# 위성 궤도와 배치 개념

#### 개요

위성항법시스템(GNSS)을 구성하는 핵심 요소 중 하나는 위성의 궤도와 이를 어떤 방식으로 배치하는가 하는 문제이다. 각각의 위성은 지구 주변을 공전하며, 공전 주기와 궤도 위치의 적절한 배합을 통해 전 세계에 걸친 위치 측정 환경을 제공한다. 이때 위성들이 어떤 궤도를 갖고 어떻게 배치되는지를 엄밀하게 이해하면, GNSS 전체 시스템의 작동 원리를 보다 체계적으로 설명할 수 있다.

#### 궤도 종류

GNSS는 보통 지구 중궤도(MEO: Medium Earth Orbit)에 위성을 배치한다. 하지만 지구 저궤도(LEO)나 고궤도(GEO)를 사용하는 다른 위성 시스템과 달리, MEO 위성 배열은 지구 전역에서 어느 정도 균일한 가시권을 확보할 수 있도록 설계된다. 대표적으로 GPS는 약 20,200 km 정도의 궤도 고도를 유지하고, GLONASS도 이와 유사한 고도인 약 19,100 km에서 운용된다.

* LEO (Low Earth Orbit): 고도 약 200 \~ 2,000 km
* MEO (Medium Earth Orbit): 고도 약 2,000 \~ 35,786 km
* GEO (Geostationary Earth Orbit): 고도 약 35,786 km

이 중 MEO는 아래와 같은 특징이 있다.

1. 적절한 공전 주기 확보: 지구를 하루에 한 바퀴 내지는 12시간 주기로 공전.
2. 광범위 서비스 영역: 고도가 낮거나 높은 궤도 대비, 더 넓은 지표면 커버 가능.
3. 균일 배치 용이성: 위성 배치를 통해 지상 수신기의 시야각 확보가 용이.

#### 궤도 파라미터

위성의 궤도는 전형적으로 케플러 궤도 요소로 표현된다. 위성의 궤도 위치와 움직임을 설명하기 위해 여섯 개의 요소를 사용한다. 여기서 궤도 결정에 핵심이 되는 파라미터는 다음과 같다.

1. 장반경(semi-major axis) $a$
   * 타원 궤도의 ‘크기’를 정의하며, 궤도 에너지를 결정짓는 핵심 파라미터.
2. 이심률(eccentricity) $e$
   * 궤도의 ‘타원 찌그러짐’ 정도를 나타내는 지표.
3. 경사각(inclination) $i$
   * 궤도 면이 기준면(예: 적도면)과 이루는 각도.
4. 승교점 적경(RAAN, Right Ascension of the Ascending Node) $\Omega$
   * 궤도 면이 적도면을 통과하는 지점(승교점)을 기준으로 한 적경.
5. 근지점 편각(argument of perigee) $\omega$
   * 타원 궤도에서 근지점이 궤도면 상에서 갖는 편각.
6. 진폭각/편각(mean anomaly 또는 true anomaly) $M$ 또는 $\nu$
   * 위성이 궤도 상에서 현재 어디에 위치해 있는지 나타내는 척도.

GNSS 위성은 일반적으로 $e$가 매우 작은, 즉 거의 원 궤도에 가까운 형태로 설계된다. 이는 지구 중심으로부터의 거리 변동을 줄여서, 위성고도에 따른 신호 세기 변화와 지구 커버리지 변화폭을 최소화하려는 목적이 크다.

#### 3차원 좌표계와 궤도 해석

위성의 3차원 위치를 해석하기 위해서는 지구 중심을 기준으로 하는 좌표계(Earth-Centered Inertial, ECI)나 지구 고정좌표계(Earth-Centered Earth-Fixed, ECEF) 등이 쓰인다. 공전 궤도를 시간에 따라 추적하기 위해서는, 먼저 ECI 좌표계에서 궤도 계산이 이루어진 뒤, 필요한 경우 지구 자전 효과를 고려하여 ECEF 좌표계로 변환한다.

위성의 위치 벡터 $\mathbf{r}(t)$를 ECI 기준으로 표현한다고 할 때, 타원 궤도의 고전적 해석은 다음과 같이 진행된다.

