KR20220094733A - 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법 및 이를 이용한 소형 우주탐사선 사출 방법 - Google Patents

달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법 및 이를 이용한 소형 우주탐사선 사출 방법 Download PDF

Info

Publication number
KR20220094733A
KR20220094733A KR1020200186258A KR20200186258A KR20220094733A KR 20220094733 A KR20220094733 A KR 20220094733A KR 1020200186258 A KR1020200186258 A KR 1020200186258A KR 20200186258 A KR20200186258 A KR 20200186258A KR 20220094733 A KR20220094733 A KR 20220094733A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
satellite
geostationary
orbit
moon
geostationary orbit
Prior art date
Application number
KR1020200186258A
Other languages
English (en)
Other versions
KR102465592B1 (ko
Inventor
최수진
최준민
이기주
이훈희
Original Assignee
한국항공우주연구원
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 한국항공우주연구원 filed Critical 한국항공우주연구원
Priority to KR1020200186258A priority Critical patent/KR102465592B1/ko
Publication of KR20220094733A publication Critical patent/KR20220094733A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR102465592B1 publication Critical patent/KR102465592B1/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • B64G1/2427—Transfer orbits
    • B64G1/007—
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • B64G2700/00—

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Radio Relay Systems (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

본 발명은 인공위성을 정지궤도에 진입시키기 위한 기술에 관한 것으로 더욱 상세하게는 달 플라이바이를 이용하여 인공위성을 정지궤도에 진입시키고, 인공위성이 달을 경유하는 과정에서 탑재된 소형 우주탐사선을 사출하여 소형 우주탐사선의 연료소모를 줄인 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법 및 이를 이용한 소형 우주탐사선 사출 방법에 관한 것이다.

