WO2024111849A1 - 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 빔 선택을 수행하는 장치 및 방법 - Google Patents

위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 빔 선택을 수행하는 장치 및 방법 Download PDF

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Definitions

  • the present disclosure relates to communication systems, and particularly to an apparatus and method for beam design and beam selection in a communication system supporting satellite communication.
  • LTE long term evolution
  • 5G 5th generation
  • 6G 6th generation
  • LEO Low earth orbit
  • the present disclosure provides an apparatus and method for selecting a beam in a communication system supporting satellite communication.
  • the present disclosure provides an apparatus and method for selecting a serving beam among beams provided by a satellite in a communication system supporting satellite communication.
  • the present disclosure provides an apparatus and method for selecting a beam in consideration of the effective coverage size in a communication system supporting satellite communication.
  • the present disclosure provides an apparatus and method for determining the effective coverage size of a beam in a communication system supporting satellite communication.
  • the present disclosure provides an apparatus and method for obtaining information necessary to determine the effective coverage size of a beam in a communication system supporting satellite communication.
  • a method of performing beam selection of a terminal in a communication system supporting satellite communication includes first information about an elevation angle for supporting satellite communication and second information about the center of the beam. Receiving, determining coverage of the beam based on the first information and the second information, determining the distance between the terminal and the center of the beam based on the second information, coverage of the beam And based on the distance, it may include selecting a serving beam for the terminal.
  • the first information and the second information are received through system information
  • the system information includes a carrier frequency, subcarrier spacing, and minimum altitude to support satellite communication for the terminal. It may further include at least one of elevation angle, maximum elevation angle, preamble information, altitude of the satellite, and center position of the beam.
  • the second information includes information about the center position of the beam transmitted by the satellite, and the first information has a different value depending on the movement of the satellite, and the serving The beam may be determined by considering the coverage of beams having different sizes depending on the elevation angle.
  • each of the carrier frequency and the subcarrier spacing varies depending on the frequency range (FR) set in the terminal, and the subcarrier spacing supported in FR1 is 15, 30, and 60 kHz.
  • the subcarrier spacing supported in FR2 is 60 kHz and 120 kHz, and the serving beam can be determined by considering the coverage of beams of different sizes depending on the frequency band set for the terminal.
  • the coverage of the beam varies depending on the subcarrier spacing set for the terminal, the frequency band, and the elevation angle according to the movement of the satellite, and the coverage of the beam is determined by the subcarrier spacing being N changes by 1/2 as the frequency band increases from M to 2N, and the coverage of the beam changes by 1/5 as the frequency band increases from M to 2M, and the serving beam changes in altitude according to the movement of the satellite. It can be selected considering the angle.
  • the coverage of the beam may be determined based on the change characteristics of the residual Doppler value remaining after compensation based on the beam center, depending on the distance from the center of the beam.
  • determining the size of the coverage of the beam includes determining a maximum residual Doppler value based on the orbit or altitude of the satellite and the carrier frequency of the signal transmitted through the beam, It may include determining the size of the coverage based on the maximum residual Doppler value and the subcarrier spacing of the signal.
  • the steps of confirming a parameter indicating the subcarrier spacing included in a master information block (MIB) transmitted from the satellite, and confirming the subcarrier spacing based on the parameter are further included. It can be included.
  • MIB master information block
  • the step of checking the subcarrier spacing may include interpreting the parameter indicating the subcarrier spacing based on the frequency range (FR) to which the frequency at which the parameter was received belongs. .
  • the step of checking a parameter indicating the carrier frequency included in system information related to the satellite may be further included.
  • the method may further include estimating the location of the center of the beam or the distance between the terminal and the center of the beam based on information obtained through system information.
  • the method may further include confirming information about the location of the center of the beam included in a system information block (SIB) including auxiliary information for NTN connection.
  • SIB system information block
  • selecting the serving beam includes selecting a beam carrying the first information and the second information as the serving beam if the distance is less than or equal to the size of the coverage. can do.
  • determining the coverage of the beam includes determining a first beam size considering differential delay based on a first information set obtained based on system information, determining a second beam size considering compensation for Doppler shift based on a second information set obtained based on the second information set, and determining a second beam size in the satellite based on a smaller beam size among the first beam size and the first beam size. It may include the step of determining the size of the coverage of the beam to be used.
  • the first information set includes at least one of a minimum elevation angle, preamble information, subcarrier spacing, and altitude of the satellite
  • the second information set is transmitted through the beam. It may include at least one of the carrier frequency of the signal, the subcarrier spacing, the maximum elevation angle, and the altitude of the satellite.
  • the differential delay may be limited based on at least one of a maximum random access distance and a maximum timing advance distance.
  • the first beam size may be determined based on the maximum random access distance calculated using random access preamble information.
  • the first information set includes a minimum elevation angle
  • the minimum elevation angle may include a predefined value
  • the second information set includes a maximum elevation angle
  • the maximum elevation angle may be included in a SIB including auxiliary information for NTN connection.
  • a terminal in a wireless communication system includes a transceiver and at least one processor connected to the transceiver, wherein the at least one processor provides a control signal for an altitude angle to support the satellite communication.
  • 1 information and second information about the center of the beam determine coverage of the beam based on the first information and the second information, and determine the distance between the terminal and the center of the beam based on the second information. can be determined and controlled to select a serving beam for the terminal based on the coverage of the beam and the distance.
  • Beams can be selected effectively in a non-terrestrial network (NTN) system using satellites.
  • NTN non-terrestrial network
  • the serving cell and the serving beam are selected by considering the effective beam and beam size based on information about the reference position of the cell, which is a characteristic of the conventional non-terrestrial wireless access environment. It has the advantage of selecting the optimal serving cell and serving beam considering the long delay time, variable delay time, and large Doppler effect due to satellite movement.
  • By selecting the optimal cell and beam it provides the advantage of providing continuous service support.
  • FIG. 1 shows an example of a system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 2 shows another example of a system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 3 shows the configuration of a device in a system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • 4A and 4B illustrate fixed beam cells and moving beam cells provided by a satellite in a system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 5 shows the results of a simulation experiment on Doppler shift that may occur for each carrier frequency in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 6 illustrates the concept of pre-compensation for Doppler shift in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • 7A to 7D show changes in residual Doppler shift depending on the distance from the beam center in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 8 shows the change in bit error rate (BER) according to the distance from the beam center in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 9 shows the difference in residual Doppler shift according to location within coverage in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 10 shows a comparison of patterns of Doppler shift at the beam center and beam boundary in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 11 shows the residual Doppler shift for each carrier frequency of the satellite occurring at the edge of the beam located in a direction perpendicular to the moving direction of the satellite in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 12 shows the maximum residual Doppler shift depending on the distance from the beam center in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 13 shows the semi-major axis of effective beam coverage according to carrier frequency and SCS in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 14 shows a change in altitude angle according to the movement of a satellite in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 15 shows the change in Doppler shift for each distance from the beam center to the beam edge according to the movement of the satellite in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 16 shows the change in residual Doppler shift according to the distance from the beam center to the edge of the beam as the satellite moves in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 17 shows an initial access procedure in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 18 shows an example of a beam selection procedure according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 19 shows an example of a procedure for obtaining information for beam selection according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 20 shows an example of a procedure for obtaining subcarrier spacing information according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 21 shows an example of a procedure for obtaining beam center position information according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figures 22a to 22c show simulation results for the semimajor axis of beam coverage according to satellite altitude in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 23A illustrates the concept of differential delay in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 23b shows the format of a random access preamble in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figures 24a and 24b show the maximum random access distance for each preamble format in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 25 shows the uplink and downlink timing relationship in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 26 shows the beam radius of a satellite in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figures 27a and 27b show simulation results for beam size according to satellite altitude in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figures 28a and 28b show simulation results for beam size according to satellite altitude in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 29 is a conceptual diagram for determining the upper limit of the final beam size in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figures 30A to 30D show simulation results for the semimajor axis of beam coverage according to satellite altitude in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 31 shows an example of a beam selection procedure according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 32 shows an example of a procedure for obtaining a minimum elevation angle according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 33 shows an example of a procedure for obtaining the maximum elevation angle according to an embodiment of the present disclosure.
  • LEO low earth orbit
  • NTN Non-Terrestrial Network
  • this disclosure analyzes the characteristics of the Doppler shift in a low-orbit satellite network when applying a compensation scenario, and provides a cell management technology for the low-orbit satellite network to overcome the Doppler shift by considering the analyzed Doppler shift and NR characteristics. I suggest. Specifically, the present disclosure describes various embodiments for determining and controlling the size of a beam for providing a cell of a low-orbit satellite network and signaling related information.
  • FIG. 1 shows an example of a network supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • the satellite network includes a terminal 110, satellites 120-1 and 120-2, and a gateway 130.
  • the terminal 110 is a user device and may be mobile or a fixed device.
  • the terminal 110 can support variable service bands and operation information depending on the capabilities of the terminal 110 and application operation. Additionally, the terminal 110 may be operated in a fixed form, a form specialized for mobility, or various forms depending on the characteristics of the terminal 110.
  • the terminal 110 may be referred to as ‘user equipment (UE).’
  • the satellites 120-1 and 120-2 fly/operate in a given orbit and form a beam toward the ground to provide a cell with a certain size of coverage.
  • the gateway 130 provides the satellites 120-1 and 120-2 with a link to access the network.
  • the link between the terminal 110 and the satellite 120-1 is called a service link
  • the link between the satellites 120-1 and 120-2 and the gateway 130 is a feeder link.
  • the link may be a link based on the NR standard.
  • a newly defined link may be adaptively applied in an evolved next-generation wireless communication system, or a link based on various interfaces of a communication system introduced due to industrial needs rather than the NR standard may be applied.
  • an inter-satellite link can be used primarily for regenerative satellites.
  • the satellite radio interface of the feeder link and service link may be NR-Uu.
  • the satellite performs radio frequency filtering and frequency conversion and amplification functions.
  • functions are built on board the satellite, whereby the satellite can perform some or all of the base station functions, such as switching and routing, coding and modulation, and decoding and demodulation, as well as radio frequency filtering, frequency conversion and amplification. It can be done.
  • FIG. 2 shows another example of a network system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 2 shows an example of an NTN that provides non-terrestrial connectivity to a terminal 210 using an NTN payload 220 and an NTN gateway 230.
  • the link between the NTN payload 220 and the terminal 210 is a service link and may be based on the Uu interface.
  • the link between NTN payload 220 and NTN gateway 230 is a feeder link.
  • the link between NTN gateway 230 and AMF/UPF 240 may be based on an NG interface.
  • the NTN payload 220 can transparently forward the wireless protocol received from the terminal 210 through the service link to the NTN gateway 230.
  • the NTN payload 220 can transparently forward the wireless protocol received from the NTN gateway 230 to the terminal 210 through a feeder link.
  • NTN payload 220 may be supported by the NTN payload 220.
  • a base station can serve multiple NTN payloads.
  • NTN payload may be serviced by multiple base stations.
  • NTN payload 220 may change the carrier frequency before retransmitting data on the service link. That is, the NTN payload 220 may use different carrier frequencies in the service link and feed link.
  • AMF name NCGI (NR cell global identifier), CgNB ID (identifier), global gNB ID, TAI (tracking area identity), S-NSSAI ( At least one of Single Network Slice Selection Assistance information), Network Slice AS Group (NSAG), Network Identifier (NID), Closed Access Group (CAG) ID, and Local NG-RAN node ID (Identifier) may be used
  • NSAG Network Identifier
  • CAG Network Identifier
  • Identifier Local NG-RAN node ID
  • Mapped Cell ID may be further used.
  • the tracking area may correspond to a fixed geographical area.
  • Non-Geosynchronous orbit includes low earth orbit at an altitude of about 300 km to 1500 km and medium earth orbit at an altitude of about 7000 km to 25000 km.
  • Service links can be classified into the following three types: earth-fixed type, quasi-earth-fixed type, and earth-moving type.
  • the earth-fixed type provides beam(s) that continuously cover the same geographic area at all times.
  • a satellite with a geosynchronous orbit GSO
  • the quasi-global-fixed type provides beam(s) that continuously cover the same geographical area for a limited period of time, and beams that cover different geographical areas for different periods of time. do.
  • a satellite with a non-geosynchronous orbit could provide a quasi-geo-fixed type of service link using steerable beams.
  • the Earth-Moving type provides beams whose coverage area slides over the Earth's surface.
  • a satellite with a non-geosynchronous orbit could provide a geo-mobile type service link using fixed or steerable beams.
  • a base station can provide quasi-Earth-stationary cell coverage or geo-mobile cell coverage.
  • base stations can provide geo-fixed cell coverage.
  • a switch in the service link may refer to a change in the serving satellite.
  • Pre-compensation by the terminal can be performed as follows.
  • the network may broadcast common TA parameters and ephemeris information.
  • the common TA refers to the offset corresponding to the RTT between the NTN payload and the reference point (RP).
  • the terminal will have information about the satellite orbit and common TA, and will also have a valid GNSS location.
  • the terminal calculates the round trip time (RTT) of the service link based on the GNSS position and satellite orbit, and calculates the frame time difference between downlink and uplink ( Example: T TA ) can be pre-compensated.
  • RTT round trip time
  • the terminal can calculate the frequency Doppler shift considering the terminal's location and satellite orbit. If the terminal does not have a valid GNSS position and/or a valid satellite orbit, the terminal will not be able to communicate with the network until it obtains a valid GNSS position and a valid satellite orbit. In connected mode, the terminal can continuously update TA and frequency pre-compensation. The terminal can be configured to report TA during the random access procedure or in connected mode. In connected mode, event-triggered TA reporting may be supported.
  • O&M operations and maintenance requirements are as follows.
  • the following NTN-related parameters may be provided by O&M to the base station providing non-terrestrial connectivity.
  • orbital information depicting coordinates or orbital trajectory information of an NTN satellite may be provided.
  • Orbit information may be provided upon request from the base station or may be provided on a regular basis.
  • formats of orbital information two different sets may be supported. The first set contains satellite position and velocity state vectors, i.e., position and velocity.
  • the second set includes semi-major axis, eccentricity, argument of periapsis, longitude of ascending node, inclination, and mean anomaly at epoch time to ) may include at least one of Additionally, additional degrees may be provided to enable location information of NTN gateways and base station operation for feeder/service link switches.
  • Information related to the orbit of the satellite and the location of the NTN gateway may be used for at least one of uplink timing and frequency synchronization. Additionally, information related to the orbit of the satellite and the location of the NTN gateway can also be used for mobility management purposes and random access.
  • NTN-related parameters provided to the base station by O&M may depend on the type of service link supported (e.g., geo-fixed beam, quasi-geo-fixed beam, mobile beam, etc.).
  • Figure 3 shows the configuration of a device in a system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • the device of FIG. 3 may be understood as a partial structure of any one of the devices described with reference to FIG. 1, for example, the terminal 110, the satellites 120-1 and 120-2, and the gateway 130. there is.
  • the device may include a processor 310, a communication unit 320, and a memory 330.
  • the processor 310 can control the overall functions and operations of the device.
  • Processor 310 may include an application-specific integrated circuit (ASIC), other chipset, logic circuit, and/or data processing device.
  • ASIC application-specific integrated circuit
  • the communication unit 320 is connected to the processor 310 to transmit and receive wireless signals.
  • the communication unit 320 may include a baseband circuit for processing wireless signals.
  • the communication unit 320 may include a short-range communication unit, a mobile communication unit, and a broadcast reception unit.
  • the communication unit 320 may transmit and receive data with other devices, such as base stations, satellites, etc.
  • the memory 330 is hardware that stores various data processed by the processor 310.
  • the memory 330 contains the SIR value for the transmission target terminal of the transmitting terminal and information about the transmission target terminal group for each transmitting terminal. etc. can be stored. Additionally, the memory 330 may store applications, drivers, etc. to be run by the processor 310.
  • the memory 330 includes random access memory (RAM) such as dynamic random access memory (DRAM), static random access memory (SRAM), read-only memory (ROM), electrically erasable programmable read-only memory (EEPROM), CD- It may include ROM, Blu-ray or other optical disk storage, a hard disk drive (HDD), a solid state drive (SSD), or flash memory.
  • RAM random access memory
  • DRAM dynamic random access memory
  • SRAM static random access memory
  • ROM read-only memory
  • EEPROM electrically erasable programmable read-only memory
  • CD- It may include ROM, Blu-ray or other optical disk storage, a hard disk drive (HDD), a solid
  • the structure of FIG. 3 can be understood as at least part of a terminal, base station, satellite, and gateway. If the structure of FIG. 3 is part of a satellite, the satellite may further include other hardware devices necessary for orbital flight in addition to the components illustrated in FIG. 3. If the structure of FIG. 3 is part of a gateway or base station, the gateway or base station may further include components supporting wired communication, etc.
  • the processor 310 described with reference to FIG. 3 controls the communication unit 320 and the memory 330, thereby controlling the device to perform operations according to various embodiments described later.
  • the processor 310 receives first information about the elevation angle and second information about the center of the beam to support satellite communication, and determines coverage of the beam based on the first information and the second information. , determine the distance between the terminal and the center of the beam based on the second information, and select a serving beam for the terminal based on the coverage and distance of the beam.
  • the first information and the second information are received through system information, and the system information includes carrier frequency, subcarrier spacing, minimum elevation angle, and maximum elevation angle to support satellite communication for the terminal. , may further include at least one of preamble information, satellite altitude, and beam center position.
  • the second information includes information about the center position of the beam transmitted by the satellite, the first information has different values depending on the movement of the satellite, and the serving beam provides coverage of beams with different sizes depending on the altitude angle. It can be decided by taking into account.
  • the carrier frequency and subcarrier spacing each vary depending on the frequency range (FR) set in the terminal, and the subcarrier spacing supported in FR1 is 15, 30, and 60 kHz, and the subcarrier spacing supported in FR2 The spacing is 60 kHz and 120 kHz, and the serving beam can be determined by considering the coverage of beams of different sizes depending on the frequency band set in the terminal.
  • the coverage of the beam varies depending on the subcarrier spacing set for the terminal, the frequency band, and the elevation angle according to the movement of the satellite, and the coverage of the beam is reduced by 1/2 as the subcarrier spacing increases from N to 2N. changes, and the beam coverage can vary by 1/5 the size as the frequency band increases from M to 2M. Additionally, the serving beam may be selected taking into account the altitude angle according to the movement of the satellite.
  • FIG. 4A and 4B illustrate fixed beam cells and moving beam cells provided by a satellite in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 4a illustrates a fixed beam cell
  • Figure 4b illustrates a moving beam cell.
  • FIG. 4A when a fixed beam cell is provided, even if the satellite 420 moves, the position and size of the beam coverage formed on the ground may not substantially change.
  • FIG. 4B when a moving beam cell is provided, as the satellite 420 moves, the position of the beam coverage formed on the ground may move together.
  • Figure 5 shows the results of a simulation experiment on Doppler shift that may occur for each carrier frequency in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 5 shows the Doppler shift between a terminal located on the ground and a satellite providing coverage on the ground for each carrier frequency.
  • the satellite is set to fly at an altitude of 600 km, and the frequency is selected within the range of FR1 (frequency range 1).
  • the satellite is closest to the center of the beam at approximately 780 seconds. Being located closest to the center of the beam can be understood as the state in which the elevation angle of the beam direction with respect to the ground is closest to a right angle.
  • FIG. 6 illustrates the concept of pre-compensation for Doppler shift in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • a satellite 620 forms beam coverage on the ground, and a terminal 610 is located within the beam coverage.
  • the low-orbit satellite 620 receives reference time information from multiple GNSS satellites and calculates the position of the low-orbit satellite itself and the beam center. The low-orbit satellite can then calculate and compensate the Doppler shift for the beam center 602 and then transmit the compensated signal. If the terminal 610 is not located at the center of the beam, a difference may occur between the actual Doppler shift and the compensated Doppler shift.
  • the difference between the actual Doppler shift and the compensated Doppler shift is referred to as residual Doppler shift (RDS), residual Doppler shift. value, differential Doppler, etc.
  • RDS residual Doppler shift
  • the terminal 610 can calculate and compensate for the RDS.
  • the satellite 620 has the advantage of not having to compensate for the Doppler shift for all terminals located at different points within the beam coverage. Additionally, because the RDS is very small compared to the Doppler shift, measuring and compensating for it is not a significant burden on the terminal 610.
  • the beam center 602 refers to a point where the central axis of a beam radiating toward the ground contacts the ground. Therefore, the beam center 602 can be understood as the center of coverage.
  • the beam center may be referred to as 'coverage center', 'cell center', or other terms having equivalent technical meaning.
  • the beam center according to the present invention may be referred to as a reference location that defines the cell center.
  • various embodiments related to beam center information will be described in more detail below.
  • the characteristics of the Doppler shift and residual Doppler shift may vary depending on frequency and location within coverage.
  • the presence of Doppler shift and residual Doppler shift affects communication performance.
  • communication performance can be measured by bit error rate (BER), and the relationship between BER and Doppler frequency can be explained as follows.
  • BER bit error rate
  • FIG. 7A to 7D illustrate changes in residual Doppler shift (RDS) with respect to distance from the beam center in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • RDS residual Doppler shift
  • FIGS. 7A and 7B when the satellite moves at an altitude of 550 km, FIGS. 7C and 7D show the RDS change when the satellite moves at an altitude of 450 km.
  • Figures 7a, 7b, 7c, and 7d all show experimental results when the center frequencies are 2 and 20 GHz. Referring to FIGS. 7A to 7D, it can be seen that the absolute value of RDS gradually increases as the distance from the center of the beam increases.
  • Figure 8 shows the change in BER according to the distance from the beam center in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 8 shows the change in BER according to the distance from the beam center for various subcarrier spacing (SCS).
  • SCS subcarrier spacing
  • the beam size can be variably controlled depending on the satellite network environment. That is, according to various embodiments, the beam size can be adjusted according to the carrier frequency and SCS. Alternatively, in a situation where the carrier frequency and SCS are determined, the beam size may be determined based on the given carrier frequency and SCS.
  • Figure 9 shows the difference in residual Doppler shift (RDS) according to location within coverage in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • satellite 920 moves to the right, forming beam coverage on the ground.
  • beam coverage comparing three points: beam center 902, vertical beam edge 904, and horizontal beam edge 906, at beam center 902
  • the RDS at is the smallest, and the RDS at the horizontal beam boundary 906 is the largest.
  • the RDS at the vertical beam boundary 904 is greater than the beam center 902 and less than the horizontal beam boundary 906. Therefore, the characteristics of RDS experienced by the terminal may vary depending on the location of the terminal within the coverage.
  • Figure 10 shows a comparison of patterns of Doppler shift at the beam center and beam boundary in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 10 shows Doppler shift patterns according to satellite movement at each of the beam center, horizontal beam boundary, and vertical beam boundary.
  • the difference between the three Doppler shift patterns can be understood as a difference in RDS.
  • the Doppler shift pattern at the beam center Based on the Doppler shift pattern at the beam center, the Doppler shift pattern at the horizontal beam boundary has a larger difference than that at the vertical beam boundary. This occurs because the timing at which the altitude angle for the satellite at each point is maximized is different.
  • FIG. 11 shows the residual Doppler shift for each carrier frequency of a satellite occurring at the edge of a beam located in a direction perpendicular to the direction of movement of the satellite in a wireless communication system according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 11 shows RDS patterns according to satellite movement at the horizontal beam boundary and vertical beam boundary. Referring to FIG. 11, it is confirmed that the size of RDS at the horizontal beam boundary is larger than the size of RDS at the vertical beam boundary.
  • Figure 12 shows the maximum residual Doppler shift (RDS) according to the distance from the beam center in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 12 shows the maximum residual Doppler shift as a function of distance from the beam center plotted by linear regression. Referring to FIG. 12, the maximum RDS has a linear distribution over distance regardless of the carrier frequency. This shows the possibility of estimating RDS based on the distance from the beam center, based on a linear relationship.
  • RDS Doppler shift
  • Figure 13 shows the semi-major axis of effective beam coverage according to carrier frequency and SCS in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • the beam size can be variably controlled depending on the satellite network environment. That is, according to various embodiments, the beam size can be adjusted according to the carrier frequency and SCS. Alternatively, in a situation where the carrier frequency and SCS are determined, the beam size may be determined based on the given carrier frequency and SCS.
  • carrier frequency and SCS affect the beam size or amount of coverage at which BER is maintained below a certain level.
  • the satellite may signal information related to the carrier frequency and/or SCS and beam size or coverage size to a terminal trying to access the satellite or a terminal being connected.
  • specific formats and values of information related to carrier frequency and/or SCS and beam size or coverage size may be defined in various ways.
  • the timing at which information related to the carrier frequency and/or SCS and beam size or coverage size is transmitted may also be defined in various ways.
  • the amount of beam coverage provided by a beam transmitted from a satellite may vary depending on the elevation angle of the beam center within coverage relative to the satellite. In general, when the elevation angle is maximum, the size of the beam coverage is smallest, and as the elevation angle increases, the size of the beam coverage also increases.
  • Figure 14 shows a change in altitude angle according to the movement of a satellite in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • the elevation angle of the satellite at the center of the beam within coverage changes.
  • the Doppler shift and RDS are shown in Figures 15 and 16 below.
  • Figure 15 shows the change in Doppler shift for each distance from the beam center to the beam edge according to the movement of the satellite in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 15 shows the change in Doppler shift observed in the same situation when the change in altitude angle due to movement of the satellite is the same as in Figure 14. Referring to Figure 15, it can be seen that the slope change varies depending on the distance from the beam center. In addition, it is confirmed that the absolute value of the Doppler shift at the point where the altitude angle at each point is the largest is minimum, and that the absolute value of the Doppler shift increases as the altitude angle decreases as the satellite moves.
