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항공우주산업기술동향 15권 1호 (2017) pp.57~66

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기술동향

달 궤도선 자세제어계 설계기술 동향

권재욱*, 백광열*, 정다운*, 안한웅*, 박영웅*1)

Trends in Lunar Orbiter AOCS Design

Jae-Wook Kwon*, Kwangyul Baek*, Jung, Dawoon*, Han Woong Ahn*

, Young-Woong Park*

ABSTRACT

Since the mid-1990s, technologically advanced states have been competing for preoccupancy

rights to the moon with the goal of securing natural resources. This has ushered in the
so-called “Moon Rush” age. The lunar orbiter has been being developed for the lunar
exploration in Korea. This paper cites about the main provisions for the AOCS’s design for
lunar orbiters that have been recently developed and launched, such as SELENE in Japan,
Chandryaan in India, LRO in the U.S. and Chang’e in China. The control modes and
requirements for the AOCS part of Korea lunar orbiter is dealt with in this paper.

초 록

1990년 중반 이후로 달과학에 대한 연구와 달자원의 확보의 목적과 심우주탐사에 대한 전초기

지 발판으로 달탐사에 대한 관심이 많아지면서 소위

Moon rush시대라고 볼 수 있다. 우리나라

도 달탐사선 개발에 착수하였다

. 본 논문은 해외 달궤도선의 임무에 대한 자세제어계 설계내용

을 다루고 있다

. 일본의 SELENE, 인도의 Chandryaan, 미국의 LRO와 중국의 Chang’e의 임무에

대한 자세제어계 요구조건과 이를 위한 제어모드 및 하드웨어 구성이 정리 되어있다

. 또한, 우리

나라 최초 달탐사선인 시험용 달 궤도선의 자세제어계 개발을 위한 제어모드와 모드별 요구조건

을 언급하고 있다

Key Words : Lunar orbiter(달궤도선), AOCS(자세제어), KPLO(시험용 달 궤도선),

AOCS Control mode(자세제어 모드), Lunar Exploration (달탐사)

* 권재욱, 백광열, 정다운, 안한웅, 박영웅 한국항공우주연구원 위성연구본부 위성기술연구단 위성제어팀

kjw@kari.re.kr, kybaek@kari.re.kr, dwjung@kari.re.kr, ahnhw@kari.re.kr, ywpark@kari.re.kr

권재욱 외 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 57~66

국가

일본

인도

미국

중국

달 탐사선

가구야

(SELENE)

찬드라얀

1호

LRO

창어

2호

주관기관

JAXA

ISRO

NASA

CAST

발사일

2007.9.14

2007.10.24

2009.6.18

2010.10.1

발사체

H-IIA

PSLV-XL

Atlas V 401

LM 3C

임무

달의 기원연구

달 탐사기술 개발

달 원격탐사

3차원지도제작

달 화학성분 조사

달 거주지 모색

자원위치추적

달 복사환경연구

신기술 실현

Change'E-3
착륙지점에 대한
정밀이미지 촬영

신기술 시연

소요예산

320억엔

90백만달러

460백만달러

134백만달러

궤도 종류

극궤도

고도

100km

50km

100km

임무수명

12개월

24개월

12개월

30개월

총중량

3000kg

1304kg

1800kg

2480kg

위성제원

2.1m(D)x4.8m(H)

1.5m(D)x1.5m(H)

2.6m(D)x3.9m(H)

2.2m(D)x2.2m(H)

탑재체수

표 1 해외 달 궤도선 주요사양 [1]

