KR101575920B1

KR101575920B1 - 위성 자세 제어 방법 및 자세-제어 위성

Info

Publication number: KR101575920B1
Application number: KR1020117000264A
Authority: KR
Inventors: 자비에 셍벨리; 크리스뗑 라가덱
Original assignee: 에어버스 디펜스 앤드 스페이스 에스아에스
Priority date: 2008-06-09
Filing date: 2009-06-03
Publication date: 2015-12-08
Anticipated expiration: 2029-06-03
Also published as: US8505853B2; ZA201008848B; US20110155858A1; FR2932163B1; EP2282940B1; FR2932163A1; CN102099250A; WO2009150081A1; EP2282940A1; CN102099250B; KR20110028341A

Abstract

본 발명은 천체 둘레로 궤도 운동하는 위성(1, 2)의 자세 제어 방법에 관한 발명으로서, 상기 위성(1, 2)에는 관측 기기(10, 20), 태양전지판(11, 21a), 방열기(12, 22), 그리고 별 센서(13, 23)가 구성되고,
세개의 수직축 X, Y, Z에 의해 규정되는 상기 위성의 기준 좌표계에서,
- 관측 기기(10, 20)의 관측축은 Z-축에 평행하고,
- 태양전지판(11, 21a)은 Y-축에 평행하며,
- 방열기(12, 22)는 위성의 -X, +Y, -Y 측들 중 하나의 측에 배치되고,
- 별 센서(13, 23)는 -X 값에 해당하는 반-공간을 지향한다.
이 방법에 따르면, 천체의 관측될 영역을 향해 관측 기기(10, 20)를 지향시키도록 활동 주기(J) 중 위성(1, 2)의 롤 및 피치 자세가 제어되고,
+X 값에 해당하는 반-공간 측에 태양을 유지시키도록, 그리고, 활동 주기(J) 의 관측 단계들 중 태양전지판(11, 21a)의 최소 일사 제약사항(C1)이 충족되는 것을 보장하도록, 위성(1, 2)의 요 자세가 제어된다.

Description

위성 자세 제어 방법 및 자세-제어 위성{METHOD FOR CONTROLLING SATELLITE ATTITUDE, AND ATTITUDE-CONTROLLED SATELLITE}

본 발명은 천체 둘레로 궤도 운동을 하는 위성 분야에 관한 발명으로서, 특히, 태양과 관련하여 전력, 열 방출, 기타 배제사항 등의 제약사항에 부합하도록 위성의 자세 제어하는 기술에 관한 발명이다.

천체 둘레로 궤도 운동하면서 천체를 관측하는 위성들은 천체를 향한 한개 이상의 관측 기기를 포함하는 활성 온보드 페이로드(active onboard payload)를 구비하고 있으며, 전력 공급은 한개 이상의 태양전지판을 포함하는 태양 발전기에 의해 제공되는 것이 일반적이고, 그 최적 동작은 태양 광선이 태양 전지판의 활성면에 대해 실질적으로 수직일 때 달성된다.

지구 관측을 위해, 위성들은 정지 궤도 또는 근-정지 궤도(궤도면이 적도면에 대해 약간 경사져 있기 때문임. 일반적으로 약 15도 미만)에 놓여 있는 것이 일반적이다.

이러한 궤도에 놓인 위성의 경우, 태양에 대한 태양 전지판의 배향은 위성의 자세를 제어함으로써, 그리고, 한개 이상의 구동 수단("SADM"이라 불림: Solar Array Drive Mechanism)을 태양 전지판에 제공하여 한개 이상의 축 둘레로 상기 태양 전지판을 회전시킴으로써, 얻어지는 것이 일반적이다.

도 1a-1b는 일례의 위성(1)과 이러한 위성을 구성하는 장비들을 도시하는 도면으로서, 특히, 위성관측 기기(10)와 태양 전지판(11)이 위성(1)에 구성되고 있다.

위성(1)의 기준 좌표계는 롤축(roll axis) X, 피치축(pitch axis) Y, 그리고 요축(yaw axis) Z라 불리는 세개의 직교축들에 의해 규정된다.

Z-축은 가령, 관측 기기(10)의 지향 방향에 대응한다. Y-축은 가령, SADM(111)을 장착한 태양전지판(11)의 회전축에 대응한다.

본 발명에 관련된 관측 위성들은 전체 위성의 지향성을 이용하여 지구 표면에서 관측될 여러 개의 영역들을 표적으로 하게 한다. 즉, 이 영역들을 향해 관측 기기(10)의 Z-축을 향하게 하는 위성이다. 이는 위성의 피치(Y-축 둘레로의 회전)와 롤(X-축 둘레로의 회전) 자세를 제어함으로써 구현된다.

추가적으로, 본 발명에 관련된 위성들은 궤도 주기 시간 중 상당 퍼센티지를 나타내는 활동 주기(activity period) 중 지구 관측 임무를 수행한다. 일반적으로 궤도 주기의 50% 내지 70% 사이의 시간이 활동 주기가 된다. 활동 주기 동안 위성 자세 기동 단계들이 관측 단계들과 교대하게 된다.

