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논문 기본정보
Orbital maneuver spaceflight orbit determination technique for tracking observation based on space platform
논문 개요
| 기관명 | NDSL |
|---|---|
| 저널명 | 中國慣性技術學報 = Journal of Chinese Society of Inertial Technology |
| ISSN | 1005-6734, |
| ISBN |
논문저자 및 소속기관 정보
| 저자(한글) | CHEN, Shao-hua,HAN, Fei,WU, Rui,HE, Liang,YANG, Wen-bo |
|---|---|
| 저자(영문) | |
| 소속기관 | |
| 소속기관(영문) | |
| 출판인 | |
| 간행물 번호 | |
| 발행연도 | 2013-01-01 |
| 초록 | 기존의 천문 항법 및 GNSS 항법이 중/고궤도 우주비행체 특히 큰 타원형 궤도를 가진 우주비행체의 자율적 항법에서 보이는 결함을 극복하기 위하여 저궤도 우주 플랫폼(space platform)에서의 실시간 추적관측에 기반한 궤도 주행 우주비행체 궤도결정(orbit determination) 방법을 제안하였다. 본 방법은 아래와 같은 과정을 거친다. 저궤도 우주 플랫폼에 장착한 관측 센서가 궤도 주행 우주비행체의 전과정을 실시간으로 추적관측 하며 관측하여 얻은 별과 우주비행체 사이의 각도[본문(그림 1)참조] 정보 및 우주비행체와의 거리 정보를 궤도 주행 우주비행체에 전송한다. 우주비행체는 이러한 정보를 자체의 상태 추정 정보와 결합시키고 최적 필터(optimal filter) 추정 알고리즘을 사용하여 항로를 결정한다. 시뮬레이션 결과, 본 방법은 실행 가능성이 클 뿐만 아니라 항법 추정 정밀도가 높은 것으로 나타났다. 기존의 천문 항법 및 GNSS 항법의 결함을 극복하였다. 우주 플랫폼 자체의 궤도 결정 정밀도가 80m인 경우, 궤도 주행 우주비행체의 항법 위치 추정 오차는 120m를 벗어나지 않았다. |
| 원문URL | http://click.ndsl.kr/servlet/OpenAPIDetailView?keyValue=03553784&target=NART&cn=NART69978935 |
| 첨부파일 |
추가정보
| 과학기술표준분류 | |
|---|---|
| ICT 기술분류 | |
| DDC 분류 | |
| 주제어 (키워드) | space platform,orbit determination,track observation,angle of starlight,optimal filter,우주 플랫폼,궤도 결정,추적 관측,별빛 각도,최적 필터 |