• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제37권4호
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• pp.237-247
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• 2020

The ground tracking support is a critical factor for the navigation performance of spacecraft orbiting around the Moon. Because of the tracking limit of antennas, only a small number of facilities can support lunar missions. Therefore, case studies for various ground tracking support conditions are needed for lunar missions on the stage of preliminary mission analysis. This study analyzes the ground supporting condition effect on orbit determination (OD) of Korea Pathfinder Lunar Orbiter (KPLO) in the lunar orbit. For the assumption of ground support conditions, daily tracking frequency, cut-off angle for low elevation, tracking measurement accuracy, and tracking failure situations were considered. Two antennas of deep space network (DSN) and Korea Deep Space Antenna (KDSA) are utilized for various tracking conditions configuration. For the investigation of the daily tracking frequency effect, three cases (full support, DSN 4 pass/day and KDSA 4 pass/day, and DSN 2 pass/day and KDSA 2 pass/day) are prepared. For the elevation cut-off angle effect, two situations, which are 5 deg and 10 deg, are assumed. Three cases (0%, 30%, and 50% of degradation) were considered for the tracking measurement accuracy effect. Three cases such as no missing, 1-day KDSA missing, and 2-day KDSA missing are assumed for tracking failure effect. For OD, a sequential estimation algorithm was used, and for the OD performance evaluation, position uncertainty, position differences between true and estimated orbits, and orbit overlap precision according to various ground supporting conditions were investigated. Orbit prediction accuracy variations due to ground tracking conditions were also demonstrated. This study provides a guideline for selecting ground tracking support levels and preparing a backup plan for the KPLO lunar mission phase.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제34권3호
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• pp.213-223
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• 2017

The deep space orbit determination software (DSODS) is a part of a flight dynamic subsystem (FDS) for the Korean Pathfinder Lunar Orbiter (KPLO), a lunar exploration mission expected to launch after 2018. The DSODS consists of several sub modules, of which the orbit determination (OD) module employs a weighted least squares algorithm for estimating the parameters related to the motion and the tracking system of the spacecraft, and subroutines for performance improvement and detailed analysis of the orbit solution. In this research, DSODS is demonstrated and validated at lunar orbit at an altitude of 100 km using actual Lunar Prospector tracking data. A set of a priori states are generated, and the robustness of DSODS to the a priori error is confirmed by the NASA planetary data system (PDS) orbit solutions. Furthermore, the accuracy of the orbit solutions is determined by solution comparison and overlap analysis as about tens of meters. Through these analyses, the ability of the DSODS to provide proper orbit solutions for the KPLO are proved.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제30권4호
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• pp.255-267
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• 2013

In this research, the ground contact opportunity for the fictitious low lunar orbiter is analyzed to prepare for a future Korean lunar orbiter mission. The ground contact opportunity is basically derived from geometrical relations between the typical ground stations at the Earth, the relative positions of the Earth and Moon, and finally, the lunar orbiter itself. Both the cut-off angle and the orbiter's Line of Sight (LOS) conditions (weather orbiter is located at near or far side of the Moon seen from the Earth) are considered to determine the ground contact opportunities. Four KOMPSAT Ground Stations (KGSs) are assumed to be Korea's future Near Earth Networks (NENs) to support lunar missions, and world-wide separated Deep Space Networks (DSNs) are also included during the contact availability analysis. As a result, it is concluded that about 138 times of contact will be made between the orbiter and the Daejeon station during 27.3 days of prediction time span. If these contact times are converted into contact duration, the duration is found to be about 8.55 days, about 31.31% of 27.3 days. It is discovered that selected four KGSs cannot provide continuous tracking of the lunar orbiter, meaning that international collaboration is necessary to track Korea's future lunar orbiter effectively. Possible combinations of world-wide separated DSNs are also suggested to compensate for the lack of contact availability with only four KGSs, as with primary and backup station concepts. The provided algorithm can be easily modified to support any type of orbit around the Moon, and therefore, the presented results could aid further progress in the design field of Korea's lunar orbiter missions.

