KR102163753B1 - 전자광학 시스템을 이용한 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법 - Google Patents

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    • G01S19/01—Satellite radio beacon positioning systems transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO

Abstract

본 발명은 전자광학 시스템을 통해 도출 가능한 측성 정보 및 측광 정보를 활용하여 운영 중인 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화를 판단하는 방법으로서, 상기 전자광학을 이용하여 상기 인공위성을 촬영하여 영상을 획득하는 영상획득단계; 상기 영상획득단계를 거친 후 획득된 영상을 이용하여 상기 인공위성의 적경, 적위 정보를 산출하는 적경, 적위 산출단계; 상기 적경, 적위 산출단계를 거친 후 TLE(Two Line Elements) 정보를 활용해 계산된 상기 인공위성의 의사 거리를 계산하는 의사 거리 계산단계; 상기 의사 거리 계산단계를 통해 계산된 상기 인공위성의 의사 거리와 관측한 적경, 적위 정보를 활용하여 지구 중심 기준의 상기 인공위성의 3차 원상 위치를 결정하는 인공위성의 3차원 위치 결정단계; 및 상기 인공위성 3차원 위치 결정단계를 거친 후 상기 인공위성 직하점의 위도와 경도를 결정하는 직하점 좌표결정단계;를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 한다.

Description

전자광학 시스템을 이용한 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법{DETERMINATION OF ORBIT AND ATTITUDE STABILIZATION OF GEOSTATIONARY SATELLITE USING ELECTRO-OPTICAL SYSTEM}
본 발명은 인공위성의 궤도 및 자세를 판단하는 방법에 관한 것으로, 보다 상세하게는 전자광학 시스템을 이용하여 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법에 관한 것이다.
일반적으로 인공위성의 궤도는 기준시각에 대한 위치벡터와 속도벡터로 표시될 수 있다. 기준시각으로 부터 어떤 시간이 경과한 후의 인공위성의 위치를 예측하기 위해서는 위성의 궤도에 영향을 주는 외력을 모델링해서 이를 수치적분해야 한다.
이와 같은 과정을 궤도예측이라고 한다. 그러나 궤도예측에 있어서 위성의 궤도에 영향을 주는 외력의 모델링에는 한계가 있기 때문에 예측시간이 길어질수록 궤도예측의 정확도는 떨어지게 된다.
따라서 인공위성을 계속해서 감시하고 제어하기 위해서는 주기적으로 위성을 추적하여 얻은 추적 데이터를 처리해서 인공위성의 궤도를 새롭게 계산해야 하며 이와 같은 과정을 궤도 결정이라고 한다.
인공위성에 대한 궤도 결정을 위해서는 위성에 대한 추적 데이터가 있어야 하는데, 보다 정밀한 궤도 결정을 위해서는 보다 많은 양의 추적 데이터가 요구된다.
추적 데이터의 종류에는 추적시스템에 따라서 방위각, 앙각 등과 같은 각 데이터와 시선거리, 시선거리변화율 등과 같은 거리데이터가 있고, 이 데이터들은 추적시스템의 구성에 따라 지구의 각 지역에 분포되어 있는 위성 추적소로부터 얻어진다.
인공위성의 관제소에서는 모아진 위성추적 데이터를 이용하여 궤도 결정 과정을 수행해서 새로운 기준시각에 대한 위성의 위치벡터와 속도벡터를 계산하게 된다. 인공위성에 대한 궤도 결정을 수행할 때 모아진 위성추적 데이터 전부를 사용하는 경우를 배치처리(batch process)라고 하고 시간에 따라서 하나씩 처리하는 경우를 순차처리(sequential process)라고 한다.
일반적으로 추적 데이터 전체를 사용하는 배치처리에 의한 궤도결정 방법이 순차처리에 의한 방법보다 정밀한 궤도 결정 결과를 얻을 수 있지만 배치처리에 의한 궤도결정 방법은 많은 양의 데이터를 한꺼번에 처리해야 하기 때문에 많은 컴퓨터 메모리와 계산시간이 소요된다.
또한, 정지궤도에서 운영하는 인공위성은 지상 안테나에서 신호를 송수신하여 이를 바탕으로 위성의 궤도를 결정할 수 있다. 그리고 이를 통해 정지궤도 위성이 위치해야 하는 직하점 위도 및 경도에 위성이 위치하는지 간접적으로 확인한다. 그러나 안테나의 신호는 빔 폭의 크기에 따라 인공위성의 위치 결정 정밀도에 한계가 있다. 또한, 수신 신호를 분석하여 정밀 궤도 결정을 수행할 수 있으나, 안테나의 지시 방향에 대한 바이어스를 분석하기 위한 기준점이 모호하다.
또한, 송수신 신호를 분석하여 위성의 자세 안정성을 판단할 수 있다. 그러나, 위성의 자세가 안정적이지 않거나 충돌 및 폭파 때문에 통신이 불안정한 경우 위성의 상태를 확인할 방법이 없다.
마지막으로 정지궤도 위성은 운영의 기점이 되는 위도와 경도에 위성이 항상 위치하기 위해 주 단위의 위치 유지 기동을 수행한다. 이때 위성에 준 명령에 대해 위치 유지 기동 수행 여부를 직접 확인할 수 없다.
대한민국 공개특허 특1998-074412호
따라서, 본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서, 본 발명의 해결하고자 하는 과제는 운영 중인 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화를 판단하기 위하여 전자광학 시스템에서 도출 가능한 측성 정보 및 측광 정보를 활용한 전자광학을 이용하여 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법을 제공하는 것이다.
본 발명의 다른 목적은 운영 중인 정지궤도 위성에 대해 전자광학 시스템을 이용하여 측성 관측을 수행하고, 위성의 관측자 중심의 적경, 적위 정보를 산출하는 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법을 제공하는 것이다.
본 발명의 또 다른 목적은 인공위성의 자세 안전성을 판단하고, 자세가 불안정한 경우에 위성의 자세 변화 주기를 계산할 수 있는 전자광학을 이용하여 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법을 제공하는 것이다.
