KR101807431B1 - Controlling apparatus and method for satellites - Google Patents

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KR101807431B1
KR101807431B1 KR1020160128839A KR20160128839A KR101807431B1 KR 101807431 B1 KR101807431 B1 KR 101807431B1 KR 1020160128839 A KR1020160128839 A KR 1020160128839A KR 20160128839 A KR20160128839 A KR 20160128839A KR 101807431 B1 KR101807431 B1 KR 101807431B1
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satellites
angle
satellite
solar panel
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KR1020160128839A
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전문진
임성빈
이상록
김창균
신현진
김희경
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한국항공우주연구원
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Abstract

Provided is an apparatus for controlling a satellite which controls a yaw angle of a satellite according to a determined control condition, and controls a rotation angle of a solar cell plate. The apparatus for controlling the satellite comprises: a first control portion for implementing yaw steering about a satellite directed direction according to the control condition, and controlling the yaw angle of the satellite; and a second control portion for rotating the solar cell plate about a predetermined rotary shaft according to the control condition and controlling a rotation angle of the solar cell plate.

Description

위성체의 제어 장치 및 방법{CONTROLLING APPARATUS AND METHOD FOR SATELLITES}TECHNICAL FIELD [0001] The present invention relates to a control apparatus and method for a satellite,

위성체의 제어 장치 및 방법에 연관되며, 보다 상세하게는 태양광을 이용하여 전력 충전을 수행하는 위성체의 제어 장치 및 방법에 연관된다.The present invention relates to a control apparatus and method for a satellite, and more particularly to a satellite control apparatus and method for performing power charging using solar light.

태양 동기 궤도(sun synchronous orbit) 이외의 궤도에서 임무를 수행하는 위성체는 시간에 따라 궤도면과 태양 방향과의 각도가 지속적으로 변화하게 된다. 따라서 위성체는 태양 동기 궤도에서의 전력 충전 형태 및 운영과 구분되는 새로운 전력 충전 방식을 필요로 하고 있다.Satellites performing missions in orbit other than the sun synchronous orbit constantly change the angle between the orbital plane and the sun direction over time. Therefore, the satellite requires a new power charging method that is different from the charging mode and operation in the sun synchronous orbit.

종래에는 위성체에 배치되는 태양전지판에 2축 짐벌 타입(gimbal type)의 구동 장치를 추가하여 사용하는 방식이 이용되었다. 다만, 2축 짐벌 타입의 구동 장치를 이용하는 경우에는 태양전지판의 무게 중심이 위성체 전체의 무게 중심과 다른 축에 존재하게 되어 우주 환경의 외란(disturbance) 영향을 크게 받았다.Conventionally, a method of using a driving device of a biaxial gimbal type is added to a solar panel disposed in a satellite. However, in case of using a biaxial gimbal type driving device, the center of gravity of the solar panel exists on a different axis from the center of gravity of the whole satellite body, and the disturbance effect of the space environment is greatly affected.

또한, 태양전지판 자체가 위성체의 중심축과 일정한 각도(fixed cant angle)를 갖도록 구현하는 방식도 이용되고 있다. 위와 같은 방식은 태양 방향으로의 각도와는 독립적으로 일정 수준 이상의 전력 충전이 가능한 효과가 존재하지만 최대의 전력 충전을 구현하지는 못해 태양전지판의 크기를 크게 구현해야만 할 것이다.Also, the solar panel itself is implemented with a fixed cant angle with the center axis of the satellite. Although the above-described method has an effect of charging a certain level of power independently of the angle to the sun direction, it can not achieve the maximum power charging, and thus, the size of the solar panel must be large.

일측에 따르면, 결정된 제어 조건에 따라 위성체의 요우 각을 제어하고, 태양전지판의 회전각을 제어하는 위성체의 제어 장치가 제공된다. 상기 위성체의 제어 장치는 제어 조건에 따라 상기 위성체의 지향 방향을 중심으로 요우 스티어링을 수행하여 상기 위성체의 요우 각을 제어하는 제1 제어부 및 상기 제어 조건에 따라 상기 위성체의 태양전지판을 미리 지정된 회전축을 중심으로 회전시켜 상기 태양전지판의 회전각을 제어하는 제2 제어부를 포함할 수 있다. 또한, 상기 제어 조건은 상기 위성체가 탐사하는 오브젝트에 따른 상기 위성체의 위도 및 상기 위성체의 궤도면과 태양 방향 사이의 각도인 베타각에 기초하여 계산되는 것을 특징으로 할 수 있다.According to one aspect of the present invention, there is provided a satellite control apparatus for controlling a yaw angle of a satellite based on a determined control condition and controlling a rotation angle of the solar panel. Wherein the controller controls the yaw angle of the satellite by performing yaw steering based on the yaw direction of the satellite according to the control condition, and a control unit for controlling the yaw angle of the satellite based on the control condition, And a second controller for controlling the rotation angle of the solar panel by rotating the solar panel about the center. The control condition may be calculated based on a latitude of the satellite according to an object to be searched by the satellite, and a beta angle, which is an angle between a sun's orbit and the sun's direction.

일실시예에 따르면, 상기 제1 제어부는 상기 위성체가 탐사하는 오브젝트의 지표면에 수직한 방향을 상기 지향 방향으로서 설정하고, 상기 위성체의 요우 각을 제어할 수 있다.According to an embodiment, the first controller may set a direction perpendicular to the surface of an object to be searched by the sagittal as the sagittal direction, and control the yaw angle of the sagittal.

다른 일실시예에 따르면, 상기 제2 제어부는 상기 위성체의 무게 중심을 지나는 회전축을 중심으로 상기 태양전지판을 회전시켜 상기 위성체의 태양광 전력 충전을 수행할 수 있다.According to another embodiment, the second control unit may rotate the solar panel about a rotation axis passing through the center of gravity of the satellites to perform solar power charging of the satellites.

또 다른 일실시예에 따르면, 상기 제어 조건은 수학식 1에 기초하여 상기 태양전지판의 회전각이 결정되고, 상기 수학식 1은

Figure 112016096690696-pat00001
이고, θ는 상기 태양전지판의 회전각을 나타내고,
Figure 112016096690696-pat00002
는 상기 위성체의 위도를 나타내고, β는 상기 위성체의 궤도면과 태양 방향 사이의 각도인 베타각을 나타낼 수 있다.According to still another embodiment, the control condition is determined based on Equation (1), and the rotation angle of the solar panel is determined,
Figure 112016096690696-pat00001
, &Amp;thetas; represents the rotation angle of the solar panel,
Figure 112016096690696-pat00002
Represents a latitude of the satellites, and [beta] represents a beta angle, which is an angle between the orbital plane of the satellites and the sun direction.

또 다른 일실시예에 따르면, 상기 제어 조건은 수학식 2에 기초하여 상기 위성체의 요우 각이 결정되고, 상기 수학식 2는

Figure 112016096690696-pat00003
이고, ψ는 상기 위성체의 요우 각을 나타내고, 는 상기 위성체의 위도를 나타내고, β는 상기 위성체의 궤도면과 태양 방향 사이의 각도인 베타각을 나타낼 수 있다.According to another embodiment, the yaw angle of the satellite is determined based on the equation (2), and the equation
Figure 112016096690696-pat00003
Ψ represents the yaw angle of the satellites, Represents a latitude of the satellites, and [beta] represents a beta angle, which is an angle between the orbital plane of the satellites and the sun direction.

