• 항공우주시스템공학회지
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• 제10권4호
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• pp.35-40
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• 2016

중간경로수정기동은 발사체 분리벡터를 보정하기 위해 필요하다. 직접전이궤적의 경우에는 약 3~4회의 중간경로수정 기동이 요구되었다. 그러나 위상전이궤적의 직접전이궤적에 비해 전이궤적이 길기 때문에 중간경로수정기동의 전략이 달라진다. 위상전이궤적을 이용하는 궤도선은 지구를 여러 번 돌기 때문에 근지점 및 원지점 등 발사체 투입오차를 보정하기 위한 좋은 지점을 여러 번 만나게 된다. 발사체 분리 오차가 크다 하더라도 중간경로수정기동의 전략이 좋으면 적은양의 보정 기동으로도 큰 오차를 보정할 수 있다. 본 논문은 높은 발사체 투입오차를 보정하기 위한 위상전이궤적의 절차와 전략을 기술한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권9호
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• pp.875-881
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• 2010

달탐사 임무를 수행하는 인공위성의 경우 임무수행을 하는 과정에서 3체에 의한 인력, 태양풍 그리고 추력시스템의 추력오차 등의 많은 예기치 못한 외부 섭동력에 영향을 받게 된다. 따라서 주어진 임무궤도를 따라서 인공위성이 운영되기 위해서 궤적 보정 기동이 필요하다. 우주 탐사의 초창기 시절에는 이러한 임무궤도는 주로 2체 운동방정식에 기반을 한 패치 코닉(Patched Conic)기법으로 생성을 하였으며, 이로 인해 2체 운동방정식에 기반을 한 궤적 보정 기동이 많이 사용되어져 왔다. 하지만 최근 컴퓨터 연산능력의 향상에 기인하여 이러한 임무궤도를 지구-인공위성-달의 3체 운동방정식에 기반하여 설계하고 있는 추세이다. 따라서 기존의 2체 운동방식 기반의 궤적 보정 기동으로는 실제 우주환경과 많은 차이를 보이기 때문에 달의 작용권구(Sphere of Influence)에 접근할수록 많은 궤도오차를 보이며, 이를 보정하기 위해서 많은 에너지가 필요하게 된다. 따라서 본 논문에서는 3체 운동방정식에 기인한 궤적 보정 기동에 대하여 기술하고자 한다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제22권4호
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• pp.451-462
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• 2005

향후 우리나라의 화성 탐사선 개발을 대비하여 B-평면 조준법(B-plane targeting method)을 이용한 최적 궤적 보정 기동(Optimal Trajectory Correction Maneuver, TCM)의 설계에 대한 연구를 수행하였다. 궤적 보정 기동을 설계하기 위하여 요구되는 화성 탐사 임무의 각 단계별 비행 궤적 및 궤도 정보 역시 이 연구를 통해 개발된 알고리즘을 이용하여 산출 할 수 있으며, 관련 정보는 임무 설계시 필요로 하는 최소의 섭동력들을 고려한 상황에서 산출되었다. 항행 단계에서의 탐사선은 다양한 섭동력에 의한 영향 또는 순간 기동의 오차로 기인된 비행 궤적의 오차로 인하여 목표한 위치에 도달하지 못할 수 있다. 따라서 탐사선의 적절한 비행 궤적을 유지하고 목표하고자 한 지점에 정확하게 도달시키기 위하여 도착 행성의 위치에 대하여 설정된 B-평면 좌표계를 이용하여 탐사선의 방향을 조준하여 줄 필요가 있다. NPSOL 소프트웨어를 사용하여 관련 최적해를 도출하였으며 임무동안 수행되는 기동의 총 크기를 최소화 시키도록 목적함수를 설정하였다. 수행되는 기동의 횟수는 설계자가 임의로 설정($1\~5$회)할 수 있도록 하였으며 그 시기 역시 조정 변수로 설정 할 수 있다. 마지막으로 화성 도착시 설정된 B-평면 좌표의 위치가 최종 구속조건으로 적용되어 최적화 문제를 완성하게 된다. 이 연구를 통하여 지구 출발에서부터 화성 도착, 그리고 임무 수행을 위한 포획궤도에 이르기까지 전반적인 임무 설계 및 해석이 가능하게 되었으며, 항행 단계에서 이루어지는 궤적 보정 기동의 최적 시기 및 크기 또한 분석이 가능하게 되었다. 이 연구를 통하여 개발된 알고리즘을 이용하여 향후 우리나라의 화성 탐사 임무의 설계, 분석이 가능하다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.214.1-214.1
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• 2012

