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KR20240136954A - 노이즈 영향을 받은 신호를 사용한 고도로 경사진 위성 추적 - Google Patents

노이즈 영향을 받은 신호를 사용한 고도로 경사진 위성 추적 Download PDF

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KR20240136954A
KR20240136954A KR1020247022502A KR20247022502A KR20240136954A KR 20240136954 A KR20240136954 A KR 20240136954A KR 1020247022502 A KR1020247022502 A KR 1020247022502A KR 20247022502 A KR20247022502 A KR 20247022502A KR 20240136954 A KR20240136954 A KR 20240136954A
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KR
South Korea
Prior art keywords
antenna
satellite
signal source
azimuth
angular position
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
KR1020247022502A
Other languages
English (en)
Inventor
더글라스 그리벤
Original Assignee
크래토스 안테나 솔루션즈 코포레이션
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 크래토스 안테나 솔루션즈 코포레이션 filed Critical 크래토스 안테나 솔루션즈 코포레이션
Publication of KR20240136954A publication Critical patent/KR20240136954A/ko
Pending legal-status Critical Current

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    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
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Abstract

위성 추적 시스템 및 방법, 3점 피킹 기술은 신호 소스를 포함하는 위성(50)의 방향을 결정하는 데 사용된다. 칼만 필터는 3점 피킹 동작 동안 수신된 신호에서의 노이즈의 영향을 최소화하는 데 사용된다. 이러한 결정은 언제든지 만들어질 수 있다. 위성(50)의 위치가 시간 간격에 걸쳐 두 번 결정되었으면, 안테나에서 볼 때 위성이 시간 경과에 따라 균일하게 움직인다고 가정하는 칼만 필터를 사용하여 적응형 연속 스텝 추적 기술에 의해 위성의 미래 위치가 추정될 수 있다.

Description

노이즈 영향을 받은 신호를 사용한 고도로 경사진 위성 추적
본 발명의 분야는 위성에 관한 것이며, 특히 지구 주위의 명목상 정지 궤도에 있는 위성을 추적하는 것에 관한 것이다. 본 출원은 전문이 본 명세서에 참조에 의해 원용되는 2002년 3월 12일자 출원된 미국 특허 제6,657,588호에 관한 것이다.
통신을 위한 위성의 사용은 널리 공지되어 있다. 원칙적으로, 위성은 궤도 주기가 지구의 자전 주기와 같은, 지구의 중심으로부터 일정 거리에 있는 적도면에서의 원형 궤도에 배치될 수 있다. 만약 지구의 공전 방향이 지구의 자전 방향과 동일하면, 위성은 지구 상의 관찰자에게는 움직이지 않는 것처럼 보인다.
일반적으로, 궤도는 엄격히 원형이 아닐 수 있으며, 위성이 이러한 완벽한 궤도에서 초기에 배치되더라도 적도면에서, 달과 태양의 중력, 지구 중력장에서의 비대칭성, 및 위성의 대형 광전지 패널 어레이에 대한 복사 압력과 같은 외부 힘은 모두 시간 경과에 따라 궤도 요소를 점진적으로 변경하도록 작용한다. 기지 유지 기동(station-keeping manoeuvres)은 정의된 한계 내에서 위성의 겉보기 위치를 유지하기 위해 이용될 수 있다.
위성이 케플러의 법칙에 따라 움직이기 때문에, 어떠한 궤도의 타원율도 위성이 근지점에서 가장 빠르게 움직이고 원지점에서 가장 느리게 움직이게 한다. 일반적으로, 위성의 궤도면이 적도면에 대해 기울어져서, 위성이 엄격한 원형 궤도에 있더라도, 지구 중심에서 볼 때 작은 동서 성분과 함께 주로 남북 방향으로 움직이는 것처럼 보인다.
지구국 안테나의 빔폭이 위성의 불가피한 겉보기 운동에도 불구하고, 신호 강도는 지구국 안테나가 고정된 상태로 유지될 만큼 충분히 일정하게 유지될 정도로 충분히 넓을 수 있다.
일부 애플리케이션은 더 큰 이득을 가진 지구국 안테나를 요구할 수 있다. 이에 따라, 안테나 빔폭은 수신된 신호 강도에서의 큰 변화를 피하기 위해 지구국 안테나가 겉보기 위성 운동을 추적하는 것이 필요할 수 있다는 결과에 따라서 감소된다. 둘째, 위성이 다른 방식으로 작동하더라도, 기지 유지 기동에 의해 위성을 정지 궤도에서 유지하는 것이 비경제적이거나 불가능해질 수 있다. 이러한 경우에, 위성 서비스 수명은 지구국 안테나에 의한 위성 겉보기 운동의 추적 능력을 포함하는 것에 의해 증가될 수 있다.
명목상 정지 궤도 위성에 대해, 위성의 겉보기 운동은 약 1 항성일의 주기로 상대적으로 느리다. 일반적으로, 수신된 신호 강도는 최대 수신된 신호 강도의 위치까지 '오르도록' 방위각 및 고도에서의 일련의 단계를 실행하는 것에 의해 언제든지 최대화될 수 있다. 이러한 스텝 추적 기술은 방위각 및 고도 둘 다에서 안테나의 많은 전후진 운동을 요구하며, 이는 구동 시스템의 과도한 마모를 초래할 수 있다. 각각의 측정의 결과가 일반적으로 직전 측정과만 비교되기 때문에, 이러한 기술은 항상 신뢰할 수 있는 것은 아니며, 심각한 대기 번쩍임(scintillation) 또는 강수량 감쇠의 존재 시에 완전히 실패할 수 있다. 이러한 조건으로부터의 복구는 일반적으로 사람의 개입을 요구한다.
구동 시스템의 신뢰성을 높이고 일상적인 유지 보수를 줄이기 위해, 안테나를 피킹하도록(peak) 요구받는 운동 요청의 수를 줄이는 것이 바람직하다. 또한 위성 방향을 더욱 큰 정밀도로 결정하고 수신 신호 레벨에서의 번쩍임 및 기타 변동에 대한 안테나 피킹 프로세스(antenna peaking process)의 민감성을 줄이는 것이 바람직하다.
더 높은 주파수와 많은 위치에 대해, 안테나는 상당한 강수량 감쇠의 기간 동안 위성에서 피킹될 수 없다. 안테나 측위 시스템은 정상적인 안테나 피킹이 강수량 감쇠로 인해 가능하지 않을 때 안테나와 위성의 정렬을 유지하는 기술을 요구한다.
본 개시내용은 개선된 안테나 측위 방법 및 시스템을 제공한다. 다음의 요약은 본 발명의 모든 양태를 한정하도록 의도되지 않고, 본 개시내용의 다른 특징 및 이점은 도면을 포함하는 다음의 상세한 설명으로부터 명백해질 것이다. 본 개시내용은 통일된 문서로서 관련되도록 의도되며, 특징의 조합이 본 개시내용의 동일한 문장, 단락 또는 섹션에서 함께 발견되지 않더라도, 본 명세서에서 설명된 특징의 모든 조합이 고려된다는 것을 이해해야 한다. 아울러, 본 개시내용은 추가적인 양태로서, 본 명세서에 구체적으로 언급된 변형보다 어떤 방식으로든 범위가 더 좁은 본 발명의 모든 실시형태를 포함한다.
본 명세서에 개시된 바와 같이, 안테나를 사용하여 위성 신호 소스를 추적하는 방법은, 3개 이상의 사전 결정된 측정 각도를 통해 단일 평면 내에서 안테나의 RF 축을 회전시키는 것, 각각의 각도에서 신호 레벨을 측정하는 것, 제2 각도 위치에서의 측정된 신호 레벨이 제1 및 제3 각도 위치 둘 다의 측정된 신호 레벨을 초과하도록 사전 결정된 측정 각도의 3개의 측정된 신호 레벨 및 대응하는 각도 위치를 유지하는 것, 측정된 신호를 각도 위치에 관련시키는 2차 함수의 계수의 세트를 결정하는 것, 2차 함수의 계수를 사용하여 신호 소스로부터의 신호 레벨을 최대화하는 제1 각도 위치를 결정하는 것, 결정된 각도 위치를 저장하는 것 및 직교 평면에서 선행하는 단계를 반복하여 제2 각도 위치를 제공하는 것에 의해 수집 단계 동안 위성으로부터 최대 신호 레벨을 수신하기 위하여 안테나의 방향을 결정하는 단계; 최대 신호 레벨 프로세스를 수신하기 위하여 안테나의 방향을 결정하는 전술한 단계를 주기적으로 수행하여 제1 및 제2 결정된 각도 위치의 세트를 얻는 단계; 각도 위치의 세트를 칼만 필터(Kalman filter)에 제시하여(submitting) 필터링된 출력을 생성하는 단계; 필터링된 출력을 사용하여 위성의 위치를 추정하는 단계를 포함한다.
