KR102304378B1

KR102304378B1 - 인공위성의 자세제어 검증 시스템, 방법 및 컴퓨터 프로그램

Info

Publication number: KR102304378B1
Application number: KR1020190179652A
Authority: KR
Inventors: 김대관
Original assignee: 한국항공우주연구원
Priority date: 2019-12-31
Filing date: 2019-12-31
Publication date: 2021-09-23
Also published as: KR20210086009A

Abstract

본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 시스템은, 인공위성의 비행 소프트웨어에 따라 P 모드 또는 R 모드로 동작하고 제어 신호를 출력하는 피시험 장치(Electrical Test Bench; ETB)로서, 상기 P 모드로 동작할 때 P 동기화 신호를 출력하고, 상기 R 모드로 동작할 때 R 동기화 신호를 출력하는 피시험 장치; 및 상기 제어 신호, 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호를 수신하는 인터페이스부, 및 상기 피시험 장치와 동기화하여 상기 제어 신호에 따른 시뮬레이션 정보를 상기 피시험 장치에 출력하는 제어부를 포함하는 위성 동역학 시뮬레이터(Satellite Dynamics Simulator; SDS);를 포함하고, 상기 제어부는 상기 P 동기화 신호와 상기 R 동기화 신호에 기초하여 내부 타이밍 신호를 생성하는 타이밍 제어부를 포함하고, 상기 내부 타이밍 신호에 기초하여 동작한다.

Description

인공위성의 자세제어 검증 시스템, 방법 및 컴퓨터 프로그램{VERIFICATION SYSTEM, METHOD AND PROGRAM FOR CONTROLLING A SATELLITE ATTITUDE}

본 발명은 인공위성의 자세제어 검증 시스템, 방법 및 컴퓨터 프로그램에 관한 것으로, 보다 구체적으로는 인공위성의 자세제어에 관한 시뮬레이션 정보의 오차를 최소화할 수 있는 인공위성의 자세제어 검증 시스템, 방법 및 컴퓨터 프로그램에 관한 것이다.

인공위성의 자세제어 시스템은 센서, 구동기 및 비행 소프트웨어로 구성되어 있으며, 이를 생산하기에 앞서 개발 결과를 검증하는 과정이 필요하다. 이러한 검증 과정을 위해 필요한 시험 환경이 ETB(Electrical Test Bench) 환경이고, ETB 환경에서 위성의 센서와 구동기의 동작을 모사하는 검증 과정이 이루어지며 이를 통해 자세제어 로직을 검증할 수 있다.

한편, 위성 동역학 시뮬레이터(Satellite Dynamics Simulator; SDS)는 발사 후 탑재 프로세서가 맞이할 상황과 최대한 유사한 상황을 제공하는 시뮬레이터로서, 실제 자세제어계에서 사용되는 센서 모델, 구동기 모델, 궤도 모델 및 궤도 상에서 위성의 동특성에 영향을 주는 주요 외란에 대한 모델 등을 포함할 수 있다. 자세제어계는 제어 설계와 위성에 탑재되는 비행 소프트웨어의 기능이나 하드웨어 인터페이스가 폐루프(Closed Loop) 환경으로 구성되어 있는지 여부 등을 검증하기 위해 위성 동역학 시뮬레이터(SDS)를 개발하여 ETB 환경에서의 검증을 수행할 수 있다.

위와 같은 검증을 수행하는 동안, 위성 동역학 시뮬레이터(SDS)는 ETB 환경과의 연동에 의한 타이밍 신호를 생성할 수 있고, 이를 이용하여 ETB와 동기화하는 것이 필요하다. 위성 동역학 시뮬레이터(SDS)는 ETB 환경 내에서 ETB로부터 동기화 신호를 전달 받을 수 있다. 이때, 시뮬레이터(SDS)가 ETB로부터 동기화 신호를 전달 받지 못하는 경우가 발생할 수 있는데, 이 경우 출력되는 시뮬레이션 정보에 오차가 생겨 정확도가 떨어지는 문제점이 있다.

본 발명은 위와 같은 문제점을 해결하기 위하여, 인공위성의 이중 모드 간의 전환 시에도 피시험 장치(Electrical Test Bench; ETB)와 연속적으로 동기화함으로써, 시뮬레이션 정보와 실제 출력 정보 간의 오차를 최소화하여 정확도를 높일 수 있는 인공위성의 자세제어 검증 시스템, 방법 및 컴퓨터 프로그램을 제공하고자 한다.

상기 타이밍 제어부는, 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호에 기초하여 상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 제1 모드; 자체적으로 상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 제2 모드; 및 상기 제1 모드로 동작하는 중에 소정의 시간 동안 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호 모두 수신되지 않을 경우 상기 제2 모드로 전환하고, 상기 제2 모드로 동작하는 중에 상기 P 동기화 신호 또는 상기 R 동기화 신호를 수신할 경우 다시 상기 제1 모드로 전환하는, 연결 모드; 중 어느 하나의 모드로 동작할 수 있다.

상기 인터페이스부는, 상기 P 동기화 신호를 수신하여 제1 논리 신호로 변환하는 제1 신호 변환 회로; 상기 R 동기화 신호를 수신하여 제2 논리 신호로 변환하는 제2 신호 변환 회로; 상기 제1 논리 신호와 상기 제2 논리 신호를 합산 연산하여 제3 논리 신호를 생성하는 합산 논리 회로; 및 상기 제3 논리 신호를 합산 타이밍 신호로 복원하는 신호 복원 회로;를 포함하고, 상기 합산 타이밍 신호는 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호와 동일한 통신 인터페이스를 통해 전송될 수 있다.

상기 타이밍 제어부는 상기 제1 모드에서 상기 합산 타이밍 신호에 기초하여 상기 내부 타이밍 신호를 생성하도록 동작할 수 있다.

상기 P 동기화 신호와 상기 R 동기화 신호는 동일한 시간 주기(Temporal Period)를 갖는 주기 신호이고, 상기 소정의 시간은 상기 시간 주기보다 미리 설정된 비율을 곱한 값으로 미리 설정될 수 있다.

상기 시간 주기는 1/8 초(0.125 sec)이고, 상기 미리 설정된 비율은 1 보다 크고 1.1 이하일 수 있다.

상기 제어부는, 상기 인공위성의 자세제어 센서를 소프트웨어적으로 모사하여 상기 자세제어 센서의 출력 신호를 생성하고, 상기 출력 신호를 상기 인터페이스부를 통해 상기 피시험 장치에 전달하는 센서 제어부; 상기 인터페이스부를 통해 상기 피시험 장치에 의해 계산된 구동기 명령 신호를 수신하고, 상기 구동기 명령 신호에 기초하여 상기 인공위성의 구동기를 소프트웨어적으로 모사하여 상기 구동기의 출력 신호를 생성하는 구동기 제어부; 및 상기 구동기의 출력 신호를 기초로 상기 인공위성의 자세 및 궤도 시뮬레이션 정보를 출력하는 자세제어 모델링부;를 더 포함할 수 있다.

