KR20130073624A - 위성 간 충돌 회피 방법 및 장치 - Google Patents

Abstract

본 발명은 위성의 충돌 회피 방법 및 장치에 관한 것으로, 정지궤도에 위치한 위성 간 충돌을 회피하는 방법에 있어서, 기준 위성에 접근하는 근접 위성에 거리 측정을 위한 제1 무선 신호를 송신하는 단계, 상기 근접 위성으로부터 상기 제1 무선 신호에 대응되는 제2 무선 신호를 수신하는 단계, 상기 제1 및 제2 무선 신호를 이용하여 상기 기준 위성과 상기 근접 위성 간 거리를 측정하는 단계, 상기 측정된 거리가 기 설정된 충돌 범위 이내인지 판단하는 단계, 상기 판단 결과에 따라, 상기 기준 위성의 궤도 또는 자세를 제어하는 단계를 포함하는 것을 일 특징으로 한다. 이러한 본 발명에 의하면, 가까운 거리의 위성 간에 충돌이 일어나지 않도록 함으로써, 동일한 정지궤도 구간에 종래에 비해 많은 위성들을 병치시킬 수 있고, 유한한 위성의 궤도자원을 효율적으로 사용할 수 있을 뿐 아니라, 지상의 관제국의 운용에 소요되는 인적, 물적 부담을 줄일 수 있다.

Description

위성 간 충돌 회피 방법 및 장치{METHOD AND APPARATUS FOR AVOIDING COLLISION BETWEEN SATELLITE}

본 발명은 위성 간 충돌 회피 방법 및 장치에 관한 것으로, 보다 상세하게는 정지궤도위성 간 충돌 회피 방법 및 장치에 관한 것이다.

위성의 속도가 지구의 자전속도와 같은 정지궤도위성은 지구에서는 항상 일정한 위치에 떠있는 것처럼 보이기 때문에 통신, 방송, 지구관측, 항법보강과 같은 용도로 널리 사용되고 있다. 지구 적도로부터 약 3만 6천 킬로미터 떨어져 있으며 궤도경사각이 거의 0도인 정지궤도는 유한한 자원으로서, 정지궤도 상에서 운용될 수 있는 위성의 개수는 제한적이다. 정지궤도 상에서 운용 가능한 위성이 제한되는 이유는 위성 간의 전파 간섭과 위성 간 물리적 충돌 가능성 때문이다.

이러한 위성 간의 전파 간섭 및 상호 분쟁을 방지하기 위해, 정지궤도 상에서 일정한 통신 주파수를 사용하는 위성 서비스에 대해 이를 국제기구에 등록하고 고지하는 절차가 마련되어 있다.

위성 사업자는 정지궤도에 특정 경도 및 주파수를 등록하여, 특정 경도에 여러 기의 위성을 올려놓고 위성 서비스를 수행할 수 있는데, 이와 같이 두 개 이상의 정지궤도 위성을 하나의 경도구간에 위치시키는 것을 위성의 병치(collocation)이라고 하며, 위성 방송 서비스의 경우 위성을 병치하면 하나의 지상 안테나가 여러 기의 위성으로부터 송출된 위성 신호를 동시에 수신할 수 있는 장점이 있다.

위성 사업자의 입장에서도 여러 기의 위성을 같은 궤도에 병치하여 운용하면 그 중 한두 개의 위성이 고장 나도 위성 서비스를 중단 없이 제공할 수 있어, 하나의 위성만을 운용하는 데 비해 장점이 있다.

동일한 정지궤도 위치에 위성을 병치하여 운용할 때 고려해야 하는 부분은 위성 간의 물리적인 충돌이다. 정지궤도에서 위성 간의 충돌이 일어나면 해당 위성들을 사용하지 못하게 되는 것은 물론 충돌로 인해 발생한 각종 파편들이 정지궤도에 생겨남으로써 다른 정지궤도 구간에서 운용되고 있는 위성들에까지 피해를 줄 수 있다. 이와 같은 충돌을 방지하기 위해서 동일한 정지궤도 구간에서 운용되고 있는 위성들의 궤도위치는 지상의 관제국에 의해 특별하게 관리되며 운용되고 있다.

