KR102566871B1 - 인공위성 탑재 장치 및 인공위성 운용 방법 - Google Patents

인공위성 탑재 장치 및 인공위성 운용 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 인공위성 탑재 장치 및 인공위성 운용 방법에 관한 것으로, 복수의 인공위성을 수납할 수 있도록 수납공간을 가지는 본체부; 인공위성을 분리 가능하게 구속시킬 수 있도록, 상기 본체부의 내부에 설치되는 탑재부; 및 상기 인공위성에 다른 인공위성을 분리 가능하도록 구속시킬 수 있는 지지부;를 포함하고, 하나의 탑재 장치에 복수의 인공위성을 탑재하여 발사하고, 사출시킬 수 있다.

Description

인공위성 탑재 장치 및 인공위성 운용 방법{Satellite mounting device and method for operating satellite}
본 발명은 인공위성 탑재 장치 및 인공위성 운용 방법에 관한 것으로, 보다 상세하게는 복수의 인공위성을 발사하고, 사출시킬 수 있는 인공위성 탑재 장치 및 인공위성 운용 방법에 관한 것이다.
최근에는 미세 전자기술 및 가공기술과 같은 소형화 기술이 발전함에 따라 소형 인공위성 기술도 발전하게 되었다. 소형 인공위성은 본체와 탑재체를 일체형으로 설계하여, 본체와 탑재체가 구분되어 있는 기존 중·대형 인공위성에 비해 크기 및 부피가 매우 작다.
초소형 인공위성은 무게가 100 kg 이하이고 크기가 1 m 이내이기 때문에 개발에 비교적 적은 비용과 짧은 개발기간이 소요되는 것이 장점이다. 또한, 초소형 인공위성은 무게 적게 나가고 크기가 작기 때문에 하나의 발사체에 복수개를 탑재하여 동시에 비행시킬 수 있는 장점이 있다. 이러한 발사체에는 복수의 초소형 인공위성을 우주로 사출하기 위한 사출장치가 설치되어 있다. 이에 복수의 초소형 인공위성은 하나의 발사체에 탑재되어 우주로 발사된 후, 각각 서로 다른 사출장치에 의해 우주로 발사된다. 이에 따라 많은 개수의 초소형 인공위성을 발사하기 위해서는 초소형 인공위성의 개수와 동일한 사출장치가 필요하고, 발사 횟수를 증가시켜야 하기 때문에 인공위성을 발사하는데 소요되는 비용 및 시간이 증가하는 문제가 있다.
KR 10-2190724 B
본 발명은 복수의 인공위성을 한 번에 발사하고, 사출시킬 수 있는 인공위성 탑재 장치 및 인공위성 운용 방법을 제공한다.
본 발명은 인공위성의 발사 비용 및 시간을 절감할 수 있는 인공위성 탑재 장치 및 인공위성 운용 방법을 제공한다.
본 발명의 실시 형태에 따른 인공위성 탑재 장치는, 복수의 인공위성을 수납할 수 있도록 수납공간을 가지는 본체부; 인공위성을 분리 가능하게 구속시킬 수 있도록, 상기 본체부의 내부에 설치되는 탑재부; 및 상기 인공위성에 다른 인공위성을 분리 가능하도록 구속시킬 수 있는 지지부;를 포함할 수 있다.
상기 탑재부는, 상기 본체부에 연결되는 탑재부재; 및 상기 탑재부재에 상기 인공위성을 분리 가능하게 연결할 수 있는 제1연결부재;를 포함할 수 있다.
상기 지지부는, 상기 인공위성의 일부와 상기 다른 인공위성의 일부를 둘러쌀 수 있는 길이를 가지는 지지부재; 및 상기 지지부재의 양단부에 분리 가능하게 연결되는 제2연결부재;를 포함할 수 있다.
상기 인공위성과 상기 다른 인공위성은 상기 지지부재를 설치하기 위한 체결부를 각각 포함하고, 상기 지지부재는 상기 인공위성의 체결부와 상기 다른 인공위성의 체결부를 함께 둘러쌀 수 있는 길이로 형성될 수 있다.
상기 인공위성과 상기 다른 인공위성에 설치하기 위한 적어도 2개의 지지부재를 포함할 수 있다.
상기 제1연결부재 및 상기 제2연결부재는, 전기 신호에 의해 절단 가능하고, 상기 제1연결부재와 상기 제2연결부재에 전기 신호를 공급하기 위한 전원부를 더 포함할 수 있다.
상기 전원부의 동작을 제어할 수 있는 제어부를 더 포함할 수 있다.
상기 복수의 인공위성을 사출시키기 위한 사출부재를 더 포함할 수 있다.
상기 사출부재는, 상기 본체부와 상기 인공위성 사이에 설치되고, 상기 인공위성 쪽으로 반력을 발생시킬 수 있는 제1사출부재; 및 상기 인공위성과 상기 다른 인공위성 사이에 설치되고, 상기 다른 인공위성 쪽으로 반력을 발생시킬 수 있는 제2사출부재;를 포함할 수 있다.
상기 사출부재는, 탄성체 및 자성체 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.
본 발명의 실시 형태에 따른 인공위성 운용 방법은, 복수의 인공위성을 마련하는 과정; 탑재 장치 내에 하나의 인공위성을 구속시키는 과정; 상기 인공위성에 다른 인공위성을 구속시키는 과정; 상기 탑재 장치를 우주공간에 위치시키는 과정; 및 상기 복수의 인공위성을 사출하는 과정;을 포함할 수 있다.
