KR20070040085A - 정지궤도 위성의 상대위치보정을 위한 지상 제어 방법 - Google Patents

정지궤도 위성의 상대위치보정을 위한 지상 제어 방법 Download PDF

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KR20070040085A KR1020050095413A KR20050095413A KR20070040085A KR 20070040085 A KR20070040085 A KR 20070040085A KR 1020050095413 A KR1020050095413 A KR 1020050095413A KR 20050095413 A KR20050095413 A KR 20050095413A KR 20070040085 A KR20070040085 A KR 20070040085A
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Abstract

1. 청구범위에 기재된 발명이 속한 기술분야
본 발명은 정지궤도 위성의 상대위치보정을 위한 지상 제어 방법에 관한 것임.
2. 발명이 해결하려고 하는 기술적 과제
본 발명은 각 위성의 지상국들을 서로 연결하여 해당 위성에 대한 궤도결정 및 궤도예측, 거리(Ranging) 정보를 이용하여 정지궤도 위성간의 상대위치를 보정하기 위한, 지상 제어 방법을 제공하는데 그 목적이 있음.
3. 발명의 해결방법의 요지
본 발명은, 지상제어시스템에 적용되는 정지궤도 위성의 상대위치보정을 위한 지상 제어 방법에 있어서, 중심 위성의 궤도결정 및 궤도예측 결과를 바탕으로, 시간에 따른 위치유지범위 중심점과의 이탈거리를 계산하는 이탈거리 계산단계; 근접 위성들의 궤도변화를 예측하고 이를 공유하여 상기 근접 위성들과의 상대거리를 계산하는 상대거리 계산단계; 상기 근접 위성들의 상대거리가 일정 범위이상 유지되는데 필요한 최적화된 추력의 크기를 계산하는 추력 크기 계산단계; 및 상기 계산된 추력의 크기를 시뮬레이션을 통해 검증하고 최적값을 확보하여 상기 중심 위성에 원격명령을 송신하는 원격명령 송신단계를 포함한다.
4. 발명의 중요한 용도
본 발명은 지상제어시스템 등에 이용됨.
정지궤도 위성, 상대거리, 추력 크기, 상대위치보정, 위성집단, 위치유지범위, 지상제어시스템

