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On-orbit Micro-vibration Isolation Performance Verification for Spaceborne Cryocooler Passive Vibration Isolator Using SMA Mesh Washer
On-orbit Micro-vibration Isolation Performance Verification for Spaceborne Cryocooler Passive Vibration Isolator Using SMA Mesh Washer
Transactions of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering. 2015. Jan, 25(1): 24-32
Copyright © 2015, The Korean Society for Noise and Vibration Engineering
  • Received : October 22, 2014
  • Accepted : January 06, 2015
  • Published : January 20, 2015
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성 철 권
Department of Aerospace Engineering, Chosun University
수 현 전
Department of Aerospace Engineering, Chosun University
현 웅 오
ohu129@chosun.ac.kr

Abstract
Pulse tube-type spaceborne cryocooler is widely used to cool down the infrared sensor of observation satellites. However, such cryocooler also generates micro-vibration which is the one of main sources to seriously affect the image quality during its on-orbit operation. Therefore, to comply with the mission requirement of high resolution observation satellite, additional technical efforts have been required. In this study, we proposed a spaceborne cryocooler passive vibration isolator using SMA mesh washer, which guarantees the structural safety of both the micro-vibration disturbance source and itself under harsh launch vibration loads without an additional holding mechanism and the micro-vibration isolation performance on orbit environment. To verify the micro-vibration isolation performance of the proposed vibration isolator, we performed the micro-vibration isolation measurement test using the dedicated micro-vibration measurement device proposed in this study.
Keywords
1. 서 론
Pulse tube-type 우주용 냉각기는 극저온 구현이 필요한 주요 임무 탑재장비의 냉각을 위해 사용되며, 저진동, 저비용, 메커니즘의 단순성 그리고 고신뢰도의 장점으로 인해 관측지향 성능이 요구되는 위성에서 널리 적용되고 있다 (1) . 하지만 목적하는 기능을 구현함과 동시에 궤도 운용 시 유발하는 미소진동은 그 크기가 극히 미소함에도 불구하고 정밀지향성능이 요구되는 고해상도 관측위성의 영상품질을 저하시키는 주요 원인으로 작용한다.
고해상도 관측위성의 임무요구조건 충족을 위해서는 진동 발생원으로부터의 미소진동이 주요 임무 탑재장비에 전달되지 않도록 진동절연기를 적용하는 방법 또는 저진동 탑재장비를 개발하는 방법 등 추가적인 기술적 노력들이 요구된다. 궤도상 미소진동절연을 구현하기 위한 진동절연기를 적용하는 방식으로는 위성임무에 요구되는 신뢰도 및 시스템의 안정화 요구조건을 만족하기 위해 주로 수동형 절연방식이 (2~4) 일반적으로 적용되고 있다.
그 대표적인 예로서, Riabzev et al. (2) 은 극저온 냉각이 요구되는 관측 장비와 냉각기의 콜드팁 사이에 스프링의 횡방향 저강성 특성을 활용한 3자유도의 수동형 진동절연기를 배치함으로써 150 Hz를 기점으로 하는 주파수분리를 통한 진동절연효과를 실험적으로 입증하였다. Richard et al. (3) 은 중적외선 (mid-wavelength infrared) 탑재체의 지향성능 향상을 목적으로 6각 형태의(hexapod) 저강성 지지구조를 형성하는 수동형 진동절연기를 제안하였으며, 냉각기의 복수 하모닉 성분(55, 110, 165 Hz)을 대상으로 20 dB이상의 진동절연 효과가 있음을 입증하였다. Kamesh et al. (4) 은 플렉셔 형태의 수동형 진동절연기를 제시하였으며, 플랙셔의 두께 및 굽힘 횟수에 따른 고유진동수를 제시하여 우주용 냉각기를 포함한 궤도 미소진동발생원의 주 가진주파수와의 주파수 분리를 위한 진동절연기로서 적용 가능함을 수치해석을 통해 입증하였다.