상기 복수의 인공위성을 마련하는 과정은, 상기 복수의 인공위성 각각에 인공위성끼리 구속시키기 위한 체결부를 형성하는 과정을 포함할 수 있다.
상기 하나의 인공위성을 구속시키는 과정은, 상기 탑재 장치에 상기 하나의 인공위성을 분리 가능하게 구속시킬 수 있다.
상기 하나의 인공위성을 구속시키는 과정은, 상기 탑재 장치에 상기 하나의 인공위성을 상기 탑재 장치 쪽으로 가압하여 구속시킬 수 있다.
상기 다른 인공위성을 구속시키는 과정은, 지지부재를 이용하여 상기 하나의 인공위성과 상기 다른 인공위성을 감싸는 과정을 포함할 수 있다.
상기 다른 인공위성을 구속시키는 과정은, 상기 지지부재로 상기 하나의 인공위성에 형성되는 체결부와 상기 다른 인공위성에 형성된 체결부를 감싸는 과정; 및 상기 체결부의 양단을 분리 가능하게 연결하는 과정;을 포함할 수 있다.
상기 다른 인공위성을 구속시키는 과정은, 상기 다른 인공위성을 상기 하나의 인공위성을 향하는 방향으로 가압하여 구속시키는 과정을 포함할 수 있다.
상기 사출하는 과정은, 상기 복수의 인공위성이 구속된 순서의 역순으로 상기 복수의 인공위성의 구속을 해제하는 과정을 포함할 수 있다.
상기 사출하는 과정은, 상기 탑재 장치를 개방하는 과정; 상기 하나의 인공위성으로부터 상기 다른 인공위성의 구속을 해제하는 과정; 상기 다른 인공위성을 일방향으로 이동시키는 과정; 상기 탑재 장치로부터 상기 하나의 인공위성의 구속을 해제하는 과정; 및 상기 하나의 인공위성을 상기 일방향으로 이동시키는 과정;을 포함할 수 있다.
상기 구속을 해제하는 과정은, 상기 가압을 해제하여 상기 일방향으로 반력을 발생시키는 과정을 포함하고, 상기 이동시키는 과정은, 상기 반력을 이용하여 상기 하나의 인공위성과 상기 다른 인공위성을 상기 일방향으로 이동시킬 수 있다.
본 발명의 실시 형태에 따르면, 복수의 인공위성을 하나의 탑재 장치에 탑재시켜 우주로 발사시키고, 사출시킬 수 있다. 즉, 하나의 인공위성을 탑재 장치에 구속시키고, 탑재 장치에 구속되어 있는 인공위성에 또 다른 인공위성을 구속시킬 수 있다. 이에 인공위성을 발사시키고 사출하는데 소요되는 비용을 절감할 수 있다. 또한, 탑재 장치에 탑재되는 복수의 인공위성을 개별적으로 사출함으로써 사출 시 인공위성끼리 충돌하는 것을 방지하여 인공위성의 자세를 신속하게 바로 잡을 수 있다.
도 1은 본 발명의 실시 예에 따른 인공위성 탑재 장치를 개략적으로 보여주는 도면.
도 2 및 도 3은 본 발명의 실시 예에 따른 인공위성 탑재 장치에 인공위성을 탑재한 상태를 개략적으로 보여주는 도면.
도 4는 본 발명의 실시 예에 따른 인공위성 탑재 장치의 제1지지부 및 제1사출부재의 구조와, 제1지지부를 분리시키는 방식을 설명하기 위한 도면.
도 5는 본 발명의 실시 예에 따른 인공위성 탑재 장치의 제2지지부의 구조와, 제2지지부를 분리시키는 방식을 설명하기 위한 도면.
도 6은 제2사출부재의 구조를 보여주는 도면.
도 7 내지 도 9는 본 발명의 실시 예에 따른 인공위성 운용 방법으로 인공위성을 사출하는 과정을 보여주는 도면.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시 예들을 상세히 설명하기로 한다. 그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시 예들에 한정되는 것이 아니라 서로 다른 다양한 형태로 구현될 것이며, 단지 본 발명의 실시 예들은 본 발명의 개시가 완전하도록 하며, 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것이다. 발명을 상세하게 설명하기 위해 도면은 과장되어 도시될 수 있으며, 도면상에서 동일 부호는 동일한 요소를 지칭한다.
본 발명의 실시 예에 따른 인공위성 탑재 장치 및 인공위성 운용 방법은, 복수의 인공위성을 함께 탑재하여 발사하고, 사출시킬 수 있다. 한편, 인공위성은 본체와 탑재체가 구분되어 있는 대형 및 중형 인공위성과, 본체와 탑재체가 일체형으로 형성되는 소형 또는 초소형 인공위성으로 구분될 수 있다. 이때, 대형 인공위성의 무게는 1000㎏ 이상이고, 중형 인공위성의 무게는 500 내지 1000㎏ 정도이고, 소형 인공위성의 무게는 100 내지 500㎏ 정도이며, 초소형 인공위성의 무게는 100㎏ 이하이다. 이하에서는 인공위성을 본체와 탑재체가 일체형으로 형성되고 무게가 100㎏ 이하인 초소형 인공위성으로 예시한다. 그러나 인공위성은 초소형 인공위성에 한정되지 않고 다양할 수 있다.
