WO2024005286A1 - 다중 저궤도위성을 이용한 도플러 효과 기반의 gnss 측위 정확도 향상 방법 - Google Patents

다중 저궤도위성을 이용한 도플러 효과 기반의 gnss 측위 정확도 향상 방법 Download PDF

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신원재
후마윤카비르
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    • G01S19/24—Acquisition or tracking or demodulation of signals transmitted by the system
    • G01S19/29—Acquisition or tracking or demodulation of signals transmitted by the system carrier including Doppler, related

Definitions

  • the technical idea of the present disclosure relates to a method for improving GNSS positioning accuracy based on the Doppler effect using multiple low-orbit satellites.
  • GNSS Global Navigation Satellite System
  • GLONASS Global Navigation Satellite System
  • Galileo Galileo
  • Beidou The advantages of the positioning method based on GNSS include that the signal can be used if equipped with a receiver regardless of the user's geographic location, the receiver is small, and output can be obtained in real time, allowing work while moving.
  • GNSS does not provide actual location information because it performs positioning based on pseudorange, which is an estimated distance that takes into account propagation delay or synchronization error, and due to low signal power, it is used in cities with dense buildings, indoors, forests, etc. It has the problem of not providing accurate positioning results due to the fact that it is blocked in some geographical areas such as deserts, making positioning impossible.
  • One problem that the present invention seeks to solve is to provide a method that can further improve accuracy when providing positioning results using a positioning method using satellites.
  • a method of positioning a terminal using multiple low-orbit satellites includes the steps of receiving signals output from each of a plurality of low-orbit satellites; defining a positioning model based on a Doppler shift occurring in received signals and a clock error of the terminal; and obtaining a positioning result for the terminal based on a defined model.
  • the step of generating the model includes, based on a Doppler shift occurring for each of the signals received from the plurality of low-orbit satellites and a clock error existing in the terminal, the plurality of low-orbit satellites It may include the step of defining a delta range model for .
  • generating the model includes defining a delta range residual function based on the delta range model, a position and drift vector of the terminal, and a delta range measurement vector; And further comprising defining a model for obtaining a positioning result of the terminal based on a weight coefficient based on the carrier-to-noise intensity ratio of the received signal, the delta range residual function, and a geometry matrix, wherein the geometry matrix may represent the geometric characteristics between the terminal and the satellite.
  • the method includes receiving signals from a plurality of GNSS satellites; And further comprising defining a pseudorange-based positioning model using the received signal, wherein the step of obtaining the positioning result includes: a positioning model defined based on the Doppler shift and clock error; Comparing pseudorange-based positioning models and selecting one; And it may include obtaining a positioning result of the terminal using any one selected positioning model.
  • the selecting step includes calculating a geometric dilution of precision (GDOP) for each of the positioning model defined based on the Doppler shift and clock error and the pseudorange-based positioning model; And it may include selecting a positioning model with a low calculated GDOP.
  • GDOP geometric dilution of precision
  • the calculating step includes calculating a GDOP for each of the geometry matrix of the positioning model defined based on the Doppler shift and clock error and the geometry matrix of the pseudorange-based positioning model.
  • the geometry matrix may represent geometry characteristics between the terminal and the satellite.
  • the clocks of the plurality of low-orbit satellites may be synchronized using data received from a GNSS satellite.
  • a terminal includes a low-orbit satellite signal receiver that receives signals output from a low-orbit satellite; and a processor, wherein the processor receives signals output from each of a plurality of low-orbit satellites through the low-orbit satellite signal receiver, and based on the Doppler shift occurring for the received signals and the clock error of the terminal.
  • a positioning model can be defined, and positioning results for the terminal can be obtained based on the defined model.
  • a computer program stored in a computer-readable recording medium is provided, combined with a computer as hardware, to perform a positioning method according to embodiments of the present disclosure.
  • the terminal can obtain more accurate positioning results and provide them to the user by using a positioning model selected by comparing the quality of a positioning model based on Doppler shift using low-orbit satellites and a positioning model based on GNSS. .
  • the terminal can obtain positioning results using signals received from low-orbit satellites mainly used for mobile communications, positioning results can be obtained effectively without having a separate positioning receiver.
  • FIG. 1 is a conceptual diagram of a positioning system using multiple low-orbit satellites according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 2 is a flow chart for explaining a positioning method using multiple low-orbit satellites according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 3 is an example diagram for explaining the positioning method of Figure 2.
  • Figure 4 is a conceptual diagram showing a positioning system using multiple low-orbit satellites and a precise positioning method using GNSS according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 5 is a flow chart for explaining a precise positioning method according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 6 is a block diagram schematically showing control configurations included in a terminal according to an embodiment of the present disclosure.
  • Embodiments of the present disclosure are related to the following national research and development projects.
  • first, second, etc. are used in this disclosure to describe various members, regions, layers, portions, and/or components, these members, parts, regions, layers, portions, and/or components are referred to by these terms. It is obvious that it should not be limited by . These terms do not imply any particular order, superiority, inferiority, or superiority or inferiority, and are used only to distinguish one member, region, region, or component from another member, region, region, or component. Accordingly, the first member, region, portion, or component to be described in detail below may refer to the second member, region, portion, or component without departing from the teachings of the technical idea of the present disclosure. For example, a first component may be referred to as a second component without departing from the scope of the present disclosure, and similarly, the second component may also be referred to as a first component.
  • a specific process sequence may be performed differently from the described sequence.
  • two processes described in succession may be performed substantially at the same time, or may be performed in an order opposite to the order in which they are described.
  • the term 'and/or' includes each and every combination of one or more of the mentioned elements.
  • FIG. 1 is a conceptual diagram of a positioning system using multiple low-orbit satellites according to an embodiment of the present disclosure.
  • the positioning system 10 may include a user terminal 100 and a plurality of low-orbit satellites 200.
  • the terminal 100 may include a receiver (not shown) for receiving signals output from a plurality of low-orbit satellites 200.
  • the terminal 100 may be a mobile terminal such as a smartphone, tablet PC, or wearable device, but is not limited thereto and may include various types of devices including the above-described receiver.
  • the plurality of low-orbit satellites 200 may refer to satellites moving along an orbit formed at a relatively low altitude (for example, about 300 km to 1500 km altitude) compared to medium-orbit satellites or geostationary orbit satellites. If the orbital height is lowered, the satellites' moving speed must become faster in order to withstand the Earth's gravity. Accordingly, the movement speed of the plurality of low-orbit satellites 200 may be faster than that of medium-orbit satellites or geostationary orbit satellites (for example, about 7.6 km/s at an altitude of 600 km).
  • the terminal 100 When the terminal 100 receives a signal output from the low-orbit satellites 200, Doppler shift (or Doppler effect) according to the relative speed difference between the terminal 100 and the low-orbit satellite 200 ), a phenomenon in which the frequency of the received signal may differ from the frequency of the signal output from the low-orbit satellites 200 may occur. According to the present disclosure, the terminal 100 can obtain a positioning result for the terminal 100 based on the Doppler shift of a signal received from low-orbit satellites 200. This will be described in more detail below with reference to FIGS. 2 and 3.
  • Figure 2 is a flow chart for explaining a positioning method using multiple low-orbit satellites according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 3 is an example diagram for explaining the positioning method of Figure 2.
  • the terminal 100 can receive a signal output from the low-orbit satellite 200 (S200).
  • the terminal 100 may define a model for estimating the location of the terminal 100 based on the Doppler shift (Doppler effect) occurring in the received signal and the clock error of the terminal 100 (S210).
  • Doppler shift Doppler effect
  • the terminal 100 may obtain a positioning result of the terminal 100 based on the defined model (S220).
  • the position of the low-orbit satellite 200 at the first time point (t 0 ) corresponds to St 0
  • the location of the satellite 200 may correspond to St.
  • P and Q represent sub-satellite points for the positions (St 0 , St) of the low-orbit satellite 200 at the first time point (t 0 ) and the second time point (t), respectively.
