1) 정지위성의 발사 절차정지궤도는 적도 상공 약 36,000 km(정확히 고도 35,786 km; 지구 지름의 약 3배)에만 존재하는 궤도이다. 이러한 고에너지 궤도에 위성을 어떻게 쏘아 올릴까? 만일 직접 발사하면 지구 중력을 거슬러서 비행하는 시간이 길어서 중력 손실이 현저하게 커지면서 제대로 된 크기의 위성을 쏠 수 없다.정지위성을 발사할 때의 순서는 다음과 같다. ① 우선 2단 로켓과 위성을 저고도 주차 궤도(지구 저궤도: LEO)에 투입하고, 그 시점에서 2단 로켓 엔진 추력을 정지한다. 다음 그림의 예에서 LEO = 250 km로 가정하므로, 궤도속도(관성속도, $V_{LEO}$)는 7.76 km/s, 궤도 경사각($ i $)은 30.4°이다. ② 2단 로켓과 위성이 주차 궤도에서 약 12분..

저고도인 궤도 에너지가 낮은 원 또는 타원 궤도에 위성을 발사할 때 우주로켓을 지상에서 직접 발사한다. 하지만 궤도 에너지가 높은 정지궤도와 쌍곡선 궤도에 발사할 때 에너지 효율 측면에서 일단 저고도의 원이나 타원 궤도에 투입한 뒤 궤도를 변경해서 최종 목표 궤도에 투입한다. 위성의 궤도 변경은 (1) 궤도 면내 변경(궤도 경사각을 바꾸지 않고, 궤도의 모양과 크기를 변경)과 (2) 궤도면의 변경(궤도 경사각을 바꾸는 것)을 동시에 하지만, 여기에서는 (1)과 (2)를 따로 생각해서 효율적인 궤도 변경 방법을 생각해보자.1) 궤도 면내 변경다음 그림과 같이 저고도의 원 궤도 위성을 가장 효율적으로 같은 면내의 고고도 원 궤도로 전이(轉移)하는 문제를 생각해 보자. 이 문제의 답을 결론부터 말하면, 이 그..

지구를 도는 인공위성의 궤도는 원 또는 타원 궤도이다. 원 궤도는 지구 주회 궤도의 기본이며, 우주개발에서 가장 많이 이용하는 궤도이다. 다음 그림은 원 운동의 궤도속도(관성속도), 주기 및 궤도 에너지를 나타낸 것이다. 그림과 같이 위성이 지표에서 멀어질수록 궤도속도는 감소하지만, 궤도 에너지는 증가한다. 그러므로 지표에서 위성 발사에 필요한 에너지는 고도와 함께 증가한다. 1) 지구 저궤도(LEO)다음 그림과 같이 지구를 주회하는 위성 궤도로 중고도 약 200~500 km의 타원 궤도를 지구 저궤도(LEO)라고 한다. 이 고도의 엄밀한 정의는 없지만, 보통 고도 1,000 km 정도의 궤도를 가리킨다. LEO는 원운동을 하므로 천문 관측, 과학 실험, 무중력 실험을 비롯한 많은 기간 체류하는 유인 우..

우주로켓의 비행 과정을 관찰하자. 구체적인 예로 어떤 우주로켓에서 정지위성 발사 비행을 결정하고, 리프트오프에서 저고도 지구 저궤도(LEO)를 거쳐서 정지 천이 궤도(GTO)에 도달하기까지 비행의 주요 이벤트에 근거해서 관찰한다. 다음 로켓의 주요 사양을 참조하기를 바란다. 주요 이벤트의 경과 시간, 고도, 지표 거리는 공개 데이터로 추정한 것이다. ① 리프트오프(Liftoff: 발사)로켓 전체 단의 조립과 위성 설치 작업을 완료한 우주로켓은 발사대마다 발사점으로 이동한다. 여기에서 모든 단의 기능 점검을 완료한 다음 1단 및 2단 엔진의 액체산소와 액체수소를 충전한다. 그다음 최종 자동 카운트다운에 들어간다. 이하, 주요 이벤트를 발사(리프트오프)의 경과 시간 X(초)를 기준으로 나타낸다. 카운트다운 ..

