KR20150120337A - 지구 관측 우주 임무를 위한 혁신적인 궤도 설계 - Google Patents
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Abstract
본 발명은 인공위성 원격 탐지 서비스의 비용을 감소시키는 방법에 관한 것이다. 상기 방법은 지구 표면의 영역의 이미지를 획득하도록 형성된 센서(111)가 배치된 단지 하나의 인공위성(11)을 포함하는 인공위성 원격 탐지 시스템(1)을 제공하는 단계를 포함하고, 상기 인공위성 원격 탐지 시스템(1)은 인공위성(11)에 탑재된 센서(111)에 의하여 획득된 이미지에 기초하여 인공위성 원격 탐지 서비스를 제공하도록 설계된다. 구체적으로, 인공위성(11)은 3일보다 짧은 궤도 반복 주기를 가지고 지구 주위로 미리 정의된 궤도를 따르고, 그에 의하여 매우 양호한 시간 성능 및 우수한 간섭 측정 능력 그리고 획기적인 비용 감소를 제공하는 인공위성 원격 탐지 서비스가 얻어진다.
Description
본 발명은 일단의 인공위성(a constellation of satellites)의 사용에 기초하는 시스템의 시간 성능(time performance) 및 간섭 측정 능력(interferometric capability)과 비견되는 시간 성능 및 간섭 측정 능력을 보장할 수 있는 단일(single) 인공위성의 사용에 기초하는 인공위성 원격 탐지 시스템을 제공하여, 그와 같은 시스템의 설계, 개발, 시험, 임무 수행, 작동 등의 비용 및 결과적으로 관련 원격 탐지 서비스의 비용을 감소시키는 것이 가능하도록 하는 혁신적 궤도 설계 방법에 관한 것이다.
지구 관측 분야에서, 지구 표면의 거대한 모든 영역에 대한 데이터를 연속적으로 얻는 능력으로 인하여, 인공위성 원격 탐지 시스템은 기본적인 정치적, 경제적 및 환경적 중요성에 관련한 지구 표면에 대한 많은 양의 정보를 수집하는 것을 허용한다.
공지된 것처럼, 인공위성 원격 탐지는 주로 두 가지 형태의 센서의 사용에 기초한다:
지구 표면에 의하여 방출되어 반사된 전자기 복사(electromagnetic radiation)(특히, 반사된 태양 전자기 복사)를 일반적으로 측정하는, 예를 들어 광학 및 적외선 센서와 같은 수동 센서; 및
미리 규정된 전자기 복사를 방출하는 것에 의하여 전체적으로 지구 표면을 조사하고(illuminate) 그리고 후방-산란(back-scattered) 전자기 복사를 측정하는, 예를 들어 합성 개구 레이더(Synthetic Aperture Radars: SARs) 및 라이더(lidar)와 같은 능동 센서.
설명의 간략을 위하여 이러한 것을 참조하면, 아래에서 "SAR 센서"라는 용어는 이후 안테나에 의하여 미리 결정된 방향으로 레이더 신호를 송신 및 수신하도록 형성된 합성 개구 레이더를 나타내는 것으로 사용될 것이다.
추가로 항상 설명의 간략을 위하여, "SAR 이미지 얻음(acquire)"(또는 "SAR 이미지 캡처") 또는 동일하게 "SAR 이미지 획득(acquisition)" 또는 마찬가지로 "SAR 획득"은 SAR 인공위성 이미지를 형성하는(forming) 전체 과정을 나타내는 것으로 아래에서 사용되고, 공지된 것처럼, 아래와 같은 단계를 포함한다.
- 상기 레이더 신호를 이용하여 관심 영역을 조사하기 위하여 인공위성에 실린 SAR 센서에 의하여 레이더 신호를 송신하는 단계;
- 상기 SAR 센서에 의하여 상기 영역으로부터 후방-산란 레이더 신호를 수신하는 단계; 및
- 수신되고 처리된 레이더 신호에 기초하여 상기 영역의 SAR 이미지를 형성하거나, 생성하기 위하여 SAR 센서에 통합되거나 또는 SAR 센서에 연결된(심지어 원격으로) 처리 유닛에 의하여 수신된 레이더 신호를 처리하는 단계.
유사하게, 설명의 간결을 위하여 "이미지의 얻음"(또는 "이미지 캡처")이란 포괄적인 용어 또는 동일하게 "이미지 획득" 또는 심지어 단지 "획득(acquisition)"이란 용어는 또한 아래에서 온 보드(on board)로 설치된 SAR 또는 광학 센서의 사용을 통하여 SAR 또는 광학 인공위성 이미지를 형성하는 전체 과정을 나타내기 위하여 사용될 수 있다.
불리한 점으로 공지된 것처럼, 인공위성 원격 탐지 시스템은 설계, 개발, 제작, 시험, 임무 수행과 같은 것을 위하여 매우 높은 비용이 필요하다. 추가로 이러한 시스템의 비용은 또한 요구되는 성능에 의존한다. 특히, 인공위성 원격 탐지 임무의 주요 매개변수의 하나는 하나의 동일 영역의 연속적인 이미지를 획득하는 것이 가능하게 하는 횟수의 측정을 나타내는 재방문 시간(revisit time)이 된다. 관측 능력을 증가시키도록 재방문 시간을 감소시키기 위하여 많은 현대 인공위성 원격 탐지 시스템은 일단의 인공위성을 사용한다. 그러나 쉽게 추측할 수 있는 것처럼, 일단의 인공위성을 사용하는 인공위성 원격 탐지 시스템의 비용은 단일-인공위성 시스템의 비용에 비하여 매우 높다. 그럼에도 불구하고, 단일-인공위성 시스템은 아래와 같은 것 중 어느 하나의 문제점을 가진다.
- 일단의 인공위성에 기초한 시스템의 성능에 비견되는 시간 성능을 보장하지 못하는 것
- 또는 일단의 인공위성에 기초한 시스템의 시간 성능에 비견되는 시간 성능을 제공할 수 있는 경우, 단일-인공위성 시스템은 지구 표면의 전체에 대한 커버리지(global coverage)를 보장할 수 없는 것.
단일 인공위성의 사용에 기초하는 지구 관측 시스템의 실시 예는 유럽 스페이스 에이전시(ESA)의 유럽 원격 탐지 인공위성 ERS-1이 된다. ESR-1은 782-785 Km의 고도로 극 태양 동기 궤도(polar sun synchronous orbit: SSO)에서 특히 3-일 사이클, 35-일 사이클 및 176-일 사이클의 3개의 서로 다른 궤도 반복 사이클을 가지는 가능성을 가지면서 1991년에 시작되었다. ERS-1은 2000년에 임무가 종료되었다. ERS-1의 궤도 설계에 대한 추가 정보는 ESR-1의 궤도의 특징이 전체적으로 제시되고, 특히 아래와 같은 상항이 제시된 1992년 11월1일의 ESA Bulletin, ESA Scientific and Publication Branch, Noordwijk, NL, No.72의 ESR-1-AN EARTH OBSERVER THAT EXACTLY FOLLOWS ITS CHOSEN PATH라는 제목으로 M. Rosengren에 의하여 게시된 기사 76-82쪽에서 제공된다.
- 3-일 궤도 반복 사이클, 그것은 지구 표면의 전체 커버리지를 달성하는 것을 가능하도록 하지 못함;
- 35-일 궤도 반복 사이클, 지구 표면의 전체 커버리지를 달성하는 것이 가능함; 그리고
- 대기 장애(atmospheric drag), 태양풍 등과 같은 것으로 인하여, 궤도 교란을 보완하도록 궤도 유지 조정이 실행됨.
단일 인공위성의 사용에 기초하는 지구 관측 시스템의 추가적인 실시 예는 엔비사트 인공위성(Envisat satellite) 또는 ESA가 된다. 엔비사트는 대략 800 Km의 고도로 극 SSO에서 35-일 궤도 반복 사이클을 가지고; 그리고 거의 지구 전체 커버리지(온 보드로 설치된 다양한 장치에 접근 가능한 영역에 따라)를 보장하도록 선택되어 시작되었다. 엔비사트는 2012년에 임무가 종료되었다. 엔비사트 인공위성에 대한 추가 정보는 1993년 11월1일에 ESA Bulletin, ESA Scientific and Publication Branch, Noordwijk, NL, No.76에 ENVISAT-1: EUROPES MAJOR CONTRIBUTION TO EARTH OBSERVATION FOR THE LATER NINETIES라는 제목으로 C. J. Readings와 P. A. Dubock에 의하여 게시된 기사의 15-28쪽에서 제공된다.
대안으로, 일단의 인공위성의 사용에 기초하고 그리고 이러한 일단의 인공위성으로 인하여 낮은 재방문 시간을 가지는 높은 접근 능력을 가지는 지구 관측 시스템의 실시 예는 4개의 인공위성을 포함하는 이탈리안 COSMO-SkyMed 시스템 및 5개의 인공위성을 포함하는 독일의 SAR Lupe 시스템이 된다. 구체적으로 COSMO-SkyMed 시스템에 대한 추가 정보는 2010년 4월1일에 Journal of Geodymanics, Pergamon, Amsterdam, NL, Vol. 49, No.3-4에 COSMO-SkyMed an existing opportunity for observing the Earth라는 제목으로 F. Covello 등에 의하여 게재된 기사의 171-180 쪽에 제공된다.
추가로 최근 수년 동안, 침강의 분석 및 영토 변화의 평가를 위한 디지털 상승 모델(DEMs)의 생성을 위한 지구 표면의 SAR 이미지에 기초하는 간섭 측정 분석의 중요성이 증가해 왔다. 간섭 측정 적용을 위한 인공위성 원격 탐지 시스템의 경우, 연속적인 SAR 이미지 사이의 일치성이 그들 사이의 시간 간격이 커질수록 작아지므로, 두 개의 연속적인 SAR 획득 사이의 시간이 특별히 중요하다. 그러므로 간섭 측정 적용의 경우, 하나의 동일 영역의 재방문 시간이 작은 것은 수집된 데이터의 양 및 그것의 품질 양쪽으로 이중의 중요성을 획득한다.
공지된 것처럼, 간섭 측정 적용을 위한 인공위성 원격 탐지 시스템은 일반적으로 아래와 같은 것을 사용한다.
- 지구 표면의 하나의 동일한 영역의 SAR 이미지를 동시에 얻기 위한 탠덤구성(이중구성)(tandem configuration)(예를 들어 TerraSAR-X 및 TanDEM-X 인공위성을 이용하는 것과 같이)에서 작동하는 (적어도) 한 쌍의 인공위성; 또는
- 미리 결정된 날짜(number of days) 간격에서 적어도 2개의 인공위성(예를 들어 COSMO-SkyMed 시스템 및 RASASAT 1 및 2 인공위성)을 항상 사용하는 것에 의하여 지구 표면의 하나의 동일한 영역의 SAR 이미지를 캡처하는 것이 가능하도록 하는 구성.
