• 암석학회지
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• 제26권4호
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• pp.373-384
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• 2017

4차 산업 혁명의 시작은 우주산업의 발달을 초래하며 인류가 지구 밖으로 인류의 활동영역을 넓혀가는 첫 계기를 가져다주었다. 아폴로 프로그램이후 달 자원 탐사 및 달 기지 건설이 현실화 되고 있는 것은 미국의 LCROSS (The Lunar Crater Observation and Sensing Satellite)와 LRO (Lunar Reconnaissance Orbiter)의 보다 진보적인 과학적 발전과 중국 창어 미션 등 최근 아시아 국가들이 내놓은 과학적인 새로운 발견이 크게 관여하였다. 달의 극지 자원은 물과 함께 휘발성 물질들이며 현지에서 활용이 요구되므로 인류의 달 기지 건설에 있어서 더욱 중요하다. 헬륨-3는 화석연료가 고갈 될 쯤에는 대체에너지로 활용될 수 있다. 현재 러시아, 유럽과 미국 뿐 만아니라 아시아에서도 달 표면 착륙을 통한 달 탐사와 인류의 향후 기지 건설에 대한 준비는 지속적으로 이어 질 것으로 전망되고 있다. 이러한 시점에서 정확한 달 자원을 이해하고 달 자원 탐사와 활용을 위한 준비는 보다 중요한 현실이라는 점을 고려하여 이 논문은 달 자원 탐사와 달기지에 대하여 고찰하였다.

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

• 천문학회보
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• 제45권1호
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• pp.40.1-40.1
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• 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.

• 한국추진공학회지
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• 제23권3호
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• pp.96-103
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• 2019

본 연구에서는 지상 시험과 수치해석을 비교하여 시험용 달 궤도선의 추진제 공급부 설계 검증을 하고자 한다. 비행 모델의 유동 흐름을 모사할 수 있는 지상 시험용 검증 모델을 제작하고 있으며, 지상 시험용 검증 모델과 비교하기 위한 항목을 배관 내 전체 압력 강하량, 추력기 밸브 구동에 의한 수격현상 그리고 유량 제어 및 수격현상 완화를 위한 오리피스 장착의 세 가지로 선정하였다. 해석 결과를 향후 지상 시험 결과와 비교하여 최종적으로 설계 확정을 위한 근거 자료를 확보하고자 한다.

• 항공우주기술
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• 제12권1호
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• pp.213-220
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• 2013

국가우주개발계획에 따라 2020년 이후 한국형 달탐사선이 발사될 예정이다. 달탐사선은 무인 경량화모델로 달궤도선과 달착륙선 2종을 개발할 계획이다. 달탐사선의 구조체는 발사 및 궤도하중, 착륙하중을 견딜 수 있는 구조적 안정성과 탑재장비의 장착공간을 제공할 뿐만 아니라 발사체의 탑재능력을 고려하여 가볍게 설계되어야 한다. 이를 위해 달탐사선 구조체의 개발과 관련된 핵심기술의 선행개발이 요구된다. 특히, 달착륙선의 경우 착륙선이 달 지면에 안전하게 착륙할 수 있게 해주는 착륙장치의 개발기술이 필수적이다. 본 논문에서는 달착륙선 지상시험모델 구조체의 설계, 제작, 시험을 포함한 개발내용을 다룬다.

• 우주기술과 응용
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• 제1권3호
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• pp.375-395
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• 2021

우리나라는 2022년 8월 시험용 달 궤도선을 처음으로 달에 보낼 계획이다. 그리고 제3차 우주개발 진흥 기본계획을 통해서 밝힌 바에 따르면 이후 2030년 이전까지는 달 착륙선을 달에 보낸다는 계획이다. 달 착륙지역 선정에는 착륙선의 임무에 따라 적합한 착륙 지역이 달라질 수 있으며, 따라서 성공적인 달 탐사임무 설계를 위해서는 달 착륙지역에 대한 사전 연구가 반드시 필요하다. 본 논문에서는 2018년 NASA 워크숍에서 제안한 주요 달 착륙 후보지역에 대한 자료를 바탕으로 NASA의 MoonTrek을 이용하여 14개 제안 지역중 주요 지역의 특성을 분석하였다. 그리고 이런 지역이 향후 어떠한 달 착륙 임무에 적합한지 알아보았다. 또한 최근 달 착륙 국가들의 달 착륙 지역과 아르테미스(Artemis) 계획을 통해 달 남극의 중요성에 대해서도 알아 보았다.

