최수진
(Space Exploration Division, Korea Aerospace Research Institute)
,
이훈희
(Space Exploration Division, Korea Aerospace Research Institute)
,
이상일
(Launcher Flight Performance Team, Korea Aerospace Research Institute)
,
임석희
(Future Launcher R&D Program Office, Korea Aerospace Research Institute)
,
이기주
(Future Launcher R&D Program Office, Korea Aerospace Research Institute)
달 탐사에서 발사체 상단은 주로 저궤도에 투입된 탐사선을 38만 km의 거리에 있는 달까지 투입해주는 역할을 한다. 국외의 경우 상단(Upper Stage)은 달 탐사선을 지구-달 전이궤적에 투입 후 탐사선과 분리되고, 달 탐사선은 그 이후 자체 추진제를 이용하여 중간 경로 수정 기동 및 달 궤도 진입을 수행한다. 본 연구는 새롭게 제시되는 소형 액체상단을 기술하였다. 습질량이 총 2.9톤인 액체상단을 이용할 경우 달 탐사선을 지구-달 전이궤적 투입뿐만 아니라 달 궤도 진입까지 수행할 수 있다. 본 연구는 나로 우주센터에서 발사할 경우를 기준으로 허용 가능한 달 탐사선의 질량 범위를 도출하고, 탐사선의 허용 가능한 임무 범위도 다양하게 기술하고자 한다.
달 탐사에서 발사체 상단은 주로 저궤도에 투입된 탐사선을 38만 km의 거리에 있는 달까지 투입해주는 역할을 한다. 국외의 경우 상단(Upper Stage)은 달 탐사선을 지구-달 전이궤적에 투입 후 탐사선과 분리되고, 달 탐사선은 그 이후 자체 추진제를 이용하여 중간 경로 수정 기동 및 달 궤도 진입을 수행한다. 본 연구는 새롭게 제시되는 소형 액체상단을 기술하였다. 습질량이 총 2.9톤인 액체상단을 이용할 경우 달 탐사선을 지구-달 전이궤적 투입뿐만 아니라 달 궤도 진입까지 수행할 수 있다. 본 연구는 나로 우주센터에서 발사할 경우를 기준으로 허용 가능한 달 탐사선의 질량 범위를 도출하고, 탐사선의 허용 가능한 임무 범위도 다양하게 기술하고자 한다.
Upper stage of launch vehicle mainly injects a lunar explorer from low earth orbit to the moon at a distance of 380,000 km. In foreign lunar explorer, the upper stage is separated from the explorer after the explorer is injected into the earth-moon transfer trajectory, and the lunar explorer then us...
Upper stage of launch vehicle mainly injects a lunar explorer from low earth orbit to the moon at a distance of 380,000 km. In foreign lunar explorer, the upper stage is separated from the explorer after the explorer is injected into the earth-moon transfer trajectory, and the lunar explorer then uses on-board propellant to carry out mid-course correction maneuvers and lunar orbit insertion maneuvers. This study describes a newly presented small liquid upper stage. Using a small liquid upper stage with a wet mass of 2.9 tonnes, the lunar explorer not only can be injected earth-moon transfer trajectory but also can be performed lunar orbit insertion. This study provides acceptable mass range of the lunar explorer and the scope of acceptable mission range also describes based on the launch from Naro Space Center.
Upper stage of launch vehicle mainly injects a lunar explorer from low earth orbit to the moon at a distance of 380,000 km. In foreign lunar explorer, the upper stage is separated from the explorer after the explorer is injected into the earth-moon transfer trajectory, and the lunar explorer then uses on-board propellant to carry out mid-course correction maneuvers and lunar orbit insertion maneuvers. This study describes a newly presented small liquid upper stage. Using a small liquid upper stage with a wet mass of 2.9 tonnes, the lunar explorer not only can be injected earth-moon transfer trajectory but also can be performed lunar orbit insertion. This study provides acceptable mass range of the lunar explorer and the scope of acceptable mission range also describes based on the launch from Naro Space Center.
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문제 정의
소형 액체상단을 달 궤도 진입에 적용하는 방안은 기존의 상단들이 고려하지 않아 파급 효과도 매우 클 것으로 판단된다. 따라서 본 연구는 소형 액체상단을 이용할 경우 허용 가능한 달 탐사선의 질량 범위를 도출하고, 탐사선의 허용 가능한 임무 범위도 다양하게 기술하고자 한다.
