• Journal of Astronomy and Space Sciences
• /
• 제15권2호
• /
• pp.449-458
• /
• 1998

다목적실용위성은 고도 685km의 태양동기궤도를 임무 궤도로 사용하며, 궤도 당 약 34~35분씩 지구에 의해 태양 빛이 가리는 식 현상과 비 주기적으로 달에 의한 월식 현상이 발생한다. 위성의 월식은 달이 태양과 위성 사이에 위치하여 위성에 도달하는 태양 빛을 전체 혹은 부분적으로 가리는 것을 의미한다. 식 현상은 위성 체의 배터리 충전 및 방전 회수를 증가시키며 위성의 수명과 임무 및 운용에 영향을 준다. 다목적 실용위성은 주기적인 지구의 식 현상을 고려하여 설계되었으나 월식이 일어나는 경우 위성 체의 에너지 균형과 배터리 방전에 대한 부수적인 효과와 함께 운용상의 문제를 초래할 수 있다. 본 연구에서는 다목적실용위성의 임무 기간인 3년 동안 위성 운용 중에 발생할 수 있는 월식 현상을 예측하고 이에 대비한 임무 계획을 제시하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
• /
• 제27권4호
• /
• pp.377-382
• /
• 2010

In lunar explorer development program, computer simulator is necessary to provide virtual environments that vehicle confronts in lunar transfer, orbit, and landing missions, and to analyze dynamic behavior of the spacecraft under these environments. Objective of simulation differs depending on its application in spacecraft development cycle. Scope of use cases considered in this paper includes simulation of software based, processor and/or hardware in the loop, and support of ground-based flight test of developed vehicle. These use cases represent early phase in development cycle but reusability of modeling results in the next design phase is considered in defining requirements. A simulator architecture in which simulator platform is located in the middle and modules for modeling, analyzing, and three dimensional visualizing are connected to that platform is suggested. Baseline concepts and requirements for simulator development are described. Result of trade study for selecting simulation platform and approaches of defining other simulator components are summarized. Finally, characters of lunar elevation map data which is necessary for lunar terrain generation is described.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
• /
• 제32권3호
• /
• pp.247-256
• /
• 2015

In this work, an efficient method with which to evaluate the high-degree-and-order gravitational harmonics of the non-sphericity of a central body is described and applied to state predictions of a lunar orbiter. Unlike the work of Song et al. (2010), which used a conventional computation method to process gravitational harmonic coefficients, the current work adapted a well-known recursion formula that directly uses fully normalized associated Legendre functions to compute the acceleration due to the non-sphericity of the moon. With the formulated algorithms, the states of a lunar orbiting satellite are predicted and its performance is validated in comparisons with solutions obtained from STK/Astrogator. The predicted differences in the orbital states between STK/Astrogator and the current work all remain at a position of less than 1 m with velocity accuracy levels of less than 1 mm/s, even with different orbital inclinations. The effectiveness of the current algorithm, in terms of both the computation time and the degree of accuracy degradation, is also shown in comparisons with results obtained from earlier work. It is expected that the proposed algorithm can be used as a foundation for the development of an operational flight dynamics subsystem for future lunar exploration missions by Korea. It can also be used to analyze missions which require very close operations to the moon.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
• /
• 제32권3호
• /
• pp.257-268
• /
• 2015

Characteristics of delta-V requirements for deploying an impactor from a mother-ship at different orbital altitudes are analyzed in order to prepare for a future lunar CubeSat impactor mission. A mother-ship is assumed to be orbiting the moon with a circular orbit at a 90 deg inclination and having 50, 100, 150, 200 km altitudes. Critical design parameters that are directly related to the success of the impactor mission are also analyzed including deploy directions, CubeSat flight time, impact velocity, and associated impact angles. Based on derived delta-V requirements, required thruster burn time and fuel mass are analyzed by adapting four different miniaturized commercial onboard thrusters currently developed for CubeSat applications. As a result, CubeSat impact trajectories as well as thruster burn characteristics deployed at different orbital altitudes are found to satisfy the mission objectives. It is concluded that thrust burn time should considered as the more critical design parameter than the required fuel mass when deducing the onboard propulsion system requirements. Results provided through this work will be helpful in further detailed system definition and design activities for future lunar missions with a CubeSat-based payload.

• Journal of Electrical Engineering and Technology
• /
• 제13권2호
• /
• pp.591-598
• /
• 2018

Short term load forecasts complexly affected by socioeconomic factors and weather variables have non-linear characteristics. Thus far, researchers have improved load forecast technologies through diverse techniques such as artificial neural networks, fuzzy theories, and statistical methods in order to enhance the accuracy of load forecasts. Short term load forecast errors for special days are relatively much higher than that of weekdays. The errors are mainly caused by the irregularity of social activities and insufficient similar past data required for constructing load forecast models. In this study, the load characteristics of Lunar New Year's Day holidays well known for the highest error occurrence holiday period are analyzed to propose a load forecast technique for Lunar New Year's Day holidays. To solve the insufficient input data problem, the similarity of the load patterns of past Lunar New Year's Day holidays having similar patterns was judged by Euclid distance. Lunar New Year's Day holidays periods for 2011-2012 were forecasted by the proposed method which shows that the proposed algorithm yields better results than the comprehensive analysis method or the knowledge-based method.

