福爾摩沙衛 星五號專題 衛星結構之設計發展與驗證 Satellite Structure Design Development and Verification 郭人爵 周啟維 張展鵬 洪珩瑑 Jen-Chueh Kuo, Chi-Wei Chou, Chan-Peng Chang, Heng-Chuan Hung 本文將介紹福爾摩沙衛星五號 (FORMOSAT-5 以下簡稱福衛五號) 衛星的構型與結構設計 衛星結構 的勁度分析 靜力分析 動力分析以及發射載具星箭耦合分析的分析結果 此外 由於光學遙測酬載 (Remote Sensing Instrument) 在軌道上拍攝影像時 需要高穩定結構體的要求 因此福衛五號衛星的結構 設計可將由本體結構所產生的熱變形加以隔離 以避免造成光學遙測酬載結構的扭曲變形而影響取像品 質 在光學遙測酬載與衛星本體整合後 福衛五號衛星進行了四種動態發射環境測試 (正弦振動測試 音 震測試 隨機振動測試和分離衝擊測試) 本文將描述福衛五號衛星的結構設計及動態發射環境測試的測 試過程與結果 而衛星的功能測試驗證了衛星在歷經動態發射環境測試後的健康狀況 這些均增添了福衛 五號衛星的發射和在軌任務的信心 FORMOSAT-5 (FS5) is the first indigenous satellite program developed at National Space Organization (NSPO). The FS5 satellite configuration, structure design, structure stiffness, static and dynamic analysis are described in this paper. Furthermore, the special structure design and verification on jitter phenomenon resulting from reaction wheel disturbance during the Remote Sensing Instrument (RSI) taking images on orbit are also introduced. Besides, this paper narrates the FS5 launch dynamic environment tests (sine vibration test, acoustic vibration test, random vibration test and separation shock test) and their results. From satellite function check conducted after satellite dynamic tests, all the satellite components are well functioned and can be completely proven to have the capability for future mission. 一 簡介 本體相關技術也是福衛五號計畫的主要任務 福 福衛五號衛星計畫 是台灣第一枚由國人自 衛五號衛星運行於 72 公里太陽同步圓形軌道 傾角為 98.28 衛星的主要光學遙測酬載 (Remote 主發展的自製衛星計畫 福衛五號的主要使命是 Sensing Instrument, RSI) 則提供 2 米解析度的全 延續服務由福衛二號 (FORMOSAT-2 以下簡稱 色 (panchromatic) 和 4 米解析度的多波譜 (multi- 福衛二號) 所參與的全球衛星影像使用族群 此 spectral) 彩色影像 福衛五號衛星於 214 年完成 外 建立台灣自主的太空遙測設備以及發展衛星 衛星的整合工作 215 年進行發射及太空環境 24
