KR20230039134A - Deployable solar panel restraint apparatus for microsatellite - Google Patents

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KR20230039134A
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Abstract

The present invention relates to a deployable solar panel restraint apparatus for a microsatellite, which comprises: a launch tube equipped with a rail inside; a satellite body mounted inside the launch tube and moving along the rail; a driving unit for providing power to move the satellite body along the rail; a restraint unit provided on a side of the satellite body; a solar panel coupled to the side of the satellite body; and a coupling unit provided on the solar panel and coupled to the restraint unit. The coupling unit coupled to the restraint unit is restrained by the launch tube or the rail to suppress deployment of the solar panel, wherein when the satellite body is ejected from the launch tube, the solar panel is deployed. The present invention can prevent the solar panel from being damaged by the satellite body or the launch tube.

Description

초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치 {Deployable solar panel restraint apparatus for microsatellite}Deployable solar panel restraint apparatus for microsatellite}

본 발명은 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 태양전지판에 고정용 구조물을 구비하고, 발사관에 구비된 레일 또는 발사관을 통해 태양전지판의 고정용 구조물을 구속함에 따라 발사관 내부에서 태양전지판의 전개를 방지할 수 있는 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치에 관한 것이다. The present invention relates to a device for restraining a deployable solar panel of a microsatellite, and more particularly, by providing a structure for fixing a solar panel to a solar panel and restraining the structure for fixing a solar panel through a rail or a launch tube provided in a launch tube. It relates to a deployable solar panel restraint device for a microsatellite capable of preventing the unfolding of the solar panel inside.

초소형위성은 사출판과 상기 사출판과 연결된 스프링의 압축력을 통해 우주 공간으로 사출될 수 있는 것으로, 초소형위성에는 태양 에너지를 전달 받아 전기를 생산할 수 있는 태양전지판이 삽입되어 있다. The microsatellite can be ejected into outer space through the compressive force of an ejection plate and a spring connected to the ejection plate, and a solar panel capable of generating electricity by receiving solar energy is inserted into the microsatellite.

초소형위성에 삽입된 태양전지판은 와이어 또는 끈을 통해 접혀있는 상태로 수납되어 있으며, 초소형위성이 발사된 이후 전개될 수 있다. 구체적으로, 초소형위성의 사출후 사용자의 명령이 전달되면, 태양전지판을 전개할 수 있는 전개장치의 저항을 통해 태양전지판을 구속하고 있는 와이어 또는 끈을 녹여서 절단하게 된다. The solar panel inserted into the microsatellite is housed in a folded state through a wire or string, and can be deployed after the microsatellite is launched. Specifically, when a user's command is transmitted after the microsatellite is ejected, the wire or string restraining the solar panel is melted and cut through the resistance of the deployment device capable of deploying the solar panel.

전개장치의 저항에 의해 태양전지판을 구속하고 있는 와이어 또는 끈이 녹아서 절단되면, 태양전지판의 회전축 힌지에 있는 회전형 스프링의 복원력을 통해 태양전지판이 전개된다. When the wire or string that restrains the solar panel is melted and cut by the resistance of the unfolding device, the solar panel is unfolded through the restoring force of the rotational spring in the rotation axis hinge of the solar panel.

그러나 이와 같이 태양전지판을 전개하는 방법은 다음과 같은 문제점이 있다. 초소형위성의 발사시, 초소형위성은 발사체로부터 각종 구조적 하중을 받게 된다. 이 과정에서 태양전지판을 구속하고 있는 와이어 또는 끈이 풀리거나 끊어지는 경우가 종종 발생하게 됨에 따라, 태양전지판이 초소형위성의 사출전에 전개되는 문제점이 발생한다. However, this method of deploying the solar panel has the following problems. When a microsatellite is launched, the microsatellite receives various structural loads from the launching body. In this process, as wires or strings that bind the solar panel often become loose or disconnected, a problem arises in that the solar panel is deployed before the microsatellite is ejected.

태양전지판이 초소형위성의 사출전에 전개되면, 전개된 태양전지판에 의해 초소형위성의 사출이 실패하게 될 위험성이 존재하게 된다. 또한, 초소형위성의 사출에 성공하더라도, 전개된 태양전지판이 발사관과의 충돌로 인해 손상되면서 초소형위성의 업무 수행에 심각한 지장을 초래하게 되는 문제점이 있다. If the solar panel is deployed before the ejection of the micro-satellite, there is a risk that ejection of the micro-satellite will fail due to the deployed solar panel. In addition, even if the ejection of the microsatellite is successful, there is a problem in that the deployed solar panel is damaged due to collision with the launch tube, causing a serious hindrance to the performance of the microsatellite.

본 발명은 상술한 문제점을 해결하기 위한 것으로, 더욱 상세하게는 태양전지판에 고정용 구조물을 구비하고, 발사관에 구비된 레일 또는 발사관을 통해 태양전지판의 고정용 구조물을 구속함에 따라 발사관 내부에서 태양전지판의 전개를 방지할 수 있는 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치에 관한 것이다. The present invention is to solve the above problems, and more specifically, by providing a fixing structure to the solar panel and restraining the structure for fixing the solar panel through a rail or a launch tube provided in the launch tube, the solar panel inside the launch tube. It relates to a deployable solar panel restraint device for a microsatellite that can prevent the deployment of a microsatellite.

상술한 문제점을 해결하기 위한 본 발명의 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치는, 내부에 레일이 구비된 발사관; 상기 발사관 내부에 장착되며, 상기 레일을 따라 이동하는 위성 본체; 상기 레일을 따라 상기 위성 본체를 이동시키기 위한 동력을 제공하는 구동부; 상기 위성 본체의 측부에 구비되는 구속부; 상기 위성 본체의 측부에 결합되는 태양전지판; 상기 태양전지판에 구비되며, 상기 구속부에 결합되는 결합부;를 포함하며, 상기 구속부에 결합된 상기 결합부는 상기 발사관 또는 상기 레일에 의해 구속되면서 상기 태양전지판의 전개가 억제되며, 상기 위성 본체가 상기 발사관에서 사출되면, 상기 태양전지판이 전개되는 것을 특징으로 하는 것이다. The device for restraining a deployable solar panel of a microsatellite of the present invention to solve the above problems includes a launch tube having a rail therein; a satellite body mounted inside the launch tube and moving along the rail; a driving unit providing power to move the satellite body along the rail; a restraining unit provided on a side of the satellite body; a solar panel coupled to a side of the satellite body; and a coupling part provided in the solar panel and coupled to the restraining part, wherein the coupling part coupled to the restraining part restrains deployment of the solar panel while being restrained by the launch tube or the rail, and the satellite body. When is ejected from the launch tube, it is characterized in that the solar panel is deployed.

상술한 문제점을 해결하기 위한 본 발명의 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치의 상기 위성 본체에 구비된 상기 구속부는 구속홈을 포함하고, 상기 태양전지판의 상기 결합부는, 상기 태양전지판의 외측으로 돌출되면서 상기 구속홈에 수납되는 삽입부를 포함하며, 상기 구속홈에 수납된 상기 삽입부는 상기 레일에 의해 덮혀지면서 구속될 수 있다. The restraining part provided in the satellite body of the deployable solar panel restraining device for a microsatellite of the present invention for solving the above problems includes a restraining groove, and the coupling part of the solar panel protrudes outward from the solar panel. and includes an insertion portion accommodated in the restriction groove, and the insertion portion accommodated in the restriction groove may be constrained while being covered by the rail.

상술한 문제점을 해결하기 위한 본 발명의 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치의 상기 태양전지판은 제1회전축을 통해 회전되면서 전개되며, 상기 제1회전축은 상기 레일의 연장방향과 수직일 수 있다. The solar panel of the deployable solar panel restraining device for a microsatellite of the present invention to solve the above problems is deployed while being rotated through a first rotation axis, and the first rotation axis may be perpendicular to the extending direction of the rail.

