KR101213222B1 - 정지궤도 위성의 동서방향 궤도조정 방법 - Google Patents
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Abstract
본 발명의 실시예에 따른 정지궤도 위성의 동서방향 궤도조정 방법은 태양전지판이 회전하는 정지궤도 위성의 동서방향의 위치유지 조정을 위한 기동시각 및 속도증분량을 초기값으로 계산하는 단계, 상기 기동시각 및 상기 속도증분량을 이용하여 상기 정지궤도 위성의 동서방향의 위치유지 조정을 수행하는 단계, 다음 동서방향 위치유지 조정이 수행될 때까지의 상기 정지궤도 위성의 위치변화를 예측하는 단계 및 상기 예측한 위치변화에 기초하여 상기 정지궤도 위성의 궤도 상태 유효성을 검증하는 단계를 포함할 수 있다. 상기 검증 결과가 유효하면, 상기 정지궤도 위성의 동서방향 위치유지 조정을 수행하는데에 상기 기동시각 및 상기 속도증분량을 계속해서 적용하고, 상기 검증 결과가 유효하지 않으면, 상기 기동시각 및 상기 속도증분량을 보정한 후, 보정된 기동시각 및 속도증분량을 이용하여 상기 정지궤도 위성의 동서방향의 위치유지 조정을 수행하는 단계부터 다시 시작할 수 있다.
정지궤도 위성, 궤도유지, 휠오프로딩
Description
본 발명은 정지궤도에 위치한 인공위성의 동서방향의 위치유지를 위한 궤도조정에 관한 것이다
지구정지궤도 위성은 적도 상공 약 36000 km에 위치하며 궤도주기는 지구의 자전 주기와 같은 23시간 56분 4.09초로 이심률과 궤도경사각이 거의 0에 가까운 원 궤도를 유지해야 한다. 그러나 지구 비구형 포텐셜과 태양, 달의 중력에 의한 섭동 그리고 태양의 복사압에 의해 위성의 위치가 계속 변화하므로 이 변화를 방치하면 위성이 공칭위치에서 벗어나 정상적인 임무를 수행할 수 없으며 주위의 다른 위성의 위치를 침범하여 물리적인 간섭을 일으킬 수 있다. 따라서 지구정지궤도 위성이 정상적인 임무를 수행하기 위해서는 일정한 경도구간 및 위도구간에 위성을 계속 위치유지 시켜야만 한다. 지구정지궤도 위성의 위치유지는 지상 관제센터의 계획에 의하여 동서방향과 남북방향으로 분리시켜서 위성의 추력기를 분사함으로 수행된다. 동서방향의 위치유지 조정은 위성몸체의 동서방향에 부착된 추력기를 사용하여 수행되며 남북방향의 위치유지 조정은 위성몸체의 남쪽방향(또는 북쪽방향) 에 부착된 추력기를 사용하여 수행된다.
정지궤도 위성은 전력을 생산하기 위해서 위성몸체의 남북방향에 태양전지판을 부착하여 태양전지판이 태양을 향하도록 태양전지판의 축을 하루에 한번씩 회전시킨다. 그런데 남북방향의 위치유지 조정을 위해서 추력기를 사용할 때 위성몸체의 남북방향에 위치한 태양전지판에 추력기에서 분출되는 가스가 부딪혀서 남북방향의 속도변화 이외에 원하지 않는 동서방향의 속도변화가 부작용으로 발생하게 된다. 그리고 이와 같은 부작용은 시간에 따른 태양전지판의 회전위치에 따라서 달라지게 된다. 정지궤도 위성의 위치유지조정을 위해서 요구되는 속도변화 요구량은 남북방향 요구량이 95% 정도이고 동서방향 요구량은 5% 이내이다. 따라서 남북방향의 위치유지 조정을 수행할 때 태양전지판에 의해서 발생하는 부작용에 의한 동서방향의 속도변화에 의한 동서방향의 위치변화는 결코 무시할 수 없는 값이다.
정지위성의 동서방향 및 남북방향의 위치유지조정은 1주일 단위 또는 2주일 단위로 수행하며 남북방향의 위치유지조정을 수행한 이후에 위성의 추적데이터를 이용한 궤도결정을 수행하여 남북방향의 위치유지조정 때에 발생한 동서방향 쪽으로의 부작용의 크기를 판정하고, 다음 순서인 동서방향의 위치유지조정을 수행하는 것이 일반적인 방법이다. 그렇지만 이와 같은 방법은 남북방향의 위치유지조정을 수행한 이후 위성의 추적데이터를 이용하여 궤도결정을 수행한 후 다음 순서인 동서방향의 위치유지조정을 수행할 때까지 몇 일간에 대해서는 위성의 동서방향 위치가 영향을 받는 것에 대해서 보상을 해 줄 수 있는 방법이 없다는 문제가 있다.
