KR20030066049A - 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법 - Google Patents

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Abstract

본 발명은 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법에 관한 것으로서, 특히 주어진 궤도유지 박스 내에서 두 개 이상의 위성체를 공유하기 위하여 위성체들의 궤도 경도를 분리시키고, 이심률 벡터를 동시에 관리하고, 각 위성체들의 머누버를 동시에 실시하는 방법을 사용하였으므로, 위성체간의 상대 거리가 안정적으로 멀리 유지되고, 위성체들간의 경도를 분리하였으므로 위성체의 궤도 자체가 겹쳐지는 부분이 적어 서로 다른 시스템의 위성체들이라도 하나의 궤도 박스에서 충돌의 위험 없이 안정적으로 유지할 수 있고, 위성체의 정지궤도 할당에 사용되는 비용을 절감할 수 있다.

Description

정지궤도 위성의 궤도 공유 방법{Method for collocation of satellites of geostationary orbit}
본 발명은 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법에 관한 것으로서, 특히 하나의 궤도박스에 다수개의 위성이 존재할 때 각 위성들의 경도를 분리시키고, 기 설정된 이심률 조정을 동시에 진행하여 위성체들간의 간격을 일정하게 유지시켜 위성의 관리 효율성을 높이고, 충돌위험을 감소시킬 수 있는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법에 관한 것이다.
지구상의 한 지점에서 항상 같은 장소에 위성이 존재하게 하는 궤도를 정지궤도(geostationary orbit)라 하며, 이러한 정지 궤도는 지구와 위성체의 운동 특성상 지구 중심으로부터 42164.2㎞ 떨어진 지구 적도 상공에 위치하며, 이 궤도에서 위성은 지구의 자전 속도와 같은 속도로 회전하는 궤도를 가진다. 이러한 궤도의 특성에 의해 정지궤도 위성은 지구상의 사용자가 볼 때 항상 일정한 방향에 위치하므로, 통신방송 등에 매우 유용하게 사용된다.
그러나 정지궤도는 그 위치자원이 유한하기 때문에 운용 가능한 정지궤도 위성의 수는 한정되지만, 통신이나 과학관측 등 여러 가지 목적으로 정지궤도 위성의 필요성은 더욱 증대되고 있다.
따라서 한정된 궤도 박스(배당된 궤도 영역)내에서 여러 대의 위성을 운영해야하는 상황이 발생하기도 하며, 정지궤도를 확보하는 비용이 크기 때문에 동일 궤도 박스 내에서 위성간 충돌을 방지하고, 효율적으로 위성을 운용할 수 있는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법이 필요하다.
여기서 하나의 정지궤도에 두 개 이상의 위성을 위치시킬 경우 위성 상호간의 물리적 충돌이나 전파간섭 없이 지상의 안테나에 위성신호가 포착되도록 위성간의 거리를 유지시키는 기술이 필요하다.
이러한 위성의 궤도 공유를 위해서는 위성의 운동 특성을 파악할 필요가 있다.
상기 타원 궤도를 가지는 정지 궤도 위성은 여러 가지 섭동력(perturbation)이 작용하여 위성의 궤도가 변형되는데, 이 섭동력은 주로
(1), 지구가 완전한 구형체가 아닌 타원체이고, 지구의 질량중심과 중력중심이 달라 중력장의 불균일에 의한 부분과,
(2), 달과 태양의 중력장에 의한 부분과,
(3), 태양풍 등에 의한 부분 등과 같은 요인에 의해 발생된다.
여기서 실제의 정지궤도 위성은
1. 지구중력장의 불균일로 인하여 위성이 위치한 경도에 따라 궤도의 장축 길이가 증가하거나 감소하며,
2. 태양과 달의 인력에 의해 궤도 경사각(지구적도 평면과 위성 궤도 평면 사이의 각 )이 증가하고,
3. 태양풍의 압력에 의해 궤도의 이심률(eccentricity, e)이 변화된다.
이와 같이, 외부의 섭동력에 의해 변형되는 정지궤도 위성의 궤도를 위성의 추력기를 사용하여 주기적으로 조정하여야하며, 이러한 조정을 머누버(maneuver)라 하고, 이에 의해 위성의 위치유지(station keeping)가 이루어진다. 이러한 정지궤도 위성의 주어진 위치를 위치유지 박스(box)라 하고, 머누버에 의해 정지궤도 위성은 박스 내에 위치하게 된다.