상술한 문제점을 해결하기 위한 본 발명의 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치의 상기 구동부는 상기 위성 본체의 일측에 배치되고, 상기 제1회전축은 상기 위성 본체의 타측에 구비될 수 있다. In order to solve the above problems, the driving unit of the deployable solar panel restraint device for a microsatellite according to the present invention may be disposed on one side of the satellite body, and the first rotation shaft may be provided on the other side of the satellite body.

상술한 문제점을 해결하기 위한 본 발명의 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치의 상기 삽입부는, 상기 태양전지판과 일체로 제작될 수 있다. The insertion part of the deployable solar panel restraining device for a microsatellite according to the present invention to solve the above problems may be integrally manufactured with the solar panel.

상술한 문제점을 해결하기 위한 본 발명의 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치의 상기 위성 본체에 구비된 상기 구속부는 압축 및 팽창이 가능한 피스톤과 상기 피스톤에 결합된 지지대를 포함하고, 상기 태양전지판의 상기 결합부는 일측이 상기 지지대에 걸리는 걸림부를 포함하며, 상기 피스톤의 압축 및 팽창에 따라 상기 걸림부는 상기 지지대를 이탈하면서 상기 태양전지판이 전개될 수 있다. The restraining part provided in the satellite body of the deployable solar panel restraining device for a microsatellite of the present invention for solving the above problems includes a compressible and expandable piston and a support coupled to the piston, The coupling part includes a hooking part, one side of which is caught on the support, and the solar panel can be deployed while the locking part separates from the support according to compression and expansion of the piston.

상술한 문제점을 해결하기 위한 본 발명의 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치의 상기 태양전지판은 제2회전축을 통해 회전되면서 전개되며, 상기 제2회전축은 상기 레일의 연장 방향과 나란항 방향일 수 있다. The solar panel of the deployable solar panel restraining device for a microsatellite of the present invention for solving the above problems is deployed while being rotated through a second rotation axis, and the second rotation axis may be in a direction parallel to the extending direction of the rail. there is.

상술한 문제점을 해결하기 위한 본 발명의 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치의 상기 구동부는, 상기 위성 본체의 일측과 접촉되면서 상기 위성 본체를 밀어내는 발사관 사출판을 포함하고, 상기 피스톤은 압축 및 팽창이 가능하면서 상기 지지대와 연결되어 있는 스프링을 포함하며, 상기 스프링은 상기 발사관 사출판에 연결될 수 있다. The driving unit of the deployable solar panel restraint device for a microsatellite of the present invention for solving the above problems includes a launch tube ejection plate that pushes the satellite body while being in contact with one side of the satellite body, and the piston compresses and It includes a spring that is expandable and connected to the support, and the spring can be connected to the launch tube ejection plate.

상술한 문제점을 해결하기 위한 본 발명의 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치의 상기 위성 본체가 상기 발사관에서 사출되기 전에는, 상기 스프링은 상기 발사관 사출판과 연결되면서 압축되어 있고, 상기 걸림부는 상기 지지대에 걸려 있으며, 상기 위성 본체가 상기 발사관에서 사출되면, 상기 스프링과 상기 발사관 사출판의 연결이 해제되면서 상기 스프링이 팽창되며, 상기 스프링의 팽창에 의해, 상기 걸림부가 상기 스프링과 연결된 상기 지지대를 이탈하면서 상기 태양전지판이 전개될 수 있다.Before the satellite body of the deployable solar panel restraint device for a microsatellite of the present invention for solving the above problems is ejected from the launch tube, the spring is compressed while being connected to the launch tube ejection plate, and the hanging part is the support , and when the satellite body is ejected from the launch tube, the spring expands while the connection between the spring and the launch tube ejection plate is released, and by the expansion of the spring, the engaging portion leaves the support connected to the spring. While doing so, the solar panel can be deployed.

본 발명은 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치에 관한 것으로, 태양전지판에 고정용 구조물을 구비하고, 발사관에 구비된 레일 또는 발사관을 통해 태양전지판의 고정용 구조물을 구속함에 따라 발사관 내부에서 의도하지 않은 태양전지판의 전개를 방지할 수 있는 장점이 있다. The present invention relates to a deployable solar panel restraining device for a microsatellite, which includes a structure for fixing the solar panel and restrains the structure for fixing the solar panel through a rail or a launch tube provided in the launch tube, so that it is not intended inside the launch tube. It has the advantage of preventing the unfolding of undesirable solar panels.

또한, 본 발명은 태양전지판에 고정용 구조물을 구비하고, 발사관에 구비된 레일 또는 발사관을 통해 태양전지판의 고정용 구조물을 구속함에 따라 별도의 전개장치 없이 사출 후 태양전지판을 바로 전개시킬 수 있는 장점이 있다. In addition, the present invention provides a structure for fixing the solar panel and restrains the structure for fixing the solar panel through a rail or a launch tube provided in the launch tube, so that the solar panel can be immediately deployed after injection without a separate deployment device. there is

이와 함께, 본 발명은 태양전지판에 고정용 구조물을 통해 태양전지판을 별도로 구속함에 따라 위성 본체 또는 발사관에 의해 태양전지판이 손상되는 것을 방지할 수 있는 장점이 있다. In addition, the present invention has the advantage of preventing the solar panel from being damaged by the satellite body or the launch tube by separately restraining the solar panel through the fixing structure to the solar panel.

도 1은 본 발명의 일 실시 예에 따라 위성 본체와 태양전지판이 발사관 내부에 장착된 것을 나타내는 평면도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시 예에 따라 위성 본체와 태양전지판이 발사관 내부에 장착되었을 때와, 태양전지판이 전개되었을 때를 나타내는 정면도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시 예에 따라 위성 본체와 태양전지판이 발사관 내부에 장착되었을 때와, 태양전지판이 전개되었을 때를 나타내는 측면도이다.
도 4는 본 발명의 일 실시 예에 따른 위성 본체의 구속홈에 태양전지판의 삽입부가 삽입된 이후, 레일에 의해 태양전지판의 삽입부가 구속된 것을 나타내는 도면이다.
도 5는 본 발명의 일 실시 예에 따른 위성 본체가 발사관에서 사출되기 전의 상태를 나타내는 도면이다.
도 6은 본 발명의 일 실시 예에 따른 위성 본체가 발사관에서 사출된 후의 상태를 나타내는 도면이다.
도 7은 본 발명의 다른 실시 예에 따라 위성 본체에 피스톤과 지지대가 구비되면서, 태양전지판에 걸림부가 구비된 것을 나타내는 도면이다.
도 8은 본 발명의 다른 실시 예에 따라 연결부를 통해 지지대와 연결된 스프링을 압축된 상태로 발사관 사출판에 연결한 것을 나타내는 도면이다.
도 9는 본 발명의 다른 실시 예에 따라 스프링과 발사관 사출판의 연결이 해제되면서 태양전지판이 전개된 것을 나타내는 도면이다.
도 10은 본 발명의 따른 실시 예에 따른 위성 본체가 발사관에서 사출되기 전의 상태를 나타내는 도면이다.
도 11은 본 발명의 다른 실시 예에 따른 위성 본체가 발사관에서 사출된 후의 상태를 나타내는 도면이다. 1 is a plan view illustrating that a satellite body and a solar panel are mounted inside a launch tube according to an embodiment of the present invention.
2 is a front view illustrating a case in which a satellite body and a solar panel are mounted inside a launch tube and a case in which the solar panel is deployed according to an embodiment of the present invention.
3 is a side view illustrating a case in which a satellite body and a solar panel are mounted inside a launch tube and a case in which the solar panel is deployed according to an embodiment of the present invention.
4 is a view showing that the solar panel insertion unit is restrained by a rail after the solar panel insertion unit is inserted into the restraining groove of the satellite body according to an embodiment of the present invention.
5 is a view showing a state before a satellite body is ejected from a launch tube according to an embodiment of the present invention.
6 is a view showing a state after a satellite body is ejected from a launch tube according to an embodiment of the present invention.
FIG. 7 is a view showing that a satellite body is provided with a piston and a support, and a solar panel is provided with a hooking part according to another embodiment of the present invention.
8 is a view showing that a spring connected to a support through a connection part is connected to a launch tube ejection plate in a compressed state according to another embodiment of the present invention.
9 is a view showing that the solar panel is deployed while the connection between the spring and the ejection plate of the launch tube is released according to another embodiment of the present invention.
10 is a view showing a state before a satellite body is ejected from a launch tube according to an embodiment of the present invention.
11 is a view showing a state after a satellite body is ejected from a launch tube according to another embodiment of the present invention.

