• 천문학회보
• /
• 제37권2호
• /
• pp.171.2-171.2
• /
• 2012

위성 개발에서 추력기는 위성의 경사각 및 고도 등의 궤도 제어 용도 이외에 위성 동작 초기 혹은 비상 상황에서 안정적인 전력 공급을 위한 자세 제어용 구동기로 사용되어야 하므로 매우 높은 신뢰성을 필요로 한다. 국내의 실용위성을 위해 개발되어 사용되고 있는 출력기는 1 파운드의 작은 용량으로 위성 운영에 일부 제약을 주게 된다. 본 논문은 위성 운영에 있어 반드시 필요한 궤도 천이 절차와 관련하여 기존에 사용된 절차를 보완하기 위한 방법에 대해 기술한다. 기존에 개발된 위성에서는 궤도 조정을 위한 자세 변화에 추력기를 사용하였다. 그러나 위성의 무게가 커짐에 따라 자세 변환을 위한 시간이 오래 걸려 궤도 조정 효율이 떨어지는 요인이 되고 있다. 뿐만 아니라, 자세 변화 과정에서 벡터 방향의 추력으로 인해 원하지 않는 궤도 변화가 생기므로 정밀 궤도 결정에도 영향을 주게 된다. 최근에 개발된 위성의 경우, 위성의 기동 성능을 높이기 위해 고성능 반작용 휠을 사용하므로 이를 이용하여 궤도 천이 전에 자세 변화를 하도록 하고 있다. 이러한 방법을 적용한 결과, 정밀 궤도 결정에 도움이 될 뿐만 아니라 자세 변화로 인한 연료 소모를 줄이는 효과도 있어 위성의 수명 연장에 도움이 되는 것으로 확인되었다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제16권6호
• /
• pp.62-72
• /
• 2012

우주 비행체와 유도 미사일에 적용되는 궤도천이 및 자세제어 시스템(이하 DACS)은 비행체의 궤도를 천이시키거나 미세한 자세 제어를 수행하게 된다. DACS를 개발하기 위해서는 추력변화 최대화를 위한 핀틀/노즐의 형상 조합, 핀틀 구동력 최소화를 위한 공력하중 저감, 다축 제어 알고리즘에 대한 연구가 중요하다. 본 논문에서는 이러한 DACS 시스템에 대한 소개와 분류, 국내외 연구 개발 동향에 대해 살펴보고 향후 연구 개발 전망을 제시하였다.

• 항공우주시스템공학회지
• /
• 제18권1호
• /
• pp.72-78
• /
• 2024

공전하는 행성 간 천이 궤도 설계에서 우주 탐사기의 위치는 목표 행성의 미래 도착 시점에 변경된 위치와 일치되어야 한다. 람베르트 문제의 해를 얻는 것은 우주 탐사기 초기 위치벡터, 비행시간, 최종 위치벡터로부터 천이궤도 요소들을 결정할 수 있기 때문이다. 두 지점 경계치 궤도 문제이며 지정된 제한 조건이 최적화되는 적절한 원하는 행성 간 천이궤도를 선택 할 수 있다. 이와 같은 논리에서 람베르트 해로 얻을 수 있는 행성 간 천이 궤도는 출발 속도에 제한이 없다면 수리적으로 무한히 존재한다. 현재까지 우주 탐사기의 출발 시점 초기 속도는 우주 발사체 역량에 크게 의존하고 있다. 본 논문에서는 미국 엠브리 리들 항공대학의 하워드 교수의 알고리즘을 사용하여 람베르트 해와 천이 궤도 요소를 결정하였다.

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

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.66-69
• /
• 2006

소형 위성용 궤도천이 및 보정을 위한 홀 방식 전기추력기의 초기 설계를 위한 2-D Particle-In-Cell (PIC) 수치모사 (Simulation) 결과를 분석하였다. 수치해석에 의한 결과를 분석해 본 결과 주입된 중성 Xe Gas는 전자와의 충돌을 통해 이온화 된 후 가속지역을 통과하게 되며, 이들 두 지역은 추력기 채널에서 잘 분리되어 존재하는 걸로 나타났다. 또한 본 해석을 통하여 본 논문에서 고려된 추력기가 원래의 임무인 소형위성의 궤도 천이 및 보정을 수행할 수 있는 충분한 추력과 비추력을 갖출 수 있는 것으로 판단된다.

