KR20200122107A - Wire type deployment structure restriction/separation apparatus with velcro for cube satellite - Google Patents

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KR20200122107A
KR20200122107A KR1020190044943A KR20190044943A KR20200122107A KR 20200122107 A KR20200122107 A KR 20200122107A KR 1020190044943 A KR1020190044943 A KR 1020190044943A KR 20190044943 A KR20190044943 A KR 20190044943A KR 20200122107 A KR20200122107 A KR 20200122107A
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Abstract

The present invention relates to a wire type deployment structure restricting/separating apparatus for a cube satellite using Velcro and, more specifically, to a wire type deployment structure restricting/separating apparatus for a cube satellite using Velcro, which winds a wire along an outer circumferential surface of a bracket installed on the cube satellite and a deployment structure, thereby restricting the deployment structure to the cube satellite and allows the deployment structure to be attached to or detached from the bracket to enable an access to the inside of the cube satellite while the deployment structure is restricted to the cube satellite by the wire.

Description

벨크로가 적용된 와이어 방식의 큐브 위성용 전개 구조물 구속/분리 장치{Wire type deployment structure restriction/separation apparatus with velcro for cube satellite}Wire type deployment structure restriction/separation apparatus with velcro for cube satellite}

본 발명은 벨크로가 적용된 와이어 방식의 큐브 위성용 전개 구조물 구속/분리 장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 큐브 위성과 전개 구조물에 설치되는 브라켓의 외주면을 따라 와이어를 감음으로써, 큐브 위성에 전개 구조물을 구속할 수 있고, 전개 구조물이 브라켓에서 탈부착이 가능하여 와이어에 의해 전개 구조물이 큐브 위성에 구속된 상태에서도 큐브 위성의 내부 접근이 가능한 벨크로가 적용된 와이어 방식의 큐브 위성용 전개 구조물 구속/분리 장치에 관한 것이다.The present invention relates to a device for constraining/separating a deployment structure for a cube satellite of a wire method to which Velcro is applied, and more particularly, by winding a wire along the outer circumferential surface of a bracket installed on the cube satellite and the deployment structure, the deployment structure is constrained to the cube satellite. It relates to a wire-type deployment structure confinement/separation device for cube satellites in which Velcro is applied, allowing internal access of the cube satellite even when the deployment structure is constrained by a wire because the deployment structure is detachable from the bracket. .

인공위성 중 큐브 위성은 부피 1리터(10cm×10cm×10cm), 질량 1.33kg을 넘지 않는 극초소형의 인공위성을 말하며, 극초소형의 크기에도 불구하고 지구관측, 과학실험 및 우주기술의 궤도 검증 등의 임무수행이 가능하여 현재 전 셰게적으로 개발 수요가 기하급수적으로 증가하는 추세이다.Among the satellites, cube satellites are ultra-small satellites that do not exceed 1 liter (10cm×10cm×10cm) in volume and 1.33kg in mass. Despite the size of the ultra-small size, it is the mission of earth observation, scientific experiments, and orbit verification of space technology. It is possible to do so, and the current development demand is increasing exponentially across the world.

통상적으로 인공위성은 주어진 임무기간 동안 임무를 수행하기 위해 에너지 공급을 필요로 하는데, 이를 위해 태양에너지를 전력원으로 하는 태양전지를 통해 에너지를 획득한다.In general, satellites require energy supply to perform a mission during a given mission period, and for this purpose, energy is obtained through solar cells using solar energy as a power source.

따라서, 극소형의 큐브 위성도 에너지를 획득하기 위한 전개 구조물인 태양전지판을 장착하게 되며, 태양전지판은 발사 시에는 위성 탑재 공간 및 발사 하중에 대한 구조 건전성 확보를 위해 큐브 위성에 수납되거나 구속되어 있으며, 발사 후 목표 궤도에 도달했을 경우 태양전지판이 원활하게 전력을 생산할 수 있도록 큐브 위성에서 전개되어야 한다.Therefore, even a very small cube satellite is equipped with a solar panel, which is a deployment structure to acquire energy, and the solar panel is housed or constrained in the cube satellite to secure the structural integrity of the satellite mounting space and launch load when launched. If the target orbit is reached after launch, the solar panel must be deployed from the cube satellite so that power can be generated smoothly.

현재, 큐브 위성에서 전개 구조물을 전개할 수 있는 다양한 장치들이 있으며, 대표적으로는 폭발식인 파이로 구속/분리 장치와 비폭발식인 형상기억합금 기반 구속/분리 장치. 와이어 절단 방식의 구속/분리 장치가 적용되어 사용되고 있으나, 와이어 절단 방식이 간단한 원리를 통해 구속과 분리가 가능하고 저 충격이며, 개발에 필요한 비용이 다른 구속/분리 장치에 비해 저렴하여 주로 사용되고 있다.Currently, there are various devices that can deploy a deployment structure in a cube satellite, and representatively, an explosive pyro confinement/separation device and a non-explosive shape memory alloy-based restraint/separation device. A wire-cutting constraining/separating device is applied and used, but the wire-cutting method is mainly used because constraining and separation is possible through a simple principle, low impact, and the cost required for development is cheaper than other constraining/separating devices.

