mecㆍviewer v1.5 :: 기술12._김해동

항공우주산업기술동향 10권 1호 (2012) pp. 162~170

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산업동향(기술동향)

위성 폐기 운용 기술 및 사례

김해동

*, 성재동

Case analysis of satellite disposal maneuver

Kim, Hae-Dong

*, Seong, Jae-Dong

ABSTRACT

Due to the increase of space debris, the cost and danger for space mission operations are growing.

Indeed, space advanced countries are recommend that comply the regulation which can be applied to
spacecraft design or space mission design. For instance, Satellite disposal by means of the deorbit is one of
the most effective ways to mitigate recent earth orbit environment. Thus, studies on the satellite disposal
maneuver should begin in earnest in Korea since several satellites have been scheduled to launch in the
near future. In this paper, cases of disposal maneuver of the end-of-life spacecraft are summarized and its
techniques are presented. The status of related research trend is also briefly presented.

초 록

최근 우주파편의 증가로 인해 우주임무를 수행하기 위한 비용이나 위험성이 증가하고 있다. 이를 완화시키기 위한

효과적인 방법 중의 하나는 임무가 종료된 위성 혹은 우주선을 임무궤도로부터 벗어나 폐기시키는 것으로 이미 우주
선진국에서는 이를 규정화하여 설계에 반영하고 실행하는 추세이다. 우리나라도 향후 다수의 위성을 운용할 예정임
으로 폐기운용기술 및 정책과 같은 분야에 대한 연구가 필요할 것으로 예상된다. 따라서 본 논문은 현재 지구 주위 궤
도환경 악화를 완화하기 위해 필요한 폐기기동의 사례를 소개하고, 폐기기동을 수행하기 위해 필수적인 운용요소들
에 대해 분석하였다. 또한 이와 관련한 연구동향을 간략하게 기술하였다.

Key Words : 우주파편(Space Debris), 폐기기동(Disposal Maneuver)

* 김해동, 한국항공우주연구원 항공우주융합기술연구소, 미래융합기술연구실, 융합기술연구팀

haedkim@kari.re.kr

김해동 외 / 항공우주산업기술동향 10/1 (2012) pp. 162~170

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1. 서 론

인류의 우주활동으로 발생한 우주파편의 증가로 인

해 많은 우주 연구기관과 국제 우주기관에서는 임무를
종료한 위성이나 발사체의 궤도수명을 제한하는 규정
들을 제시하고 있다. 만일, 차후 이러한 조치가 취해지
지 않을 경우 잠재적 충돌위험성이 기하급수적으로 커
지며, 유인 우주활동은 물론 다양한 우주활동에 심각
한 영향을 줄 수 있다.

2007년 보고된 통계에 따르면 지구 궤도상에 존재

하는 인공적인 우주물체는 약 5,000톤에 달하며, 그 중
대다수의 물체는 임무가 끝난 위성이나 발사체로써 표
면적이 크기 때문에 추가적 우주파편 생성과 같은 잠
재적 충돌위험성이 크다. 그림 1은 1957년 이후 2007년
까지 궤도에 존재하는 물체들의 질량을 나타내는 것으
로 특히 2004년부터 2007년에 위성과 발사체의 질량이
연간 130톤 이상 증가하고 있음을 알 수 있다[1].

그림 1. 궤도상의 물체 질량 증가추이

자료 : 참고문헌[1]

위와 같은 궤도환경을 개선하기 위해서 요구되는

것으로 임무가 종료된 위성이나 발사체에 대한 궤도수
명 제한이나 폭발로 인한 추가적 우주파편 생성을 최
소화하기 위한 잔여연료 방출과 같은 패시베이션
(Passivation)이 있다. 이미 알려진 위성의 충돌사례를
살펴보면 약 90%의 상대 물체 혹은 대상 물체가 임무
가 종료되어 방치된 것들로써 임무 종료 후 일련의 조
치가 매우 중요함을 알 수 있다.