예를 들어 2개의 인공위성을 사용하는 것에 의하여, COSMO-SkyMed의 탠덤-유사 구성(tandem-like configuration)은 일일 간격(daily intervals)으로 간섭 측정 적용을 위하여 하나의 동일한 지리학적 영역의 SAR 이미지를 얻는 것을 허용한다.
위에서 언급된 해결 방법의 양쪽 또는 하나의 동일한 영역의 SAR 이미지들을 동시에 캡처하거나 또는 미리 결정된 날짜 간격으로 SAR 이미지들을 캡처하는 적어도 2개의 인공위성을 사용하는 것은 사용된 인공위성 원격 탐지 시스템의 복잡성 및 비용 양쪽을 증가시킨다.
공지된 레이더 간섭 측정 기술의 실시예가 아래와 같은 기사에 의하여 제공된다:
- 1992년 9월5일에 Decorrelation in Interferometric Radar Echoes라는 제목으로 IEEE Transactions on Geoscience and Remote Sensing, Vol. 30, No. 5의 950-959 쪽에 H. A. Zebker 및 J. Villasenor에 의하여 게시된 기사, 상기 기사에서 단일 인공위성의 연속적인 경로를 통하여 얻어진 SAR 획득에 기초하는 간섭 측정 기술이 제시된다;
- 1989년 7월10일에 Mapping Small Elevation Changes Over Large Areas: Differential Radar Interferometry라는 제목으로 Journal of Geophysical Research, Vol. 94, No. B7의 9183-9191 쪽에 A. K. Gabriel 등에 의하여 게시된 기사, 상기 기사에서 SAR 이미지에 기초하여 매우 작은 땅의 이동을 탐지하기 위한 차등 간섭 측정 기술이 제시된다;
유럽 특허 출원 EP 2 535 735 A1은 특히 단일 경로에서 단일 SAR 센서가 배치된 단일 인공위성에 의하여 획득된 SAR 이미지에 기초하여 디지털 상승 모델(Digital Elevation Models, DEMs)을 생성하기 위한 간섭 측정 처리를 위한 SAR 이미지 획득을 위한 방법을 개시한다; 그리고
유럽 특허 출원 번호 EP 1 273 518 A2는 간섭 측정 적용을 위한 인공위성 구성을 개시한다.
인공위성 원격 탐지 시스템의 매우 높은 비용(인공위성의 설계, 개발, 시험, 임무 수행, 개시 등과 같은 관점에서)은 많은 국가가 그들 자신의 지구 관측 인공위성 시스템을 가질 수 있도록 하거나 또는 하나 또는 그 이상의 인공위성 원격 시스템(예를 들어 광학 센서를 사용하는 시스템과 SAR 센서를 사용하는 시스템과 같은)을 가지는 것을 여전히 실질적으로 방해한다.
이러한 이유로 인하여 엄밀하게, 몇몇 인공위성 원격 탐지 시스템의 사용은 현재 서로 다른 국가 사이에 공유된다. 예를 들어 이탈리아와 프랑스는 SAR 센서에 기초하는 COSMO-SkyMed 시스템과 광학 센서에 기초하는 프랑스 Helios 2 시스템을 사용하는 것을 공유한다. 그러나 이러한 시스템을 운영하는 복잡성은, 있을 수 있는 이해관계의 충돌을 해결하기 위하여 사용되는 계획 및 조화 논리의 복잡성의 증가로 인하여 증가된다. 다양한 사용자 사이에 자원 사용의 조화에 필요한 시간이 계획 작동에 연결된 시간에 추가되어야 하므로, 획득 요청의 실시와 데이터의 효과적인 이용 가능성 사이의 시간(응답시간)의 증가가 또한 이러한 복잡성과 관련된다.
본 발명의 목적은 매우 양호한 시간 성능 및 우수한 간섭 측정 능력을 가지고 실행하는 것이 가능하고, 동시에 또한 이러한 시스템의 설계, 개발, 시험, 임무 수행, 작동 등의 비용을 감소시키는 것을 허용하고 그리고 결과적으로 관련한 인공위성 원격 탐지 서비스의 비용을 감소시키는 것이 가능하고, 이러한 방법으로 또한 제한된 경제적인 능력으로 인하여 현재 인공위성 원격 탐지 서비스가 배제된 국가를 위하여 인공위성 원격 탐지 시장에 접근하는 것이 가능하도록 하는 지구 측정 우주(스페이스) 임무(미션)를 위한 혁신적인(개량) 궤도 설계를 제공하는 것이다.
이러한 목적은 첨부된 청구범위에 규정된 것처럼 인공위성 원격 탐지 서비스의 비용을 감소시키는 방법 및 그러한 인공위성 원격 탐지 시스템과 관련된 본 발명에 의하여 달성된다.
본 발명은 매우 양호한 시간 성능 및 우수한 간섭 측정 능력을 가지고 실행하는 것이 가능하고, 동시에 또한 이러한 시스템의 설계, 개발, 시험, 임무 수행, 작동 등의 비용을 감소시키는 것을 허용하고 그리고 결과적으로 관련 인공위성 원격 탐지 서비스의 비용을 감소시키는 것이 가능하고, 이러한 방법으로 또한 제한된 경제적인 능력으로 인하여 현재 배제된 이러한 국가를 위하여 인공위성 원격 탐지 시장에 접근하는 것이 가능하도록 한다.
본 발명의 명확한 이해를 위하여 비-제한적인 실시 예에 의하여 제공되는 바람직한 실시 형태가 첨부된 도면(크기에 제한되지 않는)을 참조하여 개시되고, 도면은 아래와 같은 것을 나타낸다.
도 1은 지구 표면에 대한 TerraSAR-X 인공위성의 재방문 시간을 나타낸 것이다.
도 2-4는 각각 본 발명의 제1, 제2 및 제3 실시 형태에 따른 지구 관측 시스템의 지구 표면에 대한 재방문 시간을 나타낸 것이다.
도 5 및 6은 각각, 본 발명의 구체적인 특징에 따라, 사용된 일일 단면-추적 베이스라인 및 인공위성의 궤도의 장축 반지름(major semi-axis)의 변화의 함수로, 작동 인공위성의 지면 트랙(ground track)의 이동(translation)을 반전시키기 위한 두 개의 연속적인 조정 사이의 시간 경과의 예시적인 그래프를 도시한 것이다.
도 7은 본 발명의 위에서 기술된 구체적인 특징에 따라, 일일(daily) 크로스-트랙 베이스라인의 함수로 인공위성의 지면 트랙의 이동을 반전시키기 위한 조정으로 인한 추진체(propellant) 소비의 예시적인 그래프를 나타낸 것이다.
도 8은 본 발명의 위에서 기술된 구체적인 특징에 따른 세 개의 서로 다른 일일 크로스-트랙 베이스라인에 대한 시간의 함수로 인공위성 지면 트랙의 위치 변화를 나타낸 것이다.
도 9a 및 도 9b는 본 발명의 위에서 기술된 구체적인 특징에 따른 주어진 일일 크로스-트랙 베이스라인에 대한 시간의 함수로 지면 트랙의 위치 변화 및 대응되는 인공위성 고도의 변화(각각의 명목 고도에 대하여)를 각각 나타낸 것이다.
도 10은 본 발명의 적절한 실시 형태에 따른 인공위성 원격 탐지 시스템을 개략적으로 나타낸 것이다.
도 1은 지구 표면에 대한 TerraSAR-X 인공위성의 재방문 시간을 나타낸 것이다.
도 2-4는 각각 본 발명의 제1, 제2 및 제3 실시 형태에 따른 지구 관측 시스템의 지구 표면에 대한 재방문 시간을 나타낸 것이다.
도 5 및 6은 각각, 본 발명의 구체적인 특징에 따라, 사용된 일일 단면-추적 베이스라인 및 인공위성의 궤도의 장축 반지름(major semi-axis)의 변화의 함수로, 작동 인공위성의 지면 트랙(ground track)의 이동(translation)을 반전시키기 위한 두 개의 연속적인 조정 사이의 시간 경과의 예시적인 그래프를 도시한 것이다.
도 7은 본 발명의 위에서 기술된 구체적인 특징에 따라, 일일(daily) 크로스-트랙 베이스라인의 함수로 인공위성의 지면 트랙의 이동을 반전시키기 위한 조정으로 인한 추진체(propellant) 소비의 예시적인 그래프를 나타낸 것이다.
도 8은 본 발명의 위에서 기술된 구체적인 특징에 따른 세 개의 서로 다른 일일 크로스-트랙 베이스라인에 대한 시간의 함수로 인공위성 지면 트랙의 위치 변화를 나타낸 것이다.
도 9a 및 도 9b는 본 발명의 위에서 기술된 구체적인 특징에 따른 주어진 일일 크로스-트랙 베이스라인에 대한 시간의 함수로 지면 트랙의 위치 변화 및 대응되는 인공위성 고도의 변화(각각의 명목 고도에 대하여)를 각각 나타낸 것이다.
도 10은 본 발명의 적절한 실시 형태에 따른 인공위성 원격 탐지 시스템을 개략적으로 나타낸 것이다.
아래에서 설명은 이 분야에서 전문가가 본 발명을 실현하고 사용하는 것이 가능하도록 제공된다. 도시된 실시 형태에 대한 다양한 변형이 전문가에게 매우 자명할 것이고 그리고 본 명세서에서 개시된 전체적인 원리가 본 발명의 보호의 범위로부터 벗어나지 않고 다른 실시 형태 및 응용에 적용될 수 있을 것이다.
그러므로 본 발명은 본 명세서에서 개시되고 나타낸 실시 형태에 제한되는 의도를 가지는 것이 아니라 본 명세서에서 개시된 원리 및 특징 및 첨부된 청구범위에 규정된 원리 및 특징과 일치하는 가장 넓은 범위에 따른다.
본 발명은 지구 관측 우주 임무(스페이스 미션)(space mission)를 위한 개량 궤도 설계 방법에 관한 것이고 그리고 인공위성 원격 탐지 시스템을 실행하는 것을 가능하도록 하고:
- 일단의 인공위성(a constellation of satellites)의 사용에 기초하는 시스템에 비하여 적은 비용이 소요되는 방법으로 단일 인공위성을 포함하고; 그리고 이와 동시에
- 일단의 인공위성에 기초하는 시스템의 시간 성능 및 간섭 측정 능력에 비견되는 시간 성능과 간섭 측정 능력을 보장하고; 그리고 추가로
- 그것의 개념적인 방법을 통하여, 여러 국가의 연합을 통하여 프로젝터의 개발에 참여함으로써 각국의 관련 시스템 비용을 낮추는 것에 이르고, 관측 가능한 각각의 국가의 영역에 대한 각 국가의 배타적인 이용에 도달한다.
