KR20100078919A - Motion control apparatus of satellite and method thereof using solar array - Google Patents
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Abstract
Description
본 발명은 태양전지판을 이용한 인공위성 자세제어장치 및 그 방법에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 인공위성 태양전지판 구동장치의 구조를 변경함으로써 인공위성의 양 측면에 다수의 태양전지판을 각각 회전 가능하게 설치할 수 있어 인공위성을 3축 방향으로 자세 제어할 수 있는 태양전지판을 이용한 인공위성 자세제어장치 및 그 방법에 관한 것이다.The present invention relates to a satellite attitude control device using a solar panel and a method thereof, and more particularly, by modifying the structure of the satellite solar panel drive device, a plurality of solar panels can be rotatably installed on both sides of the satellite. The present invention relates to a satellite attitude control apparatus using a solar panel capable of controlling posture in three axes and a method thereof.
일반적으로, 인공위성이 발사되어 인공위성의 운용 궤도에 진입했을 때, 인공위성의 안테나 또는 카메라 등의 탑재체가 정확한 방향으로 지향되도록 인공위성의 자세제어가 이루어진다.In general, when the satellite is launched and enters the satellite's operating trajectory, the attitude control of the satellite is performed so that a payload such as an antenna or a camera of the satellite is directed in the correct direction.
또한, 인공위성이 운행하는 도중에 태양방사 압력(태양복사압), 미소 대기 영향 등으로 인하여 인공위성의 자세가 불안정해지게 되어 이를 조정하여야할 경우가 발생한다.In addition, during the operation of the satellite, the position of the satellite becomes unstable due to solar radiation pressure (sun radiation pressure), micro atmospheric influence, etc., which may require adjustment.
이와 같이, 인공위성의 불안정한 자세를 조정하기 위하여 정확한 방향의 위치를 잡는 자세제어법 중 동체 고정 안정법이 있으며, 이러한 동체 고정 안정법은 모멘텀 휠을 이용하여 인공위성이 안정된 자세를 유지하도록 하는 것이다.As such, there is a fuselage fixation stabilization method of the attitude control method for positioning the correct direction in order to adjust the unstable posture of the satellite, this fuselage fixation is to maintain a stable posture of the satellite using the momentum wheel.
한편, 인공위성의 자세제어를 위한 제어량의 계산은 일반적으로 인공위성의 궤도에 수직한 방향의 피치(pitch)축과 지구중심방향의 요(yaw)축 및 인공위성의 궤도 진행방향의 롤(roll)축으로 구분되는 3개의 기준축으로 구성되는 좌표계상에서 행해진다.On the other hand, the calculation of the control amount for the attitude control of the satellite is generally performed by the pitch axis in the direction perpendicular to the orbit of the satellite, the yaw axis in the center of the earth direction, and the roll axis in the orbital propagation direction of the satellite. It is performed on the coordinate system which consists of three reference axes to distinguish.
도 1은 종래의 인공위성 자세제어용 모멘텀 휠 조립체를 도시한 개념도이다.1 is a conceptual diagram illustrating a conventional momentum wheel assembly for satellite attitude control.
이 도면을 참조하여 종래의 인공위성 자세제어용 모멘텀 휠 조립체를 살펴보면, 인공위성(10)의 일 영역에 설치되되, 롤축(x)과 동일축 상에 설치되는 제1모멘텀 휠(20)과, 피치축(y)과 동일축 상에 설치되는 제2모멘텀 휠(21)과, 요축(z)과 동일축 상에 설치되는 제3모멘텀 휠(22)로 구성된다.Looking at the conventional momentum wheel assembly for satellite attitude control with reference to this figure, the
이러한 제1,2,3 모멘텀 휠(20, 21, 22)의 속도변화에 의해 발생되는 반작용 토크(reaction torque)에 의해 인공위성(10)의 자세제어가 이루어지게 된다.The attitude control of the
즉, 인공위성(10)의 자세가 불안정해지면, 롤축(x), 피치축(y) 및 요축(z)과 동일축 상에 설치된 제1,2,3 모멘텀 휠(20, 21, 22) 중 적어도 하나 이상의 회전을 변화시켜, 그에 따른 반작용 토크에 의해 인공위성(10)의 자세를 제어하는 것이다.That is, when the attitude of the
그런데, 모멘텀 휠(20, 21, 22)은 정해진 모멘텀 범위를 벗어날 경우, 인공위성(10) 자세를 완벽하게 제어할 수 없는 경우가 발생한다.However, when the
이 경우에는, 인공위성(10)에 설치된 추력기(미도시)를 이용하여 모멘텀 휠(20, 21, 22)의 모멘텀을 안정된 범위로 변경시켜 주어야 하는데, 이를 모멘텀 덤핑이라 부른다.In this case, by using a thruster (not shown) installed in the
추력기는 추진제와 산화제를 연소시켜 순간적으로 발생하는 화학반응열과 분해된 고온의 가스를 노즐을 통해 분사함으로써 추진력을 얻는 소형 로켓엔진으로서, 고온의 가스를 분사함에 따른 추진력으로 인공위성(10)의 자세를 제어함과 동시에 모멘텀 덤핑을 수행하는 것이다.The thruster is a small rocket engine that obtains propulsion by injecting a chemical reaction heat generated by the combustion of propellant and an oxidant and a hot gas decomposed through a nozzle. Momentum dumping is performed at the same time as the control.
