KR102022571B1 - 이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기 - Google Patents

이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기 Download PDF

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Abstract

이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기가 제공된다. 우주용 임무장비의 진동절연기는, 관측용 위성에 구비되는 임무장비의 진동절연을 위한 임무장비 진동절연기를 지지하는 절연기 지지구조체와, 임무장비와의 일체화 연결을 위한 샤프트 커버와, 샤프트 커버와 연결되어 샤프트 커버를 저강성 지지하여 궤도 환경에서 임무장비로부터 발생하는 진동의 전달을 절연시키는 저강성 지지부와, 샤프트 커버의 일부에 구비되는 무빙 파트와, 무빙 파트 및 절연기 지지구조체와 연결되어 위성체의 발사 환경에 의한 진동 및 충격을 감소시키는 고강성 지지부를 포함한다.

Description

이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기{Dual coil-supported spacebone cooler vibration isolator}
본 발명은 이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기에 관한 것으로서, 보다 상세하게는, 저강성 코일과 고강성 코일을 이용하여 위성 발상환경과 궤도환경에서 발생하는 진동을 절연시킬 수 있는 이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기에 관한 것이다.
일반적으로 관측용 인공위성에는 임무장비들 중 하나인 적외선 검출기, 적외선 검출기의 검출면을 극저온으로 냉각시켜 적외선 검출기가 선명한 적외선 영상을 획득할 수 있도록 하는 냉각기, 인공 위성의 자세를 제어하기 위한 리액션 휠 등이 탑재된다. 리액션 휠 및 냉각기의 구동에 의해 발생되는 미소 진동이 적외선 검출기에 전달될 경우, 관측영상의 영상품질이 저하된다.
따라서 리액션 휠과 냉각기에서 발생되는 미소 진동이 임무장비로 전달되는 것을 차단시켜야 한다. 이러한 이유로, 더욱 엄격해지는 임무 요구 조건을 충족시키기 위해서는 미소 진동을 발생시키는 탑재장비의 외란이 관측용 인공 위성체로 전달되는 것을 차단시키는 진동 절연기 및 저진동 탑재장비 개발이 요구된다.
일반적으로 인공위성 시스템에서 요구하는 높은 신뢰도 요구조건을 충족하기 위해 진동 절연기를 저강성 지지구조로 형성함으로써 목적하는 미소진동 절연성능을 확보한다. 이러한 저강성 지지구조의 진동절연기는 궤도 환경에서의 미소진동 절연에는 적합한 반면, 극한 진동하중을 유발하는 발사 환경에서는 구조건전성 관점에서 부적합하다.
이에 따라, 인공위성에 진동 절연 장치 및 이로 지지되는 임무장비를 보호하기 위한 발사 구속 장치가 요구되나, 발사 구석 장치를 사용하는 경우 시스템이 복잡해질 뿐만 아니라 무게, 비용 증가 및 궤도상에서 발사구속장치의 미작동에 따른 궤도 진동절연 불가능 등 다양한 문제를 야기한다.
위와 같은 문제점을 해결하기 위해 한국등록특허공보 제1248417호에 발사 환경 차단기와 궤도 환경 차단기가 일체로 이루어져 발사 구속 장치가 불필요한 인공 위성용 진동 절연 모듈이 제안되었다.
한편, 상기 공보에 개시된 발사 구속 장치가 불필요한 인공 위성용 진동 절연기는 궤도 환경에서 발생하는 미소진동 절연을 목적으로 설계되었으나, 저강성 지지구조 자체의 댐핑 성능 부재로 인한 발사 환경에서의 진동저감 성능 확보에 문제점이 존재한다.
특히, 발사 환경은 궤도 미소진동과는 상이한 극심한 진동하중을 유발하며, 발사 진동 규격이 더욱 엄격해질 경우 상기 공보에 게시된 진동절연기를 적용할 수 없는 문제점이 존재한다.
더욱 자세하게는, 상기 공보에 게시된 진 동절연기의 경우 발사구속장치를 적용하는 대신 별도의 변위구속블록을 적용함으로써 저강성 스프링과 일체화 되어 연결된 임무장비(우주용 냉각기)의 변위를 제한한다. 이를 통해 발사진동 환경에서는 임무장비의 구조건전성을 보장하는 범위 내에서 저강성 스프링으로 지지된 임무장비가 움직이게 되는데, 이때 변위구속블록과의 충돌로 인한 진동충격 등이 발생하게 된다. 결국, 코일스프링의 댐핑성능 부재로 변위구속블록과의 충돌로 인한 진동 및 충격은 임무장비에 그대로 전달된다.
