최신 발간

Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers - Vol. 27 , No. 5

[ Research Paper ]
Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers - Vol. 26, No. 3, pp. 32-42
Abbreviation: KSPE
ISSN: 1226-6027 (Print) 2288-4548 (Online)
Print publication date 30 Jun 2022
Received 31 May 2022 Revised 13 Jun 2022 Accepted 21 Jun 2022
DOI: https://doi.org/10.6108/KSPE.2022.26.3.032

Falcon 9 방식의 한국형 재사용 발사체 및 정지궤도 발사체 임무설계
이금오a, * ; 서대반a ; 임병직a ; 이준성a ; 박재성a ; 최수진a ; 이기주a

Falcon 9 Type Korean RLV and GTO-LV Mission Design
Keum-Oh Leea, * ; Daeban Seoa ; Byoungjik Lima ; Junseong Leea ; Jaesung Parka ; Sujin Choia ; Keejoo Leea
aSmall Launcher R&D Program Office, Korea Aerospace Research Institute, Korea
Correspondence to : * E-mail: kol@kari.re.kr


Copyright Ⓒ The Korean Society of Propulsion Engineers
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.

초록

한가지 유형의 엔진 여러 개를 번들로 묶어서 발사체 제품군을 개발하는 전략은 SpaceX와 그들의 재사용 발사체 Falcon 9과 Falcon Heavy에 의해 입증되었다. 이 연구에서 우리는 35톤급 메탄 다단연소 사이클 엔진을 이용한 잠재적인 발사체 제품군을 제시하였으며, 다양한 우주 임무에서 그것들의 유용성과 성능을 평가하였다. 예를 들어, Falcon 9의 한국형 버전은 소모성 모드에시 500 km SSO에 약 4.7톤의 탑재체를 투입할 수 있는 반면에, 해상에 착륙하는 모드에서는 약 2.16톤의 탑재량으로 줄어들게 된다. Falcon Heavy의 한국형 버전은 나로우주센터에서 발사되었을 때, 4.4톤을 GTO에 투입할 수 있으며, 이는 이 공통부스터코어 구성이 높은 경사각에도 불구하고 천리안 2호 위성을 투입할 수 있는 것으로 나타났다. 개발 후, 이 메탄 엔진이 소형위성 발사체에 추력공급 용도로도 사용도 가능하다.

Abstract

The strategy to develop a launch vehicle family by bundling multiple rocket engines of a single type has been proven by SpaceX and their reusable fleet comprised of Falcon 9 and Falcon Heavy. In this study, we revisit a potential launch vehicle family out of a 35 tonf-class methalox staged combustion cycle engine and evaluate their utility and performance in various space missions. For example, a Korean version of Falcon 9 can deliver 4.7 tons of payload into 500 km SSO in an expendable mode while the payload is reduced to 2.16 tons in a sea-landing reusable mode. A Korean version of Falcon Heavy can deliver 4.4 tons into GTO when launched from the Naro Space Center, indicating that this common booster core configuration can handle Cheollian 2 albeit the high inclination. Once developed, the same methaloax engine can power the first-stage of smallsat launch vehicles and air launch vehicles.


Keywords: Reusable Launch Vehicle, Methane Engine, Common Booster Core, Small Launch Vehicle, Air Launch
키워드: 재사용 발사체, 메탄엔진, 공통 부스터 코어, 소형 발사체, 공중 발사

1. 서 론

SpaceX는 한 종류의 Merlin 엔진으로 구성된 Falcon 9과 Falcon Heavy를 사용하여 다양한 형태의 미션을 구성하고 있다. 이를 가능하게 한 것은 Down Range Landing(DRL)이나 Return To Launch Site(RTLS)와 같은 재사용을 위한 착륙 방식을 다양화하면서, 폭넓은 탑재 중량을 구성할 수 있었다. 또한 재사용을 통해 발사 비용을 줄이면서 2018년 기준 10톤 이상 페이로드를 가지고 있는 세계 발사 시장의 45%, 상업 발사와 관계가 없는 중국 발사체를 제외한 전체 발사 서비스 시장의 58%까지 점유하였다[1-3]. 또한 Falcon 9에서 사용하였던 케로신 가스발생기 엔진에서 Starship에서 사용하는 메탄 다단연소 사이클 엔진으로 재사용 발사체 전략을 수정하고 있다. Falcon 9은 1단에 지상용 Merlin 엔진 9기를 사용하고 2단에는 확장노즐부가 적용된 고공용 Merlin 엔진 1기를 사용하고 있으며, 1단은 소모성 운용 시 페이로드 투입에 요구되는 발사체의 총 속도증분의 약 30%∼40%만 발생시키도록 구성되어 있다. 다단 발사체를 구성하는 경우, 발사체에 요구되는 총 속도증분을 균일하게 배분할수록 효율성이 높아진다고 알려져 있는데, Falcon 9의 경우는 1단의 속도증분을 줄임으로서 재사용 시 귀환비행에 유리한 전략을 선택한 것으로 보인다.

