KR102513363B1 - 위성 지지장치 및 이를 구비하는 발사체 - Google Patents

위성 지지장치 및 이를 구비하는 발사체 Download PDF

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KR102513363B1
KR102513363B1 KR1020220097289A KR20220097289A KR102513363B1 KR 102513363 B1 KR102513363 B1 KR 102513363B1 KR 1020220097289 A KR1020220097289 A KR 1020220097289A KR 20220097289 A KR20220097289 A KR 20220097289A KR 102513363 B1 KR102513363 B1 KR 102513363B1
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Abstract

본 발명은 위성을 지지하도록 발사체에 구비되는 위성 지지장치로서, 상기 위성과 이격되는 제1 몸체부; 상기 위성을 사출하도록, 상기 위성과 상기 제1 몸체부 사이에 설치되는 사출부; 상기 제1 몸체부와 이격되고, 상기 발사체의 프레임과 연결되는 제2 몸체부; 및 상기 발사체에서 상기 위성으로 전달되는 진동이나 충격을 감소시키도록, 상기 제1 몸체부와 상기 제2 몸체부 사이에 설치되는 진동저감부;를 포함하고, 위성을 안정적으로 지지하다가 용이하게 사출시킬 수 있다.

Description

위성 지지장치 및 이를 구비하는 발사체{SATELLITE SUPPORTING APPARATUS AND PROJECTILE HAVING THE SAME}
본 발명은 위성 지지장치 및 이를 구비하는 발사체에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 위성을 안정적으로 지지하다가 용이하게 사출시킬 수 있는 위성 지지장치 및 이를 구비하는 발사체에 관한 것이다.
일반적으로 로켓과 같은 발사체는 위성을 탑재하고 공중으로 발사될 수 있다. 공중에서 위성은 발사체로부터 분리되고, 설정된 궤도를 따라 비행하면서 다양한 임무를 수행한다.
최근에는 소형 또는 초소형 위성들에 대한 개발이 많이 진행되고 있다. 따라서, 소형 또는 초소형 위성을 탑재하여 발사될 수 있는 발사체의 구조도 함께 개발되고 있다.
이때, 발사체가 공중으로 발사되면서 진동이나 충격이 발생할 수 있다. 이러한 진동이나 충격이 위성으로 전달되면, 위성에 포함된 정밀부품 등을 손상시킬 수 있다. 따라서, 위성에 전기적 또는 기계적인 고장이 발생하여 공중에서 임무를 정상적으로 수행하지 못하는 문제가 발생할 수 있다.
KR 2021-0085468 A
본 발명은 발사체에 탑재된 위성으로 전달되는 진동이나 충격을 감소시킬 수 있는 위성 지지장치 및 이를 구비하는 발사체를 제공한다.
본 발명은 발사체로부터 위성을 용이하게 사출시킬 수 있는 위성 지지장치 및 이를 구비하는 발사체를 제공한다.
본 발명은 위성을 지지하도록 발사체에 구비되는 위성 지지장치로서, 상기 위성과 이격되는 제1 몸체부; 상기 위성을 사출하도록, 상기 위성과 상기 제1 몸체부 사이에 설치되는 사출부; 상기 제1 몸체부와 이격되고, 상기 발사체의 프레임과 연결되는 제2 몸체부; 및 상기 발사체에서 상기 위성으로 전달되는 진동이나 충격을 감소시키도록, 상기 제1 몸체부와 상기 제2 몸체부 사이에 설치되는 진동저감부;를 포함한다.
상기 진동저감부는, 상기 제1 몸체부와 상기 제2 몸체부 사이에서 상기 제1 몸체부와 상기 제2 몸체부가 이격되는 제1 방향으로 진동이나 충격을 흡수하도록 설치되는 제1 진동저감기; 및 상기 제1 진동저감기와 상기 제1 몸체부 사이에서 상기 제1 방향과 교차하는 제2 방향으로 진동이나 충격을 흡수하도록 설치되는 제2 진동저감기;를 포함한다.
상기 제1 진동저감기는, 상기 제2 몸체부에 연결되고, 중심부에 제1 개구가 형성되는 연결부재; 상기 제1 개구의 내측에 배치되는 제1 무빙부재; 및 상기 제1 개구의 내측에서 상기 연결부재와 상기 제1 무빙부재 사이를 연결하고, 상기 제1 방향으로 신장수축 가능한 제1 진동저감부재;를 포함한다.
상기 제1 무빙부재의 중심부에 제2 개구가 형성되고, 상기 제2 진동저감기는, 상기 제2 개구 내측에 배치되는 제2 무빙부재; 일측이 상기 제2 무빙부재에 연결되고, 타측이 상기 제1 몸체부에 연결되는 커버부재; 및 상기 제2 개구의 내측에서 상기 제1 무빙부재와 상기 제2 무빙부재 사이를 연결하고, 상기 제2 방향으로 신장수축 가능한 제2 진동저감부재;를 포함한다.
상기 사출부는, 상기 제1 몸체부와 상기 위성 사이에 배치되고, 상기 위성을 분리 가능하게 구속하기 위한 구속기; 및 상기 구속기와 이격되어 상기 제1 몸체부와 상기 위성 사이에 배치되고, 상기 구속기와 분리된 위성을 사출시키기 위한 사출기;를 포함한다.
상기 구속기는 하나 또는 복수개가 구비되어 상기 제1 몸체부의 중심영역에 설치되고, 상기 사출기는 복수개가 구비되어 상기 제1 몸체부의 외곽영역에 설치된다.
상기 구속기는, 상기 제1 몸체부와 상기 제2 몸체부가 이격되는 제1 방향으로 연장되고, 상기 위성을 관통하여 설치되는 체결부재; 및 상기 제1 몸체부에 설치되고, 상기 체결부재와 연결되어 상기 체결부재를 절단 가능한 절단부재;를 포함한다.