1. 서 론

세계적으로 달과학에 대한 연구와 심우주탐

사에 대한 전초기지 발판으로 달탐사에 대한

관심이 많아지면서 우리나라에서도 달착륙선

개발에 앞서 시험용 달 궤도선을 개발하고 있

다

. 모든 인공위성 개발에서 보듯 인공위성의

주어진 임무에 따른 시스템 설계 및 각 부분체

설계 요구조건이 할당되어 진다

. 달탐사선 개

발에도 주 임무수행을 위한 여러 가지 운영조

건과 이를 위한 핵심설계요구조건이 고려되어

진다

. 현재 개발 중인 시험용 달 궤도선의 임

무 탑재체로는 착륙지 선정을 위한 광학카메라

및 달 자기장 측정기 등 총

6기의 과학탑재체

가 탑재되고 탑재체가 요구하는 임무환경을 지

원하기 위해 자세제어계에서는 시스템에서 할

당한 요구조건에 부합하도록 설계

/검증을 수행

하게된다

. 본 논문에서는 최근에 발사된 해외

달궤도선의 주요 임무와 이에 따른 자세제어계

의 설계 기술의 동향을 분석한다

. 해외 4기의

달궤도선으로

미국의

LRO

(Lunar

Reconnaissance Orbiter), 중국의 Chang’e-2, 인
도의

Chandrayaan,

일본의

SELENE

(Selenological and Engineering Explorer)를 포
함한다

2. 최근 해외 달 궤도선별 주요사양

본 논문에서 언급하는 최근

2000년대에 발사

된

4기의 해외 달 탐사선의 임무 및 주요 사양

은 표

1과 같다.

2.1 SELENE 자세제어계 설계

SELENE는 일본의 달 탐사선으로 14개 임무

장비를 탑재하여 달의 기원

, 진화과정과 관련

된 과학 데이터를 획득하고

, 미래 달 탐사를

위한 기술획득을 목적으로 개발되었다

. 2007년

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9월 14일, 일본 자국의 H-IIA 발사체를 통해
발사되어 달 간접전이궤도방식

(phasing loop

lunar transfer orbit)으로 진입하였다. 2007년
10월 4일 달 궤도에 진입하였으며, 2007년 10
월

18일 정상적으로 100km고도의 달 임무궤도

에 진입하였다

. 2008년 10월 말까지 예정된 관

측임무를 수행하고 단계적으로 고도를 낮추어

2009년 6월 11월 달 남서부 길 크레이터 부근
에

‘제어낙하’시키는데 성공하였다.

SELENE는 하나의 주궤도선과 2개의 서브

위성

RSTAR와 VSTAR로 구성되었다. 주 궤도

선의 주 임무는 달 극궤도에서 달 표면의 고해

상도 영상촬영 및 매핑이다

. 두 서브위성은 달

궤도 진입기동 시에 순차적으로 주 궤도선과

분리되었다

. RSTAR는 근월점 고도 100km, 원

월점 고도

2400km의 타원 극궤도, VSTAR는

근월점 고도

100km, 원월점고도 800km의 타원

극궤도를 돌며 달 중력장을 측정하는 임무를

수행하며

, RSTAR는 데이터 중계기 역할을 한

다

. 두 서브위성은 스핀안정화를 통해 자세제

어를 한다

. 아래에서는 SELENE 주궤도선의 자

세제어계에 대해 자세히 설명한다

2.1.1 SELENE 자세제어계 하드웨어 구성

SELENE의 자세제어계를 구성하는 센서는

별추적기

, 자이로, 가속도계, 태양센서이며, 구

동기는

500N 주추력기, 20N 추력기, 1N 추력

기

, 반작용휠로 구성된다. SELENE의 자세결정

은 자세제어계 모드에 따라 별추적기

, 자이로

를 통합하여 확장형 칼만필터를 통해 이루어지

거나

, 자이로 측정치만을 이용하여 이루어진다.

가속도계는 궤도 기동시 발생한 속도 증감을

측정한다

. 500N 주추력기는 달 천이궤도 기동,

달 진입궤도 기동 시에 사용되며

, 20N 추력기

는 속도 증분이 작은 궤도 기동와 요축

, 피치

축 자세제어에 사용된다

. 또한 20N 추력기는

500N 주추력기 고장 시에 백업으로 사용될 수
있다

. 1N 추력기는 롤축 자세제어에 사용한다.

반작용 휠은

4개로 구성되어 있다.

