바디(32)의 직경에 비해 상대적으로 큰 직경을 형성함으로써, 상기 축변위 구속 바디(31)의 좌우측면으로 구속면(31a)이 형성된다.
그러므로, 상기 축변위 구속 바디(31)의 구속면(31a)은 변위구속블록(20)과 밀착된 상태가 유지될 수 있고, 이러한 접촉상태로 인해 발사환경에서 강하게 전달되는 외부의 충격진동으로 인한 변위구속블록(20)의 축방향 움직임이 구속될 수 있다.
특히, 상기 구속면(31a)을 통해 형성되는 마찰력은 진동에너지 산일화를 촉진하는 장점도 갖는다.
그러므로, 고정 축(100)에서는 변위구속블록(20)에 의해 상하움직임이 차단됨과 동시에 지지블록(30)과 연동된 변위구속블록(20)에 의해 축방향 움직임도 함께 차단됨으로써, 위성(관측용 위성)의 임무장비에 연결된 고정 축(100)의 고정단에서는 상하방향 진동 발생은 물론 축방향 진동발생이 완전히 차단될 수 있다.
이로 인해, 본 실시예에 따른 위성용 진동절연모듈(1)은 궤도환경에서 진동절연기능을 하는 궤도환경차단기에 비록 저강성 지지구조가 적용된 경우라도 이를 보완하기 위한 별도의 발사 구속 장치가 전혀 요구되지 않고, 이로 부터 별도의 발사 구속 장치가 함께 설치될 때 발생되었던 위성(관측용 위성)의 시스템의 복잡화 해소는 물론 그에 따른 많은 제약도 모두 해소될 수 있다.
한편, 상기 댐퍼(40)는 스프링(41)과, 스프링(41)을 탄발지지하는 플러그(42)를 쌍으로 구성되고, 이러한 쌍으로 구성된 댐퍼(40)가 12개로 이루어지고, 각각의 댐퍼(40)는 지지블록(30)에 대해 등 간격을 갖고 방사상으로 배열된다.
상기 스프링(41)은 마운팅 블록(10)의 헤드(11)에 형성된 수용공간과 연통된 12개의 플러그 홀(12)에 각각 삽입되고, 삽입된 상태에서 상기 수용공간을 관통한 지지블록(30)에 접촉된다.
상기 스프링(41)은 저강성 스프링이 적용되는데, 이는 민감한 성능을 갖는 위성(관측용 위성)의 임무장비의 특성에 기인된다.
상기 플러그(42)는 12개의 플러그 홀(12)에 각각 결합되고, 결합된 상태에서 지지블록(30)에 스프링(41)의 탄성력이 가해지도록 스프링(41)을 눌러준다.
본 실시예에서 상기 댐퍼(40)는 총 12개의 스프링(41)중 일부는 압축상태인 반면 나머지는 인장상태일 수 있는데, 이로 부터 상기 댐퍼(40)의 고유진동수가 저주파수대에 위치함으로써 외부에서 가해지는 고주파 진동 가진 시 고주파 성분의 감쇠 성능이 크게 향상된다.
그러므로, 위성(관측용 위성)의 임무장비가 가시광선과 함께 지상 관측을 위해 이용되는 적외선 검출기의 적외선 광자 흡수로 상단한 수준의 열이 발생되고, 이를 해소하도록 냉각용 압축기가 사용되어 미세 진동이 발생되더라도 총 12개의 스프링(41)이 미세진동 까지도 효과적으로 흡수 및 완충하게 된다.
이로부터 위성(관측용 위성)의 극히 민감한 임무장비는 미세한 진동으로부터 완전하게 보호됨으로써, 위성(관측용 위성)은 관측지향성능저하 없이 항상 최적의 성능으로 작동될 수 있다.
한편, 도 3은 본 실시예에 따른 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈(1)의 적용 상태를 나타낸다.
도시된 바와 같이, 위성용 진동절연모듈(1)은 마운팅 블록(10)과, 변위구속블록(20)으로 이루어진 발사환경차단기와, 지지블록(30)과 댐퍼(40)로 이루어진 궤도환경차단기로 구성되고, 상기 마운팅 블록(10)과 상기 변위구속블록(20) 및 상기 지지블록(30)과 상기 댐퍼(40)가 서로 조립된 모듈(Module)로 이루어진다.
