KR102175023B1

KR102175023B1 - 지구 상에서 간섭 소스의 위치를 찾기 위해서와 같이, 지구로부터 방출된 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위한 장치, 시스템 및 방법

Info

Publication number: KR102175023B1
Application number: KR1020157017010A
Authority: KR
Inventors: 브라이언 멘그바제르
Original assignee: 에스이에스 에스.에이.
Priority date: 2012-12-05
Filing date: 2013-11-21
Publication date: 2020-11-06
Also published as: JP2016511719A; EP2928775A1; US9985719B2; EP2928775B1; AU2013354340A1; CN104884350B; KR20150093714A; BR112015013014B1; AU2013354340B2; ES2888100T3; IL238947A0; WO2014086588A1; CA2893428C; IL238947B; US20140154972A1; US20150311972A1; RU2665704C1; CA2893428A1; CN104884350A; US9086471B2

Abstract

관측 위성은 지구로부터 방출된 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위해 이용된다. 관측 위성은 90°보다 더 크고 270°보다 더 작은 경사를 가지는 궤도에서 지구의 궤도를 돌고 있다. 또한, 관측 위성은 적어도 하나의 수신 안테나를 포함하고, 적어도 하나의 수신 안테나는 지구를 향해 지향된 수신 패턴을 가지고, 관측 위성이 지구의 표면에 대해 궤도를 돌고 있으므로 무선 주파수 범위에서 전자기 에너지를 수신하기에 적당하다. 관측 위성은 또한, (i) 수신된 전자기 에너지를 재송신하는 것, (ii) 수신된 전자기 에너지를 나타내는 정보를 송신하는 것, 및 (iii) 수신된 에너지로부터 도출된 정보를 송신하는 것 중의 적어도 하나를 위해 구성된 송신기를 포함한다. 발명은 또한 이를 위한 시스템들 및 방법들에 관한 것이다.

Description

지구 상에서 간섭 소스의 위치를 찾기 위해서와 같이, 지구로부터 방출된 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위한 장치, 시스템 및 방법{APPARATUS, SYSTEMS AND METHODS FOR OBTAINING INFORMATION ABOUT ELECTROMAGNETIC ENERGY EMITTED FROM THE EARTH, SUCH AS FOR LOCATING AN INTERFERENCE SOURCE ON EARTH}

본 발명은 특히, 전기통신(telecommunication) 및 지구 상에서 소스로부터 또는 소스들로부터 방출된 전자기 에너지에 대한 정보를 얻는 것에 관한 것이다. 발명은 이 특별한 응용에 제한되지 않지만, 발명은 예를 들어, 지구 상에서 간섭 소스(interference source)의 위치를 찾기 위하여 이용될 수도 있다.

위성 통신은 특히, 지구 상의 스테이션(station)으로부터 위성을 향하여, 그리고 그 반대로의 신호들의 송신을 포함한다. 위성 통신은 지구 상의 2 개의 포인트들 사이에서 통신 서비스들을 제공하기 위하여 의도될 수도 있다. 이것은 포인트-대-포인트 서비스들(예를 들어, 인터넷, 위성 전화) 및 포인트-대-멀티포인트(방송) 서비스들(예를 들어, TV)을 포함한다. 위성 통신에 관여된 스테이션들은 고정식(예를 들어, 루프톱 접시(rooftop dish)) 또는 이동식(예를 들어, 차량, 선박, 비행기, 핸드-헬드 디바이스)일 수도 있다. 위성 및 지상 통신의 이용 증가와 함께, 상이한 통신 사이의 간섭의 위험이 또한 증가한다.

과거에는, 간섭하는 송신 스테이션들의 위치를 찾기 위한 많은 노력들이 있었고, 더욱 일반적으로, 간섭 쟁점들을 해결하고 (위성 통신 시스템의 이용가능한 용량의 감소를 포함하는) 이것에 의해 야기된 지장들을 완화시키기 위한 많은 노력들이 있었다.

지구 상에 간섭하는 송신 스테이션의 위치를 찾기 위한 알려진 접근법은 지상 스테이션(ground station)들을 이용하는 것이다. 예를 들어, US 5,008,679는 상이한 위성들로부터 수신된 신호들 사이의 상관들을 이용하여 알려지지 않은 무선-주파수 송신기의 위치를 찾는 방법에 관한 것이다. 그러나, 지상-기반 지오로케이션(ground-based geolocation)을 수행하는 것은, 그것이 다중의 위성들 및 다중의 지상 스테이션들 사이의 신호 상관에 의존하기 때문에 어렵다: 계산 내에서 에러 전파를 위한 많은 기회들을 갖는 시간 집약적 프로세스. 또한, 지상-기반 지오로케이션을 수행하기 위한 능력은 인접한 위성들의 존재 및 대규모 지식, 알려진 참조 신호들의 존재 및 대규모 지식, 및 필요한 지상 하드웨어의 존재를 포함하는 많은 요인들에 종속적이고, 그 결과, 지상-기반 지오로케이션은 많은 경우들에 있어서 효과가 없다.

또 다른 알려진 접근법은 지오로케이션을 위해 헬리콥터(helicopter)들 또는 무인 항공기(unmanned aerial vehicle)들을 이용한다. 그러나, 이 접근법은 자원 비효율적이고, 단 한번의 분석을 제공하기만 한다.

상기한 바를 고려하면, 이러한 간섭들에 대처하기 위한 기법들을 채택하기 위하여, 위성 통신의 상황에서 또는 이것이 가능하지 않을 때, 간섭의 양을 감소시킬 필요성이 있다.

상기 언급된 필요성을 충족시키거나 적어도 부분적으로 충족시키기 위하여, 발명에 따른 장치, 시스템 및 방법이 독립 청구항들에서 정의된다. 특별한 실시형태들은 종속 청구항들에서 정의되고 본 설명에서 설명된다.

하나의 실시형태에서, 이후에 "관측 위성(observation satellite)"으로서 지칭된 위성은 지구 상에서 소스로부터 또는 소스들로부터 방출된 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위하여 이용된다. 관측 위성은 지구의 자전(natural rotation)의 방향에 역행하는 것으로 정의되는 궤도와 같이, 90°(즉, 90도)보다 더 크고 270°(즉, 270도)보다 더 작은 경사를 가지는 궤도에서 지구의 궤도를 돈다. 또한, 관측 위성은 적어도 하나의 수신 안테나 및 송신기를 포함한다. 적어도 하나의 수신 안테나는 지구를 향해 지향된 수신 패턴을 가지며, 관측 위성이 지구의 표면에 대해 궤도를 돌고 있으므로, 무선 주파수 범위에서 전자기 에너지를 수신하기에 적당하다. 송신기는: (i) 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부를 재송신하는 것, (ii) 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부를 나타내는 정보를 송신하는 것, 및 (iii) 수신된 에너지의 적어도 일부로부터 도출된 정보를 송신하는 것 중의 적어도 하나를 위하여 구성된다.

따라서, 관측 위성은 위성 통신의 용도로 공간으로 송신된 에너지의 구성(composition) 및 원점(origin)을 이해하기 위한 능력을 상당히 개선시키는 데이터를 수집할 수 있다. 통신 위성들의 대부분이 데이터 수집 또는 분석 기능보다는 통신을 위해 설계된다면, 관측 위성은 업링크 송신의 성질에 대한, 현재 존재하기 때문에 통신 위성들에 의해 수집될 수 없는 더 많은 데이터를 근본적으로 제공할 수 있다. 간섭 검출, 시스템 최적화, 스펙트럼 플래닝(spectrum planning) 및 다수의 다른 응용들은 관측 위성에 의해 생성된 데이터 및 이해된 내용으로부터 대폭 이익을 본다. 특히, 관측 위성을 매우 경사진(역행) 궤도에서 위치시킴으로써, 지구의 표현에 상대적인 그 속도는 유사한 고도에서의 역행 궤도에서의 위성의 그것보다 더 높고, 관측 위성은 지구의 표면에 대해 주어진 위치를 빈번하게 재방문할 수 있고, 지구 상의 소정의 영역으로부터의 송신을 수신할 수 있다. 또한, 하나의 실시형태에서, 관심 있는 송신이 일반적으로 의도되는 위성들(이하, "타겟 위성들"로서 지칭됨)의 고도와 유사한 고도에서 관측 위성을 위치시키는 것은, 관측 위성이 이에 따라, 지구의 대부분의 영역을 관측할 수 있고 어떤 타겟 위성들에 대해 의도된 대부분의 신호들을 관측할 수도 있다는 점에서 유리하다.

위성 통신의 상황에서 간섭 쟁점들을 이해하고 처리하기 위한 상기 언급된 관측 위성의 이용은 초점의 변화로부터 기인한다. 목적은 어느 신호들이 지구 상의 소스들로부터 공간으로 방출되는지를 구하는 것을 시도하는 것이다. 그러나, 지구 표면 근처의 포인트로부터 그렇게 행하는 것을 시도하기 보다는, 관측 위성은 공간으로의 포인트로부터, 그리고 특히, 관심 있는 궤도 근처의 포인트로부터 그렇게 행하는 것을 가능하게 한다. 이에 따라, 이것은 관심 있는 궤도에 도달하는 신호들에 대한 정보가 더욱 효과적으로 수집되는 것을 가능하게 한다.

경사는 위성이 지구의 궤도를 돌고 있는 면 및 적도면 사이의 각도이다. 0°(즉, 0 도)의 경사를 갖는 위성은 지구의 회전 방향의 방향으로 적도면에서 궤도를 도는 것으로 정의된다.

위에서 언급된 바와 같이, 관측 위성의 송신기는 3 개의 동작들(각각 (i), (ii) 및 (iii)으로 나타냄) 중의 하나, 이 3 개의 동작들 중의 2 개의 동작들의 조합(즉, (i)+(ii), (i)+(iii), 또는 (ii)+(iii)), 또는 모든 3 개의 동작들(즉, (i)+(ii)+(iii))을 수행하기 위하여 구성된다.

즉, 하위 실시형태에서, 송신기는 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부를 (예를 들어, 지구 상의 지상 스테이션으로, 또는 또 다른 위성으로) 재송신하도록 구성된다. 이에 따라, 수신된 전자기 에너지, 또는 그 일부는 관측 위성 자체에 의한 임의의 프로세싱 없이 송신될 수도 있다. 그 경우, 다음으로, (분석, 지오로케이션 등을 위한) 수신된 전자기 에너지 또는 그 일부의 임의의 프로세싱은 프로세싱 스테이션에 의해, 예를 들어, 지구 상의 관측 위성 외부에서 수행될 수도 있다.

대안적으로 또는 추가적으로, 또 다른 하위 실시형태에서, 송신기는 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부를 나타내는 정보를 (예를 들어, 지구 상의 지상 스테이션으로, 또는 또 다른 위성으로) 송신하도록 구성될 수도 있다. 이것은 예를 들어, 수신된 전자기 에너지 또는 그 일부를 디지털화하는 것 및/또는 압축하는 것을 의미할 수도 있다.

대안적으로 또는 추가적으로, 또 다른 하위 실시형태에서, 송신기는 (특히, 수신된 전자기 에너지 자체 대신에) 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부로부터 도출된 정보를 (예를 들어, 지구 상의 지상 스테이션으로, 또는 또 다른 위성으로) 송신하도록 구성될 수도 있다. 정보는 예를 들어, 위성 자체 내의 일부의 장비(또한 "페이로드(payload)"로 지칭됨)를 이용하여, (간섭하는 소스의 소스와 같은) 수신된 전자기 에너지의 소스의 지구 상의 로케이션을 결정하거나 추정함으로써 수신된 전자기 에너지로부터, 또는 그 일부로부터 도출될 수도 있다. 수신된 전자기 에너지로부터, 또는 그 일부로부터 정보를 도출하는 것은 또한, 위성 자체 내의 일부의 장비를 이용하여, 수신된 전자기 에너지의 에너지 스펙트럼, 편파, 변조 방식 등에 관한 정보를 생성하는 것을 포함할 수도 있다.

