KR101300516B1 - Hinge device of satellite using shape memory alloy and satellite including the hinge device - Google Patents

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Abstract

본 발명은 형상기억합금을 이용한 저충격 및 고강성 인공위성용 힌지에 대한 것이다. 보다 상세하게는, 우주 공간의 극한 환경 속에서도 신뢰성 있는 저충격 전개 거동을 제공하는 동시에 인공위성의 전개 형상을 고강성 구조로써 유지되도록 태양전지판과 인공위성 본체를 연결하거나 태양전지판이 다수의 패널로 이루어져 있는 경우에 패널과 패널을 연결하기 위한 인공위성용 힌지 장치에 있어서, 인공위성 본체의 일단부에 결합부재에 의해 부착되거나 태양전지판이 다수의 패널로 구성되어 있는 경우, 패널의 일단부에 결합부재에 의해 부착되는 제 1 브래킷; 태양전지판의 일단부에 결합부재에 의해 부착되거나 태양전지판이 다수의 패널로 구성되어 있는 경우, 제 1브래킷이 부착되어 있는 패널의 일단부에 대하여 근접한 패널의 일단부에 결합부재에 의해 부착되어 있는 제 2브래킷;제 1 브래킷에 대하여 제 2 브래킷이 전개되도록 제1브래킷과 제2브래킷 사이에 구비되어 제 1 브래킷과 제 2 브래킷을 탄성적으로 연결하는 동시에 전개 이후 일차적으로 고정시키는 테이프 스프링 힌지부; 및 제 1 브래킷과 제 2 브래킷 사이에 형상기억합금 실린더를 구비하여 전개된 후 형상기억합금 실린더가 신장되어 제 1 브래킷과 제 2 브래킷을 이차적으로 고정하기 위한 형상기억합금 실린더 고정 장치를 포함하는 것을 특징으로 하는 형상기억합금을 이용한 저충격 및 고강성 인공위성용 힌지 장치에 관한 것이다. The present invention relates to a hinge for low impact and high rigidity satellites using a shape memory alloy. More specifically, when the solar panel and the satellite body are connected or the solar panel is composed of a plurality of panels to provide reliable low-impact deployment behavior even in the extreme environment of outer space while maintaining the deployment shape of the satellite as a high rigidity structure. A satellite hinge device for connecting a panel to a panel, wherein the satellite body is attached to one end of the satellite body by a coupling member or, when the solar panel is composed of a plurality of panels, is attached to one end of the panel by the coupling member. First bracket; When one end of the solar panel is attached by the coupling member or the solar panel is composed of a plurality of panels, the one end of the panel adjacent to the one end of the panel to which the first bracket is attached is attached by the coupling member. Second bracket; Tape spring hinge portion provided between the first bracket and the second bracket so that the second bracket is deployed relative to the first bracket to elastically connect the first bracket and the second bracket, and at the same time secure the first bracket after the deployment ; And a shape memory alloy cylinder fixing device for secondarily securing the first bracket and the second bracket after the shape memory alloy cylinder is extended after the shape memory alloy cylinder is deployed between the first bracket and the second bracket. It relates to a low impact and high rigidity satellite hinge device using a shape memory alloy.

Figure R1020110097024
Figure R1020110097024

Description

형상기억합금을 이용한 저충격 및 고강성 인공위성용 힌지 장치 및 그 힌지장치가 결합된 인공위성{Hinge device of satellite using shape memory alloy and satellite including the hinge device}Low-impact and high-rigidity satellite hinges using shape memory alloys and satellites with hinged devices {Hinge device of satellite using shape memory alloy and satellite including the hinge device}

본 발명은 형상기억합금을 이용한 저충격 및 고강성 인공위성용 힌지에 대한 것이다. 보다 상세하게는, 발사체에 의해 발생되는 극심한 진동에 강건하며, 우주 환경의 극한 온도 변화 하에도 높은 신뢰성을 가지고 태양전지판을 전개하며, 전개 이후, 인공위성의 고속 자세 제어 및 안정화가 가능하도록 태양전지판과 인공위성에 고강성 연결부를 제공하는 형상기억합금을 이용한 저충격 및 고강성 인공위성용 힌지에 관한 것이다.The present invention relates to a hinge for low impact and high rigidity satellites using a shape memory alloy. More specifically, it is robust to extreme vibrations generated by the projectile, and develops solar panels with high reliability even under extreme temperature changes in the space environment. A low impact and high rigidity satellite hinge using a shape memory alloy that provides a high rigidity connection to a satellite.

인공위성은 발사체에 의해 운송되며, 발사체의 페어링 공간이 한정되어 있어 인공위성의 태양전지판, 안테나 등의 구조물은 접힐 수 있는 구조물로 설계된다. 그리고 인공위성이 요구되는 궤도에 도달한 이후, 임무에 맞게 피전개 구조물은 전개될 수 있어야 하며, 전개 후 형상이 유지될 수 있어야 한다.Satellites are transported by projectiles, and the space for pairing of projectiles is limited, so structures such as satellite solar panels and antennas are designed to be collapsible. After the satellite reaches the required trajectory, the structure to be deployed must be able to be deployed according to the mission, and the shape can be maintained after deployment.

피전개 구조물을 전개하기 위해서 힌지가 필요하며, 힌지는 우주의 극한 온도 변화와 발사체에 의해 발생되는 극심한 진동에 강건해야 한다. 그리고 태양전지판을 전개할 때, 힌지에 의해 전개 충격이 발생되는데 이러한 전개 충격은 위성 본체 및 태양전지판에 손상을 야기할 수 있으므로 최소화되어야 한다. A hinge is needed to develop the structure to be deployed, and the hinge must be robust to extreme temperature changes in the universe and extreme vibrations generated by the projectile. And when deploying a solar panel, a deployment shock is generated by the hinge, which should be minimized because it may cause damage to the satellite body and the solar panel.

또한, 전개 이후, 고속 자세제어 및 안정화를 위하여 태양전지판과 인공위성을 높은 전개 후 강성을 가지도록 고정해야 하며, 이때 유격이 없어야 한다. 특히, 인공위성의 자세제어 및 안정화 성능은 인공위성의 임무 수행 효율에 직결된다. 그러므로 높은 전개 신뢰성을 가진 저충격 및 고강성 힌지가 요구된다.In addition, after deployment, the solar panel and the satellite should be fixed to have high rigidity after high deployment for high-speed attitude control and stabilization, and there should be no play. In particular, the attitude control and stabilization performance of the satellite is directly related to the mission performance efficiency of the satellite. Therefore, a low impact and high rigidity hinge with high deployment reliability is required.

이러한 힌지의 요구사항을 만족하기 위해 종래에 많은 힌지 기구들이 제시되었으며, 크게 힌지 기구는 테이프 스프링을 이용한 유연체 힌지와 관절을 가진 관절형 힌지로 나누어 진다.Many hinge mechanisms have been proposed in order to satisfy the requirements of the hinge, and the hinge mechanism is largely divided into a flexible hinge using a tape spring and an articulated hinge having a joint.

관절형 힌지는 힌지 부재 간에 상대 미끄럼 운동을 하는 관절을 특징으로 하는 힌지며, 힌지 기구상 저충격 및 고강성을 실현하기 좋은 점이 있다. 그러나 우주의 극한 온도 변화 속에서 관절의 원활한 상대 미끄럼 운동을 가능하도록 하기 위해서, 발사체의 극심한 진동으로 인한 관절부의 냉간압접과 전개할 때 발생하는 마찰 등을 방지하기 위한 특수한 윤활처리가 필요하다. 또한, 우주의 극한의 열 환경에 의한 열 구배로 인하여 힌지의 관절을 구성하는 부재들이 서로 맞물릴 수 있으므로 유격이 발생하지 않은 한도 내에 이를 방지하기 위한 적절한 공차를 가지도록 관절은 정밀하게 가공하여야 한다. 국내에서는 관절형 힌지의 관절에 발생하는 이러한 문제에 대한 연구 및 기술이 전무한 실정이며 높은 비용을 들여 수입하는 실정이다.The articulated hinge is a hinge which is characterized by a joint which makes relative sliding movement between the hinge members, and it is advantageous to realize low impact and high rigidity on the hinge mechanism. However, in order to enable the smooth relative sliding motion of the joints in the extreme temperature change of the universe, special lubrication treatment is needed to prevent the cold press and joint friction caused by the extreme vibration of the projectile. In addition, the joints must be precisely machined to have proper tolerances to prevent this from happening, as the members of the hinge joints can interlock with each other due to thermal gradients caused by the extreme thermal environment of the universe. . In Korea, there are no researches and technologies on these problems occurring in the joints of the articulated hinges, and they are imported at high cost.

한편, 곡률을 가진 다수의 박판 스프링(테이프 스프링)으로 구성되는 테이프 스프링 힌지(유연체 힌지)는 관절이 없어 냉간 압접, 마찰, 열 구배 등의 문제를 내포하지 않으며 매우 간단한 구조로 전개 및 고정을 수행할 수 있다. 그러나 테이프 스프링 힌지는 기구 특성상 유연체의 복원력을 이용하여 전개 및 고정을 수행하므로, 전개 충격과 전개 후 강성 간에 상반 관계가 있어 높은 전개 후 강성을 실현하기 어려운 점이 있다. On the other hand, the tape spring hinge (flexible hinge), which consists of a plurality of thin springs (tape springs) with curvature, has no joints and does not have problems such as cold welding, friction, thermal gradients, etc. Can be done. However, since the tape spring hinge is developed and fixed by using the restoring force of the flexible body due to the mechanical characteristics, there is a tradeoff between the deployment impact and the post-deployment stiffness, which makes it difficult to realize high post-deployment stiffness.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로, 상대 미끄럼 운동을 하는 관절이 없는 구조로 발사체의 진동 및 우주의 극한 환경에 강건하며, 윤활 시스템이 필요 없어 간단하며, 이로 인하여 높은 전개 신뢰성을 가지는 힌지를 제공하는 데 목적이 있다.The present invention has been made to solve the above problems, the structure is a joint-free structure for relative sliding movement, robust to the vibration environment of the projectile and the extreme environment of the universe, simple and does not require a lubrication system, thereby high deployment reliability The purpose is to provide a hinge with.

