KR101648507B1 - Compensation method for propagator based on the past tles, and recording medium storing program for executing the same, and recording medium storing program for executing the same - Google Patents
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Abstract
본 발명은 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법, 이를 구현하기 위한 프로그램이 저장된 기록매체 및 이를 구현하기 위해 매체에 저장된 컴퓨터프로그램 에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 과거의 TLE(Two Line Elements) 정보들을 이용하여 보상함수를 생성하고, 이를 이용하여 인공위성의 궤도를 보상함으로써, SGP(Simplified General Perturbations) 계열의 궤도전파기를 이용한 장기 궤도전파에 따른 궤도오차 증가를 줄이기 위한, TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법, 이를 구현하기 위한 프로그램이 저장된 기록매체 및 이를 구현하기 위해 매체에 저장된 컴퓨터프로그램을 제공한다.BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a compensation method of an orbit propagator using TLE information, a recording medium storing a program for implementing the same, and a computer program stored in a medium for implementing the same. More particularly, (Orbit) propagation using the Orbital Propagator of the SGP (Simplified General Perturbations) series by compensating for the orbit of the satellite using the generated compensation function using the TLE information. In order to reduce the orbit error increase due to the long- A recording medium storing a program for implementing the method, and a computer program stored in a medium for implementing the method.
Description
본 발명은 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법, 이를 구현하기 위한 프로그램이 저장된 기록매체 및 이를 구현하기 위해 매체에 저장된 컴퓨터프로그램 에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 과거의 TLE(Two Line Elements) 정보들을 이용하여 보상함수를 생성하고, 이를 이용하여 인공위성의 궤도를 보상함으로써, SGP(Simplified General Perturbations) 계열의 궤도전파기를 이용한 장기 궤도전파에 따른 궤도오차 증가를 줄이기 위한, TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법, 이를 구현하기 위한 프로그램이 저장된 기록매체 및 이를 구현하기 위해 매체에 저장된 컴퓨터프로그램에 관한 것이다.
BACKGROUND OF THE
인공위성의 원활한 운영을 위해서는 위성의 궤도(위치, 속도)정보에 대한 정보가 필요하며, 이를 위해서 지상국에서는 과거의 관측데이터(Measurement Data)를 이용한 궤도결정(Orbit Determination)을 통해 획득한 궤도정보를 바탕으로 미래의 궤도를 예측(Orbit Prediction)하였다.For smooth operation of satellites, information on orbit (position and velocity) information of satellites is required. For this purpose, in the ground station, orbit information obtained through Orbit Determination using past observation data (Measurement Data) (Orbit Prediction).
이때, 궤도결정 시스템이 없거나(일반적으로 고가) 혹은 일부 필요에 의해서 미국의 합동우주전략센터(JSpOC, Joint Space Operations Center)에서 제공해주고 있는 TLE(Two Line Element) 정보를 이용해서 SGP(Simplified General Perturbations) 계열의 궤도전파기를 이용해서 궤도예측을 수행하였다.At this time, the two-line element (TLE) information provided by Joint Space Operations Center (JSPOC) in the United States is used by the SGP (Simplified General Perturbations ) Type orbital wave propagator.
하지만 일반적으로 TLE 정보를 근거로, SGP 계열의 궤도전파기를 이용한 궤도예측은 시간이 지남에 따라 궤도예측 오차가 증가하는 문제점이 있다.
However, in general, based on the TLE information, the orbit prediction using the SGP series orbital propagator has a problem that the orbit prediction error increases with time.
한국공개특허 [10-2013-0022635]에서는 ＮＯＲＡＤ ＴＬＥ 데이터 기반의 궤도결정 시스템 및 그 방법이 개시되어 있다.
Korean Patent Laid-Open Publication No. 10-2013-0022635 discloses a orbit determination system based on NORAD TLE data and a method thereof.
따라서, 본 발명은 상기한 바와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로, 본 발명의 목적은 과거의 TLE 정보들을 이용하여 파악된 궤도오차 증가의 경향성을 바탕으로 보상함수를 생성하고, 이를 이용하여 인공위성의 궤도를 보상함으로써, 인공위성의 궤도 전파기로 사용되는 SGP(Simplified General Perturbations) 계열의 궤도전파기를 이용한 장기 궤도전파에 따른 궤도오차 증가를 줄이기 위한 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법, 이를 구현하기 위한 프로그램이 저장된 기록매체 및 이를 구현하기 위해 매체에 저장된 컴퓨터프로그램을 제공하는 것이다.
SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in order to solve the above-mentioned problems, and it is an object of the present invention to provide a compensation function based on the tendency of an increase in orbit error detected using past TLE information, To compensate the orbit of the orbital propagator by using the TLE information to reduce the increase of the orbit error due to the long-term orbital propagation using the orbital propagator of the SGP (Simplified General Perturbations) series used as the orbit propagator of the satellite. And a computer program stored in the medium to implement the recording medium.