Description

달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법 및 이를 이용한 소형 우주탐사선 사출 방법{Method for Entering Geostationary Orbit of Satellites by using Lunar Flyby and Ejecting Method for Small(Cube) Space Explorer using the Same}
본 발명은 인공위성을 정지궤도에 진입시키기 위한 기술에 관한 것으로 더욱 상세하게는 달 플라이바이를 이용하여 인공위성을 정지궤도에 진입시키고, 인공위성이 달을 경유하는 과정에서 탑재된 소형 우주탐사선을 사출하여 소형 우주탐사선의 연료소모를 줄인 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법 및 이를 이용한 소형 우주탐사선 사출 방법에 관한 것이다.
인공위성은 인간이 만든 위성, 즉 지구 같은 행성 둘레를 공전하도록 로켓을 이용하여 쏘아 올린 인공의 장치이다. 태양계를 구성하는 천체 중에서 행성의 인력에 의해 그 주위를 도는 자연 천체를 위성(Satellite)이라 하고, 인공위성은 인간이 어떤 목적을 달성하기 위해 인공적으로 만들어 주로 지구 주위를 공전하도록 배치한 위성이다. 배치된 고도에 따라 정지궤도위성과 비정지궤도위성으로 나눌 수 있으며 목적과 용도에 따라 과학위성, 통신위성, 군사위성, 기상위성 따위로 분류한다.
한편, 정지궤도는, 인공위성의 주기가 지구의 자전주기와 같아서 지구상에서 보았을 때 항상 정지하고 있는 것처럼 보이는 궤도이다. 정지궤도는 적도 상공 고도 3만 5,786km의 궤도이고, 정지궤도상의 물체는 지구의 자전과 같은 각속도로 지구 주위를 공전하기 때문에 정지궤도상의 물체는 지구에 대하여 완전히 정지 상태로 보이게 된다. 이와 같은 궤도에 있는 인공위성을 정지궤도위성이라고 한다. 정지궤도는 통신위성, 방송위성, 기상위성 등의 궤도로 많이 이용되고 있다.
위와 같은 정지궤도는 적도와의 경사각이 0˚ 이기 때문에 정지궤도에 투입되는 위성은 기동거리를 최소화하여 연료소모를 줄이기 위해 적도 부근에서 발사되는 것이 유리하고, 실제로도 적도 부군에서 인공위성이 탑재된 발사체를 발사하기 위한 로켓 발사장이 운용되고 있다.
반면, 대한민국의 나로우주센터는 고위도 지역에 위치할 뿐만 아니라, 인접 국가(북으로는 북한, 서로는 중국, 동으로는 일본)를 향해 로켓의 발사가 불가하여, 남쪽 방향으로 발사체를 발사할 수밖에 없는 실정이다. 따라서 이곳에서 발사된 위성체는 적도와 약 80˚의 경사각을 갖게 된다. 이와 같은 상황에서 경사각을 줄이고자 경사각 조정 기동을 수행한다면 매우 큰 에너지가 소모되어 현실적으로 이러한 경사각 조정은 불가능하다. 따라서 위도가 높은 지역에 위치한 발사장의 정지궤도위성을 탑재한 발사체 운용 효율을 높이기 위한 기술의 개발이 요구된다.
본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서 본 발명의 목적은, 정지궤도에 진입시키기 위한 위성을 달로 보내고, 달 플라이바이를 이용해 위성을 정지궤도에 진입하도록 하는 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법을 제공함에 있다.
또한, 정지궤도위성을 달 궤도까지 보내는 과정에서 정지궤도위성에 추가로 탑재된 소형 우주탐사선을 적절한 시점에 사출하도록 하는 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법 및 이를 이용한 소형 우주탐사선 사출 방법을 제공함에 있다.
본 발명의 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법 및 이를 이용한 소형 우주탐사선 사출 방법은, 발사체에서 분리된 정지궤도위성의 고도를 달 궤도까지 높인 후 달에 근접시켜 달 플라이바이(Flyby)를 통해 상기 정지궤도위성을 정지궤도에 진입시키는 것을 특징으로 한다. 이 방법을 적용하면 매우 높은 초기 경사각(80˚)을 달 중력을 이용하여 정지궤도위성이 목표하는 경사각(0˚)으로 낮출 수 있고, 매우 낮은 초기 근지점 고도(300 km)도 정지궤도위성의 고도(35,786 km)로 올려 경사각 및 근지점 고도상승에 필요한 에너지를 모두 달 중력으로부터 얻을 수 있는 이점이 있다.
