KR101516598B1 - 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체 - Google Patents

고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체 Download PDF

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KR101516598B1
KR101516598B1 KR1020140056483A KR20140056483A KR101516598B1 KR 101516598 B1 KR101516598 B1 KR 101516598B1 KR 1020140056483 A KR1020140056483 A KR 1020140056483A KR 20140056483 A KR20140056483 A KR 20140056483A KR 101516598 B1 KR101516598 B1 KR 101516598B1
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조희근
이덕규
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안동대학교 산학협력단
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Abstract

고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 광학구조체에 관한 것으로,
제1경통과 그의 내부에 상하방향으로 이동 가능하게 설치되는 제2경통을 구비하는 경통; 상기 제1경통의 외부에 설치되고, 상기 제2경통을 상승 이동시켜 전개하는 제1전개수단; 상기 제2경통의 내부에 설치되고, 제2미러를 상승 이동시켜 전개하는 제2전개수단; 상기 제1경통의 하단부에 설치되는 제1미러; 및 상기 제2전개수단의 상단부에 설치되는 제2미러;를 포함하고, 상기 제2전개수단은 일방향힌지조인트로 제2경통과 제2미러에 접속되는 하나의 기준부; 유니버셜조인트로 제2경통과 제2미러에 접속되는 두 개의 조절부;를 포함하고, 상기 하나의 기준부와 두 개의 조절부가 120°간격으로 배열 설치된 기술 구성을 통하여
일방향힌지조인트로 제2경통과 제2미러에 접속되는 제2전개수단의 기준부를 통해 제2미러의 정확한 기준위치를 설정할 수 있게 되고, 하단부와 상단부가 제2경통과 제2미러에 각각 유니버셜조인트으로 접속되어 사방으로 회전되는 제2전개수단의 조절부를 통해 제2미러의 수평상태를 보다 안정적으로 조절할 수 있게 되는 것이다.

Description

고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체 { OPTICAL STRUCTURE WITH HIGH-PRECISION FOCUS MECHANISM FOR SPACE DEPLOYABLE }
본 발명은 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체에 관한 것으로, 더 자세하게는 광학구조체의 크기를 줄여 위성에 탑재가 용이하고 광학 카메라의 초점을 정밀하게 제어하는 것에 관한 것이다.
일반적으로 인공위성은 고난도의 기술과 자본 및 우주기술 인프라가 집약된 국가 핵심 기술력의 결정체이다.
인공위성은 지상에서 설계, 제작 및 환경시험 후 발사체에 탑재되어 정해진 궤도에 진입하게 된다.
인공위성의 구조, 탑재체 및 각종 부품은 개별적인 수행임무 및 주변 환경에 따라 다르지만 국내외에서 개발된 거의 대부분의 인공위성은 다양한 형태의 광학카메라를 탑재하고 있다.
광학구조체(탑재체)는 인공위성부품에서 가장 핵심적이고 고가의 부품이며, 인공위성의 임무를 수행하는데 반드시 필요한 핵심 부품이다.
국내에서 지난 20년간 인공위성 개발의 경험과 축적된 기술이 있지만 아직까지 고해상도 광학카메라의 제작 기술은 완전 국산화가 이루어지지 않고 있다.
이 분야의 핵심 기술은 우주기술 선진국인 미국, 유럽 등 소수의 국가에 의해 독점 되고 있는데, 국내 우주 선진기술 독립 및 차세대 우주핵심 기술개발을 위해 반드시 필요한 핵심 분야이기 때문에 범국가적 차원에서 전략적 기술개발이 이루어져야 한다.
현재까지 국내에서 전개형 광학구조체에 대한 연구는 전무한 상황이며, 최근 소형 고기동 위성개발에 관심을 가지고 있는 국방 분야에서 군사위성 목적으로 관심을 가지고 있는 상황이다.
소형 고기동 인공위성에 일체형의 사이즈가 긴 광학구조체를 탑재한다는 것은 인공위성의 임무 수행능력을 저하시키는 큰 장애 요소가 된다.
국내에서는 소형 및 저해상도 카메라를 독자적으로 개발한 경험이 있고, KOMPSAT 위성에 탑재된 대형의 고해상도 카메라는 이스라엘 등 해외 업체들과 공동개발을 하였는데, 모두 비 전개형의 일체형 구조로 제작되어 있다.
또한, 국내에서 개발된 광학카메라의 포커스 메커니즘은 수동형 포커스 메커니즘으로, 주로 스파이더(spider)의 열팽창에 의한 보정 개념으로 설계되었다.
또한, 무게 100~200kg급의 소형 인공위성에 탑재된 기타 다양한 카메라는 운용 중 외란에 의한 초점오차가 발생 했을 때 이를 보정할 수 있는 기능이 없다.
국내에서 개발되어 인공위성에 탑재된 광학구조체(탐재체)는 1992년 8월에 발사된 위성인 우리별 1호에 장착된 지구표면 촬영 카메라가 최초이다.
