KR102422173B1 - 소형 위성 제작을 위해 최적화된 모듈형 아키텍처 - Google Patents
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Abstract
본 발명은 소형 위성을 제작하기 위한 방법에 관한 것으로, 소형 위성의 전자 기판을 수용하도록 구성된 제 1 타입의 모듈; 소형 위성의 장치 및 시스템을 수용하도록 구성된 제 2 타입의 모듈; 및 각각 발사체 및 소형 위성의 외부 부속 장치에 결합되도록 구성된 제 1 및 제 2 인터페이스 수단을 포함하는 제 3 타입의 모듈을 포함하고, 상기 제 3 타입의 모듈이 소형 위성의 몸체가 미리 정해진 높이를 가지도록 설계되고; 여기서 상기 제 1, 제 2, 및 제 3 타입의 모듈 모두는 타입과 무관하게 적층되도록 구성된다. 상기 방법은 상이한 타입의 모듈을 적층함으로써 소형 위성의 몸체를 제작하는 단계를 더 포함하고, 상기 적층된 모듈은 적어도 하나의 상기 제 2 타입의 모듈 및 적어도 하나의 상기 제 3 타입의 모듈을 포함한다.
Description
본 발명은 일반적으로 소형 위성 제작을 위해 최적화된 모듈형 아키텍처(modular architecture)에 관한 것으로, 특히 상기 모듈형 아키텍처를 기반으로 소형 위성을 제작하기 위한 방법 및 시스템에 관한 것이다.
공지된 바와 같이, 오늘날 위성을 건조하기 위해 필요한 평균 시간은 심지어 통합 기술을 이용하여도 여전히 적어도 24 내지 30개월이다. 이러한 시간 규모는 전략적 우주 임무를 위해 적절한 것으로 고려되지만, 예를 들어, 전술적 군사 작전 또는 단기 통보 모니터링 요구사항을 위한 우주 임무와 같이, 사전에 장기간 계획을 세울 수 없는 임무에 대해서는 확실히 너무 긴 시간이다.
사실, 일반적으로, 각각의 위성은 보통 운명이 예정된 특정 임무를 위해 명시적으로 고안되어 있으며, 이러한 방식으로 최적의 해결책을 제시하지만, 동시에 상기 임무와 매우 관련되어 있다.
특히, 현재, 각각의 새로운 임무에 대해, 상기 임무로 예정된 위성 또는 위성들의 설계, 개발 및 시험을 거의 완전히 반복하는 것이 필요할 뿐만 아니라 이미 존재하는 해결책을 재사용하기 어려울 때, 및 심지어 이 해결책들이 재사용될 때 위성(들)에 탑재 설치되는 전자적, 기계적 및 기타 시스템을 수정 및 결론적으로 또한 새로운 시험할 것을 여전히 요구한다.
이들 모두는 프로세스를 종료하기 위해, 즉 위성을 궤도에 진입시키기 위해 매우 높은 비용 및 매우 긴 시간적 규모를 수반한다.
최근에는, 기술적 개발이 많은 기능을 수행할 수 있고 질량 및 크기 면에 있어서 매우 작은 위성을 제작하는 것을 가능하게 하였다. 일반적으로, 소형 질량 및 크기의 위성은 특히 기본적으로 낮은 비용 및 제조 시간을 수반하면서 종래의 "대형" 위성에 대해 일련의 장점을 제공한다. 즉, 예를 들면, 소위 소형 위성과 같은 작은 질량 및 크기의 위성은 제한된 임무 예산을 가지는 우주 임무 및/또는 미리 잘 계획을 세울 수 없는 우주 임무(예를 들면, 임무가 예측할 수 없는 갑작스런 요구에 응답하기 위해 설정되기 때문에)에서 사용이 증가하고 있다.
그러나, 불행하게도, 현재 심지어 예를 들면, 소위 소형 위성과 같은 소형 질량 및 크기의 위성은 종래의 "대형" 위성에 사용된 상술된 종래의 설계, 개발, 및 시험 접근으로 제작되고 있다. 쉽게 예측할 수 있듯이, 이러한 접근은 제조 시간 및 비용을 소정의 한계를 넘어서까지 감소시키지 못하므로 이러한 타입의 위성의 사용이 실질적으로 제한되고 있다.
따라서, 오늘날, 우주/위성 산업에서는, 더욱 압박하는 기준 시장의 요구에 응답하기 위하여 소형 질량 및 크기의 위성의 제조 시간 및 비용을 더 감소시키기 위한 필요성이 증가하고 있다.
이러한 요구에 대한 하나의 잠재적인 해결책을 제 US 2007/0029446 A1호에서 제공하는데, 여기에서는 위성 및 다른 우주 플랫폼의 건조를 위한 모듈형 플랫폼을 실행하기 위한 방법을 설명한다.
특히, 제 US 2007/0029446 A1호에서 설명된 방법은
ㆍ 잠재적으로 위성에 탑재하여 사용가능한 복수의 기능적 요소 및 이들과 관련된 기능적 루틴을 확인하는 단계;
ㆍ 상기 기능적 루틴을 전략적 방식으로 서로 연관시키는 단계;
ㆍ 복수의 서브시스템을 규정하기 위해 기능적 루틴을 나누는 단계; 및
ㆍ 상기 복수의 서브시스템으로부터 복수의 모듈을 유도하는 단계를 포함하며, 상기 모듈 각각은 미리 결정된 개수의 상기의 기능적 루틴을 수행할 수 있는 작업 위성을 건조하기 위해 적어도 다른 모듈과 가동되게 인터페이싱하게 구성된다.
즉, 위성의 제조 시간 및 비용을 감소시키기 위한 상술된 요구에 대한 해결책을 제공하도록, 제 US 2007/0029446 A1호는 모듈형 아키텍처의 사용을 제안한다. 그러나, 불행하게도, 제 US 2007/0029446 A1호에서 설명된 상술된 해결책은 매우 일반적이고 추상적이어서 모든 의도 및 목적에 대해 실제로 출원인과 같은, 우주/위성 산업에서 조작자에 의해 위성, 특히 소형 위성의 제작시간 및 비용을 감소시키기 위해 응용되고 사용될 수 없다.
공지된 바와 같이, 용어 "소형 위성(microsatellite)"은 일반적으로 10 내지 100 kg의 질량을 갖는 인공위성을 나타내기 위해 사용된다. 그러나, 이는 공식적인 규정은 아니며 때때로 용어 소형 위성은 또한 10 kg 미만 또는 100 kg 초과의 질량을 갖는 위성을 나타낸다. 따라서, 명료성을 위해, 여기서 본 특허 출원의 요지를 형성하는 이하의 본 발명의 설명 및 정의에서, 용어 소형 위성은 150 kg 미만 또는 최대 150 kg인 질량을 갖는 인공위성을 나타내기 위해 사용될 것이라고 명시한다.
출원인은 소형 위성의 제작시간 및 비용을 감소시키기 위한 상술한 요구에 대한 해결책을 성공적으로 고안하기 위해 심층 연구를 수행하였다. 이러한 심층 연구 덕분에, 출원인은 제 US 2007/0029446 Al호에서 설명된 일반적이고 추상적인 해결책과 달리, 진정으로 적용가능하고 유용하고 소형 위성의 제작시간 및 비용을 효과적으로 감소시킬 수 있는 소형 위성을 제작하기 위한 최적화된 모듈형 아키텍처에 관한 본 발명을 개발하였다.
따라서, 본 발명의 목적은 소형 위성의 제작시간 및 비용을 감소시키기 위한 상술한 요구에 대한 해결책을 제공하는 것이다.
본 발명의 이러한 및 다른 목적은 첨부된 청구범위에 정의된 바와 같이, 소형 위성을 제조하기 위한 방법 및 모듈 시스템에 관한 것으로서 달성된다.
특히, 본 발명에 따른 소형 위성을 제작하기 위한 방법은
ㆍ 소형 위성의 전자 기판을 수용하도록 구성된 제 1 타입의 모듈;
ㆍ 소형 위성의 장치 및 시스템을 수용하도록 구성된 제 2 타입의 모듈; 및
ㆍ 제 3 타입의 모듈(3)로서,
- 발사체에 결합되도록 구성된 제 1 인터페이스 수단을 포함하고,
- 소형 위성의 외부 부속장치에 결합되도록 구성된 제 2 인터페이스 수단을 포함하고, 또한,
- 소형 위성의 몸체가 미리 결정된 높이를 가지도록 설계되는 제 3 타입의 모듈을 제공하는 단계를 포함한다.