상기 구속기는, 자기력으로 상기 위성에 부착 가능한 제1 자성부재; 및 상기 제1 몸체부에 설치되고, 상기 제1 자성부재의 자기력을 제어하기 위한 제어부재;를 포함한다.
상기 사출기는, 상기 제1 몸체부와 상기 제2 몸체부가 이격되는 제1 방향으로 연장되고, 내부공간을 가지며, 상기 위성과 마주볼 수 있는 부분에 관통구가 형성되는 케이스; 상기 케이스의 내부공간에서 상기 제1 방향으로 신장수축 가능하게 설치되는 탄성부재; 및 상기 위성과 접촉하여 상기 위성을 상기 제1 방향으로 밀어낼 수 있도록, 상기 탄성부재에 의해 적어도 일부가 상기 관통구 내외로 이동 가능하게 설치되는 가압부재;를 포함한다.
상기 위성에 돌출부가 구비되고, 상기 케이스는 상기 위성의 돌출부가 삽입될 수 있는 삽입홈이 구비되며, 상기 삽입홈은 상기 관통구와 연결되고, 상기 위성에서 상기 제1 몸체부 측으로 갈수록 폭이 좁아지게 형성된다.
상기 탄성부재는 스프링 형태로 형성되고, 상기 사출기는, 상기 제1 방향으로 연장되어 상기 케이스의 내부공간에 설치되고, 상기 탄성부재가 둘레를 감싸는 가이드부재를 더 포함한다.
상기 위성에 자석이 구비되고, 상기 사출기는, 상기 위성에 구비되는 자석과 접촉 가능한 제2 자성부재; 및 상기 제1 몸체부에 설치되고, 상기 위성에 구비되는 자석과 인력 또는 척력을 발생시키도록 상기 제2 자성부재의 극성을 변경하기 위한 전환부재;를 포함한다.
상기 제2 몸체부는 상기 제1 몸체부보다 작은 면적을 가지도록 형성된다.
상기 진동저감부는 복수개가 구비되어, 각각의 일단이 상기 제2 몸체부의 외곽영역에 연결되고, 각각의 타단이 상기 제1 몸체부의 중심영역에 연결된다.
본 발명은 프레임; 상기 프레임에 설치되어 지지되는 위성 지지장치; 및 상기 프레임, 상기 위성 지지장치, 및 상기 위성을 감싸도록 설치되는 하우징;을 포함한다.
상기 위성 지지장치는 복수개가 구비되고, 상기 프레임은, 제1 프레임부재; 및 상기 위성 지지장치들 각각과 연결되고, 상기 제1 프레임부재의 둘레를 따라 설치되는 복수개의 제2 프레임부재;를 포함한다.
상기 프레임은 복수개가 구비되어 서로 적층된다.
본 발명의 실시 예들에 따르면, 발사체에 탑재된 위성으로 전달되는 진동이나 충격을 감소시킬 수 있다. 이에, 진동이나 충격으로 인한 위성의 손상을 억제하거나 방지할 수 있다. 따라서, 위성을 안정적으로 운용할 수 있다.
또한, 발사체로부터 위성을 용이하게 사출시킬 수 있다. 이에, 공중에서 위성이 발사체로부터 용이하게 분리될 수 있다. 따라서, 위성을 안정적으로 설정된 궤도로 이동시킬 수 있다.
도 1은 본 발명의 실시 예에 따른 발사체에 위성들이 탑재되는 구조를 나타내는 도면이다.
도 2는 본 발명의 실시 예에 따른 프레임과 위성 지지장치가 연결되는 구조를 나타내는 도면이다.
도 3은 본 발명의 실시 예에 따른 위성 지지장치의 구조를 나타내는 분해 사시도이다.
도 4는 본 발명의 실시 예에 따른 위성 지지장치의 구조를 나타내는 측면도이다.
도 5는 본 발명의 실시 예에 따른 구속기와 사출기의 작동구조를 나타내는 단면도이다.
도 6은 본 발명의 실시 예에 따른 진동저감부의 구조를 나타내는 사시도이다.
도 7은 본 발명의 실시 예에 따른 진동저감부의 내부구조를 나타내는 평면도이다.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시 예를 더욱 상세히 설명하기로 한다. 그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시 예에 한정되는 것이 아니라 서로 다른 다양한 형태로 구현될 것이며, 단지 본 실시 예들은 본 발명의 개시가 완전하도록 하며, 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것이다. 발명을 상세하게 설명하기 위해 도면은 과장될 수 있고, 도면상에서 동일 부호는 동일한 요소를 지칭한다.
도 1은 본 발명의 실시 예에 따른 발사체에 위성들이 탑재되는 구조를 나타내는 도면이고, 도 2는 본 발명의 실시 예에 따른 프레임과 위성 지지장치가 연결되는 구조를 나타내는 도면이다. 하기에서는 본 발명의 실시 예에 따른 발사체에 대해 설명하기로 한다.
본 발명의 실시 예에 따른 발사체는 위성을 탑재하고 공중으로 발사되어 위성을 설정된 궤도로 사출하기 위한 장치이다. 도 1 및 도 2를 참조하면, 발사체(1000)는 프레임(1200), 하우징(1100), 및 위성 지지장치(1300)를 포함한다.
이때, 위성(50)은 소형 또는 초소형 위성일 수 있다. 위성(50)은 사각 플레이트 형태로 형성될 수 있다. 그러나 위성(50)의 형상은 이에 한정되지 않고 다양할 수 있다.