도 1은 본 발명의 실시 예에 따른 인공위성 탑재 장치를 개략적으로 보여주는 도면이고, 도 2 및 도 3은 본 발명의 실시 예에 따른 인공위성 탑재 장치에 인공위성을 탑재한 상태를 개략적으로 보여주는 도면이고, 도 4는 본 발명의 실시 예에 따른 인공위성 탑재 장치의 제1지지부 및 제1사출부재의 구조와, 제1지지부를 분리시키는 방식을 설명하기 위한 도면이고, 도 5는 본 발명의 실시 예에 따른 인공위성 탑재 장치의 제2지지부의 구조와, 제2지지부를 분리시키는 방식을 설명하기 위한 도면이고, 도 6은 제2사출부재의 구조를 보여주는 도면이다.
도 1 내지 도 3을 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 인공위성 탑재 장치(100)는, 복수의 인공위성(10)을 수납할 수 있도록 수납공간을 가지는 본체부(110)와, 인공위성을 분리 가능하게 구속시킬 수 있도록, 본체부(110)의 내부에 설치되는 탑재부(121) 및 인공위성에 다른 인공위성을 분리 가능하도록 구속시킬 수 있는 지지부(122)를 포함할 수 있다. 이러한 인공위성 탑재 장치(100)는 추진력을 가지는 발사체(미도시)에 연결되어 지상에서 우주까지 비행하고, 우주 공간에 인공위성을 사출할 수 있다.
이하에서는 도 1에 도시된 탑재 장치(100)의 자세를 기준으로, 좌우방향을 길이 방향(x)이라 하고, 길이 방향에 수평으로 교차하는 방향을 폭 방향(y)이라 하고, 길이 방향(x)에 수직으로 교차하는 방향을 높이 방향(z)이라 한다. 이때, 높이 방향(z)은 인공위성이 사출되는 일방향일 수 있다.
인공위성 탑재 장치(100)는 복수의 인공위성(10)을 탑재할 수 있다. 예컨대 인공위성 탑재 장치(100)는 제1인공위성(11), 제2인공위성(12) 및 제3인공위성(13)을 탑재할 수 있다. 각각의 인공위성(10)은 동일한 형상을 갖도록 형성될 수 있고, 제2지지부(122)를 설치하기 위한 체결부(11a, 12a, 13a)를 포함할 수 있다. 예컨대 제3인공위성(13)은 원판형으로 형성되고, 상부면과 하부면이 외측으로 연장되는 플랜지 형상을 갖도록 형성될 수 있다. 그리고 제3인공위성(13)의 상부면과 하부면에는 각각 체결부(13a, 13b)가 형성될 수 있다. 체결부(13b)는 도 2의 (b)에 도시된 바와 같이 제3인공위성(13)의 상부면을 일부를 제3인공위성(13)의 내측 방향으로 절개하여 지지부(122)로 둘러쌀 수 있도록 형성될 수도 있고, 제3인공위성(13)의 외측 방향으로 돌출되는 돌기 형상으로 형성될 수도 있다. 또한, 체결부(13a)는 제3인공위성(13)의 하부면의 일부를 제3인공위성(13)의 내측 방향으로 절개하여 지지부(122)로 둘러쌀 수 있도록 형성될 수도 있고, 제3인공위성(13)의 외측 방향으로 돌출되는 돌기 형상으로 형성될 수도 있다. 즉, 제3인공위성(13)의 상부면과 하부면에는 지지부(122)를 설치하기 위한 체결부(13a, 13b)가 각각 형성될 수 있다. 또한, 체결부(13a, 13b)는 지지부재(122)의 이탈을 방지할 수 있도록 적어도 일부에 오목하게 함몰되는 홈부(미도시)나 돌출되는 돌출부(미도시)가 형성될 수 있다. 이러한 체결부(13a, 13b)는 인공위성(10)을 안정적으로 구속시킬 수 있도록 제3인공위성(13)의 상부면 및 하부면에 각각 2개 이상 마련될 수 있다. 제1인공위성(11)과 제2인공위성(12)도 제3인공위성(13)과 동일한 형상을 갖도록 형성될 수 있고, 제3인공위성(13)과 마찬가지로 각각 2개 이상의 체결부(11a, 11b, 12a, 12b)를 가질 수 있다.
또한, 제3인공위성(13)에는 후술하는 사출부재(141, 142)를 설치하기 위한 삽입홈(13c)이 형성될 수 있다. 삽입홈(13c)은 제3인공위성(13)의 상부면 및 하부면에 하나 이상으로 마련될 수 있다. 제1인공위성(11)과 제2인공위성(12)에도 제3인공위성(13)과 동일하게 삽입홈(미도시)이 각각 형성될 수 있다.
한편, 복수의 인공위성(10) 중 본체부(110)에 탑재되는 인공위성, 예컨대 제1인공위성(11)은 본체부(110)에 설치되는 탑재부(121)에 연결 가능한 지지링(14)을 포함할 수 있다. 지지링(14)은 제1인공위성(11)의 일면, 예컨대 저면에 형성될 수 있다.
본체부(110)는 내부에 복수의 인공위성(10)을 수납할 수 있도록 수납공간을 가질 수 있다. 본체부(110)는 상부에 복수의 인공위성(10)이 탑재되는 베이스(112)와, 베이스(112)와의 사이에 수납 공간을 형성할 수 있고, 수납 공간을 개방할 수 있도록 베이스(112)에 분리 가능하게 연결되는 커버(111) 및 베이스(112)의 하부에 설치되는 추진체(113)를 포함할 수 있다.