본 발명의 또 다른 목적은 발생하는 전개 충격을 최소화하여, 태양전지판 및 인공위성 본체에 손상을 입히지 않는 전개 거동을 제공하며, 전개 이후, 인공위성의 고속 자세 제어 및 안정화에 요구되는 높은 전개 후 강성을 제공하여, 인공위성의 임무 수행 효율성 향상을 꾀함에 있다. It is yet another object of the present invention to minimize deployment shocks, thereby providing deployment behavior that does not damage solar panels and satellite bodies, and provides high post-deployment rigidity required for high-speed attitude control and stabilization of satellites after deployment. Thus, the mission is to improve the efficiency of mission execution.

본 발명의 그 밖에 목적, 특정한 장점들 및 신규한 특징들은 첨부된 도면들과 관련되어 이하의 상세한 설명과 바람직한 실시예로부터 더욱 명확해질 것이다. Other objects, specific advantages and novel features of the present invention will become more apparent from the following detailed description and preferred embodiments with reference to the accompanying drawings.

본 발명의 목적은, 우주 공간의 극한 환경 속에서도 신뢰성 있는 저충격 전개 거동을 제공하는 동시에 인공위성의 전개 형상을 고강성 구조로써 유지되도록 태양전지판과 인공위성 본체를 연결하거나 태양전지판이 다수의 패널로 이루어져 있는 경우에 패널과 패널을 연결하기 위한 인공위성용 힌지 장치에 있어서, 인공위성 본체의 일단부에 결합부재에 의해 부착되거나 태양전지판이 다수의 패널로 구성되어 있는 경우, 패널의 일단부에 결합부재에 의해 부착되는 제 1 브래킷; 태양전지판의 일단부에 결합부재에 의해 부착되거나 태양전지판이 다수의 패널로 구성되어 있는 경우, 제 1브래킷이 부착되어 있는 패널의 일단부에 대하여 근접한 패널의 일단부에 결합부재에 의해 부착되어 있는 제 2브래킷; 제 1 브래킷에 대하여 제 2 브래킷이 전개되도록 제1브래킷과 제2브래킷 사이에 구비되어 제 1 브래킷과 제 2 브래킷을 탄성적으로 연결하는 동시에 전개 이후 일차적으로 고정시키는 테이프 스프링 힌지부; 및 제 1 브래킷과 제 2 브래킷 사이에 형상기억합금 실린더를 구비하여 전개된 후 형상기억합금 실린더가 신장되어 제 1 브래킷과 제 2 브래킷을 이차적으로 고정하기 위한 형상기억합금 실린더 고정 장치를 포함하는 것을 특징으로 하는 형상기억합금을 이용한 저충격 및 고강성 인공위성용 힌지 장치로서 달성될 수 있다. An object of the present invention is to connect a solar panel and a satellite body or to provide a solar panel with a plurality of panels so as to provide a reliable low impact deployment behavior even in the extreme environment of outer space while maintaining the deployment shape of the satellite as a high rigidity structure. In the case of the satellite hinge device for connecting the panel to the case, the one end of the satellite body is attached by the coupling member, or when the solar panel is composed of a plurality of panels, the one end of the panel is attached by the coupling member The first bracket; When one end of the solar panel is attached by the coupling member or the solar panel is composed of a plurality of panels, the one end of the panel adjacent to the one end of the panel to which the first bracket is attached is attached by the coupling member. A second bracket; A tape spring hinge portion provided between the first bracket and the second bracket such that the second bracket is developed with respect to the first bracket and elastically connecting the first bracket and the second bracket, and simultaneously fixing the first bracket and the second bracket; And a shape memory alloy cylinder fixing device for secondarily securing the first bracket and the second bracket after the shape memory alloy cylinder is extended after the shape memory alloy cylinder is deployed between the first bracket and the second bracket. It can be achieved as a hinge device for low impact and high rigidity satellites using a shape memory alloy characterized in that.

테이프 스프링 힌지부는, 제 1 브래킷과 제 2브래킷 사이에 구비되어 제 1 브래킷에 대하여 제 2브래킷이 상대 미끄럼 접촉이 없어 마찰 없이 전개되도록 연결하는 동시에 전개 후 제 1브래킷과 제 2브래킷을 일차적으로 고정하도록 하는 횡방향 곡률 갖는 테이프 스프링으로 구성된 것을 특징으로 할 수 있다. The tape spring hinge part is provided between the first bracket and the second bracket to connect the second bracket with respect to the first bracket so that there is no relative sliding contact, so that the first bracket and the second bracket are fixed after the deployment. It may be characterized by consisting of a tape spring having a transverse curvature.

테이프 스프링은, 횡방향 곡률을 갖는 상단 테이프 스프링과 하단 테이프 스프링으로 구성되고, 상단 테이프 스프링과 하단 테이프 스프링은 오목한 면이 서로 마주보도록 배치되는 것을 특징으로 할 수 있다. The tape spring may be composed of a top tape spring and a bottom tape spring having a transverse curvature, and the top tape spring and the bottom tape spring may be arranged such that the concave surfaces face each other.

테이퍼 스프링 힌지부는 복수개로 서로 평행하게 나열된 것을 특징으로 할 수 있다. The tapered spring hinge portions may be characterized in that they are arranged in parallel to each other in plurality.

테이프 스프링 힌지부가 전개될 때 테이프 스프링 힌지부의 과도한 꺾임으로 인한 인공위성 본체와 태양전지판이 충돌하지 않도록 또는 태양전지판이 다수의 패널로 이루어진 경우, 패널간 충돌이 일어나지 않도록, 하단 테이프 스프링의 두께와 곡률 및 폭이 상단 테이프 스프링보다 크게 구성되는 것을 특징으로 할 수 있다. The thickness and curvature of the bottom tape springs are designed so that the satellite body and the solar panel do not collide due to excessive bending of the tape spring hinge when the tape spring hinge is deployed, or if the solar panel is made up of multiple panels, the collision between panels does not occur. It may be characterized in that the width is configured larger than the top tape spring.

테이프 스프링 힌지부는 각기 같은 곡률을 가진 상단 테이프 스프링 및 하단 테이프 스프링이 다수개의 겹으로 구성되는 것을 특징으로 할 수 있다. The tape spring hinge portion may be characterized in that the upper tape spring and the lower tape spring each having the same curvature are composed of a plurality of layers.

제2브래킷은 ㄷ 자 형태로 구성되고, 형상기억합금 실린더 고정장치는 일단이 제2브래킷의 측면부 외면 각각에 결합되는 탄성부재, 탄성부재의 타단 내면 사이에 결합되는 다수의 형상기억합금 실린더 및 탄성부재의 타단 외면 각각에 결합되는 테이퍼 면을 가진 고정부재, 형상기억 실린터의 양측에 결합되는 너트를 구비하고, 제1브래킷은 ㄷ 자 형태로 구성된 제1플레이트, 제1플레이트 측면부 외면 각각에 결합되고, 형상기억합금 실린더가 신장되는 경우 고정부재에 형성되어 있는 테이퍼 면과 맞물리는 테이퍼가 형성된 사각 홀을 갖는 제2플레이트를 구비하는 것을 특징으로 할 수 있다. The second bracket has a C shape, and the shape memory alloy cylinder fixing device includes an elastic member having one end coupled to each of an outer surface of the side portion of the second bracket, and a plurality of shape memory alloy cylinders and elastic coupled between the other end inner surface of the elastic member. A fixing member having a tapered surface coupled to each other outer surface of the member, and a nut coupled to both sides of the shape memory cylinder, and the first bracket coupled to each of the first plate and the first plate side surface having a c-shape. And, when the shape memory alloy cylinder is elongated it may be characterized in that it comprises a second plate having a square hole is formed with a tapered to engage the tapered surface formed on the fixing member.

형상기억합금 실린더 고정장치는, 테이퍼 스프링 힌지부가 전개된 후, 형상기억합금 실린더가 상변태온도가 되도록 형상기억합금 실린더를 가열하기 위한 유연성을 갖는 히터를 더 포함하는 것을 특징으로 할 수 있다. The shape memory alloy cylinder fixing device may further include a heater having a flexibility for heating the shape memory alloy cylinder such that the shape memory alloy cylinder becomes a phase transformation temperature after the tapered spring hinge portion is deployed.

형상기억합금 실린더 고정장치는, 고정부재에 형성되어 있는 제2브래킷 결합용 홀과 탄성부재의 타단에 형성되어 있는 고정부재 결합용 홀 그리고 너트를 관통하는 볼트에 의해 탄성부재의 타단과 고정부재가 결합되는 것을 특징으로 할 수 있다. The shape memory alloy cylinder fixing device includes a second bracket coupling hole formed in the fixing member, a fixing member coupling hole formed at the other end of the elastic member, and a bolt penetrating the nut so that the other end of the elastic member is fixed. It may be characterized in that the combined.

다수의 형상기억합금 실린더는 양측이 개방된 관 형상으로 구성되는 것을 특징으로 할 수 있다. The plurality of shape memory alloy cylinder may be characterized in that it is configured in a tubular shape with both sides open.

형상기억합금 실린더가 신장되는 경우, 고정부재의 테이퍼 면과 제 1브래킷의 제 2 플레이트에 구비된 테이퍼가 형성된 사각 홀은 서로 맞물리게 되는 것을 특징으로 할 수 있다. When the shape memory alloy cylinder is extended, the tapered surface of the fixing member and the tapered square hole provided in the second plate of the first bracket may be engaged with each other.

제 1브래킷은, 형상기억합금 고정장치가 작동된 이후에도 분해가 가능하여 제 1브래킷 반복적인 성능 실험이 가능하도록 제 1플레이트의 양 측면부에 형성되어 있는 제2플레이트 결합용 홀과 이에 대응하여 제 2플레이트에 형성되어 있는 제1플레이트 결합용 홀을 관통하는 볼트에 의해 제 1플레이트의 측면 각각에 제 2플레이트가 결합되는 것을 특징으로 할 수 있다. The first bracket may be disassembled even after the shape memory alloy fixing device is operated, so that the second plate coupling holes are formed on both sides of the first plate so that the first bracket may be repeatedly tested. The second plate may be coupled to each side of the first plate by a bolt passing through the first plate coupling hole formed in the plate.

