KR20210086009A - Verification system, method and program for controlling a satellite attitude - Google Patents
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Abstract
Description
본 발명은 인공위성의 자세제어 검증 시스템, 방법 및 컴퓨터 프로그램에 관한 것으로, 보다 구체적으로는 인공위성의 자세제어에 관한 시뮬레이션 정보의 오차를 최소화할 수 있는 인공위성의 자세제어 검증 시스템, 방법 및 컴퓨터 프로그램에 관한 것이다.The present invention relates to a system, method, and computer program for verifying the attitude control of an artificial satellite, and more particularly, to a system, method and computer program for verifying the attitude control of an artificial satellite capable of minimizing the error of simulation information related to the attitude control of the artificial satellite will be.
인공위성의 자세제어 시스템은 센서, 구동기 및 비행 소프트웨어로 구성되어 있으며, 이를 생산하기에 앞서 개발 결과를 검증하는 과정이 필요하다. 이러한 검증 과정을 위해 필요한 시험 환경이 ETB(Electrical Test Bench) 환경이고, ETB 환경에서 위성의 센서와 구동기의 동작을 모사하는 검증 과정이 이루어지며 이를 통해 자세제어 로직을 검증할 수 있다.The satellite's attitude control system consists of sensors, actuators, and flight software, and it is necessary to verify the development results before producing them. The test environment required for this verification process is the ETB (Electrical Test Bench) environment, and the verification process that simulates the operation of the satellite's sensor and actuator is performed in the ETB environment, and through this, the attitude control logic can be verified.
한편, 위성 동역학 시뮬레이터(Satellite Dynamics Simulator; SDS)는 발사 후 탑재 프로세서가 맞이할 상황과 최대한 유사한 상황을 제공하는 시뮬레이터로서, 실제 자세제어계에서 사용되는 센서 모델, 구동기 모델, 궤도 모델 및 궤도 상에서 위성의 동특성에 영향을 주는 주요 외란에 대한 모델 등을 포함할 수 있다. 자세제어계는 제어 설계와 위성에 탑재되는 비행 소프트웨어의 기능이나 하드웨어 인터페이스가 폐루프(Closed Loop) 환경으로 구성되어 있는지 여부 등을 검증하기 위해 위성 동역학 시뮬레이터(SDS)를 개발하여 ETB 환경에서의 검증을 수행할 수 있다.On the other hand, the Satellite Dynamics Simulator (SDS) is a simulator that provides a situation similar to the situation encountered by the on-board processor after launch. The sensor model, actuator model, orbit model, and the dynamic characteristics of the satellite in orbit used in the actual attitude control system. It can include models for major disturbances affecting The attitude control system developed a satellite dynamics simulator (SDS) to verify the control design and whether the function or hardware interface of the flight software mounted on the satellite is configured in a closed loop environment, and verified in the ETB environment. can be done
위와 같은 검증을 수행하는 동안, 위성 동역학 시뮬레이터(SDS)는 ETB 환경과의 연동에 의한 타이밍 신호를 생성할 수 있고, 이를 이용하여 ETB와 동기화하는 것이 필요하다. 위성 동역학 시뮬레이터(SDS)는 ETB 환경 내에서 ETB로부터 동기화 신호를 전달 받을 수 있다. 이때, 시뮬레이터(SDS)가 ETB로부터 동기화 신호를 전달 받지 못하는 경우가 발생할 수 있는데, 이 경우 출력되는 시뮬레이션 정보에 오차가 생겨 정확도가 떨어지는 문제점이 있다.While performing the above verification, the satellite dynamics simulator (SDS) may generate a timing signal by interworking with the ETB environment, and it is necessary to synchronize it with the ETB using this. The satellite dynamics simulator (SDS) may receive a synchronization signal from the ETB within the ETB environment. In this case, the simulator SDS may not receive the synchronization signal from the ETB. In this case, there is a problem in that the output simulation information has an error and the accuracy is reduced.
본 발명은 위와 같은 문제점을 해결하기 위하여, 인공위성의 이중 모드 간의 전환 시에도 피시험 장치(Electrical Test Bench; ETB)와 연속적으로 동기화함으로써, 시뮬레이션 정보와 실제 출력 정보 간의 오차를 최소화하여 정확도를 높일 수 있는 인공위성의 자세제어 검증 시스템, 방법 및 컴퓨터 프로그램을 제공하고자 한다.In order to solve the above problems, the present invention can improve accuracy by minimizing the error between simulation information and actual output information by continuously synchronizing with an Electrical Test Bench (ETB) even when switching between dual modes of a satellite. To provide a system, method, and computer program for verifying attitude control of artificial satellites.
본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 시스템은, 인공위성의 비행 소프트웨어에 따라 P 모드 또는 R 모드로 동작하고 제어 신호를 출력하는 피시험 장치(Electrical Test Bench; ETB)로서, 상기 P 모드로 동작할 때 P 동기화 신호를 출력하고, 상기 R 모드로 동작할 때 R 동기화 신호를 출력하는 피시험 장치; 및 상기 제어 신호, 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호를 수신하는 인터페이스부, 및 상기 피시험 장치와 동기화하여 상기 제어 신호에 따른 시뮬레이션 정보를 상기 피시험 장치에 출력하는 제어부를 포함하는 위성 동역학 시뮬레이터(Satellite Dynamics Simulator; SDS);를 포함하고, 상기 제어부는 상기 P 동기화 신호와 상기 R 동기화 신호에 기초하여 내부 타이밍 신호를 생성하는 타이밍 제어부를 포함하고, 상기 내부 타이밍 신호에 기초하여 동작한다.A satellite attitude control verification system according to an embodiment of the present invention is an Electrical Test Bench (ETB) that operates in P mode or R mode according to the flight software of the satellite and outputs a control signal, the P mode an apparatus under test outputting a P synchronization signal when operating as , and outputting an R synchronization signal when operating in the R mode; and an interface unit for receiving the control signal, the P synchronization signal, and the R synchronization signal, and a control unit for synchronizing with the apparatus under test and outputting simulation information according to the control signal to the apparatus under test. (Satellite Dynamics Simulator; SDS); wherein the controller includes a timing controller configured to generate an internal timing signal based on the P synchronization signal and the R synchronization signal, and operates based on the internal timing signal.
상기 타이밍 제어부는, 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호에 기초하여 상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 제1 모드; 자체적으로 상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 제2 모드; 및 상기 제1 모드로 동작하는 중에 소정의 시간 동안 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호 모두 수신되지 않을 경우 상기 제2 모드로 전환하고, 상기 제2 모드로 동작하는 중에 상기 P 동기화 신호 또는 상기 R 동기화 신호를 수신할 경우 다시 상기 제1 모드로 전환하는, 연결 모드; 중 어느 하나의 모드로 동작할 수 있다.The timing controller may include: a first mode for generating the internal timing signal based on the P synchronization signal and the R synchronization signal; a second mode for generating the internal timing signal by itself; and when neither the P synchronization signal nor the R synchronization signal is received for a predetermined period of time while operating in the first mode, it switches to the second mode, and while operating in the second mode, the P synchronization signal or the R a connected mode, which switches back to the first mode when a synchronization signal is received; It can operate in any one of the modes.
상기 인터페이스부는, 상기 P 동기화 신호를 수신하여 제1 논리 신호로 변환하는 제1 신호 변환 회로; 상기 R 동기화 신호를 수신하여 제2 논리 신호로 변환하는 제2 신호 변환 회로; 상기 제1 논리 신호와 상기 제2 논리 신호를 합산 연산하여 제3 논리 신호를 생성하는 합산 논리 회로; 및 상기 제3 논리 신호를 합산 타이밍 신호로 복원하는 신호 복원 회로;를 포함하고, 상기 합산 타이밍 신호는 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호와 동일한 통신 인터페이스를 통해 전송될 수 있다.The interface unit may include: a first signal conversion circuit that receives the P synchronization signal and converts it into a first logic signal; a second signal conversion circuit for receiving the R synchronization signal and converting it into a second logic signal; a summing logic circuit for generating a third logic signal by summing the first logic signal and the second logic signal; and a signal restoration circuit that restores the third logic signal into a summation timing signal, wherein the summation timing signal may be transmitted through the same communication interface as the P synchronization signal and the R synchronization signal.
상기 타이밍 제어부는 상기 제1 모드에서 상기 합산 타이밍 신호에 기초하여 상기 내부 타이밍 신호를 생성하도록 동작할 수 있다.The timing controller may be operable to generate the internal timing signal based on the summation timing signal in the first mode.
상기 P 동기화 신호와 상기 R 동기화 신호는 동일한 시간 주기(Temporal Period)를 갖는 주기 신호이고, 상기 소정의 시간은 상기 시간 주기보다 미리 설정된 비율을 곱한 값으로 미리 설정될 수 있다.The P synchronization signal and the R synchronization signal may be periodic signals having the same temporal period, and the predetermined time may be preset as a value obtained by multiplying the time period by a preset ratio.
상기 시간 주기는 1/8 초(0.125 sec)이고, 상기 미리 설정된 비율은 1 보다 크고 1.1 이하일 수 있다.The time period may be 1/8 second (0.125 sec), and the preset ratio may be greater than 1 and less than or equal to 1.1.
상기 제어부는, 상기 인공위성의 자세제어 센서를 소프트웨어적으로 모사하여 상기 자세제어 센서의 출력 신호를 생성하고, 상기 출력 신호를 상기 인터페이스부를 통해 상기 피시험 장치에 전달하는 센서 제어부; 상기 인터페이스부를 통해 상기 피시험 장치에 의해 계산된 구동기 명령 신호를 수신하고, 상기 구동기 명령 신호에 기초하여 상기 인공위성의 구동기를 소프트웨어적으로 모사하여 상기 구동기의 출력 신호를 생성하는 구동기 제어부; 및 상기 구동기의 출력 신호를 기초로 상기 인공위성의 자세 및 궤도 시뮬레이션 정보를 출력하는 자세제어 모델링부;를 더 포함할 수 있다.The control unit may include: a sensor control unit for generating an output signal of the posture control sensor by simulating the posture control sensor of the satellite in software, and transmitting the output signal to the device under test through the interface unit; a driver control unit that receives the driver command signal calculated by the device under test through the interface unit, and generates an output signal of the driver by simulating the driver of the satellite in software based on the driver command signal; and an attitude control modeling unit for outputting the attitude and trajectory simulation information of the artificial satellite based on the output signal of the driver.
