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단발궤도선

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목차

1. 개요

단발 궤도선(SSTO)은 한 번의 비행으로 지구 궤도에 도달하는 우주선 개념을 의미한다. 20세기 후반부터 개념이 제시되었으나, 기술적 난제로 인해 실용화에는 어려움을 겪고 있다. 초기에는 일회용 로켓, 재사용 가능한 발사체 등 다양한 형태의 SSTO가 제안되었으며, 특히 1970년대 록웰 인터내셔널의 스타 레이커와 같은 대형 우주선 설계가 등장했다. 현재까지 DC-X와 같은 시제품이 제작되었지만, 기술적 문제와 재료 과학의 한계로 인해 개발이 중단되었다. SSTO는 고성능 엔진, 경량화, 대기권 재진입 능력, 착륙 능력, 경제적인 정비, 고장 감지 및 방지 기술 등을 필요로 하며, 로켓 추진 방식과 공기 흡입식 방식 등 다양한 접근 방식이 연구되고 있다. 달과 같은 천체에서는 SSTO가 실현되었으며, 소행성 탐사선 하야부사에서 완전한 SSTO가 성공적으로 수행되었다.

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단발궤도선

2. 역사

2. 1. 초기 개념

20세기 후반 이전에는 우주 여행에 대한 연구가 거의 이루어지지 않았다. 1960년대에 들어서 이러한 종류의 우주선에 대한 최초의 컨셉 디자인이 나타나기 시작했다.[6]

최초의 SSTO 컨셉 중 하나는 필립 보노가 제안한 일회용 일 단계 궤도 우주 트럭(OOST)이었으며,[7] 그는 더글러스 항공기 회사의 엔지니어였다.[8] ROOST라는 이름의 재사용 가능한 버전도 제안되었다.

또 다른 초기 SSTO 컨셉은 1960년대 초 크라프트 아놀드 에릭이 제안한 NEXUS라는 이름의 재사용 가능한 발사체였다. NEXUS는 직경이 50미터가 넘고 최대 2000톤을 지구 궤도로 운반할 수 있는, 지금까지 구상된 가장 큰 우주선 중 하나였으며, 화성과 같은 태양계의 더 먼 지역으로의 임무를 위해 설계되었다.[9][10]

1963년의 노스 아메리칸 공기 보조 VTOVL은 대기 중 이동 시 다량의 액체 산소 필요성을 제거하여 차량의 이륙 질량을 줄이기 위해 램제트를 사용하는 유사하게 큰 우주선이었다.[11]

1965년부터 로버트 샐켈드는 다양한 단일 단계 궤도 날개 우주 왕복선 개념을 연구했다. 그는 대기 중에서는 탄화수소 연료를 연소하고, 우주에 진입하면 효율성을 높이기 위해 수소 연료로 전환하는 차량을 제안했다.[12][13][14]

ROMBUS 컨셉 아트


보노의 1990년대 이전 초기 컨셉의 추가 예로는 다음이 있다.

  • ROMBUS (재사용 가능 궤도 모듈, 부스터 및 유틸리티 셔틀)는 필립 보노의 또 다른 디자인이었다.[15][16] ROMBUS는 기술적으로 단일 단계는 아니었지만, 초기 수소 탱크 중 일부를 떨어뜨렸기 때문에 거의 근접했다.
  • 이타쿠스(Ithacus)는 군인과 군사 장비를 아궤도 궤도를 통해 다른 대륙으로 수송하기 위해 설계된 개조된 ROMBUS 컨셉이었다.[17][18]
  • 페가수스(Pegasus)는 우주를 통해 짧은 시간에 승객과 탑재물을 장거리 수송하기 위해 설계된 또 다른 개조된 ROMBUS 컨셉이었다.[19]
  • 더글러스 SASSTO, 1967년 발사체 컨셉.[20]
  • 하이페리온(Hyperion)은 또 다른 필립 보노 컨셉으로, 이륙 전에 속도를 높이기 위해 썰매를 사용하여 공중으로 들어올려야 하는 연료의 양을 절약했다.[21]


1979년, 록웰 인터내셔널은 100톤 탑재량의 대형 리프트 다중 사이클 공기 흡입 램제트/극저온 로켓 엔진, 수평 이륙/수평 착륙 단일 단계 궤도 우주선인 ''스타 레이커''(Star-Raker) 컨셉을 공개했으며, 이는 300 해리 지구 궤도에 대형 우주 기반 태양광 발전 위성을 발사하도록 설계되었다.[22][23][24] 스타 레이커는 3 x LOX/LH2 로켓 엔진(SSME 기반) + 10 x 터보램제트를 가질 것이다.[22]

1985년경 NASP 프로젝트는 스크램제트 차량을 궤도에 발사하기 위한 것이었지만, 자금 지원이 중단되고 프로젝트가 취소되었다.[25] 거의 동시에 HOTOL은 예냉 제트 엔진 기술을 사용하려 했지만 로켓 기술에 비해 상당한 장점을 보여주는 데 실패했다.[26]

2. 2. DC-X 기술



DC-X는 델타 클리퍼 실험기(Delta Clipper Experimental)의 약자로, 제안된 단발궤도선(Single Stage To Orbit, SSTO)을 위한 무인 1/3 축소형 수직 이착륙 기술 시연기였다. 지금까지 제작된 몇 안 되는 SSTO 시제품 중 하나이다. DC-X2(1/2 축소형 시제품)와 궤도 진입이 가능한 실물 크기의 DC-Y를 포함한 여러 시제품이 구상되었지만, 이들은 제작되지 않았다. 하지만 1995년 NASA가 이 프로젝트를 인수하여 업그레이드된 1/3 축소형 시제품인 DC-XA를 제작했다. 이 차량은 4개의 착륙 패드 중 3개만 전개된 채 착륙하여 측면으로 기울어져 폭발하면서 손실되었다. 이 프로젝트는 이후 중단되었다.