이후 우리별 2호와 3호가 개발 되었으며, 1999년 발사된 우리별 3호에는 구경 0.2m로 해상도 13.5m를 구현 가능한 광학탑재체가 장착되어 본격적인 우주용 광학 탑재체 개발이 시작 되었다고 할 수 있다.
1999년 발사된 다목적 실용위성 1호(KOMPSAT-1)의 전자광학카메라(EOC)가 6.6m 해상도를 구현 하였으며, 2006년 발사한 다목적 실용위성 2호(KOMPSAT-2)의 지구관측용 고해상도 광학카메라(MSC)는 상용위성으로 1m급 해상도를 제공하고 있다.
이들 광학카메라는 전부 일체형 구조체로 제작되었으며, 크기는 지름이 대략 수십 cm이고, 길이는 m급의 광학 구조체이다.
소형 인공위성 등 기타 국내에서 개발된 탑재체로는 과학기술위성 1호에 탑재된 천문관측용의 원자외선 분광기(FIMS: far ultraviolet imaging spectrograph), 과학기술위성 3호에는 우리은하 근적외선 방출광 및 우주배경 복사 관측용 다목적 적외선 영상시스템(MIRIS: multi-purpose infrared imaging system) 카메라와 지구관측용 해상도 42m인 다채널 소형 영상분광기 (COMIS: compact imaging spectrometer) 카메라 등이 탐재되었다.
이와 같이 국내에서는 지상관측 및 천체 관측 카메라 등 다수의 우주용 위성탑재 카메라가 개발되었거나 개발되고 있다.
소형 광구조 부품은 국내에서 설계 및 제작되어 탑재되었으나, 다목적 실용위성 2호와 같은 고해상도 카메라에 적용되는 대형 초정밀 광구조물의 개발 측면에서는 본격적인 국내 개발이 이루어지지 않고 있는 실정이다.
국내 광학 탑재체 개발 인프라에 있어 우리별 시리즈(1,2,3), 과학기술위성 시리즈(1,2,3), 다목적 실용위성 시리즈(1,2,3,5)가 각각 한국과학기술원 인공위성연구센터와 한국항공우주연구원에서 개발을 주관하였다.
국내 기업으로는 1998년 대우중공업(주)과 고등기술연구원(IAE)에서 지상 실험용으로 구경 0.8m 비구면 광학계와 경통을 제작한 경험이 있으며, 세트렉아이에서 광학계 구경 0.3m 급의 탑재 카메라를 개발하여 성공적으로 발사 검증을 하였다.
한편, 인공위성탑재용 전개형 광학카메라 및 포커스 메커니즘 설계에 있어서 최고의 기술수준을 가지고 있는 나라는 미국과 유럽이다.
논문 및 기타 보고서를 통하여 보고된 바에 의하면 전개형 광학구조체뿐만 아니라 우주공간에서 전개 할 수 있는 다양한 구조물의 설계 및 적용에 대한 선행연구가 활발히 이루어지고 있다.
우주광학 카메라 분야에서 기술 선진국인 미국 및 유럽 등에서는 이미 오랜 시간 동안 일체형 광학구조체를 개발한 기술력을 보유하고 있다.
프랑스의 SPOT 시리즈를 시작으로 IKONOS-2, Orbview, QuickBird, WorldView-2 및 최근 고해상도의 영상을 제공하는 GeoEye-1까지 이어지고 있다.
이러한 축적된 기술을 바탕으로 전개형 광학구조체를 이미 개발하여 적용하고 있는 상황이며 대표적인 예로는 미국의 JWST와 Atlas V400 CSS2, ESA의 XMM와 IXO, 이탈리아의 MITAR 등이 있다.
일체형 구조로 된 광학구조체는 가혹한 우주환경과 발사 시 발사체에 의한 진동에 충분히 견딜 수 있도록 대부분 복합재료를 사용하고 있다.
국내에서는 아직 이러한 고정밀도 대구경 경통의 제작기술이 전무한 상태이며 순전히 해외기술에 의존하고 있다.
KOMPSAT 등에 탑재된 경통도 수십~수백억원 정도의 비용을 해외 업체에 지불하고 구매를 하였다.
많은 인공위성부품 중에서도 특히 경통은 고가이면서 국산화가 되지 않은 우주핵심 기술분야이다.
특히 NASA JWST(James Webb Space Telescope)는 수 미터 길이의 광학구조체를 지상에서 접은 상태로 발사한 다음 우주공간에서 전개하는 획기적인 구조를 가지고 있다.
인공위성에 탑재된 광학카메라의 성능을 최적화 하기 위한 포커스 메커니즘에 대한 연구 및 개발은 주로 미국, 유럽 등에서 활발하게 이루어졌다.
특히 고정밀 대구경 광학카메라는 그 가격이 수백억에 달하는 고가이며 광학 정밀도를 높이기 위한 최첨단 포커스 메커니즘이 적용되고 있다.
