KR101445500B1 - 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템 - Google Patents

발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템 Download PDF

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권성철
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Abstract

개시된 본 발명에 따른 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템은, 위성에 탑재된 진동발생원에 일단이 고정연결된 고정축(100), 고정축(100)을 축방향으로 감싸도록 설치되는 고정축 커버(30), 고정축 커버(30)의 축바디(32)가 관통하되 축변위 구속바디(31)는 관통하지 못하는 평면변위 구속홀(21)이 중앙부에 형성되며 일측면이 축변위 구속바디(31)의 단부에 접촉하는 변위구속블록(20), 변위구속블록(20)과 결합하며, 내부에 고정축 커버(30)의 축변위 구속바디(31)를 수용하는 수용공간이 형성되는 헤드(11)와 헤드(11)로부터 일정 각도 벌어지도록 연장되는 좌·우 레그(13,14)를 포함하는 지지브래킷(10), 및 고정축 커버(30)의 축변위 구속바디(31)에 대해 방사상으로 배치되도록 상기 지지브래킷(10)의 헤드(11) 외측면에 장착되며, 축변위 구속바디(31)의 외측면을 원주방향으로 감싸며 일정 인장력을 구비하는 현(45)과, 지지브래킷(10)의 헤드(11)에 형성된 현 관통홀(19)을 통과하는 현(45)과 연결되어 현(45)을 통해 고정축(100)에서 발생하는 진동을 흡수하는 댐퍼부을 구비하는 댐퍼유닛(40)을 포함한다.

Description

발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템{Spaceborne Cooler Micro-vibration Isolation System with the Capability of Launch Vibration Attenuation}
본 발명은 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템에 관한 것으로써, 보다 상세하게는 우주에서 고해상도 관측 성능이 요구되는 관측용 위성의 지향성능 향상을 위해 우주용 냉각기와 같은 진동발생원으로부터 발생되는 진동이 관측용 위성의 임무장비로 전달되지 않도록 하는 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템에 관한 것이다.
일반적으로 위성(관측용 위성)의 임무장비에는 가시광선과 함께 지상 관측을 위해 이용되는 적외선 검출기가 탑재되며, 이로부터의 적외선 영상획득을 위해서는 검출기 검출면의 극저온 냉각이 필수적으로 요구되며 이를 위해 냉각기가 사용된다.
그런데 냉각기의 구동으로 발생되는 미세진동이라도 효과적으로 차단되지 못해 임무장비인 관측용 탑재체로 전달될 경우 관측지향 성능이 저하되고, 이로 인해 영상 품질이 저하될 수밖에 없다. 또한, 관측용 위성은 위성의 자세제어를 위한 리액션 휠(액추에이터)도 필수적으로 탑재될 수밖에 없으며, 관측용 위성의 임무장비는 리액션 휠의 구동에 의한 미세한 진동으로부터도 악영향을 받게 된다.
이로 인해, 관측용 위성에서는 민감하고 정밀한 임무장비가 냉각기로부터 전달되는 미세한 진동뿐만 아니라 리액션 휠로부터 전달되는 미세한 진동으로부터 완전하게 보호받을 수 있어야 하고, 이를 위해 궤도상에서의 우수한 진동 절연성능의 확보가 무엇보다 중요하다.
이러한 진동 절연성능은 임무장비를 지지하는 진동절연기로 충족된다. 상기 진동절연기는 위성 특히 관측용 위성의 특수성으로 인해 상대적으로 저강성 지지구조를 적용한다. 하지만 진동절연기의 지지구조를 상대적으로 저강성으로 형성할 경우 궤도환경에는 적합한 반면, 궤도 환경과 상이한 발사환경에서는 상대적으로 구조건전성 확보가 크게 불리하게 된다. 따라서 관측용 위성의 임무장비는 저강성 지지구조의 진동절연기와 함께 별도의 발사구속장치로 보호되는 이중구조가 적용될 수밖에 없다. 이를 통해, 관측용 위성의 임무장비는 궤도환경에서는 저강성 지지구조의 진동절연기로 보호되고, 발사환경에서는 상기 진동절연기의 약한 지지강성을 보강하는 별도의 발사구속장치로 보호된다.
그러나 발사환경에서 진동절연기 및 탑재장비의 구조건전성 확보를 위해 발사구속장치로 구조물을 견고히 구속할 경우, 구조건전성 확보에는 문제가 없지만 위성 시스템의 구조가 복잡화되는 것을 피할 수 없으며, 또한 발사구속장치의 미작동시 진동절연기의 기능 구현이 불가하여 진동발생원인 냉각기로부터의 진동전달에 의한 관측위성의 지향성능 저하로 고해상도 영상정보 획득의 실패를 초래하게 된다.