상기의 예와 같이 궤도 미소진동 절연을 구현하기 위해서는 진동절연기 지지구조를 비교적 저강성 탄성 지지구조로 형성함으로써 목적하고자하는 미소진동 절연성능 확보에는 적합한 반면, 극한 진동환경인 발사하중조건에서 저강성 탄성 지지된 미소진동 발생원 및 진동절연기의 구조건전성 확보에는 어려움이 존재하여 추가적인 발사구속장치의 적용이 요구된다. 반면, 발사구속장치 적용 시 구조건전성 확보에는 용이하나, 시스템의 복잡화 및 신뢰도 측면에서 단점이 존재하며, 시스템 전체의 무게증가, 발사구속장치 작동 시 수반되는 충격에 의한 임무장비 손상의 위험성, 분리장치의 구속해제 실패 시 궤도상 미소진동절연이 불가한 단점 또한 존재한다.
상기의 단점을 극복하기 위하여 Oh et al. (5) 은 우주용 냉각기를 대상으로 별도의 발사구속장치 없이 진동환경이 서로 상이한 발사 및 궤도 환경에 동시 적용 가능한 수동형 진동절연기를 제안하였으며, 인증시험규격의 발사환경시험 및 궤도 미소진동 절연 성능 측정시험을 통해 진동절연기의 유효성을 입증하였으나, 궤도 미소진동 절연을 위해 적용된 코일 스프링이 발사환경에서는 아무런 진동감쇠 역할을 하지 못하는 단점이 존재하였다. 이는 곧 진동절연기와 결합된 임무장비의 설계 요구조건이 높을 경우, 구조건전성 확보에 어려움이 존재할 가능성으로 존재하였다.
이 연구에서는 추가적인 발사구속장치의 적용 없이도 발사환경과 궤도환경이라는 서로 상이한 진동환경에 동시 적용 가능하며, 발사환경에서의 진동저감 성능향상 및 궤도 미소진동 절연을 목적으로 의탄성 형상기억합금(shape memory alloy) 메쉬 와셔를 (6) 적용한 수동형 진동절연기를 제안하였다. 수동형 진동 절연기의 발사환경에서의 성능 검증을 위해 인증 시험 수준에서의 정현파, 랜덤 진동 및 충격시험을 수행하여 발사환경에서의 진동저감성능을 입증하였다 (7) . 발사환경에서의 진동감쇠효과를 확인한 선행연구에 이어 이 논문에서는 궤도상에서의 미소진동 저감효과를 검증함을 목적으로 수동형 진동절연기와 결합된 더미 냉각기조립체 수준에서의 정하중 시험을 통해 인가 변위에 따라 주파수가 가변됨을 입증하였다. 또한, 궤도 미소진동 절연성능을 입증하기 위해 별도의 미소진동 측정 장치 및 실제 우주용 냉각기의 미소진동을 모사하기 위한 더미냉각기를 고안하였으며, 이를 통해 수동형 진동절연기는 설계가 의도한대로 궤도 미소진동절연에 뛰어난 효과가 있음을 입증하였다.
2. 의탄성 형상기억합금 메쉬 와셔를 적용한 수동형 진동절연기
- 2.1 의탄성 형상기억합금 메쉬 와셔
Fig. 1 은 이 연구에서 적용한 의탄성 SMA 메쉬 와셔의 형상을 나타내며, 형상기억합금의 의탄성 효과를 이용하기 위해 Af (austenite finish temperature)가 상온과 비슷한 NDC(nitinol devices & components)사의 SE508와이어 소재가 사용되었다. 이 연구에서 적용한 SMA 메쉬 와셔의 외경, 내경, 높이는 각각 16 mm, 8 mm, 5 mm이며, 선행연구 (6) 에서 적용된 SMA 메쉬 와셔 보다 밀도비가 50 % 작은 것을 적용하였다.