현재의 기술로 동일한 정지궤도 구간을 공유하는 위성의 개수는 8개 정도로 제한되는데 그 이유는 정지위성의 궤도결정 오차 및 위성의 궤도조정 오차 때문이다. 정지궤도위성의 위치는 지상의 관제국과 위성과의 거리측정 데이터를 이용하여 계산되는데, 이때 지상 관제국의 안테나는 하나가 사용될 수도 있고 정확도를 높이기 위해 두 개 이상이 사용될 수도 있다.

정지궤도 위치에서는 GPS 항법장치를 사용할 수가 없기 때문에 정지궤도위성의 위치 측정에는 지상 관제국 안테나가 이용된다. 지상 관제국 안테나를 이용하여 계산된 정지궤도위성의 위치는 수백 미터에서 수 킬로미터로 예측되고 여기에 위성의 동서방향과 남북방향 위치조정을 위한 추력기의 작동 오차를 더해야 위성의 정확도가 나온다.

현재의 관제 운용에 있어서 위성 간의 거리는 각각의 위성에 대한 궤도를 결정하고 이를 예측하여 두 위성 간의 거리를 계산하는 방식으로 측정된다. 현재의 위성 관제 운용 장치는 전술한 방식으로 궤도결정과 궤도조정 오차가 포함된 궤도위치 정확도를 고려하여 두 위성 간 거리를 계산한다. 그리고 계산 결과 두 위성 간의 거리가 5 km 이내로 들어오면 충돌 가능성이 있는 것으로 판단하고, 2 km 이내로 들어오면 충돌경보를 발령한다.

위성의 관제 운용은 일반적으로 위성 간의 거리가 5 km 이상이 되도록 하며, 이와 같은 제한 조건 때문에 동일한 정지궤도에 병치할 수 있는 위성의 개수는 8개 정도로 제한된다.

본 발명은 전술한 문제점을 해결하기 위한 것으로서, 동일한 정지궤도 구간에 있는 위성들의 충돌방지를 위해 위성 간의 거리를 위성 간에 직접 측정하고 측정 결과를 직접 이용하여 충돌회피 기동을 수행함으로써 위성 간의 거리를 좀 더 가까이 유지할 수 있는 위성 간 충돌 회피 방법 및 장치를 제공하는 것을 일 목적으로 한다.

또한, 본 발명은 가까운 거리의 위성 간 충돌이 일어나지 않도록 하여, 동일한 정지궤도 구간에 종래에 비해 많은 위성들을 병치시키는 것을 다른 목적으로 한다.

또한 본 발명은 유한한 위성의 궤도자원을 효율적으로 사용하고, 지상의 관제국의 운용에 소요되는 인적, 물적 부담을 줄이는 것을 다른 목적으로 한다.

본 발명의 목적들은 이상에서 언급한 목적으로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 본 발명의 다른 목적 및 장점들은 하기의 설명에 의해서 이해될 수 있고, 본 발명의 실시 예에 의해 보다 분명하게 이해될 것이다. 또한, 본 발명의 목적 및 장점들은 특허 청구 범위에 나타낸 수단 및 그 조합에 의해 실현될 수 있음을 쉽게 알 수 있을 것이다.

이러한 목적을 달성하기 위한 본 발명은 정지궤도에 위치한 위성 간 충돌을 회피하는 방법에 있어서, 기준 위성에 접근하는 근접 위성에 거리 측정을 위한 제1 무선 신호를 송신하는 단계, 상기 근접 위성으로부터 상기 제1 무선 신호에 대응되는 제2 무선 신호를 수신하는 단계, 상기 제1 및 제2 무선 신호를 이용하여 상기 기준 위성과 상기 근접 위성 간 거리를 측정하는 단계, 상기 측정된 거리가 기 설정된 충돌 범위 이내인지 판단하는 단계, 상기 판단 결과에 따라, 상기 기준 위성의 궤도 또는 자세를 제어하는 단계를 포함하는 것을 일 특징으로 한다.

전술한 바와 같은 본 발명에 의하면, 동일한 정지궤도 구간에 있는 위성들의 충돌방지를 위해 위성 간의 거리를 위성 간에 직접 측정하고 측정 결과를 직접 이용하여 충돌회피 기동을 수행함으로써 위성 간의 거리를 좀 더 가까이 유지할 수 있다.

