지구-화성간의 경로 설계는 패치 코닉 방법(Patched-Conic Method)에 의해 근사적으로 계산이 가능하며, 지구 출발 쌍곡선 궤도, 태양 중심 천이 궤도, 화성 도착 쌍곡선 궤도로 나뉘어 진다. 본 논문에서는 지구-화성간 경로 중 가장 중요한 태양 중심 천이 궤도를 구면삼각법과 Lambert 정리를 이용해 결정하였으며 천이 궤도에 따른 C3 값을 이용해 Launch Window 구하였다. Lambert 정리를 이용하여 보다 정확한 천이 궤도를 결정할 수 있다. 섭동을 고려한 ...
지구-화성간의 경로 설계는 패치 코닉 방법(Patched-Conic Method)에 의해 근사적으로 계산이 가능하며, 지구 출발 쌍곡선 궤도, 태양 중심 천이 궤도, 화성 도착 쌍곡선 궤도로 나뉘어 진다. 본 논문에서는 지구-화성간 경로 중 가장 중요한 태양 중심 천이 궤도를 구면삼각법과 Lambert 정리를 이용해 결정하였으며 천이 궤도에 따른 C3 값을 이용해 Launch Window 구하였다. Lambert 정리를 이용하여 보다 정확한 천이 궤도를 결정할 수 있다. 섭동을 고려한 운동 방정식을 수치 적분하여 지구에서 화성까지의 전체 궤적을 구하였다. 섭동력은 Cowell 방법을 이용하여, 3체에 의한 섭동, 태양 복사압에 의한 섭동, 지구 편평도에 의한 섭동, 지구 대기에 의한 섭동을 고려하였으며, 수치 적분은 8계 Runge-Kutta를 이용하여 계산하였다. 각 행성과 태양의 위치는 보다 정확한 계산을 위해 JPL에서 제공하는 DE405 천체력을 이용하였다. 수치 적분 결과 화성 탐사 위성은 화성의 작용권구 내, 275963km 까지 화성에 접근하였다./
지구-화성간의 경로 설계는 패치 코닉 방법(Patched-Conic Method)에 의해 근사적으로 계산이 가능하며, 지구 출발 쌍곡선 궤도, 태양 중심 천이 궤도, 화성 도착 쌍곡선 궤도로 나뉘어 진다. 본 논문에서는 지구-화성간 경로 중 가장 중요한 태양 중심 천이 궤도를 구면삼각법과 Lambert 정리를 이용해 결정하였으며 천이 궤도에 따른 C3 값을 이용해 Launch Window 구하였다. Lambert 정리를 이용하여 보다 정확한 천이 궤도를 결정할 수 있다. 섭동을 고려한 운동 방정식을 수치 적분하여 지구에서 화성까지의 전체 궤적을 구하였다. 섭동력은 Cowell 방법을 이용하여, 3체에 의한 섭동, 태양 복사압에 의한 섭동, 지구 편평도에 의한 섭동, 지구 대기에 의한 섭동을 고려하였으며, 수치 적분은 8계 Runge-Kutta를 이용하여 계산하였다. 각 행성과 태양의 위치는 보다 정확한 계산을 위해 JPL에서 제공하는 DE405 천체력을 이용하였다. 수치 적분 결과 화성 탐사 위성은 화성의 작용권구 내, 275963km 까지 화성에 접근하였다./
The transfer orbit is the trajectory of Mars Explorer which spends most of its flight time moving under the gravitational influence of the Sun. The transfer orbit is determined by using spherical triangle method and Lambert theorem. The latter is more accurate. C3 and Launch Window(contours of C3 an...
The transfer orbit is the trajectory of Mars Explorer which spends most of its flight time moving under the gravitational influence of the Sun. The transfer orbit is determined by using spherical triangle method and Lambert theorem. The latter is more accurate. C3 and Launch Window(contours of C3 and ) for a range of launch dates and arrival dates is evaluated by the transfer orbit. The trajectory of Mars Explorer is evaluated by orbit propagation applying Cowell''s method. The essential perturbations for Mars Explorer are the gravitational influences of the 3rd body, solar radiation pressure and the Earth''s gravitational potential. The position of the 3rd body and the Sun is obtained by using DE405. Mars Explorer approach in the sphere of influence of Mars and the distance from Mars to the Mars Explorer is 275963km./
The transfer orbit is the trajectory of Mars Explorer which spends most of its flight time moving under the gravitational influence of the Sun. The transfer orbit is determined by using spherical triangle method and Lambert theorem. The latter is more accurate. C3 and Launch Window(contours of C3 and ) for a range of launch dates and arrival dates is evaluated by the transfer orbit. The trajectory of Mars Explorer is evaluated by orbit propagation applying Cowell''s method. The essential perturbations for Mars Explorer are the gravitational influences of the 3rd body, solar radiation pressure and the Earth''s gravitational potential. The position of the 3rd body and the Sun is obtained by using DE405. Mars Explorer approach in the sphere of influence of Mars and the distance from Mars to the Mars Explorer is 275963km./
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