KR100797387B1 - 컴포넌트 기반 위성 모델링에 의한 위성 시뮬레이션 시스템 - Google Patents

Abstract

본 발명은 위성에 의존적인 데이터와 모델링 대상의 고유특성을 분리하여 컴포넌트 기반의 모델을 구성하고, 상기 모델을 구동시켜 각 구성요소를 이루는 프로세스의 스케줄링 및 시간관리를 하여 시뮬레이션을 하는 컴포넌트 기반 위성 모델링에 의한 위성 시뮬레이션 시스템에 관한 것으로, 사용자로부터 제어명령과 정보를 입력받는 사용자 인터페이스부; 시뮬레이션 대상 위성에 의존적인 정보와, 시뮬레이션 대상 모델의 고유특성 및 그에 따른 파라미터 정보를 분리하여 저장하고, 상기 제어명령에 따라 요구되는 시뮬레이션을 수행하는 위성 모델부; 및 상기 사용자 인터페이스부로부터 입력된 제어명령에 의해 상기 위성 모델부와 온보드 시뮬레이션부와 외부 인터페이스부의 시뮬레이션 제어를 위한 스케줄 제어명령을 생성하여 제어하고, 시뮬레이션 결과를 수집 및 관리하는 시뮬레이션 커널부를 포함하되, 상기 위성 모델부는 상기 시뮬레이션 커널부로부터 시뮬레이션 초기화에 대한 제어명령을 입력받아 시뮬레이션 대상 모델, 위성의존 정보, 고유특성 정보를 설정하여 위성 모델링 구조를 생성하는 것을 특징으로 한다.

위성 시뮬레이션, 위성 모델, 컴포넌트 기반, 객체지향 기반

Description

컴포넌트 기반 위성 모델링에 의한 위성 시뮬레이션 시스템{Satellite simulation system by component based satellite modeling}

도 1은 본 발명에 따른 컴포넌트 기반 위성 모델링에 의한 위성 시뮬레이션 시스템에 대한 일실시예 구성도,

도 2는 본 발명이 적용되는 컴포넌트 기반의 위성 모델링 구조에 대한 일실시예 구성도,

도 3a는 본 발명이 적용되는 컴포넌트 기반의 모델링에 대한 일실시예 예시도,

도 3b는 본 발명이 적용되는 컴포넌트 기반의 모델링에 대한 다른 실시예 예시도.

* 도면의 주요 부분에 대한 부호 설명

10; 사용자 인터페이스부

20; 시뮬레이션 커널부

30; 위성 모델부

40; 온보드 시뮬레이션부

50; 외부 인터페이스부

본 발명은 컴포넌트 기반 위성 모델링에 의한 위성 시뮬레이션 시스템에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 위성에 의존적인 데이터와 모델링 대상의 고유특성을 분리하여 컴포넌트 기반의 모델을 구성하고, 상기 모델을 구동시켜 각 구성요소를 이루는 프로세스의 스케줄링 및 시간관리를 하여 시뮬레이션을 하는, 컴포넌트 기반 위성 모델링에 의한 위성 시뮬레이션 시스템에 관한 것이다.

전세계 각국은 고도의 정보화 사회를 지향하여 다양한 통신시스템의 개발에 박차를 가하고 있다. 이러한 노력의 일환으로, 전세계 각국은 저궤도 다목적 위성 등 여러 위성들을 연구개발하고 있다. 상기와 같은 위성 시스템을 효과적으로 운영하기 위해서 위성 시뮬레이션 시스템은 매우 중요한 역할을 수행한다.

일반적으로, 위성 시뮬레이션 시스템은 다양한 특성의 기계 장치를 포함하고 3차원 공간에서의 자세와 궤도 운동을 하는 위성을 다양한 시나리오 모델에 따라 운용 시뮬레이션한다. 즉, 상기 위성 시뮬레이션 시스템은 위성의 개발단계에서 위성관제시스템을 검증하기 위한 가상의 위성으로서 기능, 위성의 발사전 단계에서 위성운용자의 운용훈련 및 위성운용 리허설에 활용되는 기능, 위성 운용단계에서 위성에 전송될 원격명령(telecommand) 검증 및 위성의 이상상태 분석 기능 등에 대 한 시뮬레이션을 수행한다.

