항공우주산업기술동향 15권 1호 (2017) pp. 124~141
http://library.kari.re.kr
에서 보실 수 있습니다.
기술동향
달탐사 초소형위성 개발 동향
심은섭*
1 )
Current Development Trends in Lunar Cubesats
Sim, Eunsup*
ABSTRACT
The lunar exploration cubesats on the EM-1, the first test flight of the US Space Launch
System (SLS), are described. The SLS will launch the Orion spacecraft as the primary
payload in 2019, and 13 cubesats to test innovative ideas as the secondary payloads. The
mission, concept of operations, and hardware components are shown for nine cubesats
performing mission related to the moon in this paper.
It is a very exciting opportunity to go to the space area near the moon with the cubesats
on the SLS's first historic flight. Now with the development of innovative space electronics
technology, lunar exploration of 10kg-class nano-satellites is possible. And it was possible to
explore the moon by civilians. And there will be more flights in the future that provide
similar space exploration opportunities for nano-satellites. In the near future, industry,
academia, and even individuals will be able to participate in space exploration easily. In
order to realize such a system, a very small and inexpensive spacecraft is indispensable.
초 록
미국 우주발사시스템
(SLS)의 첫 시험비행인 EM-1에 탑재되는 달탐사 초소형위성들에 대해 기술
하였다
. SLS는 2019년에 주 탑재체로 오리온 우주선을, 그리고 혁신적인 아이디어를 테스트하기
위한
13개의 초소형위성을 부탑재체로 발사할 예정이다. 이 논문에서는 이중에서 달과 관련한
임무를 수행하는
9개의 초소형위성들에 대해 임무와 운영개념, 하드웨어 구성품들을 나타내었다.
SLS의 역사적인 첫 비행에서 초소형위성들로 달 근처의 우주 영역으로 가는 것은 매우 흥미
로운 기회이다
. 이제 혁신적 우주전자기술의 발전으로 10kg급 초소형위성의 달탐사가 가능하게 되
어
, 소규모 예산으로 우주탐사를 하는 시대가 되었고, 민간인에 의한 달탐사도 가능함을 알 수
있었다
. 그리고 초소형위성에 이와 유사한 우주탐사의 기회를 제공하는 비행이 앞으로 더욱 많
아질 것이다
. 가까운 장래에, 산업계, 학계, 그리고 개인조차도 우주탐사에 쉽게 참여할 수 있게
된다
. 이러한 체계를 실현하기 위해서는 작고 저렴한 우주선이 반드시 필요하다고 생각된다.
Key Words : Lunar Exploration(달 탐사), Lunar Cubesat(달탐사 초소형위성), 우주발사시스템
(Space
Launch System, SLS), Exploration Mission-1(탐사임무-1)
* 심은섭, 한국항공우주연구원, 융합기술연구센터 IT융합기술팀
esim@kari.re.kr
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141
125
1. 서 론
큐브샛은 표준 크기 및 폼팩터를 사용하는
나노위성 클래스
(10kg급 이하) 위성을 뜻한다.
표준 큐브샛 크기는
10x10x10cm3를 나타내는
"1단위" 또는 "1U"를 사용하며 1.5, 2, 3, 6 및
심지어
12U으로 더 큰 크기로 확장 가능하다.
1999년 캘리포니아 폴리테크닉 주립대학의
Jordi Puig-Suari 교수와 스탠포드 대학의 Bob
Twiggs 교수가 교육 및 우주탐사를 위한 플랫
폼을 제공하기 위해 개발하였다
. 목표는 대학
원 학생들이 최초의 우주선인 스푸트니크
(Sputnik)와 비슷한 성능을 갖춘 우주선을 설
계
, 제작, 테스트 및 궤도에서 운영 할 수 있도
록 하는 것이었다
. 큐브샛의 개발은 정부, 업계
및 학계가 끊임없이 능력을 향상시키기 위해
협력함으로써 자체 산업까지 진출했다
. 현재
큐브샛은 우주과학연구
, 신기술 시연과, 위성군
(Satellite constellation) 및 군집위성 시스템의
고등 임무개념을 위한 저비용 효율적인 플랫폼
을 제공하고 있다
. 큐브샛의 특징은 단순한 표
준 모듈형 디자인과 오픈소스라는 점과 전자제
품 및 구조물에 상업용 기성품
(COTS) 부품을
주로 사용하는 것이다
. 큐브샛은 대학 및 교육
기관뿐만 아니라 민간 기업 및 정부 기관에서
도 개발되어지고 있다
[1,2,3].
우주탐사 큐브샛은 지구 저궤도
(LEO)를 떠
나 비교적 작은 비용으로 태양계 탐사 임무수
행를 가능하게 한다
. 우주탐사 큐브샛은 기존
의 지구 궤도용 큐브샛 아키텍처를 기반으로
한다
. 목표 우주선 체적은 6U이다. 일반적으로
2U는 임무에 따른 페이로드에 할당된다[4].
미국 항공우주국
(NASA)에서 개발하고 있는
우주발사시스템
(Space Launch System, SLS)은
지구궤도 너머의 심우주탐사의 새 시대를 열기
위한 첨단 발사체이다
. 세계에서 가장 강력한
로켓인
SLS는 Orion 우주선으로 소행성과 궁
극적으로 화성에 가는 유인우주탐사를 가능케
하고
, 화성, 토성 및 목성과 같은 행성에 로봇
과학탐사선을 발사하게 된다
. 우주발사시스템
(SLS) 로켓의 첫 비행은 탐사임무-1(EM-1)라고
하며
, 2019년에 발사 예정이며, 주 탑재체인 오
리온 우주선과 함께 혁신적인 아이디어를 테스
트하기 위한
13개의 초소형위성을 부탑재체로
탑재한다
[5]. 이중에서 달과 관련한 임무를 수
행하는
9개의 초소형위성들에 대해 기술하고자
한다
. SLS의 역사적인 첫 비행에서 이 초소형
위성으로 달 근처의 우주 영역으로 가는 것은
매우 흥미로운 기회이다
.
