KR20010039649A

KR20010039649A - 탑재된 광학 장치와 기타 위성 천문 위치를 사용한 천문위치/자세 기준의 결정 방법 및 시스템

Info

Publication number: KR20010039649A
Application number: KR1020000031043A
Authority: KR
Inventors: 베너제임즈더블류.
Original assignee: 윌리엄 이. 갈라스; 티알더블류 인코포레이티드
Priority date: 1999-06-29
Filing date: 2000-06-07
Publication date: 2001-05-15
Also published as: JP3454783B2; EP1065516A3; US6142423A; JP2001056235A; TW473445B; EP1065516A2

Abstract

본 발명은 광학 페이로드 지시 방향과 다른 우주선의 천문 위치를 기반으로 하여 우주선에 대한 천문 위치와 자세를 결정하는 시스템(200)을 제공한다. 천문 위치 결정 서브시스템(300)은 하나 이상의 기준 우주선에 대한 천문 위치(308)를 얻는다. 광학 페이로드 지시 정보(306)는 기준 우주선으로 가리키는 광학 페이로드에 대해 얻어진다. 우주선 천문 위치(312)는 천문 위치 데이터(308)와 광학 페이로드 지시 정보(306)를 기반으로 하여 천문 위치 결정 알고리듬(302)으로 계산된다. 저장되어 있는 이전의 측정값과 계산의 결과, 시간(310), 우주선 자세(304), 비-페이로드(non-payload)된 센서로부터의 정보와 거리 계측 정보와 같은 다른 이용 가능한 정보가 정확도를 증가시키거나 천문 위치 계산의 복잡도를 감소시키는데 사용될 수 있다. 천문 위치 결정 이외에, 본 발명은 또한 우주선의 자세 결정(810)을 위한 자세 결정 서브시스템(800)을 제공한다. 기준 우주선(806)과 광학 페이로드 지시 정보(802)를 위한 천문 위치 데이터가 얻어진다. 그후 우주선의 자세가 광학 페이로드가 가리키고 있는 기준 우주선(806)의 천문 위치와 광학 페이로드 지시 정보(802)를 기반으로 하여 자세 결정 알고리듬(804)에 의해 계산된다. 저장되어 있는 이전의 측정값과 계산의 결과, 시간(808), 비-페이로드 된 센서로부터의 정보, 및 거리 계측 정보와 같은 다른 이용 가능한 정보가 정확도를 증가시키거나 자세 계산의 복잡도를 감소시키기 위해 사용될 수 있다.

Description

탑재된 광학 장치와 기타 위성 천문 위치를 사용한 천문 위치/자세 기준의 결정 방법 및 시스템{EPHEMERIS/ATTITUDE REFERENCE DETERMINATION USING ON-BOARD OPTICS AND OTHER SATELLITE EPHEMERIS}

본 출원은 본 명세서와 함께 출원된 "통신 링크를 사용하여 천문 위치/자세 기준을 결정하는 방법"이라는 제목의 TRW 관리 번호 11-1000호와 "위성간 거리 계측과 다른 위성의 천문 위치 지식을 사용하여 천문 위치를 결정하는 방법"이라는 제목의 TRW 11-0998호와 관련된 것이다.

본 발명은 일반적으로 위성 천문 위치(satellite ephemeris)와 자세의 결정(attitude determination)에 관한 것이다. 좀더 구체적으로, 본 발명은 위성 천문 위치와 자세를 결정하기 위하여 다른 위성의 자세와 천문 위치의 지식과 정보를 나타내는 탑재된 광학 장치를 사용하는 것에 관한 것이다.

자세와 궤도의 결정 및 제어는 대부분의 위성 시스템의 중요한 면이다. 위성의 자세 결정과 제어 서브 시스템{이하 "ADCS(Attitude Determination and Control Subsystem)"라 함}은 우주선의 자세(또는 우주선의 질량 중심에 대한 방위)를 측정하고 유지한다. ADCS 는 운송 수단을 안정화시키고 운송 수단에 작용하는 외부 교란 토크에도 불구하고 임무를 수행하는 동안 그 운송 수단을 희망하는 방향으로 향하게 한다. 이것은 먼저 센서를 사용하여 그 우주선의 자세를 결정하는 것을 필요로 한다. 외부 기준은 우주선의 절대적 자세를 결정하는데 사용되어야 한다. 외부 기준은 태양, 지구의 적외선 지평선, 자기장, 및 별을 포함할 수 있다. 외부 기준을 기반으로 한 계산값들 사이의 자세 기준을 유지하기 위하여, 위성은 자이로스코프(gyroscope)와 같은 관성 센서를 소지할 수 있다. 그 다음, ADCS 는 반작용 휠, 제어-모멘트 자이로, 자기 토커, 및 가스 제트 또는 스러스터(thruster)와 같은 작동체를 사용하여 우주선의 자세를 제어하여야 한다.

유사하게, 궤도 결정 및 제어 서브시스템{이하 "ODCS(Orbit Determination and Control Subsystem)"라 한다}으로도 알려져 있는 안내 및 항해 기능은 우주선의 질량 중심의 위치를 측정하고 제어한다. 시간의 함수로서의 우주선의 위치(및 선택적으로 속도)가 일반적으로 위성 천문 위치로 언급되고 있다. 탑재된 ODCS는 센서를 사용하여 공간에서 우주선의 위치를 결정한다. 외부 기준이 우주선의 절대 위치를 결정하는데 사용되어야 한다. 외부 기준은 태양, 지구의 적외선 지평선, 자기장, 및 별을 포함할 수 있다. 그 다음 ODCS 는 가스 제트 또는 스러스터와 같은 작동체를 사용하여 우주선의 궤도 위치를 제어하여야 한다. 궤도 제어는 위성이 희망하는 궤도를 유지하거나 달성하고자 할 때마다 요구되어진다. 궤도 제어는 낮은 지구 궤도{이하 "LEO(Low-Earth Orbit)"라 한다}와 지구 동기 궤도{이하 "GEO ( Geo-synchronous Earth Orbit)"라 한다}를 포함하지만 이들 궤도로만 한정되지는 않는 궤도에 정위치를 잡은 위치 유지를 달성하기 위하여 궤도 섭동(orbit perturbations)을 극복하는데 요구된다. 성군 유지(constellation maintenance)에서와 같이 상대적인 위성 위치를 유지하는 것도 궤도 제어를 필요로 한다.

