Performance Requirement Analysis and Weight Estimation of Reusable Launch Vehicle using Rocket based Air-breathing Engine

Nomenclature

Research Paper DOI: http://dx.doi.org/10.6108/KSPE.2015.19.6.010

로켓기반 공기흡입추진 엔진이 적용된 재사용 발사체의 요구 성능 및 중량 분석

이경재

․ 양인영

․ 이양지

․ 김춘택

․ 양수석

Performance Requirement Analysis and Weight Estimation of Reusable Launch Vehicle using

Rocket based Air-breathing Engine

Kyung-Jae Lee

․ Inyoung Yang

․ Yang-Ji Lee

․ Chun-Taek Kim

․ Soo-Seok Yang

a

Engine System Research Team, Korea Aerospace Research Institute, Korea

b

Aero propulsion Division, Korea Aerospace Research Institute, Korea

*

Corresponding author. E-mail: [email protected]

ABSTRACT

Performance requirement analysis and weight estimation of a reusable launch vehicle with a rocket-based air-breathing engine(RBCC : Rocket Based Combined Cycle) were performed. Performance model for an RBCC engine was developed and integrated with flight trajectory model. The integrated engine-trajectory model was validated by comparing the results with those from previous research reference. Based on the new engine-trajectory model and previous research results, engine performance requirements were derived for an reusable launching vehicle with gross take-off weight of 15 tones.

Dependence of the propellant amount requirement on the mode transition Mach number of the engine was also analyzed.

초 록

로켓 기반 공기흡입추진(RBCC : Rocket Based Combined Cycle) 엔진이 적용된 재사용 발사체의 요 구 중량 및 성능을 분석하고 예측하였다. RBCC 엔진을 위해 개발한 엔진 모델과 비행체 궤적 모델을 통합하여 RBCC 기반 재사용 발사체의 궤적 및 성능계산 모델을 개발하였으며, 기존 논문의 결과와 비 교함으로써 검증하였다. 개발된 모델과 기존 논문을 바탕으로 총 이륙중량 15톤의 재사용 발사체에 대 한 무게분석과 엔진의 요구 조건을 도출하였으며, 엔진의 모드 전환 마하수 변화 등에 따른 비행체의 추진제 요구량 변화를 분석하였다.

Key Words: Rocket-Based Combined Cycle(로켓 기반 복합 사이클), Ramjet(램제트), Scramjet(스크램 제트), Reusable Launch Vehicle(재사용 발사체), Specific Impulse(비추력)

Received 24 September 2015 / Revised 6 November 2015 / Accepted 11 November 2015 Copyright Ⓒ The Korean Society of Propulsion Engineers pISSN 1226-6027 / eISSN 2288-4548

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/licenses/by-nc/3.0) which permits unrestricted non-commercial use, distribution, and reproduction in any medium, provided the original work is properly cited.

OMS : Orbital maneuvering system p

: Nozzle exit pressure q : Dynamic pressure

RBCC : Rocket Based Combined Cycle RCS : Reaction control system S

: wing reference area

TBCC : Turbine Based Combined Cycle TPS : Thermal protection system

VTHL : Vertical take-off, horizontal landing

1. 서 론

과거 냉전시절과 달리 현대에 이르러 수행되 고 있는 우주개발 프로그램은 성능이라는 변수 외에도 경제성이라는 추가적인 변수에 따라 수 행되고 있다. 이 때문에 근래에 들어 경제성에 초점을 맞춘 재사용 발사체에 대한 관심이 높아 지고 있는 실정이다. 미국의 민간 우주 로켓 회 사인 스페이스 X의 팔콘 9 재사용 로켓도 이러 한 추세에 발맞추어 개발이 진행 중이며, 국내에 서도 2013년에 발표된 제2차 우주개발진흥 기본 계획을 통해 미래 기반기술로 재사용이 가능한 우주비행기 기술을 제시하였다.

