KR20200134114A - 소형 위성군을 위한 네비게이션 모듈 및 방법 - Google Patents

Abstract

본 발명의 일 실시예에 따른 군집 비행을 위한 위치 제공 장치는, 상기 위치 제공 장치를 포함하는 제 1 비행체와 함께 상기 군집 비행을 수행하는 제 2 비행체로부터 상기 제 2 비행체가 제 1 시각에서 획득한 GPS 신호에 대한 정보 및 상기 제 2 비행체가 GPS 신호를 획득하는 시간 간격에 대한 정보를 수신하는 통신부; 상기 시간 간격에 기초하여 상기 제 1 비행체의 GPS 신호를 저장할 제 2 시각을 결정하는 제어부; 및GPS 위성으로부터 상기 제 2 시각에서 GPS 신호를 수신하는 GPS 수신기를 포함하되, 상기 제어부는 상기 제 2 시각에서 상기 제 1 비행체의 GPS 신호를 저장하고, 상기 통신부는 상기 제 2 비행체로부터 상기 제 2 비행체가 상기 제 2 시각에서 획득한 GPS 신호에 대한 정보 및 상기 시간 간격에 대한 정보를 수신하며, 상기 제어부는 상기 시간 간격에 기초하여 제 3 시각에서 상기 제 2 시각에서의 상기 제 1 비행체에 대한 상기 제 2 비행체의 상대 위치를 산출하며, 상기 산출된 상대 위치를 수치 적분하여 상기 제 3 시각에서의 상기 제 1 비행체에 대한 상기 제 2 비행체에 대한 상대 위치를 산출할 수 있다.

Description

소형 위성군을 위한 네비게이션 모듈 및 방법{Navigation module and method for small satellite constellation}

본 발명은 위치 제공 방법에 관한 것으로, 보다 상세하게는 군집 비행을 위한 위치 제공 장치 및 방법에 관한 것이다.

종래의 위성은 중형, 또는 대형이므로, 대부분 단독으로 운용되었다. 따라서, 위성 간의 정보, 공유, 또는 동기화 기술이 개발되지 않은 실정이다. 최근 들어, 과학 목적이 아닌 상용 목적을 위한 초소형 위성들이 개발되고 있다. 그러나, 초소형 위성들은 종래의 위성들과 달리 하드웨어 크기 제한에 따라 단독으로 수행할 수 있는 기능에 한계가 있으므로, 복수의 위성들이 동시에 운영될 수 있다.

그러나, 복수의 위성들이 동시에 운영되는 경우, 위성의 작은 크기로 인한 전력 생산 제한 및 저장의 어려움이 있다. 또한, 초소형 위성 간 상대 위치를 산출할 때 자율적으로 통신 시간 지연 및 불능 상황에서도 해당 상태를 검출한 뒤 이를 보정하여 상대 위치를 산출할 수 있어야 하는데 이를 위한 구체적인 연구는 진행된 바가 없었다.

본 발명에서 이루고자 하는 기술적 과제는 군집 비행을 위한 위치 제공 장치를 제공하는 데 있다.

본 발명에서 이루고자 하는 다른 기술적 과제는 군집 비행을 위한 위치 제공 방법을 제공하는 데 있다.

본 발명에서 이루고자 하는 또 다른 기술적 과제는 군집 비행을 위한 위치 제공 방법을 컴퓨터에서 실행시키기 위한 프로그램을 기록한 컴퓨터로 읽을 수 있는 기록매체를 제공하는 데 있다.

본 발명에서 이루고자 하는 기술적 과제들은 이상에서 언급한 기술적 과제들로 제한되지 않으며, 언급하지 않은 또 다른 기술적 과제들은 아래의 기재로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.

상기의 기술적 과제를 달성하기 위한, 상기 위치 제공 장치를 포함하는 제 1 비행체와 함께 상기 군집 비행을 수행하는 제 2 비행체로부터 상기 제 2 비행체가 제 1 시각에서 획득한 GPS 신호에 대한 정보 및 상기 제 2 비행체가 GPS 신호를 획득하는 시간 간격에 대한 정보를 수신하는 통신부; 상기 시간 간격에 기초하여 상기 제 1 비행체의 GPS 신호를 저장할 제 2 시각을 결정하는 제어부; 및 GPS 위성으로부터 상기 제 2 시각에서 GPS 신호를 수신하는 GPS 수신기를 포함하되, 상기 제어부는 상기 제 2 시각에서 상기 제 1 비행체의 GPS 신호를 저장하고, 상기 통신부는 상기 제 2 비행체로부터 상기 제 2 비행체가 상기 제 2 시각에서 획득한 GPS 신호에 대한 정보 및 상기 시간 간격에 대한 정보를 수신하며, 상기 제어부는 상기 시간 간격에 기초하여 제 3 시각에서 상기 제 2 시각에서의 상기 제 1 비행체에 대한 상기 제 2 비행체의 상대 위치를 산출하며, 상기 산출된 상대 위치를 수치 적분하여 상기 제 3 시각에서의 상기 제 1 비행체에 대한 상기 제 2 비행체에 대한 상대 위치를 산출한다.

상기 통신부는 제 2 비행체로부터 GPS 신호와 시간 간격에 대한 정보 이외에 다른 임의의 데이터도 함께 수신할 수 있다.

상기 제어부는 상기 제 2 시각에서의 상기 상대 위치를 상기 제 2 시각에서 상기 제 2 비행체가 획득한 GPS 신호와 상기 제 2 시각에서 상기 GPS 수신기가 수신한 GPS 신호를 이용하여 산출한다.

상기 제어부는 상기 제 3 시각에서의 상기 제 1 비행체의 절대 위치를 산출할 수 있다. 상기 제어부는 상기 시간 간격에 기초하여 제 4 시각에서 상기 GPS 수신기가 수신한 GPS 신호를 저장한다. 상기 제 1 시각과 상기 제 2 시각과의 간격이 상기 시간 간격에 해당한다.

상기 위치 제공 장치는 상기 GPS 수신기 및 상기 통신부를 탑재하기 위한 탑재부를 더 포함하며, 상기 탑재부는 상기 위치 제공 장치의 일면에 배치되도록 구성되고 반대면에는 상기 제어부가 구성될 수 있다.