1 Y Z 圖 1. 福衛五號衛星構型 (左 正交視圖 右 上視圖) 及衛星座標 驗證 並於 216 年 8 月於美國范登堡發射基地 AIP) 兩個儀器均被裝設在頂板上 光學遙測酬載 (Vandenberg launch base) 由 SpaceX 公司所屬的獵 結構的設計和分析是由國家太空中心完成 而其 鷹九號 (Falcon-9) 運載火箭成功發射至規劃的任務 結構的製造和組裝則是在漢翔航空工業發展有限 軌道上運行 公司 (AIDC) 的協助下完成 而衛星本體結構和承 (1) 載光學遙測酬載的頂板結構是由德國的 SpaceTech 為八面柱體的設計 目的是達到容納衛星組件的要 GmbH (STI) 公司協助製造 福衛五號衛星構型 求 衛星的結構體被設計成能有效保護衛星的酬載 中 推進燃料槽安裝於衛星底板 而兩片太陽能電 及電子元件 而不會由於發射環境及太空環境所引 池板則被安裝於 +Y-Z 以及 -Y-Z 兩片側板上 展 起的嚴酷條件而失效 且可滿足特殊元件的幾何要 開後會產生 1 度偏移量以產生足夠的電力 福衛五號衛星 (衛星構型如圖 1 所示) 的構型 求 (例如位置 視軸 指向等) 福衛五號衛星由兩 福衛五號衛星 包括運載火箭 (LV) 分離環在 個模組所組成 光學遙測酬載和衛星本體 光學遙 內的總質量約為 46 公斤 衛星的高度約為 2325 測酬載模組主要包括兩個儀器 光學遙測酬載以 mm 周圍的靜態封包直徑約為 16 mm 衛星的 及先進電離層探測儀 (Advanced Ionospheric Probe, 主要尺寸如圖 2 所示 2325.32 2215.8 177 1723 1338 121 16 4 1 圖 2. 福衛五號衛星的主要尺寸 25
太陽感測器 主鏡 星像儀 聚焦面組合 次鏡 電子單元 頂板 圖 3. 光學遙測酬載構型及重要儀器 在下列數節中 將詳細介紹衛星本體結構與光 表 1. 光學遙測酬載結構件選用之材料 學遙測酬載結構的設計分析過程 以及衛星發射環 光學遙測酬載結構單元 境的動態測試驗證結果 次鏡管架 UD_M55J/954-3_16ply 主鏡支撐架 UD_M55J-954-3_32ply 二 福衛五號衛星結構設計與分析 主板板面 UD_M55J-954-3_16ply 1. 光學遙測酬載結構設計介紹 次鏡支撐環環面 UD_M55J-954-3_16ply 次鏡支撐環環芯 1/8-556-.2P 如圖 3 福衛五號衛星光學遙測酬載包括主鏡 使用材料 1/8-556-.2P 主板板芯 (M1) 次鏡 (M2) 聚焦面組合 (FPA) 電子單元 次鏡支架 Ti-6Al4V (EU) 等儀器 這些儀器均被安裝在光學遙測酬載 聚焦面組合架 Ti-6Al4V 結構上 並由頂板支承 以提供足夠的勁性且將外 主鏡靜定支撐 INVAR36 力導入衛星的主結構體中 此外 在光學遙測酬載 修正透鏡筒 Ti-6Al4V 上還安裝了三顆星像儀和一個太陽感測器 以便在 頂板板面 UD_M55J-954-3_16ply 任務操作期間獲取衛星姿態和光學遙測酬載視域之 頂板板芯 3/16-556-.2P 間的關聯性參數 為了不降低由於任務軌道結構熱變形所引起的 遙測酬載結構製造和組裝後 進行準靜態負載測試 影像品質 光學遙測酬載的主要結構件由碳纖複合 和最小工藝隨機振動測試 以驗證光學遙測酬載結 材料製成 因為碳纖複合材料可以設計成具有高勁 構的強度 並檢測材料或製造工藝的缺陷 度但卻擁有低熱膨脹係數的結構體 所有光學遙測 酬載結構件的材料列於表 1(2) 2. 衛星本體結構設計介紹 在光學遙測酬載的相關儀器配置設計確認後 福衛五號衛星本體結構體被設計成八面柱體 必須進行結構應力 結構勁度 結構動態響應 的結構構型 尺寸(3) 約為 1158 mm 1158 mm 材料熱變形以及結構濕度變形等結構分析 以驗證 1271 mm 圖 4 為各結構件所組成的衛星本體結構 結構設計的安全性 完整性和穩定性 並於光學 體的爆炸分解圖 26
