KR100927539B1 - 태양전지판의 결합구조 및 인공위성 조립체 - Google Patents

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Abstract

강성 요구조건을 만족시킬 수 있는 태양전지판의 결합구조 및 인공위성 조립체가 개시된다. 본 발명의 태양전지판의 결합구조는 돌출부 및 돌출부가 삽입되어 결합하는 수용부를 구비하고, 태양전지판 이면의 가장자리부 및 위성체에 각각 구비되는 제1 결합유닛 및 제1 장착부 및 제1 장착부와 분리 가능하게 결합하는 제2 장착부를 구비하고, 태양전지판 이면의 중앙부 및 위성체에 각각 구비되는 제2 결합유닛을 포함한다. 따라서, 태양전지의 크기와 무관하게 장착시나 전개시에 높은 강성 및 내구성을 유지할 수 있고, 잔고장이 없어 수명이 증대된다.
태양전지판, 인공위성, 고정, 전개, 중앙, 가장자리, 강성

Description

태양전지판의 결합구조 및 인공위성 조립체{Combination struture of solar battery plate and satellite assembly}
본 발명은 태양전지판의 결합구조 및 인공위성 조립체에 관한 것으로서, 큰 면적을 가지는 태양전지를 사용하더라도 강성 조건을 만족할 수 있는 태양전지판의 결합구조 및 인공위성 조립체에 관한 것이다.
일반적으로, 태양전지 유닛은 태양광선을 받아 전원을 생성하는 태양전지 및 상기 태양전지를 지지하는 태양전지판으로 구성되며, 전개 방식에 따라 고정형 형태와 전개형 형태로 나눌 수 있다. 고정형 형태의 태양전지유닛은 위성체에 태양전지판이 고정되어 있어서 별도의 전개장치가 필요하지 않다. 하지만 이러한 고정형 형태의 태양전지유닛은 소형 위성에는 적합하지 않은 방식이다. 대부분의 중형 및 대형 위성에서는 전개형 형태의 태양전지유닛을 사용한다. 전개형 태양전지유닛은 고정/전개 장치에 위해서 위성체에 고정되어 있다가, 궤도에 올라가면 태양전지판을 전개하는 방식이다. 이런 경우, 여러장의 태양전지유닛을 이용할 수 있기 때문에 많은, 많은 전력을 생산하는데 매우 유리하다. 전개형 태양전지유닛은 크게 여러장의 태양전지판을 접은 이후에 전개하는 방식과 한 장의 태양전지판을 접 은 후에 전개하는 방식으로 나눌 수 있다.
전자는 대부분의 위성에서 많이 사용하는 방식으로 많은 양의 전력을 얻는데 매우 효과적이다. 또한 단일 태양전지판의 크기를 줄일 수 있으며, 이로 인해 접혀 있을 때에는 태양전지판의 강성 요구 조건을 만족할 수 있다. 그러나, 전자의 경우에는 전개된 태양전지판의 강성이 매우 낮아지기 때문에 궤도상에서 고기동을 필요로 하는 위성에는 적합지가 않다. 반면, 후자의 경우에는 단일 태양전지판의 크기가 커지게 되며, 이로 인해 접혀 있을 때의 태양전지판의 강성 요구조건을 만족시키기 어렵지만, 전개시에는 태양전지판의 강성이 높아 고기동의 조건하에서 사용되는 위성에 적합하다.
태양전지판을 위성체에 고정/전개시키는 장치는 일반적으로 고정/전개부분과 서포터 부분으로 구성된다. 상기 서포터 부분은 태양전지판과 위성체 또는 태양전지판과 인접하는 다른 태양전지판을 장착하는데 사용되는 구조물로써, 일반적으로 톱니모양의 플레이트(Serrated Plat)나 콘/소켓 방식으로 많이 이용된다. 상기 고정/ 전개 부분은 발사환경하에서 태양전지판을 고정시키고 있다가, 인공위성이 궤도상에 있을 때 태양전지판을 전개하는 역할을 수행하는데 이용된다.