한편, 인공위성 분야의 경우 지상환경에서의 검증시험은 반드시 수행되어야 하는 절차이며, 진동 절연기에 대한 발사진동 환경 및 궤도 미소진동 환경에 대한 검증시험도 반드시 수행된다. 진동 절연기에 대한 궤도 미소진동 절연성능을 평가하기 위한 지상조건에서의 시험의 경우, 궤도와는 상이하게 중력이 작용하는 관계로 이를 고려한 설계 또는 별도의 시험용 치구가 수반된다.
상기 특허공보의 경우, 임무장비(예를 들어, 우주용 냉각기)와 진동 절연기를 결합한 상태에서 임무장비로부터 발생하는 진동에 대한 기저면 전달력을 측정 및 이로부터 진동절연 성능을 평가한다. 하지만, 지상 중력환경에서는 임무장비의 자중으로 인해 임무장비를 저강성 지지하고 있는 코일 스프링이 압축되게 되고 임무장비와 코일스프링을 일체화하도록 연결하는 축(Shaft)이 진동절연기 지지브라킷과 상호 맞닿음으로써 임무장비로부터 발생하는 미소진동 외란이 진동절연기 지지브라킷을 통해 그대로 기저면으로 전달되게 된다. 따라서, 상기 특허공보의 경우 궤도환경과 유사한 환경에서의 진동절연기 절연성능을 평가하기 위해 별도의 중력보상장치를 필요로 한다.
한국등록특허공보 제1248417호
전술한 문제점을 해결하기 위하여 본 발명이 이루고자 하는 기술적 과제는, 별도의 발사 구속 장치의 적용 없이도 발사 환경 및 궤도 환경에서의 진동 절연 기능을 보장하면서 임무장비로 전달되는 진동충격을 더욱 감소시켜 임무장비 및 진동절연기 자체의 구조건전성을 확보할 수 있는 이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기를 제시하는 데 있다.
또한, 본 발명이 이루고자 하는 기술적 과제는, 고강성 스프링으로 지지함으로써 기존 기술과는 다르게 냉각기로부터의 진동이 그대로 절연기 지지구조체를 통하지 않고 고강성 스프링을 통해 전달되도록 함으로써 별도의 중력보상장치 없이도 미소 진동 절연 또는 미소 진동 절연 성능 평가가 가능한 이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기를 제시하는 데 있다.
본 발명의 해결과제는 이상에서 언급된 것들에 한정되지 않으며, 언급되지 아니한 다른 해결과제들은 아래의 기재로부터 당업자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
전술한 기술적 과제를 해결하기 위한 수단으로서, 본 발명의 실시 예에 따르면, 이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기는 관측용 위성에 구비되는 임무장비의 진동절연을 위한 임무장비 진동절연기를 지지하는 절연기 지지구조체; 상기 임무장비(냉각기의 고정축)와의 일체화 연결을 위한 샤프트 커버; 상기 샤프트 커버와 연결되어 상기 샤프트 커버를 저강성 지지하여 궤도 환경에서 상기 임무장비로부터 발생하는 진동의 전달을 절연시키는 저강성 지지부; 상기 샤프트 커버의 일부에 구비되는 무빙 파트; 및 상기 무빙 파트 및 절연기 지지구조체와 연결되어 위성체의 발사 환경에 의한 진동 및 충격을 감소시키는 고강성 지지부;를 포함한다.
상기 저강성 지지부는, 상기 샤프트 커버를 탄성 지지하기 위해 일측은 샤프트 커버와 연결되고, 타측은 절연기 지지구조체와 연결되어 궤도 환경에서 상기 임무장비로부터 발생하는 진동을 절연시키는 하나 이상의 저강성 코일 스프링을 포함한다.
상기 샤프트 커버, 저강성 지지부, 고강성 지지부 및 무빙 파트가 설정된 순서에 따라 상기 절연기 지지구조체의 내부에 체결되면, 상기 샤프트 커버, 저강성 지지부, 고강성 지지부 및 무빙 파트를 고정시키기 위해 상기 절연기 지지구조체의 외면(절연몸체)과 체결되는 변위구속블록;을 더 포함하고, 상기 고강성 지지부는, 상기 무빙 파트를 고강성 지지하기 위해 일측은 무빙 파트와 연결되고, 타측은 절연기 지지구조체와 연결되어, 위성체의 발사 환경에 의해 상기 변위구속블록 및 무빙 파트 중 어느 하나와 샤프트 커버 간의 충돌이 발생하기 전에 상기 발사 환경에 의한 진동 및 충격을 감소시키는 하나 이상의 고강성 코일 스프링을 포함한다.
