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인공위성 운동역학 궤도방정식

"인공위성 운동역학 궤도방정식"에 대한 내용입니다.
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한컴오피스
최초등록일 2024.07.06 최종저작일 2024.07
인공위성 궤도역학 운동역학 궤도방정식
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인공위성 운동역학 궤도방정식
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    • 🌍 지구 중력, 대기 저항 등 실제 위성 운동에 영향을 미치는 요인들의 전문적 설명
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    소개

    "인공위성 운동역학 궤도방정식"에 대한 내용입니다.

    목차

    1. Introduction
    2. The Hohmann Transfer
    3. Inclination-Change Maneuver
    4. Launch to Rendezvous
    5. Relative Motion and Rendezvous
    6. Decay Lifetime
    7. Earth-Oblateness Effects
    8. Low-Thrust Orbit Transfer

    본문내용

    3.1 Introduction

    앞에서 배운 궤도 방정식은 행성의 움직임을 예측하기 위해 발전되었다. 인공위성은 태양의 행성과는 달리 운동 상태를 바꿀 수 있는데, 이 장에서는 이러한 인공위성의 운동에 대해서 배운다.

    3.2 The Hohmann Transfer

    동심원을 이루는 두 원형궤도사이의 천이에 대한 문제는 1925년 Walter Hohmann에 의해 처음으로 해석되었다. Hohmann 천이는 이러한 문제에 있어서는 최적의 해인데, 여기에는 천이과정에서 에너지의 변화가 순간적으로 일어난다는 가정이 있다. 이러한 가정은 실제의 경우에도 적절한 가정인데 이는 대부분의 로켓엔진이 고출력을 내고 또한 로켓엔진의 점화시간이 전체 천이과정에 비해 극히 짧은 순간이라는 것 때문이다.
    그림 3.1에서와 같은 두 개의 원형궤도를 보자. Hohmann 천이는 이 두 원형궤도를 그림처럼 접하는 타원궤도를 이용하는 것이다. 이 타원궤도의 장반경은 다음과 같다. (그림 참조)
    a = {a_1 + a_2 } over 2
    궤도의 천이가 일어나는 첫 번째 순간에는 안쪽 원형궤도에서 속도를 순간적으로 증가시켜 천이 타원궤도로 진입한다. 그리고 두 번째 순간에는 타원궤도가 apogee에 이른 순간에 속도를 증가시켜 원하는 바깥쪽 원형궤도에 진입한다. 이 때 각각의 순간에 속도를 얼마나 증가시켜야 하는 지 보자. 먼저 반지름이 인 원형궤도의 속도는 다음과 같이 주어진다.
    v_c = sqrt{ mu over r}
    다음은 장반경이 인 타원궤도에서 초점에서의 거리가 인 위치에서의 속도는 식 (2.36)에 의해 다음과 같이 주어진다.
    v^2 (r) = mu left( 2 over r - 1 over a right) (3.2)
    위의 원형궤도에서의 속도는 타원궤도의 속도 식 (3.2)의 특수한 경우임을 알 수 있다.

    참고자료

    · J-Track: NASA에서 제공하는 위성 tracking 소프트웨어
    · http://satobs.org/orbsoft.html: 위성관련 소프트웨어 모음
    · http://nebmech.astronomy.cz/orbital_motion.pdf - 궤도역학에 관한 수식 및 개념 설명
    · http://space.au.af.mil/primer/orbital_mechanics.pdf - 미국 공군대학 궤도역학 강의 (http://space.au.af.mil/primer/ 참조)
    · http://www.colorado.edu/ASEN/asen3200/handouts/J2satellitemotionJ2SQ.doc - J2 motion