또 다른 일측에 따르면, 위성체의 전력 충전 방법이 제공된다. 상기 위성체의 전력 충전 방법은 상기 위성체의 위도 및 상기 위성체의 궤도면과 태양 방향 사이의 각도인 베타각에 기초하여 제어 조건을 계산하는 단계, 상기 계산된 제어 조건에 따라 상기 위성체의 지향 방향을 중심으로 요우 스티어링을 수행하여 상기 위성체의 요우 각을 제어하는 단계 및 상기 계산된 제어 조건에 따라 상기 위성체의 태양전지판을 미리 지정된 회전축을 중심으로 회전시켜, 상기 회전축에 관한 상기 태양전지판의 회전각을 제어하는 단계를 포함할 수 있다.According to another aspect, a power charging method of a satellite is provided. Calculating a control condition based on a latitude of the satellite and a beta angle which is an angle between an orbital plane of the satellite and a sun direction; calculating a control condition based on the calculated control condition, And controlling the yaw angle of the satellite by rotating the solar panel of the satellite based on a predetermined rotation axis according to the calculated control condition to control the rotation angle of the solar panel about the rotation axis .

일실시예에 따르면, 상기 제어 조건을 계산하는 단계는 상기 태양전지판의 제1 방향 벡터와 상기 위성체가 태양을 수직 방향으로 가리키는 제2 방향 벡터가 일치되도록 하는 제어 조건을 계산하는 단계를 포함할 수 있다.According to one embodiment, calculating the control condition may include calculating a control condition such that a first direction vector of the solar panel and a second direction vector, in which the satellite body points in the vertical direction of the sun, are matched have.

또 다른 일측에 따르면, 태양광을 이용하여 전력 충전을 수행하는 위성체가 제공된다. 상기 위성체는 탐사 중인 오브젝트의 지표면에 대한 수직 방향을 지향 방향으로 설정하고, 센싱 데이터를 획득하는 센싱부, 상기 오브젝트에 따른 위성체의 위도 및 상기 위성체의 궤도면과 태양 방향 사이의 각도인 베타각에 기초하여 상기 위성체의 제어 조건을 계산하는 프로세서, 상기 위성체의 지향 방향을 중심으로 미리 지정된 조건에 따라 요우 스티어링을 수행하고, 상기 위성체의 요우 각을 제어하는 제1 제어부 및 상기 위성체의 태양전지판을 미리 지정된 회전축을 중심으로 회전시켜, 상기 회전축에 관한 상기 태양전지판의 회전각을 제어하는 제2 제어부를 포함할 수 있다.According to another aspect, a satellite is provided that performs power charging using sunlight. Wherein the satellite comprises a sensing unit for setting the direction perpendicular to the surface of the object being searched to the direction of the target and a sensing unit for acquiring sensing data, a latitude of the satellite along the object, and a beta angle A first controller for controlling the yaw angle of the satellite by performing yaw steering according to a predetermined condition based on a direction of the yaw of the satellite; And a second controller for rotating the predetermined rotation axis about the rotation axis and controlling the rotation angle of the solar panel about the rotation axis.

일실시예에 따르면, 상기 위성체는 달 탐사 궤도선으로서, 상기 센싱부는 달표면의 수직 방향을 지향 방향으로 설정하고, 상기 프로세서는 상기 위성체의 궤도면 내에서 달에서 태양 사이의 각도를 상기 베타각으로 이용할 수 있다.According to one embodiment, the satellite is a lunar exploration orbit line, the sensing unit sets the vertical direction of the lunar surface to a direction of directivity, and the processor is operable to set an angle between the moon and the sun within the orbital plane of the satellite, .

다른 일실시예에 따르면, 상기 프로세서는 수학식 1에 기초하여 상기 태양전지판의 회전각을 결정할 수 있다. 상기 수학식 1은

Figure 112016096690696-pat00005
이고, θ는 상기 태양전지판의 회전각을 나타내고,
Figure 112016096690696-pat00006
는 상기 위성체의 위도를 나타내고, β는 상기 위성체의 궤도면과 태양 방향 사이의 각도인 베타각을 나타낼 수 있다.According to another embodiment, the processor can determine the rotation angle of the solar panel based on Equation (1). Equation (1)
Figure 112016096690696-pat00005
, &Amp;thetas; represents the rotation angle of the solar panel,
Figure 112016096690696-pat00006
Represents a latitude of the satellites, and [beta] represents a beta angle, which is an angle between the orbital plane of the satellites and the sun direction.

또 다른 일실시예에 따르면, 상기 프로세서는 수학식 2에 기초하여, 상기 위성체의 요우 각을 결정하고, 상기 수학식 2는

Figure 112016096690696-pat00007
이고, ψ는 상기 위성체의 요우 각을 나타내고,
Figure 112016096690696-pat00008
는 상기 위성체의 위도를 나타내고, β는 상기 위성체의 궤도면과 태양 방향 사이의 각도인 베타각을 나타낼 수 있다.According to yet another embodiment, the processor determines a yaw angle of the satellite based on Equation (2), and Equation (2)
Figure 112016096690696-pat00007
Ψ represents the yaw angle of the satellites,
Figure 112016096690696-pat00008
Represents a latitude of the satellites, and [beta] represents a beta angle, which is an angle between the orbital plane of the satellites and the sun direction.

도 1은 일실시예에 따른 위성체의 궤도면과 태양이 이루는 베타각을 도시하는 예시도이다.
도 2a는 일실시예에 따른 위성체의 바디(body) 좌표계를 기준으로 한 회전 방향을 설명하는 예시도이다.
도 2b는 다른 일실시예에 따른 위성체의 태양전지판의 1축 회전축을 설명하는 예시도이다.
도 3은 일실시예에 따른 위성체를 도시하는 블록도이다.
도 4a, 도 4b 및 도 4c는 일실시예에 따른 위성체가 전력 충전을 수행하는 과정을 구체적으로 설명하는 예시도이다.
도 5는 일실시예에 따른 위성체의 전력 충전 방법을 설명하는 흐름도이다.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is an exemplary view showing a beta angle formed by a sun's orbital plane and a sun in accordance with an embodiment of the present invention; FIG.
FIG. 2A is an exemplary view illustrating a rotation direction with reference to a body coordinate system of a satellite according to an exemplary embodiment.
FIG. 2B is an exemplary view illustrating a single-axis rotation axis of a solar panel of a satellites according to another embodiment. FIG.
3 is a block diagram illustrating a satellite according to one embodiment.
FIGS. 4A, 4B, and 4C are exemplary diagrams for explaining a process of performing power charging by a satellite according to an exemplary embodiment of the present invention.
5 is a flowchart illustrating a power charging method of a satellite according to an embodiment.

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.Specific structural or functional descriptions of embodiments are set forth for illustration purposes only and may be embodied with various changes and modifications. Accordingly, the embodiments are not intended to be limited to the particular forms disclosed, and the scope of the disclosure includes changes, equivalents, or alternatives included in the technical idea.

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.The terms first or second, etc. may be used to describe various elements, but such terms should be interpreted solely for the purpose of distinguishing one element from another. For example, the first component may be referred to as a second component, and similarly, the second component may also be referred to as a first component.

어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다.It is to be understood that when an element is referred to as being "connected" to another element, it may be directly connected or connected to the other element, although other elements may be present in between.

단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 명세서에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 설시된 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.The singular expressions include plural expressions unless the context clearly dictates otherwise. In this specification, the terms "comprises ", or" having ", and the like, are used to specify one or more of the features, numbers, steps, operations, elements, But do not preclude the presence or addition of steps, operations, elements, parts, or combinations thereof.

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.Unless otherwise defined, all terms used herein, including technical or scientific terms, have the same meaning as commonly understood by one of ordinary skill in the art. Terms such as those defined in commonly used dictionaries are to be interpreted as having a meaning consistent with the meaning of the context in the relevant art and, unless explicitly defined herein, are to be interpreted as ideal or overly formal Do not.

이하, 실시예들을 첨부된 도면들을 참조하여 상세하게 설명한다. 첨부 도면을 참조하여 설명함에 있어, 도면 부호에 관계없이 동일한 구성 요소는 동일한 참조 부호를 부여하고, 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다.Hereinafter, embodiments will be described in detail with reference to the accompanying drawings. DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS In the following description of the present invention with reference to the accompanying drawings, the same components are denoted by the same reference numerals regardless of the reference numerals, and a duplicate description thereof will be omitted.