자세 결정이 자세 제어에 필요한 정보를 제공하는 것과 마찬가지로 항해는 위성의 천문 위치를 결정하는데 필요한 정보를 제공한다. 안내는 공간에서 위성의 위치를 조절하는 과정을 말한다. 따라서, 궤도 제어에 대한 요구 조건은 대개 안내와 항해에 대한 해당 요구 조건이 될 것이다. 더욱이, 천문 위치 정보는 페이로드(payload)로부터 데이터를 처리시 사용될 수 있다. 궤도 제어에 관계없이, 종종 통신이나 관측 업무를 수행하기 위해 안테나 또는 기기를 어느 방향으로 향하게 할 필요성이 있다. 예를 들어, 물체를 추적하기 위한 위성 시스템에서, 추적되는 물체를 감지하는 위성의 위치를 아는 것은 중요할 수 있다. 추적되는 물체의 위치가 물체를 감지하는 위성(들)의 공간에서의 위치로부터 바로 유도되기 때문에, 추적의 정확도는 위성(들)의 위치가 알려져 있는 정확도에 직접 달려 있다.

위성을 공칭 자세와 궤도에서부터 멀어지게 하는 여러 가지 힘들이 위성에 연속적으로 작용한다. 거기에는 궤도 주기보다 더 작거나 같은 주기로 주기성을 갖는 ("섭동"으로도 알려져 있는) 단기 궤도 변동이 있고, 또 궤도 주기보다 더 큰 주기를 갖는 궤도 변동이 있는 장기 섭동이 있다. 또한 거기에는 시간에 대해 선형적으로 증가하는 궤도 변동을 나타내는 비주기 변동(secular variations)이 있다. 위성 궤도를 섭동시키는 기본적인 힘은 태양과 달과 같은 제 3 의 물체, 지구의 비구면(nonspheric) 질량 분포, 대기의 견인(drag), 및 태양의 복사압으로부터 생긴다. LEO에 있는 위성에 작용하는 주요한 비중력적 힘 중 하나의 힘은 대기의 견인이다. 대기의 견인은 속도 벡터의 반대 방향으로 작용하며 궤도에 있는 위성으로부터 에너지를 빼앗아간다. 이 에너지의 감소는 궤도가 쇠퇴되게 하여 대기의 견인 크기를 더 증가하게 하고 최종적으로 재진입(re-entry)하게 한다.

과거에는, 안내와 항해가 강력한 지상 동작 활동(intense ground-operation activity)을 포함하였다. 그러나, 탑재된 컴퓨터는 계산적으로 고출력, 경량, 및 에너지 고효율이 되어졌다. 이제 위성은 탑재된 고급 컴퓨터를 소지하며 자동 안내와 항해를 수행할 수 있다. 자동 항해로 이동할 수 있는 또다른 중요한 인자는 나비스타(Navistar)와 같은 탑재된 정확한 센서의 개발이다. 나머지 주요 문제는 비용과 중량면에서 모두 신뢰성이 있으며, 튼튼하고, 또 경제적인 소스로부터 천문 위치와 자세 데이터를 탑재 컴퓨터에 제공하는 것이다.

많은 자동 항해 방법이 현재 존재한다. 예를 들어, 마이크로코즘 자동 항해 시스템(Microcosm Autonomous Navigation System)은 지구, 태양, 및 달의 관측을 사용하며, 또 궤도, 자세, 지상 관측점, 및 태양 방향을 결정한다. 그 시스템의 일반적인 정확도는 LEO 시스템에서 대략 100m 내지 400m 이다. 또다른 항해 보조 기구는 특정 별과 달의 둘레 사이의 각을 사용하는 공간 6분의(Space Sextant)이다. 공간 6분의는 궤도와 자세 모두를 결정하며, 그 전형적인 정확도는 250m 이다. 별의 굴절이 또다른 항해 시스템이며 궤도와 자세 모두를 결정하기 위하여 대기를 통과하여 지나는 별빛의 굴절을 사용한다. 그 전형적인 정확도는 150m 내지 100m이다. 여전히 또다른 시스템이 궤도와 자세 모두를 결정하기 위하여 랜드마크의 각도 측정을 사용하는 랜드마크 추적(Landmark Tracking)이 있다. 그 전형적인 정확도는 킬로미터 단위로 측정된다.

대부분 대중화되어 있는 항해 시스템은 항해 위성들의 네트워크를 사용하는 지구 위치 지정 시스템{이하 "GPS(Global Positioning System)"라 한다}으로도 알려져 있는 나브스타(Navstar)이다. GPS 는 현재 운영중이며 탑재된 GPS 수신기와 GPS 수신 안테나를 통하여 궤도 결정을 위한 우주선 천문 위치 정보를 제공할 수 있다. GPS 와 다수의 GPS 안테나를 사용하는 자세 결정도 이미 시현되어 있다. GPS 로부터 얻을 수 있는 위치 정확도는 그 시스템이 군사용 등급 데이터를 사용하는지 상업용 등급 데이터를 사용하는지에 따라 15m 내지 100m 범위에 있다. GPS 수신기는 다수의 GPS 위성으로부터 신호를 수신하고 관측자의 위치와 현재 시간의 세 가지 성분에 대한 동시 분석을 위해 수신 정보를 사용한다. 위치와 속도 정보를 제공하는 이 정보는 연속적으로 갱신되고, 그 다음 궤도 파라미터를 결정하기 위해 사용된다. GPS 성군은 대략 절반의 지구 동기 고도(half-geosynchronous altitude)에 있고 LEO 위성에 대하여 최적으로 작동한다. GPS 가 동작적으로 입증되고 적어도 기타 공지된 항해 시스템만큼 정확하기 때문에, GPS 가 일반적으로 사용된다.

