KR20130022635A - Orbit determination systems and method based on norad two-line elements - Google Patents
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Abstract
Description
본 발명은 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 시스템 및 그 방법에 관한 것으로, 보다 상세하게는 수신된 NORAD TLE 데이터를 정밀한 궤도섭동력들이 포함된 고정밀 궤도결정 알고리즘에 적용할 수 있는 데이터 포멧형태로 변환시켜 의사관측데이터로 활용함으로써 위치정보의 정밀도를 극대화한 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 시스템 및 방법에 관한 것이다.
The present invention relates to a trajectory determination system and method based on NORAD TLE data, and more particularly, converts the received NORAD TLE data into a data format that can be applied to a high precision trajectory determination algorithm including precise trajectory perturbations. The present invention relates to a trajectory determination system and method based on NORAD TLE data that maximizes the accuracy of location information by utilizing it as pseudo observation data.
NORAD TLE(Two-Line Elements)는 북미대공방위사령부(NORAD, North American Aerospace Defence Command)에서 전세계에 걸친 우주감시망(Space Surveillance Network; SSN)을 통한 레이더 및 전자광학 추적장치를 이용하여 지구상공의 약 8,500 여개의 우주물체에 대한 궤도결정을 수행하여 만들어내는 평균궤도요소를 의미한다.NORAD Two-Line Elements (RAD) is a world-renowned drug that uses radar and electro-optical tracking devices from the North American Aerospace Defense Command (NORAD) through the Space Surveillance Network (SSN). Mean orbital element created by performing orbital decisions on more than 8,500 space objects.
일반적으로, 인공위성 운용을 위해서는 위성을 추적하여 획득한 관측데이터(Measurement)를 궤도결정 알고리즘에 적용하여 정밀한 위치정보를 얻어야 하는데, 이는 인공위성의 임무계획 수립, 안테나 포인팅 데이터 생성, 궤도분석 및 궤도유지를 위한 궤도기동계획 수립, 그리고 탑재체 자료를 처리하는데 필수적이기 때문이다. In general, in order to operate satellites, it is necessary to apply the measurement data obtained by tracking satellites to an orbit determination algorithm to obtain precise position information, which is required for satellite mission planning, antenna pointing data generation, orbit analysis and orbit maintenance. It is essential to establish orbital maneuvering plans and to process payload data.
또한, 우주공간에 존재하나 버려지거나 임무가 종료된 인공적인 물체들을 우주파편(Space Derbis) 혹은 우주쓰레기(Space Junk)로 정의하는데, 이들과 사용자가 운용중인 인공위성들간의 우주충돌을 방지하기 위한 시스템을 우주감시시스템(Space Surveillance System) 혹은 우주환경인지시스템(Space Situational Awareness System)이라고 한다. 이러한 시스템에서도 우주파편 혹은 우주쓰레기에 대한 위치정보가 반드시 필요한데, 우주감시위성뿐만 아니라 전 지구적(Global)인 감시망을 갖춘 국가는 미국이 유일하여 JSPOC(Joint Space Operations Center)에서 상기 TLE를 직경 10cm 이상의 우주물체에 대해 관리하고 있다.In addition, artificial objects that exist in space but are discarded or have been terminated are defined as Space Derbis or Space Junk, a system for preventing space collision between them and satellites in operation. This is called Space Surveillance System or Space Situational Awareness System. In such a system, the location information of space debris or space debris is necessary, and the United States is the only country with a global surveillance network as well as a space surveillance satellite.The TLE is 10 cm in diameter in the Joint Space Operations Center (JSPOC). It manages the above space objects.
인공위성의 운용이나 우주감시 등의 우주운용(Space operations)을 수행하기 위해서는 운용자가 자체적인 추적시스템을 통해 관측데이터를 획득할 수 있어야 하나, 이들 시스템을 구비하여 인공위성 및 우주감시 업무를 수행하는 데는 대규모 비용이 소요되므로 소규모 인공위성 운용자, 위성 서비스를 제공받는 민간 사용자, 또는 자국의 인공위성의 우주쓰레기 충돌위험을 분석하고자 하나 우주감시시스템을 소유하지 않은 경우에는 사용자의 인공위성이나 관심을 가지는 우주쓰레기의 궤도정보를 전적으로 JSPOC에서 제공하는 TLE 데이터에 의존할 수밖에 없다. In order to perform space operations such as satellite operation or space surveillance, operators should be able to acquire observation data through their own tracking system.However, these systems have a large scale in performing satellite and space surveillance tasks. Because of the cost, we want to analyze the collision risk of small satellite operators, civil users with satellite services, or satellites of their own countries, but if they do not own a space surveillance system, orbit information of space garbage of user's satellite or interest Can only rely on the TLE data provided by JSPOC.
TLE 데이터는 평균궤도모델(Mean orbit model)을 통해 결정된 우주물체들의 위치데이터로써 전용 궤도전파기인 SGP 혹은 SDP 계열의 궤도전파기를 반드시 사용해야만 하며, 이러한 궤도전파기를 통해 ECI(Earth-Centered Inertial) 좌표계상의 위치데이터로 변환된 위치정보를 위성추적, 임무계획 등에 사용하게 된다.TLE data is the position data of the space objects determined through the mean orbit model, and must use the SGP or SDP series orbital propagator, which is an ECI (Earth-Centered Inertial) coordinate system. The location information converted into location data on the satellite is used for satellite tracking and mission planning.