또한 본 발명에 의하면 가까운 거리의 위성 간에 충돌이 일어나지 않도록 함으로써, 동일한 정지궤도 구간에 종래에 비해 많은 위성들을 병치시킬 수 있고, 유한한 위성의 궤도자원을 효율적으로 사용할 수 있을 뿐 아니라, 지상의 관제국의 운용에 소요되는 인적, 물적 부담을 줄일 수 있다.

도 1은 정지궤도 구간에 8 기의 위성이 병치된 경우의 일 실시 예를 나타낸 도면,
도 2는 도 1의 실시 예에서 8 기의 위성 중 기준 위성과 나머지 위성 간의 상대 거리를 나타낸 그래프,
도 3은 본 발명의 일 실시 예에 따른 위성 간 충돌 회피 장치의 구성을 설명하기 위한 블록도,
도 4는 본 발명의 일 실시 예에 따른 위성 간 충돌 회피 장치를 보다 자세하게 설명하기 위한 블록도,
도 5는 본 발명의 일 실시 예에 따른 위성 간 충돌 회피 장치를 이용하여, 정지궤도 구간에 20 기의 위성을 병치시킨 경우의 일 실시 예를 나타낸 도면,
도 6은 본 발명의 일 실시 예에 따른 위성 간 충돌 회피 방법을 설명하기 위한 흐름도이다.

전술한 목적, 특징 및 장점은 첨부된 도면을 참조하여 상세하게 후술되며, 이에 따라 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 본 발명의 기술적 사상을 용이하게 실시할 수 있을 것이다. 본 발명을 설명함에 있어서 본 발명과 관련된 공지 기술에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 상세한 설명을 생략한다. 이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명에 따른 바람직한 실시 예를 상세히 설명하기로 한다. 도면에서 동일한 참조부호는 동일 또는 유사한 구성요소를 가리키는 것으로 사용된다.

도 1은 정지궤도 구간에 8 기의 위성이 병치된 경우의 일 실시 예를 나타낸 도면, 도 2는 도 1의 실시 예에서 8 기의 위성 중 기준 위성과 나머지 위성 간의 상대 거리를 나타낸 그래프이다.

도 1을 참조하면, 8 기의 위성은 각각 이심율 벡터와 경사각 벡터를 분리시켜서 하나의 정지궤도 구간 내에서 운용된다. 24시간 동안 8 기의 위성 중 임의의 기준 위성과 나머지 위성 간의 상대적인 거리를 측정한 그래프인 도 2를 참조하면, 그래프 202는 기준 위성(satellite 1)과 satellite 2 사이의 거리, 그래프 203은 기준 위성(satellite 1)과 satellite 3 사이의 거리, 그래프 204는 기준 위성(satellite 1)과 satellite 4 사이의 거리, 그래프 205는 기준 위성(satellite 1)과 satellite 5 사이의 거리, 그래프 206은 기준 위성(satellite 1)과 satellite 6 사이의 거리, 그래프 207은 기준 위성(satellite 1)과 satellite 7 사이의 거리,그래프 208은 기준 위성(satellite 1)과 satellite 8 사이의 거리를 나타낸 것이다.

도 2를 살펴보면, 기준 위성(satellite 1)에 가장 근접하는 위성은 satellite 2(202)로, 가장 가까울 때 2 km 까지 접근하는 것을 확인할 수 있다. 도 2의 측정 결과를 참조하면, 동일한 원리로 각 위성은 하루에 두 번씩 다른 위성에 2 km까지 접근할 수 있다.

따라서, 더 많은 위성을 병치시키기 위해서는, 위성 간의 거리를 지상의 관제국에서 계산하고 예측하여 충돌을 방지하는 종래 방식과는 달리, 접근하는 위성에 실시간으로 반응하여 충돌을 회피할 수 있는 방법이 필요하다.

이하에서는 도 3 내지 도 6을 통해 위성 간의 거리를 좀 더 가까이 유지할 수 있도록 위성이 자체적으로 충돌 회피를 수행하는 위성 간 충돌 회피 장치 및 방법을 살펴보기로 한다.

