KR20150042728A

KR20150042728A - 매달린 미러를 갖는 액티브 우주 망원경

Info

Publication number: KR20150042728A
Application number: KR20140136518A
Authority: KR
Inventors: 시릴 라보르드; 질 까르뜨
Original assignee: 탈레스
Priority date: 2013-10-11
Filing date: 2014-10-10
Publication date: 2015-04-21
Also published as: EP2860563A1; FR3011942A1; KR102240786B1; US20150103402A1; FR3011942B1; JP6422723B2; EP2860563B1; US9377614B2; JP2015075769A

Abstract

본 발명은, 적어도 하나의 미러 (11), 그 미러를 적어도 3개의 자유도들에 따라 서보 제어하기 위한, 액츄에이터들 (21) 및 그 액츄에이터들에 고정된 지지체 (22) 를 포함하는 메커니즘 (2), 서보 제어 메커니즘 (2) 에 미러 (11) 를 고정시키기 위한 인터페이스를 포함하며, 위성에 탑재되도록 된 액티브 우주 망원경에 관한 것이다. 본 발명은, 인터페이스가 서보 제어 메커니즘 (2) 에 대한 미러 (11) 의 동적 변위들을 허용하는 미리 결정된 강성의 서스펜션 시스템이고, 그리고 이들 탄성 지지대들과 협력하는 수단 (13) 및 이들 동적 변위들을 탄성 지지대들 (25) 의 형태로 제한하기 위한 수단을 그것이 또한 포함하는 사실에 놓여 있다.

Description

매달린 미러를 갖는 액티브 우주 망원경{ACTIVE SPACE TELESCOPE WITH SUSPENDED MIRROR}

본 발명의 분야는 위성에 탑재되어 설치되도록 된 액티브 우주 망원경의 분야이다.

우주 망원경이 미러들과 같은 광학적 엘리먼트들을 포함한다는 것이 상기될 것이다. 코르쉬 (Korsch) 타입의 우주 망원경의 예는 도 1a에 도시되는데, 도 1a에서는 미러들 사이의 간격들도 또한 나타내어진다. 관통된 포물형 미러 (M1) 는 무한대로부터의 광선들을 평면 미러 (M2) 로 리턴하고, 평면 미러는 광선들을 미러 (M1) 에 형성된 어퍼쳐를 통해 리턴 미러 (Mr) 를 경유하여 다른 포물형 미러 (M3) 상으로 반사한다. M3로부터 광선들은 초점면 (PF) 에 수렴한다. 이들 엘리먼트들 (M1, M2, M3 및 Mr) 이 망원경에서 고정된 방식으로 위치되면, 즉 비행중 서보 위치결정 메커니즘 (in-flight servo-positioning mechanism) 이 없다면, 망원경은 패시브 망원경으로 칭해진다. 적어도 하나의 광학적 엘리먼트가 비행중 서보 위치결정 메커니즘과 관련되면, 그 망원경은 액티브 망원경으로 칭해진다. 이하, 서보 제어 메커니즘 (servo-control mechanism) 에 링크된 적어도 하나의 미러, 예를 들면 미러 (M2) 를 갖는 액티브 망원경이 고려된다.

미러의 서보 제어 메커니즘은 액츄에이터들에 의해 제공되는 회전 및/또는 병진에서 다수의 자유도들을 갖는데, 미러는, 5 개의 자유도들 (축들 (x, y 및 z) 상에서의 각각의 병진 및 y축 및 x축에 대한 회전) 을 갖는 서보 제어 메커니즘 (2) 에 풋 (12) 에 의해 링크된 미러 (M2) 에 대해 도 1b에 도시된 바와 같이, 싱글 풋에 의해 서보 제어 메커니즘에 고정된다. 서보 제어 메커니즘 (2) 은 한편에서는 플레이트 (23) 를 통해 풋 (12) 에 링크되고 다른 한편에서는 망원경의 프레임 (도시되지 않음) 에 그 자체가 고정된 서보 제어 메커니즘의 지지체 (22) 에 링크된 액츄에이터 (21) 를 포함한다.

각각의 미러, 특히 망원경의 상부에 설치된 미러 (M2) 는, 그것이 탑재되어 설치된 위성이 론칭될 때 상당한 가속도들을 받게 된다. 이것은, 통상적으로 모든 액츄에이터들에 걸쳐 분산되는 대략 1800N (30g의 가속도 하에서의 6kg의 미러 (M2), g는 지구의 중력가속도이다) 의 상당한 가속도 부하들을 견딜 수 있는 서보 제어 메커니즘을 요구한다.