하지만, 공개되는 TLE를 기준데이터로 사용하여 인공위성이나 우주쓰레기 등의 우주물체의 위치정보를 계산하면 저궤도상의 물체인 경우 약 1 ~ 2km, 정지궤도상의 물체의 경우 약 10 ~ 30km의 위치정밀도를 보이게 되며, 이러한 정밀도 수준은 정밀한 임무계획수립, 효율적인 위치유지기동계획 수립, 및 우주쓰레기와의 충돌위험을 분석하고 위험으로부터 벗어나기 위한 충돌회피기동(Avoidance Maneuver)를 시행하기에는 미흡한 실정이다.However, when the location information of space objects such as satellites or space debris is calculated using the published TLE as reference data, the positional accuracy is about 1 to 2km for the object on low orbit and about 10 to 30km for the object on the orbit. This level of precision is not sufficient for accurate mission planning, efficient location management planning, analysis of collision hazards with space debris, and implementation of a collision avoidance maneuver to escape the hazards.
특히, 우주파편과의 우주충돌 위험을 분석하는 경우 대량의 우주물체들과의 근접거리등을 신속하게 계산하여 일정 위험수준을 넘어서는 상대 우주물체만을 걸러내는 1차 스크리닝(Screening) 단계에서는 평균궤도 모델링에 의해 생성되어 계산시간상의 잇점이 있는 TLE 데이터를 일반적으로 사용하게 된다. 하지만, 이 작업에도 TLE 궤도정보가 가지는 낮은 위치정밀도 때문에 잘못된 충돌위험 이벤트들이 걸러질 가능성이 상존하는 문제점이 있다.
In particular, when analyzing the risk of space collision with space debris, the average orbital modeling is performed at the first screening stage, which quickly calculates the proximity of a large number of space objects and filters only the other space objects that exceed a certain level of risk. It is commonly used to generate TLE data that has the benefit of computation time. However, this work also has the problem that false collision risk events can be filtered out due to the low positional accuracy of TLE trajectory information.
본 발명은 상술한 문제점을 해결하기 위하여 창출된 것으로, 본 발명의 목적은 TLE 데이터를 이용하여 인공위성의 정밀한 임무 궤도계획, 위치유지 기동계획 및 우주파편과의 충돌위험분석시 그 위치정밀도를 높이고자, 수신된 NORAD TLE 데이터를 정밀한 궤도섭동력들이 포함된 고정밀 궤도결정 알고리즘에 적용할 수 있는 데이터 포멧형태로 변환시켜 의사관측데이터로 활용함으로써 위치정보의 정밀도를 극대화한 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 시스템 및 방법을 제공하는 것에 그 목적이 있다.
The present invention was created to solve the above-mentioned problems, and an object of the present invention is to improve the position accuracy when analyzing the collision risk with the satellite's precise mission trajectory plan, position maintenance maneuver plan and space debris using TLE data. NORAD TLE data-based trajectory determination system that maximizes the accuracy of position information by converting the received NORAD TLE data into a data format that can be applied to high precision trajectory decision algorithms containing precise trajectory perturbations. And providing a method.
상기의 목적을 달성하기 위한 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 시스템은, 특정 궤도결정 대상체에 대하여 수신된 NORAD TLE 데이터를 SGP 계열의 궤도전파기로 전파(Propagation)시켜 ECI 좌표계상의 위치데이터를 획득하고, 획득된 ECI 좌표계상의 위치데이터를 ECEF 좌표계상의 위치데이터로 변환하며, 변환된 ECEF 좌표계상의 위치데이터를 일정 주기별로 PCE 포멧형태의 위치데이터로 변환하는 TLE 전처리부(100); 상기 TLE 전처리부(100)에서 변환된 PCE 포멧형태의 위치데이터를 의사관측데이터로 이용하여, 동역학 모델을 적용한 일괄처리 기법을 통해 상기 궤도결정 대상체의 위치정보를 결정하는 궤도결정부(200); 및 상기 궤도결정부(200)에서 결정된 궤도결정 대상체의 위치정보를 미리 설정된 데이터 포멧형태로 변환하여 출력하는 위치정보 출력부(300);를 포함한다.In accordance with a preferred embodiment of the present invention, the NORAD TLE data-based trajectory determination system is configured to propagate NORAD TLE data received for a specific trajectory determination object to an SGP-based trajectory propagator, thereby providing an ECI coordinate system. TLE preprocessing
여기서, 상기 동역학 모델은, 지구비대칭 중력장 모델, 달과 태양의 중력모델, 태양복사압 모델 및, 대기밀도 모델을 포함하며, 상기 SGP 계열의 궤도전파기는, SGP4 궤도전파기일 수 있다.Here, the dynamics model may include a global asymmetric gravitational field model, a moon and sun gravitational model, a solar radiation pressure model, and an atmospheric density model. The SGP-based orbital propagator may be an SGP4 orbital propagator.