그러나, 와이어 절단 방식은 와이어 자체에만 구속력을 의존하게 되므로 기본적인 체결력이 낮으며, 전개 구조물의 평면 내/외 방향의 동시 구속이 불가능함으로 인해 전개 구조물의 면적이 증가함에 따라 목적하는 구속력 확보가 어렵다는 문제가 있다.However, since the wire cutting method relies on the binding force only on the wire itself, the basic fastening force is low, and it is difficult to secure the desired binding force as the area of the deployed structure increases because it is impossible to simultaneously constrain the expansion structure in and out of the plane. There is.

또한, 작업자가 와이어를 체결하는 과정에서 와이어를 완벽히 체결하지 못하고, 다소 풀린 상태로 매듭이 지어지게 되는 불편함이 있으며, 최대한 구속이 이루어지도록 매듭을 하더라도 전개 구조물의 회동방향으로만 구속력이 작용하기 때문에 발사환경에서 전개 구조물의 평면 내/외 방향에 대한 하중이 작용할 경우 쉽게 와이어가 풀어지는 단점이 있다.In addition, in the process of fastening the wire, there is an inconvenience that the wire cannot be completely fastened, and the knot is made in a somewhat loose state. Even if the knot is made to achieve maximum restraint, the binding force acts only in the rotation direction of the deployment structure. Therefore, there is a disadvantage in that the wire is easily loosened when a load is applied in/out of the plane of the deployment structure in the launch environment.

또한, 와이어 절단 방식은 와이어로 큐브 위성과 전개 구조물이 구속된 상태에서 위성체의 내부 작업 및 시험이 요구될 경우, 큐브 위성의 내부 접근을 위해 와이어를 해제하여 전개 구조물을 전개하는 작업을 거치게되며, 내부 작업 및 시험이 끝난 후에는 다시 와이어를 매듭지어 구속해야되는 번거로움이 발생한다.In addition, in the wire cutting method, when the internal work and test of the satellite body is required while the cube satellite and the deployment structure are constrained by wire, the wire is released for the internal access of the cube satellite to unfold the deployment structure. After the internal work and test are finished, the trouble of re-tie the wire and restrain it occurs.

본 발명은 상술한 문제점을 해결하기 안출된 것으로 본 발명의 목적은 큐브 위성에 적합한 와이어 절단 방식을 사용하되 큐브 위성과 전개 구조물 간의 구속력을 극대화시킬 수 있고, 큐브 위성에 전개 구조물이 구속된 상태에서도 큐브 위성의 내부 접근이 쉽고 용이한 큐브 위성용 전개 구조물 구속/분리 장치를 개발하는 것이다.The present invention was conceived to solve the above-described problem. An object of the present invention is to use a wire cutting method suitable for a cube satellite, but to maximize the binding force between the cube satellite and the deployment structure, and even in a state where the deployment structure is constrained to the cube It is to develop a device for constraining/separating the deployment structure for the cube satellite, which makes it easy to access the inside of the cube satellite.

상술한 문제점을 해결하기 위해 본 발명은 큐브 위성의 상단에 구비되고, 외주면을 따라 와이어를 감을 수 있는 가이드 레일(이하,"제1 가이드 레일"이라함)이 형성된 제1 가이드부와 전원이 공급되면 열을 발생하는 발열 저항체를 갖는 모듈 기판이 구비된 제1 브라켓; 및 상기 큐브 위성의 측면 하단에 힌지되어 회동 가능한 전개 구조물의 상단에 구비되어 상기 전개 구조물과 탈부착이 가능하고, 외주면을 따라 와이어를 감을 수 있는 가이드 레일(이하, "제2 가이드 레일" 이라함)이 형성된 제2 가이드부가 구비되는 제2 브라켓;을 포함하고, 상기 제2 브라켓에 상기 전개 구조물이 부착된 상태에서 상기 제1 가이드 레일과 상기 제2 가이드 레일을 따라 상기 발열 저항체를 함께 와이어로 감게되면 상기 큐브 위성에 상기 전개 구조물이 고정되고, 상기 발열 저항체가 열을 발생하여 상기 와이어가 끊어지게 되면, 상기 전개 구조물이 상기 큐브 위성에서 펼쳐질 수 있으며, 상기 큐브 위성에 상기 전개 구조물이 고정된 상태에서도 상기 제2 브라켓에서 상기 전개 구조물을 탈착하여 상기 큐브 위성의 내부 접근이 가능한 것을 특징으로 하는 벨크로가 적용된 와이어 방식의 큐브 위성용 전개 구조물 구속/분리 장치를 제공한다.In order to solve the above-described problem, the present invention is provided on the top of the cube satellite, and the first guide part and the power supply provided with a guide rail (hereinafter referred to as "first guide rail") capable of winding a wire along the outer circumferential surface A first bracket provided with a module substrate having a heating resistor that generates heat when it is heated; And a guide rail that is hinged at the bottom of the side of the cube and is provided on the upper end of the rotatable deployment structure so that it is detachable from the deployment structure and can wind a wire along the outer circumferential surface (hereinafter, referred to as “second guide rail”). A second bracket having a second guide portion formed therein, and winding the heating resistor together with a wire along the first guide rail and the second guide rail while the deployment structure is attached to the second bracket When the deployment structure is fixed to the cube satellite, the heating resistor generates heat and the wire is cut off, the deployment structure can be unfolded from the cube satellite, and the deployment structure is fixed to the cube satellite. Also provides a wire-type cube satellite deployment structure confinement/separation device to which Velcro is applied, characterized in that the deployment structure is detached from the second bracket to allow internal access to the cube satellite.