종래에 개발된 위성들은 이러한 고정/전개 부분과 서포터 부분을 하나의 구조물로써 만들거나, 또는 거의 동일한 위치에 장착을 하여 사용하였다. 이러한 고정/전개 부분과 서포터 부분의 장착위치는 태양전지판의 가장자리부 또는 중심부이다. 여기서, 고정/전개 부분과 서포터 부분이 태양전지판의 가장자리부에 장착되는 경우에는 장착시에 편리하다는 이점이 있으나, 크기가 큰 단일 태양전지판을 사 용하는 경우에는 접힌 상태에서 요구되는 강성요구조건을 만족시키기 어려운 단점이 있다. 또한, 여러 장의 태양전지판을 접을 경우에는 단일 태양전지판보다 크기를 작게 할 수 있기 때문에 강성을 높이는데 유리하지만, 일반적으로 크기가 작은 태양전지판을 위성체에 고정시킬 때는 고정/전개 부분과 서포터 부분을 중앙부에 장착하고 있다. 이러한 이유로 인해, 장착의 어려움이 발생한다. 왜냐하면, 서포터 부분을 이용하여 태양전지판과 위성체를 결합하는 경우에 고도의 정밀한 정렬이 요구되기 때문이다. 그런데, 이렇게 고정/전개 부분과 서포터 부분이 태양전지판의 중앙부에 있는 경우에는 접근성이 매우 떨어지게 됨으로, 실제로 태양전지판을 위성체에 장착하기가 매우 어렵게 된다. 또한 여전히 강성요구조건을 만족시키기가 어렵다. 왜냐하면, 태양전지판의 외곽부위가 움직이는 모드로 전개가 되기 때문이다. 한편, 태양전지판의 크일반적으로, 태양전지 유닛은 태양광선을 받아 전원을 생성하는 태양전지 및 상기 태양전지를 지지하는 태양전지판으로 구성되며, 전개 방식에 따라 고정형 형태와 전개형 형태로 나눌 수 있다. 고정형 형태의 태양전지유닛은 위성체에 태양전지판이 고정되어 있어서 별도의 전개장치가 필요하지 않다. 하지만 이러한 고정형 형태의 태양전지유닛은 소형 위성에는 적합하지 않은 방식이다. 대부분의 중형 및 대형 위성에서는 전개형 형태의 태양전지유닛을 사용한다. 전개형 태양전지유닛은 고정/전개 장치에 위해서 위성체에 고정되어 있다가, 궤도에 올라가면 태양전지판을 전개하는 방식이다. 이런 경우, 여러장의 태양전지유닛을 이용할 수 있기 때문에 많은, 많은 전력을 생산하는데 매우 유리하다. 전개형 태양전지유닛은 크게 여러장의 태양전지판을 접은 이후에 전개하는 방식과 한 장의 태양전지판을 접은 후에 전개하는 방식으로 나눌 수 있다.
전자는 대부분의 위성에서 많이 사용하는 방식으로 많은 양의 전력을 얻는데 매우 효과적이다. 또한 단일 태양전지판의 크기를 줄일 수 있으며, 이로 인해 접혀 있을 때에는 태양전지판의 강성 요구 조건을 만족할 수 있다. 그러나, 전자의 경우에는 전개된 태양전지판의 강성이 매우 낮아지기 때문에 궤도상에서 고기동을 필요로 하는 위성에는 적합지가 않다. 반면, 후자의 경우에는 단일 태양전지판의 크기가 커지게 되며, 이로 인해 접혀 있을 때의 태양전지판의 강성 요구조건을 만족시키기 어렵지만, 전개시에는 태양전지판의 강성이 높아 고기동의 조건하에서 사용되는 위성에 적합하다.
태양전지판을 위성체에 고정/전개시키는 장치는 일반적으로 고정/전개부분과 서포터 부분으로 구성된다. 상기 서포터 부분은 태양전지판과 위성체 또는 태양전지판과 인접하는 다른 태양전지판을 장착하는데 사용되는 구조물로써, 일반적으로 톱니모양의 플레이트(Serrated Plat)나 콘/소켓 방식으로 많이 이용된다. 상기 고정/전개 부분은 발사환경하에서 태양전지판을 고정시키고 있다가, 인공위성이 궤도상에 있을 때 태양전지판을 전개하는 역할을 수행하는데 이용된다.
