KR101681991B1 - 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법, 위성 궤도력 고장 검출 방법 및 장치 - Google Patents

위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법, 위성 궤도력 고장 검출 방법 및 장치 Download PDF

Info

Publication number
KR101681991B1
KR101681991B1 KR1020150030255A KR20150030255A KR101681991B1 KR 101681991 B1 KR101681991 B1 KR 101681991B1 KR 1020150030255 A KR1020150030255 A KR 1020150030255A KR 20150030255 A KR20150030255 A KR 20150030255A KR 101681991 B1 KR101681991 B1 KR 101681991B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
satellite
failure
selecting
orbital
peripheral
Prior art date
Application number
KR1020150030255A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20160107478A (ko
Inventor
이기훈
이영재
성상경
안종선
원대희
주정민
허문범
Original Assignee
국방과학연구소
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 국방과학연구소 filed Critical 국방과학연구소
Priority to KR1020150030255A priority Critical patent/KR101681991B1/ko
Publication of KR20160107478A publication Critical patent/KR20160107478A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101681991B1 publication Critical patent/KR101681991B1/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles

Abstract

본 발명은 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법, 위성 궤도력 고장 검출 방법 및 장치에 관한 것이다. 본 발명의 일 실시 예에 따른 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법은 검사대상위성(C)을 선정하는 단계(S100); 및 상기 검사대상위성(C)의 궤도력 고장 검출 성능을 가장 민감하게 하는 주변위성군(A, B)을 선정하는 단계(S200);를 포함한다. 본 발명에 따르면, 미래 위성항법시스템에 적용이 예상되는 위성간 통신(ISL: Inter-Satellite Link) 기술을 활용하여, 항법위성의 궤도력의 고장 여부를 검출할 수 있으며, 위성간 통신을 통해 산출되는 위성간 거리 측정치는 지구 대기를 통과하지 않으므로 위성 궤도력의 고장 여부 검출의 정확도를 높일 수 있다.