도 1은 일실시예에 따른 위성체의 궤도면과 태양이 이루는 베타각을 도시하는 예시도이다. 도 1을 참조하면, 지정된 궤도면에서 임무를 수행하는 위성체(110)(satellite), 위성체(110)의 임무에 연관되는 행성(planet)(120) 또는 위성(natural satellite)(120) 및 태양(sun)(130)이 도시된다.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is an exemplary view showing a beta angle formed by a sun's orbital plane and a sun in accordance with an embodiment of the present invention; FIG. Referring to Figure 1, a satellite 110 performing a mission on a specified orbital plane, a planet 120 or a satellite 120 associated with the mission of a satellites 110, sun < / RTI >

위성체(110)는 행성(120) 또는 위성(120)의 위치를 기준으로 하는 궤도면을 따라 임무를 수행할 수 있다. 예시적으로, 행성(120)은 항성 주위를 도는 스스로 빛을 내지 못하는 천체로서, 태양계 내에서 존재하는 수성, 금성, 화성, 목성, 토성, 천왕성 및 해왕성 중 어느 하나일 수 있다. 또한, 위성(120)은 행성의 주위를 인력에 따라 운행하는 천체로서, 지구의 위성인 달, 화성의 위성인 포보스 등과 같은 자연 위성일 수 있다. 위에서 설명한 예시들은 본 발명의 이해를 돕기 위한 예시적 기재일 뿐 다른 실시예들의 범위를 한정하거나 제한하는 것으로 해석되어서는 안 될 것이다.The satellites 110 may perform tasks along an orbital plane that is based on the position of the planet 120 or the satellites 120. Illustratively, the planet 120 may be one of Mercury, Venus, Mars, Jupiter, Saturn, Uranus, and Neptune present in the solar system as a celestial body that does not light itself around or around a star. In addition, the satellite 120 may be a natural satellite that operates around the planet according to manpower, such as a satellite of the earth, a moon, a satellite of Mars, and the like. The foregoing examples are illustrative only and are not intended to limit or limit the scope of other embodiments in order to facilitate understanding of the present invention.

일실시예로서, 위성체(110)가 지구의 위성(120)인 달을 중심으로 임무를 수행하는 경우가 존재할 수 있다. 보다 구체적으로, 위성체(110)가 달(120)의 북극을 중점으로 하는 원궤도를 따라 회전하는 경우가 존재할 수 있다. 이 경우에, 위성체(110)의 궤도면에서 위성체(110)를 중심으로 궤도면과 태양(130)이 이루는 각도는 태양 베타각(sun beta angle) 또는 베타각으로 정의될 수 있다. 위성체(110)가 임무를 수행하는 시간에 따라 지구의 태양(130) 주위 공전으로 인해 상기 베타각은 0도에서 90도의 범위 내에서 변화할 수 있다.In one embodiment, there may be cases where the satellites 110 perform their mission around the moon, which is the satellite 120 of the earth. More specifically, there may be a case where the satellite 110 rotates along a circular orbit whose center is the north pole of the moon 120. In this case, the angle formed by the orbit surface and the sun 130 around the satellite 110 on the orbital plane of the satellites 110 may be defined as a sun beta angle or a beta angle. The beta angle may vary within a range of 0 degrees to 90 degrees due to revolutions around the sun 130 of the earth depending on the time the satellites 110 perform their mission.

예시적으로, 위성체(110)의 베타각이 0도인 경우에는 위성체(110)가 달(120)을 지향하면서 위성체(110)의 태양전지판이 태양(130)을 함께 지향할 수 있어 충전 가능한 태양 전력을 100% 충전할 수 있다.Illustratively, when the beta angle of the satellites 110 is 0 degrees, the satellites 110 can direct the sun 130 together with the solar panels of the satellites 110 aiming at the moon 120, Can be charged to 100%.

하지만 다른 일실시예로서, 위성체(110)의 베타각이 0도와 90도 사이에 존재하는 제1 베타각 β1인 경우에는 태양전지판으로 태양광이 입사하는 각도에 따라 충전 가능한 태양 전력을 100% 충전할 수 없을 것이다. 예시적으로, 제1 베타각 β1이 45도인 경우에는 0도인 경우와 비교하여 충전 가능한 태양 전력의 0.7배를 충전하게 될 것이다. 태양전지판으로 태양광이 입사하는 각도에 따른 충전 가능한 태양 전력의 비율을 삼각함수를 이용한 수학적 계산에 따른 것으로, 기술 분야의 전문가에게는 straight forward한 사항일 것이므로 자세한 설명은 생략하기로 한다.However, in another embodiment, when the beta angle of the satellites 110 is the first beta angle? 1 between 0 and 90 degrees, the solar power that can be charged is 100% according to the angle of sunlight incident on the solar panel, You will not be able to charge it. Illustratively, when the first beta angle? 1 is 45 degrees, it will charge 0.7 times the chargeable solar power as compared to 0 degrees. The ratio of the solar power that can be charged according to the angle of incidence of solar light to the solar panel is based on the mathematical calculation using the trigonometric function.

또한, 위성체(110)의 베타각이 제2 베타각 β2(90도)인 경우에는 위성체(110)는 태양(130)으로부터 전혀 전력 충전을 수행할 수 없는 상황이 존재할 수도 있다.If the beta angle of the satellites 110 is the second beta angle? 2 (90 degrees), there may be a situation where the satellites 110 can not perform power charging from the sun 130 at all.

본 실시예에 따른 위성체(110)는 전력 충전의 효율을 높이기 위한 제어 방법으로서 요우 스티어링을 이용한 요우 각 제어 및 미리 지정된 회전축을 이용한 태양전지판의 회전각 제어를 수행할 수 있다. 아래에서 추가될 도면과 함께 위성체(110)의 제어 방법에 관해 보다 자세하게 서술한다.The satellites 110 according to the present embodiment can perform yaw angle control using yaw steering and control of the rotation angle of the solar panel using predetermined rotation axes as a control method for increasing the efficiency of electric power charging. The control method of the satellites 110 together with the drawings to be added below will be described in more detail.

도 2a는 일실시예에 따른 위성체의 바디(body) 좌표계를 기준으로 한 회전 방향을 설명하는 예시도이다. 도 2a를 참조하면, 미리 지정된 궤도면을 따라 이동하는 위성체(211)가 도시된다. 바디 좌표계는 위성체(211)의 바디를 중심으로 하여 위성체(211)의 이동 방향을 나타내기 위한 3차원 직교 좌표계를 나타낼 수 있다.FIG. 2A is an exemplary view illustrating a rotation direction with reference to a body coordinate system of a satellite according to an exemplary embodiment. Referring to FIG. 2A, a satellite 211 moving along a predetermined orbital plane is shown. The body coordinate system may represent a three-dimensional orthogonal coordinate system for indicating the moving direction of the satellites 211 around the body of the satellites 211.

