KR101537671B1 - An apparatus and method for control satellite antenna - Google Patents
An apparatus and method for control satellite antenna Download PDFInfo
- Publication number
- KR101537671B1 KR101537671B1 KR1020140025749A KR20140025749A KR101537671B1 KR 101537671 B1 KR101537671 B1 KR 101537671B1 KR 1020140025749 A KR1020140025749 A KR 1020140025749A KR 20140025749 A KR20140025749 A KR 20140025749A KR 101537671 B1 KR101537671 B1 KR 101537671B1
- Authority
- KR
- South Korea
- Prior art keywords
- control value
- satellite
- drive control
- value
- signal
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- H—ELECTRICITY
- H01—ELECTRIC ELEMENTS
- H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
- H01Q3/00—Arrangements for changing or varying the orientation or the shape of the directional pattern of the waves radiated from an antenna or antenna system
- H01Q3/02—Arrangements for changing or varying the orientation or the shape of the directional pattern of the waves radiated from an antenna or antenna system using mechanical movement of antenna or antenna system as a whole
Landscapes
- Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)
Abstract
Description
본 발명은 위성 안테나의 안정화 제어 및 추적 제어 장치 및 방법에 관한 것이다.
The present invention relates to an apparatus and method for stabilizing control and tracking of a satellite antenna.
일반적으로 항공기, 함정, 차량 등의 이동 플랫폼에 장착되는 위성안테나는 플랫폼의 움직임에 관계없이 관성 평면에 대해 안테나 반사판의 초기 지향방향을 유지하는 안정화 제어 기능과 위성으로부터 수신되는 비콘신호 또는 모노펄스 신호가 최대가 되도록 유지하는 추적 제어 기능을 필요로 한다. In general, a satellite antenna mounted on a moving platform such as an aircraft, a ship, or a vehicle has a stabilization control function that maintains the initial direction of the antenna reflector with respect to the inertial plane regardless of the movement of the platform, and a beacon signal or monopulse signal Is kept at a maximum.
그러나 이동 플랫폼에 장착되는 위성 안테나의 경우, 차량의 이동으로 인해 발생하는 외란각으로 인해 이러한 모노펄스 신호 또는 비콘 신호를 이용한 위성 안테나 추적이 매우 어렵다. 여기서 외란각이라는 것은 위성 안테나 단말을 탑재한 이동 플랫폼이 기동하는 상황에서 차량이 전후 또는 좌우로 흔들림으로 인해서 발생하는 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 방향의 외란(disturbance)을 의미하는 것이다. However, in the case of a satellite antenna mounted on a mobile platform, it is very difficult to track a satellite antenna using such a monopulse signal or a beacon signal due to disturbance caused by the movement of the vehicle. Here, the disturbance angle means a disturbance in the roll, pitch, and yaw directions caused by the vehicle moving back and forth or from side to side in a state where a mobile platform equipped with a satellite antenna terminal is activated It means.
이동 플랫폼의 경우, 수신되는 모노펄스 신호에는 상기 외란 또는 기타의 영향으로 인해 노이즈가 많이 포함된다. 그리고 이동 플랫폼에서 이러한 모노펄스 신호의 노이즈는 모노펄스 신호를 이용하여 위성 안테나가 위성을 추적하도록 하는 추적 제어에 제약사항으로 작용하게 된다. 따라서 이동 플랫폼에서 사용될 수 있는 위성 안테나의 위성 추적 제어 방법 및 장치에 대한 연구가 활발히 진행되고 있는 상황이다.
In the case of a mobile platform, the received monopulse signal contains a lot of noise due to the disturbance or other influences. In the mobile platform, the noise of the monopulse signal acts as a constraint on the tracking control that enables the satellite antenna to track the satellite using the monopulse signal. Therefore, researches on a satellite tracking control method and apparatus of a satellite antenna that can be used in a mobile platform have been actively conducted.
본 발명의 목적은, 이동 플랫폼에서 사용될 수 있는 위성 안테나의 위성 추적 제어 및 안정화 제어를 하기 위한 장치 및 방법을 제공함에 있다. It is an object of the present invention to provide an apparatus and method for satellite tracking control and stabilization control of a satellite antenna that can be used in a mobile platform.
본 발명의 다른 목적은, 수신되는 모노펄스 신호를 이용하여 위성 안테나의 추적 제어 및 안정화 제어를 동시에 수행할 수 있도록 하는 장치 및 방법을 제공함에 있다.
It is another object of the present invention to provide an apparatus and method for simultaneously performing tracking control and stabilization control of a satellite antenna using a received monopulse signal.
상술한 목적을 달성하기 위한 본 발명의 실시 예에 따른 위성 안테나 제어 장치는, 이동 플랫폼에 구비되는 위성 안테나의 제어 장치에 있어서, 위성 신호를 수신하는 위성 신호 수신부와, 상기 위성 신호를 이용하여 위성의 위치를 추적하고, 추적 결과에 따라 상기 위성 안테나의 고각 및 방위각을 변경시키기 위한 제1 구동 제어값을 생성하는 제1 구동 제어값 생성부와, 상기 위성 안테나의 지향 방향을 지속적으로 유지하기 위해 상기 위성 안테나의 고각 및 방위각을 변경시키기 위한 제2 구동 제어값을 생성하는 제2 구동 제어값 생성부와, 상기 제1 구동 제어값과 상기 제2 구동 제어값을 적어도 하나 이용하여 생성되는 제3 구동 제어값에 근거하여 상기 위성 안테나의 고각 및 방위각이 변경되도록 하는 제어부를 포함하는 것을 특징으로 한다. According to another aspect of the present invention, there is provided an apparatus for controlling a satellite antenna provided in a mobile platform, the apparatus comprising: a satellite signal receiver for receiving a satellite signal; A first drive control value generator for generating a first drive control value for tracking a position of the satellite antenna and changing a high angle and an azimuth angle of the satellite antenna according to a tracking result, A second drive control value generator for generating a second drive control value for changing the elevation angle and the azimuth angle of the satellite antenna; And a control unit for changing the elevation angle and the azimuth angle of the satellite antenna based on the drive control value.
일 실시 예에 있어서, 상기 제1 구동 제어값 생성부는, 상기 위성으로부터 수신되는 비콘 신호를 이용한 로빙 방식의 위성 추적 제어 방식 또는 모노펄스 신호를 이용한 위성 추적 제어 방식에 따라 상기 제1 구동 제어값을 생성하는 것을 특징으로 한다. In one embodiment, the first drive control value generator may generate the first drive control value according to a roving satellite tracking control method using a beacon signal received from the satellite or a satellite tracking control method using a monopulse signal .
일 실시 예에 있어서, 상기 제어부는, 상기 제1 구동 제어값을 상기 제2 구동 제어값 생성부의 입력으로 인가하고, 상기 제1 구동 제어값을 입력받아 생성되는 제2 구동 제어값에 근거하여 상기 위성 안테나의 고각 및 방위각이 변경되도록 하는 것을 특징으로 한다. In one embodiment, the control unit applies the first drive control value to the input of the second drive control value generator, and based on the second drive control value generated by receiving the first drive control value, And the elevation angle and the azimuth angle of the satellite antenna are changed.
일 실시 예에 있어서, 상기 제어부는, 상기 제1 구동 제어값과 상기 제2 구동 제어값을 기 설정된 가중치에 따라 합산하여 상기 제3 구동 제어값을 생성하는 것을 특징으로 한다. In one embodiment, the controller generates the third drive control value by summing the first drive control value and the second drive control value according to a predetermined weight value.
일 실시 예에 있어서, 상기 제어부는, 상기 제1 구동 제어값과 상기 제2 구동 제어값을 기 설정된 가중치에 따라 합산하여 상기 제3 구동 제어값을 생성하고, 상기 제3 구동 제어값을 상기 제2 구동 제어값 생성부의 입력으로 인가하여, 상기 제3 구동 제어값을 입력받아 생성되는 제2 구동 제어값에 근거하여 상기 위성 안테나의 고각 및 방위각이 변경되도록 하는 것을 특징으로 한다. In one embodiment, the controller may generate the third drive control value by summing the first drive control value and the second drive control value according to a predetermined weight, 2 driving control value generating unit to change the elevation angle and the azimuth angle of the satellite antenna based on a second driving control value generated by receiving the third driving control value.
일 실시 예에 있어서, 상기 제2 구동 제어값 생성부는, 자이로 센서, 및, 상기 위성 신호를 이용하여 기준값을 생성하는 기준값 생성부를 더 포함하며, 상기 기준값 생성부를 이용하여 상기 자이로 센서의 편류 성분을 추정하고, 상기 자이로 센서에서 측정된 값으로부터 상기 추정된 편류 성분을 보상하여 상기 제2 구동 제어값을 생성하는 것을 특징으로 한다. In one embodiment, the second drive control value generator further includes a gyro sensor and a reference value generator for generating a reference value using the satellite signal, wherein the reference value generator is used to calculate a drift component of the gyro sensor And the second driving control value is generated by compensating the estimated drift component from the value measured by the gyro sensor.
일 실시 예에 있어서, 상기 제어부는, 상기 수신된 위성 신호로부터 상기 위성 안테나가 지향하는 방향과 상기 위성이 위치한 방향의 오차를 측정하는 위치 오차 측정부를 더 구비하고, 상기 위치 오차 측정부의 오차 측정 결과, 오차가 있는 경우, 상기 위성 신호를 다시 수신하고, 다시 수신된 위성 신호에 근거한 상기 제3 구동 제어값을 생성 및 새로 생성된 제3 구동 제어값에 따라 상기 위성 안테나의 고각 및 방위각을 변경하는 것을 특징으로 한다. In one embodiment, the control unit further includes a position error measuring unit for measuring an error between a direction in which the satellite antenna is oriented and a direction in which the satellite is located, from the received satellite signal, and the error measurement result of the position error measuring unit And generates the third driving control value based on the satellite signal received again and changes the elevation angle and the azimuth angle of the satellite antenna according to the newly generated third driving control value .
일 실시 예에 있어서, 상기 이동 플랫폼의 기동으로 인한 외란을 측정 및 상기 측정된 외란을 보상하기 위한 외란 보상값을 생성하는 외란 측정부를 더 구비하고, 상기 제어부는, 상기 위성 신호를 수신하기 위해 상기 위성 안테나의 고각 및 방위각의 초기 구동을 위한 초기 구동 제어값, 상기 제1 구동 제어값, 상기 제2 구동 제어값 또는 상기 제3 구동 제어값 중 적어도 하나에 상기 외란 보상값을 반영하는 것을 특징으로 한다.In one embodiment, the apparatus further comprises a disturbance measurement unit for measuring a disturbance due to the start of the mobile platform and generating a disturbance compensation value for compensating the measured disturbance, The disturbance compensation value is reflected to at least one of an initial driving control value for initial driving of the elevation angle and the azimuth of the satellite antenna, the first driving control value, the second driving control value or the third driving control value. do.