상기의 다른 기술적 과제를 달성하기 위한, 위치 제공 장치를 포함하는 제 1 비행체와 함께 상기 군집 비행을 수행하는 제 2 비행체로부터 상기 제 2 비행체가 제 1 시각에서 획득한 GPS 신호에 대한 정보 및 상기 제 2 비행체가 GPS 신호를 획득하는 시간 간격에 대한 정보를 수신하는 단계; 상기 시간 간격에 기초하여 상기 제 1 비행체의 GPS 신호를 저장할 제 2 시각을 결정하는 단계; GPS 위성으로부터 상기 제 2 시각에서 GPS 신호를 수신하는 단계; 상기 제 2 시각에서 상기 제 1 비행체의 GPS 신호를 저장하는 단계; 상기 제 2 비행체로부터 상기 제 2 비행체가 상기 제 2 시각에서 획득한 GPS 신호에 대한 정보 및 상기 시간 간격에 대한 정보를 수신하는 단계;상기 시간 간격에 기초하여 제 3 시각에서 상기 제 2 시각에서의 상기 제 1 비행체에 대한 상기 제 2 비행체의 상대 위치를 산출하는 단계; 및 상기 산출된 상대 위치를 수치 적분하여 상기 제 3 시각에서의 상기 제 1 비행체에 대한 상기 제 2 비행체에 대한 상대 위치를 산출하는 단계를 포함할 수 있다.

상기 제 2 시각에서의 상대 위치를 산출하는 단계는 상기 제 2 시각에서 상기 제 2 비행체가 획득한 GPS 신호와 상기 제 2 시각에서 상기 제 1 비행체가 수신한 GPS 신호를 이용하여 산출하는 단계를 더 포함할 수 있다.

상기 위치 제공 방법은 상기 제 3 시각에서의 상기 제 1 비행체의 절대 위치를 산출하는 단계를 더 포함할 수 있다. 상기 위치 제공 방법은 상기 시간 간격에 기초하여 제 4 시각에서 상기 제 1 비행체가 수신한 GPS 신호를 저장하는 단계를 더 포함할 수 있다. 상기 제 1 시각과 상기 제 2 시각과의 간격이 상기 시간 간격에 해당한다.

본 발명의 일 실시예에 따른 초소형 위성에 탑재되는 위치 제공 장치는 초소형 위성의 군집 운용에서 초소형 위성 간 상대 위치를 실시간으로 파악할 수 있어서 다수를 군집으로 운용하는 경우 지상 감시, 재난 파악, 과학 현상 관측 등의 임무를 효율적으로 구현할 수 있다.

본 발명에서 얻을 수 있는 효과는 이상에서 언급한 효과들로 제한되지 않으며, 언급하지 않은 또 다른 효과들은 아래의 기재로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.

본 발명에 관한 이해를 돕기 위해 상세한 설명의 일부로 포함되는, 첨부 도면은 본 발명에 대한 실시예를 제공하고, 상세한 설명과 함께 본 발명의 기술적 사상을 설명한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 군집 비행 시스템을 나타내는 도면이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 군집 비행을 수행하는 초소형 위성 1에 포함된 위치 제공 장치(200)의 구성을 예시하는 블록도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 군집 비행을 수행하는 초소형 위성 1 및 초소형 위성 2에 각각 적용 가능한(혹은 포함된) 위치 제공 장치(200)의 위치 제공 방법의 흐름도를 예시한 도면이다.
도 4는 군집 비행 시스템에서의 초소형 위성 1의 위치 제공 장치가 초소형 위성 2의 상대 위치를 획득하는 방법의 일 실시예를 설명한다.
도 5는 본 발명에 따른 위치 제공 장치(200)의 구성요소들에 대한 배치를 예시한 도면이다.

이하, 본 발명에 따른 바람직한 실시 형태를 첨부된 도면을 참조하여 상세하게 설명한다. 첨부된 도면과 함께 이하에 개시될 상세한 설명은 본 발명의 예시적인 실시형태를 설명하고자 하는 것이며, 본 발명이 실시될 수 있는 유일한 실시형태를 나타내고자 하는 것이 아니다. 이하의 상세한 설명은 본 발명의 완전한 이해를 제공하기 위해서 구체적 세부사항을 포함한다. 그러나, 당업자는 본 발명이 이러한 구체적 세부사항 없이도 실시될 수 있음을 안다.

몇몇 경우, 본 발명의 개념이 모호해지는 것을 피하기 위하여 공지의 구조 및 장치는 생략되거나, 각 구조 및 장치의 핵심기능을 중심으로 한 블록도 형식으로 도시될 수 있다. 또한, 본 명세서 전체에서 동일한 구성요소에 대해서는 동일한 도면 부호를 사용하여 설명한다.

본 발명에 따른 초소형 위성들은 GPS 위성들로부터의 GPS 신호를 수신하여 위치를 측정(혹은 산출)하기 때문에 본 발명에 사항에 대해 설명하기에 앞서서 GPS에 관한 사항을 간략히 설명한다.

GPS(Global Positioning System)는 항법지원시스템으로 지상, 해상, 공중 등 지구상의 어느 곳에서나 시간 제약 없이 인공위성에서 발신하는 정보를 수신하여 정지 또는 이동체의 위치를 측정할 수 있도록 인공위성군, 지상제어국, 사용자의 3부분으로 구성되어 있는 전천후 위성측정 시스템이라고 정의할 수 있다.

GPS의 구성에 대해 설명한다. GPS는 전천후 측위 시스템으로 인공위성 부분, 지상 제어 부분, 사용자 부분(관측시스템) 등의 3부분으로 구성으로 구성된다.

1) 인공위성 부분(Space segment)

GPS 위성군은 6개의 궤도에 실용위성 21개와 궤도상의 예비위성 3개 등 총 24개로 구성될 수 있다. 위성궤도의 반경은 약 20,183km의 원이고, 궤도 경사각은 적도를 기준으로 55°이며, 승교점 적정간격이 60°로 6개의 궤도면에 4개씩의 위성이 배치될 수 있다. 실용위성의 공전주기는 0.5일, 개별 수명은 7.5년으로 계획되어 있고, 각 위성은 세슘 원자시계 2개, 루비듐 원자시계 2개가 탑재되어 있으며, 무게는 845kg이다.

2) 지상 제어 부분(Control segment)

지상 제어국에서 수행하는 업무는 위성에서 송신되는 신호의 품질 점검, 위성궤도의 추적, 위성에 탑재된 각종 기기의 동작상태 점검 및 그 밖의 각종 제어 작업 등이다. 지상제어국은 전세계적으로 5개소가 위치한다. 4개의 무인 제어국은 대부분 적도 부근에 등간격으로 배치되어 있다. 주제어국은 다른 제어국과 달리 위성의 궤도를 수정할 뿐만 아니라 사용 불능 위성을 예비위성으로 교체하는 업무를 담당한다.