  • Doppler shift (f d ) can be expressed as Equation 1 below.
  • Equation 1 represents the rate of change of the line-of-sight vector between the low-orbit satellite 200 and the terminal 100, and ⁇ corresponds to the wavelength of the signal output from the low-orbit satellite 200.
  • the frequency (f) of the signal output from the low-orbit satellite 200 can be expressed as Equation 2 below (c means the speed of light).
  • Equation 3 Equation 3 ( v s is the speed of the low-orbit satellite 200, v u is the speed of the terminal 100).
  • Equation 4 the Doppler shift (f d ) can be expressed as Equation 4.
  • the clock used in the terminal 100 may not be as accurate as a GNSS satellite having an atomic clock. Accordingly, the clock of the terminal 100 may have a slight bias.
  • the clock error of the terminal 100 may be referred to as clock drift (receiver clock drift).
  • Clock drift of terminal 100 the error ⁇ f occurring in the estimation of the frequency of the received signal can be expressed as Equation 5 below.
  • clocks used in low-orbit satellites 200 may also not be as accurate as GNSS satellites. Accordingly, the low-orbit satellites 200 can synchronize the clocks of the transmitter and receiver using data output from the GNSS satellite. Depending on the embodiment, the low-orbit satellites 200 may synchronize their clocks through mutual communication between the low-orbit satellites.
  • the delta range model can be defined as Equation 6 below.
  • Equation 7 is the delta range It can be considered and defined as Equation 8.
  • the terminal 100 can receive signals from a plurality of different low-orbit satellites 200, and the delta range for each of the signals received from a plurality (n) of low-orbit satellites 200 is organized.
  • One equation (delta range model) can be defined as Equation 9 below.
  • the delta range residual function Can be defined as Equation 10 below.
  • Is is a function of , where n may correspond to the number of measured delta ranges. is the argument Measure the difference between the measured delta range and the predicted delta range.
  • the delta range residual function If the first order Taylor series is used to linearize , it can be expressed as Equation 11 below.
  • Equation 12 Equation 12 below can be expressed.
  • W is a weighting matrix and is a diagonal matrix with main diagonal elements ⁇ w 1 , w 2 , ..., w k ⁇
  • G is the terminal 100 and the low-orbit satellite 200. It may be a geometry matrix representing the geometric characteristics of the liver.
  • the estimated value (positioning result) for the position and drift of the terminal 100 can be finally obtained by being repeatedly updated until ⁇ x reaches within a predetermined range.
  • ⁇ x may be influenced by the geometry matrix G , and as a result, the accuracy of the estimate for the position and drift of the terminal 100 may also be related to the geometry matrix G.
  • the terminal 100 can obtain more accurate positioning results for the terminal 100 by using signals received from a larger number of low-orbit satellites than GNSS satellites. .
  • Figure 4 is a conceptual diagram showing a positioning system using multiple low-orbit satellites and a precise positioning method using GNSS according to an embodiment of the present disclosure.
  • the system 1 includes a terminal 100 of a positioning system using multiple low-orbit satellites described above in FIGS. 1 to 3 and a plurality of low-orbit satellites 200, and in addition, GNSS-based positioning. It may include a plurality of GNSS satellites 300 and a ground station 400 for.
  • the ground station 400 can perform control such as signal observation, clock inspection, and synchronization of a plurality of GNSS satellites 300.
  • Satellites can be broadly classified into the above-described low-Earth orbit satellites, medium earth orbit (MEO) satellites, and geostationary earth orbit (GEO) satellites, depending on their altitude.
  • the plurality of GNSS satellites 300 may correspond to medium earth orbit (MEO) satellites with an altitude of approximately 20,000 km, but are not limited thereto.
  • the terminal 100 can receive GNSS signals from a plurality of GNSS satellites 300.
  • the terminal 100 may obtain positioning results by receiving GNSS signals from four or more GNSS satellites 300.
  • the terminal 100 may obtain a positioning result through pseudorange-based positioning using received GNSS signals.
  • the terminal 100 measures the pseudorange based on GNSS signals received from GNSS satellites 300 within the field of view, and builds a positioning model based on the pseudorange measurements. And, the positioning results can be obtained through an iterative estimation algorithm based on the constructed positioning model.
  • the terminal 100 can first interpret the encoding time of the received GNSS signal and determine the transmission time of the GNSS signal. And, the pseudorange can be determined by multiplying the time difference between the transmission time and the reception time by the delay rate of the GNSS signal transmitted from the GNSS satellite 300. Thereafter, after the location of the GNSS satellite 300 is determined, the location of the terminal 100 may be calculated.
  • the pseudorange measurement value for the mth GNSS satellite 300 can be expressed as Equation 14 below.
  • r [m] represents the distance between the terminal 100 at time t r and the GNSS satellite 300 at time t s
  • I [m] is the ionospheric delay
  • T [m] is the tropospheric delay
  • the corrected pseudorange can be expressed as Equation 15 below.
  • Equation 16 the distance r [m] from the mth GNSS satellite 300 to the terminal 100 can be expressed as Equation 16 below.
  • x [ x , y , z ] T is the location of the terminal 100
  • x [m ] [ It may correspond to the location of .
  • Equation 15 can be expressed as Equation 17 below as Equation 16 is applied.
  • the viewing angle unit vector is corresponds to
  • Equation 19 Equation 19 below, and its least square solution corresponds to Equation 20.
  • G is a geometry matrix representing the geometric characteristics between the terminal 100 and the GNSS satellite 300, and can be expressed as Equation 21 below.
  • the least squares method treats all pseudorange measurements equally, which may not be realistic. Positioning accuracy may vary depending on the number of GNSS satellites 300 present in the field of view of the terminal 100.
  • the strength of the signal received from the GNSS satellite with the lowest altitude angle may be lowered due to blockage by trees or structures.
  • the strength of the signal received from the GNSS satellite with the highest elevation angle can reach the terminal 100 without being attenuated.
  • Equation 22 a weighted least squares solution can be obtained using a weighting coefficient.
  • W may correspond to a weighting matrix.
  • Equation 22 it can be seen that the accuracy of the positioning result for the terminal 100 may be related to the geometry matrix G. Meanwhile, the location estimate of the terminal 100 can be expressed as Equation 23 below.
  • the terminal 100 determines the positioning results obtained according to the Doppler shift-based positioning method using multiple low-orbit satellites described above in FIGS. 1 to 3 and the pseudorange using GNSS described above in FIG. 4. Precise positioning of the terminal 100 is possible using positioning results obtained according to a positioning method. This will be described below with reference to FIG. 5.
  • Figure 5 is a flow chart for explaining a precise positioning method according to an embodiment of the present disclosure.
  • the terminal 100 can receive signals from each of the low-orbit satellites 200 and GNSS satellites 300 (S500).
  • signals received from low-orbit satellites 200 may be communication signals for mobile communication, etc., but are not limited thereto.
  • Signals received from GNSS satellites 300 may be GNSS signals for positioning.
  • the terminal 100 generates a first positioning model based on Doppler shift using signals received from low-orbit satellites 200 (S510) and generates a pseudorange using signals received from GNSS satellites 300. )-based second positioning model can be obtained (S520).
  • the first positioning model produces a positioning result of the terminal 100 based on a weight coefficient based on the carrier-to-noise intensity ratio of the received signal, a delta range residual function, and a geometry matrix. It may correspond to a model to acquire.
  • the second positioning model may correspond to a model for obtaining positioning results of the terminal 100 based on pseudorange measurements and geometry matrices for a plurality of GNSS satellites 300, as described above with reference to FIG. 4 .
  • Steps S510 and S520 have been described in detail in FIGS. 1 to 4. Meanwhile, the execution order of steps S510 and S520 may be changed in various ways and may be performed in parallel.
  • the terminal 100 may obtain a positioning result of the terminal 100 using any one positioning model selected through comparison of the obtained first positioning model and the second positioning model (S530).
  • the geometrical arrangement of the satellite relative to the terminal 100 may cause a change in positioning accuracy, which is referred to as geometric dilution of precision (GDOP).
