초록
공전하는 행성 간 천이 궤도 설계에서 우주 탐사기의 위치는 목표 행성의 미래 도착 시점에 변경된 위치와 일치되어야 한다. 람베르트 문제의 해를 얻는 것은 우주 탐사기 초기 위치벡터, 비행시간, 최종 위치벡터로부터 천이궤도 요소들을 결정할 수 있기 때문이다. 두 지점 경계치 궤도 문제이며 지정된 제한 조건이 최적화되는 적절한 원하는 행성 간 천이궤도를 선택 할 수 있다. 이와 같은 논리에서 람베르트 해로 얻을 수 있는 행성 간 천이 궤도는 출발 속도에 제한이 없다면 수리적으로 무한히 존재한다. 현재까지 우주 탐사기의 출발 시점 초기 속도는 우주 발사체 역량에 크게 의존하고 있다. 본 논문에서는 미국 엠브리 리들 항공대학의 하워드 교수의 알고리즘을 사용하여 람베르트 해와 천이 궤도 요소를 결정하였다.
It is essential to coincide with moving target planet at future arrival changing point during space flight time in an interplanetary orbit design. Transition orbit elements can be obtained from traditional Lambert solutions by adjusting initial and final positions include flight time. Two-point boundary values of orbits can be selected in the design process. From this point of view, interplanetary orbits are infinite if they can be acquired from departure velocity without limit. However, appropriate and optimized procedures are needed to obtain an optimum interplanetary orbit to meet given conditions. The departure velocity is highly dependent on space launch vehicle's ability up to now. In this paper, algorithms of professor Howard Curtis at Embry-Riddle Aeronautical University were applied to obtain Lambert solution and orbit elements.