KR100841998B1 - 소형 인공위성 자세제어 통합검증시스템에 사용되는 센서데이터 모사장치, 센서 하드웨어 모사장치 - Google Patents

소형 인공위성 자세제어 통합검증시스템에 사용되는 센서데이터 모사장치, 센서 하드웨어 모사장치 Download PDF

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Abstract

본 발명에 따른 센서 데이터 모사장치는, 소형 인공위성의 명령 및 데이터 처리장치의 성능을 검증하기 위한 소형 인공위성 자세제어 통합검증시스템에 사용되며, 태양 센서 및 자기센서의 출력값을 모사(模寫)한다. 구체적으로, 본 발명에 따른 센서 데이터 모사장치는, 센서 하드웨어 모사장치로 데이터를 출력하는 직렬 통신부, 위성 동역학 시뮬레이션 프로그램과 소형 인공위성의 궤도 정보가 저장되는 저장부, 저장부에 저장된 위성 동역학 시뮬레이션 프로그램에 의해 제어되어 저장부에 저장된 소형 인공위성의 궤도 정보와 시간을 기초로 위성 자세 결정 정보를 산출하는 위성 자세 정보 처리부 및 위성 자세 정보 처리부에서 산출된 위성 자세 결정 정보를 통해 태양벡터와 지구 자기장벡터를 산출하고, 상기 산출된 태양벡터와 지구 자기장벡터와 미리 저장된 센서 모델식을 이용해 센서 출력값을 산출하여 직렬 통신부를 통해 센서 하드웨어 모사장치로 출력하는 센서 데이터 모사 처리부를 포함한다.
인공위성, 센서 데이터 모사장치, 센서 하드웨어 모사장치, 명령 및 데이터 처리장치, 태양 센서, 자기센서

Description

소형 인공위성 자세제어 통합검증시스템에 사용되는 센서 데이터 모사장치, 센서 하드웨어 모사장치{Sensor data Simulator and Sensor Hardware Simulator to be used in Integrated Verification System of Attitude Determination and Control for Small Satellite}
도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 소형 인공위성 자세제어 통합검증시스템의 전체적인 구성을 도시한다.
도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 센서 데이터 모사장치의 구성을 도시한다.
도 3은 실제 자기센서 하드웨어의 성능 시험에 의한 센서 출력값에 대한 센서 모델식 도출 과정을 예시한다.
도 4a, 도4b, 도 4c는 본 발명의 일실시예에 따른 센서 데이터 모사장치에서 자기센서 모델식으로부터 도출한 센서 출력값을 예시한다.
도 5는 본 발명의 일실시예에 따른 센서 하드웨어 모사장치 및 명령 및 데이터 처리장치의 구성을 도시한다.
본 발명은 소형 인공위성 자세제어시스템의 통합적 검증을 위한 위성 자세제어 통합검증시스템의 개발에 관한 것으로, 소형 인공위성 자세제어 통합검증시스템에 사용되는 센서 데이터 모사장치, 센서 하드웨어 모사장치 및 명령 및 데이터 처리장치에 관한 것이다.
소형 인공위성 자세제어시스템은 자세측정 센서, 자세제어 구동기, 비행 소프트웨어로 구성되어 있으며 이들이 개발된 후에는 개별적, 통합적으로 성능을 검증하는 작업이 필요하다. 개별적 성능 검증은 센서, 구동기 하드웨어의 개별 시험을 통해 하드웨어의 요구조건 만족 여부를 확인하는 작업이며, 통합적 성능 검증은 개별적 성능 검증만으로는 구현할 수 없는 것으로, 위성이 겪게 될 우주환경을 모사하고 센서 및 구동기의 하드웨어 특성을 반영하여 자세제어 비행 소프트웨어의 적합성 여부를 검증하는 역할을 한다. 보다 실제적인 위성 자세제어시스템의 검증을 위해서는 위성이 처하게 될 우주환경 하에서 실시간으로 출력되는 센서 값이 필요한데 이것은 센서 하드웨어 전체를 직접 사용하여 동시에 시험하는 방법으로는 거의 불가능하며, 만일 가능하다고 해도 태양, 지구자기장, 별자리 등과 같은 우주환경을 모사해주는 고가의 장비가 필요하고 각기 특성이 다른 센서 하드웨어의 성능 시험 조건을 동시에 만족시키면서 시험을 수행하는 것이 쉽지 않으므로 비용적인 면이나 시간적인 면에서 여러 가지로 제약이 따를 수밖에 없다.
