WO2024253253A1 - 다중 저궤도 위성을 이용한 요인 그래프 최적화 기반의 측위 방법 및 장치 - Google Patents

다중 저궤도 위성을 이용한 요인 그래프 최적화 기반의 측위 방법 및 장치 Download PDF

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하산 엠디.알리
박주하
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    • G—PHYSICS
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    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
    • G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/42—Determining position
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S5/00—Position-fixing by co-ordinating two or more direction or position line determinations; Position-fixing by co-ordinating two or more distance determinations
    • G01S5/02—Position-fixing by co-ordinating two or more direction or position line determinations; Position-fixing by co-ordinating two or more distance determinations using radio waves

Definitions

  • the present disclosure relates to positioning using multiple low-orbit satellites, and to a positioning method and device based on factor graph optimization (FGO).
  • FGO factor graph optimization
  • GNSS Global Navigation Satellite System
  • LEO low earth orbit
  • the present disclosure provides a method and device for performing precise positioning based on factor graph optimization (FGO) using multiple low-Earth orbit satellites.
  • FGO factor graph optimization
  • the present disclosure provides a method and device for determining factors of a factor graph in a positioning method.
  • the present disclosure provides a method and device for determining a delta range factor and a Doppler velocity factor in a positioning method.
  • the present disclosure provides a method and device in which state variables are linked by a Doppler velocity factor in a positioning method.
  • the present disclosure provides a method and device for performing positioning based on covariance and factor graph optimization in a positioning method.
  • a method for positioning a terminal using multiple low-orbit satellites may include the steps of receiving signals from at least one low-orbit satellite, obtaining ephemeris data of each of the low-orbit satellites, determining a Doppler shift based on the ephemeris data and the signal, determining a state variable and at least one factor to be used in factor graph optimization, and obtaining a positioning result using the factor graph optimization based on the Doppler shift.
  • the at least one factor may include a delta range factor and a Doppler velocity factor.
  • the state variables can be connected by a Doppler velocity factor.
  • the error function value of the delta range factor may be determined based on the difference between the delta range measurement vector and the observation function for measuring the Doppler shift, and the error function value of the Doppler velocity factor may be determined based on the difference between the velocity measurement vector and the observation function for measuring the velocity.
  • the covariance matrix of the delta range factor and the Doppler velocity factor can be determined based on the elevation angle and carrier-to-noise ratio of the low-orbit satellite.
  • the positioning result can be determined based on an error function value of the delta range factor, an error function value of the Doppler velocity factor, and a covariance matrix.
  • the state variable may include at least one of a position of the terminal, a velocity of the terminal, or a receiver clock bias.
  • the celestial data may include at least one of a status of each of the low-orbit satellites, an age of the data, a clock correction factor, or a parameter value regarding the orbit.
  • a terminal utilizing satellite communication may include a transceiver and at least one processor connected to the transceiver, wherein the at least one processor receives signals from at least one low-orbit satellite, respectively, acquires ephemeris data of each of the low-orbit satellites, determines a Doppler shift based on the ephemeris data and the signal, and determines state variables and at least one factor to be used in factor graph optimization; and obtains a positioning result using the factor graph optimization based on the Doppler shift.
  • a terminal can perform precise positioning using multiple low-orbit satellites.
  • a terminal can perform precise positioning based on the Doppler velocity factor.
  • FIG. 1 is a diagram illustrating an example of a network supporting satellite communication according to one embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 2 is a diagram illustrating another example of a network system supporting satellite communication according to one embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 3 is a diagram illustrating an example of a wireless device in a system supporting satellite communication according to one embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 4 is a diagram showing a path along which a satellite and a terminal perform communication in an urban canyon according to one embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 5 is a diagram showing an error distribution in a line of sight (LOS) environment according to one embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 6 is a diagram showing an error distribution in a non-LOS environment according to one embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 7 is a diagram showing an environment of a positioning method using a low-orbit satellite according to one embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 8 is a diagram illustrating the structure of a factor graph according to one embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 9 is a diagram illustrating an example in which a Doppler shift occurs according to one embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 10 is a diagram illustrating a procedure for performing positioning using low-orbit satellites according to one embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 1 is a diagram illustrating 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, 120-2), and a gateway (130).
  • the terminal (110) is a user device and may be a mobile or fixed device.
  • the terminal (110) may support variable service bands and operation information according to the capability and application operation of the terminal (110).
  • the terminal (110) may be operated in a fixed form, a form specialized for mobility, or various forms according to the characteristics of the terminal (110).
  • the terminal (110) may be referred to as a 'UE (user equipment)'.
  • the satellites (120-1, 120-2) fly/operate in a fixed 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, 120-2) with a link to access the network.
  • a link between a terminal (110) and a satellite (120-1) is referred to as a service link
  • a link between satellites (120-1, 120-2) and a gateway (130) is referred to as a feeder link.
  • the link may be a link based on the NR standard.
  • a link newly defined in an evolved next-generation wireless communication system may be adaptively applied, or a link based on various interfaces of a communication system introduced by industry needs rather than the NR standard may be applied.
  • an inter-satellite link ISL
  • ISL inter-satellite link
  • the satellite radio interface of the feeder link and the service link may be NR-Uu.
  • the satellite performs radio frequency filtering and frequency conversion and amplification functions.
  • onboard functions are built into the satellite, whereby the satellite may perform some or all of the base station functions, such as switching and routing, coding and modulation, and decoding and demodulation, in addition to radio frequency filtering, frequency conversion and amplification.
  • FIG. 2 is a diagram illustrating another example of a network system supporting satellite communication according to one embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 2 illustrates an example of an NTN that provides non-terrestrial connectivity to a terminal (210) by 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 a Uu interface.
  • the link between the NTN payload (220) and the NTN gateway (230) is a feeder link.
  • the link between the NTN gateway (230) and the AMF/UPF (240) may be based on an NG interface.
  • the NTN payload (220) may transparently forward a wireless protocol received from the terminal (210) to the NTN gateway (230) via the service link. Similarly, the NTN payload (220) can transparently forward a wireless protocol received from the NTN gateway (230) to the terminal (210) via a feeder link.
  • a base station may service multiple NTN payloads.
  • An NTN payload may be serviced by multiple base stations.
  • the NTN payload (220) can change the carrier frequency before retransmitting data on the service link. That is, the NTN payload (220) can use different carrier frequencies on the service link and the feed link.
  • a network identifier at least one of an AMF name, an NR cell global identifier (NCGI), a CgNB identifier (CgNB ID), a global gNB ID, a tracking area identity (TAI), a Single Network Slice Selection Assistance information (S-NSSAI), a Network Slice AS Group (NSAG), a Network Identifier (NID), a Closed Access Group (CAG) ID, and a Local NG-RAN node ID (Identifier) may be used, and additionally, a Mapped Cell ID may be further used.
  • the tracking area may correspond to a fixed geographical area.
  • Non-geosynchronous orbits include low earth orbits with altitudes of about 300 km to 1500 km and medium earth orbits with altitudes of about 7000 km to 25000 km.
  • Service links can be classified into three types: earth-fixed, quasi-earth-fixed, and earth-moving.
  • the earth-fixed type provides beam(s) that continuously cover the same geographic area at all times.
  • a satellite having a geosynchronous orbit (GSO) can provide an earth-fixed type service link.
  • the quasi-earth-fixed type provides beam(s) that continuously cover the same geographic area for a limited period of time, and provides beams that cover different geographic areas for different periods of time.
  • a satellite having a non-earth-synchronous orbit can provide a quasi-earth-fixed type service link using steerable beams.
  • the earth-moving type provides beams whose coverage area slides over the surface of the Earth.
  • a satellite with a non-Earth-synchronous orbit could provide an Earth-mobile type service link using fixed or steerable beams.
  • the base station can provide quasi-Earth-fixed cell coverage or Earth-mobile cell coverage.
  • the base station can provide Earth-fixed cell coverage.
  • a change in the service link can be referred to a change in the serving satellite.
  • Pre-compensation by the terminal can be performed as follows.
  • the network can broadcast common TA (timing advance) parameters and ephemeris information.
  • the common TA means an offset corresponding to the RTT between the NTN payload and the RP (reference point).
  • the terminal before connecting to the NTN cell, the terminal has information about the satellite orbit and the common TA, and further, will have a valid GNSS (global navigation satellite system) position.
  • the terminal can calculate the RTT (round trip time) of the serving link based on the GNSS position and the satellite orbit, and pre-compensate the frame time difference between the downlink and uplink (e.g., T TA ).
  • the terminal can compute the frequency Doppler shift considering the terminal's position and the 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 acquires a valid GNSS position and a valid satellite orbit.
  • the terminal can continuously update the TA and frequency pre-compensation.
  • the terminal can be configured to report the TA during the random access procedure or in the connected mode. In the connected mode, event-triggered based TA reporting can be supported.
  • the O&M (operations and maintenance) requirements are as follows.
  • the following NTN related parameters can be provided to the base station providing non-terrestrial connectivity by the O&M.
  • orbital information describing coordinates or orbital trajectory information of an NTN satellite can be provided.
  • the orbital information can be provided upon request of the base station or on a regular basis.
  • the format of the orbital information two different sets can be supported.
