KR100731647B1 - 유체 링을 이용한 인공위성의 비행자세 제어 시스템 - Google Patents

Abstract

본 발명은 인공위성의 3차원 비행자세 제어 시스템에 관한 것이다. 본 발명에 따른 시스템은 인공위성 비행 자세 제어를 위하여 필요한 토크를 제공하는 유체 링의 응용에 의존한다. 인공위성은 몸체에 부착된 유체 링을 구비하고 있다. 펌프가 유체의 흐름을 조절하기 위하여 각각의 유체 링 위에 설치된다. 제어 법칙에 따라 각각의 펌프를 사용하여 각각의 유체 링 내부의 유체 흐름을 적절하게 조절하는 것에 의하여 인공위성 축 주위에서 필요한 토크가 필요한 비행 자세 실행을 이루기 위하여 만들어진다. 상기 제어 법칙은 궤도 편이뿐만 아니라 비행 자세 장애에 의하여 발생하는 여기 상태를 완화시키기 위하여 비례 및 미분 항을 사용하는 것에 기초하고 그리고 상기 제어 법은 인공위성 비행 자세 각 및 탐지 장치에 의하여 제공된 정보에 기초하여 아날로그 논리를 이용하여 실행된다. 본 발명은 일반적으로 타원형 궤도뿐만 아니라 원형 궤도로 운동하는 인공위성의 비행 자세 실행을 현저하게 향상시키고 그리고 본 발명에 따른 시스템은 단지 소형 전력 펌프만을 필요로 한다. 이로 인하여 본 발명에 따른 시스템은 장래의 인공위성 임무에서의 적용을 위하여 커다란 잠재력을 가진다.

비행 자세, 피치, 롤, 요, 환경적 교란, 궤도 편이

Description

유체 링을 이용한 인공위성의 비행자세 제어 시스템{Method For Attitude Control of Satellites Fluid Rings}

도 1은 지구 주위의 축에 관하여 안정된 인공위성의 다이어그램을 도시한 것이다.

도 2는 인공위성을 위한 제어 시스템의 블록 다이어그램을 도시한 것이다.

도 3A는 j번째 유체 링에서 유체 슬러그의 β_j 및 η_j 각 위치 및 스팬을 예시한 것이다.

도 3B는 η_j = 2π을 가진 채워진 유체 링을 예시한 것이다.

도 4는 시스템이 유체 제어 토크가 없는 상태(T _j ^c = 0):e = 0, K₁ = 0.5, K₂ = 0.3,

D = 0.4, C₁ = 0.5, C₂ = 0.1, α₀‘ = Φ₀’ = γ₀‘ = 0.1, β₀’ = 10^-5를 도시한 것이다.

도 5는 시스템이 아래와 같은 유체 제어장치 토크로서 반응하는 것을 도시한 것이다:

T _j ^c :e = 0, K₁ = 0.5, K₂ = -0.3, D = 0.2, C₁ = 0.5, C₂ = 0.1, α₀‘ = Φ₀’ = γ₀‘ = 0.1,

β₀’ = 10^-5, μ ₁ = 1, μ ₂ = 10, μ ₃ = 2, ν ₁ =10, ν ₂ =ν ₃=5.

도 6은 아래와 같은 편이에 의하여 영향을 받을 때 반응하는 인공위성 비행 자세를 도시한 것이다: K₁ = 0.5, K₂ = -0.3, D = 0.3, C₁ = 0.5, C₂ = 0.1, α₀‘ = Φ₀’ = γ₀‘ = 0.1, β₀’ = 10^-5, μ ₁ = 1, μ ₂ = 10, μ ₃ = 2, ν ₁ =10, ν ₂ =ν ₃=5.

도 7A는 유체 링 피라미드 형태 배열에 대한 하나의 실시 예를 도시한 것이다.

도 7B는 도 7A의 유체 링 피라미드 형태 배열에 대한 다른 실시 예를 도시한 것이다.