본 명세서는 본 발명의 권리범위를 명확히 하고, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 본 발명을 실시할 수 있도록, 본 발명의 원리를 설명하고, 실시 예들을 개시한다. 개시된 실시 예들은 다양한 형태로 구현될 수 있다.This specification clarifies the scope of the present invention, explains the principles of the present invention, and discloses embodiments so that those skilled in the art can practice the present invention. The disclosed embodiments may be implemented in various forms.

본 발명의 다양한 실시 예에서 사용될 수 있는 "포함한다" 또는 "포함할 수 있다" 등의 표현은 발명(disclosure)된 해당 기능, 동작 또는 구성요소 등의 존재를 가리키며, 추가적인 하나 이상의 기능, 동작 또는 구성요소 등을 제한하지 않는다. 또한, 본 발명의 다양한 실시예에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.Expressions such as “include” or “may include” that may be used in various embodiments of the present invention indicate the existence of a function, operation, or component that has been disclosed, and may include one or more additional functions, operations, or components. components, etc. are not limited. In addition, in various embodiments of the present invention, terms such as "comprise" or "having" are intended to designate that there are features, numbers, steps, operations, components, parts, or combinations thereof described in the specification, It should be understood that it does not preclude the possibility of the presence or addition of one or more other features, numbers, steps, operations, components, parts, or combinations thereof.

어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어, 결합되어" 있다고 언급된 때에는, 상기 어떤 구성요소가 상기 다른 구성요소에 직접적으로 연결 또는 결합되어 있을 수도 있지만, 상기 어떤 구성요소와 상기 다른 구성요소 사이에 새로운 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다. 반면에, 어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "직접 연결되어" 있다거나 "직접 결합되어" 있다고 언급된 때에는, 상기 어떤 구성요소와 상기 다른 구성요소 사이에 새로운 다른 구성요소가 존재하지 않는 것으로 이해될 수 있어야 할 것이다.When an element is referred to as being "connected or coupled" to another element, the element may be directly connected or coupled to the other element, but there is a gap between the element and the other element. It should be understood that other new components may exist in On the other hand, when an element is referred to as being “directly connected” or “directly coupled” to another element, it will be understood that no new element exists between the element and the other element. should be able to

본 명세서에서 사용되는 제1, 제2 등의 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 구성요소들은 용어들에 의해 한정되어서는 안 된다. 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다. Terms such as first and second used in this specification may be used to describe various components, but the components should not be limited by the terms. Terms are only used to distinguish one component from another.

본 발명은 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치에 관한 것으로, 태양전지판에 고정용 구조물을 구비하고, 발사관에 구비된 레일 또는 발사관을 통해 태양전지판의 고정용 구조물을 구속함에 따라 발사관 내부에서 태양전지판의 전개를 방지할 수 있는 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치에 관한 것이다. The present invention relates to a device for restraining a deployable solar panel of a microsatellite, in which a structure for fixing a solar panel is provided and the structure for fixing a solar panel is restrained through a rail or a launch tube provided in a launch tube, so that the solar panel is installed inside the launch tube. It relates to a deployable solar panel restraint device for a microsatellite that can prevent the deployment of a microsatellite.

본 발명의 실시 예에 따른 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치는 초소형위성에 구비된 태양전지판의 전개를 위해 사용될 수 있는 것이지만, 이에 한정되지는 않으며, 전개형 안테나 등 전개 가능 메커니즘을 가지는 장치에 사용될 수도 있다. The device for restraining a deployable solar panel of a microsatellite according to an embodiment of the present invention can be used for deploying a solar panel included in a microsatellite, but is not limited thereto, and can be used for a device having a deployable mechanism such as a deployable antenna. may be used

이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시 예에 따른 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치에 대해 상세하게 설명하기로 한다. DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS Hereinafter, a device for restraining a deployable solar panel of a microsatellite according to an embodiment of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

본 발명의 실시 예에 따른 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치는 발사관(10), 위성 본체(30), 구동부, 구속부, 태양전지판(40), 결합부를 포함한다. The deployable solar panel restraining device for a microsatellite according to an embodiment of the present invention includes a launch tube 10, a satellite body 30, a driving part, a restraining part, a solar panel 40, and a coupling part.

상기 발사관(10)은 내부에 레일(20)이 구비되는 것으로, 상기 발사관(10) 내부에는 상기 위성 본체(30)가 장착될 수 있다. 상기 위성 본체(30)는 초소형위성의 본체가 될 수 있으며, 상기 발사관(10) 내부에 장착되면서 상기 레일(20)을 따라 이동할 수 있는 것이다. The launch tube 10 is provided with a rail 20 therein, and the satellite body 30 may be mounted inside the launch tube 10 . The satellite body 30 may be a body of a microsatellite, and may move along the rail 20 while being mounted inside the launch tube 10 .

상기 위성 본체(30)에는 상기 레일(20)에 접촉되는 접촉부가 구비될 수 있으며, 상기 위성 본체(30)는 상기 접촉부를 통해 상기 레일(20)을 따라 이동할 수 있게 된다. The satellite body 30 may include a contact portion contacting the rail 20 , and the satellite body 30 may move along the rail 20 through the contact portion.

상기 구동부는 상기 레일(20)을 따라 상기 위성 본체(30)를 이동시키기 위한 동력을 제공할 수 있는 것이다. 본 발명의 실시 예에 따르면, 상기 구동부는 발사관 사출판(11)과 사출용 스프링(12)을 포함한다. The drive unit can provide power for moving the satellite body 30 along the rail 20 . According to an embodiment of the present invention, the drive unit includes a launch tube ejection plate 11 and an ejection spring 12.

상기 발사관 사출판(11)은 판 형상으로 이루어지면서, 상기 위성 본체(30)의 일측과 접촉되는 것이며, 상기 사출용 스프링(12)은 탄성 복원력을 통해 상기 발사관 사출판(11)에 힘을 가할 수 있는 것이다. The launch tube ejection plate 11 is formed in a plate shape and is in contact with one side of the satellite body 30, and the ejection spring 12 applies force to the launch tube ejection plate 11 through an elastic restoring force. It can.

상기 위성 본체(30)는 상기 구동부의 작동에 의해 상기 발사관(10)의 외부로 사출될 수 있다. 구체적으로, 상기 위성 본체(30)가 상기 발사관(10) 내부에 장착될 때, 상기 위성 본체(30)의 일측에 상기 발사관 사출판(11)이 접촉된다. The satellite body 30 may be ejected out of the launch tube 10 by the operation of the driving unit. Specifically, when the satellite body 30 is mounted inside the launch tube 10, the launch tube ejection plate 11 is in contact with one side of the satellite body 30.

상기 발사관 사출판(11)이 상기 사출용 스프링(12)으로부터 힘을 받게 되면, 상기 발사관 사출판(11)이 상기 위성 본체(30)를 상기 발사관(10)의 외부로 밀어내면서 상기 위성 본체(30)가 상기 발사관(10) 외부로 사출된다. 이때, 상기 위성 본체(30)는 상기 레일(20)을 따라 이동하면서 상기 발사관(10)의 외부로 사출될 수 있다. When the launch tube ejection plate 11 receives force from the ejection spring 12, the launch tube ejection plate 11 pushes the satellite body 30 out of the launch tube 10 and the satellite body ( 30) is ejected out of the launch tube 10. At this time, the satellite body 30 may be ejected to the outside of the launch tube 10 while moving along the rail 20 .

상기 발사관(10)은 발사관 도어(13)를 더 포함할 수 있으며, 상기 위성 본체(30)가 상기 발사관(10)에서 사출될 때, 상기 발사관 도어(13)는 열릴 수 있게 된다. The launch tube 10 may further include a launch tube door 13, and when the satellite body 30 is ejected from the launch tube 10, the launch tube door 13 can be opened.

