2019년 항공우주및소프트웨어공학전공 종합설계 제안서

과제명: 실험용 추진체 개발 및 실험

(development and experiment of experimental propulsion system)

팀명: DEEPS

팀원: 강동현, 이경인, 박도제, 박영진, 김범식, 이유송

작성일: 2019년 3월 15일

지도교수: 김 경 훈 (서명)

목 차

1. 기술의 필요성	1

1.1. 과제의 개요	1

1.2. 추진배경	1

1.3. 배경 기술	1

1.4  제한사항 및 해결방안	1

2. 관련 현황 및 선행 연구	2

2.1. 관련 현황	2

2.2. 선행 연구 (논문/특허/저서/신문기사)	2

3. 과제 목표	2

3.1. 최종 목표 및 평가 방법	2

3.2. 연구 및 개발 내용	2

3.3. 결과물	2

3.4. 기대 효과 및 활용방안	2

4. 기술 개발 추진 방법 및 체계	3

4.1. 추진 방법	3

4.2. 세부적 계획	3

4.3  팀 편성도 및 역할	3

5. 추진일정	3

6. 예산	3

7. 참고문헌	4

기술의 필요성

과제의 개요

본 과제에서는 향후 로켓 개발에서 필요로 하는 데이터를 수집하기 위한 소형 로켓을 설계할 것이다. 로켓은 엔진, 동체, 페이로드로 구성되어 있다. 엔진의 경우 가공의 용이성으로 인해 고체 추진제인 KNSB를 사용한다. 동체의 경우 가공의 용이성과 내열적 특성을 지닌 CPVC를 사용해 제작한다. 페이로드는 비행 시간동안 정보를 수집할 비행 컴퓨터와 감속을 위한 낙하산으로 구성된다.

추진배경

최근 스페이스 X 와 누리호 엔진 실험 진행으로 인해 국내외에서 로켓에 대한 관심도가 높아지고 우주 관련 산업이 주목받고 있다. 이러한 로켓을 개발하기 위해서는 기술적 경험이 많이 필요한데, 이를 시작하기 위해서 작은 사이즈의 로켓을 만드는 것이 일반적이다. 우리 학교의 경우, 로켓을 제작한 선례가 없어 제작에 필요한 기술적, 경험적 지식이 없다. 앞으로 로켓제작을 하려면, 그러한 경험들을 얻어 문서화하는 것이 필수적이다.

그림  <SPACE X 기업 가치 변화>

배경 기술

1. 압축성 유체역학 / 항공기 추진시스템 / 비행역학

요구사항에 맞는 엔진을 설계하기 위해 기본적인 추력과 관련된 식이 필요하다. 동역학 모델링을 위해서 공력해석과 질량중심을 찾는 것이 필요한데 이는 fluent등의 소프트웨어를 통해서 얻는 것이 가능하다.

2. 비행역학/ 제어공학

시뮬레이션을 통해 데이터를 얻고 이를 실제로 발사한 데이터와 비교하기 위해서는 시뮬레이션이 가능하도록 동역학 모델링을 작성해야 한다. 추력 실험을 통해 얻은 데이터를 사용해 기본적인 동역학 모델링을 작성하고 더 나아가 SIMULINK를 통해 이론적인 시뮬레이션 툴을 만들 수 있다.

1.4. 필요성

앞서 말한 바와 같이 우주산업에 대한 수요와 관심은 급격히 커지고 있고, 이에 영향을 받아 해외뿐 아니라 국내의 여러 대학이 실험적 목적의 초소형로켓 혹은 Can Sat을 설계하고 발사하는 일이 늘고 있다. 하지만 본교에서는 아직 이와 같은 프로젝트를 진행한 경험이 없어 소프트웨어적 혹은 로켓의 역학 및 성능 관련 데이터 혹은 가공방법에 대한 데이터가 없어 사운딩 로켓 같은 프로젝트를 수행하기 힘들다. 그러므로 위와 같은 프로젝트를 진행하기 위해서는 통신 및 로켓 제작, 설계 및 테스트에 대한 경험이 필요하다는 측면에서 이 연구가 필요하다.