본 발명은 전술한 종래기술의 문제점을 해결하기 위하여 동서방향의 위치유지 조정을 계획할 때 다음 순서인 남북방향의 위치유지 조정 시에 발생할 동서방향 쪽으로의 부작용까지 고려하여, 그 다음 순서인 동서방향의 위치유지 조정 시까지 정지궤도 위성을 동서방향의 위치유지 범위 내에 안전하게 위치시키기 위한 방법을 제공하는 데 그 목적이 있다.
상기 목적을 달성하기 위하여, 본 발명의 실시예에 따른 정지궤도 위성의 동서방향 궤도조정 방법은 태양전지판이 회전하는 정지궤도 위성의 동서방향의 위치유지 조정을 위한 기동시각 및 속도증분량을 초기값으로 계산하는 단계, 상기 기동시각 및 상기 속도증분량을 이용하여 상기 정지궤도 위성의 동서방향의 위치유지 조정을 수행하는 단계, 다음 동서방향 위치유지 조정이 수행될 때까지의 상기 정지궤도 위성의 위치변화를 예측하는 단계 및 상기 예측한 위치변화에 기초하여 상기 정지궤도 위성의 궤도 상태 유효성을 검증하는 단계를 포함할 수 있다. 상기 검증 결과가 유효하면, 상기 정지궤도 위성의 동서방향 위치유지 조정을 수행하는데에 상기 기동시각 및 상기 속도증분량을 계속해서 적용하고, 상기 검증 결과가 유효하지 않으면, 상기 기동시각 및 상기 속도증분량을 보정한 후, 보정된 기동시각 및 속도증분량을 이용하여 상기 정지궤도 위성의 동서방향의 위치유지 조정을 수행하는 단계부터 다시 시작할 수 있다.
본 발명의 구성에 따르면 정지궤도 위성의 위치유지에 있어서 동서방향의 위치유지 조정을 계획할 때 다음 번 동서방향의 위치유지 조정을 수행할 때까지의 한 주기 내에 발생하는 남북방향의 위치유지 조정시 발생하는 동서방향 쪽으로의 부작용을 미리 고려하여 자동적으로 계획함으로써 관제운영자의 업무를 줄일 수 있고 궤도조정 주기 내에서 정지위성이 안정적으로 경도구간 내에서 유지될 수 있으며 동서방향의 궤도유지 조정에 요구되는 속도 변화량이 줄어들기 때문에 위성의 연료소모가 줄어들고 이로 인해 위성의 수명이 연장되는 효과가 있다.
아래에서는 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시예에 대하여 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다. 그러나 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다. 그리고 도면에서 본 발명을 명확하게 설명하기 위해서 설명과 관계없는 부분은 생략하였으며, 명세서 전체를 통하여 유사한 부분에 대해서는 유사한 도면 부호를 붙였다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 정지궤도 위성의 관제시스템 구성 예시도이다. 도 1에서 도시된 바와 같이, 본 발명이 적용되는 정지궤도 위성의 관제시스템은, 정지궤도 위성(110)과, 정지궤도 위성으로부터 신호를 송수신하는 안테나(120), 안테나(120)를 통해 원격 측정 데이터를 수집하고 송신하여 정지궤도 위성(110)의 상태를 감시하고 제어하는 위성관제 시스템(130)으로 구성되어 있다.
상기의 본 발명의 실시예에 따른 정지궤도 위성의 관제 시스템의 동작을 상세하게 설명하면 다음과 같다.
정지궤도 위성(110)의 온보드에서 송신되는 원격측정 데이터는 지상의 위성 관제시스템(130)에서 수신되며, 이는 위성 추적 서브시스템(132)을 통해 위성의 실시간 운용 서브시스템(133)으로 전송된다. 위성운용 서브시스템(133)은 수신된 원격측정 데이터로부터 위성 온보드에서 송신된 데이터를 추출하여 관련된 데이터를 비행역학 서브시스템(134)으로 전송한다. 비행역학 서브시스템(134)은 수집된 정보를 통해 위성의 궤도결정, 궤도예측, 위치유지조정계획(136), 이벤트예측, 연료량 추정의 임무를 수행하여 위성의 임무에 관련된 데이터를 위성 임무계획 서브시스템(131)로 전송한다. 하이브리드 시뮬레이터 서브시스템(135)는 위성의 동적/정적 시뮬레이션을 통해 명령을 검증하여 실시간 운용 서브시스템(133)으로 전송한다.
도 2는 본 발명의 실시예 따른 동서방향의 위치유지 조정 과정에 대한 흐름도이다. 이 흐름도는 일주일에 한번씩 동서방향 위치유지 조정과 남북방향 위치유지 조정을 수행하고 하루에 두 번씩 위성의 추력기를 사용하여 휠오프로딩을 수행하는 정지궤도 위성의 경우를 예로 들었다. 동서방향의 위치유지 조정을 위한 계획은 일주일 단위로 수행하며 일주일내에는 하루에 두번씩 휠오프로딩과 한번의 남북방향 위치유지조정이 포함된다.
