다단 로켓

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1. 개요

다단 로켓은 여러 개의 단(stage)을 사용하여 로켓의 성능을 향상시키는 기술이다. 각 단은 연료와 산화제를 포함하며, 단계별로 분리되면서 로켓의 속도를 높여 궤도 진입을 가능하게 한다. 다단 로켓은 고전 로켓 방정식의 제약을 극복하기 위해 사용되며, 각 단의 엔진 유형을 다르게 하여 효율을 높일 수 있다. 주요 성능 지표로는 비추력, 추력 대 중량비, 연소 시간 등이 있으며, 로켓 간의 비교를 위해 초기 대 최종 질량비, 구조비, 탑재체비와 같은 무차원 비율이 사용된다. 다단 로켓은 분리 실패 등의 단점이 있지만, 궤도에 탑재체를 전달하는 데 필수적이며, 2단, 3단, 4단 로켓 등 다양한 형태로 제작된다.

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다단 로켓
개요
다단 로켓의 분리 과정
유형	로켓
사용	위성 발사
작동 원리
주요 특징	추진 효율 향상 총 질량 감소 단계별 엔진 최적화
구조 및 작동
구성 요소	로켓 엔진 추진체 구조체 제어 시스템
작동 방식	각 단은 자체 로켓 엔진과 추진체를 가지며, 연소 후 분리되어 다음 단이 점화됨
장점 및 단점
장점	더 높은 최종 속도 달성 가능 더 무거운 화물 운반 가능 단계별 엔진 최적화로 효율적인 비행 가능
단점	복잡한 설계 및 제조 과정 높은 비용 각 단계 분리 시 잠재적 위험 발생
역사
기원	13세기 중국에서 개발된 화전 (초기 형태) 17세기 카지미르 세미에노비치: 다단 로켓 개념 제안
현대적 개발	1950년대: 베르너 폰 브라운 주도, 대륙간 탄도 미사일 및 우주 발사체 개발 1960년대: 새턴 V 로켓 (아폴로 계획)
주요 활용 분야
우주 개발	인공위성 발사 우주 탐사선 발사 유인 우주 왕복선 발사
군사	대륙간 탄도 미사일 (ICBM) 기타 군사 목적
예시
주요 다단 로켓	새턴 V 팰컨 9 델타 IV 아리안 5 소유스
추가 정보
관련 용어	로켓 로켓 엔진 추진체 우주 발사체

2. 성능

다단 로켓은 고전 로켓 방정식으로 표현되는 물리 법칙의 제약을 극복하여 더 높은 속도 변화를 얻을 수 있다. 로켓의 효율을 평가하기 위해 비추력, 추력 대 중량비, 연소 시간, 무차원 비율 등 다양한 성능 지표가 사용된다.

로켓 효율성의 일반적인 척도 중 하나는 비추력( $I_\mathrm{sp}$ )이며, 이는 추진제 소비 흐름당(초당) 추력으로 정의된다.^[3]

: $I_\mathrm{sp}$ = $\ \frac{T}{\frac{dm}{dt} g_\mathrm{0}}$

높은 비추력은 더 효율적인 로켓 엔진을 의미하며, 더 오랫동안 연소할 수 있음을 나타낸다.

발사체 초기 단계에 사용될 이상적인 로켓 엔진을 선택할 때 유용한 성능 지표는 추력 대 중량비(TWR)이며, 다음 식으로 계산된다.^[3]

: $TWR = \frac{T}{mg_\mathrm{0}}$

일반적인 발사체의 추력 대 중량비는 1.3~2.0 범위이다.^[3]

각 로켓 단계 설계 시 연소 시간도 고려해야 한다. 연소 시간은 로켓 엔진이 모든 추진제를 소모하기 전까지 지속되는 시간이다. 대부분의 경우 추력과 비추력을 상수로 가정하면 연소 시간은 다음 식으로 계산할 수 있다.^[3]

: $\Delta{t} = \frac{I_\mathrm{sp}g_\mathrm{0}}{T} \times (m_\mathrm{0} - m_\mathrm{f})$

$m_\mathrm{0}$ : 로켓 단계의 초기 질량
$m_\mathrm{f}$ : 로켓 단계의 최종 질량

연소 시간과 함께 연소 높이와 속도는 다음 식으로 계산할 수 있다.^[3]

:

h_\mathrm{bo} = \frac{I_\mathrm{sp}g_\mathrm{0}}{m_\mathrm{e}} \times ( m_\mathrm{f} ~ \mathrm{ln} (m_\mathrm{f}/m_\mathrm{0}) + m_\mathrm{0} - m_\mathrm{f})

:

v_\mathrm{bo} = I_\mathrm{sp} g_\mathrm{0} \ln(\frac{ m_\mathrm{0}} {m_\mathrm{f}}) - g_\mathrm{0} \frac{m_\mathrm{0} - m_\mathrm{f}}{\frac{\operatorname{d}\!m}{\operatorname{d}\!t}}+v_\mathrm{0}

로켓 비교 시 개별 속성은 서로 독립적이지 않으므로 무차원 비율을 사용하여 비교하는 것이 더 의미있다. 주요 무차원 비율은 다음과 같다.^[4]

초기 대 최종 질량비: 로켓 단계의 전체 초기 질량과 연료 소모 후 최종 질량 간의 비율

:

\eta = \frac{m_\mathrm{E} + m_\mathrm{p} + m_\mathrm{PL}}{m_\mathrm{E} + m_\mathrm{PL}}

구조비: 단계의 빈 질량과 빈 질량 및 추진제 질량의 합 간의 비율

:

\epsilon = \frac{m_\mathrm{E}}{m_\mathrm{E}+m_\mathrm{P}}

탑재체비: 탑재체 질량과 빈 로켓 단계 및 추진제 질량의 합 간의 비율

:

\lambda = \frac{m_\mathrm{PL}}{m_\mathrm{E} + m_\mathrm{P}}

$m_\mathrm{E}$ : 단계의 빈 질량
$m_\mathrm{p}$ : 추진제의 질량
$m_\mathrm{PL}$ : 탑재체의 질량

위 세 가지 비율은 서로 독립적이지 않으며, 초기 대 최종 질량비는 구조비 및 탑재체비로 표현할 수 있다.^[4]

:

\eta = \frac{1 + \lambda}{\epsilon + \lambda}

2. 1. 고전 로켓 방정식

고전 로켓 방정식은 연료 대 건조 질량비와 엔진의 유효 배기 속도에 따라 로켓 단계에서 달성할 수 있는 속도 변화의 한계를 나타내는 방정식이다. 이 관계는 다음과 같이 주어진다.^[2]

:

\Delta v = v_\text{e} \ln \left(\frac {m_0} {m_f}\right)

여기서:

$\Delta v\$ 는 차량의 델타-v (속도 변화 및 중력 및 대기 항력으로 인한 손실)이다.
$m_0$ 는 초기 총(습식) 질량으로, 최종(건조) 질량과 추진제의 합과 같다.
$m_f$ 는 추진제가 소모된 후의 최종(건조) 질량이다.
$v_\text{e}$ 는 유효 배기 속도(추진제, 엔진 설계 및 스로틀 조건에 의해 결정됨)이다.
$\ln$ 는 자연 로그 함수이다.