Description

정지궤도 위성의 상대위치보정을 위한 지상 제어 방법{Ground control method for collocated geostationay satellites}
도 1 은 본 발명이 적용되는 지상제어시스템과 위성간의 관계를 나타낸 구성예시도,
도 2 는 본 발명에 따른 위성간의 상대거리 측정 원리를 나타낸 일실시예 설명도,
도 3 은 본 발명에 따른 정지궤도 위성의 상대위치보정을 위한 지상 제어 방법에 대한 일실시예 흐름도,
도 4 는 본 발명에 따른 상대위치보정을 위한 각 지상국의 업무 스케줄을 나타낸 일실시예 설명도이다.
* 도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명
11 : 위성 #1 ~ 위성 #N 12 : 할당된 위치유지 범위
13 : 지상국#1 ~지상국#N 14 : 지상국-위성 통신링크
15 : 지상국-지상국 통신링크
본 발명은 정지궤도 위성의 상대위치보정을 위한 지상 제어 방법에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 여러 개의 정지궤도 위성을 같은 궤도상에 배치하여 운용할 때, 여러 지상국에서 측정 및 계산한 각 위성의 위치정보를 종합하여 위성간의 상대거리를 정확하게 예측하고 이를 상대위치보정에 직접 활용하여 할당된 위치유지 범위를 유지하면서 각 위성들 사이의 거리가 항상 일정한 범위 이상을 유지하도록 하는 정지궤도 위성의 상대위치보정을 위한 지상 제어 방법에 관한 것이다.
궤도 경사각과 이심률이 각각 0인 정지궤도는 위성의 각속도가 지구의 각속도와 같게 되어 그 자취가 지상 관찰자의 시점에서 볼 때 항상 고정된 위치에 보이게 된다. 이와 같은 이유로 정지궤도 위성은 통신이나 방송 등의 임무에 매우 적합한 위성으로 현재까지 활발하게 이용되고 있다.
그러나, 정지궤도에 작용하는 여러가지 교란력 성분들로 인하여 실제 위성은 고정된 위치를 유지하지 못하고 동서 및 남북 방향으로 표류한다. 이 중에서 동서방향의 위치 변화는 지구 비대칭 중력장에 의한 영년 변화와 태양풍에 의한 주기 변화의 조합에 기인하며, 남북방향의 위치 변화는 태양이나 달에 의한 인력 변화에 기인한다고 알려져 있다. 따라서, 정지궤도 위성을 운용하는 지상제어국에서는 위성에 영향을 끼치는 교란력 성분을 예측하여 위성을 일정 범위 내로 유지해야 한다. 또한, 정지궤도의 자원은 한정된 반면, 그에 대한 수요는 점차적으로 증가함에 따라 동일한 궤도내에 다수의 위성을 배치시켜 운용하는 위성집단에 대한 필요성이 대두되고 있다. 이를 위해서는 좁은 범위에서 운용되는 위성간의 물리적 충돌이나 주파수 간섭이 없도록 각별히 주의해야 한다.
이와 같이, 정지궤도 위성은 통신 및 방송용으로 적합하여 많은 수요가 있으나 궤도자원이 한정되어 여러가지 제약이 따른다. 이를 해결하기 위한 대안으로 저궤도 위성에서 적용되고 있는 위성편대비행과 같은 기법을 정지궤도에도 도입하려는 노력이 시도되고 있다. 이와 같은 시스템은 동일한 위치유지 범위내에 다수의 위성을 위치시키고 상호 물리적 충돌 및 전파 간섭이 일어나지 않도록 운용하는 것을 말한다. 이를 위해서는 무엇보다도 위성집단을 구성하는 위성들간의 상대거리를 유지하는 것이 가장 중요하다.
위성들간의 상대거리를 알기 위해서는 위성간 통신링크를 사용하는 방법과 GPS(Global Positioning System)나 의사위성과 같은 다른 위치정보시스템을 이용하는 방법이 있을 수 있지만, 별도의 장치가 필요하다는 단점이 있다.
한편, 동일한 정지궤도에 여러 개의 위성을 운용하는 상대위치보정은 각 위성에 대한 경도 및 위도 범위를 분리하여 동시에 기동을 수행하는 방법이 채택되고 있다. 하지만, 이와 같은 방법은 각 위성이 좁은 범위의 위치유지 범위를 차지하도록 구성한 것으로 빈번한 추력기의 사용과 같은 부담이 있고, 기동을 동시에 실시하게 되므로 오류 발생시에 많은 위험이 있다. 또한, 기존의 방법은 각 위성의 위치보정 계획에 있어 이심률과 경사각을 이용하는 방법으로 위성의 위치를 간접적으로 제어하는 방식으로 위성간 상대거리에 대해 직접적으로 대처하지 못하는 단점이 있다.