1. 위성과 지구 질량 중심 사이의 운동 방정식은 뉴턴의 만유인력에 의해 결정된다.
2. 시간 $t$에 대한 위성의 궤도 위치 $\mathbf{r}(t)$는 케플러의 궤도 방정식을 통해 해석할 수 있다.

예를 들어, 천체역학에서 자주 쓰이는 케플러 방정식은 다음과 같다.

$$
M = E - e \sin E
$$

여기서

* $M$은 평균 근점이각(mean anomaly)
* $E$는 편심이각(eccentric anomaly)
* $e$는 이심률(eccentricity)

편심이각 $E$를 통해 $\mathbf{r}(t)$를 구체적으로 계산할 수 있다. 만일 근지점 편각, 승교점 적경, 경사각 등이 주어지면, 이를 회전 행렬로 표현하여 ECI 좌표계에서의 3차원 위치로 변환한다.

예시로, 궤도면 좌표계(perifocal frame)에서 얻은 위치 벡터를 $\mathbf{r}*\text{peri}$라 할 때, ECI 좌표계 $\mathbf{r}*\text{ECI}$는 다음과 같은 3차원 회전 변환을 거치게 된다:

$$
\mathbf{r}*\text{ECI} = R\_3(\Omega) , R\_1(i) , R\_3(\omega) , \mathbf{r}*\text{peri}
$$

* $R\_3(\alpha)$: $z$축을 기준으로 $\alpha$만큼 회전시키는 3차원 회전 행렬
* $R\_1(i)$: $x$축을 기준으로 $i$만큼 회전시키는 3차원 회전 행렬

이렇게 얻어진 위성 위치 정보는 실제 궤도 설계, 궤도 예측, 그리고 지상 수신기에서 가시 위성 판별 등에 직접 활용된다.

#### 위성 배치(별자리 설계) 개념

GNSS에서는 단일 위성의 운용이 아닌, 다수 위성들이 서로 다른 궤도면에 배치되어야 지구 전역에서 끊김 없는 위치결정이 가능하다. 이를 ‘별자리(constellation)’라고 부르며, 별자리 설계 시 다음을 고려한다.

1. 궤도면 수와 위성 수
   * 위성 전체를 몇 개의 궤도면에 나누어 배치할 것인가
   * 각 궤도면마다 위성을 몇 기씩 배치할 것인가
2. 위상(phase) 배분
   * 같은 궤도면에 있는 위성들은 일정 간격을 두고 배치하여 서로 간섭이 없도록 한다.
3. 경사각 및 RAAN 분포
   * 지리적 특성(고위도, 저위도)이나 지정학적 요구 사항을 고려하여 궤도면 경사각이나 RAAN 등을 결정한다.

필요에 따라, 다음과 같이 mermaid를 활용하여 단순화된 위성 배치 개념도를 표현할 수 있다(아래 그림은 예시적인 개념도로서, 실제와 정확히 일치하지 않을 수 있다).

{% @mermaid/diagram content="flowchart TB
A((지구)) -- 궤도면1에\n위성1,2,3...배치 --> B((Satellite\nOrbit-1))
A((지구)) -- 궤도면2에\n위성4,5,6...배치 --> C((Satellite\nOrbit-2))
A((지구)) -- 궤도면3에\n위성7,8,9...배치 --> D((Satellite\nOrbit-3))" %}

위성 간 상호간섭이나 신호 블록 현상을 최소화하기 위해 별자리 설계 과정에서 체계적인 분석이 이뤄진다. 예를 들어, GPS의 경우 6개 궤도면에 4개 이상의 위성을 배치하여 전 지구에서 24기 이상의 위성을 사용할 수 있도록 한다.

#### 커버리지 개념

위성별 배치 전략을 수립하기 위해서는 각 위성이 지표면에서 어느 범위까지 커버(coverage)할 수 있는지를 수학적으로 분석해야 한다. 이를 위해 지구의 반지름 $R\_\mathrm{E}$, 위성의 궤도 높이 $h$, 그리고 수신기의 가시각(elevation angle) 등을 고려한다. 일반적인 GNSS 위성은 지평선 위 특정 고도각(예: 5도\~15도)을 초과하여 신호를 수신할 수 있도록 설계된다.

