KR102856309B1 - Humidity sensor for a space launch vehicle and manufacturing method thereof - Google Patents
Humidity sensor for a space launch vehicle and manufacturing method thereofInfo
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Abstract
본 발명의 한 실시예에 따른 우주발사체용 습도센서는 센서몸체부, 센서감지소자, 센서감지소자 프레임, 그리고 상기 센서감지소자와 상기 센서몸체부를 전기적으로 연결하는 전원신호와이어를 포함하며, 상기 센서감지소자 프레임의 하단의 적어도 일부분과 상기 전원신호와이어를 둘러싸고, 상기 센서몸체부에 지지가 되며, 상하단이 개방된 몰딩가이드, 그리고 상기 몰딩가이드의 내부를 채우고, 상기 센서감지소자 프레임의 하단의 적어도 일부분과, 상기 센서몸체부에 연결되는 몰딩재를 포함하는 것을 특징으로 한다.A humidity sensor for a space launch vehicle according to one embodiment of the present invention includes a sensor body, a sensor detection element, a sensor detection element frame, and a power signal wire electrically connecting the sensor detection element and the sensor body, and is characterized by including a molding guide that surrounds at least a portion of a lower end of the sensor detection element frame and the power signal wire, is supported by the sensor body, and has upper and lower ends that are open, and a molding material that fills the inside of the molding guide and is connected to at least a portion of a lower end of the sensor detection element frame and the sensor body.
Description
본 발명은 우주발사체용 습도센서 및 이의 제작방법에 관한 것으로, 상세하게는 우주발사체에서 탑재체가 배치되는 공간의 습도를 측정하는 습도센서 및 이의 제작방법에 관한 것이다.The present invention relates to a humidity sensor for a space launch vehicle and a method for manufacturing the same, and more particularly, to a humidity sensor for measuring the humidity of a space where a payload is placed in a space launch vehicle and a method for manufacturing the same.
우주발사체의 탑재체(인공위성, 탐사선 등)는 온도, 습도 및 청정도와 같은 환경 조건이 매우 정밀하게 조절되어야 하는 정밀 시스템으로 이를 위해서 탑재체가 위치하는 공간으로 온도, 습도 및 청정도가 조절된 가스를 공급하게 된다. 이때 페어링 내부의 습도를 측정하기 위해서는 습도를 측정하는 센서가 존재해야 한다. 단, 페어링에 장착되는 센서는 발사환경 등에서 생존해야 하며, 특히 진동조건에서 구조적으로 강건하고 정상적인 기능 및 성능을 유지해야 한다. 이를 위해서는 고진동에 견디는 습도센서가 필요하다.Space launch vehicle payloads (satellites, probes, etc.) are precision systems that require extremely precise control of environmental conditions such as temperature, humidity, and cleanliness. To achieve this, gases with controlled temperatures, humidity, and cleanliness are supplied to the space where the payload is located. To measure humidity within the fairing, a humidity sensor is required. However, these sensors must survive the launch environment and, in particular, be structurally robust and maintain normal function and performance under vibration conditions. This requires a humidity sensor that can withstand high vibrations.
한편, 습도센서는 다양한 산업계에서 활용되고 기상관측 측면에서도 중요하게 고려되어 사용되고 있다. 그러나 우주발사체 환경에서와같이 고진동에 견디는 우주발사체용 습도센서는 특별히 판매되지 않으며, 이를 보완하기 위해 탑재체가 위치하는 공간으로 공급된 가스의 공급 전후의 습도를 측정하는 방법이 있는데, 이 방법은 기본적으로 간접적인 방법이며 많은 센서가 필요하고 위치별로 다른 결과 값이 나올 수 있는 문제가 있었다.Meanwhile, humidity sensors are utilized across various industries and are also considered important for meteorological observation. However, humidity sensors specifically designed for space launch vehicles that can withstand high vibrations, such as those encountered in space launch vehicle environments, are not available. To compensate for this, methods exist that measure humidity before and after gas is supplied to the space where the payload is located. However, this method is inherently indirect, requires numerous sensors, and can produce inconsistent results depending on the location.