방법은 사전 결정된 노이즈 임계값보다 높은 주기적으로 결정된 각도 위치를 칼만 필터에 제시하는 단계, 및 추가로 위성의 위치의 추정치를 칼만 필터에 제시하여 안테나에 대한 예측된 방위각 및 고도를 생성하는 단계를 더 포함할 수 있다.
방법에서, 제1 각도 위치는 고도이고, 제2 결정된 각도 위치는 방위각이다. 아울러, 방법은 안테나의 RF 축을 3개 이상의 사전 결정된 측정 각도 중 제1 사전 결정된 측정 각도로부터 3개 이상의 측정 각도 중 나머지 신호 측정 각도의 세트를 통해 단일 방향으로 회전시키는 단계를 포함할 수 있다.
추가적으로, 방법은 시간(t0)에서의 제1 신호 소스 위치, 시간(t1)에서의 제2 신호 소스 위치를 결정하고, 선형 외삽법에 의해 후속 시간(t2)에서의 제3 신호 소스 위치를 추정하는 단계를 포함할 수 있다. 또한, 방법은 이전에 추정된 신호 소스 위치에 기초하여 추가 신호 소스 위치를 주기적으로 추정하고 추정치를 칼만 필터에 제시하는 단계를 포함할 수 있다. 또한, 방법은 시간의 함수로서 지구 중심 구면 좌표에서의 신호 소스 위치를 표현하는 방정식의 세트를 사용하여 추후 신호 소스 위치를 계산하는 단계를 포함할 수 있다.
본 명세서에서 개시된 바와 같이, 사전 결정된 빔폭을 갖는 안테나를 사용하여 위성 신호 소스를 추적하기 위한 장치는 안테나의 RF 축을 3개 이상의 사전 결정된 측정 각도를 통해 단일 평면 내에서 회전시키도록 적응된 안테나 구동부; 각각의 각도에서 신호 레벨을 측정하는 수신기; 및 제2 각도 위치에서의 측정된 신호 레벨이 제1 및 제3 각도 위치 둘 다의 신호 레벨을 초과하도록 3개의 측정된 신호 레벨 및 대응하는 각도 위치사전 결정된 측정 각도의 3개의 측정된 신호 레벨 및 대응하는 각도 위치를 유지하도록, 측정된 신호를 3개의 측정된 신호 레벨 및 대응하는 각도 위치각도 위치에 관련시키는 2차 함수의 계수의 세트를 결정하도록, 2차 함수의 계수를 사용하여 3개의 측정된 신호 레벨 및 대응하는 각도 위치신호 소스로부터의 신호 레벨을 최대화하는 각도 위치를 결정하도록, 직교 평면에서 선행하는 단계를 반복하여 신호 소스 위치를 제공하도록, 최대 신호 레벨 프로세스를 수신하기 위하여 안테나의 방향을 결정하는 전술한 것을 주기적으로 수행하여 제1 및 제2 결정된 각도 위치의 세트를 얻도록, 각도 위치의 세트를 칼만 필터에 제시하여 필터링된 출력을 생성하도록, 필터링된 출력을 사용하여 위성의 위치를 추정하도록 구성된 제어기를 포함한다.
제어기는 사전 결정된 노이즈 임계값보다 높은 결정된 각도 위치를 칼만 필터에 주기적으로 제시하도록 추가로 구성될 수 있다. 추가적으로, 제어기는 위성의 위치의 추정치를 칼만 필터에 제시하여 안테나에 대한 예측된 방위각 및 고도를 생성하도록 추가로 구성될 수 있다. 추가적으로, 제1 각도 위치는 고도이고 제2 결정된 각도 위치는 방위각이다. 추가적으로, 제어기는 RF 축을 3개 이상의 사전 결정된 측정 각도 중 제1 사전 결정된 측정 각도로부터 3개 이상의 측정 각도 중 나머지 신호 측정 각도의 세트를 통해 단일 방향으로 회전시키기 위해 안테나에 지시하도록 추가로 구성될 수 있다. 추가적으로, 제어기는 시간(t0)에서의 제1 신호 소스 위치, 시간(t1)에서의 제2 신호 소스 위치를 결정하고, 선형 외삽법에 의해 후속 시간(t2)에서의 제3 신호 소스 위치를 추정하도록 추가로 구성될 수 있다. 추가적으로, 제어기는 이전에 추정된 신호 소스 위치에 기초하여 추가 신호 소스 위치를 주기적으로 추정하고 추정치를 칼만 필터에 제시하도록 추가로 구성될 수 있다.
도 1은 본 발명의 예시된 실시형태에 따라 명목상 정지 궤도 위성을 추적하도록 지구국 안테나의 위치를 제어하기 위한 시스템을 도시한다.
도 2는 특정 예에 따라서 도 1의 시스템 내에서 동작하는 3점 피킹 알고리즘(three-point peaking algorithm)으로부터 발생하는 지구국 안테나의 방위각에서의 전형적인 운동을 도시한다.
도 3은 도 2의 특정 예에 따라서 도 1의 시스템에 의해 계수가 제공되는 2차 방정식과 이들 계수에 의해 제공되는 피크 방위각을 사용한 2차 피팅(quadratic fit)의 결과를 도시한다.
도 4는 도 2와 동일한 특정 예에 따라서 도 1의 시스템 내에서 동작하는 3점 피킹 알고리즘으로부터 발생할 수 있는 지구국 안테나의 고도에서의 전형적인 운동을 도시한다.
도 5는 도 4의 특정 예에 따라서 도 1의 시스템에 의해 계수가 제공되는 2차 방정식과 이들 계수에 의해 제공되는 피크 고도를 사용한 2차 피팅의 결과를 도시한다.
도 6은 또 다른 특정 예에 따라서 도 1의 시스템 내에서 적응형 연속 스텝 추적 기술을 사용하는 지구국 안테나의 방위각에서의 전형적인 운동을 도시한다.
도 7은 도 6과 동일한 특정 예에 따라서 도 1의 시스템 내에서 적응형 연속 스텝 추적 기술을 사용하는 지구국 안테나의 고도에서의 전형적인 운동을 도시한다.
도 8은 도 6 및 7과 동일한 특정 예에 따라서 도 1의 시스템 내에서 적응형 연속 스텝 추적 기술을 사용하여 지구국 안테나의 방위각 및 고도에서 선형 외삽된 운동을 도시한다.
도 9는 또 다른 특정 예에 따라서 도 1의 시스템 내에서 궤도 추적 기술을 사용하여 방위각에서의 궤도 추적 운동을 도시한다.
도 10은 도 9와 동일한 특정 예에 따라서 도 1의 시스템 내에서 궤도 추적 기술을 사용하여 고도에서의 궤도 추적 운동을 도시한다.
본 출원은 전문이 본 명세서에 참조에 의해 원용되는 2002년 3월 12일자 출원된 미국 특허 제6,657,588호에 관한 것이다.
본 발명의 예시된 실시형태에 따라서 일반적으로 예시된 위성 추적 시스템(10)은 안테나(40), 구동 제어기 모듈(35), 신호 처리 모듈(장치)(30) 및 제어기 모듈(20)을 포함할 수 있다(도 1). 구동 제어기(35), 신호 처리 디바이스(30) 및 제어기(20)의 각각은 연관된 컴퓨터 판독 가능 데이터 저장 매체를 갖는 하나 이상의 프로세서를 사용하여 구현될 수 있다. 범용 프로세서는 마이크로프로세서일 수 있지만; 대안적으로 프로세서는 임의의 종래의 프로세서, 제어기, 마이크로제어기 또는 상태 머신일 수 있다. 프로세서는 또한 컴퓨팅 디바이스의 조합, 예를 들어 DSP와 마이크로프로세서의 조합, 복수의 마이크로프로세서, DSP 코어와 결합된 하나 이상의 마이크로프로세서, 또는 임의의 다른 이러한 구성으로서 구현될 수 있다. 따라서, 본 명세서에 사용된 바와 같은 용어 "프로세서"는 전술한 구조 중 임의의 것, 전술한 구조의 임의의 조합, 또는 본 명세서에서 설명된 기술의 구현에 적합한 임의의 다른 구조 또는 장치를 지칭할 수 있다.
안테나(40)는 RF 축(42)을 가질 수 있다. 위성이 신호 소스를 포함하면, 안테나는 위성(50)을 통과하는 RF 축(42)의 외향 확장이 안테나 출력에서 최대 수신된 신호 강도를 초래하도록 정렬될 수 있다. 적절한 시간 동안 안테나에 의해 수신된 에너지는 적절한 수신기(31)에 의해 측정될 수 있다.
