KR19990053980A - 이동체 능동 안테나 시스템의 구조 및 이를 이용한 위성추적 방법 - Google Patents

이동체 능동 안테나 시스템의 구조 및 이를 이용한 위성추적 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 이동체 능동 안테나 시스템의 구조 및 이를 이용한 위성 추적 방법에 관한 것이다. 이동하는 차량 등에서 위상 방송 또는 위성 통신 수신 신호를 수신하기 위해서는 위성 추적 기능을 보유하고 있는 안테나가 필요하다. 종래에는 이를 위해 고정된 지향각의 안테나를 사용하고 이를 이차원 기계적으로 제어하는 방식을 사용하였는데, 이 경우 추적 속도 및 자세제어가 복잡한 문제점이 있다. 또한 위상 배열 안테나 방식을 사용하여 단위 안테나 소자의 위상을 이차원 제어하는 방법을 사용할 경우에는 위상제어되는 소자수가 과다하여 제어가 복잡하고 제작 비용이 높은 단점이 있다. 또한 이러한 방법들은 위성 추적에 모노펄스 위성 추적 방식 또는 스텝트래킹 방식을 적용하여 추적 정확도가 낮고 추적 손실이 크며, 안테나의 위치 이동 감지를 위하여 수신 신호로서 방향과 회전 속도를 감지하여 상대적 방위를 계산하므로써 전자 방위 감지 방법을 사용하지 못하는 문제점이 있다. 본 발명에서는, 빔의 성형시에는 부배열 개념을 이용하여 빔을 성형하고 조향하며, 위성 추적을 위해 이중 빔 위성 추적 방법을 이용하므로써 추적 정확도를 높이고 추적 손실을 없애는 한편, 절대 방위 감지 방법을 사용하여 이동중 위치 추적을 보다 정확하게 할 수 있는 이동체 능동 안테나 시스템의 구조 및 이를 이용한 위성 추적 방법이 제시된다.

Description

이동체 능동 안테나 시스템의 구조 및 이를 이용한 위성 추적 방법
본 발명은 이동체 능동 안테나 시스템의 구조 및 이를 이용한 위성 추적 방법에 관한 것으로, 특히 이동하는 차량 등의 이동체에서 위성 방송 또는 위성 통신용 수신 신호를 수시하기 위하여 위성 추적 기능을 보유한 이동체 능동 안테나 시스템의 구조 및 이를 이용한 위성 추적 방법에 관한 것이다.
종래에는 이동체에서의 위성방송 또는 위성통신용 수신 신호를 수신하기 위하여 고정된 지향각의 안테나를 사용하고 이를 이차원 기계적으로 제어하는 방식을 사용하였다. 그러나 이 경우 추적 속도 및 자세제어가 복잡한 단점이 있다. 본 발명에서는 이와 반대로 위상 배열 안테나 방식을 사용하여 단위안테나 소자의 위상을 이차원 제어하는 방식을 사용하였다.
도 2는 종래의 위상 배열 안테나의 구조도이다.
n개인 단위 안테나 소자(21:21-1 내지 21-n)는 각각 초기 지향 위상값을 갖고 수신된 위성신호는 위성신호 수신기(22)에서 수신 크기를 판단하여 위성 추적 프로세서(26)로 수신 신호 세기 정보(23)를 보낸다. 이 정보는 위성 탐색, 제어 선택, 온-터닝 제어, 온-논터닝 제어 및 온-블럭킹 제어 기능을 수행하는 추적 연산처리 프로그램 블록(27)으로 입력된다. 추적 연산처리 프로그램 블록(27)은 상황 판단과 정확한 위성 방향을 계산하여 단위안테나 소자들이 원하는 방향으로 위성 지향하는 위상 지연이 되도록 빔 지향 제어 신호(28)를 보낸다. 이 경우 위성 추적 방향 및 속도를 판단하기 위하여 각속도 센서(24)로 부터 이동체의 회전 각속도 정보(25)를 동시에 처리하여 판단한다.
도 3은 종래의 위상 배열 안테나에서 단일 빔 성형 방법을 설명하기 위해 도시한 기능도로서, 수신 위성신호(31)가 입사되는 원하는 안테나 지향각 θ0로 안테나의 단일빔을 성형하는 방법을 나타낸다.
빔 지향 제어 신호(도 2의 28)를 이용하여 각 단위 위상천이기(B1 내지 Bn)에 위상 지연값을 공급하면, 각 단위 안테나 소자(A1 내지 An)는 수신되는 방향의 위성신호가 동시에 동일 위상을 가지고 도달하도록 각각 단위 안테나 소자간 위상차 ΔΦ 만큼씩 지연된다. 이 경우 지연값은 단위 안테나 소자간의 거리차 d(32)와 관계가 있다. 동시에 동일 위상이 수신된 단위 안테나 도달 위성신호는 신호 전력 결합기(33)에서 결합되어 수신기 도달 전의 최종 안테나 수신 위성방송 신호(34)가 된다.
