최대 열적 치수 안정성을 지닌 원통형의 위성 망원경 복합재에 대한 적층해석 = Laminate Analysis of Composite Cylindrical Structure for Satellite Telescope with Maximum Thermal Dimensional Stability

국문 초록 (Abstract)

광학 탑재체의 경통 구조체는 카메라 성능을 결정하는 핵심부품으로서 고안정 및 고정밀도가 요구된다. 이러한 경통 구조체의 국산화 기술 확보는 향후 고해상도 광학 탑재체 개발을 위하여 반드시 필요하며, 이를 통한 국내 우주기술의 저변 확대, 위성 기술의 자립 및 산업화 기반 구축으로 가는 우주 개발 계획에 박차를 가할 수 있을 것이다.

경통 구조체는 우주환경에서 광학적 성능 발휘 및 발사하중 지지를 위하여 정밀 치수 안정성, 경량화 및 고강성이 요구된다. 이러한 요구조건을 만족하기 위해서 열팽창 및 흡습 특성이 우수하고 질량대비 강성이 우수한 복합소재를 적용한 경통 구조 설계가 필요하다. 이와 같은 경통 구조체는 경통부, 주반사경부, 부반 사경부 등 세부분으로 구성되며 원통형 구조로 이루어져 있다. 또한 주요 재질로서 CFRP(M55J/RS12B)가 사용된다.

M55J/RS-12B 소재를 사용하여 경통의 열팽창 계수를 목표 열팽창 계수(-0.332ppm/K)에 맞추기 위해서는 M55J/RS-12B의 판(ply) 수, 판의 적층 각도의 최적화가 필요하다. 또한 경통의 CTE 뿐만 아니라 동시에 강성 요구조건도 만족시켜야 하므로 판 수, 판 적층 각도의 최적화 계산 시 해당조건에 대한 강성 값의 면밀한 분석이 이루어져야 한다. 본 논문에서는 검증과정으로서 유한요소법을 이용한 전산모사를 수행하였고 프로그램은 ABAQUS를 사용하였다.

실린더의 열팽창계수 최적화 수행 전에 설계 변수를 좀 더 단순화하여 최적화 효율을 높이기 위해 첫째, 제작(curing)시 열 변형을 방지하기 위한 적층각 대칭 설계와 둘째, 실린더축 방향으로 고강성을 유지하기 위해 전체 적층판 수의 50%는 0°로 설계하며, 셋째, 준등방성(quasi isotropic property)을 위해 각각의 적층각(ply angle)은 +각도, -각도의 적층판 수에 대해 동일하게 설계되어야 한다.

본 연구에서는 위에서 언급한 제한 조건하에서 무작위로 선택된 적층순서를 갖는 적층판에 대해 고전적층판이론(CLT, Classical Laminate Theory)을 적용하여 열팽창계수를 계산한 후 목표 값에 가장 근접한 적층순서를 찾아내는 몬테칼로 모사법(Monte-Carlo simulation)을 통해 최적화를 수행하고 각각의 적층판에서의 역학적 거동들을 분석하고 규명하였다.

연구의 결과 제한된 조건 하에서의 CLT를 이용한 최적화된 적층각 및 순서는 이며, 이 적층각과 순서를 가질 때 최대 열적 안정성을 보이는 것으로 분석된다.
그리고 이 수치 데이터 값을 가지고 복합재료분석(composite material analysis)을 통한 적층판 해석을 수행하여 실린더축 방향의 두께에 따른 각 판(ply)에서의 비고정 가장자리 적층판내 힘과 모멘트(free edge inter-laminar forces and moments), 합력 및 모멘트(resultants force and moments), 중간면 변형률과 곡률(mid-plane strain and curvatures), 복합재 주요 좌표에서의 기계적 응력 및 변형률 그리고 피로 결과 등을 검토하였다.

