KR101009418B1 - Asymmetry satellite apparatus, momentum dumping method and rotation angle setting method for asymmetry satellite - Google Patents
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Abstract
비대칭 위성 장치, 비대칭 위성의 모멘텀 덤핑 방법, 그리고 비대칭 위성의 모멘텀 덤핑을 위한 회전각 설정방법이 개시된다. 이 비대칭 위성 장치는 위성 본체, 위성 본체에 비대칭적으로 연결된 태양 전지판, 및 위성 본체의 무게 중심을 기준으로 태양 전지판의 반대편에 위치하여, 시간의 경과에 따라 중량을 감소시키는 중량감소부를 포함한다. 본 발명에 따르면, 위성의 자세 제어를 담당하는 반작용 휠에 축적되는 모멘텀을 덤핑함에 있어서 사용되는 연료소비를 줄이기 위하여 축적되는 모멘텀을 경감시킬 수 있다.Disclosed are an asymmetric satellite apparatus, a momentum dumping method of an asymmetric satellite, and a rotation angle setting method for momentum dumping of an asymmetric satellite. The asymmetric satellite device includes a satellite body, a solar panel asymmetrically connected to the satellite body, and a weight reduction portion located opposite the solar panel with respect to the center of gravity of the satellite body to reduce weight over time. According to the present invention, it is possible to reduce the accumulated momentum in order to reduce the fuel consumption used in dumping the momentum accumulated in the reaction wheel for controlling the attitude of the satellite.
위성, 자세제어, 휠 오프로딩, 모멘텀 덤핑 Satellite, Attitude Control, Wheel Offloading, Momentum Dumping
Description
본 발명은 비대칭 위성 장치, 비대칭 위성의 모멘텀 덤핑 방법 및 비대칭 위성의 모멘텀 덤핑을 위한 회전각 설정방법에 관한 것으로, 보다 상세하게는 위성의 자세 제어를 담당하는 반작용 휠에 축적되는 모멘텀을 덤핑함에 있어서 사용되는 연료소비를 줄이기 위하여 축적되는 모멘텀을 경감시키는 비대칭 위성 장치, 비대칭 위성의 모멘텀 덤핑 방법 및 비대칭 위성의 모멘텀 덤핑을 위한 회전각 설정방법 에 관한 것이다.The present invention relates to an asymmetric satellite device, a momentum dumping method of asymmetric satellites and a rotation angle setting method for momentum dumping of an asymmetrical satellite, and more particularly, in dumping momentum accumulated in a reaction wheel that controls the attitude of the satellite. The present invention relates to an asymmetric satellite device for reducing accumulated momentum, a method for dumping momentum of an asymmetric satellite, and a rotation angle setting method for momentum dumping of an asymmetric satellite.
본 발명은 정보통신부의 통신해양기상위성사업의 일환으로 수행한 연구로부터 도출된 것이다[과제관리번호: 2005-S-301-03, 과제명: 통신해양기상위성 위성통신시스템기술개발].The present invention is derived from the research conducted as part of the communication maritime satellite satellite project of the Ministry of Information and Communication [Task Management Number: 2005-S-301-03, Title: Communications Maritime Satellite Satellite Communication System Technology Development].
위성은 우주공간에서 다양한 외력을 받는다. 지구자기장에 의한 외력, 태양 복사압에 의한 외력, 대기항력에 의한 외력, 지구 중력 구배에 의한 외력 등이다. 이 중 태양 복사압에 의한 외력은 위성의 형태가 비대칭일 경우 크게 나타난다. 태 양 복사압은 한 방향으로 작용하고 태양 전지판은 항상 태양을 바라봐야 하므로 위성은 태양복사압에 의해 모멘트가 생기게 된다. Satellites receive various external forces in space. External force due to the earth's magnetic field, external force due to solar radiation, external force due to atmospheric drag, and external force due to the gravitational gradient. Among them, the external force due to solar radiation is large when the shape of the satellite is asymmetric. Because the solar radiation acts in one direction and the solar panel must always look at the sun, satellites generate moments due to solar radiation.
대부분의 위성은 태양 전지판에서 발생하는 태양복사압에 의한 모멘텀을 상쇄하기 위하여 대칭형 구조로 되어 있다. 위성이 대칭형 구조로 되어있을 경우 태양복사압은 양쪽 태양 전지판에 동시에 작용하여 서로 반대방향으로 모멘트가 발생하여 상쇄된다. 하지만 기상 관측이나 특별한 탑재체를 탑재한 위성의 경우 태양 전지판을 대칭적으로 구성하지 못하는 경우가 있다.Most satellites have a symmetrical structure to offset the momentum caused by solar radiation generated by solar panels. When the satellites are symmetrical, the solar radiation acts on both solar panels simultaneously, canceling out by generating moments in opposite directions. However, satellites with meteorological observations or special payloads sometimes fail to form solar panels symmetrically.
일반적인 경우와 같이 태양 전지판을 대칭적으로 구성한 위성의 경우에는 이러한 모멘트가 양쪽 태양 전지판에 반대로 작용하기 때문에 많은 양의 모멘트는 서로 상쇄된다. 하지만 태양 전지판을 비대칭적으로 구성한 위성의 경우에는 모멘트가 한쪽으로만 작용하게 된다. In the case of satellites symmetrically constructed with solar panels as in the general case, a large amount of moments cancel each other out because these moments act opposite to both solar panels. However, in the case of asymmetrical solar panels, the moment acts only on one side.