(특히 통신 위성의 경우) 정지 궤도에 위치한 위성들의 자세가 항상 궤도 평면에 수직인 위성의 Y-축을 유지하도록 제어되는 것이 일반적이다. 이 방법은 관측할 여러 영역들을 향해 Z-축을 향하도록 하기 위해 (피치축 둘레로) 하나의 자유도만을 제공하기 때문에 적절하지 않다.

경사 궤도 상에 놓인 현재의 지구 관측 위성들은, 궤도 주기 시간 중 제한된 시간동안 지구를 관측하여, 태양전지판의 일사(insolation)가 활동 주기 바깥에서만 최적화된다.

이 해법은 궤도 주기의 50% 이상동안 지구를 관측하는 관측 위성용으로 적합하지 않다. 따라서, 페이로드에 전력을 제공하기 위해, 활동 주기 중 태양전지판의 일사를 보장할 수 있어야 한다.

추가적으로, 현재의 자세 제어 규정은 태양에 대한 태양전지판의 일사와 관련한 제약사항만을 반영하고 있으나, 타 장비의 정확한 작동은 태양과 관련한 제약사항에도 좌우된다. 이는, 가령, 위성 장비에 의해 발생되는 열을 제거하도록 설계된 방열기에 적용된다. 그 열 방출 용량은 방열기가 흡수하는 태양 플럭스에 따라 좌우되며, 또한, 위성의 자세를 추정하는 데 특히 사용되는 별 센서에 따라서도 좌우된다. 이러한 별 센서들은 태양을 가리키지 않아야 한다.

따라서 현재까지는, 활동 주기 중 태양에 관련된 다양한 제약사항들을 만족시키면서, 긴 활동 주기동안 지구 표면의 여러 영역들을 관측하는 지구 관측 위성의 자세를 제어하기 위한 효과적인 규정이 없다.

본 발명은 한개 이상의 관측 기기와, 태양전지판과, 방열기와, 별 센서를 포함하는 위성에 의해 구현되도록 천체 둘레로 궤도 운동하는 위성의 자세를 제어하는 방법을 제시함으로써 상술한 문제점들을 해결하며, 이때, 세개의 직교축 X, Y, Z에 의해 규정되는 상기 위성에 관한 기준 좌표계에서,

- 관측 기기의 관측축은 Z-축에 평행하고,

- 태양전지판은 Y-축에 평행하며,

- 방열기는 위성의 -X, +Y, 또는 -Y 측 중 하나의 축에 배열되고,

- 별 센서는 -X 값들에 해당하는 반구 공간을 지향한다.

이 방법에 따르면, 활동 주기 중 위성의 자세가, 관측될 천체의 영역들 중 적어도 한개를 향해 관측 기기의 관측축의

방향을 가리키도록 X-축 둘레로 롤(roll)과 Y-축 둘레로의 피치(pitch)와 관련하여 제어된다. 위성의 Z-축 둘레로의 요(yaw) 자세는, 양의 X 값들에 대응하는 반-공간의 측에 태양을 유지시키도록, 그리고, 태양전지판의 최소 일사 제약사항 C1이 활동 주기의 관측 단계 중 충족되는 것을 보장할 수 있도록, 제어되어, 관측 단계 중 위성 페이로드에 전력을 제공할 수 있게 된다.

바람직한 경우, 방열기 최대 일사 제약사항 C2 및/또는 별 센서 최대 일사 제약사항 C3가 관측 단계 중 충족되도록 위성의 요 자세가 또한 제어되어, 방열기에 의한 열 방출과 별 센서 보호를 각각 보장하게 된다.

관측 단계 중 기계적인 외란의 가능성을 제한하기 위해, 위성의 요 자세 및/또는 태양전지판 방향이 한개 이상의 관측 단계 중 일정하게 유지된다.

이 방법의 특정 실시예에서, 위성의 요 자세는 Y-축의

방향이 아래의 벡터 외적에 따라 배향되도록 활동 주기 중 제어된다.

이때, α는 표준화 인수(normalization factor)이고,

는 위성에 대한 태양의 방향이다.

이 방법의 다른 실시예 모드에 따르면, 다음과 같이 구성되도록 활동 주기 중 위성의 요 자세가 제어된다.

- 활동 주기의 지정 순간들 간의 요 변화의 놈(norm)이 최소화된다.

- 90도의 배수에 해당하는 회전만이 가능하다.

- 180도의 배수에 해당하는 회전만이 가능하다.

본 발명은 이 방법에 따라 자세 제어되는, 가이던스(guidance: "항행 유도 장치"라고도 함) 및 위성 자세 제어 시스템을 포함하는 위성에 또한 관련된 발명이다.

위성의 요 자세는 위성의 연산 수단에 의해 결정되거나, 기지국으로부터 위성의 다운로드 수단을 통해 다운로드되는 요 궤적을 따라 제어된다.

