• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2004년도 한국우주과학회보 제13권2호
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• pp.285-289
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• 2004

An optimal interplanetary trajectory is presented for Human Outer Planet Exploration (HOPE) by using an advanced magnetoplasma spacecraft. A detailed optimization approach is formulated to utilize Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket (VASIMR) engine with capabilities of variable specific impulse, variable engine efficiency, and engine on-off control. To design a round-trip trajectory for the mission, the characteristics of the spacecraft and its trajectories are analyzed. It is mainly illustrated that 30 MW powered spacecraft can make the mission possible in five-year round trip constraint around year 2045. The trajectories obtained in this study can be used for formulating an overall concept for the mission.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권8호
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• pp.692-698
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• 2015

본 논문에서는 원형 제한 3체 문제의 불변위상공간을 이용하여 지구-달 또는 행성간의 궤적을 설계하고 해석하는 기법을 소개한다. 2체 문제를 조합하는 고전적인 방식 대신에 원형 제한 3체 문제에 대한 운동방정식, 궤적의 동적 특성, 평형점 주변의 리아프누프 궤도와 불변위상공간의 특성을 기술한다. 원형 제한 3체 문제의 불변위상공간을 이용했을 때, 지구-달 시스템의 궤적설계 방식과 태양-목성 시스템의 경계면에서의 초기조건에 따른 궤적 특성을 수치 시뮬레이션을 통해 확인한다. 본 논문에서 제안한 원형 제한 3체 문제의 불변위상공간을 이용한 궤적설계 기법은 저추력 또는 저에너지를 이용한 달탐사 또는 행성탐사 임무 등에 활용 가능할 것이다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제21권2호
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• pp.153-166
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• 2004

향후 우리나라의 행성 탐사 임무에 대비하여 행성 근접 통과를 이용한 목성 탐사 임무의 최적 발사 가능 시기에 대한 연구를 수행하였다. 본 연구를 통해서 관련 비행 궤적을 설계할 수 있는 자체적인 프로그램을 개발하였으며 일련의 과정을 통해 그 성능을 검증하였다. 목성까지의 비행 궤적 중 직행 임무(Direct mission), 단일 행성 근접 통과를 이용한 임무(Single planet gravity assist mission) 그리고 복수 행성 근접 통과를 이용한 임무(Multi planet gravity assist mission)에 대한 비행 궤적을 각각 설계하였으며 이에 대한 최적의 발사시기를 선정하였다. 목성 탐사 비행 궤적 중, 지구-화성-지구-목성의 비행 궤적 (Earth-Mars-Earth-Jupiter Gravity Assist, EMEJGA Trajectory)을 갖는 복수 행성 근접 통과 임무가 약 29.231$Km^2$/$S^2$의 발사 에너지($C_3$)값을 필요로 하였으며 이는 직행 임무의 발사 에너지($C_3$)값 75.756$\textrm{km}^2$/s$^2$및 화성 근접 통과만을 고려한 단일 행성 근접 통과 임무의 발사 에너지($C_3$)값 63.590$Km^2$/$S^2$보다 현저하게 낮은 수치이다. 이러한 결과는 행성간 탐사선의 비행 궤적 설계 시 행성 근접 통과를 고려하였을 경우 발사 에너지의 절감 효과 및 한번의 발사로 하나 이상의 행성의 탐사가 가능함으로 임무의 효율성을 증대시킬 수 있다는 사실을 보여 주고 있다. 또한 복수 행성 근접 통과를 이용하였을 경우 요구되는 총 임무 기간은 약 4.6년으로 직행 혹은 단일 행성 근접 통과를 이용하였을 경우(각 약2.98년 및 약2.33년의 총 임무 기간)에 비해 임무 기간이 길어지는 단점이 있음을 확인 시켜 주고 있다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.47-47
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• 2003

Analytical formulae are presented to approximate the evolution of the semi major axis, the maneuver time, and the final mass fraction for low thrust orbital transfers with circular initial orbit, circular target orbit, and constant thrust directed either always along or always opposite the velocity vector. For comparison, the associated results for high-thrust transfers, i.e. the two-impulse Hohmann transfer, are summarized. All results are implemented in a computer code designed to analyze planar planetary and interplanetary space missions. This implementation yields fast and reasonably accurate approximations to trajectory performance boundaries. Consequently, the approach can provide trajectory analysis for each spacecraft configuration during the conceptual space mission design phase. As an example, a mission from Low-Earth Orbit (LEO) to Jupiter's moon Europa is analyzed.