상술한 목적을 달성하기 위한 본 발명의 실시 예에 따른 위성 안테나 제어 방법은, 이동 플랫폼에 장착되는 위성 안테나의 제어 방법에 있어서, 초기 위성 지향 구동을 수행하는 단계와, 위성으로부터 전송되는 위성 신호를 수신하는 단계와, 상기 수신된 위성 신호를 이용하여, 위성의 위치를 추적하기 위해 또는 상기 위성 안테나의 지향 방향을 지속적으로 유지하기 위해 상기 위성 안테나의 고각 및 방위각을 변경시키기 위한 적어도 하나의 구동 제어값을 생성하는 단계와, 상기 생성된 적어도 하나의 구동 제어값을 이용하여 제4 구동 제어값을 생성하고, 상기 제4 구동 제어값에 따라 상기 위성 안테나의 고각 및 방위값을 변경시키는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다. According to another aspect of the present invention, there is provided a method of controlling a satellite antenna mounted on a mobile platform, the method comprising: performing initial satellite-oriented driving; At least one drive control for varying the elevation and azimuth angles of the satellite antenna to track the position of the satellite or to maintain the direction of orientation of the satellite antenna using the received satellite signal, Generating a fourth drive control value using the generated at least one drive control value and changing the elevation and azimuth values of the satellite antenna according to the fourth drive control value .
일 실시 예에 있어서, 상기 제4 구동 제어값을 생성하는 단계는, 상기 적어도 하나의 구동 제어값 중 어느 하나의 구동 제어값을, 다른 구동 제어값을 생성하기 위한 입력값을 인가하는 단계와, 상기 어느 하나의 구동 제어값을 입력으로 인가받아 제5 구동 제어값을 생성하는 단계, 및, 상기 제5 구동 제어값에 따라 상기 위성 안테나의 고각 및 방위값을 변경시키는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 한다. In one embodiment, the generating of the fourth drive control value comprises: applying an input value for generating a drive control value of one of the at least one drive control value to another drive control value; Generating a fifth drive control value by receiving any one of the drive control values as an input and changing the elevation and azimuth values of the satellite antenna according to the fifth drive control value .
일 실시 예에 있어서, 상기 입력값을 인가하는 단계는, 상기 적어도 하나의 구동 제어값을 기 설정된 가중치에 따라 합산하여 제6 구동 제어값을 생성하는 단계, 및, 상기 제6 구동 제어값을 상기 제5 구동 제어값을 생성하기 위한 입력값으로 인가하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 한다. In one embodiment, the step of applying the input value may include generating a sixth drive control value by summing the at least one drive control value according to a predetermined weight value, As an input value for generating a fifth drive control value.
일 실시 예에 있어서, 상기 초기 위성 지향 구동을 수행하는 단계는, 상기 이동 플랫폼의 기동중에 발생하는 외란을 측정하는 단계와, 상기 측정된 외란을 보상하기 위한 외란 보상값을 생성하는 단계와, 상기 위성 안테나의 고각 및 방위각을 변경하는 페데스탈 장치의 초기 구동값에 상기 외란 보상값을 반영하는 단계와, 상기 위성 신호의 수신가능 여부를 판단하는 단계, 및, 상기 위성 신호의 수신 가능 여부에 근거하여 상기 외란을 측정하는 단계, 상기 외란 보상값을 생성하는 단계, 및 상기 외란 보상값을 반영하는 단계를 반복하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 한다. In one embodiment, performing the initial satellite-oriented driving comprises: measuring a disturbance occurring during startup of the mobile platform; generating a disturbance compensation value to compensate for the measured disturbance; The method comprising the steps of: reflecting the disturbance compensation value to an initial driving value of a pedestal device that changes the elevation angle and azimuth of the satellite antenna; determining whether or not the satellite signal can be received; Measuring the disturbance, generating the disturbance compensation value, and reflecting the disturbance compensation value.
일 실시 예에 있어서, 상기 변경된 고각 및 방위각에 따라 위성 안테나로부터 수신되는 위성 신호로부터 오차를 측정하는 단계, 및 상기 오차 측정 결과에 따라, 상기 적어도 하나의 구동 제어값을 생성하는 단계, 상기 기 설정된 가중치에 근거하여 합산하는 단계, 및, 상기 위성 안테나의 고각 및 방위각을 변경시키는 단계를 반복하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
Measuring an error from a satellite signal received from a satellite antenna according to the modified elevation and azimuth; generating the at least one drive control value according to the error measurement result; Summing based on the weights, and changing the elevation angle and the azimuth angle of the satellite antenna.
따라서 본 발명은 수신되는 모노펄스 신호를 이용하여 위성 안테나의 추적 제어 및 안정화 제어가 동시에 이루어지도록 함으로써, 이동 플랫폼이 기동중인 상황에서도 위성 안테나가 위성을 보다 빠르게 추적하고 위성 안테나가 위성 방향을 지향하는 상태를 안정화할 수 있도록 하는 효과가 있다. Therefore, the present invention enables simultaneous tracking control and stabilization control of the satellite antenna using the received monopulse signal, so that even when the mobile platform is in operation, the satellite antenna tracks the satellite more quickly and the satellite antenna is oriented toward the satellite direction So that the state can be stabilized.
또한 본 발명은, 위성으로부터 수신되는 신호가 차단되는 위성 가림(Blockage) 현상이 발생하는 경우에도, 위성 안테나가 위성 방향을 지향하는 상태를 안정적으로 유지할 수 있도록 하는 효과가 있다.
Further, the present invention has an effect of enabling a satellite antenna to stably maintain a state in which the satellite antenna is oriented in the satellite direction even when a satellite blockage phenomenon occurs in which a signal received from the satellite is blocked.
도 1은 본 발명의 실시 예에 따라 위성 안테나가 이동 플랫폼에 장착된 예를 도시한 도면이다.
도 2는 본 발명의 실시 예에 따른 위성 안테나 제어 장치의 구성을 도시한 블록 구성도이다.
도 3은 본 발명의 실시 예에 따른 위성 안테나 제어 장치에서, 위성 안테나가 위성을 추적 및 위성 방향을 지향하는 상태를 유지하도록 하는 과정의 흐름을 도시한 개념도이다.
도 4는, 도 3에서 도시한 과정 중 초기 위성 지향 구동 과정을 보다 자세히 설명하기 위한 개념도이다.
도 5는, 도 3에서 도시한 과정 중 모노펄스 신호를 이용하여 제1 구동 제어값 및 제2 구동 제어값을 생성하는 과정을 보다 자세히 설명하기 위한 개념도이다. 1 is a view showing an example in which a satellite antenna is mounted on a moving platform according to an embodiment of the present invention.
2 is a block diagram showing the configuration of a satellite antenna control apparatus according to an embodiment of the present invention.
FIG. 3 is a conceptual diagram showing a flow of a process in a satellite antenna control apparatus according to an embodiment of the present invention, in which a satellite antenna keeps track of a satellite and maintains a state oriented toward a satellite.
FIG. 4 is a conceptual diagram for explaining the initial satellite-oriented driving process of FIG. 3 in more detail.
5 is a conceptual diagram for explaining the process of generating the first drive control value and the second drive control value using the mono pulse signal in the process shown in FIG.
본 명세서에서 사용되는 기술적 용어는 단지 특정한 실시 예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아님을 유의해야 한다. 또한, 본 명세서에서 사용되는 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 명세서에서, "구성된다." 또는 "포함한다." 등의 용어는 명세서상에 기재된 여러 구성 요소들, 또는 여러 단계를 반드시 모두 포함하는 것으로 해석되지 않아야 하며, 그 중 일부 구성 요소들 또는 일부 단계들은 포함되지 않을 수도 있고, 또는 추가적인 구성 요소 또는 단계들을 더 포함할 수 있는 것으로 해석되어야 한다.It is noted that the technical terms used herein are used only to describe specific embodiments and are not intended to limit the invention. Also, the singular forms "as used herein include plural referents unless the context clearly dictates otherwise. In this specification, "comprises" Or "include." Should not be construed to encompass the various components or steps described in the specification, and some of the components or portions may not be included, or may include additional components or steps And the like.
또한, 본 명세서에 개시된 기술을 설명함에 있어서 관련된 공지 기술에 대한 구체적인 설명이 본 명세서에 개시된 기술의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우 그 상세한 설명을 생략한다. Further, in the description of the technology disclosed in this specification, a detailed description of related arts will be omitted if it is determined that the gist of the technology disclosed in this specification may be obscured.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 명세서에 개시된 실시 예들을 상세히 설명하도록 한다.Hereinafter, embodiments disclosed in this specification will be described in detail with reference to the accompanying drawings.
도 1은 본 발명의 실시 예에 따라 위성 안테나가 이동 플랫폼에 장착된 예를 도시한 도면이다. 1 is a view showing an example in which a satellite antenna is mounted on a moving platform according to an embodiment of the present invention.
도 1에서 보이고 있는 것처럼, 본 발명의 실시 예에 따른 위성 안테나는 차량(160)에 설치된 플랫폼(100) 위에 설치될 수 있다. 따라서 본 발명의 실시 예에 따른 위성 안테나는 특정 지점에 고정된 상태가 아니라, 차량(160)의 이동에 따라 이동될 수 있다. 그러므로 상술한 것처럼, 본 발명의 실시 예에 따른 위성 안테나에서는 외란이 발생할 수 있다. 또한 위성(150)으로부터 수신되는 모노펄스 신호(140)의 세기가 낮음에 따라 차량에 탑재된 위성 안테나에서 이를 수신하는 과정에서 상기 모노펄스 신호(140)를 증폭하게 된다. 이에 따라 증폭된 신호를 필터링하는 신호처리 과정에서 위성 안테나의 제어에 악영향을 주는 노이즈가 발생할 수 있다. As shown in FIG. 1, a satellite antenna according to an embodiment of the present invention may be installed on a
도 1을 참조하여 살펴보면, 본 발명의 실시 예에 따른 위성 안테나는 반사판(130), 고각 페데스탈(120), 방위각 페데스탈(110), 플랫폼(100)을 포함하여 구성될 수 있다. 1, a satellite antenna according to an embodiment of the present invention may include a
여기서, 반사판(130)는 위성(150)에서 송신되는 신호, 즉 모노펄스 신호 또는 비콘 신호를 수신하기 위한 것이다. 그리고 고각 페데스탈(pedestal) 장치(120)는 상기 반사판(130)을 지지하며, 고각 방향으로 구동하여 상기 반사판(130)의 고각 방향을 변경할 수 있도록 하기 위한 것이다. 그리고 방위각 페데스탈 장치(110)는 상기 고각 페데스탈 장치(120)를 지지하며, 플랫폼(100) 대비 방위각 방향으로 구동하여 상기 반사판(130)의 방위각 방향을 변경할 수 있도록 하기 위한 것이다. Here, the
그리고 플랫폼(100)은, 상기 방위각 페데스탈 장치(110)를 지지하며, 상기 반사판(130) 및 고각 페데스탈 장치(120)와 방위각 페데스탈 장치(110)로 구성되는 위성 안테나를 제어하기 위한 본 발명의 실시 예에 따른 위성 안테나 제어 장치를 포함할 수 있다. The
예를 들어 상기 위성 안테나 제어 장치는, 상기 반사판(130)으로 수신되는 위성 신호, 즉 비콘 신호 또는 모노펄스 신호(140)를 수신 및 처리하고, 수신된 위성 신호에 근거하여 생성되는 구동 제어값에 따라 상기 방위각 페데스탈 장치(110) 및 고각 페데스탈 장치(120)를 구동할 수 있다. For example, the satellite antenna control apparatus receives and processes a satellite signal received by the
도 2는 이러한 본 발명의 실시 예에 따른 위성 안테나 제어 장치의 구성을 도시한 블록 구성도이다. 2 is a block diagram showing a configuration of a satellite antenna control apparatus according to an embodiment of the present invention.