다시 말해서, 수신된 전자기 에너지에 대한 정보를 실제로 얻는 프로세스가 관측 위성 내부 또는 외부에서 수행될 수도 있다는 의미에서, 관측 위성은 지구 상의 소스로부터 또는 소스들로부터 방출된 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위해 이용된다. 즉, 관측 위성은 지구 상의 소스로부터 또는 소스들로부터 방출된 전자기 에너지에 대한 정보를 얻는 프로세스에 기여하는 도구로서 작동할 수도 있다.

하나의 실시형태에서, 관측 위성은 지구 상의 소스로부터 또는 소스들로부터 방출되며 정지 궤도에 도달하는 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위해 적당하다. 대략 35800 킬로미터의 고도에서의 정지 궤도 원호에서의 위성들을 향해 송신된 신호들을 모니터링하는 것은, 정지 궤도가 많은 위성 통신을 위하여 가장 중요하기 때문에 특히 관심이 있다.

하나의 실시형태에서, 관측 위성의 송신기는 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부, 또는 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부를 나타내거나 이로부터 도출된 정보를 지구를 향해 송신하도록 구성된다. 그렇게 하는 것은 지구 상의 수신 스테이션, 또는 이러한 수신 스테이션과 통신하는 프로세싱 스테이션이 위성에 의해 수신된 전자기 에너지로부터 추가의 정보를 도출하는 것을 가능하게 한다. 예를 들어, 일부의 수신된 전자기 에너지의 소스의 로케이션이 결정될 수도 있다.

그러나, 송신기는 수신된 전자기 에너지(또는 그 일부), 또는 수신된 전자기 에너지를 나타내거나 이로부터 도출된 정보를 지구를 향해 직접적으로 전송하도록 구성되지 않을 수도 있다. 그 대신에, 또 다른 위성 또는 우주선(spacecraft)이 지구까지의 송신을 중계하는 중계 스테이션으로서 기능할 수도 있다. 이러한 중계 위성 또는 우주선은 관측 위성으로부터 수신된 정보의 추가의 프로세싱을 수행하도록 구성될 수도 있다.

하나의 실시형태에서, 수신된 전자기 에너지로부터 도출된 정보는 관측 위성 내에서 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부를 프로세싱함으로써 얻어진다. 이러한 경우, 프로세싱 장비는 그렇게 행하기 위하여 관측 위성과 통합된다.

하나의 실시형태에서, 프로세싱은, (a) 공통 중간 주파수로의 아날로그 신호의 선택가능한 다운-변환; (b) 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부에 의해 제공된, 즉, 반송된 신호들의 아날로그-디지털 변환; (c) 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 스펙트럼 분석; (d) 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 도플러 시프트 분석; (e) 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 도플러 레이트 분석; (f) 도달 방향 또는 도달 각도 프로세싱; (g) 도달 시간차(time difference of arrival; TDOA) 프로세싱; (h) 도달 주파수차(frequency difference of arrival; FDOA) 프로세싱; (i) 2 개 이상의 안테나 소자들 사이의 기준 측정들; (j) 데이터 필터링; 및 (k) 데이터 압축 중의 적어도 하나를 포함한다.

따라서, 관측 위성은 수신된 전자기 에너지에 대해 상이한 종류들의 프로세싱을 수행할 수 있을 수도 있다.

예를 들어, 아날로그-디지털 변환을 통해, 수신된 전자기 에너지에 의해 반송된 신호들은 추가의 디지털 프로세싱을 위해 액세스가능하게 된다.

스펙트럼 분석 및 도달 방향 프로세싱(또는 방향 탐지(direction finding; DF))은 또한, 전자기 에너지의 구성 및 원점(origin)을 각각 식별하는 것을 도울 수도 있다. 당업자는 스펙트럼 분석 및 도달 방향(DOA) 프로세싱을 어떻게 수행할 것인지를 알고 있을 것이다. 그와 관련하여, DOA 프로세싱에 대한 더 많은 배경이 예를 들어, Schmidt, R. O., "Multiple emitter location and signal parameter estimation,"　IEEE Transactions on Antennas and Propagation, Vol. 34, No. 3, 276-280, March, 1986; 또는 Lipsky, Stephen E., “Microwave passive direction finding”, SciTech Publishing, 2003에서 발견될 수도 있다. 다수의 다른 참조자료가 도달 방향 프로세싱에 관한 학술적인 문헌에 존재한다.

데이터 필터링 및 데이터 압축은 관측 위성에 의해 송신된 데이터 양을 감소시킬 수 있다.

하나의 실시형태에서, 관측 위성의 적어도 하나의 수신 안테나는 1 GHz 및 100 GHz 사이의 무선 주파수 범위에서 전자기 에너지를 수신하기에 적당하다. 마이크로파 범위(즉, 1 GHz 및 100 GHz 사이)에서 전자기 에너지를 얻고, 그 다음으로 이를 분석하는 것은, 위성 통신이 일반적으로 이 범위에서 수행되어, 위성 통신의 상황에서의 간섭이 이 주파수 범위에서의 전자기 에너지에 의해 주로 야기되기 때문에 특히 유리하다.

이전에 언급된 실시형태의 하나의 하위 실시형태에서, 관측 위성의 적어도 하나의 수신 안테나는, (a) 1 및 2 GHz 사이(L-대역); (b) 2 및 4 GHz 사이(S-대역); (c) 4 및 8 GHz 사이(C-대역); (d) 8 및 12 GHz 사이(X-대역); (e) 12 및 18 GHz 사이(Ku-대역); 및 (f) 26.5 및 40 GHz 사이(Ka-대역) 중의 적어도 하나인 무선 주파수 범위에서 전자기 에너지를 수신하기에 적당하다. 이 예시적인 주파수 대역들은 위성 통신을 위해 특별히 관심이 있다.

하나의 실시형태에서, 관측 위성의 적어도 하나의 수신 안테나는 지구로부터의 신호들을 수신하기 위하여 정지 위성들에 의해 이용된 무선 주파수 범위에서 전자기 에너지를 수신하기에 적당하다. 다시 말해서, 관측 위성은 무선 주파수가 무엇이든지 위성 통신의 용도로 지구로부터 방출된 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위해 이용될 수도 있다.

하나의 실시형태에서, 관측 위성의 적어도 하나의 수신 안테나는 선형 편파(linear polarization), 수직 편파(vertical polarization), 수평 편파(horizontal polarization), 타원 편파(elliptical polarization), 및 원형 편파(circular polarization) 중의 적어도 하나를 가지는 전자기 에너지를 수신하기에 적당하다. 이 실시형태는 수신된 전자기 에너지의 편파에 대한 정보를 얻기에 유용할 수도 있으므로 유리하다.

하나의 실시형태에서, 관측 위성의 적어도 하나의 수신 안테나는 1 궤도 주기 동안에, 지구의 표면의 절반을 초과하여 커버하는 영역으로부터의 전자기 에너지를 수신하도록 구성된다.

하나의 실시형태에서, 수신된 전자기 에너지는 관측 위성 자체를 제어하기 위해 의도된 유일한 정보보다 더 많은 것을 포함한다. 관측 위성은 실제로, 관측 위성 이외의 위성들에 대해 의도된 신호들에 대한 정보를 수집하는 것을 목적으로 한다. 관측 위성은 위에서 언급된 바와 같이, 소위 타겟 위성들에 대해 의도된 신호들에 대한 정보를 수집하는 것을 목적으로 한다.

하나의 실시형태에서, 수신된 전자기 에너지는 적어도 하나의 다른 위성에 대해 의도된 에너지를 포함한다. 관측 위성 자체를 제어하기 위한 신호들은 특정한 주파수 대역에서, 또는 이후에 설명되는 바와 같은 다른 수단을 통해 송신될 수도 있다. 따라서, 이 실시형태에서, 관측 위성에 의해 수신된 전자기 에너지는 관측 위성을 위한 제어 신호가 아니다.

하나의 실시형태에서, 관측 위성은 175°(175 도)보다 더 크고 185°(185도)보다 더 작은 경사를 가지는 궤도에서 지구의 궤도를 돈다. 이러한 궤도에서, 관측 위성은 정지 궤도의 방향으로 송신된 전자기 에너지를 수신하기 위하여 특히 유리한 궤도에서 운행한다.

하나의 실시형태에서, 관측 위성은 정지 궤도로부터 단지 4000 킬로미터만큼 차이나는 정점(apogee)을 가지는 궤도에서 지구의 궤도를 돌고 있다. 이 궤도에서, 관측 위성은 정지 궤도에 도달하는 실제의 전자기 에너지에 밀접하게 대응하는 전자기 에너지를 수신할 수 있다. 그러므로, 이것은 관측 위성이 정지 위성들에 도달하는 실제의 전자기 에너지의 양호한 추정을 제공하기 위한 데이터를 얻는 것을 가능하게 한다.

하나의 실시형태에서, 관측 위성은 평균 해수면(mean sea level) 위의 31700 및 34700 킬로미터 사이, 그리고 평균 해수면 위의 36700 및 39700 킬로미터 사이 중의 임의의 하나인 정점을 가지는 궤도에서 지구의 궤도를 돌고 있다. 이 궤도에서, 정지 위성들 자체 및, 우주 잔해물(space debris)을 포함하는 다른 상주 공간 물체(resident space object; RSO)들과의 충돌 위험은 궤도에서의 물체들의 현재의 공개 카탈로그에 기초하여 추가로 최소화된다.

하나의 실시형태에서, 관측 위성은 0.05보다 더 작은 이심률(eccentricity)을 가지는 궤도에서 지구의 궤도를 돌고 있다.

하나의 실시형태에서, 관측 위성 자체는 지구의 하나의 포인트로부터 지구 상의 또 다른 포인트로 최종 사용자 정보를 중계하기 위한 통신 위성이 아니다. 이에 따라, 이 실시형태에서, 관측 위성은 현존하는 통신 위성들과는 독립적으로 동작한다. 이에 따라, 독립적 엔티티(entity)로서의 관측 위성은 또한, 원호를 따라 비어 있는 궤도 로케이션들에서 현존하는 정지 위성들 사이의 스펙트럼을 모니터링하기 위한 능력을 제공한다. 이것은 위성 자산(satellite asset)을 주어진 로케이션에 배치하기에 앞서서 스펙트럼 환경의 평가를 허용하고, 이것은 스펙트럼 플래닝 및 선단 배치 판정을 통지할 수 있다. 일부의 실시형태들에서, 이것은 관측 위성이 간섭 관리를 능가하여 이용될 수 있음을 보여준다.

하나의 실시형태에서, 관측 위성의 송신기는, (a) 특정한 전용 마이크로파 주파수들의 이용에 의해 데이터(즉, 상기 언급된 경우들 (i), (ii) 또는 (iii), 또는 그 임의의 조합에 대응하는 데이터)를 다운링크하는 것; (b) 그 송신 주파수 대역을 동적으로 조절할 수 있는 송신기를 사용하여 데이터를 다운링크하는 것; (c) 로우-레벨(low-level) 확산 스펙트럼을 이용한 송신; (d) 적어도 하나의 광학적 통신 링크; 및 (e) 송신(또는 재송신)이 신호의 수신으로부터 지연되는 저장 및 포워드 방법 중의 적어도 하나를 이용하여 송신(또는 재송신)하기 위해 구성된다.

하나의 실시형태에서, 위성은 적어도 하나의 수신 안테나에 접속된 수신기를 더 포함하고, 수신기는 무선 주파수 스펙트럼의 넓은 범위에 걸쳐 상이한 주파수들로 재구성되기에 충분한 스펙트럼 민첩성(agility) 및 능력을 가진다. 따라서, 위성은 현존하는 위성들과 반대로 넓은 주파수 범위에서 전자기 에너지를 수신할 수 있다.

