KR101765876B1 - Unfold device of cubesat boom - Google Patents
Unfold device of cubesat boom Download PDFInfo
- Publication number
- KR101765876B1 KR101765876B1 KR1020160039630A KR20160039630A KR101765876B1 KR 101765876 B1 KR101765876 B1 KR 101765876B1 KR 1020160039630 A KR1020160039630 A KR 1020160039630A KR 20160039630 A KR20160039630 A KR 20160039630A KR 101765876 B1 KR101765876 B1 KR 101765876B1
- Authority
- KR
- South Korea
- Prior art keywords
- spindle
- boom
- spiral spring
- coupled
- pair
- Prior art date
Links
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 claims abstract description 3
- 230000000452 restraining effect Effects 0.000 claims description 16
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims description 8
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 7
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 6
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 6
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 5
- 229920000785 ultra high molecular weight polyethylene Polymers 0.000 claims description 5
- 238000011084 recovery Methods 0.000 claims description 2
- 230000008878 coupling Effects 0.000 abstract description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 abstract description 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 abstract description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 abstract description 2
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 3
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 description 3
- 230000001012 protector Effects 0.000 description 3
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 3
- 239000010409 thin film Substances 0.000 description 3
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 239000004918 carbon fiber reinforced polymer Substances 0.000 description 2
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 239000010408 film Substances 0.000 description 2
- 229920003223 poly(pyromellitimide-1,4-diphenyl ether) Polymers 0.000 description 2
- 239000004698 Polyethylene Substances 0.000 description 1
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
- 239000002253 acid Substances 0.000 description 1
- 239000003513 alkali Substances 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- -1 polyethylene Polymers 0.000 description 1
- 229920000573 polyethylene Polymers 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 230000007480 spreading Effects 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
- 238000012795 verification Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
- B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
- B64G1/443—Photovoltaic cell arrays
-
- H—ELECTRICITY
- H01—ELECTRIC ELEMENTS
- H01L—SEMICONDUCTOR DEVICES NOT COVERED BY CLASS H10
- H01L31/00—Semiconductor devices sensitive to infrared radiation, light, electromagnetic radiation of shorter wavelength or corpuscular radiation and specially adapted either for the conversion of the energy of such radiation into electrical energy or for the control of electrical energy by such radiation; Processes or apparatus specially adapted for the manufacture or treatment thereof or of parts thereof; Details thereof
- H01L31/04—Semiconductor devices sensitive to infrared radiation, light, electromagnetic radiation of shorter wavelength or corpuscular radiation and specially adapted either for the conversion of the energy of such radiation into electrical energy or for the control of electrical energy by such radiation; Processes or apparatus specially adapted for the manufacture or treatment thereof or of parts thereof; Details thereof adapted as photovoltaic [PV] conversion devices
-
- H—ELECTRICITY
- H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
- H02S—GENERATION OF ELECTRIC POWER BY CONVERSION OF INFRARED RADIATION, VISIBLE LIGHT OR ULTRAVIOLET LIGHT, e.g. USING PHOTOVOLTAIC [PV] MODULES
- H02S10/00—PV power plants; Combinations of PV energy systems with other systems for the generation of electric power
- H02S10/40—Mobile PV generator systems
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
- Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
- Y02E10/50—Photovoltaic [PV] energy
Abstract
Description
본 발명은 큐브위성용 붐 전개장치에 관한 발명으로, 더욱 상세하게는 구속장치의 스핀들 구속으로 스파이럴 스프링의 탄성력을 축적하고, 구속장치의 분리를 통한 스파이럴 스프링의 탄성회복력으로 큐브위성용 붐을 전개하는 장치에 관한 발명이다.The present invention relates to a cube satellite boom deployment apparatus, and more particularly, to a cube satellite boom deployment apparatus that accumulates elastic force of a spiral spring by restraint of a spindle of a restraint apparatus and develops a boom for a cube satellite by elastic recovery force of a spiral spring .
큐브위성(cubesat)은 소형 인공위성의 일종으로, 가로.세로가 각각 10cm, 1kg이 조금 넘는 가벼운 무게를 지닌 정육면체 모양의 초소형 위성이다. 1999년 미국 스탠퍼드대와 캘리포니아공대 연구진이 대학들의 위성 개발 실습을 위해 처음 고안한 것으로, 기존 위성에 비해 개발에서 발사까지 소요되는 비용이 대형 위성의 0.1%정도인 1억~2억 원밖에 들지 않고, 준비기간이 1~2년이면 충분한 장점이 있다. 이러한 장점으로 인해 생물시험, 우주입자 검출 등 우주과학 연구와 중대형 위성용 기술의 사전검증, 그리고 우주탐사 등의 다양한 용도로 쓰이고 있다.A cubesat is a kind of miniaturized satellite, a cubic satellite with a light weight of just over 10cm in width and 1kg in weight. In 1999, researchers at Stanford University and California Institute of Technology first designed the university's satellite development lab. The cost of development and launching was 0.1 to 200 million won , And the preparation period is one to two years. Because of these advantages, it is used for various purposes such as space science research such as biology test, space particle detection, preliminary verification of medium and large satellite technology, and space exploration.
큐브위성은 발사 뒤 지구저궤도에서 큐브위성에 탑재된 태양돛의 전개를 통해 필요한 행성의 데이터 획득 등의 임무를 수행한다. 태양돛이란, 태양복사압(Solar Radiation Pressure, SRP)를 받아 포톤(Photon)의 모멘텀(Momentum) 교환에 의해 위성의 추진력을 발생시키는 것으로, 위성의 임무에 따라 크기와 모양 등이 달라진다. 대표적인 태양돛의 형상은 크게 4개의 붐이 태양돛을 지지하여 붐의 전개를 도와 3축 안정화가 가능한 사각형상, 4개 이상의 블레이드가 회전을 하여 원심력에 의해 전개되는 헬리오자이로(Heliogyro) 형상, 붐과 기둥이 서로 맞물리게 구조물이 연결되어 원형을 이루는 디스크 형상 등이 있다. 본 발명에서는 큐브위성의 탑재부에 박막을 탑재하고, 탑재부 하단의 하우징에 내장된 4개의 붐이 전개됨과 동시에, 탑재부에 탑재된 태양돛의 전개를 돕는 사각형상을 기준으로 한다.Cube satellites perform missions such as acquiring necessary planet data through deployment of solar sails mounted on Cube satellites in low earth orbit after launch. The solar sail, which receives solar radiation pressure (SRP), generates the propulsion of the satellite by photon's momentum exchange, which varies in size and shape depending on the mission of the satellite. The shape of the representative solar sail is largely divided into four types: a rectangular shape in which four booms support the sun sail to assist the expansion of the boom, three-axis stabilization, a Heliogyro shape in which four or more blades are rotated and developed by centrifugal force, And a disk shape in which the columns are connected to each other so as to be engaged with each other to form a circular shape. In the present invention, a thin film is mounted on a mounting portion of a cube satellite, and four booms embedded in a housing at the lower end of the mounting portion are deployed, and a rectangular shape for supporting the deployment of a solar sail mounted on the mounting portion is used as a reference.
