A recent move towards the development of high performance observation and communication satellites (requires high pointing stability) and use of large flexible structures (the structure is more vulnerable to vibration) has brought much emphasis on vibration isolation of the high precision payloads from on-orbit micro-vibration disturbances that may cause significant performance degradation. Among the various vibration sources on-orbit, reaction wheels are one of the most problematic disturbance sources. Although passive isolators can be used to reduce the disturbances at the high frequencies, even the reduced disturbances may cause significant vibration if the natural modes of the satellite structure are excited. In this thesis, a hybrid vibration isolator that can provide an effective solution to the vibration problems caused by the reaction wheel disturbances is investigated. The developed vibration isolator is composed of (a) a passive three parameter vibration isolator having high damping and high roll-off rate which reduces most of the reaction wheel disturbances in the high frequency region and (b) active components which enhance isolation performance in the frequency bands where the structural modes of spacecraft structure exist. Passive and hybrid isolation characteristics of a single and six axis isolator are examined using a mathematical model. The modeled isolator is then developed and the isolation performance is evaluated. Vibration isolation tests performed on a flexible testbed show that the induced vibration at the natural frequencies of the testbed structure can be effectively reduced using the developed hybrid isolator. In addition, thermal-vacuum test is performed to evaluate the performance of the developed isolator in space environment. The on-orbit environment test revealed problems caused by the elongation of the bellows due to the pressure difference which were addressed by sealing the viscous fluid inside the bellows in a vacuum condition. The effect of temperature variation on the isolation performance is found to be confined to the narrow frequency region around the isolator’s resonant frequency which is attributed to the isolator’s three parameter configuration. The structural safety of the isolator in launch environment is also evaluated. On-orbit and launch test results indicate that the developed isolator can provide effective isolation for the small amplitude vibration disturbances on-orbit and also survive the large amplitude vibration during the launch without any damage.
최근 세계 각국은 지구 관측/정찰, 통신 등 인공위성을 이용한 실용성 있는 임무에 초점을 맞추고 있으며 위성 임무에 대한 요구 조건이 점점 높아지면서, 위성체와 임무 장비, 각종 탑재 장비도 고정밀화 및 대형화 되는 추세이다. 인공위성의 다양한 구동기로부터 발생하는 진동은 매우 작은 수준이라 할지라도 위성체의 고정밀 탑재체에 전달되어 그 성능을 현저히 저하시킬 수 있기 때문에 임무 장비의 성능 저하를 유발하는 진동을 효과적으로 저감시킬 수 있는 실용적인 절연장치의 개발은 매우 중요하다. 반작용휠은 위성체에서 가장 큰 진동원으로 알려져 있으며 휠의 운용 속도 범위가 넓기 때문에 위성체 또는 절연계의 구조 모드를 가진 할 위험이 있다. 수동 절연 장치의 경우 고주파수 대역에서의 진동은 효과적으로 저감할 수 있지만 반작용휠로부터 발생한 진동이 위성체의 구조 모드를 가진 할 경우 여전히 큰 진동이 유발된다. 본 연구에서는 주파수 전 영역에서 반작용휠에 의한 진동 영향을 효과적으로 저감할 수 있는 하이브리드 진동 절연 장치를 개발하고 우주 적합성 평가를 수행하였다. 개발된 절연 장치는 높은 감쇠와 높은 roll-off rate을 가지는 3 파라미터형 수동 요소와 위성체의 구조 모드가 있는 좁은 주파수 영역에서의 절연 성능을 향상 시킬 수 있도록 노치 필터를 적용한 능동 요소로 구성되어 있다. 먼저 단축/다축 절연 장치의 수동 및 하이브리드 절연 특성을 수학적 모델을 통해 살펴 보았으며 모델링된 절연 장치를 개발하여 성능 평가 시험을 수행하였다. 위성체의 동특성을 모사한 유연한 구조에서 시험을 수행한 결과 수동 절연 장치를 사용할 경우 고주파수 대역에서의 진동은 대부분 절연 되지만 반작용휠이 낮은 구조 모드를 가진 할 경우 상대적으로 큰 진동이 발생하는 것을 확인 할 수 있었으며 하이브리드 절연 장치를 적용하여 구조 모드에서 발생하는 진동을 추가적으로 저감함으로 주파수 전 영역에서 효과적인 진동 저감 성능을 확보할 수 있었다. 또한 운용환경 시험을 통해 진공에서 벨로우즈가 기압차로 인해 평창함으로 절연 성능이 지상 환경에서 측정된 결과에서 크게 변한 것을 확인 할 수 있었으며 벨로우즈 안에 점성유체를 진공 환경에서 실링함으로 진공에서 벨로우즈의 평창을 최소화 하였다. 온도 변화가 절연 성능의 미치는 영향은 절연 장치의 공진 주파수 근처로 제한된 것을 시험을 통해 확인하였는데 이는 3 파라미터 절연 장치의 특성으로 인한 결과이다. 발사 환경에서의 절연 장치의 구조 안정성 시험도 sine/랜덤 진동 및 충격 시험을 통해 확인 하였으며 이를 통해 개발된 절연 장치가 우주 환경에서 발생하는 작은 수준의 진동을 효과적으로 저감할 수 있으며 발사 시 인가되는 극심한 진동 환경에도 구조적 손상 없이 견딜 수 있음을 확인하였다.
