KR20120019786A

KR20120019786A - 정찰 및 감시임무를 위한 임시위성군집궤도 설계 시스템 및 그 방법

Info

Publication number: KR20120019786A
Application number: KR1020100083227A
Authority: KR
Inventors: 김해동
Original assignee: 한국항공우주연구원
Priority date: 2010-08-27
Filing date: 2010-08-27
Publication date: 2012-03-07
Also published as: KR101181419B1

Abstract

본 발명은 인공위성의 궤도설계에 관한 것으로, 보다 상세하게는 현재 우주상에서 서로 다른 임무, 탑재체 및 궤도특성을 가지고 운용 중인 소수 개(3~5기)의 인공위성들로 하여금 일정 기간 동안 특정 지역을 효과적으로 정찰 혹은 감시하기 위해 임시위성군집제도로 엮기 위한 설계 시스템을 제공하는 것으로써, 기존의 대량의 동일한 탑재체 및 궤도특성을 가지는 위성들을 이용하는 위성군집궤도를 설계하고 운용함에 있어서 발생하는 고비용 문제를 해결함과 동시에 이벤트 발생에 따른 신속한 정찰 및 감시 임무를 수행할 수 있도록 한다.
이를 위하여, 본 발명에 따른 정찰 및 감시임무를 위한 임시위성군집제도 설계 시스템은, 운용 중인 각 위성들의 현재 궤도 및 임무궤도 요소들을 입력하는 현재궤도 입력부와 감시 및 정찰하고자 하는 목표지점을 입력하는 목표지점 입력부와 임시위성군집궤도로 엮어 성취하고자 하는 커버리지 특성 및 상기 임시위성군집궤도로 엮고자 하는 시작과 종료 시각을 입력하는 커버리지 목표 입력부와 현재 잔여 추진제량 및 상기 임시위성군집궤도로 재배치되기 위한 궤도기동에 사용가능한 추진제량을 입력하는 위성연료 제한조건 입력부와 상기 커버리지 목표를 최대화하기 위해 현재 궤도로부터 임시위성군집궤도로 재배치하기 위한 각 위성들의 목표궤도를 찾는 유전알고리즘 해석부와 상기 임시위성군집궤도로 엮어 특정지역을 관측함으로써 얻게 되는 상기 커버리지 목표 달성도를 계산하는 커버리지 해석부와 현재 궤도에서 상기 임시위성군집궤도로 재배치되기 위해 상기 각 위성들이 수행해야할 궤도기동량을 계산하는 궤도기동 해석부와 상기 임시위성군집궤도로 재배치된 후 목적하는 커버리지 특성에 따른 목적 달성도를 판단하는 목적함수 판단부 및 상기 목적함수 판단부를 통해 설정된 수렴한계에 도달한 시점에서의 상기 임시위성군집궤도상으로 궤도재배치를 하기 위한 각 위성들의 새로운 궤도를 표시해주는 목표궤도 출력부를 포함한다.
이에 따라, 현재 운용 중인 소수 개의 위성들을 이용하여 특정 지역에 대한 정찰 및 감시 임무를 수행하도록 함으로써 한정된 위성 자원으로 최대의 관측 효과를 얻을 수 있다.

Description

정찰 및 감시임무를 위한 임시위성군집제도 설계 시스템 및 그 방법{Temporary satellite constellaion design system and the method for a reconnaissance and surveillance mission }

본 발명은 인공위성의 궤도설계에 관한 것으로, 보다 상세하게는 현재 우주상에서 서로 다른 임무, 탑재체 및 궤도 특성을 가지고 운용 중인 소수 개(3~5기)의 인공위성들로 하여금 일정 기간 동안 특정 지역을 효과적으로 정찰 혹은 감시하기 위해 임시위성군집제도로 재배치하기 위한 설계 시스템 및 그 방법을 제공하는 것으로써, 기존의 대량의 동일한 탑재체 및 궤도특성을 가지는 위성들을 이용하는 위성군집궤도를 설계하고 운용함에 있어서 발생하는 고비용 문제를 해결함과 동시에 이벤트 발생에 따른 신속한 정찰 및 감시 임무를 수행할 수 있도록 한다.