도 4는 종래의 위상 배열 안테나에서 위성 추적 방법을 설명하기 위해 도시한 그래프로서, 위성 추적 프로세서(도 1의 26)가 위성 추적을 위해 사용하는 추적방법을 설명한다. 안테나는 이동체의 위치 상태에서 빔 지향각 θ 및 Φ에 따라 안테나 수신 위성 방송 신호 크기의 특성 곡선을 갖게 되고, 이 곡선은 최대점(M)을 갖게 되므로 위성 추적 프로세서(도 1의 26)는 수신 위성 방송 신호(도 2의 34) 크기를 검출하여 항상 최대점(M)을 찾아가도록 프로그램을 구성한다.
이와 같은 위상 배열 안테나의 경우, 위상 제어되는 소자수가 과다하여 제어가 복잡하고 제작비용이 높은 단점이 있다. 또한 위성추적에 모노펄스 위성추적 방식을 적용하거나 스텝트래킹 방식을 적용하므로서 위성추적 정확도가 낮고 추적시 신호 손실이 크며, 안테나의 위치 이동 감지를 위하여 수신 신호로서 방향을 감지함과 동시에 회전 속도를 감지하여 상대적 방위를 계산하는 방식을 사용하므로서 장시간 위성신호 차단지역을 통과할 경우 위성 추적 복구시 정확도가 떨어지고 소요시간이 긴 문제점이 있다.
따라서, 본 발명은 이동하는 차량 등의 이동체에서 위성 방송 또는 위성 통신용 수신 신호를 수신하기 위하여 안테나 부배열 개념을 사용하고 앙각의 일차원 위상배열 제어와 방위각의 일차원 기계식 제어를 복합 사용하며, 이중 빔 위성추적 방식을 사용하여 추적 정확도를 높이고 추적 손실을 줄이며, 전자 방위 감지 방법을 사용하므므로써 이동중 정확한 위치 추적을 할 수 있는 이동체 안테나 시스템의 구조 및 이를 이용한 위성 추적 방법을 제공하는데 그 목적이 있다.
상술한 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 이동체 능동 안테나 시스템의 구조는 안테나 레이돔부로 전송된 위성 신호를 수신하며 4개의 그룹으로 나누어진 능동 채널 부모듈과, 상기 능동 채널 부모듈로부터 각각 위성신호를 입력받아 각각 결합하는 신호 전력 결합기와, 상기 신호 전력 결합기로부터 결합된 위성신호를 분배하여 한편으로는 이차 빔을 성형하고 다른 한편으로는 신호 전력 결합하여, 고정부와 회전부의 상대적 회전 상태에서 위성 수신 신호, 각 제어 신호 및 전원 전력을 개방되지 않고 연속적으로 전송 및 공급해주는 로터리 조인터로 전송하는 빔 성형 블록과, 상기 로터리 조인터로 전송된 위성 정보 신호를 중간주파수로 변환하는 주파수 변환기와, 상기 주파수 변환된 위성 정보 신호를 대역 통과 필터를 이용하여 여과된 신호를 출력하는 위성 방송 수신기와, 상기 빔 성형 블록에서 성형된 이차 빔을 통하여 전송된 위성신호를 수신하여 위성 추적 정보 신호의 크기를 검출하는 추적 신호 변환기와, 상기 추적 신호 변환기로부터 전송된 위성 추적 정보 신호를 상기 로터리 조인터를 경유하여 전송하며, 일차원 앙각 제어를 위한 빔 성형을 위해 연산을 수행하여 요구되는 이중 빔의 각 위상 천이기에 할당되는 위상 지연값 코드를 계산하는 빔 조향 제어기와, 상기 빔 조향 제어기로부터 상기 로터리 조인터를 경유하여 전송된 위성 추적 정보 신호에 대하여 감지되는 이동체의 운동에 대한 정보 처리 결과와 함께 연산하여 위성 위치의 방위각, 앙각 정보 및 추적 속도 정보를 생성하며, 측정 요구 순간 이동체의 절대방위, 전방 기울어짐 및 측면 기울어짐의 3축 자세 정보를 제공하는 전자 방위 감지기와, 상기 전자 방위 감지기에서 생성된 방위각 및 속도 정보를 출력하고 구동 모터에서 해당 정보에 합당한 일차원 방위각 제어를 수행하도록 제어하고 감시하는 구동 제어기와, 차량 전원으로부터 공급된 전원을 시스템의 각 부분에 공금하는 전원 모듈과, 상기 전원 모듈로부터 공급받은 전원 중의 하나를 상기 로터리 조인터를 통해 공급받고 상기 구동 모터에 의해 능동 안테나의 방위각을 일차원 제어하는 회전 플랫포옴을 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.
