[논문]한국형발사체를 사용한 달궤도선의 임무 설계

송은정; 박창수; 조상범; 노웅래

[국내논문] 한국형발사체를 사용한 달궤도선의 임무 설계
Mission Design for a Lunar Orbiter Launched by KSLV-II 원문보기

항공우주기술 = Aerospace engineering and technology, v.8 no.1, 2009년, pp.108 - 116

송은정 (임무설계팀) , 박창수 (임무설계팀) , 조상범 (임무설계팀) , 노웅래 (임무설계팀)

초록
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본 논문에서는 한국형발사체를 사용한 달 탐사 위성의 궤적 설계를 수행하였다. 발사체는 달탐사위성과 킥모터 스테이지를 지구 저궤도에 투입하고, 이후 킥모터 스테이지의 연소에 의해 직접전이궤도 또는 고타원궤도에 투입된다. 설계된 궤적에 대해 TLI 및 LOI 기동을 실제와 가깝게 finite burn으로 모델링하여 요구속도 및 필요한 추진제량을 계산하여, 한국형 발사체를 사용할 경우 발사 임무에 대한 가능성을 제시하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

This paper considers the trajectory design problem for a lunar orbiter when launched by KSLV-II. KSLV-II puts its kick motor stage and lunar orbiter into a low earth orbit, and then the kick motor stage performed the translunar injection. To simulate more realistic situations, TLI (Trans-Lunar Injection) and LOI (Lunar Orbit Injection) maneuvers are modeled as finite burns. The feasibility of the lunar mission by KSLV-II are confirmed by the numerical results that show the reasonable required-velocity and propellant usage.

Keyword

AI 본문요약
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문제 정의

본 논문에서는 향후 2017년까지 국내에서 개발될 한국형 발사체(KSLV-II)로 달 탐사위성을 발사할 경우 달 탐사위성의 임무 설계에 대해서 다루었다. 먼저 기존에 연구된 해외 달탐사 위성의 전이 궤도 방식에 대해서 간략히 정리하였다.
본 논문에서는 한국형발사체를 사용한 달 탐사 위성의 궤적 설계를 수행하였다. 발사체는 달탐사위성과 킥모터 스테이지를 지구 저궤도에 투입하고, 이후 킥모터 스테이지의 연소에 의해 직접전이궤도 또는 고타원궤도에 투입된다.
본 절에서는 해외 달탐사 위성의 달궤도 도달 방법에 관하여 참고문헌 [3~6]의 내용을 바탕으로 간략히 기술하였다. 지구로부터 달까지 가는 비행은 첫 번째 지구로부터 탈출하는 단계, 두번째 전이 궤도 단계, 그리고 달 궤도에 진입하는 단계로 나뉘어진다.
한국형 발사체는 1.5톤급 실용위성을 고도 700 km의 태양동기궤도(경사각 약 98도)에 투입하는 것을 목표로 개발된다. 그러나 이와 같은 태양동 기궤도로 달 탐사 위성의 파킹궤도로 사용하면 성능 손실이 크게 발생하므로[11, 12], 다른 발사 체와 유사하게 고도 300 km, 경사각 80도의 원궤도를 달탐사 위성의 주차궤도로 사용하였다.

가설 설정

KSLV-II는 2017년 1월에 발사하는 것으로 가정하였고, STK/Astrogator를 사용하여 요구 속도와 전이 궤도를 계산하였다. 제어변수로는 KSLV-II 3단 연소 종료 후 TLI이 일어나는 전까지 주차궤도상에서의 시간, TLI ΔV, LOI ΔV를사용하였으며, 목표 궤도(고도 100 km의 극원궤도)를 제한 조건으로 두었다.
여기서는 약 25일 소요 되는 페이징 궤도를 얻기 위해서 TLI시 직접전이 방식과 비슷한 ΔV=3.1 km/s를 줄 수 있는 고체모터를 사용한다고 가정하였고 TLI 시점, 그리고 P1 시점에서의 기동을 조절하여 원하는 달에서의 목표궤도를 얻을 수 있도록 하였다.