바람직한 실시예에 있어서, 상기 제1 가이드부는 상기 제1 브라켓의 상면에 도출되어 형성되고, 상기 제2 가이드부는 상기 제2 브라켓의 상면에 돌출되어 형성되며, 상기 제1 가이드부와 상기 제2 가이드부는 각각 반원 형상으로, 상기 제1 가이드부와 상기 제2 가이드부가 맞닿을 경우 하나의 원 또는 타원 모양이 이루어질 수 있다.In a preferred embodiment, the first guide part is formed by being led out to the upper surface of the first bracket, the second guide part is formed to protrude from the upper surface of the second bracket, and the first guide part and the second guide Each portion has a semicircular shape, and when the first guide portion and the second guide portion contact each other, a single circle or oval shape may be formed.

바람직한 실시예에 있어서, 상기 제1 가이드 레일과 상기 제2 가이드 레일은 수직 방향과 수평 방향의 가이드 레일이 각각 형성되고, 상기 발열 저항체는 상기 제1 가이드 레일들이 직교하는 지점에 위치하도록 상기 모듈 기판에 형성된다.In a preferred embodiment, the first guide rail and the second guide rail have guide rails in a vertical direction and a horizontal direction, respectively, and the heating resistor is positioned at a point where the first guide rails are orthogonal to the module substrate. Is formed in

바람직한 실시예에 있어서, 상기 제1 가이드부와 상기 제2 가이드부 및 상기 모듈 기판에는 상기 와이어가 삽입되어 지나갈 수 있는 와이어 홀이 각각 타공된다.In a preferred embodiment, each of the first guide portion, the second guide portion, and the module substrate has a wire hole through which the wire is inserted and passed.

바람직한 실시예에 있어서, 상기 제1 브라켓의 일면에는 제1 소켓(Soket)과 제2 소켓(Soket)이 서로 이격되어 형성되며, 상기 제2 브라켓의 일면에는 상기 제1 소켓에 삽입되어 안착되는 제1 볼(Ball)과 상기 제2 소켓에 삽입되어 안착되는 제2 볼(Ball)이 형성된다.In a preferred embodiment, a first socket and a second socket are formed to be spaced apart from each other on one surface of the first bracket, and a first socket is inserted and seated in the first socket on one surface of the second bracket. A first ball and a second ball inserted into and seated in the second socket are formed.

바람직한 실시예에 있어서, 상기 제2 브라켓의 타면에는 상기 전개 구조물의 상단 일면이 안착될 수 있는 안착부가 형성되고, 상기 안착부에는 제1 벨크로 테이프가 형성되며, 상기 안축부에 안착되는 상기 전개 구조물의 상단 일면에는 상기 제1 벨크로 테이프와 대응되는 제2 벨크로 테이프가 형성된다.In a preferred embodiment, a seating portion is formed on the other surface of the second bracket on which one top surface of the deployment structure can be seated, a first Velcro tape is formed on the seating portion, and the deployment structure seated on the seating portion A second Velcro tape corresponding to the first Velcro tape is formed on one side of the top.

본 발명은 다음과 같은 우수한 효과를 갖는다.The present invention has the following excellent effects.

본 발명의 벨크로가 적용된 와이어 방식의 큐브 위성용 전개 구조물 구속/분리 장치에 따르면, 제1 브라켓과 제2 브라켓에 형성된 수직 및 수평 방향의 가이드 레일을 따라 와이어를 감음으로써 전개 구조물을 큐브 위성에 구속할 수 있을 뿐만 아니라, 제1 브라켓과 제2 브라켓에 형성된 볼앤소켓 결합 구조에 의해 전개 구조물의 평면 방향에 대한 구속이 동시에 가능하다는 장점이 있다.According to the velcro-applied wire-type cube satellite deployment structure constraining/separating device of the present invention, the deployment structure can be constrained to the cube satellite by winding wires along the guide rails in vertical and horizontal directions formed on the first bracket and the second bracket. In addition, there is an advantage that it is possible to simultaneously restrict the plane direction of the deployment structure by the ball-and-socket coupling structure formed on the first bracket and the second bracket.

또한, 본 발명의 벨크로가 적용된 와이어 방식의 큐브 위성용 전개 구조물 구속/분리 장치에 따르면, 제2 브라켓과 전개 구조물에 벨크로 테이프가 형성되어, 전개 구조물이 제2 브라켓에서 탈부착이 가능함으로써, 제1 브라켓과 제2 브라켓이 와이어에 감겨 큐브 위성과 전개 구조물이 고정되어도, 전개 구조물을 제2 브라켓에서 탈착하는 것만으로도 쉽고 간편하게 큐브 위성의 내부에 접근할 수 있으며, 벨크로 테이프들 간의 마찰작용으로 인한 전개 구조물의 발사진동 저감이 가능하다.In addition, according to the wire-type cube satellite deployment structure constraining/separating device with Velcro of the present invention, a Velcro tape is formed on the second bracket and the deployment structure, so that the deployment structure is detachable from the second bracket, so that the first bracket Even if the cube satellite and the deployment structure are fixed by winding the wire and the second bracket, you can easily and conveniently access the inside of the cube satellite simply by removing the deployment structure from the second bracket, and deployment due to friction between the Velcro tapes. It is possible to reduce the motion of the structure