상기와 같이, 추력기를 사용하게 되면 인공위성(10)의 연료를 소모하게 되고 이것은 인공위성(10)의 수명과 직접적으로 관련되어 있으므로 가급적 연료 소비를 줄이는 방안들이 절실히 요구되어 왔다.As described above, when the thruster is used, the fuel of the
그리하여, 근래에는 모멘텀 휠 조립체와 더불어 태양전지판을 이용하여 모멘텀 덤핑을 수행하는 방안이 시도되고 있다.Therefore, in recent years, a method of performing momentum dumping using a solar panel together with a momentum wheel assembly has been attempted.
도 2에는 태양전지판을 이용한 인공위성 자세제어장치가 도시되어 있다.Figure 2 shows a satellite attitude control device using a solar panel.
이 도면을 참조하여, 종래의 태양전지판을 이용한 인공위성 자세제어장치를 살펴보면, 인공위성(10)의 양 측면에 설치되는 회전모터(30)와, 회전모터(30)에 각각 회전가능하게 설치되는 태양전지판(40)으로 이루어진다.Referring to the drawing, referring to the satellite attitude control apparatus using a conventional solar panel, the solar panel is rotatably installed on the
상기와 같은 종래의 인공위성 자세제어장치는 인공위성(10)의 자세가 틀어지게 되면 태양전지판(40)을 회전시켜 각 태양전지판(40)에 작용하는 태양복사압의 차에 의해 인공위성(10)의 자세를 제어하는 것이다.In the conventional satellite attitude control apparatus as described above, when the attitude of the
예를 들어 설명하면, 인공위성(10)이 x축의 일 방향으로 자세가 틀어져 있는 경우 틀어진 방향과 반대방향의 태양전지판(40)은 태양복사압이 전면에 작용하도록 태양을 향해 지향시키고, 틀어진 방향의 태양전지판(40)을 회전시켜 태양복사압의 차이에 의해 인공위성(10)이 틀어진 방향과 반대방향으로 움직여 인공위성(10)의 자세가 제어된다.For example, when the
하지만, 종래의 태양전지판을 이용한 인공위성 자세제어장치는 인공위성(10)의 양 측면에 각각 하나의 태양전지판(40)만이 설치되어 있기 때문에, 인공위성(10)을 1축 방향으로만 자세 제어할 수 있고, 3축 방향으로는 제어할 수 없는 문제점이 있었다.However, in the conventional satellite attitude control apparatus using the solar panel, since only one
본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위한 것으로, 본 발명의 목적은 인공위성 태양전지판 구동장치의 구조를 변경함으로써 인공위성의 양 측면에 다수의 태양전지판을 각각 회전 가능하게 설치할 수 있어 인공위성을 3축 방향으로 자세 제어할 수 있는 태양전지판을 이용한 인공위성 자세제어장치 및 그 방법을 제공하는 것이다.The present invention is to solve the above problems, an object of the present invention is to change the structure of the satellite solar panel drive device to install a plurality of solar panels on both sides of the satellite rotatably, so that the satellite three-axis direction The present invention provides a satellite attitude control apparatus and method using a solar panel capable of controlling posture.