  • the GDOP represents the accuracy of the 3D positioning result and time, and a higher value may indicate lower accuracy. For example, as shown in FIG. 4, the lower the GDOP (good GDOP), the smaller the area of the uncertainty region, and the higher the GDOP (poor GDOP), the larger the area of the uncertainty region.
  • the GDOP can be defined as Equation 24 below.
  • H ( G T G ) -1
  • G corresponds to the geometry matrix described above.
  • the geometry matrix can be defined in each of a Doppler shift-based model using signals from multiple low-orbit satellites and a pseudorange-based model using GNSS signals, and is an element related to the accuracy (precision) of the positioning result as described above.
  • the terminal 100 can obtain the GDOP for the first positioning model and the second positioning model by applying each geometry matrix to Equation 24. Since the acquired positioning model with a small GDOP value means that it is a positioning model with high accuracy, the terminal 100 can finally obtain the positioning result of the terminal 100 using the positioning model with a small GDOP value.
  • Figure 6 is a block diagram schematically showing control components included in the positioning device according to an embodiment of the present disclosure.
  • the terminal 100 included in the positioning system may be a mobile terminal such as a smartphone, tablet PC, or wearable device, but is not limited thereto.
  • This terminal 100 may include a communication unit 110, a GNSS signal receiver 120, an input unit 130, an output unit 140, a control unit 150, and a memory 160.
  • the control configuration shown in FIG. 6 is an example for convenience of explanation, and the terminal 100 may include more or less configurations than the configuration shown in FIG. 6 .
  • the communication unit 110 may include one or more communication modules that enable communication with other terminals or servers by connecting the terminal 100 to a network.
  • the communication module may include a mobile communication module such as LTE, 5G, etc., a wireless communication module such as Wi-Fi, and/or various other wired or wireless communication modules.
  • the communication unit 110 may include a low-orbit satellite signal receiver 112 for receiving signals output from a plurality of low-orbit satellites 200.
  • each of the plurality of low-orbit satellites 200 outputs a signal according to the above-described mobile communication method or other wireless communication method, and the terminal 100 can receive the output signal through the low-orbit satellite signal receiver 112. there is.
  • the control unit 150 uses the received signal to determine location information (first location information) of the terminal 100 using an algorithm that performs positioning based on the Doppler shift (Doppler effect) described above with reference to FIGS. 2 and 3. can be obtained.
  • Memory 160 may store computer program data including the algorithm.
  • the GNSS signal receiver 120 may receive GNSS signals output from a plurality of GNSS satellites 500.
  • the control unit 150 may obtain location information (second location information) of the terminal 100 using an algorithm that performs pseudorange-based positioning using the received GNSS signal.
  • Memory 160 may store computer program data including the algorithm.
  • the input unit 130 is a component for acquiring information such as user input, video, and audio, and may include various input means such as various mechanical/electronic input means, cameras, and microphones.
  • the output unit 140 is used to provide information to users by generating output related to vision, hearing, or tactile sensations, and may include a display, speaker, vibration module, etc.
  • the control unit 150 may output either the first location information or the second location information selected according to the embodiment of FIG. 5 through the output unit 140.
  • the control unit 150 can control the overall operation of the terminal 100.
  • the control unit 150 may process signals, data, information, etc. input or output through the above-described components, or may provide certain information or functions by running various computer programs or applications stored in the memory 160.
  • This control unit 150 may include at least one processor, and the processor may be implemented with hardware such as a CPU, application processor (AP), MCU, integrated circuit, ASIC, or FPGA.
  • processor may be implemented with hardware such as a CPU, application processor (AP), MCU, integrated circuit, ASIC, or FPGA.
  • the memory 160 can store programs and data necessary for the operation of the terminal 100. Additionally, the memory 160 may store data generated or acquired through the control unit 150. This memory 160 may be composed of a storage medium such as ROM, RAM, flash memory, SSD, or HDD, or a combination of storage media.

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Abstract

본 개시의 기술적 사상에 의한 일 양태에 따른 다중 저궤도 위성을 이용한 단말기의 측위 방법은, 복수의 저궤도 위성들 각각으로부터 출력되는 신호를 수신하는 단계; 수신된 신호들에 대해 발생하는 도플러 시프트(doppler shift)와 상기 단말기의 클록 오차를 기초로 측위 모델을 정의하는 단계; 및 정의된 모델을 기초로 상기 단말기에 대한 측위 결과를 획득하는 단계를 포함한다.

Description

다중 저궤도위성을 이용한 도플러 효과 기반의 GNSS 측위 정확도 향상 방법
본 개시의 기술적 사상은 다중 저궤도위성을 이용한 도플러 효과 기반의 GNSS 측위 정확도 향상 방법에 관한 것이다.
GNSS(Global Navigation Satellite System)은 위성을 이용하여 지상물의 위치, 고도, 속도 등에 관한 정보를 제공하는 시스템으로서, GPS, GLONASS, Galileo, Beidou 등 일부 국가들에서 운영하고 있는 시스템들을 포함한다. GNSS에 따른 측위 방식은 사용자의 지리적 위치에 관계없이 수신기를 구비하면 신호를 이용할 수 있는 점, 수신기가 소형인 점, 실시간으로 출력을 얻을 수 있어 이동 중에도 작업할 수 있는 점 등이 장점으로 꼽힌다.
다만, GNSS는 전파 지연이나 동기 오차 등을 고려한 추정 거리인 의사거리(pseudorange) 기반의 측위를 수행하므로 실제 위치 정보를 제공하지 않는다는 점, 낮은 신호 파워로 인해 고층 빌딩들이 밀집한 도시, 실내, 숲, 사막 등의 일부 지리적 영역에서 차단되어 측위가 불가능한 점 등으로 인해 정확한 측위 결과를 제공하지 못한다는 문제점을 갖고 있다.
본 발명이 해결하고자 하는 일 과제는, 위성을 이용하는 측위 방식을 이용한 측위 결과의 제공 시 정확도를 보다 향상시킬 수 있는 방법을 제공하는 것이다.
상기와 같은 목적을 달성하기 위하여, 본 개시의 기술적 사상에 의한 일 양태(aspect)에 따른 다중 저궤도 위성을 이용한 단말기의 측위 방법은, 복수의 저궤도 위성들 각각으로부터 출력되는 신호를 수신하는 단계; 수신된 신호들에 대해 발생하는 도플러 시프트(doppler shift)와 상기 단말기의 클록 오차를 기초로 측위 모델을 정의하는 단계; 및 정의된 모델을 기초로 상기 단말기에 대한 측위 결과를 획득하는 단계를 포함한다.
일 실시 예에 따라, 상기 모델을 생성하는 단계는, 상기 복수의 저궤도 위성들로부터 수신된 신호들 각각에 대해 발생하는 도플러 시프트, 및 상기 단말기에 존재하는 클록 오차를 기초로, 상기 복수의 저궤도 위성들에 대한 델타 레인지 모델을 정의하는 단계를 포함할 수 있다.
일 실시 예에 따라, 상기 모델을 생성하는 단계는, 상기 델타 레인지 모델, 상기 단말기의 위치 및 표류(position and drift) 벡터, 및 델타 레인지 측정 벡터에 기초한 델타 레인지 잔차 함수를 정의하는 단계; 및 상기 수신된 신호의 반송파 대 잡음 강도비에 기초한 가중치 계수, 상기 델타 레인지 잔차 함수, 및 geometry matrix를 기초로 상기 단말기의 측위 결과를 획득하기 위한 모델을 정의하는 단계를 더 포함하고, 상기 geometry matrix는 상기 단말기와 위성 간의 geometry 특성을 나타낼 수 있다.
일 실시 예에 따라, 상기 방법은 복수의 GNSS 위성들로부터 신호를 수신하는 단계; 및 수신된 신호를 이용하여 의사거리(pseudorange) 기반의 측위 모델을 정의하는 단계를 더 포함하고, 상기 측위 결과를 획득하는 단계는, 상기 도플러 시프트와 클록 오차를 기초로 정의된 측위 모델과, 상기 의사거리 기반의 측위 모델을 비교하여 어느 하나를 선택하는 단계; 및 선택된 어느 하나의 측위 모델을 이용하여 상기 단말기의 측위 결과를 획득하는 단계를 포함할 수 있다.