한편, 위성 시뮬레이션 시스템은 위성의 시뮬레이션을 수행하기 위해 위성이 운용되는 우주환경을 나타내는 우주환경 모델, 위성의 자세와 궤도운동을 나타내는 비행역학 모델, 위성의 센서/구동기/신호 송수신 장비를 비롯한 하드웨어 유닛 모델에 대한 다양한 모델링이 필요하다.

종래의 위성 시뮬레이션 시스템은 위성이 개발될 때마다 시뮬레이션을 수행하기 위한 시뮬레이션 모델이 새롭게 개발되는 비용부담과 위험부담이 크고, 시뮬레이션 대상인 위성들이 비슷한 모듈로 제작되고 있다는 점에서 차츰 객체지향 설계기법에 의한 시뮬레이션 모델의 재사용성이 강조되고 있다.

이러한 객체지향 설계기법에 의한 위성 시뮬레이션 방식은 시뮬레이션 모델간의 공통점을 추출하여 이를 아우르는 추상모델을 도입하고, 특정 시뮬레이션 시스템은 상기 추상모델로부터 특성을 상속받아 하위모델을 구성하는 방식이다.

이와 같은 종래의 방식은 특성이 유사한 여러 개의 추상모델을 도입하거나 제1 추상모델로부터 상속받은 제2 추상모델을 도입하여 모델을 구현하게 되어 여러 단계의 상속에 의하여 모델링되는 단점이 있다. 즉, 상기와 같은 종래의 방식은 탑다운(top-down)방식으로 추상모델로부터 출발하여 하위 모델을 작성하게 되므로 추상모델과 다른 특성을 갖는 경우에 또 다른 추상모델을 작성해야 하는 번거로움이 있다. 또한, 종래의 방식은 다양한 모델들을 모두 포함할 수 있는 일반화된 추상모델을 작성하는 것이 사실상 불가능하다.

한편, 종래의 방식에서 위성 시뮬레이션 시스템의 개발에 충분히 적용되기 위해 각 모델의 컴포넌트(component) 기반의 설계기법을 이용해야 한다. 상기와 같은 종래의 컴포넌트 기반 방식은 부품 조립식 소프트웨어 개발이 가능하도록 하여 이미 정의되어 있는 각각의 컴포넌트 모델을 이용하여 전체 위성 시뮬레이션 시스템을 구성한다.

또한, 종래의 컴포넌트 기반 방식의 일례로 유럽 우주국(European Space Agency; ESA)에서 작성 배포중인 SMP 표준안은, 모델의 각종 형식을 카탈로그 파일로 정의하고 인터페이스 및 상속성을 고려하여 상세한 모델을 작성하며, 어셈블리 파일을 통해 모델 인스턴스를 연결한다. 또한, 상기 SMP 표준안에는 구성된 모델간의 혹은 모델과 시뮬레이션 환경 간의 각종 정보의 교환은 인터페이스를 통해 이루어진다.

하지만, 상기 SMP 표준안은 실제 시뮬레이션을 위해서는 정의된 모델을 특정 프로그래밍 언어로 매핑(mapping)하고, 각 모델의 고유특성이나 알고리즘과 같은 핵심 부분을 작성하는 과정이 요구되는 단점이 있다.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하고 상기와 같은 요구에 부응하기 위하여 제안된 것으로, 위성에 의존적인 데이터와 모델링 대상의 고유특성을 분리하여 컴포넌트 기반의 모델을 구성하고, 상기 모델을 구동시켜 각 구성요소를 이루는 프로세스를 스케줄링 및 시간관리를 하여 시뮬레이션을 하는, 컴포넌트 기반 위성 모델링에 의한 위성 시뮬레이션 시스템을 제공하는데 그 목적이 있다.