상기 고정밀 대구경 광학카메라는 크게 능동형과 수동형으로 구분되며, 수동형 보다는 액츄에이터에 의한 제어기능을 가지고 있는 능동형이 훨씬 높은 성능을 나타낸다.
광학구조체는 위성구조체에 탑재되어 발사되기 때문에 발사체의 한정된 사용 공간 및 무게 등의 제약을 많이 받는다.
상기 광학구조체는 발사 시의 고비용을 줄이고 지상에서 최소의 크기로 제작되어 우주에서 운용할 때 최대의 성능을 발휘하는 광학계의 설계 목적을 달성하기 위해서 전개형 구조체의 방식으로 제작하는 것이 반드시 필요하다.
한편, 전개형 구조체의 정확도는 중심점의 위치가 이론적 중심위치로부터 반경 50㎛ 이하이다.
발사 시의 진동은 광학계가 받는 구조적 변형, 파괴, 손상을 일으키는 주요 원인이 되며, 광학계는 그 특성상 미소 변형이나 미소 크랙에 대해서도 성능에 상당한 영향을 받는다.
따라서 이러한 외란에 대하여 구조적인 안정성을 확보하는 측면에서도 전개형 구조체 형식으로 제작하는 것이 매우 효과적이다.
광학구조체는 열팽창, 진동, 외력 등 외부적인 외란에 의한 변형에 잘 대처할 수 있도록 열변형이 적고 비강도 및 비강성이 매우 강한 CFRP(Carbon Fiber Reinforced Plastics), CFRP와 같은 복합재료, 경량 고강도 특수합금 등으로 제작되고 있다.
국내 순수 광학 모델인 우리별 3호 탑재 카메라(13.8m급 해상도)는 구경이 약 30cm 이며 알루미늄 재질로 제작되었고, 해외기술 협력으로 개발된 다목적 실용위성 1, 2호 광학카메라는(각각 6.6m, 1m급 해상도)는 유효 구경이 약 60cm 정도이며 일체형 복합재 경통으로 제작되었다.
이와 같이 기존에 개발되어 적용된 광학구조체의 구조적 특성은 고해상도로 갈수록 구조체의 사이즈가 커지는 것을 알 수 있다.
광학구조체의 경우 사이즈가 커지면 일체형으로 제작하는데 매우 높은 수준의 기술적 어려움이 있을 뿐만 아니라 고정밀을 추구하는 광학계의 설계 요구조건을 충족하기 매우 어렵다.
따라서 이러한 문제점들을 극복하기 위하여 최근 새로운 설계 및 제작기법들에 대한 연구가 미국/유럽 등 우주선진국에서 활발하게 진행되고 있다.
특히 최근 우주선진국에서는 차세대 국방, 과학, 상업용 위성들이 고성능, 초경량, 소형화, 고기동의 목적을 달성하기 위하여 다기능 구조체 등 새로운 개념의 구조설계기술을 개발하고 있다.
전개형 광학구조체의 개발도 이러한 연구개발 방향의 핵심 연구테마이며, 선진국에서는 본격적인 연구, 개발 및 적용에 대한 선행연구가 되고 있는 실정이다.
광학구조체의 설계 핵심은 외력, 진동, 온도, 산화 등에 의한 내구성이 크고 구조적 변형이 매우 작아야 하며, 이는 광학계의 최대목적인 선명한 이미지를 얻기 위한 미러의 포커스를 허용 오차범위 내로 정확하게 맞추어야 하기 때문이다.
광학계의 주경과 부경을 지지하는 구조체의 재료들이 외력, 진동, 열에 대한 안정성 및 내구성이 크다고 하더라도 지상에서의 제작에서부터 발사 및 우주공간에서 운용되기까지 수많은 원인들에 의해서 미러들의 위치가 변하게 되며, 이는 포커스오차를 발생시켜 광학계의 성능을 저하시킨다.
인공위성 탑재용 광학구조체의 기술에 있어서 국내 기술수준은 외국에 비해서 약 20~30% 수준이다.
따라서 이 분야에 대한 국내기술 자립이 반드시 필요한 부분이며, 국내기술을 독자적으로 개발할 경우에는 수입 대체로 인한 막대한 비용 절감뿐만 아니라 국가 기술위상을 높일 수 있는 핵심 연구 분야이다.
유럽의 ESA, 미국의 NASA, 일본의 JAXA 등 우주기술 선진국에서는 전개형 광학 구조체 개발의 기술축척이 되어 있는 상태이며, 기술적으로 안정화 단계에 진입하고 있다.
또한, 광학 포커스 메커니즘 기술은 광학계의 고급기술이지만 선진국의 경우 매우 높은 기술수준을 가지고 있다.
국내 기술수준은 외국의 기술 선진국과 달리 우주 광학구조체의 고해상도 카메라 개발 기술이 미흡한 실정이며 전개형 광학구조체의 경우 국내에서는 전혀 연구 및 개발이 이루어지지 않았다.
