Composite sandwich constructions are widely employed in the space applications, because composite sandwich panels have high specific stiffness and high specific bending strength compared to solid panels. Also, the choice for the satellite primary structure materials has shifted from almost exclusively metallic structures to full composite utilization.
In this thesis, the monocoque satellite structure of Korean Science and Technology Satellite III (STSAT III) was developed with the composite sandwich constructions to improve the rigidity of the satellite structures and to reduce structural mass. In the monocoque satellite structural design, many composite sandwich panels were joined each other with a newly designed I-shape side insert which was bonded to the composite sandwich panel with the adhesive.
For the reliable joining of the composite satellites structure in this study, four kinds of joining parts, such as between the composite face and aluminum honeycomb panel, between the composite face and the aluminum I-shape side insert, between the composite sandwich panel and the partial insert, and between the composite panels with T-shape joints, were investigated by different experiments such as flatwise tensile and compressive test, cleavage peel test, insert pull out and shear test and composite sandwich T-joint static test.
The finite element model of the composite sandwich T-joint with the I-shape side insert was developed from experimental results of the impulse response tests and composite sandwich T-joint static tests.
From the quasi-static, modal analysis and vibration test of the monocoque composite sandwich satellite structure, their structural reliability was verified.
The thermal analysis has been performed to evaluate thermal effect on a monocoque satellite structure in LEO (Low Earth Orbit) environment and to control the temperature ranges in equipments, and payload for the orbit specified. The thermal conductivity of the composite honeycomb sandwich panel and thermal contact conductance of the composite sandwich T-joint were measured and compared with the results by finite element analysis. From the finite element analysis, it was found that the temperature distributions on the components could be predicted considering the thermal properties of composite faces and surface thermal coatings.
최근 국내 위성체 제작 현황은 알루미늄 프레임(Aluminum frame) 및 알루미늄 면재(Face)와 알루미늄 하니콤 심재(Honeycomb core)로 이루어지는 샌드위치 판재로 제작된 본체 구조물만 제작 운용 중이나, 선진국의 경우 많은 부분 복합재료를 적용하여 발사 및 운용 비용을 절감하고 있다. 또한, 발사체 또는 우주왕복선 등의 주 구조물뿐만 아니라 우주에서 장기간 체류하여 운용되는 우주 정거장 등의 구조물에도 그 적용이 확대되어 응용이 고도화 되어 있는 상태이다. 우리나라도 항공 산업의 수행으로 축적된 복합재료 응용기술을 우주 기술에 접목하여 선진국의 기술 수준에 도달할 수 있도록, 복합재료의 적용이 확대될 필요성이 우주개발 진입과 함께 점차 대두되고 있다. 복합재료는 금속 합금이나 단일 성분, 균질성 재료와는 다르게, 두 종류 이상의 구성재료가 거시적으로 각각의 특성을 유지하면서 각각의 물성만으로는 얻을 수 없는 우수한 물성을 서로 보완적으로 이루도록 인위적으로 만들어졌으며, 비강도 및 비강성이 매우 높아 항공, 우주, 선박, 철도, 자동차, 전자 그리고 스포츠 용품 등에 이르기까지 여러 분야에서 사용이 점차 확대되고 있다 또한, 탄소섬유/에폭시 등의 복합재료를 면재(Face)로 하고 노멕스(Nomex)나 알루미늄 하니콤(Honeycomb)을 심재(Core material)로 하는 샌드위치 구조물의 사용이 항공우주산업과 같은 무게 감소가 중요한 분야에서 사용이 증가하고 있는 실정이다.
현 위성체 구조물에서는 알루미늄 면재와 알루미늄 하니콤 패널로 이루어지는 샌드위치 플랫폼(Platform), 외부 패널(Closure panel), 그리고 샌드위치 구조물을 결합하는 프레임(Frame)으로 이루어져 있으며, 프레임은 가로대(Rail)과 세로대(Longeron)로 구성된다. 본 연구에서는 알루미늄 면재와 알루미늄 하니콤 패널로 구성된 샌드위치 패널과, 알루미늄 프레임으로 구성된 기존의 과학기술 위성 2호(STS II)의 구조를 탈피하여, 복합재료 샌드위치 패널간 결합으로 이루어지는 일체형(Monocoque)의 새로운 과학기술 위성 3호(STS III)의 구조를 제안하였다. 또한, 샌드위치 패널 간 결합을 위하여 ‘I’ 형상의 측면 인서트를 샌드위치 패널의 측면에 삽입하여 결합하는 방법을 제안하였다.