발명은 또한, 지구 상에서 소스로부터 또는 소스들로부터 방출된 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위한 위성에 관한 것이다. 위성은 90°(즉, 90도)보다 더 크고 270°(즉, 270도)보다 더 작은 경사를 가지는 궤도에서 지구의 궤도를 돈다. 위성은 위성이 지구의 표면에 대해 궤도를 돌고 있는 동안, 지구를 향해 지향된 수신 패턴을 가지는 적어도 하나의 수신 안테나를 이용하여 지구 상에서 소스로부터 또는 소스들로부터 무선 주파수 범위에서의 전자기 에너지를 수신하기 위한 수단을 포함한다. 위성은 또한, (i) 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부를 재송신하는 것, (ii) 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부를 나타내는 정보를 송신하는 것, 및 (iii) 수신된 에너지의 적어도 일부로부터 도출된 정보를 송신하는 것 중의 적어도 하나를 위한 송신 수단을 포함한다.

하나의 실시형태에서, 위에서 설명된 복수의 위성들은 지구 상에서 소스로부터 또는 소스들로부터 방출된 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위하여 함께 이용된다.

발명은 또한, 위에서 설명된 바와 같이, 위성, 또는 복수의 위성들을 동작시키기 위한 방법에 관한 것이다.

발명은 또한, 선행하는 실시형태들 중의 임의의 하나에 따른 적어도 하나의 관측 위성, 적어도 하나의 관측 위성으로부터, 수신된 전자기 에너지, 또는 수신된 전자기 에너지를 나타내거나 수신된 전자기 에너지로부터 도출된 정보를 얻기 위해 구성된 적어도 하나의 지상 스테이션, 및 적어도 하나의 프로세싱 스테이션을 포함하는 시스템에 관한 것이다. 적어도 하나의 프로세싱 스테이션은 수신된 전자기 에너지, 또는 적어도 하나의 지상 스테이션에 의해 얻어진 수신된 전자기 에너지를 나타내거나 이 수신된 전자기 에너지로부터 도출된 정보로부터, (a) 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 구성; (b) 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 원점의 지구 상의 로케이션; (c) 정지 궤도의 적어도 일부에 도달하는 수신된 전자기 에너지의 레벨; 및 (d) 업링크 송신의 적어도 하나의 특성 중의 적어도 하나를 추정하기 위해 구성된다.

상기 설명된 시스템에서, 프로세싱 스테이션은 지구 상에 위치한다. 그러나, 발명은 이러한 구성에 제한되지 않는다. 위에서 설명된 바와 같이, 프로세싱은 또한, 관측 위성 또는 또 다른 위성에서 예를 들어, 전적으로 또는 부분적으로 수행될 수도 있다.

복수의 관측 위성이 채용될 때, 수신된 전자기 에너지의 양은 증가될 수 있다. 또한, 응답 시간, 즉, 시스템으로부터의 작동을 요청하는 것으로부터 대응하는 답변까지의 시간은 감소될 수 있다.

발명은 또한, 적어도 하나의 지상 스테이션에 의해, 90°(90도)보다 더 크고 270°(270도)보다 더 작은 경사를 가지는 궤도 상에서 지구의 궤도를 돌고 있는 위성(여기서, 위세어 언급된 바와 같이 "관측 위성"으로서 지칭됨)으로부터 발신되는 신호를 얻는 단계를 포함하는 방법에 관한 것이다. 신호는 (i) 관측 위성에 의해 수신된 전자기 에너지, (ii) 관측 위성에 의해 수신된 전자기 에너지를 나타내는 정보, 및 (iii) 관측 위성에 의해 수신된 전자기 에너지로부터 도출된 정보 중의 적어도 하나를 전달한다. 방법은 또한, 적어도 하나의 프로세싱 스테이션에 의해, 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부, 또는 적어도 하나의 지상 스테이션에 의해 얻어진 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부를 나타내거나 이 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부로부터 도출된 정보로부터, (a) 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 구성; (b) 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 원점의 지구 상의 로케이션; (c) 정지 궤도의 적어도 일부에 도달하는 수신된 전자기 에너지의 레벨; 및 (d) 업링크 송신의 적어도 하나의 특성 중의 적어도 하나를 추정하는 단계를 포함한다.

상기 설명된 방법의 상황에서, 프로세싱 스테이션은 지구 상에 위치한다. 그러나, 위에서 이미 언급된 바와 같이, 발명은 이러한 구성으로 제한되지 않는다. 프로세싱은 또한, 관측 위성 또는 또 다른 위성에서 예를 들어, 전적으로 또는 부분적으로 수행될 수도 있다.

하나의 실시형태에서, 로케이션을 추정하는 단계는 경도 및 위도를 추정하는 단계를 포함한다. 이러한 방식으로, 전자기 에너지의 원점(즉, 소스)의 로케이션이 결정될 수 있다. 다음으로, 전자기 에너지의 소스의 결정은 예를 들어, 송신을 중지시키기 위하여 송신 스테이션의 운영자와 연락하는 위성 운영자에 의한, 또는 오동작하거나 오정렬된 장비의 필요한 수리를 실시하는 송신 스테이션의 운영자에 의한 간섭의 제거를 가능하게 할 수도 있다.

하나의 실시형태에서, 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 원점의 지구 상의 로케이션을 추정하는 단계는 간섭 소스의 로케이션을 추정하는 단계를 포함한다.

하나의 실시형태에서, 업링크 송신의 적어도 하나의 특성을 추정하는 단계는 지구 상의 안테나 및 지구 상의 안테나들의 그룹 중의 적어도 하나의 업링크 패턴을 추정하는 단계를 포함한다.

발명은 또한, 상기 언급된 목적들을 위한(즉, (a) 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 구성; (b) 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 원점의 지구 상의 로케이션; (c) 정지 궤도의 적어도 일부에 도달하는 수신된 전자기 에너지의 레벨; 및 (d) 업링크 송신의 적어도 하나의 특성을 추정하기 위한) 관측 위성의 이용을 위하여 관측 위성을 동작시키기 위한 방법에 관한 것이다.

본 발명의 실시형태들은 첨부된 도면들과 함께 지금 설명될 것이고:
도 1은 위성이 간섭을 경험하는 예시적인 시나리오를 개략적으로 예시하고;
도 2는 위성이 간섭을 경험하는 또 다른 예시적인 시나리오를 개략적으로 예시하고;
도 3은 위성이 동작이 지상파 송신을 획득하는 지상 스테이션에 의해 교란되는 예시적인 시나리오를 개략적으로 예시하고;
도 4는 발명의 하나의 실시형태에서, 역행하는 궤도에서의 관측 위성 및 또 다른 위성을 개략적으로 예시하고;
도 5는 발명의 하나의 실시형태에서, 역행하는 궤도에서의 관측 위성 및 또 다른 위성을 개략적으로 예시하고;
도 6은 발명의 하나의 실시형태에서, 즉, 역행하는 궤도에서의 매우 경사진 위성을 개략적으로 예시하고;
도 7은 발명의 하나의 실시형태에서 관측 위성의 구성을 개략적으로 예시하고;
도 8은 발명의 하나의 실시형태에서 관측 위성 페이로드의 구성을 개략적으로 예시하고;
도 9는 발명의 하나의 실시형태에서 프로세싱 스테이션의 구성을 개략적으로 예시하고;
도 10은 중계기를 통한 위성으로부터의 송신을 개략적으로 예시하고;
도 11은 발명의 하나의 실시형태에서의 방법을 개략적으로 예시하고;
도 12는 발명의 하나의 실시형태에서의 방법을 개략적으로 예시한다.

본 발명은 지금부터 특정한 실시형태들과 함께 설명될 것이다. 특정한 실시형태들은 당업자에게 더욱 양호한 이해를 제공하도록 작용하지만, 첨부된 청구항들에 의해 정의되는 발명의 범위를 어떤 방법으로든 제한하도록 의도된 것은 아니다. 특히, 설명의 전반에 걸쳐 독립적으로 설명된 실시형태들은 이들이 상호 배타적이지 않은 정도까지 추가의 실시형태들을 형성하도록 조합될 수 있다.

도 1은 발명의 일부 실시형태들이 다루는 문제들을 이해하기 위하여 (도 1 상에서 "GEO 궤도"로 표기된) 정지 궤도(geostationary orbit) 상에서 지구의 궤도를 돌고 있는 위성(30)을 개략적으로 예시한다.

위성(30)은 지상 스테이션(60)으로부터 (도 1 상에서 "업링크"로 표기된) 업링크 신호(예를 들어, 지구 상의 또 다른 포인트를 향해 중계되어야 할 음성 또는 데이터)를 수신한다. 추가적으로, 예를 들어, 오지향된(misdirected) 위성 접시(즉, 잘못 지시된(mis-pointed) 안테나)로 인해, 또는 지상 스테이션(50)의 안테나의 방사 패턴(radiation pattern)이 충분히 지향적이지 않기 때문에(예를 들어, 그 메인 로브(main lobe)가 너무 넓기 때문에, 또는 사이드 로브(side lobe)가 우발적으로 위성(30)의 방향에 있기 때문에, 또는 송신 전력이 너무 높기 때문에), 또 다른 지상 스테이션(50)은 (도 1 상에서 "간섭하는 캐리어(interfering carrier)"로 표기된) 전자기 에너지를 위성(30)의 로케이션(location)을 향해 송신한다. 지상 스테이션(50)으로부터 송신된 전자기 에너지는 인접한 위성을 위해 의도될 수도 있지만, 부분적으로 위성(30)에 도달한다. 지상 스테이션(50)으로부터 송신된 전자기 에너지는 정지 위성(30)에 대한 간섭으로서 보인다. 간섭은 예를 들어, 데이터 스루풋(data throughput), 이용가능한 대역폭, 주어진 트랜스폰더(transponder) 상에서의 이용가능한 전력, 잡음 플로어(noise floor) 안정성 등의 측면에서, 예를 들어, 위성 링크의 이용가능한 용량을 감소시킴으로써 위성(30)의 정상적인 동작을 교란시킬 수도 있다.

도 1에서, (점선에 의해 예시된) 위성(30)의 궤도 및 (평선(plain line)에 의해 예시된) 지구 표면의 곡률 사이의 거리는 개략적이고, 축척에 맞는 것은 아니다. 마찬가지로, 도시된 지상 스테이션들 및 위성은 역시 축척에 맞는 것이 아니다. 이 언급들은 도 2, 도 3, 도 4, 도 5, 도 6 및 도 10에 마찬가지로 적용한다.

도 2는 발명의 일부의 실시형태들이 다루는 문제들을 이해하기 위하여, 위성(30)이 간섭을 경험하는 또 다른 시나리오를 개략적으로 예시한다.

이 경우, 지상 스테이션(60)은 위성(30)보다 더 낮은 궤도에서 돌아다니는 위성(31)으로 업링크 신호를 송신한다. 예를 들어, 위성(31)은 저 궤도(low earth orbit; LEO) 또는 중간 궤도(medium earth orbit; MEO)에 있고, 위성(30)은 정지 궤도에 있다. 업링크 신호는 위성(30)을 위해 의도된 것은 아니지만, 적어도 하나의 시점에서, 위성들(30, 31)은 지상 스테이션(60)으로부터 보이는 시야의 동일한 라인에 있으므로, 업링크 신호를 반송하는 전자기 에너지는 위성(30)에 도달한다. 그러므로, 위성(30)은 간섭을 경험할 수도 있다. 위성(31)이 위성(30)에 비해 더 높은 궤도에서 돌아다니고 있을 때, 동일한 문제가 발생할 수도 있다. 이러한 상황은 예를 들어, 1997년 8월 4-7일, 아이다호(Idaho), 선 밸리(Sun Valley)에서 개최된 Proceedings of the AAS / AIAA Astrodynamics Specialist Conference(AAS/AIAA 천체동역학 전문가 회의의 의사록), AAS Paper 97-668, Thomas J. Lang, "Conjunction / Interference Between LEO and GEO Comsats(LEO 및 GEO 콤샛들 사이의 합/간섭)"에서 논의되어 있다.

