저궤도 순행위성의 반복지상궤적 유지를 위한 궤도 조정 :Repeat Ground Track Maintenance Maneuver for Low Earth Prograde Orbit Satellite

김준모

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자료유형: 학위논문

저자정보: 김준모 (과학기술연합대학원대학교, 과학기술연합대학원)

지도교수: 이병선

발행연도: 2022

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이용수36

이 논문의 연구 히스토리 (2)

2022

저궤도 순행위성의 반복지상궤적 유지를 위한 궤도 조정

김준모 대학교 2022.01 학위논문

2021

태양 활동에 따른 지구 저궤도 위성의 반복지상궤적 유지 분석

김준모 , 황유라 , 이병선 한국항공우주학회 학술발표회 초록집 2021.07 학술대회자료

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최근 발사되는 지구 저궤도 위성의 수는 매년 증가하고 있다. 이러한 위성들은 임무 및 탑재체 성능에 따라 효율적인 궤도를 가지도록 설계된다. 이체문제에서 한 번 정해진 위성의 궤도는 외력을 받지 않는 이상 똑같은 궤도를 계속 돈다. 하지만, 실제 우주 환경에서는 지구 비대칭 중력장, 지구 대기저항, 태양 및 달의 중력 등과 같은 섭동으로 인해 궤도가 조금씩 바뀌게 된다. 위성의 원활한 임무수행을 위해서는 이러한 궤도변화를 미리 예측하여 궤도 기동을 수행해야 한다.
본 논문에서는 특정 지역을 주기적으로 관측하는 임무에 유용한 궤도인 반복지상궤적(Repeat Ground Track)을 유지하기 위한 궤도 조정 시뮬레이션을 수행하였다. 시뮬레이션은 약 3개월간 고도 약 570km에서 4일간 59바퀴를 공전하는 저궤도 순행위성이 기준 경도로부터 ±2km 이내에 위치하도록 궤도 조정을 수행하였다. 또한, 상층 대기밀도는 태양 활동의 영향을 받기 때문에 태양 활동을 극소기, 중간기, 극대기로 구분하여 반복지상궤적 유지 시뮬레이션을 수행하였다. 그리고 시뮬레이션을 통해 획득한 평균 궤도를 접촉 궤도로 변환하여 두 궤도를 비교해 보았다.
시뮬레이션 결과 태양 극대기 기간 동안 극소기에 비해 궤도 조정을 5배 더 많이 수행 했고 평균적으로 약 9.4배 큰 Delta Velocity가 필요하였다. 그렇지만 평균 궤도와 접촉 궤도의 차이를 Radial, Along-track, Cross-track 성분에 대해 RMS값을 계산했을 때 궤도 조정에 의해 태양 활동과 관계없이 비슷한 값을 보여주었다.

Recently, the number of low Earth orbit satellites launched every year increases rapidly. These satellites are designed to have efficient orbits depending on their own mission and payload capabilities. In the two-body problem, once the orbit of a satellite is determined, it continues to orbit the same as long as it is not subjected to an external force. However, in the real space environment, the orbit is slightly changed due to perturbations such as the Earth’s non-symmetric gravitational potential, atmospheric drag, and the gravitational force of the third bodies like the Sun and Moon. Since these orbit changes impede the smooth mission performance of the satellite, it is necessary to predict the orbit of the satellite in advance and perform orbit maneuver.
In this paper, a orbit maneuver simulation is performed to maintain the repeat ground track, which is a useful orbit for the mission to periodically observe a specific area. The simulation performed orbit maneuver for three months so that a low Earth prograde orbit satellite that repeats 59 ground tracks for four days at an altitude of about 570km is located within 2km of the reference longitude. In addition, since upper atmospheric density is affected by solar activity, repeat ground track maintenance simulation is performed by dividing solar activity into minimum, medium, and maximum. Then, the mean orbital elements obtained through simulation is converted into a osculating orbital elements and the two orbital elements are compared.
Simulations show that during the solar maximum period, five times more orbit maneuver is performed compared to the minimum period, and an average of about 9.4 times greater Delta velocity is required. However, when the RMS values for the radial, along-track, and cross-track components are calculated for the difference between the mean and osculating orbits, they show similar values regardless of solar activity.

#저궤도 위성 #순행궤도 #반복지상궤적유지 #궤도섭동

Ⅰ. 서론 1
1. 연구 배경 및 목적 1
Ⅱ. 이론적 배경 3
1. 지구와 인공위성간의 이체 문제 3
2. 좌표계 7
2.1 지구중심 고정좌표계 7
2.2 관성좌표계 8
2.3 RSW 좌표계 9
3. 궤도의 섭동 10
4. 태양 활동 15
Ⅲ. 반복지상궤적 유지 조정 시뮬레이션 16
1. 대기저항 모델 16
2. 기준 경도 21
3. 경계값 설정 25
Ⅳ. 시뮬레이션 결과 28
1. 시뮬레이션 조건 28
2. 시뮬레이션 결과 분석 30
2.1 태양 활동에 따른 시뮬레이션 결과 30
2.1.1 극소기 30
2.1.2 중간기 33
2.1.3 극대기 36
2.2 평균궤도 및 접촉궤도 차이 비교 39
Ⅴ. 결론 43
참고문헌 44

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