가설 설정
그래서 달의 공전 주기에 해당하는 약 한 달의 기간을 기준으로 매일 발사를 한다고 가정하여 시뮬레이션을 수행하였고, 그 결과를 Fig.
달 탐사선의 임무설계를 위해 나로 우주 센터에서 발사 및 고도 300 km의 원궤도에 투입 후 소형 액체상단을 이용하여 TLI를 수행한다고 가정하였다. 지구-달 전이궤적은 직접 전이궤적으로 설계하였고, 지구에서 달에 도달하는 기간은 5일로 설정하였다.
소형 액체상단에 탑재될 달 탐사선은 현재 개발 중인 시험용 달 궤도선(Korea Pathfinder Lunar Orbiter)의 질량 범위를 고려하여 700 kg으로 기준으로 삼았다. 하지만 소형 액체상단의 임무 범위를 다양하게 기술하기 위해 달 탐사선의 질량이 500 kg에서 900 kg사이라고 가정하였다. Table 2에서 제시된 소형 액체상단의 파라미터와 달 탐사선 질량을 Eq.
제안 방법
직접 전이궤적을 이용할 경우 하루에 2회의 발사가 가능하다. Fig. 3에 보여주는 궤적처럼 상승 노드를 이용하는 경우와 반대로 하강 노드를 이용하는 경우가 있는데, 본 연구에서는 상승 노드(short coast)를 기준으로 설계하였다.
제안된 소형 액체상단은 비추력이 높아 액체상단이 낼 수 있는 △V가 크게 증가함을 확인하였다. 도출된 △V의 값을 이용하기 위해 나로 우주센터에서 발사 후 직접 전이궤적을 이용하여 달 궤도에 도달하는 달 탐사선의 임무 설계를 수행하였다. TLI의 경우 약 3,110 m/s의 △V가 요구되고, LOI는 최대 900 m/s 정도의 △V가 요구됨을 확인할 수 있었다.
상단에서 분리된 탐사선은 자체 추진제를 이용하여 중간 경로 수정 기동 및 달 궤도 진입(Lunar Orbit Insertion, LOI) 기동을 수행하여 달 궤도에 진입한다.
지구-달 전이궤적은 직접 전이궤적으로 설계하였고, 지구에서 달에 도달하는 기간은 5일로 설정하였다.
LOI는 Table 4에 정리된 바와 같이 총 3회 수행하는 것으로 설계하였다. 첫 번째 LOI의 경우 궤도 주기가 12시간, 두 번째 LOI의 경우 궤도주기가 3.5시간 그리고 마지막 LOI의 경우 이심률이 0.003 이하가 되도록 목표 값을 정하였다.
대상 데이터
특히 저궤도에 투입된 달 탐사선을 지구-달 전이궤적에 투입(Trans-Lunar Injection, TLI)해주는 상단은 발사체의 구성과 탐사선의 질량에 따라 종류가 달라진다. Lunar Prospector(LP) [1]의 경우 고체모터인 Star 37FM을 사용했으나, Lunar Reconnaissance Orbiter(LRO)[2]의 경우 재점화가 가능한 액체 엔진을 이용하였다. 달 탐사에서 상단은 일반적으로 TLI 이후 탐사선에서 분리된다.
Table 1에 기술된 바와 같이 Lunar Prospector(LP)는 고체 엔진으로 구성된 Athena II로 발사되었고[1], Lunar Atmosphere and Dust Environment Explorer(LADEE)도 고체엔진으로 구성된 Minotaur V로 발사되었다[4]. 두 위성 모두 TLI를 위한 상단으로 Star 37FM을 이용하였다. 하지만 SELenological and ENgineering Explorer(SELENE) [5] 및 Lunar Reconnaissance Orbiter(LRO)는 액체엔진으로 구성된 H-IIA 및 Atlas V로 각각 발사되었으며, 재점화가 가능한 액체엔진 2단을 이용하여 TLI를 수행하였다[2].
