A lunar landing mission using a newly developing launch vehicle in Korea was conceptually designed. Korea planned to develop a new three-stage-to-orbit launch system, Korea Space Launch Vehicle 2, to insert a payload of 1500 kg into the sun synchronous orbit inclined at 98° reaching 700 km altitude. The 1st stage of KSLV-2 will be propelled by four 75-tonf liquid rocket engines, while one 75-tonf liquid rocket engine will be used as the 2nd stage. A liquid rocket engine of which the thrust level is in the order of 10-tonf with the pressurized feed system will be the 3rd stage. If KSLV-2 is successfully developed before 2018, Korea will examine the possibility of sending a lunar orbiter in 2020 and a lunar lander in 2025. Simultaneously KAIST is developing various thrust levels of hydrogen peroxide mono-propellant thrusters and a 1200N $H_2O_2$/Kerosene bi-propellant thruster for lunar missions. In the present study, The bi-propellant thruster with the pressurized feed system was considered as the propulsion system of the upper stage which was used to trans-lunar injection, and the lunar lander. Based on the proposed specifications of KSLV-2, its orbit insertion performance was assessed by optimizing the ascent trajectory, and the mass budgets of the upper stage and the lunar lander were estimated when the parking orbit was a circular low earth orbit an altitude of 300 km and inclination angle of 81°. Two trans-lunar injection methods, direct transfer and phasing loop, were compared in determining masses. 3 degree-of-freedom orbit trajectory calculations were performed for the purpose using Satellite Tool Kit/Astrogator. The target landing site in both cases was the South Pole of the Moon. It was found that using KSLV-2, the possible dry mass of the lunar lander was about 170 kg. It was also found that 2.5 phasing loop is the optimal phasing loop method in this mission design, although the direct transfer is easier to achieve the mission goal.
본 논문에서는 달 착륙 임무에 KSLV-2를 활용하는 것이 가능하다는 것을 보였다. 단 킥모터 엔진과 달 착륙선의 엔진에는 과산화수소와 같은 저장성 추진제를 사용하여야 한다. 현재 우주 탐사 임무에 사용되는 거의 대부분의 추진제는 하이드라진 계열이지만, 미래의 우주 탐사 임무에는 과산화수소를 사용하려는 시도가 점차 늘어날 것으로 판단한다.
예측한 무게 분포를 통해 3 자유도 궤적 설계를 하였는데, 고도 300 km의 지구 저궤도에서 시작하여 달 남극에 착륙하는 시나리오를 구성하였다. KSLV-2는 궤도 경사각 81°, 고도 300 km의 원궤도에 2,600 kg의 궤도 투입 성능을 갖는다. 본 논문에서 설계한 KSLV-2를 이용한 달 착륙 임무는 이 궤도를 주차 궤도로 활용하게 되고, 킥모터 엔진을 작동하여 달 전이 궤도에 진입한다. 달 전이 궤도에 진입하면서 킥모터와 달 착륙선은 분리 되어 약 520 kg의 달 착륙선만 달로 향하게 된다. 달 착륙선이 달에 착륙했을 때 최종 무게는 약 200 kg 정도이고, 이 중 건조무게는 약 170 kg 정도이다. 40 kg의 배터리와 과학 측정 장비 12 kg을 실을 수 있었는데, 이로 인해 2~3개의 특성을 관측할 수 있을 것이다. 여유 무게까지 고려한다면 한 개 정도 더 과학 측정 장비를 실을 수 있을 것이다. 그러나 더 높은 수준의 임무를 수행하려면 KSLV-2의 성능을 개량하거나 새로운 대형 발사체를 개발해야 한다.
두 가지의 달 전이 기동 방식을 비교하였는데, 일반화시킬 수 있는 최적의 달 전이 기동 방식은 없고, 각 임무마다 기술 축적도에 따라 최적의 기동 방식을 찾아야 한다. 즉, 단순히 무게 측면에서만 본다면 여러 중개 궤도를 거치는 페이징 궤도 방식이 더 우수하지만, 어떤 임무를 수행할지 결정한 후에 무게 외에 다른 요소들(기술적 어려움, 임무 실패 위험도, 비용, 신뢰성 등)을 고려하여 어떤 방식으로 진행할지를 결정해야 한다. 앞서 언급했듯이 직접 전이 방식은 상대적으로 큰 추력이 필요하지만 재 점화가 가능한 엔진이 필요하지 않기 때문에 페이징 궤도 방식보다 간단하다는 이점이 있다. 그러나 달 전이 기동 시의 작은 추력기 오차는 달에 도달했을 때 상당히 큰 오차를 야기하기 때문에 궤도 수정 기동 시 상대적으로 더 많은 추진제를 소모해야 한다. 페이징 궤도 방식은 직접 전이 방식에 비해 적은 추력이 필요하고 여러 번의 중개 궤도를 돌기 때문에 달 전이 기동 시의 추력기 오차를 보정할 기회가 많다. 따라서 궤도 수정 기동에 상대적으로 더 적은 추진제를 소모할 수 있는 이점이 있다. 그러나 재 점화가 가능한, 그리고 재 점화의 신뢰성이 우수한 추력기가 반드시 필요하며 매 기동 마다 정확한 자세 제어가 요구되어 상대적으로 복잡하다. 또한 누적 연소 시간 역시 직접 전이 방식보다 훨씬 긴 시간이 필요하다. 페이징 궤도 방식 중에서도 킥모터 엔진의 누적 연소 시간, 필요 총 속도 변화량 등을 고려해볼 때 2.5 페이징 궤도 방식이 가장 우수하지만 전체적인 임무의 난이도를 고려한다면 직접 전이 방식이 더 임무 성공률이 높다.
