WO2017078284A1 - 광센서를 보호하는 필터링 장치 및 방법 - Google Patents

광센서를 보호하는 필터링 장치 및 방법 Download PDF

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WO2017078284A1
WO2017078284A1 PCT/KR2016/011390 KR2016011390W WO2017078284A1 WO 2017078284 A1 WO2017078284 A1 WO 2017078284A1 KR 2016011390 W KR2016011390 W KR 2016011390W WO 2017078284 A1 WO2017078284 A1 WO 2017078284A1
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satellite
light
command signal
filtering unit
transmittance
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김창균
최수진
석병석
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한국항공우주연구원
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    • B64G1/66—Arrangements or adaptations of apparatus or instruments, not otherwise provided for

Definitions

  • a filtering device and method for protecting an optical sensor and more particularly, a filtering device and method for preventing damage to a light sensor from strong sunlight.
  • satellites are used to detect the presence of the sun, such as a solar sensor, a star tracker that detects the direction in which the light enters, based on the position of the star, and an image acquisition device that captures images of the space environment in flight.
  • Various optical sensors are used. However, since the optical sensor operates by sensing incident light and converting it into an electrical signal, the optical sensor operates sensitively to light intensity, and when more than an appropriate amount of light is input, the performance of the sensor is degraded or damaged, making it impossible to use. Can be done.
  • the attitude, orbit, and ephemeris of a satellite are calculated to calculate the time of incidence of sunlight above a predetermined threshold, and in addition, the command signal is transmitted to change the attitude and orbit of the satellite corresponding to the time.
  • additional fuel consumption for the avoidance maneuver may occur and affect the life of the satellite body.
  • a satellite including a filtering unit for controlling the transmittance of light input to the optical sensor to prevent damage to the optical sensor.
  • the satellite body is an optical sensor for obtaining data related to the satellite using light transmitted to the satellite, a communication unit for receiving a first command signal for controlling the intensity of the light from the control center of the satellite and the first command signal
  • a filtering unit for preventing damage to the optical sensor.
  • the communication unit may receive, as the first command signal, a space time at which the light intensity becomes greater than or equal to a predetermined threshold and a set transmittance for controlling the light intensity.
  • the filtering unit may become opaque based on the set transmittance during the space time. More specifically, the filtering unit may be transparent again to correspond to a default state when the cosmic time has elapsed.
  • the filtering unit may filter and transmit the light transmitted to the optical sensor to the optical sensor.
  • the filtering unit may calculate an actual transmittance of light controlled according to the first command signal, and the communication unit may transmit the actual transmittance to the control center.
  • the communication unit may further include a posture control unit for changing the orbit of the satellite and the attitude of the satellite in accordance with the second command signal.
  • a satellite control apparatus for calculating a space time in which the intensity of light transmitted to the satellite is greater than or equal to a threshold and transmitting a command signal of the satellite according to the space time.
  • the control device of the satellite body is a calculation unit for calculating the space time when the amount of light transmitted to the satellite is more than a predetermined threshold by using the attitude of the satellite, the speed and the astronomical data of the satellite and the space of the satellite during the space time
  • the control unit may include a communication unit configured to transmit a first command signal to the satellite to control the filtering unit to reduce the amount of light.
  • the filtering unit may filter the light input to the optical sensor of the satellite to transfer the filtered light to the optical sensor.
  • the communication unit may transmit the first command signal to the satellite to reduce the amount of light by increasing the voltage input to the filtering unit so that the filtering unit becomes opaque.
  • the communication unit may receive an actual transmittance according to the operation of the filtering unit from the satellite, and the calculator may calculate a difference value between the set transmittance corresponding to the first command signal and the actual transmittance.
  • the communication unit transmits a second command signal for controlling the trajectory of the satellite and the attitude of the satellite to the satellite. Can be.
  • a computer-readable recording medium containing a program for controlling to reduce the amount of light transmitted to a satellite.
  • the program includes a command set for calculating a space time at which the amount of light transmitted to the satellite is greater than or equal to a predetermined threshold by using the attitude of the satellite, the speed of the satellite, and the astronomical data, and the filtering unit of the satellite during the space time. It may include a command set for transmitting a first command signal to the satellite to reduce the amount of light by controlling.
  • the filtering unit may filter the light input to the optical sensor of the satellite to transfer the filtered light to the optical sensor.
  • FIGS. 1A and 1B are exemplary views illustrating the operation of a satellite to prevent damage to an optical sensor according to an embodiment.
  • FIG. 2 is a flowchart illustrating a data transmission and reception process between a satellite and an earth station according to an embodiment.
  • FIG 3 is an exemplary view illustrating a avoiding maneuvering process of a satellite according to an embodiment.
  • FIG. 4 shows a block diagram of a satellite according to one embodiment.
  • FIG. 5 is a flowchart illustrating a method of controlling the filtering unit of the satellite according to an embodiment.
  • first or second may be used to describe various components, but such terms should be interpreted only for the purpose of distinguishing one component from another component.
  • first component may be referred to as a second component
  • second component may also be referred to as a first component.
  • FIG. 1A and 1B are exemplary views illustrating the operation of a satellite to prevent damage to an optical sensor according to an embodiment.
  • a satellite 110 is shown which circulates around a planet.
  • the planet represents an object that does not shine around itself, and may include, for example, Earth, Mercury, Venus, and Mars.
  • the embodiment described in FIG. 1A is merely an exemplary description for explaining the spirit of the present invention, and the satellite body 110 according to the present invention may explore satellites, asteroids, and comets that operate around the planet by attraction. Being able to do that would be obvious to an expert in the technical field.
  • a satellite may be a moon that circulates around the earth.
  • the satellite body 110 may include an optical sensor 120 for measuring the trajectory and attitude of the flight. More specifically, the optical sensor 120 may include a lens for detecting the light transmitted to the satellite body (110). In addition, a path through which light transmitted to the satellite body 110 travels may include a barrel 130 connecting the lens of the optical sensor 120 and the main body of the satellite body 110. For example, the satellite body 110 may measure at least one of the intensity, direction, and angle of the light incident through the barrel 130, and the orbits, positions, and positions of the satellite body 110 may be measured using the measured data. Posture can be obtained.
  • the satellite body 110 may include a filtering unit 140 inside the barrel 130. Accordingly, the light sensor 120 receives the light 152 filtered by the filtering unit 140 without receiving the external light 151 such as star light or sunlight.
  • the filtering unit 140 may be a smart window that changes the transmittance of light according to the magnitude of the input voltage. In another embodiment, the filtering unit 140 may be a polarization filter that changes the polarization ratio according to the input signal.
  • the operation of the filtering unit 140 is illustrated.
  • the satellite body 110 may receive more than an appropriate amount of sunlight. If more than an appropriate amount of sunlight is transmitted through the satellite body 110, the optical sensor 120 may malfunction or the optical sensor 120 itself may be destroyed.
  • the satellite body 110 may receive a control signal from a control center or earth station.
  • the satellite 110 may increase the input voltage input to the filtering unit 140 according to the received control signal.
  • the filtering unit 140 may become opaque as the input voltage increases, and the transmittance of light through the filtering unit 140 may decrease. Accordingly, although the external light 161 input to the filtering unit 140 has a light intensity greater than or equal to a predetermined threshold, the filtered light 162 has a predetermined light intensity corresponding to the transmittance of the filtering unit 140. It can be reduced below the threshold of. Therefore, since the light sensor 120 may receive the filtered light 162 below a predetermined threshold and protect the light sensor 120 from strong light, the use period of the satellite body 110 is increased. You can expect.
  • FIG. 2 is a flowchart illustrating a data transmission and reception process between a satellite and an earth station according to an embodiment.
  • a data transmission / reception process of the earth station 220 which controls the operation of the satellite body 210 and the earth on the earth and transmits a mission is shown.
  • the earth station 220 described in FIG. 2 is merely an exemplary description for describing the spirit of the present invention, and does not limit or limit the scope of the present invention.