頂板支撐 ( 8) 表 2. 本體結構體各結構件選用之材料 頂架 本體結構體結構件 支撐柱 ( 8) 側板 ( 8) 頂板支撐 Ti-6Al4V 頂架 Milled AL775-T7351 支撐柱 Milled AL775-T7351 側板 AL-224-T81 face 1/8-556-.1P core 燃料槽支架 Milled AL775-T7351 底板 Milled AL775-T7351 外 頂架和底板之間設計八個支撐柱 主要的目的 燃料槽枝架 ( 2) 底板 使用材料 是將光學遙測酬載和側板的負載傳遞到底板 底板 圖 4. 福衛五號衛星本體結構體設計構型 結構是被設計為支撐燃料槽和四個反作用輪 而底 板下方的火箭界面分離環則是衛星和運載火箭之間 的機械介面 表 2 列出了本體結構體各結構件所選 衛星本體結構體的結構件中 衛星頂板支撐被 設計成本體結構體與光學遙測酬載之間的機械介 材料 面 可吸收本體結構體的熱變形 頂架則提供了衛 3. 福衛五號衛星結構設計驗證 星的抗扭轉勁度 並被設計用來進行垂直吊掛衛星 時的吊掛主要結構 側板連接到頂部框架 支撐柱 為了確保福衛五號衛星的結構設計符合衛星系 和底板 大多數衛星元件均被安裝在側板 兩個太 統需求 因此衛星結構從初步設計階段即開始進行 陽能電池板安裝在側板和頂架的十個安裝點上 此 分析驗證 福衛五號衛星結構分析驗證流程如圖 5 Satellite FEM Model Check Primary Structure Stress Analysis Quasi-static Stress Analysis Dynamic (Sine) Facesheet Milled Panels Metal Parts Fasteners Global Buckling Secondary Structure Components lnstallation Stress Analysis Dynamic, Quasi Stress Analysis Dynamic, Quasi Stress Random Vibration Analysis Fastener Analysis Component Random Spec Thermo-elastic/Jitter Analysis 圖 5. 衛星結構分析驗證流程 27
X X Y Z Z Y 圖 6. 福衛五號衛星結構第一模態 (左圖) 和第二模態 (右圖) 的有限元素模型 所示 在此驗證過程中 模態分析是為了驗證衛星 據系統規格 在軸向的準靜態外力為 1 g (重力加 結構的勁度要求 應力分析是針對結構元件進行尺 速度) 側向為 3. g 因此準靜態外力的組合共有 寸的篩選 鎖固扣件分析是檢查主要結構元件的接 16 種負荷狀況 對於正弦掃頻外力 所施加的外 合強度與元件安裝的螺栓強度 另外 光學遙測酬 力曲線在軸向和側向則分別如圖 7 中的曲線所示 載的影像抖動驗證也通過測量反應輪的干擾訊號後 進行分析時 準靜態外力和正弦掃頻外力均另外施 而進行分析 加 1.25 的設計鑒定 (design qualification) 係數作為 設計施加外力的分析依據 此外 在計算衛星結 根據福衛五號衛星結構有限元素模型於鎖固的 (3) 邊界條件下所進行模態分析的結果 第一模態和 構的安全裕度 (margin of safety) 時 金屬材料之構 第二模態分別為 32.8 Hz 和 33.4 Hz 均大於運載 件分別再施加 1.25 的降伏 (yielding) 安全係數 1.5 火箭對衛星勁度要求的 25 Hz 兩種模態振型是屬 的極限 (ultimate) 安全係數和 1.5 的挫屈 (buckling) 於兩個正交方向的彎曲模態 分別如圖 6 所示 安全係數來進行運算 而由於衛星設計質量和衛星 在衛星結構應力分析中 運載火箭的發射環境 分析模型質量的差異 因此需要運用質量因子來校 外力分別施加於福衛五號衛星上 對衛星結構具有 正兩者之間的差異 質量因子定義為設計質量除以 影響的外力主要為準靜態外力及正弦掃頻外力 根 分析模型質量 4. Acceleration (g s) 3.5 3. Axial 2.5 Lateral 2. 1.5 1..5. 1 2 3 4 5 6 圖 7. 福衛五號衛星的正弦掃頻外力 28 7 8 9 1