상기 발사 환경에 의한 진동을 절연하여 상기 임무장비로 전달되는 발사 진동이 감소되도록, 상기 고강성 지지부에 의해 지지되는 무빙 파트는, 상기 저강성 지지부에 의해 지지되는 샤프트 커버 중 일부의 외주연에 구비된다.
한편, 본 발명의 다른 실시 예에 따르면, 이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기는, 관측용 위성에 구비되는 임무장비의 진동절연을 위한 임무장비 진동절연기를 지지하는 절연기 지지구조체; 상기 임무장비(냉각기의 고정축)와의 일체화 연결을 위한 샤프트 커버와, 상기 샤프트 커버와 연결되어 상기 샤프트 커버를 저강성 지지하여 궤도 환경에서 상기 임무장비로부터 발생하는 진동의 전달을 절연시키는 저강성 지지부를 포함하는 궤도환경 절연부; 및 상기 샤프트 커버의 일부에 구비되는 무빙 파트와, 상기 무빙 파트 및 절연기 지지구조체와 연결되어 위성체의 발사 환경에 의해 상기 샤프트 커버와 변위구속블록의 충돌이 발생하기 전에 상기 발사 환경에 의한 진동 및 충격을 감소시키는 발사환경 절연부;를 포함한다.
상기 저강성 지지부는, 상기 샤프트 커버를 탄성 지지하기 위해 일측은 샤프트 커버와 연결되고, 타측은 절연기 지지구조체와 연결되어 궤도 환경에서 상기 임무장비로부터 발생하는 진동을 절연시키는 하나 이상의 저강성 코일 스프링을 포함한다.
상기 고강성 지지부는, 상기 무빙 파트를 고강성 지지하기 위해 일측은 무빙 파트와 연결되고, 타측은 절연기 지지구조체와 연결되어, 위성체의 발사 환경에 의해 상기 변위구속블록 및 무빙 파트 중 어느 하나와 샤프트 커버 간의 충돌이 발생하기 전에 상기 발사 환경에 의한 진동 및 충격을 감소시키는 하나 이상의 고강성 코일 스프링을 포함한다.
본 발명에 따르면, 저강성 코일과 고강성 코일을 이용하여 절연기를 탄성 지지함으로써 우주에서 고해상도 관측 성능이 요구되는 관측용 위성의 지향성능 향상을 위해 우주용 냉각기와 같은 진동발생원으로부터 발생되는 진동이 관측용 위성과 같은 특수 임무장비로 전달되지 않도록 할 수 있다.
또한, 본 발명에 따르면, 별도의 발사구속 장치를 적용하지 않고도 발사 환경 및 궤도 환경에서 미소진동 절연성능 보장이 동시에 가능하다.
또한, 본 발명에 따르면, 한국등록특허공보 제1248417호의 진동절연기와는 상이하게 저강성 지지부의 외주연에 별도의 고강성 지지부를 형성함으로써 저강성 지지부와 변위구속블록과의 충돌 전에 1차적으로 발사진동에 대한 진동 및 충격을 감소시킬 수 있으며, 이를 통해 냉각기 또는 관측용 장비와 같은 임무장비로 전달되는 발사진동을 더욱 감소시킬 수 있다.
또한, 본 발명에 따르면, 지상의 시험 조건에서도 임무장비(우주용냉각기)의 자중으로 인해 저강성 지지부의 처짐이 발생하더라도 한국등록특허공보 제1248417호의 진동절연기와는 상이하게 고강성 지지부를 통해 저강성 지지부가 지지되므로, 별도의 중력보상장치를 구비하지 않고도 미소진동 절연성능을 평가하는 것이 가능하다.
본 발명의 효과는 이상에서 언급된 것들에 한정되지 않으며, 언급되지 아니한 다른 효과들은 아래의 기재로부터 당업자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
도 1은 본 발명의 실시 예에 따른 이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기의 사시도,
도 2는 우주용 임무장비의 진동절연기의 후면도,
도 3은 진동절연기의 연결 관계를 보여주는 도면,
도 4은 저강성 코일 스프링과 고강성 코일 스프링의 일 예를 보여주는 도면,
도 5는 본 발명의 실시 예에 따른 이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기를 조립하는 순서를 보여주는 도면,
도 6은 본 발명의 실시 예에 따른 이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기와 임무장비가 연결된 시스템의 일 예를 보여주는 도면이다.
이상의 본 발명의 목적들, 다른 목적들, 특징들 및 이점들은 첨부된 도면과 관련된 이하의 바람직한 실시 예들을 통해서 쉽게 이해될 것이다. 그러나 본 발명은 여기서 설명되는 실시 예들에 한정되지 않고 다른 형태로 구체화될 수도 있다. 오히려, 여기서 소개되는 실시 예들은 개시된 내용이 철저하고 완전해질 수 있도록 그리고 당업자에게 본 발명의 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해 제공되는 것이다.