광학계의 포커스 메커니즘의 경우 다목적 실용위성 등 중형급 위성을 국내 개발하면서 어느 정도 기술 개발이 이루어 졌으나 여전히 선진국에 기술을 의존하고 있으며 기술자립이 아직 미흡한 실정이다.
대한민국 공개특허공보 제10-2011-0121225호(2011년 11월 7일 공개) 대한민국 등록특허공보 제10-0587528호(2006년 6월 8일 공고) 대한민국 등록특허공보 제10-0775988호(2007년 11월 15일 공고) 대한민국 공개특허공보 제10-2012-0072586호(2012년 07월 04일 공개)
본 발명은 상기와 같은 종래 기술의 문제점을 해결하기 위한 것으로, 그 목적이 두 개로 분리된 경통을 사용하여 탑재가 용이하고, 안정적으로 전개되어 본연의 기능을 수행할 수 있도록 하는 원통형의 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체를 제공하는 데에 있다.
상기한 바와 같은 목적을 달성하기 위하여, 본 발명에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체는 제1경통과 그의 내부에 상하방향으로 이동 가능하게 설치되는 제2경통을 구비하는 경통; 상기 제1경통의 외부에 설치되고, 상기 제2경통을 상승 이동시켜 전개하는 제1전개수단; 상기 제2경통의 내부에 설치되고, 제2미러를 상승 이동시켜 전개하는 제2전개수단; 상기 제1경통의 하단부에 설치되는 제1미러; 및 상기 제2전개수단의 상단부에 설치되는 제2미러;를 포함하고, 상기 제2전개수단은 일방향힌지조인트로 제2경통과 제2미러에 접속되는 하나의 기준부; 유니버셜조인트로 제2경통과 제2미러에 접속되는 두 개의 조절부;를 포함하고, 상기 하나의 기준부와 두 개의 조절부가 120°간격으로 배열 설치된 것을 특징으로 한다.
본 발명에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체는 상기 제2전개수단의 기준부가 제1일방향힌지조인트, 구동모터, 제2일방향힌지조인트를 포함하고, 상기 기준부의 제1일방향힌지조인트가 제2경통의 내주면에 고정되는 고정부재; 하단부가 상기 고정부재에 제2경통 중심방향으로 회전 가능하게 힌지 결합되고, 상단부가 구동모터에 접속되는 제1접속축;을 포함하고, 상기 기준부의 구동모터가 상기 제1접속축의 상단에 설치되는 본체; 본체의 상부에 승강이 자유롭게 접속되는 승강축;을 포함하고, 상기 기준부의 제2일방향힌지조인트가 제2미러의 외주면에 고정 설치되는 고정부재; 상단부가 상기 고정부재에 삽입 결합되고, 하단부가 접속부재에 제2경통 중심방향으로 회전 가능하게 힌지 결합되는 제2접속축; 상단부가 제2접속축에 힌지 결합되고, 하단부가 구동모터 승강축에 접속되는 접속부재;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체는 상기 제2전개수단의 조절부가 제1유니버셜조인트, 구동모터, 제2유니버셜조인트를 포함하고, 상기 조절부의 제1유니버셜조인트가 제2경통의 내주면에 고정 설치되는 고정부재; 하단부가 상기 고정부재에 사방으로 회전 가능하게 유니버셜조인트되고, 상단부가 구동모터에 접속되는 접속축;을 포함하고, 상기 조절부의 구동모터가 상기 접속축의 상단에 설치되는 본체; 본체의 상부에 승강이 자유롭게 접속되는 승강축;을 포함하고, 상기 조절부의 제2유니버셜조인트가 제2미러의 외주면에 고정 설치되는 고정부재; 상단부가 상기 고정부재에 사방으로 회전 가능하게 유니버셜조인트되고, 하단부가 상기 승강축에 접속되는 접속부재;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체는 제1전개수단이 상기 제1경통의 외부에 3개가 120°간격으로 설치되고, 제1경통의 외주 하단부에 고정 설치되는 고정플레이트; 상기 고정플레이트에 고정 설치되는 구동모터; 상기 구동모터에 회전 가능하게 접속되는 암나사관; 상기 암나사관의 내부에 상하방향으로 이송 가능하게 설치되는 디플렉터; 상기 디플렉터에 접속되어 디플렉터와 함께 상하방향으로 이송되는 안내봉; 상기 암나사관의 외부에 마련되는 케이싱;을 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체에 의하면, 분리된 제2경통을 제1경통에 수납하므로 협소한 크기의 위성에 탑재가 용이하게 된다.
또한, 제1전개수단에 의해 제2경통이 전개되므로 경통의 전체 길이가 길어지게 되어 고해상도의 영상 이미지를 얻을 수 있고, 분리형으로 된 경통의 열변형이 종래의 일체형에 비해 10~20% 정도로 유지되며, 작은 동력으로도 제2경통 및 제2미러가 전개될 수 있게 된다.
또한, 본 발명에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체에 의하면, 제2전개수단에 의해 제2미러의 위치 및 자유도를 제어하므로 포커스를 고정밀도로 제어할 수 있다.
