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제3권 제1호 2005년 7월 1일

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항공우주산업기술동향 3권1호 (2005) pp. 3~12

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산업동향

세계 항공기 산업 동향 및 전망

글/임 창 호 changho@kari.re.kr

한국항공우주연구원 정책연구실

1. 머리말

여타 산업도 그러하지만 항공산업은 세계 경제변동

과 정치적 변화, 특히 국제정치적 상황에 민감한 산업중

하나이다. 이라크 전과 전 세계에 걸친 동시다발적인 테

러 등으로 인해 민간항공 수요의 감소와 항공기 운용에

제약적 요건을 유발한 반면, 군수분야에서는 군용헬리

콥터의 수요증가를 가져오기도 하였다. 그러나 최근 기

존 민간항공기의 대체수요와 새로운 항공기 개발 등으

로 인해 아직 그 동력이 약하기는 하지만 세계 항공기산

업이 다시금 활기를 되찾아 가고 있다. Boeing社와

Airbus社는 올 해 상용기 시장의 성장을 조심스레 점

치고 있으며 Bombardier社를 비롯한 중소형 항공기

제작사 역시 낙관론적 전망을 보이고 있다.

우리나라 역시 현재 T-50 고등훈련기 개발에 이어

한국형 헬리콥터 개발 프로그램(KHP)을 준비 중에 있

으며 아울러 소형항공기 시장과 무인기 시장을 위한

역량을 결집하고 있어 향후 동 시장에서의 성장이 기

대되고 있기도 하다. 이러한 국내 항공기 산업 발전에

발맞춰 세계 항공기 시장의 변화를 살펴봄으로써 향후

항공기 개발 및 항공관련 산업체의 경영에 조금이나마

도움을 줄 수 있는 정보를 제공하고자 한다.

2. 세계 항공기 산업 동향

2.1 세계 항공기 산업 일반동향

최근 항공기 산업은 군수와 민수 모두 국제공동개발

을 통한 새로운 항공기 개발이 두드러지고 있다. 특히

민수분야에서 주목받고 있는 Boeing社와 Airbus社의

국제협력을 통한 신기종 개발은 향후 항공기 개발의 방

향을 보여주는 것이라 할 수 있다. 초대형 항공기 개발

을 통한 시장공략의 Airbus社와 중형항공기 시장을 목

표로 한 Boeing社의 집중화 전략이 바로 그것인데, 향

후 그 결과가 자못 궁금해진다.

헬리콥터의 경우, 2003년부터 증가세를 보이고 있으

며 Bell, Sikorsky, Eurocopter 등 메이저社들이 시장

을 지배하고 있는 가운데 틸트로터의 신개념 헬리콥터

가 시장의 새로운 변화요인으로 작용할 전망이다. 군수

시장은 테러와 안보 상황의 강화로 인해 점진적인 증가

세를 이어갈 것으로 보이며 여기에 CH-47F 치누크와

아파치, 블랙호크 등 기존 군용헬리콥터의 개조물량이

가세되어 증가세를 더할 것으로 보인다. 전투기 시장의

경우, 장기수주계획을 확보한 유럽과 달리, 미국은 이라

크 전 수행에 따른 국방예산의 제약으로 인해 전투기 획

득에 어려움이 있을 것으로 예견되고 있다.

최근에는 경영환경의 변화로 비즈니스기에 대한 관

심이 증가하고 있어 생산증가가 예견되고 있으며 주요

전망자료에서도 이 같은 사실을 확인할 수 있다. 이와

더불어 이라크전에서의 실전활용과 민수분야에서의 활

용성을 높이 평가받고 있는 무인기 시장 역시 계속된 성

장을 이어갈 것으로 보인다.

향후 변동요인이 있으나 전체 항공기 산업은 보합세를

유지하면서 점진적인 성장을 보일 것으로 전망되고 있다.

2.2 세계 항공기 산업 규모

Forecast International社 의 2005년도 전망자료에

따르면 2014년까지 전 세계적으로 약 61,580여대의 항

공기가 생산될 것으로 보여 연평균 6,150여대가 생산될

임창호 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 3~12

전망이다. 이를 금액으로 환산하여 보면, 연평균 1,200

억 달러로 2014년까지 1조 2천 53억 달러에 달한다. 이

를 통해 볼 때 향후 2014년까지 세계 항공기 시장은 점

진적인 상승세를 보일 것으로 전망된다.

자료원 : Forecast International 2005.5

0.0

20,000.0

40,000.0

60,000.0

80,000.0

100,000.0

120,000.0

140,000.0

금
액

백
만
달
러

년도

생산금액 108,418 111,173 108,800 113,751 122,056 125,601 127,515 130,438 128,844 128,710

2005

2006

2007

2008

2009

2010

2011

2012

2013

2014

자료원 : Forecast International 2005.5

3. 부문별 항공기 산업 동향

3.1 민수부문

3.1.1 대형여객기

최근 Boeing과 Airbus 두 선도 항공기 제작사는 서로

전혀 다른 전략으로 시장공략에 나서고 있다. Boeing社

는 787 모델로 지점간 직항여행(point-to point

travel)에 대한 고객 needs 파악과 노선 세분화를 통해

시장공략에 나서고 있는 반면, Airbus社는 EADS,

BAe와 공동으로 550여명의 승객을 한번에 수송할 수

있어 여객수요가 많은 간선노선 투입이 예상되는

A380 초대형 여객기로 대형기시장에서의 주도권을 장

악해 나가려하고 있다. 두 회사 모두 이렇듯 각기 다른

개발전략으로 시장을 공략하고 있기는 하나 상대회사

의 전략에 대응하는 대응전략 또한 전혀 배제하고 있지

는 않다. Boeing社는 이렇다할 구체적인 계획을 발표

하고 있지는 않으나 그에 대한 계획을 수립 중인 것으

로 보인다. 지난해 757 기종의 생산라인을 중단한데

이어 767기종에 대해서도 단계적으로 줄여나갈 계획으

로 이는 생산라인의 합리화와 통합을 통해 경영효율화

를 꾀하는 동시에 차세대 여객기 개발을 위한 준비를 하

는 것으로 분석된다. Airbus社 역시 아직 공식적으로 발

표하지는 않았지만 A350과 A300을 대체할 A30X 모델

을 통해 Boeing社의 B787에 대응하려는 움직임을 보이

고 있다. 즉 두 분야 모두에서 보잉사를 압박한다는 전

략인 것이다. 대형기 시장에는 이 두 회사 이외에도

Ilyushin을 필두로 하는 러시아 제작사들의 개발이 있으

나 경쟁구조를 변화시키기에는 그 영향력이 매우 작다.

이러한 양대 항공기 제작사의 경쟁구조 속에 발전해

오는 대형기 시장의 2014년까지의 전망을 살펴보면,

2005년에서 2014년까지 총 6,075대의 항공기가 생산

될 전망으로 이를 금액으로 환산하면 5,986억 달러에

이른다. 한 해 평균 연평균 600여대의 대형기가 생산되

는 것이다. 항공기 대수 면에서는 감소세를 보이나 금액

면에서는 증가세를 보일 전망이다.

자료원 : Forecast International 2005.

자료원 : Forecast International 2005.5

Class

(인승)

생산대수

(대)

생산대수

대비 비율(%)

생산금액
(억 달러)

생산금액

대비 비율(%)

- 19

273

6.6

6.7

0.7

20-30

2.0

3.25

0.4

31-50

682

16.6

103.6

11.8

51-75

2,168

52.7

484.1

54.9

76-130

908

22.1

284.3

32.2

총 계

4,112

100.0

882

100

자료원 : Forecast international 2003.10

임창호 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 3~12

3.1.2 중형여객기

최근 몇 년간 항공 운송사들의 구조조정과 글로벌 전

략적 제휴 등으로 인해 산업의 경쟁구조가 급격하게 변

화되었고 지금도 그 변화 가운데 서있다. 이러한 변화

속에 주요 메이저 운송사들은 노선조정을 통해 수익성

확보를 추구하였으며 이는 바로 중형항공기 생산에도

영향을 미치게 되었다. 1993년부터 2002년까지 과거

10년 동안 3,982대 중형항공기가 생산되었는데, 이중

51~75인승 급의 항공기가 주류를 이뤄왔다. 그러나 최

근 들어서는 항공수요의 증가와 지역항공사들의 등장으

로 인해 50인 승급의 항공기로는 수요에 충분히 대응하

지 못하게 되었다. 이에 앞으로는 51-75인승 급이 주

류를 이루는 가운데 76~130인승급의 항공기가 그 영역

을 점차 확대해 나갈 것으로 예견되고 있다.

중형항공기 시장의 생산전망을 보면 2002년부터

2013년까지 총 4,112대의 중형항공기가 생산 될 계획

이며 금액으로 환산하면 882억 달러에 이를 것으로 보

인다.

자료원 : Forecast International 2004

3.1.3 비즈니스기

2002년부터 2003년까지 지난 2년간 비즈니스기 시

장은 감소세를 보였었다. 그러나 2004년부터 약하지만

증가세로 돌아서고 있어 비즈니스 제트기 제작사들도

조심스런 낙관론을 점치고 있다.

Forecast International社의 전망 자료에서도 이러한

증가세를 나타내고 있는데, 향후 10년간은 증가세가 지

속될 것으로 보인다. 여기에 Adam Aircraft와 Eclipse

Aviation 등에서 생산하는 VLJ(Very Light Jet)로 알려

진 새로운 개인용 항공기가 소개되면서 증가세를 가속

시키고 있다. 그러나 VLJ의 경우, 비즈니스기로 분류되

기보다는 일반항공(GA)으로 보는 경향이 강해 세분시

장 분류에 논란의 여지는 있다. 비즈니스기는 Cessna

CJ 시리즈, Sino Swearingen의 SJ30-2 등의 초급용부

터 Bombardier社의 Global5000, Gulfstream社의

G450등의 장거리용에 이르기까지 다양하다. 비즈니

스기 시장은 Bombardier, Cessna, Dassault,

Gulfstream, Raytheon 이 5개 메이저 업체에 의해 주

도되고 있으나 VLJ 생산을 경쟁력으로 Eclipse社가 여

기에 가세할 전망이다. 항공기 생산대수측면에서 살펴

보면 Cessna가 시장의 28%를 점할 것으로 보여 선두자

리를 지키고 있으며 Bombardier가 그 뒤를 그리고 VLJ

의 수적인 공세로 Eclipse가 3위를 그리고 Gulfstream

과 Raytheon이 그 뒤를 이을 것으로 보인다. 향후 10

년간 총 11,030여대의 비즈니스 제트기가 생산될 계획

이며 이는 지난 10년(1995~2004)간 생산된 5,494대

와 비교하여 보면 100%가 넘는 성장세이다. 최근 국

내기업들도 국제경영에 발맞추어 비즈니스기에 대한

관심을 높여가고 있다.

임창호 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 3~12

자료원 : Forecast International 2005.5

3.1.4 일반항공기(General Aviation)

미국 일반항공기 제작사 협회(GAMA)에 따르면1)

2003년 전 세계적으로 피스톤 엔진의 일반항공기의

생산이 증가하여 1,896대에 달하였다고 한다. 이는

2002년 1,576대, 2001년 1,791대와 비교하여 뚜렷한

증가세를 보이고 있다. 그러나 2013년까지의 전망자

료에 따르면 전반적으로는 감소세를 보일 것으로 내다

보고 있다.

일반항공기의 시장의 경우, 항공기 산업내 그 어느

시장보다도 경기에 민감하여 경기침체 시 가장 먼저

감소세를 보인다. 그러나 경기가 좋아져 수요가 증가하

여도 그 영향이 바로 시장에 반영되지는 않다는 것이

특징이다. 일반항공기 시장은 크게 세 요인의 영향을

많이 받는데 첫째, 항공사와 대학 그리고 민간 사설비

행학교의 수요, 둘째, 소규모의 여행 및 화물 수요 ,셋

째, 해외판매 등이 그것이다. 이 세 요인이 서로 상호

맞물려 일반항공의 수요를 결정하게 된다. 향후 일반항

공이 침체에서 벗어나 발전하기 위해서는 새로운 디자

인과 기술이 접목된 항공기의 개발, 신개념의 추진기관

개발, 민간인의 일반항공기 소유증가와 민주화에 편승

한 동부유럽과 러시아의 수요창출이 이어져야 한다는

것이 일반적 견해이다. 이에 주요 제작사와 미 NASA

에서는 신개념의 일반항공기 개발에 박차를 가하고 있

다. NASA의 경우, 6,900백만 달러를 투자하여 5개년

계획으로 새로운 소형항공기 수송시스템 (SATS :

Small Aircraft Transportation System)개발을 위한

개념연구에 착수하였다. 또한 민간기업과 함께 터보팬

과 피스톤 엔진 개량의 추진기관 연구(GAP)를 통해

FJX-2 터보팬 엔진을 개발한 바 있다.

Forecast International社의 자료에 따르면 2004년

부터 2013년까지 총 19,593대의 항공기 생산이 이루

어져 약 140억 달러 상당의 시장을 이룰 것으로 전망

되고 있다.

생산대수 면에서는 보합세를 유지하나 금액적인 면

에서는 감소세를 보일 것으로 보인다.

자료원 : Forecast International 2004

1) Forecastinternational 2004 자료로부터 재인용

임창호 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 3~12

3.1.5 민수 헬리콥터

점진적인 성장세를 이어가고 있는 시장중 하나가 바

로 헬리콥터 시장이다. 2005년에는 1,658대의 헬리콥

터 생산이 계획되어 2013년까지의 생산계획 가운데서

도 가장 많은 생산을 기록할 것으로 보인다. 2013년까

지는 15,935대의 헬리콥터가 생산될 계획으로 연평균

1,600여대의 생산이 이어질 전망이다. 민수용 헬리콥

터 시장은 2003년을 기점으로 상승세를 보이고 있다.

피스톤엔진 헬리콥터를 생산하는 Robinson社의 경우

2003년 상반기 R22(2인승)와 R44(4인승)의 모델을

187대를 인도한데 비해 2004년에는 343대를 인도하

였다.

Bell社는 새로운 기술을 적용한 3개의 신모델을

2010년까지 선보일 계획이며 한국 등과 함께 427 IFR

모델 개발에 착수하였다. Eurocopter社는 터빈엔진 헬

리콥터 시장에서 그리고 Robinson社는 피스톤엔진 시

장에서 강자자리를 계속 이어갈 것으로 보인다. 한편

2003년 시제기를 개발한 Bell-Aguasta의 틸트로터기

BA609는 2007년 FAA 인증을 위한 수순을 밟고 있다.

Sikorsky는 Schweizer를 인수함으로 인해 피스톤과

터빈엔진 모델에 대한 경쟁력을 보다 강화하게 될 것

으로 보인다.

헬기생산에 대한 전망자료에 따르면 생산대수 면에

서는 점차 약한 감소세를 보이는데 2010년 이후 개발

될 새로운 모델에 대비하여 기존모델에 대한 물량을

줄여나가는 것으로 판단된다. 금액 면에서는 2008년

과 2009년에 정점을 이루다 생산감소에 따라 역시 감

소세를 보일 것으로 예견된다. 2013년까지 총 10,487

대의 민수헬기가 생산될 계획이며 금액으로는 202억

달러에 이를 것으로 보인다.

자료원 : Forecast International 2004

3.2 군수부문

3.2.1 전투기/훈련기

지금 세계 전투기 시장은 조만간 변화의 겪게 될 것

으로 예견되고 있다. 이는 올 초 미 국방부의 감축발표

에 따른 것으로 아직 구체적인 감축량이 발표된 것은

아니나 미 공군은 감축에 따른 조정이 불가피할 것으

로 보고 있으며 현재 277대의 생산이 계획된 F/A-22

의 생산과 F-35 JSF 프로그램에도 영향을 미칠 전망

이다. 불과 2년 전에도, 미해군이 구매하기로 한 F-35

를 1,089대에서 680대로 축소한 바 있다.

자료원 : Forecast International 2005

자료원 : Forecast International 2005.5

임창호 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 3~12

3.2.2 군용수송기

군용수송기시장은 큰 변화가 없는 것이 특징인 시장

으로 Boeing社가 약 50%가 밑도는 시장점유율로 시

장을 선도해 나가고 있다. 그 뒤를 Lockheed Maritin

이 잇고 있으며 이어 Airbus와 EADS CASA가 그 뒤

를 잇고 있다. 최근 Airbus社는 민항기 시장에서의 호

조세를 기반으로 A400M 모델로 군용수송기 시장에서

의 약진을 시도하고 있다.

구체적으로 살펴보면 Boeing社사의 C-17이 증가

세를 보이고 있으며 LockheedMartin社는 C-130J의

수출에 적극적이며 독일, 이태리, 포르투갈의 합작품이

라 할 수 있는 A400M의 Airbus社는 동 기종을 2008

년 첫 인도한다는 계획을 수립해 놓고 있다. 한편

EADS CASA는 CN-235MPA 로 미국시장 공략에 나

서고 있으며 스페인은 C-295로 브라질은 물론 폴란드

와 아랍에미레이트에까지 그 수주를 확장해 가고 있다.

