현재 증가하는 우주물체들로 인하여 우주물체와 운용 중인 위성과의 충돌 위험성이 커지면서 위성 운영 기관에서는 위성 및 우주물체에 대한 정확한 우주상황파악(Space Situational Awareness)을 필요로 하고 있다. 위성과 우주물체 간의 충돌 위험성을 분석하기 위해서는 두 물체의 궤도예측을 정밀하게 수행하여야 한다. 한국항공우주연구원에서는 궤도 정보를 알지 못하는 우주물체와의 초기 충돌 가능성의 예비 분석을 위해 원시 자료로써 평균 궤도 요소인 합동우주운영센터 TLE(Two Line ...
현재 증가하는 우주물체들로 인하여 우주물체와 운용 중인 위성과의 충돌 위험성이 커지면서 위성 운영 기관에서는 위성 및 우주물체에 대한 정확한 우주상황파악(Space Situational Awareness)을 필요로 하고 있다. 위성과 우주물체 간의 충돌 위험성을 분석하기 위해서는 두 물체의 궤도예측을 정밀하게 수행하여야 한다. 한국항공우주연구원에서는 궤도 정보를 알지 못하는 우주물체와의 초기 충돌 가능성의 예비 분석을 위해 원시 자료로써 평균 궤도 요소인 합동우주운영센터 TLE(Two Line Element)를 이용하여 아리랑위성 2호와 우주물체의 궤도 예측을 수행한다. TLE는 특정시간 또는 시점에 물체의 위치와 속도 벡터를 결정하기 위해서 간단한 섭동 모델이 포함된 SGP4(Simplified General Perturbation 4) 궤도전파기를 이용한다. 그러나 완전하지 않은 섭동 모델로 인하여 SGP4 궤도 전파기에 의한 불확실성이 존재할 뿐만 아니라 TLE에는 궤도 정확도에 대한 정보가 없다. 따라서 본 논문에서는 이러한 불확실성을 파악하기 위해 실제 궤도의 근사 기간을 1일에서 7일까지 변경해가면서 간소화된 섭동 모델과 함께 궤도를 결정, 이후 7일까지 전파하여 고정밀 궤도 모델과 비교함으로써 SGP4 궤도 모델을 분석하였고, 아리랑위성 2호 TLE의 정밀도 분석을 위한 위치 변이 및 공분산 행렬을 추정 및 실제 궤도 자료를 통해 검증하였다. 분석 결과, In-track 방향의 오차가 가장 크게 나타났으며 이는 저궤도에 속한 아리랑위성 2호가 진행방향에서 대기의 영향을 받는 것으로 판단된다. 마지막으로 근사 기간 내의 TLE 자료를 보간하고 상태 벡터를 추출하여 최소자승법을 적용함으로써 개선된 궤도예측을 수행하였다. 개선된 궤도를 통해 초기 충돌 가능성 예비 분석에 있어 보다 정밀한 공분산을 생성할 수 있었다. TLE의 불확실성 분석을 통하여 TLE는 초기충돌 가능성 분석을 함에 있어 예비 자료로써 신뢰할만한 자료임을 확인하였고, 정밀도가 높은 공분산의 적용으로 보다 정밀한 초기 충돌 분석을 할 수 있을 것으로 기대된다.
현재 증가하는 우주물체들로 인하여 우주물체와 운용 중인 위성과의 충돌 위험성이 커지면서 위성 운영 기관에서는 위성 및 우주물체에 대한 정확한 우주상황파악(Space Situational Awareness)을 필요로 하고 있다. 위성과 우주물체 간의 충돌 위험성을 분석하기 위해서는 두 물체의 궤도예측을 정밀하게 수행하여야 한다. 한국항공우주연구원에서는 궤도 정보를 알지 못하는 우주물체와의 초기 충돌 가능성의 예비 분석을 위해 원시 자료로써 평균 궤도 요소인 합동우주운영센터 TLE(Two Line Element)를 이용하여 아리랑위성 2호와 우주물체의 궤도 예측을 수행한다. TLE는 특정시간 또는 시점에 물체의 위치와 속도 벡터를 결정하기 위해서 간단한 섭동 모델이 포함된 SGP4(Simplified General Perturbation 4) 궤도전파기를 이용한다. 그러나 완전하지 않은 섭동 모델로 인하여 SGP4 궤도 전파기에 의한 불확실성이 존재할 뿐만 아니라 TLE에는 궤도 정확도에 대한 정보가 없다. 따라서 본 논문에서는 이러한 불확실성을 파악하기 위해 실제 궤도의 근사 기간을 1일에서 7일까지 변경해가면서 간소화된 섭동 모델과 함께 궤도를 결정, 이후 7일까지 전파하여 고정밀 궤도 모델과 비교함으로써 SGP4 궤도 모델을 분석하였고, 아리랑위성 2호 TLE의 정밀도 분석을 위한 위치 변이 및 공분산 행렬을 추정 및 실제 궤도 자료를 통해 검증하였다. 분석 결과, In-track 방향의 오차가 가장 크게 나타났으며 이는 저궤도에 속한 아리랑위성 2호가 진행방향에서 대기의 영향을 받는 것으로 판단된다. 마지막으로 근사 기간 내의 TLE 자료를 보간하고 상태 벡터를 추출하여 최소자승법을 적용함으로써 개선된 궤도예측을 수행하였다. 개선된 궤도를 통해 초기 충돌 가능성 예비 분석에 있어 보다 정밀한 공분산을 생성할 수 있었다. TLE의 불확실성 분석을 통하여 TLE는 초기충돌 가능성 분석을 함에 있어 예비 자료로써 신뢰할만한 자료임을 확인하였고, 정밀도가 높은 공분산의 적용으로 보다 정밀한 초기 충돌 분석을 할 수 있을 것으로 기대된다.
