KR20130028278A - 인공 위성용 태양 전지판 전개장치 - Google Patents

인공 위성용 태양 전지판 전개장치 Download PDF

Info

Publication number
KR20130028278A
KR20130028278A KR1020110091706A KR20110091706A KR20130028278A KR 20130028278 A KR20130028278 A KR 20130028278A KR 1020110091706 A KR1020110091706 A KR 1020110091706A KR 20110091706 A KR20110091706 A KR 20110091706A KR 20130028278 A KR20130028278 A KR 20130028278A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
deployment
deployment member
solar panel
hinge
satellite
Prior art date
Application number
KR1020110091706A
Other languages
English (en)
Other versions
KR101291593B1 (ko
Inventor
이동우
문귀원
문상무
조창래
황권태
Original Assignee
한국항공우주연구원
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 한국항공우주연구원 filed Critical 한국항공우주연구원
Priority to KR1020110091706A priority Critical patent/KR101291593B1/ko
Publication of KR20130028278A publication Critical patent/KR20130028278A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101291593B1 publication Critical patent/KR101291593B1/ko

Links

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
    • 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
    • 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
    • B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
    • B64G1/2221—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state characterised by the manner of deployment
    • B64G1/2227—Inflating
    • 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
    • H02S30/00—Structural details of PV modules other than those related to light conversion
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Photovoltaic Devices (AREA)

Abstract

본 발명은 전개 및 접힘 시험시 태양 전지판의 좌우 요동 없이 원활하게 가이드 할 수 있고, 그리고 여러 번의 전개 및 접힘 시험이 수행하더라도 균열을 최소화할 수 있는 인인공 위성용 태양 전지판 전개장치를 제공하는 것이 그 기술적 과제이다. 이를 위해, 본 발명의 인공 위성용 태양 전지판 전개장치는 인공 위성 몸체와 태양 전지판을 회동 가능하게 연결시키는 제1 힌지 유닛와, 인공 위성 몸체에 결합되며 중공 형상을 갖는 제1 전개 부재와, 태양 전지판에 결합되며 제1 전개 부재를 수용하여 중첩시킬 수 있도록 채널(channel) 형상을 갖는 제2 전개 부재와, 그리고 제1 및 제2 전개 부재가 서로 접혀짐과 펼쳐짐이 가능하도록 그 사이에 구비되는 제2 힌지 유닛을 포함한다.