하우징(1100)은 내부공간을 가지도록 형성될 수 있다. 하우징(1100)의 내부공간에 프레임(1200), 위성 지지장치(1300), 및 위성(50)이 수납될 수 있다. 이에, 프레임(1200), 위성 지지장치(1300), 및 위성(50)을 감싸도록 하우징(1100)이 배치될 수 있다. 하우징(1100)은 공중에서 발사체(1000) 본체와 분리될 수 있다. 따라서, 하우징(1100) 내부에 수납된 위성(50)이 외부로 노출될 수 있고, 위성 지지장치(1300)가 위성(50)으로 용이하게 사출할 수 있다.
프레임(1200)은 위성 지지장치(1300)와 연결되어 위성 지지장치(1300)를 지지할 수 있다. 프레임(1200)은 제1 프레임부재(1210), 및 제2 프레임부재(1220)를 포함한다.
제1 프레임부재(1210)는 원기둥 형태로 형성될 수 있다. 제1 프레임부재(1210)는 중공형 형태로 형성될 수 있다. 이에, 제1 프레임부재(1210)의 중량을 감소시켜, 발사체(1000)를 용이하게 공중으로 발사할 수 있다. 그러나 제1 프레임부재(1210)의 구조와 형상은 이에 한정되지 않고 다양할 수 있다.
제2 프레임부재(1220)는 원기둥 형태로 형성될 수 있고, 제1 프레임부재(1210)의 연장방향과 교차하는 방향으로 연장될 수 있다. 제2 프레임부재(1220)의 일측은 제1 프레임부재(1210)에 연결되고, 타측은 위성 지지장치(1300)에 연결될 수 있다. 제2 프레임부재(1220)는 중공형 형태로 형성될 수 있고, 둘레에 복수개의 구멍이 형성될 수 있다. 따라서, 제2 프레임부재(1220)의 중량을 감소시켜, 발사체(1000)의를 용이하게 공중으로 발사할 수 있다.
또한, 제2 프레임부재(1220)와 위성 지지장치(1300)는 복수개가 구비될 수 있다. 제2 프레임(1200)은 제1 프레임부재(1210)의 둘레를 따라 설치될 수 있다. 예를 들어, 4개의 제2 프레임부재(1220)가 구비되어 제1 프레임부재(1210)의 측면에 설치될 수 있고, 제2 프레임부재(1220)들 각각은 위성 지지장치(1300)들 각각과 연결될 수 있다. 따라서, 복수개의 위성(50)이 지지될 수 있기 때문에, 발사체(1000)가 공중으로 수송할 수 있는 위성(50)의 개수를 증가시킬 수 있다. 그러나 제2 프레임부재(1220)의 구조와 형상 및 구비되는 개수는 이에 한정되지 않고 다양할 수 있다.
이때, 프레임(1200)은 복수개가 구비되어 서로 적층될 수 있다. 상세하게는, 제1 프레임부재(1210)의 연장방향으로 프레임(1200)들이 적층되고, 각 프레임(1200)에 복수개의 위성 지지장치(1300)가 연결될 수 있다. 예를 들어, 3개의 프레임(1200)이 구비되어 3단으로 적층될 수 있다. 따라서, 지지할 수 있는 위성(50)의 개수를 증가시킬 수 있기 때문에, 발사체(1000)가 공중으로 수송할 수 있는 위성(50)의 개수를 더욱 증가시킬 수 있다. 그러나 프레임(1200)이 구비되는 개수는 이에 한정되지 않고 다양할 수 있다.
한편, 발사체(1000)는 골격장치(1400)를 더 포함할 수 있다. 골격장치(1400)는 프레임(1200)의 상부에 설치될 수 있다. 골격장치(1400)는 하우징(1100)의 외형을 따라 형성될 수 있다. 하우징(1100)이 프레임(1200), 위성 지지장치(1300), 및 위성(50)을 감쌀 수 있도록, 골격장치(1400)가 하우징(1100)을 지지할 수 있다.
또한, 발사체(1000)는 추진장치(미도시)를 더 포함할 수 있다. 추진장치는 프레임(1200)의 하부에 연결될 수 있다. 추진장치는 발사체(1000)의 본체가 공중으로 발사되는 추진력을 발생시킬 수 있다.
위성 지지장치(1300)는 프레임(1200)에 설치되어 지지된다. 발사체(1000)가 발사되는 동안 위성 지지장치(1300)가 위성(50)을 지지할 수 있고, 공중에서 위성 지지장치(1300)가 위성(50)을 사출시킬 수 있다.
도 3은 본 발명의 실시 예에 따른 위성 지지장치의 구조를 나타내는 분해 사시도이고, 도 4는 본 발명의 실시 예에 따른 위성 지지장치의 구조를 나타내는 측면도이고, 도 5는 본 발명의 실시 예에 따른 구속기와 사출기의 작동구조를 나타내는 단면도이고, 도 6은 본 발명의 실시 예에 따른 진동저감부의 구조를 나타내는 사시도이고, 도 7은 본 발명의 실시 예에 따른 진동저감부의 내부구조를 나타내는 평면도이다. 하기에서는 본 발명의 실시 예에 따른 위성 지지장치에 대해 설명하기로 한다.
위성 지지장치는 발사체에 탑재되는 위성을 지지할 수 있다. 도 3 및 도 4를 참조하면 위성 지지장치(1300)는 제1 몸체부(1310), 제2 몸체부(1320), 사출부(1330), 및 진동저감부(1340)를 포함한다.
제1 몸체부(1310)는 위성(50)과 이격되어 배치될 수 있다. 제1 몸체부(1310)는 위성(50)의 형상을 따라 형성될 수 있다. 예를 들어, 위성(50)이 사각 플레이트 형태로 형성되는 경우, 제1 몸체부(1310)도 사각 플레이트 형태로 형성될 수 있다. 제1 몸체부(1310)는 위성(50)보다 면적이 작게 형성되고, 제1 몸체부(1310)에는 복수개의 제1 개구부(1315)가 형성될 수 있다. 따라서, 제1 몸체부(1310)의 중량을 감소시킬 수 있다. 그러나 제1 몸체부(1310)의 구조와 형상은 이에 한정되지 않고 다양할 수 있다.
