누리호 차 발사
2
프레스킷(Press Kit)
2022. 6.
과 학 기 술 정 보 통 신 부
한 국 항 공 우 주 연 구 원
목 차
1. 한국형발사체 누리호 개발 사업 개요
(
)
..............................................
3
2. 누리호 제원 및 특징 ...................................................................................
4
3. 누리호 차 발사 결과 및 개선사항
1
...................................................
6
4. 누리호 차 발사 개요
2
................................................................................
9
5. 발사 준비 및 발사 ........................................................................................
13
6. 누리호 발사 운용 세부 일정 ..................................................................
14
7. 누리호 차 비행 시퀀스
2
..............................................................................
16
8. 누리호 발사 운용 체계 ..............................................................................
18
9. 발사 조건.............................................................................................................
22
10. 경계구역 설정 .................................................................................................
23
11. 누리호 개발 참여 주요 산업체 현황 .................................................
25
12. 누리호 개발 의미와 주요 성과 .............................................................
28
참고
1. 국내 발사체 개발 현황 ............................................................................
37
2. 나로우주센터 ..................................................................................................
39
3. 주요국 발사체 개발 현황 .......................................................................
40
4. 주요국 우주개발 예산 현황 ..................................................................
41
5. 해외 발사체 개발 실패 및 개발 난항 사례 ................................
42
6. 액체 및 고체 추진기관 주요 특징 ...................................................
49
- 3 -
1
한국형발사체 누리호 개발 사업 개요
(
)
사업목표 및 예산
□
목표
톤급 실용위성을 지구저궤도
에 투입할 수 있는
발사체 개발 및 우주발사체 기술 확보
기간 예산
월
월
조
억원
□ 단계별 개발 목표
단계
시스템설계 및 예비설계
톤급 액체엔진 개발 및 시험설비 개발
구축
단계
상세설계 및 제작
시험
발사체 및 엔진 상세설계
톤급 지상용 엔진 및 시험발사체 개발 완료
시험발사체 시험 발사
단계
발사체 인증 및 발사운영
단형 발사체 시스템 기술 개발 완료
단형 발사체 비행모델 제작 및 발사 회 발사
차 발사
위성모사체 더미
차 발사
성능검증위성 및 위성모사체 더미
□ 주요 사업내용
발사체 및 액체엔진 설계 제작 및 시험
액체엔진 시험설비 및 발사 관련 시설 장비 개발 구축
톤급 액체엔진 개발 후 시험발사를 통한 성능검증
발사체 조립 지상인증 후 한국형발사체 발사 회
- 4 -
2
누리호 제원 및 특징
길이 중량
톤
연료
톤
산화제
톤
탑재중량
투입궤도
최대직경
단 구성
단
톤급 액체엔진 기
단
톤급 액체엔진 기
단
톤급 액체엔진 기
- 5 -
- 6 -
3
누리호 차 발사 결과 및 개선사항
1
누리호 차 발사 결과
1
□
나로우주센터에서 누리호 차 발사
누리호 단 엔진이 조기 연소 종료되어 위성모사체가 고도
의
목표에는 도달하였으나
의 속도에는 미치지 못하여 지구
저궤도에 안착하지 못하고 지구로 낙하한 것으로 추정
누리호는 이륙 후 단 분리 페어링 분리
단 분리 등이 정상적으로
수행되었으나 단에 장착된 톤급 액체엔진이 목표된
초 동안
연소되지 못하고
초에 조기 연소 종료되었음
누리호 차 발사 최종 조사 결과
1
□
누리호 발사조사위원회
조사 경과
약 개월
월
월 간 누리호 발사 조사위원회 와 항우연 실무
연구진의 내부회의를 개최 총
