KR20220020381A - 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템 및 방법 - Google Patents

전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템 및 방법 Download PDF

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Abstract

전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템 및 방법이다. 우주 발사 시스템은 에너지 저장 서브 시스템(1), 에너지 변환 서브 시스템(2), 리니어 모터 서브 시스템(3), 및 제어 및 유지보수 서브 시스템(4)을 포함한다. 우주 발사 시스템은 전기 에너지를 전자기력으로 전환시키고, 전자기력을 통해 로켓을 추진시키며, 로켓을 전자기 발사 궤도에 따라 일정한 속도까지 가속시켜, 로켓의 발사를 구현한다.

Description

전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템 및 방법
본 발명은 전자기력으로 물체를 푸싱(pushing)하는 우주 발사 시스템 기술 분야에 관한 것으로서, 구체적으로 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템 및 방법에 관한 것이다.
최근 몇 년 동안, 기술 수준의 지속적인 발전과 더불어, 위성의 성능 지표 및 응용 범위가 크게 향상되었으며, 특히 200kg 이하의 소형 위성은 상업용 원격 감지, 지구 관측, 사물 인터넷, 위성 통신 등 분야에서 널리 응용되고 있다. 미래의 우주 경제는 지구 궤도에 조밀하게 분포된 위성 별자리를 토대로, 하늘 네트워크와 지상 네트워크의 빈틈없는 "하늘-지상 일체화" 연결을 구현하여, 인간 사회의 지능화 발전을 위해 정보 감지에서 정보 교류에 이르기까지 견고한 기반을 제공한다. 유럽, 미국 등 선진국들은 모두 우주 경제를 활발히 발전시키고 있으며, 강대국들도 잇달아 우주 산업을 전개하고 있다. 통계에 따르면, 현재 전 세계적으로 발표된 소형 위성 발사 수요는 수만 개에 이르며, 여기에는 아직 발표되지 않은 별자리 네트워킹 계획 및 별자리 보조 위성의 수량이 포함되지 않는다.
엄청난 위성 발사 수요에 직면하여, 종래의 위성 발사 기술은 효율적이고 경제적인 서비스를 제공하기 어렵고, 발사 수량 및 주기를 보장할 수 없어, 위성 기술의 대규모 응용을 심각하게 방해하고 있다. 1957년 구 소련이 세계 최초 인공 위성을 발사한 이래로 모든 위성 발사는 모두 로켓의 추진력에만 의해 위성을 필요한 우주 궤도까지 발사하는 방식을 사용하였고, 로켓의 추진력은 화학 연료를 연소시킬 때 분사되는 후류로부터 생성된다. 이러한 기존 위성 발사 방식은 다음과 같은 단점이 있다. 첫째, 로켓은 로켓 발사대에서 점화되어야 하고, 발사 후에는 발사대를 유지보수해야 하므로, 로켓 발사 준비 및 유지보수 시간이 오래 걸리고, 고빈도 및 신속 발사를 구현하기 어렵다. 둘째, 전자 정보 기술의 지속적인 발전으로, 위성 비용은 점점 낮아지지만, 로켓 발사 비용은 오랫동안 높은 상태를 유지하고 있다. 셋째, 기존 로켓 발사 방식은 큰 부하와 높은 궤도를 설계 목표로 하고, 탑재된 위성은 발사 조건에만 적응될 수 있으며, 발사 기회가 제한적이고, 발사 유연성이 심각하게 부족하다.
본 발명의 목적은 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템 및 방법을 제공하는 것이며, 상기 전자기 발사 시스템은 기존 로켓 발사의 세 가지 주요한 문제를 해결하는 바, 즉, 첫째, 기존 로켓 발사가 고빈도 연속 발사를 만족할 수 없는 문제를 해결하고, 둘째, 1회 로켓 발사의 비용이 기존 로켓 발사에 비해 약 10배 저렴하며, 셋째, 기존 위성 발사 기회가 제한적이고, 발사 유연성이 부족한 문제를 해결한다.
본 발명에서 사용되는 기술적 해결수단은,
로켓이 푸싱될 때, 저장된 에너지를 에너지 변환 서브 시스템으로 이송시키기 위한 에너지 저장 서브 시스템;
에너지 저장 서브 시스템에 의해 이송된 에너지를 교류 전류로 변환하여 리니어 모터 서브 시스템으로 출력하기 위한 에너지 변환 서브 시스템;
에너지 변환 서브 시스템에 의해 출력된 교류 전류를 수신하여 전자기력을 생성하여, 로켓이 일정한 거리 내에서 일정한 속도까지 가속되도록 추진시키기 위한 리니어 모터 서브 시스템; 및
에너지 저장 서브 시스템, 에너지 변환 서브 시스템 및 리니어 모터 서브 시스템에 상이한 명령을 각각 송신하여, 에너지 저장 서브 시스템, 에너지 변환 서브 시스템 및 리니어 모터 서브 시스템이 소정의 프로그램에 따라 수행되도록 제어하기 위한 제어 및 유지보수 서브 시스템을 포함하는 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템이다.
