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최수진(Su-Jin Choi),이훈희(Hoonhee Lee),이상일(Sang-Il Lee),임석희(Seok-Hee Lee),이기주(Keejoo Lee) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.11
달 탐사에서 발사체 상단은 주로 저궤도에 투입된 탐사선을 38만km의 거리에 위치한 달까지 투입해주는 역할을 한다. 해외의 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 액체상단의 성능을 기술하였다. 습질량이 총 2.9 톤인 소형액체상단을 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 has been mainly used for inject a lunar explorer from low earth orbit to the moon located 380,000 km away in lunar mission. In overseas cases, the upper stage is separated from the lunar explorer after the lunar explorer is injected into the earth-moon transfer trajectory, and the lunar explorer is performed mid-course correction maneuvers and lunar orbit insertion maneuvers by using on-board fuel. This study describes the performance of a upper stage mentioned newly proposed small liquid upper stage. For the small liquid upper stage that wet mass is 2.9 ton, this upper stage not only can inject earth-moon transfer trajectory but also can perform lunar orbit insertion. This study provides acceptable mass range of the lunar explorer and describes various acceptable mission range based on the launch from Naro Space Center.
손택준(Taek-Joon Son),나경수(Kyung-Su Na),김종우(Jong-Woo Kim),임재혁(Jae Hyuk Lim),김경원(Kyung-Won Kim) 한국항공우주학회 2013 韓國航空宇宙學會誌 Vol.41 No.5
한국형 달탐사선은 국가 우주개발계획에 따라 한국형 발사체인 KSLV-2(Korea Space Launch Vehicle 2)에 탑재하여 2020년 이후 발사될 예정이다. 한국형 달탐사선은 무인 탐사선으로 궤도선과 착륙선 2종으로 구성되며 발사체의 탑재능력에 따라 발사중량 550㎏ 이내의 소형 경량으로 개발되어야 한다. 달탐사선 구조체는 임무 탑재장비의 수용 뿐 아니라 발사 및 운용환경에서 견딜 수 있도록 충분한 강성과 강도가 요구된다. 본 논문에서는 한국형 달탐사선 구조모델의 설계에 대한 선행 연구결과를 기술한다. Korean lunar explorer will be launched by korean launcher KSLV-2 in the 2020s in accordance with national space development strategy. Korean lunar explorer is composed of two unmanned orbiter and lander and should be developed as small size and light weight within 550kg of launch mass due to launcher’s loading capability. A structure of lunar explorer is required to have sufficient stiffness and strength under launch and operational environment as well as to accommodate mission equipment. This paper describes the result of a preliminary study on structural model design for korean lunar explorer.
목성훈,박봉균,이동헌,전병주,방효충,탁민제 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.4
본 논문에서는 지구 주차궤도에서 달 착륙궤도까지의 달 탐사 미션에 대한 시뮬레이터를 설계한다. 가상의 달 탐사 임무를 가정하고 임무 수행에 필요한 유도ㆍ항법ㆍ제어 알고리듬을 연구하는데 주력한다. 각 알고리듬이 시뮬레이터 내에서 서로 독립적으로 수행되지 않고 유기적으로 연결되어 동시에 수행되도록 설계한다. 미션 시나리오는 크게 지구 주차궤도, 지구-달 천이궤도, 달 착륙궤도로 나뉜다. 시뮬레이터는 MATLAB 환경에서 개발되었다. 본 시뮬레이터는 이미 개발된 유도. 항법. 제어 알고리듬의 전체적인 성능을 검증하거나 향후 알고리듬의 개선이 있을 때 그 효과를 확인할 수 있는 툴로 사용될 수 있을 것으로 판단된다. This paper designs a lunar exploration simulator which includes a trajectory from Earth parking orbit to lunar landing orbit. Artificial lunar mission is assumed and the paper focuses on developing guidance, navigation, and control (GNC) algorithms. In the simulator, each method is running simultaneously not independently to consider interference between them. The mission scenario is divided into Earth parking orbit, Earth-Moon transfer orbit, and Moon landing orbit. The simulator is developed in MATLAB program. This simulator could be used as a tool to confirm the overall performance of the developed GNC algorithm or to verify the effectiveness from possible algorithm improvement.