도 2에서 동서방향의 위치유지 조정계획을 시작(210)하면 해석적인 방법, 예를 들면 근지점 태양지향 방법에 의한 동서방향 위치유지 조정을 위한 기동시각과 속도증분량을 초기값으로 계산한다(220). 여기에서 계산된 값은 하루에 두번씩 수행되는 휠오프로딩과 한번의 남북방향 위치유지 조정이 포함되지 않은 값으로 반복계산을 위한 초기값으로 사용된다.
다음으로 속도증분량의 초기값을 사용하여 위치유지조정을 수행하고 일주일 간의 궤도예측을 수행한다(230). 궤도예측을 수행할 때 하루에 두번씩 수행되는 휠오프로딩에 의한 속도증분 값을 계산하고(231) 일주일에 한번 수행되는 남북방향 위치유지 조정에 의한 동서방향의 부작용 속도변화를 계산한다(232). 이와 같은 계산 결과를 반영하여 일주일 간의 위성위치변화를 예측한다(233).
다음 단계는 일주일 간의 위성 위치상태를 검증하는 것으로서(240), 휠오프로딩과 남북방향의 위치유지조정에 의한 동서방향의 부작용 속도변화에도 불구하고 위성이 운영경도 내에서 안전하게 위치하고 있는지 여부(241), 위성이 운영 이심률 범위 내에서 형상을 유지하고 있는지 여부(242) 그리고 위성 궤도의 근지점이 태양방향을 향하고 있는지 여부(243)를 확인한다.
위와 같은 확인 사항을 종합적으로 판단하여 궤도상태의 유효성을 판정하여(250) 문제가 없으면 현재 계획된 동서방향 위치유지 조정 계획을 그대로 적용하고(260) 동서방향 위치유지 조정계획을 종료한다(270).
만일 궤도상태의 유효성을 판정하여(250) 수정이 필요한 경우에는 동서방향 위치유지 조정을 위한 기동시각과 속도증분량을 보정한다(280). 보정된 기동시각과 속도증분량을 가지고 다시 위치유지조정을 수행하고 궤도조정 주기 동안에 대해서 계산을 수행하는 반복과정을 수행한다(290).
도 3은 본 발명의 실시예에 따라는 남북방향의 위치유지조정을 수행할 때 발생하는 동서방향 쪽으로의 부작용을 표시하는 그래프이다. 남북방향의 위치유지 조정을 수행할 때 동서방향 쪽으로의 부작용을 일으키는 원인은 태양 전지판이며 태양 전지판은 하루에 한바퀴씩 태양을 따라서 회전한다. 따라서 도 3에 표시된 동서 방향 쪽으로의 부작용은 태양 전지판의 각도에 따라서 달라지고 있다. 동서방향 쪽으로의 부작용의 크기는 퍼센트로 나타냈는데 이것은 동서방향을 위한 위치유지조정의 크기를 1로 했을 때 태양전지판의 각도에 따라서는 최대 40% 까지도 영향을 줄 수 있다는 것을 얘기해 준다. 여기에서 남북방향 쪽으로의 부작용은 10% 이하인데 이것은 남북방향의 위치유지를 위한 궤도조정의 속도변화 요구량이 매우 크기 때문이다.
도 4a와 4b는 본 발명의 실시예에 따른 동서방향 위치조정 방법을 적용하지 은 동서방향 위치유지 조정 예와 본 발명의 실시예에 따른 동서방향 위치조정 방법을 적용한 동서방향 위치유지 조정을 수행한 시뮬레이션 결과를 도시하는 그래프이다.
각각 3 개월 동안의 결과를 보여주는데 본 발명의 실시예를 적용하지 않은 동서방향의 위치유지 조정에 있어서 3개월간의 경도변화와 본 발명의 실시예를 적용한 동서방향의 위치유지 조정에 있어서 3개월간의 경도변화를 비교해 보면 본 발명을 적용한 경우의 경도변화가 더 작은 범위 내에서 유지되고 있음을 알 수 있다.
그리고 동서방향의 위치유지를 위한 궤도조정에 요구되는 속도변화요구량도 본 발명을 적용하지 않은 경우 0.495584m/s이고, 본 발명을 적용한 경우 0.488742m/s로, 본 발명을 적용한 경우가 더 작게 나타났다.
본 발명의 상세한 설명에서는 구체적인 실시 예에 관하여 설명하였으나, 본 발명의 범위에서 벗어나지 않는 한도 내에서 여러 가지로 변형할 수 있다. 그러므로 본 발명의 범위는 상술한 실시 예에 국한되어 정해져서는 안되며 후술하는 특허 청구범위뿐만 아니라 이 발명의 특허 청구범위와 균등한 것들에 의해 정해져야 한다.