  • the description of the earth station 220 may be applied to the control device of the satellite body 210 existing in outer space as it is. Will be obvious to professionals in the technical field.
  • the satellite body 210 may acquire various types of measurement data by flying in space.
  • the satellite body 210 may transmit the measured data to the earth station 220 as telemetry 231.
  • the measurement data may be angular velocity data and acceleration data of the satellite body 210 measured using an inertial measurement unit (IMU). More specifically, the inertial sensor may include a gyro sensor and an acceleration sensor.
  • the measurement data may be star tracking data indicating a direction of star light input to the satellite body 210.
  • the satellite body 210 may transmit the entire operation data measured or output in the course of its mission to the earth station 220 as telemetry data.
  • the earth station 220 may use the received telemetry data 231 to predict 232 the space time at which external light above the threshold is incident on the satellite body 210.
  • the external light may be sunlight.
  • the earth station 220 may calculate the position, attitude, and speed of the satellite body 210 for a predetermined time by using the angular velocity data or the acceleration data of the satellite body 210 included in the received telemetry data 231. . More specifically, the calculation may be performed by a Flight Dynamics Subsystem (FDS) of a computing device residing at the earth station 220.
  • the earth station 220 may estimate the intensity of the external light incident on the satellite body 210 over time using the received telemetry data 231 and astronomical data.
  • FDS Flight Dynamics Subsystem
  • the astronomical data is data calculated by the earth station 220, and calculates each orbit using positions of the pre-stored sun, planet, satellite and comet, and position data of each of the sun, planet, satellite and comet at a specific point in time. Can be represented.
  • the earth station 220 may transmit the first command signal 233 to the satellite body 210.
  • the first command signal 233 may be data in which a control signal for increasing a voltage input to the filtering unit of the satellite body 210 and a space time for inputting the control signal are matched.
  • the first command signal 233 may be a signal for controlling the polarization direction of the polarization filter of the satellite body 210 in the filtering unit.
  • the satellite body 210 may operate the filtering unit 234 according to the received first command signal 233. More specifically, the satellite body 210 may input a voltage equal to or greater than a preset threshold for the filtering unit during the space time corresponding to the first command signal 233. Accordingly, the filtering unit of the satellite body 210 may be opaque, and may filter powerful external light input to the optical sensor of the satellite body 210.
  • the satellite body 210 may transmit the first actual transmittance 235 corresponding to the operation 234 of the filtering unit to the earth station 220.
  • the earth station 220 may receive the first actual transmittance 235 as a feedback signal corresponding to the first command signal 233 to determine whether the filtering unit of the satellite body 210 is operating properly.
  • the Earth station 220 may compare 236 the received first actual transmittance 235 with a predetermined threshold. More specifically, the predetermined threshold may be a first set transmittance according to the operation of the filtering unit. For example, assume that the earth station 220 transmits only 30% of light input to the optical sensor as the first command signal 233. However, when the first actual transmittance 235 transmitted from the satellite body 210 is transmitted as 60%, the first actual transmittance 235 exceeds a predetermined threshold. Accordingly, the earth station 220 may determine that the filtering unit of the satellite body 210 does not operate properly.
  • the predetermined threshold may be a first set transmittance according to the operation of the filtering unit. For example, assume that the earth station 220 transmits only 30% of light input to the optical sensor as the first command signal 233. However, when the first actual transmittance 235 transmitted from the satellite body 210 is transmitted as 60%, the first actual transmittance 235 exceeds a predetermined threshold. Accordingly, the earth station 220 may determine that the filtering unit of
  • the earth station 220 may transmit the second command signal 237 to the satellite body 210. More specifically, the earth station 220 may transmit the second command signal 237 to the satellite 210 when the first actual transmittance 235 exceeds a predetermined threshold. In response to the second command signal 237, the satellite body 210 may perform an avoidance maneuver 238. In accordance with the second command signal transmitted, the detailed process of the satellite 210 performing the avoidance maneuver 238 will be described in the drawings to be added below.
  • FIG. 3 is an exemplary view illustrating a avoiding maneuvering process of a satellite according to an embodiment.
  • a satellite 310 is shown circulating in a first orbit 321 surrounding a planet.
  • the earth station may transmit a second command signal for changing the orbit to the satellite 310 based on the actual transmittance received from the satellite 310.
  • the actual transmittance may indicate a transmittance through which external light is transmitted to the optical sensor according to the operation of the filtering unit of the satellite 310.
  • the earth station may compare the actual transmittance received from the satellite 310 with the set transmittance to determine whether the protection of the optical sensor by the filtering unit of the satellite 310 is sufficiently performed. In addition, when the optical method using the filtering unit of the satellite body 310 does not reduce the intensity of the strong light incident on the satellite body 310, the earth station may instruct the satellite body 310 to avoid the external strong light. Can be.
  • the computing device of the earth station may transmit, as the second command signal, the data matching the thruster injection direction and the reaction wheel drive direction for absolute trajectory and absolute space time to the satellite 310.
  • the second command signal may be data indicating an operation of the satellite 310 over a time such as "injecting the thruster for 11 seconds at the space time T 1. "
  • the second command signal may be transmitted to the satellite 310 in the form of a telecommand between the earth station and the satellite. Accordingly, the satellite 310 can circulate around the planet using a new second orbit 322 that receives external light weaker than before.
  • the earth station may change the movement attitude that the satellite 310 maintains in the first orbit 321.
  • the attitude of the satellite 310 may be defined by a roll angle, a pitch angle, and a yaw angle.
  • FIG. 3 the first rotation direction 330, the second rotation direction 340, and the third rotation direction 350 of the satellite body 310 are shown.
  • the first rotation direction 330 illustrates a direction in which the satellite 310 rotates using the traveling direction (x axis) as the rotation axis, and illustrates a rotation direction corresponding to the roll angle.
  • the second rotational direction 340 is a direction perpendicular to the traveling direction (x axis) of the satellite body 310 and perpendicular to the orbital plane (y axis), and illustrates a rotational direction corresponding to the pitch angle.
  • the third rotation direction 150 is perpendicular to the traveling direction (x axis) of the satellite body 310 and is a direction toward the planet (z axis) and shows a rotation direction corresponding to the yaw angle.
  • the earth station may transmit a second command signal associated with the change of attitude of the satellite 310 to the satellite 310.
  • the second command signal may be data in which angle information for changing attitude of the satellite body 310 and absolute space time are matched.
  • the second command signal may be data indicating a change in attitude of the satellite 310 over time such as "rotate 20 degrees in the yaw angle direction at the space time T 2.
  • the present invention selectively discloses a configuration for controlling the avoidance of the satellite 310 or the filtering unit controlling the transmittance. .
  • the earth station may prevent the strong external light from being directly directed to the satellite 310 by using either of the two configurations.
  • the user of the earth station can selectively protect the satellite 310 from strong external light by using another method, so that the satellite 310 is more efficient and reliable. Protection will be possible.
  • the satellite body 400 may include an optical sensor 410, a communication unit 420, a filtering unit 430, and an attitude controller 440.
  • the optical sensor 410 may acquire data related to the satellite body 400 using light transmitted to the satellite body 400.
  • the optical sensor 410 may be a solar sensor that senses sunlight, and obtains the azimuth and elevation angles of the sun as data associated with the satellite 400 using the direction and angle at which the sunlight is incident. can do.
  • the optical sensor 410 may be a charge coupled device camera (CCD), and may acquire a pattern of stars observed in outer space as data associated with the satellite body 400.
  • the satellite 400 may determine the attitude and position of the current satellite 400 by comparing the acquired star pattern with a previously stored star catalog.
  • CCD charge coupled device camera
  • the communication unit 420 may receive a first command signal for controlling the intensity of the light from the control center of the satellite body 400. More specifically, the communicator 420 may receive, as a first command signal, a space time at which the intensity of light input to the satellite body 400 is greater than or equal to a predetermined threshold and a set transmittance for controlling the intensity of the light. In exemplary embodiments, the communication unit 420 may receive a first command signal associated with a command of “keeping the set transmittance within 30% from the first space time T 1 to the second space time T 2 ”.
