Geri Dön

Yakın yer uydu yörüngelerinin hassas nokta konumlama (PPP) tekniği ile belirlenmesi

Orbit determination of low earth orbit satellites using precise point positioning (PPP)

PDF İndir

  1. Tez No: 609777
  2. Yazar: CAFER İLKER ÜSTÜNER
  3. Danışmanlar: DOÇ. DR. SERDAR EROL
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Jeodezi ve Fotogrametri, Geodesy and Photogrammetry
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2019
  8. Dil: Türkçe
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Geomatik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Geomatik Mühendisliği Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 125

Özet

Alçak yörünge uyduları (LEO), yeryüzünden yaklaşık 200 ile 2000 km yükseklikteki yörüngelerde dolanırlar. GRACE, SWARM ve SENTINEL uydu misyonlarının örnek olarak verilebileceği, alçak yörüngede dolanan bu uydulara ait yörüngelerin, jeodezik amaçlar doğrultusunda hassas bir şekilde belirlenmesi gerekmektedir. LEO uydularının hassas yörünge belirleme çalışmaları, gelişen GNSS teknolojisiyle beraber uydular üzerine yerleştirilen GNSS alıcıları sayesinde gerçekleştirilebilmektedir. GNSS gözlemlerine dayalı olarak gerçekleştirilen hassas yörünge belirleme çalışmalarını kinematik yörünge belirleme ve indirgenmiş-kinematik yörünge belirleme olmak üzere iki ana model üzerine oturtmak mümkündür. Geleneksel model olarak ise dinamik yörünge parametrelerinin kullanıldığı dinamik yörünge belirleme modeli kullanılmaktadır. Kinematik yörünge belirleme, dinamik parametreler olarak adlandırılan ve uydu üzerine etkiyen bozucu kuvvetlerin dikkate alınmayarak, yalnızca GNSS gözlemlerine dayanan ve uyduya ait konumların 3 boyutlu koordinatlar olarak belirlenmesidir. Kinematik yörünge belirlemede sonuç çözümlerde veri boşlukları mevcuttur ve sonuçlar bütünsel olmayan bir yapı göstermektedir. İndirgenmiş-dinamik yörünge belirlemede ise amaç, uydu üzerine etkiyen yerçekimsel ve yerçekimsel olmayan bozucu kuvvetlerin modellendiği dinamik yörünge belirleme ve kinematik yörünge belirleme stratejilerinin avantajlarını ve dezavantajlarını kullanarak daha iyi bir model anlayışı ortaya koymaktır. Bu çalışmada, yukarıda bahsedilen kinematik ve indirgenmiş-dinamik model kullanılarak Avrupa Uzay Ajansı (ESA) uydu misyonları olan Swarm, Sentinel-3A ve NASA misyonu Grace-A uydularının hassas yörünge belirleme çalışması gerçekleştirilmiştir. Bu amaçla, yörünge belirlemede temel strateji olarak, hassas nokta konumlama (PPP) ve sıfır