한 해결책은 강한 부하들을 견디는 선형 액츄에이터들을 개발하는 것에 있지만; 그러나, 이러한 액츄에이터들은 현재 마켓에서 입수불가능하다. 이러한 액츄에이터들은, 메커니즘의 무게를 증가시킬 상당한 강성을 가질 필요가 있을 것이지만; 그러나, 이것은, 민첩성을 선호하지 않는 위성의 영역에 이 과도한 부하가 위치되는 한, 결점을 제공한다.

결과적으로, 서보 제어 메커니즘의 무게의 관점에서 그리고 현존하는 액츄에이터들의 사용의 관점에서, 서보 제어 메커니즘에 링크된 적어도 하나의 미러를 포함하며, 동시에, 상기 언급된 요구조건들의 전체에 대해 만족을 제공하는 액티브 우주 망원경에 대한 요구가 현재 남아 있다.

본 발명은, 탄성 지지대들 (abutments) 이 수반되는, 미러와 그것의 서보 제어 메커니즘 사이의 서스펜션 시스템의 설치에 기초한다.

특히, 본 발명의 주제는 위성에 탑재되도록 된 액티브 우주 망원경이며, 그 우주 망원경은:

적어도 하나의 미러,

액츄에이터들 및 그 액츄에이터들에 링크된 지지체를 포함하며, 적어도 3개의 자유도들에 따라 그 미러를 서보 제어하기 위한 메커니즘,

서보 제어 메커니즘에 미러를 고정하기 위한 인터페이스를 포함한다.

우주 망원경은, 인터페이스가 서보 제어 메커니즘에 대한 미러의 동적 변위들을 허용하는 미리 결정된 강성의 서스펜션 시스템이라는 점에서, 그리고 상기 변위들의 방향과 라인에 무관하게, 이들 탄성 지지대들과 협력하는 수단 및 이들 동적 변위들을 탄성 지지대들의 형태로 제한하기 위한 수단을 망원경이 또한 포함하는 점에서, 주로 특징지어진다.

제 1의 실시형태에 따르면, 탄성 지지대들은 서보 제어 메커니즘의 지지체에 고정되고, 미러는 이들 탄성 지지대들과 협력하는 수단을 포함한다.

다른 실시형태에 따르면, 탄성 지지대들은 미러에 고정되고 서보 제어 메커니즘의 지지체는 이들 탄성 지지대들과 협력하는 수단을 포함한다.

탄성 지지대들과 관련된 이 서스펜션 시스템은, 망원경의 무게에 직접적인 영향을 갖는 미러의 영역의 무게를 줄이면서 그리고 마켓에서 입수가능한 액츄에이터를 사용하면서 서보 제어 메커니즘에 전해지는 부하들을 감소시키는 것을 가능하게 한다.

본 발명의 한 특징에 따르면, 서스펜션 시스템은 비행중 위성 자세 제어 제약들의 함수로서 결정된 최소 진동수를 가지며, 강성 (k) 은 이 최소 진동수의 함수로서 결정된다.

서스펜션 시스템은, 예를 들면, 금속 스프링들 또는 엘라스토머로 이루어진 연성의 링크 엘리먼트들을 포함한다.

일반적으로, 지지대들의 탄성 및 댐핑은, 미러가 받을 가능성이 있는 가속도들의 함수로서 결정된다.

망원경은, 예를 들면, 코르쉬 또는 카세그레인 (Cassegrain) 또는 TMA 타입을 갖는다.

서보 제어 메커니즘은 서스펜션 시스템을 락 (lock) 하기 위한, 특히 지상에서 망원경을 테스트하기 위한 수단을 포함하는 것이 유익하다.

본 발명의 다른 특징들 및 이점들은, 비제한적인 예로서 주어지고 첨부의 도면들을 참조한 하기의 상세한 설명을 판독하면 명백해질 것인데, 도면들에서:
이미 설명된 도 1a는 종래기술에 따른 액티브 우주 망원경의 광학적 구성을 개략적으로 나타내며, 도 1b는, 미러, 이 경우에서는 미러 (M2) 의 서보 제어 메커니즘을 보다 상세하게 개략적으로 나타내며,
도 2는, 본 발명에 따른 액티브 우주 망원경의 미러, 이 경우에서는 미러 (M2) 의 서보 제어 메커니즘의 예를 개략적으로 나타낸다.

도면들에서, 동일한 엘리먼트들은 동일한 참조부호에 의해 식별된다.