또한 상술한 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 위성 추적 방법은 시스템을 초기화한 후 위성 초기 추적에서 전자 방위 감지기를 적용한 개방 루프 추적을 수행하여 위성 초기 위치를 추적하는 단계와, 상기 위성 초기 위치 추적의 결과로 신호가 검출되었는지를 1차 확인하는 단계와, 상기 1차 신호 검출 확인 결과 신호가 검출되어 위성 위치가 포착되면 페쇄 루프 추적으로서 이중 빔 위성 추적을 적용하는 안테나 측정 자동 추적을 반복 수행하는 단계와, 상기 1차 신호 검출 확인 결과 신호가 검출되지 않은 경우 즉, 일정 시간 동안 위성초기추적에 실패하는 경우에는 사용자의 판단에 따라 비상시 동작 정지를 수행하는 단계와, 신호가 검출되었는지 2차 확인하는 단계와, 상기 2차 신호 검출 확인 결과, 신호가 감지되지 않아 위성 추적이 실패되면 전자 방위 감지기를 적용한 개방 루프 추적으로서 위성 반복 추적을 수행하는 단계와, 상기 2차 신호 검출 확인 결과 신호가 검출되어 위성 추적이 성공되면 안테나 측정 자동 추적 단계로 진행하는 단계와, 신호가 검출되었는지 3차 확인하는 단계와, 상기 3차 신호 검출 확인 결과, 신호가 검출되어 위성 추적이 성공되면 안테나 측정 자동 추적 단계로 진행하는 단계와, 상기 3차 신호 검출 확인 결과 신호가 검출되지 않아 위성 추적이 실패되면 위성 초기 추적 단계로 진행하는 단계를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 한다.
도 1은 일반적인 이동체 설치 구조를 설명하기 위해 도시한 기능도.
도 2는 종래의 위상 배열 안테나의 구조도.
도 3은 종래의 위상 배열 안테나에서 단일 빔 형성 방법을 설명하기 위해 도시한 기능도.
도 4는 종래의 위상 배열 안테나에서 위성 추적 방법을 설명하기 위해 도시한 그래프.
도 5는 본 발명에 따른 이동체 능동 채널 안테나 시스템의 구조도.
도 6은 본 발명에 따른 이동체 능동 채널 안테나 시스템의 능동 채널 부모듈의 구조도.
도 7은 본 발명에 따른 이동체 능동 채널 안테나 시스템의 빔 형성 블록의 구조도.
도 8은 본 발명에 따른 위상 배열 구조를 설명하기 위해 도시한 기능도.
도 9는 본 발명에 따른 이중 빔 형성 방법을 설명하기 위해 도시한 기능도.
도 10은 본 발명에 따른 이동체 능동 안테나 시스템에서 이차 빔 조향을 설명하기 위해 도시한 기능도.
도 11은 본 발명에 따른 이동체 능동 안테나 시스템에서 이중 빔 패턴을 설명하기 위해 도시한 기능도.
도 12는 본 발명에 따른 위성 추적 방법을 설명하기 위해 도시한 흐름도.
<도면의 주요 부분에 대한 부호 설명>
51 : 안테나 레이돔부 52 : 능동 안테나 신호 처리부
511, 512, 513, 514 : 능동 채널 부모듈
515, 516, 517, 518 : 신호 전력 결합기
519 : 빔 성형 블록 520 : 회전 전원
521 : 추적 신호 변환기 522 : 빔 조향 제어기
523 : 로터리 조인터 524 : 주파수 변환기
525 : 전원 모듈 526 : 전자 방위 감지기
527 : 위성 추적 프로세서 528 : 구동 제어기
529 : 구동 모터 530 : 회전 플랫포옴
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명을 상세히 설명하기로 한다.
도 1은 일반적인 이동체 설치 구조를 설명하기 위해 도시한 기능도로서, 이동하는 차량 등의 이동체(12)에서 위성 방송 또는 위성 통신용 수신 신호를 수신하는 개념에서의 위성 방송 수신을 설명하기 위한 것이다.
위성(11)으로 부터 송신되는 위성 전파(13)는 안테나 레이돔부(14)에서 수신된다. 이후 위성 전파을 수신한 능동안테나 신호처리부(15)에서 위성추적 연산을 수행하고 수신 신호를 위성 방송 수신기(16)를 통하여 신호 처리하며 복구된 정보는 TV 모니터(17)를 통하여 사용자에게 전달된다.
도 5는 본 발명에 따른 이동체 능동 채널 안테나 시스템의 구조도로서, 이 시스템은 안테나 레이돔부(51)와 능동 안테나 신호 처리부(52)로 구성된다.
안테나 레이돔부(51)는 각각 4개의 그룹으로 나누어진 m개로 구성된 능동 채널 부모듈(511, 512, 513, 514)과 4개 신호 전력 결합기(515, 516, 517, 518), 빔 성형 블록(519), 회전 전원(520), 추적 신호 변환기(521), 빔 조향 제어기(522), 회전 플랫포옴(530), 로터리 조인터(523), 주파수 변환기(524) 및 구동 제어기(528)로 구성된다. 또한 능동 안테나 신호 처리부(52)는 위성 추적 프로세서(527), 전자 방위 감지기(526) 및 전원 모듈(525)로 구성된다.
