The various mission equipment of satellite is exposed to the vibration generated by the reaction wheel, the control moment gyroscope, cryocooler, and others during its operation. This vibration can cause the performance degradation on mission equipment. Therefore, it is essential to apply a vibration isolator between the vibration source and the spacecraft bus so that the vibration is not transmitted to the payload. This study was conducted to reduce the vibration caused by the driving of the control moment gyroscope using a viscoelastic material. In order to analyze the characteristics of the micro-vibration generated by the vibration source, a mathematical model of the control moment gyroscope including the unbalance of the flywheel is established. The mathematical model of the vibration isolator is established by considering the characteristics of the viscoelastic material including its frequency dependent modulus. The natural frequency of the proposed isolator is determined based on the frequency analysis of the force and torque generated by driving of the control moment gyroscope. Finally, the optimal design parameters of the isolator, which minimize the vibration in both the transient and steady state are derived.
위성의 다양한 임무 장비들은 운용중 반작용 휠, 제어 모멘트 자이로, 극저온 냉각기 등의 구동으로 인해 발생하는 진동에 노출 되어있다. 우주 환경의 특성상 이러한 진동은 임무 장비의 성능 저하를 야기할 수 있다. 따라서 진동원으로부터 발생하는 진동이 임무 장비로 전달되지 않도록 진동원과 위성체 사이에 진동 절연 장치를 도입하는 것은 필수적이다. 본 학위 논문에서는 점탄성 재료를 이용해 제어 모멘트 자이로의 구동으로 인해 발생하는 진동을 줄이기 위한 연구를 수행하였다. 진동원이 발생시키는 미소 진동의 특성을 분석하기 위하여 플라이 휠의 불균형을 포함한 제어 모멘트 자이로의 수학적 모델을 수립하였으며 주파수에 따라 재료 계수가 변하는 점탄성 재료의 특성을 반영하여 진동 절연 장치의 수학적 모델을 수립하였다. 효과적인 진동 절연 장치의 개발을 위해 제어 모멘트 자이로의 구동으로 인한 힘과 토크의 주파수 분석을 수행하였으며 이를 통해 진동 절연 장치의 설계 목표 고유 진동수를 결정하였다. 마지막으로 정상상태에서의 진동과 과도응답에서 발생하는 진동을 모두 최소화하는 절연 장치 설계 변수의 최적 값을 도출하였다.