냉전시대 이후 코소보와 보스니아 그리고 아프카니

스탄전과 이라크전으로 이어지는 일련의 전쟁 상황은

수송기 수요의 증가를 가져왔다. 이러한 수요에 부응하

기 위해 C-17과 같은 대형수송기의 생산이 증가되고

있어 그래프 15에서 보는 바와 같이 향후 2013까지는

점차 그 수요가 증대될 것으로 보인다. 향후 80,000 파

운드 이상의 대형수송기 시장에서는 당분간 C-17의

독주가 계속될 것으로 보이며 20,000에서 80,000파운

드 사이의 중형군용수송기 시장에서는 후발기업들의

경쟁이 치열할 것으로 전망된다.

그러나 획득의 필요성은 높아졌으나 개발과 획득 과

정에서의 소요되는 고비용은 부담스런 요인으로 작용

하고 있다. 이를 해결하기 위한 대안으로 민간 항공기

의 군용화가 떠오르고 있는데 미 공군과 Boeing은

CRAF(Civil Reserve Airlift Fleet)프로그램을 통해

민수용 항공기의 군용화를 추진하고 있으나 아직 가시

적 성과를 내지는 못하고 있다.

자료원 : Forecast International 2004

3.2.3 군수 헬리콥터

군수헬리콥터 시장의 경우, 대테러 상황과 국지전

의 영향으로 인해 그 수요가 지속적인 증가세를 보일

전망이다. 지난해 365대에서 올해 470대로 뚜렷한

증가세를 보이고 있으며 계속된 증가는 2012년 672

대로 증가세의 정점에 달할 것으로 예견되고 있다. 생

산금액 또한 이와 같은 추세를 보여 지난해 46억 달

러의 생산을 보이다 2012년 111억 달러로 정점을 보

이다 이듬해인 2013년에는 다소 줄어든 102억 달러

규모를 보일 전망이다. 이러한 증가세에는 2013년까

지 생산되는 총 5,448대의 신규물량도 있으나 1,660

여대에 달하는 개량물량도 가세하여 지속적 성장전망

을 밝게하고 있다. 가장 많은 성능개량 물량으로는

CH-47F 치누크 프로그램이며 아파치와 블랙호크 역

시 변형모델이 진행 중에 있다. 한편 2004년 중단된

RAH-66 코만치 프로그램의 재원의 일부가 파생모델

과 신기종 개발에 쓰여질 것으로 보이며 치누크와 브

랙호크는 물론 새로운 ARH(Armed Reconnaissance

Helicopter)와 LUH(Light Utility Helicopter)등이 그

대상이 되고 있다. 이밖에도 미 공군의 PRV(Personal

Recovery Vehicle)와 미해병의 VXX 프로그램은 향

후 파생 및 신기종 개발의 춘추전국시대를 예견하고

있기도 하다. Boeing社의 경우, 경쟁사인 Sikorsky社

보다도 개량물량에 대한 의존도가 높은데 계획된 생산

의 80%가 개조물량이며 이중 상당부분이 AH-64D나

CH-47F의 개조물량인 것으로 알려지고 있다.

자료원 : Forecast International 2004

AgustaWestland社는 조인트 벤처가 많은 기업으로

NH 컨소시엄으로 NH90 다목적 헬기생산에 참여하는

가 하면 Bell, Lockheed Martin과 함께 US101 프로

그램을 진행 중이다. 현재 AgustaWestland社는 구조

임창호 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 3~12

조정 중으로 공동 지주회사인 Finmeccanica社는 다른

공동지분사인 영국의 GKN社의 나머지 50% 지분을 인

수하여 통합의 움직임을 보이고 있다.

Eurocopter사는 Tiger 공격형 헬기와 NH90으로

군용헬기 시장에서 성공을 이어오고 있다.

자료원 : Forecast International 2004

3.2.4 무인기

아프간 전쟁과 이라크 전쟁을 통해 무인기의 활용성

이 높이 인정받으면서 무인기 시장이 성장세를 이어가

고 있다. 미 국방부는 향후 10년 동안 수 십억 달러의

예산을 책정하여 무인기 개발연구에 박차를 가할 계획

이다. 유럽은 미국만큼의 개발예산을 투입하지는 못하

지만 약10억 유로상당의 개발예산으로 개발을 이어갈

것으로 보인다. 앞으로 당분간은 무인기시장은 미국기

업의 주도로 시장형성을 이루어갈 전망으로 전체 시장

의 50%이상을 점할 것으로 보인다. 미국 기업 중에서

도 선두는 Global Hawk의 Northrop Grumman社와

Predator의 General Atomics社가 지키고 있으며 다

른 기업들도 미 국방부의 프로그램에 참여하고 있다.

유럽의 기업은 전체 시장의 약 5%만을 차지하고 있

으나 점차 시장을 넓혀간다는 계획이다. 유럽국가 중

무인기 개발에 가장 적극적인 국가는 프랑스 이다. 프

랑스는 유럽국가 중 가장 많은 무인기 기단을 보유한

다는 계획이다. 대대단위 전투에 활용될 미니 무인기

(mini UAV)를 비롯해 해군작전을 위한 수직이착륙용

무인기 (VTOL UAV) 그리고 장기 체공형 무인기 등에

이르기까지 다양한 무인기 기단을 확보할 예정이다. 영

국은 2010년 이전에 실전에 활용한다는 계획 하에 12

억 달러 상당의 Watchkeeper 무인기 구매 프로그램

을 진행해 나가고 있다. 이밖에도 독일과 스페인, 네덜

란드, 이태리, 그리스 등도 향후 10년 동안 새로운 무

관련기

기술은

년대 후반 이후 지속적인 발전

FBW

1970

을 거듭하여 왔다

년대 산업 전반의 기술적인

. 1970

수준과 현대

년대 의 기술수준은 엄청난 차이가

(2000

)

있으며 관련 산업의 비약적인 발전에 따라 그 기술

이 비행제어컴퓨터

개발

H/W, Control Law

, OFP

각종 센서 등

시스템의 핵심 구성 기술에

S/W,

FBW

적용되고 있다.

비행제어컴퓨터

비행제어컴퓨

비행제어컴

비행제어

2.1

시스템이 최초로 개발된 이후 약

년이 지

FBW

나면서

시스템의 핵심인 비행제어컴퓨터와 탑

, FBW

재되는

도 발전하고 있다 아날로그에서 디

OFP S/W

지털로 발전하였으며 디지털 비행제어컴퓨터도 컴퓨

터 하드웨어 및 소프트웨어 기술의 발전으로 지속적

으로 성능이 향상되고 있다.

개발
시작

항공기

프로세서

개발언어

다중화

‘99

KTX-2

TMS320C40

'97

VITAL(I)

21060

'97

VITAL(II)

PPC603

ADA

'96

JSF

80960

ADA

'96

BA609(1)

C40

2/3

'96

BA609(2)

21060

2/3

'96

BA609(3)

PPC505

2/3

'94

VFCS

80960

ADA

'92

QF-4

P1750

ADA/P1750A

'91

TRACER

80960

ADA

'91

RAH-66

P1750AE

ADA/1750A

'89

P-7A

P1750

ADA/1750A

'85

IDF

MD/MAS281

JOVIAL/1750A

'84

B-2

F9450/P1750 JOVIAL/1750A

'84

F-15E

MD/MAS281

JOVIAL/1750A

'83

JAS-39

Z8002

PZAP/ASSM

'82

F-16D

F9450

JOVIAL/1750A

'82

LAVI

Z8002

C/ASSM

‘80

F-16D

Z8002

PZAP/ASSM

표 은

년대 초반부터

년대 후반까지 개발에

착수한 항공기의

시스템 중 비행제어컴퓨터의

FBW

프로세서와

개발언어를 보여준다 표

에

, OFP S/W

서 보는 바와 같이

년대 초에는

, 1980

F-16D, LAVI,

등이

마이크로 콘트롤러를 주로 사용

JAS39

Z8002

하였으며, PZAP/ASSEMBLY, JOVIAL/1750A,

PASCAL/PZAP, C/ASSEMBLY 등의 프로그래밍

언어가 사용되었다. Z8002는

비트 마이크로컨트

롤러로서, 4 ~ 10MHz의 클럭주파수를 갖으며 동작

온도 범위는

이다

년대 중반은

-55°C to 125°C

. 80

의 시대이다

등과 같이

MIL-STD-1750A

. MAS281

박무혁

항공우주기술산업동향

3/1 (2005) pp. 27~34

에 기준하여 개발된 프로세서를 대

MIL-STD-1750A

부분 사용하였다

는

년에 제

. MIL-STD-1750A

1980

정되었는데 이 규격에 따라 다양한 업체가 다양한 방

법으로 프로세서를 개발하였다 그리고 이 프로세서

들에 탑재되는

는 대부분

이라는 고

OFP S/W

JOVIAL

급 프로그래밍 언어(High level language)로 개발

되었다. IDF, B-2, F-15E 등이 여기에 속한다. RAH-66

과

역시 이 규격에 맞는 프로세서를 사

P-7A, QF-4

용하였으나 프로그래밍 언어는

를 사용하였다

ADA

MIL-STD-1750A는

년

1996

Notice 4 revision

에서 새로운 개발사업에서의 사용이 중지되었다. 90

년대 초는

프로세서에서

프로세서로 넘

16bit

32bit

어가는 단계라 할 수 있다 따라서

규격이었던

16bit

MIL-STD-1750A는 자연스럽게 도태 될 수 밖에 없었다.

년

와

년

그리고

TRACER , 94

VFCS,

년에 시작된

는

이라는

프로세서와

언어를 사

JSF

80960

32bit

ADA

용하여 개발되었다

은

사에서

년 개발

. 80960

Intel

1988

된

프로세서로서

의 클럭주파수를 낸다

32bit

, 25MHz

프로세서

발매
년도

제작사

클 럭

주파수

버스

특징

PPC603

'93

Motor

PPC

PPC505

'92

PPC

TMS320C40

'90

DSP

ADSP-21060

'90

14,16

DSP

80960

'88

Intel

MAS281

'80

20,24

MIL-STD-1750

A MP

Z8002

'79

Zilog

4,6

년도에 개발을 시작한

는 민간용 틸트로

BA609

터 항공기로서

수직이착륙이 가능하다

최신의

기술이 적용되었는데 비행제어컴퓨터

대가

FBW

탑재된다 하나의 컴퓨터의

모듈은 개의 레인

CPU

으로 구성되는데

와

(lane)

, Primary

Secondary lane

이다 각각의 레인은 개의 프로세서로 구성되는데

은 서로 다른 두개의 프로세서

사의

Primary lane

(TI

사의

가 사용되

TMS320C40, AD

ADSP21060 DSP)

며

은 동일한 두개의 프로세서

, Secondary lane

사의

가 사용된다 프

(Motorola

PPC505 Power PC)

로그래밍 언어는

언어를 사용하였다

년대 중반

. 90

이후 개발이 시작된

시스템은 간간이

를

FBW

ADA

사용하는 경우도 있지만 대부분이

언어를 개발언

어로 사용하는 추세이다 또한 프로세서도

버

32bit

스의

나

를 사용하는 추세이다

PowerPC

DSP

를 위한

는 개발 시 검사

FBW

OFP S/W

(Verification)

및 승인

과정을 요구하는데 이를 위해서

(Validation)

다음과 같은 규격들이 적용되어왔다.

-DOD-STD-2167A (1988-1994)

Defence System Software Development, 1988

-MIL-STD-498T(1994-1998)

Software Development and Documentation

-IEEE/EIA 12207(1998-)

"Information technology-Software life cycle process"

-DO-178B

“Software Considerations in Airborne Systems and
Equipment Certification,”

군용 항공기에는 DOD-STD-2167A, MIL- STD-498T

등이 적용되어 왔으며 민간항공기에는

가

DO-178B

적용되었다. DOD-STD-2167A, MIL-STD-498T,

IEEE/EIA 12207 는 순서대로 나중에 나온 규격이 이전

규격을 대체하였으며 항공기 개발 착수 당시 유효한 규

격을 적용하였으나 경우에 따라서는 이전 규격을 적용

하기도 하였다.

개발
시작

항공기

적용규격

비고

‘99

KTX-2

DOD-STD-2167A

군용기

'96

JSF

MIL-STD-498T

군용기

'96

BA609(1)

DO-178B

민항기

고정익 회전익을 불문하고

분야에 많은 경

FBW

험과 기술력을 가지고 있는 국외 선진업체의 경우,

상기의 모든 규격에 따라 개발을 수행한 경험을 보

유하고 있어 어느 규격이든 적용이 가능하다

국

내는

의 경우

를 적용하고

T-50

, DOD-STD-2167A

있다

의 개발 시 과거에는 개발사가 자

. OFP S/W

체적으로 실시간 커널을 개발하여 사용하는 방식이

박무혁

항공우주기술산업동향

3/1 (2005) pp. 27~34

었으나 근래에 이르러는 상용 실시간 운영체제를 사

용하기 시작하였다 이러한 움직임은 먼저 무인항공

기에 적용되기 시작하였는데 특히

같은

VxWorks

경우는 무인항공기에 이미 적용되고 있다.

조종면 작동기

조종면 작동

조종면 작

조종면

2.2

(Actuator)

2.2

(Actuator

2.2

(Actuato

2.2

(Actuat

현재 개발되고 있는 항공기는

를 대부분 적

FBW

용하고 있으며

시스템에서 작동기의 제어는

, FBW

매우 중요한 부분이다 이러한 작동기의 제어를 위

한 기술 역시

년대에 비해 새로운 기술을 적

70~80

용하고자 하는 노력이 지속되어 왔으며 그 결과가

점차적으로 적용되어 가고 있다 처음 항공기 개발

당시에는 작동기가 없었다 조종사의 힘이 기계적

연결장치를 통하여 직접적으로 조종면에 전달되었

다 그러나 조종사의 힘만으로 안정적인 비행을 유

지하기 위한 조종면의 응답속도를 달성하기 힘들게

됨에 따라 작동기가 사용되기 시작하였으며 작동

기 조종을 위한 신호는 조종사가 기계적인 연결을

통하여 유압 서보밸브를 제어하고 작동기 구동에

필요한 동력은 유압을 사용하는방식의 작동기가 사

용되었다

헬리콥터의 메인로터와 테일로터

. AB139

작동기가 이런 방식에 속한다.

이 다음으로 사용된 것은 전기 유압식 서보 작동

기

이다

전기

(Electro-Hydraulic Servo Actuator)

유압식 서보 작동기는 전기제어 신호에 의해 제어

되며 유압으로부터 동력을 공급받아 구동되는 작동

기이다. 이 작동기는 비행제어컴퓨터에서 생성되는 전

기제어신호가 작동기에 장착되어 있는 유압 전기

서보

밸브(EHSV : Electro-Hydraulic Servo- Valves 를

)

제어하고 이 밸브들이 작동기의 위치를 직접적으로

제어하거나 주 서보밸브

등과 같

(Main servo valve)

은 증폭시스템을 거처 제어하게 된다 이러한 방식이

에어버스에서 아파치 까지 적용된 많은

시스템의

FBW

근간이 되었다.

전기 서보 밸브 방식의 제어 이후에 새로운 개념

으로 개발된 방식이 직구동 서보 밸브 (Direct Drive

방식이다 이 방식은 다중화 된 군용

servo Valve)

항공기용으로 처음 개발되었다. 직구동 유압 작동기

는 주제어밸브 스

(Direct-Drive hydraulic actuator)

풀

을 전기구동장치가 직접 구동함으로써 일

(spool)

반적인

방식에서 필요로 하던 증폭부분의 필

EHSV

요성을 제거하였다 따라서 움직이는 부분

(moving

이

방식 보다 훨씬 최소화됨으로써 신

part)

EHSV

뢰성이 향상되었다.

항공기의 경우도 이 방식의 작동기를 채택

T-50

하고 있다 이상 앞에서 언급하였던 작동기들은 기

본적으로 유압을 이용한 작동기이며 현재까지 많은

항공기에 적용되어 왔고 운용 중에 있다 그러나

항공기에서 유압시스템을 제거할 수 있을 경우 예

측되는 많은 장점들을 고려할 때 유압을 사용하지

않는 전기 기계식 작동기

(EMA : Electro-Mechnical

의 개발은 필연적인 선택이다

Actuator)

년 대

1990

에 이르러 이러한 전기 기계식 작동기 개발을 위

한 프로그램이

에 의해 수행되었다 시험용

NASA

의 좌측 에일러론의 유압식 작동기를 전기 기

F-18

계식 작동기로 대체하여

년 비행시험에 성공

1998

하였다 전기 기계식 작동기는 전기적 동력 전달

의 개념으로 단지 비행제어컴퓨

(Power By Wire)

터와 전기적으로 신호를 주고 받으며

의

, 270VDC

전원으로 구동되도록 개발되었다.

따라서 기존의 유압식 작동기와 달리 전혀 유압배

박무혁

항공우주기술산업동향

3/1 (2005) pp. 27~34

관의 연결 없이 전기로 동작이 가능하다

이러한

기술의 적용은 유압계통을 제거할 수 있게 함

PBW

으로써 병참지원

(Logistic support) 요소의 절감,

생존성의 증대 및 신뢰성의 증대효과를 가져온다.