또한, 상기 에너지 저장 서브 시스템은, 로켓이 푸싱되는 동안, 전력 공급 시스템으로부터 에너지를 흡수하고 에너지를 저장한다.
또한, 상기 에너지 저장 서브 시스템은 n×m개의 서로 독립적인 전원 모듈을 포함하고, n은 리니어 모터의 개수이고, m은 각각의 리니어 모터의 위상 수이다.
또한, 각각의 전원 모듈은 p개 그룹의 전원 유닛으로 구분되고, 각 그룹의 전원 유닛은 에너지 변환 서브 시스템 중 하나의 인버터 중의 대응되는 인버션 유닛에 각각 연결된다.
또한, 상기 각 그룹의 전원 유닛은 배터리팩 어레이 및 충전 캐비닛을 포함하고, 상기 충전 캐비닛은 전력 공급 시스템과 배터리팩 어레이 사이에 연결되는 충전 인터페이스이다.
또한, 상기 각 그룹의 전원 유닛은 배터리팩 어레이와 인버션 유닛 사이에 연결되는 에너지 저장 스위치 캐비닛을 더 포함한다.
또한, 상기 에너지 변환 서브 시스템은 n×m개의 서로 독립적인 인버터를 포함하고, 각각의 인버터는 하나의 리니어 모터의 1-위상에 전력을 공급하며, n은 리니어 모터의 개수이고, m은 각각의 리니어 모터의 위상 수이다.
또한, 상기 각각의 인버터는 k개의 인버터 캐비닛으로 병렬 연결되어 구성되고, 각각의 인버터 캐비닛은 p개의 인버션 유닛으로 캐스케이드되어 구성된다.
또한, 상기 리니어 모터 서브 시스템은 n개의 리니어 모터 및 로켓 어댑터를 포함하고, 각각의 리니어 모터는 고정자 및 고정자에 장착되는 이동자를 포함하며, 상기 로켓 어댑터는 n개의 리니어 모터의 이동자에 각각 연결된다.
또한, 상기 n개의 리니어 모터의 고정자는 로켓 어댑터의 원주 방향을 따라 균일하게 배치된다.
또한, 상기 n개의 리니어 모터의 고정자는 로켓 어댑터의 반경 방향을 따라 균일하게 배치되고, n은 짝수이다.
또한, 상기 리니어 모터의 고정자와 수평면 사이의 각도는 0 ~ 90도이다.
또한, 리니어 모터의 고정자는 세그먼트 방식으로 전력을 공급한다.
또한, 상기 제어 및 유지보수 서브 시스템은 최상층 제어 기기, 에너지 저장 제어 기기, 에너지 변환 제어 기기 및 리니어 모터 제어 기기를 포함하고, 상기 최상층 제어 기기, 에너지 저장 제어 기기, 에너지 변환 제어 기기 및 리니어 모터 제어 기기 사이는 제어 링 네트워크 방식을 통해 연결되며;
상기 최상층 제어 기기는 인간-기계 인터랙션 제어 인터페이스를 제공하여, 에너지 저장 제어 기기, 에너지 변환 제어 기기 및 리니어 모터 제어 기기에 제어 명령을 각각 송신하고;
상기 에너지 저장 제어 기기는 수신된 제어 명령에 따라, 에너지 저장 서브 시스템에 대한 충전 및 방전 제어를 구현하며;
상기 에너지 변환 제어 기기는 수신된 제어 명령에 따라, 에너지 변환 서브 시스템에 대한 에너지 변환 제어를 구현하고;
상기 리니어 모터 제어 기기는 수신된 제어 명령에 따라, 리니어 모터 서브 시스템 중 리니어 모터의 이동자의 운동에 대한 실시간 제어, 및 고정자의 세그먼트 전력 공급에 대한 제어를 구현한다.
또한, 상기 제어 및 유지보수 서브 시스템은 에너지 저장 모니터링 기기, 에너지 변환 모니터링 기기, 리니어 모터 모니터링 기기, 및 관리 및 유지보수 기기를 더 포함하고, 상기 에너지 저장 모니터링 기기, 에너지 변환 모니터링 기기, 리니어 모터 모니터링 기기, 및 관리 및 유지보수 기기 사이는 헬스 링 네트워크 방식을 통해 서로 연결된다.
상기 에너지 저장 모니터링 기기는 에너지 저장 서브 시스템의 작업 데이터를 수집하고 관리 및 유지보수 기기에 업로드하고;
상기 에너지 변환 모니터링 기기는 에너지 변환 서브 시스템의 작업 데이터를 수집하고 관리 및 유지보수 기기에 업로드하며;
상기 리니어 모터 모니터링 기기는 리니어 모터 서브 시스템의 작업 데이터를 수집하고 관리 및 유지보수 기기에 업로드한다.
