Abstract:
A heat sink shield of a satellite according to an embodiment of the present invention comprises: a winder installed on a panel; a shield screen wound through the winder; and a screen fixing device installed on the panel for selectively opening/closing the panel by fixing and releasing the shield screen. According to the present invention, supply and demand of power is properly performed and the satellite can be stably operated as heat is sufficiently released through a heat sink in a geostationary orbit operation while preventing that excessive heat is emitted into space from the satellite in a transfer orbit operation. Furthermore, it is possible to have an economical effect as a structure of the satellite becomes simple and the load is reduced by shielding the heat sink using a shape memory alloy.
Abstract:
본 발명은 태양전지판의 열차폐판 겸용 태양광 집광 장치에 관한 것으로서, 상면에 태양전지가 장착된 태양전지판; 상기 태양전지판의 측부에 설치되며, 소정 각도로 전개 가능하게 설치된 열차폐판; 및 상기 태양전지판과 열차폐판에 양측 단부가 각각 고정되며, 형상기억합금 재질의 구동부가 외주면에 장착된 힌지부;를 포함한다.
Abstract:
본 발명의 실시예에 따른 인공위성의 방열판 차폐장치는 인공위성의 방열판을 차폐하는 장치로서, 패널에 설치되는 와인더(winder), 상기 와인더를 통해 감기는 차폐스크린, 그리고 상기 패널에 설치되어 상기 차폐스크린을 고정 및 해제하여 선택적으로 상기 패널을 개폐하는 스크린 고정 장치를 포함한다. 본 발명에 의하면, 전이궤도 운용 시에는 인공위성으로부터 우주공간으로 과도한 열이 방출되는 것을 방지하면서 정지궤도 운용 시에는 방열판을 통하여 열이 충분하게 방출되도록 함으로써, 전력의 수요 및 공급이 정확하게 이루어져 안정적으로 인공위성이 운용될 수 있는 효과를 가질 수 있다. 또한, 형상기억합금을 이용하여 방열판을 차폐함으로써, 인공위성의 구조가 간단해지고 하중이 경감되어 경제적인 효과를 가질 수 있다.
Abstract:
본 발명은 태양전지판 전개용 힌지 및 그 힌지를 이용하여 태양전지판을 전개시키는 방법에 관한 것으로, 보다 상세하게는 형상기억합금 소재의 스프링을 이용하여 태양전지판 전개시 충격하중이 걸리지 않도록 하여 위성체의 신뢰성 및 안정성을 높일 수 있는 태양전지판 전개용 힌지 및 그 힌지를 이용하여 태양전지판을 전개시키는 방법에 관한 것이다. 이를 위하여, 본 발명에 따른 태양전지판 전개용 힌지는, 제 1 태양전지판과 결합되는 제 1 힌지 피팅과 제 2 태양전지판과 결합되는 제 2 힌지 피팅과 일단에 상기 제 1 힌지 피팅과 결합되고, 타단에 상기 제 2 힌지 피팅과 결합되는 스틸 테이프 및 상기 제 1 힌지 피팅과 상기 제 2 힌지 피팅 사이를 가변하는 스프링을 포함한다. 이에 따라, 태양전지판의 전개속도를 일정하게 유지할 수 있게 되어 충격으로부터 태양전지판을 보호할 수 있다.
Abstract:
PURPOSE: A vibration isolation system for spacecraft payload using flexible blades and an elastomeric unit including electro-rheological fluid is provided to show optimal vibration damping effect according to the condition of the spacecraft since an elastomeric unit and electro-rheological fluid are used together. CONSTITUTION: A vibration isolation system for spacecraft payload using flexible blades and an elastomeric unit including electro-rheological fluid comprises a support unit(10), an upper plate unit(20) and a vibration absorbing unit(30). The support unit is fixed to the spacecraft and supports the payload of the spacecraft. The upper plate unit is installed on the upper end of the support unit. The vibration absorbing unit is mounted on the top of the upper plate unit. The vibration absorbing unit comprises a connecting unit(31), a V-shaped blade(33) and a variable damping elastomeric unit(32). Each end of the connecting unit is fixed to each of both ends of the upper plate unit and the payload is mounted on the top of the connecting unit.