이러한 문제를 해결하기 위해 대한민국 등록특허공보 제1248417호(발사 구속 장치가 불필요한 위성용 진동절연모듈)에는 별도의 발사 구속장치를 필요로 하지 않으며 궤도상에서의 진동절연이 가능한 위성용 진동절연모듈이 개시된다. 이에 의하면 발사 구속장치 없이 하나의 일체형 모듈로 서로 상이한 발사환경과 궤도환경에서의 진동을 감쇠하는 이점이 있다.
그러나, 상기 특허공보에 개시된 진동절연모듈은 발사환경에서의 강한 충격으로부터 인가되는 진동성분을 줄이는데 한계가 있어 발사환경에서의 충격진동이 여전히 남아있는 문제가 있다.
즉 상기 선행특허의 경우 중력이 없는 궤도환경에서의 미소진동저감을 위해 저강성 스프링 지지구조로 진동발생원을 지지하도록 하여, 진동발생원과 진동절연기로부터의 고유진동수가 진동발생원 자체의 주 가진 주파수(excitation frequency)보다 낮은 주파수에 위치하도록 하여 진동을 절연하는 원리로 구성되는데, 미소진동이 진동절연 대상인 궤도환경에 비해 진동환경이 보다 가혹한 발사환경에서의 진동감쇠를 위해 선행특허에 개시된 스프링은 아무런 진동감쇠 역할을 하지 못하는 문제점이 있다.
본 발명은 상기와 같은 점을 감안하여 안출된 것으로써, 발사환경에서의 강한 충격으로부터 인가되는 진동성분을 더욱 감쇠시키도록 하는 동시에 궤도환경에서 발생하는 미소진동을 절연하도록 하는 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템을 제공하는데 그 목적이 있다.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템은, 위성에 탑재된 진동발생원에 일단이 고정연결된 고정축(100); 상기 고정축(100)을 축방향으로 감싸도록 설치되며, 중공의 원통형상으로 이루어진 축변위 구속바디(31)와, 상기 축변위 구속바디(31)의 양단에서 연장되며 상기 축변위 구속바디(31)보다 직경이 작은 중공의 원통형상으로 형성되는 축바디(32)를 포함하는 고정축 커버(30); 상기 고정축 커버(30)의 축바디(32)가 관통하되 상기 축변위 구속바디(31)는 관통하지 못하는 평면변위 구속홀(21)이 중앙부에 형성되며, 일측면이 상기 축변위 구속바디(31)의 단부에 접촉하는 변위구속블록(20); 상기 변위구속블록(20)과 결합하며, 내부에 상기 고정축 커버(30)의 축변위 구속바디(31)를 수용하는 수용공간이 형성되는 헤드(11)와, 상기 헤드(11)로부터 일정 각도 벌어지도록 연장되는 좌·우 레그(13,14)를 포함하는 지지브래킷(10); 및, 상기 고정축 커버(30)의 축변위 구속바디(31)에 대해 방사상으로 배치되도록 상기 지지브래킷(10)의 헤드(11) 외측면에 장착되며, 상기 축변위 구속바디(31)의 외측면을 원주방향으로 감싸며 일정 인장력을 구비하는 현(45)과, 상기 지지브래킷(10)의 헤드(11)에 형성된 현 관통홀(19)을 통과하는 상기 현(45)과 연결되어 상기 현(45)을 통해 상기 고정축(100)에서 발생하는 진동을 흡수하는 댐퍼부을 포함하는 댐퍼유닛(40)을 포함한다.
상기 댐퍼유닛(40)의 댐퍼부는, 상기 현(45)이 관통하며, 일측면이 상기 지지브래킷(10)의 헤드(11) 외측면에 접촉하는 댐핑요소(41); 상기 현(45)의 단부가 연결되어 고정되는 현고정 로드(43); 및, 상기 현(45)이 관통하며, 일측면이 상기 댐핑요소(41)와 접촉하도록 배치되고 타측면에는 상기 현고정 로드(43)가 끼움 결합되는 수용홈(42a)이 형성되어 상기 현(45)의 인장력에 의해 댐핑요소(41)를 압착시키는 댐퍼압축판(42)을 포함한다.
또한 상기 댐퍼유닛(40)은, 상기 댐퍼압축판(42) 및 댐핑요소(41)를 감싸도록 형성되며 상기 지지브래킷(10)의 헤드(11) 외측면에 고정 설치되는 댐퍼하우징(44)을 더 포함한다.