여개의 텔레메트리 데이터 정밀
분석 및 해석 실험 등 수행
누리호 발사조사위원회
조사 결과
누리호는 비행 중 진동과 부력으로 인해 실제 비행 시 헬륨탱크에
가해지는 액체산소의 부력이 상승할 때 고정장치가 풀려 헬륨탱크가 하부
고정부에서 이탈한 것으로 추정
이후 이탈된 헬륨탱크가 계속 움직이면서 탱크 배관을 변형시켜 헬륨이
누설되기 시작했으며 산화제탱크의 균열을 발생시켜 산화제가 누설되었다
이로 인해 단 엔진으로 유입되는 산화제의 양이 감소하면서 단 엔진이
조기에 종료되는 결과를 낳았다
- 7 -
□
누리호 차 발사 대비 개선 조치
2
한국항공우주연구원은 누리호 차 발사 대비 개선 조치를 실시하여
단 산화제탱크 내부의 고압헬륨탱크가 이탈하지 않도록 헬륨탱크
하부고정부를 보강하고 산화제탱크 맨홀덮개의 두께를 강화하는 등
기술적 조치를 실시하였음
- 8 -
단 산화제탱크 외관 및 내부 모습
단 산화제탱크 모습
단 산화제탱크 형상
3
단 산화제탱크 실물
3
단 산화제탱크 내 고압헬륨탱크 및 배관 배치도
- 9 -
4
누리호 차 발사 개요
2
발사체 수행기관
/
□
한국형발사체
:
누리호
(
, KSLV-II)
한국항공우주연구원
/
발사장소
□
나로우주센터 전남 고흥군 봉래면 하반로
동경
도 북위
도
차 발사예정일
2
□
년 월 일 발사예비기간
차
차 발사의 차이점
1 ·2
□
차 발사는 위성모사체만 탑재한 반면
차 발사는 성능검증위성을
탑재하여 독자개발 발사체를 통해 위성을 최초로 탑재하여 발사
차 발사 탑재체
2
□
: 성능검증위성큐브위성 기 포함
(
4
)
위성모사체
+
톤
(1.3 )
성능검증위성 개발 주관기관
위성 주
큐브위성 개발주관기관 국내 개 대학
- 10 -
성능검증위성 제원
□
성능검증위성 탑재체
□
- 11 -
큐브위성 현황 국내 개 대학 개발
(
4
)
□
큐브위성 사출일정
□
개발기관
사출일자
비고
조선대(6U)
‘22.6.23
일에 큐브위성 기를 순차적으로 사출
2
1
위성 안정화를 위해 충분한
(
시간 간격을 두고 사출)
KAIST(3U)
‘22.6.25
서울대(3U)
‘22.6.27
연세대(3U)
‘22.6.29
- 12 -
비콘신호 수신 및 지상국 교신 일정
□
참고
[
] 향후 누리호
발사 계획('22 '27)
∼
정부는 한국형발사체 기술의 지속 고도화 신뢰성 를 통한 우주
수송능력 확보 및 발사체 체계종합기업 발굴 육성을 위해 한국형
발사체 고도화사업
을 추진 중임
누리호를 반복발사 하면서 신뢰성을 제고하고 발사체 기술의
민간이전을 통해 체계종합기업을 육성할 예정
- 13 -
5
발사 준비 및 발사
단계
1
:
□
총조립 후 발사대로 이송(L-1)
발사체종합조립동에서 총조립이 완료된 누리호는 트랜스포터
를
이용하여 발사 하루 전에 발사대로 이송
단계 발사체를 발사대에 설치
2
:
(L-1)
□
누리호는 발사패드까지 수평 이송 후 이렉터
를 이용하여
수직으로 세워 발사패드에 고정
단계 최종점검 및 추진제 주입
3
:
(L-day)
□
수직으로 발사대에 세워진 누리호는 연료와 전기 계통을 중심으로
모든 부분을 종합적으로 점검하고 발사 약 시간 전부터 연료와
산화제 주입을 위한 절차가 시작되고 연료와 산화제가 주입되면
모든 발사 준비는 완료됨
단계 발사자동운용 및 발사
4
:
(L-day)
□
발사 예정 시간까지 모든 기기가 정상 상태를 유지하고 기상 상태와 주변
환경 등이 발사에 이상이 없을 경우 발사 분 전부터 발사자동운용 시작
- 14 -
6
누리호 발사 운용 세부일정
발사 준비 발사체 이송 및 발사체 접속
L-1
:
【
】
발사 운용 추진제 충전을 위한 점검 및 헬륨 충전
L-Day
:
【
】
- 15 -
발사 운용 추진체 충전 및 기립 장치 철수
L-Day
:
【
】
발사
분 전
발사자동운용
10
【
】
(PLO)
- 16 -
7
누리호 차 비행 시퀀스
2
- 17 -
나로우주센터에서 발사된 누리호는 제주도와 일본 후쿠에지마에서
각각 약
떨어진 곳을 지나 비행하게 됨
단 예상 낙하지점 발사장에서 약
떨어진 해상이며
단의
낙하 예상지점은 발사장으로부터 지상거리 약
해상임
페어링 분리는 발사장에서
떨어진 고도
에서 이루어
지는데 실제 낙하되는 예상 지역은 발사장에서 약
떨어진
해상으로 예측됨
- 18 -
8
누리호 발사 운용 체계
발사 운용 체계
□
발사지휘센터
는 누리호 발사에 대한 총괄 지휘를 담당 이곳에서는
발사 관련 시설에 관한 상황 정보들을 보고받고 이를 종합적으로
판단하며 발사관리위원회를 통해 최종 발사 여부를 결정함
발사관제센터
는 발사대에 위치한 중앙공용시설을 통제하면서
추진제 및 가스 등의 제어 및 감시 역할을 수행하며 발사 명령을 기다림
비행안전통제센터
는 누리호의 발사 직후부터 임무 종료 시까지
비행안전과 관련된 모든 업무를 처리함
발사안전통제실은 발사 시 발사 안전을 위해 발사장 해상 공역의
안전을 감시 및 제어함
- 19 -
비행통신 및 추적관제
□
누리호를 추적하기 위해 나로우주센터와 제주도에 추적 레이더 및
텔레메트리 안테나가 설치되어 운용되며 비행 후반부의 추적을
위해 팔라우 추적소에 텔레메트리 안테나가 설치되어 운용됨
나로우주센터에는 최대
까지 발사체를 추적 실시간 위치정보를
확보할 수 있는 추적레이더와 최대
까지 발사체의 비행궤적
동작상태 등을 확인할 수 있는 텔레메트리원격자료수신장비 등을 구축 운영
추적레이다는 누리호의 위치정보 방위각 거리 고각 을 측정하게 되며