제2 몸체부(1320)는 제1 몸체부(1310)의 형상을 따라 형성될 수 있다. 예를 들어, 제1 몸체부(1310)가 사각 플레이트 형태로 형성되는 경우, 제2 몸체부(1320)도 사각 플레이트 형태로 형성될 수 있다. 제2 몸체부(1320)는 제1 몸체부(1310)보다 면적이 작게 형성되고, 제2 몸체부(1320)에는 복수개의 제2 개구부(1325)가 형성될 수 있다. 따라서, 제2 몸체부(1320)의 중량을 감소시킬 수 있다. 제2 몸체부(1320)는 제1 몸체부(1310)와 이격되고 프레임(1200)과 연결될 수 있다. 상세하게는 제2 몸체부(1320)와 제1 몸체부(1310)는 제2 프레임부재(1220)의 연장방향으로 이격되고, 제2 몸체부(1320)가 제2 프레임부재(1220)와 연결될 수 있다. 그러나 제2 몸체부(1320)의 구조와 형상은 이에 한정되지 않고 다양할 수 있다.
사출부(1330)는 위성(50)과 제1 몸체부(1310) 사이에 설치되어, 제1 몸체부(1310)에 위성(50)을 분리 가능하게 연결해줄 수 있다. 즉, 사출부(1330)는 일단이 제1 몸체부(1310)에 연결되고, 타단이 위성(50)에 연결될 수 있다. 이에, 사출부(1330)는 제1 몸체부(1310)에 지지된 상태로 위성(50)을 지지하다가 사출시킬 수 있다. 사출부(1330)는 도 3 내지 도 5와 같이 구속기(1331), 및 사출기(1332)를 포함한다.
구속기(1331)는 제1 몸체부(1310)와 위성(50) 사이에 배치된다. 구속기(1331)는 위성(50)을 분리 가능하게 구속할 수 있다. 이에, 구속기(1331)가 위성(50)을 구속하고 있는 동안, 위성(50)은 위성 지지장치(1300)에 지지되어 고정된 상태를 유지할 수 있다. 구속기(1331)는 하나 또는 복수개가 구비되어 제1 몸체부(1310)의 중심영역에 설치될 수 있다. 따라서, 구속기(1331)는 위성(50)의 중심영역을 구속할 수 있다.
이때, 본 발명의 일 실시 예에 따른 구속기(1331)는 체결부재(1331a), 및 절단부재(1331b)를 포함한다. 예를 들어, 구속기(1331)는 Frangibolt일 수 있다. 즉, 화약을 이용하지 않고, 형상기억합금의 온도에 따라 변화되는 미세조직에 따른 응력생성을 이용하여 위성(50)을 분리시킬 수 있는 고정장비일 수 있다.
체결부재(1331a)는 제1 몸체부(1310)와 제2 몸체부(1320)가 이격되는 제1 방향으로 연장되고, 둘레에 나사산이 형성될 수 있다. 이에, 체결부재(1331a)가 위성(50)을 관통하여 체결될 수 있다. 따라서, 체결부재(1331a)에 의해 위성(50)이 제1 몸체부(1310)에 지지될 수 있다.
절단부재(1331b)는 제1 몸체부(1310)에 설치된다. 절단부재(1331b)는 체결부재(1331a)와 연결될 수 있다. 절단부재(1331b)는 체결부재(1331a)를 절단할 수 있다. 예를 들어, 절단부재(1331b)에 전기적 신호를 가하여 온도를 변화시키면 응력 생성되어 체결부재(1331a)를 절단할 수 있다. 따라서, 제1 몸체부(1310)와 위성(50) 사이에서 체결된 상태의 체결부재(1331a)가 절단되면서, 위성(50)이 분리될 수 있다. 이에, 위성(50)을 사출시킬 때 절단부재(1331b)를 작동시켜 체결부재(1331a)를 절단할 수 있다.
이때, 구속기(1331)는 접촉부재(1331c)를 더 포함할 수 있다. 접촉부재(1331c)는 제1 몸체부(1310)의 위성(50)과 마주볼 수 있는 부분에 설치되고, 체결부재(1331a)가 관통할 수 있다. 접촉부재(1331c)는 탄성력을 가지는 재질로 형성될 수 있다. 따라서, 체결부재(1331a)가 위성(50)에 체결되면서 접촉부재(1331c)에 위성(50)이 밀착될 때, 접촉부재(1331c)가 수축되면서 위성(50)이 손상되는 것을 억제하거나 방지할 수 있다. 그러나 접촉부재(1331c)의 재질은 이에 한정되지 않고 다양할 수 있다.
한편, 본 발명의 다른 실시 예에 따른 구속기(1331)는 제1 자성부재(미도시), 및 제어부재(미도시)를 포함한다. 즉, 자기력을 이용하여 위성(50)을 고정하거나 분리시킬 수 있다.
제1 자성부재는 제1 몸체부(1310)의 위성(50)과 마주볼 수 있는 부분에 설치될 수 있다. 제1 자성부재는 자석일 수 있다. 상세하게는 제1 자성부재는 전자석일 수 있고, 위성(50)의 적어도 일부는 자석에 부착될 수 있는 금속 재질로 형성될 수 있다. 따라서, 제1 자성부재는 자기력으로 위성(50)에 부착 가능하다.