또한, 도면들에 있어서, 구성요소들의 두께는 기술적 내용의 효과적인 설명을 위해 과장된 것일 수도 있다.
본 명세서에서 제1, 제2 등의 용어가 구성요소들을 기술하기 위해서 사용된 경우, 이들 구성요소들이 이 같은 용어들에 의해서 한정되어서는 안 된다. 이들 용어들은 단지 어느 구성요소를 다른 구성요소와 구별시키기 위해서 사용되었을 뿐이다. 여기에 설명되고 예시되는 실시 예들은 그것의 상보적인 실시 예들도 포함한다.
또한, 본 명세서에서 사용된 용어는 실시 예들을 설명하기 위한 것이며 본 발명을 제한하고자 하는 것은 아니다. 본 명세서에서, 단수형은 문구에서 특별히 언급하지 않는 한 복수형도 포함할 수 있다. 명세서에서 사용되는 '포함한다(comprises)' 및/또는 '포함하는(comprising)'은 언급된 구성요소는 하나 이상의 다른 구성요소의 존재 또는 추가를 배제하지 않는다.
본 발명의 실시를 위한 구체적인 내용을 설명하기에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 발명자가 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여 본 발명의 기술적 사항에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야 할 것이다.
또한, 본 발명에 관련된 공지 기능 및 그 구성에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는, 그 구체적인 설명을 생략하였음에 유의해야 할 것이다.
이하, 본 발명에서 실시하고자 하는 구체적인 기술내용에 대해 첨부도면을 참조하여 상세하게 설명하기로 한다.
도 1은 본 발명의 실시 예에 따른 이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기(100)를 도시한 사시도, 도 2는 우주용 임무장비의 진동절연기(100)의 후면도, 도 3은 진동절연기(100)의 연결 관계를 보여주는 도면이다.
도 1 내지 도 3을 참조하면, 본 발명의 실시 예에 따른 이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기(100)는 절연기 지지구조체(Isolator support structure, 110), 샤프트 커버(Shaft cover, 120), 저강성 지지부(Coil spring with low-stiffness, 130), 무빙 파트(Moving part, 140), 고강성 지지부(Coil spring with high-stiffness, 150) 및 변위구속블록(Outer cover, 160)을 포함할 수 있다.
본 발명의 실시 예에서, 임무장비는 진동을 발생시켜 관측용 장비(예를 들어, 적외선 검출기)의 영상품질에 영향을 주는 진동저감의 대상으로서, 진동저감의 대상은 모든 기계적 구동 장치(예를 들어, 우주용 냉각기, 위성용 안테나, 위성용 리액션 휠 등)가 될 수 있다.
냉각기는 적외선 검출기의 검출면을 극저온으로 냉각시켜 적외선 검출기가 선명한 적외선 영상을 획득할 수 있도록 한다. 위성용 리액션 휠은 인공위성의 자세를 제어하기 위한 장치이다.
절연기 지지구조체(110)는 관측용 위성에 구비되는 임무장비의 진동절연을 위한 임무장비 진동절연기(100)와 냉각기와 같은 임무장비를 지지할 수 있다. 절연기 지지구조체(110)는 아치형의 레그(111)와 원통형의 지지몸체(113)를 포함할 수 있다.
레그(111)의 하단에는 진동절연기(100)를 고정시키기 위한 픽서가 관통하는 고정홀(111a)이 하나 이상 구비될 수 있다.
레그(111)의 상단 외주면에는 저강성 지지부(130)가 체결되기 위한 저강성 체결홀들(111b)이 다수 구비될 수 있다. 저강성 체결홀들(111b)은 저강성 코일 스프링(131)의 개수만큼 마련될 수 있으며, 저강성 코일 스프링들(131) 또는 저강성 지지홀들(120a)과 대향되는 위치에 마련될 수 있다.
지지몸체(113)는 샤프트 커버(120), 저강성 지지부(130), 무빙 파트(140) 및 고강성 지지부(150)를 지지하기 위하여 다수의 고강성 체결홀들(113a)이 형성된 원기둥 형태를 가질 수 있다. 다수의 고강성 체결홀들(113a)은 고강성 코일 스프링(151)의 개수만큼 마련될 수 있으며, 지지몸체(113)의 외면을 따라 다수의 고강성 코일 스프링들(151) 또는 고강성 지지홀들(140b)과 대향되는 위치에 형성될 수 있다.
