1장

1.1 발사체의 정의와 역사

발사체(Launch Vehicle)는 지구의 중력을 극복하고 페이로드(화물)를 우주 공간이나 특정 궤도로 운반하는 로켓 시스템이다. 20세기 초 로켓 선구자들의 꿈에서 시작된 발사체 기술은 이제 인류가 우주로 나아가는 가장 중요한 수단이 되었다.

발사체 역사의 주요 이정표

• 1926년: 로버트 고다드, 최초의 액체 연료 로켓 발사 성공 (12.5m 상승)
• 1944년: 독일 V-2 시험 비행체, 인공 물체 최초로 우주의 경계인 고도 100km 돌파
• 1957년: 소련 R-7 로켓, 스푸트니크 1호를 궤도에 올림 (인류 최초의 인공위성)
• 1961년: 보스토크 로켓, 유리 가가린을 우주로 (최초의 유인 우주비행)
• 1969년: 새턴 V 로켓, 아폴로 11호로 인류를 달에 (당시 가장 강력한 로켓)
• 1981년: 스페이스 셔틀, 최초의 부분 재사용 궤도 발사체로 비행
• 2015년: SpaceX Falcon 9, 궤도 임무 후 1단 로켓 수직 착륙 성공
• 2018년: SpaceX Falcon Heavy, 당시 가장 강력한 운용 로켓으로 데뷔 (63.8톤 LEO)
• 2024년: SpaceX Starship, 역사상 가장 큰 발사체 개발 중 (150톤+ LEO)

1.2 우주 발사의 기본 원리

발사체가 우주로 나아가기 위해서는 여러 물리적 장벽을 극복해야 한다. 이 과정은 복잡하지만, 몇 가지 핵심 원리로 요약할 수 있다.

1.2.1 중력 극복

지구 표면에서 궤도에 도달하려면 약 7.8 km/s (28,000 km/h)의 속도가 필요하다. 이를 제1우주속도 또는 궤도 속도라고 한다. 지구 중력을 완전히 벗어나려면 11.2 km/s의 제2우주속도(탈출 속도)가 필요하다.

저궤도(LEO) 궤도 속도: v = √(GM/r)
G = 중력상수 (6.674 × 10⁻¹¹ m³/kg·s²)
M = 지구 질량 (5.972 × 10²⁴ kg)
r = 지구 중심으로부터 거리 (약 6,571 km for 200km LEO)

결과: v ≈ 7.8 km/s = 28,000 km/h

1.2.2 대기 저항 극복

발사체는 발사 후 처음 수십 초 동안 가장 큰 대기 저항을 받는다. 이 구간을 Max Q(최대 동압 구간)라고 하며, 발사체 설계에서 가장 중요한 고려사항 중 하나이다.

1.2.3 로켓 방정식 (치올콥스키 방정식)

로켓이 도달할 수 있는 최종 속도를 결정하는 가장 기본적인 방정식이다:

Δv = v_e × ln(m_0 / m_f)

여기서:
- Δv = 속도 변화 (delta-v)
- v_e = 배기 속도 (exhaust velocity)
- m_0 = 초기 질량 (연료 포함)
- m_f = 최종 질량 (연료 소진 후)
- ln = 자연로그

예: Falcon 9 1단 단독 (이상화, 상단과 페이로드 제외)
- v_e ≈ 3,050 m/s (해수면)
- 질량비 (m_0/m_f) ≈ 20
- Δv = 3,050 × ln(20) ≈ 9,100 m/s
(상단과 페이로드를 얹으면 1단이 내는 Δv는 이보다 훨씬 작다.
다단 예제는 3장 3.1.1절 참조.)

1.3 발사체의 분류

발사체는 여러 기준으로 분류할 수 있다. 각 분류는 발사체의 용도, 성능, 비용에 직접적인 영향을 미친다.

1.3.1 운반 능력에 따른 분류

• 소형 발사체 (Small Launch Vehicle): LEO 2톤 미만
  • 예: Rocket Lab Electron (300kg LEO), Virgin Orbit LauncherOne (500kg LEO, 2023년 퇴역)
  • 용도: 소형 위성, 큐브샛 클러스터
  • 장점: 저비용, 높은 발사 빈도
• 중형 발사체 (Medium Launch Vehicle): LEO 2-20톤
  • 예: Soyuz (7.2톤 LEO), Antares (8톤 LEO)
  • 용도: 중형 위성, 화물 보급 임무
  • 장점: 다양한 페이로드 수용
• 대형 발사체 (Heavy Launch Vehicle): LEO 20-50톤
  • 예: Falcon 9 (22.8톤 LEO), Ariane 5 (21톤 LEO), Delta IV Heavy (28.8톤 LEO)
  • 용도: 대형 위성, 우주정거장 보급, 유인 임무
  • 장점: 높은 페이로드 능력
• 초대형 발사체 (Super Heavy Launch Vehicle): LEO 50톤 이상
  • 예: Falcon Heavy (63.8톤 LEO), Saturn V (140톤 LEO, 은퇴), Starship (150+톤 LEO, 개발 중)
  • 용도: 행성 간 임무, 달/화성 탐사, 우주 정거장 모듈
  • 장점: 최대 페이로드, 심우주 임무

