KR102296614B1 - 소형 위성의 자세 안정화 및 궤도 분포 - Google Patents
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Abstract
하우징, 회로를 포함하고 상기 하우징에 배치된 회로 기판, 상기 하우징에 배치되고 상기 회로 기판에 전기적으로 연결된 배터리, 상기 하우징에 배치된 하나 이상의 중량체(weight)로서, 상기 하우징의 중심으로부터 이격되어 배치되는 상기 하나 이상의 중량체, 상기 하우징 상에 있으며 상기 회로 기판에 전기적으로 연결된 하나 이상의 태양 전지판, 및 상기 회로 기판에 전기적으로 연결되고 상기 하우징 외부로 연장되는 적어도 하나의 세그먼트(segment)를 포함하는 안테나를 포함하는 위성. 서로 다른 질량 중량체를 갖는 복수의 위성이 궤도로 발사될 때, 복수의 위성은 중량 차이 때문에 적어도 부분적으로 서로로부터 멀어지게 이동된다. 궤도에서, 각각의 위성은 공기 역학적 항력 토크 및 중력 구배 토크의 영향을 받는다.
Description
본 출원은 2017년 6월 1일에 출원된 미국 가출원 제62/513,941호 및 2018년 5월 30일에 출원된 미국 특허출원 제15/993,391호의 우선권을 주장하는 바, 이는 본원에 참조로 포함된다.
본 발명은 위성에 관한 것으로, 더 상세하게는, 소규모 위성에 관한 것이다.
인공위성은 전통적으로, 지구 표면을 관찰하기 위해 지구 주위의 궤도에 배치되거나, 통신 중계기로 사용되기 위한 지향성 안테나를 운반하는, 비교적 큰 규모의 장치였다. 이러한 위성이 효과적으로 기능하기 위해서는, 지구를 향해 있어야 한다. 이전에 제안된 위성 배향(orientation) 기술은, 위성이 지구를 공전함에 따라 감지 장치에 응답하여 위성을 원하는 배향으로 회전시키기 위해, 반응 제트(reaction jets) 또는 회전 플라이휠(rotating fly-wheels)에 의존하고 있다. 감지 장치는, 위성에서 본 지구의 수평선 원(horizon circle)의 위치를 감지하기 위한 전자기 방사선 감지 장치, 지구에 대해 수직인 중력을 측정하기 위한 자이로스코프 장치, 태양 센서, 수평선 센서 및 별 추적기 등을 포함하였다. 그러나, 반응 제트 배향 시스템의 유효 수명은, 위성에 실린 제트 연료의 양과, 위성 섭동력의 안정화에 필요한 연료의 소비 속도에 의해 제한된다. 플라이휠 장치는, 본질적으로 무겁고, 내부 휠을 회전시키기 위한 토크를 적용함으로써 지향되는 위성에서 이용 가능한 제한된 전력 중 상당 부분을 소비하며, 베어링의 사용으로 고장점(failure point)을 제공한다.
보다 최근에는, 더 작은 단일 사용 위성이 고려되었다. 그러나, 위성의 크기가 감소함에 따라, 위성을 배향하거나 위성의 배향을 유지하는데 사용되는 장치의 크기 및 전력/연료 소비를 축소하는 것이 더욱 어려워진다.
전술한 문제점 및 요구는, 하우징, 회로를 포함하고 하우징에 배치된 회로 기판, 하우징에 배치되고 회로 기판에 전기적으로 연결된 배터리, 하우징에 배치된 하나 이상의 중량체(weight)로서 하우징의 중심으로부터 이격되어 배치되는 하나 이상의 중량체, 하우징 상에 있으며 회로 기판에 전기적으로 연결된 하나 이상의 태양 전지판, 및 회로 기판에 전기적으로 연결되고 하우징 외부로 연장되는 적어도 하나의 세그먼트(segment)를 포함하는 안테나를 포함하는 위성에 의해 해결된다.
복수의 위성을 전개(deploying)하는 위성 전개 방법으로서, 복수의 위성 각각은, 하우징, 회로를 포함하고 하우징에 배치된 회로 기판, 하우징에 배치되고 회로 기판에 전기적으로 연결된 배터리, 하우징에 배치된 하나 이상의 중량체로서 하우징의 중심으로부터 이격되어 배치되는 하나 이상의 중량체, 하우징 상에 있으며 회로 기판에 전기적으로 연결된 하나 이상의 태양 전지판, 및 회로 기판에 전기적으로 연결되고 하우징 외부로 연장되는 적어도 하나의 세그먼트를 포함하는 안테나를 포함하고, 복수의 위성 중 제1 위성에서의 하나 이상의 중량체는 제1 질량을 갖고, 복수의 위성 중 제2 위성에서의 하나 이상의 중량체는 제1 질량보다 큰 제2 질량을 갖는다. 이 위성 전개 방법은, 복수의 위성을 지구 주위의 궤도로 발사하는 단계를 포함하고, 제1 위성 및 제2 위성은, 제2 질량이 제1 질량보다 큰 것으로 인하여, 적어도 부분적으로 궤도에서 서로 멀어지게 이동한다.
