Recently, many satellite missions require a high level of precision pointing stability. However, on-board vibrations induced by mission-critical components of satellite such as the reaction wheel assembly (RWA), control moment gyroscope (CMG) and cryocooler can affect the pointing stability of the spacecraft by generating unwanted vibration, so called micro-vibration. The micro-vibration can introduce jitter problems into an optical payload system and cause significant degradation of the image quality. Above all, during the spacecraft development process, in-orbit vibrational environment and its effects on the performance of the optical payload must be predicted and analyzed in design phase in order to ensure that the established requirements on the payload are fully met. Besides analytical prediction of the jitter effects, an experimental validation of jitter effects on the performance of optical payloads using all the flight model (FM) components is most desirable. However, FM class RWA is in general not available for the micro-vibration test due to the scheduling issue or the product assurance activities. Therefore, in order to facilitate jitter test during the satellite development process, a reaction wheel micro-vibration emulator that generates the real disturbance spectrums of FMs is proposed. Single-axis and 6 DOF micro-vibration emulators are demonstrated and the performances of them are evaluated by means of disturbance characteristics similar to those of the RWA. A series of experimental works are performed to demonstrate how the developed micro-vibration emulator can be applied for the efficient jitter test of spacecraft. First of all, micro-vibration emulator is applied to various FM RWA model disturbance as a substitutes of FM RWAs. Specifically, Ithaco B and E type RWA model disturbances are demonstrated through the micro-vibration emulator; this result shows that the same emulator can be used to emulate different micro-vibration sources. Secondly, the coupled RWA disturbance with a flexible structural effect is demonstrated through the micro-vibration emulator. Finally, the micro-vibration emulator is installed on a model spacecraft structure and the jitter characteristics are identified and compared with analytical predictions.
최근 많은 인공위성 임무에서 탑재체의 지향 안정성 (Pointing stability) 관련 요구 조건이 점점 엄격해지는 상황이다. 하지만 위성 임무에 반드시 필요한 장비인 반작용 휠(Reaction Wheel Assembly: RWA)이나 제어 모멘트 자이로 (Control Moment Gyroscope: CMG), 극저온 냉각을 위한 Cooler 등에 의해 발생되는 미소진동은 인공위성의 지향 안정성에 큰 영향을 미칠 수 있다. 또한, 이러한 미소 진동은 탑재체에 지터 (jitter) 문제를 유발하며 광학 영상의 상당한 성능저하를 유발할 수 있다. 무엇보다도, 위성의 설계단계에서부터 궤도상 진동 환경과 광학 탑재체의 성능에 미칠 영향을 예측하고 분석해야 하며 이를 통해 탑재체의 지향 안정성 관련 요구조건 만족 여부를 사전에 판단할 수 있어야 한다. 해석적 방법을 통한 지터 영향성 예측과 더불어 실제 비행 모델을 이용한 광학 탑재체의 지터 영향성에 대한 실험적 검증은 매우 의미 있는 절차이지만 일반적으로 비행 모델급 반작용 휠은 일정상의 문제나 제품 품질 보호를 이유로 미소진동 시험에 잘 사용되지 못하는 문제점이 있다. 따라서 본 연구에서는 위성 개발 과정에서 효율적인 지터 시험 환경을 구현하고자 비행 모델급 반작용 휠의 교란력 스펙트럼을 그대로 모사할 수 있는 반작용 휠 미소진동 에뮬레이터를 제안하였다. 단축 및 6축 미소진동 에뮬레이터가 설계 및 제작되었으며 반작용 휠의 교란력 특성과 비교함으로써 성능을 평가하였다. 제작된 에뮬레이터가 인공위성의 효율적인 지터 시험에 어떻게 활용될 수 있을 지 살펴보기 위해 다양한 실험을 수행하였다. 첫 번째로 다양한 비행 모델급 반작용 휠의 대체품으로써 에뮬레이터를 활용하여 다양한 비행 모델급 반작용 휠의 교란력을 모사하였다. 구체적으로 Ithaco B와 E 타입의 반작용 휠 교란력이 미소진동 에뮬레이터를 이용하여 구현되었으며 그 결과 동일한 에뮬레이터로 서로 다른 미소진동을 구현하는데 활용될 수 있음을 확인하였다. 두 번째로, 반작용 휠의 실제 위성 구조물 탑재 조건을 고려한 유연한 위성 구조물에서의 교란력을 미소진동 에뮬레이터를 통해 구현하였다. 마지막으로 개발된 에뮬레이터를 인공위성 구조모델에 부착하여 탑재체 위치에서의 지터 특성을 살펴보았으며 이를 해석적 지터 예측 값과 비교함으로써 에뮬레이터를 활용한 효율적인 지터 시험 방안을 확인하였다.
