KARI 인공위성의임무해석, 설계및응용 < 발사체소개 > 2007. 3. 20 노웅래
목차 I. 발사체개요와추진원리 II. 발사체의항법유도제어시스템 III. 각국의주요발사체 IV. 우리나라의발사체개발현황 - 1 -
발사체 (Launch Vehicle) 와우주비행체 (Space Vehicle) 발사체 지표면에서우주궤도까지탑재체 ( 위성또는사람 ) 를운반하는우주비행체 일반적으로로켓추진기관을이용 우주비행체 우주공간의한곳에서다른곳으로탑재체를운반하는비행체 - 2 -
우주는얼마나멀리떨어져있나? - 3 -
발사체분류 소모성 (Expendable) 1. 소유즈 ( 러시아 ) 2. 프로톤 ( 러시아 ) 4.5. 아리안 IV, V ( 유럽 ) 6. 장정 ( 중국 ) 7. 델타 II ( 미국 ) 8. 아틀라스 II( 미국 ) 9.10. 타이탄 III,IV ( 미국 ) 12. H-IIA ( 일본 ) 재사용형 (Re-usable) 3. 에네르기아 / 부란 ( 러시아 ) 11. 우주왕복선 ( 미국 ) - 4 -
우주운송시스템 (Space Transportation System) 우주운송시스템 발사체 ( 또는우주비행체 ) 와필요한지상인프라를포함하는시스템 위성체 운송을주목적으로하지않는우주에있는인공적인물체 우주시스템 우주활동을위해사용되는우주운송시스템과위성체를포함하는모든시스템 - 5 -
우주임무아키텍쳐 - 6 - 두물체의궤도운동방정식 2 d r μ = r + a 2 3 p dt r 에너지보존 2 V μ E = 2 r 각운동량보존 타원궤도 h = r V V 2 = μ( r 1 ) a 원궤도와지구탈출궤도 μ V V esc = cir = r 2μ r
로켓추진기관 (Rocket) 정의 추진제 ( 연료와산화제 ) 를연소시키고, 연소개스를고속의제트로분출시켜추진력을얻는장치 - 7 -
로켓의추력 추력 = 모멘텀추력 + 압력추력 F = m V e +( P e P a ) A e 모멘텀추력 : 분출되는추진제질량변화율과속도의곱 압력추력 : 노즐출구면에서의압력차이와면적의곱 비추력 : 로켓엔진의효율을나타내는수치 F Isp = mg o - 8 -
다양한추진시스템및특징 - 9 -
로켓의주요방정식 로켓운동미분방정식 : dv m dt = F = mg o Isp Tsiolkovsky 방정식 : ΔV = g o Isp log m m initial final 비추력 300 sec, 중량비 5 인경우ΔV = 4730 m/sec 저궤도위성발사요구조건 ΔV > 9000 m/sec 일반적으로 2단이상의발사체로구성 발사체의 Power : P J 1 = mv 2 e = 2 비추력 300 sec, 이륙추력이 200 톤인발사체의파워 = 2881 MW 현재운용중인원자력발전소 1기파워 : 600~1000 MW 1 2 Fg o Isp - 10 -
액체추진로켓엔진 추진제펌프공급식 F-1 엔진 추력 : 700 톤 추진제가압식 - 11 -
고체모터와하이브리드로켓 - 12 -
발사체개념설계과정 Mission Define 위성체중량진입궤도특성 Vehicle Sizing 총요구속도산출추진기관성능설정단수결정구조질량비결정단별사이징 Trajectory Simulation 궤적설계및임무확인 Feedback & Redesign Subsystem Design 부분체별개념설계 - 13 -
