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현재 미국의 북미방공사령부(NORAD)는 저궤도 위성에 대한 궤도 정보를 전세계에 분포하고 있는 레이더 시스템으로부터 획득하여 초기 궤도요소인 TLE(Two Line Element)를 생성하여 일반에게 공개하고 있다. 이 때 사용되는 궤도 예측 프로그램은 SGP4 모델인데, 이 프로그램은 평균 궤도요소와 Brouwer의 해석적 이론을 사용하는 해석적 궤도 모델이다. 본 연구에서는 NORAD의 궤도 예측 및 결정 시스템과 동일한 성능을 가지는 ...

현재 미국의 북미방공사령부(NORAD)는 저궤도 위성에 대한 궤도 정보를 전세계에 분포하고 있는 레이더 시스템으로부터 획득하여 초기 궤도요소인 TLE(Two Line Element)를 생성하여 일반에게 공개하고 있다. 이 때 사용되는 궤도 예측 프로그램은 SGP4 모델인데, 이 프로그램은 평균 궤도요소와 Brouwer의 해석적 이론을 사용하는 해석적 궤도 모델이다. 본 연구에서는 NORAD의 궤도 예측 및 결정 시스템과 동일한 성능을 가지는 알고리즘 개발을 목표로 하였으며, 타국의 저궤도 위성에 대한 관측 데이터를 레이더 시스템을 이용하여 독자적으로 획득할 경우, 이에 필요한 궤도결정 알고리즘을 해석적 모델인 SGP4모델과 실시간 처리 방식인 확장 칼만 필터(Extended Kalman Filter)를 이용하여 해석적인 방법으로 개발하였다. 궤도결정 알고리즘에 상태벡터를 Kepler 6 궤도요소로 지정할 경우, 미분보정행렬을 구할 때에 궤도 경사각(Inclination)과 이심률에 대해 특이점 문제가 발생한다. 이를 해결하기 위해 평균 궤도요소를 평균 위치 및 속도 요소(Mean cartesian element)로 변환하여 상태벡터로 지정하였다. 필터 구성 시 상태 천이 행렬(State Transition Matrix)과 공분산 행렬(Covariance Matrix)은 SGP4 프로그램을 이용하여 수치적으로 풀었으며, 관측 데이터는 다목적 실용위성1호(KOMPSAT-1)의 초기 궤도요소와 개발한 orbit propagator를 이용하여 획득한 것과 실제 관측 데이터인 TOPEX/POSEIDON 정밀 궤도력(POE)을 이용하여 획득 것으로 각각 시뮬레이션 구성하였다. 관측 데이터는 방위각(Azimuth), 고도각(Elevation) 및 시선거리(Range)형태로 각각 입력되며, 각 관측 형태에 따라 전체적으로 처리하도록 필터를 구성하였다. 개발한 궤도결정 알고리즘은 TOPEX/POSEIDON POE와 비교할 때 NORAD 시스템과 비슷한 성능인 5일 동안 최대 3km의 정확도를 가짐을 확인 할 수 있었다.

Abstract ▼ AI-Helper

In case that we independently obtain orbital informations about the low earth orbit satellites of foreign countries using radar systems, we develop the orbit determination algorithm for this purpose using a SGP4 model with an analytical orbit model and the Extended Kalman Filter with a real-time pro...

In case that we independently obtain orbital informations about the low earth orbit satellites of foreign countries using radar systems, we develop the orbit determination algorithm for this purpose using a SGP4 model with an analytical orbit model and the Extended Kalman Filter with a real-time processing method. When the state vector is Kepler orbital elements, singularity problems happen to compute partial derivative with respect to inclination and eccentricity orbit elements. To cope with this problem, we set state vector mean cartesian elements(mean equinox and true equator) with coordinate transformation. The state transition matrix and the covariance matrix are numerically computed using a SGP4 model. Observational measurements are the type of azimuth, elevation and range , filter process to each measurement in a lump. Compared the developed orbit determination algorithm with TOPEX/POSEIDON POE(Precision Orbit Ephemeris), its performance is the similar to NORAD system performance that has up to 3km position accuracy during 5 days.

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