본 발명은 상기와 같은 배경에서 제안된 것으로서, 본 발명의 목적은 우주환경을 모사하는 고가의 장비를 사용하지 않고도 적은 비용으로 위성의 특성을 반영 한 보다 실제적인 위성 자세제어시스템의 검증을 가능하게 하는 소형 인공위성 자세제어 통합검증시스템에 사용되는 센서 데이터 모사장치를 제공하는 것이다.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 일 양상에 따른 센서 데이터 모사장치는, 소형 인공위성의 자세 결정 및 제어 장치의 성능을 검증하기 위한 소형 인공위성 자세제어 통합검증시스템에 사용되며, 태양 센서 및 자기센서의 출력값을 모사(模寫)한다. 구체적으로, 본 발명에 따른 센서 데이터 모사장치는, 센서 하드웨어 모사장치로 데이터를 출력하는 직렬 통신부, 위성 동역학 시뮬레이션 프로그램과 소형 인공위성의 궤도 정보가 저장되는 저장부, 저장부에 저장된 위성 동역학 시뮬레이션 프로그램에 의해 제어되어 저장부에 저장된 소형 인공위성의 궤도 정보와 시간을 기초로 위성 자세 결정 정보를 산출하는 위성 자세 정보 처리부 및 위성 자세 정보 처리부에서 산출된 위성 자세 결정 정보를 통해 태양벡터와 지구 자기장벡터를 산출하고, 상기 산출된 태양벡터와 지구 자기장벡터와 미리 저장된 센서 모델식을 이용해 센서 출력값을 산출하여 직렬 통신부를 통해 센서 하드웨어 모사장치로 출력하는 센서 데이터 모사 처리부를 포함한다.
이와 같은 양상에 따른 본 발명의 센서 데이터 모사장치는, 소형 인공위성이 처하게 될 궤도 환경과 위성 센서 하드웨어 고유의 특성을 반영하여 구현됨으로써, 고가의 장비를 대체하여 소형 인공위성의 명령 및 데이터 처리장치의 실제적인 검증을 위한 장치로서 활용될 수 있다.
본 발명의 다른 양상에 따른 센서 하드웨어 모사장치는, 센서 데이터 모사장 치로부터 센서 출력값을 입력받는 직렬 통신부, 직렬 통신부로부터 입력받은 디지털 센서 출력값을 아날로그 센서 출력값으로 변환하여 출력하는 제어부 및 제어부로부터 입력되는 아날로그 센서 출력값을 상기 제어부로부터 입력되는 채널 제어 신호에 따라 선택된 채널을 통해 명령 및 데이터 처리장치로 출력하는 멀티플렉서를 포함하는 것을 특징으로 한다.
이와 같은 양상에 따른 본 발명의 센서 하드웨어 모사장치는, 출력 채널을 실제 위성에 장착되는 아날로그 센서 출력의 수만큼 설계하여 실제 센서 하드웨어와 유사한 효과를 발휘하도록 구현됨으로써, 소형 인공위성의 명령 및 데이터 처리장치와의 하드웨어 인터페이스를 검증할 수 있다.
전술한, 그리고 추가적인 본 발명의 양상들은 후술하는 실시예를 통해 더욱 명확해질 것이다. 이하에서는 첨부된 도면을 참조하여 기술되는 바람직한 실시예를 통하여 본 발명을 당업자가 용이하게 이해하고 재현할 수 있도록 상세히 설명하기로 한다.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 소형 인공위성 자세제어 통합검증시스템의 전체적인 구성을 도시한다. 도시한 바와 같이, 본 실시예에 따른 소형 인공위성 자세제어 통합검증시스템은 센서 데이터 모사장치(200), 센서 하드웨어 모사장치(300), 명령 및 데이터 처리장치(400) 및 모니터링 장치(500)를 포함한다.