Description

인공 위성용 태양 전지판 전개장치{SOLAR PANEL UNFOLDING APPARATUS FOR A SATELLITE}
본 발명은 인공 위성용 태양 전지판 전개장치에 관한 것으로서, 더 상세하게는 태양 전지판 전개시와 전개 및 접힘 시험시에 태양 전지판의 좌우 요동 없이 원활하게 가이드 할 수 있고, 태양 전지판 전개시 태양 전지판이 반대로 되접히는 현상을 미연에 막을 수 있으며, 그리고 여러 번의 전개 및 접힘 시험이 수행하더라도 균열을 최소화할 수 있는 인공 위성용 태양 전지판 전개장치에 관한 것이다.
일반적으로, 인공 위성용 태양 전지판 전개장치는 인공 위성이 해당 궤도에 진입하면 인공 위성에 전력을 공급할 수 있도록 인공 위성 몸체에 구비된 태양 전지판을 펼치기 위한 장치로서, 그 전개방식에 따라, 스프링이 내설된 힌지 유닛만을 이용하여 전개시키는 방식을 갖는 한국공개실용신안 제1998-053892호에 개시된 전개장치와, 이에 스틸 테이프(steel tape) 형상의 스트랩이 구비되는 전개 유닛을 더 추가하여 전개시키는 방식을 갖는 한국공개특허 제2010-0009812호에 개시된 전개장치로 크게 나뉘어진다.
이 중, 한국공개특허 제2010-0009812호에 개시된 전개장치는, 도 1 내지 도 3에 도시된 바와 같이, 인공 위성 몸체(10)와 태양 전지판(20)을 회전가능하게 연결하는 힌지 유닛(110)과, 상호 대응되는 형상의 제1 및 제2 힌지브라켓(121)(124)과 제1 전개 탄성체(127)를 가지고 상기 인공 위성 몸체(10)에 결합되는 제1 전개 유닛(120)과, 상호 대응되는 형상의 제3 및 제4 힌지브라켓(141)(144)과 제2 전개 탄성체(147)를 가지고 상기 태양 전지판(20)에 결합되는 제2 전개 유닛(140)과, 그리고 상기 제1 및 제2 전개 유닛(120)(140)을 상호 접힘/전개 가능하게 연결하는 스틸 테이프 형상의 스트랩(160)을 포함한다. 따라서, 파이로(pyro)(미도시)가 점화되면 잠금 장치(미도시)가 해제되면서 피로의 폭발력과 제1 및 제2 전개 탄성체(127)(147) 및 스트랩(160)의 각 탄성력에 의해 태양 전지판(20)이 힌지 유닛(110)을 기준으로 회전되면서 전개된다. 특히, 스트랩(160)은 반대로 접히지 않도록 방향성을 갖고 있어 태양 전지판(20)이 펼쳐지면 제1 및 제2 전개 튜브(128)(148)가 대략 180도를 이루게 되고 스트랩(160)은 이 펼쳐진 형태를 유지하게 된다.
하지만, 이러한 종래의 전개 장치는 다음과 같은 문제를 가질 수 있다.
스트랩(160)의 이동을 안내하는 가이드 부분이 없어 태양 전지판(20) 전개시에 스트랩(160)의 좌우 움직임으로 인해 태양 전지판(20)이 불균형하게 전개될 수 있고, 태양 전지판(20) 접힘시에 제1 및 제2 전개 튜브(128)(148)이 서로 대응되게 정렬되는데 어려울 수 있다.
또한, 태양 전지판(20)의 하중이 클 경우 태양 전지판(20)이 전개됨과 동시에 그 반력에 의해 태양 전지판(20)이 반대로 되접힐 우려가 있다.
또한, 태양 전지판(20)의 하중이 클 경우 태양 전지판(20) 전개시에 스트랩(160)이 찢어질 우려가 있고, 태양 전지판(20)의 하중이 크지 않더라도 여러 번의 전개 및 접힘 시험이 스트랩(160)이 구겨지거나 그 반복하중에 의해 균열이 발생될 우려가 있다.
본 발명의 기술적 과제는, 태양 전지판 전개시와 전개 및 접힘 시험시에 태양 전지판의 좌우 요동 없이 원활하게 가이드 할 수 있고, 그리고 여러 번의 전개 및 접힘 시험이 수행하더라도 균열을 최소화할 수 있는 인공 위성용 태양 전지판 전개장치를 제공하는 것이다.
본 발명의 다른 기술적 과제는, 태양 전지판 전개시 태양 전지판이 반대로 되접히는 현상을 미연에 막을 수 있는 인공 위성용 태양 전지판 전개장치를 제공하는 것이다.
상기 목적을 달성하기 위하여, 본 발명의 실시예에 따른 인공 위성용 태양 전지판 전개장치는 제1 파트와 제2 파트를 회동 가능하게 연결시키는 제1 힌지 유닛; 상기 제1 파트에 결합되며 중공 형상을 갖는 제1 전개 부재; 상기 제2 파트에 결합되며 상기 제1 전개 부재를 수용하여 중첩시킬 수 있도록 채널(channel) 형상을 갖는 제2 전개 부재; 및 상기 제1 및 제2 전개 부재가 서로 접혀짐과 펼쳐짐이 가능하도록 그 사이에 구비되는 제2 힌지 유닛을 포함한다.
또한, 상기 제2 힌지 유닛은 상기 제1 전개 부재의 단부가 상기 제2 전개 부재의 단부에 중첩된 상태에서 그 중첩된 부위에 가로 방향으로 관통된 힌지공; 및 상기 힌지공에 삽입되는 힌지핀을 포함할 수 있다.
또한, 상기 힌지핀이 상기 힌지공으로부터 빠지지 않도록 상기 힌지핀의 양단은 플랜지 형상을 가질 수 있다.
또한, 상기 힌지핀을 기준으로 회전시 상기 제1 전개 부재의 끝단과 간섭되지 않도록 상기 제2 전개 부재의 내측 바닥면에는 오목하게 들어간 간섭 방지용 함몰부가 형성될 수 있다.