원격자료수신장비는 누리호의 비행궤적
동작상태 등을 확인
원격자료는
대역
의 무선주파수를 사용하여 위성망
해저광케이블망을 통해 송신
- 20 -
제주추적소
□
연면적
기
기
발사체 추적 및 원격자료 수신 실시간 처리
발사체의 지속적인 추적과 정보수신을 위해 추적레이더 기와
원격자료수신장비
기가 위치
원격자료수신장비는 발사에서부터 위성이 분리되어 궤도에 진입
할 때까지 위성과 발사체의 전반적인 동작 및 상태 정보를 수신
제주추적소에서는 단 분리 페어링분리
단 분리 등에 대한 추적과
원격자료 수신이 가능
팔라우 추적소
□
연면적 약
누리호 및 탑재체에 대한 실시간 비행위치와 비행 상태 추적
확인하기 위한 시설
및
급 원격자료수신 안테나 위성통신망 및 해저광케이블망
구축 최대 약
거리 발사체로부터 원격자료 영상 수신 가능
해외추적소 팔라우 에서는 단 엔진 종료 및 위성모사체 분리 이벤트에
대해 자료 수신 가능
- 21 -
주요장비 레인지시스템 구성 및 기능
(
)
□
- 22 -
9
발사 조건
발사 기상 조건
□
구 분
발사 기상환경 판단의 주요 요건
온 도
영하
-
10 ℃ ～ 영상 35 ℃
습 도
이하
기준
- 98 %
(25
)
℃
압 력
- 94.7
104 kPa
～
지상풍
이송 설치 발사 평균 풍속
순간최대풍속
-
,
,
:
15 m/s,
21 m/s
이렉터 고정 평균 풍속
순간최대풍속
-
:
18 m/s,
25 m/s
고층풍
- q
< 200 kPa deg
α
․
․
낙뢰 및 구름
- 비행 경로 상에 번개 방전 가능성이 없는 조건
우주물체 충돌 가능성
□
ㅇ 발사체 이륙 시점부터 발사체가 궤도 진입 후 주기 도는 동안
유인 우주선으로부터 최소
이상 떨어지도록 하고 근접
시간에
분의 여유를 고려
대상
시간
발사가능조건
여유
유인 우주선
발사체 이륙
위성 궤도 주기 시점
~
1
근접거리
이상
200km
근접시간
분
±2
□ 우주환경 영향
ㅇ 태양활동 정도 태양흑점 폭발 태양입자 유입 지자기교란
등 우주
물체에 영향을 줄 수 있는 우주환경 영향 요소 고려
우주환경 판단 요소
영향을 미치는 대상
발사 연기 조건 권고사항
(
)
태양흑점 폭발(R)
위성 및 발사체 통신
태양흑점 폭발 위험 시
-
‘
’
(R4~R5)
태양입자 유입(S)
위성 및 발사체 전자 장비
태양입자 유입 위험 시
-
‘
’
(S4~S5)
태양고에너지 입자량 기준치 이상
-
미국 항공협회 기준
(
)
지자기교란 정도(G) 위성 궤도 오차 흔들림 등
(
)
지자기교란 정도 위험 시
-
‘
’
(G4~G5)
- 23 -
10
경계구역 설정
누리호 발사 경계구역
□
육상통제 구역 발사대를 중심으로 반경
이내
해상통제 구역 비행방향 폭
길이
해상범위 내
- 24 -
공역통제 구역 비행방향 폭
길이
공역범위 내
- 25 -
11
누리호 개발 참여 주요 산업체 현황
□ 한국형발사체 개발을 통한 산업 생태계 조성 및 역량 강화
한국항공우주연구원은 누리호 개발을 통해 산업 생태계 조성과
산업체 역량 강화지원
누리호 체계총조립 엔진조립 각종 구성품 제작 등 기술 협력을
통해 산업체 역량을 강화하고 점진적으로 기업의 역할을 확대하여
향후 발사서비스 주관 기업으로 성장할 수 있도록 지원
누리호 개발에는
여개 기업이 참여하며 독자 개발에 필요한
핵심부품 개발과 제작을 수행하고 있고 주력 참여
여 개 기업
30
대상 조사 결과, 약
명 인력 참여
500
누리호는 개발 초기 설계단계부터 산 연 공동설계센터를 구축하여
산업체 기술력 향상을 지원
월 기준 총
개 기업
명이 항우연에
상주하며 협업
누리호 개발 초기부터 관련 산업체의 보유기술 인력 및 인프라 등을
지속적으로 활용하고 있으며 총 사업비의 약
인 약 조 천억 원
규모가 산업체에서 집행
향후 한국형발사체고도화사업을 통해 한국형발사체의 신뢰성을
축적하면서 국내 산업체를 육성 지원하고 한국형발사체 기술의
지속고도화 과정을 통해 우주 수송능력 확장 추진
국내에 체계종합기업을 발굴 육성하고 참여기업들이 함께 성장하게
하여 국내에 자생적인 산업생태계 강화
- 26 -
분야
주요 기업명
체계종합
체계총조립
한국항공우주산업(KAI)
지상제어시스템 하니스 시험장치
,
,
,
설계 등
유콘시스템 카프마이크로 우레아텍 한양이엔지
,
,
,
,
제이투제이코리아
추진기관/
엔진
엔진총조립
한화에어로스페이스
터보펌프
한화에어로스페이스 에스엔에이치
,
연소기 가스발생기
/
비츠로넥스텍 네오스펙
,
추진기관 공급계
밸브류 점화기 등
(
,
)
한화에어로스페이스 한화 비츠로넥스텍 하이록코리아
,
,
,
,
네오스펙 스페이스솔루션 삼양화학
,
,
배관조합체
한화에어로스페이스
계측시스템
이앤이
구조체
탱크 동체
,
한국항공우주산업
두원중공업
(KAI),
, 에스앤케이항공,
이노컴 한국화이바 데크항공
,
,
가속 역추진모터 페어링
/
,
,
파이로분리 설계 시험 등
,
/
한화 한국화이바 제이투제이코리아
,
,
,
브이엠브이테크
유도
제어/
전자
구동장치시스템 추력기시스템 등
,
스페이스솔루션 한화에어로스페이스
,
위성항법수신기시스템
덕산넵코어스
전자탑재시스템
단암시스템즈 기가알에프 시스코어
,
,
임무제어시스템
한화
열 공력
/
열제어 화재안전 등
/
한양이엔지 지브이엔지니어링 에너베스트
,
,
발사대
설비 구축
현대중공업 한양이엔지 제넥 건창산기
,
,
,
토목 건축
/
영만종합건설 대선이앤씨 유한티유
,
,
시험설비
설비 구축