재사용이 가능한 발사체에는 팔콘 9 재사용 로켓과 같이 기존 발사체의 1단을 안전하게 착 륙시켜 재사용을 하는 방식과 리액션 엔진사의 스카이론(Skylon)과 같이 공기 흡입식 복합사이 클 엔진을 활용하는 방식이 있을 수 있다. 공기 흡입식 복합사이클 엔진은 다양한 형태가 있을 수 있는데, 이 중 가장 많이 연구되는 형태의 엔 진은 로켓 기반 복합사이클 엔진(RBCC)과 터보 제트 기반 복합사이클 엔진(TBCC)이 있다.

RBCC 엔진은 로켓과는 달리 비행체의 비행

로켓은 초기에 이젝터 모드 또는 단독으로 작 동하여 램제트/스크램제트 엔진이 작동 가능한 비행 속도까지 초기 가속을 담당하거나 공기 흡 입이 가능하지 않은 고고도에서의 가속에 사용 된다. 즉, RBCC 엔진은 Fig. 1과 같이 이젝터 로 켓 또는 로켓 단독운용, 램제트, 스크램제트 및 로켓의 네 가지 운용 모드를 갖고 있으며 정지 상태(M=0)로부터 가속하면서 속도에 따라 위에 열거한 순서대로 모드를 전환하면서 운용된다.

이 각 모드별 전환이 이루어지는 마하 수(M

)는 RBCC 엔진의 주요 설계 인자 중 하나로서 이 인자에 따라 각 모드별 설계 요구 사양이 좌우 된다.

한편, 공기를 흡입하는 램제트/스크램제트 모 드에서는 외부 유동의 동압력(q)이 Fig. 2와 같이 500 lbf/ft

(=23.9 kPa)<q<2000 lbf/ft

(=95.8 kPa)의 조건 하에 궤적의 범위가 제한된다. 비행 고도가 낮아져 동압력이 높아질수록 더 큰 추력 을 발생시킬 수 있는 반면 엔진의 구조적 한계 에 더 가까워지며, 비행 고도가 높으면 항력이 감소하지만 추력 역시 감소한다.

Fig. 1 RBCC engine operation mode.

Fig. 2 Air-breathing vehicle operational limits[1].

RBCC 엔진은 Yugov[2] 또는 Kanda[3]에 의해 연구되었으나, 시험용 모델 수준에서 각 모드 별 로 기술 시현이 되었을 뿐이다. 국내에서는 RBCC 엔진을 사용한 발사체의 중량 저감 효과 를 산정한 연구[4]나 RBCC 엔진에 대한 개념 설 계 연구[5]가 있었으나, 본격적인 RBCC 엔진 관 련 기술 연구로 발전하지는 못했다.

현재 한국항공우주연구원(이후 항우연)은 기존 의 스크램제트 연구 결과를 바탕으로 RBCC 엔 진의 핵심 기술을 개발하기 위한 연구 과제를 진행 중에 있다. 본 논문에서는 그 시작 단계로 서 RBCC 엔진이 포함된 재사용 발사체의 비행 궤적을 계산함으로써 엔진 관점에서 발사체의 요구 성능을 분석하고자 하였다. 또한 비행 궤적 계산을 통해 유도된 재사용 발사체의 요구조건 들과 기존 연구결과들을 바탕으로 15 ton 급의 재사용 발사체에 대한 무게 분석을 수행하여 이 러한 비행체 개발에 대한 가능성을 판단해 보고 자 하였다.

2. 해석 방법 및 검증

2.1 엔진 모델

엔진 모델은 항우연에서 수행한 기존연구에서 정의한 RBCC 엔진을 차용하였다. 연료는 액체 수소이며 이젝터 로켓 모드와 로켓 모드에서는 액체 산소를 산화제로 사용한다. 엔진 모델은 준 일차원 프로그램으로 비행고도, 비행 마하수 및

Fig. 3 Engine model validation.