Description

위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법, 위성 궤도력 고장 검출 방법 및 장치{A METHOD OF SELECTING SATELLITE FOR DETECTING FAULT OF SATELLITE'S EPHEMERIS, A METHOD FOR DETECTING FAULT OF SATELLITE'S EPHEMERIS AND AN APPARATUS THEREFOR}
본 발명은 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법, 위성 궤도력 고장 검출 방법 및 장치에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 검사대상위성의 궤도력 고장여부를 정확하게 검출할 수 있는 주변위성군을 선정하고, 위성 궤도력의 고장 여부 검출의 정확도를 높일 수 있는 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법, 위성 궤도력 고장 검출 방법 및 장치에 관한 것이다.
위성항법시스템 궤도력 고장은 크게 2가지 형태 (Type A, Type B)가 있으며, Type A 와 Type B의 고장은 계획된 위성의 궤도 수정 여부에 따라 분류된다. Type A의 고장은 위성의 궤도가 지상국 (GPS경우, Operational Control Segment)에서 위성의 궤도를 계획된 수정하였을 때 발생할 수 있는 고장으로, Type A1, Type A2으로 분류된다. 궤도 수정 후 궤도에 고장이 발생하거나, 수정된 궤도가 방송되는 궤도력에 반영되지 않을 경우인 Type A1, 그리고 Type A2는 궤도 수정 도중 발생하는 고장으로, 다시 Type A2a, Type A2b로 분류된다. Type A2a의 경우 궤도 수정 중 사용자에게 궤도 수정 여부를 알리지 못한 채 사용자에게 해당 위성의 궤도정보를 활용하게 하는 경우, Type A2b는 위성의 추진체의 오작동 등으로 인해 계획된 궤도로 수정되지 못하는 경우를 Type A2b로 분류한다. 마지막으로 Type B의 경우 위성의 궤도 수정이 수행되지 상태에서 지상국에서 잘못된 궤도력을 생성하여 방송된 경우를 말한다. 위성의 궤도력이란 위성의 좌표를 산출할 수 있는 정보를 의미한다.
위와 같은 궤도력 고장 유형을 검출하기 위한 다양한 검출 알고리즘이 제시되었다. 먼저, Type B의 경우 궤도 수정이 없는 상태에서 잘못된 궤도 정보가 갱신된 경우이므로, 갱신 전 궤도력을 기준으로 새롭게 갱신된 궤도력과의 일관성을 검사하는 방법이 주로 사용되고 있다. 대표적인 기법으로는 검증된 궤도력의 생성 시점에 따라 Ephemeris-Ephemeris Test, YE-TE (Yesterday Ephemeris Today Ephemeris) Test, Alamanac-Ephemeris Test이 있다. 비교 대상의 두 궤도력의 동일시간대의 위성좌표를 산출하여, 그 일치성을 모니터링하는 알고리즘으로 기준이 되는 궤도력의 정확도에 따라 검출의 한계치는 달라진다. 하지만, 위 알고리즘들을 운용하기 위해서는 과거에 수신된 검증된 궤도력이 있어야하는 제한조건이 있어 Type A처럼 수정된 궤도에서 발생된 고장은 검출할 수 없는 문제점이 있다.
Type B 뿐만 아니라 Type A 형태 궤도력 고장 검출을 위해서는 측정값 기반 알고리즘이 제안되었는데, 대표적으로 MFRT (Message Field Range Test)와 MBM (Measurement Based Monitor)가 있다. MFRT는 지상에 안테나의 위치가 정확히 측정된 기준국에서 수신된 코드 및 반송파 측정치의 보정정보 (PRC: Pseudorange Correction)의 크기를 모니터링하게 된다. 보정정보 생성시 방송된 궤도력 기반의 위성의 위치좌표가 적용되므로, 위성좌표에 이상이 발생하였을 경우 보정정보에 영향을 미치게 된다. 하지만, 스칼라 정보인 보정정보에는 위성 좌표의 고장 벡터가 기준국 안테나와 위성간의 시선각 벡터에 투영된 크기만 반영되기 때문에 시선각 벡터와 수직인 형태의 고장이 발생할 경우 검출 성능이 저하되는 문제점이 있다.
MBM는 짧은 기저선을 구성하는 복수의 지상 기준국에서 수신된 반송파 측정값을 사용한다. 고장 검출의 기본적인 원리는 기준국 안테나간 기저선이 짧을 경우 동일한 위성과의 시선각 벡터가 평행하다는 가정하에, 측정값의 차이를 기저선과 방송된 궤도력 기반의 시선각 벡터의 내적한 값으로 예측하여 잔차를 산출한다. 이때 궤도력에 고장이 발생할 경우 시선각 벡터에 오차가 발생하고 잔차의 크기가 임의의 한계치를 넘어설 경우 궤도력의 고장으로 판단하게 된다. 하지만, 반송파의 미지정수를 추정해야 하며, 시선각들의 벡터의 평행 가정을 위해 짧은 기저선 (수 백m)에 대한 제한 조건이 있는 문제점이 있다.
한 지상 기준국 안테나의 기저선 길이를 예측하여, 위성 궤도력의 고장 여부를 판단하는 알고리즘도 연구되고 있다. 그러나 활용되는 측정값의 오차 성분을 제거해야하는 절차가 필요하며, 지상에서 생성되는 기저선 길이가 위성과 지상 수신기간 거리에 비해 상대적으로 짧아 검출 성능이 저하되는 문제점이 있다.
정리하면, 기본적으로 위에서 언급했던 기법들은 모두 지상 기준국 설비만을 활용해야 하며, 검사 대상인 위성의 과거의 검증된 궤도력 활용, 다양한 오차 성분 (대류층, 이온층, 다중경로 등)이 포함된 의사거리 측정값 활용을 해야하는 문제점이 있다.
Haochen Tang, Sam Pullen, Per Enge, Livio Gratton, Boris Pervan, Mats Brenner, Joe Scheitlin, and Paul Kline, "Ephemeris Type A Fault Analysis and Mitigation for LAAS" Proceedings of Position Location and Navigation Symposium (PLANS), 2010 IEEE/ION, 4-6 May 2010, pp. 654-666
본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로, 본 발명의 목적은 지상 기준국 설비를 활용하지 않으며, 검사대상의 위성의 과거의 검증된 궤도력을 활용하지 않고, 대류층, 이온층, 다중경로와 같은 오차 요인을 고려할 필요가 없는 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법, 위성 궤도력 고장 검출 방법 및 장치를 제공하는 것이다.
본 발명의 일 실시 예에 따른 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법은 검사대상위성(C)을 선정하는 단계(S100); 및 상기 검사대상위성(C)의 궤도력 고장 검출 성능을 가장 민감하게 하는 주변위성군(A, B)을 선정하는 단계(S200);를 포함한다.
상기 주변위성군(A, B)을 선정하는 단계(S200)는 상기 검사대상위성(C)의 주변에 위치하는 복수 개의 주변위성군의 궤도력의 고장여부를 판단하는 단계(S210); 상기 궤도력의 고장여부를 판단하는 단계(S210)에서 고장이 아닌 것으로 판단된 복수 개의 주변위성군과 상기 검사대상위성(C) 사이의 지역좌표계를 설정하는 단계(S220); 상기 지역좌표계의 앙각(
Figure 112015021327252-pat00001
)을 최소로 만드는 주변위성군을 선정하는 단계(S230); 및 선정된 상기 지역좌표계의 앙각(
Figure 112015021327252-pat00002
)을 최소로 만드는 주변위성군이 1개인 경우에는 상기 검사대상 위성(C) 및 상기 선정된 주변위성군(A, B)의 삼각형 기하를 구성하는 단계(S240);를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법은 상기 지역좌표계의 앙각(
Figure 112015021327252-pat00003
)을 최소로 만드는 주변위성군이 2개 이상인 경우에는 상기 지역좌표계의 앙각(
Figure 112015021327252-pat00004