본 발명의 다른 목적 및 장점들은 하기의 설명에 의해서 이해될 수 있으며, 본 발명의 실시예에 의해 더욱 분명하게 알게 될 것이다. 또한, 본 발명의 목적 및 장점들은 특허 청구 범위에 나타낸 수단 및 그 조합에 의해 실현될 수 있음을 쉽게 알 수 있을 것이다.

상기의 목적을 달성하기 위한 본 발명은, 사용자로부터 제어명령과 정보를 입력받는 사용자 인터페이스부; 시뮬레이션 대상 위성에 의존적인 정보와, 시뮬레이션 대상 모델의 고유특성 및 그에 따른 파라미터 정보를 분리하여 저장하고, 상기 제어명령에 따라 요구되는 시뮬레이션을 수행하는 위성 모델부; 및 상기 사용자 인터페이스부로부터 입력된 제어명령에 의해 상기 위성 모델부와 온보드 시뮬레이션부와 외부 인터페이스부의 시뮬레이션 제어를 위한 스케줄 제어명령을 생성하여 제어하고, 시뮬레이션 결과를 수집 및 관리하는 시뮬레이션 커널부를 포함하되, 상기 위성 모델부는 상기 시뮬레이션 커널부로부터 시뮬레이션 초기화에 대한 제어명령을 입력받아 시뮬레이션 대상 모델, 위성의존 정보, 고유특성 정보를 설정하여 위성 모델링 구조를 생성하는 것을 특징으로 한다.

상술한 목적, 특징 및 장점은 첨부된 도면과 관련한 다음의 상세한 설명을 통하여 더욱 분명해 질 것이며, 그에 따라 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 본 발명의 기술적 사상을 용이하게 실시할 수 있을 것이다. 또 한, 본 발명을 설명함에 있어서 본 발명과 관련된 공지 기술에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에 그 상세한 설명을 생략하기로 한다. 이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명에 따른 바람직한 일실시예를 상세히 설명하기로 한다.

도 1은 본 발명에 따른 컴포넌트 기반 위성 모델링에 의한 위성 시뮬레이션 시스템에 대한 일실시예 구성도이다.

도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 위성 시뮬레이션 시스템은, 사용자 인터페이스부(user interface, 10), 시뮬레이션 커널부(simmulation kernel, 20), 위성 모델부(30), 온보드 시뮬레이션부(onboard simulation, 40), 외부 인터페이스부(50)를 포함한다.

사용자 인터페이스부(10)는 위성 시뮬레이션 시스템의 운용자 즉, 사용자로부터 시뮬레이션을 전체적으로 운용 및 제어할 수 있도록 인터페이스를 제공한다. 이를 통해, 상기 사용자 인터페이스부(10)는 사용자에 의해 입력받은 각종 제어명령을 시뮬레이션 커널부(20)에 제공한다. 특히, 상기 사용자 인터페이스부(10)는 위성 시뮬레이션 시스템의 시뮬레이션에 필요한 데이터와 그에 따른 파라미터(parameter)값을 입력받는다.

시뮬레이션 커널부(20)는 사용자 인터페이스부(10)로부터 입력받은 제어명령을 처리하여 전체적인 시뮬레이션을 관리한다. 즉, 상기 시뮬레이션 커널부(20)는 입력받은 제어명령을 처리하여 위성 모델부(30), 온보드 시뮬레이션부(40), 외부 인터페이스부(50)를 관리한다.

이에 대해 구체적으로 살펴보면, 다음과 같다.

시뮬레이션 커널부(20)는 위성 모델부(30), 온보드 시뮬레이션부(40) 및 외부 인터페이스부(50)의 위성모델 프로세스를 스케줄링(scheduling) 제어를 통해 실행시키고, 이의 결과로 발생되는 각종 이벤트(event)를 수집 및 관리한다.