상기 제 1, 제 2, 및 제 3 타입의 모듈 모두가 타입과 무관하게 적층되도록 구성된다.
상기 방법은 상이한 타입의 모듈을 적층함으로써 소형 위성의 몸체를 제작하는 단계를 더 포함하며, 상기 적층된 모듈은 제 2 타입의 적어도 하나의 모듈 및 제 3 타입의 적어도 하나의 모듈을 포함한다.
또한 바람직하게는, 상기 적층된 모듈은 적어도 하나의 제 3 타입의 모듈을 포함한다.
편리하게는, 소형 위성의 몸체를 제작하는 단계는 하기의 동작을 수행하는 단계를 포함한다.
ㆍ 소형 위성에 탑재 설치되도록 설계되고 위성에 탑재 설치될 때, 소형 위성이 미리 정해진 임무를 수행하도록 구성된 전자 기판, 장치 및 시스템을 제공하는 단계;
ㆍ 상기 제 1 타입의 상기 모듈 중 하나 이상의 모듈을 상기 전자 기판에 수용하여 상기 소형 위성의 몸체를 제작하기 위해 사용될 하나 이상의 대응하는 제 1 모듈을 얻는 단계;
ㆍ 상기 제 2 타입의 상기 모듈 중 하나 이상의 모듈을 상기 장치 및 상기 시스템에 수용하여, 상기 소형 위성의 몸체를 제작하기 위해 사용되는 하나 이상의 대응하는 제 2 모듈을 얻는 단계;
ㆍ 상기 제 1 및 제 2 모듈의 적층 순서를 제공하는 단계; 상기 제 3 타입의 상기 모듈 중 하나 이상의 모듈을 상기 적층 순서에 삽입하여 상기 소형 위성의 몸체를 제조하기 위해 사용되는 하나 이상의 대응하는 제 3 모듈을 얻는 단계를 수행하는 단계를 포함하고,
상기 각각의 제 3 모듈은:
- 상기 소형 위성의 몸체가 미리 정해진 높이를 가지도록 하는 기능,
- 상기 적층 순서에 따라 상기 제 3 모듈 바로 위 및 아래에 적층되도록 의도된 두 개의 모듈을 이격시키는 기능,
- 상기 적층 순서에 따라 상기 제 3 모듈 바로 아래에 적층되도록 의도된 제 2 모듈의 수용 용적을 증가시키는 기능,
- 상기 적층 순서에 따라 상기 제 2 모듈 바로 아래 적층되도록 의도된 제 1 또는 제 2 모듈의 내부 열 처리를 증가시키는 기능,
- 외부 부속 장치 및/또는 발사체에 상기 소형 위성의 몸체를 결합하기 위한 인터페이스 지점을 제공하는 기능
중 적어도 하나의 기능을 수행하기 위해 상기 적층 순서에 삽입되는 것인, 단계; 및
ㆍ 상기 적층 순서에 따라 상기 제 1, 제 2, 및 제 3 모듈을 적층함으로써 소형 위성의 몸체를 제작하는 단계
편리하게는, 상기 방법은 제 3 타입의 적어도 하나의 적층된 모듈의 제 2 인터페이스 수단에 상기 외부 부속 장치를 결합함으로써, 상기 외부 부속 장치에 소형 위성의 몸체를 결합하는 단계를 더 포함한다. 더욱 편리하게는, 상기 소형 위성의 몸체에 결합되는 상기 외부 부속 장치는 하나 이상의 태양 전지 패널, 하나 이상의 센서, 하나 이상의 안테나, 및 하나 이상의 원격 감지 시스템 중 적어도 하나를 포함한다.
바람직하게는, 소형 위성의 몸체는 미리 정해진 위치에 배열되는 적어도 두 개의 제 3 타입의 모듈을 포함하고, 상기 방법은 디스펜서 모드로 작동하는 발사체에 상기 소형 위성을 결합하도록 설계된 추가 인터페이스 수단에 상기 미리 정해진 위치에 배열되는 적어도 두 개의 제 3 타입의 모듈의 상기 제 1 인터페이스 수단을 결합하는 단계를 더 포함한다. 대안적으로, 상기 소형 위성의 몸체는 바닥부에서 제 3 타입의 모듈과 함께 종단되며, 제 3 타입의 모듈은 발사체용 링-형상의 어댑터에 결합하도록 구성되는 인터페이스 구조물과 상기 바닥부에서 결합된다.
편리하게는, 제 1, 제 2, 및 제 3 타입의 모듈 모두는 하나 그리고 동일한 기부 크기, 하나 그리고 동일한 기부 형상, 및 동일한 기계적 결합 지점을 가져서, 상기 타입과 무관하게 적층되도록 구성된다.
바람직하게는, 상기 제 1 타입의 모듈 모두는 하나 그리고 동일한 제 1 높이를 가지며, 상기 제 2 타입의 모듈 모두는 하나 그리고 동일한 제 2 높이를 가지며, 상기 제 3 타입의 모듈 모두는 하나 그리고 동일한 제 3 높이를 가지며, 상기 제 1 높이는 상기 제 3 높이보다 높으며, 상기 제 2 높이는 제 1 높이보다 높다. 편리하게는, 상기 제 1 높이는 제 1 타입의 모듈의 내부 온도가 미리 정해진 최대 온도를 초과하지 않는 것을 보장하도록 하는 것이다.
본 발명의 향상된 이해를 위해, 비-제한적인 예에 의해 제공된, 일부의 바람직한 실시양태는 이제부터 첨부도면(스케일에 따르지 않음)을 참조하여 설명될 것이다.
도 1, 도 2, 및 도 3은 각각 본 발명의 바람직한 실시양태에 따른 제 1, 제 2, 및 제 3 타입의 모듈을 각각 도시하며,
도 4는 본 발명의 실시양태에 따른 소형 위성의 몸체를 도시하며,
도 5, 도 6, 및 도 7은 본 발명의 세 개의 실시양태에 따른 SAR 원격 감지용 소형 위성, 광학 원격 감지용 소형 위성, 및 통신용 소형 위성을 각각 도시하며,
도 8 및 도 9는 본 발명의 두 개의 실시양태에 따라, 각각 링-형상의 발사체 어댑터 및 디스펜서 인터페이스에 의해 발사체에 결합되도록 구성된 하나 그리고 동일한 소형 위성을 도시하며,
도 10 및 도 11은 본 발명의 일 실시양태에 따른 하나 그리고 동일한 소형 위성의 몸체를 도시한다.
도 1, 도 2, 및 도 3은 각각 본 발명의 바람직한 실시양태에 따른 제 1, 제 2, 및 제 3 타입의 모듈을 각각 도시하며,
도 4는 본 발명의 실시양태에 따른 소형 위성의 몸체를 도시하며,
도 5, 도 6, 및 도 7은 본 발명의 세 개의 실시양태에 따른 SAR 원격 감지용 소형 위성, 광학 원격 감지용 소형 위성, 및 통신용 소형 위성을 각각 도시하며,
도 8 및 도 9는 본 발명의 두 개의 실시양태에 따라, 각각 링-형상의 발사체 어댑터 및 디스펜서 인터페이스에 의해 발사체에 결합되도록 구성된 하나 그리고 동일한 소형 위성을 도시하며,
도 10 및 도 11은 본 발명의 일 실시양태에 따른 하나 그리고 동일한 소형 위성의 몸체를 도시한다.
아래의 설명은 전문가가 본 발명을 구현하고 이용할 수 있도록 제공된다. 도시된 실시예에 대한 다양한 변형은 전문가에게 즉시 명백하고, 여기서 설명된 일반적인 원리는 첨부된 청구범위에서 정의된 바와 같이 본 발명의 보호 범위로부터 벗어나지 않으면서 다른 실시양태 및 응용에 적용될 수 있다.
즉, 본 발명은 여기서 제시된 실시양태로 제한되는 것으로 의도되지 않지만, 여기서 개시되고 첨부된 청구범위에서 정의된 원리 및 특징과 일치하는 최광의 범위를 부여받는다.