2. 달탐사 초소형위성 개발 동향
EM-1의 오리온 우주선의 임무궤적과 부탑재
체 전개의 임무궤적이
<그림 1>에 나타나 있
으며
, 여기에서 기술하는 달 임무를 수행하는
초소형위성의 분리는
<그림 1>의 6b 및 7에
해당된다
.
그림 1. EM-1 임무궤적[5]
2.1 Lunar IceCube
Lunar IceCube의 개발은 큐브샛의 공동 창시
자인
Bob Twiggs 교수가 재직중인 미국 모어
헤드 주립대학의 우주과학센터
(MSU)가 주도하
고
, NASA 고다드 우주비행센터(GSFC), Busek
사
, 미국 가톨릭대학교(CUA)에서 과학자와 엔
지니어들이 지원한다
. 특히 NASA GSFC는 궤
도 설계
, 기동 및 항행 계획을 제공하고, 추적
126
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141
운영도 수행한다
. Lunar IceCube 미션의 첫 번
째 목표는 고체
, 액체 및 증기 형태의 물을 찾
는 것이며
, 또한 달의 여러 휘발성 물질을 측정
하는 것이다
. 과학관측은 광대역적외선 소형 고
해상도 탐사분광기
(BIRCHES)로 고경사각, 낮은
근월점의 타원형의 달 궤도에서 수행된다
.
그림 2. Lunar IceCube 비행 형상도[6]
그림 3. Lunar IceCube의 상세 얼개도[6]
Lunar IceCube 심우주 개발 큐브샛은 MSU
의 큐브샛 임무 경험을 활용하고
, LEO에서 중
요한 헤리티지를 가진 시스템을 활용하며
, 새
로운 나노샛 기술을 통합하여
, 행성 간 연구자
와 과학자를 지원할 수 있는 발전된 내방사능
6U 큐브샛을 개발하는 것이다. 6U Lunar
IceCube 버스는 MSU의 버스 헤리티지를 기반
으로 하고 있으며
, 전력을 많이 소비하는 비행
컴퓨터
(Space Micro 사의 Proton 400K)를 사용
하므로
Pumpkin사의 저전력 Supernova 디자
인에서 채택한 방식으로 지구
-달 궤도에서
120W의 전력을 생성 가능한 고출력 전력계,
고기능 및 소형화 된
GNC (유도, 항행 및 제
어
) 시스템인 BCT (Blue Canyon Technologies)
XACT 자세 측정 및 제어 서브시스템으로 구
성되어져 있으며
, 달의 초소형위성 임무를 위
해
JPL에 의해 설계된 COTS 시스템인 고속처
리
X-밴드 통신시스템을 포함하여 도플러 레인
징 등 여러 옵션이 통신을 위해 고려되어
, Iris
2.1로 알려진 JPL X밴드 통합형 트랜스폰더의
통신기가 선택되었다
.
6U Lunar IceCube 버스는 MSU의 성공한
2U CXBN (Cosmic X-ray Background Nano
Satellite) 임무와 1U KySat-2 임무에서 근본적
으로 파생되었다
. 또한 서브시스템들이 여러
NanoSat 및 MicroSat 임무를 성공적으로 수행
했으며 대부분의
COTS 서브시스템들은 완전한
Lunar IceCube 비행유닛 개발에 앞서 비행 헤
리티지를 보유하게 된다
.
현재 우주선 설계는
CDR 단계에 있다.
Lunar IceCube의 주요사양 개요가 <표 1>에
나와 있으며
<그림 2>와 <그림 3>은 우주선의
비행형상도와 상세 얼개도를 보여준다
. 비행
요구사항을 만족하는 하드웨어 개발과 복잡한
엔지니어링 과제들에 대한 혁신적인 솔루션의
결합이
Lunar IceCube 프로그램을 위해 아래
와 같은 새로운 서브시스템 개발이 진행중이
다
.
- ADCS(자세 결정 및 제어 서브시스템) : 자세
제어는 통합형
ADCS인 BCT (Blue Canyon
Technology) XACT에 의해 제공된다. 이 완벽
하게 통합된 시스템에는 별추적기
, IMU 및
MinXSS 미션에서의 반작용휠 비행 헤리티지가
포함되어 있으며 추력기와 접속할 수 있다
.
NASA EM-1 큐브샛들 중 일부도 BCT XACT
를 사용한다
.
- C&DH(명령 및 데이터 처리계) : Lunar
IceCube에 채택된 C&DH는 Space Micro Inc.
의
Proton P400K-SGMII-2-PCI104S-SD 우주 컴
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141
127
퓨터이다
. Proton400K TM 컴퓨팅 플랫폼은 우
주환경에서 고장 없이 작동하는 고성능
, 저전
력 내방사능 성능을 가진 솔루션이다
. 이 제품
은
Freescale의 고급 45nm 듀얼코어 마이크로
프로세서와
Space Micro의 특허 출원중인 방사
선 저감 기술을 결합하여 개발 되었다
.
- RF 통신계: Lunar IceCube와의 통신은 X밴
드
JPL 아이리스 트랜스폰더 및 이중 패치안테
나에 의해 작동된다
. MSU에는 DSN 망의 일부
가 되는
21m 안테나가 있다. DSN 34m 안테나
에서
128 kbit/s, MSU 21m 안테나에서
64kbit/s가 예상 데이터 처리 속도이다.
- 비행 소프트웨어계 : Lunar IceCube에 대한
비행
소프트웨어는
버몬트
기술대학에서
GNAT Pro 및 SPARK 툴 세트를 사용하여 개
발되고 있다
[6].
항목
사양
발사 중량
~14kg
탑재체 중량, 부피
3.0kg, 2U
지향정확도
±0.007º(1σ)
궤도 knowledge
10m, 0.15m/s
기동률
3o/s
탑재체 전력
17.78 W
생성전력
120 W
공급전압
28V, 12V, 5V, 3.3V
이온추진계 성능
소비전력: 70W (최대 80W)
추력:1.0mN
Isp(neutralizer포함):2130s
최대 ΔV 용량: 2.9 km/s @
최대 전력
총 임펄스 용량: 38,800Ns
표 1. Lunar Icecube의 주요 성능[6]
EM-1을 위해 채택된 초소형위성들은 Orion
을
SLS의 상부 스테이지에 연결하는 어댑터 내
부에 설치되게 된다
. 일단 로켓이 달에 가는
도중에 특정 위치
(지구에서 26,700km 거리)에
도달하면
, 지상 컨트롤러는 페이로드를 분리하
라는 명령을 내리게 되고
. 페이로드는 달 근처
최종 목적지까지의 궤도를 따라가게 된다
.