또한 고장 나거나 손상된 조종면에 대한 작동 중지

및 재형상 등의 능력 면에 있어서 유압식 작동기 보

다 이득이 많다 이러한 전기 기계식 작동기는 무인

항공기 및 우주왕복선 등에 적용되고 있다.

표 는 항공기별로 적용된 조종면 작동기의 형태

및 특성을 보여준다 개발된 순서대로

를 적용하

EHV

다가

와

의 혼용 그리고

만을 적용하

EHV

DDV

는 것을 알 수 있다

의 경우

와

를

. B-777

, EHV

EMA

적용하였다.

그림

은

년대에서

년대 까지 개발된

1950

2000

항공기에 적용된 조종면 작동기 유형을 순서적으로

보여주며

형태의 조종면 작동기를 거쳐

, EHV, DDV

에서 추구하는

형

PBW(All electrical aircraft)

EMA

태의 작동기로 발전해가는 추세를 알 수 있다.

기술동향

기술동

기술

기

2.3 FBL & PBW

2.3 FBL & PB

2.3 FBL & P

2.3 FBL &

기술이 개발된 이후 시장에서의 경쟁력 강화

FBW

를 위하여 보다 가볍고 신뢰성이 높으며 전자기 환

경에 강건한 제어와 보다 경쟁력 있는 항공기 개발을

위한 기술의 개발이 진행되고 있다 이러한 목표는

와

기술

FBL(Fly-By Light)

PBW(Power By Wire)

이라는 새로운 분야에 대한 연구 개발을 통하여 현실

화 되고 있다.

시스템의 개발 시 가장 중요한 고려사항으로 떠

FBW

오르는 것은 전자기 간섭에 대한 취약성(vulnerability)

이라 할 수 있다. 현대의 전자장비들은 저전압 고성능

의 디지털 장비가 주류를 이루는데 이러한 장비들은

박무혁

항공우주기술산업동향

3/1 (2005) pp. 27~34

특히 전자기 간섭에 민감하다 또한 항공기는 운용

되는 환경이 공항 등 전자기파가 많은 곳에서 운용

되며 레이더 등 자체적으로 전자기파를 발생시키는

많은 장비를 탑재하고 있다

따라서 전자기 간섭에

대한 대책은 매우 중요한 문제가 아닐 수 없으며,

현대의 항공기들은 이러한 문제를 차폐(Shielding)

등을 통하여 해결한다 이러한 차폐를 통하여 전자

기 간섭을 배재할 수 있으나 이로 인하여 무게 공

간 비용의 증가를 초래하고 있으며 정기적인 검사

를 통하여 전자기 간섭의 무결성을 확인해야 함으로

써 많은 유지보수 비용을 발생시킨다

이러한 문제점들을 제거하기 위한 방안으로 FBL

기술이 제시되었다 광섬유 기술을 적용한 비행제어

시스템은 빛은 전자기 간섭으로부터 영향을 받지

않는다는 점에 착안된 것이며 이를 적용함으로써

전자기 간섭으로부터 자유로와 질 뿐만 아니라 차

폐로 인해 발생하였던 무게 공간 비용 등을 절감

할 수 있게 된다 기록에 의하면 무게는 약

25%,

공간

냉각

비용

정도 절감이 가능

30%,

40%,

25%

하다 이러한 장점들 때문에 미공군연구소

(AFRL :

에서는 기존의

시

Air Force Research Lab)

FBW

스템을

시스템으로 대체하기 위한 연구를 수

FBL

행하고 있다

은 비행제어분야와 비행관리시

. AFRL

스템에 광섬유 기술을 적용하기 위하여

년 이상

연구를 지속해 오고 있으며, Advanced Vehicle

과

Management Technology program , More Electric

Aircraft Photonic Vehicle Management System

을 통하여 매우

Technology Validation program

좋은 결과를 얻고 있다.

이 두개의 프로그램에서

기술의 장점들을 확

FBL

인하기 위하여 시스템 수준에서 기존의

와 이

FBW

에 대응하는

아키텍처를 개발하고 그 성능을

FBL

비교하였으며 시험실 수준에서

구현을 위한 시

FBL

제 하드웨어를 개발하여 시험함으로써

의 실현

, FBL

가능성을 입증하였다. Control of Multimission

프로그램

Unmanned Air Vehicle Systems (CMUS)

은 앞의 두 프로그램에서의 결과를 바탕으로, FBL

하드웨어를 개발 시험하였으며 무인항공

FC/VMS

기를 대상 플랫폼으로 하여

핵심 구성품 및 시

, FBL

스템 수준의 구성품 센서 섬유 컨넥터 전기식 모터

(

제어를 위한 전원 스위치 등 을 통합 시험할 예정이

)

다

은

년 까지

기술을 적용한 기성

. AFRL

2012

, FBL

품

개발을 달성하는 목표로 연구를

(Off-the-shelf)

지속하고 있다.

이러한

시스템에 관한 연구는 유럽에서도

FBL

활발히 수행하고 있다

사와

. Eurocopter

German

Aerospace Center (DLR)는 2002년 A C T /F H S

(Active-Control Technology demonstrator/Flying

라는 이름으로

사

Helicopter Simulator)

, Eurocopter

의

에

시스템을 주 비행제어시스템으로

EC 135

FBL

하는 시험기의 시험비행에 성공하였다.

의 비행제어시스템은

인

헬

ACT/FHS

FBW

NH90

리콥터와 매우 유사하나 비행제어컴퓨터와 로터블

레이드 제어를 위한 작동기 사이의 인터페이스가

에서처럼 전기적인 신호가 아니라

FBW

, 머리카락

굵기의 광섬유를 이용하였다는 점이 다르다. ACT/

의

시스템은 크게 코어시스템과

FHS

FBL

시험을 위

한 시스템으로 구성되며 시험 시스템은

시스

FBL

템의 성능을 감시하고 평가하기 위한 시스템으로서,

컴퓨터 센서 데이터 저장 및 텔리메트리 시스템 비

행시험 엔지니어의 작업 공간으로 구성되었다. ACT/

박무혁

항공우주기술산업동향

3/1 (2005) pp. 27~34

는

년 말

에 인도되어

시스템의

FHS

2002

DLR

FBL

개발 및 성능 시험 등 다양한 연구에 활용되고 있다.

기술은 항공기에서 유압 및 공압계통을 완

PBW

전히 제거함으로써 추진을 제외한 모든 동력계통을

전기적으로 구현

하는 기술

(All Electric Airplane)

이라 할 수 있다

는 유공압 계통의 제거로 관

. PBW

련한 유지 보수활동을 크게 줄일 수 있으며 민항기

등에서는 경량화로 인한 연료의 절감 등 많은 비용

절감 효과를 기대할 수 있다.

이러한 이유로 민항기 시장의 경쟁이 심해지면

서

기술을 이용한 민항기의 개발은 보

, FBL/PBW

다 경쟁력이 있는 항공기 개발이라는 시대적 요구

에 따라 미국에서는 민항기에 매우 안정적이고 신

뢰성있는

통합시스템 적용을 목표로 하

FBL/PBW

는 기술개발 프로그램을 수행하였다 이 프로그램은

의

NASA

Glen 에서

년까지 수행되

1992 ~ 1997

었는데, Advanced Subsonic Technology Project

의

요소기술 연구라는 형태로 수행되었

FBL/PBW

다 이 프로그램은

기술을 이용하여 경

FBL/PBW

량화 고신뢰성 전자기 환경에 강건한 제어 및 이

차동력계통을 구현함으로써

미국의항공시장 점유

및 경쟁력 향상을 목적으로 하였다

위험도 감소

기술의 성숙도 증명 비용 절약 및 기간 단축을 위

한 인증 방법의 개발 등을 위하여 항공산업계와 긴

밀한 협조하에 진행되었다 연구개발 내용을 살펴보

면 다음과 같다.

대상항공기에 대한

시스템 상세설계

FBL/PBW

시스템의 개발 및 지상시험

- PBW

구성품 및 부시스템의 개발 및 비행시험

- FBL

민항기의 조종면에 대한

통합 시스템

FBL/PBW

설계 제작 지상시험 및 비행시험

전자기 적합성 인증 방법의 개발

시스템의 연구내용은 전체 항공기 제어시스

FBL

템의 설계 및 제작과

보잉

항공기의

, NASA

757

에일러론에

로 제어가 되는 전기 기계식 작동

FBL

기를 장착하여 비행 시범을 수행하는 것이었으며,

구성품의 개발을 위하여

에 적용

FBL

, NASA F-18

을 위한 개루프

시스템이 설계 개발되었으며

FBL

지상 및 비행시험을 수행하였다.

시스템은

PBW

인승급 쌍발 민항기에 대한 항공기 전원관리

300

및 분배

시스템

(PMAD:Power Management and

및 시동 발전기

의

Distribution)

(Starter-generator)

개발을 연구범위로 포함 하였으며 이에 대한 설계

및 지상시험을 위한 지상시험시설을 구축하였다.

결 론

결

이상에서 살펴본 바와 같이

기술은 처음

FBW

개발된 이후 많은 발전을 이루어 왔으며 미래에

개발될 항공기들은

등의 새로운 기술을

FBL, PBW

적용함으로써 시장에서 보다 경쟁력 있는 개발 사

양을 추구하고 있다 국내에서는 개발경험의 부족으

로 단순히

의 기술개발에도 해외선진업체의 기

FBW

술지원 없이는 성공 가능성을 확신할 수 없는 상태

임을 생각하면 해외 선진업체와의 기술격차를 실감

하지 않을 수 없다 그러나

기술 자체는 해

, FBW

외에서

년대에 개발된 기술로 그 당시의 전기

전자산업의 발전 상태에서 개발이 가능하였으며 현

대의 기술수준에서는 국내에서도 일부 특수한 부분

을 제외하면 개발 가능하다고 판단된다 특히 하드

웨어의 개발 기술은 현재 항공산업 외의 분야에서

는 국내에서도 선진국 못지 않는 기술수준을 확보

하고 있으며 이러한 기술의 항공분야 적용을 위한

기회가 절실히 필요하다

등 개발사업을 통

. T-50

하여 항공산업의 특성과 개발경험을 확보하였으며

개발에 필요한 체계와 절차가 국내업체에 갖추어졌

으므로 이제는 독자적인 항공 탑재 부품개발을 위

한 분위기가 무르익었다 하겠다 하지만 단순히 해

외업체들이 과거에 개발하였던 사양을 목표로 개발

을 추진한다면 한국의 항공산업이 경쟁력을 갖을

수 없으며 이제는

분야의 핵심 구성품

FBL, PBW

에 대한 기술 연구 및 개발에 초점을 맞추어야 만

이 해외 선진업체들이 선점하고 있는 항공부품 산

업에서 국내업계가 살아남을 수 있을 것이다 해외

에서도

분야는 아직까지 제품화된 개

FBL, PBW

발품을 내놓지 못하고 있는 것이 현실이며 이러한

기술을 적용한 제품을 먼저 개발하여 적용할 수 있

다면 충분히 경쟁력을 확보할 수 있을 것이다 이

를 위해서는 국내부품업체에서 개발한 부품을 적용

하여 그 성능 및 안전성을 입증할 수 있는 시험용

박무혁

항공우주기술산업동향

3/1 (2005) pp. 27~34

항공기가 필요하다. NASA에서 시험용 항공기로

보잉

등을 기술개발에 활용하는 것처럼

F-18,

757

우리나라도 부품 및 기술개발을 위한 대상항공기가

필수적이며 이를 이용하여 국내업체가 독자적으로

기술 및 부품을 개발 적용하고 인증 받을 수 있는

여건이 반드시 마련되어야 할 것이다.

참고문헌

참고문

참고

참

1. Bill Wagstaff, “Fly-by-lifts off”, HAI Convention

News 2002

2. Gary T.Seng, "Advanced Subsonic Technology

Project Fly-by-light/Power-by-wire Element",
NASA, http://www.lerc.nasa.gov

3. Vernon R.Schmitt, "Fly-by-Wire a Historical and

Design Perspective", SAE International

4. A. Chakravarty, J.W.Berwick, D.M.Griffith, S.E.

Marston, R.L.Nortonn, "FBL Technology
Development Plan", NASA Langley Research
Center

5. Stephen C. Jensen, Gavin D. Jenney, PhD, PE;

Bruce Raymond, P E, David Dawson,
Wright-Patterson, "Flight test experience with an
electro-mechanical actuator on the F-18 systems
reserch aircraft", NASA Dryden Flight Research
Center

항공우주산업기술동향 3권1호 (2005) pp. 35~42

www.kari.re.kr

/lib/index.html

에서 보실 수 있습니다.

기술동향

미국의 General Aviation용 소형항공기 기술개발 동향

글/이 종 원 twinbee@kari.re.kr, 권태희, 박일경,

성기정, 안석민, 장재원

한국항공우주연구원 항공사업단 항공기술실
항공세부계통그룹

1. 머리말

미연방항공법 Part 23(이하 FAR 23)에서 규정하고

있는 소형항공기가 가장 광범위하게 사용되고 있는 분

야는 일반항공(General Aviation, 이하 GA)이다. GA

용으로 사용되는 항공기에는 항공사업자가 정기운항

업에 사용하는 항공기 및 군용기를 제외한 모든 상업

용 항공기와 자가용 항공기가 포함[1]된다. 자가용,

조종훈련, 농업용, 항공촬영, 구조, 관광 등 다양한 용

도로 사용되는 GA용 항공기에는 1인승 단발 피스톤

항공기에서부터 시작하여, 회전익기, 법인의 업무용

소형 제트기, 활공기, 그리고 자가제작 항공기 등 다양

한 성능 및 제원의 항공기가 모두 포함된다.

1960년대 초부터 1970년대 말까지 10여년을 주기

로 부침을 거듭하면서도 생산량에 있어서 꾸준한 증가

세를 보이던 미국의 GA산업은 그림 1에서 보는 바와

같이 1980년대에 들어서면서 전례 없는 침체기를 겪

게 되었다.

1980년대와 1990년대 중반에 걸쳐 미국 내 GA항

공기 생산대수가 급격히 감소한 이유를 살펴보면 ①제

조물책임법 관련소송에 대비한 항공기 제작사의 보험

료 상승에 기인하는 항공기 구매비용의 인상, ②보험,

정비, 연료 등에 관련된 항공기 운용비의 전반적 상승,

③1986년에 시행된 항공기 사치세의 적용, ④투자세

액 공제제도의 폐지, ⑤지역항공과 통근항공의 확산을

포함한 항공운송회사의 전반적 서비스 능력향상 등과

같은 다섯 가지의 주 원인[3]이 드러난다. 물론, 미국

GA산업의 침체에는 위의 다섯 가지 원인 중에서 제조

물책임법의 영향이 가장 컸다. 당시 미국의 제조물책

임법에 따르면 항공기 제작사는 아무리 오래된 항공기

라 할지라도 해당 항공기의 설계 및 제작상의 결함에

대한 보상책임을 부담해야만 했다.

Annual New U.S. Manufactured Unit Shipment

2,000

4,000

6,000

8,000

10,000

12,000

14,000

16,000

18,000

20,000

1945

1955

1965

1975

1985

1995

2005

Total GA

Single Piston

미국 GA제작사들이 항공기 기체와 구성품으로 인

한 제조물책임법 관련 배상과 변호비로 지불한 비용은

1976년에 연 24백만불이었으나 10년 후인 1986년에

는 연 210백만불로 9배 가까이 증가했다. 이런 재정적

부담을 견디지 못한 상당수의 GA제작사가 파산신고

를 하거나 단발 피스톤 항공기 생산설비를 폐쇄하였고

그에 따라 미국의 GA항공기 생산대수는 1990년대 초

반까지 연 1,000대 이하로 감소하였다.

미국 내의 GA 항공기 생산대수가 급격히 감소함에

따라 기체의 노후화도 심각한 수준에 도달했다. 1993

년을 기준으로 미국 내에서 운용중인 단발과 다발을

모두 포함한 피스톤 항공기 전체의 평균기령은 무려

27년을 넘은 상태였다.

이종원 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 35~42

2. GARA의 제정

결국, 제조물책임법이 미국의 GA산업을 몰락시킨

주 원인이라는 공감대가 형성되어 GA제작사의 제조

물 책임기간을 출고 후 18년까지로 제한하는 General

Aviation Revitalization Act (이하 GARA)가 제정

[4]되었다. GARA의 적용대상은 미연방항공국(이하

FAA)의 인증을 받은 승객 19명 이하의 항공기 중에

서 GA의 용도로 사용되는 항공기이다. 단, 제조물책

임법 관련소송에 있어서 해당 항공기의 제작자가 항공

기 인증을 받기위한 목적으로 허위사실을 기재했다는

사실을 원고 측이 입증하는 경우에는 GARA를 적용하

지 않는다. 또한, 해당 항공기의 결함으로 인해 응급구

조 중에 환자가 부상을 입거나 지상에서 대인피해가

발생한 경우[5]에도 GARA를 적용하지 않는다.