본 발명은 소형 위성을 제조하기 위해 최적화된 모듈형 아키텍처에 관한 것이다. 특히, 본 발명에 따른 모듈형 아키텍처는 수행되는 특정 기능에 따른 3개의 상이한 타입들에 속할 수 있는 표준 모듈을 적층함으로써 소형 위성의 몸체를 제작할 수 있으며, 상기 표준 모듈은 하기의 모듈일 수 있다:
ㆍ 전자 기능 트레이(EFT)로서 출원인에 의해 인용되고 고 소산성(즉, 많은 양의 열을 발생하는)이고 실질적으로 2차원(2D)인 전자 요소, 즉 일반적으로 전자 기판 및 특히 인쇄 회로 기판(PCB)인, 제 1 타입의 모듈;
ㆍ 체적 기능 트레이(VFT)로서 출원인에 의해 인용되고, 예를 들면 항공 전자 공학 액추에이터(리액션 휠, 자세 제어 자이로스코프 등), 추진 요소(탱크, 파이프라인, 밸브 등)와 같은 소형 위성에 탑재 설치되도록 의도되고 다양한 크기 및 형상의 3차원(3D) 장치 및 시스템을 수용하도록 구성되는, 제 2 타입의 모듈; 및
ㆍ 기하학적 기능 트레이(GFT)로서 출원인에 의해 인용되는 제 3 타입의 모듈을 포함하며;
ㆍ 상기 제 3 타입의 모듈은
- 소형 위성의 몸체가 미리 정해진 높이를 가지도록 하는 기능, 및/또는
- 바로 위 및 아래에 적층된 제 1 및/또는 제 2 타입의 두 개의 모듈을 공간 이격시키는 기능, 및/또는
- 바로 아래에 적층된 제 2 타입의 모듈의 수용 체적을 증가시키는 기능, 및/또는
- 제 1 또는 제 2 타입의 상기 모듈 내부에 배열된 요소에 의해 발생된 열의 외부 소산 또는 처분을 증가시키기 위해 바로 아래 적층된 제 1 또는 제 2 타입의 모듈의 복사 표면을 증가시키는 기능, 및/또는
- 소형 위성의 몸체를 발사체(또는 발사대)로 및/또는 (예를 들면, 태양 전지 패널과 같은) 외부 부속 장치로 및/또는 (합성 개구 레이터(SAR) 안테나/장치/시스템, 통신 안테나/장치/시스템, 광학 원격 감지 안테나/장치/시스템, 센서 등과 같은) 외부 부속 장치로 결합하기 위한 인터페이스 지점을 제공하는 기능 중 하나 이상의 기능을 수행하도록 설계된다.
상세하게는, 모든 3개 타입의 모듈 모두는 내부 중공형이고, 직각 프리즘 형상을 가지며, 모듈이 타입과 관계없이 적층되는 것을 허용하도록 동일한 기부 형상 및 동일한 기부 크기를 갖는다.
편리하게는, 제 1 및 제 2 타입의 모듈에는 요건에 따라 상부 벽이 제공되거나 제공되지 않을 수 있다. 사실, 소정의 경우, 상부 벽 없이 제 1 및 제 2 타입의 모듈을 사용하는 것이 편리할 수 있으며, 이러한 경우 이 같은 "컨테이너(container)" 모듈은 바로 위에 적층되는 모듈의 기부 벽에 의해 상부가 폐쇄된다. 대신에, 다른 경우 예를 들면 다양하게 적층된 "컨테이너" 모듈 사이에 열적 및/또는 전자기적 절연을 증가시키기 위하여 또는 소정의 내부 용적에 대한 우주적 방사선 차폐를 증가시키기 위해 상부 벽이 조립된 제 1 및 제 2 타입의 모듈을 사용하는 것이 편리할 수 있다.
더욱이, 그리고 다시 편리하게는, 제 3 타입의 모듈에는 요건에 따른 상부 벽이 제공되거나 제공되지 않을 수 있고 요건에 따라 기부 벽이 제공되거나 제공되지 않을 수 있다.
편리하게는, 모든 3개의 타입의 모든 모듈은 타입과 무관하게 적층된 모듈의 결합을 허용하도록 상부 및 바닥부에서 동일한 기계적 결합 지점을 갖는다.
편리하게는, 각각의 타입의 모듈은 수행된 각각의 기능과 관계없이 각각의 요건을 충족하는 높이의 크기를 갖는다. 즉:
ㆍ 제 1 타입의 모든 모듈은 80 W의 최대 전체 내부 소산을 위해 이러한 모듈의 내부 온도가 이러한 모듈에 수용된 전자 기판에 의해 허용되는 최대 온도(가능한 궤도 및 자세에 의해 부과된 경계 조건이 주어짐)를 초과하지 않는 것을 보장하도록 규정된 하나 그리고 동일한 제 1 높이를 가지며;
ㆍ 제 2 타입의 모든 모듈은 하드웨어 매트릭스(hardware matrices)를 기반으로 수행되고, 차례로 임무 요건에 종속하는 탑재 유닛의 수용 및 배열을 위한 구성 연습에 의해 계산된 하나 그리고 동일한 제 2 높이를 가지며;
ㆍ 제 3 타입의 모든 모듈은 이러한 모듈의 두께의 최소화 및 인터페이스 지점로부터 발생된 집중 부하를 관리하기 위한 크기들 사이의 절충을 나타내는 하나 그리고 동일한 제 3 높이를 갖는다(사실, 전술된 바와 같이, 제 3 타입의 모듈은 소형 위성의 몸체의 높이 및/또는 내부 용적을 약간 증가시키기 위해 사용될 수 있고 및/또는 소형 위성의 몸체를 발사대 및/또는 외부 부속 장치 및/또는 페이로드 아이템에 결합하도록 및/또는 복사면을 증가시키기 위해 사용될 수 있음).
편리하게는, 제 2 높이는 제 1 및 제 3 높이 둘다보다 더 높고, 제 1 높이는 제 3 높이보다 더 높다.
모듈이 전체 (특히, 질량, 무게 중심 및 화력의 면에서) "최악의 케이스(worst case)" 구성에 의해 규정된 시스템-레벨 요건에 대해 적절한 크기일 때, 이들의 이용은 주로 구성의 문제가 된다. 이러한 방식으로, 본 발명에 따른 모듈형 아키텍처는 소형 위성의 열적-기계적 레이아웃을 규정하는데 설계적 노력을 줄일 수 있다.
즉, 본 발명에 따른 모듈형 아키텍처의 사용에 의해, 소형 위성의 구성의 설계(특히, 소형 위성의 몸체의 높이 및 내부 요소, 외부 부속 장치 및 페이로드 아이템의 레이아웃의 정의)는 임무 요건의 관련된 하드웨어 매트릭스를 기반으로 한 모듈의 적층 순서에서의 간단한 연습이 된다.
특히, 본 발명에 따른 모듈형 아키텍처를 사용함으로써, 소형 위성의 몸체의 제작은 소형 위성에 예정된 임무의 요건에 따라, 특히 임무 요건을 기반으로 한 표준 모듈의 선택 및 적층을 암시하며, 이 임무 요건은
ㆍ 위성 버스의 기능성에 관련하는 옵션(예를 들면, 추진 시스템을 포함하는 모듈 또는 어질러티 액추에이터(agility actuator)를 구비한 모듈, 등을 삽입하거나 삽입하는 않는 가능성);
ㆍ 페이로드 유닛의 매트릭스;
ㆍ 외부 부속 장치;
ㆍ 소형 위성의 전체 질량 및 전력;
ㆍ 비행 자세 및 궤도; 및
ㆍ 발사 모드의 관점에서 표현된다.