본 발명의 또 다른 목적은 운영 중인 정지궤도 위성의 위치 유지를 위한 기동 명령 수행 시 전자광학 관측 시스템을 이용하여 측성 정보를 시계열로 산출하면 정지궤도 위성의 위치 유지 기동 수행 여부 및 시각을 판별할 수 있는 전자광학을 이용하여 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법을 제공하는 것이다.
다만, 본 발명에서 이루고자 하는 기술적 과제들은 이상에서 언급한 기술적 과제들로 제한되지 않으며, 언급하지 않은 또 다른 기술적 과제들은 아래의 기재로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
본 발명은 상기와 같은 종래기술의 문제점을 개선하기 위하여 창출된 것으로, 전자광학을 통해 도출 가능한 측성 정보 및 측광 정보를 활용하여 운영 중인 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화를 판단하는 방법으로서, 상기 전자광학을 이용하여 상기 인공위성을 촬영하여 영상을 획득하는 영상획득단계; 상기 영상획득단계를 거친 후 획득된 영상을 이용하여 상기 인공위성의 적경, 적위 정보를 산출하는 적경, 적위 산출단계; 상기 적경, 적위 산출단계를 거친 후 TLE(Two Line Elements) 정보를 활용해 계산된 상기 인공위성의 의사 거리를 계산하는 의사 거리 계산단계; 상기 의사 거리 계산단계를 통해 계산된 상기 인공위성의 의사 거리와 관측한 적경, 적위 정보를 활용하여 지구 중심 기준의 상기 인공위성의 3차 원상 위치를 결정하는 인공위성의 3차원 위치 결정단계; 및 상기 인공위성 3차원 위치 결정단계를 거친 후 상기 인공위성 직하점의 위도와 경도를 결정하는 직하점 좌표결정단계;를 포함하여 이루어질 수 있다.
또한, 상기 인공위성이 안정적으로 신호를 송수신하기 위해 안테나 방향이 지상을 향하도록 자세를 유지하는 자세유지단계;를 더 포함하여 이루어질 수 있다.
또한, 상기 측광 정보를 활용하여 상기 인공위성의 밝기 정보를 시계열 자료로 산출하여 상기 인공위성의 자세 변화를 판단하는 인공위성 자세판단단계:를 더 포함하여 이루어질 수 있다.
또한, 상기 인공위성 자세판단단계를 거친 후 상기 인공위성의 자세가 설정된 자세와 불일치하는 경우에 상기 인공위성의 자세 변화 주기를 계산하는 자세변화주기 계산단계;를 더 포함하여 이루어질 수 있다.
또한, 상기 인공위성의 위치 유지를 위한 기동 명령 수행 시 상기 측성 정보를 시계열로 산출하면, 상기 인공위성의 위치 유지 기동 수행 여부 및 시각을 판별하는 위치 유지 기동 수행 여부 및 시각 판별 단계;를 더 포함하여 이루어질 수 있다.
또한, 상기 직하점 좌표결정단계는, 상기 전자광학을 이용하여 상기 인공위성을 촬영하는 인공위성 촬영단계; 및 상기 인공위성 촬영단계를 거친 후 상기 인공위성의 위치를 별의 위치를 기준으로 하여 동일한 좌표계 상의 적경, 적위 값을 이용하여 구하는 인공위성 위치결정단계;를 포함하여 이루어질 수 있다.
또한, 상기 인공위성 위치결정단계에서, 상기 별의 위치를 구하는 방법은 천구상에 투영된 천체, 상기 인공위성의 ECI 상 위치를 적경, 적위로 결정하고, 결정된 대상의 위치나 위치의 변화를 분석하여 역학적 특성을 도출할 수 있다.
또한, 상기 의사 거리 계산단계에서, 평균 의사 거리(pseudo-range)의 결정은 관측소의 위치와 상기 인공위성의 위치 정보를 통해 하기의 수식 1)에 의한 여러 개의 상기 TLE를 활용하여 결정할 수 있다.
Figure 112019091504519-pat00001
1)
여기서, X_sat, Y_sat, Z_sat은 각각 관측 시각의 위성의 천구상 위치를 나타낸다.
또한, 상기 인공위성의 3차원 위치 결정 단계에서, 상기 인공위성의 3차원 위치 정보는 상기 의사 거리 계산단계를 거친 후 상기 평균 의사 거리를 구하고, 상기 평균 의사 거리 정보를 이용하여 topocentric position (TR_sat)으로 하기의 수식 2)을 통해 결정될 수 있다.
Figure 112019091504519-pat00002
2)
여기서, α, β : 천구상 투영된 위성의 위치를 나타낸다.
또한, 상기 인공위성의 3차원 위치 정보를 이용하여 상기 인공위성의 지구 중심 위치는 하기의 수식3)으로 상기 ECI 좌표계 상에서 구할 수 있다.
Figure 112019091504519-pat00003
3)
여기서, R_sat : 지구 중심 위치, TR_sat : 관측자 중심 3차원 위치 정보, R_s : 관측자의 지구 중심 3차원 위치 정보를 나타낸다.
또한, 상기 위치 유지 기동 수행 여부 및 시각 판별 단계에서, 시계열 적경, 적위 값의 경향성 및 변화량의 경향성을 확인하고, 관측자료와 상기 관측자료를 활용하여 결정한 궤도 정보를 이용하고, 생성한 시뮬레이션 관측자료의 잔차의 크기를 통하여 수행할 수 있다.
또한, 상기 자세변화주기 계산단계에서, 상기 인공위성의 밝기는 설정된 자세를 유지하는 경우, 24시간을 주기로 변하고, 이때 밝기의 변화는 상기 인공위성의 형상에 따라 설정된 형태를 보이며, 상기 인공위성이 설정된 자세와 불일치하는 때에는 설정된 시간의 주기로 밝기가 변할 수 있다.
