KR101854140B1 - 위성 구조체 - Google Patents

Abstract

본 발명의 실시예에 따른 위성 구조체는 발사체에 접속되고, 제1 소재로 이루어지는 발사체 접속구조물, 상기 발사체 접속구조물의 상측에 배치되고, 상기 제1 소재보다 열팽창계수가 작은 제2 소재로 이루어지는 본체, 그리고 상기 발사체 접속구조물과 상기 본체 사이에 설치되고, 상기 발사체 접속구조물 및 상기 본체에 열변형이 발생될 경우 상대적으로 변형이 크게 발생되는 상기 발사체 접속구조물 측으로 굽혀지며 상기 발사체 접속구조물과 상기 본체 사이의 열변형 차이를 흡수하는 중간 구조체를 포함한다.
본 발명에 의하면, 발사체 접속구조물과, 본체 사이에, 열변형 시 본체 측으로 굽혀지도록 변형되며 발사체 접속구조물과 본체 사이의 열변형 차이를 흡수하는 중간 구조체를 설치함으로써, 발사체 접속구조물에 열변형이 발생될 경우에도 본체에 열변형에 의한 하중이 전달되는 것을 최소화하여 탑재체의 변형을 방지할 수 있다.

Description

위성 구조체{Satellite Structure}

본 발명은 열하중에 보다 안정적일 수 있는 위성 구조체에 관한 것이다.

일반적으로 탑재체는 위성 구조체의 외측에 장착되어 궤도상에서 원하는 지점을 정확히 관측하는 임무를 수행한다.

이와 같은 탑재체는 원하는 지점을 정확히 관측하기 위하여 지향방향의 오차가 작아야 하는데, 일반적인 위성 구조체는 열팽창계수가 큰 알루미늄 합금으로 이루어짐에 따라, 궤도상에서 온도 변화에 대한 열변형이 크게 발생되어 탑재체에 영향을 미치게 된다.

따라서 이를 방지하기 위하여 위성 구조체와 탑재체 사이에는 위성 구조체와 탑재체를 서로 연결하는 유연한 연결 구조물이 설치된다. 이를 통해, 열하중에 의한 위성 구조체의 변형을 흡수하고, 탑재체가 열적 하중에 의해 변형되는 것을 최소화 하여 탑재체의 지향방향에 오차가 발생되는 것을 예방하였다.

한편, 종래에는 탑재체가 연결 구조물을 통해 위성 구조체에 장착되지 않고, 위성 구조체의 외면에 직접적으로 장착되는 위성 구조체가 개발된바 있다.

이와 같은 위성 구조체의 경우, 탑재체가 외면에 직접적으로 장착되어 있어 궤도상에서 열적 변형을 일으키지 않기 위하여, 열적 하중에 의한 변형이 작은 탄소섬유강화플라스틱 복합재로 제작된다. 또한, 이와 같은 위성 구조체의 하부에는 알루미늄 합금의 발사체 접속구조물을 구비하는 복합재 실린더 튜브가 설치되어, 궤도상에서 발사체 접속구조물로부터 열에 의한 하중이 발생되더라도, 이를 위성 구조체에 전달하지 않고 원둘레 방향으로 분산시켜 탑재체가 열적 하중에 의해 변형되는 것을 예방하였다.

그러나 위성 구조체의 하부에 설치되는 복합재 실린더 튜브는 고가에 해당하고, 기술 난이도가 높으며, 제작기간이 오래 걸려 실질적으로 위성 구조체에 적용하는데 어려운 문제점이 있었다.

또한, 위성 구조체에 복합재 실린더 튜브를 적용하지 않을 경우, 열하중에 의하여 위성 구조체의 강도 안정성 확보가 어려움은 물론, 외면에 장착된 탑재체의 강제 변형 억제가 어려운 문제점이 있었다.

또한, 열하중에 의한 위성 구조체의 변형을 억제하기 위하여 위성 구조체에 복합재 실린더 튜브를 적용하지 않고, 온도를 일정하게 제어할 경우 추가적인 전력 및 열제어 부품을 적용할 경우, 위성 구조체의 무게 및 개발 비용이 상승하게 되는 문제점이 있었다.