도 2를 참조하여 살펴보면, 본 발명의 실시 예에 따른 위성 안테나 제어 장치는, 위성 신호 수신부(220), 외란 각도 측정부(210), 제1 구동 제어값 생성부(230), 제2 구동 제어값 생성부(240), 메모리부(260), 및 구동부(270)와 위치 오차 측정부(250)가 제어부(100)와 연결되어 구성될 수 있다. 2, the satellite antenna control apparatus includes a satellite
여기서 상기 위성 신호 수신부(220)는 반사판(130)으로부터 수신되는 위성 신호, 즉 비콘 신호 또는 모노펄스 신호를 수신 및 처리하기 위한 것이다. 수신되는 위성 신호, 즉 비콘 신호 또는 모노펄스 신호는 노이즈 성분을 포함하고 있으므로 필터 및 전처리기를 통해 제어에 필요한 수준으로 여과된 신호가 제어부(100)를 통해 제1 구동 제어값 생성부(230) 및 제2 구동 제어값 생성부(240)로 인가되게 된다. The satellite
그리고 외란 각도 측정부(210)는 차량(160)의 기동 등으로 인해 발생하는 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 방향의 외란각을 측정한다. The disturbance
그리고 제1 구동 제어값 생성부(230)는 제어부(100)의 제어에 따라 상기 위성 신호 수신부(220)에서 수신된 위성 신호에 근거하여 상기 고각 페데스탈 장치(120)와 방위각 페데스탈 장치(110)를 구동하기 위한 제1 구동 제어값을 생성하기 위한 것이다. The first drive
예를 들어 상기 제1 구동 제어값 생성부(230)는 위성 신호, 즉 모노펄스 신호 또는 비콘 신호를 직접 이용하여 위성 추적 제어를 수행하기 위한 위성 추적 제어 장치로 구성될 수 있다. For example, the first drive
즉, 상기 제1 구동 제어값 생성부(230)는 모노펄스 신호를 이용하는 모노펄스 방식의 위성 추적 제어 장치 또는 비콘 신호를 이용하는 로빙 방식의 위성 추적 제어 장치로 구성될 수 있다. That is, the first drive
상기한 모노펄스 방식의 위성 추적 제어 방식은 단일 펄스의 전파를 사용하여 순간적으로 오차를 검출하여 추적하는 방식이다. 이 방식에는 전파가 오는 방향이 안테나의 중심축으로부터 벗어났을 때, 급전부의 원형 도파관 내에 발생하는 고차 모드를 이용하여 추적하는 고차 모드 방식과 여러 개의 복사기를 각기 대칭적으로 배치하여 각 복사기로 수신하는 비콘파 또는 수신파의 진폭이나 위상의 상대 관계를 사용하여 추적하는 멀티혼(multihorn) 방식 등이 있다. 모노 펄스 방식을 동시 로빙 방식이라고도 한다. In the monopulse type satellite tracking control method, an error is instantaneously detected and tracked by using a single pulse of a radio wave. In this method, when the direction of the radio waves deviates from the central axis of the antenna, a high-order mode method of tracking using a higher-order mode generated in the circular waveguide of the feeding part and a plurality of copying machines are symmetrically arranged, And a multihorn method in which the amplitude and the phase of a receiving wave are tracked using a relative relationship between the beacon wave and the receiving wave. The monopulse method is also called a simultaneous lobing method.
이러한 모노펄스 신호를 이용하여 추적제어 방법은, 순간적으로 고각 및 방위각 위치오차를 추출할 수 있으므로 신속하게 위성을 지향할 수 있는 장점이 있다. 그러나 상술한 것처럼, 플랫폼(100)이 기동중인 경우에는, 외란 및 기타의 영향으로 인해, 모노펄스 신호와 함께 노이즈 성분이 포함되어 있을 수 있다. 그리고 이러한 노이즈 성분은 상기 모노펄스 신호를 이용하여 상기 페데스탈 장치들(110, 120)을 구동하는 경우, 떨림 현상을 야기 시킬 수 있는 문제점이 있다.The tracking control method using such a monopulse signal can instantaneously extract high angle and azimuth position errors, and thus has an advantage of being able to direct the satellite quickly. However, as described above, when the
한편 로빙 방식의 위성 추적 제어 방식은, 안테나 빔을 위성 근방에 주사하여 비콘파 또는 신호파의 수신 레벨이 최대가 되도록 추적하는 방식이다. 이 방식에는 안테나 빔을 원뿔형으로 회전시켜 그 중심이 위성 방향으로부터 벗어나 있을 때 얻게 되는 비콘파 또는 신호파의 진폭 변조 성분을 이용하여 추적하는 코니컬(conical) 주사 방식, 하나의 방사기를 사용하여 위성 근방을 격자형으로 주사하는 스텝 트랙 방식등이 있다.On the other hand, the roving-type satellite tracking control system scans the antenna beam in the vicinity of the satellite to track the reception level of the beacon wave or signal wave to the maximum. In this method, a conical scanning method in which an antenna beam is rotated in a conical shape and is tracked using an amplitude modulation component of a beacon wave or a signal wave obtained when the center of the antenna beam is deviated from a satellite direction, And a step-track method of scanning the vicinity thereof in a lattice form.
그러나 로빙방식의 위성 추적 제어는 안테나 반사판을 원뿔 또는 격자형으로 공간상에서 폐루프의 궤적을 구동한 후에 비콘 신호가 최대가 되는 방향성만 확인할 수 있다. 따라서 로빙방식의 위성 추적 제어는 위성 추적종료 시까지 긴 시간이 필요하게 되는 문제점이 있다.However, the roving-type satellite tracking control can confirm only the direction in which the beacon signal is maximized after driving the trajectory of the closed loop on the space in the cone or grid shape of the antenna reflector. Therefore, there is a problem that the roving-type satellite tracking control requires a long time until the end of the satellite tracking.
따라서 본 발명에서는, 모노펄스 신호 또는 비콘 신호를 직접 이용하여 구동 제어값을 생성하는 제1 구동 제어값 생성부(230) 뿐만 아니라 제2 구동 제어값 생성부(240)를 구비하여 모노펄스 신호 또는 비콘 신호를 이용한 위성 추정 제어 방식으로 인해 발생하는 문제점을 해소할 수 있도록 한다. 즉, 본 발명에서는, 상기 제1 구동 제어값 생성부(230) 및 제2 구동 제어값 생성부(240)를 병렬적으로 동시에 구동하고, 상기 제1 구동 제어값 생성부(230) 및 상기 제2 구동 제어값 생성부(240)로부터 생성되는 구동 제어값들을 이용하여 최적의 구동 제어값이 생성될 수 있도록 한다. Therefore, in the present invention, not only the first drive
예를 들어 상기 제2 구동 제어값 생성부(240)는 플랫폼(100)의 움직임에 상관없이 관성 평면에 대해 안테나 반사판의 초기 지향 방향을 유지하는 안정화 제어 장치로 구성될 수 있다. For example, the second drive
상기 제2 구동 제어값 생성부(240)는 자이로 센서를 이용하여 구현되는 안정화 제어 장치일 수 있다. 상기 자이로 센서는 관성좌표 기준 각속도를 측정하기 위해 반사판(130)에 장착될 수 있으며, 자이로 센서의 출력값이 "영(zero)"이 되도록 고각 페데스탈 장치(110) 및 방위각 페데스탈 장치(120)를 구동할 구동 제어값을 생성하는 형태로 구현될 수도 있다. The second drive
그런데 이처럼 자이로 센서를 이용한 방식에는 다음과 같은 문제점이 있을 수 있다. 통상적으로 자이로 센서의 출력값은 정지 시에도 일정값의 신호가 출력되는 옵셋 신호를 포함하기 때문이다. 따라서 자이로 속도 신호를 "영(zero)"으로 제어할 경우 안테나 반사판은 정지되지 않고 옵셋 속도신호의 적분량 크기로 구동되는 편류현상을 발생시킨다. However, the method using the gyro sensor may have the following problems. This is because the output value of the gyro sensor normally includes an offset signal for outputting a constant value signal even when the gyro sensor is stopped. Therefore, when the gyro speed signal is controlled to be "zero", the antenna reflector is not stopped but a drift phenomenon is generated which is driven by the integral amount of the offset speed signal.