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 전개구조물 구속/분리 장치가 적용된 큐브 위성을 보여주는 도면,
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 전개 구조물 구속/분리 장치에서 전개 구조물이 탈착된 상태를 보여주는 도면,
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 제1 브라켓의 일면을 보여주는 도면,
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 제1 브라켓의 타면을 보여주는 도면,
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 제2 브라켓의 일면을 보여주는 도면,
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 제2 브라켓의 타면을 보여주는 도면,
도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 전개 구조물 구속/분리 장치가 적용된 큐브 위성에서의 전개 구조물 진동 특성 비교 그래프이다.1 is a view showing a cube satellite to which a deployment structure constraining/separating device according to an embodiment of the present invention is applied;
Figure 2 is a view showing a state in which the deployment structure is detached from the deployment structure restraint/separation device according to an embodiment of the present invention;
3 is a view showing one side of a first bracket according to an embodiment of the present invention,
4 is a view showing the other surface of a first bracket according to an embodiment of the present invention,
5 is a view showing one side of a second bracket according to an embodiment of the present invention,
6 is a view showing the other surface of a second bracket according to an embodiment of the present invention;
7 is a graph illustrating a comparison graph of vibration characteristics of a deployed structure in a cube satellite to which a device for constraining/separating a deployed structure according to an embodiment of the present invention is applied.

본 발명에서 사용되는 용어는 가능한 현재 널리 사용되는 일반적인 용어를 선택하였으나, 특정한 경우는 출원인이 임의로 선정한 용어도 있는데 이 경우에는 단순한 용어의 명칭이 아닌 발명의 상세한 설명 부분에 기재되거나 사용된 의미를 고려하여 그 의미가 파악되어야 할 것이다.As for terms used in the present invention, general terms that are currently widely used are selected, but in certain cases, some terms are arbitrarily selected by the applicant. In this case, the meanings described or used in the detailed description of the invention are considered rather than the names of simple terms. Therefore, its meaning should be grasped.

이하, 첨부한 도면에 도시된 바람직한 실시예들을 참조하여 본 발명의 기술적 구성을 상세하게 설명한다.Hereinafter, the technical configuration of the present invention will be described in detail with reference to exemplary embodiments shown in the accompanying drawings.

그러나 본 발명은 여기서 설명되는 실시예에 한정되지 않고 다른 형태로 구체화될 수도 있다. 명세서 전체에 걸쳐 동일한 참조번호는 동일한 구성요소를 나타낸다.However, the present invention is not limited to the embodiments described herein and may be embodied in other forms. The same reference numbers throughout the specification indicate the same elements.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 전개 구조물 구속/분리 장치가 적용된 큐브 위성을 보여주는 도면, 도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 전개 구조물 구속/분리 장치에서 전개 구조물이 탈착된 상태를 보여주는 도면이다.1 is a view showing a cube satellite to which a deployment structure constraining/separating device according to an embodiment of the present invention is applied, and FIG. 2 is a diagram illustrating a state in which a deployment structure is detached from the deployment structure constraining/separating apparatus according to an embodiment of the present invention It is a drawing showing.

도 1 내지 도 2를 참조하면, 본 발명의 전개 구조물 구속/분리 장치(100)는 큐브 위성(10)의 측면 하단에 힌지 되어 회동할 수 있는 전개 구조물(11)을 와이어(W)를 이용하여 상기 큐브 위성(10)과 서로 구속할 수 있고, 반대로 와이어(W)를 끊어 상기 큐브 위성(10)에서 상기 전개 구조물(11)을 전개할 수 있으며, 상기 전개 구조물(110)이 상기 큐브 위성(10)에 구속된 상태에서도 상기 큐브 위성(10)의 내부에 접근할 수 있는 전개 구조물 구속/분리 장치이다.1 to 2, the deployment structure constraining/separating device 100 of the present invention uses a wire W to a deployable structure 11 that can be pivoted by being hinged on the lower side of the cube satellite 10. The cube satellite 10 can be constrained to each other, and on the contrary, by breaking the wire W, the deployment structure 11 can be deployed in the cube satellite 10, and the deployment structure 110 is the cube satellite ( It is a deployment structure confinement/separation device capable of accessing the interior of the cube satellite 10 even in a state constrained by 10).

또한, 본 발명의 전개 구조물 구속/분리 장치(100)는 큐브 위성(10)의 상단에 구비되는 제1 브라켓(110) 및 전개 구조물(11)의 상단에 구비되는 제2 브라켓(120)을 포함하여 이루어진다.In addition, the deployment structure constraining/separating device 100 of the present invention includes a first bracket 110 provided on the top of the cube satellite 10 and a second bracket 120 provided on the top of the deployment structure 11 It is done by doing.

여기서, 상기 전개 구조물(11)은 큐브 위성(10)으로 전원을 공급할 수 있는 태양전지판일 수 있다.Here, the deployment structure 11 may be a solar panel capable of supplying power to the cube satellite 10.