한국공개특허공보 제10-2011-0051802호

본 발명이 해결하고자 하는 과제는 열하중에 의한 발사체 접속구조물의 구조변형이 본체에 직접적으로 설치된 탑재체를 강제 변형시키는 영향을 최소화하고, 구조물에 높은 응력이 발생하는 것을 억제할 수 있는 위성 구조체를 제공하는 것이다.

본 발명의 실시예에 따른 위성 구조체는 발사체에 접속되고, 제1 소재로 이루어지는 발사체 접속구조물, 상기 발사체 접속구조물의 상측에 배치되고, 상기 제1 소재보다 열팽창계수가 작은 제2 소재로 이루어지는 본체, 그리고 상기 발사체 접속구조물과 상기 본체 사이에 설치되고, 상기 발사체 접속구조물 및 상기 본체에 열변형이 발생될 경우 상대적으로 변형이 크게 발생되는 상기 발사체 접속구조물 측으로 굽혀지며 상기 발사체 접속구조물과 상기 본체 사이의 열변형 차이를 흡수하는 중간 구조체를 포함한다.

상기 제1 소재는 알루미늄 소재이고, 상기 제2 소재는 CFRP(Carbon Fiber Reinforced Plastics, 탄소섬유강화 플라스틱) 소재이며, 상기 중간 구조체는 타이타늄(Titanium) 소재로 이루어질 수 있다.

상기 중간 구조체는 상기 발사체 접속구조물에 설치되는 제1 지지부, 상기 본체에 설치되는 제2 지지부, 그리고 상기 제1 지지부 및 상기 제2 지지부 사이에 세워진 상태로 설치되어 상기 제1 지지부 및 상기 제2 지지부를 서로 연결하고, 상기 발사체 접속구조물 및 상기 본체의 열변형 시, 상기 본체의 내측을 향하는 상기 제1 지지부의 길이방향을 따라 상기 본체 측으로 굽힘이 발생되는 블레이드부를 포함할 수 있다.

상기 블레이드부는 상기 제1 지지부의 길이방향을 따라 복수 개로 설치될 수 있다.

복수의 블레이드부는 제2 지지부에 수직으로 작용하는 하중이 상기 복수의 블레이드부에 지지되는 부위의 내측 부위에 작용될 수 있도록 미리 설정된 간격으로 이격되어 설치될 수 있다.

상기 제1 지지부는 상기 발사체 접속구조물의 상면에 설치되는 상판, 그리고 상기 상판의 하측에 구비되어 상기 발사체 접속구조물의 외면을 지지하는 제1 측판을 포함할 수 있다.

상기 제2 지지부는 상기 본체의 하면에 설치되는 하판, 그리고 상기 하판의 상측에 구비되어 상기 본체의 외면을 지지하는 제2 측판을 포함할 수 있다.

상기 블레이드부는 상기 제1 지지부 및 상기 제2 지지부에 각각 설치되는 제1 변형부, 그리고 상기 제1 지지부에 설치된 제1 변형부와 상기 제2 지지부에 설치된 제1 변형부 사이에 설치되어 복수로 설치된 상기 제1 변형부를 서로 연결하고, 상기 제1 변형부의 두께보다 상대적으로 더 두꺼운 두께로 형성되는 제2 변형부를 포함할 수 있다.

본 발명에 의하면, 발사체 접속구조물과, 본체 사이에, 열변형 시 본체 측으로 굽혀지도록 변형되며 발사체 접속구조물과 본체 사이의 열변형 차이를 흡수하는 중간 구조체를 설치함으로써, 발사체 접속구조물에 열변형이 발생될 경우에도 본체에 열변형에 의한 하중이 전달되는 것을 최소화하여 탑재체의 변형을 방지할 수 있다.

또한, 중간 구조체는 종래의 복합재 실린더 튜브에 비하여 구조가 간단하고 제작이 용이하여, 제조비용 및 시간을 절감할 수 있다.