제어부재는 제1 몸체부(1310)에 설치될 수 있다. 제어부재는 제1 자성부재에 연결되어 제1 자성부재의 자기력을 제어할 수 있다. 이에, 제어부재가 제1 자성부재에 전기를 공급하면 제1 자성부재가 자기력을 발생시켜 위성(50)에 부착되고, 제어부재가 제1 자성부재에 전기 공급을 중단하면 제1 자성부재의 자기력이 제거되어 위성(50)과 분리될 수 있다. 따라서, 발사체(1000)가 공중으로 발사되는 동안 제어부재가 제1 자성부재에 전기를 공급하고, 위성(50)을 사출시킬 때 제어부재가 제1 자성부재에 전기 공급을 중단시킬 수 있다.
사출기(1332)는 구속기(1331)와 이격되어 제1 몸체부(1310)와 위성(50) 사이에 배치될 수 있다. 사출기(1332)는 구속기(1331)와 분리된 위성(50)을 사출시킬 수 있다. 예를 들어, 사출기(1332)는 복수개가 구비되어 제1 몸체부(1310)의 외곽영역에 설치될 수 있고, 위성(50)의 외곽영역을 제1 몸체부(1310)와 멀어지는 방향으로 밀 수 있다. 복수개의 사출기(1332)가 동시에 위성(50)의 복수의 영역을 밀기 때문에, 위성(50)이 전체적으로 일정하게 사출될 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따른 사출기(1332)는 도 5와 같이 케이스(1332a), 탄성부재(1332b), 및 가압부재(1332c)를 포함한다. 즉, 탄성부재(1332b)의 신장수축력을 이용하여 위성(50)을 사출시킬 수 있다.
이때, 위성(50)에 돌출부(55)가 구비될 수 있다. 돌출부(55)는 사출기(1332)가 구비되는 개수만큼 구비될 수 있다. 위성(50)의 사출기(1332)와 마주볼 수 있는 부분에 케이스(1332a)를 향해 돌출부(55)가 돌출될 수 있다. 돌출부(55)는 위성(50) 본체에서 케이스(1332a) 측으로 갈수록 폭이 좁아지게 형성될 수 있다. 그러나 돌출부(55)의 구조와 형상은 이에 한정되지 않고 다양할 수 있다.
케이스(1332a)는 제1 몸체부(1310)와 제2 몸체부(1320)가 이격되는 제1 방향으로 연장된다. 케이스(1332a)는 제1 방향으로 연장되는 내부공간을 가지며, 위성(50)과 마주볼 수 있는 부분에 관통구가 형성될 수 있다. 케이스(1332a)에는 위성(50)의 돌출부(55)가 삽입될 수 있는 삽입홈이 구비될 수 있다. 삽입홈은 케이스(1332a)의 최외측에 형성되어 관통구와 연결되고, 위성(50)에서 제1 몸체부(1310) 측으로 갈수록 폭이 좁아지게 형성될 수 있다. 이에, 위성(50)을 제1 몸체부(1310) 측으로 이동시키면 위성(50)의 돌출부(55)가 삽입홈 내부로 용이하게 삽입될 수 있다.
탄성부재(1332b)는 케이스(1332a)의 내부공간에서 제1 방향으로 신장수축 가능하게 설치될 수 있다. 예를 들어, 탄성부재(1332b)는 스프링일 수 있다. 그러나 탄성부재(1332b)의 구조와 형상은 이에 한정되지 않고 다양할 수 있다.
가압부재(1332c)는 탄성부재(1332b)와 연결되어 탄성부재(1332b)에 의해 적어도 일부가 관통구 내외로 이동 가능하게 설치될 수 있다. 이에, 가압부재(1332c)는 위성(50)과 접촉하여 위성(50)을 제1 방향으로 밀어낼 수 있다. 즉, 도 5의 (a)와 같이 구속기(1331)에 의해 위성(50)이 제1 몸체부(1310) 측으로 밀착된 상태에서, 돌출부(55)가 가압부재(1332c)를 케이스(1332a) 내측으로 밀면서 탄성부재(1332b)가 압축될 수 있다. 도 5의 (b)와 같이 구속기(1331)가 위성(50)에서 분리되면 탄성부재(1332b)를 압축하던 힘이 없어졌기 때문에, 탄성부재(1332b)가 신장되면서 가압부재(1332c)를 케이스(1332a) 외측으로 밀 수 있다. 따라서, 가압부재(1332c)가 돌출부(55)를 밀어 위성(50)이 사출될 수 있다.
이때, 사출기(1332)는 가이드부재(1332d)를 더 포함할 수도 있다. 가이드부재(1332d)는 제1 방향으로 연장되는 막대 형태로 형성되어 케이스(1332a) 내부에 설치될 수 있다. 탄성부재(1332b)는 스프링 형태로 형성되는 경우, 탄성부재(1332b)가 가이드부재(1332d)의 둘레를 감싸도록 배치될 수 있다. 따라서, 탄성부재(1332b)가 가이드부재(1332d)의 연장방향으로만 신장수축하기 때문에, 탄성부재(1332b)가 제1 방향을 따라 안정적으로 신장수축할 수 있다. 이에, 탄성부재(1332b)에 의해 가압부재(1332c)도 제1 방향을 따라 안정적으로 이동할 수 있다.
한편, 본 발명의 다른 실시 예에 따른 사출기는 제2 자성부재(미도시), 및 전환부재(미도시)를 포함한다. 즉, 자기력을 이용하여 위성을 사출시킬 수 있다.
이때, 위성에 자석(미도시)이 구비될 수 있다. 자석은 사출기가 구비되는 개수만큼 구비될 수 있다. 위성의 사출기와 마주볼 수 있는 부분에 사출기를 향해 자석이 구비될 수 있다.