상기 관리 및 유지보수 기기는 수신된 데이터에 따라, 에너지 저장 서브 시스템, 에너지 변환 서브 시스템 및 리니어 모터 서브 시스템의 건강 상태 및 정보를 분석, 표시, 저장 및 조회하고, 유지보수 테스트 기능을 제공한다.
전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 방법의 과정은 다음과 같다. 전기 에너지를 전자기력으로 전환시키고, 전자기력을 통해 로켓을 추진시키며, 로켓을 전자기 발사 궤도에 따라 일정한 속도까지 가속시켜, 로켓의 발사를 구현한다.
또한, 직류 전기 에너지를 교류 전류로 전환하여 리니어 모터에 공급하고, 리니어 모터를 통해 전기 에너지를 전자기력으로 전환하며, 전자기력을 통해 로켓을 추진시킨다.
또한, 다수의 리니어 모터는 로켓 어댑터를 통해 로켓을 추진시킨다.
또한, 리니어 모터 서브 시스템을 통해 전기 에너지를 전자기력으로 전환시키고, 상기 리니어 모터 서브 시스템은 n개의 리니어 모터 및 로켓 어댑터를 포함하며, 각각의 리니어 모터는 고정자 및 고정자에 장착되는 이동자를 포함하고, n개의 리니어 모터의 고정자는 상기 전자기 발사 궤도를 형성하며, 상기 로켓 어댑터는 n개의 리니어 모터의 이동자에 각각 연결되고, 상기 로켓은 로켓 어댑터에 장착되며, 상기 n개의 리니어 모터의 고정자는 로켓 어댑터의 원주 방향을 따라 대칭되게 배치되거나; 또는 상기 n개의 리니어 모터의 고정자는 로켓 어댑터의 반경 방향을 따라 대칭되게 배치되고, n은 짝수이다.
또한, 상기 리니어 모터의 고정자와 수평면 사이의 각도는 0 ~ 90도이다.
본 발명의 유익한 효과는 다음과 같다.
(1) 전자기 발사 시스템에 의해 전자기력을 생성하여 로켓을 추진시키는 냉발사 방식을 사용함으로써, 즉 로켓이 발사대를 떠나기 전에 점화되지 않고, 고공에 발사된 후 점화되므로, 발사대에 대한 손상이 없고, 발사대의 회복 시간이 수백초로 개선되어, 발사 부하의 전송 시간을 고려하더라도 연속 발사의 시간 간격을 1시간 이내로 개선할 수 있어, 1개의 발사 창 시간대 내에 로켓을 여러 차례 발사하는 목적을 달성할 수 있으므로, 로켓 고빈도 연속 발사의 난제를 해결한다.
(2) 전자기 발사 시스템은 로켓 점화 전에 로켓을 몇 마하까지 가속시키기 때문에, 기존 로켓에 비해 로켓의 1단계 부분이 배제되어, 로켓 연료가 크게 절감되고, 로켓 무게가 줄어들며, 로켓 구조가 단순화되고, 로켓 비용이 크게 절감된다.
(3) 전자기 발사 시스템을 사용하여 위성을 발사할 때, 리니어 모터의 전자기력이 연속적으로 조정될 수 있기 때문에, 위성의 실제 수요에 따라, 대형, 중형, 소형의 상이한 로켓에 적용될 수 있으며, 더 넓은 발사 시간 및 궤도 요구에 적응될 수 있고, 발사 방식이 유연하고 편리하다.
(4) 리던던시 디자인 방법을 사용하였기 때문에, 전체 전자기 발사 시스템은 리던던시 기능을 가지므로, 일부 기기가 고장나더라도 현재 발사 임무를 여전히 완료할 수 있도록 보장하여, 전자기 발사 시스템 고장 시 로켓 발사가 실패하는 위험이 크게 줄임으로써, 신뢰성 문제를 해결한다.
도 1은 본 발명의 원리를 설명하는 개략도이다.
도 2는 본 발명의 에너지 저장 서브 시스템과 에너지 변환 서브 시스템의 개략도이다.
도 3은 도 2의 블록 A 내의 단일 전원 모듈과 단일 인버터의 구성도이다.
도 4는 본 발명의 리니어 모터 서브 시스템이 원주 방향으로 대칭되게 배치된 도면이다.
도 5는 본 발명의 리니어 모터 서브 시스템이 반경 방향으로 대칭되게 배치된 도면다.
도 6은 본 발명의 제어 및 유지보수 서브 시스템의 개략도이다.
이하, 첨부된 도면들을 참조하여 본 발명의 구체적인 실시형태를 더 설명한다. 이러한 실시형태에 대한 설명은 본 발명의 이해를 돕기 위한 것일 뿐, 본 발명에 대한 제한을 구성하지 않는다는 점에 유의해야 한다. 이 밖에, 아래에서 설명되는 본 발명의 각각의 실시형태에서 언급된 기술특징은 서로 충돌되지만 않으면 서로 결합될 수 있다.