본 발명은 상기 문제점을 해결하기 위하여 제안된 것으로, 각 위성의 지상국들을 서로 연결하여 해당 위성에 대한 궤도결정 및 궤도예측, 거리(Ranging) 정보를 이용하여 정지궤도 위성간의 상대위치를 보정하기 위한, 지상 제어 방법을 제공하는데 그 목적이 있다.
본 발명의 다른 목적 및 장점들은 하기의 설명에 의해서 이해될 수 있으며, 본 발명의 실시예에 의해 보다 분명하게 알게 될 것이다. 또한, 본 발명의 목적 및 장점들은 특허 청구 범위에 나타낸 수단 및 그 조합에 의해 실현될 수 있음을 쉽게 알 수 있을 것이다.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명은, 지상제어시스템에 적용되는 정지궤도 위성의 상대위치보정을 위한 지상 제어 방법에 있어서, 중심 위성의 궤도결정 및 궤도예측 결과를 바탕으로, 시간에 따른 위치유지범위 중심점과의 이탈거리를 계산하는 이탈거리 계산단계; 근접 위성들의 궤도변화를 예측하고 이를 공유하여 상기 근접 위성들과의 상대거리를 계산하는 상대거리 계산단계; 상기 근접 위성들의 상대거리가 일정 범위이상 유지되는데 필요한 최적화된 추력의 크기를 계산하는 추력 크기 계산단계; 및 상기 계산된 추력의 크기를 시뮬레이션을 통해 검증하고 최적값 을 확보하여 상기 중심 위성에 원격명령을 송신하는 원격명령 송신단계를 포함하여 이루어진 것을 특징으로 한다.
본 발명은 별도의 하드웨어 장비를 설치하지 않고도 각 지상국의 궤도결정 및 궤도예측 정보와 레인징 정보를 상호 조합하여 계산할 수 있다. 즉, 동일한 위치유지 범위를 갖는 위성집단 내에 포함된 근접한 위성들간의 상대거리를 계산하기 위해, 여러 지상국에서 각 위성에 대한 위치정보를 이용한다. 기동에 필요한 추력의 크기를 계산하는데 있어서는 각 위성의 이심률 벡터나 경사각 벡터의 변화 추이를 예측하여 계획하는 대신 위성의 절대위치와 위성간의 상대위치를 이용하여 계획함으로써 위성의 위치를 직접 제어할 수 있는 장점이 있다. 또한, 각 위성들의 위치유지 범위를 단순히 분리하여 운용하는 방법 대신에 하나의 위치유지 범위를 할당하고 이 범위 내에 다수의 위성을 배치하여 항상 운용하는 방법으로 더욱 효율적으로 한정된 궤도자원을 활용할 수 있다. 위성의 기동 실행에 있어서는 여러 위성의 기동을 동시에 실시하는 방법 대신에 각 위성마다 일정한 간격을 두고 순차적으로 실행함으로써, 위치유지 및 상대위치보정에서 있을 수 있는 오차성분을 보상할 수 있고, 각 위성들의 기동결과를 평가하여 다음 위성의 기동 계획시 이를 반영할 수 있도록 하는 장점이 있다.
상술한 목적, 특징 및 장점은 첨부된 도면과 관련한 다음의 상세한 설명을 통하여 보다 분명해 질 것이며, 그에 따라 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 본 발명의 기술적 사상을 용이하게 실시할 수 있을 것이다. 또한, 본 발명을 설명함에 있어서 본 발명과 관련된 공지 기술에 대한 구체적인 설명 이 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에 그 상세한 설명을 생략하기로 한다. 이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명에 따른 바람직한 일실시예를 상세히 설명하기로 한다.
도 1 은 본 발명이 적용되는 지상제어시스템과 위성간의 관계를 나타낸 구성예시도이다.
도 1에 도시된 바와 같이, N개로 이루어진 다수의 위성들(위성 #1 ~ 위성 #N)(11)들은 할당된 위치유지범위(12)를 공유하여 운용되며, 각각 해당 지상국(13)과 지상국-위성 통신링크(14)를 통해 통신을 수행한다. 또한, 각 위성에 대한 N개의 지상국들(지상제어시스템)은 지상국-지상국 통신링크(15)를 통해 서로 연결될 수 있도록 구성되어 있다. 이러한 구성을 통해 각 위성들은 평상시 독립적으로 임무를 수행할 수 있으며, 위치유지 및 상대위치보정을 위한 기동을 계획할 경우에 지상국 통신링크를 통해 얻을 수 있는 각 위성들의 궤도결정/궤도예측, 거리(Range)와 같은 위치정보를 공유하여 상대거리를 계산하게 된다.