상기 태양전지판(40)은 상기 위성 본체(30)의 측부에 결합되는 것으로, 상기 태양전지판(40)은 태양 에너지를 전달 받아 전기를 생산할 수 있는 것이다. 상기 태양전지판(40)은 상기 위성 본체(30)가 상기 발사관(10)의 외부로 사출된 이후에 전개될 수 있다. The solar panel 40 is coupled to the side of the satellite body 30, and the solar panel 40 can generate electricity by receiving solar energy. The solar panel 40 may be deployed after the satellite body 30 is ejected out of the launch tube 10 .

상기 구속부는 상기 위성 본체(30)의 측부에 구비되는 것으로, 상기 태양전지판(40)이 상기 위성 본체(30)의 사출전에 전개되는 것을 방지할 수 있는 것이다. 상기 결합부는 상기 태양전지판(40)에 구비되면서 상기 구속부에 결합되는 것으로, 상기 구속부와 상기 결합부의 결합을 통해 상기 태양전지판(40)이 상기 위성 본체(30)의 사출전에 전개되는 것을 방지할 수 있게 된다. The restraining part is provided on the side of the satellite body 30 and can prevent the solar panel 40 from unfolding before ejection of the satellite body 30 . The coupling part is provided in the solar panel 40 and is coupled to the restraining part, and through the coupling of the restraining part and the coupling part, the solar panel 40 is prevented from unfolding before the satellite body 30 is ejected. You can do it.

상기 태양전지판(40)에 구비된 상기 결합부는, 상기 태양전지판(40)에 구비된 고정용 구조물일 수 있으며, 고정용 구조물인 상기 결합부를 통해 상기 위성 본체(30)가 상기 발사관(10)에서 사출되기 전에 상기 태양전지판(40)이 전개되는 것을 방지할 수 있게 된다. The coupling part provided in the solar panel 40 may be a structure for fixing provided in the solar panel 40, and the satellite body 30 is installed in the launch tube 10 through the coupling part, which is a structure for fixing. It is possible to prevent the solar panel 40 from unfolding before being ejected.

구체적으로, 상기 구속부에 결합된 상기 결합부는 상기 발사관 또는 상기 레일에 의해 구속되면서 상기 태양전지판의 전개가 억제될 수 있으며, 상기 위성 본체가 상기 발사관에서 사출되면, 상기 구속부와 상기 결합부의 구속이 풀리면서 상기 태양전지판이 전개될 수 있다. Specifically, the coupling portion coupled to the restraining portion may be constrained by the launch tube or the rail to suppress deployment of the solar panel, and when the satellite body is ejected from the launch tube, the restraining portion and the coupling portion are restrained. As the solar panel is released, the solar panel may be deployed.

도 1 내지 도 6은 본 발명의 일 실시 예에 따른 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치를 나타내는 도면이다. 본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 구속부는 구속홈(110)을 포함할 수 있으며, 상기 결합부는 상기 구속홈(110)에 삽입되는 삽입부(120)를 포함할 수 있다.1 to 6 are diagrams illustrating a device for restraining a deployable solar panel of a microsatellite according to an embodiment of the present invention. According to an embodiment of the present invention, the restraining part may include the restraining groove 110, and the coupling part may include the insertion part 120 inserted into the restraining groove 110.

도 1 및 도 2를 참조하면, 상기 구속부는 상기 위성 본체(30)에 구비된 상기 구속홈(110)을 포함할 수 있으며, 상기 구속홈(110)은 상기 위성 본체(30)에 형성된 홈일 수 있다. 상기 위성 본체(30)에는 복수 개의 상기 구속홈(110)이 구비될 수 있다. 1 and 2 , the restraining part may include the restraining groove 110 provided in the satellite body 30, and the restraining groove 110 may be a groove formed in the satellite body 30. there is. The satellite body 30 may include a plurality of restraining grooves 110 .

상기 결합부는 상기 태양전지판(40)에 구비되는 것으로, 상기 결합부는 상기 구속홈(110)에 삽입되는 상기 삽입부(120)를 포함할 수 있다. 도 2를 참조하면, 상기 삽입부(120)는 상기 태양전지판(40)의 외측으로 돌출되면서 상기 구속홈(110)에 수납될 수 있는 것이다. 상기 삽입부(120)는 상기 구속홈(110)에 수납될 수 있도록, 상기 구속홈(110)에 대응되는 형상으로 이루어질 수 있다. The coupling portion is provided in the solar panel 40 , and the coupling portion may include the insertion portion 120 inserted into the restriction groove 110 . Referring to FIG. 2 , the insertion portion 120 protrudes outward from the solar panel 40 and can be accommodated in the restriction groove 110 . The insertion part 120 may be formed in a shape corresponding to the restriction groove 110 so as to be accommodated in the restriction groove 110 .

도 2를 참조하면, 상기 삽입부(120)가 상기 구속홈(110)에 수납되면서 상기 태양전지판(40)의 전개가 억제될 수 있으며, 상기 삽입부(120)가 상기 구속홈(110)에서 이탈되면서 상기 태양전지판(40)이 전개될 수 있다. Referring to FIG. 2 , while the insertion part 120 is accommodated in the restraining groove 110, the expansion of the solar panel 40 can be suppressed, and the insertion part 120 is in the restraining groove 110. While being separated, the solar panel 40 may be deployed.

여기서, 상기 태양전지판(40)은 제1회전축(130)을 통해 회전하면서 전개될 수 있으며, 상기 제1회전축(130)은 상기 레일(20)의 연장방향과 수직일 수 있다. 도 2 및 도 3을 참조하면, 상기 태양전지판(40)은 상기 위성 본체(30)가 상기 레일(20)을 따라 이동하는 방향(상기 레일(20)의 연장방향)과 수직한 방향으로 연장되는 상기 제1회전축(130)을 통해 회전하면서 전개될 수 있다. Here, the solar panel 40 may be deployed while rotating through a first rotating shaft 130 , and the first rotating shaft 130 may be perpendicular to the extension direction of the rail 20 . 2 and 3, the solar panel 40 extends in a direction perpendicular to the direction in which the satellite body 30 moves along the rail 20 (extension direction of the rail 20). It can be deployed while rotating through the first rotating shaft 130 .

본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 제1회전축(130)을 통해 상기 태양전지판(40)을 전개시키는 것은 다양한 방법이 사용될 수 있다. 가령, 사용자의 명령에 의해 작동되는 별도의 전개장치를 통해 상기 태양전지판(40)을 전개시킬 수 있으며, 상기 제1회전축(130)에 힌지와 스프링을 구비하면서 상기 태양전지판(40)을 전개시킬 수도 있다. According to an embodiment of the present invention, various methods may be used to unfold the solar panel 40 through the first rotation shaft 130 . For example, the solar panel 40 can be deployed through a separate deployment device operated by a user's command, and the solar panel 40 can be deployed while providing a hinge and a spring to the first rotating shaft 130. may be

도 4를 참조하면, 상기 구속홈(110)에 수납된 상기 삽입부(120)는 상기 레일(20)에 의해 덮혀지며서 구속될 수 있다. 상기 구속홈(110)에 상기 삽입부(120)가 수납된 상태일 때, 상기 레일(20)은 상기 삽입부(120)의 상부를 덮으면서 상기 삽입부(120)가 상기 구속홈(110)에 이탈되는 것을 방지할 수 있게 된다. Referring to FIG. 4 , the insertion portion 120 accommodated in the restraining groove 110 may be covered and restrained by the rail 20 . When the insertion part 120 is accommodated in the restraining groove 110, the rail 20 covers the upper part of the insertion part 120 so that the insertion part 120 is in the restraining groove 110. can be prevented from falling out.

이와 같이 상기 레일(20)을 통해 상기 삽입부(120)가 상기 구속홈(110)에서 이탈되는 것을 방지하면, 상기 위성 본체(30)가 사출되기 전(상기 위성 본체(30)가 상기 레일(20)과 접촉되어 있는 상태)에는 상기 삽입부(120)가 상기 구속홈(110)에서 이탈되지 않으면서 상기 태양전지판(40)의 전개를 방지할 수 있게 된다. In this way, if the insertion part 120 is prevented from being separated from the restraining groove 110 through the rail 20, before the satellite body 30 is ejected (the satellite body 30 is the rail ( 20), the insertion part 120 can prevent the solar panel 40 from unfolding without being separated from the restraining groove 110.