더욱이, 다양하게 적층된 모듈 사이의 데이터 신호 및/또는 전력 신호(즉, 공급 전력)를 교환함으로써 전기적 접속이 편리하게는 모듈 외부에 설치되고 커넥터에 연결된 표준 케이블에 의해 실행되며, 또한 이러한 표준은 모듈 상에 위치된다. 특히, 소형 위성의 몸체를 형성하는 적층된 모듈에서, 커넥터들 모두는 하나 이상의 수직 라인, 오히려 하나 이상의 백본(backbone)을 따라 배열될 수 있어, 커넥터가 관리/테스트 작업을 위해 용이하게 연결 해제되거나 제거될 수 있다(아래에서 더 상세하게 설명됨). 예를 들면, 데이터 신호의 통과를 허용하도록 구성된 커넥터들 모두는 유리하게는 다양하게 적층된 모듈에 의해 형성된 소형 위성의 몸체의 측면 상의 하나 그리고 동일한 백본을 따라 배치될 수 있으며, 반면에 전력 신호의 통과(즉, 전력 공급)를 허용하도록 구성된 커넥터 모두는 유리하게는 상기 소형 위성의 몸체의 다른 측면 상에 배열된 하나 그리고 동일한 백본을 따라 배치될 수 있다.
소형 위성의 몸체를 형성하는 개별 적층된 모듈의 접근성에 대해, 모듈의 모든 적층이 모든 내부 요소로 용이한 접근을 위해 각각의 레벨에서 용이하게 개방될 수 있다.
본 발명의 이해의 향상을 위해, 본 발명의 하나 이상의 바람직한 실시양태의 특정 양태 및 특정 특성은 이후 상세하게 설명될 것이다.
이를 위해, 도 1, 도 2 및 도 3은 본 발명의 바람직한 실시양태에 따라 각각 제 1 타입의 모듈(전체적으로 도면부호 1로 표시됨), 제 2 타입의 모듈(전체적으로 도면부호 2로 표시됨), 및 제 3 타입의 모듈(전체적으로 도면부호 3으로 표시됨)을 각각 도시한다.
특히, 도 1에 도시된 바와 같이, 제 1 타입의 모듈(1)은 상부 벽이 없는 직각 프리즘과 유사한 형상을 가지며(그러나, 전술된 바와 같이, 또한 상부 벽이 제공되는 것이 유리할 수 있다), 이는 내부가 중공형이고, 외부의 제 1의 미리 정해진 길이(L1)를 가지는 두 쌍의 대향 측부 및 제 1의 미리 정해진 길이(L1) 보다 매우 작은, 외부의 제 2 미리 정해진 길이(L2)를 가지는 두 쌍의 대향 측부를 가지는 비정규 팔각형 기부를 갖는다. 즉, 제 1 타입의 모듈(1)은 유리하게는 또한 "라운드 처리된(rounded off)" 코너를 구비한 "서랍(drawer)" 구조물 그리고 "베벨형(bevelled)" 정점을 구비한 실질적인 사각형 기부(그러나 또한 유리하게는 직사각형일 수 있음)의 일종으로서 볼 수 있다.
더욱이, 제 1 타입의 모듈(1)은 상기 제 1 타입의 모듈(1)의 내부 온도가 제 1 타입의 모듈(1) 내로 수용된 전자 기판으로부터 80 W의 최대 전체 소산에 대해 그 안에 수용된 전자 기판에 의해 허용된 최대 온도를 초과하는 것을 보장하는 제 1의 미리 정해진 높이(H1)를 갖는다.
제 1 타입의 모듈(1)은 4개의 기판의 두 개의 평면형 세트로 분리되고 다른 세트의 상부 상에 하나의 세트가 배치되는 8개의 전자 기판, 특히 8개의 PCB 까지 수용하도록 구성되고 케이블의 개수를 상당히 감소하도록 횡방향 모기판(motherboard)을 통해 상호 연결된다. 이에 대해, 도 1은 제 1 타입의 모듈(1)의 기부의 중간을 따라 배열된 기판(15)에 연결된 4개의 전자 기판(각각 도면 부호 11, 12, 13 및 14로 표시됨)을 매우 개략적으로 도시한다.
또한, 제 1 타입의 상기 모듈(1)은 또한 상술된 제 1의 미리 정해진 길이(L1)를 가지는 두 개의 마주하는 측벽의 중심 영역에 배열된 커넥터(16 및 17)를 포함한다.
따라서, 본 발명은 바람직하게는 위성을 위해 현재 사용된 전자 유닛에 대한 전통적인 "박스" 구성을 버리는 것을 고려하고 대신에 표준 포맷을 구비하고 집적형 전자 기판을 사용한다. 이를 위해, 도 1에 도시된 것과 같은 제 1 타입의 모듈은 기판에 의해 수행된 기능과 관계없이 표준-포맷 전자 기판, 특히 표준-포맷 기판 PCB의 소정의 개수를 수용하도록 구성된다.
임의의 경우, 소정의 경우 여전히 표준-포맷 PCB의 형태로 제조되지 않은 전자 구성요소, 장치/시스템을 사용하는 것이 필요할 수 있고, 따라서 제 2 타입의 하나 이상의 모듈에서 이러한 전자 구성요소/장치/시스템을 사용하는 것이 여전히 필요할 수 있다는 사실에 주의하여야 한다. 예를 들면, 특성 임무가 "기성품(off-the-shelf)"의 전자 유닛의 사용을 필연적으로 요구하는 경우, PCB의 관점에서 재설계 및 제조하는 것이 무엇이든 적절하지만, 이 경우 상기 "기성품" 전자 유닛은 유리하게도 제 2 타입의 모듈에 수용될 수 있다.
더 일반적으로, 소정의 경우 이러한 타입의 모듈이 전혀 사용되지 않을 수 있다는 사실에 주의하여야 한다. 예를 들면, 특정 임무가 독점적으로 "기성품" 전자 유닛의 사용을 요구하는 경우, PCB의 관점에서 재설계 및 제조하는 것이 무엇이든지 적절하지만, 이 상황에서 소형 위성의 몸체는 제 2 및 제 3 타입의 모듈만을 적층함으로써(따라서 제 1 타입의 모듈을 사용하지 않음) 그리고 하나 이상의 제 2 타입의 모듈에서 상기 "기성품" 전자 유닛을 삽입함으로써 유리하게 만들어질 수 있다.
도 2를 참조하면, 제 2 타입의 모듈(2)은 상부 벽을 구비하지 않은 직각 프리즘(그러나, 전술된 바와 같이 유리하게는 상부 벽이 제공될 수 있음)과 유사한 형상을 가지며, 내부 중공형이고 외부의 상술된 제 1의 미리 정해진 길이(L1)를 가지는 두 쌍의 대향 측부 및 상술된 제 2의 미리 정해진 길이(L2)를 가지는 두 쌍의 대향 측부를 갖는 비정규 팔각형 기부를 갖는다. 즉, 제 2 타입의 모듈(2)은 또한 유리하게는 "라운드형" 코너 및 "베벨형" 정점을 갖는 실질적으로 정사각형 기부(그러나, 또한 유리하게는 직사각형일 수 있음)를 갖는 일종의 "서랍" 구조물로서 보여질 수 있다.
더욱이, 제 2 타입의 모듈(2)은 제 1 타입의 모듈(1)의 제 1의 미리 정해진 높이(H1) 보다 더 높은 제 2의 미리 정해진 높이(H2)를 가지며, 예를 들어:
ㆍ 다양한 형상 및 크기를 가지고 비-맞춤형이고, 예를 들면 전자기 액추에이터 (리액션 휠, 자세 제어 자이로 스코프 등), 추진 요소 (탱크, 파이프 라인, 밸브 등), 배터리 등과 같은 소형 위성에 탑재하여 설치되는 종종 "기성품"인 상기 장치 및 시스템의 제 2 타입의 모듈(2) 내부의 수용을 허용하고,
ㆍ 제 2 타입의 모듈(2)이 장치 및 장치 내부에 수용되는 시스템에 의해 발생된 열 부하를 지지하는 것을 허용하도록 한다.
즉, 도 2에 도시된 바와 같이, 특히 높이에 관한, 제 2 타입의 모듈의 설계는 수용되는 장치 및 시스템의 벌크의 관점에서 수용 성능과 이러한 장치 및 시스템에 의해 발생된 열 부하를 지지하기 위한 성능 사이의 균형을 제시한다.
제 2 타입의 모듈(2)은 대안적으로 또는 함께 두개의 모드, 즉:
ㆍ 상기 제 2 타입의 모듈의 측벽 및/또는 기부 벽에 장치 및 시스템을 체결하고 및/또는
ㆍ 상기 제 2 타입의 모듈(2) 내부에 배열되고 요건에 따라 수정될 수 있는 알루미늄 프레임 상에 장치 및 시스템을 체결함으로써 사용될 수 있는 두 개의 모드에 따라, 상술된 타입의 장치 및 시스템을 수용하도록 구성된다.
