Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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v.48
no.3
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pp.233-242
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2020
The history of mankind's lunar exploration began in 1958 with the United States of America "Pioneer 0" mission. In 1950s~1970s, the United States of America and Union of Soviet Socialist Republics carried out missions and experienced numerous failures to explore the moon. Since the 1990s, Japan, Europe, China and other Advanced country in Space technology have started to explore the moon and in 2016, Korea began to develop the lunar orbiter for lunar exploration. This paper analyzed the failure cases and causes of the lunar exploration in the USA and the USSR in the 1950s~1970s according to the mission purpose. Examples of mission delays, cancel, and failures that occurred during lunar exploration in post-1990s were presented. Through the investigation and analysis, this paper is intended to serve as a reference of the lunar exploration mission that Korea is working on or will be performing in the future.
Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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v.43
no.11
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pp.984-997
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2015
Chang'e-3 consisting of a lunar lander and exploration rover was launched on December 1, 2013 aboard a Long March 3B rocket flying from Xichang space launch center. Chang'e-3 was inserted into the lunar orbit after about a 5-day transit to the Moon and landed on the targeted landing site after orbiting around the Moon for 8 days. The successful landing of the Chang'e-3 gives a lot of help to analyze the future needs of the subsystem technologies and to figure out the trajectory from launch to lunar landing as well as operation sequences in the development of Korean lunar exploration is scheduled. Therefore, the configuration and analysis of overall mission of Chang'e-3 is performed based on the public information from the press and website. As a result, overall mission trajectory is reconstructed by solving boundary condition and then estimating control variable. Visibility status and eclipse status also analyzes so communication and power charge condition is as good as to operate lunar lander. Mass budget of the lander is derived using ${\Delta}V$ according to specific impulse.
This paper designs a data link between a Lunar Orbiter (LO) and an Earth Station (ES), and analyzes the downlink performance of a space communications system for lunar exploration, conforming to the recommendations by the Consultative Committee for Space Data Systems (CCSDS). The results provided in the paper can be useful references for the design of reliable communication link for the Korean lunar exploration in the near future.
Kim, Changkyoon;Kwon, Jae-Wook;Moon, Sang-Man;Kim, In-Kyu;Min, Seung Yong
Journal of Aerospace System Engineering
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v.9
no.4
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pp.73-80
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2015
For Korean first lunar exploration program, KARI(Korea Aerospace Research Institute) has been researching in various fields and investigating cases of abroad lunar exploration spacecrafts. In the field of the flight software, KARI has been analysing some cases such as NASA LRO, and this paper describes the result of the case study on LRO flight software.
Song, Young-Joo;Bae, Jonghee;Hong, SeungBum;Bang, Jun
Journal of Astronomy and Space Sciences
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v.39
no.4
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pp.181-194
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2022
Korea Pathfinder Lunar Orbiter (KPLO), also known as Danuri, was successfully launched on 4 Aug. from Cape Canaveral Space Force Station using a Space-X Falcon-9 rocket. Flight dynamics (FD) operational readiness was one of the critical parts to be checked before the flight. To demonstrate FD software's readiness and enhance the operator's contingency response capabilities, KPLO FD specialists planned, organized, and conducted four simulations and two rehearsals before the KPLO launch. For the efficiency and integrity of FD simulation and rehearsal, different sets of blind test data were prepared, including the simulated tracking measurements that incorporated dynamical model errors, maneuver execution errors, and other errors associated with a tracking system. This paper presents the simulation and rehearsal results with lessons learned for the KPLO FD operational readiness checkout. As a result, every functionality of FD operation systems is firmly secured based on the operation procedure with an enhancement of contingency operational response capability. After conducting several simulations and rehearsals, KPLO FD specialists were much more confident in the flight teams' ability to overcome the challenges in a realistic flight and FD software's reliability in flying the KPLO. Moreover, the results of this work will provide numerous insights to the FD experts willing to prepare deep space flight operations.