도 3은 발명의 일부의 실시형태들이 다루는 문제들을 추가로 이해하기 위하여, 위성의 동작이 교란될 수도 있는 또 다른 시나리오를 개략적으로 예시한다.

예를 들어, 이동 통신 시스템에서 이용된 기지국(61)은 신호를 이동 디바이스들 또는 다른 기지국들로 방송한다. 이 송신은 우발적으로 지상 스테이션(60)에 의해 캡처된다. 다시 말해서, 지상 스테이션(60)은 위성(30)으로 전송된 업링크에서의 송신을 무의식적으로 포함한다. 이에 따라, 위성(30)은 위성(30)에 대한 업링크 신호뿐만 아니라 위성(30)을 위해 의도되지 않은 일부를 포함하는 전자기 에너지를 수신한다.

이 타입의 간섭 현상의 발생은 스펙트로그램 분석(spectrogram analysis)에 의해 인식되었다. 실제로, 과거에는, 타이밍 정정 버스트(timing correction burst)들을 명확하게 보여주는 스펙트로그램 분석에 의해 입증된 바와 같이 예를 들어, GSM 재방송(rebroadcast)이 발생할 수도 있는 것으로 밝혀졌다. 실제로 GSM에서는, 타이밍 버스트가 매 10 번째 프레임 후에 전송된다. 각각의 GSM 프레임이 4.615 ms이므로, 타이밍 버스트는 매 46.15 ms에 보였다. 이 상황은 예를 들어, 이동 통신 셀 타워(기지국)가 (서로로부터 수백 미터와 같이) VSAT 업링크 안테나에 근접한 경우에 일부의 상황들에서 발생할 수도 있다. 다음으로, VSAT 업링크 안테나는 신호들을 캡처하고 이동 통신 셀 타워로부터 정지 궤도를 향해 신호들을 재송신할 수 있다.

일부의 예시적인 간섭 시나리오들은 도 1 내지 도 3을 참조하여 설명되었으므로, 발명의 실시형태들은 더욱 상세하게 설명될 것이다.

하나의 실시형태에서, 관측 위성(10)은 (예를 들어, 정지 위성인) 위성(30)에 도달하거나, 더욱 일반적으로, 궤도 또는 궤도들의 그룹에 도달하는 전자기 에너지에 관한 정보를 얻기 위하여 이용된다. 그와 관련하여, 도 4는 (몇몇 관측 위성들(10)이 또한 이용될 수도 있지만) 역행 궤도에서의 관측 위성(10), 관측 위성(10)으로부터의 송신을 수신하고 제어 신호들을 관측 위성(10)으로 송신하는 지상 스테이션(20), 수신된 송신을 프로세싱하는 프로세싱 스테이션(40), 정지 궤도에서의 위성(30), 업링크 신호를 위성(30)을 향해 송신하는 송신 스테이션(60), 및 전자기 에너지를 위성(30)을 향해 우발적으로 송신하는 송신 스테이션(50)을 개략적으로 예시한다. 도 4에서 도시된 예에서는, 발명이 이 시나리오에 제한되지 않지만, 위성(30)이 정지 궤도에 있는 것으로 가정된다.

역행 궤도에서 지구의 궤도를 도는 관측 위성(10)은 지상 스테이션들(50, 60)로부터의 송신을 수신할 수 있다. 또한, 관측 위성(10)은 수신된 전자기 에너지에 대한 정보를 지상 스테이션(20)으로 전송한다. 다음으로, 정보는 예를 들어, 다양한 종류들의 정보를 도출하기 위한 프로세싱을 위하여 프로세싱 스테이션(40)에서 이용된다. 예를 들어, 프로세싱 스테이션(40)은 지상 스테이션(50)의 위성 접시를 조절할 수 있도록, 또는 (예를 들어, 간섭하는 지상 스테이션(50)의 방향으로 널(null)을 생성함으로써) 지상 스테이션(50)으로부터 바람직하지 않은 신호들을 수신하는 것을 회피하기 위하여 위성(30)의 안테나의 수신 패턴을 적응시킬 수 있도록, 간섭하는 지상 스테이션(50)의 로케이션을 결정할 수도 있다.

도 5는 관측 위성(10)이 역행 궤도보다 더 낮은 것이 아니라, 정지 궤도보다 더 큰 고도에서 궤도를 도는 구성을 개략적으로 예시한다. 게다가, 도 5에 의해 예시된 구성은 도 4에 의해 예시된 구성과 유사하다.

관측 위성(10)에 대해 역행 궤도를 이용하는 장점들이 지금부터 더욱 상세하게 설명될 것이다.

역행 궤도

스펙트럼 센싱 능력들을 갖는 위성(즉, 관측 위성)의 최대 값을 달성하기 위하여, 본 발명의 일부의 실시형태들은 센싱 커버리지(sensing coverage)를 가능한 한 많은 위성들로 확장한다. 전형적으로, 주어진 궤도에서의 다른 위성들에 상대적인 위성의 운행은 연료를 소모할 것을 요구하여, 단축된 수명, 증가된 우주선 비용, 또는 상대적인 드리프트(drift)의 속력이 낮은 것으로 귀착된다. 이론적으로는, 위성이 연료를 연속적으로 소모할 경우, 위성이 적절한 고도에서 다른 위성들에 비해 매우 신속하게 궤도를 돌 수 있다. 그러나, 이것은 실제적이지 않고, 아마도, 현재의 기술로 심지어 실현가능하지 않다. 그러므로, 유리한 밴티지 포인트 고도(vantage point altitude)를 또한 유지하면서, 가능한 드리프트 레이트는 시스템의 값을 극도로 제한할 정도로 그러한 느린 레이트일 것이다. 선단 배치(fleet deployment) 및 스펙트럼 전개는 긴 시간 스케일들에서 동작하므로, 느린 드리프트 레이트는 더욱 전략적인 가치 부가된 필요성들에 맞을 수도 있지만, 자산(asset)을 필요로 하는 궤도 로케이션에 재배치하기 위하여 몇 달이 걸릴 수 있으므로, 느린 드리프트 레이트는 또한, 능동 통신 송신에 대한 응답성을 위해 적당한 동작 모니터링 플랫폼으로서 그것을 배제한다. 이러한 이유로, 그리고 서빙된 위성들의 수를 최대화하기 위하여, 제안된 해결책은 관측 위성(10)이 정지 고도 근처에서 대안적인 역행 궤도로 동작하여, 그 축 주위로 자전에 반대로 지구의 궤도를 도는 것이다. 역행 궤도는 여기서, 90°보다 더 크고 270°보다 더 작은 경사를 가지는 궤도인 것으로 이해된다.

역행 궤도 상에서 궤도를 도는 위성들의 이용은 알려져 있지만, 다른 응용들 및 구성들에 대한 것이다. 예를 들어, US 2008/0081556 A1은 위성들을 관측하고 검사하기 위하여 역행 궤도에서 위성을 위치시키는 것에 관한 것이다.

바람직하게는, 역행 궤도의 경사는 175° 및 185° 사이라서, 관측 위성(10)은 적도면에 근접하게 운행한다. 역행 고도의 추가의 개략적인 예시는 도 6에서 예시되어 있다. 이 궤도는 정지 위성들(30)에 상대적인 연속적이고 자연적인 운행의 장점을 가지고, 관심 있는 각각의 정지 우주선을 위한 플라이바이(flyby)의 합당한 주파수를 제공한다. 역행 궤도는 상당한 연료를 소모할 필요 없이 적절한 고도에서의 측정을 허용한다. 더욱 구체적으로, 역행 궤도는 희망하는 재방문 레이트 및 자연적인 운행으로서의 밴티지 포인트를 가능하게 하여, 유일한 연료 필요성은 (모든 다른 위성들과 유사한) 위성의 수명 동안의 궤도를 달성하고 유지하기 위해 요구되는 것이다. 고도는 바람직하게는 정지 위성들(30)과 유사하며, 그 고도에서 다른 위성들과의 합(conjunction)을 위한 안전성의 버퍼를 제공하기 위하여 수천 킬로미터 전후에까지 이른다. 유사한 고도에 있는 것은 관측 위성(10)이 정지 위성들(30)이 수신하는 것과 동일한 송신 - 또는 거의 동일한 송신 - 을 모니터링하도록 하기 때문에, 고도는 관측 위성(10)의 센싱 동작들에 있어서 중요하다. 우주선의 고도가 너무 높거나 너무 낮을 경우에는, 우주선은 (지구 상에서 낮은 앙각(elevation angle)을 갖는 안테나들로부터의) 일부의 송신 신호들을 잠재적으로 누락할 것이고, 원하지 않는 마이크로파 에너지를 잠재적으로 수신할 것이다.

관측 위성(10)의 고도가 정지 위성들(30)과 대략 동일할 경우, 즉, 관측 위성(10)이 예를 들어, 정지 궤도로부터 단지 4000 킬로미터만큼 차이나는 고도를 가지는 궤도에서 지구의 궤도를 돌고 있을 경우에는, 궤도 주기가 매 24 시간마다 대략 하나의 위성 회전으로 되어 있다. 그러나, 지구의 회전 및 정지 위성의 궤도는 크기에 있어서 동일하지만 방향에 있어서 반대일 것이므로, 관측 위성(10)은 24 시간 당 대략 2 번 각각의 정지 위성(30)을 통과한다. 궤도는 또한 180도의 경사를 갖는 순행 정지 타입(prograde geosynchronous type)으로서 설명될 수 있다. 이에 따라, 각각의 정지 위성(30)에서의 도달의 급속한 빈도 및 전체 원호(arc)에 걸린 대규모 커버리지는 그 마이크로파 센싱 능력들을 갖는 단일 관측 위성(10)이 전체 선단을 서빙할 수 있게 한다.

역행 궤도가 전통적인 정지 위성 통신의 의미에서 유용하지 않으므로, 약간의 역행 발사(retrograde launch)가 수행되었다. 반대 방향의 궤도를 달성하기 위하여 지구의 자전에 의해 제공된 운동량(momentum)을 반전시켜야 하므로, 지구의 표면으로부터 역행 위성을 발사시키기 위해서는 추가적인 에너지가 요구된다.

가장 간단한 발사 접근법은 역행 방향으로 필요한 델타-v를 달성하기 위한 추가적인 추진력을 고려하여, 지구의 표면으로부터 서쪽을 향해 발사하는 것이다. 그러나, 대부분의 발사는 순행이므로, 발사 지점들은 호의적인 동쪽을 향한 조건들(바로 동쪽의 큰 수역)에 맞게 위치한다. 추가적인 접근법은 더욱 전통적인 초정지 전이 궤도(super-synchronous transfer orbit)로의 동쪽을 향한 발사이고, 시간 경과에 따라 경사를 180도로 증가시키기 위하여 우주선에 탑재한 추진력을 사용한다. 그러나, 이러한 발사는 이러한 궤도를 달성하기 위한 유일한 수단으로서 간주되지 않아야 한다.

또 다른 발사 접근법은 예를 들어, Aravind, R., 등, "Mission to Retrograde Geo-equatorial Orbit (RGEO) using lunar swing-by", 2012 IEEE Aerospace Conference (3-10 March 2012), pp. 1-8에서 논의된 바와 같이, 달 중력선회(lunar swing-by)를 수행하고 지구의 회전에 상대적인 방향을 "반전"시키기 위하여 달을 이용하는 것이다.