위성이 일정한 자세를 유지하기 위해서는 이러한 모멘트를 상쇄하여야 하므로 태양 전지판의 반대쪽에 태양돛(Solar Sail Boom)을 설치하거나 자세제어를 담당하는 반작용 휠을 통하여 위성은 일정한 자세를 유지한다. 그러나, 일정한 방향으로 모멘트가 계속 작용하는 경우에는 반작용 휠에 의한 모멘텀은 계속해서 축적되고 일정한 값을 넘어서게 되면 더 이상 반작용 휠을 통해 위성을 자세제어는 어렵게 된다. 따라서 이러한 현상을 막기 위하여 위성의 모멘텀 축적량이 증가하면 다른 추력기를 사용하여 반작용 휠에 의한 모멘텀을 감소시켜 주는데, 이것을 모멘텀 덤핑이라 한다. Since the satellites must offset these moments to maintain a constant attitude, the satellite maintains a constant attitude by installing a solar sail boom on the opposite side of the solar panel or by using a reaction wheel that controls the attitude. However, when the moment continues to act in a constant direction, the momentum by the reaction wheel continues to accumulate and exceeds a certain value, it is no longer difficult to attitude control the satellite through the reaction wheel. Therefore, in order to prevent this phenomenon, when the amount of momentum accumulation of the satellite increases, the momentum caused by the reaction wheel is reduced by using another thruster, which is called momentum dumping.
현대 기술이 발전함에 따라 위성의 임무는 더욱 복합적으로 변하여 단순 임 무에서 여러 가지 임무를 동시에 수행하도록 설계되고 있다. 여러 가지 임무를 동시에 수행할 경우 위성의 형태는 제약을 받을 수 있으며 비대칭 위성의 수요도 그만큼 증가하였다. 비대칭 위성이 널리 쓰이게 됨에 따라 태양복사압에 의한 모멘텀 축적 현상이 발생하며 이러한 축적을 완화시키기 위하여 모멘텀 덤핑을 수행하여야 한다. As modern technology advances, satellite missions are becoming more complex and are designed to perform multiple tasks simultaneously in a simple mission. When performing several tasks simultaneously, the shape of the satellite may be restricted, and the demand for asymmetric satellites has increased accordingly. As asymmetric satellites are widely used, momentum accumulation occurs due to solar radiation and momentum dumping should be performed to mitigate such accumulation.
태양돛을 사용하는 종래의 기술은 비교적 간단한 방법으로 비대칭 위성에서 발생하는 모멘텀 축적현상을 해결하는 장점을 가지고 있으나 별도의 구조물을 설치해야 하거나 연료를 많이 사용하여 위성의 수명을 단축시키는 단점을 가지고 있다. Conventional techniques using sun sails have the advantage of solving the momentum accumulation occurring in asymmetric satellites in a relatively simple way, but have the disadvantage of shortening the lifespan of satellites by installing a separate structure or using a lot of fuel. .
본 발명이 이루고자 하는 기술적 과제는, 비대칭 위성에서 발생하는 모멘텀 축적현상을 경감시켜 모멘텀 덤핑에 사용되는 연료를 줄이며 위성의 수명을 연장하여 경제성을 향상시킨 비대칭 위성 장치, 비대칭 위성의 모멘텀 덤핑 방법 및 비대칭 위성의 모멘텀 덤핑을 위한 회전각 설정방법을 제공하는데 있다.The technical problem to be achieved by the present invention is to reduce the amount of momentum accumulated in the asymmetric satellite, reduce the fuel used for the dumping momentum and to improve the economics by extending the life of the satellite, asymmetric satellite device and asymmetric satellite momentum dumping method and asymmetry It is to provide a rotation angle setting method for the momentum dumping of the satellite.
상기의 기술적 과제를 이루기 위한, 본 발명에 의한 비대칭 위성 장치는 위성 본체; 위성 본체에 연결된 태양 전지판; 시간의 경과에 따라 중량을 감소시키는 중량감소부를 포함하고, 중량감소부는 위성 본체의 무게 중심을 기준으로 태양 전지판의 반대편에 위치하는 것을 특징으로 한다.In order to achieve the above technical problem, the asymmetric satellite device according to the present invention includes a satellite body; A solar panel connected to the satellite body; It includes a weight reduction portion for reducing the weight over time, the weight reduction portion is characterized in that located on the opposite side of the solar panel relative to the center of gravity of the satellite body.
상기의 기술적 과제를 이루기 위한, 본 발명에 의한 비대칭 위성의 모멘텀 덤핑 방법은 태양 전지판에 작용하는 태양 복사압에 의해 발생하는 회전 모멘트를 상쇄하는 반작용 토크를 발생시켜서 비대칭 위성의 자세를 제어하는 단계; 태양 전지판의 방향과 위치를 조정하여 회전 모멘트에 대응하는 반작용 토크에 의해 축적되는 모멘텀을 감소시키는 조정단계를 포함한다.In order to achieve the above technical problem, the momentum dumping method of the asymmetric satellite according to the present invention comprises the steps of controlling the attitude of the asymmetric satellite by generating a reaction torque to cancel the rotation moment generated by the solar radiation acting on the solar panel; And adjusting the direction and position of the solar panel to reduce the momentum accumulated by the reaction torque corresponding to the rotational moment.