상기한 바와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명의 일 실시예에 따른 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법은, 컴퓨터를 포함하는 연산처리수단에 의하여 실행되는 프로그램 형태로 이루어지는 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법에 있어서, 과거의 특정 시점의 TLE(Two Line Element) 정보를 바탕으로, SGP(Simplified General Perturbations) 계열의 궤도전파기를 이용하여 현재까지 궤도전파를 수행함으로써, 단일궤도예측 데이터를 생성하는 단일궤도전파수행 단계(S10); 합동우주전략센터(JSpOC, Joint Space Operations Center)에서 배포된 일정 기간 동안의 모든 TLE 정보들을 바탕으로, SGP 계열의 궤도전파기를 이용하여 현재까지 궤도전파를 수행함으로써, 종합궤도예측 데이터를 생성하는 종합궤도전파수행 단계(S20); 상기 단일궤도전파수행 단계(S10) 및 종합궤도전파수행 단계(S20)에서 생성된 단일궤도예측 데이터 및 종합궤도예측 데이터들에 대해 궤도잔차(Residual)를 계산하는 궤도잔차분석 단계(S30); 상기 궤도잔차분석 단계(S30)에서 계산된 궤도잔차를 각각의 방향에 대해 미리 결정된 형태의 함수로 곡선맞춤(Curve Fitting)을 수행하여 보상함수를 생성하는 보상함수생성 단계(S40); 및 가장 최근 TLE 정보를 바탕으로, SGP 계열의 궤도전파기를 이용하여 궤도전파를 수행함으로써, 생성된 최근궤도예측 데이터에 상기 보상함수생성 단계(S40)에서 생성된 보상함수 데이터를 합산하여, 현재 시점에서 미래의 궤도를 예측하는 궤도예측 단계(S50);를 포함하는 것을 특징으로 한다.According to another aspect of the present invention, there is provided a compensation method of an orbit propagator using TLE information, comprising the steps of: The present invention relates to a method of compensating for a single orbit by generating a single orbit prediction data by performing orbital propagation up to the present using a SGP (Ordinary General Perturbations) orbit based on TLE (Two Line Element) A single orbit propagation step (S10); Based on all the TLE information distributed over a certain period of time distributed at the Joint Space Operations Center (JSPOC), the orbital propagation is carried out using the SGP series orbital wave propagation to date, Orbit propagation step (S20); An orbit residual analysis step (S30) of calculating an orbit residual for the single orbit prediction data and the combined orbit prediction data generated in the single orbit propagation step (S10) and the combined orbit propagation step (S20); A compensation function generation step (S40) of generating a compensation function by performing curved fitting on a trajectory residual calculated in the trajectory residual analysis step (S30) as a function of a predetermined type for each direction; Based on the most recent TLE information, the orbital propagation is performed using the SGP series orbital wave propagating device to sum the compensation function data generated in the compensation function generation step S40 to the generated latest orbit prediction data, And a trajectory prediction step (S50) of predicting a future trajectory in the future.
또한, 종합궤도전파수행 단계(S20)는 TLE 정보가 갱신되면, 갱신된 TLE 정보를 근거로, SGP 계열의 궤도전파기를 이용하여 궤도전파를 수행하는 것을 특징으로 한다.In addition, the overall orbiting propagation step S20 is characterized in that when the TLE information is updated, orbital propagation is performed using the SGP series orbital wave based on the updated TLE information.
또, 궤도잔차분석 단계(S30)는 상기 종합궤도전파수행 단계(S20)에서 생성된 종합궤도예측 데이터를 기준궤도로 하며, 궤도잔차는 기준궤도의 RIC(Radial, In-Track, Cross-Track) 방향으로 계산하는 것을 특징으로 한다.In addition, the orbit residual analysis step S30 uses the combined orbit prediction data generated in the comprehensive orbiting propagation step S20 as the reference trajectory, and the orbit residual is the RIC (Radial, In-Track, Cross-Track) In the direction of the arrow.
또한, 궤도예측 단계(S50)는 가장 최근에 TLE 정보를 바탕으로, SGP 계열의 궤도전파기를 이용하여 궤도전파를 수행함으로써, 최근궤도예측 데이터를 생성하는 최근궤도전파수행 단계(S51); 상기 보상함수생성 단계(S40)에서 생성된 보상함수의 파라미터들을 바탕으로, 잔차정보를 생성하는 잔차정보생성 단계(S52); 및 상기 최근궤도전파수행 단계(S51) 및 잔차정보생성 단계(S52)에서 생성된 최근궤도예측 데이터 및 잔차정보를 RIC 방향으로 합산하여, 최종궤도예측 데이터를 생성하는 최종궤도예측 단계(S53);를 포함하는 것을 특징으로 한다.In addition, the orbit prediction step S50 includes the latest orbital propagation step S51 for generating the latest orbit prediction data by performing orbital propagation using the SGP series orbit propagator based on the TLE information most recently; A residual information generating step (S52) of generating residual information based on the parameters of the compensation function generated in the compensation function generating step (S40); A final trajectory prediction step (S53) of summing the latest trajectory prediction data and residual information generated in the latest trajectory propagation step (S51) and the residual information generation step (S52) in the RIC direction to generate final trajectory prediction data; And a control unit.
또, 상기 SGP 계열의 궤도전파기는 SGP4 궤도전파기인 것을 특징으로 한다.In addition, the SGP series orbital wave propagator is an SGP4 orbital wave propagator.
또한, 보상함수생성 단계(S40)의 보상함수는 In addition, the compensation function of the compensation function generation step (S40)
다음식 
(위 식에서, Residual는 궤도잔차, n은 사인 함수 적용 차수를 의미한다.)(In the above equation, Residual is the orbital residual, and n is the sine function applying degree.)
또, 본 발명의 일 실시예에 따르면, 상기 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법을 구현하기 위한 프로그램이 저장된 컴퓨터 판독 가능한 기록매체가 제공되는 것을 특징으로 한다.According to an embodiment of the present invention, there is provided a computer-readable recording medium storing a program for implementing a compensation method of an orbit propagator using the TLE information.
아울러, 본 발명의 일 실시예에 따르면, 상기 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법을 구현하기 위해, 컴퓨터 판독 가능한 기록매체에 저장된 프로그램이 제공되는 것을 특징으로 한다.
According to an embodiment of the present invention, a program stored in a computer-readable recording medium is provided to implement the compensation method of the orbit propagator using the TLE information.
본 발명의 일 실시예에 따른 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법, 이를 구현하기 위한 프로그램이 저장된 기록매체 및 이를 구현하기 위해 매체에 저장된 컴퓨터프로그램에 의하면, TLE 정보를 이용하여 SGP 계열의 궤도전파기를 이용한 장기 궤도전파에 따른 궤도오차가 증가되는 것을 방지할 수 있는 효과가 있다.According to an embodiment of the present invention, there is provided a compensation method of an orbit propagator using TLE information, a recording medium storing a program for implementing the same, and a computer program stored in a medium for implementing the same, It is possible to prevent an increase in the track error due to the long-term orbital propagation using the propagator.
아울러, 궤도결정 시스템을 갖추고 있지 못한 초소형 위성급의 위성관제에 유용하게 사용 가능한 효과가 있다.
In addition, there is an effect that it can be usefully used for a satellite control of a very small satellite class that does not have a track determination system.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법의 순서도.
도 2는 하나의 TLE 정보의 입력으로, 궤도전파를 수행한 오차를 보여주는 그래프.
도 3은 TLE #1부터 TLE #5 까지 5 개의 TLE 정보가 순차적으로 입력되고, 다음 TLE 정보가 입력될 때 까지 궤도전파를 수행한 오차를 보여주는 그래프.