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

As a composite cylindrical structure body for satellite telescope is core part which determines the camera performance, it is demanded on high stability and precision. The security of localization technology for these composite cylindrical structure body is certainly needed for developing satellite telescope having high resolution from now on, with this, it's can put spurs to the base enlargement of domestic space technology, independence of satellite technology and plan for space development to the construction of industrial foundation.

The composite cylindrical structure body is demanded on stability of precise dimension, light weight and high stiffness for displaying optical performance and supporting the launch load in the space circumstance. For satisfying these demanded conditions, structural design of composite cylindrical body applied for the composite material which is superior to thermal expansion, moisture absorption property and stiffness compared with mass.

These composite cylindrical structure body is composed of cylindrical body, the major mirror body and the minor mirror body and formed cylindrical structure. And also, CFRP(M55J/RS12B) is used as the main material.

For adapting coefficient of thermal expansion for the composite cylindrical body to aimed CTE using the M55J/RS12B, the ply number, and optimization of the ply lamination angle for the M55J/RS12B are needed for.
Also, not only CTE but also demanded condition for stiffness should be satisfied, detailed analysis of stiffness value for demanded conditions when calculates optimization of the ply number and ply lamination angle should be conducted.
As the verification process, classical laminate theory is used for.

For increasing optimization efficiency through the simplification of design factors before conducting optimization of cylinder CTE, following restricted conditions of optimization are needed for.

First, symmetric design of lamination angle should be conducted on prevention from the thermal deformation when has the curing.

Second, 50% of the overall ply number should be designed for maintaining high stiffness to the cylinder axis direction.

Last, each ply angle (+angle, -angle) is designed for the number equally for quasi isotropic property.

Under the restricted conditions mentioned above, for laminate having randomly selected layup sequence, after calculating CTE, through the Monte-Carlo simulation looking for the most nearest lay-up sequence for aimed value, the optimization is conducted on and mechanical behaviors in each laminate are analyzed and determined.

As a result of research under the restricted conditions optimized lamination angle and sequence using the CLT is . When has the lamination angle and sequence, it is analyzed into having maximum thermal stability.
With the numerical value through the composite material analysis lamination angle is conducted on and according to the thickness of cylinder axis direction in the each ply, free edge inter-laminar forces and moments, resultants force and moments, mid-plane strain and curvatures, mechanical stress and strain in the material principal coordinates and failure results are examined.

목차 (Table of Contents)

• 제1장 서론 1
• 1.1. 연구개발의 중요성 1
• 1.2. 국내외 기술 동향 2
• 1.3. 향후 기술발전 방향 3
• 1.4. 연구 목적 3
• 제2장 경통 구조체 4
• 2.1. HSTS-DM 핵심 부품 4
• 2.1.1. 경통부 4
• 2.1.2. 주반사경부 4
• 2.1.3. 부반사경부 4
• 2.2. 경통(cylinder) 연구 방안 5
• 2.2.1. 실린더 CTE 최적화 설계 6
• 2.2.2. CTE 민감도 분석 7
• 2.2.3. 재료 물성치와 제한조건 8
• 2.3. 고전적층판이론(CLT) 9
• 2.3.1. CLT 기본 가정 9
• 2.3.2. CLT 정의 10
• 2.3.3. CLT 비정의 10
• 2.3.4. Kirchhoff 가정 10
• 2.3.5. 방향성 또는 비방향성 특성 10
• 2.4. Miki's more graphical method 개념 11
• 2.4.1. Miki's more graphical method 11
• 2.5. CLT를 이용한 적층순서의 최적화 13
• 2.5.1. 경우1(Case 1) 13
• 2.5.1.1. 체적분율 0.25의 경우 17
• 2.5.1.2. 체적분율 0.5의 경우 18
• 2.5.2. 경우2(Case 2) 19
• 2.5.3. CLT 이론계산 결과 22
• 2.6. Laminate analysis 23
• 2.6.1. Input information 23
• 2.6.2. Laminate outputs 26
• 2.6.3. Ply stresses and strains 29
• 2.6.4. Failure analysis results 34
• 제3장 결론 54
• 참고 문헌 61