  • the control center may include, as an embodiment, an orbit line or a space center in outer space as well as an earth station as a place including a device for controlling the operation of the satellite body 400.
  • the filtering unit 430 may control the transmittance of light according to the received first command signal. According to the operation of the filtering unit 430, the satellite body 400 may prevent the light sensor 410 from inputting an appropriate amount of light intensity. Accordingly, the optical sensor 410 can be expected to prevent damage and to ensure an expected service life.
  • the filtering unit 430 may maintain a default state before the first command signal is received.
  • the default state may indicate that the filtering unit 430 maintains a transparent state.
  • the filtering unit 430 maintains the default state as a transparent state having a high transmittance, so that the command signal is not properly transmitted to the filtering unit 430 due to a failure or error of other components included in the satellite 400. Even if the entire satellite body 400 can ensure an environment that can operate without any abnormality. Even when the filtering unit 430 cannot use the satellite body 400, the satellite 400 may avoid a case where external light above a threshold is input by using an avoidance maneuver.
  • the filtering unit 430 may become opaque based on a set transmittance for a space time corresponding to the first command signal. Accordingly, the filtering unit 430 may transmit only a part of the light sensor 410 by filtering the intensity of light transmitted through the light sensor 410.
  • the filtering unit 430 may calculate an actual transmittance of light controlled according to the first command signal.
  • the communication unit 420 may transmit the actual transmittance to the control center.
  • the communication unit 420 may receive a second command signal from the control center.
  • the second command signal may be a signal determined according to the actual transmittance.
  • the attitude controller 440 may perform an avoidance maneuver for changing the trajectory of the satellite body 400 or the attitude of the satellite body 400 according to the second command signal. Detailed description of the operation of the posture control unit 440 may be applied with the description described with reference to FIG. 3, and a detailed description thereof will be omitted.
  • the method 500 of controlling the filtering unit of the satellite body may include calculating a space time at which the amount of light transmitted to the satellite body is greater than or equal to a predetermined threshold (510), and a first command signal for controlling the filtering unit of the satellite body during the space time. Transmitting (520) comparing the actual transmittance received from the satellite with a set transmittance corresponding to the first command signal (530); and transmitting a second command signal for controlling the trajectory or attitude of the satellite. Step 540 may be included.
  • the control device of the satellite body may calculate a space time at which the amount of light transmitted to the satellite becomes more than a predetermined threshold using telemetry data received from the satellite. More specifically, the telemetry data may be at least one of the attitude of the satellite, the position of the satellite, the speed of the satellite, and the orbit of the satellite. In addition, in operation 510, the control device of the satellite body may calculate astronomical data representing the position data of each of the sun, the planet, the satellite, and the comet at a specific time point using the pre-stored position data. In addition, step 510 may be performed by a computing device of an earth station. More specifically, step 510 may be performed by a Flight Dynamics Subsystem (FDS) module in the computer device of the earth station.
  • FDS Flight Dynamics Subsystem
  • the first command signal for controlling the filtering unit of the satellite is transmitted to the satellite during the space time. More specifically, the first command signal may be a control signal for increasing the voltage input to the filtering unit during a predetermined space time.
  • the filtering part may be opaquely changed according to the control signal.
  • the satellite control apparatus may transmit the first command signal to the satellite as a remote command.
  • Step 530 is a step of comparing the actual transmittance received from the satellite with a set transmittance corresponding to the first command signal.
  • the control device of the satellite body may compare whether the actual transmittance received from the satellite is greater than or equal to a predetermined transmittance corresponding to the first command signal. If it is determined in step 530 that the actual transmittance is less than or equal to the set transmittance, the control device of the satellite body may terminate the method 500 of controlling the filtering unit of the satellite body. However, if the actual transmittance is greater than the set transmittance in step 530, step 540 may be performed.
  • Step 540 is a step of transmitting a second command signal for controlling the trajectory or attitude of the satellite.
  • the control device of the satellite body may determine that the appropriate amount of external light cannot be blocked by the transmittance control using the current filtering unit. Accordingly, in step 540, the control device of the satellite may transmit a second command signal corresponding to the avoidance maneuver of the satellite to the satellite.
  • the embodiments described above may be implemented as hardware components, software components, and / or combinations of hardware components and software components.
  • the devices, methods, and components described in the embodiments may include, for example, processors, controllers, arithmetic logic units (ALUs), digital signal processors, microcomputers, field programmable gates (FPGAs). It may be implemented using one or more general purpose or special purpose computers, such as an array, a programmable logic unit (PLU), a microprocessor, or any other device capable of executing and responding to instructions.
  • the processing device may execute an operating system (OS) and one or more software applications running on the operating system.
  • the processing device may also access, store, manipulate, process, and generate data in response to the execution of the software.
  • OS operating system
  • the processing device may also access, store, manipulate, process, and generate data in response to the execution of the software.
  • processing device includes a plurality of processing elements and / or a plurality of types of processing elements. It can be seen that it may include.
  • the processing device may include a plurality of processors or one processor and one controller.
  • other processing configurations are possible, such as parallel processors.
  • the software may include a computer program, code, instructions, or a combination of one or more of the above, and configure the processing device to operate as desired, or process it independently or collectively. You can command the device.
  • Software and / or data may be any type of machine, component, physical device, virtual equipment, computer storage medium or device in order to be interpreted by or to provide instructions or data to the processing device. Or may be permanently or temporarily embodied in a signal wave to be transmitted.
  • the software may be distributed over networked computer systems so that they may be stored or executed in a distributed manner.
  • Software and data may be stored on one or more computer readable recording media.
  • the method according to the embodiment may be embodied in the form of program instructions that can be executed by various computer means and recorded in a computer readable medium.
  • the computer readable medium may include program instructions, data files, data structures, etc. alone or in combination.
  • the program instructions recorded on the media may be those specially designed and constructed for the purposes of the embodiments, or they may be of the kind well-known and available to those having skill in the computer software arts.
  • Examples of computer-readable recording media include magnetic media such as hard disks, floppy disks, and magnetic tape, optical media such as CD-ROMs, DVDs, and magnetic disks, such as floppy disks.
  • Examples of program instructions include not only machine code generated by a compiler, but also high-level language code that can be executed by a computer using an interpreter or the like.
  • the hardware device described above may be configured to operate as one or more software modules to perform the operations of the embodiments, and vice versa.

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Abstract

광센서로 입력되는 빛의 투과율을 제어하여 상기 광센서의 손상을 방지하는 필터링부를 포함하는 위성체가 제공된다. 상기 위성체는 위성체로 투과되는 빛을 이용하여 상기 위성체에 연관되는 데이터를 획득하는 광센서, 상기 빛의 세기를 제어하는 제1 명령 신호를 상기 위성체의 관제 센터로부터 수신하는 통신부 및 상기 제1 명령 신호에 따라 상기 빛의 투과율을 제어하여 상기 광센서의 손상을 방지하는 필터링부를 포함할 수 있다.

Description

광센서를 보호하는 필터링 장치 및 방법
광센서를 보호하는 필터링 장치 및 방법에 연관되며, 보다 구체적으로는 강한 태양빛으로부터 광센서가 손상되는 것을 방지하기 위한 필터링 장치 및 방법에 연관된다.
주어진 임무를 수행하기 위해 위성체는 태양의 유무를 감지하는 태양 센서, 별의 위치에 기초하여 별 빛이 입사하는 방향을 감지하는 별추적기 및 비행 중인 우주 환경에 대한 영상을 촬영하는 영상 획득 장치와 같은 다양한 광센서(optical sensor)를 이용하고 있다. 다만, 광센서는 입사되는 빛을 감지하여 전기적 신호로 변환하는 방식으로 동작하기 때문에 빛에 세기에 대하여 민감하게 동작하고, 적정량 이상의 빛이 입력되는 경우에는 센서의 성능이 저하되거나 손상되어 사용이 불가능해질 수 있다.