도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명은 에너지 저장 서브 시스템(1), 에너지 변환 서브 시스템(2), 리니어 모터 서브 시스템(3), 및 제어 및 유지보수 서브 시스템(4)을 포함하는 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템을 제공하고, 4자 사이의 관계는 주로 에너지 흐름과 정보 흐름으로 구분되며, 에너지 흐름 방향은 다음과 같다. 매번 발사 전에, 전력 공급 시스템은 전기 에너지를 에너지 저장 서브 시스템(1)에 공급하여 저장하고, 발사 시 에너지 저장 서브 시스템(1)은 전기 에너지를 에너지 변환 서브 시스템(2)에 공급하며, 에너지 변환 서브 시스템(2)에 의해, 변조된 후의 전기 에너지를 리니어 모터 서브 시스템(3)에 공급한다. 정보 흐름 방향은 다음과 같다. 제어 및 유지보수 서브 시스템(4)은 리던던시 분산형 산업 이더넷을 통해 다른 3개의 서브 시스템에 연결되고, 에너지 흐름을 제어하는 각각의 장치는 미리결정된 프로그램에 따라 수행되며, 다른 3개의 서브 시스템 및 자체의 건강 상태를 실시간으로 진단할 수 있다. 각각의 서브 시스템의 기능은 구체적으로 다음과 같다.
에너지 저장 서브 시스템(1)은, 제어 명령에 따라, 로켓이 푸싱되는 동안, 전력 공급 시스템으로부터 에너지를 흡수하고 긴 시간 동안 에너지를 저장하며; 수신된 제어 명령에 따라, 로켓이 푸싱될 때, 저장된 에너지를 에너지 변환 서브 시스템(2)으로 이송시킨다.
에너지 변환 서브 시스템(2)은, 제어 명령에 따라, 에너지 저장 서브 시스템(1)에 의해 이송된 에너지를 주파수 및 전압이 조정된 필요한 교류 전원으로 변환하여, 리니어 모터 서브 시스템(3)으로 출력한다.
리니어 모터 서브 시스템(3)은, 제어 명령에 따라, 에너지 변환 서브 시스템(2)에 의해 출력된 교류 전류를 수신하여 전자기력을 생성하여, 로켓이 일정한 거리 내에서 설정 속도까지 가속되도록 추진시킨다.
제어 및 유지보수 서브 시스템(4)은 에너지 저장 서브 시스템(1), 에너지 변환 서브 시스템(2) 및 리니어 모터 서브 시스템(3)에 상이한 명령을 각각 송신하여, 에너지 저장 서브 시스템(1), 에너지 변환 서브 시스템(2) 및 리니어 모터 서브 시스템(3)이 미리결정된 프로그램에 따라 수행되도록 제어한다. 제어 및 유지보수 서브 시스템(4)은 다른 3개의 서브 시스템과 네트워크를 통해 연결되고, 주로 작업자와 시스템 장치 사이의 인간-기계 인터페이스를 제공하며, 각각의 서브 시스템이 미리결정된 프로세스에 따라 작업을 완료하도록 제어하고, 각각의 서브 시스템 기기의 상태를 모니터링하고 관리한다.
도 2 및 도 3에 도시된 바와 같이, 에너지 저장 서브 시스템(1)의 에너지 저장 소자는 높은 안전성의 고방전율 리튬 배터리 수단을 사용하며, 구체적으로 n×m개의 서로 독립적인 전원 모듈을 포함하고, n은 리니어 모터의 개수이며, m은 각각의 리니어 모터의 위상 수이고, n 및 m은 모두 1 이상의 정수이며, 각각의 전원 모듈은 하나의 리니어 모터 중 1-위상에 독립적으로 전력을 공급한다. 또한, 각각의 전원 모듈은 p개 그룹의 전원 유닛으로 구분되고, 각 그룹의 전원 유닛은 에너지 변환 서브 시스템 중 하나의 인버터 중의 대응되는 다수의 인버션 유닛(즉, 아래의 k개의 인버터 캐비닛 중 대응되는 병렬 연결된 인버션 유닛)에 각각 연결되고, p는 1 이상의 정수이다. 각 그룹의 전원 유닛은 배터리팩 어레이, 충전 캐비닛 및 에너지 저장 스위치 캐비닛을 포함하고, 배터리팩 어레이는 다수의 리튬 배터리가 직렬 연결, 병렬 연결되는 방식으로 구성되며, 상기 충전 캐비닛은 배전망과 배터리팩 어레이 사이에 연결되는 충전 인터페이스이고, 상기 에너지 저장 스위치 캐비닛은 배터리팩 어레이와 인버션 유닛 사이에 연결된다. 로켓이 푸싱되는 동안, 전력 공급 시스템은 충전 캐비닛을 통해 에너지 저장 서브 시스템을 저전력으로 충전하고; 로켓이 푸싱될 때, 에너지 저장 서브 시스템은 에너지 변환 서브 시스템을 통해 리니어 모터에 고전력의 전기 에너지를 제공한다.