4개의 붐이 전개되고, 각각의 붐의 측면을 따라 붐 사이에서 결합되어 탑재부에 탑재된 태양돛이 이에 대응하여 탑재부에서 벗어나 전개되는 과정에서, 붐의 전개를 위한 동력은 일반적으로 모터 등의 전기동력이 이용된다. 또한, 붐의 전개 전 붐의 구속을 위해 전기동력이 필요하다. 그러나 모터 등의 전기동력을 이용하는 경우, 필수적으로 전기동력을 발생시키기 위한 모터, 회로 등의 부품이 추가된다. 이로 인해 위성 발사비용이 증대되고 발사 후 큐브위성의 안전성 및 에너지 효율이 감소되는 단점이 있다. 따라서, 별도의 전기동력을 이용하지 않고 붐의 전개 및 태양돛의 전개를 돕고, 전개 전 붐을 큐브위성 본체에 구속시킬수 있는 발명이 필요한 실정이다.In the course of developing four booms and joining the booms along the sides of each boom so that the solar sails mounted on the mount are correspondingly displaced from the mount, the power for deployment of the boom is generally controlled by electric power Power is used. Further, an electric power is required for restraining the boom before the boom is deployed. However, when an electric power such as a motor is used, components such as a motor and a circuit for generating an electric power are essentially added. This has the disadvantage of increasing satellite launch costs and reducing the safety and energy efficiency of the Cube satellite after launch. Therefore, there is a need for an invention capable of deploying a boom and deploying a solar sail without using separate electric power, and restricting the pre-deployment boom to a cubic satellite body.
본 발명은 큐브위성용 붐 전개장치에 관한 발명으로, 구속장치의 스핀들 구속으로 스파이럴 스프링의 탄성력을 축적하고, 구속장치의 분리를 통한 스파이럴 스프링의 탄성회복력으로 큐브위성용 붐을 전개하는데 그 목적이 있다.An object of the present invention is to provide a boom deployment apparatus for a cube satellite, in which the elastic force of the spiral spring is accumulated by the spindle restraint of the restraint device, and the boom for the cubic satellite is developed by the resilience of the spiral spring through separation of the restraint device.
이와 같은 목적을 달성하기 위해 본 발명에 따른 큐브위성의 붐 전개장치는,
일정한 두께를 지니고 중심부에 홀이 형성되는 지지부; 상기 지지부의 홀을 회전 가능하게 관통하고, 중공부(中空部)가 형성되는 원통 형상의 스핀들; 상기 스핀들의 상부 외주면의 둘레를 따라 일정한 간격으로 두고 날개 형상으로 결합되는 띠 형상의 복수개의 붐; 상기 스핀들 및 상기 지지부에 양측부가 각각 결합되고, 상기 스핀들을 중심으로 상기 스핀들 및 상기 지지부의 사이에서 나선형상으로 감기는 스파이럴 스프링; 상기 스핀들의 밑단부에 결합되어 상기 스핀들과 함께 일체로 회전하고, 일정한 간격을 두고 복수개의 오목한 홈이 형성되는 원판 형상의 받침부; 및 상기 복수개의 오목한 홈 중 인접한 두 개의 홈에 각각 대응되게 결합되는 초승달 형상의 한 쌍의 구속장치;를 포함하고, 상기 한 쌍의 구속장치의 타단부는 상기 지지부의 하면에 형성된 한 쌍의 회전중심부를 중심으로 각각 회전 가능하게 결합되고, 상기 한 쌍의 구속장치의 일단부는 줄로 연결되어, 상기 한 쌍의 구속장치가 상기 받침부 및 상기 스핀들의 회전을 구속하며, 상기 스핀들이 시계방향 또는 반시계방향으로 회전시, 상기 스파이럴 스프링이 상기 스핀들의 하부 외주면의 둘레를 따라 시계방향 또는 반시계방향으로 감겨 말림과 동시에 상기 복수개의 상기 붐이 상기 스핀들의 상부 외주면의 둘레를 따라 시계방향 또는 반시계방향으로 감겨 말리고, 상기 한 쌍의 구속장치의 상기 스핀들의 구속으로 인해 상기 스파이럴 스프링의 탄성력이 축적되고, 상기 한 쌍의 구속장치가 상기 받침부에서 분리시, 상기 스파이럴 스프링의 탄성 회복력에 의해 상기 스핀들이 회전한 방향과 반대 방향으로 회전하면서 상기 붐이 전개되며, 상기 스핀들의 상부는 복수개의 단차가 형성된 바람개비 형상이고, 상기 단차로 인해 형성된 복수개의 오목부 및 상기 오목부의 형상에 대응되는 복수개의 덮개부의 사이에서 상기 복수개의 붐의 단부가 각각 결합되어 고정되는 것을 특징으로 한다.According to another aspect of the present invention, there is provided a boom deployment apparatus for a cube satellite,
A support having a predetermined thickness and formed with a hole in the center thereof; A cylindrical spindle rotatably penetrating a hole of the support portion and having a hollow portion; A plurality of strip-shaped booms joined at a predetermined interval along the periphery of the upper peripheral surface of the spindle and in a wing shape; A spiral spring that is coupled to both the spindle and the support portion at both sides thereof and spirally wound around the spindle between the spindle and the support; A disk-shaped receiving unit coupled to a bottom of the spindle and integrally rotated together with the spindle and having a plurality of concave grooves formed at regular intervals; And a pair of crescent-shaped restraint devices respectively corresponding to the two adjacent recesses of the plurality of recessed grooves, wherein the other end of the pair of restraint devices is rotatably supported by a pair of rotations Wherein one end of the pair of restraining devices is connected by a line so that the pair of restraining devices restrains rotation of the receiving part and the spindle and the spindle rotates clockwise or counterclockwise When the spindle is rotated in a clockwise direction, the spiral spring is wound clockwise or counterclockwise around the circumference of the lower peripheral surface of the spindle, and the plurality of booms are clockwise or counterclockwise along the circumference of the upper peripheral surface of the spindle And the elasticity of the spiral spring due to the restraint of the spindle of the pair of restraint devices When the pair of restraining devices are separated from the receiving portion, the boom is rotated while being rotated in a direction opposite to the direction in which the spindle is rotated by the resilience of the spiral spring, and the upper portion of the spindle And the end portions of the plurality of booms are fixedly coupled to each other between a plurality of recesses formed by the step and a plurality of lids corresponding to the shape of the recesses.