종래에는 위성체의 자세, 궤도 및 천체력(ephemeris)를 이용하여 소정의 임계치 이상의 태양광이 입사하는 시간을 계산하고, 더하여 상기 시간에 상응하는 위성체의 자세 및 궤도를 변경하도록 하는 명령 신호를 전송하여 상기 위성체가 강한 태양광을 회피하는 기동을 할 수 있도록 구현하는 방식을 이용하였다. 다만, 종래의 회피 기동 방식의 경우에는 회피 기동을 위한 추가적인 연료 소모가 발생하여 위성체의 수명에 영향을 줄 수도 있다는 점에서 문제점이 존재한다. 더하여, 회피 기동에 따른 추가적인 비용이 발생한다는 점에서 효율적이지 못한 방법에 해당된다.
일측에 따르면, 광센서로 입력되는 빛의 투과율을 제어하여 상기 광센서의 손상을 방지하는 필터링부를 포함하는 위성체가 제공된다. 상기 위성체는 위성체로 투과되는 빛을 이용하여 상기 위성체에 연관되는 데이터를 획득하는 광센서, 상기 빛의 세기를 제어하는 제1 명령 신호를 상기 위성체의 관제 센터로부터 수신하는 통신부 및 상기 제1 명령 신호에 따라 상기 빛의 투과율을 제어하여 상기 광센서의 손상을 방지하는 필터링부를 포함할 수 있다.
일실시예에 따르면, 상기 통신부는 상기 빛의 세기가 소정의 임계치 이상이 되는 우주 시간 및 상기 빛의 세기를 제어하기 위한 설정 투과율을 상기 제1 명령 신호로서 수신할 수 있다. 더하여, 상기 필터링부는 상기 우주 시간 동안 상기 설정 투과율에 기초하여 불투명해질 수 있다. 보다 구체적으로, 상기 필터링부는 상기 우주 시간이 경과한 경우에, 디폴트 상태에 상응하도록 다시 투명해질 수 있다.
다른 일실시예에 따르면, 상기 필터링부는 상기 광센서로 투과되는 빛을 필터링하여 상기 광센서로 전달하는 것을 특징으로 할 수 있다.
또 다른 일실시예에 따르면, 상기 필터링부는 상기 제1 명령 신호에 따라 제어된 빛의 실제 투과율을 계산하고, 상기 통신부는 상기 실제 투과율을 상기 관제 센터로 전송할 수 있다. 더하여, 상기 통신부가 상기 실제 투과율에 따라 결정된 제2 명령 신호를 수신한 경우에, 상기 제2 명령 신호에 따라 상기 위성체의 궤도 및 상기 위성체의 자세를 변경하는 자세 제어부를 더 포함할 수 있다.
다른 일측에 따르면, 위성체로 투과되는 빛의 세기가 임계치 이상인 우주 시간을 계산하고, 상기 우주 시간에 따른 위성체의 명령 신호를 전송하는 위성체의 제어 장치가 제공된다. 상기 위성체의 제어 장치는 위성체의 자세, 상기 위성체의 속도 및 천체 데이터를 이용하여 상기 위성체로 투과되는 빛의 양이 소정의 임계치 이상이 되는 우주 시간을 계산하는 계산부 및 상기 우주 시간 동안 상기 위성체의 필터링부를 제어하여 상기 빛의 양을 줄이도록 하는 제1 명령 신호를 상기 위성체로 전송하는 통신부를 포함할 수 있다. 더하여, 상기 필터링부는 상기 위성체의 광센서로 입력되는 빛을 필터링하여 상기 필터링된 빛을 상기 광센서로 전달하는 것을 특징으로 할 수 있다.
일실시예에 따르면, 상기 통신부는 상기 필터링부로 입력되는 전압을 증가시켜 상기 필터링부가 불투명해지도록 하여 상기 빛의 양을 줄이는 상기 제1 명령 신호를 상기 위성체로 전송할 수 있다.
다른 일실시예에 따르면, 상기 통신부는 상기 위성체로부터 상기 필터링부의 동작에 따른 실제 투과율을 수신하고, 상기 계산부는 상기 제1 명령 신호에 상응하는 설정 투과율과 상기 실제 투과율의 차이값을 계산할 수 있다. 더하여, 상기 계산부가 상기 설정 투과율 및 상기 실제 투과율의 차이값을 소정의 임계치 이상으로 계산한 경우에, 상기 통신부는 상기 위성체의 궤도 및 상기 위성체의 자세를 제어하는 제2 명령 신호를 상기 위성체로 전송할 수 있다.
또 다른 일측에 따르면, 위성체로 투과되는 빛의 양을 줄이도록 제어하는 프로그램을 수록한 컴퓨터 판독 가능한 기록 매체가 제공된다. 상기 프로그램은 상기 위성체의 자세, 상기 위성체의 속도 및 천체 데이터를 이용하여 상기 위성체로 투과되는 빛의 양이 소정의 임계치 이상이 되는 우주 시간을 계산하는 명령어 세트 및 상기 우주 시간 동안 상기 위성체의 필터링부를 제어하여 상기 빛의 양을 줄이는 제1 명령 신호를 상기 위성체로 전송하는 명령어 세트를 포함할 수 있다. 상기 필터링부는 상기 위성체의 광센서로 입력되는 빛을 필터링하여 상기 필터링된 빛을 상기 광센서로 전달하는 것을 특징으로 할 수 있다.
도 1a 및 도 1b는 일실시예에 따른 광센서의 손상을 방지하기 위한 위성체의 동작을 도시하는 예시도이다.
도 2는 일실시예에 따른 위성체와 지구국의 데이터 송수신 과정을 설명하는 흐름도이다.
도 3은 일실시예에 따른 위성체의 회피 기동 과정을 설명하는 예시도이다.
도 4는 일실시예에 따른 위성체의 블록도를 나타낸다.
도 5는 일실시예에 따른 위성체의 필터링부를 제어하는 방법을 설명하는 흐름도이다.
실시예들에 대한 특정한 구조적 또는 기능적 설명들은 단지 예시를 위한 목적으로 개시된 것으로서, 다양한 형태로 변경되어 실시될 수 있다. 따라서, 실시예들은 특정한 개시형태로 한정되는 것이 아니며, 본 명세서의 범위는 기술적 사상에 포함되는 변경, 균등물, 또는 대체물을 포함한다.
제1 또는 제2 등의 용어를 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 이런 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 해석되어야 한다. 예를 들어, 제1 구성요소는 제2 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제2 구성요소는 제1 구성요소로도 명명될 수 있다.
어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결 되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다.
단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 명세서에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 설명된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부분품 또는 이들을 조합한 것이 존재함으로 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부분품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.
다르게 정의되지 않는 한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 여기서 사용되는 모든 용어들은 해당 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미를 가진다. 일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥상 가지는 의미와 일치하는 의미를 갖는 것으로 해석되어야 하며, 본 명세서에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.
도 1a 및 도 1b는 일실시예에 따른 광센서의 손상을 방지하기 위한 위성체의 동작을 도시하는 예시도이다. 도 1a를 참조하면, 행성 주위를 순환하며 비행하는 위성체(110)가 도시된다. 본 명세서 상에서 행성은 항성 주위를 도는 스스로 빛을 내지 않는 천체를 나타내고, 예시적으로 지구, 수성, 금성, 화성 등을 포함할 수 있다. 다만, 도 1a에서 설명되는 실시예는 본 발명의 사상을 설명하기 위한 예시적 기재에 불과할 뿐, 본 발명에 따른 위성체(110)가 행성의 주위를 인력에 인하여 운행하는 위성이나 소행성, 혜성까지 탐사할 수 있다는 것은 기술 분야에 속하는 전문가에게는 자명한 사실일 것이다. 예시적으로, 위성은 지구 주위를 순환하는 달(moon)일 수 있다.
