TECHNOLOGY FOCUS 입력 시스템 출력 정수 파라미터 달 주회 단계 제약 조건 : 동력 강하 초기 조건 목적함수 설계변수 동력 강하 제약 조건 : 궤도 고도 단계 제약 조건 : 동력 강하 끝단 조건 수직 강하 제약 조건 단계 제약 조건 : 부스트 구간 소요 시간 그림 5 달 착륙 궤도와 탐사기 시스템 파라미터의 동시 최적 설계 문제의 수학 모델 블록 다이어그램의 예 이 만족되면, 탐사기는 랜딩 시퀀스를 실행한다. 색해 왔다. 그래서 ‘복합 영역 시스템 최적화 기술’ 우선 달 주회 궤도의 근월점을 하강시키기 위한 감속 머누 (Multidisciplinary System Design Optimization： 버를 실시한다. 다음으로 근월점에서 연속적으로 메인 엔 MSDO)을 적용한 달 착륙 궤도와 탐사기 시스템 파라미터 진을 분사해 궤도 속도를 감소시키고, 또한 착륙 목표 지점 의 동시 최적 설계를 적용한다. 의 바로 위로 유도하는 ‘동력 강하’를 실시한다. 마지막으로 우선 미션의 단계마다 궤도 및 시스템의 거동을 모델화해, 착륙 목표 지점의 바로 위로부터 수직으로 강하하는 ‘수직 미션 설계를 포괄한 수학 모델을 구축한다. 이 수학 모델에 강하’를 실시한다. 의해 단계 간의 천이 조건 및 궤도와 시스템 파라미터의 상 100미터급의 착륙 정도를 달성하기 위해 동력 강하 단계에 호작용을 분명하게 할 수 있다. 다음으로 구축한 시스템 모 서는 도중에 코스팅 구간을 설정, 단계의 전후 및 코스팅 델에 대해, 최적화 기술을 적용함으로써 시스템으로서의 기간에 항법 카메라를 달 표면을 향하게 해 화상 대조 항법 최적해를 도출한다. 마지막으로 구해진 해에 대해, 사후 평 을 실시한다. 고정도의 화상 대조 항법에 의해 궤도 결정 가로서 최적성과 제약 조건에 대한 감도 해석을 실시함으 결과를 초기값으로서 전파하는 IMU 항법의 축적 오차를 로써 설계자의 의도를 이해한 최적해가 요구되고 있다는 제거할 수 있고, 고정도 유도를 실시하는 것이 가능해진다. 것을 확인한다. 달 착륙 궤도와 탐사기 시스템 파라미터의 수직 강하 단계에서는 동력 강하 단계 끝단의 투입 오차를 동시 최적 설계 문제의 수학 모델 블록 다이어그램의 예를 수정하는 동시에 항법 카메라 취득 화상에 의해 달 표면의 그림 5에 나타냈다. 상태를 파악, 장해물 검지 및 회피를 실시한다. 수직 강하 단계에서는 달 표면 상대 항법을 위한 센서로서 착륙 레이 2. 다항식 유도칙에 의한 온보드 자율 유도 더를 사용한다. 달 주회 궤도의 착륙 강하 시퀀스 전체의 동력 강하 단계에서는 제어 오차(추력 오차, 기체 질량 추 모식도를 그림 3에 나타냈다. 또한, 동력 강하 단계 이후의 정 오차, 자세 제어 오차), 항법 오차(자세 결정 오차, IMU 착륙 강하 시퀀스를 그림 4에 나타냈다. 항법 오차, 화상 대조 항법 오차), 달 중력장의 영향 등 오차 단계마다 궤도 설계 수법이 다르기 때문에 기존에는 설계 원이 존재한다. 화상 대조 항법에 의한 항법값 갱신 직후에 작업의 이터레이션 과정에서 각 단계 간의 인터페이스 정 유도 개시 시점의 시각, 탐사기 상태량 및 사전에 설정한 합성을 그 때마다 확인하면서 최적의 설계 파라미터를 모 유도 목표 궤도 정보에 기초해, 다항식 유도칙에 의한 유도 68