시뮬레이션 커널부(20)는 앞서 언급한 기능을 수행하기 위해, 시뮬레이션 제어모듈(21), 타이머 모듈(22), 스케줄링 모듈(23), 시간관리 모듈(24), 이벤트 관리모듈(25), 이벤트 로그모듈(26)을 포함한다.

시뮬레이션 제어모듈(21)은 위성 모델부(30), 온보드 시뮬레이션부(40), 외부 인터페이스부(50)의 프로세서로 전송하기 위한 제어명령을 타이머 모듈(22)로 전송한다.

상기 타이머 모듈(22)은 시뮬레이션 제어모듈(21)에서 전송된 제어명령에 대응된 타임틱(time tick)을 생성하여 스케줄링 모듈(23)로 전송한다.

상기 스케줄링 모듈(23)은 상기 타이머 모듈(22)에서 전송된 타임틱에 따라 위성 모델부(30), 온보드 시뮬레이션부(40), 외부 인터페이스부(50)의 위성모델 프로세서의 실행 스케줄을 제어한다.

한편, 상기 시뮬레이션 제어모듈(21)은 시간관리 모듈(24)로부터 컴퓨터의 시스템 시간과 시뮬레이션 시간을 전송받는다. 이때, 상기 시뮬레이션 제어모듈(21)은 전송받은 컴퓨터의 시스템 시간과 시뮬레이션 시간을 동기화하여 시뮬레이션을 진행한다.

시뮬레이션 제어모듈(21)은 시뮬레이션 초기화단계에서 타이머 모듈(22)을 통해 타임틱을 1회 발생시킨다. 이때, 스케줄모듈(23)은 상기 시뮬레이션 제어모듈(21)의 요청에 의해 상기 타이머 모듈(22)로부터 발생된 타임틱 1회에 의해 위성 모델부(20), 온보드 시뮬레이션부(30), 외부 인터페이스부(50)의 위성모델 프로세스를 한번 수행시켜 시뮬레이션을 초기화시킨다. 이에 따라, 위성 모델부(30)는 후술할 위성의존 정보를 설정함으로써 해당 위성의 구성에 따른 시뮬레이션이 가능하게 된다.

부가적으로, 상기 시뮬레이션 제어모듈(21)은 시뮬레이션이 초기화되면, 각종 파라미터들을 초기화하고 시뮬레이션 시간과 컴퓨터 시스템 시간을 동기화시켜 실시간 시뮬레이션이 가능하도록 한다.

시뮬레이션 제어모듈(21)은 시뮬레이션 스케줄에 따라 시뮬레이션이 초기화된 후 시뮬레이션의 시작단계에서 타이머 모듈(22)을 통해 타임틱을 연속적으로 발생시켜 시뮬레이션을 시작한다.

상기 시뮬레이션 제어모듈(21)은 타이머 모듈(22)의 단위시간당 타임틱의 발생주기를 변화시킴으로써, 시뮬레이션의 진행속도를 제어한다. 즉, 상기 시뮬레이션 제어모듈(21)은 시뮬레이션을 실시간보다 빠르게 수행하려면 타이머 모듈(22)로 단위시간당 타임틱의 발생주기를 빠르게 하도록 요청하고, 시뮬레이션을 실시간보다 느리게 수행하려면 타이머 모듈(22)로 단위시간당 타임틱의 발생주기를 느리게 하도록 요청한다.

상기 시뮬레이션 제어모듈(21)은 타이머 모듈(22)을 통해 타임틱 발생을 중 지시켜 시뮬레이션의 일시정지를 수행한다. 이후, 상기 시뮬레이션 제어모듈(21)은 타이머 모듈(22)를 통해 타임틱을 계속 발생시켜 일시정지된 시뮬레이션을 재시작한다.

상기 시뮬레이션 제어모듈(21)은 타이머 모듈(22)에서 타임틱 발생을 중지시킴으로써 시뮬레이션을 종료하는데, 이때 상기 타이머 모듈(22)은 스케줄링 모듈(23)로 위성 모델부(30), 온보드 시뮬레이션부(40), 외부 인터페이스부(50)의 프로세스로 종료명령을 전송하도록 한다.

