첨단 CFRP 모듈로 로켓 중량 감축, 발사 효율 증대: 뮌헨 공대 REXUS 프로젝트

알루미늄 대비 40% 이상 경량화 달성, 열가소성 자동 섬유 배치로 오토클레이브 없이 제조

"야심차다"는 표현도 우주 산업의 우주 수송 비용 절감 목표 앞에서는 과소평가일 수 있습니다. 미국 항공우주국(NASA, 워싱턴 DC)은 페이로드 지구 궤도 진입 비용을 현재 파운드당 $10,000에서 25년 내 수백 달러, 40년 내 수십 달러로 낮추는 것 목표 중 하나로 보고. 대서양 건너 유럽우주국(ESA, 프랑스 파리)도 아리안 6(Ariane 6) 로켓이 스페이스X(SpaceX, 미국 캘리포니아 주 호손) 팰컨 9(Falcon 9) kg당 페이로드 비용과 동등하거나 이기길 의도: 정지궤도 전이 궤도(대부분 위성 위치) $7,500/kg 미만, 저궤도 $3,000/kg 미만 추정.

로켓 구조 경량화가 수많은 우주 산업 조직서 추구되고 복합소재가 그런 노력에 쇼케이스되는 건 당연. 성공은 기존 금속 부품 기준(부품 형상, 열기계적 물성 포함) 준수하며 경량화 목표 달성 방법 찾는 데서 시작.

기쁘게도 그런 제약들이 뮌헨 공대(TUM, 독일 뮌헨) 탄소 복합소재 석좌 연구실의 연구 로켓 과학 페이로드 모듈 30% 중량 감축 초기 추정치 초과 달성을 막지 못했습니다. 사실 REXUS(대학생 로켓 실험) 프로그램 하 TUM 설계·제작 첫 탄소섬유 강화 폴리머(CFRP) 모듈은 40% 이상 중량 감축 달성했다고 랄프 엥겔하르트(Ralf Engelhardt, 탄소 복합소재 석좌 연구원) 보고. 이런 중량 감축은 임무에 더 무거운 페이로드, 더 높은 고도, 연료 소비 감소 등 다양한 비용 절감 옵션 제공.

경계 조건 내 설계

TUM 로켓 모듈은 REXUS 연구 로켓 한 섹션 구성. 독일 항공우주센터(DLR, 쾰른), 스웨덴 국립우주청(SNSA, 스톡홀름), ESA 자금 지원, 유럽 전역 대학 프로젝트 지원. REXUS 연구 로켓 연 2회 발사, 준궤도 비행 중 대학 실험 가능. 최대 고도 80-100km, 최대 수직 속도 약 1,200m/s, 최대 가속도 약 20G. 과학 페이로드 모듈 베이스라인 구조는 알루미늄, 외경 356mm, 길이 300mm. TUM CFRP 모듈은 REXUS 미션 23용 설계, 현재 예상 발사일 2019년 초.

REXUS 프로그램이 통상 과학 페이로드 모듈 내부 대학 과학 프로젝트 지원하지만, TUM 프로젝트는 실험 대상이 복합소재 모듈 자체 - 설계, 제조, 성능, 비행 자격 인증. "주 목표 알루미늄을 CFRP로 대체, 전형적 미션 아님" 엥겔하르트 강조.

모듈은 원통형 CFRP 쉘(알루미늄 원본과 동일 356mm 직경, 300mm 길이)과 열가소성 복합소재 라디얼-액시얼(radax) 하중 입력 링 2개(수컷 1, 암컷 1)로 구성, 인접 모듈 볼트 연결 제공. CFRP 설계는 특정 지오메트리·열기계적 물성 요건 충족 위해 생성, 모듈이 로켓 나머지와 일관된 표준 따라 수행해야 하므로. 이로 인해 모듈 지오메트리 사전 정의, 알루미늄 버전 벽 두께 매칭 요구 포함. 모듈도 알루미늄 버전과 동일 강성 달성 필수. 가장 융통성 없는 모듈 특징은 하중 입력 링 지오메트리와 기계적 물성, 부착 모듈 상대 위치·무결성 유지 필수.

TUM 모듈은 탄소섬유/폴리에테르에테르케톤(PEEK) 소재로 제작, 높은 기계적·열적 성능과 알루미늄 대비 높은 비강도·비강성 위해 선택. 최종 조립에서 코르크 층 접착제로 쉘에 본딩해 단열 제공. 예상 30% 중량 감축 외 TUM은 효율적 제조 접근법도 추구. 초기 설계에 라닥스 링 프레스 성형(장섬유 열가소성(LFT) 과립 사용), 탈형 후 통합 준비; 이후 전체 모듈 열가소성 자동 섬유 배치 인시투 통합(TP-AFP)으로 적층하는 제조 컨셉 포함.