또한, 상기 와이어(W)는 나일론 소재로 제작될 수 있다.In addition, the wire (W) may be made of a nylon material.

또한, 상기 제1 브라켓(110)과 상기 제2 브라켓(120)은 상기 큐브 위성(10)의 각 측면에 힌지 결합된 전개 구조물(11)의 개수에 따라 각각 구비될 수 있다.In addition, the first bracket 110 and the second bracket 120 may be provided according to the number of deployment structures 11 hinged to each side of the cube satellite 10.

또한, 상기 힌지는 상기 전개 구조물(11)이 상기 큐브 위성(10)에서 빠르게 전개될 수 있도록 복원력을 가지고 있는 스프링 힌지일 수 있다.In addition, the hinge may be a spring hinge having a restoring force so that the deployment structure 11 can be rapidly deployed in the cube satellite 10.

이하에서는, 도 3 내지 도 6을 참조하여, 상기 제1 브라켓(110)과 상기 제2 브라켓(120)에 대해 상세히 설명한다.Hereinafter, the first bracket 110 and the second bracket 120 will be described in detail with reference to FIGS. 3 to 6.

도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 제1 브라켓의 일면을 보여주는 도면, 도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 제1 브라켓의 타면을 보여주는 도면, 도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 제2 브라켓의 일면을 보여주는 도면, 도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 제2 브라켓의 타면을 보여주는 도면이다.3 is a view showing one side of a first bracket according to an embodiment of the present invention, FIG. 4 is a view showing the other side of a first bracket according to an embodiment of the present invention, and FIG. 5 is a view showing an embodiment of the present invention. FIG. 6 is a view showing one side of the second bracket, and FIG. 6 is a view showing the other side of the second bracket according to an embodiment of the present invention.

도 3 내지 도 6을 참조하면, 상기 제1 브라켓(110)에는 외주면을 따라 와이어(W)를 감을 수 있는 가이드 레일(이하, "제1 가이드 레일" 이라함, 111a)이 형성된 제1 가이드부(111)가 형성된다.3 to 6, a first guide part in which a guide rail (hereinafter referred to as "first guide rail", 111a) capable of winding a wire W along an outer circumferential surface of the first bracket 110 is formed. (111) is formed.

또한, 상기 제1 가이드부(111)는 상기 제1 브라켓(110)의 상면에 돌출되어 형성되고, 상기 제1 가이드부(111)는 반원 형상으로 이루어진다.In addition, the first guide part 111 is formed to protrude from the upper surface of the first bracket 110, and the first guide part 111 has a semicircular shape.

또한, 상기 제1 가이드 레일(111a)은 수직 방향과 수평 방향으로 형성된 가이드 레일을 포함한다. In addition, the first guide rail 111a includes a guide rail formed in a vertical direction and a horizontal direction.

또한, 상기 제1 가이드부(111)에는 상기 와이어(W)가 삽입되어 지나갈 수 있는 와이어 홀(h)이 타공된다.In addition, a wire hole h through which the wire W is inserted and passed is perforated in the first guide part 111.

또한, 상기 제1 브라켓(110)에는 발열 저항체(113)가 구비된 모듈 기판(112)을 포함한다.In addition, the first bracket 110 includes a module substrate 112 provided with a heating resistor 113.

또한, 상기 모듈 기판(112)은 상기 제1 브라켓(110)에 구비되되, 그 위치가 제한되는 것은 아니나, 상기 모듈 기판(112)에 형성된 상기 발열 저항체(113)가 상기 제1 가이드 레일(111a)이 직교하는 위치에 노출될 수 있도록 형성되는 것이 바람직하다.In addition, the module substrate 112 is provided on the first bracket 110, the position of which is not limited, but the heating resistor 113 formed on the module substrate 112 is provided with the first guide rail 111a. ) Is preferably formed so that it can be exposed to an orthogonal position.

또한, 상기 모듈 기판(112)에는 상기 와이어(W)가 삽입되어 지나갈 수 있는 와이어 홀(h)이 형성된다.In addition, a wire hole h through which the wire W is inserted is formed in the module substrate 112.

상기 제2 브라켓(120)은 외주면을 따라 와이어(W)를 감을 수 있는 가이드 레일(이하, "제2 가이드 레일" 이라함, 121a)이 형성된 제2 가이드부(121)가 구비된다.The second bracket 120 is provided with a second guide portion 121 having a guide rail (hereinafter referred to as “second guide rail”, 121a) capable of winding the wire W along the outer circumferential surface thereof.

또한, 상기 제2 가이드부(121)는 상기 제2 브라켓(120)의 상면에 돌출되어 반원 형상으로 이루어진다.In addition, the second guide part 121 protrudes from the upper surface of the second bracket 120 to have a semicircular shape.

즉, 상기 제1 가이드부(111)와 상기 제2 가이드부(121)는 각각 반원 형상으로, 서로 맞닿을 경우 하나의 원 또는 타원 모양을 이루게된다.That is, the first guide part 111 and the second guide part 121 each have a semicircular shape, and when they come into contact with each other, they form a single circle or ellipse shape.

또한, 상기 제2 가이드부(121)에는 상기 와이어(W)가 삽입되어 지나갈 수 있는 와이어 홀(h)이 타공된다.In addition, a wire hole h through which the wire W is inserted and passed is perforated in the second guide part 121.