도 4는 도 2와 동일한 기간동안 도 3을 적용한 결과를 보여주는 그래프.
도 5는 도 2 및 도 4에 해당되는 궤도데이터를 이용해 잔차를 계산한 결과를 보여주는 그래프.
도 6은 속도방향에 대한 잔차와 함수화(Curve Fitting) 결과를 보여주는 그래프.
도 7은 아리랑 2호의 GPS 항해를 바탕으로 궤도결정을 수행한 결과를 보여주는 그래프.
도 8은 도 7의 TLE 정보를 본 발명의 일 실시예에 따른 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법을 적용한 결과를 보여주는 그래프.
도 9은 도 1의 궤도예측단계를 세부적으로 현한 순서도.
도 10은 본 발명의 일 실시예에 따른 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법을 단순하게 표현한 개념도.FIG. 1 is a flowchart of a compensation method of an orbit propagator using TLE information according to an embodiment of the present invention. FIG.
FIG. 2 is a graph showing an error of an orbital propagation as one input of TLE information. FIG.
FIG. 3 is a graph showing an error of trajectory propagation until five pieces of TLE information are sequentially input from
4 is a graph showing the results of applying FIG. 3 for the same period as FIG. 2;
FIG. 5 is a graph showing the result of calculating the residual using the orbit data corresponding to FIGS. 2 and 4. FIG.
FIG. 6 is a graph showing residual and functioning (Curve Fitting) results in the velocity direction. FIG.
FIG. 7 is a graph showing the result of orbit determination based on the GPS navigation of Arirang No. 2; FIG.
8 is a graph showing a result of applying the TLE information of FIG. 7 to the compensation method of the orbit propagator using TLE information according to an embodiment of the present invention.
FIG. 9 is a detailed flowchart of the trajectory prediction step of FIG. 1; FIG.
10 is a conceptual diagram simply illustrating a compensation method of the orbit propagator using TLE information according to an embodiment of the present invention.
이하, 도면을 참조하여 본 발명을 더욱 상세하게 설명한다. 다음에 소개되는 도면들은 당업자에게 본 발명의 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해 예로서 제공되는 것이다. 따라서, 본 발명은 이하 제시되는 도면들에 한정되지 않고 다른 형태로 구체화될 수도 있다. 또한, 명세서 전반에 걸쳐서 동일한 참조번호들은 동일한 구성요소들을 나타낸다. 도면들 중 동일한 구성요소들은 가능한 한 어느 곳에서든지 동일한 부호들로 나타내고 있음에 유의해야 한다. 또한, 사용되는 기술 용어 및 과학 용어에 있어서 다른 정의가 없다면, 이 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 통상적으로 이해하고 있는 의미를 가지며, 하기의 설명 및 첨부 도면에서 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있는 공지 기능 및 구성에 대한 설명은 생략한다. Hereinafter, the present invention will be described in more detail with reference to the drawings. The following drawings are provided by way of example so that those skilled in the art can fully understand the spirit of the present invention. Therefore, the present invention is not limited to the following drawings, but may be embodied in other forms. In addition, like reference numerals designate like elements throughout the specification. It is to be noted that the same elements among the drawings are denoted by the same reference numerals whenever possible. Further, it is to be understood that, unless otherwise defined, technical terms and scientific terms used herein have the same meaning as commonly understood by one of ordinary skill in the art to which this invention belongs. Descriptions of known functions and configurations that may be unnecessarily blurred are omitted.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법의 순서도이고, 도 2는 하나의 TLE 정보의 입력으로, 궤도전파를 수행한 오차를 보여주는 그래프이며, 도 3은 TLE #1부터 TLE #5 까지 5 개의 TLE 정보가 순차적으로 입력되고, 다음 TLE 정보가 입력될 때 까지 궤도전파를 수행한 오차를 보여주는 그래프이고, 도 4는 도 2와 동일한 기간동안 도 3을 적용한 결과를 보여주는 그래프이며, 도 5는 도 2 및 도 4에 해당되는 궤도데이터를 이용해 잔차를 계산한 결과를 보여주는 그래프이고, 도 6은 속도방향에 대한 잔차와 함수화(Curve Fitting) 결과를 보여주는 그래프이며, 도 7은 아리랑 2호의 GPS 항해를 바탕으로 궤도결정을 수행한 결과를 보여주는 그래프이고, 도 8은 도 7의 TLE 정보를 본 발명의 일 실시예에 따른 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법을 적용한 결과를 보여주는 그래프이며, 도 9는 도 1의 궤도예측단계를 세부적으로 현한 순서도이고, 도 10은 본 발명의 일 실시예에 따른 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법을 단순하게 표현한 개념도이다.
FIG. 1 is a flow chart of a compensation method of the orbit propagator using TLE information according to an embodiment of the present invention, FIG. 2 is a graph showing an error of orbital propagation by inputting one TLE information, FIG. 4 is a graph showing an error of trajectory propagation until five pieces of TLE information are sequentially input from
위성의 지향 정밀도에 영향을 주는 요소로 정밀한 자세명령을 생성해 주어야 하는데, 정밀 자세 명령을 생성하기 위해서는 기준좌표계를 잘 결정해야 한다. 저궤도 위성의 기준좌표계는 GPS위성으로부터 수신한 위성의 위치와 속도 및 시각 정보로부터 기준 시각의 좌표계를 생성하게 된다. 정지궤도 위성의 경우에는 GPS 위성을 사용하기 어려우므로 계속 지상에서 궤도 정보를 올려주거나 탑재 컴퓨터에 궤도전파기나 궤도 결정 알고리즘을 탑재하여 위성의 궤도 정보를 계산하게 된다.
It is necessary to generate a precise posture command as an element that affects the orientation precision of the satellite. In order to generate the precise posture command, the reference coordinate system must be determined well. The reference coordinate system of the low earth orbit satellite generates a coordinate system of the reference time from the position, velocity and time information of the satellite received from the GPS satellite. In the case of geostationary satellites, it is difficult to use GPS satellites. Therefore, the orbit information is raised on the ground or the onboard computer is equipped with an orbit propagator and orbit determination algorithm to calculate the orbit information of the satellite.