3) 사용자 부분(User segment)

GPS를 사용하는 분야는 매우 다양해 사용자는 1개 이상의 수신기를 필수적으로 구비하고 있으며, 사용자에 따라서 컴퓨터 시스템과 관련 소프트웨어를 보유한다. GPS는 초기에는 군사목적으로 개발을 시작하였으나 GPS 신호의 일부를 민간인이 사용할 수 있도록 하는 것을 전제로 미의회가 예산을 승인하게 되어 GPS 신호 중 L1, C/A 코드는 민간인에게도 개방되었다. GPS 위성에서 방송하는 C/A 코드를 이용하면 전 세계 어디에서나 전천후로 24시간 측위가 가능하며, 그 정확도는 약 100m 정도이다.

GPS의 원리에 대해 간단히 설명한다.

GPS의 위치결정 원리는 추적된 궤도에 의해서 정확한 위치를 알고 있는 위성에서 발신하는 전파를 수신하여 위성에서 관측점까지의 전파도달시간을 측정함으로써 공간적 위치를 구하는 것이다. 위성과의 거리를 결정하는 가장 중요한 요소는 시간이며, GPS 위성에는 지극히 안정도가 높은 원자시계를 탑재하고 있다. 위성에 탑재된 시계와 수신기의 시계가 정확히 일치한다면, 3개의 위성과의 거리만으로도 3차원적인 위치를 결정한다. 위성에 탑재된 원자시계는 매우 고가이므로 일반인이 사용하기에는 부적합해 수신기에는 비교적 저가의 시계를 사용한다.

이러한 문제를 해결하기 위해 4개의 위성에서 전파를 수신하여 위성시각과 수신기 시각에서 발생하는 미지의 시간차를 제거한다. 해상과 같이 고도를 알고 있거나 2차원적인 위치결정을 위해서 적어도 3개의 위성에서 전파를 수신할 수 있어야 하며, 3차원적인 위치를 결정하기 위해서는 적어도 4개의 위성에서 전파를 수신할 수 있어야 한다.

GPS의 신호

각 GPS 위성에서 발신되는 신호는 2개의 반송파, 3개의 코드 및 위성 메시지 등이 있다. 반송파와 코드는 기준주파수라고 불리는 10.23MHz의 정배수 주파수를 사용하고 있으며, 위성메시지는 저주파수인 50Hz를 사용한다. GPS 위성에서 발신하는 반송파는 기준주파수의 154배인 1575.42MHz(L1, λ;=19cm) 와 120배인 1227.60MHz((L2, λ=24.4cm)의 두 개이다. 코드는 pseudo-random noise(PRN)코드인 C/A코드, P코드 및 Y코드가 있는데 C/A 코드는 L1 반송파를 실리며, 주파수는 기준주파수의 0.1배인 1.023MHz로서 1/1000초(1ms)마다 반복한다. P코드는 L1, L2 두 개의 반송파에 실리며, 주파수는 기준주파수의 10배인 102.3MHz로서 267일의 주기를 갖고 있다. Y코드는 P코드와 유사한 코드로서 P코드를 대신할 수 있으며, P코드의 공식은 공개되어 있지만 Y코드의 공식은 공개가 안되어 있다. 위성메시지는 위성시간, 궤도, 위성상태와 전리층과 UTC 자료에 관한 정보를 수록하고 있다. 위성메시지의 크기는 1500 bit이고 5개의 300 bit 프레임으로 나뉘고 이 메시지는 real-time의 위치결정에 사용한다. C/A 코드는 일반에게 공개되어 자유롭게 사용할 수 있는 반면에, P코드는 군사용으로 정부간의 협정에 의해 한정된 범위 안에서 사용이 허용된다.

GPS의 정확도

GPS에 의한 위치결정의 오차원인에는 위성의 원자시계의 안정도, 위성궤도의 예측치의 정확도, 전리층의 전파지연, 대류권의 전파지연, 수신장치의 잡음, 수신장치의 채널 수 등이다. 일반적으로 알려져 있는 정확도는 1대의 수신기로 측정되는 절대위치의 경우에 C/A코드 사용시 100m, P코드 사용시 10m 정도이다. 반면에 2대 이상의 수신기로 측정되는 상대 위치의 경우에는 수 십km 이상의 거리에서 cm 단위의 오차가 발생되므로 10-6의 높은 정확도를 갖고 있다. GPS를 이용한 위치결정에 있어서 정확도 향상을 위하여 많은 연구가 진행되고 있다. 특히 L1과 L2 두 개의 반송파를 동시에 수신하여 도플러 관측법을 이용함으로써 전리층과 대류층에 의한 영향을 제거시키고, VLBI(Very Long Baseline Interferometry)과 GPS를 결합함으로써 정확도를 향상시킬 수 있다.

GPS를 이용한 위치 측정법

GPS를 이용하여 위치를 측정하는 방법은 크게 한 대의 수신기를 사용하는 1점 위치측정법과 2대 이상의 수신기를 사용하는 상대 위치 측정법으로 구분된다.

1) 1점 위치 측정법

1점 위치 측정법은 절대 위치 측정법이라고도 하며, 1대의 GPS 수신기로 위성들의 전파와 코드를 분석하여 real time으로 지구상의 위치를 나타내는 절대위치를 측정하는 방법이다. 이는 주로 자동차, 항공기 및 인공위성과 같은 고속 운동체의 위치결정과 등산, 해상위치 등과 같이 비교적 낮은 위치 정확도를 필요로 하는 경우에 사용한다.

2) 상대 위치 측정법

상대위치 측정법은 위치를 알고 있는 지점으로부터 위치를 알고자 하는 지점까지의 벡터를 구하여 위치를 구하는 방법이다. 이 방법은 기지점에 수신기를 설치하고 미지점의 수신기와 양쪽에서 받은 위성정보를 비교 분석하여 위치를 계산한다. 이 방법의 원리는 위성에서 발신하는 반송파를 여러 개의 수신기에서 수신하여 반송파 또는 코드의 위상을 측정함으로써 전파도달시각의 차를 측정하는 방식이다. 일반적으로 이 방법을 많이 사용하고 있으며, 근거리 측량의 오차는 수 m에서 수 mm이며, 원거리의 경우에는 10-6에 이르는 정확도를 얻을 수 있다. DGPS (Differential GPS)는 상대 위치 측정법 중 위성의 발신하는 코드만으로 위치를 측정하는 방법으로 비교적 위치 정확도가 낮아 약 5m의 오차가 발생한다. OTF(On-The-Fly)는 위성에서 발신하는 반송파의 위상으로 위치를 계산하는 방식으로 수 mm 이내의 오차로 위치측정이 가능하다.