상기의 위성에는 동서남북 방향에 추력기가 장착되어있으며, 궤도 경사각 보정을 위해서는 남쪽이나 북쪽에 위치한 추력기로 N/S 위치유지 머누버를 실시하고, 궤도의 장축 및 이심률 보정은 동쪽이나 서쪽에 있는 추력기를 사용하여 E/W 위치유지 머누버를 수행한다.
또한 일반적인 정지궤도에 주로 사용되는 위치유지박스(station keeping box)의 크기는 주로 ±0.05°또는 ±0.1°이며, 다수개의 정지궤도 위성을 하나의 박스 내에 위치시키기 위해서는 서로의 위치 정보와 머누버 정보를 공유할 필요가 있다.
(종래 궤도 공유 방법)
종래 이심률과 경사각을 이용한 정지궤도 위성의 박스 공유 방법을 예를 들어 살펴보면 다음과 같다.
<드리프트 타겟>
도 1에서와 같이, 두 개의 위성체가 동경 113°± 0.05°의 궤도 박스 내에서 위성의 궤도가 커져 서쪽으로 드리프트(drift)되는 힘을 받는다. 따라서 위치유지 박스 내에서 위성을 유지하기 위해서는 주로 동쪽의 추력기를 사용하여 궤도반경을 작게 해주는데, 이는 E/W 머누버시 두 개 위성의 드리프트를 동쪽으로 향하도록 하여 위성이 계속적으로 위치유지박스 내에 위치하도록 한다.
<경사각 벡터 타겟>
먼저, 이심률 벡터는 케플러 좌표계에서 크기가 위성의 궤도 이심률과 같고, 방향은 궤도의 근지점(perigee)을 향하는 벡터이며, 경사각 벡터는 크기가 궤도의 경사각과 같고, 방향은 승교점(ascending node)을 향한다.
도 2와 도 3에서와 같이, 이러한 벡터들은 지구 중심을 원점으로 하는 관성 좌표계(eci 좌표계)에 표시하면 각 위성의 이심률원 반지름 ec와, 이심률원 중심간의 거리 eb및 위성 이심률원 반지름 한계 값 eL(eccentricity limit)을 사용한 이심률 벡터 타겟 그래프로 나타내면 도 3과 같이 나타난다.
이러한 이심률 벡터와 경사각벡터를 이용하여 두 위성이 궤도를 공유하게 하는데, 두 위성의 이심률 벡터 차이와 경사각 벡터의 차이를 y축에 평행하게 설정하면, y축 방향에서는 이심률 벡터 때문에 반경방향의 거리 차이가 최대가 되고, x축 부근에서는 경사각의 차이 때문에 위도방향으로 최대 거리가 유지되어 두 위성의상대거리가 일정하게 유지된다.
따라서, 도 2에서 볼 수 있듯이 위성체1 및 2의 경사각 타겟은
위성체1은 i1x= 0.005°, i1y= 0.0°, Ω1= 0°이고,
위성체2는 i2x= 0.000°, i2y= -0.04°, Ω2= 270°로 정할 수 있다. 여기서 i는 경사각이고, Ω 는 궤도의 승교점이다.
예를 들면, 하지나 동지시에 두 위성의 궤도는 도 4에서와 같이 나타난다.
도 3에서 볼 수 있는 바와 같이, 종래 이심률 조절은 두 위성체의 이심률을 각각의 이심률원을 타겟으로 조절하는 방식이다.
<궤도할당>
또한 주어진 궤도 내에서의 머누버를 위한 각 부분의 궤도 할당을 실시하는데, 도 5에서 볼 수 있는 바와 같이, 위성체의 추력기 오차, 사용되는 중력 모델의 차 및 거리측정 오차 등을 고려하여 각 할당영역을 위치유지박스에 분배하여 정해진 궤도 박스 내에 각 위성들을 유지시킨다.
이와 같이 궤도 박스 내에서의 각 영향들에 대한 궤도 할당의 일례로 무궁화 1, 2호 위성의 총 궤도유지 박스의 크기가 113°±0.05°이므로 각 요인들에 대하여는 궤도 결정 및 궤도 조정오차(O)에는 0.02°, 태양과 달에 의한 섭동영향(L)에는 0.014°, 지구 중력장에 의한 섭동영향(D)에는 0.02176°, 태양 복사압에 의한 이심률의 영향(E)에는 0.04424°가 할당된다.
이러한 요소들을 확인하고 나서, 종래 위성의 궤도 공유 전략인 선포인팅 전략을 살펴보면 다음과 같다.
<선포인팅전략에 따른 이심률 벡터 타겟의 계산>
도 6는 종래기술에 따른 이심률벡터 타겟 설정을 위한 시간 변화에 따른 이심률 벡터의 관성좌표 그래프이다.