타이머(timer) 모듈(22)은 시뮬레이션 제어모듈(21)로부터 제어명령을 전송받고, 상기 제어명령에 대응하는 타임틱을 생성하여 스케줄링 모듈(23)로 전송한다. 이때, 상기 타이머 모듈(22)은 타임틱 생성에 대한 정보를 시간관리 모듈(24)로 전송하여 시뮬레이션 시간을 갱신하게 한다.

스케줄링 모듈(23)은 타이머 모듈(22)로부터 제어명령에 대응하는 타임틱을 제공받고 스케줄링 시간에 계획된 시뮬레이션 스케줄을 호출하여 위성 모델부(30), 온보드 시뮬레이션부(40), 외부 인터페이스부(50)로 실행명령을 전달한다.

시간관리 모듈(24)은 컴퓨터의 시스템 시간과 시뮬레이션 시간을 관리한다. 특히, 상기 시간관리 모듈(24)은 시뮬레이션 시간의 진행을 타이머 모듈(22)의 타임틱에 따라 관리한다. 또한, 상기 시간관리 모듈(24)은 컴퓨터의 시스템시간과 시뮬레이션 시간을 시뮬레이션 제어모듈(21)에 제공한다. 또한, 상기 시간관리 모듈(24)은 시뮬레이션 시간을 GPS 위성 표준시(GPS constellation time), 그리니치 표준시(Greenwich Mean Time; GMT), 한국 표준시(Korea Standard Time; KST), GPS 시간 등의 시간으로 상호 변환한다.

이벤트 관리모듈(25)은 위성 모델부(30), 온보드 시뮬레이션부(40), 외부 인터페이스부(50)의 프로세스로부터 발생하는 모든 이벤트정보를 수집하여 중요도에 따라 관리한다. 또한, 상기 이벤트 관리모듈(25)은 수집한 상기 이벤트정보를 시뮬레이션 제어모듈(21)과 이벤트 로그모듈(26)로 전송한다.

이벤트 로그모듈(26)은 이벤트 관리모듈(25)로부터 전송받은 이벤트를 저장한다. 이때, 상기 이벤트 로그모듈(26)은 상기 이벤트 정보를 사용자에게 제공한다(예를 들어, 이벤트 정보를 화면에 디스플레이, 이벤트 정보를 프린터로 출력 등).

이하, 위성 모델부(30), 온보드 시뮬레이션부(40), 외부 인터페이스부(50)에 대하여 설명한다.

위성 모델부(30)는 위성의 하드웨어 유닛(unit) 모델, 위성의 궤도 및 자세 역학모델을 포함하는 비행역학모델, 위성이 운용되는 우주환경을 모델링하는 우주환경모델로 구성된다. 특히, 상기 위성 모델부(30)는 온보드 시뮬레이션부(40)와 폐쇄반복(closed loop)을 이뤄 시뮬레이션을 수행한다.

온보드 시뮬레이션부(40)는 위성의 온보드 컴퓨터에 탑재되어 위성을 제어하는 비행 소프트웨어의 기능을 시뮬레이션한다. 이때, 상기 온보드 시뮬레이션부(40)는 비행 소프트웨어(flight software)를 크로스 컴파일(cross compile)하거나 프로세스 에뮬레이터(emulator) 상의 실행파일에 상기 비행 소프트웨어를 탑재시켜 시뮬레이션한다.

외부 인터페이스부(50)는 사용자가 위성을 운용하기 위한 위성관제시스템과의 인터페이스를 제공한다. 특히, 상기 외부 인터페이스부(50)는 시뮬레이션 커널부(20)가 위성관제시스템으로부터 원격명령(telecommand)을 수신하여 원격측정(telemetry)을 주기적으로 전송할 수 있게 한다.

도 2는 본 발명이 적용되는 컴포넌트 기반의 위성 모델링 구조에 대한 일실시예 구성도이다.