또한, 레그(111)의 상단 내부와 지지몸체(113)의 내부에는 샤프트 커버(120), 저강성 지지부(130), 무빙 파트(140) 및 고강성 지지부(150)가 체결되어 진동절연기(100)를 지지하기 위한 원형의 제1구속홀(111c)과 제2구속홀(113c)이 각각 더 형성될 수 있다.
레그(111)의 상단에 형성되는 다수의 저강성 체결홀들(111b)은 저강성 지지부(130)와 체결되므로, 제1구속홀(111c)에는 샤프트 커버(120) 중 커버(121)가 위치할 수 있다. 즉, 제1구속홀(111c)에는 샤프트 커버(120)의 일부와 저강성 지지부(130)가 관통할 수 있다. 샤프트 커버(120) 중 하측 샤프트(125)는 도 2에 도시된 것처럼 레그(111)의 제1구속홀(111c)의 뒷부분으로 돌출될 수 있다.
또한, 지지몸체(113)에 형성되는 다수의 고강성 체결홀들(113a)은 고강성 지지부(150)와 체결되므로, 제2구속홀(113c)에는 무빙 파트(140)가 위치할 수 있다. 즉, 제2구속홀(113c)에는 샤프트 커버(120)의 나머지 일부(123)와 무빙 파트(140)와 고강성 지지부(150)가 관통할 수 있다.
샤프트 커버(120)는 임무장비와의 일체화 연결을 위한 축으로서, 커버(121), 상측 샤프트(123) 및 하측 샤프트(125)를 포함한다.
커버(121)의 외면에는 저강성 지지부(130)와 체결되기 위한 다수의 저강성 지지홀들(120a)이 저강성 체결홀들(111b)과 대향되게 형성된다. 상측 샤프트(123)는 무빙 관통홀(140a) 또는 구속 관통홀(160a)를 관통할 수 있다.
저강성 지지부(130)는 샤프트 커버(120)와 연결되어 샤프트 커버(120)를 저강성 지지하여 궤도 환경에서 임무장비로부터 발생하는 진동이 다른 임무장비나 위성체로 전달되지 않도록 궤도 진동을 절연시킬 수 있다. 다른 임무장비는 적외선 검출기와 같이 진동의 영향을 받는 장비를 포함한다. '임무장비로부터 발생하는 진동'은 곧 궤도환경에서 발생하는 진동 중 하나일 수 있다.
저강성 지지부(130)는 샤프트 커버(120)를 탄성 지지하기 위해 일측은 샤프트 커버(120)의 저강성 지지홀들(120a)과 연결되고, 타측은 절연기 지지구조체(110)의 저강성 체결홀들(111b)과 연결되어 궤도 환경에서 임무장비로부터 발생하는 진동을 절연시키는 하나 이상의 저강성 코일 스프링(131)을 포함할 수 있다.
저강성 코일 스프링(131)이 저강성 지지홀(120a)과 저강성 체결홀(111b)에 삽입 또는 체결되면, 저강성 체결홀(111b)의 끝단에는 저강성 코일 스프링(131)을 탄발지지하는 제1마개(111d)가 더 결합될 수 있다. 제1마개(111d)는 저강성 체결홀(111b)에 결합된 상태에서 샤프트 커버(120)에 저강성 코일 스프링(131)의 탄성력이 가해지도록 저강성 코일 스프링(131)을 눌러줄 수 있다.
이로써, 궤도환경에서 미소 진동이 발생하면, 예를 들어 냉각기의 고정축과 연결되는 샤프트 커버(120)는 다시 저강성 코일 스프링들(131)으로 탄성 지지되고, 이 저강성 코일 스프링들(131)은 절연기 지지구조체(110)와 다시 연결될 수 있다. 즉, 임무장비로부터 발생하는 진동의 Load Phase가 저강성 코일 스프링(131)이 되는 것이고, 이로 인해 진동 절연을 실시할 수 있게 된다.
미소 진동 절연을 위한 가장 기초가 되는 원리는 "주파수 분리 (Frequency Decoupling)"이다. 우주용 냉각기가 발생하는 구동 주파수는 약 40Hz 대역으로서, 저강성 코일 스프링(131)을 통한 탄성 지지구조를 형성하고, 이때 냉각기-진동절연기로 구현된 조립체의 고유진동수는 약 8Hz 대역으로 구현된다. 즉, 진동 전달률 선도에 따라 8배 이상의 진동절연성능을 확보하게 되는데, 실제로 코일 스프링의 조건(소재, 강도, 크기)은 요구되는 진동절연성능에 따라 변경가능하다. 상술한 8Hz는 본 발명의 일시 예로서 선정된 저강성 코일 스프링(131)으로부터 획득된 수치로서, 변경될 수 있음은 물론이다.