  • Figure 16 shows the change in residual Doppler shift according to the distance from the beam center to the edge of the beam as the satellite moves in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 16 shows the change in RDS observed in the same situation when the change in altitude angle due to the movement of the satellite is the same as in Figure 14. Referring to FIG. 16, it is confirmed that the maximum value varies depending on the distance from the beam center. In addition, it is confirmed that the RDS is maximum at the point where the altitude angle at each point is the largest, and that the RDS decreases as the altitude angle decreases as the satellite moves.
  • Carrier frequency SCS elevation angle changes from 60 to 120Hz Reliable beam size 20 GHz 43 100 ⁇ 60km 25 GHz 39 100 ⁇ 50km 30 GHz 36 100 ⁇ 40km 35 GHz 34 100 ⁇ 30km 40 GHz 31 100 ⁇ 30km 45 GHz 29.9 100 ⁇ 30km 50 GHz 28.5 100 ⁇ 20km 55 GHz 27.2 100 ⁇ 20km
  • the satellite may signal information related to the altitude angle and/or SCS and beam size or coverage size to a terminal trying to access the satellite or a terminal being connected.
  • specific formats and values of information related to elevation angle and/or SCS and beam size or coverage size may be defined in various ways.
  • the timing at which information related to the elevation angle and/or SCS and beam size or coverage size is transmitted may also be defined in various ways. That is, according to one embodiment, coverage may be determined or calculated based on the elevation angle. there is.
  • the elevation angle may be determined based on the reference location of the cell (eg, the center of the cell). In other words, the coverage provided by the satellite is elevation-dependent coverage, and the elevation-angle-dependent coverage can be calculated based on at least one of the elevation angle and the center position (can be formulated) ).
  • the size of coverage (hereinafter referred to as ‘effective Coverage size' or 'beam size') may vary.
  • Information about the effective coverage size can be used in various ways.
  • the effective coverage size can be used for cell selection of the terminal. Below, various embodiments of selecting cells based on effective coverage size are described.
  • Figure 17 shows an initial access procedure in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 17 illustrates the signaling procedure between the terminal 1710 and the base station 1720.
  • the base station 1720 transmits SSBs through beam sweeping.
  • Each of the SSBs may include PSS/SSS and PBCH.
  • PSS/SSS is a signal that has one of pre-arranged sequences for synchronization
  • PBCH includes a master information block (MIB).
  • MIB master information block
  • step S1703 the base station 1720 transmits remaining minimum system information (RMI) and other system information (OSI).
  • RMI and OSI are system information other than MIB.
  • RMI is system information transmitted without a request from the terminal 1710
  • OSI is system information transmitted upon request according to an on-demand method of the terminal 1710. Contains information. That is, although not shown in FIG. 17, a request from the terminal 1710 may be transmitted to the base station 1720 prior to transmitting the OSI.
  • Steps S1701 and S1703 may be performed repeatedly through beam sweeping, and at this time, the terminal 1710 may perform beam selection.
  • step S1705 the terminal 1710 transmits a random access preamble based on the system information received in step S1703.
  • the base station 1720 transmits a random access response (RAR) message in response to the random access preamble.
  • step S1709 the terminal 1710 performs scheduled transmission through resources indicated by the RAR.
  • step S1711 the base station 1720 transmits a contention resolution message.
  • step S1713 the terminal 1710 transmits a message for radio resource control (RRC) setup. Accordingly, a connection establishment procedure may be performed.
  • RRC radio resource control
  • the terminal can select an appropriate beam through a beam management operation during the initial access procedure.
  • the terminal performing initial access can use at least some of the information shown in [Table 2] below.
  • Location information of the terminal Can be obtained using GNSS technology. However, it is not limited to this, and location information obtained or determined in other ways can also be used. Satellite identification information ID or index. Can be provided to the terminal through system information or dedicated RRC signaling. altitude of low earth orbit satellite Can be confirmed based on satellite identification information
  • carrier frequency used by the satellite Subcarrier spacing Subcarrier spacing applied to signals transmitted by the satellite
  • carrier frequency information or subcarrier spacing information illustrated in [Table 3] may be delivered to the terminal through any one of the various signaling methods described with reference to FIG. 17.
  • carrier frequency information may be transmitted through a system information block (SIB).
  • SIB system information block
  • the carrier frequency information may be included in any one of the downlinkConfigCommon information element (IE) included in SIB1 and the IEs included in SIB3.
  • subcarrier spacing information may be transmitted through MIB or SIB.
  • subcarrier spacing information may be included in subCarrierSpacingCommon IE included in MIB and ServingCellConfigCommon IE included in SIB1.
  • Carrier frequency information and subcarrier spacing information can be obtained through IEs other than those listed.
  • subcarrier spacing information included in the MIB can be used to perform initial access.
  • carrier frequency information included in the SIB may be used to set signal processing operations for communication or for cell reselection.
  • subcarrier spacing information and carrier frequency information may be used to select a beam. That is, based on at least some of the information such as [Table 2] and [Table 3], the terminal can determine a reliable beam size and the distance between the terminal and the beam center. Additionally, the terminal can determine whether the terminal is located within the effective coverage area and whether to use the corresponding beam as a serving beam. That is, the terminal can perform beam selection.
  • a specific embodiment for beam selection is as follows.
  • the terminal confirms elevation-dependent coverage as coverage of a cell or beam based on the SCS, the elevation angle of the satellite, and the reference location of the cell.
  • the terminal can receive information about the beam center through at least one of RRC, MIB, and SIB.
  • Information about the beam center is information related to the satellite, for example, epoch time information, parameters for accessing the satellite, information about the reference position of the serving cell, or information for predicting the reference position of the serving cell. It can be included.
  • information about the reference location includes distance information between the terminal and the satellite, information that can be defined based on the carrier frequency, information determined by considering the cell identifier, beam center, coverage center, information defining the cell center, etc. It can be decided taking into account.
  • cell coverage, cell size, or beam size may vary in consideration of the altitude angle of the satellite, orbit information, and characteristics of signals transmitted from the satellite.
  • Figure 18 shows an example of a beam selection procedure according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 18 illustrates a terminal operation method.
  • the terminal receives system information of the satellite.
  • the satellite operates as a base station, and the system information includes a MIB included in the SSB and at least one SIB received through a physical downlink share channel (PDSCH).
  • the terminal detects a synchronization signal through a cell search operation, receives and decodes the MIB included in the SSB including the synchronization signal, and receives and decodes at least one SIB using information obtained through the MIB. You can.
  • the synchronization signal, MIB, and SIB may be transmitted through any one of a plurality of beams used by the satellite, and the beam carrying the synchronization signal, MIB, and SIB received by the terminal is treated as a candidate beam for subsequent operations.
  • the terminal can obtain information necessary for subsequent operations. For example, the terminal can obtain subcarrier spacing information and carrier frequency information.
  • the terminal determines the beam size.
  • the terminal determines the size of the beam carrying system information among at least one beam that can currently be received. That is, the terminal can determine the size of the effective coverage of the beam currently being monitored.
  • the terminal may utilize the relationship between the radius of effective beam coverage of at least one of carrier frequency, subcarrier spacing, RDS, and satellite altitude.
  • the terminal may determine the maximum RDS based on the satellite's orbit or altitude and carrier frequency, and determine the maximum reliable beam size, that is, the size of effective coverage, based on the maximum RDS and subcarrier spacing. Additionally, the terminal may further consider the altitude angle of the satellite.
  • the terminal may determine the size of effective coverage based on at least one of the carrier frequency, subcarrier spacing, RDS, satellite altitude, and altitude angle.
  • the terminal determines the distance from the beam center. In other words, the terminal checks how far it is from the center of the beam. For this purpose, the terminal can use the terminal's location information. That is, the terminal can acquire the location information of the terminal, confirm the center position of the candidate beam, and then determine the distance between the location of the terminal and the center position of the beam.
  • the center position of the beam can be confirmed in various ways. According to one embodiment, the center position of the beam may be confirmed based on a previously known satellite orbit and satellite identification information. According to other embodiments, the center position of the beam may be signaled explicitly or implicitly through system information.
  • step S1807 the terminal determines whether the terminal is located within the effective coverage of the beam. For this purpose, the terminal compares the size of the beam determined in step S1803 and the distance from the beam center determined in step S1805. That is, if the distance from the beam center is less than or equal to the radius of coverage according to the size of the beam, the terminal may determine that the terminal is located within the effective coverage of the beam.
  • the terminal selects the corresponding beam.
  • the terminal selects to use the beam carrying system information as the serving beam. That is, the terminal can decide to perform a random access operation later using the corresponding beam.
  • the terminal can search for another beam of the corresponding satellite or another satellite, and repeat the above-described operations for the other searched beam.
  • the terminal can select a serving beam.
  • the terminal uses the center position of the currently observed candidate beam.
  • the location of the center of the beam can be ascertained in a variety of ways. For example, the center position of the beam can be confirmed based on which region the terminal is currently located in.
  • the center positions of beams transmitted by the corresponding satellite base stations can be fixedly determined. In other words, if satellite base stations are placed on the ground, the center positions of beams transmitted from the satellite can be fixedly determined using the satellite base stations. Since the beam coverage of a satellite base station is larger than that of a terrestrial base station, a correspondence between the area and the center position of the beam can be derived. In this case, a correspondence relationship with the center position of the beam for each region may be defined in advance, and the terminal can use information about the correspondence relationship to confirm the center position of the beam from the region in which it is currently located.
  • Figure 19 shows an example of a procedure for obtaining information for beam selection according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 19 illustrates a terminal operation method.
  • the terminal receives the MIB.
  • the terminal can obtain system information.
  • the terminal provides information on at least one of the system frame number, subcarrier spacing, subcarrier offset, demodulation reference signal (DMRS) type, physical downlink control channel (PDCCH) setting for SIB1, and whether the cell is bared. It can be obtained.
  • DMRS demodulation reference signal
  • PDCCH physical downlink control channel
  • the terminal transmits a request for SIB.
  • the terminal may request the satellite to transmit the SIB in order to receive the SIB transmitted in an on-demand manner.
  • the terminal may receive SIB1 based on information included in the MIB (e.g., PDCCH configuration for SIB1) and obtain information about the random access channel from SIB1.
  • the terminal can transmit a signal for a SIB request through a random access channel.
  • the terminal may receive at least one SIB. That is, the terminal can receive at least one SIB transmitted by the satellite in response to the request transmitted in step S1903.
  • the terminal can obtain various information necessary to perform communication.
  • the terminal may obtain information for beam selection, for example, information about the carrier frequency.
  • the terminal can further obtain other information necessary to determine the distance from the center position of the beam.
  • Figure 20 shows an example of a procedure for obtaining subcarrier spacing information according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 20 illustrates a method of operating a terminal.
  • the terminal detects a synchronization signal.
  • the position of the frequency axis where the synchronization signal can be transmitted is predefined. Accordingly, the terminal can detect a primary synchronization signal (PSS) and a secondary synchronization signal (SSS) consisting of one of the predefined sequences at positions on the predefined frequency axis. By detecting the synchronization signal, the terminal can determine the structure of the SSB.
  • PSS primary synchronization signal
  • SSS secondary synchronization signal
  • the terminal receives the MIB and decodes the MIB.
  • the terminal can receive the MIB received along with the DMRS through the physical broadcast channel (PBCH) included in the SSB.
  • PBCH physical broadcast channel
  • the terminal can decode the MIB using channel information estimated based on DMRS.
  • the terminal can obtain parameters indicating information about the cell.
  • the parameters may include a parameter indicating the subcarrier spacing.
  • step S2005 the terminal checks subcarrier spacing information based on FR (frequency range).
  • FR is a unit that distinguishes frequencies used in the system to which the terminal and satellite belong, and can be divided into, for example, FR1 (e.g., 417 to 7,125 MHz) and FR2 (e.g., 24,250 to 52,600 MHz).
  • Supportable subcarrier spacings may vary depending on the FR, and therefore, the interpretation of the value of the parameter indicating the subcarrier spacing may vary depending on the FR to which the frequency at which the MIB is received belongs.
  • the terminal may interpret the subcarrier spacing as 15 kHz or 30 kHz depending on the value of the parameter. For example, if the frequency at which the synchronization signal is detected and the MIB is received belongs to FR2, the terminal may interpret the subcarrier spacing as 60kHz or 120kHZ depending on the value of the parameter.
  • the terminal can obtain necessary information and select an appropriate beam based on the obtained information and predefined information.
  • it may be required to determine the coverage of the corresponding beam.
  • coverage may be determined or calculated based on elevation angle.
  • the elevation angle may be determined based on the reference location of the cell (eg, the center of the cell).
  • the coverage provided by the satellite is elevation-dependent coverage, and the elevation-angle-dependent coverage can be calculated based on at least one of the elevation angle and the center position (can be formulated) ).
  • carrier frequency information, subcarrier spacing information, and beam center position information may also be signaled through system information.
  • the information signaled through system information is shown in [Table 4] below.
  • Figure 21 shows an example of a procedure for obtaining beam center position information according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 21 illustrates a method of operating a terminal.
  • the terminal transmits a request for a SIB related to a satellite. That is, the SIB related to the satellite is transmitted in an on-demand manner, and accordingly, the terminal can request the satellite to transmit the corresponding SIB.
  • the terminal can request a SIB related to the satellite by transmitting a random access preamble.
  • the SIB related to the satellite may be a SIB containing satellite auxiliary information for NTN access.
  • the terminal receives the SIB related to the satellite.
  • the terminal may receive a SIB related to a satellite through a resource indicated by an RAR transmitted in response to a random access preamble for a system information request.
  • the terminal may transmit a message requesting a SIB through a resource indicated by an RAR transmitted in response to a random access preamble, and then receive a SIB related to the satellite.
  • the SIB related to the satellite contains at least one of the following: information about measurements about the satellite, information about NTN connection, information about orbit, information about TA, information about synchronization, information about NTN neighboring cells, and information about reference position. It can be included.
  • the SIB related to the satellite may include information about the location of the center of the beam.
  • step S2105 the terminal checks the center position of the beam. That is, the terminal can confirm the center position of the beam by interpreting the information about the center position of the beam included in the received SIB.
  • Information about the center position of the beam may indicate absolute position coordinates, or may indicate a position relative to other position information included in the SIB. Accordingly, the terminal can select the beam using the center position of the beam.
  • the terminal can confirm the center position of the beam through SIB. That is, the SIB may include information about the center position of the beam.
  • the SIB related to the satellite is the parameters (e.g., ntn-Config) required for the terminal to access NR through NTN connection, including ephemeris data, common TA parameters, and HARQ-related offset (e.g., k_offset). ), validity duration for uplink synchronization information, and epoch information.
  • the SIB associated with the satellite may include temporal information (e.g., t-Service) about when cells provided through the NTN quasi-Earth fixed system cease service for the area currently covered by the satellite.
  • the satellite-related SIB is information about the reference location of the serving cell (e.g., referenceLocation) provided through the NTN quasi-Earth fixed system, and may include information that can be used for the initiation of location-based measurements. You can. Additionally, the SIB related to the satellite is distance information (eg, distanceThresh) from the serving cell reference location and may include information used to initiate location-based measurement. Here, distance information can be used to determine candidate cells and rank candidate cells.
  • the SIB related to the satellite may include information providing a list of NTN neighboring cells (e.g., ntn-NeighCellConfigList, lateNonCriticalExtension), and information for each satellite included in the list may include ntn-Config, carrier frequency, and cell identifier. (e.g. PhysCellId). Additionally, the SIB related to the satellite may include center position information (eg, centerOfCoverage) of the cell provided by the satellite.
  • NTN neighboring cells e.g., ntn-NeighCellConfigList, lateNonCriticalExtension
  • information for each satellite included in the list may include ntn-Config, carrier frequency, and cell identifier. (e.g. PhysCellId).
  • the SIB related to the satellite may include center position information (eg, centerOfCoverage) of the cell provided by the satellite.
  • the terminal determines the beam size and serving beam by considering at least one of Tables 1 to 3, the parameters for NTN connection described above, elevation angle, and reference information.
  • a serving beam for communication with a satellite may be selected based on the beam size.
  • the information necessary to determine the above-described beam size and the information necessary to determine the center position of the beam may be provided by a satellite base station or at least one ground base station.
  • parameters for the terminal can be set by a serving base station among satellite or ground base stations that are connected to the terminal, and different serving base stations can be connected depending on the service for the terminal.
  • a terminal may be connected to a terrestrial base station to receive basic parameters for control, and may selectively receive necessary information through a satellite base station depending on the terminal's needs.
  • specific embodiments of which parameters are provided by a terrestrial base station or a satellite base station may vary depending on various embodiments or scenarios.
  • the terminal determines the beam size given the subcarrier spacing and carrier frequency and selects the beam based on the beam size. Furthermore, according to another embodiment, it is possible to change the beam size by changing at least one of the subcarrier spacing and the carrier frequency depending on the situation. For example, it is possible to dynamically control the beam size depending on the load of the current cell, the occurrence of coverage holes, etc. Depending on the change in beam size, the amount of available resources can be adjusted. Accordingly, services that can be provided (e.g., ultra-reliable low latency (URL), enhanced mobile broadband (eMBB), etc.) may also change.
  • URL ultra-reliable low latency
  • eMBB enhanced mobile broadband
  • the various embodiments described above considered the case where the base station to which the terminal can connect is a satellite base station. However, according to other embodiments, the above-described embodiments may be applied to a situation in which a terminal can access not only a satellite base station but also a terrestrial base station, that is, a satellite-terrestrial integrated environment. In this case, more diverse operating scenarios can be applied.
  • Figures 22a to 22c show simulation results for the major semi-axis of beam coverage according to satellite altitude in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • the semi-major axis of the beam coverage may mean the upper limit of the beam size.
  • the altitude was set to [300:50:1500]km, and the SCS was set to 15kHz, 30kHz, 60kHz, and 120kHz.
  • Figure 22a shows the semi-major axis of beam coverage according to satellite altitude in a situation where SCS is 15 kHz or 30 kHz. Specifically, Figure 22a shows the semi-major axis of the beam coverage considering the Doppler shift ( ⁇ f D ) for each maximum elevation angle when the SCS is 15 kHz or 30 kHz and the carrier frequency is 7 GHz. Referring to Figure 22a, it can be seen that the semi-major axis of the beam coverage when the SCS is 30 kHz is larger than the semi-major axis of the beam coverage when the SCS is 15 kHz. Additionally, in the case of the same SCS, it can be seen that the smaller the maximum elevation angle is, the larger the semi-major axis of the beam coverage is.
  • Figure 22b shows the semi-major axis of beam coverage according to satellite altitude in a situation where SCS is 60kHz. Specifically, Figure 22b shows the semi-major axis of the beam coverage considering the Doppler shift ( ⁇ f D ) for each maximum elevation angle when the SCS is 60 kHz and the carrier frequency is 24 GHz or 52 GHz. Referring to FIG. 22b, it can be seen that the beam coverage semimajor axis when the carrier frequency is 24GHz is larger than the beam coverage semimajor axis when the carrier frequency is 52GHz. Additionally, for the same carrier frequency, it can be seen that the smaller the maximum elevation angle is, the larger the semi-major axis of the beam coverage is.
  • Figure 22c shows the semi-major axis of beam coverage according to satellite altitude in a situation where SCS is 120 kHz. Specifically, Figure 22c shows the semi-major axis of the beam coverage considering the Doppler shift ( ⁇ f D ) for each maximum elevation angle when the SCS is 120 kHz and the carrier frequency is 24 GHz or 52 GHz. Referring to FIG. 22C, it can be seen that the beam coverage semimajor axis when the carrier frequency is 24GHz is larger than the beam coverage semimajor axis when the carrier frequency is 52GHz. Additionally, for the same carrier frequency, it can be seen that the smaller the maximum elevation angle is, the larger the semi-major axis of the beam coverage is.
  • the beam size considering the Doppler shift according to the embodiment of the present disclosure is proportional to the SCS and altitude, and has an inverse relationship with the carrier frequency and maximum elevation angle.
  • the terminal may determine the beam size in a situation where the SCS, carrier frequency, altitude, and maximum elevation angle are given, and select the beam based on the beam size.
  • differential delay in consideration of the high mobility of low-orbit satellites, differential delay will be additionally considered.
  • the differential delay may be limited by at least one of the maximum random access distance (D RA ) and the maximum timing advance distance (D TA ).
  • FIG. 23A illustrates the concept of differential delay in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • a satellite 2220 forms beam coverage on the ground, and terminals 2210-1, 2210-2, and 2210-3 are located within the beam coverage.
  • the satellite 2220 may be a low-orbit satellite, and depending on the location of the satellite 2220, the distance between the terminals 2210-1, 2210-2, and 2210-3 within the beam coverage and the satellite and/ Or the elevation angle may change.
  • the altitude angle with respect to the satellite at the point where the terminal is located is the maximum altitude angle ( ⁇ max )
  • the distance between the satellite and the terminal becomes the minimum distance (d min )
  • the altitude angle with respect to the satellite at the point where the terminal is located is the minimum.
  • the distance between the satellite and the terminal is the maximum distance (d max ).
  • the maximum elevation angle ( ⁇ max ), minimum elevation angle ( ⁇ min ), maximum distance (d max ), and minimum distance (d min ) may vary depending on the location of the satellite.
  • each terminal within beam coverage may experience differential delay depending on the location of the satellite.
  • the signal received by the first terminal 2210-1 at the beam coverage boundary at the first point in time (t ⁇ min ) when the satellite is located at the first location experiences a first differential delay (Differential delay 1 , 2231),
  • the signal received by the first terminal 2210-1 at the beam coverage boundary at the second time t Nadir when the satellite is located at the second location may experience a second differential delay 2 (2232).
  • Differential delay ( ⁇ D) can be expressed as the difference between the maximum and minimum distances depending on the position of the satellite.
  • the differential delay ( ⁇ D) is limited to have a value less than or equal to the maximum random access distance (D RA ) and the maximum timing advance distance (D TA ).
  • the differential delay should be set to a value less than or equal to the smaller of D RA and D TA .
  • the maximum random access distance (D RA ) needs to be calculated to set the differential delay. Random access is a procedure performed to prevent collisions with other terminals when a terminal initially connects to a network.
  • the maximum random access distance (D RA ) can be calculated based on cyclic prefix (CP), random sequence, and guard time. This is because the preamble format for random access is configured as shown in FIG. 23B.
  • FIG. 23A illustrates the concept of differential delay in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 23b shows the format of a random access preamble in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • the random access preamble may include a Cyclic Prefix (CP) 2301, a random sequence 2303, and a guard time 2305.
  • the guard time 2305 is set to allow for timing uncertainty due to the distance between the terminal and the base station (satellite).
  • the maximum random access distance (D RA ) can be calculated as shown in Equation 1 below.
  • D RA ( ⁇ ) means the maximum random access distance
  • c is the speed of light
  • T GT means the guard time
  • N slot means the number of time slots in the preamble
  • T slot means the length of the time slot.
  • T CP means the length of CP
  • T SEQ means the length of the random sequence.
  • T SEQ may be N rep ⁇ 2048 ⁇ k ⁇ 2 - ⁇ .
  • N rep means the number of sequence repetitions.
  • the T slot is 1ms, 0.5ms, 0.25ms, or 0.125ms, and at this time, the SCS can be 15kHz, 30kHz, 60kHz, or 120kHz.
  • N slot is It can be calculated as Additionally, T GT is It can be expressed as The reason the denominator is 2 in [Equation 1] is to take round-trip delay into consideration.
  • the preamble format is divided into a long preamble and a short preamble.
  • [Table 5] and [Table 6] show the PRACH short preamble format for FR1 and FR2.
  • [Table 5] shows the number of sequence repetitions (N rep ), CP length, and preamble length for each PRACH short preamble format.
  • FIGS. 24A and 24B show the maximum random access distance for each preamble format in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure. .
  • the maximum random access distance (D RA ) always has a minimum value when the preamble format is B4, regardless of OFDM numerology, and has a maximum value when the preamble format is C0. This can be seen from Table 6 that when the preamble format is B4, the number of sequence repetitions is 12, and when the preamble format is C0, the number of sequence repetitions is 1.
  • the maximum timing advance distance (D TA ) needs to be calculated for setting the differential delay.
  • Timing advance is a procedure performed to prevent interference between uplink and downlink.
  • the maximum timing advance distance (D TA ) can be calculated based on the uplink and downlink timing relationship.
  • Figure 25 shows the uplink and downlink timing relationship in a wireless communication system. Referring to Figure 25, the time interval (T TA ) between the uplink frame 2510 and the downlink frame 2520 is determined according to the measurement value (N TA ), FR, and SCS transmitted to the terminal through the timing advance command. It can be determined by a varying fixed value (N TA,offset ) and the basic time unit (Tc) of the 5G NR system. Therefore, the maximum timing advance distance (D TA ) can be calculated as shown in Equation 2 below.
  • N TA,offset is a fixed value that varies depending on FR and SCS, and the value defined in NR standard document TS 38.133 v15.6 can be used.
  • the differential delay ( ⁇ D) may be limited by the smaller of the maximum random access distance (D RA ) and the maximum timing advance distance (D TA ).
  • D RA maximum random access distance
  • D TA maximum timing advance distance
  • [Table 8] shows the maximum timing advance distance when T A is 3846 and N TA,offset is 25,600 (FR1) or 13,795 (FR2).
  • D RA the maximum random access distance
  • D TA the maximum random access distance
  • Equation 3 the differential delay according to an embodiment of the present disclosure can be expressed as Equation 3 below.
  • d min,t means the minimum value of d min ( ⁇ max ).
  • the beam radius according to the beam size of the satellite according to an embodiment of the present disclosure is a (2610) as shown in FIG. 26, the beam radius is obtained by using Equations 5 to 7 below can be calculated.