구체적으로, 상기 태양전지판(40)은 상기 위성 본체(30)가 사출되었을 때(상기 위성 본체(30)가 상기 발사관(10)에서 사출되어 상기 레일(20)에 접촉되지 않는 상태)에만 전개 가능한 상태가 될 수 있게 되다. Specifically, the solar panel 40 is deployable only when the satellite body 30 is ejected (a state in which the satellite body 30 is ejected from the launch tube 10 and does not contact the rail 20). state can be

상기 위성 본체(30)가 사출되기 전(상기 위성 본체(30)가 상기 레일(20)과 접촉되어 있는 상태)에는 상기 레일(20)이 상기 삽입부(120)를 상기 구속홈(110)에서 빠져나오지 못하도록 구속하고 있기 때문에, 상기 태양전지판(40)은 전개 불가능한 상태가 된다. Before the satellite body 30 is ejected (a state in which the satellite body 30 is in contact with the rail 20), the rail 20 inserts the insertion part 120 into the restraining groove 110. Since it is restrained so that it cannot come out, the solar panel 40 is in a non-deployable state.

본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 구동부는 상기 위성 본체(30)의 일측에 배치될 수 있으며, 상기 제1회전축(130)은 상기 위성 본체(30)의 타측에 구비될 수 있다. According to an embodiment of the present invention, the driving unit may be disposed on one side of the satellite body 30, and the first rotary shaft 130 may be provided on the other side of the satellite body 30.

도 4 및 도 5를 참조하면, 상기 태양전지판(40)을 전개시키는 상기 제1회전축(130)은 상기 위성 본체(30)를 이동시키는 동력을 제공하는 상기 구동부의 반대 방향에 배치될 수 있다. Referring to FIGS. 4 and 5 , the first rotary shaft 130 for deploying the solar panel 40 may be disposed opposite to the driving unit providing power for moving the satellite body 30 .

이와 같이 상기 구동부를 상기 위성 본체(30)의 일측에 배치하고, 상기 제1회전축(130)을 상기 위성 본체(30)의 타측에 구비시킴에 따라 상기 위성 본체(30)가 상기 발사관(10)을 완전히 이탈된 경우에 상기 태양전지판(40)을 전개할 수 있게 된다. In this way, as the driving unit is disposed on one side of the satellite body 30 and the first rotary shaft 130 is provided on the other side of the satellite body 30, the satellite body 30 is installed in the launch tube 10 When completely separated, the solar panel 40 can be deployed.

도 6을 참조하면, 상기 위성 본체(30)가 상기 발사관(10)에서 완전히 이탈되지 않으면, 상기 레일(20)이 여전히 상기 삽입부(120)를 구속함에 따라 상기 태양전지판(40)이 전개되지 않을 수 있게 된다. 이를 통해 상기 위성 본체(30)가 사출되기 전에 상기 태양전지판(40)이 전개되는 것을 방지할 수 있게 된다. Referring to FIG. 6 , when the satellite body 30 is not completely separated from the launch tube 10, the solar panel 40 is not deployed as the rail 20 still restrains the insertion part 120. can not be Through this, it is possible to prevent the solar panel 40 from unfolding before the satellite body 30 is ejected.

상기 태양전지판(40)은 상기 위성 본체(30)가 상기 발사관(10)에서 이탈되어 상기 레일(20)이 상기 삽입부(120)를 구속하지 않은 상태에서 전개될 수 있다. 상기 태양전지판(40)은 사용자의 명령에 따라 작동되는 전개장치에 의해 전개될 수도 있으나, 상기 태양전지판(40)은 상기 제1회전축(130)에 구비된 힌지와 스프링을 통해 전개될 수도 있다. The solar panel 40 may be deployed in a state in which the satellite body 30 is separated from the launch tube 10 and the rail 20 does not restrain the insertion part 120 . The solar panel 40 may be deployed by a deployment device operated according to a user's command, or the solar panel 40 may be deployed through a hinge and a spring provided on the first rotating shaft 130 .

본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 제1회전축(130)에 구비된 힌지와 스프링을 통해 상기 태양전지판(40)을 전개시키면, 상기 레일(20)에 의해 상기 삽입부(120)가 구속되지 않은 상태(상기 위성 본체(30)가 사출된 상태)에서 상기 태양전지판(40)을 전개할 수 있게 되면서, 별도의 전개장치를 사용하지 않아도 상기 태양전지판(40)을 전개시킬 수 있게 된다. According to an embodiment of the present invention, when the solar panel 40 is developed through a hinge and a spring provided on the first rotating shaft 130, the insertion part 120 is not restrained by the rail 20. As the solar panel 40 can be deployed in a state where the satellite body 30 is ejected (the satellite body 30 is ejected), the solar panel 40 can be deployed without using a separate deployment device.

본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 삽입부(120)는 상기 태양전지판(40)의 일측으로 돌출되도록 제작될 수 있는 것으로, 상기 삽입부(120)는 상기 태양전지판(40)과 일체로 제작될 수도 있다. According to an embodiment of the present invention, the insertion portion 120 may be manufactured to protrude toward one side of the solar panel 40, and the insertion portion 120 is integrally manufactured with the solar panel 40. It could be.

도 7 내지 도 11은 본 발명의 다른 실시 예에 따른 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치를 나타내는 도면이다. 본 발명의 다른 실시 예에 따르면, 상기 구속부는 피스톤(210)과 지지대(211)을 포함할 수 있으며, 상기 결합부는 상기 지지대(211)에 걸리는 걸림부(220)를 포함할 수 있다. 7 to 11 are diagrams illustrating a device for restraining a deployable solar panel of a microsatellite according to another embodiment of the present invention. According to another embodiment of the present invention, the restraining part may include a piston 210 and a support 211 , and the coupling part may include a hanging part 220 caught on the support 211 .

상술한 본 발명의 일 실시 예와 같이, 상기 태양전지판(40)이 회전하는 상기 제1회전축(130)이 상기 레일(20)의 연장방향과 수직이면, 상기 위성 본체(30)가 사출되기 전까지 상기 레일(20)이 상기 태양전지판(40)의 상기 삽입부(120)를 구속할 수 있게 된다. As in the above-described embodiment of the present invention, when the first rotation shaft 130 on which the solar panel 40 rotates is perpendicular to the extending direction of the rail 20, until the satellite body 30 is ejected. The rail 20 can restrain the insertion portion 120 of the solar panel 40 .

그러나 상기 태양전지판(40)이 회전하는 회전축이 상기 레일(20)의 연장방향과 수직이 아니면, 상기 태양전지판(40)의 회전을 구속하는 구속력에 문제가 발생할 수 있다. However, if the axis of rotation of the solar panel 40 is not perpendicular to the extension direction of the rail 20, a problem may occur in the restraining force that restricts the rotation of the solar panel 40.

가령, 상기 태양전지판(40)이 회전하는 회전축이 상기 레일(20)의 연장방향과 평행하면, 상기 위성 본체(30)의 사출 후반에 상기 태양전지판(40)의 전개력은 그대로인데 반해, 상기 태양전지판(40)의 회전을 구속하는 구속력이 약해지면서 상기 태양전지판(40)에 하중 불균형이 발생할 우려가 있다. For example, if the axis of rotation of the solar panel 40 is parallel to the extension direction of the rail 20, the deployment force of the solar panel 40 remains the same in the latter half of the ejection of the satellite body 30, whereas the sun As the restraining force restricting the rotation of the panel 40 is weakened, load imbalance may occur in the solar panel 40 .