위성을 전개하는 위성 전개 방법으로서, 상기 위성은, 프레임, 프레임에 장착된 대향하는 상부와 하부 패널, 및 대향하는 상부와 하부 패널 사이에 배치되고 프레임에 장착된 측면 패널을 갖는 하우징으로서 대향하는 상부와 하부 패널 각각은 측면 패널 각각의 표면적보다 큰 표면적을 갖는 하우징, 회로를 포함하고 하우징에 배치된 회로 기판, 하우징에 배치되고 회로 기판에 전기적으로 연결된 배터리, 하우징에 배치된 하나 이상의 중량체로서 하우징의 중심으로부터 이격되어 배치되는 하나 이상의 중량체, 하우징 상에 있으며 회로 기판에 전기적으로 연결된 하나 이상의 태양 전지판, 및 회로 기판에 전기적으로 연결되고 하우징 외부로 연장되는 적어도 하나의 세그먼트를 포함하는 안테나를 포함한다. 이 위성 전개 방법은, 궤도에서 위성이 공기 역학적 항력 토크(aerodynamic drag torque) 및 중력 구배 토크(gravity gradient torque)에 영향을 받도록 위성을 지구 주위의 궤도로 발사하는 단계를 포함한다.
본 발명의 다른 목적 및 특징은 명세서, 청구 범위 및 첨부된 도면을 검토함으로써 명백해질 것이다.
도 1a는 위성의 사시도이다.
도 1b는 위성의 프레임의 사시도이다.
도 1c는 상부 패널이 제거된 위성의 평면도이다.
도 1d는 상부 패널이 제거된 위성의 사시도이다.
도 1e는 위성의 평면도이다.
도 1f는 위성의 사시도이다.
도 1g는 위성 스택(stack)의 측면도이다.
도 2는 궤도 위성과 지상 설비(earth installations) 사이의 통신을 도시한 도면이다.
도 3은 단일 궤도면에서 전개 및 확산된 위성(10)의 위성 배치(constellation)를 도시한 도면이다.
도 4a는 궤도 위성의 속도 벡터(velocity vector)를 도시한 도면이다.
도 4b는 궤도 위성에서 공기 역학적 항력(aerodynamic drag force, ADF) 및 공기 역학적 항력 토크(aerodynamic drag torque, ADT)를 도시한 도면이다.
도 4c는 궤도 위성에서의 중력 구배 토크(gravity gradient torque, GGT)를 도시한 도면이다.
도 5는 확장 위치(extended position)에 있는 전개 가능한 항력 플랩(deployable drag flaps)을 갖는 위성의 사시도이다.
도 6은 모든 축에서의 회전 속도 감쇠(damping)를 나타내는 그래프이다.
도 7은 위성에 배치된 상이한 중량체 또는 중량 값으로부터의 다양한 탄도 계수(ballistic coefficients)로 인한, 고도에 의한 궤도 확산을 나타내는 그래프이다.
도 8은 위성에 배치된 상이한 중량체 또는 중량 값으로부터의 다양한 탄도 계수로 인한, 각도 거리(angular separation)에 의한 궤도 확산을 나타내는 그래프이다.
도 9는 적어도 하나의 회전축에서 위성의 안정화를 나타내는 위성의 지상 레이더 측정의 그래프이다.
도 1b는 위성의 프레임의 사시도이다.
도 1c는 상부 패널이 제거된 위성의 평면도이다.
도 1d는 상부 패널이 제거된 위성의 사시도이다.
도 1e는 위성의 평면도이다.
도 1f는 위성의 사시도이다.
도 1g는 위성 스택(stack)의 측면도이다.
도 2는 궤도 위성과 지상 설비(earth installations) 사이의 통신을 도시한 도면이다.
도 3은 단일 궤도면에서 전개 및 확산된 위성(10)의 위성 배치(constellation)를 도시한 도면이다.
도 4a는 궤도 위성의 속도 벡터(velocity vector)를 도시한 도면이다.
도 4b는 궤도 위성에서 공기 역학적 항력(aerodynamic drag force, ADF) 및 공기 역학적 항력 토크(aerodynamic drag torque, ADT)를 도시한 도면이다.
도 4c는 궤도 위성에서의 중력 구배 토크(gravity gradient torque, GGT)를 도시한 도면이다.
도 5는 확장 위치(extended position)에 있는 전개 가능한 항력 플랩(deployable drag flaps)을 갖는 위성의 사시도이다.
도 6은 모든 축에서의 회전 속도 감쇠(damping)를 나타내는 그래프이다.
도 7은 위성에 배치된 상이한 중량체 또는 중량 값으로부터의 다양한 탄도 계수(ballistic coefficients)로 인한, 고도에 의한 궤도 확산을 나타내는 그래프이다.
도 8은 위성에 배치된 상이한 중량체 또는 중량 값으로부터의 다양한 탄도 계수로 인한, 각도 거리(angular separation)에 의한 궤도 확산을 나타내는 그래프이다.
도 9는 적어도 하나의 회전축에서 위성의 안정화를 나타내는 위성의 지상 레이더 측정의 그래프이다.
본 발명은 모든, 또는 사실상 모든 주요 기능(예를 들어, 양방향 통신)을 단일 회로 기판상의 회로를 사용하여 수행하는 소형 위성에 관한 것이다. 이 위성은 어떠한 능동형 자세 제어 시스템이 필요 없으며, 이러한 위성 시스템에서 일반적인, 어떠한 전형적인 크기의 (대형) 배터리와 태양 전지판도 필요 없다. 이 위성은 저궤도(Low Earth Orbit, LEO)에서 스스로 안정화될 수 있으며, 이러한 위성의 그룹은 전력 또는 능동 제어 시스템을 사용하지 않고 서로 궤도에 퍼질 수 있다.