인공위성 궤도설계는 일반적으로 인공위성 임무에 따라 결정된다. 특히, 지구를 관측하는 임무를 가진 저궤도 위성은 전자광학카메라 등과 같은 탑재체의 가시면적(Field of view)이 제한되어 있어 전 지구 혹은 특정 지역을 관측하는데 일정 기간이 소요된다. 따라서, 신속하게 혹은 연속적으로 전 지구 혹은 특정 지역을 관측하기 위해 대량의 위성들을 이용하는 위성군집궤도(Satellite constellation)가 발명되었다. 대표적인 위성군집궤도로는 GPS 항법위성군이 있으며, 특히 저궤도 상에서 운용되는 이리듐 위성군은 총 66기 위성들로 구성되어 있다.

이들 위성군집궤도는 각 위성들이 동일한 탑재체를 가지고 있으며, 동일한 형태의 궤도상에서 특정 규칙을 가지고 배열하게 되는데 대표적으로 Walker 위성군집궤도 설계방식이 주로 사용된다. 이 설계방식에 의해 설계된 GPS 위성군집궤도나 이리듐 위성군집궤도는 지구상 어디에서나 사용자가 연속적으로 일정 개수 이상의 해당 위성들과 통신이 가능하도록 전 지구적(Global)인 통신시스템을 구현한다.

하지만, 어떤 임무의 경우에는 전 지구를 목표지역으로 하여 연속적인 관측 혹은 통신이 이루어질 필요가 없을 수도 있는데, 예를 들어 특정 지역 혹은 특정 지점만을 비연속적으로 관측하고자 할 경우이다. 이때는 Walker 위성군집궤도 설계시 기본적으로 고려해야 하는 궤도상의 대칭적인 배열이 필요하지 않을 수 있는데, 이를 고려한 위성군집궤도 설계방법을 Non-Walker 위성군집궤도 설계라고 한다. 대표적인 설계방식으로는 Street of Coverage 방식이 있으며, 비원형궤도 즉, 타원궤도를 이용한 Ellipso 및 Molniya 위성군집궤도 등도 비대칭적인 배열을 가지고 있다.

하지만, 지구상의 특정 지역에서 재난이나 국지전 등과 같은 이벤트가 발생할 경우 현재 운용 중인 소수 개의 위성들이 각각 상이한 궤도에서 서로 다른 탑재체를 가지더라도 이들 위성들을 최대한 활용하여 집중적인 관측을 할 필요성이 있는데, 이러한 목적을 달성하기에 종래의 위성군집궤도 설계 방법으로는 해결할 수 없는 문제점이 있다.

그 이유는 첫째, 각 위성들의 궤도형태 및 특성이 제각각이므로 종래의 기술들이 동일한 원형궤도 혹은 동일한 타원궤도 여러 개를 가정한 해석적인 접근법에 근거하므로 활용될 수 없다. 둘째, 각 위성들이 제각각 상이한 관측 가시범위, 관측형태(예, 원형이거나 사각형이거나 일정 방향에 제한영역이 있거나) 및 관측 특성(예, 전자광학 카메라는 주간에만 유효하나 합성개구레이더는 주,야간 모두 유효)이 다르므로 일정 형태의 관측 가시범위, 관측 형태 및 관측 특성을 모든 위성이 동일하게 가진다는 전제 조건하에 활용 가능한 종래의 접근법으로는 풀 수 없다. 셋째, 종래의 해석적 접근법에는 모든 위성들이 상이한 궤도기동이 소요된다는 가정과 소모되는 추진제양을 제한조건으로 반영할 여지가 없으며, 넷째, 종래의 해석적 접근법을 적용시 커버리지 달성도 즉, 목적함수를 최소화하기 위해서는 목적함수의 내용이 미분 가능하고 연속적이어야 하지만 본 발명에서 해결하고자 하는 문제는 미분 불가능하여 불연속적인 목적함수를 구성할 수밖에 없기 때문에 종래의 해석적 접근법의 적용이 불가능하기 때문이다.