공지된 것처럼, 지금까지 인공위성 원격 탐지 시스템을 위한 궤도 설계는 항상, 모든 잠재적으로 접근 가능한 지구의 위도의 전체 커버리지를 보장하기 위하여, 예를 들어 COSMO-Skymed 시스템에 대하여 16일, TerraSAR-X 시스템에 대하여 11일 그리고 RADARSAT 시스템에 대하여 24일과 같은 궤도 반복 사이클을 선택하는 것에 기초하여 왔다.
대신에, 본 발명의 첫 번째 특징은 매우 짧은 최대 재방문 시간을 보장하기 위하여, 그리고 3일보다 작은(바람직하게는 1일 또는 2일이 되는) 반복 사이클을 가진 궤도를 선택하는 것에 의하여, 그리고 이로 인하여 모든 잠재적인 접근 가능한 지구 위도의 전체의 커버리지를 보장하지는 않는, 궤도 설계의 이전의 기본적인 원칙을 무시하는 개량 아이디어에 기초한다. 아래에서 상세하게 설명되는 것처럼, 지구 전역 접근 능력(global access capability)을 가지지 않게 하는 것으로 인해, 선택된 궤도로부터 효과적으로 관측 가능한 지구 표면의 영역에 걸쳐, 일단의 인공위성에 기초하는 지구 관측 시스템의 시간 성능과 비견되는 시간 성능 및 간섭 측정 능력을 달성하는 것을 가능하도록 한다.
추가로 아래에서 상세하게 설명되는 것처럼, 지구 표면의 전체 커버리지(global coverage)를 보장하지 않는 궤도 반복 사이클의 선택은 각각의 국가가 충돌없이 작동 가능하게 하고 우수한 시간 성능을 가지면서 그의 영토에 대한 배타적인 접근을 허용하면서 이와 동시에 각각의 국가가 그의 영토에 대한 인공위성 관측 서비스로부터 현저하게 감소된 비용에 대한 이익을 가지도록 시스템의 설계, 개발, 시험, 임무 수행, 작동 등의 비용이 서로 다른 국가 사이에 공유되는 것을 허용하면서, 커버리지의 실효적인 영역 내부에 위치되는 서로 다른 국가들 사이에 인공위성 원격 탐지 시스템의 이용이 공유되는 것에 이르도록 한다.
설명의 간략함을 위하여 아래에서 궤도 반복 사이클(orbit repeat cycle)이라는 용어가 또한, 예를 들어 궤도 사이클(orbit cycle) 및 반복 사이클(repeat cycle)과 같은 보다 간결한 용어를 사용하여 나타낼 것이라는 점이 유의되어야 한다.
유리한 점으로 본 발명에 따르면, 저 지구 궤도(Low Earth Orbits, LEOs)가 공지된 것처럼 지구 대기(Earth's atmosphere)와 반 알렌 대(Van Allen belts) 사이의 고도, 즉 160 내지 2000 Km 사이의 고도를 가지는 것으로 사용되고; 예를 들어 400, 600 또는 800 Km의 명목(nominal) 고도를 가지는 LEOs가 편리하게 사용될 수 있다.
특히, 본 발명에 따르면 지구의 관심 표면(surface of interest)의 영역의 위도에 따라, 극(polar) 태양 동기 궤도(Sun Synchronous Orbits, SSOs)를 사용하거나 또는 저-위도 영역에 걸친 성능의 최적화를 위하여 경사 궤도(inclined orbit)를 사용하는 것이 가능하다.
인공위성 원격 탐지(satellite remote sensing)의 분야에서, 궤도는 일반적으로 궤도 반복 사이클을 나타내는 주어진 일 수(number of days) 기준으로 지구 주위 회전의 정수(integer number)로 규정된다. 반복 사이클이 길수록, 궤도의 지면 단위(ground granularity)가 커진다. 예를 들어 COSMO-SkyMed 시스템의 인공위성은 16일에 237 회전을 수행하고, 이러한 주기의 끝에서 인공위성은 정확하게 그들의 초기 지점에 위치된다.
만약, 궤도 사이클에서 인공위성의 회전 횟수로 지구 적도 원주(Ce = 40075 Km)를 나누는 것에 의하여 얻어지는, 지구 적도에서의 인공위성에 대한 간격(구간)(interval)이 상기 인공위성에 의하여 사용된 센서의 지면 접근 영역(ground access area)의 크기에 비하여 작으면, 지구 전체 접근이 보장되거나 또는 인공위성이 지구의 임의의 위치(지점)에 대한 획득을 수행할 수 있다. 추가로 이러한 간격과 센서의 지면 접근 영역 사이의 비율이 작아질수록, 단일 이미지의 획득에서 서로 다른 입사각(angles of incidence)의 개수가 커진다.
그러나 긴 궤도 사이클을 선택하는 것은 두 개의 간섭 측정의 획득 사이의 시간 간격이 커지도록 하고 그리고 결과적으로 획득된 데이터의 일치성 및 정확성이 감소되도록 한다. 위에서 설명된 것처럼, 이러한 문제를 해결하기 위하여 간섭 측정의 적용을 위한 현재 인공위성 원격 탐지 시스템은 적어도 두 개의 인공위성을 사용한다:
- 지구의 표면의 동일 영역의 SAR 이미지를 동시에 획득하기 위하여 탠덤(tandem) 구성을 가지거나; 또는
- 미리 규정된 수의 날짜 간격으로 지구의 표면의 동일한 영역의 SAR 이미지들을 캡처하는 것이 가능하도록 하는 구성.
이를 대신하여 본 발명의 위에서 설명된 제1 특징에 따르면, 매우 작은 궤도 사이클, 특히 12 또는 24 시간의 최대 재방문 시간을 보장하기 위하여 하루의 궤도 사이클,을 사용하는 것에 의하여 지구 전역 커버리지를 포기하는 것이 가능하고, 또는 48 시간의 최대 재방문 시간을 보장하기 위하여 2일의 궤도 사이클을 사용하는 것에 의하여(아래에서 상세하게 설명될 것이다) 어떠한 지구 전역 접근을 포기하는 것이 가능하다.
1일(one-day) 궤도 사이클의 경우, 궤도 설계는 1일에 14 내지 16회 사이의 회전을 제공하고 그리고 회전의 이러한 횟수는 또한 궤도 사이클에서의 회전의 수와 일치한다. 이로 인하여 하루 간격으로 간섭 측정의 샷(shots)을 가지는 가능성을 보장한다. 이로 인한 이점(advantage)은 여러 날 간격에서만 간섭 측정 샷을 가질 수 있는 단일 인공위성에 기초하는 시스템에 대한 일시적인(temporal) 상관성(correlation) 관점에서 명확하게 나타난다.
1일 궤도 사이클의 경우, 커버리지가 존재하는 영역에서 최대 재방문 시간은 정확하게 24 시간임 점이 확실하다. 대신 하강 및 상승 트랙이 상호 교차하는 영역에서 재방문 시간은 12 시간이 된다.
궤도 사이클은, 황도(ecliptic)에서, 궤도 평면의 회전이 지구의 회전과 일치하는 특징이 지워지는 태양 동기 궤도(sun synchronous orbit)의 경우에만 정수(integer) 날짜와 일치한다는 것이 강조되어야 한다. 이러한 이유로 인하여, 인공위성은 항상 동일 지역 시간(the same local time)에서 획득(acquisitions)을 수행한다. 반면에, 경사 궤도는 일반적으로 이러한 제한에 관련되지 않고 그리고 이로 인하여 아래에서 1일/2일/3일의 궤도 사이클에 대하여 설명되는 경우, 이는 "실질적으로" 또는 "차수에서(in the order of)"로의 의미로, 심지어는 몇 시간의 차수의 차이를 가지는 것으로, "근사적으로" 또는 "1일/2일/3일"을 나타내는 것으로 파악되어야 한다: 이러한 현상은 획득의 지역 시간의 차이를 발생시키고, 그리고 결과적으로 샷이 되는 영역의 조명 조건(lighting condition)의 차이를 발생시킨다.
저-위도(low-latitude) 영역에 걸쳐 성능을 증가시키는 경사 궤도의 사용은 SAR 센서가 배치된 인공위성에게 예약된 것이며, 이러한 방법은 매우 규칙적인 그리드(grid)의 발생으로부터의 장점을 얻을 수 있다. 대신에, 관심 영역에 대한 태양 조명의 조건에 대한 의존성으로 인하여, 광학 인공위성은 전형적으로 SSOs에 배타적으로 적용되고, 추가로 궤도의 조명된(illuminated)(하강 또는 상승하는) 부분을 사용한다.
본 발명에 따른 궤도 설계의 시간 성능(time performance)과 공지의 지구 관측 시스템의 시간 성능의 차이를 명확하게 이해하기 위하여, 도 1은 TerrSAR-X 인공위성(공지된 것처럼 SAR 센서가 배치된)의 지구 표면에 대한 재방문 시간을 나타내는 한편, 도 2는 본 발명에 따른 제1 실시 형태, 특히 극(polar) 태양 동기 궤도(sun synchronous orbit) 및 1일 궤도 사이클(one-day orbital cycle)을 가지는 단일 인공위성에 기초하는 시스템에 따른 지구 관측 시스템의 지구 표면에 대한 재방문 시간을 나타낸다.
도 1에 도시된 것처럼, TerraSAR-X 인공위성의 재방문 시간은 적도 주위의 영역에서 60 내지 84시간이 되고 그리고 중위도(medium latitude)에서 40 내지 50시간이 된다.
이와 달리, 본 발명의 제1 실시 형태에 따른 위에서-설명된 지구 관측 시스템의 최대 재방문 시간은 설계에 의하여 명백히 24 시간으로 단축된다. 특히, 비-접근 가능 영역(횐색으로 표시된) 및 12 및 24 시간의 재방문 시간을 가지는 접근 가능 영역(accessible areas)이 도 2에서 관찰된다. 커버리지는 중간-높이 위도에서 상당히 양호하고, 한편으로 저 위도에서는 접근 밴드 내에서 관심 영역을 교정하여 위치시키는 것이 필요하다. 도 2에 도시된 지면 접근 패턴(ground access pattern)은, 특히 공지된 것처럼 광학 센서가 일반적으로 중간-높이 위도(즉, 도 2에 도시된 커버리지가 양호한 위치에서)에서 양호한 품질의 이미지를 획득하도록 허용하는 한편, 적도 밴드의 영역(즉, 비-접근 영역이 도 2에서 보다 집중되고 그리고 확장되는 위치에서)의 광학 이미지의 품질이 이러한 지역에서 날씨로 인하여(예를 들어 비, 많은 구름 형성, 과도한 습기와 같은) 일반적으로 현저하게 저하된다는 사실을 고려하면, 광학 센서의 사용에 특히 적절하다.