삭제delete
또한, 본 발명에 따른 큐브위성의 붐 전개장치의 스핀들의 시계방향으로의 회전시, 스파이럴 스프링이 스핀들의 하부 외주면의 둘레를 따라 시계방향으로 감겨 말림과 동시에 복수개의 붐이 스핀들의 외주면의 둘레를 따라 시계방향으로 감겨 말리고, 스핀들의 구속으로 인해 스파이럴 스프링의 탄성력이 축적되고, 한 쌍의 구속장치가 받침부에서 분리시, 스파이럴 스프링의 탄성 회복력에 의해 스핀들이 반시계방향으로 회전하여 붐이 반시계방향으로 전개되는 것을 특징으로 할 수 있다.When the spindle of the cube satellite boom deployment apparatus according to the present invention is rotated in the clockwise direction, the spiral spring is wound clockwise along the circumference of the lower outer circumferential surface of the spindle, and a plurality of booms are wound around the circumferential surface of the spindle When the pair of restraint devices are separated from the support portion, the spindle rotates counterclockwise due to the elastic restoring force of the spiral spring, and the boom rotates in the counterclockwise direction. As a result, the spindle is rotated in the clockwise direction and the elastic force of the spiral spring is accumulated due to the restraint of the spindle. And is developed in a clockwise direction.
또한, 본 발명에 따른 큐브위성의 붐 전개장치의 지지부는 지지부 및 하부 지지부가 일정한 간격을 두고 결합되고, 하부 지지부에는, 홀을 기준으로 일정한 높이와 두께를 지닌 격벽이 홀의 원주방향을 따라 원형으로 형성되는 것을 특징으로 할 수 있다.The supporting portion of the boom expansion device of the cube satellite according to the present invention is characterized in that the supporting portion and the lower supporting portion are coupled with a predetermined interval and the partition having a predetermined height and thickness with respect to the hole is circularly formed along the circumferential direction of the hole Is formed.
또한, 본 발명에 따른 큐브위성의 붐 전개장치는 스핀들의 하부의 일 지점에 제 1홈이 형성되고, 격벽의 일 지점에 제 2홈이 형성되고, 스파이럴 스프링의 일측부는 제 1홈에 결합되고, 타측부는 제 2홈에 결합되는 것을 특징으로 할 수 있다.In the boom deployment apparatus of the cube satellite according to the present invention, a first groove is formed at a lower portion of the spindle, a second groove is formed at one point of the partition, and one side of the spiral spring is coupled to the first groove And the other side portion is coupled to the second groove.
또한, 본 발명에 따른 큐브위성의 붐 전개장치의 스핀들의 상부는 복수개의 단차가 형성된 바람개비 형상이고, 단차로 인해 형성된 복수개의 오목부 및 오목부의 형상에 대응되는 복수개의 덮개부의 사이에서 복수개의 붐의 단부가 각각 결합되어 고정되는 것을 특징으로 할 수 있다.In addition, the upper part of the spindle of the boom deployment apparatus of the cube satellite according to the present invention is in the form of a vane shape having a plurality of stepped portions, and a plurality of concave portions formed by steps and a plurality of boom portions corresponding to the shapes of the concave portions, And the end portions of the guide grooves are respectively coupled and fixed.
또한, 본 발명에 따른 큐브위성의 붐 전개장치의 한 쌍의 구속장치의 타단부는 하부 지지부의 하면에 형성된 한 쌍의 회전중심부를 중심으로 각각 회전 가능하게 결합되고, 한 쌍의 구속장치의 일단부는 줄로 연결되어, 한 쌍의 구속장치가 받침부 및 스핀들의 회전을 구속하는 것을 특징으로 할 수 있다.The other end of the pair of restraint devices of the boom deployment apparatus of the cube satellite according to the present invention is rotatably coupled to each of the pair of rotation center portions formed on the lower surface of the lower support portion, And the pair of restraint devices are connected to the spool so as to restrain the rotation of the spool and the support portion.
또한, 본 발명에 따른 큐브위성의 붐 전개장치의 하부 지지부의 하면에는 전원 및 저항을 포함하는 발열부가 형성되고, 발열부의 저항은 줄과 맞닿게 위치하고, 발열부의 저항의 발열에 의해 줄이 절단시, 받침부 및 스핀들이 한 쌍의 구속장치로부터 분리되어 회전 가능한 것을 특징으로 할 수 있다.In addition, a heating unit including a power source and a resistor is formed on a lower surface of a lower support of a cube satellite boom deployment apparatus according to the present invention, and a resistance of the heating unit is located in contact with a line. , The receiving portion and the spindle can be separated from the pair of restraining devices and rotated.
또한, 본 발명에 따른 큐브위성의 붐 전개장치의 상부 지지부의 상면에는, 붐의 전개방향에 대응되게 지면에 수직인 방향으로, 일정한 두께 및 높이를 지닌 롤러 및 가이드를 포함하는 가이드부가 형성되고, 붐이 롤러 및 가이드를 따라 전개되는 것을 특징으로 할 수 있다.A guide portion including a roller and a guide having a predetermined thickness and height is formed on the upper surface of the upper support portion of the boom expansion apparatus of the cube satellite according to the present invention in a direction perpendicular to the paper surface, And the boom is deployed along the roller and the guide.
또한, 본 발명에 따른 큐브위성의 붐 전개장치의 가이드의 단부에는, 지면에 수직인 방향으로 단차가 형성되는 것을 특징으로 할 수 있다.Further, a step may be formed at an end of the guide of the boom deployment apparatus of the cube satellite according to the present invention in a direction perpendicular to the paper.
또한, 본 발명에 따른 큐브위성의 붐 전개장치의 스핀들의 반시계방향으로의 회전시, 스파이럴 스프링이 스핀들의 하부 외주면의 둘레를 따라 반시계방향으로 감겨 말림과 동시에 복수개의 붐이 스핀들의 외주면의 둘레를 따라 반시계방향으로 감겨 말리고, 스핀들의 구속으로 인해 스파이럴 스프링의 탄성력이 축적되고, 한 쌍의 구속장치가 받침부에서 분리시,스파이럴 스프링의 탄성 회복력에 의해 스핀들이 시계방향으로 회전하여 붐이 시계방향으로 전개되는 것을 특징으로 할 수 있다.When the spindle of the cube satellite boom deployment apparatus according to the present invention is rotated in the counterclockwise direction, the spiral spring is wound in a counterclockwise direction along the circumference of the lower outer circumferential surface of the spindle, and a plurality of booms are formed on the outer peripheral surface of the spindle When the pair of restraint devices are separated from the receiving portion, the spindle rotates in the clockwise direction due to the elastic restoring force of the spiral spring, and the spindle rotates in the counterclockwise direction, Is developed in the clockwise direction.
또한, 본 발명에 따른 큐브위성의 붐 전개장치의 줄의 재질은 다이니마인 것을 특징으로 할 수 있다.In addition, the material of the rope of the boom deployment apparatus of the cube satellite according to the present invention may be characterized by being a dyneema.
본 발명에 따른 큐브위성용 붐 전개장치의 스파이럴 스프링에 저장된 탄성력 및 탄성회복력에 의해 붐을 전개하므로 별도의 동력을 필요로 하지 않는 장점이 있다.The boom is deployed by the resilience and elastic restoring force stored in the spiral spring of the cube satellite boom deployment apparatus according to the present invention, so that there is an advantage that no additional power is required.