상기 자세제어 센서는 태양 센서, 별 센서, 자이로 센서, 지구 센서 및 자기장 센서 중 적어도 하나를 포함하고, 상기 구동기는 반작용 휠(Reaction Wheel), 추력기(Thruster), 콘트롤 모멘트 자이로(Control Moment Gyro; CMG), 태양전지판 구동기(Solar Array Drive Assembly) 및 자기 토커(Magnetic Torquer) 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.The attitude control sensor includes at least one of a solar sensor, a star sensor, a gyro sensor, an earth sensor, and a magnetic field sensor, and the actuator includes a reaction wheel, a thruster, and a control moment gyro (CMG). ), a solar panel driver (Solar Array Drive Assembly), and may include at least one of a magnetic torquer.
본 발명의 일 실시예에 따른 위성 동역학 시뮬레이터를 이용하여 인공위성의 자세제어를 검증하는 방법은, 상기 인공위성이 P 모드로 동작할 때의 P 동기화 신호, 상기 인공위성이 R 모드로 동작할 때의 R 동기화 신호 및 제어 신호를 출력하는 단계; 인터페이스부를 통하여 상기 P 동기화 신호, 상기 R 동기화 신호 및 상기 제어 신호를 수신하는 단계; 상기 P 동기화 신호와 상기 R 동기화 신호에 기초하여 내부 타이밍 신호를 생성하는 단계; 및 상기 제어 신호 및 상기 내부 타이밍 신호에 기초하여 시뮬레이션 정보를 출력하는 단계;를 포함한다.In the method of verifying the attitude control of the artificial satellite using the satellite dynamics simulator according to an embodiment of the present invention, the P synchronization signal when the satellite operates in the P mode, and the R synchronization when the artificial satellite operates in the R mode outputting a signal and a control signal; receiving the P synchronization signal, the R synchronization signal, and the control signal through an interface unit; generating an internal timing signal based on the P synchronization signal and the R synchronization signal; and outputting simulation information based on the control signal and the internal timing signal.
상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 단계는, 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호에 기초하여 상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 제1 모드; 자체적으로 상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 제2 모드; 및 상기 제1 모드로 동작하는 중에 소정의 시간 동안 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호 모두 수신되지 않을 경우 상기 제2 모드로 전환하고, 상기 제2 모드로 동작하는 중에 상기 P 동기화 신호 또는 상기 R 동기화 신호를 수신할 경우 다시 상기 제1 모드로 전환하는, 연결 모드; 중 어느 하나의 모드에 의해 수행될 수 있다.The generating of the internal timing signal may include: a first mode of generating the internal timing signal based on the P synchronization signal and the R synchronization signal; a second mode for generating the internal timing signal by itself; and when neither the P synchronization signal nor the R synchronization signal is received for a predetermined period of time while operating in the first mode, it switches to the second mode, and while operating in the second mode, the P synchronization signal or the R a connected mode, which switches back to the first mode when a synchronization signal is received; It may be performed by any one of the modes.
상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호를 수신하는 단계 이후에, 제1 신호 변환 회로를 이용하여 상기 P 동기화 신호를 제1 논리 신호로 변환하는 단계; 제2 신호 변환 회로를 이용하여 상기 R 동기화 신호를 제2 논리 신호로 변환하는 단계; 합산 논리 회로를 이용하여 상기 제1 논리 신호와 상기 제2 논리 신호를 합산 연산하여 제3 논리 신호를 생성하는 단계; 및 신호 복원 회로를 이용하여 상기 제3 논리 신호를 합산 타이밍 신호로 복원하는 단계;를 더 포함하고, 상기 합산 타이밍 신호는 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호와 동일한 통신 인터페이스를 통해 전송될 수 있다.after receiving the P synchronization signal and the R synchronization signal, converting the P synchronization signal into a first logic signal using a first signal conversion circuit; converting the R synchronization signal into a second logic signal using a second signal conversion circuit; generating a third logic signal by summing the first logic signal and the second logic signal using a summing logic circuit; and restoring the third logic signal into a summing timing signal using a signal recovery circuit, wherein the summing timing signal may be transmitted through the same communication interface as the P synchronization signal and the R synchronization signal. .
상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 단계가 상기 제1 모드에 의해 수행되는 경우, 상기 내부 타이밍 신호는 상기 합산 타이밍 신호에 기초하여 생성될 수 있다.When the generating of the internal timing signal is performed by the first mode, the internal timing signal may be generated based on the summing timing signal.
상기 P 동기화 신호와 상기 R 동기화 신호는 동일한 시간 주기(Temporal Period)를 갖는 주기 신호이고, 상기 소정의 시간은 상기 시간 주기보다 미리 설정된 비율을 곱한 값으로 미리 설정될 수 있다.The P synchronization signal and the R synchronization signal may be periodic signals having the same temporal period, and the predetermined time may be preset as a value obtained by multiplying the time period by a preset ratio.
상기 시간 주기는 1/8 초(0.125 sec)이고, 상기 미리 설정된 비율은 1 보다 크고 1.1 이하일 수 있다.The time period may be 1/8 second (0.125 sec), and the preset ratio may be greater than 1 and less than or equal to 1.1.
상기 시뮬레이션 정보를 출력하는 단계는, 센서 제어부를 이용하여 상기 인공위성의 자세제어 센서를 소프트웨어적으로 모사하여 상기 자세제어 센서의 출력 신호를 생성하는 단계; 상기 출력 신호를 상기 인터페이스부를 통해 외부로 전달하는 단계; 외부로부터 계산된 구동기 명령 신호를 상기 인터페이스부를 통해 수신하는 단계; 구동기 제어부를 이용하여 상기 구동기 명령 신호에 기초하여 상기 인공위성의 구동기를 소프트웨어적으로 모사하여 상기 구동기의 출력 신호를 생성하는 단계; 및 자세제어 모델링부를 이용하여 상기 구동기의 출력 신호를 기초로 상기 인공위성의 자세 및 궤도 시뮬레이션 정보를 출력하는 단계;를 더 포함할 수 있다.The outputting of the simulation information may include: generating an output signal of the posture control sensor by simulating the posture control sensor of the artificial satellite in software using a sensor controller; transmitting the output signal to the outside through the interface unit; receiving a driver command signal calculated from the outside through the interface unit; generating an output signal of the driver by simulating the driver of the satellite in software based on the driver command signal using a driver control unit; and outputting the posture and orbit simulation information of the artificial satellite based on the output signal of the driver using the posture control modeling unit.
상기 자세제어 센서는 태양 센서, 별 센서, 자이로 센서, 지구 센서 및 자기장 센서 중 적어도 하나를 포함하고, 상기 구동기는 반작용 휠(Reaction Wheel), 추력기(Thruster), 콘트롤 모멘트 자이로(Control Moment Gyro; CMG), 태양전지판 구동기(Solar Array Drive Assembly) 및 자기 토커(Magnetic Torquer) 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.The attitude control sensor includes at least one of a solar sensor, a star sensor, a gyro sensor, an earth sensor, and a magnetic field sensor, and the actuator includes a reaction wheel, a thruster, and a control moment gyro (CMG). ), a solar panel driver (Solar Array Drive Assembly), and may include at least one of a magnetic torquer.
본 발명의 일 실시예에 따른 컴퓨터 프로그램은 컴퓨터를 이용하여 전술한 인공위성의 자세제어 검증 방법을 실행하기 위하여 매체에 저장된다.The computer program according to an embodiment of the present invention is stored in a medium to execute the above-described method for verifying the posture control of the artificial satellite using a computer.
본 발명의 실시예들에 따르면, 위성 동역학 시뮬레이터가 합산 논리를 이용하여 인공위성의 이중 모드 각각에 대한 동기화 신호를 동시에 인식하여 시뮬레이션 정보를 출력할 수 있다.According to embodiments of the present invention, the satellite dynamics simulator may simultaneously recognize the synchronization signal for each dual mode of the artificial satellite using summation logic and output simulation information.
또한, 인공위성의 이중 모드 간의 전환 시 위성 동역학 시뮬레이터가 외부로부터 동기화 신호를 수신하지 않을 때에도 내부 타이밍 신호를 생성함으로써, 피시험 장치와 연속적으로 동기화하여 출력되는 시뮬레이션 정보의 오차를 최소화하고 정확도를 높일 수 있다.In addition, by generating an internal timing signal even when the satellite dynamics simulator does not receive a synchronization signal from the outside when switching between the dual modes of the satellite, it is possible to minimize the error of the simulation information output by continuously synchronizing with the device under test and increase the accuracy. have.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 시스템의 구성을 개략적으로 도시한 블록도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 위성 동역학 시뮬레이터의 구성을 더 구체적으로 도시한 블록도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 방법을 설명하기 위한 신호도들이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 위성 동역학 시뮬레이터의 구성을 더 구체적으로 도시한 블록도이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 방법을 설명하기 위한 신호도들이다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 방법을 설명하기 위한 순서도이다.
도 7은 도 6의 단계 중 일부분을 더 구체적으로 설명하기 위한 순서도이다.1 is a block diagram schematically illustrating the configuration of an artificial satellite posture control verification system according to an embodiment of the present invention.
2 is a block diagram showing the configuration of a satellite dynamics simulator according to an embodiment of the present invention in more detail.
3 is a signal diagram for explaining a method for verifying posture control of an artificial satellite according to an embodiment of the present invention.
4 is a block diagram illustrating in more detail the configuration of a satellite dynamics simulator according to an embodiment of the present invention.