발사체의속도버짓 δ α α V γ Burnout T cosα D Vorbit = gl sinγ dt + V0 Liftoff m T T D = dt ( 1 cos ) dt dt gl sin dt + V m α m m γ 추진기관총추력 Steering Loss Drag Loss Gravity Loss 0 지구자전속도이득 D T mg l Vehicle Orb VLEO Ariane A- 44L Atlas I Delta 7925 Saturn V 170 x 170 Gravity Loss Steer Loss Drag Loss 자전이득총요구속도 7.0d 7802 1576 38 135 413 9138 149 x 607 < 발사체별 LEO Velocity Budget 예 > 27.4deg 7946 1395 167 110 375 9243 175 x 319 33.9deg 7842 1150 33 136 347 8814 176 x 176 28.5deg 7798 1534 243 40 348 9267 출전 : Humble 외 Space Propulsion Analysis and Design - 14 -
발사체시스템구성 - 15 -
발사체의비행프로파일과작용하는힘과모멘트 < 발사체의비행프로파일 > < 발사체의힘과모멘트 > - 16 -
발사체의항법 유도 제어시스템 개루프자세제어명령 목표궤도 엔진정지명령 항법 속도위치 유도폐루프자세제어명령 자세제어 TVC 변위각 발사체동력학 자세와자세각속도 가속도 - 17 -
발사체의운동방정식과항법 유도 제어 병진운동 dr I I dt = V 회전운동 dt dt B I = [ ω ] T dvi B 1 FTB + FAB = [ TI ] ( ) + g dt m B dωb 1 B I dt 항법 : ω, B 측정 ; T,, B ab 유도 : V (), t r () t 제어 : I I = [ I] ( M + M ω [ I] ω ) V r I I I 와 VI ( tf ), ri( tf ) I TB AB B B 계산 B 로부터요구 I, T 와현재 T B I 로부터요구 B 요구 B I cmd T t 계산 M cmd go 발생 - 18 -
항법유도제어시스템의하드웨어구성 관성센서 자이로 ( 회전운동 ) 가속도계 ( 병진운동 ) 탑재컴퓨터 항법계산 ( 자세, 속도, 위치 ) 유도계산 ( 요구자세 ) 자세제어명령계산 ( 요구변위각 ) 구동장치 공력면구동장치 추력벡터제어 추력기 - 19 -
관성항법유도장치 관성항법유도장치의기능 자이로와가속도계의관성계측기사용 탑재컴퓨터에의해실시간으로운동방정식의적분 비행중외부도움없이로켓의자세, 속도, 위치계산 관성계측부 (IMU) : 김발 ( 플랫폼 ) 또는스트랩다운방식 - 20 -
발사체의관성항법유도장치 Litton LN-100LG 특징 Non-dithered ZLG(Zero-Lock Laser Gyro) GEM(GPS Embedded Module) Redundant MIL-STD-1553B and RS-422 성능 (INS Only) 위치 : 0.8 nmi/hr(cep) 속도 : 2.5 ft/sec 자세 : 0.1 deg(rms) 초기정렬 : GC 4 min / In-flight 10 min 자이로바이어스 : 0.003 deg/hr 고도 : 3600 km 이하 - 21 -
발사체의유도방식 ( 전파유도와관성유도 ) - 22 -
발사체의자세제어방식 - 23 -
세계의발사체 - 24 -
Soyuz 과 Rockot ( 러시아 ) Soyuz TsSKB 사에서제작 1957년부터약 1630기발사 가장높은신뢰도를보유 유인비행에도사용 Rockot Khrunichev 사에서제작 1994년부터약 6기발사 SS-19 ICBM 에 3단을추가하여발사체로사용 아리랑 2호발사 아리랑 2 호발사장면 - 25 -
Atlas 와 Delta ( 미국 ) Atlas Lockheed Martin 에서제작 1958년부터약 330기발사 현재는 Atlas V 발사 성능은 GTO에 5~13톤 Delta Boeing 사에서제작 1960년부터약 310기발사 현재는 Delta II와 IV 발사 성능은 GTO에 2~13톤 무궁화 1,2호발사 - 26 -