  • Figure 26 shows the beam radius of a satellite in a wireless communication system according to an embodiment of the present disclosure.
  • R E means the radius of the Earth
  • h sat means the altitude of the satellite.
  • the diameter 2a which represents the beam size of the satellite, can be calculated as in Equation 6 below.
  • d ssp means the distance between the sub-satellite point and the terminal closest to the satellite.
  • the sub-satellite point refers to a position on the ground where the altitude angle with the satellite is perpendicular.
  • the radius of the beam can be calculated as in [Equation 7] below.
  • the beam size is the maximum distance between the terminal and the base station (d max ( ⁇ min )), which corresponds to the minimum elevation angle between the satellite and the terminal, and the minimum of d min ( ⁇ max ). It can be determined based on the value (d min,t ) and the altitude of the satellite (hs at ).
  • Figures 27a and 27b show simulation results for beam size according to satellite altitude in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figures 27a and 27b are the results of a simulation experiment in which the beam size for each altitude of the satellite was determined using the maximum random access distance (D RA ) in FR1.
  • Figure 27a shows the results of a simulation when the minimum elevation angle ( ⁇ min ) is 10°
  • Figure 27b shows the results of a simulation when the minimum elevation angle is 25°.
  • the beam size when the preamble format is C0 may mean the maximum upper limit for the beam size
  • the beam size when the preamble format is B4 may mean the minimum upper limit for the beam size.
  • Figures 28a and 28b show simulation results for beam size according to satellite altitude in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figures 28a and 28b are the results of a simulation experiment in which the beam size for each altitude of the satellite was determined using the maximum random access distance (D RA ) in FR2.
  • Figure 28a shows the simulation results when the minimum elevation angle ( ⁇ min ) is 10°
  • Figure 28b shows the simulation results when the minimum elevation angle is 25°.
  • the beam size may mean the maximum upper limit for the beam size
  • the preamble format is B4
  • the beam size may mean the minimum upper limit for the beam size.
  • the maximum upper limit of the beam size when the minimum elevation angle is 25° is lower than when the minimum elevation angle is 10°. It can be seen that the minimum upper limit of the beam size when the minimum elevation angle is 25° is lower than when the minimum elevation angle is 10°.
  • the upper limit of the beam size may vary depending on the minimum elevation angle of the satellite. In other words, according to an embodiment of the present disclosure, the beam size may be determined based on the minimum elevation angle of the satellite. That is, the satellite's beam coverage may be determined based on the elevation angle (e.g., minimum elevation angle).
  • the satellite may signal information that affects the beam size (e.g., preamble, SCS, minimum elevation angle, and satellite altitude) to a terminal that is trying to access the satellite or is currently connected. This is so that the terminal trying to access the satellite can know the beam size of the satellite.
  • Specific formats and values of information that affect the beam size can be defined in various ways, and their transmission points can also be defined in various ways.
  • the beam size in a satellite network environment can be adaptively controlled. That is, in the following, a method for controlling the beam size upper bound, that is, the maximum beam size, is presented by combining the two approaches described above. Specifically, a method for controlling the upper limit of the beam size is presented based on the beam size in consideration of compensation for Doppler shift and the beam size in consideration of differential delay. For example, after determining a first beam size based on the carrier frequency, SCS, maximum elevation angle, and satellite altitude, and determining a second beam size based on the preamble, SCS, minimum elevation angle, and satellite altitude, The smaller beam size of the 1 beam size and the 2nd beam size may be determined as the upper limit of the final beam size.
  • Figure 29 is a conceptual diagram for determining the upper limit of the final beam size in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • the terminal can obtain information 2910 affecting the beam size through signaling with at least one serving cell including a satellite or base station.
  • Information that affects the beam size is the minimum elevation angle ( ⁇ min , 2911), preamble (2912), SCS (2913), satellite altitude (altitude, 2914), carrier frequency (f c , 2915), and May include the maximum elevation angle ( ⁇ max , 2916).
  • the terminal sets the upper limit of the beam size considering the differential delay ( ⁇ D) based on the first information set among the information 2910 affecting the beam size )(2920) is determined.
  • the first information set may include at least one of the minimum altitude angle 2911, the preamble 2912, the SCS 2913, and the satellite altitude 2914.
  • the terminal sets an upper limit ( )(2930) is determined.
  • the second information set may include at least one of the SCS (2913), the satellite's altitude (2914), the carrier frequency (2915), and the maximum altitude angle (2916).
  • the terminal has an upper limit of beam size considering differential delay ( ⁇ D) ( )(2920) and the upper limit of the beam size considering compensation for the Doppler shift (f D ) ( )(2930), the minimum value (2940) is determined as the upper limit of the final beam size.
  • the minimum elevation angle ( ⁇ min, 2911) may be determined in advance.
  • the minimum elevation angle ( ⁇ min, 2911) may be predetermined to be 10°, or may be predetermined to be 25°. This is only an example to aid understanding, and embodiments of the present disclosure are not limited thereto.
  • the minimum elevation angle may be predetermined to another value.
  • the maximum elevation angle ( ⁇ max) can be obtained from SIB.
  • the maximum elevation angle ( ⁇ max) can be obtained through SIB as shown in FIG. 32.
  • Figures 30A to 30D show simulation results for the major semi-axis of beam coverage according to satellite altitude in a communication system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • the semi-major axis of the beam coverage may mean the upper limit of the beam size.
  • Figure 30a shows the semi-major axis of beam coverage according to satellite altitude in a situation where SCS is 15 kHz. Specifically, Figure 30a shows the major radius of the beam coverage considering the differential delay ( ⁇ D) according to the minimum elevation angle when the preamble format is B4, and the Doppler shift ( ⁇ f) for each maximum elevation angle when the carrier frequency (f c ) is 7 GHz. D ) represents the semi-major axis of the beam coverage considering ).
  • the semi-major axis of the beam coverage considering differential delay ( ⁇ D) is designed as the final beam size in the section where the altitude is from about 300km to about 875km, and the final beam size is designed for the altitude from about 876km to about 875km. It can be seen that in the section of about 1500 km, the semi-major axis of the beam coverage considering the Doppler shift ( ⁇ f D ) is designed as the final beam size.
  • Figure 30b shows the semi-major axis of beam coverage according to satellite altitude in a situation where SCS is 30 kHz. Specifically, Figure 30b shows the major radius of the beam coverage considering the differential delay ( ⁇ D) according to the minimum elevation angle when the preamble format is B4, and the Doppler shift ( ⁇ f) for each maximum elevation angle when the carrier frequency (f c ) is 7 GHz. D ) represents the semi-major axis of the beam coverage considering ).
  • the semi-major axis of the beam coverage considering the differential delay ( ⁇ D) is designed as the final beam size in some altitude sections, but the Doppler shift ( ⁇ f D ) is designed in some other altitude sections. It can be seen that the semi-major axis of the considered beam coverage is designed as the final beam size.
  • the maximum altitude angle is 50 ⁇
  • the altitude is approximately 1400 ⁇ 1500km
  • the maximum altitude angle is 70 ⁇
  • the altitude is approximately 1050 ⁇ 1500km
  • the maximum altitude angle is 90 ⁇ the altitude is approximately 1400 ⁇ 1500km.
  • the semi-major axis of the beam coverage considering the Doppler shift ( ⁇ f D ) is designed as the final beam size, and in sections at lower altitudes, the semi-major axis of the beam coverage considering the differential delay ( ⁇ D) is designed as the final beam size. It can be designed as
  • the semi-major axis of the beam coverage considering the Doppler shift ( ⁇ f D ) is designed as the final beam size in sections with an altitude of about 1400 to 1500 km, and in sections with lower altitudes, the differential delay ( ⁇ D ), the semi-major axis of the beam coverage considering ) can be designed as the final beam size.
  • Figure 30c shows the semi-major axis of beam coverage according to satellite altitude in a situation where SCS is 60kHz. Specifically, Figure 30c shows the major radius of the beam coverage considering the differential delay ( ⁇ D) according to the minimum elevation angle when the preamble format is B4, and the Doppler shift for each maximum elevation angle when the carrier frequency (f c ) is 24 GHz or 52 GHz. It represents the semi-major axis of the beam coverage considering ( ⁇ f D ).
  • the semi-major axis of the beam coverage considering the differential delay ( ⁇ D) is designed as the final beam size in some altitude sections, but in others, In the altitude section, it can be seen that the semi-major axis of the beam coverage considering the Doppler shift ( ⁇ f D ) is designed as the final beam size.
  • the maximum elevation angle when the maximum elevation angle is 30°, it is a section with an altitude of about 1000km or more; when the maximum elevation angle is 50°, it is a section with an altitude of about 650km or more; when the maximum elevation angle is 70°, it is a section with an altitude of about 400km or more,
  • the semi-major axis of the beam coverage considering the Doppler shift ( ⁇ f D ) in sections with an altitude of about 350 km is designed as the final beam size, and in sections with lower altitudes than the corresponding sections, the differential delay ( ⁇ D)
  • the semi-major axis of the beam coverage considering can be designed as the final beam size.
  • the semi-major axis of the beam coverage considering the differential delay ( ⁇ D) is designed as the final beam size in some altitude sections, but in some other altitude sections, the Doppler It can be seen that the semi-major axis of the beam coverage considering the transition ( ⁇ f D ) is designed as the final beam size.
  • the maximum elevation angle when the maximum elevation angle is 30°, it is a section with an altitude of about 1,400km or more; when the maximum elevation angle is 50°, it is a section with an altitude of about 950km or more; when the maximum elevation angle is 70°, it is a section with an altitude of about 750km or more,
  • the semi-major axis of the beam coverage considering the Doppler shift ( ⁇ f D ) in sections with an altitude of approximately 700 km is designed as the final beam size, and in sections with lower altitudes, the differential delay ( ⁇ D)
  • the semi-major axis of the beam coverage considering can be designed as the final beam size.
  • the beam when the minimum elevation angle is 25 ⁇ and the carrier frequency (f c ) is 52 GHz, in situations where the maximum altitude angle is 50 ⁇ , 70 ⁇ , and 90 ⁇ , the beam always takes Doppler shift ( ⁇ f D ) into consideration regardless of altitude. It can be seen that the semi-major axis of the coverage is designed as the final beam size, and in a situation where the maximum elevation angle is 30°, the semi-major axis of the beam coverage considering the Doppler shift ( ⁇ f D ) is designed as the final beam size in sections with an altitude of about 500 km or more.
  • Figure 30d shows the semi-major axis of beam coverage according to satellite altitude in a situation where SCS is 120 kHz. Specifically, Figure 30d shows the major radius of the beam coverage considering the differential delay ( ⁇ D) according to the minimum elevation angle when the preamble format is B4, and the Doppler shift for each maximum elevation angle when the carrier frequency (f c ) is 24 GHz or 52 GHz. It represents the semi-major axis of the beam coverage considering ( ⁇ f D ).
  • the minimum elevation angle is 10° and the maximum elevation angle is 90° in a situation where the carrier frequency (f c ) is 52 GHz, the semi-major axis of the beam coverage considering the Doppler shift ( ⁇ f D ) regardless of altitude is It can be seen that it is designed to the final beam size.
  • the maximum elevation angle is 30°, 50°, or 70°
  • beam coverage considering differential delay ( ⁇ D) in some altitude sections The semi-major axis of is designed as the final beam size, but in some other altitude sections, the semi-major axis of the beam coverage considering the Doppler shift ( ⁇ f D ) is designed as the final beam size.
  • the maximum altitude angle when the maximum altitude angle is 30 ⁇ , a section with an altitude of approximately 950km or more, when the maximum altitude angle is 50 ⁇ , a section with an altitude of approximately 550km or more, and when the maximum altitude angle is 70 ⁇ , a section with an altitude of approximately 400km or more.
  • the semi-major axis of the beam coverage considering the Doppler shift ( ⁇ f D ) is designed as the final beam size, and in altitude sections lower than the corresponding sections, the semi-major axis of the beam coverage considering the differential delay ( ⁇ D) can be designed as the final beam size. .
  • the semimajor axis of the beam coverage considering the differential delay ( ⁇ D) in some altitude sections is the final It is designed based on the beam size, but in other altitude sections, the semi-major axis of the beam coverage considering the Doppler shift ( ⁇ f D ) is designed as the final beam size.
  • the maximum elevation angle is 70°
  • the semi-major axis of the beam coverage considering the Doppler shift ( ⁇ f D ) in the section with an altitude of about 1,500 km or more when the maximum elevation angle is 90° is the section with an altitude of about 1,500 km or more. It is designed by size, and in altitude sections lower than the corresponding sections, the semi-major axis of the beam coverage considering differential delay ( ⁇ D) can be designed as the final beam size.
  • the semi-major axis of the beam coverage considering the differential delay ( ⁇ D) is It can be seen that it is designed to the final beam size.
  • the semimajor axis of the beam coverage considering differential delay ( ⁇ D) is designed as the final beam size in some altitude sections depending on the maximum elevation angle, but at other altitudes In this section, it can be seen that the semi-major axis of the beam coverage considering the Doppler shift ( ⁇ f D ) is designed as the final beam size.
  • the maximum altitude angle is 30 ⁇ , a section with an altitude of approximately 1300km or more, if the maximum altitude angle is 50 ⁇ , a section with an altitude of approximately 900km or more, and if the maximum altitude angle is 70 ⁇ , a section with an altitude of approximately 700km or more , when the maximum elevation angle is 90°, the semi-major axis of the beam coverage considering the Doppler shift ( ⁇ f D ) in sections with an altitude of about 650 km or more is designed as the final beam size, and in sections with altitudes lower than those sections, the differential delay ( ⁇ D ), the semi-major axis of the beam coverage considering ) can be designed as the final beam size.
  • the final beam size (or coverage size) of the satellite is determined based on at least one of the minimum elevation angle, preamble format, SCS, altitude, carrier frequency, and maximum elevation angle, It may be limited by a beam size considering differential delay or an upper beam size limit considering compensation for Doppler shift. Therefore, based on the beam size upper limit, the terminal can determine whether the terminal is located within the effective coverage area and whether to use the corresponding beam as a serving beam. That is, the terminal can perform beam selection.
  • a specific embodiment for beam selection is as follows.
  • Figure 31 shows an example of a beam selection procedure according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 31 illustrates a terminal operation method.
  • the terminal receives system information of the satellite.
  • the satellite operates as a base station, and the system information includes a MIB included in the SSB and at least one SIB received through a physical downlink share channel (PDSCH).
  • the terminal detects a synchronization signal through a cell search operation, receives and decodes the MIB included in the SSB including the synchronization signal, and receives and decodes at least one SIB using information obtained through the MIB. You can.
  • the synchronization signal, MIB, and SIB may be transmitted through any one of a plurality of beams used by the satellite, and the beam carrying the synchronization signal, MIB, and SIB received by the terminal is treated as a candidate beam for subsequent operations. .
  • the SIB received by the terminal may be a SIB related to a satellite.
  • the SIB related to the satellite includes information about measurements on the satellite, information about the NTN connection, information about the orbit of the satellite, information about the TA, information about synchronization, information about NTN neighboring cells, information about the reference position, beam It may include at least one of information about the center position and information about the maximum elevation angle.
  • the terminal may obtain at least one of information affecting the beam size of the satellite through system information, that is, minimum elevation angle, preamble information, SCS, satellite altitude, carrier frequency, and maximum elevation angle.
  • the preamble information may include random access preamble-related information necessary for calculating the maximum random access distance, as shown in Equation 1.
  • the preamble information may include at least one of the number of time slots, time slot length, CP length, sequence repetition count, and random sequence length of the random access preamble.
  • the terminal determines the first beam size based on the first information set.
  • the first information set may include some of the information affecting the beam size shown in FIG. 29.
  • the first information set may include at least one of the minimum altitude angle ( ⁇ min ), preamble information, SCS, and satellite altitude.
  • the terminal may obtain the first information set through system information and determine the first beam size considering the differential delay based on the first information set.
  • the first beam size considering differential delay can be determined as described in Equations 1 to 7.
  • the terminal determines the second beam size based on the second information set.
  • the second information set may include some of the information affecting the beam size shown in FIG. 29.
  • the second information set may include at least one of SCS, satellite altitude, carrier frequency (f c ), and maximum altitude angle ( ⁇ max ).
  • the terminal may obtain a second information set through system information and determine a second beam size considering compensation for Doppler shift based on the second information set.
  • the terminal may determine the second beam size considering compensation for the Doppler shift in the same manner as described in S1803 of FIG. 18.
  • the terminal determines the final beam size based on the first beam size and the second beam size. Specifically, the terminal may determine the smaller beam size of the first beam size and the second beam size as the final beam size.
  • the final beam size may mean the effective coverage size of the beam that delivers system information to the terminal.
  • the terminal determines the distance from the beam center.
  • the terminal checks how far it is from the center of the beam.
  • the terminal can use the terminal's location information. That is, the terminal can acquire the location information of the terminal, confirm the center position of the candidate beam, and then determine the distance between the location of the terminal and the center position of the beam.
  • the center position of the beam can be confirmed in various ways. According to one embodiment, the center position of the beam may be confirmed based on a previously known satellite orbit and satellite identification information. According to other embodiments, the center position of the beam may be signaled explicitly or implicitly through system information. For example, the center position of the beam can be ascertained from the SIB as shown in Table 5 or Table 10.
  • step S3111 the terminal determines whether the terminal is located within the effective coverage of the beam. For this purpose, the terminal compares the final beam size determined in step S3107 and the distance from the beam center determined in step S3109. That is, if the distance from the beam center is less than or equal to the radius of coverage according to the final beam size, the terminal may determine that the terminal is located within the effective coverage of the beam.
  • step S3113 the terminal selects the corresponding beam.
  • the terminal selects to use the beam carrying system information as the serving beam. That is, the terminal can decide to perform a random access operation later using the corresponding beam.
  • the terminal returns to step S3101. Accordingly, the terminal can search for another beam of the corresponding satellite or another satellite, and repeat the above-described operations for the other searched beam.
  • the terminal can select a serving beam.
  • the terminal uses the center position of the currently observed candidate beam.
  • the location of the center of the beam can be ascertained in a variety of ways.
  • the center position of the beam can be confirmed based on the region in which the terminal is currently located.
  • the center positions of beams transmitted by the corresponding satellite base stations can be fixedly determined. In other words, if satellite base stations are placed on the ground, the center positions of beams transmitted from the satellite can be fixedly determined using the satellite base stations. Since the beam coverage of a satellite base station is larger than that of a terrestrial base station, a correspondence between the area and the center position of the beam can be derived.
  • a correspondence relationship with the center position of the beam for each region may be defined in advance, and the terminal can use information about the correspondence relationship to confirm the center position of the beam from the region in which it is currently located.
  • the terminal may obtain center position information of the beam through system information.
  • Figure 31 explains that the terminal acquires at least one of information affecting the beam size through system information, for example, minimum elevation angle, preamble information, SCS, satellite altitude, carrier frequency, and maximum elevation angle. did.
  • at least one piece of information affecting the beam size may be obtained in the manner described in FIGS. 19 to 21.
  • the terminal may obtain system information through the MIB, transmit a request for the SIB, and then receive the SIB. Additionally, the terminal may acquire SCS as described in FIG. 20 and beam center position information as described in FIG. 21.
  • At least one piece of information affecting the beam size may be determined in advance.
  • the minimum elevation angle ( ⁇ min ) may be determined in advance.
  • the minimum elevation angle ( ⁇ min ) may be predetermined for each satellite type.
  • the minimum elevation angle may be predetermined to be about 10 degrees or about 25 degrees. This is just an example to aid understanding, and the minimum elevation angle may be set to a different value.
  • the terminal can obtain the maximum elevation angle ( ⁇ max ) through SIB.
  • Figure 32 shows an example of a procedure for obtaining a minimum elevation angle according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 32 illustrates a terminal operation method.
  • the terminal can check the type of satellite.
  • the type of satellite can be obtained, for example, from the satellite's system information.
  • the terminal may receive system information including SIB from a satellite operating as a base station, and the system information may include satellite type information. This is only an example, and the method of checking satellite type information is not limited to this.
  • the terminal can check the minimum elevation angle. That is, the terminal can determine the minimum altitude angle based on the type of satellite. For example, the terminal can confirm the minimum altitude angle corresponding to the confirmed satellite type based on pre-stored information about the minimum altitude angle for each type of satellite. For example, if the satellite type is the first type, the terminal can confirm that the minimum altitude angle is 10 degrees. Additionally, when the satellite type is the second type, the terminal can confirm that the minimum altitude angle is 25°.
  • the procedure for obtaining the minimum elevation angle described above is only an example, and embodiments of the present disclosure are not necessarily limited thereto. For example, embodiments of the present disclosure may be equally applied even when the minimum elevation angle is determined through another method. Alternatively, according to another embodiment, the minimum elevation angle may be defined independent of the type of satellite.
  • Figure 33 shows an example of a procedure for obtaining the maximum elevation angle according to an embodiment of the present disclosure.
  • Figure 33 illustrates a terminal operation method.
  • the terminal transmits a request for a SIB related to the satellite.
  • the terminal can request a SIB related to the satellite by transmitting a random access preamble.
  • a SIB related to a satellite may be a SIB containing satellite auxiliary information for NTN access.
  • the SIB related to the satellite is transmitted in an on-demand method, and the on-demand method may refer to a method of requesting and receiving transmission of the corresponding SIB from the satellite.
  • the terminal receives a SIB related to the satellite.
  • the terminal may receive a SIB related to a satellite through a resource indicated by an RAR transmitted in response to a random access preamble for a system information request.
  • the terminal may transmit a message requesting a SIB through a resource indicated by an RAR transmitted in response to a random access preamble, and then receive a SIB related to the satellite.
  • the SIB related to the satellite includes information about measurements on the satellite, information about the NTN connection, information about the orbit of the satellite, information about the TA, information about synchronization, information about NTN neighboring cells, information about the reference position, beam It may include at least one piece of information about the center position of .
  • the SIB associated with the satellite may include information about the maximum elevation angle.
  • the maximum elevation angle may mean the maximum elevation angle of the earth-fixed beam with respect to the reference position included in the SIB.
  • step S3305 the terminal checks information about the maximum elevation angle. That is, the terminal can confirm the maximum altitude angle with respect to the reference position by interpreting the information about the maximum altitude angle included in the received SIB.
  • the terminal can check the maximum elevation angle through SIB. That is, SIB includes information about the maximum elevation angle.
  • SIB related to the satellite is the parameters (e.g., ntn-Config) required for the terminal to access NR through NTN connection, including ephemeris data, common TA parameters, and HARQ-related offset (e.g., k_offset). ), validity duration for uplink synchronization information, and epoch information.
  • the SIB associated with the satellite may include temporal information (e.g., t-Service) about when cells provided through the NTN quasi-Earth fixed system cease service for the area currently covered by the satellite.
  • the SIB related to the satellite is information about the reference location of the serving cell (e.g., referenceLocation) provided through the NTN quasi-Earth fixed system, and may include information that can be used for the initiation of location-based measurements. You can. Additionally, the SIB related to the satellite is distance information (eg, distanceThresh) from the serving cell reference location and may include information used to initiate location-based measurement. Additionally, the SIB related to the satellite may include information providing a list of NTN neighboring cells (e.g., ntn-NeighCellConfigList, lateNonCriticalExtension), and information for each satellite included in the list may include ntn-Config, carrier frequency, and cell identifier. (e.g.
  • the SIB related to the satellite may include center position information (eg, centerOfCoverage) of the cell provided by the satellite. Additionally, the SIB related to the satellite may include information about the satellite's maximum elevation angle (e.g., maximumElevationAngle).3333.
  • the SIB related to the satellite is described as being transmitted in an on-demand manner, but according to another embodiment of the present disclosure, the SIB related to the satellite may be defined to be transmitted without request. there is. In this case, in the procedure illustrated in FIG. 33, step S3301 is omitted, and the terminal can receive the SIB related to the satellite without a separate request. At this time, the terminal can check the scheduling information for the SIB related to the satellite and then receive the SIB related to the satellite based on the confirmed scheduling information.
  • a serving beam for communication with a satellite may be selected based on the beam size.
  • the information needed to determine the beam size and the information needed to determine the center position of the beam are all received from the satellite base station.
  • at least some of the information may be provided by a terrestrial base station. In this case, specific details of which parameters are provided by the terrestrial base station may vary depending on various embodiments or scenarios.

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Abstract

본 개시는 위성 통신을 지원하는 시스템에서 빔 선택에 관한 것으로, 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 단말의 빔 선택을 수행하는 방법은, 상기 위성 통신을 지원하기 위한 고도각에 대한 제1 정보 및 빔의 중심에 대한 제2 정보를 수신하는 단계, 상기 제1 정보 및 상기 제2 정보에 기반하여 빔의 커버리지를 결정하는 단계, 상기 제2 정보에 기반하여 상기 단말 및 상기 빔의 중심 간 거리를 결정하는 단계, 상기 빔의 커버리지 및 상기 거리에 기반하여, 상기 단말을 위한 서빙 빔을 선택하는 단계를 포함할 수 있다.

Description

위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 빔 선택을 수행하는 장치 및 방법
본 개시는 통신 시스템에 관한 것으로, 특히 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 빔 설계 및 빔 선택을 위한 장치 및 방법에 관한 것이다.
이동 통신 시스템은 세대를 거듭하며 점차 발전하고 있다. 성공적으로 상용화를 달성한 LTE(long term evolution) 시스템에 이어, 5G(5th generation) 시스템의 표준화 및 상용화가 진행 중에 있으며, 현재 6G(6th generation) 시스템에 대한 논의도 활발히 이루어지고 있다. 저궤도(low earth orbit, LEO) 위성 네트워크는 고궤도 위성에 비해 지연 시간이 짧기 때문에 5G NR(New Radio) 및 차세대 통신 시스템에 적합하다.