베이스(112)는 대략 원기둥 형상을 갖도록 형성되고, 인공위성(10)의 면적보다 큰 면적을 갖도록 형성될 수 있다. 또한, 베이스(112)의 내부에는 인공위성을 사출하는데 필요한 다양한 전자장치, 예컨대 제어부(미도시)가 설치될 수 있고, 인공위성 탑재 장치(100)를 비행시키기 위한 연료를 저장하기 위한 연료 탱크(미도시) 등이 설치될 수 있다.
커버(111)는 베이스(112)와의 사이에 인공위성(10)의 수납 공간을 형성할 수 있다. 커버(111)는 본체부(110)가 발사체에서 분리되면, 내부에 수납된 인공위성(10)을 우주로 사출시킬 수 있도록 공간을 개방시킬 수 있다. 이때, 커버(111)의 일측은 절두 원뿔형으로 형성되고, 타측은 대략 원통형을 갖도록 형성될 수 있다. 이러한 커버(111)는 복수의 커버 조각이 서로 분리 가능하도록 조립된 조립체로 형성될 수 있다. 예컨대 커버(111)는 제1커버(111a)와 제2커버(111b)를 구비할 수 있으며, 제1커버(111a)와 제2커버(111b)는 베이스(112)에 분리 가능하도록 연결될 수 있다. 예컨대 인공위성 탑재 장치(100)가 발사체에서 분리되면, 제1커버(111a)와 제2커버(111b)가 베이스(112)에서 분리되고, 인공위성(10)이 우주 공간에 노출될 수 있다. 커버(111)의 형상이나 구조는 이에 한정되지 않고 다양하게 변경될 수 있다.
추진체(113)는 베이스(112)에 하부에 설치될 수 있다. 추진체(113)는 인공위성 탑재 장치(100)가 발사체에서 분리되면, 점화되어 인공위성 탑재 장치(100)를 비행시키기 위한 추진력을 발생시킨다. 이에 인공위성 탑재 장치(100)는 소정 궤도에 진입하여 인공위성(10)을 사출할 수 있다.
탑재부(121)는 복수의 인공위성(10) 중 하나의 인공위성, 예컨대 제1인공위성(11)을 본체부(110)에 구속시킬 수 있다. 도 4의 (a) 및 도 4의 (b)를 참조하면, 탑재부(121)는 본체부(110)에 연결되는 탑재부재(121a) 및 탑재부재(121a)에 제1인공위성(11)을 분리 가능하게 연결할 수 있는 제1연결부재(121b)를 포함할 수 있다. 탑재부재(121a)는 제1인공위성(11)의 일면, 예컨대 저면에 설치된 지지링(14)과 유사한 형상으로 형성될 수 있다. 제1연결부재(121b)는 지지링(14)과 탑재부재(121a)를 분리 가능하도록 연결할 수 있다. 이때, 지지링(14)과 탑재부재(121a)는 일부가 외측으로 연장되는 플랜지 형상의 돌출부를 갖도록 형성되고, 제1연결부재(121b)는 지지링(14)과 탑재부재(121a)의 돌출부를 관통하도록 설치될 수 있다. 그러나 제1연결부재(121b)의 설치 방식은 이에 한정되지 않고 다양하게 변경될 수 있다.
제1연결부재(121b)는 전기 신호를 공급받아 절단 또는 분리 가능하도록 형성될 수 있다. 예컨대 제1연결부재(121b)는 electro-mechanical separation nut/spool, paraffin actuator, thermal knife, SMA(shape Memory Alloy) device 등으로 마련될 수 있다. 그 중, SMA device는 니켈과 티타늄의 합금인 니티놀(nitinol)이 갖는 온도에 따른 형상기억특성 및 초탄성을 이용해 비폭발식으로 분리될 수 있다.
지지부(122: 122a, 122b)는 탑재부(121)에 의해 본체부(110)에 구속된 인공위성, 예컨대 제1인공위성(11)에 다른 인공위성, 예컨대 제2인공위성(12)을 구속시킬 수 있고, 제2인공위성(12)에 제3인공위성(13)을 구속시킬 수 있다. 지지부(122)를 이용하여 제1인공위성(11)에 제2인공위성(12)을 구속시키는 지지부(122a)의 구조와, 제2인공위성(12)에 제3인공위성(13)을 구속시키는 지지부(122b)의 구조는 동일하므로, 여기에서는 제1인공위성(11)에 제2인공위성(12)을 구속시키는 지지부(122a)의 구조에 대해서 설명한다.
도 5의 (a) 및 도 5의 (b)를 참조하면, 지지부(122a)는 제1인공위성(11)과 제2인공위성(12)을 감쌀 수 있는 길이를 가지는 지지부재(1221)와, 지지부재(1221)를 분리 가능하도록 연결할 수 있는 제2연결부재(1222)를 포함할 수 있다. 이때, 지지부재(1221)는 제1인공위성(11)의 체결부(11a)와 제2인공위성(12)의 체결부(12a)를 둘러쌀 수 있는 길이를 가지는 벨트 형상으로 형성될 수 있다. 지지부재(1221)는 휘어질 수 있는 성질을 가지는 탄소섬유복합재(CFRP), 강선 등으로 마련될 수 있다. 또한, 지지부재(1221)는 탄성체를 포함할 수도 있다. 이는 지지부재(1221)가 제1인공위성(11)과 제2인공위성(12)을 가압함으로써 안정적으로 구속시키기 위함이다. 또한, 지지부재(1221)가 탄성체를 포함하는 경우, 제2인공위성(12)을 사출하기 위해서 제2연결부재(1222)를 절단하면, 지지부재(1221)가 탄성에 의해 수축하면서 제2인공위성(12)의 이동 경로에서 벗어나 제2인공위성(12)과 충돌 또는 접촉되는 것을 방지할 수 있다.