1.5. 제한 사항 및 해결 방안

1.5.1. 제한사항 관련 법안

그림  <총포 및 화약류 관리법 2장 7조>

법적 제한사항에 들어가기에 앞서 관련 법안에 대해서 알아볼 필요가 있다. 다음은 총포 및 화약류 관리법 2장 7조를 인용하면 추진체를 설계하면서 추진제의 무게가 1회 발사 시에 400g 이하로 하게 되어있다. 이것 이외의 관련 법안을 찾아본 결과 추진체는 초경량 비행체, 항공기 모두에 포함이 되지 않으므로 현재 발사 자체에 대한 규제가 있지 않은 상태이다. 그러므로 항공법에도 포함이 되어있지 않은 상태이다. 하지만 무작정 발사를 할 경우 목표 고도가 일정 범위를 넘어설 경우 공군 측 영공 침입죄로 위법소지가 있다. 이를 위해 NURA(전국 대학생 로켓 연합회)에 문의를 해본 결과 본 프로젝트와 연관하여 협조를 구하게 되었으며, 공군 측 및 시청 측과 협조하여 비행 장소에 대한 협조를 받게 되었다.

1.5.2. 장소 및 공간 관련

그림  <미션 프로파일> [11]

그림 <낙하반경공식>

그림 3의 예상 임무 프로파일을 참조하여 목표 고도 100~120m로 예상하고 고 각 70도~80도로 예상을 할 경우 반경 100m~120m 이내로 낙하를 한다고 예상할 수 있다. 이를 위해 안전 반경을 250m 이상으로 확보를 해야 하며 NURA(전국 대학교 로켓 연합회)와 긴밀한 협조 끝에 최대 고도 1km 반경 1.5km까지 확보를 할 수 있다는 응답을 받았다. 이에 따라 장소는 경기도 화성시 송산면의 화성시 공룡알 화석산지로 정하였다.

그림  <문화재청 공룡알 화석산지 문화재기본 정보>

다음은 문화재청의 문화재 기본 정보를 인용하였으며 이에 따라 장소의 면적이 충분하다는 것을 입증할 수 있다. 두 번째 제안으로 서해안 전라도 근처 섬으로 협조 중이며 만약 새만금으로 지정이 될 경우 장비의 회수를 위해 만조시간을 파악한 후 갯벌 시간에 참여해야 한다는 점이 있다. 2가지 장소 모두 참여 인원으로 담당교수님(김경훈교수님)과 NURA(대학생 로켓 연합회)측의 인원과 함께 실험을 할 것으로 예정되어있다.

1.5.3. 안정장치 및 안전 수칙

로드 쉘을 이용, 전기식 점화 장치(형태:니크롬선의 전기저항에 의한 열을 이용해서 점화약을 점화하여 점화)

그림6 다중 분할 KNSB 고체추진제의 추력 변화 특성의 실험적 연구

다음은 한국추진공학회 2012년도 추계학술대회 논문집의 <다중 분할 KNSB 고체추진제의 추력 변화 특성의 실험적 연구> 논문에서 발췌한 자료로 우리는 로드셀을 지면에 두어 추력생성방향은 하늘을 향하게 하는 방법을 시행할 예정이다.

1.5.4. 화약류 폐기

그림7 총포 및 화약류 관리법 24조 1항

다음은 총포, 도검, 화약류 등 단속법 제 3장에 관련한 법률이다. 우리는 추진제를 300g을 이용할 예정이므로 전기 점화장치를 이용할 것이며, 조금씩 연소를 시킬 예정이다. 24조 1항에 의거하여 처리 절차를 준수하고, 절차에 따라 화약류 폐기를 진행할 것이다.

2. 관련 현황 및 선행 연구

2.1 관련 현황 및 선행 연구

3DOF Flight Trajectory Simulation of a Single Stage Sounding Rocket[13]에서 3자유도 모델을 이용한 특정 사운딩 로켓 모델의 시뮬레이션 결과와 실제 궤적간의 비교를 수행하였다. 또한 전용 발사 장치에서 발사된 로켓의 궤적을 6자유도 모델로 시뮬레이션 한 논문이 존재한다[10].

그림  3자유도 시뮬링크 비행모델 [13]

그림9 <선행 연구에서의 시뮬레이션 결과> [10]

3. 과제 목표

3.1.1 최종 목표 및 평가 방법

이번 프로젝트의 최종 목표는 요구조건을 만족하는 로켓의 제작과 데이터 수집을 위한 소프트웨어의 개발이다. 로켓 모터 제작의 성공을 평가하기 위해서, 추력 시험 시 Load cell을 이용해 추력 측정, 추력중심의 위치, 내부압력의 측정을 할 것이다. 이 때, 개념설계단계에서 정의된 요구조건에 부합하는 값들이 얻어진다면 로켓 모터 제작은 성공적인 것이다. 로켓제작의 성공을 평가하기 위해서, 비행 시험 시 로켓의 궤적을 획득하고, 설계단계에서 얻어진 역학 모델의 시뮬레이션 결과와 비교할 것이다. 이 때, 시뮬레이션과 실제 궤적의 차이가 20퍼센트 이하이면 성공이다. 감속시스템의 제작 성공을 평가하기 위해서, 착지 직전속도가 3m/s 이하면 성공이다. 오차범위는 20퍼센트이다.