본 개시는 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 빔을 선택하기 위한 장치 및 방법을 제공하는 것이다.
본 개시는 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 위성에 의해 제공되는 빔들 중 서빙(serving) 빔을 선택하기 위한 장치 및 방법을 제공하는 것이다.
본 개시는 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 유효 커버리지 크기를 고려하여 빔을 선택하기 위한 장치 및 방법을 제공하는 것이다.
본 개시는 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 빔의 유효 커버리지 크기를 결정하기 장치 및 방법을 제공하는 것이다.
본 개시는 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 빔의 유효 커버리지 크기를 결정하기 위해 필요한 정보를 획득하기 위한 장치 및 방법을 제공하는 것이다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 단말의 빔 선택을 수행하는 방법은, 상기 위성 통신을 지원하기 위한 고도각에 대한 제1 정보 및 빔의 중심에 대한 제2 정보를 수신하는 단계, 상기 제1 정보 및 상기 제2 정보에 기반하여 빔의 커버리지를 결정하는 단계, 상기 제2 정보에 기반하여 상기 단말 및 상기 빔의 중심 간 거리를 결정하는 단계, 상기 빔의 커버리지 및 상기 거리에 기반하여, 상기 단말을 위한 서빙 빔을 선택하는 단계를 포함할 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 상기 제1 정보 및 상기 제2 정보는, 시스템 정보를 통해 수신되고, 상기 시스템 정보는, 상기 단말을 위한 위성 통신을 지원하기 위한 반송파 주파수, 부반송파 간격, 최소 고도각(elevation angle), 최대 고도각, 프리앰블 정보, 상기 위성의 고도, 및 상기 빔의 중심 위치 중 적어도 하나를 더 포함할 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 상기 제2 정보는, 상기 위성이 송신하는 빔의 중심 위치에 대한 정보를 포함하며, 상기 제1 정보는, 상기 위성의 이동에 따라 상이한 값을 가지며, 상기 서빙 빔은, 상기 고도각에 따라 상이한 크기를 가지는 빔의 커버리지를 고려하여 결정될 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 상기 반송파 주파수 및 상기 부반송파 간격 각각은, 상기 단말에 설정된 주파수 대역(frequency range, FR)에 따라 달라지며, FR1에서 지원되는 부반송파 간격은, 15, 30, 60 kHz이고, FR2에서 지원되는 부반송파 간격은 60 kHz, 120 kHz이고, 상기 서빙 빔은, 상기 단말에 설정된 주파수 대역에 따라 상이한 크기를 가지는 빔의 커버리지를 고려하여 결정될 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 상기 빔의 커버리지는, 상기 단말을 위해 설정된 부반송파 간격, 주파수 대역, 상기 위성의 이동에 따른 고도각에 따라 달라지며, 상기 빔의 커버리지는, 상기 부반송파 간격이 N에서 2N으로 증가함에 따라 1/2로 변화하고, 상기 빔의 커버리지는, 상기 주파수 대역이 M에서 2M으로 증가함에 따라 1/5 크기로 변화하고, 상기 서빙 빔은, 상기 위성의 이동에 따른 고도각을 고려하여 선택될 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 상기 빔의 커버리지는, 빔의 중심으로부터의 거리에 따른, 빔 중심에 기준한 보상 이후에 잔류하는 잔여 도플러 값의 변화 특성에 기반하여 결정될 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 상기 빔의 커버리지의 크기를 결정하는 단계는, 상기 위성의 궤도 또는 고도, 상기 빔을 통해 송신되는 신호의 반송파 주파수에 기반하여 최대 잔여 도플러 값을 결정하는 단계, 상기 최대 잔여 도플러 값 및 상기 신호의 부반송파 간격에 기반하여 상기 커버리지의 크기를 결정하는 단계를 포함할 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 상기 위성에서 송신되는 MIB(master information block)에 포함되는 상기 부반송파 간격을 지시하는 파라미터를 확인하는 단계, 및 상기 파라미터에 기반하여 상기 부반송파 간격을 확인하는 단계를 더 포함할 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 상기 부반송파 간격을 확인하는 단계는, 상기 부반송파 간격을 지시하는 파라미터를 수신한 주파수가 속한 FR(frequency range)에 기반하여 상기 파라미터를 해석하는 단계를 포함할 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 상기 위성에 관련된 시스템 정보에 포함되는 상기 반송파 주파수를 지시하는 파라미터를 확인하는 단계를 더 포함할 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 시스템 정보를 통해 획득되는 정보에 기반하여 상기 빔의 중심의 위치 또는 상기 단말 및 상기 빔의 중심 간 거리를 추정하는 단계를 더 포함할 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, NTN 접속을 위한 보조 정보를 포함하는 SIB(system information block)에 포함되는 상기 빔의 중심의 위치에 대한 정보를 확인하는 단계를 더 포함할 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 상기 서빙 빔을 선택하는 단계는, 상기 거리가 상기 커버리지의 크기 이하이면, 상기 제1 정보 및 상기 제2 정보를 전달한 빔을 상기 서빙 빔으로서 선택하는 단계를 포함할 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 상기 빔의 커버리지를 결정하는 단계는, 시스템 정보에 기반하여 획득되는 제1 정보 셋에 기초하여 차등 지연을 고려한 제1 빔 크기를 결정하는 단계, 상기 시스템 정보에 기반하여 획득되는 제2 정보 셋에 기초하여 도플러 천이에 대한 보상을 고려한 제2 빔 크기를 결정하는 단계, 및 상기 제1 빔 크기와 상기 제1 빔 크기 중 더 작은 빔 크기를 기반으로 상기 위성에서 사용하는 빔의 커버리지의 크기를 결정하는 단계를 포함할 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 상기 제1 정보 셋은, 최소 고도각, 프리앰블 정보, 부반송파 간격, 및 상기 위성의 고도 중 적어도 하나를 포함하며, 상기 제2 정보 셋은, 상기 빔을 통해 송신되는 신호의 반송파 주파수, 상기 부반송파 간격, 최대 고도각, 및 상기 위성의 고도 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 상기 차등 지연은, 최대 랜덤 억세스 거리, 및 최대 타이밍 어드밴스 거리 중 적어도 하나에 기반하여 제한될 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 상기 제1 빔 크기는, 랜덤 억세스 프리앰블 정보를 이용하여 계산되는 최대 랜덤 억세스 거리를 기반으로 결정될 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 상기 제1 정보 셋은, 최소 고도각을 포함하며, 상기 최소 고도각은, 미리 정의되는 값을 포함할 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 상기 제2 정보 셋은, 최대 고도각을 포함하며, 상기 최대 고도각은, NTN 접속을 위한 보조 정보를 포함하는 SIB에 포함될 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 무선 통신 시스템에서 단말은, 송수신기, 및 상기 송수신기에 연결된 적어도 하나의 프로세서를 포함하며, 상기 적어도 하나의 프로세서는, 상기 위성 통신을 지원하기 위한 고도각에 대한 제1 정보 및 빔의 중심에 대한 제2 정보를 수신하고, 상기 제1 정보 및 상기 제2 정보에 기반하여 빔의 커버리지를 결정하고, 상기 제2 정보에 기반하여 상기 단말 및 상기 빔의 중심 간 거리를 결정하고, 상기 빔의 커버리지 및 상기 거리에 기반하여, 상기 단말을 위한 서빙 빔을 선택하도록 제어할 수 있다.
위성을 이용한 비지상 통신 (Non-Terrestrial Network, NTN) 시스템에서 빔이 효과적으로 선택할 수 있다.
보다 구체적으로, 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 셀의 기준 위치에 관한 정보를 기반으로 유효한 빔 및 빔의 크기를 고려하여 서빙 셀 및 서빙 빔으로서 선택함으로써, 종래의 비지상 무선 액세스 환경의 특성인 긴 지연시간, 가변 지연시간, 위성 움직임에 따른 큰 도플러 효과를 고려한 최적의 서빙 셀 및 서빙 빔을 선택하게 되는 장점을 가진다.
이는 무선 통신 시스템의 프로토콜 및 통신 절차를 별도의 추가 절차 없이 준용하며, 또한 위성 종류별 액세스 환경 차이, 광범위한 빔 커버리지, 단말 위치 별 큰 지연 차이, 움직이는 셀 위치 상황, 단말 위치 정보 사용 여부에 대한 고려하여 최적의 셀 및 빔을 선택함에 따라, 연속적인 서비스 지원을 제공하는 장점을 제공한다.
도 1은 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 시스템의 예를 도시한다.
도 2는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 시스템의 다른 예를 도시한다.
도 3는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 시스템에서 장치의 구성을 도시한다.
도 4a 및 도 4b는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 시스템에서 위성에 의해 제공되는 고정 빔 셀 및 이동 빔 셀을 도시한다.
도 5는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 반송파 주파수 별로 발생할 수 있는 도플러 천이에 대한 모의실험 결과를 도시한다.
도 6은 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 도플러 천이에 대한 사전-보상(pre-compensation)의 개념을 도시한다.
도 7a 내지 도 7d는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 빔 중심으로부터의 거리에 따른 잔여 도플러 천이의 변화를 도시한다
도 8은 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 빔 중심으로부터의 거리에 따른 BER(bit error rate)의 변화를 도시한다.
도 9는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 커버리지 내 위치에 따른 잔여 도플러 천이의 차이를 도시한다.
도 10은 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 빔 중심 및 빔 경계에서의 도플러 천이의 패턴들의 비교를 도시한다.
도 11은 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 위성의 이동방향에 대해 수직 방향에 위치한 빔 가장자리에서 발생하는 위성의 반송파 주파수 별 잔여 도플러 천이를 도시한다.
도 12는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 빔 중심으로부터의 거리에 따른 최대 잔여 도플러 천이를 도시한다.
도 13은 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 반송파 주파수 및 SCS에 따른 유효 빔 커버리지의 장반경을 도시한다.
도 14는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 위성의 이동에 따른 고도각의 변화를 도시한다.
도 15는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서의 위성의 이동에 따른 빔 중심으로부터 빔 가장자리까지의 거리 별 도플러 천이의 변화를 도시한다.
도 16은 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 위성의 이동에 따른 빔 중심으로부터 빔 가장자리까지의 거리 별 따른 잔여 도플러 천이의 변화를 도시한다.
도 17은 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 초기 접속(initial access) 절차를 도시한다.
도 18은 본 개시의 일 실시예에 따라 빔을 선택하는 절차의 예를 도시한다.
도 19는 본 개시의 일 실시예에 따라 빔 선택을 위한 정보를 획득하는 절차의 예를 도시한다.
도 20은 본 개시의 일 실시예에 따라 부반송파 간격 정보를 획득하는 절차의 예를 도시한다.
도 21은 본 개시의 일 실시예에 따라 빔 중심 위치 정보를 획득하는 절차의 예를 도시한다.
도 22a 내지 22c는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 위성 고도에 따른 빔 커버리지의 장반경에 대한 모의실험 결과를 도시한다.
도 23a는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 차등 지연(differential delay)의 개념을 도시한다.
도 23b는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 랜덤 억세스 프리앰블의 포맷을 도시한다.
도 24a 및 도 24b는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 프리앰블 포맷 별 최대 랜덤 억세스 거리를 도시한다.
도 25는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 상향링크 및 하향링크 타이밍 관계를 도시한다.
도 26은 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 위성의 빔 반경을 도시한다.
도 27a 및 도 27b는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 위성 고도에 따른 빔 크기에 대한 모의실험 결과를 도시한다.
도 28a 및 도 28b는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 위성 고도에 따른 빔 크기에 대한 모의실험 결과를 도시한다.
도 29는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 최종 빔 크기 상한을 결정하는 개념도이다.
도 30a 내지 도 30d는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 위성 고도에 따른 빔 커버리지의 장반경에 대한 모의실험 결과를 도시한다.
도 31은 본 개시의 일 실시예에 따라 빔을 선택하는 절차의 예를 도시한다.
도 32는 본 개시의 일 실시예에 따라 최소 고도각을 획득하는 절차의 예를 도시한다.
도 33은 본 개시의 일 실시예에 따라 최대 고도각을 획득하는 절차의 예를 도시한다.
본 실시예들에서 사용되는 용어는 본 실시예들에서의 기능을 고려하면서 가능한 현재 널리 사용되는 일반적인 용어들을 선택하였으나, 이는 당 분야에 종사하는 기술자의 의도 또는 판례, 새로운 기술의 출현 등에 따라 달라질 수 있다. 또한, 특정한 경우는 출원인이 임의로 선정한 용어도 있으며, 이 경우 해당되는 부분에서 상세히 그 의미를 기재할 것이다. 따라서, 본 실시예들에서 사용되는 용어는 단순한 용어의 명칭이 아닌, 그 용어가 가지는 의미와 본 실시예들 전반에 걸친 내용을 토대로 정의되어야 한다.
본 실시예들은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 형태를 가질 수 있는 바, 일부 실시예들을 도면에 예시하고 상세하게 설명하고자 한다. 그러나, 이는 본 실시예들을 특정한 개시형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 실시예들의 사상 및 기술범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다. 본 명세서에서 사용한 용어들은 단지 실시예들의 설명을 위해 사용된 것으로, 본 실시예들을 한정하려는 의도가 아니다.
본 실시예들에 사용되는 용어들은 다르게 정의되지 않는 한, 본 실시예들이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미가 있다. 일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥상 가지는 의미와 일치하는 의미를 가지는 것으로 해석되어야 하며, 본 실시예들에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않아야 한다.
저궤도(low earth orbit, LEO) 위성 네트워크의 주요 문제 중 하나는 저궤도 위성의 높은 이동성(mobility)이다. 저궤도 위성 네트워크 설계에서는 높은 이동성으로 인한 도플러 천이(Doppler shift)가 고려되어야 한다. 저궤도 위성 네트워크에서 도플러 천이를 극복하기 위한 몇몇 연구가 제안되었으나, NR 기반 NTN(Non-Terrestrial Network)에 대한 연구는 아직 미흡하다. 이에 본 개시는 보상(compensation) 시나리오를 적용할 때 저궤도 위성 네트워크에서 도플러 천이의 특성을 분석하고, 분석된 도플러 천이 및 NR의 특성을 고려하여 도플러 천이를 극복하기 위한 저궤도 위성 네트워크의 셀 관리 기술을 제안한다. 구체적으로, 본 개시는 저궤도 위성 네트워크의 셀을 제공하기 위한 빔(beam)의 크기를 결정 및 제어하고, 관련된 정보를 시그널링하기 위한 다양한 실시예들을 설명한다.
도 1은 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 네트워크의 예를 도시한다.
도 1을 참고하면, 위성 네트워크는 단말(110), 위성들(120-1, 120-2), 게이트웨이(130)를 포함한다. 단말(110)은 사용자 장치이며, 이동성을 가지거나, 고정된 장치일 수 있다. 상기 단말(110)은 단말(110)의 능력(capability) 및 어플리케이션 운용에 따라 가변적인 서비스 대역 및 운용 정보를 지원할 수 있다. 또한, 단말(110)은 단말(110)의 특징에s 따라 고정된 형태, 이동성에 특화된 형태, 다양한 형태로 운용될 수 있다. 단말(110)은 'UE(user equipment)'로 지칭될 수 있다. 위성들(120-1, 120-2)은 정해진 궤도를 비행/운용하며, 지상을 향해 빔을 형성함으로써 일정 크기의 커버리지를 가지는 셀을 제공한다. 게이트웨이(130)는 위성들(120-1, 120-2)에게 네트워크에 접속할 수 있는 링크를 제공한다.
본 개시의 일 예에 따라 단말(110) 및 위성(120-1) 간 링크는 서비스 링크라 불리우며, 위성들(120-1, 120-2) 및 게이트웨이(130) 간 링크는 피더(feeder) 링크라 불리운다. 여기서, 링크는, NR 규격에 기반하는 링크일 수 있다. 또는, 진화된 차세대 무선 통신 시스템에서 새롭게 정의되는 링크가 적응적으로 적용되거나 또는 NR 규격이 아닌 산업계의 필요에 의해 도입된 통신 시스템의 다양한 인터페이스에 기반한 링크가 적용될 수 있다. 또한, 위성 간 링크(inter-satellite link, ISL)는 주로 재생(regenerative) 위성의 경우 사용될 수 있다.
일 예에 따라, NR-RAN 아키텍처에 기반한 트렌스페어런트(transparent) 위성의 경우, 피더 링크 및 서비스 링크의 위성 라디오 인터페이스는 NR-Uu일 수 있다. 트렌스페어런트 위성의 경우, 위성은 무선 주파수 필터링과 주파수 변환 및 증폭 기능을 수행한다. 재생 위성의 경우, 위성에 온보드(on board) 기능이 구축되고, 이에 따라 위성은 무선 주파수 필터링, 주파수 변환 및 증폭 뿐만 아니라 스위치와 라우팅, 코딩과 변조 및 디코딩과 복조와 같은 일부 또는 전체 기지국 기능을 수행할 수 있다.
도 2는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 네트워크 시스템의 다른 예를 도시한다. 도 2는 NTN 페이로드(payload)(220) 및 NTN 게이트웨이(230)를 이용하여 단말(210)에게 비-지상 접속을 제공하는 NTN의 일 예를 도시한다. 여기서, NTN 페이로드(220) 및 단말(210) 간 링크는 서비스 링크이고, Uu 인터페이스에 기반할 수 있다. NTN 페이로드(220) 및 NTN 게이트웨이(230) 간 링크는 피더 링크이다. NTN 게이트웨이(230) 및 AMF/UPF(240) 간 링크는 NG 인터페이스에 기반할 수 있다. NTN 페이로드(220)는 서비스 링크를 통해 단말(210)로부터 수신되는 무선 프로토콜을 트렌스페어런트하게(transparently) NTN 게이트웨이(230)에게 전달(forward)할 수 있다. 유사하게, NTN 페이로드(220)는 피더 링크를 통해 NTN 게이트웨이(230)로부터 수신되는 무선 프로토콜을 트렌스페어런트하게(transparently) 단말(210)에게 전달(forward)할 수 있다.
이를 위해, NTN 페이로드(220)에 의해 다음과 같은 연결성(connectivity)이 지원될 수 있다. 기지국이 복수의 NTN 페이로드들을 서비스할 수 있다. NTN 페이로드가 복수의 기지국들에 의해 서비스될 수 있다.
NTN 페이로드(220)는 서비스 링크에서 데이터를 재송신하기 전에 반송파 주파수를 변경할 수 있다. 즉, NTN 페이로드(220)는 서비스 링크 및 피드 링크에서 서로 다른 반송파 주파수들을 사용할 수 있다. NTN을 위하여, 네트워크 식별자(network identifier)로서, AMF 네임(name), NCGI(NR cell global identifier), CgNB ID(identifier), 글로벌(global) gNB ID, TAI(tracking area identity), S-NSSAI(Single Network Slice Selection Assistance information), NSAG(Network Slice AS Group), NID(Network Identifier), CAG(Closed Access Group) ID, 로컬(Local) NG-RAN 노드 ID(Identifier) 중 적어도 하나가 사용될 수 있고, 추가적으로, 맵핑된 셀 ID(Mapped Cell ID)가 더 사용될 수 있다. 여기서, 트랙킹 지역(tracking area)은 고정된 지리적역 영역에 대응할 수 있다.
비-지구동기 궤도(Non-Geosynchronous orbit, NGSO)는 약 300km 내지 1500km 고도의 낮은 지구 궤도(low earth orbit) 및 약 7000km 내지 25000km 고도의 중간 지구 궤도(medium earth orbit)를 포함한다.
서비스 링크는 다음과 같은 3가지 타입들로서, 지구-고정(earth-fixed) 타입, 준-지구-고정(quasi-earth-fixed) 타입, 지구-이동(earth-moving) 타입으로 분류될 수 있다. 지구-고정 타입은 모든 시간에서 동일한 지리적 영역을 지속적으로 커버하는(covering) 빔(들)을 제공한다. 예를 들어, 지구 동기 궤도(geosynchronous orbit, GSO)를 가지는 위성이 지구-고정 타입의 서비스 링크를 제공할 수 있다. 준-지구-고정 타입은 제한된 시간구간(period) 동안 동일한 지리적 영역을 지속적으로 커버하는(covering) 빔(들)을 제공하고, 다른 시간구간(period)들 동안 다른 지리적 영역을 커버하는 빔들을 제공한다. 예를 들어, 비-지구 동기 궤도를 가진 위성이 조향가능한(steerable) 빔들을 이용하여 준-지구-고정 타입의 서비스 링크를 제공할 수 있다. 지구-이동 타입은 커버리지 영역이 지구 표면을 움직이는(slide) 빔들을 제공한다. 예를 들어, 비-지구 동기 궤도를 가진 위성이 고정 또는 조향가능한 빔들을 이용하여 지구-이동 타입의 서비스 링크를 제공할 수 있다.
비-지구 동기 궤도를 가진 위성을 이용하여, 기지국은 준-지구-고정 셀 커버리지 또는 지구-이동 셀 커버리지를 제공할 수 있다. 지구 동기 궤도를 가진 위성을 이용하여, 기지국은 지구 고정 셀 커버리지를 제공할 수 있다. 비-지구 동기 궤도의 경우, 서비스 링크의 변경(switch)은 서빙 위성의 변경에 관련될(refer) 수 있다.
단말에 의한 사전-보상은 다음과 같이 수행될 수 있다. 서빙 셀에 대하여, 네트워크는 공통(common) TA 파라미터들 및 궤도 정보(ephemeris information)를 브로드캐스트할 수 있다. 여기서, 공통 TA는 NTN 페이로드 및 RP(reference point) 간 RTT에 대응하는 오프셋(offset)을 의미한다. 이에 따라, NTN 셀에 연결하기 전, 단말은 위성 궤도 및 공통 TA에 대한 정보를 보유하며, 나아가, 유효한(valid) GNSS 위치를 가질 것이다. 동기화를 달성하기 위해, NTN 셀에 연결하기 전 및 연결 중인 동안, 단말은 GNSS 위치 및 위성 궤도에 기반하여 서비스 링크의 RTT(round trip time)을 계산하고, 하향링크 및 상향링크 간 프레임 시간 차(예: TTA)를 사전-보상할 수 있다.
단말은 단말의 위치 및 위성 궤도를 고려하여 주파수 도플러 천이를 계산할 수 있다. 단말이 유효한 GNSS 위치 및/또는 유효한 위성 궤도를 보유하지 아니하면, 단말은 유효한 GNSS 위치 및 유효한 위성 궤도를 획득할 때까지 네트워크와 통신할 수 없을 것이다. 연결 모드에서, 단말은 TA 및 주파수 사전-보상을 지속적으로 갱신할 수 있다. 단말은 랜덤 억세스 절차 동안 또는 연결 모드에서 TA를 보고하도록 설정될 수 있다. 연결 모드에서, 이벤트-트리거 기반의 TA 보고가 지원될 수 있다.
서비스 링크에서 경험되는 순시적인(instantaneous) 도플러 천이의 사전-보상이 단말에 의해 수행되는 동안, 피더 링크에서 경험되는 도플러 천이 및 응답 주파수 오차(transponder frequency error)의 관리는 위성 네트워크의 구현에 의할 수 있다.
O&M(operations and maintenance) 요구사항은 다음과 같다. 다음과 같은 NTN 관련 파라미터들이 O&M에 의해 비-지상 접속을 제공하는 기지국에게 제공될 수 있다. 예를 들어, NTN 위성의 좌표 또는 궤적(orbital trajectory) 정보를 묘사하는 궤도 정보가 제공될 수 있다. 궤도 정보는 기지국의 요청에 따라 제공되거나 또는 정기적 방식(regular basis)으로 제공될 수 있다. 궤도 정보의 포맷으로서, 2가지 서로 다른 세트가 지원될 수 있다. 제1 세트는 위성 위치 및 속도 상태 벡터들을 포함, 즉, 위치 및 속도를 포함한다. 제2 세트는 장반경(semi-major axis), 이심율(eccentricity), 근접 편각(argument of periapsis), 승교점 경도(longitude of ascending node), 궤도 경사각(inclination), 평균 근점 이각(mean anomaly at epoch time to) 중 적어도 하나를 포함할 수 있다. 또한, NTN 게이트웨이들의 위치 정보, 피더/서비스 링크 스위치를 위한 기지국 동작을 가능케 하기 위한 추가 정도가 더 제공될 수 있다.
위성의 궤도 및 NTN 게이트웨이의 위치에 관련된 정보는 상향링크 타이밍 및 주파수 동기화 중 적어도 하나를 위해 사용될 수 있다. 또한, 위성의 궤도 및 NTN 게이트웨이의 위치에 관련된 정보는 이동성(mobility) 관리 목적 및 랜덤 억세스를 위해서도 사용될 수 있다. O&M에 의해 기지국에게 제공되는 NTN 관련 파라미터들은 지원되는 서비스 링크의 타입(예: 지구-고정 빔, 준-지구-고정 빔, 이동 빔 등)에 의존할 수 있다.
도 3는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 시스템에서 장치의 구성을 도시한다. 도 3의 장치는 도 1을 참고하여 설명된 장치들, 예를 들어, 단말(110), 위성들(120-1, 120-2), 게이트웨이(130) 중 어느 하나의 일부 구조로 이해될 수 있다.
도 3를 참고하면, 장치는 프로세서(310), 통신부(320) 및 메모리(330)를 포함할 수 있다.
프로세서(310)는 장치의 전반적인 기능 및 동작을 제어할 수 있다. 프로세서(310)는 ASIC(application-specific integrated circuit), 다른 칩셋, 논리 회로 및/또는 데이터 처리 장치를 포함할 수 있다.