또한, 일방향힌지조인트로 제2경통과 제2미러에 접속되는 제2전개수단의 기준부를 통해 제2미러의 정확한 기준위치를 설정할 수 있게 되고, 하단부와 상단부가 제2경통과 제2미러에 각각 유니버셜조인트으로 접속되어 사방으로 회전되는 제2전개수단의 조절부를 통해 제2미러의 수평상태를 보다 안정적으로 조절할 수 있게 된다.
도 1은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체의 사시도,
도 2는 동 바람직한 실시 예에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체의 전개 사시도,
도 3은 동 바람직한 실시 예에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체의 제1전개수단의 요부 종단면도,
도 4는 동 바람직한 실시 예에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체의 제2전개수단을 도시한 사시도,
도 5는 동 바람직한 실시 예에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체의 제2전개수단의 제2일방향힌지조인트 부위의 사시도
도 6은 동 바람직한 실시 예에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체의 제2전개수단의 제1일방향힌지조인트 부위의 사시도,
이하 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체를 첨부된 도면에 의거하여 상세하게 설명하면 다음과 같다.
이하에서, "상방", "하방", "전방" 및 "후방" 및 그 외 다른 방향성 용어들은 도면에 도시된 상태를 기준으로 정의한다.
도 1은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체의 사시도이고, 도 2는 동 바람직한 실시 예에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체의 전개 사시도이다.
도 1 및 도 2에 도시된 바와 같이 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체는 경통(10), 제1전개수단(20), 제2전개수단(30), 제1미러(40), 제2미러(50)를 포함한다.
경통(10)은 분리형으로, 직경이 큰 제1경통(11); 직경이 작은 제2 경통(12);을 포함한다.
상기 제2경통(12)은 제1경통(11)의 내부에 상하방향으로 이동 가능하게 결합되며, 상기 제1경통(11)과 제2경통(12)의 끝단에는 각각 밀착된 상태를 유지하도록 링(13)이 고정된다.
상기 경통(10)은 가스 분출(outgasing) 및 습윤 방지용 기지(matrix) 재료를 사용하며, 층간전단응력(ILSS: Inter-Laminar Shear Stress)의 증가로 전단파괴 또는 층간분리현상이 발생하지 않는 복합재를 사용하는 것이 바람직하다.
이러한 복합재로는 탄소나노튜브(CNT: Carbon Nanotube)를 포함한 3상 복합재 또는 얇은 플라이 복합재료로서, 3상 복합재는 두 종류의 구형 입자를 포함하는 3상 복합재이고, 얇은 플라이 복합재는 탄소 섬유의 얇은 플라이들을 서로 다른 방향으로 적층한 것으로, 카본(Carbon), 그라파이트(Graphite), 바론 파이버(Baron Fiber), 시아네이트 실록산(Cyanate Siloxane), 시아네이트 에스테르(Cyanate Ester), 에폭시 레진(Epoxy Resin) 등을 사용한다.
도 3은 동 바람직한 실시 예에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체의 제1전개수단의 요부 종단면도이다.
제1전개수단(20)은 상기 제1경통(11)의 내부에 설치된 제2경통(12)을 상승 이동시켜 전개하기 위한 것으로, 상기 제1경통(11)의 외부에 3개가 120°간격으로 설치된다.
상기 제1전개수단(20)은 고정플레이트(21), 구동모터(22), 암나사관(23), 안내봉(24), 케이싱(25), 디플렉터(26), 고정구(27)를 포함한다.
이하에서 볼 스크류 조립체는 구동모터(22), 암나사관(23), 안내봉(24), 케이싱(25), 디플렉터(26)를 지칭한다.
상기 제1전개수단(20)의 고정플레이트(21)는 제1경통(11)의 외주 하단부에 고정 설치되고, 구동모터(22)는 고정플레이트(21)에 고정 설치된다.
도 3에 도시된 바와 같이 상기 구동모터(22)에는 암나사관(23)이 회전 가능하게 접속되고, 암나사관(23)의 내부에는 안내봉(24)이 상하방향으로 이동 가능하게 결합되며, 암나사(23)의 외부에는 케이싱(25)이 설치된다.
상기 제1전개수단(20)에서 구동모터(22)가 회전하게 되면 그에 접속된 암나사관(23)이 회전하게 된다.
상기 암나사관(23)의 내면에는 디플렉터(26)가 상하방향으로 이동 가능하게 결합되고, 디플렉터(26)에는 안내봉(24)이 고정 설치된다.
상기 디플렉터(26)에는 스크류 볼(미도시)이 내장되어 있고, 스크류 볼은 암나사(23)의 나선에 면 접촉되어 있다.
이에 따라 암나사(23)가 회전하게 되면 디플렉터(26) 및 그에 접속된 안내봉(24)이 승강하게 된다.
