KR101856191B1 - 우주비행체 및 우주비행체의 발사 방법 - Google Patents

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Abstract

본 발명의 일 실시예에 따른 우주비행체는, 추진력을 제공하는 발사체, 상기 발사체 상에 배치된 페이로드(payload) 및 상기 발사체와 체결되고, 상기 페이로드를 둘러싸도록 배치되며, 대기압보다 낮은 기압을 가지는 내부 공간을 형성하는 페어링(fairing)을 포함한다.

Description

우주비행체 및 우주비행체의 발사 방법{Space-vehicle and method of launching the space-vehicle}
본 발명은 우주비행체 및 우주비행체의 발사 방법에 관한 것이다.
우주비행체가 내부에 장착한 인공위성과 같은 페이로드(payload)를 우주궤도에 올리기 위해서는 지구 대기권을 뚫고 올라가야 하는데, 이 과정에서 큰 기압이 우주비행체에 가해져 외부에 열이 발생한다. 우주비행체의 내부에 설치된 페이로드가 이런 기압과 열에 그대로 노출된다면 페이로드가 손상될 것이다.　
페어링(fairing)은 이러한 기압과 열로부터 페이로드를 보호하기 위한 덮개인데, 페어링의 표면에서는 진동에 의해 강한 음파가 발생하여 소음을 일으킨다. 이는 페이로드에 유해한 영향을 끼칠 수 있으므로, 페이로드는 우주발사체가 운행할 때 발생하는 소음 환경에서 견딜 수 있는지 검증하는 음향 시험을 거치게 된다.
한국 등록특허 제10-1407724호
기존의 우주비행체를 제작할 때는, 페이로드 설계 단계에서 음향 소음을 고려한 기계 설계 과정을 추가적으로 더 거쳐야 했다. 또한, 음향 시험은 음향 챔버(chamber)라는 별도의 공간에서 진행되는데, 이를 설치하기 위한 비용이 상당하였다. 한편, 소음을 감소시키기 위해 페어링의 표면에 음파 흡수용 부재(sound absorber)를 설치하는데, 이로 인해 우주비행체의 무게가 증가하는 문제가 있었다.
본 발명은 상기와 같은 문제점을 포함하여 여러 문제점들을 해결하기 위한 것으로써, 페이로드를 탑재하는 내부 공간의 기압을 대기압보다 낮게 유지하여, 음향 소음에 의한 영향으로부터 페이로드를 원천적으로 보호할 수 있는 우주비행체를 제공하는 것을 목적으로 한다.
본 발명의 일 실시예에 따른 우주비행체는 추진력을 제공하는 발사체, 상기 발사체 상에 배치된 페이로드(payload) 및 상기 발사체와 체결되고, 상기 페이로드를 둘러싸도록 배치되며, 대기압보다 낮은 기압을 가지는 내부 공간을 형성하는 페어링(fairing)을 포함한다.
상기 내부 공간의 기압은 약 10-5 torr보다 낮을 수 있다.
일 실시예에 따른 우주비행체는 상기 내부 공간에 있는 기체를 외부로 방출하는 제1펌프를 더 포함할 수 있다.
상기 제1펌프는 상기 내부 공간에 있는 기체를 상기 우주비행체의 바깥으로 배출하는 배기구를 가질 수 있다.
상기 제1펌프는 상기 내부 공간에서 대칭적으로 배치될 수 있다.
일 실시예에 따른 우주비행체는 상기 내부 공간에 있는 기체를 흡수하여 상기 내부 공간의 기압을 유지하는 제2펌프를 더 포함할 수 있다.
상기 제2펌프는 기체를 화학적으로 흡착하는 게터(getter)를 포함하는 게터펌프일 수 있다.
상기 제2펌프는 상기 페어링의 안쪽 표면에 부착될 수 있다.