위성 구성

도 7은 발명의 하나의 실시형태에서 관측 위성(10)의 구성을 개략적으로 예시한다. 관측 위성(10) 및 그 장비는 전력, 추진, 제어, 열, 및 다른 서브시스템들을 포함하여, 현존하는 우주선 버스(spacecraft bus)의 상부에 구축될 수도 있다. 특화된 페이로드(즉, 장비)는 다음의 주요한 서브시스템 구성부품들을 포함할 수 있다: 공간-기반 지오로케이션을 가능하게 하기 위해 필요한 수신-전용 배열들(11) 및 제어 구성부품들(12)(제어 유닛), 스펙트럼 프로세싱 및 분석 하드웨어, 지상으로부터 명령들을 수신하고 프로세싱된 데이터(필요한 경우에 송신을 위해 일시적으로 저장하는 데이터) 및 원격측정 자료를 다운로드하기 위한 (도 7 상에서 "COM"으로 표기된) 통신 서브시스템(13), 및 추진 시스템(14). 추진 서브시스템은 발사의 방법에 따라서는, 규정된 궤도를 달성함에 있어서의 이 서브시스템의 중요성으로 인해 구체적으로 도시되어 있다. 그러나, 관측 위성(10)은 상기 언급된 모든 서브시스템들을 포함하지 않을 수도 있고, 다른 실시형태들에서는 추가적인 서브시스템들을 포함할 수 있다.

안테나(11)는 지구를 향해 지향된 수신 패턴을 가지고, 무선 주파수 범위에서 전자기 에너지를 수신하기에 적당하다. 수신된 전자기 송신은 의도적으로 송신된 신호 및/또는 잡음과 유사한 송신을 포함할 수도 있다. 바람직하게는, 안테나(11)는 통신 위성들에 의해 이용된 범위, 예를 들어, L-대역(1 내지 2 GHz), S-대역(2 내지 4 GHz), C-대역(4 내지 8 GHz), X-대역(8 내지 12 GHz), Ku-대역(12 내지 18 GHz), 및 Ka-대역(26.5 내지 40 GHz)에서 송신을 수신하기에 적당하다. 안테나(11)는 임의의 타입들의 편파(예를 들어, 선형, 수직, 수평, 타원 및 원형) 또는 일부의 타입들의 편파만을 갖는 전자기 에너지를 수신하기에 적당할 수도 있다. 또한, 관측 위성(10)이 올바르게 위치할 때, 즉, 관측 위성(10)이 지구의 궤도를 안정적으로 돌고 있을 때, 수신 패턴은 지구를 향해 지향된다.

또한, 제어 유닛(12)은 수신된 전자기 에너지의 변조 방식(예를 들어, 위상-시프트 키잉(phase-shift keying), 직교 진폭 변조(quadrature amplitude modulation), 시간 분할 다중 액세스, 코드 분할 다중 액세스, 주파수 분할 다중 액세스)에 대한 정보를 얻을 수도 있다.

명령 캐리어, 원격측정 자료 및 데이터 다운로드 링크를 포함하는 관측 위성(10) 및 지상 사이의 통신을 위하여, 이하의 기법들 중의 하나가 예를 들어 이용될 수도 있다:

(a) 특정한 전용 마이크로파 주파수들의 이용에 의해 데이터를 다운링크하는 것. 전형적으로, 데이터 다운링크 주파수들은 간섭을 야기시키는 것을 회피하기 위하여 분석되는 통신 위성들(30)에 의해 통상적으로 이용된 것들과는 상이하다.

(b) 관측 위성(10)이 운행할 때에 근처의 위성들에 대한 간섭을 회피하도록 그 송신 주파수 대역을 동적으로 조절할 수 있는 RF 송신기를 사용하여 데이터를 다운링크하는 것. 이것은 사전-스케줄링된(pre-scheduled) 시퀀스일 수 있거나 자율적일 수 있다.

(c) 로우-레벨 확산 스펙트럼을 이용한 송신. 이미 이용 중이거나(또는 그렇지 않은) 스펙트럼을 사용하고 매우 로우 레벨 신호를 송신하는 것. 데이터 레이트는 MHz 당 대폭 감소되지만, 그것은 네거티브 캐리어 대 잡음(carrier to noise; C/N) 비율로 귀착되고, 이에 따라, 동일한 주파수들에서 송신되는 임의의 트래픽에 대해 최소의 효과를 가진다.

(d) 광학적 채널. 이 경우, 구름 및 기타 날씨 현상이 광학적 링크를 중단시킬 수도 있으므로, 안정적인 다운링크 통신을 보장하기 위하여 복수의 지상 스테이션(20)이 필요하게 될 수도 있다.

(e) 상기 방법들 중의 임의의 것을 이용하지만, 궤도의 다른 부분들로부터의 데이터를 저장하고 (예를 들어, 이미 이용 중인 더 적은 주파수 범위들을 가지며 높은 데이터 스루풋이 달성될 수 있는 장소에서의) 궤도의 상이한 부분에서는 더 이후에 다운링크하는 저장 및 포워드 방법.

관측 위성(10)으로부터의 다운링크 통신에 관하여, 임의의 상기 방법들은 하기에 의해 이용될 수도 있다:

(1) 위성의 밴티지 포인트로부터 지구의 일부 또는 전체를 커버하는 "넓은" 영역 송신.

(2) 다수의 지상 스테이션들을 추적하고, 이에 따라, 전력/스루풋을 최대화할 뿐만 아니라, 조정을 간소화하고 데이터-보안을 증대시키는 탑재한 작은 빔 추적 안테나들.

(3)데이터 중계기로서 작동하는 또 다른 위성으로의 송신 링크.

세 번째 대안은 도 10에서 개략적으로 예시되어 있다. 관측 위성(10)은 다운링크 송신을 지상 스테이션(20)에 전송하기 위하여 중계기 위성(31)을 이용한다. 더욱 구체적으로, 관측 위성(10)은 위성(31)을 향해 송신한다. 다음으로, 중계기 위성(31)은 아마도 일부의 프로세싱 후에 지상 스테이션(20)을 향해 송신을 중계한다.

도 8은 본 발명의 하나의 실시형태에서 관측 위성(10)의 구성을 개략적으로 예시한다. 이 실시형태에서, 관측 위성(10)은 위상조절된 배열 안테나(phased array antenna; 11)를 이용하여 C 및 Ku 대역에서 전자기 에너지를 수신한다. 다음으로, 수신된 전자기 에너지는 디지털 신호 프로세서를 위해 적당한 공통 주파수로 변환된다. A/D 변환기(121)는 아날로그 신호를 디지털화한다. 고속 푸리에(Fast-Fourier) 프로세싱은 FFT 유닛(122)에서 A/D 변환기(121)로부터의 신호에 대해 수행된다. 프로세싱 유닛(123)은 FFT 유닛(122)으로부터의 출력이 버퍼(131)에 저장되기 전에 FFT 유닛(122)으로부터의 출력을 추가로 프로세싱할 수도 있다. 버퍼에 저장된 데이터는 다운링크 안테나(132)를 통해 지상 스테이션(20)으로 송신된다.

그러나, 발명은 도 8에 의해 예시된 예시적인 구현에 제한되지 않는다. 도 8은 간단한 구현을 예시하고, 하나의 접근법을 위한 기능적인 하드웨어 구성을 예시하도록 작용하기만 한다. 다수의 다른 가능한 구현들이 이용될 수도 있다.

공간-기반 지오로케이션

공간-기반 지오로케이션은 공간에서의 물체에 의해 지구의 표면 상의 로케이션을 결정하는 것을 의미한다. 그렇게 행하기 위하여, 많은 가능한 방향 탐지(direction finding; DF) 기법들이 가능하다. 하나의 가능한 기계적 구현은 예를 들어, 송신 신호가 그것의 가장 강한 상태가 될 때까지 우주선을 회전시켜서, 우주선의 방위(orientation)가 송신된 신호 벡터에 평행하게 되는 것을 포함할 수도 있다. 더욱 정교한 접근법들은 더욱 복잡한 전자적 및/또는 기계적 단계들을 가진다. 일부의 추가적인 접근법들이 이하에서 설명된다.

공간에서의 자연적인 밴티지 포인트로부터, 관측 위성(10)은 정지 위성들로의 거의 모든 업링크 송신을 관측하고 모니터링할 수 있고, 업링크 신호들의 지향성에 관한 관련된 정보를 수집할 수 있다. 정지 위성으로의 착신 업링크 신호들의 지향성은 전형적으로, 신호가 통신 위성에 의해 수신되고 재송신된 후에는 지상으로부터 확인하기 어렵다.

궤도에서는, 우주선으로의 송신의 입사 각도와, 주어진 우주선 자세 및 위치, 이에 따라, 지구의 표면 상의 로케이션을 직접적으로 분석함으로써, 업링크 로케이션들의 결정이 지상-기반 지오로케이션에 비해 더욱 간단한 방식으로 달성될 수 있다. 이 접근법은 데이터의 외부 소스들에 의존하는 제한에 종속되지 않으므로 지상-기반 접근법들에 대해 상당한 장점들을 가지며, 인접한 위성들의 다운링크 신호들로부터의 주파수 및 시간적 도플러(Doppler) 시프트에 의존하는 것이 아니라, 업링크 에너지를 직접적으로 측정하므로, 더욱 강력한(robust) 결정 방법이다. 이 공간-기반 지오로케이션 능력은 우주선으로 송신하고 계약된 트래픽에 대한 간섭을 야기시키고 우주선 용량을 오염시키는 허가되지 않은 업링크 로케이션들의 지역화(localization)를 허용한다.

공간-기반 지오로케이션을 수행하는 것은 다수의 기법들 및 하드웨어 해결책들로 수행될 수 있다. 예를 들어, 4 개의 주요한 기법 분류들, 즉: (T1) 유연성 있는 또는 조향가능한 안테나 패턴에 의한 업링크 소스들의 '널링(nulling)'을 사용하는 방향 탐지(DF), (T2) 주파수 오프셋 또는 입사 신호의 주파수에 있어서의 변화를 검사하는 것에 의한 도달 주파수(Frequency of Arrival; FoA) 또는 도플러 분석, (T3) 2 개 이상의 안테나 소자(antenna element)들 사이에서 수신된 신호(위상, 진폭 등)를 비교하는 것에 의한 도달 각도(Angle of Arrival; AoA) 분석, 및 (T4) 멀티-소자 배열(multi-element array)에서 엘리먼트들에 걸친 충돌 신호들의 상관에 의한 스펙트럼 추정이 고려될 수도 있다.

(T1) DF 기법들은 일반적으로 충돌 신호에 대한 영향을 결정하기 위하여 안테나의 이득 특성들을 사용한다. 주어진 방향에서의 안테나의 이득의 변동에 의하여, 기계적 이동 또는 전기적 수단 중 어느 하나를 통해, 안테나에 의해 수신된 바와 같은 송신된 신호의 특성들은 또한 변동될 수도 있고, 이에 따라, 송신된 신호의 소스의 성질의 약간의 이해를 제공할 수도 있다. 주어진 방향에서의 이득의 변동은 예를 들어, 김블(gimble) 또는 자연적인 운행에 의한 송신된 신호의 소스에 대한 안테나의 상대적인 운행에 의해, 또는 전자적으로 조향가능한 안테나 배열에 의한 안테나의 이득 패턴의 동적 변동에 의해 달성될 수 있다. DF 기법들은 완숙된 상태이고, 다양한 응용들을 위해 이 기법들을 적용하기 위하여 다수의 하드웨어 구현들이 만들어졌다.