상기 제1전개수단(20)의 고정구(27)는 제2경통(12)의 외주 상단부에 고정 설치되고, 고정구(27)에는 상기 안내봉(24)의 끝단이 고정된다.
상기 제1전개수단(20)은 제1경통(11) 내부의 제2경통(12)을 상승시켜 제1경통(11)의 외부로 인출함으로써 경통(10)의 전체 길이를 신장하게 된다.
상기 제1전개수단(20)의 볼 스크류 조립체는 인바(Invar)에 비해 고온 특성이 더욱 좋고 충분한 경도 및 강성을 지닌 질화규소(Si3N4)로 된 세라믹 볼을 적용하는 것이 바람직하다.
상기 질화규소는 특히 지상에서 수분 흡습성(습윤성)이 매우 적고 열변형이 0에 가까워 우주 광학 구조물용으로 사용되고 있다.
참고적으로 우주 공간에 있는 인공위성은 대략 200℃에서 영하 270℃ 정도의 온도 범위에서 작동한다.
이러한 온도 편차에 대해서도 상하로 분리된 전개형 광학구조체가 우주 공간에서 전개되는데 문제가 없을 뿐만 아니라 전개 후 초미소 변위를 보장할 수 있는 구조적 메커니즘으로 이루어져야 한다.
도 4는 동 바람직한 실시 예에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체의 제2전개수단을 도시한 사시도이다.
도 5는 동 바람직한 실시 예에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체의 제2전개수단의 제2일방향힌지조인트 부위의 사시도이고, 도 6은 동 바람직한 실시 예에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체의 제2전개수단의 제1일방향힌지조인트 부위의 사시도이다.
제2전개수단(30)은 제2미러(50)를 상승 이동시켜 전개하기 위한 것으로, 제2경통(12)의 내부에 설치된다.
도 4 내지 도 6에 도시된 바와 같이 상기 제2전개수단(30)은 120°간격으로 배열 설치되는 하나의 기준부(310)와 두 개의 조절부(320)를 포함한다.
상기 제2전개수단(30)의 기준부(310)는 제1일방향힌지조인트(311), 구동모터(312), 제2일방향힌지조인트(313)를 포함한다.
상기 기준부(310)의 제1일방향힌지조인트(311)는 제2경통(12)의 내주면에 고정되는 고정부재(311a); 하단부가 상기 고정부재(311)에 제2경통 중심방향으로 회전 가능하게 힌지 결합되고, 상단부가 구동모터(312)에 접속되는 제1접속축(311b);을 포함한다.
상기 기준부(310)의 구동모터(312)는 상기 제1접속축(311b)의 상단에 설치되는 본체(312a); 본체(312a)의 상부에 승강이 자유롭게 접속되는 승강축(312b);을 포함한다.
상기 기준부(310)의 제2일방향힌지조인트(313)는 제2미러(50)의 외주면에 고정 설치되는 고정부재(313a); 상단부가 상기 고정부재(313a)에 삽입 결합되고, 하단부가 접속부재(313c)에 제2경통 중심방향으로 회전 가능하게 힌지 결합되는 제2접속축(313b); 상단부가 제2접속축(313b)에 힌지 결합되고, 하단부가 구동모터 승강축(312b)에 접속되는 접속부재(313c);를 포함한다.
상기 제2일방향힌지조인트(313)에서 제2접속축(313b)은 고정부재(313a)에 삽입 결합되며, 그에 따라 고정부재(313a) 및 그에 고정된 제2미러(50)는 제2접속축(313b)을 중심으로 하여 좌우방향으로 회전될 수 있게 된다.
상기 제2전개수단(30)의 조절부(320)는 제1유니버셜조인트(321), 구동모터(322), 제2유니버셜조인트(323)를 포함한다.
상기 조절부(320)의 제1유니버셜조인트(321)는 제2경통(12)의 내주면에 고정 설치되는 고정부재(321a); 하단부가 상기 고정부재(321a)에 사방으로 회전 가능하게 유니버셜조인트되고, 상단부가 구동모터(322)에 접속되는 접속축(321b);을 포함한다.
상기 조절부(320)의 구동모터(322)는 상기 접속축(321b)의 상단에 설치되는 본체(322a); 본체(322a)의 상부에 승강이 자유롭게 접속되는 승강축(322b);을 포함한다.
상기 조절부(320)의 제2유니버셜조인트(323)는 제2미러(50)의 외주면에 고정 설치되는 고정부재(323a); 상단부가 상기 고정부재(323a)에 사방으로 회전 가능하게 유니버셜조인트되고, 하단부가 상기 승강축(322b)에 접속되는 접속부재(323b);를 포함한다.
제1미러(40)는 상기 제1경통(11)의 하단부에 설치되고, 제2미러(50)는 상기 제2전개수단(30)의 상단부에 설치된다.
본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 광학구조체에서 제2미러(50)는 제2경통(12)의 내부에 설치되는 제2전개수단(30)에 의해 지지된다.