본 발명의 일실시예에 따르면, 운영 중인 정지궤도 인공위성의 직하점 위도, 경도상 위치를 직접, 더욱 정밀하게 결정할 수 있고, 별의 위치를 기준으로 측정하기 때문에 절대 좌표계를 사용함으로써 안테나의 바이어스에 의한 효과를 상쇄시킬 수 있다.
또한, 본 발명의 일실시예에 따르면, 인공위성의 신호 송수신이 불안정한 상황에서도 인공위성의 자세에 대한 정보를 인공위성의 밝기 정보를 통해 직접 산출함으로써 인공위성의 자세 안정성을 판단할 수 있다.
또한, 본 발명의 일실시예에 따르면, 정지궤도 인공위성의 시계열 측성 관측을 통해 인공위성의 적경, 적위 변화를 확인하고 이를 통해 인공위성의 위치 유지 기동 수행 여부 및 시각, 결과를 직접 확인할 수 있다.
다만, 본 발명에서 얻을 수 있는 효과는 이상에서 언급한 효과들로 제한되지 않으며, 언급하지 않은 또 다른 효과들은 아래의 기재로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
본 명세서에서 첨부되는 다음의 도면들은 본 발명의 바람직한 실시예를 예시하는 것이며, 후술하는 발명의 상세한 설명과 함께 본 발명의 기술사상을 더욱 이해시키는 역할을 하는 것이므로, 본 발명은 그러한 도면에 기재된 사항에만 한정되어서 해석되어서는 아니된다.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 전자광학을 이용하여 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법의 전체적인 구성 개념도이다.
도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 전자광학을 이용하여 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법의 순서도이다.
도 3은 상기 직하점 좌표결정단계의 서브 순서도이다.
도 4는 본 발명의 일실시예에 따른 전자광학을 이용하여 별의 위치 및 인공위성을 촬영한 모습을 나타낸 도면이다.
도 5는 상기의 수식1) 내지 3)을 이용하여 인공위성의 좌표를 구하는 모습을 나타낸 도면이다.
도 6은 상기 인공위성의 적위 값을 변화를 나타낸 그래프이다.
도 7은 상기 인공위성의 적위의 변화량을 나타낸 그래프이다.
도 8은 본 발명의 일실시예에 따른 관측 자료와 이를 활용하여 결정한 궤도 정보를 이용하여 생성한 시뮬레이션 관측 자료의 잔차를 나타낸 그래프이다.
도 9는 인공위성의 실시예로 천리안 위성이 자정 부근을 기준으로 증가하다 감소하는 패턴을 나타낸 그래프이다.
도 10은 폐기되어 자세를 유지하지 않는 정지궤도 위성의 약 25분간의 밝기 변화를 보여준 그래프이다.
아래에서는 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시 예에 대하여 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다. 그러나 본 발명에 관한 설명은 구조적 내지 기능적 설명을 위한 실시 예에 불과하므로, 본 발명의 권리범위는 본문에 설명된 실시 예에 의하여 제한되는 것으로 해석되어서는 아니 된다. 즉, 실시 예는 다양한 변경이 가능하고 여러 가지 형태를 가질 수 있으므로 본 발명의 권리범위는 기술적 사상을 실현할 수 있는 균등물들을 포함하는 것으로 이해되어야 한다. 또한, 본 발명에서 제시된 목적 또는 효과는 특정 실시예가 이를 전부 포함하여야 한다거나 그러한 효과만을 포함하여야 한다는 의미는 아니므로, 본 발명의 권리범위는 이에 의하여 제한되는 것으로 이해되어서는 아니 될 것이다.
본 발명에서 서술되는 용어의 의미는 다음과 같이 이해되어야 할 것이다.
"제1", "제2" 등의 용어는 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하기 위한 것으로, 이들 용어들에 의해 권리범위가 한정되어서는 아니 된다. 예를 들어, 제1 구성요소는 제2 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제2 구성요소도 제1 구성요소로 명명될 수 있다. 어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결될 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다. 반면에, 어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "직접 연결되어" 있다고 언급된 때에는 중간에 다른 구성요소가 존재하지 않는 것으로 이해되어야 할 것이다. 한편, 구성요소들 간의 관계를 설명하는 다른 표현들, 즉 "~사이에"와 "바로 ~사이에" 또는 "~에 이웃하는"과 "~에 직접 이웃하는" 등도 마찬가지로 해석되어야 한다.
단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한 복수의 표현을 포함하는 것으로 이해되어야 하고, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 설시된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부분품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이며, 하나 또는 그 이상의 다른 특징이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부분품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.
여기서 사용되는 모든 용어들은 다르게 정의되지 않는 한, 본 발명이 속하는 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미를 가진다. 일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 용어들은 관련 기술의 문맥상 가지는 의미와 일치하는 것으로 해석되어야 하며, 본 발명에서 명백하게 정의하지 않는 한 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미를 지니는 것으로 해석될 수 없다.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 전자광학 시스템을 이용하여 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법의 전체적인 구성 개념도이고, 도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 전자광학 시스템을 이용하여 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법의 순서도이며, 도 3은 상기 직하점 좌표결정단계의 서브 순서도이고, 도 4는 본 발명의 일실시예에 따른 전자광학 시스템을 이용하여 별의 위치 및 인공위성을 촬영한 모습을 나타낸 도면이며, 도 5는 상기의 수식1) 내지 3)을 이용하여 인공위성의 좌표를 구하는 모습을 나타낸 도면이고, 도 6은 상기 인공위성의 적위 값을 변화를 나타낸 그래프이며, 도 7은 상기 인공위성의 적위의 변화량을 나타낸 그래프이고, 도 8은 본 발명의 일실시예에 따른 관측 자료와 이를 활용하여 결정한 궤도 정보를 이용하여 생성한 시뮬레이션 관측 자료의 잔차를 나타낸 그래프이다.