Busek의 RF Ion BIT-3 추력기와 GFSC의 최
첨단 궤도설계 소프트웨어로 정밀하게 설계된
궤도 데이터를 이용하여
, IceCube를 약 3개월
만에 목적지에 도달시킨다
[7]. <그림 4>에
Lunar IceCube의 임무전이 궤적이 나타나 있
다
. <그림 5>에 Lunar IceCube의 운영개념이
나타나 있다
.
Lunar IceCube의 비행은 발사체에서 분리후
시작되며
, 지상국에서 태양, 지구 및 달의 중력
을 사용하는 복잡한 궤로를 따라 우주선을 가
속시키면서
, 요오드 추진체로 구동되는 세계
최초의 소형 추진시스템인
Busek의 소형 전기
추력기를 사용한다
. 추력기는 소량의 추진체를
사용하여 전기적으로 작동하기 때문에 지구와
달의 중력 가속도를 이용하는 궤도 선택이 매
우 중요하다
. 이 접근비행법은 행성 간 고속도
로
-중력 다양체를 사용하는 저에너지 궤적방식
을 이용하게 된다
.
그림 4. Lunar IceCube 임무전이 궤적[7]
주 탑재체인
BIRCHES (Broadband InfraRed
Compact,
High-resolution
Exploration
Spectrometer, 광대역 적외선 소형 고해상도 탐
사분광기
)는 광대역(1~4μm) 측정을 위한 컴팩
트한 크라이오크 냉각
HgCdTe 초점면 배열을
갖춘 컴팩트형
(1.5U, 2.5kg, 10~15W 저온 냉각
기
) 점 분광기로 충분한 SNR(>400), 분광 분해
능
(물, H2S, NH3, CO2, CH4, OH, 유기물) 및
광물 밴드를 특성화하고 구별하기 위해 선형가
변필터
(Linear Variable Filter)를 사용한다. 이
128
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141
그림 5. Lunar IceCube 운영개념[7]
장비에는 조정 가능한
4면 조리개를 사용하여
유연하게 고도 변화에 관계없이 동일한 스팟
크기를 유지하거나
(최대 5 배) 또는 특정 고도
에서 스팟 크기를 다양하게 조절할 수 있다
.
통신 다운링크 대역폭이 사용 가능할 때
, 저속
모드에서 장비를 지원하도록 쉽게 재구성할 수
있는 소형계측기 전자장치 및
H1RG 초점 평
면배열 제품들도 개발되고 있다
.
열설계는 계측기에 매우 중요하다
. 작고 효율
적인
Ricor 극저온 냉각기는 검출기 온도를
120K 이하로 유지하도록 설계되었다. 그리고
광학시스템을
220K 이하로 유지하기 위한 특
수 라디에이터는광학장치 전용이다
. 정상 온도
환경을 유지케하는 위성 전자장치 전용 소형
라디에이터는 따로 장착되어있다
.
버치 관측기의 크기는
10x10x15mm 이다. 전
력 요구는
10~15W이며, 하위 시스템 요구사항
에는
3W 감지기 전자장치, 1.5W AFS 컨트롤
러 및
5~10W 저온 냉각기가 포함된다.
BIRCHES 관측 요구 사항은 아래와 같다.
• 달 고도
100km에서 10km의 footprint, 고도
와 상관없이
10km의 트랙 궤적, 250km 이상의
교차 방향에서 더 큰
footprint
• 달 표면의 나이퀴스트 샘플링
• 장비의
FOV는 100mrad (6o)
•
AFS(Adjustable Field Stop)는 FOV를 100km
까지 유지해야 한다
.
2.2 LunarH-Map
LunaH-Map(Lunar Polar Hydrogen Mapper)
의 임무는 달의 남극에 매장된 수소량에 대해
연구하고 영구적으로 태양이 비추이지 않는 지
역의 분포도와 넓이를 파악하는 것이다
.
기본
LunaH-Map 과학탑재물은 Radiation
Monitoring Devices (Watertown, MA) 및 아리
조나 주립대학교에서 개발한
Miniature NS
(Miniature Neutron Spectrometer)이다. SLS
EM-1에 발사되는 LunaH-Map은 방사능 벨트
바깥인 지구에서
64,000km 거리에서 분리된 후
저 추력
, 이온 추진 시스템을 사용하여 달 궤
도로 가는데
70일이 걸린다. 달에 포획 된
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141
129
그림 6. LunarH-Map 운영개념도[9]
LunaH-Map은 남극위의 10~15km의 근월궤도
고도를 가진 최종 타원형 과학궤도를 이루게
된다
. 과학임무는 약 2개월 동안 지속될 것이
며
, 그동안 Mini-NS는 남극 위의 고온 중성자
의 계수율을 측정할 것이다
. LunaH- Map 임
무는 계획된 남극 분화구로 충돌시킴으로 끝날
것이다
. <그림 6>에 LunarH-Map의 임무 운영
개념도가
나타나있다
.
6U
큐브샛으로써
,
LunaH -Map 초소형위성은 극도로 크기와 무
게
, 전력이 제한되어 있다. 또한, 우주선은 불
안정한 달의 중력 환경에서 낮은 근월궤도를
달성하고 유지해야 한다
. 위성 시스템엔지니어
링과 임무설계를 조화 시키려면 특히 추진계
,
자세 제어계 및 운영 분야에 혁신적인 솔루션
이 필요하다
. 임무설계의 요구사항과 결합된
6U 큐브샛 폼팩터의 부피 제한 때문에 초소형
위성의 추진시스템은 저추력
, 짐벌식 이온추력
기를 선택할 수 밖에 없다
. 전용 자세제어 추
력기가 없으면 우주선은 자세제어를 위한 반작
용휠 세트와 모멘텀 관리를 위한 단일 이온추
력기를 사용해야 한다
. 추력벡터와 위성체 질
량중심과의 오프셋은 이온추력기가 회전력을
발생시키고
, 반작용휠에 쌓인 모멘텀을 제거할
수 있게 한다
.
