• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제38권2호
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• pp.145-155
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• 2021

In this work, preliminary launch opportunities from NARO Space Center to the Sun-Earth Lagrange point are analyzed. Among five different Sun-Earth Lagrange points, L1 and L2 points are selected as suitable candidates for, respectively, solar and astrophysics missions. With high fidelity dynamics models, the L1 and L2 point targeting problem is formulated regarding the location of NARO Space Center and relevant Target Interface Point (TIP) for each different launch date is derived including launch injection energy per unit mass (C3), Right ascension of the injection orbit Apoapsis Vector (RAV) and Declination of the injection orbit Apoapsis Vector (DAV). Potential launch periods to achieve L1 and L2 transfer trajectory are also investigated regarding coasting characteristics from NARO Space Center. The magnitude of the Lagrange Orbit Insertion (LOI) burn, as well as the Orbit Maintenance (OM) maneuver to maintain more than one year of mission orbit around the Lagrange points, is also derived as an example. Even the current work has been made under many assumptions as there are no specific mission goals currently defined yet, so results from the current work could be a good starting point to extend diversities of future Korean deep-space missions.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제33권4호
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• pp.323-333
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• 2016

In this study, the uncertainty requirements for orbit, attitude, and burn performance were estimated and analyzed for the execution of the $1^{st}$ lunar orbit insertion (LOI) maneuver of the Korea Pathfinder Lunar Orbiter (KPLO) mission. During the early design phase of the system, associate analysis is an essential design factor as the $1^{st}$ LOI maneuver is the largest burn that utilizes the onboard propulsion system; the success of the lunar capture is directly affected by the performance achieved. For the analysis, the spacecraft is assumed to have already approached the periselene with a hyperbolic arrival trajectory around the moon. In addition, diverse arrival conditions and mission constraints were considered, such as varying periselene approach velocity, altitude, and orbital period of the capture orbit after execution of the $1^{st}$ LOI maneuver. The current analysis assumed an impulsive LOI maneuver, and two-body equations of motion were adapted to simplify the problem for a preliminary analysis. Monte Carlo simulations were performed for the statistical analysis to analyze diverse uncertainties that might arise at the moment when the maneuver is executed. As a result, three major requirements were analyzed and estimated for the early design phase. First, the minimum requirements were estimated for the burn performance to be captured around the moon. Second, the requirements for orbit, attitude, and maneuver burn performances were simultaneously estimated and analyzed to maintain the $1^{st}$ elliptical orbit achieved around the moon within the specified orbital period. Finally, the dispersion requirements on the B-plane aiming at target points to meet the target insertion goal were analyzed and can be utilized as reference target guidelines for a mid-course correction (MCC) maneuver during the transfer. More detailed system requirements for the KPLO mission, particularly for the spacecraft bus itself and for the flight dynamics subsystem at the ground control center, are expected to be prepared and established based on the current results, including a contingency trajectory design plan.

• 한국자기학회:학술대회 개요집
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• 한국자기학회 2015년도 임시총회 및 하계학술연구발표회
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• pp.15-16
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• 2015

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제15권2호
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• pp.427-436
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• 1998

무궁화위성 $1{cdot}2$호와 앞으로 발사될 무궁화위성 3호의 원지점 궤도천이는 기본적으로 궤도평면을 바꾸는 타원궤도천이인데, 무궁화위성 $1{cdot}2$호의 경우는 고체추진제를 이용하여 천이궤도의 원지점에서 단 한번 분사함으로써 목표 표류궤도로 진입하는 AKM(Apoges Kick Motor)단계를 거치는 반면, 무궁화위성 3호는 액체추진제를 이용하영 원지점에서 여러번 분사를 통해 천이궤도를 바꾸어 나가면서 최종 표류궤도로 진입하는 LAE(Liquid Apogee Engine) 단계를 거치도록 계획되어 있다. 본 연구에서는 액체추진제를 사용한 정지궤도 진입방법과 추진제 제어방법을 연구하여 액체추진제를 사용한 정지궤도 진입 시뮬레이션 툴을 개발하였다. 정밀한 시뮬레이션을 위해 연세대학교 위성궤도공학연구실의 COWELL5 정밀궤도예측 프로그램을 토대로 기본설계를 했으며, 결과는 $STK/VO^{TM}$의 지상궤적 및 3차원 그래픽환경으로 실시간 구현이 가능하도록 했다.