상기의 기술적 과제를 이루기 위한, 본 발명에 의한, 비대칭 위성의 모멘텀 덤핑을 위한 회전각 설정 방법은 태양 전지판에서 생성된 전력으로 배터리를 충전하는 단계; 배터리의 충전 상태를 기초로 위성 본체와 태양 전지판을 연결하는 바 방향의 축을 기준으로 태양 전지판의 회전각을 설정하는 단계를 포함한다.In accordance with an aspect of the present invention, there is provided a rotation angle setting method for momentum dumping of an asymmetric satellite according to the present invention, comprising: charging a battery with power generated from a solar panel; And setting a rotation angle of the solar panel based on an axis in a bar direction connecting the satellite body and the solar panel based on the state of charge of the battery.
본 발명에 따르면, 비대칭 위성의 반작용 휠에 의한 모멘텀 축적량을 감소시켜 모멘텀 덤핑에 사용되는 연료량을 줄이며 인공위성의 수명을 연장할 수 있다. 인공위성의 경우 많은 비용을 들여 발사하므로 연료사용량을 절약하여 수명을 연장하는 것은 경제적으로 효과가 크다는 점에서 본 발명은 더욱 유용하다. According to the present invention, it is possible to reduce the amount of momentum accumulated by the reaction wheel of the asymmetric satellite, thereby reducing the amount of fuel used for the momentum dumping and extending the life of the satellite. In the case of satellites, the present invention is more useful in that it is economically effective to extend the lifespan by saving fuel consumption because of the high cost.
또한, 본 발명에 따르면, 기존의 위성에서 크게 변화시키지 않고 이용이 가능할 뿐만 아니라 향후 개발될 위성에 효과적으로 호환되어 적용될 수 있다. In addition, according to the present invention, not only can be used without significantly changing the existing satellite, but also can be effectively applied to the satellite to be developed in the future.
또한, 본 발명에 따르면, 모멘텀 덤핑으로 인한 위성의 위험성을 감소시키고 위성운용을 효과적으로 할 수 있는 장점이 있다. 그리고, 여러 임무를 수행하는 위성의 경우에는 모멘텀 덤핑의 시간으로 인해 위성의 임무가 제약을 받을 수 있는데, 이러한 제약 조건을 줄임으로써 다양한 임무 수행과 위성의 활용도를 높일 수 있다. 아울러, 위성의 자동화 운용에도 기여할 수 있다. In addition, according to the present invention, there is an advantage that can reduce the risk of the satellite due to the momentum dumping and can effectively operate the satellite. In the case of a satellite performing multiple missions, the mission of the satellite may be limited by the time of momentum dumping, and by reducing such constraints, the performance of various missions and the utilization of the satellite may be increased. In addition, it can contribute to the automated operation of satellites.
이하의 내용은 단지 본 발명의 원리를 예시한다. 그러므로 당업자는 비록 본 명세서에 명확히 설명되거나 도시되지 않았지만 본 발명의 원리를 구현하고 본 발명의 개념과 범위에 포함된 다양한 장치를 발명할 수 있는 것이다. 또한, 본 명세서에 열거된 모든 조건부 용어 및 실시예들은 원칙적으로, 본 발명의 개념이 이해되도록 하기 위한 목적으로만 명백히 의도되고, 이와 같이 특별히 열거된 실시예들 및 상태들에 제한적이지 않는 것으로 이해되어야 한다. 또한, 본 발명의 원리, 관점 및 실시예들 뿐만 아니라 특정 실시예를 열거하는 모든 상세한 설명은 이러한 사항의 구조적 및 기능적 균등물을 포함하도록 의도되는 것으로 이해되어야 한다. 또한, 이러한 균등물들은 현재 공지된 균등물뿐만 아니라 장래에 개발될 균등물 즉 구조와 무관하게 동일한 기능을 수행하도록 발명된 모든 소자를 포함하는 것으로 이해되어야 한다. The following merely illustrates the principles of the invention. Therefore, those skilled in the art, although not explicitly described or illustrated herein, can embody the principles of the present invention and invent various devices that fall within the spirit and scope of the present invention. Furthermore, all of the conditional terms and embodiments listed herein are, in principle, intended only for the purpose of enabling understanding of the concepts of the present invention, and are not intended to be limiting in any way to the specifically listed embodiments and conditions . In addition, it is to be understood that all detailed descriptions, including the principles, aspects, and embodiments of the present invention, as well as listing specific embodiments, are intended to include structural and functional equivalents of these matters. In addition, these equivalents should be understood to include not only equivalents now known, but also equivalents to be developed in the future, that is, all devices invented to perform the same function regardless of structure.
따라서, 프로세서 또는 이와 유사한 개념으로 표시된 기능 블럭을 포함하는 도면에 도시된 다양한 소자의 기능은 전용 하드웨어뿐만 아니라 적절한 소프트웨어와 관련하여 소프트웨어를 실행할 능력을 가진 하드웨어의 사용으로 제공될 수 있다. 프로세서에 의해 제공될 때, 상기 기능은 단일 전용 프로세서, 단일 공유 프로세서 또는 복수의 개별적 프로세서에 의해 제공될 수 있고, 이들 중 일부는 공유될 수 있다. 또한, 프로세서, 제어 또는 이와 유사한 개념으로 제시되는 용어의 사용은 소프트웨어를 실행할 능력을 가진 하드웨어를 배타적으로 인용하여 해석되어서는 아니 되고, 제한 없이 디지털 신호 프로세서(DSP) 하드웨어, 소프트웨어를 저장하기 위한 롬(ROM), 램(RAM) 및 비휘발성 메모리를 암시적으로 포함하는 것으로 이해되어야 한다. 주지 관용의 다른 하드웨어도 포함될 수 있다. Thus, the functionality of the various elements shown in the figures, including functional blocks represented by a processor or similar concept, can be provided by the use of dedicated hardware as well as hardware capable of executing software in conjunction with appropriate software. When provided by a processor, the functionality may be provided by a single dedicated processor, by a single shared processor or by a plurality of individual processors, some of which may be shared. In addition, the use of terms presented in terms of processor, control, or similar concept should not be interpreted exclusively as a citation of hardware capable of executing software, and without limitation, ROM for storing digital signal processor (DSP) hardware, software. (ROM), RAM, and non-volatile memory are to be understood to implicitly include. Other well known hardware may also be included.
