KR20230121174A - 초저고도 광학 인공위성 - Google Patents
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Abstract
본 발명의 목적은 인공위성의 고도를 낮추어 해상도를 높일 수 있도록 하는 초저고도 광학 인공위성을 제공하는 것이다.
상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성은, 초저고도에서의 공력을 최소화하기 위해, 동체좌표계의 x축이 위성의 속도방향과 일치되는 자세를 기본 운용자세로 하여 비행하는 위성 본체; 상기 위성 본체에 배치되며, 천저 방향의 영상을 촬영하는 광학 탑재체;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성은, 초저고도에서의 공력을 최소화하기 위해, 동체좌표계의 x축이 위성의 속도방향과 일치되는 자세를 기본 운용자세로 하여 비행하는 위성 본체; 상기 위성 본체에 배치되며, 천저 방향의 영상을 촬영하는 광학 탑재체;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
Description
본 발명은 초저고도 광학 인공위성에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 인공위성의 고도를 낮추어 해상도를 높일 수 있도록 하는 초저고도 광학 인공위성에 관한 것이다.
광학 인공위성은 관측 임무를 주로 수행하는 인공위성이다.
광학 인공위성의 주요 개발 목적 중 하나는 광학 영상의 해상도를 높이는 것에 있다.
광학 인공위성의 광학 영상 해상도를 높이기 위하여 종래에는 주로 광학계의 직경을 증가시켰다.
이와 같이, 광학계의 직경을 증가시키게 되면, 인공위성의 크기와 무게가 증가하게 된다.
무게가 증가하게 되면, 인공위성을 궤도에 올릴 때 필요한 추진체나 자세 제어를 하기 위한 전력 등 필요한 자원이 증가하게 된다.
이상에서 살펴본 바와 같이, 고해상도의 영상을 획득하기 위해 광학계의 직경을 증가시키는 경우에는, 인공위성의 크기와 무게가 증가하게 되고, 그로 인해 인공위성을 궤도에 올리기 위한 발사 비용이 증가하게 되는 문제점이 있다.
상기한 바와 같은 종래의 문제점을 해결하기 위한 본 발명의 목적은 인공위성의 고도를 낮추어 해상도를 높일 수 있도록 하는 초저고도 광학 인공위성을 제공하는 것이다.
상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성은, 초저고도에서의 공력을 최소화하기 위해, 동체좌표계의 x축이 위성의 속도방향과 일치되는 자세를 기본 운용자세로 하여 비행하는 위성 본체; 상기 위성 본체에 배치되며, 천저 방향의 영상을 촬영하는 광학 탑재체;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성에서, 상기 위성 본체는, 위성 본체의 각 서브시스템 및 상기 광학 탑재체에 필요한 구조적인 지지와 정렬을 제공하는 구조부; 상기 광학 탑재체를 포함한 모든 서브시스템의 온도를 작동 범위 내로 유지시키는 열제어부; 전기에너지를 생성, 저장, 정류하여 상기 광학 탑재체를 포함한 모든 서브시스템에 전력을 공급하는 전력부; 지상국으로부터 수신한 원격명령을 분석하여 처리하고, 원격측정 데이터를 생성하여 지상국으로 전송하는 원격명령측정부; 지상국과 무선 통신을 수행하는 통신부; 위성 본체의 자세를 제어하되, 동체좌표계의 x축이 위성의 속도방향과 일치되도록 자세를 제어하는 자세제어부;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성에서, 상기 원격명령측정부는, 인공위성의 기능을 총괄적으로 제어하는 탑재컴퓨터, 인공위성에 탑재되는 센서 및 구동기 인터페이스, 저장 장치, X-band 복조기가 통합 구현된 플랫폼통합유닛과, 전력제어분배유닛에 통합 구현되어 있는 원격명령 및 원격측정 처리기를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성에서, 상기 전력제어분배유닛은, 전력 제어 및 분배기, 원격명령 및 원격측정 처리기, S-band 변복조기가 통합 구현되는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성에서, 상기 광학 탑재체는, 천저 방향의 영상을 촬영하는 카메라부; 상기 카메라부가 횡방향으로 배치된 상태에서 영상 촬영이 가능하도록 하는 평면경부;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성은, 초저고도에서의 공력을 최소화하기 위해, 동체좌표계의 x축이 위성의 속도방향과 일치되는 자세를 기본 운용자세로 하여 비행하되, 대기의 항력을 보상하며 비행하는 위성 본체; 상기 위성 본체에 배치되며, 천저 방향의 영상을 촬영하는 광학 탑재체;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성에서, 상기 위성 본체는, 위성 본체의 각 서브시스템 및 상기 광학 탑재체에 필요한 구조적인 지지와 정렬을 제공하는 구조부; 상기 광학 탑재체를 포함한 모든 서브시스템의 온도를 작동 범위 내로 유지시키는 열제어부; 전기에너지를 생성, 저장, 정류하여 상기 광학 탑재체를 포함한 모든 서브시스템에 전력을 공급하는 전력부; 지상국으로부터 수신한 원격명령을 분석하여 처리하고, 원격측정 데이터를 생성하여 지상국으로 전송하는 원격명령측정부; 지상국과 무선 통신을 수행하는 통신부; 위성 본체의 자세를 제어하되, 동체좌표계의 x축이 위성의 속도방향과 일치되도록 자세를 제어하는 자세제어부; 대기 항력을 보상하여 고도를 유지시키는 궤도제어부;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성에서, 상기 원격명령측정부는, 인공위성의 기능을 총괄적으로 제어하는 탑재컴퓨터, 인공위성에 탑재되는 센서 및 구동기 인터페이스, 저장 장치, X-band 복조기가 통합 구현된 플랫폼통합유닛과, 전력제어분배유닛에 통합 구현되어 있는 원격명령 및 원격측정 처리기를 포함하고, 상기 전력제어분배유닛은, 전력 제어 및 분배기, 원격명령 및 원격측정 처리기, S-band 변복조기가 통합 구현되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성은, 초저고도에서의 공력을 최소화하기 위해, 동체좌표계의 x축이 위성의 속도방향과 일치되는 자세를 기본 운용자세로 하여 비행하되, 추력기를 통해 대기의 항력을 보상하며 비행하는 위성 본체; 상기 위성 본체에 배치되며, 천저 방향의 영상을 촬영하되, 광학계가 횡방향으로 배치된 상태에서 영상 촬영이 가능하도록 평면경부를 포함하는 광학 탑재체;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성에서, 상기 위성 본체는, 위성 본체의 각 서브시스템 및 상기 광학 탑재체에 필요한 구조적인 지지와 정렬을 제공하는 구조부; 상기 광학 탑재체를 포함한 모든 서브시스템의 온도를 작동 범위 내로 유지시키는 열제어부; 전기에너지를 생성, 저장, 정류하여 상기 광학 탑재체를 포함한 모든 서브시스템에 전력을 공급하는 전력부; 지상국으로부터 수신한 원격명령을 분석하여 처리하고, 원격측정 데이터를 생성하여 지상국으로 전송하는 원격명령측정부; 지상국과 무선 통신을 수행하는 통신부; 위성 본체의 자세를 제어하되, 동체좌표계의 x축이 위성의 속도방향과 일치되도록 자세를 제어하는 자세제어부; 추력기를 통해 대기 항력을 보상하여 고도를 유지시키는 궤도제어부;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성에서, 상기 원격명령측정부는, 인공위성의 기능을 총괄적으로 제어하는 탑재컴퓨터, 인공위성에 탑재되는 센서 및 구동기 인터페이스, 저장 장치, X-band 복조기가 통합 구현된 플랫폼통합유닛과, 전력제어분배유닛에 통합 구현되어 있는 원격명령 및 원격측정 처리기를 포함하고, 상기 전력제어분배유닛은, 전력 제어 및 분배기, 원격명령 및 원격측정 처리기, S-band 변복조기가 통합 구현되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성은, 초저고도에서의 공력을 최소화하기 위해, 동체좌표계의 x축이 위성의 속도방향과 일치되는 자세를 기본 운용자세로 하여 비행하는 위성 본체; 상기 위성 본체에 배치되며, 천저 방향의 영상을 촬영하는 광학 탑재체;를 포함하되, 상기 위성 본체는, 상기 기본 운용자세에서 