1994년 8월 17일부터 발효된 GARA의 제정 이후

미국의 GA산업은 긴 침체기로부터 서서히 벗어나기

시작했다. GARA가 발효된 후, GA제작사 중에 선두

주자라 할 수 있는 Cessna사도 약 10년 동안 폐쇄했

던 단발 피스톤 항공기 생산설비를 1996년 중반부터

다시 가동시켜 Skyhawk 계열을 시장에 출하하기 시

작했다.

3. AGATE Program의 수행

미국 GA산업의 부흥을 위해서는 제조물책임기간

을 출고 후 18년까지로 제한하는 GARA의 제정만

으로는 불충분했다. 1990년대 중반까지 이어지던

침체기 동안, 미국 내 GA산업분야에 대한 새로운

기술투자가 거의 이루어지지 않았다.

미국은 시대에 뒤떨어진 GA산업 관련기술을 신속

하게 발전시키기 위해 Advanced General Aviation

Transport Experiments 프로그램 (이하 AGATE)을

관

x산x학x연 협동과제의 형태[6]로 수행했다. 70개 이

상의 기관 및 산업체가 참여한 AGATE에는 1994년

부터 2001년까지 NASA의 Seed Funding 63백만불

을 포함하여 총200백만불 규모의 예산이 투입된 것으

로 알려져 있다.

NASA의 Seed Funding에 대한 AGATE의 분야별

예산배분율은 표 1과 같다.

순번

분 야

Program Management

Program Operation

Integration Platform

Icing Protection Systems

Integrated Design & Manufacturing

Propulsion Sensors & Controls

Flight Systems

계

NASA의 Seed Funding만 나타낸 것임

100

AGATE의 임무분야는 표 2에서 보는 바와 같이

크게 11개 분야로 나눌 수 있다.

항공기 제작사

반영 내용

Raytheon Beech

Garmin 430/530 avionics suite as the first

major Baron product line change since 1984

Cessna

Bendix King KMD 550 MFD

Cirrus

composite materials qualification methods

and lean manufacturing techniques

Lancair

composite materials qualification methods

and advanced avionics

Eclipse

Avidyne FlightMax avionics suite

항법장비

공급사

반영 제품

Avidyne

FlightMax avionics suite

BFGoodrich

SmartDeck

Avrotec

FlightMonitor

Allied Signal

APEX

Garmin

Garmin 430/530

Seagull/Sequoia
Instruments Inc.

Air Data Altitude, Heading and Reference

System (ADHRS)

이종원 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 35~42

3.1 조종실의 변화

그림 2는 AGATE 전후의 조종실 내부를 비교해

서 보여주고 있으며, 소형항공기에도 중대형 여객기

나 군용기에서처럼 아날로그식 계기 대신에 다기능

시현장치(MFD)등 디지털 방식의 계기가 광범위하

게 적용되고 피스톤 엔진의 제어방법이 거의 터빈

엔진의 제어방법 수준으로 단순해지고 있음을 알

수 있다.

AGATE의 결과를 제품에 반영한 항공기 완제기

제작사 및 항법장비 공급사는 표 3과 같다.

3.2 항공기 외형 및 재료의 변화

AGATE 이전에는 항공용 복합재료의 물성치 데이

터베이스를 공유하는 제도적 뒷받침이 없었으므로 동

일한 복합재료라고 할지라도 사용자가 달라지면 해당

복합재료의 물성치에 대한 인증절차를 매번 다시 반

복해야만 했다. AGATE를 거치면서, FAA의 승인을

받은 각각의 복합재료에 대해서는 각각의 사용자들이

자신이 사용하는 복합재료가 FAA의 승인을 받은 복

합재료와 동일하다는 것을 입증할 수 있는 수령검사

수준의 간단한 시편시험만 하면 되도록 제도적 뒷받

침[9]이 이루어졌다. 이와 같이 알루미늄 합금 대신

에 복합재료를 GA항공기 주/부 구조물에 광범위하고

용이하게 적용할 수 있게 되자 항공기 구조물의 경제

적인 경량화가 가능하게 되었고 항공기의 외형도 그

림 3에서 보는 바와 같이 공기역학적으로 훨씬 더 효

율적인 형상으로 발전하였다

그림 4는 Lancair Columbia 300 기종에 대해

FAR23.573에 따라 복합재료 전 기체 피로시험을 수

행하고 있는 장면이다.

이종원 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 35~42

그림 4의 피로시험용 전 기체는 12,000시간 동안

의 비행에 해당하는 연속적 반복하중을 견디어 냈다.

최대 설계하중 부과 10회를 포함하여 총 170,660회

에 달했던 연속적 반복하중에는 총 7 종류의 하중조

건이 포함되어 있었다. 그 후, 동일한 피로시험용 전

기체는 화씨 175도 조건에서 극한하중까지 견디어

냈다.

AGATE를 거치면서 GA 산업체들은 소형 GA항

공기에 대한 Crashworthiness 설계지침[10]을 최

초로 확보하게 되었다. 이러한 설계지침은 NASA의

관련시험설비에서 수행된 다양한 시험결과의 데이터

베이스를 근거로 해서 작성된 것이다. Crash 시험조

건과 Lancair Columbia300 기종의 전기체로 Crash

시험을 수행하는 장면을 그림 5로 나타내었다.

Crashworthiness에 관련하여 AGATE의 간접적인

파급효과의 하나로서 특기할만한 것이 바로 BRS사의

Parachute Recovery System [11] 이며 Cirrus

Airframe Parachute System (이하 CAPS)이라는 이

름으로 Cirrus사의 4인승 단발 피스톤 기종들에 장착

되어있다. Cirrus사의 4인승 단발 피스톤 기종들은

Spin 회복이 거의 불가능하다는 치명적 단점을 안고

있었기에 부득이 그림 6과 같이 CAPS를 장착하여

FAA의 인증을 받을 수밖에 없었다. 그러나 Cirrus

사의 기종들은 부득이하게 장착한 CAPS덕분에 오

히려 수요자들로부터 적극적인 호응을 얻고 있다.

3.3 소형항공기 관련 기술기준의 변화

AGATE의 결과는 FAA의 소형항공기 인증관련

기술기준의 수정 및 보완에도 큰 영향을 끼쳤으며

그 반영 범위는 표 4와 같다.

No.

Title

23.1309.1C

Equipment Systems and installation in
Part 23 Airplanes

23.1311-1A

Installation of Electronic Display in Part
23 Airplanes

20-53A

  Protection  of  Aircraft  Fuel  Systems
  Against  Fuel  Vapor  Ignition  due  to
  Lightning

20-105B

Reciprocating Engine Power Loss,
Accident Prevention and Trend Monitoring

20-140

Guidelines for Design Approval of Aircraft
Data Policy Memorandum

Policy Memo

ACE-00-23.

613-01

  Volume  65,  No.  114-  Material  Qualification
  and  Equivalency  for  Polymer  Matrix
  Composite  Material  Systems

21-16D RTCA

  Document  DO-160D  entitled  "Environmental
  Conditions  of  Communications  Systems  and
  Test  Procedures  for  Airborne  Equipment

23.562-2
(pending)

  Dynamic  Testing  Part  23-Airplane
  Seat/Restraint  Systems  and  Occupant
  Protection

4. GAP Program의 수행

AGATE와 병행하여, 미국은 표 5와 같은 사양의

터보팬 엔진(Turbine Element)과 2행정 디젤엔진

IO-360

-ES

Piston

Element

Allison

250-B17C

Turboprop

Turbofan

Turbine

Element

Air

Cooling

Liquid

Thrust(lb)

700

210

Power(hp)

200

420

Power(hp)

~ 500

350

Weight(lb)

~ 350

195

Weight(lb)

< 100

0.45

bsfc

0.36

0.66

bsfc

< 0.5

$30K

Cost

~ $15K

$230K

(+$30K)

Cost

~ $65K

1,800

TBO(hr)

3,000

3,500

TBO(hr)

5,000

Noisy

Harsh

Comfort

~ - 5db

(external)

Smooth

Noisy

Comfort

> - 5db

(External)

Very

Smooth

Gasoline

Fuel

Jet

1,750

Hot Sec.

(hr)

2,500

without GAP

with GAP

without GAP

with GAP

이종원 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 35~42

(Intermittent Combustion Element)을 개발하기 위하

여 General Aviation Propulsion (이하 GAP) 프로

그램을 수행하였다.

GAP 프로그램에는 1996년 12월부터 2002년까

지 NASA가 투입한 55백만불을 포함하여 총 110

백만불 규모의 예산이 투입되었다.

4.1 Turbine Element

F JX - 2 로 명명된 소형 터보팬 엔진 개발은

Williams International (이하 WI)사가 주관했다.

수년간의 연구개발 및 시험평가를 거친 후 WI는

FJX-2의 상용화 파생형 EJ22 개발계획을 2000년

3월에 발표했다. Eclipse Aviation은 EJ22를 자사

의 Eclipse500 기종에 탑재하여 일련의 비행시험을

거친 후 추력부족이 드러나자 Pratt & Whitney

Canada사의 추력 900 lb급인 PW610F 터보팬 엔

진 2기를 Eclipse 500에 장착[13]하기로 최종결정

했다.

당초 예정됐던 2000년 10월에서 9개월 가량이

경과한 2001년 7월, WI사의 Static Test 설비에

장착된 FJX-2는 GAP Turbine Element의 목표인

700 lb의 해면고도 정지추력을 달성했다.

4.2 Intermittent Combustion Element

통상 Continental Supercharged Diesel 283

(이하 CSD283)으로 불리는 GAP의 Intermittent

Combustion (이하 IC) 엔진의 개발은 Teledyne

Continental Motors (이하 TCM)가 주관했다.

1998년 3월의 최종설계검토를 거쳐 수평대향식,

전기식 과급기, 2행정, Jet-A유 사용, 직접분사식

압축점화, Time-Between-Overhaul (이하 TBO)

3,000시간 등 CSD283의 목표사양이 확정되었다.

2002년 2월까지 TCM은 CSD283 엔진이 장착된

Cessna 337 Skymaster 항공기의 전반적인 지상시

험과 더불어 공중부양을 포함한 고속활주시험 및

착륙시험 등을 완료하여 GAP IC Element의 제반

목표를 달성했다.

당초의 예정보다 다소 늦어진 감이 있으나, 조만

간 CSD283엔진의 상용화 파생형이 시장에 등장할

것으로 예상된다.

5. SATS Program의 수행

AGATE와 GAP의 성공적 수행으로 소형 GA항

공기에 관련된 핵심기술이 체계적인 상관관계를 이

루며 확보되었다. 이런 성공을 바탕으로 미국의

NASA와 FAA 및 National Consortium for

Aviation Mobility (이하 NCAM)는 혁신적인 미래

지향적 항공교통 기반구축을 위해 AGATE와 유사

한 관

x산x학x연 협동과제의 형태로 Small Aircraft

Transportation System (이하 SATS) 프로그램을

수행[14]하고 있다.

NASA의 자료에 의하면 SATS 프로그램과 유사

한 사전 대비가 없을 경우 그림 7에서 보는 것처럼

미국의 항공수요가 조만간 기반설비의 처리용량을

[17]

엔진 수

엔진 형식

좌석 수

평균기령(년)

단발

왕복엔진

1~3

5~7

8 이상

터보프롭

전체

제트

전체

다발

왕복엔진

1~3

5~7

8 이상

터보프롭

전체

제트

전체

계

이종원 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 35~42

[16]

엔진 수

엔진 형식

좌석 수

평균기령(년)

단발

왕복엔진

1~3

5~7

8 이상

터보프롭

전체

제트

전체

다발

왕복엔진

1~3

5~7

8 이상

터보프롭

전체

제트

전체

계

초과할 것으로 예측되고 있다.

AGATE의 후속사업이라고 볼 수 있는 SATS에

대해 미 의회는 총 5개년(2001~2005)에 걸친 Proof-

of-Concept (이하 POC) 사업에 69백만불의 정부

예산을 승인했다. SATS를 통해 이루어질 기술혁신

의 파급효과는 아래와 같이 크게 4가지로 구분[15]

될 수 있다.

① 국지적 항공교통망 확보에 의해 규모에 관계없

이 모든 경제 단위의 균형적 발전이 가능.

② 기존의 고속도로나 Hub-and-Spoke 교통 시스

템이 지연될 경우에 실용적인 우회로를 제공

③ 광대역 항공 시스템과 군소 공항간의 효과적인

통합이용 수단을 제공.

④ 개발도상국에게 교통관련 기반설비를 경제적으

로 즉시 구축시켜 줄 수 있으므로 해외 수출이

가능한 혁명적 교통체계를 확보.

NASA는 2015년까지 미연방과 주 그리고 지역

단위까지 모두 포함하는 SATS의 개발을 완료하고,

2020년까지 미국 전역에 SATS를 적용할 수 있을

것으로 전망하고 있다.

6. 미국 GA항공기 평균기령

AGATE와 GAP 그리고 SATS와 같은 일련의 체

계적 기술개발 프로그램에도 불구하고 미국의 GA

항공기는 계속 노후화가 진행 중이다. 표 6에서 보

는 바와 같이 미국 내 GA항공기의 평균기령은 시

간이 지남에 따라 오히려 증가하고 있으며, 노후화

된 기체들이 조만간 한계수명에 도달할 수밖에 없

어 폭발적인 대체수요가 예상된다.

7. GA항공기 운용대수 변화추세

GA항공기 운용대수 변화추세를 나타낸 그림 8에

서 보는 바와 같이, 운용대수 면에서 대부분이 4인

승인 미국의 단발 피스톤 항공기가 전 세계 GA시

장에서 가장 큰 비중을 차지하고 있다.

ACTIVE GENERAL AVIATION

50000

100000

150000

200000

250000

300000

350000

1970

1975

1980

1985

1990

1995

2000

2005

2010

2015

World GA, Total

U.S. GA, Total

U.S. GA, Single Piston

FAA Prediction

한편, 운용대수의 증가속도 면에서는 6인승급인

Very Light Jet (이하 VLJ) 항공기가 가장 앞설 것

으로 예측되고 있으며, 그에 따라 그림 9에서와 같

이 해당기종을 이용하는 승객의 숫자도 뚜렷한 증

가세를 보일 것으로 전망되고 있다.

그림 8과 그림 9에서 살펴본 바와 같이 4인승

단발 피스톤 항공기는 운용대수와 수요대수 측면에

서 최대의 잠재시장을 제공하고 있으며, VLJ 항공

기는 운용대수 증가율과 이용승객 증가율 측면에서

최대의 잠재시장을 제공하고 있다. 아울러 4인승

단발피스톤과 VLJ에 대한 수요는 당분간 공급을 훨

씬 초과할 것으로 전망되므로, 한국과 같은 후발주

이종원 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 35~42

자가 전 세계의 소형 GA항공기 시장에 상대적으로

용이하게 진입할 수 있는 절호의 기회가 주어진 셈

이다.

8. 맺는말

한편 국내에서는 표 7에서 보는 바와 같이 1950

년 초반의 부활 호를 비롯하여 2000년대 중반까지

다양한 소형항공기가 개발돼 왔으며, 이 기종들 중

에서 KT-1이 후속실용화를 거쳐 본격적인 내수의

충족 및 수출에 성공한 유일한 항공기이다.

기종명

초도비행

개발주체

좌석 주구조물

마력(hp)

부활

1954. 4. 3

공군

강관/우포

PP 80

창공-91 1991. 11.

대한항공

Al 합금

PP 180

KT-1

1991.12.12

ADD

Al 합금

TP 550/950

까치

1992.12.

KARI, 동인

혼합

PP 80

Twinbee 1997. 2.15 KARI, SSA

복합재

2xPP 350

반디

2001. 9.

KARI

복합재

PP 250

담비

Gyroplane 2002. 9.23

동해기계

항공

혼합

PP 100

그러나 그동안 반복해서 쌓아올린 소중한 연구개발

경험을 바탕으로 국내 산

x학x연의 능력을 결집, 적절

한 GA기종의 개발을 지금부터 시작한다면 2010년

대 초까지는 항공선진국과의 상호항공안전협정 체결

을 거쳐 세계시장에 본격적으로 진입하는 것이 충분

히 가능할 것이다.

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항공우주산업기술동향 3권1호 (2005) pp. 4 ~4

www.kari.re.kr

/lib/index.html

에서 보실 수 있습니다.

기술동향

인공위성 탑재소프트웨어 개발동향

글/채 동 석 dschae@kari.re.kr, 이 재 승, 최 종 욱,

이 종 인, 김 학 정

한국항공우주연구원 위성기술실 위성전자그룹

1. 서 론

인공위성 탑재소프트웨어는 사람의 두뇌에 해당하

는 부분으로 인공위성에 요구되는 모든 임무를 수행

할 수 있도록 인공위성을 전체적으로 제어하는 기능

을 수행한다. 인공위성에 요구되는 기능이 점차 복잡

해지고 고도화됨에 따라 이를 수용할 수 있도록 탑재

소프트웨어의 기능도 점차 고도화되고 복잡한 임무를

수행할 수 있도록 발전해 가고 있다.