한편, 무빙 파트(140)는 샤프트 커버(120) 중 상측 샤프트(123)의 외주면에 구비될 수 있다. 무빙 파트(140)는 내부에는 무빙 관통홀(140a)이 형성되고, 외면에는 다수의 고강성 지지홀들(140b)이 형성된 원기둥 형태를 가질 수 있다. 고강성 지지부(150)와 체결되기 위한 다수의 고강성 지지홀들(140b)은 고강성 체결홀들(113a)과 대향되게 형성된다.
또한, 고강성 지지부(150)에 의해 지지되는 무빙 파트(140)는 발사 환경에 의한 진동을 절연하여 임무장비로 전달되는 발사 진동이 감소되도록, 저강성 지지부(130)에 의해 지지되는 샤프트 커버(120) 중 일부(커버(121)를 기준으로 무빙 파트(140) 방향에 있는 상측 샤프트(123))의 외주연에 구비될 수 있다.
고강성 지지부(150)는 무빙 파트(140) 및 절연기 지지구조체(110)와 연결되어 위성체의 발사 환경에 의한 진동 및 충격을 감소시킬 수 있다.
고강성 지지부(150)는, 무빙 파트(140)를 고강성 지지하기 위해 일측은 무빙 파트(140)의 고강성 지지홀들(140b)과 연결되고, 타측은 절연기 지지구조체(110)의 고강성 체결홀들(113a)과 연결되어, 위성체의 발사 환경에 의해 변위구속블록(160) 및 무빙 파트(140) 중 어느 하나와 샤프트 커버(120) 간의 충돌이 발생하기 전에 발사 환경에 의한 진동 및 충격을 감소시키는 하나 이상의 고강성 코일 스프링(151)을 포함할 수 있다.
고강성 코일 스프링(151)이 고강성 지지홀(140b)과 고강성 체결홀(113a)에 삽입 또는 체결되면, 고강성 체결홀(113a)의 끝단에는 고강성 코일 스프링(151)을 탄발지지하는 제2마개(113b)가 더 결합될 수 있다. 제2마개(113b)는 고강성 체결홀(113a)에 결합된 상태에서 무빙 파트(140)에 고강성 코일 스프링(151)의 탄성력이 가해지도록 고강성 코일 스프링(151)을 눌러줄 수 있다.
변위구속블록(160)은 샤프트 커버(120), 저강성 지지부(130), 고강성 지지부(150) 및 무빙 파트(140)가 절연기 지지구조체(110)의 내부에 체결되면, 샤프트 커버(120), 저강성 지지부(130), 고강성 지지부(150) 및 무빙 파트(140)를 고정시키기 위해 절연기 지지구조체(110)의 외면(지지몸체(113))과 볼트(160c) 체결될 수 있으며, 이를 위해 구속 관통홀(160a)와 다수의 제2마운팅홀들(160b)을 포함할 수 있다.
따라서, 본 발명의 실시 예에서 무빙 파트(140)는, 발사 환경에서의 대 변형 조건(즉, 발사 환경에서 발생하는 발사 진동)에서 임무장비와 일체화된 샤프트 커버(120)가 변위구속블록(160)과 충돌하기 전에 발사 진동 및 충격을 고강성 코일 스프링들(151)과의 조합을 통해 1차적으로 저지할 수 있다.
샤프트 커버(120)과 변위구속블록(160)과 충돌하기 전에 1차적으로 진동을 절연시키는 이유는, 샤프트 커버(120)가 변위구속블록(160)과 충돌할 때에 고강성 코일 스프링들(151)이 1차적으로 버퍼 역할을 하게 되는데, 이로 인해 변위구속블록(160)과 샤프트 커버(120)가 충돌 할 때에 충격에너지가 많은 부분 감소될 수 있다. 고강성 코일 스프링들(151)의 변형으로 인한, 결국, 임무장비가 받게 되는 진동이 많은 부분 감소하게 됨에 따라 발사 환경에서의 구조건전성 확보에 유리할 수 있게 된다. 무빙 파트(140)에 의한 1차 저지로 인해 속도가 느려지게 되는 임무장비의 움직임(또는 진동)은 변위구속블록(160)에 의해 2차적으로 저지될 수 있다.
도 4는 저강성 코일 스프링(131)과 고강성 코일 스프링(151)의 일 예를 보여주는 도면이다.
본 발명의 실시 예에서, 고강성 코일 스프링들(151)은 냉각기의 자중을 충분히 지지할 수 있을 정도의 강성을 갖는다. 따라서, 고강성 코일 스프링들(151)은 냉각기의 자중에도 처짐이 발생하지 않도록(도 1에서, 상측 샤프트(123)의 외주면과 변위구속블록(160)이 닿지 않도록) 설계될 수 있다.