도 8은 도 7A의 하위 시스템의 배열을 도시한 것이다.

도 9A는 동일 중심의 유체 링에 대한 하나의 실시 예를 도시한 것이다.

도 9B는 도 9A의 동일 중심의 유체 링의 다른 실시 예를 도시한 것이다.

도 10A는 동일 축 유체 링의 하나의 실시 예를 도시한 것이다.

도 10B는 도 10A의 동일 축 유체 링의 다른 실시 예를 도시한 것이다.

본 발명은 인공위성의 3차원 비행 자세를 제어하는 시스템과 관련된다.

본 명세서에 따르면 인공위성이란 지구 또는 태양계의 임의의 다른 행성 또는 물체 주위의 궤도 내 또는 태양 궤도 내에 있는 태양계 시스템의 임의의 인공 물체를 말한다. 인공위성의 비행 자세 안정성은 우주선의 임무를 성공적으로 완수하기 위하여 고려해야할 중요한 특징을 나타낸다. 불리한 점으로서, 인공위성이 초기에 정확하게 방향 설정이 되어 있다고 할지라도, 중력 기울기, 태양 복사 압력, 자기, 공기 역학, 자유 분자 반응 힘과 같은 주위의 힘의 영향으로 인하여 시간이 지남에 따라 적절한 방향 설정으로부터 벗어나게 된다.

이러한 문제를 해결하기 위하여 방법으로서, 인공위성의 비행자세 제어를 위한 유체 링/루프가 제안되었다.

미국 특허번호 제3,862,732호는 액체와 증기 형태의 유체로 채워진 회전하는 토로이드 형태의 탱크를 사용하는 인공위성 요(yaw) 안정 방법 및 추진 방법을 제안한다.

미국특허번호 제4,662,178호는 적층 배열의 유체 루프 형태로 정렬된 채널을 포함하는 회전자 장치(a rotator apparatus)를 사용하는 우주선 비행자세 제어 시스템을 제안한다. 회전자 장치는 축 주위로 회전하여 우주선의 피치/롤/요 운동을 제어하기 위하여 필요한 토크를 제공한다. 비행자세 제어의 과정에서 상기 회전자 장치 내의 채널이 제1 구성 및 제2 구성 사이에서 이동한다. 상기 제1 구성에서, 상기 유체는 가속된 다음 일정한 속도로 유지되어 필요한 우주선 속도에 도달한다. 다음 단계로, 상기 채널이 제2 구성으로 이동되고, 상기 유체는 감속이 된다.

미국특허번호 제4,776,541호는 유체 모멘텀 제어 장치를 사용하여 우주선에 작용하는 외부 또는 내부의 주기적인, 비-축척 토크의 중립 및 완화에 대하여 개시하고 있다.

미국 특허번호 제5,026,008호는 인공위성 비행자세의 제어를 위한 향상된 유체 작동 시스템을 제안한다. 상기 유체 루프는 내부의 또는 외부의 우주선 위에 위치할 수 있다.

본 발명에 따르면, 우주선 비행자세 제어를 위한 유체-루프 반응 장치의 사용이 제공된다. 상기 제안된 장치는 루프 내에 포함된 유체에 거슬러 반응하는 것에 의하여 우주선의 비행자세를 제어한다. 펌프(들)는 우주선 및 유체 양쪽 모두에게 운동량을 제공한다. 수력 공학적 집적장치 및 밸브가 흐름을 제어하기 위하여 추가된다.

또한 유체 루프를 사용하는 방법이 단일 축 주위로 회전하는 우주선의 비행자세 제어를 위한 방법으로 제안된다. 상기 유체 루프 내의 유체는 자기 수력 펌프에 의하여 구동된다.