LunaH-Map의 달전이궤도에는 700여개의 비
연속 저추력 아크가 존재한다
. 추적 및 통신
패스의 수와 지속시간에 대한 제한조건들이 우
주선 기능에 고도의 자율성
(autonomy)을 요구
한다
. 다중 저추력 아크는 지상 실시간명령 없
이 연속 실행을 위해 업링크되어 저장된다
. 현
시점에서 과학궤도 설계는 정상상태의 과학임
무에서 유지기동이 필요 없는 준동결
(quasi-
frozen)궤도이고, 보다 일관되고 낮은 근월점
고도를 제공하기 위한 소수의 유지기동에 관한
연구가 진행 중이다
. LunaH-Map의 고위험 및
고수익 임무는
ASU에서 제공하는 자원들과 상
업용 소형위성 산업의 전문지식과 경험을 활용
하여 달과학에 의미 있는 공헌을 하는 것이다
.
NASA JPL/Cal Tech와 Ames센터, Busek사,
미국 가톨릭대학교의 과학자들과 엔지니어들이
지원하고 있다
.
130
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141
미국
MMA사 HaWK 태양전지판은 30W의
전력을 생성하고
, Tyvak사의 Intrepid 프로세서
보드를 사용하고
, Iris X-밴드 트랜시버, 3축
Sinclair 반작용 휠, 자세결정 및 제어용 BCT사
의
0.5U인 XACT를 싣고 있다. 냉가스 자세제
어 추력기와
Busek 온가스 & 레지스토 제트
추력기를 사용한다
. <그림 7, 8>에 LunarH-Map
큐브샛의 구성품들이 나타나있다
.
그림 7. LunarH-Map 형상도[9]
그림 8. LunarH-Map 형상도[9]
2.3 Lunar Flashlight
Lunar 손전등 초소형위성은 NASA의 AES
(Advanced Exploration Systems)가 후원하고
JPL(Jet Propulsion Laboratory) 및 먀샬우주비
행센터
(Marshall Space Flight Center)의 팀이
개발한 흥미로운 임무이다
.
SLS 우주발사시스템 탐사임무-1(EM-1)으로
발사할 계획인 혁신적인 저비용 피기백 탑재
개념은 달의 남극 위에서 휘발성 물질을 찾고
,
친환경 추력기를 사용하고
, 물얼음을 찾기 위
해 레이저 빔을 사용하는 것이다
. Lunar
Flashlight의 달 임무궤도는 20x9,000km 타원궤
도로
12시간의 주기를 가진다. 발사해서 달에
진입하는데 약
6개월이 소요될 것으로 예상되
고 있다
[11]. <표 2>에 Lunar Flashlight 비행
시스템의 사양이 나타나 있다
. <그림 9>에는
전 임무기간 동안의 운영개념도가 나타나있다
.
<그림 10>에 남극 위를 지나는 임무 운영상상
도가 있고
, <그림 11>에 Lunar Flashlight 형상
도가 나타나 있다
.
서브
시스템
사양
탑재체
• 4-밴드 레이저 프로젝터 (LP) @
밴드당 ~50W
• 1~2µm용 Lunar Reflectometer (LR)
구조계
• 6U 큐브샛 폼 팩터
• <14 kg 발사 중량
• 모듈라 비행시스템 개념
추진계
• ΔV: 290 m/s
• 4 x 100 mN 추력기
• 친환경 일원추진제 사용 LMP-103S
Avionics
• 내방사선 LEON3-FT 구조
전력계
• UTJ GaAs cells된 2x 삼중 전개형
태양 전지판과 2x단순 전개형
태양전지판 (~51.2W EOL at 1 AU)
• 6.2Ah 배터리(3s2p 18650
리튬-이온)
• 9~12.3V unregulated,
5V regulated
통신계
• JPL Iris 2.0 X-밴드 트랜스폰더 ;
4W RF 출력 도플러 레인징, D-DOR
지원
• 2쌍의 저이득 안테나(RX/TX)
자세
제어계
• BCT XACT3 통합 ACS 유닛:
50mNm-s (x3) RWAs, 나노 별
추적기,
& 자세결정용 MEMS IMU
• 4 x 태양센서
• 친환경 추진계 제어
표 2. Lunar Flashlight 비행시스템 사양[10]
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141
131
그림 9. Lunar Flashlight 임무 운영개념도[11]
그림 10. 루나 Flashlight 임무 운영 상상도[10]
그림 11. Lunar Flashlight 큐브샛[10]
132
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141
그림 12. Skyfire 임무 운영 개념도[12]
2.4 SkyFire
Skyfire 초소형위성은 14kg의 6U 크기이며,
미국 록히드마틴사
, MIT, 콜로라도대학 팀에
의해 제작되며
, 전기분무추진 방식인 초저추력
전기추진로켓 엔진기술을 시험하고
, 이 추력기
로 달 저궤도에 임무궤도를 형성시켜 달 표면
의 특성을
IR 열화상 분광방식으로 원격탐사하
는 임무를 수행하게 된다
. 달을 접근비행
(flyby)하면서 임무 수행 후, 추력기로 지구 정
지궤도위성의 폐기궤도까지 간다
. <그림 12>에
Skyfire의 임무 운영개념도가 나타나있다.
록히드마틴사는 기술개발 플랫폼으로 이
Skyfire 큐브샛을 개발하고 있다. 현재 설계중
인
Skyfire 큐브샛은 <그림 13>처럼 태양전지
패널을 가진 형상이다
.
탑재컴퓨터는
Dual ARM Cortex-A9로 된
CHREC Space Processor(CSP)를 사용하고 있
다
. Skyfire 비행소프트웨어는 RTEMS 운영체
계기반에
NASA에서 개발한 cFS를 이용하여
개발되어지고 있다
[12].