상기 제2펌프는 상기 페어링의 안쪽 표면에 대칭적으로 부착될 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 우주비행체의 발사 방법은, 페이로드가 탑재되는 페어링의 내부 공간의 기압을 대기압보다 낮게 만드는 단계, 상기 페어링과 체결되고, 추진력을 제공하는 발사체를 통해 고도를 상승시키는 단계, 상기 페어링을 상기 발사체로부터 분리하는 단계를 포함한다.
상기 내부 공간의 기압을 대기압보다 낮게 만드는 단계는, 상기 내부 공간에 있는 기체를 외부로 방출하는 제1펌프를 통해 이루어질 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 우주비행체의 발사 방법은 상기 고도를 상승시키는 단계와 상기 페어링을 분리하는 단계 사이에, 상기 내부 공간에 있는 기체를 흡수하는 제2펌프를 통해 상기 내부 공간의 기압을 유지하는 단계를 더 포함할 수 있다.
전술한 것 외의 다른 측면, 특징, 이점이 이하의 도면, 특허청구범위 및 발명의 상세한 설명으로부터 명확해질 것이다.
상기한 바와 같이 이루어진 우주비행체 및 우주비행체의 발사 방법에 따르면, 페이로드가 탑재되는 내부 공간의 기압을 대기압보다 낮게 유지시켜, 음파(soundwave)의 세기를 감소시킴으로써 음향 소음에 의한 영향으로부터 페이로드를 원천적으로 보호할 수 있는 우주비행체 및 우주비행체의 발사 방법을 제공할 수 있다. 뿐만 아니라, 페이로드가 소음 환경에서 견딜 수 있는지 검증하는 음향 시험 및 음향 소음을 고려한 기계 설계 과정을 생략할 수 있어 시험 비용을 감소시킬 수 있다. 물론 이러한 효과에 의해 본 발명의 범위가 한정되는 것은 아니다.
도 1은 일 실시예에 따른 우주비행체를 개략적으로 도시한 도면이다.
도 2는 종래기술에 따른 우주비행체를 개략적으로 도시한 도면이다.
도 3은 일 실시예에 따른 우주비행체를 도 2의 우주비행체와 비교하여 설명하기 위한 도면이다.
도 4 내지 도 8은 본 발명에 따른 우주비행체의 발사 방법을 순차적으로 나타낸 도면들이다.
본 발명은 다양한 변환을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명에 상세하게 설명하고자 한다. 본 발명의 효과 및 특징, 그리고 그것들을 달성하는 방법은 도면과 함께 상세하게 후술되어 있는 실시예들을 참조하면 명확해질 것이다. 그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시예들에 한정되는 것이 아니라 다양한 형태로 구현될 수 있다.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예들을 상세히 설명하기로 하며, 도면을 참조하여 설명할 때 동일하거나 대응하는 구성 요소는 동일한 도면부호를 부여하고 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다.
이하의 실시예에서, 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다.
이하의 실시예에서, 포함하다 또는 가지다 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 또는 구성요소가 존재함을 의미하는 것이고, 하나 이상의 다른 특징들 또는 구성요소가 부가될 가능성을 미리 배제하는 것은 아니다.
도면에서는 설명의 편의를 위하여 구성 요소들이 그 크기가 과장 또는 축소될 수 있다. 예컨대, 도면에서 나타난 각 구성의 크기 및 두께는 설명의 편의를 위해 임의로 나타내었으므로, 본 발명이 반드시 도시된 바에 한정되지 않는다.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예들을 상세히 설명하기로 하며, 도면을 참조하여 설명할 때 동일하거나 대응하는 구성 요소는 동일한 도면부호를 부여하고 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다.
도 1은 일 실시예에 따른 우주비행체(1)를 개략적으로 도시한 도면이다.
일 실시예에 따른 우주비행체(1)는 추진력을 제공하는 발사체(30), 발사체(30) 상에 배치된 페이로드(payload, 22), 발사체(30)와 체결되고, 페이로드(22)를 둘러싸도록 배치되며, 대기압(1atm, 760 torr)보다 낮은 기압을 가지는 내부 공간(20)을 형성하는 페어링(10)을 포함한다.