도 1a 내지 1g에 도시된 바와 같이, 위성(10)은, 바람직하게는 알루미늄 합금(예를 들어, 알루미늄 7075, 6061, 5005 및/또는 5052)과 같은 경량 금속으로 만들어진 프레임(16)에 장착되는, 대향하는 상부와 하부 패널(13) 및 측면 패널(14)로 형성된 하우징(12)을 포함한다. 하나 이상의 고밀도 중량체(18)가 프레임(16)의 일측에 장착된다(즉, 하우징(12)의 중심으로부터 이격됨). 중량체(들)(18)는 스틸, 스테인리스 스틸, 납, 철, 구리, 텅스텐, 감손 우라늄, 니켈, 세라믹 또는 임의의 다른 비교적 고밀도 재료 중 하나 이상일 수 있다. 인쇄 회로 기판(PCB)(20)은 하우징(12) 내부에 배치되고 위성(10)의 작동 기능을 수행하기 위한 회로(22) 및 이들 작동 기능에 전력을 공급하기 위한 전원(24)(예를 들어, 리튬-이온 배터리)을 포함한다. 바람직하게는, 배터리(24)는 비대칭 질량 분포에 기여하기 위해 PCB의 한쪽 가장자리 근처에 그리고 중량체(들)(18)에 인접하여 위치된다. 다이폴 안테나(dipole antenna)(26)가 PCB(20)에 장착되며, 일 방향으로 하우징(12) 외부로 연장되는 제1 세그먼트(26a) 및 반대 방향으로 하우징(12) 외부로 연장되는 제2 세그먼트(26b)를 포함한다. 바람직하게는, 안테나는 중량체(들)(18)에 인접한 PCB의 동일한 가장자리에 더 가까이 장착되어 질량의 비대칭 분포에 더 기여한다. 회로(22)의 기능 중 하나는 후술되는 바와 같이, 안테나(26)를 사용한 통신이다. 하나 이상의 태양 전지판(28)은 상부와 하부 패널(13) 중 하나 또는 모두에 형성되고, 회로(22)에 전력을 제공 및/또는 배터리(24)를 재충전하기 위해 PCB(20)에 연결된다.
비제한적인 예에서, 바람직하게는, 위성(10)은 크기가 1/4-U 이하 (여기서 1U는 10cm x 10cm x 10cm의 큐브위성(CubeSat) 표준으로 정의됨) 및 1.33kg 미만의 질량인 것이 바람직하다. 따라서 위성의 바람직한 크기(약 10cm x 10cm x 2.5cm)는 표준 캐리어 컨테이너(예를 들어, P-PODs)와 호환된다. 단일 발사체에 의한 전개를 위해, 도 1g에 도시된 바와 같이 함께 적층될 때, 다수의 위성(10)은 캐리어 내부의 표준 큐브위성 전개 레일을 따라 슬라이딩되므로, 맞춤형 전개 시스템이 필요하지 않다. 위성의 인쇄 회로 기판(PCB) 면적은 9.5cm x 9.5cm이며, 각 위성은 기존의 전자기기 픽 앤 플레이스 장치(pick and place machines)로 제조할 수 있다. 모든 또는 사실상 모든 위성 전기 구성 요소가 단일 회로 기판에 있기 때문에, 대량 생산이 저렴한 비용으로 이루어질 수 있다. 위성이 제조되고 모든 구성 요소가 조립되면, 온보드(onboard) 태양 전지판(들)(28)을 포함하여 전체 위성이 280 입방 센티미터의 부피를 차지한다. 위성 전자기기는 우주를 향한 표면상의 PCB 물질에 의해, 우주 방사선의 저에너지 총 이온화 선량(total ionizing dose, TID)으로부터 거의 보호되며, 회로망(22)에 의해 작동되는 소프트웨어는, 워치독 타이머(watchdog timer) 및 단일 이벤트 업셋(single event upsets, SEUs)용 중복 소프트웨어 부트로더(bootloader)로 중복된 계층을 추가적으로 제공한다.
바람직하게는, 회로(22)는 전력 수집, 전력 관리, 센서, 양방향 라디오 등을 포함한 거의 모든 위성 기능을 수행한다. 회로(22)는 단일 인쇄 회로 기판(PCB)(20) 상에 배치된다. 이는 매우 고품질의 빌드(build)와 빠른 제조 시간, 및 지상에서 간소화된 품질 검증 시험을 가능하게 한다. 위성(10)의 설계는 대량 제조에 이상적이며, 현재 종래 기술의 위성 제조 공정에 비해 생산 시간을 수십 배 줄인다(전형적인 6개월 내지 3년의 빌드 시간 대신 24시간으로 줄임).
위성(10)은 전형적인 양방향 통신 위성의 모든 기능을 수행하며, 기존 통신 위성의 크기와 비용의 일부만으로, 지상에서 우주로, 우주에서 우주로, 우주에서 지상으로의 데이터 중계를 지원한다. 그 결과, 위성은 유사한 통신 위성의 질량의 1/10,000이고, 비용의 1/1,000 미만으로 제조될 수 있고, 작은 질량으로 인해 비용의 1/10,000으로 발사될 수 있다. 회로(22)에 의해 수행되는 위성의 기능은, 데이터 수신, 데이터 처리, 데이터 저장, 데이터 전송, 우주 내 다른 위성 또는 지상의 다른 통신 노드와의 네트워킹, 및 전력 소비와 데이터 전송을 최적화하는 온보드 스케줄링으로 모든 이벤트를 실행하는 것을 포함한다. 도 2는 위성(10), 게이트웨이(30)(데이터 통합 및 위성과의 양방향 통신이 가능함) 및 지상국(32)(위성과의 양방향 통신이 가능하고 인터넷에 연결되어 있음)을 연결하는 네트워크 통신 아키텍처를 나타낸다. 도 2는 네트워크 아키텍처와 위성이 지상 및 우주 노드에서 어떻게 서로 통신하는지를 보여주며, 여기서 데이터는 전 세계에서 거의 실시간으로 중계될 수 있다. 도 2는 세 가지 예시를 보여주며, 첫 번째는 게이트웨이(30) 중 하나로의 지상 통합(aggregation)으로, 게이트웨이 대 위성 대 게이트웨이(gateway-to-satellite-to-gateway) 통신에 사용되는 위성(10a)을 포함하며, 두 번째는 게이트웨이 대 위성 대 지상국(gateway-to-satellite-to-ground station) 통신에 사용되는 위성(10b)을 포함하며, 세 번째는 두 개의 인터넷 접속 지상국 사이의 통신 중계로 사용되는 위성(10c)을 포함한다.