그러나, GPS 에 대한 두 가지 중요한 문제는 신뢰성과 비용이다. 기하학적 환경, 하나 이상의 GPS 위성의 고장, 또는 탑재된 GPS 수신기의 고장으로 인하여 심지어 짧은 주기 동안이라도 GPS 위성의 잠재적 이용 가능성의 부족이 자세와 위치 결정을 위해 GPS에 의존하는 고비용 우주선에 대한 주요 관심사이다. 더욱이, 공간 등급 GPS 수신기는 특히 정확한 위치 데이터를 요구하는 결정적인 위성 시스템이 각 위성에 탑재된 복수의 GPS 수신기를 사용할 수 있기 때문에 엄청나게 고비용일 수 있다. 특히 제한되어 있는 사용 수명을 갖는 수십개의 위성을 포함하는 위성 성군 시스템에서 각 위성에 대한 복수의 GPS 수신기의 추가적인 비용은 상당하다. 본 발명에 대한 하나의 동기는 GPS 와 같은 고비용의 기본 항해 시스템에 대한 대용으로서 효과적으로 기능할 수 있는 방법 및 장치를 제공하는 것이다.

개선된 위성 자세와 천문 위치 결정 시스템에 대한 필요성이 오랫동안 존재하여 왔다.

본 발명의 목적은 현존하는 위성 서브시스템을 사용하는 천문 위치와 자세 결정 시스템을 제공하는 것이다.

본 발명의 또다른 목적은 현존하는 위성 페이로드 서브시스템을 사용하는 천문 위치와 자세 결정 시스템을 제공하는 것이다.

본 발명의 또다른 목적은 현존하는 위성 페이로드 서브시스템과 위성 통신 네트워크의 고유 특성을 사용하는 천문 위치와 자세 결정 시스템을 제공하는 것이다.

본 발명의 또하나의 목적은 기준 우주선의 천문 위치에 기반을 둔 우주선에 대하여 자세와 천문 위치를 결정하는, 자세와 천문 위치 결정 시스템을 제공하는 것이다.

본 발명의 또다른 목적은 페이로드 광학 장치(payload optics)를 위한 지시 정보와 기준 우주선의 천문 위치에 기반을 둔 우주선에 대해 자세와 천문 위치를 결정하는 자세와 천문 위치 결정 시스템을 제공하는 것이다.

하나 이상의 전술한 목적은 우주선의 자세와 천문 위치의 결정을 위한 방법과 장치를 제공하는 본 발명의 바람직한 실시예에 의하여 부분적으로 또는 전체적으로 충족된다. 천문 위치 결정을 위하여, 기준 우주선에 대한 기준 천문 위치 정보가 얻어진다. 기준 천문 위치 정보는 상호 연결된 기준 우주선으로부터 직접 수신되는 것이 바람직하다. 예를 들어 광학 페이로드 센서는 센서 지시 정보를 제공하는 (광학 페이로드 조향 모터에 부착된) 리졸버(resolvers)로 기준 우주선을 향해 지시될 수 있다. 우주선에 대한 자세 기준은 우주선의 자세 결정 서브시스템으로부터 얻어질 수 있고, 탑재된 클록은 시간 정보를 공급한다. 천문 위치 결정 알고리듬은 기준 천문 위치 정보, 광학 페이로드 센서 지시 정보, 자세 기준 및 시간 정보를 기반으로 한 우주선의 천문 위치를 계산한다. 천문 위치 결정 알고리듬은 칼만 필터링과 관련된 천문 위치 전파(ephemeris propagation)를 사용하는 것이 바람직하다.

마찬가지로, 자세 결정을 위하여, 기준 우주선에 대한 기준 천문 위치 정보가 얻어진다. 기준 천문 위치 정보는 상호 연결된 기준 우주선으로부터 수신되는 것이 바람직하다. 페이로드 광학 센서 지시 정보는 페이로드 광학 조립체 조향 모터에 부착된 리졸버로부터 얻어지며, 탑재된 클록은 시간 정보를 공급한다. 자세 결정 알고리듬은 기준 천문 위치 정보, 페이로드 광학 센서 지시 정보, 및 시간 정보를 기반으로 한 우주선의 자세를 계산한다. 천문 위치와 함께, 자세 결정 알고리듬은 칼만 필터링과 자세 전파(attitude propagation)를 사용하는 것이 바람직하다.

도 1 은 복수의 GPS 수신기를 갖는 전형적인 페이로드 위성 시스템을 도시하는 도면.

도 2 는 본 발명의 바람직한 실시예에 따라 천문 위치 결정 서브시스템과 병합된 위성 시스템을 도시하는 도면.

도 3 은 본 발명의 바람직한 실시예에 따라 천문 위치 결정을 나타내는 도면.

도 4 는 광학 페이로드 지시 방향의 개념을 나타내는 3 차원 공간도면.

도 5a 및 도 5b는 하나의 기준 우주선을 사용하여 천문 위치 결정 시나리오를 도시하는 3 차원 공간도면.

도 6 은 복수의 기준 우주선을 사용하여 천문 위치 결정 시나리오를 도시하는 3 차원 공간 도면.

도 7 은 천문 위치 결정 시나리오를 나타내는 2 차원 공간 도면.

도 8 은 본 발명의 바람직한 실시예에 따라 자세 결정을 나타내는 도면.

＜도면 주요 부분에 대한 부호의 설명＞

102 : GPS 수신기 105 : 컴퓨터

106 : 태양 센서 110 : 관성 기준 유닛

130 : RF 조립체 136 : 방향성 통신 조립체

도 1 은 전형적인 탑재된 페이로드 위성 시스템(100)의 블록도를 도시하는 도면이다. 위성 시스템(100)은 시간의 함수로서 위성 시스템(100)에 대한 궤도 위치를 결정하는 천문 위치 결정 성분을 포함한다. 위성 시스템(100)은 한 쌍의 GPS 수신기로부터 위성의 천문 위치 정보를 습득하는데, 하나의 GPS 수신기는 여분으로 있는 것이다. 본 발명의 기초를 이루는 동기 중 하나는 공간 등급 GPS 수신기와 연관되어 있는 엄청난 비용을 감소시키는 것이다. 위성 시스템(100)으로부터 하나 또는 두 개의 GPS 수신기(102)를 제거하는 것은 상당한 비용의 절감을 가져온다.

탑재된 천문 위치 결정 소프트웨어(103)는 탑재된 컴퓨터(또는 프로세서)(105)에 연결된 메모리(101)에 존재하고, 천문 위치를 모니터하며 GPS 판독값 사이에서 천문 위치를 전파하기 위해 제공된다. 일단 천문 위치가 결정되어 지고 나면, 그 천문 위치는 결정된 천문 위치를 희망하는 천문 위치와 비교하는 안내 및 항해 제어 소프트웨어(107)로 전송된다. 필요하다면, 궤도에 대한 조정이 스러스터(112)와 그 제어 회로(114)를 사용하여 이루어진다.

