Concept Design of Small Launch Vehicle SystemUsing 3 tonf Class High Performance Upper Stage Engine

Juwon Park; Jinhyo Bae; Juhyen Sim; Sook Lee; Yonggi Hong; Taekjoon Son; Ginam Gil

doi:10.6108/KSPE.2024.28.4.047

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TECHNICAL PAPERS

Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers. 31 August 2024. 47-57
https://doi.org/10.6108/KSPE.2024.28.4.047

Concept Design of Small Launch Vehicle SystemUsing 3 tonf Class High Performance Upper Stage Engine

3톤급 고성능 상단 엔진 활용한 소형발사체 체계 개념설계

Juwon Park^a^*

Jinhyo Bae^a

Juhyen Sim^a

Sook Lee^a

Yonggi Hong^a

Taekjoon Son^a

Ginam Gil^a

박 주원^a^*

배 진효^a

심 주현^a

이 숙^a

홍 용기^a

손 택준^a

길 기남^a

^aSpace, Future Technology Office, Koreanair R&D Center

^{*Corresponding Author}

The Korean Society of Propulsion Engineers

License (open-access, http://creativecommons.org/licenses/by-nc/3.0/):

This is an Open-Access article distributed under the terms of the Creative Commons Attribution Non-Commercial License (http://creativecommons.org/licenses/by-nc/3.0) which permits unrestricted non-commercial use, distribution, and reproduction in any medium, provided the original work is properly cited.

ABSTRACT

This paper introduces the result of the conceptual design of a ground-launched small launch vehicle system aimed at inserting a 500 kg small satellite into a sun-synchronous orbit at an altitude of 500 km. The launch site is set to use the first launch site of the Naro Space Center or a public launch site in the space industry cluster to be built with government support in the future, and the first stage engine is set to use a 75 tonf engine used in the second stage of the Korean Space Launch Vehicle-II, and the second stage engine is set to use a high performance 3 tonf class methane engine developed through the Small Launch Vehicle Development Capability Support Project of the Ministry of Science and ICT. System engineering techniques were applied to the design process, from concept of operations analysis to requirements analysis, launch vehicle staging design and configuration design (sizing and layout design), and mission analysis.

Keywords

Small Launch Vehicle

System Design

System Engineering

Operational Concept

Staging Design

본 논문은 500 kg 급 소형위성을 고도 500 km의 태양동기궤도에 투입하는 것을 목표로 하는 지상발사 소형발사체 체계에 대한 개념설계 결과를 소개한다. 발사장은 나로우주센터의 제1발사장 또는 향후 정부 지원으로 구축될 우주산업 클러스터의 민간발사장을 활용하는 것으로 설정하였고, 발사체 1단 엔진에는 한국형발사체(KSLV-II) 2단에 사용된 75톤 엔진을 사용하고, 2단 엔진에는 과기부의 소형발사체 개발역량지원사업을 통해 개발하는 고성능 3톤급 메탄 엔진을 사용하는 것으로 설정하였다. 설계 과정에는 체계공학(System engineering) 기법을 적용하여, 운용개념 분석에서부터 요구사항 분석, 발사체 Staging 설계 및 형상설계(Sizing 및 Layout 설계), 그리고 임무분석까지의 연구를 수행하였다.

키워드

소형발사체

체계설계

체계공학

운용개념

스테이징 설계

MAIN

1. 서 론
2. 본 론
2.1 운용개념 분석 및 도출
2.2 체계 및 발사체 요구사항 분석 및 도출
2.3 발사체 Staging 설계
2.4 발사체 형상설계
2.5 발사체 임무분석
3. 결 론

1. 서 론

오늘날 우주는 정부 주도로 기술을 개발하고 탐험하던 시대에서 민간 주도의 혁신과 상업활동이 이뤄지는 뉴스페이스 시대가 되었다. 이러한 뉴스페이스는 민간의 노력뿐만 아니라 정부의 정책적 지원과 기술적 지원이 있었기에 가능했다고 볼 수 있다. 우리나라도 2022년 우주개발진흥법에 ‘민간 우주개발 촉진에 관한 사항’을 추가하여 민간의 우주개발을 정책적으로 지원하고 있으며, 민간 기업의 우주기술 확보를 위한 스페이스파이오니어사업, 소형발사체 개발역량지원사업 등과 같은 사업과 공공 우주기술 이전 지원체계 등을 구축하며 민간에 대한 기술적인 지원도 지속해나가고 있다[1].