위성이 수신기를 포함하고 지상 안테나가 위성을 향해 전송하면, RF 축(42)의 외향 확장이 위성(50)을 통과하도록 안테나를 정렬하는 것은 위성에서 최대 수신된 신호 강도를 초래한다. 적절한 시간 동안 위성에서 수신된 에너지는 위성 내에 포함된 적절한 수신기에 의해 측정될 수 있다.
각도 위치(θ)에서, 안테나 이득에서의 감소는 다음의 방정식에 의해 주어질 수 있다
여기서 θ0은 RF 축(42)의 방향이고, θBW는 그 안에서의 이득이 RF 축의 방향으로의 것으로부터 3dB 이하만큼 감소되는 각도 영역(44)을 둘러싸는 각도이다.
일반적으로, 안테나 피킹은 안테나의 RF 축이 안테나로부터 위성으로의 경로와 정렬되도록 안테나에 지시하는 것을 의미한다. 아래에 설명된 3점 피킹 기술은 안테나(40)의 RF 축을 위성(50)과 정렬시키는 고유한 방법을 제공한다.
예시된 실시형태에 따라서, 3점 피킹 기술은 신호 소스를 포함하는 위성(50)의 방향을 결정하기 위해 사용될 수 있다. 이러한 결정은 언제든지 만들어질 수 있다.
위성(50)의 위치가 시간 간격에 걸쳐 두 번 결정되면, 위성이 안테나(40)에서 볼 때 시간 경과에 따라 균일하게 움직인다고 가정하는 적응형 연속 스텝 추적 기술에 의해 위성의 미래 위치가 추정될 수 있다.
3점 피킹 기술은 안테나(40)의 RF 축(42)과 위성(50)의 정렬을 개선하기 위해 언제든지 사용될 수 있다. 안테나(40)의 RF 축(42)의 위치의 연속적인 결정은 시간의 함수로서 표로 만들어질 수 있다.
위성(50)의 겉보기 운동이 시간 경과에 따라 주기적이기 때문에, 위성의 운동은 위성(50)의 궤도 운동을 설명하는 방정식의 계수를 결정하기 위해 안테나(40)의 표로 작성된 위치를 사용하는 궤도 추적 기술에 의해 예측될 수 있다. 3점 피킹 기술에 의해 얻어질 수 있는 바와 같은 위성 위치의 추가 결정이 궤도 추적 기술 내에서 예측 방정식의 정확도를 향상시키기 위해서만 요구될 정도의 정확도가 충분하다.
3점 피킹 기술이 먼저 설명되고, 종래의 스텝 추적 기술과 대조된다.
종래의 '힐 클라이밍(hill-climbing)' 스텝 추적 기술에서, 안테나가 2개의 직교 축을 따라서 양방향으로 작은 스텝으로 이동된다. 편의성과 단순성을 위해, 운동은 일반적으로 방위각 및 고도에 있다. 각각의 위치에서, 수신된 신호 레벨은 이전 위치에서의 평균 레벨과 비교되는 평균 레벨을 얻기 위해 적절한 시간 동안 평균화된다. 레벨이 감소하였으면, 안테나는 반대 방향으로 2단계씩 이동되고, 측정은 반복된다. 레벨이 증가하였으면, 안테나는 동일한 방향으로 한 단계씩 이동된다. 프로세스는 평균 레벨에서의 증가 후에 동일한 방향으로의 안테나 운동과 함께 평균 레벨이 감소할 때까지 반복된다. 이러한 축을 따르는 최적 위치는 최대 평균 레벨을 제공한 최적 위치인 것으로 가정된다. 전체 절차는 직교 축을 따라서 반복된다.
어떠한 안테나 측위 시스템에서도, 안테나의 RF 축이 안테나와 위성 사이의 경로와 정렬될 수 있는 정밀도는 안테나 구동 시스템에 의해 달성 가능한 안테나 운동에서의 각각의 리졸버 분해능(resolver resolution)과 최소 증분 중 더 큰 것에 의해 각각의 직교 축에서 제한된다. 따라서, 종래의 '힐 클라이밍' 스텝 추적에서, RF 축의 위치는 이러한 제한보다 더욱 양호한 정밀도로 결정될 수 없다.
3점 피킹 기술은 리졸버 분해능의 정수배서로 표현될 수 있는 고정 증분만큼 2개의 직교 축의 각각에서, 전형적으로 방위각 및 고도에서 안테나를 이동시킨다. 고정 증분은 각각의 축에서 안테나 구동 시스템에 의해 달성 가능한 안테나 운동에서의 최소 증분과 같거나 이를 초과하여야만 한다.
본 발명의 예시된 실시형태하에, 3점 피킹 기술은 전형적으로 10초의 기간 동안 수신된 신호를 통합하는 것에 의해 현재 위치에서 안테나에 의해 수신된 평균 레벨을 초기에 측정한다.
제어기(20)는 일반적으로 3 dB 전체 빔폭의 15%인 방위각 스텝 크기(25)를 계산한다. 안테나의 RF 축이 초기에 위성과 정렬되면, 이러한 크기의 오프셋은 측정 가능한 양(0.27 dB)만큼 수신 신호 강도를 감소시킨다.
안테나(40)는 방향 인덱스(26)에 의해 결정된 방향으로 스텝 크기(25)만큼 방위각에서 이동하라는 명령을 받는다. 안테나에 의해 달성된 실제 방위각에서 안테나에 의해 수신된 평균 레벨은 전형적으로 10초의 기간 동안 수신된 신호를 통합하는 것에 의해 측정된다. 안테나의 실제 방위각이 기록된다. 평균 레벨이 감소하였으면, 방향 인덱스(26)는 보완(즉, 반전)되고, 안테나는 반대 방향으로 스텝 크기(25)의 2배만큼 이동하라는 명령을 받는다. 평균 레벨이 증가하였으면, 안테나는 동일한 방향으로 스텝 크기(25)만큼 이동하라는 명령을 받는다. 평균 레벨에서의 증가 후에 평균 레벨이 감소할 때까지 프로세스는 반복된다. 마지막 3개의 실제 방위각 위치는 수신 신호 강도를 최대화하는 안테나 방위각을 일괄하여 다룬다. 사실상, 안테나(40)의 움직임(즉, 회전)은 위성(50)이 안테나(40)의 RF 축(42)을 가로질러 원호를 추적하게 한다. 이러한 3개의 실제 안테나 위치와 대응하는 레벨만이 유지된다.
방정식 (1)에 따르면, 수신 신호 레벨은 2차 방정식 표현될 수 있으며, 여기서, L(α)는 수신 신호 강도이고, α는 안테나 방위각 또는 고도이다. 을 구별하고 설정하는 것은 표현 에 따라서 피크 신호 판독값의 안테나 방향을 정의한다.
2차 방정식 (1)을 결정하는 실제 방위각은 대략 스텝 크기(25)의 각도만큼 떨어져 있을지라도, 피크 방위각(αpk)은 리졸버 분해능보다 큰 정밀도로 결정된다.
이어서, 안테나(40)는 계산된 바와 같이 피크 방위각(αpk)까지 방위각에서 이동하라는 명령을 받는다. 결과적인 실제 안테나 방위각은 안테나 구동 시스템에 의해 방위각에서 달성 가능한 안테나 운동에서의 방위각 리졸버 분해능과 최소 증분 중 더 큰 것에 의해 제한된다.
이어서 방위각에서의 운동을 위해 설명된 바와 같은 피킹 프로세스는 고도에서 반복된다. 위와 같이 방정식 (1)에 따라서, 수신 신호 레벨은 고도에서 2차 방정식 로 표현될 수 있으며, 여기서 L(ε)는 수신된 신호 레벨이고, ε는 실제 안테나 고도이며, 계수(c0, c1 및 c2)는 고도에서의 2차 방정식을 정의한다. 최대 신호 강도에 대응하는 안테나 고도(εpk)에서, 기울기()는 0이다. 따라서, 최대 수신 신호 레벨을 제공하는 고도는 이다.
이어서, 안테나는 계산된 바와 같은 피크 고도(εpk)까지 고도에서 이동하라는 명령을 받는다. 결과적인 실제 안테나 고도는 안테나 구동 시스템에 의해 고도에서 달성 가능한 안테나 운동에서의 고도 리졸버 분해능과 최소 증분 중 더 큰 것에 의해 제한된다.
αpk 및 εpk는 구동 시스템의 고유한 제한으로 인해 안테나에 의해 달성 가능한 정밀도를 초과하는 정밀도로 안테나(40)로부터 실제 위성 위치(50)으로의 방향 추정을 제공한다는 것이 강조된다.