도 2 는 본 발명에 따른 위성간의 상대거리 측정 원리를 나타낸 일실시예 설명도로서, 위성간의 상대거리를 측정하고 상대위치보정을 수행하는 과정을 나타낸 것이다.
도 2에 도시된 바와 같이, 먼저 각 위성은 전파간섭 및 위치 불확실성에 따른 물리적 충돌 등을 피하기 위해 상대거리 유지 최소원(21)을 갖게 된다. 즉, 여러 위성이 안전하게 운용되기 위해서는 최소한 상대거리 유지 최소원의 지름크기 이상의 거리를 서로 확보해야 한다. 하지만, 이와 동시에 각 위성은 할당된 위치유 지 범위(22)를 유지해야 하므로 할당된 위치유지 범위의 중심점(27)으로부터의 이탈거리(23)를 계산해야 할 필요가 있다. 위성 #1 - 위성 #2 간의 상대거리(24)는 동일한 시각에 위성 #1(25)과 통신하는 지상국 #1, 위성 #2(26)와 통신하는 지상국 #2로부터 얻은 궤도결정/궤도예측 및 거리 정보를 이용하여 같이 계산함으로써 구할 수 있다.
또한, 같은 방식으로 위성 #1 - 위성 #3간의 상대거리도 구할 수 있다. 위성 #1의 중심점 이탈거리(23)는 위성 #1의 궤도결정/궤도예측 정보와 위치유지 중심점 정보를 이용하여 구할 수 있다. 여기서, 위치유지 중심점은 할당된 위치유지범위의 경도를 갖고 이상적인 정지궤도 거리에 있는 적도평면상의 한 점을 말한다. 이 중심점은 지구의 자전속도와 동일하게 회전하며, 지상국에서 그 위치를 항상 정확하게 계산할 수 있다.
최종적으로, 위성 #1의 상대위치보정을 하기 위해서는 위성 #1의 중심점 이탈거리(23)와 다른 위성들과의 상대거리 정보가 필요하다.
상기한 바와 같은 구조를 갖는 본 발명에 따른 정지궤도 위성의 상대위치보정을 위한 지상 제어 시스템의 동작을 상세하게 설명하면 다음과 같다.
도 3 은 본 발명에 따른 정지궤도 위성의 상대위치보정을 위한 지상 제어 방법에 대한 일실시예 흐름도이다.
도 3에 도시된 바와 같이, 한 위성의 기동계획을 위해서는 먼저 해당 위성의 궤도결정 및 궤도예측 작업을 수행한다(301). 또한, 궤도예측 결과를 토대로 시간에 따른 위성의 위치유지범위 중심점과의 상대 이탈거리를 계산한다(302). 이 과정 을 통해 위성이 위치유지범위를 언제 이탈하는지를 예측할 수 있다.
이와 동시에 근접 위성들의 궤도변화를 예측하여(303) 근접 위성들과의 상대거리를 계산한다(304). 여기서, 상대거리는 각 위성의 궤도결정을 통해 예측한 궤도정보를 이용하여 벡터차로 구할 수 있으며, 이때 거리(Ranging) 정보는 정확성을 높이기 위한 추가정보로 활용될 수 있다. 즉, 근접한 위성의 지상국에서 각각 궤도예측 및 궤도결정, 거리 정보를 계산하고 지상의 통신 네트워크를 통해 이를 공유함으로써, 근접한 위성의 궤도예측 및 궤도결정 정보를 이용하여 벡터차를 취함으로써 일차적으로 상대거리를 구하고, 근접한 위성의 거리 정보를 이용하여 벡터차를 취함으로써 이차적으로 상대거리를 구하여, 상기 두 정보를 보정하여 위성간 상대거리를 계산한다.
이어서, 기동에 필요한 추력크기를 계산하기 위해서는 기동을 위한 해당 위성의 위치유지범위 중심점과의 이탈거리 뿐만 아니라 근접 위성사이의 상대거리도 고려해야 한다. 이를 위해서는 먼저 위치유지범위 중심점으로부터의 이탈거리가 할당 범위를 벗어나지 않도록 하고, 위성간의 상대거리가 최소한 일정범위 이상 유지될 수 있도록 추력의 크기를 구한 후(305), 지상국 시뮬레이션을 통해 검증한다(306). 즉, 정지궤도 위성에서 요구되는 위치유지 기동과 위성집단 운용에서 요구되는 상대위치보정을 동시에 고려하여 기동을 수행하는 방법으로, 동일하게 할당된 위치유지 범위를 벗어나지 않기 위해 필요한 추력의 크기를 구하고, 근접한 위성간의 상대거리가 일정 범위 이상을 유지할 수 있도록 하는 추력의 크기를 구하여 상기 두 조건을 동시에 만족하는 최적화된 추력의 크기를 계산한다.