제2연결부재(1222)는 도 5의 (b)에 도시된 바와 같이 전기 신호를 공급받아 비폭발식으로 분리, 예컨대 절단되는 분리장치로 마련될 수 있다.
이처럼, 제1연결부재(121b)와 제2연결부재(1222)에 전기 신호를 공급하기 위하여, 본 발명의 실시 예에 따른 인공위성 탑재 장치(100)는 제1연결부재(121b)와 제2연결부재(1222)에 전기 신호를 공급하기 위한 전원부(130)를 더 포함할 수 있다. 전원부(130)는 배터리 등으로 마련될 수 있고, 인공위성(10)을 우주 공간으로 사출하기 위하여 제1연결부재(121b) 및 제2연결부재(1222)에 전기 신호를 공급할 수 있다.
본 발명의 실시 예에 따른 인공위성 탑재 장치(100)는, 전원부(130)의 동작을 제어하기 위한 제어부(미도시)를 더 포함할 수 있다. 전원부(130)는 제1연결부재(121b) 및 제2연결부재(1222)에 전기 신호를 동시에 공급할 수도 있고, 제1연결부재(121b) 및 제2연결부재(1222)에 전기 신호를 선택적으로 공급할 수도 있다. 예컨대 복수의 인공위성(10)을 동시에 사출하는 경우, 제어부는 제1연결부재(121b) 및 제2연결부재(1222)에 전기 신호를 동시에 공급하도록 전원부(130)의 동작을 제어할 수 있다. 반면, 복수의 인공위성(10)을 개별적으로 사출하는 경우, 제1연결부재(121b) 및 제2연결부재(1222)에 전기 신호를 선택적으로 공급할 수 있다. 이와 관련하여서는 나중에 다시 설명하기로 한다.
본 발명의 실시 예에 따른 인공위성 탑재 장치(100)는 사출부재(141, 142)를 더 포함할 수 있다. 사출부재(141, 142)는 복수의 인공위성(10)을 각각 사출할 수 있도록 복수개로 마련될 수 있다. 예컨대 사출부재(141, 142)는 제1인공위성(11)을 사출하기 위한 제1사출부재(141)와, 제2인공위성(12)을 사출하기 위한 제2사출부재(142)를 포함할 수 있다.
도 4를 참조하면, 제1사출부재(141)는 탑재부(121)와 제1인공위성(11) 사이에 설치될 수 있다. 제1사출부재(141)는 탑재부(121)에 설치되는 제1가이드 로드()와, 신축 가능하고, 제1가이드 로드()에 삽입되도록 제1인공위성(11)에 설치되는 제1탄성체()를 포함할 수 있다. 이때, 제1가이드 로드()는 높이 방향(z) 또는 일방향으로 연장되고, 제1탄성체()는 높이 방향(z) 또는 일방향으로 신축 가능하다. 그러나 제1가이드 로드()가 제1인공위성(11)에 설치되고, 제1탄성체()가 탑재부(121)에 설치될 수도 있다.
제1사출부재(141)는 탑재부(121)에 제1인공위성(11)을 구속시킬 때, 제1연결부재(121b)에 의해 제1인공위성(11)을 탑재부(121) 쪽으로 가압하여 구속시킬 수 있다. 또한, 제1사출부재(141)는 제1연결부재(121b)를 분리 또는 절단하여 탑재부(121)로부터 제1인공위성(11)의 구속을 해제시키면, 가압이 해제되면서 제1인공위성(11) 쪽으로 반력을 발생시킴으로써 제1인공위성(11)을 이동 또는 사출할 수 있다.
제2사출부재(142: 142a, 142b)는 제1인공위성(11)과 제2인공위성(12) 사이에 설치되고, 제2인공위성(12)과 제3인공위성(13) 사이에 설치될 수 있다. 제1인공위성(11)과 제2인공위성(12) 사이에 설치되는 제2사출부재(142a)와, 제2인공위성(12)과 제3인공위성(13) 사이에 설치되는 제2사출부재(142b)는 동일한 구조를 가지므로, 여기에서는 제1인공위성(11)과 제2인공위성(12) 사이에 설치되는 제2사출부재(142a)에 대해서 설명한다. 도 6을 참조하면, 제2사출부재(142a)는 제1인공위성(11)에 설치되는 제2가이드 로드(1421)와, 신축 가능하고, 제2가이드 로드(1421)에 삽입되도록 제2인공위성(12)에 설치되는 제2탄성체(1422)를 포함할 수 있다. 이때, 제2가이드 로드(1421)는 높이 방향(z) 또는 일방향으로 연장되고, 제2탄성체(1422)는 높이 방향(z) 또는 일방향으로 신축 가능하다. 그러나 제2가이드 로드(1421)가 제2인공위성(12)에 설치되고, 제2탄성체(1422)가 제1인공위성(11)에 설치될 수도 있다.
