WO2019231039A1 - 통제 불가능한 인공우주물체 재진입 예측 방법 - Google Patents
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Definitions
- the present invention relates to an artificial space object reentry prediction method, and more particularly, to an uncontrollable artificial space object reentry prediction method by applying a Draw Scale Factor Estimation (DSFE) method.
- DSFE Draw Scale Factor Estimation
- the atmosphere reentry process starts within about one month, and when the artificial space object weighing more than 1 ton falls, about 10-40% of the debris reaches the surface.
- the fall of uncontrollable artificial space objects is difficult to predict, which can lead to damage to life and property on the ground. Therefore, in order to prepare for space risks, the technology of predicting the fall risk of space objects is essential to minimize such risks.
- An object of the present invention to solve the above problems is to provide an uncontrollable artificial space object re-entry prediction method that accurately predicts the predicted time and point of the fall by applying the atmospheric correction ratio estimation method (DSFE).
- DSFE atmospheric correction ratio estimation method
- the uncontrollable artificial space object reentry prediction method of the present invention calculates an average long radius and a latitude factor by inputting a contact orbital element or a mean orbital element (TLE) of two different viewpoints of an artificial space object. Doing; Average long radius at the second time point predicted by performing orbital propagation through the Cowell method's high-precision orbital propagator using numerical integration to the second time point by applying the initial atmospheric correction ratio value to the second time point, Calculating latitude factor and atmospheric drag; The optimum atmospheric correction ratio value is changed while changing the atmospheric correction ratio value until the error is smaller than an arbitrary convergence value by comparing the predicted average long radius or latitude factor value with the average long radius or latitude factor value of the second input time.
- TLE mean orbital element
- the average orbital element TLE may be converted into a contact orbital element to calculate an average orbit in a true of date coordinate system.
- the convergence value may be a position error arbitrarily determined by the user.
- the present invention by applying the atmospheric correction ratio estimation, it is possible to accurately predict the time and point of the atmosphere reentry of the uncontrollable artificial space object.
- FIG. 1 is a flowchart illustrating a method for predicting the re-entry of an uncontrolled artificial space object according to a first embodiment of the present invention.
- FIG. 2 is a flowchart illustrating a method for predicting reentry of an uncontrolled artificial space object according to a second embodiment of the present invention.
- FIG. 3 is a flowchart illustrating a method for predicting reentry of an uncontrolled artificial space object according to a third embodiment of the present invention.
- 1 to 3 are flowcharts illustrating an uncontrollable artificial space object re-entry prediction method according to the first to third embodiments of the present invention.
- an uncontrollable artificial space object reentry prediction method first includes two different viewpoints of the artificial space object ( , ) Orbital element , ) To enter your average long radius ( , ) And latitude arguments ( , ) Is calculated (S100, S200, S300).
- the track element is a contact track element or an average track element (TLE), in the case of an average track element can be converted to a contact track element to calculate the average trajectory in the TOD (True of Date) coordinate system.
- the first time point ( Orbital information of the )
- a second time point To perform orbit propagation (S110, S210, S310).
- the orbital propagation at this time is the second time point predicted through the high precision orbital propagator of the Cowell method using numerical integration ( Orbital element in ) Mean longitude () ) And latitude arguments ( ) And atmospheric drag ( Calculate here, Is the drag coefficient, A is the cross-sectional area, m is the mass, ⁇ is the airtightness, Vector speed, Is the velocity vector magnitude.
- the high precision orbital propagator of the Cowell method considers the position of the artificial space object at any time in consideration of all the perturbation forces affecting the artificial space object such as the earth's gravitational field, atmospheric influence, solar and moon attraction, and solar radiation pressure. Since the algorithm for obtaining the speed is well known in the art, a detailed description thereof will be omitted.
- the optimum atmospheric correction ratio value S220, S320
- S140, S240, S340 otherwise change the atmospheric correction ratio value (S130, S230, S330), and repeats the process.