이러한 흐름에 발맞춰 대한항공에서는 확장하는 민간의 소형위성 발사 수요에 따라 2030년 발사 서비스를 목표로 소형발사체 개발을 추진 중이다. 본 연구에서는 500 kg 급 소형위성을 고도 500 km의 태양동기궤도(SSO)에 투입하는 것을 목표로 보다 빠르고 현실적인 사업화를 위해 정부의 기술과 지원을 적극 활용하는 지상발사 소형발사체 체계의 개념설계를 수행하였다. 설계 과정에는 체계공학(System engineering) 기법을 적용하여, 운용개념 분석에서부터 요구사항 분석, 발사체 Staging 설계 및 형상설계(Sizing 및 Layout 설계), 그리고 임무분석까지의 연구를 수행하였으며, 정부 지원의 기술개발 사업 활용을 위해 해당 사업들과의 연계성을 고려하였다.

2. 본 론

2.1 운용개념 분석 및 도출

체계공학 프로세스에서 체계 수준(System level)의 운용개념(Operational Concept, OpsCon)은 이해관계자의 요구(Stakeholder needs)를 정형화된 개발 요구사항(Requirements)으로 전환시키는 도구로 사용된다[2].

전체 체계의 운용개념 수립에 앞서 발사장과 발사체의 기본적인 운용개념을 설정하였는데, 발사장은 나로우주센터의 제1발사장 또는 향후 정부 지원으로 구축 예정인 우주산업 클러스터의 민간발사장[3]을 활용하는 것으로 설정하였다.

발사체의 총조립, 이송, 발사 운용개념은 총조립 방식에 따라 Table 1과 같이 구분할 수 있는데[4], 우리나라가 보유하고 있는 나로호와 누리호의 기술과 인프라를 활용하고자 본 연구에서는 ‘조립동 총조립 방식’의 ‘수평 총조립-수평 이송 방식’을 채택하였다.

Table 1

Classification of launch vehicle final assembly, transportation, erection method.

Method	Description	Case
FAOP¹⁾	-	Delta II(USA) PSLV(India)
FAIA²⁾	Vertical Assembly – Vertical Transportation	Arian 5(Europe)
FAIA²⁾	Horizontal Assembly – Horizontal Transportation	Falcon 9(USA) KSLV-I, II (Korea)
Derivatives	FAIA + FAOP	Soyuz(Russia)

1) Final Assembly On Pad

2) Final Assembly In Assembly building

또한 발사체 운용에 단간연결 엄빌리칼 및 모바일 패드를 적용하여 엄빌리칼 연결 작업을 발사체 조립장에서 미리 수행함으로써 작업시간 절감, 작업자 안전 확보, 발사대에서의 발사 준비 과정 최소화 등의 이점을 반영하였다. 모바일 패드를 적용한 발사체 조립, 이송, 기립 운용개념은 Fig. 1과 같다.

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Fig. 1

Operation concept of launch vehicle using mobile pad.

기본적인 발사체 운용개념에 발사장의 세부 운용개념을 수립하기 위해 발사장이 갖춰야 할 구성요소를 나로호와 누리호의 나로우주센터 운용사례를 참고하여 Fig. 2와 같이 식별하고 분류하였다[5,6,7].

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Fig. 2

Component of launch site.

식별된 발사장 구성요소와 발사체의 운용개념을 바탕으로 전체 체계의 운용개념을 분석하고, 나로호와 누리호의 지상 및 발사운용 사례를 참고하여 총 5단계로 도출[8-9]하여 체계 운용개념서(Operational Concept Document, OCD)로 정리하였다. 단계별 수행 내용과 장소를 간략히 정리하면 Table 2와 같다.

Table 2

System operational concept.