한편, 상기의 목적을 달성하기 위한 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 방법은, 특정 궤도결정 대상체에 대하여 수신된 NORAD TLE 데이터를 SGP 계열의 궤도전파기로 전파(Propagation)시켜 ECI 좌표계상의 위치데이터를 획득하고, 획득된 ECI 좌표계상의 위치데이터를 ECEF 좌표계상의 위치데이터로 변환하며, 변환된 ECEF 좌표계상의 위치데이터를 일정 주기별로 PCE 포멧형태의 위치데이터로 변환하는 TLE 전처리 단계(S100); 상기 TLE 전처리 단계(S100)에서 변환된 PCE 포멧형태의 위치데이터를 의사관측데이터로 이용하여, 동역학 모델을 적용한 일괄처리 기법을 통해 상기 궤도결정 대상체의 위치정보를 결정하는 궤도결정 단계(S200); 및 상기 궤도결정 단계(S200)에서 결정된 궤도결정 대상체의 위치정보를 미리 설정된 데이터 포멧형태로 변환하여 출력하는 위치정보 출력단계(S300);를 포함한다.
Meanwhile, in order to achieve the above object, a method of determining trajectories based on NORAD TLE data according to a preferred embodiment of the present invention may be performed by propagating NORAD TLE data received for a specific trajectory determination object to an SGP-based trajector. TLE preprocessing step of acquiring the position data on the ECI coordinate system, converting the acquired position data on the ECI coordinate system into position data on the ECEF coordinate system, and converting the converted position data on the ECEF coordinate system into position data in PCE format form at regular intervals ( S100); A trajectory determination step (S200) of determining position information of the trajectory determination object using a batch processing technique applying a dynamic model using the PCE format position data converted in the TLE preprocessing step (S100) as pseudo observation data; And a position information output step (S300) of converting and outputting the position information of the trajectory determination object determined in the trajectory determination step (S200) into a preset data format.
본 발명에 따른 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 시스템 및 방법에 의하면, JSPOC으로부터 수신된 NORAD TLE 데이터를 정밀한 궤도섭동력들이 포함된 고정밀 궤도결정 알고리즘에 적용할 수 있는 데이터 포멧형태로 변환시켜 의사관측데이터로 활용함으로써 상대적으로 높은 위치정밀도를 획득할 수 있는 효과를 제공한다.According to the trajectory determination system and method based on the NORAD TLE data according to the present invention, the pseudo observation data by converting the NORAD TLE data received from JSPOC into a data format that can be applied to a high-precision trajectory determination algorithm including precise trajectory perturbations By utilizing this function, it is possible to obtain a relatively high positional accuracy.
이를 통해 기존의 방식으로 획득되는 인공위성 또는 우주파편들의 위치 정밀도가 낮아 활용하기 어려운 정밀한 임무계획, 위치유지기동 및 우주파편 충돌위험분석 등에 유용하게 적용할 수 있다.
Through this, it can be usefully applied to precise mission planning, location maintenance, and collision risk analysis of space fragments, which are difficult to utilize due to the low positional accuracy of satellites or space debris obtained by conventional methods.
도 1은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 시스템의 구성을 나타낸 블록도,
도 2는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 시스템의 동작원리를 나타낸 순서도,
도 3은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 방법의 구성을 나타낸 블록도이며,
도 4의 (a)는 종래의 궤도결정 방식을 실제 인공위성을 대상으로 적용한 결과를 나타낸 위치정보의 정밀도를 측정한 측정데이터표,
도 4의 (b)는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 시스템 및 방법을 실제 인공위성을 대상으로 적용한 결과를 나타낸 위치정보의 정밀도를 측정한 측정데이터표이다.1 is a block diagram showing the configuration of a trajectory determination system based on NORAD TLE data according to an embodiment of the present invention;
2 is a flow chart showing the operation principle of the trajectory determination system based on NORAD TLE data according to an embodiment of the present invention;
3 is a block diagram showing the configuration of a trajectory determination method based on NORAD TLE data according to an embodiment of the present invention.
Figure 4 (a) is a measurement data table measuring the precision of the position information showing the result of applying the conventional orbit determination method to the actual satellite,
4 (b) is a measurement data table measuring the precision of the position information showing the result of applying the orbit determination system and method based on the NORAD TLE data according to an embodiment of the present invention for the actual satellite.
이하 첨부된 도면을 참조하면서 본 발명에 따른 바람직한 실시예를 상세히 설명하기로 한다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정해서 해석되어서는 아니 되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여, 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다.Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. Prior to this, terms and words used in the present specification and claims should not be construed as limited to ordinary or dictionary terms, and the inventor should appropriately interpret the concepts of the terms appropriately The present invention should be construed in accordance with the meaning and concept consistent with the technical idea of the present invention.
따라서, 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일 실시예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.Therefore, the embodiments described in this specification and the configurations shown in the drawings are merely the most preferred embodiments of the present invention and do not represent all the technical ideas of the present invention. Therefore, It is to be understood that equivalents and modifications are possible.
먼저, 도 1 및 도 2를 참조하여, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 시스템의 구성 및 기능을 설명하기로 한다.First, referring to Figures 1 and 2, the configuration and function of the NORAD TLE data-based orbit determination system according to an embodiment of the present invention will be described.