5 is a signal diagram for explaining a method for verifying an attitude control of an artificial satellite according to an embodiment of the present invention.
6 is a flowchart illustrating a method for verifying an attitude control of an artificial satellite according to an embodiment of the present invention.
7 is a flowchart for explaining a part of the steps of FIG. 6 in more detail.
본 발명은 다양한 변환을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명에 상세하게 설명하고자 한다. 본 발명의 효과 및 특징, 그리고 그것들을 달성하는 방법은 도면과 함께 상세하게 후술되어 있는 실시예들을 참조하면 명확해질 것이다. 그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시예들에 한정되는 것이 아니라 다양한 형태로 구현될 수 있다. Since the present invention can apply various transformations and can have various embodiments, specific embodiments are illustrated in the drawings and described in detail in the detailed description. Effects and features of the present invention, and a method of achieving them, will become apparent with reference to the embodiments described below in detail in conjunction with the drawings. However, the present invention is not limited to the embodiments disclosed below and may be implemented in various forms.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예들을 상세히 설명하기로 하며, 도면을 참조하여 설명할 때 동일하거나 대응하는 구성 요소는 동일한 도면부호를 부여하고 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다.Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings, and when described with reference to the drawings, the same or corresponding components are given the same reference numerals, and the overlapping description thereof will be omitted. .
이하의 실시예에서, 제1, 제2 등의 용어는 한정적인 의미가 아니라 하나의 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하는 목적으로 사용되었다. 이하의 실시예에서, 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 이하의 실시예에서, 포함하다 또는 가지다 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 또는 구성요소가 존재함을 의미하는 것이고, 하나 이상의 다른 특징들 또는 구성요소가 부가될 가능성을 미리 배제하는 것은 아니다. 도면에서는 설명의 편의를 위하여 구성 요소들이 그 크기가 과장 또는 축소될 수 있다. 예컨대, 도면에서 나타난 각 구성의 크기 및 형태는 설명의 편의를 위해 임의로 나타내었으므로, 본 발명이 반드시 도시된 바에 한정되지 않는다. In the following embodiments, terms such as first, second, etc. are used for the purpose of distinguishing one component from another, not in a limiting sense. In the following examples, the singular expression includes the plural expression unless the context clearly dictates otherwise. In the following embodiments, terms such as include or have means that the features or components described in the specification are present, and the possibility of adding one or more other features or components is not excluded in advance. In the drawings, the size of the components may be exaggerated or reduced for convenience of description. For example, since the size and shape of each configuration shown in the drawings are arbitrarily indicated for convenience of description, the present invention is not necessarily limited to the illustrated bar.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 시스템의 구성을 개략적으로 도시한 블록도이다.1 is a block diagram schematically illustrating the configuration of an artificial satellite posture control verification system according to an embodiment of the present invention.
도 1을 참조하면, 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 시스템은 피시험 장치(Electrical Test Bench; ETB)(100) 및 위성 동역학 시뮬레이터(Satellite Dynamics Simulator; SDS)(200)를 포함할 수 있다. 이하, 위성 동역학 시뮬레이터(200)를 간단히 시뮬레이터(SDS)(200)으로 설명할 수 있다. Referring to FIG. 1 , the satellite posture control verification system according to an embodiment may include an Electrical Test Bench (ETB) 100 and a Satellite Dynamics Simulator (SDS) 200 . . Hereinafter, the
본 발명에서 인공위성은 3차원 공간상에서 이동하는 다양한 장치일 수 있다. 가령 인공위성은 지구 주위를 공전하거나 이동하면서 지상국과 데이터를 송수신 하는 장치일 수 있다. 이러한 경우 인공위성은 발사체 등에 탑재 되어 발사대를 통하여 발사될 수 있다. 이때 인공위성에는 소정의 목적 및/또는 용도에 따른 소프트웨어가 탑재될 수 있다.In the present invention, artificial satellites may be various devices that move in three-dimensional space. For example, an artificial satellite may be a device that transmits and receives data to and from a ground station while orbiting or moving around the earth. In this case, the artificial satellite can be mounted on a projectile or the like and launched through the launch pad. In this case, the artificial satellite may be loaded with software according to a predetermined purpose and/or purpose.
또한 인공위성은 대기권 내에서 소정의 목적 및/또는 용도에 따라 비행하는 비행체일 수도 있다. 이러한 경우 인공위성은 발사체 및/또는 발사대 없이도 이륙 및/또는 착륙할 수 있다. 다만 이는 예시적인 것으로 본 발명의 사상이 이에 한정되는 것은 아니다.In addition, the artificial satellite may be an aircraft that flies according to a predetermined purpose and/or use in the atmosphere. In this case, the satellite may take off and/or land without a projectile and/or launch pad. However, this is an example, and the spirit of the present invention is not limited thereto.
본 발명에서 지상국은 인공위성과 신호를 송수신하고, 인공위성으로부터 수신된 데이터로부터 위성의 상태를 분석하며, 이에 기초하여 인공위성을 제어하는 장치를 의미할 수 있다.In the present invention, the ground station may refer to a device for transmitting and receiving signals to and from the satellite, analyzing the state of the satellite from data received from the satellite, and controlling the satellite based thereon.
본 발명의 일 실시예에 따른 피시험 장치(ETB)(100) 및 시뮬레이터(200)는 전술한 인공위성 및 지상국과 별도로 구비될 수 있다. 가령, 장치(100) 및 시뮬레이터(200)는 인공위성을 제작하거나 개발하는 연구시설에 구비될 수 있다.The device under test (ETB) 100 and the
양 장치(100, 200)는 제어부(110, 400), 메모리(120, 500)를 포함할 수 있다. Both
일 실시예에 따른 제어부(110, 400)는 프로세서(Processor)와 같이 데이터를 처리할 수 있는 모든 종류의 장치를 포함할 수 있다. 여기서, '프로세서(Processor)'는, 예를 들어 프로그램 내에 포함된 코드 또는 명령으로 표현된 기능을 수행하기 위해 물리적으로 구조화된 회로를 갖는, 하드웨어에 내장된 데이터 처리 장치를 의미할 수 있다. 이와 같이 하드웨어에 내장된 데이터 처리 장치의 일 예로써, 마이크로프로세서(Microprocessor), 중앙처리장치(Central Processing Unit: CPU), 프로세서 코어(Processor Core), 멀티프로세서(Multiprocessor), ASIC(Application-Specific Integrated Circuit), FPGA(Field Programmable Gate Array) 등의 처리 장치를 망라할 수 있으나, 본 발명의 범위가 이에 한정되는 것은 아니다.The
일 실시예에 따른 메모리(120, 500)는 양 장치(100, 200)가 처리하는 데이터를 일시적 또는 영구적으로 저장하는 기능을 수행한다. 메모리(120, 500)는 자기 저장 매체(Magnetic Storage Media) 또는 플래시 저장 매체(Flash Storage Media)를 포함할 수 있으나, 본 발명의 범위가 이에 한정되는 것은 아니다. 한편 시뮬레이터(200)가 피시험 장치(110)로 전송하는 데이터는 시뮬레이터(200)의 메모리(500)에 저장된 데이터일 수 있다.The
다만, 이하에서는 설명의 편의를 위하여 양 장치가 별개의 장치임을 전제로, 피시험 장치(100)의 제어부를 제1 제어부(110)로, 메모리를 제1 메모리(120)로 명명하여 설명한다. 또한 이와 유사하게 시뮬레이터(200)의 제어부를 제2 제어부(400)로, 메모리를 제2 메모리(500)로 명명하여 설명한다.However, hereinafter, for convenience of explanation, on the premise that both devices are separate devices, the control unit of the device under
피시험 장치(100)는 제1 제어부(110) 및 제1 메모리(120)를 포함할 수 있다.The device under
피시험 장치(100)는 인공위성에 탑재되는 비행 소프트웨어에 따라 P 모드(Primary) 또는 R 모드(Redundancy)로 동작할 수 있고, 인공위성의 센서나 구동기 등을 제어하여 자세제어를 결정하는 제어 신호(SC)를 출력할 수 있다. 가령, 인공위성은 P 모드 또는 R 모드로 동작하는 이중화 방식으로 동작할 수 있다. 다시 말해, 비행 소프트웨어가 P 모드로 동작 시 문제가 발생할 경우 R 모드로 동작함으로써 대리/보충/백업(back up) 기능성이 제공될 수 있다.The device under
피시험 장치(ETB)(100)는 시뮬레이터(200)를 이용하여 인공위성의 자세제어에 필요한 센서 모델, 구동기 모델, 궤도 모델 및 궤도 상에서 위성의 동특성에 영향을 주는 주요 외란에 대한 모델 등을 포함하는 자세제어 로직 등을 검증하기 위한 ETB 환경을 나타내는 것일 수 있다. 예를 들어, 피시험 장치(100)(또는 ETB 환경)는 종합 탑재 컴퓨터(Integrated BUS Management Unit; IBMU), 전력조절 분배장치(Power Control and Distribution Unit; PCDU) 등을 포함할 수 있다. 일 예로, 피시험 장치(100)는 종합 탑재 컴퓨터(IBMU)를 통해 후술하는 P 동기화 신호(SP) 및 R 동기화 신호(SR) 등의 클럭 신호를 출력할 수 있다.The device under test (ETB) 100 includes a sensor model, a driver model, an orbit model, and a model for major disturbances that affect the dynamic characteristics of the satellite on the orbit, which are required for attitude control of the artificial satellite using the
또한, 피시험 장치(100)는 P 모드로 동작할 때 P 동기화 신호(SP)를 출력하고, R 모드로 동작할 때 R 동기화 신호(SR)를 출력할 수 있다.Also, the device under
시뮬레이터(200)는 인터페이스부(300), 제2 제어부(400) 및 제2 메모리(500)를 포함할 수 있다.The
인터페이스부(300)는 제어 신호(SC), P 동기화 신호(SP) 및 상기 R 동기화 신호(SR)를 수신할 수 있다. 인터페이스부(300)에 관하여는 후술하는 도 2를 통해 더 상세히 설명하기로 한다.The
제2 제어부(400)는 피시험 장치(100)와 동기화하여 제어 신호(SC)에 따른 위성의 자세제어에 관한 시뮬레이션 정보를 피시험 장치(100)에 출력할 수 있다. 제2 제어부(400)는 P 동기화 신호(SP)와 R 동기화 신호(SR)에 기초하여 내부 타이밍 신호를 생성하는 타이밍 제어부(TC)를 포함할 수 있다. 제2 제어부(400)는 상기 내부 타이밍 신호에 기초하여 동작할 수 있다. 타이밍 제어부(TC) 및 내부 타이밍 신호에 관하여는 후술하는 도 4 및 도 5를 통해 더 상세히 설명하기로 한다.The
이하, 도 2 및 도 3을 함께 사용하여 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 방법 중 일부 단계를 설명한다. 도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 위성 동역학 시뮬레이터의 구성을 더 구체적으로 도시한 블록도이고, 도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 방법을 설명하기 위한 신호도들이다. 도 1에서 전술한 내용과 동일한 내용은 설명을 간략히 하거나 생략한다.Hereinafter, some steps of the method for verifying the posture control of the artificial satellite according to an embodiment will be described using FIGS. 2 and 3 together. 2 is a block diagram showing the configuration of a satellite dynamics simulator according to an embodiment of the present invention in more detail, and FIG. 3 is a signal diagram for explaining a method for verifying attitude control of an artificial satellite according to an embodiment of the present invention. . Descriptions of the same contents as those described above in FIG. 1 will be simplified or omitted.