2. 3. Roton

1999년부터 2001년까지 로터리 로켓은 로턴(Roton)이라는 단발궤도선(Single-Stage-To-Orbit, SSTO) 우주선을 제작하려 시도했다. 이 프로젝트는 많은 언론의 주목을 받았고, 작동하는 축소형 프로토타입이 완성되었지만, 설계는 대체로 비실용적이었다.[27]

3. 접근 방식

단발 궤도선(SSTO)에 대한 다양한 접근 방식이 있어왔으며, 여기에는 수직으로 발사하고 착륙하는 순수 로켓, 수평으로 발사하고 착륙하는 공기 흡입식 스크램제트 추진 차량, 핵 추진 차량, 심지어는 비행기처럼 궤도로 비행하여 온전하게 착륙할 수 있는 제트 엔진 추진 차량도 포함된다.

로켓 추진 SSTO의 주요 과제는 충분한 추진제를 실어 궤도에 진입하고, 의미 있는 탑재체 무게를 확보할 수 있는 충분히 높은 질량비를 달성하는 것이다. 한 가지 가능성은 퀵론치 계획에서 계획된 대로 우주 발사포로 로켓에 초기 속도를 부여하는 것이다.[28]

공기 흡입식 SSTO의 주요 과제는 시스템 복잡성과 관련된 연구 개발 비용, 대기권 내에서 지속적인 고속 비행을 견디는 데 필요한 재료 과학, 건설 기술, ''그리고'' 궤도 진입에 충분한 추진제를 실을 수 있는 충분히 높은 질량비를 달성하고 의미 있는 탑재체 무게를 확보하는 것이다. 공기 흡입식 설계는 일반적으로 초음속 또는 극초음속 속도로 비행하며, 궤도 진입을 위한 최종 연소를 위해 로켓 엔진을 포함하는 경우가 많다.[1]

로켓 추진 방식이든 공기 흡입 방식이든 재사용 가능한 차량은 과도한 무게나 유지 보수를 추가하지 않고 여러 차례의 우주 왕복 비행을 견딜 수 있을 만큼 견고해야 한다. 또한 재사용 가능한 차량은 손상 없이 재진입하여 안전하게 착륙할 수 있어야 한다.

단일 단계 로켓은 한때 불가능한 것으로 여겨졌지만, 재료 기술 및 건설 기술의 발전으로 가능성이 입증되었다. 예를 들어, 계산 결과 타이탄 II 1단계는 단독 발사 시 연료 대 차량 하드웨어 비율이 25:1이 된다.[29] 궤도에 진입하기에 충분히 효율적인 엔진을 갖추고 있지만, 많은 탑재체를 실을 수는 없다.[30]

SSTO(단발 궤도선)의 실현에는 크게 다음과 같은 기술이 필요하다.


  • 고성능 엔진
  • 충분한 경량화
  • 대기권 재진입 능력
  • 착륙 능력
  • 간편하고 경제적인 정비를 통해 반복 비행이 가능할 것
  • 고장을 조기에 감지하고 확대를 방지하여, 남은 정상 기능을 통해 비행을 지속할 수 있을 것
  • 주요 부분의 수명이 충분히 길어 감가상각을 통해 건조 비용을 회수할 수 있을 것

3. 1. 로켓 추진 방식

수소 연료는 SSTO(단일 궤도) 차량에 가장 적합한 연료로 보일 수 있다. 산소와 함께 연소될 때 수소는 일반적으로 사용되는 모든 연료 중에서 가장 높은 비추력을 제공하는데, 약 450초로, 등유의 최대 350초와 비교된다.

수소는 대부분의 고밀도 연료보다 비추력이 거의 30% 더 높고, 훌륭한 냉각제이며, 동일한 탑재 하중에 대해 수소 단계의 총 질량이 고밀도 연료 단보다 낮고, 친환경적이라는 장점이 있다. 그러나 매우 낮은 밀도(등유 밀도의 약 1/7)로 인해 매우 큰 탱크가 필요하고, 극저온 상태를 유지하기 위한 무거운 단열재가 필요하며, 쉽게 누출되고 넓은 가연성 범위를 가지는 등의 단점도 존재한다.[31] 이러한 문제들은 추가 비용을 발생시킨다.

등유 탱크는 내용물의 1% 무게일 수 있지만, 수소 탱크는 낮은 밀도와 보일오프를 최소화하기 위해 필요한 추가 단열재 때문에 내용물의 10% 무게가 나가야 하는 경우가 많다. 수소의 낮은 밀도는 연료를 엔진으로 펌핑하기 위한 펌프와 배관을 더 크게 만들어, 수소 연료 엔진의 추력 대 중량비를 밀도가 높은 연료를 사용하는 엔진보다 30~50% 낮게 만든다.[31]

이러한 비효율성은 간접적으로 중력 항력에도 영향을 미친다. 추력 대 중량비가 낮아 수소 엔진의 초과 추력이 낮다는 것은 차량이 더 가파르게 상승해야 함을 의미하며, 이는 수평 추력 감소로 이어져 궤도 도달 시간을 늘리고 중력 손실을 증가시킨다.

전반적으로 수소를 사용하는 SSTO와 밀도가 높은 연료를 사용하는 SSTO 간의 성능 차이는 크지 않지만, 수소 차량은 개발 및 구매 비용이 더 많이 들 수 있다. 신중한 연구에 따르면 일부 고밀도 연료(예: 액체 프로판)는 동일한 건조 중량에 대해 SSTO 발사 차량에 사용될 때 수소 연료의 성능을 10% 초과한다.[31] 1960년대에 필립 보노는 단일 단계, VTVL 삼추진제 로켓을 연구했으며 탑재 하중 크기를 약 30% 향상시킬 수 있음을 보여주었다.[32]

DC-X 실험 로켓에 대한 운영 경험으로 인해 많은 SSTO 옹호자들이 수소를 만족스러운 연료로 재고하게 되었으며, 故 맥스 헌터는 DC-X에 수소 연료를 사용하면서도 첫 번째 성공적인 궤도 SSTO는 프로판으로 연료를 공급할 가능성이 더 높다고 언급했다.

일부 단발 궤도선(SSTO) 개념은 모든 고도에서 동일한 엔진을 사용하는데, 이는 종 모양의 노즐을 가진 기존 엔진의 문제점이다. 대기압에 따라 서로 다른 벨 모양이 필요한데, 진공 상태에서 작동하도록 설계된 엔진은 큰 벨을 가지고 있어 배기 가스가 거의 진공 압력까지 팽창하여 효율을 높인다.[33] 흐름 박리 현상으로 인해 대기 중에서 진공 벨을 사용하면 엔진에 치명적인 결과가 발생할 수 있다. 따라서 대기 중에서 점화하도록 설계된 엔진은 노즐을 짧게 만들어 가스를 대기압까지 팽창시켜야 한다.