본 발명은 상술한 바와 같은 종래기술의 문제점을 해결하기 위한 것으로서, 본 발명의 목적은 우주발사체의 고진동 조건에서도 구조적으로 강건하고 신뢰성 있는 습도 측정이 가능하도록 한 우주발사체용 습도센서 및 이의 제작방법을 제공하는 것이다.The present invention is intended to solve the problems of the prior art as described above, and an object of the present invention is to provide a humidity sensor for a space launch vehicle and a method for manufacturing the same, which enables structurally robust and reliable humidity measurement even under high vibration conditions of a space launch vehicle.
상기의 목적을 달성하기 위하여, 본 발명의 한 실시예에 따른 우주발사체용 습도센서는 센서몸체부, 센서감지소자, 센서감지소자 프레임, 그리고 상기 센서감지소자와 상기 센서몸체부를 전기적으로 연결하는 전원신호와이어를 포함하며, 상기 센서감지소자 프레임의 하단의 적어도 일부분과 상기 전원신호와이어를 둘러싸고, 상기 센서몸체부에 지지가 되며, 상하단이 개방된 몰딩가이드, 그리고 상기 몰딩가이드의 내부를 채우고, 상기 센서감지소자 프레임의 하단의 적어도 일부분과, 상기 센서몸체부에 연결되는 몰딩재를 포함하는 것을 특징으로 한다.In order to achieve the above object, a humidity sensor for a space launch vehicle according to one embodiment of the present invention includes a sensor body, a sensor detection element, a sensor detection element frame, and a power signal wire electrically connecting the sensor detection element and the sensor body, and is characterized by including a molding guide that surrounds at least a portion of the lower end of the sensor detection element frame and the power signal wire, is supported by the sensor body, and has upper and lower ends that are open, and a molding material that fills the inside of the molding guide and is connected to at least a portion of the lower end of the sensor detection element frame and the sensor body.
또한, 상기 몰딩가이드는 원형 실린더 형상이고, 상기 몰딩가이드의 세로 방향의 가상의 중심축은 상기 센서감지소자 프레임의 세로 방향의 가상의 중심축과 서로 일치하는 것을 특징으로 한다.In addition, the molding guide is characterized in that it has a circular cylindrical shape, and a virtual central axis in the vertical direction of the molding guide coincides with a virtual central axis in the vertical direction of the sensor detection element frame.
또한, 상기 몰딩가이드는 폴리테트라 플루오로에틸렌(PTFE; Polytetrafluoroethylene) 또는 실리콘(silicon) 소재이고, 상기 몰딩재는 실리콘 또는 폴리우레탄 소재인 것을 특징으로 한다.In addition, the molding guide is made of polytetrafluoroethylene (PTFE) or silicone, and the molding material is made of silicone or polyurethane.
상술한 우주발사체용 습도센서를 제작하는 방법으로서, 상기 센서감지소자 프레임(30)의 하단의 적어도 일부분과 상기 전원신호와이어를 둘러싸고, 상기 센서몸체부에 지지가 되도록 상기 몰딩가이드를 배치하는 단계, 그리고 상기 센서감지소자 프레임의 하단의 적어도 일부분과, 상기 센서몸체부에 연결되도록 상기 몰딩가이드의 내부를 상기 몰딩재로 채우는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.A method for manufacturing the above-described humidity sensor for a space launch vehicle is characterized by including the steps of: arranging the molding guide so as to surround at least a portion of the lower end of the sensor detection element frame (30) and the power signal wire and support the sensor body; and filling the inside of the molding guide with the molding material so as to be connected to at least a portion of the lower end of the sensor detection element frame and the sensor body.
또한, 상기 몰딩가이드의 내부를 상기 몰딩재로 채우는 단계 이전에, 상기 몰딩가이드의 세로 방향의 가상의 중심축과 상기 센서감지소자 프레임의 세로 방향의 가상의 중심축을 서로 일치시키는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.In addition, before the step of filling the inside of the molding guide with the molding material, the method is characterized by further including a step of aligning the vertical virtual center axis of the molding guide with the vertical virtual center axis of the sensor detection element frame.