소형 액체상단에 탑재될 달 탐사선은 현재 개발 중인 시험용 달 궤도선(Korea Pathfinder Lunar Orbiter)의 질량 범위를 고려하여 700 kg으로 기준으로 삼았다.
성능/효과
6톤을 투입할 수 있다[3]. 2.6톤의 질량은 달 탐사선과 발사체 상단으로 구성되며, 상단을 이용하여 달까지 투입 가능한 탐사선의 질량은 550 kg 정도이다.
도출된 △V의 값을 이용하기 위해 나로 우주센터에서 발사 후 직접 전이궤적을 이용하여 달 궤도에 도달하는 달 탐사선의 임무 설계를 수행하였다. TLI의 경우 약 3,110 m/s의 △V가 요구되고, LOI는 최대 900 m/s 정도의 △V가 요구됨을 확인할 수 있었다.
소형 액체상단을 이용한 △V분석 결과, 달 탐사선의 질량이 500 kg인 경우 약 4,700 m/s의를 제공할 수 있고, 달 탐사선의 질량이 900kg인 경우 약 3,800 m/s의 △V를 제공할 수 있음을 알 수 있다. 700 kg의 달 탐사선을 기준으로 소형 액체상단이 제공할 수 있는 △V는 일반적으로 TLI만 제공하는 기존의 발사체 상단들이 제공하는 3,100 m/s 보다 약 1,100m/s 정도 큼을 알 수 있다.
시뮬레이션 결과, TLI △V의 최대 및 최솟값은 10 m/s를 넘지 않고, 약 3,110 m/s 정도의 △V를 요구함을 알 수 있다.
제안된 소형 액체상단은 비추력이 높아 액체상단이 낼 수 있는 △V가 크게 증가함을 확인하였다. 도출된 △V의 값을 이용하기 위해 나로 우주센터에서 발사 후 직접 전이궤적을 이용하여 달 궤도에 도달하는 달 탐사선의 임무 설계를 수행하였다.
후속연구
소형 액체상단을 주기가 12시간인 달 궤도 진입(LOI-1)에 활용하거나, 추가적인 달 궤도 진입에 활용할 수 있다면, 달 탐사선 개발 일정을 단축시키고, 안정적인 운영에 크게 도움이 될 것이다.
우리의 경우 이와 동일하게 임무를 구성할 수 없을지라도 LOI-1 이후에 탐사선과 소형 액체상단이 분리되면, 액체상단을 지구와 달의 Lagrange Point(L1 또는 L2)에 투입하여 궤도 진입과 관련한 실험을 수행하거나, 액체상단을 달의 Lagrange Point를 지나 소행성 근처로 보냄으로써 차후에 수행할 소행성 탐사의 궤적 검증 등도 수행하는 임무를 고려할 수 있다.
참고문헌 (10)
Lozier, D., Galal, K., Folta, D. and Beckman, M., "Lunar Prospector Mission Design and Trajectory Support," AAS/AIAA Saceflight Mechanics Meeting, Monterey, CA, 9-11 February, 1998.
Beckman, M., "Mission Design for the Lunar Reconnaissance Orbiter," 29th Annual AAS Guidance and Control Conference, Breckenridge, CL, 4 - 8 February 2006.
Choi, S.J., Song, Y.J., Bae, J.H, Kim, E.K., and Ju, G.H. "Design and Analysis of Korean Lunar Orbiter Mission using Direct Transfer Trajectory," Journal of The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 42, No. 12, pp. 921-930, 2013.
Loucks, M., Plice, L., Cheke, D., Maunder, C. and Reich, B., "Trade Studies in LADEE Trajectory Design," 25th AAS/AIAA Space Flight Mechanics Meeting, Williamsburg, VA, 11-15 January 2015.
Matsumoto, S., Ogawa, M., Kawakatsu, Y., Konishi, H., Ikeda, H., Terada, H., Tanaka, K., Kato, T., Otani, K., Kamikawa, E. and Ikegami, S., "Flight Results of Selenological and Engineering Explorer "KAGUYA" on Lunar Orbit," 21st International Symposium on Space Flight Dynamics, Toulouse, France, 28 September - 2 October 2009.
Francisco, A., "Lunar Prospector Mission Handbook," April 10, 1998, Lockheed Martin Missiles & Space CO.
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