인공위성이나 우주선의 폐기는 기본적으로 그림 2

의 영역을 벗어나는 것을 원칙으로 하고 있으며,
NASA를 비롯한 여러 선진 우주기관에서는 전도성 긴
끈이나 태양 돛과 같은 차세대 폐기 기술을 연구 중이

다. 하지만 현재 지구 궤도상에 존재하는 대다수의 물
체들은 비용이나 기술적인 한계로 인해 최신기술을 적
용하지 못하는 대신 잔여연료를 사용하는 궤도 상 폐
기방법을 주로 이용하고 있다.

그림 2. 지구 궤도상의 보호영역

자료 : 참고문헌[2]

따라서 본 논문에서는 국제적인 관심사로 대두되고

있는 우주파편의 생성을 억제하기 위해 폐기물체의 폐
기 요구조건과 운용요소들을 분석하고, 과거에 수행된
폐기기동 사례에 대해 살펴봄으로써 관련 소요 기술들
을 알아보고자 한다.

2. 폐기 운용 기술 요소

Celestrak(celestrak.com)에서 제공하는 SATCAT의

데이터를 추출하여 지난 10년간 (2002년~2011년) 저궤
도 상에서 폐기(Decay)된 사례를 분석한 결과 총 241
건으로 나타났고, 그림 3과 같이 2002년을 제외하고 점
차 그 사례가 증가하는 추세를 보여주었다[3].

그림 3. 저궤도 위성의 연간 폐기 빈도

164

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그림 4는 위의 폐기된 물체들이 발사된 연도를 나타

낸 것으로 10년이 지난 물체가 약 20%를 차지하고, 나
머지는 2001년 이후 발사된 물체이다. 이와 같은 결과
는 우주파편 완화 규정이 생기기 이전에 발사된 물체
들은 별도의 폐기기동에 대한 요구조건이 없었기 때문
이다. 즉, 임무가 종료되어도 별도의 폐기기동 없이 방
치되어 20년 이상의 궤도 수명을 가졌기 때문이며, 일
부는 60~70년대에 발사된 물체들도 존재하는 것을 알
수 있었다.

한편, 2000년대 발사된 물체들은 우주 선진국들이

자체적으로 관리하는 우주파편 완화 규정에 따라 운영
되어 왔으며, 특히 저궤도 상의 우주물체들에 대한 폐
기 규정들이 잘 지켜지고 있음을 알 수 있다.

본 장에서는 국제적 우주물체 폐기에 대한 요구조

건에 대해 기술하였고, 이를 만족하기 위한 폐기 운용
기술 요소에 대해 분석하였다.

그림 4. 폐기된 물체의 발사시점

2.1 폐기기동 요구조건

폐기기동의 요구조건은 폐기대상의 임무고도에 따

라 달라지며 특히 저궤도 물체의 폐기에는 3가지 요구
조건들이 있다[4].

첫 번째 요구조건은 저궤도 물체의 임무종료 후 궤

도수명 제한에 관한 것이다. 저궤도 물체는 제어 가능
여부에 따른 지구 재진입을 통한 폐기, 고도 상승을 통
해 2,000km 이상 저궤도 영역으로부터 이탈, 스페이스
셔틀과 같은 우주왕복선을 이용한 수거의 3가지 폐기
방법이 있으며, NASA의 우주파편완화 가이드라인

6-1에서는 위의 3가지 방법 중 어떤 방법을 사용할지
라도 임무가 종료된 이후 25년 이내에 폐기되어야 하
는 규정이 존재한다. 고도 600km 이하 궤도에서는 별
도의 폐기기동 없이 대부분 ‘25년 규정’을 만족할 수
있으나 그 이상의 고도에서는 자연 궤도수명이 25년
이상이기 때문에 규정을 만족하기 위한 기동이나 장
치, 및 별도의 방법이 필요하다.

두 번째 요구조건은 잔여 에너지 소진이다. 폐기기

동을 포함한 모든 임무가 종료되었을 때 최대한 빠른
시일 내에 잔여 에너지를 모두 소진함으로써 잔여 에
너지로 인한 추가적 폭발을 막기 위한 것이다. 세부 요
구조건으로는 잔여연료 소진, 가압된 부품의 압력제
거, 전자부품의 전력 제거 및 비활성화, 배터리 방전등
이 있다.