- the first point in time At the second point in time ( Atmospheric correction percentage value () ) Reflects the predicted average long radius ( ) Or latitude argument ( ) And the second time point initially entered ( ) 'S average long radius ( ) Or latitude argument ( ) And change the atmospheric correction ratio value until the error is smaller than the convergence value, Find).
- the convergence value is a position error arbitrarily determined by the user, for example, 10 ⁇ 4 km.
- the optimized atmospheric correction rate value ( ) is predicted (S150, S250, S350).
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Abstract
본 발명은 통제 불가능한 인공우주물체 재진입 예측 방법에 관한 것으로, 인공우주물체의 다른 두 시점의 접촉궤도요소 또는 평균궤도요소(TLE)를 입력하여 평균 장반경과 위도 인수를 계산하는 단계; 상기 첫 번째 시점의 궤도정보를 임의 상수인 초기 대기보정 비율 값을 적용하여 두 번째 시점까지 수치적분을 이용한 코웰 방법의 고정밀 궤도 전파기를 통해 궤도 전파를 수행하여 예측된 두 번째 시점에서의 평균 장반경, 위도인수 및 대기항력을 계산하는 단계; 상기 예측된 평균 장반경 또는 위도인수 값과 초기 입력된 두 번째 시점의 평균 장반경 또는 위도 인수 값을 비교하여 오차가 임의의 수렴 값보다 작아질 때까지 대기 보정 비율 값을 변경하면서 최적의 대기 보정 비율 값을 결정하는 단계; 및 상기 최적화된 대기 보정 비율 값을 적용하여 두 번째 시점부터 재진입 시점까지 수치적분을 이용한 코웰 방법의 고정밀 궤도 전파기를 통해 궤도 예측을 수행하여 인공우주물체의 대기권 재진입 시점 및 지점을 예측하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
Description
본 발명은 인공우주물체 재진입 예측 방법에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 대기 보정 비율 추정 방법(Drag Scale Factor Estimation; DSFE)을 적용하여 통제 불가능한 인공우주물체 재진입 예측 방법에 관한 것이다.
1톤 이상의 인공우주물체 중 통제가 불가능한 인공우주물체의 추락은 지상 피해가 발생할 가능성이 높기 때문에 인공우주물체의 고도가 250km이하로 되는 경우 국가적으로도 인공우주물체 추락 및 충돌 대응 매뉴얼에 따라 우주물체 추락 상황에 대한 위기경보를 발령한다. 따라서 인공우주물체 추락 상황 및 위험도를 예측하기 위해서는 신속하고 정확한 재진입 예측 정보를 제공하는 것이 매우 중요하다.
특히, 고도 250km에 이르면 약 한 달 이내에 대기권 재진입 과정을 시작하게되며, 1톤 이상의 무게를 갖는 인공우주물체의 추락 시에는 약 10~40%의 파편들이 지표면에 도달하게 된다. 그 중에서도 통제가 불가능한 인공우주물체의 추락은 예측이 어려워, 지상에서의 인명 및 자산 피해로 이어질 수 있다. 따라서 우주위험 대비를 위해서는 이러한 위험을 최소화하기 위한 우주물체의 추락 위험 예측 기술이 반드시 필요하다.
그러나, 이러한 통제 불가능한 인공우주물체 재진입 예측의 기존 방법은 TLE 평균궤도를 이용한 SGP4(Simplified General Perturbations 4) 궤도 전파기를 사용하여 재진입 시점을 예측하였으나 실제 추락 예측 시각 및 지점과 비교하면 정밀도가 매우 떨어져 실제 우주물체 추락 상황에서는 사용할 수 없는 문제점이 있다.
상기와 같은 문제점을 해결하기 위한 본 발명의 목적은 대기 보정 비율 추정 방법(DSFE)을 적용하여 추락 예상 시각 및 지점을 정밀하게 예측하는 통제 불가능한 인공우주물체 재진입 예측 방법을 제공하는데 있다.