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Configuration of SMA mesh washer(6)
Fig. 2 는 SMA 메쉬 와셔 단독의 기본특성을 파악하기 위해 수행한 정하중 시험결과의 대표적인 변위( d )-하중( p ) 선도를 나타낸다. 초기 압축을 받을 때에는 국부 와이어의 변형에 의해 와이어 사이의 공간이 채워지면서 작은 하중으로도 변형이 발생하지만 공간이 어느 정도 채워진 후에는 대부분의 와이어에 응력이 작용하여 추가적인 변형을 위해 더 큰 하중이 요구된다. 또한, 변위가 커짐에 따라 작용하는 압축하중은 비선형적으로 증가하고 있는 현상이 명확히 나타나고 있으며 2.5 mm의 큰 압축변위에서도 소성변형 없이 원래의 형상으로 완전히 복원하는 특징을 나타내었다. 아울러, SMA 와이어 소재 자체의 상변화 현상이 유발되는 의탄성 효과에 의해 하중 부하/제하 시에 이력 하중 곡선의 특징이 나타나고 있으며 이력 하중 곡선의 내부 면적이 클수록 에너지 소산능력이 뛰어남을 의미하고, 이는 절연계로서 뛰어난 절연능력을 보유함을 의미한다
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Displacement-load relation of the SMA mesh washer
- 2.2 진동절연기의 구성 및 작동원리
Fig. 3 4 는 각각 이 연구에서 제안한 SMA 메쉬 와셔를 적용한 수동형 진동절연기 및 이와 결합된 냉각기 조립체의 형상을 나타내며, 발사구속장치의 적용 없이도 진동환경이 상이한 발사 진동과 궤도 미소진동 저감에 동시적용 가능하다. 이를 구현하기 위해 Fig. 1 의 의탄성(pseudoelasticity) 특성을 갖는 SMA 메쉬 와셔를 적용하였다.
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Passive launch and on-orbit vibration isolator using SMA mesh washer
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Cryocooler assembly supported by SMA mesh washer isolators
Fig. 3 의 SMA 메쉬 와셔가 적용된 수동형 진동 절연기는 냉각기를 연결하는 고정축과 이를 감싸는 델린 소재의 고정축 커버, 트랜스퍼라인을 허용변위인 ±3 mm 이내로의 유지를 위한 델린 소재의 변위 구속블록, 발사하중에서의 댐핑 특성 부가를 위한 SMA 메쉬 와셔, 발사 환경에서의 냉각기 고정축 운동 시 메쉬 와셔의 압축을 유발하여 진동에너지 소산을 부여하는 스틸 와이어로 구성된다.
Fig. 4 는 4개의 수동형 진동절연기와 결합된 냉각기 조립체의 형상을 나타내며, 극저온 냉각을 위해 헬륨가스가 통과하는 트랜스퍼라인(transfer line), 극저온 냉각 시 발생하는 냉각기의 열 수송을 위한 히트파이프(heat pipe)로 구성된다. 냉각기에 적용된 진동절연기는 발사환경에서 냉각기의 모멘트 발생에 따른 트랜스퍼라인의 손상을 방지하기 위하여 냉각기의 동일 중심면상에 45° 각도로 배치되어 변위구속블록과의 조합으로 추가적인 발사구속장치 없이도 발사환경에서의 구조건전성 확보가 가능한 장점이 있다. 진동절연기 적용에 따른 발사환경에서의 진동 저감효과를 선행연구 (7) 를 통해 입증하였다. 궤도 0 g 환경에서는 발사하중에 의해 큰 변형이 유발된 SMA 메쉬 와셔가 의탄성 거동으로 소성변형 없이 초기형상으로 복원함에 따라 냉각기가 공칭 위치(nominal position)로 이동함으로써 스틸 와이어의 장력이 이완되고, 이와 동시에 냉각기에 구비된 트랜스퍼라인과 히트파이프로부터 냉각기가 저강성 탄성 지지되도록 하여 냉각기 운용 시 발생하는 주 가진 주파수와의 충분한 주파수 분리로 미소진동 절연을 구현하고자 한다.
