재사용 우주발사체의 회수 기술 현황 및 분석

1. 서 론

과거 냉전시대에 국력을 과시하기 위한 경쟁으로 우주개발에 많은 예산이 투입되었고 이를 바탕으로 경제성보다는 기술적 선점이 우선시되었다. 하지만 소련의 붕괴로 경쟁의 필요성이 없어지고 오일쇼크를 포함한 일련의 사건들로 인하여 각국의 우주 개발예산이 삭감되어 우주개발이 한동안 침체기를 맞았다. 이로 인해 경제성과 비용절감의 중요성이 부각되어 재사용발사체에 대한 연구가 세계 각국에서 이루어지고 있다[1].

현재 해외에서는 민간 우주개발업체인 Space X가 Falcon 9을 통해 다양한 로켓 임무를 수행한 뒤 1단 로켓 발사체를 재사용하고 있다[11-20]. Blue Origin사는 New Shepard에 재사용 기술을 처음으로 성공하여, 2018년에는 일반인을 대상으로 우주여행을 계획하고 있다. 그 외에도 Reaction Engine Limited(REL)의 Skylon은 차세대 엔진인 Synergistic Air-Breathing Rocket Engine(SABRE)를 장착하여 발사비용을 $10M까지 줄일 수 있을 것으로 예상하였다[24,25]. Airbus는 ADELINE을 개발하여 1단 로켓 발사체 전체를 재사용하는 것이 아닌 엔진부분만 회수할 수 있는 기술을 개발 중에 있다[26].

국내에서는 현재 한국형 발사체 (Korea Space Launch Vehicle 2, KSLV-2)의 개발에 모든 역량을 다하고 있어 재사용 기술은 고려하지 못하고 있다. 현재 기술로는 민간 우주 로켓보다 가격경쟁력을 가지기 힘들 것이며, 앞으로는 발사비용을 절감하기 위해 재사용 기술을 사용해야한다고 판단된다. 이를 위해 한국항공우주연구원의 비전 2040에서는 복합 사이클 추진기관인 로켓기반 통합 사이클(Rocket Based Combined Cycle, RBCC) 또는 터빈 기반 통합 사이클(Turbine Based Combined Cycle, TBCC) 엔진을 장착한 재사용 발사체를 개발하겠다는 목표를 제시하고 있다[1].

본 논문에서는 현재 세계 각국의 재사용 발사체에 대한 기술 발전 현황과 방향에 대한 소개 및 분석을 통하여 한국형 발사체가 사용할 수 있는 재사용 기술의 연구 방향에 대해서 기술하고자 한다.

2. 재사용 발사체 현황

2.2 Delta Clipper Experimental (DC-X)

DC-X는 1991년부터 1993년까지 Mcdonnell Douglas사와 미국방부가 공동으로 진행했던 프로젝트로 Reusable Single-Stage-To-Orbit Launch Vehicle 개발과정 중의 시험기이다. DC-X 프로젝트의 개발자들이 일부 Blue Origin에 고용되었고 DC-X에서 영감을 받아서 New Shepard가 탄생하게 되었다[5,6].

Fig. 1

Overview of DC-X[5].

2.3 Intermediate eXperimental Vehicle (IXV)

유럽우주국(European Space Agency, ESA)에서 €150M을 투자하여 개발한 IXV는 우주택시로 알려져 있다. IXV를 장착한 Vega 로켓은고도 130 km 지점에서 1단 분리된 후 200 km를 더 날아가 고도 140 km 지점에서 IXV를 분리시킨다. 그 후 IXV는 정해진 궤도를 따라 활공하다 낙하산을 이용해 회수한다[7-10].

Fig. 2

IXV vehicle shape and dimensions[7].

Fig. 3

IXV mission overview[7].

2.4 New Shepard

New Shepard는 저비용의 우주여객 서비스 제공을 위해 민간우주개발업체 Blue Origin에서 개발한 부궤도(suborbital) 우주비행체이다. 2015년 11월에 New Shepard의 무인시험비행에서 로켓부스터와 승무원 캡슐을 성공적으로 회수하였으며 2018년부터 민간인을 대상으로 우주여행을 진행할 예정이다[11,12].

New Shepard는 1단 부스터에 Combustion tap-off 사이클인 BE-3 엔진을 한 개 장착하여 부궤도 비행을 한다. 추진제로 액체수소와 액체산소를 사용하며 최대추력은 110,000 lb이고, 수직착륙을 위한 재점화 시에는 20,000 lb까지 낮아진다[13].