또한, 본 발명의 목적은 앞서 언급한 인공위성용 힌지가 태양전지판과 인공위성 본체를 연결되거나 태양전지판이 다수의 패널로 이루어져 있는 경우에 패널과 패널에 연결되어지는 것을 특징으로 하는 인공위성으로 달성될 수 있다. In addition, an object of the present invention can be achieved with a satellite, characterized in that the satellite hinge is connected to the panel and the panel when the solar panel is connected to the satellite body or the solar panel is composed of a plurality of panels. .

따라서, 설명한 바와 같이 본 발명의 일실시예에 의하면, 인공위성용 힌지 장치는 테이프 스프링 힌지부와 추가적인 고정장치를 구비함으로써, 기존 테이프 스프링 힌지와 달리 전개 충격과 전개 후 강성 사이의 트레이드 오프가 제거되었으며, 이로 인하여, 전개 거동은 전개 충격이 최소화되도록 최적화될 수 있으며, 전개 후 강성 또한 전개충격의 증가 없이 최대화가 가능한 효과가 있다. 또한, 본 발명에서 제시된 힌지는 전개될 때, 상대 미끄럼 운동을 하지 않기 때문에, 정밀한 가공 및 우주 공간에서 견딜 수 있는 특수한 윤활을 필요로 하지 않는 효과가 있다.Thus, according to one embodiment of the present invention as described, the satellite hinge device has a tape spring hinge portion and an additional fixing device, unlike the conventional tape spring hinge, the trade-off between deployment impact and rigidity after deployment has been eliminated. Because of this, the deployment behavior can be optimized to minimize the deployment impact, and the rigidity after deployment can also be maximized without increasing the deployment impact. In addition, since the hinge presented in the present invention does not have relative sliding motion when deployed, there is an effect of not requiring special processing and special lubrication that can withstand in space.

비록 본 발명이 상기에서 언급한 바람직한 실시예와 관련하여 설명되어 졌지만, 본 발명의 요지와 범위로부터 벗어남이 없이 다른 다양한 수정 및 변형이 가능한 것은 당업자라면 용이하게 인식할 수 있을 것이며, 이러한 변경 및 수정은 모두 첨부된 특허 청구 범위에 속함은 자명하다.Although the present invention has been described in connection with the above-mentioned preferred embodiments, it will be appreciated by those skilled in the art that various other modifications and variations can be made without departing from the spirit and scope of the invention, All fall within the scope of the appended claims.

도 1a은 본 발명의 일실시예에 따른, 태양전지판이 접혀진 상태의 인공위성의 사시도,
도 1b는 본 발명의 일실시예에 따른, 태양전지판이 전개된 상태의 인공위성의 사시도,
도 2a는 본 발명의 일실시예에 따른 태양전지판이 접혀져 있는 상태의 인공위성용 힌지장치의 사시도,
도 2b는 본 발명의 일실시예에 따른 태양전지판이 전개된 있는 상태의 인공위성용 힌지장치의 사시도,
도 3a는 본 발명의 일시예에 따른 테이프 스프링 힌지부의 사시도,
도 3b는 본 발명의 일시예에 따른 테이프 스프링 힌지부의 정면도,
도 4a는 본 발명의 또 다른 일실시예에 따른 테이프 스프링 힌지부의 사시도,
도 4b는 본 발명의 또 다른 일실시예에 따른 테이프 스프링 힌지부의 정면도,
도 5a는 테이프 스프링 힌지부의 형상에 따른 토크와 각 사이의 관계에 대한 그래프,
도 5b는 테이프 스프링 힌지부의 형상에 따른 토크와 각 사이의 관계에 대한 그래프,
도 6은 테이프 스프링 힌지부에 의해 일차적으로 고정되었을 때 확보되는 강성(1st Latching)과 형상기억합금 실린더 고정장치가 작동되어 추가적인 강성이 확보되었을 때(2nd Latching)의 강성을 비교하기 위한 그래프,
도 7은 본 발명의 일실시예에 따른 인용위성용 힌지장치의 분해 사시도
도 8a는 본 발명의 일실시예에 따른 형상기억합금 실린더가 인장되기 전의 힌지장치의 배면도,
도 8b는 본 발명의 일실시예에 따른 형상기억합금 실린더가 인장된 상태의 힌지장치의 배면도
도 9a는 본 발명의 일실시예에 따른 형상기억합금 실린더가 인장되기 전의 힌지장치의 정면도,
도 9b는 본 발명의 일실시예에 따른 형상기억합금 실린더가 인장된 상태의 힌지장치의 정면도를 도시한 것이다.1A is a perspective view of a satellite in a folded state of a solar panel according to an embodiment of the present invention;
1B is a perspective view of a satellite in a state where a solar panel is deployed, according to an embodiment of the present invention;
Figure 2a is a perspective view of a satellite hinge device in a folded state of the solar panel according to an embodiment of the present invention,
Figure 2b is a perspective view of a satellite hinge device in a state that the solar panel is deployed according to an embodiment of the present invention,
3A is a perspective view of a tape spring hinge portion according to one embodiment of the present invention,
3B is a front view of the tape spring hinge portion according to one embodiment of the present invention,
Figure 4a is a perspective view of a tape spring hinge portion according to another embodiment of the present invention,
Figure 4b is a front view of the tape spring hinge portion according to another embodiment of the present invention,
Figure 5a is a graph of the relationship between the torque and the angle according to the shape of the tape spring hinge,
5B is a graph of a relationship between torque and angle according to the shape of a tape spring hinge portion,
Figure 6 is a graph for comparing the stiffness (1 st Latching) secured when the first fixed by the tape spring hinge portion and the stiffness when additional rigidity is secured by the operation of the shape memory alloy cylinder fixing device (2 nd Latching) ,
Figure 7 is an exploded perspective view of the hinge device for a citation satellite according to an embodiment of the present invention
8A is a rear view of the hinge apparatus before the shape memory alloy cylinder is tensioned according to an embodiment of the present invention;
8B is a rear view of the hinge apparatus of the shape memory alloy cylinder in a tensioned state according to an embodiment of the present invention.
Figure 9a is a front view of the hinge device before the shape memory alloy cylinder is tensioned according to an embodiment of the present invention,
Figure 9b shows a front view of the hinge device of the shape memory alloy cylinder in the tensioned state according to an embodiment of the present invention.

이하 첨부된 도면을 참조하여 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 본 발명을 쉽게 실시할 수 있는 실시예를 상세히 설명한다. 다만, 본 발명의 바람직한 실시예에 대한 동작 원리를 상세하게 설명함에 있어 관련된 공지 기능 또는 구성에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명을 생략한다. Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. However, the detailed description of known functions and configurations incorporated herein will be omitted when it may unnecessarily obscure the subject matter of the present invention.

또한, 도면 전체에 걸쳐 유사한 기능 및 작용을 하는 부분에 대해서는 동일한 도면 부호를 사용한다. 명세서 전체에서, 어떤 부분이 다른 부분과 연결되어 있다고 할 때, 이는 직접적으로 연결되어 있는 경우뿐만 아니라, 그 중간에 다른 소자를 사이에 두고, 간접적으로 연결되어 있는 경우도 포함한다. 또한, 어떤 구성요소를 포함한다는 것은 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성요소를 제외하는 것이 아니라, 다른 구성요소를 더 포함할 수 있는 것을 의미한다.
The same reference numerals are used for portions having similar functions and functions throughout the drawings. Throughout the specification, when a part is connected to another part, this includes not only the case where it is directly connected, but also the case where it is indirectly connected with another element in between. In addition, the inclusion of an element does not exclude other elements, but may include other elements, unless specifically stated otherwise.

이하 첨부된 도면을 참조로 본 발명의 일실시예에 따른 형상기억합금을 이용한 저충격 및 고강성 인공위성용 힌지장치(30)의 구성 및 작용에 대해 설명하도록 한다. 본 발명 일실시예에 따른 인공위성용 힌지장치(30)는 발사체로부터 발생하는 극심한 진동에 견딜 수 있으며, 우주공간의 진공 및 극한 온도 변화 하에서도 태양전지판을 최소한의 충격으로 강건하게 전개시키는 동시에 전개된 인공위성의 형상을 고강성 구조로써 유지하도록 인공위성 본체(10)와 태양전지판(20) 연결하거나 태양전지판(20)과 태양전지판(20)을 연결하는 힌지장치에 있어서, 인공위성 본체 (10)또는 태양전지판(20)의 일단부에 결합부재에 의해 부착되는 제 1 브래킷(310)과 태양전지판(20)의 일단부에 결합부재에 의해 부착되는 제 2 브래킷(320) 그리고 제 1 브래킷(310)에 대하여 제 2브래킷(320)이 탄성적으로 전개되도록 하는 동시에 일차적으로 제 2 브래킷을 제 1 브래킷에 대하여 고정하는 테이프 스프링 힌지부(330)와 제 1브래킷(310)과 제 2 브래킷(320)을 이차적으로 고정하는 형상기억합금 실린더 고정 장치(340)로 구성되는 것을 특징으로 하며, 형상기억합금 실린더 고정 장치(340)로 추가적인 강성을 확보하므로 테이프 스프링힌지부(330)의 강성을 높게 설계할 필요가 없어 낮은 전개 충격을 가지도록 설계될 수 있으며 전개 후 강성 또한 최대화시킬 수 있는 기술적 특징을 갖는다.
Hereinafter, the configuration and operation of the low impact and high rigidity satellite hinge device 30 using the shape memory alloy according to an embodiment of the present invention will be described with reference to the accompanying drawings. The satellite hinge device 30 according to an embodiment of the present invention can withstand extreme vibrations generated from the projectile, and is deployed at the same time while deploying the solar panel with minimal impact even under vacuum and extreme temperature changes in space. In the hinge device that connects the satellite body 10 and the solar panel 20 or connects the solar panel 20 and the solar panel 20 to maintain the shape of the satellite as a highly rigid structure, the satellite body 10 or the solar panel With respect to the first bracket 310 attached to one end of the 20 by the coupling member, the second bracket 320 and the first bracket 310 attached to the one end of the solar panel 20 by the coupling member. The tape spring hinge portion 330, the first bracket 310, and the second bracket which allow the second bracket 320 to be elastically developed and at the same time fix the first bracket to the first bracket. Characterized in that it consists of a shape memory alloy cylinder fixing device 340 for fixing the secondary 320, the rigidity of the tape spring hinge portion 330 because it secures additional rigidity with the shape memory alloy cylinder fixing device 340 It does not need to be designed high, so it can be designed to have a low deployment impact and has technical characteristics to maximize stiffness after deployment.