보다 구체적으로, 위성체(211)의 이동 자세는 롤(roll) 각, 피치(pitch) 각, 요우 각(yaw)으로 정의될 수 있다. 도 2a에는, 바디 좌표계를 중심으로 위성체(211)의 제1 회전 방향(220), 제2 회전 방향(230) 및 제3 회전 방향(240)이 도시된다. 제1 회전 방향(220)은 위성체(211)의 진행 방향(x 축)을 회전축으로 하여 회전하는 방향을 도시하며, 상기 롤 각에 대응하는 회전 방향을 도시한다. 제2 회전 방향(140)은 위성체(211)의 진행 방향(x 축)과 수직이고 궤도면과 수직인 방향(y 축)을 회전축으로 하여, 상기 피치 각에 대응하는 회전 방향을 도시한다. 제3 회전 방향(150)은 위성체(211)의 진행 방향(x 축)과 수직이고, 위성체(211)가 탐사 중인 행성 또는 위성을 향하는 방향(z 축)을 회전축으로 하여, 상기 요우 각에 대응하는 회전 방향을 도시한다.More specifically, the moving posture of the satellite 211 can be defined as a roll angle, a pitch angle, and a yaw angle yaw. 2A shows a first rotation direction 220, a second rotation direction 230, and a third rotation direction 240 of the satellite body 211 around a body coordinate system. The first rotation direction 220 indicates a rotation direction with the advancing direction (x axis) of the satellites 211 as a rotation axis, and shows a rotation direction corresponding to the roll angle. The second rotation direction 140 indicates a rotation direction corresponding to the pitch angle, with the rotation axis being a direction perpendicular to the traveling direction (x axis) of the satellite 211 and a direction perpendicular to the raceway surface (y axis). The third rotation direction 150 is perpendicular to the traveling direction (x axis) of the satellite 211 and is defined as a rotation axis of the satellite 211 toward the planet or satellite As shown in Fig.

본 실시예에 따른 위성체(211)는 행성의 지표면 방향을 z 축으로서 고정하고, 상기 z 축을 회전축으로 하는 요우 스티어링을 수행하는 방식으로 태양전지판의 전력 충전 효율을 높이는 제어를 수행할 수 있다.The satellites 211 according to the present embodiment can perform control to increase the power charging efficiency of the solar panel in such a manner that the direction of the surface of the planet is fixed as the z-axis and the y-steering is performed with the z-axis as the rotation axis.

도 2b는 다른 일실시예에 따른 위성체의 태양전지판의 1축 회전축을 설명하는 예시도이다. 도 2b를 참조하면, 위성체(211)에 탑재된 태양전지판(solar cells panel)(212)이 도시된다. 본 실시예에서, 태양전지판(212)은 수많은 셀(cell)들을 직렬 또는 병렬로 배열(array)한 태양 셀로서, 광발전(PV: Photo Voltaic) 효과를 이용하여 광(light)을 전기(electricity)로 변환하여 위성체(211)에 전력을 공급하는 판(panel)을 나타낸다.FIG. 2B is an exemplary view illustrating a single-axis rotation axis of a solar panel of a satellites according to another embodiment. FIG. Referring to FIG. 2B, a solar cell panel 212 mounted on the satellite 211 is shown. In this embodiment, the solar panel 212 is a solar cell in which a number of cells are arrayed in series or in parallel, and the light is converted into electric power (electricity) by using a photovoltaic (PV) ) To supply electric power to the satellite 211. The satellite 211 is a satellite,

본 실시예에 따른 위성체(211)는 저장된 제어 조건 또는 계산된 제어 조건에 따라 태양전지판(212)을 하나의 회전축(250)을 기준으로 회전시킬 수 있다. 보다 구체적으로, 하나의 회전축(250)은 위성체(211)의 무게 중심을 지나는 회전축일 수 있다.The satellite body 211 according to the present embodiment can rotate the solar panel 212 based on the stored control condition or the calculated control condition with respect to the single rotation axis 250. [ More specifically, one rotary shaft 250 may be a rotary shaft passing through the center of gravity of the satellite 211.

위성체(211)는 태양광을 이용한 전력 충전율을 높이기 위해 태양전지판(212)을 회전시킬 수 있다. 본 실시예에 따른 위성체(211)는 위성체(211) 전체의 무게중심을 지나는 1축 회전축(250)을 이용할 수 있어 우주 환경에 의한 외란 영향을 최소로 줄이는 효과를 기대할 수 있다. 또한, 본 실시예에 따른 위성체(211)는 1축 회전축(250)을 중심으로 한 회전을 이용하여 반작용 휠에 전달되는 회전 모멘텀을 최소로 하여 모멘텀 덤핑 횟수를 최소화하는 효과를 기대할 수 있다.The satellites 211 may rotate the solar panel 212 to increase the power charging rate using sunlight. The satellite body 211 according to the present embodiment can use the single-axis rotation axis 250 passing through the center of gravity of the entire satellite body 211, and the effect of disturbance due to the space environment can be minimized. In addition, the satellites 211 according to the present embodiment can minimize the momentum dumping frequency by minimizing the rotational momentum transmitted to the reaction wheel by using the rotation around the single-axis rotation axis 250. [

도 3은 일실시예에 따른 위성체를 도시하는 블록도이다. 도 3을 참조하면, 위성체(300)는 센싱부(310), 프로세서(320), 제1 제어부(330) 및 제2 제어부(340)를 포함할 수 있다. 센싱부(310)는 탐사 중인 오브젝트의 지표면에 대한 수직 방향을 지향 방향으로서 설정하여 센싱 데이터를 획득할 수 있다. 보다 구체적으로, 오브젝트는 행성, 위성 또는 혜성과 같은 우주 공간 상의 천체를 나타낼 수 있다. 예시적으로, 위성체(300)가 달 표면을 탐사하는 달 탐사 궤도선인 경우에, 센싱부(310)은 달표면의 수직 방향을 지향 방향으로서 설정할 수 있다.3 is a block diagram illustrating a satellite according to one embodiment. 3, the satellite 300 may include a sensing unit 310, a processor 320, a first control unit 330, and a second control unit 340. The sensing unit 310 may acquire sensing data by setting a direction perpendicular to the surface of the object being probed as a direction of orientation. More specifically, the object may represent a celestial object such as a planet, a satellite, or a comet. Illustratively, in the case where the satellite 300 is the lunar exploration orbit line that probes the lunar surface, the sensing unit 310 can set the vertical direction of the lunar surface as the directing direction.

일실시예로서, 센싱부(310)는 촬영된 픽셀을 전기 신호로 변환하고, 상기 픽셀을 디지털 데이터 형태로 저장하는 CCD 카메라(charge coupled device camera)로 구현될 수 있다. 다른 일실시예로서, 센싱부(310)는 가시광선보다 긴 파장범위인 780nm 이상 1mm 이하의 파장을 이용하여 상기 오브젝트로부터 방사되는 파장을 감지하여 센싱 데이터를 측정하는 열적외선 카메라(thermal infrared camera)로 구현될 수 있다. 앞서 기재한 센싱부(310)에 관한 실시예는 본 발명의 이해를 돕기 위한 예시적 기재일 뿐, 다른 실시예들의 범위를 제한하거나 한정하는 것으로 해석되어서는 안될 것이다.In one embodiment, the sensing unit 310 may be implemented as a CCD (charge coupled device) camera that converts photographed pixels into electrical signals and stores the pixels in the form of digital data. As another example, the sensing unit 310 may be a thermal infrared camera that measures the sensed data by sensing a wavelength emitted from the object using a wavelength of 780 nm or more and 1 mm or less, which is longer than the visible light ray, Can be implemented. The embodiment of the sensing unit 310 described above is only an exemplary description for facilitating understanding of the present invention, and should not be construed as limiting or limiting the scope of other embodiments.

프로세서(320)는 상기 오브젝트를 중심으로 한 위성체(300)의 위도 및 위성체(300)의 궤도면과 태양 방향 사이의 각도인 베타각에 기초하여 위성체(300)의 제어 조건을 계산 또는 생성할 수 있다. 상기 위성체(300)의 제어 조건은 위성체(300)의 위도 및 베타각에 따라 위성체(300)의 요우 각 및 태양전지판의 회전각을 결정하는 조건을 나타낼 수 있다. 보다 구체적으로, 프로세서(320)는 수학식 1과 같은 제어 조건을 계산할 수 있다.The processor 320 can calculate or generate the control condition of the satellites 300 based on the latitude of the satellites 300 centering on the object and the beta angle which is the angle between the orbital plane of the satellites 300 and the sun direction have. The control condition of the satellite 300 may indicate a condition for determining the yaw angle of the satellite 300 and the rotation angle of the solar panel according to the latitude and the beta angle of the satellite 300. More specifically, the processor 320 may calculate the control condition as shown in equation (1).