먼저, 머누버 후 머누버 반주기가 지난 후의 이심률 벡터의 방향을 태양과 일치시켜주면, 이심률 제어에 최소의 연료가 소모되므로, 머누버전에 태양방향에 대하여 이심률 벡터의 방향을 β 만큼 작게 해주는데 이를 Lag Angle이라 한다. 이러한 방법으로 이심률을 조절하는 것을 선 포인팅 전략이라 하며, 이를 관성 좌표계로 표시하면, α는 E/W 싸이클의 반주기 태양 변위의 반각이고, β는 태양 위치로부터의 ec벡터의 옵셋각이며, S1은 E/W 싸이클 시작시의 태양 위치이고, S2는 E/W 싸이클 끝에서의 태양 위치이다. 여기서 삼각함수로 Lag angle β값을 구할 수 있다.
따라서 각 영향들에 의한 할당 부분 내에서 이심률 타겟을 정하게 되는데, 이러한 목표치 계산에는 위성체의 유효 면적 Ae,안정상태의 이심률 eR,이격 시키고자하는 반경방향에 따라 eb를 구할 수 있고 이를 이용하여 ec를 구할 수 있다.
이때 필요한 값으로서 태양각 αs를 1900년1월1일을 기준으로 구할 수 있으며, 이때 두 위성의 이심률 타겟은 다음과 같이 구할 수 있다.
F1의 이심률 타겟은 e1x= eccosα1p,
e1y= ecsinα1p+ eb/2 이고,
F2의 이심률 타겟은 e2x= eccosα2p,
e2y= ecsinα2p- eb/2 이다.
따라서 이와 같이 구한 이심률 타겟으로 머누버를 실시한다.
<머누버 계획>
먼저, N/S 머누버를 실시하는데 이는 N/S 머누버시 추력기에서 나오는 프롬(plume)이 위성체의 태양전지판에 부딪쳐 동서방향으로의 텔타-V가 발생되는 커플링 효과가 발생되고, 이를 E/W 머누버시에 보정하기 위해서 이다.
따라서 머누버 계획은 머누버 주기를 14일로 할 때, 일일 간격으로 각 머누버를 실시하는데, 위성체 2의 N/S 머누버 후에 위성체1의 N/S의 머누버를 실시하고, 위성체 2의 E/W 머누버 후에 위성체1의 E/W의 머누버를 실시한다.
<머누버에 따른 위성체간 거리 결과>
이러한 경사각 및 이심률 제어 모델에 따라 두 개의 위성을 위치 조정하면, 도 7 내지 도 13과 같이 주어진 궤도 박스 내에서 두 위성의 상호 거리 유지 결과를 얻을 수 있다.
즉, 도 7에서 시간에 따른 두 위성의 경도 변화가 서로 반대 주기로 일어나되, 일정 범위 내에서 변화되는 것을 알 수 있으며, 도 8에서는 두 위성체의 이심률도 일정 범위 안에서 변화되는 것을 볼 수 있고, 도 9에서는 두 위성체가 최소 10㎞에서 최대 50㎞ 정도의 거리를 유지하는 것을 알 수 있다.
또한 도 10에서는 경도방향 거리가 ±25㎞ 정도의 폭으로 변화되고, 도 11에서는 반경방향 거리가 ±10㎞ 정도의 폭으로 변화되는 것을 볼 수 있고, 도 12에서 수직방향 거리가 ±40㎞ 정도의 폭으로 변화된다.
또한 도 13에서는 이심률에 의한 반경방향 상대 이격거리와 경사각에 의한 수직 방향 거리의 그래프에서 반경방향이 최대일 때 수직 거리는 0이고, 반경 방향이 최대일 때 반경 방향 거리는 0이 되어, 두 위성체의 궤도가 일정한 경사각 차를 가지고 교차되어, 일정간격을 유지하는 것을 알 수 있다.
상기와 같은 종래 기술에 따른 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법은, 경사각과 이심률 벡터를 이용하여 동시에 두 개의 위성을 하나의 궤도 박스 내에 위치시키는 방법으로서, 위치유지박스 0.1°내에서 위성간 상대거리를 10㎞ 내외에서 운용 가능하나, 상대 거리가 일정하게 유지되지 않고, 일정거리 이상의 상대 거리 유지가 어려운 문제점이 있다.