도 5는 본 발명의 실시 예에 따른 이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기(100)를 조립하는 순서를 보여주는 도면이다.
도 5를 참조하면, 저강성 코일 스프링들(131)을 샤프트 커버(120)의 저강성 지지홀들(120a)에 연결하여 궤도환경 절연부를 조립할 수 있다(S510).
다음, 고강성 코일 스프링들(151)을 무빙 파트(140)의 고강성 지지홀들(140b)에 연결하여 발사환경 절연부를 조립할 수 있다(S520).
저강성 코일 스프링들(131)와 샤프트 커버(120)를 포함하는 궤도환경 절연부를 절연기 지지구조체(110)에 조립한다(S530). S530단계에서, 저강성 코일 스프링들(131)은 절연기 지지구조체(110)의 저강성 체결홀들(111b)에 체결되도록 조립하며, 제1마개들(111d)로 탄성지지되도록 고정시킬 수 있다.
또한, 고강성 코일 스프링들(151)과 무빙 파트(140)를 포함하는 발사환경 절연부를 절연기 지지구조체(110)에 조립한다(S540). S540단계에서, 고강성 코일 스프링들(151)은 고강성 체결홀들(113a)에 체결되도록 조립하며, 제2마개들(113b)로 탄성지지되도록 고정시키고, 무빙 파트(140)는 샤프트 커버(120)의 일부 외주면에 위치하도록 조립한다.
마지막으로, 변위구속블록(160)의 제2마운팅홀들(160b)과 절연기 지지구조체(110)의 제1마운팅홀들(110a)을 볼트 체결하여 조립한다(S550).
도 6은 본 발명의 실시 예에 따른 이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기(100)와 임무장비(10)가 연결된 시스템의 일 예를 보여주는 도면이다.
도 6을 참조하면, 냉각기와 같은 임무장비(10)의 고정축들은 각각 본 발명의 실시 예에 따른 진동절연기들(100)의 관통홀들을 관통하도록 조립되어 진동절연기들(100)에 의해 고정될 수 있다.
체결 인터페이스(20)는 우주용 냉각기(10)의 구동 시 발생하는 열을 외부로 전달하기 위한 히트 파이프(30)와 체결되는 인터페이스이다.
방사판(40)은 히트 파이프(30)의 열을 외부로 방출하기 위한 방사판이다.
트랜스퍼 라인(50)은 우주용 냉각기(10)의 피스톤 왕복운동으로 인해 극저온 헬륨게스를 극저온 온도 유지가 요구되는 적외선 카메라의 초점면부로 전달한다.
도 1과 같은 시스템은 본 발명에 따른 진동절연기(100)의 동작의 이해를 돕기 위해 일 예로 도시한 것으로서, 본 발명의 진동절연기(100)가 적용되는 시스템은 도 1에 한정되지 않는다. 즉, 진동절연기(100)는 도 1을 참조하여 설명한 냉각기뿐만 아니라, 진동저감의 대상이 되는 모든 기계적 구동장치(예를 들어, 위성용 안테나, 위성용 리액션휠 등)와 연결되어 진동을 절연시킬 수 있다.
한편, 이상으로 본 발명의 기술적 사상을 예시하기 위한 바람직한 실시 예와 관련하여 설명하고 도시하였지만, 본 발명은 이와 같이 도시되고 설명된 그대로의 구성 및 작용에만 국한되는 것이 아니며, 기술적 사상의 범주를 일탈함이 없이 본 발명에 대해 다수의 변경 및 수정 가능함을 당업자들은 잘 이해할 수 있을 것이다. 따라서, 그러한 모든 적절한 변경 및 수정과 균등물들도 본 발명의 범위에 속하는 것으로 간주하여야 할 것이다. 따라서, 본 발명의 진정한 기술적 보호 범위는 첨부된 등록청구범위의 기술적 사상에 의해 정해져야 할 것이다.