또한, 상기 제2 힌지 유닛은 상기 힌지핀에 끼워져 일단은 상기 제1 전개 부재의 내벽에 위치되고 타단은 상기 제2 전개 부재의 바닥면에 위치되는 힌지 스프링을 더 포함할 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 인공 위성용 태양 전지판 전개장치는 상기 제1 및 제2 전개 부재가 펼쳐진 후 다시 접히는 현상을 막는 되접힘 방지 유닛을 더 포함할 수 있다.
일예로, 상기 되접힘 방지 유닛은 상기 제1 전개 부재의 중공부에 삽입 고정되며 상기 제1 전개 부재의 길이 방향으로 탄성력을 제공하는 탄성체; 상기 제1 전개 부재의 측면에 그 길이 방향으로 길게 개구된 이동 안내공; 상기 탄성체를 압축시킬 수 있도록 상기 탄성체를 지지하고 상기 이동 안내공을 따라 이동 가능하게 구비되는 지지핀; 및 상기 제2 전개 부재가 상기 제1 전개 부재로부터 펼쳐지면 상기 지지핀에 걸리도록 상기 제2 전개 부재의 끝단 상반부에 돌출되는 걸림부를 포함할 수 있다.
또한, 상기 지지핀이 상기 이동 안내공을 따라 후퇴된 후 정지되도록 상기 이동 안내공의 후단에 절곡된 상태로 연장되는 이동 정지공이 더 형성될 수 있다.
또한, 상기 이동 안내공은 상기 제1 전개 부재의 단부 일측면에 형성되고, 상기 제1 전개 부재의 단부 타측면에는 선회 중심공이 형성되고, 상기 지지핀의 일단은 상기 이동 안내공을 통해 외부에 노출되어 이를 따라 이동 가능하게 구비되고, 그리고 상기 지지핀의 타단은 상기 선회 중심공에 선회 가능하게 구비될 수 있다.
또한, 상기 선회 중심공의 내경은 상기 지지핀의 외경 보다 크게 형성되고, 그리고 상기 지지핀의 타단은 플랜지 형상을 가질 수 있다.
또한, 상기 탄성체는 고정 절편에 의해 상기 제1 전개 부재의 중공부에 고정되고, 그리고 상기 고정 절편은 상기 제1 전개 부재가 절개되어 내측으로 절곡된 것일 수 있다.
또한, 상기 걸림부는 상기 제2 전개 부재의 끝단 상반부로부터 연장되어 형성되고, 그리고 상기 제1 및 제2 전개 부재가 펼쳐지는 동안 상기 걸림부에 의해 상기 지지핀이 밀리면서 상기 이동 안내공을 따라 후퇴되도록 상기 걸림부의 끝단 상부 모서리는 라운드 형상을 가질 수 있다.
또한, 상기 제1 및 제2 전개 부재가 접힐 때 상기 지지핀의 양단에 간섭되는 상기 제2 전개 부재의 모서리에는 간섭 방지홈이 형성될 수 있다.
또한, 상기 탄성체는 코일 스프링일 수 있다.
또한, 상기 제1 전개 부재는 길다란 바 형상이며 사각 형상의 종단면을 가지며, 그리고 상기 제2 전개 부재는 길다란 바 형상이며 상기 제1 전개 부재를 수용할 수 있도록 "ㄷ"자 형상의 종단면을 가질 수 있다.
또한, 상기 제1 및 제2 전개 부재는 알루미늄 또는 알루미늄 합금으로 이루어질 수 있다.
또한, 상기 제1 및 제2 파트는 각각 인공 위성 몸체 및 태양 전지판이거나, 태양 전지판 및 인공 위성 몸체일 수 있다.
또한, 상기 제2 전개 부재의 바닥면의 끝단에는 상기 제1 전개 부재를 지지하기 위한 보강 지지부가 연장 형성될 수 있다.
이상에서와 같이, 본 발명의 실시예에 따른 인공 위성용 태양 전지판 전개장치는 다음과 같은 효과를 가질 수 있다.
본 발명의 실시예에 의하면, 제1 전개 부재가 채널 형상의 제2 전개 부재에 중첩되면서 수용되는 기술 구성을 가짐에 따라, 태양 전지판이 전개되는 동안 제1 전개 부재가 제2 전개 부재에 의해 가이드 되면서 이동되므로 태양 전지판은 좌우 움직임 없이 균형 있게 전개될 수 있고, 제1 및 제2 전개 부재는 서로 대응되게 정렬될 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 의하면, 되접힘 방지 유닛이 구비됨에 따라, 태양 전지판이 전개됨과 동시에 발생되는 그 반력이 되접힘 방지 유닛에 의해 소멸되므로 태양 전지판이 반대로 되접힐 우려를 미연에 막을 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 의하면, 제1 및 제2 전개 부재가 펼쳐지면 채널 형상의 제2 전개 부재의 단부 바닥면에 제1 전개 부재의 단부가 중첩되어 지지되는 기술 구성을 가짐에 따라, 그 중첩된 부분을 통해 하중 분산이 가능하므로 종래기술에서 사용된 스트랩에 비해 균열 현상을 최소화할 수 있다. 나아가, 본 발명의 실시예에 의하면, 스트랩과 같은 탄성체를 사용하지 않으므로 종래기술에서 발생된 스트랩의 찢어짐 및 구겨짐 현상을 미연에 막을 수 있다.
도 1은 종래의 인공 위성용 태양 전지판 전개장치가 인공 위성 몸체에 장착된 상태를 사시도이다.
도 2는 도 1의 전개 장치에 의해 태양 전지판이 인공 위성 몸체로부터 전개된 상태를 나타낸 사시도이다.
도 3은 도 1의 전개 장치를 나타낸 것으로서 전개 장치가 접힌 상태를 나타낸 사시도이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 인공 위성용 태양 전지판 전개장치가 반쯤 펼쳐진 상태를 나타낸 사시도이다.
도 5는 도 4의 전개 장치가 펼쳐지면서 라운드부에 의해 지지핀이 완전히 후퇴된 상태를 나타낸 도면이다.
도 6은 도 5의 전개 장치가 완전히 펼쳐져 지지핀이 걸림부에 걸린 상태를 나타낸 사시도이다.
도 7은 되접힘 방지 유닛을 나타내기 위해 도 6를 VII-VII선으로 잘라 본 단면도이다.