이와 같이, 유체 루프/링은 필요한 수준의 정확성을 가지고 인공위성의 자유 동역학을 안정시키기 위하여 이용될 수 있다. 본 발명에 따르면, 유체 링을 사용하는 인공위성의 3-차원 비행자세 제어 시스템이 제공된다. 상기 시스템은 인공위 성의 몸체에 부착된 다수 개의 링, 펌프 및 인공위성 비행자세 각 및 속도의 측정을 위한 센서를 가진 인공위성을 포함한다. 상기 인공위성에게 부착된 유체 링들의 다양한 정렬 방법이 제공된다. 아날로그 논리를 통하여 실행되는 제어 법칙에 따라서 펌프를 사용하여 유체 링들 내부에서 유체를 회전시키는 것에 의하여 인공위성 축 둘레의 토크가 발생되어 필요한 비행자세 실행이 이루어진다. 본 발명에 따라, 지구-방향성 비대칭 인공위성을 위한 문제가 분석된다.

본 발명의 목적은 센서 및 작동 장치에게 기여하는 최소한의 가능한 추가적인 질량을 가진 유체 링을 포함하는 인공위성의 3-차원 비행자세를 제어하는 시스템을 제공하는 것이다.

본 발명의 다른 목적은 현저한 질량 또는 신뢰성에 대한 불이익을 가지지 않고 비행자세제어를 위한 전력 요구를 감소시킬 수 있는 인공위성 비행자세의 제어를 위한 시스템을 제공하는 것이다.

본 발명의 또 다른 목적은 가장 최대의 장점을 가지는 인공위성의 비행자세를 제어하는 시스템을 제공하는 것이다.

본 발명의 또 다른 목적은 일정한 법칙에 따라 필요한 각으로서 유체를 회전시키는 인공위성의 비행자세의 제어를 위한 시스템을 제공하는 것이다.

제시된 목적을 위하여, 본 발명은 몸체에 부착된 유체 링을 가진 인공위성을 제안한다. 구동모터를 가진 펌프는 제어 법칙에 따라서 유체 링 중의 하나 또는 그들의 전부를 필요한 각으로 회전시키고 그리고 그에 의하여 인공위성 둘레로 토크가 필요한 인공위성 비행자세 실행을 위하여 만들어진다. 제어 법칙은 환경적 교란 또는 궤도 편이 또는 양쪽 모두로 인하여 발생한 비행 자세 여기(attitude excitations)를 완화시키기 위하여 전개되고 그리고 인공위성 비행 자세 각도 및 비행 자세 탐지 장치에 의하여 제공된 해당하는 속도의 정보에 기초한 아날로그 논리를 통하여 실행된다.

만약 인공위성이 궤도 내에 위치하게 되면, 유체 루프를 포함하는 임의의 종류의 유체 링이 발사 과정에서 인공위성 몸체의 외부/내부에 설치되거나 또는 겹쳐지거나, 또는 임의의 방법으로 밀집하게 저장되고, 그리고 인공위성이 궤도에 진입한 후 이와 같은 장치들은 평행 또는 피라미드를 포함하는 임의의 정렬 방법으로 배치된다.

본 발명의 이점은 피치, 롤 또는 요(yaw) 운동을 따라 인공위성의 효율적인 비행 자세 제어가 얻어진다는 사실에 있다.

본 발명의 목적, 특징 및 이점은 첨부된 도면을 참조로 하여 제한되지 않는 실시 예로서 주어지는 아래의 발명의 상세한 설명으로부터 명확해 질 것이다.

본 명세서에서 사용되는 기호들은 아래와 같은 의미로 사용된다.

A = πD²/4, m² (유체 링의 단면적);

D = m (유체 링의 단면적의 지름);

D1 = D/r (유체 링의 크기가 없는 직경);

e = 궤도 편이;

f = 다시-비스바흐(Darcy-Wiesbach) 저항 계수;

Ik = k-축 주위의 인공위성의 일차 중심 관성 모멘트, k = x, y 또는 z 축이 되고 단위는 kg-m²;

I_kj ^f = k-축 주위의 유체 링의 일차 중심 관성 모멘트, k = x, y 또는 z 축이 되고 단위는 kg-m²;