한편, 상기 제1 가이드부(111)와 상기 제2 가이드부(121) 및 상기 모듈 기판(112)에 형성된 와이어 홀(h)들은 와이어(W)가 삽입되어 통과할 수 있도록 서로 동일한 위치에 타공되어 형성되는 것이 바람직하며, 자세하게는 상기 제1 가이드부(111)와 상기 제2 가이드부(121)의 수직 방향의 가이드 레일에 형성되되, 상기 발열 저항체(113)의 하단에 위치하도록 상기 제1 가이드부((111)와 상기 제2 가이드부(121) 및 상기 모듈 기판(112)에 와이어 홀(h)이 타공되는 것이 바람직하다. Meanwhile, the first guide part 111, the second guide part 121, and the wire holes h formed in the module substrate 112 are perforated at the same position so that the wire W can be inserted and passed through. It is preferable that the first guide part 111 and the second guide part 121 are formed on a guide rail in a vertical direction, and the first guide part 111 and the second guide part 121 are formed at the lower end of the heating resistor 113. It is preferable that the guide part 111, the second guide part 121, and the module substrate 112 have a wire hole h perforated therein.

따라서, 본 발명의 전개 구조물 구속/분리 장치(100)는 상기 와이어(W)의 일측을 상기 와이어 홀(h)들에 통과시키고, 상기 발열 저항체(113)와 함께 상기 제1 가이드 레일(111a)과 상기 제2 가이드 레일(121a)을 따라 감음으로써 상기 제1 브라켓(110)과 상기 제2 브라켓(120)이 서로 구속되게 하며, 이때, 상기 제1 가이드 레일(111a)과 상기 제2 가이드 레일(121a)이 수직 방향과 수평 방향의 가이드 레일로 형성되어 있어 한 방향으로만 상기 와이어(W)를 감아 구속할 때보다 구속력이 더욱 향상되는 효과가 있다.Therefore, the deployment structure constraining/separating device 100 of the present invention passes one side of the wire W through the wire holes h, and the first guide rail 111a together with the heating resistor 113 And the second guide rail 121a so that the first bracket 110 and the second bracket 120 are constrained to each other, and at this time, the first guide rail 111a and the second guide rail Since (121a) is formed of a guide rail in a vertical direction and a horizontal direction, there is an effect that the binding force is further improved than when the wire W is wound and constrained in only one direction.

만약, 상기 와이어(W)에 의해 상기 제1 브라켓(110)과 상기 제2 브라켓(120)이 구속된 상태에서 상기 발열 저항체(113)가 열을 발생하게 되면 상기 와이어(W)가 끊어지게 되어, 상기 제1 브라켓(110)과 상기 제2 브라켓(120) 간의 구속력이 사라지게 되며, 상기 큐브 위성(10)에서 상기 전개 구조물(12)이 회동하여 전개될 수 있다.If the heating resistor 113 generates heat while the first bracket 110 and the second bracket 120 are constrained by the wire W, the wire W is cut off. , The binding force between the first bracket 110 and the second bracket 120 disappears, and the deployment structure 12 may be rotated and deployed in the cube satellite 10.

또한, 상기 제1 브라켓(110)의 일면에는 소켓(Socket, 114)이 형성되며, 상기 소켓(114)은 서로 이격되어 형성된 제1 소켓(114a)과 제2 소켓(114b)을 포함할 수 있다.In addition, a socket 114 is formed on one surface of the first bracket 110, and the socket 114 may include a first socket 114a and a second socket 114b formed to be spaced apart from each other. .

또한, 상기 제2 브라켓(120)의 일면에는 상기 소켓(114)과 대응되는 볼(Ball, 122)이 형성되며, 상기 볼(122)은 상기 제1 소켓(114a)에 대응되는 제1 볼(122a)과 상기 제2 소켓(114b)에 대응되는 제2 볼(122b)을 포함할 수 있다.In addition, a ball 122 corresponding to the socket 114 is formed on one surface of the second bracket 120, and the ball 122 is a first ball corresponding to the first socket 114a. 122a) and a second ball 122b corresponding to the second socket 114b.

즉, 본 발명의 전개 구조물 구속/분리 장치(100)는 상기 제1 브라켓(110)과 상기 제2 브라켓(120)에 볼 앤 소켓(Ball and Socket) 형태의 결합 구조를 구성함으로써, 상기 큐브 위성(10)과 상기 전개 구조물(11) 간의 측방 구속력을 더욱 향상시킬 수 있는 장점이 있다.That is, the deployment structure constraining/separating device 100 of the present invention comprises a ball and socket-type coupling structure between the first bracket 110 and the second bracket 120, and thus the cube satellite There is an advantage of further improving the lateral restraint force between (10) and the deployment structure (11).

또한, 상기 제2 브라켓(120)의 타면과 상기 전개 구조물(11)의 상단 일면에는 상기 전개 구조물이 상기 제1 브라켓(120)에서 벨크로 테이프(20)에 의해 탈부착이 가능한 구조가 형성된다.In addition, a structure in which the deployment structure is detachable from the first bracket 120 by Velcro tape 20 is formed on the other surface of the second bracket 120 and the top surface of the deployment structure 11.