본 발명은 상술한 문제점을 해결하기 위하여 창출된 것으로, 현재 운용 중인 소수 개의 위성들을 이용하여 일정 기간 동안 특정 지역을 신속하고 효과적으로 정찰 혹은 감시하고자 임시위성군집궤도로 엮기 위해 필요한 각 위성들의 목적궤도를 설계하는 시스템을 제공하는데 그 목적이 있다.

본 발명의 또 다른 목적은 임시위성군집궤도를 구성하기 위해 사용할 위성들의 현재 궤도 형태 및 궤도 특성에 구애받지 않으며, 각 위성들이 장착하고 있는 탑재체들의 관측 가시범위, 관측형태 및 관측 특성이 상이하더라도 문제가 없으며, 특히, 궤도재배치를 위해 필요한 추진제양을 제한 조건으로 반영함으로써 일시적인 위성군집궤도상의 임무 종료 후 각 위성들이 본래의 임무를 수행하기 위한 고유의 임무궤도로 복귀할 수 있도록 함으로써 대량의 위성들을 보유하지 않더라도 운용 중인 소수 개의 위성들을 이용하여 단기간에 특정 목적을 효율적으로 달성하도록 해주는 시스템을 제공하는 데 또 다른 목적이 있다.

상기의 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 정찰 및 감시임무를 위한 임시위성군집제도 설계 시스템은, 외부로부터 각 위성들의 현재 궤도 정보 및 임시위성군집궤도로 재배치하기 위한 목표 궤도 정보를 입력받아 입력신호를 생성하는 입력부와 상기 입력부의 입력신호를 바탕으로 각 위성의 목표 궤도를 찾아 임시위성군집궤도를 설계하는 설계부 및 상기 목표 궤도에 따른 성취도를 계산하는 성취도계산부를 포함한다.

또한, 상기 각 위성들의 목표 궤도를 표시해주는 출력부를 더 포함할 수 있다.

또한, 상기 현재 궤도 정보는 운용 중인 상기 각 위성들의 현재 궤도 및 임무 궤도를 포함할 수 있고, 상기 목표 궤도 정보는 목표 지점, 커버리지 정보, 상기 임시위성군집궤도로 재배치되는 시작 시간또는 종료 시간 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.

또한, 상기 입력부는 상기 각 위성의 잔여 추진제량 및 임시위성군집궤도로 재배치되기 위한 궤도기동에 사용 가능한 추진제량을 입력받아 입력신호를 생성할 수 있고, 상기 입력신호는 현재궤도신호, 목표궤도신호 또는 연료제한신호 중 어느 하나일 수 있다.

또한, 상기 설계부는 유전 알고리즘을 이용하여 상기 각 위성들을 임시위성군집궤도로 재배치함으로써 커버리지 목표를 최대화하여 임시위성군집궤도를 설계할 수 있고, 상기 각 위성들이 현재 궤도에서 임시위성군집궤도로 재배치되기 위하여 수행해야할 궤도기동량을 계산하여 임시위성군집궤도를 설계할 수도 있다.

또한, 상기 성취도계산부는 커버리지 목표 달성도를 계산하거나 목적함수를 이용하여 목적 달성도를 계산할 수 있다.

또한,상기 목적함수는 수학식을 포함할 수 있다.

(

는 목적함수, COV는 커버리지 목적,

는 임시위성군집궤도로 궤도재배치하기 위해 필요한 허용 추진제양을 반영하는 가중치)

또한, 상기 출력부는 상기 각 위성들에 대하여, 임시위성군집궤도로 재배치되어 일시적인 임무를 수행한 후 원래 임무궤도로 복귀시 필요한 추진제량을 추정할 수 있는 계산도구 또는 계산결과를 출력할 수 있고, 2D 또는 3D 디스플레이를 통하여 상기 각 위성들의 현재 궤도, 재배치된 임시위성군집궤도상의 임무 궤도 또는 상기 각 위성들의 위치상에서의 탑재체 관측 영역 중 적어도 하나를 출력할 수 있다.

한편, 본 발명에 따른 임시위성군집궤도 설계 방법은 외부로부터 각 위성들의 현재 궤도 정보 및 임시위성군집궤도로 재배치하기 위한 목표 궤도 정보를 입력받아 입력신호를 생성하는 단계와 상기 입력신호를 바탕으로 각 위성의 목표 궤도를 찾아 임시위성군집궤도를 설계하는 단계 및 상기 목표 궤도에 따른 성취도를 계산하는 단계를 포함한다.