이에 대해, 도 2는 제 2 타입의 모듈(2)의 측벽에 체결된 두 개의 장치/시스템(도면 부호 21 및 22로 각각 표시됨) 및 상기 제 2 타입의 모듈(2)의 기부 벽에 체결되는 두 개의 장치/시스템(도면 부호 23 및 24로 각각 표시됨)을 매우 개략적으로 도시한다.
더욱 일반적으로, 소형 위성을 제작하는 과정에서, 제 2 타입의 단일 모듈에서 동일하거나 유사한 기능(예를 들면, 추진, 자세 제어, 전력, 등)을 수행하는 장치 및 시스템 모두를 수용하는 것이 적절할 수 있다.
제 2 타입의 모듈 내에 수용되는 장치 및 시스템이 제 1 타입의 모듈 내에 수용된 전자 기판에 대해 열적 소산의 관점에서 더 적은 요구가 있을 수 있지만, 제 2 타입의 모듈은 그 내부에 존재하는 더 큰 질량에 의해 보다 높은 국부적인 기계적인 부하를 유지하여야 한다.
마지막으로, 도 2에 도시된 바와 같이, 제 2 타입의 모듈(2)은 또한 상술된 제 1의 미리 정해진 길이(L1)를 가지는 두 개의 대향 측벽의 중심 영역에 배열된 커넥터(25 및 26)를 포함한다.
도 3을 참조하면, 제 3 타입의 모듈(3)은 상부 벽 없이 직각 프리즘에 유사한 형상을 가지며(그러나, 전술된 바와 같이, 상부 벽이 제공되는 것이 유리할 수 있음), 내부 중공형이고, 비정규의 팔각형 기부, 즉:
ㆍ 전술된 외부의 제 1의 미리 정해진 길이(L1)를 가지는 두 쌍의 마주하는 측부;
ㆍ 전술된 외부의 제 2의 미리 정해진 길이(L2)를 가지는 두 개의 측부;
ㆍ 및 바깥쪽, 즉 외측을 향하여 돌출되고 발사대에 소형 위성의 몸체의 결합을 가능하게 하도록 구성되는 인터페이스 부분(31 및 32)이 전술된 외부의 제 2 미리 정해진 길이(L2)를 가지는 길이에 대해 대향하는 두 개의 측부에서 배열되는 것을 가지는 비-정규의 8각형 기부를 갖는다.
또한, 제 3 타입의 모듈(3)은 상기 제 3 타입의 모듈(3)의 측벽을 따라 배열되고 예를 들면 태양 전지 패널, 센서, 안테나, 원격 감지 장치/시스템, 등과 같은 소형 위성의 외부 부속 장치에 결합되도록 구성되는 복수의 인터페이스 지점(33)(예를 들면 미리 정해진 크기의 구멍의 형태로 실시됨)를 포함한다.
더욱이, 제 3 타입의 모듈(3)은 제 1 타입의 모듈의 제 1의 미리 정해진 높이(H1) 및 제 2 타입의 모듈(2)의 제 2의 미리 정해진 높이(H2) 미만인 제 3의 미리 정해진 높이(H3)를 갖는다. 특히, 상기 제 3의 미리 정해진 높이(H3)는 소형 위성의 몸체의 전체 높이를 감소시키기 위한 요구와 소형 위성의 몸체가 외부 부속 장치 및 발사대 각각에 이용 중 결합될 수 있는 인터페이스 지점(33) 및 인터페이스 수단(31 및 32)으로부터 유도하는 집중된 기계적 부하를 취급하기 위한 요구 사이의 최적 절충안을 제시한다.
전술된 바와 같이, 제 3 타입의 모듈(3)은 일련의 기능, 즉:
ㆍ 특히 소형 위성의 몸체 높이를 적절하게 규정하고; 및/또는
- 적층된 모듈의 이격시키고, 및/또는
- 제 2 타입의 특히 장착 모듈의 수용 용적을 증가시키고, 및/또는
- 적절한 위치에서 발사대 및/또는 외부 부속 장치(예를 들면, 태양 전지 패널) 및/또는 (SAR 안테나/장치/시스템, 광학 원격 감지 시스템/장치/시스템, 통신 안테나/장치/시스템, 등) 페이로드 아이템을 구비한 인터페이스 지점을 규정
하는 목적을 위한 기하학적 구조적 기능들, 및
ㆍ 특히 제 1 또는 제 2 타입의 주어진 모듈 내부에 배치된 특히 소산 아이템을 위한 추가 복사면을 제공하는 목적을 위한 열적 지지 기능;
을 수행하기 위해 설계된다.
더욱이, 도 4는 본 발명의 일 실시양태에 따른 소형 위성(전체가 도면부호 4로 표시됨)의 몸체를 도시한다. 특히, 도 4에 도시된 바와 같이, 소형 위성(4)의 몸체는 위 아래로 적층된 제 1, 제 2 및 제 3 타입의 복수의 모듈을 포함한다. 상세하게는, 상기 소형 위성(4)의 몸체를 형성하는 상기 적층된 모듈은 바닥부로부터 하방으로
ㆍ 제 3 타입의 제 1 모듈(41);
ㆍ 제 3 타입의 제 1 모듈(41) 상에 배열된 제 2 타입의 제 1 모듈(42);
ㆍ 제 2 타입의 제 1 모듈(42) 상에 배열된 제 2 타입의 제 2 모듈(43);
ㆍ 제 2 타입의 제 2 모듈(43) 상에 배열된 제 1 타입의 제 1 모듈(44);
ㆍ 제 1 타입의 제 1 모듈(44) 상에 배열된 제 3 타입의 제 2 모듈(45);
ㆍ 제 3 타입의 제 2 모듈(45) 상에 배열된 제 2 타입의 제 3 모듈(46); 및
ㆍ 제 2 타입의 제 3 모듈(46) 상에 배열된 제 1 타입의 제 2 모듈(47)을 포함한다.
또한, 도 5, 도 6, 및 도 7은 본 발명의 실시예에 따라 각각 도면 부호 5, 6, 및 7에 의해 표시된 3개의 소형 위성을 도시한다.
특히, 도 5에 도시된 소형 위성(5)은 SAR-타입 원격 감지 적용을 위한 소형 위성이고, 이의 몸체는 위 아래로 적층된 제 1, 제 2 및 제 3 타입의 복수 모듈을 포함한다.
상세하게는, 상기 소형 위성(5)의 몸체를 형성하는 상기 적층된 모듈은 바닥부로부터 하방으로
ㆍ 제 3 타입의 제 1 모듈(51);
ㆍ 제 3 타입의 제 1 모듈(51) 상에 배열된 제 2 타입의 제 1 모듈(52);
ㆍ 제 2 타입의 제 1 모듈(52) 상에 배열된 제 2 타입의 제 2 모듈(53);
ㆍ 제 2 타입의 제 2 모듈(53) 상에 배열된 제 3 타입의 제 2 모듈(54);
ㆍ 제 3 타입의 제 2 모듈(54) 상에 배열된 제 2 타입의 제 3 모듈(55);
ㆍ 제 2 타입의 제 3 모듈(55) 상에 배열된 제 1 타입의 모듈(56);
ㆍ 제 1 타입의 모듈(56) 상에 배열된 제 3 타입의 제 3 모듈(57);
ㆍ 제 3 타입의 제 3 모듈(57) 상에 배열된 제 2 타입의 제 4 모듈(58); 및
ㆍ 제 2 타입의 제 4 모듈(58) 상에 배열된 제 3 타입의 제 4 모듈(59)을 포함한다.
또한, 소형 위성(5)은 또한 제 3 타입의 제 1 모듈(51)에 결합된 두 개의 그룹의 태양 전지 패널(501 및 502) 및 제 3 타입의 제 4 모듈(59) 상에 설치된 SAR 시스템(503)을 포함한다.
도 6을 참조하면, 소형 위성(6)은 광학 원격 감지 적용을 위한 소형 위성이고, 이의 몸체는 위 아래로 적층된 제 1, 제 2 및 제 3 타입의 복수의 모듈을 포함한다.