발사체(30)는 우주비행체(1)에 추진력(Thrust)을 제공하여, 우주비행체(1)가 지구의 중력을 극복하고 대기권으로 나아갈 수 있게 한다. 발사체(30)는 산화제를 통해 고체연료 또는 액체연료를 연소시킨 후 노즐(32)을 통해 분사하여 추진력을 획득한다. 도 1에서는 편의상 발사체(30)를 1단으로 도시하였으나, 발사체(30)는 여러 단으로 구성될 수 있다.
발사체(30) 상에는 페이로드(22)가 배치된다. 페이로드(22)는 고도 100km 이상의 대기권 또는 대기권 바깥에서 임무를 수행하기 위한 장비를 일컫는 것으로, 예컨대 인공위성일 수 있다. 페이로드(22)는 우주비행체(1)가 발사된 이후 발사체(30)와 분리되어 독자적으로 운행하게 된다.
페이로드(22)는 내부 공간(20)에 배치된다. 내부 공간(20)은 발사체(30) 상에 페이로드(22)를 싣고 있는 공간, 즉 페어링(10)에 의해 둘러싸인 공간을 의미한다. 페어링(10)은 페이로드(22)를 둘러싸도록 배치되어, 우주비행체(1)가 발사되는 동안 공기저항에 의한 충격 및 열로부터 페이로드(22)를 보호하는 역할을 수행하는 일종의 덮개이다. 페어링(10)의 상단은 유선형의 원뿔 모양으로 생겨, 공기저항을 최소화시키는 구조를 가질 수 있다.
페어링(10)의 내부 공간(20), 즉 페어링(10)과 페이로드(22) 사이의 공간은 대기압보다 낮은 기압을 가진다. 즉 내부 공간(20)의 공기 밀도는 지표면에서의 공기 밀도보다 낮다. 이하, 대기압(760 torr)보다 낮은 기압을 가지는 상태를 진공 상태라 칭한다. 통상, 760 ~ 25 torr의 기압을 가지는 상태를 저진공(low vacuum), 20 ~ 10-3 torr의 기압을 가지는 상태를 중진공(medium vacuum), 10-3~10-9 torr의 기압을 가지는 상태를 고진공(high vacuum)이라 한다.
소리, 즉 음파(soundwave)는 기체 분자의 진동을 통해 전파되는데, 진공 상태, 즉 기체의 밀도가 낮아 기압이 낮은 상태에서는 음파의 세기가 약해진다. 따라서, 공기저항에 의해 우주비행체(1)의 페어링(10)에서는 소음이 발생하게 되나, 내부 공간(20)의 기압(P1)은 외부의 기압(P2), 즉 대기압보다 낮아, 내부 공간(20)에서는 음파의 세기가 약해진다.
이 때 내부 공간(20)의 기압은 약 10-5 torr보다 낮을 수 있다. 통상, 우주비행체(1)의 비행시 일정 이상의 고도에서는 공기저항을 무시할 수 있어, 페이로드(22)를 보호하기 위한 페어링(10)이 필요치 않게 됨에 따라 이를 분리시켜 낙하시킴으로써 우주비행체(1)의 무게를 줄이게 된다. 이 때, 페어링(10)은 약 100km 이상의 고도에서 분리되는데, 이 때 우주비행체(100) 바깥의 기압은 약 10-5 torr 이다. 바꿔 말하면, 공기저항에 의한 소음 등의 효과를 무시할 수 있는 기압은 약 10-5 torr 이하이다. 따라서 우주비행체(1)의 발사 초기부터 내부 공간(20)의 기압을 약 10-5 torr보다 낮게 유지시켜 고진공 상태를 구현하면, 음향 소음에 의한 영향으로부터 페이로드(22)를 원천적으로 보호할 수 있다.