센서 데이터 모사장치(200)는 태양 센서 및 자기센서의 출력값을 모사(模寫)한 센서 출력값을 생성하여 출력한다. 본 발명의 특징적인 양상에 따라 센서 데이터 모사장치(200)는 센서 출력값을 생성하기 위해 시간 정보, 태양 모델, 지구자기 장 모델, 위성 궤도 정보, 위성 동역학 시뮬레이션 프로그램과 실제 센서 하드웨어의 성능 시험을 통해 도출해낸 센서 모델식이 내부 메모리에 저장된다. 일례로, 센서 데이터 모사장치(200)는 통상적인 퍼스널 컴퓨터 등으로 구현될 수 있다.
센서 하드웨어 모사장치(300)는 센서 데이터 모사장치(200)에서 출력되는 디지털 센서값을 입력받아 아날로그 센서값으로 변환하여 출력한다. 본 발명의 센서 하드웨어 모사장치(300)는 출력 채널을 실제 위성에 장착되는 아날로그 센서 출력 값의 수만큼 설계하여 실제 센서 하드웨어와 유사한 효과를 발휘하도록 구현된다. 센서 하드웨어 모사장치(300)와 센서 데이터 모사장치(200)는 예컨대, RS-232 직렬 통신으로 인터페이스될 수 있다.
명령 및 데이터 처리장치(400)는 센서 하드웨어 모사장치(300)로부터 입력되는 아날로그 센서값을 디지털 센서값으로 변환하고, 상기 변환된 디지털 센서값을 이용해 위성 자세 결정 정보 및 구동장치 제어정보를 산출한다. 여기서, 명령 및 데이터 처리장치(400)에서 산출되는 위성 자세 결정 정보는, 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 방향으로의 위성 각도정보를 포함한다. 또한, 구동장치 제어정보는 구동장치(도시하지 않음.)의 구동에 필요한 제어 토크 정보를 포함한다.
모니터링 장치(500)는 명령 및 데이터 처리장치(400)로부터 위성 자세 결정 정보를 입력받아 화면에 표시한다. 모니터링 장치(500)는 명령 및 데이터 처리장치(400)와 예컨대, RS-232 직렬 통신으로 인터페이스될 수 있다. 일 실시예에 있어서, 모니터링 장치(500)와 센서 데이터 모사장치(200)는 통상적인 퍼스널 컴퓨터로 일체로 구현될 수 있다.
도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 센서 데이터 모사장치의 구성을 도시한다. 도시한 바와 같이 일 실시예에 있어서, 본 발명의 센서 데이터 모사장치(200)는 크게 직렬 통신부(250)와 저장부(240)와 제어부(260)를 포함하여 구현될 수 있다.
직렬 통신부(250)는 센서 하드웨어 모사장치로 데이터를 출력하는 것으로, 예컨대, RS-232 직렬 통신모듈로 구현될 수 있다. 저장부(240)는 실행 프로그램과 관련 데이터가 저장되는 것으로, 수 메가 비트의 용량을 갖는 SRAM(static random access memory)과 수 십 메가 비트의 용량을 가지는 플래쉬 저장부(flash memory)가 하나의 칩으로 구현될 수 있다. 바람직하게는 저장부(240)는 위성 동역학 시뮬레이션 프로그램과 소형 인공위성의 궤도 정보가 저장된다. 여기서, 소형 인공위성의 궤도 정보는 인공위성이 발사되기 전 발사체 회사로부터 획득 가능하다.
제어부(260)는 자체에 롬과 램과 주변장치가 집적된 마이크로프로세서로 구현되는 것이 바람직하다. 본 발명의 제어부(260)는 위성 자세 정보 처리부(261)와 센서 데이터 모사 처리부(262)를 포함하여 구현된다.