이어서, 여러 가지 가능성을 모두 고려하여 최적값을 확보하고 그 결과를 확인한다(307). 이 과정에서는 근접위성들의 궤도정보를 입력받아 활용할 수 있도록 구성하기로 한다.
확인결과(307), 계산된 기동에 필요한 추력 크기가 상대위치보정을 위한 조건을 만족하지 않을 경우, 기동에 필요한 추력 크기를 계산하는 과정(305)으로 진행하고, 조건을 만족할 경우(상대위치보정을 위한 최적값이 산출되고 결과확인이 끝나면) 지상국에서 실제 위성에 원격명령을 송신하면 위성에서는 이에 따라 추력기를 발사한다(308).
이후, 결과분석을 위해서 추력기 발사에 따른 궤도예측 및 궤도결정을 수행한다(309).
상기한 바와 같이, 이러한 결과를 이용하여 위성간의 상대위치를 재점검함으로써, 다음 위성의 기동 계획에 활용한다. 지금까지 기술한 과정을 통해 한 위성에 대한 상대위치보정이 종료된다.
도 4 는 본 발명에 따른 상대위치보정을 위한 각 지상국의 업무 스케줄을 나타낸 일실시예 설명도이다.
도 4에 도시된 바와 같이, 위성 #1의 기동을 가장 먼저 시작한다고 가정하고, 세로축은 시간(41)을 나타낸다.
먼저, 위성 #1의 기동을 위해서는 동일한 시각에 각 지상국에서는 궤도결정 업무를 수행하고 이 결과를 토대로 특정 기간동안의 궤도예측 데이터를 만들어낸다. 이러한 데이터는 지상국 #1에 전달되어 위성 #1의 기동계획(42)에 사용된다.
이와 같이, 기동에 필요한 최적의 추력크기가 계산되면 위성 #1에 대한 기동이 실행(43)되면 이 값은 다시 지상국 #2와 지상국 #3에 전달되어 기동평가가 모든 지상국에서 이루어지도록 한다.
그 다음 과정으로는 위성 #2에 대한 기동을 위해 동일한 과정을 반복하게 되며, 위성 #3에 대한 기동이 완료되어 기동평가가 수행되고 나면 한 주기에 대한 세 위성의 상대위치보정 작업이 완료(44)된다.
상기한 바와 같이, 본 발명은 다수의 정지궤도 위성을 동일한 위치유지 범위내에 위치시키고, 전파간섭이나 물리적 충돌을 방지하면서 운용할 수 있는 상대위치 보정을 수행한다. 이때, 두 위성사이의 상대거리는 위성간 통신링크를 통해 측정될 수도 있으나, 각 지상국의 궤도결정 및 궤도예측 정보와 레인징 정보를 상호 조합하여 계산할 수 있다. 이렇게 계산된 위성간 상대거리를 이용하면 기존의 이심률 벡터와 경사각 벡터를 이용한 방법 대신에 각 위성의 위치를 직접 제어할 수 있는 장점이 있다. 또한, 추가로 요구되는 별도의 장치가 필요하지 않은 장점이 있으며, 한 번의 기동으로 위치유지와 상대위치보정을 동시에 수행할 수 있게 된다. 또한, 할당된 위치유지 범위를 여러 위성이 공유하여 한정된 정지궤도 자원을 절약할 수 있는 장점이 있다.
상술한 바와 같은 본 발명의 방법은 프로그램으로 구현되어 컴퓨터로 읽을 수 있는 형태로 기록매체(씨디롬, 램, 롬, 플로피 디스크, 하드 디스크, 광자기 디스크 등)에 저장될 수 있다. 이러한 과정은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있으므로 더 이상 상세히 설명하지 않기 로 한다.
이상에서 설명한 본 발명은, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 있어 본 발명의 기술적 사상을 벗어나지 않는 범위 내에서 여러 가지 치환, 변형 및 변경이 가능하므로 전술한 실시예 및 첨부된 도면에 의해 한정되는 것이 아니다.
상기와 같은 본 발명은, 위성집단에 포함된 각 위성들이 해당 지상국을 독립적으로 이용하여 임무를 수행하되 상대위치보정을 위한 기동에 있어 각 지상국에서 얻을 수 있는 궤도결정 및 궤도예측, 거리(Ranging)와 같은 궤도 정보를 지상국간의 통신링크를 통해 서로 공유하도록 하여 위성간의 상대거리를 계산함으로써 별도의 위치측정 장비를 구축할 필요가 없는 효과가 있다.
또한, 본 발명은, 기존의 상대위치보정 방법에서 사용된 이심률 벡터나 경사각 벡터를 이용하는 대신 위성의 절대위치와 위성간의 상대위치를 직접 활용하여 위성을 정확하게 제어할 수 있도록 하는 효과가 있다.