  • the first set includes satellite position and velocity state vectors, i.e., position and velocity.
  • the second set can include at least one of semi-major axis, eccentricity, argument of periapsis, longitude of ascending node, inclination, and mean anomaly at epoch time to.
  • additional information may be provided to enable location information of NTN gateways and base station operation for feeder/service link switches.
  • Information related to the satellite's orbit and the position of the NTN gateway may be used for at least one of uplink timing and frequency synchronization. Additionally, information related to the satellite's orbit and the position of the NTN gateway may also be used for mobility management purposes and random access.
  • the NTN related parameters provided to the base station by the O&M may depend on the type of service link supported (e.g., Earth-fixed beam, quasi-Earth-fixed beam, moving beam, etc.).
  • FIG. 3 is a diagram showing an example of a wireless device (300) in a system supporting satellite communication according to an embodiment of the present disclosure.
  • the wireless device (300) included in the positioning system according to an embodiment of the present disclosure may be a mobile terminal such as a smart phone, a tablet PC, or a wearable device, but may not be limited thereto.
  • the wireless device (300) may include at least one control unit (310), at least one memory (320), at least one power supply unit (330), at least one transceiver unit (340), at least one input unit (350), at least one output unit (360), and/or at least one antenna (370).
  • the control unit (310) can control the memory (320) and/or the transceiver (340), and can be configured to implement the descriptions, functions, procedures, suggestions, methods, and/or operation flowcharts disclosed in this document.
  • the memory (320) can be connected to the control unit (310) and can store various information related to the operation of the control unit (310). For example, the memory (320) can perform some or all of the controls controlled by the control unit (310), or store software codes including commands for performing the descriptions, functions, procedures, suggestions, methods, and/or operation flowcharts disclosed in this document.
  • the transceiver (340) can be connected to the control unit (310) and can transmit and/or receive wireless signals via at least one antenna (370).
  • the transceiver (340) can include a transmitter and/or a receiver.
  • the transceiver (340) may include a receiver that receives signals from a low-orbit satellite.
  • At least one control unit (310) may be referred to as a controller, a microcontroller, a microprocessor, or a microcomputer.
  • the at least one control unit (310) may be implemented by hardware, firmware, software, or a combination thereof.
  • ASIC application specific integrated circuit
  • DSP digital signal processor
  • DSPD digital signal processing device
  • PLD programmable logic device
  • FPGA field programmable gate array
  • the descriptions, functions, procedures, suggestions, methods, and/or operational flowcharts disclosed in this document may be implemented by firmware or software that is configured to perform the at least one control unit (310), or may be stored in at least one memory (320) and driven by the at least one control unit (310).
  • the descriptions, functions, procedures, suggestions, methods and/or flow charts disclosed in this document may be implemented using firmware or software in the form of code, instructions and/or sets of instructions.
  • At least one transceiver (340) can transmit user data, control information, wireless signals/channels, etc. mentioned in the methods and/or the flowcharts of this document to at least one other device. At least one transceiver (340) can receive user data, control information, wireless signals/channels, etc. mentioned in the descriptions, functions, procedures, proposals, methods and/or the flowcharts of this document from at least one other device.
  • at least one transceiver (340) can be connected to at least one control unit (310) and can transmit and receive wireless signals.
  • at least one control unit (310) can control at least one transceiver (340) to transmit user data, control information, or wireless signals to at least one other device.
  • At least one antenna (370) can be multiple physical antennas or multiple logical antennas (e.g., antenna ports).
  • At least one transceiver (340) can convert received user data, control information, wireless signals/channels, etc. from RF band signals to baseband signals in order to process the received user data, control information, wireless signals/channels, etc. using at least one control unit (310).
  • At least one transceiver (340) can convert processed user data, control information, wireless signals/channels, etc. from baseband signals to RF band signals using at least one control unit (310).
  • the input unit (350) is a configuration for obtaining information such as user input, images, and audio, and may include various input means such as various mechanical/electronic input means, cameras, and microphones.
  • the output unit (360) is for providing information to users, etc. by generating output related to sight, hearing, or touch, and may include a display, a speaker, a vibration module, and the like.
  • the wireless device (300) supplies power through the power supply unit (330), and the power supply unit (330) may include a wired/wireless charging circuit, a battery, and the like.
  • the wireless device (300) may be a mobile device such as a mobile robot, a vehicle, a train, an aerial vehicle (AV), a ship, etc.
  • the device may further include a driving unit including at least one of an engine, a motor, a power train, wheels, brakes, and a steering device of the device, a sensor unit that supplies power and senses status information, environmental information, and user information around the device, an autonomous driving unit that performs functions such as path maintenance, speed control, and destination setting, and at least one of a position measuring unit that obtains mobile location information through a global positioning system (GPS) and various sensors.
  • GPS global positioning system
  • GNSS-based positioning methods may have low accuracy in urban canyon environments.
  • satellite signals may not be directly transmitted to terminals, and terminals may be forced to receive satellite signals through multiple paths. Therefore, there may be a large amount of error in current GNSS-based terminal position estimation.
  • FIG. 4 is a diagram showing a path along which a satellite and a terminal (410) perform communication in an urban canyon according to one embodiment of the present disclosure.
  • GNSS can perform globally referenced positioning in an outdoor environment.
  • the terminal (410) can perform positioning based on a pseudorange.
  • the pseudorange can be affected by non-line-of-sight (NLOS) and multipath.
  • NLOS non-line-of-sight
  • the strength of a GNSS signal can be reduced in an indoor environment and an urban canyon.
  • an inertial navigation system INS
  • INS inertial navigation system
  • INS can be less sensitive than GNSS under conditions in which the environment changes.
  • INS can be implemented by measuring linear acceleration and angular velocity in a high frequency domain.
  • INS has a disadvantage in that errors accumulate over time.
  • the GNSS-INS integration method can be an alternative method in an environment where GNSS is blocked.
  • a Kalman filter (KF), an extended Kalman filter (Extended KF), and an unscented KF which are types of Bayesian filters, can be used.
  • a first-order Markov chain can be applied to these methods, and noise can be modeled as a Gaussian distribution.
  • a signal transmitted by the first satellite (420#1) can experience only a line-of-sight (LOS) environment.
  • LOS line-of-sight
  • the error distribution of the measurement data can appear similar to a Gaussian distribution, as shown in FIG. 5. Therefore, the terminal (410) can perform relatively accurate positioning.
  • the positioning quality may deteriorate.
  • a signal transmitted by the second satellite (420#2) can experience both an LOS environment and a non-LOS environment. Therefore, the error distribution of the measurement data may vary depending on the position of the satellite.
  • the error distribution of GNSS measurement data can be shown as a non-Gaussian distribution, as shown in Fig. 6, and since the environment changes over time in the case of non-geostationary satellites, the error distribution in the urban canyon can have a high time-correlation.
  • LEO-based communications can have several advantages over traditional medium earth orbit (MEO) and geostationary (GEO) satellite-based communications.
  • MEO medium earth orbit
  • GEO geostationary
  • LEO-PNTRC LEO-based positioning, navigation, timing, remote sensing and communications
  • LEO satellite constellations can be a reliable source for measuring Doppler frequency shifts.
  • GNSS global navigation satellite systems
  • FGO Factor graph optimization
  • the present disclosure proposes a factor graph optimization based on a positioning method utilizing robust Doppler shift measurements using a low-orbit satellite constellation.
  • the delta range factor and the Doppler velocity factor which can act as error functions, can be considered.
  • the delta range factor can indicate the error between the Doppler shift measurement and the observation.
  • the Doppler velocity factor can indicate the error between the Doppler velocity measurement and the observation between two consecutive epochs.
  • the estimation state can be connected using the Doppler velocity factor. In this case, communication with the satellite may be required in order to measure the Doppler shift.
  • FIG. 7 is a diagram showing an environment of a positioning method using a low-orbit satellite according to an embodiment of the present disclosure.
  • a low-orbit satellite can approach the Earth relatively closer than a geostationary or medium-orbit satellite of a GNSS. Since a low-orbit satellite can have an orbit of 780 km in altitude, it can transmit a signal that is 20 dB stronger than a GNSS signal to a terminal.
  • a low-orbit satellite constellation can provide sufficiently diverse LOS vectors.
  • a terminal can select a satellite most suitable for network communication and registration procedures among a plurality of satellites beyond the horizon.
  • a signal from a low-orbit satellite can penetrate indoors, and a low-orbit satellite communication system can provide good coverage even in a deep urban canyon environment.
  • a communication delay time can be shortened from 700 ms to 100 ms, and a low-orbit satellite close to the Earth's orbit can provide strong signal power and a high Doppler frequency shift range ( ⁇ 40 kHz). Therefore, the Doppler shift-based positioning technology of LEO satellite signals can be an alternative to the current pseudorange-based GNSS.
  • a factor graph optimization system based on Doppler shift measurement using LEO satellite constellation can be proposed without using data of other types of sensors (INS, IMU), etc.
  • the Doppler shift measurement of LEO satellite signals can be utilized.
  • each factor can act as an error function, and the delta range factor and the Doppler velocity factor can be considered.
  • the delta range factor can indicate the error between the Doppler measurement and the observation.
  • the Doppler velocity factor can indicate the error between the Doppler velocity measurement and the observation between two consecutive epochs.