상기 x축 회전을 통해 상기 광학 탑재체의 시선 방향이 천저 방향을 향하도록 하는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성에서, 상기 위성 본체는, 위성 본체의 각 서브시스템 및 상기 광학 탑재체에 필요한 구조적인 지지와 정렬을 제공하는 구조부; 상기 광학 탑재체를 포함한 모든 서브시스템의 온도를 작동 범위 내로 유지시키는 열제어부; 전기에너지를 생성, 저장, 정류하여 상기 광학 탑재체를 포함한 모든 서브시스템에 전력을 공급하는 전력부; 지상국으로부터 수신한 원격명령을 분석하여 처리하고, 원격측정 데이터를 생성하여 지상국으로 전송하는 원격명령측정부; 지상국과 무선 통신을 수행하는 통신부; 위성 본체의 자세를 제어하되, 동체좌표계의 x축이 위성의 속도방향과 일치되도록 하고, 상기 x축 회전을 통해 상기 광학 탑재체의 시선 방향이 천저 방향을 향하도록 자세를 제어하는 자세제어부;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성에서, 상기 원격명령측정부는, 인공위성의 기능을 총괄적으로 제어하는 탑재컴퓨터, 인공위성에 탑재되는 센서 및 구동기 인터페이스, 저장 장치, X-band 복조기가 통합 구현된 플랫폼통합유닛과, 전력제어분배유닛에 통합 구현되어 있는 원격명령 및 원격측정 처리기를 포함하고, 상기 전력제어분배유닛은, 전력 제어 및 분배기, 원격명령 및 원격측정 처리기, S-band 변복조기가 통합 구현되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성은, 초저고도에서의 공력을 최소화하기 위해, 동체좌표계의 x축이 위성의 속도방향과 일치되는 자세를 기본 운용자세로 하여 비행하는 위성 본체; 상기 위성 본체에 배치되며, 천저 방향의 영상을 촬영하는 광학 탑재체;를 포함하되, 상기 위성 본체는, 상기 기본 운용자세에서 위성이 수행하는 임무에 따라 상기 x축 회전을 제어하는 것을 특징으로 한다.
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기타 실시 예의 구체적인 사항은 "발명을 실시하기 위한 구체적인 내용" 및 첨부 "도면"에 포함되어 있다.
본 발명의 이점 및/또는 특징, 그리고 그것들을 달성하는 방법은 첨부되는 도면과 함께 상세하게 후술되어 있는 각종 실시 예를 참조하면 명확해질 것이다.
그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 각 실시 예의 구성만으로 한정되는 것이 아니라 서로 다른 다양한 형태로도 구현될 수도 있으며, 단지 본 명세서에서 개시한 각각의 실시 예는 본 발명의 개시가 완전하도록 하며, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 본 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것이며, 본 발명은 청구범위의 각 청구항의 범주에 의해 정의될 뿐임을 알아야 한다.
본 발명에 의하면, 인공위성의 고도를 낮추어 고해상도의 영상을 획득할 수 있게 된다.
이로 인하여, 인공위성의 크기와 무게를 줄일 수 있게 되고, 인공위성을 궤도에 올리기 위한 발사 비용을 줄일 수 있게 된다.
도 1은 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성의 본체 형상을 예시적으로 보인 도면이다.
도 2는 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성의 동체 구성도를 예시적으로 보인 도면이다.
도 3 내지 도 5는 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성의 구조적인 동체좌표계의 방향 정의 및 기준점을 예시적으로 보여주는 도면이다.
도 6은 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성에서의 운용 모드 전환을 개략적으로 보인 도면이다.
도 7은 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성에서의 운용 모드와 시스템 모드의 전환을 개략적으로 보인 도면이다.
도 8 본 발명에서 정의된 낮과 밤을 설명하기 위한 도면이다.
도 9는 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성의 영상촬영 시나리오에 따른 동작 상태를 설명하기 위한 도면이다.
도 10은 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성의 영상전송 시나리오에 따른 동작 상태를 설명하기 위한 도면이다.
도 11은 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성의 궤도유지 시나리오에 따른 동작 상태를 설명하기 위한 도면이다.
도 2는 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성의 동체 구성도를 예시적으로 보인 도면이다.
도 3 내지 도 5는 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성의 구조적인 동체좌표계의 방향 정의 및 기준점을 예시적으로 보여주는 도면이다.
도 6은 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성에서의 운용 모드 전환을 개략적으로 보인 도면이다.
도 7은 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성에서의 운용 모드와 시스템 모드의 전환을 개략적으로 보인 도면이다.
도 8 본 발명에서 정의된 낮과 밤을 설명하기 위한 도면이다.
도 9는 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성의 영상촬영 시나리오에 따른 동작 상태를 설명하기 위한 도면이다.
도 10은 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성의 영상전송 시나리오에 따른 동작 상태를 설명하기 위한 도면이다.
도 11은 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성의 궤도유지 시나리오에 따른 동작 상태를 설명하기 위한 도면이다.
본 발명을 상세하게 설명하기 전에, 본 명세서에서 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 무조건 한정하여 해석되어서는 아니 되며, 본 발명의 발명자가 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해서 각종 용어의 개념을 적절하게 정의하여 사용할 수 있고, 더 나아가 이들 용어나 단어는 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야 함을 알아야 한다.
즉, 본 명세서에서 사용된 용어는 본 발명의 바람직한 실시 예를 설명하기 위해서 사용되는 것일 뿐이고, 본 발명의 내용을 구체적으로 한정하려는 의도로 사용된 것이 아니며, 이들 용어는 본 발명의 여러 가지 가능성을 고려하여 정의된 용어임을 알아야 한다.
또한, 본 명세서에서, 단수의 표현은 문맥상 명확하게 다른 의미로 지시하지 않는 이상, 복수의 표현을 포함할 수 있으며, 유사하게 복수로 표현되어 있다고 하더라도 단수의 의미를 포함할 수 있음을 알아야 한다.
본 명세서의 전체에 걸쳐서 어떤 구성 요소가 다른 구성 요소를 "포함"한다고 기재하는 경우에는, 특별히 반대되는 의미의 기재가 없는 한 임의의 다른 구성 요소를 제외하는 것이 아니라 임의의 다른 구성 요소를 더 포함할 수도 있다는 것을 의미할 수 있다.
더 나아가서, 어떤 구성 요소가 다른 구성 요소의 "내부에 존재하거나, 연결되어 설치된다"라고 기재한 경우에는, 이 구성 요소가 다른 구성 요소와 직접적으로 연결되어 있거나 접촉하여 설치되어 있을 수 있고, 일정한 거리를 두고 이격되어 설치되어 있을 수도 있으며, 일정한 거리를 두고 이격되어 설치되어 있는 경우에 대해서는 해당 구성 요소를 다른 구성 요소에 고정 내지 연결하기 위한 제 3의 구성 요소 또는 수단이 존재할 수 있으며, 이 제 3의 구성 요소 또는 수단에 대한 설명은 생략될 수도 있음을 알아야 한다.
반면에, 어떤 구성 요소가 다른 구성 요소에 "직접 연결"되어 있다거나, 또는 "직접 접속"되어 있다고 기재되는 경우에는, 제 3의 구성 요소 또는 수단이 존재하지 않는 것으로 이해하여야 한다.