또한, 본 발명에 따른 큐브위성용 붐 전개장치의 구속장치가 물리적 힘이 아닌 저항의 발열에 의해 구속이 분리되므로, 별도의 동력 없이 붐이 전개되는 장점이 있다.In addition, the restraint apparatus of the boom expansion apparatus for cube satellite according to the present invention is advantageous in that the boom is deployed without any additional power because the restraint apparatus is separated from the restraint by the heat of resistance, not the physical force.
도 1은 본 발명에 따른 큐브위성용 붐 전개장치가 결합된 큐브위성의 모습을 도시한 도면.
도 2는 본 발명에 따른 큐브위성용 붐 전개장치의 붐의 전개 전 붐 전개장치의 모습을 도시한 도면.
도 3은 본 발명에 따른 큐브위성용 붐 전개장치의 하부 지지부를 도시한 도면.
도 4는 본 발명에 따른 큐브위성용 붐 전개장치의 스핀들을 도시한 도면.
도 5 및 도 6은 본 발명에 따른 큐브위성용 붐 전개장치의 스파이럴 스프링이 스핀들을 중심으로 감기면서 탄성력이 축적되는 모습을 도시한 도면.
도 7 및 도 8은 본 발명에 따른 큐브위성용 붐 전개장치의 구속장치의 구속으로부터 받침부 및 스핀들이 분리되어 회전하는 모습을 도시한 도면.
도 9는 본 발명에 따른 큐브위성용 붐 전개장치의 가이드부를 도시한 도면.
도 10은 본 발명에 따른 큐브위성용 붐 전개장치의 붐이 전개되는 모습을 도시한 도면.
도 11은 본 발명에 따른 큐브위성용 붐 전개장치의 붐의 전개 후 모습을 도시한 도면.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Figure 1 is a view of a cube satellite coupled with a boom deployment apparatus for a cube satellite according to the present invention.
BACKGROUND OF THE
3 is a view showing a lower support portion of a boom deployment apparatus for a cube satellite according to the present invention.
4 is a view of a spindle of a boom deployment apparatus for a cube satellite according to the present invention.
5 and 6 are views showing a state in which elastic force is accumulated while a spiral spring of a boom expansion apparatus for a cube satellite according to the present invention is wound around a spindle.
FIG. 7 and FIG. 8 are views showing a state in which the receiving portion and the spindle are separated from the restraint of the restraint device of the boom expansion device for a cube satellite according to the present invention and rotated.
9 is a view showing a guide portion of a boom expansion apparatus for a cube satellite according to the present invention.
10 is a view showing a boom of a boom expansion apparatus for a cube-satellite according to the present invention deployed.
11 is a view showing a boom of a boom expansion apparatus for a cube satellite according to the present invention after deployment.
이하, 본 발명의 일 실시예에 따른 바람직한 실시예를 첨부된 도면을 참조하면서 상세하게 설명한다.Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.
도 1은 본 발명에 따른 큐브위성용 붐 전개장치가 결합된 큐브위성의 모습을 도시한 도면이다. 이하 도 1을 통해, 큐브위성의 전반적인 구조에 대해 설명하도록 한다.FIG. 1 is a view showing a cube satellite coupled with a boom expansion apparatus for a cube satellite according to the present invention. The overall structure of the cube satellite will now be described with reference to FIG.
큐브위성(1)은 크게 붐 전개장치(10)와 버스(Bus)(20)로 구성된다. 붐 전개장치(10)는 붐(300)이 구속되고 전개되는 곳으로, 붐 전개장치(10)의 상세한 구조에 대한 설명은 도 2를 통해서 설명하도록 한다. 전개된 붐(300) 사이에는 태양돛(310)이 결합되어 붐(300)을 따라 펼쳐진다. 붐 전개장치(10)와 버스(Bus)(20) 사이에는 기둥(920)을 중심으로 일정한 높이를 지니고, 붐(300)이 탑재될 수 있는 탑재공간(910)이 4방향 모두 구비된 태양돛 탑재부(900)가 결합되는 것이 바람직하다. 붐(300)이 전개되기 전에 태양돛(310)은 붐(300)의 측면을 따라 결합된 상태에서 접혀져 태양돛 탑재부(900)의 탑재공간(910)에 탑재되고, 붐(300)의 전개와 동시에 탑재공간(910)으로부터 나와 붐(300)을 따라 펼쳐진다. 태양돛(310)의 재질은 한정되지 않으나, 일 실시예로 박막으로 구성되고 박막은 25㎛두께의 알루미늄이 코팅된 kapton film인 것이 바람직하다. Kapton film은 산과 알칼리 등의 화공약품에 저항력과 마찰력이 우수하고, 극저온부터 극고온 환경에 대응할 수 있어 우주에서 사용되기 적합한 소재이다.The
버스(Bus)(20)는 본체(21), 솔라패널(22)로 구성된다. 본체(21)는 직육면체 형상의 하우징으로, 자세제어시스템, 전력시스템, 운용컴퓨터, ADB(Attitude Determination Board), 3축 Reaction Wheel, Magnetic torque, Fine Sun Sensor, GPS 수신기 등이 내장되어 있는 것이 바람직하다. 솔라패널(22)은 본체(21) 밑단부에 힌지결합으로 결합되어 일반적인 태양광 패널 역할을 한다.The
도 2는 본 발명에 따른 큐브위성용 붐 전개장치의 붐이 전개되기 전 모습을 도시한 도면이다. 이하 도 2를 통해 붐 전개장치의 구성요소를 상세히 설명하도록 한다.2 is a view showing a state before a boom of a boom expansion apparatus for cube satellites according to the present invention is deployed. Hereinafter, the components of the boom deployment apparatus will be described in detail with reference to FIG.