또한 상기 댐핑요소(41)는 중앙부에 상기 현(45)이 관통하는 댐핑 가이드홀(41a)이 형성되고, 상기 댐핑요소(41)와 대면하는 지지브래킷(10)의 헤드(11) 외측면에는, 상기 댐핑 가이드홀(41a) 내부에 삽입되도록 위치하여 댐핑요소(41)의 변형을 가이드하도록 하는 댐핑요소 가이드돌기(18)가 돌출 형성된다.
한편 상기 고정축 커버(30)의 축변위 구속바디(31)의 양측단에는, 상기 변위구속블록(20)의 측면과 밀착되어 상기 고정축 커버(30)의 축방향 변위를 구속하는 구속면(31a)이 형성되고, 상기 축변위 구속바디(31)의 구속면(31a)과 상기 축바디(32) 사이에는 수용홈(31b)이 형성되며, 이 수용홈(31b)에는 댐핑소재(34)가 삽입된다.
본 발명에 의하면 발사환경에서 가해지는 충격 및 진동으로부터 관측용 위성의 임무장비 보호를 위한 요구강성이 충족되는 것과 동시에 궤도환경에서 관측용 위성의 미세진동으로부터 임무장비 보호를 위한 절연성능이 충족되고, 서로 상이한 발사환경과 궤도환경에서 서로 상이하게 요구되는 조건의 충족을 일체화된 1개의 장비로 구현되는 효과가 있다. 이로 인해 발사환경에서의 구조건전성을 확보하기 위해 요구되었던 별도의 발사구속장치가 불필요해지면서 위성 시스템의 구조를 단순화시킬 수 있고, 또한 영상촬영을 주임무로 하는 관측용 위성의 경우 미세진동으로부터의 영상품질 저하 문제를 방지할 수 있는 효과가 있다.
특히 댐퍼유닛에 의해 발사환경에서의 충격진동 감쇠성능을 더욱 향상시켜 임무장비의 구조건전성을 더욱 확보할 수 있고 동시에, 궤도환경에서 발생하는 미세진동성분을 완벽하게 절연하여 관측용 위성의 관측지향성능을 최적으로 유지할 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템의 사시도,
도 2는 도 1의 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템에서 구동축과 구동축 커버를 설명하기 위해 변위구속블록와 댐퍼유닛이 제거된 상태의 내부 구성도,
도 3은 도 2에서 댐퍼유닛이 추가한 상태의 내부 구성도,
도 4는 도 1의 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템이 냉각기에 조립되기 전 상태를 나타낸 도면,
도 5는 도 1의 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템이 냉각기에 조립된 상태를 나타낸 도면이다.
본 발명의 상기와 같은 목적, 특징 및 다른 장점들은 첨부도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예를 상세히 설명함으로써 더욱 명백해질 것이다. 이하 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템에 대해 상세히 설명하기로 한다.
본 발명에 따른 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템(1)은 관측용 위성의 진동발생원에 설치되는데, 고정축(100)을 통해 진동발생원인 냉각기와 연결되고 지지브래킷(10)을 통해 위성의 특정 대상물(미도시)에 체결되어 위성의 발사환경으로부터 전달되는 충격 진동이 위성의 임무장비로 전달되지 않는 내구성을 제공해주고, 또한 궤도환경에서 위성의 임무장비로 미세한 진동이 전달되지 않도록 흡수완충하는 역할을 하게 된다.
도 1 및 도 2를 참조하면, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템(1)은, 위성에 탑재된 진동발생원에 일단이 연결고정된 고정축(100)과, 고정축(100)을 축방향으로 감싸도록 설치되는 고정축 커버(30)와, 고정축 커버(30)의 일부가 관통하되 고정축 커버(30)와 접촉하여 고정축의 축방향 변위 및 평변방향 변위를 구속하는 변위구속블록(20)과, 변위구속블록(20)의 일측면에 결합하며 상기 위성의 대상물에 결합하는 지지브래킷(10), 및 고정축 커버(30)에 대해 방사상으로 배치되도록 상기 지지브래킷(10)의 헤드(11) 외측면에 장착되는 댐퍼유닛(40)을 포함한다.
지지브래킷(10)은 내부에 수용공간이 형성된 헤드(11)와, 헤드(11)의 좌우 양쪽의 하방으로 연장되어 지지브래킷(10)의 강성을 부여하는 한쌍의 좌·우 레그(13,14)를 포함한다.