제2사출부재(142a)는 제1인공위성(11)에 제2인공위성(12)을 구속시킬 때, 제2연결부재(1222)에 의해 제2인공위성(12)을 제1인공위성(11) 쪽으로 가압하여 구속시킬 수 있다. 또한, 제2사출부재(142a)는 제2연결부재(1222)를 분리 또는 절단하여 제1인공위성(11)으로부터 제2인공위성(12)의 구속을 해제시키면, 가압이 해제되면서 제2인공위성(12) 쪽으로 반력을 발생시킴으로써 제2인공위성(12)을 이동 또는 사출시킬 수 있다.
한편, 제1사출부재(141)와 제2사출부재(142)는 자성체를 포함할 수도 있다. 예컨대 제1인공위성(11)과 탑재부(121)에 서로 마주보는 쪽에 동일한 극성을 가지도록 자성체를 설치함으로써 제1인공위성(11)이 자성체 간에 발생되는 척력에 의해 사출되도록 할 수도 있다. 그러나 제1사출부재(141)와 제2사출부재(142)는 복수의 인공위성(10) 각각을 인공위성 탑재 장치(100)로부터 우주 공간으로 사출시킬 수 있다면, 이에 한정되지 않고 다양한 구조 및 방식으로 마련될 수 있다.
이러한 구성에 의해 본원발명의 실시 예에 따른 인공위성 탑재 장치(100)는, 본체부(110) 내부에 복수의 인공위성(10)을 구속시키고, 구속을 해제하여 복수의 인공위성(10)을 사출할 수 있다.
이하에서는 본 발명의 실시 예에 따른 인공위성 운용 방법에 대해서 설명한다.
도 7 내지 도 9는 본 발명의 실시 예에 따른 인공위성 운용 방법으로 인공위성을 사출하는 과정을 보여주는 도면이다.
본 발명의 실시 예에 따른 인공위성 운용 방법은, 복수의 인공위성을 마련하는 과정과, 탑재 장치(100) 내에 하나의 인공위성을 구속시키는 과정과, 인공위성에 다른 인공위성을 구속시키는 과정과, 탑재 장치(100)를 우주 공간에 위치시키는 과정 및 복수의 인공위성을 사출하는 과정을 포함할 수 있다.
먼저, 복수의 인공위성(10)을 마련하는 과정은, 동일한 형상을 가지는 복수의 인공위성(10)을 마련할 수 있다. 예컨대 복수의 인공위성(10)은 판형으로 형성되는 초소형 인공위성을 포함할 수 있다. 이때, 복수의 인공위성(10)은 각각 사각 판형 또는 원판형 등 다양한 형성으로 형성될 수 있으며, 형상이나 종류는 이에 한정되지 않고 다양할 수 있다. 다만, 탑재 장치(100)에 복수의 인공위성(10)을 적층하여 구속하기 때문에, 복수의 인공위성(10)은 모두 동일한 형상을 가지는 것이 좋다. 복수의 인공위성(10)은 하나의 인공위성, 예컨대 제1인공위성(11)이 본체부(110)에 구속되고, 나머지는 인공위성끼리 구속되기 때문에, 인공위성 간 구속을 위해서 복수의 인공위성(10)에는 체결부()가 각각 형성될 수 있다. 또한, 본체부(110)에 가장 먼저 탑재되는 인공위성, 예컨대 제1인공위성(11)에는 지지링(14)이 설치될 수 있다.
복수의 인공위성(10)이 마련되면, 복수의 인공위성(10) 중 하나의 인공위성, 예컨대 제1인공위성(11)을 본체부(110), 예컨대 베이스(112)에 구속시킬 수 있다. 이때, 제1인공위성(11)의 지지링(14)과 본체부(110)에 설치된 탑재부(121)를 분리 가능하게 연결할 수 있다. 이 경우, 탑재부(121)의 제1연결부재(121b)를 이용하여 지지링(14)과 탑재부재(121a)를 분리 가능하게 연결할 수 있다. 또한, 제1연결부재(121b)를 이용하여 지지링(14)과 탑재부재(121a)를 연결할 때 제1인공위성(11)을 가압하여 탑재부(121)와 제1인공위성(11) 사이에 배치되는 제1사출부재(141)의 제1탄성체(1412)를 수축시킬 수 있다.
탑재부(121)에 제1인공위성(11)을 구속시킨 다음, 제1인공위성(11)에 제2인공위성(12)을 구속시킬 수 있다. 이때, 제1인공위성(11)의 일측, 예컨대 상부에 제2인공위성(12)을 적층하고, 지지부재(1221)를 이용하여 제1인공위성(11)의 체결부(11a)와 제2인공위성(12)의 체결부(11a와 12a 및 11b와 12b)를 둘러싼 다음, 제2연결부재(1222)를 이용하여 지지부재(1221)를 분리 가능하게 연결할 수 있다. 지지부재(1221)에 제2연결부재(1222)를 연결할 때, 제2인공위성(12)이 제1인공위성(11) 쪽으로 가압되도록 하여, 제1인공위성(11)과 제2인공위성(12) 사이에 배치되는 제2사출부재(142a)를 수축시킬 수 있다.
제1인공위성(11)에 제2인공위성(12)을 구속시킨 다음, 제2인공위성(12)에 제3인공위성(13)을 구속시킬 수 있다. 이때, 제3인공위성(13)은 제2인공위성(12)을 구속시키는 방식과 동일한 방식으로 구속시킬 수 있다.
이처럼, 복수의 인공위성(10)은 인공위성 탑재 장치(100)에 높이 방향(z) 또는 일방향으로 적층되어 탑재되고 구속될 수 있다.