상기 제2전개수단(30)은 제2미러(50)의 위치 이동 및 회전 자유도를 정밀하게 제어할 수 있도록 하는 것으로, 일방향힌지조인트(311)(313)을 통해 제2경통(12)과 제2미러(50)에 접속되는 하나의 기준부(310); 유니버셜조인트(321)(323)을 통해 제2경통(12)과 제2미러(50)에 접속되는 두 개의 조절부(320);를 포함한다.
상기 제2전개수단(30)는 그에 통해 지지되는 제2미러(50)의 전개 길이를 조정함으로써 제1미러(40)와의 거리를 조정할 수 있다.
또한, 상기 제2전개수단(30)은 기준부(310)를 기준으로 한 상태에서 양 조절부(320)를 인출 길이를 미세 조정함으로써 제1미러(40)에 대한 제2미러(50)의 수평 상태를 정밀 조정할 수 있게 된다.
이때 제2전개수단(30)은 포커스 메커니즘으로서, 하나의 기준부(310)와 두 개의 조절부(320)의 3벡터 합성에 의해 제1미러(40)와 제2미러(50)의 포커스를 조정하게 된다.
이와 같이 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 광학구조체는 제2전개수단(30)의 기준부(310)와 조절부(320)를 1차 전개한 후에 조절부(320)의 길이를 조정함으로써 제2미러(50)의 기울기(tilt)를 미세 조정할 수 있게 된다.
예를 들면 상기 제2미러(50)과 제1미러(40)의 중심점 오차를 50㎛ 이내로 미세 조정할 수 있게 된다.
본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 광학구조체는 경통(10)이 제1경통(11)과 그 내부에 승강 가능하게 설치되는 제2경통(12)으로 이루어지고, 제1경통(11)과 제2경통(12)이 제1전개수단(20)을 통해 연결된다.
본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 광학구조체는 제2경통(12)이 제1경통(11)의 내부에 수납된 상태로 탑재되므로 크기가 제한된 인공위성에 탑재하는 과정에서 협소한 탑재공간을 차지하게 된다.
한편, 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 광학구조체는 제2경통(12)이 제1경통(11)의 내부에 수납된 상태로 인공위성에 탑재되어 발사체에 의해 정해진 우주 궤도로 쏘아 올려지고, 궤도에 안착된 인공위성은 광학구조체를 전개하게 된다.
본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 광학구조체의 전개 과정은 다음과 같다.
우선 제1전개수단(20)에 의해 제2경통(12)이 제1경통(11)의 외부로 돌출된다.
즉, 인공위성이 일정 궤도에 도달한 경우, 기지국에서 인공위성의 제어시스템을 통해 제1전개수단(20)의 구동모터(22)를 적동하여 안내봉(24)을 케이싱(25) 외부로 돌출시키면 제1경통(11)의 내부에 수납된 상태로 탑재된 제2경통(12)이 도 2와 같이 제1경통(11)의 외부로 돌출된다.
이렇게 분리된 경통(10)의 전개가 완료되면 인공위성 제어시스템을 통해 제2전개수단(30)을 전개하게 되고, 제2전개수단(30)의 전개가 완료된 다음 제1미러(40)와 제2 미러(50)의 거리, 포커스 등을 미세 조정하게 된다.
즉, 인공위성 제어시스템은 제2전개수단(30)를 통해 제2미러(50)를 전개할 때에 기준부(310)의 구동모터(312)와 조절부(320)의 구동모터(322)를 동시 작동하여 제1경통(11)에 고정 설치된 제1미러(40)와 제2전개수단(430)에 설치된 제2미러(50) 사이의 길이를 먼저 조정한다.
상기 제2전개수단(30)에 의한 제1미러(40)와 제2미러(50) 사이의 길이 조정이 이루어진 다음 제2미러(50)가 제1미러(40)와 동일한 수평으로 유지되도록 두 개의 조절부(320)의 구동모터(322)를 각각 제어하여 제2미러(50)를 제1미러(40)와 수평으로 유지되게 한다.
상기 제2전개수단(30)에 의한 제2미러(50)의 수평 조절과정에서 기준부(310)는 하단부와 상단부가 제2경통(12)과 제2미러(50)에 각각 일방향힌지조인트(311)(313)으로 접속되어 제2경통(12)의 중심방향으로만 회전되고, 좌우방향이나 상하방향으로 회전될 수 없게 된다.
따라서, 기준부(310)를 통해 정확한 제2미러(50)의 기준위치를 설정할 수 있게 되고, 하단부와 상단부가 제2경통(12)과 제2미러(50)에 각각 유니버셜조인트(321)(323)으로 접속되어 사방으로 회전되는 한 쌍의 조절부(320)를 통해 제2미러(50)의 수평상태를 보다 안정적으로 조절할 수 있게 된다.
본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 광학구조체에 있어서 상기 제2전개수단(30)에 의한 제2미러(50)의 조정은 길이 조정, 기울기 조정, 중심점의 조정 순서를 달리하여 조정할 수 있음은 물론이다.