마찬가지로, 각 구성 요소 간의 관계를 설명하는 다른 표현들, 즉 " ~ 사이에"와 "바로 ~ 사이에", 또는 " ~ 에 이웃하는"과 " ~ 에 직접 이웃하는" 등도 마찬가지의 취지를 가지고 있는 것으로 해석되어야 한다.
또한, 본 명세서에서 "일면", "타면", "일측", "타측", "제 1", "제 2" 등의 용어는, 사용된다면, 하나의 구성 요소에 대해서 이 하나의 구성 요소가 다른 구성 요소로부터 명확하게 구별될 수 있도록 하기 위해서 사용되며, 이와 같은 용어에 의해서 해당 구성 요소의 의미가 제한적으로 사용되는 것은 아님을 알아야 한다.
또한, 본 명세서에서 "상", "하", "좌", "우" 등의 위치와 관련된 용어는, 사용된다면, 해당 구성 요소에 대해서 해당 도면에서의 상대적인 위치를 나타내고 있는 것으로 이해하여야 하며, 이들의 위치에 대해서 절대적인 위치를 특정하지 않는 이상은, 이들 위치 관련 용어가 절대적인 위치를 언급하고 있는 것으로 이해하여서는 아니된다.
또한, 본 명세서에서는 각 도면의 각 구성 요소에 대해서 그 도면 부호를 명기함에 있어서, 동일한 구성 요소에 대해서는 이 구성 요소가 비록 다른 도면에 표시되더라도 동일한 도면 부호를 가지고 있도록, 즉 명세서 전체에 걸쳐 동일한 참조 부호는 동일한 구성 요소를 지시하고 있다.
본 명세서에 첨부된 도면에서 본 발명을 구성하는 각 구성 요소의 크기, 위치, 결합 관계 등은 본 발명의 사상을 충분히 명확하게 전달할 수 있도록 하기 위해서 또는 설명의 편의를 위해서 일부 과장 또는 축소되거나 생략되어 기술되어 있을 수 있고, 따라서 그 비례나 축척은 엄밀하지 않을 수 있다.
또한, 이하에서, 본 발명을 설명함에 있어서, 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 구성, 예를 들어, 종래 기술을 포함하는 공지 기술에 대해 상세한 설명은 생략될 수도 있다.
이하, 본 발명의 실시 예에 대해 관련 도면들을 참조하여 상세히 설명하기로 한다.
본 발명에서 제안하는 광학 인공위성은 초저고도에서의 임무 수행을 목표로 한다.
여기서, 초저고도는 고도 하한선이라 여겨지는 고도 400km 이하의 고도를 의미한다.
고도 400km 이하의 고도를 의미하는 초저고도는, 산소 원자(O, Atomic Oxygen)와 질소 분자(N2)를 주 성분으로 하는 희박대기에 의한 항력이 상대적으로 강하게 작용하는 영역이라, 인공위성이 추력기를 이용하여 궤도 유지를 하지 않으면 1년 안에 지구로 떨어지는 고도이다.
전술한 바와 같이 정의되는 초저고도는 지구 초저궤도(Very Low Earth Orbit, VLEO)와 같은 의미로 사용된다.
본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성은 크게 위성 운용을 위한 위성 본체와 광학 임무를 수행하는 광학 탑재체로 구분될 수 있다.
위성 본체는 영상 촬영, 영상 전송, 고도 유지 기동 등을 수행하여 인공위성 임무를 수행한다.
위성 본체에는 광학 임무를 수행하는 광학 탑재체가 배치되며, 전력을 생성하는 태양전지판이 전개가 가능하도록 구비된다.
본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성은 고도 유지시 기준고도는 고도 하한선이라 여겨지는 고도 400km 이하의 초저고도로, 대략 300km이다.
본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성이 기준고도(대략 300km)를 유지하며 다년간 임무를 수행하기 위해서는 총 무게가 90kg을 초과하지 않도록 설계되는 것이 바람직하다.
본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성은 고도 유지를 포기하는 경우 300km에서 150km까지 인공위성을 운영할 수 있다.
본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성의 기준궤도는 LTDN 10:00, 이심률 0의 원 궤도에 근접한 태양동기궤도이다.
본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성은 고도 유지 상태에서 궤도의 평균고도를 30km 오차 범위 이내로 유지하는 것이 바람직하다.
본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성은 500~900nm 파장 대역의 영상을 촬영할 수 있다.
본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성은 기준고도에서 천저(nadir) 방향으로 GSD(Ground Sample Distance) 48cm(허용 공차 1cm) 이하의 영상을 1회 5km×5km 이상의 크기로 촬영할 수 있도록 구현되는 것이 바람직하다.
본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성의 광학 탑재체는 지름 0.3m급 주경을 탑재하는 것이 바람직하다.
본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성은 기준고도에서 천저 방향으로 5도 이내의 지상의 한 지점을 촬영한 영상의 픽셀 Nyquist 주파수에서의 변조전달함수(Modulation Transfer Function @ Nyquist Frequency)는 5% 이상이 되도록 구현되는 것이 바람직하다.
본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성은 기준고도에서 천저 방향으로부터 5도 이내의 지상의 한 지점으로 설정된 목표물을 촬영시 99% 확률로 목표물이 영상의 중심부 1km x 1km 이내에 들어오게 촬영할 수 있도록 구현되는 것이 바람직하다.
본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성은 기준고도에서 최소 항력 자세로 비행시 인공위성에 작용하는 희박 대기의 평균 항력이 평균적인 태양활동 기준으로 0.4mN 미만이 되도록 구현되는 것이 바람직하다.
본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성은 기준고도에서 기본 운용 시나리오에 따라 운용시 1일간 평균 항력이 평균적인 태양활동 기준으로 0.7N 미만이 되도록 구현되는 것이 바람직하다.
도 1은 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성의 본체 형상을 예시적으로 보인 도면이다.
도 1의 (a)는 위성 본체의 운용 형상을 예시적으로 보인 도면으로, 인공위성(100)이 기준고도(예를 들어, 300km)에 도달하여 운용 시에는 태양전지판(10)이 전개되어 날개 형상을 갖게 된다.
도 1의 (b)는 위성 본체의 발사 형상을 예시적으로 보인 도면으로, 인공위성(100)이 기준고도에 도달하기 전까지 태양전지판(10)은 전개되지 않고 접힌 상태를 유지한다.
본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성에 탑재되는 태양전지판(10)은 여러 개의 면으로 구성된 전개형 태양전지판으로 구현될 수 있으며, 전개형 태양전지판은 위성 본체(100)에 대칭을 이루게 연결될 수 있다.
전개형 태양전지판은 유연 구조물로 구현되는 것이 바람직하다.
도 2는 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성의 동체 구성도를 예시적으로 보인 도면이다.
도 2에 도시하는 바와 같이, 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성(100)은 평면경부(110)를 포함하는 광학 탑재체부(120), 인공위성 운용을 위한 전자부(130), 궤도유지를 위한 추력부(140)로 구분될 수 있다.
여기서, 1단에는 추력부(140)가 배치되고, 2단에는 전자부(130)가 배치되며, 3단에는 광학 탑재체부(120)가 배치될 수 있다.
도 3 내지 도 5는 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성의 구조적인 동체좌표계의 방향 정의 및 기준점을 예시적으로 보여주는 도면이다.
도 3은 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성의 옆면 형상 및 기준점의 위치를 예시적으로 보여주는 도면이고(x-z 평면도), 도 4는 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성의 윗면 형상 및 기준점의 위치를 예시적으로 보여주는 도면이고(y-z 평면도), 도 5는 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성의 앞면 형성 및 기준점의 위치를 예시적으로 보여주는 도면이다(x-y 평면도).