이후, 인공위성 탑재 장치(100)의 커버(111)를 폐쇄하고, 인공위성 탑재 장치(100)를 발사체에 연결할 수 있다.
그리고 인공위성 탑재 장치(100)가 연결된 발사체를 인공위성 발사장치(미도시)로 이동시킨 후, 지상에서 우주로 인공위성 탑재 장치(100)와 발사체를 발사시킬 수 있다.
이후, 인공위성 탑재 장치(100)는 발사체에서 분리되고, 복수의 인공위성(10)을 우주로 사출시키기 위해 커버(111)를 개방시킬 수 있다. 발사체와 분리된 인공위성 탑재 장치(100)는 추진체(113)를 점화시켜 비행하면서, 도 7에 도시된 것처럼 커버(111)를 개방시킬 수 있다. 커버(111)는 베이스(112)로부터 분리되어 떨어져나가고, 탑재 장치(100), 예컨대 베이스(112)에 구속되어 있는 복수의 인공위성(10)이 우주 공간에 노출될 수 있다.
커버(111)가 개방되면, 도 8의 (a)에 도시된 바와 같이 복수의 인공위성(10)을 사출하기 위해 제2인공위성(12)에 제3인공위성(13)을 구속시키고 있던 지지부(122b)에 전기 신호를 공급하여 제2인공위성(12)으로부터 제3인공위성(13)의 구속을 해제시킬 수 있다. 이때, 도 5의 (b)에 도시된 것처럼 제2연결부재(1222)에 전기 신호를 공급하면, 제2연결부재(1222)가 분리되면서 제1인공위성(11)과 제2인공위성(12)를 감싸고 있던 지지부재(1221)가 풀리면서 제2인공위성(12)으로부터 제3인공위성(13)의 구속이 해제될 수 있다. 또한, 제3인공위성(13)의 가압이 해제되면서 수축하고 있던 제2사출부재(142b)의 제2탄성체(1422b)가 신장하여 제3인공위성(13)쪽으로 반력을 발생시킬 수 있다. 이에 제3인공위성(13)은 제2사출부재(142b)에서 발생되는 반력에 의해 높이 방향(z) 또는 일방향으로 이동하면서 사출될 수 있다.
제3인공위성(13)이 사출되면, 도 8의 (b)에 도시된 바와 같이 제1인공위성(11)에 제2인공위성(12)을 구속시키고 있던 지지부(122a)에 전기 신호를 공급하여, 제1인공위성(11)으로부터 제2인공위성(12)의 구속을 해제시킬 수 있다. 또한, 제2인공위성(12)의 가압이 해제되면서 수축하고 있던 제2사출부재(142a)의 제2탄성체(1422b)가 신장하여 제2인공위성(12)쪽으로 반력을 발생시킬 수 있다. 이에 제2인공위성(12)은 제2사출부재(142a)에서 발생되는 반력에 의해 높이 방향(z) 또는 일방향으로 이동하면서 사출될 수 있다.
제2인공위성(12)이 사출되면, 도 9에 도시된 바와 같이 본체부(110)에 제1인공위성(11)을 구속시키고 있던 탑재부(121)의 제1연결부재(121b)에 전기 신호를 공급하여 분리시킴으로써 본체부(110) 또는 탑재부(121)로부터 제1인공위성(11)의 구속을 해제시킬 수 있다. 이처럼, 제1연결부재(121b)가 분리되면, 제1인공위성(11)의 지지링(14)과 탑재부(121)의 탑재부재(121a) 간의 연결이 끊어지면서 제1인공위성(11)의 구속이 해제될 수 있다. 또한, 제1인공위성(11)의 가압이 해제되면서 수축하고 있던 제1사출부재(141)가 신장하여 제1인공위성(11)쪽으로 반력을 발생시킬 수 있다. 이에 제1인공위성(11)은 제1사출부재(141)에서 발생되는 반력에 의해 높이 방향(z) 또는 일방향으로 이동하면서 사출될 수 있다.
이와 같은 방법으로 하나의 인공위성 탑재 장치(100)에 복수의 인공위성(10)을 탑재 및 구속시키고, 지상에서 우주 공간으로 발사하여 사출시킬 수 있다. 또한, 복수의 인공위성(10)을 탑재 또는 구속시킨 순서의 역순으로 복수의 인공위성의 구속을 해제하여 개별적으로 사출함으로써 인공위성 간에 충돌을 방지하여 사출된 인공위성이 신속하게 자세를 바로 잡는데 도움을 줄 수 있다.
상기에서, 본 발명의 바람직한 실시 예가 특정 용어들을 사용하여 설명 및 도시되었지만 그러한 용어는 오로지 본 발명을 명확하게 설명하기 위한 것일 뿐이며, 본 발명의 실시 예 및 기술된 용어는 다음의 청구범위의 기술적 사상 및 범위로부터 이탈되지 않고서 여러 가지 변경 및 변화가 가해질 수 있는 것은 자명한 일이다. 이와 같이 변형된 실시 예들은 본 발명의 사상 및 범위로부터 개별적으로 이해되어져서는 안 되며, 본 발명의 청구범위 안에 속한다고 해야 할 것이다.