경사 궤도(inclined orbit)를 사용하는 것에 의하여 12 ~ 24시간의 최대 재방문 시간을 보장하는 것이 가능하고 그리고 또한 다양한 국가의 완전한 커버리지를 보장하기 위하여 미리 결정된 크기(예를 들어 2400×2400 km2의 차수에서)의 영역을 획득하기 위하여 지면 그리드를 최적화로 만드는 것이 가능하다. 이러한 점과 관련하여, 도 3은 본 발명의 제2 실시 형태에 따른 시스템, 특히 SAR 센서가 배치되고 그리고 경사 궤도 및 1일 궤도 사이클을 가지는 단일 인공위성에 기초하는 지구 관측 시스템의 지구 표면과 관련된 재방문 시간을 나타낸다. 도 3에서는 커버리지가 도 2에서 도시된 커버리지와 관련하여 보다 규칙적이고, 무엇보다 이러한 커버리지가 중간 위도의 밴드에서 연속적으로 되는 것을 명백이 나타난다.
확실하게, 관심 영역에 걸쳐 커버리지를 향상시키도록 궤도의 경사를 변경하여 서로 다른 지정학적 영역에 걸쳐 커버리지를 최적화로 하는 것이 가능하다.
이로 인하여 커버리지 영역 내에서 시스템의 다수의 국가에 의한 사용을 보장하는 한편, 충돌-없는 작동을 가지는 우수한 성능을 보장한다.
특히, 도 3에 도시된 형태의 지면 패턴(ground pattern)을 가지는 서로 다른 국가를 커버하는 실제의 가능성은 본 발명에 따른 시스템에게 현저하게 경쟁력이 있고 그리고 상업적인 이점을 부여한다.
실제로, 인공위성 원격 탐지를 위하여 일반적으로 사용되는 궤도와 달리, 인공위성으로부터 접근 가능한 영역이 매일 동일한 영역이 되므로, 일일 기준(daily basis)의 궤도의 반복성은 복잡한 획득 계획 단계를 회피하는 것이 가능하도록 한다.
이는, 반복적인 획득 계획의 발생을 가지는 단일 사용자에 의한 사용의 경우에, 연속적인 경로에서 접근 영역의 커버리지를 보장하는 이점을 가져오지만, 심지어 독립된 지정학적 지역에 위치하는 서로 다른 사용자들에 의한 사용의 경우에, 인공위성이 서로 다른 사용자들에 대한 획득을 조화롭게 할 필요없이, 단일하게 할당, 특히 시간 분할 전략을 가지고,이 될 수 있는 것처럼, 더 많은 이익을 가져온다. 달리 말하면, 단지 자신의 영토를 감시하는 것에만 관심이 있는 다양한 국가에 대한 설계 과정에서 일단 작동 부하가 규정되면, 항상 이용 가능한 인공위성을 가지는 것과 미리 규정된 시간 간격에서 이용 가능한 본 발명에 따른 시스템을 가지는 것 사이에 차이가 존재하지 않는다. 더욱이 그들 자신의 영역을 감시하는 것만 관심이 있는 국가를 위하여 지구 전역 접근을 하지 못한다는 점은 문제를 발생시키지 않는다는 것이 강조되어야 하는 것이 중요하다.
이러한 개념은 수많은 작동상의 이점을 가져 온다. 실제로, 다수 국가가 연합을 형성할 수 있고 그리고 단일 인공위성 원격 탐지 시스템의 공유(shares)를 획득하고, 이에 의하여 각각의 개별 국가를 위한 설계, 개발, 시험, 임무 수행, 작동 등과 같은 것의 비용을 현저하게 감소시킨다. 시간 분할(time division)을 통한 그들 자신의 영토에 대한 배타적인 접근은 충돌이 발생하지 않게 하고 그리고 결과적으로 종래의 공지의 다중-사용자 인공위성 원격 탐지 시스템의 계획 및 조화(설계 및 개발 비용과 관련 시간의 관점에서)의 복잡성을 불필요하게 만든다. 달리 말하면, 본 발명에 따른 개량 궤도 설계는 임무 계획 및 자원 공유의 양쪽을 간단하도록 한다. 특히 연합한 국가에 의한 사용의 경우, 이점은 서로 다른 연합 국가 사이에 다양한 사용자가 그들 영토를 위한 배타적인 계획을 가지도록 허용하기 위하여 지구 전역 커버리지를 포기하고, 다양한 궤도에서 온-보드 센서를 위한 사용 시간의 동적 할당 및 정적 할당을 추가로 제공하는 것에 의하여 얻을 수 있으며, 이러한 해결 방법은, 제안된 해결책의 결과인 궤도의 엄격한 반복성에 의하여 가능하도록 만들어진다.
이러한 연합 방식으로 인하여, 국가는 종래의 단일-사용자 시스템의 비용의 일부로 그의 영토에 대한 배타적인 접근을 가질 수 있다. 이러한 특징은 제한된 경제적인 능력으로 인하여 전통적으로 배제되어 왔던 이러한 국가를 위하여 인공위성 원격 탐지 시장으로 진입하는 장벽을 현저하게 낮출 수 있도록 한다.
이와 관련하여, 도 3에 도시된 것처럼, 본 발명의 성능은, 제한된 경제적인 능력으로 인하여 인공위성 원격 탐지 시장으로부터 현재까지 배제되어 왔던 국가들(특히 아프리카, 라틴 아메리카 및 동남아시아 국가들)에 대하여, 편리하게 최적화가 될 수 있다는 것이 강조되어야 할 중요한 점이다. 그러므로 본 발명은 또한 이러한 국가가 적절한 인공위성 원격 탐지 서비스로부터 이익을 얻는 것이 가능하도록 한다.
임의의 경우에, 가변적인 조명 조건(illumination conditions)으로 인하여 경사 궤도는 광학 페이로드(payloads)가 배치된 인공위성에 대하여는 적합하지 않고, 그러므로 SSOs 사용에 제한되어야 한다는 것이 다시 기억되어야 한다.
본 발명에 따른 궤도의 최적화는 편리하게 가능한 한 가장 최적으로 아래의 매개변수의 균형을 이루는 것에 의하여 실행된다.
- 궤도 고도(orbit altitude);
- 궤도 경사(orbit inclination); 및
- 배치된 센서의 지면 접근 영역(ground access area).
그러므로 인접하는 접근 영역을 증가시키고 그리고 지면 커버리지를 최대로 하도록 임무의 정확한 사전 연구가 필요하다.
위에서 설명된 것처럼, 본 발명에 따른 궤도 설계는 지구 전역 커버리지를 허용하지 않고 그리고 제한된 지면 접근 다양성을 가진다; 실제로는 각각의 목표(target)는 단지 하나 또는 두 개의 관측 각도만을 가지고 획득될 수 있는 한편, 다수 개의 접근 가능한 각도 사이에 접근을 선택하는 가능성을 가지는 것이 통상적으로 바람직하다.
이러한 결점을 해결하기 위하여, 1일을 대신하여 2일의 궤도 사이클을 가지는 궤도를 선택하는 것이 가능하다. 명백히, 이러한 경우, 최대 재방문 시간이 근사적으로 48시간으로 증가되지만, 이러한 궤도 사이클은 전역 접근(global access)(경사 궤도의 경우 위도의 선택된 밴드 내에서 전역 접근)을 보장하고 그리고 입사각의 이용 가능한 개수를 증가시키는 것이 가능하도록 한다(궤도 사이클에서 단지 하나의 접근에 의하여 여전히 특징을 가지는 어떤 영역을 제외하고). 이러한 점과 관련하여, 도 4는 본 발명의 제3 실시 형태에 따른 지구 관측 시스템, 특히 SAR 센서가 배치되고 그리고 경사 궤도 및 2일 궤도 사이클을 가지는 시스템의 지구 표면과 관련된 재방문 시간을 나타낸 것이다.
명백히 궤도 사이클을 계속 증가시키는 것에 의하여, 최대 재방문 시간은 종래의 인공위성 원격 탐지 시스템의 재방문 시간에 비견되고, 그에 의하여 본 발명에 의하여 달성된 위에서 설명된 이점을 잃을 때까지 최대 재방문 시간이 점차적으로 증가된다.
이것과 관련하여, 위에에서 언급된 기사 ERS-1-AN EARTH OBSERVER THAT EXACTLY FOLLOWS ITS CHOSEN PATH 및 Decorrelation in Interferometric Radar Echoes 양쪽은 전형적으로 과학적인 성격의 임무를 위하여 3-일 궤도 반복 사이클의 사용을 개시한다는 점이 주목되어야 한다. 실제로, 과학적 임무의 범위에서, 정보 검색(회수) 수행 능력에 영향을 미칠 수 있는 현저한 변화가 발생하는 것을 방지하기 위하여, 며칠 후 동일한 기하학 관계에서 다시 동일한 장면을 관측할 수 있도록 하는 것이 중요하게 된다. 대신에, 본 발명은 시스템 개념에 기초한다: 궤도가, 특히 매우 양호한 시간 성능을 보장하기 위하여 저 궤도 사이클, 특히 3일 미만의,로 선택되고, 또는 인공위성으로부터 접근 가능한 영역에 걸쳐 오히려 매우 낮은 재방문 시간으로 선택되고, 이것은 만약 인공위성에 의하여 보인(seen) 다수 개의 국가가 그들 자신의 영역의 인공위성 이미지를 획득하기 위하여 인공위성 원격 탐지 시스템의 공동 개발에 참가하여 비용을 낮추는 개념에 이르게 된다.
더욱이 본 발명의 두 번째 특성은 인공위성 원격 탐지 시스템의 간섭 측정 능력에 관한 것이다. 이와 관련하여, 본 발명의 설명을 계속하기 전에, SAR 간섭 측정 섹터에서 널리 알려진 몇몇 특징적인 용어(이들의 일부가 상세하게 본 발명의 위에서 기술한 두 번째 특징을 기술하기 위하여 아래에서 사용될 것이다.)의 의미가 아래에서 제공된다:
- 베이스라인(baseline): 동일한 타겟(target), 특히 지구 표면의 동일한 영역의 두 개의 SAR 이미지를 획득한 두 개의 위치 사이의 거리;
- 시선 라인(line of sight); 목표와 2개의 획득 지점(Position) 중 일명 마스터 획득이 실행되는 곳에서 지점으로 가정되는 하나의 지점을 연결하는 라인 세그먼트;
- 경로 차이(path difference): 타겟과 두 개의 획득 지점을 연결하는 두 개의 경로 사이의 차이;
- 직교 베이스 라인(orthogonal baseline): 시선 라인에 수직이 되는 베이스라인의 성분;
- 실효 베이스라인(effective baseline): 타겟 고도가 측정되는 방향을 따라 평행한 직교 베이스라인의 성분; 실효 베이스 라인의 존재는 경로 차이와 타겟 고도 사이의 상관성을 결정하고, 그리고 그에 따라 간섭 측정이 가능하도록 한다;
- 간섭 측정 모호성 거리(interferometric ambiguity distance): 고도가 동일하고 동일한 경로 차이를 가지는 두 개의 목표 사이의 거리;
- 임계 베이스라인(critical baseline): 간섭 측정 모호성 거리가 획득된 SAR 이미지의 해상도와 일치하도록 하는 실효 베이스라인 값;
- 모호성 높이(ambiguity height): 사용된 레이더 신호의 파장과 동일하도록 경로 차이가 되도록 하는 타겟의 고도 차이; 그리고
- 기하학적 비상관성(geometric decorrelation): 동일한 타겟이 서로 다른 각도로부터 관측되고 그리고 이로 인하여 서로 다른 위상 행태(phase behavior)를 가지는 사실로부터 발생된 비상관성.