저궤도에 도달하는 데 필요한 델타 v는 단일 로켓 단계에서 달성할 수 있는 것보다 큰 습식 대 건조 질량비를 필요로 한다. 다단 로켓은 델타-v를 분할하여 이 한계를 극복한다. 각 하단 단계가 떨어져 나가고 다음 단계가 점화되면서 로켓의 나머지는 여전히 연소 속도 근처로 이동한다. 각 하단 단계의 건조 질량에는 상단 단계의 추진제가 포함되어 있으며, 각 후속 상단은 소모된 하단 단계의 쓸모없는 건조 질량을 버림으로써 건조 질량을 줄인다.^[2]

2. 2. 다단 로켓의 이점

다단 로켓은 고전 로켓 방정식으로 주어지는 물리 법칙의 제약을 극복한다. 이 제약은 연료 대 건조 질량비와 엔진의 유효 배기 속도에 따라 달라지며, 다음 식으로 표현된다.^[2]

:

\Delta v = v_\text{e} \ln \left(\frac {m_0} {m_f}\right)

$\Delta v\$ : 로켓의 델타-v (속도 변화, 중력 및 대기 항력으로 인한 손실)
$m_0$ : 초기 총 질량 (연료 포함)
$m_f$ : 최종 질량 (연료 소모 후)
$v_\text{e}$ : 유효 배기 속도 (추진제, 엔진 설계 및 스로틀 조건에 따라 결정)
$\ln$ : 자연 로그 함수

저궤도에 도달하는 데 필요한 델타-v는 단일 로켓 단계로는 달성하기 어렵다. 다단 로켓은 델타-v를 여러 단계로 분할하여 이 문제를 해결한다. 각 하단 단계가 분리되고 다음 단계가 점화되면서, 로켓은 계속 가속된다. 각 하단 단계의 건조 질량에는 상단 단계의 추진제가 포함되어 있으며, 각 상단 단계는 소모된 하단 단계의 불필요한 건조 질량을 제거하여 전체 질량을 줄인다.^[2]

또한 각 단계는 서로 다른 작동 조건에 최적화된 로켓 엔진을 사용할 수 있다. 하단 단계 엔진은 대기압에서 작동하도록 설계되고, 상단 단계 엔진은 진공 상태에 적합하게 설계된다. 각 단계의 구조를 최적화하면 전체 로켓의 무게가 줄어들어 추가적인 이점을 얻을 수 있다.^[2]

하지만 다단 로켓은 단일 로켓보다 복잡하고 제작하기 어렵다. 각 단계 분리 시 분리 실패, 점화 실패, 단계 충돌 등의 위험이 존재한다. 그럼에도 불구하고, 궤도에 탑재체를 전달하는 모든 로켓은 다단 로켓 방식을 사용한다.^[2]

로켓 효율성의 척도 중 하나는 비추력(

I_\mathrm{sp}

)이며, 이는 추진제 소비 흐름당(초당) 추력으로 정의된다.^[3]

:

I_\mathrm{sp}

=

\ \frac{T}{\frac{dm}{dt} g_\mathrm{0}}

높은 비추력은 더 효율적인 로켓 엔진을 의미하며, 더 오랫동안 연소할 수 있다. 초기 단계는 낮은 비추력을 가지며 효율성보다 추력을 우선시하여 로켓을 빠르게 높은 고도로 올린다. 후기 단계는 높은 비추력을 가지는데, 이는 로켓이 대기권 밖에 있고 배기 가스가 대기압에 의해 팽창할 필요가 없기 때문이다.^[3]

초기 단계 로켓 엔진 선택 시 추력 대 중량비(TWR)가 중요한 지표이며, 다음 식으로 계산된다.^[3]

:

TWR = \frac{T}{mg_\mathrm{0}}

일반적인 발사체의 추력 대 중량비는 1.3~2.0이다.^[3]

각 로켓 단계 설계 시 연소 시간도 고려해야 한다. 연소 시간은 로켓 엔진이 모든 추진제를 소모하기 전까지 지속되는 시간이다. 대부분의 경우 추력과 비추력을 상수로 가정하면 연소 시간은 다음 식으로 계산할 수 있다.^[3]

:

\Delta{t} = \frac{I_\mathrm{sp}g_\mathrm{0}}{T} \times (m_\mathrm{0} - m_\mathrm{f})

$m_\mathrm{0}$ : 로켓 단계의 초기 질량
$m_\mathrm{f}$ : 로켓 단계의 최종 질량

연소 시간과 함께 연소 높이와 속도는 다음 식으로 계산할 수 있다.^[3]

:

h_\mathrm{bo} = \frac{I_\mathrm{sp}g_\mathrm{0}}{m_\mathrm{e}} \times ( m_\mathrm{f} ~ \mathrm{ln} (m_\mathrm{f}/m_\mathrm{0}) + m_\mathrm{0} - m_\mathrm{f})

:

v_\mathrm{bo} = I_\mathrm{sp} g_\mathrm{0} \ln(\frac{ m_\mathrm{0}} {m_\mathrm{f}}) - g_\mathrm{0} \frac{m_\mathrm{0} - m_\mathrm{f}}{\frac{\operatorname{d}\!m}{\operatorname{d}\!t}}+v_\mathrm{0}

전체 로켓 시스템의 총 연소 속도 또는 시간을 계산하는 절차는 다음과 같다.^[3]

1. 로켓 시스템을 여러 단계로 분할한다.

2. 각 단계의 초기 질량과 최종 질량을 계산한다.

3. 각 단계의 연소 속도를 계산하고 초기 속도와 합산한다. 각 단계는 이전 단계 직후에 발생하는 것으로 가정하여 연소 속도를 다음 단계의 초기 속도로 사용한다.

4. 최종 단계의 연소 시간 및/또는 속도를 계산할 때까지 이전 단계를 반복한다.

연소 시간은 로켓 단계 움직임의 끝을 의미하지 않으며, 로켓은 속도를 유지하며 짧은 시간 동안 위로 활공하다가 행성의 중력에 의해 아래로 떨어진다. 연소 후 로켓의 속도와 고도는 기본 운동 방정식으로 모델링할 수 있다.^[3]

로켓 비교 시 개별 속성은 서로 독립적이지 않으므로 무차원 비율을 사용하여 비교하는 것이 더 의미 있다. 주요 무차원 비율은 다음과 같다.^[4]

초기 대 최종 질량비: 로켓 단계의 전체 초기 질량과 연료 소모 후 최종 질량 간의 비율

:

\eta = \frac{m_\mathrm{E} + m_\mathrm{p} + m_\mathrm{PL}}{m_\mathrm{E} + m_\mathrm{PL}}

구조비: 단계의 빈 질량과 빈 질량 및 추진제 질량의 합 간의 비율

:

\epsilon = \frac{m_\mathrm{E}}{m_\mathrm{E}+m_\mathrm{P}}

탑재체비: 탑재체 질량과 빈 로켓 단계 및 추진제 질량의 합 간의 비율

:

\lambda = \frac{m_\mathrm{PL}}{m_\mathrm{E} + m_\mathrm{P}}

$m_\mathrm{E}$ : 단계의 빈 질량
$m_\mathrm{p}$ : 추진제의 질량
$m_\mathrm{PL}$ : 탑재체의 질량

위 세 가지 비율은 서로 독립적이지 않으며, 초기 대 최종 질량비는 구조비 및 탑재체비로 표현할 수 있다.^[4]

:

\eta = \frac{1 + \lambda}{\epsilon + \lambda}

이러한 성능 비율은 미션을 위한 다양한 구성을 최적화하고 비교할 때 로켓 시스템 효율성의 참고 자료로 사용될 수 있다.