위성으로부터의 신호가 안테나 레이돔부(51)에 도달되면 4개의 그룹으로 나누어진 m개의 능동 채널 부모듈(511, 512, 513, 514)로 전송된다. 이중 빔의 일차 빔은 수신 신호 저잡음 증폭기, 위상 지연 제어 및 위상배열, 전력 제어를 통하여 능동 모듈 채널에서 성형된다. 한편, 능동 채널 부모듈은 각각 m/4개씩 4개 그룹(511, 512, 513, 514)으로 나누어지며 각각의 신호전력 결합기(515, 516, 517, 518)로 전송되어 결합된다. 결합된 4개 신호는 빔 성형 블록(519)으로 전송된다. 빔 성형 블록(519)으로 전송된 4개 수신 위성 신호는 분배되어 한편으로는 저잡음 증폭기, 위상 지연 제어 및 위상배열, 전력 제어 및 신호 전력 결합기를 통하여 이중 빔의 이차 빔을 성형하고 추적 신호 변환기(521)로 출력된다. 또한, 분배된 반대측 신호는 신호 전력 결합되어 로터리 조인터(523)로 전송된다. 로터리 조인터(523)로 전송된 위성 정보 신호는 주파수 변환기(524)에서 중간 주파수로 주파수를 변환하고 대역 통과 필터를 통하여 여과되어 위성 방송 수신기(54)로 출력된다. 수신기는 정보를 복구하여 TV 모니터(55)를 통하여 사용자에게 정보를 제공한다. 이차 빔을 통하여 전송된 위성신호를 수신한 추적 신호 변환기(521)는 위성 추적 정보 신호의 크기를 검출하고 이 정보를 빔 조향 제어기(522)로 전송한다. 빔 조향 제어기(522)는 이 정보를 로터리 조인터(523)를 경유하여 능동 안테나 신호 처리부(52)의 위성 추적 프로세서(527)로 전송한다. 위성추적 프로세서(527)에 탑재되는 프로그램은 이를 전자 방위 감지기(526)를 통하여 감지되는 이동체의 운동에 대한 정보처리 결과와 함께 연산하여 위성 위치의 방위각, 앙각 정보 및 추적 속도 정보를 출력한다. 방위각 및 속도 정보는 구동 제어기(528)로 출력되어 해당 정보에 합당한 일차원 방위각 제어를 방위각 구동모터(529)가 수행하도록 제어하고 감시한다. 앙각 정보는 다시 빔 조향 제어기(522)로 출력되어 원하는 일차원 앙각 제어를 위한 빔 성형을 위해 연산을 수행하여 요구되는 이중 빔의 각 위상 천이기에 할당되는 위상 지연값 코드를 계산한다. 할당된 위상 지연값 코드는 능동 채널 부모듈(511, 512, 513, 514)과 빔 성형 블록(519)으로 일차원 앙각 제어, 빔 성형 및 빔 조향을 위해 전송된다. 차량 전원(53)에서 공급되는 전력은 능동 안테나 신호 처리부(52)의 전원 모듈(525)에 공급되고 여기서 각부에 필요한 전원을 공급한다. 이중 하나는 로터리 조인터(523)를 경유하여 회전 전원(520)으로 공급되고 여기서 회전 플랫포옴(530) 상의 모든 부분에 필요한 전원을 공급한다. 구동 모터(529)는 회전 플랫포옴(530)을 움직여서 능동 안테나의 방위각을 일차원 제어한다. 회전 플랫포옴(530)에는 4개 그룹으로 나누어진 m개의 능동 채널 부모듈(511, 512, 513, 514), 4개의 신호 전력 결합기(515, 516, 517, 518), 빔 성형 블록(519), 추적 신호 변환기(521), 빔 조향 제어기(522) 및 회전 전원(520)이 탑재된다. 로터리 조인터(523)는 안테나 레이돔부(51)의 고정부와 회전 플랫포옴(530) 위의 회전하는 부분과의 상대적 회전상태에서 위성 수신 신호, 각 제어 신호 및 전원 전력을 개방되지 않고 연속적으로 전송 및 공급해주는 기능을 수행한다. 전자 방위 감지기(526)는 측정요구 순간 이동체의 절대방위와 전방 기울어짐, 측면 기울어짐의 3축 자세 정보를 제공한다.
도 6은 본 발명에 따른 이동체 능동 채널 안테나 시스템의 능동 채널 부모듈의 구조도이다.
능동 채널 부모듈은 (n-i)개(여기서 i는 0 또는 (n-1) 이하 양의 정수, 예로서 (n-i)는 4개)의 방사부배열(601, 602, 603, 604), (n-i)개의 1차 저잡음 증폭기(605, 606, 607, 608), 신호 전력 결합기(609), 2차 저잡음 증폭기(613), 위상천이기(611), 위상천이기 드라이브(612) 및 신호 전력 감쇄기(610)로 구성된다.
안테나 레이돔부(도 1의 51)로 전송된 위성신호는 능동 채널 부모듈의 방사부배열(601, 602, 603, 604)로 전송된다. 방사부배열(601, 602, 603, 604)은 동 위상지연의 p개 단위 안테나 소자의 결합으로 이루어진 고정 위상배열 안테나이다. 방사부배열(601, 602, 603, 604)에서 수신 이득을 얻은 위성신호는 각각의 1차 저잡음증폭기(605, 606, 607, 608)에서 저잡음 증폭하여 안테나 이득 대 잡음지수 성능을 확보한다. 증폭신호는 신호전력 결합기(609)에서 결합하여 2차 저잡음 증폭기(613)에서 이득 손실을 복구하고 위상천이기(611)에서 요구되는 위상으로 지연된다. 지연된 신호는 신호 전력 감쇄기(610)에서 m개의 능동 채널 부모듈간 이득 차를 보상받는다. 신호 전력 감쇄기(610)의 출력은 신호 전력 결합기(도 5의 515 내지 518)로 출력된다. 위상천이기 드라이브(612)는 빔 조향 제어기(도 5의 522))에서 위상 지연 코드를 수신하여 위상천이기(611)의 위상을 특정값으로 지연 제어한다.