본 발명의 바람직한 실시예에 따른 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 시스템은, 특정 궤도결정 대상체에 대한 NORAD TLE 데이터를 JSPOC(Joint Space Operations Center)로부터 수신하며, 수신된 NORAD TLE 데이터를 정밀한 궤도섭동력들이 포함된 고정밀 궤도결정 알고리즘에 적용할 수 있는 데이터 포멧형태로 변환시켜 의사관측 데이터로 활용함으로써 상기 궤도결정 대상체에 대한 위치정보의 정밀도를 극대화한 궤도결정 시스템으로서, 도 1에 도시된 바와 같이, TLE 전처리부(100), 궤도결정부(200) 및 위치정보 출력부(300)를 포함하여 구비된다.In the trajectory determination system based on the NORAD TLE data according to the preferred embodiment of the present invention, the NORAD TLE data for a specific trajectory determination object is received from a Joint Space Operations Center (JSPOC), and the orbital perturbation forces are precisely received. An orbital determination system that maximizes the accuracy of the positional information on the orbital determination object by converting the data into a data format that can be applied to the included high precision orbital determination algorithm and using it as pseudo observation data, as shown in FIG. 1. It includes a
여기서, 상기 특정 궤도결정 대상체는, 사용자가 궤도결정을 요구로 하는 임의의 우주물체로서, 임무계획 수립, 안테나 포인팅 데이터 생성, 궤도분석 및 궤도유지를 위한 궤도기동계획 수립 및 탑재체 자료를 처리해야 하는 인공위성일 수 있으며, 이 밖에 충돌위험을 분석하고 위험으로부터 벗어나기 위한 충돌회피기동(Avoidance Maneuver)를 시행해야 하는 우주파편(Space Derbis) 또는 우주쓰레기(Space Junk)일 수도 있다. 즉, JSPOC를 통해 NORAD TLE 데이터를 수신할 수 있는 다수의 우주물체 중 사용자가 소정의 목적에 따라 궤도결정하고자 임의로 선정한 우주물체를 의미한다.Here, the specific trajectory determination object is any space object that requires the user to determine the trajectory, and must process orbital planning and payload data for mission planning, antenna pointing data generation, orbital analysis and trajectory maintenance. It may be a satellite, or it may be Space Derbis or Space Junk, which must analyze collision risks and implement Avoidance Maneuver to escape them. That is, it means a space object arbitrarily selected by the user for orbital determination according to a predetermined purpose among a plurality of space objects capable of receiving NORAD TLE data through JSPOC.
본 발명의 바람직한 실시예에 따른 TLE 전처리부(100)는, 특정 궤도결정 대상체에 대하여 수신된 NORAD TLE 데이터를 후술되는 정밀한 궤도섭동력들이 포함된 고정밀 궤도결정 알고리즘에 적용하여 이용할 수 있도록 데이터의 포멧형태를 변환시키는 구성으로서, 특정 궤도결정 대상체에 대하여 수신된 NORAD TLE 데이터를 SGP 계열의 궤도전파기(Orbit Propagator)로 전파시켜 ECI(Earth-Centered Inertial) 좌표계상의 위치데이터를 획득하고, 획득된 ECI 좌표계상의 위치데이터를 ECEF(Earth-Centered-Earth-Fixed) 좌표계상의 위치데이터로 변환하며, 변환된 ECEF 좌표계상의 위치데이터를 일정 주기별로 PCE 포멧형태의 위치데이터로 변환시킨다.The
여기서, 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 궤도전파기인 것이 바람직하며, 상기 SGP4 궤도전파기로 NORAD TLE 데이터를 전파(Propagation)시킨다는 것은 JSPOC를 통해 수신된 NORAD TLE 데이터를 SGP4 궤도전파기를 이용하여 NORAD TLE 데이터를 계산 및 연산하여 상기 ECI 좌표계상의 위치데이터 형태로 변환시키는 것을 의미한다.Here, the SGP-based orbital propagator is an SGP4 orbital propagator capable of converting the NORAD TLE data into position data on an ECI coordinate system among SPG, SGP4 and SGP8 orbital propagators which are generally used for orbital determination of space objects. The propagation of NORAD TLE data to the SGP4 trajectory is performed by converting the NORAD TLE data received through JSPOC using the SGP4 trajectory to calculate and calculate the NORAD TLE data into position data on the ECI coordinate system. Means that.
또한, 상기 일정 주기는 특정 궤도결정 대상체의 임무 및 목적에 따라 궤도결정 대상체의 궤도결정을 위한 위치데이터를 획득하기 위해 미리 설정된 임의의 주기를 의미하며, 통상적으로는 1일 또는 2일을 일정 주기로 설정할 수 있다.In addition, the predetermined period refers to a predetermined period for acquiring the position data for determining the trajectory of the trajectory determination object according to the task and purpose of a specific trajectory determination object, and usually 1 day or 2 days Can be set.
상기 TLE 전처리부(100)는, JSPOC으로부터 NORAD TLE 데이터가 생성되어 수신되면 생성된 기산일(Epoch Time) 시각을 시작시각으로 하고 다음 NORAD TLE 데이터가 생성되기 직전시각을 종료시각으로 하여 상기 SGP4 궤도전파기로 수신된 NORAD TLE 데이터를 이용하여 ECI 좌표계상의 위치데이터를 획득한다.The TLE preprocessing
그리고, 획득된 ECI 좌표계상의 위치데이터를 ECEF 좌표계상의 위치데이터로 변환시키고, 다음 NORAD TLE 데이터가 수신될 때까지 대기한다. 이후, 앞선 동작을 일정 시간 계속 반복하다가 궤도결정을 위한 일정 주기가 되면 해당 기간동안 수신된 NORAD TLE 데이터로부터 획득된 ECEF 좌표계의 위치데이터를 NASA에서 정의한 표준 위성추적 데이터 포맷 중의 하나인 PCE 포멧형태의 위치데이터로 변환시킨다.