위성 구조체 및 탑재물들은 한번 발사되면 다시 수리가 되지 않는 구조물이므로 과도한 하중 상태에서 구조적 안전성이 보장되어야 한다. 인공위성 구조체에 가장 가혹한 기계적 하중이 가해지는 시기는 발사체에 탑재되어 우주로 발사되는 시기이다. 위성이 발사 단계에서 접하게 되는 하중 조건은 발사체의 가속에 의한 준 정적 하중, 천이성 저주파 진동, 음압 하중, 그리고 발사체 이륙, 단 분리, 위성과 발사체간의 분리 등에서 발생하는 충격 하중 등이 있다.
일반적으로 인공위성은 열 적인 측면에서, 임무 수행 기간 동안 태양광을 받는 부분과 그렇지 못한 부분과의 심한 열적 불균형 상태에 놓이게 되며, 지구 그림자로 인한 급격한 냉각현상 등을 겪게 된다. 이러한 극심한 온도 변화는 인공위성 구조체의 수명을 단축시킬 수 있으며, 인공위성에 장착된 탑재체의 작동을 제한 할 수 있다. 위성 구조체는 발사 된 이후에 다시 수리가 불가능하기 때문에, 인공위성 운용 중의 열 하중에 대한 구조적 안전성이 보장되어야 한다.
본 연구를 통한 재료 및 구조 변경으로 인하여 인공위성 구조체를 약 14.8 kg 경량화하였고, 발사 비용을 약 $148,000 - $296,000 감소시켰다. 프레임이 아닌 샌드위치 패널이 하중 경로 역할을 함으로 인하여 인공위성의 구조적 강건성을 확보할 수 있다.
샌드위치 인장 및 압축 실험, 샌드위치 패널과 ‘I’ 형상 측면인서트 결합부의 Peel 실험을 수행하여 접착 압력 0.6 MPa, 접착 두께 0.1 mm 를 결정하였다. 부분 인서트의 정적 및 동적 Pull out 실험을 통하여 인서트의 형상을 Dumbbell로 결정하였으며, 아답터와의 접속부의 강도 신뢰성을 고려하여 안전계수를 4.8로 설계하였다.
실험을 통하여 복합재료 샌드위치 및 복합재료 샌드위치 T-조인트의 기계적 및 동적 안정성을 파악하고, 전체 인공위성 구조체에 적용 및 안전성을 평가하기 위하여 유한요소 모델을 구현하였다. 구현한 유한요소 모델을 토대로 해석을 수행하였으며, 모드 해석 시 1차 고유 진동수가 35.7 Hz로 요구조건을 만족하였고, 준 정적 해석 결과 복합재료 샌드위치 T-조인트 구조가 적용된 인공위성의 구조는 안전한 것으로 판단된다. 복합재료 샌드위치로 구성되는 과학기술 위성 3호를 실제로 제작한 후, 진동 실험을 통하여 복합재료 인공위성의 신뢰성을 확보하였다.
복합재료 샌드위치 패널 간에 ‘T’ 조인트 형태로 구성되는 일체형(Monocoque)의 새로운 과학 기술 위성 3호 (STS Ⅲ)의 열적 신뢰성을 평가하였다. 실험과 해석을 통하여 복합재료 샌드위치 패널의 열 전도도 및 복합재료 샌드위치 패널 간의 접촉 열 전도도를 측정하였다. 복합재료 샌드위치 패널 간의 볼트 조임 토크가 1.2 $N \cdot m$ 일 때, 복합재료 샌드위치 패널 간 열 전도도는 $90 W/m^2K$ 이며, 이를 유한요소해석 모델에 적용하여 열 해석을 수행하였다. 해석 결과 열 부하가 많이 가해지는 복합재료 인공위성의 중앙 부분 및 열 방출이 필요한 외부의 복합재료 샌드위치 패널의 열전도도 향상이 필요함을 확인하였으며, $[0_{USN}/90_{USN}]_S$, $[0_{USN}/90_{URN}/0_{USN}]$ 와 같이 적층각을 가지는 두 종류의 탄소 섬유 에폭시 복합재료 면재를 사용함으로써, 탑재체의 작동 요구 온도 범위를 만족시켰다. 본 연구를 통하여 복합재료 샌드위치 T-조인트로 구성된 과학 기술 위성 3호가 궤도 상에서 열적으로 안전함을 증명하였다.