위성체(110)는 자신이 비행하는 궤도 및 자세를 측정하는 광센서(120)를 포함할 수 있다. 보다 구체적으로, 광센서(120)는 위성체(110)로 투과되는 빛을 감지하는 렌즈를 포함할 수 있다. 더하여, 위성체(110)로 투과되는 빛이 진행하는 경로로서, 광센서(120)의 렌즈와 위성체(110)의 몸체(main body)를 연결하는 경통(130)을 포함할 수 있다. 예시적으로, 위성체(110)는 경통(130)을 통과하여 입사하는 빛의 세기, 방향 및 각도 중 적어도 어느 하나를 측정할 수 있고, 측정된 데이터를 이용하여 위성체(110)의 궤도, 위치 및 자세를 획득할 수 있다.
본 실시예에 따를 때, 위성체(110)는 경통(130) 내부에 필터링부(140)를 포함할 수 있다. 그에 따라, 광센서(120)는 별 빛 또는 태양광과 같은 외부 빛(151)을 그대로 입력 받지 않고, 필터링부(140)에 의해 필터링된 빛(152)을 입력 받게 된다. 일실시예로서, 필터링부(140)는 입력 전압의 크기에 따라 빛의 투과율을 변화시키는 스마트 윈도우일 수 있다. 다른 일실시예로서, 필터링부(140)는 입력 신호에 따라 편광 비율을 변경시키는 편광 필터일 수 있다.
도 1b를 참조하면, 필터링부(140)의 동작이 도시된다. 예시적으로, 태양 주기에 있어서 태양의 겉 표면에서 관측되는 흑점의 개수가 증가하고, 태양 복사량이 증가하는 태양 활동의 극대기를 가정하자. 이와 같은 경우에, 위성체(110)에는 적정량 이상의 태양광이 입력될 수 있다. 적정량 이상의 태양광이 위성체(110)로 그대로 투과되면 광센서(120)가 오동작하거나 광센서(120) 자체가 파괴될 수 있다.
따라서, 위성체(110)는 관제 센터 또는 지구국으로부터 제어 신호를 수신할 수 있다. 더하여, 위성체(110)는 상기 수신된 제어 신호에 따라 필터링부(140)에 입력되는 입력 전압을 증가시킬 수 있다. 필터링부(140)는 입력 전압의 증가에 따라 불투명해질 수 있고, 필터링부(140)를 통한 빛의 투과율은 감소할 수 있다. 그에 따라, 필터링부(140)로 입력되는 외부의 빛(161)은 빛의 세기가 소정의 임계치 이상이더라도, 필터링된 빛(162)은 필터링부(140)의 투과율에 상응하여 빛의 세기가 소정의 임계치 이하로 감소될 수 있다. 따라서, 광센서(120)는 소정의 임계치 이하로 필터링된 빛(162)을 입력 받을 수 있고, 광센서(120)를 강한 빛으로부터 보호할 수 있기 때문에 위성체(110)의 사용 기한이 증가하는 효과를 기대할 수 있다.
도 2는 일실시예에 따른 위성체와 지구국의 데이터 송수신 과정을 설명하는 흐름도이다. 도 2를 참조하면, 우주 공간 상에서 비행 중인 위성체(210)와 지구에서 위성체(210)의 동작을 제어하고, 임무를 전달하는 지구국(220)의 데이터 송수신 과정이 도시된다. 다만, 도 2에서 설명되는 지구국(220)은 본 발명의 사상을 설명하는 예시적 기재일 뿐, 본 발명의 권리범위를 제한하거나 한정하는 것은 아니다. 위성체(210)의 구동을 제어하는 장치가 궤도선이나 착륙선 또는 우주센터에 존재하는 경우에는 지구국(220)에 대한 설명을 우주 공간에 존재하는 위성체(210)의 제어 장치에 그대로 적용할 수 있다는 사실은 기술 분야에 속하는 전문가에게는 자명할 것이다.
위성체(210)는 우주 공간을 비행하여 다양한 형태의 측정 데이터를 획득할 수 있다. 더하여, 위성체(210)는 측정된 데이터를 원격 측정 데이터(telemetry)(231)로서 지구국(220)에 전송할 수 있다. 일실시예로서, 측정 데이터는 관성 센서(IMU: Inertial Measurement Unit)를 이용하여 측정된 위성체(210)의 각속도 데이터 및 가속도 데이터일 수 있다. 보다 구체적으로, 관성 센서는 자이로 센서 및 가속도 센서를 포함할 수 있다. 다른 일실시예로서, 측정 데이터는 위성체(210)로 입력되는 별 빛의 방향을 나타내는 별 추적(star tracking) 데이터일 수 있다. 더하여, 위성체(210)는 자신의 임무 과정에서 측정되거나 출력되는 운영 데이터 전체를 원격 측정 데이터로서 지구국(220)에 전달할 수 있다.
지구국(220)은 수신된 원격 측정 데이터(231)를 이용하여, 임계치 이상의 외부 빛이 위성체(210)로 입사되는 우주 시간을 예측(232)할 수 있다. 일실시예로서, 상기 외부 빛은 태양광일 수 있다. 지구국(220)은 수신된 원격 측정 데이터(231)에 포함되는 위성체(210)의 각속도 데이터 또는 가속도 데이터 등을 이용하여 기설정된 시간 동안의 위성체(210)의 위치, 자세 및 속도를 계산해낼 수 있다. 보다 구체적으로, 상기 계산은 지구국(220)에 존재하는 컴퓨팅 장치의 비행 동역학 모듈(FDS: Flight Dynamics Subsystem)에 의해 수행될 수 있다. 더하여, 지구국(220)은 수신된 원격 측정 데이터(231)와 천체 데이터를 이용하여 시간에 따라 위성체(210)로 입사되는 외부 빛의 세기를 예측할 수 있다. 상기 천체 데이터는 지구국(220)에서 계산되는 데이터로서, 기저장된 태양, 행성, 위성 및 혜성의 위치를 이용하여 각각의 궤도를 계산하고, 특정 시점에서의 태양, 행성, 위성 및 혜성 각각의 위치 데이터를 나타낼 수 있다.
위성체(210)로 소정의 임계치 이상의 외부 빛이 입력되는 우주 시간이 예측된 경우에, 지구국(220)은 위성체(210)로 제1 명령 신호(233)를 전송할 수 있다. 일실시예로서, 제1 명령 신호(233)는 위성체(210)의 필터링부에 입력 되는 전압을 상승시키는 제어 신호와 상기 제어 신호가 입력되는 우주 시간이 매칭된 데이터일 수 있다. 다른 일실시예로서, 제1 명령 신호(233)는 위성체(210)는 필터링부에 존재하는 편광 필터의 편광 방향을 제어하는 신호일 수 있다.
위성체(210)는 수신된 제1 명령 신호(233)에 따라 필터링부를 동작(234)시킬 수 있다. 보다 구체적으로, 위성체(210)는 제1 명령 신호(233)에 상응하는 우주 시간 동안 필터링부에 기설정된 문턱값 이상의 전압을 입력할 수 있다. 그에 따라, 위성체(210)의 필터링부는 불투명해질 수 있고, 위성체(210)의 광센서로 입력되는 강력한 외부 빛을 필터링할 수 있다.
더하여, 위성체(210)는 필터링부의 동작(234)에 상응하는 제1 실제 투과율(235)을 지구국(220)으로 전송할 수 있다. 실제로, 위성체(210) 내부의 프로세서에 이상이 있어 필터링부로 상기 문턱값 이상의 충분한 전압을 입력하지 못한 경우나, 필터링부 자체의 기계적인 결함으로 광센서를 보호하지 못하는 경우가 발생할 가능성이 존재한다. 이와 같은 경우에, 지구국(220)은 제1 명령 신호(233)에 상응하는 피드백 신호로서 제1 실제 투과율(235)을 전달 받아, 위성체(210)의 필터링부가 제대로 동작하고 있는지 판단할 수 있다.