도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법은 컴퓨터를 포함하는 연산처리수단에 의하여 실행되는 프로그램 형태로 이루어지는 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법에 있어서, 단일궤도전파수행 단계(S10), 종합궤도전파수행 단계(S20), 궤도잔차분석 단계(S30), 보상함수생성 단계(S40) 및 궤도예측 단계(S50)를 포함한다.
As shown in FIG. 1, a method of compensating an orbit propagator using TLE information according to an embodiment of the present invention includes the steps of: The compensation method includes a single-orbit propagation step S10, a comprehensive orbit propagation step S20, an orbit residual analysis step S30, a compensation function generation step S40, and an orbit prediction step S50.
단일궤도전파수행 단계(S10)는 과거의 특정 시점의 TLE(Two Line Element) 정보를 바탕으로, SGP(Simplified General Perturbations) 계열의 궤도전파기를 이용하여 현재까지 궤도전파를 수행함으로써, 단일궤도예측 데이터를 생성한다. In the single-orbit propagation step S10, the orbital propagation is performed up to the present using the Orbital Propagator of the SGP (Simplified General Perturbations) based on the TLE (Two Line Element) information of the past specific time point, .
TLE 정보는 미국 합동우주전략센터에서 우주물체의 레이더 관측데이터들을 바탕으로 얻은 궤도정보들을 SGP계열의 궤도전파기에 적합한 궤도요소로 변환하여 생성된다. 따라서 미국 합동우주전략센터에서 배포하고 있는 TLE 정보를 바탕으로, SGP 계열의 궤도전파기를 이용해서 궤도전파를 통한 궤도 예측이 가능하다.TLE information is generated by converting the orbit information obtained from the radar observation data of space object to the orbit element suitable for SGP series orbital propagation in US Joint Space Strategy Center. Therefore, based on the TLE information distributed by the US Joint Space Strategy Center, it is possible to predict the orbit through orbital propagation using the SGP series orbit propagator.
하지만 다양한 형태의 궤도들을 TLE정보 및 SGP계열의 궤도전파기로 표현하기에는 많은 어려움이 있으며, 이는 궤도예측 오차의 증가로 표현이 된다.However, there are many difficulties in expressing various types of orbits as TLE information and SGP series orbital propagators, which is expressed as an increase in orbit prediction error.
도 2에 도시된 바와 같이, 아리랑 2호의 지상 궤도결정 시스템에서 획득한 궤도정보를 기준으로 미국 합동우주전략센터의 TLE 정보를 바탕으로 SGP계열의 궤도전파기를 통한 궤도 예측의 결과는 대략 일주일에 4 Km 2주일이 경과하게 되면 9 Km 수준으로 오차가 증가하게 된다. As shown in FIG. 2, based on the TLE information of the US Joint Space Strategy Center based on the orbit information acquired from the ground orbit determination system of Arirang No. 2, the result of the orbit prediction through the SGP series orbital propagator is approximately 4 When
이와 같은 특성으로 인해 미국 합동우주전략센터에서는 TLE 정보를 비 주기적으로 배포하고 있으며, 이들의 TLE 정보를 지속적으로 갱신하면서, SGP계열의 궤도전파기로 궤도전파를 수행함으로써, 일정한 수준 이하의 궤도오차를 유지할 수 있다.Due to these characteristics, the US Joint Space Strategy Center is distributing TLE information acyclic, continuously updating their TLE information, and by orbiting the SGP series orbital propagation system, the orbit error below a certain level .
이때, 상기 SGP 계열의 궤도전파기는 우주물체의 궤도결정을 위해 일반적으로 사용되는 SPG, SGP4 및 SGP8 궤도전파기 중 상기 NORAD TLE 데이터를 ECI 좌표계상의 위치데이터로 변환시킬 수 있는 SGP4 궤도전파기를 사용하는 것이 바람직하다.
In this case, the SGP series orbital propagator uses an SGP4 orbital propagator capable of converting the NORAD TLE data into position data on the ECI coordinate system among the SPG, SGP4 and SGP8 orbital propagators generally used for determining the orbit of a space object .
종합궤도전파수행 단계(S20)는 합동우주전략센터(JSpOC, Joint Space Operations Center)에서 배포된 일정 기간 동안의 모든 TLE 정보들을 바탕으로, SGP 계열의 궤도전파기를 이용하여 현재까지 궤도전파를 수행함으로써, 종합궤도예측 데이터를 생성한다.The orbital propagation step (S20) performs orbital propagation to the present by using SGP series orbital propagation based on all TLE information distributed for a certain period distributed in Joint Space Operations Center (JSPOC) , And generates comprehensive orbit prediction data.
이때, 종합궤도전파수행 단계(S20)는 TLE 정보가 갱신되면, 갱신된 TLE 정보를 근거로, SGP 계열의 궤도전파기를 이용하여 궤도전파를 수행하는 것을 특징으로 할 수 있다. 도 3을 예로 설명하면, 가장 최근 TLE 정보를 이용하여, 새로운 TLE 정보가 배포되기 전까지 SGP계열의 궤도전파기로 궤도전파를 수행하고, 새로운 TLE 정보가 배포되면, 이를 이용하여 그 다음 TLE 정보가 배포되기 전까지 SGP계열의 궤도전파기로 궤도전파를 수행하는 과정을 반복해서, 모든 궤도데이터를 하나로 합치면 해당 기간 동안의 궤도 데이터(도 4 참조)가 완성된다.
At this time, in the comprehensive orbiting propagation step S20, when the TLE information is updated, orbital propagation is performed using the SGP series orbital wave based on the updated TLE information. 3, by using the most recent TLE information, orbital propagation is performed to the SGP series orbit propagator until new TLE information is distributed, and when new TLE information is distributed, the next TLE information is distributed , The orbit data is repeated with the SGP series orbital propagation until all the orbit data are combined to complete the orbit data (see FIG. 4) for the corresponding period.
궤도잔차분석 단계(S30)는 상기 단일궤도전파수행 단계(S10) 및 종합궤도전파수행 단계(S20)에서 생성된 단일궤도예측 데이터 및 종합궤도예측 데이터들에 대해 궤도잔차(Residual)를 계산한다.The orbit residual analysis step S30 calculates orbital residuals for the single orbit prediction data and the combined orbit prediction data generated in the single orbit propagation step S10 and the overall orbiting propagation step S20.