본 발명의 방법에 따른 자세 제어 위성의 특히 바람직한 구성은, 상기 위성의 -X 측에 방열기를 배치하는 구성을 포함한다.

전개 동작 과정 외에는 위성의 태양전지판이 고정된 경우에, 태양전지판의 활성면에 수직인 방향이 Z-축 방향과 90도 내지 180도 사이의 각도를 형성하도록 상기 태양전지판이 배열된다.

전개 동작 과정 외에는 고정된 복수의 태양전지판을 위성이 포함하는 경우에, 태양전지판의 활성면에 수직인 방향들의 평균 방향(태양전지판의 면적들에 의해 가중될 수 있음)이 Z-축 방향과 120도 내지 150 사이의 각도를 형성하도록 상기 태양전지판들이 배열된다.

본 발명의 실시예들에 대한 다음의 설명은 비-제한적인 방식으로 표현되는 도면들을 참고하여 제시된다.

도 1a와 1b는 관측 위성의 두개의 개략적 사시도.
도 2a, 2b, 2c, 2d는 본 발명에 따른 자세 제어 방법의 네가지 모드에 따른 위성의 자세 궤적의 예들을 표현한 개략도.
도 3a와 3b는 본 발명에 따른 관측 위성의 제 1 실시예의 두개의 개략적 사시도.
도 4a와 4b는 본 발명에 따른 관측 위성의 제 2 실시예의 두개의 개략적 사시도.

본 발명은 천체 둘레로 궤도 운동하는 임의의 위성, 특히 관측 위성에 적용가능한 위성 자세 제어 방법에 관한 것이다.

발명의 모드를 설명하기 위해, 지구 관측 위성의 경우가 고려되며, 특히, 정지 궤도 또는 근-정지 궤도에 배치된 위성들이 나머지 설명을 위해 사용될 것이다.

도 1a와 1b에 도시된 위성(1)은, 관측 기기(10)와, 태양전지판(11)과, 방열기(12)와, 별 센서(13)를 포함한다. 별 센서(13)는 위성(1)의 자세를 추정하는 데 사용되며, 일반적으로, 하늘의 일 영역을 가리킨다.

태양전지판(11)의 활성면에 수직인 방향은 태양광이 태양전지판(11)의 활성면에 수직으로 입사될 때 위성(1)에 대한 태양의 방향

와 같다. 마찬가지로, 방열기(12)의 방출면에 수직인 방향은 방출면에 수직으로 태양광이 입사할 때의 방향

와 같다.

위성(1)의 기준 좌표계는 롤축 X, 피치축 Y, 요축 Z라고 불리는, 서로 직교하는 세개의 축에 의해 결정되며, 이 축들의 방향은 각각

,

라 표시된다.

위성의 자세는 관성 좌표계를 이용하여 규정될 수도 있고, 또는 국부 궤도 좌표계(local orbital reference frame)를 이용하여 규정될 수도 있다. 하지만 쿼터니언(quarternions: "사원수"라고도 함), 추이행열(transition matrices), 또는 오일러각(Euler angles) 등과 같은 다양한 통상의 표현법 역시 가능하다.

다음과 같은 규칙이 나머지 설명에 대해 사용될 것이다. 롤각, 피치각, 요각은 자세가 오일러각으로 규정될 때 사용되는 것으로서, 위성의 기준 좌표계의 X, Y, Z 축에 대한 회전각에 해당한다. 이 규칙은 설명을 단순하게 하기 위해 사용된다. 위성(1) 자세에 대한 수학적으로 대등한 다른 표현들도 본 발명에 적용될 수 있다.

방향

,

는 위성(1)의 +X, -X, +Y, -Y, +Z, -Z 측을 규정한다.

일례로서 위성(1)의 +Z 측에 구성된 관측 기기(10)에서는 Z-축이 관측축이고, Y-축이 태양전지판(11)에 평행하다.

방열기(12)를 장착가능한 측은 +Y, -Y, -X 측이다. 도 1b에 도시된 예에서, 방열기(12)는 위성(1)의 -Y 측에 배치되어 있다. 즉, 위성의 기준 좌표계에서 -Y의 값을 가지는 측에 위성(1)의 해당 측이 배치되어 있다.

별 센서(13)는 음의 X 값에 해당하는 반-공간을 지향한다.

위성(1)의 자세는 X, Y, Z 축 둘레로의 롤, 피치, 요 회전에 의해 제어된다.

위성(1)은 "활동 주기(activity periods)"라 불리는 주기동안 지구를 관측한다. 각각의 활동 주기는 궤도 주기의 일 시간 구간으로 이루어지는 것이 일반적이며, 가령, 궤도 주기의 50 내지 70%를 나타내는 주간광의 영역에 걸쳐 위성(1)이 운행하는 시간에 해당한다.