도 8은 도 7의 되접힘 방지 유닛의 지지핀이 후퇴되어 걸림부에서 빠진 상태를 나타낸 단면도이다.
도 9는 지지핀이 이동 정지공에 걸려 그 이동이 정지된 상태를 나타낸 도면이다.
이하, 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시예에 대하여 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다. 그러나 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 인공 위성용 태양 전지판 전개장치가 반쯤 펼쳐진 상태를 나타낸 사시도이고, 도 5는 도 4의 전개 장치가 펼쳐지면서 라운드부에 의해 지지핀이 완전히 후퇴된 상태를 나타낸 도면이며, 그리고 도 6은 도 5의 전개 장치가 완전히 펼쳐져 지지핀이 걸림부에 걸린 상태를 나타낸 사시도이다.
본 발명의 일 실시예에 따른 인공 위성용 태양 전지판 전개장치는, 도 4 내지 도 6에 도시된 바와 같이, 제1 힌지 유닛(110)과, 제1 전개 부재(200)와, 제2 전개 부재(300)와, 그리고 제2 힌지 유닛(400)을 포함한다.
제1 힌지 유닛(110)은 인공 위성 몸체(10)와 태양 전지판(20)을 회동 가능하게 연결시키는 것으로, 도 1 및 도 2에 도시된 바와 같이, 인공 위성 몸체(10)의 모서리와 태양 전지판(20)의 모서리를 2개소에서 상호 연결시키다.
제1 전개 부재(200)는 인공 위성 몸체(10)의 일면에 결합되며 중공 형상을 갖는다. 구체적으로, 제1 전개 부재(200)는 길다란 바 형상이며 사각 형상의 종단면을 갖는다. 또한, 제1 전개 부재(200)는 무게를 줄이기 위하여 알루미늄 또는 알루미늄 합금으로 이루어질 수 있다. 참고로, 제1 전개 부재(200)는, 도 3에 도시된 바와 같이, 제1 및 제2 힌지 브라켓(121)(124)과 제1 전개 탄성체(127)를 통해 인공 위성 몸체(10)에 결합될 수 있으며, 이에 대한 상세한 설명은 한국공개특허 제2010-0009812호에 개시되어 있으므로 생락한다.
제2 전개 부재(300)는 인공 위성 몸체(10)의 일면에 대응되는 태양 전지판(20)의 대응면에 결합되며 제1 전개 부재(200)를 수용하여 중첩시킬 수 있도록 채널(channel) 형상을 갖는다. 구체적으로, 제2 전개 부재(300)는 길다란 바 형상이며 제1 전개 부재(200)를 수용할 수 있도록 "ㄷ"자 형상의 종단면을 가질 수 있다. 또한, 제2 전개 부재(300)는 무게를 줄이기 위하여 알루미늄 또는 알루미늄 합금으로 이루어질 수 있다. 참고로, 제2 전개 부재(300)는, 도 3에 도시된 바와 같이, 제3 및 제4 힌지 브라켓(141)(144)과 제2 전개 탄성체(147)를 통해 태양 전지판(20)에 결합될 수 있으며, 이에 대한 상세한 설명은 한국공개특허 제2010-0009812호에 개시되어 있으므로 생략한다.
제2 힌지 유닛(400)은 제1 및 제2 전개 부재(200)(300)가 서로 접혀짐과 펼쳐짐이 가능하도록 제1 및 제2 전개 부재(200)(300) 사이에 구비된다. 일예로, 제2 힌지 유닛(400)은 힌지공(410)과, 그리고 힌지핀(420)을 포함할 수 있다. 힌지공(410)은 제1 전개 부재(200)의 단부가 제2 전개 부재(300)의 단부에 중첩된 상태에서 그 중첩된 부위에 가로 방향으로 관통되어 형성되고, 그리고 힌지핀(420)은 힌지공(410)에 삽입된다. 특히, 힌지핀(420)이 힌지공(410)으로부터 빠지지 않도록 힌지핀(420)의 양단은 플랜지 형상을 가질 수 있다. 또한, 힌지핀(420)을 기준으로 제1 전개 부재(200)가 회전시 제1 전개 부재(200)의 끝단이 제2 전개 부재(300)의 내측 바닥면에 닿지 않도록 제2 전개 부재(300)의 내측 바닥면에는 오목하게 들어간 간섭 방지용 함몰부(430)가 형성될 수 있다. 나아가, 제2 힌지 유닛(400)은, 도 7에 도시된 바와 같이, 전개시 제1 및 제2 전개 부재(200)(300)가 원활하게 펼쳐질 수 있도록 이에 복원력을 제공하기 위한 힌지 스프링(440)을 더 포함할 수 있다. 이러한 힌지 스프링(440)은 힌지핀(420)에 끼워져 그 일단이 제1 전개 부재(200)의 내벽에 위치되고 그 타단이 제2 전개 부재(300)의 바닥면에 위치된다. 따라서, 인공 위성 몸체(10)로부터 태양 전지판(20)이 전개될 때 제1 및 제2 전개 부재(200)(300)도 함께 펼쳐지게 되는데, 이 때 피로(pyro)(미도시)에 의한 폭발력과, 태양 전지판(20)의 하중과, 상술한 제1 및 제2 전개 탄성체(127)(147)의 복원력과 함께 위 힌지 스프링(440)의 복원력도 보조적으로 사용된다.
상술한 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 의하면, 제1 전개 부재(200)가 채널 형상의 제2 전개 부재(300)에 중첩되면서 수용되는 기술 구성을 가짐에 따라, 태양 전지판(20)이 전개되는 동안 제1 전개 부재(200)가 제2 전개 부재(300)에 의해 가이드 되면서 이동되므로 태양 전지판(20)은 좌우 움직임 없이 균형 있게 전개될 수 있고, 제1 및 제2 전개 부재(200)(300)는 서로 대응되게 정렬된다.