다시 말해, 과거의 특정 기간에 대해서 초기의 TLE 정보만 이용해서 궤도전파를 수행한 단일궤도예측 데이터(도 2 참조)와, 해당 기간 동안 갱신된 모든 TLE 정보를 이용해서 궤도전파를 수행한 종합궤도예측 데이터(도 4 참조)의 차이를 통해 SGP계열 궤도전파기에 의한 궤도오차의 증가 추세를 알 수 있으며, 이와 같이 잔차(Residual)를 특정함수로 표현할 수 있다면, 이를 이용해서 미래의 궤도오차를 보정할 수 있다.In other words, a single orbit prediction data (refer to FIG. 2) in which orbital propagation is performed using only the initial TLE information for a specific period in the past, and a combined orbit The trend of the orbit error due to the SGP system orbit propagator can be known through the difference of the predicted data (see FIG. 4). If the residual can be represented by a specific function, the future orbit error can be corrected can do.
도 5에 도시된 바와 같이, 궤도잔차분석 단계(S30)는 상기 종합궤도전파수행 단계(S20)에서 생성된 종합궤도예측 데이터를 기준궤도로 하며, 궤도잔차는 기준궤도의 RIC(Radial, In-Track, Cross-Track) 방향으로 계산하는 것을 특징으로 할 수 있다.
As shown in FIG. 5, the orbit residual analysis step S30 uses the combined orbit prediction data generated in the comprehensive orbiting propagation step S20 as a reference trajectory, and the orbit residual is the RIC (Radial, In- Track, Cross-Track) direction.
보상함수생성 단계(S40)는 상기 궤도잔차분석 단계(S30)에서 계산된 궤도잔차를 각각의 방향에 대해 미리 결정된 형태의 함수로 곡선맞춤(Curve Fitting)을 수행하여 보상함수를 생성(도 6 참조)한다.Compensation function generating step (S40) is the orbit residual analysis curve the trajectory residuals calculated in the step (S30) in a predetermined form of the function for each direction of alignment (Curve Fitting) to perform generating a compensation function (Fig. 6 ) .
이에 대한 시뮬레이션 예제로 아리랑 2호 위성에 대한 궤도결정 데이터와 TLE 정보를 이용한 궤도 예측을 다음과 같이 수행하였다 .As a simulation example, the orbit prediction using the orbit determination data and the TLE information for the Arirang No. 2 satellite was performed as follows.
2013 년 7월 1일 0시 0분 0초부터 초부터 2013 년 7월 16 일 0시 0분 0초까지의 초까지의 아리랑 2호 위성 에 대한 한국항공우주연구원(이하 항우연) 지상국 에서 제공해준 궤도결정 데이터를 기준 궤도(True Orbit) 이라고 가정하였다 . 이를 바탕으로 2013 년 7월 1일부터 7월 9일 0시까지 시까지 미국 합동우주전략센터에서 배포한 모든 TLE 정보들을 이용해서 도 3과 같은 방식으로 2013 년 7월 2일 0시 0분 0초부터 초부터 2013 년 7월 9일 0시 0분 0초까지 초까지 총 7일동안 궤도전파를 수행하였다 . 이 때 미국 합동우주전략센터에서 배포된 TLE 는 하루 평균 3회씩 제공되었으며, 이 중 기준시간(Epoch)이 7월 1일 20 시 55 분 30 초인 TLE 정보를 이용해서 동일 기간 동안 궤도전파를 수행하였다.Provided by the Korea Aerospace Research Institute (hereafter referred to as the "Korea Aerospace Research Institute") for the Arirang No. 2 satellite from July 1, 2013 to July 16, 2013, 0 0 0 0 0, It is assumed that the orbit determination data is a reference orbit (True Orbit). Based on this, using all the TLE information distributed from the US Joint Space Strategy Center from July 1, 2013 to July 9, 0:00, Orbital propagation was carried out for 7 days in total from the first seconds to the first day of July 9, 2013 to 0: 00: 0 seconds. At this time, the TLE distributed from the US Joint Space Strategy Center was provided on an average of 3 times a day, and the orbital propagation was carried out for the same period using the TLE information with the reference time (Epoch) of 20:55:30 on July 1 .
이렇게 획득한 2개의 궤도데이터를 이용해서 잔차를 계산할 수 있었으며 , 그 결과 도 5와 같은 결과를 얻을 수 있었다 . 이 그래프에서 확인할 수 있듯이 궤도 잔차는 주로 속도방향 (In -Track)에 서 나타나는 것을 확인할 수 있었으며 , 파형이 주 로 사인 (Sine)함수들의 합으로 표현이 가능하다.The residuals can be calculated using the two orbit data thus obtained, and as a result, the results shown in FIG. 5 were obtained. As can be seen in this graph, the orbital residual is mainly seen in the in-track direction, and the waveform can be expressed mainly as the sum of the sine functions.
즉, 보상함수생성 단계(S40)의 보상함수는That is, the compensation function of the compensation function generation step S40
다음식 
(위 식에서, Residual는 궤도잔차, n은 사인 함수 적용 차수를 의미한다.)(In the above equation, Residual is the orbital residual, and n is the sine function applying degree.)
의 형태로 표현되는 것을 특징으로 할 수 있다.
And the like.
이와 같은 함수로 잔차를 표현할 수 있었으며, 그 결과 속도방향에 대한 잔차와 함수화(Curve Fitting) 결과를 도 6과 같이 살펴볼 수 있다. 이 그래프에서 살펴볼 수 있듯이 궤도 잔차가 전체 시간영역에 대해 불연속적인 곳을 볼 수 있는데, 이것은 TLE 데이터가 갱신되면서 새로운 TLE 정보를 이용해서 궤도전파를 수행하기 때문에 생기는 불연속 특성이다. 따라서 이러한 불연속적인 특성에도 불구하고 대략적인 궤도잔차 경향을 따라서 잔차함수가 잘 표현되었음을 확인할 수 있다.As a result, the residual can be expressed by the function. As a result, the residual and function of the velocity direction can be examined as shown in FIG. As can be seen in this graph, we can see where the orbit residuals are discontinuous for the whole time domain, which is a discontinuity characteristic because TLE data is updated and new orbital propagation is performed using the new TLE information. Therefore, it can be confirmed that the residual function is well expressed according to the approximate trajectory residual tendency despite this discontinuous characteristic.