피시험 장치(100)는 P 동기화 신호(SP) 및 R 동기화 신호(SR)를 출력하고, 시뮬레이터(200)는 인터페이스부(300)를 통해 두 신호들(SP, SR)을 수신할 수 있다. 이하, 인터페이스부(300)에 관하여 더 상세히 살펴보기로 한다.The device under
인터페이스부(300)는 제1 신호 변환 회로(310), 제2 신호 변환 회로(320), 합산 논리 회로(330) 및 신호 복원 회로(340)를 포함할 수 있다.The
제1 신호 변환 회로(310)는 피시험 장치(100)로부터 P 동기화 신호(SP)를 수신하여 도 3(a)와 같이 제1 논리 신호(T1)로 변환할 수 있다. The first
마찬가지로, 제2 신호 변환 회로(320)는 피시험 장치(100)로부터 R 동기화 신호(SR)를 수신하여 도 3(b)와 같이 제2 논리 신호(T2)로 변환할 수 있다. Similarly, the second
합산 논리 회로(330)는 신호 변환 회로들(310, 320)로부터 제1 및 제2 논리 신호(T1, T2)를 수신하고, 제1 논리 신호(T1)와 제2 논리 신호(T2)를 합산 연산하여 도 3(c)와 같이 제3 논리 신호(T3)를 생성할 수 있다. The summing
신호 복원 회로(340)는 제3 논리 신호(T3)를 합산 타이밍 신호(SO)로 복원하여 제2 제어부(400)로 전송할 수 있다.The
제1 내지 제3 논리 신호들(T1, T2, T3)은 TTL(Transistor-Transistor Logic) 신호로, 구형파의 클럭 펄스(clock pulse) 신호일 수 있다. 가령, 펄스 신호가 상승 엣지(re)일 때 입력 신호의 내용을 기억시키고, 펄스 신호가 하강 엣지(fe)일 때는 상기 기억시킨 입력 신호의 내용을 출력할 수 있다.The first to third logic signals T1 , T2 , and T3 are transistor-transistor logic (TTL) signals, and may be clock pulse signals of a square wave. For example, the content of the input signal may be stored when the pulse signal has a rising edge re, and the stored content of the input signal may be output when the pulse signal has a falling edge fe.
일 예로, 동기화 신호들(SP, SR)은 8 Hz(0.125 sec)의 위성 운영 주기(또는 비행 소프트웨어의 운영 주기)를 가지는 신호일 수 있다. 또한 일 예로, 동기화 신호들(SP, SR)은 직렬(serial) 통신 인터페이스(예를 들어, RS422)를 통해 전송되는 신호일 수 있다. 합산 타이밍 신호(SO)는 P 동기화 신호(SP) 및 R 동기화 신호(SR)와 동일한 통신 인터페이스를 통해 전송되는 신호일 수 있다.As an example, the synchronization signals SP and SR may be signals having a satellite operation period (or operation period of flight software) of 8 Hz (0.125 sec). Also, as an example, the synchronization signals SP and SR may be signals transmitted through a serial communication interface (eg, RS422). The summation timing signal SO may be a signal transmitted through the same communication interface as the P synchronization signal SP and the R synchronization signal SR.
이와 같이, 일 실시예에 따른 시뮬레이터(200)에 의하면, 합산 논리 회로(330)를 설계함으로써 P 동기화 신호(SP)와 R 동기화 신호(SR)가 도 3(a), 3(b)와 같이 동시에 입력되더라도 동기화 신호들(SP, SR)을 동시에 인식하여 합산한 신호(SO)를 기초로 시뮬레이터(200)를 동기화할 수 있다. 실시예에 따라서, 두 신호들(SP, SR)이 동시에 입력되지 않고 별개로 입력되는 경우에도 합산 논리 회로(330)를 이용하여 동기화 신호들(SP, SR)을 합산 연산할 수 있다. 이러한 경우에 관하여는 후술하는 도 4 및 도 5에서 살펴보기로 한다.As described above, according to the
이후, 제2 제어부(400)가 합산 타이밍 신호(SO)를 수신하면, 타이밍 제어부(TC)는 동기화 신호들(SP, SR)에 기초하여 내부 타이밍 신호(SI)를 생성할 수 있다. 일 예로, 도 3(d)와 같이 내부 타이밍 신호(SI)는 P 동기화 신호(SP)(또는 합산 타이밍 신호(SO))의 상승 엣지(re)의 위치를 기준으로 생성될 수 있다. 그러면 제2 제어부(400)는 상기와 같이 동기화 신호들(SP, SR, SO)과 동일한 주파수 또는 주기를 가지도록 생성된 내부 타이밍 신호(SI)를 이용하여 시뮬레이션 정보를 출력할 수 있다.Thereafter, when the
이하, 도 4 및 도 5를 함께 사용하여 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 방법에 대하여 설명한다. 도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 위성 동역학 시뮬레이터의 구성을 더 구체적으로 도시한 블록도이고, 도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 방법을 설명하기 위한 신호도들이다. 도 1 내지 도 4에서 전술한 내용과 동일한 내용은 설명을 간략히 하거나 생략한다.Hereinafter, a method for verifying attitude control of an artificial satellite according to an embodiment will be described using FIGS. 4 and 5 together. 4 is a block diagram illustrating the configuration of a satellite dynamics simulator according to an embodiment of the present invention in more detail, and FIG. 5 is a signal diagram for explaining a method for verifying attitude control of an artificial satellite according to an embodiment of the present invention. . Descriptions of the same contents as those described above in FIGS. 1 to 4 will be simplified or omitted.
시뮬레이터(200)는 인터페이스부(300) 및 제2 제어부(400)를 포함할 수 있다. 인터페이스부(300)는 피시험 장치(100)로부터 P 동기화 신호(SP) 및 R 동기화 신호(SR)를 수신하여, 합산 타이밍 신호(SO)를 출력할 수 있다(도 4 및 도 5(a), 5(b), 5(c) 참고). 도 5(a)(b)(c)에는 제1 논리 신호(T1), 제2 논리 신호(T2) 및 제3 논리 신호(T3)로 표시되어 있으나, 각각은 P 동기화 신호(SP), R 동기화 신호(SR) 및 합산 동기화 신호(SO)와 실질적으로 동일한 정보를 포함하므로 동기화 신호들(SP, SR, SO)을 의미하는 것일 수 있다.The
제2 제어부(400)는 센서 제어부(410), 구동기 제어부(420), 자세제어 모델링부(430) 및 타이밍 제어부(TC)를 포함할 수 있다. The
타이밍 제어부(TC)는 합산 타이밍 신호(SO)에 기초하여 트리거 신호(ST) 및 내부 타이밍 신호(SI)를 생성할 수 있다(도 5(d), 5(e) 참고). 타이밍 제어부(TC)는 동기화 신호들(SP, SR, SO), 트리거 신호(ST) 및 내부 타이밍 신호(SI)를 이용하여, 후술하는 세 가지 모드 중 어느 하나의 모드를 선택하여 동작하도록 설계된 ‘동기화 프로세서’를 구비할 수 있다.The timing controller TC may generate the trigger signal ST and the internal timing signal SI based on the summation timing signal SO (refer to FIGS. 5(d) and 5(e)). The timing controller TC uses the synchronization signals SP, SR, SO, the trigger signal ST, and the internal timing signal SI to select and operate any one of the three modes to be described later. A synchronization processor may be provided.
제1 모드(M1)는 P 동기화 신호(SP) 및 R 동기화 신호(SR)에 기초하여 내부 타이밍 신호(SI-1)를 생성하는 모드이다. P 동기화 신호(SP)와 R 동기화 신호(SR)는 동일한 시간 주기(Temporal Period)(C1)를 갖는 주기 신호(일 예로, 펄스 신호)일 수 있다. 일 예로, 상기 시간 주기(C1)는 1/8 초(0.125 sec)일 수 있다. 즉, 동기화 신호들(SP, SR)은 8 Hz의 주파수를 가지는 클럭 신호일 수 있다.The first mode M1 is a mode in which the internal timing signal SI-1 is generated based on the P synchronization signal SP and the R synchronization signal SR. The P synchronization signal SP and the R synchronization signal SR may be periodic signals (eg, pulse signals) having the same temporal period C1 . For example, the time period C1 may be 1/8 second (0.125 sec). That is, the synchronization signals SP and SR may be clock signals having a frequency of 8 Hz.