도 2에 도시된 바와 같이, 본 발명이 적용되는 컴포넌트 기반의 위성 모델링 구조는, 모델(100), 입력데이터(input, 101), 위성에 의존적인 정보(이하, "위성의존 정보"라 함, 102), 출력데이터(output, 103), 모델링 대상의 고유특성 정보(이하, "고유특성 정보"라 함, 104)로 구성된다. 본 발명의 컴포넌트 기반의 위성 모델링 구조는 위성 모델부(30)에 의해 구현되며, 위성의존 정보와 고유특성 정보를 분리하여 컴포넌트 기반의 모델을 구성한다.

이하, 본 발명의 위성 모델링 구조에 대해 상세히 설명한다.

모델(100)은 시뮬레이션 모델이 가지는 알고리즘(algorithm)으로 입/출력데이터(101, 103), 위성의존 정보(102) 및 고유특성 정보(104)를 이용한다.

위성의존 정보(102)는 모델링 대상 모델이 시뮬레이션 대상 위성에 어떻게 연결되는지를 나타내는 부분이다. 특히, 상기 위성의존 정보(102)는 변경할 수 있게 하여 서로 다른 위성에서도 모델을 재활용할 수 있도록 한다.

고유특성 정보(104)는 모델링 대상 모델이 가지고 있는 고유특성이나 그에 따른 파라미터 값을 설정해 준다.

부가적으로, 위성 모델링 구조는 모델명(model name), 모델에 대한 설명(model description), 모델 카테고리(model category), 개발자(author), 수정사항(modification) 등의 모델 상세 부분(model specification)이 작성되어, 해당 모델을 다른 사용자가 쉽게 접근하도록 하는 것이 바람직하다.

한편, 위성 모델부(30)는 시뮬레이션 커널부(20)로부터 시뮬레이션 초기화에 대한 제어명령을 입력받아 모델(100), 위성의존 정보(102), 고유특성 정보(104)를 설정하여 위성 모델링 구조를 생성한다.

또한, 위성 모델부(30)는 시뮬레이션 스케줄에 따라 시뮬레이션이 수행될 때 입력데이터(101)를 제공받아 해당 모델의 시뮬레이션을 수행하고, 상기 시뮬레이션이 진행되어 발생된 이벤트 정보인 해당 모델의 출력데이터(103)를 시뮬레이션 커널부(30)에 제공한다.

또한, 위성 모델부(30)는 시뮬레이션 커널부(20)로부터 전송받은 시뮬레이션 스케줄의 종료명령에 따라 해당 모델의 시뮬레이션을 종료한다.

도 3a는 본 발명이 적용되는 컴포넌트 기반의 모델링에 대한 일실시예 예시도이다.

도 3a에 도시된 바와 같이, 본 발명이 적용되는 컴포넌트 기반의 모델은, 위성의 하드웨어 유닛에 대한 모델의 예로서 위성의 정밀태양센서 모델(Fine Sun Sensor; FSS, 110)이다.

정밀태양센서 모델(110)은 입력데이터(111)로서 정밀태양센서의 스위치 온/오프 상태, 정밀태양센서의 동작상태, 위성 몸체 좌표계에서의 태양벡터, 일식상황, 이상상태 요청, 잡음 플래그를 입력받아 정밀태양센서 모델(110) 내의 알고리즘에 따라 출력데이터(113)로서 정밀태양센서의 카운트값과 정밀태양센서의 전류값을 출력한다.

또한, 정밀태양센서 모델(110)은 자신의 FOV(Field Of View), 데이터 변환 Scale Factor, 요구전력, 전압정보 등의 정밀태양센서만의 특성을 나타내는 데이터 즉, 고유특성 정보(114)를 가져야 한다.

또한, 정밀태양센서 모델(110)은 위성마다 정밀태양센서의 장착 지향방향이 다르므로, 이를 위해 정밀태양센서의 지향방향 정보(FSS Orientation, 즉 Direction Cosine Matrix)와 같은 위성의존 정보(112)를 외부에서 설정할 수 있는 컴포넌트 기반의 정밀태양센서 모델을 구성한다.