한국천문연구원은 우주물체 전자광학 감시체계 기술개발 사업을 통해 자국위성의 추적감시를 위해 0.5m 광시야 감시관측소 국제 네트워크(OWL : Optical Wide-Field patroL)를 구축할 예정이다. OWL 시스템의 설계 검증을 위해 시험모델을 개발하였고, 연구소 내에 테스트베드에 설치하여 종합적인 테스트를 수행하고 있다. OWL 시험모델은 해외 설치모델과 동일하게 제작하였으며 돔을 제외한 모든 서브시스템을 국산화하였다. 유효구경 0.5m의 Richey-Cretian 형식의 광학계로 1.75도의 광시야를 구현하였고 영상보정을 위해 5개의 보정 렌즈를 사용하였다. 인공위성 추적을 위해 초당 10도 이상 기동이 가능한 alt-az 방식의 마운트를 개발하였다. 단일 노출에서 다수의 인공위성 궤적을 얻기 위해 chopper 제어 시스템을 도입하였고, chopper, 필터휠, de-rotator, CCD 카메라 등 4개의 부분품을 하나로 묶어 간결한 back-end를 구성하였다. 시스템의 안정성 향상과 유지보수의 용이성을 위해 망원경 및 관측소 제어 전용보드를 개발하였고, 전자동 무인관측을 위한 스케줄러 및 운영소프트웨어를 개발하였다. 시험모델을 이용하여 수 개월간 테스트을 수행하고, 관측결과 분석을 통하여 문제점을 수정보완한 후 OWL 시스템의 최종 설계안을 확정할 예정이다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제23권4호
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• pp.355-372
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• 2006

이 논문에서는 KSLV-III(Korea Space Launch Vehicle-III)를 이용한 향후 우리나라의 화성 탐사 임무 설계를 제시한다. 우리나라 최초의 발사장인 '나로 우주센터(NARO Space Center)'를 발사장으로 가정하였으며, 현재 개발중인 KSLV 시리즈와 건설중인 우주센터의 완공기간 그리고 안정성 수립 기간을 고려하여 임무 수행 가능 기간을 약 2033년경으로 선정하였다. 화성 탐사 임무 수행시 각 단계에 따라 차별화 되어 요구되는 각종 기동(maneuver)의양 즉, 화성 천이(Trans Mars Injection, TMI)기동, 궤적 보정 기동(Trajectory Correction Maneuver, TCM), 화성 궤도 진입(Mars Orbit Insertion, MOI)기동 및 임무 수행 궤도를 이룩하기 위한 기동(Orbit Trim Maneuver, OTM)은 NPSOL 소프트웨어 이용하여 비선형 최적화 문제를 풀어 직접 산출하였다. 이렇게 산출된 최적 기동의 양을 바탕으로 KSLV-III를 이용하여 화성 탐사 임무를 수행할 경우에 대비, 구체적인 발사체 상단부(Upper stage)와 최대 탑재 가능한 탐사선의 질량에 대한 설계가 이루어졌다. 임무 설계 결과 향후 우리나라는 2033년 4월 16일 12시 17분 26초(UTC)부터 약 27분간 나로 우주센터에서 화성 탐사선을 발사 할 수 있다. 이때 최적의 기동량을 바탕으로 계산된 최대 가능 탐사선의 총 질량은 탑재되는 추력기의 비추력을 290초로 가정하였을 때 약 206kg(추진제: 109kg + 구조체: 97kg)이며, 발사체 상단부는 비추력 및 구조비를 290초와 0.15로 가정하였을 때 약 1293kg(추진제: 1099kg +구조체: 194kg)으로 나타났다. 하지만 최적의 기동량에 10%의 여유분을 고려한다면 탐사선은 약 148kg, 발사체 상단부는 약 1352kg의 질량을 갖는 것으로 나타났다. 이 연구를 통하여 제시된 각종 자료들은 향후 우리나라의 독자적인 화성 탐사선 개발을 위하여 많은 사전 정보를 제공해 줄 것이다.