또한, 중간 구조체의 블레이드부는 제1 지지부와 제2 지지부 사이에 복수로 배치되어 제2 지지부에 작용하는 하중을 보다 안정적으로 지지함은 물론, 발사체 접속구조물의 열변형 시에도 특정 방향으로만 굽힘이 발생되는 구조로 형성되어, 발사체 접속구조물을 안정적으로 지지할 수 있다.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 위성 구조체의 일부를 나타낸 사시도이다.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 위성 구조체에 열변형이 발생되었을 경우를 나타낸 사시도이다.
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 위성 구조체의 중간 구조체가 변형되는 과정을 개략적으로 나타낸 도면이다.
도 4는 본 발명의 실시예에 따른 위성 구조체의 중간 구조체를 나타낸 사시도이다.
도 5는 도 3의 "A"부분을 보다 자세히 나타낸 도면이다.

이하에서 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예를 상세히 설명한다.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 위성 구조체의 일부를 나타낸 사시도이고, 도 2는 본 발명의 실시예에 따른 위성 구조체에 열변형이 발생되었을 경우를 나타낸 사시도이며, 도 3은 본 발명의 실시예에 따른 위성 구조체의 중간 구조체가 변형되는 과정을 개략적으로 나타낸 도면이다. 그리고 도 4는 본 발명의 실시예에 따른 위성 구조체의 중간 구조체를 나타낸 사시도이고, 도 5는 도 3의 "A"부분을 보다 자세히 나타낸 도면이다.

도 1 및 도 2를 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 위성 구조체(100)(이하 '위성 구조체(100)'라 함)는 우주 궤도에 위치하여 열적 하중이 발생하는 환경에서 지상의 목표물을 정확히 지향하여 관측임무를 수행하는 위성 구조체(100)로서, 서로 다른 소재로 형성되는 발사체 접속구조물(10) 및 본체(20), 그리고 발사체 접속구조물(10) 및 본체(20)를 연결하는 중간 구조체(40)를 포함한다.

발사체 접속구조물(10)은 발사체(미도시)에 접속되고, 후술할 제2 소재보다 열팽창계수가 큰 제1 소재로 이루어진다. 따라서, 우주 궤도에서 온도변화가 발생될 경우, 열적 하중에 의한 변형이 후술할 본체(20)에 비하여 상대적으로 크게 발생된다. 예컨대, 제1 소재는 알루미늄 소재일 수 있다.

본체(20)는 발사체 접속구조물(10)의 상측에 배치되고, 상기한 재1 소재보다 열팽창계수가 작은 제2 소재로 이루어진다.

더 자세하게는, 본체(20)는 우주 궤도에서 온도변화가 발생될 경우, 열적 하중에 의한 변형을 방지하고, 발사 단계에서 발사체의 진동과 공진을 일으키지 않고, 발사하중에 대해 차손이 발생하지 않기 위하여, 일반적으로 위성 구조체에 적용되는 알루미늄 합금 대신 고강성, 고강도 및 낮은 열팽창계수를 가지는 제2 소재로 제작된다. 예컨대, 제2 소재는 CFRP(Carbon Fiber Reinforced Plastics, 탄소섬유강화 플라스틱) 소재일 수 있다.

여기서, 본체(20)의 외면에는 우주 궤도에서 관측임무를 수행하는 탑재체(30)가 장착된다. 상세하게는, 본 위성 구조체(100)는 탑재체(30)와 본체(20)가 서로 별도의 연결 구조물을 이용하여 결합되지 않고, 탑재체(30)가 본체(20)의 외면에 직접적으로 장착되는 구조를 가진다. 따라서, 탑재체(30)는 온도변화가 심한 우주 궤도에 위치할 경우, 정확한 관측임무를 수행하기 위해서 온도변화에 의해 열변형이 발생되지 않아야 하므로, 가급적 본체(20)와 동일한 소재로 이루어질 수 있다. 예컨대, 탑재체(30)는 열적 하중에 의한 변형이 작은 CFRP 소재로 제작될 수 있다.