한화 한화에어로스페이스 현대로템 한양이엔지
,
,
,
,
비츠로넥스텍 이엠코리아 신성이엔지
,
,
토목 건축
/
한진중공업 계룡건설 동일건설 대우산업개발
,
,
,
- 27 -
- 28 -
12
누리호 개발 의미와 주요 성과
□ 위성 자력발사 우주 수송능력 확보
,
발사체 개발 기술은 국가간 기술이전이 엄격히 금지된 분야로 미사일
기술통제체제
및 미국의 수출 규제
등을 통해 우주발사체
기술 이전이 통제되어 있어 독자적인 우주발사체 개발 필요
누리호는
톤급 실용위성을 지구 저궤도
에 투입할 수
있는 우주발사체로 개발이 성공적으로 이루어지면 독자 우주 수
송능력을 확보 국가 우주개발을 안정적으로 수행할 수 있는 바
탕을 마련할 수 있음
자력발사 능력 보유국은 개로 실용급 무게
이상
위성 발사가
가능한 국가는 개국임
러시아
미국
유럽 프랑스 등
중국 일본
인도
이스라엘
이란
북한
이 자력 발사에 성공
누리호의 설계 제작 시험 발사 운용 등 모든 과정을 국내 기술로
진행 및 발사체 핵심기술 등 확보
세계 번째로 중대형 액체로켓엔진 개발 보유
우주발사체 엔진개발 설비 구축 보유
대형 추진제 탱크 제작 기술 보유
독자 기술로 발사대 구축
- 29 -
중대형
□
액체엔진 독자 개발
한국형발사체의 주 엔진인 톤급 및 톤급 액체엔진을 개발 세계 번째
중대형 액체로켓엔진 보유
및 엔진 연소시험을 통한 엔진 신뢰도 향상
누리호 엔진 제원
톤급 엔진은 개발 초기에는 기능과 성능 위주로 설계하여 목표대비
무겁게 설계됐으나 이후 반복적인 엔진 연소시험 등을 통해 엔진
기능과 작동 환경에 대한 데이터 축적 무게 감량을 위한 설계 개선
구조 해석 경량 소재 등을 적용하여 최종적으로 무게를 줄였음
톤급 액체엔진은 현재까지 누리호 발사 전까지 모두
기의 엔진을 시험
지상 및 고공모사환경에서 총
회 누적연소시간
초 수행
기준
- 30 -
톤급 액체엔진은 현재 까지 모두
기의 엔진을 시험 총
회
누적연소시험
초를 수행
기준
◆
◆
톤급 엔진은 한국형발사체 개발 이후 성능개량 및 클러스터링을
통해 대형 소형 발사체 개발에 지속 활용 예정
- 31 -
추진기관
□
시험설비 구축
액체엔진 및 주요 구성품 연소기 터보펌프 가스발생기 개발을 위한
시험설비가 국내에 없어 누리호 개발 초기 러시아의 시험설비를
임차해 제한적으로 시험을 진행
한국형발사체개발사업을 통해서 엔진 및 추진기관 시험설비를 구축하고
지속적인 엔진 및 추진기관 연소시험을 진행하고 있으며
한국형발사체 개발 이후에는
차세대 발사체에 필요한 엔진 성능
개량을 위한 기반으로 활용될 예정
추진기관 시험설비
종
구축 현황
엔진 구성품 시험설비 종 엔진 시스템 시험설비 종 추진시스템의
지상 수류시험 지상 연소시험 등 추진시스템을 최종 검증하는
추진기관 시스템 시험설비 종 구축
- 32 -
추진기관 시험설비 주요 특징
추진기관 시험설비는 극저온 유체 액체질소
액체산소
및
초고압 공기 질소 헬륨
기압
정밀 제어 및 공급기술이 적용
추력 최대
톤
진공 모사 환경
고도
에 해당
등의 설비
능력을 갖추고 있어 미국 러시아 유럽 일본의 시험설비와 대등한
수준의 시험설비 확보
국내 우수한 기술을 활용한 최신 제어 계측 시스템 구현으로 해외설비에
비해 시험운용 안전성 증대 및 제어 계측 정밀도가 향상되었고
톤
하중 및 진동에 견디는 건축물 구조 등 특수 토목 설계 시공을 통해 구축
□ 한국형발사체 발사대 제 발사대 구축
(
2
)
한국형발사체 발사대는 설계부터 제작 조립까지 발사대 건립에 필요한
모든 과정을 국산화 사업기간
총괄 현대중공업 주
한국형발사체 발사대는 기존 나로호 발사대 제 발사대 와는 달리 지상에
엄빌리칼 타워높이
를 설치하여 한국형발사체에 케로신 산화제 등을 공급
발사체 상단 단 단 페어링 운용을 위한 타워 접근설비 엄빌리칼
연결 및 회수장치 추가
발사체 이륙 시 지상설비와의 간섭 회피를 위해 지상고정장치
상단 엄빌리컬 접속 장치에 후퇴 기능 채용
- 33 -
발사체 단 엔진 기 클러스터링에 따라 후류 냉각시 냉각수 분사
노즐 기 채용 제 발사대 초당
톤 제 발사대
톤의 냉각수 분사
제 발사대와 제 발사대 비교
2
1
제 발사대는 나로호 개발 당시 러시아로부터 기본 도면을 입수하여
국산화과정을 거쳐 개발된 발사대인 반면 제 발사대는 순수 국내
기술로 구축한 발사대임
제 발사대는 추력
톤급인 단형 한국형발사체의 발사운용이
가능하도록 설계되었고 제 발사대는 추력
톤급의 나로호 발사
운용을 목표로 구축되었으며 이후 개조과정을 거쳐 누리호 시험
발사체
운용에 사용 됨
단순 규모면에서 건축 연면적이 약 배 발사대
발사대
이며
발사체 연소 시작 후 이륙시점까지 연소 후류의 냉각을 위해 분사되는
냉각수 유량 배 초당
톤
초당
톤
추진제 공급량은 약 배
발사체 기립에 사용되는 이렉터의 등판 능력은 약
배 수준임
제 발사대는 액체추진제 발사체의 단 운용만을 고려하여 별도의
타워가 적용되지 않았으나 제 발사대는 단형인 누리호 발사체의
운용을 목적으로 하여
층으로 구성된 높이
의 엄빌리칼
타워가 구축되었음
- 34 -
이와 같은 차이점에도 불구하고 제 발사대는 제 발사대 구축 및
운용을 통하여 습득한 노하우를 바탕으로 설계되었고 기 검증된
기술을 위주로 채용하였으므로 운용 원리나 구성 중앙공용시설을
공유하는 등 유사한 부분이 많음
□ 대형 추진제 탱크 제작 및 배관
추진제 탱크 발사체 전체 부피의
를 차지
는 경량화를 위해 알루미늄
