Enhancing the Downrange Performance of Multiple Launch Rocket System = 다연장 로켓의 사거리 연장

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

This study investigates the feasibility of extending the downrange performance of a Multiple Launch Rocket System (MLRS) by integrating an air-breathing propulsion concept into a conventional solid-propelled rocket. Based on the K239 Chunmoo geometry, a baseline rocket configuration and two inlet-integrated designs—diverter-type and axisymmetric—are conceptually developed.
Viscous, compressible CFD simulations are conducted using STAR-CCM+ over a Mach number range of 0.1–5 and altitudes from 0 to 30 km to evaluate aerodynamic drag coefficients and inlet air-capture mass-flow characteristics. The resulting aerodynamic data are represented using polynomial response surface models as functions of Mach number and altitude and are incorporated into a trajectory optimization framework implemented in MATLAB using OptimTraj. The optimization maximizes downrange distance subject to dynamic pressure constraints.
The results demonstrate that both air-breathing configurations achieve substantial range extension compared with the baseline rocket. Among the investigated concepts, the axisymmetric inlet provides the most favorable performance by combining reduced aerodynamic drag penalties with enhanced air ingestion capability. Although the diverter-type inlet exhibits higher drag in the supersonic regime, sustained ramjet thrust still yields meaningful range improvement.
Overall, the study provides a conceptual assessment of the potential of air-breathing propulsion integration as an effective strategy for extending MLRS operational range.

국문 초록 (Abstract)

본 연구는 기존 고체추진 로켓 기반 다련장로켓시스템(MLRS)에 공기흡입 추진 개념을 적용하여 사거리 확장 가능성을 개념적으로 분석하는 것을 목적으로 한다. K239 천무 형상을 기반으로 기본 로켓 형상과 두 가지 흡입구 통합 형상인 diverter형 흡입구와 축대칭 흡입구를 개념적으로 설계하였다.
STAR-CCM+를 활용한 점성 및 압축성 CFD 해석을 통해 마하수 0.1–5, 고도 0–30 km 범위에서 항력계수와 흡입구 유입 질량유량 특성을 산출하였다. 도출된 공력 데이터는 마하수와 고도의 함수로 다항식 모델로 구성되었으며, MATLAB 기반 OptimTraj 궤적 최적화 기법에 적용되어 동압 제한 조건 하에서 사거리 최대화를 목표로 분석이 수행되었다.
해석 결과, 공기흡입 추진 단계를 도입한 두 형상 모두 기본 로켓 대비 유의미한 사거리 증가를 나타냈다. 특히 축대칭 흡입구 형상은 상대적으로 낮은 항력 증가와 높은 공기 유입 성능을 동시에 확보하여 가장 우수한 성능을 보였다. diverter형 흡입구의 경우 초음속 영역에서 항력 증가가 나타났으나, 램제트 추진에 의한 지속 추력 효과로 인해 전반적인 사거리 향상이 가능함을 확인하였다.
본 연구는 공기흡입 추진 개념을 MLRS에 적용하는 방안을 개념적 수준에서 정량적으로 평가하였으며, 기존 발사체 형상을 크게 변경하지 않고도 사거리 성능을 향상시킬 수 있는 가능성을 제시한다.

목차 (Table of Contents)

• Abstract i
• Table of Contents ii
• List of Tables iv
• List of Figures v
• Chapter 1. Introduction 1
• Chapter 2. Methodology 2
• 2.1. Concept of Vehicle 2
• 2.1.1 Propulsion concept and operating principle 4 
• 2.1.2 Mission Profile and Sequential Propulsion Phases 5
• 2.1.3 Range Extension Mechanism 6
• 2.2. Configuration 7
• 2.2.1 Baseline rocket model 8 
• 2.2.2 Ramjet inlet configurations 9 
• 2.2.3 Propellant allocation and Additional Structure Mass 10
• 2.3. CFD-Based Aerodynamic Analysis 11
• 2.4. Aerodynamic Model Construction 12
• Chapter 3. Trajectory Optimization 13
• 3.1 Flight Dynamics and Assumptions 13 
• 3.1.1 Flight Dynamics 13 
• 3.1.2 Modeling Assumptions 17
• 3.1.3 Path Constraints 18
• 3.2 Optimization Formulation 19
• 3.2.1 Objective Function 19
• 3.2.2 Control variables and bounds 20
• 3.3 Mission Profile and Phase Description 21
• Chapter 4. Result and Discussion 24
• 4.1 CFD-Based Aerodynamic Characteristics 24
• 4.2 Trajectory Optimization Results 30
• 4.3 Performance Comparison 33
• Chapter 5. Conclusion 34
• Bibliography 35
• 국문 초록 36