가능한 해결책 중 하나는 다양한 주변 압력에서 효과적일 수 있는 에어로스파이크 엔진을 사용하는 것이다. 실제로 선형 에어로스파이크 엔진은 X-33 설계에 사용될 예정이었다.[34] 다른 해결책으로는 여러 엔진과 이중 뮤 벨 또는 확장형 노즐과 같은 기타 고도 보상 노즐 디자인을 사용하는 것이 있다.

로켓 엔진의 성능을 나타내는 중요한 두 가지 매개변수는 비추력과 추력 대 중량비이다. 공기와 중력 속에서 추력 대 중량비가 좋은 엔진으로 한 번에 가속하여 궤도 고도까지 도달하는 능력과 비추력이 좋은 엔진으로 수평 방향으로 가속하여 궤도 속도를 얻는 능력, 이 두 가지를 하나의 엔진으로 해결해야 하는 점이 단발 로켓의 어려운 점이다.

로켓 엔진의 분사 가스는 노즐 내에서 팽창·가속되어 출구로 향하면서 압력이 낮아진다. 진공 중에서는 최대한 팽창·가속되도록 긴 노즐이 바람직하지만, 대기 중에서는 압력이 대기압을 밑돌면 역류가 일어나 노즐을 길게 할 수 없다. 이 때문에 이륙 시 사용하는 로켓 엔진은 노즐을 짧게 할 수밖에 없어, 대기권 밖에서는 고성능을 발휘할 수 없다.

그래서 노즐의 길이를 변경할 수 있는 엔진이 고안되었다. 노즐을 분할하여 선단 부분을 격납해 놓고, 대기권 밖에서는 전개하여 길게 하는 것이다. 이 방법은 엔진 노즐을 작게 격납하는 목적으로는 실용화되었다.

또한 노즐을 벨형이 아닌 원뿔형으로 하여, 거기에 바깥쪽에서 분사 가스를 뿜어내는 형식의 것을 스파이크 노즐이라고 한다. 스파이크 노즐에서는 분사 가스는 원뿔형 노즐(스파이크)을 따라 흐르면서 팽창하지만, 대기권 내에서는 대기에 의해 작게 퍼지고, 진공 중에서는 크게 퍼지므로 팽창이 자연스럽게 최적화된다.

스파이크 노즐을 원뿔형이 아닌 벽 모양으로 하여, 여러 개의 엔진을 연속적으로 설치할 수 있도록 한 것을 선형 스파이크 엔진이라고 한다. 선형 스파이크 엔진은 미국에서 시제품이 제작되었지만, 이것을 사용할 예정이었던 기체(X-33)의 개발이 중단되어 실용화되지 못했다.

저고도에서는 밀도가 커 추력 대 중량비에 유리한 케로신을 연소하고, 고고도에서는 비추력이 큰 수소 연소로 전환하는 삼액 추진 시스템의 개발도 진행되고 있다.

폭굉(데토네이션)을 이용한 것이 데토네이션 엔진이다. 위에서 언급한 로켓 엔진, 공기 흡입 엔진에서 발생하는 연소 반응에서는 연료가 완전히 연소되지 않는 반면, 이 엔진은 초음속으로 발생하는 폭굉에 의해 점화하기 때문에 기존 엔진보다 효율이 25% 정도 향상[56]되는 장점이 있다. 또한, 엔진의 구조를 비교적 단순하게 할 수 있어, 엔진 자체의 신뢰성 향상과 대폭적인 경량화도 기대할 수 있다. 2023년 현재의 과제는 큰 연소 압력을 확보할 수 없다는 점이지만, NASA와 JAXA를 비롯한 기관에서 연구가 진행되고 있다.

3. 2. 공기 흡입식 SSTO

Skylon 우주비행기


단발궤도선(SSTO)의 일부 설계는 차량의 이륙 중량을 줄이기 위해 대기에서 산화제와 반응 물질을 수집하는 공기흡입 제트 엔진을 사용하려고 시도한다.[35]

이러한 접근 방식에는 몇 가지 문제점이 존재한다.

  • 알려진 공기 흡입 엔진은 대기 중에서 궤도 속도로 작동할 수 없다. 예를 들어 수소 연료 스크램제트의 최고 속도는 약 마하 17이다.[36] 즉, 최종 궤도 삽입을 위해 로켓을 사용해야 한다.
  • 로켓 추력은 추진제 중량을 최소화하기 위해 궤도 질량을 가능한 한 작게 유지해야 한다.
  • 자체 산소를 사용하는 로켓의 추력 대 중량비는 연료가 소모됨에 따라 극적으로 증가하는데, 산화제 연료 탱크는 산화제가 차지하는 질량의 약 1%를 차지하는 반면, 공기 흡입 엔진은 전통적으로 공기 흡입 상승 동안 비교적 고정된 낮은 추력/중량비를 갖는다.
  • 대기 중에서 매우 높은 속도는 매우 무거운 열 보호 시스템을 필요로 하며, 이는 궤도에 도달하는 것을 더욱 어렵게 만든다.
  • 저속에서는 공기 흡입 엔진이 매우 효율적이지만, 공기 흡입 제트 엔진의 효율 (Isp) 및 추력 수준은 고속(엔진에 따라 마하 5–10 이상)에서 상당히 감소하고 로켓 엔진과 유사하거나 더 나빠지기 시작한다.
  • 초음속 속도에서 차량의 양력 대 항력비는 낮지만, 높은 g에서의 로켓 차량의 유효 양력 대 항력비는 비슷하지 않다.


스크램제트 설계(예: X-43)의 경우 질량 예산이 궤도 발사를 위해 닫히지 않는 것으로 보인다.

