• Aerospace Engineering and Technology
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• v.13 no.1
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• pp.96-107
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• 2014

Korea Aerospace Research Institute has a plan to launch experimental lunar orbiter in 2017, and lunar orbiter and lander in 2020. In the mission planning phase, LOI(Lunar Orbit Insertion) maneuver strategy should be designed using finite burn model because on-board propulsion system of lunar orbiter in finite burn type. LOI maneuver plan and amount of required ${\Delta}V$ using finite burn model depend on the spacecraft attitude at burn, a type of propellant, thrust level and burn timing. This paper describes the LOI maneuver of lunar orbiter of foreign space agency and then comes up with the LOI maneuver plan of Korean lunar orbiter. Adequate thrust level and burn duration of Korean lunar orbiter also present by performing simulation.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.24 no.1
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• pp.17-23
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• 2020

Upper stage of launch vehicle mainly injects a lunar explorer from low earth orbit to the moon at a distance of 380,000 km. In foreign lunar explorer, the upper stage is separated from the explorer after the explorer is injected into the earth-moon transfer trajectory, and the lunar explorer then uses on-board propellant to carry out mid-course correction maneuvers and lunar orbit insertion maneuvers. This study describes a newly presented small liquid upper stage. Using a small liquid upper stage with a wet mass of 2.9 tonnes, the lunar explorer not only can be injected earth-moon transfer trajectory but also can be performed lunar orbit insertion. This study provides acceptable mass range of the lunar explorer and the scope of acceptable mission range also describes based on the launch from Naro Space Center.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2009.10a
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• pp.40.2-40.2
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• 2009

이 연구에서는 달천이(TLI: Trans Lunar Injection) 및 달포획(LOI: Lunar Orbit Injection) 기동 시 대전 지상국의 가시성을 고려한 최적의 임무를 설계하였다. TLI 기동은 탐사선이 지구 주차궤도에서 지구-달 천이궤적으로 진입하기 위하여 주어지는 기동이며, LOI 기동은 탐사선이 지구-달 천이궤적에서 달의 중력권으로 진입하기 위하여 주어지는 기동이다. TLI 및 LOI 기동 시 대전 지상국에서의 가시성의 확보는 실제적인 미래 한국의 달 탐사를 대비하였을 때 중요한 요소이다. 따라서 이 연구에서는 TLI 및 LOI 기동 시 대전 지상국에서의 가시성을 모두 고려하여, 최소연료로 지구 주차궤도에서 달 임무궤도 진입까지의 모든 단계에 대해 임무설계를 실시하였다. TLI 및 LOI 기동 시 추력은 순간 추력(Impulsive thrust)로 가정하였으며, KSLV-II 발사체의 성능을 적용하여 설계하였다. 임무 설계 시 태양, 지구, 달의 섭동력을 고려한 N체 운동 방정식을 탐사선에 적용하였으며, 지구의 비대칭 중력장, 태양 복사압, 달의 J2 섭동에 의한 영향도 고려하였다. JPL의 정밀 천체력인 DE405를 사용하였고, 상용 소프트웨어인 SNOPT(Spares Nonlinear OPTimizer)를 이용하여 비행 궤적의 최적해를 도출하였다. 임무 설계 결과를 통해, 대전 지상국의 가시성을 고려한 TLI 및 LOI 기동의 크기에 의한 임무설계의 분석을 수행하였다. 또한 최적화된 달 탐사 임무의 단계별 기동의 크기와 지구-달 천이 궤적의 형상 및 다양한 임무 요소들의 해석을 도출하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• v.26 no.2
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• pp.171-186
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• 2009

Various Earth-Moon transfer trajectories are designed and analyzed to prepare the future Korea's Lunar missions. Minimum fuel trajectory solutions are obtained for the departure year of 2017, 2020, 2022, and every required mission phases are analyzed from Earth departure to the final lunar mission orbit. N-body equations of motion are formulated which include the gravitational effect of the Sun, Earth and Moon. In addition, accelerations due to geopotential harmonics, Lunar J2 and solar radiation pressures are considered. Impulsive high thrust is assumed as the main thrusting method of spacecraft with launcher capability of KSLV-2 which is planned to be developed. For the method of injecting a spacecraft into a trans Lunar trajectory, both direct shooting from circular parking orbit and shooting from the multiple elliptical intermediate orbits are adapted, and their design results are compared and analyzed. In addition, spacecraft's visibility from Deajeon ground station are constrained to see how they affect the magnitude of TLI(Trans Lunar Injection) maneuver. The results presented in this paper includes launch opportunities, required optimal maneuver characteristics for each mission phase as well as the trajectory characteristics and numerous related parameters. It is confirmed that the final mass of Korean lunar explorer strongly depends onto the initial parking orbit's altitude and launcher's capability, rather than mission start time.