Then, the acquired position data on the ECI coordinate system is converted into position data on the ECEF coordinate system, and waited until the next NORAD TLE data is received. Subsequently, the above operation is repeated continuously for a predetermined time, and when a predetermined period for orbital determination is reached, the position data of the ECEF coordinate system obtained from the NORAD TLE data received during the corresponding period is one of the standard satellite tracking data formats defined by NASA in PCE format. Convert to position data.
본 발명의 바람직한 실시예에 따른 궤도결정부(200)는, 상기 TLE 전처리부(100)로부터 추출된 위치데이터를 정밀한 궤도섭동력들이 포함된 고정밀 궤도결정 알고리즘에 적용하여 특정 궤도결정 대상체의 위치정보 즉, 궤도결정을 결정하는 구성으로서, 상기 TLE 전처리부(100)에서 변환된 PCE 포멧형태의 위치데이터를 의사관측데이터(Pseudo-Measurements)로 선정하고, 이를 이용하여 지구비대칭 중력장 모델, 달과 태양의 중력모델, 태양복사압 모델 및, 대기밀도 모델 등 상기 궤도결정 대상체에 영향을 미치는 섭동력을 반영할 수 있는 동력학 모델을 적용한 일괄처리 기법(Batch Estimator) 등의 고정밀 궤도결정 알고리즘을 통해 상기 궤도결정 대상체의 위치정보를 결정한다.The
여기서, 상기 궤도결정 대상체의 궤도결정에 영향을 미칠 수 있는 궤도섭동력들은 상술한 동력학 모델들 이외에 다른 모델들이 더 포함될 수 있으나, 상기 지구비대칭 중력장 모델, 달과 태양의 중력모델, 태양복사압 모델 및, 대기밀도 모델은 지구상을 선회하는 우주물체에 영향을 가장 크게 미치는 섭동력을 반영할 수 있는 모델이기 때문에 반드시 반영하여 궤도결정 대상체의 궤도결정에 적용되는 것이 바람직하다.Here, orbital perturbations that may affect the orbital determination of the orbital determination object may include other models in addition to the above-described dynamic models, but the asymmetric gravitational field model, the gravitational model of the moon and the sun, the solar radiation pressure model, For this reason, the atmospheric density model is a model that can reflect the perturbation force that has the greatest influence on the space object orbiting the earth.
또한, 궤도결정 알고리즘으로는 상기 일괄처리 기법 이외에 연속추정필터(Kalman filter), 비선형연속추정필터(Extended Kalman filter) 등 다양한 위치데이터 처리기법이 적용될 수도 있으나, 보다 정밀도를 높이기 위해서는 상기 일정 주기별로 획득된 PCE 포멧형태의 위치데이터를 일괄적으로 처리하여 궤도결정 대상체의 위치정보를 결정할 수 있도록 일괄처리 기법이 적용되는 것이 바람직하다.In addition, various position data processing techniques such as a Kalman filter and a nonlinear continuous estimation filter may be applied to the trajectory determination algorithm, in addition to the batch processing technique. It is preferable that a batch processing technique is applied so that the location information of the trajectory determination object can be determined by collectively processing the position data in the PCE format.
이는 처리하고자 관측데이터가 NORAD TLE 데이터를 이용하여 얻은 위치데이터로써 저궤도 위성의 경우 1일 2 내지 3회 정도로 생성 횟수가 적기 때문이다. 즉, 1일 2~3회 관측데이터를 연속추정필터 혹은 비선형연속추정필터를 적용하게 되면 갱신할 수 있는 관측데이터의 양이 적으므로 위치정보 갱신이 어렵게 된다.
This is because the observation data is position data obtained using the NORAD TLE data, and the number of generations of the low orbit satellites is about 2 to 3 times a day. That is, when the continuous estimation filter or the nonlinear continuous estimation filter is applied to the observation data two or three times a day, the location information is difficult to update because the amount of the observation data that can be updated is small.
본 발명의 바람직한 실시예에 따른 위치정보 출력부(300)는, 결정된 위치정보를 사용자의 요구에 따른 데이터 포멧으로 변경하여 출력하는 구성으로서, 상기 궤도결정부(200)에서 결정된 궤도결정 대상체의 위치정보를 미리 설정된 데이터 포멧형태로 변환하여 출력한다.The position
여기서, 상기 미리 설정된 데이터 포멧형태는, 궤도결정의 목적에 따라 해당 궤도결정 대상체의 위치정보를 이용하고자 사용자가 요구하는 데이터 포멧형태로서, 경우에 따라 ECI 좌표계상의 위치데이터, ECEF 좌표계상의 위치데이터, 고각 및 방위각 등 다양한 데이터 포멧형태로 변환되어 출력되는 것이 바람직하다. 또한, 출력되는 데이터는 디스플레이 장치를 통해 화면창에 표시되거나 소정의 인쇄장치에 신호연결되어 인쇄물의 형태로 출력될 수 있음은 물론이다.