그림 13. SkyFire 형상[12]
2.5 NEA Scout
NEA(Near-Earth Asteroid) 스카우트는 NASA
의
AES(Advanced Exploration Systems)에서 선
발된 임무로
, 마샬우주비행센터(Marshall Space
Flight
Center)
및
제트추진연구소
(Jet
Propulsion Laboratory) 팀이 개발 중이다. 이
혁신적이고 저비용의 개념으로 소행성을 매핑
하고자 소행성에 도달하는 최초의 큐브샛이며
,
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141
133
그림 14. NEA Scout의 임무 운영 개념도[14]
여러 최초 우주탐사 기술들을 시연한다
. 새로
운 우주 환경에 우주 비행사를 보내기 전에 로
봇 스카우트를 보내 목적지를 조사하고 미래의
우주인이 처할 수 있는 위험과 도전에 대해 알
아내는 것이 중요하다
. NEA Scout는 큐브샛과
태양 돛 추진력을 사용하여 소행성 정찰 임무
를 수행하는데
, 이는 목표물에 접근하기 위한
순항 중 민첩한 항행 성능을 가지고 있어야 한
다
. 햇빛에 의해 추진된 NEA Scout은 접근비
행을 하고
, 작은 소행성(직경 300피트 미만)을
관측하게 된다
. 임무는 사진을 찍고 위치, 소행
성 모양
, 회전 특성, 스펙트럼 등급, 국소 분진
및 파편 필드
, 지역 morphology 및 regolith를
관측하는 것이다
. NEA Scout의 관측은 소행성
과 행성의 작은 물체에 대한 유인 탐사와 관련
된 미지의 사실들을 파악하는데 직접적으로 도
움이 된다
. 수집된 데이터는 소행성 환경에 대
한 인간의 이해를 향상시키고 미래의 소행성
탐험가에게 중요한 정보를 제공한다
[13].
우주기술 발전에 기여한 것들은 다음과 같다
.
• 온보드 이미지 처리 및 과학 데이터 우선 순
위 지정 및 추출에 대한 종단간 데모
: 예를
들어 외태양계 탐사와 같이 타이트한 자원으로
미래의 임무를 수행할 수 있게 한다
.
•
NEA Scout은 데모용 자율항법 소프트웨어
개발
: 미래의 CubeSat/SmallSat 임무 수행을
위한 운영비용을 절감하게 된다
.
• 자율성
(Autonomy) 기능을 수행하는 새로운
고성능 컴퓨터 개발
(LEON3 F7 Sphinx) :
0.2U, <5W, 134MIPS x2 (Dual core), 8GB 메
모리
, FT:300 krad TID
• 과학용과 항행용으로도 사용하는
0.5U 카메
라 개발
: 미래 미션에 PNP(Plug and Play) 기
능을 더할 수 있다
.
• 솔라 돛 패스파인더 시연
: 최초의 종단 간
(end-to-end) 태양 돛 개발을 입증한다.
<그림 14>에 임무 운영 개념도가 나타나 있
으며
, <그림 15>에 큐브샛 형상도가 있다. <표
134
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141
3>에 비행시스템의 사양이 기술되어 있다.
<그림 16>에 태양 돛을 전개한 후 비행시스
템의 형상도가 나타나 있다
.
그림 15. NEA Scout 형상도[15]
그림 16. 태양 돛 전개 후 비행시스템 형상[15]
서브
시스템
사양
임무
개념
지구 근접 소행성을 저속 접근 비행중
광학기기로 특성분석
탑재체
개량된 OCO-3 콘텍스트 카메라
구조계
6U 큐브샛 폼팩터
<14 kg 발사 중량
모듈러 비행시스템 개념
추진계
~86m2 알루미늄 캡톤 태양 돛
(NanoSail-D2 기반)
Avionics
내방사선 LEON3-F7 구조
전력계
XTJ GaAs 쎌로 된 전개형 태양전지판
(~56W EOL at 1 AU)
6.2 Ahr 배터리 (3S2P 18650 리튬
이온 전지)
9~12.5V unregulated, 5V regulated
통신계
JPL Iris 2.1 X-밴드 트랜스폰더, 4W
RF 출력, 도플러 레인징과 D-DOR
기능, 2 쌍의 저이득 안테나 (Rx/Tx)
마이크로스트립 어레이 중이득 안테나
(Tx): ~1 kpbs to 34m DSN @ 0.75
AU
자세
제어계
나노 별추적기, 태양센서, 자세결정용
MEMS IMU, 15 mNm-s (x4) 반작용휠
능동 질량 전이시스템
R-236fa (냉동가스) RCS 시스템
표 3. NEA Scout 비행시스템 사양[15]
2.6 Bio-Sentinel
바이오 센티넬
(BioSentinel)은 2019년 발사
예정인
NASA 우주발사시스템(SLS) 탐사임무
(EM) 1의 부탑재체로써 NASA 에임즈 연구센
터에서 개발되고 있는
6U (10x22x34cm; 14kg)
초소형위성이다
. 바이오 센티넬의 12개월 임무
를 통하여 지구 반 앨런 벨트
(Van Allen Belt)
바깥 지역에서 생물학적 연구를 수행하여 직접
적인 실험 데이터가 얻어 질 것이다
. 바이오
센티넬은 생물체에서
DNA의 손상 및 원상복
귀를 측정하여 탑재 방사선센서로 얻은 정보와
비교할 수 있게 된다
. 두 가지 주요 생물학적
변이
, 미세중력 및 전리방사선의 우주환경의
상대 기여도를 파악하기 위해 심우주에서의 얻
은 결과는 지구저궤도에 있는 국제우주정거장
및 지구에서 얻은 데이터와 직접 비교될 것이
다
. 이 데이터 자료들은 기존의 생물학적 방사
선 손상 및 원상복귀 모델을 검증하고
, 인체에
외삽법을 적용하여
, 지구 저궤도를 넘어 미래
의 장기 유인탐사 임무에서 처할 위험을 완화
하는 데 기여하게 될 것이다
.
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141
135
그림 17. BioSentinel 지상국 시스템 구성도[16]
초소형위성 버스와 바이오센서 페이로드는
SLS EM-1이 제공하는 달의 접근비행의 잇점을
이용하기 위해 발사시 분리방식 조정 및 안전
프로세스에 대한 접속등 더 많은 정의가 필요
하다
.