• Current Industrial and Technological Trends in Aerospace
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• v.5 no.1
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• pp.39-55
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• 2007

인류는 달을 보며 우주개발에 대한 꿈을 꾸어왔다. 60년대에서 70년대 중반까지 미 소간의 우주경쟁으로 달 탐사에 큰 예산을 들여 마침내 인류를 달에 착륙시켜 달 탐사를 실현할 수 있었다. 이젠 화성에 인류를 보내기 위한 전초기지를 달에 구축하려고 다시금 미국이 달 탐사를 가동시켰다. 이에 따라 세계 여러 나라가 달에 대해 다시 관심을 고조 시키고 있다. 그래서 이 논문에서는 90년대와 최근에 재 시작된 달 탐사위성의 개발동향을 조사하여 기술하였다. 대상 위성 프로젝트는 미국의 클레멘타인과 루나 프로스펙터, 유럽연합의 스마트-1호, 일본의 셀레네, 중국의 창어-1호, 인도의 찬드라얀-1호, 미국의 LRO 달 탐사 궤도선, 러시아의 루나-글로브 위성들의 주요특성과 탑재체, 지상국, 임무궤적 및 달 임무 궤도에 대해 개괄적으로 기술하였다. 기술 특징으로는 위성 제작기술 발전에 따라 경량화에 중점을 두어 위성을 소형화 하였으며, 통신방식에 있어서는 X 및 Ka대역을 사용하여 데이터 전송속도를 현저히 증가 시켰으며, 위성 및 지상의 안테나의 크기를 줄일 수 있었으며, 전기추력기를 사용하여 소형위성으로도 달 탐사를 실현시켰다. 그리고 다른 나라에서 개발되는 달 탐사위성의 개발 예산을 살펴보면 약 1억불 정도이면 소형 급의 위성을 개발하여 달 궤도에 진입시켜 달 과학탐사 임무를 수행할 수 있다고 할 수 있겠다. 따라서 우리나라도 지난 15년 이상 지구궤도 위성을 성공적으로 개발하며 구축한 기술을 바탕으로 달 탐사 위성의 개발에 대한 가능성을 가지고 있다고 본다. 이제 우리나라도 인류의 미래우주개발의 일익을 담당하고자 달 탐사위성 프로젝트를 준비해야한다

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.41 no.12
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• pp.950-958
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• 2013

The Lunar orbiter is expected to be inserted into a ~300km low Earth orbit using Korea Space Launch Vehicle-II(KSLV-II). After the states are successfully determined with obtained tracking data, the Trans Lunar Injection(TLI) burn has to be done at appropriate epoch to send the lunar orbiter to the Moon. In this study, we describe in detail the mission scenario of the Korean lunar orbiter from the launch at NARO Space Center to lunar orbit insertion(LOI) stage following direct transfer trajectory. We investigate the launch window including launch azimuth, delta-V profile according to TLI and LOI burn positions. We also depict the visibility conditions of ground stations and solar eclipse duration to understand the characteristics of the direct transfer trajectory. This paper can be also helpful not only for overall understanding of ${\Delta}V$ trend by changing TOF and coasting time but for selecting launch epoch and control parameters to decrease fuel consumption.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.162.2-162.2
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• 2012