동일한 거리측정 시스템을 갖춘 관제소에서 두 개 혹은 3개의 위성을 공유시킬 때는 문제가 없으나, 위성의 종류가 다르고, 거리측정 시스템이 다른 위성들을 공유할 때는 서로간의 위치 데이터의 부정확성이나 추력의 차이 등과 같은 여러 가지 불확실성으로 인하여 정확한 위치 제어가 어려워 위성의 관리 효율을 저하시키고, 충돌 위험이 커지는 문제점이 있다.
또한 두 개가 넘는 다수개의 위성체가 하나의 궤도 박스 내에 공유시킬 때는 그 위험정도가 더욱 증가되고, 관리의 효율성이 떨어져 위성 수명을 단축시키는 다른 문제점이 있다.
본 발명은 상기와 같은 문제점들을 해결하기 위하여 것으로서, 본 발명의 목적은 하나의 궤도 박스 내에 다수개의 위성이 위치할 때, 위성들의 경도와 이심률을 조정하여 두 개 이상의 위성을 하나의 궤도 박스 내에서 일정 거리를 유지하도록 하여 위성을 효율적으로 관리하고, 충돌 위험을 감소시킬 수 있는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법을 제공함에 있다.
도 1 종래 궤도를 공유하는 2개의 정지궤도 위성의 드리프트를 설명하기 위한 개략도.
도 2는 종래 기술에 따른 경사각 벡터 타겟 설정을 위한 경사각 벡터의 관성좌표 그래프.
도 3은 종래기술에 따른 이심률벡터 타겟 설정을 위한 이심률 벡터의 관성좌표 그래프.
도 4는 종래 기술에 따른 두위성의 동지나 하지시의 궤도.
도 5는 종래 기술에 따른 궤도할당 그래프..
도 6은 종래 기술에 따른 선포인팅(Sun Pointing) 전략에 따른 이심률 벡터 타겟 그래프.
도 7은 종래 기술에 따른 두 개의 궤도 공유 위성들의 시간에 따른 경도 변화 그래프.
도 8은 종래 기술에 따른 두 개의 궤도 공유 위성들의 시간에 따른 이심률 변화 그래프.
도 9는 종래 기술에 따른 두 개의 궤도 공유 위성들의 시간에 따른 총 거리변화 그래프.
도 10은 종래 기술에 따른 두 개의 궤도 공유 위성들의 시간에 따른 경도방향(Tangential) 변화 그래프.
도 11은 종래 기술에 따른 두 개의 궤도 공유 위성들의 시간에 따른 반경방향(Radial) 변화 그래프.
도 12는 종래 기술에 따른 두 개의 궤도 공유 위성들의 시간에 따른 수직방향(Normal) 변화 그래프.
도 13은 종래 기술에 따른 두 개의 궤도 공유 위성들의 반경방향에 따른 수직거리 변화 그래프.
도 14는 본 발명에 따른 궤도를 공유하는 2개의 정지궤도 위성의 드리프트를 설명하기 위한 개략도.
도 15는 본 발명에 따른 선포인팅 전략에 따른 이심률 벡터 타겟 그래프.
도 16은 본 발명에 따른 두 위성체의 시간에 따른 이심률 벡터 타겟 변화 그래프.
도 17은 본 발명에 따른 두 개의 궤도 공유 위성들의 시간에 따른 경도 변화 그래프.
도 18은 본 발명에 따른 두 개의 궤도 공유 위성들의 시간에 따른 이심률 변화 그래프.
도 19는 본 발명에 따른 두 개의 궤도 공유 위성들의 시간에 따른 총 거리 변화 그래프.
도 20은 본 발명에 따른 두 개의 궤도 공유 위성들의 시간에 따른 경도방향(Tangential) 거리 변화 그래프.
도 21은 본 발명에 따른 두 개의 궤도 공유 위성들의 시간에 따른 반경방향(Radial) 거리 변화 그래프.
도 22는 본 발명에 따른 두 개의 궤도 공유 위성들의 시간에 따른 수직방향(Normal) 거리 변화 그래프.
도 23은 궤도 분할이 다른 두 개 위성의 드리프트를 설명하기 위한 개략도.
상기와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법의 특징은,
주어진 정지궤도 유지 박스 내에 다수개의 위성체를 공유시키는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법에 있어서,
궤도 박스를 경도에 따라 분리하는 단계와,
상기 분리된 궤도 박스 내에 위성체를 할당하여 위치시키고, 각 위성체의 이심률 타겟을 선포인팅 전략으로 계산하는 단계와,
상기 위성체들의 머누버를 실시하는 단계를 구비함에 있다.