한편, 본 발명의 일 실시예에 따른 인공 위성용 태양 전지판 전개장치는 제1 및 제2 전개 부재(200)(300)가 펼쳐진 후 다시 접히는 현상을 막는 되접힘 방지 유닛(500)을 더 포함할 수 있다. 이하, 도 4 내지 도 9를 참조하여, 되접힘 방지 유닛(500)을 상세히 설명한다.
도 7은 되접힘 방지 유닛을 나타내기 위해 도 6를 VII-VII선으로 잘라 본 단면도이고, 도 8은 도 7의 되접힘 방지 유닛의 지지핀이 후퇴되어 걸림부에서 빠진 상태를 나타낸 단면도이며, 그리고 도 9는 지지핀이 이동 정지공에 걸려 그 이동이 정지된 상태를 나타낸 도면이다.
일예로, 되접힘 방지 유닛(500)은, 도 7 내지 도 9에 도시된 바와 같이, 탄성체(510)와, 이동 안내공(520)과, 지지핀(530)과, 그리고 걸림부(540)를 포함할 수 있다.
탄성체(510)는 제1 전개 부재(200)의 중공부에 삽입되어 그 단부에 고정되며 제1 전개 부재(200)의 길이 방향으로 탄성력을 제공한다. 특히, 탄성체(510)는 고정 절편(560)에 의해 제1 전개 부재(200)의 중공부에 고정된다. 여기서, 고정 절편(560)은 제1 전개 부재(200)가 절개되어 내측으로 절곡된 것이므로 부재를 별도로 추가하지 않아도 프레스 가공만으로 달성이 되므로 비용을 줄일 수 있는 이점이 있다. 또한, 탄성체(510)로는 그 길이 방향 압축이 수월한 코일 스프링이 사용될 수 있다.
이동 안내공(520)은 제1 전개 부재(200)의 측면에 그 길이 방향으로 길게 개구된 것이다. 보다 구체적으로, 이동 안내공(520)은 제2 전개 부재(300)의 단부 일측면에 형성되고, 제2 전개 부재(300)의 단부 타측면에는 선회 중심공(550)이 형성되고, 지지핀(530)의 일단은 이동 안내공(520)을 통해 외부에 노출되어 이를 따라 이동 가능하게 구비되고, 그리고 지지핀(530)의 타단은 선회 중심공(550)에 선회 가능하게 구비된다. 특히, 지지핀(530)이 선회 중심공(550)에서 자유롭게 선회될 수 있도록 선회 중심공(550)의 내경은 지지핀(530)의 외경 보다 크게 형성되고, 그리고 지지핀(530)이 선회 중심공(550)으로부터 빠지지 않도록 지지핀(530)의 타단은 플랜지 형상을 가질 수 있다. 따라서, 이동 안내공(520)을 통해 지지핀(530)의 일단은 제1 전개 부재(200)의 길이 방향을 따라 전/후 이동 가능하게 된다. 나아가, 지지핀(530)이 이동 안내공(520)을 따라 후퇴된 후 정지되도록 이동 안내공(520)의 후단에는 절곡된 상태로 연장되는 이동 정지공(521)이 더 형성될 수 있다. 따라서, 제1 전개 부재(200)의 길이 방향을 따라 뒤로 이동된 지지핀(530)의 일단이 제1 전개 부재(200)의 둘레 방향으로 그 이동이 전환되면 이동 정지공(521)으로 이동되어 지지핀(530)은 도 9에 도시된 바와 같이 정지된 상태를 유지하게 된다. 참고로, 이동 정지공(521)은 테스트를 위한 전개 시험시에 만 사용된다. 즉, 전개와 접힘을 여러 번 반복 수행하는 전개 시험 과정에서 지지핀(530)이 걸림부(540)에 걸리지 않도록 하기 위함이다.
지지핀(530)은 탄성체(510)를 압축시킬 수 있도록 탄성체(510)를 지지하고 이동 안내공(520)을 따라 이동 가능하게 구비된다. 구체적으로, 탄성체(510)의 일단은 고정 절편(560)에 고정되고 탄성체(510)의 타단은 지지핀(530)에 지지되므로, 지지핀(530)의 일단이 이동 안내공(520)을 따라 뒤로(도면상 좌측으로) 이동되면 탄성체(510)가 압축된다.
걸림부(540)는 제2 전개 부재(300)가 제1 전개 부재(200)로부터 완전히 펼쳐지면 지지핀(530)에 걸리도록 제2 전개 부재(300)의 끝단 상반부에 돌출된다. 보다 구체적으로, 걸림부(540)는 제2 전개 부재(300)의 끝단 상반부로부터 그 길이방향으로 연장되어 제2 전개 부재(300)와 일체로 형성되고, 그리고 제1 및 제2 전개 부재(200)(300)가 펼쳐지는 동안 걸림부(540)에 의해 지지핀(530)이 밀리면서 지지핀(530)이 이동 안내공(520)을 따라 후퇴되도록 걸림부(540)의 끝단 상부 모서리[이하, "라운드부(541)"라 함]는 라운드 형상을 가질 수 있다. 따라서, 도 4의 상태에서 도 5의 상태로 제1 및 제2 전개 부재(200)(300)가 펼쳐지는 동안 걸림부(540)의 라운드부(541)는 지지핀(530)의 일단을 조금씩 밀게 되고, 이렇게 밀린 지지핀(530)의 일단은 이동 안내공(520)을 따라 뒤로 이동되면서 탄성체(510)가 압축되고, 도 6의 상태로 완전히 전개되면 지지핀(530)의 일단은 걸림부(540)를 넘어가 제2 전개 부재(300)의 끝단 하반부를 향해 탄성체(510)의 복원력에 의해 이동하게 된다. 이 때, 제2 전개 부재(300)가 반력에 의해 다시 튀어 오르려 해도 지지핀(530)이 걸림부(540)에 걸린 상태가 되므로 되접힘 현상을 미연에 막을 수 있다.