상세하게는, 상기 소형 위성(6)의 몸체를 형성하는 상기 적층된 모듈은 바닥부로부터 하방으로
ㆍ 제 3 타입의 제 1 모듈(61);
ㆍ 제 3 타입의 제 1 모듈(61) 상에 배열된 제 2 타입의 제 1 모듈(62);
ㆍ 제 2 타입의 제 1 모듈(62) 상에 배열된 제 2 타입의 제 2 모듈(63);
ㆍ 제 2 타입의 제 2 모듈(63) 상에 배열된 제 2 타입의 제 3 모듈(64);
ㆍ 제 2 타입의 제 3 모듈(64) 상에 배열된 제 1 타입의 모듈(65);
ㆍ 제 1 타입의 모듈(65) 상에 배열된 제 2 타입의 제 4 모듈(66); 및
ㆍ 제 2 타입의 제 4 모듈(66) 상에 배열된 제 3 타입의 제 2 모듈(67)을 포함한다.
더욱이, 소형 위성(6)은 또한 제 3 타입의 제 1 모듈(61) 및 제 3 타입의 제 2 모듈(67)에 결합되는 두 개의 태양 전지 패널(601 및 602) 및 제 3 타입의 제 2 모듈(67) 상에 설치된 광학 원격 감지 시스템(603)을 포함한다.
도 7을 참조하면, 소형 위성(7)은 통신용 소형 위성이고 이의 몸체는 위 아래로 적층된 제 1, 제 2, 및 제 3 타입의 복수의 모듈을 포함한다.
상세하게는, 상기 소형 위성(7)의 몸체를 형성하는 상기 적층된 모듈은
ㆍ 제 3 타입의 제 1 모듈(71);
ㆍ 제 3 타입의 제 1 모듈(71) 상에 배열된 제 2 타입의 제 1 모듈(72);
ㆍ 제 2 타입의 제 1 모듈(72) 상에 배열된 제 2 타입의 제 2 모듈(73);
ㆍ 제 2 타입의 제 2 모듈(73) 상에 배열된 제 2 타입의 제 3 모듈(74);
ㆍ 제 2 타입의 제 3 모듈(74) 상에 배열된 제 1 타입의 제 1 모듈(75);
ㆍ 제 1 타입의 제 1 모듈(75) 상에 배열된 제 3 타입의 제 2 모듈(76);
ㆍ 제 3 타입의 제 2 모듈(76) 상에 배열된 제 1 타입의 제 2 모듈(77); 및
ㆍ 제 1 타입의 제 2 모듈(77) 상에 배열된 제 3 타입의 제 3 모듈(78)을 포함한다.
더욱이, 소형 위성(7)은 또한 제 3 타입의 제 1 모듈(71) 및 제 3 타입의 제 2 모듈(76)에 결합되는 태양 전지 패널(701 및 702)의 두 개의 그룹, 및 제 3 타입의 제 3 모듈(78) 상에 설치되는 통신 시스템(703)을 포함한다.
본 발명에 따른 모듈형 아키텍처는 구성된 소형 위성용 이중 발사 성능을 보장하고; 특히 주 발사 방법, 즉 소위 "디스펜서(dispenser)" 및 "피기백(piggyback)" 모드 둘다를 통해 궤도에서 발사될 수 있다. 특히:
ㆍ 소형 위성이 발사대에 통상적인 링-형상의 발사체 어댑터(LVA)(이 경우, 제 3 타입의 모듈이 소형 위성의 몸체의 최하 위치에 배치되고 특정 단부 연결 두조물을 통해 링-형상의 LVA에 결합된다); 또는
ㆍ 디스펜서 인터펜서(이 경우, 디스펜서를 구비한 인터페이스는 적층 시퀀스에서 제 3 타입의 두 개 또는 그 초과의 모듈을 적절히 위치함으로써 소형 위성의 몸체의 적절한 위치에 배열된다)
를 통해 적절히 결합되도록 구성될 수 있는 하나 이상의 제 3 타입의 모듈의 적절한 배열 덕분이다.
이에 대해, 도 8 및 도 9는 본 발명의 두 개의 실시양태에 따라, 링형상 LVA 및 디스펜서 인터페이스 각각을 통해 발사대에 결합되도록 구성된 하나 그리고 동일한 소형 위성(전체가 도면 부호 18에 의해서 표시됨)을 도시한다.
특히, 도 8 및 도 9 둘다에 도시된 바와 같이, 소형 위성(8)의 몸체는 바닥부로부터 하방으로
ㆍ 제 3 타입의 제 1 모듈(81);
ㆍ 제 3 타입의 제 1 모듈(81) 상에 배열된 제 2 타입의 제 1 모듈(82);
ㆍ 제 2 타입의 제 1 모듈(82) 상에 배열된 제 2 타입의 제 2 모듈(83);
ㆍ 제 2 타입의 제 2 모듈(83) 상에 배열된 제 1 타입의 제 1 모듈(84);
ㆍ 제 1 타입의 제 1 모듈(84) 상에 배열된 제 3 타입의 제 2 모듈(85);
ㆍ 제 3 타입의 제 2 모듈(85) 상에 배열된 제 1 타입의 제 2 모듈(86); 및
ㆍ 제 1 타입의 제 2 모듈(86) 상에 배열된 제 1 타입의 제 3 모듈(87)을 포함한다.
더욱이, 소형 위성(8)은 또한 제 3 타입의 제 1 모듈(81)에 결합되고 상기 소형 위성(8)의 몸체를 따라 접힌(즉, 위성을 발사하기 위해 구성된 전형적인 구성으로) 두 개의 태양 전지 패널(801 및 802)을 포함한다.
도 8에 도시된 예에서, 소형 위성(8)은 제 3 타입의 제 1 모듈(81)의 아래 배열되고 LVA 링(도 8에 도시안됨)에 결합되도록 구성되는 인터페이스 구조물(803)을 포함하며, 도 9의 예에서는 제 3 타입의 제 1 모듈(81) 및 제 3 타입의 제 2 모듈(85)은 각 쌍의 측방향으로 돌출하는 인터페이스 부분(각각 도면부호 811 및 812 및 도면부호 851 및 852로 표시됨)을 포함하고, 특별히 제공된 디스펜서 인터페이스 수단에 결합되도록 구성된다.
본 발명에 따른 모듈형 아키텍처를 기반으로 하여 건조된 상술의 이중 인터페이싱 및 이에 따른 이중 발사 성능은 넓은 발사 유연성을 보장한다. 사실, 본 발명에 따른 모듈형 아키텍처를 기반으로 하여 건조된 소형 위성은:
ㆍ 주 페이로드(링-형상의 LVA를 이용함)로서;
ㆍ 보조 페이로드(피기백 모드에서 및/또는 링-형상의 LVA를 이용함)로서; 및 또한
ㆍ 다중 발사 비아 디스펜서의 부분으로서 발사될 수 있다.
따라서, 이러한 유연성 때문에, 본 발명은
ㆍ 비상 상태의 경우, 제 1의 이용 가능한 발사 해법을 찾은 뒤, 이를 사용하고,
ㆍ 특별한 임무에 가장 적합한 최소의 비용 및/또는 성능의 해법을 선택하기 위하여 넓은 범위의 발사 해법을 평가할 수 있다.
더욱이, 본 발명 덕분에, 단일 작용으로 복수의 소형 위성(예를 들면, 집합체의 경우)의 다수의 발사를 수행하는 것이 가능하다.
본 발명의 추가 양태는 다양하게 적층된 모듈의 케이블에 관한 것이다. 이에 대해, 도 10 및 도 11은 본 발명의 일 실시예에 따른 하나 그리고 동일한 소형 위성(9)의 몸체를 도시하며 상기 소형 위성(9)의 몸체는 바닥부로부터 하방으로
ㆍ 제 3 타입의 제 1 모듈(91);
ㆍ 제 3 타입의 제 1 모듈(91) 상에 배열되고 각각의 측벽의 중심 영역에 배열된 커넥터(921)를 포함하는 제 2 타입의 제 1 모듈(92);
ㆍ 제 2 타입의 제 1 모듈(92) 상에 배열되고 각각의 측벽의 중심 영역에 배열된 커넥터(931)를 포함하는 제 2 타입의 제 2 모듈(93);
ㆍ 제 2 타입의 제 2 모듈(93) 상에 배열되고 각각의 측벽의 중심 영역에 배열된 커넥터(941)를 포함하는 제 2 타입의 제 3 모듈(94);
ㆍ 제 2 타입의 제 3 모듈(94) 상에 배열되고 각각의 측벽의 중심 영역에 배열된 커넥터(951)를 포함하는 제 1 타입의 모듈(95);
ㆍ 제 1 타입의 모듈(95) 상에 배열되고 각각의 측벽의 중심 영역에 배열된 커넥터(961)를 포함하는 제 2 타입의 제 4 모듈(96); 및
ㆍ 제 2 타입의 제 4 모듈(96) 상에 배열된 제 3 타입의 제 2 모듈(97)을 포함한다.