도 1a은 본 발명의 일실시예에 따른, 태양전지판(20)이 접혀진 상태의 인공위성(1)의 사시도를 도시한 것이다. 그리고, 도 1b는 본 발명의 일실시예에 따른 태양전지판(20)이 전개된 상태의 인공위성(1)의 사시도를 도시한 것이다. 이하 상세히 설명될 제 1브래킷(310)은 인공위성 본체(10)에 결합부재에 의해 부착되어 있고 제 2브래킷(320)은 태양전지판(20)의 일단부에 부착되게 된다.1A illustrates a perspective view of the satellite 1 in a folded state of the solar panel 20 according to an embodiment of the present invention. 1B illustrates a perspective view of the satellite 1 in a state where the solar panel 20 according to the embodiment of the present invention is deployed. The first bracket 310 to be described in detail below is attached to the satellite body 10 by a coupling member, and the second bracket 320 is attached to one end of the solar panel 20.

도 1a에 도시된 바와 같이, 인공위성(1)을 운송하기 위한 발사체(미도시)의 한정된 공간에 인공위성(1)이 탑재될 수 있도록, 태양전지판(20)이 인공위성 본체(10)에 대하여 접혀 있으며, 분리장치(미도시)에 의해 태양전지판(20)은 인공위성 본체(10)에 대하여 접힌 상태로 고정되어 있다.As shown in FIG. 1A, the solar panel 20 is folded relative to the satellite body 10 so that the satellite 1 can be mounted in a limited space of a projectile (not shown) for transporting the satellite 1. The solar panel 20 is fixed in a folded state with respect to the satellite body 10 by a separator (not shown).

도 1b에 도시된 바와 같이, 인공위성(1)은 발사체(미도시)가 임무궤도에 도달하면 발사체(미도시)로부터 분리되어 임무 궤도상에 위치하게 되며, 분리장치(미도시)가 분리됨에 따라 태양전지판(20)은 본 발명의 일실시예에 따른 인공위성용 힌지(30)에 의해 인공위성 본체(10)에 대하여 전개 및 고정된다. As shown in FIG. 1B, the satellite 1 is separated from the projectile (not shown) and positioned on the mission track when the projectile (not shown) reaches the mission orbit, and the separation device (not shown) is separated. The solar panel 20 is deployed and fixed with respect to the satellite body 10 by a satellite hinge 30 according to an embodiment of the present invention.

본 발명의 또 다른 실시예로써, 인공위성(1)의 일단에 힌지(30) 또는 다른 전개 장치에 의해 연결된 태양전지판(20)이 다수개의 패널(미도시)로 구성된 경우, 제 1브래킷(310)과 제 2 브래킷(320)은 각각의 태양전지판 패널의 일단부에 결합부재에 의해 부착되어 본 발명의 힌지(30)은 다수개의 태양전지판 패널을 전개하도록 하는 동시에 전개 이후 인공위성(1)의 전개 형상을 유지하도록 연결할 수 있게 구성될 수 있다. 여기서, 상기에서 기술한 결합부재란, 일반적인 볼트, 핀, 용접 등 산업분야에서 다양하게 사용되고 있는 결합제품 및 결합방법을 말한다.As another embodiment of the present invention, when the solar panel 20 connected by the hinge 30 or another deployment device to one end of the satellite 1 is composed of a plurality of panels (not shown), the first bracket 310 The second bracket 320 is attached to one end of each solar panel panel by a coupling member so that the hinge 30 of the present invention allows the plurality of solar panel panels to be developed while at the same time deploying the satellite 1 after deployment. It can be configured to be able to connect to maintain. Herein, the coupling member described above refers to a coupling product and a coupling method that are variously used in industrial fields such as general bolts, pins, and welding.

도 2a는 본 발명의 일실시예에 따른 태양전지판이 접혀져 있는 상태의 인공위성용 힌지의 사시도를 도시한 것이다. 그리고, 도 2b는 본 발명의 일실시예에 따른 태양전지판이 전개된 있는 상태의 인공위성용 힌지의 사시도를 도시한 것이다. 도 2a 및 도 2b에 도시된 바와 같이, 제 1브래킷(310)은 인공위성 본체(10) 또는 태양전지판(20) 및 테이프 스프링 힌지부(330)와 결합을 위한 제 1 플레이트(311)와 후에 상세히 설명될 이차 고정을 위한 형상기억합금 실린더 고정 장치(340)의 테이퍼 면(345)과 대응하는 테이퍼(318)가 형상된 사각홀(317)이 구비된 두 개의 제 2 플레이트(316)로 이루어져 있다.Figure 2a shows a perspective view of a satellite hinge in a folded state of the solar panel according to an embodiment of the present invention. And, Figure 2b shows a perspective view of the satellite hinge in a state where the solar panel according to an embodiment of the present invention is deployed. As shown in FIGS. 2A and 2B, the first bracket 310 is described in detail after the first plate 311 for coupling with the satellite body 10 or the solar panel 20 and the tape spring hinge 330. It consists of two second plates 316 having a tapered surface 345 of the shape memory alloy cylinder fixing device 340 for the secondary fixing to be described, and a square hole 317 having a corresponding taper 318. .

제 1플레이트(311)에는 위성 본체(10)와 결합을 위한 다수개의 본체 결합용홀(312)이 있으며, 다수개의 상단 테이프 스프링(331) 및 그에 대응하는 다수개의 하단 테이프 스프링(333)을 고정하기 위한 다수개의 와셔결합용 제1플레이트홀(315)과 하단 와셔(337b)를 끼워 넣기 위한 다수개의 와셔결합용 제1플레이트 홈(314)이 형성되어 있다. 그리고 제 2 플레이트(316)를 제 1 플레이트(311)에 고정하기 위해 제1플레이트(311) 측면에 형성된 다수의 제2플레이트 결합용 홀(313)이 구비되며, 제 2 플레이트(316)에는 다수의 제1플레이트 결합용 홀(313)에 대응하는 제1플레이트 결합용 홀(319)이 구비되어 있다.The first plate 311 has a plurality of body coupling holes 312 for coupling with the satellite body 10, and fixing a plurality of top tape springs 331 and a plurality of bottom tape springs 333 corresponding thereto. A plurality of washer coupling first plate holes 314 for inserting the plurality of washer coupling plates 315 and the lower washer 337b are formed therein. In addition, a plurality of second plate coupling holes 313 formed on the side of the first plate 311 is provided to fix the second plate 316 to the first plate 311, and the second plate 316 has a plurality of holes. The first plate coupling hole 319 corresponding to the first plate coupling hole 313 is provided.

또한, 다수개의 본체 결합용 홀(312)은 태양전지판(20)이 다수개의 패널(미도시)로 구성된 경우, 각 패널(미도시)의 일단부와의 결합될 수 있는 태양전지판 결합용 홀로 구성될 수 있다. 또한, 와셔결합용 제1플레이트 홀(315), 제1플레이트 결합용 홀(313) 및 이에 대응하는 제1플레이트 결합용 홀(319) 및 본체결합용 홀(312) 등은 다른 결합부재에 의해 치환될 수 있다.In addition, the plurality of body coupling holes 312 is configured as a solar panel coupling hole that can be combined with one end of each panel (not shown) when the solar panel 20 is composed of a plurality of panels (not shown). Can be. In addition, the first plate hole 315 for washer coupling, the first plate coupling hole 313 and the corresponding first plate coupling hole 319 and the body coupling hole 312 may be formed by other coupling members. Can be substituted.

제 2브래킷(320)은 도 2a 및 도 2b에 도시된 바와 같이, ㄷ 자의 형태를 가지고 있으며, 태양전지판(20)과 결합을 위한 제 2 브래킷(320)의 상단부(321)와 형상기억합금 실린더 고정장치(340)의 고정을 위한 측면부(325)로 구성되어 있다. 또한, 본 발명의 일실시예에 따르면 상단부(321)와 측면부(325)는 하나의 부재로 되어 있으나 상단부(321)와 측면부(325)는 서로 다른 두 부재로써 제 2브래킷(320)을 구성할 수도 있으며, 결합부재에 의해 결합될 수 있다.As shown in FIGS. 2A and 2B, the second bracket 320 has a C shape, and has an upper end portion 321 and a shape memory alloy cylinder of the second bracket 320 for coupling with the solar panel 20. Consists of the side portion 325 for fixing the fixing device 340. In addition, according to an embodiment of the present invention, the upper end portion 321 and the side portion 325 are formed as one member, but the upper end portion 321 and the side portion 325 may constitute the second bracket 320 as two different members. It may also be coupled by a coupling member.

제2브래킷(320)의 상단부(321)에는 태양전지판(20)과 결합을 위한 다수개의 태양전지판 결합용 홀(322)과 다수개의 상단 테이프 스프링(331) 및 다수개의 하단 테이프 스프링(333)을 고정하기 위한 다수개의 와셔결합용 제2브래킷 홀(324) 그리고 하단 와셔(337b)를 끼워 넣기 위한 다수개의 와셔결합용 제2브래킷 홈(323)이 형성되어 있으며, 측면부(325)에는 형상기억합금 실린더 고정 장치(340)의 탄성부재(341)를 고정하기 위한 다수개의 탄성부재 결합용 홀(326) 및 가이드가 형성되어 있다. The upper end portion 321 of the second bracket 320 has a plurality of solar panel coupling holes 322 and a plurality of top tape springs 331 and a plurality of bottom tape springs 333 for coupling with the solar panel 20. A plurality of washer coupling second bracket holes 324 and a lower washer 337b for fitting a plurality of washer coupling second bracket grooves 323 are formed, and the side portion 325 has a shape memory alloy A plurality of elastic member coupling holes 326 and guides for fixing the elastic member 341 of the cylinder fixing device 340 are formed.