인공위성 탑재소프트웨어가 일반 소프트웨어와 다

른 가장 큰 특징은 인공위성에서 사용하는 컴퓨터 환

경에 맞도록 개발되어야 하는 내장형 시스템이며, 여

러 가지 기능들이 정해진 시간 내에 반드시 수행되어

야 하는 실시간 시스템이라는 것, 그리고 오류 없이

동작해야 하는 고도의 신뢰성과 장시간 지상의 제어

없이도 동작할 수 있는 자동화 기능이 요구된다는 점

이다. 본 논문에서는 인공위성 탑재소프트웨어의 기

능과 요소 기술에 대하여 조사하고 그 동안 국내에서

개발한 위성 프로젝트에 포함된 탑재소프트웨어에 대

해서 기술하였다. 그리고 해외 위성 탑재소프트웨어

의 전반적인 기술동향에 대해 분석하였다.

2. 탑재소프트웨어 개발기술

2.1 탑재소프트웨어 기능

탑재소프트웨어의 기능은 일반적으로 위성의 자세

제어, 전력제어, 열 제어, 탑재체 제어 등을 수행하는

위성 제어 기능, 지상으로부터 명령을 수신하여 처리

하고 위성의 상태 데이터와 임무 데이터를 저장하고

전송하는 위성 데이터 처리 기능, 임무에 따라 소프트

웨어를 구동시키고, 상태를 모니터링하고, 이상 상태

발생 시 이를 감지하고 복구하는 시스템 관리 기능으

로 구분할 수 있다.

2.2 탑재소프트웨어 요소기술

탑재소프트웨어를 개발하기 위해 필요한 기술은

위성 제어 소프트웨어 기술, 시스템 관리 소프트웨어

기술, 데이터 처리 소프트웨어 기술, 개발된 소프트웨

어를 검증할 수 있는 소프트웨어 검증기술, 그리고 소

프트웨어 재사용 기술로 구분할 수 있다.

위성 제어 소프트웨어는 위성의 자세를 제어하는

자세제어, 전력을 제어하는 전력제어, 우주환경에서

의 열을 제어하는 열제어 그리고 탑재체 제어를 수행

하는 것으로 각종 센서와 구동기를 이용하여 규정된

정확도를 유지하도록 제어하는 기술이 필요하다. 특

히 자세제어 기술은 관성센서, 별 추적기 등의 센서

데이터로부터 자세를 결정하고, 구동기에 제어 명령

을 내리는 절차가 정해진 시간 내에 반드시 처리되어

야 하는 엄격한 실시간 처리가 요구된다.

시스템 관리 소프트웨어는 소프트웨어가 탑재되는

탑재컴퓨터 환경에서 동작할 수 있도록 시스템을 초

기화하고, 타이머, 인터럽트, 하드웨어 인터페이스를

위한 각종 드라이버를 제공하고 실시간 운영체제와

연동하여 실시간 스케줄링을 수행하는 시스템 소프트

웨어 기술, 위성의 각종 이상상태를 탐지하고 처리하

는 장애관리(Fault Management) 기술, 온 보드 자동

화 기술 등이 요구된다.

채동석 / 항공우주기술산업동향 3/1 (2005)

데이터 처리 소프트웨어는 지상으로부터의 명령을

처리하고, 위성에서 생성되는 각종 위성 상태 데이터

와 임무 데이터를 실시간으로 저장하고 전송하는 기

능을 수행하는 것으로 대용량 메모리 관리기술, 대용

량 데이터 압축기술, 실시간 데이터 처리 기술 등이

요구된다.

소프트웨어 검증기술은 소프트웨어가 요구되는 모

든 기능을 수행하고, 오류 없이 동작함을 검증하는 것

으로 개발 초기에는 주로 타겟이 없는 상태이므로 시

뮬레이션 환경을 개발할 수 있는 기술이 요구되고, 추

후에 타겟 환경에서 시험을 수행할 수 있도록 소프트

웨어 테스트 베드의 개발 및 이를 통한 소프트웨어 검

증기술이 필요하다.

소프트웨어 재사용 기술은 모든 소프트웨어에 다

해당되는 것으로 표준화된 인터페이스 기술, 소프트

웨어 컴포넌트 기술, 객체지향 설계기술 등을 통하여

가능한 소프트웨어의 많은 부분을 재사용할 수 있도

록 개발함으로써 전체적인 개발비용과 일정을 단축하

기 위한 기술이다.

2.3 탑재소프트웨어 개발환경

탑재소프트웨어 개발을 위해서는 실시간 운영체제,

프로그래밍 언어, 컴파일러, 디버거, Build 도구, 소프

트웨어 버전관리 도구, 시험 및 검증도구 등이 필요하

다. 실시간 운영체제는 자체 개발하여 사용하기도 하

고 VxWorks, VRTX 등의 상용 제품을 사용하기도

한다. 프로그래밍 언어로는 Ada, C, C++ 언어를 주

로 사용하고, 일부 빠른 처리가 요구되거나 하드웨어

Dependent한 부분에서는 어셈블리 언어를 사용한다.

시험과 검증을 위해 소프트웨어 테스트 베드나 시뮬

레이터 등을 제작하여 사용하고, 시스템 통합시험을

위해서는 시험지원 장비 및 소프트웨어가 필요하다.

2.4 탑재소프트웨어 개발과정

탑재소프트웨어 개발과정은 보통 위성 소프트웨어

개발에 적용되는 표준으로 DOD-STD-2167A/

IEEE12207과 같은 표준에 따르고 일반적으로 탑재

소프트웨어 요구사항 분석 및 사양서 작성, 예비설계,

상세설계, 구현 및 단위시험, 통합시험, 검증시험, 운

영 및 유지보수의 과정을 거쳐 개발된다. 소프트웨어

개발 프로세스로는 Waterfall Model, Evolutionary

Development Model, Spiral Model 등이 있으며 프

로젝트 특성에 따라 적합한 모델을 선정하게 되나 주

로 병행하여 사용하고 객체지향 소프트웨어 개발방식

도 사용되고 있다 [4].

3. 국내 개발 동향

국내에서 최초로 발사된 과학실험 위성인 우리별 1

호는 영국의 써리 대학에서 기술전수 및 공동개발 방

식을 통하여 탑재소프트웨어 관련 기술을 이전 받았

고, 다목적 실용위성인 아리랑 1호 위성의 경우도 미

국의 TRW사와 공동개발 방식으로 관련 기술을 이전

받았다, 이를 바탕으로 이 후 위성 개발 시 국내 연구

진의 자체 기술로 탑재 소프트웨어를 개발하고 있고,

저궤도 위성에 요구되는 탑재소프트웨어는 자체 기술

로 개발 가능하게 되었다.

3.1 우리별 위성 탑재소프트웨어

1992년, 1993년에 각각 발사된 우리별 1, 2호는

주 컴퓨터로 OBC186(80C186)을 사용하였고, 궤도

조정과 자세제어, 위성체 데이터 시스템을 정기적으

로 관리하는 정기운영(Housekeeping), 위성체 각 서

브시스템을 통제하는 위성명령 처리, 각 서브시스템

의 관리(Subsystem Management), 탑재체 관리, 지

상국과의 교신 등의 임무를 수행한다.

주 컴퓨터의 ROM에는 최소한의 부트스트랩 로더

만이 구현되고, 다른 프로그램들은 위성이 발사된 후

에 지상에서 위성으로 전송된다. 실시간 다중 태스크

관리 운영체제를 사용하여 다수의 독립적인 태스크들

을 스케줄링하며, 스트림 방식으로 태스크 간 통신을

지원한다. OBC186 운영소프트웨어 구조는 그림 1과

같다. 크게 부트스트랩 로더, 운영체제(OS), 통신 프

로그램, 자세제어 프로그램, 원격 검침 및 명령 프로

그램, 그리고 탑재체 운영 프로그램들로 구성되어 있

다. 파일서버, 원격검침 및 명령 서버, AX.25 서버,

DASH 서버는 하드웨어 인터페이스를 담당하는 프로

채동석 / 항공우주기술산업동향 3/1 (2005)

그램들이다 [1].

2호기에서는 부 컴퓨터로 80C186보다 성능이 우

수하고 고 신뢰성을 가지는 인텔사의 80960MC를 사

용한 KASCOM(KAIST Satellite Computer)을 개발

하였고 운영체제 또한 Nucleus에 바탕을 둔 실시간

선점형 다중운영체제인 별지기(Star Keeper)를 개발

하였다. 우리별 3호에서는 KASCOM을 주 컴퓨터로

사용하였고 자세제어로 반작용 휠을 사용한 3축 안정

화 방식을 사용하였다. 과학기술위성 1호(우리별 4

호)에서는 FPGA (Field Programmable Gate Array)

를 이용하여 무게 및 크기의 소형화를 추구하였고, 네

트워크 컨트롤러(Network Controller)를 내장함으로

서 고속으로 위성 네트워크에 접속할 수 있도록 구현

되었다. CPU와 운영체제는 우리별 3호와 동일하다.

과학기술위성 1호의 탑재소프트웨어 구성도는 그림

3과 같다 [2].

GPS(Global Positioning System), MMS(Mass

Memory System), SPR(Solar Power Regulator)

PERIOD, ADCS(Attitude Determination and Control

System), FIMS(Far-ultraviolet IMaging Spectrograph),

ESA(Electro-Static Analyzer), LP(Langmuir

Probe), SST(Solid State Telescope), DCS(Data

Collection System) 등의 태스크들이 운영체제에 의

해 실행된다.

3.2 아리랑 위성 탑재소프트웨어

아리랑 위성 1호기의 탑재컴퓨터는 지상과의 통신

및 탑재체 관리를 수행하는 OBC와 위성의 자세를 제

어하는 RDU(Remote Drive Unit), 위성 전력/열 제어

를 담당하는 ECU(EPS Control Unit)으로 구성된다.

각 컴퓨터는 프로세서로 80186 CPU를 사용하고,

MIL-STD-1553B 데이터 버스로 연결되어 있다. 그

림 4는 위성과 소프트웨어와의 인터페이스를 나타낸

것이다 [4].

세 개의 컴퓨터에 분산되어 탑재되는 탑재 소프트웨어

는 세 개의 CSCI(Computer Software Configuration

Item)로 구성되고, 각 CSCI에는 VRTX 운영체제가 설치

되어 실시간 다중처리 환경을 제공한다. 그림 5는 탑재

소프트웨어의 각 CSC(Computer Software Component)

를 나타낸 것이다.

채동석 / 항공우주기술산업동향 3/1 (2005)

CCI(Command & Communication I/F), SCP (Stored

Command Process), CDS(Command Dispatchers)

는 명령처리 기능을 수행하고. DAQ (Data Acquisition),

MMD(Mass Memory & Downlink Management)는 원격

측정 데이터 처리 기능을 수행한다. EXE(Executives)

는 프로세서 초기화 및 스케줄링, UTL(Utilities)은 각

종 유틸리티 함수와 1553 통신 서비스 등을 수행한다.

ACS는 자세결정 및 제어기능, EPS는 전력 제어기능,

TCS는 열제어 기능을 수행한다.

아리랑 위성 2호기의 경우에는 탑재소프트웨어 구

조나 제어방식은 동일하다. 단, 탑재컴퓨터가 80C386

으로 변경되었고, 고 정밀 자세제어의 기능이 요구됨

으로 RDU의 경우, 빠른 속도의 수치연산을 위하여

80387의 코-프로세서가 추가되었다. 그리고 별추적

기, 자이로 등의 데이터 처리를 위하여 Local 1553B

버스가 추가되었다.

3.3 무궁화 위성 탑재소프트웨어

무궁화위성 1, 2호에는 탑재컴퓨터 없이 FPGA를

사용하여 하드 코딩되어 있다. 3호의 탑재컴퓨터에는

MIL-STD-1750A CPU와 MIL-STD- 1553B 버스

를 사용하였다. 1553B 버스는 모든 위성 서브시스템

명령과 데이터의 송수신 경로가 되며 프로세서는 이

를 감시하고 처리한다. 탑재컴퓨터는 2개의 프로세서

보드와 1개의 이중 전원공급기로 구성되어 있다. 그

림 6은 탑재소프트웨어 주변 인터페이스를 나타낸 것

이다. 1553B를 통한 RWA, IMU, ESA/SSA, Payload

RIU 등의 인터페이스를 갖고 BCRTM(Bus Control

Remote Terminal Monitor)으로부터 1553B 데이터

수신에 대한 인터럽트를 받고, CTU(Command Telemetry

Unit)로부터 Telemetry 전송 인터럽트를 받으며, WDT

(Watch Dog Timer)로 MeOK 신호를 주기적으로 출력

하도록 되어 있다 [3].

탑재 소프트웨어는 원격명령 처리 및 원격측정 데

이터를 전송하는 기능을 수행하는 원격측정 및 명령

소프트웨어, 센서 데이터 처리, 자세전파, 칼만 필터

등의 기능을 수행하는 자세 결정 소프트웨어, 반작용

휠, 추력기 등을 이용하여 자세를 제어하는 기능을 수

행하는 자세제어 소프트웨어, 열 제어 소프트웨어, 전

력제어 소프트웨어, 이상상태 발생 시 이를 해결하기

위한 이중화 관리 소프트웨어, 전체 소프트웨어를 스

케줄링 하기 위한 Executive 소프트웨어로 구성되어

있다.

Executive는 16Hz로 수행되어 원경측정 2Hz, 원

격명령 2Hz, 자세결정 8Hz, 자세제어 2Hz, 저장 명

령처리 1Hz, 전력 및 열제어 0.125Hz로 활성화 시

킨다 [5].

4. 국외 개발 동향

미국, 유럽 등 위성 개발경험이 많은 해외 위성 선

진국의 경우 여러 가지 표준화를 통한 소프트웨어 재

사용성을 높이고, 다양한 기능을 수용할 수 있도록 지

능화, 자동화된 기술을 보유하고 있고 이를 발전시켜

나가고 있다. 또한 탑재컴퓨터의 성능개선에 따라 탑

재소프트웨어에서 처리할 수 있는 능력이 증가됨으로

기존에 지상에서 처리하던 기능들을 점차 위성에서

채동석 / 항공우주기술산업동향 3/1 (2005)

처리하는 것으로 변해가고 있다. 이에 따라 전체 프로

젝트 비용은 감소되고 탑재소프트웨어 비용은 증가하

는 추세이다 [7]. 우주 데이터 시스템 발전과정을 요

약하면 그림 8과 같다.

국외의 각 위성프로젝트에서 사용한 탑재소프트웨

어에 대한 구성이나 구동방식 등에 대한 전반적인 내

용은 알 수 없지만, 여러 가지 탑재소프트웨어

관련 분석 자료들을 통해서 탑재소프트웨어에 대

한 개발 동향을 알 수 있다. 이러한 자료 중에서

NASA에서 발표한 탑재소프트웨어 Cost Risk를 감소

시키기 위한 내용과 2013년까지의 탑재소프트웨어

분야 기술 로드 맵(Technical Road Map)에 대해서

기술하였다.

4.1 탑재소프트웨어 Cost-Risk 분석

위성 프로젝트 레벨에서 소프트웨어의 중요성이 점

차 증가함에 따라 소프트웨어에 대한 정확한 분석이

없다면 결국 비용증가, 일정지연, 프로젝트 실패확률

등이 증가하게 된다. 그리고 개발방향도 하드웨어 개

발 중심에서 하드웨어/소프트웨어가 통합된 시스템 개

발 중심으로 변해가고 있다. 이러한 배경 하에 NASA

JPL(Jet Propulsion Laboratory)에서 1995년~1999

년 사이에 수행된 8개의 위성 프로젝트를 대상으로

Cost-Risk 증가 원인을 분석하고, 이를 감소시키기

위한 방안을 제시하였다 [6]. Cost-Risk 증가 원인을

요약하면 다음 표 2와 같고 Cost-Risk 감소 방안은

표 3과 같다.

구분

Cost-Risk 중가 원인

계획

- 초기 계획 단계에서 S/W를 고려하지 않고
S/W팀이 형성되지 않음
- S/W 규격 및 설계가 변경되기 쉬움

요구분석

및 설계

- S/W 설계가 단순히 서브시스템 레벨에서 수행
- S/W 영향에 대한 고려 없는 결정

개발경험

및 팀웍

- 관리자나 시스템 엔지니어가 S/W를 모름
- H/W-S/W간 시스템-S/W간 팀웍이 형성되지 않음

시험

- 불충분한 시험
- 초기에 시험 도구의 부재

소프트웨어

재사용

- 재사용 S/W에 대한 Review 부족
- 불필요한 코드가 많이 포함됨
- COTS를 비용 산정에서 누락

구분

Cost-Risk 감소 방안

계획

- 계획단계부터 S/W에 대한 고려
- 비상계획을 포함한 위험요소 관리

요구분석

및 설계

- S/W를 시스템 통합 설계에 포함
- 표준화된 S/W Function을 구분

개발경험

및 팀웍

- 관리자나 시스템 엔지니어가 S/W를 잘 이해하고
시스템 레벨에서 관리
- S/W팀은 시스템을 이해해야 함
- H/W-S/W, 시스템-S/W간 팀을 형성

시험

- 개발초기 시험환경(시뮬레이터) 구축
- 다양한 S/W 시험환경 필요
- 타겟과 개발시스템이 일치해야 함
- 사용사례가 있는 설계 도구 이용

소프트웨어

재사용

- 재사용 S/W에 대한 Review

4.2 탑재소프트웨어 기술 로드 맵

NASA GSFC(Goddard Space Flight Center)에서

2013년까지 계획되어 있는 위성 프로젝트를 지원하

기 위하여 필요한 탑재소프트웨어 기술에 대한 기술

로드 맵을 작성하였다. 주요 목표는 필요한 기술 개발

을 위한 전략과 계획을 세우는 것이고, 요구 사항을

만족시키면서 고품질, 저비용의 소프트웨어를 개발하

는 것이다. 3개의 기술 영역으로 구분하였는데 위성

응용기술(Spacecraft Applications Technology),

On-Board 데이터 시스템 기술(On -Board Data System

Technologies), 탑재소프트웨어 개발기술(Flight Software

Development Technologies)로 구분되어 있다 [7]. 그

채동석 / 항공우주기술산업동향 3/1 (2005)

림 9는 탑재 소프트웨어 기술 로드 맵을 요약한 것이다.