중량체(들)(18)의 포함으로 인한 위성의 비대칭 가중은 아래에 더 설명되는 바와 같이 항력 및 중력 구배의 안정화를 제공한다. 또한, 동일한 발사체를 사용하여 궤도에 발사된 위성(10) 그룹에 대해, 다른 위성들 사이에 중량체(들)(18)의 총 질량이 다르도록, 중량체에 사용되는 플레이트의 개수, 크기 및/또는 재료가 달라질 수 있다. 위성들 사이의 이러한 질량 변화는, 함께 발사된 차등 가중된 위성 그룹이 시간이 지남에 따라 나중에 궤도에 퍼지도록 하는 원인이 되는, 위성의 탄도 계수에 차이(1 내지 60%) 나게 한다. 도 3은 위성(10)의 위성 배치를 도시하며, 이들 위성은 모두 동일한 궤도면에 전개된 다음에 확산된다. 저렴한 비용으로 양방향 통신으로 지구 대부분을 커버하기 위해, 위성 배치는 여러 궤도면으로 구성될 수 있다. 최소 100개의 이러한 위성만으로 거의 전 세계적으로 연속적인 통신 범위를 확보할 수 있다. 단일 궤도면에서의 위성의 분포는, 각각의 위성(10)의 차등 가중에 의해 이루어지며, 바람직하게는 1 내지 60%만큼 달라지는 탄도 계수를 초래한다. 지상 범위를 확대하기 위해서는 다중 궤도면이 바람직하다.
도 4a 내지 4c에 도시된 바와 같이, 위성(10)은 완전히 수동적이며 전력을 요구하지 않는 새로운 자세 제어 방식(attitude control scheme, ACS)을 이용한다. 위성(10)은 무게 중심(Cg)이 압력 중심(Cp)으로부터 오프셋 되도록 가중된다. 구체적으로, 무게 중심(Cg)은 중량체(들)(18)를 포함하는 위성(10)의 가장자리에 더 가깝게 위치되고, 압력 중심(Cp)은 박스형 위성(10)에 대하여 대략적으로 위성의 기하학적 중심에 위치된다. 궤도에서 위성(10)이 속도 벡터(V)로 주행할 때, 위성(10)은 공기 역학적 항력(ADF)을 마주치게 되어, 공기 역학적 항력 토크(ADT)가 발생하게 되고, 이로 인해 위성이 도 4a 및 4b에 도시된 바와 같이 회전하게 된다. 대기 항력 토크(atmospheric drag torque, ADT)는 하나의 회전축(상부와 하부 패널(13)의 더 긴 패널 치수에 평행함)을 중심으로 위성(10)을 안정화시킨다. 대기 항력은 감쇠된 힘/토크(damped force/torque)이므로 시간에 따라 회전 속도는 감소할 것이다. 위성(10)은 또한 질량 분포(길고 가느다란(elongated) 중량체 및 길고 가느다란 배터리)로부터 유도된 중력 구배 토크를 이용하여, 도 4c에 도시된 바와 같이, 제2 및 제3 회전축을 중심으로 자체를 안정화시킨다. 구체적으로, 중량체(들)(18)에 대한 중력 F1 및 F2의 차이로 인해(여기서 F1이 F2보다 큼) 중력 구배 토크(GGT)가 발생하여 위성을 회전시킨다. 이 토크는 감쇠되지 않으므로, 위성은 무기한으로 이 축을 중심으로 작은 진동을 계속할 것이다. 결국, 이러한 회전 속도는 대기력(atmospheric force)에 의해 감쇠된다. 질량 분포는 중력 구배 정적 안정성(gravity gradient static stability)에 대한 기준을 충족하므로, 이러한 작은 진동은 커지지 않으며, 중력 구배 토크는 작은 교란이 있을 때 위성을 안정화시키는 데 도움된다.
이들 결합된 수동 안정화 기술(중력 구배 안정화 및 공기 역학적 항력 안정화)의 사용을 통해, 위성(10)은 지구에 대해 우선적인 배향으로 안정화된다. 중력 구배 토크는 대기이들 결합된 수동 안정화 기술(중력 구배 안정화 및 공기 역학적 항력 안정화)의 사용을 통해, 위성(10)은 지구에 대해 우선적인 배향으로 안정화된다. 중력 구배 토크는 대기 항력 토크와 결합된 관성 모멘트를 통해 궁극적으로 감쇠된다. 위성이 안정화되면, 쌍극자 안테나 세그먼트(26a 및 26b)는 각각 지구를 향하게 및 지구로부터 멀어지게 일정하게 유지되어, 수평선에서 고이득 패턴(high gain pattern)을 제공하며, 이는 하나의 위성이 우주에 있는 다른 위성이나 지상 단말기와 통신할 수 있는 시간을 최대화한다. 지상의 대부분의 위치에서, 위성은 높은 고도보다 수평선 위의 낮은 고도에서 더 많은 시간을 소비하므로, 전체적으로 이 위성 배향 및 안테나 이득 패턴은 네트워크의 데이터 전송 기능을 최대화한다. 위성은 자세 제어 시스템에 전력을 공급하지 않기 때문에, 패널(28)로부터 수집된 모든 태양 에너지와 배터리(24)에 저장된 에너지를 온보드 통신 시스템 및 저전력 온보드 프로세서(회로(22)의 일부)에 제공할 수 있다.