)을 최소로 만드는 주변위성군 중 상기 지역좌표계의 방위각(
Figure 112015021327252-pat00005
)이
Figure 112015021327252-pat00006
에 가장 가까운 주변위성군을 선정하는 단계(S250);를 포함하고, 상기 지역좌표계의 방위각(
Figure 112015021327252-pat00007
)이
Figure 112015021327252-pat00008
에 가장 가까운 주변위성군이 1개인 경우에는 상기 검사대상 위성(C) 및 상기 선정된 주변위성군(A, B)의 삼각형 기하를 구성하는 단계(S240)를 수행하는 것을 특징으로 한다.
상기 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법은 상기 지역좌표계의 방위각(
Figure 112015021327252-pat00009
)이
Figure 112015021327252-pat00010
에 가장 가까운 주변 위성군이 2개 이상인 경우에는 상기 지역좌표계의 방위각(
Figure 112015021327252-pat00011
)이
Figure 112015021327252-pat00012
에 가장 가까운 주변 위성군 중 상기 지역좌표계의 끼인각(
Figure 112015021327252-pat00013
)이 최대인 주변 위성군을 선정하는 단계(S260);를 포함하고, 상기 검사대상 위성(C) 및 선정된 상기 주변 위성군(A, B)의 삼각형 기하를 구성하는 단계(S240)를 수행하는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 또 다른 실시 예에 따른 위성 궤도력 고장 검출 방법은 상기 선정방법에 의해 궤도력 검사대상 위성(C)을 선정하는 단계(S100) 및 복수 개의 주변 위성군(A, B)를 선정하는 단계(S200); 선정된 상기 검사대상 위성(C) 및 상기 주변 위성군(A, B)으로부터 검사대상위성의 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00014
) 또는 한계값(Threshold) 중 어느 하나 이상을 산출하는 단계(S300); 상기 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00015
)과 상기 한계값(Threshold)을 비교하여 상기 검사대상 위성(C)의 궤도력의 고장여부를 판단하는 단계(S400);를 포함한다.
상기 산출하는 단계(S300)는 상기 주변위성군(A, B)의 궤도력을 통해 상기 주변위성군(A, B) 사이의 거리를 산출하는 단계(S310); 상기 주변위성군(A, B)과 상기 검사대상위성(C)의 단위벡터를 이용하여 상기 주변위성군(A, B) 사이의 거리를 예측하는 단계(S320); 상기 산출된 주변위성군(A, B) 사이의 거리(
Figure 112015021327252-pat00016
)와 상기 예측된 주변위성군(A, B) 사이의 거리(
Figure 112015021327252-pat00017
)를 비교하여 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00018
)을 생성하는 단계(S330); 상기 산출하는 단계(S310), 상기 예측하는 단계(S320) 및 상기 생성하는 단계(S330)를 반복하여, 영평균 및 가우시안 분포에서의 상기 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00019
)의 표준편차(
Figure 112015021327252-pat00020
)를 산출하는 단계(S340); 및 산출된 상기 표준편차(
Figure 112015021327252-pat00021
)를 이용하여, 한계값(Threshold)를 산출하는 단계(S350);를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 검사대상위성(C)의 궤도력의 고장여부를 판단하는 단계(S400)는 상기 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00022
)이 상기 한계값(Threshold)을 초과하는지 여부를 판단하는 단계(S410); 상기 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00023
)이 상기 한계값(Threshold)을 초과하는 경우에는 상기 검사대상위성(C)의 궤도력을 고장으로 판단하는 단계(S420); 및 상기 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00024
)이 상기 한계값(Threshold) 이하인 경우에는 상기 검사대상위성(C)의 궤도력을 정상으로 판단하는 단계(S430);를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 또 다른 실시 예에 따른 저장매체는 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법 및 위성 궤도력 고장 검출 방법이 저장된다.
본 발명의 또 다른 실시 예에 따른 위성 궤도력 고장 검출 장치는 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법 및 위성 궤도력 고장 검출 방법이 저장된 저장매체(100); 검사대상위성(C) 및 주변위성군의 정보를 수신하는 위성정보수신부(200); 상기 위성정보수신부(200)에서 수신한 정보를 기초로, 상기 저장매체(100)에 저장된 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법에 따라, 위성 궤도력 고장 검출 성능을 가장 민감하게 하는 주변위성군(A, B)을 선정하는 주변위성군 선정부(300); 및 상기 위성정보수신부(200)에서 수신한 검사대상위성(C)의 정보 및 상기 주변위성군 선정부(300)에서 선정된 주변위성군(A, B)의 정보를 기초로, 상기 검사대상위성(C)의 궤도력의 고장 여부를 판단하는 고장판단부(400);를 포함한다.
상기 고장판단부(400)는 상기 선정된 주변위성군(A, B)과 검사대상위성(C)에 의한 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00025
)과 한계값(Threshold)을 산출하는 산출부(410); 및 상기 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00026
) 및 상기 한계값(Threshold)을 비교하여 상기 검사대상위성(C)의 궤도력의 고장 여부를 판단하는 판단부(420);를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기에서 살펴본 바와 같이 본 발명에 따르면, 미래 위성항법시스템에 적용이 예상되는 위성간 통신(ISL : Inter-Satellite Link) 기술을 활용하여, 항법위성의 궤도력의 고장 여부를 검출할 수 있으며, 위성간 통신을 통해 산출되는 위성간 거리 측정치는 지구 대기를 통과하지 않으므로 위성 궤도력의 고장 여부 검출의 정확도를 높일 수 있다.
또한, 기존의 지상 기준국 중심의 궤도력 검출 기법에서 벗어나 위성 자체적으로 주변 위성들의 궤도 이상 여부를 감지할 수 있다.
또한, 궤도 이상 여부를 감지할 때, 최적의 위성 조합 기준을 제시함으로써 위성 궤도력의 고장 여부 검출의 정확도를 높일 수 있다.
도 1은 본 발명에서 위성들이 이루는 삼각형 기하 및 각종 물리변수를 설명하는 도면.
도 2는 본 발명에서 위성궤도력 고장시 위성간 기하 및 벡터를 설명하는 도면.
도 3은 본 발명에서 지역좌표계의 구성을 설명하는 도면.
도 4는 본 발명에서 위성의 궤도력 고장에 따른 알고리즘 민감도 벡터의 크기를 나타낸 그래프.
도 5는 본 발명의 일 실시 예에 따른 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법의 개략적인 순서도.
도 6은 본 발명의 일 실시 예에 따른 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법의 순서도.