세 번째 요구조건으로는 재진입 시 완전히 소각되

지 않은 물체의 지상낙하로 인한 인명피해에 관한 것
으로 NASA의 관련 규정에는 인명 피해 확률이 0.0001
이하가 되도록 폐기계획 준비를 권고하고 있다.

한편, 정지궤도 물체의 경우 저궤도와 동일하게 잔

여 에너지를 소진해야 하는 요구조건이 있으며, 정지
궤도 영역으로부터 일정 고도 이상 벗어나도록 함으로
써 100년 이내에 다시 정지궤도 영역으로 진입하지 않
아야 한다. 이를 ‘우주무덤’이라고 하는데 약 200km 내
외로 아래의 식(1)로부터 구할 수 있다[5, 6].



    



(1)

2.2 폐기기동 운영요소

2.2.1 궤도수명 예측
폐기기동 수행 전에 선행되어야 할 요소로 임무수

행 종료 시점에서의 궤도수명 예측이 있다. 특히 관련
규정에도 있듯이 저궤도 물체의 궤도수명 예측은 폐기
기동 여부를 결정할 수 있기 때문에 반드시 수행되어
야 한다[7].

저궤도 상 물체들의 궤도수명은 폐기대상의 단면적

과 태양활동에 매우 민감하게 변하는데 이는 저궤도
물체에 작용하는 비중력 외란 중 대기저항
(Atmospheric Drag)이 가장 크기 때문이다. 태양의 활

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발한 활동으로 인해 지구 대기의 상부가 가열되어 상
승함에 따라 대기밀도가 높아지고 이는 물체에 더 큰
항력으로 작용하게 된다.

폐기물체의 단면적은 폐기물체의 자세를 통해 추정

할 수 있으며, 태양활동은 일정 주기에 따라 달라지기
때문에 항상 최신의 데이터 확보가 중요하다. 위 요소
에 따른 궤도수명 예측치와 실제 결과는 일치하기 어
렵기 때문에 폐기결정에서 궤도수명 예측치에 일정부
분의 오차를 고려하는 것이 필요하다.

2.2.2 폐기궤도
임무가 종료된 후 궤도수명 예측결과, 기동을 수행

하지 않을 경우 폐기 요구조건을 만족하지 못한다면
폐기기동에 대한 본격적인 논의가 필요한데, 이때 가
장 중요한 요소 중 하나가 최종 폐기궤도 설정이다.

저궤도 물체의 경우 임무 종료 후 충분한 연료를 사

용하여 바로 대기권으로 재진입 시킬 수 없다면, 자연
궤도수명이 25년 이하가 되는 궤도를 최종궤도로 설정
해야 한다. 또한 충돌확률이나 내부 장치의 상태를 고
려하여 최종 폐기궤도를 설정해야 하며 이는 정지궤도
의 폐기기동에서도 유효한 사항이다.

저궤도 상에서 재진입을 통한 폐기를 하기 위해 일

반적으로 많이 사용되는 방법은 원지점 기동을 통한
근지점의 고도 하강이다. 이는 고도가 낮아질수록 물
체에 작용하는 대기저항이 커짐을 이용한 것으로써 그
림 5와 같이 근지점에서 큰 저항을 받아 전체적인 궤도
수명을 줄이는 방법이다. 이외에 저궤도 물체 중 임무
고도가 상대적으로 높은 경우 재진입을 통한 폐기보다
고도가 2,000km 이상 되도록 기동하는 방법이 더 효율
적이며, 이 때 최종 폐기궤도는 저궤도 영역을 침범하
지 않기 위해 최대한 원궤도에 가깝게 설계한다[4].

정지궤도 물체의 경우 외란으로 인해 다시 정지궤

도 영역으로 들어가지 않도록 하는 원궤도를 최종 폐
기궤도로 설정한다. 이는 저궤도 물체 중 비교적 고도
가 높은 물체의 폐기방법과 유사한 것으로 이심율을
최대한 0에 가깝게 하기 위해 두 번의 기동을 묶어서
짝수 단위로 연속된 기동을 수행한다[7].