상기 자세제어 센서는 태양 센서, 별 센서, 자이로 센서, 지구 센서 및 자기장 센서 중 적어도 하나를 포함하고, 상기 구동기는 반작용 휠(Reaction Wheel), 추력기(Thruster), 콘트롤 모멘트 자이로(Control Moment Gyro; CMG), 태양전지판 구동기(Solar Array Drive Assembly) 및 자기 토커(Magnetic Torquer) 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.

본 발명의 일 실시예에 따른 위성 동역학 시뮬레이터를 이용하여 인공위성의 자세제어를 검증하는 방법은, 상기 인공위성이 P 모드로 동작할 때의 P 동기화 신호, 상기 인공위성이 R 모드로 동작할 때의 R 동기화 신호 및 제어 신호를 출력하는 단계; 인터페이스부를 통하여 상기 P 동기화 신호, 상기 R 동기화 신호 및 상기 제어 신호를 수신하는 단계; 상기 P 동기화 신호와 상기 R 동기화 신호에 기초하여 내부 타이밍 신호를 생성하는 단계; 및 상기 제어 신호 및 상기 내부 타이밍 신호에 기초하여 시뮬레이션 정보를 출력하는 단계;를 포함한다.

상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 단계는, 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호에 기초하여 상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 제1 모드; 자체적으로 상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 제2 모드; 및 상기 제1 모드로 동작하는 중에 소정의 시간 동안 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호 모두 수신되지 않을 경우 상기 제2 모드로 전환하고, 상기 제2 모드로 동작하는 중에 상기 P 동기화 신호 또는 상기 R 동기화 신호를 수신할 경우 다시 상기 제1 모드로 전환하는, 연결 모드; 중 어느 하나의 모드에 의해 수행될 수 있다.

상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호를 수신하는 단계 이후에, 제1 신호 변환 회로를 이용하여 상기 P 동기화 신호를 제1 논리 신호로 변환하는 단계; 제2 신호 변환 회로를 이용하여 상기 R 동기화 신호를 제2 논리 신호로 변환하는 단계; 합산 논리 회로를 이용하여 상기 제1 논리 신호와 상기 제2 논리 신호를 합산 연산하여 제3 논리 신호를 생성하는 단계; 및 신호 복원 회로를 이용하여 상기 제3 논리 신호를 합산 타이밍 신호로 복원하는 단계;를 더 포함하고, 상기 합산 타이밍 신호는 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호와 동일한 통신 인터페이스를 통해 전송될 수 있다.

상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 단계가 상기 제1 모드에 의해 수행되는 경우, 상기 내부 타이밍 신호는 상기 합산 타이밍 신호에 기초하여 생성될 수 있다.

상기 시뮬레이션 정보를 출력하는 단계는, 센서 제어부를 이용하여 상기 인공위성의 자세제어 센서를 소프트웨어적으로 모사하여 상기 자세제어 센서의 출력 신호를 생성하는 단계; 상기 출력 신호를 상기 인터페이스부를 통해 외부로 전달하는 단계; 외부로부터 계산된 구동기 명령 신호를 상기 인터페이스부를 통해 수신하는 단계; 구동기 제어부를 이용하여 상기 구동기 명령 신호에 기초하여 상기 인공위성의 구동기를 소프트웨어적으로 모사하여 상기 구동기의 출력 신호를 생성하는 단계; 및 자세제어 모델링부를 이용하여 상기 구동기의 출력 신호를 기초로 상기 인공위성의 자세 및 궤도 시뮬레이션 정보를 출력하는 단계;를 더 포함할 수 있다.

본 발명의 일 실시예에 따른 컴퓨터 프로그램은 컴퓨터를 이용하여 전술한 인공위성의 자세제어 검증 방법을 실행하기 위하여 매체에 저장된다.

본 발명의 실시예들에 따르면, 위성 동역학 시뮬레이터가 합산 논리를 이용하여 인공위성의 이중 모드 각각에 대한 동기화 신호를 동시에 인식하여 시뮬레이션 정보를 출력할 수 있다.

또한, 인공위성의 이중 모드 간의 전환 시 위성 동역학 시뮬레이터가 외부로부터 동기화 신호를 수신하지 않을 때에도 내부 타이밍 신호를 생성함으로써, 피시험 장치와 연속적으로 동기화하여 출력되는 시뮬레이션 정보의 오차를 최소화하고 정확도를 높일 수 있다.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 시스템의 구성을 개략적으로 도시한 블록도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 위성 동역학 시뮬레이터의 구성을 더 구체적으로 도시한 블록도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 방법을 설명하기 위한 신호도들이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 위성 동역학 시뮬레이터의 구성을 더 구체적으로 도시한 블록도이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 방법을 설명하기 위한 신호도들이다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 방법을 설명하기 위한 순서도이다.
도 7은 도 6의 단계 중 일부분을 더 구체적으로 설명하기 위한 순서도이다.

본 발명은 다양한 변환을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명에 상세하게 설명하고자 한다. 본 발명의 효과 및 특징, 그리고 그것들을 달성하는 방법은 도면과 함께 상세하게 후술되어 있는 실시예들을 참조하면 명확해질 것이다. 그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시예들에 한정되는 것이 아니라 다양한 형태로 구현될 수 있다.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예들을 상세히 설명하기로 하며, 도면을 참조하여 설명할 때 동일하거나 대응하는 구성 요소는 동일한 도면부호를 부여하고 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다.

이하의 실시예에서, 제1, 제2 등의 용어는 한정적인 의미가 아니라 하나의 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하는 목적으로 사용되었다. 이하의 실시예에서, 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 이하의 실시예에서, 포함하다 또는 가지다 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 또는 구성요소가 존재함을 의미하는 것이고, 하나 이상의 다른 특징들 또는 구성요소가 부가될 가능성을 미리 배제하는 것은 아니다. 도면에서는 설명의 편의를 위하여 구성 요소들이 그 크기가 과장 또는 축소될 수 있다. 예컨대, 도면에서 나타난 각 구성의 크기 및 형태는 설명의 편의를 위해 임의로 나타내었으므로, 본 발명이 반드시 도시된 바에 한정되지 않는다.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 시스템의 구성을 개략적으로 도시한 블록도이다.

도 1을 참조하면, 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 시스템은 피시험 장치(Electrical Test Bench; ETB)(100) 및 위성 동역학 시뮬레이터(Satellite Dynamics Simulator; SDS)(200)를 포함할 수 있다. 이하, 위성 동역학 시뮬레이터(200)를 간단히 시뮬레이터(SDS)(200)으로 설명할 수 있다.

본 발명에서 인공위성은 3차원 공간상에서 이동하는 다양한 장치일 수 있다. 가령 인공위성은 지구 주위를 공전하거나 이동하면서 지상국과 데이터를 송수신 하는 장치일 수 있다. 이러한 경우 인공위성은 발사체 등에 탑재 되어 발사대를 통하여 발사될 수 있다. 이때 인공위성에는 소정의 목적 및/또는 용도에 따른 소프트웨어가 탑재될 수 있다.