K₁, K₂ = (I_x-I_y)/I_z, (I_x-I_z)/I_y (인공위성 질량 분포 매개변수);

K₃, K₄ =(1-K₁)/(1-K₁K₂), (1-K₂)/(1-K₁K₂);

r = 유체 링의 평균 반지름 (단위 m);

R = 궤도 반지름(단위 m);

Tj = j번째 유체 링 축 대칭에 관한 유체 마찰 토크(단위 N-m);

T_j ^c = j번째 유체 링 내에 있는 펌프에 의하여 적용되는 유체 제어 토크(단위 N-m);

α, Φ, γ = 각각 차례대로 인공위성 피치, 롤 및 요각(단위 도);

α_d, φ_d, γ_d = 필요한 또는 명령된 인공위성 피치, 롤 및 요각(단위 도);

α₀, φ₀, γ₀ = α, φ, γ (θ = 0, 단위 도);

α₀‘, Φ₀’, γ₀‘ = α’, φ‘, γ'(θ=0);

β_j, η_j = 각각 j번째 유체 링에서 유체 슬러그의 각 위치 및 스팬(span)(도 2, 단위 도);

β_j' = 유체 링-j와 관련된 각 속력(단위 rad/s);

β₀' = β_j'(θ=0에서 β₁' = β₂' = β₃' 인 경우);

η_t = η_j(η₁ = η₂ = η₃; 단위는 도);

ρ = 유체 밀도, 단위는 kg-m^-3;

τ_j = 유체 링-j를 위한 절단 스트레스(단위 N-m^-2);

μ = 유체의 점성(단위 kg-m^-1s^-1);

θ = 실제 변이 (단위 도);

Ω = 궤도 속도(단위 rad/s);

(.)₀, (.)_e = θ=0에서 (.), 평형에서 (.);

(.)‘, (.)’‘ = d(.)/dθ 및 d²(.)/dθ²;

|(.)|_max = (.)의 절대 최대 진폭.

제시된 목적을 이루기 위한 적절한 실시 형태에 따르면, 본 발명에 따른 제어 시스템은 인공위성 몸체; 각각이 상기 인공위성의 주축에 부착된 다수 개의 유체 링; 상기 각각의 유체 링에 설치된 다수 개의 펌프; 상기 인공위성의 비행 자세 및 비행 자세 속도를 측정하기 위한 탐지장치를 포함하고, 상기 다수 개의 유체 링 및 다수 개의 펌프에 의하여 상기 인공위성의 피치, 롤 및 요가 제어될 수 있다.

본 발명의 다른 적절한 실시 형태에 따르면, 상기 인공위성은 평면 궤도에서 회전이 되고 그리고 상기 미리 결정된 축은 상기 평면 궤도에 수직이 될 수 있다.

본 발명의 또 다른 적절한 실시 형태에 따르면, 상기 유체 링 내부의 유체는;

T ₁ ^c = μ₁α' + ν₁(α-α_d); T ₂ ^c = μ₂γ' + ν₂(γ-γ_d); T ₃ ^c = μ₃Φ' + ν₃(φ - φ_d)으로 표시되는

제어 법칙에 따라서 유체 펌프를 사용하여 필요한 각 만큼 이동이 될 수 있다

본 발명의 또 다른 적절한 실시 형태에 따르면, 상기 시스템은 3개의 유체 링들을 포함하고, 각각의 상기 유체 링은 세 개의 펌프 및 각각의 탐지 장치를 따라 인공위성의 주축에 부착될 수 있다.

본 발명의 또 다른 적절한 실시 형태에 따르면. 상기 각각의 유체 링들은 피라미드 구성으로 정렬되고, 상기 각각의 유체 링은 상기 피라미드의 모서리에 위치할 수 있다.

본 발명의 또 다른 적절한 실시 형태에 따르면, 상기 유체 링들은 평행 또는 피라미드 구성으로 정렬되는 동일한 또는 서로 다른 크기의 링으로서 동일 중심 또는 동일 축에 위치하는 유체 링이 될 수 있다.