제안 방법

이 중 Clementine [1], Lunar Prospector [2], Chang'E-1 [3] 및 Chandrayaan-1 [4]에서 사용된 전이 궤도 방식을 사용할 경우에 대해서 STK /Astrogator를 사용하여 궤적 설계를 수행하여 한국형 발사체를 사용할 경우의 발사 임무에 대한 타당성을 검토하였다.
본 논문에서는 향후 2017년까지 국내에서 개발될 한국형 발사체(KSLV-II)로 달 탐사위성을 발사할 경우 달 탐사위성의 임무 설계에 대해서 다루었다. 먼저 기존에 연구된 해외 달탐사 위성의 전이 궤도 방식에 대해서 간략히 정리하였다. 이 중 Clementine [1], Lunar Prospector [2], Chang'E-1 [3] 및 Chandrayaan-1 [4]에서 사용된 전이 궤도 방식을 사용할 경우에 대해서 STK /Astrogator를 사용하여 궤적 설계를 수행하여 한국형 발사체를 사용할 경우의 발사 임무에 대한 타당성을 검토하였다.
제어변수로는 KSLV-II 3단 연소 종료 후 TLI이 일어나는 전까지 주차궤도상에서의 시간, TLI ΔV, LOI ΔV를사용하였으며, 목표 궤도(고도 100 km의 극원궤도)를 제한 조건으로 두었다.
⑦ ESA에서는 1990년대에 Ariane-5의 공동 발사를 사용하여 100 x 200 km 달궤도 진입을 목표로 한 MORO를 계획했었다. 직접전이 방식을 사용하여 GTO 이 후 근지점에서 3번의 240 m/s 기동을 통해 원지점을 증가시켜 달까지 거리에 도달할 수 있도록 한 후 달 궤도 진입 기동을 통해 목표궤도를 얻도록 했다. 이 경우 전이 시간은 8일이 소용되며 궤도 보정을 위한 기동까지 포함한 전체 ΔV는 1.
2008년 10월 발사에 성공한 인도의 달 탐사 위성 챤드리안-1은 개발 시간 및 비용을 최소화하면서 과학 탐사 목적을 달성하기 위해서 개발 단계에서 기존에 개발된 발사체를 사용한 다양한 전이 궤도의 성능 분석을 수행하였다 [9]. 기존에 개발되어 있는 4단형 발사체인 PSLV (Polar Satellite Launch Vehicle)를 사용하여 (a) LEO인대기 궤도를 사용하는 방법, (b) 이심률이 큰 Elliptic Parking Orbit (EPO, 저고도의 근지점, 18000에서 24000 km 고도의 원지점)을 사용하는 방법, (c) 대기 궤도 없이 직접 투입하는 방법 등을 사용할 경우 각각에 대한 임무 분석을 한 후에 개발 요구 사항을 단순화시킬 수 있는 GTO 와 비슷한 EPO를 사용하는 방법을 선택하였다. WSB 전이 방식은 앞 절에서 말한 단점으로 인해서 임무 분석에 고려되지 않았다.
본 절에서는 앞 절에서 설명한 달 탐사를 위한 전이궤도 중 직접전이 방식과 페이징궤도 방식, 고타원궤도(ETO)를 사용한 방식에 대해서 KSLV-II를 발사체로 사용할 경우 각각 임무설계안을 정리하였다. 참고문헌 [10]에서는 발사체 규모 및 성능면에서 한국형 발사체와 비슷한 발사 체인 Titan IIG와 Athena II 발사체를 사용하여 수행된 Clementine 및 Lunar Prospector 달 탐사 발사에 대한 임무 분석을 수행하였다.
참고문헌 [10]에서는 발사체 규모 및 성능면에서 한국형 발사체와 비슷한 발사 체인 Titan IIG와 Athena II 발사체를 사용하여 수행된 Clementine 및 Lunar Prospector 달 탐사 발사에 대한 임무 분석을 수행하였다. 여기에 상 세한 임무 설계 자료가 있는 Lunar Reconnaissance Orbiter에 대해서 궤적 설계를 수행하여 사용한 설계 방법의 타당성을 검증하였다. 따라서 본 논문에서도 이 참고문헌에서 검증된 설계 방법을 적용하였다.