합금 단일벽으로 제작 일반 탱크에 비해 두께가 얆음
추진제 탱크는 얇은 알루미늄을 이용해서 최대 높이
직경
의 거대한 형상으로 제작되고 탱크내부에는 대기압의
배
정도의 압력이 작용하며 비행 중 가해지는 관성력 공력에 의한 하중과
압력에 견딜 수 있도록 격자구조 로 설계
- 35 -
또한 추진제와 초고온 가스가 흐르는 배관은 초저온용으로 개발된
스틸을 사용하여
까지도 견딜수 있도록 제작 배관 제작 후
알코올로 배관을 세척할 때 단
크기의 이물질도 허용되지 않아야 함
배관의 직경이 작은 것도 문제이지만 배관벽이 얇아 곡선가공이나
용접을 할 때
도 안되는 배관벽은 엄청난 가공기술을 요하는데
누리호의 배관은 수많은 실패와 수정을 통하여 용접 공정을 확보
할 수 있었음 또한 누설이 우려되는 연결 부위는 한 곳도 빠짐
없이 기밀시험을 거치고 있는데 기밀시험 포인트가 누리호의
단을 합쳐 약
여 곳에 달함
- 36 -
□ 엔진 클러스터링 기술
클러스터링 기술은 엔진 기의 정확한 정렬과 균일한 추진력을
내는 것이 관건으로 높은 기술적 난이도 해결을 위해 정교한 설계와
높은 수준의 지상 시험 수행
클러스터링 기술 개발을 위해서는 엔진 기의 정확한 정렬과 균형
잡힌 추진력을 내는 것이 관건으로
엔진 화염 가열 분석 및
단열 기술
엔진간 추력 불균일 대응 기술
엔진 기 조립
정렬 및 짐벌링 방향제어 기술개발이 필요
시험발사체 발사를 통해 화염 가열 분석 및 단열 기술을 일정
부분 확보했고
엔진간 추력 불균일 대응을 위해 추력 불균형 오차 수준에 대한
분석을 완료하고 발사체 이륙전 발사대에서 불균일 점검을 위한
지상고정장치의 단독성능시험을 완료하였음
엔진 정렬 및 짐벌링 기술 확보를 위한 형상설계를 바탕으로 단
인증모델을 제작하여 종합연소시험을 통해 성능을 검증
참고 차세대발사체개발사업
[
]
예비타당성조사 진행중
월
(
, '22.5
~)
사업기간 예산
년
조
억원 국고 조
억 민자
억
주요내용
저궤도 대형위성 발사 달착륙선 자력발사 등 국가
우주개발 수요에 대응하고 우주산업 육성을 위한 차세대 발사체 개발
발사체 구성
톤 엔진 기 및
톤 엔진 기를 탑재한 액체
산소 케로신 연료 기반의 단형 발사체
성능 국내 액체로켓 엔진 개발기술 선진화 및 우주탐사 능력 확대
재점화 추력조절 등 재사용발사체 기반 기술이 탑재된 다단연소
사이클 엔진 개발
- 37 -
참고 1
국내 발사체 개발 현황
□ 추진 경과
❖
과학로켓
개발
월
월
월
개발 완료
우주발사체 나로호 개발
차 발사
월 실패
차 발사
월 실패
차 발사
월 성공
- 38 -
- 39 -
참고 2 나로우주센터
나로우주센터 개요
□
우주발사체 개발에 필수적인 기반 시설이자 발사 운용을 위해
건설된 국내 최초의 우주발사체 발사기지
단계 건립 나로호
급 위성
연구시설 및 발사대 구축
월 준공
단계 건립 한국형발사체
톤급 위성
연구시설 및 발사대 구축
나로우주센터 현황
《
》
주요 시설
□
시설물 발사대 추진기관시험 장비 조립시험 지원시설
연구시설 위치도
- 40 -
참고 3
주요국 발사체 개발 현황
~
~
~
~
~
~
~
~
~
~
- 41 -
참고 4
주요국 우주개발 예산 현황
주요국 우주개발 예산 현황
□
- 42 -
참고 5
해외 발사체 개발 실패 및 개발 난항 사례
발사체 개발 실패 사례
□
국가
발사체명
실패사유
브라질
VLS
년 개발 시작후 회의 발사 시험에서 모두 실패하고
년
'84
3
'16
프로젝트 종료
유럽
Europa I
유럽 공동으로 개발한 발사체로
년 개발이 시작되어
, ‘61
모든 비행 시험에서 실패하고
년 프로젝트 종료
’71
Europa II
의 개량형으로
년 발사 시험 실패 후 프로젝트
Europa I
, ‘71
종료
미국
Percheron
민간 개발 발사체로써 첫 번째 발사 시험 실패 후
년
‘81
프로젝트 종료
Conestoga
민간 개발 발사체로써 첫 번째 발사 시험 실패 후
년
‘95
프로젝트 종료
러시아
N-I
미국의
프로젝트에 대항하여 수행된 달탐사 프로
Apollo
젝트로
년 개발이 시작되어 모든 비행 시험에서 실패
, ‘59
,
년 프로젝트 종료
’76
발사체개발 실패의 주요 요인
□
기술 분야
(
)
국가
발사체명
실패사유
브라질
VLS
고체 모터 개발 실패(로켓의 지상 폭발로
명의 개발인력
21
사망과 발사시설 손상으로 개발에 큰 타격)
유럽
Europa I
단 자동 종단 시스템 개발 실패 페어링 분리시스템 개발
3
,
실패
Europa II
단 관성항법장치 개발 실패
1
미국
Percheron
산화제 탱크 가압시스템 개발 실패
Conestoga
제어시스템 개발 실패
러시아
N-I
단 추진시스템 개발 실패
단 롤 제어 기술 개발 실패
1
, 1
발사체 기술개발 난항 사례
□
국가
발사체명
난항 사례
미국
Falcon 1
추진시스템 실패 진동현상에 의한 엔진 종료 및 단분리 실패
,
일본
H-II
공진현상에 의한 액체수소 터보펌프 목표 회전수 미도달로
기술개발에 난항을 겪으며 개발지연 엔진 용접부 열응력에
,
의한 엔진폭발로 참여기술자 사망
인도
GSLV
저온엔진
기술개발과
(cryogenic hydrogen/oxygen engine)
개발협력에 난항을 겪으며 개발지연
대한민국
Naro
차 발사시 페어링 미분리
차 발사시 폭발 등의 문제
1
, 2
발생 사항에 대한 개선조치 후 차 발사에서 위성의 궤도
3
투입에 성공
- 43 -
발사체 개발 실패 사례
1.