헤드(11)의 내부에는 고정축(100)을 감싸는 고정축 커버(30)의 일부를 수용하는 수용공간이 형성되는데 이에 대해서는 후술하기로 한다. 그리고 헤드(11)의 전면부에는 변위구속블록(20)을 체결하기 위한 지지브래킷 홀(17a,17b,17c)이 형성된다. 도시된 바와 같이 지지브래킷 홀((17a,17b,17c)은 정삼각형 형태로 배열되어 변위구속블록(20)과 안정적으로 체결되도록 한다.
좌·우 레그(13,14)는 헤드(11)를 중심으로 안정적이면서 강성을 저하시키지 않는 각도로 벌어지고, 좌 레그(13)와 우 레그(14)에는 각각 고정 홀(15)이 형성된다. 이 고정 홀(15)에 볼트나 스크류 같은 픽서(50,Fixer)가 체결되고, 픽서(50)에 의해 지지브래킷(10)은 위성의 특정 대상물(미도시)에 견고하게 고정된다.
변위구속블록(20)은 지지브래킷(10)과 결합되어 고정력을 유지하고, 이를 위해 상기 변위구속블록(20)에는 다수의 변위구속블록 홀(22a,22b,22c)이 형성된다. 변위구속블록 홀(22a,22b,22c) 역시 정삼각형 형태로 배치되는데, 이러한 변위구속블록(20)의 변위구속블록 홀(22a,22b,22c)이 갖는 레이아웃은 지지브래킷(10)의 지지브래킷 홀(17a,17b,17c)이 갖는 레이아웃과 동일하다. 변위구속블록 홀(22a,22b,22c)과 지지브래킷 홀(17a,17b,17c)에는 볼트나 스크류 같은 픽서(52,Fixer)가 체결되고, 픽서(52)에 의해 변위구속블록(20)은 지지브래킷(10)에 고정된다.
변위구속블록(20)은 금속에 비해 진동감쇠 특성이 높은 플라스틱 계열의 우주용 소재가 적용됨으로써 발사환경에서 전달되는 외부 충격이 최소화되고 특히 흡수될 수 있다.
한편 변위구속블록(20)의 중앙부에는 고정축(100)을 감싸는 고정축 커버(30)의 일부(축바디(32))가 관통하는 평면변위 구속홀(21)이 형성된다. 이 평면변위 구속홀(21)에 고정측 커버(30)의 축바디(32)가 축방향으로 끼워짐으로써 고정축(100)의 발사환경으로부터 인가된 진동에 의한 평면방향의 움직임을 구속할 수 있다. 즉 고정축(100)은 탑재된 진동발생원에 일단이 고정되게 조립되는데, 고정축(100)은 지지브래킷(10)을 관통하여 변위구속블록(20)에 축방향으로 끼워지고, 그 양끝단 중 일단은 진동발생원에 연결된 고정단으로 형성되는 반면, 타단은 연결되지 않고 변위구속블록(20)을 관통해 외부로 노출된 자유단으로 형성된다. 그리고 고정축(100)은 고정축 커버(30)에 의해 축방향으로 감싸지게 된다. 도 1에 도시된 바와 같이 축바디(32)와 평면변위 구속홀(21)는 밀착되지 않도록 즉 일정 공간을 두고 위치하게 되는데, 그 이유는 축바디(32)와 평면변위 구속홀(21)이 밀착되는 경우 강체 구속상태가 되어 진동발생원으로부터의 진동이 감쇠없이 전달되게 되고, 또한 발사환경에서도 바닥면으로부터의 전달이 냉각기에 그대로 전달되게 되기 때문이다.
이와 같이 고정축(100)을 감싸는 고정축 커버(30)가 변위구속블록(20)의 평면변위 구속홀(21)에 의해 평면방향의 움직임이 구속됨으로써, 발사환경에서 진동발생원으로부터 인가된 진동에 의한 평면방향 진동 발생이 차단된다.
전술한 바와 같이 고정축(100)에는 고정축 커버(30)가 감싸도록 설치되는데, 고정축 커버(30)는 중공의 원통형상으로 이루어진 축변위 구속바디(31)와, 상기 축변위 구속바디(31)의 양단에서 연장되며 중공의 원통형상으로 형성되고 고정축(100)을 밀착되게 감싸는 축바디(32)로 구성된다. 고정축 커버(30)는 금속에 비해 진동감쇠특성이 높은 플라스틱 계열의 우주용 소재가 적용됨으로써 발사환경에서 전달되는 외부 충격이 최소화될 수 있다.