단일 단계 차량이 일반적인 제트 엔진을 궤도로 운반하려고 시도하는 경우에도 유사한 문제가 발생한다. 제트 엔진의 무게는 추진제 감소로 충분히 상쇄되지 않는다.[37]

반면에, Skylon 우주비행기 (및 ATREX)와 같은 LACE와 유사한 사전 냉각 공기 흡입 설계는 비교적 낮은 속도(마하 5.5)에서 로켓 추력으로 전환하여, 적어도 이론상으로는, 순수 로켓(다단계 로켓조차도)보다 개선된 궤도 추진제 질량 분율을 제공하여 더 나은 탑재량 분율로 완전한 재사용 가능성을 유지하는 것으로 보인다.[38]

질량 분율은 로켓 공학에서 중요한 개념이지만, 연료 비용은 전체 엔지니어링 프로그램 비용에 비해 매우 작기 때문에 질량 분율은 로켓 비용과 거의 관련이 없을 수 있다. 결과적으로, 질량 분율이 낮은 저렴한 로켓은 더 복잡하고 효율적인 로켓보다 주어진 금액으로 더 많은 탑재량을 궤도에 전달할 수 있다.

액체 수소와 액체 산소의 조합에서는 액체 산소의 중량이 전체의 2/3 이상을 차지하기 때문에, 공기 중의 산소를 이용하는 엔진을 이용할 수 있다면 비추력을 대폭 향상시키는 것과 같은 효과를 얻을 수 있다.

그래서, 제트 엔진을 사용하는 방법이 생각되었다. 일반적인 터보제트 엔진의 최대 속도는 마하 3 정도 (초속 1km 정도)로, 턱없이 부족하다. 그래서 초음속에 도달한 후에는, 충격파를 이용하여 공기를 압축하고, 연료를 혼합하여 분사하는 램제트 엔진을 사용한다. 특히, 엔진 내의 유속을 초음속으로 한 램제트 엔진을 스크램제트 엔진이라고 부른다. 이것을 사용하여, 대기권 내에서 가능한 한 가속하고, 대기권 밖으로 나간 후에는 로켓 엔진을 사용하는 것이다. 이러한 기체는 일반 활주로에서 수평으로 이륙할 수 있기 때문에, 특히 우주 항공기 (스페이스 플레인)라고 불린다.

다만, 현재, 제트 엔진의 추중비는 로켓에 미치지 못한다.

스페이스 플레인은 이상적인 우주 왕복 수단으로 여겨졌기 때문에, 1980년대 이후 활발하게 연구가 진행되고 있다. 그러나, 핵심인 스크램제트 엔진의 개발은 난항을 겪고 있으며, 2007년 현재에도 실용화의 전망은 보이지 않고 있다. 또한, 제트 엔진·스크램제트 엔진·로켓 엔진의 3가지 종류의 엔진을 번갈아 사용하기 때문에, 정비를 복잡하게 하고, 중량을 증가시킨다. 가령 스크램제트 엔진의 개발에 성공하더라도, 스페이스 플레인은 대기권 밖으로 나간 후 로켓 엔진으로 가속하는 편이 효율적이며, 또한 로켓 엔진은 이륙 시에도 사용할 수 있으므로 제트 엔진은 필요 없고, 결국 그냥 로켓이 더 합리적이라는 의견도 있다.

또 다른 방법으로는, 공기 액화 사이클 엔진 (Liquefied Air Cycle Engine, '''LACE''')이 있다. 이것은, 초음속 비행으로 압축된 공기를 액체 수소로 냉각하여 액체 공기로 만들고, 이것을 산화제로 로켓 엔진에 공급하는 것이다. 연료 탱크에는 얼어붙은 수소와 액체 수소의 혼합물(슬러시 수소)을 넣어두고, 공기 액화로 가열된 수소를 되돌려 녹여, 액체가 된 수소를 엔진이나 공기 액화 장치에 공급한다. 저속 시와 대기권 밖에서는, 로켓 엔진은 액체 산소를 사용한다. 이 방법에서는, 엔진 본체는 로켓 엔진만으로 끝나고, 스크램제트 엔진을 사용하는 것보다 간소화된다. 그러나, 공기를 순식간에 액화하거나, 슬러시 수소로 연료를 공급하는 방법은 기초 연구 단계이며, 실용화의 전망은 보이지 않고 있다.

3. 3. 핵 추진

차폐와 같은 무게 문제로 인해 많은 핵추진 시스템은 자체 무게를 들어 올릴 수 없으므로 궤도 진입에 적합하지 않다. 그러나 오리온 계획 및 일부 핵 열 설계는 1을 초과하는 추력 대 중량비를 가져 이륙할 수 있다. 핵추진의 주요 문제 중 하나는 승객의 발사 중 안전뿐만 아니라 발사 실패 시의 안전이다. 2024년 2월 현재, 현재 진행 중인 프로그램 중 지구 표면에서 핵추진을 시도하는 것은 없다.

원자력을 이용하거나(오리온 계획), 기체 외부에서 레이저 등의 에너지를 받아 높은 추력과 높은 비추력을 모두 실현한다면 단발궤도선(SSTO)의 실현은 쉬워진다. 이러한 엔진은 아이디어 수준에 머물러 있으며, 본격적인 연구는 이루어지지 않았지만, SF에서는 이러한 엔진을 탑재한 우주 왕복선이 종종 등장한다. 반대로 이러한 엔진이 실현되지 않으면 단발궤도선(SSTO)의 실용화는 불가능하다고 생각하는 사람도 있다.

3. 4. 빔 추진

화학 연료가 허용하는 잠재 에너지보다 더 많은 에너지를 가질 수 있기 때문에 일부 레이저 또는 마이크로파 추진 로켓 개념은 단일 단계로 차량을 궤도에 진입시킬 수 있는 잠재력을 가지고 있다. 그러나 현실적으로 이 분야는 현재 기술로는 불가능하다. 원자력을 이용하거나(오리온 계획), 기체 외부에서 레이저 등의 에너지를 받아 높은 추력과 높은 비추력을 모두 실현한다면 SSTO의 실현은 쉬워진다. 이러한 엔진은 아이디어 수준에 머물러 있으며, 본격적인 연구는 이루어지지 않았지만, SF에서는 이러한 엔진을 탑재한 우주 왕복선이 종종 등장한다. 반대로 이러한 엔진이 실현되지 않으면 SSTO의 실용화는 불가능하다고 생각하는 사람도 있다.

3. 5. 발사 지원

많은 차량들은 간신히 준궤도에 머무르므로, 비교적 작은 델타-v 증가를 제공하는 것은 무엇이든 도움이 될 수 있으며, 따라서 차량에 대한 외부 지원이 바람직하다.

제안된 발사 지원에는 다음이 포함된다.