Now, due to the increase of space objects, the risk of collisions between operational satellites and space objects is getting larger and hence the exact space situational awareness for satellites and space objects is needed by satellite operating agencies. To analyze the risk of collision between sa...
Now, due to the increase of space objects, the risk of collisions between operational satellites and space objects is getting larger and hence the exact space situational awareness for satellites and space objects is needed by satellite operating agencies. To analyze the risk of collision between satellites and the space objects, the orbit prediction of two objects should be precisely carried out. In Korea Aeraspace Research Institute(KARI), for preliminary abalysis of conjunction with the space objects without orbit information, the orbit prediction of KOrea Multi-Purpose SATellite-2(KOMPSAT-2) and the space objects is carried out using Two-Line Element(TLE) which is the mean orbit derived at the Joint Space Operations Center. The TLE uses Simplified General Perturbations 4(SGP4) orbit propagator containing simple perturbation model to determine the position and velocity vector of objects at a partivular time or epoch. However, due to the incomplete perturbation model, there does not only exist the uncertainties by the SGP4 orbit propagator but also no accurate information about the orbit in TLE is available. In this paper, to identify these uncertainties, a fitting period of truth orbit is changed from 1 to 7 days and the orbit determination is performed with the simplified perturbation model according to fitting period then the orbits are propagated to 7 days after. Through these propatgation results, the SGP4 orbit model was analyzed by comparing with high-presicion orbit propagation model. And for the analysis the TLE accuracy of KOMPSAT-2, it was estimated the TLE position variation and a covariance matrix and those results were verified through truth orbit data. In result, In-track direction error was the largest, KOMPSAT-2 that belongs to the category of LEO satellites has an atmospheric effect in the moving direction. Finally, the TLE data was interpolated and the state vectors were generated in a fitting period. Improved orbit prediction was performed by applying for a least-squares method to the state vectors. The precise covariance was generated through the improved orbit in preliminary conjunction analysis. The TLE is reliable as preliminary data in early conjunction analysis through the TLE uncertainty analysis. It is expected to perform more precisely the preliminary conjunction analysis by application of the covariance with high accuracy.
Now, due to the increase of space objects, the risk of collisions between operational satellites and space objects is getting larger and hence the exact space situational awareness for satellites and space objects is needed by satellite operating agencies. To analyze the risk of collision between satellites and the space objects, the orbit prediction of two objects should be precisely carried out. In Korea Aeraspace Research Institute(KARI), for preliminary abalysis of conjunction with the space objects without orbit information, the orbit prediction of KOrea Multi-Purpose SATellite-2(KOMPSAT-2) and the space objects is carried out using Two-Line Element(TLE) which is the mean orbit derived at the Joint Space Operations Center. The TLE uses Simplified General Perturbations 4(SGP4) orbit propagator containing simple perturbation model to determine the position and velocity vector of objects at a partivular time or epoch. However, due to the incomplete perturbation model, there does not only exist the uncertainties by the SGP4 orbit propagator but also no accurate information about the orbit in TLE is available. In this paper, to identify these uncertainties, a fitting period of truth orbit is changed from 1 to 7 days and the orbit determination is performed with the simplified perturbation model according to fitting period then the orbits are propagated to 7 days after. Through these propatgation results, the SGP4 orbit model was analyzed by comparing with high-presicion orbit propagation model. And for the analysis the TLE accuracy of KOMPSAT-2, it was estimated the TLE position variation and a covariance matrix and those results were verified through truth orbit data. In result, In-track direction error was the largest, KOMPSAT-2 that belongs to the category of LEO satellites has an atmospheric effect in the moving direction. Finally, the TLE data was interpolated and the state vectors were generated in a fitting period. Improved orbit prediction was performed by applying for a least-squares method to the state vectors. The precise covariance was generated through the improved orbit in preliminary conjunction analysis. The TLE is reliable as preliminary data in early conjunction analysis through the TLE uncertainty analysis. It is expected to perform more precisely the preliminary conjunction analysis by application of the covariance with high accuracy.
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