또한 인공위성은 대기권 내에서 소정의 목적 및/또는 용도에 따라 비행하는 비행체일 수도 있다. 이러한 경우 인공위성은 발사체 및/또는 발사대 없이도 이륙 및/또는 착륙할 수 있다. 다만 이는 예시적인 것으로 본 발명의 사상이 이에 한정되는 것은 아니다.

본 발명에서 지상국은 인공위성과 신호를 송수신하고, 인공위성으로부터 수신된 데이터로부터 위성의 상태를 분석하며, 이에 기초하여 인공위성을 제어하는 장치를 의미할 수 있다.

본 발명의 일 실시예에 따른 피시험 장치(ETB)(100) 및 시뮬레이터(200)는 전술한 인공위성 및 지상국과 별도로 구비될 수 있다. 가령, 장치(100) 및 시뮬레이터(200)는 인공위성을 제작하거나 개발하는 연구시설에 구비될 수 있다.

양 장치(100, 200)는 제어부(110, 400), 메모리(120, 500)를 포함할 수 있다.

일 실시예에 따른 제어부(110, 400)는 프로세서(Processor)와 같이 데이터를 처리할 수 있는 모든 종류의 장치를 포함할 수 있다. 여기서, '프로세서(Processor)'는, 예를 들어 프로그램 내에 포함된 코드 또는 명령으로 표현된 기능을 수행하기 위해 물리적으로 구조화된 회로를 갖는, 하드웨어에 내장된 데이터 처리 장치를 의미할 수 있다. 이와 같이 하드웨어에 내장된 데이터 처리 장치의 일 예로써, 마이크로프로세서(Microprocessor), 중앙처리장치(Central Processing Unit: CPU), 프로세서 코어(Processor Core), 멀티프로세서(Multiprocessor), ASIC(Application-Specific Integrated Circuit), FPGA(Field Programmable Gate Array) 등의 처리 장치를 망라할 수 있으나, 본 발명의 범위가 이에 한정되는 것은 아니다.

일 실시예에 따른 메모리(120, 500)는 양 장치(100, 200)가 처리하는 데이터를 일시적 또는 영구적으로 저장하는 기능을 수행한다. 메모리(120, 500)는 자기 저장 매체(Magnetic Storage Media) 또는 플래시 저장 매체(Flash Storage Media)를 포함할 수 있으나, 본 발명의 범위가 이에 한정되는 것은 아니다. 한편 시뮬레이터(200)가 피시험 장치(110)로 전송하는 데이터는 시뮬레이터(200)의 메모리(500)에 저장된 데이터일 수 있다.

다만, 이하에서는 설명의 편의를 위하여 양 장치가 별개의 장치임을 전제로, 피시험 장치(100)의 제어부를 제1 제어부(110)로, 메모리를 제1 메모리(120)로 명명하여 설명한다. 또한 이와 유사하게 시뮬레이터(200)의 제어부를 제2 제어부(400)로, 메모리를 제2 메모리(500)로 명명하여 설명한다.

피시험 장치(100)는 제1 제어부(110) 및 제1 메모리(120)를 포함할 수 있다.

피시험 장치(100)는 인공위성에 탑재되는 비행 소프트웨어에 따라 P 모드(Primary) 또는 R 모드(Redundancy)로 동작할 수 있고, 인공위성의 센서나 구동기 등을 제어하여 자세제어를 결정하는 제어 신호(SC)를 출력할 수 있다. 가령, 인공위성은 P 모드 또는 R 모드로 동작하는 이중화 방식으로 동작할 수 있다. 다시 말해, 비행 소프트웨어가 P 모드로 동작 시 문제가 발생할 경우 R 모드로 동작함으로써 대리/보충/백업(back up) 기능성이 제공될 수 있다.

피시험 장치(ETB)(100)는 시뮬레이터(200)를 이용하여 인공위성의 자세제어에 필요한 센서 모델, 구동기 모델, 궤도 모델 및 궤도 상에서 위성의 동특성에 영향을 주는 주요 외란에 대한 모델 등을 포함하는 자세제어 로직 등을 검증하기 위한 ETB 환경을 나타내는 것일 수 있다. 예를 들어, 피시험 장치(100)(또는 ETB 환경)는 종합 탑재 컴퓨터(Integrated BUS Management Unit; IBMU), 전력조절 분배장치(Power Control and Distribution Unit; PCDU) 등을 포함할 수 있다. 일 예로, 피시험 장치(100)는 종합 탑재 컴퓨터(IBMU)를 통해 후술하는 P 동기화 신호(SP) 및 R 동기화 신호(SR) 등의 클럭 신호를 출력할 수 있다.

또한, 피시험 장치(100)는 P 모드로 동작할 때 P 동기화 신호(SP)를 출력하고, R 모드로 동작할 때 R 동기화 신호(SR)를 출력할 수 있다.

시뮬레이터(200)는 인터페이스부(300), 제2 제어부(400) 및 제2 메모리(500)를 포함할 수 있다.

인터페이스부(300)는 제어 신호(SC), P 동기화 신호(SP) 및 상기 R 동기화 신호(SR)를 수신할 수 있다. 인터페이스부(300)에 관하여는 후술하는 도 2를 통해 더 상세히 설명하기로 한다.

제2 제어부(400)는 피시험 장치(100)와 동기화하여 제어 신호(SC)에 따른 위성의 자세제어에 관한 시뮬레이션 정보를 피시험 장치(100)에 출력할 수 있다. 제2 제어부(400)는 P 동기화 신호(SP)와 R 동기화 신호(SR)에 기초하여 내부 타이밍 신호를 생성하는 타이밍 제어부(TC)를 포함할 수 있다. 제2 제어부(400)는 상기 내부 타이밍 신호에 기초하여 동작할 수 있다. 타이밍 제어부(TC) 및 내부 타이밍 신호에 관하여는 후술하는 도 4 및 도 5를 통해 더 상세히 설명하기로 한다.

이하, 도 2 및 도 3을 함께 사용하여 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 방법 중 일부 단계를 설명한다. 도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 위성 동역학 시뮬레이터의 구성을 더 구체적으로 도시한 블록도이고, 도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 방법을 설명하기 위한 신호도들이다. 도 1에서 전술한 내용과 동일한 내용은 설명을 간략히 하거나 생략한다.

피시험 장치(100)는 P 동기화 신호(SP) 및 R 동기화 신호(SR)를 출력하고, 시뮬레이터(200)는 인터페이스부(300)를 통해 두 신호들(SP, SR)을 수신할 수 있다. 이하, 인터페이스부(300)에 관하여 더 상세히 살펴보기로 한다.

인터페이스부(300)는 제1 신호 변환 회로(310), 제2 신호 변환 회로(320), 합산 논리 회로(330) 및 신호 복원 회로(340)를 포함할 수 있다.