다음으로 본 발명에 따른 군집 비행을 수행하는 초소형 위성에 대해 간략히 설명한다.

초소형 위성

대형 위성 1개 대신 초소형 위성 여러 개를 띄워 군집으로 활용할 수 있다. 재난·재해에 대한 실시간 모니터링이 가능하도록 첨단 고해상도 위성과 함께 여러 대의 초소형·소형위성을 띄워 군집으로 운용하는 방안을 고려할 수 있다.

본 발명에서 사용하는 비행체는 인공위성을 포함하여 각종 항공기, 드론, 무인기, 초소형 위성 등을 포함한다. 특히, 본 발명에서 언급되는 초소형 위성은 일 예로서, 기본 구성 단위가 10cm X 10cm X 10cm 크기 (혹은 이내)일 수 있다. 본 발명에서 제안되는 제어부 (혹은 위치 제공 장치 및 방법)는 본 발명에서의 비행체에 적용이 가능하다. 이하, 비행체의 일 예인 초소형 위성이라는 용어를 사용한다.

큐브위성 또는 큐브샛(Cubesat)은 부피 1리터(10 cm*10 cm*10 cm), 질량 1.33kg을 넘지 않는 초소형 인공위성을 말한다. 큐브샛의 기본 표준은 가로, 세로, 높이 10 cm 즉 부피 1L 규격이다. 이 표준 단위를 UNIT이라고 지칭한다. 유닛 하나로 구성된 위성을 1U Cubesat, 2개가 붙어있으면 2U Cubesat, 3개가 붙어있으면 3U Cubesat이라고 한다.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 군집 비행 시스템을 나타내는 도면이다.

도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 군집 비행 시스템은 복수의 초소형 위성들이 군집을 이루어 비행하는 시스템이라고 할 수 있다. 도 1에 예시된 바와 같이, 초소형 위성 1, 초소형 위성 2, 초소형 위성 3, 초소형 위성 4는 하나의 군집을 이루고 각각은 종래의 위성보다 크기가 작으며, 위성들 각각이 서로 다른 기능을 구비할 수 있다.

예를 들어, 초소형 위성 중 하나(예를 들어, 초소형 위성 1)는 지상을 촬영하는 촬영 위성이고, 다른 하나는 통신을 중계하는 중계 위성(예를 들어, 초소형 위성 2)일 수도 있다. 본 발명의 일 실시예에 따른 초소형 위성들의 군집 비행 시스템은 하드웨어 크기의 한계로 인해 단일 기능만 구비한 초소형 위성들을 군집 비행시킴으로써 복수의 기능을 구비한 중대형 위성이 해당 위치를 비행하는 것과 동일한 효과를 가질 수 있다.

기존에는 GPS 위성 신호를 활용하여 GPS 수신기가 탑재된 대상들의 절대 및 상대 위치를 계산할 수 있다. 그러나, 위성의 절대 및 상대 위치를 산출할 수 있거나 기본 구성 단위가 10cm X 10cm X 10cm 크기인 초소형 위성에 적합한 크기를 가지는 위치 제공 장치는 개발된 바가 없었다. 초소형 위성의 작은 크기로 인한 전력 생산 제한 및 전력 저장의 어려움으로 인해, 초소형 위성에 사용될 위치 제공 장치는 타 유사 장치에 비해 성능 대비 전력을 적게 소모해야 할 필요성이 있다. 또한, 초소형 위성 간 통신의 지연 또는 불능 상황이 발생할 때 이를 지상에서 직접적으로 수리할 수 없기 때문에, 본 발명에 따른 군집 비행을 위한 위치 제공 장치는 위성 간 상대 위치를 산출할 때 자율적으로 통신 시간 지연 및 불능 상황에서도 해당 상태를 검출한 뒤 이를 보정하여 상대 위치를 산출할 수 있을 필요가 있다.

초소형 위성은 저렴한 비용으로 발사 및 운용이 가능한 위성으로, 다수를 군집으로 운용하면 지상 감시, 재난 파악, 과학 현상 관측 등의 우주 임무를 효율적으로 구현할 수 있다. 초소형 위성의 군집 운용을 구현하기 위해서는 초소형 위성 간 상대 위치를 실시간으로 파악할 수 있어야 한다. 본 발명은 초소형 위성에 직접 적용 가능한 위치 제공 장치로서 초소형 위성 간 절대 위치 및 상대 위치를 실시간으로 파악하는 데 직접적으로 활용될 수 있다. 또한 본 발명은 초소형 위성뿐만 아니라, 무인기와 같이 군집으로 운용되는 소형 비행체의 절대 위치 및 상대 위치를 실시간으로 파악하기 위한 수단으로 응용이 가능하다.

도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 군집 비행을 수행하는 초소형 위성 1에 포함된 위치 제공 장치(200)의 구성을 예시하는 블록도이다.

도 2를 참조하면, 본 발명에 따른 초소형 위성 1에 적용 가능한(혹은 포함된) 위치 제공 장치(200)는 GPS 수신기(210), 통신부(혹은 통신 모듈)(220) 및 제어부(230)를 포함할 수 있다.

GPS 수신기(210)는 GPS 위성(들)으로부터 GPS 신호를 수신한다. 통신부(220)은 초소형 위성들(예를 들어, 초소형 위성 1 및 초소형 위성 2)간에 정보 등을 교환하는데 사용된다. 제어부(230)는 특정 시각에서의 초소형 위성 1의 절대 위치와 특정 시각에서의 초소형 위성 1에 대한 초소형 위성 2의 상대 위치를 산출(혹은 결정)할 수 있다. 위치 제공 장치(200)는 초소형 위성 1의 타 기기들과 인터페이스부(미도시)를 통해 전기적인 방법 등으로 연결될 수 있다. 위치 제공 장치(200)에 구성된 GPS 수신기(210), 통신부(220) 및 제어부(230)에 대한 구체적인 기능들에 대해서는 이하 도 3 등을 참조하여 설명한다.

도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 군집 비행을 수행하는 초소형 위성 1 및 초소형 위성 2에 각각 적용 가능한(혹은 포함된) 위치 제공 장치(200)의 위치 제공 방법의 흐름도를 예시한 도면이다.