Flatsat 개발 환경에서 여러 엔지니어링 개발
유닛
(EDU)이 구축되어 Flight Software (FSW)
개발을 지원한다
. 여기에는 Linear Energy
Transfer (LET) 분광계, BioSensor 유체 카드
어셈블리
, Lightsey Space Research 저온 가스
추진시스템
, Blue Canyon Technologies XACT
3축 자세센서 및 제어 구동기, MMA사의 태양
전지 어레이 및 짐벌
, 그리고 NASA Ames 연
구소에서 개발한 전력계 및 스위칭 보드들이
포함된다
. 바이오 센티넬 우주선과 페이로드
개발이 완숙함에 따라 운영개념
(ConOps)과 지
상임무운영 시스템
(MOS)이 개발되어지고 있다.
ConOps에서는 다음과 같은 사항들을 다루어야
한다
.
- 위성체 버스 및 탑재장치의 운용성을 지원하
기 위해 온보드 기능과 지상기능 간의 기능적
책임 할당
- 위성체 전력 및 열 제한이 있는 다운링크 데
이터의 필요성을 조정하는 통신패스계획 및 데
이터 버짓 결정
- 통신장비에 대한 고경합 기간 동안의 초기임
무 수립
.
바이오 센티넬 통신 링크는 처음 최소
3개월
간 임무기간 동안에는
8kbps, 더 멀리 간 12개
월 임무기간
500bps, 그 이후에는 250bps로 수
신할 예정이다
. <그림 17>에 지상국의 시스템
구성이 상세히 나타나 있다
. <그림 18>에 큐브
136
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141
샛을 구성하는 부분품들을 나타내었고
, <표 4>
에 각 서브시스템의 사양을 나타내었다
.
초소형위성 전자부품의 방사선 환경 요구조
건은
12개월 임무기간에 4kRad TID @ 3mm
Al 차폐시, Non-destructive single events
(SEUs) 에 > 20MeV-cm2, destructive single
events (SELs, SEBs)에 > 37Me-Jcm2 들이 요구
되어진다
.
그림 18. Bio-Sentinel의 형상도[16]
2.7 EQUULEUS
일본 우주항공연구개발기구
(JAXA)와 동경대
(University of Tokyo)는 최초의 SLS 비행을
위해
2개의 큐브샛들을 공동으로 제작하여 제
공하는데
, 이들이 EQUULEUS & OMOTENASHI
이다
.
EQUULEUS
(EQUilibriUm
Lunar-Earth
point 6U Spacecraft)는 과학자들이 지구의
plasmasphere를 이미징하고 지구를 둘러싸고
있는 플라즈마의 분포를 측정함으로써 지구 주
위 공간의 방사선 환경을 이해하도록 도울 것
이다
. 이 기회는 장거리 우주비행 중에 인간과
전자장치를 방사선 손상으로부터 보호하기 위
한 중요한 통찰력을 제공할 수 있다
.
또한
, 지구-달 지역 내에서 다중 달 탐사선과
같은 저에너지 궤적제어 기술을 시연한다
.
EQUULEUS는 다음과 같은 기술적 및 과학
적 임무 목표를 가지고 있다
.
서브
시스템
사양
탑재체
(4U)
-이스트 기반 바이오센서
-JSC LET Spectrometer
-Teledyne 기반 TID Dosimeter
구조계
-6U
-ARC Nanosat 헤리티지
-EcAMSat 기반 설계
열제어계
-냉 바이어스 시스템
-제어용 히터, 써미스터, 페인트, 반사
테이프
C&DH
-내방사선 LEON3 RT 기반
-cFS/cFE에 VxWorks OS 사용
-버스에 LADEE FSW 이용
-탑재체에 EcAMSat/SporeSat FSW
이용
통신계
-X-밴드 DSN @ 62.5~8000 bps
-LGA(6dB)와 MGA(20dB) 패치안테나
-IRIS v2 coherent 트랜스폰더
(레인징과 항행 지원)
유도,항행,
제어계
-3축 제어 GNC 시스템
-Blue Canyon XACT 통합 GN&C유닛
◦ 3 반작용휠
◦ 별 추적기
◦ 안전모드용 태양센서, IMU
-5°지향 정확도
-자동 모멘텀 관리
전력계
-32W 생성전력 EOL
-MMA사 전개형 HaWK 전지판
-파나소닉 18650 리튬이온 배터리
(3s2p, 5100mA-hr)
-ARC 설계 전력계와 스윗칭 제어기
추진계
-GT/LSR사의 3D 프린트 시스템
-Null tipoff rates와 모멘텀 관리
-7 x 냉가스 R236cf 추력기
-~60 sec Isp
-~200 grams 추진제
표 4. BioSetinel 비행시스템 사양[16]
(1) 나노 우주선에 의한 태양-지구-달 (Sun-
Earth-Moon) 섭동지역의 궤도설계 및 제어기
술 시연
(2) GeoSpace(지리 공간)의 방사선 환경 연구
(3) 달의 뒷면에서 충돌하는 유성의 플럭스의
특성 분석
.
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141
137
그림 19. EQUULEUS 임무 운영개념도[18]
EQUULEUS는 지구-달 L2 지점의 딥 스페이
스 거주지를 포함하는 미래의 유인탐사 시나리
오를 개발하는데 기여하게 된다
.
서브
시스템
사양
구조계
크기
무게
6U, 3 x 짐발된
태양전지판의 두 날개
< 14 kg (wet)
전략계
태양전지
배터리
36W@1AU, BOL
Li-ion, 62 Wh
자세
제어계
구동기
센서
3x 반작용 휠,
3축 MEMS 자이로
4x 태양센서
1x 별 추적기
추진계
R C S + T C M
추진제
4+2mN CGJ, 70Isp
1.47 kg H20, 80m/s ∆v
통신계
MGA
LGA
1 X-밴드
2 X-밴드(UL),
5 X-밴드(DL),
1 Ka-밴드(DL): TBD
표 5. EQUULEUS 비행시스템 사양[18]
EQUULEUS 우주선의 사양이 <표 5>에 나
와 있다
. <그림 20>에 우주선의 형상도가 나타
나 있다
. 이것은 현재 디자인이며 일부 구성
요소가 변경 될 수 있다
[18]. 과학탑재체들은
지구 플라즈마를 관측하는 극자외선 이미저인
피닉스
(PHOENIX)와 달의 뒷면에 충돌 물체
를 감지하는 카메라인
DELPHINUS, 초소형위
성의
MLI (Multi-Layer Insulation) 내의 박막
으로
cis-lunar 우주의 작은 물체를 탐지하는
CLOTH로 구성된다. <그림 19>에 큐브샛의 임
무 운영개념도가 나타나 있다
.