지구국(220)은 수신된 제1 실제 투과율(235)을 소정의 임계치와 비교(236)할 수 있다. 보다 구체적으로, 상기 소정의 임계치는 필터링부의 동작에 따른 제1 설정 투과율일 수 있다. 예시적으로, 지구국(220)이 제1 명령 신호(233)로서 광센서로 입력되는 30%의 빛만을 투과할 것을 전달한 경우를 가정하자. 다만, 위성체(210)으로부터 전달된 제1 실제 투과율(235)이 60%로서 전송된 경우에, 제1 실제 투과율(235)이 소정의 임계치를 초과하게 된다. 그에 따라 지구국(220)은 위성체(210)의 필터링부가 제대로 동작하지 못하는 상태라는 것을 판단할 수 있다.
상기 판단의 결과에 따라, 지구국(220)은 위성체(210)로 제2 명령 신호(237)를 전달할 수 있다. 보다 구체적으로, 지구국(220)은 제1 실제 투과율(235)이 소정의 임계치를 초과하게 된 경우, 제2 명령 신호(237)를 위성체(210)로 전송할 수 있다. 제2 명령 신호(237)에 따라, 위성체(210)는 회피 기동(238)을 수행할 수 있다. 전달된 제2 명령 신호에 따라, 위성체(210)가 회피 기동(238)을 수행하는 자세한 과정을 아래에서 추가될 도면에서 설명될 것이다.
도 3은 일실시예에 따른 위성체의 회피 기동 과정을 설명하는 예시도이다. 도 3을 참조하면, 행성을 둘러 싸고 있는 제1 궤도(321)를 순환하는 위성체(310)가 도시된다. 일실시예로서, 지구국은 위성체(310)로부터 수신된 실제 투과율에 기초하여 궤도 변경을 위한 제2 명령 신호를 위성체(310)로 전송할 수 있다. 보다 구체적으로, 실제 투과율은 위성체(310)의 필터링부의 동작에 따라 외부 빛이 광센서로 투과되는 투과율을 나타낼 수 있다.
지구국은 위성체(310)로부터 수신된 실제 투과율과 설정 투과율을 비교하여 현재 위성체(310)의 필터링부에 의한 광센서의 보호가 충분히 수행되고 있는지 여부를 판단할 수 있다. 더하여, 위성체(310)의 필터링부를 이용한 광학적인 방법으로도 위성체(310)로 입사되는 강한 빛의 세기를 감소시키지 못한 경우에 지구국은 위성체(310)로 외부의 강한 빛에 대한 회피 기동을 명령할 수 있다.
보다 구체적으로, 지구국의 컴퓨팅 장치는 궤도 변경을 위한 추력기 분사 방향 및 반작용휠 구동 방향과 절대적인 우주 시간이 매칭된 데이터를 제2 명령 신호로서 위성체(310)에 전송할 수 있다. 예시적으로, 제2 명령 신호는 "우주 시간 T1에 추력기를 11초간 분사한다."와 같은 시간에 따른 위성체(310)의 동작을 나타내는 데이터일 수 있다. 상기 제2 명령 신호는 지구국 및 위성체 사이의 원격 명령(telecommand)의 형태로 위성체(310)로 전달할 수 있다. 그에 따라, 위성체(310)는 외부 빛을 이전 보다 약하게 입력 받는 새로운 제2 궤도(322)를 이용하여 행성 주위를 순환할 수 있다.
다른 일실시예로서, 지구국은 위성체(310)가 제1 궤도(321) 내에서 유지하는 이동 자세를 변경시킬 수 있다. 위성체(310)의 이동 자세는 롤(roll) 각, 피치(pitch) 각, 요우(yaw) 각으로 정의될 수 있다. 도 3을 참조하면, 위성체(310)의 제1 회전 방향(330), 제2 회전 방향(340) 및 제3 회전 방향(350)이 도시된다. 제1 회전 방향(330)은 위성체(310)의 진행 방향(x 축)을 회전 축으로 하여 회전하는 방향을 도시하며, 상기 롤 각에 대응하는 회전 방향을 도시한다. 제2 회전 방향(340)은 위성체(310)의 진행 방향(x 축)과 수직이고, 궤도 평면과 수직인 방향(y 축)으로서, 상기 피치 각에 대응하는 회전 방향을 도시한다. 제3 회전 방향(150)은 위성체(310)의 진행 방향(x 축)과 수직이고, 행성을 향하는 방향(z 축)으로서, 상기 요우 각에 대응하는 회전 방향을 도시 한다.
지구국은 위성체(310)의 자세 변경에 연관되는 제2 명령 신호를 위성체(310)로 전송할 수 있다. 보다 구체적으로, 제2 명령 신호는 위성체(310)의 자세 변경을 위한 각도 정보와 절대적인 우주 시간이 매칭된 데이터일 수 있다. 예시적으로, 제2 명령 신호는 "우주 시간 T2에 요우 각 방향으로 20도 회전한다."와 같은 시간에 따른 위성체(310)의 자세 변경을 나타내는 데이터일 수 있다.
본 실시예에서는 이해를 돕기 위해 위성체(310)의 궤도를 변경하거나 또는 자세를 변경하는 실시예가 도시되지만, 이는 본 발명의 권리범위를 제한하거나 한정하는 것이 아니다. 더하여, 위성체(310)의 궤도를 변경하면서 동시에 자세를 변경하는 제2 명령 신호가 전송될 수 있다는 것은 기술 분야에 속하는 당업자에게는 자명한 사실일 것이다.
위성체(310)로 소정의 임계치 이상의 빛의 세기를 갖는 외부 빛이 투사되는 것을 방지하기 위해, 본 발명에서는 투과율을 제어하는 필터링부 또는 위성체(310)의 회피 기동을 제어하는 구성을 선택적으로 개시한다. 지구국은 상황에 따라 위성체(310)의 광센서를 보호하기 위해, 둘 중 어느 하나의 구성을 이용하여 강한 외부 빛이 위성체(310)로 직사되는 것을 방지할 수 있다. 더하여, 어느 하나의 제어 경로가 이상이 생긴 경우라 할 지라도, 지구국의 사용자는 선택적으로 다른 방법을 이용하여 위성체(310)를 강한 외부 빛으로부터 보호할 수 있기 때문에 보다 효율적이고 신뢰도 높은 위성체(310)의 보호가 가능하게 될 것이다.
도 4는 일실시예에 따른 위성체의 블록도를 나타낸다. 도 4를 참조하면, 위성체(400)는 광센서(410), 통신부(420), 필터링부(430) 및 자세 제어부(440)를 포함할 수 있다. 광센서(410)는 위성체(400)로 투과되는 빛을 이용하여 위성체(400)에 연관되는 데이터를 획득할 수 있다.
일실시예로서, 광센서(410)는 태양광을 센싱하는 태양 센서일 수 있고, 태양광이 입사되는 방향 및 각도를 이용하여 태양의 방위각과 고도각을 위성체(400)에 연관되는 데이터로서 획득할 수 있다.
다른 일실시예로서, 광센서(410)는 CCD(charge coupled device camera)일 수 있고, 우주 공간에 관측되는 별의 패턴을 위성체(400)에 연관되는 데이터로서 획득할 수 있다. 위성체(400)는 획득된 별의 패턴을 기저장된 별 카탈로그와 비교하여, 현재 위성체(400)의 자세 및 위치를 결정할 수 있다.
통신부(420)는 위성체(400)의 관제 센터로부터 상기 빛의 세기를 제어하는 제1 명령 신호를 수신할 수 있다. 보다 구체적으로, 통신부(420)는 위성체(400)로 입력되는 빛의 세기가 소정의 임계치 이상이 되는 우주 시간 및 상기 빛의 세기를 제어하기 위한 설정 투과율을 제1 명령 신호로서 수신할 수 있다. 예시적으로, 통신부(420)는 "제1 우주 시간 T1에서부터 제2 우주 시간 T2까지는 설정 투과율을 30% 이내로 유지"하라는 명령에 연관되는 제1 명령 신호를 수신할 수 있다. 더하여, 관제 센터는 위성체(400)의 동작을 제어하는 장치를 포함하는 장소로서 지구국(earth station)뿐만 아니라 우주 공간의 궤도선이나 우주 센터를 실시예로서 포함할 수 있다.