여기에 상 세한 임무 설계 자료가 있는 Lunar Reconnaissance Orbiter에 대해서 궤적 설계를 수행하여 사용한 설계 방법의 타당성을 검증하였다. 따라서 본 논문에서도 이 참고문헌에서 검증된 설계 방법을 적용하였다.
현재 달 탐사 위성의 추진시스템이 설계되어 있지 않지만, 450 N 급의 이원 추진 엔진이 사용된다고 가정하여 실제에 가까운 임무 분석을 수행하여, 임펄스로 설계한 경우와 ΔV 성능을 비교하였다.
제어변수로는 KSLV-II 3단 연소 종료 후 TLI이 일어나는 전까지 주차궤도상에서의 시간, TLI ΔV, LOI ΔV를사용하였으며, 목표 궤도(고도 100 km의 극원궤도)를 제한 조건으로 두었다. TLI 기동과 LOI 기동 모두 impulse로 가정하여 초기 설계를 수행 하고, 실제 finite burn 모델에 대해서도 분석을 수행하였다.
Lunar Prospector와 같이 TCM #1 (Trajectory Correction Maneuver)은 TLI 연소 종료 후 4.5시간 후에, TCM #2는 TCM #1 이 후 24시간이 지난 후에 TCM #3는 LOI 약 24시간 전에 수행하도록 시나리오를 구성하였다. 발사 및 TLI시 발생한 오차를 수정하기 위한 TCM #1은 근지점에서 멀어질수록 궤도 수정을 위해 큰 기동이 필요 하기 때문에 가능한 빨리 하는 것이 유리하다.
TCM 및 LOI 시 추력은 450 N, 비추력은 310 sec를 사용하여 finite burn으로 모델링하였다. 추력이 비교적 크기 때문에 LOI #1~3 동안 요구속도는 0.
직접전이 방식에서 coast를 거의 하지 않고 달에 도달하는 궤적과 비슷하면서 1월 중 발사하여 2.5 페이징궤도 방식을 통해 달 궤도를 얻을 경우의 임무설계를 수행하였다. TLI, P1(TLI 이후 첫번째 근지점), P2(TLI 이후 두번째 근지점) 시점에서의 ΔV 크기에 따라 다양한 페이징궤도가 존재할 수 있지만 요구속도 면에서 직접전이 방식과 거의 차이가 없다.
1 km/s를 줄 수 있는 고체모터를 사용한다고 가정하였고 TLI 시점, 그리고 P1 시점에서의 기동을 조절하여 원하는 달에서의 목표궤도를 얻을 수 있도록 하였다. 발사 일은 2017년 1월 20일로 두고 달에서의 목표궤도를 만족시킬 수 있는 발사시간을 구했다 (5시 50 분 UTC).
먼저 LEO에서와 같 이 2017년 1월 1일에 발사하는 경우에 대해서 설계하였고, ETO에서 LTO 전이를 위해 ΔV기동을 한번 하는 경우와 이 결과를 바탕으로 창어 1호또는 찬드라얀-1과 같이 3번으로 나누어서 수행 하는 것에 대해 비교를 수행하였다.
발사체가 위성을 LTO보다 에너지 레벨이 낮은 ETO에 투입할 경우의 달 투입 임무에 대해서도 궤적 설계를 수행하였다. 먼저 LEO에서와 같 이 2017년 1월 1일에 발사하는 경우에 대해서 설계하였고, ETO에서 LTO 전이를 위해 ΔV기동을 한번 하는 경우와 이 결과를 바탕으로 창어 1호또는 찬드라얀-1과 같이 3번으로 나누어서 수행 하는 것에 대해 비교를 수행하였다.
발사체는 달탐사위성과 킥모터 스테이지를 지구 저궤도에 투입하고, 이후 킥모터 스테이지의 연소에 의해 직접전이궤도 또는 고타원궤도에 투입된다. 본 논문에서 제시된 3가지의 비행방법은 달까지의 비행 시간은 각각 5일, 24일, 7일이 소요되며, 각각 장단점을 갖게 된다. 따라서 향후 발사임무운용의 구속조건에 따라 가장 적합한 비행 방법의 선정이 필요하다.
따라서 향후 발사임무운용의 구속조건에 따라 가장 적합한 비행 방법의 선정이 필요하다. 또한 설계된 궤적에 대해 TLI 및 LOI 기동을 실제와 가깝게 finite burn으로 모델 링하여 요구속도 및 필요한 추진제량을 계산하여, 한국형 발사체를 사용할 경우 발사 임무에 대한 가능성을 제시하였다.