2.1.2 SELENE 자세제어계 모드

SELENE 자세제어계 모드는 아래와 같이 7

개 모드로 구성된다

· NO operation : 자세제어 명령을 생성하지
않는 대기모드이다

· Stand-by : 발사 후 위성 분리신호를 감지하
거나 시스템 재구성 신호를 받으면

, 자동으로

자세제어계 초기화를 수행한다

· Initial Sun Acquisition : 발사체로부터 분리
된 후의 모드로

, 태양 방향을 찾아 태양센서의

방향과 정렬이 되도록 자세를 유지한다

. 태양

과 정렬이 유지되면

, 태양전지판을 전개한 후

태양과 정렬된 축으로 궤도선을 회전시킨다

· Sun Acqusition : 일부 장비의 이상으로 궤도
선이 자세를 잃어버린 경우에 진입하며

, 태양

전지판 전개를 제외하고

Initial Sun Acquisiton

모드와 동일하다

· Inertial-Frame-Pointing attitude control : 관
성좌표계에 대해 궤도선의

3축을 제어하는 모

드로

20N/1N 추력기 또는 반작용 휠을 사용

한다

. 달 천이궤도 단계, 달궤도 진입 단계 시

의 자세제어 모드이다

· Orbital Maneuver : 500N 주추력기  또는
20N추력기를  통해  궤도  기동을  할  때의  자세
제어  모드이다

. 500N 주추력기는 달 천이궤도

기동

, 달 진입궤도 기동 시에 사용되며, 속도

증분이

10m/s 이하의 궤도 기동에 대해서는 4

개의

20N 추력기를 사용한다. 500N 주추력기

의 고장에 대비하여

12개의 20N 추력기를 동

시에 사용할 수 있다

. 궤도 천이 시에 가속도

계를 통해 속도 증분을 측정하여 목표 속도증

분에 도달하면 기동을 멈추도록 설계되었다

이 모드에서는 추력기를 통해 자세제어를 하

며

, 별추적기를 사용하지 않고 자이로만을 사

용하여 자세결정을 한다

· Lunar-Centric-pointing attitude control : 달
임무궤도 상에서 달 관측임무를 수행할 때의

자세제어계 모드이다

. 이 때 일주일에 2번 지

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그림 1 자세제어계 모드 천이도 [2-4]

AOCS Mode

Submode

주요 성능

Initial Sun Acquisition,

Sun Acquisition

Sun Search

회전축: 0.5±0.1deg/s

그 외 : 0.0±0.1 deg/s

Sun Acquisition

태양센서 기준 : 태양방향 ±8deg

Sun Pointing

Cruising

태양센서 기준 : 태양방향 ±8deg

Cruising rate : 0.4±0.1deg/s

Inertial Frame

Pointing Attitude

Control

Inertial-Frame

-pointing

자세제어: 0.3deg (3축)

자세안정: 0.1deg/s (3축)

Attitude

Maneuver

최대속도: ±0.4deg/s (회전축)

Orbital Maneuver

자세제어 : 0.1deg (3축)

VICO: ±2.0%(500N), ±8.0%(20N)

Lunar-Centric-Pointing

Attitude Control

자세제어: 0.1deg (3축)

자세안정: 0.003 deg/s (3축)

자세결정: 0.025deg (3축)

표 2 SELENE 자세제어계 모드 주요 성능 [2-4]

상에서 업로드 되는 궤도요소를 통한 궤도 전

파와 별추적기

/자이로를 통한 자세결정을 통해

궤도선의 요축

(+z축)이 달 중심을 보도록 자세

제어를 한다

. 이 모드에서는 자세제어 구동기

로 반작용휠을 사용하며

, 반작용휠의 모멘텀

덤핑을 위해

20N/1N 추력기를 사용한다.

SELENE 자세제어계 모드 천이도는 그림1과

같고

, 각 모드에서의 주요성능은 표 2와 같다.