상기 목적은 본 발명에 따라, 인공위성의 양 측면에 구동부에 의해 출몰 가능하도록 설치되는 지지축과, 상기 지지축의 외단부에 설치되며 적어도 하나 이상의 설치면을 갖는 지지부재와, 상기 지지부재의 설치면에 설치되되, 태양전지판에 연결되어 태양전지판을 회전시키는 회전모터에 의해 달성된다.According to the present invention, the support shaft is installed on both sides of the satellite to be protruding by the drive unit, the support member is installed on the outer end of the support shaft and having at least one mounting surface, and the mounting surface of the support member Is installed in, but is connected to the solar panel is achieved by a rotating motor for rotating the solar panel.
또한, 상기 회전모터는 구동축이 상기 지지축과 수직하도록 지지부재의 양 측면에 설치되는 제1회전모터 및 제2회전모터로 구성될 수 있다.In addition, the rotary motor may be composed of a first rotary motor and a second rotary motor installed on both sides of the support member so that the drive shaft is perpendicular to the support shaft.
또한, 인공위성 길이방향의 축을 x축, 인공위성 길이방향에 수직한 축을 y축이라 하고, 상기 x축과 평행하게 y축의 상단에 위치한 축을 x1축, 상기 x축과 평행하게 y축의 하단에 위치한 축을 x2축이라 할 때, 상기 x1축 양단에 x1축을 기준으로 회전 가능한 제1,2 태양전지판을 두고, 상기 x2축 양단에 x2축을 기준으로 회전 가능한 제3,4 태양전지판을 두어서, 상기 태양전지판의 일부 또는 전부를 태양복사압이 작용하는 방향으로 지향함에 따라 인공위성이 x,y,z축 방향으로 자세 제어될 수 있다.Also, the axis in the longitudinal direction of the satellite is called the x axis, the axis perpendicular to the satellite longitudinal direction is called the y axis, the axis located at the top of the y axis parallel to the x axis is the x1 axis, and the axis located at the bottom of the y axis parallel to the x axis is x2. In the axis, the first and second solar panels are rotatable based on the x1 axis on both sides of the x1 axis, and the third and fourth solar panels are rotatable on the x2 axis, respectively, on both ends of the x2 axis. The satellite can be attitude controlled in the x, y, z axis direction as some or all are directed in the direction in which the solar radiation pressure acts.
또한, 상기 제1,3 태양전지판을 태양복사압이 작용하는 방향으로 지향시키고 제2,4 태양전지판을 서로 다른방향으로 회전시키거나, 상기 제1,3 태양전지판을 서로 다른방향으로 회전시키고 제2,4 태양전지판을 태양복사압이 작용하는 방향으로 지향시킴으로써 인공위성이 y축을 기준으로 자세 제어될 수 있다.In addition, directing the first and third solar panels in a direction in which the solar radiation pressure acts and rotate the second and fourth solar panels in different directions, or rotate the first and third solar panels in different directions and By directing the solar panels in the direction in which the solar radiation pressure acts, the satellites can be attitude controlled about the y axis.
또한, 상기 제1,2 태양전지판을 서로 같은방향으로 회전시키고 제3,4 태양전지판을 태양복사압이 작용하는 방향으로 지향시키거나, 상기 제1,2 태양전지판을 태양복사압이 작용하는 방향으로 지향시키고 제3,4 태양 전지판을 서로 같은방향으로 회전시킴으로써 인공위성이 x축을 기준으로 자세 제어될 수 있다.In addition, the first and second solar panels are rotated in the same direction and the third and fourth solar panels are directed in the direction of the solar radiation pressure, or the first and the second solar panels in the direction of the solar radiation pressure. And by rotating the third and fourth solar panels in the same direction, the satellite can be attitude controlled about the x axis.
또한, 상기 제1,2 태양전지판을 서로 다른방향으로 회전시키고 제3,4 태양전지판을 서로 반대방향으로 회전시키되, 제1,3 태양전지판을 서로 같은방향으로 회전시키고 제2,4 태양전지판을 서로 같은방향으로 회전시킴으로써 인공위성이 z축을 기준으로 자세 제어될 수 있다.The first and second solar panels may be rotated in different directions, and the third and fourth solar panels may be rotated in opposite directions, but the first and third solar panels may be rotated in the same direction, and the second and fourth solar panels may be rotated. By rotating in the same direction with each other, the satellite can be attitude controlled relative to the z axis.
이에 의해, 인공위성의 양 측면에 다수의 태양전지판을 각각 회전 가능하게 설치하여 인공위성을 3축 방향으로 자세 제어할 수 있기 때문에, 반작용 토크가 작아도 수행이 가능한 모멘텀 덤핑에 추력기를 사용하지 않아 인공위성의 연료를 절약할 수 있는 효과가 있다.As a result, since a plurality of solar panels are rotatably installed on both sides of the satellite so that the satellite can be controlled in three axes, the satellite fuel is not used for the momentum dumping that can be performed even when the reaction torque is small. There is an effect to save.