위성 자세 정보 처리부(261)는 저장부(240)에 저장된 위성 동역학 시뮬레이션 프로그램에 의해 제어되어 저장부(240)에 저장된 소형 인공위성의 궤도 정보와 시간을 기초로 위성 자세 결정 정보를 산출한다. 일 실시예에 있어서, 위성 자세 정보 처리부(261)에서 산출하는 위성 자세 결정 정보는, 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 방향으로의 위성 각도정보를 포함한다.
센서 데이터 모사 처리부(262)는 위성 자세 정보 처리부(261)에서 산출된 위 성 자세 결정 정보를 통해 태양벡터와 지구 자기장벡터를 산출하고, 상기 산출된 태양벡터와 지구 자기장벡터와 미리 저장된 센서 모델식을 이용해 센서 출력값을 산출하여 상기 직렬 통신부를 통해 센서 하드웨어 모사장치로 출력한다. 본 발명의 센서 데이터 모사 처리부(262)는 태양벡터와 지구 자기장벡터를 산출하기 위해 각각의 벡터에 대한 기준값이 필요하다. 이러한 각각의 벡터에 대한 기준값은 센서 데이터 모사 처리부(262)에 미리 저장되어 있을 수도 있고, 센서 데이터 모사 처리부(262)에서 태양 모델(Sun Model)과 지구자기장 모델(Earth Magnetic Field Model)로부터 태양벡터의 기준값과 지구 자기장 벡터의 기준값을 산출하도록 구현될 수 있다.
도 3은 실제 자기센서 하드웨어의 성능 시험에 의한 센서 출력값에 대한 센서 모델식 도출 과정을 예시한다.
본 명세서에서 센서 모델식이란 센서가 출력하는 값의 경향을 수학적으로 일반화하여 표현한 것이다. 따라서, 센서 모델식을 도출하기 위해서는 기본적으로 센서 출력값의 경향을 알아야 하며, 이는 실제 소형 인공위성의 태양센서 및 자기센서 하드웨어의 개별 성능 시험을 통해 획득할 수 있다. 센서 데이터 모사장치는 센서 하드웨어의 성능 시험으로 얻어진 센서 출력 값에 대해 근사 다항식(Polynomial Fitting) 방법을 적용하여 센서 모델식을 얻을 수 있다.
도 3을 참조하면, 실선(―)은 지구 자기장센서 하드웨어의 개별 성능 시험을 통해 얻어진 지구 자기장벡터(Magnetic Field)에 대한 지구 자기장센서의 출력값(MAG Sensor Data)이다. 점선(--)은 센서 출력값에 대해 근사 다항식(Polynomial Fitting) 방법을 적용하여 얻어진 출력값이다. 이러한 근사 다항식(Polynomial Fitting) 방법을 적용하여 얻어진 출력값을 이용하여 센서 모델식을 얻을 수 있으며 센서 모델식은 아래 수학식 1 과 같다.
Figure 112006097919814-pat00001
여기서, y는 지구 자기장벡터(Magnetic Field), x는 센서 출력값을 의미한다.
본 발명의 센서 데이터 모사장치는 태양벡터와 지구 자기장벡터를 센서 하드웨어의 시험 결과로 얻어진 센서 모델식을 통해 태양센서와 자기센서의 출력값으로 환산하며, 센서 모델식을 근거로 환산된 센서 출력값을 센서 하드웨어 모사장치로 전달한다.
도 4a, 도4b, 도 4c는 본 발명의 일실시예에 따른 센서 데이터 모사장치에서 자기센서 모델식으로부터 도출한 지구 자기장센서 출력값을 예시한다. 도 4a, 도4b, 도 4c에서는 각각 자기센서의 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 방향으로의 아날로그 전압값을 도시하였다.