지구 중심으로부터 위성까지의 거리 $r\_\mathrm{sat}$를 다음과 같이 정의할 수 있다.

$$
r\_\mathrm{sat} = R\_\mathrm{E} + h
$$

지표면 관측자가 위성을 볼 수 있는 최소 고도각을 $\theta\_\mathrm{min}$이라 할 때, 위성을 바라보는 지구 중심에서의 중심각 $\phi\_\mathrm{c}$는 다음과 같은 기하학적 관계로 유도된다.

$$
\phi\_\mathrm{c} = \cos^{-1} \left(\frac{R\_\mathrm{E}}{r\_\mathrm{sat}} \cos \theta\_\mathrm{min} \right)
$$

여기에서 $\phi\_\mathrm{c}$는 지표면에서 해당 위성을 볼 수 있는 최대 방위각 범위를 결정짓는 주요 인자가 된다. 더 정확히 말하면, 어떤 지표면 지점에서 중앙각 $\phi$가 $\phi\_\mathrm{c}$ 이하인 모든 위성은 가시권에 들어온다고 해석할 수 있다.

#### 궤도 분포와 커버리지 관계

위와 같은 기본 커버리지 모델을 다수 위성으로 확장하면, 전 지구적 혹은 특정 지역적 커버리지를 안정적으로 확보하기 위한 최소 위성 수를 추정할 수 있다. 이를 위해 각 궤도면에서 몇 대의 위성이 지표면을 어떻게 겹쳐서 커버하는지를 분석한다.

대표적으로 다음과 같은 파라미터가 고려된다.

1. 궤도 고도 $h$
   * $h$가 높을수록 단일 위성 커버리지는 넓어지나, 신호 감쇠나 발사 비용 등 추가적 요인을 고려해야 한다.
2. 최소 고도각 $\theta\_\mathrm{min}$
   * 실제 시스템에서 보장해야 하는 최소 신호고도각(elevation mask)을 기반으로 정해진다.
3. 경사각 $i$
   * 특정 위도 범위를 집중적으로 커버하려면, $i$값을 조정하여 고위도/저위도 지역의 시야성을 개선할 수 있다.
4. 위성 간 위상 배치
   * 같은 궤도면 상에서 위성들이 균등하게 분포되어야 시간에 따른 커버리지 균일성을 달성할 수 있다.

커버리지 해석 시, 각 위성이 담당하는 지표면의 ‘발자국(footprint)’이 서로 어떻게 중첩되는지를 분석하고, 이를 통해 “이 지역에서는 동시에 몇 기의 위성이 보일 것인가?” 등을 판단한다.

#### 궤도별 시간 커버리지

위성의 배치가 균등하게 이루어지더라도, 지구 자전과 위성 공전 특성에 따라 특정 지역에서 볼 수 있는 위성의 개수는 시간에 따라 변동한다. 이때 전체 별자리 설계에서는, 임의의 시간에 전 지구 혹은 특정 관심 지역에서 일정 수준 이상의 위성 수(예: 4기 이상)를 보장하도록 계획한다.

예를 들어, 한 궤도면 내 위성 수를 $N$이라 하고, 동일 궤도면이 $M$개 있다고 할 때, 전체 위성 수는 $N \times M$이다. 별자리 설계자는 이 $N \times M$ 대의 위성에 대해, 각 궤도면의 RAAN, 경사각, 궤도상의 위상차 등을 결정한다.

이때 위상이 서로 겹치지 않도록, 아래와 같은 조건을 부여할 수 있다:

$$
\Delta f\_\mathrm{phase} = \frac{360^\circ}{N}
$$

또는 (라디안 단위일 경우)

$$
\Delta f\_\mathrm{phase} = \frac{2\pi}{N}
$$

위상차 $\Delta f\_\mathrm{phase}$는 같은 궤도면 안에서 위성들 사이의 평균적인 간격을 나타내며, 이를 적절히 분산시키면 시간에 따른 궤도면 내 시야성 편차를 줄일 수 있다.