상술한 구성을 가진 본 발명의 실시예에 따른 우주발사체용 습도센서 및 제조방법은 다음과 같은 효과를 가진다.The humidity sensor for a space launch vehicle and the manufacturing method according to the embodiment of the present invention having the above-described configuration have the following effects.
본 발명의 우주발사체용 습도센서는 센서감지소자 프레임의 하단의 적어도 일부분과 전원신호와이어가 몰딩재를 통하여 센서몸체부에 고정됨으로써, 우주발사체의 특성상 센서감지소자가 고진동에 노출되더라도 습도 센싱에 부정적인 영향을 받지 않도록 구조가 보강될 수 있다. The humidity sensor for a space launch vehicle of the present invention has a structure in which at least a portion of the lower part of the sensor detection element frame and a power signal wire are fixed to the sensor body through a molding material, so that even if the sensor detection element is exposed to high vibration due to the characteristics of the space launch vehicle, the humidity sensing is not adversely affected.
또한, 센서감지소자에는 몰딩재가 접촉하지 않도록 하여 습도 센싱에는 문제가 생기지 않도록 하였다.Additionally, the molding material is prevented from coming into contact with the sensor element to prevent problems with humidity sensing.
한편, 본 발명은 명시적으로 기재되지는 않았지만 상술한 구성으로부터 기대할 수 있는 다른 효과도 물론 포함한다.Meanwhile, the present invention also includes other effects that can be expected from the above-described configuration, although not explicitly described.
도 1은 기존의 습도센서의 주요 구성을 나타내는 모식도이다.
도 2는 본 발명의 한 실시예에 따른 우주발사체용 습도센서를 나타낸다(몰딩재 주입 전).
도 3은 도 2의 습도센서에서 몰딩재가 주입된 상태를 나타낸다.
도 4는 도 1의 습도센서(도 4의 (a))와, 도 3의 우주발사체용 습도센서(도 4의 (b))의 진동시 구조건전성을 서로 비교하는 모식도이다.Figure 1 is a schematic diagram showing the main components of a conventional humidity sensor.
Figure 2 shows a humidity sensor for a space launch vehicle according to one embodiment of the present invention (before injection of molding material).
Figure 3 shows a state in which molding material is injected into the humidity sensor of Figure 2.
FIG. 4 is a schematic diagram comparing the structural integrity of the humidity sensor of FIG. 1 ((a) of FIG. 4) and the humidity sensor for a space launch vehicle of FIG. 3 ((b) of FIG. 4) during vibration.
이하, 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시예에 대하여 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 실시할 수 있도록 상세히 설명한다. 그러나 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다.Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the attached drawings so that those skilled in the art can practice the present invention. However, the present invention may be implemented in various different forms and is not limited to the embodiments described herein.
도 2는 본 발명의 한 실시예에 따른 습도센서를 나타내며(몰딩재 주입 전), 도 3는 도 2의 습도센서에서 몰딩재가 주입된 후의 상태를 나타낸다.Fig. 2 shows a humidity sensor according to one embodiment of the present invention (before injection of molding material), and Fig. 3 shows a state after injection of molding material into the humidity sensor of Fig. 2.
이하에서는 본 발명의 한 실시예에 따른 우주발사체용 습도센서에 대하여 도면을 참조하여 설명한다. 한편, 설명의 논점을 흐리지 않도록 하기 위하여 기존의 습도센서의 구성에 대해서는 설명을 생략하거나 간략히 한다. Below, a humidity sensor for a space launch vehicle according to one embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings. In order not to obscure the main point of the explanation, the configuration of existing humidity sensors will be omitted or briefly described.
도 2 및 도 3에 도시된 바와 같이, 본 발명의 우주발사체용 습도센서는 센서몸체부(10), 센서감지소자(20), 센서감지소자 프레임(30), 그리고 센서감지소자(20)와 센서몸체부(10)를 전기적으로 연결하는 전원신호와이어(40)를 포함한다. 이들 구성요소는 기존의 습도센서와 동일하여 추가적인 부연 설명은 생략하도록 한다.As illustrated in FIGS. 2 and 3, the humidity sensor for a space launch vehicle of the present invention includes a sensor body (10), a sensor detection element (20), a sensor detection element frame (30), and a power signal wire (40) electrically connecting the sensor detection element (20) and the sensor body (10). These components are the same as those of a conventional humidity sensor, and thus further explanation will be omitted.