- 2.3 더미 냉각기조립체의 정하중 시험
Fig. 5 는 수동형 진동절연기와 결합된 더미 냉각기조립체의 기본특성을 파악하기 위해 수행한 정하중 시험 형상을 나타내며, REGER 재료시험기(MTS, material testing system) 유압 시험 장비와 궤도상 주 가진 방향으로(y-axis) 결합된 더미 냉각기조립체로 구성되어 있다. 시험 시 변위 제어 방법을 적용하여 더미 냉각기 조립체의 공칭위치를 기준으로 설계가 의도한 허용범위인 ±3 mm 범위에서 압축/인장을 3회 반복 실시하였다. Fig. 6 은 상기의 더미 냉각기조립체 정하중시험으로부터 획득된 변위( d )-하중( p ) 결과를 나타낸다. 초기 ±1 mm 범위 내에서는 스틸와이어의 장력 이완범위 포함 및 진동절연기 내부의 SMA 메쉬 와셔 국부 와이어의 변형에 의해 와이어 사이의 공간이 채워지면서 작은 하중으로도 변형이 발생하며, 해당 구간의 기울기로부터 산출된 강성치는 약 12.08 N/mm로 냉각기의 무게 및 상기의 강성치로부터 산출된 더미 냉각기 조립체의 고유진동수는 약 8.97 Hz이다. 이로부터 더미 냉각기 조립체의 감쇠비가 0.18일 때, 진동 전달률 선도로부터 예상되는 진동 저감률은 약 8.6배이다. 또한, 인가변위가 증가함에 따라 작용하는 하중은 비선형적으로 증가하는 경향이 명확히 나타나고 있으며, ±2.5 mm 이상 범위에서의 강성치는 약 80.54 N/mm로 냉각기 무게로부터 산출된 고유진동수는 약 23.2 Hz이다. 이는 상대적으로 큰 변위가 유발하는 발사환경에서 냉각기조립체의 고유진동수가 될 것으로 판단된다. 또 하나의 중요한 특징으로, 압축/인장 시에 이력 하중 곡선의 특징인데 이는 SMA 와이어 소재 자체의 상변화 현상이 유발되는 의탄성 효과에 의한 에너지 소산이 주도적으로 발생하기 때문이며, ±3 mm의 큰 압축변위에서도 소성변형 없이 원래의 형상으로 완전히 복원하는 특징을 나타내었다. 상기의 결과로부터, 이 연구에서 제안한 수동형 진동절연기는 인가변위에 따른 가변 강성 및 SMA 메쉬 와셔의 의탄성 효과에 의한 에너지 소산효과로 상대적으로 진동하중이 큰 발사하중 조건에서는 고댐핑 특성으로 발사환경에서의 큰 진동레벨을 효과적으로 감쇠 가능함을 유추할 수 있다. 진동이 감쇠되어 냉각기의 궤도 운용 시 발생하는 미소진동레벨에 해당하는 가속도 영역에서는 진동절연기의 강성이 감소하여 더미 냉각기조립체의 고유진동수가 저주파 영역으로 가변함으로써 우주용 냉각기의 궤도 운용 시 발생하는 주 가진주파수 36 Hz와의 충분한 주파수 분리가 가능하여 미소진동 절연에 유효할 것으로 추정한다. 아울러, 발사하중에 의해 큰 변형이 발생하더라도 형상기억합금의 의탄성 거동에 의해 궤도 0 g 환경에서 소성변형 없이 초기형상으로 복원함으로써 설계가 의도한 냉각기 조립체의 공칭 위치로의 복원이 가능함을 입증하였다.