액티브 우주 망원경 미러의 서보 제어 메커니즘의 예는 도 2와 관련하여 설명된다. 미러 (11) 는, 서보 제어 메커니즘 (2) 에 대한 미러 (11) 의 동적 변위들을 허용하는 미리 결정된 강성의 서스펜션 시스템을 포함하는 인터페이스에 의해 서보 제어 메커니즘 (2) 에 고정된다. 이 서스펜션 시스템은, 예를 들면, 금속 스프링들 (24) 또는 엘라스토머로 이루어진 연성의 링크 엘리먼트들을 포함한다.

망원경은 이들 동적 변위들을 탄성 지지대들의 형태로 제한하기 위한 수단 및 이들 탄성 지지대들과 협력하는 수단을 더 포함한다.

도 2에 도시된 제 1의 실시형태에 따르면, 이들 탄성 지지대들 (25) 은 서보 제어 메커니즘의 지지체 (22) 에 고정되고, 미러 (11) 는 이들 지지대들과 협력하는 수단, 예컨대, 이들 지지대들 (25) 에 의해 정의된 공간 안으로 끼워지는 금속 도그포인트들 (dogpoints; 13), 또는 어쩌면 제거가능하고, 미러 (11) 와 지지체 (22) 사이의 상대적인 변위의 방향과 라인에 무관하게, 즉 동적 변위들의 방향과 라인에 무관하게 지지대들과의 장착하는 것을 가능하게 하는 어깨 핀들 (shouldered pins) 을 포함한다.

다른 실시형태에 따르면, 이들 탄성 지지대들은 미러에 고정되고 메커니즘의 지지체는 이들 탄성 지지대들과 협력하는 수단을 포함한다. 명백하게, 이것은 또한, 미러 (11) 및 지지체 (22) 사이의 변위에 대한 방향과 라인에 무관하게, 즉 동적 변위들의 방향과 라인과 무관하게, 지지대들과의 접촉을 생성하는 것을 가능하게 한다.

인터페이스는, 금속 도그핀들 (13) 이 지지대들 (25) 과 접촉하지 않으면서, 자중 하에서 플레이트 (23) 에 장착하기 위한 디바이스를 구비하는 강성의 풋 (rigid foot; 12) 과 같은 락킹 디바이스를 구비하는 것이 유익하다. 그러면, 지상에서, 서스펜션 시스템은 망원경의 광학적 엘리먼트들의 광학적 측정들 동안 락된다. 미러의 비행중 위치는 서보 제어 메커니즘에 의해 정의된다.

일반적으로, 서스펜션 시스템의 강성은 무게 (M) 및 자세 궤도 제어 시스템 (Attitude Orbital Control System; AOCS) 에 관하여 최소 진동수, 즉 대략 10Hz로 튜닝된 매달린 어셈블리 (미러+스프링들) 의 진동수 (f) 의 함수로서 결정된다. M은 매달린 어셈블리의 무게이고, 진동수 (f) 는 하기의 식에 의해 강성 (k) 에 관련된다는 것이 상기될 것이다:

f = (1/2π)·(k/M)^1/2

따라서, 10Hz의 최소 진동수는 6kg의 무게에 대해 24000N/m 정도의 대응하는 최소 서스펜션 강성을 갖는다. 이 강성은 시행착오에 의해 또한 결정될 수 있다.

탄성 지지대들 (25) 은, z축 상에서의 동적 변위를 통상 ±2.5mm로 제한하는 것을 가능하게 하는데, 2.5mm는 0.5mm와 1mm 사이의 지지대들의 기능적 틈과 1.5mm와 2mm 사이의 지지대들의 탄성 변형 사이에서 분할된다. 이 변위를 통해, 스프링 (24) 은, k가 서스펜션 스프링들의 강성이고 x가 변위일 때, 액츄에이터 (21) 로 부하:

F=k·x

를 리턴하는데, 즉, 임의의 서스펜션 시스템이 없는 1800N과 비교하여 액츄에이터들에 대해 60N을 리턴한다. 서스펜션의 탄성은, 미러의 동작적 미션 동안 미러가 받을 가능성이 있는 가속도들의 함수로서 결정된다. 비행 중, 민첩성과 관련된 최대 가속도들은, 2°/s², 즉, 통상의 안정성의 크기의 정도 내에 있는 1.7㎛의 변위에 대응하여 무게 중심으로부터 2m에서 대략 0.007m/s² 정도를 갖는다. 진동수는 필요에 따라 증가될 수 있다: 예를 들면 15Hz는 0.8㎛의 변위로 변경하는 것을 가능하게 한다.