이를 통해, 상기 정밀태양센서 모델(110)은 특성에 따라 상기와 같은 하드웨어 유닛 모델 컴포넌트로 모델링 및 구현이 되어 다른 위성의 시뮬레이션에서 활용할 수 있다.

도 3b는 본 발명이 적용되는 컴포넌트 기반의 모델링에 대한 다른 실시예 예시도이다.

도 3b에 도시된 바와 같이, 본 발명이 적용되는 컴포넌트 기반의 모델은, 위성 궤도 및 자세 역학모델을 포함하는 비행역학모델에 대한 모델의 예로서 위성의 궤도역학 모델(Orbit Dynamics, 120)이다.

궤도역학 모델(120)은 뉴턴의 운동 법칙과 만유인력 법칙을 근거로 미분 방정식 형태로 표현되고, 지구 비대칭 중력장, 대기 항력, 태양과 달의 인력, 태양 복사압 등과 같은 교란력 성분, 위성체 추력기 사용에 따른 추력 성분이 포함된다.

즉, 상기 궤도역학 모델(120)은 입력데이터(121)로서 위성의 위치 및 속도 또는 궤도요소를 나타내는 초기조건, 교란력 성분, 사용자의 선택에 따라 달라질 수 있는 교란력 포함 플래그, 일식상황, 추력 성분, 추진제 질량을 입력받아 궤도역학 모델(120) 내의 알고리즘에 따라 출력데이터(123)로서 위성의 위치 및 속도를 출력한다.

또한, 궤도역학 모델(120)은 시뮬레이션하고자 하는 궤도의 특성에 따라 필요한 파라미터 즉, 고유특성 정보(124)를 가져야 한다. 이때, 상기 궤도역학 모델(120)은 고유특성 정보(124)로서 지구중력상수를 갖는데, 이를 통해 지구를 중심으로 운동하는 궤도를 계산하는 모델임을 알 수 있다.

또한, 궤도역학 모델(120)은 위성의 형태나 운용기간에 따라 건조질량(dry mass)이 다르므로, 이를 위성의존 정보(122)로 취급하여 외부에서 설정할 수 있는 컴포넌트 기반의 궤도역학 모델을 구성한다.

이를 통해, 상기 궤도역학 모델(120)은 상기와 같은 궤도 및 자세 역학모델을 포함하는 비행역학모델에 대한 부분을 컴포넌트로 모델링 및 구현이 되어 다른 위성의 시뮬레이션에서 활용할 수 있다.

상술한 바와 같은 본 발명의 방법은 프로그램으로 구현되어 컴퓨터로 읽을 수 있는 형태로 기록매체(씨디롬, 램, 롬, 플로피 디스크, 하드 디스크, 광자기 디스크 등)에 저장될 수 있다. 이러한 과정은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있으므로 더 이상 상세히 설명하지 않기로 한다.

이상에서 설명한 본 발명은, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 있어 본 발명의 기술적 사상을 벗어나지 않는 범위 내에서 여러 가지 치환, 변형 및 변경이 가능하므로 전술한 실시예 및 첨부된 도면에 의해 한정되는 것이 아니다.

상기와 같은 본 발명은 실제하드웨어 유닛과 같이 검증된 하드웨어 컴포넌트를 이를 새로운 위성의 시뮬레이션 장치의 구현에 활용할 수 있는 효과가 있다. 또한, 본 발명은 시뮬레이션 대상 위성이 변경되어도 쉽게 확장하여 적용할 수 있는 효과가 있다.