1.3.2 단 구성에 따른 분류

• 단단 로켓 (Single-stage): 하나의 단으로만 구성
  • 예: 탄도 미사일, 서브궤도 로켓
  • 특징: 구조 단순, 궤도 도달 불가능 (현재 기술로는)
• 다단 로켓 (Multi-stage): 2개 이상의 단으로 구성
  • 2단 로켓: Falcon 9, Electron (가장 일반적)
  • 3단 로켓: Saturn V, Long March 3B
  • 4단 이상: 드물지만 특수 임무용 존재
• 부스터 추가형: 주 로켓에 고체 또는 액체 부스터 추가
  • 예: Ariane 5 (2개 고체 부스터), Atlas V (최대 5개 고체 부스터)

1.3.3 재사용성에 따른 분류

• 소모형 (Expendable): 발사 후 폐기
  • 예: Atlas V, Ariane 5, Long March, Delta IV
  • 특징: 최대 성능, 높은 발사 비용
• 부분 재사용형 (Partially Reusable): 일부 구성품 회수
  • 예: Space Shuttle (오비터 재사용), Falcon 9 (1단 재사용), New Glenn (1단 재사용 설계, 2025년 첫 비행)
  • 특징: 비용 절감, 성능 약간 감소
• 완전 재사용형 (Fully Reusable): 전체 시스템 재사용
  • 예: Starship (개발 중)
  • 특징: 극적 비용 절감, 높은 발사 빈도

1.4 발사체 시스템 구성 요소

현대 발사체는 복잡한 시스템의 집합체이다. 주요 구성 요소를 이해하는 것이 발사체 표준화의 첫걸음이다.

1.4.1 추진 시스템 (Propulsion System)

• 로켓 엔진: 추력 생성의 핵심
  • 액체 엔진: Merlin (SpaceX), RS-25 (NASA), RD-180 (러시아)
  • 고체 엔진: SRB (Solid Rocket Booster)
• 연료 탱크: 추진제 저장
  • 산화제 탱크 (예: 액체산소 LOX)
  • 연료 탱크 (예: RP-1 등유, 액체수소, 액체메탄)
• 배관 시스템: 연료 공급
• 터보펌프: 고압 연료 주입

1.4.2 구조 시스템 (Structural System)

• 기체 (Airframe): 로켓 본체
• 단간 구조 (Interstage): 단과 단 사이 연결
• 페어링 (Fairing): 페이로드 보호 덮개
• 그리드 핀 (Grid Fins): 재진입 제어 (재사용 로켓)

1.4.3 유도/항법/제어 시스템 (GNC)

• 관성 측정 장치 (IMU): 가속도, 각속도 측정
• GPS 수신기: 위치 확인
• 비행 컴퓨터: 실시간 궤적 계산 및 제어
• 추력 벡터 제어 (TVC): 엔진 노즐 방향 조절
• 자세 제어 추력기 (RCS): 미세 자세 조정

1.4.4 전력 및 통신 시스템

• 배터리: 전력 공급
• 전력 분배 장치: 각 서브시스템에 전력 공급
• 텔레메트리 시스템: 실시간 데이터 송신
• GPS 안테나 및 통신 안테나

1.5 발사 임무 프로파일

전형적인 발사 임무는 여러 단계로 구성된다. 각 단계는 정밀하게 계획되고 실행되어야 한다.

1.6 발사체 성능 지표

발사체의 능력을 평가할 때 사용하는 주요 지표들이다:

1.6.1 페이로드 능력 (Payload Capacity)

• LEO (Low Earth Orbit, 저궤도): 200-2,000km 고도, 가장 많이 사용
• GTO (Geostationary Transfer Orbit, 정지궤도 천이궤도): 정지궤도(36,000km)로 가는 중간 궤도
• GEO (Geostationary Orbit, 정지궤도): 적도 상공 36,000km
• TLI (Trans-Lunar Injection, 달 천이 궤적): 달로 향하는 궤적
• TMI (Trans-Mars Injection, 화성 천이 궤적): 화성으로 향하는 궤적

1.6.2 신뢰성 (Reliability)

발사 성공률로 측정된다. 예:

• Falcon 9: 약 99% (200회 이상 발사, 2회 실패)
• Soyuz: 약 97% (1,900회 이상 발사)
• Ariane 5: 약 96% (117회 발사, 실패 2회·부분 실패 3회, 2023년 퇴역)

1.6.3 발사 비용 (Launch Cost)

킬로그램당 LEO 비용 (추정):

• Space Shuttle (은퇴): ~$60,000/kg
• Ariane 5: ~$10,000/kg
• Falcon 9 (재사용): ~$2,700/kg
• Starship (목표): ~$100/kg

1.7 WIA-SPACE-004 표준의 범위

이 표준은 발사체 전 생애주기를 다룬다:

• 설계 단계: 요구사항 정의, 시스템 설계, 하위 시스템 설계
• 제작 단계: 제조 프로세스, 품질 관리, 조립
• 시험 단계: 구성품 시험, 통합 시험, 정적 점화 시험
• 발사 준비: 발사장 운송, 조립, 페이로드 통합, 연료 주입
• 발사 운영: 카운트다운, 발사, 비행, 궤도 투입
• 발사 후: 잔해 추적, 회수 (재사용형), 사후 분석