Here, the preset data format is a data format requested by a user to use the position information of the trajectory determination object according to the purpose of trajectory determination, and in some cases, the position data on the ECI coordinate system, the position data on the ECEF coordinate system, It is preferable to convert the data into various data formats such as elevation and azimuth. In addition, the output data may be displayed on the screen window through the display apparatus or may be connected to a predetermined printing apparatus and output in the form of printed matter.
다음으로는, 도 2 및 도 3을 참고하여, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 방법을 설명하기로 한다.Next, referring to FIG. 2 and FIG. 3, a trajectory determination method based on NORAD TLE data according to an exemplary embodiment of the present invention will be described.
도 3에 도시된 바와 같이, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 방법은, TLE 전처리 단계(S100), 궤도결정 단계(S200) 및 위치정보출력 단계(S300)를 포함하여 구비된다.As shown in FIG. 3, the trajectory determination method based on the NORAD TLE data according to the preferred embodiment of the present invention includes a TLE preprocessing step S100, a trajectory determination step S200, and a location information output step S300. It is provided.
먼저, 상기 TLE 전처리 단계(S100)는, 특정 궤도결정 대상체에 대하여 수신된 NORAD TLE 데이터를 정밀한 궤도섭동력들이 포함된 고정밀 궤도결정 알고리즘에 적용하여 이용할 수 있도록 데이터의 포멧형태를 변환시키는 단계로서, 특정 궤도결정 대상체에 대하여 수신된 NORAD TLE 데이터를 SGP4 궤도전파기로 전파시켜 ECI 좌표계상의 위치데이터를 획득하고, 획득된 ECI 좌표계상의 위치데이터를 ECEF 좌표계상의 위치데이터로 변환하며, 변환된 ECEF 좌표계상의 위치데이터를 일정 주기별로 PCE 포멧형태의 위치데이터로 변환시킨다.First, the TLE preprocessing step (S100) is a step of converting the format of the data so that the NORAD TLE data received for a specific trajectory determination object can be applied to a high precision trajectory determination algorithm including precise trajectory perturbations. Propagates the received NORAD TLE data for the specific trajectory determination object to the SGP4 trajectory to obtain the position data on the ECI coordinate system, converts the position data on the ECI coordinate system into position data on the ECEF coordinate system, and converts the position on the converted ECEF coordinate system. The data is converted into position data in PCE format at regular intervals.
보다 구체적으로 설명하면, 도 3과 같이 JSPOC으로부터 NORAD TLE 데이터가 생성되어 수신되면, 상기 NORAD TLE 데이터가 생성된 기산일(Epoch Time) 시각을 시작시각으로 하고 다음 NORAD TLE 데이터가 생성되기 직전시각을 종료시각으로 하여 상기 SGP4 궤도전파기로 수신된 NORAD TLE 데이터를 이용하여 ECI 좌표계상의 위치데이터를 획득한다.In more detail, when the NORAD TLE data is generated and received from the JSPOC as shown in FIG. 3, the start time is the start time at which the NORAD TLE data is generated, and the time immediately before the next NORAD TLE data is generated is ended. In time, position data on an ECI coordinate system is obtained using the NORAD TLE data received by the SGP4 trajectory.
그리고, 획득된 ECI 좌표계상의 위치데이터를 ECEF 좌표계상의 위치데이터로 변환시키고, 다음 NORAD TLE 데이터가 수신될 때까지 대기한다. 이후, 앞선 동작을 일정 시간 계속 반복하다가 궤도결정을 위한 일정 주기가 되면 해당 기간동안 수신된 NORAD TLE 데이터로부터 획득된 ECEF 좌표계의 위치데이터를 PCE 포멧형태의 위치데이터로 변환시킨다.Then, the acquired position data on the ECI coordinate system is converted into position data on the ECEF coordinate system, and waited until the next NORAD TLE data is received. Subsequently, the above operation is repeated continuously for a predetermined time, and when a predetermined period for the trajectory determination is made, the position data of the ECEF coordinate system obtained from the NORAD TLE data received during the corresponding period is converted into the position data in the PCE format.
상기 궤도결정 단계(S200)는, 상기 TLE 전처리 단계(S100)에서 변환된 위치데이터를 정밀한 궤도섭동력들이 포함된 고정밀 궤도결정 알고리즘에 적용하여 특정 궤도결정 대상체의 위치정보 즉, 궤도결정을 결정하는 단계로서, 상기 TLE 전처리 단계(S100)에서 변환된 PCE 포멧형태의 위치데이터를 의사관측데이터(Pseudo-Measurements)로 선정하고, 이를 이용하여 지구비대칭 중력장 모델, 달과 태양의 중력모델, 태양복사압 모델 및, 대기밀도 모델 등 상기 궤도결정 대상체에 영향을 미치는 섭동력을 반영할 수 있는 동력학 모델을 적용한 일괄처리 기법(Batch Estimator) 등의 고정밀 궤도결정 알고리즘을 통해 상기 궤도결정 대상체의 위치정보를 결정한다.The trajectory determination step (S200), by applying the position data transformed in the TLE preprocessing step (S100) to a high-precision trajectory determination algorithm containing precise trajectory perturbation forces to determine the position information, that is, the trajectory determination of a specific trajectory determination object As a step, the position data of the PCE format form converted in the TLE preprocessing step (S100) is selected as pseudo-measurements, and using this, the asymmetric gravitational field model, the gravitational model of the moon and the sun, and the solar radiation pressure model And position information of the trajectory determination object through a high precision trajectory algorithm such as a batch estimator using a dynamic model that reflects the perturbation force affecting the trajectory determination object such as an atmospheric density model. .