Abstract:
본 발명은 위성의 관측용 탑재체로 전달되는 진동을 억제하기 위해 유연부를 갖는 블레이드와 전기유변유체가 삽입된 중합체로 구성된 진동절연시스템에 관한 것이다. 본 시스템은 유연부를 갖는 블레이드가 외부로부터의 다양한 진동 성분을 블레이드 유연부의 굽힘 진동으로 단순화하고 이를 중합체를 통해 소산 시키는 형태이다. 또한 중합체에는 전기유변유체를 삽입하여 전기장 부하 및 그 크기에 따라 댐핑력이 변화될 수 있도록 함으로써 여러 가지 주파수 영역의 진동에도 성능을 발휘할 수 있는 강건한 시스템을 구현할 수 있다. 본 발명은 우주비행체에서 탑재체의 접속부에 장착되어 진동을 억제하는 진동절연기에 관한 것으로, 우주비행체에 고정되어 비행체의 탑재체를 지지하는 지지부와 상기 지지부의 상단에 설치되는 상판부 및 상기 상판부의 상부에 장착되되, 상기 상판부의 양단에 각각 일단이 고정되고 상부에 탑재체가 장착되는 한 쌍의 연결부와, 상기 연결부의 타단에 양단이 각각 겹쳐지게 고정되어 상기 한 쌍의 연결부를 상호 연결하고 중앙 부분은 상판에 부착되는 상판연결부를 구비하는 V형 블레이드와, 상기 연결부와 V형 블레이드 사이에 각각 끼워지는 가변 댐핑 중합체를 포함하는 진동흡수부를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다. 우주비행체(spacecraft), 탑재체(payload), 진동절연(vibration isolation), 유연구조물(Flexible Structure), 중합체(Elastomer), 전기유변유체(Electro-Rheological Fluid)
Abstract:
PURPOSE: A hinge for opening a solar cell panel and a method for opening the solar cell panel using the hinge are provided to increase safety by opening the solar cell panel at a constant speed with protecting the panel from impact. CONSTITUTION: A hinge(100) for opening a solar cell panel comprises a first hinge fitting(110), a second hinge fitting(120), a steel tape(130), and a spring(140). The first hinge fitting is coupled to a first solar cell panel. The second hinge fitting is coupled to a second solar cell panel. One end of the steel tape is connected to the first hinge fitting. The other end of the steel tape is connected to the second hinge fitting. The spring varies a gap between the first hinge fitting and the second hinge fitting.
Abstract:
본 발명은 정지 궤도 위성체용 광학센서모듈(1000)에 있어서, 제1광학센서(110)와 제2광학센서(120); 상기 제1광학센서(110)에 결합되어 상기 제1광학센서(110)에서 발생하는 열을 축열하는 제1축열부재(210), 상기 제2광학센서(120)에 결합되어 상기 제2광학센서(120)에 발생하는 열을 축열하는 제2축열부재(220), 상기 제1축열부재(210)와 제2축열부재(220)를 연결하는 연결부재(230)를 포함하는 축열체(200); 상기 연결부재(230)에 결합되는 방열체(300); 및 상기 방열체(300)에 설치되는 메인 히트파이프(410), 상기 제1축열부재(210)와 메인 히트파이프(410)를 연결하며 상기 제1축열부재(210)에 축열된 열을 상기 메인 히트파이프(410)로 전달하는 제1전달 히트파이프(420), 상기 제2축열부재(220)와 메인 히트파이프(410)를 연결하며 상기 제2축열부재(220)에 축열된 열을 상기 메인 히트파이프(410)로 전달하는 제2전달 히트파이프(430)를 포함하는 히트파이프부(400);를 포함하며, 상기 방열체(300)는 상기 메인 히트파이프(410)에 전달된 열을 외부로 방출하는 것을 특징으로 한다.