한편 축변위 구속바디(31)는 지지브래킷(10)의 측면부위로 결합된 변위구속블록(20)의 일측면에 접촉됨으로써 고정축(100)을 감싸는 고정축 커버(30)의 축방향 움직임을 구속한다. 이를 위해, 축변위 구속바디(31)의 직경은 축바디(32)의 직경에 비해 상대적으로 크도록 형성되고, 축변위 구속바디(31)의 끝단의 좌우측면에는 구속면(31a)이 형성된다. 따라서, 축변위 구속 바디(31)의 구속면(31a)은 중력 상태의 지상에서의 발사환경에서는 냉각기(200, 도5 참조)의 자중에 의해 변위구속블록(20)과 밀착된 상태가 유지될 수 있고, 이러한 접촉상태로 인해 발사환경에서 강하게 전달되는 외부의 충격진동으로 인한 고정축 커버(30)의 축방향 움직임이 구속될 수 있다.
또한 축변위 구속바디(31)의 구속면(31a)과 축바디(32)의 외면 사이에는 수용홈(31b)이 오목하게 형성되며, 이 수용홈(31b)에는 댐핑소재(34)가 삽입된다. 이에 의해 발사환경에서 변위구속블록(20)의 일측면과 구속면(31a)의 접촉시 발생하는 충격 전달력을 최소화시킬 수 있는 이점이 있다.
이와 같이 고정축(100)에서는 변위구속블록(20)에 의해 평면방향 움직임이 차단됨과 동시에 축방향 움직임도 함께 차단됨으로써, 위성의 진동발생원에 연결된 고정축(100)의 고정단에서는 발사환경에서 인가되는 평면방향 진동성분은 물론 축방향 진동성분이 감쇠된다.
한편 고정축 커버(30)의 외주면에는 현 가이드홈(33)이 형성되며, 이 현 가이드홈(33)에는 후술할 댐퍼유닛(40)의 현(45)이 위치하게 된다.
댐퍼유닛(40)은 위성의 발사환경으로부터 인가되는 강한 충격 및 진동을 감쇠하기 위한 것으로서, 고정축 커버(30)에 대해 방사상으로 배치되도록 지지브래킷(10)에 설치된다.
도 1 내지 도 3을 참조하면, 댐퍼유닛(40)은 고정축 커버(30)의 축변위 구속바디(31)의 외측면을 원주방향으로 감싸며 일정 인장력을 구비하는 현(45)과, 지지브래킷(10)의 헤드(11)에 형성된 현 관통홀(19)을 통과하는 현(45)과 연결되어 현(45)을 통해 고정축(100)에서 발생하는 진동을 흡수하는 댐퍼부를 포함한다. 상기 댐퍼부는 구체적으로 댐핑요소(41), 댐퍼압축판(42), 현고정 로드(43) 및 댐퍼하우징(44)을 구비한다.
댐핑요소(41)는 현(45)이 관통하게 되며, 일측면이 상기 지지브래킷(10)의 헤드(11) 외측면에 접촉하게 된다. 댐핑요소(41)는 댐핑성능이 높은 우주용 점탄성체 또는 형상기억합금소재의 메쉬와셔 등이 적용될 수 있다. 댐핑요소(41)의 중앙부에는 현(45)이 관통하는 댐핑 가이드홀(41a)이 형성되는데, 이 댐핑 가이드홀(41a)에는 후술할 댐핑요소 가이드돌기(18)가 삽입된다.
현고정 로드(43)는 일자의 막대형상을 가지며 현(45)의 단부가 연결되어 고정된다. 현(45)이 현고정 로드(43)에 고정되는 방법은 다양한 예가 적용될 수 있으며 본 발명은 특정의 예에 한정되지 않는다.
댐퍼압축판(42)은 현(45)이 관통하며, 일측면이 상기 댐핑요소(41)의 타측면과 접촉하도록 배치되고, 타측면에는 상기 현고정 로드(43)가 끼움결합되는 수용홈(42a)이 형성되어, 상기 현(45)의 인장력에 의해 댐핑요소(41)를 압착시키게 된다. 본 실시예에서 현고정 로드(43)은 원통형으로 형성되고 수용홈(42a)은 이를 고정되게 수용하도록 대응되는 형상을 가지나, 본 발명은 이에 한정되지 않으며 현고정 로드(43) 및 이에 대응되는 수용홈(42a)은 다양한 형상을 가질 수 있다.
댐퍼하우징(44)은 댐퍼압축판(42) 및 댐핑요소(41)를 감싸도록 원통형으로 형성되며 지지브래킷(10)에 고정되게 설치되어 댐퍼유닛(40)을 이루는 구성품을 일체화시키게 된다. 이를 위해 댐퍼하우징(44)은 측부에 하우징홀(46)이 형성되며, 이 하우징홀(46)은 지지브래킷(10)에 형성된 하우징 마운팅홀(12)과 대응되어, 하우징홀(46)과 하우징 마운팅홀(12)을 관통하는 픽서(54)를 통해 댐퍼유닛(40)을 지지브래킷(10)에 고정시키게 된다.