2. 3. 다단 로켓의 단점

다단 로켓은 각 단이 분리될 때마다 불필요한 무게를 버리면서 효율을 높이지만, 동시에 몇 가지 단점도 가지고 있다.

우선, 아직 사용되지 않은 하단 단계의 엔진을 계속해서 위로 들어 올려야 한다는 점이 비효율적이다.^[2] 또한, 전체 로켓의 구조가 단일 단계 로켓보다 복잡하고, 제작하기 더 어렵다.^[2]

각 단계가 분리되는 과정은 발사 실패의 위험을 높이는 요인이 되기도 한다. 분리 실패, 점화 실패, 단계 간 충돌 등 다양한 문제가 발생할 가능성이 있다.^[2]

그럼에도 불구하고, 다단 로켓이 제공하는 이점이 이러한 단점보다 훨씬 크기 때문에, 현재까지 궤도에 탑재체를 운반하는 모든 로켓은 다단 로켓 방식을 사용하고 있다.^[2]

2. 4. 성능 지표

다단 로켓의 효율을 평가하는 주요 지표는 다음과 같다.

비추력 (Isp): 추진제 소비 흐름당(초당) 추력으로 정의되며, 로켓 엔진의 효율성을 나타내는 척도이다. 비추력이 높을수록 더 효율적인 엔진이며, 더 오랫동안 연소할 수 있다.
$I_\mathrm{sp} = \frac{T}{\frac{dm}{dt} g_\mathrm{0}}$
$T = I_\mathrm{sp}g_\mathrm{0} \frac{dm}{dt}$
추력 대 중량비 (TWR): 로켓 엔진의 추력을 중량으로 나눈 값으로, 로켓이 얼마나 빠르게 가속할 수 있는지를 나타낸다. 발사체의 일반적인 추력 대 중량비는 1.3~2.0 범위이다.^[3]
$TWR = \frac{T}{mg_\mathrm{0}}$
연소 시간: 로켓 엔진이 모든 추진제를 소모하기 전에 지속되는 시간이다.
$\Delta{t} = \frac{I_\mathrm{sp}g_\mathrm{0}}{T} \times (m_\mathrm{0} - m_\mathrm{f})$
( $m_\mathrm{0}$ 는 로켓 단계의 초기 질량, $m_\mathrm{f}$ 는 최종 질량)
연소 높이 및 속도: 연소 시간 동안 로켓이 도달하는 높이와 속도이다.
$h_\mathrm{bo} = \frac{I_\mathrm{sp}g_\mathrm{0}}{m_\mathrm{e}} \times ( m_\mathrm{f} ~ \mathrm{ln} (m_\mathrm{f}/m_\mathrm{0}) + m_\mathrm{0} - m_\mathrm{f})$
$v_\mathrm{bo} = I_\mathrm{sp} g_\mathrm{0} \ln(\frac{ m_\mathrm{0}} {m_\mathrm{f}}) - g_\mathrm{0} \frac{m_\mathrm{0} - m_\mathrm{f}}{\frac{\operatorname{d}\!m}{\operatorname{d}\!t}}+v_\mathrm{0}$
무차원 비율: 로켓의 성능을 비교하기 위해 사용되는 비율로, 초기 대 최종 질량비, 구조비, 탑재체비 등이 있다.
초기 대 최종 질량비: $\eta = \frac{m_\mathrm{E} + m_\mathrm{p} + m_\mathrm{PL}}{m_\mathrm{E} + m_\mathrm{PL}}$
구조비: $\epsilon = \frac{m_\mathrm{E}}{m_\mathrm{E}+m_\mathrm{P}}$
탑재체비: $\lambda = \frac{m_\mathrm{PL}}{m_\mathrm{E} + m_\mathrm{P}}$
초기 대 최종 질량비, 구조비 및 탑재체비 관계: $\eta = \frac{1 + \lambda}{\epsilon + \lambda}$
( $m_\mathrm{E}$ 는 단계의 빈 질량, $m_\mathrm{p}$ 는 추진제의 질량, $m_\mathrm{PL}$ 는 탑재체의 질량)^[4]

로켓의 성능은 이러한 지표들을 종합적으로 고려하여 평가할 수 있다. 특히, 다단 로켓의 경우 각 단의 특성과 전체 시스템의 효율성을 함께 분석해야 한다.

3. 구성 요소 선택 및 크기 조정

로켓의 초기 크기를 조정할 때는 엔진의 비추력과 필요한 총 임펄스를 바탕으로 필요한 추진제 양을 계산한다. 이때 로켓 방정식을 사용하며, 연료 밀도를 알면 저장 용량도 계산할 수 있다. 또한, 로켓 구조 자체의 질량(추력기, 전자 장치, 계측기, 전력 장비 등)도 고려해야 한다. 고체 로켓 모터의 경우 총 질량의 91~94%가 연료이며, 사용 불가능한 잔류 추진제(약 5%)도 고려해야 한다. 액체 이추진제 로켓은 연료 탱크와 산화제 탱크가 별도로 필요하며, 이 둘의 비율인 혼합비는 탱크 크기와 비추력에 영향을 미친다. 이상적인 혼합비는 로켓 설계의 다양한 요소를 고려하여 결정되며, 효율성보다 간편한 제조 및 통합을 위해 비최적 혼합비를 선택하기도 한다.^[3]

3. 1. 추진제 선택

로켓의 초기 크기 조정을 위해서는 엔진의 비추력과 필요한 총 임펄스(N·s)를 바탕으로 로켓에 필요한 추진제의 양을 계산하는 로켓 방정식을 사용할 수 있다. 방정식은 다음과 같다.

:

m_\text{p} = I_\text{tot} / gI_\text{sp}

여기서 g는 지구의 중력 상수이다.^[3] 연료의 밀도를 알고 있다면, 로켓 단계 설계 시 거의 항상 그렇듯이, 연료에 필요한 저장 용량을 계산할 수 있다. 이 용량은 추진제의 질량을 밀도로 나누어 구할 수 있다. 필요한 연료 외에도 로켓 구조 자체의 질량도 결정해야 하는데, 여기에는 추력기, 전자 장치, 계측기, 전력 장비 등의 질량이 포함된다.^[3] 이는 설계 중후반 단계에서 고려해야 하는 일반적인 기성품 하드웨어에 대한 알려진 양이지만, 예비 및 개념 설계 단계에서는 더 간단한 접근 방식을 취할 수 있다. 로켓 단계에 하나의 엔진이 특정 세그먼트에 대한 모든 총 임펄스를 제공한다고 가정하면, 질량 분율을 사용하여 시스템의 질량을 결정할 수 있다. 점화 장치 및 안전 장치와 같이 단계 이전 하드웨어의 질량은 매우 작으므로 무시할 수 있다.