그러므로, 상기 위성용 진동절연모듈(1)은 트랜스퍼라인(300)이 배선된 진동저감 대상체(200)와 결합될 때, 상기 진동저감 대상체(200)의 체결부(210)에서 나온 고정축(100)과 연결되는 간단한 작업만으로 조립이 완료되는 편리함을 제공할 수 있다.
한편, 도 4는 본 실시예에 따른 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈(1)이 진동저감 대상체(200)와 함께 구성되는 예를 나타낸다.
도시된 바와 같이, 모듈단위로 된 위성용 진동절연모듈(1)이 4개를 한쌍으로 하고, 위성용 진동절연모듈(1)이 트랜스퍼라인(300)이 배선된 진동저감 대상체(200)에 90도 간격으로 설치됨을 알 수 있다.
그러므로, 4개의 위성용 진동절연모듈(1)은 진동저감 대상체(200)의 체결부(210,220,230,240)에서 각각 나온 고정축(100)과 연결되는 간단한 작업만으로 조립이 완료되는 편리함을 제공할 수 있다.
한편, 위성용 진동절연모듈(1)은 3개로 구성됨으로써 진동저감 대상체(200)를 둔각으로 지지할 수 도 있고, 또는 4개 이상으로 구성됨으로써 진동저감 대상체(200)를 예각으로 지지할 수 도 있다.
도 5는 4개의 위성용 진동절연모듈(1)과 1개의 진동저감 대상체(200)에 결합되고, 이로부터 진동저감 대상체(200)가 90도 간격으로 배치된 위성용 진동절연모듈(1)로부터 안전하게 지지되는 상태를 알 수 있다.
이때, 상기 진동저감 대상체(200)은 우주발사체용 진동저감대상체이다.
전술된 바와 같이, 본 실시예에 따른 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈(1)은 위성(관측용 위성)의 발사환경에서 임무장비에 가해지는 상 방향 진동성분과 하방향 진동성분을 축(100)을 통해 구속시켜주는 변위구속블록(20)과, 상기 축(100)과 결합되어 축방향 진동성분을 동시에 구속시켜주는 지지블록(30)과, 궤도환경에서 가동되는 임무장비로 전달되는 진동의 고주파 성분을 감쇠시켜주는 댐퍼(40)가 포함됨으로써 발사환경에서는 임무장비가 발사 충격진동으로 부터 보호되는 요구 강성이 충족되고, 동시에 궤도환경에서는 임무장비가 미세한 진동도 흡수 완충하는 댐핑력으로 보호될 수 있으며, 특히 별도의 발사 구속 장치 없이도 일체화 된 1개의 장비로 서로 상이한 발사환경과 궤도환경의 요구조건을 충족할 수 있다.
1 : 위성용 진동절연모듈
10 : 마운팅 블록 11 : 헤드
12 : 플러그 홀 13,14 : 좌ㅇ우 레그
15 : 고정 홀 17,17-1,17-2 : 마운팅 홀
20 : 변위구속블록 21 : 상하변위 구속 홀
22,23,24 : 마운팅 홀 25 : 슬롯
30 : 지지블록 31 : 축변위 구속 바디
32 : 축바디 40 : 댐퍼
41 : 스프링 42 : 플러그
50 : 픽서(Fixer) 100 : 고정 축
200: 진동저감대상체 300 : 트랜스퍼라인

Claims (15)

  1. 탑재된 임무장비의 중심면에 일치하는 축이 관통하고, 위성의 발사환경에서 전달되는 충격진동이 상기 축의 상방향 진동성분과 하방향 진동성분으로 구속되는 발사환경차단기와;
    상기 축을 감싸도록 축 결합된 상태에서 상기 축의 축방향 진동성분이 구속되며, 궤도환경에서 구동되는 장치에서 발생되어 상기 임무장비로 전달되는 진동의 고주파 성분이 감쇠되는 궤도환경차단기;
    상기 발사환경차단기와 상기 궤도환경차단기를 일체화시켜 주고, 상기 임무장비를 고정시키는 마운팅 블록;이 포함되고,
    상기 발사환경차단기는 상기 축이 관통하는 상하변위구속홀이 형성된 변위구속블록으로 이루어지고, 상기 변위구속블록에는 상기 마운팅 블록과 체결되는 픽서(Fixer)가 관통되는 적어도 1개 이상의 마운팅 홀이 형성된 것을 특징으로 하는 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈.
  2. 청구항 1에 있어서, 상기 발사환경차단기는 상기 마운팅 블록의 측면으로 체결되고, 상기 궤도환경차단기는 상기 마운팅 블록의 내부를 관통하며, 상기 축은 상기 마운팅 블록으로 유입되어 상기 궤도환경차단기를 관통하면서 상기 발사환경차단기로 빠져 나온 것을 특징으로 하는 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈.
  3. 삭제
  4. 청구항 1에 있어서, 상기 변위구속블록에는 적어도 1개 이상의 슬롯이 더 형성된 것을 특징으로 하는 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈.
  5. 청구항 1 또는 청구항 4에 있어서, 상기 변위구속블록은 금속에 비해 진동감쇠특성이 높은 플라스틱 계열 소재인 것을 특징으로 하는 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈.
  6. 청구항 2에 있어서, 상기 궤도환경차단기는 상기 마운팅 블록의 내부에 수용되어 상기 축의 축방향 진동성분을 구속시키는 지지블록과, 상기 지지블록에 대해 방사상으로 배열되도록 상기 마운팅 블록에 결합되어 상기 고주파 성분을 감쇠시키는 적어도 1개 이상의 댐퍼로 구성된 것을 특징으로 하는 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈.
  7. 청구항 6에 있어서, 상기 지지블록은 상기 발사환경차단기에 밀착되어 상기 축의 축방향 진동성분이 구속되는 것을 특징으로 하는 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈.
  8. 청구항 6에 있어서, 상기 지지블록은 상기 축이 관통되는 축바디에 대해 상대적으로 큰 직경을 갖는 축변위 구속 바디가 형성되고, 상기 축변위 구속 바디의 면을 통해 상기 발사환경차단기와 밀착되는 것을 특징으로 하는 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈.
  9. 청구항 6내지 청구항 8중 어느 한 항에 있어서, 상기 지지블록은 금속에 비해 진동감쇠특성이 높은 플라스틱 계열 소재인 것을 특징으로 하는 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈.
  10. 청구항 6에 있어서, 상기 댐퍼는 저강성 스프링과, 상기 저강성 스프링을 탄발지지하는 플러그로 구성된 것을 특징으로 하는 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈.
  11. 청구항 10에 있어서, 상기 저강성 스프링은 압축상태로 1개 이상의 상기 댐퍼를 구성하거나 인장상태로 1개 이상의 상기 댐퍼를 구성하거나 압축과 인장이 혼용된 상태로 1개 이상의 상기 댐퍼를 구성하는 것을 특징으로 하는 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈.
  12. 청구항 1에 있어서, 상기 마운팅 블록은 한쌍의 좌ㅇ우 레그가 더 구비되고, 상기 한쌍의 좌ㅇ우 레그에는 상기 임무장비를 고정시키는 픽서(Fixer)가 관통되는 고정 홀이 각각 형성된 것을 특징으로 하는 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈.
  13. 탑재된 임무장비의 중심면에 일치하는 축을 관통하는 상하변위 구속 홀이 형성되고, 위성의 발사환경에서 전달되는 충격진동이 상기 축의 상방향 진동성분과 하방향 진동성분으로 구속되는 변위구속블록과;
    상기 축이 관통되는 축바디에 대해 상대적으로 큰 직경을 갖는 축변위 구속 바디가 형성되고, 상기 축변위 구속 바디의 면을 통해 상기 변위구속블록과 밀착되어 상기 축의 축방향 진동성분이 구속되는 지지블록과;
    플러그로 탄발지지되어 상기 지지블록에 방사상으로 접촉된 저강성 스프링이 적어도 1개 이상으로 이루어지고, 궤도환경에서 구동되는 장치에서 발생되어 상기 임무장비로 전달되는 진동의 고주파 성분이 감쇠되는 댐퍼와;
    상기 변위구속블록을 측면으로 체결하고, 상기 지지블록을 내부로 수용하며, 상기 댐퍼를 결합하고, 적어도 1개 이상의 레그를 이용해 상기 임무장비를 고정시키는 마운팅 블록;
    이 포함된 것을 특징으로 하는 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈.
  14. 청구항 13에 있어서, 상기 변위구속블록과, 상기 지지블록, 상기 댐퍼 및 상기 마운팅 블록이 서로 조립되어 모듈로 제조되고, 상기 모듈이 우주발사체용 진동저감 대상체와 결합되는 것을 특징으로 하는 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈.
  15. 청구항 14에 있어서, 상기 우주발사체용 진동저감 대상체는 90도 간격을 갖고 배열된 4개의 상기 모듈로 지지되는 것을 특징으로 하는 발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈.
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