Figure 112016096690696-pat00009
Figure 112016096690696-pat00009

상기 수학식 1에서 θ는 상기 태양전지판의 회전각을 나타내고,

Figure 112016096690696-pat00010
는 상기 오브젝트를 중심으로 한 위성체(300)의 위도를 나타내고, β는 위성체(300)의 궤도면과 태양 방향 사이의 각도인 베타각을 나타낼 수 있다.In Equation (1), &thetas; represents the rotation angle of the solar panel,
Figure 112016096690696-pat00010
Beta represents the latitude of the satellite 300 centering on the object and beta represents the beta angle which is an angle between the orbital plane of the satellite 300 and the sun direction.

또한, 프로세서(320)는 수학식 2와 같이 제어 조건을 계산할 수 있다.In addition, the processor 320 may calculate the control condition as shown in Equation (2).

Figure 112016096690696-pat00011
Figure 112016096690696-pat00011

상기 수학식 2에서 ψ는 위성체(300)의 요우 각을 나타낼 수 있다.In Equation (2),? Represents the yaw angle of the satellites (300).

제1 제어부(330)는 위성체(300)의 지향 방향을 중심으로 미리 지정된 조건에 따라 요우 스티어링을 수행하고, 위성체(300)의 요우 각을 제어할 수 있다. 또한, 제2 제어부(340)는 위성체(300)의 태양전지판을 미리 지정된 회전축을 중심으로 회전 시켜, 상기 회전축에 관한 태양전지판의 회전각을 제어할 수 있다.The first controller 330 can perform yaw steering according to predetermined conditions on the basis of the direction of the satellite 300 and control the yaw angle of the satellite 300. [ The second control unit 340 can rotate the solar panel of the satellites 300 around a predetermined rotation axis to control the rotation angle of the solar panel about the rotation axis.

도 4a, 도 4b 및 도 4c는 일실시예에 따른 위성체가 전력 충전을 수행하는 과정을 구체적으로 설명하는 예시도이다. 도 4a, 도 4b 및 도 4c에 도시된 제1 직교 좌표계는 위성체로부터 태양 표면에 수직한 방향을 Xs축으로 결정하고, 상기 Xs축과 수직하며 궤도면에 평행한 방향을 Zs축으로 결정하고, 상기 Xs축 및 상기 Zs축과 수직인 방향을 Ys축으로 결정한 3축의 직교 좌표계를 나타낼 수 있다.FIGS. 4A, 4B, and 4C are exemplary diagrams for explaining a process of performing power charging by a satellite according to an exemplary embodiment of the present invention. The first orthogonal coordinate system shown in Figs. 4A, 4B, and 4C determines a direction perpendicular to the sun's surface from the satellites as an Xs axis, determines a direction perpendicular to the Xs axis and parallel to the raceway as a Zs axis, Axis direction and a direction perpendicular to the Xs axis and the Zs axis is defined as a Ys axis.

또한, 도 4a, 도 4b 및 도 4c에 도시된 제2 직교 좌표계는 앞서 도 2a에서 설명된 위성체의 바디 좌표계로서, 위성체의 진행 방향을 Xb축으로 결정하고, 위성체의 진행 방향(Xb축)과 수직이고 궤도면과 수직인 방향을 Yb축으로 결정하고, 위성체의 진행 방향(Xb축)과 수직이고 탐사 중인 오브젝트를 지향하는 방향을 Zb축으로 결정한 3축의 직교 좌표계를 나타낼 수 있다.The second orthogonal coordinate system shown in Figs. 4A, 4B, and 4C is a body coordinate system of the satellites described above with reference to Fig. 2A, in which the traveling direction of the satellites is determined as the Xb axis and the traveling direction (Xb axis) Axis direction and a direction orthogonal to the orbital plane is determined as a Yb axis and a direction perpendicular to the traveling direction of the satellite (Xb axis) and a direction of the object being explored is determined as a Zb axis.

도 4a를 참조하면, 궤도면을 따라 미리 지정된 오브젝트의 지표면을 지향하면서 임무를 수행하는 위성체의 기본 자세(410)가 도시된다. 위성체의 프로세서는 직교 좌표계에서 태양 방향에 대응하는 Xs축 방향 벡터와 태양전지판의 방향 벡터가 일치하도록 제어 조건을 결정할 수 있다. 보다 구체적으로, 상기 프로세서는 제1 직교 좌표계의 Xs축 방향 벡터를 제2 직교 좌표계로 변환하고, 그에 따라 생성된 제1 벡터가 태양전지판의 방향 벡터와 일치하도록 위성체를 Zb축으로 제1 각도만큼 회전시키고 태양전지판을 제2 각도만큼 회전시키는 제어 조건을 결정할 수 있다.Referring to FIG. 4A, a basic posture 410 of a satellites that performs a mission while directing a surface of a predetermined object along an orbital plane is shown. The processor of the satellite can determine the control condition so that the Xs axis vector corresponding to the sun direction in the orthogonal coordinate system coincides with the direction vector of the solar panel. More specifically, the processor converts the Xs-axis direction vector of the first orthogonal coordinate system into a second orthogonal coordinate system so that the first vector generated by the Xs-axis direction vector coincides with the direction vector of the solar panel, And the control condition for rotating the solar panel by the second angle can be determined.

프로세서는 제1 좌표계 내에서의 [Xs, Ys, Zs]T=[1, 0, 0]T 벡터를 제2 좌표계로 변환할 수 있다. 구체적으로, 프로세서는 상기 [Xs, Ys, Zs]T=[1, 0, 0]T 벡터를 제2 좌표계의 [xb, yb, zb]T로 변환할 수 있다. 제2 좌표계는 제1 좌표계의 Ys축을 기준으로 -

Figure 112016096690696-pat00012
-90도 만큼 회전하고, Zs축을 기준으로 ψ각만큼 회전한 좌표계를 나타낼 수 있다. 상기 수학식 1 및 상기 수학식 2와 같이,
Figure 112016096690696-pat00013
는 위성체의 오브젝트에 대한 위도를 나타내고, β는 위성체의 궤도면과 태양 방향 사이의 각도인 베타각을 나타낼 수 있다. 프로세서는 아래의 수학식 3과 같이[xb, yb, zb]T를 계산할 수 있다.The processor can convert the [Xs, Ys, Zs] T = [1, 0, 0] T vector in the first coordinate system to the second coordinate system. Specifically, the processor may be converted to the [Xs, Ys, Zs] T = [1, 0, 0] T the vector [x b, y b, z b] in the second coordinate system T. The second coordinate system is based on the Ys axis of the first coordinate system -
Figure 112016096690696-pat00012
-90 degrees, and can represent a coordinate system that is rotated by an angle? With respect to the Zs axis. As shown in Equations (1) and (2) above,
Figure 112016096690696-pat00013
Represents the latitude of an object of the satellites, and [beta] represents a beta angle that is an angle between the orbital plane of the satellites and the sun direction. The processor can calculate [x b , y b , z b ] T as shown in Equation 3 below.

Figure 112016096690696-pat00014
Figure 112016096690696-pat00014

예시적으로 태양전지판의 회전각이 0도인 경우로서, 태양전지판의 기본 자세는 -Zb축 방향으로 미리 설정될 수 있다. 이 경우에, 프로세서는 태양전지판의 회전각이 0도인 경우의 태양전지판 방향 벡터를 제2 좌표계에서 [0, 0, -1]T로서 계산해낼 수 있다. 프로세서는 제2 좌표계의 [0, 0, -1]T 벡터가 제1 좌표계에서의 [xb, yb, zb]T 벡터와 일치하도록 태양전지판의 회전각 θ 및 위성체의 요우 각 ψ에 관한 아래의 수학식 4를 계산해낼 수 있다.Illustratively, when the angle of rotation of the solar panel is 0 degrees, the basic posture of the solar panel can be set in advance in the -Zb axis direction. In this case, the processor can calculate the solar panel direction vector when the rotation angle of the solar panel is 0 degrees as [0, 0, -1] T in the second coordinate system. The processor calculates the angle of rotation? Of the solar panel and the yaw angle? Of the satellite so that the [0, 0, -1] T vector of the second coordinate system coincides with the [x b , y b , z b ] T vector of the first coordinate system The following equation (4) can be calculated.