100: 인공위성 탑재 장치 110: 본체부
121: 탑재부 122: 지지부
130: 전원부 141, 142: 사출부재

Claims (20)

  1. 복수의 인공위성을 수납할 수 있도록 수납공간을 가지는 본체부;
    인공위성을 분리 가능하게 구속시킬 수 있도록, 상기 본체부의 내부에 설치되는 탑재부; 및
    상기 인공위성에 다른 인공위성을 분리 가능하도록 구속시킬 수 있도록, 상기 인공위성의 일부와 상기 다른 인공위성의 일부를 둘러쌀 수 있는 길이를 가지는 지지부재와, 상기 지지부재의 양단부에 분리 가능하게 연결되는 제2연결부재를 포함하는 지지부;를 포함하고,
    상기 인공위성과 상기 다른 인공위성은 상기 지지부재를 설치하기 위한 체결부를 각각 포함하고,
    상기 지지부재는 상기 인공위성의 체결부와 상기 다른 인공위성의 체결부를 함께 둘러쌀 수 있는 길이로 형성되는 인공위성 탑재 장치.
  2. 청구항 1에 있어서,
    상기 탑재부는,
    상기 본체부에 연결되는 탑재부재; 및
    상기 탑재부재에 상기 인공위성을 분리 가능하게 연결할 수 있는 제1연결부재;를 포함하는 인공위성 탑재 장치.
  3. 삭제
  4. 삭제
  5. 청구항 2에 있어서,
    상기 인공위성과 상기 다른 인공위성에 설치하기 위한 적어도 2개의 지지부재를 포함하는 인공위성 탑재 장치.
  6. 청구항 2에 있어서,
    상기 제1연결부재 및 상기 제2연결부재는, 전기 신호에 의해 절단 가능하고,
    상기 제1연결부재와 상기 제2연결부재에 전기 신호를 공급하기 위한 전원부를 더 포함하는 인공위성 탑재 장치.
  7. 청구항 6에 있어서,
    상기 전원부의 동작을 제어할 수 있는 제어부를 더 포함하는 인공위성 탑재 장치.
  8. 청구항 1에 있어서,
    상기 복수의 인공위성을 사출시키기 위한 사출부재를 더 포함하는 인공위성 탑재 장치.
  9. 청구항 8에 있어서,
    상기 사출부재는,
    상기 본체부와 상기 인공위성 사이에 설치되고, 상기 인공위성 쪽으로 반력을 발생시킬 수 있는 제1사출부재; 및
    상기 인공위성과 상기 다른 인공위성 사이에 설치되고, 상기 다른 인공위성 쪽으로 반력을 발생시킬 수 있는 제2사출부재;를 포함하는 인공위성 탑재 장치.
  10. 청구항 9에 있어서,
    상기 사출부재는, 탄성체 및 자성체 중 적어도 하나를 포함하는 인공위성 탑재 장치.
  11. 복수의 인공위성을 마련하는 과정;
    탑재 장치 내에 하나의 인공위성을 구속시키는 과정;
    상기 인공위성에 다른 인공위성을 구속시키는 과정;
    상기 탑재 장치를 우주공간에 위치시키는 과정; 및
    상기 복수의 인공위성을 사출하는 과정;을 포함하고,
    상기 복수의 인공위성을 마련하는 과정은, 상기 복수의 인공위성 각각에 인공위성끼리 구속시키기 위한 체결부를 형성하는 과정을 포함하며,
    상기 다른 인공위성을 구속시키는 과정은,
    지지부재를 이용하여 상기 하나의 인공위성에 형성되는 체결부와 상기 다른 인공위성에 형성된 체결부를 감싸는 과정; 및
    상기 체결부의 양단을 분리 가능하게 연결하는 과정;을 포함하는 인공위성 운용 방법.
  12. 삭제
  13. 청구항 11에 있어서,
    상기 하나의 인공위성을 구속시키는 과정은,
    상기 탑재 장치에 상기 하나의 인공위성을 분리 가능하게 구속시키는 인공위성 운용 방법.
  14. 청구항 11에 있어서,
    상기 하나의 인공위성을 구속시키는 과정은,
    상기 탑재 장치에 상기 하나의 인공위성을 상기 탑재 장치 쪽으로 가압하여 구속시키는 인공위성 운용 방법.
  15. 삭제
  16. 삭제
  17. 청구항 11 있어서,
    상기 다른 인공위성을 구속시키는 과정은,
    상기 다른 인공위성을 상기 하나의 인공위성을 향하는 방향으로 가압하여 구속시키는 과정을 포함하는 인공위성 운용 방법.
  18. 청구항 14 또는 17에 있어서,
    상기 사출하는 과정은,
    상기 복수의 인공위성이 구속된 순서의 역순으로 상기 복수의 인공위성의 구속을 해제하는 과정을 포함하는 인공위성 운용 방법.
  19. 청구항 14 또는 17에 있어서,
    상기 사출하는 과정은,
    상기 탑재 장치를 개방하는 과정;
    상기 하나의 인공위성으로부터 상기 다른 인공위성의 구속을 해제하는 과정;
    상기 다른 인공위성을 일방향으로 이동시키는 과정;
    상기 탑재 장치로부터 상기 하나의 인공위성의 구속을 해제하는 과정; 및
    상기 하나의 인공위성을 상기 일방향으로 이동시키는 과정;을 포함하는 인공위성 운용 방법.
  20. 청구항 19에 있어서,
    상기 구속을 해제하는 과정은, 상기 가압을 해제하여 상기 일방향으로 반력을 발생시키는 과정을 포함하고,
    상기 이동시키는 과정은,
    상기 반력을 이용하여 상기 하나의 인공위성과 상기 다른 인공위성을 상기 일방향으로 이동시키는 인공위성 운용 방법.
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