즉, 상기 태양전지판(40)의 상기 결합부(상기 삽입부(120))가 부분적으로 상기 구속부(상기 구속홈(110))를 이탈하게 되면서, 상기 위성 본체(30)가 상기 발사관(10)에서 이탈되는 도중에 상기 태양전지판(40)의 회전을 구속하는 구속력이 약해질 수 있게 된다. That is, as the coupling part (the insertion part 120) of the solar panel 40 partially leaves the restraining part (the restraining groove 110), the satellite body 30 is connected to the launch tube 10 ), the restraining force restricting the rotation of the solar panel 40 may be weakened while being separated from the solar panel 40 .

도 7 내지 도 11은 본 발명의 다른 실시 예에 따른 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치는 상기 태양전지판(40)이 회전하는 회전축이 상기 레일(20)의 연장방향과 수직이 아닌 경우에 사용될 수 있는 것이다. 7 to 11 show a microsatellite deployable solar panel restraining device according to another embodiment of the present invention, which is used when the rotational axis around which the solar panel 40 rotates is not perpendicular to the extension direction of the rail 20. It can.

도 7을 참조하면, 상기 위성 본체(30)에 구비되는 상기 구속부는 압축 및 팽창이 가능한 상기 피스톤(210)과 상기 피스톤(210)에 결합되면서 상기 피스톤(210)과 함께 움직이는 상기 지지대(211)를 포함할 수 있다. Referring to FIG. 7, the restraining part provided in the satellite body 30 includes the piston 210 capable of compression and expansion, and the support 211 moving together with the piston 210 while being coupled to the piston 210. can include

상기 태양전지판(40)에 구비된 상기 결합부는 일측이 상기 지지대(211)에 걸리는 상기 걸림부(220)를 포함할 수 있으며, 상기 걸림부(220)는 ㄴ자 형상으로 이루어지면서 상기 지지대(211)의 하부에 걸릴 수 있다. 도 7을 참조하면, 상기 걸림부(220)가 상기 지지대(211)에 걸려있게 되면, 상기 지지대(211)에 의해 상기 태양전지판(40)의 전개가 방지될 수 있다. The coupling part provided in the solar panel 40 may include the clasp 220, one side of which is hooked to the support 211, and the clasp 220 is formed in an L-shape to hold the support 211 can be caught on the lower part of Referring to FIG. 7 , when the hanging part 220 is hung on the support 211 , the support 211 may prevent the solar panel 40 from unfolding.

이때, 상기 피스톤(210)이 압축 및 팽창을 하게 되면, 상기 피스톤(210)과 결합되어 있는 상기 지지대(211)가 이동하게 되고, 상기 지지대(211)의 이동에 의해 상기 걸림부(220)가 상기 지지대(211)를 이탈하게 되면서 상기 태양전지판(40)이 전개 가능한 상태가 된다. At this time, when the piston 210 is compressed and expanded, the support 211 coupled to the piston 210 moves, and the movement of the support 211 causes the clasp 220 to As the support 211 is separated, the solar panel 40 becomes a deployable state.

구체적으로, 도 7을 기준으로, 상기 피스톤(210)이 압축 및 팽창을 하게 되면, 상기 피스톤(210)의 압축 및 팽창에 의해 상기 지지대(211)가 전진 및 후진 하게 되면서 상기 지지대(211)가 구속할 수 있는 영역이 달라지게 된다. Specifically, based on FIG. 7, when the piston 210 is compressed and expanded, the support 211 moves forward and backward due to the compression and expansion of the piston 210, and the support 211 The area that can be constrained will be different.

도 8 및 도 9를 참조하면, 상기 피스톤(210)의 압축 및 팽창에 의해 상기 지지대(211)가 전진 및 후진하게 되면, 상기 걸림부(220)가 상기 지지대(211)의 구속 영역에서 벗어나게 되면서 상기 태양전지판(40)이 전개될 수 있게 된다. 8 and 9, when the support 211 moves forward and backward due to the compression and expansion of the piston 210, the locking part 220 moves out of the restraint area of the support 211, The solar panel 40 can be deployed.

여기서, 상기 태양전지판(40)은 제2회전축(230)을 통해 회전되면서 전개될 수 있으며, 상기 제2회전축(230)은 상기 레일(20)의 연장 방향과 나란한 방향으로 연장될 수 있다. Here, the solar panel 40 may be deployed while being rotated through the second rotation shaft 230, and the second rotation shaft 230 may extend in a direction parallel to the extension direction of the rail 20.

도 8 및 도 9와 같이 상기 피스톤(210)의 작동에 의해 상기 지지대(211)가 이동하면서 상기 걸림부(220)가 상기 지지대(211)에서 이탈하게 되면, 상기 태양전지판(40)이 전개된다. As shown in FIGS. 8 and 9 , when the support 211 is moved by the operation of the piston 210 and the hanging part 220 is separated from the support 211, the solar panel 40 is deployed. .

상기 피스톤(210)은 상기 피스톤(210)을 압축 및 팽창시키는 실린더(212)를 더 포함할 수 있으며, 상기 피스톤(210)은 상기 실린더(212)에 의해 압축 및 팽창하면서 상기 지지대(211)를 이동시킬 수 있다. The piston 210 may further include a cylinder 212 that compresses and expands the piston 210, and the piston 210 expands and compresses the support 211 while being compressed and expanded by the cylinder 212. can be moved

본 발명의 다른 실시 예에 따른 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치는의 상기 구동부는, 상기 위성 본체(30)의 일측과 접촉되면서 상기 위성 본체(30)를 밀어낼 수 있는 상기 발사관 사출판(11)을 포함한다. 상기 발사관 사출판(11)은 상기 사출용 스프링(12)로부터 힘을 받아서 상기 위성 본체(30)를 상기 발사관(10) 외부로 밀어낼 수 있는 것이다. The drive unit of the deployable solar panel restraint device for a microsatellite according to another embodiment of the present invention may push the satellite body 30 while being in contact with one side of the satellite body 30. The launch tube ejection plate ( 11). The launch tube ejection plate 11 receives force from the ejection spring 12 to push the satellite body 30 out of the launch tube 10 .

상기 피스톤(210)은 압축 및 팽창이 가능하면서 상기 지지대(211)와 연결되어 있는 스프링(213)을 포함할 수 있으며, 상기 스프링(213)은 상기 발사관 사출판(11)에 연결될 수 있다. The piston 210 may include a spring 213 connected to the support 211 while being capable of compression and expansion, and the spring 213 may be connected to the launch tube injection plate 11.

상기 스프링(213)은 압축 및 팽창이 가능한 것으로, 상기 지지대(211)와 연결되어 있는 것이다. 상기 스프링(213)이 압축 및 팽창함에 따라 상기 지지대(211)가 이동할 수 있게 되고, 상기 지지대(211)의 이동에 의해 상기 걸림부(220)가 상기 지지대(211)에서 이탈하게 되면서 상기 태양전지판(40)이 전개될 수 있다. The spring 213 is capable of compression and expansion, and is connected to the support 211 . As the spring 213 compresses and expands, the support 211 can move, and as the support 211 moves, the hanging part 220 separates from the support 211, and the solar panel (40) can be developed.

본 발명의 다른 실시 예에 따르면, 상기 스프링(213)은 상기 발사관(10)에 구비된 상기 발사관 사출판(11)에 의해 구속될 수 있다. According to another embodiment of the present invention, the spring 213 may be constrained by the launch tube ejection plate 11 provided in the launch tube 10 .

도 10을 참조하면, 상기 스프링(213)은 와이어나 끈으로 이루어진 연결부(214)를 통해 상기 발사관 사출판(11)과 연결될 수 있으며, 상기 스프링(213)은 압축되어 있는 상태에서 상기 연결부(214)를 통해 상기 발사관 사출판(11)에 연결될 수 있다. Referring to FIG. 10 , the spring 213 may be connected to the launch tube ejection plate 11 through a connection part 214 made of wire or string, and the spring 213 may be connected to the connection part 214 in a compressed state. ) through which it can be connected to the launch tube ejection plate 11.

구체적으로, 상기 위성 본체(30)가 상기 발사관(10)에서 사출되기 전에는, 상기 스프링(213)은 상기 발사관 사출판(11)과 연결되면서 압축되어 있고, 상기 걸림부(220)는 상기 지지대(211)에 걸려있게 된다. Specifically, before the satellite body 30 is ejected from the launch tube 10, the spring 213 is compressed while being connected to the launch tube ejection plate 11, and the hanging portion 220 is the support ( 211) is hung.