붐 전개장치(10)는 크게 지지부(100), 스핀들(200), 붐(300), 스파이럴 스프링(400), 받침부(500), 구속장치(600), 가이드부(700), 발열부(800)로 구성된다. The
지지부(100)는 상부 지지부(101)와 하부 지지부(102)로 구성된다. 하부 지지부(102)의 구성은 도 3을 참조하여 상세히 설명하도록 한다. 하부 지지부(102)는 각 모서리에 일정한 높이를 갖는 기둥(102a)이 지면에 수직으로 연장형성되고, 이로 인해 지지부(100)가 일정한 높이를 지니게 되는 것이 바람직하다. 하부 지지부(102)의 중심부에는 후술할 스핀들(200)이 관통되도록 스핀들(200)의 직경에 대응되는 홀(H)이 형성되는 것이 바람직하다. 또한, 상부 지지부(101)에도 하부 지지부(102)의 홀(H)의 위치에 대응되게 홀(H)이 형성되는 것이 바람직하다. 하부 지지부(102)에 형성되는 홀(H)을 기준으로 일정한 높이와 두께를 지닌 격벽(110)이 홀(H)의 원주방향을 따라 원형으로 형성되는 것이 바람직하다. 후술하겠지만, 홀(H)에 스핀들(200)이 관통되고, 스핀들(200)과 격벽(110) 사이에 스파이럴 스프링이 위치된다. 격벽(110)의 일 지점에는 제 2홈(111)이 형성된다. 스파이럴 스프링(400)의 양측부(401,402) 중 어느 하나의 측부가 제 2홈(111)에 걸림 결합되어 고정되므로, 스핀들(200)의 회전을 통해 스파이럴 스프링(400)의 탄성력이 축적될 수 있다. 스파이럴 스프링(400)의 양측부(401,402)의 결합 관련 설명은 도 5 및 도 6에서 상세히 설명하도록 한다.The
지지부(100)의 홀(H)에는 스핀들(200)이 회전이 가능하도록 관통 결합된다. 스핀들(200)은 원통 형상의 하우징으로, 중공부(中空部)(201)가 스핀들(200)을 관통하도록 형성된다. 스핀들(200)의 상세한 구조는 도 4를 참조하여 설명하도록 한다. 스핀들(200)은 상부 스핀들(210) 과 하부 스핀들(230)로 구성되고, 상부 스핀들(210)과 하부 스핀들(230) 사이에는 각각을 구분하는 돌출부(240)가 형성된다. 하부 스핀들(230)의 밑단부에는 스핀들의 중공부(201)의 중심을 기준으로 중공부(201)의 원주방향을 따라 육각 스핀들(250) 및 받침부(500)가 결합되며, 상세한 구조는 도 7에서 후술하도록 한다. 하부 스핀들(230)의 일 지점에는 제 1홈(231)이 형성되고, 스파이럴 스프링(400)의 양측부(401,402) 중 어느 하나의 측부가 결합되는 곳이다. 상세한 구조는 도 5에서 후술하도록 한다.The
붐(300)은 태양돛 시스템에서 태양돛(310)을 지지하여 모양을 유지시켜 주는 구성요소로, 본 발명에서는 일정한 두께와 길이는 지닌 띠 형상이 바람직하다. 이때, 붐(300)은 C curve를 가진 폭 25mm, 두께 0.1mm인 줄자 형상이 바람직하고, 붐의 재질은 CFRP(Carbon Fiber Reinforced Polymer) 또는 Steel인 것이 바람직하다.The
상부 스핀들(210)은 붐(300)이 결합되는 곳이다. 이때, 상부 스핀들(210)은 시계방향 혹은 반시계 방향으로 복수개의 단차가 형성된 바람개비 형상인 것이 바람직하다. 상부 스핀들(210)에 형성된 단차로 인해 복수개의 오목부(211)가 형성된다. 또한, 복수개의 오목부(211)의 형상에 대응되게 날개 형상을 지닌 복수개의 덮개부(220)가 형성된다. 오목부(211)와 덮개부(220) 사이의 간격(S)에 띠 형상의 붐(300)이 오목부(211)의 외측면 및 덮개부(220)의 내측면을 따라서 위치한다. 오목부(211), 덮개부(220) 및 붐(300)을 결합하고 고정하기 위해 볼트(221a)결합 하는 것이 바람직하다. 이때, 볼트(221a)결합을 위해 덮개부(220)의 측면에는 홈(221)이 형성되는 것이 바람직하다. 붐(300)이 상부 스핀들(210)을 따라 시계방향 또는 반시계방향으로 감겨 말리는 형상은 도 10에서 상세히 설명하도록 한다.The
도 5 및 도 6은 스파이럴 스프링(400)이 스핀들(200)의 회전으로 인해 감겨 말리는 모습을 도시한 도면이다. 이하 도 5 및 도 6을 참조하여 스파이럴 스프링(400)의 결합구조에 관하여 설명하도록 한다.5 and 6 are views showing a state in which the
스파이럴 스프링(400)이란, 단면이 일정한 가늘고 긴 띠모양의 강을 한 평면상에 코일 형상으로 감은 스프링으로, 나선형 스프링 또는 태엽 스프링이라고도 지칭한다. 스파이럴 스프링(400)은 회전력을 편위(偏位)로 변환시킬 수 있다. 즉, 스파이럴 스프링(400)은 스파이럴 스프링(400) 자체의 회전으로 인한 탄성력을 축적하고, 축적된 탄성력을 일방향의 힘으로 변환시킬 수 있다. 이때, 본 발명에서의 스파이럴 스프링(400)은 강성을 위해 폭 5mm, 두께 0.2mm~0.3mm인 것이 바람직하고, 본 발명에서 스파이럴 스프링(400)은 회전되어 감기기 전을 기준으로, 스핀들(200)의 외측면 및 격벽(110)의 내측면 사이에서 나선형으로 위치되는 것이 바람직하다. 스파이럴 스프링(400)은 양 측부(401,402)를 지니고, 일측부(401)은 하부 스핀들(230)에 형성된 제 1홈(231)에 걸림 결합되고, 타측부(402)는 격벽(110)에 형성된 제 2홈(111)에 걸림 결합되는 것이 바람직하다.The
붐(300) 및 스핀들(200)을 구속장치(600)에 구속시키기 위한 단계로, 스핀들(200)을 시계방향 또는 반시계방향으로 회전시킨다. 스핀들(200)을 회전시키면, 스핀들(200) 및 격벽(110)에 걸림 결합된 스파이럴 스프링(400)은 이에 대응하여 하부 스핀들(230)을 중심으로 모이면서 시계방향 또는 반시계방향으로 하부 스핀들(230)에 감겨 말리게 된다. 이렇게 스파이럴 스프링(400)이 감겨 말리게 되면, 스파이럴 스프링(400)에 회전 탄성력이 축적되게 된다. 또한, 스파이럴 스프링(400)이 감겨 말림과 동시에 상부 스핀들(210)에 결합된 붐(300)도 상부 스핀들(210)의 외주면의 둘레를 따라 시계방향 또는 반시계방향으로 회전되고, 상부 스핀들(210)을 중심으로 감겨 말리게 되어 도 2와 같은 상태의 붐(300)이 형성된다.The
스파이럴 스프링(400) 및 붐(300)이 스핀들(200)을 중심으로 감겨 말린 상태에서, 회전 탄성력을 구속시키기 위해 한 쌍의 구속장치(600)가 사용된다. 한 쌍의 구속장치(600) 및 한 쌍의 구속장치(600)와 관련된 기타 구성요소의 상세한 구조는 도 7을 참조하도록 한다. 스핀들(200)의 하부에는 스핀들(200)의 하부에서 연장형성되어 육각스핀들(250)이 결합된다. 육각스핀들(250)은 육각형의 일정한 두께를 지닌 판으로, 육각스핀들(250)에는 중공부가 형성되어 있는 것이 바람직하다. 육각스핀들(250)의 외측면에는 받침부(500)가 결합되는 것이 바람직하다. 스핀들(200)의 하부, 육각스핀들(250) 및 받침부(500)는 볼트(B)에 의해 결합된다. 받침부(500)는 원판 형상으로, 스핀들(200)의 밑단부에 결합되어 스핀들(200)과 함께 일체로 회전하고, 일정한 간격을 두고 복수개의 오목한 홈(510)이 형성되는 것이 바람직하다. 홈(510)의 개수는 제한이 없으나, 3개인 것이 바람직하다. 이때, 홈(510)은 후술할 구속장치(600)의 형상에 대응되게 형성된다.In a state where the
한 쌍의 구속장치(600)는 하부 지지부(102)의 하면에 형성되고, 받침부(500)를 중심에 두고 일정한 간격을 두고 하부 지지부(120)의 하면에 결합되는 것이 바람직하다. 한 쌍의 구속장치(600)는 초승달 형상인 것이 바람직하고, 한 쌍의 구속장치(600)의 일단부는 홀(601)이 형성되어 각각의 구속장치(600)의 홀(601)을 관통하여 각 구속장치(600)의 일단부가 줄(W)로 연결되어 고정되는 것이 바람직하다. 한 쌍의 구속장치(600)의 타단부에는 하부 지지부(102)의 하면에 형성된 원판 형상의 한 쌍의 회전중심부(601)에 결합되어 회전중심부(601)를 기준으로 회전가능하도록 결합되는 것이 바람직하다.It is preferable that the pair of
이때, 줄(W)의 재질은 다이니마인 것이 바람직하다. 다이니마는 폴리에틸렌의 원사로, 초경량, 초강도 특성을 지닌 섬유이다. 다이니마는 끈끈하게 달라붙은 힘인 점착력이 강철보다 15배나 높고 충격 흡수력이 매우 뛰어난 장점이 있어 우주에서 사용되기에 적합한 소재이다.At this time, it is preferable that the material of the string W is dyneema. Dyneema is a yarn of polyethylene yarn, which has ultra-light and ultra-high strength properties. Dyneema is a material suitable for use in space because it has a sticky strength of 15 times higher than that of steel and a very high impact absorption capacity.