위성의 발사충격으로부터 발생하는 고정축(100) 및 고정축 커버(30)의 변위는 현 관통홀(19)을 통과하는 현(45)을 통해 현고정 로드(43)로 전달되는데, 현고정 로드(43)는 댐퍼압축판(42)에 형성된 수용홈(42a)에 긴밀하게 끼워짐으로써 현(45)과 현고정 로드(43) 및 댐퍼압축판(42)은 일체화되고, 따라서 고정축(100)으로부터 발생하는 변위는 현(45) 및 현고정 로드(43)와 일체화된 댐퍼압축판(42)을 통해 이와 접촉된 댐핑요소(41)로 즉각적으로 전달된다. 따라서 댐핑요소(41)의 변형에 따라 발사진동 에너지 감쇠를 극대화하게 된다.
한편 댐핑요소(41)와 대면하는 지지브래킷(10)의 헤드(11) 외측면에는 댐핑요소(41)의 변형을 가이드하도록 하는 댐핑요소 가이드돌기(18)이 형성되며, 도시된 바와 같이 한 쌍의 원호 형상을 가지게 된다. 댐핑요소 가이드돌기(18)은 댐핑요소(41)에 형성된 댐핑 가이드홀(41a) 내부에 위치하게 된다. 전술한 바와 같이 발사환경으로부터 인가된 변위가 현(45)을 통해 댐퍼압축판(42)을 압축하여 댐핑요소(41)의 변위가 발생하게 되는데, 이 댐핑요소(41)는 댐핑요소 가이드돌기(18)의 원호의 방향을 따라 변형되게 된다.
이와 같이 댐퍼유닛(40)에 의하면 발사환경에서 진동발생원에서 발생된 충격진동을 현(45)을 통해 댐핑요소(41)에 전달하여 댐핑요소(41)의 변형을 통해 발사환경으로부터 인가되는 충격진동성분을 획기적으로 감쇠시켜, 결국 내구성이 취약한 임무장비에 대해 구조건전성을 더욱 확보하는 이점이 있다. 한편 댐퍼유닛(40)에 의해 궤도환경에서는 진동발생원으로부터 발생하는 미소진동 까지도 효과적으로 절연하여 극히 민감한 임무장비가 진동으로부터 완전하게 보호될 수 있는데, 이에 대해서는 후술하기로 한다.
도 4 및 도 5는 본 발명의 실시예에 따른 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템(1)의 적용 상태를 나타낸 것이다. 여기서 전술한 진동발생원은 냉각기(200)가 적용된다.
도시된 바와 같이, 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템(1)은 4개를 한 쌍으로 하고, 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템(1)은 트랜스퍼라인(300)이 배선된 냉각기(200)에 45도 간격으로 설치됨을 알 수 있으며 이로부터 냉각기(200)가 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템(1)으로부터 안정되게 지지된다. 4개의 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템(1)은 냉각기(200)의 체결부(210,220,230,240)에 각각 설치된 고정축(100)과 연결되는 간단한 작업만으로 조립이 완료되는 편리함을 제공할 수 있다. 본 실시예에서는 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템(1)이 4개 설치되는 것이 예시되어 있으나, 본 발명은 이에 한정되지 않으며 냉각기에 안정되게 지지되는 것이면 특정 갯수에 한정되지 않는다.
본 실시예에 따른 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템(1)에 의하면, 위성(관측용 위성)의 발사환경에서 임무장비에 가해지는 충격 진동성분에 의해 발생하는 트랜스퍼라인(300)의 변위는 고정축(100)의 평면방향 움직임과 축방향 움직임을 구속하는 변위구속블록(20)에 의해 구속되며, 이로 인해 냉각기(200)에 연결된 고정축(100)의 고정단에는 냉각기(200)에 연결된 트랜스퍼라인(300)의 허용변위를 초과하는 변위가 차단되게 된다. 또한 고정축(100)이 축방향으로 결합된 상태에서 변위구속블록(20)과 이를 체결한 지지브래킷(10)에 의해 지지됨으로써, 관측용 위성의 임무장비가 발사환경에서 가해지는 강한 외부 진동에 의한 충격을 받더라도 내구성이 굳건히 유지될 수 있다.
한편 전술한 바와 같이 발사환경에서 고정축(100)을 감싸는 고정축 커버(30)와 연결되는 댐퍼유닛(40)에 의해 충격 진동 성분을 더욱 감쇠시킬 수 있게 된다.