활동 주기 중 이 방법은, 지정 순간에 관측 기기(1)의 Z-축이 지향하게 되는 지구 표면 상의 여러 영역들을 나타내는 관측 임무 플랜에 따라 위성(1)의 피치 및 롤 자세를 제어한다.

지구 표면의 각각의 영역이 관측 단계 중 관측되며, 두 관측 단계 사이에서 기동 단계 중 Z-축의 방향

가 변경된다.

위성(1)의 관측 임무 플랜이 관측 단계 중 위성의 피치 및 롤 자세를 지시하기 때문에, Z-축 둘레로의 요각의 값은 자세에 관한 유일한 나머지 자유도에 해당한다.

본 발명의 이 방법에 따르면, X-축 방향

와 태양의 방향

간의 벡터 내적이 양의 값이거나 0 이도록 위성의 요 자세가 제어된다. 이는 관측 단계 중 위성의 기준 좌표계에서의 양의 X 값들에 대응하는 반-공간에 태양을 유지시킴을 의미한다.

태양전지판(11)의 최소 일사 제약사항 C1이 관측 단계 중 충족되도록 위성(1)의 요 자세가 또한 제어된다.

제약사항 C1은 태양전지판 일사가 최소 일사보다 크도록 하여 관측 단계 중 페이로드에 전력을 제공할 수 있는 것을 목표로 한다.

예를 들어, 제약사항 C1은 방향

와

간의 각도의 코사인 함수의 절대값이 양의 값이거나 0인 V1보다 작을 때 충족된다. V1은 (방향

와

가 서로 수직인 경우 태양전지판의 일사에 대한 최적값인) 0과 cos(70°) 사이의 값인 것이 바람직하다.

이 방법의 선호 실시예에서, 방열기(12)의 최대 일사 제약사항 C2와, 별 센서(13)의 최대 일사 제약사항 C3 중 한개 이상의 제약사항이 관측 단계 중 또한 충족되도록 위성(1)의 요 자세가 제어된다.

제약사항 C2는 관측 단계 중 방열기(12)에 의한 적절한 열 방출을 보장하도록 방열기(12)의 일사가 최대 일사보다 작음을 보장하는 것을 목표로 한다.

예를 들어, 방열기의 열 방출면에 수직인 방향과 방향

간의 각도의 코사인 함수 값이 V2보다 작을 때 제약사항 C2가 충족된다. V2는 0과 cos(70°) 사이의 값인 것이 바람직하다. V2가 0 미만일 때 열 방출이 최적이다.

제약사항 C3는 별 센서(13)의 일사가 최대 일사보다 작음을 보장하여, 관측 단계 중 별 센서(13)의 보호 원추 내에 태양이 있지 않도록 하는 것을 목표로 한다.

예를 들어, 별 센서(13)의 지향 방향과 태양의 방향

간 각도의 코사인 함수 값이 V3 보다 작을 때 제약사항 C3가 충족된다. V3는 cos(60°)와 cos(40°) 사이에 있는 것이 바람직하다.

제약사항 C1, C2, C3에 대해 다른 표현들도 가능하다. 이 제약사항들의 목적(즉, 태양전지판(11)의 최소 일사와, 방열기(12) 및 별 센서(13)의 최대 일사)에 부합하는 한, 가령, (여러가지 각도의 값들에 대한 코사인 함수 대신에) 여러가지 각도의 값들을 직접적으로 기반으로 하는 표현이나, 여러가지 각도들을 고려하는 표현들이 가능하다.

이 방법의 특정 실시예에서는 위성(1)의 요 자세가 관측 단계 중 실질적으로 일정하여, 먼저, 기계적 외란(요 기동에 의해 야기가능함)을 방지할 수 있고, 두번째로, 관측 단계 중 관측 기기(10)의 회전을 방지할 수 있다.

"실질적으로 일정한 요 자세"라 함은, 일정한 값의 요각이 추구되지만, 실제로는 위성(1)의 요각의 값이 상기 일정한 값 둘레로 변화할 수 있다는 것을 의미하며, 특히 외부적인 외란으로 인해 변화를 일으킬 수 있다.

이 모드에서, 기동 단계 중 요 자세가 변경되어, 고려 중인 제약사항이 다음 관측 단계 중 충족되도록 할 수 있다.

다른 실시예에서, 태양전지판(11)이 관측 단계 중 위성(1)의 기준 좌표계 내에서 일정한 방향으로 유지되어, 태양전지판(11)의 회전에 의해 야기되는 기계적인 외란을 방지할 수 있다. 여러 일련의 관측 단계들에 대해 (그리고 이 관측 단계들 사이의 기동 단계들 동안) 태양전지판(11)의 방향을 실질적으로 일정하게 유지하는 것이 가능하다.

"실질적으로 일정한 방향(또는 배향)"이라 함은, 태양전지판(11)의 일정한 방향을 추구하지만, 실제로는 상기 일정한 방향 둘레로 태양전지판 방향이 변화할 수 있음을 의미하며, 이는 특히 외부적인 외란때문이다.