도 3 내지 도 5에 도시하는 바와 같이 동체좌표계의 방향을 정의함에 따라 위성 본체에 탑재되는 광학 탑재체의 카메라 시선은 동체좌표계의 +z 방향을 지향하게 되고, 태양전지판은 -z 방향을 지향하게 된다.
그리고 배터리는 태양쪽(-z 방향)에 위치하면 과도한 열을 받을 수 있기 때문에, 지구방향(+z 방향)에 배치되는 것이 바람직하다.
그리고 추력기는 -x 면에 장착되어 +x 방향으로 추력을 발생시킨다.
그리고 영상 전송을 위한 X-band 안테나는 1축 김발 위에 장착되어 김발 회전을 통해 안테나의 시선을 x-z 평면에서 원하는 방향으로 지향할 수 있게 된다.
앞서 설명한 바와 같이, 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성은 크게 위성 운용을 위한 위성 본체와 광학 임무를 수행하는 광학 탑재체로 구분될 수 있다.
위성 본체는 단면적을 최소화하여 초저고도 환경에서의 공력의 영향을 줄이는 것이 바람직하다. 이는 구성요소의 효율적인 배치를 통해 이루어질 수 있다.
위성 본체는 구조부(도시하지 않음), 열제어부, 전력부, 원격명령측정부, 통신부, 자세제어부, 궤도제어부로 구성될 수 있다.
여기서, 구조부(Structure and Mechanical Subsystem, SMS)는 위성 본체의 각 서브시스템 및 광학 탑재체에 필요한 구조적인 지지와 정렬을 제공한다.
구조부(도시하지 않음)는 위성 본체의 태양전지판을 제외한 모든 동체 구조물과 하네스를 포함한다.
구조부(도시하지 않음)는 광학 탑재체, 자세 제어에 필요한 각종 센서, 위성 본체에 탑재되는 각종 안테나에 충분한 시야각(Field-of-view, FOV)을 제공할 수 있도록 구현되는 것이 바람직하다.
운용 형상에서 인공위성의 무게중심의 y,z 방향의 좌표는 yz 평면에서의 위성 엔벨로프의 공력중심에서 10mm 이내에 위치해야 하는 것이 바람직하다.
열제어부(Thermal Control Subsystem, TCS)는 광학 탑재체를 포함한 모든 서브시스템의 온도를 작동 범위 내로 유지시킨다.
열제어부는 MLI(multi-layer insulator), 열 전도체, 열 버퍼 질량을 사용하는 수동적인 열제어와 온도의 영향이 중요한 전자광학 탑재체, 배터리, 추력기 연료 탱크 등을 히터를 사용하여 제어하는 능동적인 열제어를 수행한다.
열제어부는 배터리 보호를 위해 히터를 사용하여 배터리에 대해 능동적인 열제어를 수행할 수 있고, 광학 탑재체의 목표 성능 달성을 위해 히터를 사용하여 광학 탑재체에 대해 능동적인 열제어를 수행할 수 있다.
전력부(Electrical Power Subsystem, EPS)는 인공위성에 필요한 전력을 공급한다.
즉, 전력부는 전기에너지를 생성, 저장, 정류하여 광학 탑재체를 포함한 모든 서브시스템에 전력을 공급한다.
전력부는 배터리, 태양전지판, 전력제어분배유닛으로 구성될 수 있다.
더 정확하게는 배터리, 태양전지판, 전력제어분배유닛에 통합 구현되어 있는 전력 제어 및 분배기로 구성될 수 있다.
여기서, 전력제어분배유닛은 전력 제어 및 분배기, 원격명령 및 원격측정 처리기(TeleMetry-TeleCommand, TMTC), S-band 변복조기가 하나의 유닛으로 통합되어 있다.
원격명령측정부(Command and Data Handling Subsystem, CDH)는 지상국으로부터 수신한 원격명령을 분석하여 처리하고, 원격측정 데이터를 생성하여 지상국으로 전송한다.
원격명령측정부는 플랫폼통합유닛, 전력제어분배유닛에 통합 구현되어 있는 원격명령 및 원격측정 처리기로 구성될 수 있다.
여기서, 플랫폼통합유닛은 인공위성의 기능을 총괄적으로 제어하는 탑재컴퓨터(On Board Computer, OBC), 센서 및 구동기 인터페이스, 광학 탑재체에서 획득한 데이터를 저장하는 대용량 저장 장치, X-band 복조기가 하나의 유닛으로 통합되어 있다.
이와 같이, 여러 서브시스템으로 나누어져 구현된 각종 모듈을 하나의 플랫폼통합유닛으로 구현하게 됨에 따라, 본체의 크기 및 무게를 줄일 수 있게 된다.
전술한, 원격명령 및 원격측정 처리기는 지상국으로부터 수신한 원격명령을 처리하고, 지상국으로 원격측정 데이터를 전송한다.
또한, 원격명령 및 원격측정 처리기는 감시 계기(watchdog) 기능을 통해 플랫폼통합유닛을 감시할 수 있다.
플랫폼통합유닛은 GPS 수신기로부터 PPS를 수신하지 못하는 경우, 자체 PPS(Pulse-Per-Second) 신호를 생성할 수 있다.
또한, 플랫폼통합유닛은 자체 클럭을 GPS PPS에 동기화할 수 있다.
통신부(Telecommunication Subsystem, TS)는 지상국과 RF(Radio Frequency) 무선 통신을 수행한다.
본 발명에서 위성 본체는 지상국과 S-band, X-band로 통신할 수 있다.
S-band는 원격명령 수신 및 원격측정 데이터 송신을 위한 주파수 대역이다.
S-band 관련 통신부는 S-band 증폭기, S-band 안테나, 듀플렉서, 디바이더로 구성될 수 있다.
X-band는 탑재체 데이터의 고속 송신을 위한 주파수 대역이다.
X-band 관련 통신부는 X-band 증폭기, 대역통과필터, X-band 안테나 및 X-band 안테나 조향 장치(김발)로 구성될 수 있다.
이에 따라, 통신부는 S-band 변복조기(전력제어분배유닛 내에 위치), S-band 증폭기, S-band 안테나, X-band 변조기(플랫폼통합유닛 내에 위치), X-band 증폭기, X-band 안테나, X-band 안테나 조향 장치(김발) 등으로 구성될 수 있다.
자세제어부(Attitude Control Subsystem, ACS)는 인공위성의 자세를 안정화하고 위성 임무를 수행하기 위한 자세기동을 수행한다.
자세제어부는 자세 제어에 필요한 각종 센서와 구동기를 이용하여 closed-loop 3축 안정화를 자율적으로 수행한다.
자세제어부는 3기의 자기토커(Magnetic Torquer, MT), 4기의 반작용휠(Reaction Wheel, RW), 2기의 별카메라로 구성된 1기의 별센서(Star Tracker, ST), 3기의 1축 자이로스코프(Gyroscope, Gyro), 1기의 3축 자기센서(Magnetometer, MAG), 4기의 태양센서(Sun Sensor, SS) 및 1기의 GPS 수신기로 구성될 수 있으며, 원격명령측정부의 플랫폼통합유닛에 프로그램된 비행 제어 소프트웨어에 의해 제어된다. 여기서, GPS 수신기는 인공위성의 위치 및 속도를 추정하고, 시간을 추정하여 PPS 신호를 생성해야 한다.
이러한 구성의 자세제어부는 초저고도 공력을 최소화하며 비행을 하기 위해 위성 동체좌표계의 +x축이 위성의 속도방향과 일치되도록 자세를 제어하고, 롤축(x축) 회전을 통해 광학 탑재체의 시선 방향이 최대한 천저 방향을 향하도록 제어하는 것이 바람직하다.