이하 첨부된 도면을 참조하여 본 발명을 상세하게 설명한다.Hereinafter, the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.
이때, 도면에 도시된 좌표계는 인공위성(100)의 중심에 위치한 것으로 도시의 편의성을 위해 인공위성(100) 외측에 도시한 것뿐이며, 아래에 설명되는 토크들은 인공위성(100)의 중심을 기준으로 회전을 발생시키는 것을 의미한다.In this case, the coordinate system shown in the drawing is located at the center of the
본 발명에 따른 태양전지판을 이용한 인공위성 자세제어장치는, 도 3에 도시된 바와 같이, 인공위성(100)의 양 측면에 설치되는 지지축(200)과, 지지축(200)의 외단부에 설치되는 지지부재(300)와, 구동축이 지지축(200)과 수직하도록 일측 지지부재(300)의 양 측면에 설치되되 제1태양전지판(500) 및 제2태양전지판(510)에 각각 연결되어 제1태양전지판(500) 및 제2태양전지판(510)을 회전시키는 제1회전모터(400) 및 제2회전모터(410)와, 구동축이 지지축(200)과 수직하도록 타측 지지부재(300)의 양 측면에 설치되되 제3태양전지판(520) 및 제4태양전지판(530)에 각각 연결되어 제3태양전지판(520) 및 제4태양전지판(530)을 회전시키는 제3회전모터(420) 및 제4회전모터(430)로 구성된다.Satellite attitude control device using a solar panel according to the present invention, as shown in Figure 3, the
먼저, 지지축(200)은 단면이 원형인 봉 형상으로 형성되어 인공위성(100)의 양 측면에 설치되되, 인공위성(100)의 내부에 설치된 구동부(미도시)에 의해 인공위성(100)의 외면을 기준으로 인공위성(100)의 내부 및 외부로 출몰 가능하도록 설치된다.First, the
여기서, 지지축(200)은 꼭 단면이 원형인 봉 형상으로 형성되는 것에 한정되지 않고, 단면이 사각형상이던지 다각형상인 것도 모두 포함한다.Here, the
그리고, 구동부(미도시)는 지지축(200)을 인공위성(100)의 내부 및 외부로 출몰 가능하도록 할 수 있는 모든 구동수단(예를 들어 스텝모터, 실린더 등)을 포 함한다.In addition, the driving unit (not shown) includes all driving means (eg, a step motor, a cylinder, etc.) capable of allowing the
지지축(200)은 인공위성(100)이 발사되기 전 인공위성(100)의 부피를 줄이기 위하여 인공위성(100)의 내부로 함몰되어 있다가 인공위성(100)이 발사되어 궤도에 오르게 되면 구동부에 의해 인공위성(100)의 외부로 돌출된다.The
또한, 지지부재(300)는 적어도 하나 이상의 설치면을 갖도록 육면체 형상으로 형성되어 그 일면이 지지축(200)의 외측 단부에 고정 설치된다.In addition, the
본 실시예에서는 지지부재(300)가 육면체 형상으로 형성된 것으로 설명하지만, 원형 또는 다각형상으로 형성되는 것을 모두 포함한다.In the present embodiment, the
한편, 회전모터는 구동축이 지지축(200)과 수직하도록 일측 지지부재(300)의 양 측면에 설치되는 제1회전모터(400) 및 제2회전모터(410)와, 구동축이 지지축(200)과 수직하도록 타측 지지부재(300)의 양 측면에 설치되는 제3회전모터(420) 및 제4회전모터(430)로 구성된다.On the other hand, the rotation motor is the
상기와 같이 설치되는 제1 내지 제4회전모터(400, 410, 420, 430)는 제1 내지 제4태양전지판(500, 510, 520, 530)과 각각 연결되어 제1 내지 제4태양전지판(500, 510, 520, 530)을 회전시킨다.The first to fourth
여기서, 인공위성(100) 길이방향의 축을 x축, 인공위성 길이방향에 수직한 축을 y축, x축 및 y축에 수직한 축을 z축이라 할 때, 인공위성(100)이 발사되어 궤도에 오르게 되면 x축은 롤(roll)축과, y축은 피치(pitch)축과, z축은 요(yaw)축과 동일축 상에 위치하도록 인공위성(100)을 설계한다.Here, when the axis in the longitudinal direction of the
그리고, x축과 평행하게 y축의 상단에 위치한 축을 x1축, x축과 평행하게 y 축의 하단에 위치한 축을 x2축이라 할 때, 제1태양전지판(500) 및 제2태양전지판(510)은 x1축 상에 위치되도록 설치하고, 제3태양전지판(520) 및 제4태양전지판(530)은 x2축 상에 위치되도록 설치한다.When the axis located at the top of the y axis in parallel with the x axis is referred to as the x1 axis, and the axis located at the bottom of the y axis in parallel with the x axis is referred to as the x2 axis, the first
이하에서는, 본 발명에 따른 태양전지판을 이용한 인공위성 자세제어장치의 작동에 대해서 설명한다.Hereinafter, the operation of the satellite attitude control device using a solar panel according to the present invention will be described.