도 7은 본 발명에 따른 이동체 능동 채널 안테나 시스템의 빔 형성 블록의 구조도이다.
빔 성형 블록은 4개의 저잡음 증폭기(701, 702, 703, 704), 4개의 위상천이기(705, 706, 707, 708), 4개의 위상천이기 드라이브(709, 710, 711, 712) 및 2개의 신호 전력 결합기(713, 714)로 구성된다.
위성으로부터의 신호가 안테나 레이돔부(도 5의 51)에 도달하면 능동 채널 부모듈(511, 512, 513, 514)에서 이중 빔의 일차 빔 성형을 위해 위상지연을 제어받는다. 이 신호는 4개의 그룹으로 나누어지며 빔 성형 블록으로 전송된다. 신호 전력 결합기(515, 516, 517, 518)로 부터의 신호는 먼저 저잡음 증폭기(701 내지 704)에서 이득 손실을 보상받고 분배된다. 먼저 한 신호는 위상천이기(705)를 통하여 이중 빔 이차 빔으로 빔 성형 되도록 위상지연되고 제 1 신호 전력 결합기(713)를 통하여 다른 그룹으로부터 수신된 3개의 이차 빔 위상지연된 위성신호와 결합하여 이중 빔의 이차 빔 신호(119)로 출력된다. 한편, 분배된 반대측 신호는 제 2 신호 전력 결합기(714)를 통하여 다른 그룹으로부터의 3개의 위성신호와 결합하여 안테나 수신 위성 방송 신호(716)로 출력된다.
도 8은 본 발명에 따른 위상 배열 구조를 설명하기 위해 도시한 기능도이다.
위성신호는 먼저, 위상 배열 구조의 방사부배열에 여기된다. 이를 위하여 방사부배열은 가시적으로 위성이 지향되는 평면상에 배열된다. 제작되는 안테나 크기에 따라 방사부배열의 배열 구조는 다음의 규칙에 따라 결정된다. 즉, 안테나는 원형으로 구성되고 원의 크기는 설계되는 이득에 따라 결정된다. mn개의 방사부배열은 원 내부에서 순차적이고 규칙적으로 배열된다. 배열되는 방사부배열은 일정 가로간격(801) dx와 일정 세로간격(802) dy를 가진다. 안테나에서 방사부배열은 g개의 열과 h개의 행의 순서를 가진다. 방사부배열은 이중 빔의 위상배열 단위영역(803a, 803b, 803c, 803d) 4개의 그룹으로 나누어 분류되며, 각 그룹에서 규칙을 만족하고 원 내부에 포함되도록 하는 동일한 갯수의 방사부배열을 가진다. 각 그룹의 각 행은 능동 채널 부모듈(도 6)을 구성하며 그 개수는 m개이다. 각 그룹의 각 열(804, 805, 806, 807, 808)에서의 방사부배열 갯수는 (n-i)의 규칙을 만족한다. n은 각 그룹내에서 가장 긴 열의 방사부배열 갯수와 일치하며, i는 각 열에서 방사부배열의 개수 (n-i)가 최대가 되도록 하는 임의의 숫자이다.
도 9는 본 발명에 따른 이중 빔 형성 방법을 설명하기 위해 도시한 기능도이다.
이중 빔에서 일차 빔은 위성 정방향 지향 빔이며 이차 빔은 위성 추적 빔이다. 일차 빔의 성형은 위성지향 정보가 위성 추적 프로세서(91)로부터 빔 조향 제어기(92)로 제공되면 각 능동 채널 부모듈의 위상천이기 드라이브에 코드를 전송하고 이로부터 위상천이기를 경유하는 신호의 위상을 일정 지연하므로서 빔을 성형한다. 이차 빔은 임의의 이차 빔 신호(94)의 수신 크기를 추적 신호 변환기(93)에서 검출하여 위성추적 오차 신호(95)를 빔 조향 제어기(92)를 경유하여 위성 추적 프로세서(91)로 전송하면 프로그램은 이를 연산하고 판단하여 이차 빔을 재 성형하도록 빔 조향 제어기(92)로 코드를 제공한다. 이 코드는 빔 성형 블록의 위상천이기 드이브에 전송되고 이로부터 위상천이기를 경유하는 일차 빔 신호의 위상을 추가 지연하므로서 이차 빔을 성형한다.
도 10은 본 발명에 따른 이동체 능동 안테나 시스템에서 이차 빔 조향을 설명하기 위해 도시한 기능도이다.