자세하게는, 상기 제2 브라켓(120)의 타면에는 상기 전개 구조물(11)의 상단 일면이 안착할 수 있는 안착부(122)가 형성될 수 있다.In detail, a seating portion 122 may be formed on the other surface of the second bracket 120 on which one upper surface of the deployment structure 11 can be seated.

또한, 상기 안착부(122)에는 제1 벨크로 테이프(21)가 형성되며, 상기 전개 구조물(11)의 상단 일면에는 상기 제1 벨크로 테이프(21)와 대응되는 제2 벨크로 테이프(22)가 형성된다.In addition, a first Velcro tape 21 is formed on the seating portion 122, and a second Velcro tape 22 corresponding to the first Velcro tape 21 is formed on one top surface of the deployment structure 11 do.

즉, 상기 제1 브라켓(110)과 상기 제2 브라켓(120)이 와이어에 의해 고정되어도 상기 전개 구조물(11)은 상기 제2 브라켓(120)에서 탈부착이 가능하여 언제든지 상기 큐브 위성(10)의 내부로의 접근이 가능하다. That is, even if the first bracket 110 and the second bracket 120 are fixed by a wire, the deployment structure 11 is detachable from the second bracket 120 at any time, so that the cube satellite 10 Access to the inside is possible.

도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 전개 구조물 구속/분리 장치가 적용된 큐브 위성에서의 전개 구조물 진동 응답 특성을 보여주는 그래프이다.7 is a graph showing vibration response characteristics of a deployed structure in a cube satellite to which a deployment structure constraining/separating device according to an embodiment of the present invention is applied.

도 7을 참조하면, 본 발명의 전개 구조물 구속/분리 장치(100)와 벨크로 테이프가 적용되지 않은 일반적인 와이어 방식의 전개 구조물 구속/분리 장치의 전개 구조물 진동 응답 특성 비교 결과, 본 발명의 전개 구조물 구속/분리 장치(100)는 큐브 위성의 내부 접근성이 좋을 뿐만 아니라 발사환경에서 전개 구조물에 외란 작용 시, 상기 전개 구조물(11)과 상기 제2 브라켓(120) 각각의 벨크로 테이프(20)의 상호면 마찰작용으로 인해 발사진동 저감 효과가 일반적인 와이어 방식의 전개 구조물 구속/분리 장치보다 높은 것으로 나타남을 확인할 수 있다.Referring to FIG. 7, a comparison result of the development structure vibration response characteristics of the deployment structure restraint/separation device 100 of the present invention and a general wire-type deployment structure restraint/separation device to which Velcro tape is not applied, / Separation device 100 not only has good internal accessibility of the cube satellite, but also when a disturbance acts on the deployment structure in the launch environment, the mutual surface of the Velcro tape 20 of each of the deployment structure 11 and the second bracket 120 It can be seen that the effect of reducing the trigger motion due to the frictional action is higher than that of the general wire-type deployment structure restraint/separation device.

따라서, 본 발명의 전개 구조물 구속/분리 장치(100)는 상기 제2 브라켓(120)과 상기 전개 구조물(11)에 형성된 벨크로 테이프(20) 간의 마찰작용에 의한 발사진동 저감 효과가 높아 발사환경에서 전개 구조물의 굽힘 거동을 최소화할 수 있어 구조 건전성 향상됨을 기대할 수 있다. Therefore, the deployment structure restraint/separation device 100 of the present invention has a high effect of reducing trigger motion due to the frictional action between the second bracket 120 and the Velcro tape 20 formed on the deployment structure 11, It can be expected to improve structural integrity by minimizing the bending behavior of the deployed structure.

이상에서 살펴본 바와 같이 본 발명은 바람직한 실시예를 들어 도시하고 설명하였으나, 상기한 실시예에 한정되지 아니하며 본 발명의 정신을 벗어나지 않는 범위 내에서 당해 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 다양한 변경과 수정이 가능할 것이다.As described above, the present invention has been illustrated and described with a preferred embodiment, but is not limited to the above-described embodiment, and within the scope of the spirit of the present invention, those of ordinary skill in the art Various changes and modifications will be possible.

100: 전개 구조물 구속/분리 장치 110:제1 브라켓
120:제2 브라켓 100: deployment structure restraint/separation device 110: first bracket
120: second bracket

Claims (6)