나아가, 제1 및 제2 전개 부재(200)(300)가 접힐 때 지지핀(530)의 양단에 간섭되는 제2 전개 부재(300)의 모서리에는 간섭 방지홈(570)이 형성될 수 있다.
또한, 제1 및 제2 전개 부재(300)가 완전히 펼쳐질 경우, 제2 전개 부재(300)의 단부 바닥면에 제1 전개 부재(200)가 안정적으로 지지되도록 제2 전개 부재(300)의 바닥면의 끝단에는 보강 지지부(600)가 일체로 연장 형성될 수 있다.
또한, 제1 전개 부재(200)는 인공 위성 몸체(10)에 결합되고, 제2 전개 부재(300)는 태양 전지판(20)에 결합되는 것으로 위에서 설명하였으나, 이 반대로, 도시되지는 않았지만, 제1 전개 부재(200)는 태양 전지판에 제2 전개 부재(300)는 인공 위성 몸체에 결합되는 것도 가능하다.
이하, 도4 내지 도 8를 다시 참조하여, 본 발명의 일 실시예에 따른 인공 위성용 태양 전지판 전개장치의 동작 과정을 상세히 설명한다.
도 1에 도시된 바와 같이, 인공 위성 몸체(10)에 태양 전지판(20)이 접힌 상태에서 피로(미도시)가 점화되면 그 피로의 폭발력 및 태양 전지판(20)의 하중 등에 의해 태양 전지판(20)이 제1 힌지 유닛(110)을 통해 인공 위성 몸체(10)로부터 전개된다. 이 때 전개장치에 의한 전개되는 과정은 순차적으로 도 4, 도 5 및 도 6과 같이 진행된다.
먼저, 제1 및 제2 전개 부재(200)(300)가 서로 펼쳐지면서, 도 4에 도시된 바와 같이, 이동 안내공(520)에 노출된 지지핀(530)의 일단이 걸림부(540)의 끝단 상부 모서리를 이루는 라운드부(541)에 접하게 된다.
계속해서 제1 및 제2 전개 부재(200)(300)가 펼쳐지면, 도 5에 도시된 바와 같이, 걸림부(540)의 라운드부(541)에 접한 지지핀(530)의 일단이 걸림부(540)의 라운드부(541) 의해 밀리면서 이동 안내공(520)을 따라 뒤로 후퇴하게 된다. 이때, 지지핀(530)에 지지된 코일 스프링(510)은 압축된다.
이 후, 도 6에 도시된 바와 같이, 제1 및 제2 전개 부재(200)(300)가 완전히 펼쳐지면, 지지핀(530)의 일단이 걸림부(540)를 넘어가 지지핀(530)은 코일 스프링(510)의 복원력에 의해 원위치되고 지지핀(530)은 걸림부(540)에 걸리게 된다. 따라서, 제2 전개 부재(300)가 반력에 의해 다시 튀어 오르려 해도 지지핀(530)이 걸림부(540)에 걸린 상태가 되므로 되접힘 현상을 미연에 막을 수 있다.
한편, 전개 시험을 위해 제1 및 제2 전개 부재(200)(300)를 다시 접을 때에 걸림부(540)에 지지핀(530)이 걸리지 않도록 하기 위해서는, 도 7 및 도 8에 도시된 바와 같이, 지지핀(530)의 일단을 잡고 이동 안내공(520)을 따라 뒤로(도면상 상부로) 이동시켜 지지핀(530)을 걸림부(540)에서 뺀다. 특히, 도 9에 도시된 바와 같이, 지지핀(530)의 일단을 잡고 이동 정지공(521)으로 이동시켜 놓으면 계속적으로 지지핀(530)이 걸림부(540)에 걸리지 않게 되므로 전개와 접힘을 반복하면서 전개 시험을 할 수 있다.
이상에서와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 인공 위성용 태양 전지판 전개장치는 다음과 같은 효과를 가질 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 의하면, 제1 전개 부재(200)가 채널 형상의 제2 전개 부재(300)에 중첩되면서 수용되는 기술 구성을 가짐에 따라, 태양 전지판(20)이 전개되는 동안 제1 전개 부재(200)가 제2 전개 부재(300)에 의해 가이드 되면서 이동되므로 태양 전지판(20)은 좌우 움직임 없이 균형 있게 전개될 수 있고, 제1 및 제2 전개 부재(200)(300)는 서로 대응되게 정렬될 수 있다.
또한, 본 발명의 일 실시예에 의하면, 되접힘 방지 유닛(500)이 구비됨에 따라, 태양 전지판(20)이 전개됨과 동시에 발생되는 그 반력이 되접힘 방지 유닛(500)에 의해 소멸되므로 태양 전지판(20)이 반대로 되접힐 우려를 미연에 막을 수 있다.
또한, 본 발명의 일 실시예에 의하면, 제1 및 제2 전개 부재(300)가 펼쳐지면 채널 형상의 제2 전개 부재(300)의 단부 바닥면에 제1 전개 부재(200)의 단부가 중첩되어 지지되는 기술 구성을 가짐에 따라, 그 중첩된 부분을 통해 하중 분산이 가능하므로 종래기술에서 사용된 스트랩(도 3의 160 참조)에 비해 균열 현상을 최소화할 수 있다. 나아가, 본 발명의 실시예에 의하면, 스트랩(160)과 같은 탄성체(510)를 사용하지 않으므로 종래기술에서 발생된 스트랩의 찢어짐 및 구겨짐 현상을 미연에 막을 수 있다.
이상에서 본 발명의 바람직한 실시예에 대하여 상세하게 설명하였지만 본 발명의 권리범위는 이에 한정되는 것은 아니고 다음의 청구범위에서 정의하고 있는 본 발명의 기본 개념을 이용한 당업자의 여러 변형 및 개량 형태 또한 본 발명의 권리범위에 속하는 것이다.
10: 제1 파트 20: 제2 파트
110: 제1 힌지 유닛 200: 제1 전개 부재
300: 제2 전개 부재 400: 제2 힌지 유닛
500: 되접힘 방지 유닛