일 실시예에 따르면, 우주비행체(1)는 내부 공간(20)에 있는 기체를 외부로 방출하는 제1펌프(40)를 더 포함할 수 있다. 이 때 제1펌프(40)는 내부 공간(20)에 있는 기체를 우주비행체(1)의 바깥으로 배출하는 배기구(42)를 가질 수 있다.
제1펌프(40)는, 저밀도/저기압인 내부 공간(20)의 기체 분자를 고밀도/고기압인 외부로 배출하여, 진공 상태를 만드는 역할을 수행한다. 예컨대 제1펌프(40)는 내부 공간(20) 내의 기체 분자를 발사체(30) 쪽으로 배출하거나, 우주비행체(1)의 바깥쪽(10OUT)으로 배출할 수 있다. 즉 제1펌프(40)에 의해, 원래 대기압 상태였던 내부 공간(20)의 기압이 점점 줄어들어, 내부 공간(20)은 진공 상태가 된다. 이 때 진공 상태는 기체 분자가 전혀 없는 상태를 의미하는 것이 아니라, 대기압보다 낮은 기압을 가지는 상태를 의미함은 위에서 언급한 바와 같다. 제1펌프(40)는 로터리 펌프(rotary pump), 터보 분자 펌프(turbo-molecular pump) 등 다양한 종류의 펌프를 포함할 수 있다.
일 실시예에 따르면, 제1펌프(40)는 내부 공간(20)에서 대칭적으로 배치될 수 있다. 도 1을 다시 참조하면, 가운데의 축을 중심으로 우주비행체(1)의 왼쪽(1L)과 오른쪽(1R)이 나뉘어 있다. 제1펌프(40)는 내부 공간(20)에서 우주비행체(1)의 왼쪽(1L) 및 오른쪽(1R)에 대칭적인 구조를 가지도록 배치될 수 있다. 이와 같은 경우, 제1펌프(40)의 무게중심이 중심축에 위치하게 되어 우주비행체(1)의 비행제어가 용이해진다.
일 실시예에 따르면, 우주비행체(1)는 내부 공간(20)에 있는 기체를 흡수하여 내부 공간(20)의 기압을 유지하는 제2펌프(50)를 포함할 수 있다. 제1펌프(40)를 통해 내부 공간(20)을 원하는 진공도를 가지도록 하였더라도, 페이로드(22) 또는 페어링(10) 등 타 구성품에서의 탈기체현상(outgassing)으로 인해 내부 공간(20)의 기압이 높아지는 현상이 발생한다. 제2펌프(50)는, 이와 같은 기체 분자를 포획하여 제거함으로써 내부 공간(20)의 기압을 낮추거나 일정한 상태로 유지시키는 역할을 수행한다. 즉 제2펌프(50)는 제1펌프(40)와는 달리 포획 펌프(entrapment pump)로 기능한다.
일 실시예에 따르면, 제2펌프(50)는 기체를 화학적으로 흡착하는 게터(getter, 51)를 포함하는 게터펌프일 수 있다. 게터(51)는 내부 공간(20)에 잔류하는 기체 및 타 구성품에 의해 발생된 기체를 화학적으로 흡착하여 다시 방출하지 않음으로써 진공 상태를 유지시킨다. 게터(51)는 지르코늄(Zirconium; Zr) 또는 티타늄(Titanium; Ti)을 포함하는 다공성(porous) 물질일 수 있다.
한편, 제2펌프(50)는 내부 공간(20) 내에 있는 수분을 제거하기 위한 실리카 젤(silica gel, 52)을 더 포함할 수 있다. 실리카 젤(52)은 규산나트륨 수용액을 산으로 처리하여 만들어지는 다공성 물질로서, 흡습제로 기능할 수 있다.
