• 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.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.162.1-162.1
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• 2012

한국형 달 착륙선의 안전하고 효율적인 달 착륙을 위해 임무 시나리오 시뮬레이션을 수행하였다. 달 착륙은 보통 두 가지 방법이 사용되는데, 지구에서 출발하여 달에 도착한 후 달착륙지에 직접 착륙하는 방법과 달의 주차궤도를 돌다가 달 착륙지에 착륙하는 방법이 있다. 미국의 Surveyor호는 직접 착륙 방법을 사용하였고 아폴로 시리즈는 달 궤도를 공전하다가 착륙하는 방법을 사용하였다. 본 연구에서는 두 가지 방법을 모두 사용하여 착륙 임무 시나리오를 시뮬레이션을 수행한 후 장단점을 비교분석하였다. 달 주차궤도를 이용한 착륙은 달고도 100km에서 공전을 하다가 고도 15km까지 하강한 후 Powered descent 단계를 통해 착륙지에 착륙하는데 Powered descent 단계는 다시 감속단계, 접근 단계, 최종 하강 단계로 나뉘어진다. 달 착륙선은 나로우주센터에서 KSLV-2에 실려 2025년에 발사되며, 달 착륙지는 달의 과학적 임무를 고려하여 달 남극 근처로 가정하였다. 달 착륙 시뮬레이션을 통해 달 착륙선의 비행 궤적과 필요한 연료량 계산 등의 정보를 통해 직접 착륙 방법과 달 주차궤도를 이용하는 방법의 장단점을 확인할 수 있었다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.44 no.3
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• pp.218-227
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• 2016

Korean government plans to launch a lunar orbiter and a lander to the Moon by 2020. Before launch these two proves, an experimental lunar orbiter will be launched by 2018 to obtain key space technologies for the lunar exploration. Several payloads equipped in experimental lunar orbiter will monitor the surface of the Moon and will gather science data. Lunar orbiter sends telemetry and receives tele-command from ground using S-band while science data is sent to ground stations using X-band when the visibility is available. Korean deep space network will be mainly used for S and X-band communication with lunar orbiter. Deep Space Network or Universal Space Network can also be used for the S-band during trans-lunar phase when korean deep space network is not available and will be used for the S-band in normal mission orbit as a backup. This paper analyzes a visibility condition based on the combination of various ground antennas and its mask angles according to mission scenario to predict the number of contacts per day and to build an operational scenario for the lunar orbiter.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.47 no.4
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• pp.309-318
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• 2019

The thermal design of the Lunar Terrain Imager (LUTI) on the Korean Pathfinder Lunar Orbiter (KPLO) was performed and the soundness of the thermal design was verified by thermal analysis. The thermal environment of the lunar mission orbit should be reflected in the thermal design because the IR radiation of the lunar surface is important, unlike the earth orbit. The components or modules exposed to the outside of the satellite are insulated with MLI as much as possible, but the camera tube and the radiator are functionally exposed, so the thermal shield using the concept of radiation shape factor is mounted on the front to mitigate IR radiation. The IR emissivity is important in the front side of the radiator that receives little solar radiation, and components that are susceptible to thermal deformation such as the tube use a radiation heater to minimize the temperature gradient. Through the investigation of computational results, it was confirmed that the thermal design of LUTI is stable in various situations.

• 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.

• 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.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2010.04a
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• pp.28.4-29
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• 2010