그림 5. UARS의 폐기기동 결과

자료 : 참고문헌[8]

2.2.3 폐기대상의 상태파악
폐기대상의 잔여연료, 전력계, 제어장치 등의 상태

를 파악하는 것 또한 본격적인 기동에 앞서 파악되어
야 한다. 특히 잔여연료는 누적된 기동 데이터를 바탕
으로 전체 연료의 양에서 사용된 연료의 양을 차감하
여 예측하거나 연료탱크에 부착된 압력센서 등을 통해
파악할 수 있지만 정밀한 예측이 어렵기 때문에 잔여
연료 파악이 폐기의 성공 여부에 큰 변수로 작용할 수
있다.

전력계의 상태를 파악하는 것 또한 폐기기동을 수

행하기 전에 선행되어야 한다. 노후 위성일수록 배터
리의 성능이 저하되어 위성의 자세제어, 상태 데이터
수신 및 명령 송신 등에 장애가 발생할 수 있기 때문이
다. 일례로 2009년 폐기된 미국의 GFO-1 위성은 폐기
기동 수행 조건으로 태양 지향시 버스의 전력이 30V
이상, 그림자 영역에서 버스의 전력이 24V 이상, 3축
안정화 장치의 최대 전력 발산(Voltage divergence)이
–23V 이상으로 설정한 바 있다[9].

2.2.4 폐기기동 시작지점
최종 폐기궤도로 진입하기 위해 적절한 폐기기동

시작지점을 선택하는 것이 중요하다. 이는 폐기기동
지점을 선택함에 따라 지상국과의 교신시간이나 태양
을 지향할 수 있는 시간을 조절할 수 있기 때문이다.

태양을 지향하고 있을 경우 기동을 수행하면, 배터

리를 충전할 수 있는 시간이 길어지지만 상대적으로

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그림자 영역(eclipse)에 존재하는 시간이 짧아짐으로
태양으로부터 가열된 부품을 냉각시킬 수 있는 시간이
짧아지는 단점이 있고, 반대로 그림자 영역에서 기동
을 수행했을 경우 냉각 시간은 늘어나지만 배터리 충
전 시간은 줄어드는 단점이 있기 때문에 물체의 상태
를 파악하여 적절한 위치를 설정하는 것이 필요하다.

그리고 폐기물체는 대부분 노후로 인해 예측하지

못한 상황을 일으킬 가능성이 있기 때문에 기동 이후
최대한 오랜 시간동안 물체를 관제할 수 있도록 폐기
기동 시작지점을 정하는 것 또한 중요하다.

2.2.5 추력분사 시간
추력분사 시간 설정은 폐기물체의 추력계의 규모와

물체의 노후 상태를 반영하여 수행되어야 한다. 2003
년 폐기된 프랑스의 지구관측위성 SPOT 1 위성은 추
력분사 시간을 1,000초로 제한하여 여러 차례 기동을
수행하였으며 추력분사 시간이 길어질 경우 지상국과
의 교신시간을 초과하기 때문에 기동 후 물체의 위치
를 찾기 어려울 수 있으므로 적절한 추력분사 시간 설
정이 중요하다[10].

SPOT 1 위성 이외에 미국의 GFO-1은 아래 표 1과

같이 추력분사 시간을 2분에서 시작하여 점차 증가시
키는 방법으로 총 8회의 기동을 수행하였는데, 이는
추력계와 내부기기에 부담을 주지 않으면서 연료의 효
율을 극대화하기 위함이다.