Fig. 4

The New shepard system[14].

2.5 Falcon 9

Falcon 9은 Space X에서 개발한 우주발사체로 현재 궤도 비행에 1단 부스터 재사용 기술을 성공한 유일한 로켓이다. 총 2단으로 이루어져 있으며 LEO 미션에는 22,800 kg, 정지천이궤도(Geosynchronous Transfer Orbit, GTO) 미션에는 8,300 kg, 화성까지는 4,020 kg의 페이로드(payload)를 실을 수 있다. 각각의 stage에 대한 상세제원을 Table 1, 2에 나타내었다[12-14]. 그 중 Merline 엔진은 개방형 액체로켓엔진으로 아폴로 프로젝터에 사용된 기술을 응용, 발전시켜 사용하고 있다[14-18].

Table 1.

Falcon 9 1st Stage Specification[17,18].

Table 2.

Falcon 9 2nd Stage Specification[17].

현재 발사 단가가 가장 비싼 아틀라스 V의 경우 LEO까지 페이로드의 kg당 $13,000 수준에 비해 Falcon 9은 약 $2,700 수준으로 매우 낮은 편이다. Space X는 Falcon 9의 재사용 기술로 인한 매출 총이익을 약 40% 증가시킬 수 있다고 한다[19].

Falcon 9의 착륙시도는 2016년 8월까지 총 11회 하였으며 그 중 6회를 성공하였다. 초기에는 착륙비행을 바다에 시도하여 비행 기술을 실험하였으며, 그 후 바지선과 지상에 착륙을 시도하였다. 이에 대한 자세한 미션은 Table 3에 정리하였다[20].

Table 3.

Falcon 9 Recovery attempts for missions[20].

2.8 RLV-TD

Reusable Launch Vehicle-Technology Demonstration(RTV-TD)는 인도우주연구기구(Indian Space Research Organization, ISRO)에서 미래 재사용 발사체 제작에 필요한 비행데이터를 얻기 위해 개발한 시험 발사체이다. 2016년 5월 이뤄진 시험발사에서 RLV-TD는 높이 17 m의 고체 연료 부스터 위에 장착되어 발사되었고 고도 65 km까지 상승하였다가 지상의 지정된 곳으로 귀환하는데 성공하였다. ISRO의 최종 목표는 Two-Stage-To-Orbit(TSTO)의 재사용 비행체를 운용하는 것이다[23].

Fig. 5

RLV-TD[23].

2.9 Skylon

Skylon은 영국의 REL이 개발 중인 Single Stage To Orbit(SSTO) 우주비행체이다. Skylon에는 200번 이상 재사용 가능한 RBCC 방식의 SABRE가 사용된다. Skylon에는 단 분리단계가 없기 때문에 획기적인 비용절감이 가능하다[24,25].

Fig. 6

Skylon C1[24].

2.10 ADELINE

AdvanceD Expendable Launcher with Innovative eNgine Economy(ADELINE)은 Airbus Defense and Space에서 2010년부터 개발해온 재사용 가능 발사 모듈이다. 발사체 전체가 아닌 부스터의 엔진 회수에만 그 목적이 있다. 따라서 2단 분리 이후 연료탱크는 바다에 착륙하게 되고 메인엔진을 포함한 비행 모듈은 자체비행을 통해 지상으로 귀환한다. ADELINE 기술이 개발되면 발사체의 크기에 상관없이 이식이 가능하다. Airbus는 2025년 시험비행계획을 가지고 있다[26].

Fig. 7

Overview of ADELINE[26].

3. 재사용 발사체의 회수 기술

발사체 회수 기술은 매우 다양하나 본 논문에서는 발사체 회수 부분에 따라 궤도선 회수, 부스터 재사용 회수, 그리고 복합사이클 추진기관기술로 분류하여 정리하였다.

3.2 부스터 재사용 회수 기술

부스터 재사용 회수 기술은 비행에 성공한 Space X의 Falcon 9과 Blue Origin의 New Shepard의 기술을 중점적으로 분석하였다.

3.2.1 회수 운용 개념

Falcon 9은 단 분리 후 3번의 연소추진을 더하면서 추가적으로 RCS, 4개의 Grid Fin 그리고 Landing Gear를 사용하면서 착륙한다. 또한, 연소 중에는 짐벌(gimbal)을 이용한 추력편향(thrust vector)을 사용하며, 역추진시 초음속으로 인한 효과가 나타나기 때문에 이러한 효과를 고려해야할 필요가 있다. 자세한 개요를 Fig. 8, 9, 11에 정리하였다.