궤도제어부(Orbit Control Subsystem, OCS)는 초저고도 대기 항력을 보상하여 고도를 유지시킨다.
궤도제어부는 추력기로 구성될 수 있으며, 추력기는 10mN 이상의 출력 발생시키는 것이 바람직하다.
표 1은 본 발명에 적용되는 위성 본체를 구성하는 서브시스템 및 구성품을 나타낸다.
| 부분체 | 서브시스템 | 구성품 |
| 본체 | 구조부(SMS) | 구조물, 하네스 |
| 열제어부(TCS) | 열차단제, 히터 | |
| 전력부(EPS) | 태양전지판, 배터리, 전력제어분배유닛 | |
| 원격명령측정부(CDH) | 플랫폼통합유닛 | |
| 통신부(TS) | S-band 증폭기, X-band 증폭기, S-band 안테나, X-band 안테나 및 김발, S-band 듀플렉서 및 디바이더, X-band 대역통과필터 |
|
| 자세제어부(ACS) | 별센서, 태양센서, 자기센서, 자이로센서, 자기토커, 반작용휠, GPS 수신기 및 안테나 |
|
| 궤도제어부(OCS) | 추력기 |
앞서 설명한 바와 같이, 전력제어분배유닛과 플랫폼통합유닛은 여러 기능이 통합되어 있다.
전력제어분배유닛은 전력 제어 및 분배기뿐만 아니라 원격명령 및 원격측정 처리기(TMTC), S-band 변복조기가 하나의 유닛으로 통합되어 있고, 플랫폼통합유닛은 탑재컴퓨터, 센서 및 구동기 인터페이스, 대용량 저장 장치, X-band 복조기가 하나의 유닛으로 통합되어 있다.
본 발명에서 본체의 서브시스템은 기능을 기준으로 구분하는 것으로, TMTC와 S-band 변복조기는 전력부가 아닌 각각 원격명령측정부, 통신부로 구분되는 것이 바람직하며, X-band 복조기는 원격명령측정부가 아닌 통신부로 구분되는 것이 바람직하다.
한편, 광학 탑재체는 카메라부와 평면경부로 구성될 수 있다.
여기서, 카메라부(Electro-Optical Subsystem, EOS)는 천저 방향의 영상을 촬영하되, 기준고도에서 0.48cm 수준의 영상 촬영이 가능하도록 구현되는 것이 바람직하다.
카메라부는 카메라 반사경, 카메라 광기계 조립체, 광전자유닛으로 구성될 수 있다.
평면경부(Flat Mirror Subsystem, FMS)는 카메라부가 횡방향으로 배치된 상태에서 영상 촬영이 가능하도록 한다.
평면경부는 평면 반사경 및 광기계 구조물로 구성될 수 있다.
도 6은 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성에서의 운용 모드 전환을 개략적으로 보인 도면이다.
본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성은 표 2에 나타내는 바와 같이 3가지의 운용 모드, 즉 자율 모드, 시나리오 모드, 시험 모드로 구동될 수 있다.
| 번호 | 운용 모드 | 인공위성 운용 목적 | 운용 제어 주체 |
| 1 | 자율 모드 | Housekeeping | 탑재 컴퓨터 |
| 2 | 시나리오 모드 | 임무 수행 | 운용 시나리오 |
| 3 | 시험 모드 | 위성 운용 테스트 | 지상국 명령 |
자율 모드는 인공위성이 자율적으로 배터리를 충전하고, 본체 및 탑재체의 온도를 제어하며 지상국과의 통신이 가능할 때 S-band 송수신기를 켜 TMTC 통신을 준비한다.
시나리오 모드는 지상에서 미리 업로드된 인공위성 운용 시나리오에 따라 임무를 수행한다.
시험 모드는 각종 시험 시 활용된다.
자율 모드와 시나리오 모드 사이의 전환은 도 6에 도시하는 바와 같이, 지상에서 미리 업로드된 인공위성 운용 시나리오에 의해 탑재 컴퓨터의 시계에 맞추어 자동적으로 전환이 되며, 유사시 지상국 명령에 의해 시나리오 모드를 종료시키고 자율 모드로 전환이 가능하다. 타 모드에서 시험 모드로의 전환은 지상국 명령에 의해 언제든 전환될 수 있다.
한편, 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성은 시스템 관점에서 7가지 시스템 모드를 갖고 인공위성의 임무를 수행할 수 있다.
7가지 시스템 모드는 표 3과 같다.
| 번호 | 시스템 모드 | 인공위성 주요 동작 |
| 1 | 기본 낮 모드 | 각운동량 제어, 배터리 충전 |
| 2 | 기본 밤 모드 | 각운동량 제어, 카메라 지구 지향 |
| 3 | 자세기동 모드 | 운용 모드 사이의 자세 기동 |
| 4 | 영상촬영 모드 | 영상 촬영 |
| 5 | 영상전송 모드 | 영상 전송 |
| 6 | 궤도유지 준비 모드 | 추력기 예열, 자세 기동 |
| 7 | 궤도유지 모드 | 추력기 구동 |
도 7은 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성에서의 운용 모드와 시스템 모드의 전환을 개략적으로 보인 도면이다.
본 발명의 실시예에서 낮(sunlight)은 도 8에 도시하는 바와 같이 인공위성이 태양광을 받을 수 있는 상태(인공위성이 지구와 태양 사이에 위치함)를 의미하고, 밤(eclipse)은 인공위성이 태양광을 받을 수 없는 상태(지구를 기준으로 인공위성이 태양의 반대편에 위치함)를 의미한다.
한편, 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성의 기본 자세는 초저고도에서의 공력을 최소화하며 비행을 하기 위해 위성 동체좌표계의 +x축이 위성의 속도방향과 일치되도록 자세를 제어하고, 광학 탑재체를 보호하기 위해 롤축(x축) 회전을 통해 광학 탑재체의 시선 방향을 최대한 천저 방향으로 일치시킨 VNN(Velocity, Negative-orbit-Normal) 자세이다.
기본 자세에 대한 DCM(Direction Cosine Matrix)(
)은 수학식 1과 같이 구할 수 있다.
수학식 1에서 
는 인공위성의 J2000 좌표계에서의 위치 벡터이고, 
는 J2000 좌표계에서의 속도 벡터이다.
본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성은 배터리 충전, 영상 촬영, 영상 전송 및 궤도유지 기동 등 모든 기동시 기본 자세에서 롤축(x축) 회전을 통하여 임무를 수행한다.
이에 대해 좀 더 자세히 설명하면 다음과 같다.
기본 낮 모드는 인공위성이 낮에 특별한 임무를 수행하지 않는 상태의 기본 모드로, 기본 낮 모드에서 인공위성의 자세는 위성에 미치는 공력을 최소화하며, 태양전력으로부터 배터리를 충전한다. 그리고 자기토커를 이용하여 인공위성에 축적된 각운동량을 감소시키고, 인공위성 자세 제어 및 배터리 충전과 관계없는 모듈인 추력기, X-band 송신기, 탑재체 등은 전원이 꺼진 상태를 유지하여 소모 전력을 최소화하는 것이 바람직하다.
기본 낮 모드에서 인공위성은 위성에 미치는 공력을 최소화하며, 태양전력으로부터 배터리를 충전하기 위해, 위성 동체좌표계의 +x축을 위성의 속도방향과 일치시키고, 롤축(x축) 회전을 통해 태양전지판(-z축)을 최대한 태양쪽으로 향하게 하는 자세를 기준 자세로 사용한다.
이에, 기본 낮 모드에서의 인공위성의 자세 명령(
)은 상술한 바와 같은 기준 자세에 탑재컴퓨터(OBC) 혹은 지상에서 검보정으로 계산된 자세 보정값(
)을 곱하여 계산한다.