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2.2 Chandrayaan 자세제어계 설계

Chandrayaan-1호는 인도의 달탐사선으로

2008년 10월22일 오전 6시경에 인도 발사체
PSLV-C11에 탑재되어 발사되었다. 총 임무기
간

10개월동안 수행하였고, 주요 임무는 달표

면의 얼음

, 헬륨-3를 포함한 달의 자원을 조사

하는 것과 달의 극궤도를 공전하면서 달 앞면

과 뒷면의 가시광선

, 적외선, X선을 이용한 고

행상도 원격탐사와

3차원 지도, 자원 지도제작

을 위한 여러 가지 탐사의 목적을 두고 있다

PSLV-C11은 ISRO에서 PSLV를 개량한 것으로
고체연료 부스터

6개를 1단 로켓옆에 장착한

발사체 이다

2.2.1 Chandrayaan 자세제어계 제어모드

Chandrayaan-1은 Imaging을 위한 반작용휠

을 이용한

zero-momentum 시스템의 3축 안정

화와 추력기 시스템을 갖추고 있다

. 모멘텀 덤

핑은 다른 달궤도선과 같이 달에서의 매우 약

한 자기장으로 인해 추력기를 활용하고 있다

발사 후

, 지구-달궤도 전이궤도에서 Apogee

를 높이기 위해

Perigee에서 440N Liquid

Engine을 이용하여 약 24,000km의 고도로 올
려준다

. Perigee burn 구간동안 Arc 손실을 최

소화하기 위해

Velocity Steering을 수행한다.

Liquid Engine Burn (LEB)은 타이머와 가속도
계센서를 이용하여 제어하며

, 위성체의 자세와

각속도 측정을 위해

Fiber Optic Gyroscope를

활용한다

. 또한, 모든 임무단계에서 절대적인

자세 기준을 위해 별추적기를 활용하고 있다

기울임각을 갖는

Single Solar Array를 통해 전

력충전을 하고 있으며

, Solar Array의 Normal

vector을 Sun vector에 맞추어 전력량을 최대
로 하기 위해

6개월에 1번씩 180도 Yaw flip을

수행하게 된다

. Chandrayaan의 AOCS mode의

logic과 control scheme은 GEOSAT과 IRS의
heritage를 혼합하여 구성되었다.

Thruster

mode는 GEOSAT mission에서 파생되었고,

Wheel Control mode는 IRS mission의 설계
로직을 활용하였다

. Chandrayaan의 mission을

위한

operation control mode는 아래와 같다.

·Launcher Phase
·Rate damp mode
·CASS (+Roll) sun pointing mode
·Inertial attitude control (IAC)
·Liquid Engine Burn (LEB) mode
·Orbit maintenance (OM)
·Normal mode (lunar pointing)
·Safe mode
·Suspended mode

2.2.2 Chandrayaan 자세제어계 사양

Chandrayaan의

AOCS

Specification은

GEOSAT과 IRS의 Pointing과 위성체 Stability
의 사양과 같다

각 모드별로 구성되

Specification은 다음과 같다. On-Orbit mode에
서

Imaging operation을 위한 운영조건으로 아

래 사항이 있다

·Dual Gimbal Antenna (DGA) - No motion
·SADA – No slewing

Mode

Axis

Attitude

(each axis)

Rate

(each axis)

On-Orbit

Y/R/P

±0.05°

±3.0e-4°/s

LEB

Y/R/P

±0.5°

Y/R/P

±0.5°

DGA

Az/El

±0.5°

표 3 Chandrayaan Mode별 사양

Chandrayaan

자세제어계

설계에서는

On-Orbit Mode에서의 Error Budget과 LEB
Mode에서의 Error Budget을 각 error source
에 대해 분류하여 사양을 정리 하였다

On-Orbit Mode에서의 Error Budget은 탑재

체의

Boresight Pointing error에 대해 Error

source로 아래와 같이 분류하였다.

