Modelo de propagación para la verificación y predicción de órbitas de satélites LEO

Abstract

[ES] El objetivo principal de este proyecto es estudiar la estimación del tiempo de vida de satélites que se encuentran en órbita baja, así como la predicción de la trayectoria hasta un instante futuro, ya sea de unas pocas semanas o incluso meses. Dicho análisis se realizará mediante el uso de un modelo de propagación de órbitas semianalítico y el diseño de un programa de propagación utilizando el software Matlab. Los resultados obtenidos serán comparados con la base de datos histórica proporcionada por NORAD, para verificar su validez.

Para el desarrollo de este modelo de propagación de órbitas, se realizará un recorrido por los diferentes modelos de perturbaciones de fuerzas a considerar, así como los métodos de integración numérica, los sistemas de tiempo y los sistemas de coordenadas empleados. Además, se tratará de analizar la precisión y eficiencia en la determinación de la trayectoria, la cual depende principalmente de tres factores: la fidelidad de los modelos de fuerza empleados para simular su movimiento; la precisión del método de integración numérica para resolver las ecuaciones de movimiento; y el uso apropiado de los sistemas de coordenadas y de tiempo. Todo ello se llevará a cabo mediante la programación de una herramienta de simulación desarrollada con el software de Matlab R2018a.

La verificación de este modelo de propagación se realizará a través de la aplicación de varios casos de satélites de órbita baja, de los que se disponga información tanto de su trayectoria como de sus características operacionales.

[EN] The main objective of this project is to study the lifetime estimation of satellites that are in low orbit, as well as the prediction of the trajectory until a future moment, either a few weeks or even months. This analysis will be carried out through the use of a semi-analytical orbital propagation model and the design of a propagation program using Matlab software. The results obtained will be compared with the historical database provided by NORAD, to verify their validity.

For the development of this orbital propagation model, a review of the different models of satellite force perturbations will be made, as well as the numerical integration methods, the time systems and the coordinate systems used. In addition, the precision and efficiency in determining the trajectory will be analyzed, which depends mainly on three factors: the fidelity of the force models used to simulate its movement; the precision of the numerical integration method to solve the equations of motion; and the proper use of coordinate and time systems. All this will be carried out by programming a simulation tool developed with the Matlab R2018a software.

The verification of this propagation model will be carried out through the application of several cases of low-orbit satellites, for which information is available on both their trajectory and their operational characteristics.