• 우주기술과 응용
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• 제3권3호
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• pp.257-279
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• 2023

한국항공우주연구원에서는 심우주 탐사를 위한 핵심 기술 개발을 위해 6U급 초소형 위성인 HiREV(high resolution video and image)를 개발하였다. 6U HiREV 초소형 위성의 임무는 지구 관측을 위한 고해상도 영상 및 동영상 촬영이며, 임무 수행 시 고온의 카메라 모듈로 인해 렌즈와 모듈 간의 열 지향 오차가 발생할 수 있다. 열 지향 오차는 해상도에 큰 영향을 미치므로, 이를 해결하기 위해 열 설계가 필요하다. 또한 HiREV 광학 카메라는 지상에서 쓰이는 상용제품(COTS, Commercial Off The Shelf)을 이용하여 개발한 것이므로 상온에서 가장 좋은 성능을 가지며, 고온/저온 환경인 우주에서 활용되기 위해 별도의 열 설계가 적용되어야 한다. 본 논문에서는 임무 카메라 탑재체를 위해 3가지의 수동 열 설계가 수행되었으며, 궤도열 해석을 통하여 열 설계가 효과적임을 확인하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제36권4호
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• pp.293-306
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• 2019

In this study, the observational arc-length effect on orbit determination (OD) for the Korea Pathfinder Lunar Orbiter (KPLO) in the Earth-Moon Transfer phase was investigated. For the OD, we employed a sequential estimation using the extended Kalman filter and a fixed-point smoother. The mission periods, comprised between the perigee maneuvers (PM) and the lunar orbit insertion (LOI) maneuver in a 3.5 phasing loop of the KPLO, was the primary target. The total period was divided into three phases: launch-PM1, PM1-PM3, and PM3-LOI. The Doppler and range data obtained from three tracking stations [included in the deep space network (DSN) and Korea Deep Space Antenna (KDSA)] were utilized for the OD. Six arc-length cases (24 hrs, 48 hrs, 60 hrs, 3 days, 4 days, and 5 days) were considered for the arc-length effect investigation. In order to evaluate the OD accuracy, we analyzed the position uncertainties, the precision of orbit overlaps, and the position differences between true and estimated trajectories. The maximum performance of 3-day OD approach was observed in the case of stable flight dynamics operations and robust navigation capability. This study provides a guideline for the flight dynamics operations of the KPLO in the trans-lunar phase.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권1호
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• pp.63-68
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• 2011

세계 각국은 달 탐사에 대한 연구를 활발하게 진행하고 있으며 우리나라에서도 달 탐사 임무를 수행하기 위한 기초연구가 이루어지고 있다. 성공적인 달 탐사 임무 수행을 위한 통신 시스템의 개발은 달 탐사 프로젝트에 있어서 중요한 부분이다. 본 논문에서는 기저대역 프로세서 개발을 위한 기본 연구로써 달 탐사 통신 링크에 대한 요구조건 분석을 바탕으로 DSP 프로토타입 시스템을 설계하고 심우주 통신을 위한 국제 표준을 고려하여 각 핵심 모듈을 구현한다. DSP 프로토타입의 비트 오류 확률 값을 컴퓨터 시뮬레이션 결과와 비교함으로써 검증한다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제24권1호
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• pp.79-90
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• 2007

지구와 태양 사이의 중력 평형점에서 혜일로 궤도로 운용되며, 심우주 반사율(albedo)을 측정코자 하는 EARTHSHINE 미션의 과학적 목적에 최적화된 아몬라 가시광 채널의 성능 인증 모델용 광학 시스템 개발을 완료하였다. 아몬라 광학계 설계 요구사항에 부합하는 설계안과 공차분석 결과를 바탕으로 광학 시스템의 설계, 부품 제작, 결합, 정렬, 성능 검증까지의 전 공정을 순수 국내 개발하였으며 특히 측정된 부품들의 광파면 오차를 결합 및 성능 평가 공정에 역투입하는 신 공법에 의하여 성능 검증을 실시하였다. 최종 결합 및 정렬이 완료되어 측정한 아몬라 광학계의 광파면 오차는 중심 시야에서 RMS 0.091 wave(기준 파장: 632.8nin)이며, Ensquared Energy(EE) 성능은 61.7%($14{\mu}m$ 이내), 변조전달함수(MTF) 성능은 35.3%(기준 주파수: $35.7mm^{-1}$)이다. 위 결과들은 아몬라 가시광 채널의 요구사항을 모두 만족시킴으로써 개발된 아몬라 가시광 채널 광학계가 EARTHSHINE 미션의 과학목적을 완수할 수 있음을 증명하였다.