15 Liftoff Main Engine Cutoff Static Firing Maximum Dynamic Pressure Maximum Buffet Stage Separation (firat to second stage) Second Stage Engine Start Second Stage Engine Cutoff Transonic Fairing Separation Flight Load Design Load 1 Axial CG Load (G) 5 5 1 15 4 3 2 1 1 2 3 4 Lateral CG Load (G) 圖 8. 福衛五號衛星星箭耦合分析之靜態設計外力 從福衛五號衛星結構分析的結果中顯示 可以 衛星而言 太空中心提供給發射公司 (SpaceX) 的 發現蜂巢結構材料的所有安全裕度 包括金屬材料 最終星箭耦合分析資料包括衛星質量矩陣 衛星 的降伏 極限與挫屈模式 蜂巢的內挫屈模式 面 勁度矩陣 衛星加速度轉換矩陣 衛星位移轉換 板皺紋模式 剪切捲曲模式和蜂巢芯部剪切模式的 矩陣和衛星外力轉換矩陣在內的衛星縮減模型(5) 安全裕度均為正值 此外 發射環境外力對於複合 在福衛五號衛星的縮減模型中 有 4 個內部模態 材料的破壞指數也顯示為可接受 在扣件的強度分 自由度 (DOF) 和 6 個介面物理自由度 內部模態 析評估中 所有扣件的降伏 極限 挫屈 滑動 自由度代表固定邊界的模態 最高至 12 Hz 對 和間隙等安全裕度也均為正值 因此福衛五號衛星 於加速度轉換矩陣 總共有 117 個回復節點 並具 的結構設計是符合衛星的規格 有 354 個自由度 對於位移轉換矩陣 總共有 29 個回復節點 具有 9 個自由度 外力轉換矩陣有 4. 運載火箭的星箭耦合分析驗證 164 個回復元素 具有 164 個自由度(6) 通常而言 運載火箭和衛星之間需要進行兩次 SpaceX 公司收到太空中心所提供的福衛五號 星箭耦合分析 (Coupled Loads Analysis, CLA) 第 衛星縮減模型後 運用 Falcon-9 發射載具進行運 一次是在衛星構型完成後的初步星箭耦合分析 初 載火箭的星箭耦合分析 在這項分析中 星箭耦合 步星箭耦合分析的主要目的是確認衛星結構設計的 分析建模的不確定性因子 (Model Uncertain Factor, 可行性 第二次是最終的星箭耦合分析 通常在衛 MUF) 被假設為 1.25 而進行運算 對衛星的靜態設 星有限元素分析模型與測試數據完成相關驗證後進 計外力 星箭耦合的分析結果顯示衛星的設計外力 行 最終星箭耦合分析的目的是在驗證衛星所有可 滿足發射載具所產生的所有負載狀況 如圖 8 能經歷的運載火箭發射環境外力 對於福衛五號 有關衛星元件的設計外力確認 從星箭耦合分 29
表 3. 福衛五號衛星主要元件的設計載荷和星箭耦合分析結果之間的比較 設計負載 (g) 衛星元件 星箭耦合分析結果 (g) 安裝正交面 安裝面 衛星電腦 3.3 / 3.3 8.65 / 1.72 衛星電池 41.2 / 3.9 8.81 / 2. 電力控制與分配單元 27.6 / 27.6 8.74 (g) / 1.63 反應輪 47.3 / 35.4 8.93 / 1.86 太陽能電池板 38.6 / 29. 24.9 / 8.88 主鏡 25 in FS5 axial dir/ 15 in FS5 lateral dir 8.78 in FS5 axial dir/ 3.34 in FS5 lateral dir 次鏡 25 in FS5 axial dir/ 15 in FS5 lateral dir 8.87 in FS5 axial dir/ 3.42 in FS5 lateral dir 析結果中的回復節點加速度資料顯示 所有福衛五 外 在進行分離爆震測試時 額外安裝了 四顆三 號衛星主要元件的設計負載都在設計負載範圍內 軸向加速度規於分離裝置附近 用以量測分離裝置 (7) 如表 3 所示 所產生的衝擊響應 以確認分離衝擊響應是否符合 星箭耦合分析的另一個重要目的是驗證福衛五 規範 詳細的測試內容將於以下數節中敘述 號衛星的動態外力 包括正弦掃頻外力 隨機外 力 音震外力和分離衝擊外力 從發射公司的星箭 耦合分析報告中顯示 所有的發射動態環境外力均 1. 