Figure 112016096690696-pat00015
Figure 112016096690696-pat00015

앞서 기재한 바와 같이 상기 수학식 3과 상기 수학식 4는 동일한 벡터가 되어야 하므로, 프로세서는 아래와 같은 수학식 5를 계산해낼 수 있다.As described above, since Equation (3) and Equation (4) must be the same vector, the processor can calculate Equation (5) as follows.

Figure 112016096690696-pat00016
Figure 112016096690696-pat00016

프로세서는 상기 수학식 5의 양변을 정리하여 아래의 수학식 6을 계산해낼 수 있다.The processor can compute Equation (6) by summing both sides of Equation (5).

Figure 112016096690696-pat00017
Figure 112016096690696-pat00017

프로세서는 상기 수학식 6에서 정의되는 세 개의 등식을 이용하여 태양전지판의 회전각 θ 및 위성체의 요우 각 ψ에 관한 상기 수학식 1 및 상기 수학식 2의 제어 조건을 계산해낼 수 있다.The processor can calculate the control conditions of the equations (1) and (2) with respect to the rotation angle? Of the solar panel and the yaw angle? Of the satellite using three equations defined in Equation (6).

일실시예로서 프로세서는 위성체 내부에 탑재된 온-보드 프로세서를 나타낼 수 있다. 다만, 앞서 기재한 제어 조건들이 위성체에 삽입되는 제어 장치의 메모리 내에 미리 저장되어, 위성체의 임무 상황에 맞는 태양전지판의 회전각 θ 및 위성체의 요우 각 ψ이 검색되는 실시예 또한 구현 가능할 것이다. 따라서, 위성체 자체뿐만 아니고 위성체의 자세 제어 및 태양전지판의 회전 제어를 수행하는 제어 장치들도 권리범위에 포함된다고 할 수 있다.In one embodiment, the processor may represent an on-board processor mounted within a satellite. However, it is also possible to implement an embodiment in which the control conditions described above are stored in advance in the memory of the control device inserted into the satellite, and the rotation angle? Of the solar panel and the yaw angle? Therefore, it is also considered that the control apparatuses that perform not only the satellite itself but also the attitude control of the satellite and the rotation control of the solar panel are also included in the right range.

도 4b를 참조하면, 앞서 기재한 수학식 2에 기초하여 위성체가 요우 스티어링을 수행한 위성체의 자세(420)가 도시된다. 위성체는 지향 방향을 오브젝트의 지표면(Zb축) 방향으로 유지하면서, Zb축을 회전축으로서 요우 각을 제어할 수 있다.Referring to FIG. 4B, there is shown a posture 420 of a satellites in which a satellite performs yaw steering based on Equation 2 described above. The satellites can control the yaw angle using the Zb axis as the rotation axis, while keeping the direction of the object in the direction of the ground surface (Zb axis) of the object.

또한, 위성체가 요우 스티어링을 수행한 경우에 도 4c에 도시된 것과 같이 위성체는 탑재된 태양전지판이 태양 방향(Xs축)을 지향하도록 태양전지판의 회전각을 변경하고, 위성체의 자세(430)를 제어할 수 있다. 그에 따라, 위성체는 자신의 지향 방향을 오브젝트의 지표면으로 유지하면서도 태양전지판의 방향 벡터가 태양 방향을 가리키도록 설정할 수 있다. 본 실시예에 따른 위성체를 이용하는 경우에, 임무 수행에 연관되는 지향 방향을 그대로 유지하면서 태양광으로부터 충전되는 전력율을 높이는 효과를 기대할 수 있다.4C, the satellite changes the rotation angle of the solar panel so that the mounted solar panel is oriented in the sun direction (Xs axis), and the posture 430 of the satellite Can be controlled. Accordingly, the satellite can maintain its directional direction as the surface of the object while setting the direction vector of the solar panel to point in the direction of the sun. In the case of using the satellite according to the present embodiment, an effect of increasing the power rate charged from the sunlight can be expected while maintaining the directivity direction related to mission performance.

도 5는 일실시예에 따른 위성체의 전력 충전 방법을 설명하는 흐름도이다. 도 5를 참조하면, 위성체의 전력 충전 방법은 상기 위성체의 위도 및 상기 위성체의 궤도면과 태양 방향 사이의 각도인 베타각에 기초하여 제어 조건을 계산하는 단계(510), 상기 계산된 제어 조건에 따라 상기 위성체의 지향 방향을 중심으로 요우 스티어링을 수행하여 상기 위성체의 요우 각을 제어하는 단계(520) 및 상기 계산된 제어 조건에 따라 상기 위성체의 태양전지판을 미리 지정된 회전축을 중심으로 회전시켜, 상기 회전축에 관한 상기 태양전지판의 회전각을 제어하는 단계(530)를 포함할 수 있다.5 is a flowchart illustrating a power charging method of a satellite according to an embodiment. Referring to FIG. 5, a method of charging a satellite includes calculating (510) a control condition based on a latitude of the satellite and a beta angle, which is an angle between an orbital plane and a sun direction of the satellite, (520) controlling the yaw angle of the satellite by performing yaw steering based on the direction of the satellite, and rotating the solar panel of the satellite based on a predetermined rotation axis according to the calculated control condition, And controlling (530) the rotation angle of the solar panel about the rotation axis.

단계(510)에서 위성체 또는 위성체의 제어 장치는 상기 태양전지판의 제1 방향 벡터와 상기 위성체가 태양을 수직 방향으로 가리키는 제2 방향 벡터가 일치되도록 하는 제어 조건을 계산할 수 있다. 태양전지판의 제1 방향 벡터는 태양 셀들이 직렬 또는 병렬로 배열된 평면의 수직 방향 벡터를 나타낼 수 있다. 또한, 상기 제2 방향 벡터는 위성체로부터 태양 표면의 최단 거리를 연결하는 벡터의 단위 벡터를 나타낼 수 있다. 위성체는 상기 수학식 1과 같은 상기 태양전지판의 회전각을 상기 제어 조건으로 계산해낼 수 있다. 또한, 위성체는 상기 수학식 2와 같은 상기 위성체의 요우 각을 상기 제어 조건으로서 계산해낼 수 있다. 상기 수학식 1 및 상기 수학식 2의 구체적인 계산 과정에는 도 4a, 도 4b 및 도 4c와 함께 기재된 설명이 그대로 적용될 수 있어 중복되는 설명은 생략하기로 한다.The controller of the satellite or the satellites can calculate the control condition such that the first direction vector of the solar panel and the second direction vector pointing the sun in the vertical direction coincide with each other in step 510. The first direction vector of the solar panel may represent the vertical direction vector of the plane in which the solar cells are arranged in series or in parallel. In addition, the second direction vector may represent a unit vector of a vector connecting the shortest distance of the sun surface from the satellite. The satellites can calculate the rotation angle of the solar panel according to Equation (1) as the control condition. Also, the satellites can calculate the yaw angle of the satellites as in the above-mentioned Equation (2) as the control condition. 4A, 4B and 4C may be applied to the calculation process of Equation (1) and Equation (2) as they are, and duplicated description will be omitted.