흡입구/격리부/연소실에 대한 작동 효율이 고려 되어 있으며, 흡입구와 연소기는 2차원 형상을 반영할 수 있도록 구성되어 있다. 또한 Fig. 3과 같이 NASA 및 JAXA에서 수행한 비추력 계산 코드의 결과값[6]과 비교하여 유효함을 확인하였 다. 아래의 그림을 보면 램제트/스크램제트 모드 에서 변환 시에는 비슷한 값을 보이나, 후반부로 갈수록 차이가 나는 것을 알 수 있다. 이는 기존 논문과 연소효율이 다르게 적용되었기 때문인데, 본 논문에서 활용된 엔진모델에는 연구팀에서 실험적으로 구한 램제트/스크램제트 엔진의 연 소효율 값이 적용되었다.

엔진 모델에서 엔진의 비추력은 각 모드별로 비행 조건(마하 수 및 고도)의 함수로 가정하였 다. 엔진 내 유로의 각 위치에서 유체 성질을 0 차원의 열역학 방정식으로 계산하며 연소기 입 구 마하수에 따라 연소 효율을 다항식 형태로 가정하였다. 연소기 확장부에서는 준일차원 식을 적용하였다.

2.2 비행 궤적 계산 방법

비행 궤적은 Takahashi[7]의 3-DOF 코드를 사 용하여 계산하였다. 이 코드에서 추력(=순추력) 은 이젝터 로켓 모드/로켓 모드에서는

    

  

 

  



₍₁₎

로 계산된다. 여기에서  

는 추진제 유량이며,

 

는 산화제 유량이다. 또한, p

와 A

는 각각

로 계산된다. 이젝터 로켓 또는 로켓 단독 모드 에서 연료 유량  

와 산화제 유량  

, 램제트 /스크램제트 모드에서 엔진 흡입구 넓이(A

)와 연료 당량비(ɸ)가 입력 값이며 각 모드에서 Isp 는 앞서 언급한 엔진 모델에 의해 비행 조건별 로 계산한 결과값을 활용하였다. 비행체의 양력 계수(C

)와 항력 계수(C

), 추력 피치각(), 받음 각()도 입력 값이다.

2.3 해석 방법 검증

엔진 모델과 비행 궤적 계산 방법은 Olds[8]의 계산 결과와 비교함으로써 검증하였다. 위 문헌 은 총이륙중량(GTOW) 223 ton의 비행체에 대한 궤적, 비행 관련 인자, 엔진 관련 인자를 계산한 결과를 포함하고 있으며, 이번 연구에서의 계산 결과와 비교하면 Fig. 4와 같다. 궤적 계산에 필 요한 주요 입력 값들은 Olds[8]의 문헌과 동일하 게 했지만 C

과 C

는 별도의 데이터[9]를 차용 하였고 와 는 비행체 궤적과 동압력을 일치 시키기 위해 조정한 관계로 약간의 차이가 있다.

또한 본 논문에서 활용한 비추력 값도 Olds의 값이 아닌 앞서 언급한바와 같이 유효함이 확인

할 수 있었다.

3. RBCC 엔진의 운용공간 특성분석

3.1 비행 임무 및 비행체 정의

비행 임무는 고도 185 km의 극궤도(polar orbit)에 도착하며 궤도에 도착하였을 때 비행 속도가 7,500 m/s가 되는 것으로 정의하였다.

비행체는 RBCC 엔진을 장착한 재사용 발사체로 서, 형태는 Fig. 5와 같이 Olds[8]에서 정의한 것 을 차용하였다.

수직이륙, 수평착륙(VTHL)형 재사용 비행체이 고, 총이륙중량(GTOW)은 15 ton, 날개 기준 면 적(S

)은 15.5 m

이다. 비행체의 C

과 C

는 유 사한 형상의 극초음속 비행체의 값으로 가정하 고[9] 기타 비행체 사양은 궤적 계산의 결과로서 시행착오를 거쳐 결정하였다. 또한 이젝터 로켓 또는 로켓 단독 모드의 추진제 유량과 램제트/

스크램제트 모드의 A

도 궤적 계산의 제한 조 건을 만족하도록 시행착오를 거쳐 결정하였다.

M

은 M

=3.0(이젝터 로켓⇒램제트), M

=6.0 (램제트⇒스크램제트), M

=10.7(스크램제트⇒로 켓)로 정의하였다.