도 7은 본 발명의 또 다른 실시 예에 따른 위성 궤도력 고장 검출 방법의 개략적인 순서도.
도 8은 본 발명의 또 다른 실시 예에 따른 위성 궤도력 고장 검출 방법의 개략적인 순서도.
도 9는 본 발명의 또 다른 실시 예에 따른 위성 궤도력 고장 검출 장치의 블록도.
본 명세서 및 청구범위에서 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정되어서는 아니 되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다. 따라서, 본 명세서에 기재된 실시 예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 실시 예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형 예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다. 또한, 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있는 공지 기능 및 구성에 대한 상세한 설명은 생략한다. 이하 본 발명의 바람직한 실시 예를 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명하기로 한다.
도 1은 본 발명에서 위성들이 이루는 삼각형 기하 및 각종 물리변수를 설명하는 도면이고, 도 2는 본 발명에서 위성궤도력 고장시 위성간 기하 및 벡터를 설명하는 도면이다. 도 3은 본 발명에서 지역좌표계의 구성을 설명하는 도면이고, 도 4는 본 발명에서 위성의 궤도력 고장에 따른 알고리즘 민감도 벡터의 크기를 나타낸 그래프이다. 이하 도 1 내지 도 4를 참조하여 본 발명의 원리에 대해 설명한다.
본 발명을 구현하기 위해서는 궤도력 검사 대상인 위성 1개와 이미 검증된 궤도력으로 운영 중인 위성 2개가 필요하다. 위성 3개의 조합으로 삼각형 형태의 기하를 구성하고 위성 간에는 위성간 통신을 활용해 서로의 거리 측정값을 산출한다.
본 발명은 간단한 삼각형 공식을 사용한다. 삼각형의 공식 중 코사인 제 1 법칙, 제 2 법칙에 따르면 [수학식 1], [수학식 2], [도 1]과 같이 두 변의 길이와 삼각형 내부의 각도 정보를 활용하면 나머지 한 변의 길이를 알 수가 있다. 고장 검출 방법으로는 검사 대상의 맞은 편에 형성된 길이를 삼각형 공식으로 예측하고 이를 나머지 두 위성의 궤도력 기반으로 산출된 길이와 차분하여 고장 검출에 필요한 검정통계량으로 활용한다.
만약 [도 1]에서 C 위성의 궤도에 고장이 발생하게 되면 C위성 나머지 두 위성 A, B과 이루는 각도(궤도력 기반으로 산출된)에 오차가 발생하게 되어, 검정통계량이 증가하므로, 고장 여부를 판단할 수 있다.
Figure 112015021327252-pat00027
(코사인 제 1 법칙)
Figure 112015021327252-pat00028
(코사인 제 2 법칙)
[도 1]에서와 같이, 각 변의 길이
Figure 112015021327252-pat00029
,
Figure 112015021327252-pat00030
,
Figure 112015021327252-pat00031
는 위성간 통신 (ISL)을 통해 측정되며, 이 측정값은 우주공간상에서 신호의 송수신이 이뤄지므로 이온층, 대류층, 다중 경로에는 영향을 받지 않는다. 그리고 각 꼭짓점의 두 변 사이의 코사인 값인
Figure 112015021327252-pat00032
,
Figure 112015021327252-pat00033
,
Figure 112015021327252-pat00034
는 궤도력 정보를 이용한 위성 좌표를 [수학식 3]과 같이 내적 (Inner Product)을 통해 산출될 수 있다.
Figure 112015021327252-pat00035
Figure 112015021327252-pat00036
Figure 112015021327252-pat00037
(끼인각 코사인 값 추정 공식)
코사인 제 1 법칙을 기반으로 C 위성의 궤도력을 검사한다고 가정하면(도 1 참조), 먼저 위성 A, B 사이의 거리는 위성간 통신이 아닌 위성 A, B의 궤도력을 통해 [수학식 4]와 같이 산출한다. 이때 위성 A, B의 궤도력은 정상상태여야 한다.
Figure 112015021327252-pat00038
(위성간 거리 산출 공식)
이 후 위성 C와 위성 A, B와 이루는 코사인 값은 [수학식 3]을 이용하여 산출한다. 또한, 사용되는 단위 벡터는 [수학식 5]와 같이 단위 벡터로 구성한다. [수학식 3]에서의 각 위성 좌표 (
Figure 112015021327252-pat00039
)는 각 위성의 궤도력 정보를 통해 산출한다.
Figure 112015021327252-pat00040
(위성간 단위 벡터 산출 공식)
이를 통해 [수학식 6]과 같이 위성 A, B사이의 거리를 예측한다.
Figure 112015021327252-pat00041
(코사인 제 1 법칙을 통한 위성간 거리 예측 공식)
여기서,
Figure 112015021327252-pat00042
는 예측된 위성 A, B 사이 거리 (m)이고,
Figure 112015021327252-pat00043
는 위성 A, B의 ISL을 통해 측정된 거리 (m)이며,
Figure 112015021327252-pat00044
는 위성 B, C의 ISL을 통해 측정된 거리 (m)이다.
마지막으로 [수학식 4]를 통해 산출된 위성 A, B 사이의 거리 (
Figure 112015021327252-pat00045
)와 [수학식 6]을 통해 예측된 거리 (
Figure 112015021327252-pat00046
)와 차분하여, 위성 C의 궤도력 고장 검출에 필요한 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00047
)을 [수학식 7]과 같이 생성하게 된다.
Figure 112015021327252-pat00048
코사인 제 2 법칙을 활용한다면 상기 [수학식 6] 대신에 [수학식 8]을 구성하고, 상기 [수학식 4]와 상기 [수학식 8]의 차로부터 [수학식 7]과 같이 검정통계량을 생성할 수 있다.
Figure 112015021327252-pat00049
(코사인 제 2 법칙을 통한 위성간 거리 예측 공식)
[수학식 7]의 검정통계량을 통해, 한계치와 비교하여 고장 여부를 판단하는데 통계적인 가정을 사용한다. 이때 정상상태일 때의 검정통계량은 [수학식 9]와 같이 영평균, 가우시안 분포를 갖는다.
Figure 112015021327252-pat00050
[수학식 9]와 같은 가정을 통해, 한계치를 도출해 내기 위해서는 정상상태에서의 검정통계량의 표준편차 (
Figure 112015021327252-pat00051
)를 장기간동안 수집하여 산출해 낸다. 그리고 오경보율을 낮추기 위해 위성항법시스템의 연속성 확률 요구조건 (Continuity Requirement)을 통해
Figure 112015021327252-pat00052
를 산출하고 이를 [수학식 10]과 같이 한계치 산출식에 적용한다.
Figure 112015021327252-pat00053
(한계치 산출식)
하지만, 본 알고리즘의 경우, 세 위성간의 기하학적 관계에 따라 검출 성능이 달라진다. 그리하여 본 발명에서는 검출 성능 향상을 위해 최적의 위성 조합 지표를 제시할 필요가 있다. 이하 검출 성능 향상을 위해 최적의 위성 조합을 선정하는 방법에 대해 검토한다.
최적의 위성 조합을 선정하기 위해 세 위성의 안테나 사이의 기하학적 정보를 활용하게 된다. 이에 따라 검사 대상의 위성 궤도력 고장과 검정통계량과의 관계식을 유도하여 위성간 기하학적 정보에 따른 알고리즘의 특성을 파악한다. 위성 C의 궤도에 고장(
Figure 112015021327252-pat00054
)이 발생하였을 때의 위성 A, B와 위성 C 사이의 시선각 단위 벡터와의 관계식을 정의하면 [도 2], [수학식 11]과 같다.
Figure 112015021327252-pat00055
Figure 112015021327252-pat00056