Space Shuttle( 미국 ) Space Shuttle NASA 에서운용 우주궤도에올라가귀환후재사용하는최초의발사체 1981년부터 5대 ( 챌린저, 콜럼비아, 디스커버리, 아틀란티스, 엔더버 ) 로운용 1985년챌린저호폭발, 2003년콜럼비아호사고 2010년은퇴예정 LEO 에 28.8 톤, 우주정거장궤도에 18.3 톤투입 - 27 -
Pegasus 와 Taurus ( 미국 ) Pegasus Orbital 사에서제작 L-1011 비행기로고도 12 km 에서발사 1990년부터약 40기발사 성능은 LEO에 400kg, SSO에 200 kg Taurus Orbital 사에서제작 1994년부터약 6기발사 성능은 LEO에 1600kg, SSO에 860 kg 아리랑 1호발사 - 28 -
Long March( 중국 ) LM-2C LEO 또는 SSO 위성발사 LM-2F 중국의유인비행에사용 1999년부터 6기발사 LM-3,3A,3B,3C 주로 GTO 위성발사 LM-4B 주로 SSO 위성발사 - 29 -
Ariane ( 유럽 ) Ariane 4 유럽우주기구 (ESA) 에서개발 약 120기발사 상용정지궤도위성발사 우리별 1,2호발사 무궁화 3호발사 Ariane 5 아리안 4보다 40% 이상성능증가 2개의대형위성을동시에발사 - 30 -
H-IIA 와 M-V ( 일본 ) H-IIA JAXA 개발 /MHI 사제작 2001년부터 10기발사 N-I, N-II, H-I, H-II 발사체개발을통해성능향상 GTO에 4~6톤, LEO에 10톤투입 M-V JAXA/ISAS 개발 1997년부터 8기발사 LEO에 1~2톤발사 주로과학위성발사 - 31 -
Sea Launch( 미국, 러시아, 우크라이나 ) Sea Launch 3단형 Zenit를적도상에위치한바다에서발사 발사중량 : 471 톤 길이 : 60 m 발사장 : 0 N, 154 W GTO 성능 : 6 ton 무궁화 5호발사 - 32 -
소형위성발사체 (LEO 1 톤이하 ) Athena I Minotaur Pegasus XL Shavit Start 1 Falcon 이륙중량 (ton) 66.3 36.2 23 30 47 27.2 구성 고체 2단 +OAM 고체 4 단 공중발사 + 고체 3단 고체 3 단 고체 4 단 액체 2 단 LEO 성능 (kg) 820 639 443 225 632 670 SSO 성능 (kg) 360 335 190-167 430 GTO 성능 (kg) - - - - - - 가격 (million $) 16~17 12.5 12~15 10~15 9 6-33 -
중형위성발사체 (LEO 1~5 톤 ) Athena II Taurus Delta II 7320 Rockot Cosmos 3M PSLV 이륙중량 (ton) 120.7 73 151.7 107 109 294 구성 고체 3단 +OAM 고체 4 단 고체부스터 3개 + 액체2단 액체 3 단 액체 2 단 고체 2 단 + 액체 2 단 LEO 성능 (kg) 2065 1380 2865 1800 1500 3700 SSO 성능 (kg) 1165 720 1685 1000 775 1200 GTO 성능 (kg) 590 with KM 448 1000 - - 800 가격 (million $) 22~26 18-20 45~55 13~15 12 15~25-34 -
대형위성발사체 (LEO 5 톤이상 ) Ariane 5 Atlas V 400 Delta IV Medium Proton Zenit 2/ 3 SL H-IIA LM-3B 이륙중량 (ton) 737 333 250 700 471 289 426 구성 고체부스터 2 개 + 액체 2 단 액체 2 단 액체 2 단 액체 4 단 액체 3 단 고체부스터 2 개 + 액체 2 단 액체부스터 4 개 + 액체 3 단 LEO 성능 (ton) 18 12.5 8.6 19.7 13.5 (2) 9.9 11.2 SSO 성능 (ton) 12-6.3 3.6 5 (2) 4.3 6 GTO 성능 (kg) 6.8 5 3.9 4.9 5 (3SL) 4.1 5.1 가격 (million $) 150~180 75-90 75~90 90~98 35~50 (2) 75~95(3SL) 75~95 50~70-35 -