본 발명의 또 다른 적절한 실시 형태에 따르면, 만약 상기 유체 링들의 외부 층들이 특정한 기능을 허용하는 적당한 금속으로 만들어진다면, 상기 인공위성 외부에 위치하는 유체 링들은 안테나 또는 태양 판으로 역할을 할 수 있다.

본 발명의 또 다른 적절한 실시 형태에 따르면, 상기 적어도 하나의 평면 표면은 상기 인공위성 몸체로부터 멀어지는 반대방향으로 연장되는 하나의 유체 링을 포함할 수 있다.

아래에서 본 발명은 첨부된 도면을 참조하여 제한되지 않는 실시 예를 이용하여 상세하게 설명된다.

도 1은 지구 궤도(2) 내에 있는 인공위성(1)을 도시한 것이다. 인공위성(1)은 S 위치에 시스템의 질량 중심을 가진 중심 몸체(3)를 가진다. 각각의 유체 펌프(7, 8, 9)를 가지도록 설치된 세 개의 유체 링(4,5,6)이 중심 몸체(3)에 부착된다(도 1 참조). 첫 번째 유체 링은 인공위성 피치 축에 부착되고, 두 번째 유체 링은 인공위성 요축에 설치되고, 그리고 세 번째 유체 링은 인공위성 롤 축에 부착된다. 시스템의 질량 중심 S는 인공위성(1)의 질량 중심에 위치한다. 문제 해결의 중심은 인공위성 비행 자세에 대한 유체 운동의 효과를 이용하는 것이므로, 질량 중심으로부터 유체 링의 거리는 무시할 수 있는 것으로 가정했다. 시스템의 질량 중심 S를 통과하는 좌표 프레임 X₀Y₀Z₀은 궤도 기준 프레임을 나타낸다. 상기 좌표에서 X₀-축은 궤도 평면에 수직이 되고, Y₀-축은 수직인 영역을 향하고 그리고 Z₀-축은 오른손 프레임의 세 번째 축을 나타낸다. 인공위성의 방향은 일련의 세 개의 연속적인 회전에 의하여 특정이 되고, 이들은 X₀-축에 관한 α (피치), 새로운 롤 축(만약 α = 0인 경우 Z-축)에 관한 Φ, 그리고 마지막으로 결과로서 나타나는 요축에 관한 γ로 표시된다. 인공위성을 위한 해당하는 주 몸체-고정 좌표 축(principal body-fixed coordinate axes)은 S-XYZ로 표시된다. 유체 링-j를 위하여, 각 β_j는 몸체-고정 Y-축과 관련하여 j-축(j = 1, 2, 3은 각각 X-축, Y-축, Z-축을 나타낸다.) 주위의 유체 슬러그의 회전을 나타낸다(도 3). 상기 벡터와 관련된 결과로서 나타나는 좌표 프레임은 S_Lj-X_LjY_LjZ_Lj로 표시된다. 논의되는 시스템은 6개의 일반화된 좌표를 가지고, 상기 좌표는 인공위성의 회전을 위한 세 개: 피치(α), 롤(Φ) 그리고 요(γ), 유체 링을 위한 세 개로서 β_j, j=1,2,3이 된다. 유체 링이 인공위성과 비교하여 상당히 작은 크기이므로, 관성 및 질량 중심의 운동 효과의 결과는 무시된다.

환형의 링과 관련된 유체의 운동은 상기 링의 벽면에 작용하는 절단 스트레스(shear stress)를 통하여 에너지 분산을 발생시킨다. 유체 링-j를 위한 절단 스트레스 τ_j는 아래와 같이 주어진다.

τ_j=(1/8)fρV²=(1/8)fρr²β_j, … …(1)

상기에서 매끄러운 파이프(Rn<2000) 내에서 라미나 흐름(laminar flow)[3]을 위하여,

f = 64/Rn… … (2)이 된다.

