시험용 달 궤도선의 열설계 검증을 위한 궤도 열해석

장병관(Byung-Kwan Jang),이장준(Jang-Joon Lee),현범석(Bum-Seok Hyun) 한국항공우주학회 2018 韓國航空宇宙學會誌 Vol.46 No.12

한국항공우주연구원은 달 탐사 프로젝트 1단계로 시험용 달 궤도선을 2020년 12월에 발사할 계획이다. 시험용 궤도선은 본 궤도선과 착륙선을 발사하기 이전에 미리 달 탐사 기술 확보 및 과학 데이터를 획득하기 위해 발사된다. 본 논문은 궤도선의 열설계 검증에 관한 내용을 기술하고 있다. 달 궤도선은 달의 많은 적외선 복사 때문에 지구 저궤도 위성보다 극한의 열 환경에 노출된다. 따라서 이를 고려한 열설계를 하여 궤도선 탑재 장비들의 온도를 모든 궤도에서 허용온도 범위 내로 유지해야 한다. 이를 위해 달 궤도선 열설계 검증에 필요한 지구-달 전이 궤도, 달 임무 궤도, 월식 기간에 대한 열해석을 수행하였으며, 해석 결과를 바탕으로 궤도선의 열설계가 설계 요구조건을 만족하는 것을 확인할 수 있었다. KARI plans to launch Korea Pathfinder Lunar Orbiter (KPLO) to the Moon by December 2020 for the first step of the Korea Lunar Exploration Project. This orbiter will be launched to obtain lunar exploration technologies and science data in advance before launching a main orbiter and a lunar probe. This paper describes the verification of thermal design for the orbiter. It is exposed to more extreme thermal environment than that of low Earth orbit satellite due to the heavy infrared emission of the Moon. Accordingly, a thermal design considering this environment is needed to maintain the temperature of payloads and components equipped in the orbiter within operating temperature range in all orbits. We performed the thermal analysis for Earth-Moon transfer orbit, lunar mission orbit and lunar eclipse required for thermal design verification of the lunar orbiter. As a result, this thermal design met the design requirements.

달 탐사 위성의 궤도 데이터 압축에 관한 연구

이정현,최수진,고광희 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.4

국내에서는 2020 년 달 탐사를 목적으로 기본 연구를 진행 중에 있다. 달 탐사선이 지구 달 전이궤도에 진입하기 전 지구 대기 궤도에 머무르면서, 궤도 결정을 하게 된다. 지구와 달 사이의 궤도 정보는 지상에서 원격 계측 명령을 기반으로 계산이 이루어지며, 계산된 궤도 정보는 탐사선에 송신된다. 하지만, 심우주 통신 상의 제약 조건에 의해, 궤도 정보는 최대한 압축된 형태로 보내져야 한다. 본 논문에서는 B-spline 을 기반으로 하여, 달 탐사선 궤도 데이터의 압축에 대해서 연구하고자 한다. In Korea, the primary research for the moon exploration in 2020 has been studied. Before entering the lunar transfer orbit, the exploration ship is stayed in the parking orbit. The Orbit trajectory between the Earth and moon is calculated in the ground based on telemetry of the ship. However, the orbit trajectory information must be compressed as much as possible due to the visibility constraint on the deep space communication. In this paper, we proposed orbit data compression procedure based on B-spline.

달 잡음에 의한 지상 시스템 수신 성능 열화 분석

박덕종(Durk-Jong Park),염경환(Kyung-Whan Yeom) 한국전자파학회 2014 한국전자파학회논문지 Vol.25 No.2

달 탐사 미션 수행을 위한 지상국은 달 궤도선과 착륙선의 상태 정보 및 관측한 센서 데이터를 수신할 수 있어야 한다. 이러한 지상 시스템 개발 초기 단계에서는 정확한 링크 파라미터에 의한 링크 분석을 통해 지상 안테나의 크기 및 시스템 잡음 성능이 도출되어야 한다. 한편, 지상 안테나가 달 궤도선과 착륙선과 통신을 할 경우에 달을 지향하게 되고, 이 때 달은 자체 밝기에 의해 안테나의 수신 성능을 열화 시키는 잡음으로써 동작한다. 본 논문에서는 안테나가 달을 지향할 때 발생되는 수신 성능 열화에 대한 분석 결과를 제시한다. 결과 검증을 위해 달에 의한 안테나 잡음 온도를 우선 계산 한 후에 이를 본 논문에서 제안하는 시험 방식의 결과와 비교하였고, 그 결과는 허용 오차 수준에서 일치함을 확인하였다. 이는 달에 의한 안테나 잡음 온도의 계산 방식이 정당함을 검증한 것이므로 이 방식을 통하여 다양한 주파수와 안테나의 크기에 따른 달 탐사 지상 안테나의 수신 열화 분석을 수행할 수 있었다. Ground station in lunar mission is responsible to receive telemetry signal including sensor data from lunar orbiter and/or lander. At preliminary stage of developing this ground station, receiving performance such as antenna size and noise temperature should be designed on the basis of link budget analysis. When the antenna of ground station is pointing to the moon to communicate with lunar orbiter and/or lander, noise level is supposed to be increasing due to the lunar flux density. It means that the moon is working as a noise source to degrade receiving performance when antenna is pointing to the moon. Antenna noise temperature contributed by the moon was firstly calculated and secondary validated by using test configuration in this paper. Consequently, it was shown that antenna noise temperature caused by the moon was quietly matched with measured one and G/T degradation of receiving system in lunar mission can be calculated depending on antenna size and frequency.