한국형 재사용 발사체 검토 과정에서 Falcon 9의 속도증분 분배 비율을 고려해볼 수 있으나, Falcon 9을 소모성으로 발사하면 1단 낙하지점이 오키나와가 되는 문제가 대한민국의 지리적 특수성으로 인해 발생하게 된다. 따라서 1단의 낙하지점에 제한이 발생하는 대한민국의 특수한 지리적 현실상 Falcon 9의 방식을 그대로 적용하는 것은 불가능하다(Fig. 1).


Fig. 1 
Falcon 9’s 1st stage impact point problem of South Korea.

현재, 누리호는 나로 우주센터에서 발사시 IIP(Instantaneous Impact Point) 궤적을 고려하여, 오키나와 지역의 예상될 수 있는 인명피해를 최소화 하는 방향으로 발사 방위각을 170도로 고정하고 있다(Fig. 1). 또한 누리호 1단을 오키나와가 지나지 않는 안전한 공해에 낙하시키기 위해서 나로우주센터에서 300 km∼500 km 거리의 공해에 낙하시키는 것으로 제한을 하고 있다. 그리고 누리호 페어링은 오키나와를 지나는 1,400 km 이상의 공해에, 누리호 2단의 경우 2,800 km 이하의 공해로 낙하점을 제한시키고 있다.

기존의 연구[1]에서는, SpaceX의 발사체 개발 및 구성 전략을 참고하여 Falcon 9과 같이 한 가지 엔진만을 사용하여 아리랑 위성에서 천리안 위성까지 다양한 탑재 중량 및 궤도를 감당할 수 있는 10가지 재사용 발사체 안에 대해서 분석하였다. 그 결과로 35톤 메탄 엔진, 38톤 케로신 엔진을 사용하는 안을 도출하였고(Table 1), 두 개의 안 중에서 메탄 엔진이 구조비, 2단 운용시간, 투입 가능한 탑재체 중량, 개발 난이도와 재사용성 면에서 대한민국의 재사용발사체에 더 적합한 것으로 판단하였다.

Table 1. 
Comparisons of two candidates for the Falcon 9 type reusable launch vehicles.
Engine Ground Engine Isp.
@Vacuum Level
Mass Ratio
1st stage 2nd stage
35 tf methane 335 sec 7% 10%
38 tf kerosene 320 sec 6% 9%

본 논문에서는 35톤 메탄 엔진을 기반으로 국내에서 개발 가능한 한국형 재사용 발사체 및 정지궤도 발사체의 임무설계를 수행하고, 소형발사체 및 공중발사체의 활용 가능성에 대해서도 제시한다.


2. Falcon 9 방식의 한국형 메탄 재사용 발사체
2.1 35톤 메탄 엔진 기반 재사용 발사체

35톤급 메탄 고공용 다단 엔진은 1990년대에 Glushiko가 설계했던 RD-167 엔진이 존재하며 당시 연소압은 167 bar에 진공비추력은 379 sec로 계산되었다[4]. SpaceX의 Raptor Vacuum 엔진은 연소압 300 bar에 382 sec라는 높은 진공비추력을 가지고 있다[5]. 현재 국내 제작 기술의 상황을 감안해 볼 때 150 bar 이상의 고압으로 370 sec 이상의 진공 비추력을 내는 고공용 엔진은 위험 요소가 많아, 기존 연구[1]에서 제시한 35톤 메탄 다단연소 사이클 엔진은 지상용 엔진의 경우 335 sec(Table 1), 노즐 확장부를 탑재한 고공용 엔진의 경우 368 sec를 진공 비추력 개발 목표로 하고 있다. 1단에 35톤 메탄엔진 9개를 Falcon 9 형태의 Octaweb 형태로 구성하여 구조비(mass ratio) 7%인 1단을 제작하고, 2단에 35톤 메탄엔진 1개를 장착하여 구조비 10%인 2단을 제작하였을 때, 소모성 모드시 오키나와에 1단이 낙하하는 것을 피할 수 있고, 귀환(return) 모드시에도 연료 소모를 줄일 수 있는 한국형 재사용 발사체(K-RLV, Korean Reusable Launch Vehicle)를 구성할 수 있다.