Fig. 8

Falcon 9 recovery flight schematic[27].

Fig. 9

CRS-8 mission profile[28].

Fig. 11

Falcon 9 recovery flight concept[17,28].

New Shepard는 대기권 재진입 시에 전개되는 Drag Brake와 Wedge Fin을 사용하여 감속하고 비행안정성을 얻는다. 부스터 상단의 고리모양 구조물인 Ring Fin은 공기의 흐름을 바꾸고 압력중심의 위치를 변화시켜 제어성능을 향상시킨다. AFT Fin은 상승할 때에 축을 중심으로 한 회전운동을 통해 안정성을 향상시키고 하강 시에는 착륙지로 돌아가기 위해 조종한다[11]. 그 후, 착륙 막바지에 재점화와 landing gear를 통해 착륙시키다. New Shepard의 조종면과 자세한 개요를 Fig. 10, 12, 13에 정리하였다.

Fig. 10

Overview of New Shepard[13].

Fig. 12

Control surface of New Shepard[13].

Fig. 13

New Shepard recovery flight concept[29].

3.2.2 그리드 핀 (Grid Fin)

Grid Fin은 격자를 의미하는 단어 grid와 미사일 등의 날개를 의미하는 fin의 합성어로 격자무늬의 내부 구조를 갖는 날개를 뜻한다. Falcon 9에서 Grid Fin은 부스터의 상단부에 장착되어 초기에는 접혀진 상태로 발사된다.

Grid Fin은 1970년대 소련의 미사일과 로켓에 처음 사용되어 공기 브레이크(air break)의 기능과 비행안정성 향상에 그 목적이 있었다[46,47]. 이후, 전산유체역학(Computational Fluid Dynamics, CFD)을 이용한 연구가 활발히 진행되고 많은 풍동실험들이 수행된 끝에 Grid Fin의 유동 구간별 특성에 대한 자료들이 풍부하게 얻어지게 되어 정밀한 자세제어가 가능해졌다. 특히, 아음속과 초음속구간에서 가장 효율적으로 작동하는 Grid Fin은 긴 평판 핀보다 높은 속도로 인해 생기는 큰 힌지 모멘트와 공력가열을 줄일 수 있으며 압력중심의 변화폭 또한 비교적 적다. 또한, 접혀진 상태에서 발사될 수 있기 때문에 보관성과 발사 편의성이 개선된다.

유동 특성이 달라지는 구간에서의 마하수를 임계마하수라 부르며, 그 값은 Grid Fin의 기하학적 형상과 관련이 있다[30]. 유동 구간에 대한 임계마하수 M_{cr 1}, M_{cr 2}, M_{cr 3}와 그에 따른 특징을 Fig. 15와 Table 4에 나타내었다.

Fig. 14

Grid Fin of Falcon 9[31].

Fig. 15

Flow patterns in different flight conditions[32].

Table 4.

Grid fin flow regimes[33-35].

3.2.3 초음속 역추진

초음속 역추진(Supersonic Retro Propulsion, SRP)은 역추진시 엔진 노즐 앞에서 생기는 선단충격파(bow shock)의 영향으로 항력과 압력 등 상태량들의 급격한 변화가 일어난다. 따라서, 일반적인 추진 상황과 달라지므로 이를 고려하는 연구가 진행되었으며 전체 항력은 추력을 포함한 수식으로 Eq. 1과 같이 나타낼 수 있다.

$\[ C_{D,Total}=C_{D,Aero}+C_T \]$

(1)

C_T(= T/q_∞S_ref)는 엔진 추력과 궤도 상태에 의존하는 추력 계수이다. C_D,Aero는 공기역학적 항력을 의미하며 발사체 형상, 제트형상, C_T의 크기에 달려있다[36]. 1950년대부터 다양한 풍동 실험이 수행되었으며 현재는 전산유체역학(CFD)을 이용하여 관련 연구들을 수행하고 있다[37-39].

