This thesis proposes an integrated framework for staging and trajectory optimization of a launch vehicle under flight safety constraints on the impact points(IP) of the separated stages, introducing velocity change for IP control to move IP to a desired point. Also, optimal staging algorithm for the vehicle under flight safety constraints on the IP has been developed from this framework. The proposed framework iterates between the optimal staging module and the trajectory optimization module to minimize the lift-off mass of the vehicle for a given payload mass. The trajectory module finds both the realistic velocity losses such as a gravity loss, drag loss and steering loss, and velocity change for IP control, which flow to the staging module as inputs. The iteration between the two modules continues until the convergence criteria such as errors of velocity losses, error of target payload mass and error of targeted IP are satisfied. The feasibility and effectiveness of the framework have been demonstrated through two kinds of case studies, that is, one for fixed point of IP and the other for fixed area of IP. As a result, the framework is eligible to design the mission such as optimal staging and trajectory from the conceptual design phase of a vehicle under flight safety constraints on the IP and complex range safety operations.
본 학위 논문에서는 비행 중인 우주발사체에서 분리된 각 단의 낙하점을 원하는 지점으로 이동할 수 있도록 하는 속도 증분을 도입하여, 낙하점과 같은 비행안전 제약조건을 고려한 발사체의 단 및 궤적 최적화 통합 설계 절차를 제시하고, 최종적으로 낙하점과 같은 비행안전을 고려한 발사체의 최적 단 설계 방법을 개발하였다. 제시된 절차는 주어진 유상하중에 대해 발사체 이륙중량을 최소화하도록 단 설계 최적화 모듈과 궤적 최적화 모듈 사이에서 반복 계산을 수행한다. 궤적 모듈을 통해 비행 중 각 단에서 발생하는 중력 손실, 항력 손실 및 제어 손실 등의 속도 손실과 함께, 각 단의 낙하점 제어를 위한 속도 증분을 찾아내고 이 값들은 단 설계 모듈의 입력으로 들어간다. 두 모듈 간의 반복 계산은 속도 손실 오차, 목표 유상하중 오차, 낙하점 오차 등의 수렴 기준이 만족될 때까지 계속된다. 제시된 절차는 낙하점이 특정 지점, 특정 범위인 두 가지 사례 연구를 통하여 빠른 수렴 특성과 함께, 복잡한 지상안전 제약요건을 가지는 발사장에서 운용되고 낙하점과 같은 비행안전 제약조건을 갖는 발사체의 설계에 있어 개념설계에서부터 최적 단 설계, 최적 궤적 설계 등의 임무설계 수행에 효과적으로 적용될 수 있음이 확인되었다.