Burn #

Date/Time

Burn

Duration

(Min)

Tank

Pressure

after

Burn(psi)

11/7 11:55

182

11/13 11:52

166

11/16 09:52

147

11/18 10:00

131

11/21 22:34

119

11/23 10:06

110

11/24 21:55

102

11/25 23:52

표 1. GFO의 추력 분사 데이터

자료 : 참고문헌[9]

2.2.6 기동 결정 절차
최종 폐기궤도, 폐기기동 시작지점, 폐기물체의 상

태 분석, 추력분사 시간 등의 전반적인 계획이 수립된
다면, 이러한 계획을 체계적이고 신속하게 수행할 수
있도록 폐기 기동 절차를 순서도로 작성하는 것이 중
요하다. 그림 6은 앞서 언급한 GFO-1 위성의 폐기 당
시 진행 절차를 나타낸 것으로 기동을 결정할 조건을
만족하면 예정된 추력 분사를 진행했을 때의 궤도를
예측하고, 미합동우주작전부(Joint Space Operations
Center, JSPOC)에 요청하여 접근하는 물체의 유무를
확인하였다. 접근하는 물체가 없을 경우 기동시간 및
예정된 궤도를 통보하고, 폐기기동을 수행하였으며,
기동 수행 후 버스의 전압이 기준치 이상으로 유지된
다면 도플러 비콘 시스템(Doppler Beacon System)을
이용하여 기동 후 궤도를 결정하였다. 이 과정까지 문
제가 없다면 연료가 모두 소진될 때까지 반복하여 최
종 폐기궤도로 진입하도록 순서도를 작성하여 실제 운
영에 반영하였다[9].

그림 6. GFO의 폐기기동 진행절차

자료 : 참고문헌[9]

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2.2.7 충돌확률 분석
폐기물체가 추가적인 우주파편을 생성할 수 있는

여러 가지 가능성 중 가장 치명적인 것이 폐기기동 중
접근하는 물체와의 충돌이다. 따라서 폐기기동에서도
충돌확률을 최소화할 수 있도록 운용해야 하는데, 미
합동우주작전부를 통해 접근하는 물체의 여부 또는 관
련 정보를 얻을 수 있다. 폐기기동 시작지점 및 설정된
추력 분사 계획에 따른 예상 궤도를 지속적으로 미합
동우주작전부에 통보하고, 접근하는 물체와의 충돌확
률을 기동에 반영하는 형태의 상호 소통이 필요하다.
이는 미국이 현재로선 전 지구적으로 우주물체를 감시
하는 유일한 체계와 관측시스템을 갖추고 있기 때문이
다.

2.2.8 잔여 에너지 소진
폐기기동의 마지막 절차는 추가적인 폭발을 방지하

기 위해 폐기기동이 끝난 이후 신속하게 폐기물체의
잔여 연료, 전력, 압력 등을 제거하는 것이다. 성공적으
로 임무를 수행한 이후 저궤도 상에서 방치되어 있던
페가수스 발사체가 고압의 헬륨 탱크와 하이드라진 연
료 탱크 사이 압력밸브의 결함으로 폭발한 사례를 보
더라도 잔여 에너지 소진이 매우 중요함을 알 수 있다.
비록 잔여 연료의 양이나 잔여 압력이 작더라도 이는
충분히 폭발을 야기할 수 있기 때문에 폐기기동이 끝
난 직후 신속하게 소진되어야 하며, 전력계의 경우 가
능성은 적지만 오작동으로 인한 예측치 못한 상황을
미연에 방지하기 위해서는 물체의 충전율 보다 많은
전력을 소비함으로써 방전시켜야 한다[8].

3. 폐기기동 운용사례

3.1 저궤도 위성의 폐기사례

3.1.1 UARS
14년간의 대기 관측 임무를 성공적으로 수행한

NASA의 UARS(Upper

Atmosphere

Research

Satellite)는 2005년 폐기 기동을 수행하였고, 약 550km
의 고도에서 잔여 연료를 이용하여 근지점의 고도를
최대한 낮추었다[7]. 그 결과 기동 후 5년 뒤인 2011년

대기로 재진입 되어 소각되었고, 소각되지 않은 일부
물체는 태평양에 낙하함으로써 최종 폐기되었다. 이때
소각되지 않은 물체들에 대한 위험성 분석이 수행되었
고, 그림 7과 같이 물체의 구성품의 물성치 및 위치 정
보를 이용하여 낙하 분포도를 분석하였다. 최종적으로
는 인명 피해 확률이 0.0001 미만으로 국제적 규정을
만족하는 폐기기동을 완료하였다.

