신호 추적 및 데이터 획득을 위하여 사용되는 접시형 추적안테나시스템의 추적정확도는 시스템 내부 요인뿐만 아니라 외적인 요인에 의하여 영향을 받는다. 본 논문은 무선주파수를 사용한 비행체 추적 및 위치측정에 있어서 전파굴절에 의한 추적오차를 나로우주센터에서 운용중인 2 GHz 원격측정 안테나 및 5 GHz 추적레이더로 추적한 항공기 및 위성발사체 추적결과와 GPS 측정한 결과를 이용하여 분석한다. 분석을 위하여, 추적시스템의 추적오차 원인 및 원인별 오차범위, 추적시스템의 정확도 검증결과 및 굴절율 특성을 바탕으로 전파굴절과 추적오차의 연관성을 검토한다. 분석결과, 안테나 고각 10 도 이하에서 전파굴절에 의한 각도오차가 사용된 추적안테나시스템 및 GPS의 측정오차에 비하여 무시할 수 없을 정도로 큰 것을 확인하였다. 또한, 대류권내에 있는 비행체(신호원)에 대한 추적각도는 안테나 고각뿐만 아니라 비행체 고도에 의해 영향을 받으며, 정확한 비행체 위치 측정을 위해서는 이를 보정하여야 하는 것으로 분석되었다.
신호 추적 및 데이터 획득을 위하여 사용되는 접시형 추적안테나시스템의 추적정확도는 시스템 내부 요인뿐만 아니라 외적인 요인에 의하여 영향을 받는다. 본 논문은 무선주파수를 사용한 비행체 추적 및 위치측정에 있어서 전파굴절에 의한 추적오차를 나로우주센터에서 운용중인 2 GHz 원격측정 안테나 및 5 GHz 추적레이더로 추적한 항공기 및 위성발사체 추적결과와 GPS 측정한 결과를 이용하여 분석한다. 분석을 위하여, 추적시스템의 추적오차 원인 및 원인별 오차범위, 추적시스템의 정확도 검증결과 및 굴절율 특성을 바탕으로 전파굴절과 추적오차의 연관성을 검토한다. 분석결과, 안테나 고각 10 도 이하에서 전파굴절에 의한 각도오차가 사용된 추적안테나시스템 및 GPS의 측정오차에 비하여 무시할 수 없을 정도로 큰 것을 확인하였다. 또한, 대류권내에 있는 비행체(신호원)에 대한 추적각도는 안테나 고각뿐만 아니라 비행체 고도에 의해 영향을 받으며, 정확한 비행체 위치 측정을 위해서는 이를 보정하여야 하는 것으로 분석되었다.
The tracking performance of a big parabola tracking antenna system for tracking and receiving of the signal from the vehicle is impacted by many factors of the internal and the external of the system. In this paper, we analyze the tracking error due to the radio refraction in the application of the ...
The tracking performance of a big parabola tracking antenna system for tracking and receiving of the signal from the vehicle is impacted by many factors of the internal and the external of the system. In this paper, we analyze the tracking error due to the radio refraction in the application of the tracking and positioning of the vehicle by using radio frequency. The real measurement data are used for the analysis which had been acquired by using GPS and the tracking systems of C- and S-band frequencies in NARO Space centre. To verify the correlation between the tracking errors measured and the radio refraction, we review the error factors and the accuracies of the tracking systems, and the characteristics of the refractivity. The analysis shows that there are angular errors which are due to the radio refraction and not to be neglected, compared to the accuracies of the tracking systems, in case of low elevation angle less than 10 degrees. Also, the tracking errors depend on the target altitude as well as the elevation angle for the case of the target in the troposphere. It is recommended to correct the tracking angle considering the target altitude and elevation angle for the precise target positioning.
The tracking performance of a big parabola tracking antenna system for tracking and receiving of the signal from the vehicle is impacted by many factors of the internal and the external of the system. In this paper, we analyze the tracking error due to the radio refraction in the application of the tracking and positioning of the vehicle by using radio frequency. The real measurement data are used for the analysis which had been acquired by using GPS and the tracking systems of C- and S-band frequencies in NARO Space centre. To verify the correlation between the tracking errors measured and the radio refraction, we review the error factors and the accuracies of the tracking systems, and the characteristics of the refractivity. The analysis shows that there are angular errors which are due to the radio refraction and not to be neglected, compared to the accuracies of the tracking systems, in case of low elevation angle less than 10 degrees. Also, the tracking errors depend on the target altitude as well as the elevation angle for the case of the target in the troposphere. It is recommended to correct the tracking angle considering the target altitude and elevation angle for the precise target positioning.
* AI 자동 식별 결과로 적합하지 않은 문장이 있을 수 있으니, 이용에 유의하시기 바랍니다.