  • 썰매 발사 (레일, Bantam, MagLifter를 포함한 자기 부상 및 스타트램 등)
  • 공중 발사 또는 항공기 견인
  • 비행 중 연료 공급
  • 뢰프스트롬 발사 루프/우주 분수


그리고 다음과 같은 궤도상 자원이 있다.

  • 우주 밧줄
  • 예인선

기체 전체를 항공기 형태로 만들어 활주로에 착륙할 수 있다. 또한 기체 구성에 따라 이륙도 수평으로 할 수 있어, 일반적인 항공기와 마찬가지로 공항에서 운행할 수 있으며, 앞서 언급한 바와 같이 스페이스 플레인이라고 불린다.

하지만 기체 형태의 제약이 커서, 날개 등 우주선으로는 불필요한 장비가 늘어나는 등 무게 면에서 불리하다.

4. 설계 과제

로켓 설계 엔지니어 로버트 트럭스는 단발 궤도선(SSTO) 설계의 어려움을 다음과 같이 설명했다.[40]

유사한 기술(동일한 추진제 및 구조 분율)을 사용하면 2단 궤도 진입 차량이 동일한 임무를 위해 설계된 단일 단계보다 항상 더 나은 탑재 하중 대 중량비를 갖게 되며, 대부분의 경우 훨씬 더 나은 [탑재 하중 대 중량비]를 갖게 됩니다. 구조 계수가 0에 가까워질 때만 [차량 구조 중량] 탑재 하중/중량 비율이 단일 단계 로켓의 탑재 하중/중량 비율에 근접합니다. 약간의 오산이 있으면 단일 단계 로켓은 탑재 하중이 전혀 남지 않습니다. 탑재 하중을 얻으려면 기술을 한계까지 밀어붙여야 합니다. 특정 충격량을 최대한 짜내고, 마지막 파운드를 절약하는 데는 돈이 들거나 신뢰성이 떨어집니다.


치올코프스키 로켓 방정식은 단일 로켓 단계가 달성할 수 있는 최대 속도 변화를 나타낸다.

:\Delta v = I_\text{sp} \cdot g_0 \ln (MR)

여기서:

:\Delta v (델타-v)는 차량의 최대 속도 변화

:I_\text{sp}는 추진제 비추력

:g_0는 표준 중력

:MR은 차량의 질량비

:\ln는 자연 로그 함수

차량의 질량비는 추진제를 완전히 채운 초기 차량 질량 \left ( m_i \right )과 연소 후의 최종 차량 질량 \left ( m_f \right )의 비율로 정의된다.

:MR = \frac {m_i} {m_f} = \frac {m_p + m_s + m_\text{pl}} {m_s + m_\text{pl}}

여기서:

:m_i는 초기 차량 질량 또는 총 이륙 중량 \left ( GLOW \right )

:m_f는 연소 후의 최종 차량 질량

:m_s는 차량의 구조 질량

:m_p는 추진제 질량

:m_\text{pl}는 탑재 하중 질량

차량의 추진제 질량 분율(\zeta)은 질량비의 함수로만 표현될 수 있다.

:\zeta = \frac {m_p} {m_i} = \frac {m_i - m_f} {m_i} = 1 - \frac {m_f} {m_i} = 1 - \frac {1} {MR} = \frac {MR - 1} {MR}

구조 계수(\lambda)는 SSTO 차량 설계에서 중요한 매개변수이다.[41] 차량의 구조 효율은 구조 계수가 0에 가까워질 때 최대화된다. 구조 계수는 다음과 같이 정의된다.

LEO 임무 프로필에 대한 GLOW 대 구조 계수 그래프.
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:\lambda = \frac {m_s} {m_p + m_s} = \frac {m_s} {m_i - m_\text{pl}} = \frac {\frac {m_s} {m_i}} {1 - \frac {m_\text{pl}} {m_i}}

전반적인 구조 질량 분율 \left ( \frac {m_s} {m_i} \right)은 구조 계수로 표현할 수 있다.

:\frac {m_s} {m_i} = \lambda \left ( 1 - \frac {m_\text{pl}} {m_i} \right )

전반적인 구조 질량 분율에 대한 추가 표현식은 탑재 하중 질량 분율 \left ( \frac {m_\text{pl}} {m_i} \right), 추진제 질량 분율 및 구조 질량 분율의 합이 1임을 유념하여 찾을 수 있다.

:1 = \frac {m_\text{pl}} {m_i} + \frac {m_p} {m_i} + \frac {m_s} {m_i} = \frac {m_\text{pl}} {m_i} + \zeta + \frac {m_s} {m_i}

:\frac {m_s} {m_i} = 1 - \zeta - \frac {m_\text{pl}} {m_i}

구조 질량 분율에 대한 표현식을 같게 하고 초기 차량 질량을 구하면 다음과 같다.

:m_i = GLOW = \frac {m_\text{pl}} {1 - \left ( \frac {\zeta} {1 - \lambda} \right )}

이 표현식은 SSTO 차량의 크기가 구조 효율에 어떻게 의존하는지를 보여준다. 임무 프로필 \left( \Delta v, m_\text{pl} \right) 및 추진제 유형 \left ( I_\text{sp} \right )이 주어지면, 차량의 크기는 구조 계수가 증가함에 따라 증가한다.[42] 이러한 성장 인자 민감도는 표준 LEO 임무에 대해 SSTO와 2단 궤도 진입 (TSTO) 차량 모두에 대해 매개변수적으로 표시된다.[43] 곡선은 임무 기준을 더 이상 충족할 수 없는 최대 구조 계수 한계에서 수직으로 점근선을 이룬다.

:\lambda_\text{max} = 1 - \zeta = \frac {1} {MR}

제한된 단 분리를 사용하는 최적화되지 않은 TSTO 차량과 비교하면, 동일한 탑재 하중 질량을 발사하고 동일한 추진제를 사용하는 SSTO 로켓은 동일한 델타-v를 달성하기 위해 항상 실질적으로 더 작은 구조 계수를 필요로 한다. 현재 재료 기술이 달성 가능한 가장 작은 구조 계수에 약 0.1의 하한선을 적용한다는 점을 고려할 때,[44] 재사용 가능한 SSTO 차량은 가장 성능이 높은 추진제를 사용하더라도 일반적으로 실용적이지 않은 선택이다.