종래에 개발된 위성들은 이러한 고정/전개 부분과 서포터 부분을 하나의 구조물로써 만들거나, 또는 거의 동일한 위치에 장착을 하여 사용하였다. 이러한 고정/전개 부분과 서포터 부분의 장착위치는 태양전지판의 가장자리부 또는 중심부이다. 여기서, 고정/전개 부분과 서포터 부분이 태양전지판의 가장자리부에 장착되는 경우에는 장착시에 편리하다는 이점이 있으나, 크기가 큰 단일 태양전지판을 사 용하는 경우에는 접힌 상태에서 요구되는 강성요구조건을 만족시키기 어려운 단점이 있다. 또한, 여러 장의 태양전지판을 접을 경우에는 단일 태양전지판보다 크기를 작게 할 수 있기 때문에 강성을 높이는데 유리하지만, 일반적으로 크기가 작은 태양전지판을 위성체에 고정시킬 때는 고정/전개 부분과 서포터 부분을 중앙부에 장착하고 있다. 이러한 이유로 인해, 장착의 어려움이 발생한다. 왜냐하면, 서포터 부분을 이용하여 태양전지판과 위성체를 결합하는 경우에 고도의 정밀한 정렬이 요구되기 때문이다. 그런데, 이렇게 고정/전개 부분과 서포터 부분이 태양전지판의 중앙부에 있는 경우에는 접근성이 매우 떨어지게 됨으로, 실제로 태양전지판을 위성체에 장착하기가 매우 어렵게 된다. 또한 여전히 강성요구조건을 만족시키기가 어렵다. 왜냐하면, 태양전지판의 외곽부위가 움직이는 모드로 전개가 되기 때문이다. 한편, 태양전지판의 크기를 더 줄여 강성을 높일 수도 있으나, 너무 크기를 줄이게 되면 요구되는 전력확보 면에서 어려움이 발생한다.
상술한 문제점을 해결하기 위한 본 발명의 목적은, 크기가 큰 태양전지판을 사용하더라도 위성체에 결합시 높은 강성요구조건을 만족할 수 있는 태양전지판의 결합구조 및 인공위성 조립체를 제공함에 있다.
본 발명의 다른 목적은 태양전지판의 결합이 용이하게 이루어지도록 하며, 전개시에도 흔들림없이 부드럽게 전개가 되도록 하는 태양전지판의 결합구조 및 인공위성 조립체를 제공함에 있다.
상술한 목적들을 달성하기 위한 본 발명의 바람직한 실시예에 따르면, 본 발명의 태양전지판의 결합구조는 태양광선을 집광하여 전원을 생성하는 태양전지를 장착하는 태양전지판을 인공위성의 위성체에 결합할 수 있다. 구체적으로, 상기 태양전지판의 결합구조는 제1 결합유닛 및 제2 결합유닛을 포함한다.
상기 제1 결합유닛은 돌출부 및 상기 돌출부가 삽입되어 결합하는 수용부를 포함하고, 상기 태양전지판 이면의 가장자리부와 상기 위성체에 각각 결합된다. 즉, 상기 돌출부 및 상기 수용부는 상기 태양전지판 이면의 가장자리 및 위성체에 결합하되, 서로 그 장착위치를 바꿀어줄 수 있다.
상기 돌출부의 구체적인 형상으로 일단이 콘(cone) 모양으로 형성될 수 있으며, 상기 수용부는 상기 콘 모양의 상기 돌출부를 삽입하기 위한 포켓(pocket) 모양으로 형성될 수 있으나, 그 형상이 이에 한정되거나 제한되는 것은 아니다.
상기 제1 결합유닛은 복수 개로 구성될 수 있으며, 서로 대응되는 위치에 장착될 수 있다. 이와 구성되어 상기 태양전지 및 태양전지판은 상기 위성체에 결합시 충격 및 가속도 운동시 흔들림을 최소화시킬 수 있다. 즉, 높은 강성 요구조건을 만족시킬 수 있다.
구체적으로, 상기 제1 결합유닛은 4개로 구성될 수 있으며, 상기 태양전지판 이면의 양측 가장자리부에 각각 2개씩 장착될 수 있다. 상기 제1 결합유닛은 이외에도 5, 8, 10개 등과 같이 상기 태양전지판의 크기에 비례하여 그 개수가 증대될 수 있으며, 그 장착위치는 상기 태양전지판 이면의 양측 가장자리부에 서로 균등하게 배분되어 장착되는 것이 바람직하다.
상기 제2 결합유닛은 제1 장착부와 상기 제1 장착부와 분리 가능하도록 결합하는 제2 장착부를 포함할 수 있다. 상기 제1 장착부와 상기 제2 장착부를 결합하기 위한 결합부재로써 나사를 사용할 수 있다. 즉, 상기 나사는 제2 결합유닛을 결합시킴으로써 상기 태양전지판을 상기 위성체에 결합시키고, 상기 나사가 해제되면 상기 태양전지판이 전개된다. 한편, 상기 나사는 폭발성 재질을 이용하여 제조될 수 있으며, 인공위성이 궤도상에 진입시 상기 나사가 폭발하면서 상기 제1 장착부와 제2 장착부의 결합이 해제될 수 있다. 여기서, 상기 결합부재로써, 나사 외에도 리벳이나, 기타 상기 제1 장착부 및 제2 장착부를 일시적으로 결합할 수 있는 다양한 부재가 사용될 수 있다.