또한 본 발명에 따른 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법의 다른 특징은,
주어진 궤도유지박스 내에 두개의 위성체를 공유시키는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법에 있어서,
두 위성체의 궤도 박스를 경도에 따라 분리하는 단계와,
상기 분리된 궤도박스 내에서의 이심률 타겟을 선포인팅 전략으로 계산하는단계와,
상기 위성체들의 머누버를 실시하는 단계를 구비함에 있다.
또한 본 발명에 따른 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법의 다른 특징은,
주어진 궤도유지박스 내에 두개의 위성체를 공유시키는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법에 있어서,
두 위성체의 궤도 박스를 경도에 따라 분리하되, 분리된 경도의 일정부분이 중첩되도록 하는 단계와,
상기 분리된 궤도박스 내에서의 이심률 타겟을 선포인팅 전략으로 계산하는 단계와,
상기 위성체들의 머누버를 실시하는 단계를 구비함에 있다.
또한 상기 궤도 박스 분리 단계에서 드리프트에 따른 궤도 증가를 E/W 머누버 시에 동쪽으로 향하도록 하여 보정하는 단계를 구비하고, 상기 주어진 궤도 박스 크기가 ±0.1°이며, 상기 각 위성체에 주어진 궤도 박스가 ±0.05°이며, 궤도 결정 및 궤도 조정오차(O)에는 0.02°, 태양과 달에 의한 섭동영향(L)에는 0.014°, 지구 중력장에 의한 섭동영향(D)에는 0.02176°, 태양 복사압에 의한 이심률의 영향(E)에는 0.04424°를 할당한다.
또한 상기 이심률 타겟의 선 포인트 전략에 의한 계산에서 각 위성체가 각각의 궤도 박스 내에서 하나의 이심률 원을 기준으로 일정한 범위 내에서만 변화하도록 하여,
위성체 1의 이심률 타겟은 e1x= eccosα1p,e1y= ecsinα1p이고,
위성체 2의 이심률 타겟은 e2x= eccosα2p,e2y= ecsinα2p이다.
(여기서 ec는 각 위성체의 이심률원 반경이고, αp는 이심률 타겟 벡터의 각도).
또한 상기 N/S 머누버 시에 경사각 벡터 타겟은 경사각 벡터의 장기적인 변화만을 고려한 최소 연료 타겟으로 하며, 상기 경사각 타겟이 i = i-(tm)-Δisec이다. (여기서 i : 경사각 벡터 타겟의 좌표, Δisec= T di/dt 이고 i-(tm) 는 N/S 머누버 전의 평균적인 경사각 벡터.)
또한 상기 위성체들의 머누버는 N/S 머누버를 동시에 실시한 후, E/W 머누버를 동시에 실시한다.
이하, 본 발명에 따른 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법에 관하여 첨부 도면들을 참조하여 상세히 설명한다.
본 발명에 따른 위성의 궤도 공유 방법은 경도 및 이심률을 관리하여 궤도를 공유하는 방법으로서, 주어진 궤도 박스 내에서 위성체들의 경도를 분리하여 별도의 박스로 관리하고, 그 박스 안에서 이심률 타겟을 조정하여 궤도를 공유한다.
(실시예1)
경도 ±1°의 궤도 박스내에 두 개의 위성체가 공유되는 경우의 예.
<드리프트 보정>
먼저, 무궁화위성2를 예를 들어 보면, 동경 113°도에 위치하는 위성은 궤도가 커져 서쪽으로 드리프트(drift)되는 힘을 받으며, 그 크기도 타 경도에 비해 크게 작용한다. 따라서 위치유지박스 내에서 위성을 유지하기 위해서는 주로 동쪽의 추력기를 사용하여 궤도반경을 작게 해주어야한다.
따라서 두 개의 위성을 동경 113°± 0.1 인 하나의 궤도 박스 내에 공유시킬 경우 도 14에서와 같이, E/W 머누버를 동시에 진행하여 두 개 위성체 F1, F2의 드리프트를 동쪽으로 향하도록 하여 위치유지박스 내에 위치하도록 한다.
<궤도 박스의 분할>
이러한 궤도 박스를 유지하기 위해서 궤도에 영향을 미치는 각 부분들에게 일정 부분씩 할당하여 그 범위 내에서 위성을 조정하게 한다. 그 크기는 종래와 같이 2개의 위성체당 총 박스 크기가 0.1°이고, 궤도 결정 및 궤도 조정오차(O)에는 0.02°, 태양과 달에 의한 섭동영향(L)에는 0.014°, 지구 중력장에 의한 섭동영향(D)에는 0.02176°, 태양 복사압에 의한 이심률의 영향(E)에는 0.04424°가 할당된다. 즉 동경 113°± 0.1°로 할당된 궤도를 둘로 나누어 113°의 좌우에 두 개의 궤도 박스를 별도로 관리하되, 하나의 궤도 박스에 하나의 위성체가 위치하도록 한다.