태양전지판(11)에 SADM(111)이 장착되어 있는 경우에, 태양전지판(11)의 방향이 가령, 기동 단계 중, 변경되어, 제약사항 C1이 다음 관측 단계 중 충족되도록 할 수 있다.

태양전지판(11)에 SADM이 장착되어 있지 않은 경우에, 실질적으로 일정한 태양전지판 방향은, Z-축의 방향

와 태양전지판(11)의 활성면에 수직인 방향 간의 각도가 배향 평면(Z, X)에서 90도 내지 180도 사이에 위치하도록 하는 설계를 통해 선택된다. 참고로, 방향

는 90도에 해당하고, -

는 180도에 해당한다.

태양전지판(11)에 SADM이 장착되어 있지 않은 경우, 가령, 태양전지판의 활성면에 수직인 방향과 방향

간의 각도의 코사인 함수 값이 V4 보다 클 때, 태양전지판(11)의 최소 일사 제약사항 C1이 충족된다. V4는 cos(20°)와 1 사이의 범위에 놓이는 것이 바람직하다. 또한 V4가 1인 경우가 최적의 경우에 해당한다.

위성(1)이 복수의 태양전지판, 및/또는, 복수의 방열기, 및/또는, 복수의 별 센서들을 포함하는 좀더 일반적인 경우에, 제약사항 C1, C2, C3는 한개 이상의 태양전지판, 한개 이상의 방열기, 및/또는 한개 이상의 별 센서에 의해 충족된다.

위성(1)의 요 자세를 제어하기 위해, 사용되는 제약사항들, 특히, 제약사항 C1, C2, C3 중에서 사용되는 제약사항들을 고려하여 요 궤적 ψ(t)가 규정된다. 이 제약사항들은 요각의 값에 따른 제약사항으로 변환된다. 이러한 변환은 관측 임무 플랜에 의해 지시된 위성(1)의 피치 및 롤 자세를 이용하여 수행된다.

이 변환에 의해 상한 궤적 ψ_M(t)와 하한 궤적 ψ_m(t)가 규정된다. ψ_M(t)와 ψ_m(t)는 관측 단계에서 ψ_m(t) <= ψ(t) <= ψ_M(t)가 고려 중인 제약사항을 충족시키도록 하는 ψ(t)와의 관계를 가진다.

ψ_M(t)와 ψ_m(t)의 예가 도 2a, 2b, 2c, 2d에서 각각 ψ_M과 ψ_m으로 각각 표시되고 있다. 이 도면들은 °단위의 요각 ψ(t)의 값을 시간 단위의 시간 t에 대해 나타내고 있다.

위성(1)의 요 자세를 제어하도록 구현되는 요 궤적 ψ(t)는 활동 주기 동안 상한 궤적과 하한 궤적 사이의 값으로 규정된다. 이때, 가능하다면 위성의 요 자세 제약사항이 관측 단계 동안 실질적으로 일정하다는 것을 고려하여 규정된다.

이 방법의 특정 실시예에서는 위성(1)의 요 자세가 태양전지판(11)의 일사를 최대화시키도록 활동 주기 중 제어된다.

대응하는 요 궤적 ψ(t)가 관측 임무 플랜에 따라 Y-축을 지향함으로써 결정되어, 아래의 벡터 등식에 따라 Z-축의 방향

에 대해 Y-축의 방향

을 결정하게 된다.

위 벡터 등식에서 ^는 벡터 외적을 의미하고, α는

가 단위 벡터일 경우

와 동일한 표준화 인수다.

이에 따라 결정되는 요 궤적의 한 예가 도 2a에 ψ₁으로 제시되고 있다.

앞서의 벡터 등식에 따르면, 태양은 항상 (Z, X) 평면에 놓여있고, 방향

와

는 직교한다. 이 경우가 태양전지판(11)의 일사에 대해 최적이다. 추가적으로, 태양은 항상 양의 X 값에 해당하는 반-공간에 존재하며, 이는 음의 X 값에 해당하는 반-공간을 지향하는 별 센서(13)에 대해 최적이다. 태양광선은 방열기(12)의 활성면에 수직인 방향에 직교하는 것이 바람직하다.

이 방법의 또다른 실시 모드에서는, 작동 주기의 순간들 t(m) 간에 필요한 요 변화를 최소화시키도록 활동 주기 동안 위성(1)의 요 자세가 제어된다. 이때, 1 =< m =< M 의 관계가 유지된다.

두 순간 t(m+1)과 t(m) 간의 요각 변화는 (ψ(m+1) - ψ(m))/(t(m+1) - t(m)) 으로 규정된다. M-1개 이상의 요각 변화가 결정될 것이며, 요 궤적 ψ(t)는 요의 놈 변화를 최소화시킴으로써 결정된다. 이때, 상기 놈은 ψ_m(m) =< ψ(m) =< ψ_M(m) (1 =< m =< M) 에 의해 상한 궤적 ψ_M(t)와 하한 궤적 ψ_m(t)의 제약사항에 귀속되는 차원 M-1의 공간에서 고려된다.