도 2 및 도 3에 도시된 바와 같이, 에너지 변환 서브 시스템(2)은 중앙 집중형 인버터 배치 수단을 사용하고, 구체적으로 n×m개의 서로 독립적인 인버터를 포함하며, n은 리니어 모터의 개수이고, m은 각각의 리니어 모터의 위상 수이며, 각각의 인버터는 하나의 리니어 모터의 1-위상에 전력을 공급하고, 각각의 인버터는 k개의 인버터 캐비닛으로 병렬 연결되어 구성되며, 각각의 인버터 캐비닛은 p개의 인버션 유닛으로 캐스케이드되어 구성되고, 즉 직류측의 k개의 인버터 캐비닛 중 대응되는 인버션 유닛 사이는 병렬 연결되며, 교류측의 단일 인버터 캐비닛 중의 인버션 유닛 사이는 캐스케이드된 후, 그 출력단이 다른 인버터 캐비닛의 출력에 함께 병렬 연결된다. 예를 들어, 직류측(즉 입력단)의 경우, 첫 번째 인버터 캐비닛의 제1 인버션 유닛, 두 번째 인버터 캐비닛의 제1 인버션 유닛... ...k번째 인버터 캐비닛의 제1 인버션 유닛 사이는 병렬 연결되고, ... ..., 첫 번째 인버터 캐비닛의 p번째 인버션 유닛, 두 번째 인버터 캐비닛의 p번째 인버션 유닛... ...k번째 인버터 캐비닛의 p번째 인버션 유닛 사이는 병렬 연결되며; 교류측(즉, 출력단)의 경우, 첫 번째 인버터 캐비닛의 제1 인버션 유닛 ... ... p번째 인버션 유닛 사이는 캐스케이드되고, ... ..., k번째 인버터 캐비닛의 제1 인버션 유닛... ...p번째 인버션 유닛 사이는 캐스케이드되며, 첫 번째 인버터 캐비닛의 출력단... ...k번째 인버터 캐비닛의 출력단 사이는 병렬 연결된다. 단일 인버션 유닛은 q개의 파워 튜브가 병렬 연결되어 형성된 H 브리지 구조이며, n, m, k, p 및 q는 1 이상의 정수이다. 에너지 변환 서브 시스템은 용량이 기가 볼트-암페어 레벨이고, 현재 전력 전자 소자의 단일 튜브 성능이 제한적이기 때문에, 캐스케이드와 병렬 연결의 조합 방식을 사용하여야만 구현될 수 있다. 본 예시에서 사용된 파워 소자는 IGBT이지만, 도 3에 도시된 토폴로지 수단은 다른 유형의 파워 소자에 마찬가지로 적용된다.
리니어 모터 서브 시스템(3)은 n개의 m-위상 리니어 모터 및 로켓 어댑터를 포함하고, 로켓 어댑터는 상이한 모델의 로켓을 매칭하고 리니어 모터의 전자기력을 전달하기 위한, 리니어 모터의 이동자와 로켓 사이의 인터페이스이다. 각각의 리니어 모터는 고정자(1차) 및 고정자에 장착되는 이동자(2차)를 포함하고, 상기 로켓 어댑터는 n개의 리니어 모터의 이동자에 각각 연결되며, 로켓은 로켓 어댑터에 장착되고, n개의 리니어 모터의 고정자는 전자기 발사 궤도를 형성하며, 도 4에 도시된 바와 같이, 상기 n개의 리니어 모터의 고정자는 로켓 어댑터의 원주 방향을 따라 균일하게 배치되고, n은 1 이상의 정수이며, 또한, n개의 리니어 모터의 고정자는 로켓 어댑터의 원주 방향을 따라 균일하고 대칭되게 배치되거나; 또는 도 5에 도시된 바와 같이, 상기 n개의 리니어 모터의 고정자는 로켓 어댑터의 반경 방향을 따라 균일하게 배치되고, 또한 n개의 리니어 모터의 고정자는 로켓 어댑터의 반경 방향을 따라 균일하고 대칭되게 배치되며, n은 짝수이다. 리니어 모터의 고정자 길이는 약 수 킬로미터의 설정 값이므로, 리니어 모터의 고정자는 세그먼트 방식으로 전력을 공급하며, 리니어 모터의 고정자와 수평면 사이의 각도는 0 ~ 90도이고, 바람직하게는 30도, 60도 또는 90도이고, 도 4 및 도 5에 도시된 것은 90도이다. 시스템이 작동될 때, 에너지 변환 서브 시스템을 통해 모터 고정자에 주파수 및 전압이 변환된 교류 전류를 전송하고, 모터 이동자에서 전자기력을 생성하여 로켓 어댑터를 구동하며, 전자기 발사 궤도를 따라 로켓을 추진시켜 속도를 몇 마하까지 가속시킨다.