Claims (7)

  1. 지상제어시스템에 적용되는 정지궤도 위성의 상대위치보정을 위한 지상 제어 방법에 있어서,
    중심 위성의 궤도결정 및 궤도예측 결과를 바탕으로, 시간에 따른 위치유지범위 중심점과의 이탈거리를 계산하는 이탈거리 계산단계;
    근접 위성들의 궤도변화를 예측하고 이를 공유하여 상기 근접 위성들과의 상대거리를 계산하는 상대거리 계산단계;
    상기 근접 위성들의 상대거리가 일정 범위이상 유지되는데 필요한 최적화된 추력의 크기를 계산하는 추력 크기 계산단계; 및
    상기 계산된 추력의 크기를 시뮬레이션을 통해 검증하고 최적값을 확보하여 상기 중심 위성에 원격명령을 송신하는 원격명령 송신단계
    를 포함하는 정지궤도 위성의 상대위치보정을 위한 지상 제어 방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 지상제어시스템은,
    다수의 정지궤도 위성들이 동일하게 할당된 위치유지범위를 공유하면서 상호 독립적으로 운용이 가능하도록 하는 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 상대위치보정을 위한 지상 제어 방법.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 지상제어시스템은,
    상기 위치유지범위 중심점으로부터 위성이 이탈되는 거리와 상기 근접 위성들간의 상대거리 변화 추이를 직접 이용하는 방식으로 임의의 각 축에 대한 거리 정보만으로 추력의 크기를 계산할 수 있게 되어 궤도요소 변환과정 없이도 운용할 수 있도록 하는 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 상대위치보정을 위한 지상 제어 방법.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 지상제어시스템은,
    각 위성의 기동을 동시에 수행하지 않고 일정 간격을 갖게 하여 순차적으로 실시함으로써, 특정 위성의 기동결과를 근접 위성을 운용하는 다른 지상국에 통신링크를 통해 전달하고, 이 값을 이용하여 각 지상국에서 기동평가를 동시에 수행하도록 하여 기동에 따른 오차나 궤도결정 및 궤도예측 오차를 보상하여 다음 기동에 반영할 수 있도록 하는 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 상대위치보정을 위한 지상 제어 방법.
  5. 제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 상대거리 계산단계는,
    상기 근접 위성의 지상국에서 각각 궤도예측 및 궤도결정, 거리(Ranging) 정보를 계산하고 지상의 통신 네트워크를 통해 이를 공유함으로써, 상기 근접 위성의 궤도예측 및 궤도결정 정보를 이용하여 벡터차를 취함으로써 일차적으로 상대거리를 구하고, 상기 근접 위성의 거리 정보를 이용하여 벡터차를 취함으로써 이차적으로 상대거리를 구하여, 상기 두 정보를 보정하여 위성간 상대거리를 계산하는 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 상대위치보정을 위한 지상 제어 방법.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 추력 크기 계산단계는,
    상기 정지궤도 위성에서 요구되는 위치유지 기동과 위성집단 운용에서 요구되는 상대위치보정을 동시에 고려하여 기동을 수행하는 방법으로, 동일하게 할당된 위치유지 범위를 벗어나지 않기 위해 필요한 추력의 크기를 구하고, 상기 근접 위성간의 상대거리가 일정 범위 이상을 유지할 수 있도록 하는 추력의 크기를 구하여 상기 두 조건을 동시에 만족하는 최적화된 추력의 크기를 계산하는 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 상대위치보정을 위한 지상 제어 방법.
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 정지궤도 위성은,
    동일한 위치유지 범위내에서 근접한 위성들을 운용하기 위해 전파간섭이 발생되지 않기 위해 요구되는 최소한의 거리를 확보하고, 궤도결정 및 궤도예측에 의한 오차성분에 의해 위성들이 물리적으로 충돌하지 않도록 각 위성마다 상대거리 유지를 위한 최소원을 할당하여 항상 여러 위성들이 상대거리 유지 최소원의 지름크기 이상의 거리를 서로 확보하도록 하는 것을 특징으로 하는 정지궤도 위성의 상대위치보정을 위한 지상 제어 방법.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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KR101009419B1 (ko) * 2008-08-28 2011-01-19 한국전자통신연구원 단일 지상국에서 위성 궤도 결정 방법
CN110865200A (zh) * 2019-11-25 2020-03-06 北京无线电计量测试研究所 地球自转角速率测量方法

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102347647B1 (ko) * 2020-10-26 2022-01-06 스페이스케이 주식회사 다중 주파수를 이용한 위성간 링크 방법 및 이를 실행하는 시스템

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH06298198A (ja) * 1993-04-08 1994-10-25 Nec Corp 静止衛星位置保持システム
JP3384865B2 (ja) * 1994-03-31 2003-03-10 富士通株式会社 複数衛星の制御方法及び複数衛星の制御装置
DE59701839D1 (de) 1996-11-15 2000-07-13 Contraves Space Ag Zuerich Verfahren und Anordnung zur Positionshaltung eines geostationären Satellitenschwarms unter Benutzung einer optischen Satellitenverbindung

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101009419B1 (ko) * 2008-08-28 2011-01-19 한국전자통신연구원 단일 지상국에서 위성 궤도 결정 방법
CN110865200A (zh) * 2019-11-25 2020-03-06 北京无线电计量测试研究所 地球自转角速率测量方法

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