分離衝擊測試 分離衝擊測試分別於 215 年八月十五日及八 月十七日執行兩次 本次測試的目的在於確認火箭 合乎福衛五號衛星發射介面控制文件的規定 分離裝置可以正確啟動並能與衛星分離 以及分離 裝置所產生的衝擊響應符合驗證規範 如圖 9 三 發射環境動態測試 福衛五號衛星分離衝擊測試構型為發射時之構 福衛五號衛星環境動態測試自215年第三季依 型 如圖 1 當火箭分離裝置被觸發後 位於分 序展開測試 分別為 (1) 分離爆震測試 (2) 音震響 離裝置下方的下環將會落下 而上環與衛星同在 應測試以及 (3) 振動測試 動態測試進行時 衛星 並被四顆三軸向加速度規紀錄下由於分離裝置觸發 本體總共有 128 個軸向的響應加速度安裝於關鍵元 Peak acceleration response (g) 件 用以驗證這些元件的響應規格是否被滿足 此 Lifting Fixture 4 35 3 25 2 15 1 13 1 1 5 1 Acceleration (g) 5 35 35 1 圖 9. 福衛五號衛星分離衝擊響應驗證規範 3 1 Clampband Formpad 圖 1. 福衛五號衛星分離衝擊測試構型
1. 8313.39 g Log Amplitude 1. 35 Shock Test #1 SRS Curves: 11 X/Y/Z 12 X/Y/Z 13 X/Y/Z 14 X/Y/Z.1. 1. Hz 1. (8) 圖 11. 福衛五號衛星分離衝擊測試衝擊響應頻譜 所產生的加速度且被轉換成衝擊響應頻譜 如圖 2.音震響應測試 11 從圖 11 的結果顯示 分離裝置所產生的衝擊 在火箭發射過程中 福衛五號衛星會承受運載 響應 (Shock Response Spectrum, SRS) 符合驗證規 火箭引起的音響振動外力 而音震環境試驗即用以 範 且各元件的衝擊響應值亦符合規格 因此福衛 驗證福衛五號衛星具有承受火箭音響振動外力的能 五號衛星分離衝擊測試成功完成 力 音震環境試驗的測試規範如圖 12 總共需執 Full (OSPL = 145.5 db) 145.5 14 123.6 125.71 128.35 128.36 13.2 131.68 132.89 134.12 135.34 135.34 136.68 135.2 133.36 132.89 134.12 131.68 13.2 12 128.36 127.34 126.12 124.89 124.34 123.12 121.89 121.34 12.12 118.89 SPL (db, ref: 2 pa) 1 8 6 4 2 25 31.5 4 5 63 8 1 125 16 2 25 315 4 5 63 8 25 6 5 15 3 rall 1 1 1 2 2 4 3 6 8 1 ve 5 O Center frequency (Hz) 圖 12. 福衛五號衛星音震測試規範 31
Microphone Height (cm) Mic 1 Mic 2 Mic 3 Mic 4 Mic 5 Mic 6 Mic 7 Mic 8 13 22 55 24 55 13 22 29 Mic 6 Mic 8 Mic 7 1 cm 11 cm 95 cm 1 cm Mic 1 Mic 2 95 cm 15 cm Ys/c Mic 5 11 cm Mic 3 1 cm 2 Mic 4 Zs/c Accelerometer Patch Panel Accelerometer Cable Boxes Door 圖 13. 福衛五號衛星音震測試構型 行 6 秒 測試時 將以麥克風監測音震環境以確 認是否符合測試規範 3.振動測試 福衛五號衛星的所有機械設計必須符合相關規 福衛五號衛星音震環境試驗於 215 年八月 格並通過振動測試 因此福衛五號衛星於 215 年 二十一日執行 福衛五號衛星固定在整測平台且立 八月二十六日至九月一日 總共執行 X 軸向 X 於全回響音震艙的中間位置 測試時 總共有八支 軸向 X 軸向與 PYPZ 軸向之振動測試 而測試時 麥克風環繞在福衛五號衛星周邊監測音震環境 衛 為了保護衛星元件 依照標準作業程序 會依火箭 星本體有 128 個軸向的響應加速度規安裝於關鍵元 載具公司所提供的最大發射振動預估環境 (較實際 件 用以驗證這些元件在承受音響振動外力測試 發射時更嚴苛) 在某些頻段及某些元件的自然振 時 衛星的元件響應是否超過該元件之規格 福衛 動頻率 剪裁 (notching) 調整振動強度 以避免進 