도시된 바와 같이, 이차 빔은 이차 빔의 위상 배열 4개 단위 영역에서 +45도, +45도, -45도, -45도의 지연 위상을 배당하고 순차적으로 시간 t의 간격으로 추적 순서에 따라 변경하므로서 각각 다른 방향의 이차 빔 지향패턴을 순차적으로 만들어준다.
도 11은 본 발명에 따른 이동체 능동 안테나 시스템에서 이중 빔 패턴을 설명하기 위해 도시한 기능도이다.
최초 실위성 방향이 좌표 (uo,vo)=(0,0)에 위치하고 일차 빔이 a dB의 지향 유효영역(111)을 가지는 경우 b dB의 추적 유효 영역을 갖는 이차 빔은 일차 빔의 a dB 지향 유효영역 궤적을 따라서 도 10에서 설명된 순서로 이차 빔 지향 패턴(112a, 112b, 112c 112d)의 지향 중심방위 (u,v)를 이동한다. 실위성의 좌표가 (u',v')로 이동하면 이차 빔 지향 패턴(112a, 112b, 112c 112d)에서 수신되는 위성신호의 크기는 차이를 가진다. 따라서 이 차이로 부터 위성의 이동 좌표값 (u',v')을 계산하고 일차 빔의 중심 좌표를 (0,0)에서 (u',v')로 이동한다. 연속적 위성추적을 위하여 이러한 절차를 반복한다.
도 12는 본 발명에 따른 위성 추적 방법을 설명하기 위해 도시한 흐름도이다. 위성 추적은 이중 빔 위성 추적과 절대 방위 감지를 이용하는 전자 방위 감지기를 혼합 적용하고 시스템 초기화 프로그램, 위성 초기 추적 프로그램, 안테나 측정 자동 추적 프로그램 및 위성 반복 추적 프로그램을 이용하여 이루어진다.
먼저, 시스템 초기화를 수행한다(121). 초기화된 시스템은 위성 초기 추적에서 전자 방위 감지기를 적용한 개방 루프 추적을 수행하여 위성 초기 위치를 추적한다(122). 이후, 신호가 검출되었는지를 1차 확인(123)하여, 신호가 검출되어 위성 위치가 포착되면 페쇄 루프 추적으로서 이중 빔 위성 추적을 적용하는 안테나 측정 자동 추적을 반복 수행(125)하고 신호가 검출되지 않은 경우 즉, 일정 시간 동안 위성초기추적에 실패하는 경우에는 사용자의 판단에 따라 비상시 동작 정지(124)를 수행한다. 이후, 신호가 감지되었는지 2차 확인(126)하여, 신호가 감지되지 않아 위성 추적이 실패되면 다시 전자 방위 감지기를 적용한 개방 루프 추적으로서 위성 반복 추적(127)을 수행한다. 신호가 검출되었는지 확인한 결과 신호가 검출되어 위성 추적이 성공되면 안테나 측정 자동 추적 단계(125)로 진행한다.
이후, 신호가 검출되었는지 3차 확인(128)하여 신호가 검출되어 위성 추적이 성공되면 안테나 측정 자동 추적 단계(125)로 진행하고, 신호가 검출되지 않아 위성 추적이 실패되면 위성 초기 추적 단계(122)로 진행한다.
상술한 바와 같이 본 발명에 따르면 다음과 같은 효과가 있다. 첫째, 앙각의 일차원 위상배열 제어와 방위각의 일차원 기계식 제어를 복합 사용하여 이차원 위성배열 안테나에 대하여 경제적으로 효율적인 시스템을 이차원 기계식제어 안테나에 대하여 위성추적 속도 성능의 개선을 제공한다. 둘째, 한 개의 빔 패턴만을 가지고 이득 분할하여 위성추적을 수행하는 종래의 모노펄스 추적방식에 비교하여 이중 빔을 사용하여 가변적이고 능동적인 고속 위성추적 기능과 일차 빔과 동일한 이차 빔 이득을 제공하므로서 추적이득 손실을 개선한다. 셋째, 이중 빔을 사용 이차원 추적을 사용하므로서 일차원 스텝트래킹 방식에서 발생 가능한 추적 위치 판단의 부정확성을 개선할 수 있다. 넷째, 위상배열 제어를 위하여 방사부배열 단위로 위상을 제어하므로서 단위 안테나 소자를 위상제어하는 종래에 비교하여 제어소자 수를 급격히 줄이므로서 동일 성능을 가지면서 경제적이고 효율적이 되도록 시스템을 개선한다. 다섯째, 방사부배열의 가변적 위상배열 방식을 사용하여 원하는 안테나 이득과 크기를 자유롭게 적용할 수 있으므로 종래의 시스템 배열 구조의 고정성을 개선한다. 여섯째, 이중 빔에서 일차 빔은 실 위성정보 수신에 이차 빔은 위성추적만을 전담하므로서 종래의 실 위성정보 수신이 위성성추적시 동일빔 사용에 따라 위성추적이 실 위성정보 수신에 영향을 주는 것을 개선한다. 일곱째, 절대방위와 3축 각변화를 감지하는 전자방위감지기를 사용하여 위성추적에 사용하므로서 종래의 각속도센서를 사용하여 각속도로부터 상대적 방위를 측정하는 방식의 초기 위성추적 및 지향 상실후 복구시 소요시간을 단축하여 개선할 수 있다.