Fig. 4 Flight trajectory and dynamic pressure comparison with Olds research[8].

Fig. 5 Reusable launch vehicle[8].

Parameter Value GTOW (kgf) 15,000 Dry weight (kgf) 3,520 Required fuel amount (kgf) 2,700

Required oxidizer amount

(kgf) 8,780

Thrust/weight ratio 1.287 Table 1. Reusable launch vehicle specifications.

3.2 비행 궤적의 특성

계산된 비행체 사양을 Table 1에, 비행 궤적을 Fig. 6,7에 나타내었다.

로켓을 사용하는 비행체와 비교하여 RBCC 엔 진을 사용하는 비행체의 궤적이 가지는 특징은 다음과 같다.

서론에 언급된 것처럼 램제트 및 스크램제트 가 운용되는 구간 동안에는 동압력의 범위를 제 한하며, 보통 일정한 에서 운용되도록 하였다.

따라서 마하수에 따라 운용 고도가 결정되는데, 마하수가 3∼11의 범위에서는 상승각이  0∼

2°로 거의 수평에 가까운 비행 궤적을 갖는다.

따라서 이젝터 로켓 모드에서 램제트 모드로 전환한 후 23.9 kPa 이상의 동압력을 유지하기 위해서는 로켓 모드가 종료되는 시점에 가 일 반적인 로켓에 비하여 매우 낮을 것이 요구된다.

이번 연구에서의 이젝터 로켓 모드의 상승각 계 산 결과는  14°이었다.

스크램제트 모드에서 로켓 모드로 전환한 이 후에는 23.9 kPa 이상의 동압력 제한 조건이 없 으므로 다시 상승각을 높여 궤도에 진입하기에

Fig. 6 Dynamic pressure and angle of attack(Shown only for ascent phase).

Fig. 7 Altitude and air speed(Shown for entire flight duration).

유리한 궤적을 조성해야 한다. 이를 위하여 로켓 모드 전환 이후 일정한 시간 동안 와 를 동 시에 높이는 것이 필요하며, 이번 연구에서는 35 초 동안  8°,  6°로 가정하였다.

3.3 엔진 요구 사양

위에서의 비행 궤적 계산에서 엔진 성능 요구 사양은 Table 2 및 Fig. 8, 9와 같이 계산되었다.

또 그에 더하여 Table 3과 같은 RBCC 엔진 운 용 관련 요구 사양을 도출할 수 있었다.

Fig. 8에서 스크램제트 모드는 M=6에서 M=11

로 가속을 하며 고도를 증가시키는 과정이며, 이

러한 상태를 유지하기 위해선 추력을 일정한 값

으로 유지 또는 증가시켜야 한다. 하지만, Fig. 8

을 보면 스크램제트 모드에서 비추력이 계속 감

소하고 있으며, 당량비는 증가시키고 있음을 알

수 있다. 스크램제트 모드에서는 고도가 증가됨

에 따라 공기량이 감소하고 이 때문에 당량비를

를 분사시켜야 한다.

즉, Fig. 8의 스크램제트 모드에서 비추력이 감소됨에도 불구하고 당량비를 계속 증가시키는 것은, 당량비를 계속 증가시키면서 연료량을 조 금씩 늘려 비추력이 감소하는 것을 지연시키기 위한 것이다. 당량비를 계속 증가시키며 분사하 면 스크램제트 모드의 낮은 연소효율로 인해 많 은 양의 연료가 연소되지 못하고 외부로 빠져나 간다. Olds[8,10]도 스크램제트 모드에서 당량비 를 계속 증가시켜 비행마하수가 18인 경우에서 는 당량비가 2.5까지 증가되었으며, 이렇게 연소

Mode Condition 

(s)

thrust*

(kN) rocket sea level 420 189 ejector rocket M=3/H=14 km 720 346 ramjet  3/  14 km 4540 178

 6/  23 km 3370 89 scramjet  6/  23 km 2680 89 M=10.7/H=30 km 2360 61 rocket vacuum 470 207

* for 

1.128 m

and  95.8 kPa Table 2. RBCC engine performance specifications.