본 발명의 설명으로 다시 되돌아가서 본 발명의 위에서 설명된 두 번째 특징에 따르면, 매우 짧은 궤도 사이클(바람직하게 1일 또는 2일)에 추가하여, 궤도 설계는 또한, 비록 궤도 프레임(또는 오히려 적도를 통하여 통과하는 위도)을 고정시키는 것을 유지하지만, 약간의 차이를 발생시키는 지면 트랙(지면 추적)(ground track)의 느린 경도 방향의(longitudinal) 변이를 제공한다. 이러한 효과는 매우 높은 정확성을 가지고 연속적인 간섭 측정 SAR 획득 사이의 베이스라인을 조절하는 것을 가능하도록 한다.
간섭 측정 베이스라인은 SAR 크로스-트랙 간섭 측정에서 매우 중요한 매개변수이다. 특히, 직교 베이스라인과 모호성 높이 사이에 관련성이 존재하는 것과 같이, 직교 베이스라인과 고도 측정의 정확성 사이에 관련성이 존재한다.
간섭 측정 베이스라인(고도의 함수)은 궤도의 경도 방향의 변이에 비례한다. 실제로, 하루 더 늦게 정확하게 동일한 궤도를 통과하는 것에 의하여, 동일한 지점의 샷(shots)이 얻어질 수 있고 그리고 이것은 간섭 측정의 측정이 가능하지 않도록 하는 것이 분명하다.
동일한 단일 인공위성의 궤도 사이클의 간격(즉, 매 16-25일 단위)으로 연속적인 통과를 통하여 간섭 측정 샷을 실행하는 현재의 원격 탐지 시스템에서, 이상적인 궤도로부터 이탈을 발생시키는 궤도 교란(대기 장애, 태양풍과 같은 것)이 통상적으로 SAR 간섭 측정을 위하여 사용될 수 있는 베이스라인을 생성한다. 그러나 정상적인 궤도의 교란에 의하여 발생된 이러한 효과는 명백하게 제어하기 힘들고 그리고 그러한 결과로 베이스라인은 결과적으로 매우 정확하지는 못하다.
이와 반대로, 본 발명의 두 번째 특징은 매우 높은 정확성을 가지고 경도 방향의 변이(인공위성 고도의 적절한 선택을 통하여 생성된)의 자생적인 발생을 제공한다. 실제로 하루가 지난 후의 궤도 교란은 매우 제한적인 크기가 되므로, 본 발명의 상기 두 번째 특징에 따른 궤도 설계는 명백히 궤도의 경도 방향의 변위(displacement), 특히 관심 고도에서 요구되는 크로스-트랙 베이스라인을 생성하기 위하여 상승(ascending) 노드의 경도 방향의 변위를 제공한다. 편리한 점으로, 특정 궤도 교정 조정을 실행하는 것에 의하여 원격 탐지 임무 동안 베이스라인의 값을 다양하데 하도록 하는 제공이 또한 만들어질 수 있다.
매우 느리기는 하지만, 생성된 변이는 미리 결정된 명목의 지면 작동 영역(ground operation zone)으로부터 인공위성이 멀어지도록 하는 경향을 가진다. 만약 보상되지 않는다면, 이러한 효과는 한편으로 SAR 획득의 목적을 위하여 사용 가능한 지면 접근 영역(ground access area)을 감소시키는 경향이 있는 한편, 다른 한편으로 SAR 센서의 명목의 지면 접근 영역의 외부에서 영역의 SAR 이미지의 획득을 가능하도록 한다. 그러나 어떤 경우, 미리 결정된 시간 간격 후 미리 규정된 작동 영역 내에 인공위성을 유지하기 위하여 이동(translation)의 방향을 반전시키는 것이 편리하다. 이것은 베이스라인을 안정적으로 유지하기 위하여 실행되는 궤도 유지 조정에 비하여 약간 큰 양의 조정을 수반한다.
케플러의 법칙으로 알려진 것처럼, 궤도 주기와 궤도의 장축 반지름(semi-major axis) 사이에는 직접 비례의 관계가 존재한다. 그러므로 궤도 주기(태양 동기 궤도에 대한)에서 날짜의 정수 숫자(integer number)에 대하여 수초의 차이를 가지도록 궤도의 고도를 선택하는 것에 의하여, 이전의 궤도 사이클에 대하여 적도를 가로지르는 이동을 일으키는 것이 가능하다.
적도에서 이러한 경도 방향의 이동은 아래의 법칙(궤도의 곡률 미만의 위도의 범위에서 적용 가능한)에 따라 궤도상에서 위치의 가변적인 차이가 된다:
b_cross(lat)=b_cross(0)*cos(lat)*sin(i), 상기에서
- lat는 위도를 나타내고;
- b_cross(lat)는 위도 함수(function of latitude)로 크로스-트랙 베이스 라인을 나타내고;
- b_cross(0)는 적도에서 베이스라인을 나타내고;
- cos은 코사인 함수를 나타내고;
- sin은 사인 함수를 나타내고; 그리고
- i는 지구 적도 평면(공지된 것처럼, 극 궤도에 대하여는 i=90)에 대한 궤도의 경사 각을 나타낸다.
관심 영역의 위도가 주어지면, 이후 적도에서 필요한 베이스라인을 산출하기 위하여 이러한 영역에서 요구되는 베이스라인을 결정하기에 충분하고, 결과적으로 궤도 사이클에 할당되는 24시간에 대한 지연(또는 선행)을 결정하기에 충분하다.
지구가 24시간(즉, 86400초)에 회전을 완료하므로, 지구는 Ce/86400 (Km/s) 즉, 근사적으로 500m/s(지구 적도 원주 Ce가 40075Km인 점을 고려하면)의 접선 속도로 축 주위를 회전한다. 그러므로 500미터가 이전의 궤도 사이클에서 적도를 가로지르는 일 초(one second)의 차이를 가진 지면 베이스라인 값이 될 수 있는 한편, 감소된 이심률(eccentricity)을 가진 궤도에 대한 베이스라인 값은 sma/Re에 비례하고, 상기에서 Re는 지구의 반경(근사적으로 6378Km)을 나타내고 그리고 sma는 궤도의 장축 반지름을 나타낸다(예를 들어, 600Km의 인공위성 고도를 고려하면, sma는 6978Km가 될 수 있다).
특히, 궤도 베이스라인은 아래와 같이 표시될 수 있고,
b_cross(h) = b_cross(0)*((Re+h)/Re),
상기에서 h는 관심 위도의 궤도 고도를 나타내고, 이러한 방법에서 결과로 나타나는 b_cross(h)는 궤도 베이스라인을 나타내고 그리고 b_cross(0)는 지면 베이스라인을 나타낸다.
이러한 관계는 지구가 구형이라고 가정하면 엄격하게 적용 가능하다. 이와 관련하여, 지구의 적도 반경과 극 반경 사이의 차이(약 11Km)는 일반적으로 무시될 수 있다는 점을 인식하는 것이 중요하다. 어떤 경우에, 지구에 대해 타원 모델을 사용하는 것에 의하여, 더 큰 정확성을 가지는 궤도 베이스라인을 결정하는 것이 항상 가능하다.
실시 예를 제공하기 위하여, 약 600Km의 명목 고도(하루 당 약 15회전 및 sma = 6978Km)에서 50m의 고도 차이가 궤도 주기에서 약 0.06s의 변이를 발생시키고, 이것은 적도에서 34미터의 일일 크로스-트랙 베이스라인을 획득하는 것이 가능하도록 한다(이미 기준 고도에 대한 것으로 언급된 값). 고도가 변하여도 이러한 값의 안정성은 매우 양호하다: sam에서 100Km의 차이는 일일 크로스-트랙 베이스라인에서 1m보다 작은 변이를 발생시킨다.
위에서 언급된 것처럼, 미리 결정된 시간 간격 후 이동 반전 조정(translation reversal manoeuvre)은 반대 방향으로 동일한 절대값(absolute value)을 가지는 변이를 만든다. 약 2000Kg의 질량을 가진 인공위성 플랫폼에 대하여 약 600Km의 명목 고도를 다시 고려하면, 이러한 이동 반전 조정이 화학 추진체의 약 45g의 소비에 해당하는, 0.05m/s의 차수에서의 델타-v를 편리하게 요구할 수 있다.
이러한 분석에 대한 결론을 위하여, 지면 기준 지점과 관련된 이동에 대한 최대 허용 가능한 값이 산출되어야 한다. SAR 센서의 지면 접근 영역의 배치를 고려하지 않는 것을 가정하면, 20Km의 차수에서의 최대 전체 지면 변이는 허용될 수 있다(20Km가 SAR 센서의 지면 접근 영역의 10%보다 작은 것을 나타낸다고 가정하면). 34m의 일일 크로스-트랙 베이스라인을 가진 이러한 값을 실질적으로 유지하기 위하여, 약 600일 마다 이동 반전 조정을 실행하는 것이 바람직하다. 20Km의 최대 전체 지면 변이를 유지할 때, 두 개의 연속적인 이동 반전 조정 사이의 시간 간격이 도 5에 예시되어 있는 것처럼 일일 크로스-트랙 베이스라인이 커짐에 따라 급격하게 감소한다. 예를 들어, 도 5를 참조하면, 100m의 일일 크로스-트랙 베이스라인을 사용하는 것에 의하여, 두 개의 연속적인 이동 반전 조정 사이의 시간은 약 200일이 된다(도 5에서 크로스-트랙 베이스라인이 "X-트랙 베이스라인"으로 표시된다).
도 6은, 도 5와 같이 20 Km의 최대 전체 지면 변이의 경우에, 두 개의 연속적인 이동 반전 조정 사이의 시간 그래프를 나타내는데, 이 그래프는 sma 변이의 함수(function of variation)로 이러한 시간의 그래프를 나타낸 것이다.