도 3은 본 발명의 일 실시 예에 따른 위성 간 충돌 회피 장치의 구성을 설명하기 위한 블록도이다. 도 3을 참조하면, 본 발명의 일 실시 예에 따른 위성 간 충돌 회피 장치(300)는 무선 신호 송수신부(310), 측정부(330), 판단부(350), 제어부(370)를 포함한다.

무선 신호 송수신부(310)는 기준 위성에 접근하는 근접 위성에 거리 측정을 위한 제1 무선 신호를 송신한다. 그리고, 근접 위성으로부터 제1 무선 신호에 대응되는 제2 무선 신호를 수신한다. 이때, 제1 및 제2 무선 신호는 일종의 비콘(beacon)신호로써 전파일 수 있으며, 거리 측정 방식에 따라 tone 신호 또는 Pseudo-Noise(PN) Code일 수 있으나, 이에 한정되는 것은 아니다.

측정부(330)는 무선 신호 송수신부(310)에서 송신한 제1 무선 신호와 근접 위성으로부터 수신한 제2 무선 신호를 이용하여 기준 위성과 근접 위성 간 거리를 측정한다. 일 예로 multi-tone ranging 방식에 의하면, 측정부(330)는 기준 위성에서 송신한 tone 신호의 위상과 근접 위성으로부터 되돌아온 tone 신호의 위상 차를 비교함으로써 거리를 측정할 수 있다. 측정부(330)는 송수신한 무선 신호를 이용하여 전술한 multi-tone ranging 방식 또는 hybrid harmonic/pseudo-random 방식 등으로 거리를 측정할 수 있으나, 이에 한정되는 것은 아니다.

판단부(350)는 측정부(330)에서 측정된 거리가 기 설정된 충돌 범위 이내인지 판단한다. 또한 판단부(350)는 판단 결과에 따른 알람 신호를 생성하여, 이를 제어부(370)로 전송할 수 있다. 충돌 범위는 설정에 따라 달라질 수 있으나, 본 발명의 경우 정지궤도 구간에 종래에 비해 많은 위성을 병치하고자 하는 것이므로, 충돌 범위는 종래의 경보 작동범위보다 더 가깝게 설정될 수 있을 것이다.

제어부(370)는 판단부(350)의 판단 결과에 따라 기준 위성의 궤도 또는 자세를 제어한다. 즉, 판단 결과 기준 위성과 근접 위성 간 거리가 충돌 범위 이내이면, 제어부(270)는 기준 위성의 궤도 또는 자세를 변경시키는 제어 신호를 생성할 수 있다. 이렇게 생성된 제어 신호에 의해 기준 위성의 궤도 또는 자세는 근접 위성과의 충돌을 회피하는 방향으로 변경되므로, 기준 위성은 지상의 관제국으로부터의 명령 없이도 접근하는 위성과의 충돌을 회피할 수 있다.

도 4는 본 발명의 일 실시 예에 따른 위성 간 충돌 회피 장치를 보다 자세하게 설명하기 위한 블록도이다. 도 4를 참조하면, 본 발명의 일 실시 예에 따른 위성 간 충돌 회피 장치(400)는 도 3에서 설명한 구성 요소 외에 원격 제어부(320), 전력 공급부(340), 위성 추진부(390)를 더 포함할 수 있으며, 원격 제어부(320)는 원격 통신부(325)와 데이터 처리부(327)를 포함할 수 있다.

원격 제어부(320)는 지상의 관제국과 통신하는 모듈로, 지상의 관제국으로부터 원격 명령을 수신하여 위성을 제어하고, 위성에서 측정된 각종 데이터를 지상의 관제국으로 송신한다. 다만, 본 발명은 지상의 관제국에서 기준 위성의 충돌 회피를 제어하는 종래기술과는 달리, 도 3에서 설명한 구성요소(310, 330, 350, 370)를 이용하여 충돌을 회피하고 있으므로, 본 발명의 원격 제어부(320)는 충돌 회피 이외의 원격 명령을 처리하기 위한 것임에 유의한다.

원격 제어부(320)를 보다 구체적으로 살펴보면, 원격 통신부(325)는 지상의 관제국으로부터 원격 명령을 수신하고, 측정 데이터를 송신한다.