상기 위성 본체(30)가 상기 발사관(10)에서 사출되면, 상기 스프링(213)과 상기 발사관 사출판(11)의 연결이 해제되면서 상기 스프링(213)이 팽창하게 되고, 상기 스프링(213)의 팽창에 의해 상기 지지대(211)가 이동하게 된다. 상기 지지대(211)가 이동하게 되면, 상기 걸림부(220)가 이탈하게 되면서 상기 태양전지판(40)이 전개될 수 있다. When the satellite body 30 is ejected from the launch tube 10, the connection between the spring 213 and the launch tube ejection plate 11 is released and the spring 213 expands. The support 211 moves due to expansion. When the support 211 is moved, the solar panel 40 may be unfolded while the hooking part 220 is separated.

여기서, 상기 스프링(213)과 상기 발사관 사출판(11)의 연결이 해제되는 시점은, 상기 위성 본체(30)가 상기 발사관(10)에서 완전히 사출된 시점일 수 있다. 상기 위성 본체(30)가 상기 발사관(10)에서 사출되는 도중에는 상기 연결부(214)에 의해 상기 스프링(213)은 상기 발사관 사출판(11)에 연결되어 있을 수 있다. Here, the time when the connection between the spring 213 and the launch tube ejection plate 11 is released may be the time when the satellite body 30 is completely ejected from the launch tube 10 . While the satellite body 30 is ejected from the launch tube 10 , the spring 213 may be connected to the launch tube ejection plate 11 by the connection part 214 .

도 11을 참조하면, 상기 스프링(213)과 상기 발사관 사출판(11)의 연결은 상기 위성 본체(30)가 상기 발사관(10)에서 완전히 사출된 이후에 해제될 수 있으며, 이를 통해 부분적으로, 상기 걸림부(220)가 상기 지지대(211)에서 이탈되는 현상을 방지할 수 있게 된다. Referring to FIG. 11, the connection between the spring 213 and the launch tube ejection plate 11 can be released after the satellite body 30 is completely ejected from the launch tube 10, and through this, partially, It is possible to prevent the hooking part 220 from being separated from the support 211 .

즉, 복수 개의 상기 걸림부(220)는 상기 스프링(213)이 상기 연결부(214)를 통해 상기 발사관 사출판(11)에 연결되는 동안에는, 상기 발사관 사출판(11)과 상기 지지대(211)에 의해 구속됨에 따라 상기 지지대(211)에서 이탈되지 않으며, 상기 위성 본체(30)가 상기 발사관(10)에서 완전히 사출되어 상기 스프링(213)과 상기 발사관 사출판(11)의 연결이 해제된 시점에 복수 개의 상기 걸림부(220)가 동시에 상기 지지대(211)에서 이탈될 수 있게 된다. That is, while the plurality of hooking parts 220 are connected to the launch tube ejection plate 11 through the connection part 214, the spring 213 is attached to the launch tube ejection plate 11 and the support 211. The satellite body 30 is completely ejected from the launch tube 10 and the connection between the spring 213 and the launch tube ejection plate 11 is released. The plurality of hooking parts 220 can be separated from the support 211 at the same time.

이와 같이 상기 위성 본체(30)가 상기 발사관(10)에서 완전히 사출된 시점에 복수 개의 상기 걸림부(220)가 동시에 상기 지지대(211)를 이탈하게 함에 따라, 상기 위성 본체(30)가 상기 발사관(10)을 이탈하는 도중에 부분적으로 상기 태양전지판(40)의 구속력이 약해지면서 상기 태양전지판(40)에 하중 불균형이 발생하는 것을 방지할 수 있게 된다. In this way, when the satellite body 30 is completely ejected from the launch tube 10, as the plurality of hooking parts 220 simultaneously separate from the support 211, the satellite body 30 is ejected from the launch tube During the separation from (10), the constraining force of the solar panel 40 is partially weakened, thereby preventing load imbalance from occurring in the solar panel 40.

상술한 본 발명의 실시 예에 따른 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치는 다음과 같은 효과가 있다. The device for restraining a deployable solar panel of a microsatellite according to an embodiment of the present invention described above has the following effects.

본 발명의 실시 예에 따른 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치는 태양전지판에 고정용 구조물(결합부)을 구비하고, 발사관에 구비된 레일 또는 발사관을 통해 태양전지판의 고정용 구조물을 구속함에 따라 발사관 내부에서 의도하지 않은 태양전지판의 전개를 방지할 수 있는 장점이 있다. According to an embodiment of the present invention, a microsatellite deployable solar panel restraining device includes a fixing structure (coupling part) on a solar panel and restrains the fixing structure of a solar panel through a rail or a launch tube provided in a launch tube. It has the advantage of preventing unintentional deployment of solar panels inside the launch tube.

또한, 본 발명의 실시 예에 따른 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치는 태양전지판에 고정용 구조물(결합부)를 구비하고, 발사관에 구비된 레일 또는 발사관을 통해 태양전지판의 고정용 구조물(결합부)를 구속함에 따라 별도의 전개장치 없이 사출 후 태양전지판을 바로 전개시킬 수 있는 장점이 있다. In addition, the deployable solar panel restraint device for microsatellite according to an embodiment of the present invention has a structure (coupling part) for fixing the solar panel, and a structure for fixing the solar panel (coupling part) through a rail or a launch tube provided in the launch tube. ) has the advantage of being able to unfold the solar panel immediately after injection without a separate unfolding device.

이와 함께, 본 발명의 실시 예에 따른 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치는 태양전지판에 구비된 고정용 구조물(결합부)을 통해 태양전지판을 별도로 구속함에 따라 위성 본체 또는 발사관에 의해 태양전지판이 손상되는 것을 방지할 수 있는 장점이 있다. In addition, the deployable solar panel restraint device for microsatellite according to an embodiment of the present invention separately restrains the solar panel through a fixing structure (coupling part) provided in the solar panel, so that the solar panel is secured by the satellite body or the launch tube. It has the advantage of being able to prevent damage.

구체적으로, 종래의 전개형 태양전지판의 경우 위성 본체와 완전하게 결합된 것이 아니므로, 태양전지판과 위성 본체 및 발사관 사이에 발생하는 진동과 충격으로 인해 휘어짐을 견딜 수 있도록 자체적으로 강성이 있는 재질로 이루어져야 했다. Specifically, since the conventional deployable solar panel is not completely coupled to the satellite body, it is made of a material with its own rigidity to withstand bending due to vibration and shock occurring between the solar panel, the satellite body, and the launch tube. had to be done

이와 같이 기존에는 진동으로 인한 태양전지판-위성 본체, 태양전지판-발사관 내벽과의 충돌을 방지하기 위해 오직 태양전지판 자체의 강성에만 의지해야 했으나, 본 발명의 실시 예에 따른 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치는 고정용 구속물(결합부)을 통해 태양전지판을 추가적으로 구속함에 따라 이와 같은 위험이 현저하게 줄어들게 되는 장점이 있다. In this way, conventionally, in order to prevent collisions between the solar panel-satellite body and the solar panel-launch tube inner wall due to vibration, only the rigidity of the solar panel itself had to be relied upon, but the deployable solar panel of the micro-satellite according to an embodiment of the present invention The restraining device has an advantage in that such a risk is remarkably reduced as the solar panel is additionally restrained through a fixing restraint (coupler).

본 발명의 실시 예에 따른 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치는 6U의 크기를 가지는 초소형위성에 적용될 수 있으나, 이에 한정되는 것은 아니며, 다른 크기를 가지는 초소형 위성에도 적용될 수 있다. 가령, 본 발명의 실시 예에 따른 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치는 3U, 12U의 크기를 가지는 초소형위성에도 적용될 수 있다. The deployable solar panel restraint device for a microsatellite according to an embodiment of the present invention may be applied to a microsatellite having a size of 6U, but is not limited thereto, and may also be applied to microsatellites having other sizes. For example, the device for restraining a deployable solar panel of a microsatellite according to an embodiment of the present invention can be applied to a microsatellite having a size of 3U or 12U.