NGSLR 시스템을 이용한 LRO 달 탐사선의 레이저 거리측정
임형철(Hyung-Chul Lim),Jan McGarry,박종욱(Jong-Uk Park) 한국항공우주학회 2010 韓國航空宇宙學會誌 Vol.38 No.11
NASA가 발사한 LRO 달 탐사선의 정밀궤도 결정을 위해서 지상에서 발사한 레이저를 이용하여 단방향 거리측정 기술이 적용되었는데, 이는 실제 탐사선의 임무에 활용되는 첫번째 시도라고 할 수 있다. 본 연구에서는 LRO 달 탐사선의 레이저 거리측정을 수행하는 탑재체 및 지상 시스템, 레이저 비행시간 및 망원경 지향 오차 요소들을 분석하였다. 또한, 지상에서 발사한 레이저 펄스가 earth window내에 검출되기 위한 기술들을 분석하였다. 이러한 기술들을 적용하여 실제 LRO 달 탐사선의 레이저 추적을 통해서 관측한 데이터를 분석하고 이를 통해 성공적인 단방향 거리측정 기술이 구현될 수 있음을 확인하였다. One-way laser ranging technology is applied for the precise orbit determination of LRO, which is the first trial for supporting the missions of lunar or planetary spacecraft. In this paper, LRO payload and ground system are discussed for LRO laser ranging, and some errors effecting on time of flight and tracking mount accuracy are analyzed. Additionally several technologies are also analyzed to make laser pulses shot from ground stations to arrive in the LRO earth window. Measurement data of LRO laser ranging verified that these technologies could be implemented for one-way laser ranging of lunar spacecraft.
신희준,유원영,이석제,김인걸,김선원,김원석,황도순 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.4
본 논문에서는 주어진 임무요구조건을 고려한 달 탐사선의 개념 구조설계를 수행하고, 이에 대한 정적 구조해석 및 최적설계를 수행하였다. 다양한 구조형상 개념 중 대표적으로 실린더 구조형상 개념과 트러스 구조형상 개념을 선정하여 구조설계를 수행하였다. 각각의 구조형상에 대한 유한요소 모델을 구성한 후, 상용 유한요소 해석 소프트웨어를 활용하여 정적 구조해석을 수행하였다. 상용 최적화 소프트웨어인 Visual DOC를 활용하여 강도 및 강성 요구조건을 제한조건으로 하며 구조물의 무게를 최소화하기 위해 실린더 및 스트럿의 두께를 설계변수로 하는 최적구조설계를 수행하였다. 임무요구조건을 만족하는 두 개의 최적 경량구조형상을 제안하였다. In this paper, the conceptual structural design of the lunar exploration module is performed under the given requirements. The static structural analysis and the optimal design are also performed. Among a variety of structural configuration designs, the cylinder and truss structural configuration concept are examined in the conceptual structural design phase. Static and dynamic analysis for both structure by using finite element analysis and the optimal structural design by using the commercial optimization S/W, Visual DOC are performed. In optimal design, the design variables such as cylinder and strut thickness are chosen to minimize the structural mass with satisfying strength and stiffness constraints. Two optimal light-structure designs satisfying given requirements are proposed.
달탐사선에 적용 가능한 비행 소프트웨어 궤도상 메모리 코드 패치 연구
구철회,정현아,이훈희,문성태,한상혁,주광혁 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.4
위성에 탑재된 비행 소프트웨어는 여러 가지 이유로 발사된 이후 궤도 상 운영 중일 때에도 패치 등의 유지 보수를 필요로 한다. 이 유지 보수 작업의 의해서 위성 운용이 중단되거나 비정상 상태를 보이는 등의 혼란은 최소화되어야 한다. 본 논문에서는 여러 가지 탑재 소프트웨어 궤도상 패치 기법 가운데 가장 빈번하게 사용될 가능성이 많은 메모리 코드 패치 기법에 대한 수행 알고리즘을 소개하고 leon3 프로세서를 기준으로 RTEMS 및 VxWorks 실시간 운영체제에서 테스트한 결과를 정리해서 보여준다. The on-orbit maintenance of flight software is needed to make a change or evolution of software even after satellite launch. Little disruption such as halt of satellite operation and abnormal behaviour is expected during the maintenance of flight software. In this paper, memory code patch technique being considered as possibly most useful method of flight code patch is presented. With the patch test, leon3 processor and RTEMS / VxWorks RTOS is used to at the experiment.