이러한 잔차함수를 이용해서 2013 년 7 월 8 일 20 시 26 분 58.629 초의 기준시간을 갖는 TLE 정보를 이용해서 2013 년 7 월 9 일 0 시 0 분 0 초부터 2013 년 7 월 16 일 0 시 0 분 0 초까지 SGP4 궤도전파기를 이용해서 궤도전파를 수행하였다.Using this residual function, we will use TLE information with a reference time of 20:26 and 58.629 seconds on July 8, 2013, to set the time from 0:00:00 on July 9, 2013 to 0:00:00 on July 16, 2013 Orbit propagation was carried out using SGP4 orbital propagators up to 0 sec.
이와 같이 획득한 궤도데이터를 동일기간에 아리랑 2 호의 GPS 항행해를 바탕으로 궤도결정을 수행한 지상국 궤도데이터를 기준으로 궤도오차를 계산한 결과 도7과 같은 궤도오차 결과를 얻을 수 있었다. 이 그래프에서 살펴보는 것과 같이 7 일간의 궤도전파에 따라 약 4km 수준의 궤도오차가 발생하는 것을 확인할 수 있었다.Based on the orbit data obtained from the ground station based on the GPS navigation solution of Arirang No. 2 in the same period, the orbit error was calculated based on the ground station orbit data. As shown in this graph, it was confirmed that the orbit error of about 4 km occurs due to the 7 days orbital propagation.
이를 제안한 알고리즘과 같이 과거의 데이터를 이용해서 얻은 잔차함수들의 값을 더해서 궤도예측 데이터를 생성한 후 항우연 지상국의 궤도결정 데이터와 비교한 결과 도 8과 같은 궤도오차 그래프를 얻을 수 있었다. 이 그래프에서 확인할 수 있듯이 SGP4 궤도전파기에 의한 궤도오차 증가를 잔차함수가 보상해줌으로써 7 일 후의 궤도 오차가 약 2km 수준으로 줄어듬을 확인할 수 있었다. 이는 도 4에서와 같이 SGP4 궤도전파기의 평균적인 궤도오차 수준과 유사하며, 잔차함수를 생성할 때 기준 데이터가 도 4와 유사하기 때문이다.As shown in Fig. 8, the trajectory error graph is obtained by comparing the trajectory prediction data of the station with the data of the trajectory prediction data obtained by adding the values of the residual functions obtained by using the past data like the proposed algorithm. As shown in the graph, the residual function compensated for the increase of the orbit error by the SGP4 orbit propagator, and the orbit error after 7 days was reduced to about 2 km. This is similar to the average orbit error level of the SGP4 orbital wave propagator as shown in FIG. 4, because the reference data when generating the residual function is similar to FIG.
하지만 별도의 궤도결정 시스템 없이도 궤도예측에 대한 궤도오차를 줄일 수 있었음을 확인함으로써 제안한 알고리즘의 유용성을 확인할 수 있었다.
However, by confirming that the orbit error for orbit prediction can be reduced without a separate orbit determination system, the usefulness of the proposed algorithm can be confirmed.
궤도예측 단계(S50)는 가장 최근 TLE 정보를 바탕으로, SGP 계열의 궤도전파기를 이용하여 궤도전파를 수행함으로써, 생성된 최근궤도예측 데이터에 상기 보상함수생성 단계(S40)에서 생성된 보상함수 데이터를 합산하여, 현재 시점에서 미래의 궤도를 예측한다.In the orbit prediction step S50, based on the most recent TLE information, orbital propagation is performed using the SGP series orbit propagator, and the compensation function data generated in the compensation function generation step S40 To predict future trajectories at the present time.
도 9에 도시된 바와 같이, 궤도예측 단계(S50)는 최근궤도전파수행 단계(S51), 잔차정보생성 단계(S52) 및 최종궤도예측 단계(S53)를 포함할 수 있다. 9, the orbit prediction step S50 may include a latest orbit propagation step S51, a residual information generation step S52, and a final orbit estimation step S53.
최근궤도전파수행 단계(S51)는 가장 최근에 TLE 정보를 바탕으로, SGP 계열의 궤도전파기를 이용하여 궤도전파를 수행함으로써, 최근궤도예측 데이터를 생성한다.In the latest orbital propagation step S51, based on the TLE information, the orbital propagation is performed using the SGP series orbital wave propagator to generate the latest orbit prediction data.
잔차정보생성 단계(S52)는 상기 보상함수생성 단계(S40)에서 생성된 보상함수의 파라미터들을 바탕으로, 잔차정보를 생성한다.The residual information generation step (S52) generates residual information based on the parameters of the compensation function generated in the compensation function generation step (S40).
최종궤도예측 단계(S53)는 상기 최근궤도전파수행 단계(S51) 및 잔차정보생성 단계(S52)에서 생성된 최근궤도예측 데이터 및 잔차정보를 RIC 방향으로 합산하여, 최종궤도예측 데이터를 생성한다.
The final trajectory predicting step S53 adds final trajectory prediction data and residual information generated in the latest trajectory propagation step S51 and the residual information generating step S52 to the RIC direction to generate final trajectory prediction data.
본 발명의 일 실시예에 따른 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법을 간단하게 정리하면 도 10과 같이 표현할 수 있다.Briefly summarized the method of compensating the propagation trajectory group with TLE information according to an embodiment of the present invention can be expressed as shown in Fig.
먼저 과거의 특정 기간 전에 획득한 TLE 정보를 이용해서 해당 기간 동 안 SGP계열의 궤도전파기로 궤도전파를 수행한다. 이후 , 해당 기간 동안 갱신된 모든 TLE 정보를 이용해서 동일 기간 동안 궤도전파를 수행한다. 이렇게 획득한 2개의 궤도데이터를 이용해서 잔차를 계산한다 . 이 때, 도 3과 같이 궤도전파를 수행한 데이터를 기준 데이터로 사용해서 궤도오차를 RIC(Radial, In-track, Cross-track) 방향에 대 해 각각 구한다 . 이렇게 구한 잔차 데이터를 특정 함수로 표현하게 되면 지상에서의 업무는 끝나게 된다 . 이렇게 획득한 잔차함수 정보를 현재시점에서 최근의 TLE 정보와 같이 위성에 송신하게 되면 위성은 해당 TLE 정보를 이용해서 SGP계열의 궤도전파기로 궤도전파를 수행한 후 잔차 함수를 더함으로써 최종적으로 궤도예측을 수행할 수 있게 된다.