#### 궤도 유지와 섭동(Orbit Perturbation)

GNSS 위성은 발사 직후 결정된 궤도를 장기간 유지하면서 안정적으로 지구 전역을 커버해야 한다. 하지만 지구 중력장 불균등(J2 효과 등), 태양과 달의 중력 영향, 태양복사압(solar radiation pressure), 대기 저항(LEO의 경우) 등 다양한 섭동 요인으로 인해 위성 궤도가 시간이 지남에 따라 변형된다. 이를 보정하기 위해 주기적으로 궤도 보정(orbit maintenance 또는 station-keeping)을 수행해야 한다.

1. **지구 중력장 불균등(J2 효과 등)**
   * 지구는 완벽한 구형이 아니라 적도 부분이 약간 부풀어 있는 편심체(oblate spheroid)에 가까우므로, 위성 궤도에 섭동이 발생한다.
   * 대표적으로 $\Omega$와 $\omega$(승교점 적경과 근지점 편각)가 장주기적으로 변화하게 된다.
2. **태양-달 중력**
   * 지구와 위성 사이의 중력만이 아니라, 태양이나 달의 중력에 의해서도 장주기 섭동이 유발된다.
3. **태양복사압**
   * 위성 표면에 입사하는 태양광이 위성의 궤도에 미세한 추가 가속도를 부여한다.
   * 위성 자세(orientation)에 따라 섭동의 크기가 달라진다.
4. **기타 요인**
   * GNSS 위성이라면 고도가 높아서 대기 저항은 거의 무시되지만, 드문드문 존재하는 상층 대기의 영향이나, 위성 자체의 자세 제어(thruster 사용 등)도 세부적인 섭동으로 작용할 수 있다.

이러한 섭동을 보정하기 위해, GNSS 운영 기관은 일정 주기(예: 수 주\~수 달 간격)로 궤도 유지 기동(station-keeping maneuver)을 수행한다. 이를 통해 위성은 별자리 설계 단계에서 정해진 목표 궤도(즉, 목표 RAAN, 경사각, 위상 등)에 다시 가깝게 위치를 맞출 수 있다.

#### 반복 궤도(Repeating Ground Track)

GNSS의 핵심은 전 지구에서의 위치결정이므로, 일반적으로는 특정 지점 위를 주기적으로 반복 관측하는 ‘반복 궤도(Repeat Orbit)’ 개념이 필수적이지 않다. 다만, 일부 위성항법시스템은 특정 군사/민간 용도로 주요 지역을 집중 커버하거나 추적하기 위해 반복 궤도를 고려하기도 한다.

* **반복 궤도**: 위성이 동일 궤도 주기와 지구 자전 주기 간의 정수 배수 관계를 갖도록 설계된 궤도.
* GNSS 위성은 전 지구적 커버리지가 주 목표이므로, 위성과 지구 자전 주기의 정수배 동기화가 요구되지 않는다. 오히려 공전 주기가 11시간 58분(약 12시간)에 근접하도록 설계되는 GPS 사례처럼, 하루 2회 이상의 지구 상공을 통과하며 광범위 관측이 가능하게끔 설정하는 경우가 많다.

#### 궤도 주기와 동기화

GNSS에서 위성 궤도 주기는 시스템 운용 효율 및 지상관제 스케줄과도 긴밀히 연관된다. 예를 들어, GPS의 경우 공전 주기가 약 12시간이므로, 지구 회전(23시간 56분에 근접)과 약간의 차이를 두어 하루에 거의 두 바퀴씩 지구를 도는 형태가 된다.

이를 수식으로 간단히 표현하면, 위성의 공전 주기 $T\_\mathrm{orbit}$은 지구 표준 중력 모수 $\mu$(약 $3.986\times10^{14}\text{ m}^3/\text{s}^2$)와 장반경 $a$ 사이의 케플러 3법칙으로부터 결정된다.

$$
T\_\mathrm{orbit} = 2\pi \sqrt{\frac{a^3}{\mu}}
$$

여기서

* $a = R\_\mathrm{E} + h$ (GNSS MEO의 경우 약 26,600 km 내외가 일반적)
* $\mu \approx 3.986\times10^{14}\text{ m}^3/\text{s}^2$

#### 위성 간 간섭 및 간격 유지

GNSS별 위성들은 통신 주파수 대역이 겹치는 경우나 궤도면이 유사한 경우에 서로 간섭할 가능성이 있다. 이를 최소화하기 위한 방안은 다음과 같이 요약된다.