3점 피킹 알고리즘은 단일 시간(t0)에서 안테나로부터 위성의 실제 위치로의 방향(α0, ε0)을 결정한다. 일반적으로, 후속 위성 운동은 안테나의 RF 축과 안테나와 위성 사이의 경로 사이의 각도가 증가하게 할 수 있다.
예시된 실시형태에서, 위성 운동은 방정식 (1)에 의해 주어진 양(G(θ))만큼 안테나 이득을 감소시킨다. 3점 피킹 기술을 사용하여 안테나와 위성 사이의 경로와 안테나의 RF 축을 재정렬시키는 것이 바람직할 수 있다. 이러한 것은 단일 시간(t1)에서 안테나로부터 위성의 실제 위치로의 제2 방향(α1,ε1)을 산출할 수 있다.
완전한 일반성을 위해, 후속 위성 운동은 안테나 이득 감소(G(θ))가 허용 가능한 수준으로 유지될 정도로 충분히 작을 수 있다. 적절한 시간이 경과한 후, 3점 피킹 기술을 사용하여 안테나의 RF 축을 안테나와 위성 사이의 경로와 재정렬시키는 것이 바람직할 수 있다. 이러한 절차는 시간(t1)에서 안테나로부터 위성의 실제 위치로의 제2 방향(α1,ε1)을 산출할 수 있다.
예시된 실시형태에서, 안테나(40)의 RF 축(42)은, 1분의 기간에 걸쳐서 통합된 평균 수신된 신호 레벨이 위성 운동의 결과로서 0.3 dB와 같은 설정된 임계값만큼 감소되거나 또는 3시간과 같은 설정된 간격 이상이 이전 정렬 이후에 경과할 때마다 3점 피킹 기술을 사용하여 안테나(40)와 위성(50) 사이의 경로와 재정렬될 수 있다. 각각의 정렬 절차는 대응하는 시간(ti)에서 안테나로부터 위성의 실제 위치로의 방향(αt,εi)의 독립적인 결정을 제공한다.
안테나로부터 관측된 위성 운동이 1 항성일의 주기를 가지기 때문에, 시간(t0)에서의 안테나 위치(α0,ε0)와 후속 시간(t1)에서의 안테나 위치(α1,ε1)를 아는 것은 시간(t1) 이후의 시간(t)에서의 안테나 위치(α,ε)의 추정을 허용한다는 것이 당업자에게는 자명할 것이다.
이러한 적응형 연속 스텝 추적 기술의 장점은 예시된 실시형태를 참조하여 설명된다.
방위각에서 변화율(dα/dt)과 고도의 변화율(dε/dt)은 직전 2개의 안테나 위치(α0,ε0, α1,ε1)와 이에 대응하는 시간(t0, t1)으로부터 계산된다. 안테나 위치(α,ε)는 방위각 및 고도에서의 계산된 변화율을 사용하여 t1 이후의 시간(t)에 대해 계산된다.
예시된 실시형태에서, 안테나는, 계산된 위치가 안테나 구동 시스템에 의해 달성 가능한 안테나 운동에서의 각각의 리졸버 분해능 또는 최소 증분 중 더 큰 것에 의해 결정되는 양만큼 실제 안테나 위치와 다를 때마다 계산된 위치(α,ε)로 이동하라는 명령을 받는다.
위성의 겉보기 운동이 방위각 및 고도에서가 선형이 아닐 수도 있고 시간 경과에 따른 좌표가 균일하지도 않을 수 있기 때문에, 위에서 설명된 바와 같은 선형 외삽법에 의해 계산된 바와 같은 안테나의 RF 축과 안테나와 위성 사이의 경로 사이의 각도는 결국 증가할 것이다.
예시된 실시형태에서, 위성 운동은 방정식 (1)에 의해 주어진 바와 같이 양(G(θ))만큼 수신된 신호 레벨을 감소시킨다. 시간(t2)까지, 이러한 감소는 0.3 dB와 같은 설정된 임계값보다 커질 수 있으며, 안테나의 RF 축과 안테나와 위성 사이의 경로 사이의 각도 분리는 3점 피킹 기술에 의해 감소될 수 있다. 새로운 안테나 위치는 시간(t2)에서의 α2,ε2이다.
t1부터 t2까지의 간격 동안, 안테나는 적응형 연속 스텝 추적 기술에 의해 계산된 바와 같은 선형으로 외삽된 위치에 따라서만 방위각 및 고도에서 이동하도록 요청받는다. 수신된 신호 레벨은 이러한 간격 전체에 걸쳐 언제든지 설정된 임계값 이상으로 감소되지 않는다.
t2 이후의 임의의 시간(t)에서의 안테나 위치는 시간(t1 및 t2)에서의 안테나 위치의 선형 외삽법으로서 계산될 수 있다. 시간(t0)에서의 안테나 위치(α0,ε0)에 대한 지식은 요구되지 않으며, 폐기될 수 있다.
예시된 실시형태에서, 그리고 시간(t2) 후에, 시간(t1)에서의 안테나 위치(α1,ε1)는 시간(t0)에서의 안테나 위치(α0,ε0)로서 표시된다. 마찬가지로, 시간(t2)에서의 안테나 위치(α2,ε2)는 시간(t1)에서의 안테나 위치(α1,ε1)로서 표시된다.
이러한 설명으로부터, 적응형 연속 스텝 추적 기술은 일련의 선형 외삽에 의해 안테나(40)에서 볼 때 위성(50)의 실제 겉보기 운동에 근접한다고 말할 수 있다. 각각의 선형 외삽은 3점 피킹 기술에 의해 얻어질 수 있는 바와 같은 안테나 위치(α,ε)의 이전의 두 결정으로부터 계산된다. 각각의 선형 외삽법은, 수신된 레벨이 안테나로부터 위성으로의 경로와 안테나 RF 축의 정렬 불량으로 인해 임계값 감소 이상만큼 결코 감소되지 않는, 실제 겉보기 위성 경로의 충분히 양호한 근사치이다.
궤도 추적 기술은 시간의 함수로서 지구 중심 구면 좌표에서 위성 위치를 표현하는 간단한 방정식을 사용하여 안테나 위치(α,ε)를 계산한다.
3점 피킹 기술은 대응하는 시간(ti)에서 얻어진 안테나 위치(αi,εi)의 테이블을 제공할 수 있다. 테이블에서의 항목 수는 적응형 연속 스텝 추적 기술을 사용하여 상당히 감소될 수 있다.
위도 및 경도와 같은 관측자 중심 좌표로 표현될 수 있는 바와 같은 안테나 위치는 합리적인 정확도로 알려진다고 가정된다.
위성이 대략 정지 궤도에 있다고 가정하면, 지구 중심으로부터 위성까지의 거리는 합리적인 정확도로 알려진다. 각각의 안테나 위치(αi,εi)는 좌표 변환(23)에 의해 지구 중심 구면 좌표계로 변환되어, 대응하는 시간(ti)에서 의 테이블(27)을 얻을 수 있다.
대략 정지 궤도에 있는 실제 위성에 대해, 위성 위치는 다음과 같은 3개의 방정식을 통해 상당한 정확도를 가지고 지구 중심 구면 좌표로 설명될 수 있음을 알 수 있다.
여기서 ecc는 이심률이며, inc는 경사(라디안)이며, a는 위성 궤도의 장반경(6.61006 지구 반경)이며, ω는 근지점 인수(라디안), κ는 (2*π)/86164.09이며, t는 상승 노드 이후의 시간이고, θ0은 θ의 오프셋이며, 은 의 오프셋이다. 시간 원점이 알려지지 않았기 때문에, 시간(t)은 t = tc-t0으로 다시 쓰여질 수 있으며, 여기서 tc는 시계 시간이고, t0은 결정되어야만 하는 에포크(epoch)이다.
궤도 추적 기술은 최소 제곱 의미에서 시간(ti)에서의 θi 및 의 표로 작성된 값을 가장 잘 설명하는 방정식 (2) 내지 4의 계수를 결정한다. 방정식 (2) 내지 4의 주기성이 1 항성일(86164.09초)이기 때문에, 계수는 테이블이 1 항성일의 충분한 부분에 걸쳐 있을 때까지 결정될 수 없다. 일반성을 잃지 않으면서, 도시된 실시형태는 θi 및 의 표로 작성된 값이 6시간 이상의 기간에 걸쳐 얻어지는 것으로 가정한다.
제1 계수 처리 애플리케이션(21)은 최소 제곱 기술을 사용하여, 둘 모두 위에서 설명된 바와 같이 임의의 시간에 3점 피킹 기술의 적용에 의해 또는 적응형 연속 단계 추적 기술에 의해 지시된 바와 같이 얻어지는 및 ti의 표로 작성된 값에 방정식 (4)를 맞추는 것에 의해 위성 경사(inc), 에포크(t0) 및 오프셋()을 결정할 수 있다.