이 연구는 심우주 추적망(Deep Space Network) 측정 시스템의 구현을 위한 한국형 심우주 항법 예비 소프트웨어(Korean Deep Space Orbit Determination Program version 1; K-DSODP ver.1)의 개발을 목표로 한다. 연구의 주 내용은 심우주 항법을 위한 기초 기술 연구로 지구로부터 달까지 진행하는 탐사선의 궤적 추정에 대한 것이며, 연구의 시작에 앞서 사용될 관측 데이터를 얻기 위해 한국형 심우주 항법 관측데이터 생성 소프트웨어(Korean Deep Space Observation Data Generation Program version 1; K-DSODGP ver.1)를 개발하여 사용하였다. 임의의 잡음이 추가된 가상의 관측 데이터를 생성한 후, 이 관측 데이터를 실제 궤도로 상정하여 기하학적인 관측 모델을 수립하였고, 일정한 시간 간격동안 모은 임의의 관측 데이터를 가지고 궤도 결정을 수행하여 추정된 궤도를 전파하였다. 궤도 결정 알고리즘을 구성하기 위해 기본적인 좌표계, 탐사선에 미치는 지구의 중력에 대한 동역학 모델, 천체력과 탐사선의 동역학 모델로 구성된 관측 모델들을 유도하였으며, 탐사선의 위치와 속도를 추정하는 과정에서 가중치 최소 자승법을 적용하여 추정 궤도와 실제 궤도의 최소화를 유도하였다. 이러한 일련의 과정을 통해 요구한 시각의 탐사선의 위치와 속도를 결정하는 궤도결정 시스템을 구현하였고, 궤도 결정 시스템의 성능을 평가하기 위해 전파된 궤도와 실제 궤도의 차이를 분석하였다. 결과적으로 300초마다 관측데이터를 받을 경우, 2일 이상의 궤도결정 시간간격을 상정했을 때 평균 오차는 각각 약 0.26km RMS(range), 6.84km/s RMS(range-rate) 이내의 결과를 얻었고, 600초마다 관측데이터를 받을 경우, 평균 오차는 각각 약 0.30km RMS (range), 6.35km/s RMS(range-rate) 이내의 안정적인 결과를 얻었다. 이 연구의 결과를 통하여 추후 심화된 심우주 항법 소프트웨어 개발을 위한 기반이 마련될 것이다.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.39 no.1
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• pp.65.2-65.2
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• 2014

태양 빛이 달 표면에서 반사될 때는 일부가 편광 된다. 이러한 월면 편광은 달 표토층 입자의 크기와 성분을 알려주는 중요한 정보이나, 이전의 달 궤도선에서는 한 번도 탐사되지 않았다. 또한 달 탐사임무에 있어 틈새시장인 월면 특이지역 연구에도 편광이 중요한 기초자료를 제공한다는 사실이 최근 밝혀졌다. 이에 본 연구진은 한국형 달 탐사선을 위한 우리나라 고유의 창의적 과학 임무 중 하나로 <월면 다파장 편광 탐사>를 제안하며, 이러한 탐사에 필요한 기초연구 및 선행연구를 수행하고 있다. 본 발표에서는 우리가 수행한 지상으로부터의 다파장 편광 관측 결과를 보고하고, 최근 시작한 랩실험과 컴퓨터 시뮬레이션 실험에 대해 소개할 것이다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.36 no.4
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• pp.357-367
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• 2008

Preparing for future Korean Lunar missions, preliminary Lunar mission design software is developed using a impulsive thrusting method. Developed software is capable of design and analysis every required mission phases to design Lunar mission, including the Earth departure, Lunar transfer, Lunar arrival and mission operation phases. Also, assuming that KSLV-II is selected as a launch vehicle, future Korean Lunar explorer's mass budget is estimated based on driven optimal trajectory characteristics. Tracking analysis is also performed using Deep Space Network including angle geometry analysis between Earth - Moon - Lunar explorer - Sun which are very important for communication, solar panel pointing strategy and eclipse analysis when Lunar missions are under designing phase.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.45 no.9
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• pp.746-756
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• 2017

An algorithm is developed to generate measurement data of deep space network for Korea Pathfinder Lunar Orbiter (KPLO) mission. The algorithm can provide corrected measurement data for the Orbit Determination (OD) module in deep space. This study describes how to generate the computed data such as range, Doppler, azimuth angle and elevation angle. The geometric data were obtained by General Mission Analysis Tool (GMAT) simulation and the corrected data were calculated with measurement models. Therefore, the result of total delay includes effects of tropospheric delay, ionospheric delay, charged particle delay, antenna offset delay, and tropospheric refraction delay. The computed measurement data were validated by comparison with the results from Orbit Determination ToolBoX (ODTBX).