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Dummy cryocooler assembly static load test
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Displacement-load relation of the dummy cryocooler assembly
3. 진동절연기의 미소진동 절연성능 검증
- 3.1 시험 구성
Fig. 7 은 진동절연기의 궤도 미소진동 절연성능 측정시험을 위한 전체 개략도를 나타내며, 지지판위 에 장착된 수동형 진동절연기 및 이와 결합된 더미 냉각기 조립체, 지지판을 러버(rubber) 계열의 탄성 와이어로 지지하여 free-free의 경계조건에서 미소진 동이 측정 가능한 시스템, 실제 냉각기의 트랜스퍼 라인과(0.98 N/mm) 히트파이프의(0.98 N/mm) 강성 을 모사하기 위한 코일 스프링, 궤도환경 모사를 위 해 전 방향 free-free조건 구현이 가능한 4 N/mm, 길이 110 cm의 저강성 탄성와이어로 제작된 0 g 장 치로 구성되어 있으며, 이를 통해 별도의 counter- mass를 사용하지 않고 냉각기 조립체가 공칭위 치에 위치할 수 있도록 구현하였다. 더미 냉각기의 경우, 실제 우주용 냉각기의 궤도 운용 시 발생하는 냉각기 길이 방향(y-axis) 주 가진주파수 36 Hz에서의 최대 전달력 2.5 N을 모사하기 위해 Fig. 8 과 같이 더미 냉각기 내부에 주 가진주파수와 동조를 위한 플레이트 스프링 및 이와 결합된 영구자석을 배치하 고, function generator로부터 생성된 신호를 power amplifier를 통해 영구자석 외주연에 감긴 코일로 인가하면, 영구자석은 코일 내부에 발생하는 기전력 에 의해 선형 왕복운동을 하게 되며 이로 인해 우주용 냉각기 모사가 가능한 미소진동이 발생한다. 이러한 더미냉각기는 미소진동 측정시스템과 무게 중심이 정확히 일치되도록 배치됨으로써 원치 않 는 토크발생에 의한 회전운동을 최소화하였다. 상 기를 통해 구현된 더미 냉각기로부터의 미소진동 은 냉각기의 길이방향( y -axis)과 일치하도록 지지 판에 부착된 1개의 3축 가속도센서로부터 획득되 며, 이로부터 획득된 y축 가속도 데이터(g)는 냉각 기 조립체 및 지지판의 전체무게(16.9 kg)와 중력 가속도(9.8 m/s 2 )의 곱으로부터 냉각기가 발생하는 기저면으로의 전달력으로 산출된다. Fig. 9 는 미소 진동 절연성능 측정시험을 위한 구성의 실제형상 을 나타내며, (a)는 전체 미소진동 측정시스템 형 상을, (b)는 지지판위에 장착된 더미 냉각기 조립 체의 형상을 나타낸다.
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Whole schematic diagram for the micro-vibration isolation performance test
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Dummy cryocooler internal configuration
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Test set-up for the micro-vibration isolation performance test (a) : whole set-up config. (b) : dummy cryocooler assembly
- 3.2 미소진동 절연성능 측정시험
이 연구에서 구현하고자하는 궤도상 미소진동절연 원리는 우주용 냉각기의 길이방향(y-axis) 주구동주파수와의 충분한 주파수 분리를 실현시키는 것으로서, 궤도상에서는 냉각기를 저강성 탄성 지지함으로써 목적하고자 하는 미소진동 절연성능을 구현할 수 있다. 상기의 정하중 시험결과로부터 산출된 ±1 mm 범위내의 더미 냉각기조립체 강성치에 기인하여, 미소진동레벨의 가속도 영역에서는 냉각기의 주 가진축에(y-axis) 대해 더미 냉각기 조립체의 고유진동수가 약 9 Hz 대역에 존재한다. 이로부터 궤도 0 g 환경에서는 스틸와이어의 장력이 이완됨으로써 트랜스퍼라인과 히트파이프에 의해 냉각기 조립체의 저강성 탄성지지구조를 구현하게 된다. 궤도상 냉각기 조립체의 공칭위치는 이 연구에 적용한 SMA 메쉬 와셔의 의탄성 거동에 의해 복귀되며, 발사환경도중 큰 변형이 발생한 SMA 메쉬 와셔는 상기의 정하중시험 결과인 Fig. 6 으로부터 유추할 수 있듯이 3 mm의 압축에도 소성변형 없이 원래의 형상으로 복원하게 된다.