세부내용
(
)
브라질
VLS (
)
□
구 분
내 용
개발자
브라질 우주청
-
(Brazillian Space Agency)
기간
- 1984
2016
∼
발사이력
총 회
년
년
년 발사 중 회 실패
-
3
(1997
, 1999
, 2003
)
3
발사체 제원
길이
직경
이륙중량
-
: 19.5m,
: 1.01m,
: 50.7ton
단 구성 보조 부스터
단 모두 고체 로켓
-
:
, 1, 2, 3
(
).
위성 투입 성능 지구저궤도에
의 위성 투입
-
:
380 kg
실패원인
- 차 발사
개의 보조 부스터 중 하나가
실패로
1
(1997.11.2.): 4
ignitor
점화되지 못하여 자세가 기울어진 상태로 비행하여 높은 공력에
의해 로켓 부서짐.
- 차 발사
초 시점에 단 모터의 앞쪽 돔의 단열제
2
(1999.12.12.): 56
2
로부터 연료가 분리되면서 화염이 모터 케이스로 전파되어 폭발
차 발사
예정 발사 일전에 전기적인 오류로 개의
- 3
(2003.8.22.):
3
4
보조 부스터 중 하나가 점화되면서 발사장
에서 폭발함
(Alcantara)
.
이 사고로 지상에서 근무중이던
명의 근무자가 사망하고 발사
21
시설이 손상되어 개발 프로그램에 큰 타격을 초래.
유럽
EUROPA I (
)
□
구 분
내 용
개발자
- ELDO (European Launcher Development Organization)
의 전신
ESA (European Space Agency)
※
기간
- 1961
1971
∼
발사이력
총 회
년
년
년 발사 중 회 실패
-
3
(1968
, 1969
, 1970
)
3
발사체 제원
길이
직경
이륙중량
-
: 33m,
: 3.05m,
: 104.7ton
- 단 구성
단
단
단
: 1 -Lox/Kerosene, 2 -N2O4/UDMH, 3 -N2O4/Aerozine
※ 단 엔진은 영국
단 엔진은 프랑스
단 엔진은 독일에서 개발
1
, 2
, 3
위성 투입 성능 지구정지궤도에
의 위성 투입
-
:
200 kg
실패원인
차 발사
단 분리 직후 전자파 간섭으로 단 자동
- 1
(1968.11.29.):
3
폭파시스템 오동작하여 단 폭발함
3
.
차 발사
차 발사와 동일한 원인으로 실패
- 2
(1969.7.2.): 1
차 발사
페어링 분리 실패
- 3
(1970.6.12.):
- 44 -
유럽
EUROPA II (
)
□
구 분
내 용
개발자
- ELDO (European Launcher Development Organization)
의 전신
ESA (European Space Agency)
※
기간
- 1961
1971
∼
발사이력
총 회
년 발사 중 회 실패
-
1
(1971
)
1
발사체 제원
길이
직경
이륙중량
-
: 31.7m,
: 3.05m,
: 111.7ton
- 단 구성
단
단
단
: 1 -Lox/Kerosene, 2 -N2O4/UDMH, 3 -N2O4/Aerozine,
단 고체
에 단 추가
4
-
(Europa I
4
)
위성 투입 성능 지구정지궤도에
의 위성 투입
-
:
360 kg
실패원인
- 차 발사
발사
초 시점에 단 관성항법장치 고장으로
1
(1971.11.5.):
150
1
신호 이상이 발생하여 경로를 벗어나고 구조적으로 부서짐.
미국
Percheron (
)
□
구 분
내 용
개발자
- Space Services Inc.
기간
착수시기 불명
-
1981(
)
∼
발사이력
총 회
년 발사 중 회 실패
-
1
(1981
)
1
발사체 제원
길이
직경
이륙중량
-
: 18m,
: 1.2m,
: 60ton
- 단 구성: 단
단 모두
엔진
1
, 2
(
Lox/Kerosene
)
- 민간 개발 발사체로써 저비용 발사체를 지향 가압식 엔진
,
사용
실패원인
- 차 발사
액체 산소 밸브의 고장으로 산소 탱크의 과잉
1
(1981.8.5.):
가압
발생 산소탱크와 연료탱크의 칸막이 벽
(over-pressurizing)
.