Fig. 8 Specific impulse and equivalence ratio.

되어 더 이상 가속이 불가능하였기 때문이다.

3.4 모드 전환 마하수에 따른 추진제 요구량

주어진 비행 궤적에 대하여 M

에 따라 임무 수행에 요구되는 추진제의 양이 어떻게 달라지 는지를 분석하였다. 그 결과를 Table 4에 나타내 었다.

한편, 추진제의 요구량이 증가하거나 감소할 경우 비행체의 GTOW가 달라지고 그에 따라

Parameter Value Ejector

rocket mode

operation duration (s) 77 fuel flow rate (kg/s) 5.5 oxidizer flow rate (kg/s) 44

Ramjet mode

operation duration (s) 128 operation altitude (km) 14.5-22.7

fuel flow rate (kg/s) 2.7-4.0 max dynamic pressure (kPa) 95.8 Scramjet

mode

operation duration (s) 445 operation altitude (km) 22.7-30.0

fuel flow rate (kg/s) 2.5-3.4 Rocket

mode operation duration (s) 135 Table 3. RBCC engine operational specifications.

Fig. 9 Thrust and drag.



^required

fuel(kgf) 

^required

fuel(kgf) 

^required fuel(kgf) 2.0 11,280 4.5 11,500 8.0 11,870 2.5 11,370 5.0 11,490 10.0 11,580 3.0

(DP) 11,480 5.5 11,480 10.7

(DP) 11,480 3.5 11,550 6.0

(DP) 11,480 11.9 11,330 Table 4. Required fuel amount at various transition

Mach numbers(DP: Design Point).

S

를 다르게 산정하는 것이 타당하지만 그런 경 우 비행체를 재설계해야하기 때문에 여기에서는 분석 과정을 단순화하기 위해 추진제 변화량만 큼 건조 중량(dry weight)을 변화시켜 GTOW와 S

를 일정하게 가정하여 계산하였다.

(1) M

의 영향 : M

이 낮아질수록 요구되는 추진제 양이 적어졌다. 이것은 동일 속도 구간 에 대해 추진제 소모량 당 비행체 속도 변화 ( )가 이젝터 로켓 모드보다 램제트 모 드에서 더 크기 때문이다. 그러나 M

의 영향 은 크지 않아, 설계점 대비 M

=2.0으로 했을 때 절약할 수 있는 양은 200 kg(1.7%)이었다.

(2) M

의 영향 : M

의 변화에 따른 추진제 요구량의 변화는 극히 미미하였다. 이것은 해 당 속도 영역에서 램제트과 스크램제트의 성 능이 유사하기 때문이다.

(3) M

의 영향 : M

이 작아질수록 추진제 요 구량이 많아지고 M

이 커질수록 추진제 요구 량이 적어졌다. 이것은 동일 속도 구간에 대해 로켓의 ∆v/∆m보다 스크램제트의 ∆v/∆m 이 크기 때문이다. 설계점 대비 M

=8.0으로 했을 때 추진제 요구량은 390 kg(3.4%) 증가했 고, M

= 11.9로 했을 때 추진제 요구량은 150 kg(1.3%) 감소했다.

다만 M

에 따른 추진제 요구량의 경향은 추 력값과 항력값의 차이에 크게 좌우되었다. 이번 연구에서는 q=95.8 kPa로 하고 M>8.0에서 당량 비를 마하수에 따라 선형적으로 증가시키는 등 의 조치(Fig. 8 참조)로 높은 마하수에서의 추력 을 확보했지만 만일 높은 마하수에서 추력과 항 력의 차이가 크지 않은 경우라면 큰 항력 조건

에서 스크램제트으로 가속하기보다 로켓 모드로 전환, 고도를 높여 항력을 줄이면서 가속하는 것 이 더 유리하다. 예를 들어 마하 10.7에서 스크 램제트 추력 대 항력의 비가 1.5인 경우(이번 연 구는 1.9)에는 M

=8.5로 하는 것이 추진제 요구 량이 더 적다는 계산 결과를 얻을 수 있었다.