이 ACS 방식은, 태양 패널(28)을 태양쪽으로 유리한 방향으로 자연적으로 배향시키 때문에, 태양 동기 궤도(Sun Synchronous Orbit)를 점유하는 위성 궤도에 이상적으로 적합하지만, 모든 지구 궤도에서 유리할 수 있다. ACS 방식은 우주선 질량의 대부분을 구성하는 중량체(들)(18), 배터리(24) 및/또는 PCB(20) 상의 큰 질량 구성 요소를 최적으로 배치하고, 저궤도(LEO)에서의 자연 중력, 항력 및 모멘트를 이용함으로써 구현된다.
도 4b에 도시된 항력 안정화는 배터리의 질량 및 중량체(들)(위성의 주요 질량 기여자(major mass contributor))가 위성의 한쪽 가장자리(측면 패널(14) 중 하나에 인접함)에 위치되어, 질량 중심과 압력 중심이 위성의 서로 다른 지점에 위치되도록 함으로써 이루어진다. 바람직하게는, 무게 중심은 위성의 가장자리 근처에 위치되고, 압력 중심은 대략적으로 위성의 기하학적 중심에 위치된다. 이는 항력에 의한 수동적 안정성을 제공한다. 도 5는 대안적인 실시예를 도시한 것으로, 전개 가능한 항력 플랩(34)이 사용됨으로써, 압력 중심이 중량체(들)로부터 더 멀어지도록 연장되며, 전개 가능한 항력 플랩(34)은, 전개 후에 하우징(12)의 더 긴 치수를 포함하는 평면으로부터 적어도 부분적으로 멀어지게 확장되는 확장 위치로 회전하는 패널이다. 바람직하게는, 전개 전에 항력 플랩(34)은 상부와 하부 패널(13) 위에 배치되는 수축 위치(retracted position)로 접힌다. 도 5의 항력 플랩(34)은 중량체(들)(18)를 포함하는 하우징의 반대쪽 단부에 장착된다. 이의 확장 위치에서, 항력 플랩(34)은 압력 중심(Cp)을 더 멀리 (중량체(들)를 포함하는 위성의 선단으로부터 멀어지게, 및 다르게 박스형이었던 위성의 기하학적 중심으로부터 멀어지게) 이동시키며, 위성이 안정화되는 기간을 단축시킨다. 항력 플랩은 스프링, 액추에이터 또는 모터에 의해 이의 확장 위치로 이동될 수 있다.
도 6 내지 9는 위성(10)에 대한 성능 데이터를 도시한다. 도 6은 관성 모멘트에 결합된 감쇠된 항력부터 중력 구배 토크까지의 모든 축에 대한 회전 속도 감쇠를 도시한다. 도 7은 위성(10)에 배치된 상이한 중량체 또는 중량 값으로부터 다양한 탄도 계수로 인한, 고도에 의한 궤도 확산을 도시한다. 도 8은 위성에 배치된 상이한 중량체 또는 중량 값으로부터의 다양한 탄도 계수로 인한, 각도 거리에 의한 궤도 확산을 도시한다. 동일한 궤도 내에서의 90도 위상 조정(RAAN의 변화)은 탄도 계수의 차이에 따라 약 1 내지 6개월 내에 발생한다. 도 9는 고도 502km의 저궤도에서 무작위로 텀블링(tumbling) 되지 않고 적어도 하나의 회전축에서 안정화된 위성(10)의 지상 레이더 측정을 도시한다. 레이더 유닛의 70초 길이의 오버헤드 패스(overhead pass) 동안 위성으로부터 상당히 큰 회전 속도는 관찰되지 않았으므로, 적어도 70초 동안 안정성을 얻었음을 나타낸다.
위성(10)의 설계는 전력을 사용하지 않는 수동 자세 제어를 제공한다. 특히, 이 설계는, 수동적이며 전력이나 나머지 위성에 대해 상대적으로 추가 부피를 요구하지 않는, 3축으로 정렬하기 위한 우주에서의 위성의 자세 제어(자세 제어 시스템 또는 ACS)를 제공하며, 이는 두 가지 안정화 기술(중력 구배 안정화 및 항력 안정화)의 동시 사용으로 안정화된다. 초기 임의 회전 속도가 10도/초로(전개 동안 전형적임), 회전은 몇 주 내에 550km의 고도에서 거의 완전히 감쇠된다(도 6 참조).