또한, 상기 방법은, 정지궤도위성을 발사장에서 정지전이궤도에 투입시킨 후 정지궤도위성의 고도를 달 궤도까지 높이는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 정지궤도위성은, 발사장에서 발사된 후 상기 정지전이궤도에 진입 전에 일정 기간 대기궤도에서 비행 후 정지전이궤도로 이동하는 것을 특징으로 한다.
보다 구체적으로, 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법은, 상기 정지궤도위성을 발사장에서 정지전이궤도로 투입시키는 단계; 상기 정지궤도위성을 달 궤도까지 이동시키는 단계; 상기 정지궤도위성이 달 플라이바이를 수행하는 단계; 및 상기 정지궤도위성을 정지궤도에 진입시키는 단계; 를 포함한다.
또한, 상기 정지궤도위성을 달 궤도까지 이동시키는 단계는, 상기 정지궤도위성을 정지전이궤도에서 대기시키는 단계; 상기 정지궤도위성의 원지점 고도를 순차적으로 높이는 단계; 및 상기 정지궤도위성을 달 궤도까지 높이는 단계; 를 포함한다.
또한, 상기 정지궤도위성의 원지점 고도를 순차적으로 높이는 단계는, 복수의 고도로 나누어 수행되며, 이를 위한 정지궤도위성의 기동횟수 및 이에 따른 고도는, 위성의 질량과 위성에 탑재된 추진기의 추력 레벨 및 실제 위성의 운영상황에 따라 정해지는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 정지궤도위성이 달에 플라이바이 하기 위한 마지막 기동 시 승교점의 적경은, 위성이 달에 도달하여 플라이바이를 수행할 시점의 달의 적경(
Figure pat00001
, right ascension of the Moon)과 동일한 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 정지궤도위성이 달에 플라이바이 하기 위한 마지막 기동 시 근지점 편각은, 달로 가는 궤적이 지구 적도에서 북극 주위를 지나는 궤적(retrograde)일 경우 0˚ 근처의 값을 갖고, 달로 가는 궤적이 지구 적도에서 남극 주위를 지나는 궤적(posigrade)일 경우 180˚ 근처의 값을 갖는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 정지궤도위성이 달 플라이바이를 수행하는 단계는, 지구와 달 사이의 안쪽의 근월점(perilune)을 지나는 방법(cis-lunar) 또는, 지구와 달 사이의 바깥쪽의 근월점(perilune)을 지나는 방법(circum-lunar)으로 달 플라이바이를 수행하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 정지궤도위성을 정지궤도에 진입시키는 단계는, 상기 정지궤도위성의 원지점 고도를 순차적으로 낮추는 단계; 및 상기 정지궤도위성을, 정지궤도 고도까지 낮추는 단계; 를 포함하고, 상기 정지궤도위성의 원지점 고도를 순차적으로 낮추는 단계는, 복수의 고도로 나누어 수행되며, 이를 위한 정지궤도위성의 기동횟수 및 이에 따른 고도는, 위성의 질량과 위성에 탑재된 추진기의 추력 레벨 및 실제 위성의 운영상황에 따라 정해지는 것을 특징으로 한다.
또한, 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법을 이용한 소형 우주탐사선 사출 방법은, 상기 정지궤도위성에, 소형 우주탐사선이 탑재되며, 기동 과정에서 상기 소형 우주탐사선을 사출하고, 상기 소형 우주탐사선이 특정 임무를 수행하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 소형 우주탐사선은, 사출 후 달 플라이바이를 수행한 후 특정 임무를 수행하는 것을 특징으로 한다.
아울러, 상기 소형 우주탐사선은, 목적지에 따라 상기 정지궤도위성이 달로 이동을 위한 마지막 기동 전 또는 기동 후 시점에서 사출되는 것을 특징으로 한다.