또한, 본 발명은 상기의 방법을 실행시키기 위한 프로그램을 기록한 컴퓨터로 읽을 수 있는 매체도 포함한다.

본 발명에 따른 정찰 및 감시임무를 위한 임시위성군집제도 설계 시스템 및 그 방법에 의하면,

첫째, 현재 운용 중인 소수 개의 위성들을 이용하여 특정 지역에 대한 정찰 및 감시 임무를 수행하도록 함으로써 한정된 위성 자원으로 최대의 관측 효과를 얻을 수 있다.

둘째, 개개의 위성들에 대한 각 궤도요소 별 궤도 재배치 영역을 평가하고, 각 위성들의 궤도 재배치 조합에 따른 커버리지 목적 달성도를 평가해야 하는 반복적인 작업을 줄임으로써 시간적, 비용적 효율을 높일 수 있다.

셋째, 임시위성군집궤도를 구성하고자 하는 현재 위성들의 궤도 형태, 궤도 특성 및 탑재체의 관측 가시범위, 관측 형태 및 관측 특성에 구애받지 않는다.

넷째, 임시위성군집궤도로 재배치하고 이후 본래의 임무궤도로 복귀하는데 소요되는 추진제양 등을 고려할 수 있다.

다섯째, 위성군집궤도상에서 운용하거나 발사 후 위성군집궤도로 재배치한다는 사전 의도가 없는 서로 상이한 위성들을 이벤트 여부에 따라 임시로 재배치할 수 있으므로 저비용으로 단기간에 특정 지역을 관측하는 목적을 매우 신속하게 성취할 수 있다.

도 1은 종래의 기술에 의해 설계된 위성군집궤도의 예시를 도시한 것이고,
도 2는 본 발명에 따른 임시위성군집궤도의 실시 예를 도시한 것이고,
도 3은 본 발명의 실시 예에 따른 임시위성군집궤도 설계 시스템의 기능블록도이고,
도 4는 유전알고리즘의 흐름도이고,
도 5는 본 발명의 실시 예에 따른 임시위성군집궤도 설계 방법의 흐름도이다.

이하 첨부된 도면을 참조하면서 본 발명에 따른 바람직한 실시 예를 상세히 설명하기로 한다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정해서 해석되어서는 아니 되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여, 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다.

따라서, 본 명세서에 기재된 실시 예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일 실시 예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형 예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.

도 1은 종래의 기술에 의해 설계된 위성군집궤도의 예시들을 보여주고 있다. 각 위성들은 해석적인 접근법을 이용하기 위해 동일한 궤도모양 (원궤도 혹은 타원궤도로 통일)을 가져야 하며, 각 위성들이 관측하고자 장착한 탑재체의 관측 가시범위 및 형태가 모두 동일하다는 전제 조건이 반드시 필요하다.

이러한 기존 위성군집궤도들은 모두 위성을 개발하기 전에 사용자의 요구사항에 맞추어 설계되며, 설계된 궤도상에 위성들을 정확하게 투입하여 운용해야만 당초의 임무를 만족하게 된다.

하지만, 지구상의 특정 지역에서 재난이나 국지전 등과 같은 이벤트가 발생할 경우 현재 운용 중인 소수 개의 위성들이 제각각 상이한 궤도에서 서로 다른 탑재체를 가지더라도 이들 위성들을 최대한 활용하여 집중적인 관측을 할 필요성이 발생된다. 즉, 운용 중인 개개의 위성들을 궤도상에서 위치를 변경함으로써(궤도기동을 통해) 이벤트가 발생한 특정 지역을 원래 임무궤도상에서 촬영할 수 있는 횟수보다 증가시키는 것이 필요하다. 현재 운용 중인 개개의 위성들에 대해 특정 지역을 현재보다 더 많이 접근하도록 궤도를 개별적으로 재배치할 수도 있으나, 운용 가능한 위성들을 하나의 '임시위성군집궤도(Temporary Satellite Constellation)'로 재배치한다면 특정 지역을 접근함에 있어 촬영기회 등과 같은 관측상의 특정 목적(커버리지, Coverage) 달성도를 더욱 향상시킬 수 있게 된다. 이때, 중요한 제한조건은 각 위성들의 궤도재배치를 위한 궤도기동(Orbit maneuvering)에 소요되는 추진제양이며, 잔여 임무기간 동안에 사용가능한 추진제양을 고려하여 제한되어야 한다.