도 3을 참조하면, 초소형 위성 1의 GPS 수신기(210)는 GPS 신호를 수신하고, 제어부(230)는 매 시간(t0, t1, t2, t3,...)에 자신의 절대위치를 계산하는 것을 예시하고 있다. 초소형위성 2는 초소형위성 1과 다른 시간 간격마다(t0, t2, ...) 자신의 절대위치를 계산한다. 이는 두 위성이 GPS 신호를 획득하고 자신의 절대위치를 계산하는 시간 간격이 다를 수 있음을 나타낸다

도 3을 참조하면, 초소형 위성 1 (S1)의 제어부(230)는 GPS 위성으로부터 수신한 신호에 기초하여 시각 t0에서 자신의 절대 위치를 산출(혹은 결정)할 수 있다(104 단계). 초소형 위성 2(S2)도 GPS 위성으로부터 수신한 신호에 기초하여 시각 t0에서의 초소형 위성 2(S2)의 절대 위치를 산출할 수 있다(105 단계). 초소형 위성 2는 초소형 위성 2가 시각 t0에서 수신한 GPS 신호에 대한 정보 및 초소형 위성 2가 GPS 신호를 획득하는 (혹은 얻는) 시간 간격에 대한 정보(이하, “시간 간격에 대한 정보”로 약칭함)를 초소형 위성 1로 전송할 수 있다(106 단계). 이때, 위성 운용에 따라서, 초소형 위성 2는 그 외의 임의의 데이터도 더 포함하여 초소형 위성 1로 전송할 수 있다(106 단계).

초소형 위성 1의 제어부(230)는 시각 t1에서 자신의 절대 위치(t1 절대 위치)를 산출할 수 있다(107 단계). 그리고, 초소형 위성 1의 통신부(220)는 106 단계 이후에 초소형 위성 2로부터 시각 t0에서의 초소형 위성 2가 획득한 GPS 신호에 대한 정보와 상기 시간 간격에 대한 정보(예를 들어, t2와 t0 간의 시간 차이에 대한 정보 송신)를 수신할 수 있다(107 단계). 또한, 초소형 위성 1의 제어부(230)는 106단계에서 초소형 위성 2가 보낸 시각 t0에서 획득한 GPS 신호에 대한 정보 및 상기 시간 간격에 대한 정보에 기초하여 초소형 위성 1의 GPS 신호 저장 시각인 t2를 산출할 수 있다(107 단계). 예를 들어, 초소형 위성 1의 제어부(230)는 초소형 위성 2로부터 수신한 시각 t0에서의 초소형 위성 2가 획득한 GPS 신호에 대한 정보와 “t2-t0”에 해당하는 시간 간격에 기초하여 시각 t2에서의 초소형 위성 2가 획득한 GPS 신호에 대한 정보와 시간 간격에 대한 정보가 다시 송신됨을 알 수 있고, 이에 따라 초소형 위성 1의 GPS 신호를 저장할 시각을 t2로 결정할 수 있다(107 단계).

초소형 위성 1의 제어부(230)는 수신한 초소형 위성 1의 GPS 신호에 대한 정보와 상기 시간 간격에 대한 정보에 기초하여 산출된 시각 t2에서의 초소형 위성 1의 절대 위치를 산출하고, 시각 t2에서의 초소형 위성 1이 획득한 GPS 신호에 대한 정보(도 3에 “t2 S1 GPS 신호”로 표시됨)를 저장한다(108 단계).

초소형 위성 2도 상기 시간 간격에 대한 정보에 따라 시각 t2에서 GPS 신호를 수신하고, 시각 t2에서의 자신의 절대 위치를 결정한다(109 단계). 그리고, 초소형 위성 2는 시각 t2에서 획득한 GPS 신호(도 3에는 “t2 S2 GPS 신호”로 표시됨)에 대한 정보와 시간 간격(t4-t2)에 대한 정보를 초소형 위성 1으로 전송할 수 있다(110 단계). 여기서, 110 단계에서 전송되는 시간 간격(t4-t2)의 길이와 106 단계에서 전송된 시간 간격(t2-t0)의 길이는 동일하지만, 다른 경우를 제한하지는 않는다.

초소형 위성 1의 통신부(220)는 시각 t2에서의 초소형 위성 2가 획득한 GPS 신호(도 3에는 “t2 S2 GPS 신호”로 표시됨)에 대한 정보와 시간 간격(t4-t2)에 대한 정보를 110 단계 이후에 수신한다(111 단계). 초소형 위성 1의 GPS 수신기(210)는 GPS 신호를 수신하고, 초소형 위성 1의 제어부(230)는 시각 t3에서의 자신의 절대 위치를 산출한다(111 단계). 초소형 위성 1의 제어부(230)는 상기 시간 간격(t4-t2)에 대한 정보 및 초소형 위성 2로부터 수신한 시각 t2에서의 초소형 위성 2가 획득한 GPS 신호에 대한 정보에 기초하여 상기 시각 t2에서의 초소형 위성 1에 대한 초소형 위성 2의 상대 위치(t2 상대 위치)를 결정 혹은 산출할 수 있다(111 단계).

초소형 위성 1에 대한 초소형 위성 2의 상대위치는 같은 시각(예를 들어, 시각 t2)에서 두 초소형 위성이 각각 수신한 GPS 신호를 이용해서 초소형 위성 1이 산출한다. 만약 초소형 위성 1이 매 시각마다 초소형 위성 1의 GPS 신호 데이터를 모두 저장할 수 있다면, 따로 저장한 뒤에 초소형 위성 2가 보내준 GPS 신호 시간에 맞는 데이터를 불러오면 되나, GPS 신호는 데이터 양이 많기 때문에 매 시각에 대한 데이터를 모두 저장해놓기는 비효율적이다. 따라서, 초소형 위성 1은 초소형 위성 2가 보내준 초소형위성 2가 GPS 신호를 얻는 시간 간격인 t2-t0에 기초하여 어떤 시각의 초소형 위성 1의 GPS 신호가 필요한지를 결정한 뒤 이 시각(도 3에서는 t2)이 되었을 때 초소형 위성 1의 GPS 신호를 저장한다 (108 단계).

또한, 초소형 위성 1은 초소형 위성 2가 상기 110 단계에서 보낸 정보를 111 단계에서 수신 후 초소형 위성 1의 GPS 신호의 저장 시각이 t4라고 결정할 수 있다. 초소형 위성 1의 제어부(230)는 t2에서의 상대위치 결정 결과를 수치적분을 통해 t3의 결과로 변환한다. 111 단계에 기재된 “t3 전파”의 의미는 t2의 시점을 기준으로 결정된 초소형 위성 2의 상대위치를 수치적분하여 t3 시각에서의 상대 위치를 알아낸다는 의미이다. t2 시각에서의 초소형 위성 2의 GPS 신호를 초소형 위성 1이 획득하는 시간은 통신 딜레이로 인해 t3이 되기 때문에, t3 시각에서 초소형 위성 1은 초소형 위성 2의 상대위치를 t2 시점을 기준으로 산출하게 되지만, t2 시점의 상대위치 결과를 수치 적분하면 t3 시각에서의 상대위치도 계산할 수 있다.

