1944년, 최초의 초음속 비행기 연구 프로젝트인 X-1 프로그램이 시작되어 1947년 최초로 음속 돌파 비행이 성공적으로 수행되었다. 하지만, 비행속도가 증가하면서 공력가열로 인한 기체표면의 온도가 심각한 수준까지 상승하였다. 이에 따라, 극초음속을 비행하는 우주 비행체는 공력 가열로 인한 온도 상승을 막기 위한 열 방어 구조의 필요성이 제기되었다. 열 방어구조는 표면온도에서 비행 운용동안 비행체의 내부 온도를 일정 값 이하로 낮게 유지하면서 비행체의 구조 건전성도 확보해야 한다. 이러한 열 방어구조는 NASA를 중심으로 국외에서 개발된 사례가 있으며, 국내에서도 우주비행체 또는 초음속 항공기에 대한 연구가 진행되고 있다. 하지만, 열 방어구조 기술은 국방과 연관되어 있어 상세한 기술 내용은 비공개 되어 있기 때문에, 열 방어 구조에 대한 국내 기술 자립화가 필요한 상황이다. 이에 따라, 본 연구에서는 우주비행기 구조 및 세부계통 개념연구의 일환으로, 우주비행체 열 방어 구조에 대한 문헌조사와 성능조건을 분석하고, 열 방어 구조의 구성을 파악하였다. 그리고, 열 방어 구조 연구를 위해 NASA에서 개발한 유한요소모델 및 열 방어 구조에 대한 열전달 해석 결과를 분석하고, 단열재 두께에 따른 내부 표면온도 특성을 파악하여 열 방어 구조의 열차단 성능에 대해 검토하였다.

In 1944, the X-1 program, the first supersonic airplane research project, began, and the first flight above the speed of sound was performed successfully in 1947. On the other hand, as the flight speed increased, the temperature of the aircraft surface due to aerodynamic heating rose to a serious level. Accordingly, the need for a thermal protection structure (TPS) was raised for space vehicles flying at hypersonic speeds to prevent temperature increases due to aerodynamic heating. Nevertheless, the detailed technology has not been disclosed because the TPS technology is related to national defense, so there is a need for domestic technology independence in the TPS. Accordingly, as part of a study on the spacecraft structure and detailed system concept, this study conducted a literature review on the performance conditions for the spacecraft TPS. The composition of the TPS was identified, and the manufacturing process of the TPS panel was analyzed. In addition, the heat transfer analysis results for the finite element model and heat protection structure developed by NASA for the study of TPS were analyzed, and the internal surface temperature characteristics of the insulation thickness were identified to examine the heat barrier performance of TPS.