상기와 같은 구성에 의한 본 발명의 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법 및 이를 이용한 소형 우주탐사선 사출 방법은, 달 플라이바이를 이용해 인공위성을 정지궤도에 투입시키기 때문에 위도에 상관없이 발사체를 발사하여도 정지궤도에 진입하는 위성의 연료소모를 최소화할 수 있어 위도가 높은 지역의 발사장의 정지궤도위성을 탑재한 발사체의 운용 효율을 높일 수 있는 효과가 있다.
또한, 정지궤도위성이 달로 이동하는 경로 또는 달 근처 또는 정지궤도로 이동하는 경로 상에서 소형 우주탐사선이 사출 및 운행되도록 하여 소형 우주탐사선의 달 탐사는 물론 다른 행성의 탐사 시 연료 소모를 최소화할 수 있는 효과가 있다.
특히, 정지궤도위성을 달 궤도까지 보내는 과정에서 정지궤도위성에 추가로 탑재된 소형 우주탐사선을 적절한 시점에 사출할 경우 해당 탐사선은 달을 플라이바이하여 정지궤도에 투입되는 위성과 동일한 고에너지를 갖게 되므로, 만약 소형우주탐사선이 달 탐사선이라면 달에 도달하기 위한 연료가 추가적으로 필요하지 않고, 만약 소형우주탐사선이 달을 플라이바이하여 다른 행성이나 소행성으로 갈 경우, 요구되는 연료를 크게 줄일 수 있는 효과가 있다. 따라서, 소형우주탐사선에 탑재해야할 연료량은 다른 일반적인 탐사선에 비해 크게 줄어드는 효과가 있다.
아울러, 소형 우주탐사선이 비용 문제로 주로 지구 저궤도에 머물렀던 임무 영역을 확장할 수 있고, 발사체에 탑재되는 위성 외에 잔여 탑재질량을 소형 우주탐사선에 할애하여 발사체를 통한 추가 수익을 창출할 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 발명의 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법 및 이를 이용한 소형 우주탐사선 사출 방법의 흐름도
도 2는 본 발명의 일실시 예에 따른 정지궤도위성의 달을 경유한 후 정지궤도까지 이동 궤적을 나타낸 도면
도 3은 본 발명의 정지궤도위성의 정지전이궤적에서 달 플라이바이까지의 주요 궤적을 달이 승교점 또는 하교점을 지나는 시점을 기준으로 나타낸 도면
도 4는, 본 발명의 일실시 예를 이해하기 위한 궤도요소 정의를 나타낸 도면
도 5는 본 발명의 정지궤도위성이 승교점(하교점 입장에서도 동일)을 지나는 달에 도달하기 위해 지구에서 어느 방향 및 어느 근월점에서 플라이바이를 수행하고자 하는지를 나타낸 도면
도 6은 본 발명의 정지궤도위성이 달 플라이바이 이후 정지궤도(35,786
Figure pat00002
35,786 km)에 진입하는 과정을 나타낸 도면
정지궤도는 적도상공 고도 3만 5,786km의 궤도에서 지구의 중력장이 완전한 중심력장이고, 다른 천체 때문에 생기는 중력의 변화가 없다면 궤도이심률은 0이다. 따라서 궤도는 완전한 원을 이룬다. 또, 궤도경사각도 0˚가 되고, 정지궤도상의 물체는 지구에 대하여 완전히 정지 상태로 보인다. 이와 같은 궤도에 있는 인공위성을 정지궤도위성이라고 한다. 정지궤도는 통신위성, 방송위성, 기상위성 등의 궤도로 많이 이용되고 있다. 정지궤도위성은 대부분 적도 인근에서 발사되어 적도와 경사각이 낮은 정지전이궤도(GTO)에 투입 후 수 차례의 원지점 기동을 통해 정지궤도(GEO)에 진입하지만, 고위도지역에서 정지궤도위성을 발사하면 매우 높은 초기 경사각으로 인하여 경사각 조정에 매우 많은 연료가 소모되는 단점이 있다. 따라서 본 발명은 위와 같은 문제점을 해결하기 위한 것으로, 고위도지역에서 정지궤도위성을 발사하면서도 정지궤도 진입에 소모되는 연료를 최소화하기 위한 방법을 제시하고자 한다.
이하, 상기와 같은 본 발명의 일실시예에 대하여 도면을 참조하여 상세히 설명한다.
도 1에는, 본 발명의 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법 및 이를 이용한 소형 우주탐사선 사출 방법의 흐름도가 도시되어 있고, 도 2에는, 본 발명의 일실시 예에 따른 정지궤도위성의 달을 경유한 후 정지궤도까지 이동 궤적을 나타낸 도면이 도시되어 있다.