Stage	Description	Place
1	- Assembly and testing of stages - Transport the each stage to the launch site (By sea)	Assembly company
2	- Inspection of each stage - LV final assembly and test before launch	Assembly building at launch site
3	- Transport LV to LP - LV final inspection on LP - Launch and mission flight (Lift- off - Stage separation – Satellite separation)	Assembly building / LP at launch site
4	- Follow-up works at the launch site after LV launch - In case of launch cancel, follow-up steps for LV inspection, transportation and relaunch	Assembly building / LP at launch site
5	- General operation readiness of the assembly building and payload processing building	Launch site

운용단계별 발사체와 발사장의 주요 수행 업무를 운용 순서에 따라 업무 흐름도(Flow chart)로 정리하면 Fig. 3과 같다.

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Fig. 3

Flow chart of system operational concept.

2.2 체계 및 발사체 요구사항 분석 및 도출

도출된 체계의 운용개념을 바탕으로 이해관계자의 니즈(Needs)를 요구사항(Requirements)으로 전환시키고, 이를 바탕으로 체계 수준의 요구사항을 분석/도출하였다. 요구사항 분석에는 Table 3과 같은 제품의 수명주기 동안 요구사항 충족을 위해 관리해야 하는 기술 측정(Technical measure) 지표들을 고려하였으며[10-11], 기술 측정 지표 간에는 Fig. 4와 같이 서로 연관 관계를 맺게 하여 요구사항과 더불어 추적성을 갖도록 설정하였다.

Table 3

Technical measures.

Class	Description	Example
MOE¹⁾	Mission objectives that the system must achieve in the operating environment (Customer/User perspective)	Orbit insertion of mission payload
KPP²⁾	A key performance parameter that expresses the capabilities or characteristics of a system that require reevaluation or project suspension if the required values are not met	Payload weight
MOP³⁾	Physical and functional performance indicators of a system to achieve its mission object	Propellant capacity
TPM⁴⁾	Measurable attributes(technical indicators) of the implementation of system components during the development cycle	Specific impulse

1) Measures of Effectiveness

2) Key Performance Parameter

3) Measures of Performance

4) Technical Performance Measures

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Fig. 4

Relationship of technical measures[2].

체계의 요구사항 중 발사체로 할당된 요구사항을 발사체 요구사항으로 상세화하였으며, 발사체의 요구사항은 다시 하위 계통(Subsystem)으로, 계통의 요구사항은 다시 하위 구성품(H/W, S/W)의 요구사항으로 할당하고 상세화하였다. Fig. 5는 본 연구에 적용한 요구사항 관리 체계(Spec. tree)로 이러한 관리 체계에 따라 상위 요구사항은 하위 요구사항으로 할당 및 상세화되고, 해당 요구사항의 구현은 설계 기술서로, 검증 및 결과는 시험계획서와 결과서를 통해 관리하게 된다.

또한 Fig. 5의 관리 체계를 요구사항 관리 프로그램인 Cradle로 구축하여 도출된 모든 요구사항과 설계 기술사항, 시험항목과 결과를 시스템에 입력하여 관리하도록 하였다. 이러한 요구사항 분석 과정을 통해 최종적으로 체계 62건, 발사체 142건의 요구사항을 도출하였다.

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Fig. 5

Requirement management system(Spec. tree).

2.3 발사체 Staging 설계

도출된 발사체의 요구사항을 바탕으로 발사체 임무분석을 위한 Staging 설계를 수행하였다. 설계조건은 체계 운용개념과 요구사항 그리고 우리나라의 지정학적 위치와 같은 다양한 제한 요소들을 분석하여 Table 4와 같이 설정하였다.

Table 4

Condition of launch vehicle design.

Item		Design condition
Mission payload		≥ 500 kg
Target orbit		500 km, SSO
Launch site		NARO space center
1st Stage engine		75 tonf engine of KSLV-II
1st Stage / Fairing impact point		1,400 ~ 2,800 km (From launch site)
Initial lift-off acceleration		≥ 1.2g
Max. Q		< 40,000 Pa
Max. acceleration		< 8.0g
Faring separation		Heat flux density < 1,135 W/m²
Engine	Thrust (Vacuum)	1st stage	745 kN(=75.97 tonf)
		2nd stage	30 kN(=3.06 tonf)
	I_sp (Vacuum)	1st stage	298.5 sec
		2nd stage	≥ 360.0 sec

2.3.1 발사체 필요 속도증분 산출

속도증분( $∆ V$ )은 발사체가 임무달성을 위해 엔진으로부터 만들어 내야 하는 발사체 비행 속도의 총증가량(또는 변화량)을 의미하며, 이는 목표 궤도를 돌기 위한 궤도속도( $V_{o r b i t}$ )와 비행 중 발생하는 속도 손실량의 합으로 구할 수 있다. 본 연구에서 고려한 속도 손실 항목을 Table 5와 같이 식별하였다.