위성 경사도(inc), 에포크(t0) 및 오프셋()을 결정하였으면, 방정식 (3)의 두 번째 항은 각각의 ti에 대해 계산될 수 있다. 이어서, 제2 계수 처리 애플리케이션(22)은 최소 제곱 기술을 사용하여, 위에서 설명된 바와 같이 임의의 시간에 3점 피킹 기술의 적용 또는 적응형 연속 스텝 추적 기술에 의해 지시된 바와 같이 얻어질 수 있는 및 ti의 표로 작성된 값에, 위에서 설명된 바와 같이 수정된 방정식 (3)을 맞추는 것에 의해 위성 이심률(ecc), 근지점 인수(ω) 및 오프셋(θ0)을 결정할 수 있다.
4개의 궤도 파라미터(inc, ecc, ω 및 t0)와 오프셋을 결정한 후, 위성의 지구 중심 좌표는 임의의 시계 시간(tc)에 대해 계산될 수 있다. 이들 좌표는 역좌표 변환(24)에 의해 임의의 지상 위치에서 볼 때 위성의 관측자 중심 좌표(α,ε)로 변환될 수 있다.
특히, 지구 중심 좌표로부터 안테나(40)의 위치로의 이러한 변환은 위성으로의 방향이 시간 경과에 따라 변경됨에 따라서 안테나(40)의 RF 축(42)을 안테나(40)로부터 위성(50)으로의 경로와 정렬된 상태를 유지하는 수단을 제공한다.
일반적으로, 지구 중심 좌표는 임의의 다른 지상 위치에 대한 관측자 중심 좌표(α,ε)를 얻기 위해 변환될 수 있으며, 이에 따라 위성이 시간 경과에 따라 움직이는 것처럼 보임에 따라서 이러한 제2 위치에서의 안테나의 RF 축을 이러한 제2 위치로부터 위성으로의 경로와 정렬된 상태로 유지할 수 있는 수단을 제공한다.
몇 시간마다 또는 원하는 대로, 안테나로부터 위성(50)으로의 경로와 안테나(40)의 RF 축(42)의 정렬이 테스트될 수 있고, 가능하게 3점 피킹 기술을 호출하는 것에 의해 개선될 수 있다. 전술한 바와 같이, 이러한 시간(tn)에서의 안테나 위치(αn,εn)는 지구 중심 구면 좌표(θn 및 )로 변환되어, θ, 및 t의 테이블(27)에 추가된다. 테이블 크기는 현재 시간(tn) 이전에 일부 선택된 간격보다 먼저 획득된 이들 테이블 요소를 폐기하는 것에 의해 제한될 수 있다. 테이블(27) 내에서 유지되는 요소의 시간 간격을 수 일로 선택하는 것이 적절하다.
위성의 궤도 요소는 태양과 달의 중력 영향, 위성의 태양 전지판에서의 복사 압력의 영향, 기지 유지 기동 동안 부과되는 운동량 변화로 인해 시간 경과에 따라 점차적으로 변한다. 궤도 추적 기술과 3점 피킹 기술의 적용에 의해 결정될 수 있는 바와 같은 궤도 요소는 이들 영향을 수용하기 위해 점차 자동으로 수정된다.
안테나 위치가 알려져 있고 샤프트 각도 리졸버가 정확하게 초기화되었으면, 오프셋(Φ0)은 0이어야만 한다. 이러한 것은 위성의 궤도면이 지구의 중심을 포함해야만 한다는 관찰에서 나온 것이다. 궤도 추적 기술이 샤프트 각도 리졸버의 상당한 초기화 오류를 허용할 수 있을지라도, 0이 아닌 오프셋(Φ0)은 하나 또는 두 샤프트 각도 리졸버의 초기화가 수정되어야 한다는 유용한 표시를 제공한다. 정의에 따르면, 오프셋(θ0)은 위성 경도이다.
3점 피킹 기술의 예시된 예
3점 피킹 기술은 경도 80.90°W에 위치된 위성(50)이 2.8°의 기울기와 0.00034의 적당한 이심률을 가지고 있다고 가정하는 것에 의해 예시될 수 있다. 0.22°의 3dB 빔폭을 갖는 안테나는 위도 33°N, 경도 96.6°W에 위치된다. 안테나(40)는 방위각 및 고도 둘 다에서 0.01°의 정밀도로 이동될 수 있다. 이러한 기술은 예를 들어 제어기(20)에 의해 구현될 수 있다.
안테나(40)의 메인 로브(44)의 정확한 표현을 포함하는 시뮬레이션 프로그램에 의해 예시된 예에 대한 데이터가 제공될 수 있다. 수신된 신호는 가산 백색 가우스 노이즈(Additive White Gaussian Noise: AWGN)를 포함한다. 시뮬레이션의 수신 C/N 비율은 일반적인 위성 비콘(50)과 안테나(40)를 사용하여 일반적으로 예상되는 것보다 낮다.
수신된 신호 강도는 상부 트레이스로서 플롯팅된다(도 2 및 도 4). 3점 피킹 알고리즘은 981m 50s에서 시작된다(초기 중실형 다이아몬드, 도 2). 수신된 신호 레벨은 다음 10초 동안 측정된다. 현재 방위각 152.92°에 대한 평균 수신된 신호 레벨은 982m 00s에서 이용 가능하다. 3점 피킹 기술에 의해 요구되는 바와 같이, 방위각은 방위각 스텝 크기만큼 151.89°로 감소된다. 수신된 신호 레벨은 추가로 10초 동안 측정된다. 새로운 방위각에 대한 평균 수신된 신호 레벨은 982m 10s에서 이용 가능하다. 제2 평균 신호 레벨이 제1 평균 신호 레벨보다 작기 때문에, 안테나 방위각은 방위각 스텝 크기의 두 배인 151.95°로 증가된다. 이러한 방위각에 대한 평균 수신된 신호 레벨은 982m 20s에서 이용 가능하다. 평균 레벨이 증가했기 때문에, 방위각은 다시 방위각 스텝 크기만큼 151.98°로 증가된다. 이러한 방위각에 대한 평균 수신된 신호 레벨은 982m 30s에서 이용 가능하다. 평균 레벨이 감소했기 때문에, 제3 평균을 일괄하여 다루는 2개의 10초 평균, 즉 제1 및 제4 평균이 있다. 두 번째 10초 평균과 그 대응하는 방위각은 무시된다.
3개의 보유된 평균을 모두 포함하는 방위각에서의 2차 방정식의 계수가 계산된다. 이러한 2차 방정식에 의해 정의된 점들의 궤적은 실선으로 표시될 수 있다(도 3). 4개의 10초 평균은 모두 중실형 다이아몬드로 플롯팅된다. 2차 곡선의 방정식으로부터, 최대 방위각(αpk)은 151.949°로 계산된다.
이어서, 안테나(40)는 151.95°의 방위각으로 이동되며, 이는 안테나를 계산된 피크 방위각(αpk)에 최대한 가깝게 위치시킨다. 피킹 프로세스는 고도에서 반복된다(도 4). 3개의 10초 평균만이 피크 고도를 일괄하여 다루기 위해 요구된다. 3개의 평균을 모두 포함하는 고도에서의 2차 방정식의 계수가 계산된다. 이러한 2차 방정식에 의해 정의된 점들의 궤적은 실선 곡선으로 도시될 수 있다(도 5). 2차 곡선의 방정식으로부터, 피크 고도(εpk)는 48.914°로 계산된다. 이어서, 안테나(40)는 48.91°의 높이로 이동되며, 이는 안테나를 계산된 피크 고도(εpk)에 최대한 가깝게 위치시킨다. 전체 피킹 프로세스는 70초가 소요되었다.
이러한 특정 예에서, 3점 피킹 알고리즘은 RF 축(42)의 방위각 및 고도를 각각 151.949°와 48.914°로 결정했다. 안테나(40)는 각각 151.95°와 48.91°의 방위각 및 고도로 가능한 최대 정밀도로 이동된다. 적응형 연속 스텝 추적 기술의 예가 예시된다.
적응형 연속 스텝 추적 기술은 위성(50)이 경도 80.9°W에 위치된 2.8°의 경사와 0.00034의 중간 이심률을 갖는다는 것을 가정하여 설명될 수 있다. 0.22°의 3 dB 빔폭을 갖는 안테나는 위도 33°N, 경도 96.6°W에 위치된다. 안테나(40)는 방위각 및 고도 둘 다에서 0.01°의 정밀도로 이동될 수 있다.