또한, 다수개의 태양전지판 결합용 홀(322)은 태양전지판(20)이 다수개의 패널(미도시)로 구성된 경우, 각 패널(미도시)의 일단부와 결합시킬 수 있다. 또한, 와셔결합용 제2브래킷 홀(324), 탄성부재 결합용 홀(327), 태양전지판 결합용 홀(322) 등은 다른 결합부재에 의해 치환될 수 있다.In addition, the plurality of solar panel coupling holes 322 may be coupled to one end of each panel (not shown) when the solar panel 20 includes a plurality of panels (not shown). In addition, the second bracket hole 324 for coupling the washer, the hole 327 for coupling the elastic member, and the hole 322 for coupling the solar panel may be replaced by another coupling member.

도 3a는 본 발명의 제1실시예에 따른 테이프 스프링 힌지부(330)의 사시도를 도시한 것이다. 그리고, 도 3b는 본 발명의 제1실시예에 따른 테이프 스프링 힌지부(330)의 정면도를 도시한 것이다. 도 3a 및 도 3b에 도시된 바와 같이, 테이프 스프링 힌지부(330) 각각은 상단 테이프 스프링(331)과 그에 대응하는 하단 테이프 스프링(333)을 구비한 한 쌍으로 구성됨을 알 수 있다. 또한, 테이프 스프링 힌지부(330)는 복수로 구성될 수도 있다.3A illustrates a perspective view of a tape spring hinge 330 according to the first embodiment of the present invention. 3B illustrates a front view of the tape spring hinge 330 according to the first embodiment of the present invention. As shown in FIGS. 3A and 3B, it can be seen that each of the tape spring hinge portions 330 has a pair having an upper tape spring 331 and a lower tape spring 333 corresponding thereto. In addition, the tape spring hinge portion 330 may be configured in plurality.

본 발명의 제1실시예에 따른 테이프 스프링 힌지부(330)의 상단 테이프 스프링(331)과 하단 테이프 스프링(333)은 서로 동일한 크기, 폭, 두께 및 곡률을 갖고, 오목면이 서로 마주보도록 배치된다. 테이프 스프링 힌지부(330)는 상단 테이프 스프링(331) 및 하단 테이프 스프링(333)의 양끝단에 대칭적으로 형성되어 있는 다수개의 상단 테이프 스프링 홀(332)과 하단 테이프 스프링 홀(334)을 구비하고 이에 대응하여 상단 와셔(337a)와 중단 와셔(335), 하단 와셔(337b) 그리고 이에 대응하는 제 1 브래킷(310)에 형성되어 있는 다수개의 와셔결합용 제1플레이트 홈(314) 및 홀(315)과 제 2 브래킷(320)에 형성되어 있는 다수개의 와셔결합용 제2브래킷 홈(323) 및 홀(324)을 관통하는 다수개의 볼트(S)에 의해 제 1 브래킷(310)과 제 2 브래킷(320)이 서로 결합되게 된다.The upper tape spring 331 and the lower tape spring 333 of the tape spring hinge 330 according to the first embodiment of the present invention have the same size, width, thickness, and curvature of each other, and the concave surfaces face each other. do. The tape spring hinge portion 330 includes a plurality of upper tape spring holes 332 and lower tape spring holes 334 that are symmetrically formed at both ends of the upper tape spring 331 and the lower tape spring 333. In response thereto, the first plate groove 314 and the hole for the plurality of washers, which are formed in the upper washer 337a, the stop washer 335, the lower washer 337b and the first bracket 310 corresponding thereto, 315 and the second bracket 320, the first bracket 310 and the second by a plurality of bolts (S) through the second bracket grooves 323 and holes 324 for washer engagement. The brackets 320 are coupled to each other.

도 4a는 본 발명의 제2실시예에 따른 테이프 스프링 힌지부(330)의 사시도를 도시한 것이다. 그리고, 도 4b는 본 발명의 제2실시예에 따른 테이프 스프링 힌지부(330)의 정면도를 도시한 것이다. 도 4a 및 도 4b에 도시된 바와 같이, 제2실시예에 따른 테이프 스프링 힌지부(333)를 구성하는 상단 테이프 스프링(331)과 하단 테이프 스프링(333)은 기하학적으로 형상이 일치하지 않고, 상단 테이프 스프링(331)보다 하단 테이프 스프링(333)의 두께, 곡률, 폭이 더 큼을 알 수 있다. 4A shows a perspective view of a tape spring hinge 330 according to a second embodiment of the present invention. 4B illustrates a front view of the tape spring hinge portion 330 according to the second embodiment of the present invention. As shown in FIGS. 4A and 4B, the upper tape spring 331 and the lower tape spring 333 constituting the tape spring hinge portion 333 according to the second embodiment are not geometrically matched and have an upper shape. It can be seen that the thickness, curvature, and width of the lower tape spring 333 are greater than the tape spring 331.

또한, 테이프 스프링 힌지부(330)와 제 1 브래킷(310) 및 제 2 브래킷(320)의 결합은 볼트와 나사 홀 대신 다른 결합 부재에 의해 실시될 수도 있다. 또한, 테이프 스프링 힌지부(330)의 재료는 스프링강 또는 베릴륨동, 탄소 섬유 강화 플라스틱 등이 사용될 수 있으며 재료에는 제한이 없으나 스프링성이 좋은 재료가 좋다.In addition, the coupling of the tape spring hinge portion 330 and the first bracket 310 and the second bracket 320 may be performed by other coupling members instead of bolts and screw holes. In addition, the material of the tape spring hinge portion 330 may be used, such as spring steel or beryllium copper, carbon fiber reinforced plastics, and the material is not limited, but a good spring property is good.

테이프 스프링 힌지부(330)의 제1실시예에 따르면 도 3a 및 도 3b에서 도시된 바와 같이, 상단 테이프 스프링(331)과 하단 테이프 스프링(333)은 같은 기하학적 형상을 가지도록 하며, 상단 테이프 스프링(331)과 하단 테이프 스프링(333)의 오목한 면이 서로 대향되도록 배치될 수 있다. According to the first embodiment of the tape spring hinge 330, as shown in Figures 3a and 3b, the upper tape spring 331 and the lower tape spring 333 to have the same geometric shape, the upper tape spring The concave surfaces of the 331 and the lower tape spring 333 may be disposed to face each other.

도 5a는 본 발명의 제1실시예에 따른 테이프 스프링 힌지부(330)의 형상에 따른 토크(테이프 스프링 힌지부(300) 양끝단의 전개 토크)에 와 각도(angle) 사이의 관계에 대한 그래프를 도시한 것이다. 도 3a 및 도 3b에 도시된 바와 같이 테이프 스프링 힌지부(330)를 구성한 경우, 도 5a와 같은 토크 대 각도(angle) 프로파일을 가지며, 이에 대해 상세히 설명하면, 도 1a 및 도 2a에 도시된 바와 같이 힌지(30)가 접혀져 있는 경우에 대응하는 각은 90°이며, 도 1b 및 도 2b에 도시된 바와 같이 힌지(30)가 펼쳐져 있는 경우에 대응하는 각은 0°이다. 반대 방향으로 접히는 경우에 대응하는 각은 -90°이다. 5A is a graph of a relationship between an angle and a torque (deployment torque at both ends of the tape spring hinge part 300) according to the shape of the tape spring hinge part 330 according to the first embodiment of the present invention. It is shown. When the tape spring hinge 330 is configured as shown in FIGS. 3A and 3B, it has a torque-to-angle profile as shown in FIG. 5A, which will be described in detail with reference to FIGS. 1A and 2A. Similarly, the angle corresponding to the case where the hinge 30 is folded is 90 °, and the angle corresponding to the case where the hinge 30 is unfolded as shown in FIGS. 1B and 2B is 0 °. The corresponding angle when folded in the opposite direction is -90 °.

90°에서 0°로 테이프 스프링 힌지부(330)가 접힌 상태에서 펼쳐지는 경우, 양 끝단에 발생하는 토크는 도 5a에서 도시된 토크 대 각도 프로파일의 점 C에서 점 D, 점 E 그리고 점 O를 따르며, 0°에서 -90°로 반대방향으로 접혀지는 경우, J, F, G, H를 순차적으로 따라가게 되며, -90°에서 0°로 다시 펼쳐지는 경우, H로부터 I, J, O를 순차적으로 따라가게 된다. 그리고, 0°에서 90°로 다시 접혀지는 경우, 0로부터 A, B, C를 순차적으로 따라가게 된다.When the tape spring hinge 330 is unfolded from 90 ° to 0 °, the torque generated at both ends is converted to point D, point E and point O at point C of the torque to angle profile shown in FIG. 5A. If it is folded in the opposite direction from 0 ° to -90 °, it follows J, F, G, H sequentially, and if it unfolds again from -90 ° to 0 °, I, J, O from H Followed sequentially. Then, when folded back from 0 ° to 90 °, A, B, and C sequentially follow from 0.

여기서, 테이프 스프링 힌지부(330)이 펼쳐졌다가 다시 접힐 때, 즉, 0°에서 90°또는 0°에서 -90°로 돌아올 때, 토크 대 각 프로파일에 이력현상이 있음을 알 수 있다.Here, it can be seen that when the tape spring hinge portion 330 is unfolded and folded again, that is, when it returns from 0 ° to 90 ° or from 0 ° to -90 °, there is a hysteresis in the torque vs. each profile.

이러한 이력현상은 도 5a에 도시된 바와 같이, 테이프 스프링 힌지부(330)이 굽혀질 때 발생하는 국부좌굴에 의해 발생하며, 국부 좌굴은 점 A 및 점 F에서 발생하며 국부좌굴 발생 후, 굽힘 강성이 현저히 저하(A-B구간 F-G구간)함을 알 수 있다. 이러한 국부 좌굴 현상으로 인한 이력현상을 특징으로 하는 토크 대 각 프로파일이 발생하는 이유는 테이프 스프링(331, 333)의 반경방향 곡률 때문이며, 곡률이 높을수록 국부좌굴에 의한 이력현상은 커진다. This hysteresis is caused by local buckling that occurs when the tape spring hinge 330 is bent, as shown in FIG. 5A, and local buckling occurs at points A and F and after buckling occurs, bending stiffness It can be seen that this is significantly reduced (AB section FG section). The reason why the torque diagonal profile is characterized by the hysteresis due to the local buckling is caused by the radial curvature of the tape springs 331 and 333. The higher the curvature, the larger the hysteresis due to the local buckling.