따라서 이러한 편류현상을 방지하기 위해, 본 발명의 실시 예에 따른 위성 안테나 제어 장치의 제2 구동 제어값 생성부(240)에서는 도 2에서 보이고 있는 것처럼, 드리프트 추정부(242)를 더 구비할 수 있다. In order to prevent such a drift phenomenon, the second drive
상기 드리프트 추정부(242)는 편류가 발생하지 않는 모노펄스 신호를 비례 적분 미분 제어(PID control : Propotional Integral Derivative control)하여 자이로 센서의 측정값으로부터 편류 성분을 추정한다. 예를 들어 상기 드리프트 추정부(242)의 출력값은 관성 좌표계에서 상기 자이로 센서를 통해 측정된 결과가 추종해야할 값이 될 수 있다. 즉, 상기 제2 구동 제어값 생성부(240)는 상기 자이로 센서에서 측정된 값을 적분하고, 그 적분된 결과와 상기 드리프트 추정부(242)에서 출력된 출력값을 비교할 수 있다. 그리고 상기 비교 결과는, 상기 자이로 센서의 출력값이 가지는 편류의 크기가 될 수 있으며, 이에 따라 상기 제2 구동 제어값 생성부(240)는 상기 비교 결과, 즉 자이로 센서의 옵셋 편류값을 반영하여, 상기 옵셋 편류값을 보상하는 구동 제어값을 생성할 수 있다. The
한편 상기 제2 구동 제어값 생성부(240)는 관성 항법 센서를 더 포함할 수도 있다. 이러한 경우 상기 제2 구동 제어값 생성부(240)는, 플랫폼(100)의 관성좌표 기준 자세를 측정하는 센서인 관성항법센서의 출력값을 이용하여, 현재의 플랫폼(100) 자세에서 반사판 조립체(130)가 위성(150)을 지향하기 위한 고각 및 방위각 페데스탈 구동각도를 계산한다. 그리고 계산된 값에 따라 고각 페데스탈 장치(120) 및 방위각 페데스탈 장치(110)의 구동 제어값을 생성할 수 있다. 따라서 관성 항법 센서를 포함하는 경우, 플랫폼(100)의 자세를 반영하여 구동 제어값을 생성할 수 있으므로 보다 정밀한 제2 구동 제어값을 생성할 수도 있음은 물론이다. Meanwhile, the second drive
메모리부(260)는 제어부(100)의 동작을 위한 프로그램(예를 들어 초기 위성 지향 구동 알고리즘)을 저장할 수 있고, 입출력되는 데이터들을 임시 저장할 수도 있다. 또한 메모리부(260)는 상기 제1 구동 제어값 생성부(230) 및 제2 구동 제어값 생성부(240)에서 생성되는 제1, 2 구동 제어값 및 이를 합산하기 위해 사용되는 기 설정된 가중치등이 저장될 수 있다. The
한편, 제어부(100)는 연결된 각 구성요소를 제어한다. 제어부(100)는 위성 신호 수신부(220)를 통해 위성 신호가 수신되는지 여부를 확인하고, 위성 신호가 수신되지 않는 경우 또는 수신된 위성 신호의 세기가 기 설정된 임계치 미만인 경우라면 초기 위성 지향 구동 알고리즘을 통해 고각 페데스탈 장치(120) 및 방위각 페데스탈 장치(110)가 위성을 지향할 수 있도록 한다. 여기서 제어부(100)는 위성 지향 구동시에, 외란 각도 측정부(210)를 통해 측정된 외란 각도를 반영하여 고각 페데스탈 장치(120) 및 방위각 페데스탈 장치(110)의 구동 제어값을 생성할 수 있다. Meanwhile, the
또한 제어부(100)는, 위성 신호가 수신되거나 또는 수신된 위성 신호의 세기가 기 설정된 임계치 이상인 경우라면 상기 수신된 위성 신호를 제1 구동 제어값 생성부(230) 및 제2 구동 제어값 생성부(240)에 인가하여, 상기 제1 구동 제어값 생성부(230)와 제2 구동 제어값 생성부(240)가 각각 제1 구동 제어값 및 제2 구동 제어값을 생성할 수 있도록 제어한다. 그리고 제1, 2 구동 제어값들이 생성되면 제어부(100)는 구동부(270)를 제어하여. 상기 제1,2 구동 제어값들에 근거하여 고각 페데스탈 장치(120) 및 방위각 페데스탈 장치(110)가 구동될 수 있도록 한다. If the intensity of the satellite signal received or received is equal to or greater than a predetermined threshold value, the
여기서 제어부(100)는 상기 제1 구동 제어값 생성부(230) 및 상기 제2 구동 제어값 생성부(240)를 동시에 제어하여 각각 구동 제어값들을 산출할 수도 있으나, 기 설정된 순서에 따라 차례로 구동 제어값들이 생성되도록 할 수도 있다. Here, the
예를 들어 제어부(100)는 상기 제1 구동 제어값 생성부(230)에서 생성되는 제1 구동 제어값을 제2 구동 제어값 생성부(240)의 입력으로 인가할 수 있다. 즉, 제어부(100)는 먼저 위성 추적 방식을 통해 구동 제어값(제1 구동 제어값)을 생성하고, 이를 이용하여 고각 및 방위각 페데스털 장치(120, 110)를 구동하여 반사판(130)의 지향 방향을 변경할 수 있다. 그리고 제어부(100)는 상기 제1 구동 제어값을 상기 제2 구동 제어값 생성부(240)의 입력으로 인가하여 안정화 방식의 제어를 통해 반사판(130)의 위성 지향 상태를 지속적으로 유지하도록 할 수도 있다. For example, the
또는 제어부(100)는 상기 구동부(270)를 제어함에 있어, 상기 제1, 2 구동 제어값들을 기 설정된 가중치에 따른 비율로 합산한 구동 제어값을 이용하여 상기 구동부(270)를 제어할 수 있다. 이는 상기 제2 구동 제어값 생성부(240)는 안정화 제어 장치로서. 외란등에 의한 영향을 보상하여 위성 지향 방향을 지속적으로 유지할 수 있다는 장점은 있으나, 실제 위성의 방향을 추적하기 위한 것은 아니며, 상기 제1 구동 제어값 생성부(230)의 경우 추적 제어 장치로서, 위성을 보다 정확하게 찾을 수 있다는 장점이 있으나, 상술한 바와 같이 모노펄스 신호등에 포함된 노이즈 성분으로 인한 문제점이 있을 수 있기 때문이다. Alternatively, the
따라서 제어부(100)는 기 설정된 가중치에 따른 비율로 상기 제1 구동 제어값 생성부(230), 즉, 위성 추적 제어 장치에서 생성되는 구동 제어값과, 상기 제2 구동 제어값 생성부(240), 즉 안정화 제어 장치에서 생성되는 구동 제어값을 합산한 구동 제어값에 따라 고각 페데스탈 장치(120) 및 방위각 페데스탈 장치(110)가 구동될 수 있도록 한다. 따라서 본 발명의 실시 예에 따른 위성 안테나 제어 장치는, 수신되는 위성 신호를 이용하여 위성 추적 제어와 안정화 제어가 동시에 이루어질 수 있도록 한다. Therefore, the
여기서 상기 기 설정된 가중치는 실험에 의해 결정될 수 있다. 예를 들어 모노펄스 신호에 포함된 노이즈 신호의 특성에 따라 상기 기 설정된 가중치는 결정될 수 있다. 즉, 모노펄스 신호를 이용한 위치 제어 방식에서 발생할 수 있는 떨림 현상은, 상기 모노펄스 신호를 이용하기 위해 모노펄스 신호의 게인(gain)을 증가시키는 과정에서 발생할 수 있다. 여기서 상기 노이즈 신호 성분이 크면 상기 떨림 현상은 크게 발생하게 된다. 그러나 반면에 노이즈 신호 성분이 작은 경우 상기 떨림 현상은 일정 수준 이하의 크기로 발생하게 된다. Here, the predetermined weight may be determined by experiment. For example, the predetermined weight may be determined according to characteristics of the noise signal included in the monopulse signal. That is, the tremble phenomenon that may occur in the position control method using the monopulse signal may occur in the process of increasing the gain of the monopulse signal to use the monopulse signal. If the noise signal component is large, the trembling phenomenon occurs largely. On the other hand, when the noise signal component is small, the tremor phenomenon occurs at a certain level or less.
따라서 모노펄스 신호에 포함된 노이즈 신호의 특성에 따라 상기 가중치는 결정될 수 있다. 예를 들어 상기 노이즈 신호의 성분이 크다면 그에 따라 떨림이 크게 발생하므로, 이러한 떨림으로 인한 오류를 방지하기 위해 모노펄스 신호를 이용한 위성 추적 제어의 비중은 작아질 수 있다. 반면에 상기 노이즈 신호의 성분이 작다면 모노펄스 신호를 이용한 위성 추적 제어의 비중은 커질 수 있다. 이처럼 모노펄스 신호에 포함된 노이즈 신호의 성분에 따라 상기 모노펄스 신호를 이용한 위성 추적 제어, 즉 제1 구동 제어값 생성부(230)에서 생성되는 제1 구동 제어값의 비중은 결정될 수 있다. Accordingly, the weight can be determined according to the characteristics of the noise signal included in the monopulse signal. For example, when the component of the noise signal is large, the tremor is largely generated. Therefore, the weight of the satellite tracking control using the monopulse signal can be reduced in order to prevent the error caused by the tremor. On the other hand, if the component of the noise signal is small, the weight of the satellite tracking control using the monopulse signal can be increased. The weight of the first drive control value generated by the satellite tracking control using the mono pulse signal, i.e., the first drive
그리고 제어부(100)는 이러한 기 설정된 가중치에 따라 상기 제1 구동 제어값과 제2 구동 제어값을 합산하여 실제 고각 및 방위각 페데스탈 장치들(120, 110)을 구동할 구동 제어값을 생성한다. 예를 들어 이러한 기 설정된 가중치가 7:3(제1 구동 제어값 : 제2 구동 제어값)이고, 제1 구동 제어값이 '100', 제2 구동 제어값이 '90'인 경우를 가정하면, 상기 가중치에 근거하여 합산된 구동 제어값은 '97'이 될 수 있다. 그리고 제어부(100)는 상기 합산된 구동 제어값에 따라 상기 각 및 방위각 페데스탈 장치들(120, 110)을 구동하여 반사판(130)의 위성 지향 방향을 변경한다. The
또한 제어부(100)는 반사판(130)의 위성 지향 방향이 변경되면, 반사판(130)으로부터 수신되는 위성 신호로부터 위치 오차를 측정할 수 있다. 예를 들어 제어부(100)는 위치 오차 측정부(250)를 통해 반사판(130)을 통해 수신된 모노펄스 신호의 출력값이 '0'인지 여부를 측정할 수 있다. 모노펄스 신호의 출력값이 '0'인 경우는 반사판(130)이 위성(150)을 정확하게 지향하여 고각 및 방위각의 오차가 없는 경우를 말한다. The
상기 제어부(100)는 위치 오차 측정부(250)의 측정 결과 모노펄스 신호의 출력값이 '0'이 아닌 경우, 즉 반사판(130)이 지향하는 방향과, 위성(150)이 위치한 방향의 고각 및 방위각의 오차가 있는 경우에는 다시 모노펄스 신호를 수신한다. 그리고 제어부(100)는 수신된 모노펄스 신호를 이용하여 고각 및 방위각 페데스탈 장치들(120, 110)의 구동 제어값을 생성하고, 생성된 구동 제어값에 근거하여 반사판의 위성 지향 방향을 변경하는 과정을 다시 수행한다. 이러한 과정은 상기 위치 오차 측정부(250)의 측정 결과 모노펄스 신호의 출력값이 '0'이 나오게 될 때까지 계속하여 반복될 수 있다. The
또한, 제어부(100)는 상기 고각 및 방위각 페데스탈 장치들(120, 110)의 구동 제어값을 생성하는 과정에서 상기 모노펄스 신호가 수신되지 않는 경우, 즉 위성 신호 가림 현상이 발생하는 경우에는 상기 기 설정된 가중치를 변경할 수도 있다. 예를 들어 제어부(100)는 위성 신호 가림 현상이 발생하는 경우, 위성 안테나의 안정화 제어를 위한 제2 구동 제어값 생성부(240)의 구동 제어값만을 이용하여 반사판(130)의 지향 방향이 결정되도록 할 수도 있다. 이 경우 제어부(100)는 현재 드리프트 추정부(242)에서 추정된 옵셋 편류값을 유지하고, 유지된 옵셋 편류값이 보상된 제2 구동 제어값 생성부(240)의 구동 제어값을 결정할 수 있다. 이러한 상태는 위성 신호(모노펄스 신호)가 다시 수신될 때까지 유지될 수 있다. When the monopulse signal is not received, that is, when a satellite signal blind phenomenon occurs, the
여기서 제어부(100)는 만약 기 설정된 일정 시간이 지나도록 상기 모노펄스 신호가 수신되지 않는 경우라면, 초기 위성 지향 구동 알고리즘을 통해 고각 및 방위각 페데스탈 장치(120, 110)를 구동할 수도 있음은 물론이다. 또한 상술한 설명에서는 비록 모노펄스 신호를 사용하는 경우를 예로 들어 주로 설명하였으나, 모노펄스 신호 대신 다른 위성 신호, 예를 들어 비콘 신호를 이용할 수도 있음은 물론이다. Here, if the monopulse signal is not received for a predetermined period of time, the
도 3은 본 발명의 실시 예에 따른 위성 안테나 제어 장치에서, 위성 안테나가 위성을 추적 및 위성 방향을 지향하는 상태를 유지하도록 하는 과정의 흐름을 도시한 개념도이다. FIG. 3 is a conceptual diagram showing a flow of a process in a satellite antenna control apparatus according to an embodiment of the present invention, in which a satellite antenna keeps track of a satellite and maintains a state oriented toward a satellite.