제1 신호 변환 회로(310)는 피시험 장치(100)로부터 P 동기화 신호(SP)를 수신하여 도 3(a)와 같이 제1 논리 신호(T1)로 변환할 수 있다.

마찬가지로, 제2 신호 변환 회로(320)는 피시험 장치(100)로부터 R 동기화 신호(SR)를 수신하여 도 3(b)와 같이 제2 논리 신호(T2)로 변환할 수 있다.

합산 논리 회로(330)는 신호 변환 회로들(310, 320)로부터 제1 및 제2 논리 신호(T1, T2)를 수신하고, 제1 논리 신호(T1)와 제2 논리 신호(T2)를 합산 연산하여 도 3(c)와 같이 제3 논리 신호(T3)를 생성할 수 있다.

신호 복원 회로(340)는 제3 논리 신호(T3)를 합산 타이밍 신호(SO)로 복원하여 제2 제어부(400)로 전송할 수 있다.

제1 내지 제3 논리 신호들(T1, T2, T3)은 TTL(Transistor-Transistor Logic) 신호로, 구형파의 클럭 펄스(clock pulse) 신호일 수 있다. 가령, 펄스 신호가 상승 엣지(re)일 때 입력 신호의 내용을 기억시키고, 펄스 신호가 하강 엣지(fe)일 때는 상기 기억시킨 입력 신호의 내용을 출력할 수 있다.

일 예로, 동기화 신호들(SP, SR)은 8 Hz(0.125 sec)의 위성 운영 주기(또는 비행 소프트웨어의 운영 주기)를 가지는 신호일 수 있다. 또한 일 예로, 동기화 신호들(SP, SR)은 직렬(serial) 통신 인터페이스(예를 들어, RS422)를 통해 전송되는 신호일 수 있다. 합산 타이밍 신호(SO)는 P 동기화 신호(SP) 및 R 동기화 신호(SR)와 동일한 통신 인터페이스를 통해 전송되는 신호일 수 있다.

이와 같이, 일 실시예에 따른 시뮬레이터(200)에 의하면, 합산 논리 회로(330)를 설계함으로써 P 동기화 신호(SP)와 R 동기화 신호(SR)가 도 3(a), 3(b)와 같이 동시에 입력되더라도 동기화 신호들(SP, SR)을 동시에 인식하여 합산한 신호(SO)를 기초로 시뮬레이터(200)를 동기화할 수 있다. 실시예에 따라서, 두 신호들(SP, SR)이 동시에 입력되지 않고 별개로 입력되는 경우에도 합산 논리 회로(330)를 이용하여 동기화 신호들(SP, SR)을 합산 연산할 수 있다. 이러한 경우에 관하여는 후술하는 도 4 및 도 5에서 살펴보기로 한다.

이후, 제2 제어부(400)가 합산 타이밍 신호(SO)를 수신하면, 타이밍 제어부(TC)는 동기화 신호들(SP, SR)에 기초하여 내부 타이밍 신호(SI)를 생성할 수 있다. 일 예로, 도 3(d)와 같이 내부 타이밍 신호(SI)는 P 동기화 신호(SP)(또는 합산 타이밍 신호(SO))의 상승 엣지(re)의 위치를 기준으로 생성될 수 있다. 그러면 제2 제어부(400)는 상기와 같이 동기화 신호들(SP, SR, SO)과 동일한 주파수 또는 주기를 가지도록 생성된 내부 타이밍 신호(SI)를 이용하여 시뮬레이션 정보를 출력할 수 있다.

이하, 도 4 및 도 5를 함께 사용하여 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 방법에 대하여 설명한다. 도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 위성 동역학 시뮬레이터의 구성을 더 구체적으로 도시한 블록도이고, 도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 방법을 설명하기 위한 신호도들이다. 도 1 내지 도 4에서 전술한 내용과 동일한 내용은 설명을 간략히 하거나 생략한다.

시뮬레이터(200)는 인터페이스부(300) 및 제2 제어부(400)를 포함할 수 있다. 인터페이스부(300)는 피시험 장치(100)로부터 P 동기화 신호(SP) 및 R 동기화 신호(SR)를 수신하여, 합산 타이밍 신호(SO)를 출력할 수 있다(도 4 및 도 5(a), 5(b), 5(c) 참고). 도 5(a)(b)(c)에는 제1 논리 신호(T1), 제2 논리 신호(T2) 및 제3 논리 신호(T3)로 표시되어 있으나, 각각은 P 동기화 신호(SP), R 동기화 신호(SR) 및 합산 동기화 신호(SO)와 실질적으로 동일한 정보를 포함하므로 동기화 신호들(SP, SR, SO)을 의미하는 것일 수 있다.

제2 제어부(400)는 센서 제어부(410), 구동기 제어부(420), 자세제어 모델링부(430) 및 타이밍 제어부(TC)를 포함할 수 있다.

타이밍 제어부(TC)는 합산 타이밍 신호(SO)에 기초하여 트리거 신호(ST) 및 내부 타이밍 신호(SI)를 생성할 수 있다(도 5(d), 5(e) 참고). 타이밍 제어부(TC)는 동기화 신호들(SP, SR, SO), 트리거 신호(ST) 및 내부 타이밍 신호(SI)를 이용하여, 후술하는 세 가지 모드 중 어느 하나의 모드를 선택하여 동작하도록 설계된 ‘동기화 프로세서’를 구비할 수 있다.

제1 모드(M1)는 P 동기화 신호(SP) 및 R 동기화 신호(SR)에 기초하여 내부 타이밍 신호(SI-1)를 생성하는 모드이다. P 동기화 신호(SP)와 R 동기화 신호(SR)는 동일한 시간 주기(Temporal Period)(C1)를 갖는 주기 신호(일 예로, 펄스 신호)일 수 있다. 일 예로, 상기 시간 주기(C1)는 1/8 초(0.125 sec)일 수 있다. 즉, 동기화 신호들(SP, SR)은 8 Hz의 주파수를 가지는 클럭 신호일 수 있다.

도 5(a), 5(b) 및 5(c)를 참조하면, P 모드에서 R 모드로 전환될 때 동기화 신호들(SP, SR)이 모두 수신되지 않는 전환 구간(UA)이 발생할 수 있다. 다시 말해, P 동기화 신호(SP)가 입력된 후 전환 구간(UA)에 해당하는 시간 이후에 R 동기화 신호(SR)가 입력될 수 있다.

타이밍 제어부(TC)는 제1 모드(M1)에서 합산 타이밍 신호(SO)에 기초하여 제1 내부 타이밍 신호(SI-1)를 생성하도록 동작할 수 있다. 제1 내부 타이밍 신호(SI-1)는 동기화 신호들(SP, SR)의 상승 엣지들(re)이 발생하는 시점에서 생성될 수 있다.