도 4는 태양복사압이 태양전지판에 도달하여 힘으로 전환되는 과정을 도시한 도면이다.4 is a diagram illustrating a process of converting solar radiation pressure into force by reaching a solar panel.
이 도면을 참조하여, 인공위성(100)의 자세제어를 위한 힘을 구하는 식을 설명한다.With reference to this figure, the equation for obtaining the force for attitude control of the
먼저, 태양복사압이 태양전지판에 미치는 힘은 태양과 수직하게 놓이는 태양전지판 면적(SAcosθ)과 태양복사압의 곱으로 얻을 수 있고, 이 값(Fp)을 태양전지판에 수직한 힘(Fn)과 수평한 힘(Ft)으로 분력을 재분배해야 한다.First, the force of the solar radiation pressure on the solar panel can be obtained by multiplying the solar panel area (SAcosθ) perpendicular to the sun and the solar radiation pressure, and this value (Fp) is parallel to the force (Fn) perpendicular to the solar panel You have to redistribute the components by force (Ft).
그 이유는 태양입자가 태양전지판에 대해 반사되는 율(υ)에 의해 수직한 힘과 수평한 힘이 다르게 계산되기 때문이다.This is because the vertical force and the horizontal force are calculated differently by the rate (υ) at which the solar particles are reflected on the solar panel.
즉, 수직한 힘은 태양입자가 태양전지판 표면에서 입사방향과 반사방향이 반대방향이므로 차이를 계산하면 합으로 표시되고, 수평한 힘은 입사방향과 반사방향이 같은 방향이 되므로 차이를 계산하면 차로 표시된다.In other words, the vertical force is expressed as the sum of the solar particles because the incident direction and the reflection direction are opposite to each other on the surface of the solar panel, and the horizontal force is the same as the incident direction and the reflection direction. Is displayed.
상기와 같은 원리를 식으로 표현하면 아래와 같다.The above principle is expressed by the following equation.
위의 2개 힘으로부터 인공위성(100)의 자세제어를 위한 힘을 얻기 위해서는 각각의 분력을 계산하여 새로운 2개의 힘(Fy, Fz)을 얻으면 된다.In order to obtain the force for the attitude control of the
Fy는 인공위성(100)을 요(yaw)축에 대해 자세제어시 필요한 힘이고, Fz는 인공위성(100)을 롤(roll)축 및 피치(pitch)축에 대해 자세제어시 필요한 힘이다.Fy is a force required for attitude control of the
분력을 계산하여 식으로 표현하면 아래와 같다.The component is calculated and expressed as follows.