상기 제2 결합유닛은 상기 태양전지판의 길이 방향을 따라 상기 태양전지판의 중앙 부분을 가로지르는 중앙선을 따라 배치될 수 있다. 구체적으로는, 상기 제2 결합유닛은 2개로 구성되어 상기 중앙선을 따라 상하로 배치될 수 있으며, 또는 상기 태양전지판의 크기에 비례하여 3 개 이상으로 구성되어 상기 중앙선을 따라 배치될 수 있다. 물론, 상기 제2 결합유닛은 상기 태양전지판 이면의 수평한 정중선을 따라 배치될 수 있다. 또한, 상기 제2 결합유닛은 상기 태양전지판 이면의 중앙부에 위치할 수 있다.
한편, 본 발명의 태양전지판의 결합구조는 제3 결합유닛을 더 포함할 수 있다. 상기 제3 결합유닛은 상기 제1 결합유닛 및 제2 결합유닛의 결합 해제시 상기 태양전지판이 상기 위성체에 대해 전개 가능하도록 한다. 구체적으로, 상기 제3 결합유닛은 힌지 형태로 형성될 수 있다. 즉, 상기 제3 결합유닛은 상기 태양전지판의 하부측 및 위성체의 하부측을 결합시킬 수 있다. 이외에도 상기 제3 결합유닛은 상기 태양전지판 및 위성체의 양측부 또는 상부측을 연결할 수 있다.
상기 제3 결합유닛은 상기 태양전지판을 전개시킬 수 있도록 상기 태양전지판에 대해 탄성력을 작용하는 탄성부재를 더 포함할 수 있으며, 상기 탄성부재에 의해 상기 제2 결합유닛을 해체시 상기 태양전지 및 태양전지판은 상기 위성체에 대해 자동으로 전개될 수 있다.
또한, 본 발명의 인공위성 조립체는 인공위성이 고정된 위성체, 상기 위성체의 결합되며, 태양광을 집광하여 전기를 생성하는 태양전지를 장착하는 태양전지판, 상기 태양전지판 이면의 가장자리부 및 위성체에 구비된 소켓/콘 어셈블리와, 상기 태양전지판 이면의 중앙부 및 위성체에 구비된 고정/전개 어셈블리로 이루어지고, 상기 태양전지판의 이면과 상기 위성체를 결합시키는 고정모듈, 그리고 상기 태양전지판을 상기 위성체에 대해 전개 가능하도록 결합시키는 힌지모듈을 포함하여 구성된다.
상기 고정/전개 어셈블리는 나사를 포함하되, 상기 나사는 폭발성 재질로 형성되어 상기 나사가 폭발하면서 상기 고정/전개 어셈블리의 결합이 해제되어 상기 태양전지판이 상기 위성체에 대해 전개될 수 있다.
상기 힌지모듈은 탄성부재를 구비하여 상기 고정모듈이 해제시에 상기 태양전지판이 상기 위성체에 대해 자동으로 전개되도록 할 수 있다.
이상에서 본 바와 같이, 본 발명에 따르면, 큰 면적을 가지는 태양전지판을 사용하더라도 태양전지판의 중앙부 및 가장자리부에 각각 결합유닛을 장착함으로서 태양전지판 및 태양전지판이 흔들리거나 휨이 발생하여 손상되는 것을 방지하는 효과가 있다.
또한, 나사 결합으로 결합되는 제2 결합유닛과, 콘-소켓 방식으로 결합되는 제1 결합유닛을 태양전지판에 골고루 장착함으로서, 태양전지판을 위성체에 견고하게 고정하면서도 전개시에도 부드럽게 전개되도록 하는 효과가 있다.
또한, 결합구조를 태양전지판의 이면에 균등하게 배치하여 태양전지판이 위성체에 안정적으로 지지되도록 하는 효과가 있다.
상술한 바와 같이, 본 발명의 바람직한 실시예들을 참조하여 설명하였지만 해당 기술분야의 숙련된 당업자라면 하기의 청구범위에 기재된 본 발명의 사상 및 영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있음을 이해할 수 있을 것이다.