farklar GNSS gözlem verilerinin kullanılması benimsenmiştir. Sıfır farklar veri işlemenin özel bir türü olan PPP, GNSS uydularına ait yüksek frekanslı yörünge ve saat bilgilerinin ve diferansiyel kod sapma verilerinin çözüm eşitliğinde kullanıldığı bir tekniktir. Verilerin hassas yörünge belirleme amaçlı işlenmesi için hem akademik hem de ticari bir yazılım olan ve Bern Üniversitesi tarafından geliştirilen Bernese yazılımının kullanılmasına karar verilmiştir. Bernese yazılımı, LEO verilerini işlemesi, sıfır farklar yaklaşımını kullanabilmesi ve otomatik işlem kabiliyeti bakımından tercih edilmiştir. Yörünge belirleme çalışmasının yanı sıra Bernese ile LEO hassas yörünge belirlemenin nasıl gerçekleştirildiği ve temel ipuçları da bu çalışma kapsamında verilmiştir. Elde edilen sonuçlar, ilgili kurum ya da enstitülerin sonuçları ile karşılaştırılmış ve yörünge koordinatlarına ait istatistiksel bilgiler verilmiştir. Swarm-A uydusu için 29 Ekim 2018 ve 29 Mart 2018, Sentinel-3A için 30 Ağustos 2018 ve 1 Mart 2018, Grace-A için 26 Temmuz 2010 ve 26 Şubat 2010 günlerinde tam günlük yörünge belirleme işlemi gerçekleştirilmiştir. Swarm-A uydusu için elde edilen kinematik yörünge koordinatları AUIB tarafından yayınlanan kinematik yörünge koordinatlarıyla ve Sentinel-3A uydusunun indirgenmiş-dinamik yörünge sonuçları ise ESA POD (Precise Orbit Determination) servisi tarafından yayınlanan indirgenmiş-dinamik yörünge koordinatları ile karşılaştırılmıştır. Her iki uydu için de 2 dm'nin altında farklar elde edilmekle birlikte epok bazlı olarak 1 cm'nin altında farklara da ulaşılmıştır. Diğer taraftan, Grace-A uydusu için gerçekleştirilen kinematik yörünge belirleme sonuçları AIUB tarafından yayınlanan kinematik koordinatlar ile karşılaştırılmış ve genel olarak 5 cm'nin altında ve epok bazlı olarak 1 cm'nin altında farklar elde edilmiştir. Sentinel-3A ve Swarm-A uyduları için gerçekleştirilen hassas yörünge belirleme işleminde, uydu hareket ve yöneltme verileri için gerekli uydu hareket bilgi dosyası (attitude file) kullanılamamıştır. Diğer taraftan, hassas yörünge belirleme işlemi gerçekleştirilen Grace-A uydusunda ilgili dosya Bernese yazılımına girdi olarak sunulmuştur. Sentinel-3A ve Swarm-A sonuç yörüngelerinin ilgili kuruluş ve enstitülerin sonuçlarından olan farkları ile Grace-A sonuç yörüngelerinin ilgili farkları karşılaştırıldığında uydu hareket bilgi dosyasının (satellite attitude file) hassas yörünge belirleme işleminde anahtar görev üstlendiği görülmüştür.