상기와 같은 것은 작은 각이 되는 경우에 해당한다(도 3A 및 3B). 매끄러운 파이프(2000<Rn<10⁵) 내에서 교란 흐름을 위한 블라시우스(Blasius)에 의하여 주어지는 실험식[3]은 아래와 같다:

f = (0.316)/(Rn^1/4) … … (3).

본 발명에 따른 방법에 있어서, 분석에 중요한 영향을 미치지 않는 끝 부분 효과는 무시하였다; 추가로 링의 습한 부분(wetted area)에 걸친 절단 스트레스의 결합을 단순화하기 위하여 D<<r 이 되는 것으로 가정하였다. 링의 대칭축에 관한 유체 토크 T_j는 아래와 같이 주어진다.

T_j = - sign(β_j)πτ_jr²D|β_j| … … (4).

인공위성(1)에 대하여 3-축 비행 자세 제어 시스템이 제공된다.

또한, 본 발명은 위에서 설명한 선행 기술들에서 개시된 기술적 사상과 양립하고 그리고 본 명세서에 참조로서 결합되며, 이로서 인공위성에 최소한의 항목 또는 전혀 추가되는 항목이 없도록 만든다.

롤, 피치 및 요축에 관한 비행 자세 제어는 인공위성의 외부/내부에 대하여 유체 링을 이용하는 시스템에 의하여 전체적으로 제공되는 것으로 이해될 것이다.

본 발명은 그 자체로서 새로운 구성 요소의 결합을 제안하고 그리고 점성 지축 미동의 댐퍼(viscous nutation dampers)(모든 정지 인공위성)와 같이 오랜 기간 동안 궤도에 있는 것으로 이미 증명이 되었다.

본 명세서에서는 인공위성의 피치, 롤 및 요 제어를 이루는 방법을 제안한다.

오일러 모멘트 방정식을 적용시키면, 시스템의 조절 비선형 결합 일반 미분 방정식이 얻어진다. 시스템 표현과 반응 시뮬레이션의 편의를 위하여, 아래의 차원이 없는 시스템 매개 변수를 고려한다.

D = D/r; C₁ = (ρπr⁵)/I_x; C₂ = μ/(ρrDΩ) … … (5),

K₁, K₂를 제외하고, 인공위성 질량 모멘트의 관성 성질을 기술한다. 이제 더 이상 이와 같은 매개 변수들은 특정한 인공위성의 크기, 질량 및 관성 또는 유체 성질에 의존하지 않기 때문에 이와 같은 매개 변수는 결과의 적용 영역을 향상시킨다.

다음으로, 펌프에 의하여 적용되는 유체 토크 T _j ^c를 유도한다. T _j ^c의 적당한 변수를 위하여 아래와 같이 간단한 비례 및 미분 제어 법칙을 결합시키는 제어 장치를 고려한다.

T ₁ ^c = μ₁α‘ + ν₁(α-α_d); T ₂ ^c = μ₂γ' + ν₂(γ + γ_d); T _j ^c = μ₃Φ' + ν(Φ-Φ_d) … … (6).

상기 방정식 (6)에서 제어 이득 μ_j 및 ν_j (j=1, 2,3)는 (I_xΩ²)에 대하여 정규화가 된다. 비행 자세 각 및 해당하는 속도가 비행 자세 탐지 장치에 의하여 측정되었다. 본 발명에 따른 실시 형태에서 원하는 비행 자세 각은 0으로 취해진다(즉, α_d =Φ_d = γ_d = 0).

균형성 및 안정성이 분석되었다.

결과

본 발명에서 제안된 제어 장치의 실행을 연구하기 위하여, 상세한 시스템 반응이 아래와 같은 초기 조건을 이용하여 시뮬레이션이 되었다:

α₀=Φ₀=γ₀ =5 (단위 도);β_j0 = 0, j=1,2; η₁ = η₂ = η₃ =η_t = 2π; α_d=Φ_d=γ_d =0, 사용된 프로그램은 피조트-기어 BDG 방법(Petzoid-Gear BDF Method)에 기초한 International Mathematical and Statistical Library(IMSL) routine DDASPG를 사용하였다.