이와 같이 본 발명은 도면에 도시된 일 실시예를 참고로 하여 설명하였으나, 이는 예시적인 것에 불과하며 당해 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 실시예의 변형이 가능하다는 점을 이해할 것이다. 따라서 본 발명의 진정한 기술적 보호 범위는 첨부된 특허청구범위의 기술적 사상에 의하여 정해져야 할 것이다.As such, the present invention has been described with reference to an embodiment shown in the drawings, but this is merely exemplary, and those skilled in the art will understand that various modifications and variations of the embodiment are possible therefrom. . Therefore, the true technical protection scope of the present invention should be determined by the technical spirit of the appended claims.

10...발사관 11...발사관 사출판
12...사출용 스프링 13...발사관 도어
20...레일 30...위성 본체
40...태양전지판 110...구속홈
120...삽입부 130...제1회전축
210...피스톤 211...실린더
213...스프링 214...연결부
220...걸림부 230...제2회전축10 ... Launch tube 11 ... Launch tube ejection plate
12 ... injection spring 13 ... launch tube door
20 ... rail 30 ... satellite body
40 ... solar panel 110 ... restraint groove
120 ... insertion part 130 ... first rotational shaft
210 ... Piston 211 ... Cylinder
213 ... spring 214 ... connection
220 ... hanging part 230 ... second rotary shaft

Claims (9)

초소형위성에 장착되는 전개형 태양전지판을 구속하기 위한 장치에 있어서,
내부에 레일이 구비된 발사관;
상기 발사관 내부에 장착되며, 상기 레일을 따라 이동하는 위성 본체;
상기 레일을 따라 상기 위성 본체를 이동시키기 위한 동력을 제공하는 구동부;
상기 위성 본체의 측부에 구비되는 구속부;
상기 위성 본체의 측부에 결합되는 태양전지판;
상기 태양전지판에 구비되며, 상기 구속부에 결합되는 결합부;를 포함하며,
상기 구속부에 결합된 상기 결합부는 상기 발사관 또는 상기 레일에 의해 구속되면서 상기 태양전지판의 전개가 억제되며,
상기 위성 본체가 상기 발사관에서 사출되면, 상기 태양전지판이 전개되는 것을 특징으로 하는 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치.A device for restraining a deployment type solar panel mounted on a microsatellite,
Launch tube equipped with a rail inside;
a satellite body mounted inside the launch tube and moving along the rail;
a driving unit providing power to move the satellite body along the rail;
a restraining unit provided on a side of the satellite body;
a solar panel coupled to a side of the satellite body;
A coupling part provided on the solar panel and coupled to the restraining part; includes,
The coupling part coupled to the restraining part is constrained by the launch tube or the rail to suppress the deployment of the solar panel,
Deployable solar panel restraint device for a microsatellite, characterized in that the solar panel is deployed when the satellite body is ejected from the launch tube. 제1항에 있어서,
상기 위성 본체에 구비된 상기 구속부는 구속홈을 포함하고,
상기 태양전지판의 상기 결합부는, 상기 태양전지판의 외측으로 돌출되면서 상기 구속홈에 수납되는 삽입부를 포함하며,
상기 구속홈에 수납된 상기 삽입부는 상기 레일에 의해 덮혀지면서 구속되는 것을 특징으로 하는 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치.According to claim 1,
The restraining part provided in the satellite body includes a restraining groove,
The coupling part of the solar panel includes an insertion part that protrudes outward from the solar panel and is accommodated in the restriction groove;
The deployment-type solar panel restraint device for a microsatellite, characterized in that the insertion portion accommodated in the restraint groove is restrained while being covered by the rail. 제2항에 있어서,
상기 태양전지판은 제1회전축을 통해 회전되면서 전개되며,
상기 제1회전축은 상기 레일의 연장방향과 수직인 것을 특징으로 하는 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치.According to claim 2,
The solar panel is deployed while being rotated through a first rotating shaft,
The first rotation axis is a deployable solar panel restraining device for a microsatellite, characterized in that perpendicular to the extending direction of the rail. 제3항에 있어서,
상기 구동부는 상기 위성 본체의 일측에 배치되고,
상기 제1회전축은 상기 위성 본체의 타측에 구비되는 것을 특징으로 하는 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치.According to claim 3,
The drive unit is disposed on one side of the satellite body,
The first rotating shaft is a deployable solar panel restraint device for a microsatellite, characterized in that provided on the other side of the satellite body. 제2항에 있어서,
상기 삽입부는, 상기 태양전지판과 일체로 제작되는 것을 특징으로 하는 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치.According to claim 2,
The insertion part is a deployable solar panel restraining device for a microsatellite, characterized in that manufactured integrally with the solar panel. 제1항에 있어서,
상기 위성 본체에 구비된 상기 구속부는 압축 및 팽창이 가능한 피스톤과 상기 피스톤에 결합된 지지대를 포함하고,
상기 태양전지판의 상기 결합부는 일측이 상기 지지대에 걸리는 걸림부를 포함하며,
상기 피스톤의 압축 및 팽창에 따라 상기 걸림부는 상기 지지대를 이탈하면서 상기 태양전지판이 전개되는 것을 특징으로 하는 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치.According to claim 1,
The restraining unit provided in the satellite body includes a compressible and expandable piston and a support coupled to the piston,
The coupling part of the solar panel includes a hooking part, one side of which is caught on the support,
The deployable solar panel restraint device for a microsatellite, characterized in that the solar panel is deployed while the locking portion leaves the support in accordance with compression and expansion of the piston. 제6항에 있어서,
상기 태양전지판은 제2회전축을 통해 회전되면서 전개되며,
상기 제2회전축은 상기 레일의 연장 방향과 나란항 방향인 것을 특징으로 하는 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치.According to claim 6,
The solar panel is deployed while being rotated through a second rotating shaft,
The second rotation axis is a deployable solar panel restraint device for a microsatellite, characterized in that in a direction parallel to the extension direction of the rail. 제7항에 있어서,
상기 구동부는, 상기 위성 본체의 일측과 접촉되면서 상기 위성 본체를 밀어내는 발사관 사출판을 포함하고,
상기 피스톤은 압축 및 팽창이 가능하면서 상기 지지대와 연결되어 있는 스프링을 포함하며,
상기 스프링은 상기 발사관 사출판에 연결되는 것을 특징으로 하는 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치.According to claim 7,
The drive unit includes a launch tube ejection plate that pushes the satellite body while being in contact with one side of the satellite body,
The piston includes a spring that is capable of compression and expansion and is connected to the support,
The spring is a deployable solar panel restraint device for a microsatellite, characterized in that connected to the launch tube ejection plate. 제8항에 있어서,
상기 위성 본체가 상기 발사관에서 사출되기 전에는,
상기 스프링은 상기 발사관 사출판과 연결되면서 압축되어 있고, 상기 걸림부는 상기 지지대에 걸려 있으며,
상기 위성 본체가 상기 발사관에서 사출되면,
상기 스프링과 상기 발사관 사출판의 연결이 해제되면서 상기 스프링이 팽창되며,
상기 스프링의 팽창에 의해, 상기 걸림부가 상기 스프링과 연결된 상기 지지대를 이탈하면서 상기 태양전지판이 전개되는 것을 특징으로 하는 초소형위성의 전개형 태양전지판 구속 장치.According to claim 8,
Before the satellite body is ejected from the launch tube,
The spring is compressed while being connected to the launch tube ejection plate, and the locking portion is hung on the support,
When the satellite body is ejected from the launch tube,
The spring expands as the connection between the spring and the launch tube ejection plate is released,
The deployable solar panel restraint device for a microsatellite according to claim 1 , wherein the solar panel is deployed while the locking part leaves the support connected to the spring by the expansion of the spring.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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JPH09226699A (en) * 1996-02-29 1997-09-02 Nec Corp Mechanical development fixing device for artificial satellite

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* Cited by examiner, † Cited by third party
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