<이심률 타겟의 계산>
이심률 타겟은 선 포인트 전략을 사용하며, 각 위성체가 각각의 궤도 박스 내에서 하나의 이심률 원을 기준으로 일정한 범위 내에서만 변화하면 된다.
따라서 도 15에서와 같이, 선포인팅에 따른 이심률벡터와 Lag angle를 이용한 삼각함수 관계로부터, 필요한 계산 요소들인 위성체의 태양풍에 대한 유효면적 Ae ,안정상태 이심률 eR과, 이심률에 할당된 값을 이용하여최대 이심률 한계값 eL을 구할 수 있고, Lag Angle β를 구하고, 태양의 위치 벡터 αs를 구하면, 이심률 벡터 타겟을 다음과 같이 구할 수 있다.
위성체 1의 이심률 타겟은 e1x= eccosα1p,e1y= ecsinα1p이고,
위성체 2의 이심률 타겟은 e2x= eccosα2p,e2y= ecsinα2p이다.
여기서 ec는 각 위성체의 이심률원 반경이고, αp는 이심률 타겟 벡터의 각도.
따라서 이를 그래프로 표시하면 도 16와 같이 두 위성체의 이심률이 동일한 방향으로 변화되는 것을 알 수 있다.
<경사각 벡터 타겟>
또한 경사각은 경도 및 이심률을 이용하는 본 발명의 궤도 공유 방법에서는 두 위성체간의 상대거리는 경도 방향 거리이나, 두 위성체간 상대 거리를 일정하게 유지시키기 위한 N/S 머누버 시에 경사각 벡터 타겟은 경사각 벡터의 장기적인 변화만을 고려한 최소 연료 타겟으로 하였다.
따라서 경사각 타겟은 i = i-(tm)-Δisec,(여기서 i : 경사각 벡터 타겟의 좌표, Δisec= T di/dt 이고 i-(tm) 는 N/S 머누버 전의 평균적인 경사각 벡터이다.) 로 구할 수 있다.
<머누버 계획>
이와 같이 궤도를 분리하여 이심률을 조절하는 방법에서는 각 머누버 요인들을 결정한 후에 위성체들의 머누버를 N/S 와 E/W로 나누어 동시에 실시한다.
즉 위성체1과 2의 N/S 머누버를 격주 화요일에 동시에 실시하고, E/W 머누버를 격주 금요일에 동시에 실시하는 등의 방법이다.
<머누버에 따른 위성체간 거리 결과>
이러한 방법으로 조정되는 두 위성체의 거리를 도 17 내지 도 22의 도면에서 알 수 있다.
도 17에서 두 위성체가 113°를 경계로 양쪽으로 분리되어 위치하고 경도변화가 동일한 주기로 반복되는 것을 알 수 있으며, 도 18에서 두 위성체의 이심률이 일정 범위 내에서 함께 변화되는 것을 알 수 있고, 도 19에서 두 위성체의 총 거리가 70㎞를 전후하여 약 2㎞ 정도의 폭을 가지고 변화되는 것을 볼 수 있으며, 도 20에서 두 위성체의 경도방향 거리가 마찬가지로 70㎞에서 약 2㎞정도의 폭으로 변화되는 것을 볼 수 있다.
또한 도 21에서 두 위성체의 반경방향 거리가 약 1㎞ 정도의 폭을 가지고 주기적으로 변화되고 있으며, 도 22에서 수직방향 거리는 0.5㎞정도의 폭을 가지고 주기적으로 변화되는 것을 볼 수 있다.
따라서 종래의 거리 관련 그래프들과 비교하여 보면 비록 궤도 박스의 크기가 종래에는 ±0.05°이고 본 발명에서는 ±0.1°인 차이를 감안하여도, 경도가 서로 분리되어있어 위치판별이 용이하고, 이심률이 함께 변화되므로 상대거리도 안정적으로 멀리 떨어져 있으며, 경도방향 거리도 멀리 유지되고, 반경방향 거리와 수직방향 거리가 거의 상관 관계없이 움직이는 것을 알 수 있다.
(실시예2)
±0.05°의 궤도 박스에 두 위성체를 공유시키는 경우.