도 6에 도시된 바와 같이, 제어 및 유지보수 서브 시스템(4)은 최상층 제어 기기(4-1), 에너지 저장 제어 기기(4-2), 에너지 변환 제어 기기(4-3), 리니어 모터 제어 기기(4-4), 에너지 저장 모니터링 기기(4-5), 에너지 변환 모니터링 기기(4-6), 리니어 모터 모니터링 기기(4-7), 및 관리 및 유지보수 기기(4-8)를 포함하고, 최상층 제어 기기(4-1), 에너지 저장 제어 기기(4-2), 에너지 변환 제어 기기(4-3), 리니어 모터 제어 기기(4-4) 사이는 제어 링 네트워크 방식을 통해 연결되며, 에너지 저장 모니터링 기기(4-5), 에너지 변환 모니터링 기기(4-6), 리니어 모터 모니터링 기기(4-7), 및 관리 및 유지보수 기기(4-8) 사이는 헬스 링 네트워크 방식을 통해 서로 연결되고, 최상층 제어 기기(4-1)는 관리 및 유지보수 기기(4-8)에 별도로 연결된다. 또한, 지적해야 할 것은, 일부 기기는 하나의 기기로 병합될 수 있으며, 예를 들어, 에너지 저장 모니터링 기기와 에너지 변환 모니터링 기기는 기능이 비교적 단일하고 연산 부하가 작으므로, 일반적으로 하나의 기기로 병합될 수 있고, 유사한 상황 또한 본 발명의 보호범위 내에 포함되어야 한다.
최상층 제어 기기(4-1)와 관리 및 유지보수 기기(4-8)는 산업용 퍼스널 컴퓨터, 러기다이즈드 컴퓨터, PC104 등 하드웨어 수단을 사용하고, 각각의 서브 시스템 제어 기기 및 모니터링 기기는 DSP, FPGA, PLC, PC104 등 하드웨어 수단을 사용하며, 제어 링 네트워크, 헬스 링 네트워크 및 최상층 제어 기기와 관리 및 유지보수 기기는 산업용 이더넷을 사용하여 별도로 연결되고, 각각의 서브 시스템 제어 기기 및 모니터링 기기는 버스, 시리얼포트, 신호 라인 등을 통해 상응하는 서브 시스템에 연결된다.
최상층 제어 기기(4-1)는 인간-기계 인터랙션 제어 인터페이스를 제공하여, 에너지 저장 제어 기기(4-2), 에너지 변환 제어 기기(4-3) 및 리니어 모터 제어 기기(4-4)에 제어 명령을 각각 송신하여, 다양한 명령의 수신, 처리 및 송신을 구현하고, 각각의 서브 시스템이 미리결정된 프로세스에 따라 작업을 완료하도록 제어하며, 인터로킹 기능이 구비되어 오작동을 방지할 수 있다. 에너지 저장 제어 기기(4-2)는 수신된 제어 명령에 따라, 에너지 저장 서브 시스템에 대한 충전 및 방전 제어를 구현한다. 에너지 변환 제어 기기(4-3)는 수신된 제어 명령에 따라, 에너지 변환 서브 시스템에 대한 에너지 변환 제어를 구현한다. 리니어 모터 제어 기기(4-4)는 수신된 제어 명령에 따라, 리니어 모터 서브 시스템 중 리니어 모터의 이동자의 운동에 대한 실시간 제어, 및 고정자의 세그먼트 전력 공급에 대한 제어를 구현한다. 에너지 저장 모니터링 기기(4-5)는 에너지 저장 서브 시스템의 작업 데이터(배터리 전압, 온도 등 데이터를 포함)를 수집하고 관리 및 유지보수 기기에 업로드한다.
에너지 변환 모니터링 기기(4-6)는 에너지 변환 서브 시스템의 작업 데이터(전류, 전압, 온도 등 데이터를 포함)를 수집하고 관리 및 유지보수 기기에 업로드한다. 리니어 모터 모니터링 기기(4-7)는 리니어 모터 서브 시스템의 작업 데이터(온도, 이동자 위치 등 데이터를 포함)를 수집하고 관리 및 유지보수 기기에 업로드한다. 관리 및 유지보수 기기(4-8)는 수신된 데이터에 따라, 각각의 서브 시스템(에너지 저장 서브 시스템, 에너지 변환 서브 시스템 및 리니어 모터 서브 시스템)의 건강 상태 및 정보 기능을 분석, 표시, 저장 및 조회하고, 유지보수 테스트 기능을 제공하여, 장치의 건강 관리 등 기능을 구현한다.