오늘날 고체 로켓 모터의 경우, 총 질량의 91~94%가 연료라고 가정하는 것이 안전하고 합리적이다.^[3] 또한 탱크 내부에 갇혀 사용할 수 없는 소량의 "잔류" 추진제가 존재하며, 이는 로켓 연료량을 결정할 때 고려해야 한다. 잔류 추진제에 대한 일반적인 초기 추정치는 5%이다. 이 비율과 계산된 추진제 질량을 통해 빈 로켓 중량을 결정할 수 있다.

액체 이추진제를 사용하는 로켓의 크기를 조정하는 것은 연료 탱크와 산화제 탱크, 두 개의 개별 탱크가 필요하기 때문에 약간 더 복잡하다. 이 두 양의 비율은 혼합비라고 하며, 다음 방정식으로 정의된다.

:

O/F  = m_\mathrm{ox}/m_\mathrm{fuel}

여기서

m_\mathrm{ox}

는 산화제의 질량,

m_\mathrm{fuel}

는 연료의 질량이다. 이 혼합비는 각 탱크의 크기뿐만 아니라 로켓의 비추력도 결정한다. 이상적인 혼합비 결정은 설계 중인 로켓의 다양한 측면 간 균형을 맞추는 것이며, 사용되는 연료 및 산화제 조합에 따라 달라진다. 예를 들어, 이추진제의 혼합비를 조정하여 최적의 비추력을 얻지 못하더라도 동일한 크기의 연료 탱크를 만들 수 있다. 이는 연료 시스템을 로켓의 나머지 부분과 함께 제조, 포장, 구성 및 통합하는 것을 더 간단하고 저렴하게 만들 수 있으며,^[3] 낮은 비추력 등급의 단점을 상쇄할 수 있다. 그러나 발사 시스템에 대한 제약 조건이 부피이고, 수소와 같이 밀도가 낮은 연료가 필요한 경우를 가정해 보자. 이 경우 산화제가 풍부한 혼합비를 사용하면 효율성과 비추력 등급은 감소하지만 더 작은 탱크 부피 요구 사항을 충족시킬 수 있다.

3. 2. 구조 설계

초기 크기 조정을 위해 로켓 방정식은 엔진의 비추력과 필요한 총 임펄스(N·s)를 기반으로 로켓에 필요한 추진제의 양을 계산하는 데 사용될 수 있다. 방정식은 다음과 같다.

:

m_\text{p} = I_\text{tot} / gI_\text{sp}

여기서 g는 지구의 중력 상수이다.^[3] 연료의 밀도를 알고 있다면 연료에 필요한 저장 용량을 계산할 수 있는데, 이는 로켓 단계를 설계할 때 거의 항상 그렇다. 용량은 추진제의 질량을 밀도로 나누면 얻을 수 있다. 필요한 연료 외에도 로켓 구조 자체의 질량도 결정해야 하며, 여기에는 필요한 추력기, 전자 장치, 계측기, 전력 장비 등의 질량을 고려해야 한다.^[3] 이는 설계 중간에서 후반 단계에서 고려해야 하는 일반적인 기성품 하드웨어에 대한 알려진 양이지만, 예비 및 개념 설계의 경우 더 간단한 접근 방식을 사용할 수 있다. 로켓 단계에 하나의 엔진이 해당 특정 세그먼트에 대한 모든 총 임펄스를 제공한다고 가정하면 질량 분율을 사용하여 시스템의 질량을 결정할 수 있다. 점화 장치 및 안전 장치와 같은 단계 이전 하드웨어의 질량은 매우 작으므로 무시할 수 있다.

오늘날의 고체 로켓 모터의 경우, 총 질량의 91~94%가 연료라고 말하는 것이 안전하고 합리적인 가정이다.^[3] 또한 탱크 내부에 갇혀서 사용할 수 없는 "잔류" 추진제가 소량 있다는 점에 유의하는 것이 중요하며, 로켓에 대한 연료의 양을 결정할 때 고려해야 한다. 이 잔류 추진제에 대한 일반적인 초기 추정치는 5%이다. 이 비율과 계산된 추진제의 질량을 사용하여 빈 로켓 중량을 결정할 수 있다.

액체 이추진제를 사용하여 로켓의 크기를 조정하려면 약간 더 복잡한 접근 방식이 필요하다. 연료 탱크와 산화제 탱크의 두 개의 개별 탱크가 필요하기 때문이다. 이 두 양의 비율을 혼합비라고 하며, 다음 방정식으로 정의된다.

:

O/F  = m_\mathrm{ox}/m_\mathrm{fuel}

여기서

m_\mathrm{ox}

는 산화제의 질량이고

m_\mathrm{fuel}

는 연료의 질량이다. 이 혼합비는 각 탱크의 크기를 관리할 뿐만 아니라 로켓의 비추력도 관리한다. 이상적인 혼합비를 결정하는 것은 설계 중인 로켓의 다양한 측면 간의 타협점을 맞추는 것이며, 사용되는 연료 및 산화제 조합의 유형에 따라 달라질 수 있다. 예를 들어, 이추진제의 혼합비를 최적의 비추력을 갖지 않도록 조정할 수 있지만, 동일한 크기의 연료 탱크를 만들 수 있다. 이는 연료 시스템을 로켓의 나머지 부분과 함께 제조, 포장, 구성 및 통합하는 것을 더 간단하고 저렴하게 만들 것이며,^[3] 더 효율성이 낮은 비추력 등급의 단점을 능가할 수 있는 이점이 될 수 있다. 하지만 발사 시스템에 대한 정의 제약 조건이 부피이고 수소와 같이 밀도가 낮은 연료가 필요한 경우를 가정해 보자. 이 예는 산화제가 풍부한 혼합비를 사용하여 해결될 것이며, 효율성과 비추력 등급을 감소시키지만 더 작은 탱크 부피 요구 사항을 충족한다.

4. 최적 스테이징 및 제한 스테이징

최적 단 분리의 주요 목표는 탑재 하중 비율을 최대화하는 것이다. 이는 로켓 발사 비용이 총 이륙 질량에 비례한다는 가정에 따른 경험적인 규칙이다.^[3]

최적의 단 분리를 위한 몇 가지 지침은 다음과 같다.^[3]

초기 단계는 낮은 비추력을, 최종 단계는 높은 비추력을 가져야 한다.
낮은 비추력을 가진 단계는 적은 ΔV를 기여해야 한다.
다음 단계는 항상 이전 단계보다 작아야 한다.
유사한 단계는 유사한 ΔV를 제공해야 한다.

전체 탑재 하중 비율은 각 단계별 탑재 하중 비율을 곱하여 계산할 수 있다.