이 경우 1단이 오키나와를 반드시 넘어가야 하는 비효율성으로 인해 1단 속도증분을 증가시켜야 하며, 이로 인해 1단 총중량의 비율이 Falcon 9의 78%보다 높은 85%∼88%까지 증가되고, 상대적으로 2단 중량은 줄어들게 된다(Fig. 2).


Fig. 2 
Comparison of mass distribution of Falcon 9 and Korean methane RLV.

2.2 소모성 운용 임무설계

ASTOS를 활용한 임무설계에서 한국형 재사용 발사체는 1단 총 중량 195톤, 2단 총 중량 31톤, 페어링 1.25톤으로 구성하였을 때, 소모성 모드에서 500 km SSO(Sun Synchronous Orbit)에 4.7톤의 탑재체 투입이 가능하였다. 1단의 낙하점과 페어링의 낙하점은 나로우주센터에서 1,400 km로 계산되었고(Fig. 3), 2단의 재점화가 1회 필요한 것으로 나타났으며, 200초 연소 이후에 1차 연소를 중지하고 약 225초간 무추력 비행을 한 후, 재점화를 통해서 74초 연소 이후에 목표 궤도에 진입할 수 있는 것으로 계산되었다.


Fig. 3 
Impact point of 1st stage and payload fairing of Korean methane RLV.

2.3 재사용 운용 임무설계

재사용 발사체의 재사용을 위해서 SpaceX의 Falcon 9가 드론쉽(Drone ship)으로 하강하는 Down range landing(DRL)을 사용하였을 때, 착륙에 필요한 1단의 추진제 잔류량은 초기 Falcon 9 v1.2의 경우 약 9% 정도로 계산되었다. 만약 메탄 재사용 발사체가 동일한 9%의 잔류량을 가지고 DRL 방식으로 착륙한다고 가정하면, 500 km SSO에 2.7톤의 탑재체를 투입 가능한 것으로 나타났다. 1단 착륙 지점은 나로우주센터에서 남쪽으로 약 870 km, 페어링 낙하지점은 약 1,400 km로 계산되었고, 2단의 재점화가 1회 필요하며, 2단이 224초 연소 이후에 1차 연소를 종료하고 약 300초 간 무추력 비행 후, 재점화 하여 50초 연소 후에 목표 궤도에 진입할 수 있다. 그러나 이 경우, 1단 착륙 예상 지점이 나로우주센터 남쪽 약 870 km 지점으로서 오키나와 근교의 바다에 형성되어 불가능한 안으로 예상된다(Fig. 4)


Fig. 4 
Down Range Landing of RLV near Okinawa.

이를 극복하기 위해 1단을 Falcon 9의 Return to launch site(RTLS)와 유사하게 역추진을 사용하여 누리호 1단 낙하지점인 나로우주센터 남쪽 300 km∼500 km 떨어진 지점으로 착륙시키는 연구를 추가로 수행하였다(Fig. 5). 누리호 1단 낙하지점인 나로우주센터 남쪽 약 400 km에 1단을 귀환시키고, 500 km SSO에 투입 가능한 탑재체 중량은 2,164 kg으로 계산되었다. 이 경우 페어링 낙하지점은 여전히 1,400 km를 넘어야 하므로(Fig. 6), Falcon 9에 비해서 한국형 재사용 발사체는 연료 손실이 많은 편이다. 그러나 재사용 모드를 사용하더라도 지금까지 국내에서 개발한 다목적 실용위성 아리랑 1호에서 아리랑 5호까지 모두 발사가 가능한 것으로 나타났으며, 2022년 발사를 앞두고 있는 아리랑 6호(1,750 kg) 역시 1단 재사용 모드로 발사가 가능하다.


Fig. 5 
Trajectory of 1st stage and 2nd stage of Korean methane RLV when reusable mode was used.


Fig. 6 
1st stage landing point and payload fairing impact point of RLV when reusable mode was used.