두 개의 연속적인 이동 반전 조정 사이의 시간을 감소시키는 것에 추가하여 더 큰 베이스라인을 얻기 위하여 sma의 더 큰 편차와 관련된 증가하는 델타-v가 필요하고, 외부로부터 취해진 추진체의 동일한 양에 대하여 인공위성의 작동 수명의 감소를 수반한다. 이러한 점과 관련하여, 도 7은, 5-년 임무의 과정 동안 20Km의 최대 전체 지면 변위를 유지하기 위한, 일일 크로스-트랙 베이스의 함수로 추진체 소비의 그래프(단지 인공위성의 이동 반전 조정으로 인한)를 나타낸 것이다(도 7에서 베이스-트랙 베이스라인이 X-트랙 베이스라인으로 표시된다).
이를 대신하여, 도 8은, 20 Km의 최대 전체적인 지면 변이를 상정하고, 세 개의 서로 다른 일일 베이스라인(하루 당 30, 50 및 100m)의 함수로, 지면 트랙의 지점의 변화의 그래프를 나타낸 것이다. 도 8로부터, 일일 베이스라인이 증가함에 따라, 동일한 최대 전체 지면 변이(20 Km)에 대하여 또한 이동 반전 조정의 수가 대응하여 증가하는 것을 명백히 알 수 있다. 자연적으로, 조정의 수는 최대 전체 지면 변이의 값을 증가시키는 것에 의하여 감소될 수 있다.
추가로, 도 9a 및 도 9b는 각각, 명목 고도(도 9b에서 그래프의 가로 좌표의 축에 해당하는)에 대하여, 하루 50m의 일일 베이스라인에 대한 시간의 함수로, 지면 트랙의 위치(지점)의 변화와 그에 대응하는 인공위성 고도의 변화를 나타낸 것이다.
바람직한 베이스라인의 값들은, 서로 다른 일시적인 차이가 1초보다 작도록 되도록 요구받는 것을 고려하면, 베이스라인의 안정성을 보장하기 위하여 양호한 궤도 제어가 요구된다는 것(특별한 궤도 유지 조정의 실행을 통하여)을 유추할 수 있고, 여기에서 이것은 절대적으로 필요하다. 어떤 경우이든, 특정한 허용 공차가 정상적인 적용에 대하여 허용 가능하다는 것이 강조되어야 한다. 그러나 특별한 궤도 유지 조정을 실행하는 것을 통하여 얻어진 시간 경과에 대한 베이스라인의 안정성은, 동일한 단일 인공위성의 궤도 사이클의 간격에서 연속적인 경로를 통하여 간섭 측정 샷을 하는 종래의 인공위성 원격 탐지 시스템에서 궤도 교란을 겪으면서 얻어지는 것보다는 결정적으로 더 크다.
명확하게, 궤도 설계가 원격 탐지 임무를 위하여 규정되는 경우, 아래의 양 사이에 트레이드-오프(trade-off)를 알아내는 것이 필요하다:
- 베이스라인을 유지하는 것의 정확성 및 그에 따라 베이스라인을 유지하기 위하여 궤도 유지 조정을 실행하는 횟수의 정확성;
- 이동 반전 조정의 실행 전에 최대 전체 지면 변이, 위에서 설명된 것처럼 상기 양은 일일 베이스라인에 의존하고 그리고 전체 원격 탐지 임무를 위하여 계획된 이동 반전 조정의 수를 결정한다.
임무 수행을 위한 전체 델타-v 예산 그리고 결과적으로 외부로부터 적재된 추진체에 기초하는 인공위성의 작동 수명의 내구성 또한 이러한 트레이드-오프(trade-off)에 의존한다.
다음으로, 온-보드 추진체의 부피가 또한 인공위성 구성에서 트레이드-오프의 결과가 된다.
베이스라인을 유지하는 궤도 유지 조정의 크기가 작게 주어지면, 이온 추진(ion propulsion)이 베이스라인을 유지하기 위하여 편리하게 사용될 수 있고, 이러한 방법으로 화학 추진체의 사용을 감소시키고, 그에 따라 위에서 언급된 트레이드-오프에서 추가적인 자유도를 보장한다. 이온 추진의 설치는, 낮은 개발 비용 및 사용 비용을 장점으로 채택하는 시스템 제공이 필요한 경우에, 증가된 복잡성 및 비용과 대비하여 고려하여야 한다.
이온 엔진의 특징적인 낮은 임펄스(impulse)로 인하여, 궤도 유지 조정을 위한 필요한 델타-v를 달성하는 정확성에 있어서, 화학 추진을 이용하는 것에 비하여 이온 추진을 이용하는 것이 유리하다.
이온 추진을 이용하여 이룰 수 있는 두 번째 이점은 궤도 제어에 대해 전략 채택의 가능성이다. 실제로 이온 엔진의 감소된 임펄스에 의하여 주어지는 제한된 소비 및 정확성으로 인하여, 관심 영역에 도달하기 전에 매일 다수의 회전을 통하여, 이전 날과 대비한 차이에 기초하는 궤도의 최소 조절을 매일 실행하는 것이 가능하다. 이로 인하여 얻을 수 있는 이점은 만약 필요하다면 밀리미터 차수에서 베이스라인 정확성이 보장될 수 있다는 것이다.
이를 대신하여 변이 반전 조정을 위하여, 화학 추진체의 사용은 조정의 크기가 더 크다는 점에서 장점을 가진다.
본 명세서에서 제안된 궤도 설계의 또 다른 흥미로운 효과는, 동일한 타겟(목표)에 대한 하루 간격으로 반복된 SAR 획득을 실행하는 것이(모두 동일한 입사각을 사용하여 획득), 예를 들어 3개의 SAR 획득의 경우에, 하루의 시간 갭을 가지는 두 쌍의 SAR 획득 및 명목 베이스라인, 및 이틀의 시간 갭을 가지는 한 쌍의 SAR 획득 및 명목 베이스 라인의 두 배가 되는 베이스라인을 제공한다는 것이다.
이러한 논리는 N개의 SAR 획득을 위하여 명확하게 일반화가 될 수 있다: 1일 간격에서 N-1 쌍의 SAR 획득 및 명목 베이스라인 B, 2일 간격에서 N-2 쌍의 SAR 획득 및 베이스라인 2B 등과 같이 N-1 일의 간격에서 한 쌍의 SAR 획득 및 베이스라인 (N-1)*B에 도달할 때까지 획득.
일관된 데이터의 이용 가능성(즉, 균등한 베이스라인을 이용하는 연속적인 조정)은 고도 재구성 오류를 평균하는 것이 가능하도록 하고, 그에 의하여 지면 변화를 탐지하는 가능성 및 간섭 측정의 분석의 결과에서 추가적인 향상을 얻는 것 및 짧은-주기 차등 간섭 측정(타겟의 변위를 탐지하기 위하여)을 실행하는 것을 가능하도록 한다.
요약하면, 본 발명은 SAR 또는 광학 센서가 배치되고 그리고 사용 과정에서 본 발명의 주제를 형성하는 위에서 이미 설명된 개량 궤도 설계에 따라 지구 주위를 회전하는 인공위성 원격 탐지 시스템에 의하여, 특히 매우 짧은 궤도 사이클을 가지는 경사(inclined) 또는 극(polar) 태양 동기 궤도를 따르는 것에 의하여 그리고 바람직하게 연속적인 궤도 사이클에서 센서에 의하여 획득된 지구 표면의 동일 영역의 이미지에 대한 미리 결정된 간섭 측정의 베이스라인을 보장하기 위하여 고도의 적합한 선택에 의하여 지구 궤도 사이클에서 지면 트랙을 이동시키는 것에 의하여 실행된다.
이것과 관련하여, 도 10은 본 발명의 바람직한 실시 형태에 따른 인공위성 원격 탐지 시스템(구성요소의 스케일은 동일하지 않으며, 도면 부호 1에 의하여 전체가 지시된)을 개략적으로 나타낸다.
도 10에 도시된 것처럼, 특히 인공위성 원격 탐지 시스템(1)은 아래와 같은 것을 포함한다:
- 지구 표면의 영역의 이미지를 획득하도록 설계된 인공위성(11);
(i) 지구 표면의 영역의 이미지를 얻도록 설계된 센서(111)
(ii) 궤도 제어 모듈(112); 및
(iii) 궤도 제어 모듈(112)에 의하여 작동될 수 있는 추진 시스템(propulsion system)(113);을 포함하고; 및
- 지구 표면 위에 위치되고, 인공위성(11)과 원격으로 통신하도록 형성되고(예를 들어 센서(111)에 의하여 획득된 이미지를 수신하는) 그리고 원격으로 궤도 제어 모듈(112)을 제어하도록 설계된 미션 제어 시스템(121)을 포함하는 지상 스테이션(ground station)(12).
위에서 설명된 것처럼, 사용 과정에서 인공위성은 각각의 궤도 사이클에 따라 지구 주위로 미리 결정된 회전수를 포함하는 미리 규정된 궤도를 따른다.
위에서 설명된 것처럼, 궤도 사이클은 3일 보다 짧다. 바람직하게, 궤도 사이클은 대략적으로 1일 또는 2일이 된다.
다시 말하면 위에서 설명된 것처럼, 인공위성(11)은 바람직하게 지구 주위로 미리 결정된 궤도를 따르도록 설계되고, 연속적인 궤도 사이클에서 센서(111)에 의하여 획득된 지구 표면의 동일한 영역의 이미지를 위하여 인공위성(11)의 지면 트랙이 미리 규정된 간섭 측정 베이스라인을 보장하기 위하여 각각의 궤도 사이클에서 경도 방향의 이동을 수행하도록 하는 적어도 하나의 미리 규정된 고도를 따라 궤도를 형성한다.
특히 인공위성(11)은 아래와 같이 설계된다:
- 즉, 제1 미리 결정된 고도에서, 연속적인 궤도 사이클에서 센서(111)에 의하여 획득된 지구 표면의 동일 영역의 이미지를 위한 미리 규정된 간섭 측정 베이스라인을 보장을 위하여 인공위성(11)의 지면 트랙이 각각의 궤도 사이클에서 제1 경도 방향의 이동을 수행하도록 하고, 그리고
- 제2 미리 규정된 고도에서, 인공위성(11)의 지면 트랙이, 제1 경도 방향의 이동에 반대되고 그리고 연속적인 궤도 사이클에서 센서(111)에 의하여 획득된 지구 표면의 동일 영역의 이미지를 위한 상기 미리 규정된 간섭 측정 베이스라인을 또한 보장하도록, 각각의 궤도 사이클에서 제2 경도 방향의 이동을 수행하도록 하여,
지구 주위로 미리 규정된 궤도를 따르고; 그리고
- 제1 미리 규정된 고도로부터 제2 미리 규정된 고도에 이르도록 그리고 그 역으로 움직이는 것에 의하여 지면 트랙의 경도 방향의 이동을 반전시킨다.
