With the opening of the new space era, small satellites have drawn more attention. In general, it is not easy to mount large structures, such as antenna and reflectors, onto these small satellites. The folded-large structures using a deployable mechanism have been mounted on small satellites to fulfill their complex and high-level missions. Especially, since the size of the reflector structure is proportional to its performance, the deployable large reflector can greatly improve the mission performance of the small satellites.
In this research, we propose an origami-based self-deployable structure to take advantage of the easily and efficiently packable characteristics. In order to evaluate the performance of the proposed structure, the packaging efficiency, the surface error, and the focus error are analyzed with respect to design parameter changes. To prevent plastic deformation of the flexible hinge in the folded state, the design parameter range and the equivalent stiffness of the compliant hinge are derived by using the Finite Element Method model. A prototype is constructed with a torsion-based compliant hinge, and it is confirmed to be self-deployable. Finally, the position change of specific points on the reflector structure is experimentally measured to analyze deployment repeatability.
뉴스페이스 시대에서 활발히 개발이 이루어지고 있는 소형 위성은 필연적으로 공간적 한계를 가지게 된다. 일반적으로, 높은 수준의 성능과 요구조건을 만족시키기 위해서는 구조물의 대형화가 필수적이다. 따라서 효율적인 공간 활용을 위해서 전개형 구조물이 그 해결책으로 주목받고 있다.
본 학위 논문에서는 간단한 전개 방식과 높은 수납 효율로 주목받고 있는 종이접기 구조에 기반하여, 재료의 탄성을 이용한 유연 힌지가 적용된 ‘종이접기 기반의 자가 전개형 반사판 구조물’을 제안한다. 제안된 구조물이 전개형 구조물로써, 전개형 반사판으로써의 성능을 파악하기 위하여 매개변수의 변화에 따른 수납 효율, 표면 오차, 초점 오차에 대해서 분석하였다. 그리고 수납 상태에서 유연 힌지가 소성 변형되지 않도록 유한요소해석모델을 활용하여 유연 힌지의 설계 파라미터 범위와 등가 강성을 도출하였다. 비틀림 기반의 유연 힌지를 이용하여, 자가 전개가 가능한 프로토타입을 제작하고, 구조의 전개 반복성을 확인하기 위하여 제작된 구조물의 특정 점들의 위치 변화를 실험적으로 측정하여 분석한다.
