초소형위성 궤도 진입을 위한 공중발사체 궤적에 관한 연구

국문 초록 (Abstract)

본 연구에서는 공중발사체의 성능 대비 탑재 가능한 초소형위성의 질량을 분석한다. 대한민국 공군에서는 변화하는 안보위협 상황에 신속한 작전수행능력을 구비하기 위하여 위성의 공중 발사 방안을 검토하였다. 공중 발사는 항공기에 탑재하여 위성을 발사하는 방법으로 탑재하중의 제한이 중요한 문제가 된다. 실질적인 사항을 반영한 초소형위성 공중발사 모의 프로그램 개발을 통해 공중발사체의 성능 대비 탑재 가능한 초소형위성의 질량을 분석한다.
공중발사체의 성능을 확인하기 위하여 탑재항공기 C-130J에 탑재 가능한 발사체의 형상 및 크기를 구상하고, 이에 따른 공기역학적 공력 특성을 분석하였다. 발사체크기에 적합한 추력을 발사체 구조한계를 적용하여 산출하고, 각 단별 질량비를 최적화하여 발사체의 성능의 상한선을 설정하였다.
에너지 소모를 최소화하는 최적 궤적 설계를 위하여 발사체의 동역학 모델을 제시하여 운동방정식을 정의하였다. 발사체의 전체 비행시간을 각 단별로 이산하여 경계조건과 제한사항을 적용하였다. 발사체의 구조한계에 따른 동압력, 받음각, 굽힘모멘트 제한사항을 적용하였고, 열 유속을 고려하여 페어링 분리시기를 결정하였다. 정해진 모든 조건을 범용 최적제어 소프트웨어 GPOPS-II를 사용하여 최적 궤적에 대한계산을 하였다. 발사체가 최적 궤적으로 비행하면서 소모한 연료 질량, 각 단의 추진 이후 분리되는 구조 질량을 제외한 잔여 질량을 통해 발사체의 성능 대비 발사 가능한 위성을 질량을 분석하였다. 이 과정은 그래픽 기반의 사용자 작업환경 (Graphical User Interface, GUI)을 작성하여 수행하였다. 설계한 최적 궤적 제어 프로그램을 기반으로 과거 연구 및 개발 사례 결과들을 비교 분석하여 프로그램의 신뢰성을 확인하였다.
본 연구에서는 실질적으로 발사체에 영향을 주는 사항들을 반영하여 공중발사체의 성능을 확인하고 발사체의 에너지 소모 최소화 궤적 설계를 통해, 발사 가능한 위성의 질량 계산 프로그램을 개발 및 검증하였다. 프로그램을 기반으로 공중발사체의성능 대비 목표한 궤도에 발사 가능한 위성의 질량을 산출하여 임무의 종류, 위성에 탑재 가능한 장비 및 종류 등을 결정하는 과정에 기여할 수 있다.

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

This thesis presents the mass of micro satellite analysis that can be mounted
against the performance of airborne launch vehicle. The Republic of Korea Air
Force reviewed the satellite's aerial launch plan to equip it with rapid
operational capability in the face of changing security threats. Air launch is
an important issue for limiting payloads by means of launching satellite aboard
aircraft. Through the development of a simulation program for launching micro
satellites that reflects practical matters, the mass of micro satellite analysis
can be mounted against the performance of airborne launch vehicle.
To check the performance of the airborne launch vehicle, the shape and size
of the projectile that can be mounted on the C-130J of the mounted aircraft were
conceived and the aerodynamic characteristics were analyzed accordingly. The
thrust suitable for the projectile size was calculated by applying the projectile
structural limit, and the upper limit of the projectile's performance was set by
optimizing the mass ratio of each stage.
The kinetic equation was defined by presenting a dynamic model of the
projectile for optimal trajectory design that minimizes energy consumption. The
entire flight time of the projectile was separated by each stage and the boundary
conditions and restrictions were applied. Restrictions on dynamic pressure, angle
of attack, and bending moment according to the structural limit of the projectile
were applied, and the timing of fairing separation was decided considering the
heat flux. All the specified conditions were calculated for the optimal trajectory
using the general purpose optimal control software GPOPS-II. The mass of the
launchable satellite against the performance of the projectile was analyzed
through the residual mass excluding the fuel mass consumed by the projectile
flying at the optimum trajectory, and the structural mass separated after each
stage burn out. This process was performed by creating a graphical user interface
(GUI). Based on the optimal trajectory control program designed, historical
research and development case results were compared and analyzed to confirm
program reliability.
In this thesis, the performance of the airborne launch vehicle was verified
by reflecting the actual impact on the projectile, and a mass calculation program
of the launchable satellite was developed and verified through the design of the
projectile's energy consumption minimization trajectory. Based on the program,
it can contribute to the process of determining the type of mission, the type of
equipment and type of satellite that can be mounted on the target orbit compared
to the performance of the airborne launch vehicle.