2.4 한국형 재사용 발사체의 경제성

재사용 발사체의 경제성에 대해서는 현재까지도 많은 논란이 있다. Roscosmos의 Dmitry Rogozin 사장은 SpaceX가 실제 발사 가격 대비 30% 정도를 인하하여 제공하는 것이라고 주장했고, SpaceX의 CEO인 Elon Musk는 Falcon 9은 80% 정도가 재사용하는 것이기 때문이라고 하였다[6]. 또한, ULA(United Launch Alliance) CEO인 Tory Bruno는 재사용 발사체의 경제성을 위해서는 10번 정도 재사용해야 한다고 주장하였으나, Elon Musk는 실제로 대략 2번의 비행을 하게 되면 두 비용이 비슷해지고, 3번째 비행을 하게 되면 재사용 발사체의 비용이 확실히 낮아진다고 하였다[7].

Elon Musk는 1단 부스터가 전체 서비스 비용의 60%에 가깝게 차지하고, 상단은 약 20%, 페어링은 약 10%, 그리고 약 10% 정도의 비용이 발사 비용과 연관되어 있다고 이야기했다[8]. SpaceX의 발사체 통합 총책임자인 Christopher Couluris는 재사용 Falcon 9을 재사용함으로써 약 $28M 정도의 발사 비용이 소요된다고 하였다[9]. 또한, Elon Musk는 Falcon 9의 재사용시 한계 비용이 $15M으로, 부스터 리퍼비시 비용을 $1M으로 제시하였으며[10], 9개의 Merlin 엔진의 터빈을 청소하는 것들이 어렵다고 하였다[11]. 이는 케로신 가스발생기 엔진 특성상 검댕(soot)이 많이 발생하고 그것이 터빈 내부와 블레이드에 침착되기 때문에 발생하는 상황으로 간주된다. Elon Musk는 Raptor 엔진이 메탄 엔진이기 때문에 Merlin 엔진보다 훨씬 더 복잡한 엔진임에도 불구하고 리퍼비시를 위한 청소면에서는 훨씬 쉽다고 하였으며, 100회 이상의 재사용이 가능하다고 하였다[11].

위의 내용을 종합하여 볼 때, Falcon 9은 기존의 서비스 가격이었던 $62M, 그리고 2022년의 인플레이션으로 인하여 가격을 상승시킨 $67M보다도 30% 비싼 $80M∼$85M 수준이 소모성 발사체 원가에 가까울 것이라고 추측되며, 상단은 약 $14M 정도인 것으로 예상된다. 그리고 1단을 재사용시 발사 비용은 소모성 모드의 발사 가격의 30%∼35% 정도의 가격으로 추정된다.

KSLV-II 누리호의 1회 서비스 가격을 Falcon 9 원가로 추정되는 $80M이라고 가정하였을 때, 아리랑 6호를 궤도 투입(1,750 kg, 500 km SSO)할 경우 1회 발사 비용은 $80M, 10회 발사 비용은 $800M이다. 한국형 재사용 발사체는 1단 재사용 모드 사용시 500 km SSO에 2,164 kg을 투입하는 것이 가능하기 때문에, 아리랑 6호를 궤도에 투입하고 1단을 회수할 수 있다.

소모성 모드시 서비스 가격이 누리호와 동일하다고 가정하고, SpaceX Christopher Couluris가 발표한 대로 재사용 발사체의 서비스 비용을 $28M로 가정하였을 시에 초기 발사 비용은 $80M, 10회 발사 비용은 9회의 재사용 부스터가 탑재된 발사체를 사용함으로 총 $332M로 줄어들게 된다(Table 2).

Table 2. 
Cost comparison between Nuri expendable LV and Korean RLV.
Launch # Nuri(M$) K-RLV(M$) Cost rate
10 800 332 41.5%
30 2,400 892 37.2%
100 8,000 2852 35.6%

2022년 6월까지 SpaceX는 Falcon 9의 1단 및 부스터를 최대 13회 재사용하는 데 성공하였으며, 메탄 엔진인 Raptor의 경우 100회 재사용까지도 고려하고 있다. 만약 부스터가 30회, 100회 재사용이 되었을 때, 재사용 발사체는 Table 2와 같이 소모성으로 운용되는 누리호에 비해 37.2%, 35.6% 정도로 비용이 약 1/3 가까이 줄어들게 되는 것을 확인할 수 있다(Fig. 7).


Fig. 7 
Total cost comparison between Nuri and K-RLV with number of launches.