임의의 위성 i에서 궤도 고장이 발생하였을 때, 궤도 고장에 의한 위성 좌표 고장 (
Figure 112015021327252-pat00057
)과 시선각 벡터와의 관계식은 [수학식 12]와 같이 정의된다.
Figure 112015021327252-pat00058
여기서,
Figure 112015021327252-pat00059
는 위성간 거리 (m)이고,
Figure 112015021327252-pat00060
는 위성 고장 벡터이다.
[수학식 11]과 [수학식 12]를 검정통계량인 [수학식 7]에 대입하고 정리하면 [수학식 13]과 같다.
Figure 112015021327252-pat00061
Figure 112015021327252-pat00062
Figure 112015021327252-pat00063
Figure 112015021327252-pat00064
Figure 112015021327252-pat00065

[수학식 13]의 간결화 및 위성 A, B 사이의 벡터와 위성 C간의 기하학적 관계를 반영하기 위해, 위성 A, B 사이의 벡터를 좌표계의 축으로 정의되는 지역좌표계를 활용한다.
[도 3]에서 정의된 지역좌표계로 인해 위성 A, B와 위성 C간의 시선각 단위 벡터는 [수학식 14]와 같이 정의된다(구면 좌표계). [수학식 14]를 [수학식 13]에 대입하여
Figure 112015021327252-pat00066
에 대해 정리하면 [수학식 15]와 같다.
Figure 112015021327252-pat00067
Figure 112015021327252-pat00068

Figure 112015021327252-pat00069
[도 3]에서 정의된 지역좌표계로 인해,
Figure 112015021327252-pat00070
는 [수학식 16]과 같이 정의되며, [수학식 13]은 [수학식 17]과 같이 유도된다.
Figure 112015021327252-pat00071
Figure 112015021327252-pat00072
Figure 112015021327252-pat00073
Figure 112015021327252-pat00074