도 10에 도시된 바와 같이, 각각의 모듈(91, 93, 94, 95 및 96)상(즉, 이러한 모듈의 각각의 측벽의 동일하게 미리 정해진 중심 영역에)의 커넥터(921, 931, 941, 951 및 961)에 의해, 그리고 이러한 모듈의 적절한 적층에 의해 상기 커넥터(921, 931, 941, 951 및 961) 모두가 도 2에 도시된 하나 그리고 동일한 수직 라인 또는 백본을 따라 배열되고 전용 알루미늄 판(98)에 의해 적절하게 덮인다.
이러한 방식으로, 각각의 모듈 내부의 배선은 상기 모듈의 각각의 커넥터로 연결되고, 그 후 데이터 신호 및 전력 신호가 상술된 모듈 외부의 백본을 따라 모듈마다 이동할 수 있다.
이러한 특성 덕분에, 이러한 적층 유연성 및 적용성은 필요한 경우 적층 순서의 재편성을 용이하게 하는 것을 보장한다.
본 발명의 무수한 기술적 장점은 아래의 설명으로부터 바로 명확하게 된다.
무엇보다도, 또한 표준형인 제한된 개수의 모듈 타입의 이용에 의해 본 발명에 따른 모듈형 아키텍처는
ㆍ 소형 위성을 위한 설계, 제작, 통합 및 시험 노력과 결과적으로 관련된 건조 시간 및 비용을 절감하고;
ㆍ 조립 레벨에서 높은 표준화 레벨을 달성하고; 및
ㆍ 매우 저렴하고 신속하게 실행되는 본 발명에 따른 모듈형 아키텍처를 기반으로 한 이러한 방식으로 행해지는 해법에서 제한된 개수의 생산 도구 및 공정을 이용하고, 이러한 도구 및 공정을 표준화하고, 최적화하여 하는 것을 강조한다.
더욱이, 소형 위성이 통합될 때의 시스템 레벨에서 수행되는 테스트의 개수를 줄이는 방식으로 본 발명에 의해 주어진 임무에 필요한 장치, 시스템, 및 전자 기판을 포함하는 모듈 중에서, 심지어 부분적으로, 개별 모듈 및 조립체 상의 예비 벤치 테스트 및 환경 테스트를 수행하는 것이 가능하다. 자연적으로, 이 모두는 소형 위성의 실시 시간에서의 추가 감소를 초래한다. 즉, 본 발명에 의해, 통합 및 테스트 작업은 개별 모듈 및 모듈 조립체들, 심지어 부분적인 것들을 병행하여 수행할 수 있어, 이러한 방식으로 이러한 모듈 및 이러한 모듈 조립체의 사전 검증을 제공하여 시스템 레벨 통합 및 테스트 작업을 더 신속하게 하는 "기성품" 모듈 및 모듈 조립체를 얻는다.
더욱이, 본 발명에 따른 모듈형 아키텍처는 매우 유연하고 적용가능하여,
ㆍ 매우 다양한 임무에 대해 사용 가능한 소형 위성을 제작하고
ㆍ 상이한 발사 모드를 이용하는 것을 가능하게 한다.
요약하면, 본 발명에 따른 모듈형 아키텍처는 궁극적으로
ㆍ 제작시간 및 비용의 감소;
ㆍ 임무 유연성; 및
ㆍ 발사 유연성의 관점에서, 소형 위성에서의 매우 많은 장점을 달성하는 것이 가능하게 한다.
결론적으로, 다양한 수정은 첨부된 청구범위에서 규정된 바와 같이 본 발명의 범위로부터 벗어나지 않으면서 본 발명에 적용될 수 있다는 것이 명확하다.
Claims (20)
- 소형 위성을 제작하기 위한 방법으로서:
ㆍ 소형 위성(5, 6, 7, 8)의 전자 기판(11, 12, 13, 14)을 수용하도록 구성된 제 1 타입의 모듈(1);
ㆍ 소형 위성(5, 6, 7, 8)의 장치 및 시스템(21, 22, 23, 24)을 수용하도록 구성된 제 2 타입의 모듈(2); 및
ㆍ 제 3 타입의 모듈(3)로서,
- 발사체에 결합하도록 구성된 제 1 인터페이스 수단(31, 32)을 포함하고,
- 소형 위성(5, 6, 7, 8)의 외부 부속 장치에 결합하도록 구성된 제 2 인터페이스 수단(33)을 포함하고,
- 소형 위성(5, 6, 7, 8)의 몸체(4, 9)가 미리 정해진 높이가 되도록 설계되는, 제 3 타입의 모듈(3)
을 제공하는 단계를 포함하며,
상기 제 1, 제 2, 및 제 3 타입의 모듈(1,2,3) 모두는 타입과 무관하게 적층되도록 구성되고,
상기 방법은, 상이한 타입의 모듈을 적층함으로써 소형 위성(5, 6, 7, 8)의 몸체(4, 9)를 제작하는 단계를 더 포함하고,
적층된 모듈은 적어도 하나의 상기 제 2 타입의 모듈(2) 및 적어도 하나의 상기 제 3 타입의 모듈(3)을 포함하는, 방법. - 제 1 항에 있어서,
상기 적층된 모듈은 또한 적어도 하나의 상기 제 1 타입의 모듈(1)을 포함하는, 방법. - 제 2 항에 있어서,
상기 소형 위성(5, 6, 7, 8)의 몸체(4, 9)를 제작하는 단계는:
ㆍ 소형 위성에 탑재 설치될 때, 소형 위성이 미리 정해진 임무를 수행하도록, 소형 위성에 탑재 설치되도록 설계된 전자 기판(11, 12, 13, 14), 장치 및 시스템(21, 22, 23, 24)을 제공하는 단계;
ㆍ 하나 이상의 상기 제 1 타입의 모듈(1)에 상기 전자 기판(11, 12, 13, 14)를 수용하는 단계로서, 이에 의해 상기 소형 위성(5, 6, 7, 8)의 몸체(4, 9)를 제작하기 위해 사용되는 하나 이상의 대응하는 제 1 모듈을 얻는, 단계;
ㆍ 하나 이상의 상기 제 2 타입의 모듈(2)에 상기 장치 및 상기 시스템(21, 22, 23, 24)을 수용하는 단계로서, 이에 의해 상기 소형 위성(5, 6, 7, 8)의 몸체(4, 9)를 제작하기 위하여 사용되는 하나 이상의 대응하는 제 2 모듈을 얻는, 단계;
ㆍ 상기 제 1 및 제 2 모듈의 적층 순서를 제공하고, 하나 이상의 상기 제 3 타입의 모듈(3)을 또한 상기 적층 순서에 삽입하는 단계로서, 이에 의해 상기 소형 위성(5, 6, 7, 8)의 몸체(4, 9)를 제조하기 위해 사용되는 하나 이상의 대응하는 제 3 모듈을 얻는, 단계로서,
각각의 제 3 모듈은:
- 상기 소형 위성(5, 6, 7, 8)의 몸체(4, 9)가 미리 정해진 높이를 갖도록 하는 기능,
- 상기 적층 순서에 따라, 상기 제 3 모듈 바로 위 및 아래에 적층되도록 의도된 두 개의 모듈을 이격시키는 기능,
- 상기 적층 순서에 따라, 상기 제 3 모듈 바로 아래 적층되도록 의도된 제 2 모듈의 수용 용적을 증가시키는 기능,
- 상기 적층 순서에 따라, 상기 제 3 모듈 바로 아래 적층되도록 의도된 제 1 또는 제 2 모듈의 내부 열의 제거를 증가시키는 기능,
- 외부 부속 장치 및 발사체 중 적어도 하나에 상기 소형 위성(5, 6, 7, 8)의 몸체(4, 9)를 결합하기 위한 인터페이스 지점을 제공하는 기능
중 적어도 하나를 수행하기 위해 상기 적층 순서에 삽입되는, 단계; 및
ㆍ 상기 적층 순서에 따라 상기 제 1, 제 2 및 제 3 모듈을 적층하여 상기 소형 위성(5, 6, 7, 8)의 몸체(4, 9)를 제작하는 단계;를 포함하는, 방법. - 제 1 항에 있어서,