특히, 본 발명의 우주발사체용 습도센서는, 몰딩가이드(1) 및 몰딩재(2)를 더 포함한다.In particular, the humidity sensor for a space launch vehicle of the present invention further includes a molding guide (1) and a molding material (2).
도 2에 도시된 바와 같이, 몰딩가이드(1)는 센서감지소자 프레임(30)의 하단의 적어도 일부분(31)과 전원신호와이어(40)를 둘러싼다. 그리고 몰딩가이드(1)는 센서몸체부(10)에 그 하단이 지지가 되며, 상, 하단이 개방된, 예컨대 원형 실린더 형상일 수 있다.As illustrated in Fig. 2, the molding guide (1) surrounds at least a portion (31) of the lower portion of the sensor detection element frame (30) and the power signal wire (40). The molding guide (1) may have a lower portion supported by the sensor body (10) and may have an open upper and lower portion, for example, a circular cylindrical shape.
또한, 몰딩가이드(1)의 세로 방향(도 2 기준 상하 방향)의 가상의 중심축(C1)은 센서감지소자 프레임(30)의 세로 방향의 가상의 중심축(C2)과 서로 일치한다.In addition, the virtual center axis (C1) in the vertical direction (upper and lower direction based on Fig. 2) of the molding guide (1) coincides with the virtual center axis (C2) in the vertical direction of the sensor detection element frame (30).
여기서, 몰딩가이드(1)는 폴리테트라 플루오로에틸렌(PTFE; Polytetrafluoroethylene) 또는 실리콘(silicon) 소재의 튜브일 수 있다. 참고로, 폴리테트라 플루오로에틸렌은 내약품성이 뛰어나며, 높은 온도에서도 안정적이고 특성이 변화하지 않는 것으로 알려져 있고, 또한, 전기특성도 양호하며, 불연성으로 내후성도 좋고, 비점착성으로 마모계수도 작다.Here, the molding guide (1) may be a tube made of polytetrafluoroethylene (PTFE) or silicone. For reference, polytetrafluoroethylene is known to have excellent chemical resistance, is stable at high temperatures, and does not change in properties. In addition, it has good electrical properties, is non-flammable and has good weather resistance, and is non-adhesive, so its wear coefficient is low.
몰딩재(2)는 도 3에 도시된 바와 같이, 몰딩가이드(1)의 내부를 채우고, 센서감지소자 프레임(30)의 하단의 적어도 일부분(31)과, 센서몸체부(10)에 연결된다.As shown in Fig. 3, the molding material (2) fills the inside of the molding guide (1) and is connected to at least a portion (31) of the lower part of the sensor detection element frame (30) and the sensor body (10).
여기서, 몰딩재(2)는 실리콘 또는 폴리우레탄 소재일 수 있다. 예를 들면, 몰딩재(2)의 소재로서, 위성이 포함된 페어링 공간에는 ASTM E595 기준, Dowsil 3140 RTV 이 사용되고, 그 외의 공간에는 3M Scotch Weld 3535 이 사용될 수 있다. Here, the molding material (2) may be a silicone or polyurethane material. For example, as a material for the molding material (2), Dowsil 3140 RTV according to ASTM E595 may be used in the fairing space containing the satellite, and 3M Scotch Weld 3535 may be used in other spaces.
이하에서는 상술한 우주발사체용 습도센서를 제작하는 방법에 대하여 설명한다.Below, a method for manufacturing the humidity sensor for the space launch vehicle described above is described.
먼저, 센서감지소자 프레임(30)의 하단의 적어도 일부분(31)과 전원신호와이어(40)를 둘러싸고, 센서몸체부(10)에 지지되도록 몰딩가이드(1)를 배치한다. First, a molding guide (1) is placed to surround at least a portion (31) of the lower part of the sensor detection element frame (30) and the power signal wire (40) and to be supported by the sensor body (10).