위성 시스템(100)은 또한 우주선의 자세를 결정하는 자세 기준 결정 성분을 포함한다. 도 1에서 도시되어 있는 위성 시스템(100)은 예를 들어 자세 결정을 위한 별 추적기(104)를 포함할 수 있다. 비정밀 태양 센서(106)와 동반 회로(108)는 또한 대략적인 자세 기준 결정을 위하여 포함될 수 있고 또 우주선 이상(anomalies)이 발생하고 별 추적기(104)를 사용하여 정확한 자세 기준 기능이 적절히 동작하지 않을 때 일반적으로 사용된다.

센서 판독값들 사이에서 자세를 전파하기 위하거나, 별들에 대한 접근이 이용 가능하지 않을 때, 관성 기준 유닛(110)이 포함된다. 관성 기준 유닛(110)과 별 추적기(104)로부터의 정보는 탑재된 자세 결정 소프트웨어(116)에 의하여 사용된다. 자세 결정 소프트웨어(116)는 자세를 결정하고 추적하며, 센서 판독값들 사이에서 자세를 전파하며, 또 자세 제어 소프트웨어(118)에 자세 정보를 제공한다. 차례로, 자세 제어 소프트웨어(118)는 희망하는 자세 조정을 실행하는 자세 제어 하드웨어에 신호를 송신한다. 도 1 에 도시되어 있는 위성 시스템(100)에 대한 자세 제어 하드웨어는 반작용 휠(120)과 그 연관 구동기(122)를 포함한다. 반작용 휠(120)을 가속시키고 감속시키는 것은 각운동량의 보존으로 인해 위성 몸체에 토크를 유도한다. 차례로, 유도된 토크는 위성 몸체가 희망하는 방향으로 회전하게 한다.

위성의 수명 기간 동안, 위성은 자세 교란 토크에 노출되어 있다. 토크는 태양압, 대기의 견인, 중력 기울기, 지자기장, 및 다른 원인으로 인한 것일 수 있다. 전술한 바와 같이, 자세 제어 시스템은 반작용 휠(120)을 사용하여 이들 토크를 보상한다. 그러나, 이 토크가 시간 상으로 평균이 되지 않으면, 반작용 휠(120)의 각속도는 연속적으로 증가할 것이다. 최종적으로, 반작용 휠(120)의 각속도는 얼마의 최대 한도를 초과할 수 있다. 운동량을 덜어주는 성분이 일반적으로 이 문제를 처리하기 위해 제공된다.

예를 들어, 위성 시스템(100)은 우주선에 토크를 전해주기 위해 지자기장과 연계하여 작용하는 토크 로드(124)와 그 로드의 각각의 제어기(126)를 포함할 수 있다. 자력계(128)는 지자기장을 감지하는데 사용된다. 운동량을 덜어주는 소프트웨어(127)는 보상 토크를 발생시키기 위해 토크 로드에서의 전류를 제어하며, 차례로 자세 제어 시스템이 반작용 휠(120)을 늦추게 한다.

전방향 RF 조립체(130)와 트랜스폰더(132)는 위성 자세나 센서 배향에 관계없이 우주선과 통신할 수 있도록 제공된다. 방향 링크 센서를 포함하는 방향성 통신 조립체(136)는 다른 우주선에 상호 연결 및/또는 지상국과 업링크와 다운링크를 유지하도록 제공되는 것이 바람직하다. 방향성 링크 지시 소프트웨어(134)는 방향성 통신 조립체(136)에서 방향성 링크 센서의 지시를 제어한다.

도 2 는 본 발명의 바람직한 실시예에 따라 천문 위치 결정 서브시스템을 병합하는 위성 통신 시스템(200)을 도시한다. 복수의 쌍이 아닌 단일 GPS 수신기(202)가 기본적인 천문 위치 결정을 위해 사용된다. 대용 천문 위치 결정 서브시스템은 위성의 천문 위치를 결정하기 위하여 다른 우주선의 천문 위치의 지식과 광학 페이로드 지시 정보를 사용한다. GPS 고장은 GPS 수신기(202)를 효율적으로 사용할 수 없게 될 수 있다. 그러므로, 우주선에 탑재된 나머지 기능성 성분을 사용하는 위성 천문 위치를 결정하기 위한 다른 기구가 필요하게 된다. 선택적으로, GPS 수신기(202)로부터의 정보는 본 발명에 따라 천문 위치 결정 시스템에 의하여 이루어진 천문 위치 결정을 증가시키는데 사용될 수 있다.

광학 페이로드 지시 제어 소프트웨어(212)는 컴퓨터(또는 프로세서)(214)에 연결된 메모리(213)에 존재한다. 광학 페이로드 조립체(204)는 데이터 버스(205)에 의하여 컴퓨터(214)에 연결된다. 광학 페이로드 조립체(204)는 짐벌 구동 전자 장치(gimbal drive electronics)(206), 짐벌 조립체(208), 및 광학 센서 조립체(210)를 포함한다. 컴퓨터(214)는 짐벌 구동 전자 장치(206)에 지시 명령을 전송하며, 차례로 짐벌 구동 전자 장치는 광학 센서 조립체(210)에 부착되어 있는 짐벌 조립체(208)를 구동한다. 짐벌 조립체(208)는 비정밀 광학 센서 조립체(210) 지시 방향을 측정하고 컴퓨터(214)에 광학 페이로드 지시 데이터를 제공한다. 광학 센서 조립체(210)는 정확한 광학 페이로드 지시 데이터를 얻기 위해 광학 센서(216)와 바람직하게는 고속 조향 미러 조립체(218)를 포함한다. 고속 조향 미러 조립체는 광학 센서를 모니터하고 광학 센서의 미세 지시를 제어하기 위해, 특히 유도된 지터(jitter)를 제거하기 위해 리졸버와 모터를 포함한다. 광학 페이로드 지시 제어 소프트웨어(212)는 광학 센서 조립체(210)를 기준 우주선으로 가리키게 하기 위해 짐벌 구동 전자 장치(206)에 명령을 전송한다. 광학 센서(216)는 광 스펙트럼의 가시부와 비가시부(예를 들어, 적외선과 자외선) 모두를 검출할 수 있다.