3. Falcon Heavy 방식의 한국형 정지궤도 발사체
3.1 35톤 메탄 엔진 기반 정지궤도 발사체

SpaceX는 Falcon Heavy를 통하여 Delta IV Heavy와 같은 공통 부스터 코어(Common Booster Core, CBC) 전략을 사용하여 개발 비용을 절감한 상태에서 더 무거운 탑재체를 정지궤도에 보내는 전략을 사용하고 있다. Falcon Heavy가 Delta IV Heavy와 다른 점은 Delta IV Heavy는 RS-68A엔진을 하나만 사용하여 CBC를 쓰더라도 부스터의 총 엔진 수가 3개인 반면, Falcon Heavy는 각 부스터에 엔진이 9개씩 사용되기 때문에 Fig. 8과 같이 총 27개의 엔진이 3개의 부스터에 사용된다[12]. 2007년과 2008년에 SpaceX는 추력 35톤급 정도였던 Merlin 1Ci 엔진을 조합하여 Falcon Heavy의 성능을 발표하였는데, 본 논문에서 제시한 35톤 메탄 엔진으로 구성한 정지궤도 발사체는 당시 SpaceX의 전략과 유사한 전략이라고 할 수 있다[13].


Fig. 8 
27 Merlin engine clustering of Falcon Heavy, credit John Kraus[12].

Falcon Heavy의 경우 부스터의 구조비는 5% 이하로 계산되고 있으며, 중앙 코어 부스터는 양쪽 옆에 배치된 사이드 부스터들을 고정할 수 있는 고정장치를 가지고 있고, 부스터의 추력을 중앙 부스터에 전달할 수 있어야하기 때문에 중앙 부스터에 추가적인 구조적 보강이 되어있다. 한국형 재사용 발사체의 1단을 사이드 부스터로 사용한 메탄 정지궤도 발사체는 1단 중앙 코어의 경우 사이드 부스터를 고정시키기 위한 추가 구조물의 필요로 인하여 구조비를 재사용 발사체 1단의 구조비 7%보다 1% 높게 설정하였다. 즉, 사이드 부스터 구조비 7%, 1단 구조비 8%, 2단 구조비 10%로 구성하였으며, 페어링은 재사용 발사체의 페어링을 동일하게 사용한다고 가정하였다. 35톤급 메탄엔진을 사용한 Falcon 9 방식 재사용 발사체 및 정지궤도 발사체의 구조비 설정에 대한 자세한 사항은 참고문헌[1]에 제시되어 있다.

3.2 소모성 운용 정지궤도 임무설계

CBC를 사용한 한국형 정지궤도위성 발사체를 1단과 사이드 부스터의 총 중량 약 587톤, 2단 총 중량 31톤, 페어링 1.25톤으로 구성하면, ASTOS 임무설계 결과 소모성 모드에서 180 × 35,786 km 경사각 i=39.3°에 4.4톤의 정지궤도 탑재체를 투입할 수 있는 것으로 나타났다. 사이드 부스터의 낙하점은 나로우주센터 남단 약 1,400 km, 1단의 낙하점은 2,646 km, 페어링의 낙하점은 2,769 km로 계산되었다(Fig. 9).


Fig. 9 
Side boosters, 1st stage and payload fairing impact points of Falcon Heavy style Korean methane LV for GTO mission when expendable mode was used.

나로우주센터의 경우 동향 발사가 어렵기 때문에 초기 투입 경사각 39.3°를 0°로 내리기 위해서 경사각 기동이 필수적이며, 계산 결과 경사각 조정 및 정지궤도(Geostationary Orbit, GEO) 투입에 2,082 m/s의 속도증분(del-V)이 요구되어 발사체 성능대비 많은 손실이 발생한다.

Cape Canaveral에서 발사되는 Atlas V나 Delta IV의 경우, 정지천이궤도(Geo Transfer Orbit, GTO)에서 GEO로 가려면 1,800 m/s의 속도증분이 요구되고, 천리안 2호처럼 GTO의 경사각이 거의 0°인 남아메리카 프랑스령 기아나(Guyane) 발사장에서 발사하는 경우 1,500 m/s의 속도증분이 요구된다.