Claims (18)

  1. 제1 파트와 제2 파트를 회동 가능하게 연결시키는 제1 힌지 유닛;
    상기 제1 파트에 결합되며 중공 형상을 갖는 제1 전개 부재;
    상기 제2 파트에 결합되며 상기 제1 전개 부재를 수용하여 중첩시킬 수 있도록 채널(channel) 형상을 갖는 제2 전개 부재; 및
    상기 제1 및 제2 전개 부재가 서로 접혀짐과 펼쳐짐이 가능하도록 그 사이에 구비되는 제2 힌지 유닛
    을 포함하는 인공 위성용 태양 전지판 전개장치.
  2. 제1항에서,
    상기 제2 힌지 유닛은
    상기 제1 전개 부재의 단부가 상기 제2 전개 부재의 단부에 중첩된 상태에서 그 중첩된 부위에 가로 방향으로 관통된 힌지공; 및
    상기 힌지공에 삽입되는 힌지핀을 포함하는 인공 위성용 태양 전지판 전개장치.
  3. 제2항에서,
    상기 힌지핀이 상기 힌지공으로부터 빠지지 않도록 상기 힌지핀의 양단은 플랜지 형상을 갖는 인공 위성용 태양 전지판 전개장치.
  4. 제2항에서,
    상기 힌지핀을 기준으로 회전시 상기 제1 전개 부재의 끝단과 간섭되지 않도록 상기 제2 전개 부재의 내측 바닥면에는 오목하게 들어간 간섭 방지용 함몰부가 형성되는 인공 위성용 태양 전지판 전개장치.
  5. 제2항에서,
    상기 제2 힌지 유닛은
    상기 힌지핀에 끼워져 일단은 상기 제1 전개 부재의 내벽에 위치되고 타단은 상기 제2 전개 부재의 바닥면에 위치되는 힌지 스프링을 더 포함하는 인공 위성용 태양 전지판 전개장치.
  6. 제1항에서,
    상기 제1 및 제2 전개 부재에 구비되며 상기 제1 및 제2 전개 부재가 펼쳐진 후 다시 접히는 현상을 막는 되접힘 방지 유닛을 더 포함하는 인공 위성용 태양 전지판 전개장치.
  7. 제6항에서,
    상기 되접힘 방지 유닛은
    상기 제1 전개 부재의 단부의 중공부에 삽입 고정되며 상기 제1 전개 부재의 길이 방향으로 탄성력을 제공하는 탄성체;
    상기 제1 전개 부재의 측면에 그 길이방향으로 길게 개구된 이동 안내공;
    상기 탄성체를 압축시킬 수 있도록 상기 탄성체를 지지하고 상기 이동 안내공을 따라 이동 가능하게 구비되는 지지핀; 및
    상기 제2 전개 부재가 상기 제1 전개 부재로부터 펼쳐지면 상기 지지핀에 걸리도록 상기 제2 전개 부재의 끝단 상반부에 돌출되는 걸림부를 포함하는 인공 위성용 태양 전지판 전개장치.
  8. 제7항에서,
    상기 지지핀이 상기 이동 안내공을 따라 후퇴된 후 정지되도록 상기 이동 안내공의 후단에 절곡된 상태로 연장되는 이동 정지공이 더 형성되는 인공 위성용 태양 전지판 전개장치.
  9. 제7항에서,
    상기 이동 안내공은 상기 제1 전개 부재의 단부 일측면에 형성되고,
    상기 제1 전개 부재의 단부 타측면에는 선회 중심공이 형성되고,
    상기 지지핀의 일단은 상기 이동 안내공을 통해 외부에 노출되어 이를 따라 이동 가능하게 구비되고, 그리고
    상기 지지핀의 타단은 상기 선회 중심공에 선회 가능하게 구비되는 인공 위성용 태양 전지판 전개장치.
  10. 제9항에서,
    상기 선회 중심공의 내경은 상기 지지핀의 외경 보다 크게 형성되고, 그리고
    상기 지지핀의 타단은 플랜지 형상을 갖는 인공 위성용 태양 전지판 전개 장치.
  11. 제7항에서,
    상기 탄성체는 고정 절편에 의해 상기 제1 전개 부재의 중공부에 고정되고, 그리고
    상기 고정 절편은 상기 제1 전개 부재가 절개되어 내측으로 절곡된 것인 인공 위성용 태양 전지판 전개장치.
  12. 제7항에서,
    상기 걸림부는
    상기 제2 전개 부재의 끝단 상반부로부터 연장되어 형성되고, 그리고
    상기 제1 및 제2 전개 부재가 펼쳐지는 동안 상기 걸림부에 의해 상기 지지핀이 밀리면서 상기 이동 안내공을 따라 후퇴되도록 상기 걸림부의 끝단 상부 모서리는 라운드 형상을 갖는 인공 위성용 태양 전지판 전개장치.
  13. 제7항에서,
    상기 제1 및 제2 전개 부재가 접힐 때 상기 지지핀의 양단과 간섭되는 상기 제2 전개 부재의 모서리에는 간섭 방지홈이 형성되는 인공 위성용 태양 전지판 전개장치.
  14. 제7항에서,
    상기 탄성체는 코일 스프링인 인공 위성용 태양 전지판 전개장치.
  15. 제1항에서,
    상기 제1 전개 부재는 길다른 바 형상이며 사각 형상의 종단면을 가지며, 그리고
    상기 제2 전개 부재는 길다란 바 형상이며 상기 제1 전개 부래를 수용할 수 있도록 "ㄷ"자 형상의 종단면을 갖는 인공 위성용 태양 전지판 전개장치.
  16. 제1항 또는 제15항에서,
    상기 제1 및 제2 전개 부재는 알루미늄 또는 알루미늄 합금으로 이루어지는 인공 위성용 태양 전지판 전개장치.
  17. 제1항에서,
    상기 제1 및 제2 파트는 각각 인공 위성 몸체 및 태양 전지판이거나, 태양 전지판 및 인공 위성 몸체인 인공 위성용 태양 전지판 전개장치.
  18. 제1항 또는 제7항에서,
    상기 제2 전개 부재의 바닥면의 끝단에는 상기 제1 전개 부재를 지지하기 위한 보강 지지부가 연장 형성되는 인공 위성용 태양 전지판 전개장치.
KR1020110091706A 2011-09-09 2011-09-09 인공 위성용 태양 전지판 전개장치 KR101291593B1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020110091706A KR101291593B1 (ko) 2011-09-09 2011-09-09 인공 위성용 태양 전지판 전개장치