요 궤적 ψ(t)는 가령, 요 변화의 놈 1을 최소화시킴으로써 결정된다. 다시 말해서 아래의 수식을 최소화시킴으로써 결정된다.

이러한 궤적의 일례가 도 2b에 도시되고 있고, ψ₂로 표시되고 있다.

이 방법의 또다른 특정 실시예에서, 위성(1)의 요 자세는 90도의 배수에 해당하는 틸트만이 허용되도록 활동 주기 중 제어된다. 즉, 요각이 단지 네가지 값만을 취할 수 있다.

따라서, 도출되는 요 궤적 ψ(t)는 활동 주기 중 규칙적인 방식으로 지구 표면의 한개 이상의 영역을 관측하는 경우에 바람직하며, 특히, 관측 기기(10)가 정지 궤도의 관측 임무를 위해 그리고 메인 센서로 스퀘어 센서를 포함하는 경우에 특히 바람직하다.

이 경우에, 0도 또는 90도의 배수의 틸트에 해당하는 요 회전 이후 동일 영역에 대해 얻어지는 이미지들이 겹쳐져, 아래와 같은 장점들을 도출하게 된다.

- 이미지의 가용 영역, 즉, 모든 이미지에 존재하는 관측 영역의 일부분이, 이미지들의 중심에 위치한 디스크에 한하도록 이미지의 가용 영역을 감소시키는 제약사항없이, 요 회전에 대해 최대화된다.

- 이미지의 리프레임을 위한 처리가 단지 90도 배수의 회전만으로 감소된다.

이러한 요 궤적의 예가 도 2c에 도시되고 있으며, ψ₃로 표시된다.

위 실시예의 일 변형에서는 180도의 롤만이 허용되도록, 즉, 요각이 2가지 값만을 취할 수 있도록, 위성(1)의 요각이 활동 주기 중 제어된다. 이러한 변형은 스캐닝에 의해 이미지들을 획득하는 라인 검출기를 메인 센서로 포함하는 관측 기기(10)의 경우 앞서와 동일한 장점을 가진다.

이러한 요 궤적의 일례가 도 2d에 도시되고 있고 ψ₄로 표시된다.

활동 주기 바깥에서는 위성(1)의 자세가 가령, 일정한 Z-축 방향을 이용하여 제어된다. 예를 들어 다음 관측 단계에서 관측되는 제 1 영역에 대응하는 방향이나 지심 포인팅(geocentric pointing)을 이용하여 제어된다. 그리고, 앞선 실시예의 모드들 중 하나에 따라 요 궤적으로 구현함으로써 제어된다.

도 2a, 2b, 2c, 2d에서, 활동 주기 바깥의 시간 구간들은 N으로 표시되고(대략 저녁 7시에서 아침 5시 사이, 다시 말해서, 위성이 야간 영역 위에서 운행하고 있을 때), 활동 주기는 J로 표시된다.

본 발명은 가령 도 1a와 1b에 도시된 SADM(111)을 장착한 위성(1)처럼, 이 방법에 따라 자세 제어되는 위성에 또한 관련된 발명이다.

위성(1)은 임무 플랜과 요 궤적 ψ(t)에 따라 위성의 자세를 제어하는 가이던스 및 자세 제어 시스템을 포함한다.

요 궤적 ψ(t)는 위성(1)의 연산 수단(MCU, 마이크로프로세서를 장착한 컴퓨터, 등등)에 의해 결정되거나, 지국(가령, 지상국일 수도 있고 또다른 위성일 수도 있음)에 의해 결정될 수 있다. 지국의 경우, 요 궤적이 상기 지국으로부터 위성(1)으로 송신된다. 이 경우에 지국은 요 궤적을 다운로드하기 위한 적절한 수단을 포함하며, 가령, 전파형 또는 광학형 통신 장치를 포함한다.

본 발명에 따른 방법에 의해 자세 제어되는 위성의 태양전지판 및 방열기의 특히 바람직한 구성은 아래와 같이 설명된다.

도 3a 및 3b에 도시된 위성(2)은,

- 관측 기기(20)와,

- 태양전지판(21a)과,

- 방열기(22)와,

- 별 센서(23)

를 포함한다.

위성(1)의 경우처럼, 위성(2)의 기준 좌표계가 X, Y, Z 세개의 수직 축에 의해 규정되며, 이 축들의 방향은

,

로서, 위성(2)의 +X, -X, +Y, -Y, +Z, -Z 측을 규정한다.

Z-축은 (가령, 위성(2)의 +Z 측 상에 배열되는) 관측 기기(20)의 관측축에 평행하고 Y-축은 태양전지판(21a)에 평행하다.