또한 도 3에는, 본 발명의 정지궤도위성의 정지전이궤적에서 달 플라이바이까지의 주요 궤적을 달이 승교점 또는 하교점을 지나는 시점을 기준으로 나타낸 도면이 도시되어 있고, 도 4에는, 본 발명의 일실시 예를 이해하기 위한 궤도요소 정의를 나타낸 도면이 도시되어 있고,
또한, 도 5에는, 본 발명의 정지궤도위성이 승교점(하교점 입장에서도 동일)을 지나는 달에 도달하기 위해 지구에서 어느 방향 및 어느 근월점에서 플라이바이를 수행하고자 하는지를 나타낸 도면이 도시되어 있고, 도 6에는, 본 발명의 정지궤도위성이 달 플라이바이 이후 정지궤도(35,786
Figure pat00003
35,786 km)에 진입하는 과정을 나타낸 도면이 도시되어 있다.
우선, 정지궤도위성이 탑재된 발사체가 발사되어 위성을 정지전이궤도에 진입시키는 단계(S10)를 수행한다. 정지궤도위성은 발사 후 수 백 km의 원궤도(circular orbit)인 지구 대기궤도에서 일정 기간 비행 후(S05) 발사체 상단 등에 의해 정지전이궤도에 투입된다. 정지전이궤도(GTO, Geostationary transfer orbit)는, 정지궤도(GEO)에 이르는 중간 단계의 궤도로 근지점 고도 수 백 km 고도 및 원지점 고도 35,786 km의 타원형으로 이루어진다. 본 발명에서 근지점 고도는 한국형발사체의 성능을 고려하여 300km로 가정하였다. 따라서 만약 나로우주센터에서 정지궤도위성이 발사된다면, 발사장의 위도(북위 약 34˚) 및 안전 범위(동쪽에 일본이 위치하여 동쪽으로 발사 불가) 등의 이유로 발사 방위각은 남쪽(호주 방향)을 향하며, 이로 인하여 정지궤도위성의 경사각(지구 적도와 궤도 경사면이 이루는 각도)은 약 80˚가 된다.
다음으로 정지궤도위성을 정지전이궤도에서 달 궤도까지 기동시키는 단계(S20)를 수행한다. 위 단계는 다음과 같이 세분화될 수 있다.
우선 정지궤도위성의 추진기를 근지점에서 여러 번 구동하여 원지점 고도를 순차적으로 높이는 단계를 수행한다. 본 발명의 예시에서는 3회의 근지점 기동을 이용하여 원지점 고도를 65,500 km, 197,500 km 및 달 궤도까지 높이는 것을 특징으로 한다. 다만, 기동 횟수 및 목표한 원지점 고도는 위성의 질량과 위성에 탑재된 추진기의 추력 레벨 및 실제 위성의 운영상황에 따라 다른 값으로 변경될 수 있다.
위와 같은 단계를 통해 정지궤도위성이 고도를 점점 높여 달 궤도까지 이르렀을 때 반드시 달이 궤도의 원지점에 있어야 한다. 이는 도 3에 도시된 바와 같이 정지궤도위성의 원지점 벡터가 달의 궤도 평면에 놓여야 한다는 의미이고, 동시에 정지궤도위성이 달을 플라이바이 하는 시점에 달이 원지점 벡터에 위치해야 하는 것을 의미한다. 또한 정지궤도위성이 달을 플라이바이 하는 시점은 반드시 달이 지구의 승교점 또는 하교점에 위치해야 한다. 이러한 조건은 달을 플라이바이하기 위한 마지막 기동이 수행될 때, 정지궤도위성의 승교점 적경과 근지점 편각에 대한 특별한 요구조건이 발생한다. 승교적 적경이란 적도면 내에서 춘분점(reference direction)과 상승교점 사이의 각을 반시계 방향으로 측정한 각이고, 근지점 편각이란 궤도면 내에서 상승점(Ascending node)과 근지점 사이의 각을 의미한다(도 4 참조).
이러한 조건을 만족하기 위해 승교점 적경(
Figure pat00004
)은 위성이 달에 도달하여 플라이바이를 수행할 시점의 달의 적경(
Figure pat00005
, right ascension of the Moon)이 되어야 한다.
또한, 이러한 조건을 만족하기 위한 근지점 편각(
Figure pat00006
)은 달로 가는 궤적이 지구 적도에서 북극 주위를 지나는 궤적(retrograde)일 경우 0˚ 근처의 값을 갖고, 달로 가는 궤적이 지구 적도에서 남극 주위를 지나는 궤적(posigrade)일 경우 180˚ 근처의 값을 갖는다(도 5 참조).
근지점 편각이 이러한 값이 되는 이유는 플라이바이 시 달은 항상 지구의 상승점 또는 하강점에 위치하여 지구의 적도 평면과 일치하는 상황이 되기 때문이다.