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도 1은 본 발명의 실시예에 따르 정지궤도 위성의 관제시스템 구성 예시도이다.
도 2는 본 발명의 실시예 따른 동서방향의 위치유지 조정 과정에 대한 흐름도이다.
도 3은 본 발명의 실시예에 따라는 남북방향의 위치유지조정을 수행할 때 발생하는 동서방향 쪽으로의 부작용을 표시하는 그래프이다.
도 4a와 4b는 본 발명의 실시예에 따른 동서방향 위치조정 방법을 적용하지 않은 동서방향 위치유지 조정 예와 본 발명의 실시예에 따른 동서방향 위치조정 방법을 적용한 동서방향 위치유지 조정을 수행한 결과를 도시하는 그래프이다.
Claims (7)
- 정지궤도 위성의 동서방향 궤도조정 방법으로서,태양전지판이 회전하는 정지궤도 위성의 동서방향의 위치유지 조정을 위한 기동시각 및 속도증분량을 초기값으로 계산하는 단계;상기 기동시각 및 상기 속도증분량을 이용하여 상기 정지궤도 위성의 동서방향의 위치유지 조정을 수행하는 단계;다음 동서방향 위치유지 조정이 수행될 때까지의 상기 정지궤도 위성의 위치변화를 예측하는 단계; 및상기 예측한 위치변화에 기초하여 상기 정지궤도 위성의 궤도 상태 유효성을 검증하는 단계를 포함하는, 정지궤도 위성의 동서방향 궤도조정 방법.
- 제 1 항에 있어서,상기 기동시각 및 속도증분량을 초기값으로 계산하는 단계는 근지점 태양지향 방법을 이용하여 수행되는,정지궤도 위성의 동서방향 궤도조정 방법.
- 제 1 항에 있어서,상기 정지궤도 위성의 위치변화를 예측하는 단계는:상기 정지궤도 위성의 휠오프로딩 및 남북방향 위치유지 조정시 발생하는 동서방향의 부작용 속도변화를 미리 계산하는 단계; 및상기 동서방향의 부작용 속도변화를 반영하여 다음 동서방향 위치유지 조정이 수행될 때까지의 상기 정지궤도 위성의 궤도 예측 데이터를 생성하는 단계를 포함하는,정지궤도 위성의 동서방향 궤도조정 방법.
- 제 1 항에 있어서,상기 정지궤도 위성의 궤도 상태 유효성을 검증하는 단계는:상기 정지궤도 위성이 운영 경도 내에 위치하고 있는지 여부, 상기 정지궤도 위성이 운영 이심률 범위 내에 위치하고 있는지 여부 및 상기 정지궤도 위성의 근지점이 태양 방향을 향하고 있는지 여부 중 적어도 하나를 확인하는 단계를 포함하는,정지궤도 위성의 동서방향 궤도조정 방법.
- 제 1 항에 있어서,상기 검증 결과가 유효하면, 상기 정지궤도 위성의 동서방향 위치유지 조정을 수행하는데에 상기 기동시각 및 상기 속도증분량을 계속해서 적용하는,정지궤도 위성의 동서방향 궤도조정 방법.
- 제 5 항에 있어서,상기 검증 결과가 유효하지 않으면, 상기 기동시각 및 상기 속도증분량을 보정하고, 보정된 기동시각 및 속도증분량을 이용하여 상기 정지궤도 위성의 동서방향의 위치유지 조정을 수행하는 단계부터 다시 시작하는,정지궤도 위성의 동서방향 궤도조정 방법.
- 제 1 항 내지 제 6 항 중 어느 하나의 항에 있어서,상기 정지궤도 위성의 동서방향 위치유지 조정은 일주일 내지 이주일 단위로 수행되는,정지궤도 위성의 동서방향 궤도조정 방법.
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Cited By (2)
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Families Citing this family (2)
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| KR102267614B1 (ko) * | 2019-11-29 | 2021-06-21 | 한국항공우주연구원 | 효율적으로 균시차를 보상하기 위한 위성 태양 전지판 구동 장치의 운용을 위한 방법 및 그 장치 |
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Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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|---|---|---|---|---|
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Non-Patent Citations (1)
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| 한국항공우주학회 2005년도 추계학술발표회 논문집(Ⅱ), 2005.11, pp.864-867 |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103941749A (zh) * | 2014-04-30 | 2014-07-23 | 北京控制工程研究所 | 东西位置保持与角动量卸载联合控制方法 |
| KR20180067201A (ko) * | 2016-12-12 | 2018-06-20 | 한국전자통신연구원 | 정지궤도 위성의 병치 운영 방법 |
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