중간 구조체(40)는 발사체 접속구조물(10)과 본체(20) 사이에 설치되고, 변형을 통하여 열하중에 의한 발사체 접속구조물(10) 및 본체(20) 간의 변형을 흡수한다.

도 2 및 도 3을 참조하면, 중간 구조체(40)는 발사체 접속구조물(10) 및 본체(20)에 열변형이 발생될 경우, 상대적으로 변형이 크게 발생되는 발사체 접속구조물(10) 측으로 굽혀지며, 발사체 접속구조물(10)과 본체(20) 사이의 열변형 차이를 흡수한다. 예컨대, 중간 구조체(40)는 타이타늄(Titanium) 소재로 이루어 질 수 있다.

즉, 발사체 접속구조물(10)과 본체(20) 사이에 설치되는 중간 구조체(40)는 본 위성 구조체(100)가 우주 환경에 노출될 경우, 큰 열변형이 발생되는 발사체 접속구조물(10)에 의해 상대적으로 약한 본체(20)가 강제적인 변위를 갖지 않도록, 열변형 시 자체 굽힘을 통하여 각 부재간의 상대 변형의 차이를 흡수함으로써 발사체 접속구조물(10)과 본체(20) 사이에 작용하는 응력을 완화시킨다. 예컨대, 중간 구조체(40)는 본 위성 구조체(100)의 둘레를 따라 복수 개로 배치되며, 상세하게는 발사체 접속구조물(10)과 본체(20)의 각 모서리에 배치될 수 있다.

도 3 및 도 4를 참조하면, 중간 구조체(40)는 제1 지지부(41), 제2 지지부(43) 및 블레이드부(45)를 포함할 수 있다.

제1 지지부(41)는 발사체 접속구조물(10)의 상면에 설치되는 상판(411)과, 상판(411)의 하측에 구비되어 발사체 접속구조물(10)의 외면을 지지하는 제1 측판(413)으로 구성되어, 발사체 접속구조물(10)에 설치될 수 있다. 예컨대, 발사체 접속구조물(10)의 외면에 접촉되는 제1 측판(413)의 일면은 발사체 접속구조물(10)의 외면에 대응되는 형상으로 형성될 수 있다. 본 실시예에서는 제1 측판(413)의 일면은 평면 형태로 형성될 수 있다.

제2 지지부(43)는 본체(20)의 하면에 설치되는 하판(431)과, 하판(431)의 상측에 구비되어 본체(20)의 외면을 지지하는 제2 측판(433)으로 구성되어, 본체(20)에 설치될 수 있다. 예컨대, 본체(20)의 외면에 접촉되는 제2 측판(433)의 일면은 본체(20)의 외면에 대응되는 형상으로 형성될 수 있다. 본 실시예에서는 제2 지지부(43)가 본체(20)의 모서리를 지지하는 구조로 형성되어 있으므로, 제2 측판(433)의 일면은 본체(20)의 모서리부에 대응되도록 V홈 형태로 형성될 수 있다.

블레이드부(45)는 제1 지지부(41) 및 제2 지지부(43) 사이에 세워진 상태로 설치되어 제1 지지부(41) 및 제2 지지부(43)를 서로 연결하고, 발사체 접속구조물(10) 및 본체(20)의 열변형 시, 본체(20)의 내측을 향하는 제1 지지부(41)의 길이방향(L)을 따라 본체(20) 측으로 굽힘이 발생될 수 있다.