그림 7. UARS 잔해 낙하 분포 예상 결과

자료 : 참고문헌[8]

3.1.2 Orbview-3
2003년 6월 페가수스 로켓에 의해 평균고도 455km

의 궤도에서 2007년 3월까지 임무를 수행한
Orbview-3 위성은 제어는 가능하나 임무 장치의 고장
으로 이후 3년간 방치되다가 당시 고도 435.km에서
2010년 12월 폐기기동을 수행하였다[11].

폐기기동 계획은 크게 2단계로 분류되는데, 첫 번째

단계는 총 4회의 기동을 통해 국제우주정거장(ISS)의
임무고도인 350km 이하가 되도록 하는 것이었다. 이
후 2011년 3월에 다시 잔여 연료를 소모한 기동을 수행
하였고, 재진입을 통해 최종 잔해물들을 동태평양 해
상에서 수거함으로써 폐기임무를 종료하였다.

Orbview-3 위성은 폐기 당시 고도가 비교적 낮았

기 때문에 별도의 기동 없이 ‘25년 규정’을 만족할 수
있었으나 최대한 가용 범위 내에서 궤도수명을 줄임으
로 잠재적 충돌 위험성을 줄이고자 폐기기동을 수행했
다는 점에서 우주파편으로 인한 환경 악화를 방지하기
위한 노력을 했다는 점에서 의미가 있다.

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3.1.3 Globalstars
상용 통신 위성군(Constellation)인 Globalstar의 임

무고도는 1,415km로써 임무가 종료되었을 때 재진입
을 통한 폐기를 수행하기 위해서는 많은 에너지가 필
요하다. 대신, 고도를 상승시킴으로 저궤도 영역에서
벗어나는 폐기방법을 선택했다. 그림 8과 같이 임무를
수행하는 다른 위성과의 충돌위험성을 낮추기 위해 약
100km 고도를 상승시킨 후 3년의 추가적인 위성시스
템 테스트를 수행하였고, 2005년 잔여 연료를 사용하
여 1,900km 까지 고도를 상승시킴으로 폐기임무를 성
공적으로 수행하였다[12].

그림 8. Globalstar의 폐기기동

자료 : 참고문헌[12]

3.1.4 Delta IV
위성뿐만 아니라 궤도상의 남게 되는 발사체의 폐

기기동 역시 중요하다. 2006년 수행된 63번의 우주활
동으로 인해 저궤도 상에 65개의 로켓 동체가 진입하
였다. 그 중 20개의 발사체는 2007년이 되기 전에 재진
입을 통해 폐기되었으며, 29개의 발사체의 궤도수명은
25년 미만으로 분석되어 총 88%의 발사체가 국제적
폐기규정을 준수했음을 알 수 있다. 궤도의 고도가 낮
은 경우 별도의 제어를 통한 기동이 없어도 단시간 내
에 재진입되어 폐기될 수 있으나 아래의 Delta IV 처럼
폐기를 위한 별도의 제어가 필요한 경우도 있다[1].

2006년 11월 기상위성을 850km까지 보내기 위해

Delta IV 발사체가 사용되었는데, 페이로드와 분리되
고 지구를 한 바퀴 선회한 Delta IV 로켓의 2단 주 엔진

을 다시 점화하여 아래 그림 9와 같이 태평양 한가운데
낙하하도록 폐기기동을 수행하였다.

그림 9. Delta IV의 폐기기동

자료 : 참고문헌[1]

3.1.5 Envisat
유럽우주국 ESA에서 2002년 5월에 발사한 Envisat

은 평균고도 788km의 태양동기궤도에서 약 10년간 해
수면, 빙하, 지진, 홍수, 대기와 같은 지구관측 임무를
수행하였다. 지난 4월 8일 갑작스런 통신 두절 이후 약
한달 간 지상국에서 통신을 시도하였으나 위성으로부
터의 응답을 받을 수 없었다. 따라서 운영국은 정상 상
태로의 복귀가 어렵다고 판단하고 임무종료를 선언하
였다[13].