제2 모드(M2)는 제2 내부 타이밍 신호(SI-2)를 생성하는 모드로서, 외부로부터 동기화 신호들(SP, SR)의 공급이 없이 시뮬레이터(200) 자체적으로 내부 타이밍 신호(SI-2)를 생성할 수 있다. 일 실시예에서, 이러한 제2 모드(M2)는 시뮬레이터(200) 자체적으로 위성의 자세제어계에 필요한 모델들을 검증할 때 수행될 수 있다.

이때, 동기화 신호들(SP, SR)이 공급되지 않는 전환 구간(UA)에서 제2 내부 타이밍 신호(SI-2)가 생성되지 않을 경우, 시뮬레이터(200)가 동기화되지 못하고 이에 따라 시뮬레이터(200)가 출력하는 시뮬레이션 정보(Simulated Reponse)(P0)와 실제 출력 정보(Real Response)(P2) 간의 오차가 생기는 문제점이 발생할 수 있다. 가령, 도 5(f)를 참조하면, 시간적 오차로 인해 시뮬레이션 정보(P0)와 실제 출력 정보(P2) 간의 오차가 발생하여 정확도가 떨어지는 것을 확인할 수 있다.

이에, 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 시스템에 의하면, 후술하는 연결 모드(M3)를 이용하여 전환 구간(UA)에서도 연속적인 동기화가 가능하도록 할 수 있다.

구체적으로, 연결 모드(M3)는 제1 모드(M1)로 동작하는 중에 소정의 시간(w1) 동안 동기화 신호들(SP, SR)이 모두 수신되지 않을 경우 제2 모드(M2)로 전환하고, 제2 모드(M2)로 동작하는 중에 P 동기화 신호(SP) 또는 R 동기화 신호(SR)를 수신할 경우 다시 제1 모드(M1)로 전환하는 모드이다.

동기화 신호들(SP, SR)이 모두 수신되지 않는 상기 소정의 시간(w1)은 동기화 신호들(SP, SR)의 시간 주기(C1)보다 미리 설정된 비율을 곱한 값으로 미리 설정될 수 있다. 상기 미리 설정된 비율은 1 보다 크고 1.1 이하일 수 있고, 일 예로 1.03일 수 있다.

가령, 도 5(c) 및 도 5(e)를 참조하면, 합산 타이밍 신호(S0) 중 P 동기화 신호(SP)가 마지막으로 수신된 시점(t1)으로부터 시간 주기(C1)의 1.03을 곱한 만큼의 시간(1.03×T1) 이후에도 동기화 신호들(SP, SR)이 인가되지 않을 수 있다 (w1≥1.03×T1). 이 경우, 타이밍 제어부(TC)는 (t1+w1) 시점부터 제2 내부 타이밍 신호(SI-2)를 생성할 수 있다.

여기서, 도 5(d)를 함께 참조하면, 타이밍 제어부(TC)는 내부 타이밍 신호(SI)를 생성하기 위한 트리거(trigger) 역할을 하는 신호로서, 트리거 신호(ST)를 생성할 수 있다. 트리거 신호(ST)는 시뮬레이터(200)가 피시험 장치(100)로부터 동기화 신호들(SP, SR)을 수신할 때에는 0의 값을 가지다가, 동기화 신호들(SP, SR)을 수신하지 않을 때에는(UA) 1의 값을 가져 활성화될 수 있다.

최종적으로, 도 5(e)와 같이 타이밍 제어부(TC)가 제1 모드(M1)로 동작하다가 전환 구간(UA)에서는 제2 모드(M2)로 자동 전환되는 연결 모드(M3)로 동작함으로써, 내부 타이밍 신호(SI-1, SI-2; SI)가 균일하게 생성될 수 있다. 이에 따라 시뮬레이터(200)는 상기 내부 타이밍 신호(SI-1, SI-2)에 기초하여 인공위성의 이중 모드(P 모드 및 R 모드) 간의 전환 구간(UA)에도 연속적인 동기화가 되어 W 파형을 가져 정확도가 높은 것을 확인할 수 있다.

이와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 방법에 의하면, 인공위성의 이중 모드 간의 전환 시 위성 동역학 시뮬레이터(200)가 피시험 장치(ETB)로부터 동기화 신호(SP, SR)를 수신하지 않을 때에도 내부 타이밍 신호(SI-2)를 생성할 수 있다. 이에 따라, 시뮬레이터(200)는 피시험 장치(100)와 연속적으로 동기화하여 출력되는 시뮬레이션 정보의 오차를 최소화하고 정확도를 높일 수 있다.

한편, 다시 도 4를 참조하면, 제2 제어부(400)는 센서 제어부(410), 구동기 제어부(420) 및 자세제어 모델링부(430)를 더 포함할 수 있다.

센서 제어부(410)는 인공위성의 자세제어 센서를 소프트웨어적으로 모사하여 자세제어 센서의 출력 신호(SA)를 생성하고, 상기 출력 신호(SA)를 인터페이스부(300)를 통해 피시험 장치(100)에 전달하거나, 구동기 제어부(420)에 전달할 수 있다.

상기 자세제어 센서는 태양 센서(Sun Sensor Assembly), 별 센서(Star Tracker Assembly), 자이로 센서(Gyro Reference Assembly), 지구 센서(Global Position Sensor) 및 자기장 센서(Magnetometer) 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.

구동기 제어부(420)는 인터페이스부(300)를 통해 피시험 장치(100)에 의해 계산된 구동기 명령 신호(SC)를 수신하고, 상기 구동기 명령 신호(SC)에 기초하여 인공위성의 구동기를 소프트웨어적으로 모사하여 구동기의 출력 신호(SB)를 생성할 수 있다. 구동기 명령 신호(SC)는 도 1에서 설명한 제어 신호(SC)에 포함되는 개념일 수 있다.

상기 구동기는 반작용 휠(Reaction Wheel), 추력기(Thruster), 콘트롤 모멘트 자이로(Control Moment Gyro; CMG), 태양전지판 구동기(Solar Array Drive Assembly) 및 자기 토커(Magnetic Torquer) 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.

자세제어 모델링부(430)는 구동기의 출력 신호(SB)를 기초로 인공위성의 자세 및 궤도 시뮬레이션 정보를 출력할 수 있다. 구체적으로는, 자세제어 모델링부(430)는 위성이 미리 정해진 궤도 상을 공전할 때의 상황을 모사하여 위성의 자세 및 궤도 시뮬레이션 정보를 출력할 수 있으며, 출력된 위성의 자세 및 궤도 시뮬레이션 정보에 대응하는 자세제어 센서의 출력 값을 변화시킬 수 있다(SA’).

이와 같이, 시뮬레이터(200)는 비행 소프트웨어를 탑재하여 자체적으로 폐루프를 형성함으로써 센서 제어부(410), 구동기 제어부(420) 및 자세제어 모델링부(430)를 이용한 자세제어 로직을 자체적으로 검증할 수도 있다.