제2 자성부재는 제1 몸체부의 위성과 마주볼 수 있는 부분에 설치될 수 있다. 상세하게는 위성에 구비된 자석과 마주볼 수 있게 배치될 수 있다. 따라서, 제2 자성부재와 자석이 마주보는 부분이 서로 다른 극성을 가지면 제2 자성부재에 자석이 접촉하여 부착될 수 있고, 제2 자성부재와 자석이 마주보는 부분이 서로 동일한 극성을 가지면 제2 자성부재가 자석을 밀어내어 위성이 사출될 수 있다. 예를 들어, 제2 자성부재는 극성의 위치를 조절할 수 있는 전자석이거나, 극성의 위치가 변경되도록 제1 몸체부에 회전 가능하게 설치될 수 있다.
전환부재는 제1 몸체부에 설치될 수 있다. 전환부재는 위성에 구비되는 자석과 인력 또는 척력을 발생시키도록 제2 자성부재의 극성을 변경할 수 있다. 예를 들어, 제2 자성부재가 전자석인 경우 전환부재는 제2 자성부재에 공급되는 전류를 제어하여 제2 자성부재의 극성을 변경할 수 있다. 또는, 제2 자성부재가 제1 몸체부에 회전 가능하게 설치되는 경우 전환부재는 제2 자성부재의 회전을 제어하여 제2 자성부재의 극성을 변경할 수 있다. 따라서, 위성이 구속기에 구속되어 있는 동안 전환부재가 제2 자성부재를 위성에 부착되도록 제어하고, 위성이 구속기에서 분리될 때 2 자성부재가 위성을 밀어내도록 제2 자성부재를 제어할 수 있다. 이에, 전환부재가 구속기의 작동에 연동하여 위성의 사출을 수행할 수 있다.
이처럼 발사체(1000)로부터 위성(50)을 용이하게 사출시킬 수 있다. 따라서, 공중에서 위성(50)이 발사체(1000)로부터 용이하게 분리될 수 있다. 이에, 위성(50)을 안정적으로 설정된 궤도로 이동시킬 수 있다.
진동저감부(1340)는 일단이 제2 몸체부(1320)에 연결되고, 타단이 제1 몸체부(1310)에 연결될 수 있다. 이에, 진동저감부(1340)는 발사체에서 위성(50)으로 전달되는 진동이나 충격을 감소시킬 수 있다. 진동저감부(1340)는 도 6 및 도 7과 같이 제1 진동저감기(1341), 및 제2 진동저감기(1342)를 포함한다.
이때, 진동저감부(1340)는 복수개가 구비되어, 각각의 일단이 제2 몸체부(1320)의 외곽영역에 연결되고, 각각의 타단이 제1 몸체부(1310)의 중심영역에 연결될 수 있다. 따라서, 제2 몸체부(1320)가 제1 몸체부(1310)보다 면적이 작게 형성되더라도, 진동저감부(1340)들이 제2 몸체부(1320)와 제1 몸체부(1310)를 안정적으로 연결해줄 수 있다.
제1 진동저감기(1341)는 제2 몸체부(1320)에 설치된다. 제1 진동저감기(1341)는 제1 몸체부(1310)와 제2 몸체부(1320) 사이에서 제1 몸체부(1310)와 제2 몸체부(1320)가 이격되는 제1 방향으로 진동이나 충격을 흡수하도록 설치될 수 있다. 제1 진동저감기(1341)는 연결부재(1341a), 제1 무빙부재(1341b), 제1 진동저감부재(1341c)를 포함한다.
연결부재(1341a)는 제2 몸체부(1320)에 연결된다. 예를 들어, 연결부재(1341a)는 원통형으로 형성되어 중심부에 제1 방향으로 관통하는 제1 개구가 형성될 수 있다. 제1 개구는 원형으로 형성될 수 있다. 그러나 연결부재(1341a)와 제1 개구의 구조와 형상은 이에 한정되지 않고 다양할 수 있다.
제1 무빙부재(1341b)는 삼각 플레이트 형태로 형성될 수 있다. 제1 무빙부재(1341b)는 제1 개구보다 면적이 작게 형성될 수 있다. 이에, 제1 무빙부재(1341b)는 제1 개구의 내측에 배치되고, 제1 개구 내측에서 이동 가능하게 배치될 수 있다. 또한, 제1 무빙부재(1341b)의 중심부에는 제1 방향으로 관통하는 제2 개구가 형성될 수 있다. 제2 개구는 삼각형 형태로 형성될 수 있다. 그러나 제1 무빙부재(1341b)와 제2 개구의 구조와 형상은 이에 한정되지 않고 다양할 수 있다.
제1 진동저감부재(1341c)는 제1 개구의 내측에서 연결부재(1341a)와 제1 무빙부재(1341b) 사이를 연결할 수 있다. 예를 들어, 제1 진동저감부재(1341c)는 복수개가 구비되어 제1 무빙부재(1341b)의 둘레를 따라 배치될 수 있다. 따라서, 제1 진동저감부재(1341c)는 연결부재(1341a)와 제1 무빙부재(1341b)를 안정적으로 연결해줄 수 있다. 또한, 제1 진동저감부재(1341c)는 제1 방향으로 신장수축 가능하다. 이에, 제1 진동저감부재(1341c)가 제1 방향으로 신장수축하면서 제1 무빙부재(1341b)를 이동시킬 수 있기 때문에, 제1 방향으로 전달되는 진동이나 충격이 제1 진동저감부재(1341c)에 의해 저감될 수 있다.