발사체선정시고려사항 성능 / 가격 / 신뢰도 ( 실적 ) 소형위성의경우공동탑재체와의일정 궤도투입정밀도, 자세정밀도 위성인터페이스 Mechanical ( 허용공간, 위성어댑터및분리장치 ) Electrical ( 엄브리칼인터페이스, EGSE, 전원, 텔리메트리등 ) 위성환경조건 Mechanical( 최대가속도, 정현파 / 램덤진동, 파이로충격, 지상운용시하중 ) Thermal ( 지상, 발사전, 비행시, 페어링분리후 ) 오염및청정도 전자기적환경 - 36 -
위성체 / 발사체 ICD 와임무분석 - 37 -
발사체성능 성능요약 - 200 km, 53 deg : 1800 kg - 407 km, 51.6 deg : 1570 kg (Space Station Orbit) - 800 km, 98.6 deg : 1000 kg (Sun Synchronous Orbit) 궤도투입정밀도 - 38 -
연도별발사수요예측 - 39 -
우리나라위성발사현황 우리별위성 (SATREC) 과학위성 (SATREC) 다목적실용위성 (KARI) 무궁화위성 (KT) 1 호 2 호 3 호 1 호 2 호 1 호 2 호 1 호 2 호 3 호 5 호 무게 49 kg 48 kg 110 kg 106 kg 100 kg 470 kg 800 kg 1460 kg 1460 kg 2843 kg 4448 kg 발사년 1992 1993 1999 2003 2008 예정 1999 2006 1995 1996 1999 2006 발사체 Ariane 4 Ariane 4 PSLV Cosmo s KSLV-I Taurus Roc Kot Delta II Delta II Ariane 4 Sea Launch 궤도 LEO (1300 km, 66deg) SSO (800 km, 98.6de g) SSO (730 km) SSO (690 km) LEO (300x 1500 km, 80 deg) SSO (685 km, 98.1deg SSO (685 km, 98.1deg GTO (1353x 35786 km, 20deg) GTO (1353x 35786 km, 20deg) GTO (200x 35786 km, 7 deg) GTO (2925x 35636 km, 0 deg) - 40 -
국내발사체개발현황및계획 과학관측로켓 KSR-I (1993) : 1단형고체추진기관과학관측로켓 KSR-II (1997) : 2단형고체추진기관과학관측로켓 ( 중형과학로켓 ) KSR-III (2002) : 액체추진기관과학관측로켓 우주발사체 ( 국가우주개발중장기계획 ) KSLV-I (2007) : 100kg급저궤도소형인공위성발사체 KSLV-II (2015) : 1500kg급저궤도실용위성발사체 - 41 -
우리나라과학로켓개발과정 KSR-I (91~93) -1단형고체추진과학로켓 - 중량 : 1.2톤 - 도달고도 : 50 km KSR-II (93~98) -2단형고체추진과학로켓 - 중량 : 2.0톤 - 도달고도 : 140 km KSR-III (97~02) - 액체추진과학로켓 - 중량 : 6.1톤 - 도달고도 : 43 km - 42 -
우리나라의우주센터 - 43 -
KSLV-I 형상및기본제원 직경 : 약 3 m 길이 : 약 33 m 총중량 : 최대 140 톤 추진제중량 : 최대 130 톤 추력 : 180 톤급 단수 : 2 단형 1 단추진기관 연료 : 케로신 산화제 : 액체산소 2 단추진기관 고체킥모터 탑재위성 과학위성 2 호 (STSAT-2) 발사체검증위성 (KoDSat) - 44 -
KSLV-I 주요비행시이퀀스 - 45 -
KSLV-I 예상궤적 - 46 -