만약 적도 근처에서 해상발사를 하게 된다면, Fig. 9와 같이 나로 우주센터에서 GTO 경사각 i=39.3°로 전환을 위하여 동쪽 방향으로 궤적을 변경시키기 위한 에너지 소모가 필요 없기 때문에 4.4톤 이상의 정지궤도 위성을 투입할 수 있다. 그러나 35톤 메탄 엔진 기반 정지궤도위성 발사체는 천리안 2호를 발사한 기아나 발사장 대비 높은 GTO 경사각을 보상하기 위한 기동이 필요하고, 이 차이가 582 m/s (2,082 m/s와 1,500 m/s의 차이)이므로 위성 추력기의 비추력 330 sec를 가정하였을 때, 총 4.4톤의 투입역량에서 경사각 보상을 고려하면 약 724 kg의 연료가 소모되어 천리안 2호처럼 0°의 GTO를 갖는 위성의 질량은 3,676 kg에 해당한다고 할 수 있다. 즉, 현재까지 항공우주연구원이 개발하여 적도 기이나 발사장에서 발사하였던 천리안 1호(2,460 kg), 천리안 2호(3,507 kg), 천리안 2B호(3,386 kg)급의 정지궤도 위성은 모두 나로우주센터에서 발사할 수 있는 것으로 계산된다.

나로우주센터는 남향 발사만 가능한 지리적 여건으로 경사각이 클 수밖에 없지만, 이를 조금이라도 극복하기 위한 방안으로 달의 중력을 이용하면, 경사각 80°를 갖는 GTO (180 × 35,786 km)에서 경사각이 0°인 GEO에 투입할 때 요구되는 속도증분이 경사각 28.5°인 Cape Canaveral과 비슷한 수준인 약 1,800 m/s 까지 줄일 수 있다[14]. 즉, 탑재 중량이 더 증가할 수 있기 때문에 천리안 2호보다 더 무거운 탑재체를 정지궤도에 투입하는 것이 가능하며, 이 부분에 대한 정량 평가는 추가 연구가 필요하다.


4. 35톤 메탄 엔진 기반 임무확장
4.1 2단형 소형 발사체 구성

한국형발사체 누리호(Korea Space Launch Vehicle II) 사업을 통해서 항공우주연구원에서 개발한 75톤급 엔진을 기반으로, 2단형 소형발사체를 개발하는 전략이 Fig. 10과 같이 스페이스파이오니어 사업, 소형발사체 개발역량 지원사업 등으로 진행되고 있다[15]. 75톤 케로신 가스발생기 엔진을 1단에 장착하고, 2단에 3톤급 메탄 팽창식 사이클 엔진을 장착하여 500 km SSO에 500 kg 급 탑재체를 궤도에 투입할 수 있는 2단형 소형발사체의 개발 가능성에 대하여 검토 중이며, 3D 프린팅을 이용하여 상단 엔진의 경량화 및 저비용화에 대한 연구도 진행 중이다.


Fig. 10 
Structures of SmallSat Programs.

한국형 재사용 발사체를 위해서 본 논문에서 제안한 35톤급 메탄 엔진이 개발된다면, 35톤 엔진을 2개 클러스트링하여 1단을 구성하고, 2단에 3톤 메탄 팽창식 사이클 엔진을 장착한 2단형 소형 발사체를 개발할 수 있다. 이 경우, 75톤급 가스발생기형 엔진에 비해서 비추력이 더 높기 때문에, 1단을 오키나와를 넘어선 곳에 낙하시켜야 하는 제한 조건에서 보다 유리하게 설계를 할 수 있다. 또한, 1단과 2단을 모두 메탄으로 구성하여 단일 추진제를 사용할 수 있다는 장점과 함께, 1단의 엔진이 2개를 사용하기 때문에 롤(roll) 기동을 하기 위해 추가적인 시스템을 사용하지 않아도 되는 장점이 있다. 35톤급 엔진을 2개 사용하고, 3톤급 엔진을 1개 사용한 소형 발사체는 500 km SSO에 600 kg 이상의 탑재체를 투입할 수 있는 것으로 나타나 500 kg 급인 차세대 중형 위성의 질량이 10∼20% 정도 증가하더라도 이 위성들을 충분히 발사할 수 있다.

4.2 공중 발사체 구성

현재 비행기에서 공중 발사되어 지구 저궤도에 위성을 투입하는 공중발사체는 노스럽그루만(Northrop Grumman)의 페가수스(Pegasus)와 버진 오빗(Virgin Orbit)의 런처원(LauncherOne) 이 있다. 이 중 페가수스는 고체를 이용한 3단형 발사체이며[16], 런처원은 케로신 가스발생기를 이용한 엔진을 사용한 2단형 발사체이다[17].