중력 구배 안정화는 도 4c 및 9에 도시되어 있다. 이러한 안정화는 배터리(18)의 형상 및 길고 가느다란 형상(즉, 대향하는 상부와 하부 패널(13)이 각각 네 개의 측면 패널(14) 중 어느 것보다 큰 표면적을 갖는 형상)으로, 높은 종횡비를 갖는 하나 이상의 중량체(18)(위성의 주요 질량 기여자)에 의해 이루어진다. 이 길고 가느다란 형상은, 안테나 세그먼트(26a)가 연장된 측면 패널(14)이 (및 안테나 세그먼트(26a) 자체가) 지구의 중심을 향해 방사상으로 가리키도록, 그리고 안테나 세그먼트(26b)가 연장된 측면 패널(14)이 (및 안테나 세그먼트(26b) 자체가) 지구로부터 방사상으로 멀어지게 가리키도록 안정화시키는 정렬 토크에 영향을 받는다(도 4a 참조). 중력 구배는 감쇠되지 않은 토크이지만, 이 토크는 궁극적으로 항력/토크를 통해 감쇠된다. 이 중력 구배 축을 중심으로 하는 대부분의 회전은 2차 축 불안정성(강체 운동의 오일러 방정식)과 주측 정리(major axis theorem) 및 운동 에너지 손실로 인해 다른 축으로 빠르게 전달된다. 도 9는 이러한 안정화를 나타낸다.
수동 ACS 시스템은 위성이 코스 포인팅(coarse pointing)을 이룰 수 있게 한다. 따라서, 지구에 대하여 원하는 이득 패턴을 제공하기 위해, 부착된 통신 안테나 세그먼트(26a 및 26b)는 대략적으로 지구에 방사상으로 가리킬 것이다. 이는 통신 안테나가, 지구를 향해 가리키는 고이득 빔 스폿 또는 지구의 수평선을 따른 고이득을 위해 설계될 수 있도록 하여, 장거리 통신을 위한 통신 이득/거리/비트 속도를 최적화한다.
수동 ACS 시스템은 또한, 위성의 적어도 하나의 면 및 거기에 장착된 태양 전지판 세트가 대략적으로 태양을 가리키도록, 위성이 코스 포인팅을 이룰 수 있게 한다. 바람직하게는, 위성의 더 큰 대향하는 상부와 하부 패널(13) 모두에 태양 전지판(26)이 장착되어 있다. 터미네이터(terminator)에 거의 근접한 태양 동기 궤도(Sun-synchronous orbit)에서, 위성의 한 면, 그리고 이에 따라 하나의 태양 전지판 어레이는, 위성이 안정화된 후 대부분의 궤도 기간 동안 항상 대략적으로 태양을 향해 가리킨다. 다른 지구 궤도에서, 태양 전지판은 태양을 향하여 수직이 아닌 방향을 일부 갖고 있지만, ACS 방식은 태양 전지판 면을 대략적으로 태양을 향해 가리킬 때 여전히 효과적이다.
더 높은 정확도의 포인팅이 필요하거나 능동적인 제어가 필요한 경우, 단일 마그네토커(magnetorquer)를 사용하여 초기 회전 속도를 줄이고 위성을 원하는 궤도 방향으로 배향시킬 수 있다. 위성은 지구에 의해 생성된 불균일한 자기장을 통과하기 때문에, 보다 정확한 자세 제어를 이루기 위해, 위성 궤도 동안의 기회가 되는 시점에 단일 마그네토커가 사용될 수 있다. 마그네토커는 당업계에 잘 알려졌으며, 본질적으로 전자석으로서, 확장된 영역에 걸쳐 회전 비대칭(이방성) 자기장을 생성하도록 배치된다. 이 자기장은 일반적으로 전산화된 피드백 제어 하에 코일을 통한 전류 흐름을 켜거나 끔으로써 제어된다. 자석 자체가 위성(10)에 기계적으로 고정되기 때문에, 주변 자기장에 작용하는 임의의 자기력은 자기 역력(magnetic reverse force)을 야기하여, 위성의 무게 중심에 대한 기계적 토크를 초래할 것이다. 이것은 전기 에너지만을 사용함으로써 자기장의 공지된 로컬 구배(local gradient)로 우주선을 자유롭게 회전시킬 수 있게 한다. 소형화를 위해, 마그네토커는 PCB(20) 주변의 트레이스(traces)에 내장될 수 있다.
도 7 및 8에 도시된 바와 같이, 동일한 궤도로 발사되는 위성에 대해 다른 중량체를 사용하여 탄도 계수를 다르게 함으로써 궤도 확산이 이루어진다. 중량체는 각 위성에서 대략적으로 동일한 위치에 배치되고 매우 조밀한 재료(질량당 낮은 부피)로 만들어져, 위성 내의 Cg 위치에 거의 영향을 미치지 않으면서 전체 질량의 근소한 차이가 구현될 수 있다. 탄도 계수를 다르게 하는 것은, 대기 항력에 영향을 미치고 위성의 궤도 고도를 감소시켜, 결국 위성들이 서로로부터 확산되도록 한다. 궤도에서의 이 확산은, 동시에 궤도로 발사되는 다른 위성들과는 다른 질량을 각 위성에 부여하기 위해 사용되는 중량체의 가변적인 개수 또는 중량체(들)의 총 질량에 의해 이루어진다. 전형적인 질량 차이는 위성 대 위성으로 5%이며, 가장 가벼운 위성과 가장 무거운 위성 사이의 최소 차이는 1%이며 최대 차이는 최대 60%다. 각각의 위성 상의 상이한 질량에 대한 대안으로서, 가변 항력 증가 장치(variable drag-increasing-devices)가 유효 탄도 계수 및 이에 따른 확산 속도를 변화시키기 위해 사용될 수도 있다. 예를 들어, 상이한 크기의 항력 플랩(34)이 사용될 수 있으며, 이는 위성의 유효 면적을 변화시키고, 따라서 다양한 위성들 중에서 항력 경험을 변화시켜서, 위성들이 서로로부터 천천히 확산되게 한다.