위성 응용기술에서는 자동화 기능을 향상시키기

위한 기술로 위성에서 이벤트에 따라 임무에 대한 스

케줄링을 자동적으로 수행하고, 각종 결함 발생 시 이

를 자동적으로 인식하고 복구할 수 있는 향상된 자동

화 기능이 요구된다. 임무 데이터의 처리도 방대한 양

의 데이터를 무조건 저장해서 지상으로 전송하는 것

이 아니라 위성에서 데이터를 추출하고 필터링을 수

행하여 불필요한 데이터를 제거한다.

On-Board 데이터 시스템 기술은 표준화된 인터페이

스, 통합된 외부 장치와의 인터페이스, 표준화된 정보교

환 프로토콜 등을 통하여 소프트웨어 재사용성을 높이

는 것이다. 그리고 계층적 구조(Layered Architecture)

로 각각의 소프트웨어를 컴포넌트(Component)화하여

어느 특정 부분의 변경이 전체 시스템에 미치는 영향

을 최소화 한다. 동적 프로그램 로딩 기술을 통하여

위성에 탑재된 소프트웨어 기능에 국한되지 않고, 새

로운 기능을 추가하거나, 각종 이벤트에 따라 수행할

태스크를 교체하여 위성 운용 기능을 극대화 할 수

있다. 탑재소프트웨어 개발기술에서는 각 서브시스

템 모델에 대하여 재사용 할 수 있는 라이브러리를

개발하고, 개발도구로 객체지향 개발도구인 UML

(Unified Modeling Language) 모델링 기술을 활용

하고, 코드와 테스트 스크립트(Test Scripts) 자동 생

성기 등의 자동화 도구를 개발하는 것이다. 그리고 모

든 탑재 소프트웨어 시험에 활용할 수 있도록 시뮬레

이터와 탑재소프트웨어 사이에 표준화된 인터페이스

를 사용한 통합 시뮬레이션 환경 및 테스트 베드를 개

발하여 활용하는 것이다.

채동석 / 항공우주기술산업동향 3/1 (2005)

5. 결론

본 논문에서는 탑재소프트웨어의 기능과 개발기술,

국내 개발동향 및 국외 개발동향에 대해서 기술하였

다. 국내의 경우는 초기단계에 해외 공동개발의 형태

로 위성을 개발하면서 탑재소프트웨어 기술을 습득할

수 있었고, 이를 기반으로 현재는 위성의 임무와 요구

사항에 맞도록 개발할 수 있는 능력을 어느 정도 갖추

었다고 볼 수 있다. 국외 위성 선진국의 경우, 위성의

임무가 복잡 다양화 되고 탑재컴퓨터의 발전에 따라

기존에 지상에서 처리하던 것을 위성에서 처리하는

방향으로 변화되고 있으며, 위성에 자동화 기능이 강

화되어 가능한 한 지상의 제어 없이 자동적으로 처해

진 상황에 대응하여 정해진 임무를 수행할 수 있도록

하는 추세이다. 또한 그 동안의 다양한 개발 경험을

바탕으로 개발일정과 비용을 절감할 수 있는 방안을

찾고, 각종 인터페이스 표준화를 통하여 재사용성을

높이는 연구가 진행되고 있다. 이제 국내에서도 위성

프로젝트가 많아지고 다양화됨에 따라 단순히 위성의

임무와 요구사항을 만족하는데 그치지 않고 모든 위

성에 공통적으로 적용할 수 있는 부분에 대한 표준화

방향을 모색하고, 가능한 지상의 제어 없이 임무를 수

행할 수 있는 자동화 기능을 강화하는 연구가 필요할

것으로 보인다.

참고문헌

1. 김형신외, “우리별 1,2호 주 컴퓨터부”, 한국우주과학

회지 13권 2호, 1996.12

2. 연구보고서 “저궤도 과학 실험용 과학기술위성 1호

본체 및 지상국개발”, 한국과학기술원, 2003.12

3. 연구보고서 “정지궤도 통신위성 핵심 서브시스템 및

운용시스템 개발”, 한국항공우주연구원, 1998

4. 이종인외, “위성 탑재 소프트웨어 기술 동향”, 제어자

동화시스템공학회지, 제5권 제6호, 1999

5. 김주년외 “우주비행체의 실시간 시스템 및 소프트웨

어 기술동향”, 제어자동화시스템공학회지 제6권 제5
호, 2000

6. Jairus M. Hihn, "Reducing Flight S/W Development

Cost Risk: Analysis and Recommendations", JPL
California Institute of Technology, 2000

7. Jain Marquart, "Flight Software Technology

Roadmap", NASA GSFC, 2003

8. Nancy G. Leveson, "The Role of S/W in Spacecraft

Accidents", Aeronautics and Astronautics Department

Massachusetts Institute of Technology

항공우주산업기술동향 3권1호 (2005) pp. ~5

www.kari.re.kr

/lib/index.html

에서 보실 수 있습니다.

기술동향

인공위성 자세제어 시스템 개발동향

글/이 승 우 srhee@kari.re.kr, 김 용 복

한국항공우주연구원, 위성기술실, 위성제어그룹

1. 서 론

인류가 지구에서 생존하기 시작하면서 인간은 오

랫동안 신비와 경이로움, 호기심으로 하늘을 동경하

다가 코페르니쿠스(1473-1543), 갈릴레이 갈릴레오

(1564 -1642)의 지동설에 이어서 17 - 18 세기 케

플러(1571-1630), 뉴톤(1642-1727) 등 여러 우수

한 철학자에 의해 우주의 신비로움이 하나 둘씩 베

일에서 벗겨지기 시작하였으며, 드디어 1957년 10

월 4일 무게가 84kg, 지름이 58cm인 구형의 인류

최초 인공위성인 스프트니크(Sputnik)가 구소련에 의

해 처음으로 발사되어 비록 짧은 21일 동안만 텔레

메트리를 지상에 송신하였지만, 우주에 대한 인류의

관심은 한층 더 가속화 되었다. 엄청난 예산이 소요

되는 관계로 여타의 국가들이 엄두도 못내고 있던

60년대 이후 지난 40여년간 강대국인 미국과 소련

사이에서 우주로 향한 우주경쟁으로 전철되어 왔고,

또한 이 기간동안 인류 과학기술의 발전은 우주로

향한 인류의 집념이라고 말하여도 과언은 아니었다.

이렇게 짧은 인류의 인공위성 역사 속에서 점진적

으로 미국과 러시아(구소련) 중심에서 벗어나 70년

대 후반부터 프랑스, 영국 등의 참여를 시작으로 독

일, 인도, 일본, 중국 등으로 확대되면서 인공위성

기술은 더 이상 우주 강대국인 미국과 러시아만의

전유물이 되지 않게 되었다.

여러 나라의 참여에 힘입어 이제 인류의 손길이

태양계의 아주 먼 목성(갈릴레오), 토성(카시니), 천왕

성 및 해왕성(보이져2호)까지 미치게 되면서 우주의

신비는 하나 둘씩 벗겨지기 시작했다.

인공위성(Satellite)은 일반적으로 탑재체(Payload)와

위성 본체(Spacecraft)로 구분되는데, 탑재체는 임무

의 목적에 따라서 광학 카메라, 적․자외선 카메라, 분

광기, 통신 중계기, 이온측정기, 자기장 측정기 등

여러 가지가 탑재될 수 있다. 위성 본체는 자세제어

계, 구조계, 열제어계, 추진계, 전력계, 원격측정명령

계 및 탑재 소프트웨어계로 업무가 구분될 수 있다.

인공위성은 이와 같이 여러 분야로 구성되어 하나의

복잡한 시스템을 구성하기 때문에 어느 한 분야가

더 중요하고 덜 중요다고 말할 수 없다. 즉 어느 한

분야의 실패는 인공위성의 실패와 직결된다.

자세제어 시스템은 센서, 구동기, 소프트웨어 로직

으로 구성되어 있으며, 인공위성 운용과 매우 밀접

한 관계를 갖고 있기 때문에 인공위성 종류에 따라

서 각각 상이한 탑재체 운용개념 설정을 위한 초기

설계단계에 깊숙이 관여되어야 한다. 또한 정상적인

자세제어 시스템을 개발하기 위해서 궤도역학, 위성

체 동력학, 진동학 등 항공․기계분야의 지식과 구동

기 및 센서 등 전장품, 자세제어 시스템 시험을 이

해하기 위한 전기․전자분야의 지식, 모델링 및 제어

기 설계를 위한 제어이론 등에 대한 충분하고 폭 넓

은 지식이 필요하다.

자세제어 분야는 1969년 아폴로 11호를 달에 착

륙시키기 위한 아폴로 프로그램에 의해 많은 이론적

발전이 있었고, 그 후 미국과 구소련의 대륙간 탄도

탄 등 무기경쟁을 통해 기술적으로 성숙되었다. 따라

서 인공위성의 자세제어 시스템은 미사일이나 우주

발사체의 제어 시스템과 기본적으로 유사하기 때문

에 강대국에서 기술이전을 극히 제한하는 분야이다.

자세제어 시스템에서 일반적으로 자세제어를 위해

사용되는 센서는 자이로, 별센서, 지구센서, 자기장

이승우 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005)

센서, 태양센서 등이 있으며, 구동기는 모멘텀휠

(Momentum Wheel), 반작용휠(Reaction Wheel),

Control Moment Gyro(CMG), 추력기(Thruster),

자기토커(Magnetic Torquer) 등이 있다. 자세제어

계를 위한 탑재 소프트웨어는 일반적으로 자세제어

시스템 운용부, 센서 데이터 처리부, 제어 로직부,

구동기 명령부 등으로 구분되어 있다.

본 논문에서는 자세제어 시스템의 이해도를 높이

기 위해서 수행임무에 따른 인공위성의 일반적 분류

및 자세제어 시스템의 분류에 대해 소개하였으며, 자

세제어 시스템의 개발동향을 살펴보고, 향 후 인공위

성의 자세제어 시스템 기술개발 방향을 제시하고자

한다.

2. 인공위성의 분류

인공위성에는 사용 목적에 따라서 지구관측위성,

지구탐사위성, 통신위성, 항법위성, 우주탐사위성,

우주관측위성, 군사공격위성 등으로 나눌 수 있으

며, 각각의 위성에 사용되는 자세제어 시스템은 다

르다고 할 수 있다. 지구관측위성에는 미국의 이코너

스(IKONOS), 옵뷰(OrbView) 시리즈, 퀵버드(Quick

Bird), 이스라엘의 오펙(Ofeq) 시리즈, 에로스(EROS),

한국의 아리랑위성 시리즈 등과 같이 지구표면에

대한 영상정보를 생활정보로 전환하여 민수 상업용

으로 사용되는 경우인 민간 지구관측위성, 프랑스가

발사한 SPOT 시리즈, 1972년부터 미국에 의해 운

용되어온 LANDSAT 시리즈 등과 같이 레이더, 분

광기, 광학카메라 등을 탐재하여 지하자원의 종류와

위치를 찾아내기 위한 자원탐사위성과 영상정보를

군사작전에 사용되는 군사 관측위성, 지구자기장,

자외선, 중력장, 이온층 등 지구의 환경을 관측하는

지구과학탐사위성으로 구분될 수 있으며, AXAF

(Chandra X-ray Observatory) 등이 있다. 통신위

성은 민간 방송통신위성 및 군사 작전시 통신용으

로 사용되는 군사통신위성으로 나눌 수 있으며, 지

상 또는 저궤도에서 항법용으로 이용되는 미국의

GPS(Global Positioning System)은 1980년대 실

용화가 가능하였으며, 러시아의 GLONASS와 2000

년대부터 독자적으로 유럽연합에서 개발하고 있는

Galileo 시스템 등이 항법위성에 속한다. 태양계 또

는 은하계의 행성을 탐사하여 지구 또는 우주의 생

성원리나 생명체를 찾기 위한 화성탐사선인 Mars

Express(2003년 발사), Mars Pathfinder(1996년

발사), 토성탐사선 카시니(1997년 발사), 태양계 행

성탐사선인 마리너 10호(Mariner 10, 1973년 발

사), 바이킹(Viking), 보이져 2호(Voyager 2, 1977

년 발사), 갈릴레오(1989년 발사) 등이 우주탐사위

성에 속한다. 수천 수억 광년 떨어진 은하계 별들을

관측하여 우주생성원리를 연구하거나 혹시나 존재

할지 모르는 외계인을 찾기 위한 목적으로 이용되

는 허블스페이스 등이 우주관측위성이라고 한다. 약

300km 상공에서 운용되는 구소련의 미르호(현재

폐기처분되었음) 또는 국제우주정거장 등은 지구과

학탐사위성과 우주관측위성의 역할 및 우주실험실

의 역할을 동시에 수행하고 있는 종합형 위성이라

고 할 수 있다. 군사공격위성은 문자 그대로 적을

감지하고 공격하기 위한 위성으로 위성에 레이져

장치 등이 장착되어 있거나 지상의 레이져를 반사

시킬 수 있는 거울이 장착되어서 지상목표나 우주

를 비행하는 미사일이나 위성 등 우주목표물에 공

격을 할 수 있는 레이져 공격위성과 우주목표물에

자기 자신을 충돌시켜 목표물을 파괴시키는 충돌형

공격위성이 있다.

이와 같이 인공위성은 다양한 목적과 용도에 이용

되고 있기 때문에 위성의 목적과 용도 및 개발가격

을 고려하여 자세제어 시스템이 개발되어야 한다.

3. 자세제어 시스템의 분류

그림 1은 자세제어 시스템에 적용되는 위성체 안

정화 방식을 보여 주는데 크게 수동적 안정화 방식

과 능동적 안정화 방식으로 나눌 수 있다. 수동적

안정화 방식은 주로 저궤도 위성에 사용되며, 이 방

법에는 지구 중력경사 안정화방식과 지구 자기장방

식으로 구분된다. 한쪽 끝에 무거운 추가 장착된 긴

막대기가 우주에서 지구 주위를 돌고 있을 때, 막대

기의 무거운 끝이 지구를 지향하게 되는 현상을 이

용하는 것이 지구 중력경사 안정화 방식이다. 지구

중력경사 안정화 방식으로 제어하기 위해서 일반적

이승우 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005)

Active Stabilization Method

Spin Stabilization

Method

Three Axis

Stabilization

Method

Dual Spin

Simple Spin

Zero Momentum

Bias

Momentum

Bias

Spacecraft Stabilization Method

Passive Stabilization Method

Geo-Magnetic

Stabilization

Gravity Gradient

Stabilization

으로 무거운 추가 한쪽 끝에 붙어 있는 전개형 긴

막대기를 위성에 장착하여 위성체가 궤도에 진입한

후 전개시켜 자세제어에 사용한다. 우리별 1호가

중력경사 안정화 방식에 의해 제어되었던 위성 중

에 하나이다. 위성에 전자석을 장착하여 지구 자기

장과 함께 전자석의 N-S극 특성을 이용하여 제어

하는 방식이 지구 자기장 방식이다. 지구 자기장 방

식의 특성은 한 궤도주기에 위성체가 2번 회전하는

특성을 갖고 있다.

능동적 안정화 방식에는 위성체 몸통을 팽이처럼

회전시켜 안정화 시키는 회전 안정화 방식과 몸통

을 회전시키지 않고 몸통의 3축(x-y-z축) 균형을

조절하여 자세 안정화를 시키는 3축 자세 안정화

방식이 있다.

회전 안정화 방식에는 위성체 몸통 전체를 일정한

각속도로 회전시키는 단순회전(Simple Spin)방식과

위성체 몸통을 두개의 부분으로 나누어서 두개중

한개의 몸통만 회전시켜 자세 안정화 시키는 이중

회전(Dual Spin)방식이 있다. Simple Spin방식은

주로 60년대에 발사된 초기 위성에 적용되었으며,

그림 2는 Simple Spin 안정화 방식의 개념도를 보

여 주는 그림이며,

그림 3은 Simple Spin 안정화 방식으로 1963년

도에 발사된 Telstar 위성을 보여 주는 사진이다.