도 3을 참조하여 살펴보면, 본 발명의 실시 예에 따른 위성 안테나 제어 장치의 제어부(100)는 처음 구동이 시작되는 경우, 초기 위성 지향 구동을 시작하여, 초기 위성 지향 알고리즘에 따라 고각 및 방위각 페데스탈 장치들(120, 110)을 구동한다(S300). 이는 처음 구동이 시작되는 경우, 위성(150)이 위치한 방향을 알 수 없기 때문에, 위성으로부터 수신되는 신호를 수신할 수 없기 때문이다. 따라서 제어부(100)는 처음 구동이 시작되는 경우에는 모노펄스 신호 또는 비콘 신호와 같은 위성 신호를 수신하기 위해 초기 지향 알고리즘을 이용하여 대략적인 위성(150)의 위치를 추정하고, 추정된 위치에 근거하여 고각 및 방위각 페데스탈 장치들(120, 110)을 구동한다.Referring to FIG. 3, the
여기서 제어부(100)는 차량(160)의 기동에 의해 발생하는 외란을 측정하여, 측정된 외란각을 보상하기 위한 외란 보상값을 생성하고, 상기 초기 위성 지향 알고리즘에 따라 생성되는 구동 제어값에 상기 외란 보상값을 반영할 수 있다. 이러한 S300단계의 과정은 도 4에서 보다 자세하게 설명하기로 한다. Here, the
S300단계에서 초기 위상 지향 구동이 완료되면, 제어부(100)는 위성(150)으로부터 전송되는 위성 신호를 수신할 수 있다(S302). 그러나 초기 지향 알고리즘의 결과로 추정된 위성(150)의 위치는 그 정확도가 낮다. 이에 따라 제어부(100)는 수신되는 위성 신호를 이용하여 위성(150)의 위치를 보다 정확하게 검출하고, 검출된 결과와 위성 신호의 출력 결과를 비교하여 현재 위성 안테나가 지향하고 있는 방향과 실제 위성(150)이 위치한 방향의 오차를 측정한다. When the initial phase-oriented driving is completed in step S300, the
예를 들어 제어부(100)는 모노펄스 신호의 경우, 그 출력값이 "0"인 경우에는 위성(150)이 위치한 방향을, 반사판(130)이 정확하게 지향하고 있다고 판단할 수 있다. 그러나 모노펄스 신호의 출력값이 "0"이 아닌 경우, 제어부(100)는 현재 위성 안테나가 지향하고 있는 방향과 실제 위성(150)이 위치한 방향에 오차가 있다고 판단할 수 있다. 이 경우 제어부(100)는 수신된 신호에 근거하여 고각 및 방위각 페데스탈 장치(120, 110)의 구동 제어값을 결정함으로써 상기 오차를 점차적으로 줄여나갈 수 있다. For example, when the output value of the monopulse signal is '0', the
이에 따라 제어부(100)는 상기 S302단계에서 수신된 위성 신호를 이용하여, 위성(150)의 위치를 추적하기 위한 위성 추적 제어 방식에 근거하여, 또는 위성 안테나의 지향 방향을 유지하기 위한 안정화 제어 방식에 근거하여, 적어도 하나의 고각 및 방위각 페데스탈 장치(120, 110)의 구동 제어값을 생성한다(S304). Accordingly, the
S304단계에서 제어부(100)는 위성 추적 제어 방식에 근거한 제1 구동 제어값 및 안정화 제어 방식에 근거한 제2 구동 제어값을 동시에, 또는 순차적으로 생성할 수 있다. 즉, 제어부(100)는 제1 구동 제어값 생성부(230) 및 제2 구동 제어값 생성부(240)를 동시에 제어하여, 상기 제1 및 제2 구동 제어값을 동시에 생성할 수 있다. 또는 상기 제어부(100)는 기 설정된 순서에 근거하여 어느 하나의 구동 제어값을 먼저 생성할 수도 있다. In step S304, the
예를 들어 제어부(100)는 위성 추적 제어 방식에 근거한 제1 구동 제어값이 생성된 후에, 안정화 제어 방식에 근거한 상기 제2 구동 제어값이 생성되도록 할 수도 있다. 이는 먼저 위성의 위치를 추적한 후에야 올바른 지향 방향이 결정될 수 있기 때문이다. For example, the
즉, 모노펄스 신호는 위성과 단말간의 고각 및 방위각 지향오차 정보를 의미하므로 제1 구동 제어값 생성부(230)는 위성 신호 수신부(220)의 모노펄스 신호의 출력값을 "영(Zero)"이 되도록 고각 및 방위각 페데스탈 장치(120, 110)를 구동하게 된다. That is, since the monopulse signal represents the high-angle and azimuth-directional error information between the satellite and the terminal, the first drive
그리고 제1 구동 제어값 생성부(230)에서 생성된 제1 구동 제어값은 다시 제2 구동 제어값 생성부(240)의 입력으로 인가되어 자이로 센서의 출력값을 피드백 받아 안정화 제어가 동작되도록 할 수도 있다. 이러한 경우 자이로 센서를 이용한 안정화 제어 기능과 모노펄스 신호를 이용한 위성 추적 기능이 동시에 동작하도록 함으로서 상호 보완작용을 통해 반사판(130)이 위성(150)을 지속적으로 지향하도록 동작하는 것이다. 그리고 위성 신호의 고점을 찾는 과정에서 로빙방식과 같이 반사판(130)을 원뿔 또는 격자형으로 공간상으로 구동하는 예비동작을 필요로 하지 않으므로 신속하게 그리고 지속적으로 위성을 지향할 수 있도록 할 수 있다. The first drive control value generated by the first drive
또는 제어부(100)는 일정 조건에 따라 S304단계에서 어느 하나의 구동 제어값만이 생성되도록 할 수도 있음은 물론이다. 예를 들어 제어부(100)는 위성 신호 가림 현상이 발생하여 위성 신호가 수신되지 않는 경우, 제어부(100)는 안정화 제어 방식에 근거한 제2 구동 제어값만이 생성되도록 할 수도 있다. Alternatively, the
또한 상기 S304단계에서 제어부(100)는 상기 안정화 제어 방식에 근거한 제2 구동 제어값을 생성하기 위해 사용되는 센서(예를 들어 자이로 센서)의 특성에 따라 기준값을 생성하고, 상기 센서에 의해 발생할 수 있는 오차를 보상하는 과정들을 포함할 수도 있다. 이러한 S304단계에 대해서는 도 5에서 보다 자세하게 설명하기로 한다. Also, in step S304, the
상기 S304단계에서 적어도 하나의 구동 제어값이 생성되면, 제어부(100)는 생성된 적어도 하나의 구동 제어값들을 기 설정된 가중치에 근거한 비율에 따라 합산한다(S306). 여기서 상기 기 설정된 가중치는, 상술한 바와 같이 실험에 의해 정해질 수 있다. 예를 들어 S302단계에서 수신되는 위성 신호가 모노펄스 신호인 경우, 상기 기 설정된 가중치는 상기 모노펄스 신호에 포함된 노이즈 성분의 특성에 따라 결정될 수 있다. If at least one drive control value is generated in step S304, the
상기 기 설정된 가중치에 따라 상기 S306단계에서 합산되는 구동 제어값에는, 제1 구동 제어값 및 제2 구동 제어값이 차지하는 비중이 결정된다. 즉, 상기 기 설정된 가중치에 따라 고각 및 방위각 페데스탈 장치(120, 110)의 구동 제어값은 위성 추적에 더 많은 비중을 둘 것인가 또는 안정화 제어에 더 많은 비중을 둘 것인지 결정될 수 있다. 따라서 상기 가중치는, 상술한 바와 같이 노이즈 성분의 특성에 따라 결정될 수 있으나, 이 뿐만 아니라 사용자의 선택에 따라 또는 환경 조건에 따라 변경될 수도 있음은 물론이다. The specific gravity occupied by the first drive control value and the second drive control value is determined in the drive control value summed in step S306 according to the predetermined weight value. That is, the driving control values of the elevation angle and
예를 들어 상술한 바와 같이, 위성 신호 가림 현상이 발생하는 경우, 위성 신호는 장해물에 의해 차단되어 수신이 어려워질 수 있다. 이러한 경우, 제어부(100)는 상기 가중치를 변경하여 상기 위성 신호 가림 현상이 발생하는 경우에는 안정화 제어 방식에 근거한 제2 구동 제어값에 따라서만 고각 및 방위각 페데스탈 장치(120, 110)의 구동이 이루어지도록 할 수도 있음은 물론이다. 이러한 경우 제어부(100)는 상술한 것처럼 S304단계에서 안정화 제어 방식에 근거한 제2 구동 제어값만이 생성되도록 할 수도 있다. For example, as described above, when a satellite signal blind phenomenon occurs, the satellite signal may be blocked by an obstacle and reception may become difficult. In this case, when the satellite signal blind phenomenon occurs, the
한편, 상기 S304단계에서 기 설정된 가중치에 근거하여 제1 및 제2 구동 제어값이 합산되면, 제어부(100)는 합산된 구동 제어값이 "0"인지 여부를 확인한다. 이는 상기 S302단계에서 수신되는 위성 신호가 모노펄스 신호인 경우, 모노펄스 신호의 출력값이 "0"인 경우에는, 상기 모노펄스 신호를 이용하여 생성되는 제1 구동 제어값이 "0"이 될 수 있고, 제2 구동 제어값 역시 "0"이 될 수 있기 때문이다. 이는 모노펄스 신호의 출력값이 "0"인 경우, 그 모노펄스 신호에 대한 드리프트 추정부(242)의 출력 결과 역시 "0"이 되고, 상기 드리프트 추정 결과를 추종하여 옵셋 편류값을 보상한 제2 구동 제어값 생성부(240)의 출력값 역시 "0"이 되기 때문이다. On the other hand, if the first and second drive control values are added based on the predetermined weight in step S304, the
따라서 상기 S306단계에서 합산된 구동 제어값이 "0"인 경우에는 현재 위성 안테나가 지향하고 있는 방향과 실제 위성(150)이 위치한 방향에 오차가 없는 상태이므로, 제어부(100)는 현재 고각 및 방위각의 상태를 유지한 상태로 다시 S302단계로 진행하여 위성 신호를 수신 및 상기 S304단계, S306단계, 및 S308단계를 수행한다. Therefore, when the summed drive control value is "0 " in step S306, there is no error between the current direction of the satellite antenna and the direction of the
그러나 만약 상기 S306단계에서 합산된 구동 제어값이 "0"이 아닌 경우에는, 제어부(100)는 합산된 구동 제어값에 따라 고각 및 방위각 페데스탈 장치(120, 110)의 구동하여 위성 안테나가 지향하고 있는 방향을 변경한다. 그리고 다시 S302단계로 진행하여 위성 신호를 수신 및 상기 S304단계, S306단계, 및 S308단계를 수행한다.However, if the summed drive control value is not "0 " in step S306, the