또 이번 연구에서는 빠른 속도로 비행하는 데 따른 공력 하중이나 공력 가열을 해결하기 위한 비행체 무게 증가를 무시하였다. 따라서 이 점들 을 고려할 경우 M

을 작게 하는 것이 추진제 요구량이 더 적어지는 결과를 가져올 수도 있다.

3.5 고정 형상 흡입구 사용 가능성

이상에서의 논의는 비행 속도에 관계없이 램 제트/스크램제트 모드에서의 공기 포집률(CR)이 1.0이 되도록 하는 가변 형상 흡입구를 사용한다 고 가정한 것이다. 이와 별도로 고정형상 흡입구 의 활용가능성 여부를 판단해 보기 위하여 고정 형상 흡입구에 대한 연구를 수행하였다.

흡입구의 형상이 고정되는 경우에는 근사적으 로 CR은 설계 마하 수 이상에서는 최대값에서 변화가 없고 설계 마하 수 이하에서는 마하수에 따라 선형적으로 낮아진다.

이러한 내용을 적용하여 고정 형상 흡입구를 사용하는 경우에도 주어진 임무 수행이 가능한 지의 여부와 비행체 요구 조건 변화를 알아보았 다. 고정 형상 흡입구의 CR은 Saha[11] 등을 참 조하여 Fig. 10과 같이 가정하였으며, 고정 형상 흡입구를 활용함으로 인한 연소실 입구 마하수 는 동일한 비행마하수의 가변형상 흡입구에서의 연소실 입구 마하수와 동일하다고 가정하였다.

추력을 계산하는 식에는 연소실 입구속도가 비행속도에 따라서 변화하도록 고려되어 있으며, 연소실 입구속도에 따라서 연소효율도 함께 변 화하도록 고려되어 있다. 흡입구 성능을 계산하 는 식에도 충격파로 인한 전압력 회복률의 감소 를 반영하였다.

Fig. 10에는 계산 결과를 함께 나타내었다. 위

그림을 보면 낮은 마하수에서 추력이 CR=1.0인

경우의 절반까지 떨어지지만 항력에 비해서는

여유가 크므로 여전히 가속이 가능함을 알 수

만 램제트 모드의 작동 시간은 기존의 128초에 서 187초로 늘어났다.

3.6 무게 분석 및 형상

엔진의 성능 및 궤도에 대한 연구 외에도 RBCC 엔진이 적용된 단단 궤도 진입 발사체용 비행체의 무게 분석에 대한 연구를 진행하였다.

무게 추정에 필요한 식은 Olds[10]의 식을 활용 하였으며, 동일 논문의 결과 값과 비교하여 검증 을 수행하였다.

재사용 발사체용 비행체의 형상은 Olds[8,10]

의 논문의 형상과 동일하게 가정하였으며, RBCC 엔진의 입구면적( 

)과 날개면적( 

)은 각각 궤도 계산에서의 입력 값을 활용하였다. 탑 재체 무게는 나로호(KSLV-I) 발사에 적용된 위 성 무게인 100 kg을 기준으로 하였으며, 1명의 비행사가 탑승하는 것으로 가정하였다. 초기 입 력 값은 엔진모델 계산결과 및 궤도계산 결과 값을 활용하였으며, 궤도 계산 결과와 함께 반복 계산을 수행하였다. 이러한 반복계산을 통하여 최종적으로 도출된 재사용 발사체의 무게와 형 상은 각각 Table 5 및 Fig. 11과 같다.

Fig. 10 Effect of the air capture ratio.

Specification

Gross Weight [kgf] 14,913

Dry Weight [kgf]

Total:

2,779 kg

Body 861

Wing/Tail 90 LH2/LOX Tank 198

TPS 283

Propulsion System 522 RCS/OMS 및 기타 825 Max. LH2 Weight [kgf] 2,850 Max. LO2 Weight [kgf] 9,260 Min.Crew & Payload Weight [kgf] 289 Length [m] 22.14 Max. Fuselage Diameter [m] 2.50 Wing Span [m] 5.55 Wing Area [

] 16.54 Cone Half Angle [degree] 6 모드별 비추력과 추력, 작동 시간, 연료 소모량, 동압력 환경 조건 등을 도출하였으며, 모드 전 환 마하 수 설정에 따른 추진제 요구량을 계산 함으로써 비행체의 GTOW를 줄일 수 있는 방 향을 도출하였다. 낮은 동압력 조건에서는 스

Table 5. Weight estimation results(15 ton class).