Journal of Satellite, Information and Communications
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v.6
no.1
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pp.1-5
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2011
In recent space industry, It has become a major trend to launch lunar exploration satellites to extend activities in the deep space environment. In this paper, a link budget analysis is carried out for the lunar exploration satellite. One of the major difference between the lunar satellite and LEO spacecraft lies in the orbit parameters. The vast distance between spacecraft and the Earth station imposes a challenging task for the spacecraft designers in terms of achieving stable communication link budget. The satellite tool kit software has been adopted to simulate the lunar exploring satellite. The relative distance between the spacecraft and the ground stations are tracked and the communication link budget is calculated accordingly.
Space-born remote sensing camera systems tend to be developed to have very high performances. They are developed to provide extremely small ground sample distance, wide swath width, and good MTF (Modulation Transfer Function) at the expense of big volume, massive weight, and big power consumption. Therefore, the camera system occupies relatively big portion of the satellite bus from the point of mass and volume. However, the camera systems for lunar exploration don't need to have such high performances. Instead, it should be versatile for various usages under various operating environments. It should be light and small and should consume small power. In order to be used for national program of lunar exploration, electro-optical versatile camera system, called MAEPLE (Multi-Application Electro-Optical Payload for Lunar Exploration), has been designed after the derivation of camera system requirements. A ground model of the camera system has been manufactured to identify and secure relevant key technologies. The ground model was mounted on an aircraft and checked if the basic design concept would be valid and versatile functions implemented on the camera system would worked properly. In this paper, results of design and functional test performed with the field campaigns and air-born imaging are introduced.
A new era with the $4^{th}$ Industrial Revolution certainly brings new opportunities for human to explore human's activities outside of the Earth. After the Apollo program, exploration for lunar resources and establishment of lunar base seem to be in reality. This could be due to new findings by the LCROSS and LRO proving the advanced scientific development and new scientific results about the moon from Asian countries including China with Chang'E missions. It is expected that fossil fuels will be in shortage in the near future and at this time, Helium-3 could be an energy resource as a replacement of the fossil fuels. At present it is well known that countries like Russia, USA, and Europe will continue to investigate on lunar exploration especially with landers toward future human activities on the moon to establish a lunar base. With this point of view, it is important for human to understand lunar resources and prepare for prospective utilization of lunar resources. This review paper considers on a point of view in both lunar resource exploration and establishment of lunar base.
Mid-course correction maneuvers (MCCMs) are necessary to correct the launch-vehicle dispersion to go to the Moon. There were 3 or 4 MCCMs needed for a direct transfer trajectory. But the strategy for MCCMs of the phasing-loop trajectory is different, because it has a longer trans-lunar trajectory than direct transfer does. An orbiter using a phasing-loop trajectory has several rotations of the Earth, so the orbiter has several good places, such as perigee and apogee, to correct the launch-vehicle dispersion. Although launch dispersion is relatively high, the launch vehicle is not as accurate as we expected. A good MCCM strategy can overcome the high dispersion by using small-magnitude correction maneuvers. This paper describes the phasing-loops sequence and strategy to correct high launch-vehicle dispersions.
This paper analyzes delta-Vs to maintain an extremely low altitude on the Moon and investigates the possibilities of performing a CubeSat mission. To formulate the station-keeping (SK) problem at an extremely low altitude, current work has utilized real-flight performance proven software, the Systems Tool Kit Astrogator by Analytical Graphics Inc. With a high-fidelity force model, properties of SK maneuver delta-Vs to maintain an extremely low altitude are successfully derived with respect to different sets of reference orbits; of different altitudes as well as deadband limits. The effect of the degree and order selection of lunar gravitational harmonics on the overall SK maneuver strategy is also analyzed. Based on the derived SK maneuver delta-V costs, the possibilities of performing a CubeSat mission are analyzed with the expected mission lifetime by applying the current flight-proven miniaturized propulsion system performances. Moreover, the lunar surface coverage as well as the orbital characteristics of a candidate reference orbit are discussed. As a result, it is concluded that an approximately 15-kg class CubeSat could maintain an orbit (30-50 km reference altitude having ${\pm}10km$ deadband limits) around the Moon for 1-6 months and provide almost full coverage of the lunar surface.
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[게시일 2004년 10월 1일]
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