본 발명에 따른 실시 예에서는 먼저 원형 궤도(즉 e = 0) 내에서 움직이는 시스템을 고려하였고 그리고 자연적인 댐핑(즉, T _j ^c = 0, j= 1, 2, 3)을 가진 시스 템의 동역학이 연구되었다. 도 4에 도시된 인공위성의 비행 자세 각은 시간이 경과함에 따라 감소하는 것으로 나타났고 그리고 20개의 궤도에서 |α|_max = 0.03도, |Φ|_max = 0.09도 그리고 |α|_max = 0.05에 도달했다. 실제로, 자연 댐핑을 가진 시스템은 안정 상태에 도달하기 위하여 비교적 긴 주기를 필요로 하고 그리고 이로 인하여 방정식 (6)으로 주어지는 제어 법칙에 따라서 유체 제어 장치 T _j ^c를 적용하는 것을 고려하였다. 도 5는 인공위성이 유체 제어장치에 반응하는 것을 보여준다. 시스템 매개 변수 D, C₁ 및 C₂의 변동뿐만 아니라 높은 초기 비행 자세 속도 교란 및 궤도 편이(도 6)의 존재에도 불구하고, 시스템은 높은 비행 자세 실행으로서 안정된 상태로 유지되었다.

제안된 제어 방법의 효율성에 관한 평가를 위하여, 본 발명에서는 정지 비행 자세 및 유체 링 내부에 물 유체(ρ = 998 kg.m^-3; μ = 10^-3 kg.m^-1s^-1, 20 ℃)의 특별한 경우에 대하여 실시하였다. 이와 같은 특별한 경우를 위하여, 본 발명에서는 차원의 형태 내에서 사용된 시스템 매개변수를 표현할 수 있다(표 1).

표 1 : 차원 형태로 표시된 시스템 매개 변수

Ix-Iy-Iz(kg.m2)	r(cm)	D(cm)
240-141-198	59	23.6
432-188-488	59	23.6
888-386-1004	68	20.4
2446-1046-2765	83	16.6

본 발명은 또한 지면과 관련하여 전체적으로 또는 부분적으로 필요한 계산이 행해지는 것과 관련된 임의의 인공위성에 적용될 수 있다.

도 1에 도시된 것과 같은 유체 링의 정렬은 평행 구성이라고 명해지고, 상기에서 시스템은 3개의 유체 링을 포함하고 그리고 3개의 유체 링 각각은 새 개의 펌프 및 각각의 탐지 장치를 따라서 인공위성의 주축에 부착된다.

상기 유체 링은 피라미드 구성으로 정렬될 수 있고(도 7 참조), 상기에서 4개의 유체 링은 피라미드의 4개의 모서리에 위치한다. 각각의 유체 링은 단일-짐볼 형태(single-gimballed)가 되고 그리고 각각의 유체 링은 DC 모터(11)를 사용하여 회전될 수 있다(도 8 참조). 그러므로 유체 링(4)의 내부에 존재하는 유체는 유체 펌프(7)에 의하여 유체 링(4)의 원주 방향을 따라 회전하게 되고 그리고 유체 링(4) 자체는 DC 모터(11)에 의하여 유체의 회전 축이 변경될 수 있다. 유체 펌프(7)를 따라서 유체 링(4)은 모터 지주(10)에 의하여 고정된다. 모터 지주(10)에 고정된 유체 링(4)은 모터 지주(10)와 함께 DC 모터(11)에 의하여 회전하게 되고 그리고 유체 링(4)의 회전에 의하여 유체의 회전축이 변경된다.