도 5는 본 발명의 일실시예에 따른 센서 하드웨어 모사장치 및 명령 및 데이터 처리장치의 구성을 도시한다. 도시한 바와 같이, 본 실시예에 따른 센서 하드웨어 모사장치(300)는 직렬 통신부(310), 제어부(320) 및 멀티플렉서(330)를 포함하여 구현된다.
직렬 통신부(310)는 센서 데이터 모사장치(200)로부터 센서 출력값을 입력받 는 것으로, 예컨대, RS-232 직렬 통신으로 인터페이스될 수 있다. 제어부(320)는 직렬 통신부(310)로부터 입력받은 디지털 센서 출력값을 아날로그 센서 출력값으로 변환하여 출력한다. 제어부(320)는 디지털 아날로그 컨버터를 포함하며, 디지털 아날로그 컨버터는 센서 하드웨어의 아날로그 출력 값과 유사하게 모사하기 위해 12비트 분해능을 갖는 컨버터로 구현된다.
멀티플렉서(330)는 제어부(320)로부터 입력되는 아날로그 센서 출력값을 제어부(320)로부터 입력되는 채널 제어 신호에 따라 선택된 채널을 통해 명령 및 데이터 처리장치(400)로 출력한다. 멀티플렉서(330)는 세 개의 select input 핀을 갖는 8채널 아날로그 먹스(MUX)로 구현될 수 있다. 센서 하드웨어 모사장치(300)는 실제 센서 하드웨어와 유사한 역할을 위해 먹스의 채널수를 실제 센서 데이터 수에 맞게 구성한다. 실제로 명령 및 데이터 처리장치(400)와 접속되는 센서 하드웨어의 데이터는 총 28개이므로 28개의 센서 채널을 모사해주기 위해 멀티플렉서(330)는 8채널 아날로그 먹스(MUX) 4개로 구현된다.
바람직한 실시예에 있어서, 제어부(320)는 명령 및 데이터 처리장치(400)로부터 채널 제어 신호를 입력받아 멀티플렉서(330)로 출력하는 것을 특징으로 한다. 이는 명령 및 데이터 처리장치(400)의 데이터 센싱 시점과 센서 하드웨어 모사장치(300)의 센서 값 출력 시점을 맞추어 명령 및 데이터 처리장치(400)와 센서 하드웨어 모사장치(300) 간에 시각동기화(Time Synchronization)를 이루기 위함이다.
도 5를 참조하면, 본 실시예에 따른 명령 및 데이터 처리장치(400)는 센서 하드웨어 모사장치(300)로부터 입력받은 아날로그 센서 출력값을 제어부로부터 입 력되는 채널 제어 신호에 따라 선택된 채널을 통해 출력하는 멀티플렉서(410), 제어부(420) 및 제어부(420)로부터 입력되는 위성 자세 결정 정보를 모니터링 장치(500)로 출력하는 직렬 통신부(260)를 포함하여 구현된다.
제어부(420)는 멀티플렉서(410)로부터 입력되는 아날로그 센서 출력값을 디지털 센서 출력값으로 변환하고, 상기 변환된 센서 출력값을 기초로 위성 자세 결정 정보를 산출한다. 일 실시예에 있어서, 제어부(420)는 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 방향으로의 위성 각도정보를 포함하는 위성 자세 결정 정보를 산출한다.
제어부(420)는 구동장치(600)의 구동에 필요한 제어 토크 정보를 포함하는 구동장치 제어정보를 산출하여 구동장치(600)로 출력할 수 있다. 여기서, 구동장치(600)는 자기 토커와 모멘텀 휠을 포함한다.
소형 인공위성 자세제어 통합검증시스템의 최종 목적은 명령 및 데이터 처리장치(400)의 적합성을 검증하는 것이다. 센서 하드웨어 모사장치(300)를 통해 출력된 센서 값을 이용하여 명령 및 데이터 처리장치(400)의 적합성을 센서 데이터 모사장치를 통해 미리 예측해볼 수 있다.
