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Verification of Launch Vibration and Shock Isolation Performance for Spaceborne Compressor Vibration Isolator with SMA Mesh Washer
Verification of Launch Vibration and Shock Isolation Performance for Spaceborne Compressor Vibration Isolator with SMA Mesh Washer
Transactions of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering. 2014. Jul, 24(7): 517-524
Copyright © 2014, The Korean Society for Noise and Vibration Engineering
  • Received : May 12, 2014
  • Accepted : July 04, 2014
  • Published : July 20, 2014
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About the Authors
명 재 이
Department of Aerospace Engineering, Chosun University
제 헌 한
Structures & Materials Team, Korea Aerospace Research Institute
현 웅 오
Corresponding Author ; Member, Department of Aerospace Engineering, Chosun University E-mail :ohu129@chosun.ac.krTel : +82-62-230-7183, Fax : +82-62-230-7729

Abstract
Micro-vibration induced by on-board equipments such as fly-wheel and cryogenic cooler with mechanical moving parts affects the image quality of high-resolution observation satellite. Micro-vibration isolation system has been widely used for enhancing the pointing performance of observation satellites. In general, the micro-vibration isolation system requires a launch locking mechanism additionally to guarantee the structural safety of mission payloads supported by the isolation system with low stiffness under launch environment. In this study, we propose a passive launch and on-orbit vibration isolation system using shape memory alloy mesh washers for the micro-vibration isolation of spaceborne compressor, which does not require the additional launch locking mechanism. The basic characteristics of the isolator were measured in static and free vibration tests of the isolator, and a simple equivalent model of the isolator was proposed. The effectiveness of the isolator design in a launch environment was demonstrated through sine vibration, random vibration and shock tests.
Keywords
1. 서 론
위성의 자세제어용 액추에이터인 리액션 휠, 임무 장비의 극저온 냉각을 위한 냉각기와 같이 기계적 구동부를 갖는 탑재장비는 운용중 미소진동을 수반하며, 이는 고해상도 관측위성의 영상품질 저하의 원인으로 작용한다. 관측위성의 지향성능 향상을 통한 고해상도 영상정보획득을 위해서는 미소진동발생원으로부터의 진동이 주요 임무장비로 전달되지 않도록 하는 설계가 수행되어야 한다 (1) .
궤도상 미소진동절연을 위해 일반적으로 진동발생원에 진동절연기를 배치하여 주요 임무장비로 진동이 전달되지 않도록 하는 방법이 적용되고 있다. 높은 절연효과를 얻기 위해 진동절연기의 지지구조를 비교적 저강성 탄성지지구조로 형성할 경우, 궤도상 미소진동 절연성능 확보에는 적합한 반면, 발사환경에서의 구조건전성 확보에 어려움이 존재한다. 따라서 발사환경에서의 임무장비와 진동절연기의 구조건성 확보를 위해 발사구속장치의 적용이 추가적으로 요구된다. 발사구속장치 적용 시 구조건전성 확보는 용이하나, 시스템의 복잡화 및 신뢰도 측면에서의 단점이 존재한다. 또한, 시스템 전체의 무게증가, 발사구속장치 작동시 수반되는 충격에 의한 임무장비 손상의 위험성, 분리장치의 구속해제 실패 시 궤도상 미소진동절연이 불가한 단점 또한 존재한다 (2) .
이 연구에서는 상기의 단점을 극복하기 위하여 발사구속장치의 적용없이도 진동환경이 상이한 궤도 및 발사환경에서의 진동절연이 가능하도록 의탄성 형상기억합금(shape memory alloy, SMA) (3) 메쉬 와셔 (4) 를 적용한 수동형 진동절연기를 제안하였다. 임무장비의 극저온 구현을 위한 냉각기 (5) 의 궤도상 미소진동저감을 목적으로 제안된 수동형 진동절연기는 발사환경에서는 SMA 메쉬 와셔에서의 진동에너지 소산을 통해 진동감쇠를 구현하고, 궤도환경에서는 SMA 메쉬 와셔의 복원력으로 냉각기가 공칭위치로 이동시 냉각기가 저강성 탄성 지지되도록 하여 냉각기의 구동 주파수와의 충분한 주파수 디커플링을 통한 미소진동 절연성능 확보가 가능하도록 하였다. 이 연구에서는 제작된 SMA 메쉬 와셔 수동형 진동절연기의 기본 특성 파악을 위해 진동절연기 수준에서의 정하중 시험을 실시하여 압축변위에 따라 강성과 점성 감쇠요소가 가변되는 SMA 메쉬 와셔 진동절연기의 수학적 등가모델을 제시하였다. 또한, 진동절연기가 결합된 냉각기 조립체 레벨에서의 자유감쇠 진동시험을 통해 인가 변위에 따라 시스템의 고유진동수가 가변되는 특성이 있음을 파악하였다. SMA 메쉬 와셔가 적용된 진동절연기의 발사환경에서의 성능 검증을 위해 인증시험 수준에서의 sine, random 진동시험, 충격시험을 수행하여 발사환경에서의 진동저감 성능을 통한 설계의 유효성을 확인하였다.