단계(520)에서 위성체 또는 위성체의 제어 장치는 상기 계산된 제어 조건에 따라 상기 위성체의 지향 방향을 중심으로 요우 스티어링을 수행하여 상기 위성체의 요우 각을 제어할 수 있다. 보다 구체적으로, 위성체 또는 위성체의 제어 장치는 자장 토커(magnetic torque), 모멘텀 휠(momentum wheel), 반작용 휠(reaction wheel) 및 추력기(thruster) 등의 구동 장치(actuator)를 이용하여 상기 요우 스티어링을 수행할 수 있다. 보다 구체적으로, 자장 토커는 코일로 감겨는 원통형 봉으로서, 기준 축으로부터 비뚤어진 각도에 위치하는 경우에 자기 쌍극자 모멘트를 발생시켜 지구의 자기장과 상호작용하여 제어 토크를 발생시키고 위성체를 회전시키는 장치를 나타낼 수 있다. 모멘텀 휠 및 반작용 휠은 고속으로 회전하는 내부 휠을 이용하여 위성체의 자세를 제어하는 장치를 나타낼 수 있다. 또한, 추력기는 가스 제트의 방출을 통해 힘을 얻고, 질량 중심으로부터 추력기의 모멘텀 암(arm)과의 곱에 의한 토크를 발생시켜 위성체를 수평이동 시키거나 회전하도록 하는 장치를 나타낼 수 있다.In step 520, the controller of the satellites or satellites can control the yaw angle of the satellites by performing yaw steering based on the direction of the satellites according to the calculated control conditions. More specifically, a control system of a satellites or a satellites uses the actuator such as a magnetic torque, a momentum wheel, a reaction wheel and a thruster to perform the yaw steering Can be performed. More specifically, a magnetic field talker is a cylindrical rod that is wound into a coil, which may be a device that generates a magnetic dipole moment when it is located at a tilted angle from a reference axis and interacts with the earth's magnetic field to generate a control torque and rotate the satellite have. The momentum wheel and the reaction wheel may represent an apparatus for controlling the posture of a satellite using an internal wheel rotating at high speed. The thruster can also represent a device for obtaining the force through the release of the gas jet and generating a torque by the product of the mass center and the momentum arm of the thruster to horizontally move or rotate the satellite.

단계(530)에서 위성체 또는 위성체의 제어 장치는 상기 계산된 제어 조건에 따라 상기 위성체의 태양전지판을 미리 지정된 회전축을 중심으로 회전시킬 수 있다. 그에 따라, 위성체 또는 위성체의 제어 장치는 상기 태양전지판의 회전각을 제어할 수 있다.In step 530, the controller of the satellites or satellites may rotate the solar panel of the satellites about the predetermined rotation axis according to the calculated control conditions. Accordingly, a control device of a satellite or a satellite can control the rotation angle of the solar panel.

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.The embodiments described above may be implemented in hardware components, software components, and / or a combination of hardware components and software components. For example, the devices, methods, and components described in the embodiments may be implemented within a computer system, such as, for example, a processor, a controller, an arithmetic logic unit (ALU), a digital signal processor, 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 execution of the software. For ease of understanding, the processing apparatus may be described as being used singly, but those skilled in the art will recognize that the processing apparatus may have a plurality of processing elements and / As shown in FIG. For example, the processing unit may comprise a plurality of processors or one processor and one controller. Other processing configurations are also possible, such as a parallel processor.

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.The software may include a computer program, code, instructions, or a combination of one or more of the foregoing, and may be configured to configure the processing device to operate as desired or to process it collectively or collectively Device can be commanded. The software and / or data may be in the form of any type of machine, component, physical device, virtual equipment, computer storage media, or device , Or may be permanently or temporarily embodied in a transmitted signal wave. The software may be distributed over a networked computer system and stored or executed in a distributed manner. The software and data may be stored on one or more computer readable recording media.

실시예에 따른 방법은 다양한 컴퓨터 수단을 통하여 수행될 수 있는 프로그램 명령 형태로 구현되어 컴퓨터 판독 가능 매체에 기록될 수 있다. 컴퓨터 판독 가능 매체는 프로그램 명령, 데이터 파일, 데이터 구조 등을 단독으로 또는 조합하여 포함할 수 있다. 컴퓨터 판독 가능 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.The method according to an embodiment may be implemented in the form of a program command that can be executed through various computer means and recorded in a computer-readable medium. The computer readable medium may include program instructions, data files, data structures, and the like, alone or in combination. Program instructions to be recorded on a computer-readable medium may be those specially designed and constructed for an embodiment or may be available to those skilled in the art of computer software. Examples of computer-readable media include magnetic media such as hard disks, floppy disks and magnetic tape; optical media such as CD-ROMs and DVDs; magnetic media such as floppy disks; Magneto-optical media, and hardware devices specifically configured to store and execute program instructions such as ROM, RAM, flash memory, and the like. Examples of program instructions include machine language code such as those produced by a compiler, as well as high-level language code that can be executed by a computer using an interpreter or the like. The hardware devices described above may be configured to operate as one or more software modules to perform the operations of the embodiments, and vice versa.

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.Although the embodiments have been described with reference to the drawings, various technical modifications and variations may be applied to those skilled in the art. For example, it is to be understood that the techniques described may be performed in a different order than the described methods, and / or that components of the described systems, structures, devices, circuits, Lt; / RTI > or equivalents, even if it is replaced or replaced.

Claims (13)