이하 첨부된 도면들을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예들을 상세하게 설명하지만, 본 발명이 실시예들에 의해 제한되거나 한정되는 것은 아니다.
도 1은 본 발명의 인공위성 조립체를 설명하기 위해 도시한 사시도이고, 도 2는 도 1에서 위성체에 결합된 태양전지판을 설명하기 위해 도시한 사시도이다.
이에 도시한 바와 같이, 본 발명의 인공위성 조립체(1)는 위성체(100), 태양전지판(200), 결합구조(300)를 포함하여 구성된다.
상기 위성체(100)는 프레임 구조로 형성되며, 내측에 인공위성을 위치시킨다. 상기 인공위성은 상기 위성체(100)에 고정된다.
상기 태양전지판(200)은 상기 위성체(100)에 결합되며, 전면에는 태양으로부터 오는 빛을 통해 상기 인공위성을 구동하기 위한 전원을 생성하는 태양전지가 장착된다. 일반적으로,상기 태양전지는 상기 태양열을 집광하는 집광판과, 상기 집광판을 통해 집광된 빛을 받아 빛에너지를 전기에너지로 전환하는 전지셀을 포함할 수 있다. 이러한 상기 전지셀은 여러 개로 구성될 수 있으며, 상기 태양전지판(200)의 크기에 맞추어 개수가 정해질 수 있다. 여기서, 상기 태양전지판(200)의 이면에는 상기 제1 결합유닛(310) 및 제2 결합유닛(320)이 결합된다.
본 실시예서 상기 태양전지판(200)은 비교적 큰 면적을 가지며 형성되는데, 총 3개로 구성되어 상기 위성체(100)의 외측에 균등하게 배치된다. 그러나, 본 실시예와는 다르게, 상기 태양전지판은 비교적 면적이 작게 형성될 수 있으며, 이런 경우에는 여러 개가 포개진 형태로 상기 위성체(100)에 결합된다. 상기 포개진 형태의 태양전지판은 상기 인공위성 조립체(1)가 우주 공간에서 정상궤도에 진입하면 상기 위성체(100)에 직접 결합된 태양전지판(200)을 시작으로, 상기 태양전지판(200)과 이웃하는 다른 태양전지판들이 연이어 펼쳐질 수 있다.
본 실시예서 상기 태양전지판(200)의 외형은 사각 모양으로 형성되나, 그 모양이 이에 한정되는 것은 아니며, 태양으로부터 태양광선을 집광하기에 최적화된 다양한 모양으로 형성될 수 있다.
상기 결합구조(300)는 상기 태양전지판(200)과 상기 위성체(100)를 결합한다. 상세하게는, 상기 결합구조(300)는 제1 결합유닛(310), 제2 결합유닛(320) 및 제3 결합유닛(330)을 포함하여 구성된다. 여기서, 상기 제1 결합유닛(310) 및 제2 결합유닛(320)은 일종의 고정모듈로써, 상기 태양전지판(200)을 상기 위성체(100)에 고정하는 구성요소이다. 그리고, 상기 제3 결합유닛(330)은 일종의 힌지모듈로써, 상기 태양전지판(200)이 상기 위성체(100)에 대해서 회전운동이 가능하도록 하는 구성요소이다.
상기 제1 결합유닛(310)은 상기 태양전지판(200)의 가장자리부에 장착되며, 상기 제2 결합유닛(320)은 상기 태양전지판(200)의 중앙부에 장착된다.
본 실시예서, 상기 제1 결합유닛(310)은 총 4개로 구성되어 상기 태양전지판(200)의 가장자리부를 따라 서로 대칭되는 위치에 각각 장착된다. 그리고, 상기 제2 결합유닛(320)은 2 개로 구성되어 상기 태양전지판(200)에서 상기 태양전지판(200)의 길이 방향을 따라 상기 태양전지판(200)의 중앙 부분을 가로지르는 선인 중앙선 상에서 상하로 각각 장착된다.
한편, 본 실시예서는 상기 제1 결합유닛(310) 및 제2 결합유닛(320)이 각각 4및 2개로 구성되나, 그 개수나 배치 형태가 이에 한정되거나 제한되는 것은 아니며, 상기 제1 결합유닛은 6, 8 또는 10 등 다양하게 구성될 수 있고, 상기 제2 결합유닛도 3개 이상으로 다양하게 구성될 수 있음은 물론이다.
여기서, 하나의 상기 제1 결합유닛(310)은 상기 태양전지판(200) 및 위성 체(100)를 결합하여 병진운동은 구속할 수 있지만, 회전운동은 구속하지 못한다. 즉, 상기 태양전지판(200)은 상기 제1 결합유닛(310)에 의해서 상기 위성체(100)에 대해서 회전은 가능하지만, 모든 방향에 대해서는 직선 이동되지 않도록 할 수 있다. 이로써, 상기 태양전지판(200)은 상기 위성체(100)에 결합되고 상기 인공위성 조립체(1)가 이동시에 발생되는 흔들림 현상을 최소화시킬 수 있다.
또한, 하나의 상기 제2 결합유닛(320)은 상기 태양전지판(200) 및 위성체(100)를 결합하여 상기 태양전지판(200) 및 위성체(100)가 회전 및 병진 운동하지 못하도록 할 수 있다. 즉, 상기 태양전지판(200)은 상기 제2 결합유닛(320)에 의해서 상기 위성체(100)에 대해 회전운동 및 모든 방향으로 직선 이동되지 않도록 할 수 있다. 이로써, 상기 제2 결합유닛(320)은 상기 제1 결합유닛(310)과 함께 상기 태양전지판(200)을 상기 위성체(100)에 견고하게 고정시킬 수 있다.
한편, 상기 제2 결합유닛(320)은 상기 태양전지판(200)이 비교적 크기가 큰 경우에 유용하다. 즉, 상기 태양전지판(200)은 강체가 아니기에, 자체 무게나 또는 가속도 운동시 휨 현상이 발생한다. 본 발명의 상기 제2 결합유닛(320)은 상기 태양전지판(200)의 내측, 보다 구체적으로는 중심부에 장착됨으로서 상기 태양전지판(200)이 휘어지는 현상을 방지햐여 상기 태양전지판(200)이 상기 위성체(100)에 부딪혀서 손상되는 사고를 예방할 수 있다.
본 실시예서는 상기 제2 결합유닛(320)이 상기 태양전지판(200)의 중심선에서 상하 방향으로 2개가 설치되나, 다른 실시예서는 상기 태양전지판(200)의 휨 현상을 최소화하기 위해 상기 태양전지판(200)의 형상에 따라 최적화된 위치에 설치 되도록 할 수 있다. 구체적으로는, 상기 태양전지판(200)가 상하 방향의 길이가 좌우 방향의 길이보다 상대적으로 길게 형성된 경우에는, 상기 제2 결합유닛(320)은 상기 태양전지판의 가로방향보다 상기 태양전지판(200)의 세로방향으로 더 많은 수가 설치되도록 하는 것이 좋다. 그리고, 상기 태양전지판(200)에 ‘+’ 배치 구조외에도, 상기 태양전지판(200)의 모든 면에 균일하게 설치될 수 도 있다.
상기 제3 결합유닛(330)은 상기 태양전지판(200)의 하부측에 형성된다. 본 실시예서, 상기 제3 결합유닛은 2 개로 구성되어 상기 태양전지판(200)과 상기 위성체(100)를 결합하되, 회전 가능하도록 결합한다. 여기서, 상기 제3 결합유닛(330)은 상기 태양전지판(200)에 대해 탄성력을 작용시키는 탄성부재(미도시)를 포함하여 상기 제2 결합유닛(320)의 결합 해제시 상기 탄성부재에서 작용하는 탄성력에 의해 상기 태양전지판(200)이 상기 위성체(100)에 대해 자동으로 전개될 수 있도록 한다. 여기서, 상기 탄성부재에 의해 상기 태양전지판(200)을 전개시키는 힘은 상기 제1 결합유닛(310)에서 상기 돌출부(314)를 상기 수용부(312)로부터 빼내는 데 필요한 힘보다 커야 된다.
한편, 상기 제3 결합유닛(330)은 본실시예서 2개로 구성되나, 그 개수가 이에 한정되거나 제한되는 것은 아니며, 다양한 개수로 구성되어 상기 태양전지판(200)과 상기 위성체를 결합할 수 있다. 또한, 본실시예서 상기 제3 결합유닛(330)은 상기 태양전지판(200)의 하부측에 장착되나, 이외에도 상기 태양전지판의 양측부 또는 상부측에도 장착될 수도 있다.
도 3은 도 2에서 제1 결합유닛을 설명하기 위해 도시한 사시도이고, 도 4는 도 3에서 수용부와 돌출부가 결합된 상태를 설명하기 위해 도시한 사시도이다.
이에 도시한 바와 같이, 제1 결합유닛(310)은 수용부(312) 및 돌출부(314)를 포함하여 구성된다. 상기 수용부(312)는 소켓 모양으로 형성되며, 상기 돌출부(314)는 상기 수용부(312)에 일부 수용되도록 콘 모양으로 형성된다. 상기 수용부(312)의 내경은 상기 돌출부(314)의 외경보다 약간 작게 형성될 수 있는데, 이때 상기 돌출부(314)는 상기 수용부(312)에 억지끼움이 되도록 결합될 수 있다. 또는 상기 수용부(312)의 내측면에는 돌기가 형성되어 상기 돌출부(314)가 상기 수용부(312)에 삽입된 후에는, 상기 돌기에 의해 상기 돌출부(314)가 어느 정도의 힘 이하로는 잡아당겨도 빠지지 않도록 할 수 있다.
본 실시예서, 상기 수용부(312)는 태양전지판(200)에 결합되고, 상기 돌출부(314)는 위성체(100)에 결합될 수 있으며, 반대로 상기 수용부(312)가 위성체에, 상기 돌출부(314)가 태양전지판에 결합되도록 구성될 수 있다.
물론, 복수 개의 상기 수용부(312) 및 돌출부(314)는 상기 태양전지판 및 위성체를 결합시키기 위해 상호 대응되는 위치에 형성된다. 상기 수용부(312)와 상기 돌출부(314)가 결합한 후에, 상기 태양전지판(200)은 상기 위성체(100)에 대해 흔들리지 않도록 하는 것이 중요하다. 따라서, 상기 수용부(312) 및 상기 돌출부(314)는 장착 위치의 선정뿐만 아니라 상기 태양전지판(200) 및 위성체(100)에 견고하게 고정되는 것도 중요하다.
도 5은 도 2에서 제2 결합유닛을 설명하기 위해 도시한 사시도이고, 도 6은 제2 결합유닛을 통해 태양전지판과 위성체가 결합된 상태를 도시한 사시도이다.
이에 도시한 바와 같이, 제2 결합유닛(320)은 제1 장착부(322) 및 제2 장착부(324)를 포함하여 구성된다. 상기 제1 장착부(322) 및 제2 장착부(324)는 태양전지판(200) 및 위성체(100)에 각각 설치된다. 그리고, 상기 제1 장착부(322)는 상기 제2 장착부(324)와 결합하는데, 본 실시예서는 나사(326)를 이용한다. 상기 나사(326)는 상기 제1 장착부(322) 및 제2 장착부(324)를 상호 연결하되, 상기 태양전지판(200)이 상기 위성체(100)에 대해 전개시에는 해제되어 상기 태양전지판(200)이 전개되도록 한다. 여기서, 상기 나사(326)는 폭발성 재질로 형성되어 나사(326) 폭발 시 신속하게 제2 결합유닛(320)의 결합을 해제하여 상기 태양전지판(200)의 전개가 신속하게 이루어지도록 한다. 즉, 인공위성 조립체(1)가 정상 궤도 상에 도착하면 인공위성 제어부(미도시)에서 일정한 명령신호를 발생하고, 이러한 신호에 따라 상기 나사(326)가 폭발함으로써 제2 결합유닛(320)의 결합이 해제되어 상기 태양전지판(200)의 자중에 의해 상기 태양전지판(200)이 신속하게 전개될 수 있다.
또는, 상기 나사(326)의 결합을 해제하기 위한 별도의 해제기구(미도시)가 상기 제2 결합유닛(320)에 구비되는 것도 가능하다.
도 1은 본 발명의 인공위성 조립체를 설명하기 위해 도시한 사시도이다.
도 2는 도 1에서 위성체에 결합된 태양전지판을 설명하기 위해 도시한 사시도이다.
도 3은 도 2에서 제1 결합유닛을 설명하기 위해 도시한 사시도이다.
도 4는 도 3에서 수용부와 돌출부가 결합된 상태를 설명하기 위해 도시한 사시도이다.
도 5는 도 3에서 수용부와 돌출부가 결합한 상태를 설명하기 위해 도시한 단면도이다.
도 6은 도 2에서 제2 결합유닛을 설명하기 위해 도시한 사시도이다.
도 7은 제1 장착부와 제2 장착부가 결합한 상태를 도시한 단면도이다.