:

\lambda = \prod_{i = 1}^n \lambda_i

여기서 n은 로켓 시스템의 단계 수이다. ΔV 요구 사항을 불균등하게 분할해야 할 수도 있으므로, 단계 간 ΔV 분할을 결정하는 일반적인 방법에는 기술적 알고리즘과 시행착오 방법이 있다.^[3]

제한된 로켓 [다단 로켓]은 각 단이 동일한 비추력, 구조비, 탑재비를 가지며, 각 단계의 총 질량이 이전 단계보다 적다는 가정을 기반으로 한다. 이러한 가정은 방정식을 단순화하지만, 최적의 시스템을 만드는 데는 이상적이지 않을 수 있다. 연소 속도는 단의 수가 증가함에 따라 점근적인 값으로 수렴하며, 수확 체감의 법칙이 나타난다.^[4] 실제 로켓이 3단 이상을 사용하는 경우가 드문 이유는 각 추가 단에 대한 시스템의 무게와 복잡성이 증가하기 때문이다.

4. 1. 최적 스테이징

최적 단 분리의 궁극적인 목표는 탑재 하중 비율을 최대화하는 것이다. 즉, 다른 모든 것을 포함하는 비탑재 하중 질량을 최소한으로 사용하여 가장 많은 양의 탑재 하중을 필요한 연소 속도까지 운반하는 것이다. 이는 로켓 발사 비용이 로켓의 총 이륙 질량에 비례한다는 가정에 따른 것이며, 로켓 공학에서 경험적인 규칙이다.^[3]

최적의 단 분리에 도달하기 위한 몇 가지 규칙과 지침은 다음과 같다.^[3]

# 초기 단계는 더 낮은 비추력(

I_{sp}

)을 가져야 하고, 후기/최종 단계는 더 높은 비추력(

I_{sp}

)을 가져야 한다.

# 낮은 비추력(

I_{sp}

)을 가진 단계는 적은 ΔV를 기여해야 한다.

# 다음 단계는 항상 이전 단계보다 작은 크기이다.

# 유사한 단계는 유사한 ΔV를 제공해야 한다.

탑재 하중 비율은 각 개별 단계에 대해 계산할 수 있으며, 순차적으로 곱하면 전체 시스템의 전체 탑재 하중 비율이 생성된다. 개별 단계의 탑재 하중 비율을 계산할 때 탑재 하중에는 현재 단계 이후의 모든 단계의 질량이 포함된다는 점에 유의해야 한다. 전체 탑재 하중 비율은 다음과 같다.

:

\lambda = \prod_{i = 1}^n \lambda_i

여기서 n은 로켓 시스템이 구성하는 단계의 수이다. 동일한 탑재 하중 비율을 산출하는 유사한 단계는 이 방정식을 단순화하지만, 이는 탑재 하중 비율을 최대화하기 위한 이상적인 해결책인 경우는 드물며, 위에 나열된 지침 1과 2에서 제안한 대로 ΔV 요구 사항을 불균등하게 분할해야 할 수 있다. 단계 간의 이 완벽한 ΔV 분할을 결정하는 두 가지 일반적인 방법은 프로그램을 통해 구현할 수 있는 분석적 솔루션을 생성하는 기술적 알고리즘 또는 간단한 시행착오이다.^[3]

시행착오 접근 방식의 경우, 최종 단계부터 시작하여 이전 단계의 탑재 하중이 되는 초기 질량을 계산하는 것이 가장 좋다. 거기에서 동일한 방식으로 초기 단계까지 모든 단계를 진행하여 로켓 시스템의 모든 단계를 크기 조정하는 것이 쉽다.

4. 2. 제한 스테이징

제한된 로켓 [다단 로켓]은 로켓 시스템의 각 단이 동일한 비추력, 구조비, 탑재비를 가지며, 유일한 차이점은 각 증가하는 단의 총 질량이 이전 단의 질량보다 적다는 단순화된 가정을 기반으로 한다. 이러한 가정은 효율적이거나 최적의 시스템을 만드는 데 이상적인 접근 방식이 아닐 수 있지만, 연소 속도, 연소 시간, 연소 고도 및 각 단의 질량을 결정하는 방정식을 크게 단순화한다. 이는 시스템 동작에 대한 기본적인 이해가 상세하고 정확한 설계보다 우선하는 상황에서 개념 설계를 위한 더 나은 접근 방식을 제공한다.

제한된 로켓 다단 설계를 수행할 때 이해해야 할 중요한 개념 중 하나는 연소 속도가 로켓 시스템을 분할하는 단의 수에 따라 어떻게 영향을 받는지이다. 비추력, 탑재비 및 구조비를 일정하게 유지하면서 로켓의 단 수를 늘리면 항상 단 수가 적은 동일한 시스템보다 더 높은 연소 속도를 얻을 수 있다. 그러나 각 단의 수가 증가함에 따라 이전 증가분보다 연소 속도 개선이 줄어드는 수확 체감의 법칙이 분명하게 나타난다. 연소 속도는 단의 수가 매우 높은 숫자로 증가함에 따라 점차적으로 점근적인 값으로 수렴한다.^[4] 연소 속도 개선의 수확 체감 외에도, 실제 로켓이 3단 이상을 사용하는 경우가 드문 주된 이유는 각 추가 단에 대한 시스템의 무게와 복잡성이 증가하여 궁극적으로 배치 비용이 더 높아지기 때문이다.

5. 분리 방식

열간 분리(Hot-staging)는 다음 단이 분리된 후가 아닌 분리되기 전에 엔진을 점화하는 로켓 단 분리의 한 유형이다.^[5] 열간 분리 과정에서 이전 단은 엔진 출력을 줄인다.^[5] 열간 분리는 단 분리의 복잡성을 줄이고, 부스터의 탑재 하중 능력을 약간 증가시킨다.^[5] 또한, 거의 소모된 단으로부터의 가속도가 탱크 바닥에 추진제를 안정적으로 유지시켜 얼리지 모터가 필요하지 않다.

소유스^[6]^[7] 및 프로톤-M과 같은 소련 시대의 러시아 로켓이 열간 분리 방식을 사용했다.^[8] N1 로켓도 열간 분리를 사용하도록 설계되었지만, 테스트 비행 중 이 분리가 발생할 만큼 오래 지속된 경우는 없었다. 타이탄 로켓 계열은 타이탄 II부터 열간 분리를 사용했다. 스페이스X는 스타십 로켓의 첫 비행 이후 열간 분리를 사용하도록 개조했는데, 이는 열간 분리를 활용하는 역대 최대 크기의 로켓이자 최초의 재사용 가능한 우주선이 된다.^[9]

6. 탠덤 및 병렬 스테이징

탠덤식 로켓 시스템은 각 개별 단이 순차적으로 작동하는 것을 의미한다. 로켓은 이전 단에서 분리된 후 다음 단을 순차적으로 연소한다. 반면에, 병렬식 로켓은 둘 이상의 서로 다른 단이 동시에 작동한다. 예를 들어, 우주왕복선은 두 개의 고체 로켓 부스터를 가지고 있으며, 이 부스터는 동시에 연소된다. 발사 시 부스터가 점화되고, 해당 단의 종료 시점에 두 개의 부스터가 버려지는 반면, 외부 연료 탱크는 다른 단을 위해 유지된다.^[3]

로켓 시스템의 성능 설계를 위한 대부분의 정량적 접근 방식은 탄뎀식에 초점을 맞추지만, 이 접근 방식은 병렬식을 포함하도록 쉽게 수정할 수 있다. 우선, 로켓의 서로 다른 단을 명확하게 정의해야 한다. 앞선 예시를 계속해서 살펴보면, '0단'이라고도 불리는 첫 번째 단의 종료 시점은 측면 부스터가 메인 로켓에서 분리될 때로 정의할 수 있다. 거기에서 1단의 최종 질량은 1단의 공허 질량, 2단의 질량 (메인 로켓 및 잔여 연소되지 않은 연료), 그리고 탑재체의 질량의 합으로 간주될 수 있다.