도 1내지 도 8에 도시된 바와 같이, 전자광학 시스템을 통해 도출 가능한 측성 정보 및 측광 정보를 활용하여 운영 중인 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화를 판단하는 방법으로서, 본 발명은 영상획득단계(S100), 적경, 적위 산출단계(S200), 의사 거리 계산단계(S300), 인공위성의 3차원 위치 결정단계(S400) 및 직하점 좌표결정단계(S500)를 포함하여 이루어질 수 있다.
측광이란, 광원으로부터 나오는 빛 또는 어떤 면이 받는 빛의 양을 재는 일이다. 측정 대상이 되는 양을 측정량이라고 하는데 광도, 휘도, 조명도, 광속, 투과능, 반사능, 혼탁도 등을 포함한다. 측정량의 종류에 따라 광도계, 조명도계, 광속계 등이 있다.
영상획득단계(S100)는 전자광학을 이용하여 인공위성(100)을 촬영하여 영상을 획득하는 단계이다. 구체적으로, 영상획득단계(S100)는 측성 관측을 활용하여 인공위성(100)이 태양빛을 반사할 수 있는 야간에 1회 정도 촬영하여 인공위성에 대한 영상정보를 획득할 수 있다.
전자광학은 전자광학 추적기 등을 이용할 수 있는데, 전자광학 추적기는 전자 광학 센서를 이용하여 표적 영상을 획득, 추적하고 표적까지의 거리를 측정하여 표적 정보(방위, 고각, 거리 등)를 제공해 주는 장비이다. 영상 센서로는 열 영상 장비, 주간 TV 카메라, 레이저 거리 측정기를 이용한다. 장착 부위의 진동 유입을 차단하고 표적 방향으로 센서를 구동하는 안정화 구동기, 영상 신호 내의 표적의 이동량을 계산하는 영상 추적기 및 시스템 제어기 등으로 구성되어 있다. 레이더에 비해 저가이고, 전자파를 사용하지 않아 방해 전파 영향이 없어 저고도 추적 장비로 많이 사용된다.
적경, 적위 산출단계(S200)는 영상획득단계(S100)를 거친 후 획득된 영상을 이용하여 인공위성(100)의 적경, 적위 정보를 산출하는 단계이다. 구체적으로, 측성 분석을 통해서 적경, 적위는 함께 관측되는 천체의 절대 위치를 기준으로 산출할 수 있다. 상기와 같이 하여, 인공위성(100)의 관측자 중심의 적경, 적위 정보를 산출할 수 있다.
적경은 천구상 천체의 위치를 나타내는 좌표의 하나로서, 적도좌표에서 춘분점을 지나는 시간권과 천체를 지나는 시간권이 이루는 각을 말한다. 구체적으로, 춘분점을 기준으로 천체까지의 각으로서, 춘분점을 지나는 시간권부터 천체를 지나는 시간권이 이루는 반시계방향의 각을 0°에서 360°, 또는 0시에서 24시의 범위로 측정한 값이다. 천체의 자오선 통과의 시각을 지방항성시로 나타내면 그것이 적경에 해당한다.
적위는 천구상의 천체의 위치를 나타내는 좌표의 하나로서, 시간권을 따라 천구의 적도면에서 천체까지의 각을 말한다. 적도에서 북반구는 (+)로, 남반구는 (-)로 하여 0°~±90°으로 나타낸다. 이것을 구하는 데 자오환(子午環)이 사용될 수 있다.
의사 거리 계산단계(S300)는 적경, 적위 산출단계(S200)를 거친 후 TLE(Two Line Elements) 정보를 활용해 계산된 인공위성(100)의 의사 거리를 계산하는 단계이다. 구체적으로, 전자광학은 인공위성(100)과 관측자 사이의 거리 정보를 제공하지 않으므로 미합동 우주본부에서 제공하는 TLE(Two Line Elements) 정보를 활용해 의사 거리를 계산한다.
의사 거리(pseudo-range)는 전파원(電波源)으로부터의 신호를 수신하여 거리를 측정하는 경우에, 송, 수신점의 시각 맞춤이 정확하지 않으면 측정에 오차가 생기는데, 이러한 측정 거리를 의사 거리라 한다. 마찬가지로 도플러 주파수에서 거리의 시간 변화율을 측정하는 레인지 레이트 측정도, 전파원의 주파수를 정확하게 알지 않으면 레인지 레이트 오차가 생긴다. 이러한 레인지 레이트를 의사 레인지 레이트(pseueo range-rate)라 한다.
의사 거리 계산단계(S300)에서 평균 의사 거리(pseudo-range)의 결정은 관측소의 위치와 인공위성(100)의 위치 정보를 통해 하기의 수식 1)에 의한 여러 개의 TLE를 활용하여 결정할 수 있다.
Figure 112019091504519-pat00004
1)
여기서, X_sat, Y_sat, Z_sat은 각각 관측 시각의 위성의 천구상 위치를 나타낸다.
구체적으로, 의사 거리는 미통합 우주 운영센터(Combined Space Operation Center, CSpOC)에서 평균 1일 1회 제공되는 정지궤도 위성의 궤도 정보인 TLE(Two Line Elements)를 통해서 획득할 수 있다. TLE 정보와 공개된 SGP4(Simplified General Propagator 4)궤도 전파기를 활용하여 관측 시각의 위성의 천구상 위치(X_sat, Y_sat, Z_sat)를 ECI 좌표계(지구 중심 관성 좌표계, Earth Centered Inertial)를 기준으로 결정할 수 있다.
또한, 지상의 관측소 위치는 지구 중심 고정 좌표계(Earth Centered Fixed, ECF) 위치로 표현할 수 있으며, 관측 시각과 지구 회전 파라미터(Earth Orientation Parameter, EOP) 값을 이용하여 ECI 좌표 (X_s, Y_s, Z_s)로 변환할 수 있다. 관측소의 위치와 인공위성(100)의 위치 정보를 통해 의사 거리를 결정할 수 있으며, 평균 의사 거리 결정을 위해 상기와 같은 수식 1)에 여러 개의 TLE를 활용할 수 있다. 1, 2, 3, ... n 개의 TLE를 이용하여 결정된 각각의 의사 거리에 대한 평균을 계산해 평균 의사 거리를 결정한다. 평균 의사 거리는 일반적으로 위, 경도 상 위치 유지 기동을 수행하는 위성의 경우 거의 동일하게 유지된다.