지구와 달의 공전궤도를 고려한 달의 위상 변화 관찰 교구의 효과

박지현,현동걸,신애경 대한지구과학교육학회 2016 대한지구과학교육학회지 Vol.9 No.3

The purpose of this study is to investigate the effect of observing material on the phase change of moon considering the orbits of earth and moon for elementary school students. For this study, the material which shows the orbit of moon tilted at 5 ° with the orbit of earth is developed. 110 6th grade students in an elementary school are sampled. They are divided into the experimental group and the control group. The lessons using the material developed in this study are implemented to the experimental group, and the lessons using the material proposed in ordinary textbook are implemented to the control group. The pre, post, delayed concept tests on the phase change of moon are administered to the students of the experimental group and the control group, and semi-structured interviews are conducted for each concept level. According to students' responses, the concept levels are divided into 'Phase recognition', 'Space viewpoint', 'Earth viewpoint', and 'No recognition'. The experimental group and the control group are homogeneous in the pre-test. The result of this study shows that the experimental group gains significantly more scores than the control group in the post and delayed tests. Also, in the post and delayed tests, more students of the experimental group are in the highest level 'Phase recognition' than the control group. Finally, students of the experimental group who were in the 'Phase recognition' and 'Space viewpoint' explain more scientifically than the students of the control group. Therefore the results of this study show that the observing material on the phase change of moon considering the orbits of earth and moon is effective.

순간 및 연속 추력을 이용한 지구-달 최적 전이궤도 설계에 관한 연구

노태수(Tae Soo No),전경언(Gyeong Eon Jeon) 한국항공우주학회 2010 韓國航空宇宙學會誌 Vol.38 No.7

본 논문에서는 지구-달 천이를 위한 최적 궤도 설계에 관한 연구를 수행하였다. 지구와 달의 인력을 동시에 고려한 평면상 제한 3체 궤도 운동 모델을 바탕으로 지구 출발시에는 순간 추력을, 지구-달 천이 과정 및 달 임무궤도 투입시에는 연속 추력을 사용하는 혼합형 궤도전이 방법을 제시하였다. 최적화 풀이 방법으로서 Direct Transcription 및 Collocation을 이용한 비선형 프로그래밍 기법을 적용하였으며, 지구 출발 및 달 임무궤도 투입 궤적의 형상은 순간 추력의 연속 추력에 대한 상대 가중치 및 비행시간에 의하여 매우 달라질 수 있음을 파악하였다. Based on the planar restricted three body problem formulation, optimized trajectories for the Earth-Moon transfer are obtained. Mixed impulsive and continuous thrust are assumed to be used, respectively, during the Earth departure and Earth-Moon transfer/Moon capture phases. The continuous, dynamic trajectory optimization problem is reformulated in the form of discrete optimization problem by using the method of direct transcription and collocation, and then is solved using the nonlinear programming software. Representative results show that the shape of optimized trajectory near the Earth departure and the Moon capture phases is dependent upon the relative weight between the impulsive and the continuous thrust.