1) 자세 제어 방법로켓은 비행 중 기체 자세를 자주 변경해야 한다. 로켓의 자세 제어는 유도 명령에 따라 지시된 대로 로켓의 자세를 변경하는 기능이며, 그것은 기체 중심을 원점으로 3축 방향으로 기체를 회전시키는 것을 의미한다. 변경해야 할 자세 각도(회전각도) 는 ‘목표 자세(유도 명령)’와 항법 계산에 따른 ‘현재 자세’의 차이이다. 로켓이 자세를 변경하려면 제어 계산 결과를 조타 신호로 내보낸다. 각 자세 제어 장치(엔진 짐벌이나 가스 제트 등)를 작동시키고 기체를 만 회전시킨다. 기체 3축 방향의 회전각을 다음 그림에 나타냈다. 그림에서 P는 Pitch, 기수가 위로 가면 양의 값을 가진다. Y는Yaw, 왼쪽이 양의 값을 가진다. R은 Roll, 기체 축 방향에서 볼 때 시계방향이 양의 값을 가..

1) 유도의 필요성엔진 성능, 기체의 질량 특성 등 로켓의 특성이나 대기의 압력, 밀도, 온도, 바람 등 비행 환경을 미리 정확히 예측할 수 있고, 비행 분석에 사용한 데이터에 오차가 없다면 로켓은 유도할 필요가 없다. 당연히 비행 중 자세 변경과 이벤트 시퀀스는 미리 설정한 대로 작동할 것이다. 하지만 기체 구조물은 제조 오차로 엔진 성능이 불안정하고, 상공의 풍향, 풍속 등의 비행 환경도 정확히 예측할 수 없다. 설계나 해석 작업에 사용한 많은 데이터가 불안정하다. 실제 비행에서 이 오차들이 겹치고, 비행경로는 예정한 기준 비행경로에서 벗어날 것이다. 이렇게 내버려 두면 우주로켓은 페이로드를 오차 범위 안의 일정한 정밀도로 목표 궤도에 투입할 수 없다. 유도 제어란 로켓의 비행경로를 관리하는 시스템이..

항법 계산은 관성 좌표계에서 실시한다. 로켓의 기체는 비행 중 기체 3축 방향으로 회전 운동하기 때문에 기체의 회전 운동에서 독립한 관성 좌표축을 비행 중인 로켓 기체 안에 만들 필요가 있다. 그래서 IMU를 로켓 기체에 장착하는 방법이 다르다. 안정 플랫폼(Stable Platform) 방식은 관성 좌표 IMU 안에 물리적으로 실현한다. 한편 스트랩다운(Strapdown) 방식은 이것을 탑재 컴퓨터 소프트웨어 안에 만든다.(1) 안정 플랫폼 방식① 안정 플랫폼으로 불리는 받침대 위에 직교 3축의 방향에 가속도 총 3개와 자이로 3개를 장착한다. 아래 그림과 같은 이 플랫폼을 원칙 3축, 보통 4축의 수평 유지 기구에서 잡아 기체의 자전 운동에서 분리한다. 플랫폼은 발사 전에 관성 공간에 미리 지정한 곳..

본래의 자이로스코프(Gyroscope)는 회전하는 ‘팽이’의 각운동량 보존 법칙을 이용하고, 비행체의 자세 변화를 계측하는 장치이다. 예전엔 이 기계식 자이로가 우주로켓에 사용되었지만, 최근 광학식 자이로가 실용화되었고, 이것이 현재의 주류가 되었다. 대표적인 광학식 자이로는 링 레이저 자이로(Ring Laser Gyro)이다. 그 당시 사용 예는 적었지만, 현재는 많은 우주로켓에 사용되고 있다. 링 레이저 자이로 작동 원리를 생각해보자. 고리(실제로는 삼각형 또는 사각형) 형태의 유리관 속에 헬륨과 네온의 혼합가스를 채우고 좌우 역으로 회전하는 (1대) 레이저 빛을 발진(發振) 전파한다. 레이저 빛은 기본 주파수에서 거울의 위치가 파동이 되도록 발진한다. 자이로가 회전하면 회전 좌표계에서 관측되는 빛의..

1) 유도 제어유도 제어는 우주로켓이 지상에서 날아가서 우주 공간의 목표 궤도에 도달할 때까지 기준 비행경로 또는 그것에 가까운 실제의 최적 비행경로를 따라서 비행하도록 비행경로를 관리하는 것이다, 실제 작업은 탑재 컴퓨터 안의 비행 소프트웨어가 담당한다.  이 복잡한 고도의 작업을 수행하므로 탑재 컴퓨터 안의 비행 소프트웨어는 항법(Navigation), 유도(Guidance), 제어(Control)의 3가지 기능을 한다. 이것이 유도 제어이며, 영어로는 Guidance, Navigation and Control이라고 한다. 로켓은 항공기와 비교가 안 될 만큼 고속으로 비행하므로 유도 제어 작업은 자동으로 실행된다. 3가지 기능을 다음에 요약하였다.  ① 항법(航法, Navigation)비행 중인 로켓..