전술한 우주 발사 시스템에 기반하여, 본 발명은 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 방법을 더 제공하고, 과정은 다음과 같다. 상기 우주 발사 시스템을 사용하여 전기 에너지를 전자기력으로 전환시키고, 전자기력을 통해 로켓을 추진시키며, 로켓을 전자기 발사 궤도에 따라 일정한 속도까지 가속시켜, 로켓의 발사를 구현함으로써, 현재 기존 로켓의 1단계 엔진을 대체한다.
본 명세서에서 상세히 설명되지 않은 내용은 본 기술분야의 통상의 기술자에게 공지된 종래 기술에 속한다.
1...에너지 저장 서브 시스템 2...에너지 변환 서브 시스템
3...리니어 모터 서브 시스템 4...제어 및 유지보수 서브 시스템
4-1...최상층 제어 기기 4-2...에너지 저장 제어 기기
4-3...에너지 변환 제어 기기 4-4...리니어 모터 제어 기기
4-5...에너지 저장 모니터링 기기 4-6...에너지 변환 모니터링 기기
4-7...리니어 모터 모니터링 기기 4-8...관리 및 유지보수 기기

Claims (20)

  1. 전자기 푸싱(pushing)에 기반한 우주 발사 시스템으로서,
    로켓이 푸싱될 때, 저장된 에너지를 에너지 변환 서브 시스템(2)으로 이송시키기 위한 에너지 저장 서브 시스템(1);
    상기 에너지 저장 서브 시스템에 의해 이송된 에너지를 교류 전류로 변환하여 리니어 모터 서브 시스템(3)으로 출력하기 위한 에너지 변환 서브 시스템(2);
    상기 에너지 변환 서브 시스템(2)에 의해 출력된 교류 전류를 수신하여 전자기력을 생성하여, 로켓이 일정한 거리 내에서 일정한 속도까지 가속되도록 추진시키기 위한 리니어 모터 서브 시스템(3); 및
    상기 에너지 저장 서브 시스템(1), 상기 에너지 변환 서브 시스템(2) 및 상기 리니어 모터 서브 시스템(3)에 상이한 명령을 각각 송신하여, 에너지 저장 서브 시스템(1), 에너지 변환 서브 시스템(2) 및 리니어 모터 서브 시스템(3)이 미리결정된 프로그램에 따라 수행되도록 제어하기 위한 제어 및 유지보수 서브 시스템(4)을 구비하는, 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 에너지 저장 서브 시스템(1)은, 로켓이 푸싱되는 동안, 전력 공급 시스템으로부터 에너지를 흡수하고 에너지를 저장하는, 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템.
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서,
    상기 에너지 저장 서브 시스템(1)은 n×m개의 서로 독립적인 전원 모듈을 포함하고, n은 리니어 모터의 개수이고, m은 각각의 리니어 모터의 위상 수인, 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템.
  4. 제3항에 있어서,
    각각의 전원 모듈은 p개 그룹의 전원 유닛으로 구분되고, 각 그룹의 전원 유닛은 에너지 변환 서브 시스템 중 하나의 인버터 중의 대응되는 인버션 유닛에 각각 연결되는, 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 각 그룹의 전원 유닛은 배터리팩 어레이 및 충전 캐비닛을 포함하고, 상기 충전 캐비닛은 전력 공급 시스템과 배터리팩 어레이 사이에 연결되는 충전 인터페이스인, 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템.
  6. 제5항에 있어서,
    상기 각 그룹의 전원 유닛은 배터리팩 어레이와 인버션 유닛 사이에 연결되는 에너지 저장 스위치 캐비닛을 더 포함하는, 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 에너지 변환 서브 시스템(2)은 n×m개의 서로 독립적인 인버터를 포함하고, 각각의 인버터는 하나의 리니어 모터의 1-위상에 전력을 공급하고, n은 리니어 모터의 개수이고, m은 각 리니어 모터의 위상 수인, 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 각각의 인버터는 k개의 인버터 캐비닛으로 병렬 연결되어 구성되고, 각각의 인버터 캐비닛은 p개의 인버션 유닛으로 캐스케이드되어 구성되는, 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템.
  9. 제1항에 있어서,
    상기 리니어 모터 서브 시스템(3)은 n개의 리니어 모터 및 로켓 어댑터를 포함하고, 각각의 리니어 모터는 고정자 및 고정자에 장착되는 이동자를 포함하며, 상기 로켓 어댑터는 n개의 리니어 모터의 이동자에 각각 연결되는, 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 n개의 리니어 모터의 고정자는 로켓 어댑터의 원주 방향을 따라 균일하게 배치되는, 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템.
  11. 제9항에 있어서,
    상기 n개의 리니어 모터의 고정자는 로켓 어댑터의 반경 방향을 따라 균일하게 배치되고, n은 짝수, 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템.