즉, 블레이드부(45)는 소정의 두께,길이 및 폭을 갖는 판형 혹은 막대형 구조로 형성되어,제1 지지부(41)와 제2 지지부(43) 사이에 세워진 상태로 설치됨으로써, 제1 지지부(41)에 대하여 제2 지지부(43)를 지지함은 물론, 발사체 접속구조물(10) 및 본체(20)의 열변형 시, 제1 지지부(41)의 길이방향(L)을 따라 본체(20) 측으로 굽혀지며 발사체 접속구조물(10)과 본체(20) 사이의 열변형 차이를 흡수할 수 있다. 이때, 블레이드부(45)는 도 4에 도시된 바와 같이, 길이방향(도 4의 Z축 방향) 및 폭방향(도 4의 Y축 방향)으로는 굽힘이 발생되지 않고, 두께방향(도 4의 X축 방향)으로만 굽힘이 발생되도록 형성될 수 있다.

또한, 블레이드부(45)는 제1 지지부(41)와 제2 지지부(43) 사이에 복수 개로 설치될 수 있다.

더 자세하게는, 블레이드부(45)는 도 5에 도시된 바와 같이, 제2 지지부(43)에 수직방향(도 5의 Y축 방향)으로 작용하는 하중(LOAD)이 복수의 블레이드부(45)에 지지되는 부위(a1)의 내측 부위(a2)에 작용될 수 있도록, 제1 지지부(41)의 길이방향(L)(도 5의 X축 방향)을 따라 미리 설정된 간격으로 이격되어 복수 개로 설치될 수 있다. 즉, 제2 지지부(43)에 수직방향으로 하중(LOAD)이 작용할 경우, 실질적으로 제2 지지부(43)에 작용하는 하중(LOAD)의 중심을 정확히 예측하기 어렵기 때문에, 제2 지지부(43)를 지지하는 블레이드부(45)를 제1 지지부(41)의 길이방향(L)을 따라 복수 개로 설치하고, 복수 개의 블레이드부(45) 사이로 하중(LOAD)이 작용되도록 하여 안정적인 지지구조를 가질 수 있다.

또한, 각 블레이드부(45)는 제1 변형부(451) 및 제2 변형부(453)를 포함할 수 있다.

도 4를 참조하면, 각 블레이드부(45)는 제1 지지부(41) 및 제2 지지부(43)에 각각 설치되는 제1 변형부(451)와, 제1 지지부(41)에 설치된 제1 변형부(451)와 제2 지지부(43)에 설치된 제1 변형부(451) 사이에 설치되어 복수로 설치된 제1 변형부(451)를 서로 연결하는 제2 변형부(453)를 포함할 수 있다.

이때, 도 4의 확대된 부분과 같이, 제2 변형부(453)의 두께(t2)는 제1 변형부(451)의 두께(t1)보다 상대적으로 더 두꺼운 두께로 형성될 수 있다.

즉, 블레이드부(45)는 두께가 얇을 경우 버클링에 문제가 발생될 수 있고, 반대로 두께가 두꺼울 경우 스트레스가 크게 걸릴 수 있다. 따라서, 본 위성 구조체(100)에 적용되는 블레이드부(45)는 경계가 되는 일 측 및 타 측 부분의 두께(제1 변형부(451)의 두께(t1))를 얇게 하고, 중심 부분의 두께(제2 변형부(453)의 두께(t2))를 두껍게 하여 블레이드부(45)에 가해지는 스트레스를 낮춤은 물론, 버클링 문제를 예방할 수 있다.

이처럼 본 발명에 의하면, 발사체 접속구조물(10)과, 본체(20) 사이에, 열변형 시 본체(20) 측으로 굽혀지도록 변형되며 발사체 접속구조물(10)과 본체(20) 사이의 열변형 차이를 흡수하는 중간 구조체(40)를 설치함으로써, 발사체 접속구조물(10)에 열변형이 발생될 경우에도 본체(20)에 열변형에 의한 하중이 전달되는 것을 최소화하여 탑재체(30)의 변형을 방지할 수 있다.

또한, 중간 구조체(40)는 종래의 복합재 실린더 튜브에 비하여 구조가 간단하고 제작이 용이하여, 제조비용 및 시간을 절감할 수 있다.