초승달 형상의 한 쌍의 구속장치(600)의 각각의 굴곡진 부분(602)은 받침부(500)의 복수의 홈 중 두개의 홈(510)에 각각 결합하여 스핀들(200)의 회전을 구속시킬 수 있다. 도 7은 스핀들(200)이 회전하여 붐(300) 및 스파이럴 스프링(400)이 감겨 말린 상태의 도면으로, 감겨 말린 상태에서 한 쌍의 구속장치(600)가 두개의 홈(510)에 결합되고, 줄(W)로 인해 한 쌍의 구속장치(600)의 회전이 구속되므로, 붐(300) 및 스파이럴 스프링(400)의 회전을 구속시켜 회전 탄성력을 스파이럴 스프링(400)에 축적할 수 있게 된다. 줄(W)의 중심부의 하단 위치에 하부 지지부(102)의 하면에는 발열부(800)가 형성된다. 발열부(800)는 전원(810) 및 저항(820)을 포함하고, 발열부(800)는 하부 지지부(102)에 볼트결합(510)으로 고정되는 것이 바람직하다. 이때, 저항(820)의 위치는 줄(W)과 맞닿게 형성되는 것이 바람직하다. 전원(810)을 통해 전류가 흐르면 저항(820)에 열이 발생하므로, 저항(820)과 맞닿은 줄(W)이 절단될 수 있게 된다. 즉, 전원(810)을 통한 전류 조절로 구속장치(600)의 구속 및 분리를 조절하여 별도의 동력장치 없이 붐(300)을 전개할 수 있어 본 발명의 목적에 부합하게 된다. 따라서 본 발명에 따르면 큐브위성(1)의 붐(300)을 지상에서 한 쌍의 구속장치(600)를 통해 고정시키고, 우주에 발사되는 경우 원하는 시간 및 위치에서 발열부(800)에 전류를 흘려주어 한 쌍의 구속장치(600)가 분리되어 스파이럴 스프링(400)에 축적되어 있는 회전 탄성력에 의해 붐(300)을 전개할 수 있게 된다.Each
도 8은 구속장치(600)가 받침부(500)로부터 분리되는 모습을 도시한 도면이다. 위에서 설명한 바와 같이, 발열부(800)에 전류를 흘려주어 저항(820)에 열이 발생되면, 줄(W)이 절단되게 된다. 줄(W)이 절단되면, 받침부(500)를 기준으로 한 쌍의 구속장치(600)는 각각 양 옆으로 퍼지는 형상으로 회전하면서 분리된다. 이때, 최초에 구속을 위해 스핀들(200) 및 스파이럴 스프링(400)을 감았던 방향의 반대방향으로 스핀들(200)이 회전하게 되고, 이에 대응하여 붐(300)도 스핀들(200)의 회전방향으로 펼쳐지면서 전개된다. 붐(300)의 전개과정은 도 10 및 도 11을 참조하도록 한다. 붐(300)은 상부 스핀들(210)의 외주면 및 덮개부(200)의 외주면을 따라 나선형으로 감겨 고정되어 있고, 이후 한 쌍의 구속장치(600)가 받침부(500)로부터 분리되면, 스핀들(200)의 회전 방향에 대응하여 전개되어, 최종적으로 도 11 상태로 붐(300)이 전개된다.8 is a view showing a state in which the restraining
도 9는 가이드부의 형상을 도시한 도면이다. 이하 도 9를 통해 가이드부의 상세한 구조에 대해 설명하도록 한다.9 is a view showing the shape of the guide portion. The detailed structure of the guide portion will be described with reference to FIG.
가이드부(700)는 크게 가이드(710), 롤러(720) 및 보호대(730)으로 구성된다. 가이드(710) 및 롤러(720)는 붐(300)의 전개방향에 대응되게 지면에 수직인 방향으로 상부 지지부(101)의 상면에 결합된다. 이때, 롤러(720)는 가이드(710)의 단부에 회전가능하게 결합되고, 붐(300)이 구속 또는 전개시 가이드(710) 및 롤러(720)를 스치는 것이 바람직하다. 이와 같은 가이드(710) 및 롤러(720) 구조로 인해, 붐(300)이 구속 또는 전개되는 동작 관련하여, 말리지 않고, 자연스럽게 붐(300)의 이동 동작이 이행될 수 있는 장점이 있다. 이때, 가이드(710)의 단부에는 지면에 수직인 방향으로 단차(711)가 형성되는 것이 바람직하다. 가이드(710)의 상부는 태양돛 탑재부(900)의 하면이 결합되는 곳으로, 단차(711)로 인해 여유 공간이 확보되고, 붐(300)의 구속 또는 전개과정에서의 마찰력이 감소되어 본 발명의 수명이 연장되는 장점이 있다. 보호대(730)는 가이드(710) 및 롤러(720)의 우주공간에서의 외부노출을 보호하기 위한 것으로, 상부 지지부(101)의 상면에 위치하여 ㄱ자 형상으로 지면에 수직하게 형성되는 것이 바람직하다.The
이상에서 다양한 실시예를 들어 본 발명을 설명하였으나, 이에 한정되는 것은 아니며 본 발명의 권리범위로부터 합리적으로 해석될 수 있는 것이라면 무엇이나 본 발명의 권리범위에 속하는 것은 당연하다.While the present invention has been described with reference to the particular embodiments, it is to be understood that the invention is not limited to the disclosed embodiments, but, on the contrary, is intended to cover various modifications and equivalent arrangements included within the spirit and scope of the appended claims.