위성(1)의 경우처럼, 위성(2)은 임무 플랜과 요 궤적 ψ(t)에 기초한 위성 가이던스 및 자세 제어 시스템을 구비하고 있고, 요 궤적은 위성(2)의 연산 수단에 의해 결정되거나, 지국으로부터 다운로드 수단을 통해 다운로드된다.

방열기(22)는 도 3b에서와 같이 위성(2)의 -X 측에 배열되는 것이 바람직하다.

편평한 강체형의 태양전지판(21a)은 위성(2)의 -X 및 -Z 측의 계면에 고정된다. 태양전지판(21a)은 SADM을 장착하지 않았으며, 기준 좌표계(X, Y, Z)에서 고정 배향을 가진다. 위성(2)이 궤도 상에 놓여 있을 때, 태양전지판을 전개시키는 수단이 위성(2)에 구성된다. 그러나 태양전지판의 배향은 전개 동작 이후 고정된다.

태양전지판(21a)은 태양전지판의 활성면에 수직인 방향과 Z-축 방향 간의 각도가 90도 내지 180도 범위 내에 있도록 (가령, 135도에 위치하도록) 배열된다.

위성이 주간 영역들 위로 운행하고 있는 궤도 주기의 70% 미만을 나타내는 활동 주기를 고려할 때, 태양은 -Z 측이 거의 항상 일사되도록 작동 중 위성의 Z-축에 대해 위성(2) 완전히 뒤에 놓인다.

추가적으로, 태양이 양의 X 값에 대응하는 반-공간 내에 위치하도록, 그리고 +X 측이 거의 항상 일사되도록 위성(2)의 요 궤적이 제어된다.

따라서, (Z, X) 평면에서 활동 주기 중 태양의 평균 방향은 방향 -

와

방향 사이에 있고, Z-축의

방향에 대해 90도 내지 180도의 각을 형성한다. 이 값은 135도에 가깝다. 따라서, (Z, X) 평면에서 태양의 평균 방향은 본 발명에 따른 위성(2)의 태양전지판(21a) 활성면에 수직인 방향에 가깝고, 그러므로, SADM 없이도 활동 주기 중 고정된 태양전지판(21a)의 거의 일정한 일사를 보장할 수 있다.

태양전지판(21a)에 대한 태양광선의 수직 입사 손실을 보상하기 위해, 태양전지판(21a) 활성면의 크기가 SADM을 장착한 위성(1)의 태양전지판(11) 활성면 크기보다 실질적으로 크다.

일반적으로, 본 발명에 따른 위성은 복수의 태양전지판을 포함하며, 태양전지판들의 활성면에 수직인 방향들의 평균 방향(활성면들의 면적에 의해 가중될 수 있음)이 Z-축 방향과 120도 내지 150도 사이의 각을 형성하도록 태양전지판들이 위성에 배치된다.

예를 들어, 도 4a 및 4b는 SADM 없이 두개의 태양전지판(21a, 21b)을 포함하는 위성(2)의 일 실시예를 도시하고 있다.

태양전지판(21a)은 위성(2)의 -Z 측에 배열되며, 태양전지판(21b)은 위성의 +X 측에 배열된다. 두개의 태양전지판(21a, 21b)은 서로 실질적으로 동일한 면적을 가지며, 그 법선 방향의 평균 방향은 Z-축 방향과 약 135도의 각도를 이룬다.

도 4a 및 도 4b에 도시된 실시예의 예는 태양전지판이 전개될 필요가 없고 전개 수단을 필요로하지 않는다는 점에서 특별한 장점을 가진다.

본 발명에 따른 자세 제어 방법은 궤도 주기의 상당 시간 부분에 해당하는 활동 주기 중 위성이 관측을 행할 수 있게 하여, 지구 관측 기능과 태양에 관한 제약사항 확인 기능을 수행할 수 있고, 동시에, 위성의 구성이 특히 간단해지는 장점을 가진다.