한국형 발사체 KSLV-2의 발사능력을 고려하면 달 탐사선의 총 무게는 약 550kg이 된다. 따라서 달 탐사선에 탑재할 수 있는 탑재체 무게를 최대화하기 위해서는 지구에서 달로 가는 천이궤적을 가장 효율적으로 설계하여 연료 소모량을 최소화하여야 한다. 본 연구에서는 최근에 달 탐사 천이궤적으로 가장 많이 사용되고 있는 Weak Stability Boundary 천이궤적에 관해 연구를 수행하였다. Weak Stability Boundary 천이궤적은 지구로부터 출발한 후 원지점 약 1.4 km(지구-태양의 L1 점 근처)까지 비행한 후 태양풍을 통해 에너지를 얻어 근지점 거리를 지구-달 거리만큼 증가시켜 LOI(Lunar Orbit Injection)시 ${\Delta}V$를 최소화하여 달 궤도에 들어가는 방법이다. Weak Stability Boundary 천이방법의 TLI(Trans Lunar Injection) 값은 직접천이 방법의 TLI 값보다 더 크지만 달 궤도 진입에 필요한 LOI ${\Delta}V$값은 25% 정도 덜 든다는 장점이 있다. 이 방법은 일본의 Hiten 탐사선이 최초로 사용하였으며, 달에 도착하기까지 수개월이 걸리는 단점이 있다. Weak Stability Boundary 천이궤적 시뮬레이션을 통해 최대로 절약할 수 있는 연료 소모량을 확인할 수 있었으며, 다른 천이방법들과의 장단점 비교를 통해 한국형 달 탐사선의 지구-달 천이궤적 후보로 사용 될 수 있음을 확인하였다.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.156.2-156.2
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• 2012

국내의 우주개발진흥기본 계획에 의거하여 2020년 달 궤도선을 시작으로 2025년에는 달착륙선을 개발하여 달탐사에 참여하는 계획이 수립되었다. 달 탐사선이 발사되어 궤도에 진입하면 지상의 기지국과 명령/상태신호로 통신한다. 이러한 무선통신은 국제기구에서 제시된 주파수 스펙트럼을 기준으로 선정되어야 외부 시스템에 영향을 주거나 간섭을 받지 않는 안정적으로 무선통신을 수행할 수 있다. 주파수 스펙트럼 확보는 중요하여 달 탐사선이 발사되는 최소 7년 전부터 필요 주파수 대역을 선정하여 국제기구에 등록하여 허가를 받아야 한다. 본 논문에서는 앞으로 발사하게 되는 달 탐사선이 운용할 수 있는 주파수 대역 선정에 적절한 자료를 제공하기 위해 국제전기통신(ITU) 우주응용분야 보고서를 참조하여 Deep space 주파수 대역별 성능을 비교한 내용을 제시하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.43 no.11
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• pp.984-997
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• 2015

Chang'e-3 consisting of a lunar lander and exploration rover was launched on December 1, 2013 aboard a Long March 3B rocket flying from Xichang space launch center. Chang'e-3 was inserted into the lunar orbit after about a 5-day transit to the Moon and landed on the targeted landing site after orbiting around the Moon for 8 days. The successful landing of the Chang'e-3 gives a lot of help to analyze the future needs of the subsystem technologies and to figure out the trajectory from launch to lunar landing as well as operation sequences in the development of Korean lunar exploration is scheduled. Therefore, the configuration and analysis of overall mission of Chang'e-3 is performed based on the public information from the press and website. As a result, overall mission trajectory is reconstructed by solving boundary condition and then estimating control variable. Visibility status and eclipse status also analyzes so communication and power charge condition is as good as to operate lunar lander. Mass budget of the lander is derived using ${\Delta}V$ according to specific impulse.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.46 no.1
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• pp.68-77
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• 2018

In order to analyze the overall characteristics of the lunar orbiter, the Variable Coast method, which can be launched everyday, is applied to the 3.5 phasing loop transfer trajectory. The mission scenario for the entire process from launching to entering the lunar orbit is set up and performed simulation by selecting the launch pad and launch vehicle. In particular, the SEM(Satellite-Earth-Moon) angle defined in Earth-Moon rotating frame is an important constraint to comprehensively evaluate the 3.5 phasing loop transfer trajectory. The simulation using SEM angle is analyzed from various viewpoints such as launch epoch, coast duration, perigee altitude and ${\Delta}V$ not only trans-lunar trajectory but lunar orbit insertions and the optimum SEM angle is suggested in this study. It is expected that this results will be helpful to evaluate the characteristics of the 3.5 phasing loop transfer trajectory according to the launch vehicle selection by comparison with Fixed Coast analysis results in the future.