  • the estimation state can be connected using the Doppler velocity factor.
  • a factor graph is a bipartite undirected graph, and can be used for modeling large functions with many variables by factoring them into small local subsets. Since the joint probability distribution can be expressed as a product of several single factors as in [Mathematical Formula 1] below, the large function can be analyzed more easily.
  • [Mathematical Formula 1] stands for a joint probability distribution, is a variable means a local subset of , represents a factor of a joint probability distribution. Also, a factor graph can be used to express the relationship between an unknown state and a factor.
  • FIG. 8 is a diagram illustrating a structure of a factor graph according to an embodiment of the present disclosure.
  • a factor graph is a visual representation of unknown state variables (e.g., variable nodes) and factors that are functions of the state variables (e.g., factor nodes).
  • a delta range factor and a Doppler velocity factor may be considered as factors.
  • the Doppler velocity factor may be used to connect state variables.
  • the delta range factor may be connected to each state variable as many as the number of satellites.
  • the Doppler velocity factor may mean a factor related to the position of the terminal, and the delta range factor may mean a factor related to a Doppler shift, which is a frequency difference between a signal transmitted from 7 satellites and a signal received by the terminal.
  • four delta range elements are connected to each state node, which assumes a situation where the number of satellite signals considered is four.
  • the number of satellite signals may vary depending on the performance of the terminal and the target positioning accuracy.
  • the state variable may include at least one of the position of the terminal, the velocity of the terminal, and the clock bias of the terminal. Therefore, the state variable may be configured as in the following [Mathematical Formula 2].
  • [Mathematical Formula 2] represents the state of the terminal (receiver) at the kth epoch, means the location of the terminal, refers to the speed of the terminal, refers to the clock drift of the terminal.
  • the Doppler velocity factor can be determined based on two continuous state variables, and thus can be a factor related to velocity.
  • the states of all terminals and the positions of the satellites can be considered based on the earth-entered earth-fixed (ECEF) frame. Since the state variables include the velocity and clock drift together with the position of the terminal, the velocity of the terminal can be considered when performing positioning, and more precise positioning can be enabled. Referring to Fig.
  • the terminal receives a signal from a satellite, the terminal measures a Doppler shift, and determines a delta range factor and a Doppler velocity factor based on the measured Doppler shift, and performs optimization based on a factor graph, thereby determining a set of state variables, x, and a specific method can be used as described below.
  • FIG. 9 is a diagram illustrating an example in which a Doppler shift occurs according to one embodiment of the present disclosure.
  • the Doppler shift refers to a change in the frequency of an electromagnetic signal due to the relative movement between a terminal (910) and a low-orbit satellite (920).
  • the terminal (910) and the low-orbit satellite (920) are moving. and At this point, the positions of the low-orbit satellites (920) are and .
  • P and Q are respectively and At this point, it refers to the sub-satellite point of the low-orbit satellite (920).
  • the LOS vector r between the terminal (910) and the low-orbit satellite (920) is indicated by a dotted line.
  • the Doppler shift can be expressed as in [Mathematical Formula 3] below.
  • the frequency of the signal transmitted by the low-orbit satellite (920) About can be expressed as in [Mathematical Formula 4] below.
  • the LOS vector r between the terminal (910) and the low-orbit satellite (920) can be expressed as in [Mathematical Formula 5] below.
  • Equation 6 refers to the speed of a low-orbit satellite (920), refers to the speed of the terminal (910).
  • the clock used in the terminal (910) may not be as accurate as a GNSS satellite having an atomic clock. Therefore, the clock of the terminal (910) may have an error (bias).
  • the clock error of the terminal (910) may be called a receiver clock drift.
  • the clock drift of the terminal (910) If so, the error that occurs in the estimation of the frequency of the received signal can be expressed as in [Mathematical Formula 8] below.
  • the terminal (910) can extract multiple signals from multiple different low-orbit satellites. Accordingly, the Doppler shift for each signal of the multiple low-orbit satellites can be calculated. Accordingly, the delta range for n low-orbit satellites can be expressed as in the following [Mathematical Formula 12].
  • Equation 12 means the delta range of the kth low-orbit satellite, denotes the position of the kth satellite, represents the velocity of the kth satellite.
  • the number of low-orbit satellites can be used, such as GNSS.
  • the number of low-orbit satellites is not limited to a specific number, and the number of low-orbit satellites received can be implemented differently depending on the performance and purpose of the terminal.
  • [Mathematical expression 12] Based on the actually measured delta range Theoretically, it can be identical to the calculation of the right-hand side of [Equation 12]. Since the terminal can know the velocity and position of the satellite through celestial data, the right-hand side of [Equation 12] can be viewed as a function of the position, velocity, and clock drift of the terminal. That is, the right-hand side of [Equation 12] can be viewed as a value that can change depending on the result estimated by the terminal of the position, velocity, and clock drift of the terminal, and an observation function can be defined based on this.
  • the Jacobian matrix can be expressed as [Mathematical Formula 14] below.
  • the terminal measures the delta range vector based on the frequency shift measured from the satellite. can be determined, and the error function for the delta range factor is can be expressed as [Mathematical Formula 15] below.
  • Equation 15 stands for the covariance matrix, is the covariance matrix It refers to the Mahalanobis distance based on .
  • the satellite's elevation angle and carrier-to-noise ratio ( ) can be calculated based on.
  • the terminal can estimate the initial position of the terminal by using the least square method based on [Mathematical Formula 12] and [Mathematical Formula 14]. Since the position of the satellite can be obtained based on celestial data, the terminal can calculate the elevation angle based on the estimated initial position and the position of the satellite.
  • the observation model for the speed of the terminal (910) can be expressed as [Mathematical Formula 16] below.
  • Equation 16 means a speed measurement vector determined based on the least square method using [Mathematical Formula 12] and [Mathematical Formula 14], stands for the observation function for speed measurement, refers to the noise associated with speed measurement.
  • Equation 17 represents the time interval between two consecutive epochs.
  • Delta range measurement vector Error function for Doppler velocity factor can be expressed as [Mathematical Formula 18] below.
  • Equation 18 stands for the covariance matrix, is the covariance matrix It refers to the Mahalanobis distance based on .
  • the satellite's elevation angle and carrier-to-noise ratio ( ) can be calculated based on the Doppler velocity factor.
  • the Doppler velocity factor is determined based on two consecutive state variables. Therefore, as shown in Fig. 9, class The Doppler velocity factor in between can be connected to the edge.
  • the objective function for positioning based on factor graph optimization can be expressed as a sum of error functions, and the terminal can perform positioning by estimating the state variable x that minimizes the value of the objective function as in [Mathematical Formula 19] below.
  • FIG. 10 is a diagram illustrating a procedure for performing positioning using low-orbit satellites according to one embodiment of the present disclosure.
  • a terminal can estimate the current position of the terminal by receiving a signal from at least one satellite.
  • the terminal receives signals from low-orbit satellites.
  • the received signals may be signals for mobile communication, etc., but are not limited to specific signals. At least one of a signal for communication between the satellite and the terminal or a separate reference signal for positioning may be used.
  • the terminal in the urban canyon can select a satellite that is not obscured from the view among the numerous satellites deployed in the low-orbit satellite constellation.
  • the terminal acquires ephemeris data of low-orbit satellites.
  • the ephemeris data can be acquired in various ways.
  • the low-orbit satellites can transmit their ephemeris data to the terminal in a broadcast manner.
  • the ephemeris data can be transmitted in a unicast manner through an RRC connection between the terminal and the low-orbit satellites.
  • the ephemeris data can include at least one of a week number, satellite accuracy and status, data age, satellite clock correction coefficient, and orbital parameter values.
  • the satellites periodically transmit ephemeris data, so that the terminals can estimate the positions and velocities of the satellites.
  • the ephemeris data can be provided in the form of a TLE (two-line element) file.
  • Assisted GPS (A-GPS) technology can be used to acquire the ephemeris data.
  • the ephemeris data can be transmitted to the terminal through a terrestrial communication network.
  • the terminal measures the Doppler shift.
  • the terminal can measure the Doppler shift by measuring the frequency of the received signal, and the difference between the frequency actually transmitted by the satellite and the frequency measured by the terminal.
  • the measured Doppler shift can be used to calculate an error function.
  • the frequency of the signal transmitted by the satellite can be preset to a specific frequency. Therefore, the terminal can measure the Doppler shift by comparing the frequency of the received signal with the preset frequency when it already knows it.
  • the satellite can transmit celestial data including information about the frequency transmitted by the satellite to the terminal.
  • the terminal determines the delta range factor and the Doppler velocity factor.
  • the terminal may first set the state variables to be used in the factor graph optimization method.
  • the state variables may include at least one of the position of the terminal, the velocity of the terminal, or the receiver clock bias.
  • the delta range factor may be determined based on the state variables of the terminal, and the Doppler velocity factor may be determined based on two consecutive state variables. Therefore, two consecutive state variables may be connected by the Doppler velocity factor.
  • the error function for the delta range factor may be determined based on the difference between the delta range measurement vector and the observation function for measuring the Doppler shift, as in [Mathematical Formula 15].
  • the error function for the Doppler velocity factor may be determined based on the difference between the velocity measurement vector and the observation function for measuring the velocity, as in [Mathematical Formula 18].