상기와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명의 통제가 불가능한 인공우주물체 재진입 예측 방법은, 인공우주물체의 다른 두 시점의 접촉궤도요소 또는 평균궤도요소(TLE)를 입력하여 평균 장반경과 위도 인수를 계산하는 단계; 상기 첫 번째 시점의 궤도정보를 임의 상수인 초기 대기보정 비율 값을 적용하여 두 번째 시점까지 수치적분을 이용한 코웰 방법의 고정밀 궤도 전파기를 통해 궤도 전파를 수행하여 예측된 두 번째 시점에서의 평균 장반경, 위도인수 및 대기항력을 계산하는 단계; 상기 예측된 평균 장반경 또는 위도인수 값과 초기 입력된 두 번째 시점의 평균 장반경 또는 위도 인수 값을 비교하여 오차가 임의의 수렴 값보다 작아질 때까지 대기 보정 비율 값을 변경하면서 최적의 대기 보정 비율 값을 결정하는 단계; 및 상기 최적화된 대기 보정 비율 값을 적용하여 두 번째 시점부터 재진입 시점까지 수치적분을 이용한 코웰 방법의 고정밀 궤도 전파기를 통해 궤도 예측을 수행하여 인공우주물체의 대기권 재진입 시점 및 지점을 예측하는 단계;;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 평균궤도요소(TLE)는 접촉궤도요소로 변환하여 TOD(True of Date)좌표계에서의 평균궤도를 계산하여 사용할 수 있다.
상기 수렴 값은 사용자가 임의로 정하는 위치 오차일 수 있다.
상기와 같이, 본 발명에 따르면 대기 보정 비율 추정을 적용하여 통제가 불가능한 인공우주물체의 대기권 재진입 시점 및 지점을 정밀하게 예측할 수 있다.
도 1은 본 발명의 제1 실시예에 따른 통제 불가능한 인공우주물체 재진입 예측 방법을 나타낸 흐름도이다.
도 2는 본 발명의 제2 실시예에 따른 통제 불가능한 인공우주물체 재진입 예측 방법을 나타낸 흐름도이다.
도 3은 본 발명의 제3 실시예에 따른 통제 불가능한 인공우주물체 재진입 예측 방법을 나타낸 흐름도이다.
아래에서는 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시 예에 대하여 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다. 그러나 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시 예에 한정되지 않는다.
이하에서는 본 발명의 실시예에 따른 통제 불가능한 인공우주물체 재진입 예측 방법에 대하여 설명한다.
도 1 내지 도 3은 본 발명의 제1 내지 제3 실시예에 따른 통제 불가능한 인공우주물체 재진입 예측 방법을 나타낸 흐름도이다.
도 1 내지 도 3을 참조하면, 본 발명에 따른 통제 불가능한 인공우주물체 재진입 예측 방법은, 먼저 인공우주물체의 다른 두 시점(
,
)에서 초기 궤도요소(
,
)를 입력하여 평균 장반경(
,
)과 위도 인수(
,
)를 계산한다(S100,S200,S300). 여기서, 상기 궤도요소는 접촉궤도요소 또는 평균궤도요소(TLE)이며, 평균궤도요소일 경우 접촉궤도요소로 변환하여 TOD(True of Date)좌표계에서의 평균궤도를 계산하여 사용할 수 있다.
다음으로, 첫 번째 시점(
)의 궤도정보를 임의 상수인 초기 대기 보정 비율 값(
)을 적용하여 두 번째 시점(
)까지 궤도 전파를 수행한다(S110,S210,S310). 이때의 궤도 전파는 수치적분을 이용한 코웰(Cowell) 방법의 고정밀 궤도 전파기를 통해 예측된 두 번째 시점(
)에서의 궤도요소(
)에 따른 평균 장반경(
) 및 위도인수(
)와 대기항력(
)을 계산한다. 여기서, 
는 항력계수, A는 단면적, m은 질량, ρ는 기밀도, 
는 속도벡터, 
는 속도벡터 크기이다.
