Abstract
While a satellite is carried into orbit by a launch vehicle, it is exposed to the severe launch environment with random vibrations and shock. Accordingly, these vibration sources affect electronic equipment, particularly the printed circuit board (PCB) in the satellite. When the launch load impacts the PCB, it causes negative behavior. This causes perpendicular bending around the boundary of fixation points that finally leads to the failure of solder joints, lead wires, and PCB cracks. To overcome these issues, the electronic equipment design must meet reliability requirements. In this paper, Steinberg's method is used to derive allowable and maximum deflection to verify design from a life perspective concerning the control board of the Antenna Pointing Driver (APD) mounted on KOMPSAT-3.
위성은 임무수행을 위하여 발사체에 탑재되어 목표하는 궤도상에 도달하게 된다. 발사체의 비행동안 위성은 사인, 랜덤, 충격과 같은 극심한 발사 진동환경에 노출되게 되며, 이에 따라 위성체 내부에 위치한 전장품 및 전장품 기판에는 각 진동요소에 의한 발사 하중이 작용하게 된다. 발사하중 작용시, 전장품 내부에 장착된 기판은 체결부를 경계로 수직방향의 굽힘 거동을 주로 일으키게 되며, 이로 인한 상대변위로 기판 위 소자의 납땜부 파괴와 도선의 단선, 기판 자체의 균열을 초래한다. 성공적인 임무 수행을 위해서, 위성의 전장품 설계는 상기 현상들에 대해 기판의 구조 건전성 및 피뢰파괴 신뢰도가 확보되어야한다. 본 논문에서는 기존에 구조해석이 기 수행되었던 다목적실용위성 3호에 탑재되는 고해상도 위성카메라용 X-band 안테나 구동장치인 APD(Antenna Pointing Driver) 전장품의 제어 보드를 대상으로 하여, 스테인버그의 식을 통해 진동 하중에 의한 허용 처짐과 최대 처짐을 도출해내고, 팔머그렌 마이너 방정식을 이용하여 수명관점에서 피로파괴 예측의 유효성을 입증하였다.