상기 외부 부속 장치를 적어도 하나의 적층된 상기 제 3 타입의 모듈(3)의 상기 제 2 인터페이스 수단(33)에 결합함으로써 상기 외부 부속 장치에 상기 소형 위성(5, 6, 7, 8)의 몸체(4, 9)를 결합하는 단계를 더 포함하는, 방법. - 제 4 항에 있어서,
상기 소형 위성(5, 6, 7, 8)의 몸체(4, 9)에 결합하는 상기 외부 부속 장치는:
하나 이상의 태양 전지 패널(501, 502, 601, 602, 701, 702, 801, 802), 하나 이상의 센서, 하나 이상의 안테나, 및 하나 이상의 원격 감지 수단(503, 603) 중 적어도 하나를 포함하는, 방법. - 제 1 항에 있어서,
상기 소형 위성(8)의 몸체는 미리 정해진 위치에 배열되는 적어도 두 개의 제 3 타입의 모듈(81, 85)을 포함하고,
상기 방법은, 디스펜서 모드로 작동하는 발사체에 상기 소형 위성(8)을 결합하도록 설계된 추가 인터페이스 수단에 상기 미리 정해진 위치에 배열되는 상기 적어도 두 개의 제 3 타입의 모듈(81, 85)의 제 1 인터페이스 수단(811, 812, 851, 852)을 결합하는 단계를 더 포함하는, 방법. - 제 1 항에 있어서,
상기 소형 위성(8)의 몸체는 바닥부에서 제 3 타입의 모듈(81)과 함께 종단되며, 상기 제 3 타입의 모듈(81)은 발사체용 링-형상 어댑터에 결합되도록 구성되는 인터페이스 구조물(803)과 상기 바닥부에서 결합되는, 방법. - 제 1 항에 있어서,
상기 소형 위성(5, 6, 7)의 몸체 상에 합성 개구 레이더 시스템(503), 광학 원격 감지 시스템(603) 및 통신 시스템(703) 중 적어도 하나를 설치하는 단계를 더 포함하는, 방법. - 제 1 항에 있어서,
상기 제 1, 제 2, 및 제 3 타입의 모듈(1, 2, 3) 모두는 하나 그리고 동일한 기부 크기, 하나 그리고 동일한 기부 형상 및 동일한 기계적 결합 지점을 가짐으로써, 타입과 무관하게 적층되도록 구성되는, 방법. - 제 1 항에 있어서,
상기 제 1 타입의 모듈(1) 모두는 하나 그리고 동일한 제 1 높이(H1)를 가지며, 상기 제 2 타입의 모듈(2) 모두는 하나 그리고 동일한 제 2 높이(H2)를 가지며 상기 제 3 타입의 모듈(3) 모두는 하나 그리고 동일한 제 3 높이(H3)를 가지며; 상기 제 1 높이(H1)는 상기 제 3 높이(H3)보다 높고 상기 제 2 높이(H2)는 상기 제 1 높이(H1)보다 높은, 방법. - 제 10 항에 있어서,
상기 제 1 높이(H1)는 상기 제 1 타입의 모듈(1)의 내부 온도가 미리 정해진 최대 온도를 초과하지 않는 것을 보장하도록 하는, 방법. - 소형 위성을 제작하기 위한 모듈형 시스템으로서,
ㆍ 소형 위성(5, 6, 7, 8)의 전자 기판(11, 12, 13, 14)를 수용하도록 구성되는 적어도 하나의 제 1 타입의 모듈(1);
ㆍ 상기 소형 위성(5, 6, 7, 8)의 장치 및 시스템(21, 22, 23, 24)을 수용하도록 구성되는 적어도 하나의 제 2 타입의 모듈(2); 및
ㆍ 적어도 하나의 제 3 타입의 모듈(3)을 포함하고,
상기 제 3 타입의 모듈은,
- 발사체에 결합하도록 구성된 제 1 인터페이스 수단(31, 32)을 포함하고,
- 소형 위성의 외부 부속 장치에 결합하도록 구성된 제 2 인터페이스 수단(33)을 포함하고,
- 소형 위성(5, 6, 7, 8)의 몸체(4, 9)가 미리 정해진 높이가 되도록 설계되고;
상기 제 1, 제 2, 및 제 3 타입의 모듈(1, 2, 3) 모두는 소형 위성(5, 6, 7, 8)의 몸체(4, 9)를 제작하기 위해 타입과 무관하게 적층되도록 구성되는, 시스템. - 제 12 항에 있어서,
상기 제 3 타입의 모듈(3) 각각은:
ㆍ 소형 위성(5, 6, 7, 8)의 몸체(4, 9)가 미리 정해진 높이를 가지도록 하는 기능;
ㆍ 상기 제 3 타입의 모듈(3) 바로 위 및 아래에 적층된 두 개의 모듈을 이격시키는 기능,
ㆍ 상기 제 3 타입의 모듈(3) 바로 아래에 적층된 제 2 타입의 모듈(2)의 수용 용적을 증가시키는 기능;
ㆍ 상기 제 3 타입의 모듈(3) 바로 아래에 적층된 제 1 타입의 모듈(1) 또는 제 2 타입의 모듈(2)의 내부 열의 제거를 증가시키는 기능; 및
ㆍ 외부 부속 장치 및 발사체 중 적어도 하나에 소형 위성(5, 6, 7, 8)의 몸체(4, 9)를 결합하기 위한 인터페이스 지점을 제공하는 기능; 중 적어도 하나를 수행하도록 설계되는, 시스템. - 제 12 항에 있어서,
상기 제 2 인터페이스 수단(33)은:
하나 이상의 태양 전지 패널(501, 502, 601, 602, 701, 702, 801, 802), 하나 이상의 센서, 하나 이상의 안테나, 및 하나 이상의 원격 감지 시스템(503, 603) 중 적어도 하나에 결합하도록 구성되는, 시스템. - 제 12 항에 있어서,
상기 제 1 인터페이스 수단(31, 32)은 디스펜서 모드로 작동하는 발사체에 소형 위성(8)을 결합하도록 설계된 추가 인터페이스 수단에 결합되도록 구성되는, 시스템. - 제 12 항에 있어서,
상기 제 3 타입의 모듈(81) 각각은 발사체용 링-형상 어댑터에 결합되도록 구성되는 인터페이스 구조물(803)과 바닥부에서 결합되도록 구성되는, 시스템. - 제 12 항에 있어서,
상기 제 1, 제 2, 및 제 3 타입의 모듈(1, 2, 3) 모두는 하나 그리고 동일한 기부 크기, 하나 그리고 동일한 기부 형상 및 동일한 기계적 결합 지점을 가짐으로써 타입과 무관하게 적층되도록 구성되는, 시스템. - 제 12 항에 있어서,
상기 제 1 타입의 모듈(1) 모두는 하나 그리고 동일한 제 1 높이(H1)를 가지며, 상기 제 2 타입의 모듈(2) 모두는 하나 그리고 동일한 제 2 높이(H2)를 가지며, 상기 제 3 타입의 모듈(3) 모두는 하나 그리고 동일한 제 3 높이(H3)를 가지며; 상기 제 1 높이(H1)는 상기 제 3 높이(H3)보다 높고 상기 제 2 높이(H2)는 상기 제 1 높이(H1)보다 높은, 시스템. - 제 18 항에 있어서,
상기 제 1 높이(H1)는 상기 제 1 타입의 모듈(1)의 내부 온도가 미리 정해진 최대 온도를 초과하지 않는 것을 보장하도록 하는, 시스템. - 제 1 항에서 청구된 방법을 수행함으로써 제조된, 소형 위성.
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