여기서 상기 S308단계는, 제어부(100)가 위치 오차 측정부(250)를 통해 오차가 있는지를 확인하는 단계로 대체될 수도 있음은 물론이다. 이러한 경우, 상기 S308단계는, 제어부(100)가 상기 위치 오차 측정부(250)의 측정 결과, 즉, 위성 신호가 모노펄스 신호인 경우, 상기 모노펄스 신호의 출력값이 "0"인지를 체크하는 단계가 될 수 있다. It should be noted that the step S308 may be replaced with a step of checking whether the
이 경우, 모노펄스 신호의 출력값이 "0"이 아닌 경우에는 제어부(100)는 S310단계로 진행하여 상기 S306단계에서 합산된 구동 제어값에 따라 고각 및 방위각 페데스탈 장치(120, 110)의 구동하여 위성 안테나가 지향하고 있는 방향을 변경한 후에 S302단계로 진행하여 모노펄스 신호를 다시 수신한다. 그러나 모노펄스 신호의 출력값이 "0"인 경우에는 제어부(100)는 바로 S302단계로 진행하여 모노펄스 신호를 다시 수신한다.In this case, if the output value of the monopulse signal is not "0 ", the
도 4는, 도 3에서 도시한 과정 중 초기 위성 지향 구동 과정을 보다 자세히 설명하기 위한 개념도이다. FIG. 4 is a conceptual diagram for explaining the initial satellite-oriented driving process of FIG. 3 in more detail.
도 4를 참조하여 살펴보면, S300단계에서 초기 위성 지향 구동이 시작되는 경우, 제어부(100)는 차량(160)의 기동으로 인한 외란 각도를 측정 및 외란 각도 보상값을 생성한다(S400). 예를 들어 차량(160)의 기동으로 인해 -10도의 롤(Roll) 방향의 외란이 발생하는 경우, 외란 각도 보상값은 +10도의 롤 방향의 각도값이 될 수 있다. Referring to FIG. 4, when the initial satellite-oriented driving starts in step S300, the
S400단계에서 외란 각도 측정 및 외란 각도 보상값이 생성되면, 제어부(100)는 초기 구동 알고리즘을 이용하여 고각 및 방위각 페데스탈 장치(120, 110)의 초기 구동 제어값을 생성한다. 그리고 제어부(100)는 생성된 초기 구동 제어값에 상기 외란 각도 보상값을 반영한다(S402). When the disturbance angle measurement and the disturbance angle compensation value are generated in step S400, the
외란 각도 보상값을 반영한 초기 구동 제어값이 결정되면, 제어부(100)는 결정된 초기 구동 제어값에 따라 고각 및 방위각 페데스탈 장치(120, 110)를 구동한다(S404). 그리고 제어부(100)는 구동에 따라 고각 및 방위각이 변경된 반사판(130)으로부터 위성 신호가 수신되는지 여부를 확인한다(S406). When the initial drive control value reflecting the disturbance angle compensation value is determined, the
S406단계에서 위성 신호의 수신이 가능한 경우라면, 제어부(100)는 도 3의 S302단계로 진행하여 위성 신호를 수신한다. 그러나 S406단계에서 위성 신호의 수신이 불가능한 경우라면, 제어부(100)는 다시 S400단계에서 S406단계에 이르는 과정을 반복할 수 있다. If it is possible to receive the satellite signal in step S406, the
한편 상기 S406단계는, 실제로 위성 신호가 수신 또는 수신되지 않는 경우 뿐만 아니라, 수신된 위성 신호의 세기가 기 설정된 임계값 이상인지 그렇지 않은지를 확인하는 과정이 될 수도 있다. 예를 들어 위성 신호의 수신 세기가 기 설정된 임계값 미만인 경우라면, 제어부(100)는 위성 신호가 수신되지 않은 것으로 간주하고 다시 S400단계에서 S406단계에 이르는 과정을 반복할 수도 있다. Meanwhile, the step S406 may be a process of checking not only when the satellite signal is actually received or received, but also whether or not the intensity of the received satellite signal is greater than or equal to a predetermined threshold value. For example, if the reception intensity of the satellite signal is less than a predetermined threshold value, the
한편, 도 3 및 도 4에서는 차량(160)의 기동으로 인해 발생하는 외란을, 위성 신호를 수신하기 위한 초기 위성 지향 구동 단계(S300단계)에서만 보상하는 것으로 설명하였으나, 상기 외란 보상값은 상기 제1 구동 제어값 및 상기 제2 구동 제어값에도 반영될 수 있음은 물론이다. 예를 들어 본 발명의 실시 예에 따른 위성 안테나 제어 장치의 제어부는 상기 제1 구동 제어값 또는 상기 제2 구동 제어값 각각에 상기 외란 보상값을 반영할 수도 있고, 또는 상기 기 설정된 가중치에 근거하여 합산된 구동 제어값에 상기 외란 보상값을 반영할 수도 있음은 물론이다. 3 and 4, the disturbance caused by the start of the
한편 도 5는, 도 3에서 도시한 과정 중 모노펄스 신호를 이용하여 제1 구동 제어값 및 제2 구동 제어값을 생성하는 과정을 보다 자세히 설명하기 위한 개념도이다.5 is a conceptual diagram for explaining the process of generating the first drive control value and the second drive control value using the mono pulse signal in the process shown in FIG.
도 5를 참조하여 살펴보면, 제어부(100)는 S500단계에서 위성 추적 방식에 근거한 제1 구동 제어값을 생성하는 동안, S502단계, S504단계, S506단계에서 안정화 제어 방식에 근거한 제2 구동 제어값을 생성할 수 있다. 5, while generating the first drive control value based on the satellite tracking method in step S500, the
여기서 상기 제2 구동 제어값 생성부(240)는 자이로 센서를 이용하는 것일 수 있다. 이러한 경우, 상기 자이로 센서는 상술한 바와 같이 옵셋 값으로 인한 편류가 발생하는 문제점이 있다. 따라서 이러한 문제점을 극복하기 위해 상술한 설명에서는 상기 옵셋 편류값을 보상하는 것을 기술한 바 있다. Here, the second drive
제어부(100)는 상기 옵셋 편류값을 보상하기 위해 S302단계에서 수신된 위성 신호를 이용할 수 있다. 예를 들어 제어부(100)는 수신된 위성 신호, 즉 모노펄스 신호를 드리프트 추정부(242)를 통해 PID(Propotional Integral Derivative : 비례 적분 미분) 제어하여 자이로 센서의 편류 성분을 추정한다(S502). 그리고 제어부(100)는 상기 추정된 편류 성분에 대한 보상값을 생성한다(S504). 그리고 제어부(100)는 자이로 센서의 측정값으로부터 상기 편류 성분에 대한 보상값을 반영하여 제2 구동 제어값을 생성한다(S506). The
한편, 제어부(100)는 상기 제1 및 제2 구동 제어값 생성부들(230, 240)을 동시에 제어하여 위성 추적 제어 방식에 근거한 제1 구동 제어값 및 안정화 제어 방식에 근거한 제2 구동 제어값을 동시에 생성하거나, 또는 순차적으로 하나씩 생성할 수도 있다. Meanwhile, the
예를 들어 제어부(100)는 상기 S500단계를 먼저 수행하여 위성 추적 제어 방식에 근거한 제1 구동 제어값을, 상기 제2 구동 제어값 생성부(240)에 인가할 수 있다. 이러한 경우 제어부(100)는 상기 S500단계를 통해 제1 구동 제어값 생성부(230)에서 생성된 제1 구동 제어값을, 제2 구동 제어값 생성부(240)에 인가할 수 있다. 그러면 제어부(100)는 상기 S502단계 내지 S506 단계를 진행하여 상기 제1 구동 제어값을 입력으로 하여 생성된 값에 S502단계 및 S504단계를 통해 생성된 편류 성분 보상값을 방영하여 제2 구동 제어값을 생성할 수 있다. 이러한 경우, 위성 추적 방식을 통해 생성된 구동 제어값으로 먼저 위성 추적을 수행하고, 그 위성 추적 결과에 따라 수신되는 위성 신호, 즉 예를 들어 모노펄스 신호에 근거하여 안정화 제어 방식에 의한 고각 및 방위각 페데스탈 장치(120, 110)의 구동 제어가 이루어질 수 있다. For example, the
또는 제어부(100)는 제1 구동 제어값 생성부(230)에서 생성된 제1 구동 제어값과, 제2 구동 제어값 생성부(240)에서 생성된 제2 구동 제어값을 기 설정된 가중치로 합산한 값을 다시 제2 구동 제어값 생성부(240)의 입력으로 인가할 수도 있다. 이러한 경우, 기 설정된 가중치에 따라 합산된 구동 제어값에 따라 위성 추적이 수행되고, 그 위성 추적 결과에 따라 수신되는 위성 신호에 근거하여 안정화 제어 방식에 의한 고각 및 방위각 페데스탈 장치(120, 110)의 구동 제어가 이루어지게 된다. Alternatively, the
상술한 바와 같이 본 발명은 자이로 출력 기준의 지향 각을 추정하기 위해 모노펄스 신호가 관성좌표계에 대한 안테나의 절대 지향 오차 각을 의미한다는 원리를 이용하였다. 즉 모노펄스 신호가 '0'일 때의 자이로 적분 각도가 자이로 출력 기준 위성 지향 각이 된다. As described above, the present invention uses the principle that the monopulse signal means an absolute directional error angle of the antenna with respect to the inertial coordinate system in order to estimate the directivity angle of the gyro output reference. That is, the gyro integral angle when the monopulse signal is '0' becomes the gyro output reference satellite orientation angle.