도 3에 도시되지는 않았으나, 초소형 위성 1의 제어부(230)은 시각 t4에서의 자신의 절대 위치를 결정하고, 시각 t4에서 획득한 GPS 신호에 대한 정보를 저장할 수 있다.

도 3의 106 단계에서, 초소형 위성 1이 초소형 위성 2로부터 데이터를 처음 수신하는 것이어서 시각 t0의 초소형 위성 1의 GPS 신호가 필요하다는 것을 미리 알 수 없었기 때문에 104 단계 내지 107과정에서는 초소형 위성 1이 초소형 위성 1에 대한 초소형 위성 2의 상대 위치를 결정(혹은 산출)할 수 없다. 그러나, 처음 수신한 이후부터는 t2-t0 간격으로 초소형 위성 2가 GPS 신호를 획득하고 있으며 초소형 위성 2로부터 초소형 위성 1로 전송되는 시간 간격이 t2-t0이라는 것을 알 수 있으므로, 이후 초소형 위성 1은 108 단계 내지 111과정을 계속 반복하여 초소형 위성 1에 대한 초소형 위성 2의 상대 위치를 계산한다.

이와 같이, 초소형 위성 1의 위치 제공 장치(200)와 초소형 위성 2의 위치 제공 장치는 도 3의 108 단계 내지 111 단계를 반복 수행함으로써 매 시간마다 상대 위치를 산출 혹은 결정할 수 있다.

도 4는 군집 비행 시스템에서의 초소형 위성 1의 위치 제공 장치가 초소형 위성 2의 상대 위치를 획득하는 방법의 일 실시예를 설명한다.

도 4를 참조하면, 군집 비행을 위한 초소형 위성 1 에 포함된 위치 제공 장치의 통신부(220)는 상기 위치 제공 장치를 포함하는 초소형 위성 1과 함께 상기 군집 비행을 수행하는 초소형 위성 2로부터 초소형 위성 1이 제 1 시각(예를 들어, t0)에서 획득한 GPS 신호에 대한 정보 및 초소형 위성2가 GPS 신호를 획득하는 시간 간격(예를 들어, t2-t0)에 대한 정보를 수신한다(S401). 위치 제공 장치(200)의 제어부(230)는 상기 시간 간격에 기초하여 상대 위치를 산출하기 위해 사용되는 상기 초소형 위성 1의 GPS 수신기가 획득한 GPS 신호를 저장할 제 2 시각(예를 들어, t2)을 결정한다(S402). 위치 제공 장치(200)의 GPS 수신기(210)는 GPS 위성으로부터 상기 제 2 시각(t2)에서 GPS 신호를 수신한다(S403). 위치 제공 장치(200)의 제어부(230)는 제 2 시각에서 초소형 위성 1이 수신한 GPS 신호를 저장한다(S404). 통신부(220)는 초소형 위성 2 로부터 상기 초소형 위성 2가 상기 제 2 시각에서 획득한 GPS 신호에 대한 정보 및 상기 시간 간격에 대한 정보를 수신한다(S405). 제어부(230)는 상기 시간 간격에 기초하여 제 3 시각(예를 들어, t3)에서 상기 제 2 시각에서의 상기 초소형 위성 1에 대한 상기 초소형 위성 2 의 상대 위치를 산출한다(S406). 제어부(230)는 t2에서의 상대위치 결정 결과를 수치적분을 통해 t3의 결과로 변환한다.

t2 시각에서의 초소형 위성 2의 GPS 신호를 초소형 위성 1이 획득하는 시간은 통신 딜레이로 인해 t3이 되기 때문에, 제어부(230)는 t3 시각에서 초소형 위성 1은 초소형 위성 2의 상대위치를 t2 시점을 기준으로 산출하게 되고, t2 시점의 상대위치 결과를 수치 적분하면 t3 시각에서의 상대위치도 계산할 수 있다.

제어부(230)는 상기 제 2 시각에서의 상대 위치를 산출하는 경우 상기 제 2 시각에서 상기 초소형 위성 2 가 획득한 GPS 신호와 상기 제 2 시각에서 상기 초소형 위성 1이 수신한 GPS 신호를 이용하여 산출할 수 있다. 제어부(230)는 상기 제 3 시각(t3)에서의 상기 초소형 위성 1 의 절대 위치를 산출할 수 있다. 제어부(230)는 상기 시간 간격에 기초하여 제 4 시각(t4)에서 상기 초소형 위성 1이 수신한 GPS 신호를 저장할 수 있다. 상기 제 1 시각(예를 들어, t0)과 상기 제 2 시각(예를 들어, t2)과의 간격이 상기 시간 간격에 해당할 수 있다.

상술한 바와 같이 본 발명에 따른 위치 제공 장치(200)는 GPS 수신기(210)와 초소형 위성 간 통신을 위한 통신부(220) 및 초소형 위성의 절대 위치 및 상대 위치를 산출하기 위한 제어부(230)를 포함하고 있다. 여기서, 위치 제공 장치(200)는 GPS 수신기(210)와 통신부(220)를 탑재하기 위한 탑재부, 그리고 기타 초소형 위성 내 기기와의 연결 및 통신을 위한 인터페이스부를 더 포함할 수 있다. 초소형 위성에 포함되는 위치 제공 장치는 초소형 위성들의 절대 위치 및 상대 위치를 산출하기 위해 GPS 수신기와 위성 간 통신을 위한 통신부(혹은 통신 모듈)을 포함하여야 하고, 이를 탑재하기 위한 공간을 보유하고 있어야 한다.

본 발명에 따른 위치 제공 장치(200)는 소형의 부품 소자들을 활용하고 GPS 수신기(210)와 위성 간 통신을 위한 통신부(220)의 탑재 공간을 확보하여 초소형 위성 1에 탑재 가능한 크기로 제어부(230)를 구성한다. 본 발명에 따른 초소형 위성 1은 부품 소자 배치의 집중을 통해 전력 소모를 감소시킬 수 있다. GPS 신호 획득 시간 간격과 초소형 위성 간 통신 시간 간격 정보를 초소형 위성 간에 교환하고, 위치 제공 장치(200)의 제어부(230)는 이러한 교환된 정보들을 바탕으로 상대 위치를 전파하는 알고리즘에 따른 동작을 수행하기 때문에 초소형 위성 2의 통신 지연 및 불능 상황에서도 초소형 위성 1에 대한 초소형 위성 2의 상대 위치를 획득할 수 있게 하였다.