• 한국위성정보통신학회논문지
• /
• 제5권2호
• /
• pp.50-56
• /
• 2010

이제까지 수행된 우주 탐사 임무에서 임무 궤도의 설계는 행성 혹은 위성과 인공위성의 2체 문제 (two-body problem)에 기초한 Hohmann transfer를 기반으로 하는 Patched Conic Approximation 방식이 주로 사용되어져 왔다. Hohmann transfer는 원 궤도에서 다른 원 궤도로 천이할 수 있는 타원 천이 궤도의 설계 방식으로서, Patched Conic Approximation은 태양계를 여러 개의 2체 문제로 분해하고 각기 분해된 2체 시스템 사이의 Hohmann 천이 궤도를 설계하여 조합함으로써 행성 간의 임무 궤도를 설계하는 방식이다. 이 방식은 하나의 행성만을 고려했을 때, 즉 행성과 인공위성의 2체 문제일 때, 가장 효율적인 천이 방식으로 알려져 있고 현재까지의 우주 탐사 임무 설계에 주로 이용되고 있다. 하지만, 우주 탐사 임무가 점차 다양화되고 소형 위성을 이용한 임무 수행의 필요성이 증가함에 따라 기존의 Patched Conic Approximation은 요구되는 연료의 양이 크다는 점과 원뿔꼴(conic) 특성을 가지는 궤도만을 표현할 수 있다는 점에서 한계점을 보이기 시작하고 있다. 이에 반해 3체 동역학의 기하학적 특성은 기존의 태양계의 패러다임을 획기적으로 변화시킨다. 개념적으로는 요구되는 에너지가 매우 적은 에너지로 태양계를 모두 연결하는 궤도를 구성할 수 있기 때문이다. 본 논문에서는2체문제 기반의 임무 궤도 설계 기술의 한계성에서 벗어나 유연하고 효율적인 탐사 임무를 설계한다.

• 대한전자공학회:학술대회논문집
• /
• 대한전자공학회 1998년도 하계종합학술대회논문집
• /
• pp.26-29
• /
• 1998

비정치제도 위성통신링크에서는 지표상의 단말기, 지구국 등에 대한 상대적인 위성의 빠른 이동으로 인하여 도플러천이가 발생하며, 이는 이동위성통신 시스템 수신단의 성능을 약화시킨다. 본 논문은 비정지궤도 위성을 이용하는 통신링크 상에서 발생하는 도플러천이의 특성을 분석한다. 분석된 결과는 도플러천이에 대한 시뮬레이션 모델과 보상 알고리즘의 개발에 활용활 수 있을 것이다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제37권5호
• /
• pp.490-495
• /
• 2009

소형 인공위성의 궤도천이 및 보정을 위하여 추력이 약 10 mN이고 비추력이 1500 s인 홀 방식 전기추력기를 설계하였다. 개발된 추력기는 홀 방식의 추력부, 전력공급부 및 연료 공급부로 구성되어 있고, 무게, 소모전력 및 효율은 각각 10 kg, 300 W 및 30%정도이다. 개발된 추력기 시스템에 대한 간략한 소개를 홀 방식의 추력기를 선택하게 된 배경해석과 함께 기술하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제41권10호
• /
• pp.770-778
• /
• 2013

태양돛은 태양복사압을 이용하여 연료소모 없이 우주선에 지속적인 추력을 제공하는 방식으로, 심우주 임무나 지속적인 궤도기동이 필요한 임무에 적합하다. 본 논문에서는 태양돛의 기본 원리를 소개하고 태양중심, 행성중심 궤도에서의 국소최적제어 기법을 연구하였다. 각각의 최적제어 기법에 대한 시뮬레이션을 수행하였다. 핼리혜성 랑데부 궤적을 생성하였으며, 여러 가지 행성탈출 기법을 비교하였다.

• 천문학회보
• /
• 제37권2호
• /
• pp.162.2-162.2
• /
• 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.