상기와 같이 구해진 태양복사압에 의해 태양전지판에 작용하는 힘(Fz, Fy)에 의해 인공위성(100)의 자세제어가 행해진다.The attitude control of the
이하에서는, 태양전지판을 이용한 인공위성 자세제어장치를 이용하여 인공위성(100)의 자세를 제어하는 방법을 설명한다.Hereinafter, a method of controlling the attitude of the
인공위성(100)이 자세제어되는 각 예에 따라 서로 중복되는 부분은 설명을 생략한다.Portions overlapping each other according to each example in which the
먼저, 도 5에 도시된 바와 같이, 제1,3 태양전지판(500, 520)을 태양복사압 이 작용하는 방향으로 지향시키고 제2,4 태양전지판(510, 530)을 서로 다른방향으로 회전시키거나, 제1,3 태양전지판(500, 520)을 서로 다른방향으로 회전시키고 제2,4 태양전지판(510, 530)을 태양복사압이 작용하는 방향으로 지향시키게 되면 인공위성(100)은 y축을 기준으로 자세 제어된다.First, as shown in FIG. 5, the first and third
예를 들어 설명하면, 제1태양전지판(500) 및 제3태양전지판(520)을 태양복사압이 작용하는 방향으로 지향시키고, 제2태양전지판(510)을 x축에 대해 (-)방향으로 제4태양전지판(530)을 (+)방향으로 회전시킬 경우에는, 태양복사압에 수직으로 놓여지는 태양전지판의 면적에 따라 힘의 차이가 발생하면서 인공위성(100)은 y축을 기준으로 제1,3 태양전지판(500, 520) 쪽으로 회전하려고 하는 (+)피치토크가 발생한다.(+, -는 오른손 좌표계에 의해 정해진다.)For example, the first
즉, 제1태양전지판(500)과 제3태양전지판(520)에는 Fz만이 작용하지만 제2태양전지판(510)과 제4태양전지판(530)에는 Fz와 Fy가 동시에 작용함으로 제1태양전지판(500)과 제3태양전지판(520)에 작용하는 Fz가 제2태양전지판(510)과 제4태양전지판(530)에 작용하는 Fz보다 크기 때문에 인공위성(100)은 y축을 기준으로 제1태양전지판(500)과 제3태양전지판(520) 쪽으로 회전하게 된다.That is, only Fz acts on the first
이때, 제2태양전지판(510)과 제4태양전지판(530)에 Fy가 작용하지만 서로 반대방향으로 작용하기 때문에 z축 토크는 서로 상쇄되어 인공위성(100)은 z축을 기준으로는 회전하지 않게 된다.At this time, Fy acts on the second
상기와 같은 힘의 작용에 의해 인공위성(100)은 y축을 기준으로 자세제어되는 것이다.The
물론, 제1태양전지판(500)과 제3태양전지판(520)을 서로 다른방향으로 회전시키고, 제2태양전지판(510)과 제4태양전지판(530)을 태양복사압이 작용하는 방향으로 지향시키면 인공위성(100)이 제2,4 태양전지판(510, 530) 쪽으로 회전하려는 (-)피치토크가 발생되는 것은 당연하다.Of course, when the first
또한, 도 6에 도시된 바와 같이, 제1,3 태양전지판(500, 520)을 태양복사압이 작용하는 방향으로 지향시키고 제2,4 태양전지판(510, 530)을 서로 같은방향으로 회전시키거나, 제1,3 태양전지판(500, 520)을 서로 같은방향으로 회전시키고 제2,4 태양전지판(510, 530)을 태양복사압이 작용하는 방향으로 지향시키게 되면 인공위성이 y축 및 z축을 기준으로 자세 제어된다.In addition, as shown in FIG. 6, the first and third
예를 들어 설명하면, 제1태양전지판(500) 및 제3태양전지판(520)을 태양복사압이 작용하는 방향으로 지향시키고, 제2태양전지판(510) 및 제4태양전지판(530)을 (-)방향으로 회전시킬 경우에는, 태양복사압에 수직으로 놓여지는 태양전지판의 면적에 따라 힘의 차이가 발생하면서 인공위성(100)은 y축을 기준으로 제1,3 태양전지판(500, 520) 쪽으로 회전하려고 하는 (+)피치토크가 발생한다.For example, the first
즉, 제1태양전지판(500)과 제3태양전지판(520)에는 Fz만이 작용하지만 제2태양전지판(510)과 제4태양전지판(530)에는 Fz와 Fy가 동시에 작용함으로 제1태양전지판(500)과 제3태양전지판(520)에 작용하는 Fz가 제2태양전지판(510)과 제4태양전지판(530)에 작용하는 Fz보다 크기 때문에 인공위성(100)은 y축을 기준으로 제1태양전지판(500)과 제3태양전지판(520) 쪽으로 회전하게 된다.That is, only Fz acts on the first
그리고, 제2태양전지판(510)과 제4태양전지판(530)에 작용하는 Fy가 서로 같 은방향으로 작용하기 때문에, z축에 대해 같은 토크를 생성하여 인공위성(100)은 z축을 기준으로도 자세 제어된다.In addition, since Fy acting on the second
상기와 같은 힘의 작용에 의해 인공위성(100)은 y축 및 z축을 기준으로 자세제어되는 것이다.The