Figs. 10 , 11 은 각각 궤도 미소진동 시험으로부터 획득된 기저면 전달력의 시간이력 및 주파수 영역에서의 전달력을 나타내며, 진동절연기의 절연성능 비교를 위한 강체 구속조건, 궤도 미소진동 절연성능 검증을 위한 0 g조건, 설계가 의도한 공칭위치의 범위를 초과한 최악의 상태에서의 경향성 분석을 위한 1 g조건에서의 시험 결과를 나타낸다. 상기의 각 시험 결과는 관심주파수인 냉각기의 주 구동주파수 36 Hz에서의 경향성 분석을 위해 Fig. 11 의 주파수 도메인 결과를 비교하였다. 강체 구속조건에서 발생하는 냉각기의 주 구동주파수인 36 Hz에서의 최대 전달력 2.5 N에 대해 궤도환경을 모사한 0 g 조건에서는 설계가 의도한대로 스틸와이어의 장력이 이완되어 트랜스퍼라인과 히트파이프의 강성치를 모사한 스프링으로 더미 냉각기조립체의 저강성 탄성지지구조를 형성함으로써 강체 구속조건의 최대 전달력 대비 8.3배 이상의 뛰어난 미소진동 절연이 가능함을 입증하였으며, 2.3절의 진동 전달률 선도로부터 예측된 진동 저감률 8.6배와 거의 일치하였다. 냉각기 자중에 의해 37.24 N이 중력방향으로 작용하는 1 g 조건에서는 스틸 와이어에 장력이 인가됨에 따라 냉각기가 발생하는 외란력이 진동절연기 지지구조체를 통해 기저면으로 전달되나, 궤도상에서는 예측할 수 없는 최악의 조건으로서 강체구속조건과 유사한 수준으로 기저면에 전달됨을 알 수 있다. 이는 0 g 환경인 궤도환경에서는 재현성이 낮은 결과이며, 상기의 정하중 시험 결과에 기인하여 미소진동 영역에서의 더미 냉각기조립체 고유진동수가 약 9 Hz 대역에 존재하기 때문에 궤도상에서는 스틸와이어의 장력이 이완되어 트랜스퍼라인과 히트파이프에 의해 냉각기 조립체의 저강성 탄성지지가 가능함으로써 냉각기의 주 가진주파수와의 주파수 분리를 통한 미소진동절연이 유효할 것으로 판단한다. 상기의 각 조건별 실험결과를 Table 1 에 정리하였다. 아울러, 이 연구에서 적용한 진동절연기의 온도에 의한 성능 변화 관점에서 고찰하면 SMA 메쉬 와셔의 오스테나이트 종료온도( Af )는 15°이며 (6) , 궤도 열해석으로부터 도출된 우주용 냉각기의 궤도 운용 시 예상 온도 범위는 각각 고온구간에서 28.2°~30.4°, 저온구간에서 −3.6°~−2.9°이다 (8) . 궤도상에서 냉각기가 공칭위치로 이동하여 스틸 와이어의 장력이 이완됨에 따라 냉각기가 트랜스퍼라인과 히트파이프로 저강성 탄성 지지되어 냉각기의 주 가진주파수와의 주파수 분리로 진동절연을 수행하는 진동절연기의 작동원리로부터 살펴볼 때 Af 보다 낮은 저온구간은 미소진동 절연측면에서 중요한 요소가 아니다.