한편, 제1 진동저감기(1341)는 덮개부재(1341d)를 더 포함할 수 있다. 덮개부재(1341d)는 제1 무빙부재(1341b)의 형상을 따라 형성되어, 제1 개구를 덮도록 설치될 수 있다. 덮개부재(1341d)의 중심부에는 후술될 제2 진동저감기(1342)의 커버부재(1342c)가 관통할 수 있는 개구부가 형성될 수 있다. 이에, 덮개부재(1341d)는 제1 무빙부재(1341b) 내측에 배치되는 부품들을 보호해줄 수 있다.
제2 진동저감기(1342)는 제1 진동저감기(1341)와 제1 몸체부(1310) 사이에 설치된다. 제2 진동저감기(1342)는 제1 진동저감기(1341)와 제1 몸체부(1310) 사이에서 제1 방향과 교차하는 제2 방향으로 진동이나 충격을 흡수하도록 설치될 수 있다. 제2 진동저감기(1342)는 제2 무빙부재(1342a), 커버부재(1342b), 및 제2 진동저감부재(1342c)를 포함한다.
제2 무빙부재(1342a)는 제1 무빙부재(1341b)에 대하여 역삼각 플레이트 형태로 형성될 수 있다. 제2 무빙부재(1342a)는 제2 개구보다 면적이 작게 형성될 수 있다. 이에, 제2 무빙부재(1342a)는 제2 개구의 내측에 배치되고, 제2 개구 내측에서 이동 가능하게 배치될 수 있다. 그러나 제2 무빙부재(1342a)의 구조와 형상은 이에 한정되지 않고 다양할 수 있다.
커버부재(1342b)는 일측이 제2 무빙부재(1342a)에 연결되고, 타측이 제1 몸체부(1310)에 연결될 수 있다. 커버부재(1342b)는 제2 무빙부재(1342a)보다 면적이 크게 형성될 수 있다. 이에, 커버부재(1342b)가 제1 몸체부(1310)와 연결되는 면적을 증가시킬 수 있다.
제2 진동저감부재(1342c)는 제2 개구 내측에서 제1 무빙부재(1341b)와 제2 무빙부재(1342a) 사이를 연결할 수 있다. 예를 들어, 제2 진동저감부재(1342c)는 복수개가 구비되어 제2 무빙부재(1342a)의 둘레를 따라 배치될 수 있다. 따라서, 제2 진동저감부재(1342c)는 제1 무빙부재(1341b)와 제2 무빙부재(1342a)를 안정적으로 연결해줄 수 있다. 또한, 제2 진동저감부재(1342c)는 제2 방향으로 신장수축 가능하다. 이에, 제2 진동저감부재(1342c)가 제2 방향으로 신장수축하면서 제2 무빙부재(1342a)를 이동시킬 수 있기 때문에, 제2 방향으로 전달되는 진동이나 충격이 제2 진동저감부재(1342c)에 의해 저감될 수 있다.
이처럼 발사체(1000)에 탑재된 위성(50)으로 전달되는 진동이나 충격을 감소시킬 수 있다. 따라서, 진동이나 충격으로 인한 위성(50)의 손상을 억제하거나 방지할 수 있다. 이에, 위성(50)을 안정적으로 운용할 수 있다.
도 1 내지 도 7을 참조하여 위성(50)을 발사체(1000)에 탑재하는 과정에 대해 설명하기로 한다. 위성(50)들을 위성 지지장치(1300)들 각각에 근접시킬 수 있다. 위성(50)을 위성 지지장치(1300) 측에 밀착시키면 구속기(1331)가 위성(50)을 구속시킬 수 있다. 이때, 위성(50)이 위성 지지장치(1300) 측에 밀착되어 고정되면서, 위성(50)의 돌출부(55)가 가압부재(1332c)와 접촉하여 탄성부재(1332b)를 수축시킬 수 있다. 위성(50)이 완전히 고정되면, 위성(50)들과 위성 지지장치(1300)들의 외측을 하우징(1100)으로 덮고, 발사체(1000)를 공중으로 발사할 수 있다. 발사체(1000)를 발사하면서 진동이나 충격이 발생하더라도 제1 진동저감기(1341)와 제2 진동저감기(1342)가 각각 제1 방향과 제2 방향의 진동이나 충격을 흡수하면서 위성(50)에 진동이나 충격이 전달되는 것을 억제하거나 방지할 수 있다. 발사체(1000)가 공중에 도달하면 하우징(1100)이 분리되고, 위성(50)들이 외부로 노출될 수 있다. 구속기(1331)가 위성(50)을 분리시키면, 수축된 탄성부재(1332b)가 신장되면서 위성(50)을 밀어낼 수 있다. 따라서, 위성(50)이 공중에서 안정적으로 사출될 수 있다.
이와 같이, 본 발명의 상세한 설명에서는 구체적인 실시 예에 관해 설명하였으나, 본 발명의 범주에서 벗어나지 않는 한도 내에서 여러 가지 변형이 가능하며, 실시 예들 간에 다양한 조합도 가능하다. 그러므로, 본 발명의 범위는 설명된 실시 예에 국한되어 정해져서는 안되며, 아래에 기재될 특허청구범위뿐만 아니라 이 청구범위와 균등한 것들에 의해 정해져야 한다.