일 실시 예에 따라, 상기 선택하는 단계는, 상기 도플러 시프트와 클록 오차를 기초로 정의된 측위 모델과, 상기 의사거리 기반의 측위 모델 각각에 대한 GDOP(geometric dilution of precision)를 산출하는 단계; 및 산출된 GDOP가 낮은 측위 모델을 선택하는 단계를 포함할 수 있다.
일 실시 예에 따라, 상기 산출하는 단계는, 상기 도플러 시프트와 클록 오차를 기초로 정의된 측위 모델의 geometry matrix와, 상기 의사거리 기반의 측위 모델의 geometry matrix 각각에 대한 GDOP를 산출하는 단계를 포함하고, 상기 geometry matrix는 상기 단말기와 위성 간의 geometry 특성을 나타낼 수 있다.
일 실시 예에 따라, 상기 복수의 저궤도 위성들의 클록은, GNSS 위성으로부터 수신되는 데이터를 이용하여 동기화될 수 있다.
본 개시의 기술적 사상에 의한 일 양태에 따른 단말기는, 저궤도 위성으로부터 출력되는 신호를 수신하는 저궤도 위성 신호 수신기; 및 프로세서를 포함하고, 상기 프로세서는, 상기 저궤도 위성 신호 수신기를 통해 복수의 저궤도 위성들 각각으로부터 출력되는 신호를 수신하고, 수신된 신호들에 대해 발생하는 도플러 시프트와 상기 단말기의 클록 오차를 기초로 측위 모델을 정의하고, 정의된 모델을 기초로 상기 단말기에 대한 측위 결과를 획득할 수 있다.
본 개시의 기술적 사상에 의한 일 양태에 따르면, 하드웨어인 컴퓨터와 결합되어, 본 개시의 실시 예들에 따른 측위 방법을 수행할 수 있도록 컴퓨터에서 독출가능한 기록매체에 저장된 컴퓨터 프로그램이 제공된다.
본 개시의 기술적 사상에 따르면, 단말기는 저궤도 위성들을 이용한 도플러 시프트 기반의 측위 모델과 GNSS에 따른 측위 모델을 품질 비교하여 선택되는 측위 모델을 이용해, 보다 정확한 측위 결과를 획득하여 사용자에게 제공할 수 있다.
또한, 단말기는 주로 이동통신을 위해 사용되는 저궤도 위성들로부터 수신되는 신호를 이용하여 측위 결과를 획득할 수 있으므로, 별도의 측위용 수신기를 구비하지 않고도 효과적으로 측위 결과를 획득할 수 있다.
본 개시의 기술적 사상에 따른 다중 저궤도 위성을 이용한 측위 방법이 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 개시에서 인용되는 도면을 보다 충분히 이해하기 위하여 각 도면의 간단한 설명이 제공된다.
도 1은 본 개시의 실시예에 따른 다중 저궤도 위성을 이용하는 측위 시스템의 개념도이다.
도 2는 본 개시의 실시예에 따른 다중 저궤도 위성을 이용한 측위 방법을 설명하기 위한 플로우차트이다.
도 3은 도 2의 측위 방법을 설명하기 위한 예시도이다.
도 4는 본 개시의 실시예에 따른 다중 저궤도 위성을 이용하는 측위 시스템 및 GNSS를 이용한 정밀 측위 방법을 나타내는 개념도이다.
도 5는 본 개시의 실시예에 따른 정밀 측위 방법을 설명하기 위한 플로우차트이다.
도 6은 본 개시의 실시예에 따른 단말기에 포함된 제어 구성들을 개략적으로 나타내는 블록도이다.
본 개시의 실시예들은 아래의 국가연구개발사업들과 연관된다.
1. 과제고유번호: 1711160096, 과제번호: 2018-0-01424-005, 부처명: 과학기술정보통신부, 과제관리기관명: 정보통신기획평가원, 연구사업명: 정보통신방송혁신인재양성, 연구과제명: 위성정보 처리 및 융합 서비스 기술 개발, 과제수행기관명: 아주대학교산학협력단, 연구기간: 2022.01.01~2022.12.31
2. 과제고유번호: 1711152418, 과제번호: 2021-0-00260-002, 부처명: 과학기술정보통신부, 과제관리기관명: 정보통신기획평가원, 연구사업명: 방송통신산업기술개발, 연구과제명: 저궤도 군집 소형 위성 간 통신 기술 개발, 과제수행기관명: 고려대학교산학협력단, 연구기간: 2022.01.01~2022.12.31
3. 과제고유번호: 1711167939, 과제번호: 2021R1A4A1030775, 부처명: 과학기술정보통신부, 과제관리기관명: 한국연구재단, 연구사업명: 집단연구지원, 연구과제명: "K-Starlink: 동적 재구성 가능한 지능형 위성-지상 통합 네트워크 핵심기술연구", 과제수행기관명: 아주대학교, 연구기간: 2022.03.01~2023.02.28
4. 과제고유번호: 1711160328, 과제번호: 2022-0-00704-001, 부처명: 과학기술정보통신부, 과제관리기관명: 정보통신기획평가원, 연구사업명: 6G핵심기술개발, 연구과제명: 초고속 이동체 지원을 위한 3D-NET 핵심 기술 개발, 과제수행기관명: 아주대학교산학협력단, 연구기간: 2022.04.01~2022.12.31
본 개시의 기술적 사상에 따른 예시적인 실시예들은 당해 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 본 개시의 기술적 사상을 더욱 완전하게 설명하기 위하여 제공되는 것으로, 아래의 실시예들은 여러 가지 다른 형태로 변형될 수 있으며, 본 개시의 기술적 사상의 범위가 아래의 실시예들로 한정되는 것은 아니다. 오히려, 이들 실시예들은 본 개시를 더욱 충실하고 완전하게 하며 당업자에게 본 발명의 기술적 사상을 완전하게 전달하기 위하여 제공되는 것이다.
본 개시에서 제1, 제2 등의 용어가 다양한 부재, 영역, 층들, 부위 및/또는 구성 요소들을 설명하기 위하여 사용되지만, 이들 부재, 부품, 영역, 층들, 부위 및/또는 구성 요소들은 이들 용어에 의해 한정되어서는 안 됨은 자명하다. 이들 용어는 특정 순서나 상하, 또는 우열을 의미하지 않으며, 하나의 부재, 영역, 부위, 또는 구성 요소를 다른 부재, 영역, 부위 또는 구성 요소와 구별하기 위하여만 사용된다. 따라서, 이하 상술할 제1 부재, 영역, 부위 또는 구성 요소는 본 개시의 기술적 사상의 가르침으로부터 벗어나지 않고서도 제2 부재, 영역, 부위 또는 구성 요소를 지칭할 수 있다. 예를 들면, 본 개시의 권리 범위로부터 이탈되지 않은 채 제1 구성 요소는 제2 구성 요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제2 구성 요소도 제1 구성 요소로 명명될 수 있다.
달리 정의되지 않는 한, 여기에 사용되는 모든 용어들은 기술 용어와 과학 용어를 포함하여 본 개시의 개념이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 공통적으로 이해하고 있는 바와 동일한 의미를 지닌다. 또한, 통상적으로 사용되는, 사전에 정의된 바와 같은 용어들은 관련되는 기술의 맥락에서 이들이 의미하는 바와 일관되는 의미를 갖는 것으로 해석되어야 하며, 여기에 명시적으로 정의하지 않는 한 과도하게 형식적인 의미로 해석되어서는 아니 될 것이다.
어떤 실시예가 달리 구현 가능한 경우에 특정한 공정 순서는 설명되는 순서와 다르게 수행될 수도 있다. 예를 들면, 연속하여 설명되는 두 공정이 실질적으로 동시에 수행될 수도 있고, 설명되는 순서와 반대의 순서로 수행될 수도 있다.