또한, 도 7에 도시된 바와 같이, 제1,2 태양전지판(500, 510)을 서로 같은방향으로 회전시키고 제3,4 태양전지판(520, 530)을 태양복사압이 작용하는 방향으로 지향시키거나, 제1,2 태양전지판(500, 510)을 태양복사압이 작용하는 방향으로 지향시키고 제3,4 태양 전지판(520, 530)을 서로 같은방향으로 회전시키면 인공위성(100)은 x축을 기준으로 자세 제어된다.In addition, as shown in FIG. 7, the first and second
예를 들어 설명하면, 제1태양전지판(500)과 제2태양전지판(510)을 x축에 대해 (-)방향으로 회전시키고, 제3태양전지판(520) 및 제4태양전지판(530)을 태양복사압이 작용하는 방향으로 지향시킬 경우에는, 태양복사압에 수직으로 놓여지는 태양전지판의 면적에 따라 힘의 차이가 발생하면서 인공위성(100)은 x축을 기준으로 제3,4 태양전지판(520, 530) 쪽으로 회전하려고 하는 (+)롤토크가 발생한다.For example, the first
즉, 제3태양전지판(520)과 제4태양전지판(530)에는 Fz만이 작용하지만 제1태양전지판(500)과 제2태양전지판(510)에는 Fz와 Fy가 동시에 작용함으로 제3태양전지판(520)과 제4태양전지판(530)에 작용하는 Fz가 제1태양전지판(500)과 제2태양전지판(510)에 작용하는 Fz보다 크기 때문에 인공위성(100)은 x축을 기준으로 제3태양전지판(520)과 제4태양전지판(530) 쪽으로 회전하게 된다.That is, only Fz acts on the third
이때, 제1태양전지판(500)과 제2태양전지판(510)에 Fy가 같은방향으로 작용 하지만 z축에 대해서는 서로 다른 방향의 토크가 생성되어 인공위성(100)은 z축을 기준으로는 회전하지 않게 된다.In this case, Fy acts on the first
상기와 같은 힘의 작용에 의해 인공위성(100)은 y축을 기준으로 자세제어되는 것이다.The
물론, 제3태양전지판(520)과 제4태양전지판(530)을 서로 같은방향으로 회전시키고, 제1태양전지판(500)과 제2태양전지판(510)을 태양복사압이 작용하는 방향으로 지향시키면 인공위성(100)이 제1,2 태양전지판(500, 510) 쪽으로 회전하려는 (-)롤토크가 발생되는 것은 당연하다.Of course, when the third
또한, 도 8에 도시된 바와 같이, 제1,2 태양전지판(500, 510)을 서로 다른방향으로 회전시키고 제3,4 태양전지판(520, 530)을 태양복사압이 작용하는 방향으로 지향시키거나, 제1,2 태양전지판(500, 510)을 태양복사압이 작용하는 방향으로 지향시키고 제3,4 태양전지판(520, 530)을 서로 다른방향으로 회전시키게 되면 인공위성(100)이 x축 및 z축을 기준으로 자세 제어된다.In addition, as shown in FIG. 8, the first and second
예를 들어 설명하면, 제1태양전지판(500)을 x축에 대해 (-)방향으로 제2태양전지판(510)을 (+)방향으로 회전시키고, 제3태양전지판(520) 및 제4태양전지판(530)을 태양복사압이 작용하는 방향으로 지향시킬 경우에는, 태양복사압에 수직으로 놓여지는 태양전지판의 면적에 따라 힘의 차이가 발생하면서 인공위성(100)은 x축을 기준으로 제3,4 태양전지판(520, 530) 쪽으로 회전하려고 하는 (+)롤토크가 발생한다.For example, by rotating the first
즉, 제3태양전지판(520)과 제4태양전지판(530)에는 Fz만이 작용하지만 제1태 양전지판(500)과 제2태양전지판(510)에는 Fz와 Fy가 동시에 작용함으로 제3태양전지판(520)과 제4태양전지판(530)에 작용하는 Fz가 제1태양전지판(500)과 제2태양전지판(510)에 작용하는 Fz보다 크기 때문에 인공위성(100)은 x축을 기준으로 제3태양전지판(520)과 제4태양전지판(530) 쪽으로 회전하게 된다.That is, only Fz acts on the third
그리고, 제1태양전지판(500)과 제2태양전지판(510)에 작용하는 Fy가 서로 다른방향으로 작용하지만 z축에 대해 같은방향의 토크가 생성되어 인공위성(100)은 z축을 기준으로도 자세 제어된다.In addition, the Fy acting on the first
상기와 같은 힘의 작용에 의해 인공위성(100)은 x축 및 z축을 기준으로 자세제어되는 것이다.The
또한, 도 9에 도시된 바와 같이, 제1,2 태양전지판(500, 510)을 서로 다른방향으로 회전시키고 제3,4 태양전지판(520, 530)을 서로 다른방향으로 회전시키되, 제1,3 태양전지판(500, 520)을 서로 같은방향으로 회전시키고 제2,4 태양전지판(510, 530)을 서로 같은방향으로 회전시키게 되면 인공위성이 z축을 기준으로 자세 제어된다.9, the first and second
예를 들어 설명하면, 제1태양전지판(500) 및 제3태양전지판(520)을 (+)방향으로 회전시키고, 제2태양전지판(510) 및 제4태양전지판(530)을 (-)방향으로 회전시킬 경우에는, 태양전지판에 작용하는 Fz와 Fy가 모두 존재하지만 Fz는 서로 상쇄되기 때문에 모든 태양전지판에 의해 발생된 Fy에 의해 (+)요토크가 발생한다.For example, the first
그러므로, 인공위성(100)은 x축 또는 y축으로 자세 제어되지 않고 오직 z축으로만 자세 제어 되게 된다.Therefore, the