  • the terminal may determine the elevation angle and carrier-to-noise ratio ( ) can be used to determine the covariance matrix, and the error function can be calculated using the Mahalanobis distance based on the covariance matrix.
  • the elevation angle of the satellite can be determined based on the position of the terminal and the position of the satellite.
  • the terminal can determine the position of the satellite based on celestial data.
  • the position of the terminal can use a position estimated primarily using the least square method based on the calculated Doppler shift.
  • the position of the terminal estimated primarily can be estimated using the least square method based on the delta range factor as in [Mathematical Formula 12] and [Mathematical Formula 14].
  • step S1009 the terminal determines the position of the terminal based on factor graph optimization.
  • the value calculated in the error function may change. Therefore, the position estimation of the terminal using the factor graph can be determined by finding a state x where the sum of the values of the error function for the delta range factor and the error function for the Doppler velocity factor is minimized based on covariance, as in [Mathematical Formula 19].
  • receiving celestial data is for obtaining basic data for determining the position and velocity of the satellite and can be performed before the step of receiving satellite signals.

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Abstract

본 개시는 다중 저궤도 위성을 이용한 단말의 측위 방법에 관한 것으로, 적어도 하나의 저궤도 위성으로부터 각각 신호를 수신하는 단계, 상기 저궤도 위성들 각각의 천체 데이터(ephemeris data)를 획득하는 단계, 상기 천체 데이터 및 상기 신호를 기반으로 도플러 천이(doppler shift)를 결정하는 단계, 요인 그래프 최적화(factor graph optimization)에서 사용될 상태 변수 및 적어도 하나의 요인을 결정하는 단계, 상기 도플러 천이를 기반으로 상기 요인 그래프 최적화를 이용한 측위 결과를 획득하는 단계를 포함할 수 있다.

Description

다중 저궤도 위성을 이용한 요인 그래프 최적화 기반의 측위 방법 및 장치
본 개시는 다중 저궤도 위성을 이용한 측위에 관한 것으로, 요인 그래프 최적화(factor graph optimization, FGO)기반의 측위 방법 및 장치에 관한 것이다.
GNSS(Global Navigation Satellite System)은 위성을 이용하여 지상물의 위치, 고도, 속도 등에 관한 정보를 제공하는 시스템이다. GNSS에 따른 측위 방식은 사용자의 지리적 위치에 관계없이 수신기를 구비하면 신호를 이용할 수 있는 점, 수신기가 소형인 점, 실시간으로 출력을 얻을 수 있어 이동 중에도 작업할 수 있는 점 등이 장점으로 꼽힌다. 다만, GNSS는 전파 지연이나 동기 오차 등을 고려한 추정 거리인 의사거리(pseudorange) 기반의 측위를 수행하므로 정밀한 측위에 적합하지 않다. 또한 낮은 신호 파워로 인해 고층 빌딩들이 밀집한 도시 협곡(urban cannon) 환경에서 특히 정확한 측위 결과를 제공하지 못한다는 문제점을 갖고 있다. 수많은 저궤도(low earth orbit, LEO) 위성들로 이루어진 네트워크는 고궤도 위성에 비해 LOS(line of sight) 환경을 쉽게 확보할 수 있고, 지연 시간이 짧기 때문에 더 정밀한 측위에 적합할 수 있다.
본 개시는 다중 저궤도 위성을 이용한 요인 그래프 최적화(factor graph optimization, FGO) 기반의 정밀 측위를 수행하는 방법 및 장치를 제공하는 것이다.
본 개시는 측위 방법에 있어서, 요인 그래프의 요인을 결정하는 방법 및 장치를 제공하는 것이다.
본 개시는 측위 방법에 있어서, 델타 범위 요인 및 도플러 속도 요인을 결정하는 방법 및 장치를 제공하는 것이다.
본 개시는 측위 방법에 있어서, 도플러 속도 요인에 의해서 상태 변수가 연결되는 방법 및 장치를 제공하는 것이다.
본 개시는 측위 방법에 있어서, 공분산 및 요인 그래프 최적화 기반으로 측위를 수행하는 방법 및 장치를 제공하는 것이다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 다중 저궤도 위성을 이용한 단말의 측위 방법에서, 적어도 하나의 저궤도 위성으로부터 각각 신호를 수신하는 단계, 상기 저궤도 위성들 각각의 천체 데이터(ephemeris data)를 획득하는 단계, 상기 천체 데이터 및 상기 신호를 기반으로 도플러 천이(doppler shift)를 결정하는 단계, 요인 그래프 최적화(factor graph optimization)에서 사용될 상태 변수 및 적어도 하나의 요인을 결정하는 단계, 상기 도플러 천이를 기반으로 상기 요인 그래프 최적화를 이용한 측위 결과를 획득하는 단계를 포함할 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 상기 적어도 하나의 요인은 델타 범위 요인 및 도플러 속도 요인을 포함할 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 상기 상태 변수는 도플러 속도 요인에 의해서 연결될 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 상기 델타 범위 요인의 오차 함수 값은 델타 범위 측정 벡터와 도플러 천이를 측정하기 위한 관찰 함수의 차를 기반으로 결정되고, 상기 도플러 속도 요인의 오차 함수 값은 속도 측정 벡터와 속도 측정을 위한 관찰 함수의 차를 기반으로 결정될 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 상기 델타 범위 요인 및 상기 도플러 속도 요인의 공분산 행렬(covariance matrix)은 상기 저궤도 위성의 고도각(elevation angle) 및 반송파 대 잡음비를 기반으로 결정될 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 측위 결과는 상기 델타 범위 요인의 오차 함수 값, 상기 도플러 속도 요인의 오차 함수 값 및 공분산 행렬을 기반으로 결정될 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 상기 상태 변수는 상기 단말의 위치, 상기 단말의 속도 또는 수신기 클록 바이어스 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 천체 데이터는 상기 저궤도 위성들 각각의 상태, 데이터의 나이, 클록 보정 계수 또는 궤도에 관한 파라미터 값 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.
본 개시의 일 실시예에 따르면, 위성 통신을 이용하는 단말은 송수신기 및 상기 송수신기에 연결된 적어도 하나의 프로세서를 포함할 수 있고, 상기 적어도 하나의 프로세서는, 적어도 하나의 저궤도 위성으로부터 각각 신호를 수신하고, 상기 저궤도 위성들 각각의 천체 데이터(ephemeris data)를 획득하고, 상기 천체 데이터 및 상기 신호를 기반으로 도플러 천이(doppler shift)를 결정하고, 요인 그래프 최적화(factor graph optimization)에서 사용될 상태 변수 및 적어도 하나의 요인을 결정하고; 및 상기 도플러 천이를 기반으로 상기 요인 그래프 최적화를 이용한 측위 결과를 획득할 수 있다.
본 개시에 기초한 실시 예들에 의해 하기와 같은 효과가 있을 수 있다.
본 개시에 따르면, 다중 저궤도 위성을 이용하여 단말은 정밀한 측위를 수행할 수 있다.
본 개시에 따르면, 다중 저궤도 위성을 이용하여 단말은 도플러 속도 요인을 기반으로 하여 정밀한 측위를 수행할 수 있다.
본 개시의 실시 예들에서 얻을 수 있는 효과는 이상에서 언급한 효과들로 제한되지 않으며, 언급하지 않은 또 다른 효과들은 이하의 본 개시의 실시 예들에 대한 기재로부터 본 개시의 기술 구성이 적용되는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확하게 도출되고 이해될 수 있다. 즉, 본 개시에서 서술하는 구성을 실시함에 따른 의도하지 않은 효과들 역시 본 개시의 실시 예들로부터 당해 기술분야의 통상의 지식을 가진 자에 의해 도출될 수 있다.
도 1은 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 네트워크의 예를 나타낸 도면이다.
도 2는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 네트워크 시스템의 다른 예를 나타낸 도면이다.
도 3는 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 시스템에서 무선 장치의 예를 나타낸 도면이다.
도 4는 본 개시의 일 실시예에 따른 도시 협곡에서 위성 및 단말이 통신을 수행하는 경로를 나타낸 도면이다.
도 5는 본 개시의 일 실시예에 따른 LOS(line of sight) 환경에서 에러 분포를 나타낸 도면이다.
도 6은 본 개시의 일 실시예에 따른 non-LOS 환경에서 에러 분포를 나타낸 도면이다.
도 7은 본 개시의 일 실시예에 따른 저궤도 위성을 이용한 측위 방법의 환경을 나타낸 도면이다.
도 8은 본 개시의 일 실시예에 따른 요인 그래프의 구조를 나타낸 도면이다.
도 9는 본 개시의 일 실시예에 따른 도플러 천이가 발생되는 예를 도시한 도면이다.
도 10은 본 개시의 일 실시예에 따른 저궤도 위성들을 이용하여 측위를 수행하는 절차를 나타낸 도면이다.
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.
도 1은 본 개시의 일 실시예에 따른 위성 통신을 지원하는 네트워크의 예를 나타낸 도면이다. 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 특징에 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 지칭되며, 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 나타낸 도면이다. 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(timing advance) 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(global navigation satellite system) 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 무선 장치(300)의 예를 나타낸 도면이다. 본 개시의 실시 예에 따른 측위 시스템에 포함되는 무선 장치(300)는 스마트폰, 태블릿 PC, 웨어러블 디바이스 등의 이동형 단말기일 수 있으나, 이에 한정되는 것은 아닐 수 있다.