대상 데이터

이 궤도는 굉장히 불안정하여 제어가 필요하며 Hohmann 전이에 비해 달에 포착될 때 25% 정도 ΔV가 적게 든다는 장점이 있다. 1991년 10월에 발사된 일본의 Hiten 우주선의 경우 최초로 이 방법을 사용하였다. 또 다른 장점은 직접전이 방식이나 bi-elliptic 전이 방식과는 달리 발사일과 무관하게 다양한 달궤도를 얻을 수 있다는 점이다.

후속연구

3.1절과 3.2절에서는 대표적인 2가지 전이 방법에 대해서 개략적인 궤도 및 ΔV를 계산해 보았는데 보다 상세한 임무설계를 위해서는 월식, 통신조건 등을 고려한 발사일 및 발사시간 결정, 그리고 비상시 궤도 및 요구 속도 계산 등에 대한 추후 분석이 필요하다.
본 논문에서 제시된 3가지의 비행방법은 달까지의 비행 시간은 각각 5일, 24일, 7일이 소요되며, 각각 장단점을 갖게 된다. 따라서 향후 발사임무운용의 구속조건에 따라 가장 적합한 비행 방법의 선정이 필요하다. 또한 설계된 궤적에 대해 TLI 및 LOI 기동을 실제와 가깝게 finite burn으로 모델 링하여 요구속도 및 필요한 추진제량을 계산하여, 한국형 발사체를 사용할 경우 발사 임무에 대한 가능성을 제시하였다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	지구로부터 달로 가는 전이 궤도를 얻는 방법 두 가지는 무엇인가?	첫 번째 지구로부터 달로 가는 전이 궤도를 얻는 방법에는 크게 두 가지가 있는데, 지구에서 부터 직접 달로 가는 전이 궤도로 위성이 투입되 도록 발사하는 방법과 주차궤도를 이용하여 주차 궤도에 일정 시간동안 머무른 후에 TLI 기동을 수행하는 방법이 있다. 발사체의 성능에 따라 이두 방법 중 선택하게 되는데 초기에는 러시아의 Luna 1∼3의 경우처럼 첫 번째 방법이 사용됐으나, 이 후에는 대부분 두 번째 방법을 사용하였다.
	기존에 연구된 해외 달탐사 위성의 전위 궤도 방식의 연구 중 언급된 것은 무엇인가?	먼저 기존에 연구된 해외 달탐사 위성의 전이 궤도 방식에 대해서 간략히 정리하였다. 이 중 Clementine [1], Lunar Prospector [2], Chang'E-1 [3] 및 Chandrayaan-1 [4]에서 사용된 전이 궤도 방식을 사용할 경우에 대해서 STK /Astrogator를 사용하여 궤적 설계를 수행하여 한국형 발사체를 사용할 경우의 발사 임무에 대한 타당성을 검토하였다.
	본 논문에서는 무엇을 사용한 달 탐사 위성의 궤적 설계를 수행하였는가?	본 논문에서는 한국형발사체를 사용한 달 탐사 위성의 궤적 설계를 수행하였다. 발사체는 달탐사위성과 킥모터 스테이지를 지구 저궤도에 투입하고, 이후 킥모터 스테이지의 연소에 의해 직접전이궤도 또는 고타원궤도에 투입된다.

참고문헌 (13)

D. Carrington et al., "Trajectory design for the deep space program science experiment mission", AAS 93-260, 1993
D. Lozier, K. Galal, D. Folta and M. Beckman, "Lunar prospector mission design and trajectory support", AAS 98-323, 1998
심은섭, "달 탐사위성 개발현황", 항공우주산업 기술동향, 제5권1호, 2007, pp.39-55

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V. Adimurthy, R.V. Ramanan, S.R. Tandon and C. Ravikumar "Launch strategy for Indian lunar mission and precision injection to the Moon using genetic algorithm", J. Earth Syst, Sci. 114, No, 6, 2005, pp.711-716

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R. Biesbroek and G. Janin, "Ways to the Moon?", ESA Bulletin 103, Aug. 2000
M. Loucks, J. Carrico, T. Carrico, and C. Deiterich, "A Comparison of lunar landing trajectory strategies using numerical simulations", International Lunar Conference, Sep. 2005
M. Beckman, "Mission Design for the Lunar Reconnaissance Orbiter", AAS 07-057, 2007
G. D. Racca, G. P. Whitecomb, and B. H. Foing, "The SMART-1 mission", ESA Bulletin 95, Aug. 1998
V. Adimurthy, R.V. Ramanan, S.R. Tandon and C. Ravikumar, Launch strategy for Indian lunar mission and precision injection to the Moon using genetic algorithm, J. Earth Syst. Sci. 114, No. 6, Dec. 2005, pp.711-716

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송은정, 박창수, 조상범, 해외 달탐사 위성의 발사 임무분석, KARI-MDT-TM-2008-018
송영주, 박상영, 최규홍, 심은섭, "한국형 달 탐사 임무 예비 설계 소프트웨어의 개발", 한국항공우주학회지, 36권 4호, 2008, pp.357-367

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강석진, 장영근, "달탐사 위성 발사를 위한 한국형 발사체의 활용 타당성 연구", 2008 한국항공우주학회 춘계학술발표회, KSAS08-1
달탐사 계획 수립을 위한 기획 연구, 한국항공우주연구원, 2008. 10

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표제어: PCR

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용어 설명: PCR은 세균 특이성이 있는 primer를 이용하여 적은 수의 세균이 있을지라도 쉽게 검출할 수 있는 유용한 방법이며, 이를 이용하여 구강 내 치면세균막이나 타액에서 직접 세균을 검출할 수 있게 되었다[8].

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