상술한 목적, 특징 및 장점들은 첨부된 도면과 관련한 다음의 상세한 설명을 통하여 더욱 분명해 질 것이다. 본 발명을 설명함에 있어서, 관련된 공지 기술에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우 그 상세한 설명을 생략한다. 이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명에 따른 바람직한 실시 예를 상세히 설명한다. The above objects, features and advantages will become more apparent from the following detailed description in conjunction with the accompanying drawings. In describing the present invention, when it is determined that the detailed description of the related known technology may unnecessarily obscure the subject matter of the present invention, the detailed description thereof will be omitted. Hereinafter, exemplary embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.
도 1은 위성에 모멘텀이 축적되는 현상을 설명하기 위한 도면이다. 1 is a diagram for explaining a phenomenon in which momentum accumulates in a satellite.
도 1을 참조하면, 본 실시예에 따른 위성(101)은 위성본체(110) 및 태양 전지판(120)을 포함하며, 지구(103)를 중심으로 한 위성궤도(105)에 따라 공전한다.Referring to FIG. 1, the
위성(101)은 태양 전지판(120)이 한 개이므로 비대칭 위성이다. 위성(101)이 지구(103)를 중심으로 위성궤도(105)를 따라 공전하는 동안 태양(104)으로부터 태양복사압(108)이 전달되어 오게 된다. 지구관성좌표계(107)를 기준으로 태양복사압(108)은 일정한 방향을 갖게 되고, 위성(101)의 태양 전지판(120)은 태양 에너지를 이용하여 전력을 생산하기 위하여 태양복사압(108)의 방향을 향하게 된다. 따라서 지구관성좌표계(107)를 기준으로 태양복사압에 의하여 태양 전지판(120)에는 힘이 작용하게 되고 위성본체(110)에 모멘트가 작용하게 된다. The
위성의 임무를 원활하게 수행하기 위해서는 이렇게 생성되는 모멘트를 제거하여야만 일정한 자세를 유지하면서 임무를 수행할 수가 있다. 반작용 휠로 자세제어를 하는 위성의 경우에는 모멘트를 제거하여 위성이 일정한 자세를 유지할 수 있도록 반작용 휠의 회전을 증가시키게 되고, 회전이 증가함에 따라 반작용 휠에 의한 모멘텀은 증가하게 된다. 하지만 회전속도가 반작용 휠의 허용범위에 근접하게 되면 더 이상 반작용 휠을 이용하여 자세제어를 할 수 없게 된다. In order to perform the mission of the satellite smoothly, it is necessary to remove the moment generated in order to perform the mission while maintaining a constant posture. In the case of a satellite controlled by the reaction wheel, the rotation of the reaction wheel is increased to remove the moment so that the satellite maintains a constant posture. As the rotation increases, the momentum caused by the reaction wheel increases. However, when the rotation speed approaches the tolerance range of the reaction wheel, it is no longer possible to control the attitude using the reaction wheel.
따라서, 반작용 휠에 의해 축적된 모멘텀을 덜어줘야 하는데, 이처럼 반작용 휠에 의한 모멘텀을 경감시켜주는 일련의 과정을 휠 오프로딩이라고 한다. 일반적으로, 휠 오프로딩은 추력기를 이용하여 수행된다. 반작용휠에 의한 모멘텀을 경감시켜주는 방향으로 위성에 장착된 추력기를 발사하게 되면, 위성을 자세를 일정하게 유지하기 위하여 반작용휠은 회전속도를 감소시키게 되고 이러한 과정을 통해 반작용 휠에 축적된 모멘텀을 경감시킨다.Therefore, it is necessary to reduce the momentum accumulated by the reaction wheel. A series of processes for alleviating the momentum caused by the reaction wheel is called wheel offloading. Generally, wheel offloading is performed using thrusters. When launching a thruster mounted on the satellite in a direction that reduces the momentum caused by the reaction wheel, the reaction wheel reduces the rotational speed in order to maintain the attitude of the satellite and through this process, the momentum accumulated on the reaction wheel is reduced. Alleviate
비대칭 위성의 경우에는 태양의 방향이 일정하므로 모멘텀을 허용범위까지 쌓기게 되면 주기적으로 휠 오프로딩을 수행하여야만 임무를 올바르게 수행할 수 있다. 하지만 이럴 경우 주기적으로 추력기를 사용하여야 하므로 위성의 연료가 많이 소모되게 되어 위성의 추력기 발사비용이 증가하고 위성의 운용시간이 줄어드는 단점을 가지고 있다. In the case of asymmetrical satellites, the direction of the sun is constant, so if the momentum builds up to an acceptable range, wheel offloading should be performed periodically in order to perform the mission correctly. However, in this case, since the thruster must be used periodically, a lot of fuel is consumed by the satellite, which increases the launch cost of the satellite thruster and reduces the operating time of the satellite.
도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 비대칭 위성 장치를 도시한 도면이다.2 is a diagram illustrating an asymmetric satellite device according to an embodiment of the present invention.