하나의 사례에서, 높은 이득 기울기 특성을 가지며 관측 위성(10)에 의해 보여지는 바와 같은 지구의 표면의 일부분을 커버하는 안테나 또는 안테나들을 관측 위성(10)에 구비함으로써, DF 기법들은 업링크 송신의 공간-기반 지오로케이션을 위해 적용될 수 있다. 궤도에서의 임의의 주어진 포인트에서, 관측 위성(10)의 안테나 패턴들은 간섭하는 캐리어를 "탐색"하기 위하여 지구의 표면 주위로 기계적으로 또는 물리적으로 운행할 수 있다. 이 운행은 의도적으로 제어될 수 있고, 전체 지구의 커버리지를 제공하기 위하여 반복되는 패턴으로 프로세싱할 수 있다. 패턴 시프트들로서의 기준 레벨과 비교한 신호 레벨들의 연속적인 모니터링은 풋프린트(footprint)가 타겟 신호에 접근하였고 타겟 신호로부터 멀어지도록 이동하였을 때의 정확한 측정치를 제공한다. 안테나 패턴들 자체, 안테나 패턴들의 운행 및 우주선 자세의 충분한 지식으로, 간섭하는 신호 소스를 향한 벡터가 결정될 수 있고 지구의 표면 상의 원점이 연산될 수 있다. 이 기법은 (송신기가 패턴 '널'에 진입하거나 이를 떠나는 동안의 에너지의 결핍의 측정이 아니라) 직접적인 에너지 측정에 의존하므로, 이러한 시스템은 강력할 것이고, 폭넓은 범위의 업링크 신호들에 적용될 것이다.

가장 유연성 있는 하드웨어 해결책들 중에서, 지구의 표면 상에서 풋프린트 패턴을 전자적으로 조향하기 위하여 능동 위상조절된 안테나 배열들을 이용하는 것이 있다. 이것은 기계적으로 이동하는 부분들이 전혀 없는 장점을 가지고, 몇몇 타입들의 검색 기능들(반복하는 패턴, 전용 탐색 등)을 수행하기 위하여 적응가능하다. 위에서 설명된 바와 같은 세 번째 제안된 기법을 위한 다른 타입들의 하드웨어 구현들은, 우주선에 탑재하여 기계적으로 이동하거나 회전하는 작은 스폿 빔(spot beam) 안테나들 또는 안테나 클러스터들, 또는 롤(roll), 피치(pitch), 요(yaw) 또는 그 일부의 조합에 있어서의 우주선 장동(nutation)을 갖는 고정된 안테나들 또는 안테나 클러스터들을 포함한다.

(T2) 도달 주파수 또는 도플러 분석들은 또한 공간-기반 지오로케이션을 수행하기 위하여 채용될 수 있다. 관측 위성(10) 및 송신 스테이션(50) 사이의 상대적인 운행으로 인해, 관측 위성(10) 상의 안테나에서 수신된 신호의 주파수는 송신 스테이션(50)에 의해 송신된 바와 같은 진정한 주파수에 대한 오프셋(offset)일 수도 있다. 추가적으로, 궤도 기하구조로 인해, 도플러 유도된 오프셋의 변화 레이트가 또한 변화할 수도 있다. 주파수 오프셋을 알려진 기준과 비교함으로써, 또는 우주선에 탑재한 2 개의 소자들 사이에서 주파수 오프셋을 비교함으로써, 또는 관측 위성에 의해 측정된 바와 같은 주파수 오프셋의 변화 레이트를 분석함으로써, 지구의 표면 상의 가능한 발신 로케이션들의 이해된 내용이 도출될 수 있다. 주파수 오프셋은 역행 궤도에서 관측 위성(10)의 높은 상대적인 속도로 인해 관측하기 위해 특별히 중요할 수도 있다.

이 방법론을 수행하기 위하여, 관측 위성(10)은 적어도 하나의 수신 안테나를 요구할 것이지만, 복수 개를 가질 수도 있다. 이 접근법은 주로 송신된 신호의 주파수의 분석에 의존하므로, 탑재한 안테나 패턴들의, 이득 및 조향-능력의 몇몇 요건들이 있다. 추가적으로, 공간-기반 지오로케이션을 위한 이 기법은, 진정한 주파수에서의 변동이 상대적인 운행으로 인한 도플러 변동으로서 인지되지 않도록, 안정적인 송신 주파수 또는 송신 주파수에서의 알려진 변동에 종속적인 것에 주목할 가치가 있다.

(T3) 도달 각도 분석에 의한 공간-기반 지오로케이션은 지구의 표면 상에서 중첩되는 안테나 패턴들을 갖는 우주선에 탑재된 복수의 안테나들을 사용할 수 있다. 간단한 예로서, 2 개의 안테나 소자들 사이의 기준 측정들은 신호의 도달 각도에 대한 기본적인 정보를 얻기 위한 하나의 방법일 수도 있다. 2 개의 안테나들에 의해 수신된 동일한 신호가 상이하게 그리고 상이한 전력 레벨에서 수신되도록, 중첩되지만 동일하지 않은 수신 패턴들을 갖는 2 개의 안테나들을 고려한다. 가능한 방향 벡터들의 작은 부분만이 양자의 안테나들에 대한 관측된 신호들로 귀착될 것이기 때문에, 양자의 안테나 소자들의 수신 특성들의 지식을 통해, 가능한 도달 방향의 대충의 이해된 내용이 결정될 수 있다. 이 프로세스는 더욱 복잡하고 더 큰 수의 안테나들로 이용가능한 정도까지 세분화 및 개선될 수 있다.

소자들 중의 하나 이상에 의해 주어진 신호의 진폭 및/또는 (더욱 보편적으로) 위상을 측정하고, 비율에 있어서의 차이를 서로 또는 기준 측정과 비교함으로써, 안테나 상으로의 소스의 입사 각도의 이해된 내용이 결정될 수 있고, 송신 소스들의 원점이 도출될 수 있다. 이 경우, 안테나 기능들의 높은 이득, 높은 기울기 및 열악한 롤-오프(roll-off) 성능은 높은 분해능 및 측정 정확성을 달성함에 있어서 유리하다. 기법들은 구현하기가 상대적으로 간단하고, 폭넓은 범위의 업링크 신호 타입들에 대한 강력한 측정치를 제공할 수도 있다.

(T4) 스펙트럼 추정 기법들은 배열에서의 다중의 소자들에 의한 관측 위성(10) 상에 충돌하는 신호 소스들의 측정에 의존한다. 그 결과, 스펙트럼 추정 도달 방향 기법들은 관측 위성(10)에 탑재된 정교한 배열로 구성되며 지구를 향해 지시하는 다수의 안테나 소자들을 요구하여, 안테나 이득 패턴들이 중첩되고, 소자들은 관심이 있는 의도된 신호에 따라 적절하게 이격된다.

각각의 소자에 걸친 주어진 주파수에서의 입사 신호들의 진폭 및 위상의 측정들은 입사 신호들의 구성의 추정치, 즉, 배열 상의 입사 각도를 생성하기 위하여 상관될 수 있다. 평균화를 통해 신호의 특성화를 통계적으로 개선시키기 위하여, 많은 측정이 순차적으로 행해질 수도 있다. 수학적으로 집중적인 프로세싱은 다중 신호 분류(Multiple Signal Classification; MUSIC)와 같은 서브-공간 이용 방법들을 통해 성능을 추가로 개선시킬 수 있다. 연산적으로 고가이며 충분히 큰 안테나 배열을 요구하지만, 일부의 상관 접근법들은 복수의 입사 각도들의 도달 방향의 고충실도(high-fidelity) 추정치들을 동시에 제공할 수 있다. 안테나 배열과, 관측 위성(10)의 방위 및 위치의 지식이 충분하다면, 지구의 표면 상에서의 각각의 입사 신호의 원점이 도출될 수 있으므로, 공간-기반 지오로케이션이 수행될 수 있다.

최적의 해결책은 실제로 상기 기법들의 다수를 병합할 수도 있고, 실제로, 일부의 기법들은 동일한 우주선 하드웨어를 이용하여 분석들을 수행하는 것과 필적할 수도 있다. 다수의 기법들의 출력의 합성뿐만 아니라, 관측 위성(10)이 운행하고 주어진 신호의 입사 각도가 변화할 때의 순차적인 분석들의 합성은 우수한 성능을 생성할 수도 있다.

기법(T2 또는 T3)에서의 일부의 도플러 오프셋 측정들을 제외하고는, 공간-기반 지오로케이션이 우주선의 역행(높은 상대 속도) 운행에 종속되는 것이 아니라; 오히려, 역행 운행은 상대적으로 급속한 응답 시간과, 주어진 고도에서 역행 방향으로 궤도를 도는 각각의 위성에 대한 공간-기반 지오로케이션을 수행하기 위한 커버리지를 가능하게 한다는 것에 주목할 가치가 있다.

도 10에서 예시된 바와 같은 복수의 위성들 사이의 협동의 개념의 의미에서 확장되는 하나의 실시형태에서, 단편화된 우주선 또는 직렬로 작동하는 우주선이 이용된다. 예를 들어, 하나의 실시형태에서, 복수의 관측 위성들을 포함하는 시스템이 이용된다. 이것은 약간의 거리에서 동시에 측정을 행하고, 그 다음으로, 그 신호들을 더 큰 우주선에 통신하는 적어도 하나의 안테나 소자를 각각 가지는 더 작은 우주선의 이용을 가능하게 할 수도 있다. 우주선은 또한 동일하게 사이즈가 정해질 수도 있다. 매우 멀리 떨어져서 이격되고(즉, 합성 개구 간섭법(synthetic aperture interferometry) 동일한 우주선 상에 있을 필요가 없는 안테나들을 가지는 것이 공간-기반 지오로케이션을 수행하기 위해 유리할 수도 있다.

관측 위성에 의한 지상-기반 지오로케이션

하나의 실시형태에서, 전통적인 지상-기반 도달 시간차(time difference of arrival; TDOA) 프로세싱 또는 도달 주파수차(frequency difference of arrival; FDOA) 프로세싱은 관측 위성 또는 위성들을 포함하는 지오로케이션 기법으로서 이용된다. 즉, 관측 위성은 TDOA-FDOA 측정들을 위한 타겟 위성에 대한 보조 위성으로서 작동하거나, 근접하는 2 개의 관측 위성들이 신호들의 지상-기반 TDOA-FDOA 분석을 수행하기 위하여 이용될 수도 있다. 이것은 상기 언급된 경우들 (i), (ii) 또는 (iii), 또는 그 임의의 조합(즉, 위에서 논의된 바와 같이, 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부, 또는 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부를 나타내는 또는 적어도 일부로부터 도출된 정보)에 대응하는 데이터를 관측 위성(들)으로부터 지상으로 송신하는 것을 포함한다.

이 기법은, 그 기법이 신호 분석 및 업링크 신호들의 원점의 결정에 있어서 보조하도록 구체적으로 의도되는 역행 궤도들인 하나 이상의 관측 위성들을 포함한다는 것을 제외하고는, 현존하는 지상-기반 지오로케이션 기법들과 동일하다. 그러한 의미에서, 기법은 또한 "공간-기반, 지상-기반 지오로케이션"으로 칭해질 수도 있다.

시스템 구성

관측 위성(10)에 추가하여, 발명의 하나의 실시형태에서의 시스템은 프로세싱된 데이터를 지상으로 중계하기 위한 지상-기반 기반구조 및 통신을 포함할 수도 있다. 추적 안테나들을 갖는 지구 주위의 몇몇 지상 스테이션들(20)은 원격측정, 추적 및 통신(telemetry, tracking and communication; TT&C) 기능들을 수행할 뿐만 아니라, 관측 위성(10)으로부터 송신된 데이터를 수신할 것이다. 정지 궤도 근처의 고도에서의 관측 위성(10)에 대한 수평 대 수평(horizon to horizon) 시간은 대략 4 시간이고, 현존하는 안테나 시스템들에 대한 합당한 속력 내에 있다. 관측 위성(10)과의 일정한 통신을 유지하기 위하여, 적어도 3 개 또는 4 개의 지상 스테이션들(20)이 요구된다. 전통적인 우주선 명령전달 및 제어에 추가하여, 지상 스테이션들(20)은 또한, 임의의 필요한 페이로드 명령들 또는 질의들을 관측 위성(10)으로 전송하여, 사용자들에 의해 희망된 바와 같은 특정한 측정들을 생성하기 위한 센싱 동작들을 지시한다.