필터링부(430)는 수신된 제1 명령 신호에 따라 빛의 투과율을 제어할 수 있다. 필터링부(430)의 동작에 따라, 위성체(400)는 광센서(410)로 적정량 이상의 빛의 세기가 입력되는 것을 방지할 수 있다. 따라서, 광센서(410)가 손상을 방지하고, 기대 사용 수명을 보장하는 효과를 기대할 수 있다.
보다 구체적으로, 필터링부(430)는 제1 명령 신호가 수신 되기 이전에는 디폴트 상태를 유지할 수 있다. 예시적으로, 상기 디폴트 상태는 필터링부(430)가 투명한 상태를 유지하는 것을 나타낼 수 있다. 필터링부(430)는 상기 디폴트 상태를 높은 투과율을 갖는 투명한 상태로서 유지함으로써, 위성체(400)에 포함되는 다른 구성 요소들의 고장 또는 오류에 의해 필터링부(430)로 명령 신호가 제대로 전달되지 않는 경우라도, 위성체(400) 전체는 이상 없이 동작할 수 있는 환경을 보장할 수 있다. 위성체(400)는 필터링부(430)를 사용할 수 없는 경우라도, 회피 기동을 이용하여 임계치 이상의 외부 빛이 입력되는 경우를 회피할 수 있을 것이다.
더하여, 필터링부(430)는 제1 명령 신호에 상응하는 우주 시간 동안 설정 투과율에 기초하여 불투명해질 수 있다. 그에 따라, 필터링부(430)는 광센서(410)로 투과되는 빛의 세기를 필터링하여 일부만을 광센서(410)로 전달할 수 있다.
또 다른 일실시예로서, 필터링부(430)는 제1 명령 신호에 따라 제어되는 빛의 실제 투과율을 계산할 수 있다. 통신부(420)는 상기 실제 투과율을 관제 센터로 전송할 수 있다. 더하여, 통신부(420)는 관제 센터로부터 제2 명령 신호를 수신할 수 있다. 상기 제2 명령 신호는 상기 실제 투과율에 따라 결정된 신호일 수 있다. 자세 제어부(440)는 상기 제2 명령 신호에 따라 위성체(400)의 궤도 또는 위성체(400)의 자세를 변경하는 회피 기동을 수행할 수 있다. 자세 제어부(440)의 동작에 관한 자세한 설명은 도 3과 함께 기재된 설명이 적용될 수 있고, 자세한 설명은 생략한다.
더하여, 본 실시예에서는 예시적으로 제1 명령 신호에 따라 필터링부(430)가 동작하고 제2 명령 신호에 따라 자세 제어부(440)가 동작하는 실시예가 도시되지만, 해당 설명은 본 발명의 권리범위를 한정하거나 제한하는 것으로 해석되어서는 안될 것이다. 제1 명령 신호에 따라 자세 제어부(440)가 동작하고, 제2 명령 신호에 따라 필터링부(430)가 동작하는 구성에 대하여도 본 발명의 설명이 적용될 수 있다는 것은 기술 분야에 속하는 전문가에게는 자명한 사실일 것이다.
도 5는 일실시예에 따른 위성체의 필터링부를 제어하는 방법을 설명하는 흐름도이다. 위성체의 필터링부를 제어하는 방법(500)은 위성체로 투과되는 빛의 양이 소정의 임계치 이상이 되는 우주 시간을 계산하는 단계(510), 상기 우주 시간 동안 상기 위성체의 필터링부를 제어하는 제1 명령 신호를 전송하는 단계(520), 상기 위성체로부터 수신된 실제 투과율과 상기 제1 명령 신호에 상응하는 설정 투과율을 비교하는 단계(530) 및 상기 위성체의 궤도 또는 자세를 제어하는 제2 명령 신호를 전송하는 단계(540)를 포함할 수 있다.
단계(510)에서 위성체의 제어 장치는 위성체로부터 수신된 원격 측정 데이터(telemetry)를 이용하여 위성체로 투과되는 빛의 양이 소정의 임계치 이상이 되는 우주 시간을 계산할 수 있다. 보다 구체적으로, 원격 측정 데이터는 위성체의 자세, 위성체의 위치, 위성체의 속도 및 위성체의 궤도 중 적어도 어느 하나일 수 있다. 더하여, 단계(510)에서 위성체의 제어 장치는 기저장된 위치 데이터를 이용하여 특정 시점에서의 태양, 행성, 위성 및 혜성 각각의 위치 데이터를 나타내는 천체 데이터를 계산할 수 있다. 더하여, 단계(510)은 지구국의 컴퓨팅 장치에 의해 수행될 수 있다. 보다 구체적으로, 단계(510)은 지구국의 컴퓨터 장치 내의 FDS(Flight Dynamics Subsystem) 모듈에 의해 수행될 수 있다.
단계(520)는 상기 우주 시간 동안 위성체의 필터링부를 제어하는 제1 명령 신호를 위성체로 전송하는 단계이다. 보다 구체적으로, 제1 명령 신호는 기설정된 우주 시간 동안 상기 필터링부에 입력 되는 전압이 증가하도록 하는 제어 신호 일 수 있다. 상기 제어 신호에 따라 상기 필터링부는 불투명하게 변화될 수 있다. 더하여, 단계(520)에서 위성체의 제어 장치는 원격 명령(telecommand)으로서 상기 제1 명령 신호를 위성체로 전송할 수 있다.
단계(530)는 상기 위성체로부터 수신된 실제 투과율과 상기 제1 명령 신호에 상응하는 설정 투과율을 비교하는 단계이다. 단계(530)에서 위성체의 제어 장치는 위성체로부터 수신된 실제 투과율이 제1 명령 신호에 상응하는 설정 투과율보다 크거나 같은지 비교할 수 있다. 만약, 단계(530)에서 실제 투과율이 설정 투과율보다 작거나 같은 것으로 판단된 경우에, 위성체의 제어 장치는 위성체의 필터링부를 제어하는 방법(500)을 종료할 수 있다. 다만, 단계(530)에서 실제 투과율이 설정 투과율보다 큰 경우에는 단계(540)이 수행될 수 있다.
단계(540)은 위성체의 궤도 또는 자세를 제어하는 제2 명령 신호를 전송하는 단계이다. 위성체의 제어 장치는 현재의 필터링부를 이용하는 투과율 제어로는 적정량의 외부 빛을 차단할 수 없다고 판단할 수 있다. 그에 따라, 단계(540)에서 위성체의 제어 장치는 위성체의 회피 기동에 상응하는 제2 명령 신호를 위성체로 전송할 수 있다.
이상에서 설명된 실시예들은 하드웨어 구성요소, 소프트웨어 구성요소, 및/또는 하드웨어 구성요소 및 소프트웨어 구성요소의 조합으로 구현될 수 있다. 예를 들어, 실시예들에서 설명된 장치, 방법 및 구성요소는, 예를 들어, 프로세서, 콘트롤러, ALU(arithmetic logic unit), 디지털 신호 프로세서(digital signal processor), 마이크로컴퓨터, FPGA(field programmable gate array), PLU(programmable logic unit), 마이크로프로세서, 또는 명령(instruction)을 실행하고 응답할 수 있는 다른 어떠한 장치와 같이, 하나 이상의 범용 컴퓨터 또는 특수 목적 컴퓨터를 이용하여 구현될 수 있다. 처리 장치는 운영 체제(OS) 및 상기 운영 체제 상에서 수행되는 하나 이상의 소프트웨어 애플리케이션을 수행할 수 있다. 또한, 처리 장치는 소프트웨어의 실행에 응답하여, 데이터를 접근, 저장, 조작, 처리 및 생성할 수도 있다. 이해의 편의를 위하여, 처리 장치는 하나가 사용되는 것으로 설명된 경우도 있지만, 해당 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자는, 처리 장치가 복수 개의 처리 요소(processing element) 및/또는 복수 유형의 처리 요소를 포함할 수 있음을 알 수 있다. 예를 들어, 처리 장치는 복수 개의 프로세서 또는 하나의 프로세서 및 하나의 콘트롤러를 포함할 수 있다. 또한, 병렬 프로세서(parallel processor)와 같은, 다른 처리 구성(processing configuration)도 가능하다.