도 5는 본 발명에 따른 위치 제공 장치(200)의 구성요소들에 대한 배치를 예시한 도면이다.

도 5(a)에 예시한 바와 같이, 본 발명에 따른 위치 제공 장치 내 기판의 한 면에는 GPS 수신기(210)와 초소형 위성 간 통신을 위한 통신부(220)(혹은 통신 모듈)이 탑재 가능한 탑재부를 배치하고, 도 5(b)에 예시한 바와 같이 기판의 반대측 면에 제어부(230)가 배치되도록 구성할 수 있다. 이와 같이 필요한 구성요소들을 하나의 기판에 컴팩트하게 집적배치함으로써 초소형 위성에 탑재될 수 있는 크기를 확보하여 공간활용도를 극대화 하였다.

이상에서 설명된 실시예들은 본 발명의 구성요소들과 특징들이 소정 형태로 결합된 것들이다. 각 구성요소 또는 특징은 별도의 명시적 언급이 없는 한 선택적인 것으로 고려되어야 한다. 각 구성요소 또는 특징은 다른 구성요소나 특징과 결합되지 않은 형태로 실시될 수 있다. 또한, 일부 구성요소들 및/또는 특징들을 결합하여 본 발명의 실시예를 구성하는 것도 가능하다. 본 발명의 실시예들에서 설명되는 동작들의 순서는 변경될 수 있다. 어느 실시예의 일부 구성이나 특징은 다른 실시예에 포함될 수 있고, 또는 다른 실시예의 대응하는 구성 또는 특징과 교체될 수 있다. 특허청구범위에서 명시적인 인용 관계가 있지 않은 청구항들을 결합하여 실시예를 구성하거나 출원 후의 보정에 의해 새로운 청구항으로 포함시킬 수 있음은 자명하다.

본 발명은 본 발명의 필수적 특징을 벗어나지 않는 범위에서 다른 특정한 형태로 구체화될 수 있음은 당업자에게 자명하다. 따라서, 상기의 상세한 설명은 모든 면에서 제한적으로 해석되어서는 아니되고 예시적인 것으로 고려되어야 한다. 본 발명의 범위는 첨부된 청구항의 합리적 해석에 의해 결정되어야 하고, 본 발명의 등가적 범위 내에서의 모든 변경은 본 발명의 범위에 포함된다.

이상에서 설명된 장치는 하드웨어 구성요소, 소프트웨어 구성요소, 및/또는 하드웨어 구성요소 및 소프트웨어 구성요소의 조합으로 구현될 수 있다. 예를 들어, 실시예들에서 설명된 장치 및 구성요소는, 예를 들어, 프로세서, 콘트롤러, ALU(arithmetic logic unit), 디지털 신호 프로세서(digital signal processor), 마이크로컴퓨터, FPA(field programmable array), PLU(programmable logic unit), 마이크로프로세서, 또는 명령(instruction)을 실행하고 응답할 수 있는 다른 어떠한 장치와 같이, 하나 이상의 범용 컴퓨터 또는 특수 목적 컴퓨터를 이용하여 구현될 수 있다. 처리 장치는 운영 체제(OS) 및 상기 운영 체제 상에서 수행되는 하나 이상의 소프트웨어 애플리케이션을 수행할 수 있다. 또한, 처리 장치는 소프트웨어의 실행에 응답하여, 데이터를 접근, 저장, 조작, 처리 및 생성할 수도 있다. 이해의 편의를 위하여, 처리 장치는 하나가 사용되는 것으로 설명된 경우도 있지만, 해당 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자는, 처리 장치가 복수 개의 처리 요소(processing element) 및/또는 복수 유형의 처리 요소를 포함할 수 있음을 알 수 있다. 예를 들어, 처리 장치는 복수 개의 프로세서 또는 하나의 프로세서 및 하나의 콘트롤러를 포함할 수 있다. 또한, 병렬 프로세서(parallel processor)와 같은, 다른 처리 구성(processing configuration)도 가능하다. 소프트웨어는 컴퓨터 프로그램(computer program), 코드(code), 명령(instruction), 또는 이들 중 하나 이상의 조합을 포함할 수 있으며, 원하는 대로 동작하도록 처리 장치를 구성하거나 독립적으로 또는 결합적으로(collectively) 처리 장치를 명령할 수 있다. 소프트웨어 및/또는 데이터는, 처리 장치에 의하여 해석되거나 처리 장치에 명령 또는 데이터를 제공하기 위하여, 어떤 유형의 기계, 구성요소(component), 물리적 장치, 가상 장치(virtual equipment), 컴퓨터 저장 매체 또는 장치, 또는 전송되는 신호 파(signal wave)에 영구적으로, 또는 일시적으로 구체화(embody)될 수 있다. 소프트웨어는 네트워크로 연결된 컴퓨터 시스템 상에 분산되어서, 분산된 방법으로 저장되거나 실행될 수도 있다. 소프트웨어 및 데이터는 하나 이상의 컴퓨터 판독 가능 기록 매체에 저장될 수 있다.

실시예에 따른 방법은 다양한 컴퓨터 수단을 통하여 수행될 수 있는 프로그램 명령 형태로 구현되어 컴퓨터 판독 가능 매체에 기록될 수 있다. 상기 컴퓨터 판독 가능 매체는 프로그램 명령, 데이터 파일, 데이터 구조 등을 단독으로 또는 조합하여 포함할 수 있다. 상기 매체에 기록되는 프로그램 명령은 실시예를 위하여 특별히 설계되고 구성된 것들이거나 컴퓨터 소프트웨어 당업자에게 공지되어 사용 가능한 것일 수도 있다. 컴퓨터 판독 가능 기록 매체의 예에는 하드 디스크, 플로피 디스크 및 자기 테이프와 같은 자기 매체(magnetic media), CD-ROM, DVD와 같은 광기록 매체(optical media), 플롭티컬 디스크(floptical disk)와 같은 자기-광 매체 (magneto-optical media), 및 롬(ROM), 램(RAM), 플래시 메모리 등과 같은 프로그램 명령을 저장하고 수행하도록 특별히 구성된 하드웨어 장치가 포함된다. 프로그램 명령의 예에는 컴파일러에 의해 만들어지는 것과 같은 기계어 코드뿐만 아니라 인터프리터 등을 사용해서 컴퓨터에 의해서 실행될 수 있는 고급 언어 코드를 포함한다. 상기된 하드웨어 장치는 실시예의 동작을 수행하기 위해 하나 이상의 소프트웨어 모듈로서 작동하도록 구성될 수 있으며, 그 역도 마찬가지이다.