임의의 하나의 축 또는 모든 축 주위의 큰 토크가 필요한 경우, 각각의 축에 하나 또는 그 이상의 유체 링이 설치될 수 있다. 유체 링들은 평행 또는 피라미드 구조로서 동일 중심(도 9) 또는 동일 축(도 10)이 될 수 있다. 상기 유체 링들의 단면적은 동일하거나 또는 서로 다를 수 있다. 동일 축 정렬의 경우(도 10), 상기 링들은 인공위성 몸체에 가까운 링의 크기로부터 작아지는 크기로 정렬될 수 있다.

유체 링들의 외부 층들이 특정한 기능을 허용하는 적당한 소재로 만들어진다면, 인공위성의 몸체 외부에 위치하는 유체 링들은 안테나 또는 태양 판(solar panel)으로서 역할을 할 수 있다.

본 발명은 현저한 질량 또는 신뢰성에 대한 불이익을 가지지 않고 비행자세제어를 위한 전력 요구를 감소시킬 수 있는 인공위성 비행자세의 제어를 할 수 있도록 하는 이점을 가진다. 이와 같은 비행 자세의 제어는 피치, 롤 또는 요(yaw) 운동을 따라 인공위성에 효율적으로 이루어진다. 본 발명은 또한 지상과 관련하여 전체적으로 또는 부분적으로 필요한 계산이 행해지는 것과 관련된 임의의 인공위성, 특히 저궤도 또는 정지궤도에 적용될 수 있다는 이점을 가진다.

Claims (12)

1. 인공위성의 비행 자세 안정성을 위하여 서로 수직이 되는 피치, 롤 및 요 축 방향의 운동을 제어하는 인공위성의 비행 자세 제어 시스템에 있어서,

   인공위성 몸체;

   점성을 가진 내부 유체의 압력을 유지하기 위하여 금속 재질로 이루어지고 그리고 피치, 롤 및 요 축 방향의 운동을 제어하기 위한 다수 개의 환형의 유체 링;

   유체 링의 회전을 제어하기 위한 모터;

   모터의 지주에 고정되고 그리고 유체 링의 내부에 유체를 회전시켜 유체 토크를 유도하는 펌프; 및

   유체 링의 제어에 따른 인공위성 몸체의 비행 자세 각 및 해당하는 속도를 측정하는 탐지장치를 포함하는 비행 자세 제어 시스템.
2. 청구항 1에 있어서, 유체는 물이 되고 그리고 모터는 DC 모터가 되는 것을 특징으로 하는 비행 자세 제어 시스템.
3. 청구항 1에 있어서, 유체 토크는 아래와 같은 식으로 주어지는 제어 법칙에 따라 제어되고,

   T ₁ ^c = μ₁α' + ν₁(α-α_d); T ₂ ^c = μ₂γ' + ν₂(γ-γ_d); T ₃ ^c = μ₃Φ' + ν₃(φ - φ_d), 상기에서 T_j ^c = j번째 유체 링 내에 있는 펌프에 의하여 적용되는 유체 제어 토크(단위 N-m, j= 1, 2 또는 3); μ_j = 유체의 점성(단위 kg-m^-1s^-1); α, Φ, γ = 각각 차례대로 인공위성 피치, 롤 및 요각(단위 도); α_d, φ_d, γ_d = 필요한 인공위성 피치, 롤 및 요각(단위 도); v_j 는 속도; 그리고 (.)'는 d(.)/dθ를 각각 나타내는 것을 특징으로 하는 비행 자세 제어 시스템.
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5. 청구항 1에 있어서, 다수 개의 환형의 링은 피치, 롤 및 요 축 방향의 운동을 제어를 위하여 피라미드 형태의 4개의 모서리에 설치되는 것을 특징으로 하는 비행 자세 제어 시스템.
6. 청구항 5에 있어서, 4개의 유체 링의 각각은 단일 짐볼 형태가 되는(single-gimballed) 것을 특징으로 하는 비행 자세 제어 시스템.
7. 청구항 1에 있어서, 다수 개의 환형 링은 피치, 롤 및 요 축 방향으로 설치되는 것을 특징으로 하는 비행 자세 제어 시스템.
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