3.1.2 연구 및 개발 내용

추가적인 로켓 개발을 위한 전 단계로 KNSB 추진제를 기반으로 구현을 할 것이다. 이 때, 필수적인 서브시스템은 다음과 같다.

1. 지상관제 컴퓨터와 로켓 비행 컴퓨터간의 통신시스템

2. 로켓에 탑재된 센서로부터 데이터를 수집하는 시스템

3. 안전상의 이유와 비행컴퓨터의 재사용을 위한 감속 시스템

4. 로켓 엔진

5. 페이로드 설계

로켓에 탑재될 시스템이외에 개발 혹은 수행해야할 작업은 다음과 같다.

1. 로켓의 궤적을 추정할 동역학 시뮬레이션 모델 작성

2. 로드셀을 이용한 추력시험

3. 소프트웨어 모듈 요구사항 정의 및 설계

그림  <추진체 설계 수행 과정>

그림  <소프트웨어 설계 수행 과정>

그림  <예상임무 프로파일> [11]

노즐

그림14 <예상 추력 데이터>

그림15 <시간에 따른 내부 압력 변화 그래프>

그림16 < 시간에 따른 추력 변화도>

기본 열역학, 노즐 이론, 연소율 공식 등을 기반으로 케이스 크기, 그레인 형상 및 크기, 연소면적과 노즐 면적의 비를 기반으로 이상적인 상황의 필요 수치(노즐 확장비, 내부 압력, 질량 유동, 출구 속도, 추력 등등)를 구하는 스프레드시트를 위의 그림4, 5, 6과 같이 작성한다.

이를 통해 얻어지는 추력, 압력, 최적 확장비를 통해 얻어지는 노즐의 주요 설계 수치를 이용해 다음 그림7, 8과 같이 노즐을 디자인한다.

스프레드시트 작성에 사용된 주요한 공식과 스프레드시트의 원리는 다음과 같다.

연소율(연소제가 타는 속도)

[eqn: r=aPc ^{n}]          #r-연소율mm/s  a,n-추진제 특성계수

이 연소율을 통해 내부에서 질량생성량을 구할 수 있고 노즐에서 질량 유동은 M=1일 때 질식 유동 상황하의 질량유동에 관련된 식을 통해 얻어 내부의 잔여 연소 가스 질량을 유추할 수 있다.

이를 연소율과 시간에 따라 바뀌는 연소 체임버 안의 빈 곳으로 나누어주면 내부의 밀도가 나오게 되고 이를 이용해 내부압력을 구할 수 있다. (내부온도는 1520K로 변하지 않는다고 기본가정 주어짐)

[eqn: P _{chamber} =P _{e} + rho *R*T _{0}]       #Pe는 출구압력으로 외부압력과 동일하며 1atm으로 가정

이를 이용해 체임버압력을 유추하고 몇 가지 공식을 통해 유도된 추력을 구하는 공식에 대입하면 추력을 구할 수 있다.

[eqn: F=A ^{*} P _{0} sqrt {{2k ^{2}} over {k-1} LEFT ( {2} over {k+1} RIGHT ) ^{{k+1} over {k-1}} LEFT [ 1- LEFT ( {P} over {P} RIGHT ) ^{{k-1} over {k}} RIGHT ]} +(P _{e} -P _{a} )A _{e}]

또한 외부압력이 출구압력과 같다는 가정 아래 압축성 유체역학에서 배운 다음식을 이용하여 노즐 목과 출구 면적의 최적비를 구할 수 있다.

[eqn: {A ^{*}} over {A _{e}} = LEFT ( {k+1} over {2} RIGHT ) ^{{1} over {k-1}} LEFT ( {P} over {P} RIGHT ) ^{{1} over {k}} sqrt {LEFT ( {k+1} over {k-1} RIGHT ) LEFT [ 1- LEFT ( {P} over {P} RIGHT ) ^{{k-1} over {k}} RIGHT ]}]

이를 통해 얻어지는 추력, 압력, 최적 확장비를 통해 얻어지는 노즐의 주요 설계 수치를 이용해 다음 그림7, 8과 같이 노즐을 디자인한다.