SSTO의 실현에는 고성능 엔진, 충분한 경량화, 대기권 재진입 및 착륙 능력, 간편하고 경제적인 정비를 통한 반복 비행, 조기 고장 감지 및 확산 방지, 주요 부품의 충분한 수명 등이 필요하다. 기존의 일회용 로켓과 같은 금속 재료만으로는 SSTO에 요구되는 경량화를 달성하기 어렵다. 대기권 재돌입 및 착륙을 위해 복잡한 형상을 강요받아, 무게 경감은 더욱 어려워진다.

최근 항공기에 사용되는 복합 재료의 채용은 SSTO에도 필수적이지만, 항공기와는 적용 범위가 크게 다르다. 대기권 재돌입 시 열에 노출되는 부분에는 수지계 복합 재료를 사용할 수 없으므로, 주요 구조에 복합 재료를 적용하여 경량화를 도모해야 한다.

SSTO 기체의 대부분은 추진제 탱크가 차지하며, 경량화를 위해 탱크 자체가 주요 구조를 겸해야 한다. 하지만 액체 추진제는 극저온이기 때문에 수지의 탄성을 손상시키고, 액체 수소는 분자량이 작아 수지제 탱크를 투과하여 새어 버린다. 따라서 수지와 금속을 접합하는 방법이 연구되고 있다. 엔진, 단열재, 기타 장비의 경량화도 필요하다.

SSTO는 기체 전체가 대기권에 재진입하기 때문에 전체가 공력적으로 재진입에 적합한 형태를 갖추어야 하고, 공력 가열을 견딜 수 있어야 한다. 재진입 시에는 양력을 발생시켜 비행 경로를 제어하기 위해 초음속 비행에 적합한 주익을 가진 비행기형, 주익이 없고 기체 전체로 양력을 발생시키는 리프팅 보디, 종(鐘)형 기체의 밑면을 앞으로 향하게 하여 돌입하는 둔두형, 선단을 앞으로 향하게 하여 돌입하는 첨두형 등이 있다. 일회용 로켓에서는 일반적인 원통형이 아니기 때문에 기체 구조(특히 연료 탱크)가 복잡해지고 무게 증가의 요인이 된다.

공력 가열을 견디는 방법으로는 어블레이터를 사용하는 방법이 일반적이지만, 재사용 시 전면적인 교체가 필요하다. 따라서 재사용 가능한 단열재를 사용하는 것이 바람직하다. 우주왕복선에서는 발포 실리카제 타일이나 탄소 섬유 강화 탄소 복합재료 (RCC)의 패널을 붙이는 방법이 실용화되었지만, 타일은 파손에 약하고 비행마다 점검 및 교체 작업이 필요하며, RCC 패널은 컬럼비아호 사고에서 파손되어 치명상을 입었다. X-33에서는 내열 합금인 인코넬의 얇은 판을 기체 구조로부터 떼어내어 붙이는 방법이 검토되었다.

경사 재료의 사용도 고려되고 있다. 내열성 및 단열성이 뛰어난 세라믹은 표면 가열 시 팽창률 차이로 깨질 수 있지만, 얇게 하면 강도가 저하된다. 따라서 표면은 세라믹, 뒷면은 금속, 내부에서 서서히 섞여 변화하는 경사 재료가 연구된다.

이러한 재료를 도입하더라도, 위성 궤도상에서 데브리의 충돌을 완전히 막는 것은 불가능하며, 데브리에 의한 파손 위험에 대처할 필요가 있다. 일회용 로켓은 궤도상에서 폐기하는 부분을 대기권 돌입 직전까지 장착하여 단열재를 보호하지만, SSTO는 이 점에서 일회용 로켓에 뒤떨어진다는 의견도 있다.

SSTO는 전체가 안전하게 착륙해야 하므로 대규모 착륙 수단이 필요하다.

5. 개발 현황

달이나 화성과 같이 지구보다 중력이 낮은 천체에서는 SSTO를 달성하기가 더 쉽다. 아폴로 달 착륙선은 단일 단계로 달 표면에서 달 궤도로 상승했다.[45]

SSTO 차량에 대한 상세 연구는 크라이슬러사의 우주 부서에서 1970~1971년 NASA 계약 NAS8-26341 하에 준비되었다. 그들의 제안(셔틀 SERV)은 50,000kg 이상의 탑재량을 가진 거대한 차량으로, (수직) 착륙을 위해 제트 엔진을 활용했다.[46] 기술적인 문제는 해결 가능해 보였지만, 미국 공군(USAF)은 현재 우리가 알고 있는 셔틀로 이어진 날개 달린 설계를 요구했다.

맥도넬 더글라스가 전략 방위 구상 (SDI) 프로그램 사무국을 위해 원래 개발한 무인 DC-X 기술 시연기는 SSTO 차량으로 이어질 수 있는 차량을 제작하려는 시도였다. 3분의 1 크기의 시험기는 트레일러를 기반으로 한 3명의 소규모 팀이 운영하고 유지 관리했으며, 착륙 후 24시간 이내에 재발사된 적도 있었다. 테스트 프로그램에 약간의 사고(소규모 폭발 포함)가 있었지만, DC-X는 개념의 유지 관리 측면이 건전하다는 것을 입증했다. 이 프로젝트는 전략 방위 구상 기구에서 NASA로 관리가 이전된 후 네 번의 비행에서 다리 4개 중 3개가 전개된 상태로 착륙하여 전복되어 폭발하면서 취소되었다.

아쿠아리우스 발사체는 가능한 한 저렴하게 대량의 물건을 궤도로 운반하도록 설계되었다.

현재 및 과거의 SSTO 프로젝트로는 일본의 간코마루 프로젝트, ARCA 하스 2C, Radian One 및 인도의 아바타 우주 왕복선이 있다.

과거 미국 항공 우주국(NASA)에는 X-30, X-33의 두 가지 SSTO 개발 계획이 존재했다. 이 중 X-30은 우주왕복선의 후계기뿐만 아니라 대륙간 수송기도 시야에 둔 우주 수송기였지만, 요소 기술 개발만으로 단념했다. X-33은 로켓 엔진에 의한 수직 이륙, 수평 착륙식의 실험기였지만, 개발 중에 판명된 여러 문제들을 해결할 방도가 없어, 기체 제조 중에 취소되었다. 미국 외에는 SSTO의 개념 설계 및 요소 기술 연구가 이루어지고 있지만, 실험기 개발은 이루어지지 않고 있다. 이 때문에 2009년 현재, 기체 전체의 개발은 이루어지지 않고 있다.