큐브 위성의 상단에 구비되고, 외주면을 따라 와이어를 감을 수 있는 가이드 레일(이하,"제1 가이드 레일"이라함)이 형성된 제1 가이드부와 전원이 공급되면 열을 발생하는 발열 저항체를 갖는 모듈 기판이 구비된 제1 브라켓; 및
상기 큐브 위성의 측면 하단에 힌지되어 회동 가능한 전개 구조물의 상단에 구비되어 상기 전개 구조물과 탈부착이 가능하고, 외주면을 따라 와이어를 감을 수 있는 가이드 레일(이하, "제2 가이드 레일" 이라함)이 형성된 제2 가이드부가 구비되는 제2 브라켓;을 포함하고,
상기 제2 브라켓에 상기 전개 구조물이 부착된 상태에서 상기 제1 가이드 레일과 상기 제2 가이드 레일을 따라 상기 발열 저항체를 함께 와이어로 감게되면 상기 큐브 위성에 상기 전개 구조물이 고정되고, 상기 발열 저항체가 열을 발생하여 상기 와이어가 끊어지게 되면, 상기 전개 구조물이 상기 큐브 위성에서 펼쳐질 수 있으며,
상기 큐브 위성에 상기 전개 구조물이 고정된 상태에서도 상기 제2 브라켓에서 상기 전개 구조물을 탈착하여 상기 큐브 위성의 내부 접근이 가능한 것을 특징으로 하는 벨크로가 적용된 와이어 방식의 큐브 위성용 전개 구조물 구속/분리 장치.A module that is provided on the top of the cube satellite and has a first guide part formed with a guide rail (hereinafter referred to as "first guide rail") capable of winding a wire along the outer circumferential surface and a heating resistor that generates heat when power is supplied A first bracket provided with a substrate; And
A guide rail (hereinafter referred to as “second guide rail”) that is hinged at the bottom of the side of the cube and is provided at the top of the rotatable deployment structure, is detachable from the deployment structure, and wraps a wire along the outer peripheral surface Includes; a second bracket provided with a formed second guide portion,
When the heating resistor is wound with a wire along the first guide rail and the second guide rail while the deployment structure is attached to the second bracket, the deployment structure is fixed to the cube satellite, and the heating resistor is When the wire is cut off by generating heat, the deployment structure can be unfolded in the cube satellite,
A wire-type deployment structure confinement/separation device for cube satellites using Velcro, characterized in that the deployment structure is detachable from the second bracket to allow internal access to the cube satellite even when the deployment structure is fixed to the cube satellite. 제 1 항에 있어서,
상기 제1 가이드부는 상기 제1 브라켓의 상면에 도출되어 형성되고, 상기 제2 가이드부는 상기 제2 브라켓의 상면에 돌출되어 형성되며,
상기 제1 가이드부와 상기 제2 가이드부는 각각 반원 형상으로, 상기 제1 가이드부와 상기 제2 가이드부가 맞닿을 경우 하나의 원 또는 타원 모양을 이루는 것을 특징으로 하는 벨크로가 적용된 와이어 방식의 큐브 위성용 전개 구조물 구속/분리 장치.The method of claim 1,
The first guide part is formed by being led out to the upper surface of the first bracket, and the second guide part is formed to protrude from the upper surface of the second bracket,
The first guide part and the second guide part each have a semicircular shape, and when the first guide part and the second guide part contact each other, they form one circle or an ellipse shape. Deployment structure constraining/detaching device. 제 2 항에 있어서,
상기 제1 가이드 레일과 상기 제2 가이드 레일은 수직 방향과 수평 방향의 가이드 레일이 각각 형성되고,
상기 발열 저항체는 상기 제1 가이드 레일들이 직교하는 지점에 위치하도록 상기 모듈 기판에 형성되는 것을 특징으로 하는 벨크로가 적용된 와이어 방식의 큐브 위성용 전개 구조물 구속/분리 장치.The method of claim 2,
Each of the first guide rail and the second guide rail has a guide rail in a vertical direction and a horizontal direction,
The heating resistor is formed on the module substrate so that the first guide rails are positioned at orthogonal points. 제 3 항에 있어서,
상기 제1 가이드부와 상기 제2 가이드부 및 상기 모듈 기판에는 상기 와이어가 삽입되어 지나갈 수 있는 와이어 홀이 각각 타공되는 것을 특징으로 하는 벨크로가 적용된 와이어 방식의 큐브 위성용 전개 구조물 구속/분리 장치.The method of claim 3,
The first guide part, the second guide part, and the module board are each perforated through a wire hole through which the wire is inserted. 제 4 항에 있어서,
상기 제1 브라켓의 일면에는 제1 소켓(Soket)과 제2 소켓(Soket)이 서로 이격되어 형성되며,
상기 제2 브라켓의 일면에는 상기 제1 소켓에 삽입되어 안착되는 제1 볼(Ball)과 상기 제2 소켓에 삽입되어 안착되는 제2 볼(Ball)이 형성되는 것을 특징으로 하는 벨크로가 적용된 와이어 방식의 큐브 위성용 전개 구조물 구속/분리 장치.The method of claim 4,
On one surface of the first bracket, a first socket and a second socket are formed to be spaced apart from each other,
A wire method with Velcro, characterized in that a first ball inserted into and seated in the first socket and a second ball inserted into and seated in the second socket are formed on one side of the second bracket. Constraining/separating device for unfolding structure for cube satellite of 제 1 항에 있어서,
상기 제2 브라켓의 타면에는 상기 전개 구조물의 상단 일면이 안착될 수 있는 안착부가 형성되고,
상기 안착부에는 제1 벨크로 테이프가 형성되며, 상기 안축부에 안착되는 상기 전개 구조물의 상단 일면에는 상기 제1 벨크로 테이프와 대응되는 제2 벨크로 테이프가 형성되는 것을 특징으로 하는 벨크로가 적용된 와이어 방식의 큐브 위성용 전개 구조물 구속/분리 장치.

The method of claim 1,
A seating portion is formed on the other surface of the second bracket on which one upper surface of the deployment structure can be seated,
A first Velcro tape is formed on the seating portion, and a second Velcro tape corresponding to the first Velcro tape is formed on one surface of the upper end of the deployment structure seated on the seat shaft. Deployment structure confinement/separation device for cube satellites.
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