인류 역사에서 우주발사체는 사실상 1950년대부터 개발이 시작되었지만 지금도 전세계에서 10여개국 밖에 자체 생산을 하지 못하는 개발이 어려운 시스템이다. 새로운 우주발사체를 개발하기 위해서는 많은 실험 과정이 필요하고 검증 과정이 필요하기 때문에 막대한 비용과 기간이 소요된다. 그렇기 때문에 이미 우주발사체 기술을 보유한 나라들에서는 새로운 우주발사체를 개발하기보다는 기존의 우주발사체를 조금씩 개량 하여서 성능을 보완하는 방식을 취해왔다. 그러나 최근에는 인공위성이 소형화됨에 따라 소형 우주 발사체의 필요성이 대두되고 있으며 동시에 정지궤도 위성들은 다목적화 및 대형화 되고 있는 추세이다. 그에 발맞춰 선진국들은 비용과 시간이 다소 소요되더라도 소형 인공위성 시장에 적합한 소형 우주발사체를 새롭게 개발하고 있는 등 다양한 목적에 맞게 우주발사체를 새로 개발하고 있다. 본 연구에서는 주어진 목표, 즉, 상단의 무게와 고도 및 속도에 따른 우주발사체의 설계변수를 시스템 통합적인 관점에서 최적화하는 연구를 수행하였다. 최적화된 주요 설계변수들은 개념 설계 단계에서 활용될 수 있으며, 기존의 우주발사체 설계 방식에 비해 매우 경량화된 설계점을 탐색하였다.
최적화 방법으로는 유전알고리즘을 사용하였으며 우주발사체를 추진 구조 공력 궤도 부분으로 나누어 해석 및 설계하였고, 각 모듈은 추후에 정밀도를 높일 수 있도록 하였다. 설계변수는 엔진 주연소실 압력, 노즐확장비, 주연소실의 질유량, 연료 탑재 질량, 산화제 탑재 질량으로 하였으며 직경은 사용자가 임의로 지정하도록 구성하였다. 추진 모듈에서는 케로신 혹은 액체 수소를 연료로 하는 액체로켓 엔진에 대해 지원하며, 사이클은 가스 발생기 사이클을 대상으로 하였다. 추진 분야의 주된 성능변수는 추력, 비추력, 추진제 소비율 등이다. 공력 모듈에서는 고도에 따른 대기 물성치를 바탕으로 우주발사체의 마하수에 대한 항력을 계산할 수 있도록 구성하였다. 궤도 모듈에서는 gravity turn에 추력 벡터 제어를 통한 인위적인 받음각을 인가하여 자세를 바꾸도록 하였다. 우주발사체가 목표 고도 및 목표 속도에 도달하고 그 때 비행경로각이 수평을 갖도록 하였다. 우주발사체의 외형은 추진제의 양에 의해서 결정되며 직경과 길이는 항력과 무게에 영향을 미치는 주요 설계변수가 된다.
각 분야의 해석 모듈들은 서로 영향을 주며 복잡한 상호작용으로 얽혀있다. 시스템의 타당성과 상호 영향을 고려하여 각 해석 과정을 통합하는 연구를 진행하였으며, 통합 이후 유전 알고리즘을 이용하여 최적화하였다. 최적화의 목적함수는 우주발사체의 발사 초기 전체 이륙 질량으로, 초기 이륙 질량이 작을수록 추진제가 절약될 뿐만 아니라 제작 및 설비에 필요한 비용이 절감될 수 있다고 판단하였다.
실제 우주발사체 나로호와 비교하여 초기 질량을 작게 설계할 수 있음을 확인하였다. 이를 통해 기존의 우주발사체보다 더 작고 경제적인 우주발사체로 개량될 수 있는 가능성이 있음을 확인하였다. 그리고 향후 수요가 많아질 것으로 예상되는 인공위성의 체급 및 궤도에 대비하여 개발하여야 할 우주발사체의 제원을 몇 가지 제시하였다.
이 연구를 통해 얻어진 우주발사체 설계 과정과 설계 기법의 프로그램을 통해 소형 우주발사체의 시스템 요구조건에 대한 주요 설계변수가 즉각적으로 도출될 수 있도록 하였다. 본 연구의 결과는 향후 우주발사체의 개발 초기 설계 단계에서 설계변수들을 결정하는 지침으로 활용될 수 있을 것으로 기대한다.