교대의 탄성 및 댐핑은, 지상에서의 품질 테스트들 동안 그리고 액티브 망원경이 설치되는 위성의 론칭 동안 미러 (11) 가 받을 가능성이 있는 가속도들의 함수로서 결정된다. 지지대들의 강성은, 동적 커플링들을 방지하도록 그리고 미러 (11) 가 받는 가속도들 및 미러 (11) 와 지지체 (22) 사이의 동적 변위들을 감소시키도록, 액티브 망원경의 그리고 액티브 망원경이 설치되는 위성의 동적 특성들과 관련하여 결정된다.

탄성 지지대들과 관련된 이 서스펜션 시스템은, 망원경의 무게에 직접적인 영향을 갖는 미러의 영역의 무게를 줄이면서 그리고 마켓에서 입수가능한 액츄에이터를 사용하면서 서보 제어 메커니즘에 가해지는 부하들을 인자 30만큼 감소시키는 것을 가능하게 한다.

서두에서 설명된 바와 같이, 코르쉬 타입의 망원경의 미러 (M2) 가 예로서 취해졌지만, 그러나, 그것이 미러 (M1 또는 M3 또는 Mr) 이든지 또는 복수의 미러들인지 간에, 본 발명은 임의의 다른 서보 제어 미러에 물론 적용된다. 더 일반적으로는, 그것은, 카세그레인 또는 TMA (Three-Mirror Anastigmat의 약어) 타입의 액티브 우주 망원경의 임의의 미러에 적용된다.

따라서, 이 서보 제어 메커니즘을 구비하는 망원경은 위성 상에서 수평으로 또는 수직으로 탑재될 수도 있다.

Claims

위성 상에 탑재되도록 된 액티브 우주 망원경으로서,
적어도 하나의 미러 (11),
액츄에이터들 (21) 및 상기 액츄에이터들에 고정된 지지체 (22) 를 포함하며, 적어도 3개의 자유도들에 따라 상기 미러를 서보 제어하는 메커니즘 (2),
상기 서보 제어 메커니즘 (2) 에 상기 미러 (11) 를 고정하는 인터페이스를 포함하고,
상기 인터페이스가 상기 서보 제어 메커니즘 (2) 에 대한 상기 미러 (11) 의 동적 변위들을 허용하는 미리 결정된 강성의 서스펜션 시스템이고, 그리고 이들 동적 변위들을 탄성 지지대들 (abutments; 25) 의 형태로 제한하는 수단 및 상기 동적 변위들의 방향과 라인에 무관하게 이들 탄성 지지대들과 협력하는 수단 (13) 을 상기 망원경이 또한 포함하는 것을 특징으로 하는 액티브 우주 망원경.
제 1항에 있어서,
상기 탄성 지지대들 (25) 은 상기 서보 제어 메커니즘의 상기 지지체 (22) 에 고정되고, 상기 미러 (11) 는 이들 탄성 지지대들 (25) 과 협력하는 상기 수단 (13) 을 포함하는 것을 특징으로 하는 액티브 우주 망원경.
제 1항에 있어서,
상기 탄성 지지대들 (25) 은 미러 (11) 에 고정되고 상기 서보 제어 메커니즘의 상기 지지체 (22) 는 이들 탄성 지지대들 (25) 과 협력하는 상기 수단 (13) 을 포함하는 것을 특징으로 하는 액티브 우주 망원경.
제 1항 내지 제 3항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 서스펜션 시스템은 비행중 (in-flight) 위성 자세 제어 제약들의 함수로서 결정된 최소 진동수를 가지며, 상기 강성 (k) 은 이 최소 진동수의 함수로서 결정되는 것을 특징으로 하는 액티브 우주 망원경.
제 1항 내지 제 4항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 서스펜션 시스템은 금속 스프링들 (24) 또는 엘라스토머로 이루어진 연성의 링크 엘리먼트들을 포함하는 것을 특징으로 하는 액티브 우주 망원경.
제 1항 내지 제 5항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 지지대들은, 미러가 받을 가능성이 있는 가속도들의 함수로서 결정되는 탄성 및 댐핑을 나타내는 것을 특징으로 하는 액티브 우주 망원경.
제 1항 내지 제 6항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 망원경은 코르쉬 (Korsch) 또는 카세그레이 (Cassegrain) 또는 TMA 타입을 갖는 것을 특징으로 하는 액티브 우주 망원경.
제 1항 내지 제 7항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 서보 제어 메커니즘은 상기 서스펜션 시스템을 락 (lock) 하는 수단 (12) 을 포함하는 것을 특징으로 하는 액티브 우주 망원경.