통신 조립체(220)는 기준 우주선에 대한 천문 위치 정보를 수신하도록 제공된다. 통신 조립체(220)는 상호 링크를 통한 다른 우주선으로부터나 업링크를 통한 지구국으로부터의 기준 우주선 천문 위치 정보를 수신하는 수신기를 포함하는 것이 바람직하다. 수신기는 수신된 천문 위치 정보를 복조하고 디코딩하며 데이터 버스(205)를 통해 기준 우주선 천문 위치 데이터를 컴퓨터(214)에 제공한다.

천문 위치 결정 소프트웨어(222)는 컴퓨터(214)에 연결된 메모리(213)에 있다. 컴퓨터(214)는 광학 페이로드 조립체(204)로부터 광학 페이로드 지시 데이터와 통신 조립체(220)로부터 기준 우주선 천문 위치 데이터를 수신한다. 천문 위치 결정 소프트웨어(222)에서 천문 위치 결정 명령은 광학 페이로드 지시 데이터와 기준 우주선 천문 위치 데이터에 작용함으로써 위성 천문 위치를 결정한다. 천문 위치 결정 소프트웨어(222)는 예를 들어 확립된 삼각 항등식(trigonometric identities)을 사용하여 위성의 천문 위치를 결정할 수 있다.

바람직한 실시예에 있어서, 자세 제어 소프트웨어(224)를 포함하여 자세 기준 서브시스템은 위성 자세 기준 데이터를 천문 위치 결정 소프트웨어(222)에 제공하며, 천문 위치 결정 소프트웨어는 차례로 자세 기준 데이터를 천문 위치 결정으로 병합한다.

천문 위치 결정 소프트웨어(222)는 기준 우주선 천문 위치와 광학 페이로드 지시 데이터를 시간적으로 다수의 지점에서 고려함으로써 천문 위치를 결정할 수 있다. 그리하여 컴퓨터(214)에 시간 데이터를 전송하는 시스템 클록(223)이 제공된다. 시간 데이터는 천문 위치 결정 데이터로 병합될 수 있다.

본 발명의 바람직한 실시예에 따라 스페이스 비클(space vehicle)을 위한 천문 위치 결정 시스템은 해당 스페이스 비클을 위하여 유일하게 작용하는 천문 위치 결정 시스템일 필요는 없다. 스페이스 비클을 위한 천문 위치 정보는 지상국과 같은 외부적 존재(external entity)나 스페이스 비클에 탑재된 독립된 천문 위치 기준 서브시스템으로부터 수신될 수 있다. 그러한 독립된 천문 위치 기준 서브시스템은 스페이스 비클에 존재할 수 있지만 바람직한 실시예로부터 독립적으로 작용하며, 예를 들어, 탑재된 GPS 기반 시스템을 포함할 수 있다. 스페이스 비클을 위한 천문 위치 기준 정보는 운송 수단 자신의 천문 위치 결정값과 비교하거나 그 위치 결정값을 평균하기 위하여 천문 위치 결정 소프트웨어(222)에 의하여 사용될 수 있다.

부가적으로, 도 2 에 도시되어 있는 바람직한 실시예에 따라 비록 성분이 전적으로 우주선에 탑재되어 존재할지라도, 특정 성분은 우주선 성분과 지상 성분 사이의 연결 기능을 하는 통신 링크를 통해 지상국에 선택적으로 존재할 수 있다는 것이 이해되어야 한다. 예를 들어, 메모리(213)와 컴퓨터(214)는 나머지 위성 시스템(200)에 통신 가능하게 연결된 지상국에 존재할 수 있다.

도 3 은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 천문 위치 결정 과정(300)을 도시한다. 우주선에 대한 자세가 얻어지며(304) 천문 위치 결정을 제공한다(302). (적어도 하나의 기준 우주선을 지시하는) 광학 페이로드 센서를 위한 지시 방향 정보(306)도 또한 얻어지며 상기 지시 방향 정보는 천문 위치 결정을 위하여 제공된다(302). 더욱이, 각 기준 우주선에 대한 천문 위치 정보는 단계(308)에서 달성되고 상기 천문 위치 정보는 천문 위치 결정을 위하여 제공된다(302). 마지막으로, 시간(310)이 얻어지며 상기 시간 정보는 천문 위치 결정을 위하여 제공된다(302). 천문 위치 결정 단계(302)는 단계(304, 306, 308, 및 310)에서 달성되고 제공된 입력 정보를 기반으로 하여 우주선에 대한 천문 위치를 결정한다.

천문 위치 결정 단계(302)는 과거의 정보와 결정값이 현재 천문 위치 결정의 신뢰도를 증가시키는데 사용될 수 있도록 칼만 필터링(Kalman filtering) 단계(314)를 포함한다. 더욱이, 천문 위치 결정 단계(302)는 외부 입력값들 사이의 천문 위치의 전파와 선택적으로 기준 우주선의 천문 위치의 전파를 위한 중력 모델링을 포함하는 천문 위치 전파 단계(316)를 포함하는 것이 바람직하다. 천문 위치 결정 단계(302)의 결과는 우주선에 대한 결정된 천문 위치(312)를 포함한다.

도 4를 참조하면, 이 도면은 광학 페이로드 지시 방향의 개념을 도시하는 도면을 나타낸다. 3차원 공간(400)이 원점에 있는 위성(402)을 포함하여 도시되어 있다. 비록 위성(402)이 GPS 정보를 더 이상 수신하지 못할지라도, 위성(402)은 궤도 모델을 사용하여 위성의 천문 위치를 전파할 수 있다. 이리하여, 시간 주기 동안, 위성(402)은 상당한 정확도로 위성 자신의 천문 위치를 전파할 수 있다. 더욱이, 천문 위치 전파 기술을 통해, 위성(402)은 위성이 볼 수 있어야 하는 다른 우주선{예를 들어 기준 우주선(404)}이 어디에 위치하고 있는지를 대략 알아낸다. 위성(402)은 기준 우주선(404)을 향하여 위성의 광학 페이로드(403)를 지시한다. 위성(402)에 탑재된 광학 페이로드 지시 제어기는 기준 우주선(404)의 중심을 광학 페이로드(403)의 시야에 둠으로써 지시 방향을 미세하게 동조한다. 광학 페이로드(403) 지시 각(α₁및 α₂)은 기준 우주선(404)의 방향 표시로서 사용된다. 센서 지시 각(α₁및 α₂) 외에, 위성(402)은 또한 기준 우주선(404)의 천문 위치{x_ref(t), y_ref(t) 및 z_ref(t)}를 얻는다. 이 천문 위치 정보는 상호 링크를 통해 기준 우주선(404)으로부터나 업링크를 통해 지상국으로부터 수신될 수 있다.