일 실시예에 따르면, 제2펌프(50)는 페어링(10)의 안쪽 표면(10IS)에 부착될 수 있다. 종래의 우주비행체는, 페어링의 안쪽 표면에 음파 흡수용 부재(sound absorber)를 부착하게 되는데, 내부 공간(20)을 진공 상태로 하여 음파의 세기를 감소시키는 본 발명에서는 음파 흡수용 부재가 필요치 않게 되므로, 페어링(10)의 내부 표면을 제2펌프(50) 부착을 위해 사용할 수 있다. 즉 기존의 음파 흡수용 부재(sound absorber) 대신 제2펌프(50)가 사용되므로, 제2펌프(50) 부착시에도 종래기술과 비교했을 때 우주비행체(1)의 무게가 증가하지 않는다.
한편, 페어링(10)의 안쪽 표면(10IS)에 제2펌프(50)가 부착되는 경우, 제2펌프(50)는 페어링(10)의 바깥쪽 표면에서 공기저항에 의해 발생한 열이 내부 공간(20)으로 전파되는 것을 차단하는 역할을 수행할 수도 있다.
일 실시예에 따르면 제2펌프(50)는 페어링(10)의 안쪽 표면(10IS)에 대칭적으로 부착될 수 있다. 도 1과 같이 제2펌프(50)가 우주비행체(1) 내에 대칭적으로 배치되는 경우, 제2펌프(50)의 무게중심이 우주비행체(1)의 중심축에 위치하게 되어 우주비행체(1)의 비행제어가 용이해진다.
도 2는 종래기술에 따른 우주비행체를 개략적으로 도시한 도면이고, 도 3은 일 실시예에 따른 우주비행체를 도 2의 우주비행체와 비교하여 설명하기 위한 도면이다. 특히 도 2는 종래기술에 의한 우주비행체가 발사되었을 때의 상태를 나타낸다. 지표면 근처에서는 공기 밀도가 높으므로, 엄청난 속도로 발사되는 우주비행체에 공기저항이 강하게 작용하게 된다. 이러한 공기저항에 의해, 우주비행체의 페어링(10)에서는 열과 소음이 발생하게 된다. 종래기술에 의한 우주비행체는, 내부 공간(20)의 기압이 대기압과 같으므로, 우주비행체의 바깥에서 발생한 음파(SW)가 페어링(10)에 의해 내부 공간(20)으로 전달된다. 이러한 음파(SW)는 음향 소음을 일으켜, 페이로드(22)를 손상시킬 수 있다.
도 3은 본 발명에 의한 우주비행체(1)가 발사되었을 때의 상태를 나타낸다. 도 2와 마찬가지로, 공기저항에 의해 우주비행체(1)의 페어링(10)에서는 열과 소음이 발생하게 되나, 제1펌프(40) 및 제2펌프(50)에 의해 매질인 공기가 제거되어, 내부 공간(20)의 기압(P1)이 대기압(P2)보다 낮아진 진공 상태가 된다. 따라서 내부 공간(20)에서는 음파(SW)가 거의 전파되지 않으므로, 음향 소음에 의한 영향으로부터 페이로드(22)를 원천적으로 보호할 수 있다. 뿐만 아니라, 페이로드(22)가 소음 환경에서 견딜 수 있는지 검증하는 음향 시험 및 음향 소음을 고려한 기계 설계 과정을 생략할 수 있어 시험 비용을 감소시킬 수 있다.
도 4 내지 도 8은 본 발명에 따른 우주비행체(1)의 발사 방법을 순차적으로 나타낸 도면들이다.
일 실시예에 따른 우주비행체(1)의 발사 방법은, 페이로드(22)가 탑재되는 페어링(10)의 내부 공간(20)의 기압을 대기압보다 낮게 만드는 단계, 페어링(10)과 체결되고 추진력을 제공하는 발사체(30)를 통해 고도를 상승시키는 단계, 페어링(10)을 발사체(30)로부터 분리하는 단계를 포함한다.
도 4를 참조하면, 발사 전의 우주비행체(1)가 지표면 상에 있다. 현 상태에서, 내부 공간(20)의 기압은 우주비행체(1)의 바깥, 즉 외부 공기와 같은 대기압(P2)으로 유지된다. 따라서 내부 공간(20)은 대기압에서의 공기 밀도와 같은 밀도를 가지는 기체 분자(M)로 차 있는 상태이다.