상기에서는 ±0.1°의 궤도 박스를 좌우 두 개로 분리하여 각각 하나씩의 위성들을 위치시켰으나, ±0.05°의 궤도 박스에 두 위성체의 드리프트 영역이 서로 일부 중첩되도록 하여 조정할 수도 있다. 이는 두 개의 위성체 만이 아니라 궤도 분할이 허용하는 범위 내에서는 하나의 궤도 박스에 다수개의 위성체를 위치시키고, 이심률과 경도 분리 방법으로 궤도를 공유할 수 있다. 이 같은 방법은 도 23에서 알 수 있는 바와 같이, 주어진 궤도 박스가 경도 113°± 0.5° 이고 두 개의 위성체가 이 박스에서 공유하면, 궤도 분할에서 허용하는 범위 내에서 두 개 위성의 경도를 좌우로 분리시키면, 드리프트 범위의 일부가 중첩되는 것을 알 수 있다. 이 경우에도 이심률과 경도를 조절하면 앞서 설명한 113°± 0.1° 의 경우와 마찬가지로 안정적인 거리 유지가 가능하다.
(실시예3)
경도 ±1°의 궤도 박스 내에 두 개 이상의 위성체가 공유되는 경우.
먼저, 본원 발명의 방법에 의해 궤도 박스를 위성체 수만큼 분리시키고, 위성체를 각각의 궤도 박스에 할당하여 위치시킨 후, 각 궤도박스간의 위성체들은 이심률 타겟을 조정하여 거리를 유지시킨다.
이상에서 설명한 바와 같이, 본 발명에 따른 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법은 주어진 궤도유지 박스 내에서 두 개 이상의 위성체를 공유하기 위하여 위성체들의 궤도 경도를 분리시키고, 이심률 벡터를 동시에 관리하고, 각 위성체들의 머누버를 동시에 실시하는 방법을 사용하였으므로, 위성체간의 상대 거리가 안정적으로 멀리 유지되고, 위성체들 간의 경도를 분리하였으므로 위성체의 궤도 자체가 겹쳐지는 부분이 적거나 없어 서로 다른 시스템의 위성체들이라도 하나의 궤도 박스에서 충돌의 위험 없이 안정적으로 유지할 수 있고, 위성체의 정지궤도 할당에 사용되는 비용을 절감할 수 있는 이점이 있다.

Claims (23)

  1. 주어진 정지궤도 유지 박스 내에 다수개의 위성체를 공유시키는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법에 있어서,
    궤도 박스를 경도에 따라 분리하는 단계와,
    상기 분리된 궤도 박스 내에 위성체를 할당하여 위치시키고, 각 위성체의 이심률 타겟을 선포인팅 전략으로 계산하는 단계와,
    상기 위성체들의 머누버를 실시하는 단계를 구비하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 위성체들은 분리된 궤도 박스 내에서 위치유지가 되도록 드리프트에 따른 궤도 변화를 E/W 머누버시에 보정하는 단계를 구비하는 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 위성체들의 정해진 궤도 박스에서 궤도 결정 및 궤도 조정오차(O), 태양과 달에 의한 섭동영향(L), 지구 중력장에 의한 섭동영향(D) 및 태양 복사압에 의한 이심률의 영향(E)에 대하여 궤도를 할당하는 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 이심률 타겟의 선 포인트 전략에 의한 계산에서 각 위성체가 각각의 궤도 박스 내에서 하나의 이심률 원을 기준으로 일정한 범위 내에서만 변화하도록 하여,
    위성체 1의 이심률 타겟은 e1x= eccosα1p,e1y= ecsinα1p이고,
    위성체 2의 이심률 타겟은 e2x= eccosα2p,e2y= ecsinα2p인 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
    (여기서 ec는 각 위성체의 이심률원 반경이고, αp는 이심률 타겟 벡터의 각도).