도 5(a), 5(b) 및 5(c)를 참조하면, P 모드에서 R 모드로 전환될 때 동기화 신호들(SP, SR)이 모두 수신되지 않는 전환 구간(UA)이 발생할 수 있다. 다시 말해, P 동기화 신호(SP)가 입력된 후 전환 구간(UA)에 해당하는 시간 이후에 R 동기화 신호(SR)가 입력될 수 있다.Referring to FIGS. 5(a), 5(b) and 5(c), when the P mode is switched to the R mode, a transition period UA in which all of the synchronization signals SP and SR are not received may occur. . In other words, after the P synchronization signal SP is input, the R synchronization signal SR may be input after a time corresponding to the transition period UA.
타이밍 제어부(TC)는 제1 모드(M1)에서 합산 타이밍 신호(SO)에 기초하여 제1 내부 타이밍 신호(SI-1)를 생성하도록 동작할 수 있다. 제1 내부 타이밍 신호(SI-1)는 동기화 신호들(SP, SR)의 상승 엣지들(re)이 발생하는 시점에서 생성될 수 있다.The timing controller TC may operate to generate the first internal timing signal SI-1 based on the sum timing signal SO in the first mode M1. The first internal timing signal SI-1 may be generated when rising edges re of the synchronization signals SP and SR occur.
제2 모드(M2)는 제2 내부 타이밍 신호(SI-2)를 생성하는 모드로서, 외부로부터 동기화 신호들(SP, SR)의 공급이 없이 시뮬레이터(200) 자체적으로 내부 타이밍 신호(SI-2)를 생성할 수 있다. 일 실시예에서, 이러한 제2 모드(M2)는 시뮬레이터(200) 자체적으로 위성의 자세제어계에 필요한 모델들을 검증할 때 수행될 수 있다.The second mode M2 is a mode for generating the second internal timing signal SI-2, and the
이때, 동기화 신호들(SP, SR)이 공급되지 않는 전환 구간(UA)에서 제2 내부 타이밍 신호(SI-2)가 생성되지 않을 경우, 시뮬레이터(200)가 동기화되지 못하고 이에 따라 시뮬레이터(200)가 출력하는 시뮬레이션 정보(Simulated Reponse)(P0)와 실제 출력 정보(Real Response)(P2) 간의 오차가 생기는 문제점이 발생할 수 있다. 가령, 도 5(f)를 참조하면, 시간적 오차로 인해 시뮬레이션 정보(P0)와 실제 출력 정보(P2) 간의 오차가 발생하여 정확도가 떨어지는 것을 확인할 수 있다.At this time, when the second internal timing signal SI-2 is not generated in the transition period UA in which the synchronization signals SP and SR are not supplied, the
이에, 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 시스템에 의하면, 후술하는 연결 모드(M3)를 이용하여 전환 구간(UA)에서도 연속적인 동기화가 가능하도록 할 수 있다.Accordingly, according to the satellite posture control verification system according to an embodiment, continuous synchronization may be possible even in the switching section UA using the connection mode M3 to be described later.
구체적으로, 연결 모드(M3)는 제1 모드(M1)로 동작하는 중에 소정의 시간(w1) 동안 동기화 신호들(SP, SR)이 모두 수신되지 않을 경우 제2 모드(M2)로 전환하고, 제2 모드(M2)로 동작하는 중에 P 동기화 신호(SP) 또는 R 동기화 신호(SR)를 수신할 경우 다시 제1 모드(M1)로 전환하는 모드이다. Specifically, the connected mode M3 switches to the second mode M2 when neither of the synchronization signals SP and SR are received for a predetermined time w1 while operating in the first mode M1; When the P synchronization signal SP or the R synchronization signal SR is received while operating in the second mode M2, the mode is switched back to the first mode M1.
동기화 신호들(SP, SR)이 모두 수신되지 않는 상기 소정의 시간(w1)은 동기화 신호들(SP, SR)의 시간 주기(C1)보다 미리 설정된 비율을 곱한 값으로 미리 설정될 수 있다. 상기 미리 설정된 비율은 1 보다 크고 1.1 이하일 수 있고, 일 예로 1.03일 수 있다. The predetermined time w1 during which neither of the synchronization signals SP and SR are received may be preset as a value obtained by multiplying the time period C1 of the synchronization signals SP and SR by a preset ratio. The preset ratio may be greater than 1 and less than or equal to 1.1, for example, may be 1.03.
가령, 도 5(c) 및 도 5(e)를 참조하면, 합산 타이밍 신호(S0) 중 P 동기화 신호(SP)가 마지막으로 수신된 시점(t1)으로부터 시간 주기(C1)의 1.03을 곱한 만큼의 시간(1.03×T1) 이후에도 동기화 신호들(SP, SR)이 인가되지 않을 수 있다 (w1≥1.03×T1). 이 경우, 타이밍 제어부(TC)는 (t1+w1) 시점부터 제2 내부 타이밍 신호(SI-2)를 생성할 수 있다.For example, referring to FIGS. 5(c) and 5(e), as much as 1.03 of the time period C1 is multiplied from the time t1 at which the P synchronization signal SP was last received among the summation timing signals S0. The synchronization signals SP and SR may not be applied even after a time (1.03×T1) of (w1≥1.03×T1). In this case, the timing controller TC may generate the second internal timing signal SI-2 from a time point (t1+w1).
여기서, 도 5(d)를 함께 참조하면, 타이밍 제어부(TC)는 내부 타이밍 신호(SI)를 생성하기 위한 트리거(trigger) 역할을 하는 신호로서, 트리거 신호(ST)를 생성할 수 있다. 트리거 신호(ST)는 시뮬레이터(200)가 피시험 장치(100)로부터 동기화 신호들(SP, SR)을 수신할 때에는 0의 값을 가지다가, 동기화 신호들(SP, SR)을 수신하지 않을 때에는(UA) 1의 값을 가져 활성화될 수 있다.Here, with reference to FIG. 5(d) , the timing controller TC is a signal serving as a trigger for generating the internal timing signal SI, and may generate the trigger signal ST. The trigger signal ST has a value of 0 when the
최종적으로, 도 5(e)와 같이 타이밍 제어부(TC)가 제1 모드(M1)로 동작하다가 전환 구간(UA)에서는 제2 모드(M2)로 자동 전환되는 연결 모드(M3)로 동작함으로써, 내부 타이밍 신호(SI-1, SI-2; SI)가 균일하게 생성될 수 있다. 이에 따라 시뮬레이터(200)는 상기 내부 타이밍 신호(SI-1, SI-2)에 기초하여 인공위성의 이중 모드(P 모드 및 R W 파형을 가져 정확도가 높은 것을 확인할 수 있다.Finally, as shown in FIG. 5(e), the timing controller TC operates in the first mode M1 and operates in the connection mode M3, which automatically switches to the second mode M2 in the transition period UA, Internal timing signals SI-1 and SI-2; SI may be uniformly generated. Accordingly, it can be confirmed that the
이와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 방법에 의하면, 인공위성의 이중 모드 간의 전환 시 위성 동역학 시뮬레이터(200)가 피시험 장치(ETB)로부터 동기화 신호(SP, SR)를 수신하지 않을 때에도 내부 타이밍 신호(SI-2)를 생성할 수 있다. 이에 따라, 시뮬레이터(200)는 피시험 장치(100)와 연속적으로 동기화하여 출력되는 시뮬레이션 정보의 오차를 최소화하고 정확도를 높일 수 있다.As described above, according to the method for verifying the posture control of the artificial satellite according to an embodiment of the present invention, the
한편, 다시 도 4를 참조하면, 제2 제어부(400)는 센서 제어부(410), 구동기 제어부(420) 및 자세제어 모델링부(430)를 더 포함할 수 있다.Meanwhile, referring back to FIG. 4 , the
센서 제어부(410)는 인공위성의 자세제어 센서를 소프트웨어적으로 모사하여 자세제어 센서의 출력 신호(SA)를 생성하고, 상기 출력 신호(SA)를 인터페이스부(300)를 통해 피시험 장치(100)에 전달하거나, 구동기 제어부(420)에 전달할 수 있다.The
상기 자세제어 센서는 태양 센서(Sun Sensor Assembly), 별 센서(Star Tracker Assembly), 자이로 센서(Gyro Reference Assembly), 지구 센서(Global Position Sensor) 및 자기장 센서(Magnetometer) 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.The attitude control sensor may include at least one of a sun sensor (Sun Sensor Assembly), a star sensor (Star Tracker Assembly), a gyro sensor (Gyro Reference Assembly), a global position sensor (Global Position Sensor), and a magnetic field sensor (Magnetometer). .
구동기 제어부(420)는 인터페이스부(300)를 통해 피시험 장치(100)에 의해 계산된 구동기 명령 신호(SC)를 수신하고, 상기 구동기 명령 신호(SC)에 기초하여 인공위성의 구동기를 소프트웨어적으로 모사하여 구동기의 출력 신호(SB)를 생성할 수 있다. 구동기 명령 신호(SC)는 도 1에서 설명한 제어 신호(SC)에 포함되는 개념일 수 있다.The
상기 구동기는 반작용 휠(Reaction Wheel), 추력기(Thruster), 콘트롤 모멘트 자이로(Control Moment Gyro; CMG), 태양전지판 구동기(Solar Array Drive Assembly) 및 자기 토커(Magnetic Torquer) 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.The actuator may include at least one of a reaction wheel, a thruster, a control moment gyro (CMG), a solar array drive assembly, and a magnetic torquer. .