안테나(40)의 메인 로브(44)의 정확한 표현을 포함하는 시뮬레이션 프로그램에 의해 예시된 예에 대한 데이터가 제공될 수 있다. 수신된 신호는 가산 백색 가우스 노이즈(AWGN)를 포함한다. 시뮬레이션의 수신 C/N 비율은 전형적인 위성 비콘(50)과 안테나(40)를 사용하여 통상적으로 예상되는 것보다 낮다.
적응형 연속 스텝 추적 기술은 수신된 신호 강도(밝은 회색 선), 1분 평균 수신된 신호 강도(굵은 선), 위성 방위각 및 고도(연속적인 가는 선), 시간 경과에 따른 안테나 방위각 및 고도(계단선)를 플롯팅하는 것에 의해 예시된다(도 6 및 도 7). 안테나는 중실형 다이아몬드로 표시된 바와 같은 방위각 및 고도에서 피킹된다. 적응형 연속 스텝 추적 기술에 따라 외삽된 바와 같은 안테나 운동은 일련의 선형 움직임으로서 도시된다(도 8). 각각의 3점 피킹 직후의 안테나 위치는 중실형 다이아몬드에 의해 표시된다.
이 예에서, 안테나 RF 축은 제어기 분해능(0.01°)에 의해 제한되는 정밀도로 안테나(40)로부터 위성(50)으로의 경로와 초기에 정렬된다. 예시 목적만을 위해, 초기화는 300분의 임의의 시간에 발생한다.
위성(50)으로의 방향의 단 한 번만의 결정이 만들어지기 때문에, 발생할 수 있는 위성의 후속 운동은 알려지지 않는다. 따라서, 안테나(40)는 방위각 및 고도에서 정지된 상태로 유지된다.
이러한 예시적인 예에서, 위성(50)은 1분 평균 수신된 신호 레벨이 몇 분 내에 0.6 dB만큼 떨어지도록 충분히 빠르게 이동하고 있다. 3점 피킹 기술의 적용은 안테나(40)의 RF 축(42)을 제어기(35)에 의해 가능한 정밀도 내에서 위성(50)과 정렬시킨다. 수신 레벨과 안테나 위치는 3점 피킹 기술의 적용 동안 표시되지 않는다.
제2 피킹이 완료되면, 안테나 위치는 이러한 예시에서 약 6분만큼도 2배 분리되는 것으로 알려져 있다. 기울기(dα/dt 및 dε/dt)가 계산된다. 그 후 매 분마다, 외삽된 방위각 및 고도가 계산되고, 안테나(40)는 제어기(35)에 의해 가능한 정밀도 내에서 이러한 위치로 이동된다(계단 선, 도 6 및 도 7).
위성(50)의 겉보기 운동이 방위각 및 고도에서 선형이 아니고 시간 경과에 따른 이러한 좌표에서 균일하지 않기 때문에, RF 축(42)과 안테나(40)로부터 위성(50)으로의 경로 사이의 각도 분리는 증가할 것이다. 이러한 예시적인 예에서, 1분 평균 수신 레벨은 이전의 피킹에서 약 13분 후인 약 318분으로 표시된 시간에 0.6 dB만큼 떨어진다. 3점 피킹 기술은 제어기(35)에 의해 가능한 정밀도 내에서 RF 축(42)을 안테나(40)와 위성(50) 사이의 경로와 다시 정렬시키기 위해 적용된다.
이전과 동일한 방식으로, 기울기(dα/dt 및 dε/dt)는 약 305분과 318분에 발생된 안테나 피킹으로부터 계산된다. 피크 방위각 및 고도의 이전 값은 폐기된다. 그 후 매 분마다, 외삽된 방위각 및 고도가 계산되고, 안테나(40)는 제어기(35)에 의해 가능한 정밀도 내에서 이러한 위치로 이동된다(계단 선, 도 6 및 도 7).
시간 증분이 보다 크기 때문에(13분), 기울기(dα/dt 및 dε/dt)가 더 정확하게 알려질 수 있을 것으로 예상된다. 그 결과, 계산된 안테나 위치는 더 오랜 시간 동안 위성과 적절하게 정렬된 상태로 유지될 수 있다. 이 예시에서, 안테나는 2시간 이상이 경과될 때까지 다시 피킹을 요구하지 않는다.
방위각 및 고도에서 안테나의 연속적인 피킹 사이의 기간은 겉보기 위성 방위각 및 고도의 변화율이 감소하고 부호가 반전됨에 따라서 감소한다. 시뮬레이션은 적응형 연속 스텝 추적 기술이 일련의 선형 외삽법에 의해 위성 운동을 계속해서 근사화한다는 것을 보여준다.
신호가 노이즈, 주로 단기 및 장기적으로 대기 경로 손실 변화에 의해 큰 범위(그리고 방위각 및 고도는 일반적으로 더 작은 것)에 영향을 받을 때, 이러한 노이즈는 추정된 궤도의 품질을 크게 저하시키고, 허용 가능한 오류 범위 내에서 유지하도록 시도하기 위해 더 많은 샘플을 요구한다. 노이즈의 존재 시에 위성의 실제 위치의 보다 양호한 추정을 만들기 위해, 3점 피킹 기술로부터 각각의 축(방위각, 고도)에 대한 칼만 필터(예를 들어, Benedict-Bordner 유형) 내로 추정된 피크의 시퀀스(결정된 각도 위치에 대한 pf 세트)를 제시하는 것에 의해 기능적 개선이 얻어질 수 있다. 수집 단계 동안, 결과는 피크를 추정하였다(그 세트가 필터에 공급된다. 필터의 출력은 시간 이동을 투영하기 위해 선형 외삽법 대신 사용되어, 수집 단계에서 보다 충실한 포인팅 각도를 제공한다. 필터(들)의 출력은 또한 궤도 추정 알고리즘에 공급되어, 보다 양호한 입력 세트와 보다 정확한 천체력 출력을 제공한다. 시스템이 예측 모드로 전환되면, 전파된 예측으로부터의 출력 방위각 및 고도가 칼만 필터에 제시되어, 목표의 현재 궤적과 동기화된 상태를 유지한다.
추가적으로, 심한 비 기류(rain fain) 및 기타 이상 현상이 결과의 품질을 방해할 수 있기 때문에, 사전 결정된 노이즈 임계값(예를 들어, 맑은 하늘 수준의 2 dB 이내)을 초과하는 실제 측정 신호를 가진 추정 피크만이 칼만 필터에 제시된다. 이는 대기 손실에 의해 유발된 노이즈가 입력 데이터를 손상시키는 것을 방지한다. 필터의 출력은 위성을 더 가깝게 따르도록 시도하기 위해 측정된 피크 대신 사용된다.
그 결과는, 비 또는 기타 대기 현상이 발생하는 시간 내에 현재 관측 각도에서 벗어나 움직이도록 충분한 경사를 가진 지구 동기 위성에 중요한 레인 페이드 노이즈(rain-fade noise)를 보다 강력하게 거부하는 보다 정확한 추적 접근 방식이다.
궤도 추적 기술의 예시된 예
궤도 추적 기술은 위성(50)이 3.0°의 경사와 0.00040의 중간 이심률을 갖는다는 것을 가정하는 것에 의해 예시될 수 있다. 0.22°의 3 dB 빔폭을 갖는 안테나는 위도 33°N, 경도 96.6°W에 위치된다. 안테나(40)는 방위각 및 고도 둘 다에서 0.01°의 정밀도로 이동될 수 있다.
안테나(40)의 메인 로브(44)의 정확한 표현을 포함하는 시뮬레이션 프로그램에 의해 예시된 예에 대한 데이터가 제공될 수 있다. 수신된 신호는 가산 백색 가우스 노이즈(AWGN)를 포함한다.
궤도 추적 기술은 시간의 함수로서 안테나 방위각(도 9)과 시간의 함수로서 안테나 고도(도 10)와 함께 수신된 신호 강도(도 9 및 도 10)를 플로팅하는 것에 의해 예시될 수 있다.
이러한 예시적인 예에서, RF 축(42)은 3점 피킹 기술을 사용하여 안테나(40)로부터 위성(50)으로의 경로와 초기에 정렬된다. 예시 목적만을 위해, 초기화는 345.0일의 임의의 시간에 발생한다.
수 분 후에, 1분 평균 수신 레벨은 안테나 RF 축이 위성으로의 경로와 재정렬되어야만 할 정도로 충분히 떨어졌다. 제2 피킹이 완료될 때, 안테나 위치는 두 번 알려지고 적응형 연속 스텝 추적 기술에 따라서, 방위각에서의 기울기(dα/dt) 및 고도에서의 기울기(dε/dt)가 계산된다. 매 분마다, 외삽된 방위각 및 고도가 계산되고, 안테나는 구동 제어 시스템(35)의 정밀도에 의해 결정된 바와 같이 이러한 위치로 이동된다.