첨부한 도면에 있어서, 예를 들면, 제조 기술 및/또는 공차에 따라, 도시된 형상의 변형들이 예상될 수 있다. 따라서, 본 개시의 기술적 사상에 의한 실시예들은 본 개시에 도시된 영역의 특정 형상에 제한된 것으로 해석되어서는 아니 되며, 예를 들면, 제조 과정에서 초래되는 형상의 변화를 포함하여야 한다. 도면 상의 동일한 구성요소에 대해서는 동일한 참조부호를 사용하고, 이들에 대한 중복된 설명은 생략한다.
여기에서 사용된 '및/또는' 용어는 언급된 부재들의 각각 및 하나 이상의 모든 조합을 포함한다.
이하에서는 첨부한 도면들을 참조하여 본 개시의 기술적 사상에 의한 실시예들에 대해 상세히 설명한다.
도 1은 본 개시의 실시예에 따른 다중 저궤도 위성을 이용하는 측위 시스템의 개념도이다.
도 1을 참조하면, 본 개시의 실시예에 따른 측위 시스템(10)은 단말기(user terminal; 100) 및 복수의 저궤도 위성들(200)을 포함할 수 있다.
단말기(100)는 복수의 저궤도 위성들(200)로부터 출력되는 신호를 수신하기 위한 수신기(미도시)를 포함할 수 있다. 예컨대 단말기(100)는 스마트폰, 태블릿 PC, 웨어러블 디바이스 등의 이동형 단말기일 수 있으나, 이에 한정되는 것은 아니고 상술한 수신기를 포함하는 다양한 형태의 장치들을 포함할 수 있다.
복수의 저궤도 위성들(200)은, 중궤도 위성들이나 정지궤도 위성들에 비해 상대적으로 낮은 고도(예컨대 약 300km 내지 1500km 고도)에 형성되는 궤도를 따라 이동하는 위성들을 의미할 수 있다. 궤도의 높이가 낮아질 경우, 지구의 중력을 견디기 위해서는 위성들의 이동 속도가 더욱 빨라져야 한다. 이에 따라, 복수의 저궤도 위성들(200)의 이동 속도는 중궤도 위성들이나 정지궤도 위성들에 비해 빠를 수 있다(예컨대 600km 고도에서 약 7.6km/s).
단말기(100)가 저궤도 위성들(200)로부터 출력된 신호를 수신하는 경우, 단말기(100)와 저궤도 위성(200) 간의 상대적인 속도 차이에 따른 도플러 시프트(Doppler shift)(또는 도플러 효과(Doppler effect))에 의해, 수신된 신호의 주파수가 저궤도 위성들(200)로부터 출력된 신호의 주파수와 달라지는 현상이 발생할 수 있다. 본 개시에 따르면, 단말기(100)는 저궤도 위성들(200)로부터 수신되는 신호의 도플러 시프트를 기반으로 단말기(100)에 대한 측위 결과를 획득할 수 있다. 이와 관련하여서는 이하 도 2 내지 도 3을 통해 보다 상세히 설명하기로 한다.
도 2는 본 개시의 실시예에 따른 다중 저궤도 위성을 이용한 측위 방법을 설명하기 위한 플로우차트이다. 도 3은 도 2의 측위 방법을 설명하기 위한 예시도이다.
도 2를 참조하면, 단말기(100)는 저궤도 위성(200)으로부터 출력되는 신호를 수신할 수 있다(S200).
단말기(100)는, 수신된 신호에 대해 발생하는 도플러 시프트(도플러 효과)와 단말기(100)의 클록 오차를 기초로, 단말기(100)의 위치 추정을 위한 모델을 정의할 수 있다(S210).
단말기(100)는, 정의된 모델을 기초로 단말기(100)의 측위 결과를 획득할 수 있다(S220).
도 2의 측위 방법에 대해 이하 도 3의 예시도를 통해 구체적으로 설명한다.
도 3의 예시도를 참조하면, 제1 시점(t0)에서의 저궤도 위성(200)의 위치는 St0에 해당하고, 제1 시점(t0) 이후의 제2 시점(t)에서의 저궤도 위성(200)의 위치는 St에 해당할 수 있다. 그리고, P와 Q는 각각 제1 시점(t0)과 제2 시점(t)에서의 저궤도 위성(200)의 위치(St0, St)에 대한 위성 직하점(sub-satellite point)을 나타낸다.
한편, 도플러 시프트(fd)는 아래의 수학식 1과 같이 표현될 수 있다.
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000001
상기 수학식 1에서,
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000002
은 저궤도 위성(200)과 단말기(100) 사이의 시선각 벡터(line-of-sight vector)의 변화율(rate of change)을 나타내고, λ는 저궤도 위성(200)으로부터 출력되는 신호의 파장에 해당한다. 이 경우, 저궤도 위성(200)으로부터 출력되는 신호의 주파수(f)는 아래의 수학식 2와 같이 표현될 수 있다 (c는 광속을 의미함).
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000003
한편, 저궤도 위성(200)의 위치 벡터 r s와 단말기(100)의 위치 벡터 r u 간의 차이(||r s-r u||)을 r로 정의하면,
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000004
은 r의 시간에 대한 미분(differentiation)에 해당할 것이다. 이 경우,
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000005
은 아래의 수학식 3과 같이 나타낼 수 있다(v s는 저궤도 위성(200)의 속도, v u는 단말기(100)의 속도).
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000006
상술한 수학식 2와 수학식 3을 수학식 1에 적용하면 도플러 시프트(fd)는 수학식 4와 같이 표현될 수 있다.
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000007
한편, 단말기(100)에서 사용되는 클록(clock)은, 원자 클록(atomic clock)을 갖는 GNSS 위성만큼은 정확하지 않을 수 있다. 따라서, 단말기(100)의 클록은 약간의 오차(bias)를 가질 수 있다. 단말기(100)의 클록 오차는 클록 드리프트(receiver clock drift)로 불릴 수 있다. 단말기(100)의 클록 드리프트를
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000008
라 하면, 수신된 신호의 주파수의 추정에서 발생하는 오류 δf 는 아래의 수학식 5와 같이 표현될 수 있다.
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000009
한편, 저궤도 위성들(200)에서 사용되는 클록 또한 GNSS 위성만큼 정확하지 않을 수 있다. 이에 따라, 저궤도 위성들(200)은 GNSS 위성으로부터 출력되는 데이터를 이용하여 송신기와 수신기의 클록을 동기화할 수 있다. 실시 예에 따라, 저궤도 위성들(200)은 저궤도 위성들 간의 상호 통신을 통해 클록을 동기화할 수 있다.
저궤도 위성(200)으로부터 출력되어 단말기(100)로 수신되는 신호의 주파수를 fu라 하면, 델타 레인지 모델은 아래의 수학식 6과 같이 정의될 수 있다.
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000010
여기서
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000011
는 측정 노이즈에 해당한다.
상기 수학식 4 및 5를 수학식 6에 적용하면서 양 변에
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000012
를 곱한 수학식 7은 아래와 같고, 수학식 7의
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000013
는 델타 레인지
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000014
로 간주되어 수학식 8과 같이 정의될 수 있다.
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000015
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000016
한편, 단말기(100)는 복수의 서로 다른 저궤도 위성들(200)로부터 신호를 수신할 수 있는 바, 복수(n개)의 저궤도 위성들(200)로부터 수신되는 신호들 각각에 대한 델타 레인지를 정리한 방정식(델타 레인지 모델)은 아래의 수학식 9와 같이 정의될 수 있다.
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000017
한편, 단말기(100)의 위치 및 표류 벡터(position and drift vector)
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000018
이고, 델타 레인지 측정 벡터
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000019
이면, 델타 레인지 잔차 함수
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000020
는 아래의 수학식 10과 같이 정의될 수 있다.
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000021
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000022
는
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000023
의 함수이며, 여기서 n은 측정된 델타 레인지의 수에 해당할 수 있다.