전술한 등록특허 제1248417호에 개시된 스프링의 경우 미소진동이 진동절연 대상인 궤도환경에 비해 진동환경이 보다 가혹한 발사환경에서의 진동감쇠를 위한 역할을 할 수 없는데, 이는 중력이 있는 환경에서 냉각기의 자중으로 인해 스프링으로의 저강성 지지구조를 유지할 수가 없기 때문이다. 즉 단순히 삼각형 형태의 플라스틱 커버(변위구속블록)와 고정축을 감싸는 동일 플라스틱 소재의 고정축 커버가 발사환경 진동에 의한 상호 접촉시 소재 자체의 댐핑특성과 마찰로 발생하는 에너지 소산(消散)을 이용하고 있기 때문이다. 따라서, 진동레벨이 상대적으로 낮은 랜덤진동환경에서는 플라스틱 소재간의 마찰로부터의 진동에너지 감쇠 효과가 기대 가능하나 정현파 진동환경과 같이 진동레벨이 상대적으로 큰 경우에는 플라스틱 소재간의 상호 접촉만이 발생하여 진동 감쇠 효과가 기대하기 힘들어 진다. 또한, 플라스틱 소재간 충돌시 발생하는 충격이 진동발생원인 냉각기로 전달되게 되는 단점을 갖습니다.
그러나 본 발명에 의하면 발사환경에서의 진동감쇠를 목적으로 댐핑요소(41)와 고정축 커버(30)를 현(45)으로 연결하여 냉각기(200)의 발사환경에서의 운동에 따라 고정축 커버(30)에 연결된 현(45)에 장력이 작용하고, 이때 댐핑요소(41)의 변형을 유발하여 진동에너지 소산(消散)을 이룰 수 있게 되는 이점이 있다. 또한 현(45)에 연결된 댐핑요소(41)의 최대변형시에도 플라스틱간의 과도한 충돌이 발생하지 않도록 하여 충격이 냉각기(200)에 전달되지 않도록 하는 이점이 있다.
또한 본 발명에 따르면 궤도환경에서 냉각기(200)가 공칭위치로 이동시 댐핑요소(41)와 연결된 현(45)의 장력이 이완되고 냉각기(200)는 트랜스퍼라인(300)과 냉각기(200)의 허용온도 유지를 목적으로 설치된 히트파이프(400)에 의해 저강성 탄성 지지됨으로써, 냉각기(200)로부터 발생하는 미소진동성분을 효과적으로 절연하게 되는 이점이 있다.
궤도상 무중력 환경에서는 댐핑요소(41)와 고정축 커버(30)에 연결되는 현(45)은 이완되며 결국 진동발생원인 냉각기(200)는 열제어를 위한 히트파이프(400)와 트랜스퍼라인(300)으로 지지되는 구조로 되어, 냉각기(200)와 이들 지지구조로부터의 고유진동수가 진동발생원의 주 가진 주파수(excitation frequency) 보다 낮은 주파수에 위치하여 진동절연이 효율적으로 가능하게 된다. 또한 상기 선등록특허 제1248417호에 개시된 스프링의 제거로 보다 더 낮은 주파수에 위치하도록 설계가 가능하여 종래보다 높은 진동절연효과 증가가 예상된다.
이와 같이 본 발명에 의하면 댐퍼유닛(40)을 통해 발사환경에서 인가되는 강한 충격의 진동성분을 효과적으로 감쇠하여 임무장비의 구조건전성을 더욱 확보하는 이점이 있고, 동시에 궤도환경에서는 현(45)의 이완이 발생하여 냉각기(200)로부터 발생하는 미소진동까지도 효과적으로 절연하여 관측용 위성의 극히 민감한 임무장비가 진동으로부터 완전하게 보호됨으로써, 결국 관측용 위성은 관측지향성능의 저하 없이 항상 최적의 성능으로 작동될 수 있게 되는 이점이 있다.
이상에서 본 발명의 바람직한 실시예에 대하여 설명하였으나 본 발명은 상술한 특정의 실시예에 한정되지 아니한다. 즉, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가지는 자라면 첨부된 특허청구범위의 사상 및 범주를 일탈함이 없이 본 발명에 대한 다수의 변경 및 수정이 가능하며, 그러한 모든 적절한 변경 및 수정의 균등물들도 본 발명의 범위에 속하는 것으로 간주되어야 할 것이다.