위성(402)으로부터 기준 우주선(404)까지의 거리(406)는 일반적으로 알려져 있지 않다. 그러나, 위성(402)으로부터 기준 우주선(404)까지의 라인 지시는 기준 우주선(404)과 두 개의 센서 지시 각(α₁및 α₂)의 천문 위치{x_ref(t), y_ref(t) 및 z_ref(t)}에 의하여 정의될 수 있다.

천문 위치 결정에 있어서, 우주선은 특정 좌표계를 사용하여 3차원 공간으로 우주선의 좌표를 결정한다. 도 2 에 도시된 바와 같이 바람직한 실시예에 대하여, 위성 시스템(200)은 독립적이며 기능적인 자세 기준 및 제어 시스템을 가진다. 따라서, 위성 시스템(200)은 공간적으로 위성의 배향을 알게 되고, 위성의 위치를 결정할 필요만 있다.

위성의 좌표를 해석하기 위하여, 3 개의 미지수만을 포함하는 3 개의 독립 방정식이 사용될 수 있다. 도 4에서, 센서 지시 각(α₁및 α₂)은 기준 우주선(404)의 천문 위치치{x_ref(t), y_ref(t) 및 z_ref(t)}와 함께 결정되었다. 위성의 자세에 대한 위성의 지식과 결합된 이 정보는 위성(402)과 기준 우주선(404)을 포함하는 3 차원 공간에서 라인을 결정하기에 충분한 정보이다. 추가적인 정보가 그 라인에 대한 우주선의 정확한 위치를 결정하는데 사용될 것이다.

하나의 선택은 시간적으로 다른 점에 존재하는 기준 우주선(404)에 대한 광학 페이로드 지시 각을 측정하는 것이다. 위성(402)은 기준 우주선(404)의 예상 궤도를 알고, 또 예를 들어 예상 궤도가 우주선(404)의 궤도와 평행하지 않는 실질적인 성분을 가진다는 것을 알고 있기 때문에, 제 2 광학 페이로드 지시 각 측정값은 우주선(404) 좌표를 풀기에 충분한 정보를 제공한다. 이 선택은 도 5a 및 도 5b에서 더 도시되어 있다.

도 5a 는 단일 우주선(S₀, S₁)에 대한 천문 위치가 시간적으로 다수의 지점에서 단일 기준 우주선(R₀, R₁)에 대한 천문 위치 정보와 광학 페이로드 지시값을 사용하여 결정되는 천문 위치 결정 시나리오(500)를 도시한다. 시간(t₀)에서, 우주선(S₀)은 공간(x₀, y₀, z₀)에 제 1 미지의 위치에 있으며, 기준 우주선(R₀)은 제 1 기준 위치(rx₀, ry₀, rz_O)에 있다. 광학 페이로드는 기준 우주선(R₀)으로 향하게 되고, 페이로드 지시 각(α₁및 α₂)이 측정된다. 기준 우주선(R₀)에 대한 천문 위치가 얻어진다. 우주선(S₀)에 대한 자세 정보와 결합된 천문 위치 및 페이로드 지시 정보는 본질적으로 우주선(S₀)이 시간(t₀)에 위치되어 있는 3 차원 공간에서의 라인(l₀)을 한정한다.

시간(t₁)의 제 2 지점에서, 우주선(S₁)은 공간 상 제 2 미지의 위치(x₁, y₁, z₁)에 있으며, 기준 우주선(R₁)은 제 2 기준 위치(rx₁, ry₁, rz₁)에 있다. 광학 페이로드는 다시 기준 우주선(R₁)으로 향하게 되고, 페이로드 지시 각(α₁₁및 α₁₂)이 측정된다. 기준 우주선(R₁)에 대한 천문 위치가 얻어진다. 우주선(S₁)에 대한 자세 정보와 결합된 천문 위치 및 페이로드 지시 정보는 본질적으로 우주선(S₁)이 시간(t₁)에 위치되어 있는 3 차원 공간에서의 라인(l₁)을 한정한다.

도 5b에 550으로 도시되어 있는 바와 같이, 시간(t₁)에서 우주선(S₁)의 위치를 풀기 위하여, 우주선(S₁)의 위치의 상대적 변화는 라인(l₀또는 l₁) 상의 위치(S₀및 S₁)의 상대적 공동 위치(relative colocation)가 되는 S₀로부터 시간(t)에서 전방으로 전파될 수 있다. 두 개의 라인(l₁, l_0전파)의 교차점은 시간(t₁)에서 우주선(S₁)의 위치를 나타낼 것이다. 우주선 위치의 전파는 상태 방정식을 포함하는 확립된 수학적 기법을 사용하여 달성될 수 있다. 시간 주기 상의 연속 측정은 계산의 정확도를 증가시킬 것이다. 수학적 기법으로 이용되는 정보는 추가적인 우주선 센서로부터의 정보, 중력 또는 궤도 모델링, 우주선 궤도 평면과 주기의 지식, 고도 정보와 지상 기반의 거리 계측 정보를 포함할 수 있지만 이것으로만 제한되지는 않는다.

우주선에 대한 천문 위치를 결정하기 위한 또다른 바람직한 선택은 다수의 기준 우주선에 대해 광학 페이로드 지시 라인을 포함한다. 도 6 은 3 개의 기준 우주선(각각 S1, S2, 및 S3)에 대한 3 개의 광학 페이로드 지시(602, 604, 및 606)를 갖는 우주선(S)을 포함하는 3 차원 공간(600)에서 천문 위치 결정 시나리오를 도시한다. 우주선(S)은 시간적으로 한 점(또는 충분히 인접한 시간에서의 여러 점들)에서 기준 우주선(S1, S2, 및 S3) 각각에 대한 천문 위치를 알고 있다. 우주선은 또한 우주선의 광학 페이로드 센서를 위한 센서 지시 각을 알고 있다. 우주선(S)은 상태 방정식을 따른 천문 위치 전파를 포함하는 수학적인 기법 및/또는 확립된 삼각 관계식을 사용하여 우주선의 위치를 풀 수 있다. 시간에 걸친 다수의 위치 결정값이 우주선의 속도를 결정하는데 사용될 수 있다.

