It is possible to launch a satellite to Geostationary Equatorial orbit (GEO) from Naro Space Center in South Korea even though that is located in the mid-latitudes of the northern hemisphere. However, when launched from this site, the equatorial inclination after separation will be 80° due to the constraints of launch vehicle and launch site. Since the inclination of GEO satellite has been mainly 0°, a very large plane change maneuver is required to lower the initial inclination to 0°. To solve this problem, the trajectory was designed to greatly reduce the ∆V and put the satellite into the targeted GEO using lunar gravity assist (LGA). There are multiple paths using LGA that depends on the combination of the Earth departure (ascending and descending), free-return trajectory (Circumlunar and Cislunar), and node of Moon’s orbit (ascending node and descending node). In this dissertation, a total of eight (8) multiple paths are defined using these combinations, and a numerical search technique using Newton-Raphson method is applied to launch a GEO satellite from the NRSC, flyby the Mon and enter the GEO. As a result of simulation for each path, it was found that the ∆V was generally larger in case of circumlunar free-return than in case of cislunar free-return. A “∆V compensation” concept was defined to perform direct comparisons with previous studies as the initial orbit size and inclination used in previous studies are different. Through the direct comparison, it was confirmed that the path of ADCSL requires the least ∆V. In addition, it was also confirmed that the ∆V required for this case is about 1,762 m/s, which is about 260 m/s larger than the 1,500 m/s required for going from GTO to GEO without plane change maneuver. These results indicate that trajectory presented in this dissertation can be used in practice if a GEO satellite secures more fuel or if the launch vehicle puts the satellite into an orbit higher than the GTO. In addition, in order to investigate how large the effect on seasonal variations is, a scenario of monthly basis for one year was constructed and simulations were performed. As a result of seasonal variation, it was found that the case of DACSL and ADCSL required low ∆V, and it was confirmed that summer and winter seasons was required a larger ∆V than spring and fall seasons.
나로우주센터는 북반구 중위도에 위치하고 있지만 이곳에서 정지궤도 위성을 발사할 가능성이 있다. 다만, 나로우주센터에서 발사를 수행할 경우 발사장 및 발사체의 구속조건으로 인하여 궤도에 투입된 위성의 경사각은 약 80° 정도가 된다. 정지궤도 위성은 경사각이 주로 0° 이므로 초기 투입 경사각을 0°로 낮추기 위해서 매우 큰 경사각 조정 기동이 요구된다. 이러한 문제를 해결하기 위해 달 중력 도움을 이용하여 요구되는 속도 증분(∆V)을 크게 줄이고 목표한 정지궤도에 위성이 투입되도록 궤적을 설계하였다. 달 중력 도움을 이용하기 위한 경로는 지구 출발(상승 및 하강), 자유 귀환 궤적(Circumlunar 및 Cislunar) 그리고 달 궤도 교점(달의 승교점 및 하교점)의 조합에 따라 달라진다. 본 학위논문에서는 이러한 조합을 이용하여 총 8가지의 다중 경로를 정의하고, 위성을 나로우주센터에서 발사하여 달을 플라이바이 후 지구의 정지궤도에 진입하도록 Newton-Raphson 방법을 이용하는 수치 기법을 적용하였다. 각 경로에 대한 시뮬레이션을 수행한 결과 Circumlunar 자유 궤적을 이용하는 경우가 전반적으로 Cislunar 자유 귀한 궤적을 이용하는 경우보다 요구되는 ∆V가 큼을 알 수 있었다. 이전에 연구된 결과와 직접 비교를 수행하기 위해 ∆V 보상 개념을 정의하였다. 왜냐하면 이전에 연구된 사례들이 사용했던 초기 궤도의 고도와 경사각이 다 다르기 때문이다. 직접적인 비교를 통해 ADCSL(상승 출발, 달의 하교점, Cislunar 자유 귀환)의 경로가 ∆V를 가장 적게 요구하는 경로임을 확인하였고, 이에 요구되는 ∆V는 약 1,762 m/s로 일반적으로 경사각 조정 없이 정지전이궤도에서 정지궤도로 가기 위해 요구되는 ∆V(1,500 m/s)보다 약 260 m/s 정도 큼을 알 수 있었다. 이러한 결과는 나로우주센터에서 발사되는 위성이 연료를 추가로 확보하거나 발사체가 위성을 정지전이궤도보다 높은 궤도에 투입한다면 본 연구에서 제시된 궤적이 실제로 활용될 수 있다는 것을 의미한다. 또한 계절적 변동에 대한 영향이 얼마나 크게 작용하는지 확인하기 위해 1년 동안 매월 발사하는 시나리오를 구성하고 시뮬레이션을 수행하였다. 그 결과 DACSL과 ADCSL의 경우가 가장 적은 ∆V를 요구함을 알 수 있었고, 계절에 따른 영향을 분석한 결과 봄과 가을보다 여름과 겨울에 발사할 경우 더 큰 ∆V를 요구함을 확인하였다.