그림 17 <CATIA 노즐 도면도>

그림18 <CATIA 노즐 외형도>

신뢰도 검증용 로켓의 경우 그림8과 같이 기존의 JAXA의 프로그램이었던 pencil rocket의 설계를 참고하여 설계된 그림9, 10과 같은 기본형 로켓에 로켓 모터를 장착해 로켓의 추력이 한 축으로 작용하는지를 확인한다.

그림 19 <기존로켓(jaxa pencil rocket)> [8]

그림20 <CATIA 추진체 내부 전개도>

그림21 <CATIA 추진체 외형도>

3.1.3 결과물

목표 고도에 도달 가능하며 안정적인 궤도를 그리는 추진체와 지상 CGS와 로켓 간의 통신 모듈, 궤도 예측 및 추적, 로켓의 페이로드 보호와 떨어지는 로켓 파편의 위험을 예방하기 위한 목적의 감속 시스템 등을 연구·개발한다. 또한 로켓궤적의 예측 할 수 있는 SIMULINK를 작성한다.

항목	예상 결과물	결과물에 대한 설명 요약
설계	로켓도면, CanSat 도면	로켓도면 : 엔진도면과 로켓 외형 및 낙하산 사출장치 도면이다. Can Sat 도면 : 페이로드에 해당하는 기능성 통신 모듈이다.
수학적 분석	가속도, 고도, 구조해석, 공력해석	가속도 : 로켓 추진 시 가속도와 로켓의 벡터를 고려해 낙하산을 펼치는 시점을 결정한다. 위치: GPS 모듈 이용 로켓 위치 산출한다. 구조해석 : 동체와 모터에 걸리는 응력 및 외력에 대한 해석 데이터이다. 공력해석 : 동체에 대한 공력해석 데이터이다.
시뮬레이션	미사일 DATCOM 데이터 SIMULINK, SpaceCAD, RockSim데이터	미사일 DATCOM 데이터 : 공력 데이터 SIMULINK : 궤적 예측 모듈. SpaceCAD,RockSim : 로켓 궤도 및 안전성 데이터
실험 및 제작	연소시험, 낙하산실험, 발사 시험,	연소시험 : 필요한 추력이 나오는지 확인한다. 낙하신 실험 : 감속 수치를 확인한다. 발사 시험 : 추진체 제작 후 목표 데이터 획득 가능 여부를 확인한다.

3.1.4 기대 효과 및 활용방안

위와 같이, 타 대학에서는 로켓을 위한 통신시스템, 로켓 모터 등의 설계와 실험을 통해 로켓에 필요한 데이터들을 다량 보유하고 있고, 이를 토대로 로켓을 설계, 제작하여 발사한 사례가 많다[10]. 그러나 우리 학교에서는 위와 같은 프로젝트를 진행한 적이 없어 관련 데이터가 없으므로, 로켓 혹은 Can Sat와 같은 프로젝트의 진행이 사실상 불가능하다. 그러므로 본 프로젝트를 진행함으로써 로켓에 필요한 통신, 연소, 외형 관련 경험적, 실험적 데이터를 문서화하여 추가적인 프로젝트를 진행할 수 있는 여건을 조성하고자 한다.

4. 기술 개발 추진 방법 및 체계

4.1. 추진 방법

1. 요구사항 정의

2. 개념 설계

3. 상세 설계

4. 제작 및 시험

4.2 세부적 계획

1. 노즐관련 이론을 취합한 후 이를 토대로 만든 스프레드 시트를 이용해 실험용 모터를 설계하고 추력시험	대 제작 후 추력 실험하여 그 결과가 유효한 값인지를 확인

2. 요구조건에 맞는 로켓 모터를 설계 및 제작

3. 제작된 로켓모터의 추력을 시험 및 적합성 평가 및 설계 수정

4. 설계된 모터의 파라미터와 요구조건에 맞게 로켓외형 및 낙하산 사출 장치 등을 설계

5. 기능성 통신모듈 스펙 결정 및 관련실험 진행

6. 기능성 통신모듈 설계 및 제작(소프트웨어 포함)