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    • 1. Hohmann Transfer
      The Hohmann transfer is a fundamental concept in orbital mechanics and spacecraft trajectory design. It describes the most efficient way to transfer between two circular orbits around a central body, such as the Earth or another planet. The Hohmann transfer involves using a two-burn maneuver to transition from the initial orbit to the target orbit, minimizing the required delta-V (change in velocity) and thus the fuel consumption. This makes it a widely used technique in spacecraft operations, satellite deployment, and interplanetary missions. The simplicity and efficiency of the Hohmann transfer make it a crucial tool for mission planners and spacecraft engineers, allowing them to design cost-effective and fuel-optimal trajectories. Understanding and applying the Hohmann transfer is essential for understanding the fundamentals of orbital mechanics and spacecraft dynamics.
    • 2. Inclination-Change Maneuver
      The inclination-change maneuver is an important orbital maneuver used to adjust the inclination of a spacecraft's orbit. This is particularly relevant for missions that require the spacecraft to operate in a specific orbital plane, such as Earth observation satellites, communication satellites, or interplanetary probes. The inclination-change maneuver typically involves a series of thrust burns that change the orientation of the spacecraft's orbit relative to the reference plane, such as the equatorial plane or the ecliptic plane. The amount of delta-V required for this maneuver depends on the initial and target inclinations, as well as the spacecraft's orbital parameters. Careful planning and execution of inclination-change maneuvers are crucial for maintaining the desired orbital configuration and ensuring the success of the mission. Understanding the principles and techniques of inclination-change maneuvers is essential for spacecraft mission design and operations.
    • 3. Launch to Rendezvous
      The launch to rendezvous process is a critical aspect of spacecraft operations, particularly in missions involving the docking or berthing of spacecraft, such as in the case of crewed spacecraft visiting the International Space Station or cargo resupply missions. This process involves the precise timing and coordination of the launch of the spacecraft, its trajectory, and the rendezvous with the target spacecraft or station. It requires a deep understanding of orbital mechanics, including the calculation of transfer orbits, phasing, and the timing of maneuvers to ensure a successful and safe rendezvous. The launch to rendezvous process also involves complex guidance, navigation, and control systems to precisely monitor and adjust the spacecraft's trajectory throughout the mission. Mastering the launch to rendezvous process is essential for the success of a wide range of space missions, from human spaceflight to robotic exploration, and it continues to be an area of active research and development in the field of spacecraft engineering.
    • 4. Relative Motion and Rendezvous
      Relative motion and rendezvous are fundamental concepts in spacecraft dynamics and mission design. Understanding the relative motion between two spacecraft, or between a spacecraft and a celestial body, is crucial for a wide range of space operations, such as docking, proximity operations, and formation flying. The study of relative motion involves the analysis of the relative position, velocity, and acceleration between the two objects, taking into account factors like orbital mechanics, perturbations, and control systems. Rendezvous, on the other hand, is the process of bringing two spacecraft together, often with the goal of docking or berthing. This requires precise trajectory planning, guidance, and control to ensure a safe and successful rendezvous. The ability to accurately model and predict relative motion, as well as to execute rendezvous maneuvers, is essential for the success of many space missions, from human spaceflight to robotic exploration and on-orbit servicing. Continued research and development in this area are crucial for advancing the capabilities of space systems and enabling new and more complex space operations.
    • 5. Decay Lifetime
      The decay lifetime of an object in orbit is an important consideration in spacecraft and mission design. Decay lifetime refers to the amount of time it takes for an object, such as a satellite or spacecraft, to re-enter the Earth's atmosphere and burn up or land on the surface due to atmospheric drag and other perturbations. Understanding and accurately predicting the decay lifetime of an orbiting object is crucial for a variety of reasons. It helps mission planners ensure that spacecraft and satellites remain in their intended orbits for the required duration of the mission, and it also informs decisions about end-of-life disposal and deorbiting procedures. Accurate decay lifetime models also contribute to the management of the space environment, as they help track and predict the re-entry of space debris, which is an increasing concern for the safety of space operations. Continued research and development in the field of orbital decay and lifetime prediction is essential for the sustainable and responsible use of space.
    • 6. Earth-Oblateness Effects
      The Earth's oblateness, or deviation from a perfect sphere, is an important factor in the study of orbital mechanics and spacecraft dynamics. The Earth's oblate shape, caused by its rotation, has a significant impact on the motion of objects in Earth orbit. These Earth-oblateness effects can lead to perturbations in the orbits of satellites and spacecraft, causing changes in their inclination, eccentricity, and other orbital parameters over time. Understanding and accurately modeling these effects is crucial for mission planning, satellite operations, and the prediction of long-term orbital behavior. Accounting for Earth-oblateness effects is particularly important for missions that require precise orbital control, such as Earth observation, navigation, and communication satellites. Continued research and development in the modeling and simulation of Earth-oblateness effects, as well as the incorporation of these effects into spacecraft design and operations, are essential for ensuring the success and longevity of space missions.
    • 7. Low-Thrust Orbit Transfer
      Low-thrust orbit transfer is an important concept in spacecraft propulsion and mission design. It involves the use of low-thrust propulsion systems, such as electric propulsion or solar electric propulsion, to gradually change a spacecraft's orbit over an extended period of time. This approach is in contrast to the more traditional high-thrust chemical propulsion systems, which provide large, discrete changes in velocity. Low-thrust orbit transfer offers several advantages, including improved fuel efficiency, the ability to perform complex maneuvers, and the potential for longer-duration missions. However, it also presents challenges in terms of trajectory planning, guidance and control, and the management of the spacecraft's power and thermal systems. Understanding the principles and techniques of low-thrust orbit transfer is crucial for the design and operation of a wide range of space missions, from station-keeping and orbit-raising of satellites to interplanetary and deep-space exploration. Continued research and development in this area will help unlock new capabilities and enable more ambitious and cost-effective space missions in the future.

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