100: 진동절연기 110: 절연기 지지구조체
120: 샤프트 커버 130: 저강성 지지부
140: 무빙 파트 150: 고강성 지지부
160: 변위구속블록

Claims (8)

  1. 관측용 위성에 구비되는 임무장비의 진동절연을 위한 임무장비 진동절연기를 지지하는 절연기 지지구조체;
    상기 임무장비와의 일체화 연결을 위한 샤프트 커버;
    상기 샤프트 커버와 연결되어 상기 샤프트 커버를 저강성 지지하여 궤도 환경에서 상기 임무장비로부터 발생하는 진동의 전달을 절연시키는 저강성 지지부;
    상기 샤프트 커버의 일부에 구비되는 무빙 파트; 및
    상기 무빙 파트 및 절연기 지지구조체와 연결되어 위성체의 발사 환경에 의한 진동 및 충격을 감소시키는 고강성 지지부;를 포함하는 것을 특징으로 하는 이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 저강성 지지부는,
    상기 샤프트 커버를 탄성 지지하기 위해 일측은 샤프트 커버와 연결되고, 타측은 절연기 지지구조체와 연결되어 궤도 환경에서 상기 임무장비로부터 발생하는 진동을 절연시키는 하나 이상의 저강성 코일 스프링을 포함하는 것을 특징으로 하는 이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 샤프트 커버, 저강성 지지부, 고강성 지지부 및 무빙 파트가 설정된 순서에 따라 상기 절연기 지지구조체의 내부에 체결되면, 상기 샤프트 커버, 저강성 지지부, 고강성 지지부 및 무빙 파트를 고정시키기 위해 상기 절연기 지지구조체의 외면과 체결되는 변위구속블록;을 더 포함하고,
    상기 고강성 지지부는,
    상기 무빙 파트를 고강성 지지하기 위해 일측은 무빙 파트와 연결되고, 타측은 절연기 지지구조체와 연결되어, 위성체의 발사 환경에 의해 상기 변위구속블록 및 무빙 파트 중 어느 하나와 샤프트 커버 간의 충돌이 발생하기 전에 상기 발사 환경에 의한 진동 및 충격을 감소시키는 하나 이상의 고강성 코일 스프링을 포함하는 것을 특징으로 하는 이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 발사 환경에 의한 진동을 절연하여 상기 임무장비로 전달되는 발사 진동이 감소되도록, 상기 고강성 지지부에 의해 지지되는 무빙 파트는, 상기 저강성 지지부에 의해 지지되는 샤프트 커버 중 일부의 외주연에 구비되는 것을 특징으로 하는 이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기.
  5. 관측용 위성에 구비되는 임무장비의 진동절연을 위한 임무장비 진동절연기를 지지하는 절연기 지지구조체;
    상기 임무장비와의 일체화 연결을 위한 샤프트 커버와, 상기 샤프트 커버와 연결되어 상기 샤프트 커버를 저강성 지지하여 궤도 환경에서 상기 임무장비로부터 발생하는 진동의 전달을 절연시키는 저강성 지지부를 포함하는 궤도환경 절연부; 및
    상기 샤프트 커버의 일부에 구비되는 무빙 파트와, 상기 무빙 파트 및 절연기 지지구조체와 연결되어 위성체의 발사 환경에 의해 상기 샤프트 커버와 변위구속블록의 충돌이 발생하기 전에 상기 발사 환경에 의한 진동 및 충격을 감소시키는 고강성 지지부를 포함하는 발사환경 절연부;를 포함하고,
    상기 변위구속블록은, 상기 샤프트 커버, 저강성 지지부, 고강성 지지부 및 무빙 파트가 절연기 지지구조체에 체결되면, 상기 샤프트 커버, 저강성 지지부, 고강성 지지부 및 무빙 파트를 고정시키기 위해 상기 절연기 지지구조체와 볼트 체결되는 것을 특징으로 하는 이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기.
  6. 제5항에 있어서,
    상기 저강성 지지부는,
    상기 샤프트 커버를 탄성 지지하기 위해 일측은 샤프트 커버와 연결되고, 타측은 절연기 지지구조체와 연결되어 궤도 환경에서 상기 임무장비로부터 발생하는 진동을 절연시키는 하나 이상의 저강성 코일 스프링을 포함하는 것을 특징으로 하는 이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기.
  7. 제5항에 있어서,
    상기 고강성 지지부는,
    상기 무빙 파트를 고강성 지지하기 위해 일측은 무빙 파트와 연결되고, 타측은 절연기 지지구조체와 연결되어, 위성체의 발사 환경에 의해 상기 변위구속블록 및 무빙 파트 중 어느 하나와 샤프트 커버 간의 충돌이 발생하기 전에 상기 발사 환경에 의한 진동 및 충격을 감소시키는 하나 이상의 고강성 코일 스프링을 포함하는 것을 특징으로 하는 이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기.
  8. 제5항에 있어서,
    상기 발사 환경에 의한 진동을 절연하여 상기 임무장비로 전달되는 발사 진동이 감소되도록, 상기 고강성 지지부에 의해 지지되는 무빙 파트는, 상기 저강성 지지부에 의해 지지되는 샤프트 커버 중 일부의 외주연에 구비되는 것을 특징으로 하는 이중 코일 스프링을 이용한 우주용 임무장비의 진동절연기.
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