도 2는 본 발명의 실시 예를 위해 설계된 임시위성군집궤도를 보여주고 있다. 도 2에서 보는 바와 같이 각 위성들의 궤도 형태는 모두 제각각이며, 탑재체의 관측 형태 및 가시범위 역시 모두 제각각인 상태에서 하나의 위성군집궤도로 재배치하여 일정 기간 동안에 임시적인 임무를 수행함을 목적으로 운영된다.

도 3은 본 발명의 실시 예에 따른 임시위성군집궤도 설계 시스템의 기능블록도로, 상기 도 3을 참조하여 임시위성군집궤도 설계 시스템에 대해 자세히 설명한다.

상기 임시위성군집궤도 설계 시스템은 입력부(100), 설계부(200), 성취도계산부(300), 출력부(400)를 포함하여 구성된다.

상기 입력부(100)는 외부로부터 각 위성들의 현재 궤도 정보 및 임시위성정보군집궤도로 재배치하기 위한 목표 궤도 정보를 입력받아 입력신호를 생성한다. 이때, 상기 입력부(100)는 사용자로부터 직접 입력받을 수도 있고, 기계적으로 자동으로 입력받을 수도 있으며, 네트워크를 이용하여 정보를 전송받아 입력받을 수도 있는 등 외부로부터 입력받는 형태에 구애받지 않는다.

상기 현재 궤도 정보는 운용 중인 상기 각 위성들의 현재 궤도 및 임무 궤도를 포함하고, 하기에 설명할 설계부(200)로 전송되어 임시위성군집궤도로 재배치하기 위한 새로운 궤도 요소로 변경된다. 또한, 현재 궤도 정보의 임무 궤도로부터 각 위성의 궤도 특성을 파악하고, 이를 임시위성군집궤도상에서의 임무가 종료된 후 원래의 임무 궤도로 궤도기동하기 위해 필요한 추진 제양을 계산할 때도 이용한다.

상기 목표 궤도 정보는 목표 지점, 커버리지(coverage) 정보, 상기 임시위성군집궤도로 재배치되는 시작 시간 또는 종료 시간 중 적어도 하나를 포함한다.

상기 목표지점은 임시위성군집궤도를 형성하여 관측하고자 하는 특정지역 혹은 특정지점을 의미하는 것으로, 경도 및 위도로 입력받거나, 지도상에서 마우스를 통해 해당 목표지점을 입력받거나, 특정 경계면 즉, 시/도 경계면 혹은 국가별 경계면을 지정하여 입력받을 수 있다.

상기 입력된 목표지점은 타겟이 되고, 상기 설계부(200)로 전송되며, 상기 성취도계산부(300)에 의해 목표 궤도에 따른 성취도를 계산하는데 사용된다.

상기 커버리지 정보는 임시위성군집궤도로 재배치하여 성취하고자 하는 커버리지 특성에 관한 것으로, 대표적으로 재방문주기(Revisit time), 접근횟수(Access time), 갭 기간(Gap duration), 응답시간(Response time) 등이 있으며, 그 외 다양한 형태의 정보를 포함할 수 있다.

한편, 상기 입력부(100)는 상기 각 위성의 잔여 추진제량 및 임시위성군집궤도로 재배치되기 위한 궤도기동에 사용 가능한 추진제량을 입력받아 입력신호를 생성할 수 있다. 이때, 재배치되기 위한 궤도기동에 사용 가능한 허용 최대치를 입력받는 것이 바람직하며, 재배치되어 임시적인 임무를 종료한 후 추후 원래 임무궤도로 복귀하기 위해 필요한 추진제양을 계산할 수 있도록 함으로써 잔여 추진제양 대비 궤도재배치에 할당가능한 추진제 허용 최대량을 추산할 수 있도록 한다.