7. 동역학 모델링 및 SIMULINK를 통한 예측모델 툴 제작

8. 낙하산 사출 시험 및 설계 수정

9. 파이로젠 점화기 설계 및 실험

10. 로켓 외형에 대한 공력해석과 각부에 대한 구조해석 및 RockSim, RocketCAD를 통한 안정성 검사를 진	행

11. 최종 설계 수정

12. 시험 발사

13. 결과 분석

14. 결과 평가 및 설계 추가 수정 및 문서화

발사 과정

1. 발사당일 기상데이터 조사

2. 발사 장소 주변 안전 확인

3. 발사대 설치

4. 발사 후 통신 통해 위치 데이터 수집 및 gcs로 전송

5. 추진체 연소 끝난 이후 가속도와 로켓의 벡터에 따라 낙하산 사출

6. 감속하며 낙하

7. 회수 후 주변 정리

4.3 팀 편성도 및 역할

팀원	역할 (과제의 결과물과의 상관관계)
강동현	낙하산 제작 및 구조해석
이경인	가공 및 조립
이유송	추진체 연구
박영진	단분리 및 구조해석
김범식	CanSat 통신 개발
박도제	센서 배치도 설계 및 센서 해석

2019년 항공우주및소프트웨어공학전공 종합설계 제안서

5. 추진일정

프로젝트 일정 및 내용	1주차	2주차	3주차	4주차	5주차	6주차	7주차	8주차	9주차	10주차	11주차	12주차	13주차	14주차
	3/5- 3/12	3/13-3/19	3/20-3/26	3/27- 4/2	4/3- 4/9	4/10- 4/16	4/17- 4/23	4/24- 4/30	5/1- 5/7	5/8- 5/14	5/15- 5/21	5/22- 5/28	5/29- 6/4	6/5- 6/11
목표설정 및 요구사항정리
자료조사 및 요구사항수정
재료구입 및 기자재 구입
펌웨어, 동체, 발사대 설계
추력 시험, 로켓 설계
소프트웨어 코딩
구조해석, 공력해석
주간발표
최종본 제작 및 실험
수정 및 보완
최종 발표
최종 보고서 작성
최종 보고서 제출

6. 예산

예산:  1,160,000원

항목	비용(원)
로켓 연료	50,000
로켓 동체	60,000
모터 챔버	60,000
3d 프린팅 공임	150,000
CNC 가공 공임	640,000
전자 장비	200,000
총합	1,160,000

예상 지출내역

7. 참고문헌

[1] 한국산 로켓 성과 주목하라 75톤급 중형 액체로켓 엔진 개발 성공 URL: https://www.sciencetimes.co.kr/?news=%ED%95%9C%EA%B5%AD%EC%82%B0-%EB%A1%9C%EC%BC%93-%EC%84%B1%EA%B3%BC-%EC%A3%BC%EB%AA%A9%ED%95%98%EB%9D%BC

[2] 화학물질 관리법 2조 2, 31조 2, 화학물질 관리법 시행규칙

[3] NASA 사진에 딱 걸렸다, 중국 미세먼지 오리발,URL: https://news.joins.com/article/23405979

[4]소형과학로켓 '우리새-2호’28일발사, 그림 7  http://www.pressian.com/news/article/?no=215266&utm_source=naver&utm_medium=search#09T0

[6] An Integrated Six Degree-of-Freedom Trajectory Simulator for Hybrid Rockets, http://dx.doi.org/10.2514/6.2011-1223

[7]그림 1,

https://www.floridatoday.com/story/tech/science/space/2018/07/13/spacex-targeting-next-weekend-nighttime-launch-cape-canaveral-air-force-station-florida-telesat/780075002/

[8] JAXA pencil rocket 설계도: http://global.jaxa.jp/article/interview/sp1/index_e.html

[9] SNUKA-2 사진,그림 6, 서울대학교 로켓동아리 하나로, http://hanaro.snu.ac.kr

[10]Trajectory Prediction for a Typical Fin Stabilized Artillery Rocket, Page 6 Fig 2, 3, M. Khalil et al., DOI:10.13140/RG.2.1.4276.0404

[11]그림,https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/rocket/rktflight.html

[12] 다중 분할 KNSB 고체추진제의 추력 변화 특성의 실험적 연구, 최다운 et al., 한국추진공학회 2012년 추계학술대회 논문집

[13] 3DOF Flight Trajectory Simulation of a Single Stage Sounding Rocket, Aro Habeeb Olalekan et al., ISSN 2229-5518, International Journal of Scientific & Engineering Research, Volume 5, Issue 9, September-2014