Claims

천체 둘레로 궤도 운동하는 위성(1, 2)의 자세 제어 방법으로서, 상기 위성(1, 2)은,
관측 기기(10, 20)와,
태양전지판(11, 21a)과,
방열기(12, 22)와,
별 센서(13, 23)
를 포함하고,
상기 위성의 +X, -X, +Y, -Y, +Z 및 -Z 측을 정의하는 방향을 갖는 세개의 수직축 X, Y, Z에 의해 규정되는 상기 위성의 기준 좌표계에서,
- 관측 기기(10, 20)의 관측축은 Z-축에 평행하고,
- 태양전지판(11, 21a)은 Y-축에 평행하며,
- 방열기(12, 22)는 위성의 -X, +Y, -Y 측들 중 하나의 측에 배치되고,
- 별 센서(13, 23)는 -X 값에 해당하는 반-공간을 지향하며,
천체의 관측될 영역을 향해 관측 기기(10, 20) 관측축의 일 방향
을 가리키도록 롤 제어를 위해 X-축 둘레로, 그리고 피치 제어를 위해 Y-축 둘레로 활동 주기(J) 중 위성(1, 2)의 자세가 제어되는 상기 자세 제어 방법에 있어서,
+X 값에 해당하는 반-공간 측에 태양을 유지시키도록, 그리고, 활동 주기(J) 의 관측 단계들 중 태양전지판(11, 21a)의 최소 일사 제약사항(C1)이 충족되는 것을 보장하도록, 위성(1, 2)의 Z-축 둘레로 요 자세가 제어되는 것을 특징으로 하는 위성 자세 제어 방법.
제 1 항에 있어서, 방열기(12, 22) 최대 일사 제약사항(C2)이 관측 단계 중 충족되도록 위성(1, 2)의 요 자세가 제어되는 것을 특징으로 하는 위성 자세 제어 방법.
제 1 항에 있어서, 관측 단계들 중 별 센서(13, 23) 최대 일사 제약사항(C3)이 충족되도록 위성(1, 2)의 요 자세가 제어되는 것을 특징으로 하는 위성 자세 제어 방법.
제 1 항에 있어서, 위성(1, 2)의 요 자세가 하나 이상의 관측 단계 중 일정한 것을 특징으로 하는 위성 자세 제어 방법.
제 1 항에 있어서, 태양전지판(11, 21a)의 방향은 하나 이상의 관측 단계 중 위성(1, 2)의 기준 좌표계에서 일정한 것을 특징으로 하는 위성 자세 제어 방법.
제 1 항에 있어서, 관측될 각각의 영역에 대해 Y-축의 방향
가 아래의 벡터 외적에 따라 배향되도록

위성(1, 2)의 요 자세가 활동 주기(J) 중 제어되며, 이때, α는 표준화 인수이고,
는 위성에 대한 태양의 방향인 것을 특징으로 하는 위성 자세 제어 방법.
제 1 항에 있어서, 활동 주기의 지정 순간들 간에 수행되는 요 변화들의 놈(norm)이 최소화되도록, 위성(1, 2)의 요 자세가 활동 주기(J) 중 제어되는 것을 특징으로 하는 위성 자세 제어 방법.
제 1 항에 있어서, Z축을 중심으로 90도의 배수에 해당하는 회전만을 허용함으로써 위성(1, 2)의 요(yaw) 자세가 활동 주기(J) 중 제어되는 것을 특징으로 하는 위성 자세 제어 방법.
제 1 항에 있어서, Z축을 중심으로 180도의 배수에 해당하는 회전만을 허용함으로써 위성(1, 2)의 요(yaw) 자세가 활동 주기(J) 중 제어되는 것을 특징으로 하는 위성 자세 제어 방법.
천체 둘레로 궤도 상에 배치되도록 설계된 위성(1, 2)으로서,
- 관측 기기(10, 20)와,
- 태양전지판(11, 21a)과,
- 방열기(12, 22)와,
- 별 센서(13, 23)
를 포함하며, 상기 위성의 +X, -X, +Y, -Y, +Z 및 -Z 측을 정의하는 방향을 갖는 세개의 수직축 X, Y, Z에 의해 규정되는 상기 위성의 기준 좌표계에서,
- 관측 기기(10, 20)의 관측축은 Z-축에 평행하고,
- 태양전지판(11, 21a)은 Y-축에 평행하며,
- 방열기(12, 22)는 위성의 -X, +Y, -Y 측들 중 하나의 측에 배치되고,
- 별 센서(13, 23)는 -X 값에 해당하는 반-공간을 지향하며,
상기 위성(1, 2)은 제 1 항 내지 제 9 항 중 어느 한 항에 따른 위성 자세 제어 방법을 이용하여 상기 위성의 자세를 제어하는 가이던스 및 자세 제어 시스템을 포함하는 것을 특징으로 하는 위성(1, 2).
제 10 항에 있어서, 위성의 요 자세 제어에 사용되는 요 궤적을 연산하는 연산 수단을 추가로 포함하는 것을 특징으로 하는 위성(1, 2).
제 10 항에 있어서, 위성의 요 자세 제어에 사용되는 요 궤적을 지국으로부터 다운로드하는 다운로드 수단을 추가로 포함하는 것을 특징으로 하는 위성(1, 2).
제 10 항에 있어서, 방열기(22)가 위성의 -X 측 상에 배열되는 것을 특징으로 하는 위성(2).
제 10 항에 있어서, 전개 동작 이후에 태양전지판(21a)이 고정되고, 상기 태양전지판(21a)의 활성면에 대한 법선 방향이 Z-축 방향과 90도 내지 180도 사이의 각을 형성하도록 태양전지판이 배열되는 것을 특징으로 하는 위성(2).
제 14 항에 있어서, 상기 태양전지판이 복수의 태양전지판(21a, 21b)을 포함하고, 상기 복수의 태양전지판은 전개 동작 이후에 고정되며, 태양전지판(21a, 21b)의 활성면들에 대해 법선 방향들의 평균 방향이 Z-축 방향과 120도 내지 150도의 각도를 형성하는 것을 특징으로 하는 위성(2).