또한, 상기 입력신호는 현재궤도신호, 목표궤도신호 또는 연료제한신호 중 어느 하나이다.

상기 현재궤도신호는 상기 현재 궤도 정보를 외부로부터 입력받았다는 신호이고, 상기 목표궤도신호는 상기 목표 궤도 정보를 외부로부터 입력받았다는 신호이고, 상기 연료제한신호는 각 위성의 잔여 추진제량 및 임시위성군집궤도로 재배치되기 위한 궤도기동에 사용 가능한 추진제량을 외부로부터 입력받았다는 신호이다.

상기 설계부(200)는 상기 입력부(100)의 입력신호를 바탕으로 각 위성의 목표 궤도를 찾아 임시위성군집궤도를 설계한다.

이때, 상기 설계부(200)는 유전 알고리즘을 이용하여 상기 각 위성들을 임시위성군집궤도로 재배치함으로써 커버리지 목표를 최대화하여 임시위성군집궤도를 설계한다.

유전 알고리즘은 목적함수의 최적화를 얻기 위해 활용하는 것으로 자연계의 적자생존 법칙을 모사하여 초기 개체(즉, 초기집단해)들로부터 서로 다른 개체들을 생성하고 각 개체들간의 선택과 교배를 통해 자손(즉, 최적해의 수보)를 생성하고 특정 비율의 돌연변이를 통해 특정 최적해의 후보군들이 지역해(Local minima)에 수렴하는 것을 지양함으로써 전역해(Global minima)로 수렴하도록 여러 세대를 걸쳐 진화하는 알고리즘이다. 따라서 목적함수가 비연속적이거나 동역학 함수로 설정하기 어려워 미분이 불가능할 경우에 적용할 수 있는 알고리즘이다. 따라서, 정찰 및 감시 임무를 임시로 수행하기 위해 다양한 궤도 형태 및 서로 다른 탑재체 특성을 가진 위성들로 이루어진 임시위성군집궤도 설계시 기존의 Walker 및 Non-Walker 방식 등과 같은 해석적 접근방법으로는 비연속적이고 미분이 불가능한 목적함수 특성상 유전 알고리즘을 이용하는 것이 바람직하다. 도 4는 상기 유전알고리즘의 흐름도를 도시한 것이다.

상기 유전알고리즘 특성상 유전 파라미터 및 각 단계별(Operator) 방법(method)들을 함께 선택하거나 입력할 수 있다. 상기 유전파라미터는 초기집단해(Initial population), 초기집단해 범위(range of initial population), 집단크기(Population size), 세대수(Number of generation) 등이 있으며, 각 단계는 선택(Selection), 교배(Crossover), 돌연변이(Mutation) 과정을 의미한다.

따라서, 상기 설계부(200)는 유전알고리즘의 유전 파라미터 또는 각 단계별 방법을 선택할 수 있는데, 상기 유전 파라미터는 현재 궤도가 될 수 있으며, 첫 번째 수행 결과로부터 얻은 해를 두 번째 수행시 초기 집단해로 입력할 수 있다.

또한, 상기 설계부(200)는 상기 각 위성들이 현재 궤도에서 임시위성군집궤도로 재배치되기 위하여 수행해야할 궤도기동량을 계산하여 임시위성군집궤도를 설계한다.

상기 성취도계산부(300)는 상기 목표 궤도에 따른 성취도를 계산한다.

상기 성취도 중의 하나는 커버리지 목표 달성도인데, 상기 입력부(100)에서 입력받은 목표 궤도 정보를 바탕으로 특정 지역을 관측함으로써 얻게 되는 정보를 비교하여 커버리지 목표 달성도를 수치화하여 계산한다.

상기 성취도 중의 다른 하나는 목적 달성도로, 목적함수를 이용하여 계산한다. 상기 목적함수는 상기 커버리지 목표 달성도와 상기 설계부(200)에서 계산된 각 위성들의 궤도 재배치 소요 추진제양, 상기 입력부(100)의 연료제한신호에 따른 허용 가능한 최대 추진제양을 이용하여 임시위성군집궤도의 성취도를 판단하는 함수이다.