도 3을 참고하면, 무선 장치(300)는 적어도 하나의 제어부(310), 적어도 하나의 메모리(320), 적어도 하나의 전원부(330), 적어도 하나의 송수신부(340), 적어도 하나의 입력부(350), 적어도 하나의 출력부(360) 및/또는 적어도 하나의 안테나(370)를 포함할 수 있다.
제어부(310)는 메모리(320) 및/또는 송수신부(340)를 제어할 수 있으며, 본 문서에 개시된 설명, 기능, 절차, 제안, 방법 및/또는 동작 순서도들을 구현하도록 구성될 수 있다. 메모리(320)는 제어부(310)와 연결될 수 있고, 제어부(310)의 동작과 관련한 다양한 정보를 저장할 수 있다. 예를 들어, 메모리(320)는 제어부(310)에 의해 제어되는 제어들 중 일부 또는 전부를 수행하거나, 본 문서에 개시된 설명, 기능, 절차, 제안, 방법 및/또는 동작 순서도들을 수행하기 위한 명령들을 포함하는 소프트웨어 코드를 저장할 수 있다. 송수신부(340)는 제어부(310)와 연결될 수 있고, 적어도 하나의 안테나(370)를 통해 무선 신호를 송신 및/또는 수신할 수 있다. 송수신부(340)는 송신기 및/또는 수신기를 포함할 수 있다. 송수신부(340)는 저궤도 위성의 신호를 수신하는 수신기를 포함할 수 있다.
적어도 하나의 제어부(310)는 컨트롤러, 마이크로 컨트롤러, 마이크로 프로세서 또는 마이크로 컴퓨터로 지칭될 수 있다. 적어도 하나의 제어부(310)는 하드웨어, 펌웨어, 소프트웨어, 또는 이들의 조합에 의해 구현될 수 있다. 일 예로, 적어도 하나의 ASIC(application specific integrated circuit), 적어도 하나의 DSP(digital signal processor), 적어도 하나의 DSPD(digital signal processing device), 적어도 하나의 PLD(programmable logic device) 또는 적어도 하나의 FPGA(field programmable gate arrays)가 적어도 하나의 제어부(310)에 포함될 수 있다. 본 문서에 개시된 설명, 기능, 절차, 제안, 방법 및/또는 동작 순서도들은 펌웨어 또는 소프트웨어를 사용하여 구현될 수 있고, 펌웨어 또는 소프트웨어는 모듈, 절차, 기능 등을 포함하도록 구현될 수 있다. 본 문서에 개시된 설명, 기능, 절차, 제안, 방법 및/또는 동작 순서도들은 수행하도록 설정된 펌웨어 또는 소프트웨어는 적어도 하나의 제어부(310)에 포함되거나, 적어도 하나의 메모리(320)에 저장되어 적어도 하나의 제어부(310)에 의해 구동될 수 있다. 본 문서에 개시된 설명, 기능, 절차, 제안, 방법 및/또는 동작 순서도들은 코드, 명령어 및/또는 명령어의 집합 형태로 펌웨어 또는 소프트웨어를 사용하여 구현될 수 있다.
적어도 하나의 송수신부(340)는 적어도 하나의 다른 장치에게 본 문서의 방법들 및/또는 동작 순서도 등에서 언급되는 사용자 데이터, 제어 정보, 무선 신호/채널 등을 전송할 수 있다. 적어도 하나의 송수신부(340)는 적어도 하나의 다른 장치로부터 본 문서에 개시된 설명, 기능, 절차, 제안, 방법 및/또는 동작 순서도 등에서 언급되는 사용자 데이터, 제어 정보, 무선 신호/채널 등을 수신할 수 있다. 예를 들어, 적어도 하나의 송수신부(340)는 적어도 하나의 제어부(310)와 연결될 수 있고, 무선 신호를 송수신할 수 있다. 예를 들어, 적어도 하나의 제어부(310)는 적어도 하나의 송수신부(340)가 적어도 하나의 다른 장치에게 사용자 데이터, 제어 정보 또는 무선 신호를 전송하도록 제어할 수 있다. 본 문서에서, 적어도 하나의 안테나(370)는 복수의 물리 안테나이거나, 복수의 논리 안테나 (예: 안테나 포트)일 수 있다. 적어도 하나의 송수신부(340)는 수신된 사용자 데이터, 제어 정보, 무선 신호/채널 등을 적어도 하나의 제어부(310)를 이용하여 처리하기 위해, 수신된 무선 신호/채널 등을 RF 밴드 신호에서 베이스밴드 신호로 변환(convert)할 수 있다. 적어도 하나의 송수신부(340)는 적어도 하나의 제어부(310)를 이용하여 처리된 사용자 데이터, 제어 정보, 무선 신호/채널 등을 베이스밴드 신호에서 RF 밴드 신호로 변환할 수 있다.
입력부(350)는 사용자 입력, 영상, 오디오 등의 정보를 획득하기 위한 구성 으로서, 각종 기계식/전자식 입력 수단, 카메라, 마이크로폰 등의 다양한 입력 수 단을 포함할 수 있다. 출력부(360)는 시각, 청각, 또는 촉각 등과 관련된 출력을 발생시켜 사용자 등에게 정보를 제공하기 위한 것으로서, 디스플레이, 스피커, 진 동 모듈 등을 포함할 수 있다. 무선 장치(300)는 전원부(330)를 통해 전원을 공급하며, 전원부(330)는 유/무선 충전 회로, 배터리 등을 포함할 수 있다.
무선 장치(300)는 이동형 로봇, 차량, 기차, 유/무인 비행체(aerial vehicle, AV), 선박 등과 같은 이동 장치일 수 있다. 이 경우, 장치는 장치의 엔진, 모터, 파워 트레인, 바퀴, 브레이크, 조향 장치 중 적어도 하나를 포함하는 구동부, 전원을 공급하며, 장치 주변의 상태 정보, 환경 정보, 사용자 정보를 센싱하는 센서부, 경로 유지, 속도 조절, 목적지 설정 등의 기능을 수행하는 자율 주행부, GPS(global positioning system) 및 다양한 센서를 통하여 이동체 위치 정보를 획득하는 위치 측정부 중 적어도 하나를 더 포함할 수 있다.
현재 GNSS 기반의 측위 방법은 도시 협곡(urban canyons) 환경에서 낮은 정확도를 가질 수 있다. 도시 협곡환경에서, 위성의 신호가 단말에게 직접 전달되는 것을 막고, 단말은 다중 경로를 통해 위성의 신호를 수신하도록 강요될 수 있다. 따라서 현재 GNSS 기반의 단말의 위치 추정에 있어서, 오차가 많이 발생될 수 있다.
도 4는 본 개시의 일 실시예에 따른 도시 협곡에서 위성 및 단말(410)이 통신을 수행하는 경로를 나타낸 도면이다. GNSS는 실외 환경에서 전세계적으로 기준이 되는 측위(globally referenced positioning)을 수행할 수 있다. GNSS를 이용하는 경우, 단말(410)은 의사거리(pseudorange)를 기반으로 측위를 수행할 수 있다. 도 4와 같이 의사거리는 NLOS(non-line-of-sight) 및 다중 경로에 영향을 받을 수 있다. 나아가 실내 환경 및 도시 협곡에서 GNSS 신호의 세기가 낮아질 수 있다. 반면에 INS(inertial navigation system)는 환경이 변화하는 조건에서 GNSS 보다 덜 민감할 수 있다. INS는 높은 주파수 영역에서 직선 가속도 및 각속도 측정을 통해 구현될 수 있다. 그러나 INS은 시간이 지남에 따라 누적적으로 오차가 커지는 단점을 가진다. 따라서, GNSS-INS 통합 방법은 GNSS가 차단된 환경에서 대안적인 방법이 될 수 있다. 이때 베이즈 필터(Bayesian filter)의 한 종류인 칼만 필터(Kalman filter, KF), 확장 칼만 필터(Extended KF) 및 무향 칼만 필터(unscented KF)가 이용될 수 있다. 이 방법들은 1차 마르코프 (Markov) 체인이 적용될 수 있고, 노이즈는 가우시안 분포로 모델링 될 수 있다. 일 예로, 제1 위성(420#1)이 전송한 신호는 LOS(line-of-sight) 환경만 경험할 수 있다. 그 결과 측정 데이터의 에러 분포는 도 5와 같이 가우시안 분포와 유사하게 나타날 수 있다. 따라서 단말(410)은 비교적 정확한 측위를 수행할 수 있다. 하지만 실제 에러 분포가 가우시안 분포와 달라지게 되는 경우, 측위 품질이 낮아질 수 있다. 일 예로, 도시 협곡 환경에서, 제2 위성(420#2)이 전송한 신호는 LOS 환경 및 non-LOS 환경 모두 경험할 수 있다. 따라서 위성의 위치에 따라 측정 데이터의 에러분포가 달라 질 수 있다. 그 결과 GNSS 측정 데이터의 에러 분포는 도 6과 같이 비-가우시안 분포로 나타날 수 있고, 정지궤도 위성이 아닌 경우 시간에 따라 환경이 달라지므로, 도시 협곡에서 에러 분포는 높은 시간-상관 관계를 가질 수 있다. 즉, 노이즈가 비-가우시안 분포를 가지는 경우(예: 극단적인 값으로 인해 데이터가 오염된 경우), 측위 방법에 의한 결과 또한 편향되거나 부정확해질 수 있다. 따라서 정밀한 측위를 위해서는 극단적인 측정결과를 처리하거나 시간-상관 관계를 탐색하는 것이 필요할 수 있다. 과거 측정들 사이의 시간-상관관계를 동시에 탐색하기 위해 요인 그래프 최적화가 이용될 수 있다. 이때, 저궤도 기반 통신은 전통적인 중궤도(medium earth orbit, MEO) 및 정지궤도(geostationary, GEO) 위성 기반 통신에 비해 여러가지 장점이 있을 수 있다.