연료 최소화를 위한 지구-달 천이궤적 연구

강상욱,주광혁,류동영,이상률 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.11

1990년대 후반 세계우주선진국들을 중심으로 달 탐사가 재개 된 후 현재 달을 선점하기 위한 치열한 달 탐사 전쟁이 벌어지고 있다. 우리나라도 2020년경 자력 달 탐사를 목표로 선행연구를 수행 중에 있다. 본 연구에서는 한국형 달 탐사를 대비하여 지구에서 달로 가는 천이궤적 중 연료 최소화를 위한 다양한 천이궤적을 비교 분석하였다. 지구-달 천이궤적은 Direct Transfer, Phasing Loop Transfer, Weak Stability Boundary Transfer 등 여러 가지가 있지만, 그 중에서 한국형 달 탐사에 적용 가능성이 큰 Direct Transfer 방법과 Phasing Loop Transfer 방법에 초점을 맞추었다. 시뮬레이션을 통해 Direct Transfer 방법이 연료소모량 및 여러 가지 측면에서 최적의 천이궤적임을 확인하였다. 향후 실제 달 탐사시 과학 탑재체 등 임무에 맞게 여러 가지 사항을 고려하여 적당한 천이방법을 사용하는 것이 중요하다. Now, lunar explorations have been being performed actively to occupy the Moon in advance among the world space advanced countries since having been started from the late 1990's. Korean are studying lunar exploration for carrying out that by ourselves in about 2020. This study analyzed the Earth-Moon transfer trajectories to minimize the fuel consumption. I focused on studying Direct Transfer and Phasing Loop Transfer although there are many transfer trajectories such as Weak Stability Boundary Transfer etc. I conformed that Direct Transfer method is best Earth-Moon transfer trajectory in the aspect of fuel consumption by simulation. It is important to select the optimal transfer trajectory by considering various things to fit science mission when we will start real mission.

글로벌 우주탐사 현황 및 전망

정서영(Chung, Soyoung) 한국항공우주연구원 2018 항공우주산업기술동향 Vol.16 No.2

달과 달 주변 공간은 2020년대 글로벌 우주탐사 활동의 중심지가 될 것이다. 제2의 달 탐사 시대는 달에서의 장기 체류와 인프라 구축, 달 자원의 활용을 목표로 한다. 특히 달 극지에 매장된 얼음물, 달의 토양 등 달 현지 자원의 이용은 경제적이고 지속가능한 우주탐사 활동을 가능하게 함으로써 달 탐사 뿐 아니라 이후의 화성 유인탐사를 가능하게 하는 원동력일 될 것이다. 우주선진국들은 우주탐사 활동에의 민간의 참여를 확대하여 우주탐사의 상업화 및 기술혁신을 달성하고자 하고 있다. 정부 지원과 별개로 우주탐사에 뛰어드는 민간기업들도 등장하고 있다. 이러한 환경 속에 정부 간 또는 정부와 기업 간에 다양한 형태의 협력 파트너십이 형성되고 있다. The Moon and cislunar space will become the center stage of global space exploration in the 2020s. This second golden age of the Moon exploration will target for long-term stays, setting up of infrastructures, and the use of in-situ resources on the Moon, which would enable economic and sustainable space exploration of the Moon and beyond, including Mars. Countries like US is trying to engage more private actors in their exploration programs to promote commercialization and innovation. Some companies are setting up businesses in space exploration regardless of the government support. New forms of partnerships are being forged between and among the governments and industries.

Applications of Resonance Orbits in Earth-Moon System

Jinsung Lee(이진성),Jaemyung Ahn(안재명) 한국항공우주학회 2023 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2023 No.6

시험용 달 궤도선의 지구-달 전이궤도 중 순항 모드에 대한 열해석

장병관(Byung-Kwan Jang),이장준(Jang-Joon Lee),현범석(Bum-Seok Hyun) 한국항공우주학회 2018 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2018 No.11

CRTBP 및 Invariant Manifold를 이용한 행성간 궤적 분석

정옥철,방효충,정대원,김은규 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.4

행성탐사의 궤적 설계는 특정 행성을 출발하여 목표 행성에 도착하기 위한 궤적을 구하는 문제이다. 기본적인 행성간 궤적 설계는 2체 문제를 이용한 Patched Conic 방식을 많이 사용하는데, 최근에는 3체 또는 4체 환경에서 위성의 운동을 고려한 궤적설계 방식도 많이 연구되고 있다. 본 논문에서는 Circular Restricted Three Body Problem(CRTBP)의 운동방정식 및 동적 특성을 살펴보았고, Hill"s 영역과 평형점, 리아프누프 궤도에 대해 기술하였다. 또한, 지구-달 시스템에서 Invariant Manifold를 수치적으로 시뮬레이션하여 지구에서 출발한 위성이 달 근처의 L1, L2 평형점 주위의 리아프누프 궤도에 도달 가능함을 확인할 수 있었다. 향후에는 각 궤적 간의 경계점에서 필요한 최적의 기동이나 적절한 초기조건 선정에 대한 연구를 수행할 계획이다. Trajectory design of interplanetary mission is to define a trajectory from departing planet to arrival planet. For this, one of the most classical approaches is the patched conic method using 2-body problem. Recently, however, the three or four body problem for interplanetary trajectory design are introduced in many mission. In this paper, equation of motion and dynamical behavior of spacecraft in circular restricted three body problem are presented. In addition, Hill"s region, libration points, and Lyapunov orbits are also discussed. Using an example of numerical simulation for invariant manifolds in Earth-moon system, trajectory design from the Earth to the moon is also introduced. In the future, trajectory correction maneuver in the boundary condition and selection of initial condition will be studied in detail.