소프트웨어는 컴퓨터 프로그램(computer program), 코드(code), 명령(instruction), 또는 이들 중 하나 이상의 조합을 포함할 수 있으며, 원하는 대로 동작하도록 처리 장치를 구성하거나 독립적으로 또는 결합적으로(collectively) 처리 장치를 명령할 수 있다. 소프트웨어 및/또는 데이터는, 처리 장치에 의하여 해석되거나 처리 장치에 명령 또는 데이터를 제공하기 위하여, 어떤 유형의 기계, 구성요소(component), 물리적 장치, 가상 장치(virtual equipment), 컴퓨터 저장 매체 또는 장치, 또는 전송되는 신호 파(signal wave)에 영구적으로, 또는 일시적으로 구체화(embody)될 수 있다. 소프트웨어는 네트워크로 연결된 컴퓨터 시스템 상에 분산되어서, 분산된 방법으로 저장되거나 실행될 수도 있다. 소프트웨어 및 데이터는 하나 이상의 컴퓨터 판독 가능 기록 매체에 저장될 수 있다.
실시예에 따른 방법은 다양한 컴퓨터 수단을 통하여 수행될 수 있는 프로그램 명령 형태로 구현되어 컴퓨터 판독 가능 매체에 기록될 수 있다. 상기 컴퓨터 판독 가능 매체는 프로그램 명령, 데이터 파일, 데이터 구조 등을 단독으로 또는 조합하여 포함할 수 있다. 상기 매체에 기록되는 프로그램 명령은 실시예를 위하여 특별히 설계되고 구성된 것들이거나 컴퓨터 소프트웨어 당업자에게 공지되어 사용 가능한 것일 수도 있다. 컴퓨터 판독 가능 기록 매체의 예에는 하드 디스크, 플로피 디스크 및 자기 테이프와 같은 자기 매체(magnetic media), CD-ROM, DVD와 같은 광기록 매체(optical media), 플롭티컬 디스크(floptical disk)와 같은 자기-광 매체(magneto-optical media), 및 롬(ROM), 램(RAM), 플래시 메모리 등과 같은 프로그램 명령을 저장하고 수행하도록 특별히 구성된 하드웨어 장치가 포함된다. 프로그램 명령의 예에는 컴파일러에 의해 만들어지는 것과 같은 기계어 코드뿐만 아니라 인터프리터 등을 사용해서 컴퓨터에 의해서 실행될 수 있는 고급 언어 코드를 포함한다. 상기된 하드웨어 장치는 실시예의 동작을 수행하기 위해 하나 이상의 소프트웨어 모듈로서 작동하도록 구성될 수 있으며, 그 역도 마찬가지이다.
이상과 같이 실시예들이 비록 한정된 도면에 의해 설명되었으나, 해당 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 상기를 기초로 다양한 기술적 수정 및 변형을 적용할 수 있다. 예를 들어, 설명된 기술들이 설명된 방법과 다른 순서로 수행되거나, 및/또는 설명된 시스템, 구조, 장치, 회로 등의 구성요소들이 설명된 방법과 다른 형태로 결합 또는 조합되거나, 다른 구성요소 또는 균등물에 의하여 대치되거나 치환되더라도 적절한 결과가 달성될 수 있다.

Claims (12)

  1. 위성체로 투과되는 빛을 이용하여 상기 위성체에 연관되는 데이터를 획득하는 광센서;
    상기 빛의 세기를 제어하는 제1 명령 신호를 상기 위성체의 관제 센터로부터 수신하는 통신부; 및
    상기 제1 명령 신호에 따라 상기 빛의 투과율을 제어하여 상기 광센서의 손상을 방지하는 필터링부
    를 포함하는 위성체.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 통신부는 상기 빛의 세기가 소정의 임계치 이상이 되는 우주 시간 및 상기 빛의 세기를 제어하기 위한 설정 투과율을 상기 제1 명령 신호로서 수신하는 위성체.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 필터링부는 상기 우주 시간 동안 상기 설정 투과율에 기초하여 불투명해지는 것을 특징으로 하는 위성체.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 필터링부는 상기 우주 시간이 경과한 경우에, 디폴트 상태에 상응하도록 투명해지는 것을 특징으로 하는 위성체.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 필터링부는 상기 광센서로 투과되는 빛을 필터링하여 상기 광센서로 전달하는 것을 특징으로 하는 위성체.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 필터링부는 상기 제1 명령 신호에 따라 제어된 빛의 실제 투과율을 계산하고, 상기 통신부는 상기 실제 투과율을 상기 관제 센터로 전송하는 위성체.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 통신부가 상기 실제 투과율에 따라 결정된 제2 명령 신호를 수신한 경우에, 상기 제2 명령 신호에 따라 상기 위성체의 궤도 및 상기 위성체의 자세를 변경하는 자세 제어부
    를 더 포함하는 위성체.
  8. 위성체의 자세, 상기 위성체의 속도 및 천체 데이터를 이용하여 상기 위성체로 투과되는 빛의 양이 소정의 임계치 이상이 되는 우주 시간을 계산하는 계산부; 및
    상기 우주 시간 동안 상기 위성체의 필터링부를 제어하여 상기 빛의 양을 줄이도록 하는 제1 명령 신호를 상기 위성체로 전송하는 통신부
    를 포함하고,
    상기 필터링부는 상기 위성체의 광센서로 입력되는 빛을 필터링하여 상기 필터링된 빛을 상기 광센서로 전달하는 것을 특징으로 하는 위성체의 제어 장치.
  9. 제8항에 있어서,
    상기 통신부는 상기 필터링부로 입력되는 전압을 증가시켜 상기 필터링부가 불투명해지도록 하여 상기 빛의 양을 줄이는 상기 제1 명령 신호를 상기 위성체로 전송하는 위성체의 제어 장치.
  10. 제8항에 있어서,
    상기 통신부는 상기 위성체로부터 상기 필터링부의 동작에 따른 실제 투과율을 수신하고, 상기 계산부는 상기 제1 명령 신호에 상응하는 설정 투과율과 상기 실제 투과율의 차이값을 계산하는 위성체의 제어 장치.
  11. 제10항에 있어서,
    상기 계산부가 상기 설정 투과율 및 상기 실제 투과율의 차이값을 소정의 임계치 이상으로 계산한 경우에, 상기 통신부는 상기 위성체의 궤도 및 상기 위성체의 자세를 제어하는 제2 명령 신호를 상기 위성체로 전송하는 위성체의 제어 장치.
  12. 위성체로 투과되는 빛의 양을 줄이도록 제어하는 프로그램을 수록한 컴퓨터 판독 가능한 기록 매체에 있어서, 상기 프로그램은:
    상기 위성체의 자세, 상기 위성체의 속도 및 천체 데이터를 이용하여 상기 위성체로 투과되는 빛의 양이 소정의 임계치 이상이 되는 우주 시간을 계산하는 명령어 세트; 및
    상기 우주 시간 동안 상기 위성체의 필터링부를 제어하여 상기 빛의 양을 줄이는 제1 명령 신호를 상기 위성체로 전송하는 명령어 세트
    를 포함하고,
    상기 필터링부는 상기 위성체의 광센서로 입력되는 빛을 필터링하여 상기 필터링된 빛을 상기 광센서로 전달하는 것을 특징으로 하는 컴퓨터 판독 가능한 기록 매체.
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