도 5a에 도시된 토크 대 각 프로파일에 따른 효과를 상세히 설명하면, 도 1a 및 도 2a와 같이 국부 좌굴 현상에 의해 접혀져 있을 때에는 매우 낮은 굽힘 강성(C점 또는 I점)을 가지며, 도 1b 및 도 2b와 같이 테이프 스프링 힌지부(330)가 자체 탄성에 의해 펼쳐지면서 국부 좌굴로부터 회복되어 박판 스프링이 곡률을 회복하는 동시에 곧은 형태로 펼쳐진 이후에는 상대적으로 매우 높은 굽힘 강성을 가지게 되며, 이에 의해 제 1 브래킷(310)에 대하여 제 2 브래킷(320)은 일차적으로 고정(즉, 반대방향으로 굽어지지 않고, 고정되게 된다)되는 특성을 갖게 된다. The effect of the torque versus angle profile shown in FIG. 5A is described in detail, and has a very low bending stiffness (point C or point I) when folded by local buckling as shown in FIGS. 1A and 2A, and FIGS. 1B and FIG. As shown in 2b, the tape spring hinge portion 330 is unfolded by its elasticity and is recovered from the local buckling so that the thin spring recovers its curvature and has a relatively very high bending stiffness after being unfolded in a straight form. With respect to the bracket 310, the second bracket 320 has a property of being primarily fixed (that is, not bent in the opposite direction, but fixed).

이에 따라 태양전지판(20)이 인공위성 본체(10)에 대하여 고정된다. 또한, 테이프 스프링 힌지부(330)에 의한 탄성력은 국부 좌굴에 의해 이력을 나타내기 때문에 운동에너지를 소산시키며 태양전지판(20)이 탄성에 의해 전개될 때, 일반 탄성체와 달리 빠르게 태양전지판(20)이 전개될 때 발생하는 잔류 진동이 감쇠될 수 있는 효과가 있다. Accordingly, the solar panel 20 is fixed to the satellite body 10. In addition, since the elastic force by the tape spring hinge portion 330 shows a hysteresis by local buckling, it dissipates kinetic energy and when the solar panel 20 is deployed by elasticity, the solar panel 20 rapidly unlike general elastic bodies. There is an effect that residual vibration occurring when this is developed can be attenuated.

도 5b는 본 발명의 제2실시예에 따른 테이프 스프링 힌지부(330)의 형상에 따른 토크(테이프 스프링 힌지부 양끝단의 전개 토크)와 각(angle) 사이의 관계에 대한 그래프를 도시한 것이다. 도 1a 및 도 2a와 같이 국부 좌굴 현상에 의해 접혀져 있는 상태에서 도 1b 및 도 2b와 같이 테이프 스프링 힌지부(330)가 펼쳐진 이후, 과도한 운동에너지에 의해 전개되어 반대방향으로 꺾일 때, 즉, 0°에서 -90°도 방향으로 테이프 스프링 힌지부(330)가 접혀지는 경우, 제 2 브래킷(320)과 형상기억합금 실린더 고정장치(340)의 충돌이 발생하게 되나, 테이프 스프링 힌지부(330)의 제2실시예에 따르면, 도 4a 및 도 4b에 도시된 바와 같이 상단 테이프 스프링(331)보다 하단 테이프 스프링(333)의 곡률 및 폭이 더 크게 형성되어 있고, 이에 따라, 도 5b에 도시된 바와 같이 0°에서 -90°도로 꺾일 때의 굽힘 강성이 대폭 증가(0-J 구간)하며, 다시 0°로 돌아올 때 발생하는 토크 이력이 커지게 되며 이에 따라 도 3a 및 도 3b 및 도 5a에 도시된 제1실시예와 비교하였을 때, 과도한 꺾임에 의한 충격을 줄일 수 있으며 좀 더 우수한 잔류 진동 감쇠 효과를 얻을 수 있다. FIG. 5B is a graph illustrating a relationship between torque (deployment torque at both ends of the tape spring hinge portion) and the angle according to the shape of the tape spring hinge portion 330 according to the second embodiment of the present invention. . After the tape spring hinge portion 330 is unfolded as shown in FIGS. 1B and 2B in a state of being folded by local buckling as shown in FIGS. 1A and 2A, when the tape spring hinge 330 is unfolded by an excessive kinetic energy and folded in the opposite direction, that is, 0 When the tape spring hinge portion 330 is folded in a direction of -90 ° from °, a collision between the second bracket 320 and the shape memory alloy cylinder fixing device 340 occurs, but the tape spring hinge portion 330 According to the second embodiment of the, the curvature and width of the lower tape spring 333 is formed larger than the upper tape spring 331, as shown in Figures 4a and 4b, accordingly, shown in Figure 5b As shown in FIG. 3A and FIG. 3B and FIG. 5A, the bending stiffness at the time of bending from 0 ° to -90 ° is greatly increased (0-J section), and the torque history generated when returning to 0 ° is increased. As compared with the first embodiment shown, the transient To reduce the impact caused by the bending and can get a little better residual vibration damping effect.

한편, 본 발명의 또 다른 일실시예에 따르면, 상단 테이프 스프링(331) 및 하단 테이프 스프링(333) 각각은 여러 겹으로 구성될 수 있으며, 상단 및 하단 테이프 스프링의 배치에 따라 여러 가지 조합이 있을 수 있다. 도 5b에서 도시된 바와 같이 0°에서 -90°방향으로 굽혀질 때의 테이프 스프링 힌지부(330)의 강성이 강하고 토크 이력이 큰 토크 대 각 프로파일을 가지도록 하여 전개될 때 발생하는 충격 및 잔류 진동을 효과적으로 억제하도록 설계할 수 있다.Meanwhile, according to another embodiment of the present invention, each of the upper tape spring 331 and the lower tape spring 333 may be composed of several layers, and there may be various combinations according to the arrangement of the upper and lower tape springs. Can be. As shown in FIG. 5B, the impact and residual force generated when the tape spring hinge portion 330 is bent in a 0 ° to -90 ° direction and is developed to have a strong torque versus angular profile with a high torque history It can be designed to effectively suppress vibration.

도 6은 테이프 스프링 힌지부에 의해 일차적으로 고정되었을 때 확보되는 강성(1st Latching, 형상기억합금 실린더 고정장치가 작동되지 않는 경우)과 형상기억합금 실린더 고정장치가 작동되어 추가적인 강성이 확보되었을 때(2nd Latching)의 강성을 비교하기 위한 그래프를 도시한 것이다. 도 6에 도시된 바와 같이, 실선으로 도시된 것은 형상기억합금 실린더 고정장치가 작동된 경우 토크와 각 프로파일이고, 점선으로 도시된 것은 형상기억합금 실린더 고정장치가 작동되지 않은 경우 토크와 각 프로파일이다. Figure 6 shows the rigidity (1 st Latching, when the shape memory alloy cylinder holding device is not operated) and the shape memory alloy cylinder fixing device secured when the first fixed by the tape spring hinge portion is secured when additional rigidity is secured It shows a graph to compare the rigidity of the (2 nd Latching). As shown in FIG. 6, the solid line shows the torque and the angular profile when the shape memory alloy cylinder holder is operated, and the dotted line shows the torque and the angular profile when the shape memory alloy cylinder holder is not operated. .

테이프 스프링 힌지부(330)의 전개 이후의 일차적으로 고정되었을 때의 굽힘 강성은, 즉, 도 5a 및 도 5b에 도시된 O에서 J 및 O에서 E에 해당하는 굽힘 강성이 인공위성(1)의 기동을 위한 최소 굽힘 강성 요구 사항을 만족하도록 설계되어야 하나, 인공위성(1)이 지구 관측 등의 임무를 효과적이고 고속으로 수행하기 위한 필요한 추가적인 강성은 도 6에 도시된 바와 같이, 형상기억합금 실린더 고정장치(340)에 의해 2차적으로 확보될 수 있음을 알 수 있다. 또한, 이러한 특성 때문에, 테이프 스프링 힌지부(330)는 최소한의 굽힘 강성 및 전개 토크를 가지도록 설계될 수 있기 때문에, 과도한 운동에너지를 줄일 수 있으며, 전개될 때 발생하는 충격은 최소화될 수 있다.  The bending stiffness when fixed first after deployment of the tape spring hinge 330, ie, the bending stiffness corresponding to J to O and E to O shown in FIGS. 5A and 5B is maneuverable of the satellite 1 Although it must be designed to meet the minimum bending stiffness requirements, the additional stiffness necessary for the satellite (1) to effectively and quickly perform missions such as earth observation is shown in Figure 6, shape memory alloy cylinder holder It can be seen that the second can be secured by 340. In addition, because of this property, since the tape spring hinge portion 330 can be designed to have minimum bending stiffness and deployment torque, excessive kinetic energy can be reduced, and the impact generated when deployed can be minimized.

한편, 종래에 많이 사용되는 테이프 스프링 힌지(미도시)는 테이프 스프링(331, 333) 만을 이용하며, 전개 이후에 태양전지판(20)을 고정하기 위한 굽힘 강성을 크게 하면, 전개될 때 발생하는 전개 토크 또한 커져 과도한 운동에너지로 인한 과도한 꺾임과 도 5a에서 도시된 바와 같이 전개될 때 발생하는 토크의 불연속 구간(D-E)으로 인하여 전개될 때 충격이 발생한다. 이러한 점을 고려하였을 때, 본 발명에서 제시된 인공위성용 힌지(30)는 전개 이후 태양전지판(20)을 고정하기 위한 굽힘 강성과 전개에 필요한 토크 사이의 상반 관계가 없기 때문에 저충격·고강성을 구현할 수 있는 기술적 특징을 갖는다.
On the other hand, the tape spring hinge (not shown) used in the prior art uses only the tape springs 331 and 333, and when the bending rigidity for fixing the solar panel 20 is increased after deployment, the deployment occurs when deployed. The torque is also increased so that an impact occurs when deployed due to excessive bending due to excessive kinetic energy and discontinuous section DE of the torque that occurs when deployed as shown in FIG. 5A. Considering this point, since the satellite hinge 30 presented in the present invention does not have an opposite relationship between the bending stiffness for fixing the solar panel 20 after deployment and the torque required for deployment, low impact and high rigidity can be realized. It can have technical features.