• 항공우주기술
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• 제9권2호
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• pp.80-89
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• 2010

트랜스폰더는 지상국과 위성 사이의 텔레메트리와 텔레커맨드 운영을 위한 주요한 장비이다. 최근 트랜스폰더는 통신 방식과 사용자의 요구 사항에 따라 단순 표준화된 트랜스폰더와 데이터 릴레이 위성을 위한 소규모 사용자 트랜스폰더, 대규모 사용자를 위한 이중 모드 트랜스폰더 및 심우주 미션을 위한 심우주 트랜스폰더 등의 다양한 트랜스폰더가 개발되어 왔다. 특히 디지털 기술을 근간으로 하는 디지털 트랜스폰더 기술이 위성 통신 분야에서 주목 받고 있다. 본 논문은 다양한 트랜스폰더 기술과 기존의 아날로그 트랜스폰더 기술에 접목된 최신 기술인 디지털 트랜스폰더에 대하여 기술하였다.

• 전자공학회논문지
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• 제50권12호
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• pp.14-21
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• 2013

위성 운용 및 우주 탐사 미션에서 레인징은 우주 항행체의 위치 정보를 얻기 위한 가장 필수적인 기술이다. 최근에 우주 탐사 미션의 정교한 수행을 위하여 우주 개발국들 간의 상호 협력의 중요성이 증대되고 있다. 상호 협력을 위하여 우주 개발국간의 상호 호환성을 가지는 레인징 시스템이 요구된다. 이러한 이유로, CCSDS는 디지털 표준 레인징 시스템으로서 의사 잡음 레인징을 권고하고 있다. CCSDS 표준 레인징 시스템에서의 의사 잡음 시퀀스의 길이는 심우주 미션에 적합하며 지구 근접 미션에 적용하기는 매우 길다. 본 논문에서는 저궤도 위성, 중궤도 위성 그리고 정지궤도 위성과 같은 지구 근접 미션에 적합한 짧은 길이의 의사 잡음 레인징 시퀀스를 제안하고, CCSDS 표준 의사 잡음 레인징 시스템을 포함하는 다중임무 수행에 적합한 가변길이 의사 잡음 레인징 시스템을 제안한다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.138.2-138.2
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• 2012

Cave on the Moon is considered as the most appropriate place for human to live during the frontier lunar exploration. While the lava flows, the outer crust gets cooled and solidified. Then, the empty space is remained inside after lava flow stops. Such empty space is called the lava caves. Those lava tubes on the Earth are formed mostly by volcanic activity. However, the lava tubes on satellite like Moon and planet like Mars without volcanic activity are mostly formed by the lava flow inside of the crater made by large meteorite impact. Some part of lava tube with collapsed ceiling appears as the entrance of the cave. Such area looks like a deep crater so called a pit crater. Four large pit craters with diameter of > 60 m and depth of > 40 m are found without difficulty from Kaguya and LRO mission image archives. However, those are too deep to use as easily accessible human frontier base. Therefore, now we are going to identify some smaller lunar caves with accessible entrances using LRO camera images of 0.5 m/pixel resolution. Earth's lava caves and their entrances are well photographed by surface and aerial camera in immense volume. Thus, if the image data are sorted and archived well, those images can be used in comparison with the less distinct lunar cave and entrance images due to its smaller size. Then, we can identify the regions on the Moon where there exist caves with accessible entrances. The database will be also useful in modeling geomorphology for lunar and Martian caves for future artificial intelligence investigation of the caves in any size.