위성(10)은 지상과 우주 사이의 단방향 및 양방향 통신에 이상적이며, 1kHz 내지 100GHz의 무선 주파수를 사용할 수 있다. 위성은, 지상에서 우주로의 통신, 우주에서 지상으로의 통신, 위성 간 (우주에서) 교차 통신, 지상 간 통신, 및 인터넷에서 지상으로의 통신, 지상에서 인터넷으로의 통신을 포함하는, 하나 또는 여러 유형의 양방향 통신을 이룰 수 있다. 복수의 위성(10)은 더 큰 위성 전개자(deployer)(P-POD 또는 쿼드팩(QuadPack)이라고 함)로부터 궤도로 이동되어 동시에 전개될 수 있다.
본 발명은 위에서 설명되고 여기에 예시된 실시예(들)로 제한되지 않으며, 청구 범위의 범주 내에 속하는 임의의 모든 변형을 포함하는 것으로 이해되어야 한다. 예를 들어, 본 발명에 대한 참조는 임의의 청구 범위 또는 청구항 용어를 제한하려는 것이 아니라, 하나 이상의 청구항이 적용될 수 있는 하나 이상의 특징을 참조하는 것이다. 위에서 설명된 재료, 공정 및 수치 예는 단지 예시적인 것이며 청구 범위를 제한하는 것으로 간주되어서는 안된다. 하드웨어, 소프트웨어 및/또는 펌웨어는 위성(10)의 기능을 구현하는 데 사용될 수 있다. 또한, 기능이 CD 또는 DVD(재기록 CD 및 DVD 포함), 플래시와 또는 기타 비휘발성 메모리, ROM, EEPROM, 디스크 드라이브, 솔리드 스테이트 드라이브 등과 같은 비일시적 컴퓨터 판독 가능 매체에 저장된 컴퓨터 실행 가능 명령으로서 구현될 수 있다는 것이 더 이해되어야 한다.
Claims (20)
- 하우징;
회로를 포함하고 상기 하우징에 배치된 회로 기판;
상기 하우징에 배치되고 상기 회로 기판에 전기적으로 연결된 배터리;
상기 하우징에 배치된 하나 이상의 중량체(weight)로서, 상기 하우징의 중심으로부터 이격되어 배치되는 상기 하나 이상의 중량체;
상기 하우징 상에 있으며 상기 회로 기판에 전기적으로 연결된 하나 이상의 태양 전지판; 및
상기 회로 기판에 전기적으로 연결되고 상기 하우징의 외부로 연장되는 적어도 하나의 세그먼트(segment)를 포함하는 안테나;를 포함하고,
상기 안테나의 상기 적어도 하나의 세그먼트는 제1 방향으로 상기 하우징으로부터 길이 방향으로 연장되는 제1 세그먼트 및 상기 제1 방향의 반대 방향인 제2 방향으로 상기 하우징으로부터 길이 방향으로 연장되는 제2 세그먼트를 포함하고,
상기 하나 이상의 중량체는 긴 형상을 가지고, 상기 제1 및 제2 방향에 평행한 제3 방향으로 상기 하우징의 일 측면을 따라 길이 방향으로 연장되는, 위성. - 청구항 1에 있어서,
상기 배터리는 상기 하우징의 중심으로부터 이격되어 배치된, 위성. - 청구항 1에 있어서,
상기 중심은 상기 하우징의 압력 중심인, 위성. - 청구항 1에 있어서,
상기 중심은 상기 하우징의 기하학적 중심인, 위성. - 청구항 1에 있어서,
상기 하우징은,
프레임;
상기 프레임에 장착된 대향하는 상부와 하부 패널; 및
상기 대향하는 상부와 하부 패널 사이에 배치되고 상기 프레임에 장착된 측면 패널;을 포함하는, 위성. - 청구항 5에 있어서,
상기 대향하는 상부와 하부 패널 각각은 상기 측면 패널 각각의 표면적보다 큰 표면적을 갖는, 위성. - 청구항 5에 있어서,
상기 하나 이상의 태양 전지판은 상기 상부 패널 상에 있는, 위성. - 청구항 7에 있어서,
상기 하부 패널 상에 하나 이상의 태양 전지판을 더 포함하는, 위성. - 청구항 5에 있어서,
상기 하나 이상의 중량체는 상기 측면 패널 중 하나에 인접하고 이를 따라 연장되는, 위성. - 청구항 5에 있어서,
상기 하우징에 장착되고, 상기 상부 패널 위에 배치된 접힌 위치(folded position)와 상기 상부 패널로부터 적어도 부분적으로 멀어지게 확장되어 배치된 확장 위치(extended position) 사이에서 회전 가능한 제1 패널;
상기 하우징에 장착되고, 상기 하부 패널 위에 배치된 접힌 위치와 상기 하부 패널로부터 적어도 부분적으로 멀어지게 확장되어 배치된 확장 위치 사이에서 회전 가능한 제2 패널을 더 포함하는, 위성. - 청구항 1에 있어서,
상기 배터리는 긴 형상을 가지고 상기 제3 방향에 평행하게 길이 방향으로 연장되는, 위성. - 청구항 1에 있어서,
상기 하나 이상의 중량체는 적어도 하나 이상의 금속 및 세라믹을 포함하는 재료의 하나 이상의 플레이트를 포함하는, 위성. - 청구항 12에 있어서,
상기 하나 이상의 플레이트의 상기 재료는 스틸, 스테인리스 스틸, 납, 철, 구리, 텅스텐, 감손 우라늄, 니켈 및 세라믹 중 적어도 하나를 포함하는, 위성. - 하우징;