한편, 전술한 바와 같이, 센서 제어부(410)는 자세제어 센서의 출력 신호(SA)를 인터페이스부(300)를 통해 피시험 장치(100)로 전송하고, 구동기 제어부(420)는 인터페이스부(300)를 통해 외부로부터 구동기 명령 신호(SC)를 입력 받음으로써, 하드웨어 간의 접속 여부도 검증할 수 있다.

도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 방법을 설명하기 위한 순서도이다. 전술한 내용과 중복되는 내용은 설명을 간략히 하거나 생략하되, 도 1 내지 도 5를 함께 참고하여 설명한다.

본 발명의 일 실시예에 따른 위성 동역학 시뮬레이터(200)를 이용하여 인공위성의 자세제어를 검증하는 방법은 다음의 단계들에 의해 수행될 수 있다.

인공위성이 P 모드로 동작할 때의 P 동기화 신호(SP), 인공위성이 R 모드로 동작할 때의 R 동기화 신호(SR) 및 제어 신호(SC)를 출력할 수 있다(S100).

인터페이스부(300)를 통하여 P 동기화 신호(SP), R 동기화 신호(SR) 및 제어 신호(SC)를 수신할 수 있다(S200).

P 동기화 신호(SP)와 R 동기화 신호(SR)에 기초하여 내부 타이밍 신호(SI)를 생성할 수 있다(S300).

제어 신호(SC) 및 내부 타이밍 신호(SI)에 기초하여 시뮬레이션 정보(P1)(도 5(f) 참고)를 출력할 수 있다(S400).

P 동기화 신호(SP) 및 R 동기화 신호(SR)를 수신하는 단계(S200) 이후에, 다음의 단계들을 통해 동기화 신호들(SP, SR)을 합산 연산할 수 있다. 이하, 도 2를 함께 참조하여 설명한다.

제1 신호 변환 회로(310)를 이용하여 P 동기화 신호(SP)를 제1 논리 신호(T1)로 변환할 수 있고, 제2 신호 변환 회로(320)를 이용하여 R 동기화 신호(SR)를 제2 논리 신호(T2)로 변환할 수 있다.

다음, 합산 논리 회로(330)를 이용하여 제1 논리 신호(T1)와 제2 논리 신호(T2)를 합산 연산하여 제3 논리 신호(T3)를 생성할 수 있다. 이후, 신호 복원 회로(340)를 이용하여 제3 논리 신호(T3)를 합산 타이밍 신호(SO)로 복원할 수 있다. 이때, 합산 타이밍 신호(SO)는 P 동기화 신호(SP) 및 R 동기화 신호(SR)와 동일한 통신 인터페이스를 통해 전송되는 신호일 수 있다.

도 7은 도 6의 단계 중 일부분인 S300 단계를 더 구체적으로 설명하기 위한 순서도이다.

내부 타이밍 신호(SI)를 생성하는 단계(S300)는, 후술하는 알고리즘에 의해 수행될 수 있다. 상기 알고리즘은 전술한 ‘동기화 프로세서’를 의미하는 것일 수 있다.

먼저 다음의 두 가지 모드(M1, M2)에 의해 내부 타이밍 신호(SI)가 생성될 수 있다. 제1 모드(M1)는 P 동기화 신호(SP) 및 R 동기화 신호(SR)에 기초하여 내부 타이밍 신호(SI-1, 도 5(e) 참고)를 생성할 수 있고(S310), 제2 모드(M2)는 자체적으로 내부 타이밍 신호(SI-2, 도 5(e) 참고)를 생성할 수 있다(S320).

내부 타이밍 신호(SI)를 생성하는 단계가 제1 모드(M1)에 의해 수행되는 경우, 내부 타이밍 신호(SI)는 합산 타이밍 신호(SO)에 기초하여 생성될 수 있다. 다시 말해, 제1 내부 타이밍 신호(SI-1)는 동기화 신호들(SP, SR)의 상승 엣지(re)가 형성되는 시점에 생성될 수 있다.

이때, P 동기화 신호(SP)와 R 동기화 신호(SR)는 동일한 시간 주기(Temporal Period)(C1)를 갖는 주기 신호일 수 있다. 일 예로, 상기 시간 주기(C1)는 1/8 초(0.125 sec)일 수 있다.

이후, 제1 모드(M1)로 동작하는 중에(S310) 소정의 시간(w1) 동안 P 동기화 신호(_SP) 및 R 동기화 신호(SR) 모두 수신되지 않는지 여부를 판단할 수 있다(S330). 상기 소정의 시간(w1)은 동기화 신호들(SP, SR)의 시간 주기(C1)보다 미리 설정된 비율을 곱한 값으로 미리 설정될 수 있다. 상기 미리 설정된 비율은 1 보다 크고 1.1 이하일 수 있고, 일 예로 1.03일 수 있다.

이때, 동기화 신호들(SP, SR) 중 적어도 하나가 수신될 경우(S330-NO), 시뮬레이터(200)는 제1 모드(M1)에 의해 위성의 시뮬레이션 정보를 출력할 수 있다. 이와 달리, 동기화 신호들(SP, SR)이 모두 수신되지 않을 경우(S330-YES), 제2 모드(M2)로 전환하여 내부 타이밍 신호(SI-2)를 생성할 수 있다(S340). 이후, 제2 모드(M2)로 동작하는 중에 다시 P 동기화 신호(SP) 또는 R 동기화 신호(SR)를 수신하였는지 여부를 판단할 수 있다(S350).

이때, 동기화 신호들(SP, SR)이 모두 수신되지 않은 경우(S350-NO) 계속해서 제2 모드(M2)로 동작하고, P 동기화 신호(SP) 또는 R 동기화 신호(SR)를 수신한 경우(S350-YES) 다시 제1 모드(M1)로 전환할 수 있다(S360). 이와 같이, 외부(일 예로, 피시험 장치(ETB)(100))로부터 동기화 신호(SP, SR)를 수신하였는지 여부에 따라 모드를 자동 전환하여 외부로부터 동기화 신호(SP, SR)의 공급이 없을 때에도 시뮬레이터(200)를 동기화할 수 있는 모드를 연결 모드(M3)라 한다.

이와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 방법에 의하면, 전술한 모드들(M1, M2, M3) 중 어느 하나의 모드가 선택적으로 수행되는 동기화 프로세서를 구성함으로써 피시험 장치(100)와 연속적으로 동기화하여 시뮬레이션 정보(P1)의 오차를 최소화하고 정확도를 높일 수 있다.

한편, 시뮬레이션 정보를 출력하는 단계(S400)는, 다음의 단계들을 더 포함할 수 있다. 이하, 도 4를 함께 참조하여 설명한다.

센서 제어부(410)를 이용하여 인공위성의 자세제어 센서를 소프트웨어적으로 모사하여 자세제어 센서의 출력 신호(SA)를 생성하고, 상기 출력 신호(SA)를 인터페이스부(300)를 통해 외부로 전달할 수 있다.