[수학식 17]을 통해, 위성 고장과 검정통계량간의 관계식으로 활용될 수 있으며, 슈바르츠의 부등식(Schwarz inequality)에 적용하면, [수학식 18]과 같이 유도된다. 여기서, 민감도 벡터의 크기인
Figure 112015021327252-pat00075
는 Worst Case Geometry에서 위성의 고장이 검정통계량에 반영되는 정도를 결정짓는 값이다.
Figure 112015021327252-pat00076
민감도 벡터의 크기(
Figure 112015021327252-pat00077
)는 지역좌표계에서의 검사대상위성(C)의 방위각(
Figure 112015021327252-pat00078
,
Figure 112015021327252-pat00079
) 및 앙각(
Figure 112015021327252-pat00080
)에 따라 결정되며 이는 본 알고리즘의 검출 성능의 세 위성 간의 기하학적 배치에 따라 달라질 수 있음을 의미한다.
[도 4]는 [도 3]에서 정의된 지역좌표계의 앙각(Elevation Angle,
Figure 112015021327252-pat00081
), 방위각 (Azimuth Angle,
Figure 112015021327252-pat00082
,
Figure 112015021327252-pat00083
), 검사대상위성(C)과 두 개의 주변위성(A, B) 간의 끼인각 (Induced Angle,
Figure 112015021327252-pat00084
)에 따라 민감도가 다르다는 것을 확인할 수 있다. 먼저, 앙각(Elevation Angle,
Figure 112015021327252-pat00085
)이 낮을수록 방위각 (Azimuth Angle,
Figure 112015021327252-pat00086
,
Figure 112015021327252-pat00087
)에 상관없이 민감도가 높은 것을 알 수 있다. 또한, 같은 앙각(Elevation Angle,
Figure 112015021327252-pat00088
)이라도 방위각 (Azimuth Angle,
Figure 112015021327252-pat00089
,
Figure 112015021327252-pat00090
)이 90
Figure 112015021327252-pat00091
에 가까울수록 민감도가 향상될 수 있다. 마지막으로 두 주변위성(A, B)와 검사대상위성(C)와의 끼인각 (Induced Angle,
Figure 112015021327252-pat00092
)이 커질수록 민감도가 증가하며, 이에 따라 두 주변위성(A, B)간의 거리가 길어질수록 민감도가 향상되는 것을 알 수 있다. 이 결과를 통해, 본 알고리즘을 운용하기 위해서 최적의 위성 조합을 선택할 때 기준으로 활용될 수 있다.
도 5는 본 발명의 일 실시 예에 따른 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법의 개략적인 순서도이고, 도 6은 본 발명의 일 실시 예에 따른 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법의 순서도이다. 도 5 및 도 6을 참조할 때, 본 발명의 일 실시 예에 따른 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법은 검사대상위성(C)을 선정하는 단계(S100); 및 기 검사대상위성(C)의 궤도력 고장 검출 성능을 가장 민감하게 하는 주변위성군(A, B)을 선정하는 단계(S200);를 포함한다.
상기 주변위성군(A, B)을 선정하는 단계(S200)는 상기 검사대상위성(C)의 주변에 위치하는 복수 개의 주변위성군의 궤도력의 고장여부를 판단하는 단계(S210);상기 궤도력의 고장여부를 판단하는 단계(S210)에서 고장이 아닌 것으로 판단된 복수 개의 주변위성군과 상기 검사대상위성(C) 사이의 지역좌표계를 설정하는 단계(S220); 상기 지역좌표계의 앙각(
Figure 112015021327252-pat00093
)을 최소로 만드는 주변위성군을 선정하는 단계(S230); 및 선정된 상기 지역좌표계의 앙각(
Figure 112015021327252-pat00094
)을 최소로 만드는 주변위성군이 1개인 경우에는 상기 검사대상 위성(C) 및 상기 선정된 주변위성군(A, B)의 삼각형 기하를 구성하는 단계(S240);를 포함한다.
즉, 궤도력이 정상상태인 복수 개의 주변위성군((A1, B1), (A2, B2),....(An, Bn))을 선택하여, 검사대상위성(C)과 각각의 지역좌표계를 설정한 후, 앙각(
Figure 112015021327252-pat00095
)이 최소인 주변위성군을 찾는 것이다. 상기 [수학식 11] 내지 상기 [수학식 18] 및 도 4에서 도출된 바와 같이, 앙각(
Figure 112015021327252-pat00096
)이 최소인 주변위성군을 선정하면 민감도 벡터의 크기(
Figure 112015021327252-pat00097
)가 최대가 되므로, 검사대상위성(C)의 궤도력 고장여부를 정확하게 검출할 수 있게 된다.
상기 지역좌표계의 앙각(
Figure 112015021327252-pat00098
)을 최소로 만드는 주변위성군이 2개 이상인 경우에는 상기 지역좌표계의 앙각(
Figure 112015021327252-pat00099
)을 최소로 만드는 주변위성군 중 상기 지역좌표계의 방위각(
Figure 112015021327252-pat00100
)이
Figure 112015021327252-pat00101
에 가장 가까운 주변위성군을 선정하는 단계(S250);를 포함하고, 상기 지역좌표계의 방위각(
Figure 112015021327252-pat00102
)이
Figure 112015021327252-pat00103
에 가장 가까운 주변위성군이 1개인 경우에는 상기 검사대상 위성(C) 및 상기 선정된 주변위성군(A, B)의 삼각형 기하를 구성하는 단계(S240)를 수행한다.
이는, 동일한 최소 앙각(
Figure 112015021327252-pat00104
)을 갖는 주변위성군이 2개 이상인 경우에는 방위각(
Figure 112015021327252-pat00105
)이
Figure 112015021327252-pat00106
에 가장 가까운 주변위성군을 선정하면, 민감도 벡터의 크기(
Figure 112015021327252-pat00107
)가 최대가 되므로, 검사대상위성(C)의 궤도력 고장여부를 정확하게 검출할 수 있기 때문이다.
상기 지역좌표계의 방위각(
Figure 112015021327252-pat00108
)이
Figure 112015021327252-pat00109
에 가장 가까운 주변 위성군이 2개 이상인 경우에는 상기 지역좌표계의 방위각(
Figure 112015021327252-pat00110
)이
Figure 112015021327252-pat00111
에 가장 가까운 주변 위성군 중 상기 지역좌표계의 끼인각(
Figure 112015021327252-pat00112
)이 최대인 주변 위성군을 선정하는 단계(S260);를 포함하고, 상기 검사대상 위성(C) 및 선정된 상기 주변 위성군(A, B)의 삼각형 기하를 구성하는 단계(S240)를 수행한다.
이는, 방위각(
Figure 112015021327252-pat00113
)이
Figure 112015021327252-pat00114
에 가까우면서, 방위각(
Figure 112015021327252-pat00115
)이 동일한 주변위성군이 2개 이상인 경우에는 끼인각(
Figure 112015021327252-pat00116
)이 최대인 주변 위성군을 선정하면, 민감도 벡터의 크기(
Figure 112015021327252-pat00117
)가 최대가 되므로, 검사대상위성(C)의 궤도력 고장여부를 정확하게 검출할 수 있기 때문이다.
도 7은 본 발명의 또 다른 실시 예에 따른 위성 궤도력 고장 검출 방법의 개략적인 순서도이고, 도 8은 본 발명의 또 다른 실시 예에 따른 위성 궤도력 고장 검출 방법의 개략적인 순서도이다. 도 7 및 도 8을 참조할 때, 본 발명의 또 다른 실시 예에 따른 위성 궤도력 고장 검출 방법은 제 1항의 선정방법에 의해 궤도력 검사대상 위성(C)을 선정하는 단계(S100) 및 복수 개의 주변 위성군(A, B)를 선정하는 단계(S200); 선정된 상기 검사대상 위성(C) 및 상기 주변 위성군(A, B)으로부터 검사대상위성의 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00118
) 또는 한계값(Threshold) 중 어느 하나 이상을 산출하는 단계(S300); 및 상기 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00119
)과 상기 한계값(Threshold)을 비교하여 상기 검사대상 위성(C)의 궤도력의 고장여부를 판단하는 단계(S400);를 포함한다.
즉, 본 방법발명을 사용하는 자가 검사하고자 하는 검사대상위성(C)을 선정하고(S100), 상기와 같은 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법에 의해 민감도 벡터의 크기(
Figure 112015021327252-pat00120
)가 최대인 주변위성군(A, B)를 선정한다(S200). 그 후, 검사대상위성(C) 및 주변위성군(A, B)의 삼각형 기하를 구성하고(S240, 도 1 참조), 상기 [수학식 1] 내지 상기 [수학식 7]에 따라 검사대상위성(C)의 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00121
)을 산출하고, 상기 [수학식 9] 및 상기 [수학식 10]에 의해 한계값(Threshold)을 산출한다(S300). 그 후, 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00122
)과 한계값(Threshold)을 비교하여, 상기 검사대상위성(C)의 궤도력 고장 여부를 판단하는 것이다(S400). 이하 각 단계에 대해 상세히 설명한다.
상기 산출하는 단계(S300)는 상기 주변위성군(A, B)의 궤도력을 통해 상기 주변위성군(A, B) 사이의 거리를 산출하는 단계(S310); 상기 주변위성군(A, B)과 상기 검사대상위성(C)의 단위벡터를 이용하여 상기 주변위성군(A, B) 사이의 거리를 예측하는 단계(S320); 상기 산출된 주변위성군(A, B) 사이의 거리(
Figure 112015021327252-pat00123
)와 상기 예측된 주변위성군(A, B) 사이의 거리(
Figure 112015021327252-pat00124
)를 비교하여 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00125
)을 생성하는 단계(S330); 상기 산출하는 단계(S310), 상기 예측하는 단계(S320) 및 상기 생성하는 단계(S330)를 반복하여, 영평균 및 가우시안 분포에서의 상기 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00126
)의 표준편차(
Figure 112015021327252-pat00127
)를 산출하는 단계(S340); 및 산출된 상기 표준편차(
Figure 112015021327252-pat00128
)를 이용하여, 한계값(Threshold)를 산출하는 단계(S350);를 포함한다.
즉, 상기 [수학식 4]에 따라 주변위성군(A, B) 사이의 거리를 산출하고(S310), 상기 [수학식 5], 상기 [수학식 3] 및 상기 [수학식 6]에 따라 상기 주변위성군(A, B) 사이의 거리를 예측한다(S320). 또는, 상기 [수학식 5], 상기 [수학식 3] 및 상기 [수학식 8]에 따라 상기 주변위성군(A, B) 사이의 거리를 예측할 수도 있다(S320).
그 후, 상기 [수학식 7]에 따라 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00129
)을 생성하고(S330), 상기 [수학식 9]에 따라 상기 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00130
)의 표준편차(
Figure 112015021327252-pat00131
)를 산출하며(S340), 상기 [수학식 10]에 따라 한계값(Threshold)를 산출하는 것이다(S350).
상기 검사대상위성(C)의 궤도력의 고장여부를 판단하는 단계(S400)는 상기 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00132
)이 상기 한계값(Threshold)을 초과하는지 여부를 판단하는 단계(S410); 상기 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00133
)이 상기 한계값(Threshold)을 초과하는 경우에는 상기 검사대상위성(C)의 궤도력을 고장으로 판단하는 단계(S420); 및 상기 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00134
)이 상기 한계값(Threshold) 이하인 경우에는 상기 검사대상위성(C)의 궤도력을 정상으로 판단하는 단계(S430);를 포함한다.
즉, 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00135
)과 한계값(Threshold)을 비교하여 검사대상위성(C)의 궤도력의 고장여부를 판단하는 것이다(S400).
도 9는 본 발명의 또 다른 실시 예에 따른 위성 궤도력 고장 검출 장치의 블록도이다. 도 9를 참조할 때 본 발명의 또 다른 실시 예에 따른 위성 궤도력 고장 검출 장치는 상기 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법 및 상기 위성 궤도력 고장 검출 방법이 저장된 저장매체(100); 검사대상위성(C) 및 주변위성군의 정보를 수신하는 위성정보수신부(200); 상기 위성정보수신부(200)에서 수신한 정보를 기초로, 상기 저장매체(100)에 저장된 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법에 따라, 위성 궤도력 고장 검출 성능을 가장 민감하게 하는 주변위성군(A, B)을 선정하는 주변위성군 선정부(300); 및 상기 위성정보수신부(200)에서 수신한 검사대상위성(C)의 정보 및 상기 주변위성군 선정부(300)에서 선정된 주변위성군(A, B)의 정보를 기초로, 상기 검사대상위성(C)의 궤도력의 고장 여부를 판단하는 고장판단부(400);를 포함한다.
상기 고장판단부(400)는 상기 선정된 주변위성군(A, B)과 검사대상위성(C)에 의한 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00136
)과 한계값(Threshold)을 산출하는 산출부(410); 및 상기 검정통계량(
Figure 112015021327252-pat00137
) 및 상기 한계값(Threshold)을 비교하여 상기 검사대상위성(C)의 궤도력의 고장 여부를 판단하는 판단부(420);를 포함한다.
앞서 살펴본 실시 예는 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자(이하 '당업자'라 한다)가 본 발명을 용이하게 실시할 수 있도록 하는 바람직한 실시 예일 뿐, 전술한 실시 예 및 첨부한 도면에 한정되는 것은 아니므로 이로 인해 본 발명의 권리범위가 한정되는 것은 아니다. 따라서, 본 발명의 기술적 사상을 벗어나지 않는 범위 내에서 여러 가지 치환, 변형 및 변경이 가능하다는 것이 당업자에게 있어 명백할 것이며, 당업자에 의해 용이하게 변경 가능한 부분도 본 발명의 권리범위에 포함됨은 자명하다.
100 저장매체
200 위성정보 수신부
300 주변위성군 선정부
400 고장판단부
410 산출부
420 판단부