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·Spacecraft Alignments
·Thermal Distortion
·Attitude Drift
·Attitude Control Errors
·Star Sensor Accuracy
On-Orbit Mode에서의 총 RSS값은 각 축에

대해

0.0237°를 갖는다. 위의 항목들 중,

Attitude Drift는 Gyro residual drift와 star
Sensor를 15분간 사용하지않는 것에서 야기되는
오류로

0.00375°가 되며, Attitude Control Error

는 기존 위성

IRS의 값과 동일하다는 가정으로

IRS의 residual wheel friction torque와 gyro
noise value의 값으로 0.02°로 할당되었다.

LEB Mode에서의 Pointing Error Budget은

Residual drift rate과 온도에 따른 scale factor
선형화 작업에 의한 것으로 총

0.51°의

Pointing Error를 갖는다.

LE Burn동안에 예측하는 Disturbance Torque

값을 다음과 같이 분류하여 정리하였다

Nozzle의 Center line에서 Thrust vector에 대
한 오차각을

0.1°로 하고 위성체 기계적 중심축

과의 정열오차 또한

0.1°로 가정하였다. LE 자

체의 균형적 불확실성에서 오는 값까지 고려하

여

Disturbance Torque로 고려해야 할 모멘트

암을 정리하였다

. 더불어, Pointing Error에 대

한

Budget으로 Orbit Maintenance Mode에 대

한 것과

DGA Pointing Error에 대한 부분을

별도로 분류하여 정리하였다

[5].

2.2.3 Chandrayaan 자세제어계 하드웨어

Chandrayaan의

하드웨어는

Primary와

Redundant로  구성된  Bus Management Unit
(BMU)와  AOCS Sensor로는  6개의  Coarse
Analog Sun Sensor (CASS)와  2개의  Star
Sensor, Solar Panel에  장착되는  Solar Panel
Sun Sensor로  구성된다. Redundacy를  갖는
Gyro와  Accelerometer 1개가  장착되어  LE
Burn할  때의  성능을  실시간  모니터하게  된다.
Reaction Wheel 4기와 Solar Array구동을 위한

Redundant motor를 갖는 Solar Array Drive
Mechanism 1개가 구성되어있다 [5].

2.3 LRO 자세제어계 설계

NASA가 개발한 LRO (달정찰궤도위성)는

달 지형과 광물지도 작성 및 환경관측임무와

더불어

LCROSS (달 분화구 원격관측/탐지위

성

)가 달 남극소재 카베우스 분화구에 충돌하

는 임무관측을 통한 물의 발견을 목적으로

2009년 6월 18일 발사되었다 [6].

2.3.1 LRO 자세제어계 제어모드

LRO는 자세제어계를 AOCS가 아닌 GNC

(Guidance,

Navigation

and

Control

subsystem)으로 업무정의를 하고 있다. LRO의
GNC 부분을 AOCS의 자세제어계 속성으로 보
면

, AOCS Top-level Data Flow는 그림.2와 같

다

. 달궤도선의 Ephemeris data를 지상국을 통

해

Onboard에 업로드 받으면 Sensor Data값을

이용하여 자세결정을 하고

, 제어명령을 생성한

다

. Onboard의 Ephemeris값은 태양과 지상국

의 위치를 정의하고 이를 통한 계산으로

High

Gain Antenna와 Solar Array의 지향명령을 생
성하게 된다

그림 2 LRO 자세제어계 Data flow [7]

LRO의 제어모드는 그림 3과 같이 크게 4가지

로 구성하였다.

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그림 3 LRO 자세제어계 제어모드 [7]

·Sun-Safe Mode: 발사체 분리 후 운용모드와
Fault 발생 시, “Safe”태양지향을 위한 모드
·Observing Mode: Lunar Nadir Pointing과
Yaw Slew와 Roll Slew를 위한 모드이며,
Inertial Pointing을 위한 모드
·Delta-H

Mode:

Wheel의

Momentum

unloading을 위한 모드
·Delta-V Mode: Orbit Maneuver를 위한 모드

2.3.2 LRO 자세제어계 주요 사양

LRO의 자세제어계에서 할당받은 요구조건은

Lunar

nadir

pointing에서 3축 안정화에

45arc-sec의 pointing control을 갖고 30arc-sec
의

knowledge를 갖는다. Stability는 탑재체

Diviner를 위한 0.128sec 구간에서 309 arc-sec
를 갖고

, LAMP에 대해서는 1.0sec 구간동안

180arc-sec를 갖는다. 또한 모드별로 Delta V와
Delta H 모드에서는 5°Pointing 요구조건과
Sun-safe 모드에서는 30분동안 15°의 Pointing
요구조건이 있다

[8].