1000: 발사체 1100: 하우징
1200: 프레임 1210: 제1 프레임부재
1220: 제2 프레임부재 1300: 위성 지지장치
1310: 제1 몸체부 1320: 제2 몸체부
1330: 사출부 1331: 구속기
1332: 사출기 1340: 진동저감부
1341: 제1 진동저감기 1342: 제2 진동저감기

Claims (17)

  1. 위성을 지지하도록 발사체에 구비되는 위성 지지장치로서,
    상기 위성과 이격되는 제1 몸체부;
    상기 위성을 사출하도록, 상기 위성과 상기 제1 몸체부 사이에 설치되는 사출부;
    상기 제1 몸체부와 이격되고, 상기 발사체의 프레임과 연결되는 제2 몸체부; 및
    상기 발사체에서 상기 위성으로 전달되는 진동이나 충격을 감소시키도록, 상기 제1 몸체부와 상기 제2 몸체부 사이에 설치되는 진동저감부;를 포함하고,
    상기 사출부는,
    상기 제1 몸체부와 상기 위성 사이에 배치되고, 상기 위성을 분리 가능하게 구속하기 위한 구속기, 및
    상기 구속기와 이격되어 상기 제1 몸체부와 상기 위성 사이에 배치되고, 상기 구속기와 분리된 위성을 사출시키기 위한 사출기를 포함하고,
    상기 사출기는,
    상기 제1 몸체부와 상기 제2 몸체부가 이격되는 제1 방향으로 연장되고, 내부공간을 가지며, 상기 위성과 마주볼 수 있는 부분에 관통구가 형성되는 케이스,
    스프링 형태로 형성되고, 상기 케이스의 내부공간에서 상기 제1 방향으로 신장수축 가능하게 설치되는 탄성부재,
    상기 위성과 접촉하여 상기 위성을 상기 제1 방향으로 밀어낼 수 있도록, 상기 탄성부재에 의해 적어도 일부가 상기 관통구 내외로 이동 가능하게 설치되는 가압부재, 및
    상기 탄성부재에 의해 상기 가압부재가 제1 방향을 따라 이동할 수 있도록, 상기 제1 방향으로 연장되어 상기 케이스의 내부공간에 설치되고, 상기 탄성부재의 내측에 배치되는 가이드부재를 포함하는 위성 지지장치.
  2. 청구항 1에 있어서,
    상기 진동저감부는,
    상기 제1 몸체부와 상기 제2 몸체부 사이에서 상기 제1 몸체부와 상기 제2 몸체부가 이격되는 제1 방향으로 진동이나 충격을 흡수하도록 설치되는 제1 진동저감기; 및
    상기 제1 진동저감기와 상기 제1 몸체부 사이에서 상기 제1 방향과 교차하는 제2 방향으로 진동이나 충격을 흡수하도록 설치되는 제2 진동저감기;를 포함하는 위성 지지장치.
  3. 청구항 2에 있어서,
    상기 제1 진동저감기는,
    상기 제2 몸체부에 연결되고, 중심부에 제1 개구가 형성되는 연결부재;
    상기 제1 개구의 내측에 배치되는 제1 무빙부재; 및
    상기 제1 개구의 내측에서 상기 연결부재와 상기 제1 무빙부재 사이를 연결하고, 상기 제1 방향으로 신장수축 가능한 제1 진동저감부재;를 포함하는 위성 지지장치.
  4. 청구항 3에 있어서,
    상기 제1 무빙부재의 중심부에 제2 개구가 형성되고,
    상기 제2 진동저감기는,
    상기 제2 개구 내측에 배치되는 제2 무빙부재;
    일측이 상기 제2 무빙부재에 연결되고, 타측이 상기 제1 몸체부에 연결되는 커버부재; 및
    상기 제2 개구의 내측에서 상기 제1 무빙부재와 상기 제2 무빙부재 사이를 연결하고, 상기 제2 방향으로 신장수축 가능한 제2 진동저감부재;를 포함하는 위성 지지장치.
  5. 삭제
  6. 청구항 1에 있어서,
    상기 구속기는 하나 또는 복수개가 구비되어 상기 제1 몸체부의 중심영역에 설치되고,
    상기 사출기는 복수개가 구비되어 상기 제1 몸체부의 외곽영역에 설치되는 위성 지지장치.
  7. 청구항 1에 있어서,
    상기 구속기는,
    상기 제1 몸체부와 상기 제2 몸체부가 이격되는 제1 방향으로 연장되고, 상기 위성을 관통하여 설치되는 체결부재; 및
    상기 제1 몸체부에 설치되고, 상기 체결부재와 연결되어 상기 체결부재를 절단 가능한 절단부재;를 포함하는 위성 지지장치.
  8. 삭제
  9. 삭제
  10. 청구항 1에 있어서,
    상기 위성에 돌출부가 구비되고,
    상기 케이스는 상기 위성의 돌출부가 삽입될 수 있는 삽입홈이 구비되며,
    상기 삽입홈은 상기 관통구와 연결되고, 상기 위성에서 상기 제1 몸체부 측으로 갈수록 폭이 좁아지게 형성되는 위성 지지장치.
  11. 삭제
  12. 삭제
  13. 청구항 1에 있어서,
    상기 제2 몸체부는 상기 제1 몸체부보다 작은 면적을 가지도록 형성되는 위성 지지장치.
  14. 청구항 13에 있어서,
    상기 진동저감부는 복수개가 구비되어, 각각의 일단이 상기 제2 몸체부의 외곽영역에 연결되고, 각각의 타단이 상기 제1 몸체부의 중심영역에 연결되는 위성 지지장치.
  15. 프레임;
    상기 프레임에 설치되어 지지되는 청구항 1 내지 청구항 4, 청구항 6, 청구항 7, 청구항 10, 청구항 13, 및 청구항 14 중 어느 한 항의 위성 지지장치; 및
    상기 프레임, 상기 위성 지지장치, 및 상기 위성을 감싸도록 설치되는 하우징;을 포함하는 발사체.
  16. 청구항 15에 있어서,
    상기 위성 지지장치는 복수개가 구비되고,
    상기 프레임은,
    제1 프레임부재; 및
    상기 위성 지지장치들 각각과 연결되고, 상기 제1 프레임부재의 둘레를 따라 설치되는 복수개의 제2 프레임부재;를 포함하는 발사체.
  17. 청구항 16에 있어서,
    상기 프레임은 복수개가 구비되어 서로 적층되는 발사체.
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