현재 GNSS 콘스텔레이션(constellations)은 양질의 기하학적 LOS 벡터를 제공하는데 비효율적이다. 반면에, 메가 저궤도 위성 콘스텔레이션은 수천대가 넘는 우주선들(space vehicles, SVs)이 투입됨으로써 많은 LOS 벡터를 제공할 수 있다. 따라서 최근에는 저궤도 위성 기반의 측위, 네비게이션, 시간측정, 원격감지 및 통신(LEO-PNTRC)에 대한 연구가 활발하게 진행되고 있다.
많은 수의 저궤도(low earth orbit, LEO) 위성 콘스텔레이션은 지구와 가까운 궤도를 가지고 있다. 따라서, 저궤도 위성 콘스텔레이션은 도플러 주파수 천이(shift)를 측정을 위한 신뢰할 수 있는 소스가 될 수 있다. 전통적인 GNSS(global navigation satellite system)에서, 높은 주파수 천이는 의사거리기반의 방법의 대안으로 이용될 수 있다. 측위 방법 기반의 요인 그래프 최적화(factor graph optimization, FGO)는 도시 협곡에서 높은 시간-상관(time-correlation) 및 비-가우시안(non-Gaussian)을 처리할 수 있고, 과거의 측정들 간의 시간-상관을 동시에 탐색할 수 있다.
본 개시는 저궤도 위성 콘스텔레이션을 이용한 강력한 도플러 천이 측정을 이용하는 측위 방법 기반의 요인 그래프 최적화를 제안한다. 요인 그래프 최적화를 수행함에 있어서, 오차 함수역할을 수행할 수 있는 델타 범위 요인(delta range factor) 및 도플러 속도 요인(doppler velocity factor)이 고려될 수 있다. 델타 범위 요인은 도플러 천이 측정과 관찰 사이의 오차를 지시할 수 있다. 도플러 속도 요인은 두 개의 연속적인 에포크(epoch)들 사이의 도플러 속도 측정과 관찰 사이의 오차를 지시할 수 있다. 요인 그래프 최적화에서 추정 상태(estimation state)는 도플러 속도 요인을 이용하여 연결될 수 있다. 이때, 도플러 편이를 측정하기 위해서는 위성과 통신이 필요할 수 있다.
도 7은 본 개시의 일 실시예에 따른 저궤도 위성을 이용한 측위 방법의 환경을 나타낸 도면이다. 저궤도 위성은 GNSS의 정지궤도 및 중궤도 위성에 비해 지구에 상대적으로 더 가깝게 접근할 수 있다. 저궤도 위성은 고도 780km의 궤도를 가질 수 있기 때문에 GNSS 신호보다 20dB 이상 강한 신호를 단말에게 전달할 수 있다. 저궤도 위성 콘스텔레이션은 LOS 벡터를 충분히 다양하게 제공할 수 있다. 단말은 지평선 너머의 복수의 위성 중 네트워크 통신 및 등록 절차에 가장 적합한 위성을 선택할 수 있다. 저궤도 위성의 신호는 실내까지 침투할 수 있으며, 저궤도 위성 통신 시스템은 깊은 도시 협곡 환경에서도 양호한 커버리지를 제공할 수 있다. 또한 통신 지연 시간이 700ms에서 100ms로 단축될 수 있고, 지구 궤도에 가까운 저궤도 위성은 강한 신호 전력과 높은 도플러 주파수 천이 범위(±40kHz)를 제공할 수 있다. 따라서, 저궤도 위성 신호의 도플러 천이 기반 측위 기술은 현재의 의사거리 기반 GNSS의 대안이 될 수 있다. 본 개시에서, 다른 종류의 센서(INS, IMU)등의 데이터를 사용하지 않고, 저궤도 위성 콘스텔레이션을 이용한 도플러 천이 측정 기반의 요인 그래프 최적화 시스템이 제안될 수 있다.
요인 그래프 최적화에서 저궤도 위성 신호의 도플러 천이 측정 값이 이용될 수 있다. 요인 그래프 최적화에서 각 요인은 오차 함수의 역할을 할 수 있고, 델타 범위 요인 및 도플러 속도 요인(doppler velocity factor)이 고려될 수 있다. 델타 범위 요인은 도플러 측정과 관찰 사이의 오차를 지시할 수 있다. 도플러 속도 요인은 두 개의 연속적인 에포크들 사이의 도플러 속도 측정과 관찰 사이의 오차를 지시할 수 있다. 요인 그래프 최적화에서 추정 상태(estimation state)는 도플러 속도 요인을 이용하여 연결될 수 있다.
요인 그래프는 이분 무방향성 그래프(bipartite undirected graph)이며, 많은 변수가 있는 거대 함수를 작은 로컬 하위 집합으로 인수분해를 하기 위한 모델링에 사용될 수 있다. 공동 확률 분포는 하기 [수학식 1]과 같이 여러 단일 요인들의 곱으로 표현될 수 있으므로, 거대 함수가 더 쉽게 분석될 수 있다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000001
[수학식 1]에서,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000002
은 공동 확률 분포를 의미하고,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000003
는 변수
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000004
의 로컬 하위 집합을 의미하고,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000005
은 공동 확률 분포의 요인을 의미한다. 또한, 요인 그래프는 미지의 상태와 요인의 관계를 표현할 때 사용될 수 있다.
도 8은 본 개시의 일 실시예에 따른 요인 그래프의 구조를 나타낸 도면이다. 요인 그래프는 알려지지 않은 상태 변수(예: 변수 노드)와 상태 변수의 함수인 요인(예: 요인 노드)의 시각적 표현이다. 본 개시의 일 예로, 요인으로 델타 범위 요인 및 도플러 속도 요인이 고려될 수 있다. 도플러 속도 요인은 상태 변수들 사이를 연결시키는데 사용될 수 있다. 델타 범위 요인은 상태 변수 각각 마다 위성의 수만큼 연결될 수 있다. 도플러 속도 요인은 단말의 위치와 관련된 요인을 의미할 수 있으며, 델타 범위 요인은 7위성에서 전송한 신호와 단말이 수신한 신호의 주파수 차이인 도플러 천이와 관련된 요인을 의미할 수 있다. 도 8에서 델타 레인지 요소는 각 상태 노드 마다 4개가 연결되고 있고, 이는 고려하는 위성 신호의 개수가 4개인 상황을 가정한 것이다. 위성 신호의 개수는 단말의 성능, 목표하는 측위 정확도에 따라 달라질 수 있다.
상태 변수는 단말의 위치, 단말의 속도, 및 단말의 클록 바이어스 중 적어도 하나를 포함할 수 있다. 따라서 상태 변수는 하기 [수학식 2]와 같이 구성될 수 있다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000006
[수학식 2]에서,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000007
는 k번째 에포크에서 단말(수신기)의 상태를 의미하고,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000008
는 단말의 위치를 의미하고,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000009
는 단말의 속도를 의미하고,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000010
는 단말의 클록 드리프트(clock drift)를 의미한다.
상태변수를 [수학식 2]와 같이 구성함으로써, 도플러 속도 요인은 두 연속된 상태 변수를 기반으로 결정될 수 있으므로, 속도에 관련된 요인이 될 수 있다. 모든 단말의 상태 및 위성의 위치는 지구 중심 고정 좌표계(earth-entered earth-fixed, ECEF) 프레임 기준으로 고려될 수 있다. 상태 변수에 단말의 위치와 함께 속도 및 클록 드리프트가 포함됨으로써, 측위를 수행할 때, 단말의 속도가 고려될 수 있고, 더욱 더 정밀한 측위가 가능해질 수 있다. 도 8을 참고하면, 단말은 위성으로부터 신호를 수신하고, 단말은 도플러 천이를 측정하고, 측정한 도플러 천이를 기반으로 델타 범위 요소 및 도플러 속도 요인을 결정하고 요인 그래프를 기반으로 최적화를 수행함으로써, 상태 변수의 집합인 x를 결정할 수 있고, 구체적인 방법은 하기에서 서술한 방법이 이용될 수 있다.