다음으로 정지궤도위성에 소형 우주탐사선이 탑재된 경우 소형 우주탐사선의 사출 시기를 결정하는 단계(S30)를 수행한다. 사출 시기는 소형 우주탐사선의 목적지에 따라 달라질 수 있다. 즉 도 2에 도시된 바와 같이 소형 우주탐사선의 목적지가 다른 행성인 경우 일예로 화성인 경우 정지궤도위성이 달로 이동하는 단계에서 사출될 수 있다.(S30a) 다른 예로 화성보다 먼 소행성의 경우 정지궤도위성이 달로 이동하는 단계에서 사출되어 소형 우주탐사선이 달 플라이바이를 수행하는 단계(S40) 후 상기 소행성을 향해 비행하는 단계(S45)를 수행하도록 구성될 수 있다. 또한 도면상에는 도시되지 않았으나, 소형 우주탐사선의 목적지가 달인 경우 정지궤도위성이 달 플라이바이를 위한 마지막 근지점 기동 전 또는 기동 후 시점에서 사출될 수 있다.
위 단계를 통해 소형 우주탐사선의 연료소모를 최소화하면서 원하는 목적지에 비행이 가능하도록 구성된다. 위 실시 예 외에도 소형 우주탐사선의 사출 시점은 정지궤도위성이 달 플라이바이를 수행하는 시점의 전후 또는, 달에 근접한 시점의 전후 일 수도 있다. 사출된 소형 우주탐사선이 달 탐사선인 경우 사출 직후 달에 진입할 수 있고, 화성이나 소행성 탐사선의 경우 정지궤도와 다른 지점으로 달 플라이바이를 수행한 후 원하는 목표 궤도로 진입할 수 있다. 또한, 루나 게이트웨이 궤도에도 진입시킬 수 있다.
다음으로 정지궤도위성이 달 플라이바이를 수행하는 단계(S50)가 진행된다. 플라이바이(flyby)란, 우주탐사선이 행성에 근접하여 서로의 인력에 의해 비행체의 속도와 방향이 변화하여 궤도가 바뀌는 것을 말한다. 플라이바이를 통해 비행체 자체의 연료를 소모하지 않고, 행성의 인력을 이용하므로, 에너지 효율을 증가시킬 수 있는 장점이 있다. 도 5에 도시된 바와 같이 달 플라이바이 시 정지궤도위성은 지구와 달 사이의 안쪽의 근월점(perilune)을 지나는 방법(cis-lunar)과 지구와 달 사이의 바깥쪽의 근월점(perilune)을 지나는 방법(circum-lunar)으로 진입하도록 구성될 수 있다.
다만, 정지궤도위성의 달 플라이바이 시 지구와 달 사이의 안쪽의 근월점(perilune)을 지나는 방법(cis-lunar)이 지구와 달 사이의 바깥쪽의 근월점(perilune)을 지나는 방법(circum-lunar)보다 조금 더 적은 연료가 소모된다.
위와 같이 정지궤도위성이 달 플라이바이를 수행하게 되면, 고위도 지역에서 발사하여 적도와의 초기 경사각이 매우 높아도 원지점 고도를 달 궤도까지 높여 달의 중력장 효과를 통해 정지궤도위성의 추가 기동 없이 적도와의 경사각을 0˚ 에 가깝게 낮출 수 있다. 즉 원지점 기동에 소모되는 연료를 줄일 수 있다.
다음으로 정지궤도위성을 정지궤도에 진입시키는 단계(S60)를 수행한다. 도 6에 도시된 바와 같이 달 플라이바이 후 정지궤도위성은, 지구에 근접했을 때 적도와의 경사각이 0도에 가깝도록 위치된 상태이고, (도면상의 x좌표가 35,786km를 유지) 위 상태에서 정지궤도위성의 원지점 고도를 순차적으로 낮추어야 한다.
일예로, 제1 궤도(35,786km
Figure pat00007
140,000km), 제2 궤도(35,786km
Figure pat00008
70,000 km)를 순차적으로 경유하여 정지궤도(35,786km
Figure pat00009
35,786km)에 진입하게 된다. 따라서 여러 번의 기동을 통하여 정지궤도위성의 원지점 고도를 35,786 km로 낮추는 단계를 수행한다. 여기서, 도면상의 X축[춘분점(reference direction)]은 지구 관성좌표계에서 정의된 위성 궤도의 X값이고, Y축은 지구 관성좌표계에서 정의된 Y축이다.
발명의 상기한 실시 예에 한정하여 기술적 사상을 해석해서는 안 된다. 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 당업자의 수준에서 다양한 변형 실시가 가능하다. 따라서 이러한 개량 및 변경은 당업자에게 자명한 것인 한 본 발명의 보호범위에 속하게 된다.