통신부(320)는 프로세서(310)와 연결되어 무선 신호를 송신 및 수신한다. 통신부(320)는 무선 신호를 처리하기 위한 베이스밴드 회로를 포함할 수 있다. 예를 들어, 통신부(320)는 근거리　통신부, 이동 통신부, 방송 수신부를 포함할 수 있다. 일 실시예에서,　통신부(320)는 다른 장치들, 예를 들어, 기지국, 위성 등과 데이터를 송수신할 수 있다.
메모리(330)는 프로세서(310)에서 처리되는 각종 데이터들을 저장하는 하드웨어로서, 예를 들어, 메모리(330)에는 송신 단말의 전송 대상 단말에 대한 SIR 값, 송신 단말 별 전송 대상 단말 그룹에 관한 정보 등이 저장될 수 있다. 또한, 메모리(330)는 프로세서(310)에 의해 구동될 애플리케이션들, 드라이버들 등을 저장할 수 있다. 메모리(330)는 DRAM(dynamic random access memory), SRAM(static random access memory) 등과 같은 RAM(random access memory), ROM(read-only memory), EEPROM(electrically erasable programmable read-only memory), CD-ROM, 블루레이 또는 다른 광학 디스크 스토리지, HDD(hard disk drive), SSD(solid state drive), 또는 플래시 메모리를 포함할 수 있다.
도 3의 구조는 단말, 기지국, 위성, 게이트웨이의 적어도 일부로 이해될 수 있다. 도 3의 구조가 위성의 일부인 경우, 위성은 도 3에 예시된 구성요소들 외 궤도를 비행하기 위해 필요한 다른 하드웨어 장치들을 더 포함할 수 있다. 도 3의 구조가 게이트웨이 또는 기지국의 일부인 경우, 게이트웨이 또는 기지국은 유선 통신 등을 지원하는 구성요소를 더 포함할 수 있다.
도 3을 참고하여 설명된 프로세서(310)는 통신부(320) 및 메모리(330)를 제어함으로써, 장치가 후술되는 다양한 실시예들에 따른 동작들을 수행하도록 제어할 수 있다.
일 실시예에 따라, 프로세서(310)는 위성 통신을 지원하기 위한 고도각에 대한 제1 정보 및 빔의 중심에 대한 제2 정보를 수신하고, 제1 정보 및 제2 정보에 기반하여 빔의 커버리지를 결정하고, 제2 정보에 기반하여 단말 및 빔의 중심 간 거리를 결정하고, 빔의 커버리지 및 거리에 기반하여, 단말을 위한 서빙 빔을 선택할 수 있다.
일 실시예에 따라, 제1 정보 및 제2 정보는 시스템 정보를 통해 수신되고, 시스템 정보는 단말을 위한 위성 통신을 지원하기 위한 반송파 주파수, 부반송파 간격, 최소 고도각(elevation angle), 최대 고도각, 프리앰블 정보, 위성의 고도, 및 빔의 중심 위치 중 적어도 하나를 더 포함할 수 있다. 또한, 제2 정보는 위성이 송신하는 빔의 중심 위치에 대한 정보를 포함하며, 제1 정보는 위성의 이동에 따라 상이한 값을 가지며, 서빙 빔은 고도각에 따라 상이한 크기를 가지는 빔의 커버리지를 고려하여 결정될 수 있다.
일 실시예에 따라, 반송파 주파수 및 부반송파 간격 각각은, 단말에 설정된 주파수 대역(frequency range, FR)에 따라 달라지며, FR1에서 지원되는 부반송파 간격은 15, 30, 60 kHz이고, FR2에서 지원되는 부반송파 간격은 60 kHz, 120 kHz이고, 서빙 빔은 단말에 설정된 주파수 대역에 따라 상이한 크기를 가지는 빔의 커버리지를 고려하여 결정될 수 있다.
일 실시예에 따라, 빔의 커버리지는 단말을 위해 설정된 부반송파 간격, 주파수 대역, 위성의 이동에 따른 고도각에 따라 달라지며, 빔의 커버리지는 부반송파 간격이 N에서 2N으로 증가함에 따라 1/2로 변화하고, 빔의 커버리지는 주파수 대역이 M에서 2M으로 증가함에 따라 1/5 크기로 변화할 수 있다. 또한, 서빙 빔은 위성의 이동에 따른 고도각을 고려하여 선택될 수 있다.
도 4a 및 도 4b는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 위성에 의해 제공되는 고정 빔 셀 및 이동 빔 셀을 도시한다. 도 4a는 고정 빔 셀을, 도 4b는 이동 빔 셀을 예시한다. 도 4a를 참고하면, 고정 빔 셀을 제공하는 경우, 위성(420)이 이동하더라도, 지상에 형성된 빔 커버리지의 위치 및 크기는 실질적으로 변경되지 아니할 수 있다. 도 4b를 참고하면, 이동 빔 셀을 제공하는 경우, 위성(420)이 이동함에 따라, 지상에 형성된 빔 커버리지의 위치가 함께 이동할 수 있다.
도 5는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 반송파 주파수 별로 발생할 수 있는 도플러 천이에 대한 모의실험 결과를 도시한다. 도 5는 지상에 위치하는 단말 및 지상에 커버리지를 제공하는 위성 간의 도플러 천이를 반송파 주파수 별로 보여준다. 도 5의 결과를 얻기 위한 모의실험에서, 위성은 600Km 고도에서 비행하는 것으로 설정되었고, 주파수는 FR1(frequency range 1)의 범위 내에서 선택되는 것을 예로 한다. 도 5에서, 약 780초 정도의 시점에 위성이 빔의 중심에 가장 가까이 위치한다. 빔의 중심에 가장 가까이 위치함은, 지면에 대한 빔 방향의 고도각(elevation angle)이 직각에 가장 가까운 상태로 이해될 수 있다. 도 5에서 확인되는 것과 같이, 위성이 빔의 중심에서 멀어질수록 도플러 천이가 크게 발생하며, 같은 시점이라도 주파수에 따라 도플러 천이의 크기가 다르다는 것을 확인할 수 있다. 도 5와 같이 발생할 수 있는 도플러 천이는 통신 품질에 영향을 줄 수 있다. 따라서, 도플러 천이에 대한 보상이 필요하다. 다운링크에서의 보상을 위해, 사전-보상(pre-compensation) 방식이 사용될 수 있다. 사전-보상 방식은 이하 도 6과 같이 수행될 수 있다.
도 6은 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 도플러 천이에 대한 사전-보상(pre-compensation)의 개념을 도시한다.
도 6을 참고하면, 위성(620)이 지상에 빔 커버리지를 형성하고, 빔 커버리지 내에 단말(610)이 위치한다. 일 실시예에 따라, 저궤도 위성(620)은 다수의 GNSS 위성들로부터 기준 시각 정보를 받아 저궤도 위성 스스로와 빔 중심에 대한 위치를 계산한다. 이후 저궤도 위성이 빔 중심(beam center)(602)에 대한 도플러 천이를 계산한 및 보상한 후, 보상된 신호를 송신할 수 있다. 만일, 단말(610)이 빔 중심에 위치하지 아니면, 실제 도플러 천이 및 보상된 도플러 천이 간 차이가 발생할 수 있다.
본 개시에서, 실제 도플러 천이 및 보상된 도플러 천이 간 차이, 즉, 빔의 중심에 위치하지 아니함으로 인해 발생하는 보상의 불완전성에 의한 잔여 도플러 값은 잔여 도플러 천이(residual Doppler shift, RDS), 잔여 도플러 값, 차분 도플러(differential Doppler) 등으로 지칭될 수 있다. RDS가 발생하는 경우, 단말(610)은 RDS를 계산 및 보상할 수 있다. 이 경우, 위성(620)은 빔 커버리지 내에서 서로 다른 지점들에 위치한 모든 단말들에 대한 도플러 천이를 보상하지 아니하여도 되는 이점이 발생한다. 또한, RDS는 도플러 천이에 비해 매우 작기 때문에, 단말(610)에게 이를 측정 및 보상하는 것은 큰 부담이 아니다.
도 6에서, 빔 중심(602)는 지면을 향해 방사되는 빔의 중심 축이 지면과 맞닿는 지점을 의미한다. 그러므로, 빔 중심(602)은 커버리지의 중심으로 이해될 수 있다. 이하, 본 개시에서, 빔 중심은 '커버리지 중심', '셀 중심' 또는 이와 동등한 기술적 의미를 가지는 다른 용어로 지칭될 수 있다. 특히, 본 발명에 따른 빔 중심은 셀 센터를 정의하는 기준 위치(reference location)로 지칭될 수 있다. 나아가, 빔 중심 정보에 관련된 다양한 실시 예는 아래에서 보다 구체적으로 설명하고자 한다.
전술한 바와 같이, 도플러 천이 및 잔여 도플러 천이의 특성이 주파수 및 커버리지 내의 위치에 따라 달라질 수 있다. 도플러 천이 및 잔여 도플러 천이의 존재는 통신 성능에 영향을 준다. 일 예로, 통신 성능은 BER(bit error rate)로 측정될 수 있는데, BER 및 도플러 주파수 간 관련성은 다음과 같이 설명될 수 있다.
도 7a 내지 도 7d는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 빔 중심으로부터의 거리에 대한 잔여 도플러 천이(RDS)의 변화를 도시한다.
도 7a 및 도 7b를 참조하면, 위성이 고도 550km에서 이동하는 경우, 도 7c 및 도 7d는 위성이 고도 450km에서 이동하는 경우의 RDS 변화를 보여준다. 도 7a, 도 7b, 도 7c, 도 7d 모두 중심 주파수가 2, 20GHz인 경우의 실험 결과이다. 도 7a 내지 도 7d를 참고하면, 빔의 중심으로부터의 거리가 멀어질수록 RDS의 절대값이 점차 증가하는 것이 확인된다.
도 8은 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 빔 중심으로부터의 거리에 따른 BER의 변화를 도시한다. 도 8은 다양한 부반송파 간격(subcarrier spacing, SCS)들에 대한 빔 중심으로부터의 거리에 따른 BER의 변화를 보여준다. 먼저, BER의 변화를 살펴보면, 빔 중심으로부터의 거리가 특정 수준 이상으로 멀어지면, BER이 급격하게 증가하는 것이 확인된다. 그리고, 위성의 고도가 높을수록, 그리고 SCS가 클수록, BER이 급격하게 증가하는 임계 거리가 더 크다. 이는, 위성의 고도를 변경하거나 또는 SCS를 변경하는 것을 통해, 일정 수준 이하의 BER이 유지되는 커버리지의 경계를 조절할 수 있는 가능성을 보여준다.
이러한 관계에 근거하여, 위성 네트워크 환경에 따라 빔 크기가 가변적으로 제어될 수 있다. 즉, 다양한 실시예들에 따라, 빔 크기가 반송파 주파수 및 SCS에 따라 조절될 수 있다. 또는, 반송파 주파수 및 SCS가 결정된 상황이라면, 주어진 반송파 주파수 및 SCS에 기반하여 빔 크기가 결정될 수 있다.
도 9는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 커버리지 내 위치에 따른 잔여 도플러 천이(RDS)의 차이를 도시한다. 도 9에서, 위성(920)은 우측으로 이동하며, 지상에 빔 커버리지를 형성한다. 빔 커버리지에서, 3개의 지점들, 즉, 빔 중심(902), 수직 빔 경계(vertical beam edge)(904), 수평 빔 경계(horizontal beam edge)(906)을 비교하면, 빔 중심(902)에서의 RDS가 가장 작고, 수평 빔 경계(906)에서의 RDS가 가장 크다. 수직 빔 경계(904)에서의 RDS는 빔 중심(902) 보다 크고, 수평 빔 경계(906) 보다 작다. 따라서, 단말이 겪는 RDS의 특성은 커버리지 내에서의 단말의 위치에 따라 달라질 수 있다.
도 10은 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 빔 중심 및 빔 경계에서의 도플러 천이의 패턴들의 비교를 도시한다. 도 10은 빔 중심, 수평 빔 경계, 수직 빔 경계 각각에서의 위성 이동에 따른 도플러 천이 패턴들을 보여준다. 3개의 도플러 천이 패턴들의 차이는 RDS의 차이로 이해될 수 있다. 빔 중심에서의 도플러 천이 패턴을 기준으로, 수직 빔 경계에서보다 수평 빔 경계에서의 도플러 천이 패턴이 더 큰 차이를 가진다. 이는 각 지점에서의 위성에 대한 고도각이 최대화되는 시점들이 서로 다름으로 인해 발생한다.
도 11은 본 개시의 일 실시예에 따른 무선 통신 시스템에서 위성의 이동 방향에 대해 수직 방향에 위치한 빔 가장자리에서 발생하는 위성의 반송파 주파수 별 잔여 도플러 천이를 도시한다. 도 11는 수평 빔 경계 및 수직 빔 경계에서의 위성 이동에 따른 RDS 패턴들을 보여준다. 도 11을 참고하면, 수평 빔 경계에서의 RDS의 크기가 수직 빔 경계에서의 RDS의 크기에 비하여 큰 것이 확인된다.
도 12는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 빔 중심으로부터의 거리에 따른 최대 잔여 도플러 천이(RDS)를 도시한다. 도 12는 선형 회귀(linear regression)에 의해 도식화된 빔 중심으로부터의 거리에 따른 최대 잔여 도플러 천이를 보여준다. 도 12를 참고하면, 최대 RDS는 반송파 주파수에 무관하게 거리에 대하여 선형 분포를 가진다. 이는, 선형 관계에 근거하여, 빔 중심으로부터의 거리에 기반하여 RDS를 추정할 수 있는 가능성을 보여준다.
ML(maximum likelihood) 추정의 제한(limitation) 및 RDS의 특징을 고려하면, 도플러 효과에 대한 빔 강건성(beam robust)을 가지는 빔 커버리지의 장반경(major semi-axis)이 도출될 수 있다.
도 13은 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 반송파 주파수 및 SCS에 따른 유효 빔 커버리지의 장반경을 도시한다.
최대 RDS가 빔 중심으로부터의 거리에 대하여 선형 관계를 가지므로, 빔 커버리지의 장반경이 결정될 수 있다. 반송파 주파수가 작을수록, SCS가 클수록, 빔 커버리지의 장반경은 커진다. 이러한 관계에 근거하여, 위성 네트워크 환경에 따라 빔 크기가 가변적으로 제어될 수 있다. 즉, 다양한 실시예들에 따라, 빔 크기가 반송파 주파수 및 SCS에 따라 조절될 수 있다. 또는, 반송파 주파수 및 SCS가 결정된 상황이라면, 주어진 반송파 주파수 및 SCS에 기반하여 빔 크기가 결정될 수 있다.
전술한 바와 같이, 반송파 주파수 및 SCS는 BER이 일정 수준 이하로 유지되는 빔 크기 또는 커버리지의 크기에 영향을 준다. 따라서, 위성은 위성에 접속하려는 단말 또는 접속 중인 단말에게 반송파 주파수 및/또는 SCS와 빔 크기 또는 커버리지 크기에 관련된 정보를 시그널링할 수 있다. 여기서, 반송파 주파수 및/또는 SCS와 빔 크기 또는 커버리지 크기에 관련된 정보의 구체적인 형식 및 값들은 다양하게 정의될 수 있다. 또한, 반송파 주파수 및/또는 SCS와 빔 크기 또는 커버리지 크기에 관련된 정보가 송신되는 시점 또한 다양하게 정의될 수 있다.
위성 네트워크에서, 위성에서 송신되는 빔에 의해 제공되는 빔 커버리지의 크기는 커버리지 내의 빔 중심에서 위성에 대한 고도각에 따라 달라질 수 있다. 일반적으로, 고도각이 최대일 때 빔 커버리지의 크기가 가장 작고, 고도각이 커질수록 빔 커버리지의 크기도 커진다.
도 14는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 위성의 이동에 따른 고도각의 변화를 도시한다. 도 14를 참고하면, 시간의 흐름에 따라 위성이 이동할 때, 커버리지 내의 빔 중심에서 위성에 대한 고도각이 변화한다. 이때, 도플러 천이 및 RDS를 살펴보면 이하 도 15 및 도 16과 같다.
도 15는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서의 위성의 이동에 따른 빔 중심으로부터 빔 가장자리까지의 거리 별 도플러 천이의 변화를 도시한다. 도 15는 위성의 이동에 따른 고도각의 변화가 도 14와 같은 경우, 동일한 상황에서 관찰되는 도플러 천이의 변화를 보여준다. 도 15를 참고하면, 빔 중심으로부터의 거리에 따라 기울기 변화가 달라짐이 확인된다. 그리고, 각 지점에서의 고도각이 가장 큰 시점에서의 도플러 천이의 절대값이 최소가 되고, 위성이 이동하여 고도각이 감소함에 따라 도플러 천이의 절대값이 증가함이 확인된다.
도 16은 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 위성의 이동에 따른 빔 중심으로부터 빔 가장자리까지의 거리 별 따른 잔여 도플러 천이의 변화를 도시한다. 도 16은 위성의 이동에 따른 고도각의 변화가 도 14와 같은 경우, 동일한 상황에서 관찰되는 RDS의 변화를 보여준다. 도 16을 참고하면, 빔 중심으로부터의 거리에 따라 최대값이 달라짐이 확인된다. 그리고, 각 지점에서의 고도각이 가장 큰 시점에서의 RDS가 최대가 되고, 위성이 이동하여 고도각이 감소함에 따라 RDS가 감소함이 확인된다.
전술한 고도각 및 도플러 천이/RDS 간 관련성에 따라, 위성의 이동에 따라 SCS를 변경함으로써 유효 셀 커버리지의 크기를 최적화하는 것이 가능하다. 예를 들어, SCS를 변경하는 시점의 예는 이하 [표 1]과 같다.
Carrier frequency SCS: 60→120Hz로 변경되는 elevation angle Reliable beam size
20 GHz 43 100 → 60km
25 GHz 39 100 → 50km
30 GHz 36 100 → 40km
35 GHz 34 100 → 30km
40 GHz 31 100 → 30km
45 GHz 29.9 100 → 30km
50 GHz 28.5 100 → 20km
55 GHz 27.2 100 → 20km
전술한 바와 같이, 빔 중심에 대한 위성의 고도각 및 SCS는 BER이 일정 수준 이하로 유지되는 커버리지의 크기에 영향을 준다. 따라서, 위성은 위성에 접속하려는 단말 또는 접속 중인 단말에게 고도각 및/또는 SCS와 빔 크기 또는 커버리지 크기에 관련된 정보를 시그널링할 수 있다. 여기서, 고도각 및/또는 SCS와 빔 크기 또는 커버리지 크기에 관련된 정보의 구체적인 형식 및 값들은 다양하게 정의될 수 있다. 또한, 고도각 및/또는 SCS와 빔 크기 또는 커버리지 크기에 관련된 정보가 송신되는 시점 또한 다양하게 정의될 수 있다.즉, 일 실시예에 따라, 커버리지는 고도각에 기반하여 결정되거나 또는 계산될 수 있다. 여기서, 고도각은 셀의 기준 위치(reference location)(예: 셀의 중심)에 기반하여 결정될 수 있다. 다시 말해, 위성에 의해 제공되는 커버리지는 고도각에 의존하는 커버리지(elevation-dependent coverage)이며, 고도각에 의존하는 커버리지가 고도각, 중심 위치 중 적어도 하나에 기반하여 계산될 수 있다(can be formulated).
앞서 살펴본 바와 같이, 위성의 상태(예: 위성의 고도각), 위성에서 송신되는 신호의 특성(예: 반송파 주파수, SCS 등)에 따라 BER이 일정 수준 이하로 유지되는 커버리지의 크기(이하 '유효 커버리지 크기' 또는 '빔 크기')가 달라질 수 있다. 유효 커버리지 크기에 대한 정보는 다양하게 활용될 수 있다. 예를 들어, 유효 커버리지 크기는 단말의 셀 선택을 위해 사용될 수 있다. 이하, 유효 커버리지 크기에 기반하여 셀을 선택하는 다양한 실시예들이 설명된다.
도 17은 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 초기 접속(initial access) 절차를 도시한다. 도 17은 단말(1710) 및 기지국(1720) 간 시그널링 절차를 예시한다.
도 17을 참고하면, S1701 단계에서, 단말(1710)의 초기 접속을 위해, 기지국(1720)은 SSB들을 빔 스위핑을 통해 송신한다. SSB들 각각은 PSS/SSS 및 PBCH를 포함할 수 있다. PSS/SSS는 동기화를 위해 미리 약속된 시퀀스들 중 하나를 가지는 신호이고, PBCH는 MIB(master information block)를 포함한다.
S1703 단계에서, 기지국(1720)은 RMI(remaining minimum system information) 및 OSI(other system information)을 송신한다. RMI 및 OSI는 MIB 외의 다른 시스템 정보이고, RMI는 단말(1710)의 요청 없이 송신되는 시스템 정보를, OSI는 단말(1710)의 온-디맨드(on-demand) 방식에 따라 요청에 의해 송신되는 시스템 정보를 포함한다. 즉, 도 17에 도시되지 아니하였으나, OSI의 송신에 앞서, 단말(1710)의 요청이 기지국(1720)에게 송신될 수 있다. S1701 단계 및 S1703 단계는 빔 스위핑을 통해 반복적으로 수행될 수 있으며, 이때, 단말(1710)은 빔 선택을 수행할 수 있다.
이후, S1705 단계에서, 단말(1710)는 S1703 단계에서 수신된 시스템 정보에 기반하여 랜덤 억세스 프리앰블(random access preamble)을 송신한다. S1707 단계에서, 기지국(1720)은 랜덤 억세스 프리앰블에 대한 응답으로서 RAR(random access response) 메시지를 송신한다. S1709 단계에서, 단말(1710)은 RAR에 의해 지시되는 자원을 통해 스케줄링된 전송을 수행한다. S1711 단계에서, 기지국(1720)은 경쟁 해소(contention resolution) 메시지를 송신한다. 이후, S1713 단계에서, 단말(1710)는 RRC(radio resource control) 설정(set up)을 위한 메시지를 송신한다. 이에 따라, 연결 수립(connection establishment) 절차가 수행될 수 있다.
도 17을 참고하여 설명한 바와 같이, 단말은 초기 접속 절차 중, 빔 관리(beam management) 동작을 통해 적절한 빔(beam)을 선택할 수 있다. 이때, 사전-보상(Pre-compensation) 및 RDS 기반 빔 설정을 위해, 초기 접속을 수행하는 단말은 이하 [표 2]와 같은 정보 중 적어도 일부를 이용할 수 있다.
항목 설명
트랙킹 영역(tracking area) 지구 상에 고정됨
단말의 위치 정보 GNSS 기술을 이용하여 회득 가능. 단, 이에 제한되지 아니하며, 다른 방식으로 획득 또는 결정되는 위치 정보도 사용 가능.
위성 식별 정보 ID 또는 인덱스(index). 시스템 정보 또는 전용 RRC 시그널링을 통해 단말에게 제공될 수 있음.
저궤도 위성의 고도 위성 식별 정보에 기반하여 확인 가능
추가적으로, 이하 [표 3]에 예시된 빔 관련 정보 중 적어도 일부가 단말에게 시그널링될 수 있다.
항목 설명
반송파 주파수 해당 위성이 사용하는 반송파 주파수
부반송파 간격 해당 위성이 송신하는 신호에 적용된 부반송파 간격
[표 3]에 예시된, 반송파 주파수 정보 또는 부반송파 간격 정보는 도 17을 참고하여 설명한 다양한 시그널링들 중 어느 하나를 통해 단말에게 전달될 수 있다. 예를 들어, 반송파 주파수 정보는 SIB(system information block)을 통해 전달될 수 있다. 구제적으로, 반송파 주파수 정보는 SIB1에 포함되는 downlinkConfigCommon IE(information element), SIB3에 포함되는 IE들 중 어느 하나에 포함될 수 있다. 또한, 부반송파 간격 정보는 MIB 또는 SIB를 통해 전달될 수 있다. 구체적으로, 부반송파 간격 정보는 MIB에 포함되는 subCarrierSpacingCommon IE, SIB1에 포함되는 ServingCellConfigCommon IE에 포함될 수 있다. 반송파 주파수 정보 및 부반송파 간격 정보는 나열된 IE들 외 다른 IE를 통해서 획득될 수 있다.현존하는 시스템에서, MIB에 포함되는 부반송파 간격 정보는 초기 접속을 수행하기 위해 사용될 수 있다. 또한, SIB에 포함되는 반송파 주파수 정보는 통신을 위한 신호 처리 동작을 설정하기 위해 또는 셀 재선택을 위해 사용될 수 있다. 반면, 본 개시의 다양한 실시예들에 따라, 부반송파 간격 정보 및 반송파 주파수 정보는 빔을 선택하기 위해 사용될 수 있다. 즉, [표 2] 및 [표 3]와 같은 정보 중 적어도 일부에 기반하여, 단말은 신뢰성 있는 빔 크기, 단말 및 빔 중심(beam center) 간 거리를 결정할 수 있다. 그리고, 단말은 단말이 유효 커버리지 영역 내에 위치하는지 판단하고, 해당 빔을 서빙 빔으로서 사용할지 여부를 판단할 수 있다. 즉, 단말은 빔 선택(beam selection)을 수행할 수 있다. 빔 선택을 위한 구체적인 실시예는 다음과 같다.
보다 구체적으로, 단말은 SCS, 위성의 고도각, 및 셀의 기준 위치(reference location)를 기반하여 셀, 또는 빔의 커버리지로서, 고도각-의존적 커버지리(elevation-dependent coverage)를 확인한다. 특히, 단말은 빔 중심에 대한 정보를 RRC, MIB, SIB 중 적어도 하나를 통해 수신할 수 있다. 빔 중심에 대한 정보는, 위성에 관련된 정보로서, 일 예로, 에포크(epoch) 타임 정보 및 위성에 접속하기 위한 파라미터, 서빙 셀의 기준 위치에 대한 정보 또는 서빙 셀의 기준 위치를 예측하기 위한 정보를 포함할 수 있다. 일 예로, 기준 위치에 대한 정보는 단말과 위성 간의 거리 정보, 반송파 주파수를 기준으로 정의될 수 있는 정보, 셀 식별자를 고려하여 결정되는 정보, 빔 중심, 커버리지 중심, 셀 센터를 정의하는 정보 등을 고려하여 결정될 수 있다. 일 예로, 위성의 고도각, 궤도 정보 및 위성에서 송신되는 신호의 특성을 고려하여 셀 커버리지 또는 셀 크기 또는 빔 크기가 달라질 수 있다.
도 18은 본 개시의 일 실시예에 따라 빔을 선택하는 절차의 예를 도시한다. 도 18은 단말의 동작 방법을 예시한다.
도 18을 참고하면, S1801 단계에서, 단말은 위성의 시스템 정보를 수신한다. 여기서, 위성은 기지국으로서 동작하며, 시스템 정보는 SSB에 포함되는 MIB, PDSCH(physical downlink share channel)를 통해 수신되는 적어도 하나의 SIB를 포함한다. 구체적으로, 단말은 셀 검색 동작을 통해 동기 신호를 검출하고, 동기 신호를 포함하는 SSB에 포함된 MIB를 수신 및 디코딩하고, MIB를 통해 획득된 정보를 이용하여 적어도 하나의 SIB를 수신 및 디코딩할 수 있다. 이때, 동기 신호, MIB, SIB는 위성이 사용하는 복수의 빔들 중 어느 하나를 통해 송신될 수 있으며, 단말이 수신한 동기 신호, MIB, SIB를 전달하는 빔이 이후 동작들을 위한 후보 빔으로 취급된다. 시스템 정보를 수신함으로써, 단말은 이후의 동작들에 필요한 정보를 획득할 수 있다. 예를 들어, 단말은 부반송파 간격 정보, 반송파 주파수 정보를 획득할 수 있다.
S1803 단계에서, 단말은 빔 크기를 결정한다. 다시 말해, 단말은 현재 수신 가능한 적어도 하나의 빔 중 시스템 정보를 전달한 빔에 대한 크기를 결정한다. 즉, 단말은 현재 모니터링 중인 빔의 유효 커버리지의 크기를 결정할 수 있다. 이를 위해, 단말은 반송파 주파수, 부반송파 간격, RDS, 위성의 고도 중 적어도 하나의 유효 빔 커버리지의 반경의 관계를 활용할 수 있다. 구체적으로, 단말은 위성의 궤도 또는 고도 및 반송파 주파수에 기반하여 최대 RDS를 결정하고, 최대 RDS 및 부반송파 간격에 기반하여 신뢰성 있는 최대 빔 크기, 즉, 유효 커버리지의 크기를 결정할 수 있다. 추가적으로, 단말은 위성의 고도각을 더 고려할 수 있다. 즉, 위성의 고도각(elevation angle)에 따라 빔이 지면에 입사하는 각도가 달라지며, 이에 따라 커버리지의 크기 또는 모양(예: 원, 타원) 달라질 수 있다. 따라, 단말은 반송파 주파수, 부반송파 간격, RDS, 위성의 고도, 고도각 중 적어도 하나에 기반하여 유효 커버리지의 크기를 결정할 수 있다.
S1805 단계에서, 단말은 빔 중심으로부터의 거리를 결정한다. 다시 말해, 단말은 단말이 빔 중심으로부터 얼마나 떨어져 있는지 확인하다. 이를 위해, 단말은 단말의 위치 정보를 이용할 수 있다. 즉, 단말은 단말의 위치 정보를 획득하고, 후보 빔의 중심 위치를 확인한 후, 단말의 위치 및 빔의 중심 위치 간 거리를 결정할 수 있다. 여기서, 빔의 중심 위치는 다양한 방식으로 확인될 수 있다. 일 실시예에 따라, 빔의 중심 위치는 미리 알려진 위성의 궤도와 위성의 식별 정보에 기반하여 확인될 수 있다. 다른 실시예에 따라, 빔의 중심 위치는 시스템 정보를 통해 명시적 또는 묵시적으로 시그널링될 수 있다.
S1807 단계에서, 단말은 단말이 빔의 유효 커버리지 내에 위치하는지 판단한다. 이를 위해, 단말은 S1803 단계에서 결정된 빔의 크기 및 S1805 단계에서 결정된 빔 중심으로부터의 거리를 비교한다. 즉, 빔 중심으로부터의 거리가 빔의 크기에 따른 커버리지의 반경보다 작거나 같으면, 단말은 단말이 빔의 유효 커버리지 내에 위치한다고 판단할 수 있다.
만일, 단말이 빔의 유효 커버리지 내에 위치하면, S1809 단계에서, 단말은 해당 빔을 선택한다. 다시 말해, 단말은 시스템 정보를 전달한 빔을 서빙 빔으로 사용할 것을 선택한다. 즉, 단말은 해당 빔을 이용하여 이후 랜덤 억세스 동작을 수행할 것을 결정할 수 있다.
반면, 단말이 빔의 유효 커버리지 내에 위치하지 아니하면, 단말은 S1801 단계로 되돌아간다. 이에 따라, 단말은 해당 위성의 다른 빔 또는 다른 위성을 탐색하고, 탐색된 다른 빔에 대하여 전술한 동작들을 반복할 수 있다.
도 18을 참고하여 설명한 실시예에 따라, 단말은 서빙 빔을 선택할 수 있다. 이를 위해, 단말은 현재 관측되는 후보 빔의 중심 위치를 이용한다. 전술한 바와 같이, 빔의 중심 위치는 다양한 방식으로 확인될 수 있다. 일 예로, 빔의 중심 위치는 현재 단말이 어느 지역에 위치하는지에 기반하여 확인될 수 있다. 위성 기지국들의 배치가 결정되면, 해당 위성 기지국들에 의해 송신되는 빔들의 중심 위치들은 고정적으로 결정될 수 있다. 다시 말해, 위성 기지국들이 지상에 배치되어 있으면, 위성에서부터 송신되는 빔들의 중심 위치들은 위성 기지국을 활용하여 고정적으로 결정될 수 있다. 위성 기지국의 빔 커버리지는 지상 기지국에 비하여 크기 때문에, 지역 및 빔의 중심 위치의 대응 관계가 도출될 수 있다. 이 경우, 지역 별 빔의 중심 위치에 대한 대응 관계가 미리 정의될 수 있고, 단말은 해당 대응 관계에 대한 정보를 이용하여, 현재 위치한 지역으로부터 빔의 중심 위치를 확인할 수 있다.
도 19는 본 개시의 일 실시예에 따라 빔 선택을 위한 정보를 획득하는 절차의 예를 도시한다. 도 19는 단말의 동작 방법을 예시한다.
도 19를 참고하면, S1901 단계에서, 단말은 MIB를 수신한다. MIB를 통해 단말은 시스템 정보를 획득할 수 있다. 예를 들어, 단말은 시스템 프레임 번호, 부반송파 간격, 부반송파 오프셋, DMRS(demodulation reference signal) 타입, SIB1을 위한 PDCCH(physical downlink control channel) 설정, 셀의 차단(bared) 여부 중 적어도 하나에 대한 정보를 획득할 수 있다.
S1903 단계에서, 단말은 SIB에 대한 요청을 송신한다. 단말은 온-디맨드(on-demand) 방식으로 송신되는 SIB를 수신하기 위해, SIB의 송신을 위성에게 요청할 수 있다. 이를 위해, 단말은 MIB에 포함된 정보(예: SIB1을 위한 PDCCH 설정)에 기반하여 SIB1을 수신하고, SIB1에서 랜덤 억세스 채널에 대한 정보를 획득할 수 있다. 그리고, 단말은 랜덤 억세스 채널을 통해 SIB 요청을 위한 신호를 송신할 수 있다.
S1905 단계에서, 단말은 적어도 하나의 SIB를 수신할 수 있다. 즉, 단말은 S1903 단계에서 송신된 요청에 응하여 위성에 의해 송신되는 적어도 하나의 SIB를 수신할 수 있다. 적어도 하나의 SIB를 통해, 단말은 통신을 수행하기 위해 필요한 다양한 정보를 획득할 수 있다. 특히, 본 개시의 일 실시예에 따라, 단말은 빔 선택을 위한 정보, 예를 들어, 반송파 주파수에 대한 정보를 획득할 수 있다. 나아가, 단말은 빔의 중심 위치로부터의 거리를 결정하기 위해 필요한 다른 정보를 더 획득할 수 있다.
도 20은 본 개시의 일 실시예에 따라 부반송파 간격 정보를 획득하는 절차의 예를 도시한다. 도 20은 단말의 동작 방법을 예시한다.
도 20을 참고하면, S2001 단계에서, 단말은 동기 신호를 검출한다. 동기 신호 가 송신될 수 있는 주파수 축의 위치는 미리 정의되어 있다. 이에 따라, 단말은 미리 정의된 주파수 축의 위치들에서 미리 정의된 시퀀스들 중 하나로 구성되는 PSS(primary synchronization signal) 및 SSS(secondary synchronization signal)을 검출할 수 있다. 동기 신호를 검출함으로써, 단말은 SSB의 구조를 판단할 수 있다.
S2003 단계에서, 단말은 MIB를 수신하고, MIB를 디코딩한다. 단말은 SSB에 포함되는 PBCH(physical broadcast channel)을 통해 DMRS와 함께 수신되는 MIB를 수신할 수 있다. 단말은 DMRS 기반하여 추정된 채널 정보를 이용하여 MIB를 디코딩할 수 있다. MIB를 디코딩함으로써, 단말은 셀에 대한 정보를 지시하는 파라미터들을 획득할 수 있다. 이때, 파라미터들은 부반송파 간격을 지시하는 파라미터를 포함할 수 있다.
S2005 단계에서, 단말은 FR(frequency range)에 기반하여 부반송파 간격 정보를 확인한다. FR은 단말 및 위성이 속한 시스템에서 사용되는 주파수를 구분하는 단위로서, 예를 들어, FR1(예: 417 내지 7,125Mhz)및 FR2(예: 24,250 내지 52,600MHz)로 구분될 수 있다. 지원 가능한 부반송파 간격들이 FR에 따라 달라질 수 있으며, 이로 인해, 부반송파 간격을 지시하는 파라미터의 값의 해석이 MIB를 수신한 주파수가 속한 FR에 따라 달라질 수 있다. 예를 들어, 동기 신호를 검출하고 MIB를 수신한 주파수가 FR1에 속하면, 단말은 파라미터의 값에 따라 부반송파 간격을 15kHz 또는 30kHZ로 해석할 수 있다. 예를 들어, 동기 신호를 검출하고 MIB를 수신한 주파수가 FR2에 속하면, 단말은 파라미터의 값에 따라 부반송파 간격을 60kHz 또는 120kHZ로 해석할 수 있다.
전술한 실시예들에 따라, 단말은 필요한 정보를 획득하고, 획득된 정보, 미리 정의된 정보에 기반하여 적절한 빔을 선택할 수 있다. 이때, 빔을 선택하기 위해 해당 빔의 커버리지를 결정하는 것이 요구될 수 있다. 예를 들어, 커버리지는 고도각에 기반하여 결정되거나 또는 계산될 수 있다. 여기서, 고도각은 셀의 기준 위치(reference location)(예: 셀의 중심)에 기반하여 결정될 수 있다. 다시 말해, 위성에 의해 제공되는 커버리지는 고도각에 의존하는 커버리지(elevation-dependent coverage)이며, 고도각에 의존하는 커버리지가 고도각, 중심 위치 중 적어도 하나에 기반하여 계산될 수 있다(can be formulated).
본 개시의 다른 실시예에 따라, 반송파 주파수 정보 및 부반송파 간격 정보 및 빔의 중심 위치 정보 역시 시스템 정보를 통해 시그널링될 수 있다. 이 경우, 시스템 정보를 통해 시그널링되는 정보는 이하 [표 4]와 같다.
항목 설명
빔의 중심(center) 위치 해당 위성이 송신하는 빔의 중심 위치
반송파 주파수 해당 위성이 사용하는 반송파 주파수
부반송파 간격 해당 위성이 송신하는 신호에 적용된 부반송파 간격
도 21은 본 개시의 일 실시예에 따라 빔 중심 위치 정보를 획득하는 절차의 예를 도시한다. 도 21은 단말의 동작 방법을 예시한다.도 21을 참고하면, S2101 단계에서, 단말은 위성에 관련된 SIB에 대한 요청을 송신한다. 즉, 위성에 관련된 SIB는 온-디맨드 방식으로 송신되며, 이에 따라 단말은 해당 SIB의 송신을 위성에게 요청할 수 있다. 이를 위해, 단말은 랜덤 억세스 프리앰블을 송신함으로써 위성에 관련된 SIB를 요청할 수 있다. 예를 들어, 위성에 관련된 SIB는 NTN 접속을 위한 위성 보조 정보를 포함하는 SIB일 수 있다.S2103 단계에서, 단말은 위성에 관련된 SIB를 수신한다. 예를 들어, 단말은 시스템 정보 요청을 위한 랜덤 억세스 프리앰블에 응하여 송신되는 RAR에 의해 지시되는 자원을 통해 위성에 관련된 SIB를 수신할 수 있다. 다른 예로, 단말은 랜덤 억세스 프리앰블에 응하여 송신되는 RAR에 의해 지시되는 자원을 통해 SIB를 요청하는 메시지를 송신하고, 이후 위성에 관련된 SIB를 수신할 수 있다. 위성에 관련된 SIB는 위성에 대한 측정에 대한 정보, NTN 접속에 대한 정보, 궤도에 대한 정보, TA에 대한 정보, 동기에 대한 정보, NTN 이웃 셀에 대한 정보, 기준 위치에 대한 정보 중 적어도 하나를 포함할 수 있다. 특히, 일 실시예에 따라, 위성에 관련된 SIB는 빔의 중심 위치에 대한 정보를 포함할 수 있다.
S2105 단계에서, 단말은 빔의 중심 위치를 확인한다. 즉, 단말은 수신된 SIB에 포함된 빔의 중심 위치에 대한 정보를 해석함으로써 빔의 중심 위치를 확인할 수 있다. 빔의 중심 위치에 대한 정보는 절대적인 위치 좌표를 지시하거나, 또는 SIB에 포함된 다른 위치 정보에 대한 상대적인 위치를 지시할 수 있다. 이에 따라, 단말은 빔의 중심 위치를 이용하여 빔을 선택할 수 있다.
설명한 실시예와 같이, 단말은 SIB를 통해 빔의 중심 위치를 확인할 수 있다. 즉, SIB는 빔의 중심 위치에 대한 정보를 포함할 수 있다. 예를 들어, 위성에 관련된 SIB는 NTN 접속을 통해 NR에 접속하기 위해 단말에게 필요한 파라미터들(예: ntn-Config)로서, 천문력 데이터(ephemeris data), 공통 TA 파라미터, HARQ 관련 오프셋(예: k_offset), 상향링크 동기 정보에 대한 유효 기간(validity duration), 에포크 정보 중 적어도 하나를 포함할 수 있다. 또한, 위성에 관련된 SIB는 NTN 준-지구 고정 시스템을 통해 제공되는 셀이 위성이 현재 커버하고 있는 지역에 대한 서비스를 중단하는 시점에 대한 시간 정보(예: t-Service)를 포함할 수 있다. 또한, 위성에 관련된 SIB는 NTN 준-지구 고정 시스템을 통해 제공되는 서빙 셀의 기준 위치에 대한 정보(예: referenceLocation)로서, 위치-기반 측정의 개시(initiation)를 위해 사용될 수 있는 정보를 포함할 수 있다. 또한, 위성에 관련된 SIB는 서빙 셀 기준 위치로부터의 거리 정보(예: distanceThresh)로서, 위치-기반 측정의 개시를 위해 사용되는 정보를 포함할 수 있다. 여기서, 거리 정보는 후보 셀을 결정하고, 후보 셀들을 순서화하기(rank)위해 사용될 수 있다. 또한, 위성에 관련된 SIB는 NTN 인접 셀들의 목록을 제공하는 정보(예: ntn-NeighCellConfigList, lateNonCriticalExtension)를 포함할 수 있고, 목록에 포함되는 각 위성에 대한 정보는 ntn-Config, 반송파 주파수, 셀 식별자(예: PhysCellId)를 포함할 수 있다. 또한, 위성에 관련된 SIB는 위성에 의해 제공되는 셀의 중심 위치 정보(예: centerOfCoverage)를 포함할 수 있다.
이에, 단말은 표 1 내지 표 3 및, 전술한 NTN 접속을 위한 파라미터와 고도각 및 기준 정보 중 적어도 하나를 고려하여 빔 사이즈 및 서빙 빔을 결정한다.
이에, 빔 크기에 기반하여 위성과의 통신을 위한 서빙 빔이 선택될 수 있다. 전술한 빔 크기를 판단하기 위해 필요한 정보, 빔의 중심 위치를 판단하기 위해 필요한 정보는 위성 기지국 또는 적어도 하나의 지상 기지국에 의해 제공될 수 있다. 여기서, 단말을 위한 파라미터는, 단말과 연결 설정되는 위성 또는 지상 기지국 중 서빙 기지국에 의해 설정 가능하며, 이는 단말을 위한 서비스에 따라 상이한 서빙 기지국이 연결 설정 가능하다. 일 예로, 단말은 하나의 지상 기지국에 연결 설정되어 제어를 위한 기본적인 파라미터를 수신하고, 단말의 필요에 따라 위성 기지국을 통해 필요한 정보를 선택적으로 수신할 수도 있다. 본 발명의 실시 예에서, 어느 파라미터가 지상 기지국에 의해 제공되는지 또는 위성 기지국에 의해 제공되는지에 대한 구체적인 실시예들은 다양한 실시 형태 또는 시나리오에 따라 달라질 수 있다.
또한, 단말은 부반송파 간격, 반송파 주파수가 주어진 상황에서 빔 크기를 결정하고, 빔 크기에 기반하여 빔을 선택한다. 나아가, 다른 실시예에 따라, 상황에 따라 부반송파 간격, 반송파 주파수 중 적어도 하나를 변경함으로써 빔 크기를 변경하는 것이 가능하다. 예를 들어, 현재 셀의 부하(load), 커버리지 홀의 발생 등에 따라, 빔 크기를 동적으로 제어하는 것이 가능하다. 빔 크기의 변경에 따라, 사용 가능한 자원(resource)의 양도 조절될 수 있다. 이에 따라, 제공가능한 서비스(예: URLL(ultra-reliable low latency), eMBB(enhanced mobile broadband) 등)도 변경될 수 있다.
전술한 다양한 실시예들은 단말이 접속 가능한 기지국이 위성 기지국인 경우를 고려하였다. 그러나, 다른 실시예들에 따라, 단말이 위성 기지국은 물론 지상 기지국에도 접속 가능한 상황, 다시 말해, 위성-지상 통합 환경에서도 전술한 실시예들이 적용될 수 있다. 이 경우, 보다 다양한 운영 시나리오들이 적용될 수 있다.
도 22a 내지 22c는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 위성 고도에 따른 빔 커버리지의 장반경(major semi-axis)에 대한 모의실험 결과를 도시한다. 빔 커버리지의 장반경은 빔 크기 상한을 의미할 수 있다. 모의 실험을 위해 고도(altitude)는 [300:50:1500]km로 설정하고, SCS는 15kHz, 30kHz, 60kHz, 및 120kHz로 설정되었다.
도 22a는 SCS가 15kHz, 또는 30kHz인 상황에서 위성 고도에 따른 빔 커버리지의 장반경을 나타낸다. 구체적으로, 도 22a는 SCS가 15kHz, 또는 30kHz이고, 반송파 주파수가 7GHz인 경우에 최대 고도각 별 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경을 나타낸다. 도 22a를 참고하면, SCS가 30kHz인 경우의 빔 커버리지의 장반경이 SCS가 15kHz인 경우의 빔 커버리지의 장반경보다 큰 것을 알 수 있다. 또한, 동일한 SCS의 경우 최대 고도각이 작아질수록 빔 커버리지의 장반경이 큰 것을 알 수 있다.
도 22b는 SCS가 60kHz인 상황에서 위성 고도에 따른 빔 커버리지의 장반경을 나타낸다. 구체적으로, 도 22b는 SCS가 60kHz이고, 반송파 주파수가 24GHz, 또는 52GHz인 경우에 최대 고도각 별 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경을 나타낸다. 도 22b를 참고하면, 반송파 주파수가 24GHz인 경우의 빔 커버리지 장반경이 반송파 주파수가 52GHz인 경우의 빔 커버리지 장반경보다 큰 것을 알 수 있다. 또한, 동일한 반송파 주파수의 경우 최대 고도각이 작아질수록 빔 커버리지의 장반경이 큰 것을 알 수 있다.
도 22c는 SCS가 120kHz인 상황에서 위성 고도에 따른 빔 커버리지의 장반경을 나타낸다. 구체적으로, 도 22c는 SCS가 120kHz이고, 반송파 주파수가 24GHz, 또는 52GHz인 경우에 최대 고도각 별 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경을 나타낸다. 도 22c를 참고하면, 반송파 주파수가 24GHz인 경우의 빔 커버리지 장반경이 반송파 주파수가 52GHz인 경우의 빔 커버리지 장반경보다 큰 것을 알 수 있다. 또한, 동일한 반송파 주파수의 경우 최대 고도각이 작아질수록 빔 커버리지의 장반경이 큰 것을 알 수 있다.
상술한 도 22a 내지 도 22c를 참조하면, 본 개시의 실시예에 따른 도플러 천이를 고려한 빔 크기가 SCS, 및 고도와 비례하고, 반송파 주파수 및 최대 고도각과 반비례하는 관계를 가짐을 알 수 있다.
전술한 다양한 실시예들에 따르면, 단말은 SCS, 반송파 주파수, 고도, 및 최대 고도각이 주어진 상황에서 빔 크기를 결정하고, 빔 크기에 기반하여 빔을 선택할 수 있다.
본 개시의 다양한 실시예들에 따르면, 저궤도 위성의 높은 이동성(mobility)을 고려하여, 차등 지연(Differential delay)을 추가적으로 더 고려하고자 한다. 차등 지연은 최대 랜덤 억세스 거리(maximum random access distance, DRA) 및 최대 타이밍 어드밴스 거리(maximum timing advance distance, DTA) 중 적어도 하나에 의해 제한될 수 있다.
이에, 본 개시의 실시예에 따르면, 차등 지연을 고려하여 저궤도 위성 네트워크의 셀을 제공하기 위한 빔의 크기를 결정하는 방안을 제안하고자 한다. 구체적으로, 이하에서는 차등 지연을 고려하여 저궤도 위성 네트워크의 셀을 제공하기 위한 빔(beam)의 크기를 결정 및 제어하고, 관련된 정보를 시그널링하기 위한 다양한 실시예들을 설명한다.
도 23a는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 차등 지연(differential delay)의 개념을 도시한다.
도 23a를 참고하면, 위성(2220)이 지상에 빔 커버리지를 형성하고, 빔 커버리지 내에 단말들(2210-1, 2210-2, 2210-3)이 위치한다. 일실시예에 따라, 위성(2220)은 저궤도 위성일 수 있으며, 위성(2220)의 위치에 따라 빔 커버리지 내 단말들(2210-1, 2210-2, 2210-3)과 위성 사이의 거리 및/또는 고도각이 변경될 수 있다. 이때, 단말이 위치한 지점에서 위성에 대한 고도각이 최대 고도각(θmax)인 경우, 위성과 단말 사이의 거리는 최소 거리(dmin)가 되고, 단말이 위치한 지점에서 위성에 대한 고도각이 최소 고도각(θmin)인 경우, 위성과 단말 사이의 거리는 최대 거리(dmax)가 된다. 최대 고도각(θmax), 최소 고도각(θmin), 최대 거리(dmax), 최소 거리(dmin)는 위성의 위치에 따라 가변될 수 있다.
도 23a에 도시된 바와 같이, 빔 커버리지 내 단말들 각각은 위성의 위치에 따른 차등 지연을 겪을 수 있다. 예를 들어, 위성이 제1 위치에 위치한 제1 시점(tθmin)에 빔 커버리지 경계의 제1 단말(2210-1)로 수신되는 신호는 제1 차등 지연(Differential delay1, 2231)을 겪고, 위성이 제2 위치에 위치한 제2 시점(tNadir)에 빔 커버리지 경계의 제1 단말(2210-1)로 수신되는 신호는 제2 차등 지연(Differential delay2, 2232)을 겪을 수 있다. 차등 지연(ΔD)은, 위성의 위치에 따른 최대 거리와 최소 거리의 차이로 표현될 수 있다.
본 개시의 실시예에 따르면, 차등 지연(ΔD)은 최대 랜덤 억세스 거리(maximum random access distance, DRA) 및 최대 타이밍 어드밴스 거리(maximum timing advance distance, DTA)보다 작거나 같은 값을 갖도록 제한된다. 예를 들어, 차등 지연은, DRA 및 DTA 중 더 작은 값보다 작거나 같은 값으로 설정되어야 한다.
전술한 바와 같이, 차등 지연의 설정을 위해 최대 랜덤 억세스 거리(DRA)가 계산될 필요가 있다. 랜덤 억세스는 단말이 네트워크에 초기 접속하는 경우, 다른 단말과의 충돌을 방지하기 위해 수행되는 절차이다. 최대 랜덤 억세스 거리(DRA)는, CP(cyclic prefix), 랜덤 시퀀스(random sequence), 및 보호 시간(guard time)을 기반으로 계산될 수 있다. 이는, 랜덤 억세스를 위한 프리앰블 포맷이 도 23b에 도시된 바와 같이 구성되기 때문이다.