외부로부터 계산된 구동기 명령 신호(SC)를 인터페이스부(300)를 통해 수신할 수 있다. 구동기 제어부(420)를 이용하여 상기 구동기 명령 신호(SC)에 기초하여 인공위성의 구동기를 소프트웨어적으로 모사하여 구동기의 출력 신호(SB)를 생성할 수 있다.

자세제어 모델링부(430)를 이용하여 구동기의 출력 신호(SB)를 기초로 인공위성의 자세 및 궤도 시뮬레이션 정보를 출력할 수 있다.

이상 설명된 본 발명에 따른 실시예는 컴퓨터 상에서 다양한 구성요소를 통하여 실행될 수 있는 컴퓨터 프로그램의 형태로 구현될 수 있으며, 이와 같은 컴퓨터 프로그램은 컴퓨터로 판독 가능한 매체에 기록될 수 있다. 이때, 매체는 컴퓨터로 실행 가능한 프로그램을 저장하는 것일 수 있다. 매체의 예시로는, 하드 디스크, 플로피 디스크 및 자기 테이프와 같은 자기 매체, CD-ROM 및 DVD와 같은 광기록 매체, 플롭티컬 디스크(floptical disk)와 같은 자기-광 매체(magneto-optical medium), 및 ROM, RAM, 플래시 메모리 등을 포함하여 프로그램 명령어가 저장되도록 구성된 것이 있을 수 있다.

한편, 상기 컴퓨터 프로그램은 본 발명을 위하여 특별히 설계되고 구성된 것이거나 컴퓨터 소프트웨어 분야의 당업자에게 공지되어 사용 가능한 것일 수 있다. 컴퓨터 프로그램의 예에는, 컴파일러에 의하여 만들어지는 것과 같은 기계어 코드뿐만 아니라 인터프리터 등을 사용하여 컴퓨터에 의해서 실행될 수 있는 고급 언어 코드도 포함될 수 있다.

또한, 이상에서는 본 발명의 바람직한 실시 예에 대하여 도시하고 설명하였지만, 본 발명은 상술한 특정의 실시 예에 한정되지 아니하며, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 당해 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 다양한 변형실시가 가능한 것은 물론이고, 이러한 변형실시들은 본 발명의 기술적 사상이나 전망으로부터 개별적으로 이해되어져서는 안될 것이다.

따라서, 본 발명의 사상은 앞에서 설명된 실시예들에 국한하여 정해져서는 아니되며, 후술하는 특허청구범위뿐만 아니라 이 특허청구범위와 균등한 또는 이로부터 등가적으로 변경된 모든 범위가 본 발명의 사상의 범주에 속한다고 할 것이다.

100: 피시험 장치(ETB) 200: 위성 동역학 시뮬레이터(SDS)
300: 인터페이스부 400: 제어부
310: 제1 신호 변환 회로 320: 제2 신호 변환 회로
330: 합산 논리 회로 340: 신호 복원 회로
SP: P 동기화 신호 SR: R 동기화 신호
TC: 타이밍 제어부 T1, T2, T3: 논리 신호
SO: 합산 타이밍 신호 SI, SI-1, SI-2: 내부 타이밍 신호
410: 센서 제어부 420: 구동기 제어부
430: 자세제어 모델링부 UA: 전환 구간
M1: 제1 모드 M2: 제2 모드
M3: 연결 모드 C1: 시간 주기