이를 수식으로 나타내면 수학식 2와 같다.
수학식 2에서 
는 인공위성의 J2000 좌표계에서의 속도 벡터이고, 
는 J2000 좌표계에서의 태양 벡터이다.
기본 밤 모드는 인공위성이 밤에 특별한 운용을 하지 않는 상태의 기본 모드로, 기본 밤 모드에서 인공위성은 위성에 미치는 공력을 최소화함과 동시에 롤축(x축)방향의 회전을 통해 탑재체의 시선을 지상(nadir)으로 향하게 하여 탑재체 보호를 위한 열제어장치의 전력소모를 최소화한다.
기본 낮 모드와 마찬가지로 인공위성 자세제어와 관계없는 모듈인 추력기, X-band 송신기, 탑재체 등은 전원이 꺼진 상태를 유지하여 소모전력을 최소화하는 것이 바람직하다.
기본 밤 모드에서 인공위성은 VNN 자세를 기준 자세로 운용된다.
이에, 기본 밤 모드에서의 인공위성의 자세 명령(
)은 이 기준 자세에 탑재컴퓨터 혹은 지상에서 검보정으로 계산된 자세 보정값(
)을 곱하여 계산한다.
이를 수식으로 나타내면 수학식 3과 같다.
자세기동 모드는 인공위성이 임무 수행을 위한 운용 모드 전환시, 큰 각도 기동을 요할 때 취하는 모드로, 기본 낮/밤 모드와 마찬가지로 인공위성 자세제어와 관계없는 모듈인 추력기, X-band 송신기, 탑재체 등은 전원이 꺼진 상태를 유지하여 소모전력을 최소화하는 것이 바람직하다.
자세기동 모드의 기준 자세는 모드 전환 단계의 특성상 자세기동 모드 이후의 모드로 정의된다.
영상촬영 모드는 인공위성이 룰축(x축) 기동을 이용하여 지상의 목표물을 촬영하는 모드이다.
영상촬영 모드에서 인공위성은 VNN 자세를 기준 자세로 운용하되, 롤축(x축) 회전을 통해 카메라로 목표물을 지향하고, TDI(Time Delayed Integration) 카메라 촬영을 위한 요각(z축) 회전을 한다.
이에 영상촬영 모드에서의 인용위성의 자세 명령(
)은 수학식 4와 같이 나타낼 수 있다.
수학식 4에서 
는 영상 지향을 위한 롤각, 
는 TDI 촬영을 위한 요각으로 탑재컴퓨터에서 실시간으로, 혹은 임무 시나리오 명령 생성시 지상에서 계산될 수 있다.
영상전송 모드는 촬영된 영상 데이터를 X-band 채널을 통해 지상국으로 전송하는 모드로, 인공위성은 롤축(x축) 기동과 1축 X-band 안테나 김발을 이용하여 X-band 안테나가 지상국을 향하도록 하고, X-band 송신기를 구동해 영상 데이터를 지상으로 전송한다.
영상전송 모드에서 인공위성은 VNN 자세를 기준 자세로 운용하되, 롤축(x축) 회전을 통해 지상국을 X-band 안테나 김발 회전 평면에 위치시킨다.
이를 수식으로 나타내면 수학식 5와 같다.
수학식 5에서 
는 지상국 지향을 위한 롤각으로 탑재컴퓨터에서 실시간으로, 혹은 임무 시나리오 명령 생성시 지상에서 계산될 수 있다.
궤도유지 준비 모드는 인공위성이 궤도유지를 수행하는 추력기의 가동(firing)을 위해 추력기 운용을 준비하는 모드로, 궤도유지 준비 모드에서 인공위성은 추력기의 전원을 ON 시키고, 캐소드(cathod)를 예열시켜 추력기를 가동할 수 있게 준비한다.
궤도유지 준비 모드에서 인공위성은 VNN 자세를 기준 자세로 운용한다.
이에, 궤도유지 준비 모드에서의 인공위성의 자세 명령(
)은 이 기준 자세에 탑재컴퓨터 혹은 지상에서 검보정으로 계산된 자세 보정값(
)을 곱하여 계산한다.
이를 수식으로 나타내면 수학식 6과 같다.
궤도유지 모드는 인공위성이 원하는 방향으로 추력기를 가동하여 궤도유지를 수행하는 모드이다.
궤도유지 모드에서 인공위성은 VNN 자세를 기준 자세로 운용한다.
이에, 궤도유지 모드에서의 인공위성의 자세 명령(
)은 이 기준 자세에 탑재컴퓨터 혹은 지상에서 검보정으로 계산된 자세 보정값(
)을 곱하여 계산한다.
이를 수식으로 나타내면 수학식 7과 같다.
한편, 본 발명에 따른 초저고도 광학 인공위성은 시나리오 모드로 운용시 지상에서 미리 업로드된 인공위성 운용 시나리오에 따라 임무를 수행하는데, 임무 수행에 따른 운용 시나리오는 표 4와 같이 3가지의 시나리오를 갖는다.
| 번호 | 시나리오 | 인공위성 주요 동작 |
| 1 | 영상촬영 | 광학 영상 획득(탑재체 카메라 운용) |
| 2 | 영상전송 | 광학 영상 전송(X-band 다운링크) |
| 3 | 궤도유지 | 궤도 유지 기동(추력기 운용) |
여기서, 영상촬영 시나리오는 표 5와 같이 자세기동 모드->영상촬영 모드->자세기동 모드->자율 운용 모드로 운용될 수 있으며, 영상촬영 시나리오에 따른 동작은 도 9와 같다.
| 번호 | 모드 천이 시각 | 운용모드 | 시스템 모드 | 인공위성 주요 동작 |
| 1 | T0-tmi-ti/2 | 2(시나리오) | 3(자세기동) | 영상 촬영을 위한 자세 기동 |
| 2 | T0-ti/2 | 2(시나리오) | 4(영상촬영) | 촤령 목표 지점 영상 촬영 시작 |
| 3 | T0+ti/2 | 2(시나리오) | 3(자세기동) | 영상 촬영 중지 및 기본 모드 자세로 복귀 |
| 4 | T0+tmf+ti/2 | 1(자율) | 1 또는 2 | 자율 운용 모드로 복귀 |
여기서 T0는 영상 촬영 기준 시각으로, 촬영하고자 하는 지역의 중심 위치를 인공위성이 VNN 좌표계에서 회전(roll)-상하(tilt)만으로 카메라의 LOS(Line Of Sight)를 지향하는 시각으로, 지상에서 결정된다. tmi 및 tmf는 영상 촬영 전후의 자세 기동 시간이며, ti는 영상 촬영 시간이다.
영상전송 시나리오는 표 6과 같이 자세기동 모드->영상전송 모드->자세기동 모드->자율 운용 모드로 운용될 수 있으며, 영상전송 시나리오에 따른 동작은 도 10과 같다.
| 번호 | 모드 천이 시각 | 운용 모드 | 시스템 모드 | 인공위성 주요 동작 |
| 1 | T0-tmi | 2(시나리오) | 3(자세기동) | 영상 전송을 위한 자세 기동 및 X-band 안테나 및 김발 제어 |
| 2 | T0 | 2(시나리오) | 5(영상전송) | 영상 전송 시작 |
| 3 | T0+tt | 2(시나리오) | 3(자세기동) | 영상 전송 중지 및 기본 모드 자세로 복귀 |
| 4 | T0+tmf+tt | 1(자율) | 1 또는 2 | 자율 운용 모드로 복귀 |
여기서 T0는 영상 촬영 기준 시각으로, 지상국에서 봤을 때 인공위성이 고도각 5도 이상으로 올라오는 시점이다. tmi 및 tmf 는 영상 전송 전후의 자세 기동 시간이며, tt는 영상 전송 시간이다.