2.3.3 LRO 자세제어계 주요 하드웨어

·MIMU 성능 파라미터

LRO의 자이로는 Honeywell 사의 Miniature

Inertial Measurement Unit (MIMU)로 3축 가
속계가 없어서 관성 기준 유닛

(Inerial

Reference Unit, IRU)로 구성된다. MIMU는 위
성체의 몸체 좌표계에 맞춰져 있으며

3축으로

표시된다

. 주요 성능 파라미터는 표4 와 같다.

Parameter

Requirement

Angle Random Walk

7.0e-5 arc-sec/sec3/2

Rate Random Walk

0.3 arc-sec/sec1/2

Readout Noise

1.3 arc-sec

Scale Factor Stability

100 ppm (3sigma)

표 4 LRO 자이로 성능 파라미터 [8]

·Star Tracker 성능 파라미터

임무 시 세밀한 지향 조건을 만족하기 위해

두 개의

Galileo Avionica Autonomous Star

Trackers (ASTR)가 자세 결정에 사용되었다.
ASTR는 쿼터니안 추적기로 J2000 지구 중심
관성

(Earth Centered Inertial, ECI) 프레임을

기준으로 데이터를 출력한다

. 위성체 자세의

측정 오차는 주로 바이어스 레벨과 체계적인

오류의 영향을 받는다

. 따라서 요구되는 자세

측정 성능을 만족하기 위해 두 개의

ASTR이

필요하다

. 두 별 추적기의 기준방향은 지구나

태양에 의해 가려질 경우

, 별 추적기 중 적어

도 하나가 동작 할 수 있게

60도 간격으로 정

렬된다

Parameter

Requirement

Att. rate <0.3deg/s

(arc, 3σ)

Bias +

Systematic

Random

Transverse Error

Roll about

Boresight Error

120

표 5 LRO 별추적기 성능 파라미터 [8]

·Reaction Wheel 성능 파라미터

LRO의 반작용 휠은 위성체의 토크를 제공하

기 위해 총

4개로 구성된다. 반작용 휠은 모멘

텀 덤핑이

2주에 한 번씩 이루어 질 수 있도록

모멘템 용량이 적용되었고 위성체가 매우 조용

하고 부드럽게 자세를 변경 할 수 있게 설계되

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었다

. 4개의 반작용 휠은 +X 바디 축 방향으로

설정되도록 피라미드 형상을 띄고 있다

Parameter

Requirement

Momentum Capacity

80 Nms

Max. Torque cmd

0.16 Nm

Torque Noise

3e-4 Nm/Hz1/2

Coulomb Friction

±0.0004 Nm

Torque cmd Quantization

15bit(D/A)

표 6 LRO 반작용휠 성능 파라미터 [8]

2.3.4 LRO Observing Mode Controller

LRO의

Mission

phase에서

사용하는

Observing

Controller는 반작용횔 Torque

Command를 생성하기 위해 quaternion
feedback으로 PID Controller를 사용하고 있으
며

, P gain쪽에 Limit를 걸어 Nadir Pointing과

180도 거동을 위한 Yaw Slew에도 동일한
Controller를 적용하고 있다 [8].