이
(bulkhead)
손상됨 연료와 산화제가 혼합되어 발사대에서 폭발
.
미국
Conestoga (
)
□
구 분
내 용
개발자
- EER Systems Inc.
기간
착수시기 불명
-
1995(
)
∼
발사이력
총 회
발사 중 회 실패
-
1
(1995)
1
발사체 제원
길이
직경
이륙중량
-
: 15.2m,
: 1.02m,
: 87.4ton
- 단 구성: 보조 부스터
단 모두 고체 로켓
, 1, 2, 3
(
)
위성 투입 성능 지구 저궤도에
의 위성 투입
-
:
1,179 kg
실패원인
차 발사
비행도중 발사체에 낮은 주파수의
가
- 1
(1995.10.23.):
noise
발생 제어 시스템이 대응하는 과정에서 조종 장치의 유압용 작동
,
유를
모두 소모함 제어 불능상태에서 발사
초 시점에 파괴됨
.
45
.
- 45 -
러시아
N-1 (
)
□
구 분
내 용
개발자
의 전신
- OKB-1 (RSC Energia
)
기간
- 1959
1976
∼
발사이력
총 회
년
년
년
년 발사 중 회 실패
-
4
(1969
, 1969
, 1971
, 1972
)
4
발사체 제원
길이
직경
이륙중량
-
: 105m,
: 17m,
: 2,750ton
- 단 구성:
단 모두
엔진
1, 2, 3, 4
(
Lox/Kerosene
)
단은
톤 엔진을
개
하여 구성
1
150
30
clustering
※
위성 투입 성능 지구 저궤도에
톤의 위성 투입
-
:
95
실패원인
- 차 발사
발사 수 초 후 일시적인 전기 신호에 반응하여
1
(1969.2.21.):
자동 엔진 제어시스템이
번 엔진 중단시킴 추력 균형을 맞추기
12
.
위해 자동 엔진 제어시스템이 반대편의
번 엔진 중단시킴
번
24
. 2
엔진 가스발생기의 포고 진동이 발생하여 주변 부품들이 손상되고
연료가 누설됨 발사
초 후에 진동이 심해져 연료 배관이 파열
.
25
되고 화재가 발생함 화재에 의해 전력 공급 시스템에 고장이
.
발생하여 발사
초 시점에 자동 엔진 제어시스템 명령에 의해
68
모든 엔진이 종료됨.
차 발사
발사 직전에 번 엔진의 산화제 터보펌프가
- 2
(1969.7.3.):
8
폭발하여 주변 연료 배관을 파열시킴 새어나온 연료에 화재가
.
발생하여 주변 부품들을 손상시키고 발사 후
초경에 엔진들이
10
서서히 중단되고 발사장 주변에 발사체 추락하여 폭발함.
- 차 발사
발사 직후 단 기저부의 회오리에 의해 예기치
3
(1971.6.26.):
1
않은 롤 운동 발생 롤 운동이 제어시스템이 통제할 수 있는 범위를
.
벗어나 증가하여 관성항법시스템에 고장이 발생하여 궤도를 벗어남.
공력에 의해 발사체가 부서지고 엔진 자동 제어 시스템에 의해
발사
초 시점에 모든 엔진이 종료되고 지상에 추락
50
.
차 발사
발사
초 시점에 발사체 최대 가속도를
- 4
(1972.11.23.):
90
줄이기 위해
개 중 개의 엔진이 예정대로 종료됨 엔진의
30
6
.
갑작스러운 종료에 의해 연료 배관에 진동이 발생하여 파열되고
종료된 엔진에 연료가 유입되어 화재가 발생함
초 시점에
. 107
단이
1
폭발
하고 비행이 종료됨..
- 46 -
발사체 기술 개발 난항 사례
2.
세부내용
(
)
미국
Falcon 1 (
)
□
구 분
내 용
개발자
- SpaceX
기간
- 2002
2009
∼
발사체 제원
길이
직경
이륙중량
-
: 21.3m,
: 1.7m,
: 38.6 ton
단 구성
단
-
: 2
위성 투입 성능
-
: 지구저궤도에
의 위성 투입
180 kg
개발난항사례
-
년 차 발사에서 추진시스템 실패로 단 비행 중 실패함 발사
2006
1
1
(
분전 부터 부식된 알루미늄
사이로 연료가 메인엔진으로
4
nut
누수됨 발사후
초 경에 메인엔진에 화재가 발생하여 압력이
.
25
낮아지고 밸브가 닫혀 엔진 종료됨)
-
년 차 발사에서 단 비행 중 엔진 종료되어 비행 실패함
2007
2
2
단 점화
초 후 산소 탱크의 진동 현상 발생 진동 발생
초
(2
90
.
30
후에는 단 제어 추력기가 감당할 수 없는 세기로 롤 현상 진행
2
.
연료가 원심작용에 의해 탱크의 출구 배관에서 멀어져 엔진 종료)
-
년 차 발사에서
단 분리 직후 발사체 회전하며 비행 실패
2008
3
1/2
단 비행은 정상적으로 진행됨
단 엔진 연소 종료 후 단의
(1
. 1
1
추력이 충분히 소멸되기 전에
단 분리됨 분리된 단이 잔류
1/2
.
1
추력에 의해 단과 충돌하여 단이 회전하며 비행 실패함
2
2
)
일본
H-II (
)
□
구 분
내 용
개발자
- NASDA (National Space Development Agency
의 전신
JAXA (Japan Aerospace Exploration Agency)
※
기간
- 1983
1994
∼
발사체 제원
길이
직경
이륙중량
-
: 31.7m,
: 4m,
: 264ton
단 구성
단
-
: 2
위성 투입 성능
-
: 지구정지궤도에
의 위성 투입
3,800 kg
개발난항사례
- 액체수소 터보펌프에서 고속으로 회전하는 축에 강한 힘이 가해지기
때문에 베어링 안에 있는 강철이 조금씩 뒤틀려 공진이 발생하고
목표 회전수에 도달하지 못하는 기술 난항을 겪으며 개발일정 지연.