Özet (Çeviri)

Low orbital satellites (LEOs) travel in orbits at an altitude of about 200 to 2000 km above the earth's surface. The orbits of these satellites orbiting in low orbit, where the GRACE, SWARM and SENTINEL satellite missions can be given as examples, need to be determined precisely for geodetic purposes. Precise trajectory studies of LEO satellites can be realized with GNSS receivers placed on satellites together with developing GNSS technology. It is possible to base the precision trajectory studies based on GNSS observations on two main models: kinematic orbit determination and reduced-dynamic orbit determination. As the traditional model, the dynamic orbit determination model is used, using dynamic orbit parameters. Kinematic orbit determination is the determination of the position of the satellite as 3-dimensional coordinates based on GNSS observations, not taking into account the disturbing forces acting on the satellite called dynamic parameters. In the kinematic orbit determination, there are data gaps and the results show a discrete structure. The aim of the reduced-dynamic orbit strategy is to provide a better model understanding by using the advantages and disadvantages of the dynamic orbit dynamic and kinematic orbit determination strategies, where the gravitational and non-gravitational perturbed forces acting on the satellite are modeled. In this study, the precise orbital determination of the European Space Agency (ESA) satellite missions Swarm, Sentinel-3A and NASA mission Grace-A satellites were carried out using the kinematic and reduced-dynamic model mentioned above. For this purpose, the use of precise point positioning (PPP) and GNSS observation data is adopted as the basic strategy in orbit determination. PPP, a special type of zero differential data processing, is a technique in which the high frequency orbit and clock products of GNSS satellites and differential code biases data are used in the solution equation. It was decided to use the Bernese software developed by the University of Bern, which is both academic and commercial software, to process the data for precise orbit determination. The Bernese software is preferred for processing LEO data, using the zero-difference approach, and automatic processing capability. In addition to the orbit determination study, Bernese and LEO precise orbit determination and basic tips are given in this study. The obtained results were compared with the results of the related institutions or institutes and statistical information about the orbit coordinates was given. A full-day orbit determination was performed on 29 October 2018 and 29 March 2018 for the Swarm-A satellite, 30 August 2018 and 1 March 2018 for the Sentinel-3A, and 26 July 2010 and 26 February 2010 for Grace-A. The kinematic orbit coordinates obtained for the Swarm-A satellite were compared with the kinematic orbit coordinates published by AUIB and the reduced-dynamic orbit results of Sentinel-3A were compared to the reduced-dynamic orbit coordinates published by the ESA POD (Precise Orbit Determination) service. Differences of less than 2 dm were obtained for both satellites, but differences of less than 1 cm were achieved on epoch basis. On the other hand, the kinematic orbit results for the Grace-A satellite were compared with the kinematic coordinates published by AIUB, and differences were generally less than 5 cm and less than 1 cm on epoch basis. In the precise trajectory process for Sentinel-3A and Swarm-A satellites, the attitude file required for the satellite attitude data could not be used. On the other hand, on the Grace-A satellite where precise orbit determination was performed, the relevant file was presented as input to the Bernese software. When the differences of Sentinel-3A and Swarm-A result orbits from the results of related institutions and institutes and Grace-A result orbit were compared, it was seen that the satellite attitude information had a key role in the precise orbit determination process.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    326999

    Gravite alanı belirleme amaçlı yakın yer uyduları için duyarlı yörünge belirleme teknikleri

    Precise orbit determination for satellite gravity missions in low earth orbiters

    SERKAN DOĞANALP

    Doktora

    Türkçe

    Türkçe

    2013

    Jeodezi ve FotogrametriSelçuk Üniversitesi

    Harita Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. AYDIN ÜSTÜN

  2. Tez No

    170945

    Yere göre durağan uydularda yörünge eğiklik açısı ve iletişim sistemine etkisi

    The inclination angle in geostationary satellites and its effects on communication

    ÜMİT CEZMİ YILMAZ

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2005

    Elektrik ve Elektronik MühendisliğiKaradeniz Teknik Üniversitesi

    Elektrik-Elektronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    YRD. DOÇ. DR. HAKKI ÇAVDAR

  3. Tez No

    601034

    Yer ile eş-yörüngelere sahip cisimlerin yörünge dinamiklerinin incelenmesi

    Investigation of orbital dynamics of the earth co-orbital objects

    SERGEN CENGİZ

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2019

    Astronomi ve Uzay BilimleriAkdeniz Üniversitesi

    Uzay Bilimleri ve Teknolojisi Ana Bilim Dalı

    DR. ÖĞR. ÜYESİ MURAT KAPLAN

  4. Tez No

    863661

    Brute force launch vehicle ascent trajectory assessment with a novel vectorized simulator

    Vektörize benzetici ile fırlatma araçlarının yükseliş yörüngesini kaba kuvvet değerlendirme

    AHMET ENES YÜCEYURT

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2024

    Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. ALİM RÜSTEM ASLAN

  5. Tez No

    541992

    Sea ice observations & maritime meteorology records during Turkish antarctic expedition–I (TAE-I)

    Ulusal antarktik bilim seferi–I (TAE-I)'de deniz buzu gözlemleri ve denizcilik meteorolojisi kayıtları

    SİNAN YİRMİBEŞOĞLU

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2018

    Denizcilikİstanbul Teknik Üniversitesi

    Deniz Ulaştırma İşletme Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. BURCU ÖZSOY

Geri Dön