그림 20. EQUULEUS spacecraft[18]
2.8 OMOTENASHI
JAXA는
OMOTENASHI
(Outstanding
MOon exploration TEchnologies demonstrated
138
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141
그림 21. OMOTENASHI 임무운영 개념[19]
by NAno Semi-Hard Impactor)를 사용하여 저
렴한 비용으로 매우 작은 우주선이 달 표면을
탐사 할 수 있는 기술을 선보일 예정이다
. 이
기술은 미래의 우주탐사 임무가 작은 예산으로
달 표면을 조사할 수 있는 새로운 가능성을 열
어줄 수 있다
. 이 초소형위성은 또한 달 표면
뿐만 아니라 달 표면 근처의 방사선 환경을 측
정한다
[19].
OMOTENASHI의 임무 목표는 다음과 같다.
(1) 로봇이나 인간의 인공위성이나 착륙선에서
쉽게 운반할 수 있는 나노 착륙선의 시연
: 세
계에서 가장 작은 달 착륙선 개발 및
JAXA의
우주탐사혁신허브
(Space Exploration Innovation
Hub)가 실현하고자 하는 분산협동 나노탐사시
스템을 위한 하드웨어의 타당성을 입증한다
.
소규모 착륙선은 대규모 유인탐사 시스템과 보
완적인 다지점탐사를 가능하게 할 것이다
. 또
한 민간 부문의 참여도 촉진 시킬 수 있다
.
(2) 능동 방사능 측정 및 토양 전단 측정에 의
한 달표면의 복사 및 토양 환경 관측
: 달표면
에 방사선 환경 매개 변수를 측정하는 것은 우
주 비행사의 방사선 위험성 평가를 지원하고
,
달의 유인 우주활동을 위한 우주 방사선 모델
에 대한 벤치마크를 확립하는 데 필수적이다
.
현재 이 우주선은
SLS 발사후 4.5시간이 지
나
26,700km 고도에서 분리될 예정이다. 임무
운영 개요가
<그림 21>에 나타나 있다.
초소형우주선 형상은
<그림 22>에 나타나
있으며
, 총 무게는 14kg이고, 쇼크 댐퍼를 포함
한 나노 착륙선은
1kg, 가스젯을 포함한 궤도
선은
7kg, 고체 엔진 무게는 7kg이다. <표 6>
에 비행시스템의 사양이 나타나있다
.
그림 22. OMOTENASHI 형상도[19]
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141
139
서브
시스템
사양
탑재체
•방사선 모니터 (OM and SP)
•쇼크 가속 측정기(SP)
구조계
6U, 14kg, 세 모듈로 구성:
궤도 모듈(Orbing Module),
리트로 엔진 모듈,
착륙선(Surface probe).
추진계
•고체 엔진(2500m/s,TBD)
•가스 젯 (N2, 20m/s TBD)
Avionics
•2 탑재 컴퓨터(OM, SP용)
전력계
OM(궤도 모듈)
•태양전지(몸체 부착) 30W max, 15W
스핀시
•이차 배터리 30Wh(TBD)
SP(착륙선)
•일차 배터리 30Wh(TBD)
통신계
OM
•X-밴드 상향
•X-밴드 하향
•P-밴드 하향 (아마추어 라디오
주파수)
•칩 스케일 원자시계
SP
•S-밴드 하향
•P-밴드 하향
•P-밴드 상향
자세
제어계
•태양 지향: 0.1deg(TBD)
•삼축 안정: 0.01deg(TBD)
•스핀: 300rpm(TBD)
표 6. OMOTENASHI 비행시스템 사양[19]
그림 23. OMOTENASHI 블록선도[19]
<그림 23>에 OMOTENASHI의 블록선도가
나타나 있으며
, <그림 24>는 궤도모듈과 착륙
모듈이 분리되는 비행 상상도를 나타내었다
.
그림 24. OMOTENASHI 비행 상상도[19]
2.9 ArgoMoon
이탈리아 회사인
Argotec은 이탈리아 우주
국
(ASI)의 승인에 따라 ArgoMoon 초소형위성
을 개발하고 있다
. ArgoMoon은 달의 궤도에
Orion을 보내는 중간극저온추진단(ICPS)에서
분리된 후
, 가까이에서 ICPS의 이미지를 획득
하고 다른 초소형위성들의 분리되는 장면을 보
여줄 것이다
<그림25>. 그리고 초소형위성과 지
구 사이의 광통신 기능을 테스트 할 예정이다
[20].
ArgoMoon는 6U 크기이며 <그림 26>에 형
상도가 나타나 있으며
, 임무는 EM-1의 역사적
인 사진을 찍는 것과 심우주에서 기술을 검증
하는 것으로 다음과 같다
.
•
ICPS단을 기록하기 위한 사진 촬영
•
ICPS에서 CubeSats 분리를 확인하기 위한
사진 촬영
• 백그라운드에 지구 및
/또는 달과 함께 ICPS
사진 촬영
(궤도가 허용하는 경우)
• 광학인식에 기초한 새로운 보조 유도 및 타
겟팅 기술의 검증
• 초소형위성의 크기에 적합한 전력계
, 위성
데이터 수집 및 처리를 위한 새로운 유닛 개발
• 기존 구성품들의
TRL을 향상 시킴.
140
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141
그림 25. ArgoMoon 임무 운영개념[20]
그림 26. ArgoMoon 형상도[20]
3. 정 리
우주전자기술의 발전으로 우주선의 극소형화
가 가능하게 되어
10kg급 초소형위성으로 우주
탐사를 하는 시대가 되었음을
SLS의 EM-1으로
발사되는 달탐사 초소형위성들에서 확인할 수
있었다
.