상기 코웰(Cowell) 방법의 고정밀 궤도 전파기는 지구 중력장, 대기 영향, 태양과 달의 인력, 태양 복사압 등 인공우주물체에 영향을 주는 모든 섭동력을 고려하여 임의의 시각에서의 인공우주물체의 위치와 속도를 얻는 알고리즘으로 이 분야에서 널리 알려진 기술이므로 자세한 설명은 생략하기로 한다.
다음에, 도 1과 같이 평균 장반경 비교 값, 도 2와 같이 위도인수 비교 값, 도 3과 같이 평균 장반경 비교 값 및 위도인수 비교 값 중 어느 하나의 비교 값의 오차가 수렴 값과 비교하여(S120,S220,S320) 최소가 되면 최적의 대기보정 비율 값(
)으로 결정하고(S140,S240,S340), 그렇지 않을 경우 대기 보정 비율 값을 변화시키며(S130,S230,S330), 해당 과정을 반복한다. 즉, 첫 번째 시점(
)에서 두 번째 시점(
)까지 대기보정 비율 값(
)을 반영하여 예측된 평균 장반경(
) 또는 위도인수(
) 값과 초기 입력된 두 번째 시점(
)의 평균 장반경(
) 또는 위도인수(
) 값을 비교하여, 그 오차가 수렴 값보다 작아질 때까지 대기 보정 비율 값을 변경하면서 최적의 대기 보정 비율 값(
)을 찾는다. 여기서, 상기 수렴 값은 사용자가 임의로 정하는 위치 오차로 예를 들면 10-4km 등으로 정하는 값이다.
다음에, 최적화된 대기보정 비율 값(
)을 적용하여, 두 번째 시점(
)부터 재진입 시점까지 수치적분을 이용한 코웰 방법의 고정밀 궤도 전파기를 통해 궤도 예측을 수행하여 고도 100km 이내의 재진입 시점 및 지점 예측 정밀도를 향상시켜 통제 불가능한 인공우주물체의 대기권 재진입 시점 및 지점(위도, 경도, 고도)을 예측한다(S150,S250,S350).
이상에서 본 발명의 실시예에 대하여 상세하게 설명하였지만 본 발명의 권리범위는 이에 한정되는 것은 아니고 다음의 청구범위에서 정의하고 있는 본 발명의 기본 개념을 이용한 당업자의 여러 변형 및 개량 형태 또한 본 발명의 권리범위에 속하는 것이다.
Claims (3)
- 인공우주물체의 다른 두 시점의 접촉궤도요소 또는 평균궤도요소(TLE)를 입력하여 평균 장반경과 위도 인수를 계산하는 단계;상기 첫 번째 시점의 궤도정보를 임의 상수인 초기 대기 보정 비율 값을 적용하여 두 번째 시점까지 수치적분을 이용한 코웰 방법의 고정밀 궤도 전파기를 통해 궤도 전파를 수행하여 예측된 두 번째 시점에서의 평균 장반경, 위도인수 및 대기항력을 계산하는 단계;상기 예측된 평균 장반경 또는 위도인수 값과 초기 입력된 두 번째 시점의 평균 장반경 또는 위도 인수 값을 비교하여 오차가 임의의 수렴 값보다 작아질 때까지 대기 보정 비율 값을 변경하면서 최적의 대기 보정 비율 값을 결정하는 단계; 및상기 최적화된 대기 보정 비율 값을 적용하여 두 번째 시점부터 재진입 시점까지 수치적분을 이용한 코웰 방법의 고정밀 궤도 전파기를 통해 궤도 예측을 수행하여 인공우주물체의 대기권 재진입 시점 및 지점을 예측하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 통제 불가능한 인공우주물체 재진입 예측 방법.
- 제1항에 있어서,상기 평균궤도요소(TLE)는 접촉궤도요소로 변환하여 TOD(True of Date)좌표계에서의 평균궤도를 계산하여 사용하는 것을 특징으로 하는 통제 불가능한 인공우주물체 재진입 예측 방법.
- 제1항에 있어서,상기 수렴 값은 사용자가 임의로 정하는 위치 오차인 것을 특징으로 하는 통제 불가능한 인공우주물체 재진입 예측 방법.
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