7. 상단 로켓

상단 로켓은 대기압이 거의 없거나 아예 없는 높은 고도 및 우주 공간에서 작동하도록 설계되어, 낮은 압력의 연소실과 최적의 진공 팽창비를 갖는 엔진 노즐을 사용할 수 있다.^[10]

7. 1. 특징

고고도 및 우주용 상단 로켓은 대기압이 거의 또는 전혀 없는 상태에서 작동하도록 설계되었다. 이를 통해 더 낮은 압력의 연소실과 최적의 진공 팽창비를 가진 엔진 노즐을 사용할 수 있다. 델타-K나 아리안 5 ES 2단과 같은 초고성능 추진제를 사용하는 일부 상단 로켓은 복잡한 터보펌프가 필요 없는 압력 공급 엔진을 사용한다.^[10] 센타우르 또는 DCSS와 같은 다른 상단 로켓은 액체 수소 익스팬더 사이클 엔진 또는 아리안 5 ECA의 HM7B 또는 S-IVB의 J-2와 같은 가스 발생기 사이클 엔진을 사용한다.^[10] 이러한 단계는 일반적으로 궤도 진입을 완료하고 GTO와 같은 고에너지 궤도 또는 탈출 속도로 탑재체를 가속하는 임무를 수행한다.^[10] 프레갓과 같이 주로 저궤도에서 GTO 또는 그 이상으로 탑재체를 운반하는 데 사용되는 상단 로켓은 때때로 우주 예인선이라고 불린다.^[10]

7. 2. 역할

고고도 및 우주용 상단 로켓은 대기압이 거의 또는 전혀 없는 상태에서 작동하도록 설계되었다. 이를 통해 더 낮은 압력의 연소실과 최적의 진공 팽창비를 가진 엔진 노즐을 사용할 수 있다. 델타-K나 아리안 5 ES 2단과 같은 초고성능 추진제를 사용하는 일부 상단 로켓은 복잡한 터보펌프가 필요 없는 압력 공급 엔진을 사용한다.^[10] 센타우르 또는 DCSS와 같은 다른 상단 로켓은 액체 수소 익스팬더 사이클 엔진 또는 아리안 5 ECA의 HM7B 또는 S-IVB의 J-2와 같은 가스 발생기 사이클 엔진을 사용한다. 이러한 단계는 일반적으로 궤도 진입을 완료하고 GTO와 같은 고에너지 궤도 또는 탈출 속도로 탑재체를 가속하는 임무를 수행한다. 프레갓과 같이 주로 저궤도에서 GTO 또는 그 이상으로 탑재체를 운반하는 데 사용되는 상단 로켓은 때때로 우주 예인선이라고 불린다.^[10]

8. 조립

각 개별 단은 일반적으로 제조 현장에서 조립되어 발사 현장으로 운송된다. 발사체 조립은 모든 로켓 단과 우주선 탑재체를 하나의 조립체로 결합하는 것을 의미하며, 이를 우주 발사체라고 부른다. 단일 단계 발사체(준궤도)와 크기가 작은 다단계 발사체는 일반적으로 크레인을 사용하여 발사대에서 직접 조립할 수 있다.

이는 일반적으로 더 큰 우주 발사체에는 실용적이지 않으며, 발사대 밖에서 조립되어 다양한 방법으로 발사 현장으로 이동한다. NASA의 아폴로/새턴 V 유인 달 착륙 발사체와 우주왕복선은 이동식 발사대와 부착된 발사 연결 타워를 사용하여 발사체 조립 건물에서 수직으로 조립되었으며, 특수 크롤러-운반차가 전체 발사체 스택을 수직 위치로 발사대로 이동시켰다. 반면, 러시아의 소유즈 로켓과 스페이스X의 팰컨 9과 같은 발사체는 처리 격납고에서 수평으로 조립된 다음 수평으로 운송되어 발사대에서 수직으로 세워진다.

8. 1. 발사체 조립

각 개별 단은 일반적으로 제조 현장에서 조립되어 발사 현장으로 운송된다. '발사체 조립'이라는 용어는 모든 로켓 단과 우주선 탑재체를 하나의 조립체로 결합하는 것을 의미하며, 이를 우주 발사체라고 부른다. 단일 단계 발사체(준궤도)와 크기가 작은 다단계 발사체는 일반적으로 크레인을 사용하여 단(들)과 우주선을 수직으로 들어올려 발사대에서 직접 조립할 수 있다.

이는 일반적으로 더 큰 우주 발사체에는 실용적이지 않으며, 발사대 밖에서 조립되어 다양한 방법으로 발사 현장으로 이동한다. NASA의 아폴로/새턴 V 유인 달 착륙 발사체와 우주왕복선은 이동식 발사대와 부착된 발사 연결 타워를 사용하여 발사체 조립 건물에서 수직으로 조립되었으며, 특수 크롤러-운반차가 전체 발사체 스택을 수직 위치로 발사대로 이동시켰다. 반면, 러시아의 소유즈 로켓과 스페이스X의 팰컨 9과 같은 발사체는 처리 격납고에서 수평으로 조립된 다음 수평으로 운송되어 발사대에서 수직으로 세워진다.

9. 수동화 및 우주 쓰레기

발사체에서 사용된 상단 로켓은 수년 동안 우주 쓰레기의 주요 원인이었으며, 때로는 궤도에서 단일 상단 로켓 파편으로 인해 대규모 파편장이 생성되기도 한다.^[12]

9. 1. 수동화

1990년대 이후, 사용된 상단 로켓은 발사체로서의 사용이 완료된 후 일반적으로 수동화되어 궤도에 방치된 상태로 남아 있는 동안 위험을 최소화한다.^[11] 수동화는 연료를 배출하거나 배터리를 방전시키는 등, 차량에 남아 있는 저장된 에너지원을 제거하는 것을 의미한다.

초기 상단 로켓의 다수는 소련과 미국 우주 프로그램 모두에서 임무 완료 후 수동화되지 않았다. 우주 쓰레기 문제를 특성화하려는 초기 시도에서 모든 쓰레기의 상당 부분이 로켓 상단 로켓의 파괴, 특히 수동화되지 않은 상단 로켓 추진 장치로 인한 것임이 분명해졌다.^[12]

10. 역사 및 개발

다단 로켓은 현대에 갑자기 등장한 개념이 아니다. 이미 오래전부터 다단 로켓과 유사한 형태의 무기들이 개발되어 사용되었다.