이후 현재까지 위성관제국은 교신이 끊기기 직전

위성의 상태를 분석하여, 전력을 차단하거나, 명령 송
신 및 데이터 수신 기능을 차단하는 방법 등의 실패 시
나리오(Failure scenario)를 구성하고 있다. 또한 위성
의 안전모드(Safety mode)를 이용하여 위성의 이상상
태로부터 복귀하는 계획을 수립하는 것으로 알려지고
있다.

그림 10. Envisat

자료 : 참고문헌[13]

김해동 외 / 항공우주산업기술동향 10/1 (2012) pp. 162~170

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3.1.6 기타
위에서 언급한 사례 이외에 지난 10년간 발생한 저

궤도 및 중궤도(Middle Earth Orbit)에서 폐기된 사례
를 표 2와 같이 나타내었다.

SAT

Launch

EOL

Strategy

ΔH

LandSat-4

1982

2001

Mean

decent

110

ERBS

1984

2002

Perigee

decent

GPS

1993

2005

Mean

ascend

1000

GFO

1998

2009

Perigee

decent

330

SPOT2

1990

2009

Perigee

decent

220

ICESat

2003

2010

Perigee

decent

380

GeneSat

2006

2010

Direct

345

Akari

2006

2010

Perigee

decent

260

ERS-2

1995

2011

Mean

decent

215

Express 4

2011

2012

Direct

580

Explorer 8

1960

2012

Natural

표 2. 저궤도 위성 폐기 사례

자료 : 참고문헌[11,12,14,15]

표 2의 Mean decent 는 평균고도 하강, Perigee

decent는 원지점 기동을 통한 근지점의 고도 하강,
Mean ascent는 평균고도 상승, Direct는 지구 대기로
직접 재진입, Natural은 별도의 기동 없이 궤도상에서
방치함으로써 자연 폐기됨을 의미한다.

3.2 정지궤도 위성의 폐기사례

3.2.1 TDRS-1와 GOES 11
TDRS-4 위성은 1989년 발사된 위성으로 22년의 임

무를 종료하고, 2011년 두 차례의 기동을 통해 임무궤
도로부터 300km 벗어난 후 잔여 연료를 모두 사용하
여 560km까지 고도를 상승시킴으로써 폐기기동을 종
료하였다. NOAA의 기상위성 GOES 11 또한 2011년
12월 두 차례의 기동을 통해 정지궤도로부터 350km
상승시킴으로 폐기기동을 수행하였다[14].

그림 11. TDRS-4 위성

자료 : 참고문헌[13]

3.2.2 CNES의 정지궤도 위성
프랑스 국립우주연구소(CNES)는 1974년 정지궤도

위성을 운용하기 시작하여 현재까지 총 10개의 정지궤
도 위성을 운용하였으며, 그 중 TC1B 위성을 제외하고
모두 폐기기동을 수행하여 일정 고도 이상 상승시키는
데 성공하였다. 아래의 표 3은 프랑스 정지궤도 위성의
발사년도, 폐기년도, 임무기간, 폐기기동을 수행한 고
도를 나타낸다[7].

SAT

Launch

EOL

Life

ΔH

SYM1

1974

1984

SYM2

1975

1984

TC1A

1984

1992

250

TC1C

1988

1996

240

TDF1

1988

1996

260

TDF2

1990

1999

260

TC2A

1991

2005

340

TC2B

1992

2004

165

TC2C

1995

2009

555

표 3. CNES의 정지궤도 위성 폐기

자료 : 참고문헌[7]

이 중 1995년 발사된 TC2C(Telecom-2C)의 경우 폐

기기동 전 주변 궤도상의 위성들의 위치를 파악한 후
효율적으로 추력을 사용하기 위해 인공위성의 자세를
제어했으며, 사용할 수 있는 연료의 양을 최대로 늘리
기 위해 각종 탱크를 냉각시켰다. 이후 이심률이 0인
궤도를 목표로 두 차례의 폐기기동을 수행하였으며,
기동 직후 다음 기동을 위한 궤도결정을 수행하였다.
두 번째 단계에서 첫 번째 기동과 동일하게 하루에 두
차례의 기동을 수행하였으며, 마지막 단계에서 하루