도 9는 본 개시의 일 실시예에 따른 도플러 천이가 발생되는 예를 도시한 도면이다. 본 개시에서, 도플러 천이는 단말(910)과 저궤도 위성(920)사이의 상대적인 움직임으로 인한 전자기 신호의 주파수 변화를 의미한다. 도 9와 같이 단말(910) 및 저궤도 위성(920)이 움직이고 있다고 가정할 수 있다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000011
및
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000012
시점에서, 저궤도 위성(920)의 위치는 각각
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000013
및
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000014
이다. P 및 Q는 각각
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000015
및
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000016
시점에서, 저궤도 위성(920)의 직하점(sub-satellite point)를 의미한다. 단말(910)과 저궤도 위성(920)사이의 LOS 벡터 r은 점선으로 표시되었다.
도플러 천이는 하기 [수학식 3]과 같이 표현될 수 있다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000017
[수학식 3]에서,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000018
는 도플러 천이를 의미하고,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000019
는 LOS 벡터 변화율을 의미하고,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000020
는 저궤도 위성(920)이 전송한 신호의 파장을 의미한다.
저궤도 위성(920)이 전송한 신호의 주파수가
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000021
에 대해서,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000022
은 하기 [수학식 4]와 같이 표현될 수 있다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000023
[수학식 4]에서 c는 광속을 의미한다.
단말(910)과 저궤도 위성(920)사이의 LOS 벡터 r은 하기 [수학식 5]와 같이 나타낼 수 있다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000024
[수학식 5]에서,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000025
는 저궤도 위성(920)의 위치를 의미하고,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000026
는 단말(910)의 위치를 의미한다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000027
는 시간에 대한 LOS 벡터 r의 변화량으로 볼 수 있으므로, 하기 [수학식 6]과 같이 나타낼 수 있다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000028
[수학식 6]에서
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000029
는 저궤도 위성(920)의 속도를 의미하고,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000030
는 단말(910)의 속도를 의미한다.
따라서 상술한 [수학식 3]에 [수학식 4] 및 [수학식 6]을 적용하면 하기 [수학식 7]과 같이 표현될 수 있다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000031
한편, 단말(910)에서 사용되는 클록(clock)은, 원자 클록(atomic clock)을 갖는 GNSS 위성만큼은 정확하지 않을 수 있다. 따라서, 단말(910)의 클록은 오차(bias)를 가질 수 있다. 단말(910)의 클록 오차는 클록 드리프트(receiver clock drift)로 불릴 수 있다. 단말(910)의 클록 드리프트를
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000032
라 하면, 수신된 신호의 주파수의 추정에서 발생하는 오류
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000033
는 하기 [수학식 8]과 같이 표현될 수 있다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000034
단말(910)이 수신한 신호의 주파수
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000035
와 저궤도 위성(920)이 전송한 신호의 주파수
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000036
의 차이는 하기 [수학식 9]와 같이 표현될 수 있다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000037
[수학식 9]에서,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000038
는 측정 노이즈를 의미한다.
[수학식 9]에 [수학식 7] 및 [수학식 8]을 적용하고, 양변에
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000039
를 곱하면 하기 [수학식 10]과 같이 표현될 수 있다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000040
[수학식 10]의 좌항을 델타 범위
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000041
로 정의하면 하기 [수학식 11]과 같이 나타낼 수 있다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000042
단말(910)은 복수의 다른 저궤도 위성들로부터 복수의 신호를 추출할 수 있다. 따라서 복수의 저궤도 위성들 각각의 신호에 대한 도플러 천이가 계산될 수 있다. 따라서 n개의 저궤도 위성에 대한 델타 범위는 하기 [수학식 12]와 같이 나타낼 수 있다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000043
[수학식 12]에서,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000044
는 k번째 저궤도 위성의 델타 범위를 의미하고,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000045
는 k번째 위성의 위치를 의미하고,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000046
는 k번째 위성의 속도를 의미한다.
일 예로, GNSS와 같이 4개의 저궤도 위성이 이용될 수 있다. 단, 저궤도 위성의 개수는 특정 숫자로 한정되지 않으며, 단말의 성능 및 목적에 따라 수신하는 저궤도 위성의 개수는 다르게 구현될 수 있다. [수학식 12]를 기반으로 실제로 측정한 델타 범위
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000047
는 이론적으로는 [수학식 12]의 우항의 계산과 동일할 수 있다. 단말은 위성의 속도 및 위치를 천체 데이터를 통해 알 수 있으므로, [수학식 12]의 우항은 단말의 위치, 속도, 및 클록 드리프트의 함수로 볼 수 있다. 즉, [수학식 12]의 우항은 단말의 위치, 속도, 및 클록 드리프트를 단말이 추정한 결과에 따라 변화할 수 있는 값으로 볼 수 있으며, 이를 기반으로 관찰 함수를 정의할 수 있다.
단말(910)의 위치 및 표류(position and drift vector) 벡터
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000048
및 델타 범위 측정 벡터
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000049
에 대해서, 도플러 천이를 측정하기 위한 관찰 함수(observation function)은 하기 [수학식 13]과 같이 나타낼 수 있다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000050
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000051
의 야코비안 행렬(Jacobian matrix)은 하기 [수학식 14]와 같이 나타낼 수 있다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000052
[수학식 14]에서,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000053
은
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000054
를 의미하고,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000055
는
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000056
를 의미하고,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000057
는
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000058
를 의미하고,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000059
는
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000060
를 의미하고,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000061
는
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000062
를 의미하고,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000063
는
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000064
의미하고,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000065
는
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000066
를 의미한다.
단말은 위성으로부터 측정한 주파수 천이를 기반으로 델타 범위 측정 벡터
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000067
를 결정할 수 있고, 델타 범위 요인에 대한 오차 함수는
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000068
는 하기 [수학식 15]와 같이 나타낼 수 있다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000069
[수학식 15]에서,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000070
는 공분산 행렬을 의미하고,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000071
는 공분산 행렬
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000072
을 기반으로 한 마할라노비스(Mahalanobis) 거리를 의미한다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000073
은 위성의 고도각(elevation angle) 및 반송파 대 잡음비(
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000074
)를 기반으로 계산될 수 있다. 고도각을 결정하기 위해, 단말은 [수학식 12] 및 [수학식 14]를 기반으로 최소 자승법을 이용함으로써, 단말의 위치를 최초 위치를 추정할 수 있다. 위성의 위치는 천체 데이터 기반으로 획득할 수 있으므로, 단말은 추정한 처음 위치 및 위성의 위치를 기반으로 고도각을 계산할 수 있다.
시간 t에 대해서, 단말(910)의 속도에 관한 관찰 모델을 하기 [수학식 16]과 같이 나타낼 수 있다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000075
[수학식 16]에서,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000076
는 [수학식 12] 및 [수학식 14]를 이용한 최소 자승법(least square method) 기반으로 결정한 속도 측정 벡터를 의미하고,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000077
는 속도 측정을 위한 관찰 함수를 의미하고,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000078
는 속도 측정에 관련된 잡음을 의미한다.
속도 측정을 위한 관찰 함수
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000079
는 하기 [수학식 17]과 같이 나타낼 수 있다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000080
[수학식 17]에서,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000081
은 두 연속적인 에포크 사이의 시간 간격을 의미한다.
델타 범위 측정 벡터
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000082
에 관한 도플러 속도 요인에 대한 오차 함수
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000083
는 하기 [수학식 18]과 같이 나타낼 수 있다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000084
[수학식 18]에서
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000085
는 공분산 행렬을 의미하고,
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000086
는 공분산 행렬
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000087
을 기반으로 한 마할라노비스 거리를 의미한다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000088
은 위성의 고도각 및 반송파 대 잡음비(
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000089
)를 기반으로 계산될 수 있다. 도플러 속도 요인은 연속한 두 상태 변수를 기반으로 결정되기 된다. 따라서 도 9에서 표시된 바와 같이
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000090
과
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000091
사이에 도플러 속도 요인이 엣지(edge)로 연결될 수 있다.
따라서, 요인 그래프 최적화 기반 측위를 위한 목적 함수는 오차 함수의 합으로 표현될 수 있고, 단말은 하기 [수학식 19]와 같이 목적 함수의 값이 최소가 되는 상태 변수 x를 추정함으로써 측위를 수행할 수 있다.
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000092
도 10은 본 개시의 일 실시예에 따른 저궤도 위성들을 이용하여 측위를 수행하는 절차를 나타낸 도면이다. 도 10을 참고하면, 단말은 적어도 하나의 위성의 신호를 수신함으로써, 현재 단말의 위치를 추정할 수 있다.
S1001 단계에서, 단말은 저궤도 위성들로부터 신호를 수신한다. 수신되는 신호는 이동통신 등을 위한 신호일 수 있으나 특정 신호로 한정되는 것은 아니다. 위성과 단말이 통신을 하기 위한 신호 또는 측위를 위한 별도의 기준 신호 중 적어도 하나가 사용될 수 있다. 도시 협곡에 있는 단말은 저궤도 위성 콘스텔레이션에 투입된 수많은 위성 중 시야에 가리지 않는 위성을 선택할 수 있다.