Claims (10)

  1. 검사대상위성(C)을 선정하는 단계(S100); 및
    상기 검사대상위성(C)의 궤도력의 고장을 검출하기 위해 주변위성군(A, B)을 선정하는 단계(S200);
    선정된 상기 검사대상 위성(C) 및 상기 주변 위성군(A, B)으로부터 검사대상위성의 검정통계량(
    Figure 112016066331011-pat00173
    ) 또는 한계값(Threshold) 중 어느 하나 이상을 산출하는 단계(S300); 및
    상기 검정통계량(
    Figure 112016066331011-pat00174
    )과 상기 한계값(Threshold)을 비교하여 상기 검사대상 위성(C)의 궤도력의 고장여부를 판단하는 단계(S400);
    를 포함하는 위성 궤도력 고장 검출 방법에 있어서,
    상기 주변위성군(A, B)을 선정하는 단계(S200)는,
    상기 검사대상위성(C)의 주변에 위치하는 복수 개의 주변위성군의 궤도력의 고장여부를 판단하는 단계(S210);
    상기 궤도력의 고장여부를 판단하는 단계(S210)에서 고장이 아닌 것으로 판단된 복수 개의 주변위성군과 상기 검사대상위성(C) 사이의 지역좌표계를 설정하는 단계(S220);
    상기 지역좌표계의 앙각(
    Figure 112016066331011-pat00138
    )을 최소로 만드는 주변위성군을 선정하는 단계(S230); 및
    선정된 상기 지역좌표계의 앙각(
    Figure 112016066331011-pat00139
    )을 최소로 만드는 주변위성군이 1개인 경우에는 상기 검사대상 위성(C) 및 상기 선정된 주변위성군(A, B)의 삼각형 기하를 구성하는 단계(S240);
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 위성 궤도력 고장 검출 방법.
  2. 삭제
  3. 제 1항에 있어서,
    상기 주변위성군(A, B)을 선정하는 단계(S200)는,
    상기 지역좌표계의 앙각(
    Figure 112016066331011-pat00140
    )을 최소로 만드는 주변위성군이 2개 이상인 경우에는 상기 지역좌표계의 앙각(
    Figure 112016066331011-pat00141
    )을 최소로 만드는 주변위성군 중 상기 지역좌표계의 방위각(
    Figure 112016066331011-pat00142
    )이
    Figure 112016066331011-pat00143
    에 가장 가까운 주변위성군을 선정하는 단계(S250);를 더 포함하고,
    상기 선정하는 단계(S250) 후, 상기 지역좌표계의 방위각(
    Figure 112016066331011-pat00144
    )이
    Figure 112016066331011-pat00145
    에 가장 가까운 주변위성군이 1개인 경우에는 상기 검사대상 위성(C) 및 상기 선정된 주변위성군(A, B)의 삼각형 기하를 구성하는 단계(S240)를 수행하는 것을 특징으로 하는 위성 궤도력 고장 검출 방법.
  4. 제 3항에 있어서,
    상기 주변위성군(A, B)을 선정하는 단계(S200)는,
    상기 지역좌표계의 방위각(
    Figure 112016066331011-pat00146
    )이
    Figure 112016066331011-pat00147
    에 가장 가까운 주변 위성군이 2개 이상인 경우에는 상기 지역좌표계의 방위각(
    Figure 112016066331011-pat00148
    )이
    Figure 112016066331011-pat00149
    에 가장 가까운 주변 위성군 중 상기 지역좌표계의 끼인각(
    Figure 112016066331011-pat00150
    )이 최대인 주변 위성군을 선정하는 단계(S260);를 더 포함하고,
    상기 선정하는 단계(S260) 후, 상기 검사대상 위성(C) 및 선정된 상기 주변 위성군(A, B)의 삼각형 기하를 구성하는 단계(S240)를 수행하는 것을 특징으로 하는 위성 궤도력 고장 검출 방법.
  5. 삭제
  6. 제 1항에 있어서,
    상기 산출하는 단계(S300)는,
    상기 주변위성군(A, B)의 궤도력을 통해 상기 주변위성군(A, B) 사이의 거리를 산출하는 단계(S310);
    상기 주변위성군(A, B)과 상기 검사대상위성(C)의 단위벡터를 이용하여 상기 주변위성군(A, B) 사이의 거리를 예측하는 단계(S320);
    상기 산출된 주변위성군(A, B) 사이의 거리(
    Figure 112016066331011-pat00153
    )와 상기 예측된 주변위성군(A, B) 사이의 거리(
    Figure 112016066331011-pat00154
    )를 비교하여 검정통계량(
    Figure 112016066331011-pat00155
    )을 생성하는 단계(S330);
    상기 산출하는 단계(S310), 상기 예측하는 단계(S320) 및 상기 생성하는 단계(S330)를 반복하여, 영평균 및 가우시안 분포에서의 상기 검정통계량(
    Figure 112016066331011-pat00156
    )의 표준편차(
    Figure 112016066331011-pat00157
    )를 산출하는 단계(S340); 및
    산출된 상기 표준편차(
    Figure 112016066331011-pat00158
    )를 이용하여, 한계값(Threshold)를 산출하는 단계(S350);
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 위성 궤도력 고장 검출 방법.
  7. 제 1항에 있어서,
    상기 검사대상위성(C)의 궤도력의 고장여부를 판단하는 단계(S400)는,
    상기 검정통계량(
    Figure 112016107495513-pat00159
    )이 상기 한계값(Threshold)을 초과하는지 여부를 판단하는 단계(S410);
    상기 검정통계량(
    Figure 112016107495513-pat00160
    )이 상기 한계값(Threshold)을 초과하는 경우에는 상기 검사대상위성(C)의 궤도력을 고장으로 판단하는 단계(S420); 및
    상기 검정통계량(
    Figure 112016107495513-pat00161
    )이 상기 한계값(Threshold) 이하인 경우에는 상기 검사대상위성(C)의 궤도력을 정상으로 판단하는 단계(S430);
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 위성 궤도력 고장 검출 방법.
  8. 제 1항, 제 3항, 제 4항, 제 6항 또는 제 7항 중 어느 한 항의 위성 궤도력 고장 검출 방법이 저장된 저장매체.
  9. 제 8항의 위성 궤도력 고장 검출 방법이 저장된 저장매체(100);
    검사대상위성(C) 및 주변위성군의 정보를 수신하는 위성정보수신부(200);
    상기 위성정보수신부(200)에서 수신한 정보를 기초로, 상기 저장매체(100)에 저장된 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법에 따라, 위성 궤도력 고장 검출 성능을 가장 민감하게 하는 주변위성군(A, B)을 선정하는 주변위성군 선정부(300); 및
    상기 위성정보수신부(200)에서 수신한 검사대상위성(C)의 정보 및 상기 주변위성군 선정부(300)에서 선정된 주변위성군(A, B)의 정보를 기초로, 상기 검사대상위성(C)의 궤도력의 고장 여부를 판단하는 고장판단부(400);
    를 포함하는 위성 궤도력 고장 검출 장치.
  10. 제 9항에 있어서,
    상기 고장판단부(400)는 상기 선정된 주변위성군(A, B)과 검사대상위성(C)에 의한 검정통계량(
    Figure 112015021327252-pat00162
    )과 한계값(Threshold)을 산출하는 산출부(410); 및
    상기 검정통계량(
    Figure 112015021327252-pat00163
    ) 및 상기 한계값(Threshold)을 비교하여 상기 검사대상위성(C)의 궤도력의 고장 여부를 판단하는 판단부(420);
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 위성 궤도력 고장 검출 장치.
KR1020150030255A 2015-03-04 2015-03-04 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법, 위성 궤도력 고장 검출 방법 및 장치 KR101681991B1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020150030255A KR101681991B1 (ko) 2015-03-04 2015-03-04 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법, 위성 궤도력 고장 검출 방법 및 장치