2. SMA 메쉬 와셔 수동형 진동절연기
- 2.1 SMA 메쉬 와셔
SMA 메쉬 와셔는 Fig. 1 과 같이 연속적인 와이어를 이용하여 편조(knit)된 와이어 메쉬를 기제작된 금형을 이용, 압착 공정을 통해서 제작된 와셔 형태의 절연계로 내부의 50~70 %가 빈 공간으로 이루어지게 된다. 이러한 메쉬 와셔의 특징에 의해 압축 또는 인장 하중을 받으면 내부 와이어 사이에서 발생하는 마찰력 및 국부적인 와이어의 소성 변형에의한 에너지 소산이 발생하여 진동감쇠 특성이 나타나게 된다. 의탄성 특성이란 하중을 가할 때 소성 변형없이 10 % 이상의 큰 변형률을 보이다 하중을 제거했을 때, 잔류 응력 없이 원래의 형상으로 복원하는 특성을 말한다. 따라서 SMA를 적용한 메쉬 와셔는 SMA의 의탄성 특성 및 메쉬 와셔의 절연 특성으로 인하여 뛰어난 절연성능을 지닌다 (4) .
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Production process for SMA mesh washer(4)
- 2.2 진동절연기 구성 및 진동 절연 원리
Fig. 2 는 우주용 냉각기의 미소진동절연을 목적으로 발사구속장치의 적용 없이도 진동환경이 상이한 발사 및 궤도환경에서의 진동절연을 목적으로 의탄성 형상기억합금 SMA 메쉬 와셔의 특성을 이용한 수동형 진동절연기의 내·외부 구성을 나타낸다. 수동형 진동 절연기는 냉각기에 연결되는 고정축과 이를 감싸는 델린 소재의 고정축 커버, 냉각기에 구비된 트랜스퍼라인의 허용변위(±3 mm) 유지를 위한 델린 소재의 변위구속블록, 발사환경에서의 댐핑특성 부가를 위한 SMA 메쉬 와셔, 그리고 발사하중 전달로 인해 발생된 냉각기 변위가 메쉬 와셔에 전달 되도록 하여 진동에너지 소산 부여를 위한 와이어(SUS W/R 7×7, Ø : 0.62 mm)로 구성된다.
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Passive launch and on-orbit vibration isolator system using SMA mesh washer
상기의 구성으로 발사환경에서는 발사진동에 대한 고정축 운동시 와이어를 통해 댐핑 특성을 가지고 있는 SMA 메쉬 와셔의 변위가 발생하도록 하여 진동에너지의 소산을 수행하며, 궤도환경에서는 의탄성 SMA 메쉬 와셔의 특성에 기반한 형상 복원에 따라 냉각기가 공칭 위치로 이동하여 와이어의 장력이 이완됨과 동시에 냉각기에 구비된 트랜스퍼라인, 그리고 냉각기의 열제어를 위한 히트파이프로부터 냉각기가 저강성 탄성 지지되도록 하여 냉각기로부터 발생되는 주요 구동주파수인 36 Hz와의 디커플링으로 진동절연을 수행한다.
3. SMA 메쉬 와셔 수동형 진동절연기 기본특성 측정시험
SMA 메쉬 와셔 수동형 진동절연기의 기본 특성 시험으로 진동절연기의 정하중 시험을 수행하여 이를 토대로 수학적 등가모델을 도출 후 인가하중에 따른 특성을 확인하였으며, Fig. 3 과 같이 냉각기 더미모델(3.8 kg)과 진동절연기(4 EA)가 결합된 냉각기 조립체 레벨에서 자유감쇠 진동시험을 수행하여 진동절연기의 동적 특성을 확인하였다.