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 N/S 머누버 시에 경사각 벡터 타겟은 경사각 벡터의 장기적인 변화만을 고려한 최소 연료 타겟으로 하는 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
  6. 제 5 항에 있어서, 상기 경사각 타겟이
    i = i-(tm)-Δisec,
    (여기서 i : 경사각 벡터 타겟의 좌표, Δisec= T di/dt 이고 i-(tm) 는 N/S 머누버 전의 평균적인 경사각 벡터.) 인 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
  7. 제 1 항에 있어서,
    상기 위성체들의 머누버는 N/S 머누버를 동시에 실시한 후, E/W 머누버를 동시에 실시하는 단계를 구비하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
  8. 주어진 궤도유지박스 내에 두개의 위성체를 공유시키는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법에 있어서,
    두 위성체의 궤도 박스를 경도에 따라 분리하는 단계와,
    상기 분리된 궤도박스 내에서의 이심률 타겟을 선포인팅 전략으로 계산하는 단계와,
    상기 위성체들의 머누버를 실시하는 단계를 구비하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
  9. 제 8 항에 있어서,
    상기 궤도 박스 분리 단계에서 드리프트에 따른 궤도 변화를 E/W 머누버시에 보정하는 단계를 구비하는 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
  10. 제 8 항에 있어서,
    상기 주어진 궤도 박스 크기가 ±0.1°인 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
  11. 제 8 항에 있어서,
    상기 각 위성체에 주어진 궤도 박스가 ±0.05°인 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
  12. 제 11 항에 있어서,
    상기 각 위성체에 주어진 궤도 박스가 ±0.5°이고, 궤도 결정 및 궤도 조정오차(O), 태양과 달에 의한 섭동영향(L), 지구 중력장에 의한 섭동영향(D), 태양 복사압에 의한 이심률의 영향(E)을 할당하는 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
  13. 제 8 항에 있어서,
    상기 이심률 타겟의 선 포인트 전략에 의한 계산에서 각 위성체가 각각의 궤도 박스 내에서 하나의 이심률 원을 기준으로 일정한 범위 내에서만 변화하도록 하여,
    위성체 1의 이심률 타겟은 e1x= eccosα1p,e1y= ecsinα1p이고,
    위성체 2의 이심률 타겟은 e2x= eccosα2p,e2y= ecsinα2p인 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
    (여기서 ec는 각 위성체의 이심률원 반경이고, αp는 이심률 타겟 벡터의 각도).
  14. 제 8 항에 있어서,
    상기 N/S 머누버 시에 경사각 벡터 타겟은 경사각 벡터의 장기적인 변화만을 고려한 최소 연료 타겟으로 하는 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
  15. 제 14 항에 있어서, 상기 경사각 타겟이
    i = i-(tm)-Δisec,
    (여기서 i : 경사각 벡터 타겟의 좌표, Δisec= T di/dt 이고 i-(tm) 는 N/S 머누버 전의 평균적인 경사각 벡터.) 인 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
  16. 제 8 항에 있어서,
    상기 위성체들의 머누버는 N/S 머누버를 동시에 실시한 후, E/W 머누버를 동시에 실시하는 단계를 구비하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
  17. 주어진 궤도유지박스 내에 두개의 위성체를 공유시키는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법에 있어서,
    두 위성체의 궤도 박스를 경도에 따라 분리하되, 분리된 경도의 일정부분이 중첩되도록 하는 단계와,
    상기 분리된 궤도박스 내에서의 이심률 타겟을 선포인팅 전략으로 계산하는 단계와,
    상기 위성체들의 머누버를 실시하는 단계를 구비하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
  18. 제 17 항에 있어서,
    상기 궤도 박스 분리 단계에서 드리프트에 따른 궤도 변화를 E/W 머누버시에 보정하는 단계를 구비하는 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
  19. 제 17 항에 있어서,
    상기 주어진 궤도 박스 크기가 ±0.05°인 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
  20. 제 17 항에 있어서,
    상기 이심률 타겟의 선 포인팅 전략에 의한 계산에서 각 위성체가 각각의 궤도 박스 내에서 하나의 이심률 원을 기준으로 일정한 범위 내에서만 변화하도록 하여,
    위성체 1의 이심률 타겟은 e1x= eccosα1p,e1y= ecsinα1p이고,
    위성체 2의 이심률 타겟은 e2x= eccosα2p,e2y= ecsinα2p인 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
    (여기서 ec는 각 위성체의 이심률원 반경이고, αp는 이심률 타겟 벡터의 각도).
  21. 제 17 항에 있어서,
    상기 N/S 머누버 시에 경사각 벡터 타겟은 경사각 벡터의 장기적인 변화만을 고려한 최소 연료 타겟으로 하는 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
  22. 제 21 항에 있어서, 상기 경사각 타겟이
    i = i-(tm)-Δisec,
    (여기서 i : 경사각 벡터 타겟의 좌표, Δisec= T di/dt 이고 i-(tm) 는N/S 머누버 전의 평균적인 경사각 벡터.) 인 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
  23. 제 17 항에 있어서,
    상기 위성체들의 머누버는 N/S 머누버를 동시에 실시한 후, E/W 머누버를 동시에 실시하는 단계를 구비하는 정지궤도 위성의 궤도 공유 방법.
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