궤도유지 시나리오는 표 7과 같이 궤도유지 준비 모드->궤도유지 모드->자세기동 모드->자율 운용 모드로 운용될 수 있으며, 궤도유지 시나리오에 따른 동작은 도 11과 같다.
| 번호 | 모드 천이 시각 | 운용 모드 | 시스템 모드 | 인공위성 주요 동작 |
| 1 | T0-tmi | 2(시나리오) | 6(궤도유지 준비) | 궤도유지를 위한 자세 기동 및 추력기 캐소드 예열 |
| 2 | T0 | 2(시나리오) | 7(궤도유지) | 추력기 가동 시작 |
| 3 | T0+tp | 2(시나리오) | 3(자세기동) | 추력기 가동 중지 및 기본 모드 자세로 복귀 |
| 4 | T0+tmf+tp | 1(자율) | 1 또는 2 | 자율 운용 모드로 복귀 |
여기서, T0는 궤도 유지 시작 기준 시각으로, 궤도 유지 알고리즘으로 결정된 추력기를 작동시키는 궤도에서 양쪽 극지방을 지나는 시점이다. tmi 및 tmf 는 궤도 유지 전후의 자세 기동 시간이며, tp는 추력기 작동 시간이다.
이와 같이, 본 발명에 의하면, 인공위성의 고도를 낮추어 고해상도의 영상을 획득할 수 있게 된다.
이로 인하여, 인공위성의 크기와 무게를 줄일 수 있게 되고, 인공위성을 궤도에 올리기 위한 발사 비용을 줄일 수 있게 된다.
인공위성의 제작 및 발사 비용이 줄어들게 됨에 따라, 여러 대의 인공위성으로 군집 위성을 형성하여 준 실시간 영상 획득이 가능해지고, 준 실시간으로 획득한 고해상도의 이미지를 객체 탐지 기계학습과 연계하여 실시간 지리 및 도로 교통 정보 등 이미지 처리를 통한 서비스를 제공할 수 있게 된다.
또한, 초저고도의 고해상도 광학 위성을 감시 위성으로 활용하여 무기체계 연구 개발 및 전력 증강을 이룰 수 있게 된다.
이상, 일부 예를 들어서 본 발명의 바람직한 여러 가지 실시 예에 대해서 설명하였지만, 본 "발명을 실시하기 위한 구체적인 내용" 항목에 기재된 여러 가지 다양한 실시 예에 관한 설명은 예시적인 것에 불과한 것이며, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 이상의 설명으로부터 본 발명을 다양하게 변형하여 실시하거나 본 발명과 균등한 실시를 행할 수 있다는 점을 잘 이해하고 있을 것이다.
또한, 본 발명은 다른 다양한 형태로 구현될 수 있기 때문에 본 발명은 상술한 설명에 의해서 한정되는 것이 아니며, 이상의 설명은 본 발명의 개시 내용이 완전해지도록 하기 위한 것으로 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 본 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것일 뿐이며, 본 발명은 청구범위의 각 청구항에 의해서 정의될 뿐임을 알아야 한다.
10. 태양전지판,
100. 인공위성,
110. 평면경부,
120. 광학 탑재체부,
130. 전자부,
140. 추력부
100. 인공위성,
110. 평면경부,
120. 광학 탑재체부,
130. 전자부,
140. 추력부
Claims (17)
- 초저고도에서의 공력을 최소화하기 위해, 동체좌표계의 x축이 위성의 속도방향과 일치되는 자세를 기본 운용자세로 하여 비행하는 위성 본체;
상기 위성 본체에 배치되며, 천저 방향의 영상을 촬영하는 광학 탑재체;를 포함하는 것을 특징으로 하는,
초저고도 광학 인공위성.
- 제1항에 있어서,
상기 위성 본체는,
위성 본체의 각 서브시스템 및 상기 광학 탑재체에 필요한 구조적인 지지와 정렬을 제공하는 구조부;
상기 광학 탑재체를 포함한 모든 서브시스템의 온도를 작동 범위 내로 유지시키는 열제어부;
전기에너지를 생성, 저장, 정류하여 상기 광학 탑재체를 포함한 모든 서브시스템에 전력을 공급하는 전력부;
지상국으로부터 수신한 원격명령을 분석하여 처리하고, 원격측정 데이터를 생성하여 지상국으로 전송하는 원격명령측정부;
지상국과 무선 통신을 수행하는 통신부;
위성 본체의 자세를 제어하되, 동체좌표계의 x축이 위성의 속도방향과 일치되도록 자세를 제어하는 자세제어부;를 포함하는 것을 특징으로 하는,
초저고도 광학 인공위성.
- 제2항에 있어서,
상기 원격명령측정부는,
인공위성의 기능을 총괄적으로 제어하는 탑재컴퓨터, 인공위성에 탑재되는 센서 및 구동기 인터페이스, 저장 장치, X-band 복조기가 통합 구현된 플랫폼통합유닛과, 전력제어분배유닛에 통합 구현되어 있는 원격명령 및 원격측정 처리기를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는,
초저고도 광학 인공위성.
- 제3항에 있어서,
상기 전력제어분배유닛은,
전력 제어 및 분배기, 원격명령 및 원격측정 처리기, S-band 변복조기가 통합 구현되는 것을 특징으로 하는,
초저고도 광학 인공위성.
- 제1항에 있어서,
상기 광학 탑재체는,
천저 방향의 영상을 촬영하는 카메라부;
상기 카메라부가 횡방향으로 배치된 상태에서 영상 촬영이 가능하도록 하는 평면경부;를 포함하는 것을 특징으로 하는,
초저고도 광학 인공위성.
- 초저고도에서의 공력을 최소화하기 위해, 동체좌표계의 x축이 위성의 속도방향과 일치되는 자세를 기본 운용자세로 하여 비행하되, 대기의 항력을 보상하며 비행하는 위성 본체;
상기 위성 본체에 배치되며, 천저 방향의 영상을 촬영하는 광학 탑재체;를 포함하는 것을 특징으로 하는,
초저고도 광학 인공위성.
- 제6항에 있어서,
상기 위성 본체는,
위성 본체의 각 서브시스템 및 상기 광학 탑재체에 필요한 구조적인 지지와 정렬을 제공하는 구조부;
상기 광학 탑재체를 포함한 모든 서브시스템의 온도를 작동 범위 내로 유지시키는 열제어부;
전기에너지를 생성, 저장, 정류하여 상기 광학 탑재체를 포함한 모든 서브시스템에 전력을 공급하는 전력부;
지상국으로부터 수신한 원격명령을 분석하여 처리하고, 원격측정 데이터를 생성하여 지상국으로 전송하는 원격명령측정부;
지상국과 무선 통신을 수행하는 통신부;
위성 본체의 자세를 제어하되, 동체좌표계의 x축이 위성의 속도방향과 일치되도록 자세를 제어하는 자세제어부;
대기 항력을 보상하여 고도를 유지시키는 궤도제어부;를 포함하는 것을 특징으로 하는,
초저고도 광학 인공위성.
- 제7항에 있어서,
상기 원격명령측정부는,
인공위성의 기능을 총괄적으로 제어하는 탑재컴퓨터, 인공위성에 탑재되는 센서 및 구동기 인터페이스, 저장 장치, X-band 복조기가 통합 구현된 플랫폼통합유닛과, 전력제어분배유닛에 통합 구현되어 있는 원격명령 및 원격측정 처리기를 포함하고,
상기 전력제어분배유닛은,
전력 제어 및 분배기, 원격명령 및 원격측정 처리기, S-band 변복조기가 통합 구현되는 것을 특징으로 하는,
초저고도 광학 인공위성.