170

김해동 외 / 항공우주산업기술동향 10/1 (2012) pp. 162~170

동안 네 차례, 그다음 기동은 하루에 여섯 차례 수행함
으로써 모든 연료를 소모함과 동시에 정지궤도로부터
최종적으로 555km 가량 벗어났으며 최종 폐기궤도의
이심률이 0.0002로써 국제적인 규정을 만족하는 폐기
기동을 완료하였다. 마지막 단계에서 기동 간격을 줄
인 이유는 주 관제소와의 교신 여부와 고도가 높아짐
에 따라 최종 폐기궤도의 이심률 제약이 약해지기 때
문이다.

5. 정 리

최근 지구 주위 궤도의 공간 밀도가 높아짐에 따라

위성과 위성 혹은 우주파편들 간의 충돌 사례가 과거
에 비해 점점 증가추세에 있다. 따라서, 위성이나 우주
선, 혹은 발사체 상단 로켓의 임무 종료 후 폐기 혹은
파편 발생 완화를 위한 노력을 하지 않으면 우주환경
은 점차 악화될 수밖에 없다. 이를 반영하듯 최근에는
미국, 유럽, 일본 등이 중심이 되어 우주물체 관리 및
폐기에 관한 국제규범을 제정하려는 움직임이 일고 있
다. 따라서 향후 3년 이내 5~6기의 국가위성을 운영해
야 하는 우리나라로서도 인공위성 폐기 운용기술 분야
에 대한 적극적 관심과 연구가 필요할 것으로 사료된
다. 본 논문에서는 선행연구의 일환으로써 각국의 실
제 폐기기동 사례들을 조사, 분석하였다. 이를 토대로
필요한 소요기술 및 운영상의 절차, 주요 사항들을 정
리함으로써 추후 이와 관련된 폐기 운용 시 참고자료
로 활용될 수 있도록 하였다.

후 기

본 연구는 기초기술연구회 ‘NAP 우주물체 전자광

학 감시체계 기술개발’의 협동연구과제(우주파편 충
돌위험 종합관리시스템 개발 및 우주파편 제거시스템
연구)의 일부로 수행되었으며, 이에 기초기술연구회
와 한국항공우주연구원의 지원에 감사드립니다.

참고문헌

1. N. L. Johnson, “THE DISPOSAL OF

SPACECRAFT AND LAUNCH VEHICLE
STAGES IN LOW EARTH ORBIT”, 2nd
International Association for the
Advancement of Space Safety Conference,
2007.

2. “Support to IADC Space Debris Mitigation

Guidelies Issue 1”, IADC WG4, 2004.

3. http://celestrack.com/satcat/search.asp
4. “Guidelines and Assessment Procedures for

Limiting Orbital Debris”, NASA, NASA
Safety Standard 1740.14, 1995.

5. “Update of the ESA Space Debris Mitigation

Handbook Executive Summary”, ESA
Contract 14471/00/D/HK, 2002.

6. H. Klinkrad, “Space Debris Models and Risk

analysis”, Springer, 2006.

7. B. Cabrieres., F.Alby., C.Cazaux, “Satellite

end of life constraint: Technical and
organisational solutions”, Acta Astronautica,
Vol. 72, pp. 212-220, 2012.

8. “Re-entry and Risk Assessment for the NASA

Upper Atmosphere Recearch Satellite
(UARS)”, NASA Orbital Debris Program
Office, 2011.

9. A. L. Monheim., and et al., “GFO: Disposal of

a Power-Challenge satellite with an Attitude
(Control) Problem”, AIAA Space 2009
Conference & Exposition, 2009.

10. F. Alby, “SPOT 1 end of life disposition

nameuvers”, Advances in Space Research,
Vol. 35, pp. 1335-1342, 2005.

11. “Orbital Debris Quarterly News, Vol 15,

Issue 2, 2011.

12. “Orbital Debris Quarterly News, Vol 15,

Issue 1, 2011.

13. http://www.esa.int/esaCP/SEM1SXSWT1

H_index_0.html

14. “Orbital Debris Quarterly News, Vol 16,

Issue 1, 2012.