바람직하게는, 인공위성(11)은 아래와 같이 이동하는 것에 의하여 지면 트랙의 경도 방향의 이동을 반전시키도록 설계된다:
- 지면 트랙이 제1 경도 방향의 이동을 수행하는 제1 미리 규정된 시간 주기 후, 제1 미리 규정된 고도로부터 제2 미리 규정된 고도로 이동; 그리고
- 지면 트랙이 제2 경도 방향의 이동을 수행하는 제2 미리 규정된 시간 주기 후, 제2 미리 규정된 고도로부터 제2 미리 규정된 고도로의 이동.
바람직하게는, 제1 미리 규정된 시간 주기 및 제2 미리 규정된 시간 주기는 동일하다.
다시 말하면, 유리한 점으로 지구 주위의 미리 규정된 궤도는 미리 규정된 명목 고도와 관련되고, 제1 미리 규정된 고도는 미리 규정된 명목 고도에 비하여 높고 그리고 제2 미리 규정된 고도는 미리 규정된 명목 고도에 비하여 낮다. 보다 유리한 점으로, 제1 및 제2 미리 규정된 고도는 미리 규정된 명목 고도와 관련하여 대칭이 된다.
유리한 점으로, 궤도 사이클 당 지구 주위의 미리 규정된 회전수 및 궤도 사이클은 센서(111)가 미리 규정된 위도에서 지구 표면의 영역의 이미지를 단지 획득하는 것이 허용되도록 한다.
추가로 온-보드 궤도 제어 모듈(112)은 아래와 같이 설계된다:
- 인공위성(11)의 지면 트랙의 경도 방향의 이동이 안정적으로 유지되도록 추진 시스템(113)을 작동시키는 것에 의하여 궤도 유지 조정(orbit maintenance manoeuvres)을 실행한다; 그리고
- 제1 미리 규정된 고도로부터 제2 미리 규정된 고도에 이르도록 또는 그 역으로 인공위성(11)이 움직이도록 추진 시스템(113)을 작동시키는 것에 의하여 인공위성(11)의 지면 트랙의 경도 방향의 이동을 반전시키도록 조정을 실행한다.
바람직하게는 위에서 설명된 것처럼, 추진 시스템(113)은 이온 추진 시스템(예시의 간략을 위하여 도 10에서 도시되지 않음) 그리고 화학 추진 시스템(예시의 간략을 위하여 도 10에서 도시되지 않음)을 포함하고, 그리고 궤도 제어 모듈(112)은 아래와 같은 것을 실행하도록 설계된다:
- 이온 추진 시스템을 작동시키는 것에 의하여 궤도 유지 조정; 그리고
- 화학 추진 시스템을 작동시키는 것에 의하여 인공위성(11)의 지면 트랙의 경도 방향의 이동을 반전시키는 조정.
대안으로 추진 시스템(113)은 궤도 유지 조정 및 인공위성(11)의 지면 트랙의 경도 방향의 이동을 반전시키는 조정 양쪽에 대하여 사용되는 화학 추진 시스템이 될 수 있다.
바람직하게 센서(111)는 SAR 센서가 되고 그리고 미리 규정된 궤도는 극 태양 동기 궤도 또는 지면 커버리지를 최대로 하기 위하여 경사 궤도가 된다.
대안으로 센서(111)는 광학 센서가 되고 그리고 미리 규정된 궤도는 극 태양 동기 궤도가 된다.
바람직하게 미션 제어 시스템(121)은 아래와 같이 설계된다:
- 미리 규정된 간섭 측정 베이스라인을 수정하기 위하여 사용자가 임무(미션) 과정 동안 제1 및 제2 미리 결정된 고도의 값을 수정하는 것이 가능하고; 그리고
- 수정된 제1 및 제2 미리 규정된 고도의 값을 궤도 제어 모듈(112)로 통신하여, 궤도 제어 모듈(112)이 사용자에 의하여 요구된 새로이 미리 규정된 간섭 측정 베이스라인을 보장하도록 수정된 값에 따라 인공위성(11)을 제어하는 것을 시작한다.
본 발명의 이점은 위에서의 설명으로부터 충분히 인지될 수 있다.
특히, 단일 인공위성의 사용에 기초하므로 본 발명에 따른 지구 관측 시스템은 일단의 인공위성의 사용에 기초하는 지구 관측 시스템에 비하여 비용이 적게 들고, 그리고 어떤 경우이든, 일단의 인공위성의 사용에 기초하는 시스템의 시간 성능 및 간섭 측정과 유사한 시간 측정 및 간섭 측정 능력을 보장할 수 있다는 사실이 다시 강조되는 것이 중요하다.
특히 본 발명은 아래와 같은 것이 가능하다:
- 다수 개의 국가의 연합으로 인하여 시스템의 비용을 감소시키는 것; 실제로 이러한 개념은 이미 다른 현재의 작동 시스템이 사용되고 있을지라도(예를 들어 이탈리아 COSMO-SkyMed 시스템 및 프랑스 Helios 2 시스템), 궤도가 구성되는 방법으로 인하여(그리고 이로 인하여 관련된 접근 가능한 영역) 본 발명은 인공위성 원격 탐지 자원의 시분할 이용에 기초하는 서로 다른 논리를 사용하는 결과를 가져온다; 이러한 방법으로 각각의 국가는 단지 궤도의 일부와 관련된 시스템의 자원으로부터 이익을 얻을 수 있고, 상기에서 인공위성은 상기 국가의 이미지를 획득할 수 있다; 이러한 전력은 서로 다른 국가의 작동 충돌의 부재로 인하여 계획 및 협상을 현저하게 간단하도록 하는 이점을 가진다;
- 종래의 단일-인공위성 시스템을 이용하여 얻을 수 있는 실행과 관련된 보다 양호한 실행을 달성하는 것; 실질적으로 접근 가능한 위도가 되는 영역의 전체(또는 극 SSOs를 위한 지구 표면의 지구 전역 커버리지 및 경사 궤도를 위한 접근 가능한 위도의 밴드의 임의의 경도)를 포함하는 것을 보장하기 위하여 반복 사이클을 가지는 궤도를 선택하는 것을 고려하는 궤도 설계의 일반적인 원칙과 달리 행하는 개념에 기초하는 본 발명은 일단의 인공위성을 사용하여 얻는 시간 성능과 비교되는 시간 성능이 가능하도록 하고; 그리고
- 하루의 시간 간격에서 간섭 측정 분석을 실행하는 것; 지금까지 일단의 인공위성의 사용에 기초하는 시스템에서만 가능한 이러한 능력이 하루로 감소된 궤도 사이클을 이용하여 궤도를 선택하는 것에 의하여 발생된다.
마지막으로 다양한 이동이 첨부된 청구범위에서 규정된 것처럼 본 발명의 범위를 벗어나지 않고 본 발명에 적용될 수 있다.
111: 센서 112: 궤도 제어 모듈
113: 추진 시스템 12: 지면 스테이션
121: 미션 제어 시스템
113: 추진 시스템 12: 지면 스테이션
121: 미션 제어 시스템
Claims (18)
- 인공위성 원격 탐지 서비스의 비용을 감소시키는 방법에 있어서,
- 지구 표면의 영역의 이미지를 획득하도록 형성된 센서(111)가 배치된 단지 하나의 인공위성(11)을 포함하고; 그리고
- 인공위성(111)에 온-보드로 설치된 센서(111)에 의하여 획득된 이미지에 기초하여 인공위성 원격 탐지 서비스를 제공하도록 설계된,
인공위성 원격 탐지 시스템(1)을 제공하는 것을 포함하고;
상기 인공위성(11)은 3일보다 짧은 궤도 반복 주기로 지구 주위로 미리 규정된 궤도를 따르고,
그에 의하여:
- 인공위성 원격 탐지 시스템(1)은 지구 표면의 전체 영역의 커버리지를 제공하지는 않지만, 두 개의 미리 결정된 위도 사이에 포함된 스트립(strip)에 위치되고 그리고 적도에 중심이 맞추어진 지구 표면의 단지 미리 결정된 영역을 위하여 인공위성 원격 탐지 서비스를 제공하고;
- 단지 하나의 인공위성(11)을 포함하는 것에 의하여, 인공위성 원격 탐지 시스템(1)은 일단의 인공위성(a constellation of satellites)을 포함하는 지구 관측 시스템에 비하여 비용이 적게 들고, 이러한 방법으로 지구 표면의 상기 미리 결정된 영역 위에서 상기 인공위성 원격 탐지 시스템(1)에 의하여 제공된 인공위성 원격 탐지 서비스가, 또한 일단의 인공위성을 포함하는 지구 관측 시스템에 의하여 제공되는 서비스에 비하여, 비용이 적도록 하고;
- 인공위성 원격 탐지 시스템(1)은 지구 표면의 상기 미리 규정된 영역에 대하여 인공위성 원격 탐지 서비스를 제공하면서 일단의 인공위성을 포함하는 지구 관측 시스템에 의하여 제공되는 인공위성 원격 탐지 서비스의 시간 성능 및 간섭 측정 능력과 유사한 시간 성능 및 간섭 측정 능력을 보장하고; 그리고
- 지구 표면의 상기 영역에 존재하는 서로 다른 국가들은,
시분할 논리를 이용하여 인공위성 원격 탐지 시스템(1)을 이용하는 것에 의하여 인공위성 원격 탐지 시스템(1)에 의하여 제공된 인공위성 원격 탐지 서비스를 사용하고, 상기 서로 다른 국가들의 각각의 국가는 인공위성에 온-보드가 된 센서(111)가 상기 국가의 영역만의 이미지를 획득하는 시간 주기 동안 상기 인공위성 원격 시스템(1)을 배타적으로 사용하고, 그리고,
서로 다른 국가들 사이에 인공위성 원격 탐지 시스템(1)의 비용을 분담하고, 이러한 방법으로 각각의 개별 국가를 위하여 인공위성 원격 탐지 서비스의 비용을 감소시키는, 방법. - 청구항 1에 있어서, 지구 주위의 미리 규정된 궤도는 미리 규정된 명목 고도와 관련되고, 그리고 상기에서 인공위성(11)은
- 미리 규정된 명목 고도에 비하여 높고 그리고 인공위성(11)의 지면 트랙이, 각각의 궤도 반복 사이클에서, 연속적인 궤도 반복 사이클에서 센서(111)에 의하여 얻어진 지구 표면의 동일한 영역의 이미지를 위한 미리 규정된 간섭 측정 베이스라인을 보장하기 위하여, 제1 경도 방향의 이동을 수행하도록 하는 제1 미리 규정된 고도에서; 그리고
- 미리 규정된 명목 고도에 비하여 낮고 그리고 각각의 궤도 반복 사이클에서 인공위성(11)의 지면 트랙이, 연속적인 궤도 반복 사이클에서 제1 경도 방향의 이동에 반대되고 그리고 센서(111)에 의하여 얻어진 지구 표면의 동일한 이미지를 위한 상기 미리 규정된 간섭 측정 베이스라인을 또한 보장하기 위하여, 제2 경도 방향의 이동을 수행하도록 하는 제2 미리 규정된 고도에서, 궤도를 형성하는 것에 의하여 지구 주위로 상기 미리 규정된 궤도를 따르고:
상기에서 인공위성(11)은
- 지면 트랙이 제1 경도 방향의 이동을 수행하는 제1 미리 규정된 시간 주기 후 제1 미리 규정된 고도로부터 제2 미리 규정된 고도로; 그리고
- 지면 트랙이 제2 경도 방향의 이동을 수행하는 제2 미리 규정된 시간 주기 후 제2 미리 규정된 고도로부터 제1 미리 규정된 고도로; 이동하는 것에 의하여 지면 트랙의 경도 방향의 이동을 반전시키는 것을 특징으로 하는 방법. - 청구항 2에 있어서, 제1 및 제2 미리 규정된 시간의 주기는 동일한 것을 특징으로 하는 방법.