우주 수송기의 요소 기술은 미국, 일본, 유럽에서 연구되고 있으며, 장래의 실용 개발을 위해 노력이 계속되고 있지만, 실용기 개발에 착수할 방도는 보이지 않고 있다. 개발비 및 수요를 고려하면 국제 공동 개발이 예상되지만, 그에 대한 구체적인 움직임은 없고, 연구 기관 간의 정보 교환 및 공동 실험에 머물러 있다.

한편, 로켓 엔진에 의한 방식은 비교적 개발이 용이하다고 생각되고 있다. 미국에서는 민간 자금에 의해 SSTO를 개발하는 구상도 발표되고 있다. 영국 Reaction Engines사에서는 하이브리드 엔진에 의한 스카이론이 구상되고 있다.

5. 1. 개발 중단된 SSTO

벤처 스타는 달이나 화성과 같이 지구보다 중력이 낮은 천체에서 SSTO를 달성하기가 더 쉽다는 점을 보여준다. 아폴로 달 착륙선은 단일 단계로 달 표면에서 달 궤도로 상승했다.[45]

크라이슬러사의 우주 부서에서 1970~1971년 NASA 계약 NAS8-26341 하에 SSTO 차량에 대한 상세 연구가 준비되었다. 그들의 제안(셔틀 SERV)은 50,000kg 이상의 탑재량을 가진 거대한 차량으로, 착륙을 위해 제트 엔진을 활용했다.[46] 기술적인 문제는 해결 가능해 보였지만, 미국 공군(USAF)은 현재 우리가 알고 있는 셔틀로 이어진 날개 달린 설계를 요구했다.

맥도넬 더글라스가 전략 방위 구상 (SDI) 프로그램 사무국을 위해 원래 개발한 무인 DC-X 기술 시연기는 SSTO 차량으로 이어질 수 있는 차량을 제작하려는 시도였다. 3분의 1 크기의 시험기는 소규모 팀이 운영하고 유지 관리했으며, 착륙 후 24시간 이내에 재발사된 적도 있었다. 테스트 프로그램에 약간의 사고가 있었지만, DC-X는 개념의 유지 관리 측면이 건전하다는 것을 입증했다. 이 프로젝트는 전략 방위 구상 기구에서 NASA로 관리가 이전된 후 네 번의 비행에서 다리 4개 중 3개가 전개된 상태로 착륙하여 전복되어 폭발하면서 취소되었다.

과거 미국 항공 우주국(NASA)에는 X-30, X-33의 두 가지 SSTO 개발 계획이 존재했다. 이 중 X-30은 우주왕복선의 후계기뿐만 아니라 대륙간 수송기도 시야에 둔 우주 수송기였지만, 요소 기술 개발만으로 단념했다. X-33은 로켓 엔진에 의한 수직 이륙, 수평 착륙식의 실험기였지만, 개발 중에 판명된 여러 문제들을 해결할 방도가 없어, 기체 제조 중에 취소되었다. 미국 외에는 SSTO의 개념 설계 및 요소 기술 연구가 이루어지고 있지만, 실험기 개발은 이루어지지 않고 있다.

5. 2. 개발 중인 SSTO

스카일론 우주선은 달이나 화성과 같이 지구보다 중력이 낮은 천체에서는 SSTO를 달성하기가 더 쉽다. 아폴로 달 착륙선은 단일 단계로 달 표면에서 달 궤도로 상승했다.[45]

SSTO 차량에 대한 상세 연구는 크라이슬러사의 우주 부서에서 1970~1971년 NASA 계약 NAS8-26341 하에 준비되었다. 그들의 제안(셔틀 SERV)은 5만 킬로그램 이상의 탑재량을 가진 거대한 차량으로, (수직) 착륙을 위해 제트 엔진을 활용했다.[46]

맥도넬 더글라스가 전략 방위 구상 (SDI) 프로그램 사무국을 위해 원래 개발한 무인 DC-X 기술 시연기는 SSTO 차량으로 이어질 수 있는 차량을 제작하려는 시도였다.

아쿠아리우스 발사체는 가능한 한 저렴하게 대량의 물건을 궤도로 운반하도록 설계되었다.

현재 및 과거의 SSTO 프로젝트로는 일본의 간코마루 프로젝트, ARCA 하스 2C, Radian One 및 인도의 아바타 우주 왕복선이 있다.

영국 정부는 2010년 유럽 우주국(ESA)과 협력하여 단단 궤도 우주 왕복선인 스카일론이라는 개념을 추진했다.[47] 이 설계는 HOTOL이 취소된 후 앨런 본드가 설립한 리액션 엔진스 리미티드(REL)가 개척했다.[48][49][50] 2012년 중반, ESA의 추진 부서가 감사한 성공적인 추진 시스템 테스트 이후, REL은 공기 흡입 모드와 로켓 모드에서 엔진 성능을 입증하기 위해 세이버 엔진의 테스트 지그를 개발하고 제작하는 3년 반 프로젝트를 시작할 것이라고 발표했다.[52] 2012년 11월, 엔진 프리쿨러의 핵심 테스트가 성공적으로 완료되었고, ESA가 프리쿨러 설계를 검증했다고 발표했다. 이 프로젝트의 개발은 이제 전체 규모의 프로토타입 엔진의 건설 및 테스트를 포함하는 다음 단계로 진행될 수 있다.[52][53]

스페이스X의 최고 경영자(CEO) 일론 머스크는 현재 스타베이스(텍사스)에서 개발 중인 "스타쉽" 로켓 프로토타입의 상단부가 SSTO로 궤도에 도달할 수 있다고 주장했다. 그러나 그는 만약 그렇게 된다면 열 보호막, 착륙 다리, 착륙 연료는 물론 실질적인 탑재량도 거의 남지 않을 것이라고 인정했다.[54]

과거 미국 항공 우주국(NASA)에는 X-30, X-33의 두 가지 SSTO 개발 계획이 존재했다. 이 중 X-30은 우주왕복선의 후계기뿐만 아니라 대륙간 수송기도 시야에 둔 우주 수송기였지만, 요소 기술 개발만으로 단념했다. X-33은 로켓 엔진에 의한 수직 이륙, 수평 착륙식의 실험기였지만, 개발 중에 판명된 여러 문제들을 해결할 방도가 없어, 기체 제조 중에 취소되었다.