인공위성의 3차원 위치 결정단계(S400)는 의사 거리 계산단계(S300)를 통해 계산된 인공위성(100)의 의사 거리와 관측한 적경, 적위 정보를 활용하여 지구 중심 기준의 인공위성(100)의 3차 원상 위치를 결정하는 단계이다.
인공위성의 3차원 위치 결정 단계(S400)에서 인공위성(100)의 3차원 위치 정보는 의사 거리 계산단계(S300)를 거친 후 평균 의사 거리를 구하고, 평균 의사 거리 정보를 이용하여 topocentric position (TR_sat)으로 하기의 수식 2)을 통해 결정될 수 있다.
Figure 112019091504519-pat00005
2)
여기서, α, β : 천구상 투영된 위성의 위치를 나타낸다.
구체적으로, 앞서 결정된 평균 의사 거리(rho) 정보를 이용하면 인공위성(100)의 3차원 정보, 즉 위치 정보를 결정할 수 있게 된다.
본 발명은 인공위성의 3차원 위치 정보를 이용하여 인공위성(100)의 지구 중심 위치(30)는 하기의 수식 3)으로 ECI 좌표계 상에서 구할 수 있다.
Figure 112019091504519-pat00006
3)
여기서, R_sat : 지구 중심 위치, TR_sat : 관측자 중심 3차원 위치 정보, R_s : 관측자의 지구 중심 3차원 위치 정보를 나타낸다.
구체적으로, 도 5를 참고하면, ECI 좌표 상의 인공위성(100)의 지구 중심 위치(30)는 EOP와 관측 시각을 활용하여 ECF 좌표 상의 위치로 변환할 수 있다. 변환된 ECF 좌표 상의 위치를 위도, 경도의 정의에 따라 변환하면 직하점의 위도, 경도를 결정할 수 있다.
직하점 좌표결정단계(S500)는 인공위성 3차원 위치 결정단계(S400)를 거친 후 인공위성(100) 직하점의 위도와 경도를 결정하는 단계이다. 구체적으로, 인공위성(100)의 직하점은 인공위성(100)과 지구 중심(30)을 연결하는 직선이 지구 표면(50)과 만나는 점으로, 즉, 지구상에서 인공위성(100)의 직하가 되는 점이다. 정지궤도 인공위성(100)의 직하점은 적도상에 있다.
직하점 좌표결정단계(S500)는 인공위성 촬영단계(S510) 및 인공위성 위치결정단계(S520)를 포함하여 이루어질 수 있다.
인공위성 촬영단계(S510)는 전자광학을 이용하여 인공위성(100)을 촬영하는 단계이다. 구체적으로, 이때 정지궤도 인공위성(100)은 지구의 자전 속도와 거의 같은 속도로 공전하고 있으므로 지상의 관측자에게는 거의 정지되어 있는 것처럼 보인다. 전자광학을 이용한 시스템은 인공위성(100)의 위치를 천구(10)상 별의 위치를 기준으로 결정하기 위해 CCD의 노출 시간동안 마운트가 별을 추적하도록 하고 있다. 따라서 도 4에 도시된 바와 같은 영상의 결과물을 얻을 수 있다.
인공위성 위치결정단계(S520)는 인공위성 촬영단계(S510)를 거친 후 인공위성(100)의 위치를 별의 위치를 기준으로 하여 동일한 좌표계 상의 적경, 적위 값을 이용하여 구하는 단계이다.
인공위성 위치결정단계(S520)에서 상기 별의 위치를 구하는 방법은 천구(10)상에 투영된 천체, 인공위성(100)의 ECI 상 위치를 적경, 적위로 결정하고, 결정된 대상의 위치나 위치의 변화를 분석하여 역학적 특성을 도출할 수 있다.
구체적으로, 도 4를 참고하면, 촬영된 별의 위치는 GSC(General Star Catalog)라는 등록된 별 목록의 위치와 대조하여 지구 중심 관성 좌표계(Earth Centered Inertial, ECI)에서 J2000.0 기준의 적경(Right Ascension), 적위 (Decliantion) 값으로 구할 수 있다.
촬영된 “관측 영상”에는 여러 개의 정지궤도 인공위성(100)이 동시에 나타난다. 정지궤도 인공위성(100)은 경도 상 최소 0.05° 크기의 지정된 경도상에 위치하도록 하고 있기 때문이다. 전자광학 시스템의 촬영 화각은 1° 미만에서 수십 도가 될 수도 있으므로 여러 개의 정지궤도 인공위성(100)이 촬영될 수 있다. 관측 대상을 식별하기 위해서 인공위성(100) 사이의 상대적 각거리를 이용할 수 있다. 촬영된 인공위성(100) 1, 2와 3의 관측 영상 위 위치를 (x1, y1), (x2, y2), (x3, y3)라고 할 때, (x2 - x1)/(x3 - x2)의 값은 등록된 인공위성(100)의 위치의 각거리 비율과 동일하다.
“측성 분석(astrometric analysis)”은 천구(10)상에 투영된 천체, 인공위성(100)의 ECI 상 위치를 적경, 적위로 결정하고 결정된 대상의 위치 혹은 위치의 변화를 분석하여 역학적 특성을 도출하는 것을 의미한다. 따라서 해당 발명 내용에서는 인공위성(100)의 위치를 배경 영상의 별의 등록된 절대 위치를 기준으로 결정하는 것을 의미한다. 이 때 측성 분석을 통해 결정된 위치의 정밀도는 관측 환경(날씨, 기기 초점)에 의해 수각초의 정밀도로 결정될 수 있다. 그러나 관측 환경에 따라 1각초 이하의 정밀도를 얻을 수도 있다.