Claims (9)

  1. 안테나 레이돔부로 전송된 위성 신호를 수신하며 4개의 그룹으로 나누어진 능동 채널 부모듈과,
    상기 능동 채널 부모듈로부터 각각 위성신호를 입력받아 각각 결합하는 신호 전력 결합기와,
    상기 신호 전력 결합기로부터 결합된 위성신호를 분배하여 한편으로는 이차 빔을 성형하고 다른 한편으로는 신호 전력 결합하여, 고정부와 회전부의 상대적 회전 상태에서 위성 수신 신호, 각 제어 신호 및 전원 전력을 개방되지 않고 연속적으로 전송 및 공급해주는 로터리 조인터로 전송하는 빔 성형 블록과,
    상기 로터리 조인터로 전송된 위성 정보 신호를 중간주파수로 변환하는 주파수 변환기와,
    상기 주파수 변환된 위성 정보 신호를 대역 통과 필터를 이용하여 여과된 신호를 출력하는 위성 방송 수신기와,
    상기 빔 성형 블록에서 성형된 이차 빔을 통하여 전송된 위성신호를 수신하여 위성 추적 정보 신호의 크기를 검출하는 추적 신호 변환기와,
    상기 추적 신호 변환기로부터 전송된 위성 추적 정보 신호를 상기 로터리 조인터를 경유하여 전송하며, 일차원 앙각 제어를 위한 빔 성형을 위해 연산을 수행하여 요구되는 이중 빔의 각 위상 천이기에 할당되는 위상 지연값 코드를 계산하는 빔 조향 제어기와,
    상기 빔 조향 제어기로부터 상기 로터리 조인터를 경유하여 전송된 위성 추적 정보 신호에 대하여 감지되는 이동체의 운동에 대한 정보 처리 결과와 함께 연산하여 위성 위치의 방위각, 앙각 정보 및 추적 속도 정보를 생성하며, 측정 요구 순간 이동체의 절대방위, 전방 기울어짐 및 측면 기울어짐의 3축 자세 정보를 제공하는 전자 방위 감지기와,
    상기 전자 방위 감지기에서 생성된 방위각 및 속도 정보를 출력하고 구동 모터에서 해당 정보에 합당한 일차원 방위각 제어를 수행하도록 제어하고 감시하는 구동 제어기와,
    차량 전원으로부터 공급된 전원을 시스템의 각 부분에 공금하는 전원 모듈과,
    상기 전원 모듈로부터 공급받은 전원 중의 하나를 상기 로터리 조인터를 통해 공급받고 상기 구동 모터에 의해 능동 안테나의 방위각을 일차원 제어하는 회전 플랫포옴을 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 이동체 능동 안테나 시스템의 구조.
  2. 제 1 항에 있어서, 상기 능동 채널 부모듈은 안테나 레이돔부로 전송된 위성신호를 전송받는 다수의 방사부배열와,
    상기 다수의 방사부배열에서 수신 이득을 얻은 위성신호를 각각 저잡음 증폭하여 안테나 이득 대 잡음 지수 성능을 확보하는 다수의 1차 저잡음증폭기와,
    상기 다수의 1차 저잡음 증폭기에서 증폭된 신호를 결합하는 신호 전력 결합기와,
    상기 신호 전력 결합기의 출력에 대해 이득 손실을 복구하는 2차 저잡음 증폭기와,
    상기 2차 저잡음 증폭기의 출력 신호를 요구되는 위상으로 지연시키는 위상천이기와,
    위상 천이기에 의해 지연된 신호에 대해 능동 채널 부모듈간 이득차를 보상하기 위한 신호 전력 감쇄기와,
    빔 조향 제어기에서 위상 지연 코드를 수신하여 상기 위상 천이기의 위상을 특정 값으로 지연 제어하는 위상천이기 드라이브를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 이동체 능동 안테나 시스템의 구조.
  3. 제 2 항에 있어서, 상기 방사부배열은 위성이 지향되는 평면상에 배열되고, 크기가 결정된 원형 안테나의 원 내부에서 순차적이고 규칙적으로 배열되며, 배열되는 방사부배열은 일정 가로간격 및 일정 세로간격 가지고, 이중 빔의 위상배열 단위영역은 4개의 그룹으로 나누어 분류되며, 각 그룹에서 배열 규칙을 만족하고 원 내부에 포함되도록 하는 동일한 갯수의 방사부배열을 가지며, 각 그룹의 각 행은 능동 채널 부모듈을 구성하고 그 개수는 n이 각 그룹내에서 가장 긴 열의 방사부배열 갯수, i가 각 열에서 방사부배열의 개수가 최대가 되도록 하는 임의의 숫자일 때 (n-i)의 규칙을 만족하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 이동체 능동 안테나 시스템의 구조.