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Force at time profile
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Forces at frequency domain
Micro-vibration isolation performance test results summary
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Micro-vibration isolation performance test results summary
- 3.3 위치 민감도 분석
냉각기조립체의 조립공차, 궤도상 히트파이프의 축 정렬 불량 또는 열 변형에 의한 이유 등으로 더미 냉각기조립체의 공칭위치가 Fig. 12 와 같이 공칭 위치를 기준으로 ±3 mm 범위에서 평면(in-plane)방향 상하 좌우에 위치할 때의 위치 민감도를 분석하기 위해 각 위치에서의 기저면 전달력을 측정 및 비교하였다. Fig. 13 은 각각 인가 변위에 따른 상·하 좌·우 위치에서의 기저면 전달력을 나타내며, 진동 절연기의 최적의 성능 구현을 위해서는 ±1 mm 수준에서의 조립정렬이 요구됨을 의미한다. 또한, 공칭 위치를 기준으로 공차범위가 증가할수록 기저면으로의 전달력이 증가하는 경향을 나타내고 있으나 상기 1 g 조건에서의 시험결과와 동일하게 공차범위가 최대인 경우에도 응답이 증폭되지 않고 강체구속조건에서 얻어진 전달력과 동일한 수준으로 응답이 발생하고 있다. 공차범위가 증가할수록 기저면으로의 전달력이 증가하는 이유는 120° 간격으로 배치된 3개의 스틸 와이어에 0 g 장치에 의해 강제로 조정된 더미 냉각기 위치 변화에 따라 장력이 인가되어 냉각기로부터 발생하는 전달력이 증가한 것으로 분석된다. 하지만 상기의 정하중시험 결과에 기인하여, 미소진동 영역에서의 냉각기 주 가진축(y-axis) 고유진동수는 약 9 Hz 대역에 존재함으로 궤도 0 g 환경에서는 스틸와이어의 장력이완과 함께 설계가 목적하는 트랜스퍼라인과 히트파이프에 의한 냉각기의 저강성 탄성지지가 가능하여 상기조건에서 측정된 결과보다는 향상된 미소진동 절연이 가능할 것으로 판단한다.
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In-plane Coordinates of the passive isolator
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Position sensitivity of the passive isolator
4. 결 론
이 연구에서는 추가적인 발사구속장치의 적용없이도 발사환경과 궤도환경이라는 서로 상이한 진동환경에 동시 적용 가능하며, 발사하중 및 궤도 미소진동 저감을 목적으로 의탄성 형상기억합금 메쉬 와셔를 적용한 수동형 진동절연기를 제안하였다. 수동형 진동절연기와 결합된 더미 냉각기 조립체의 기본특성을 파악하기 위해 인장/압축 시험을 실시하였으며, 이로부터 인가 변위에 따라 시스템의 고유진동수가 가변되어 진동환경이 서로 상이한 발사 및 궤도 미소진동환경에 동시에 적용가능함을 입증하였다. 아울러, 별도의 미소진동 측정 시스템을 고안하여 진동절연기의 궤도 미소진동 절연성능 측정시험을 수행하였으며, 우주용 냉각기의 주 가진주파수 36 Hz에서의 최대 전달력 2.5 N에 대해 최대 8.3배 이상의 미소진동절연 성능 확보가 가능함을 입증하였다. 실제로 고해상도의 영상정보를 획득하기 위해서 미소진동발생원으로부터의 진동절연기술은 반드시 필요한 기술이며, 더욱 엄격해지는 고해상도 임무요구조건 충족을 위해서는 이 연구가 해당기술에 미치는 기여도는 클 것으로 판단한다. 향후, 이 연구에서 제안한 진동절연기의 추가적인 검증을 위해 우주용 냉각기의 궤도 열환경에서의 미소진동 저감 성능 고찰 및 궤도환경에서의 파이로 충격 등에 의한 영향성을 분석할 예정이다.
# A part of this paper was presented and selected as one of best papers at the KSNVE 2014 Annual Autumn Conference
‡ Recommended by Editor SungSoo Na
Acknowledgements
이 연구는 한국연구재단의 우주핵심기술개발사 업의 지원으로 수행되었습니다(NRF-2013 M1A 3A3A02041817).
BIO
Sung-Cheol Kwon is currently pursuing the master degree in Dept. of Aerospace Engineering at Chosun University. His research interest is energy harvesting, vibration control for space applications, structure analysis and space system engineering.
Su-Hyeon Jeon is currently pursing the master degree in Dept. of Aerospace Engineering at Chosun University. Her research interest is space structure design and space mechanism using smart materials, structure analysis and vibration isolation for the space application.
Hyun-Ung Oh received Ph.D. in Dept. of Aerospace Engineering at Tokyo University in 1999. He is currently an 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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