이는 모노펄스 신호를 드리프트 추정부(비례-적분 제어기)(242)에 입력하고 그 출력이 자이로 센서를 이용한 제2 구동 제어값 생성부(240)에서 생성되는 제2 구동 제어값이 되도록 폐루프를 구성함으로써 구현 될 수 있다. 여기서 비례-적분 제어 게인을 출력 증감 폭이 오차에 비해 낮게 출력되도록 선정하면 드리프트 추정부(242)은 모노펄스 신호가 '0'이 되는 방향으로 지속적으로 제어 각을 증감시키게 되고, 그 결과 모노펄스 신호가 최소가 되는 자이로 적분 제어 각을 출력하게 됨으로서 자이로 적분 각도를 추정하는 추정기로 동작하게 된다.This is because the monopulse signal is input to the drift estimation unit (proportional-integral controller) 242 and the output of the monopulse signal is supplied to the closed loop so as to be the second drive control value generated by the second drive control
보통 자이로는 1시간에 수도 이내의 드리프트 오차를 발생시키므로, 단시간에서는 그 오차 값이 미미하여 비례-적분기의 게인을 낮게 선정할 수 있다. 그러므로 모노펄스 노이즈에 대한 민감도를 줄이고, 구동 제어값에 따른 고각 및 방위각 페데스탈 장치(120, 110)의 각도 변경이 급격하게 변화되지 않으면서, 장시간의 자이로 적분 각도를 일정 오차 내에서 추정되어 구동 제어값으로 이용 할 수 있다.Since the gyro usually produces a drift error within one hour, the error value is small in a short time, and the gain of the proportional-integrator can be selected to be low. Therefore, the sensitivity to the monopulse noise can be reduced and the long-time gyro integration angle can be estimated within a certain error without changing the angle of the elevation and
이를 통해 위성신호 가림 현상 발생 시 비콘 신호 또는 모노펄스 신호의 차단 및 수신이 빈번하게 발생하는 상황에서도 보다 안정적으로 지향점 유지 및 원점 복귀가 가능하다. 이는 안정화 제어 방식에 따른 제2 구동 제어값 생성부(240) 및 위성 추정 방식에 따른 제1 구동 제어값 생성부(230)를 병렬로 제어하고, 안정화 제어 방식에 따라 생성되는 제2 구동 제어값의 가중치를 높게 설정함으로써 모노펄스 신호의 차단, 포착 등에 의해 제어 입력 값의 불연속적으로 변할 때 안정화 제어 방식에 따라 생성되는 제2 구동 제어값이 댐핑(damping) 요소로 작용하여 안정적인 모노펄스 신호의 출력값이'0' 인 상태에 도달할 수 있도록 동작하게 한다.This makes it possible to stably maintain the point of orientation and return to the origin even in the case where the beacon signal or the monopulse signal is intercepted and received frequently when the satellite signal blind occurs. The second driving
한편 상술한 본 발명의 설명에서는 구체적인 실시 예에 관해 설명하였으나, 여러 가지 변형이 본 발명의 범위에서 벗어나지 않고 실시할 수 있다. 특히 본 발명의 실시 예에서 언급된 드리프트 추정부와 위성 추적 방식에 따라 구동 제어값을 생성하는 제1 구동 제어값 생성부, 및 안정화 제어 방식에 따라 구동 제어값을 생성하는 제2 구동 제어값 생성부는 모노펄스 신호 또는 자이로 센서의 측정값을 비례 적분 미분(PID control : Propotional Integral Derivative control)하는 형태로 구현될 수도 있다. 또한 상기 자이로 센서의 측정값 및 모노펄스 신호로부터 노이즈 성분을 제거하기 위해 저역 필터 또는 칼만 필터등이 적용될 수 있다.While the invention has been shown and described with reference to certain preferred embodiments thereof, it will be understood by those skilled in the art that various changes and modifications may be made without departing from the spirit and scope of the invention. A first driving control value generator for generating a driving control value according to the drift estimating unit and the satellite tracking method mentioned in the embodiment of the present invention and a second driving control value generating unit for generating a driving control value according to the stabilizing control method, The part may be implemented in the form of a PID control (Propotional Integral Derivative control) of the measured value of the monopulse signal or the gyro sensor. Further, a low-pass filter or a Kalman filter may be applied to remove the noise component from the measured value of the gyro sensor and the monopulse signal.
그러므로 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정 및 변형이 가능할 것이다. 따라서 본 발명에 개시된 실시 예들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시 예에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석 되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.
Therefore, those skilled in the art will appreciate that various modifications, additions and substitutions are possible, without departing from the essential characteristics of the invention. Therefore, the embodiments disclosed in the present invention are not intended to limit the scope of the present invention but to limit the scope of the technical idea of the present invention. The scope of protection of the present invention should be construed according to the following claims, and all technical ideas within the scope of equivalents should be construed as falling within the scope of the present invention.
200 : 제어부 210 : 외란 각도 측정부
220 : 위성 신호 수신부 230 : 제1 구동 제어값 생성부
240 : 제2 구동 제어값 생성부 242 : 드리프트 추정부
250 : 위치 오차 측정부 260 : 메모리부
270 : 구동부200: control unit 210: disturbance angle measuring unit
220: satellite signal receiving section 230: first drive control value generating section
240: second drive control value generator 242: drift estimator
250: Position error measuring unit 260: Memory unit
270:
Claims (13)
위성 신호를 수신하는 위성 신호 수신부;
상기 위성 신호를 이용하여 위성의 위치를 추적하고, 추적 결과에 따라 상기 위성 안테나의 고각 및 방위각을 변경시키기 위한 제1 구동 제어값을 생성하는 제1 구동 제어값 생성부;
상기 위성 안테나의 지향 방향을 지속적으로 유지하기 위해 상기 위성 안테나의 고각 및 방위각을 변경시키기 위한 제2 구동 제어값을 생성하는 제2 구동 제어값 생성부; 및,
상기 제1 구동 제어값과 상기 제2 구동 제어값을 적어도 하나 이용하여 생성되는 제3 구동 제어값에 근거하여 상기 위성 안테나의 고각 및 방위각이 변경되도록 하는 제어부를 포함하며,
상기 제어부는,
상기 제1 구동 제어값과 상기 제2 구동 제어값을 기 설정된 가중치에 따라 합산하여 상기 제3 구동 제어값을 생성하고,
상기 제3 구동 제어값을 상기 제2 구동 제어값 생성부의 입력으로 인가하여, 상기 제3 구동 제어값을 입력받아 생성되는 제2 구동 제어값에 근거하여 상기 위성 안테나의 고각 및 방위각이 변경되도록 하는 것을 특징으로 하는 위성 안테나 제어 장치.
A control device for a satellite antenna provided in a mobile platform,
A satellite signal receiving unit for receiving a satellite signal;
A first drive control value generator for generating a first drive control value for tracking the position of the satellite using the satellite signal and changing a high angle and an azimuth angle of the satellite antenna according to a result of the tracking;
A second drive control value generator for generating a second drive control value for changing the elevation angle and the azimuth angle of the satellite antenna to continuously maintain the direction of the satellite antenna; And
And a controller for changing the elevation angle and the azimuth angle of the satellite antenna based on a third driving control value generated by using at least one of the first driving control value and the second driving control value,
Wherein,
And the third drive control value is generated by summing the first drive control value and the second drive control value according to a predetermined weight,
The third driving control value is applied to the input of the second driving control value generating unit so that the elevation angle and azimuth angle of the satellite antenna are changed based on the second driving control value generated by receiving the third driving control value And a satellite antenna.
상기 위성으로부터 수신되는 비콘 신호를 이용한 로빙 방식의 위성 추적 제어 방식 또는 모노펄스 신호를 이용한 위성 추적 제어 방식에 따라 상기 제1 구동 제어값을 생성하는 것을 특징으로 하는 위성 안테나 제어 장치.
2. The apparatus of claim 1, wherein the first drive control value generator comprises:
Wherein the first driving control value is generated according to a roving satellite tracking control method using a beacon signal received from the satellite or a satellite tracking control method using a monopulse signal.
상기 제1 구동 제어값을 상기 제2 구동 제어값 생성부의 입력으로 인가하고, 상기 제1 구동 제어값을 입력받아 생성되는 제2 구동 제어값에 근거하여 상기 위성 안테나의 고각 및 방위각이 변경되도록 하는 것을 특징으로 하는 위성 안테나 제어 장치.
3. The apparatus of claim 2,
The first drive control value is applied to the input of the second drive control value generator and the high angle and the azimuth angle of the satellite antenna are changed based on the second drive control value generated by receiving the first drive control value And a satellite antenna.
상기 제1 구동 제어값과 상기 제2 구동 제어값을 기 설정된 가중치에 따라 합산하여 상기 제3 구동 제어값을 생성하는 것을 특징으로 하는 위성 안테나 제어 장치.
The apparatus of claim 1,
And the third drive control value is generated by summing the first drive control value and the second drive control value according to a predetermined weight value.
자이로 센서; 및,
상기 위성 신호를 이용하여 기준값을 생성하는 기준값 생성부를 더 포함하며,
상기 기준값 생성부를 이용하여 상기 자이로 센서의 편류 성분을 추정하고, 상기 자이로 센서에서 측정된 값으로부터 상기 추정된 편류 성분을 보상하여 상기 제2 구동 제어값을 생성하는 것을 특징으로 하는 위성 안테나 제어 장치.
2. The apparatus of claim 1, wherein the second drive control value generator comprises:
Gyro sensor; And
And a reference value generator for generating a reference value using the satellite signal,
Wherein the controller estimates the drift component of the gyro sensor using the reference value generator and compensates the estimated drift component from the value measured by the gyro sensor to generate the second drive control value.