2.4 Chang’e-2 자세제어계 설계

Chang’e-2 (이하, CE-2)는 2010년 중국에서

두 번째로 발사한 달 탐사선이다

. CE-2의 임무

는

CE-3 착륙선에 사용할 기술의 사전 검증,

착륙 후보지에 대한 광학 및 고도 관측자료 습

득

, 정밀 달 과학 자료 습득, 심우주 탐사 기술

검증이 있었다

[9]. CE-2는 기존 정지궤도 위성

Dong Fang Hong 3A (이하, DFH-3A) 본체를
기반으로 제작되었다

[10]. 주요 하드웨어 요구

사항은 표

7과 같다 [9].

항 목

요구사항

광학 탑재체

스테레오 push-broom,
GSD < 10 m @ 100 x 100 km
GSD < 1.5 @ 100 x 15 km

고도계

공간 해상도 1 m

자세제어 Accuracy

≤±1°(3σ)

자세제어 Stability

≤0.005°/s

표 7 CE-2 자세제어계 요구사항

CE-2의 자세제어 하드웨어, 모드, 설계 등에 대

해 공개된 문서가 거의 없지만

, 동일한 DFH-3A

본체를 사용하는

Beidou 항법 위성에 대한 정보

는 표

8과 같이 공개되어 있다 [11]. 표 8에는

Beidou 위성과의 차이점도 표기하였다 [12].

항 목

규 격

Pitch, Roll

센서

지구 센서

※CE-2: 자외선 지구 센서 및 별추적기

Yaw 센서

태양 센서 및 gyro

※CE-2: 별추적기 추가

3축 제어

50Nms 반작용휠 4개, 피라미드 장착형태

추력기

490 N, bipropellant

표 8 Beidou 자세제어계 규격

CE-2는 490 N 주추력기 이외에 8개의 10 N

추력기가 같은

+x 축 방향으로 장착되어 있다.

10 N 추력기는 최대 4개만 동시에 운영한다 [13].

CE-2는 150일간의 달 궤도 임무 중에 태양 전

지판

2개의 태양 입사각을 조절하기 위해 2회 자

세를 변경하였고

, 궤도 수정 3회 및 식 회피 기동

1회를 하였다 [9]. 현재는 L2지점과 소행성 4179
Toutatis를 지나서 심우주로 이동하고 있다.

. 우리나라 달 궤도선 자세제어계

우리나라의 달탐사관련의 계획은 우주개발중

장기계획에 따르면

, 2020년에 달착륙선 발사를

언급하고 있다

. 이에 앞서 현재 시험용 달 궤

도선

(Korea Pathfinder Lunar Orbiter, KPLO)

을

2016년에 개발을 착수하여 탑재체 6기의 임

무수행을 위한 시스템과 본체 요구조건에 맞는

자세제어계에 제어모드별로 사양이 분류되어있

다

. System Mode는 크게 5가지로 정의하여 운

영개념과 일치하도록 하였고

, AOCS Submode

는

Thruster기반의 Safe-Hold Mode인 TSH

submode, Orbit Maintenance를 위한 주추력기
제어모드인

ODV Submode와 자세제어 추력기

제어모드인

ACT (Attitude Control Thruster)

기반의

Del-V

(ADV),

그리고

Guidance

권재욱 외 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 57~66

Pointing을 위한 GP Submode로 구성하였다.
더불어

, Wheel의 Momentum Dumping을 위한

Wheel Off-Loading (WOL)을 포함한다.

System

Mode

AOCS

submode

목적

Sun Safe

TSH

Sun pointing

Orbit

Maneuver

ODV

Del-V

Inertial Pointing

Station

Keeping

ADV

Del-V

Inertial Pointing

Normal

Operation

1.Nadir Pointing
- Mission on the Moon
2.Offset pointing
- Att. Maneuver (Moon)
3.Inertial Pointing
- Sun Pointing (Cis-lunar)
- Del-V maneuver

Momentum

Management

WOL

Wheel Momentum Dumping

표 9 KPLO 자세제어계 제어 모드

Mode

Pointing Requirement

TSH

≤15° (3σ)

ODV

≤5° (3σ)

ADV

≤5° (3σ)

≤0.1° (3σ)

표 10 KPLO 자세제어계 지향 요구사항

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