형상기억합금 실린더 고정장치(340)의 구성에 대하여 설명하면, 두 개의 탄성부재(341)와 제 1 브래킷(310)의 테이퍼(318)가 형성된 사각홀(317)에 대응하는 테이퍼 면(345)을 가진 두 개의 고정부재(344), 설정된 상변태 온도에서 신장되는 형상기억합금 실린더(348), 형상기억합금 실린더을 고정하기 위한 너트(347)로 구성되어 있다. 또한, 탄성부재(341)는 결합부재에 의해 제 2 브래킷(320)의 측면부(325)에 부착되며, 고정부재(344)는 탄성부재(341)의 고정부재 결합용 홀(342)과 결합공(346)을 통과하는 볼트(S)와 너트(347)에 의해 결합된다. 그리고, 형상기억합금 실린더(348)는 중공관 형태를 갖고, 형상기억합금 실린더(348)의 양끝단 각각에 너트(347)가 삽입됨으로써 구성된다. Referring to the configuration of the shape memory alloy cylinder fixing device 340, the tapered surface 345 corresponding to the square hole 317 in which the two elastic members 341 and the taper 318 of the first bracket 310 are formed. It consists of two fixing members 344, the shape memory alloy cylinder 348 extending at the set phase transformation temperature, the nut 347 for fixing the shape memory alloy cylinder. In addition, the elastic member 341 is attached to the side portion 325 of the second bracket 320 by the coupling member, the fixing member 344 is coupled to the fixing member coupling hole 342 of the elastic member 341. It is coupled by bolts S and nuts 347 passing through 346. The shape memory alloy cylinder 348 has a hollow tube shape, and the nut 347 is inserted into each end of each of the shape memory alloy cylinders 348.

도 7은 본 발명의 일실시예에 따른 인공위성용 힌지(30)의 분해 사시도를 도시한 것이다. 이하에서는 도 7, 도 8a, 도 8b, 도 9a 및 도 9b에 도시된 것을 참고로 형상기억합금 실린더 고정장치(340)에 의해 본 발명에서 제시된 인공위성용 힌지(30)가 이차적으로 고정되는 원리에 대해 설명하도록 한다. Figure 7 shows an exploded perspective view of the satellite hinge 30 according to an embodiment of the present invention. Hereinafter, with reference to those shown in Figures 7, 8a, 8b, 9a and 9b to the principle that the satellite hinge 30 proposed in the present invention by the shape memory alloy cylinder fixing device 340 is secondary fixed. To explain.

도 8a는 본 발명의 일실시예에 따른 힌지(30)가 테이프 스프링 힌지부(330)에 의해 전개 및 일차적으로 고정된 직후 상태의 배면도를 도시한 것이다. 그리고, 도 8b는 형상기억합금 실린더(348)가 적절히 설정되어 있는 상변태온도에 도달하여 신장됨으로써, 탄성부재(341)가 탄성적으로 변형하여 고정부재(344)가 제 1 브래킷(310)의 제 2 플레이트(316)에 구비된 테이퍼(318)가 형성된 사각 홀(317)에 맞물린 상태의 배면도를 도시한 것이다. FIG. 8A illustrates a rear view of a state immediately after the hinge 30 is deployed and primarily fixed by the tape spring hinge 330 according to an embodiment of the present invention. 8B illustrates that when the shape memory alloy cylinder 348 reaches the phase transformation temperature at which the shape memory alloy 348 is appropriately set, the elastic member 341 deforms elastically so that the fixing member 344 is formed of the first bracket 310. The rear view of the state engaged with the square hole 317 with the taper 318 provided in the 2 plate 316 is shown.

또한, 도 9a 및 도 9b는 본 발명의 일실시예에 따른 인공위성용 힌지(30)의 정면도를 도시한 것이다. 도 8a, 도 8b, 도 9a 및 도 9b에 도시된 바와 같이, 형상기억합금 실린더(348)가 미리 설정된 상변태 온도에 이르게 됨으로써 신장되어 고정부재(344)의 테이퍼면(345)이 제 1 브래킷(310)의 제 2 플레이트(316)의 테이퍼(318)가 형성된 사각 홀(317)에 맞물리게 됨을 알 수 있다. 따라서, 상변태에 의해 신장된 형상기억합금 실린더(348)의 길이를 적절히 설정함으로써 기하학적 불일치에 의해 테이퍼(318)와 테이퍼 면(345)이 유격 없이 제 1 브래킷(310)과 제 2 브래킷(320)은 하나의 강체처럼 결합될 수 있다.9A and 9B show a front view of the satellite hinge 30 according to an embodiment of the present invention. As shown in FIGS. 8A, 8B, 9A, and 9B, the shape memory alloy cylinder 348 is extended by reaching a preset phase transformation temperature so that the tapered surface 345 of the fixing member 344 is extended to the first bracket ( It can be seen that the taper 318 of the second plate 316 of 310 is engaged with the formed square hole 317. Accordingly, by appropriately setting the length of the shape memory alloy cylinder 348 elongated by the phase transformation, the taper 318 and the tapered surface 345 are free from play by the geometric inconsistency, so that the first bracket 310 and the second bracket 320 are free of play. Can be combined as a rigid body.

또한, 본 발명의 또 다른 실시예로써, 제 2 플레이트(316)의 테이퍼(318)가 형성된 사각홀(317) 및 고정부재(344)는 형상기억합금 실린더(348)가 신장될 때 고정되도록 하는 범위 내에서 사각형 형상 외에 서로 대응되는 임의의 형상을 가진 고정부재와 홀로 대치될 수 있다. In addition, as another embodiment of the present invention, the square hole 317 and the fixing member 344 in which the taper 318 of the second plate 316 is formed may be fixed when the shape memory alloy cylinder 348 is extended. In addition to the rectangular shape within the range may be replaced by a fixing member and any hole having any shape corresponding to each other.

그리고, 형상기억합금 실린더(348)를 상변태온도에 도달하게 하는 수단으로써 형상기억합금 실린더(348)에 부착되는 유연성을 갖는 히터(미도시) 및 태양열을 이용할 수 있으며, 상황에 따라 히터(미도시)를 설치하지 않을 수 있다.In addition, a heater (not shown) having flexible flexibility attached to the shape memory alloy cylinder 348 and solar heat may be used as a means for reaching the shape memory alloy cylinder 348 to reach a phase transformation temperature. ) May not be installed.

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.Although the preferred embodiments of the present invention described above have been described, the present invention is not limited to the above embodiments, and can be easily changed by those skilled in the art from the embodiments of the present invention. It includes all changes and modifications to the extent deemed equivalent.

1:인공위성
10:본체
20:인공위성
30:힌지
310:제1브래킷
311:제1플레이트
312:본체 결합용 홀
313:제2플레이트 결합용 홀
314:와셔결합용 제1플레이트 홈
315:와셔결합용 제1플레이트 홀
316:제2플레이트
317:사각홀
318:테이퍼
319:제1플레이트 결합용 홀
320:제2브래킷
321:제2브래킷 상단부
322:태양전지판 결합용 홀
323:와셔결합용 제2브래킷 홈
324:와셔결합용 제2브래킷 홀
325:제2브래킷 측면부
326:탄성부재 결합용 홀
330:테이프 스프링 힌지부
331:상단 테이프 스프링
332:상단 테이프 스프링 홀
333:하단 테이프 스프링
334:하단 테이프 스프링 홀
335:중단 와셔
336:중단 와셔 홀
337a:상단 와셔
337b:하단 와셔
338a:상단와셔 홀
339b:하단와셔 홀
340:형상기억합금 고정장치
341:탄성부재
342:고정부재 결합용 홀
343:제2브래킷 결합용 홀
344:고정부재
345:테이퍼 면
346:결합공
347:너트
348:형상기억합금 실린더1: artificial satellite
10: The body
20: artificial satellite
30: hinge
310: first bracket
311: First plate
312: hole for body coupling
313: hole for joining the second plate
314: first plate groove for washer coupling
315: first plate hole for washer coupling
316: second plate
317: square hole
318: taper
319: first plate coupling hole
320: second bracket
321: upper part of the second bracket
322: solar panel bonding holes
323: second bracket groove for washer coupling
324: second bracket hole for washer coupling
325: second bracket side
326: elastic member coupling hole
330: tape spring hinge
331: upper tape spring
332: top tape spring hole
333: bottom tape spring
334: bottom tape spring hole
335: stop washer
336: stop washer hole
337a: top washer
337b: Bottom washer
338a: top washer hole
339b: Lower washer hole
340: mold holding device
341: elastic member
342: fixing member coupling hole
343: hole for joining the second bracket
344: fixing member
345: tapered cotton
346: joiner
347: nuts
348: shape-retaining alloy cylinder

Claims (13)