본 발명의 전자광학 시스템을 이용하여 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법은, 자세유지단계(S600), 인공위성 자세판단단계(S700), 자세변화주기 계산단계(S800) 및 위치 유지 기동 수행 여부 및 시각 판별 단계(S900)를 더 포함하여 이루어질 수 있다.
자세유지단계(S600)는 인공위성(100)이 안정적으로 신호를 송수신하기 위해 안테나 방향이 지상을 향하도록 자세를 유지하는 단계이다.
인공위성 자세판단단계(S700)는 측광 정보를 활용하여 인공위성(100)의 밝기 정보를 시계열 자료로 산출하여 인공위성(100)의 자세 변화를 판단하는 단계이다.
시계열이란, 시간의 경과에 따라 연속적으로 관측된 관측 값의 계열을 말하는 것으로써 동일한 시간간격으로 측정되는 것인데, 측정한 시간에서만 취하는 시계열을 이산시계열(Discrete time series)이라 하며, 같은 시간 구간에 걸쳐 동시적으로, 또 순서적으로 배열된 이러한 시계열의 특징은 연속적인 관측 값이 대개 독립적이 아니며 반드시 시간순서에 따라 관측 값을 분석해야 한다는 점이다.
자세변화주기 계산단계(S800)는 인공위성 자세판단단계(S700)를 거친 후 인공위성(100)의 자세가 설정된 자세와 불일치하는 경우에 인공위성(100)의 자세 변화 주기를 계산하는 단계이다.
자세변화주기 계산단계(S800)에서 인공위성(100)의 밝기는 설정된 자세를 유지하는 경우, 24시간을 주기로 변하고, 이때 밝기의 변화는 인공위성(100)의 형상에 따라 설정된 형태를 보이며, 인공위성(100)이 설정된 자세와 불일치하는 때에는 설정된 시간의 주기로 밝기가 변할 수 있다.
구체적으로, “측광 분석(photometric analysis)”은 관측 영상에서 인공위성(100)이 표시한 시그널의 세기를 분석하여 특성을 파악하는 것을 의미한다. CCD에 검출된 인공위성(100)의 정보는 가로, 세로 위치와 신호의 세기로 구성된다. 이때 신호는 관측 환경에 따라 여러 개의 픽셀에 걸쳐 나타난다. 인공위성(100)이 각 픽셀에 남긴 값을 모두 더하면 인공위성(100)의 밝기를 계산할 수 있고, 등급으로 표현할 수 있다. 또한, 함께 관측된 별에 대하여서도 동일한 작업을 수행할 수 있다. 이렇게 결정된 밝기를 기기 등급(instrumental magnitude)이라고 한다. 기기 등급은 각 별에 대해 별 목록에 이미 등록된 밝기 정보와 비교하여 보정할 수 있으며 이러한 측광 방식을 차등 측광(differential photometry)이라고 한다.
도 9는 인공위성의 실시예로 천리안 위성이 자정 부근을 기준으로 증가하다 감소하는 패턴을 나타낸 그래프이고, 도 10은 폐기되어 자세를 유지하지 않는 정지궤도 위성의 약 25분간의 밝기 변화를 보여준 그래프이다.
도 9와 10을 참고하면, 정지궤도 인공위성(100)은 안테나가 항상 지상을 향하도록 하고 있으며, 태양 전지판은 태양을 따라 움직이도록 되어 있다. 따라서 몸체는 항상 일정한 면을 기준으로 지구를 바라보고 있다. 전자광학 시스템은 인공위성(100)이 반사하는 태양빛을 측정하여 인공위성(100)을 관측할 수 있다. 이때 지구 - 인공위성(100) - 태양 사이의 각도, 관측자와 인공위성(100) 사이의 거리, 인공위성(100)의 형상 및 재질에 따라 밝기가 변하게 된다. 인공위성(100)이 동일한 자세를 유지할 때 인공위성(100)은 지구 - 인공위성(100) - 태양 사이의 각도의 따라 그 밝기가 일정한 패턴으로 변한다. 도 9의 그래프에서 천리안 위성은 자정 부근을 기준으로 증가하다 감소하는 패턴을 보인다.
인공위성(100)의 자세가 일정하지 않고 변하게 되는 경우 태양 빛을 반사하는 반사 면적 및 반사면의 재질이 빠르게 변하기 때문에 인공위성(100)의 밝기가 관측자 - 인공위성 - 태양 사이 각도의 변화보다 빠른 주기로 변화를 보이게 된다. 도 10의 그래프는 폐기되어 자세를 유지하지 않는 정지궤도 인공위성(100)의 약 25분간의 밝기 변화를 보여준다.
따라서, 다음과 같은 방법을 통해 인공위성(100)의 자세 유지 여부를 판단할 수 있다. 인공위성(100)의 밝기는 자세를 유지하는 경우, 24시간을 주기로 변한다. 이때 밝기의 변화는 인공위성(100)의 형상에 따라 다른 형태를 보일 수 있다. 그러나, 인공위성(100)이 자세를 유지하지 못 할 때는 약 수 분 정도의 짧은 주기로 밝기가 변한다. 단, 이러한 변화는 인공위성(100)이 동일한 재질의 구 형태로 된 것이 아니라, 일반적인 박스 형태의 부분별로 여러 가지 재질로 이루어진 경우를 가정한다.
위치 유지 기동 수행 여부 및 시각 판별 단계(S900)는 인공위성(100)의 위치 유지를 위한 기동 명령 수행 시 측성 정보를 시계열로 산출하면, 인공위성(100)의 위치 유지 기동 수행 여부 및 시각을 판별하는 단계이다.
위치 유지 기동 수행 여부 및 시각 판별 단계(S900)에서 시계열 적경, 적위 값의 경향성 및 변화량의 경향성을 확인하고, 관측 자료를 활용하여 결정한 궤도 정보를 이용하고, 생성한 시뮬레이션 관측 자료의 잔차 크기를 통하여 수행할 수 있다.