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Dummy compressor combined with SMA isolator
- 3.1 정하중 시험
Fig. 4 는 진동절연기 모사 치구에 SMA 메쉬 와셔와 와이어를 적용하여 축방향으로 인장시험기에 결합한 SMA 메쉬 와셔 수동형 진동절연기의 정하중 시험 형상을 나타나며, 시험은 변위제어법에 따른 압축 하중을 인가하여 특성 변화를 확인하였다.
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Static test for isolator with SMA mesh washer
Fig. 5 는 진동절연기의 SMA 메쉬 와셔에 1 mm 간격으로 압축 변위를 증가시켜 총 5 mm의 변위를 부가하였을 때의 변위( d )-하중( p ) 시험결과로 압축 변위가 증가할수록 강성이 증가됨을 확인할 수 있으며, 이는 SMA 메쉬 와셔의 압축 변위에 따라 강성이 가변되는 특성을 나타낸다.
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Load-displacement relation of isolator with SMA mesh washer
Fig. 6 Fig. 5 의 시험결과로부터 각 단계별 압축 변위 인가를 정지하였을 때의 시간( t )-하중( p ) 관계를 나타내며, 압축변위 인가 정지시점 직후에 작용 하중은 지수적으로 감소되고 있으며, 지수적 하중감소는 압축 변위의 증가에 따라 증가하고 있음을 알수 있다. 이를 통하여 SMA 메쉬 와셔를 적용한 진동절연기의 에너지 산일화를 위한 요소로는 마찰에 비해 점성감쇠가 지배적임을 알 수 있으며 점성 감쇠도 압축변위에 따라 가변됨을 알 수 있다.
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Time-load relation of isolator with SMA mesh washer
- 3.2 수학적 등가모델
Fig. 7 은 진동절연기의 구조와 정하중 시험 결과를 토대로 도출된 SMA 메쉬 와셔 진동절연기의 수학적 등가모델을 나타낸다. 수학적 등가모델은 와이어와 SMA 메쉬 와셔의 축방향 강성도에 해당하는 스프링 요소인 k 1 k 2 그리고 점성 감쇠요소 c 로 구성되어지며, k 2 c 는 메쉬 와셔의 압축 변위에 따라 가변되는 특성을 갖는다.
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Numerical equivalent model of SMA mesh washer isolator
수학적 등가모델의 k 1 은 와이어 단독으로의 강성 측정시험을 통하여 측정이 가능하며, 각 변위별 SMA 메쉬 와셔의 축방향 강성 k 2 Fig. 5 의 변위 ( d )-하중( p ) 시험결과로 부터의 기울기와 k 1 의 측정치로부터 추정이 가능하다.
수학적 모델에서의 점성 감쇠요소 c Fig. 6 의 정하중 시험결과와 수학적 모델로부터 계산된 하중 이력 계산 결과와의 곡선 접합으로부터 추정이 가능하며, Fig. 7 의 수학적 등가모델의 하중 관계식은 다음과 같이 정의된다.
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식 (1)의 p 는 진동절연기에 인가된 하중, e 는 점성 감쇠요소의 변위를 나타내며 다음 식으로 표현가능하다.
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식 (2)의 d k 1 에 인가된 변위를 의미하며, 식 (1)과 (2)로부터 다음과 같은 하중이력 관계식을 얻을 수 있다.
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c 의 추정에 있어서는 정하중 시험으로부터의 측정치인 d k 1 , k 2 의 추정치로부터 식 (3)의 하중이력을 계산하고 다음과 같은 평가지표가 최소화 되도록 하여 추정이 가능하다.
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식 (4)의
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pi 는 각각 식 (3)으로부터 도출된 하중과, 정하중 시험으로부터 측정된 하중을 의미하며 i 는 측정 데이터 개수를 의미한다.
Table 1 k 1 의 강성치가 460 N/mm일 경우, 상기로부터 도출된 각 변위별 k 2 c 값을 나타낸다. 강성치 추정에 있어서는 각 압축변위 구간별 비선형 특성을 선형으로 근사화하여 추정하였다. SMA 메쉬 와셔 진동절연기 수학적 등가모델의 k 2 c 는 압축되는 변위 조건에 크게 의존됨을 알 수 있다.