엔진의 분사기 매니폴드에 대한 가압시험에서
기압
- ‘EG218’
143
까지 압력을 가했을 때 분사기 매니폴드가 파열되어 계측작업을
하고 있던 기술자 명이 사망함
1
.
- 47 -
인도
GSLV (
)
□
구 분
내 용
개발자
- ISRO (Indian Space Research Organization)
기간
불명확 첫 발사
년
-
(
2001
)
발사체 제원
길이
직경
이륙중량
-
: 49.13m,
: 2.8m,
: 414ton
단 구성
단
-
: 3
위성 투입 성능
-
: 지구정지궤도에
의 위성 투입
2,500 kg
개발난항사례
- 인도의
는 상단에 저온엔진을 탑재하는 것으로 결정하였으며
GSLV
,
저온엔진의 독자개발 또는 해외협력을 다방면으로 시도한 끝에
러시아와 협력을 이루어냄 하지만 러시아와의 기술협력이 원활
.
하게 진행되지 않아 최소한 년간 개발이 지연되었음
5
- 48 -
3. 세계발사체 발사 성공 후 실패 사례
ㅇ 미국
년
미국 최초의 위성발사체
년 첫 발사 실패
년 마지막
발사까지 총 번의 시험에서 번의 실패를 기록
ㅇ 미국
년
년 첫 발사 성공 후 번째
번째
번째 발사 실패
ㅇ 중국
년
년 첫 발사시험에서 실패
년 번째 발사 시도에 성공
전체적으로 총 번의 발사 시도에서 번의 실패를 기록
ㅇ 중국
년
년 첫 발사에서 실패 후 번째 고압 헬륨장치 이상
번째 발사
단 엔진 화재 발생
에서 실패
ㅇ 일본
년
일본의 첫 우주발사체로
년 첫 발사 시험에서 실패 이후
번의 실패 후
년 발사 성공
년 마지막 발사까지 총 번의 발사 시험 중 번의 실패
ㅇ 인도
년
년 첫 발사 실패 후 번째 발사에서 부분 실패
- 49 -
참고 6
액체 및 고체 추진기관 주요 특징
ㅇ 액체 추진기관
액체 추진기관은 연료와 산화제를 보관하고 공급하는 개별 탱크
에서부터 연소실과 노즐에 이르기까지 공급관 밸브 등을 포함하여
많은 부품으로 이뤄져 있으며 액체연료의 특성상 발사 당일에
연료와 산화제를 주입하고 발사절차가 진행됨
액체 추진기관의 성능은 고체 추진기관 대비 추진력이 강하여 중
장거리 궤도 발사에 유리
발사 후 점화와 소화를 반복할 수 있고 연료와 산화제의 양을
조절하여 추력 제어가 가능하므로
회 발사 시 여러 궤도에
다수의 위성 투입할 수 있는 장점 보유
현재 재사용이 가능한 발사체로 유명한 미국 스페이스 의 팰컨 도
액체 추진기관이며 국내에서도 재점화 기술 추력제어 기술 등을
확보하여 향후 재사용 발사체 개발에 도전할 계획임
해외 소형발사체 시장을 주도하는 민간 기업
의
발사체도 액체 기반의 소형발사체임
ㅇ 고체 추진기관
고체 추진기관의 경우 고체로 된 연료와 산화제 그리고 두 개의
물질이 섞일 수 있도록 도움을 주는 결합체 등으로 구성되어 있음
- 50 -
고체 연료가 엔진 내부에 위치해 있어 구조가 비교적 간단하며
발사과정에서도 고체연료가 상온에서 보관이 가능하므로 발사당일
별도의 주입과정 없이 발사가 가능한 특징이 있음
그러나
액체 추진기관 대비 추진력이 낮고 연소시간 조절이
불가하여 목표궤도 투입정밀도가 상대적으로 낮아 저궤도 소행
위성 발사 및 발사체의 추력 보강용 부스터 으로 주로 사용
고체 추진기관은 재점화 기술
추력제어 기술을 적용할 수
없으므로 재사용 발사체 개발이 어려움
액체 및 고체 추진기관 특성 비교
<
>
항 목
액체 추진기관
고체 추진기관
구 성
추진제탱크
배관
밸브 등으로
,
,
구성
연소관 노즐 점화기 등 상대적
,
,
으로 간단
성 능
무게 대비 성능 비추력
(
)
높음
무게 대비 성능 비추력
(
)
낮음
추력조절기술 및 재시동기술 가능
재사용 가능
⇨
추력조절기술 및 재시동
기술 불가
재사용 불가
⇨
발사장
설비
산화제 연료 주입을 위한 주입
,
장치 및 이상 발생시 배출을 위한
배출장치 필요
발사패드 발사대 등 간단
,
추진제의 상온보관이 가능하여 별도의
(
설비 불필요)
발사 운용
발사당일 연료와 산화제를 주입
하고 발사절차가 진행
이상 상황 발생 시 발사중지 또는
연기 가능
발사 당일 별도의 주입과정 없이
발사 가능
유도제어
액체엔진의 연소시간 및 비행
방향 조정으로 목표궤도 투입정
밀도가 높음
연소시간 조절이 불가하여 목표
궤도 투입정밀도가 상대적으로
낮음 비행방향 조절은 가능
(
)
안전성
발사 작업시 연료와 산화제가
주입 되지 않아 폭발 등 사고
위험성이 낮음
연료 산화제 혼합상태로 보관되어
,
발사준비 작업 중 폭발
* 등 주의 필요