14세기 중국의 교우와 유백온이 저술한 ''화룡경''에는 "화룡출수"라는 2단 로켓의 삽화와 설명이 있다. 이는 현존하는 가장 오래된 다단 로켓의 예시로, 중국 해군에서 주로 사용되었다.^[13]^[14] 한국에서도 14세기에 최무선이 ''주화''라는 다단 로켓을 개발했다. ''주화''는 신기전 개발까지 이어지며 발전했다.^[15]^[16]^[17]

유럽에서는 1551년 오스트리아의 콘라트 하스가 다단 로켓 실험을 처음으로 수행했다. 이후 카지미에라스 시모나비치우스, 콘스탄틴 치올코프스키, 로버트 고다드, 헤르만 오베르트, Louis Damblanc|루이 당블랑^프랑스어 등 여러 과학자들이 독립적으로 다단 로켓 개념을 발전시켰다.^[18]^[19]^[20]

최초의 고속 다단 로켓은 RTV-G-4 범퍼 로켓으로, 1948년부터 1950년까지 시험되었다. 1949년에는 393km의 최고 고도를 기록하기도 했다.

1947년 소련의 미하일 티호나라보프는 병렬 단 이론을 개발했고, 1951년 드미트리 오코심스키는 연료 펌핑을 포함한 단 분리 연구를 수행했다. 이러한 연구는 R-7 세묘르카 설계의 기반이 되었다. 미국의 아틀라스 I, 아틀라스 II 발사체도 유사한 병렬 단 방식을 사용했다.

10. 1. 초기 역사

14세기 중국의 교우와 유백온이 저술한 ''화룡경''(火龍經)에는 현존하는 가장 오래된 다단 로켓의 예시인 "화룡출수"(火龍出水)에 대한 삽화와 설명이 수록되어 있다. 주로 중국 해군이 사용했던 이것은 2단 로켓으로, 부스터 로켓이 소진되기 전 용의 머리 모양으로 만들어진 미사일 앞쪽에서 작은 로켓 화살 여러 개를 자동으로 점화하여 발사했다.^[14] 조지프 니덤은 이 로켓의 기록과 삽화가 ''화룡경''의 가장 오래된 층에서 나온 것으로, 대략 1300~1350년으로 추정된다고 지적한다.^[14]

초기 다단 로켓의 또 다른 예는 한국에서 개발된 ''주화''이다. 14세기에 한국의 엔지니어, 과학자, 발명가인 최무선이 제안했고, 화기 연구소(火㷁道監)에서 개발했다.^[15]^[16] 이 로켓은 길이가 15cm와 13cm였고, 직경은 2.2cm였다. 길이는 110cm인 화살에 부착되었으며, 실험 기록에 따르면 초기 결과는 약 200m의 사거리를 보였다.^[17] 한국은 16세기에 신기전을 생산하기까지 이 기술을 계속 개발했다는 기록이 있다.

유럽에서 다단 로켓에 대한 초기 실험은 1551년에 오스트리아인 콘라트 하스(1509–1576)에 의해 이루어졌는데, 그는 트란실바니아(현재 루마니아의 시비우/헤르만슈타트) 마을의 무기고장이었다. 이 개념은 다음 5명 이상의 개인에 의해 독립적으로 개발되었다.

폴란드-리투아니아의 카지미에라스 시모나비치우스(1600–1651)^[18]^[19]^[20]
러시아의 콘스탄틴 치올코프스키(1857–1935)
미국의 로버트 고다드(1882–1945)
독일의 헤르만 오베르트(1894–1989)
프랑스의 Louis Damblanc|루이 당블랑^프랑스어 (1889–1969)

최초의 고속 다단 로켓은 1948년부터 1950년까지 화이트 샌즈 미사일 시험장과 이후 케이프 커내버럴에서 시험된 RTV-G-4 범퍼 로켓이었다. 이들은 V-2 로켓과 WAC 코퍼럴 탐사 로켓으로 구성되었다. 최고 고도는 1949년 2월 24일에 화이트 샌즈에서 도달한 393km였다.

1947년에 소련의 로켓 엔지니어이자 과학자인 미하일 티호나라보프는 "패킷 로켓"이라고 불리는 병렬 단 이론을 개발했다. 그의 계획에서 3개의 병렬 단은 이륙 시 발사되었지만, 3개의 엔진 모두 외부 두 단에서 연료를 공급받아 소진될 때까지 사용된 후 분리되었다. 이는 순차적 단 분리보다 효율적인데, 두 번째 단 엔진이 단순히 무게만 차지하는 일이 없기 때문이다. 1951년, 소련의 엔지니어이자 과학자인 드미트리 오코심스키는 단 간 연료 펌핑을 포함하거나 포함하지 않는 일반적인 순차적 및 병렬 단 분리에 대한 선구적인 엔지니어링 연구를 수행했다. R-7 세묘르카의 설계는 그 연구에서 나왔다. 아메리카의 아틀라스 I 및 아틀라스 II 발사체에 사용된 3개의 로켓 엔진은 한 줄로 배열되어 유사한 방식으로 병렬 단을 사용했다. 외부 부스터 엔진 한 쌍은 분리 가능한 한 쌍으로 존재하며, 이들이 멈춘 후 최하부 외부 스커트 구조와 함께 떨어져 나가고, 중앙의 서스테이너 엔진이 원지점 또는 궤도까지 첫 번째 단의 엔진 연소를 완료했다.

10. 2. 현대 로켓

14세기 중국의 교우와 유백온이 저술한 ''화룡경''(火龍經)에 삽화와 설명이 수록되어 있는데, 이는 현존하는 가장 오래된 다단 로켓의 예시로, 주로 중국 해군이 사용했던 "화룡출수"(火龍出水)이다.^[13]^[14] 이것은 2단 로켓으로, 부스터 로켓을 가지고 있었지만, 소진되기 전에 용의 머리 모양으로 입이 열린 채로 만들어진 미사일의 앞쪽 끝에서 작은 로켓 화살 여러 개를 자동으로 점화하여 발사했다.^[14] 영국의 과학자이자 역사가인 조지프 니덤은 이 로켓의 기록과 삽화가 ''화룡경''의 가장 오래된 층에서 나온 것으로, 대략 서기 1300~1350년으로 추정된다고 지적한다.^[14]

초기 다단 로켓의 또 다른 예는 한국에서 개발된 ''주화''이다. 14세기에 한국의 엔지니어, 과학자, 발명가인 최무선이 제안했고, 화기 연구소(火㷁道監)에서 개발했다.^[15]^[16] 이 로켓은 길이가 15cm와 13cm였고, 직경은 2.2cm였다. 길이는 110cm인 화살에 부착되었으며, 실험 기록에 따르면 초기 결과는 약 200m의 사거리를 보였다.^[17] 한국은 16세기에 신기전을 생산하기까지 이 기술을 계속 개발했다는 기록이 있다.

유럽에서 다단 로켓에 대한 초기 실험은 1551년에 오스트리아인 콘라트 하스(1509–1576)에 의해 이루어졌는데, 그는 트란실바니아(현재 루마니아의 시비우/헤르만슈타트) 마을의 무기고장이었다. 이 개념은 다음 5명 이상의 개인에 의해 독립적으로 개발되었다.