• 천문학회보
• /
• 제45권1호
• /
• pp.40.1-40.1
• /
• 2020

The Korea Astronomy and Space Science Institute is participating as a South Korean partner in the Commercial Lunar Payload Services (CLPS)of NASA. In response, the Korea Astronomy and Space Science Institute is currently conducting basic research for the development of four candidate instrument payloads. The magnetic field instrument is one of them and it's scientific mission objective is the moon's surface magnetic field investigation. Therefore, the development requirement of the lunar surface magnetic field instrument were derived and the initial conceptual design was started. The magnetic field instrument has a 1.2 meter boom which has two three-axis fluxgate magnetometer sensors and one gyro sensor to get a attitude information of the boom. The concept of measuring the lunar surface magnetic field will carry out using multiple sensors by placing semiconductor type magnetic field sensors inside the electric box including boom mounted fluxgate sensors. In order to overcome the very short development period, we will use the KPLO (Korean Lunar Pathfinder Orbiter) magnetometer design and parts to improve reliabilities for this instrument. In this presentation, we introduce the instrument requirements and conceptual design for the Lunar surface magnetic field instruments.

• 한국산학기술학회논문지
• /
• 제20권7호
• /
• pp.630-637
• /
• 2019

달에 얼음 형태의 물과 희귀 자원의 대량 존재하는 것이 밝혀지면서, 달의 경제적, 산업적 가치는 증대되고 있다. 이에 우리나라를 포함한 전 세계 주요 우주국들은 달 자원 확보와 유인 기지 건설을 위한 현지 자원 활용 기술을 개발하고 있다. 향후 달 현지 건설을 준비하기 위해서는 로버에서 취득한 지형 및 건설 영상을 가공하여, 건설 전 주기의 의사결정 지원정보를 제공하는 무인 건설공간정보화 기술을 개발해야한다. 본 연구에서는 달 로버 카메라 시스템을 기반으로 한 건설공간정보화 기술의 개발 방안을 소개하였다. 세부적으로 로버의 주행 영상, 지형 및 건설 영상 취득을 위한 로버 기반 카메라 시스템의 개념 설계와 달 건설공간정보 구축을 위한 분산 환경 기반의 개념적 아키텍쳐인 달 로버 운영 시스템을 제안하였다. 또한 달 표면에 특화된 로버의 위치 결정 및 3차원 지형복원 기법 개발 방안을 제시하였다. 본 연구에 도출한 달 무인 건설공간정보화 기술은 개념적 설계로 실험을 통한 검증이 필요하다. 따라서 개발된 로버와 로버운영 시스템은 향후, 달 모의 지형에 적용하여 개선할 예정이다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제38권5호
• /
• pp.499-506
• /
• 2010

세계 각국은 이미 우주 개발을 위한 치열한 경쟁에 돌입하였으며, 우리나라도 2020년에 달 탐사선 발사 및 2025년에 달 착륙선 발사를 계획하고 있다. 우리나라 달 탐사 계획을 성공적으로 수행하기 위해서는 심우주 통신 기술 및 지상국 설치등과 같은 심우주 관련 기술 개발이 필요하다. 이를 위하여 심우주 관련 선진국들과의 협력을 통하여 축적된 경험 및 기술을 바탕으로 한국형 달 탐사 임무에 적합한 심우주 통신 방식을 개발하고 독자적인 지상국을 확보하여야 한다. 본 논문에서는 우리나라의 DSN을 성공적으로 정착시키기 위하여 국외 DSN과 심우주 통신 기술에 대해서 살펴보고, 이를 바탕으로 링크 마진을 비롯한 여러 가지 기술적 요구사항을 제시하며 우리나라의 달 탐사 계획을 위해 필요한 최적의 지상국 확보 전략을 제안한다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제38권10호
• /
• pp.998-1011
• /
• 2010

본 연구에서는 미래 한국의 달탐사에 대비, 제한추력을 이용한 최적의 지구-달 천이궤적 설계를 수행하였다. 보다 실제적인 임무 시나리오 설계를 위해 달 천이 (Trans Lunar Injection, TLI) 기동에 사용되는 발사체 상단 킥모터의 추력 성능을 제한하였다. 이를 바탕으로 지구 출발부터 달 근접에 이르는 지구-달 천이비행궤적이 설계되었으며, 제한추력을 이용하여 설계된 비행 궤적의 최적화 결과와 순간추력을 이용하여 최적화된 결과가 비교 분석되었다. 만약 순간추력을 이용해 도출된 예비 임무 설계의 결과가 제한추력을 가정한 임무 설계를 위해 응용될 경우, 가정된 제한추력의 크기에 따라 다양한 범위의 기동량의 차이가 발생 할 수 있어 이에 따른 충분한 고려가 이루어져야 함을 확인하였다. 본 연구에서 제시된 제한추력을 이용한 달탐사 임무궤적 설계/해석 결과는 미래 한국의 달탐사를 대비하는데 있어 다양한 사전 지식을 제공할 것이며 장차 상세한 임무설계를 위한 알고리즘의 기반으로 사용될 수 있다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제41권6호
• /
• pp.473-480
• /
• 2013

2020년 예정인 국내 달 탐사 프로그램을 위하여 달착륙선에 관한 다양한 연구가 진행되고 있다. 본 연구에서는 RCS jet을 고려한 달 착륙선의 Powered descent phase에서의 유도제어시스템을 구성하고 통합 시뮬레이션을 수행하였다. 달착륙선은 RCS 제트추력기를 이용하여 자세를 제어하므로 일반적인 비례제어기가 아닌 뱅뱅제어기를 사용하게 된다. 본 논문에서는 16개의 추력기를 이용하여 자세제어를 수행하고, 이를 위하여 phase-plane 스위칭 함수를 이용한 on/off 제어기와 추력기 선택 알고리즘을 적용하였다. 또한 Fuzzy logic을 이용한 유도 알고리즘을 이용하여 최적기법을 통해 생성된 기준경로에 따라 정확하고 안전하게 착륙 할 수 있음을 확인 하였다.