Estimated values ofk2andc
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Estimated values of k2 and c
- 3.3 자유감쇠 진동시험
Fig. 8 은 SMA 메쉬 와셔를 적용한 수동형 진동 절연기가 결합된 더미 냉각기에 y축 방향으로 최대 3 mm의 변위를 인가 후 자유감쇠 진동 하에서 더미 냉각기에서 측정된 가속도 이력을 나타낸다. 초기 변위인가 후 해제하였을 때, 초기 압축된 메쉬 와셔에 의한 거동이 지배적으로 냉각기와 진동절연기로부터 구성된 시스템의 고유진동수는 20 Hz 대역에 존재한다. 진동이 감쇠되어 진동절연 대상체인 냉각기가 발생하는 미소진동 레벨에 해당하는 가속도 영역에서는 와이어의 이완과 더불어 시스템의 고유진동수가 8Hz 대역에 존재하며 이는 곧 냉각기 작동시 발생하는 주 가진 주파수 성분인 36 Hz와의 주파수 디커플링을 통한 미소진동 절연효과가 가능할 것으로 판단된다. 또한, Fig. 8 의 시험결과 100 Hz에 해당하는 응답특성은 장력이 인가된 현의 응답특성이 지배적인 것으로 추정된다. 상기의 시험결과로부터 이 논문에서 제안한 SMA 메쉬 와셔 수동형 진 동절연기는 작용 하중의 크기에 따라 시스템의 고유진동수가 가변되는 특성이 존재하여 진동환경이 상이한 발사 및 궤도 미소진동 절연에 유효함을 알 수 있다. Table 2 는 각 축에 대하여 수행된 자유감쇠 진동시험으로부터 얻어진 결과로 발사진동 및 궤도 미소진동 환경에 상응하는 구간에서의 시스템 고유진동수와 감쇠비를 나타낸다. 발사진동에 상응하는 영역에서의 감쇠비는 SMA 메쉬 와셔에 의한 높은 감쇠비로 발사진동 저감이 효율적으로 가능하며, 궤도상에서 냉각기 구동주파수인 36 Hz와의 디커플링을 통한 미소진동절연을 위해서는 낮은 감쇠비로의 가변이 진동전달력 최소화에 유효할 것으로 판단된다.
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Time history of free vibration test in y-axis
Summary of damping ratio and natural frequency of free vibration under 1 g
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Summary of damping ratio and natural frequency of free vibration under 1 g
4. SMA 메쉬 와셔 수동형 진동절연기 발사 진동 및 충격 저감 성능검증 시험
이 논문에서 제안한 SMA 메쉬 와셔 수동형 진동절연기 설계의 유효성 검증을 위하여 궤도상 냉각기 운용 시 미소진동발생 주 가진 방향과 일치하는 y축 방향에 대하여 sine, random 진동시험 및 충격시험을 실시하여 발사환경에서의 진동저감 성능을 검증하였다. Fig. 9 Fig. 10 은 각각 sine, random 진동시험 및 충격시험 구성을 나타내며, 더미 냉각기를 적용하여 인증시험 수준에서의 발사환경 검증시험을 실시하였다. Fig. 10 의 파이로 충격모사 시험장치는 발사체의 단 분리시 발생하는 파이로 충격을 모사하기 위한 것으로 선형구동 장치를 이용하여 해머가 달린 스프링을 원하는 변위만큼 압축시킨 후 스프링을 구속해제하여 순간적으로 공명판에 유발되는 충격이 시험체에 전달되는 원리로 설계되었다 (6) .
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Sine, random vibration test set-up
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Pyro-shock test set-up
- 4.1 Sine, Random 진동시험
Fig. 11 은 y축 방향에 대한 sine 진동시험 결과로 인증시험수준의 sine 가진에 대해 더미 냉각기 중심에서는 최대 10 G의 가속도 응답이 발생하며, 15 Hz를 기점으로 높은 진동절연 효과가 얻어지고 있음을 알 수 있다. 이러한 효과는 Fig. 8 의 자유감쇠진동에서 측정된 진동절연시스템의 고유진동수인 20 Hz와 다소 차이는 존재하나, 이를 기점으로 하는 진동절연 효과 및 상대적으로 SMA 메쉬 와셔에 작용하는 전달력이 큰 저주파 진동 구간에서의 SMA 메쉬 와셔에서의 변형 유발에 따른 진동에너지 소산 효과에 의한 것으로 추정된다.