런처원은 개조된 보잉 747-400 (Cosmic Girl)을 타고 모하비 공항에서 이륙하여 대기권 상층으로 운반되어 태평양 상공에서 발사된다(Fig. 11). 런처원은 약 30톤의 중량을 가지고 있으며, 1단에는 326.8 kN의 진공추력을 가진 케로신 가스발생기 엔진 NewtonThree(N3)를 사용하며, 2단에 22.2 kN의 NewtonFour(N4) 엔진을 사용한다. 2021년 1월 17일에 10개의 CubeSat을 지구 저궤도에 투입하였으며, 230 km의 LEO에 500 kg의 탑재체를, 500 km의 SSO에 300 kg의 탑재체를 투입할 수 있는 성능을 가지고 있다[17].


Fig. 11 
LauncherOne of Virgin Orbit[18].

현재 소형발사체용으로 개발되고 있는 3톤급 메탄 엔진과 본 논문에서 재사용 발사체용으로 구상하고 있는 35톤급 메탄엔진을 조합하면, 버진 오빗의 런처원보다 더 높은 성능을 가진 공중 발사체 구성이 가능하며, 500 km SSO에 300 kg을 투입하는 런처원보다 더 높은 탑재 성능을 가진 공중발사체 구성이 가능하다.

따라서 35톤급 고성능 메탄 엔진의 개발은 다양한 발사체 조합을 가능하게 하며, 이는 미국 3D 프린팅 로켓 엔진 개발업체 Ursa Major가 Phantom Space, Stratolaunch, 미공군(US Air Force)에 동일한 엔진을 공급하는 다중 목적 엔진 적용 전략 방식과 일치한다(Fig. 12).


Fig. 12 
Multi-purpose engine strategy of Ursa Major[19].


5. 결 론

본 연구에서는 한 종류의 엔진으로 발사체를 구성하는 Falcon 9 방식을 적용하여 한국형 재사용 발사체와 정지궤도 발사체에 적용할 수 있는 35톤급 메탄 엔진을 제안하고, 각 발사체의 운용에 따른 임무설계, 낙하점, 경제성 및 확장성에 대한 연구를 수행하였다.

  • (1) 한국형 재사용 발사체는 1단 총 중량 195톤, 2단 총 중량 31톤, 페어링 1.25톤으로 구성되며, 소모성 모드에서 500 km SSO에 4.7톤의 탑재체를 투입할 수 있는 것으로 임무설계 되었다.
  • (2) 누리호 1단 낙하지점인 나로우주센터 남쪽 약 400 km으로 재사용 발사체의 1단을 귀환시키는 1단 재사용 운용에서는 500 km SSO에 2,164 kg의 투입 성능을 가진다.
  • (3) SpaceX에서 제시하는 재사용 발사체의 경제성을 기준으로 하고, 한국형 재사용 발사체가 누리호와 동일한 서비스 비용을 가지는 것으로 가정하면, 10회를 재사용하여 아리랑 6호급 위성을 계속 발사할 때, 전체 비용이 누리호 비용의 절반 이하로 감소된다.
  • (4) CBC를 사용한 한국형 정지궤도위성 발사체는 1단과 사이드 부스터의 총 중량이 약 587톤, 2단 총 중량 31톤, 페어링 1.25톤으로 구성되며, 소모성 모드에서 180 × 35,786 km i=39.3°에 4.4톤의 탑재체를 투입할 수 있고, 경사각 보상을 고려하여도 3.5톤 정도의 천리안 2호 위성을 나로우주센터에서 투입하는 것이 가능하다.
  • (5) 75톤급 케로신 엔진을 35톤급 메탄 엔진 2개로 대체하고, 3톤급 메탄 엔진 1개를 상단에 사용하여 소형 발사체 구성이 가능하며, 나로우주센터에서 500 km SSO에 600 kg 이상의 탑재체 투입 성능을 가지기 때문에 차세대 중형 위성 발사가 가능하다.
  • (6) 35톤급 메탄 엔진을 1개, 3톤급 메탄 엔진 1개를 각각 1단, 2단에 사용하여 런처원과 같은 공중 발사체를 구성하는 것이 가능하고, 500 km SSO에 300 kg 정도의 투입 성능을 가질 것으로 판단되며, 정량적인 분석은 추가 연구를 수행할 예정이다.

Nomenclature
CBC : Common Booster Core
DRL : Down Range Landing
GEO : Geostationary Orbit
GTO : Geostationary Transfer Orbit
IIP : Instantaneous Impact Point
K-RLV : Korean Reusable Launch Vehicle
LEO : Low Earth Orbit
LV : Launch Vehicle
SSO : Sun Synchronous Orbit
RLV : Reusable Launch Vehicle
RTLS : Return To Launch Site

Acknowledgments

[이 논문은 한국추진공학회 2022년도 춘계학술대회(2022.5.25.∼27, 라마다프라자 제주호텔 발표논문을 심사하여 수정ㆍ보완한 것임.]