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020110091706A KR101291593B1 (ko) 2011-09-09 2011-09-09 인공 위성용 태양 전지판 전개장치

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20130028278A true KR20130028278A (ko) 2013-03-19
KR101291593B1 KR101291593B1 (ko) 2013-08-01

Family

ID=48178831

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020110091706A KR101291593B1 (ko) 2011-09-09 2011-09-09 인공 위성용 태양 전지판 전개장치

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101291593B1 (ko)

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20160050620A (ko) * 2014-10-30 2016-05-11 한국항공우주연구원 인공위성의 태양전지판 전개장치 보관용 툴
CN108016636A (zh) * 2016-10-31 2018-05-11 深圳光启空间技术有限公司 板状物折叠和展开装置及太阳能帆板结构
CN109630541A (zh) * 2019-01-23 2019-04-16 黑龙江省科学院自动化研究所 一种太阳能电池板旋转折叠联动装置
KR102008988B1 (ko) * 2019-03-22 2019-08-08 국방과학연구소 태양 전지 패널 전개 장치 및 이를 포함하는 인공 위성
CN112520072A (zh) * 2020-12-07 2021-03-19 中国科学院微小卫星创新研究院 卫星帆板展开装置
CN113060304A (zh) * 2021-03-26 2021-07-02 上海卫星工程研究所 一种应用于微小卫星的t构型太阳电池阵
CN113685429A (zh) * 2021-07-30 2021-11-23 长沙天仪空间科技研究院有限公司 一种展开结构及展开方法
CN113685429B (zh) * 2021-07-30 2024-05-28 长沙天仪空间科技研究院有限公司 一种展开结构及展开方法

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113734472B (zh) * 2021-11-05 2022-02-11 北京微焓科技有限公司 卫星电池板展开装置

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
IL78714A0 (en) * 1986-05-07 1986-08-31 Israel State Self-locking assembly
KR200191433Y1 (ko) * 2000-02-28 2000-08-16 조상학 접철식 탁자의 접철부 구조
KR200223495Y1 (ko) * 2000-12-04 2001-05-15 김왕구 상다리용 경첩
KR101008047B1 (ko) * 2008-07-21 2011-01-13 한국항공우주연구원 태양전지판 전개장치 및 이를 포함하는 인공위성

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20160050620A (ko) * 2014-10-30 2016-05-11 한국항공우주연구원 인공위성의 태양전지판 전개장치 보관용 툴
CN108016636A (zh) * 2016-10-31 2018-05-11 深圳光启空间技术有限公司 板状物折叠和展开装置及太阳能帆板结构
CN109630541A (zh) * 2019-01-23 2019-04-16 黑龙江省科学院自动化研究所 一种太阳能电池板旋转折叠联动装置
CN109630541B (zh) * 2019-01-23 2023-08-04 黑龙江省科学院自动化研究所 一种太阳能电池板旋转折叠联动装置
KR102008988B1 (ko) * 2019-03-22 2019-08-08 국방과학연구소 태양 전지 패널 전개 장치 및 이를 포함하는 인공 위성
CN112520072A (zh) * 2020-12-07 2021-03-19 中国科学院微小卫星创新研究院 卫星帆板展开装置
CN112520072B (zh) * 2020-12-07 2021-09-07 中国科学院微小卫星创新研究院 卫星帆板展开装置
CN113060304A (zh) * 2021-03-26 2021-07-02 上海卫星工程研究所 一种应用于微小卫星的t构型太阳电池阵
CN113060304B (zh) * 2021-03-26 2022-07-22 上海卫星工程研究所 一种应用于微小卫星的t构型太阳电池阵
CN113685429A (zh) * 2021-07-30 2021-11-23 长沙天仪空间科技研究院有限公司 一种展开结构及展开方法
CN113685429B (zh) * 2021-07-30 2024-05-28 长沙天仪空间科技研究院有限公司 一种展开结构及展开方法

Also Published As

Publication number Publication date
KR101291593B1 (ko) 2013-08-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101291593B1 (ko) 인공 위성용 태양 전지판 전개장치
KR100917476B1 (ko) 자동차용 보디커버
KR102586932B1 (ko) 자동차 시트용 사이드 테이블 어셈블리
CN105291897B (zh) 用于车辆的锁定座椅的折叠状态的装置
JP6854632B2 (ja) 太陽光発電装置の組を含む展開可能構造物、そのような展開可能構造物を展開するシステム、およびそのようなシステムを含む人工衛星
CN101548813B (zh) 可折叠的交叉型拉手以及具有该拉手的箱包
JP2004203282A (ja) 車両用スロープ装置
KR20110096209A (ko) 공간 확장을 위한 폴딩형 공간구조물
CN217743509U (zh) 一种桌子的支撑框架及桌子
KR101640367B1 (ko) 인공위성의 태양전지판 전개장치 보관용 툴
JP5651006B2 (ja) 展開装置を備えた大型展開構造物
CN107458314A (zh) 行李箱地板遮盖装置和包含该遮盖装置的汽车行李箱
KR20220147186A (ko) 접이식 소방호스 권취장치
KR20120113383A (ko) 접이식 가건물
KR102288892B1 (ko) 리트랙터블 테이블
CN220800544U (zh) 一种新型折叠椅
KR102261545B1 (ko) 폴딩 시트 고정장치
KR20190071493A (ko) 휴대형 차고
JP2013056048A (ja) 担架
JP4441576B2 (ja) キャリア
KR101348628B1 (ko) 컨테이너 가이드용 구조물
JP3637222B2 (ja) 折畳み構造物の伸張折畳み案内装置
KR100810432B1 (ko) 차량용 커버링 쉘프
JP3115317U (ja) ステージカー
JP7360776B2 (ja) 車両構造

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
LAPS Lapse due to unpaid annual fee