상기 목적함수 달성도를 판단하기 위한 기준을 지정할 수 있으며, 상기 기준을 이용하여 목적함수값의 개선이 이루어지지 않을 경우 상기 유전 알고리즘을 이용한 설계부(200)의 수행을 종료하도록 허용오차(Tolerance)를 지정할 수 있다.

상기 목적함수는 다음의 수학식1을 포함할 수 있는데,

상기 수학식1에서 목적함수 f는 커버리지 목적 COV와 임시위성군집궤도로 궤도재배치하기 위해 필요한 허용추진제양을 반영하도록 가중치

로 구성된다. 상기 커버리지 목적 COV는 상기 입력부(100)에서 목표 궤도 정보를 이용하여 지정된 값이며, 상기 성취도계산부(300)에서 계산된다.

가중치

는 각 위성들마다 허용된 최대 추진제양의 초과에 따른 벌점을 의미하며, 허용 추진제양의 2배 이상을 초과하면 10을, 2배 미만 1배 이상이면 5를, 초과하지 않으면 0을 부가한다. 즉, 모든 위성들이 임시위성군집궤도로 이동하기 위해 소요되는 추진제양의 허용치를 초과하지 않으면 부과되는 벌점 총합이 0이 되며, 순수하게 커버리지 목적 COV를 최대화 혹은 최소화하는 방향으로 설계부(200)가 작동한다. 따라서 상기 설계부(200)는 초기집단해의 각 궤도요소별 최대범위가 궤도재배치에 허용 가능한 추진제양에 의한 궤도요소별 최대 기동가능범위보다 크게 입력할 수 있다.

상기 출력부(400)는 상기 각 위성들의 목표 궤도를 표시하고, 상기 각 위성들에 대하여, 임시위성군집궤도로 재배치되어 일시적인 임무를 수행한 후 원래 임무 궤도로 복귀시 필요한 추진제량을 추정할 수 있는 계산도구 또는 계산결과를 출력한다.

또한, 상기 출력부(400)는 2D 또는 3D 디스플레이를 통하여 상기 각 위성들의 현재 궤도, 재배치된 임시위성군집궤도상의 임무 궤도 또는 상기 각 위성들의 위치상에서의 탑재체 관측 영역 중 적어도 하나를 출력한다.

한편, 상기 입력부(100), 설계부(200), 성취도계산부(300) 및 출력부(400)는 TCP/IP를 통해 서로 연결될 수 있고, 상기 TCP/IP를 통한 상호간의 데이터 입출력을 수행하고, 필요한 프로세스들이 자동적으로 구동되도록 프로그램화 할 수 있다.

도 5는 본 발명의 실시 예에 따른 임시위성군집궤도 설계 방법의 흐름도로, 상기 도 5를 참조하여 임시위성군집궤도 설계 방법을 설명한다. 먼저 외부로부터 각 위성들의 현재 궤도 정보 및 임시위성군집궤도로 재배치하기 위한 목표 궤도 정보를 입력받아 입력신호를 생성한다(S10). 상기 입력신호를 바탕으로 각 위성의 목표 궤도를 찾아 임시위성군집궤도를 설계하고(S20), 상기 목표 궤도에 따른 성취도를 계산한다(S30).

이상과 같이, 본 발명은 비록 한정된 실시예와 도면에 의해 설명되었으나, 본 발명은 이것에 의해 한정되지 않으며 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 본 발명의 기술 사상과 아래에 기재될 청구범위의 균등 범위 내에서 다양한 수정 및 변형이 가능함은 물론이다.