Dual Spin 안정화 방식은 1971년부터 1985년까지

8기가 발사된 통신위성 Intelsat IV에서 처음으로

적용되었다. 그림 4, 5는 Intelsat IV의 내부도 및

사진이다.

이승우 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005)

3축 자세 안정화 방식에는 위성체 시스템의 총 모

멘텀량을 영(Zero)으로 유지시키면서 반작용휠이나 추

력기를 이용하여 3축을 제어하는 Zero Momentum

방식과 회전 안정화 방식과 원리상으로 동일하지만,

몸통 회전방식이 아닌 위성체 내부에 장착된 휠을

일정한 회전속도로 회전시켜서 위성체 시스템의 총

모멘텀량을 일정하게 유지 하면서 3축을 제어하는

Momentum Bias 방식이 있다. Zero Momentum 방

식은 미공군 군사위성인 DSP 위성을 개발한 TRW

엔지니어에 의해 1970대에 처음으로 도입되었다.

일반적으로 Zero Momentum 방식은 기동성과 지

향성을 요구하는 그림 6과 같이 1999년도에 발사

된 미국의 Ikonos나 2008년도에 발사 예정인 프랑

스의 Pleiades와 같은 저궤도 지구관측위성에 적용

되어 왔고, Momentum Bias 방식은 기동성이 요구

되지 않는 정지궤도 통신위성에 사용되어 왔다.

Zero Momentum 방식은 Momentum Bias 방식

에 비해 다소 복잡하고, 더 많은 부품이 소요되기

때문에 가격이 비싼 단점이 있었으나, 최근에는 반작

용휠이나 각종센서 등 사용되는 부품의 단가가 낮아

지면서 Momentum Bias 방식이 Zero Momentum

방식보다 가격 면에서 낫다고 할 수 없는 실정이다.

따라서 기동성이 높고 지향성이 좋은 Zero Momentum

방식으로 자세제어 시스템을 설계하는 경우가 일반적인

경향이기 때문에, 과거 Momentum Bias 방식의 정지궤

도 통신위성이 현재는 대부분 Zero Momentum 방식의

정지궤도 통신위성으로 설계된다.

위성체 제어방식에는 그림 7과 같이 위성의 모든

자세제어 로직이 탑재 컴퓨터에서 동작하는 On-

Orbit Autonomous Control 방식, 위성체에 장착된

센서의 모든 데이터가 지상에 전송되어 지상국 컴

퓨터에 있는 자세제어 로직이 위성체 구동기에 보

내는 구동명령을 계산한 후 위성으로 전송시켜서

위성체의 자세를 제어하는 Ground Loop Control

방식, 대부분의 자세제어 로직은 탑재 컴퓨터에 설

치되어 있고 일부 국한된 로직만 지상국 컴퓨터에

있는 Limited Ground Control 방식 등이 있다.

이승우 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005)

Spacecraft Control Method

On-Orbit Autonomous

Control

Limited Cround Control

Ground Control

4. 자세제어 시스템 개발동향

1960년대 말 70년대 초에 달탐사 계획인 아폴로

계획에 의해서 인공위성 제어기술 개발은 이론적으

로 이미 완성된 상태이지만, 당시 컴퓨터의 계산능

력이 낮았기 때문에 대부분 제어 로직은 수정이 어

려운 하드웨어로 구성되었다. 이 당시 인간이 잘 이

해하지 못한 부분은 제어분야가 아니라 무중력 우

주공간에서 안테나 또는 태양 전지판과 같이 저주

파수로 진동하는 인공위성 부착물의 거동이 위성체

동력학에 미치는 동력학 및 진동분야 이었다. 따라

서 70년대부터 80년대까지는 인공위성의 동력학

및 진동학 연구가 주류를 이루었고, 위성에 필요한

센서 및 구동기의 신뢰도 및 성능을 높이는 개발

연구가 수행되었다.

4.1 자세제어 센서

특히 군사용으로 개발되어 사용해 온 자세제어

시스템의 주요한 각속도 측정센서인 자이로는

1980년대까지 기계식 자이로가 주를 이루었으며,

미국의 Kearfott사가 주요 공급회사 이었다.

Kearfott사의 기계식 자이로는 다목적 실용위성 1

호에서 사용된 Two-Axis Rate Assembly(TARA)

자이로: 이것은 지상 탱크에서 사용되었던 자이로

를 우주급으로 전환시킨 것임, 가 있고, Votager 1,

2호 및 마젤란, 갈릴레오 탐사선에 사용된 Space-

Qualified Kearfott Inertial Reference Unit(SKIRU)

등이 대표적이다. 기계식 자이로는 내부에 마모될

수 있는 회전체가 있기 때문에 마모에 의한 부품파

손 가능성이 높지만 오랫동안 개발해온 결과 정밀

성이 뛰어 났다: TARA의 Drift Stability는 0.15

deg/hr, SKIRU의 Drift Stability는 0.0045~0.009

deg/hr이다. 1980년대 후반에 기계식 자이로의 기

계적 마모의 단점을 극복하기 위해 Hemispherical

Resonance Gyro(HRG), Ring Laser Gyro(RLG)

및 Fiber Optic Gyro(FOG)의 개발이 시작되었다.

그림 8은 Northrop Grumman사 HRG이며, 작동

원리는 기계식 자이로의 회전체 대신에 정지되어

있는 수정 유리컵이 내장되어 있고, 수정 유리컵의

Standing Wave Node 위치 변화량이 입력되는 각

속도에 비례한다는 원리를 이용한 것이다. 따라서

90년대 후반에 정지궤도 위성 등 고가의 위성에 많

이 사용되어 왔다. RLG와 FOG의 경우 우주의 자

외선 및 고에너지 전자입자에 의한 광섬유 효율저

하로 RLG의 실용화가 먼저 이루어졌다. RLG는 레

이져로 각속도 측정을 위해 Dithering이 필요하며,

이것에 의해 진동이 발생되고 파손의 위험이 존재

하는 단점이 있다. 따라서 광섬유 효율저하를 막는

기술의 개발로 2000년도에는 FOG를 더 사용하는

이승우 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005)

경향이 있다. FOG의 성능은 광섬유 길이에 비례되

는데 고성능 FOG의 경우 광섬유 길이의 증가로 크

기가 커지는 단점이 있다. HRG의 Drift Stability는

0.006 deg/hr 정도이고, RLG의 Drift Stability는

0.005~0.2 deg/hr 정도이며, FOG의 Drift Stability

는 0.001~1.0 deg/hr이다. 최근에 나노기술의 발달

로 인해서 Micro Electro Mechanical System

(MEMS) Gyro 개발 연구가 병행되고 있다.

위성의 자세정보를 직접 측정할 수 있는 센서는

Infrared 지구센서, 태양센서, 별센서 등이 있다.

지구센서, 태양센서, 별센서 모두 1970년대 초반

부터 인공위성에 사용되어 온 센서이며, 지구센서

의 작동원리는 우주와 지구의 온도 차이를 감지하

여 자세정보를 계산하는 적외선 센서인데, 지구대

기권 영향을 많이 받아서 저궤도 위성의 경우 정

밀도는 약 0.1도에서 0.2도 범위, 정지궤도 위성

일 경우 0.05도에서 0.1도 범위에 있다. 태양센서

에는 아날로그 타입과 디지털 타입이 있은데, 아

날로그 타입의 경우 정밀도는 0.1도 정도까지 얻

을 수 있으며, 디지털 타입의 경우 보통 0.03~0.1

도의 정밀도를 갖는다. 최근에는 일부 회사에서 지

구센서와 태양센서를 하나의 센서로 제작하는 방안

이 연구되고 있다. 별센서는 광학부와 Charge-

Coupled Device (CCD)detector, 별의 영상을 처리

하는 전장부로 구성되어 있으며, 정밀도는 지구센서

나 태양센서보다 더 정밀한 0.001도 ~ 0.005도의

정밀도를 갖고 있다.

70년부터 80년대까지 세계에서 미국의 Ball

Aerospace사만 별센서 제작능력을 갖고 있어서

가격이 비싸고 구매하기가 어려웠으나, 현재는 프

랑스의 Sodern사, 그림 9와 같이 독일의 Jena-

Optronik사 등 여러 회사가 공급 가능하고 가격도

지구센서 가격과 비슷하며, 구매에 문제가 없기 때

문에 지구센서 대신에 별센서를 일반적으로 사용하

는 추세이다.

4.2 자세제어 구동기

위성에서 사용되는 대표적인 구동기는 반작용휠

또는 모멘텀휠과 Control Moment Gyro(CMG)이

다. 반작용휠과 모멘텀휠의 차이점은 반작용휠은

회전속도 변화범위(예:-3000~+3000rpm)가 매우

넓은 반면에 모멘텀휠은 회전속도 범위가 매우 제

한적(예:+/-100rpm)이라는 것이다. 그러나 모멘

텀휠 사용시 사용되는 제어방식이 모멘텀 바이어

스 방식이기 때문에 외란에 강인하다는 장점이 있

다. 세계적으로 유수한 반작용휠 제작업체는 미국의

Honeywell사, Ithaco사, 독일의 Teldix사를 꼽을 수

있다. Teldix사가 공급하는 반작용휠의 토크 범위

는 5mNm~0.2Nm 정도이고, 최근에 LowNoise 의

Magnetic Suspended Wheel 개발이 거의 마무리

단계에 와 있고 상용화를 시도하고 있다. Ithaco사

가 공급하는 반작용휠의 토크 범위는 20mNm~ 0.7Nm

정도이고, 최근에 2.0Nm까지 발생시킬 수 있는 대용량

토크 반작용휠을 개발하였다.

Honeywell사가 공급하는 반작용휠의 토크 범위

는 20mNm~0.4Nm정도이고, 최근에 74Nm까지

발생시킬 수 있는 그림 10의 M50 CMG 개발을 완

료하였으며, 이와 경쟁이라도 하듯이 프랑스 Astrium

사에서 45Nm까지 발생시킬 수 있는 그림 11의

CMG 15-45S를 개발하였다.

이승우 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005)

CMG는 휠, Slip Ring, Gimbal Torque Motor,

제어를 위한 전장부로 구성되어 있으며, 반작용휠이

발생시킬 수 있는 토크보다 최소 10배이상의 토크

를 발생시키는 장점이 있으나 가격이 비싸고, CMG

제어로직이 복잡한 단점이 있다. 따라서, CMG를

성공적으로 위성에 사용하기 위해서 1차적으로 제

어로직이 개발되고, Air Bearing Table로 구성된

Test Bed에서 로직에 대한 충분한 검증이 수행되

어야 위성에 사용될 수 있다.

인공위성의 자세제어 시스템 성능은 지향정밀도, 지

향인지도, 지향안정도, 기동성 등에 의해 결정된다.

지난 10여년간 자세제어 시스템의 주요한 센서와

구동기 발달은 괄목할 만한 수준이 되었고, 이를 기

반으로 인공위성의 자세제어 정밀도는 한층 더 높

아만 갔다.(0.5도에서 0.01도 수준으로) 지구관측위

성의 경우 정밀 지향은 물론 빠른 기동성으로 많은

영상정보를 획득하기 위해 위성의 크기가 점차적으

로 작아지는 추세이고, 제작비용 절감을 위해 나중

에 재사용될 수 있도록 모듈러 설계개념이 적용되

어 왔다.

통신위성의 경우 모멘텀 바이어스 시스템에서 제

로 모멘텀 방식의 3축 제어 시스템으로 전환이 된

상태이고, 사용되는 센서의 수를 줄이고, 임무실패를

줄이기 위해 일부 중요 제어 로직을 Redundancy를

갖게 하기 위해 탑재 소프트웨어는 물론 하드웨어

로 장착시키는 경향이 유지되고 있다.

우주탐사위성의 경우 태양풍에 의해 발생되는

추력을 사용하기 위해 박막으로 만들어진 태양풍

돛을 사용하여 태양계내에 존재하는 행성탐사를

수행하는 것이 시도되고 있다. 따라서 유럽이나 미

국, 일본에서는 태양풍에서 돛 역할을 할 수 있는

얇은 박막전개 동력학 및 각종 실험 연구가 진행

되고 있다.

90년대 후반부터 값싸고 작은 미소위성 (Nano

Satellite)의 개념이 도입되었지만, 나노기술연구와

함께 현재 센서와 구동기 및 위성체 시스템의 미소

화에 대한 연구가 활발히 진행되고 있으나 아직 괄

목할 만한 결과는 없는 상태이다.

5. 향후 개발방향

통신위성의 경우 자세제어 시스템은 이상상태 발

생으로 예측되는 통신업무의 단절을 막기 위해 보

다 더 철저한 Fault Detection & Correction 알고

리즘을 하드웨어로 구성하는 방안이 개발비용과 연

계되어 개발될 것으로 예측되며 제어 알고리즘도

현재 개발된 Artificial Intelligent 알고리즘이 실제

로 적용되리라 판단된다.

저궤도 관측위성의 경우 과거에 높은 지향 정밀

도를 유지하면서 미소진동 레벨이 아주 낮고, 군사

공격위성의 역할을 수행하기 위해서 기동성이 아주

높은 자세제어 시스템개발이 예측된다. 또한 높은

기동성을 갖기 위해서 위성체의 무게가 가벼워야

하므로 필요한 모든 전자회로가 구조물에 포함된

Multifunctional Structures가 개발될 것이고, 센서

와 구동기는 나노기술과 MEMS 기술에 의해 미소

화될 것이다.

이러한 자세제어 기술의 발달은 공상영화에나 나

오는 범죄추적 우주시스템 실현을 위한 준비가 될

것이다.

참고문헌

1.  http://satellite.argospress.com/sputni.htm
2.  http://satellite.argospress.com/intels.htm
3.  http://solarsystem.nasa.gov/planets/index.htm

이승우 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005)

4.  http://www.losangeles.af.mil/SMC/PA/Fact_Sheets/
      dsp_fs.htm
5.  EADS  Sodern  Low  Cost  Digital  Sun  Sensor  Catalogue
6.  Ithaco  Space  Systems  Catalogue
7.  Jena-Optronik  ASTRO  series  Star  Tracker  Catalogue

8.  Honeywell  Aerospace  Electronic  Systems  Catalogue
9.  Cyrus  D.  Jilla,  David  W.  Miller  "Satellite  Design  :
      Past,  Present  and  Future",International  Journal  of
      Small  Satellite  Engineering,  1997

항공우주산업기술동향 3권1호

www.kari.re.kr

/lib/index.html

에서 보실 수 있습니다.

기술동향

정밀궤도결정 시스템

(Precision Orbit Determination System)

글/윤 재 철 yjch@kari.re.kr, 신 재 민, 문 홍 열,

이 진 호, 천 용 식, 최 해 진

한국항공우주연구원. 아리랑위성 5호 사업단

1. 서론

SAR (Synthetic Aperture Radar) 및 고해상도

광학 카메라와 고정밀 레이다 및 레이저 고도계가

탑재된 위성들에 의해서 수행되는 영상 획득 임무나

정밀 지구 모델(model) 탐색 임무들은 매우 높은 위

성의 위치 정밀도를 요구한다. 이런 위치 정밀도 요

구사항을 만족시키기 위해서는 우주 공간에서 인공위

성이 받는 힘들을 정밀하게 구현한 위성 동역학 모델,

관측 오차를 최소화시키기 위해 유도한 관측 모델, 그

리고 위성의 상태 벡터 및 여러 모델들과 상관관계를

가지는 파라미터들을 추정하는 필터로 구성된 지상처

리 소프트웨어가 개발되어야 하고 그 정밀도가 검증

되어야 한다. 지난 20년간 미국 NASA 산하의 GSFC

(Goddard Space Flight Center), 미국 텍사스주 오스

틴에 소재한 텍사스 대학 (University of Texas at

Austin) 산하의 CSR (Center for Space Research),

그리고 미국 캘리포니아 공과대학 산하의 JPL (Jet

Propulsion Laboratory) 등에서 기존의 정밀궤도결

정 소프트웨어에 적용된 여러 위성 동역학 및 관측

모델들을 더욱더 향상시키고, 표준화시키기 위한 여

러 노력들을 해 왔다[1]. 특히, 고도 300~1000 km

사이의 저궤도 위성의 경우 지구 중력포텐셜(geo

-potential)과 지구 대기밀도의 모델링(modeling) 오

차가 궤도결정 정밀도 저하에 큰 영향을 미치기 때문

에, 이러한 모델들의 성능을 더욱 향상시킬 필요가

있다.