관측 위성(10)에 의해 다운로딩된 데이터는 클 수도 있고, 지상에서의 수신 및 데이터 저장 체인(chain)은 전통적인 복조 및 복호화 수신 체인을 통해 관측 위성(10)으로부터의 데이터의 연속적인 흐름을 처리하기 위하여 적절한 사이즈로 정해진다. 위성 수신 영역이 변화할 때에 각각의 지상 스테이션(20)으로부터 순차적으로 공급된 데이터는 하나 이상의 프로세싱 스테이션들(40)에 저장될 수도 있다. 탑재한 프로세싱 구현 및 채용된 지오로케이션 기법에 따라서는, 프로세싱의 추가적인 계층이 희망하는 출력 및 데이터 포맷을 생성하기 위하여 중앙집중화된 데이터 센터에서 수행될 것이다. 전단 인터페이스(front end interface)들은 사용자들이 지상 스테이션들(20)을 통해 페이로드 명령들을 관측 위성(10)으로 보내도록 할 뿐만 아니라, 수신 및 프로세싱된 데이터에 대해 액세스하도록 할 수도 있다.

발명의 하나의 실시형태에서의 프로세싱 스테이션(40)은 도 9에서 개략적으로 예시되어 있다. 도 4에 도시된 바와 같이, 프로세싱 스테이션(40)은 지구 상에 위치된다. 그러나, 위에서 설명된 바와 같이, 일부의 프로세싱은 추가적으로 또는 대안적으로 관측 위성(10) 내에서, 또는 또 다른 위성 내에서 수행될 수도 있으므로, 동일한 기능들 및/또는 유닛들은 또한, 관측 위성(10) 내에서, 또는 또 다른 위성 내에서, 이것이 필요한 정도까지 병합될 수도 있다.

프로세싱 스테이션(40)은 프로세싱 유닛(41), 프로세싱 유닛(41)에 결합된 메모리 유닛(42), 및 프로세싱 유닛(41)에 결합된 통신 유닛(43)을 포함한다.

프로세싱 유닛(41)은 (예를 들어, 도 11을 참조하여) 본 문서에서 설명된 것들과 같이, 명령들을 해독하고 실행할 수도 있는 프로세서, 마이크로프로세서, 또는 프로세싱 로직을 포함할 수도 있다. 이 동작들은 프로세싱 유닛(41)이 메모리 유닛(42)과 같은 컴퓨터-판독가능한 매체에 포함된 소프트웨어 명령어들을 실행하는 것에 응답하여 수행될 수도 있다. 메모리 유닛(42)에 포함된 소프트웨어 명령어들은 프로세싱 유닛(41)으로 하여금 본원에서 설명된 동작들 또는 프로세스들을 수행하게 할 수도 있다. 대안적으로, 하드와이어 회로부(hardwired circuitry)는 본원에서 설명된 프로세스들 및/또는 동작들을 구현하기 위한 소프트웨어 명령어들 대신에 또는 이 소프트웨어 명령어들과 조합하여 이용될 수도 있다. 따라서, 본원에서 설명된 구현들은 하드웨어 및 소프트웨어의 임의의 특정한 조합으로 제한되지 않는다.

메모리 유닛(42)은 하나 이상의 관측 위성들(10)로부터의 송신을 저장하도록 구성된다. 메모리 유닛(42)은 프로세싱 유닛(41)에 의한 실행을 위한 정보 및 명령어들을 저장할 수도 있는 RAM 또는 또 다른 타입의 동적 저장 디바이스를 포함할 수도 있다. 메모리 유닛(42)은 또한, 프로세싱 유닛(41)에 의한 이용을 위한 정적 정보 및 명령들을 저장할 수도 있는 ROM 또는 또 다른 타입의 정적 저장 디바이스를 포함할 수도 있다. 메모리 유닛(42)은 또한, 자기적 및/또는 광학적 레코딩 매체 및 그 대응하는 드라이브를 포함할 수도 있다.

통신 유닛(43)은 하나 이상의 지상 스테이션들(20)과 통신하도록 구성된다. 통신 유닛(43)은 프로세싱 스테이션(40)이 다른 디바이스들 및/또는 시스템들과 통신하는 것을 가능하게 하는 임의의 트랜시버와 유사한(transceiver-like) 메커니즘을 포함할 수도 있다.

메모리 유닛(42)은 본 발명에 따라 설명된 방법 실시형태들의 단계들을 실행하기 위한 코드를 포함하는, 프로세싱 유닛(41)으로 로딩가능한 컴퓨터 프로그램을 저장할 수도 있다. 간결함을 위하여 예시되지 않았지만, 프로세싱 스테이션(40)의 구성부품들 사이의 통신을 허용하는 경로를 포함하는 버스와, 운영자가 정보를 프로세싱 스테이션(40)에 입력하는 것을 허용하는, 키패드, 키보드, 마우스, 펜, 음성 인식 및/또는 생체계측 메커니즘들 등과 같은 메커니즘을 포함하는 입력 디바이스와, 정보를 운영자에게 출력하는, 디스플레이, 프린터, 스피커 등과 같은 출력 디바이스가 또한, 프로세싱 스테이션(40)에 포함될 수도 있다.

도 11은 하나의 실시형태에서 시스템에 의해 수행된 방법의 플로우차트이다. 단계(S11)에서, 적어도 하나의 지상 스테이션(20)은 90°보다 더 크고 270°보다 더 작은 경사를 가지는 (즉, 역행 궤도에서) 궤도를 돌고 있는 관측 위성(10)으로부터 발신되며, (i) 위성에 의해 수신된 전자기 에너지, (ii) 위성에 의해 수신된 전자기 에너지를 나타내는 정보, 및 (iii) 위성에 의해 수신된 전자기 에너지로부터 도출된 정보 중의 적어도 하나를 전달하는 신호를 얻는다.

수신된 전자기 에너지를 나타내는 정보는 수신된 전자기 에너지를 디지털화하고 압축함으로써 관측 위성(10)에서 생성될 수도 있다. 최후의 대안에서, 수신된 전자기 에너지로부터 도출된 정보는 수신된 전자기 에너지의 소스의 로케이션(예를 들어, 경도(longitude) 및 위도(latitude))을 결정함으로써 관측 위성(10)에서 생성될 수도 있다.

단계(S12)에서, 적어도 하나의 프로세싱 스테이션(40)은 수신된 전자기 에너지, 또는 적어도 하나의 지상 스테이션에 의해 얻어진 수신된 전자기 에너지를 나타내거나 이 수신된 전자기 에너지로부터 도출된 정보로부터, (a) 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 구성; (b) 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 원점의 지구 상의 로케이션; (c) 정지 궤도의 적어도 일부에 도달하는 수신된 전자기 에너지의 레벨; 및 (d) 업링크 송신의 적어도 하나의 특성 중의 적어도 하나를 추정한다. 하나의 실시형태에서, 지상 스테이션(20) 및 프로세싱 스테이션(40)은 연결될 수도 있거나 단일 스테이션을 형성할 수도 있다.

수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 구성은 수신된 전자기 에너지의 에너지 스펙트럼 또는 편파를 포함할 수도 있다. 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 원점의 지구 상의 로케이션은 원점의 경도 및 위도를 포함할 수도 있다. 정지 궤도의 적어도 일부에 도달하는 수신된 전자기 에너지의 레벨은 정지 궤도의 간섭 맵을 결정하기에 유용하다. 업링크 송신의 특성은 업링크 송신의 변조 방식을 포함할 수도 있다.

도 12는 발명의 하나의 실시형태에서 시스템에 의해 수행된 방법의 플로우차트이다.

단계들(S21 및 S22)에서, 즉각적이거나 사전로딩된(preloaded) 구성 명령들이 실행되고, 위성 구성이 로딩된다. 단계(S23)에서, 위성은 업링크 전자기 에너지를 수신한다. 업링크 전자기 에너지는 예를 들어, 다른 위성들을 위해 의도된 에너지를 포함할 수도 있다. 단계(S24)에서, 수신된 전자기 에너지는 주파수 컨버전(frequency conversion) 또는 주파수 변환(frequency translation)을 거치게 된다. 추가적인 단계들은 디지털 변환과 유사하게, 수신된 전자기 에너지의 디지털 프로세싱, 데이터 감소 또는 데이터의 다중 소스들의 융합, 디지털-아날로그 변환, 주파수 변환 등을 포함할 수도 있다.

단계(S25)에서, 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부는 (예를 들어, 지구 상의 지상 스테이션을 향해) 송신된다. 수신된 전자기 에너지는 단계(S26)에서 디지털화되고 단계(S27)에서 디지털 방식으로 프로세싱된다. 프로세싱은 고속 푸리에 변환, 도플러 시프트 분석, 도플러 레이트 분석, 도달 방향 또는 도달 각도 프로세싱, 도달 시간차 프로세싱, 도달 주파수차 프로세싱, 및/또는 2 개 이상의 수신 소자들 또는 시간에 있어서의 인스턴스들 사이의 전력, 주파수, 위상 기준 비교와 같은 알려진 프로세싱 기능들을 사용하는 것을 포함할 수도 있다.

단계(S27)의 출력은 다양한 프로세싱 단계들을 위해 이용될 수도 있다. 단계(S28)에서, 프로세싱된 데이터는 기준 신호들의 특성들 및 원점, 궤도 위치, 위성의 속도 및 방위 데이터와 같은 외부 소스들과 합성될 수도 있다. 다음으로, 단계(S29)에서, 합성된 데이터는 지구의 표면 상의 근사적인 로케이션의 좌표 변환 및 투영에서 이용될 수도 있다. 이것에 의하여, 단계(S30)에서, 송신기의 로케이션은 추정될 수 있다(지오로케이션). 대안적으로 또는 추가적으로, 단계(S31)에서, 합성된 데이터는 다수의 분석들을 이용하여 합성될 수도 있다. 이것에 의하여, 안테나 특성화(characterization)들, 준수성 측정(compliance measurement)들 또는 스펙트럼 환경 유행화(spectral environment trending)가 단계(S32)에서 얻어질 수도 있다.

또한, 단계(S27)의 출력은 단계(S33)에서 수신된 전자기 에너지를 복조함으로써 추가로 프로세싱될 수도 있다. 이것에 의하여, 캐리어 신호 분석을 수행하는 것이 가능해진다(단계(S34)).

발명의 추가의 실시형태들에서, 상기 설명된 절차들, 단계들 또는 프로세스들 중의 임의의 하나는 예를 들어, 컴퓨터-실행가능한 절차들, 방법들 등의 형태, 임의의 종류의 컴퓨터 언어들, 및/또는 펌웨어, 집적 회로들 등 상의 내장된 소프트웨어 형태인 컴퓨터-실행가능한 명령들을 이용하여 구현될 수도 있다.

본 발명은 상세한 설명된 예들에 기초하여 설명되었지만, 상세하게 설명된 예들은 당업자에게 더욱 양호한 이해를 제공하도록 작용하기만 하고, 발명의 범위를 제한하도록 의도된 것이 아니다. 발명의 범위는 오히려 첨부된 청구항들에 의해 정의된다.