도 2를 참조하면, 본 실시예에 따른 비대칭 위성 장치(200)는 위성 본체(210), 태양 전지판(220), 중량감소부(230) 및 양 자를 연결하는 바(240) 등을 포함하는 것으로, 태양 전지판(220)의 비대칭성으로 인하여 태양 전지판(220)에 작용하는 태양 복사압에 의해 발생하는 회전 모멘트가 발생하게 되는데, 이러한 회전모멘트를 상쇄하는 반작용 토크를 발생시켜서 위성 본체(210)의 자세를 제어한다. 이렇게 반작용 토크를 발생시켜서 위성 본체(210)의 자세를 제어하는 방법으로는 가장 대표적인 것이 반작용 휠을 이용한 휠 오프로딩이다.Referring to FIG. 2, the asymmetric satellite device 200 according to the present embodiment includes a satellite body 210, a solar panel 220, a weight reducing unit 230, and a bar 240 connecting the two, etc., Due to the asymmetry of the solar panel 220 is generated a rotation moment generated by the solar radiation pressure acting on the solar panel 220, by generating a reaction torque to offset the rotation moment to the attitude of the satellite body 210 To control. As a method of controlling the posture of the satellite body 210 by generating the reaction torque, the most representative one is wheel offloading using the reaction wheel.
비대칭 위성 장치(200)에서 모멘텀을 축적되는 이유는 비대칭 위성 장치(200)의 무게중심으로부터 태양 전지판(220)의 중심위치가 멀기 때문이다. 즉, 비대칭 위성 장치(200)의 무게중심으로부터 태양 전지판(220)의 중심위치까지의 모멘트 암의 길이가 길어서, 모멘트가 발생하기 때문이다. 따라서, 무게중심을 적절하게 이동시키면 태양복사압으로 축적되는 모멘텀 양을 줄일 수 있다.The reason why the momentum is accumulated in the asymmetric satellite device 200 is that the center position of the solar panel 220 is far from the center of gravity of the asymmetric satellite device 200. That is, because the length of the moment arm from the center of gravity of the asymmetric satellite device 200 to the center position of the solar panel 220 is long, the moment is generated. Therefore, by properly moving the center of gravity can reduce the amount of momentum accumulated by the solar radiation pressure.
이에 따라 본 실시예의 비대칭 위성 장치는 위성 본체(210)의 무게 중심을 기준으로 태양 전지판(220)의 반대편에 위치한 중량감소부(230)를 통해 비대칭 위성 장치(200) 전체의 무게중심을 태양 전지판(220)이 위치한 방향 쪽으로 이동시킴으로써 태양 복사압으로 축적되는 모멘텀 양을 감소시킨다.Accordingly, the asymmetric satellite device according to the present embodiment uses the weight reduction unit 230 located on the opposite side of the solar panel 220 based on the center of gravity of the satellite body 210 to center the weight of the entire asymmetric satellite device 200 on the solar panel ( Movement toward the direction in which 220 is located reduces the amount of momentum that accumulates at solar radiation pressure.
즉, 중량감소부(230)는 위성 본체(210)의 무게 중심을 기준으로 태양 전지판의 반대편에 위치하도록 장착되어 시간의 경과에 따라 내부 구성물질을 배출하여 중량을 감소시켜 비대칭 위성 전체의 무게중심을 태양 전지판이 위치한 방향 쪽으로 이동시킨다. 이를 통해 회전 모멘트에 대한 역방향의 모멘트를 발생시킴으로써, 회전 모멘트에 대응하는 반작용 토크에 의해 축적되는 모멘텀을 감소시킨다.That is, the weight reduction unit 230 is mounted on the opposite side of the solar panel with respect to the center of gravity of the satellite body 210 to discharge the internal components over time to reduce the weight to reduce the center of gravity of the entire asymmetric satellite Move it toward the direction the solar panel is located. This generates a moment in the opposite direction to the rotational moment, thereby reducing the momentum accumulated by the reaction torque corresponding to the rotational moment.
도 3은 도 2에서 도시된 비대칭 위성 장치의 구체적인 형상을 예시한 도면이다.FIG. 3 is a diagram illustrating a specific shape of the asymmetric satellite device shown in FIG. 2.
도 3을 참조하면, 본 실시예에 따른 비대칭 위성 장치는 위성 본체(310), 태양 전지판(320), 위성판넬(311, 312, 313, 314, 315, 316), 반작용 휠(317, 318, 319), 연료 탱크(330), 바(340)을 포함한다.Referring to FIG. 3, the asymmetric satellite device according to the present embodiment includes a
본 실시예에서는 비대칭 위성 장치의 중량감소부로 연료 탱크를 사용하고 있다.In this embodiment, a fuel tank is used as the weight reduction part of the asymmetric satellite device.
일반적으로 위성의 연료탱크는 위성 연료 분사 방향을 고려하여 위성본체좌표계(321)를 기준으로 -Z 방향에 위치하게 된다.In general, the fuel tank of the satellite is located in the -Z direction with respect to the satellite body coordinate system 321 in consideration of the satellite fuel injection direction.
그러나, 본 실시예에서와 같이 연료 탱크(330)를 태양 전지판(320)의 반대편에 위치시키면, 위성은 운용시간 동안에 무게중심의 위치가 위성본체좌표계(321)를 기준으로, 태양 전지판(320) 쪽으로(-Y 방향에서 +Y 방향으로) 이동하게 된다. 이 렇게 될 경우 위성의 운용 시간이 지나면 지날수록 축적되는 모멘텀 양이 감소하게 된다. However, if the
예컨대, 무게중심의 계산은 xyz 좌표축으로 계산할 경우, 전체 위성질량을 m, 위성의 각 부분 질량을 m1, m2, … , mn, 각 부분질량의 위치를 (x1,y1,z1), (x2,y2,z2), … ,(xn,yn,zn)이라고 할 때 위성 전체의 무게중심
여기에서 y축에 무게중심 이동을 위하여 연료의 무게를 고려하여 식을 다시 정리하면 다음과 같다. Here, the equation is re-arranged considering the weight of fuel to move the center of gravity on the y-axis.
여기서 
따라서 이 식에 의해서 연료의 위치를 조정하면 연료를 다 사용했을 때 무게중심의 위치를 
만약에, 초기 전체 무게가 1239kg이고, 그 중 연료의 무게가 315kg이며 무게중심이 (-0.003, 0.100, 1.260)인 위성을 고려한다면, 연료 탱크를 -y방향인 -1.0에 위치하면 연료를 모두 사용했을 때 무게중심의 위치를 (-0.003, -0.380, 1.260) 으로 이동 시킬 수 있다. If we consider a satellite with an initial total weight of 1239 kg, of which the fuel weight is 315 kg and the center of gravity (-0.003, 0.100, 1.260), the fuel tank is placed at -1.0 in the -y direction so that the fuel When used, the center of gravity can be shifted to (-0.003, -0.380, 1.260).
도 4는 본 발명의 다른 일실시예에 따른 비대칭 위성의 모멘텀 덤핑 방법의 흐름을 도시한 도면이다.4 is a diagram illustrating a flow of a method for momentum dumping an asymmetric satellite according to another embodiment of the present invention.
본 실시예에 따른 비대칭 위성은 위성 본체 및 태양 전지판을 포함하는 것으로 태양 전지판에 작용하는 태양 복사압에 의해 발생하는 회전 모멘트가 발생하게 된다.The asymmetric satellite according to the present embodiment includes a satellite body and a solar panel, and a rotation moment generated by solar radiation pressure acting on the solar panel is generated.
도 4를 참조하면, 태양 전지판에 작용하는 태양 복사압에 의해 발생하는 회전모멘트를 상쇄하는 반작용 토크를 발생시켜서 비대칭 위성의 자세를 제어한다(S410).Referring to FIG. 4, the attitude of the asymmetric satellite is controlled by generating a reaction torque that cancels the rotation moment generated by the solar radiation acting on the solar panel (S410).
그리고, 태양 전지판의 방향과 위치를 조정하여 회전 모멘트에 대응하는 반작용 토크에 의해 축적되는 모멘텀을 감소시킨다(S420) Then, by adjusting the direction and position of the solar panel to reduce the momentum accumulated by the reaction torque corresponding to the rotation moment (S420)
비대칭 위성에서 모멘텀을 축적되는 이유는 비대칭 위성의 무게중심으로부터 태양 전지판의 중심위치가 멀기 때문에, 태양 전지판에 작용한 태양복사압으로 인한 모멘트가 발생하기 때문이다. 여기에서의 모멘트(τ=r*F)는 비대칭 위성의 무게중심으로부터 태양 전지판의 중심위치까지의 모멘트 암(r)과 태양 전지판에 작용한 태양복사압(F)을 이용하여 구할 수 있다.Momentum accumulates in the asymmetric satellite because the center of the solar panel is far from the center of gravity of the asymmetric satellite, and the moment due to the solar radiation acting on the solar panel is generated. The moment (τ = r * F) here can be obtained using the moment arm r from the center of gravity of the asymmetric satellite to the center position of the solar panel and the solar radiation pressure F acting on the solar panel.
이에 따라 본 실시예에서는 태양 전지판의 방향 및 위치를 조정함으로써, 회전 모멘트에 대한 역방향의 모멘트를 발생시켜 회전 모멘트에 대응하는 반작용 토크에 의해 축적되는 모멘텀 양을 감소시킨다. 이렇게 반작용 토크를 발생시켜서 위성 본체(210)의 자세를 제어하는 방법으로는 가장 대표적인 것이 반작용 휠을 이용 한 휠 오프로딩이다.Accordingly, in this embodiment, by adjusting the direction and the position of the solar panel, the moment in the reverse direction to the rotation moment is generated to reduce the amount of momentum accumulated by the reaction torque corresponding to the rotation moment. As a method of controlling the attitude of the satellite body 210 by generating the reaction torque, the most representative one is wheel offloading using the reaction wheel.
태양 전지판의 방향과 위치를 조정하는 방법으로, 바람직하게는, 태양 전지판의 방향을 태양 방향과 직교로 교차하게 조정하거나, 태양 전지판과 위성 본체를 연결하는 바의 길이를 늘일 수 있다. As a method of adjusting the direction and position of the solar panel, preferably, the direction of the solar panel can be adjusted to cross orthogonal to the solar direction, or the length of the bar connecting the solar panel and the satellite body can be increased.
위성의 전력량이 충분한 경우에는 태양 전지판에서 생성된 전력은 그래도 방전된다. 여분의 전력이 필요로 하지 않기 때문이다. 이러한 경우를 이용하면 모멘텀 축적량을 줄일 수 있다. 전력량이 충분한 경우에는 태양 전지판(420)의 방향을 태양 방향과 직교로 교차하게 조정하면, 전력을 효율적으로 사용하면서도 축적된 모멘텀을 적절하게 감소시킬 수 있다.If the satellites have enough power, the power generated by the solar panels is still discharged. This is because no extra power is required. Using this case reduces momentum accumulation. If the amount of power is sufficient, by adjusting the direction of the solar panel 420 orthogonal to the solar direction, the accumulated momentum can be appropriately reduced while using power efficiently.
태양 전지판의 방향을 태양 방향과 직교로 교차하게 조정하면, 더 이상 태양 전지판은 태양복사압의 영향을 받지 않는다. 하지만 비대칭 위성 전체의 무게중심은 태양 전지판의 영향으로 위성 본체의 중심에서 태양 전지판 쪽에 가깝게 위치하게 되고, 따라서 태양 전지판의 방향각을 직교로 설정하면 오히려 역방향의 모멘트가 발생하게 된다. Once the orientation of the solar panel is orthogonal to the solar direction, the solar panel is no longer affected by solar radiation. However, the center of gravity of the entire asymmetrical satellite is located close to the solar panel from the center of the satellite body due to the influence of the solar panel, and therefore, when the direction of the solar panel is orthogonal, a reverse moment occurs.
또한, 태양 전지판과 위성 본체를 연결하는 바를 늘림으로써 태양 전지판이 위성 본체로부터 멀리 떨어져 위치하도록 조정하면 위성 전체의 무게중심은 더욱 태양 전지판 쪽으로 이동하게 되어 역방향 모멘트가 더 크게 생기게 되고 따라서 축적되는 모멘텀 양도 감소하게 된다.In addition, by adjusting the solar panel to be located farther away from the satellite body by increasing the connection between the solar panel and the satellite body, the center of gravity of the entire satellite is shifted further toward the solar panel, resulting in a greater reverse moment, thus transferring the accumulated momentum. Will decrease.
도 5는 본 발명의 다른 일실시예에 따른 비대칭 위성의 모멘텀 덤핑을 위한 회전각 설정 방법의 흐름을 도시한 도면이다.5 is a flowchart illustrating a rotation angle setting method for momentum dumping of an asymmetric satellite according to another embodiment of the present invention.
본 실시예에 따른 비대칭 위성은 위성 본체 및 태양 전지판을 포함하는 것으로, 도 2에 도시된 비대칭 위성 장치와 같이 태양 전지판에 작용하는 태양 복사압에 의해 발생하는 회전 모멘트가 발생하게 되는데, 이러한 회전모멘트를 상쇄하는 반작용 토크를 발생시켜서 위성 본체의 자세를 제어하는 것이 일반적이다. 이렇게 반작용 토크를 발생시켜서 위성 본체(210)의 자세를 제어하는 방법으로는 가장 대표적인 것이 반작용 휠을 이용한 휠 오프로딩이다.The asymmetric satellite according to the present embodiment includes a satellite body and a solar panel, and the rotation moment generated by the solar radiation acting on the solar panel, such as the asymmetric satellite device shown in FIG. 2, is generated. It is common to control the attitude of the satellite body by generating counteracting reaction torques. As a method of controlling the posture of the satellite body 210 by generating the reaction torque, the most representative one is wheel offloading using the reaction wheel.
일반적으로, 위성의 태양 전지판은 항상 태양을 향하게 한다. 정지궤도 위성의 경우는 안정적으로 전력을 공급하기 위하여 배터리의 충전이 완료된 상태더라도 태양 방향을 향하도록 되어 있다,In general, satellite solar panels are always facing the sun. In the case of a geostationary satellite, it is directed toward the sun even when the battery is fully charged in order to supply power stably.
도 5을 참조하면, 본 실시예에서는 먼저, 태양 전지판에서 생성된 전력으로 배터리를 충전한다(S510). Referring to FIG. 5, in the present embodiment, first, a battery is charged with power generated from a solar panel (S510).
배터리의 충전 상태를 검사하여 배터리가 충전 완료된 때에는, 태양 전지판을 위성 본체와 태양 전지판을 연결하는 바 방향의 축을 기준으로 회전각을 설정(S520)함으로써, 회전 모멘트를 감소시켜서, 회전 모멘트에 대응하는 반작용 토크에 의해 축적되는 모멘텀을 덤핑한다. When the battery is fully charged by inspecting the state of charge of the battery, by setting the rotation angle of the solar panel based on the axis in the bar direction connecting the satellite body and the solar panel (S520), the rotation moment is reduced to correspond to the rotation moment. Dump momentum accumulated by reaction torque.
즉, 초기에는 태양 전지판이 전력생산을 하며 계속적으로 배터리의 상태를 점검하여 배터리의 충전이 완료되었는지의 여부를 판별하여 충전이 모두 이루어질 때까지 계속해서 전력을 생산하게 된다. 만약 배터리의 충전이 완료되었을 경우에는 태양 전지판의 회전각을 설정한다. 이처럼 회전각이 설정된 상태에서도 전력생산량을 줄어들 뿐이지 계속해서 전력은 생산하게 된다.In other words, the solar panel initially produces power and continuously checks the state of the battery to determine whether the battery is fully charged, and continues to produce power until the charging is completed. If the battery is fully charged, set the rotation angle of the solar panel. Even with this rotation angle set, the power output is reduced, but the power continues to be produced.
여기에서의 회전각의 크기는, 바람직하게는, 비대칭 위성의 단위시간당 요구 전력량 및 태양 전지판의 단위시간당 생성전력량을 기초로 설정된다.The magnitude of the rotation angle here is preferably set based on the amount of power required per unit time of the asymmetric satellite and the amount of power generated per unit time of the solar panel.
예컨대, 하루 동안 위성의 총 요구전력량을 Er, 태양 전지판에서 생성되는 전력량을 Es라고 할 때 회전가능각을 θ라고 한다면 다음과 같은 식이 성립된다.For example, assuming that the total required power of the satellite during the day, E r and the amount of power generated from the solar panel, E s , the rotatable angle is θ.
이를 회전가능각으로 식을 정리하면 다음과 같다. This can be summarized as the rotatable angle as follows.
위성의 하루 전력 요구량이 2297W이고 태양 전지판의 하루 전력 생산량이 2946.9W일 경우에는, 결과적으로 38.789˚의 회전각을 설정하면 된다.If the satellite's daily power requirement is 2297W and the solar panel's daily power production is 2946.9W, the result is a rotation angle of 38.789 °.
이처럼, 위성은 회전각이 설정된 상태로 계속 운용되면, 태양 전지판이 태양이 향하는 경우보다 축적된 모멘텀의 양은 줄어들게 되고 따라서 휠 오프로딩에 사용되는 연료량도 줄어들게 된다. 여기서 회전각은 위성의 수명에 따라 또는 배터리의 수명에 따라 다르게 설정된다. 위성의 발사 초기에는 태양 전지판의 성능이 좋아 많은 양의 전력을 생산하므로 큰 회전각을 줄 수 있지만 위성의 운용 시간이 지나게 되면 태양 전지판의 성능이 떨어져 적은 양의 회전각을 줄 수 밖에 없다. 이 회전각의 크기는 위성의 전력생산에 따라 달라질 수 있다As such, if the satellite continues to operate with the rotation angle set, the amount of momentum accumulated in the solar panel will be less than if the sun is facing, thus reducing the amount of fuel used for wheel offloading. The rotation angle is set differently according to the life of the satellite or the life of the battery. In the early stages of satellite launch, solar panels perform well and produce a large amount of power, which can give a large rotational angle, but when the satellite's operating time passes, the solar panel loses its performance, giving a small rotational angle. The magnitude of this rotation angle may vary with satellite power generation.
배터리에 충전된 전력량이 비대칭 위성의 요구전력량을 기초로 설정된 임계값 미만인 경우(S540)에는 태양 전지판의 회전각 설정을 해제할 수 있다(S550). When the amount of power charged in the battery is less than the threshold set based on the required power amount of the asymmetric satellite (S540), the rotation angle setting of the solar panel may be released (S550).
회전각에 따라 회전하는 상태로 위성이 운용되지만, 배터리의 충전상태가 적정 수준의 임계값 미만으로 내려가는 경우가 발생할 수 있다. 적정 수준의 임계값은 비대칭 위성의 요구 전력량이며 요구 전력량은 비대칭 위성이 소모하는 전력에 일정한 마진을 고려한 용량이 된다. Although the satellite operates in a state of rotation according to the rotation angle, there may be a case where the state of charge of the battery falls below an appropriate threshold. Appropriate threshold is the required power of asymmetric satellite, and the required power is capacity considering the constant margin for power consumed by asymmetric satellite.
배터리에 충전된 전력량이 임계값 미만으로 떨어진 경우에는 태양 전지판의 회전각 설정을 해제하고, 태양 전지판은 태양을 향하게 설정하는 것이 바람직하다.When the amount of power charged in the battery falls below the threshold, it is preferable to cancel the rotation angle setting of the solar panel and set the solar panel to face the sun.
이상과 같이 본 발명은 양호한 실시예에 근거하여 설명하였지만, 이러한 실시예는 이 발명을 제한하려는 것이 아니라 예시하려는 것으로, 본 발명이 속하는 기술분야의 숙련자라면 이 발명의 기술사상을 벗어남이 없이 위 실시예에 대한 다양한 변화나 변경 또는 조정이 가능함이 자명할 것이다. 그러므로, 이 발명의 보호범위는 첨부된 청구범위에 의해서만 한정될 것이며, 위와 같은 변화예나 변경예 또는 조정예를 모두 포함하는 것으로 해석되어야 할 것이다.As described above, the present invention has been described based on the preferred embodiments, but these embodiments are intended to illustrate the present invention, not to limit the present invention, and those skilled in the art to which the present invention pertains should be practiced without departing from the technical spirit of the present invention. It will be apparent that various changes, modifications or adjustments to the example are possible. Therefore, the protection scope of the present invention will be limited only by the appended claims, and should be construed as including all such changes, modifications or adjustments.
도 1은 위성에 모멘텀이 축적되는 현상을 설명하기 위한 도면이다.1 is a diagram for explaining a phenomenon in which momentum accumulates in a satellite.
도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 비대칭 위성 장치를 도시한 도면이다.2 is a diagram illustrating an asymmetric satellite device according to an embodiment of the present invention.
도 3은 본 발명의 일실시예에 따른 비대칭 위성의 구체적인 형상을 예시한 도면이다.3 is a diagram illustrating a specific shape of an asymmetric satellite according to an embodiment of the present invention.
도 4는 본 발명의 다른 일실시예에 따른 비대칭 위성의 모멘텀 덤핑 방법의 흐름을 도시한 도면이다.4 is a diagram illustrating a flow of a method for momentum dumping an asymmetric satellite according to another embodiment of the present invention.
도 5는 본 발명의 다른 일실시예에 따른 비대칭 위성의 모멘텀 덤핑을 위한 회전각 설정 방법의 흐름을 도시한 도면이다.5 is a flowchart illustrating a rotation angle setting method for momentum dumping of an asymmetric satellite according to another embodiment of the present invention.
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