문제 정의
본 논문은 나로우주센터에서 운용중인 추적시스템의 성능검증시험 및 위성발사체 발사과정에서 측정한 결과를 근거로 전파굴절에 의한 추적 각도 오차 특성을 분석한다. 2장에서는 분석방법 및 측정시스템 성능검증에 대하여 기술하며, 3장에서는 측정 결과를 분석한다.
정함으로써 정확도를 향상시킬 수 있음을 확인하였다. 본 연구에서는 표준대기 상태의 계수를 적용한 지수함수를 사용하여 검토하였다. 특정 대기상태 및 대기상태 변화에 따른 보정계수를 정량적으로 산출하기 위해서는 향후 많은 측정 자료의 축적 및 이를 근거로 추가적인 연구가 필요하다.
제안 방법
있다. 다양한 저궤도위성(ARIRANG, SPOT2, ENVISAT 등)을 이용하여 측정한 나로우주센터 원격측정용 11 m 접시형 안테나의 추적성능을 확인하였다. 그림 2 는 EIRS-P6위성을 이용하여 2010년 3월 측정한 결과로서 추적정확도(Ch.
지상추적시스템의 추적과 동시에 비행체에 탑재한 GPS로 측정한 비행체 위치(경도, 위도, 고도)는 실시간으로 지상에 전송되3, 지상 추적안테나 위치 기준의 거리, 방위각 고각으로 변환된다. 변환된 비행체 위치자료를 지상추적시스템의 추적 결과와 비교하여 전파굴절에 영향을 받는 각도 오차를 분석하였다. 전파굴절에 의한 각도오차는 대기의 수직 방향 특성이 일정하지 않아 발생하므로 지상 추적안테나의 추적고각과 GPS 측정 비행체 고 각과의 차이를 분석하였으며, 분석에 있어서 비행체에 대한기준 위치는 GPS 측정결과로 하였다.
본 논문에서는 나로우주센터에서 운용중인 2 GHz 원격측정 안테나와 5 GHz 추적레이더 및 GPS로 측정한 결과를 이용하여 안테나 고각 및 비행체 고도에 따른 추적오차를 분석하고, 저 고 각에서의 추적오차가 아래의 이유로 전파굴절에 의한 것임을 확인하였다.
앞의 추적결과 분석을 통하여 저고각에서 추적 오차가 시스템 내부 및 다른 요인에 보다는 전파굴절에 의한 것이며, 전파굴절각에 영향을 주는 대기굴절율은 고도에 따라 지수함수로 변함을 확인하였다 이를 근거로 추적오차와 전파굴절각의 연관성을 확인하기 위하여 고도 12 km 이내의 비행체에 대한 추적 오차에 수식 (4)과 같이 고도보정(지수함수)을 적용하여 전파굴절각도와 비교하였다. 고도보정 결과, 그림 7과 8에서 볼 수 있듯이 측정된 추적 오차가 전파굴절각과 잘 일치하였다.
기준으로 분석한 것이다. 위성발사체는 GPS 및 지상 추적안테나와의 통신장비를 탑재하고 발사대를 이륙하여 고도 약 300 km까지 상승하였으며, 지상 추적안테나는 약 80-2000 km 거리까지 신호를 추적하였다’
변환된 비행체 위치자료를 지상추적시스템의 추적 결과와 비교하여 전파굴절에 영향을 받는 각도 오차를 분석하였다. 전파굴절에 의한 각도오차는 대기의 수직 방향 특성이 일정하지 않아 발생하므로 지상 추적안테나의 추적고각과 GPS 측정 비행체 고 각과의 차이를 분석하였으며, 분석에 있어서 비행체에 대한기준 위치는 GPS 측정결과로 하였다. 물론 이 방법으로 분석한 추적오차에는 추적시스템 내부오차, GPS 측정오차와 기타 전파굴절 등의 외부 요인에 의한 오차가 포함되어 있다.
전파굴절에 의한 추적오차를 나로우주센터에서 운용하는 2 GHz 원격측정안테나(접시형 11 m) 와 5 GHz 추적러〕이더(접시형 3 m)의 비행체(항공기 또는 위성발사체) 추적결과와 비행체에 탑재한 GPS로 측정한 결과를 비교하여 분석하였다.
항공기 추적시험은 GPS 및 지상 추적안테나와의 통신을 위한 장비를 탑재한 소형 항공기가 고도 약 L5~5 km 범위로 나로우주센터와 제주추적소 사이를 비행하면서 지상의 추적안테나시스템이 항공기를 추적하였고 이때의 항공기와 지상 추적시스템 간의 거리는 약 5-150 km 정도 이었다. 그림 3에서 알 수 있듯이 지상 추적안테나의 고각이 낮을수록 각도 오차가 증가하며, 특히 고각 2 도에서 각도 오차는 약 0.
대상 데이터
5 km 이내에서 날짜별로 약간씩 차이가 있으나 대체적으로 고도가 증가함에 따라 수식(3)과 같이 지수함수로 감소한다. E 여기서 灯은 지표굴절율 상수이고 k2는굴절율 변화가 큰 대류권의 고도(km)이며, k3는 고도에 따른 감소 기울기로서, 본 논문에서는 측정 당일의 고도별 굴절율을 표현하기 위하여 kl-340, k2=12, k3NL5를 사용하였다. 지표면의 기상 상태는 표 3과 같이 항공기 및 발사체 발사가 가능한 양호한 날씨이었다
성능/효과
그림 5는 측정결과로부터 얻은 추적안테나고 각별 추적오차 대표 값과 국제기구 사용 기준 및 앞의 수식(2)로 계산한 우주신호원에 대한 고 각별 전파 굴절각을 함께 나타낸다. 4 km이하 저고도로 비행한 항공기 추적의 경우(KARI, 5 km), 각도 오차는 국제기구 전파굴절각도(NASA Ns=340, 또는 CNES)의 약 50 % 수준으로 나타났다 고도 300 km까지 비행한 위성발사체 추적결과(KSLV-L, H) 는 항공기 추적오차에 비하여 크게 나타났으며, 고 각 약 4~5 도(발사체 고도 약 11~13 km)부터 국제기구의 전파굴절각도와 유사한 것&로 나타났다. 이는 각도오차가 신호원의 고도와 관련이 있으며, 고도에 따라 전파굴절각에 차이가 발생하여 추적 오차에 차이가 발생하는 것으로 해석된다.
둘째, 서로 다른 추적시스템의 추적오차 특성 이동일 하다’ 이는 추적오차가 시스템 내부요인보다는 전파 전파 현상 등의 외부요인에 의한 것이다.
물론 이 방법으로 분석한 추적오차에는 추적시스템 내부오차, GPS 측정오차와 기타 전파굴절 등의 외부 요인에 의한 오차가 포함되어 있다. 따라서 산출된 추적 오차에 대하여 특성을 분석하고 오차 원인 및 원인별 오차범위, 측정시스템의 성능검증 등을 통하여 추적 오차의 주요 원인이 전파굴절임을 분석하였다.
05 도보다 훨씬 크다. 또한, 2 GHz 대역 원격측정 안테나(TLM)와 5 GHz 대역 추적레이더(RAD)의 각도오차 특성이 동일하게 나타났다.
셋째, 고도에 따른 대기굴절율 변화함수인 지수함수를 이용하여 비행체 고도 12 km까지의 추적 오차를 보정한 결과 전파굴절각과 매우 근접한 결과를 확인할 수 있었다.
위성발사체 추적결과의 추적오차도 항공기 추적 결과와 유사하나, 발사체의 고도가 항공기 고도 보다 높음에 따라서 오차가 크게 나타났다. 같은 고 각이더라도 고도가 증가할수록 추적오차는 항공기 추적 결과보다 크게 나타났다.
고도를 고려하여 보.정함으로써 정확도를 향상시킬 수 있음을 확인하였다. 본 연구에서는 표준대기 상태의 계수를 적용한 지수함수를 사용하여 검토하였다.
첫째, 지상 안테나 고각이 낮을수록 추적 오차가 증가하며, 측정시스템의 정확도에 비하여 훨씬 크다.
항공기 및 위성발사체 추적결과와 GPS 측정 결과의 차이를 분석한 결과, 오차는 지상 추적시스템의 고 각이 낮을수록 증가하며, 특히 고각 10도 이하에서 측정시스템의 정확도에 비하여 훨씬 크게 증가한다. 또한, 비행체 고도에 따라 오차의 크기가 달라진다.
후속연구
본 연구에서는 표준대기 상태의 계수를 적용한 지수함수를 사용하여 검토하였다. 특정 대기상태 및 대기상태 변화에 따른 보정계수를 정량적으로 산출하기 위해서는 향후 많은 측정 자료의 축적 및 이를 근거로 추가적인 연구가 필요하다.
참고문헌 (7)
Electronic Trajectory Measurement Group RCC, "Error Sources Applicable to Precision Trajectory Radar Calibration", RCC Document 255-80.
NASA TN D-5966, March, 1971 "Refraction Correction"
B. R. Bean, G. D. Thayer, "Models of the Atmospheric Radio Refractive Index", Proceeding of IRE, May, 1959.
P. E. Schmid, Goddard Space Flight Center Greenbelt, Md, "Atmospheric Tracking Errors at S- and C-band Frequencies", NASA TND-3470, 1966.
오창열, 이효근, 오승엽, "안테나 특성측정에서 거리의 영향에 대한 연구" 한국통신학회 학술대회, 2004.
IN-SNEC, "Technical Analysis for KARI", DJD200045 Ed2. rev1, 2005.
AI-Helper
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.