부연 설명하면, 도 2와 같이 NORAD TLE 데이터가 TLE 전처리부(100)에 의해 PCE 포멧형태로 변환된 후, Groun POD 순서상에서는 궤도결정부(200)가 동작하여 변환된 PCE 포멧형태의 위치데이터를 입력받고, 이를 의사관측데이터로 설정하여 궤도결정을 수행한다. 또한, 상기 지구비대칭 중력장 모델은 최소 70×70 이상의 해상도를 이용하여 최종 추출된 궤도결정 대상체의 위치정보에 대한 정밀도를 높일 수 있도록 구비되는 것이 바람직하다.In detail, after the NORAD TLE data is converted into the PCE format by the
다음으로, 위치정보출력 단계(S300)는, 결정된 위치정보를 사용자의 요구에 따른 데이터 포멧으로 변경하여 출력하는 단계로서, 상기 궤도결정부(200)에서 결정된 궤도결정 대상체의 위치정보를 궤도결정의 목적에 따라 해당 궤도결정 대상체의 위치정보를 이용하고자 사용자가 요구하는 미리 설정된 데이터 포멧형태로 변환하여 출력한다. 이때, 출력되는 데이터는 디스플레이 장치를 통해 화면창에 표시되거나 소정의 인쇄장치에 신호연결되어 인쇄물의 형태로 출력될 수 있다.
Next, the position information output step (S300) is a step of outputting the determined position information by changing the data format according to the user's request, the position information of the trajectory determination object determined by the
상술한 바와 같은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 시스템 및 방법의 구성 및 각 기능에 의해, JSPOC으로부터 수신된 NORAD TLE 데이터를 정밀한 궤도섭동력들이 포함된 고정밀 궤도결정 알고리즘에 적용할 수 있는 데이터 포멧형태로 변환시켜 의사관측데이터로 활용함으로써 종래의 궤도결정 방식과 비교하여 상대적으로 높은 위치정밀도를 획득할 수 있는 효과를 제공한다.By configuring the NORAD TLE data-based trajectory determination system and method according to a preferred embodiment of the present invention and the respective functions, the NORAD TLE data received from the JSPOC is converted into a high-precision trajectory algorithm including precise trajectory perturbations. By converting the data into an applicable data format and using it as pseudo observation data, a relatively high positional accuracy can be obtained compared with the conventional trajectory determination method.
이러한 효과는 도 4의 (a)와 (b)를 비교하여 보면 더욱 명확하게 확인할 수 있는데, 도 4도의 (a)는 NORAD TLE 데이터를 ECI 좌표계상의 위치데이터로 변환한 후 이를 의사관측데이터로 이용한 종래의 궤도결정 방식을 실제 인공위성(아리랑위성 2호)을 대상으로 적용한 결과를 나타낸 위치정보의 정밀도를 측정한 데이터가 도시되어 있으며, 도 4의 (b)에는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 시스템 및 방법을 실제 인공위성을 대상으로 적용한 결과를 나타낸 위치정보의 정밀도를 측정한 데이터가 도시되어 있다. 여기서, 측정데이터표의 횡항목에 기재된 R(Radial)은 위성의 천칭방향, I(In-track)는 위성의 진행방향, C(Cross-track)는 위성 진행방향의 가로방향을 각각 의미한다.
This effect can be confirmed more clearly by comparing (a) and (b) of FIG. 4, and (a) of FIG. 4 converts NORAD TLE data into position data on an ECI coordinate system and then uses it as pseudo observation data. Data measuring the precision of the position information showing the result of applying the conventional trajectory determination method to the actual satellite (Arirang satellite 2) is shown, Figure 4 (b) is a NORAD according to a preferred embodiment of the present invention The measurement data of the position information showing the result of applying the TLE data-based orbital determination system and method to the actual satellite is shown. Here, R (Radial) described in the horizontal section of the measurement data table means the balance direction of the satellite, I (In-track) means the traveling direction of the satellite, and C (Cross-track) means the transverse direction of the satellite traveling direction, respectively.
도 4의 (a) 및 (b)를 참고하면, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 시스템 및 방법은, 각 항목 R, I, C에 대하여 최소(Min) 및 최대(Max) 오차값은 물론, 평균(Average) 오차값이 종래의 궤도결정 방식과 비교하여 절반 이하로 대폭 감소됨을 확인할 수 있다.Referring to (a) and (b) of FIG. 4, the trajectory determination system and method based on the NORAD TLE data according to the preferred embodiment of the present invention, the minimum (Min) and the maximum ( Max) error, as well as the average (average) error value can be seen that significantly reduced to less than half compared to the conventional trajectory determination method.