잔차(殘差, residual)란, 관측 값 또는 측정값 등에서 얻어진 가장 확실한 값과 계산 값 또는 이론값의 차를 말한다. 관측 값과 계산 값의 차를 (O-C)로 나타내기도 하며, 잔차를 연구함으로써 관측치에 포함되어 있는 각종 오차 및 계산법 또는 이론식의 오류를 찾아낼 수 있다.
구체적으로 도 6 과 도 7을 참고하면, 앞서 기술한 측성 분석을 통해 인공위성(100)의 적경, 적위를 결정할 수 있다. 전자광학 시스템을 이용한 정지궤도 인공위성(100)의 촬영은 시스템 특성 및 노출 시간에 따라 약 10초에 1회씩 수행될 수 있다. 따라서 결정된 인공위성(100)의 적경, 적위의 시계열 변화를 분석할 수 있다.
관측 시간에 따른 적경, 적위 값의 변화는 인공위성(100)에 미치는 여러 섭동에 의한 궤도 운동의 결과이며 주기성을 가진다. 그러나 인공위성(100)의 추력, 충돌, 폭파 등의 외압에 의한 간섭은 인공위성(100)의 위치를 변칙적으로 변하게 한다. 이러한 변화는 2가지 방법을 통해 확인할 수 있다.
첫 번째 확인은 시계열 적경, 적위 값의 경향성 및 변화량의 경향성을 확인하는 것이다. 도 6의 그래프는 적위 값의 변화를 보여주며, 도 7의 그래프는 적위의 변화량을 보여준다. 즉, 16.5 시를 기준으로 적위 및 적위 변화량에 변화가 있음을 알 수 있다.
변화 유무는 변화 기준 시각 전, 후에 대한 내삽법을 통해 각각 얻은 2차 함수와 관측 값의 RMS(root mean square) 값의 평균과 전체 자료에 대한 RMS 값을 비교하여 확인한다.
두 번째 확인은 관측 자료와 이를 활용하여 결정한 궤도 정보를 이용하여 생성한 시뮬레이션 관측 자료의 잔차의 크기를 통하여 수행한다. 도 5의 그래프에서 관측 자료의 잔차는 측성 오차와 거의 흡사한 수 각초 범위의 변화량을 가져야 한다. 그러나 잔차가 시간에 따라 측성 오차를 벗어나 지속적으로 증가하는 경우 인공위성(100)의 위치 유지 기동을 확인할 수 있다.
본 발명의 일실시예에 따르면, 운영 중인 정지궤도 인공위성(100)의 직하점 위도, 경도상 위치를 직접, 더욱 정밀하게 결정할 수 있고, 별의 위치를 기준으로 측정하기 때문에 절대 좌표계를 사용함으로써 안테나의 바이어스에 의한 효과를 상쇄시킬 수 있다. 바이어스(bias)란, 전자관이나 트랜지스터의 동작 기준점을 정하기 위하여 신호전극 등에 가하는 전압 또는 전류로서, 이 전압을 독립적인 전원에서 주는 것을 고정바이어스, 회로의 동작전류를 이용해서 만드는 것을 자체 바이어스라 한다.
또한, 본 발명의 일실시예에 따르면, 인공위성(100)의 신호 송수신이 불안정한 상황에서도 인공위성(100)의 자세에 대한 정보를 인공위성(100)의 밝기 정보를 통해 직접 산출함으로써 인공위성(100)의 자세 안정성을 판단할 수 있다.
또한, 본 발명의 일실시예에 따르면, 정지궤도 인공위성(100)의 시계열 측성 관측을 통해 인공위성(100)의 적경, 적위 변화를 확인하고 이를 통해 인공위성(100)의 위치 유지 기동 수행 여부 및 시각, 결과를 직접 확인할 수 있다.
상술한 바와 같이 개시된 본 발명의 바람직한 실시예들에 대한 상세한 설명은 당업자가 본 발명을 구현하고 실시할 수 있도록 제공되었다. 상기에서는 본 발명의 바람직한 실시 예들을 참조하여 설명하였지만, 해당 기술 분야의 숙련된 당업자는 본 발명의 영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있음을 이해할 수 있을 것이다. 예를 들어, 당업자는 상술한 실시 예들에 기재된 각 구성을 서로 조합하는 방식으로 이용할 수 있다. 따라서, 본 발명은 여기에 나타난 실시형태들에 제한되려는 것이 아니라, 여기서 개시된 원리들 및 신규한 특징들과 일치하는 최광의 범위를 부여하려는 것이다.
본 발명은 본 발명의 정신 및 필수적 특징을 벗어나지 않는 범위에서 다른 특정한 형태로 구체화될 수 있다. 따라서, 상기의 상세한 설명은 모든 면에서 제한적으로 해석되어서는 아니 되고 예시적인 것으로 고려되어야 한다. 본 발명의 범위는 첨부된 청구항의 합리적 해석에 의해 결정되어야 하고, 본 발명의 등가적 범위 내에서의 모든 변경은 본 발명의 범위에 포함된다. 본 발명은 여기에 나타난 실시형태들에 제한되려는 것이 아니라, 여기서 개시된 원리들 및 신규한 특징들과 일치하는 최광의 범위를 부여하려는 것이다. 또한, 특허청구범위에서 명시적인 인용 관계가 있지 않은 청구항들을 결합하여 실시 예를 구성하거나 출원 후의 보정에 의해 새로운 청구항으로 포함할 수 있다.
10 : 천구
30 : 지구 중심
50 : 지표면
100 : 인공위성

Claims (12)

  1. 전자광학 시스템을 통해 도출 가능한 측성 정보 및 측광 정보를 활용하여 운영 중인 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화를 판단하는 방법으로서,
    상기 전자광학 시스템을 이용하여 ECI 상에서 상기 인공위성을 촬영하여 영상을 획득하는 영상획득단계;
    상기 영상획득단계를 거친 후 획득된 영상을 이용하여 상기 인공위성의 적경, 적위 정보를 산출하는 적경, 적위 산출단계;
    상기 적경, 적위 산출단계를 거친 후 TLE(Two Line Elements) 정보를 활용해 계산된 상기 인공위성의 의사 거리를 계산하는 의사 거리 계산단계;
    상기 의사 거리 계산단계를 통해 계산된 상기 인공위성의 의사 거리와 관측한 적경, 적위 정보를 활용하여 지구 중심 기준의 상기 인공위성의 3차 원상 위치를 결정하는 인공위성의 3차원 위치 결정단계; 및
    상기 인공위성 3차원 위치 결정단계를 거친 후 상기 인공위성 직하점의 위도와 경도를 결정하는 직하점 좌표결정단계;를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 전자광학 시스템을 이용하여 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법.