  12. 제9항 내지 제11항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 리니어 모터의 고정자와 수평면 사이의 각도는 0 ~ 90도인, 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템.
  13. 제9항 내지 제11항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 리니어 모터의 고정자는 세그먼트 방식으로 전력을 공급하는, 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템.
  14. 제1항에 있어서,
    상기 제어 및 유지보수 서브 시스템(4)은 최상층 제어 기기, 에너지 저장 제어 기기, 에너지 변환 제어 기기 및 리니어 모터 제어 기기를 포함하고, 상기 최상층 제어 기기, 에너지 저장 제어 기기, 에너지 변환 제어 기기 및 리니어 모터 제어 기기 사이는 제어 링 네트워크 방식을 통해 연결되고;
    상기 최상층 제어 기기는 인간-기계 인터랙션 제어 인터페이스를 제공하여, 에너지 저장 제어 기기, 에너지 변환 제어 기기 및 리니어 모터 제어 기기에 제어 명령을 각각 송신하고;
    상기 에너지 저장 제어 기기는 수신된 제어 명령에 따라, 에너지 저장 서브 시스템에 대한 충전 및 방전 제어를 구현하고;
    상기 에너지 변환 제어 기기는 수신된 제어 명령에 따라, 에너지 변환 서브 시스템에 대한 에너지 변환 제어를 구현하고;
    상기 리니어 모터 제어 기기는 수신된 제어 명령에 따라, 리니어 모터 서브 시스템 중 리니어 모터의 이동자의 운동에 대한 실시간 제어, 및 고정자의 세그먼트 전력 공급에 대한 제어를 구현하는, 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템.
  15. 제1항에 있어서,
    상기 제어 및 유지보수 서브 시스템(4)은 에너지 저장 모니터링 기기, 에너지 변환 모니터링 기기, 리니어 모터 모니터링 기기, 및 관리 및 유지보수 기기를 더 포함하고, 상기 에너지 저장 모니터링 기기, 에너지 변환 모니터링 기기, 리니어 모터 모니터링 기기, 및 관리 및 유지보수 기기 사이는 헬스 링 네트워크 방식을 통해 서로 연결되고,
    상기 에너지 저장 모니터링 기기는 에너지 저장 서브 시스템의 작업 데이터를 수집하고 관리 및 유지보수 기기에 업로드하며;
    상기 에너지 변환 모니터링 기기는 에너지 변환 서브 시스템의 작업 데이터를 수집하고 관리 및 유지보수 기기에 업로드하며;
    상기 리니어 모터 모니터링 기기는 리니어 모터 서브 시스템의 작업 데이터를 수집하고 관리 및 유지보수 기기에 업로드하며;
    상기 관리 및 유지보수 기기는 수신된 데이터에 따라, 에너지 저장 서브 시스템, 에너지 변환 서브 시스템 및 리니어 모터 서브 시스템의 건강 상태 및 정보를 분석, 표시, 저장 및 조회하고, 유지보수 테스트 기능을 제공하는, 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 시스템.
  16. 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 방법으로서,
    전기 에너지를 전자기력으로 전환시키고, 전자기력을 통해 로켓을 추진시키며, 로켓을 전자기 발사 궤도에 따라 일정한 속도까지 가속시켜, 로켓의 발사를 구현하는, 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 방법.
  17. 제16항에 있어서,
    직류 전기 에너지를 교류 전류로 전환하여 리니어 모터에 공급하고, 리니어 모터를 통해 전기 에너지를 전자기력으로 전환하며, 전자기력을 통해 로켓을 추진시키는, 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 방법.
  18. 제16항에 있어서,
    다수의 리니어 모터가 로켓 어댑터를 통해 로켓을 추진시키는, 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 방법.
  19. 제16항 내지 제18항 중 어느 한 항에 있어서,
    리니어 모터 서브 시스템을 통해 전기 에너지를 전자기력으로 전환시키고, 상기 리니어 모터 서브 시스템은 n개의 리니어 모터 및 로켓 어댑터를 포함하며, 각각의 리니어 모터는 고정자 및 고정자에 장착되는 이동자를 포함하고, n개의 리니어 모터의 고정자는 상기 전자기 발사 궤도를 형성하며, 상기 로켓 어댑터는 n개의 리니어 모터의 이동자에 각각 연결되고, 상기 로켓은 로켓 어댑터에 장착되며, 상기 n개의 리니어 모터의 고정자는 로켓 어댑터의 원주 방향을 따라 균일하게 배치되거나; 또는 상기 n개의 리니어 모터의 고정자는 로켓 어댑터의 반경 방향을 따라 균일하게 배치되고, n은 짝수인, 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 방법.
  20. 제19항에 있어서,
    리니어 모터의 고정자와 수평면 사이의 각도는 0 ~ 90도인, 전자기 푸싱에 기반한 우주 발사 방법.
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