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000024
는 인수
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000025
를 사용하여 측정된 델타 레인지와 예측된 델타 레인지 간의 차이를 측정한다. 상기 델타 레인지 잔차 함수
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000026
를 선형화하기 위해 1차 테일러 급수를 이용하면 아래의 수학식 11과 같이 표현될 수 있다.
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000027
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000028
의 미분을 얻기 위해 수학식 10의 우측 변이 0으로 설정되면 아래의 수학식 12이 표현될 수 있다.
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000029
한편, 최소제곱법에서는 모든 측정값들이 동일한 품질을 갖는 것으로 간주되나, 이상적인 경우와 달리 실제 측정에서는 노이즈 등으로 인한 오류가 발생하기 쉬울 수 있다. 또한, 저고도 위성에 대한 측정은 고고도 위성에 비해 더 큰 오류를 포함할 수 있다. 반송파 대 잡음 강도비(carrier-to-noise power density) C/N0 를 기반으로 고려되는 가중치 계수(weighting factors)는 잔차의 측정에 적용될 수 있다. 수학식 12의
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000030
로 간단히 표기하고, 반복가중 최소제곱법(iterative weighted least square)을 이용하면, 수학식 12의 δx 는 아래의 수학식 13과 같이 정의될 수 있고, δx의 의미 상 xk+1 = xk + δx의 관계가 성립할 수 있다.
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000031
여기서 W는 가중치 행렬(weighting matrix)로서 주대각선 원소들 {w1, w2, ..., wk}을 갖는 대각선행렬(diagonal matrix)이고, G는 단말기(100)와 저궤도 위성(200) 간의 geometry특성을 나타내는 geometry matrix일 수 있다.
단말기(100)의 위치 및 표류(position and drift)에 대한 추정값(측위 결과)은 δx가 소정 범위 이내에 도달할 때까지 반복적으로 업데이트됨으로써 최종적으로 획득될 수 있다. 수학식 13에 기초할 때, δx는 geometry matrix G에 따라 영향을 받을 수 있고, 결과적으로 단말기(100)의 위치 및 표류에 대한 추정값의 정확도 또한 geometry matrix G와 관련될 수 있을 것이다.
도 2 내지 도 3에 도시된 실시 예에 따르면, 단말기(100)는 GNSS 위성에 비해 많은 수의 저궤도 위성들로부터 수신되는 신호들을 이용함으로써 단말기(100)에 대한 보다 정확한 측위 결과를 획득할 수 있다.
도 4는 본 개시의 실시예에 따른 다중 저궤도 위성을 이용하는 측위 시스템 및 GNSS를 이용한 정밀 측위 방법을 나타내는 개념도이다.
도 4를 참조하면, 시스템(1)은 도 1 내지 도 3에서 상술한 다중 저궤도 위성을 이용하는 측위 시스템의 단말기(100)와 복수의 저궤도 위성들(200)을 포함하고, 이에 더하여 GNSS 기반의 측위를 위한 복수의 GNSS 위성(300) 및 지상국(400)을 포함할 수 있다. 지상국(400)은 복수의 GNSS 위성(300)의 신호 관찰, 클록의 점검 및 동기와 같은 관제를 수행할 수 있다.
위성들은 고도에 따라 크게 상술한 저궤도 위성, 중궤도 위성(medium earth orbit (MEO) satellite), 및 정지궤도 위성(geostationary earth orbit (GEO) satellite) 등으로 구분될 수 있다. 복수의 GNSS 위성(300)은 약 20,000km 고도를 갖는 중궤도(medium earth orbit (MEO)) 위성에 해당할 수 있으나, 이에 한정되는 것은 아니다.
단말기(100)는 복수의 GNSS 위성(300)으로부터 GNSS 신호를 수신할 수 있다. 예컨대, 단말기(100)는 4개 이상의 GNSS 위성(300)으로부터 GNSS 신호를 수신하여 측위 결과를 획득할 수 있다.
일 실시 예에 따라, 단말기(100)는 수신된 GNSS 신호들을 이용한 의사 거리(pseudorange) 기반의 측위를 통해 측위 결과를 획득할 수 있다.
상기 의사 거리 기반의 측위 방식에 개략적으로 설명하면, 단말기(100)는 시야 내의 GNSS 위성들(300)로부터 수신되는 GNSS 신호에 기초하여 의사 거리를 측정하고, 의사 거리 측정치에 기반하여 측위 모델을 구축하고, 구축된 측위 모델을 기초로 반복 추정 알고리즘을 통해 측위 결과를 획득할 수 있다.
이에 대해 보다 상세히 설명하면, 먼저 단말기(100)는 수신된 GNSS 신호의 인코딩 시각을 해석하여, GNSS 신호의 전송 시각을 판단할 수 있다. 그리고, 의사 거리는 전송 시각과 수신 시각 간의 시간 차이에 GNSS 위성(300)으로부터 전송된 GNSS 신호의 지연 속도를 곱함으로써 결정될 수 있다. 이후 GNSS 위성(300)의 위치가 결정된 후 단말기(100)의 위치가 계산될 수 있다. m번째 GNSS 위성(300)에 대한 의사 거리 측정치는 아래의 수학식 14와 같이 표현될 수 있다.
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000032
여기서 r [m]은 시각 tr에서의 단말기(100)와 시각 ts에서의 GNSS 위성(300) 사이의 거리를 나타내고,
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000033
은 단말기(100)의 클록 오프셋,
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000034
는 GNSS 위성(300)의 클록 오프셋, I[m]은 전리층 지연, T[m]은 대류권 지연,
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000035
은 노이즈, 멀티패스(multipath), 궤도 예측 등으로 인한 거리 오차를 나타낸다.
GNSS 위성(300)의 클록 바이어스, 전리층 지연, 및 대류권 지연이 보상된 후, 교정된 의사 거리는 아래의 수학식 15와 같이 표현될 수 있다.
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000036
여기서
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000037
는 잔차 오차(residual error)의 총효과(total effect)에 해당한다.
한편, m번째 GNSS 위성(300)으로부터 단말기(100)까지의 거리 r [m]는 아래의 수학식 16과 같이 표현될 수 있다.
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000038
여기서 x=[x,y,z]T는 단말기(100)의 위치이고, x [m]=[x [m],y [m],z [m]]T는 m번째 GNSS 위성(300)의 위치에 해당할 수 있다.
수학식 15은 수학식 16이 적용됨에 따라 아래의 수학식 17과 같이 표현될 수 있다.
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000039
여기서
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000040
은 단말기(100)의 클록 바이어스로 인한 거리 오차에 해당할 수 있다. 상기 수학식 17은 테일러 시리즈를 이용하여 최상의 추정으로 선형화될 수 있고(추정 위치 x EST=[x EST,y EST,z EST]T), 단말기(100)의 위치를 획득하기 위해 반복적 방법을 적용할 수 있다.
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000041
여기서
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000042
이고,
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000043
이며,
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000044
이고, 시선각 단위 벡터는
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000045
에 해당한다.
M개의 GNSS 위성(300)에 대해, 선형화된 의사거리 측정치는 아래의 수학식 19와 같이 표현될 수 있고, 이의 최소제곱해(least square solution)는 수학식 20에 해당한다.
[수학식 19]
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000046
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000047
여기서 G는 단말기(100)와 GNSS 위성(300) 간의 geometry 특성을 나타내는 geometry matrix이며, 아래의 수학식 21과 같이 표현될 수 있다.
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000048
최소제곱법은 모든 의사 거리 측정치들을 동일하게 처리하므로 현실적이지 않을 수 있다. 측위 정확도는 단말기(100)의 시야에 존재하는 GNSS 위성들(300)의 수에 따라 다를 수 있다.
한편, 가장 낮은 고도각을 갖는 GNSS 위성으로부터 수신되는 신호의 강도는 나무나 구조물 등에 의한 막힘으로 인해 낮아질 수 있다. 반면 가장 높은 고도각을 갖는 GNSS 위성으로부터 수신되는 신호의 강도는 감쇠되지 않고 단말기(100)로 도달할 수 있다. 아래의 수학식 22와 같이, 가중 최소 제곱해(weighted least squares solution)는 가중 계수를 이용하여 획득될 수 있다.