Claims (13)

  1. 발사체에서 분리된 정지궤도위성의 고도를 달 궤도까지 높인 후 달에 근접시켜 달 플라이바이(Flyby)를 통해 상기 정지궤도위성을 정지궤도에 진입시키는, 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법.
  2. 제 1항에 있어서,
    상기 방법은,
    정지궤도위성을 발사장에서 정지전이궤도에 투입시킨 후 정지궤도위성의 고도를 달 궤도까지 높이는 것을 특징으로 하는, 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법.
  3. 제 2항에 있어서,
    상기 정지궤도위성은,
    발사장에서 발사된 후 상기 정지전이궤도에 진입 전에 일정 기간 대기궤도에서 비행 후 정지전이궤도로 이동하는 것을 특징으로 하는, 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법.
  4. 제 1항에 있어서,
    달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법은,
    상기 정지궤도위성을 발사장에서 정지전이궤도로 투입시키는 단계;
    상기 정지궤도위성을 달 궤도까지 이동시키는 단계;
    상기 정지궤도위성이 달 플라이바이를 수행하는 단계; 및
    상기 정지궤도위성을 정지궤도에 진입시키는 단계;
    를 포함하는, 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법.
  5. 제 4항에 있어서,
    상기 정지궤도위성을 달 궤도까지 이동시키는 단계는,
    상기 정지궤도위성을 정지전이궤도에서 대기시키는 단계;
    상기 정지궤도위성의 원지점 고도를 순차적으로 높이는 단계; 및
    상기 정지궤도위성을 달 궤도까지 높이는 단계;
    를 포함하는, 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법.
  6. 제 5항에 있어서,
    상기 정지궤도위성의 원지점 고도를 순차적으로 높이는 단계는,
    복수의 고도로 나누어 수행되며, 이를 위한 정지궤도위성의 기동횟수 및 이에 따른 고도는, 위성의 질량과 위성에 탑재된 추진기의 추력 레벨 및 실제 위성의 운영상황에 따라 정해지는 것을 특징으로 하는, 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법.
  7. 제 6항에 있어서,
    상기 정지궤도위성이 달에 플라이바이 하기 위한 마지막 기동 시 승교점의 적경은, 위성이 달에 도달하여 플라이바이를 수행할 시점의 달의 적경(
    Figure pat00010
    , right ascension of the Moon)과 동일한 것을 특징으로 하는, 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법.
  8. 제 6항에 있어서,
    상기 정지궤도위성이 달에 플라이바이 하기 위한 마지막 기동 시 근지점 편각은, 달로 가는 궤적이 지구 적도에서 북극 주위를 지나는 궤적(retrograde)일 경우 0˚ ~ 10˚의 값을 갖고, 달로 가는 궤적이 지구 적도에서 남극 주위를 지나는 궤적(posigrade)일 경우 170˚~ 180˚ 근처의 값을 갖는 것을 특징으로 하는, 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법.
  9. 제 4항에 있어서,
    상기 정지궤도위성이 달 플라이바이를 수행하는 단계는,
    지구와 달 사이의 안쪽의 근월점(perilune)을 지나는 방법(cis-lunar) 또는, 지구와 달 사이의 바깥쪽의 근월점(perilune)을 지나는 방법(circum-lunar)으로 달 플라이바이를 수행하는 것을 특징으로 하는, 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법.
  10. 제 4항에 있어서,
    상기 정지궤도위성을 정지궤도에 진입시키는 단계는,
    상기 정지궤도위성의 원지점 고도를 순차적으로 낮추는 단계; 및
    상기 정지궤도위성을, 정지궤도 고도까지 낮추는 단계; 를 포함하고,
    상기 정지궤도위성의 원지점 고도를 순차적으로 낮추는 단계는,
    복수의 고도로 나누어 수행되며, 이를 위한 정지궤도위성의 기동횟수 및 이에 따른 고도는, 위성의 질량과 위성에 탑재된 추진기의 추력 레벨 및 실제 위성의 운영상황에 따라 정해지는 것을 특징으로 하는, 을 특징으로 하는, 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법.
  11. 제 1항 내지 제 10항 중 어느 한 항의 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법을 이용한 소형 우주탐사선 사출 방법에 있어서,
    상기 정지궤도위성에는, 소형 우주탐사선이 탑재되며, 기동 과정에서 상기 소형 우주탐사선을 사출하고, 상기 소형 우주탐사선이 특정 임무를 수행하는 것을 특징으로 하는, 인공위성의 정지궤도 진입 방법을 이용한 소형 우주탐사선 사출 방법.
  12. 제 11항에 있어서,
    상기 소형 우주탐사선은, 사출 후 달 플라이바이를 수행한 후 특정 임무를 수행하는 것을 특징으로 하는, 인공위성의 정지궤도 진입 방법을 이용한 소형 우주탐사선 사출 방법.
  13. 제 11항에 있어서,
    상기 소형 우주탐사선은,
    목적지에 따라 상기 정지궤도위성이 달로 이동을 위한 마지막 기동 전 또는 기동 후 시점에서 사출되는 것을 특징으로 하는, 인공위성의 정지궤도 진입 방법을 이용한 소형 우주탐사선 사출 방법.
KR1020200186258A 2020-12-29 2020-12-29 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법을 이용한 소형 우주탐사선 사출 방법 KR102465592B1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020200186258A KR102465592B1 (ko) 2020-12-29 2020-12-29 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법을 이용한 소형 우주탐사선 사출 방법