우주 수송기의 요소 기술은 미국, 일본, 유럽에서 연구되고 있으며, 장래의 실용 개발을 위해 노력이 계속되고 있지만, 실용기 개발에 착수할 방도는 보이지 않고 있다. 개발비 및 수요를 고려하면 국제 공동 개발이 예상되지만, 그에 대한 구체적인 움직임은 없고, 연구 기관 간의 정보 교환 및 공동 실험에 머물러 있다.

한편, 로켓 엔진에 의한 방식은 비교적 개발이 용이하다고 생각되고 있다. 미국에서는 민간 자금에 의해 SSTO를 개발하는 구상도 발표되고 있다. 영국 Reaction Engines사에서는 하이브리드 엔진에 의한 스카이론이 구상되고 있다.

5. 3. 일본의 SSTO 개발 현황

일본은 우주항공연구개발기구(JAXA)를 중심으로 SSTO 개발을 진행하고 있다. JAXA는 2009년 통합 이전 3개 기관(항공우주기술연구소(NAL), 우주개발사업단(NASDA), 우주과학연구소(ISAS))의 SSTO 개발 구상을 이어받았다.

항공우주기술연구소(NAL)는 스크램제트 엔진 연구를 JAXA에 계승시켰으며, 현재는 복합 사이클 엔진을 연구 중이다. 우주개발사업단(NASDA)의 로켓 플레인 구상은 로켓식 SSTO 개발에 필요한 기술 연구였으며, 당시 기술로는 기체 구조 중량 초과와 엔진 성능 부족으로 위성 궤도 도달이 불가능함을 밝혔다. 우주과학연구소(ISAS)는 HIMES 연구를 통해 리니어 모터를 사용한 캐터펄트나 기구에 의한 공중 발사 방식을 시도했으나 실현되지 못했다. 이후 ISAS는 ATREX 연구를 계속하고 있으며, JAXA는 ATREX의 실용화 대상으로 TSTO 구상을 제시하고 있다.

수직 이착륙 SSTO의 요소 기술로 ISAS는 RVT를 개발하고 있으며, 이는 저비용 준궤도기 실용화를 목표로 한다.

5. 4. 대한민국의 SSTO 개발 현황

6. 지구 외 천체에서의 SSTO

지구에서의 단일 단계 궤도선(SSTO)은 아직 실현되지 않았지만, 달에서의 SSTO는 아폴로 계획의 아폴로 달 착륙선의 상승단에서 실현되었다.[57] 달의 낮은 중력에서는 SSTO가 어렵지 않다. 아폴로 달 착륙선의 경우, 착륙 시 사용한 하강단(총 무게의 60%)은 분리하여 달 표면에 버렸다.

중력이 작은 소천체에서는 완전한 SSTO가 종종 실현되고 있다. 2005년에 소행성 이토카와를 탐사한 하야부사는 달 이외의 천체로는 처음으로 착륙 후 이륙했으며, 이는 기체의 하단을 버린 아폴로의 달 착륙선과 달리 착륙·이륙과 샘플 채취라는 수송 목적도 달성하면서 수행하는, 완전한 SSTO가 실현되었다.[57]

2014년에 혜성 탐사선 로제타의 착륙기 필레가 착륙에 실패하고 바운드(이때 우연히 샘플 채취) 후 수 시간 정도 비행하여 재착륙 후에 샘플을 분석한 경우도 있지만, 이쪽은 자력으로 이륙이나 샘플 수송을 의도한 설계는 아니다. 하야부사 2 미션에서 필레의 기술을 응용한 착륙기 MASCOT에 이르러서는 2018년에 자력으로 점프하여 이동·탐사도 달성했지만, 대상 천체의 중력권을 탈출할 수 있을 정도의 설계는 아니었다. 하야부사 미션에서는 엑스트라 취급이었지만 비슷한 의도의 분리 자선 「미네르바」가 탑재되었지만, 그쪽은 방출이 적절한 타이밍에 이루어지지 않아, 결과적으로 근방의 행성 궤도에 오른 인공 행성이 된 것으로 추측되고 있다. 미네르바2에서 소행성 상의 점프 이동·탐사에는 성공했다.

7. 대안적인 저비용 우주 비행 접근법

많은 연구에서 선택한 기술에 관계없이 가장 효과적인 비용 절감 기술은 규모의 경제라는 것을 보여주었다. 단순히 총 발사 횟수를 늘리는 것만으로도 차량당 제조 비용을 절감할 수 있으며, 이는 대량 생산을 통해 자동차의 가격이 크게 낮아진 것과 유사하다.

이 개념을 사용하여 일부 항공우주 분석가들은 발사 비용을 낮추는 방법이 단일 궤도 비행체(SSTO)와 정반대라고 생각한다. 재사용 가능한 SSTO는 빈번한 발사와 낮은 유지 보수를 통해 재사용 가능한 첨단 기술 차량을 만들어 발사당 비용을 절감하지만, "대량 생산" 방식은 기술 발전을 우선 비용 문제의 근본 원인으로 간주한다. 단순히 대량의 로켓을 제작하고 발사함으로써, 즉 대량의 탑재체를 발사함으로써 비용을 절감할 수 있다. 이 방식은 1970년대 후반, 1980년대 초 서독에서 콩고 민주 공화국에 기반을 둔 OTRAG 로켓을 통해 시도되었다.[55]

이는 일부 이전 시스템이 취했던 방식과 다소 유사하며, 러시아 및 중국 우주 프로그램이 여전히 사용하고 있는 "저기술" 연료를 사용하는 단순한 엔진 시스템을 사용한다.

규모의 대안은 폐기되는 단계를 실질적으로 재사용하는 것이다. 이는 우주 왕복선 B단계 연구의 원래 설계 목표였으며, 현재 스페이스X 재사용 발사 시스템 개발 프로그램에서 팰컨 9, 팰컨 헤비, 스타쉽을 사용하여, 그리고 블루 오리진이 뉴 글렌을 사용하여 추구하고 있다.

8. 각주

참조

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