우주선에 대하여 결정된 천문 위치는 몇가지 보편적인 기준에 대하여 측정된 절대적 천문 위치일 수 있으나, 대안적으로 천문 위치는 위성 성군 시스템에서 다른 물체(들), 예를 들어 다른 위성에 대하여 측정될 수 있다. 궤도 제어 임무가 다른 우주선에 대하여 하나의 우주선의 위치를 관리하여야 하는 시스템에서, 상대적인 천문 위치 기준 설정을 사용하는 것이 유리할 수 있다.

도 6에서 도시되어 있는 시나리오에서, (특히 측정이 실질적으로 동시에 이루어진다면) 우주선(S)이 우주선 자신의 자세를 아는 것이 필요하지는 않다. 그러나, 우주선의 자세, 관성 기준 유닛 정보, 시간적으로 여러 지점에서 광학 페이로드 센서 각의 측정, 거리 계측 정보, 지구와 같은 다른 물체의 전파되는 천문 위치와 감지된 위치와 같은 추가적인 정보가 천문 위치 계산의 신뢰도를 증가시키는데 사용될 수 있다.

도 7 은 천문 위치의 결정을 도시하는 2 차원 공간(700)을 도시한다. 이 예에서, 우주선(U)의 자세는 결정되어 있고, 이리하여 센서 지시 각이 측정되는 우주선 자신의 좌표계와 x 및 y 축으로 한정되는 공간 좌표계 사이의 각도 상관 관계가 결정될 수 있다.

처음으로, 우주선(U)은 제 1 라인(702)을 따라 제 1 기준 우주선(R1)에 있는 우주선의 광학 페이로드를 지시한다. 우주선(U)과 제 1 기준 우주선(R1) 사이의 라인(702)에 대한 센서 각(α₁)이 측정된다. 우주선(U)은 또한 제 1 기준 우주선(R1)에 대한 천문 위치를 얻고, 이리하여 우주선(U)은 우주선(U)과 제 1 기준 우주선(R1) 사이의 2 차원 공간에서 라인(702)을 한정할 수 있다. 우주선(U)은 라인(704)을 따라 제 2 기준 우주선(R2)에 있는 우주선의 광학 페이로드를 지시한다. 우주선(U)과 제 2 기준 우주선(R2) 사이의 라인(704)에 대한 센서 각(α₂)이 측정되며, 제 2 기준 우주선(R2)의 천문 위치가 얻어진다. 그 결과는 도 7에 도시되어 있는 두 개의 미지수에 대하여 두 개의 방정식(706 및 708)에서 구할 수 있는데, 이 두 방정식은 확립된 삼각 관계식을 사용하여 탑재된 천문 위치 결정 소프트웨어로 쉽게 풀 수 있다.

도 8 은 본 발명의 바람직한 실시예에 따라 자세 결정 과정(800)을 도시한다. 기준 우주선을 가리키는 광학 페이로드 센서를 위한 지시 각이 얻어지고(802), 자세 결정 단계(804)에 대한 정보가 제공된다. 이 정보는 실질적으로 동시에 얻어지거나 대안적으로 관성 기준 유닛 정보(805)가 얻어지며 상기 관성 기준 유닛 정보는 시간에 따라 변하는 자세 기준 변경값을 보상하는데 사용된다. 각 기준 우주선에 대한 천문 위치 정보도 또한 얻어지며(806) 상기 천문 위치 정보는 자세 결정 단계(804)를 위하여 제공된다. 더욱이, 시간 정보가 얻어지며(808) 상기 시간 정보는 자세 결정 단계(804)를 위하여 제공된다. 그 다음, 자세 결정 단계(804)는 (필요하다면) 단계(802, 806, 808, 및 805)에서 얻어지고 제공된 입력 정보를 기반으로 하여 우주선에 대한 자세를 결정한다.

자세 결정 단계(804)는 과거의 정보와 결정값이 현재의 자세 결정의 신뢰도를 증가시키는데 사용될 수 있도록 칼만 필터링 단계(812)를 포함하는 것이 바람직하다. 더욱이, 자세 결정 단계(804)는 외부 입력값들 사이의 자세 전파에 대하여 자세 모델링을 포함하는 자세 전파 단계(814)를 포함하는 것이 바람직하다.

본 발명의 방법 및 장치는 우주선에 대한 천문 위치와 자세를 결정하기 위하여 현존하는 우주선 광학 페이로드 특성과 서브시스템을 사용한다. 본 발명은 고비용의 우주선의 천문 위치 결정 서브시스템(예를 들어, GPS)에 대안적인 저비용의 시스템을 제공한다. 본 발명은 기본적인 천문 위치 및/또는 자세 결정 서브시스템이나 제 2 차 시스템으로의 기능을 할 수 있다. 본 발명에 의하여 생성된 천문 위치 및/또는 자세 정보는 다른 소스로부터 얻어진 자세 정보와 천문 위치를 증대시키는데도 또한 사용될 수 있어서, 천문 위치와 자세 결정의 정확도를 증가시켜 준다.

본 발명의 특정 요소, 실시예 및 적용이 도시되고 설명되어 있을 지라도, 특히 전술한 설명으로 볼 때 당업자에 의해 여러 가지 변경이 있을 수 있기 때문에 본 발명은 이것으로만 제한되지는 않는다는 것을 이해할 수 있을 것이다. 그러므로, 본 발명의 사상과 범주 내에 있는 이들 특징을 병합하는 그러한 변경을 포함하기 위하여 첨부되는 청구범위가 고려되어진다.