때때로, 평균 수신 레벨은, 안테나 RF 축이 3점 피킹 기술에 의해 위성으로의 경로와 다시 정렬되는 것을 적응형 연속 스텝 추적 기술이 요청할 만큼 충분히 떨어질 수 있다.
관측자 중심 좌표계의 안테나 위치와 배향이 모두 알려져 있기 때문에, 각각의 3점 피킹으로부터 얻어진 안테나 방위각 및 고도의 각각의 쌍의 값은 궤도 추적 기술에 의해 요구되는 바와 같이 지구 중심 구면 좌표계에서 θ와 φ로 변환되고, 테이블은 θ, φ, 및 시간의 값을 저장하는 것에 의해 형성된다.
안테나 위치는 적어도 6시간(0.15일)에 걸쳐 있는 적어도 6쌍의 θ와 φ가 테이블에 입력될 때까지 적응형 연속 스텝 추적 기술에 의해 결정된다.
이 예시적인 예에서, 위성 겉보기 운동과 안테나 빔폭은 처음 6시간(0.15일) 이내에 6쌍 이상의 θ 및 φ가 얻어지도록 한다. 모든 후속 안테나 위치는 궤도 추적 기술에 의해 결정된다.
이 예시적인 예에서, 궤도 추적 기술은 안테나 RF 축(42)을 3시간(0.125일)마다 안테나로부터 위성으로의 경로와 정렬시킨다. θ 및 φ의 계산된 값은 테이블에 추가되어, 추정된 궤도 파라미터를 세분화하는 데 사용된다. 각각의 안테나의 피킹의 시간과 결과적인 피크 방위각 및 고도는 열린 다이아몬드로 표시된다(도 9 및 도 10).
이 예시적인 예에서, 처음 12시간(0.5일) 동안 결정된 궤도 요소는 안테나로부터 위성으로의 경로와 RF 축의 정렬 오류를 점차적으로 증가시킨다는 것이 분명하다. 시뮬레이션 시작(345.65일)으로부터 약 16시간에 발생한 3점 피킹은, 2일의 시뮬레이션의 나머지 동안 RF 축이 안테나로부터 위성으로의 경로와 잘 정렬된 상태를 유지하도록 궤도 요소를 개선한다.
종래 기술 이상의 장점
전술한 시스템(10)은 종래 기술에 비해 많은 이점을 제공한다. 3점 피킹 기술을 사용하여 안테나(40)를 피킹하는 데에는 종래의 스텝 추적보다 더 적은 안테나 운동 명령이 필요하다. 이러한 기술이 안테나 패턴의 피크에 가까운 작은 운동으로 초래되는 수신 신호 강도에서의 매우 작은 차이에 의존하지 않기 때문에, 대기 번쩍임 및 강수로 인한 신호 변동이 있는 경우에도 본질적으로 견고하다.
안테나(40)는 대부분의 경우에 구동 시스템(35)이 한 방향으로만 이동하는 상태에서 모든 측정이 얻어지도록 피크의 한 측면으로부터 다른 측면으로 단계화된다. 구동 시스템(35)에 대한 로딩이 통상적으로 모든 데이터 포인트를 얻는 동안 동일한 방향이기 때문에, 백래시(backlash)는 3점 피킹 프로세스 동안 제거된다. 마찬가지로, 리졸버에 대한 커플링에서의 비틀림과 샤프트 각도 리졸버 베어링으로부터의 로딩을 초래하는 샤프트 각도 리졸버 출력에서의 오류는 항상 계산된 피크 위치에서 동일한 부호로 포함된다.
또한, 3점 피킹 기술은 안테나 구동 시스템(35)에 의해 가능한 안테나 운동에서의 샤프트 각도 리졸버 분해능 또는 최소 증분으로부터 달성 가능한 것보다 더 큰 정밀도로 RF 축(42)의 방향을 결정한다.
일반적으로, 안테나는 안테나 위치, 샤프트 각도 리졸버 초기화에서의 큰 오류를 포함하는 임의의 오류, 및 출력이 안테나 3 dB 빔폭의 관련 부분에 걸쳐 위치의 단일 값 함수이면 샤프트 각도 리졸버 출력에서의 임의의 비선형성에 관계 없이 피킹된다.
적응형 연속 스텝 추적 기술은 종래의 방법에 비해 여러 가지 장점을 갖는다. 적응형 연속 스텝 추적 기술은 적절한 수신 신호 레벨을 유지하는 데 필요한 안테나(40)와 위성(50) 사이의 경로와 RF 축(42)의 정렬의 수를 상당히 줄인다. 이는 상당한 경사 또는 이심률을 가진 위성을 추적하는 대형 안테나에 특히 효과적이다.
방위각 및 고도에서의 위성 운동은 위성이 가장 빠르게 움직이는 것처럼 보이는 시간에 따라 가장 선형적이다. 종래 기술 방법에 따르면, 안테나는 이들 기간 동안 자주 재피킹되어야만 한다. 적응형 연속 스텝 추적 기술은 이러한 피크 활동의 대부분을 제거하고, 안테나는 안테나 구동 시스템(35)의 정밀도로 방위각 및 고도에서 이동한다.
방위각 및 고도에서의 운동 방향이 하루에 두 번만 반전되기 때문에, 안테나를 피킹하는 것을 제외하고, 대부분의 안테나 운동 요청은 이전 요청과 동일한 방향에 있다. 이는 안테나 구동부 및 측위 시스템의 응력과 마모를 크게 줄인다. 일반적으로, 적응형 연속 스텝 추적 기술은 안테나 위치, 샤프트 각도 리졸버 초기화에서의 큰 오류를 포함하는 임의의 오류, 및 출력이 방위각 및 고도에서 위성 운동의 범위에 걸쳐 위치의 단일 값 함수이면 샤프트 각도 리졸버 출력에서의 임의의 비선형성에 관계 없이 유효하다.
3점 피킹 기술과 적응형 연속 스텝 추적 기술이 제공하는 이점 외에도, 궤도 추적 기술은 추적 정확도를 더욱 향상시키고, 적절한 수신 신호 레벨을 유지하기 위해 요구되는 위성 경로와 RF 축의 정렬 수를 줄인다. 필요한 경우, 안테나를 재피킹하는 것은 강수량 감쇠 또는 과도한 대기 번쩍임 활동의 기간 동안 중단될 수 있다.
궤도 추적 기술은 위성의 관련 궤도 요소를 계산하고, 케플러의 법칙에 따라서 안테나를 이동시킨다. 궤도 추적 기술은 태양 및 달 중력, 위성 관측소 유지 활동과 같은 다양한 힘으로부터 초래되는 궤도 변경의 영향을 포함하도록 위성의 궤도 요소를 자동으로 변경한다.
또한, 궤도 추적 기술에 의해 제공되는 오프셋 항()은 샤프트 각도 리졸버를 초기화하는 정확도를 나타낸다. 궤도 추적 기술에 의해 제공되는 오프셋 항(θ0)은 위성 경도와 동일하다.
궤도 추적 기술을 사용하여, 안테나는 안테나를 재피킹함이 없이 며칠 동안 위성과 정렬된 상태를 유지하도록 움직인다. 궤도 추적 기술은 또한 안테나 위치로부터 지구 상의 임의의 다른 위치로 추적 데이터를 전송하는 능력을 제공한다. 궤도 추적 기술은, 샤프트 각도 리졸버 초기화에서의 보통의 오류, 및 출력이 방위각 및 고도에서 위성 운동의 범위에 걸쳐 위치의 단일 값 함수이고 오류가 안테나에서 볼 때 위성 경로를 과도하게 왜곡시키지 않으면 샤프트 각도 리졸버 초기화에서 비선형성에 관계없이 유효하다.
본 명세서에서 개시된 실시형태와 관련하여 설명된 다양한 예시적인 프로세스, 방법, 모듈, 및 알고리즘 단계는 전자 하드웨어, 컴퓨터 소프트웨어, 또는 이들 둘의 조합으로서 구현될 수 있다. 모듈 또는 구성 요소로서 설명된 모든 특징과 기능은 통합된 논리 디바이스에서 함께 구현되거나 개별적이지만 상호 운용 가능한 논리 디바이스(예를 들어, 프로세서)로서 별도로 구현될 수 있다. 하드웨어와 소프트웨어의 이러한 상호 교환성을 명확하게 예시하기 위해, 다양한 예시적인 프로세스, 방법 및 알고리즘 단계가 일반적으로 그 기능성에 관하여 기재되었다. 이러한 기능이 하드웨어 또는 소프트웨어로 구현되는지는 전체 시스템에 부과되는 특정 애플리케이션과 설계 제약 조건에 따라 달라진다. 당업자가 각각의 특정 애플리케이션에 대해 다양한 방식으로 설명된 기능을 구현할 수 있지만, 이러한 구현 결정은 본 발명의 범위로부터 벗어나게 하는 것으로서 해석되어서는 안 된다.