본 실시예 및 본 명세서에 첨부된 도면은 본 발명에 포함되는 기술적 사상의 일부를 명확하게 나타내고 있는 것에 불과하며, 본 발명의 명세서 및 도면에 포함된 기술적 사상의 범위 내에서 당업자가 용이하게 유추할 수 있는 변형예와 구체적인 실시예는 모두 본 발명의 기술적 사상의 범위에 포함되는 것은 자명하다.The embodiments and drawings attached to this specification are merely to clearly show some of the technical ideas included in the present invention, and those skilled in the art can easily infer within the scope of the technical ideas included in the specification and drawings of the present invention. It is apparent that all modifications and specific embodiments that can be included in the scope of the technical idea of the present invention.
도 1은 종래의 모멘트 휠 조립체를 도시한 개념도이다.1 is a conceptual diagram illustrating a conventional moment wheel assembly.
도 2는 종래의 태양전지판을 이용한 인공위성 자세제어장치를 도시한 정면도이다.2 is a front view showing a satellite attitude control device using a conventional solar panel.
도 3은 본 발명에 따른 태양전지판을 이용한 인공위성 자세제어장치가 인공위성에 설치된 설치 사시도이다.Figure 3 is a perspective view of the satellite attitude control apparatus using the solar panel installed on the satellite installed in the present invention.
도 4는 태양복사압이 인공위성 태양전지판에 작용하는 것을 나타낸 도면이다.4 is a diagram showing that the solar radiation pressure acts on the satellite solar panel.
도 5 내지 도 9는 본 발명에 따른 태양전지판을 이용한 인공위성 자세제어장치의 작동 상태도이다.5 to 9 are operational state diagrams of the satellite attitude control device using a solar panel according to the present invention.
<도면의 주요부분에 대한 부호의 설명><Description of the symbols for the main parts of the drawings>
10 : 인공위성 20 : 제1모멘텀 휠 10: satellite 20: the first momentum wheel
21 : 제2모멘텀 휠 22 : 제3모멘텀 휠 21: second momentum wheel 22: third momentum wheel
30 : 회전모터 40 : 태양전지판 30: rotating motor 40: solar panel
100 : 인공위성 200 : 지지축100: satellite 200: support shaft
300 : 지지부재 400 : 제1회전모터300: support member 400: first rotation motor
410 : 제2회전모터 420 : 제3회전모터410: second rotation motor 420: third rotation motor
430 : 제4회전모터 500 : 제1태양전지판430: fourth rotation motor 500: the first solar panel
510 : 제2태양전지판 520 : 제3태양전지판510: second solar panel 520: third solar panel
530 : 제4태양전지판530: fourth solar panel
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CN104181941B (en) * | 2014-09-02 | 2017-03-08 | 上海新跃仪表厂 | A kind of windsurfing bidirection control method for adapting to inclined plane satellite |
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JP2000225999A (en) * | 1999-02-05 | 2000-08-15 | Mitsubishi Electric Corp | Solar cell paddle |
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---|---|---|---|---|
CN104181941B (en) * | 2014-09-02 | 2017-03-08 | 上海新跃仪表厂 | A kind of windsurfing bidirection control method for adapting to inclined plane satellite |
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