Claims

스페이스 비클(space vehicle)을 위한 천문 위치(ephemeris)를 결정하기 위한 방법에 있어서,

광학 페이로드 센서를 적어도 하나의 기준 우주선으로 가리키는 단계와,

상기 광학 페이로드 센서에 대한 지시 방향 정보를 얻는 단계와,

상기 기준 우주선에 대한 기준 천문 위치 정보를 얻는 단계, 및

상기 지시 방향 정보와 상기 기준 천문 위치 정보에 기초하여 상기 스페이스 비클을 위한 천문 위치를 결정하는 단계를 포함하는 스페이스 비클을 위한 천문 위치를 결정하기 위한 방법.
제 1 항에 있어서, 상기 스페이스 비클에 대한 자세 정보를 얻는 단계를 더 포함하며, 상기 천문 위치를 결정하는 단계는 상기 자세 정보에 더 기초하여 천문 위치를 결정하는 단계를 포함하는 스페이스 비클을 위한 천문 위치를 결정하기 위한 방법.
제 1 항에 있어서, 다수의 기준 우주선에 대하여 상기 광학 페이로드 센서를 가리키는 단계, 상기 지시 방향 정보를 얻는 단계, 및 상기 기준 천문 위치 정보를 얻는 단계를 수행하는 단계를 포함하는 스페이스 비클을 위한 천문 위치를 결정하기 위한 방법.
제 1 항에 있어서, 시간 정보를 얻는 단계를 더 포함하며, 상기 천문 위치를 결정하는 단계는 상기 시간 정보에 더 기초하여 천문 위치를 결정하는 단계를 더 포함하는 스페이스 비클을 위한 천문 위치를 결정하기 위한 방법.
제 4 항에 있어서, 시간적으로 다수의 지점에서 상기 기준 우주선에 대하여 상기 광학 페이로드 센서를 가리키는 단계, 상기 지시 방향 정보를 얻는 단계, 상기 기준 천문 위치 정보를 얻는 단계, 및 시간 정보를 얻는 단계를 수행하는 단계를 더 포함하는 스페이스 비클을 위한 천문 위치를 결정하기 위한 방법.
제 5 항에 있어서, 상기 천문 위치 결정 단계는 상기 지시 방향 정보, 상기 기준 천문 위치 정보, 및 상기 결정된 천문 위치로 구성되어 있는 그룹 중 적어도 하나를 칼만 필터링하는 단계를 포함하는 스페이스 비클을 위한 천문 위치를 결정하기 위한 방법.
제 4 항에 있어서, 중력 모델링으로부터 궤도 정보를 얻는 단계를 더 포함하며, 상기 천문 위치를 결정하는 단계는 상기 궤도 정보에 더 기초하여 천문 위치를 결정하는 단계를 포함하는 스페이스 비클을 위한 천문 위치를 결정하기 위한 방법.
제 1 항에 있어서, 상기 기준 우주선과 상기 스페이스 비클 사이의 상호 링크를 확립하는 단계를 더 포함하며, 상기 기준 천문 위치를 얻는 단계는 상기 상호 링크 상에서 기준 천문 위치 정보를 얻는 단계를 포함하는 스페이스 비클을 위한 천문 위치를 결정하기 위한 방법.
제 1 항에 있어서, 독립인 천문 위치 기준원으로부터 상기 스페이스 비클에 대한 독립인 천문 위치 정보를 얻는 단계를 더 포함하며, 상기 천문 위치 결정 단계는 상기 독립인 천문 위치 정보에 더 기초하여 천문 위치를 결정하는 단계를 포함하는 스페이스 비클을 위한 천문 위치를 결정하기 위한 방법.
스페이스 비클 천문 위치 결정 시스템에 있어서,

프로세서와,

상기 프로세서에 연결되며, 광학 페이로드 지시 데이터와 기준 우주선 천문 위치 데이터를 사용하여 천문 위치를 결정하는 천문 위치 결정 명령을 저장하는 메모리와,

적어도 하나의 기준 우주선을 가리키고 상기 프로세서에 상기 광학 페이로드 지시 데이터를 제공하기 위하여 상기 프로세서에 연결된 광학 페이로드 조립체, 및

상기 프로세서에 연결되며, 적어도 하나의 기준 우주선에 대한 천문 위치 정보를 입력으로 수신하고 상기 기준 우주선 천문 위치 데이터를 상기 프로세서에 출력하는 수신기를 포함하는 스페이스 비클 천문 위치 결정 시스템.
제 10 항에 있어서, 상기 스페이스 비클에 대한 독립인 스페이스 비클 천문 위치 정보를 상기 프로세서에 제공하기 위하여 상기 프로세서에 연결된 독립적인 천문 위치 기준 서브시스템을 더 포함하며, 상기 천문 위치 결정 명령은 상기 독립적인 스페이스 비클 천문 위치 정보를 더 사용하여 천문 위치를 결정하는 스페이스 비클 천문 위치 결정 시스템.
스페이스 비클에 대한 자세를 결정하기 위한 방법에 있어서,

광학 페이로드 센서를 적어도 하나의 기준 우주선으로 가리키는 단계와,

상기 광학 페이로드 센서를 위한 지시 방향 정보를 얻는 단계와,

상기 기준 우주선에 대한 기준 천문 위치 정보를 얻는 단계, 및

상기 지시 방향 정보와 상기 기준 천문 위치 정보에 기초하여 상기 스페이스 비클에 대한 자세를 결정하는 단계를 포함하는 스페이스 비클에 대한 자세를 결정하는 방법.
제 12 항에 있어서, 상기 기준 우주선과 상기 스페이스 비클 사이의 상호 링크를 확립하는 단계를 더 포함하며, 상기 기준 천문 위치 정보를 얻는 단계는 상기 상호 링크를 통해 기준 천문 위치 정보를 얻는 단계를 포함하는 스페이스 비클에 대한 자세를 결정하는 방법.
스페이스 비클 자세 결정 시스템에 있어서,

프로세서와,

상기 프로세서에 연결되며, 광학 페이로드 지시 데이터와 기준 우주선 천문 위치 데이터를 사용하여 천문 위치를 결정하는 자세 결정 명령을 저장하는 메모리와,

적어도 하나의 기준 우주선을 가리키고 상기 광학 페이로드 지시 데이터를 상기 프로세서에 제공하기 위하여 상기 프로세서에 연결된 광학 페이로드 조립체, 및

상기 프로세서에 연결되며, 적어도 하나의 기준 우주선에 대한 천문 위치 정보를 입력으로 수신하며 상기 기준 우주선 천문 위치 데이터를 상기 프로세서에 출력하는 수신기를 포함하는 스페이스 비클 자세 결정 시스템.