• 한국추진공학회지
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• 제24권1호
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• pp.17-23
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• 2020

달 탐사에서 발사체 상단은 주로 저궤도에 투입된 탐사선을 38만 km의 거리에 있는 달까지 투입해주는 역할을 한다. 국외의 경우 상단(Upper Stage)은 달 탐사선을 지구-달 전이궤적에 투입 후 탐사선과 분리되고, 달 탐사선은 그 이후 자체 추진제를 이용하여 중간 경로 수정 기동 및 달 궤도 진입을 수행한다. 본 연구는 새롭게 제시되는 소형 액체상단을 기술하였다. 습질량이 총 2.9톤인 액체상단을 이용할 경우 달 탐사선을 지구-달 전이궤적 투입뿐만 아니라 달 궤도 진입까지 수행할 수 있다. 본 연구는 나로 우주센터에서 발사할 경우를 기준으로 허용 가능한 달 탐사선의 질량 범위를 도출하고, 탐사선의 허용 가능한 임무 범위도 다양하게 기술하고자 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권9호
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• pp.775-783
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• 2017

본 논문에서는 서로 다른 궤도상에 있는 두 우주비행체의 랑데부를 위한 최소 에너지 순간추력을 구하는 문제를 다룬다. 두 우주비행체의 궤도는 공면 궤도나 원 궤도 같이 특정 지어진 궤도가 아닌 일반적인 궤도이다. 이러한 최적화 문제를 다루기 위해 범용변수를 사용한 케플러 방정식과 두 우주비행체의 최종 위치 및 속도를 구속조건으로 사용하며, 전이 궤도의 정보를 얻기 위해 라그랑지 계수를 이용한다. 이 방법은 최소 에너지를 고려한 예시와 대기시간까지 고려한 예시를 통해 보여 지며, 최소 에너지 궤도로 알려진 호만 궤도와 비교함으로써 검증된다. 비록 닫힌 형태의 해를 얻을 수는 없었지만, 수치해석적 방식을 적용함으로써 다양한 궤도 전이 문제의 해를 구할 수 있음을 보여준다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2001년도 춘계학술대회논문집E
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• pp.294-298
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• 2001

Satellite propulsion system is employed for orbit transfer, orbit correction, and attitude control. The monopropellant feeding system in the low-earth-orbit satellite blowdowns fuel to the thrust chamber. The thrust produced by the thruster depends on fuel amount flowed into the combustion chamber. If the thruster valve be given on-off signal from on-board commander in the satellite, valve will be opened or closed. When the thrusters fire fuel flows through opened thruster valve. Instantaneous stoppage of flow in according to valve actuation produces transient pressure due to pressure wave. This paper describes transient pressure predictions of the KOMPSAT2 propulsion system resulting from latching valve and thrust control valve operations. The time-dependent set of the fluid mass and momentum equations are calculated by Method of Characteristics (MOC).

• 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.

• 항공우주기술
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• 제8권1호
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• pp.108-116
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• 2009

본 논문에서는 한국형발사체를 사용한 달 탐사 위성의 궤적 설계를 수행하였다. 발사체는 달탐사위성과 킥모터 스테이지를 지구 저궤도에 투입하고, 이후 킥모터 스테이지의 연소에 의해 직접전이궤도 또는 고타원궤도에 투입된다. 설계된 궤적에 대해 TLI 및 LOI 기동을 실제와 가깝게 finite burn으로 모델링하여 요구속도 및 필요한 추진제량을 계산하여, 한국형 발사체를 사용할 경우 발사 임무에 대한 가능성을 제시하였다.

• 항공우주기술
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• 제5권2호
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• pp.85-89
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• 2006

우주비행체의 추진시스템은 주차 궤도에서 임무 궤도도의 진입을 위해 필요한 임펄스 및 궤도에서의 3축 자세제어에 요구되는 적절한 임펄스를 제공하는 역할을 수행한다. 새로운 저궤도위성 추진시스템은 용접으로 조립된 단일추진제 하이드라진 시스템으로 추력기, 추진제 템크, 압력변환기, 추진제 필터, 격리밸브 및 충전/배출 벨브 등의 주요부품들로 구성되며, 그외 각 부품들을 연결해주는 추진제 배관과 열제어 부품들이 추가된다. 이 논문에서는 저궤도위성 추진시스템의 예비 설계과정이 서술되었다.