위성체의 제어 장치에 있어서,
제어 조건에 따라 상기 위성체의 지향 방향을 중심으로 요우 스티어링을 수행하여 상기 위성체의 요우 각을 제어하는 제1 제어부; 및
상기 제어 조건에 따라 상기 위성체의 태양전지판을 미리 지정된 회전축을 중심으로 회전시켜 상기 태양전지판의 회전각을 제어하는 제2 제어부를 포함하고,
상기 제어 조건은 상기 위성체가 탐사하는 오브젝트에 따른 상기 위성체의 위도 및 상기 위성체의 궤도면과 태양 방향 사이의 각도인 베타각에 기초하여 계산되는 것을 특징으로 하는 제어 장치.
A control device for a satellite,
A first controller for controlling the yaw angle of the satellites by performing yaw steering based on a direction of the satellites according to a control condition; And
And a second controller for controlling the rotation angle of the solar panel by rotating the solar panel of the satellites about a predetermined rotation axis according to the control condition,
Wherein the control condition is calculated based on a latitude of the satellite according to an object to be searched by the satellite and a beta angle which is an angle between a sun's orbit and the sun's direction.
제1항에 있어서,
상기 제1 제어부는 상기 위성체가 탐사하는 오브젝트의 지표면에 수직한 방향을 상기 지향 방향으로서 설정하고, 상기 위성체의 요우 각을 제어하는 제어 장치.
The method according to claim 1,
Wherein the first control unit sets the direction perpendicular to the surface of the object to be searched by the sagittal as the sagittal direction and controls the yaw angle of the sagittal.
제1항에 있어서,
상기 제2 제어부는 상기 위성체의 무게 중심을 지나는 회전축을 중심으로 상기 태양전지판을 회전시켜 상기 위성체의 태양광 전력 충전을 수행하는 제어 장치.
The method according to claim 1,
Wherein the second control unit rotates the solar panel about a rotation axis passing through the center of gravity of the satellites to perform charging of the solar power of the satellite.
제1항에 있어서,
상기 제어 조건은 수학식 1에 기초하여 상기 태양전지판의 회전각이 결정되고,
상기 수학식 1은,
Figure 112016096690696-pat00018
이고, θ는 상기 태양전지판의 회전각을 나타내고,
Figure 112016096690696-pat00019
는 상기 위성체의 위도를 나타내고, β는 상기 위성체의 궤도면과 태양 방향 사이의 각도인 베타각을 나타내는 제어 장치.
The method according to claim 1,
Wherein the control condition is that the rotation angle of the solar panel is determined based on Equation (1)
In Equation (1)
Figure 112016096690696-pat00018
, &Amp;thetas; represents the rotation angle of the solar panel,
Figure 112016096690696-pat00019
Represents a latitude of the satellites, and [beta] represents a beta angle which is an angle between an orbital plane of the satellites and the sun direction.
제1항에 있어서,
상기 제어 조건은 수학식 2에 기초하여 상기 위성체의 요우 각이 결정되고,
상기 수학식 2는,
Figure 112016096690696-pat00020
이고, ψ는 상기 위성체의 요우 각을 나타내고,
Figure 112016096690696-pat00021
는 상기 위성체의 위도를 나타내고, β는 상기 위성체의 궤도면과 태양 방향 사이의 각도인 베타각을 나타내는 제어 장치.
The method according to claim 1,
The yaw angle of the satellites is determined based on the equation (2)
In Equation (2)
Figure 112016096690696-pat00020
Ψ represents the yaw angle of the satellites,
Figure 112016096690696-pat00021
Represents a latitude of the satellites, and [beta] represents a beta angle which is an angle between an orbital plane of the satellites and the sun direction.
위성체의 전력 충전 방법에 있어서,
상기 위성체의 위도 및 상기 위성체의 궤도면과 태양 방향 사이의 각도인 베타각에 기초하여 제어 조건을 계산하는 단계;
상기 계산된 제어 조건에 따라 상기 위성체의 지향 방향을 중심으로 요우 스티어링을 수행하여 상기 위성체의 요우 각을 제어하는 단계; 및
상기 계산된 제어 조건에 따라 상기 위성체의 태양전지판을 미리 지정된 회전축을 중심으로 회전시켜, 상기 회전축에 관한 상기 태양전지판의 회전각을 제어하는 단계
를 포함하는 위성체의 전력 충전 방법.
In a power charging method for a satellite,
Calculating a control condition based on a latitude of the satellites and a beta angle which is an angle between an orbital plane of the satellites and the sun direction;
Controlling yaw angle of the satellites by performing yaw steering based on the direction of the satellites according to the calculated control condition; And
Controlling the rotation angle of the solar panel about the rotation axis by rotating the solar panel of the satellites about a predetermined rotation axis according to the calculated control condition
And the power of the satellites.
제6항에 있어서,
상기 제어 조건을 계산하는 단계는,
상기 태양전지판의 제1 방향 벡터와 상기 위성체가 태양을 수직 방향으로 가리키는 제2 방향 벡터가 일치되도록 하는 제어 조건을 계산하는 단계를 포함하는 위성체의 전력 충전 방법.
The method according to claim 6,
The step of calculating the control condition includes:
And calculating a control condition such that a first direction vector of the solar panel and a second direction vector in which the satellite indicates the sun in the vertical direction coincide with each other.
제6항에 있어서,
상기 제어 조건을 계산하는 단계는,
수학식 1에 기초하여 상기 태양전지판의 회전각을 결정하는 단계를 포함하고, 상기 수학식 1은,
Figure 112016096690696-pat00022
이고, θ는 상기 태양전지판의 회전각을 나타내고,
Figure 112016096690696-pat00023
는 상기 위성체의 위도를 나타내고, β는 상기 위성체의 궤도면과 태양 방향 사이의 각도인 베타각을 나타내는 위성체의 전력 충전 방법.
The method according to claim 6,
The step of calculating the control condition includes:
And determining a rotation angle of the solar panel based on Equation (1), wherein the Equation (1)
Figure 112016096690696-pat00022
, &Amp;thetas; represents the rotation angle of the solar panel,
Figure 112016096690696-pat00023
Represents a latitude of the satellites, and? Represents a beta angle which is an angle between an orbital plane of the satellites and the sun direction.
제6항에 있어서,
상기 제어 조건을 계산하는 단계는,
수학식 2에 기초하여, 상기 위성체의 요우 각을 결정하는 단계를 포함하고, 상기 수학식 2는,
Figure 112016096690696-pat00024
이고, ψ는 상기 위성체의 요우 각을 나타내고,
Figure 112016096690696-pat00025
는 상기 위성체의 위도를 나타내고, β는 상기 위성체의 궤도면과 태양 방향 사이의 각도인 베타각을 나타내는 위성체의 전력 충전 방법.
The method according to claim 6,
The step of calculating the control condition includes:
Determining a yaw angle of the satellites based on Equation (2), and Equation (2)
Figure 112016096690696-pat00024
Ψ represents the yaw angle of the satellites,
Figure 112016096690696-pat00025
Represents a latitude of the satellites, and? Represents a beta angle which is an angle between an orbital plane of the satellites and the sun direction.
탐사 중인 오브젝트의 지표면에 대한 수직 방향을 지향 방향으로 설정하고, 센싱 데이터를 획득하는 센싱부;
상기 오브젝트에 따른 위성체의 위도 및 상기 위성체의 궤도면과 태양 방향 사이의 각도인 베타각에 기초하여 상기 위성체의 제어 조건을 계산하는 프로세서;
상기 위성체의 지향 방향을 중심으로 미리 지정된 조건에 따라 요우 스티어링을 수행하고, 상기 위성체의 요우 각을 제어하는 제1 제어부; 및
상기 위성체의 태양전지판을 미리 지정된 회전축을 중심으로 회전시켜, 상기 회전축에 관한 상기 태양전지판의 회전각을 제어하는 제2 제어부
를 포함하는 위성체.
A sensing unit for setting the direction perpendicular to the surface of the object under investigation as a direction of orientation and acquiring sensing data;
A processor for calculating a control condition of the satellite based on a latitude of a satellite according to the object and a beta angle that is an angle between an orbital plane and a sun direction of the satellite;
A first controller for performing yaw steering according to a predetermined condition based on a direction of the satellites and controlling a yaw angle of the satellites; And
A second control unit for rotating the solar panel of the satellites about a predetermined rotation axis and controlling the rotation angle of the solar panel about the rotation axis,
.
제10항에 있어서,
상기 위성체는 달 탐사 궤도선으로서, 상기 센싱부는 달표면의 수직 방향을 지향 방향으로 설정하는 위성체.
11. The method of claim 10,
Wherein the satellite is a lunar exploration orbit line, and the sensing unit sets the vertical direction of the lunar surface to a direction of directivity.
제10항에 있어서,
상기 프로세서는 수학식 1에 기초하여 상기 태양전지판의 회전각을 결정하고, 상기 수학식 1은,
Figure 112016096690696-pat00026
이고, θ는 상기 태양전지판의 회전각을 나타내고,
Figure 112016096690696-pat00027
는 상기 위성체의 위도를 나타내고, β는 상기 위성체의 궤도면과 태양 방향 사이의 각도인 베타각을 나타내는 위성체.
11. The method of claim 10,
Wherein the processor determines a rotation angle of the solar panel based on Equation (1), and Equation (1)
Figure 112016096690696-pat00026
, &Amp;thetas; represents the rotation angle of the solar panel,
Figure 112016096690696-pat00027
Represents a latitude of the satellites, and [beta] represents a beta angle, which is an angle between the orbital plane of the satellites and the sun direction.
제10항에 있어서,
상기 프로세서는 수학식 2에 기초하여, 상기 위성체의 요우 각을 결정하고, 상기 수학식 2는,
Figure 112016096690696-pat00028
이고, ψ는 상기 위성체의 요우 각을 나타내고,
Figure 112016096690696-pat00029
는 상기 위성체의 위도를 나타내고, β는 상기 위성체의 궤도면과 태양 방향 사이의 각도인 베타각을 나타내는 위성체.11. The method of claim 10,
Wherein the processor determines a yaw angle of the satellite based on Equation (2), and Equation (2)
Figure 112016096690696-pat00028
Ψ represents the yaw angle of the satellites,
Figure 112016096690696-pat00029
Represents a latitude of the satellites, and [beta] represents a beta angle, which is an angle between the orbital plane of the satellites and the sun direction.
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Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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