• 천문학회지
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• 제55권4호
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• pp.87-97
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• 2022

Polarimetric measurements of the lunar surface from lunar orbit soon will be available via Wide-Field Polarimetric Camera (PolCam) onboard the Korea Pathfinder Lunar Orbiter (KPLO), which is planned to be launched in mid 2022. To provide calibration data for the PolCam, we are conducting speckle polarimetric measurements of the nearside of the Moon from the Earth's ground. It appears that speckle imaging of the Moon for scientific purposes has not been attempted before, and there is need for a procedure to create a "lucky image" from a number of observed speckle images. As a first step of obtaining calibration data for the PolCam from the ground, we search for the best sharpness measure for lunar surfaces. We then calculate the minimum number of speckle images and the number of images to be shift-and-added for higher resolution (sharpness) and signal-to-noise ratio.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제34권2호
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• pp.127-138
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• 2017

The current study designs the mission orbit of the lunar CubeSat spacecraft to measure the lunar local magnetic anomaly. To perform this mission, the CubeSat will impact the lunar surface over the Reiner Gamma swirl on the Moon. Orbit analyses are conducted comprising ${\Delta}V$ and error propagation analysis for the CubeSat mission orbit. First, three possible orbit scenarios are presented in terms of the CubeSat's impacting trajectories. For each scenario, it is important to achieve mission objectives with a minimum ${\Delta}V$ since the CubeSat is limited in size and cost. Therefore, the ${\Delta}V$ needed for the CubeSat to maneuver from the initial orbit toward the impacting trajectory is analyzed for each orbit scenario. In addition, error propagation analysis is performed for each scenario to evaluate how initial errors, such as position error, velocity error, and maneuver error, that occur when the CubeSat is separated from the lunar orbiter, eventually affect the final impact position. As a result, the current study adopts a CubeSat release from the circular orbit at 100 km altitude and an impact slope of $15^{\circ}$, among the possible impacting scenarios. For this scenario, the required ${\Delta}V$ is calculated as the result of the ${\Delta}V$ analysis. It can be used to practically make an estimate of this specific mission's fuel budget. In addition, the current study suggests error constraints for ${\Delta}V$ for the mission.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권3호
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• pp.233-242
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• 2020

인류의 달 탐사 역사는 1958년 미국의 파이오니아 0호 임무로 시작되었다. 이후 1950~1970년대 미국과 구소련 2개국이 수많은 실패를 겪으며 달 탐사 임무를 수행하였다. 1990년대 이후로 일본, 유럽, 중국 등 우주선진국들이 달 탐사를 수행하기 시작했고, 우리나라도 2016년부터 달 탐사를 위한 달 궤도선을 개발하기 시작했다. 본 논문은 1950~1970년대 미국과 구소련의 달 탐사의 실패사례 및 원인을 임무목적에 따라 분석하였고, 1990년대 이후 우주선진국들의 달 탐사 수행 시 발생한 사업지연, 사업중단, 임무실패 등의 사례를 제시하였다. 본 논문에서 조사 및 분석한 사례를 통해 우리나라가 진행 중이거나 향후 진행하게 될 달 탐사 임무수행에 참조가 되고자 한다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제37권1호
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• pp.1-9
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• 2020

Frozen orbit is an attractive option for orbital design owing to its characteristics (its argument of pericenter and eccentricity are kept constant on an average). Solar sails are attractive solutions for massive and expensive missions. However, the solar radiation pressure effect represents an additional force on the solar sail that may greatly affect its orbital behavior in the long run. Thus, this force must be included as a perturbation force in the dynamical model for more accuracy. This study shows the calculations of initial conditions for a lunar solar sail frozen orbit. The disturbing function of the problem was developed to include the lunar gravitational field that is characterized by uneven mass distribution, third body perturbation, and the effect of solar radiation. An averaging technique was used to reduce the dynamical problem to a long period system. Lagrange planetary equations were utilized to formulate the rate of change of the argument of pericenter and eccentricity. Using the reduced system, frozen orbits for the Moon sail orbiter were constructed. The resulting frozen orbits are shown by two 3Dsurface (semi-major, eccentricity, inclination) figures. To simplify the analysis, we showed inclination-eccentricity contours for different values of semi-major axis, argument of pericenter, and values of sail lightness number.