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Sine vibration test result in y-axis
Fig. 12 는 동 가진축에 대한 랜덤진동시험 결과로 인증시험규격인 15.3 grms의 랜덤진동을 인가 하였을 때, 더미 냉각기의 중심에서 얻어진 가속도 응답은 약 1.72 grms로 이 논문에서 제안한 진동절연기의 적용에 따라 약 8배의 높은 진동절연 효과가 얻어지고 있음을 알 수 있다. Sine 진동에 비해 상대적으로 가진 레벨이 낮은 random 진동의 경우, SMA 메쉬 와셔에 의한 에너지 산일화 효과보다는 진동절연기의 고정축 커버와 변위구속 블록, 고정축 커버와 와이어 간의 접촉 및 슬립시 발생하는 마찰에 인한 에너지 산일화가 주된 진동저감 요인으로 판단된다.
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Random vibration test result in y-axis
- 4.2 충격시험
충격시험은 인증시험규격 (7) 인 SRS(shock response spectrum) (8) Max. 300G가 진동절연 조립체에 인가되도록 하기 위하여 Fig. 10 의 충격시험장비의 스프링 해머의 초기변위를 240 mm로 설정하여 충격 모사시험을 실시하였다. Fig. 13 은 충격시험으로부터 얻어진 SRS 결과로 SRS Max. 450 G의 충격인가에 대해 더미 냉각기의 중심에서 측정된 가속도로부터 도출된 SRS는 4 G로 높은 충격감쇠 효과를 확인할 수 있다. 해당 결과로부터 추정되는 진동절연 시스템의 고유진동수는 약 20 Hz로 이는 자유감쇠 진동에서 추정된 발사환경에 상응하는 고유진동수와 일치하며, 파이로 충격환경에서는 sine과 random 진동환경과 달리 SMA 메쉬 와셔에서의 에너지 소산 또는 요소간 마찰에 의한 충격저감 보다는 진동절연기 시스템의 고유진동수와 고주파 파이로 충격 성분의 디커플링에 따른 충격전달력 저감이 지배적인 것으로 판단된다.
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Shock response spectrum in y-axis
5. 결 론
이 논문에서는 위성의 임무장비 극저온 구현을 위한 냉각기의 미소진동저감을 목적으로 진동환경이 상이한 궤도 및 발사환경에서 진동절연이 가능한 SMA 메쉬 와셔 수동형 진동절연기를 제안하였다. 수동형 진동절연기의 기본 특성파악을 위해 정하중 시험과 자유감쇠 진동시험을 수행하였다. 절연기 자체로 실시된 정하중 시험 결과를 토대로 SMA 메쉬 와셔의 압축변위에 따라 강성과 점성감쇠가 가변되는 수학적 모델을 도출하였으며, 더미 냉각기가 결합된 진동절연시스템에서 의 자유감쇠 진동시험으로부터 냉각기에 작용하는 하중의 크기에 따라 진동절연시스템의 고유진 동수와 감쇠비가 가변됨을 입증하였다. 이러한 진동절연기의 특성은 진동환경이 상이한 발사 및 궤도환경에서의 진동절연에 용이하게 적용 가능 할 것으로 추정된다. 이 연구에서는 발사환경에서의 SMA 메쉬 와셔 진동절연기의 진동저감 효과를 확인하기 위해 인증시험 수준에서의 sine, random 진동시험과 충격시험을 실시하였으며 설계 의도한 대로의 유효성을 확인하였다. 향후, 우주용 냉각기가 적용된 미소진동 시험을 실시하여 발사 및 궤도 진동환경에서의 적용 가능성을 입증할 예정이다.
Acknowledgements
이 연구는 한국연구재단의 우주핵심기술개발사업의 지원으로 수행되었다(NRF-2013M1A3A3A02041817).
BIO
Myeong-Jae Lee is the 4th undergraduate student in Department of Aerospace Engineering at Chosun University. He is in charge of mechanism subsystem for cube satellite development. His research interest are non-explosive actuator and vibration isolation system for space application.
Je-Heon Han received the Ph.D. degree in Mechanical Engineering from Texas A&M University in 2013. Prior to his doctorial studies, he worked for Hyundai Motor Group for six years as a NVH development engineer. Currently, he is a senior researcher at Korea Aerospace Research Institute(KARI). His research interests focus on analysis, design, and vibration testing of a space launch vehicle.
Hyun-Ung Oh received Ph.D. in Dept. of Aerospace Engineering at Tokyo University in 1999. He is currently a assistant professor in Dept. of Aerospace Engineering at Chosun University, Korea. His research interest is space system engineering, space mechanism using smart materials for space application, semi-active vibration control and space thermal control.
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