이상에서 본 발명자에 의해서 이루어진 발명을 상기 실시 예에 따라 구체적으로 설명하였지만, 본 발명은 상기 실시 예에 한정되는 것은 아니고 그 요지를 이탈하지 않는 범위 내에서 여러 가지로 변경 가능함은 물론이다.
10 : 경통
11 : 제1경통
12 : 제2경통
20 : 제1전개수단
30 : 제2전개수단
310 : 기준부
320 : 조절부
311, 313 : 일방향힌지조인트
312. 322 : 구동모터
321, 323 : 유니버셜 조인트
40 : 제1미러
50 : 제2미러

Claims (4)

  1. 제1경통(11)과 그의 내부에 상하방향으로 이동 가능하게 설치되는 제2경통(12)을 구비하는 경통(10);
    상기 제1경통(11)의 외부에 설치되고, 상기 제2경통(12)을 상승 이동시켜 전개하는 제1전개수단(20);
    상기 제2경통(12)의 내부에 설치되고, 제2미러(50)를 상승 이동시켜 전개하는 제2전개수단(30);
    상기 제1경통(11)의 하단부에 설치되는 제1미러(40); 및
    상기 제2전개수단(30)의 상단부에 설치되는 제2미러(50);를 포함하고,
    상기 제2전개수단(30)은 일방향힌지조인트(311)(313)로 제2경통(12)과 제2미러(50)에 접속되는 하나의 기준부(310); 유니버셜조인트(321)(323)로 제2경통(12)과 제2미러(50)에 접속되는 두 개의 조절부(320);를 포함하고,
    상기 하나의 기준부(310)와 두 개의 조절부(320)가 120°간격으로 배열 설치된 것을 특징으로 하는 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 제2전개수단(30)의 기준부(310)는 제1일방향힌지조인트(311), 구동모터(312), 제2일방향힌지조인트(313)를 포함하고,
    상기 기준부(310)의 제1일방향힌지조인트(311)는
    제2경통(12)의 내주면에 고정되는 고정부재(311a); 하단부가 상기 고정부재(311a)에 제2경통 중심방향으로 회전 가능하게 힌지 결합되고, 상단부가 구동모터(312)에 접속되는 제1접속축(311b);을 포함하고,
    상기 기준부(310)의 구동모터(312)는
    상기 제1접속축(311b)의 상단에 설치되는 본체(312a); 본체(312a)의 상부에 승강이 자유롭게 접속되는 승강축(312b);을 포함하고,
    상기 기준부(310)의 제2일방향힌지조인트(313)는
    제2미러(50)의 외주면에 고정 설치되는 고정부재(313a); 상단부가 상기 고정부재(313a)에 삽입 결합되고, 하단부가 접속부재(313c)에 제2경통 중심방향으로 회전 가능하게 힌지 결합되는 제2접속축(313b); 상단부가 제2접속축(313b)에 힌지 결합되고, 하단부가 구동모터 승강축(312b)에 접속되는 접속부재(313c);를 포함하는 것을 특징으로 하는 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 제2전개수단(30)의 조절부(320)는 제1유니버셜조인트(321), 구동모터(322), 제2유니버셜조인트(323)를 포함하고,
    상기 조절부(320)의 제1유니버셜조인트(321)는
    제2경통(12)의 내주면에 고정 설치되는 고정부재(321a); 하단부가 상기 고정부재(321a)에 사방으로 회전 가능하게 유니버셜조인트되고, 상단부가 구동모터(322)에 접속되는 접속축(321b);을 포함하고,
    상기 조절부(320)의 구동모터(322)는
    상기 접속축(321b)의 상단에 설치되는 본체(322a); 본체(322a)의 상부에 승강이 자유롭게 접속되는 승강축(322b);을 포함하고,
    상기 조절부(320)의 제2유니버셜조인트(323)는
    제2미러(50)의 외주면에 고정 설치되는 고정부재(323a); 상단부가 상기 고정부재(323a)에 사방으로 회전 가능하게 유니버셜조인트되고, 하단부가 상기 승강축(322b)에 접속되는 접속부재(323b);를 포함하는 것을 특징으로 하는 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체.
  4. 제1항에 있어서,
    제1전개수단(20)은 상기 제1경통(11)의 외부에 3개가 120°간격으로 설치되고,
    제1경통(11)의 외주 하단부에 고정 설치되는 고정플레이트(21);
    상기 고정플레이트(21)에 고정 설치되는 구동모터(22);
    상기 구동모터(22)에 회전 가능하게 접속되는 암나사관(23);
    상기 암나사관(23)의 내부에 승강 가능하게 접속되는 디플렉터(26);
    상기 디플렉터(26)에 접속되어 디플렉터(26)와 함께 상하방향으로 이송되는 안내봉(24);
    상기 암나사관(23)의 외부에 고정 설치되는 케이싱(25);을 포함하는 것을 특징으로 하는 고정밀 포커스 메커니즘을 갖는 우주용 전개형 광학구조체.
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