다음, 몰딩가이드(1)의 세로 방향의 가상의 중심축(C1)과 센서감지소자 프레임(30)의 세로 방향의 가상의 중심축(C2)을 서로 일치시킨다. 이를 위하여, 필요시 중심축을 서로 일치시키기 위한 치구(지그)가 사용될 수 있다. 이를 통하여, 몰딩가이드(1)의 중심축(C1)과 센서감지소자 프레임(30)의 중심축(C2)이 서로 어긋나서 하중 편심으로 발생할 수 있는 문제점을 사전에 방지할 수 있다.Next, the vertical virtual center axis (C1) of the molding guide (1) and the vertical virtual center axis (C2) of the sensor detection element frame (30) are aligned with each other. For this purpose, a jig for aligning the center axes may be used, if necessary. Through this, it is possible to prevent in advance a problem that may occur due to load eccentricity caused by the center axis (C1) of the molding guide (1) and the center axis (C2) of the sensor detection element frame (30) being misaligned with each other.
다음, 센서감지소자 프레임(30)의 하단의 적어도 일부분(31)과, 센서몸체부(10)에 연결되도록 몰딩가이드(1)의 내부를 몰딩재(2)로 채워 경화시키는 단계를 포함한다. 이때, 센서감지소자(20)에는 몰딩재(2)가 접촉하지 않도록 하여 습도 센싱에는 문제가 생기지 않도록 하였다.Next, a step of filling and hardening the inside of the molding guide (1) so as to be connected to at least a portion (31) of the lower part of the sensor detection element frame (30) and the sensor body (10) with a molding material (2) is included. At this time, the molding material (2) is prevented from coming into contact with the sensor detection element (20) so as not to cause a problem in humidity sensing.
상술한 바와 같이, 본 발명의 우주발사체용 습도센서는 센서감지소자 프레임(30)의 하단의 적어도 일부분(31)과 전원신호와이어(40)가 몰딩재를 통하여 센서몸체부(10)에 고정됨으로써, 우주발사체의 특성상 센서감지소자가 고진동에 노출되더라도 습도 센싱에 부정적인 영향을 받지 않도록 구조가 보강될 수 있다. As described above, the humidity sensor for a space launch vehicle of the present invention has a structure that can be reinforced so that humidity sensing is not negatively affected even when the sensor detection element is exposed to high vibration due to the characteristics of a space launch vehicle, by fixing at least a portion (31) of the lower part of the sensor detection element frame (30) and the power signal wire (40) to the sensor body (10) through a molding material.
한편, 도 4에는 우주발사체의 고진동에 노출된 상태에서, 전원신호 와이어 파손이 발생하는 기존의 습도센서(도 4의 (a))와, 우주발사체의 고진동에 노출된 상태에서도 구조건전성이 확보되는 본 발명의 우주발사체의 습도센서(도 4의 (b))의 모식도가 도시되어 있다.Meanwhile, FIG. 4 shows a schematic diagram of a conventional humidity sensor ((a) of FIG. 4) in which a power signal wire is damaged when exposed to high vibration of a space launch vehicle, and a humidity sensor of a space launch vehicle of the present invention ((b) of FIG. 4) in which structural integrity is secured even when exposed to high vibration of a space launch vehicle.
이상에서 본 발명의 바람직한 실시예에 대하여 상세하게 설명하였지만 본 발명의 권리범위는 이에 한정되는 것은 아니고 다음의 청구범위에서 정의하고 있는 본 발명의 기본 개념을 이용한 당업자의 여러 변형 및 개량 형태 또한 본 발명의 권리범위에 속하는 것이다.Although the preferred embodiments of the present invention have been described in detail above, the scope of the present invention is not limited thereto, and various modifications and improvements made by those skilled in the art using the basic concept of the present invention defined in the following claims also fall within the scope of the present invention.