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020150030255A KR101681991B1 (ko) 2015-03-04 2015-03-04 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법, 위성 궤도력 고장 검출 방법 및 장치

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20160107478A KR20160107478A (ko) 2016-09-19
KR101681991B1 true KR101681991B1 (ko) 2016-12-02

Family

ID=57103150

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020150030255A KR101681991B1 (ko) 2015-03-04 2015-03-04 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법, 위성 궤도력 고장 검출 방법 및 장치

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101681991B1 (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20190019753A (ko) * 2017-08-18 2019-02-27 국방과학연구소 위성의 고장 원인을 결정하는 장치 및 방법

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101887074B1 (ko) * 2017-01-23 2018-08-09 국방과학연구소 위성 간 통신 거리 측정값 추정 및 그 측정값을 사용자에게 전달하는 방법
CN112130180B (zh) * 2020-09-18 2023-10-27 上海钧正网络科技有限公司 检测共享设备卫星定位设备故障的方法、装置及服务器

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009107394A (ja) * 2007-10-26 2009-05-21 Mitsubishi Electric Corp 人工衛星
KR101169957B1 (ko) * 2012-03-07 2012-08-06 한국항공우주연구원 준실시간 ｉｇｓ 예측궤도력 이상 검출방법

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009107394A (ja) * 2007-10-26 2009-05-21 Mitsubishi Electric Corp 人工衛星
KR101169957B1 (ko) * 2012-03-07 2012-08-06 한국항공우주연구원 준실시간 ｉｇｓ 예측궤도력 이상 검출방법

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20190019753A (ko) * 2017-08-18 2019-02-27 국방과학연구소 위성의 고장 원인을 결정하는 장치 및 방법
KR102025763B1 (ko) * 2017-08-18 2019-09-26 국방과학연구소 위성의 고장 원인을 결정하는 장치 및 방법

Also Published As

Publication number Publication date
KR20160107478A (ko) 2016-09-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101574819B1 (ko) 비정상적 의사-거리 측정에 대해 무선 내비게이션 수신기 사용자를 보호하는 방법
EP2120060B1 (en) Method of operating a satellite navigation receiver
US6204806B1 (en) Method of enhancing receiver autonomous GPS navigation integrity monitoring and GPS receiver implementing the same
US9146320B2 (en) Method for detecting and excluding multiple failures in a satellite
CN105487088B (zh) 一种卫星导航系统中基于卡尔曼滤波的raim算法
KR101206364B1 (ko) 다중 기준국 환경에서 이상위성의 판단방법 및 이를 이용한 판단장치
EP2241903A1 (en) Signal inconsistency detection of spoofing
US20130162472A1 (en) Method for determining a protection space in the event of two simultaneous satellite failures
US20150362596A1 (en) State detecting method, correction value processing device, positioning system, and state detection program
EP2933659A1 (en) Ground-based system and method to extend the detection of excessive delay gradients using dual processing
EP2933658B1 (en) Ground-based system and method to extend the detection of excessive delay gradients using parity corrections
US20150070212A1 (en) Detection of Deceptive Navigation Signal
CN111007552B (zh) 基于ldacs的空地协同定位及完好性监测方法
CN106443577B (zh) 一种针对星间射频相对测量的多径误差检测与消除方法
KR101681991B1 (ko) 위성 궤도력 고장 검출을 위한 위성 선정방법, 위성 궤도력 고장 검출 방법 및 장치
KR101433908B1 (ko) Gnss 데이터 품질 평가 방법 및 시스템
Zhu et al. GNSS integrity monitoring schemes for terrestrial applications in harsh signal environments
KR20170079038A (ko) Gbas 지상시스템 기반의 쿨백-라이블러 발산을 이용한 전리층 이상 감시장치 및 방법
KR101212119B1 (ko) 다중 기준국 환경에서 전리층 지연 변칙현상의 모니터링 방법 및 이를 이용한 시스템
KR101503001B1 (ko) 지상설비 안테나와 기저선 길이 예측값을 이용한 위성항법시스템의 고장 판단 시스템 및 그 방법
US20190361129A1 (en) Multi Frequency Monitor for Detecting Ionospheric and Tropospheric Disturbances
CN105229540A (zh) 完整性控制方法以及包括多个处理模块的融合/合并装置
CN115453579A (zh) 基于北斗ppp-rtk的合成星历a类故障完好性监测方法及装置
US20110169693A1 (en) Integrity communication in a satellite navigation system
JP6539063B2 (ja) 位相シンチレーションの存在下において既存モニタの完全性を保護するための衛星測定値選別

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E90F Notification of reason for final refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20191015

Year of fee payment: 4