100...지지부 200...스핀들
300...붐 400...스파이럴 스프링
500...받침부 600...구속장치
700...가이드부 800...발열부
900...태양돛 탑재부100 ...
300 ... boom 400 ... spiral spring
500 ... receiving
700 ...
900 ... Solar sail mount
Claims (11)
일정한 두께를 지니고 중심부에 홀이 형성되는 지지부;
상기 지지부의 홀을 회전 가능하게 관통하고, 중공부(中空部)가 형성되는 원통 형상의 스핀들;
상기 스핀들의 상부 외주면의 둘레를 따라 일정한 간격으로 두고 날개 형상으로 결합되는 띠 형상의 복수개의 붐;
상기 스핀들 및 상기 지지부에 양측부가 각각 결합되고, 상기 스핀들을 중심으로 상기 스핀들 및 상기 지지부의 사이에서 나선형상으로 감기는 스파이럴 스프링;
상기 스핀들의 밑단부에 결합되어 상기 스핀들과 함께 일체로 회전하고, 일정한 간격을 두고 복수개의 오목한 홈이 형성되는 원판 형상의 받침부; 및
상기 복수개의 오목한 홈 중 인접한 두 개의 홈에 각각 대응되게 결합되는 초승달 형상의 한 쌍의 구속장치;를 포함하고,
상기 한 쌍의 구속장치의 타단부는 상기 지지부의 하면에 형성된 한 쌍의 회전중심부를 중심으로 각각 회전 가능하게 결합되고, 상기 한 쌍의 구속장치의 일단부는 줄로 연결되어, 상기 한 쌍의 구속장치가 상기 받침부 및 상기 스핀들의 회전을 구속하며,
상기 스핀들이 시계방향 또는 반시계방향으로 회전시, 상기 스파이럴 스프링이 상기 스핀들의 하부 외주면의 둘레를 따라 시계방향 또는 반시계방향으로 감겨 말림과 동시에 상기 복수개의 상기 붐이 상기 스핀들의 상부 외주면의 둘레를 따라 시계방향 또는 반시계방향으로 감겨 말리고,
상기 한 쌍의 구속장치의 상기 스핀들의 구속으로 인해 상기 스파이럴 스프링의 탄성력이 축적되고, 상기 한 쌍의 구속장치가 상기 받침부에서 분리시, 상기 스파이럴 스프링의 탄성 회복력에 의해 상기 스핀들이 회전한 방향과 반대 방향으로 회전하면서 상기 붐이 전개되며,
상기 스핀들의 상부는 복수개의 단차가 형성된 바람개비 형상이고,
상기 단차로 인해 형성된 복수개의 오목부 및 상기 오목부의 형상에 대응되는 복수개의 덮개부의 사이에서 상기 복수개의 붐의 단부가 각각 결합되어 고정되는 것을 특징으로 하는 큐브위성용 붐 전개장치.1. A boom deployment apparatus for a cube satellite equipped with a solar sail,
A support having a predetermined thickness and formed with a hole in the center thereof;
A cylindrical spindle rotatably penetrating a hole of the support portion and having a hollow portion;
A plurality of strip-shaped booms joined at a predetermined interval along the periphery of the upper peripheral surface of the spindle and in a wing shape;
A spiral spring that is coupled to both the spindle and the support portion at both sides thereof and spirally wound around the spindle between the spindle and the support;
A disk-shaped receiving unit coupled to a bottom of the spindle and integrally rotated together with the spindle and having a plurality of concave grooves formed at regular intervals; And
And a pair of crescent-shaped restraining devices respectively corresponding to the two adjacent recesses of the plurality of recessed grooves,
Wherein the other end of the pair of restraint devices is rotatably coupled to each other around a pair of rotation center portions formed on a lower surface of the support portion and one end of the pair of restraint devices is connected to a line, Restricting rotation of the receiving portion and the spindle,
Wherein when the spindle rotates in a clockwise or counterclockwise direction, the spiral spring is wound clockwise or counterclockwise around the lower outer circumferential surface of the spindle, and the plurality of booms are wound around the outer circumferential surface of the upper peripheral surface of the spindle And then wound in a clockwise or counterclockwise direction,
The elastic force of the spiral spring is accumulated due to the restraint of the spindle of the pair of restraint devices, and when the pair of restraint devices are separated from the receiving part, the elastic recovery force of the spiral spring causes the spindle The boom is deployed while being rotated in a direction opposite to that of the boom,
The upper portion of the spindle is in the shape of a pinwheel having a plurality of steps,
Wherein the end portions of the plurality of booms are fixedly coupled to each other between a plurality of concave portions formed by the step and a plurality of lid portions corresponding to the shape of the concave portion.
상기 지지부는 상부 지지부 및 하부 지지부가 일정한 간격을 두고 결합되고,
상기 하부 지지부에는, 상기 홀을 기준으로 일정한 높이와 두께를 지닌 격벽이 상기 홀의 원주방향을 따라 원형으로 형성되며,
상기 회전중심부는 상기 하부 지지부의 하면에 형성되는 것을 특징으로 하는 큐브위성의 붐 전개장치.The method according to claim 1,
Wherein the support portion includes an upper support portion and a lower support portion coupled to each other at a predetermined interval,
A partition wall having a predetermined height and thickness with respect to the hole is formed in a circular shape along the circumferential direction of the hole,
Wherein the rotation center portion is formed on a lower surface of the lower support portion.
상기 스핀들의 하부의 일 지점에 제 1홈이 형성되고,
상기 격벽의 일 지점에 제 2홈이 형성되고,
상기 스파이럴 스프링의 일측부는 상기 제 1홈에 결합되고, 타측부는 상기 제 2홈에 결합되는 것을 특징으로 하는 큐브위성의 붐 전개장치.The method of claim 3,
A first groove is formed at one point below the spindle,
A second groove is formed at one point of the partition wall,
Wherein one side of the spiral spring is coupled to the first groove and the other side is coupled to the second groove.
상기 하부 지지부의 하면에는 전원 및 저항을 포함하는 발열부가 형성되고,
상기 발열부의 저항은 상기 줄과 맞닿게 위치되고,
상기 발열부의 저항의 발열에 의해 상기 줄이 절단시,
상기 받침부 및 상기 스핀들이 상기 한 쌍의 구속장치로부터 분리되어 회전 가능한 것을 특징으로 하는 큐브위성용 붐 전개장치.The method of claim 3,
A heating part including a power source and a resistor is formed on a lower surface of the lower supporting part,
The resistance of the heat generating portion is positioned in contact with the line,
When the string is cut by the heat of the resistance of the heat generating portion,
Wherein the support portion and the spindle are rotatable separately from the pair of restraining devices.
