This paper reports the development of tape spring hinges for a solar array considering various deployment performances. Once a satellite separates from a launch vehicle, it first deploys a solar array and starts producing electricity to perform its mission. Therefore, safe deployment of the solar array is essential for mission success. To deploy solar arrays safely, several deployment performances such as low latch-up load, average damping power, high deployment stiffness, and high torque margin are typically considered. To satisfy these requirements, various types of hinges-flexible or rigid-have been applied to deployment devices for a solar array. The most common flexible hinge is a tape spring hinge. This device comprises tape springs symmetrically mounted on hinge brackets. It is advantageous because it is self-deployable, self-locking, lightweight, and simple. However, a tape spring shows strongly nonlinear behavior, and therefore, it is not so straightforward to investigate its moment-rotation profile through theoretical solutions. Therefore, FE analysis is performed to carry out parameter study for the shape of the tape spring hinge. However, owing to strong nonlinearity of the tape spring hinge, it is difficult to obtain exact moment-rotation profile of the tape spring hinge by FE analysis. To account for the complex behavior of tape spring hinges accurately, various moment-rotation profiles are measured based on the Box-Behnken experimental design to generate response surfaces in order to identify the relation between the moment-rotation profile and the design parameters. Furthermore, to consider deployment performances, the equation of solar array deployment is derived in the framework of Kane’s dynamic equation for the deployment of any number of solar panels, and the accuracy of this equation is verified through multi-body simulation results. A design example of the tape spring hinges is treated for the deployment of one solar panel using optimization method satisfying the deployment performance requirements. A cost function comprised of the design requirements with design parameters is minimized by the optimization algorithm. Through the optimization, tape spring hinges are designed while successfully minimizing average damping power, satisfying the deployed solar array stiffness, latch-up load and torque margin requirements, Finally, to consider more complex case, the design example for three solar panels deployment is performed by applying the multi-objective optimization algorithm. The results show that this method could be used as a general approach for designing tape spring hinges for satisfying the deployment performances of a solar array with any number of solar panels.
본 논문은 전개성능 요구조건을 만족하는 인공위성용 태양전지판 전개장치용 테잎 스프링 힌지를 설계하는데 그 목적이 있다. 인공위성이 발사체로부터 분리된 후 가장 먼저 태양전지판을 전개한 후 임무를 수행하기 위해 필요한 전력을 생산한다. 따라서 따라서 성공적인 태양전지판의 전개유무는 인공위성이 임무를 수행하기 위한 전제조건 중의 하나이다. 태양전지판의 전개는 태양전지판 전개장치에 의하여 이루어지며, 전개장치 설계시 전개된 태양전지판의 강성, 평균 감쇠 파워, 충격하중, 토크마진 등과 같은 다양한 전개성능을 고려하여야 한다. 태양전지판 전개장치는 크게 고정형 힌지와 유연형 힌지를 분류할 수 있으며, 테잎 스프링 힌지는 대표적인 유연형 힌지 중 하나이다. 테잎 스프링 힌지는 특별한 기구의 추가 없이 자체적으로 전개/고정이 가능하며, 가볍고 그 구성이 매우 단순하여 강건하다. 테잎 스프링 힌지의 특성은 회전에 따른 모멘트로 나타낼 수 있는데, 비선형이 매우 강하여 이론식으로 이를 예측하기가 매우 힘들다. 물론, 유한요소모델을 이용한 비선형해석을 수행할 경우, 이론식에 비하여 정확도가 매우 향상된 결과를 얻을 수 있지만, 실험결과에 비하여 여전히 많은 오차가 존재한다. 이러한 오차를 최소화하기 위하여 해석결과가 아닌 실험결과만을 이용하여 모멘트-회전 특성과 테잎 스프링 힌지의 주요 형상간 관계를 반응표면으로 구현하였다. 또한, 가능한 효율적인 실험을 수행하기 위하여 박스-베켄 실험계획법을 적용하였다. 태양전지판의 전개성능을 분석하기 위해서는 태양전지판 전개방정식을 필요로 하며, 이는 케인의 방정식을 이용하여 유도하였다. 특히 n개의 태양전지판이 전개되는 가장 일반적인 경우에 대한 전개 지배 방정식을 유도하였으며, 그 정확성은 다물체 동역학 해석 프로그램의 결과와 비교하여 확인하였다. 본 연구의 유용성을 확인하기 위해서 먼저 태양전지판이 1장 전개되는 경우에 대하여 전개성능 요구조건을 만족하는 테잎 스프링 힌지를 최적화 알고리즘을 적용하여 설계하였다. 목적함수는 평균 감쇠 파워를 최소화하도록 하였으며 제한조건은 전개된 태양전지판의 강성, 충격하중, 토크마진으로 설정하였으며, 최적화 결과 이를 만족하는 테잎 스프링 힌지를 설계할 수 있다. 좀 더 현실적이고 복잡한 문제를 고려하기 위하여 태양전지판이 3장 전개되는 경우에 대하여 테잎 스프링 힌지 설계를 수행하였다. 최적화 알고리즘은 유전 알고리즘을 기반으로 하는 다목적 최적화 알고리즘을 적용하였으며, 전개성능 요구조건을 만족시키는 다양한 테잎 스프링 힌지의 설계를 효과적으로 수행할 수 있었다.