Table 5

Launch vehicle velocity losses.

Item	Description
Gravity loss ( $V_{g r a v}$ )	Velocity loss due to earth’s gravity
Drag loss ( $V_{d r a g}$ )	Velocity loss due to aerodynamic drag
Steering loss ( $V_{s t e e r}$ )	Velocity loss due to vehicle steering
Pressure loss ( $V_{p r e s s u r e}$ )	Velocity loss due to the difference between vacuum and ground thrust

따라서 임무수행에 필요한 전체 속도증분은 Eq. 1과 같이 구할 수 있다.

(1)

∆ V = V_{o r b i t} + V_{g r a v} + V_{d r a g} + V_{s t e e r} + V_{p r e s s u r e}

먼저 궤도를 돌기 위해 궤도에 투입되어야 하는 궤도속도는 Eq. 2로부터 구할 수 있다[12].

(2)

V_{o r b i t} = \sqrt{μ (\frac{2}{r} - \frac{1}{a})}

여기서, $μ$ : 중력상수(= $3.986 \times 10^{14}$ m²/sec²)

$r$ : 궤도 진입 시 반경

$a$ : 궤도의 장반경

본 연구의 임무 목표는 고도 500 km의 태양동기궤도로 궤도 진입 반경은 지구 반지름( $R_{E}$ )과 고도( $h$ )의 합으로 정해진다. 또한 목표 궤도를 원궤도로 가정하면 $a = r$ 이므로 Eq. 2는 다음과 같이 표현된다.

(3)

V_{o r b i t} = \sqrt{\frac{μ}{R_{E} + h}}

Eq. 3으로부터 발사체가 투입되기 위한 궤도속도를 구하면 약 7,610 m/s가 필요함을 알 수 있다.

다음으로 비행 중 발생하는 속도 손실은 각각 Eq. 4,5,6,7로부터 구할 수 있다[12].

(4)

∆ V_{g r a v} = \int_{i g n}^{b o} g_{l} \sin γ d t

(5)

∆ V_{d r a g} = \int_{i g n}^{b o} \frac{D}{m} d t

(6)

∆ V_{s t e e r} = \int_{i g n}^{b o} \frac{T}{m} (1 - \cos α^{'}) d t

(7)

∆ V_{p r e s s u r e} = T_{v a c} - P_{a t m} A_{n o z z l e}

여기서, $T$ : 시간에 따른 추력

$m$ : 시간에 따른 발사체의 무게

$D$ : 시간에 따른 항력

$V$ : 발사체의 속도

$g_{l}$ : 국부 중력가속도

$α$ : 피치 받음각

$δ$ : 추력 굴절각

$α'$ : $α + δ$ (추력벡터와 현재 속도벡터 사잇각)

$γ$ : 국부 비행경로각(평면과 속도벡터 사잇각)

$C_{D}$ : 항력계수

$T_{v a c}$ : 진공추력

$P_{a t m}$ : 대기압

$A_{n o z z l e}$ : 노즐출구면적

그러나 발사체 개념설계 초기 단계에서 발사체의 비행 궤적과 이에 따른 속도 손실을 정확히 계산하는 것은 어렵기 때문에 본 개념설계에서는 동일한 임무목표로 선행된 연구를 참고해 전체 속도증분을 10,500 m/s로 선정하였다[13].

또한 발사장의 지정학적 위치에 따라 발사체 1단 및 페어링의 낙하지점이 발사장으로부터 직선거리 1,400 km 이상이어야 하는 점을 고려하여 1단과 2단의 필요 속도증분을 각각 4,900 m/s, 5,600 m/s로 배분하였다.

2.3.2 발사체 구조비 선정

발사체의 구조비( $σ$ )는 발사체의 전체 중량에서 발사체 구조(추진제 탱크, 배관 등), 탑재 장비(엔진, 항전장비, 와이어하네스 등), 잔류 추진제 등이 차지하는 비율로 정의되며 Eq. 8과 같이 표현된다.

(8)

σ = \frac{m_{s}}{m_{s} + m_{p}}

여기서, $m_{s}$ : 구조 중량

$m_{p}$ : 임무 추진제 중량

구조비는 먼저 초기값을 설정한 후 발사체 탑재되는 추진제 중량과 구조 중량을 도출하고, 도출된 중량을 바탕으로 발사체 설계 및 제작 가능 여부와 임무 달성 여부를 종합적으로 분석하여 최종 확정하게 된다. 본 연구에서는 Table 6, 7과 같이 해외 유사 발사체 사례를 참고하여 초기 구조비를 1단 10%, 2단 12%로 설정하였다.

Table 6

Case of structure coefficient of Falcon 1e[14].

Item	1st stage	2nd stage
Total mass [kg]	43251.6	5018.4
Propellant mass [kg]	39488.3	4346.9
Unused propellant [kg]	1184.6	130.4
Dry mass [kg]	2578.7	541.1
Structure mass [kg]	3763.3	671.5
Structure coefficient	8.7%	13.4%

Table 7

Case of structure coefficient of Alpha[15].

Item	1st stage	2nd stage
Total mass [kg]	45944.4	7969.6
Propellant mass [kg]	42204.9	6990.6
Unused propellant [kg]	844.1	69.9
Dry mass [kg]	2895.4	909.1
Structure mass [kg]	3739.5	979.0
Structure coefficient	8.1%	12.3%

초기 설정된 구조비를 통해 도출된 발사체 중량으로부터 구조 중량, 잔류 추진제 중량, 전기, 항전 등 하위 시스템의 중량을 할당하였고, 발사체의 초기 Sizing 및 임무분석을 수행하였다. 이 과정에서 중량 재할당이 필요한 하위 시스템이 있거나 임무분석 결과 목표 임무 달성이 불가할 경우, 설정된 초기 구조비를 변경하여 재분석하는 과정을 반복하였으며, 최종적으로 1단 8.4%, 2단 13.2%로 구조비를 설정하였다. 구조비 설정에는 발사체 구조 경량화 측면에서 공통격벽 추진제 탱크, 소형/경량화 통합 항전장비, 알루미늄-리튬 기반의 Al2198 소재 등을 고려하였다.

2.3.3 발사체 탑재 추진제 중량 산출

발사체에 탑재되는 추진제는 임무에 사용되는 임무 추진제와 사용되지 않는 잔류 추진제로 구분할 수 있다. 임무 추진제는 엔진 연소에 사용되어 발사체 밖으로 배출되는 추진제를 말하며, 잔류 추진제는 발사체 추진제 탱크, 배관 등에 남아 임무 종료 시까지 배출되지 않는 추진제를 말한다.

임무 추진제 중량은 Eq. 9의 Tsiolkovsky 로켓방정식을 이용해 산출해 낼 수 있는데, 이 방정식에 Eq. 8의 구조비 공식을 대입하면 임무 추진제 중량 대비 속도증분의 변화를 도출해 낼 수 있다.

(9)

∆ V = g_{0} I_{s p} \ln (\frac{m_{o}}{m_{f}}) = g_{0} I_{s p} \ln (\frac{m_{s} + m_{p} + m_{P L}}{m_{s} + m_{P L}})

여기서, $g_{0}$ : 중력가속도

$I_{s p}$ : 진공비추력

$m_{0}$ : 비행 시작 중량

$m_{f}$ : 비행 종료 중량

$m_{P L}$ : 탑재물(Payload) 중량

분석결과 Fig. 6, 7에서와 같이 각 단의 임무 추진제 중량은 1단이 45,549.0 kg, 2단이 4,701.1 kg으로 선정되었으며, 그에 따른 단별 속도증분은 계산 결과 1단이 4,902.5 m/s, 2단이 5,571.8 m/s로 필요로 하는 속도증분을 충족함을 확인할 수 있었다.

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Fig. 6

Mission propellant weight vs $∆ V$ of 1^st stage.

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Fig. 7

Mission propellant weight vs $∆ V$ of 2^nd stage.

발사체 탑재 추진제 중량 중 잔류 추진제 중량은 속도증분 계산 과정에서 구조 중량( $m_{s}$ )에 포함되어 계산되는데, 먼저 구조 중량은 단별 구조비와 임무 추진제 중량( $m_{p}$ )이 선정되면 구조비 공식을 Eq. 10과 같이 정리하여 도출해 낼 수 있다.

(10)

m_{s} = (\frac{σ}{1 - σ}) m_{p}

이렇게 계산된 각 단의 구조 중량에서 요구되는 잔류 추진제 중량을 할당하였고, 잔류 추진제 항목을 세부적으로 식별하여 최종적으로 Table 8과 같이 산출해 내었다.

연료 Bias는 1단 산화제 잔류량 최소화를 위해 추가로 탑재하는 연료 중량으로 2단 엔진의 경우에는 추진제의 혼합비 제어 기능을 적용함으로써 포함시키지 않았다. 포고억제장치는 섭동에 의한 공진 영향성이 큰 1단 비행 구간에만 적용하여 2단에는 포고억제장치에 사용되는 추진제 중량을 고려하지 않았다. 추가로 2단의 잔류 추진제에는 엔진의 자가증기가압을 위한 추진제 중량과 상단의 임무 여유량(Margin)을 고려하였다.

Table 8

Residual propellant.

Item	1st stage [kg]		2nd stage [kg]
	Fuel	LOX	Fuel	LOX
Fuel bias	92.6	300.8	-	-
			-	-
Pogo suppression
			32.6	110.9
Evaporation
Structural residual
Autogenous pressurization	-	-
Mission margin	-	-
Total	393.4		143.5

2.3.4 발사체 Staging 설계 결과

지금까지 분석한 발사체 각 단의 요구성능과 추진제 중량 등을 반영한 Staging 설계 결과를 정리하면 Table 9와 같다.

Table 9

Result of launch vehicle staging design.

Item	1st stage	2nd stage	Fairing	Payload
Stage mass [kg]	49,726.0	5,416.0	300.0	520.0
Propellant mass [kg]	45,942.4	4,844.6	-	-
Dry mass [kg]	3,783.6	571.4	-	-
Structure coefficient [%]	8.4	13.2	-	-
Engine I_sp [sec]	298.5	362.0	-	-
Vacuum thrust [tonf]	745.0	30.0	-	-
Velocity increment [m/s]	4,902.5	5,571.8	-	-

2.4 발사체 형상설계

발사체 Staging 설계 결과로 도출된 추진제 중량과 구조 중량을 바탕으로 발사체에 대한 형상설계(Sizing 및 Layout 설계)를 수행하였다. 발사체의 직경은 직경이 2.6 m인 누리호 시험발사체를 기준으로 구조 중량 절감을 위한 세장비 개선(직경 감소, 길이 증가) 효과를 고려하여 2 m로 선정하였다.

2.4.1 Payload Fairing(PLF) & Payload Attachment Fitting(PAF)

발사체 PLF의 전반적인 크기는 Table 10과 같이 해외 유사 발사체 사례를 참고하여 직경 2.0 m, 높이 5.0 m로 선정하였다.

또한 PLF의 Nose cone 형상은 일반적으로 Parabolic nose cone으로 불리는 Power series 형상을 선정하였다[19].

PAF는 Fig. 8과 같이상용 및 규격화된 PAS 937S[20]를 본 연구의 발사체에 맞게 적용하였다.

Table 10

Case of similar launch vehicle PLF.

Case	Description
Alpha (Firefly Aerospace) [16]
Terran1 (Relativity Space) [17]
RS1 (ABL Space Systems) [18]

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Fig. 8

PAS937S – General view.

2.4.2 추진제 탱크

추진제 탱크는 Staging 설계 결과로 도출된 추진제 중량을 먼저 해당 추진제의 밀도를 통해 부피로 환산하고, 환산된 부피에 탱크의 Ullage와 극저온 추진제에 의한 탱크 수축을 고려해 탱크의 체적과 형상을 도출하였다. 추진제 탱크 체적 분석 결과는 Table 11과 같다.

Table 11

Volume of propellant tank.

Stage	Fuel		LOX
Stage	Mass	Tank volume	Mass	Tank volume
1st	14,327 kg	18.38 m³	31,616 kg	30.24 m³
2nd	1,101 kg	2.81 m³	3,744 kg	3.58 m³

추진제 탱크 체적 분석 결과 2단 추진제 탱크의 체적이 현재 스페이스파이오니어 사업에서 개발되고 있는 공통격벽 추진제 탱크의 체적과 유사함을 확인하였고, 이 결과를 바탕으로 스페이스파이오니어 사업의 공통격벽 추진제 탱크와 본 연구의 형상설계를 연계하였다.

2.4.3 기타 발사체 구조부

PLF, PAF 그리고 추진제 탱크를 제외한 발사체의 구조부는 Table 12과 같이 추진제 탱크 상/하부 Skirt, 단 연결부(Interstage)와 같은 타 구조가 연결(Interfacing)되는 전/후방 동체, 그리고 발사체가 모바일 패드와 연결되는 엔진 페어링으로 구분하였다.

이러한 구조부는 스페이스파이오니어 사업과 소형발사체 개발역량지원사업의 산출물을 고려하여 설계하였으며, 특히 1단의 엔진 페어링은 한국형발사체 75톤 엔진을 사용하기 위해 한국형발사체 2단 직경과 같은 2.6 m로 설정하였다.

2.4.4 발사체 형상설계 결과

지금까지 분석된 발사체의 형상설계 결과를 정리하면 Table 12와 같다.

Table 12

Result of launch vehicle configuration design.

Item		Length [mm]	Diameter [mm]
PLF	Nose cone	1,500	2,000
PLF	Cylinder	3,500
2^nd stage	Fwd. fuselage	250
	Upper skirt	250
	Tank cylinder	1,255
	Lower skirt	250
	Aft. fuselage	250
1^st stage	Interstage	2,500
	Fwd. fuselage	250
	Upper skirt	250
	Tank cylinder	14,810
	Lower skirt	250
	Aft. fuselage	500
	Engine fairing	2,000	2,600
Total		27,815	-

2.5 발사체 임무분석

지금까지 분석된 발사체 Staging 설계 결과와 형상설계 결과가 임무목표 및 Table 4의 설계조건을 충족하는지 확인하였다. 임무분석에는 발사체 궤적설계 및 임무분석프로그램인 ASTOS를 사용하였으며, 그 결과는 Fig. 9,10,11,12와 같다. 분석 결과 Table 13과 같이 임무목표 및 설계조건을 모두 충족함을 확인할 수 있다.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2024-028-04/N0580280406/images/kspe_2024_284_47_F9.jpg

Fig. 9

Velocity and osculating inclination.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2024-028-04/N0580280406/images/kspe_2024_284_47_F10.jpg

Fig. 10

Altitude, dynamic pressure, heat flux density.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2024-028-04/N0580280406/images/kspe_2024_284_47_F11.jpg

Fig. 11

Axial load factor.

https://cdn.apub.kr/journalsite/sites/jkspe/2024-028-04/N0580280406/images/kspe_2024_284_47_F12.jpg

Fig. 12

Impact point of 1^st stage and PLF.

Table 13

Result of mission analysis.

Item	Design condition	Result
Mission payload	≥ 500 kg	Pass
Target orbit	500 km, SSO	Pass (500 km, Inclination 97.4°)
1st Stage / Fairing impact point	1,400 ~ 2,800 km (From launch site)	Pass (1st Stage: 1,527.4 km Fairing: 1,553.5 km)
Max. Q	< 40 kPa	Pass (38.65 kPa)
Max. acceleration	< 8.0g	Pass (7.5g)
Faring separation	< Heat flux density 1,135 W/m²	Pass (1,029 W/m²)

3. 결 론

본 연구에서는 500 kg 급 소형위성을 고도 500 km의 태양동기궤도(SSO)에 투입하는 것을 목표로 하는 지상발사 소형발사체 체계에 대한 개념설계를 수행하였다. 본 연구에는 체계공학(System engineering) 기법을 적용하여, 운용개념 분석에서부터 요구사항 분석, 발사체 Staging 설계, 형상설계(Sizing 및 Layout 설계), 그리고 임무분석까지의 과정을 거쳤으며 최적의 결과를 도출해 내기 위해 이를 반복적으로 수행하였다.

먼저 체계수준의 운용개념을 도출하였는데, 여기에는 정부가 지원하는 우주기술 개발사업과 한국형발사체의 운용개념을 고려해 도출하였다. 또한 도출된 운용개념을 바탕으로 총 62건의 체계 요구사항과 142건의 발사체 요구사항을 도출해 내었다. 도출된 발사체 요구사항을 충족시키기 위한 발사체의 Staging 설계를 수행하였고, Staging 설계 결과로 산출된 추진제 중량과 구조 중량을 바탕으로 발사체의 형상설계를 수행하였다. 끝으로 임무분석 프로그램인 ASTOS를 활용해 본 연구의 설계 결과가 임무목표와 설계조건을 충족함을 확인하였다.

본 연구는 우리나라가 한국형발사체 사업을 통해 축적한 기술과 현재 정부의 지원으로 이뤄지고 있는 민간의 우주기술 개발사업들을 소형발사체 체계와 연계하였다는 점에서 의의가 있다고 할 수 있다. 선진국에 비해 민간 기업의 우주기술이 발사체 시장에서 뒤처져 있는 상황에서 정부가 축적해온 기술과 정부의 지원으로 개발되고 있는 기술들을 체계 개발에 적극 활용하는 것은 빠른 시간 내에 우주시장에 진출하려는 민간 기업에게 매우 중요할 뿐만 아니라 정부가 추진하고 있는 우주개발 정책과도 부합하는 것이라고 할 수 있다.

대한항공에서는 본 연구의 결과를 바탕으로 향후 발사체 구성품에 대한 중량 및 개념설계 검토와 발사체의 공력 및 하중해석 등의 연구를 수행할 예정이며, 이를 위해 발사체의 비행 궤적 및 운용 절차를 세분화할 것이다. 또한 본 연구에서 발사체 1단 엔진으로 사용한 한국형발사체 2단의 고공용 75톤 엔진을 지상에서 사용할 경우 축소되는 확대노즐의 중량 또한 추가로 분석하여 Satging 설계에 반영할 것이다. 뿐만 아니라 이번 연구에서 상대적으로 고려가 덜 된 발사장의 운용개념도 발사장 구성요소(발사지휘센터, 발사시설 등) 간의 세부 업무를 식별하여 상세화할 예정이며, 이러한 추가 연구를 바탕으로 체계 및 발사체의 요구사항과 MOE, MOP 등 기술측정 지표도 구체화하며 소형발사체 체계 개념설계 연구를 지속적으로 수행해나갈 계획이다.

Acknowledgements

이 논문은 한국추진공학회 2023년도 추계학술대회(2023.11.29.∼12.1, 경주 라한셀렉트) 발표논문을 심사하여 수정ㆍ보완한 것임.

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Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers ISSN:1226-6027(Print) 2288-4548(Online) 한국추진공학회지

Preview

Concept Design of Small Launch Vehicle SystemUsing 3 tonf Class High Performance Upper Stage Engine

ABSTRACT

MAIN

Table 1

Classification of launch vehicle final assembly, transportation, erection method.

Fig. 1

Operation concept of launch vehicle using mobile pad.

Fig. 2

Component of launch site.

Table 2

System operational concept.

Fig. 3

Flow chart of system operational concept.

Table 3

Technical measures.

Fig. 4

Relationship of technical measures[2].

Fig. 5

Requirement management system(Spec. tree).

Table 4

Condition of launch vehicle design.

Table 5

Launch vehicle velocity losses.

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

(6)

(7)

(8)

Table 6

Case of structure coefficient of Falcon 1e[14].

Table 7

Case of structure coefficient of Alpha[15].

(9)

Fig. 6

Mission propellant weight vs ∆V of 1st stage.

Fig. 7

Mission propellant weight vs ∆V of 2nd stage.

(10)

Table 8

Residual propellant.

Table 9

Result of launch vehicle staging design.

Table 10

Case of similar launch vehicle PLF.

Fig. 8

PAS937S – General view.

Table 11

Volume of propellant tank.

Table 12

Result of launch vehicle configuration design.

Fig. 9

Velocity and osculating inclination.

Fig. 10

Altitude, dynamic pressure, heat flux density.

Fig. 11

Axial load factor.

Fig. 12

Impact point of 1st stage and PLF.

Table 13

Result of mission analysis.

Acknowledgements

References

Mission propellant weight vs $∆ V$ of 1^st stage.

Mission propellant weight vs $∆ V$ of 2^nd stage.

Impact point of 1^st stage and PLF.