실시예들이 비록 한정된 도면에 의해 설명되었으나, 해당 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 상기의 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다. 예를 들어, 설명된 기술들이 설명된 방법과 다른 순서로 수행되거나, 및/또는 설명된 시스템, 구조, 장치, 회로 등의 구성요소들이 설명된 방법과 다른 형태로 결합 또는 조합되거나, 다른 구성요소 또는 균등물에 의하여 대치되거나 치환되더라도 적절한 결과가 달성될 수 있다.

Claims (13)

1. 군집 비행을 위한 위치 제공 장치에 있어서,
   상기 위치 제공 장치를 포함하는 제 1 비행체와 함께 상기 군집 비행을 수행하는 제 2 비행체로부터 상기 제 2 비행체가 제 1 시각에서 획득한 GPS 신호에 대한 정보 및 상기 제 2 비행체가 GPS 신호를 획득하는 시간 간격에 대한 정보를 수신하는 통신부;
   상기 시간 간격에 기초하여 상기 제 1 비행체의 GPS 신호를 저장할 제 2 시각을 결정하는 제어부; 및
   GPS 위성으로부터 상기 제 2 시각에서 GPS 신호를 수신하는 GPS 수신기를 포함하되,
   상기 제어부는 상기 제 2 시각에서 상기 제 1 비행체의 GPS 신호를 저장하고,
   상기 통신부는 상기 제 2 비행체로부터 상기 제 2 비행체가 상기 제 2 시각에서 획득한 GPS 신호에 대한 정보 및 상기 시간 간격에 대한 정보를 수신하며,
   상기 제어부는 상기 시간 간격에 기초하여 제 3 시각에서 상기 제 2 시각에서의 상기 제 1 비행체에 대한 상기 제 2 비행체의 상대 위치를 산출하며,
   상기 산출된 상대 위치를 수치 적분하여 상기 제 3 시각에서의 상기 제 1 비행체에 대한 상기 제 2 비행체에 대한 상대 위치를 산출하는, 위치 제공 장치.
2. 제 1항에 있어서,
   상기 제어부는 상기 제 2 시각에서의 상기 상대 위치를 상기 제 2 시각에서 상기 제 2 비행체가 획득한 GPS 신호와 상기 제 2 시각에서 상기 GPS 수신기가 수신한 GPS 신호를 이용하여 산출하는, 위치 제공 장치.
3. 제 2항에 있어서,
   상기 제어부는 상기 제 3 시각에서의 상기 제 1 비행체의 절대 위치를 산출하는, 위치 제공 장치.
4. 제 3항에 있어서,
   상기 제어부는 상기 시간 간격에 기초하여 제 4 시각에서 상기 GPS 수신기가 수신한 GPS 신호를 저장하는, 위치 제공 장치.
5. 제 4항에 있어서,
   상기 제 1 시각과 상기 제 2 시각과의 간격이 상기 시간 간격에 해당하는, 위치 제공 장치.
6. 제 1항에 있어서,
   상기 GPS 수신기 및 상기 통신부를 탑재하기 위한 탑재부를 더 포함하며,
   상기 탑재부는 상기 위치 제공 장치의 일면에 배치되도록 구성되고 반대면에는 상기 제어부가 구성되는, 위치 제공 장치.
7. 제 1항에 있어서,
   상기 통신부는 상기 제 2 비행체가 제 1 시각에서 획득한 GPS 신호에 대한 정보 및 상기 제 2 비행체가 GPS 신호를 획득하는 시간 간격에 대한 정보 이외에 상기 제 2 비행체로부터 임의의 데이터를 더 수신하는, 위치 제공 장치.
8. 군집 비행을 위한 제 1 비행체에 포함된 위치 제공 장치의 위치 제공 방법에 있어서,
   상기 위치 제공 장치를 포함하는 제 1 비행체와 함께 상기 군집 비행을 수행하는 제 2 비행체로부터 상기 제 2 비행체가 제 1 시각에서 획득한 GPS 신호에 대한 정보 및 상기 제 2 비행체가 GPS 신호를 획득하는 시간 간격에 대한 정보를 수신하는 단계;
   상기 시간 간격에 기초하여 상기 제 1 비행체의 GPS 신호를 저장할 제 2 시각(t2)을 결정하는 단계;
   GPS 위성으로부터 상기 제 2 시각에서 GPS 신호를 수신하는 단계;
   상기 제 2 시각에서 상기 제 1 비행체의 GPS 신호를 저장하는 단계;
   상기 통신부는 상기 제 2 비행체로부터 상기 제 2 비행체가 상기 제 2 시각에서 획득한 GPS 신호에 대한 정보 및 상기 시간 간격에 대한 정보를 수신하는 단계;
   상기 시간 간격에 기초하여 제 3 시각에서 상기 제 2 시각에서의 상기 제 1 비행체에 대한 상기 제 2 비행체의 상대 위치를 산출하는 단계; 및
   상기 산출된 상대 위치를 수치 적분하여 상기 제 3 시각에서의 상기 제 1 비행체에 대한 상기 제 2 비행체에 대한 상대 위치를 산출하는 단계를 포함하는, 위치 제공 방법.
9. 제 8항에 있어서,
   상기 제 2 시각에서의 상대 위치를 산출하는 단계는 상기 제 2 시각에서 상기 제 2 비행체가 획득한 GPS 신호와 상기 제 2 시각에서 상기 제 1 비행체가 수신한 GPS 신호를 이용하여 산출하는 단계를 더 포함하는, 위치 제공 방법.
10. 제 9항에 있어서,
    상기 제 3 시각에서의 상기 제 1 비행체의 절대 위치를 산출하는 단계를 더 포함하는, 위치 제공 방법.
11. 제 10항에 있어서,
    상기 시간 간격에 기초하여 제 4 시각에서 상기 제 1 비행체가 수신한 GPS 신호를 저장하는 단계를 더 포함하는, 위치 제공 방법.
12. 제 11항에 있어서,
    상기 제 1 시각과 상기 제 2 시각과의 간격이 상기 시간 간격에 해당하는, 위치 제공 방법.
13. 제 8항 내지 제 12항 중 어느 한 항에 기재된 위치 제공 방법을 컴퓨터에서 실행시키기 위한 프로그램을 기록한 컴퓨터로 읽을 수 있는 기록매체.

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