1. 주파수 분할(Frequency Division) 혹은 코드 분할(Code Division)
   * GPS, GLONASS, Galileo 등 각각 다른 대역 혹은 다른 코드 스펙트럼을 사용한다.
2. 궤도면의 차별화
   * RAAN, 경사각, 위상 등을 다르게 설정하여 상호 전파 간섭이나 충돌 위험을 감소한다.

통상적으로 GNSS 위성 간 충돌 위험은 매우 낮지만, 상업·군용 등 다양한 위성이 우주 공간에 증가함에 따라, 이에 대한 추적 및 회피 기동 관리가 한층 중요해지고 있다.

#### 위성 배치와 위치결정 기하학 (Geometry)

GNSS 위성이 지구 주변에 어떻게 배치되는지는 단순히 커버리지만을 좌우하는 것이 아니라, 실제 위치결정의 정확도에도 영향을 미친다. 특정 시점에 지상 수신기에서 관측 가능한 위성들의 상대적 배치가 좋지 않으면, 측정된 신호에 동일한 오차가 발생하더라도 위치 추정 결과 오차가 크게 증폭될 수 있다. 이를 정량화하는 지표가 바로 DOP(Dilution of Precision) 계수다.

#### DOP 계수와 위성 배열

DOP 계수는 측위에 사용된 위성들의 기하 구조가 얼마나 좋은가를 나타내며, 다음과 같은 하위 항목으로 나뉜다.

* PDOP(Position DOP) : 위치(3차원 좌표)에 대한 기하학적 확산 계수
* HDOP(Horizontal DOP) : 수평 방향(경도, 위도)에 대한 확산 계수
* VDOP(Vertical DOP) : 수직 방향(고도)에 대한 확산 계수
* TDOP(Time DOP) : 시간 동기화(시계 오차)에 대한 확산 계수

GNSS 수신기에서 자주 활용되는 PDOP는, 측위 방정식을 행렬 형태로 표현했을 때 역행렬 혹은 의사역행렬의 대각 원소를 이용해 계산한다. 예를 들어, 측위 시스템에서 다음과 같은 관계식을 생각해보자.

$$
\Delta \mathbf{\rho} = \mathbf{H} , \Delta \mathbf{x}
$$

* $\Delta \mathbf{\rho}$: 위성까지의 측정 거리(혹은 위상 등)에서 발생한 오차 벡터
* $\mathbf{H}$: 측정 거리와 수신기 위치(및 시계 오차) 간 편미분으로 구성된 기하학적 설계 행렬(Geometry Matrix)
* $\Delta \mathbf{x}$: 수신기 3차원 좌표 및 시계 오차에 관한 오차 벡터

$\mathbf{H}$ 행렬에 대해 최소자승 추정을 수행하면,

$$
\Delta \mathbf{x} = (\mathbf{H}^T \mathbf{H})^{-1} \mathbf{H}^T \Delta \mathbf{\rho}
$$

이때 $(\mathbf{H}^T \mathbf{H})^{-1}$ 행렬의 대각 원소나 그 합을 통해 PDOP 등을 계산한다. 일반적으로

$$
\text{PDOP} = \sqrt{\sigma\_x^2 + \sigma\_y^2 + \sigma\_z^2}
$$

로 정의되는데, 여기서 $\sigma\_x^2, \sigma\_y^2, \sigma\_z^2$는 $(\mathbf{H}^T \mathbf{H})^{-1}$의 위치 관련 대각원소에 해당한다. 위성들이 상호 분산되어 배치될수록 $\mathbf{H}$가 well-conditioned되어, PDOP가 작아지고 위치 오차가 줄어든다.

#### 별자리 설계와 DOP 분포

위성항법시스템의 별자리(constellation)를 설계할 때는 특정 시간이나 특정 지역뿐 아니라, 전 지구·전 시간대에 걸쳐 일정 수준 이하의 PDOP를 유지하도록 하는 것이 중요하다. 가령, GPS는 전 지구 평균 PDOP가 2~~3 이하가 되도록 별자리를 구성하였고, 실질적으로 대부분 지역에서 PDOP가 1~~2 내외로 유지된다.