100 현재궤도 입력부 200 목표지점입력부
300 커버리지 목표 입력부 400 위성연료 제한조건 입력부

Claims

외부로부터 각 위성들의 현재 궤도 정보 및 임시위성군집궤도로 재배치하기 위한 목표 궤도 정보를 입력받아 입력신호를 생성하는 입력부;
상기 입력부의 입력신호를 바탕으로 각 위성의 목표 궤도를 찾아 임시위성군집궤도를 설계하는 설계부; 및
상기 목표 궤도에 따른 성취도를 계산하는 성취도계산부;를 포함하는 임시위성군집궤도 설계 시스템.
제 1 항에 있어서,
상기 각 위성들의 목표 궤도를 표시해주는 출력부;를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 임시위성군집궤도 설계 시스템.
제 1 항에 있어서,
상기 현재 궤도 정보는,
운용 중인 상기 각 위성들의 현재 궤도 및 임무 궤도를 포함하는 것을 특징으로 하고,
상기 목표 궤도 정보는,
목표 지점, 커버리지 정보, 상기 임시위성군집궤도로 재배치되는 시작 시간또는 종료 시간 중 적어도 하나를 포함하는 것을 특징으로 하는 임시위성군집궤도 설계 시스템.
제 1 항에 있어서,
상기 입력부는,
상기 각 위성의 잔여 추진제량 및 임시위성군집궤도로 재배치되기 위한 궤도기동에 사용 가능한 추진제량을 입력받아 입력신호를 생성하는 것을 특징으로 하는 임시위성군집궤도 설계 시스템.
제 4 항에 있어서,
상기 입력신호는,
현재궤도신호, 목표궤도신호 또는 연료제한신호 중 어느 하나인 것을 특징으로 하는 임시위성군집궤도 설계 시스템.
제 1 항에 있어서,
상기 설계부는,
유전 알고리즘을 이용하여 상기 각 위성들을 임시위성군집궤도로 재배치함으로써 커버리지 목표를 최대화하여 임시위성군집궤도를 설계하는 것을 특징으로 하는 임시위성군집궤도 설계 시스템.
제 1 항에 있어서,
상기 설계부는,
상기 각 위성들이 현재 궤도에서 임시위성군집궤도로 재배치되기 위하여 수행해야할 궤도기동량을 계산하여 임시위성군집궤도를 설계하는 것을 특징으로 하는 임시위성군집궤도 설계 시스템.
제 1 항에 있어서,
상기 성취도계산부는,
커버리지 목표 달성도를 계산하는 것을 특징으로 하는 임시위성군집궤도 설계 시스템.
제 1 항에 있어서,
상기 성취도계산부는,
목적함수를 이용하여 목적 달성도를 계산하는 것을 특징으로 하는 임시위성군집궤도 설계 시스템.
제 9 항에 있어서,
상기 목적함수는 수학식1을 포함하는 것을 특징으로 하는 임시위성군집궤도 설계 시스템.
<수학식 1>

(
는 목적함수, COV는 커버리지 목적,
는 임시위성군집궤도로 궤도재배치하기 위해 필요한 허용 추진제양을 반영하는 가중치)
제 2 항에 있어서,
상기 출력부는,
상기 각 위성들에 대하여, 임시위성군집궤도로 재배치되어 일시적인 임무를 수행한 후 원래 임무궤도로 복귀시 필요한 추진제량을 추정할 수 있는 계산도구 또는 계산결과를 출력하는 것을 특징으로 하는 임시위성군집궤도 설계 시스템.
제 2 항에 있어서,
상기 출력부는,
2D 또는 3D 디스플레이를 통하여 상기 각 위성들의 현재 궤도, 재배치된 임시위성군집궤도상의 임무 궤도 또는 상기 각 위성들의 위치상에서의 탑재체 관측 영역 중 적어도 하나를 출력하는 것을 특징으로 하는 임시위성군집궤도 설계 시스템.
외부로부터 각 위성들의 현재 궤도 정보 및 임시위성군집궤도로 재배치하기 위한 목표 궤도 정보를 입력받아 입력신호를 생성하는 단계;
상기 입력신호를 바탕으로 각 위성의 목표 궤도를 찾아 임시위성군집궤도를 설계하는 단계; 및
상기 목표 궤도에 따른 성취도를 계산하는 단계;를 포함하는 임시위성군집궤도 설계 방법.
외부로부터 각 위성들의 현재 궤도 정보 및 임시위성군집궤도로 재배치하기 위한 목표 궤도 정보를 입력받아 입력신호를 생성하는 단계;
상기 입력부의 입력신호를 바탕으로 각 위성의 목표 궤도를 찾아 임시위성군집궤도를 설계하는 단계; 및
상기 목표 궤도에 따른 성취도를 계산하는 단계;를 실행시키기 위한 프로그램을 기록한 컴퓨터로 읽을 수 있는 매체.