우주 공간의 극한 환경 속에서도 신뢰성 있는 저충격 전개 거동을 제공하는 동시에 인공위성의 전개 형상을 고강성 구조로써 유지되도록 태양전지판과 인공위성 본체를 연결하거나 태양전지판이 다수의 패널로 이루어져 있는 경우에 패널과 패널을 연결하기 위한 인공위성용 힌지 장치에 있어서,
상기 인공위성 본체의 일단부에 결합부재에 의해 부착되거나 상기 태양전지판이 다수의 패널로 구성되어 있는 경우, 상기 패널의 일단부에 결합부재에 의해 부착되는 제 1 브래킷;
상기 태양전지판의 일단부에 결합부재에 의해 부착되거나 상기 태양전지판이 다수의 패널로 구성되어 있는 경우, 상기 제 1브래킷이 부착되어 있는 패널의 일단부에 대하여 근접한 패널의 일단부에 결합부재에 의해 부착되어 있는 제 2브래킷;
상기 제 1 브래킷에 대하여 상기 제 2 브래킷이 전개되도록 상기 제1브래킷과 상기 제2브래킷 사이에 구비되어 상기 제 1 브래킷과 상기 제 2 브래킷을 탄성적으로 연결하는 동시에 전개 이후 일차적으로 고정시키는 테이프 스프링 힌지부; 및
상기 제 1 브래킷과 상기 제 2 브래킷 사이에 형상기억합금 실린더를 구비하여 전개된 후 상기 형상기억합금 실린더가 신장되어 상기 제 1 브래킷과 상기 제 2 브래킷을 이차적으로 고정하기 위한 형상기억합금 실린더 고정 장치를 포함하고,
상기 테이프 스프링 힌지부는,
상기 제 1 브래킷과 상기 제 2브래킷 사이에 구비되어 상기 제 1 브래킷에 대하여 상기 제 2브래킷이 상대 미끄럼 접촉이 없어 마찰 없이 전개되도록 연결하는 동시에 전개 후 상기 제 1브래킷과 상기 제 2브래킷을 일차적으로 고정하도록 하는 횡방향 곡률 갖는 테이프 스프링으로 구성되며,
상기 테이프 스프링은,
횡방향 곡률을 갖는 상단 테이프 스프링과 하단 테이프 스프링으로 구성되고, 상단 테이프 스프링과 하단 테이프 스프링은 오목한 면이 서로 마주보도록 배치되고,
상기 테이프 스프링 힌지부가 전개될 때 상기 테이프 스프링 힌지부의 과도한 꺾임으로 인한 상기 인공위성 본체와 상기 태양전지판이 충돌하지 않도록 또는 상기 태양전지판이 다수의 패널로 이루어진 경우, 패널간 충돌이 일어나지 않도록,
상기 하단 테이프 스프링의 두께와 곡률 및 폭이 상기 상단 테이프 스프링보다 크게 구성되는 것을 특징으로 하는 형상기억합금을 이용한 저충격 및 고강성 인공위성용 힌지 장치.
In order to provide reliable low-impact deployment behavior even in the extreme environment of outer space and to maintain the deployment shape of the satellite as a highly rigid structure, the panel and the panel are connected when the solar panel and the satellite body are connected or when the solar panel is composed of multiple panels. In the satellite hinge device for connecting,
A first bracket attached to one end of the satellite body by a coupling member or attached to one end of the panel by a coupling member when the solar panel is composed of a plurality of panels;
When one end of the solar panel is attached by a coupling member or the solar panel is composed of a plurality of panels, one end of the panel adjacent to the one end of the panel to which the first bracket is attached by the coupling member A second bracket attached thereto;
A tape spring provided between the first bracket and the second bracket such that the second bracket is developed with respect to the first bracket, and elastically connecting the first bracket and the second bracket and first fixing the first bracket after the deployment Hinge part; And
Shape memory alloy cylinder fixing device for secondaryly fixing the first bracket and the second bracket after the shape memory alloy cylinder is elongated after the deployment of the shape memory alloy cylinder between the first bracket and the second bracket Including,
The tape spring hinge portion,
The first bracket and the second bracket is provided between the first bracket and the second bracket to connect the second bracket with respect to the first bracket so that they are developed without friction due to no relative sliding contact. Consists of a tape spring having a transverse curvature to secure
The tape spring,
It consists of a top tape spring and a bottom tape spring having a transverse curvature, the top tape spring and the bottom tape spring are arranged with concave sides facing each other,
When the tape spring hinge portion is deployed, the satellite body and the solar panel do not collide with each other due to excessive bending of the tape spring hinge portion, or when the solar panel is formed of a plurality of panels, such that panel collision does not occur.
Low-impact and high-strength satellite hinge device using a shape memory alloy, characterized in that the thickness, curvature and width of the lower tape spring is larger than the upper tape spring.
삭제delete 삭제delete 제 1항에 있어서,
상기 테이퍼 스프링 힌지부는 복수개로 서로 평행하게 나열된 것을 특징으로 하는 형상기억합금을 이용한 저충격 및 고강성 인공위성용 힌지 장치.
The method of claim 1,
The tapered spring hinge portion is a low impact and high rigidity satellite hinge device using a shape memory alloy, characterized in that arranged in parallel to each other in plurality.
삭제delete 제 1항에 있어서,
상기 테이프 스프링 힌지부는
각기 같은 곡률을 가진 상기 상단 테이프 스프링 및 상기 하단 테이프 스프링이 다수개의 겹으로 구성되는 것을 특징으로 하는 형상기억합금을 이용한 저충격 및 고강성 인공위성용 힌지 장치.
The method of claim 1,
The tape spring hinge portion
The hinge device for low-impact and high-strength satellite using a shape memory alloy, characterized in that the upper tape spring and the lower tape spring each having the same curvature is composed of a plurality of layers.
제 1항에 있어서,
상기 제2브래킷은 ㄷ 자 형태로 구성되고,
상기 형상기억합금 실린더 고정장치는
일단이 상기 제2브래킷의 측면부 외면 각각에 결합되는 탄성부재, 상기 탄성부재의 타단 내면 사이에 결합되는 다수의 형상기억합금 실린더 및 상기 탄성부재의 타단 외면 각각에 결합되는 테이퍼 면을 가진 고정부재, 상기 형상기억 실린터의 양측에 결합되는 너트를 구비하고,
상기 제1브래킷은
ㄷ 자 형태로 구성된 제1플레이트, 상기 제1플레이트 측면부 외면 각각에 결합되고, 상기 형상기억합금 실린더가 신장되는 경우 상기 고정부재에 형성되어 있는 테이퍼 면과 맞물리는 테이퍼가 형성된 사각 홀을 갖는 제2플레이트를 구비하는 것을 특징으로 하는 형상기억합금을 이용한 저충격 및 고강성 인공위성용 힌지 장치.
The method of claim 1,
The second bracket is composed of a c-shape,
The shape memory alloy cylinder fixing device
An elastic member having one end coupled to each of the outer side surfaces of the second bracket, a plurality of shape memory alloy cylinders coupled between the other end inner surface of the elastic member, and a fixing member having a tapered surface coupled to each of the other end outer surfaces of the elastic member, A nut coupled to both sides of the shape memory cylinder,
The first bracket
A second plate having a tapered square hole coupled to each of an outer surface of the first plate and a side surface of the first plate and having a tapered surface formed on the fixing member when the shape memory alloy cylinder is extended; Low impact and high rigidity satellite hinge device using a shape memory alloy, characterized in that it comprises a plate.
제 7항에 있어서,
상기 형상기억합금 실린더 고정장치는,
상기 테이퍼 스프링 힌지부가 전개된 후, 상기 형상기억합금 실린더가 상변태온도가 되도록 상기 형상기억합금 실린더를 가열하기 위한 유연성을 갖는 히터를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 형상기억합금을 이용한 저충격 및 고강성 인공위성용 힌지 장치.
8. The method of claim 7,
The shape memory alloy cylinder fixing device,
Low impact and high rigidity using the shape memory alloy further comprises a heater having a flexibility for heating the shape memory alloy cylinder so that the shape memory alloy cylinder is a phase transformation temperature after the tapered spring hinge is deployed. Satellite hinge device.
제 7항에 있어서,
상기 형상기억합금 실린더 고정장치는,
상기 고정부재에 형성되어 있는 제2브래킷 결합용 홀과 상기 탄성부재의 타단에 형성되어 있는 고정부재 결합용 홀 그리고 상기 너트를 관통하는 볼트에 의해 상기 탄성부재의 타단과 상기 고정부재가 결합되는 것을 특징으로 하는 형상기억합금을 이용한 저충격 및 고강성 인공위성용 힌지 장치.
8. The method of claim 7,
The shape memory alloy cylinder fixing device,
The other end of the elastic member and the fixing member are coupled by a second bracket coupling hole formed in the fixing member, a fixing member coupling hole formed at the other end of the elastic member, and a bolt passing through the nut. A low impact and high rigidity satellite hinge device using a shape memory alloy.
제 7항에 있어서,
다수의 상기 형상기억합금 실린더는 양측이 개방된 관 형상으로 구성되는 것을 특징으로 하는 형상기억합금을 이용한 저충격 및 고강성 인공위성용 힌지 장치.
8. The method of claim 7,
A plurality of the shape memory alloy cylinder is a hinge device for low impact and high rigidity satellites using a shape memory alloy, characterized in that the both sides are formed in an open tubular shape.
제 7항에 있어서,
상기 형상기억합금 실린더가 신장되는 경우, 상기 고정부재의 테이퍼 면과 상기 제 1브래킷의 제 2 플레이트에 구비된 테이퍼가 형성된 사각 홀은 서로 맞물리게 되는 것을 특징으로 하는 형상기억합금을 이용한 저충격 및 고강성 인공위성용 힌지 장치.
8. The method of claim 7,
When the shape memory alloy cylinder is elongated, the tapered surface of the fixing member and the tapered square holes provided on the second plate of the first bracket are engaged with each other. Hinge device for rigid satellites.
제 7항에 있어서,
상기 제 1브래킷은,
상기 형상기억합금 고정장치가 작동된 이후에도 분해가 가능하여 상기 제 1브래킷 반복적인 성능 실험이 가능하도록 상기 제 1플레이트의 양 측면부에 형성되어 있는 제2플레이트 결합용 홀과 이에 대응하여 상기 제 2플레이트에 형성되어 있는 제1플레이트 결합용 홀을 관통하는 볼트에 의해 상기 제 1플레이트의 측면 각각에 상기 제 2플레이트가 결합되는 것을 특징으로 하는 형상기억합금을 이용한 저충격 및 고강성 인공위성용 힌지 장치.
8. The method of claim 7,
The first bracket,
Second plate joining holes formed on both side portions of the first plate so that the shape memory alloy fixing device can be disassembled even after the shape memory alloy fixing device is operated, and thus the second plate is correspondingly formed. The hinge of the low-impact and high-strength satellite using a shape memory alloy, characterized in that the second plate is coupled to each side of the first plate by a bolt passing through the first plate coupling hole formed in the.
제 1항, 제 4항, 제6항, 제7항, 제8항, 제9항, 제10항, 제11항 또는 제12항의 인공위성용 힌지가 태양전지판과 인공위성 본체를 연결되거나 상기 태양전지판이 다수의 패널로 이루어져 있는 경우에 패널과 패널에 연결되어지는 것을 특징으로 하는 인공위성.The satellite hinge of claim 1, 4, 6, 7, 8, 9, 10, 11, or 12 is connected to the solar panel and the satellite body, or the solar panel Satellites, characterized in that connected to the panel when the panel consists of a plurality of panels.
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