이를 위해 다음과 같은 최적화 절차가 수행된다.

1. **궤도면 분할**: 다수의 궤도면에 걸쳐 위성을 배치하면, 특정 시점에 지구 어느 한 지점에서 볼 수 있는 위성들의 상대각도가 다양해진다.
2. **위상 유지**: 같은 궤도면 안에서 위성 간 간격이 균등해야 특정 시간대에 위성들이 몰리지 않고 고른 기하 구조를 만든다.
3. **경사각 조절**: 고위도 지역의 관측성을 확보하기 위해 일정 이상의 경사각을 주어, 지구 전역에서 최대한 균질한 PDOP 분포가 나오도록 한다.

#### 위성 배치 사례

GPS의 경우 대표적으로 6개 궤도면에 4기 이상씩 배치(총 24기 이상)를 기본으로 하며, 일부 예비 위성을 추가로 운용하여 결함 발생 시 즉시 대체한다. GLONASS는 3개 궤도면, Galileo는 3\~4개 궤도면, BeiDou는 MEO와 더불어 IGSO(경사 정지 궤도) 및 GEO 위성까지 함께 운용하는 혼합형 별자리를 구축한다. 이러한 다양한 설계 전략은 각 시스템의 서비스 지역, 커버리지 우선순위, 운용 철학 등에 따라 달라진다.

#### 위성 배치 시뮬레이션

실제 GNSS 위성 배치를 기획할 때는, 지구 전체 망원에서 시간에 따른 지상 수신기 PDOP 변화를 계산하는 시뮬레이션 기법이 사용된다. 대표적으로 다음과 같은 단계를 거친다.

1. **위성 공전 궤적 생성**: 각 궤도면 및 위성별 초기 조건(장반경, 경사각, RAAN 등)을 입력.
2. **시간 이산화**: 특정 시간 간격(예: 1분, 5분 단위)으로 전 지구 격자점(또는 특정 관심 지역)에 대해 가시 위성 집합을 결정.
3. **DOP 계산**: 각 지점에서 가시 위성들의 기하학적 행렬 $\mathbf{H}$를 구성하고 DOP 값을 산출.
4. **통계 분석**: 시간별·지역별로 DOP가 임계값 이하를 유지하는 비율 등을 측정하고, 목표 스펙을 만족하도록 별자리 설계를 보정.

#### GNSS 별자리 배치 최적화 모델

위성항법시스템의 성능은 별자리(constellation) 구성에 따라 크게 좌우되므로, 체계적으로 “최적화” 문제로 접근하는 경우가 많다. 예컨대, 다음과 같은 형태로 문제를 정식화할 수 있다.

* **목적 함수(Objective Function)**
  * 전 지구(또는 특정 지역)에서 특정 시간 구간 동안의 평균 DOP(또는 최대 DOP)를 최소화한다.
  * 혹은 사용자 요구 조건(“어느 지역에서든 PDOP < 6를 99% 이상 달성” 등)을 만족하면서 위성 수(또는 발사 횟수, 비용)를 최소화한다.
* **제약 조건(Constraints)**
  1. 궤도 역학 및 궤도 삭망(perturbation) 제한: 시스템이 실제로 구현 가능한 궤도만 고려해야 한다.
  2. 발사창 및 궤도 간격 제약: 짧은 기간 동안 지나치게 많은 위성을 동시에 발사할 수 없는 운용적 제약.
  3. 국제 주파수 할당 및 충돌 위험 회피: 기존 GNSS 또는 기타 위성군과의 간섭을 피하기 위한 RAAN, 경사각, 주파수 분할 등의 규정.

별자리 최적화 시 일반적으로 다음 과정을 거친다.

1. 초기 별자리 설정:
   * 위성 수, 궤도면 수, 각 궤도면의 경사각 및 RAAN 후보 집합 정의.
   * 위성 간 위상 간격의 초기값 설정.
2. 시뮬레이션 반복:
   * 초기 별자리에 대해 전 지구·전 시간대 시뮬레이션을 수행하고, DOP나 커버리지 지표를 산출한다.
   * 만약 목표로 하는 성능(예: 평균 PDOP ≤ 3, 혹은 95% 시간 동안 4기 이상 가시)을 충족하지 못하면 파라미터를 조금씩 변경(gradient search, heuristic search 등)하여 재시뮬레이션한다.
3. 수렴 및 검증:
   * 여러 번의 반복 끝에 수렴된 별자리 해(解)에 대해, 실제 운용상의 제약 사항(발사 일정, 비용 등)을 종합적으로 검토한다.
   * 필요 시, 근사해(near-optimal)라도 운용성이 더 좋은 별자리를 선택하는 경우가 많다.