자세제어 모델링부(430)는 구동기의 출력 신호(SB)를 기초로 인공위성의 자세 및 궤도 시뮬레이션 정보를 출력할 수 있다. 구체적으로는, 자세제어 모델링부(430)는 위성이 미리 정해진 궤도 상을 공전할 때의 상황을 모사하여 위성의 자세 및 궤도 시뮬레이션 정보를 출력할 수 있으며, 출력된 위성의 자세 및 궤도 시뮬레이션 정보에 대응하는 자세제어 센서의 출력 값을 변화시킬 수 있다(SA’).The attitude
이와 같이, 시뮬레이터(200)는 비행 소프트웨어를 탑재하여 자체적으로 폐루프를 형성함으로써 센서 제어부(410), 구동기 제어부(420) 및 자세제어 모델링부(430)를 이용한 자세제어 로직을 자체적으로 검증할 수도 있다.In this way, the
한편, 전술한 바와 같이, 센서 제어부(410)는 자세제어 센서의 출력 신호(SA)를 인터페이스부(300)를 통해 피시험 장치(100)로 전송하고, 구동기 제어부(420)는 인터페이스부(300)를 통해 외부로부터 구동기 명령 신호(SC)를 입력 받음으로써, 하드웨어 간의 접속 여부도 검증할 수 있다. Meanwhile, as described above, the
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 방법을 설명하기 위한 순서도이다. 전술한 내용과 중복되는 내용은 설명을 간략히 하거나 생략하되, 도 1 내지 도 5를 함께 참고하여 설명한다.6 is a flowchart illustrating a method for verifying an attitude control of an artificial satellite according to an embodiment of the present invention. Contents overlapping with the above will be simplified or omitted, but will be described with reference to FIGS. 1 to 5 together.
본 발명의 일 실시예에 따른 위성 동역학 시뮬레이터(200)를 이용하여 인공위성의 자세제어를 검증하는 방법은 다음의 단계들에 의해 수행될 수 있다.The method of verifying the attitude control of the artificial satellite using the
인공위성이 P 모드로 동작할 때의 P 동기화 신호(SP), 인공위성이 R 모드로 동작할 때의 R 동기화 신호(SR) 및 제어 신호(SC)를 출력할 수 있다(S100).The P synchronization signal SP when the satellite operates in the P mode, and the R synchronization signal SR and the control signal SC when the satellite operates in the R mode may be output (S100).
인터페이스부(300)를 통하여 P 동기화 신호(SP), R 동기화 신호(SR) 및 제어 신호(SC)를 수신할 수 있다(S200).The P synchronization signal SP, the R synchronization signal SR, and the control signal SC may be received through the interface unit 300 ( S200 ).
P 동기화 신호(SP)와 R 동기화 신호(SR)에 기초하여 내부 타이밍 신호(SI)를 생성할 수 있다(S300).An internal timing signal SI may be generated based on the P synchronization signal SP and the R synchronization signal SR ( S300 ).
제어 신호(SC) 및 내부 타이밍 신호(SI)에 기초하여 시뮬레이션 정보(P1)(도 5(f) 참고)를 출력할 수 있다(S400).Simulation information P1 (refer to FIG. 5(f) ) may be output based on the control signal SC and the internal timing signal SI (S400).
P 동기화 신호(SP) 및 R 동기화 신호(SR)를 수신하는 단계(S200) 이후에, 다음의 단계들을 통해 동기화 신호들(SP, SR)을 합산 연산할 수 있다. 이하, 도 2를 함께 참조하여 설명한다.After the step S200 of receiving the P synchronization signal SP and the R synchronization signal SR, the synchronization signals SP and SR may be summed through the following steps. Hereinafter, it will be described with reference to FIG. 2 .
제1 신호 변환 회로(310)를 이용하여 P 동기화 신호(SP)를 제1 논리 신호(T1)로 변환할 수 있고, 제2 신호 변환 회로(320)를 이용하여 R 동기화 신호(SR)를 제2 논리 신호(T2)로 변환할 수 있다.The P synchronization signal SP may be converted into the first logic signal T1 using the first
다음, 합산 논리 회로(330)를 이용하여 제1 논리 신호(T1)와 제2 논리 신호(T2)를 합산 연산하여 제3 논리 신호(T3)를 생성할 수 있다. 이후, 신호 복원 회로(340)를 이용하여 제3 논리 신호(T3)를 합산 타이밍 신호(SO)로 복원할 수 있다. 이때, 합산 타이밍 신호(SO)는 P 동기화 신호(SP) 및 R 동기화 신호(SR)와 동일한 통신 인터페이스를 통해 전송되는 신호일 수 있다.Next, the third logic signal T3 may be generated by summing the first logic signal T1 and the second logic signal T2 using the summing
도 7은 도 6의 단계 중 일부분인 S300 단계를 더 구체적으로 설명하기 위한 순서도이다. 7 is a flowchart for explaining in more detail step S300, which is a part of the steps of FIG. 6 .
내부 타이밍 신호(SI)를 생성하는 단계(S300)는, 후술하는 알고리즘에 의해 수행될 수 있다. 상기 알고리즘은 전술한 ‘동기화 프로세서’를 의미하는 것일 수 있다.The step of generating the internal timing signal SI ( S300 ) may be performed by an algorithm to be described later. The algorithm may refer to the aforementioned 'synchronization processor'.
먼저 다음의 두 가지 모드(M1, M2)에 의해 내부 타이밍 신호(SI)가 생성될 수 있다. 제1 모드(M1)는 P 동기화 신호(SP) 및 R 동기화 신호(SR)에 기초하여 내부 타이밍 신호(SI-1, 도 5(e) 참고)를 생성할 수 있고(S310), 제2 모드(M2)는 자체적으로 내부 타이밍 신호(SI-2, 도 5(e) 참고)를 생성할 수 있다(S320).First, the internal timing signal SI may be generated by the following two modes M1 and M2. In the first mode M1, an internal timing signal SI-1 (refer to FIG. 5(e)) may be generated based on the P synchronization signal SP and the R synchronization signal SR (S310), and the second mode (M2) may generate an internal timing signal SI-2 (refer to FIG. 5(e)) by itself (S320).
내부 타이밍 신호(SI)를 생성하는 단계가 제1 모드(M1)에 의해 수행되는 경우, 내부 타이밍 신호(SI)는 합산 타이밍 신호(SO)에 기초하여 생성될 수 있다. 다시 말해, 제1 내부 타이밍 신호(SI-1)는 동기화 신호들(SP, SR)의 상승 엣지(re)가 형성되는 시점에 생성될 수 있다.When the generating of the internal timing signal SI is performed by the first mode M1 , the internal timing signal SI may be generated based on the summing timing signal SO. In other words, the first internal timing signal SI-1 may be generated when the rising edge re of the synchronization signals SP and SR is formed.
이때, P 동기화 신호(SP)와 R 동기화 신호(SR)는 동일한 시간 주기(Temporal Period)(C1)를 갖는 주기 신호일 수 있다. 일 예로, 상기 시간 주기(C1)는 1/8 초(0.125 sec)일 수 있다.In this case, the P synchronization signal SP and the R synchronization signal SR may be periodic signals having the same temporal period C1. For example, the time period C1 may be 1/8 second (0.125 sec).
이후, 제1 모드(M1)로 동작하는 중에(S310) 소정의 시간(w1) 동안 P 동기화 신호(SP) 및 R 동기화 신호(SR) 모두 수신되지 않는지 여부를 판단할 수 있다(S330). 상기 소정의 시간(w1)은 동기화 신호들(SP, SR)의 시간 주기(C1)보다 미리 설정된 비율을 곱한 값으로 미리 설정될 수 있다. 상기 미리 설정된 비율은 1 보다 크고 1.1 이하일 수 있고, 일 예로 1.03일 수 있다. Thereafter, it may be determined whether both the P synchronization signal SP and the R synchronization signal SR are not received for a predetermined time w1 while operating in the first mode M1 ( S310 ) ( S330 ). The predetermined time w1 may be preset as a value obtained by multiplying the time period C1 of the synchronization signals SP and SR by a preset ratio. The preset ratio may be greater than 1 and less than or equal to 1.1, for example, may be 1.03.
이때, 동기화 신호들(SP, SR) 중 적어도 하나가 수신될 경우(S330-NO), 시뮬레이터(200)는 제1 모드(M1)에 의해 위성의 시뮬레이션 정보를 출력할 수 있다. 이와 달리, 동기화 신호들(SP, SR)이 모두 수신되지 않을 경우(S330-YES), 제2 모드(M2)로 전환하여 내부 타이밍 신호(SI-2)를 생성할 수 있다(S340). 이후, 제2 모드(M2)로 동작하는 중에 다시 P 동기화 신호(SP) 또는 R 동기화 신호(SR)를 수신하였는지 여부를 판단할 수 있다(S350).In this case, when at least one of the synchronization signals SP and SR is received (S330-NO), the
이때, 동기화 신호들(SP, SR)이 모두 수신되지 않은 경우(S350-NO) 계속해서 제2 모드(M2)로 동작하고, P 동기화 신호(SP) 또는 R 동기화 신호(SR)를 수신한 경우(S350-YES) 다시 제1 모드(M1)로 전환할 수 있다(S360). 이와 같이, 외부(일 예로, 피시험 장치(ETB)(100))로부터 동기화 신호(SP, SR)를 수신하였는지 여부에 따라 모드를 자동 전환하여 외부로부터 동기화 신호(SP, SR)의 공급이 없을 때에도 시뮬레이터(200)를 동기화할 수 있는 모드를 연결 모드(M3)라 한다.In this case, when all of the synchronization signals SP and SR are not received (S350-NO), the operation continues in the second mode M2, and when the P synchronization signal SP or the R synchronization signal SR is received (S350-YES) It is possible to switch back to the first mode (M1) (S360). As such, the mode is automatically switched depending on whether the synchronization signals SP and SR are received from the outside (eg, the device under test (ETB) 100 ), so that there is no supply of the synchronization signals SP and SR from the outside. A mode in which the
이와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 자세제어 검증 방법에 의하면, 전술한 모드들(M1, M2, M3) 중 어느 하나의 모드가 선택적으로 수행되는 동기화 프로세서를 구성함으로써 피시험 장치(100)와 연속적으로 동기화하여 시뮬레이션 정보(P1)의 오차를 최소화하고 정확도를 높일 수 있다.As such, according to the method for verifying the attitude control of the artificial satellite according to an embodiment of the present invention, the device under test ( 100), it is possible to minimize the error of the simulation information P1 and increase the accuracy.