상기 실시형태들 중의 임의의 하나에서, 관측 위성은 또한, 동쪽으로부터 멀어지도록 지향된 수신 패턴을 가지는 추가적인 수신 안테나를 포함할 수도 있고, 안테나는 무선 주파수 범위에서 전자기 에너지를 수신하기에 적당할 수도 있다. 이러한 방식으로, 관측 위성이 (관측 위성이 궤도를 도는 궤도보다 더 큰 고도에서 궤도를 도는) 주어진 타겟 위성에 입력되는 주어진 신호뿐만 아니라, 타겟 위성에 의해 출력되는 반복된 주어진 신호를 수신하는 것이 가능하다. 예를 들어, 타겟 위성은 정지 궤도에서 궤도들 돌고 있을 수도 있고, 이 경우, 관측 위성이 정지 궤도보다 더 작은 고도에서 궤도를 돈다면, 관측 위성의 추가적인 수신 안테나는 천정 방향(zenith direction)에서 또는 그 근처에서 방위가 정해질 수도 있다. 이 접근법의 장점은, 그것이 입력 및 출력 신호들을 함께 이용하여, 에러(예를 들어, 그렇지 않을 경우에 지오로케이션 해결책 에러들로 귀착될 주어진 신호의 임의의 사소한 주파수 드리프트)의 일부의 소스들을 상쇄하는 것을 가능하게 하고, 타겟 위성 자체의 성능의 특성화를 가능하게 한다는 점이다.

Claims

삭제
지구 상에서 소스로부터 또는 소스들로부터 방출된 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위한 위성에 있어서,
상기 위성은 90°보다 더 크고 270°보다 더 작은 경사를 가지는 궤도에서 상기 지구의 궤도를 돌고 있고;
상기 위성은,
적어도 2 개의 수신 안테나들로서, 적어도 2 개의 수신 안테나들 중의 적어도 하나는,
상기 지구를 향해 지향된 수신 패턴을 가지고,
상기 위성이 상기 지구의 표면에 대해 궤도를 돌고 있을 때, 무선 주파수 범위에서 전자기 에너지를 수신하도록 구성되고,
적어도 2 개의 수신 안테나들 중의 적어도 다른 하나는,
상기 지구로부터 멀어지도록 지향된 수신 패턴을 가지고,
상기 위성이 상기 지구의 표면에 대해 궤도를 돌고 있을 때, 무선 주파수 범위에서 전자기 에너지를 수신하도록 구성되는, 상기 적어도 2 개의 수신 안테나들, 및
송신기로서,
상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부를 재송신하는 것,
상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부를 나타내는 정보를 송신하는 것; 및
상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부로부터 도출된 정보를 송신하는 것 중의 적어도 하나를 위하여 구성된 상기 송신기를 포함하는, 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위한 위성.
제 2 항에 있어서,
상기 지구 상에서 소스로부터 또는 소스들로부터 방출되며 정지 궤도에 도달하는 전자기 에너지에 대한 정보를 얻도록 구성되는, 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위한 위성.
제 2 항에 있어서,
상기 송신기는 상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부, 또는 상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부를 나타내거나 상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부로부터 도출된 정보를, 상기 지구를 향해 송신하도록 구성되는, 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위한 위성.
제 2 항에 있어서,
상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부로부터 도출된 상기 정보는 상기 위성 내에서 상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부를 프로세싱함으로써 얻어지는, 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위한 위성.
제 5 항에 있어서,
상기 프로세싱은,
공통 중간 주파수로의 아날로그 신호의 선택가능한 다운-변환;
상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부에 의해 제공된 신호들의 아날로그-디지털 변환;
상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 스펙트럼 분석;
상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 도플러 시프트 분석;
상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 도플러 레이트 분석;
도달 방향 또는 도달 각도 프로세싱;
도달 시간차(time difference of arrival; TDOA) 프로세싱;
도달 주파수차(frequency difference of arrival; FDOA) 프로세싱;
2 개 이상의 안테나 소자들 사이의 기준 측정들;
데이터 필터링; 및
데이터 압축 중의 적어도 하나를 포함하는, 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위한 위성.
제 2 항에 있어서,
상기 적어도 2 개의 수신 안테나들은 1 GHz와 100 GHz 사이의 무선 주파수 범위에서 전자기 에너지를 수신하도록 구성되는, 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위한 위성.
제 7 항에 있어서,
상기 적어도 2 개의 수신 안테나들은,
1 GHz 및 2 GHz 사이;
2 GHz 및 4 GHz 사이;
4 GHz 및 8 GHz 사이;
8 GHz 및 12 GHz 사이;
12 GHz 및 18 GHz 사이; 및
26.5 GHz 및 40 GHz 사이 중의 적어도 하나인 무선 주파수 범위에서 전자기 에너지를 수신하도록 구성되는, 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위한 위성.
제 2 항에 있어서,
상기 적어도 2 개의 수신 안테나들은, 상기 지구로부터 신호들을 수신하거나 지구로 신호들을 전송하기 위하여 정지 위성들에 의해 이용된 무선 주파수 범위에서 전자기 에너지를 수신하도록 구성되는, 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위한 위성.
제 2 항에 있어서,
상기 적어도 2 개의 수신 안테나들은,
선형 편파;
수직 편파;
수평 편파;
타원 편파; 및
원형 편파 중의 적어도 하나를 가지는 전자기 에너지를 수신하도록 구성되는, 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위한 위성.
제 2 항에 있어서,
상기 지구를 향해 지향된 수신 패턴을 가지는 상기 적어도 하나의 수신 안테나는, 1 궤도 주기 동안에, 상기 지구의 표면의 절반을 초과하여 커버하는 영역으로부터의 전자기 에너지를 수신하도록 구성되는, 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위한 위성.
삭제
제 2 항에 있어서,
상기 지구를 향해 지향된 수신 패턴을 가지는 상기 적어도 하나의 수신 안테나에 의해 수신된 상기 수신된 전자기 에너지는, 적어도 하나의 다른 위성에 대해 의도된 에너지를 포함하는, 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위한 위성.
제 2 항에 있어서,
상기 위성은 175°보다 더 크고 185°보다 더 작은 경사를 가지는 궤도에서 상기 지구의 궤도를 돌고 있는, 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위한 위성.
제 2 항에 있어서,
상기 위성은 정지 궤도로부터 단지 4000 킬로미터만큼 차이나는 정점(apogee)을 가지는 궤도에서 상기 지구의 궤도를 돌고 있는, 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위한 위성.
제 14 항에 있어서,
상기 위성은,
평균 해수면(mean sea level) 위의 31700 킬로미터 및 34700 킬로미터 사이; 및
평균 해수면 위의 36700 킬로미터 및 39700 킬로미터 사이 중의 임의의 하나인 정점을 가지는 궤도에서 상기 지구의 궤도를 돌고 있는, 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위한 위성.
제 2 항에 있어서,
상기 위성은 0.05보다 더 작은 이심률(eccentricity)을 가지는 궤도에서 상기 지구의 궤도를 돌고 있는, 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위한 위성.
제 2 항에 있어서,
상기 위성 자체는 상기 지구의 하나의 포인트로부터 상기 지구 상의 또 다른 포인트로 최종 사용자 정보를 중계하기 위한 통신 위성이 아닌, 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위한 위성.
제 2 항에 있어서,
상기 송신기는,
(a) 특정한 전용 마이크로파 주파수들을 이용하여 다운링크하는 것;
(b) 그 송신 주파수 대역을 동적으로 조절할 수 있는 송신기를 이용하여 다운링크하는 것;
(c) 로우-레벨 확산 스펙트럼;
(d) 적어도 하나의 광학적 통신 링크; 및
(e) 저장 및 포워드 방법 중의 적어도 하나를 이용하여, 상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부, 또는 상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부를 나타내거나 상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부로부터 도출된 정보를 송신하기 위해 구성되는, 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위한 위성.
제 2 항에 있어서,
상기 위성은,
적어도 하나의 수신 안테나에 접속된 수신기를 더 포함하고,
상기 수신기는 무선 주파수 스펙트럼의 넓은 범위에 걸쳐 상이한 주파수들로 재구성되기에 충분한 스펙트럼 민첩성(agility) 및 능력을 가지는, 전자기 에너지에 대한 정보를 얻기 위한 위성.
제 2 항의 적어도 2 개의 위성들을 포함하는 시스템.
시스템에 있어서,
제 2 항에 따른 적어도 하나의 위성,
상기 적어도 하나의 위성으로부터, 상기 수신된 전자기 에너지, 또는 상기 수신된 전자기 에너지를 나타내거나 상기 수신된 전자기 에너지로부터 도출된 정보를 얻기 위해 구성된 적어도 하나의 지상 스테이션, 및
적어도 하나의 프로세싱 스테이션으로서, 상기 수신된 전자기 에너지, 또는 상기 적어도 하나의 지상 스테이션에 의해 얻어진 상기 수신된 전자기 에너지를 나타내거나 상기 수신된 전자기 에너지로부터 도출된 정보로부터,
상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 구성(composition);
상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 원점의 지구 상의 로케이션;
정지 궤도의 적어도 일부에 도달하는 수신된 전자기 에너지의 레벨; 및
업링크 송신의 적어도 하나의 특성 중의 적어도 하나를 추정하기 위해 구성된 상기 적어도 하나의 프로세싱 스테이션을 포함하는, 시스템.
삭제
방법에 있어서,
적어도 하나의 지상 스테이션에 의해 신호를 얻는 단계로서,
상기 신호는 90°보다 더 크고 270°보다 더 작은 경사를 가지는 궤도 상에서 지구의 궤도를 돌고 있는 위성으로부터 발신되고, 상기 위성은 적어도 2 개의 수신 안테나들을 가지고, 상기 적어도 2 개의 수신 안테나들 중의 적어도 하나는 상기 지구를 향해 지향된 수신 패턴을 가지고, 상기 적어도 2 개의 수신 안테나들 중의 다른 하나는 상기 지구로부터 멀어지도록 지향된 수신 패턴을 가지고,
상기 신호는,
상기 위성에 의해 수신된 전자기 에너지,
상기 위성에 의해 수신된 전자기 에너지를 나타내는 정보, 및
상기 위성에 의해 수신된 전자기 에너지로부터 도출된 정보 중의 적어도 하나를 전달하는, 상기 신호를 얻는 단계, 및
적어도 하나의 프로세싱 스테이션에 의해, 상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부, 또는 상기 적어도 하나의 지상 스테이션에 의해 얻어진 상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부를 나타내거나 상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부로부터 도출된 정보로부터,
상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 구성;
상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 원점의 지구 상의 로케이션;
정지 궤도의 적어도 일부에 도달하는 수신된 전자기 에너지의 레벨; 및
업링크 송신의 적어도 하나의 특성 중의 적어도 하나를 추정하는 단계를 포함하는, 방법.
제 24 항에 있어서,
상기 로케이션을 추정하는 단계는 경도 및 위도를 추정하는 단계를 포함하는, 방법.
제 24 항에 있어서,
상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 원점의 지구 상의 로케이션을 추정하는 단계는, 간섭 소스의 로케이션을 추정하는 단계를 포함하는, 방법.
제 24 항에 있어서,
업링크 송신의 적어도 하나의 특성을 추정하는 단계는,
지구 상의 안테나; 및
지구 상의 안테나들의 그룹 중의 적어도 하나의 업링크 패턴을 추정하는 단계를 포함하는, 방법.
방법에 있어서,
수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 구성;
상기 수신된 전자기 에너지의 적어도 일부의 원점의 지구 상의 로케이션;
정지 궤도의 적어도 일부에 도달하는 수신된 전자기 에너지의 레벨; 및
업링크 송신의 적어도 하나의 특성 중의 적어도 하나를 추정하기 위해,
제 2 항에 따른 위성,
제 2 항에 따른 위성으로부터 얻어진 정보, 또는
제 22 항에 따른 시스템이 이용되는 것인 방법.
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