도 23a는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 차등 지연(differential delay)의 개념을 도시한다. 도 23b는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 랜덤 억세스 프리앰블의 포맷을 도시한다.
도 23a 및 23b를 참고하면, 랜덤 억세스 프리앰블은, CP(Cyclic Prefix)(2301), 랜덤 시퀀스(random sequence)(2303), 및 보호 시간(guard time)(2305)을 포함할 수 있다. 보호 시간(2305)은 단말과 기지국(위성) 사이의 거리로 인한 타이밍 불확실성을 허용하기 위해 설정된다.
본 개시에서, 최대 랜덤 억세스 거리(DRA)는 하기 수학식 1과 같이 계산될 수 있다.
Figure PCTKR2023014557-appb-img-000001
[수학식 1]에서, DRA(μ)는 최대 랜덤 억세스 거리를 의미하고, c는 빛의 속도, TGT는 보호 시간을 의미하고, Nslot은 프리앰블의 타임 슬롯 개수를 의미하고, Tslot은 타임 슬롯의 길이를 의미한다. 또한, TCP는 CP의 길이를 의미하고, TSEQ는 랜덤 시퀀스의 길이를 의미한다. 구체적으로, TCP는 NCP·k·2-μ(k=64·0.509·10-6[ms])일 수 있고, TSEQ는 Nrep·2048·k·2-μ일 수 있다. Nrep는 시퀀스 반복 횟수를 의미한다. 또한, Tslot은 2-μ[ms](μ=0, 1, 2, 3)이다. 즉, Tslot은 1ms, 0.5ms, 0.25ms, 또는 0.125ms 가 되며, 이때 SCS는 15kHz, 30kHz, 60kHz, 또는 120kHz일 수 있다. 또한, Nslot은
Figure PCTKR2023014557-appb-img-000002
으로 계산될 수 있다. 또한, TGT는
Figure PCTKR2023014557-appb-img-000003
로 표현될 수 있다. [수학식 1]에서 분모가 2인 것은 왕복 지연을 고려하기 위함이다.
프리앰블 포맷은, 롱 프리앰블(long preamble)과 쇼트 프리앰블(short preamble)로 구분된다. [표 5] 및 [표 6]은 FR1 및 FR2에 대한 PRACH 쇼트 프리앰블 포맷을 나타낸다.
Format Number of Repetitions CP Length(μs) Preamble Length(μs) Excluding CP
A1 2 9.4 133
A2 4 18.7 267
A3 6 28.1 400
B1 2 7.0 133
B2 4 11.7 267
B3 6 16.4 400
B4 12 30.5 800
C0 1 40.4 66.7
C2 4 66.7 267
[표 5]는 PRACH 쇼트 프리앰블 포맷 별 시퀀스 반복 횟수(Nrep), CP 길이, 및 프리앰블 길이를 나타낸다.
포맷 LRA ΔfRA Nμ
Figure PCTKR2023014557-appb-img-000004
 Support for restricted sets
A1 139 15·2μ kHz 2·2048k·2-μ 288k·2-μ -
A2 139 15·2μ kHz 4·2048k·2-μ 576k·2-μ -
A3 139 15·2μ kHz 6·2048k·2-μ 864k·2-μ -
B1 139 15·2μ kHz 2·2048k·2-μ 216k·2-μ -
B2 139 15·2μ kHz 4·2048k·2-μ 360k·2-μ -
B3 139 15·2μ kHz 6·2048k·2-μ 504k·2-μ -
B4 139 15·2μ kHz 12·2048k·2-μ 936k·2-μ -
C0 139 15·2μ kHz 2048k·2-μ 1024k·2-μ -
C2 139 15·2μ kHz 4·2048k·2-μ 2048k·2-μ -
[표 6]은 프리앰블 포맷별 시퀀스 길이(LRA), 부반송파 간격(ΔfRA), 랜덤 시퀀스 길이(Nμ)(또는 TSEQ), 및 CP의 길이(
Figure PCTKR2023014557-appb-img-000005
)를 나타낸다. 여기서,
Figure PCTKR2023014557-appb-img-000006
는 [수학식 1]에서 TCP와 동일할 수 있다. 여기서, 시퀀스 길이(LRA)가 139인 것은 쇼트 시퀀스임을 의미한다.도 24a 및 도 24b는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 프리앰블 포맷 별 최대 랜덤 억세스 거리를 도시한다. 도 24a 및 도 24b를 참고하면, 최대 랜덤 억세스 거리(DRA)는 OFDM numerology와 무관하게 프리앰블 포맷이 B4일 때 항상 최소값을 가지며, 프리앰블 포맷이 C0일 때 최대 값을 가진다. 이는, 표 6에서 프리앰블 포맷이 B4일 때, 시퀀스 반복 횟수가 12이고, 프리앰블 포맷이 C0일 때, 시퀀스 반복 횟수가 1임을 통해서도 알 수 있다.
본 개시의 실시예에 따르면, 차등 지연의 설정을 위해 최대 타이밍 어드밴스 거리(DTA)가 계산될 필요가 있다. 타이밍 어드밴스는 상향링크 및 하향링크 간 간섭 발생을 방지하기 위해 수행되는 절차이다. 최대 타이밍 어드밴스 거리(DTA)는 상향링크 및 하향링크 타이밍 관계를 기반으로 계산될 수 있다. 도 25는 무선통신 시스템에서 상향링크 및 하향링크 타이밍 관계를 도시한다. 도 25를 참고하면, 상향링크 프레임(2510)과 하향링크 프레임(2520) 사이의 시간 간격(TTA)은, 타이밍 어드밴스 커맨드를 통해 단말로 전송되는 측정 값(NTA), FR 및 SCS에 따라 달라지는 고정 값(NTA,offset), 및 5G NR 시스템의 기본 시간 단위(Tc)에 의해 결정될 수 있다. 따라서, 최대 타이밍 어드밴스 거리(DTA)는 하기 [수학식 2]와 같이 계산될 수 있다.
Figure PCTKR2023014557-appb-img-000007
[수학식 2]에서, c는 빛의 속도를 의미한다. 또한, NTA,offset는 전술한 바와 같이, FR 및 SCS에 따라 달라지는 고정 값으로, NR 규격문서 TS 38.133 v15.6에 정의된 값을 이용할 수 있다. 또한, NTA는 타이밍 어드밴스 커맨드를 통해 단말로 전송되는 측정 값으로,
Figure PCTKR2023014557-appb-img-000008
로 나타낼 수 있다. 여기서, TA=0,1,2,…, 3846일 수 있다.
전술한 바와 같이, 차등 지연(ΔD)은 최대 랜덤 억세스 거리(DRA) 및 최대 타이밍 어드밴스 거리(DTA) 중 더 작은 값에 의해 제한될 수 있다. 이하 [표 7]은 최대 랜덤 억세스 거리(DRA)를 나타내고, [표 8]은 최대 타이밍 어드밴스 거리(DTA)를 나타낸다.
μ=0 (15kHz) μ=1 (30kHz) μ=2 (60kHz) μ=3(120kHz)
DRA(km) 133.84 66.92 33.46 16.73
[표 7]은 프리앰블 포맷이 C0인 경우에 대한 최대 랜덤 억세스 거리를 나타낸다.
μ=0 (15kHz) μ=1 (30kHz) μ=2 (60kHz) μ=3(120kHz)
DTA(km) 603.48 302.79 152.45 77.27
[표 8]은 TA가 3846이고, NTA,offset이 25,600(FR1) 또는 13,795(FR2)인 경우에 대한 최대 타이밍 어드밴스 거리를 나타낸다.[표 7] 및 [표 8]을 참고하면, 최대 랜덤 억세스 거리가 최대 타이밍 어드밴스 거리보다 더 작은 것을 알 수 있다. 이는 최대 타이밍 어드밴스 거리(DTA)보다 최대 랜덤 억세스 거리(DRA)가 차등 지연에 더 많은 영향을 미치는 지배적인 파라미터(dominant parameter)임을 나타낸다. 다만, 이는 TA가 146보다 큰 경우로 한정될 수 있다.
따라서, 본 개시의 실시예에 따른 차등 지연은 아래의 수학식 3과 같이 표현될 수 있다.
Figure PCTKR2023014557-appb-img-000009
[수학식 3]은 아래의 [수학식 4]와 같이 정리될 수 있다.
Figure PCTKR2023014557-appb-img-000010
[수학식 4]에서, dmin,t는 dmin(θmax)의 최소 값을 의미한다.
본 개시의 일 실시예에 따른 위성의 빔 크기에 따른 빔 반경(beam radius)을 도 26에 도시된 바와 같이 a(2610)라고 가정하는 경우, 빔 반경은 아래의 수학식 5 내지 7을 이용하여 계산될 수 있다. 도 26은 본 개시의 일 실시예에 따른 무선 통신 시스템에서 위성의 빔 반경을 도시한다.
먼저, 위성과 단말 사이의 고도각이 최소인 경우에 대응되는 단말과 기지국 사이의 최대 거리 dmin(θmax)은, 아래 수학식 5와 같이 계산될 수 있다.
Figure PCTKR2023014557-appb-img-000011
[수학식 5]에서, RE는 지구의 반경을 의미하며, hsat는 위성의 고도를 의미한다.
이때, 위성의 빔 크기를 나타내는 지름(2a)은, 아래 수학식 6과 같이 계산될 수 있다.
Figure PCTKR2023014557-appb-img-000012
[수학식 6]에서, dssp는 서브 위성 지점(sub-satellite point)와 위성에 가장 가까운 단말 사이의 거리를 의미한다. 서브 위성 지점은, 지면에서 위성과의 고도각이 직각인 위치를 의미한다.
전술한 바와 같은 [수학식 5] 및 [수학식 6]에 따라 빔의 반경은 아래 [수학식 7]과 같이 계산될 수 있다.
Figure PCTKR2023014557-appb-img-000013
[수학식 7]을 참고하면, 빔 크기는 위성과 단말 사이의 고도각이 최소인 경우에 대응되는 단말과 기지국 사이의 최대 거리(dmax(θmin)), dmin(θmax)의 최소 값(dmin,t), 및 위성의 고도(hsat)를 기반으로 결정될 수 있다.
도 27a 및 도 27b는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 위성 고도에 따른 빔 크기에 대한 모의실험 결과를 도시한다.
도 27a 및 도 27b는 FR1에서 최대 랜덤 억세스 거리(DRA)를 이용하여 위성의 고도별 빔 크기를 결정한 모의실험 결과이다. 특히, 도 27a는 최소 고도각(minimum elevation angle, θmin)이 10˚인 경우에 대한 모의실험 결과이고, 도 27b는 최소 고도각이 25˚인 경우에 대한 모의실험 결과이다. 여기서, 프리앰블 포맷이 C0인 경우의 빔 크기는 빔 크기에 대한 최대 상한을 의미하고, 프리앰블 포맷이 B4인 경우의 빔 크기는 빔 크기에 대한 최소 상한을 의미할 수 있다.
도 27a 및 도 27b를 참고하면, 최소 고도각이 25˚인 경우의 빔 크기의 상한이 최소 고도각이 10˚인 경우의 빔 크기의 상한보다 낮은 것을 알 수 있다. 즉, 도 27a 및 도 27b의 모의실험 결과는 최소 고도각이 높을수록, 상한이 낮아지는 것을 나타낸다.
도 28a 및 도 28b는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 위성 고도에 따른 빔 크기에 대한 모의실험 결과를 도시한다.
도 28a 및 도 28b는 FR2에서 최대 랜덤 억세스 거리(DRA)를 이용하여 위성의 고도별 빔 크기를 결정한 모의실험 결과이다. 특히, 도 28a는 최소 고도각(θmin)이 10˚인 경우에 대한 모의실험 결과이고, 도 28b는 최소 고도각이 25˚인 경우에 대한 모의실험 결과이다. 여기서, 프리앰블 포맷이 C0인 경우, 빔 크기는 빔 크기에 대한 최대 상한을 의미하고, 프리앰블 포맷이 B4인 경우, 빔 크기는 빔 크기에 대한 최소 상한을 의미할 수 있다.
도 28a 및 도 28b를 참고하면, 최소 고도각이 25˚인 경우의 빔 크기의 최대 상한이 최소 고도각이 10˚인 경우보다 낮은 것을 알 수 있다. 최소 고도각이 25˚인 경우의 빔 크기의 최소 상한이 최소 고도각이 10˚인 경우보다 낮은 것을 알 수 있다. 이와 같이, 본 발명의 실시 예에 따라, 위성의 최소 고도각에 따라 빔 크기의 상한이 달라질 수 있다. 다시 말해, 본 개시의 일 실시 예에 따라, 빔 크기는 위성의 최소 고도각에 기반하여 결정될 수 있다. 즉, 위성의 빔 커버리지는 고도각(예: 최소 고도각)에 기반하여 결정될 수 있다.
전술한 바와 같이, 프리앰블, SCS, 최소 고도각, 및 위성의 고도는 차등 지연을 일정 수준 이하로 유지하기 위한 빔 크기에 영향을 주는 것을 알 수 있다. 따라서, 위성은 위성에 접속하려는 단말 또는 접속 중인 단말에게 빔 크기에 영향을 주는 정보들(예: 프리앰블, SCS, 최소 고도각, 및 위성의 고도)을 시그널링할 수 있다. 이는 위성에 접속하려는 단말이 위성의 빔 크기를 알 수 있도록 하기 위함이다. 빔 크기에 영향을 주는 정보의 구체적인 형식 및 값들은 다양하게 정의될 수 있고, 이들의 송신 시점 또한 다양하게 정의될 수 있다.
상술한 바와 같은 관계에 근거하여, 위성 네트워크 환경에서의 빔 크기는 적응적으로 제어될 수 있다. 즉, 이하에서는 상술한 두 가지 접근 방안을 결합하여, 빔 크기 상한(upper bound), 즉, 최대 빔 크기를 제어하는 방식을 제시한다. 구체적으로, 도플러 천이에 대한 보상을 고려한 측면에서의 빔 크기, 및 차등 지연을 고려한 측면에서의 빔 크기를 기반으로, 빔 크기 상한을 제어하는 방식을 제시한다. 예를 들어, 반송파 주파수, SCS, 최대 고도각, 및 위성 고도에 기반하여 제1 빔 크기를 결정하고, 프리앰블, SCS, 최소 고도각, 및 위성 고도에 기반하여 제2 빔 크기를 결정한 후, 제1 빔 크기와 제2 빔 크기 중 더 작은 빔 크기를 최종 빔 크기 상한으로 결정할 수 있다.
도 29는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 최종 빔 크기 상한을 결정하는 개념도이다.
도 29를 참고하면, 단말은 위성 또는 기지국을 포함하는 적어도 하나의 서빙 셀과의 시그널링을 통해 빔 크기에 영향을 주는 정보들(2910)을 획득할 수 있다. 빔 크기에 영향을 주는 정보는, 최소 고도각(θmin, 2911), 프리앰블(preamble, 2912), SCS(2913), 위성의 고도(altitude, 2914), 반송파 주파수(fc, 2915), 및 최대 고도각(θmax, 2916)을 포함할 수 있다.
단말은 빔 크기에 영향을 주는 정보들(2910) 중 제1 정보 셋을 기반으로 차등 지연(ΔD)을 고려한 빔 크기의 상한(
Figure PCTKR2023014557-appb-img-000014
)(2920)을 결정한다. 제1 정보 셋은 최소 고도각(2911), 프리앰블(2912), SCS(2913), 및 위성의 고도(2914) 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.
또한, 단말은 빔 크기에 영향을 주는 정보들(2910) 중 제2 정보 셋을 기반으로 도플러 천이(fD)에 대한 보상을 고려한 빔 크기의 상한(
Figure PCTKR2023014557-appb-img-000015
)(2930)을 결정한다. 제2 정보 셋은, SCS(2913), 위성의 고도(2914), 반송파 주파수(2915), 및 최대 고도각(2916) 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.
단말은 차등 지연(ΔD)을 고려한 빔 크기의 상한(
Figure PCTKR2023014557-appb-img-000016
)(2920) 및 도플러 천이(fD)에 대한 보상을 고려한 빔 크기의 상한(
Figure PCTKR2023014557-appb-img-000017
)(2930) 중 최소 값(2940)을 최종 빔 크기 상한으로 결정한다.
일 실시예에 따르면, 최소 고도각(θmin, 2911)은 미리 결정될 수 있다. 예를 들어, 최소 고도각(θmin, 2911)은 10˚로 미리 결정되거나, 25˚로 미리 결정될 수 있다. 이는 이해를 돕기 위한 예시일 뿐, 본 개시의 실시예들은 이에 제한되지 않는다. 예를 들어, 최소 고도각은 다른 값으로 미리 결정될 수 있다. 또한, 최대 고도각(θmax)은 SIB로부터 획득될 수 있다. 예를 들어, 최대 고도각(θmax)은 도 32에 나타낸 바와 같이 SIB를 통해 획득될 수 있다.
도 30a 내지 도 30d는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 위성 고도에 따른 빔 커버리지의 장반경(major semi-axis)에 대한 모의실험 결과를 도시한다. 빔 커버리지의 장반경은 빔 크기 상한을 의미할 수 있다. 모의 실험을 위해 최소 고도각은 10˚, 또는 25˚(SpaceX(STARLINK))로 설정하였고, SCS는 FR1에 대해 15kHz(μ=0) 및 30kHz(μ=1), FR2에 대해 60kHz(μ=2) 및 120kHz(μ=3)를 사용하였다.
도 30a는 SCS가 15kHz인 상황에서 위성 고도에 따른 빔 커버리지의 장반경을 나타낸다. 구체적으로, 도 30a는 프리앰블 포맷이 B4인 경우에 최소 고도각에 따른 차등 지연(ΔD)을 고려한 빔 커버리지의 장반경, 및 반송파 주파수(fc)가 7GHz인 경우에 최대 고도각 별 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경을 나타낸다.
도 30a를 참고하면, 최소 고도각이 10˚인 경우에는 최대 고도각에 관계없이 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계됨을 알 수 있다. 또한, 최소 고도각이 25˚인 경우에는 최대 고도각이 50˚, 70˚, 또는 90˚일 때, 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계됨을 알 수 있다. 최소 고도각이 25˚이나, 최대 고도각이 30˚이면, 고도가 약 300km ~ 약 875km인 구간에서 차등 지연(ΔD)을 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계되고, 고도가 약 876km ~ 약 1500km인 구간에서는 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계됨을 알 수 있다.
도 30b는 SCS가 30kHz인 상황에서, 위성 고도에 따른 빔 커버리지의 장반경을 나타낸다. 구체적으로, 도 30b는 프리앰블 포맷이 B4인 경우에 최소 고도각에 따른 차등 지연(ΔD)을 고려한 빔 커버리지의 장반경, 및 반송파 주파수(fc)가 7GHz인 경우에 최대 고도각 별 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경을 나타낸다.
도 30b를 참고하면, 최소 고도각이 10˚인 경우, 일부 고도 구간에서는 차등 지연(ΔD)을 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계되나, 다른 일부 고도 구간에서는 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계됨을 알 수 있다. 즉, 최대 고도각이 50˚인 경우에는 고도가 약 1400~1500km인 구간, 최대 고도각이 70˚인 경우에는 고도가 약 1050~1500km인 구간, 최대 고도각이 90˚인 경우에는 고도가 약 900~1500km인 구간에서 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계되고, 해당 구간들보다 더 낮은 고도 구간에서는 차등 지연(ΔD)을 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계될 수 있다.
또한, 최소 고도각이 25˚인 경우, 고도가 약 1400~1500km인 구간에서는 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계되고, 고도가 더 낮은 구간에서는 차등 지연(ΔD)을 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계될 수 있다.
도 30c는 SCS가 60kHz인상황에서, 위성 고도에 따른 빔 커버리지의 장반경을 나타낸다. 구체적으로, 도 30c는 프리앰블 포맷이 B4인 경우에 최소 고도각에 따른 차등 지연(ΔD)을 고려한 빔 커버리지의 장반경, 및 반송파 주파수(fc)가 24GHz 또는 52GHz인 경우에 최대 고도각 별 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경을 나타낸다.
도 30c를 참고하면, 최소 고도각이 10˚이고, 반송파 주파수(fc)가 24GHz인 경우, 일부 고도 구간에서는 차등 지연(ΔD)을 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계되나, 다른 일부 고도 구간에서는 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계됨을 알 수 있다.
즉, 최대 고도각이 30˚인 경우에는 고도가 약 1000km 이상인 구간, 최대 고도각이 50˚인 경우에는 고도가 약 650km 이상인 구간, 최대 고도각이 70˚인 경우에는 고도가 약 400km인 구간, 최대 고도각이 90˚인 경우에는 고도가 약 350km인 구간에서 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계되고, 해당 구간들보다 더 낮은 고도 구간에서는 차등 지연(ΔD)을 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계될 수 있다.
반면, 최소 고도각이 10˚이고, 반송파 주파수(fc)가 52GHz인 경우, 최대 고도각 및 고도에 관계없이 항상 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계됨을 알 수 있다.
또한, 최소 고도각이 25˚이고, 반송파 주파수(fc)가 24GHz인 경우, 일부 고도 구간에서는 차등 지연(ΔD)을 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계되나, 다른 일부 고도 구간에서는 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계됨을 알 수 있다.
즉, 최대 고도각이 30˚인 경우에는 고도가 약 1400km 이상인 구간, 최대 고도각이 50˚인 경우에는 고도가 약 950km 이상인 구간, 최대 고도각이 70˚인 경우에는 고도가 약 750km인 구간, 최대 고도각이 90˚인 경우에는 고도가 약 700km인 구간에서 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계되고, 해당 구간들보다 더 낮은 고도 구간에서는 차등 지연(ΔD)을 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계될 수 있다.
반면, 최소 고도각이 25˚이고, 반송파 주파수(fc)가 52GHz인 경우, 최대 고도각이 50˚, 70˚, 90˚인 상황에서는 고도에 관계없이 항상 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계되고, 최대 고도각이 30˚인 상황에서는 고도가 약 500km 이상인 구간에서 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계됨을 알 수 있다.
도 30d는 SCS가 120kHz인 상황에서 위성 고도에 따른 빔 커버리지의 장반경을 나타낸다. 구체적으로, 도 30d는 프리앰블 포맷이 B4인 경우에 최소 고도각에 따른 차등 지연(ΔD)을 고려한 빔 커버리지의 장반경, 및 반송파 주파수(fc)가 24GHz 또는 52GHz인 경우에 최대 고도각 별 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경을 나타낸다.
도 30d를 참고하면, 최소 고도각이 10˚이고, 반송파 주파수(fc)가 52GHz인 상황에서 최대 고도각이 90˚이면, 고도에 관련 없이 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계됨을 알 수 있다. 반면, 최소 고도각이 10˚이고, 반송파 주파수(fc)가 52GHz인 상황에서, 최대 고도각이 30˚, 50˚, 또는 70˚이면, 일부 고도 구간에서는 차등 지연(ΔD)을 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계되나, 다른 일부 고도 구간에서는 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계됨을 알 수 있다.
구체적으로, 최대 고도각이 30˚인 경우에는 고도가 약 950km 이상인 구간, 최대 고도각이 50˚인 경우에는 고도가 약 550km 이상인 구간, 최대 고도각이 70˚인 경우에는 고도가 약 400km인 구간에서 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계되고, 해당 구간들보다 더 낮은 고도 구간에서는 차등 지연(ΔD)을 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계될 수 있다.
또한, 최소 고도각이 10˚이고, 반송파 주파수(fc)가 24GHz인 상황에서, 최대 고도각이 70˚ 또는 90˚이면, 일부 고도 구간에서는 차등 지연(ΔD)을 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계되나, 다른 고도 구간에서는 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계됨을 알 수 있다. 구체적으로, 최대 고도각이 70˚인 경우에는 고도가 약 1500km 이상인 구간, 최대 고도각이 90˚인 경우에는 고도가 약 1500km 이상인 구간에서 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계되고, 해당 구간들보다 더 낮은 고도 구간에서는 차등 지연(ΔD)을 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계될 수 있다.
또한, 최소 고도각이 10˚이고, 반송파 주파수(fc)가 24GHz인 상황에서, 최대 고도각이 30˚ 또는 50˚이면, 고도에 관계없이, 차등 지연(ΔD)을 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계됨을 알 수 있다.
또한, 최소 고도각이 25˚이고, 반송파 주파수(fc)가 52GHz이면, 최대 고도각에 따라 일부 고도 구간에서는 차등 지연(ΔD)을 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계되나, 다른 고도 구간에서는 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계됨을 알 수 있다.
구체적으로, 최대 고도각이 30˚인 경우에는 고도가 약 1300km 이상인 구간, 최대 고도각이 50˚인 경우에는 고도가 약 900km 이상인 구간, 최대 고도각이 70˚인 경우에는 고도가 약 700km 이상인 구간, 최대 고도각이 90˚인 경우에는 고도가 약 650km 이상인 구간에서 도플러 천이(ΔfD)를 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계되고, 해당 구간들보다 더 낮은 고도 구간에서는 차등 지연(ΔD)을 고려한 빔 커버리지의 장반경이 최종 빔 크기로 설계될 수 있다.