최근 스페이스
X사가 팰컨9 발사체의 1단 로
켓을 해상에서 회수하는데 성공하여 로켓 재활
용시대를 열어
, 이제 종전보다 현저히 낮은 발
사비용과 저가의 초소형위성으로 우주탐사를
크게 촉진 시킬 것으로 보인다
.
SLS의 역사적인 첫 비행에서 오리온 우주선으
로 달 근처의 우주 영역으로 가는 것은 매우
흥미로운 기회이다
. 그리고 초소형위성에 이와
유사한 우주탐사의 기회를 제공하는 비행이 앞
으로 더욱 많아질 것이다
. 가까운 장래에, 산업
계
, 학계, 그리고 개인조차도 우주탐사에 쉽게
참여할 수 있을 것이고
, 또한 그렇게 되어야
한다
. 이러한 체계를 실현하기 위해서는 작고
저렴한 초소형우주선의 개발이 반드시 필요하
다고 본다
.
참고문헌
1. https://www.nasa.gov/content/what-are-small
sats-and-cubesats
2. https://en.wikipedia.org/wiki/CubeSat
3. http://www.cubesat.org/about/
4. Robert L. Staehle, Brian Anderson, Bruce
Betts, Diana Blaney, Channing Chow, Louis
Friedman, Hamid Hemmati, Dayton Jones,
Andrew Klesh, Paulett Liewer, Joseph Lazio,
Martin Wen-YuLo, Pantazis Mouroulis, Neil
Murphy, Paula J. Pingree, Jordi Puig-Suari,
Tomas Svitek, Austin Williams, Thor Wilson,
Interplanetary CubeSats: Opening the Solar
System to a Broad Community at Lower
Cost, Final Report on Phase1 to NASA Office
of the Chief Technologist, 2012 December 8
5. Craig Hardgrove, The LunarH-Map CubeSat
Mission, 5th International Workshop on
LunarCubes, San Jose, CA, October 6th - 9th,
2015
6. https://directory.eoportal.org/web/eoportal/s
atellite-missions/l/lunar-icecube
7. Pamela Clark, Ben Malphrus, Dennis Reuter,
Robert MacDowall, David Folta, Terry
Hurford, Cliff Brambora, William Farrell,
Lunar Ice Cube: BIRCHES Payload and the
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141
141
Search for Volatiles with a First Generation
Deep Space CubeSat, 30th Annual
AIAA/USU Conference on Small Satellites,
Logan UT, USA, 2017
8. S. West, C. Hardgrove, J. Bell, R. Starr, A.
Colaprete, M. Robinsin, D. Drake, I. Lazbin,
G. West, E. B. Johnson, J. Christian, A.
Genova, D. Dunham, B. Williams, D. Nelson,
A. Babuscia, P. Scowen, K. M. Cheung, A.
Klesh, M. Tsay S. Stem, H. Kerner, R. J.
Amzler, Z. Burnham, S. Puckett, N. Barba,
M. Beasley, To the Moon in a Shoebox:
Engineering the Lunar Polar Hydrogen
Mapper, 2017 Interplanetary Small Satellite
Conference, beyond LEO, San Jose, CA, May
1-2, 2017
9. Craig Hardgrove, The Lunar polar Hydrogen
Mapper (LunaH-Map) Mission, Planetary
CubeSat Science Symposium, NASA Goddard
Space Flight Center, August 4, 2016
10. Travis Imken, Payload Developments on the
Lunar Flashlight Mission, 13th Annual
CubeSat Developers Workshop, Cal Poly
State University, San Luis Obispo, CA,
April 20-22, 2016
11. John D. Baker, Lunar Flashlight, 2017
Interplanetary Small Satellite Conference,
beyond LEO, San Jose, CA, May 1-2, 2017
12. Patrick Gauvin, Ryan Slaybaugh, cFS in a
Real-time Environment on a Multi-core
Space Processor, Workshop on Spacecraft
Flight Software, December 13-15, 2016
13. John D. Baker, NEA Scout, 2017
Interplanetary Small Satellite Conference,
beyond LEO, San Jose, CA, May 1-2, 2017
14. Vinh Bach, Alex Few, Duy Nguyen, Jay
Warren, Chris Becker, Andrew Heaton, Juan
Orphee, Jared Dervan, Travis Imken,
Brandon Stiltner, Ben Diedrich, Tiffany
Lockett, Olive Stohlman, Near Earth
Asteroid (NEA) Scout Solar Sail
Implementation, SmallSat 2016 CubeSat
Pre-Conference Workshop, 2016
15. Julie Castillo-Rogez, Les Johnson, Lesile
McNutt, NEA Scout, Lunar and Planetary
Institute Meeting, January 13, 2017
16. Hugo Sanchez, BioSentinel : A 6U Nano-
satellite for Deep Space Biological Science,
13th Annual Summer CubeSat Developers’
Workshop, Logan, UT, August 2016
17. Matt Sorgenfrei, Terry Stevenson, Glenn
Lightsey, Considerations for Operation of a
Deep Space Nano SatellIte Propulsion
System, AAS 16-125, 2016
18. Stefano Campagnola, Naoya Ozaki, Kenshiro
Oguri, Quentin Verspieren, Kota Kakihara,
Kanta Yanagida, Ryu Funase, Chit Hong
Yam, Luca Ferella, Tomohiro Yamaguchi,
Yasuhiro Kawakatsu, Yuki Kayama,
Shuntaro Suda, Daniel Garcia Yarnoz,
Mission Analysis for EQUULEUS, JAXA's
Earth-Moon Libration Orbit Cubesat, 67th
International Astronautical Congress (IAC),
Guadalajara, Mexico, 2016.
19. http://www.isas.jaxa.jp/home/omotenashi/in
dex.html
20. Alessandro Lambertia, Federica Conab,
Daniele Di Paolac, Valerio Di Tanad, Luca
Facciolatie, Andrea Filosaf, Anna Frosig, Dr.
Claudio Galbiatih, Enrico Garantei, Filomena
Iorizzoj, Joshua Lee Hallk, Silvio Patrunol,
Riccardo Rinaldi, Argomoon: A
Nano-Eyewitness for Space Exploration, 67th
International Astronautical Congress (IAC),
Guadalajara, Mexico, 2016.