Fig. 11 Configuration of reusable launch vehicle(15

ton class).

크램제트로 높은 마하수까지 가속할 수 없었으 며, 스크램제트에서 로켓으로 전환하는 마하수는 추력값과 항력값을 바탕으로 결정해야 함을 확 인하였다. 모드 전환 마하 수 결정과 관련해서는 고속에서의 공력 하중과 공력 가열에 따른 비행 체 무게 증가 등을 고려하는 추가 연구가 필요 한 것으로 판단된다.

또한 이번 연구결과에 따르면 가변 형상 흡입 구를 사용하지 않더라도 가정한 공기 포집률을 만족하는 경우 임무 수행이 가능하였다. 이 외에 도 RBCC 엔진이 적용된 15 ton 급의 재사용 발 사체의 무게분석을 통하여 이러한 비행체의 시 현이 가능함을 파악할 수 있었다.

앞으로 이번 연구에서 도출한 요구 조건을 바 탕으로 시험 모델을 설계/제작하고 시험을 수행 하여 RBCC 엔진 기술 시현을 수행할 예정이다.

References

1. Andreadis, D., Scramjet Engines Enabling the Seamless Integration of Air & Space Operation, Pratt & Whitney Space Propulsion, Hypersonics, West Palm Beach, FL, USA, 2004.

2. Yugov, O.K. et al., “Optimal Control Programs for Airbreathing Propulsion System for Single-Stage-To-Orbit,“ 40th IAF Congress, Malaga, Spain, IAF-89-308, Oct.

1989.

3. Kanda, T., Tomioka, S., Ueda, S., Tani, K.

and Wakamatsu, Y., “Design of Sub-scale Rocket-Ramjet Combined Cycle Engine Model,“ 56th International Astronautical Congress, Fukuoka, Japan, IAC-05-C4.5.03, Oct. 2005.

4. Kang, S.H. and Lee, S.Y., “Weight

Reduction of the Reusable Launch Vehicles Using RBCC Engines”, Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 17, No.

3, pp. 56-66. 2013.

5. Lee, Y.J., Kang, S.H. and Yang, S.S.,

“Conceptual Design of Rocket Based Combined Cycle Engine,“ 33th KSPE Fall Conference, Kyungju, Korea, pp. 581-585, Nov. 2009.

6. Olds, J.R. and Bradford, J.E., “SCCREAM:

A Conceptual Rocket-Based Combined-Cycle Engine Performance Analysis Tool,“ Journal of Propulsion and Power, Vol. 17, No. 2, pp. 333-339, 2001.

7. Takahashi, S., Mizobata, K. and Sawada, K., “Conceptual Study of a Two-Stage Air-Breading Reusable Launch Vehicle,“

Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 34, No. 5, pp. 628-635, 1997.

8. Olds, J.R., “Results of a Rocket-Based Combined-Cycle SSTO Design Using Parametric MDO Methods,“ SAE-941165, 1994.

9. Mizobata, K., Kimura, H., Sugiyama, H., Sato, T. and Kobayashi, H., “Conceptual Design of Flight Demonstrator Vehicles for the ATREX Engine,“ 12th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies, Norfolk, VA, USA, AIAA 2003-7028, Dec. 2003.

10. Olds, J.R., “Multidisciplinary Design Techniques Applied to Conceptual Aerospace Vehicle Design,“ NASA-CR-194409, 1993.

11. Saha, S. and Chakraborty, D., “Hypersonic

Intake Starting Characteristics - A CFD

Validation Study,“ Defence Science Journal,

Vol. 62, No. 3, pp. 147-152, 2012.