행성 근접 통과를 이용한 탐사선의 비행궤적 설계 = Interplanetary trajectory design using the gravity assist

국문 초록 (Abstract)

본 논문에서는 향후 우리나라의 행성 탐사 임무에 대비하여 행성 근접 통과를 이용한 탐사선의 비행 궤적에 관한 내용을 연구하였다. 본 연구를 통하여 개발된 알고리즘의 성능 및 결과는 과거 실제 임무였던 유럽우주국의 Mars Express, 미 항공우주국의 Mariner 10호 및 관련 논문에서 제시한 데이터들과의 비교를 통하여 확인 하였으며, 대부분의 과정에서 높은 신뢰도를 보여주었다.
향후 30년 동안의 목성 탐사 임무의 경우, 지구→화성→지구→목성의 비행 궤적(EMEJGA Trajectory)을 갖는 복수 행성 근접 통과 임무(Multi-Planet Gravity Assist Missions)가 약 29.231 ㎢ /s^(2)의 발사 에너지(C_(3))값을 필요로 하였다. 이는 직행 임무(Direct Missions)의 발사 에너지(C_(3))값 75.756 ㎢/s^(2) 및 화성 근접 통과를 이용한 단일 행성 근접 통과 임무(Single-Planet Gravity Assist Missions)의 발사 에너지(C_(3))값 63.590 ㎢/s^(2) 보다 현저하게 낮은 수치이며, 행성 근접 통과에 따른 발사 에너지의 절감 효과를 보여 주고 있다. 하지만 복수 행성 근접 통과를 이용한 경우, 총 임무 기간이 약 5년 정도 소요됨으로서 직행 혹은 단일 행성 근접 통과 비행 궤적 보다 임무 기간이 길다는 점을 확인 할 수 있다. 화성 근접통과를 이용한 지구 자유귀환 비행 궤적(Mars Free Return Trajectory)은 유인 화성 탐사 임무 설계시 우주 비행사의 안전한 지구 귀환을 주목적으로 하는 비행 궤적이다. 이러한 유인 화성 탐사 임무를 설계할 경우, 총 임무 기간이 약 2년 정도 소요되는 일반 비행 궤적(Normal Trajectory) 혹은 임무 기간이 약 1.4년 정도인 단시간 비행 궤적(Fast Trajectory)을 이용한 임무 설계가 가능함을 알 수 있다. 일반 비행 궤적의 경우 2년을 주기로 임무 가능 시기가 반복해서 나타나고 있으며, 단시간 비행 궤적의 경우 2015년 후반부와 2017년 후반부에 임무 가능 시기가 나타나고 있다.
본 연구를 통해 독자적으로 개발된 알고리즘은 향후 우리나라의 행성 근접 통과를 이용한 탐사선의 비행 궤적 설계 즉, 행성간 탐사선의 임무 설계시 적용이 가능 할 것이다.

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

Interplanetary trajectories using the gravity assists are studied for future Korean interplanetary missions. Verifications of the developed algorithms and results were performed by comparing data from ESA's Mars Express mission, NASA's Mariner 10 mission, and several reference papers.
Among the Jupiter exploration mission scenarios, launching between 2004 and 2034, multi-planet gravity assist missions to Jupiter (EMEJGA trajectory) requires minimum launch energy(C_(3)) as 29.231 ㎢/s^(2). Others, such as direct missions and single-planet(Mars) gravity assist missions required launch energy(C_(3)) of 75.756 ㎢/s^(2) and 63.590 ㎢/s^(2), respectively. These results show that the planetary gravity assists can reduce launch energy. However, EMEJGA trajectory takes more flight-times (about 5 years) than any other missions. Mission opportunities for Mars free return trajectory is also presented, which can provides chance to bring spacecraft and mission crew safely back to the Earth when unexpected emergency occurs during the manned missions to Mars. Two types of trajectory are possible for this mission. Normal free return trajectory(having times of flight about 2 years) occurs every two years and fast free return trajectory(having times of flight about 1.4 years) occurs in late 2015 and 2017.

목차 (Table of Contents)

• 감사의 글 = i
• 차례 = ix
• 표 차례 = xi
• 그림 차례 = xiii
• 국문요약 = xvii
• 제1장 서론 = 1
• 1.1 행성 탐사 임무의 역사 = 1
• 1.2 연구의 목적 및 필요성 = 2
• 1.3 논문의 구성 = 3
• 제2장 행성간 비행궤적 설계를 위한 기본 개념 = 7
• 2.1 패치 코닉 방법 (Patched Conic Method) = 7
• 2.2 행성의 위치와 속도 계산 = 9
• 2.3 Lambert 정리 = 16
• 2.3.1 천이궤도의 이심율과 장반경 계산 = 16
• 2.3.2 □,□, 벡터에 의한 천이 비행 궤적의 궤도요소 결정 = 17
• 2.4 탐사선의 운동 방정식 및 수치적분법 = 19
• 2.5 궤도 설계를 위한 변수들의 개념 = 22
• 2.5.1 지구 출발 속도(V_(HE)), 에너지(C_(3)), 적경(R_(LA)), 적위(D_(LA))의 정의 = 22
• 2.5.2 목표 행성 도착 속도(V_(HP)), 적경(R_(AP)), 적위(D_(AP))의 정의 = 25
• 2.5.3 B 평면 좌표계의 정의 = 29
• 제3장 근접 통과를 이용한 비행 궤적의 설계 = 33
• 3.1 행성 근접 통과의 기본 원리 = 34
• 3.2 행성 근접 통과의 역학적 개념 = 36
• 3.2.1 근접 통과 쌍곡선 비행 궤적의 궤도 요소 결정 = 40
• 3.2.2 B 평면 좌표계의 벡터 성분 결정 = 43
• 3.2.3 작용권구의 진입 및 탈출 시간 결정 = 45
• 3.3 행성 근접 통과의 응용 = 46
• 3.3.1 복수 행성 근접 통과 = 47
• 3.3.2 자유 귀환 비행 궤적 = 48
• 3.4 비행 궤적 설계를 위한 개발 프로그램의 구성 = 49
• 제4장 개발 프로그램의 성능검증 = 53
• 4.1 직행 임무의 경우 = 53
• 4.1.1 화성 탐사선의 발사 가능 시기에 대한 검증 = 53
• 4.1.2 유럽우주국의 Mars Express에 대한 검증 = 54
• 4.2 행성 근접 통과를 고려한 경우 = 57
• 4.2.1 지구→금성→화성 비행 궤적에 대한 검증 = 57
• 4.2.2 Mariner 10호에 대한 검증 = 60
• 제5장 행성간 탐사선의 비행 궤적 설계 결과 = 67
• 5.1 직행 목성 탐사 임무 = 68
• 5.2 화성 근접 통과를 이용한 목성 탐사 임무 = 72
• 5.3 복수 행성의 근접 통과를 이용한 목성 탐사 임무 = 82
• 5.4 화성 근접 통과를 이용한 지구 자유 귀한 비행 임무 = 86
• 제6장 결론 = 93
• 참고문헌 = 97
• 부록(APPENDIX) = 99
• ABSTRACT = 111