3.3 복합사이클 추진기관 사용 회수 기술

복합사이클 추진기관은 서로 다른 엔진을 결합한 하이브리드 엔진이다. TBCC 엔진의 경우 대기권에서만 운용이 가능하여 독자적으로 우주비행을 할 수 없기에 Fig. 16과 같이 궤도선을 우주로 보내기 위한 수송선(carrier)으로 이용할 수 있으며 대기권과 우주의 경계부근까지 궤도선을 수송하여 우주발사체가 대기권 통과할 때까지 사용하는 연료를 절약할 수 있으며 수송선 역시 대기권 내에서만 운용하므로 따로 산화제 탱크를 장착할 필요가 없어 우주발사체 운용비용이 절감될 수 있다[40].

Fig. 16

Configuration of Reusable Launch Vehicle[41].

RBCC는 초기에는 터보제트 모드로 운용하다가 이후 속도가 증가함에 따라 램제트, 스크램제트로 운용모드가 바뀐다. 그 후, 대기권 밖에서는 로켓 모드를 사용하며 대기권 진입 시 진입모드로 운용된다. 따라서, RBCC 엔진은 대기권 내부에서 제트 모드로 운용되어 대기권에 있는 공기를 사용하므로 기존의 로켓엔진과 비교하여 산화제 탱크 용량이 적어질 수 있다는 장점이 있다. 산화제 탱크 용량이 감소한 만큼 연료를 저장할 수 있으므로 같은 무게로도 기존보다 더 다양한 임무수행을 할 수 있다[49]. RBCC의 대표적인 예로 Skylon의 SABRE가 있다. Skylon은 고도 26 km, 마하 5.5의 속도까지는 제트엔진을 사용하다가 이후에는 공기흡입구를 닫고 로켓엔진을 사용한다[24,25].

4. 재사용 발사체 기술 분석

재사용 발사체 기술을 재사용 부분에 따라 궤도선 재사용, 부스터 재사용 그리고 복합사이클 추진기관 사용기술로 분류하여 정리하였다.

5. 결 론

본 논문에서는 재사용 우주발사체 회수 기술에 대하여 조사하였으며 비행에 성공한 New Shepard와 Falcon 9을 중심으로 발사체 형태에 따라 발사체에 적용되는 방법들과 함께 특징을 분석하였다.

현재에는 우주궤도선과 부스터 회수 기술을 이용한 우주발사체 재사용 기술이 완성단계에 접어들었으나 기존에 개발되어있는 발사체에 적용이 쉬운 부스터 회수 기술 중심으로 개발될 것으로 예상되나 점차 우주관광 등의 수요가 증가하면서 탑승인원을 우선으로 발사체의 형태가 개발되어 복합사이클 추진기관을 활용한 발사체 위주로 개발될 것으로 예상된다.

현재 국내에서의 재사용 발사체 회수기술 연구 중 부스터 재사용 기술은 한국형 발사체의 발사에만 모든 역량을 집중하고 있어 고려하지 못하고 있다. 그러나 궤도선 재사용 기술을 적용하여 한국형 궤도선의 선행연구가 진행 중이며 RBCC 엔진이 장착된 재사용 발사체에 대하여 중량 및 요구추력의 분석과 개념설계가 진행 중이다[41-43]. Space X와 Blue Origin과 같이 발사체 시장이 국가 주도에서 민간 주도로 바뀌어 가고 있어 가격 경쟁력이 중요해지므로 한국형 발사체도 가격 경쟁력을 갖추기 위해 Grid Fin, Landing Gear, 초음속 역추진과 같은 부스터 재사용 기술을 적용하여 부스터 재사용 기술의 개발이 필요하다[51]. Falcon 9의 경우 부스터 재사용 기술로 3~50%의 발사비용을 절감하였으며, 한국형 발사체 또한 재사용 기술이 적용된다면 Falcon 9과 같은 구조의 엔진을 사용하기 때문에 이와 비슷한 비용절감 효과를 얻을 것이라 예상된다[19]. 또한, 앞으로의 수요를 위해 발사비용을 획기적으로 절감할 것이라 기대되는 SSTO 우주비행체 개발이 필요하며 여기에 사용되는 복합 사이클 추진기관 연구와 초음속 비행체 관련 연구가 활발히 진행되어야 할 것으로 판단된다.

Acknowledgments

이 논문은 2013년도 정부(교육과학기술부)의 재원으로 한국연구재단의 지원 및 2016년도 한국형 발사체개발사업의 “개방형 액체로켓엔진 고장진단기법연구” 과제로 한국항공우주연구원의 지원을 받아 수행된 연구임(No. 2013M1A3A3A02042434)와 (2016M1A3A1A02021108).

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