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000049
여기서 W는 가중 매트릭스(weighting matrix)에 해당할 수 있다. 수학식 22에 따르면, 단말기(100)에 대한 측위 결과의 정확도는 geometry matrix G와 관련될 수 있음을 알 수 있다. 한편, 단말기(100)의 위치 추정치는 아래의 수학식 23과 같이 나타낼 수 있다.
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000050
본 개시의 실시예에 따르면, 단말기(100)는 도 1 내지 도 3에서 상술한 다중 저궤도 위성을 이용한 도플러 시프트 기반의 측위 방법에 따라 획득되는 측위 결과와, 도 4에서 상술한 GNSS를 이용한 의사거리 기반의 측위 방법에 따라 획득되는 측위 결과를 이용하여, 단말기(100)에 대한 정밀한 측위를 가능하게 한다. 이에 대해 이하 도 5를 참조하여 설명한다.
도 5는 본 개시의 실시예에 따른 정밀 측위 방법을 설명하기 위한 플로우차트이다.
도 5를 참조하면, 단말기(100)는 저궤도 위성들(200) 및 GNSS 위성들(300) 각각으로부터 신호를 수신할 수 있다(S500).
예컨대 저궤도 위성들(200)로부터 수신되는 신호는 이동통신 등을 위한 통신 신호일 수 있으나 이에 한정되는 것은 아니다. GNSS 위성들(300)로부터 수신되는 신호는 측위를 위한 GNSS 신호일 수 있다.
단말기(100)는 저궤도 위성들(200)로부터 수신된 신호를 이용하여 도플러 시프트 기반의 제1 측위 모델을 생성하고(S510), GNSS 위성들(300)로부터 수신된 신호를 이용하여 의사거리(pseudorange) 기반의 제2 측위 모델을 획득할 수 있다(S520).
상기 제1 측위 모델은 도 1 내지 도 3에서 상술한 바와 같이, 수신된 신호의 반송파 대 잡음 강도비에 기초한 가중치 계수, 델타 레인지 잔차 함수, 및 geometry matrix를 기초로 단말기(100)의 측위 결과를 획득하기 위한 모델에 해당할 수 있다. 상기 제2 측위 모델은 도 4에서 상술한 바와 같이 복수의 GNSS 위성(300)에 대한 의사거리 측정치와 geometry matrix 등을 기초로 단말기(100)의 측위 결과를 획득하기 위한 모델에 해당할 수 있다.
S510 단계 및 S520 단계에 대해서는 도 1 내지 도 4에서 상술한 바 있다. 한편, 상기 S510 단계와 S520 단계의 수행 순서는 다양하게 변경될 수 있고, 서로 병렬적으로 수행될 수도 있다.
단말기(100)는, 획득된 제1 측위 모델과 제2 측위 모델의 비교를 통해 선택되는 어느 하나의 측위 모델을 이용하여, 단말기(100)의 측위 결과를 획득할 수 있다(S530).
단말기(100)에 대한 위성의 기하학적 배치는, 측위 정확도의 변화를 유발할 수 있으며, 이를 기하학적 위치정도 열화(또는 기하학적 정도 저하율)(geometric dilution of precision(GDOP))라고 한다. 상기 GDOP는 3차원의 측위 결과와 시각(time)에 대한 정확도를 나타내며, 수치가 높을수록 정확도가 낮음을 나타낼 수 있다. 예컨대, 도 4에 도시된 바와 같이, GDOP가 낮을수록(good GDOP) 불확실 영역(uncertainty region)의 면적이 작고, GDOP가 높을수록(poor GDOP) 불확실 영역의 면적이 클 수 있다. 수학적으로, 상기 GDOP는 아래의 수학식 24와 같이 정의될 수 있다.
Figure PCTKR2022020366-appb-img-000051
여기서 H = (G T G)-1이고, G는 상술한 geometry matrix에 해당한다. 상기 geometry matrix는 다중 저궤도 위성들의 신호를 이용한 도플러 시프트 기반의 모델 및 GNSS 신호를 이용한 의사거리 기반의 모델 각각에서 정의될 수 있으며, 상술한 바와 같이 측위 결과의 정확도(정밀도)와 관련되는 요소이다. 단말기(100)는 각각의 geometry matrix를 수학식 24에 적용함으로써, 제1 측위 모델 및 제2 측위 모델에 대한 GDOP를 획득할 수 있다. 획득된 GDOP의 값이 작은 측위 모델이 정확도가 높은 측위 모델임을 의미하므로, 단말기(100)는 GDOP의 값이 작은 측위 모델을 이용하여 최종적으로 단말기(100)의 측위 결과를 획득할 수 있다.
도 6은 본 개시의 실시예에 따른 측위 장치에 포함된 제어 구성들을 개략적으로 나타내는 블록도이다.
본 개시의 실시 예에 따른 측위 시스템에 포함되는 단말기(100)는 스마트폰, 태블릿 PC, 웨어러블 디바이스 등의 이동형 단말기일 수 있으나, 이에 한정되는 것은 아니다. 이러한 단말기(100)는 통신부(110), GNSS 신호 수신기(120), 입력부(130), 출력부(140), 제어부(150), 및 메모리(160)를 포함할 수 있다. 도 6에 도시된 제어 구성은 설명의 편의를 위한 일례로서, 단말기(100)는 도 6에 도시된 구성보다 많거나 적은 구성을 포함할 수도 있다.
통신부(110)는 단말기(100)를 네트워크에 연결함으로써 다른 단말기나 서버 등과의 통신을 가능하게 하는 하나 이상의 통신 모듈을 포함할 수 있다. 예컨대 상기 통신 모듈은 LTE, 5G 등과 같은 이동통신 모듈, 와이파이(Wi-Fi) 등의 무선 통신 모듈, 및/또는 기타 각종 유선 또는 무선 통신 모듈을 포함할 수 있다.
한편, 통신부(110)는 복수의 저궤도 위성들(200)로부터 출력되는 신호를 수신하기 위한 저궤도위성 신호 수신기(112)를 포함할 수 있다. 예컨대 복수의 저궤도 위성들(200) 각각은 상술한 이동통신 방식 또는 기타 무선 통신 방식에 따른 신호를 출력하고, 단말기(100)는 저궤도위성 신호 수신기(112)를 통해 상기 출력된 신호를 수신할 수 있다. 제어부(150)는 수신된 신호를 이용하여 도 2 내지 도 3을 통해 상술한 도플러 시프트(도플러 효과) 기반의 측위를 수행하는 알고리즘을 이용하여, 단말기(100)의 위치 정보(제1 위치 정보)를 획득할 수 있다. 메모리(160)는 상기 알고리즘을 포함하는 컴퓨터 프로그램 데이터를 저장할 수 있다.
GNSS 신호 수신기(120)는 복수의 GNSS 위성들(500)로부터 출력되는 GNSS 신호를 수신할 수 있다. 제어부(150)는 수신된 GNSS 신호를 이용하여 의사거리(pseudorange) 기반의 측위를 수행하는 알고리즘을 이용하여, 단말기(100)의 위치 정보(제2 위치 정보)를 획득할 수 있다. 메모리(160)는 상기 알고리즘을 포함하는 컴퓨터 프로그램 데이터를 저장할 수 있다.
입력부(130)는 사용자 입력, 영상, 오디오 등의 정보를 획득하기 위한 구성으로서, 각종 기계식/전자식 입력 수단, 카메라, 마이크로폰 등의 다양한 입력 수단을 포함할 수 있다. 출력부(140)는 시각, 청각, 또는 촉각 등과 관련된 출력을 발생시켜 사용자 등에게 정보를 제공하기 위한 것으로서, 디스플레이, 스피커, 진동 모듈 등을 포함할 수 있다. 예컨대, 제어부(150)는 도 5의 실시 예에 따라 선택되는 상기 제1 위치 정보와 제2 위치 정보 중 어느 하나를 출력부(140)를 통해 출력할 수 있다.