1...몰딩가이드
2...몰딩재
10...센서몸체부
20...센서감지소자
30...센서감지소자 프레임
31...센서감지소자 프레임 하단 일부분
40...전원신호와이어
C1...몰딩가이드의 가상 중심축
C2...센서감지소자 프레임의 가상 중심축1... Molding Guide
2...molding material
10...sensor body
20...sensor detection element
30...sensor detection element frame
31... Lower part of the sensor detection element frame
40...power signal wire
C1...virtual center axis of the molding guide
C2...virtual center axis of the sensor detection element frame
Claims (5)
상기 센서감지소자 프레임의 하단의 적어도 일부분과 상기 전원신호와이어의 전체를 둘러싸고, 상기 센서몸체부에 지지되며, 상하단이 개방된 몰딩가이드, 그리고
상기 몰딩가이드의 내부를 채우고, 상기 센서감지소자 프레임의 하단의 적어도 일부분과, 상기 센서몸체부에 연결되는 몰딩재
를 포함하며,
상기 몰딩재에 의해 상기 센서감지소자 프레임과 상기 전원신호와이어는 상기 몸체부에 고정되고,
상기 몰딩가이드의 세로 방향의 가상의 중심축은 상기 센서감지소자 프레임의 세로 방향의 가상의 중심축과 서로 일치하는 것
을 특징으로 하는 우주발사체용 습도센서.A humidity sensor for a space launch vehicle, comprising a sensor body, a sensor detection element, a sensor detection element frame, and a power signal wire electrically connecting the sensor detection element and the sensor body,
A molding guide that surrounds at least a portion of the lower portion of the sensor detection element frame and the entirety of the power signal wire, is supported by the sensor body, and has open upper and lower ends, and
A molding material that fills the inside of the molding guide and is connected to at least a portion of the lower part of the sensor detection element frame and the sensor body.
Includes,
The sensor detection element frame and the power signal wire are fixed to the body by the molding material,
The vertical virtual center axis of the molding guide is coincident with the vertical virtual center axis of the sensor detection element frame.
A humidity sensor for a space launch vehicle featuring:
상기 몰딩가이드는 원형 실린더 형상인 것을 특징으로 하는 우주발사체용 습도센서.In paragraph 1,
A humidity sensor for a space launch vehicle, characterized in that the molding guide has a circular cylindrical shape.
상기 몰딩가이드는 폴리테트라 플루오로에틸렌(PTFE; Polytetrafluoroethylene) 또는 실리콘(silicon) 소재이고,
상기 몰딩재는 실리콘 또는 폴리우레탄 소재인 것을 특징으로 하는
우주발사체용 습도센서.In paragraph 2,
The above molding guide is made of polytetrafluoroethylene (PTFE) or silicone.
The above molding material is characterized by being made of silicone or polyurethane material.
Humidity sensor for space launch vehicles.
상기 센서감지소자 프레임의 하단의 적어도 일부분과 상기 전원신호와이어를 둘러싸고, 상기 센서몸체부에 지지가 되도록 상기 몰딩가이드를 배치하는 단계, 그리고
상기 센서감지소자 프레임의 하단의 적어도 일부분과, 상기 센서몸체부에 연결되도록 상기 몰딩가이드의 내부를 상기 몰딩재로 채우는 단계
를 포함하는 것을 특징으로 하는
우주발사체용 습도센서 제작방법.A method for manufacturing a humidity sensor for a space launch vehicle according to Article 2,
A step of arranging the molding guide so as to surround at least a portion of the lower part of the sensor detection element frame and the power signal wire and to support the sensor body, and
A step of filling the inside of the molding guide with the molding material so as to be connected to at least a portion of the lower part of the sensor detection element frame and the sensor body portion.
characterized by including
Method for manufacturing a humidity sensor for space launch vehicles.
상기 몰딩가이드의 내부를 상기 몰딩재로 채우는 단계 이전에, 상기 몰딩가이드의 세로 방향의 가상의 중심축과 상기 센서감지소자 프레임의 세로 방향의 가상의 중심축을 서로 일치시키는 단계
를 더 포함하는 것을 특징으로 하는
우주발사체용 습도센서 제작방법.In paragraph 4,
Before the step of filling the inside of the molding guide with the molding material, a step of aligning the vertical virtual center axis of the molding guide with the vertical virtual center axis of the sensor detection element frame.
characterized by further including
Method for manufacturing a humidity sensor for space launch vehicles.
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