모듈 자체가 1차 '실험'이므로 팀은 2차 실험용 장비 모듈 내부에 탑재 기회 가짐. 팀은 임베디드 광섬유 센서(FOS)로 복합소재 구조 내부 온도 측정 선택. 엥겔하르트는 열전대 대비 FOS 선택 이유: 얇은 직경과 섬유 형태가 CFRP 쉘 기계적 성능 최소 감소, 광신호가 로켓 마주치는 전자기장에서 교란 안 받음. 4개 FOS(캡슐화 파이버 브래그 그레이팅(FBG) 센서) TP-AFP 제조 중 다른 위치·깊이 라미네이트에 임베디드, 이후 모듈 내부 측정 시스템 연결해 센서 작동. 측정 시스템 데이터 수집·관리, 지상국 다운링크 제공.

2단계 제조 공정

모듈 제조 위해 TUM 팀 먼저 링 성형. 빅트렉스(Victrex plc, 영국 랭커셔) PEEK 450CA30 LFT 과립(탄소섬유 2-3mm 길이 함유) 링 형상 금형 프레스 성형. 프레스 390°C 가열, 증력(50-200kN) 압축, 냉각 후 100°C 탈형.

쉘은 테이진(Teijin, 일본 도쿄) 텐악스 단방향 탄소섬유/PEEK 프리프레그 테이프로 AFPT GmbH(독일 되르트) TP-AFP 장비서 제작. TP-AFP 공정으로 열가소성 테이프 상온 인시투 통합해 CFRP 하중 입력 링 위에 적층. 오토클레이브 통합 불필요, 기제작 링 위 통합으로 추가 기계적 패스너나 접착제 불필요. 엥겔하르트 이 2단계 공정 결과 만족. "새로운 조합이다. 열가소성 테이프 인시투 통합 항상 도전인데, 여기선 두꺼운 단일체 링 위 테이프 배치 성공."

엥겔하르트 FOS 통합도 만족, 새 기술적 과제였음. TUM 순수 수지 내 FOS 사용 경험 있으나 복합소재 라미네이트 내, 열가소성 AFP 공정 사용은 처음. 팀 이 과제 극복, 비행 자격 성능 달성.

마지막으로 모듈 별도 벌크헤드 포함, 측정 장치 마운팅 플레이트 역할. 벌크헤드 모듈 실린더와 동일 탄소섬유/PEEK 소재 플랫 오가노시트에서 돔 형상 열성형.

설계부터 자격 인증까지

비행 자격 도달 위해 TUM 완전한 테스트·시뮬레이션·평가 공정 진행. 첫 쿠폰 레벨 소재 특성화 상온·최대 사용 온도 135°C서. 서브컴포넌트 테스트로 링-쉘 계면 층간 전단 성능, 로켓 모듈 연결 패스너 인발 강도 검증. 초기 테스트 데이터 시뮬레이션·설계 입력.

유한요소 구조 해석으로 라미네이트 레이업 최적화. 실린더 결과 34층 대칭 레이업(0°/±15°/±45°/90°). 모듈 제작 후 풀스케일 테스트 실시. 비행 자격 하중 충족 위해 0-300Hz, 0.083g²/Hz 주파수 레벨 진동 테스트. 굽힘 테스트로 자격 하중 14kNm 하 성공적 성능 입증.

추가 개선 예정

REXUS 23 미션 원래 2018년 3월 예정이나 이전 REXUS 미션 어려움으로 연기. 발사 이제 2019년 2월 말~3월 초 키루나(스웨덴) 예정. TUM 팀 추가 시간 활용해 두 번째 모듈 제작, 지난 가을 테스트/자격 완료. 새 유닛에서 하중 입력 링 프레스 성형 대신 엘렉켐(Elekem Ltd., 영국 랭커셔) 원심 주조로 제작. 원재료 동일, 엥겔하르트 말하며 프레스 성형 링 원본 모듈 모든 비행 자격 충족. 하지만 새 모듈 링 성능 허용 수준에서 이상적 수준 근접 발전. "프레스 성형 공정 아직 최적화 필요"지만 "매우 유망."

미래 목표, 엥겔하르트 보고, TUM이 미래 프레스 성형 복귀 이유: AFP 공정 스크랩 소재로 링 제작. "컷아웃과 롤 남은 자재 잘게 썰어 그 작은 조각들로 링 프레스 성형" 설명. 제한된 데이터와 재활용 공정 경험으로 TUM 미션 23 작업 시간·예산 내 구현 못 함. 근미래 우주 비행 위해 재활용 소재 링 제작·자격 희망.

미션 완료 후 TUM FOS 데이터로 비행 중 모듈 열하중 더 상세 그림 개발. 그런 지식으로 소재 선택, 모듈 설계·치수 수정 가능. "열 시뮬레이션 이전 측정 기반 수행했으나 곧 실제 데이터 갖게 됨" 엥겔하르트 지적. "PEEK 유리전이온도(Tg) 143°C 필요 없을 수도" 예시. "더 낮은 Tg면 더 저렴한 폴리머 가능."

더 저렴한 폴리머와 재활용 소재 사용 모두 우주 수송 비용 몇 단계 낮추는 전반적 목표 기여. 하지만 TUM REXUS 노력 최대 기여는 의심할 여지 없이 이미 달성한 40% 중량 감축.