도 5를 참조하면, 내부 공간(20) 내에 있는 기체가 제거되어, 내부 공간(20)의 기압(P1)이 대기압(P2)보다 낮아진 진공 상태가 된다. 이 때 내부 공간(20)의 기압(P1)은 약 10-5 torr 이하일 수 있다. 예컨대 내부 공간(20) 내에 있는 기체를 내부 공간(20)의 외부로 방출하는 제1펌프(40)가 가동되면, 내부 공간(20)은 진공 상태가 되어 기체 분자(M)가 상당수 없어진 상태가 된다.
도 6을 참조하면, 추진력을 제공하는 발사체(30)를 통해 우주비행체(1)의 고도를 상승시킨다. 이 때 약 100km보다 낮은 고도에서는, 우주비행체(1) 외부의 공기 밀도가 높아 공기저항이 강하므로 페어링(10)의 표면에서의 강한 마찰에 의해, 열과 소음이 발생하게 된다. 그러나 내부 공간(20)은 대기압(P2)보다 낮은 기압(P1)을 가지는 진공 상태이므로, 페어링(10)의 바깥쪽에서 발생한 소음이 내부 공간(20)으로 전파되는 정도가 약해진다. 이에 따라 음향 소음에 의한 영향으로부터 페이로드(22)를 원천적으로 보호할 수 있다.
도 7을 참조하면, 우주비행체(1)가 일정 고도(약 100km)에 다다르면, 대기 중에 기체가 거의 없어 기압(P3)이 작고, 공기에 의한 저항 역시 현저하게 감소하게 된다. 이와 같은 경우에는 100km 미만의 저고도(low altitude)에서와는 달리, 페어링(10)의 표면에서 열과 소음이 거의 발생하지 않게 된다.
도 8을 참조하면, 페어링(10)이 발사체(30)로부터 분리된다. 도 7과 같은 상태에서는, 열과 소음이 없어 페이로드(22)를 보호하기 위한 페어링(10)이 더 이상 필요치 않다. 따라서, 페어링(10)을 분리시켜 무게를 감소시키면 페이로드(22)가 더 빠른 속도로 비행할 수 있게 된다.
한편, 페어링(10)은 같은 모양으로 생긴 제1페어링(11) 및 제2페어링(12)을 포함할 수 있다. 페어링(10) 분리 단계에서, 원래 연결되어 있던 제1, 제2페어링(11,12)은 서로 분리되며 낙하하게 된다. 이 때, 페어링(10)이 분리된 이후의 우주비행체(1)의 무게 감소를 위해, 제1펌프(40)는 페어링(10)에 부착된 상태로 발사체(30)에서 분리될 수 있다.
일 실시예에 따른 우주비행체(1)의 발사 방법은, 우주비행체(1)의 고도를 상승시키는 단계와 페어링(10)을 분리하는 단계 사이에, 내부 공간(20)에 있는 기체를 흡수하는 제2펌프(50)를 통해 내부 공간(20)의 기압을 유지하는 단계를 더 포함할 수 있다. 제1펌프(40)를 통해 내부 공간(20)이 원하는 진공도를 가지도록 하였더라도, 페이로드(22) 또는 페어링(10) 등 타 구성품에서의 탈기체현상(outgassing)으로 인해 기체가 더 발생하여 내부 공간(20)의 기압이 높아지는 현상이 발생한다. 제2펌프(50)는, 이와 같은 기체 분자를 포획하여 제거함으로써 내부 공간(20)의 기압을 낮추거나 일정한 상태로 유지시키는 역할을 수행한다. 따라서 페어링(10) 분리 전까지, 제2펌프(50)에 의해 내부 공간(20)의 기압이 일정하게 유지된다.