五號衛星音震測試的測試構型如圖 13 所示 行振動測試時 發生共振效應造成元件損壞 然而 福衛五號衛星音震測試音壓頻譜結果如圖 14 調整過的振動強度 依然高於火箭實際發射時的振 所示 從圖中可以得知 本測試的各區頻段與全頻 動強度 如此方可確保衛星在升空後能確實執行任 段的音壓值均符合測試規範 此外 在檢視衛星內 務 各軸向的正弦振動測試規格及測試剪裁頻譜如 部加速度規紀錄的加速度響應值後 雖然有 43 個 圖 15 至圖 18 所示 頻道超過元件規範值 但經由比較測試前後的響應 此外 福衛五號衛星亦完成各軸向之隨機振動 頻譜及目視檢驗後 並無異常現象 且由元件功能 測試 並依測試響應資料計算各響應點的轉換函數 測試的結果顯示相關元件的功能皆屬正常 因此福 後 線性推導至火箭最大預期輪廓頻譜之隨機振動 (9) 衛五號衛星音震測試成功完成 測試剪裁輪廓頻譜交給火箭公司 並請 SpaceX 火 箭公司就火箭的動態發射環境進行評估 火箭公司 32
14 Spec Lo. Tol Up. Tol Mic. 1 (144.9 db) Mic. 2 (144.8 db) Mic. 3 (144.8 db) Mic. 4 (145. db) Mic. 5 (145.2 db) Mic. 6 (146.1 db) Mic. 7 (146.1 db) Mic. 8 (145.4 db) 13 12 SPL (db) 11 1 9 8 25. 31.5 4 5 63 8 1 125 16 2 25 315 14. 5. Axial spec (g) 4 Input spectrum (g) 5 63 8 1 125 16 2 25 315 4 5 63 8 1 4.5 4. 3.5 3. Acc. (G) 2.5 2. 1.5 1..5. 1 2 3 4 5 6 7 8 9 1 15. X 217 17.12 33
1.4 Lateral spec (g) notch input (g) 1.2 1. Acc. (G).8.6.4.2. 1 2 3 4 5 6 7 8 9 1 16. Y 1.4 Lateral spec (g) Input spectrum (g) 1.2 1..8 Acc. (G).6.4.2. 1 2 3 4 5 6 7 8 9 1 17. Z 34 217 17.12
notch input (g) Lateral spec (g) 1.4 1.2 Acc. (G) 1..8.6.4.2. 1 2 3 4 5 6 7 8 9 1 圖 18. PYPZ 軸向振動測試構型及正弦掃頻測試規格及測試剪裁頻譜 在驗證火箭發射外力後 確認福衛五號衛星的隨機 振動環境剪裁輪廓頻譜符合火箭發射時的隨機振動 環境(1) 測試完成後 針對衛星進行目視檢驗 並進行 衛星全功能測試以及檢視衛星加速度規的響應值 後 衛星均無異常狀況 另外對重要元件進行衛星 校準測量和太陽能電池板展開測試 從這些驗證結 果可以看出 衛星處於健康狀態 因此福衛五號衛 星振動測試成功完成 誌謝 感謝福衛五號總計畫主持人張和本博士的全力 支持 福衛五號衛星的結構發展才能順利完成 並 感謝機械組組長陳嘉瑞博士在結構發展上的悉心指 導以及機械組相關同仁的協助 光學遙測酬載結構 體也在系工組組長林喆博士的協調下得以完成 亦 一併致上感謝之意 而對於整測設備同仁在測試設 備上的妥善操作與維護 使衛星的動態環境測試順 利完成 甚表感謝 另外 要特別感謝漢翔公司對 於光學遙測酬載結構體在製造及檢測上的全力支 四 結論 持 而讓光學遙測酬載結構體圓滿遞交 福衛五號衛星在相關同仁的努力下 雖然在執 行計畫的過程中經歷許多困難並遭遇不少挫折 但 皆能一一克服而順利完成所有的整測工作並發射至 任務軌道執行任務 而在軌的衛星功能檢查顯示所 有元件的功能都處於良好而正常的狀態 衛星的任 務亦達到要求 這意味著福衛五號衛星的結構設計 是成功的 參考文獻 1. Kuo Jen-Chueh, et al, FORMOSAT-5 Satellite Structure Development and Dynamic Launch Environment Verification, 68th International Astronautical Congress (IAC), September 217. 2. Kuo Jen-Chueh, et al, Terrestrial Atmospheric and Oceanic Sciences, 28 (2), 157( 217). 35