상기 수신된 위성 신호로부터 상기 위성 안테나가 지향하는 방향과 상기 위성이 위치한 방향의 오차를 측정하는 위치 오차 측정부를 더 구비하고,
상기 위치 오차 측정부의 오차 측정 결과, 오차가 있는 경우, 상기 위성 신호를 다시 수신하고, 다시 수신된 위성 신호에 근거한 상기 제3 구동 제어값을 생성 및 새로 생성된 제3 구동 제어값에 따라 상기 위성 안테나의 고각 및 방위각을 변경하는 것을 특징으로 하는 위성 안테나 제어 장치.
The apparatus of claim 1,
And a position error measuring unit for measuring an error between a direction in which the satellite antenna is oriented and a direction in which the satellite is located, from the received satellite signal,
And a second satellite control unit for receiving the satellite signal again when there is an error in the error measurement result of the position error measuring unit, generating the third drive control value based on the satellite signal received again, And changes the elevation angle and the azimuth angle of the antenna.
상기 이동 플랫폼의 기동으로 인한 외란을 측정 및 상기 측정된 외란을 보상하기 위한 외란 보상값을 생성하는 외란 측정부를 더 구비하고,
상기 제어부는,
상기 위성 신호를 수신하기 위해 상기 위성 안테나의 고각 및 방위각의 초기 구동을 위한 초기 구동 제어값, 상기 제1 구동 제어값, 상기 제2 구동 제어값 또는 상기 제3 구동 제어값 중 적어도 하나에 상기 외란 보상값을 반영하는 것을 특징으로 하는 위성 안테나 제어 장치.
The method according to claim 1,
And a disturbance measurement unit for measuring a disturbance due to the start of the moving platform and generating a disturbance compensation value for compensating the measured disturbance,
Wherein,
An initial drive control value for initial drive of the high angle and azimuth angle of the satellite antenna to receive the satellite signal, the disturbance to at least one of the first drive control value, the second drive control value or the third drive control value And the compensation value is reflected.
초기 위성 지향 구동을 수행하는 단계;
위성으로부터 전송되는 위성 신호를 수신하는 단계;
상기 수신된 위성 신호를 이용하여, 위성의 위치를 추적하기 위해 또는 상기 위성 안테나의 지향 방향을 지속적으로 유지하기 위해 상기 위성 안테나의 고각 및 방위각을 변경시키기 위한 적어도 하나의 구동 제어값을 생성하는 단계;
상기 생성된 적어도 하나의 구동 제어값을 이용하여 제4 구동 제어값을 생성하는 단계; 및,
상기 제4 구동 제어값에 따라 상기 위성 안테나의 고각 및 방위값을 변경시키는 단계를 포함하며,
상기 제4 구동 제어값을 생성하는 단계는,
상기 적어도 하나의 구동 제어값을 기 설정된 가중치에 따라 합산하여 제5 구동 제어값을 생성하는 단계; 및,
상기 제5 구동 제어값을 상기 제4 구동 제어값을 생성하기 위한 입력값으로 인가하여 상기 제4 구동 제어값을 생성하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 위성 안테나 제어 방법.
A method of controlling a satellite antenna mounted on a mobile platform,
Performing an initial satellite-oriented drive;
Receiving a satellite signal transmitted from a satellite;
Using the received satellite signal to generate at least one drive control value for tracking the position of the satellite or for changing the elevation and azimuth angles of the satellite antenna to continuously maintain the direction of orientation of the satellite antenna ;
Generating a fourth drive control value using the generated at least one drive control value; And
And changing the elevation and azimuth values of the satellite antenna according to the fourth drive control value,
Wherein the step of generating the fourth drive control value comprises:
Summing the at least one drive control value according to a predetermined weight to generate a fifth drive control value; And
And generating the fourth drive control value by applying the fifth drive control value as an input value for generating the fourth drive control value.
상기 이동 플랫폼의 기동중에 발생하는 외란을 측정하는 단계;
상기 측정된 외란을 보상하기 위한 외란 보상값을 생성하는 단계;
상기 위성 안테나의 고각 및 방위각을 변경하는 페데스탈 장치의 초기 구동값에 상기 외란 보상값을 반영하는 단계;
상기 위성 신호의 수신가능 여부를 판단하는 단계; 및
상기 위성 신호의 수신 가능 여부에 근거하여 상기 외란을 측정하는 단계, 상기 외란 보상값을 생성하는 단계, 및 상기 외란 보상값을 반영하는 단계를 반복하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 위성 안테나 제어 방법.
10. The method of claim 9, wherein performing the initial satellite-
Measuring disturbance occurring during start-up of the moving platform;
Generating a disturbance compensation value for compensating the measured disturbance;
Reflecting the disturbance compensation value to an initial driving value of a pedestal device that changes the elevation angle and the azimuth angle of the satellite antenna;
Determining whether the satellite signal can be received; And
Further comprising repeating the step of measuring the disturbance based on whether or not the satellite signal can be received, generating the disturbance compensation value, and reflecting the disturbance compensation value. Way.
상기 변경된 고각 및 방위각에 따라 위성 안테나로부터 수신되는 위성 신호로부터 오차를 측정하는 단계; 및
상기 오차 측정 결과에 따라, 상기 적어도 하나의 구동 제어값을 생성하는 단계, 상기 기 설정된 가중치에 근거하여 합산하는 단계, 및 상기 위성 안테나의 고각 및 방위각을 변경시키는 단계를 반복하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 위성 안테나 제어 방법. 10. The method of claim 9,
Measuring an error from a satellite signal received from a satellite antenna according to the changed elevation angle and azimuth; And
Generating the at least one drive control value in accordance with the error measurement result, summing based on the predetermined weight value, and changing the elevation angle and azimuth angle of the satellite antenna And a satellite antenna.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1020140025749A KR101537671B1 (en) | 2014-03-04 | 2014-03-04 | An apparatus and method for control satellite antenna |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1020140025749A KR101537671B1 (en) | 2014-03-04 | 2014-03-04 | An apparatus and method for control satellite antenna |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| KR101537671B1 true KR101537671B1 (en) | 2015-07-17 |
Family
ID=53873583
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| KR1020140025749A KR101537671B1 (en) | 2014-03-04 | 2014-03-04 | An apparatus and method for control satellite antenna |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| KR (1) | KR101537671B1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114342456A (en) * | 2020-06-28 | 2022-04-12 | 北京小米移动软件有限公司 | Measurement method, base station, multimode terminal, communication device and storage medium |
| KR20230114622A (en) * | 2022-01-25 | 2023-08-01 | 국방과학연구소 | Monopulse tracking method and system based on multi state mode |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20090047013A (en) * | 2007-11-07 | 2009-05-12 | 위월드 주식회사 | Satellite antenna system for enhancing tracking efficiency, and it's method |
| KR20100005346A (en) * | 2008-07-07 | 2010-01-15 | 엘아이지넥스원 주식회사 | Device for controlling antenna |
| KR101041850B1 (en) * | 2010-09-07 | 2011-06-15 | 엘아이지넥스원 주식회사 | Movable satellite tracking system and method |
| KR101088053B1 (en) * | 2005-04-04 | 2011-11-29 | 레이티언 캄파니 | System and method for coherently combining a plurality of radars |
-
2014
- 2014-03-04 KR KR1020140025749A patent/KR101537671B1/en active IP Right Grant
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101088053B1 (en) * | 2005-04-04 | 2011-11-29 | 레이티언 캄파니 | System and method for coherently combining a plurality of radars |
| KR20090047013A (en) * | 2007-11-07 | 2009-05-12 | 위월드 주식회사 | Satellite antenna system for enhancing tracking efficiency, and it's method |
| KR20100005346A (en) * | 2008-07-07 | 2010-01-15 | 엘아이지넥스원 주식회사 | Device for controlling antenna |
| KR101041850B1 (en) * | 2010-09-07 | 2011-06-15 | 엘아이지넥스원 주식회사 | Movable satellite tracking system and method |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114342456A (en) * | 2020-06-28 | 2022-04-12 | 北京小米移动软件有限公司 | Measurement method, base station, multimode terminal, communication device and storage medium |
| CN114342456B (en) * | 2020-06-28 | 2024-04-09 | 北京小米移动软件有限公司 | Measurement method, base station, multimode terminal, communication device, and storage medium |
| KR20230114622A (en) * | 2022-01-25 | 2023-08-01 | 국방과학연구소 | Monopulse tracking method and system based on multi state mode |
| KR102667395B1 (en) * | 2022-01-25 | 2024-05-21 | 국방과학연구소 | Monopulse tracking method and system based on multi state mode |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7561098B2 (en) | System and method for estimating airborne radar antenna pointing errors | |
| JP4210319B2 (en) | Satellite tracking antenna system and satellite tracking method | |
| EP1399987B1 (en) | Method for accurately tracking and communicating with a satellite from a mobile platform | |
| EP3702806A1 (en) | Control device, control method, program, and storage medium | |
| KR101793834B1 (en) | Apparatus and method for controlling of satellite tracking antenna to be stabilized | |
| JP2007139690A (en) | Radar system | |
| CN111051911B (en) | Control device | |
| KR20060015474A (en) | Tracking system for flat mobile antenna | |
| KR101502551B1 (en) | Apparatus for tracking target bsed on hybrid technique | |
| JP2011127939A (en) | Moving body position estimating/tracking device, method of estimating/tracking position of moving body, and moving body position estimating/tracking program | |
| KR101537671B1 (en) | An apparatus and method for control satellite antenna | |
| KR100666768B1 (en) | An antenna device | |
| WO2015122142A1 (en) | Antenna device and antenna device control method | |
| KR101502550B1 (en) | Apparatus for tracking target considering movement of target and method thereof | |
| JP2007303865A (en) | Satellite tracking antenna apparatus | |
| US20220244401A1 (en) | Mobile body control device, mobile body control method, and program | |
| JP4440814B2 (en) | Antenna control device | |
| JP2011038730A (en) | Missile guiding device | |
| KR101514666B1 (en) | STABILIZATION SYSTEM OF SATELLITE TRACKING ANTENNA BY USING Gyro AND Kalman FILTER, STABILIZATION CONTROL METHOD AND OF SATELLITE TRACKING ANTENNA | |
| KR101933474B1 (en) | Monopulse positioning system and operating method of thereof | |
| JP2008304329A (en) | Measuring device | |
| KR102039047B1 (en) | Hybrid tracking method and apparatus consisting of step tracking and mono-pulse tracking for improve performance in tracking satellite in mobile satellite communication terminal | |
| KR101578048B1 (en) | Auto-tracking antenna system | |
| CN111505768A (en) | Mobile single-mode optical fiber tracking and aiming method and mobile single-mode optical fiber tracking and aiming device | |
| JP2013005277A (en) | Antenna polarization angle error calculation method and antenna polarization angle control device |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| E701 | Decision to grant or registration of patent right | ||
| GRNT | Written decision to grant | ||
| FPAY | Annual fee payment |
Payment date: 20190702 Year of fee payment: 5 |