1. 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템
10. 지지브래킷 11. 헤드
12. 하우징 마운팅홀 13,14. 좌·우 레그
17a,17b,17c. 지지브래킷 홀 18. 댐핑요소 가이드돌기
19. 현 관통홀 20. 변위구속블록
21. 평면변위 구속홀 22a,22b,22c. 변위구속블록 홀
30. 고정축 커버 31. 축변위 구속바디
32. 축바디 33. 현 가이드홈
34. 댐핑소재 40. 댐퍼유닛
41. 댐핑요소 42. 댐퍼압축판
43. 현고정 로드 44. 댐퍼하우징
45. 현 46. 하우징 홀
100. 고정축 200. 우주용 냉각기
300. 트랜스퍼라인 400. 히트파이프

Claims (5)

  1. 위성에 탑재된 진동발생원에 일단이 고정연결된 고정축(100);
    상기 고정축(100)을 축방향으로 감싸도록 설치되며, 중공의 원통형상으로 이루어진 축변위 구속바디(31)와, 상기 축변위 구속바디(31)의 양단에서 연장되며 상기 축변위 구속바디(31)보다 직경이 작은 중공의 원통형상으로 형성되는 축바디(32)를 포함하는 고정축 커버(30);
    상기 고정축 커버(30)의 축바디(32)가 관통하되 상기 축변위 구속바디(31)는 관통하지 못하는 평면변위 구속홀(21)이 중앙부에 형성되는 변위구속블록(20);
    상기 변위구속블록(20)과 결합하며, 내부에 상기 고정축 커버(30)의 축변위 구속바디(31)를 수용하는 수용공간이 형성되는 헤드(11)와, 상기 헤드(11)로부터 일정 각도 벌어지도록 연장되는 좌·우 레그(13,14)를 포함하는 지지브래킷(10); 및,
    상기 고정축 커버(30)의 축변위 구속바디(31)에 대해 방사상으로 배치되도록 상기 지지브래킷(10)의 헤드(11) 외측면에 장착되며, 상기 축변위 구속바디(31)의 외측면을 원주방향으로 감싸며 일정 인장력을 구비하는 현(45)과, 상기 지지브래킷(10)의 헤드(11)에 형성된 현 관통홀(19)을 통과하는 상기 현(45)과 연결되어 상기 현(45)을 통해 상기 고정축(100)에서 발생하는 진동을 흡수하는 댐퍼부을 포함하는 댐퍼유닛(40)을 포함하는 것을 특징으로 하는 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템.
  2. 제 1 항에 있어서, 상기 댐퍼유닛(40)의 댐퍼부는,
    상기 현(45)이 관통하며, 일측면이 상기 지지브래킷(10)의 헤드(11) 외측면에 접촉하는 댐핑요소(41);
    상기 현(45)의 단부가 연결되어 고정되는 현고정 로드(43); 및,
    상기 현(45)이 관통하며, 일측면이 상기 댐핑요소(41)와 접촉하도록 배치되고 타측면에는 상기 현고정 로드(43)가 끼움 결합되는 수용홈(42a)이 형성되어 상기 현(45)의 인장력에 의해 댐핑요소(41)를 압착시키는 댐퍼압축판(42)을 포함하는 것을 특징으로 하는 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템.
  3. 제 2 항에 있어서, 상기 댐퍼유닛(40)은,
    상기 댐퍼압축판(42) 및 댐핑요소(41)를 감싸도록 형성되며 상기 지지브래킷(10)의 헤드(11) 외측면에 고정 설치되는 댐퍼하우징(44)을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템.
  4. 제 2 항 또는 제 3 항에 있어서,
    상기 댐핑요소(41)는 중앙부에 상기 현(45)이 관통하는 댐핑 가이드홀(41a)이 형성되고,
    상기 댐핑요소(41)와 대면하는 지지브래킷(10)의 헤드(11) 외측면에는, 상기 상기 댐핑 가이드홀(41a) 내부에 삽입되도록 위치하여 댐핑요소(41)의 변형을 가이드하도록 하는 댐핑요소 가이드돌기(18)가 돌출 형성되는 것을 특징으로 하는 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 고정축 커버(30)의 축변위 구속바디(31)의 양단에는, 상기 변위구속블록(20)의 측면과 밀착되어 상기 고정축 커버(30)의 축방향 변위를 구속하는 구속면(31a)이 형성되고,
    상기 축변위 구속바디(31)의 구속면(31a)과 상기 축바디(32) 사이에는 수용홈(31b)이 형성되며, 이 수용홈(31b)에는 댐핑소재(34)가 삽입되는 것을 특징으로 하는 발사환경 진동저감 기능을 구비한 우주용 냉각기 미소진동 절연시스템.
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