상술한 바와 같이, 본 발명에 따른 센서 데이터 모사장치는 소형 인공위성이 처하게 될 궤도 환경과 위성 센서 하드웨어 고유의 특성을 반영하여 구현됨으로써, 고가의 장비를 대체하여 소형 인공위성의 명령 및 데이터 처리장치의 실제적인 검증을 위한 장치로서 활용될 수 있는 유용한 효과가 있다.
또한, 본 발명의 센서 하드웨어 모사장치는, 출력 채널을 실제 위성에 장착 되는 아날로그 센서 출력의 수만큼 설계하여 실제 센서 하드웨어와 유사한 효과를 발휘하도록 구현됨으로써, 소형 인공위성의 명령 및 데이터 처리장치와의 하드웨어 인터페이스를 검증할 수 있는 유용한 효과가 있다.
본 발명은 첨부된 도면을 참조하여 바람직한 실시예를 중심으로 기술되었지만 당업자라면 이러한 기재로부터 본 발명의 범주를 벗어남이 없이 많은 다양한 자명한 변형이 가능하다라는 것은 명백하다. 따라서, 이러한 많은 변형예들을 포함하도록 기술된 특허청구범위에 의해서 해석되어져야 할 것이다.

Claims (4)

  1. 소형 인공위성의 명령 및 데이터 처리장치의 성능을 검증하기 위한 위성 자세제어 통합검증시스템에 사용되며, 태양 센서 및 자기센서의 출력값을 모사(模寫)하는 센서 데이터 모사장치에 있어서, 상기 센서 데이터 모사장치가 :
    센서 하드웨어 모사장치로 데이터를 출력하는 직렬 통신부;
    소형 인공위성의 궤도 정보가 저장되는 저장부;
    상기 저장부에 저장된 소형 인공위성의 궤도 정보와 시간을 기초로 위성 자세 결정 정보를 산출하는 위성 자세 정보 처리부; 및
    상기 위성 자세 정보 처리부에서 산출된 위성 자세 결정 정보를 통해 태양벡터와 지구 자기장벡터를 산출하고, 상기 산출된 태양벡터와 지구 자기장벡터와 미리 저장된 센서 모델식을 이용해 센서 출력값을 산출하여 상기 직렬 통신부를 통해 센서 하드웨어 모사장치로 출력하는 센서 데이터 모사 처리부;
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 소형 인공위성 자세제어 통합검증시스템에 사용되는 센서 데이터 모사장치.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 위성 자세 정보 처리부에서 산출하는 위성 자세 결정 정보는, 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 방향으로의 위성 각도정보를 포함하는 것을 특징으로 하는 소형 인공위성 자세제어 통합검증시스템에 사용되는 센서 데이터 모사장치.
  3. 소형 인공위성의 명령 및 데이터 처리장치의 성능을 검증하기 위한 위성 자세제어 통합검증시스템에 사용되는 센서 하드웨어 모사장치에 있어서, 상기 센서 하드웨어 모사장치가 :
    센서 데이터 모사장치로부터 센서 출력값을 입력받는 직렬 통신부;
    상기 직렬 통신부로부터 입력받은 디지털 센서 출력값을 아날로그 센서 출력값으로 변환하여 출력하는 제어부; 및
    상기 제어부로부터 입력되는 아날로그 센서 출력값을 상기 제어부로부터 입력되는 채널 제어 신호에 따라 선택된 채널을 통해 명령 및 데이터 처리장치로 출력하는 멀티플렉서;
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 소형 인공위성 자세제어 통합검증시스템에 사용되는 센서 하드웨어 모사장치.
  4. 제 3 항에 있어서,
    상기 제어부는 명령 및 데이터 처리장치로부터 채널 제어 신호를 입력받아 상기 멀티플렉서로 출력하는 것을 특징으로 하는 소형 인공위성 자세제어 통합검증시스템에 사용되는 센서 하드웨어 모사장치.
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KR101852466B1 (ko) 2016-11-09 2018-04-26 한국항공우주연구원 인공 위성 통합 신호 검증 장치 및 이를 이용한 위성 통합 신호 검증 방법

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