상술한 바와 같이, 본 개시의 실시예에 따르면 위성의 최종 빔 크기(또는 커버리지 크기)는 최소 고도각, 프리앰블 포맷, SCS, 고도, 반송파 주파수, 및 최대 고도각 중 적어도 하나를 기반으로 결정되되, 차등 지연을 고려한 빔 크기 또는 도플러 천이에 대한 보성을 고려한 빔 크기 상한에 의해 제한될 수 있다. 따라서, 단말은 빔 크기 상한에 기초하여, 단말이 유효 커버리지 영역 내에 위치하는지 판단하고, 해당 빔을 서빙 빔으로서 사용할지 여부를 판단할 수 있다. 즉, 단말은 빔 선택(beam selection)을 수행할 수 있다. 빔 선택을 위한 구체적인 실시예는 다음과 같다.
도 31은 본 개시의 일 실시예에 따라 빔을 선택하는 절차의 예를 도시한다. 도 31은 단말의 동작 방법을 예시한다.
도 31을 참고하면, S3101 단계에서, 단말은 위성의 시스템 정보를 수신한다. 여기서, 위성은 기지국으로서 동작하며, 시스템 정보는 SSB에 포함되는 MIB, PDSCH(physical downlink share channel)를 통해 수신되는 적어도 하나의 SIB를 포함한다. 구체적으로, 단말은 셀 검색 동작을 통해 동기 신호를 검출하고, 동기 신호를 포함하는 SSB에 포함된 MIB를 수신 및 디코딩하고, MIB를 통해 획득된 정보를 이용하여 적어도 하나의 SIB를 수신 및 디코딩할 수 있다. 이때, 동기 신호, MIB, SIB는 위성이 사용하는 복수의 빔들 중 어느 하나를 통해 송신될 수 있으며, 단말이 수신한 동기 신호, MIB, SIB를 전달하는 빔이 이후 동작들을 위한 후보 빔으로 취급된다.
일 실시예에 따르면, 단말이 수신한 SIB는 위성에 관련된 SIB일 수 있다. 위성에 관련된 SIB는 위성에 대한 측정에 대한 정보, NTN 접속에 대한 정보, 위성의 궤도에 대한 정보, TA에 대한 정보, 동기에 대한 정보, NTN 이웃 셀에 대한 정보, 기준 위치에 대한 정보, 빔의 중심 위치에 대한 정보, 최대 고도각에 대한 정보 중 적어도 하나를 포함할 수 있다. 단말은 시스템 정보를 수신함으로써, 이후의 동작들에 필요한 정보를 획득할 수 있다.
예를 들어, 단말은 시스템 정보를 통해 위성의 빔 크기에 영향을 미치는 정보, 즉, 최소 고도각, 프리앰블 정보, SCS, 위성의 고도, 반송파 주파수, 및 최대 고도각 중 적어도 하나를 획득할 수 있다. 여기서, 프리앰블 정보는, 수학식 1과 같이 최대 랜덤 억세스 거리 계산을 위해 필요한 랜덤 억세스 프리앰블 관련 정보를 포함할 수 있다. 예를 들어, 프리앰블 정보는, 랜덤 억세스 프리앰블의 타임 슬롯 개수, 타임 슬롯 길이, CP 길이, 시퀀스 반복 횟수, 및 랜덤 시퀀스 길이 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.
S3103 단계에서, 단말은 제1 정보 셋을 기반으로 제1 빔 크기를 결정한다. 제1 정보 셋은 도 29에 도시된 빔 크기에 영향을 주는 정보들 중 일부 정보를 포함할 수 있다. 구체적으로, 제1 정보 셋은 최소 고도각(θmin), 프리앰블 정보, SCS, 및 위성의 고도 중 적어도 하나를 포함할 수 있다. 예를 들어, 단말은 시스템 정보를 통해 제1 정보 셋을 획득하고, 제1 정보 셋을 기반으로 차등 지연을 고려한 제1 빔 크기를 결정할 수 있다. 차등 지연을 고려한 제1 빔 크기는 수학식 1 내지 7에서 설명한 바와 같이 결정될 수 있다.
S3105 단계에서, 단말은 제2 정보 셋을 기반으로 제2 빔 크기를 결정한다. 제2 정보 셋은 도 29에 도시된 빔 크기에 영향을 주는 정보들 중 일부 정보를 포함할 수 있다. 구체적으로, 제2 정보 셋은 SCS, 위성의 고도, 반송파 주파수(fc), 및 최대 고도각(θmax) 중 적어도 하나를 포함할 수 있다. 예를 들어, 단말은 시스템 정보를 통해 제2 정보 셋을 획득하고, 제2 정보 셋을 기반으로 도플러 천이에 대한 보상을 고려한 제2 빔 크기를 결정할 수 있다. 예를 들어, 단말은 도 18의 S1803에서 설명한 바와 같은 방식으로 도플러 천이에 대한 보상을 고려한 제2 빔 크기를 결정할 수 있다.
S3107 단계에서, 단말은 제1 빔 크기 및 제2 빔 크기를 기반으로, 최종 빔 크기를 결정한다. 구체적으로, 단말은 제1 빔 크기와 제2 빔 크기 중 더 작은 빔 크기를 최종 빔 크기로 결정할 수 있다. 최종 빔 크기는 단말로 시스템 정보를 전달한 빔의 유효 커버리지 크기를 의미할 수 있다.
S3109 단계에서, 단말은 빔 중심으로부터의 거리를 결정한다. 다시 말해, 단말은 단말이 빔 중심으로부터 얼마나 떨어져 있는지 확인하다. 이를 위해, 단말은 단말의 위치 정보를 이용할 수 있다. 즉, 단말은 단말의 위치 정보를 획득하고, 후보 빔의 중심 위치를 확인한 후, 단말의 위치 및 빔의 중심 위치 간 거리를 결정할 수 있다. 여기서, 빔의 중심 위치는 다양한 방식으로 확인될 수 있다. 일 실시예에 따라, 빔의 중심 위치는 미리 알려진 위성의 궤도와 위성의 식별 정보에 기반하여 확인될 수 있다. 다른 실시예에 따라, 빔의 중심 위치는 시스템 정보를 통해 명시적 또는 묵시적으로 시그널링될 수 있다. 예를 들어, 빔의 중심 위치는 표 5 또는 표 10에 나타낸 바와 같은 SIB로부터 확인될 수 있다.
S3111 단계에서, 단말은 단말이 빔의 유효 커버리지 내에 위치하는지 판단한다. 이를 위해, 단말은 S3107 단계에서 결정된 최종 빔의 크기 및 S3109 단계에서 결정된 빔 중심으로부터의 거리를 비교한다. 즉, 빔 중심으로부터의 거리가 최종 빔 크기에 따른 커버리지의 반경보다 작거나 같으면, 단말은 단말이 빔의 유효 커버리지 내에 위치한다고 판단할 수 있다.
만일, 단말이 빔의 유효 커버리지 내에 위치하면, S3113 단계에서, 단말은 해당 빔을 선택한다. 다시 말해, 단말은 시스템 정보를 전달한 빔을 서빙 빔으로 사용할 것을 선택한다. 즉, 단말은 해당 빔을 이용하여 이후 랜덤 억세스 동작을 수행할 것을 결정할 수 있다. 반면, 단말이 빔의 유효 커버리지 내에 위치하지 아니하면, 단말은 S3101 단계로 되돌아간다. 이에 따라, 단말은 해당 위성의 다른 빔 또는 다른 위성을 탐색하고, 탐색된 다른 빔에 대하여 전술한 동작들을 반복할 수 있다.
도 31을 참고하여 설명한 실시예에 따라, 단말은 서빙 빔을 선택할 수 있다. 이를 위해, 단말은 현재 관측되는 후보 빔의 중심 위치를 이용한다. 전술한 바와 같이, 빔의 중심 위치는 다양한 방식으로 확인될 수 있다. 일 예로, 빔의 중심 위치는 현재 단말이 어느 지역에 위치하는지에 기반하여 확인될 수 있다. 위성 기지국들의 배치가 결정되면, 해당 위성 기지국들에 의해 송신되는 빔들의 중심 위치들은 고정적으로 결정될 수 있다. 다시 말해, 위성 기지국들이 지상에 배치되어 있으면, 위성에서부터 송신되는 빔들의 중심 위치들은 위성 기지국을 활용하여 고정적으로 결정될 수 있다. 위성 기지국의 빔 커버리지는 지상 기지국에 비하여 크기 때문에, 지역 및 빔의 중심 위치의 대응 관계가 도출될 수 있다. 이 경우, 지역 별 빔의 중심 위치에 대한 대응 관계가 미리 정의될 수 있고, 단말은 해당 대응 관계에 대한 정보를 이용하여, 현재 위치한 지역으로부터 빔의 중심 위치를 확인할 수 있다. 일실시예에 따르면, 단말은 시스템 정보를 통해 빔의 중심 위치 정보를 획득할 수 있다.
도 31에서는 단말이 시스템 정보를 통해 빔 크기에 영향을 미치는 정보, 예를 들어, 최소 고도각, 프리앰블 정보, SCS, 위성의 고도, 반송파 주파수, 및 최대 고도각 중 적어도 하나를 획득하는 것에 대해 설명하였다. 일 실시예에 따르면, 빔 크기에 영향을 미치는 정보 중 적어도 하나는 도 19 내지 도 21에 설명한 바와 같은 방식으로 획득될 수 있다. 예를 들어, 단말은 도 19에서 설명한 바와 같이, MIB를 통해 시스템 정보를 획득하고, SIB에 대한 요청을 송신한 후, SIB를 수신할 수 있다. 또한, 단말은 도 20에서 설명한 바와 같이, SCS를 획득하고, 도 21에서 설명한 바와 같이, 빔 중심 위치 정보를 획득할 수 있다.
일 실시예에 따르면, 빔 크기에 영향을 미치는 정보 중 적어도 하나는 미리 결정될 수 있다. 예를 들어, 최소 고도각(θmin)은 미리 결정될 수 있다. 예를 들어, 최소 고도각(θmin)은 위성 타입별로 미리 결정될 수 있다. 일 예로, 최소 고도각은 약 10˚ 또는 약 25 ˚로 미리 결정될 수 있다. 이는 이해를 돕기 위한 예시일 뿐, 최소 고도각은 다른 값으로 설정될 수도 있다. 또한, 단말은 SIB를 통해 최대 고도각(θmax)을 획득할 수 있다.
도 32는 본 개시의 일 실시예에 따라 최소 고도각을 획득하는 절차의 예를 도시한다. 도 32는 단말의 동작 방법을 예시한다.
도 32를 참고하면, S3201 단계에서, 단말은 위성의 타입을 확인할 수 있다. 위성의 타입은 예를 들어, 위성의 시스템 정보로부터 획득될 수 있다. 예를 들어, 단말은 기지국으로 동작하는 위성으로부터 SIB를 포함하는 시스템 정보를 수신할 수 있으며, 시스템 정보는 위성 타입 정보를 포함할 수 있다. 이는 예시일 뿐, 위성 타입 정보를 확인하는 방법은 이에 한정되지 않는다.
S3203 단계에서, 단말은 최소 고도각을 확인할 수 있다. 즉, 단말은 위성의 타입을 기반으로 최소 고도각을 결정할 수 있다. 예를 들어, 단말은 미리 저장된 위성의 타입별 최소 고도각에 대한 정보를 기반으로, 확인된 위성 타입에 대응되는 최소 고도각을 확인할 수 있다. 예를 들어, 위성 타입이 제1 타입인 경우, 단말은 최소 고도각이 10˚임을 확인할 수 있다. 또한, 위성 타입이 제2 타입인 경우, 단말은 최소 고도각이 25˚임을 확인할 수 있다.
상술한 최소 고도각을 획득하는 절차는 예시일 뿐, 본 개시의 실시예들은 반드시 이에 한정되지 않는다. 예를 들어, 본 개시의 실시예들은 최소 고도각이 다른 방식을 통해 결정되는 경우에도 동일하게 적용될 수 있다. 또는, 다른 실시예에 따라, 최소 고도각은 위성의 타입과 무관하게 정의될 수 있다.
도 33은 본 개시의 일 실시예에 따라 최대 고도각을 획득하는 절차의 예를 도시한다. 도 33은 단말의 동작 방법을 예시한다.
도 33을 참고하면, S3301 단계에서, 단말은 위성에 관련된 SIB에 대한 요청을 송신한다. 단말은 랜덤 억세스 프리앰블을 송신함으로써 위성에 관련된 SIB를 요청할 수 있다. 예를 들어, 위성에 관련된 SIB는 NTN 접속을 위한 위성 보조 정보를 포함하는 SIB일 수 있다. 여기서, 위성에 관련된 SIB는 온-디맨드 방식으로 송신되며, 온-디맨드 방식은 해당 SIB의 송신을 위성에게 요청하고, 수신하는 방식을 의미할 수 있다.
S3303 단계에서, 단말은 위성에 관련된 SIB를 수신한다. 예를 들어, 단말은 시스템 정보 요청을 위한 랜덤 억세스 프리앰블에 응하여 송신되는 RAR에 의해 지시되는 자원을 통해 위성에 관련된 SIB를 수신할 수 있다. 다른 예로, 단말은 랜덤 억세스 프리앰블에 응하여 송신되는 RAR에 의해 지시되는 자원을 통해 SIB를 요청하는 메시지를 송신하고, 이후 위성에 관련된 SIB를 수신할 수 있다. 위성에 관련된 SIB는 위성에 대한 측정에 대한 정보, NTN 접속에 대한 정보, 위성의 궤도에 대한 정보, TA에 대한 정보, 동기에 대한 정보, NTN 이웃 셀에 대한 정보, 기준 위치에 대한 정보, 빔의 중심 위치에 대한 정보 중 적어도 하나를 포함할 수 있다. 특히, 일 실시예에 따라, 위성에 관련된 SIB는 최대 고도각에 대한 정보를 포함할 수 있다. 여기서, 최대 고도각은, SIB에 포함된 기준 위치에 대한 지구 고정 빔(earth-fixed beam)의 최대 고도각을 의미할 수 있다.
S3305 단계에서, 단말은 최대 고도각에 대한 정보를 확인한다. 즉, 단말은 수신된 SIB에 포함된 최대 고도각에 대한 정보를 해석함으로써, 기준 위치에 대한 최대 고도각을 확인할 수 있다.
도 33을 참고하여 설명한 실시예와 같이, 단말은 SIB를 통해 최대 고도각을 확인할 수 있다. 즉, SIB는 최대 고도각에 대한 정보를 포함한다. 예를 들어, 위성에 관련된 SIB는 NTN 접속을 통해 NR에 접속하기 위해 단말에게 필요한 파라미터들(예: ntn-Config)로서, 천문력 데이터(ephemeris data), 공통 TA 파라미터, HARQ 관련 오프셋(예: k_offset), 상향링크 동기 정보에 대한 유효 기간(validity duration), 에포크 정보 중 적어도 하나를 포함할 수 있다. 또한, 위성에 관련된 SIB는 NTN 준-지구 고정 시스템을 통해 제공되는 셀이 위성이 현재 커버하고 있는 지역에 대한 서비스를 중단하는 시점에 대한 시간 정보(예: t-Service)를 포함할 수 있다. 또한, 위성에 관련된 SIB는 NTN 준-지구 고정 시스템을 통해 제공되는 서빙 셀의 기준 위치에 대한 정보(예: referenceLocation)로서, 위치-기반 측정의 개시(initiation)를 위해 사용될 수 있는 정보를 포함할 수 있다. 또한, 위성에 관련된 SIB는 서빙 셀 기준 위치로부터의 거리 정보(예: distanceThresh)로서, 위치-기반 측정의 개시를 위해 사용되는 정보를 포함할 수 있다. 또한, 위성에 관련된 SIB는 NTN 인접 셀들의 목록을 제공하는 정보(예: ntn-NeighCellConfigList, lateNonCriticalExtension)를 포함할 수 있고, 목록에 포함되는 각 위성에 대한 정보는 ntn-Config, 반송파 주파수, 셀 식별자(예: PhysCellId)를 포함할 수 있다. 또한, 위성에 관련된 SIB는 위성에 의해 제공되는 셀의 중심 위치 정보(예: centerOfCoverage)를 포함할 수 있다. 또한, 위성에 관련된 SIB는 위성의 최대 고도각에 대한 정보(예: maximumElevationAngle)를 포함할 수 있다.3333. 또한, 위성에 관련된 SIB는 전술한 실시예에서, 위성에 관련된 SIB는 온-디맨드 방식으로 송신되는 것으로 설명되나, 본 개시의 다른 실시예에 따라, 위성에 관련된 SIB는 요청 없이도 송신되도록 정의될 수 있다. 이 경우, 도 33에 예시된 절차에서, S3301 단계는 생략되고, 단말은 별도의 요청 없이 위성에 관련된 SIB를 수신할 수 있다. 이때, 단말은 위성에 관련된 SIB를 위한 스케줄링 정보를 확인한 후, 확인된 스케줄링 정보에 기반하여 위성에 관련된 SIB를 수신할 수 있다.
전술한 다양한 실시예들에 따라, 빔 크기에 기반하여 위성과의 통신을 위한 서빙 빔이 선택될 수 있다. 전술한 실시예들에서, 빔 크기를 판단하기 위해 필요한 정보, 빔의 중심 위치를 판단하기 위해 필요한 정보는 모두 위성 기지국으로부터 수신되는 것으로 설명되었다. 그러나, 다른 실시예들에 따라, 정보의 적어도 일부는 지상 기지국에 의해 제공될 수 있다. 이 경우, 어느 파라미터가 지상 기지국에 의해 제공되는지에 대한 구체적인 실시예들은 다양한 실시 형태 또는 시나리오에 따라 달라질 수 있다.
한편, 본 실시예와 관련된 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자는 상기된 기재의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 변형된 형태로 구현될 수 있음을 이해할 수 있을 것이다. 그러므로 개시된 방법들은 한정적인 관 점이 아니라 설명적인 관점에서 고려되어야 한다. 본 개시의 범위는 전술한 설명이 아니라 특허청구범위에 나타나 있으며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 차이점은 본 개시에 포함된 것으로 해석되어야 할 것이다.

Claims (20)

  1. 위성 통신을 지원하는 통신 시스템에서 단말의 빔 선택을 수행하는 방법에 있어서,
    상기 위성 통신을 지원하기 위한 고도각에 대한 제1 정보 및 빔의 중심에 대한 제2 정보를 수신하는 단계;
    상기 제1 정보 및 상기 제2 정보에 기반하여 빔의 커버리지를 결정하는 단계;
    상기 제2 정보에 기반하여 상기 단말 및 상기 빔의 중심 간 거리를 결정하는 단계; 및
    상기 빔의 커버리지 및 상기 거리에 기반하여, 상기 단말을 위한 서빙 빔을 선택하는 단계를 포함하는 빔 선택 방법.
  2. 청구항 1에 있어서,
    상기 제1 정보 및 상기 제2 정보는, 시스템 정보를 통해 수신되고,
    상기 시스템 정보는, 상기 단말을 위한 위성 통신을 지원하기 위한 반송파 주파수, 부반송파 간격, 최소 고도각(elevation angle), 최대 고도각, 프리앰블 정보, 상기 위성의 고도, 및 상기 빔의 중심 위치 중 적어도 하나를 더 포함하는 빔 선택 방법.
  3. 청구항 2에 있어서,
    상기 제2 정보는, 상기 위성이 송신하는 빔의 중심 위치에 대한 정보를 포함하며,
    상기 제1 정보는, 상기 위성의 이동에 따라 상이한 값을 가지며,
    상기 서빙 빔은, 상기 고도각에 따라 상이한 크기를 가지는 빔의 커버리지를 고려하여 결정되는 빔 선택 방법.
  4. 청구항 2에 있어서,
    상기 반송파 주파수 및 상기 부반송파 간격 각각은, 상기 단말에 설정된 주파수 대역(frequency range, FR)에 따라 달라지며,
    FR1에서 지원되는 부반송파 간격은, 15, 30, 60 kHz이고,
    FR2에서 지원되는 부반송파 간격은 60 kHz, 120 kHz이고,
    상기 서빙 빔은, 상기 단말에 설정된 주파수 대역에 따라 상이한 크기를 가지는 빔의 커버리지를 고려하여 결정되는 빔 선택 방법.
  5. 청구항 2에 있어서,
    상기 빔의 커버리지는, 상기 단말을 위해 설정된 부반송파 간격, 주파수 대역, 상기 위성의 이동에 따른 고도각에 따라 달라지며,
    상기 빔의 커버리지는, 상기 부반송파 간격이 N에서 2N으로 증가함에 따라 1/2로 변화하고,
    상기 빔의 커버리지는, 상기 주파수 대역이 M에서 2M으로 증가함에 따라 1/5 크기로 변화하고,
    상기 서빙 빔은, 상기 위성의 이동에 따른 고도각을 고려하여 선택되는 빔 선택 방법.
  6. 청구항 1에 있어서,
    상기 빔의 커버리지는, 빔의 중심으로부터의 거리에 따른, 빔 중심에 기준한 보상 이후에 잔류하는 잔여 도플러 값의 변화 특성에 기반하여 결정되는 빔 선택 방법.
  7. 청구항 1에 있어서,
    상기 빔의 커버리지의 크기를 결정하는 단계는,
    상기 위성의 궤도 또는 고도, 상기 빔을 통해 송신되는 신호의 반송파 주파수에 기반하여 최대 잔여 도플러 값을 결정하는 단계;
    상기 최대 잔여 도플러 값 및 상기 신호의 부반송파 간격에 기반하여 상기 커버리지의 크기를 결정하는 단계를 포함하는 빔 선택 방법.
  8. 청구항 7에 있어서,
    상기 위성에서 송신되는 MIB(master information block)에 포함되는 상기 부반송파 간격을 지시하는 파라미터를 확인하는 단계; 및
    상기 파라미터에 기반하여 상기 부반송파 간격을 확인하는 단계를 더 포함하는 빔 선택 방법.
  9. 청구항 8에 있어서,
    상기 부반송파 간격을 확인하는 단계는,
    상기 부반송파 간격을 지시하는 파라미터를 수신한 주파수가 속한 FR(frequency range)에 기반하여 상기 파라미터를 해석하는 단계를 포함하는 빔 선택 방법.
  10. 청구항 7에 있어서,
    상기 위성에 관련된 시스템 정보에 포함되는 상기 반송파 주파수를 지시하는 파라미터를 확인하는 단계를 더 포함하는 빔 선택 방법.
  11. 청구항 1에 있어서,
    시스템 정보를 통해 획득되는 정보에 기반하여 상기 빔의 중심의 위치 또는 상기 단말 및 상기 빔의 중심 간 거리를 추정하는 단계를 더 포함하는 빔 선택 방법.
  12. 청구항 1에 있어서,
    NTN 접속을 위한 보조 정보를 포함하는 SIB(system information block)에 포함되는 상기 빔의 중심의 위치에 대한 정보를 확인하는 단계를 더 포함하는 빔 선택 방법.
  13. 청구항 1에 있어서,
    상기 서빙 빔을 선택하는 단계는,
    상기 거리가 상기 커버리지의 크기 이하이면, 상기 제1 정보 및 상기 제2 정보를 전달한 빔을 상기 서빙 빔으로서 선택하는 단계를 포함하는 빔 선택 방법.
  14. 청구항 1에 있어서,
    상기 빔의 커버리지를 결정하는 단계는,
    시스템 정보에 기반하여 획득되는 제1 정보 셋에 기초하여 차등 지연을 고려한 제1 빔 크기를 결정하는 단계;
    상기 시스템 정보에 기반하여 획득되는 제2 정보 셋에 기초하여 도플러 천이에 대한 보상을 고려한 제2 빔 크기를 결정하는 단계; 및
    상기 제1 빔 크기와 상기 제1 빔 크기 중 더 작은 빔 크기를 기반으로 상기 위성에서 사용하는 빔의 커버리지의 크기를 결정하는 단계를 포함하는 빔 선택 방법.
  15. 청구항 14에 있어서,
    상기 제1 정보 셋은, 최소 고도각, 프리앰블 정보, 부반송파 간격, 및 상기 위성의 고도 중 적어도 하나를 포함하며,
    상기 제2 정보 셋은, 상기 빔을 통해 송신되는 신호의 반송파 주파수, 상기 부반송파 간격, 최대 고도각, 및 상기 위성의 고도 중 적어도 하나를 포함하는 빔 선택 방법.
  16. 청구항 14에 있어서,
    상기 차등 지연은, 최대 랜덤 억세스 거리, 및 최대 타이밍 어드밴스 거리 중 적어도 하나에 기반하여 제한되는 빔 선택 방법.
  17. 청구항 14에 있어서,
    상기 제1 빔 크기는, 랜덤 억세스 프리앰블 정보를 이용하여 계산되는 최대 랜덤 억세스 거리를 기반으로 결정되는 빔 선택 방법.
  18. 청구항 14에 있어서,
    상기 제1 정보 셋은, 최소 고도각을 포함하며,
    상기 최소 고도각은, 미리 정의되는 값을 포함하는 빔 선택 방법.
  19. 청구항 14에 있어서,
    상기 제2 정보 셋은, 최대 고도각을 포함하며,
    상기 최대 고도각은, NTN 접속을 위한 보조 정보를 포함하는 SIB에 포함되는 빔 선택 방법.
  20. 무선 통신 시스템에서 단말에 있어서,
    송수신기; 및
    상기 송수신기에 연결된 적어도 하나의 프로세서를 포함하며,
    상기 적어도 하나의 프로세서는,
    상기 위성 통신을 지원하기 위한 고도각에 대한 제1 정보 및 빔의 중심에 대한 제2 정보를 수신하고,
    상기 제1 정보 및 상기 제2 정보에 기반하여 빔의 커버리지를 결정하고,
    상기 제2 정보에 기반하여 상기 단말 및 상기 빔의 중심 간 거리를 결정하고,
    상기 빔의 커버리지 및 상기 거리에 기반하여, 상기 단말을 위한 서빙 빔을 선택하도록 제어하는 단말.
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