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020200186258A KR102465592B1 (ko) 2020-12-29 2020-12-29 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법을 이용한 소형 우주탐사선 사출 방법

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20220094733A true KR20220094733A (ko) 2022-07-06
KR102465592B1 KR102465592B1 (ko) 2022-11-10

Family

ID=82400204

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020200186258A KR102465592B1 (ko) 2020-12-29 2020-12-29 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법을 이용한 소형 우주탐사선 사출 방법

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR102465592B1 (ko)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102566870B1 (ko) 2022-11-30 2023-08-14 한화시스템 주식회사 인공위성 탑재장치 및 인공위성 운용방법

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6149103A (en) * 1998-04-09 2000-11-21 Hughes Electronics Corporation Free return lunar flyby transfer method for geosynchronous satellites havint multiple perilune stages

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6149103A (en) * 1998-04-09 2000-11-21 Hughes Electronics Corporation Free return lunar flyby transfer method for geosynchronous satellites havint multiple perilune stages

Also Published As

Publication number Publication date
KR102465592B1 (ko) 2022-11-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Walker et al. Deep-space CubeSats: thinking inside the box
Klesh et al. MarCO: Early operations of the first CubeSats to Mars
D'Amario et al. Galileo trajectory design
Blume Deep impact mission design
US20220289404A1 (en) Orbital mechanics of impulsive launch
JP4097086B2 (ja) 複数の宇宙機を異なる軌道に投入する方法
Grundmann et al. From Sail to Soil-Getting Sailcraft out of the Harbour on a Visit to One of Earth's Nearest Neighbours
Berlin The geostationary applications satellite
US5397082A (en) Space transport architecture and method for robotic planetary operations
KR102465592B1 (ko) 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법을 이용한 소형 우주탐사선 사출 방법
Guo et al. New Horizons mission design for the Pluto-Kuiper Belt mission
Macdonald et al. A near-term roadmap for solar sailing
Kirchhartz et al. Sounding Rockets are unique Experimental Platforms
Guo et al. Baseline design of new horizons mission to Pluto and the Kuiper belt
Abilleira 2011 Mars Science Laboratory Mission Design Overview
Joffre et al. Mars Sample Return: Mission analysis for an ESA Earth Return Orbiter
Wood The Evolution of Deep Space Navigation: 1989-1999
Kamimura et al. R&D, launch and initial operation of the Osaka institute of technology 1st PROITERES Nano-satellite with electrothermal pulsed plasma thrusters and development of the 2nd and 3rd satellites
RU2583507C1 (ru) Способ одновременного выведения группы спутников на некомпланарные орбиты (варианты)
Uesugi et al. MUSES-A double lunar swingby mission
EP0596886A1 (en) Space transport architecture and method for robotic planetary operations
Xu et al. Deimos Encounter Trajectory Design for Piggyback Spacecraft Launched for Martian Surface Reconnaissance
Ehricke Orbital operations
Stender et al. Extending Rideshare: Mission Case Studies Using Propulsive ESPA
AKIBA et al. The Development of M-3SII for Halley’s Comet Exploration

Legal Events

Date Code Title Description
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant