[논문]RBCC엔진을 적용한 재사용발사체의 중량저감효과

강상훈; 이수용

doi:10.6108/kspe.2013.17.3.056

RBCC엔진을 적용한 재사용발사체의 중량저감효과
Weight Reduction of the Reusable Launch Vehicles Using RBCC Engines 원문보기

한국추진공학회지 = Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, v.17 no.3, 2013년, pp.56 - 66

강상훈 (한국항공우주연구원 미래로켓연구팀) , 이수용 (한국항공우주연구원 미래로켓연구팀)

초록
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RBCC엔진을 적용한 VTHL(Vertical Take off and Horizontal Landing)/ TSTO(Two Stage To orbit) 방식의 재사용 발사체의 중량저감효과에 대해 연구하였다. 발사체의 중량과 추력을 예측하기 위해 발사체의 운동방정식을 해석하고 기존의 로켓발사체의 제원과 비교하여 검증하였다. 해석결과로부터, 2.5 ton의 탑제체를 고도 200 km 지구 원궤도에 투입하는 임무에 대해, RBCC엔진을 1단에 배치한 A형 발사체가 RBCC엔진을 2단에 배치한 B형 발사체보다 훨씬 적은 중량으로 동일한 임무를 수행할 수 있는 것으로 나타났다. 또한 A형 발사체는 동급의 탑재중량을 갖는 기존의 로켓발사체의 약 25.8%의 중량을 갖는 것으로 예측되었다.

Abstract ▼ AI-Helper

Weight reduction of the VTHL / TSTO type of the reusable launch vehicles using RBCC engines are investigated. To predict weight and thrust of the vehicles, equations of motion are analyzed. Analysis results are compared with specifications of existing launch vehicles for validations. For the mission of inserting 2.5 ton payload to 200 km circular orbit, the case A, which uses the RBCC engine in the 1st stage shows smaller weight than the case B, which uses the RBCC engine in the 2nd stage. The weight of the case A shows only 25.8% of a existing rocket launch vehicle's weight.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

그러나, 본 연구에서는 RBCC 엔진 또는 로켓 엔진을 적용한 서로 다른 발사체에 대해 발사체 형상에 의한 공력성능의 차이보다, 비추력, 구조비 및 중량 등에 의한 장단점을 비교하고자 하므로, 다음과 같은 가정을 두고 발사체의 운동특성을 예측한다.
Soyuz 3단 로켓의 경우와 달리, 오차의 범위가 높은 이유는 알려지지 않은 Falcon 9의 운동특성값을 가정에 의해서 입력하여 사용하였기 때문으로 추정된다. 그러나, 이러한 정확도는 RBCC 엔진을 적용한 발사체의 성능개선을 대략적인 수준으로 예측하기 위한 본 연구의 목적에는 부합하는 수준이라 할 수 있다.
따라서, 본 연구에서는 RBCC 엔진을 적용한 VTHL 방식의 TSTO 발사체의 성능에 대해서 분석하고, 이러한 발사체의 장단점에 대해 기술하고자 한다.
본 연구를 통하여 RBCC엔진을 적용한 VTHL / TSTO 방식의 재사용 발사체의 중량 및 추력 분석을 수행하였다. 해석결과로부터, RBCC엔진을 1단에 배치한 A형 발사체가 RBCC엔진을 2단에 배치한 B형 발사체보다 훨씬 적은 중량으로 동일한 임무를 수행할 수 있는 것으로 나타났으며, A형 발사체는 동급의 탑재중량을 갖는 기존의 로켓발사체인 DELTA3000의 약 25.

가설 설정

1) Falcon 9의 Pitch angle은 Soyuz의 경우와 유사하게 변화한다고 가정하고, 발사 시 90°에서 1단 종료시점인 180 sec 후 25°가 되고, 2단 종료시점에서 0°가 된다.
2) Falcon 9의 1단의 최대가속도는 인간이 견딜 수 있는 한계가속도인 40 m/s² (약 4 g)로 가정한다 (Soyuz 1단은 43 m/s² 임). 또한 2단의 최대가속도는 Soyuz와 유사한 수준으로 30 m/s²으로 가정한다.
2) 엔진의 추력은 각단 또는 엔진운영모드에 따라 운영시간 동안 일정하게 유지된다.
3) Falcon 9의 1, 2단의 구조비는 10% 이다.
4) 발사체의 Coast 구간, Fairing 분리, 추력 제어는 없다고 가정한다.
Hank의 연구에서 A형 발사체와 B형 발사체 중량의 역전현상이 나타난 주요한 원인 중에 하나는 비추력 입력값의 차이이다. Hank는 RBCC 엔진의 램제트/스크램제트 모드에서의 비추력을 비행마하수에 따라 771 ~ 1628 sec로 가정하였다[14]. 본 연구에서는 평균 비추력을 가정하여 1500 sec로 두었다.
임). 또한 2단의 최대가속도는 Soyuz와 유사한 수준으로 30 m/s²으로 가정한다.
Hank는 RBCC 엔진의 램제트/스크램제트 모드에서의 비추력을 비행마하수에 따라 771 ~ 1628 sec로 가정하였다[14]. 본 연구에서는 평균 비추력을 가정하여 1500 sec로 두었다. 여러 연구에서 공기흡입식고속추진기관의 비추력은 수소엔진의 경우 2500 sec(스크램제트) ~ 4000 sec(램제트) 수준이며, 탄화수소엔진의 경우, 1000 sec(스크램제트) ~ 2000 sec(램제트) 수준으로 기록하고 있다[15].

제안 방법

본 연구에서 선택한 해석의 대상은 RBCC엔진을 적용한 VTHL 방식의 발사체로서, RBCC엔진을 1단 또는 2단에 배치할 수 있다. 본 연구에서는 RBCC엔진을 1단에 배치하는 경우를 A형, 2단에 배치하는 경우를 B형으로 정하고 해석을 진행하였다.
앞에서 서술한 운동방정식이 발사체의 운동을 잘 모사하는지 확인하기 위하여, RD-0110엔진을 장착한 Soyuz 발사체의 3단 로켓의 운동을 모사하고, Starsem이 공개하고 있는 Soyuz 3단의 비행특성값과 비교해보았다[9]. Starsem이 공개하고 있는 Soyuz 발사체의 제원은 Table 1에 나타난 바와 같다.

대상 데이터

1) 본 발사체는 2.5 ton의 탑재체를 고도 200 km 지구 원궤도에 투입하는 것을 임무로 한다.
본 연구에서 선택한 해석의 대상은 RBCC엔진을 적용한 VTHL 방식의 발사체로서, RBCC엔진을 1단 또는 2단에 배치할 수 있다. 본 연구에서는 RBCC엔진을 1단에 배치하는 경우를 A형, 2단에 배치하는 경우를 B형으로 정하고 해석을 진행하였다.

성능/효과

1) RBCC엔진의 Rocket mode는 RBCC의 Ramjet mode가 운영될 수 있는 900 m/s (약 Mach 3)까지 가속한다.
2) RBCC엔진의 램제트/스크램제트 모드는 900 m/s (약 Mach 3)에서 2400 m/s (약 Mach 8)까지 가속한 후 2단과 분리된다.
2) RBCC엔진의 램제트/스크램제트 모드는 900 m/s (약 Mach 3)에서 2400 m/s (약 Mach 8)까지 가속한다.
3) 2단에 배치된 로켓은 2400 m/s 에서 궤도 속도 7376 m/s 까지 가속한다.
3) RBCC엔진의 로켓모드는 2400 m/s에서 궤도속도 7367 m/s 까지 가속한다.
3) 발사체는 발사장 동쪽 방향으로 발사하며, 지구자전의 도움으로 궤도속도는 7376 m/s가 된다.
3) 발사체의 Pitch angle은 단별, 운영모드별로 일정한 각속도로 변화한다.
6%의 중량을 보여주고 있다. 결과적으로, A형 발사체의 중량은 DELTA3000의 약 25.8%에 불과한 것으로 나타났다. A형 발사체는 따라서, RBCC 엔진을 발사체에 적용하는 경우에는 전체적으로 발사체의 무게를 획기적으로 감소시킬 수 있으며, 낮은 추력으로도 발사체 임무를 수행할 수 있다.
이 구조물 중량은 RBCC의 로켓모드에 적용 시, 구조비 23%로 통상적인 경우의 10%보다 높다. 그러나, 이러한 구조물에 의한 중량증가량보다 산화제탑재량 감소로 인한 중량저감효과가 더 높기 때문에 전체적으로는 중량이 감소하는 것으로 나타났다.
Figure 3에는 RBCC를 적용한 A형, B형 발사체와 더불어 동급중량의 탑재체를 LEO에 진입 시키는 기존 로켓발사체의 중량을 비교하여 도시하였다[10, 11]. 그림에서 확인할 수 있듯이, RBCC-B형 발사체는 기존의 로켓발사체 DELTA3000의 약 55.4%의 중량을 보이고 있으며, RBCC-A형 발사체는 B형 발사체의 약 46.6%의 중량을 보여주고 있다. 결과적으로, A형 발사체의 중량은 DELTA3000의 약 25.
8 ton)으로 알려져 있다[10, 11]. 따라서, RBCC를 1단에 적용하면, 로켓을 적용하는 경우보다 이륙중량을 획기적으로 감소시킬 수 있을 것으로 예측할 수 있다.
표를 살펴보면, 3단 로켓의 제원을 약 3% 오차 이내로 예측하고 있음을 알 수 있다. 따라서, 본 해석방법을 적용하면, 주어진 탑재중량 및 가속요구성능에 대해, 비추력, 구조비 등을 제한조건으로 적용하여 RBCC를 적용한 재사용발사체 중량, 추력 등의 제원을 예측할 수 있다.
8%의 중량을 갖는 것으로 예측되었다. 또한 A형 발사체는 동일임무를 수행하기 위한 총생산 충격량에서도 기존 발사체 및 B형 발사체의 절반이하로 낮게 나타났다. 그러나, 이러한 연구 결과는 RBCC엔진의 램제트/스크램제트 모드의 비추력 성능과 전체발사체의 공력저항값에 따라 달라질 수 있다.
RBCC의 로켓모드는 사실상, Ram/Scram 모드에 필요한 구성품을 탑재하고 있지만 실제적으로는 로켓과 동일하게 운영되므로, 구조비가 높은 로켓발사체와 같다고 볼 수 있다. 본 해석결과에서 RBCC의 로켓모드는 구조비 15%로 A형 발사체의 RBCC 로켓모드의 23%보다 그 비율 면에서는 높지 않다. 그러나, B형 발사체는 이러한 구조물의 무게를 중간에 분리하여 덜어내지 않고 탑재체 궤도투여 직전까지 싣고 올라가므로, 전체적으로는 탑재체 무게를 증가시킨 경우와 유사하게 되어, 발사체중량 증가를 초래하게 된다.
Airbus A380 및 Boeing 747-100의 경우 최대이륙중량에서 최대연료량을 뺀 값을 구조물의 무게라고 가정하면, 구조비는 약 55%가 된다[12, 13]. 본 해석결과에서는 Ram/Scram 모드에서의 구조비가 58%로 산출되어 항공기에 준하는 수준의 구조비가 예측되었다. 이 구조물 중량은 RBCC의 로켓모드에 적용 시, 구조비 23%로 통상적인 경우의 10%보다 높다.
표에서 나타난 바와 같이 2.5 ton의 탑재체를 LEO에 진입시키기 위한 A형 발사체의 전체중량은 약 48 ton으로 나타났다. 로켓발사체의 경우 유사한 중량의 탑재체를 LEO에 진입시킬 수 있는 발사체의 이륙중량은 약 120 ton(Athena II, 탑재중량 2 ton)에서 213 ton(장정 2c, 탑재중량 2.
표에서 나타난 바와 같이 2.5 ton의 탑재체를 LEO에 진입시키기 위한 B형 발사체의 전체중량은 약 102 ton으로 나타났다. 이는 로켓발사체의 중량보다는 작은 수준이라고 할 수 있으나, A형 발사체의 중량보다는 2배 가량 높은 수치이다.
본 연구를 통하여 RBCC엔진을 적용한 VTHL / TSTO 방식의 재사용 발사체의 중량 및 추력 분석을 수행하였다. 해석결과로부터, RBCC엔진을 1단에 배치한 A형 발사체가 RBCC엔진을 2단에 배치한 B형 발사체보다 훨씬 적은 중량으로 동일한 임무를 수행할 수 있는 것으로 나타났으며, A형 발사체는 동급의 탑재중량을 갖는 기존의 로켓발사체인 DELTA3000의 약 25.8%의 중량을 갖는 것으로 예측되었다. 또한 A형 발사체는 동일임무를 수행하기 위한 총생산 충격량에서도 기존 발사체 및 B형 발사체의 절반이하로 낮게 나타났다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	킥턴 (Kick turn) 및 중력턴 (Gravity turn)의 과정을 거치며, 대기권을 벗어난 이후에도 Coast 구간을 두고, Fairing을 분리하는 등의 과정이 최적화 방법에 의해 결정되고 제어되는 경우, 고려되야 하는 것은?	발사체는 비행안정성 및 구조적 안정성 확보를 위해, 킥턴 (Kick turn) 및 중력턴 (Gravity turn)의 과정을 거치며, 대기권을 벗어난 이후에도 Coast 구간을 두고, Fairing을 분리하는 등의 과정이 최적화 방법에 의해 결정되고 제어된다[8]. 이 경우, 발사체의 길이를 포함한 전체형상은 항력계수 및 공력기준면적을 결정짓는 중요한 요인이 되므로, 발사체의 운동특성 및 궤적을 정확히 예측하기 위해서는 발사체 형상이 고려되어야 한다.
	저비용 우주발사체를 구현하는 방법 중에서도 가장 유력하게 검토되고 있는 방안은 무엇인가?	저비용 우주발사체를 구현하는 방법 중에서도 가장 유력하게 검토되고 있는 방안은 재사용발사체의 개발이다. 재사용발사체가 사용횟수를 거듭할수록 위성의 발사비용이 절감될 뿐만 아니라, 재사용 구성품의 반복 사용으로 구성품 검증 및 신뢰도 향상을 기대할 수 있다.
	재사용발사체가 사용횟수를 거듭할수록 기대되는 점은?	저비용 우주발사체를 구현하는 방법 중에서도 가장 유력하게 검토되고 있는 방안은 재사용발사체의 개발이다. 재사용발사체가 사용횟수를 거듭할수록 위성의 발사비용이 절감될 뿐만 아니라, 재사용 구성품의 반복 사용으로 구성품 검증 및 신뢰도 향상을 기대할 수 있다. 이때, 재사용 구성품은 발사체 형태에 따라 1단 또는 2단만을 재사용하거나, 1단과 2단을 모두 재사용하도록 구성할 수도 있다.

참고문헌 (15)

Marshall, L. A., Bahm, C., Corpening, G. P., and Sherrill, R., "Overview with Results and Lessons Learned of the X-43A Mach 10 Flight," AIAA Paper 2005-3336, 2005
Hank, J. M., Murphy, J. S., and Mutzman, R. C., "The X-51A Scramjet Engine Flight Demonstration Program," AIAA Paper 2008-2540, 2008
Kokan, T., Olds, J. R., Hutchinson, V., and Reeves, J. D., "Aztec: A TSTO Hypersonic Vehicle Concept Utilizing TBCC and HEDM Propulsion Technologies," AIAA Paper 2004-3728, 2004
Young, D. A., Kokan, T., Clark, I., Tanner, C., and Wilhite, A., "Lazarus: A SSTO Hypersonic Vehicle Concept Utilizing RBCC and HEDM Propulsion Technologies," AIAA Paper 2006-8099, 2006, pp.959-965
Dissel, A. F., "Comparative System Analysis of Reusable Rocket and Air-breathing Launch Vehicles," M.S. Thesis, Univ. of Maryland, 2005
Hank, J. M., "Comparative Analysis of Two-Stage-To-Orbit Rocket and Airbreathing Reusable Launch Vehicles for Military Applications," M.S. Thesis, Air Force Institute of Technology, 2006
Talay, T. A., "Advanced Manned Launch System," NASA Report N93-22084, 1993
노웅래, "위성발사체의 궤적최적화와 관성유도 알고리듬 설계에 관한 연구," 공학박사학위논문, 서울대학교, 2001
SOYUZ User's Manual, ST-GTD-SUM-01-ISSUE3-REVISION 0, Starsem, The Soyuz Compay, 2001
Retrieved Oct. 22, 2012 from http://en.wikipedia.org/wiki/Comparison_of_small_lift_launch_systems
Retrieved Apr. 1, 2013 from http://www.astronautix.com
Retrieved Oct. 22, 2012 from http://en.wikiopedia.org/wiki/A380
Retrieved Oct. 22, 2012 from http://en.wikiopedia.org/wiki/Boeing_747
Bradford, J. E., Charania, A., and Wallace J., "Quicksat: A Two-Stage to Orbit Reusable Launch Vehicle Utilizing Air-Breathing Propulsion for Responsive Space Access," AIAA Paper 2004-5950, 2004
Moses, P. L., Rausch, V. L., Nguyen L. T., and Hill, J. R., "NASA Hypersonic Flight Demonstrators - Overview, Status, and Future Plans," Acta Astronautica, Vol. 55, 2004, pp.619-630

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