회로를 포함하고 상기 하우징에 배치된 회로 기판;
상기 하우징에 배치되고 상기 회로 기판에 전기적으로 연결된 배터리;
상기 하우징에 배치된 하나 이상의 중량체(weight)로서, 상기 하우징의 중심으로부터 이격되어 배치되는 상기 하나 이상의 중량체;
상기 하우징 상에 있으며 상기 회로 기판에 전기적으로 연결된 하나 이상의 태양 전지판; 및
상기 회로 기판에 전기적으로 연결되고 상기 하우징의 외부로 연장되는 적어도 하나의 세그먼트(segment)를 포함하는 안테나;를 포함하고,
상기 회로 기판에 포함된 상기 회로 이외의 회로가 상기 하우징에 배치되지 않는, 위성. - 복수의 위성을 전개하는 위성 전개 방법으로서,
상기 복수의 위성 각각은,
하우징;
회로를 포함하고 상기 하우징에 배치된 회로 기판;
상기 하우징에 배치되고 상기 회로 기판에 전기적으로 연결된 배터리;
상기 하우징에 배치된 하나 이상의 중량체로서, 상기 하우징의 중심으로부터 이격되어 배치되는 상기 하나 이상의 중량체;
상기 하우징 상에 있으며 상기 회로 기판에 전기적으로 연결된 하나 이상의 태양 전지판; 및
상기 회로 기판에 전기적으로 연결되고 상기 하우징의 외부로 연장되는 적어도 하나의 세그먼트를 포함하는 안테나;를 포함하고,
상기 복수의 위성 중 제1 위성에서의 하나 이상의 중량체는 제1 질량을 가지며, 상기 복수의 위성 중 제2 위성에서 하나 이상의 중량체는 상기 제1 질량보다 큰 제2 질량을 가지며;
상기 위성 전개 방법은,
상기 복수의 위성을 지구 주위의 궤도로 발사하는 단계를 포함하고, 상기 제1 및 제2 위성은, 상기 제2 질량이 상기 제1 질량보다 크기 때문에 적어도 부분적으로 궤도에서 서로 멀어지도록 이동하는, 위성 전개 방법. - 청구항 15에 있어서,
상기 복수의 위성 각각은,
프레임,
상기 프레임에 장착된 대향하는 상부와 하부 패널,
상기 대향하는 상부와 하부 패널 사이에 배치되고 상기 프레임에 장착된 측면 패널,
상기 하우징에 장착되고, 상기 상부 패널 위에 배치된 접힌 위치와 상기 상부 패널에 직교하여 배치된 확장 위치 사이에서 회전 가능한 제1 패널, 및
상기 하우징에 장착되고, 상기 하부 패널 위에 배치된 접힌 위치와 상기 하부 패널에 직교하여 배치된 확장 위치 사이에서 회전 가능한 제2 패널을 포함하고,
상기 제1 위성의 상기 제1 및 제2 패널은 상기 제2 위성의 상기 제1 및 제2 패널의 크기와 다른 크기를 갖고,
상기 위성 전개 방법은,
상기 발사하는 단계 후에, 상기 복수의 위성 각각에 대한 상기 제1 및 제2 패널을 상기 접힌 위치로부터 상기 확장 위치로 이동시키는 단계를 더 포함하는, 위성 전개 방법. - 위성을 전개하는 위성 전개 방법으로서,
하우징; 상기 하우징은,
프레임,
상기 프레임에 장착된 대향하는 상부와 하부 패널,
상기 대향하는 상부와 하부 패널 사이에 배치되고 상기 프레임에 장착된 측면 패널을 포함하고,
상기 대향하는 상부와 하부 패널 각각은 상기 측면 패널 각각의 표면적보다 큰 표면적을 갖고,
회로를 포함하고 상기 하우징에 배치된 회로 기판;
상기 하우징에 배치되고 상기 회로 기판에 전기적으로 연결된 배터리;
상기 하우징에 배치된 하나 이상의 중량체로서, 상기 하우징의 중심으로부터 이격되어 배치되는 상기 하나 이상의 중량체;
상기 하우징 상에 있으며 상기 회로 기판에 전기적으로 연결된 하나 이상의 태양 전지판; 및
상기 회로 기판에 전기적으로 연결되고 상기 하우징의 외부로 연장되는 적어도 하나의 세그먼트를 포함하는 안테나;를 포함하고,
상기 위성 전개 방법은,
궤도에서 상기 위성이 공기 역학적 항력 토크 및 중력 구배 토크에 영향 받도록 상기 위성을 지구 주위의 궤도로 발사하는 단계를 포함하는, 위성 전개 방법. - 청구항 17에 있어서,
상기 안테나의 상기 적어도 하나의 세그먼트는, 제1 방향으로 상기 하우징으로부터 길이 방향으로 연장되는 제1 세그먼트 및 상기 제1 방향의 반대 방향인 제2 방향으로 상기 하우징으로부터 길이 방향으로 연장되는 제2 세그먼트를 포함하고, 상기 공기 역학적 항력 토크 및 상기 중력 구배 토크의 조합은, 상기 안테나의 상기 제1 세그먼트가 지구를 향해 연장되고 상기 안테나의 상기 제2 세그먼트가 지구로부터 멀어지게 연장되도록 상기 위성을 배향시키는, 위성 전개 방법. - 삭제
- 삭제
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