또한, 중간 구조체(40)의 블레이드부(45)는 제1 지지부(41)와 제2 지지부(43) 사이에 복수로 배치되어 제2 지지부(43)에 작용하는 하중을 보다 안정적으로 지지함은 물론, 발사체 접속구조물(10)의 열변형 시에도 특정 방향으로만 굽힘이 발생되는 구조로 형성되어, 발사체 접속구조물(10)을 안정적으로 지지할 수 있다.

이상에서 본 발명의 한 실시예를 설명하였으나, 본 발명의 권리범위는 이에 한정되지 아니하며 본 발명의 한 실시예로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 용이하게 변경되어 균등한 것으로 인정되는 범위의 모든 변경 및 수정을 포함한다.

100. 위성 구조체
10. 발사체 접속구조물
20. 본체
30. 탑재체
40. 중간 구조체
41. 제1 지지부
411. 상판 413. 제1 측판
43. 제2 지지부
431. 하판 433. 제2 측판
45. 블레이드부
451. 제1 변형부 453. 제2 변형부
LOAD. 하중
a1. 복수의 블레이드부에 지지되는 부위
a2. 복수의 블레이드부에 지지되는 부위의 내측 부위
t1. 제1 변형부의 두께 t2. 제2 변형부의 두께
L. 제1 지지부의 길이방향

Claims (8)

1. 발사체에 접속되고, 제1 소재로 이루어지는 발사체 접속구조물;
   상기 발사체 접속구조물의 상측에 배치되고, 상기 제1 소재보다 열팽창계수가 작은 제2 소재로 이루어지는 본체; 그리고
   상기 발사체 접속구조물과 상기 본체 사이에 설치되고, 상기 발사체 접속구조물 및 상기 본체에 열변형이 발생될 경우 자체 굽힘을 통해 상기 발사체 접속구조물과 상기 본체 사이의 열변형 차이를 흡수하는 중간 구조체;를 포함하고,
   상기 중간 구조체는
   상기 발사체 접속구조물에 설치되는 제1 지지부,
   상기 본체에 설치되는 제2 지지부, 그리고
   상기 제1 지지부 및 상기 제2 지지부 사이에 세워진 상태로 설치되어 상기 제1 지지부 및 상기 제2 지지부를 서로 연결하는 복수 개의 블레이드부로 이루어지는 위성 구조체.
2. 제1항에서,
   상기 제1 소재는 알루미늄 소재이고,
   상기 제2 소재는 CFRP(Carbon Fiber Reinforced Plastics, 탄소섬유강화 플라스틱) 소재이며,
   상기 중간 구조체는 타이타늄(Titanium) 소재로 이루어지는 위성 구조체.
3. 삭제
4. 제1항에서,
   상기 블레이드부는
   상기 제1 지지부의 길이방향을 따라 복수 개로 설치되는 위성 구조체.
5. 제4항에서,
   복수의 블레이드부는
   제2 지지부에 수직으로 작용하는 하중이 상기 복수의 블레이드부에 지지되는 부위의 내측 부위에 작용될 수 있도록 미리 설정된 간격으로 이격되어 설치되는 위성 구조체.
6. 제1항에서,
   상기 제1 지지부는
   상기 발사체 접속구조물의 상면에 설치되는 상판, 그리고
   상기 상판의 하측에 구비되어 상기 발사체 접속구조물의 외면을 지지하는 제1 측판
   을 포함하는 위성 구조체.
7. 제1항에서,
   상기 제2 지지부는
   상기 본체의 하면에 설치되는 하판, 그리고
   상기 하판의 상측에 구비되어 상기 본체의 외면을 지지하는 제2 측판
   을 포함하는 위성 구조체.
8. 제1항에서,
   상기 블레이드부는
   상기 제1 지지부 및 상기 제2 지지부에 각각 설치되는 제1 변형부, 그리고
   상기 제1 지지부에 설치된 제1 변형부와 상기 제2 지지부에 설치된 제1 변형부 사이에 설치되어 복수로 설치된 상기 제1 변형부를 서로 연결하고, 상기 제1 변형부의 두께보다 상대적으로 더 두꺼운 두께로 형성되는 제2 변형부
   를 포함하는 위성 구조체.

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