First, orbital propagation is performed on the SGP series orbital propagator during the period using the TLE information obtained before the specific period of the past. Then, orbital propagation is performed for the same period using all TLE information updated during the period. The residuals are calculated using the two obtained orbit data. At this time, the orbit error is obtained for the RIC (radial, in-track, and cross-track) directions using the data of the orbit propagation as shown in FIG. If the residual data obtained is expressed by a specific function, the work on the ground will end. When the acquired residual function information is transmitted to the satellite like the latest TLE information at the present time, the satellite uses the corresponding TLE information to perform orbital propagation to the SGP series orbit propagator and then adds the residual function to the orbit prediction . ≪ / RTI >
결론적으로, 본 발명은 궤도결정 시스템을 갖추고 있지 못한 초소형 위성급의 위성관제에 유용하게 사용될 수 있다.
In conclusion, the present invention can be usefully used in a satellite control system of a very small satellite class which does not have a track determination system.
이상에서 본 발명의 일 실시예에 따른 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법에 대하여 설명하였지만, TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법을 구현하기 위한 프로그램이 저장된 컴퓨터 판독 가능한 기록매체 및 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법을 구현하기 위한 컴퓨터 판독 가능한 기록매체에 저장된 프로그램 역시 구현 가능함은 물론이다.Although the compensation method of the orbit propagator using the TLE information has been described above, it is possible to provide a compensation method of the orbit propagator using the TLE information by using the computer readable recording medium storing the program and the TLE information It is needless to say that a program stored in a computer-readable recording medium for implementing the compensation method of the orbit propagator using the present invention can also be implemented.
즉, 상술한 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법은 이를 구현하기 위한 명령어들의 프로그램이 유형적으로 구현됨으로써, 컴퓨터를 통해 판독될 수 있는 기록매체에 포함되어 제공될 수도 있음을 당업자들이 쉽게 이해할 수 있을 것이다. 다시 말해, 다양한 컴퓨터 수단을 통하여 수행될 수 있는 프로그램 명령 형태로 구현되어, 컴퓨터 판독 가능한 기록매체에 기록될 수 있다. 상기 컴퓨터 판독 가능한 기록매체는 프로그램 명령, 데이터 파일, 데이터 구조 등을 단독으로 또는 조합하여 포함할 수 있다. 상기 컴퓨터 판독 가능한 기록매체에 기록되는 프로그램 명령은 본 발명을 위하여 특별히 설계되고 구성된 것들이거나 컴퓨터 소프트웨어 당업자에게 공지되어 사용 가능한 것일 수도 있다. 상기 컴퓨터 판독 가능한 기록매체의 예에는 하드 디스크, 플로피 디스크 및 자기테이프와 같은 자기 매체(magnetic media), CD-ROM, DVD와 같은 광기록매체(optical media), 플롭티컬 디스크(floptical disk)와 같은 자기-광 매체(magneto-optical media), 및 롬(ROM), 램(RAM), 플래시 메모리, USB 메모리 등과 같은 프로그램 명령을 저장하고 수행하도록 특별히 구성된 하드웨어 장치가 포함된다. 상기 컴퓨터 판독 가능한 기록매체는 프로그램 명령, 데이터 구조 등을 지정하는 신호를 전송하는 반송파를 포함하는 광 또는 금속선, 도파관 등의 전송 매체일 수도 있다. 프로그램 명령의 예에는 컴파일러에 의해 만들어지는 것과 같은 기계어 코드뿐만 아니라 인터프리터 등을 사용해서 컴퓨터에 의해서 실행될 수 있는 고급 언어 코드를 포함한다. 상기 하드웨어 장치는 본 발명의 동작을 수행하기 위해 하나 이상의 소프트웨어 모듈로서 작동하도록 구성될 수 있으며, 그 역도 마찬가지이다.
That is, it can be easily understood by those skilled in the art that the compensation method of the orbit propagator using the TLE information described above may be provided in a recording medium readable by a computer by tangibly embodying a program of instructions for implementing the same. There will be. In other words, it can be implemented in the form of a program command that can be executed through various computer means, and can be recorded on a computer-readable recording medium. The computer-readable recording medium may include program commands, data files, data structures, and the like, alone or in combination. The program instructions recorded on the computer-readable recording medium may be those specially designed and configured for the present invention or may be those known and available to those skilled in the computer software. Examples of the computer-readable medium include magnetic media such as hard disks, floppy disks and magnetic tape, optical media such as CD-ROMs and DVDs, and optical disks such as floppy disks. Magneto-optical media and hardware devices specifically configured to store and execute program instructions such as ROM, RAM, flash memory, USB memory, and the like. The computer-readable recording medium may be a transmission medium such as a light or metal line, a wave guide, or the like, including a carrier wave for transmitting a signal designating a program command, a data structure, and the like. Examples of program instructions include machine language code such as those produced by a compiler, as well as high-level language code that can be executed by a computer using an interpreter or the like. The hardware device may be configured to operate as one or more software modules to perform the operations of the present invention, and vice versa.
본 발명은 상기한 실시예에 한정되지 아니하며, 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 다양한 변형 실시가 가능한 것은 물론이다.
It will be understood by those skilled in the art that various changes in form and details may be made therein without departing from the spirit and scope of the invention as defined by the appended claims.
