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조민선(Min-Seon Jo),김재은(Jae-Eun Kim),최정열(Jeong-Yeol Choi) 한국추진공학회 2020 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2020 No.11
설계변수 변화에 따른 소형발사체 발사능력을 알아보기 위해 단 설계를 통한 소형발사체 설계를 진행하였다. 소형발사체는 경제적인 우주 발사를 위해 한국형발사체 2, 3단 기술을 활용하는 것을 가정하였으며, 500 km 투입을 목표로 하였다. 선정한 설계변수로는 구조비, 상단엔진 옵션이 있으며, 각 조합에 따른 화물 중량을 성능 지표로 고려하였다. 소형발사체의 구조비를 한국형발사체 2, 3단의 기존 구조비에 대해 각 단 40%씩의 경량화를 수행하고 수소 엔진을 상단에 사용한다면 500 km 궤도에 최대 1.77 ton 가량의 화물을 수송할 수 있을 것으로 보인다. The design of the small launch vehicle was carried out through staging in order to identify the launch capability of the small launch vehicle according to the change of design parameters. For economical space launch, the small launch vehicle assumed to utilize KSLV-II"s second and third stage technologies. Also, the target orbit was selected as 500 km. The selected design parameters include structural ratio and upper stage engine option, and the payload mass calculated according to the combination of design parameters is a performance indicator. If the structural ratio of the small launch vehicle is lightened by 40% each for the existing structure ratio of the second and third stages of KSLV-II, and the hydrogen engine is used for the upper stage, it will be able to transport up to 1.77 ton of payload in 500 km orbit.
한국형발사체에 기반한 소형발사체의 스테이징 및 투입성능 분석
조민선(Min-Seon Jo),김재은(Jae-Eun Kim),최정열(Jeong-Yeol Choi) 한국항공우주학회 2021 韓國航空宇宙學會誌 Vol.49 No.2
본 논문에서는 한국형발사체 2, 3단을 수정하여 500 kg 급 차세대 중형위성(CAS500)을 지구 저궤도(LEO)에 단독 발사할 수 있는 2단형 소형발사체를 설계하였다. 한국형발사체는 3단 발사체이므로 소형발사체로의 활용을 위해서는 단별 속도증분이 새롭게 분배되어야 한다. 이를 위하여 설계 변수로는 단 질량비, 구조비와 1, 2단 엔진 옵션을 고려하였으며, 이에 대한 단 설계 및 궤적해석을 수행하였다. 결과 검토로부터 500 kg 급 위성의 LEO 단독 발사가 가능한 소형발사체 설계변수의 조합을 확인하였다. In this paper, design study of a small two-stage launch vehicle is undertaken for the dedicated launch of the Compact Advanced Satellite 500 (CAS500)-class satellite into the Low Earth Orbit (LEO) by modifying the second and third stages of the Korean Space Launch Vehicle II (KSLV-II). Since the KSLV-II has three stages, velocity increment is newly distributed for the two-stage small launch vehicle. For this end, the staging design is carried out for the design parameters such as stage mass ratios, structural coefficients and engine options for each stage followed by trajectory analysis. Investigation of the results provides the combination of design parameters for the small launch vehicle for the dedicated launch of 500 kg-class satellite into LEO.