Claims

인공위성의 비행 소프트웨어에 따라 P 모드 또는 R 모드로 동작하고 제어 신호를 출력하는 피시험 장치(Electrical Test Bench; ETB)로서, 상기 P 모드로 동작할 때 P 동기화 신호를 출력하고, 상기 R 모드로 동작할 때 R 동기화 신호를 출력하는 피시험 장치; 및
상기 제어 신호, 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호를 수신하는 인터페이스부, 및 상기 피시험 장치와 동기화하여 상기 제어 신호에 따른 시뮬레이션 정보를 상기 피시험 장치에 출력하는 제어부를 포함하는 위성 동역학 시뮬레이터(Satellite Dynamics Simulator; SDS);를 포함하고,
상기 제어부는 상기 P 동기화 신호와 상기 R 동기화 신호에 기초하여 내부 타이밍 신호를 생성하는 타이밍 제어부를 포함하고, 상기 내부 타이밍 신호에 기초하여 동작하고,
상기 타이밍 제어부는,
상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호에 기초하여 상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 제1 모드;
자체적으로 상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 제2 모드; 및
상기 제1 모드로 동작하는 중에 소정의 시간 동안 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호 모두 수신되지 않을 경우 상기 제2 모드로 전환하고, 상기 제2 모드로 동작하는 중에 상기 P 동기화 신호 또는 상기 R 동기화 신호를 수신할 경우 다시 상기 제1 모드로 전환하는, 연결 모드;
중 어느 하나의 모드로 동작하는, 인공위성의 자세제어 검증 시스템.
삭제
제1항에 있어서,
상기 인터페이스부는,
상기 P 동기화 신호를 수신하여 제1 논리 신호로 변환하는 제1 신호 변환 회로;
상기 R 동기화 신호를 수신하여 제2 논리 신호로 변환하는 제2 신호 변환 회로;
상기 제1 논리 신호와 상기 제2 논리 신호를 합산 연산하여 제3 논리 신호를 생성하는 합산 논리 회로; 및
상기 제3 논리 신호를 합산 타이밍 신호로 복원하는 신호 복원 회로;
를 포함하고,
상기 합산 타이밍 신호는 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호와 동일한 통신 인터페이스를 통해 전송되는, 인공위성의 자세제어 검증 시스템.
제3항에 있어서,
상기 타이밍 제어부는 상기 제1 모드에서 상기 합산 타이밍 신호에 기초하여 상기 내부 타이밍 신호를 생성하도록 동작하는, 인공위성의 자세제어 검증 시스템.
제1항에 있어서,
상기 P 동기화 신호와 상기 R 동기화 신호는 동일한 시간 주기(Temporal Period)를 갖는 주기 신호이고,
상기 소정의 시간은 상기 시간 주기보다 미리 설정된 비율을 곱한 값으로 미리 설정되는, 인공위성의 자세제어 검증 시스템.
제5항에 있어서,
상기 시간 주기는 1/8 초(0.125 sec)이고,
상기 미리 설정된 비율은 1 보다 크고 1.1 이하인, 인공위성의 자세제어 검증 시스템.
인공위성의 비행 소프트웨어에 따라 P 모드 또는 R 모드로 동작하고 제어 신호를 출력하는 피시험 장치(Electrical Test Bench; ETB)로서, 상기 P 모드로 동작할 때 P 동기화 신호를 출력하고, 상기 R 모드로 동작할 때 R 동기화 신호를 출력하는 피시험 장치; 및
상기 제어 신호, 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호를 수신하는 인터페이스부, 및 상기 피시험 장치와 동기화하여 상기 제어 신호에 따른 시뮬레이션 정보를 상기 피시험 장치에 출력하는 제어부를 포함하는 위성 동역학 시뮬레이터(Satellite Dynamics Simulator; SDS);를 포함하고,
상기 제어부는 상기 P 동기화 신호와 상기 R 동기화 신호에 기초하여 내부 타이밍 신호를 생성하는 타이밍 제어부를 포함하고, 상기 내부 타이밍 신호에 기초하여 동작하고,
상기 제어부는,
상기 인공위성의 자세제어 센서를 소프트웨어적으로 모사하여 상기 자세제어 센서의 출력 신호를 생성하고, 상기 출력 신호를 상기 인터페이스부를 통해 상기 피시험 장치에 전달하는 센서 제어부;
상기 인터페이스부를 통해 상기 피시험 장치에 의해 계산된 구동기 명령 신호를 수신하고, 상기 구동기 명령 신호에 기초하여 상기 인공위성의 구동기를 소프트웨어적으로 모사하여 상기 구동기의 출력 신호를 생성하는 구동기 제어부; 및
상기 구동기의 출력 신호를 기초로 상기 인공위성의 자세 및 궤도 시뮬레이션 정보를 출력하는 자세제어 모델링부;
를 더 포함하는, 인공위성의 자세제어 검증 시스템.
제7항에 있어서,
상기 자세제어 센서는 태양 센서, 별 센서, 자이로 센서, 지구 센서 및 자기장 센서 중 적어도 하나를 포함하고,
상기 구동기는 반작용 휠(Reaction Wheel), 추력기(Thruster), 콘트롤 모멘트 자이로(Control Moment Gyro; CMG), 태양전지판 구동기(Solar Array Drive Assembly) 및 자기 토커(Magnetic Torquer) 중 적어도 하나를 포함하는, 인공위성의 자세제어 검증 시스템.
위성 동역학 시뮬레이터를 이용하여 인공위성의 자세제어를 검증하는 방법에 있어서,
상기 인공위성이 P 모드로 동작할 때의 P 동기화 신호, 상기 인공위성이 R 모드로 동작할 때의 R 동기화 신호 및 제어 신호를 출력하는 단계;
인터페이스부를 통하여 상기 P 동기화 신호, 상기 R 동기화 신호 및 상기 제어 신호를 수신하는 단계;
상기 P 동기화 신호와 상기 R 동기화 신호에 기초하여 내부 타이밍 신호를 생성하는 단계; 및
상기 제어 신호 및 상기 내부 타이밍 신호에 기초하여 시뮬레이션 정보를 출력하는 단계;를 포함하고,
상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 단계는,
상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호에 기초하여 상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 제1 모드;
자체적으로 상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 제2 모드; 및
상기 제1 모드로 동작하는 중에 소정의 시간 동안 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호 모두 수신되지 않을 경우 상기 제2 모드로 전환하고, 상기 제2 모드로 동작하는 중에 상기 P 동기화 신호 또는 상기 R 동기화 신호를 수신할 경우 다시 상기 제1 모드로 전환하는, 연결 모드;
중 어느 하나의 모드에 의해 수행되는, 인공위성의 자세제어 검증 방법.
삭제
제9항에 있어서,
상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호를 수신하는 단계 이후에,
제1 신호 변환 회로를 이용하여 상기 P 동기화 신호를 제1 논리 신호로 변환하는 단계;
제2 신호 변환 회로를 이용하여 상기 R 동기화 신호를 제2 논리 신호로 변환하는 단계;
합산 논리 회로를 이용하여 상기 제1 논리 신호와 상기 제2 논리 신호를 합산 연산하여 제3 논리 신호를 생성하는 단계; 및
신호 복원 회로를 이용하여 상기 제3 논리 신호를 합산 타이밍 신호로 복원하는 단계;를 더 포함하고,
상기 합산 타이밍 신호는 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호와 동일한 통신 인터페이스를 통해 전송되는, 인공위성의 자세제어 검증 방법.
제11항에 있어서,
상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 단계가 상기 제1 모드에 의해 수행되는 경우,
상기 내부 타이밍 신호는 상기 합산 타이밍 신호에 기초하여 생성되는, 인공위성의 자세제어 검증 방법.
제9항에 있어서,
상기 P 동기화 신호와 상기 R 동기화 신호는 동일한 시간 주기(Temporal Period)를 갖는 주기 신호이고,
상기 소정의 시간은 상기 시간 주기보다 미리 설정된 비율을 곱한 값으로 미리 설정되는, 인공위성의 자세제어 검증 방법.
제13항에 있어서,
상기 시간 주기는 1/8 초(0.125 sec)이고,
상기 미리 설정된 비율은 1 보다 크고 1.1 이하인, 인공위성의 자세제어 검증 방법.
위성 동역학 시뮬레이터를 이용하여 인공위성의 자세제어를 검증하는 방법에 있어서,
상기 인공위성이 P 모드로 동작할 때의 P 동기화 신호, 상기 인공위성이 R 모드로 동작할 때의 R 동기화 신호 및 제어 신호를 출력하는 단계;
인터페이스부를 통하여 상기 P 동기화 신호, 상기 R 동기화 신호 및 상기 제어 신호를 수신하는 단계;
상기 P 동기화 신호와 상기 R 동기화 신호에 기초하여 내부 타이밍 신호를 생성하는 단계; 및
상기 제어 신호 및 상기 내부 타이밍 신호에 기초하여 시뮬레이션 정보를 출력하는 단계;를 포함하고,
상기 시뮬레이션 정보를 출력하는 단계는,
센서 제어부를 이용하여 상기 인공위성의 자세제어 센서를 소프트웨어적으로 모사하여 상기 자세제어 센서의 출력 신호를 생성하는 단계;
상기 출력 신호를 상기 인터페이스부를 통해 외부로 전달하는 단계;
외부로부터 계산된 구동기 명령 신호를 상기 인터페이스부를 통해 수신하는 단계;
구동기 제어부를 이용하여 상기 구동기 명령 신호에 기초하여 상기 인공위성의 구동기를 소프트웨어적으로 모사하여 상기 구동기의 출력 신호를 생성하는 단계; 및
자세제어 모델링부를 이용하여 상기 구동기의 출력 신호를 기초로 상기 인공위성의 자세 및 궤도 시뮬레이션 정보를 출력하는 단계;
를 더 포함하는, 인공위성의 자세제어 검증 방법.
제15항에 있어서,
상기 자세제어 센서는 태양 센서, 별 센서, 자이로 센서, 지구 센서 및 자기장 센서 중 적어도 하나를 포함하고,
상기 구동기는 반작용 휠(Reaction Wheel), 추력기(Thruster), 콘트롤 모멘트 자이로(Control Moment Gyro; CMG), 태양전지판 구동기(Solar Array Drive Assembly) 및 자기 토커(Magnetic Torquer) 중 적어도 하나를 포함하는, 인공위성의 자세제어 검증 방법.
컴퓨터를 이용하여 제9항, 제11항 내지 제16항 중 어느 한 항의 방법을 실행하기 위하여 매체에 저장된 컴퓨터 프로그램.