한편, 시뮬레이션 정보를 출력하는 단계(S400)는, 다음의 단계들을 더 포함할 수 있다. 이하, 도 4를 함께 참조하여 설명한다.Meanwhile, the step of outputting the simulation information ( S400 ) may further include the following steps. Hereinafter, it will be described with reference to FIG. 4 together.
센서 제어부(410)를 이용하여 인공위성의 자세제어 센서를 소프트웨어적으로 모사하여 자세제어 센서의 출력 신호(SA)를 생성하고, 상기 출력 신호(SA)를 인터페이스부(300)를 통해 외부로 전달할 수 있다.By using the
외부로부터 계산된 구동기 명령 신호(SC)를 인터페이스부(300)를 통해 수신할 수 있다. 구동기 제어부(420)를 이용하여 상기 구동기 명령 신호(SC)에 기초하여 인공위성의 구동기를 소프트웨어적으로 모사하여 구동기의 출력 신호(SB)를 생성할 수 있다.The driver command signal SC calculated from the outside may be received through the
자세제어 모델링부(430)를 이용하여 구동기의 출력 신호(SB)를 기초로 인공위성의 자세 및 궤도 시뮬레이션 정보를 출력할 수 있다.The posture
이상 설명된 본 발명에 따른 실시예는 컴퓨터 상에서 다양한 구성요소를 통하여 실행될 수 있는 컴퓨터 프로그램의 형태로 구현될 수 있으며, 이와 같은 컴퓨터 프로그램은 컴퓨터로 판독 가능한 매체에 기록될 수 있다. 이때, 매체는 컴퓨터로 실행 가능한 프로그램을 저장하는 것일 수 있다. 매체의 예시로는, 하드 디스크, 플로피 디스크 및 자기 테이프와 같은 자기 매체, CD-ROM 및 DVD와 같은 광기록 매체, 플롭티컬 디스크(floptical disk)와 같은 자기-광 매체(magneto-optical medium), 및 ROM, RAM, 플래시 메모리 등을 포함하여 프로그램 명령어가 저장되도록 구성된 것이 있을 수 있다. The embodiment according to the present invention described above may be implemented in the form of a computer program that can be executed through various components on a computer, and such a computer program may be recorded in a computer-readable medium. In this case, the medium may be to store a program executable by a computer. Examples of the medium include a hard disk, a magnetic medium such as a floppy disk and a magnetic tape, an optical recording medium such as CD-ROM and DVD, a magneto-optical medium such as a floppy disk, and those configured to store program instructions, including ROM, RAM, flash memory, and the like.
한편, 상기 컴퓨터 프로그램은 본 발명을 위하여 특별히 설계되고 구성된 것이거나 컴퓨터 소프트웨어 분야의 당업자에게 공지되어 사용 가능한 것일 수 있다. 컴퓨터 프로그램의 예에는, 컴파일러에 의하여 만들어지는 것과 같은 기계어 코드뿐만 아니라 인터프리터 등을 사용하여 컴퓨터에 의해서 실행될 수 있는 고급 언어 코드도 포함될 수 있다.Meanwhile, the computer program may be specially designed and configured for the present invention, or may be known and used by those skilled in the computer software field. Examples of the computer program may include not only machine language codes such as those generated by a compiler, but also high-level language codes that can be executed by a computer using an interpreter or the like.
또한, 이상에서는 본 발명의 바람직한 실시 예에 대하여 도시하고 설명하였지만, 본 발명은 상술한 특정의 실시 예에 한정되지 아니하며, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 당해 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 다양한 변형실시가 가능한 것은 물론이고, 이러한 변형실시들은 본 발명의 기술적 사상이나 전망으로부터 개별적으로 이해되어져서는 안될 것이다.In addition, although preferred embodiments of the present invention have been illustrated and described above, the present invention is not limited to the specific embodiments described above, and the technical field to which the present invention pertains without departing from the gist of the present invention as claimed in the claims Various modifications are possible by those of ordinary skill in the art, and these modifications should not be individually understood from the technical spirit or prospect of the present invention.
따라서, 본 발명의 사상은 앞에서 설명된 실시예들에 국한하여 정해져서는 아니되며, 후술하는 특허청구범위뿐만 아니라 이 특허청구범위와 균등한 또는 이로부터 등가적으로 변경된 모든 범위가 본 발명의 사상의 범주에 속한다고 할 것이다.Therefore, the spirit of the present invention should not be limited to the above-described embodiments, and not only the claims described below, but also all scopes equivalent to or changed from the claims described below are the scope of the spirit of the present invention. would be said to belong to the category.
100: 피시험 장치(ETB)
200: 위성 동역학 시뮬레이터(SDS)
300: 인터페이스부
400: 제어부
310: 제1 신호 변환 회로
320: 제2 신호 변환 회로
330: 합산 논리 회로
340: 신호 복원 회로
SP: P 동기화 신호
SR: R 동기화 신호
TC: 타이밍 제어부
T1, T2, T3: 논리 신호
SO: 합산 타이밍 신호
SI, SI-1, SI-2: 내부 타이밍 신호
410: 센서 제어부
420: 구동기 제어부
430: 자세제어 모델링부
UA: 전환 구간
M1: 제1 모드
M2: 제2 모드
M3: 연결 모드
C1: 시간 주기100: device under test (ETB) 200: satellite dynamics simulator (SDS)
300: interface unit 400: control unit
310: first signal conversion circuit 320: second signal conversion circuit
330: summing logic circuit 340: signal restoration circuit
SP: P sync signal SR: R sync signal
TC: Timing controller T1, T2, T3: Logic signal
SO: Sum timing signal SI, SI-1, SI-2: Internal timing signal
410: sensor control unit 420: actuator control unit
430: posture control modeling unit UA: transition section
M1: first mode M2: second mode
M3: Connection mode C1: Time period
Claims (17)
상기 제어 신호, 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호를 수신하는 인터페이스부, 및 상기 피시험 장치와 동기화하여 상기 제어 신호에 따른 시뮬레이션 정보를 상기 피시험 장치에 출력하는 제어부를 포함하는 위성 동역학 시뮬레이터(Satellite Dynamics Simulator; SDS);를 포함하고,
상기 제어부는 상기 P 동기화 신호와 상기 R 동기화 신호에 기초하여 내부 타이밍 신호를 생성하는 타이밍 제어부를 포함하고, 상기 내부 타이밍 신호에 기초하여 동작하는, 인공위성의 자세제어 검증 시스템.An Electrical Test Bench (ETB) that operates in P mode or R mode according to the satellite's flight software and outputs a control signal, and outputs a P synchronization signal when operating in the P mode, and operates in the R mode the device under test outputting an R synchronization signal when; and
A satellite dynamics simulator comprising: an interface unit for receiving the control signal, the P synchronization signal, and the R synchronization signal; and a control unit synchronizing with the apparatus under test and outputting simulation information according to the control signal to the apparatus under test ( Satellite Dynamics Simulator (SDS);
The control unit includes a timing control unit that generates an internal timing signal based on the P synchronization signal and the R synchronization signal, and operates based on the internal timing signal.
상기 타이밍 제어부는,
상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호에 기초하여 상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 제1 모드;
자체적으로 상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 제2 모드; 및
상기 제1 모드로 동작하는 중에 소정의 시간 동안 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호 모두 수신되지 않을 경우 상기 제2 모드로 전환하고, 상기 제2 모드로 동작하는 중에 상기 P 동기화 신호 또는 상기 R 동기화 신호를 수신할 경우 다시 상기 제1 모드로 전환하는, 연결 모드;
중 어느 하나의 모드로 동작하는, 인공위성의 자세제어 검증 시스템.According to claim 1,
The timing control unit,
a first mode for generating the internal timing signal based on the P synchronization signal and the R synchronization signal;
a second mode for generating the internal timing signal by itself; and
If neither the P synchronization signal nor the R synchronization signal is received for a predetermined period of time while operating in the first mode, it switches to the second mode, and while operating in the second mode, the P synchronization signal or the R synchronization signal a connected mode, which switches back to the first mode when receiving a signal;
Operating in any one mode, the satellite attitude control verification system.
상기 인터페이스부는,
상기 P 동기화 신호를 수신하여 제1 논리 신호로 변환하는 제1 신호 변환 회로;
상기 R 동기화 신호를 수신하여 제2 논리 신호로 변환하는 제2 신호 변환 회로;
상기 제1 논리 신호와 상기 제2 논리 신호를 합산 연산하여 제3 논리 신호를 생성하는 합산 논리 회로; 및
상기 제3 논리 신호를 합산 타이밍 신호로 복원하는 신호 복원 회로;
를 포함하고,
상기 합산 타이밍 신호는 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호와 동일한 통신 인터페이스를 통해 전송되는, 인공위성의 자세제어 검증 시스템.3. The method of claim 2,
The interface unit,
a first signal conversion circuit for receiving the P synchronization signal and converting it into a first logic signal;
a second signal conversion circuit for receiving the R synchronization signal and converting it into a second logic signal;
a summing logic circuit for generating a third logic signal by summing the first logic signal and the second logic signal; and
a signal restoration circuit that restores the third logic signal to a summation timing signal;
including,
The summation timing signal is transmitted through the same communication interface as the P synchronization signal and the R synchronization signal.
상기 타이밍 제어부는 상기 제1 모드에서 상기 합산 타이밍 신호에 기초하여 상기 내부 타이밍 신호를 생성하도록 동작하는, 인공위성의 자세제어 검증 시스템.4. The method of claim 3,
and the timing controller is operable to generate the internal timing signal based on the summed timing signal in the first mode.