제어부(150)는 단말기(100)의 전반적인 동작을 제어할 수 있다. 제어부(150)는 상술한 구성요소들을 통해 입력 또는 출력되는 신호, 데이터, 정보 등을 처리하거나, 메모리(160)에 저장된 각종 컴퓨터 프로그램이나 어플리케이션을 구동함으로써 소정의 정보나 기능을 제공할 수 있다.
이러한 제어부(150)는 적어도 하나의 프로세서를 포함할 수 있고, 상기 프로세서는 CPU, AP(application processor), MCU, 집적 회로, ASIC, FPGA 등의 하드웨어로 구현될 수 있다.
메모리(160)는 단말기(100)의 동작에 필요한 프로그램 및 데이터를 저장할 수 있다. 또한, 메모리(160)는 제어부(150)를 통해 생성되거나 획득된 데이터를 저장할 수 있다. 이러한 메모리(160)는 롬(ROM), 램(RAM), 플래시 메모리, SSD, HDD 등의 저장 매체 또는 저장 매체들의 조합으로 구성될 수 있다.
상기한 실시예들의 설명은 본 개시의 더욱 철저한 이해를 위하여 도면을 참조로 예를 든 것들에 불과하므로, 본 개시의 기술적 사상을 한정하는 의미로 해석되어서는 안 될 것이다.
또한, 본 개시가 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 있어 본 개시의 기본적 원리를 벗어나지 않는 범위 내에서 다양한 변화와 변경이 가능함은 명백하다 할 것이다.

Claims (15)

  1. 다중 저궤도 위성을 이용한 단말기의 측위 방법에 있어서,
    복수의 저궤도 위성들 각각으로부터 출력되는 신호를 수신하는 단계;
    수신된 신호들에 대해 발생하는 도플러 시프트(doppler shift)와 상기 단말기의 클록 오차를 기초로 측위 모델을 정의하는 단계; 및
    정의된 모델을 기초로 상기 단말기에 대한 측위 결과를 획득하는 단계를 포함하는,
    방법.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 모델을 생성하는 단계는,
    상기 복수의 저궤도 위성들로부터 수신된 신호들 각각에 대해 발생하는 도플러 시프트, 및 상기 단말기에 존재하는 클록 오차를 기초로, 상기 복수의 저궤도 위성들에 대한 델타 레인지 모델을 정의하는 단계를 포함하는,
    방법.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 모델을 생성하는 단계는,
    상기 델타 레인지 모델, 상기 단말기의 위치 및 표류(position and drift) 벡터, 및 델타 레인지 측정 벡터에 기초한 델타 레인지 잔차 함수를 정의하는 단계; 및
    상기 수신된 신호의 반송파 대 잡음 강도비에 기초한 가중치 계수, 상기 델타 레인지 잔차 함수, 및 geometry matrix를 기초로 상기 단말기의 측위 결과를 획득하기 위한 모델을 정의하는 단계를 더 포함하고,
    상기 geometry matrix는 상기 단말기와 위성 간의 geometry 특성을 나타내는,
    방법.
  4. 제1항에 있어서,
    복수의 GNSS 위성들로부터 신호를 수신하는 단계; 및
    수신된 신호를 이용하여 의사거리(pseudorange) 기반의 측위 모델을 정의하는 단계를 더 포함하고,
    상기 측위 결과를 획득하는 단계는,
    상기 도플러 시프트와 클록 오차를 기초로 정의된 측위 모델과, 상기 의사거리 기반의 측위 모델을 비교하여 어느 하나를 선택하는 단계; 및
    선택된 어느 하나의 측위 모델을 이용하여 상기 단말기의 측위 결과를 획득하는 단계를 포함하는,
    방법.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 선택하는 단계는,
    상기 도플러 시프트와 클록 오차를 기초로 정의된 측위 모델과, 상기 의사거리 기반의 측위 모델 각각에 대한 GDOP(geometric dilution of precision)를 산출하는 단계; 및
    산출된 GDOP가 낮은 측위 모델을 선택하는 단계를 포함하는,
    방법.
  6. 제5항에 있어서,
    상기 산출하는 단계는,
    상기 도플러 시프트와 클록 오차를 기초로 정의된 측위 모델의 geometry matrix와, 상기 의사거리 기반의 측위 모델의 geometry matrix 각각에 대한 GDOP를 산출하는 단계를 포함하고,
    상기 geometry matrix는 상기 단말기와 위성 간의 geometry 특성을 나타내는,
    방법.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 복수의 저궤도 위성들의 클록은, GNSS 위성으로부터 수신되는 데이터를 이용하여 동기화되는,
    방법.
  8. 하드웨어인 컴퓨터와 결합되어, 제1항의 방법을 수행할 수 있도록 컴퓨터에서 독출가능한 기록매체에 저장된 컴퓨터 프로그램.
  9. 저궤도 위성으로부터 출력되는 신호를 수신하는 저궤도 위성 신호 수신기; 및
    프로세서를 포함하고,
    상기 프로세서는,
    상기 저궤도 위성 신호 수신기를 통해 복수의 저궤도 위성들 각각으로부터 출력되는 신호를 수신하고,
    수신된 신호들에 대해 발생하는 도플러 시프트와 상기 단말기의 클록 오차를 기초로 측위 모델을 정의하고,
    정의된 모델을 기초로 상기 단말기에 대한 측위 결과를 획득하는,
    단말기.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 프로세서는,
    상기 복수의 저궤도 위성들로부터 수신된 신호들 각각에 대해 발생하는 도플러 시프트, 및 상기 단말기에 존재하는 클록 오차를 기초로, 상기 복수의 저궤도 위성들에 대한 델타 레인지 모델을 정의하는,
    단말기.
  11. 제10항에 있어서,
    상기 프로세서는,
    상기 델타 레인지 모델, 상기 단말기의 위치 및 표류 벡터, 및 델타 레인지 측정 벡터에 기초한 델타 레인지 잔차 함수를 정의하고,
    상기 수신된 신호의 반송파 대 잡음 강도비에 기초한 가중치 계수, 상기 델타 레인지 잔차 함수, 및 geometry matrix를 기초로 상기 단말기의 측위 결과를 획득하기 위한 모델을 정의하고,
    상기 geometry matrix는 상기 단말기와 위성 간의 geometry 특성을 나타내는,
    단말기.
  12. 제9항에 있어서,
    복수의 GNSS 위성들로부터 신호를 수신하는 GNSS 신호 수신기를 더 포함하고,
    상기 프로세서는,
    상기 GNSS 신호 수신기를 통해 수신되는 신호들을 이용하여 의사거리 기반의 측위 모델을 정의하고,
    상기 도플러 시프트와 클록 오차를 기초로 정의된 측위 모델과, 상기 의사거리 기반의 측위 모델을 비교하여 어느 하나를 선택하고,
    선택된 어느 하나의 측위 모델을 이용하여 상기 단말기의 측위 결과를 획득하는,
    단말기.
  13. 제12항에 있어서,
    상기 프로세서는,
    상기 도플러 시프트와 클록 오차를 기초로 정의된 측위 모델과, 상기 의사거리 기반의 측위 모델 각각에 대한 GDOP를 산출하고,
    산출된 GDOP가 낮은 측위 모델을 선택하는,
    단말기.
  14. 제13항에 있어서,
    상기 프로세서는,
    상기 도플러 시프트와 클록 오차를 기초로 정의된 측위 모델의 geometry matrix와, 상기 의사거리 기반의 측위 모델의 geometry matrix 각각에 대한 GDOP를 산출하고,
    상기 geometry matrix는 상기 단말기와 위성 간의 geometry 특성을 나타내는,
    단말기.
  15. 제9항에 있어서,
    상기 복수의 저궤도 위성들의 클록은, GNSS 위성으로부터 수신되는 데이터를 이용하여 동기화되는,
    단말기.
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