폴란드-리투아니아의 카지미에라스 시모나비치우스(1600–1651)^[18]^[19]^[20]
러시아의 콘스탄틴 치올코프스키(1857–1935)
미국의 로버트 고다드(1882–1945)
독일의 헤르만 오베르트(1894–1989)
프랑스의 Louis Damblanc|루이 담블랑^프랑스어 (1889–1969)

최초의 고속 다단 로켓은 1948년부터 1950년까지 화이트 샌즈 미사일 시험장과 이후 케이프 커내버럴에서 시험된 RTV-G-4 범퍼 로켓이었다. 이들은 V-2 로켓과 WAC 코퍼럴 탐사 로켓으로 구성되었다. 최고 고도는 1949년 2월 24일에 화이트 샌즈에서 도달한 393km였다.

1947년, 소련의 로켓 엔지니어이자 과학자인 미하일 티호나라보프는 "패킷 로켓"이라고 불리는 병렬 단 이론을 개발했다. 그의 계획에서 3개의 병렬 단은 이륙 시 발사되었지만, 3개의 엔진 모두 외부 두 단에서 연료를 공급받아 소진될 때까지 사용된 후 분리되었다. 이는 순차적 단 분리보다 효율적인데, 두 번째 단 엔진이 단순히 무게만 차지하는 일이 없기 때문이다. 1951년, 소련의 엔지니어이자 과학자인 드미트리 오코심스키는 단 간 연료 펌핑을 포함하거나 포함하지 않는 일반적인 순차적 및 병렬 단 분리에 대한 선구적인 엔지니어링 연구를 수행했다. R-7 세묘르카의 설계는 그 연구에서 나왔다. 아메리카의 아틀라스 I 및 아틀라스 II 발사체에 사용된 3개의 로켓 엔진은 한 줄로 배열되어 유사한 방식으로 병렬 단을 사용했다. 외부 부스터 엔진 한 쌍은 분리 가능한 한 쌍으로 존재하며, 이들이 멈춘 후 최하부 외부 스커트 구조와 함께 떨어져 나가고, 중앙의 서스테이너 엔진이 원지점 또는 궤도까지 첫 번째 단의 엔진 연소를 완료했다.

11. 분리 이벤트

다단 로켓의 각 단 분리는 발사 성공에 추가적인 위험을 발생시키므로, 분리 횟수를 줄이면 복잡성이 감소한다.^[21] 분리 이벤트는 단 또는 스트랩온 부스터가 사용 후 분리될 때, 페이로드 페어링이 궤도 진입 전에 분리될 때, 또는 사용되는 경우 발사 초기에 발사 탈출 시스템이 분리될 때 발생한다.

11. 1. 분리 방법

다단 로켓의 각 부분 분리는 발사 임무의 성공에 추가적인 위험을 발생시킨다. 분리 횟수를 줄이면 복잡성이 감소한다.^[21]

분리 현상은 단 또는 스트랩온 부스터가 사용 후 분리될 때, 페이로드 페어링이 궤도 진입 전에 분리될 때, 또는 사용되는 경우 발사 초기에 분리되는 발사 탈출 시스템에서 발생한다. 화약식 체결구 또는 일부 경우 팰컨 9 풀 트러스트와 같은 공압 시스템이 일반적으로 로켓 단을 분리하는 데 사용된다.

12. 2단 로켓 (Two-stage-to-orbit, TSTO)

'''2단 로켓''' 또는 '''2단 궤도 진입''' ('''TSTO''')은 로켓 발사체가 2개의 분리된 단계를 순차적으로 추진하여 궤도 속도에 도달하는 방식이다. 이는 3단 궤도 진입 발사체와 가설적인 단단 궤도 진입 (SSTO) 발사체의 중간 단계이다.

13. 3단 로켓 (Three-stage-to-orbit)

3단 로켓(Three-stage-to-orbit)은 지구 궤도 진입을 위해 흔히 사용되는 로켓 시스템이다. 3단 로켓은 궤도 속도에 도달하기 위해 세 개의 서로 다른 단계를 순차적으로 사용하여 추진력을 제공한다. 이는 4단 로켓 발사체와 2단 로켓 발사체의 중간 형태이다.

13. 1. 예시

3단 로켓의 예시는 다음과 같다.

새턴 V^[22]
뱅가드^[23]
아리안 4 (선택적 부스터)
아리안 2
아리안 1 (4단)
GSLV (3단 및 부스터)
PSLV (4단)
프로톤 (선택적 4단)
''창정 5'' (선택적 부스터 및 선택적 3단)
창정 1, 창정 1D
제니트-3SL
은하-3
KSLV-2 "누리"

대부분의 현대 중/대형 로켓 설계는 3단 로켓이 아닌, "0단계"로 스트랩온 부스터를 사용하고 두 개의 핵심 단계를 갖는 방식을 사용한다. 이 방식에서는 부스터와 1단계가 동시에 점화되어 발사체의 무게를 들어 올리고 중력 및 대기 항력을 극복하기 위한 추가 추력을 제공한다. 부스터는 비행 몇 분 후 분리되어 무게를 줄인다.

이러한 설계의 예시는 다음과 같다.

미국 우주왕복선 — SRB 1단계; 외부 탱크 + SSME 2단계; 내부 탱크의 OMS 3단계;
앙가라 A5
아리안 5
아틀라스 V 551^[24]
델타 II (3단계)
델타 III
델타 IV-미디엄+ 및 -헤비
팰컨 헤비^[25]
지구 정지 궤도 위성 발사체 Mk III (GSLV MkIII는 측면 부스터만으로 발사되며, 주 코어는 부스터 분리 직전인 비행 몇 분 후에 점화된다.)
H-IIA, H-IIB
소유스
우주 발사 시스템
타이탄 IV
창정 2E, 창정 2F, 창정 3B

14. 4단 로켓 (Four-stage-to-orbit)

4단 로켓(발사 시스템)은 지구 궤도 진입에 사용되는 로켓 시스템이다. 이 우주선은 궤도 속도를 달성하기 위해 4개의 별개의 단계를 사용하여 순차적으로 추진력을 제공한다. 이는 5단 로켓 발사 시스템과 3단 로켓 발사 시스템의 중간 단계로, 고체 추진제 발사 시스템에 가장 많이 사용된다.

15. 외계 로켓

NASA와 ESA이 함께 추진하는 화성 탐사 귀환 미션에서 사용될 화성 이륙 차량(MAV)은 2단 로켓으로, 2028년 화성에서 발사될 예정이다.

참조

_[1] 웹사이트 Brief History of Rockets https://www.grc.nasa[...] 2021-05-04
_[2] 논문 Learning about rockets, in stages https://iopscience.i[...] 2022
_[3] 서적 Rocket Vehicle Dynamics. Elsevier 2010
_[4] 간행물 Presented at Calpoly Astronautics Lecture 2014
_[5] 잡지 Here's What's Next for SpaceX's Starship https://www.wired.co[...] 2023-11-25
_[6] 웹사이트 One Web 2 {{!}} Soyuz 2.1b/Fregat-M https://everydayastr[...] 2020-02-04
_[7] 웹사이트 SpaceX Achieves New Milestones With Second Starship Flight https://www.superclu[...] 2023-11-27
_[8] 웹사이트 Proton-M flyout continues with launch of Angosat-2 - NASASpaceFlight.com https://www.nasaspac[...] 2023-06-05
_[9] 웹사이트 SpaceX Starship Never Stops Thrusting With Hot Staging {{!}} NextBigFuture.com https://www.nextbigf[...] 2023-06-24
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