제2펌프(50)는 기체를 화학적으로 흡착하는 게터(51)를 포함하는 게터펌프일 수 있다. 게터(51)는 내부 공간(20)에 잔류하는 기체 및 타 구성품에 의해 발생된 기체를 화학적으로 흡착하여 다시 방출하지 않음으로써 고진공 상태를 유지시킨다. 게터(51)는 지르코늄(Zirconium; Zr) 또는 티타늄(Titanium; Ti)을 포함하는 다공성(porous) 물질일 수 있다. 한편, 제2펌프(50)는 내부 공간 내에 있는 수분을 제거하기 위한 실리카 젤(52)을 더 포함할 수 있다.
이후, 우주비행체(1)가 목표 고도에 다다르면, 발사체(30)가 페이로드(22)로부터 분리되고, 페이로드(22)는 독자적으로 지구 궤도를 돌며 임무를 수행하게 된다.
상기와 같은 본 발명에 따르면, 페이로드(22)가 탑재되는 내부 공간(20)의 기압을 대기압보다 낮게 유지시켜, 음파(SW)의 세기를 감소시킴으로써 음향 소음에 의한 영향으로부터 페이로드(22)를 원천적으로 보호할 수 있는 우주비행체(1)의 발사 방법을 제공할 수 있다. 뿐만 아니라, 페이로드가 소음 환경에서 견딜 수 있는지 검증하는 음향 시험 및 음향 소음을 고려한 기계 설계 과정을 생략할 수 있어 시험 비용을 감소시킬 수 있다.
본 발명은 도면에 도시된 실시예를 참고로 설명되었으나 이는 예시적인 것에 불과하며, 당해 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 다른 실시 예가 가능하다는 점을 이해할 것이다. 따라서, 본 발명의 진정한 기술적 보호 범위는 첨부된 특허청구범위의 기술적 사상에 의하여 정해져야 할 것이다.
1: 우주비행체 10: 페어링
20: 내부 공간 22: 페이로드
30: 발사체 32: 노즐
40: 제1펌프 42: 배기구
50: 제2펌프 51: 게터
52: 실리카 젤

Claims (12)

  1. 추진력을 제공하는 발사체;
    상기 발사체 상에 배치된 페이로드(payload);
    상기 발사체와 체결되고, 상기 페이로드를 둘러싸도록 배치되며, 제1펌프에 의해 기체가 외부로 방출되어 대기압보다 낮은 기압을 가지는 내부 공간을 형성하는 페어링(fairing); 및
    상기 내부 공간에 있는 기체를 화학적으로 흡착하는 게터를 가지며, 상기 페어링의 안쪽 표면에 부착되어, 상기 내부 공간의 기압을 유지하고, 상기 페어링의 바깥쪽 표면에서 공기저항에 의해 발생한 열이 상기 내부 공간으로 전파되는 것을 차단하는 제2펌프;를 포함하는, 우주비행체.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 내부 공간의 기압은 10-2 torr보다 낮은, 우주비행체.
  3. 삭제
  4. 삭제
  5. 삭제
  6. 삭제
  7. 삭제
  8. 삭제
  9. 제1항에 있어서,
    상기 제2펌프는 상기 페어링의 안쪽 표면에 대칭적으로 부착된, 우주비행체.
  10. 페이로드가 탑재되는 페어링의 내부 공간의 기체를 외부로 방출하는 제1펌프를 통해, 상기 내부 공간의 기압을 대기압보다 낮게 만드는 단계;
    상기 페어링과 체결되고, 추진력을 제공하는 발사체를 통해 고도를 상승시키는 단계;
    상기 페어링의 안쪽 표면에 부착되고, 상기 내부 공간에 있는 기체를 흡수하며, 상기 페어링의 바깥쪽 표면에서 공기저항에 의해 발생한 열이 상기 내부 공간으로 전파되는 것을 차단하는 제2펌프를 통해 상기 내부 공간의 기압을 유지하는 단계; 및
    상기 페어링을 상기 발사체로부터 분리하는 단계;를 포함하는, 우주비행체의 발사 방법.
  11. 삭제
  12. 삭제
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