- 청구항 2 또는 3에 있어서, 제1 및 제2 미리 규정된 고도는 미리 규정된 명목 고도에 대하여 서로 대칭이 되는 것을 특징으로 하는 방법.
- 청구항 1 내지 4 중 어느 하나에 있어서, 궤도 반복 사이클은 1일 또는 2일과 동일한 것을 특징으로 하는 방법.
- 청구항 1 내지 5 중 어느 하나에 있어서, 센서(111)는 합성 개구 레이더(SAR)가 되고 그리고 상기 미리 규정된 궤도는 극(polar) 태양 동기 궤도 또는 경사 궤도가 되는 것을 특징으로 하는 방법.
- 청구항 1 내지 5 중 어느 하나에 있어서, 센서(111)는 광학 센서가 되고 그리고 상기 미리 규정된 궤도는 극 태양 동기 궤도가 되는 것을 특징으로 하는 방법.
- 인공위성 원격 탐지 시스템(1)에 있어서,
- 지구 표면의 영역의 이미지를 획득하도록 형성된 센서(111)가 배치된 단지 하나의 인공위성(11)을 포함하고; 그리고
- 인공위성(111)에 온-보드로 설치된 센서(111)에 의하여 획득된 이미지에 기초하여 인공위성 원격 탐지 서비스를 제공하도록 설계되고;
상기 인공위성(11)은 3일 보다 짧은 궤도 반복 사이클로 지구 주위로 미리 규정된 궤도를 따르고;
그에 의하여,
- 인공위성 원격 탐지 시스템(1)은 지구 표면의 전체 영역의 커버리지를 제공하지 않지만, 두 개의 미리 결정된 위도 사이에 포함된 스트립에 위치되고 그리고 적도에 중심이 맞추어진 지구 표면의 단지 미리 결정된 영역을 위하여 인공위성 원격 탐지 서비스를 제공하고;
- 단지 하나의 인공위성(11)을 포함하는 것에 의하여, 인공위성 원격 탐지 시스템(1)은 일단의 인공위성(a constellation of satellites)을 포함하는 지구 관측 시스템에 비하여 비용이 적게 들고, 이러한 방법으로 지구 표면의 상기 미리 결정된 영역 위에서 상기 인공위성 원격 탐지 시스템(1)에 의하여 제공된 인공위성 원격 탐지 서비스가 또한 일단의 인공위성을 포함하는 지구 관측 시스템에 의하여 제공되는 것에 비하여 비용이 적게 들도록 하고;
- 인공위성 원격 탐지 시스템(1)은 지구 표면의 상기 미리 규정된 영역에 대하여 인공위성 원격 탐지 서비스를 제공하면서 일단의 인공위성을 포함하는 지구 관측 시스템에 의하여 제공되는 인공위성 원격 탐지 서비스의 시간 성능 및 간섭 측정 능력과 유사한 시간 성능 및 간섭 측정 능력을 보장하고; 그리고
- 지구 표면의 상기 영역에 존재하는 서로 다른 국가들은 시분할 논리를 이용하여 인공위성 원격 탐지 시스템(1)을 이용하는 것에 의하여 인공위성 원격 탐지 시스템(1)에 의하여 제공된 인공위성 원격 탐지 서비스를 사용하고, 상기 서로 다른 국가들의 각각의 국가는 인공위성에 온-보드가 된 센서(111)가 상기 국가의 영역만의 이미지를 획득하는 시간 주기 동안 상기 인공위성 원격 시스템(1)을 배타적으로 사용하고, 그리고
- 서로 다른 국가들 사이에 인공위성 원격 탐지 시스템(1)의 비용을 분담하고, 이러한 방법으로 각각의 개별 국가를 위하여 인공위성 원격 탐지 서비스의 비용을 감소시키는 것을 특징으로 하는 인공위성 원격 탐지 시스템. - 청구항 8에 있어서, 지구 주위의 미리 규정된 궤도는 미리 규정된 명목 고도와 관련되고, 그리고 상기에서 인공위성(11)은
- 미리 규정된 명목 고도에 비하여 높고 그리고 인공위성(11)의 지면 트랙이 각각의 궤도 반복 사이클에서, 연속적인 궤도 반복 사이클에서 센서(111)에 의하여 얻어진 지구 표면의 동일한 영역의 이미지를 위한 미리 규정된 간섭 측정 베이스라인을 보장하기 위하여, 제1 경도 방향의 이동을 수행하도록 만드는 제1 미리 규정된 고도에서; 그리고
- 미리 규정된 명목 고도에 비하여 낮고 그리고 각각의 궤도 반복 사이클에서 인공위성(11)의 지면 트랙이, 연속적인 궤도 반복 사이클에서 제1 경도 방향의 이동에 반대되고 그리고 센서(111)에 의하여 얻어진 지구 표면의 동일한 이미지를 위한 상기 미리 규정된 간섭 측정 베이스라인을 또한 보장하기 위하여, 제2 경도 방향의 이동을 수행하는 제2 미리 규정된 고도에서 궤도를 형성하는 것에 의하여 지구 주위로 상기 미리 규정된 궤도를 따르고:
- 상기에서 인공위성(11)은
- 지면 트랙이 제1 경도 방향의 이동을 수행하는 제1 미리 규정된 시간 주기의 후 제1 미리 규정된 고도로부터 제2 미리 규정된 고도로; 그리고
- 지면 트랙이 제2 경도 방향의 이동을 수행하는 제2 미리 규정된 시간 주기 후 제2 미리 규정된 고도로부터 제1 미리 규정된 고도로; 이동하는 것에 의하여 지면 트랙의 경도 방향의 이동을 반전시키는 것을 특징으로 하는 인공위성 원격 탐지 시스템. - 청구항 9에 있어서, 제1 및 제2 미리 규정된 시간 주기는 동일한 것을 특징으로 하는 인공위성 원격 탐지 시스템.
- 청구항 9 또는 10에 있어서, 제1 및 제2 미리 규정된 고도는 미리 규정된 명목 고도와 관련하여 대칭이 되는 것을 특징으로 하는 인공위성 원격 탐지 시스템.
- 청구항 9 내지 11 중 어느 하나에 있어서, 인공위성(11)은
궤도 제어 모듈(112); 및
궤도 제어 모듈(112)에 의하여 작동 가능한 추진 시스템(113)을 포함하고:
상기 궤도 제어 모듈(112)은
인공위성(11)의 고도를 안정적으로 유지하고 및 그에 따른 결과로 인공위성(11)의 지면 트랙의 경도 방향의 이동을 안정적으로 유지하기 위하여 추진 시스템(113)을 작동시키는 것에 의하여 궤도 유지 조종을 실행하고; 그리고
제1 미리 규정된 고도로부터 제2 미리 규정된 고도에 이르기까지 또는 그 역으로, 인공위성(11)을 가져가도록 추진 시스템(113)을 작동시키는 것에 의하여 인공위성(11)의 지면 트랙의 경도 방향의 이동을 반전시키는 조정을 실행하는 것을 특징으로 하는 인공위성 원격 탐지 시스템. - 청구항 12에 있어서, 추진 시스템(113)은
이온 추진 시스템; 및
화학 추진 시스템;을 포함하고, 그리고
상기 궤도 제어 모듈(112)은
이온 추진 시스템을 작동시키는 것에 의하여 궤도 유지 조종; 및
화학 추진 시스템을 작동시키는 것에 의하여 인공위성(11)의 지면 트랙의 경도 방향의 이동을 반전시키는 조종;을 실행하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 인공위성 원격 탐지 시스템. - 청구항 12에 있어서, 추진 시스템(113)은 화학 추진 시스템이 되는 것을 특징으로 하는 인공위성 원격 탐지 시스템.
- 청구항 12 내지 14 중 어느 하나에 있어서, 지구 표면 위에 위치되고, 인공위성(11)으로부터 센서(111)에 의하여 획득된 이미지를 수신하도록 형성되고 그리고 미션 제어 시스템(121);을 더 포함하는 지면 스테이션(12)을 더 포함하고,
상기 지면 스테이션(12)은
궤도 제어 모듈(112)을 원격으로 제어하고;
새로운 미리 규정된 간섭 측정 베이스라인을 설정하기 위하여 사용자가 제1 및 제2 미리 규정된 고도의 값을 수정하는 것이 가능하도록 하고; 그리고
사용자에 의하여 요구되는 상기 새로운 미리 규정된 간섭 측정 베이스라인을 보장하기 위하여 상기 수정된 값에 따라 상기 궤도 제어 모듈(112)이 인공위성(11)을 제어하는 것을 시작하도록 제1 및 제2 미리 규정된 고도의 수정된 값을 상기 궤도 제어 모듈(112)로 통신하도록, 구성되는 것을 특징으로 하는 인공위성 원격 탐지 시스템. - 청구항 8 내지 15중 어느 하나에 있어서, 궤도 반복 사이클은 1일 또는 2일과 동일한 것을 특징으로 하는 인공위성 원격 탐지 시스템.
- 청구항 8 내지 16 중 어느 하나에 있어서, 센서(111)는 합성 개구 레이더(SAR)가 되고 그리고 상기 미리 규정된 궤도는 극 태양 동기 궤도 또는 경사 궤도가 되는 것을 특징으로 하는 인공위성 원격 탐지 시스템.
- 청구항 8 내지 16 중 어느 하나에 있어서, 센서(111)는 광학 센서가 되고 그리고 상기 미리 규정된 궤도는 극 태양 동기 궤도가 되는 것을 특징으로 하는 인공위성 원격 탐지 시스템.
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