Alçak İrtifa Uydular İçin Otonom Çarpışma Analizi Ve Manevra Öneri Sistemi

Year 2016, Volume: 1 Issue: 2, 45 - 54, 01.12.2016

Raşit Abay

Abstract

Her geçen gün bir çok yeni ülkenin uzaya uydu gönderme becerisi kazanmasıyla beraber özellikle de alçak irtifa uyduların yörüngelerindeki çarpışma riski artmaktadır. Uzay’da aktif uydular, roket parçaları ve pasif uydular, görevine devam edemediği için kontrol edilmeyen uydular, bulunmaktadır. Amerika Birleşik Devletleri Hava Kuvvetleri tüm bu cisimleri tanımlar, takip eder ve kataloglar. Bu işlemleri gerçekleştiriken SGP4 isimli analitik yörünge tahmin metodu ve dünya üzerinde farklı konumlarda bulunan optik teleskop ve radarlar aracılığıyla yapar. Aynı zamanda uzay ortamı farkındalığı için tüm aktif uydular için çarpışma analizi yapar ve daha önce tanımladığı kriterlere göre ilgili uydu sahiplerini çarpışma anıyla ilgili detayları göndermek suretiyle ikaz eder. Fakat, manevra kararı ve sorumluluğu tamamen uydu sahibindedir. Bu çalışma, yapılan ikaz metninde yer alan bilgileri kullanarak optimum manevra parametrelerini hesaplamayı amaçlar. Böylelikle verilen manevra kararı uyduyu muhtemel çarpışma alanından çıkarır ve bunu gerçekleştiriken mevcut kaynakların kullanımını minize eder ve görevin devamlılığına katkıda bulunur. SGP4 yörünge tahmin metodu ile diferansiyel doğrulama metodu ile aktif uydu çarpışma anından manevra kararı verilecek zamana geriye doğru yörünge ötelenir. Hesaplanan başlangıç noktasından itibaren hız vektöründe değişiklik yapılarak tekrar çarpışma anına ileri ötelenir ve çarpışma olasılığında yaratılan değişim gözlenir. Bu çalışma yer istasyonlarında görev alan uydu operatörleri için otonom optimum manevra tavsiyeleri yapabilir. Bunun yanında uydu sahipleri kendi uydularının hassas verilerini de kullanıp bu uygulamanın doğruluğunu arttırabilir

Keywords

Yörünge Mekaniği, Alçak İrtifa Uydular, Çarpışmadan Kaçınma, SGP4 ve TLE, Sayısal Optimizasyon

AUTONOMOUS COLLISION AVOIDANCE ANALYSIS AND OPTIMAL MANEUVER CALCULATION SYSTEM FOR LEO SATELLITES

Abstract

Collision risk is increasing at Low-Earth Orbit (LEO) altitude for satellites as many new countries can build and launch satellites in orbit. There are active satellites, spent rocket stages and dead satellites in space. US Air Force (USAF) detects, tracks and catalogs these space objects. USAF uses radars and optical telescopes located at different locations on Earth and an analytical orbit determination method called Simplified General Perturbations (SGP4). Moreover, USAF calculates collision probabilities for all active satellites and warns satellite operators using predefined criteria for the sake of Space Situational Awareness (SSA). However, maneuver decision and responsibility belong to the satellite owners. In this paper, a method for calculating optimal maneuver direction, magnitude and time is investigated using the data within Conjunction Summary Message (CSM) published by USAF. Optimal maneuver decision not only avoids the collision by minimizing collision probability but also minimizes the fuel requirement. Because the smallest velocity requirement for the collision avoidance is calculated, the satellite operations will be minimally interrupted. Method is initiated by propagating the orbit of maneuverable satellite from close approach time to maneuver time. Optimal maneuver direction for velocity vector is calculated by defining the problem as a constraint optimization problem and the orbit is propagated to close approach time with the new velocity vector. The probability of collision is calculated for many different maneuver times and magnitudes is calculated and stored for analysis. Satellite controllers can use the method to calculate optimal maneuver for a given collision warning. In addition, satellite owners can use their precise orbit data to increase the accuracy of the method

Keywords

Orbital Mechanics, LEO Satellites, Collision Avoidance, SGP4 and TLE, Numerical Optimization

References

• Air Force Space Command (AFSPC). 2016. “Space- Track.org's Documentation,” erişim tarihi Aralık 11, https://www.space-track.org/documentation.
• Akella, M. R., Alfriend, K. T., 2000. “Probability of Collision between Space Objects.” Journal of Guidance, Control, and Dynamics 23: 769-772.
• Coppola, V. T. 2012. “Including Velocity Uncertainty in the Probability of Collision between Space Objects.” Advances in the Astronautical Sciences 143:20.
• DeNeve, Elizabeth-Ann R., 2014. “Informing spacecraft probability of collision.” M.Sc. thesis, US Air Force Institute of Technology. to reduce
• International Astronomical Union. 2014. “Standards of Fundamental Astronomy Astrometry Tools,” erişim tarihi Aralık 11, http://www.iausofa.org/
• Klinkrad, H., Alarcon, J. R., Sanchez, N.. 2005. “Collision avoidance for operational ESA satellites.” 4th European Conference on Space Debris, Germany, 18-20 Nisan.
• McKinley, D. P., 2006. “Development of a Nonlinear Probability of Collision Tool for the Earth Observing System.” Astrodynamics Specialist Conference, Keystone, Colorado, 21-24 Ağustos.
• NASA, “Satellite Collision Leaves Significant Debris Clouds,” Orbital Debris Quaterly News, April, 2009, 13, 2.
• NASA. 2016. “LEO Images,” erişim tarihi Aralık 11,https://orbitaldebris.jsc.nasa.gov/images/beehi ves/leo256.jpg.
• Stoll, E., Merz, K., Krag, H., Souza, B. D., Virgili, B. B. 2013. “Collision Probability Assessment for the Rapideye Satellite Constellation.” 6th European Conference on Space Debris, Germany, 22-25 Nisan.