또한, 이와 같이, 궤도결정 대상체의 위치정보의 정밀도가 높아지기 때문에, 기존의 방식으로 획득되는 인공위성 또는 우주파편들의 위치 정밀도가 낮아 활용하기 어려운 정밀한 임무계획, 위치유지기동 및 우주파편 충돌위험분석 등에 유용하게 적용할 수 있다.In addition, since the position information of the orbiting object is increased in accuracy, it is useful for precise mission planning, location maintenance, and collision risk analysis, which are difficult to utilize due to the low positional accuracy of satellites or space debris obtained by conventional methods. Can be applied.
이상과 같이, 본 발명은 비록 한정된 실시예와 도면에 의해 설명되었으나, 본 발명은 이것에 의해 한정되지 않으며 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 본 발명의 기술 사상과 아래에 기재될 청구범위의 균등 범위 내에서 다양한 수정 및 변형이 가능함은 물론이다.
While the present invention has been particularly shown and described with reference to exemplary embodiments thereof, it is to be understood that the invention is not limited to the disclosed exemplary embodiments. It is to be understood that various modifications and changes may be made without departing from the scope of the appended claims.
100...TLE 전처리부 200...궤도결정부
300...위치정보 출력부
S100...TLE 전처리 단계 S200...궤도결정 단계
S300...위치정보출력 단계100 ...
300 ... location information output
S100 ... TLE preprocessing step S200 ... orbiting step
S300 ... Location information output step
Claims (6)
상기 TLE 전처리부(100)에서 변환된 PCE 포멧형태의 위치데이터를 의사관측데이터로 이용하여, 동역학 모델을 적용한 일괄처리 기법을 통해 상기 궤도결정 대상체의 위치정보를 결정하는 궤도결정부(200); 및
상기 궤도결정부(200)에서 결정된 궤도결정 대상체의 위치정보를 미리 설정된 데이터 포멧형태로 변환하여 출력하는 위치정보 출력부(300);를 포함하는 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 시스템.
Propagates NORAD TLE data received for the trajectory determination object to orbital propagators of SGP series to obtain position data on the ECI coordinate system, converts the position data on the ECI coordinate system to position data on the ECEF coordinate system, and converts A TLE preprocessor 100 for converting the position data on the ECEF coordinate system into position data in a PCE format at a predetermined cycle;
A trajectory determination unit (200) for determining the position information of the trajectory determination object by using a batch processing technique applying a dynamic model using the PCE format position data converted by the TLE preprocessing unit (100) as pseudo observation data; And
NORAD TLE data-based orbit determination system comprising a; position information output unit (300) for converting the position information of the orbit determination object determined by the orbit determination unit (200) to a preset data format.
상기 동역학 모델은,
지구비대칭 중력장 모델, 달과 태양의 중력모델, 태양복사압 모델 및, 대기밀도 모델을 포함하는 것을 특징으로 하는 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 시스템.
The method of claim 1, wherein
The dynamics model is,
NORAD TLE data-based orbital determination system comprising a global asymmetric gravitational field model, moon and sun gravity model, solar radiation pressure model, and atmospheric density model.
상기 SGP 계열의 궤도전파기는, SGP4 궤도전파기인 것을 특징으로 하는 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 시스템.
3. The method according to claim 1 or 2,
The SGP series trajectory is a trajectory determination system based on NORAD TLE data, characterized in that the SGP4 trajectory.
상기 TLE 전처리 단계(S100)에서 변환된 PCE 포멧형태의 위치데이터를 의사관측데이터로 이용하여, 동역학 모델을 적용한 일괄처리 기법을 통해 상기 궤도결정 대상체의 위치정보를 결정하는 궤도결정 단계(S200); 및
상기 궤도결정 단계(S200)에서 결정된 궤도결정 대상체의 위치정보를 미리 설정된 데이터 포멧형태로 변환하여 출력하는 위치정보출력 단계(S300);를 포함하는 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 방법.
Propagates NORAD TLE data received for the trajectory determination object to orbital propagators of SGP series to obtain position data on the ECI coordinate system, converts the position data on the ECI coordinate system to position data on the ECEF coordinate system, and converts A TLE preprocessing step (S100) for converting the position data on the ECEF coordinate system into position data in a PCE format form at regular intervals;
A trajectory determination step (S200) of determining position information of the trajectory determination object using a batch processing technique applying a dynamic model using the PCE format position data converted in the TLE preprocessing step (S100) as pseudo observation data; And
NORAD TLE data-based orbit determination method comprising a; position information output step (S300) for converting the position information of the orbit determination object determined in the orbit determination step (S200) into a preset data format.
상기 동역학 모델은,
지구비대칭 중력장 모델, 달과 태양의 중력모델, 태양복사압 모델 및, 대기밀도 모델을 포함하여 적용하는 것을 특징으로 하는 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 방법.
The method of claim 4
The dynamics model is,
Orbital determination method based on the NORAD TLE data, characterized in that the application including the earth asymmetric gravitational field model, moon and sun gravity model, solar radiation pressure model, atmospheric density model.
상기 SGP 계열의 궤도전파기는, SGP4 궤도전파기를 이용하는 것을 특징으로 하는 NORAD TLE 데이터 기반의 궤도결정 방법.The method according to claim 4 or 5,
The SGP series trajectory is a trajectory determination method based on NORAD TLE data, characterized in that using the SGP4 trajectory.
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- 2011-08-25 KR KR1020110085360A patent/KR20130022635A/en not_active Application Discontinuation
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