  4. 제 1 항에 있어서, 상기 빔 형성 블록은 안테나 시스템의 수신 신호 결합기로부터 입력된 신호의 이득 손실을 보상하고 분배하는 다수의 저잡음 증폭기와,
    상기 다수의 저잡음 증폭기에서 분배된 신호 중 하나를 각각 입력으로 하여 이중 빔의 이차 빔 성형을 위해 위상 지연하는 다수의 위상 천이기와,
    상기 다수의 위상 천이기에서 위상 지연된 신호를 결합하는 제 1 수신 신호 결합기와,
    상기 다수의 저잡음 증폭기에서 분배된 반대측 신호를 결합하여 안테나 수신 위성 방송신호로 출력하는 제 2 신호 전력 결합기를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 이동체 능동 안테나 시스템의 구조.
  5. 시스템을 초기화한 후 위성 초기 추적에서 전자 방위 감지기를 적용한 개방 루프 추적을 수행하여 위성 초기 위치를 추적하는 단계와,
    상기 위성 초기 위치 추적의 결과로 신호가 검출되었는지를 1차 확인하는 단계와,
    상기 1차 신호 검출 확인 결과 신호가 검출되어 위성 위치가 포착되면 페쇄 루프 추적으로 이중 빔 위성 추적을 적용하는 안테나 측정 자동 추적을 반복 수행하는 단계와,
    상기 1차 신호 검출 확인 결과 신호가 검출되지 않은 경우 즉, 일정 시간 동안 위성초기추적에 실패하는 경우에는 사용자의 판단에 따라 비상시 동작 정지를 수행하는 단계와,
    신호가 검출되었는지 2차 확인하는 단계와,
    상기 2차 신호 검출 확인 결과, 신호가 감지되지 않아 위성 추적이 실패되면 전자 방위 감지기를 적용한 개방 루프 추적으로서 위성 반복 추적을 수행하는 단계와,
    상기 2차 신호 검출 확인 결과 신호가 검출되어 위성 추적이 성공되면 안테나 측정 자동 추적 단계로 진행하는 단계와,
    신호가 검출되었는지 3차 확인하는 단계와,
    상기 3차 신호 검출 확인 결과, 신호가 검출되어 위성 추적이 성공되면 안테나 측정 자동 추적 단계로 진행하는 단계와,
    상기 3차 신호 검출 확인 결과 신호가 검출되지 않아 위성 추적이 실패되면 위성 초기 추적 단계로 진행하는 단계를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 이동체 능동 안테나 시스템을 이용한 위성 추적 방법.
  6. 제 5 항에 있어서, 상기 이중 빔의 일차 빔은 위성 지향 정보가 위성 추적프로세서로부터 빔 조향 제어기로 제공될 때 각 능동 채널 부모듈의 위상 천이기 드라이브에 코드를 전송하는 단계와,
    상기 위상 천이기 드라이브에 코드를 전송한 후 위상천이기를 경유하는 신호의 위상을 일정 지연하므로서 성형되는 것을 특징으로 하는 이동체 능동 안테나 시스템을 이용한 위성 추적 방법.
  7. 제 5 항에 있어서, 상기 이중 빔의 이차 빔은 임의의 이차 빔 신호의 수신 크기를 추적 신호 변환기에서 검출하여 위성 추적 오차 신호를 빔 조향 제어기를 경유하여 위성 추적 프로세서로 전송하는 단계와,
    상기 위성 추적 프로세서로 전송된 상기 임의의 이차 빔 신호의 수신 크기를 연산하고 판단하여 이차 빔을 재성형하도록 빔 조향 제어기로 코드를 제공하는 단계와,
    상기 빔 조향 제어기로 제공된 코드를 빔 성형 블록의 위상 천이기 드라이브에 전송하여 위상 천이기를 경유하는 상기 일차 빔 신호의 위상을 추가 지연하므로서 성형되는 것을 특징으로 하는 이동테 능동 안테나 시스템을 이용한 위성 추적 방법.
  8. 제 5 항에 있어서, 상기 이중 빔의 이차 빔은 위상 배열 4개의 단위 영역에서 +45도, +45도, -45도, -45도의 지연 위상을 배당하고 순차적으로 임의의 시간 간격으로 추적 순서에 따라 변경하므로써 가각 다른 방향의 이차 빔 지향 패턴을 순차적으로 만드는 것을 특징으로 하는 이동테 능동 안테나 시스템을 이용한 위성 추적 방법.
  9. 제 5 항에 있어서, 상기 이중 빔의 지향 패턴은 최초 실위성 방향이 원점에 위치하고 일차 빔의 임의의 지향 유효 영역을 갖는 경우 임의의 추적 유효 영역을 갖는 상기 이차 빔은 상기 일차 빔의 지향 유효 영역 궤적을 따라서 +45도, +45도, -45도, -45도의 순서로 상기 이차 빔 지향 패턴의 지향 중심 방위를 이동하며, 상기 실위성 좌표가 임의의 좌표로 이동하면 상기 이차 빔 지향 패턴에서 수신되는 위성 신호의 차이에 따라서 위성의 이동 좌표값을 계산하고 상기 일차 빔의 중심 과표를 원점으로부터 실위성 좌표가 이동한 임의의 좌표로 이동시키는 것을 특징으로 하는 이동체 능동 안테나 시스템을 이용한 위성 추적 방법.
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