상기 P 동기화 신호와 상기 R 동기화 신호는 동일한 시간 주기(Temporal Period)를 갖는 주기 신호이고,
상기 소정의 시간은 상기 시간 주기보다 미리 설정된 비율을 곱한 값으로 미리 설정되는, 인공위성의 자세제어 검증 시스템.3. The method of claim 2,
The P synchronization signal and the R synchronization signal are periodic signals having the same time period (Temporal Period),
The predetermined time is preset to a value multiplied by a preset ratio rather than the time period, the satellite posture control verification system.
상기 시간 주기는 1/8 초(0.125 sec)이고,
상기 미리 설정된 비율은 1 보다 크고 1.1 이하인, 인공위성의 자세제어 검증 시스템.6. The method of claim 5,
The time period is 1/8 sec (0.125 sec),
The preset ratio is greater than 1 and less than or equal to 1.1, the satellite posture control verification system.
상기 제어부는,
상기 인공위성의 자세제어 센서를 소프트웨어적으로 모사하여 상기 자세제어 센서의 출력 신호를 생성하고, 상기 출력 신호를 상기 인터페이스부를 통해 상기 피시험 장치에 전달하는 센서 제어부;
상기 인터페이스부를 통해 상기 피시험 장치에 의해 계산된 구동기 명령 신호를 수신하고, 상기 구동기 명령 신호에 기초하여 상기 인공위성의 구동기를 소프트웨어적으로 모사하여 상기 구동기의 출력 신호를 생성하는 구동기 제어부; 및
상기 구동기의 출력 신호를 기초로 상기 인공위성의 자세 및 궤도 시뮬레이션 정보를 출력하는 자세제어 모델링부;
를 더 포함하는, 인공위성의 자세제어 검증 시스템.According to claim 1,
The control unit is
a sensor controller for generating an output signal of the posture control sensor by simulating the posture control sensor of the satellite in software, and transmitting the output signal to the device under test through the interface unit;
a driver control unit that receives a driver command signal calculated by the device under test through the interface unit, and generates an output signal of the driver by simulating the driver of the satellite in software based on the driver command signal; and
a posture control modeling unit for outputting posture and orbit simulation information of the artificial satellite based on the output signal of the driver;
Further comprising, the posture control verification system of the artificial satellite.
상기 자세제어 센서는 태양 센서, 별 센서, 자이로 센서, 지구 센서 및 자기장 센서 중 적어도 하나를 포함하고,
상기 구동기는 반작용 휠(Reaction Wheel), 추력기(Thruster), 콘트롤 모멘트 자이로(Control Moment Gyro; CMG), 태양전지판 구동기(Solar Array Drive Assembly) 및 자기 토커(Magnetic Torquer) 중 적어도 하나를 포함하는, 인공위성의 자세제어 검증 시스템.8. The method of claim 7,
The attitude control sensor includes at least one of a solar sensor, a star sensor, a gyro sensor, an earth sensor, and a magnetic field sensor,
The actuator includes at least one of a reaction wheel, a thruster, a control moment gyro (CMG), a solar array drive assembly, and a magnetic torquer. of posture control verification system.
상기 인공위성이 P 모드로 동작할 때의 P 동기화 신호, 상기 인공위성이 R 모드로 동작할 때의 R 동기화 신호 및 제어 신호를 출력하는 단계;
인터페이스부를 통하여 상기 P 동기화 신호, 상기 R 동기화 신호 및 상기 제어 신호를 수신하는 단계;
상기 P 동기화 신호와 상기 R 동기화 신호에 기초하여 내부 타이밍 신호를 생성하는 단계; 및
상기 제어 신호 및 상기 내부 타이밍 신호에 기초하여 시뮬레이션 정보를 출력하는 단계;를 포함하는, 인공위성의 자세제어 검증 방법.In the method of verifying the attitude control of an artificial satellite using a satellite dynamics simulator,
outputting a P synchronization signal when the satellite operates in the P mode, and an R synchronization signal and a control signal when the satellite operates in the R mode;
receiving the P synchronization signal, the R synchronization signal, and the control signal through an interface unit;
generating an internal timing signal based on the P synchronization signal and the R synchronization signal; and
Outputting simulation information based on the control signal and the internal timing signal; Containing, the posture control verification method of the satellite.
상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 단계는,
상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호에 기초하여 상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 제1 모드;
자체적으로 상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 제2 모드; 및
상기 제1 모드로 동작하는 중에 소정의 시간 동안 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호 모두 수신되지 않을 경우 상기 제2 모드로 전환하고, 상기 제2 모드로 동작하는 중에 상기 P 동기화 신호 또는 상기 R 동기화 신호를 수신할 경우 다시 상기 제1 모드로 전환하는, 연결 모드;
중 어느 하나의 모드에 의해 수행되는, 인공위성의 자세제어 검증 방법.10. The method of claim 9,
The generating of the internal timing signal comprises:
a first mode for generating the internal timing signal based on the P synchronization signal and the R synchronization signal;
a second mode for generating the internal timing signal by itself; and
If neither the P synchronization signal nor the R synchronization signal is received for a predetermined period of time while operating in the first mode, it switches to the second mode, and while operating in the second mode, the P synchronization signal or the R synchronization signal a connected mode, which switches back to the first mode when receiving a signal;
A method of verifying attitude control of an artificial satellite, which is performed by any one of the modes.
상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호를 수신하는 단계 이후에,
제1 신호 변환 회로를 이용하여 상기 P 동기화 신호를 제1 논리 신호로 변환하는 단계;
제2 신호 변환 회로를 이용하여 상기 R 동기화 신호를 제2 논리 신호로 변환하는 단계;
합산 논리 회로를 이용하여 상기 제1 논리 신호와 상기 제2 논리 신호를 합산 연산하여 제3 논리 신호를 생성하는 단계; 및
신호 복원 회로를 이용하여 상기 제3 논리 신호를 합산 타이밍 신호로 복원하는 단계;를 더 포함하고,
상기 합산 타이밍 신호는 상기 P 동기화 신호 및 상기 R 동기화 신호와 동일한 통신 인터페이스를 통해 전송되는, 인공위성의 자세제어 검증 방법.11. The method of claim 10,
After receiving the P synchronization signal and the R synchronization signal,
converting the P synchronization signal into a first logic signal using a first signal conversion circuit;
converting the R synchronization signal into a second logic signal using a second signal conversion circuit;
generating a third logic signal by summing the first logic signal and the second logic signal using a summing logic circuit; and
Restoring the third logic signal into a summation timing signal using a signal restoration circuit; further comprising:
The summation timing signal is transmitted through the same communication interface as the P synchronization signal and the R synchronization signal.
상기 내부 타이밍 신호를 생성하는 단계가 상기 제1 모드에 의해 수행되는 경우,
상기 내부 타이밍 신호는 상기 합산 타이밍 신호에 기초하여 생성되는, 인공위성의 자세제어 검증 방법.12. The method of claim 11,
When generating the internal timing signal is performed by the first mode,
wherein the internal timing signal is generated based on the summed timing signal.
상기 P 동기화 신호와 상기 R 동기화 신호는 동일한 시간 주기(Temporal Period)를 갖는 주기 신호이고,
상기 소정의 시간은 상기 시간 주기보다 미리 설정된 비율을 곱한 값으로 미리 설정되는, 인공위성의 자세제어 검증 방법.11. The method of claim 10,
The P synchronization signal and the R synchronization signal are periodic signals having the same time period (Temporal Period),
The predetermined time is preset to a value obtained by multiplying the time period by a preset ratio.
상기 시간 주기는 1/8 초(0.125 sec)이고,
상기 미리 설정된 비율은 1 보다 크고 1.1 이하인, 인공위성의 자세제어 검증 방법.14. The method of claim 13,
The time period is 1/8 sec (0.125 sec),
The preset ratio is greater than 1 and less than or equal to 1.1, the method of verifying the posture control of the artificial satellite.
상기 시뮬레이션 정보를 출력하는 단계는,
센서 제어부를 이용하여 상기 인공위성의 자세제어 센서를 소프트웨어적으로 모사하여 상기 자세제어 센서의 출력 신호를 생성하는 단계;
상기 출력 신호를 상기 인터페이스부를 통해 외부로 전달하는 단계;
외부로부터 계산된 구동기 명령 신호를 상기 인터페이스부를 통해 수신하는 단계;
구동기 제어부를 이용하여 상기 구동기 명령 신호에 기초하여 상기 인공위성의 구동기를 소프트웨어적으로 모사하여 상기 구동기의 출력 신호를 생성하는 단계; 및
자세제어 모델링부를 이용하여 상기 구동기의 출력 신호를 기초로 상기 인공위성의 자세 및 궤도 시뮬레이션 정보를 출력하는 단계;
를 더 포함하는, 인공위성의 자세제어 검증 방법.10. The method of claim 9,
The step of outputting the simulation information includes:
generating an output signal of the posture control sensor by simulating the posture control sensor of the artificial satellite in software using a sensor controller;
transmitting the output signal to the outside through the interface unit;
receiving a driver command signal calculated from the outside through the interface unit;
generating an output signal of the driver by simulating the driver of the satellite in software based on the driver command signal using a driver control unit; and
outputting the posture and trajectory simulation information of the artificial satellite based on the output signal of the driver using the posture control modeling unit;
Further comprising, the posture control verification method of the artificial satellite.
상기 자세제어 센서는 태양 센서, 별 센서, 자이로 센서, 지구 센서 및 자기장 센서 중 적어도 하나를 포함하고,
상기 구동기는 반작용 휠(Reaction Wheel), 추력기(Thruster), 콘트롤 모멘트 자이로(Control Moment Gyro; CMG), 태양전지판 구동기(Solar Array Drive Assembly) 및 자기 토커(Magnetic Torquer) 중 적어도 하나를 포함하는, 인공위성의 자세제어 검증 방법.16. The method of claim 15,
The attitude control sensor includes at least one of a solar sensor, a star sensor, a gyro sensor, an earth sensor, and a magnetic field sensor,
The actuator includes at least one of a reaction wheel, a thruster, a control moment gyro (CMG), a solar array drive assembly, and a magnetic torquer. of posture control verification method.
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