3. Kuo Jen-Chueh, Chang Chan-Peng and Chou Chi-Wei, FORMOSAT-5 Bus/Structure CDR Technical Audit Report, FS5-RPT-131 (NSPO Internal Document), January 213. 4. Chou Chi-Wei, Formosat-5 RSI Jitter Analysis Report-CDR, A23-MEMO-12-ME-27 (NSPO Internal Document), 212 5. Kuo Jen-Chueh, FORMOSAT-5 Condensed Model-Stiffness matrices, Mass matrices, ATM, DTM and LTM for Final Coupled Load Analysis (FCLA), A23-MEMO-15-ME- 1(NSPO Internal Document), January 215. 6. Kuo Jen-Chueh, et al, Coupled Load Analysis Application on FORMOSAT-2 Development, European Conference on Spacecraft Structures, Materials & Mechanical Testing, May 25. 7. Kuo Jen-Chueh, FORMOSAT-5 Final Coupled Load Analysis Results, A23-MEMO-15-ME-14 (NSPO Internal Document), April 215. 8. Chou Chi-Wei, FORMOSAT-5 Separation Shock Test Report, FS5-RPT-175 (NSPO Internal Document), December 215. 9. Kuo Jen-Chueh, FORMOSAT-5 Protoflight Acoustic Test Report, FS5-RPT-176 (NSPO Internal Document), November 215. 1. Chou Chi-Wei, FORMOSAT-5 Vibration Test Report, FS5- RPT-174 (NSPO Internal Document), December 215. Jen-Chueh Kuo received his M.S. in mechanical engineering from National Central University. He is currently an engineer at National Space Organization, NARLabs. Chi-Wei Chou received his M.S. in mechanical engineering from National Chiao Tung University. He is currently an engineer at National Space Organization, NARLabs. Chan-Peng Chang is currently an engineer at National Space Organization, NARLabs. Heng-Chuan Hung received his M.S. in mechanical engineering from National Chiao Tung University. He is currently an engineer at National Space Organization, NARLabs. 36 217 17.12