#### 민간·군용 혼합 별자리

일부 GNSS 시스템(예: BeiDou)은 MEO, IGSO, GEO 등 다양한 궤도 유형을 동시에 활용하여, 특정 지역(중국 및 주변국)에 대한 집중 서비스와 전 지구 서비스 기능을 혼합으로 제공한다. 이때 GEO 위성은 정지궤도에서 특정 지역을 계속 바라볼 수 있고, IGSO 위성은 경사 정지궤도로서 하루 주기로 같은 지점을 재차 관측 가능하다. 이처럼 단일 궤도만 사용하는 GPS나 Galileo와 달리, 복합 궤도는 특정 지역에서 높은 가용도와 신호 강도를 기대할 수 있다는 장점이 있다.

예를 들어, BeiDou의 MEO+IGSO+GEO 혼합 설계는 아래와 같은 구조를 보인다(단순화 예시):

{% @mermaid/diagram content="graph LR
A(MEO 24기) --> B{글로벌\n커버}
A --> C{일부\n지역 고위도\n보조}
D(IGSO 3\~6기) --> B
D --> C
E(GEO 3기 내외) --> C" %}

* MEO 위성: 전 지구 커버리지를 넓게 담당
* IGSO 위성: 지정 지역(중위도 이상)에 대하여 반복 관측 궤적 보강
* GEO 위성: 해당 지역에서 항상 높은 고도각 확보 가능

#### 위성 관리 및 교체 주기

GNSS 위성의 설계 수명은 보통 10\~15년 전후이므로, 위성이 수명을 다하기 전에 예비 위성을 미리 발사하여 별자리 완전성을 유지해야 한다. 발사된 위성 중 일부는 작동 중에 결함이 발생할 수도 있으므로, 궤도 상에서 ‘활성 위성(active)’과 ‘예비 위성(spare)’을 구분하여 운영한다. 예비 위성은 주궤도 근처나 약간 이탈한 위치에서 대기하고 있다가, 활성 위성이 불능 상태가 되면 빠르게 목표 위치로 이동하여 시스템 운영을 이어받는다.

이를 위해 다음과 같은 정책이 일반적이다.

1. 예비 위성 전략(온오빗 스페어, On-orbit Spare)
   * 각 궤도면별로 최소 1기 이상의 예비 위성을 배치하여 ‘핫 스탠바이(Hot Standby)’ 상태를 유지.
2. 단계적 교체
   * 오래된 위성부터 순차적으로 신규 위성으로 대체하되, 전체 별자리의 배치 상태가 크게 변하지 않도록 계획.
3. 폐기 궤도로 이동
   * 궤도 수명이 만료된 위성은 다른 위성과의 충돌 위험을 최소화하기 위해, 일정 높이 위(또는 아래)의 ‘폐기 궤도(disposal orbit)’로 이동시킨 후 시스템 운용에서 제외.

#### 위성 서비스 중단 극소화

GNSS는 24시간 연속 서비스가 핵심이므로, 위성의 궤도 변경이나 교체 작업 때도 사용자에게 끼치는 영향이 최소화되어야 한다. 이를 위해 예비 위성이 충실히 운영되고, 지상 관제국(Ground Control Segment)에서 지속적으로 위성 상태를 모니터링하며, 필요한 경우 즉시 조치한다.

또한, 별자리 전체를 업데이트할 때(예: 새로운 블록(Block) 세대 위성으로 교체), 몇 년에 걸쳐 점진적으로 위성을 교체하며 사용자 서비스 중단이 없도록 유지한다. GPS의 경우 블록 IIF, III 등의 세대 교체 과정에서 과도기적으로 혼합 블록 위성이 함께 운용되는 형태가 일반적이었다.