  2. 청구항 1에 있어서,
    상기 인공위성이 안정적으로 신호를 송수신하기 위해 안테나 방향이 지상을 향하도록 자세를 유지하는 자세유지단계;를 더 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 전자광학 시스템을 이용하여 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법.
  3. 청구항 1에 있어서,
    상기 측광 정보를 활용하여 상기 인공위성의 밝기 정보를 시계열 자료로 산출하여 상기 인공위성의 자세 변화를 판단하는 인공위성 자세판단단계:를 더 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 전자광학 시스템을 이용하여 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법.
  4. 청구항 3에 있어서,
    상기 인공위성 자세판단단계를 거친 후 상기 인공위성의 자세가 설정된 자세와 불일치하는 경우에 상기 인공위성의 자세 변화 주기를 계산하는 자세변화주기 계산단계;를 더 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 전자광학 시스템을 이용하여 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법.
  5. 청구항 1에 있어서,
    상기 인공위성의 위치 유지를 위한 기동 명령 수행 시 상기 측성 정보를 시계열로 산출하면, 상기 인공위성의 위치 유지 기동 수행 여부 및 시각을 판별하는 위치 유지 기동 수행 여부 및 시각 판별 단계;를 더 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 전자광학 시스템을 이용하여 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법.
  6. ◈청구항 6은(는) 설정등록료 납부시 포기되었습니다.◈
    청구항 1에 있어서,
    상기 직하점 좌표결정단계는,
    상기 전자광학 시스템을 이용하여 상기 인공위성을 촬영하는 인공위성 촬영단계; 및
    상기 인공위성 촬영단계를 거친 후 상기 인공위성의 위치를 별의 위치를 기준으로 하여 동일한 좌표계 상의 적경, 적위 값을 이용하여 구하는 인공위성 위치결정단계;를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 전자광학 시스템을 이용하여 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법.
  7. ◈청구항 7은(는) 설정등록료 납부시 포기되었습니다.◈
    청구항 6에 있어서,
    상기 인공위성 위치결정단계에서,
    상기 별의 위치를 구하는 방법은 천구상에 투영된 천체, 상기 인공위성의 ECI 상 위치를 적경, 적위로 결정하고, 결정된 대상의 위치나 위치의 변화를 분석하여 역학적 특성을 도출하는 것을 특징으로 하는 전자광학 시스템을 이용하여 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법.
  8. ◈청구항 8은(는) 설정등록료 납부시 포기되었습니다.◈
    청구항 1에 있어서,
    상기 의사 거리 계산단계에서,
    평균 의사 거리(pseudo-range)의 결정은 관측소의 위치와 상기 인공위성의 위치 정보를 통해 하기의 수식 1)에 의한 여러 개의 상기 TLE를 활용하여 결정하는 것을 특징으로 하는 전자광학 시스템을 이용하여 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법.
    Figure 112019091504519-pat00007
    1)
    여기서, X_sat, Y_sat, Z_sat은 각각 관측 시각의 위성의 천구상 위치를 나타낸다.
  9. ◈청구항 9은(는) 설정등록료 납부시 포기되었습니다.◈
    청구항 8에 있어서,
    상기 인공위성의 3차원 위치 결정 단계에서,
    상기 인공위성의 3차원 위치 정보는 상기 의사 거리 계산단계를 거친 후 상기 평균 의사 거리를 구하고, 상기 평균 의사 거리 정보를 이용하여 topocentric position (TR_sat)으로 하기의 수식 2)을 통해 결정되는 것을 특징으로 하는 전자광학 시스템을 이용하여 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법.
    Figure 112019091504519-pat00008
    2)
    여기서, α, β : 천구상 투영된 위성의 위치를 나타낸다.
  10. ◈청구항 10은(는) 설정등록료 납부시 포기되었습니다.◈
    청구항 9에 있어서,
    상기 인공위성의 3차원 위치 정보를 이용하여 상기 인공위성의 지구 중심 위치는 하기의 수식3)으로 상기 ECI 좌표계 상에서 구하는 것을 특징으로 하는 전자광학 시스템을 이용하여 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법.
    Figure 112019091504519-pat00009
    3)
    여기서, R_sat : 지구 중심 위치, TR_sat : 관측자 중심 3차원 위치 정보, R_s : 관측자의 지구 중심 3차원 위치 정보를 나타낸다.
  11. 청구항 5에 있어서,
    상기 위치 유지 기동 수행 여부 및 시각 판별 단계에서,
    시계열 적경, 적위 값의 경향성 및 변화량의 경향성을 확인하고, 관측자료와 상기 관측자료를 활용하여 결정한 궤도 정보를 이용하고, 생성한 시뮬레이션 관측자료의 잔차의 크기를 통하여 수행하는 것을 특징으로 하는 전자광학 시스템을 이용하여 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법.
  12. 청구항 4에 있어서,
    상기 자세변화주기 계산단계에서,
    상기 인공위성의 밝기는 설정된 자세를 유지하는 경우, 24시간을 주기로 변하고, 이때 밝기의 변화는 상기 인공위성의 형상에 따라 설정된 형태를 보이며, 상기 인공위성이 설정된 자세와 불일치하는 때에는 설정된 시간의 주기로 밝기가 변하는 것을 특징으로 하는 전자광학 시스템을 이용하여 정지궤도 인공위성의 궤도 및 자세 안정화 판단 방법.
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