<도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명>
1: 인공위성 조립체 100: 위성체
200: 태양전지 210: 집광판
220: 프레임 300: 결합구조
310: 제1 결합유닛 312: 수용부
314: 돌출부 320: 제2 결합유닛
322: 제1 장착부 324: 제2 장착부
326: 나사부 330: 제3 결합유닛

Claims (14)

  1. 태양광선을 집광하여 전원을 생성하는 태양전지가 장착된 태양전지판을 인공위성의 위성체에 결합시키는 태양전지판의 결합구조에 있어서,
    위성체와 태양전지판 중 일측에서 돌출 형성된 돌출부와 나머지 일측에 형성되어 상기 돌출부가 삽입되어 결합되는 수용부로 이루어지고, 상기 태양전지판의 가장자리를 따라 구비된 다수의 제1 결합유닛; 및
    상기 위성체와 상기 태양전지판 중 일측에 구비된 제1 장착부와 나머지 일측에 구비되어 상기 제1 장착부와 결합되는 제2 장착부로 이루어지고, 상기 태양전지판에서 상기 제1 결합유닛보다 중앙 부분에 구비된 다수의 제2 결합유닛;
    을 포함하는 태양전지판의 결합구조.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 돌출부는 콘(cone) 모양으로 형성되고, 상기 수용부는 포켓(pocket) 모양으로 형성된 것을 특징으로 하는 태양전지판의 결합구조.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 제1 장착부 및 제2 장착부는 나사에 의해 결합된 것을 특징으로 하는 태양전지판의 결합구조.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 나사는 폭발성 재질로 형성되어 상기 나사의 폭발에 의해 상기 제2 결합유닛의 결합이 해제되어 상기 태양전지판이 전개되는 것을 특징으로 하는 태양전지판의 결합구조.
  5. 삭제
  6. 제1항에 있어서,
    상기 제1 결합유닛은 4개로 구성되되, 상기 태양전지판의 양측 가장자리부에 각각 2개씩 장착되는 것을 특징으로 하는 태양전지판의 결합구조.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 제2 결합유닛은 상기 태양전지판의 중앙부에 위치하는 것을 특징으로 하는 태양전지판의 결합구조.
  8. 제1항에 있어서,
    상기 제2 결합유닛은 2개로 구성되어 상기 태양전지판의 길이 방향을 따라 상기 태양전지판의 중앙 부분을 가로지르는 중앙선을 따라 배치되는 것을 특징으로 하는 태양전지판의 결합구조.
  9. 제1항에 있어서,
    상기 태양전지판을 상기 위성체에 대해 전개 가능하도록 하기 위한 제3 결합 유닛을 더 포함하되, 상기 제3 결합유닛은 힌지 형태인 것을 특징으로 하는 태양전지판의 결합구조.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 제3 결합유닛은 상기 태양전지판을 전개시키는 방향으로 탄성력을 가하는 탄성부재를 더 포함하되, 상기 탄성부재에 의해 상기 태양전지판을 전개시키는 힘은 상기 제1 결합유닛의 결합을 해제시키는데 필요한 힘보다 큰 것을 특징으로 하는 태양전지판의 결합구조.
  11. 제9항에 있어서,
    상기 제3 결합유닛은 2개가 구비되며 상기 태양전지판의 하부측 및 위성체의 하부측에 장착되는 것을 특징으로 하는 태양전지판의 결합구조.
  12. 인공위성이 고정된 위성체;
    상기 위성체에 결합되며, 태양광선을 집광하여 전원을 생성하는 태양전지가 전면에 장착되는 태양전지판;
    상기 태양전지판 이면의 가장자리부 및 상기 위성체에 구비된 소켓/콘 어셈블리와 상기 태양전지판 이면의 중앙부 및 상기 위성체에 구비된 고정/전개 어셈블리로 이루어지고 상기 태양전지판의 이면과 상기 위성체를 결합시키는 고정모듈; 및
    상기 태양전지판을 상기 위성체에 대해 전개 가능하도록 결합시키는 힌지모듈;
    을 포함하는 인공위성 조립체.
  13. 제12항에 있어서,
    상기 고정/전개 어셈블리는 나사를 포함하되, 상기 나사는 폭발성 재질로 형성되어, 상기 나사의 폭발에 의해 상기 태양전지판이 전개되는 것을 특징으로 하는 인공위성 조립체.
  14. 제12항에 있어서,
    상기 힌지모듈은 탄성부재를 구비하고, 상기 탄성부재는 상기 고정모듈의 해제 시 상기 태양전지판이 전개되는 방향으로 탄성력을 작용하도록 구비된 것을 특징으로 하는 인공위성 조립체.
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