S10: 단일궤도전파수행 단계
S20: 종합궤도전파수행 단계
S30: 궤도잔차분석 단계
S40: 보상함수생성 단계
S50: 궤도예측 단계
S51: 최근궤도전파수행 단계
S52: 잔차정보생성 단계
S53: 최종궤도예측 단계S10: single-orbit propagation step
S20: Comprehensive Orbit Propagation Phase
S30: Orbit residual analysis step
S40: step of generating compensation function
S50: Orbit prediction step
S51: Last orbital propagation step
S52: residual information generating step
S53: Final trajectory prediction step
Claims (8)
과거의 특정 시점의 TLE(Two Line Element) 정보를 바탕으로, SGP(Simplified General Perturbations) 계열의 궤도전파기를 이용하여 현재까지 궤도전파를 수행함으로써, 단일궤도예측 데이터를 생성하는 단일궤도전파수행 단계(S10);
합동우주전략센터(JSpOC, Joint Space Operations Center)에서 배포된 일정 기간 동안의 모든 TLE 정보들을 바탕으로, SGP 계열의 궤도전파기를 이용하여 현재까지 궤도전파를 수행함으로써, 종합궤도예측 데이터를 생성하는 종합궤도전파수행 단계(S20);
상기 단일궤도전파수행 단계(S10) 및 종합궤도전파수행 단계(S20)에서 생성된 단일궤도예측 데이터 및 종합궤도예측 데이터들에 대해 궤도잔차(Residual)를 계산하는 궤도잔차분석 단계(S30);
상기 궤도잔차분석 단계(S30)에서 계산된 궤도잔차를 각각의 방향에 대해 미리 결정된 형태의 함수로 곡선맞춤(Curve Fitting)을 수행하여 보상함수를 생성하는 보상함수생성 단계(S40); 및
가장 최근 TLE 정보를 바탕으로, SGP 계열의 궤도전파기를 이용하여 궤도전파를 수행함으로써, 생성된 최근궤도예측 데이터에 상기 보상함수생성 단계(S40)에서 생성된 보상함수 데이터를 합산하여, 현재 시점에서 미래의 궤도를 예측하는 궤도예측 단계(S50);
를 포함하는 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법.
A compensation method of an orbit propagator using TLE information in a program form executed by an arithmetic processing means including a computer,
A single orbit propagation step of generating single-orbit prediction data by performing orbital propagation up to the present by using an orbital propagator of the SGP (Simplified General Perturbations) series on the basis of TLE (Two Line Element) information at a specific point in time in the past (S10) ;
Based on all the TLE information distributed for a certain period of time distributed at Joint Space Operations Center (JSpOC), Orbital Propagation is performed to the present by using SGP series orbital propagator to generate comprehensive orbit prediction data (S20) ;
The residual orbit analysis step (S30) for calculating a single orbit propagation performing step (S10), and residual orbit (Residual) for single orbit data and predicted orbit prediction synthesis data generated by the synthesis orbit propagation performing step (S20);
The residual orbit analysis produced a curve fitting a trajectory to a predetermined residual form of the function for each direction of compensation function that performs a (Curve Fitting) generating a compensation function calculated in the step (S30) steps (S40); And
Based on the latest TLE information, orbital propagation is performed using the SGP series orbital wave propagating device to sum the compensation function data generated in the compensation function generation step (S40) to the generated latest orbit prediction data , An orbit prediction step (S50) of predicting a future orbit ;
A method of compensating an orbital wave propagator using TLE information .
종합궤도전파수행 단계(S20)는
TLE 정보가 갱신되면, 갱신된 TLE 정보를 근거로, SGP 계열의 궤도전파기를 이용하여 궤도전파를 수행하는 것을 특징으로 하는 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법.
The method according to claim 1,
The general orbit propagation step (S20)
When the TLE information is updated, compensation method using the TLE information, characterized in that performing the radio wave on the basis of the updated trajectory information TLE, using the propagation trajectory of the group SGP series orbit propagation group.
궤도잔차분석 단계(S30)는
상기 종합궤도전파수행 단계(S20)에서 생성된 종합궤도예측 데이터를 기준궤도로 하며, 궤도잔차는 기준궤도의 RIC(Radial, In-Track, Cross-Track) 방향으로 계산하는 것을 특징으로 하는 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법.
The method according to claim 1,
The orbit residual analysis step (S30)
The synthesis orbit prediction data generating step performs the synthesis orbit propagation (S20) to the reference trajectory and the trajectory residuals TLE information, characterized in that for calculating the RIC (Radial, In-Track, Cross-Track) direction of the reference trajectory A Method for Compensating an Orbital Propagator Using .
궤도예측 단계(S50)는
가장 최근에 TLE 정보를 바탕으로, SGP 계열의 궤도전파기를 이용하여 궤도전파를 수행함으로써, 최근궤도예측 데이터를 생성하는 최근궤도전파수행 단계(S51);
상기 보상함수생성 단계(S40)에서 생성된 보상함수의 파라미터들을 바탕으로, 잔차정보를 생성하는 잔차정보생성 단계(S52); 및
상기 최근궤도전파수행 단계(S51) 및 잔차정보생성 단계(S52)에서 생성된 최근궤도예측 데이터 및 잔차정보를 RIC 방향으로 합산하여, 최종궤도예측 데이터를 생성하는 최종궤도예측 단계(S53);
를 포함하는 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법.
The method according to claim 1,
The orbit prediction step (S50)
A latest trajectory propagation step (S51) of generating latest trajectory prediction data by performing orbital propagation using SGP series orbit propagation based on TLE information most recently ;
Residual information generating step on the basis of parameters of the compensation functions generated by the compensation function generating step (S40), generates the residual information (S52); And
A final trajectory prediction step (S53) of summing the latest trajectory prediction data and the residual information generated in the latest trajectory propagation step (S51) and the residual information generation step (S52) in the RIC direction to generate final trajectory prediction data ;
A method of compensating an orbital wave propagator using TLE information.
상기 SGP 계열의 궤도전파기는 SGP4 궤도전파기인 것을 특징으로 하는 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법.
The method according to claim 1,
Wherein the SGP series orbital wave propagator is an SGP4 orbital wave propagator .
보상함수생성 단계(S40)의 보상함수는
다음식
(위 식에서, Residual는 궤도잔차, n은 사인 함수 적용 차수를 의미한다.)
의 형태로 표현되는 것을 특징으로 하는 TLE 정보를 이용한 궤도전파기의 보상 방법.
The method according to claim 1,
Compensation function of the compensation function generating step (S40) is
Da food
(In the above equation, Residual is the orbital residual, and n is the sine function applying degree.)
The method according to claim 1, wherein the TLE information is expressed in the form of TLE information .
A computer-readable recording medium storing a program for implementing a compensation method of an orbit propagator using TLE information according to any one of claims 1 to 6.
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| A201 | Request for examination | ||
| E701 | Decision to grant or registration of patent right | ||
| GRNT | Written decision to grant |