S1003 단계에서, 단말은 저궤도 위성들의 천체 데이터(ephemeris data)를 획득한다. 천체 데이터는 다양한 방법으로 획득될 수 있다. 일 예로, 저궤도 위성들은 자신의 천체 데이터를 브로드캐스트 방식으로 단말에게 전달할 수 있다. 다른 일 예로, 단말과 저궤도 위성들 사이에 RRC 연결을 통해 유니캐스트 방식으로 천체 데이터가 전달될 수 있다. 천체 데이터에는 주 번호(week number), 위성의 정확도 및 상태, 데이터의 나이, 위성의 클록 보정 계수, 궤도에 관한 파라미터 값 중 적어도 하나가 포함될 수 있다. 위성들은 주기적으로 천체 데이터를 전송함으로써, 단말들은 위성들의 위치 및 속도를 추정할 수 있다. 천체 데이터는 TLE(two-line element) 파일 형태로 제공될 수 있다. 또한 천체 데이터를 획득하기 위해 A-GPS(Assisted GPS) 기술이 사용될 수 있다. 위성의 위치를 빠르게 획득하기 위해서, 천체 데이터가 지상 통신망을 통해 단말에게 전송될 수 있다.
S1005 단계에서, 단말은 도플러 천이를 측정한다. 단말은 수신한 신호의 주파수를 측정함으로써, 위성이 실제로 전송한 주파수와 단말에서 측정된 주파수 차이를 통해 도플러 천이를 측정할 수 있다. 측정된 도플러 천이는 오차 함수를 계산하는데 사용될 수 있다. 위성이 전송한 신호의 주파수는 특정 주파수로 기 설정될 수 있다. 따라서 단말은 기 설정된 주파수를 이미 알고 있는 상태에서 수신된 신호의 주파수와 비교함으로써, 도플러 천이를 측정할 수 있다. 다른 일 예로, 위성은 위성이 전송하는 주파수에 대한 정보를 포함한 천체 데이터를 단말에게 전송할 수 있다.
S1007 단계에서, 단말은 델타 범위 요인 및 도플러 속도 요인을 결정한다. 단말은 먼저 요인 그래프 최적화 방법에서 사용할 상태 변수를 먼저 설정할 수 있다. 일 예로, 상태 변수는 단말의 위치, 단말의 속도 또는 수신기 클록 바이어스 중 적어도 하나를 포함할 수 있다. 상술한 바와 같이 델타 범위 요인은 단말의 상태 변수를 기반으로 결정될 수 있으며, 도플러 속도 요인은 연속한 두 상태 변수를 기반으로 결정될 수 있다. 따라서 연속한 두 상태 변수는 도플러 속도 요인에 의해서 연결될 수 있다. 델타 범위 요인에 대한 오차 함수는 [수학식 15]와 같이 델타 범위 측정 벡터와, 도플러 천이를 측정하기 위한 관찰함수의 차를 기반으로 결정될 수 있다. 도플러 속도 요인에 대한 오차 함수는 [수학식 18]과 같이 속도 측정 벡터와 속도 측정을 위한 관찰 함수의 차를 기반으로 결정될 수 있다. 단말은 위성의 고도각 및 반송파 대 잡음비(
Figure PCTKR2023012106-appb-img-000093
)를 기반으로 공분산 행렬을 결정할 수 있고, 오차 함수는 공분산 행렬을 기반으로 마할라노비스 거리를 이용하는 방법으로 계산될 수 있다.
위성의 고도각은 단말의 위치 및 위성의 위치를 기반으로 결정될 수 있다. 단말은 위성의 위치를 천체 데이터를 기반으로 결정할 수 있다. 단말의 위치는 계산된 도플러 천이를 기반으로 최소 자승법(least square method)을 사용하여 1차적으로 추정한 위치를 사용할 수 있다. 일 예로, 1차적으로 추정된 단말의 위치는 [수학식 12] 및 [수학식 14]와 같이 델타 범위 요인을 기반으로 최소 자승법을 통해 추정될 수 있다.
S1009 단계에서, 단말은 요인 그래프 최적화를 기반으로 단말의 위치를 결정한다. 단말이 추정하는 위치에 따라서, 오차함수에서 계산되는 값이 변경될 수 있다. 따라서 요인 그래프를 이용하는 단말의 위치 추정은 [수학식 19]와 같이 공분산을 기반으로 델타 범위 요인에 대한 오차 함수의 값과 도플러 속도 요인에 대한 오차 함수의 값의 합이 최소가 되는 상태 x를 찾는 방법으로 결정될 수 있다.
상기에서 천체 데이터를 수신하는 단계(S1003)를 위성 신호를 수신하는 단계(S1001)단계 보다 뒤에 서술하였지만 천체 데이터를 수신하는 것은 위성의 위치 및 속도를 구하기 위한 기초 데이터를 얻기 위한 것으로, 위성 신호를 수신하는 단계보다 먼저 수행될 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 관점이 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.
상술한 사항들은 다른 시스템에도 적용될 수 있다.

Claims (16)

  1. 다중 저궤도 위성을 이용한 단말의 측위 방법에 있어서,
    적어도 하나의 저궤도 위성으로부터 각각 신호를 수신하는 단계;
    상기 저궤도 위성의 천체 데이터(ephemeris data)를 획득하는 단계;
    상기 천체 데이터 및 상기 신호를 기반으로 도플러 천이(doppler shift)를 결정하는 단계;
    요인 그래프 최적화(factor graph optimization)에서 사용될 상태 변수 및 적어도 하나의 요인을 결정하는 단계; 및
    상기 도플러 천이를 기반으로 상기 요인 그래프 최적화를 이용한 측위 결과를 획득하는 단계를 포함하는, 단말의 측위 방법.
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 요인은 델타 범위 요인 및 도플러 속도 요인을 포함하는, 단말의 측위 방법.
  3. 제2 항에 있어서,
    상기 상태 변수는 상기 도플러 속도 요인에 의해서 연결되는, 단말의 측위 방법.
  4. 제3 항에 있어서,
    상기 델타 범위 요인의 오차 함수 값은 델타 범위 측정 벡터와 도플러 천이를 측정하기 위한 관찰 함수의 차를 기반으로 결정되고,
    상기 도플러 속도 요인의 오차 함수 값은 속도 측정 벡터와 속도 측정을 위한 관찰 함수의 차를 기반으로 결정되는, 단말의 측위 방법.
  5. 제4 항에 있어서,
    상기 델타 범위 요인 및 상기 도플러 속도 요인의 공분산 행렬(covariance matrix)은 상기 저궤도 위성의 고도각(elevation angle) 및 반송파 대 잡음비를 기반으로 결정되는, 단말의 측위 방법.
  6. 제5 항에 있어서,
    상기 측위 결과는 상기 델타 범위 요인의 오차 함수 값, 상기 도플러 속도 요인의 오차 함수 값 및 공분산 행렬을 기반으로 결정되는, 단말의 측위 방법.
  7. 제1 항에 있어서,
    상기 상태 변수는 상기 단말의 위치, 상기 단말의 속도 또는 수신기 클록 바이어스 중 적어도 하나를 포함하는, 단말의 측위 방법.
  8. 제1 항에 있어서,
    상기 천체 데이터는 상기 저궤도 위성들 각각의 상태, 데이터의 나이, 클록 보정 계수 또는 궤도에 관한 파라미터 값 중 적어도 하나를 포함하는, 단말의 측위 방법.
  9. 위성 통신을 이용하는 단말에 있어서,
    송수신기; 및
    상기 송수신기에 연결된 적어도 하나의 프로세서를 포함하며,
    상기 적어도 하나의 프로세서는,
    적어도 하나의 저궤도 위성으로부터 각각 신호를 수신하고,
    상기 저궤도 위성의 천체 데이터(ephemeris data)를 획득하고,
    상기 천체 데이터 및 상기 신호를 기반으로 도플러 천이(doppler shift)를 결정하고,
    요인 그래프 최적화(factor graph optimization)에서 사용될 상태 변수 및 적어도 하나의 요인을 결정하고; 및
    상기 도플러 천이를 기반으로 상기 요인 그래프 최적화를 이용한 측위 결과를 획득하는, 단말.
  10. 제9 항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 요인은 델타 범위 요인 및 도플러 속도 요인을 포함하는, 단말.
  11. 제10 항에 있어서,
    상기 상태 변수는 상기 도플러 속도 요인에 의해서 연결되는, 단말.
  12. 제11 항에 있어서,
    상기 델타 범위 요인의 오차 함수 값은 델타 범위 측정 벡터와 도플러 천이를 측정하기 위한 관찰 함수의 차를 기반으로 결정되고,
    상기 도플러 속도 요인의 오차 함수 값은 속도 측정 벡터와 속도 측정을 위한 관찰 함수의 차를 기반으로 결정되는, 단말.
  13. 제12 항에 있어서,
    상기 델타 범위 요인 및 상기 도플러 속도 요인의 공분산 행렬(covariance matrix)은 위성의 고도각(elevation angle) 및 반송파 대 잡음비를 기반으로 결정되는, 단말.
  14. 제13 항에 있어서,
    상기 측위 결과는 상기 델타 범위 요인의 오차 함수 값, 상기 도플러 속도 요인의 오차 함수 값 및 공분산 행렬을 기반으로 결정되는, 단말.
  15. 제9 항에 있어서,
    상기 상태 변수는 상기 단말의 위치, 상기 단말의 속도 또는 수신기 클록 바이어스 중 적어도 하나를 포함하는, 단말.
  16. 제9 항에 있어서,
    상기 천체 데이터는 상기 저궤도 위성들 각각의 상태, 데이터의 나이, 클록 보정 계수 또는 궤도에 관한 파라미터 값 중 적어도 하나를 포함하는, 단말.
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