상기 상부 지지부의 상면에는,
상기 붐의 전개방향에 대응되게 지면에 수직인 방향으로, 일정한 두께 및 높이를 지닌 롤러 및 가이드를 포함하는 가이드부가 형성되고,
상기 붐이 상기 롤러 및 상기 가이드를 따라 전개되는 것을 특징으로 하는 큐브위성용 붐 전개장치.The method of claim 3,
On the upper surface of the upper support portion,
A guide portion including a roller and a guide having a predetermined thickness and height is formed in a direction perpendicular to the paper surface in correspondence with the expansion direction of the boom,
Wherein the boom is deployed along the roller and the guide.
상기 가이드의 단부에는,
지면에 수직인 방향으로 단차가 형성되는 것을 특징으로 하는 큐브위성용 붐 전개장치.The method of claim 8,
At the end of the guide,
Wherein a step is formed in a direction perpendicular to the ground surface.
상기 줄의 재질은 다이니마인 것을 특징으로 하는 큐브위성의 붐 전개장치.The method according to claim 1,
And the material of the string is dyneema.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
KR1020160039630A KR101765876B1 (en) | 2016-03-31 | 2016-03-31 | Unfold device of cubesat boom |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
KR1020160039630A KR101765876B1 (en) | 2016-03-31 | 2016-03-31 | Unfold device of cubesat boom |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
KR101765876B1 true KR101765876B1 (en) | 2017-08-08 |
Family
ID=59653045
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
KR1020160039630A KR101765876B1 (en) | 2016-03-31 | 2016-03-31 | Unfold device of cubesat boom |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
KR (1) | KR101765876B1 (en) |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN107539500A (en) * | 2017-09-01 | 2018-01-05 | 南京理工大学 | A kind of cube satellite braking sail leaves the right or normal track device |
CN109436378A (en) * | 2018-11-01 | 2019-03-08 | 哈尔滨工业大学 | Micro-nano satellite expanding unit |
CN111470071A (en) * | 2020-04-15 | 2020-07-31 | 西北工业大学 | Pneumatic self-stabilizing micro-nano satellite resistance sail derailing device and method |
KR20220049173A (en) * | 2020-10-14 | 2022-04-21 | 연세대학교 산학협력단 | Aparatus for deploy membrane for a satellite |
DE102021102980A1 (en) | 2021-02-09 | 2022-08-11 | Deployables Cubed GmbH | Boom system for a satellite |
KR20220157213A (en) * | 2021-05-20 | 2022-11-29 | 주식회사 솔탑 | Earth Re-entry Apparatus for Satellites and Satellites having the Same |
CN115447805A (en) * | 2022-11-09 | 2022-12-09 | 哈尔滨工业大学 | Unfolding device for sailboard of micro/nano satellite and micro/nano satellite |
CN107539500B (en) * | 2017-09-01 | 2024-05-03 | 南京理工大学 | Cube satellite braking sail off-track device |
-
2016
- 2016-03-31 KR KR1020160039630A patent/KR101765876B1/en active IP Right Grant
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
APISAT2014 국제심포지움 발표논문(2014.09.) |
한국항공우주학회 학술발표회 논문집 pp.663-666(2014.11.) |
Cited By (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN107539500A (en) * | 2017-09-01 | 2018-01-05 | 南京理工大学 | A kind of cube satellite braking sail leaves the right or normal track device |
CN107539500B (en) * | 2017-09-01 | 2024-05-03 | 南京理工大学 | Cube satellite braking sail off-track device |
CN109436378A (en) * | 2018-11-01 | 2019-03-08 | 哈尔滨工业大学 | Micro-nano satellite expanding unit |
CN109436378B (en) * | 2018-11-01 | 2024-04-12 | 哈尔滨工业大学 | Micro-nano satellite unfolding device |
CN111470071A (en) * | 2020-04-15 | 2020-07-31 | 西北工业大学 | Pneumatic self-stabilizing micro-nano satellite resistance sail derailing device and method |
CN111470071B (en) * | 2020-04-15 | 2022-08-16 | 西北工业大学 | Pneumatic self-stabilizing micro-nano satellite resistance sail derailing device and method |
KR20220049173A (en) * | 2020-10-14 | 2022-04-21 | 연세대학교 산학협력단 | Aparatus for deploy membrane for a satellite |
KR102435720B1 (en) * | 2020-10-14 | 2022-08-25 | 연세대학교 산학협력단 | Aparatus for deploy membrane for a satellite |
DE102021102980A1 (en) | 2021-02-09 | 2022-08-11 | Deployables Cubed GmbH | Boom system for a satellite |
KR20220157213A (en) * | 2021-05-20 | 2022-11-29 | 주식회사 솔탑 | Earth Re-entry Apparatus for Satellites and Satellites having the Same |
KR102569830B1 (en) * | 2021-05-20 | 2023-08-24 | 주식회사 솔탑 | Earth Re-entry Apparatus for Satellites and Satellites having the Same |
CN115447805A (en) * | 2022-11-09 | 2022-12-09 | 哈尔滨工业大学 | Unfolding device for sailboard of micro/nano satellite and micro/nano satellite |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
KR101765876B1 (en) | Unfold device of cubesat boom | |
US9555904B2 (en) | Gossamer apparatus and systems for use with spacecraft | |
Seefeldt et al. | Gossamer-1: Mission concept and technology for a controlled deployment of gossamer spacecraft | |
KR101059441B1 (en) | Zero gravity state providing device for deployment test of satellite solar panel | |
EP3296199B1 (en) | Wind-powered recharging for a weight-shifting coaxial helicopter | |
US20170284371A1 (en) | Wind-Powered Recharging for a Weight-Shifting Coaxial Helicopter | |
RU2435711C2 (en) | Aerodynamic surface of satellite aerobraking | |
JP2016030596A (en) | Method for embedding retractable tape spring for deployable structure and deployable structure for tape spring | |
JP2010285137A (en) | Space debris reducing apparatus | |
US9850009B2 (en) | Device, system and method for attitude control | |
CN112896553B (en) | Locking and releasing device and spacecraft | |
KR101059436B1 (en) | Driving device of multiple solar panels for satellites | |
CN105398566B (en) | Unmanned plane | |
JPH11145503A (en) | Solar cell device | |
KR101483569B1 (en) | Separation device for Satellite | |
FISCHELL et al. | A system for passive gravity-gradient stabilization of earth satellites | |
CN114132528B (en) | Flexible sail unfolding device | |
JP5702819B2 (en) | Apparatus and method for dropping a space structure orbiting the earth onto the earth | |
Peffer et al. | On-orbit experiments and applications of shape memory alloy mechanisms | |
KR102435720B1 (en) | Aparatus for deploy membrane for a satellite | |
Sinn et al. | Results of REXUS12's Suaineadh Experiment: Deployment of a spinning space web in micro gravity conditions | |
KR20210114697A (en) | Modular coilable boom of solar sail and Assembly thereof | |
US6511022B1 (en) | Spacecraft solar panel spherical trickle charger | |
Elliott et al. | Design concept for a nuclear reactor-powered Mars rover | |
JP3141333B2 (en) | How to build space structures |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
E701 | Decision to grant or registration of patent right | ||
GRNT | Written decision to grant |