본 논문은 한국항공우주연구원의 미래기술 전략수립 워킹그룹의 활동의 후속으로 미래발사체 재사용을 위한 요소기술 선행연구 과제의 결과로 수행되었습니다.


References
1. Lee, K.O., Lee, J., Park, S.Y., Roh, W.R., Im, S.H., Nam, G.W. and Seo, D., “Korean Reusable Launch Vehicle Development Strategy using SpaceX’s Strategy,” Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 25, No. 3, pp. 101-112, 2021.
2. Lee, K.O., “An Analysis of Launch Vehicle Development Stretagy of SpaceX,” Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 23, No. 6, pp. 72-86, 2019.
3. Lee, K.O., Kim, D.J., Park, S.Y. and Lee, K., “An Analysis of Stretegies of Engine Development of SpaceX,” The Fall Conference of The Korean Society of Propulsion Engineers, Busan, Korea, pp. 249-257, Dec. 2018.
4. Ahn, K., “A Comparative Analysis of Liquid Rocket Engines for Upper Stage,” The Fall Conference of The Korean Society of Propulsion Engineers, Busan, Korea, pp. 217-218, Dec. 2018.
5. “SpaceX Raptor,” retrieved 24 Jun. 2022 from https://spaceflight101.com/spx/spacex-raptor/.
6. “Twitter@elonmusk,” retrieved 10 Apr. 2020 from https://twitter.com/elonmusk/status/1248864681894305797.
7. “SpaceX: Elon Musk breaks down the cost of reusable rockets,” retrieved 21 Aug. 2020 from https://www.inverse.com/innovation/spacex-elon-musk-falcon-9-economics.
8. “Here’s everything Elon Musk told reporters about the reusable rocket that will fly twice within 24 hours,” retrieved 11 May 2018 from https://www.cnbc.com/2018/05/11/full-elon-musk-transcript-about-spacex-falcon-9-block-5.html.
9. “Elon Musk touts low cost to insure SpaceX rockets as edge over competitors,” retrieved 16 Apr. 2020 from https://www.cnbc.com/2020/04/16/elon-musk-spacex-falcon-9-rocket-over-a-million-dollars-less-to-insure.html.
10. “Podcast: Interview with SpaceX’s Elon Musk,” retrieved 26 May 2020 from https://aviationweek.com/defense-space/space/podcast-interview-spacexs-elon-musk.
11. “Twitter@elonmusk,” retrieved 19 Aug. 2020 from https://twitter.com/elonmusk/status/1296158590646939649.
12. “Here’s everything Elon Musk told reporters about the reusable rocket that will fly twice within 24 hours,” retrieved 10 May 2022 from https://www.reddit.com/r/spacex/comments/c5g2l0/falcon_heavy_stp2_27_merlins_im_speechless_what/.
13. “SpaceX Merlin,” retrieved 10 May 2022 from https://en.wikipedia.org/wiki/SpaceX_Merlin.
14. Choi, S.J., Carrico, J., Loucks, M., Lee, H. and Kwon, S., “Geostationary Orbit Transfer with Lunar Gravity Assist from Non-equatorial Launch Site, “The Journal of the Astronautical Sciences, Vol. 68, No. 4, pp. 1014-1033, 2021.
15. “An Industry-Competencies Forstering Program for SmallSats Launche Vehicle Development,” retrieved 16 Mar. 2022 from https://www.msit.go.kr/bbs/view.do?sCode=user&mId=129&mPid=128&pageIndex=&bbsSeqNo=100&nttSeqNo=3177710.
16. “Northrop Grumman Pegasus,”, retrieved 10 May 2022 from https://en.wikipedia.org/wiki/Northrop_Grumman_Pegasus.
17. “LauncherOne,” retrieved 10 May 2022 https://en.wikipedia.org/wiki/LauncherOne.
18. “Virgin Orbit signs Oita to bring its air launches to Japan,” retrieved 3 Apr. 2020 from https://www.electronicsweekly.com/market-sectors/military-aerospace-electronics/virgin-orbit-signs-oita-preferred-pilot-launch-site-2020-04/.
19. “Ursa Major: Propelling the US to the frontier of space & national security,” retrieved 29 Apr. 2022 from https://jeffburke.substack.com/p/ursa-major-propelling-the-us-to-the?s=w.