소프트웨어로 구현되면, 기술은 실행될 때 위에서 설명된 방법 중 하나 이상을 수행하는 명령을 포함하는 프로그램 코드를 포함하는 컴퓨터 판독 가능 데이터 저장 매체에 의해 적어도 부분적으로 실현될 수 있다. 컴퓨터 판독 가능 데이터 저장 매체는 비일시적일 수 있으며, 패키징 재료를 포함할 수 있는 컴퓨터 프로그램 제품의 일부를 형성할 수 있다. 컴퓨터 판독 가능 매체는 랜덤 액세스 메모리(RAM), 예컨대, 동기식 동적 랜덤 액세스 메모리(SDRAM), 읽기 전용 메모리(ROM), 비휘발성 랜덤 액세스 메모리(NVRAM)와 같은, 전기적으로 소거 가능한 프로그래밍 가능 읽기 전용 메모리(EEPROM), 플래시 메모리, 자기 또는 광학 데이터 저장 매체 등과 같은 메모리 또는 데이터 저장 매체를 포함할 수 있다. 추가적으로 또는 대안적으로, 기술은, 전파된 신호 또는 파동과 같은, 명령 또는 데이터 구조의 형태를 하는 프로그램 코드를 전달하거나 통신하고, 컴퓨터에 의해 액세스, 판독 및/또는 실행될 수 있는 컴퓨터 판독 가능 통신 매체에 의해 적어도 부분적으로 실현될 수 있다.
위성을 추적하기 위한 방법 및 장치의 특정 실시형태는 본 발명이 만들어지고 사용되는 방식을 예시하는 목적을 위해 설명되었다. 본 발명의 다른 변형 및 수정 및 그의 다양한 양태의 구현은 당업자에게 자명할 것이며, 본 발명은 설명된 특정 실시형태에 의해 제한되지 않는다는 것이 이해되어야 한다. 따라서, 본 발명과 본 명세서에서 개시되고 청구된 기본적인 기본 원리의 진정한 사상과 범위 내에 속하는 모든 수정, 변경 또는 등가물을 커버하는 것이 고려된다.

Claims (15)

  1. 안테나를 사용하여 위성 신호 소스를 추적하는 방법으로서,
    하기에 의해 수집 단계 동안 위성으로부터 최대 신호 레벨을 수신하기 위하여 상기 안테나의 방향을 결정하는 단계:
    3개 이상의 사전 결정된 측정 각도를 통해 단일 평면 내에서 상기 안테나의 RF 축을 회전시키는 것,
    각각의 각도에서 신호 레벨을 측정하는 것,
    제2 각도 위치에서의 상기 측정된 신호 레벨이 제1 및 제3 각도 위치 둘 다의 측정된 신호 레벨을 초과하도록 상기 사전 결정된 측정 각도의 3개의 측정된 신호 레벨 및 대응하는 각도 위치를 유지하는 것,
    상기 측정된 신호를 상기 각도 위치에 관련시키는 2차 함수의 계수의 세트를 결정하는 것,
    상기 2차 함수의 계수를 사용하여 신호 소스로부터의 신호 레벨을 최대화하는 제1 각도 위치를 결정하는 것
    결정된 각도 위치를 저장하는 것,
    및
    직교 평면에서 선행하는 단계를 반복하여 제2 각도 위치를 제공하는 것;
    최대 신호 레벨 프로세스를 수신하기 위하여 상기 안테나의 방향을 결정하는 상기 단계를 주기적으로 수행하여 제1 및 제2 결정된 각도 위치의 세트를 얻는 단계;
    상기 각도 위치의 세트를 칼만 필터(Kalman filter)에 제시하여(submitting) 필터링된 출력을 생성하는 단계;
    상기 필터링된 출력을 사용하여 상기 위성의 위치를 추정하는 단계
    를 포함하는, 방법.
  2. 제1항에 있어서, 사전 결정된 노이즈 임계값보다 높은 주기적으로 결정된 각도 위치를 상기 칼만 필터에 제시하는 단계를 더 포함하는, 방법.
  3. 제2항에 있어서, 상기 위성의 위치의 추정치를 칼만 필터에 제시하여 상기 안테나에 대한 예측된 방위각 및 고도를 생성하는 단계를 더 포함하는, 방법.
  4. 제1항에 있어서, 상기 제1 각도 위치는 고도이고, 상기 제2 결정된 각도 위치는 방위각인, 방법.
  5. 제1항에 있어서, 상기 안테나의 RF 축을 상기 3개 이상의 사전 결정된 측정 각도 중 제1 사전 결정된 측정 각도로부터 상기 3개 이상의 측정 각도 중 나머지 신호 측정 각도의 세트를 통해 단일 방향으로 회전시키는 단계를 더 포함하는, 방법.
  6. 제5항에 있어서, 시간(t0)에서의 제1 신호 소스 위치, 시간(t1)에서의 제2 신호 소스 위치를 결정하고, 선형 외삽법에 의해 후속 시간(t2)에서의 제3 신호 소스 위치를 추정하는 단계를 더 포함하는, 방법.
  7. 제6항에 있어서, 이전에 추정된 신호 소스 위치에 기초하여 추가 신호 소스 위치를 주기적으로 추정하고 추정치를 칼만 필터에 제시하는 단계를 더 포함하는, 방법.
  8. 제1항에 있어서, 시간의 함수로서 지구 중심 구면 좌표에서의 상기 신호 소스 위치를 표현하는 방정식의 세트를 사용하여 추후 신호 소스 위치를 계산하는 단계를 더 포함하는, 방법.
  9. 사전 결정된 빔폭을 갖는 안테나를 사용하여 위성 신호 소스를 추적하기 위한 장치로서,
    안테나의 RF 축을 3개 이상의 사전 결정된 측정 각도를 통해 단일 평면 내에서 회전시키도록 적응된 안테나 구동부;
    각각의 각도에서 신호 레벨을 측정하는 수신기; 및
    제어기를 포함하되, 상기 제어기는,
    제2 각도 위치에서의 측정된 신호 레벨이 제1 및 제3 각도 위치 둘 다의 신호 레벨을 초과하도록 상기 사전 결정된 측정 각도의 3개의 측정된 신호 레벨 및 대응하는 각도 위치를 유지하도록,
    측정된 신호를 상기 각도 위치에 관련시키는 2차 함수의 계수의 세트를 결정하도록,
    상기 2차 함수의 계수를 사용하여 상기 신호 소스로부터의 신호 레벨을 최대화하는 각도 위치를 결정하도록,
    직교 평면에서 선행하는 단계를 반복하여 신호 소스 위치를 제공하도록,
    최대 신호 레벨 프로세스를 수신하기 위하여 안테나의 방향을 결정하는 전술한 것을 주기적으로 수행하여 제1 및 제2 결정된 각도 위치의 세트를 얻도록,
    상기 각도 위치의 세트를 칼만 필터에 제시하여 필터링된 출력을 생성하도록;
    상기 필터링된 출력을 사용하여 상기 위성의 위치를 추정하도록
    구성된, 장치.
  10. 제9항에 있어서, 상기 제어기는 사전 결정된 노이즈 임계값보다 높은 상기 결정된 각도 위치를 칼만 필터에 주기적으로 제시하도록 추가로 구성되는, 장치.
  11. 제9항에 있어서, 상기 제어기는 상기 위성의 위치의 추정치를 칼만 필터에 제시하여 상기 안테나에 대한 예측된 방위각 및 고도를 생성하도록 추가로 구성되는, 장치.
  12. 제9항에 있어서, 상기 제1 각도 위치는 고도이고, 상기 제2 결정된 각도 위치는 방위각인, 장치.
  13. 제9항에 있어서, 상기 제어기는 상기 RF 축을 상기 3개 이상의 사전 결정된 측정 각도 중 제1 사전 결정된 측정 각도로부터 상기 3개 이상의 측정 각도 중 나머지 신호 측정 각도의 세트를 통해 단일 방향으로 회전시키기 위해 상기 안테나에 지시하도록 추가로 구성되는, 장치.
  14. 제13항에 있어서, 상기 제어기는 시간(t0)에서의 제1 신호 소스 위치, 시간(t1)에서의 제2 신호 소스 위치를 결정하고, 선형 외삽법에 의해 후속 시간(t2)에서의 제3 신호 소스 위치를 추정하도록 추가로 구성되는, 장치.
  15. 제14항에 있어서, 상기 제어기는 이전에 추정된 신호 소스 위치에 기초하여 추가 신호 소스 위치를 주기적으로 추정하고 추정치를 칼만 필터에 제시하도록 추가로 구성되는, 장치.
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