Claims (8)

1. 사용자로부터 제어명령과 정보를 입력받는 사용자 인터페이스부;

   시뮬레이션 대상 위성에 의존적인 정보와, 시뮬레이션 대상 모델의 고유특성 및 그에 따른 파라미터 정보를 분리하여 저장하고, 상기 제어명령에 따라 요구되는 시뮬레이션을 수행하는 위성 모델부; 및

   상기 사용자 인터페이스부로부터 입력된 제어명령에 의해 상기 위성 모델부와 온보드 시뮬레이션부와 외부 인터페이스부의 시뮬레이션 제어를 위한 스케줄 제어명령을 생성하여 제어하고, 시뮬레이션 결과를 수집 및 관리하는 시뮬레이션 커널부를 포함하되,

   상기 위성 모델부는 상기 시뮬레이션 커널부로부터 시뮬레이션 초기화에 대한 제어명령을 입력받아 시뮬레이션 대상 모델, 위성의존 정보, 고유특성 정보를 설정하여 위성 모델링 구조를 생성하는 것을 특징으로 하는 컴포넌트 기반 위성 모델링에 의한 위성 시뮬레이션 시스템.
2. 제 1 항에 있어서,

   상기 시뮬레이션 커널부는,

   시뮬레이션 시간과 컴퓨터의 시스템 시간을 관리하는 시간관리 모듈;

   상기 시간관리 모듈로부터 시뮬레이션 시간과 컴퓨터의 시스템 시간을 전달받고 상기 사용자 인터페이스부를 통해 제어명령이 입력되면, 시뮬레이션 수행을 위한 제어명령을 시간에 따라 발생하는 시뮬레이션 제어모듈;

   상기 시뮬레이션 제어모듈로부터 전달된 제어명령에 대응되는 타임틱을 생성하고, 상기 타임틱 생성에 대한 정보를 상기 시간관리 모듈로 전송하는 타이머 모듈;

   상기 타이머 모듈로부터 전달된 타임틱에 따라 시뮬레이션 스케줄을 제어하는 명령을 상기 위성 모델부와 상기 온보드 시뮬레이션부와 상기 외부 인터페이스부로 전달하는 스케줄링 모듈;

   상기 위성 모델부와 상기 온보드 시뮬레이션부와 상기 외부 인터페이스부로부터 전달된 출력데이터에 대한 이벤트정보를 수집하여 관리하는 이벤트 관리 모듈; 및

   상기 이벤트정보를 저장하는 이벤트 로그모듈

   을 포함하는 컴포넌트 기반 위성 모델링에 의한 위성 시뮬레이션 시스템.
3. 제2 항에 있어서,

   상기 시뮬레이션 제어모듈은 상기 타이머 모듈의 타임틱 발생주기를 제어함으로써 시뮬레이션의 진행속도를 제어하는 것을 특징으로 하는 컴포넌트 기반 위성 모델링에 의한 위성 시뮬레이션 시스템.
4. 제2 항에 있어서,

   상기 시뮬레이션 제어모듈은 상기 타이머 모듈의 타임틱 발생을 중지시켜 시뮬레이션의 중지를 수행하고, 중지된 시뮬레이션을 재시작하기 위하여 타임틱을 계속 발생하는 것을 특징으로 하는 컴포넌트 기반 위성 모델링에 의한 위성 시뮬레이션 시스템.
5. 제1 항에 있어서,

   상기 위성 모델부는 상기 온보드 시뮬레이션부와 폐쇄 반복을 이뤄 시뮬레이션을 수행하는 것을 특징으로 하는 컴포넌트 기반 위성 모델링에 의한 위성 시뮬레이션 시스템.
6. 제1 항에 있어서,

   상기 위성 모델부의 위성의존 정보는 사용자에 의해 변경될 수 있는 것을 특징으로 하는 컴포넌트 기반 위성 모델링에 의한 위성 시뮬레이션 시스템.
7. 삭제
8. 제1 항에 있어서,

   상기 위성 모델부는 상기 시뮬레이션 커널부로부터 전송받은 시뮬레이션 스케줄의 종료명령에 따라 해당 모델의 시뮬레이션을 종료하는 것을 특징으로 하는 컴포넌트 기반 위성 모델링에 의한 위성 시뮬레이션 시스템.

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