데이터 처리부(327)는 수신한 원격 명령을 명령 데이터로 바꾸어 각 모듈에 전달하며, 각 모듈의 상태를 측정하여 측정 데이터를 생성할 수 있다. 데이터 처리부(327)에서 생성된 측정 데이터는 전술한 원격 통신부(325)를 통해 지상의 관제국으로 전달되어, 위성의 원격 제어에 이용될 수 있다.

전력 공급부(340)는 위성에 공급하기 위한 전력을 생성하고, 각 모듈에 전력을 배분한다. 도면에는 전력의 흐름을 도시하지 않았으나, 각 모듈은 전력 공급부(340)에서 공급되는 전력을 사용할 수 있다.

위성추진부(390)는 위성의 궤도 및 자세를 변경시키기 위해 위성체를 추진하는 모듈로써, 제어부(370)에서 생성된 제어 신호에 따라 위성체를 움직인다.

도 5는 본 발명의 일 실시 예에 따른 위성 간 충돌 회피 장치를 이용하여, 정지궤도 구간에 20 기의 위성을 병치시킨 경우의 일 실시 예를 나타낸 도면이다. 본 발명에 의하면 도 5에 도시된 바와 같이, 동일한 정지궤도 구간에 20 기까지의 위성을 병치할 수 있다. 병치된 각 위성은 위성 간의 거리를 측정하여 상호 접근을 감시하고, 위성이 접근하여 충돌 범위 내에 들어오는 경우에는 자체적으로 충돌 회피를 위한 궤도조정을 수행할 수 있다.

도 6은 본 발명의 일 실시 예에 따른 위성 간 충돌 회피 방법을 설명하기 위한 흐름도이다.

도 6을 참조하면, 먼저, 기준 위성에 접근하는 근접 위성에 거리 측정을 위한 제1 무선 신호를 송신하고(S610), 근접 위성으로부터 제1 무선 신호에 대응되는 제2 무선 신호를 수신한다(S630). 다음으로, 제1 및 제2 무선 신호를 이용하여 기준 위성과 근접 위성 간 거리를 측정한다(S650). 측정된 거리가 기 설정된 충돌 범위 이내인지 판단하고(S670), 판단 결과에 따라 기준 위성의 궤도 또는 자세를 제어한다(S690). 도면에 도시되지는 않았으나, 판단 결과에 따라 기준 위성의 궤도 또는 자세를 제어하는 단계는 보다 구체적으로 다음과 같이 수행될 수 있다. 예를 들어, 측정된 거리가 기 설정된 충돌 범위 이내이면, 기준 위성의 궤도 또는 자세를 제어하는 제어 신호를 생성하고, 제어 신호에 따라 위성을 움직임으로써 충돌을 회피할 수 있다.

이러한 본 발명에 따르면, 제한된 자원인 지구 정지궤도의 한 구간에 8기 이상의 위성을 병치하여 위성 자체적으로 상호 간의 충돌을 회피하면서 위성 서비스를 수행할 수 있다. 따라서, 유한한 정지궤도 자원을 최대로 활용할 수 있으며 이에 따라 지상의 관제소에서 여러 기의 위성을 감시, 운용하는데 소요되는 인적, 물적 자원도 절약할 수 있다.

전술한 본 발명은, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 있어 본 발명의 기술적 사상을 벗어나지 않는 범위 내에서 여러 가지 치환, 변형 및 변경이 가능하므로 전술한 실시 예 및 첨부된 도면에 의해 한정되는 것이 아니다.

Claims (1)

1. 정지궤도에 위치한 위성 간 충돌을 회피하는 방법에 있어서,
   기준 위성에 접근하는 근접 위성에 거리 측정을 위한 제1 무선 신호를 송신하는 단계;
   상기 근접 위성으로부터 상기 제1 무선 신호에 대응되는 제2 무선 신호를 수신하는 단계;
   상기 제1 및 제2 무선 신호를 이용하여 상기 기준 위성과 상기 근접 위성 간 거리를 측정하는 단계;
   상기 측정된 거리가 기 설정된 충돌 범위 이내인지 판단하는 단계;
   상기 판단 결과에 따라, 상기 기준 위성의 궤도 또는 자세를 제어하는 단계;
   를 포함하는 위성 간 충돌 회피 방법.

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