- 초저고도에서의 공력을 최소화하기 위해, 동체좌표계의 x축이 위성의 속도방향과 일치되는 자세를 기본 운용자세로 하여 비행하되, 추력기를 통해 대기의 항력을 보상하며 비행하는 위성 본체;
상기 위성 본체에 배치되며, 천저 방향의 영상을 촬영하되, 광학계가 횡방향으로 배치된 상태에서 영상 촬영이 가능하도록 평면경부를 포함하는 광학 탑재체;를 포함하는 것을 특징으로 하는,
초저고도 광학 인공위성.
- 제9항에 있어서,
상기 위성 본체는,
위성 본체의 각 서브시스템 및 상기 광학 탑재체에 필요한 구조적인 지지와 정렬을 제공하는 구조부;
상기 광학 탑재체를 포함한 모든 서브시스템의 온도를 작동 범위 내로 유지시키는 열제어부;
전기에너지를 생성, 저장, 정류하여 상기 광학 탑재체를 포함한 모든 서브시스템에 전력을 공급하는 전력부;
지상국으로부터 수신한 원격명령을 분석하여 처리하고, 원격측정 데이터를 생성하여 지상국으로 전송하는 원격명령측정부;
지상국과 무선 통신을 수행하는 통신부;
위성 본체의 자세를 제어하되, 동체좌표계의 x축이 위성의 속도방향과 일치되도록 자세를 제어하는 자세제어부;
추력기를 통해 대기 항력을 보상하여 고도를 유지시키는 궤도제어부;를 포함하는 것을 특징으로 하는,
초저고도 광학 인공위성.
- 제10항에 있어서,
상기 원격명령측정부는,
인공위성의 기능을 총괄적으로 제어하는 탑재컴퓨터, 인공위성에 탑재되는 센서 및 구동기 인터페이스, 저장 장치, X-band 복조기가 통합 구현된 플랫폼통합유닛과, 전력제어분배유닛에 통합 구현되어 있는 원격명령 및 원격측정 처리기를 포함하고,
상기 전력제어분배유닛은,
전력 제어 및 분배기, 원격명령 및 원격측정 처리기, S-band 변복조기가 통합 구현되는 것을 특징으로 하는,
초저고도 광학 인공위성.
- 초저고도에서의 공력을 최소화하기 위해, 동체좌표계의 x축이 위성의 속도방향과 일치되는 자세를 기본 운용자세로 하여 비행하는 위성 본체;
상기 위성 본체에 배치되며, 천저 방향의 영상을 촬영하는 광학 탑재체;를 포함하되,
상기 위성 본체는,
상기 기본 운용자세에서 상기 x축 회전을 통해 상기 광학 탑재체의 시선 방향이 천저 방향을 향하도록 하는 것을 특징으로 하는,
초저고도 광학 인공위성.
- 제12항에 있어서,
상기 위성 본체는,
위성 본체의 각 서브시스템 및 상기 광학 탑재체에 필요한 구조적인 지지와 정렬을 제공하는 구조부;
상기 광학 탑재체를 포함한 모든 서브시스템의 온도를 작동 범위 내로 유지시키는 열제어부;
전기에너지를 생성, 저장, 정류하여 상기 광학 탑재체를 포함한 모든 서브시스템에 전력을 공급하는 전력부;
지상국으로부터 수신한 원격명령을 분석하여 처리하고, 원격측정 데이터를 생성하여 지상국으로 전송하는 원격명령측정부;
지상국과 무선 통신을 수행하는 통신부;
위성 본체의 자세를 제어하되, 동체좌표계의 x축이 위성의 속도방향과 일치되도록 하고, 상기 x축 회전을 통해 상기 광학 탑재체의 시선 방향이 천저 방향을 향하도록 자세를 제어하는 자세제어부;를 포함하는 것을 특징으로 하는,
초저고도 광학 인공위성.
- 제13항에 있어서,
상기 원격명령측정부는,
인공위성의 기능을 총괄적으로 제어하는 탑재컴퓨터, 인공위성에 탑재되는 센서 및 구동기 인터페이스, 저장 장치, X-band 복조기가 통합 구현된 플랫폼통합유닛과, 전력제어분배유닛에 통합 구현되어 있는 원격명령 및 원격측정 처리기를 포함하고,
상기 전력제어분배유닛은,
전력 제어 및 분배기, 원격명령 및 원격측정 처리기, S-band 변복조기가 통합 구현되는 것을 특징으로 하는,
초저고도 광학 인공위성.
- 초저고도에서의 공력을 최소화하기 위해, 동체좌표계의 x축이 위성의 속도방향과 일치되는 자세를 기본 운용자세로 하여 비행하는 위성 본체;
상기 위성 본체에 배치되며, 천저 방향의 영상을 촬영하는 광학 탑재체;를 포함하되,
상기 위성 본체는,
상기 기본 운용자세에서 위성이 수행하는 임무에 따라 상기 x축 회전을 제어하는 것을 특징으로 하는,
초저고도 광학 인공위성.
- 제15항에 있어서,
상기 위성 본체는,
위성 본체의 각 서브시스템 및 상기 광학 탑재체에 필요한 구조적인 지지와 정렬을 제공하는 구조부;
상기 광학 탑재체를 포함한 모든 서브시스템의 온도를 작동 범위 내로 유지시키는 열제어부;
전기에너지를 생성, 저장, 정류하여 상기 광학 탑재체를 포함한 모든 서브시스템에 전력을 공급하는 전력부;
지상국으로부터 수신한 원격명령을 분석하여 처리하고, 원격측정 데이터를 생성하여 지상국으로 전송하는 원격명령측정부;
지상국과 무선 통신을 수행하는 통신부;
위성 본체의 자세를 제어하되, 동체좌표계의 x축이 위성의 속도방향과 일치되도록 자세를 제어하고, 위성이 수행하는 임무에 따라 상기 x축 회전을 제어하는 자세제어부;를 포함하는 것을 특징으로 하는,
초저고도 광학 인공위성.
- 제16항에 있어서,
상기 원격명령측정부는,
인공위성의 기능을 총괄적으로 제어하는 탑재컴퓨터, 인공위성에 탑재되는 센서 및 구동기 인터페이스, 저장 장치, X-band 복조기가 통합 구현된 플랫폼통합유닛과, 전력제어분배유닛에 통합 구현되어 있는 원격명령 및 원격측정 처리기를 포함하고,
상기 전력제어분배유닛은,
전력 제어 및 분배기, 원격명령 및 원격측정 처리기, S-band 변복조기가 통합 구현되는 것을 특징으로 하는,
초저고도 광학 인공위성.
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1020220015691A KR20230121174A (ko) | 2022-02-07 | 2022-02-07 | 초저고도 광학 인공위성 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1020220015691A KR20230121174A (ko) | 2022-02-07 | 2022-02-07 | 초저고도 광학 인공위성 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| KR20230121174A true KR20230121174A (ko) | 2023-08-18 |
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ID=87801995
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| KR1020220015691A KR20230121174A (ko) | 2022-02-07 | 2022-02-07 | 초저고도 광학 인공위성 |
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|---|---|
| KR (1) | KR20230121174A (ko) |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101547951B1 (ko) | 2014-10-15 | 2015-08-27 | 경일대학교산학협력단 | 고해상도 지도를 제작하기 위한 풍선 위성 및 이를 위한 방법 |
-
2022
- 2022-02-07 KR KR1020220015691A patent/KR20230121174A/ko not_active Application Discontinuation
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101547951B1 (ko) | 2014-10-15 | 2015-08-27 | 경일대학교산학협력단 | 고해상도 지도를 제작하기 위한 풍선 위성 및 이를 위한 방법 |
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