2. SLR 및 DORIS 추적 시스템

레이저를 사용한 인공위성 거리 측정 시스템인 SLR

(Satellite Laser Ranging)[2]과 전파를 이용한 인공

위성 거리 변화율 측정 시스템인 DORIS (Doppler

Orbitography and Radiopositioning Integrated by

Satellite)[3] 추적 시스템들이 계속 개발되면서 정

밀하고 안정된 위성 관측이 수행된 이후 비로소 기

개발된 동역학 및 관측 모델들에 대한 자세한 분석과

성능 향상이 가능하게 되었다. 현재 대표적인 SLR과

DORIS 데이터를 이용한 정밀궤도결정 소프트웨어

로는 GSFC의 GEODYN II[4], CSR의 UTOPIA[5],

JPL의 OASIS[6] 등이 있다. 이러한 소프트웨어들

의 정밀도는 이전의 많은 연구들에서 검증되었는데,

TOPEX/POSEIDON 위성의 SLR과 DORIS 관측 데

이터를 사용하여 GEODYN II를 통해 결정된 정밀궤

도력은 반경 방향 (radial) 오차 약 2~3 cm, 진행 방

향 (along track) 및 교차 방향 (cross track) 오차

약 15 cm RMS (Root Mean Square)정도의 정밀도

를 가지고 있으며[7], CSR과 JPL의 정밀궤도결정

프로그램을 이용하여 CHAMP 위성의 SLR 관측 데

이터를 처리한 정밀궤도력의 3D 위치 정밀도는 약

10~15 cm RMS 정도인 것으로 검증되고 있다[8].

SLR과 DORIS 추적 시스템을 이용한 정밀궤도결

정 방법은 수십 cm 수준의 위치 오차, 특히 반경 방

향으로 수 cm 정도의 위치 정밀도를 획득할 수 있

다는 장점이 있는 반면, 위성 운용 측면에서 무시하

지 못할 단점을 가지고 있다. 광학 시스템에 기본 원

리를 두고 있는 SLR의 경우, 대기의 조건에 절대적

으로 영향을 받을 수밖에 없으며, S 밴드 전파 추적

시스템보다 레이저의 빔폭 (beam width)이 작기 때

(2005) pp. 57~63

윤재철 / 항공우주기술산업동향 3/1 (2005)

문에 위성을 추적하기 위해 사전에 궤도를 비교적

정밀하게 알고 있어야 한다. 따라서, 지속적이고 안

정적으로 인공위성을 추적하는데 있어 많은 한계가

있다. DORIS의 경우, SLR보다 추적의 안정성은 뛰

어나지만, 위성체에 DORIS 수신기 및 처리 모듈

(module)을 탑재해야 하기 때문에, 위성 버스(bus)

시스템 설계에 직접적인 부담을 줄 수 있다. SLR과

DORIS 시스템 모두 전 지구적으로 분포된 수십개에

달하는 지상국들을 운용하기 위한 추가적인 비용이

드는 단점이 있다.

3. GPS 시스템

SLR과 DORIS 추적 시스템의 단점을 극복하고 그

에 상응하는 위치 정밀도를 획득할 수 있는 대안으로

서, 후처리 DGPS (post-process Differential Global

Positioning System) 기술이 응용된 새로운 시스템이

제안되었다. 이 시스템의 특징은 저궤도 위성에 탑재

된 GPS 수신기와 IGS (International GPS Service)

지상국들의 GPS 상시 관측망이 서로 연동된다는 점

이다. 1992년 DGPS 방식에 의한 정밀궤도결정 실험

이 고도 1330 km의 TOPEX/POSEIDON 위성에 탑

재된 GPS 수신기로부터 획득한 데이터를 이용하여 최

초로 성공적으로 수행되었다[9]. TOPEX/POSEIDON

위성의 공식적인 정밀궤도력 POE (Precision Orbit

Ephemeris)는 SLR과 DORIS 관측 데이터로부터

계산된다. 위 최초 실험을 통해 저궤도 위성에 탑재

된 GPS 수신기로부터 얻어진 L1/L2 이중 주파수

(dual frequency) 반송파 위상 (carrier phase)과 P

코드 (Precision code) 데이터를 이용할 경우 기존의

SLR과 DORIS 정밀궤도력에 상응하거나 혹은 더 정

밀한 궤도를 얻을 수 있다는 것이 최초로 검증되었

으며, 이때 DGPS 방식의 정밀궤도결정 오차는 반경

방향으로 약 2 cm RMS 정도라는 결론에 도달했다

[10][11][12]. 이는 당시 획기적인 기술적 업적으

로 평가되었는데, GPS 시스템에 기반을 둔 저궤도

위성의 정밀궤도결정 시스템을 구축하기 위해 투자

한 약 10년의 세월동안 수행된 수많은 연구들을 바

탕으로 이룩된 최고의 결과였다. 이 연구들에 크게

이바지한 것으로 평가된 여러 소프트웨어들 중에서

JPL의 GOA II (Gipsy-OAsis software II)[13] 정

밀궤도결정 소프트웨어는 1995년 NASA 올해의 소

프트웨어로 지목되는 영광을 안게 되었다. DGPS 방

식의 정밀궤도결정 시스템은 우주 환경에서 GPS 신

호를 정밀하게 수신할 수 있는 위성 탑재용 수신기

와 IGS 지상국망 그리고 정밀궤도결정 소프트웨어로

구성된다[14]. 이후 위성 탑재용 GPS 수신기의 성

능이 향상되고, GPS 위성망과 IGS 지상국망이 완전

히 구축되어 자동화되면서, 정밀한 위치 정보 획득의

요구사항을 가진 여러 위성들에 GPS 시스템이 본격

적으로 적용되기 시작하였다. 지금까지 위성에 탑재

된 GPS 수신기들은 몇몇 예외적인 것들을 제외하고

성능에 따라 크게 두 가지, 즉 L1/L2 이중 주파수

반송파 위상 및 P 코드 데이터를 수신할 수 있는 수

신기와 L1 단일 주파수 (single frequency) 반송파

위상 및 C/A (Coarse Acquisition) 코드 데이터만을

수신할 수 있는 수신기로 구분될 수 있다.

3.1 이중 주파수(L1/L2) GPS 수신기

이중 주파수 수신기는 단일 주파수 수신기 보다

윤재철 / 항공우주기술산업동향 3/1 (2005)

상대적으로 값이 비싸며, 저궤도 위성에서 지상으로

전송해야 될 데이터의 양이 많은 단점이 있는 반면,

이온층에 의한 전파 지연 (ionospheric path delay)

효과를 거의 대부분 제거 할 수 있고, IGS 지상국망

의 데이터를 이용한 DGPS 알고리즘을 통해 GPS 위

성 및 GPS 수신기의 시계 오차를 제거 할 수 있기

때문에 [15][16][17], 반경 방향으로 수 cm, 절대

위치에서 수십 cm 이내의 정밀도로 궤도를 결정할

수 있다. 따라서, GFO, Jason-1, GRACE, CHAMP,

ICESAT 위성들과 같이 고도계를 이용한 해수면

및 빙하의 고도 분포 측정과 지구의 중력 분포 및

계수 측정의 임무를 가진 대부분의 위성들은 이중

주파수 GPS 수신기를 탑재하고 있다. 특히 SAR 영

상 획득임무를 가진 TerraSAR-X 위성의 경우 레이

더 영상의 Interferometer를 이용한 DEM (Digital

Elevation Model) 추출을 위해 이중 주파수 GPS 수

신기를 탑재하고 있으며, 동시에 GPS 신호의 이온층

엄폐(occultation) 현상을 이용해 이온층의 구성

(profile)을 연구할 수 있는 과학임무 역할을 더불어

가지고 있다. 이중 주파수 GPS 데이터를 이용한 궤

도결정 정밀도는 위성의 고도에 따라 상당한 영향을

받는데, 위성의 고도가 낮을수록, 기존의 지구 중력

포텐셜 및 지구 대기밀도 모델링 오차가 더 커지고,

따라서 궤도결정 정밀도는 더욱더 나빠지게 된다. 이를

극복하기 위해 제시된 방법들은 중력포텐셜 모델 성능

향상 기법 (gravity tunning)[18][19][20]과 reduced

dynamic 에 의한 궤도결정 방법[21][22][23][24] 등

크게 두 가지로 발전하여 왔다. 전자의 경우, CSR에

의해서 수행된 전통적인 방법으로서, 위성이 우주공

간에서 받은 힘을 정밀하게 분석하여 동역학 방정식

으로 모델링 하고 SLR과 DORIS 그리고 GPS 시스

템을 이용한 모든 위성들의 데이터를 취합하여 새롭

게 중력포텐셜 계수를 추정하고 갱신함으로써 기존의

중력 모델을 향상시키는 방법이며, 대표적인 소프트웨

어는 MSODP1 (Multi-Satellite Orbit Determination

Program 1)[25]이다. 후자의 JPL에서 제안된

reduced dynamic 방법은 GPS 관측으로부터 획득되

는 기하학적 정보를 위성의 운동방정식에 포함되어

있는 동역학적 정보와 결합시키기 위하여, 상태 잡음

보상 (state noise compensation) 기법을 구현한 연

속 처리(sequential process) 필터를 기존의 일괄 처리

(batch process) 필터에 부분적으로 적용하는 기술이

며, 대표적인 소프트웨어는 GOA II[13]이다. Reduced

dynamic 방법에서는 실제 위성에 작용하고 있지만 모

델링을 하지 못하거나 잘못 모델링 한 가속도를 가리켜

처리 잡음 가속도 벡터(process noise acceleration

vector)라고 하는데, 이 가속도 벡터는 GPS 기하학

적 정보와 비교해서 상대적으로 동역학적 정보에 가

중치를 두는데 사용된다. 일괄 처리 필터를 통해 일

차적으로 궤도가 결정된 후, 처리 잡음 가속도 벡터

는 추가적으로 동역학 모델에 적용되고 연속 필터를

통해 추정된다. 위 두 방법은 고도 700 km의 GLAS

와 고도 300 km의 GRACE 위성들에 대한 시뮬레이

션을 통해 1000 km 이하의 고도에서 궤도결정 오차

가 분석되었고, MSODP1과 GOA II 소프트웨어에

대한 상호 검증을 통해 각자의 알고리즘들이 수정되

어 최적의 시스템으로 발전하였다. 동역학 모델에 의

존한 일괄 처리 방법에 의한 중력포텐셜 모델 성능

향상 기술의 경우, reduced dynamic 방법에서 적용

된 처리 잡음 가속도 벡터의 개념을 도입하여 경험

적 일반 가속도 (empirical general acceleration)

섭동항을 동역학 방정식에 추가하고 그 계수들을 임

의의 시간 간격마다 한번씩 추정함으로써 성능을 높

였다. 반면에, 정밀한 동역학 모델을 사용하고 새롭

게 향상된 중력포텐셜 모델을 적용하면 reduced

dynamic 방법에 의한 궤도결정 정밀도는 더욱더 높

아진다는 것이 검증되었다[26].

3.2 단일 주파수(L1) GPS 수신기

단일 주파수 GPS 수신기는 값이 저렴하고 위성

설계시 상용 수신기 선택의 폭이 넓기 때문에, 수~

윤재철 / 항공우주기술산업동향 3/1 (2005)

수십 m 수준의 위치 정밀도를 요구하는 임무에 많이

활용되었다. 초기에는 IGS 지상국망과 연동한 DGPS

방식이 적용되지 않는 아래의 두 가지 방법이 많

이 적용되었다. 첫째, 위성 탑재 수신기에서 측정된

GPS 데이터만을 이용하여 온보드 (on-board)에서

실시간으로 궤도를 결정하는 방법[27][28][29][30]

과 둘째, 탑재 수신기에서 측정된 GPS 데이터를 지

상으로 내려 보내 후처리로 궤도를 결정하는 방법

[31][32]들로 구성된다. 단일 주파수 GPS 수신기를

활용함으로써, 기존의 S 밴드 전파를 이용한 위성

추적 지상국 시스템에 대한 의존성을 많이 줄일 수

있게 되었고, 위성 운용 효율이 증대되었다. 특히,

위성의 전 궤도에서 3차원의 추적 데이터를 얻을 수

있는 GPS의 특성과 SA (Selective Availability)가

제거됨으로써 나아진 데이터의 질로 인해서 기존의

지상 추적 시스템을 이용한 궤도결정 결과보다 훨씬

좋은 결과를 얻을 수 있는 장점이 있다. 고도 500

km 의 TAOS 위성에 탑재된 수신기에서 계산된

GPS 항행해 (navigation solutions) 데이터를 이용

하고 확장칼만필터 (extended Kalman filter) 또는

일괄 처리 방식을 적용할 경우, 약 8 m RMS 정도

의 위치 정밀도를 획득할 수 있었으며[32], 2000년

5월 2일부터 제거된 SA로 인한 데이터의 질적 향상

을 고려한다면, 앞으로 더욱더 정밀도가 향상된 궤도

결정 성능을 얻을 수 있을 것으로 예상된다. 따라서,

향후 5~10 m (1σ) 수준의 위치 정밀도를 요구하는

임무를 가지는 대부분의 위성들은 단일 주파수 GPS

수신기를 탑재하고, 위 방식을 이용하여 궤도를 결정

하는 알고리즘을 채택함으로써, 저 비용으로 최적의

시스템 효율을 얻을 수 있게 될 것이다. 단일 주파수

GPS 시스템이 기존의 추적 시스템을 대체할 수 있

는 새로운 시스템으로 검증됨에 따라, 이를 이용하여

궤도결정 정밀도를 더욱더 높일 수 있는 방안들이

강구되기 시작했다. 특히, IKONOS 위성과 아리랑위

성 2호/3호를 비롯한 고해상도 광학영상 획득을 목

적으로 하는 위성들은 1 m (1σ) 정도의 위치 정

밀도를 요구한다. 이런 수준의 정밀도를 충족시

키기 위한 가장 확실한 방법으로는 수십 cm (반

경 방향으로 수 cm) (1σ) 수준의 위치 정밀도를

보장하는 SLR과 DORIS 시스템을 이용하는 방

법과 이중 주파수 GPS 데이터를 이용한 DGPS

방식이 있다. 그러나 앞에서도 언급했듯이, 이런

시스템은 광학영상 geo-location 요구사항에 비해

과도한 운용 비용 지출과 시스템 설계의 부담을 안

고 있기 때문에, 이를 극복할 수 있는 최적의 대안으

로 단일 주파수 GPS 데이터를 이용한 DGPS 방식의

정밀궤도결정 방법이 연구 및 개발되기 시작하였다.

저궤도 위성에서 수신된 단일 주파수 GPS 데이터

만을 사용하는 궤도결정 방법은 GPS 위성의 궤도

오차 및 GPS 위성과 저궤도 위성에 탑재된 수신기

의 시계오차가 여전히 남아 있기 때문에, 상대적으로

궤도결정 정밀도가 떨어지게 된다. 이러한 시계 오차

들은 앞에서 언급한 IGS 지상국 수신망으로부터 생

성되는 GPS 데이터를 이용하는 DGPS 개념이 도입

된다면 쉽게 제거된다. 그러나 여전히 이온층에 의한

지연 오차는 남아 있게 되는데, 지금까지 단일 주파

수에서 이들 오차를 제거하거나 줄이기 위한 시도는

크게 두 가지 방법으로 발전하여 왔다.

첫 번째 방법은 L1 주파수의 GPS 코드 의사 거리

(pseudo range)와 반송파 위상 데이터의 평균을 냄

으로써 생성되는 새로운 형태의 데이터를 이용하는

GRAPHIC(GRoup And PHase Ionosphere Calibration)

방법이다[33][34][35]. 이 방법은 이온층에 의한

굴절 현상으로 인해 코드가 지연되고 (delay), 반송

파 위상은 진행되는 (advance) 특성을 이용하여 이

온층에 의한 지연 효과를 제거하는 기술이다. 그러

나, 코드 의사 거리 데이터에 내재된 잡음의 절반은

여전히 남아 있게 되고, 이것은 궤도결정 과정에서

정밀도 저하의 주요 원인이 된다. Muellerschoen et

al.[36]은 1993년 7월 이후 AS (Anti-Spoofing) 기

능으로 인해 C/A 코드와 L1 반송파 위상 데이터만

을 수신할 수 있는 TOPEX/POSEIDON 위성의 궤도

를 GOA II 소프트웨어를 이용하고 GRAPHIC 방법

을 적용하여 결정하였는데, 반경 방향 오차 약 4~5

cm, 진행 방향 및 교차 방향 오차 약 14 cm RMS

정도의 위치 정밀도를 얻을 수 있었다. 이 정밀도는

단일 주파수 데이터를 이용한 것을 감안할 때 매우

고무적인 결과라고 할 수 있지만, 보편적인 기준으로

확대될 수는 없다. 비록 GRAPHIC 방법으로 이온층

에 의한 지연 오차가 제거되었다고 할지라도, 여전히

GRAPHIC 데이터의 잡음이 남아 있고, 고도가 낮을수

록 지구 중력 모델링 오차와 지구 대기밀도 모델의 예

윤재철 / 항공우주기술산업동향 3/1 (2005)

측 오차가 커지게 되기 때문에, TOPEX/POSEIDON

위성의 고도 1,330 km 보다 낮은 저궤도 위성들,

특히 300~1,000 km 고도에 위치해 있는 위성들의

경우에는 위와 상응한 정밀도를 얻기 힘들다는 것이

검증되었다. Bertiger & Wu[37]는 고도 715 km의

GPS/MET 위성에 탑재된 GPS 수신기로부터 생성된

단일 주파수 데이터를 이용하여 GRAPHIC 데이터를

구성한 후 GOA II 소프트웨어를 통해 궤도결정 한

결과, 반경 방향 오차 약 25 cm, 진행 방향 오차 약

70 cm, 교차 방향 오차 약 15 cm RMS 정도의 위

치 정밀도를 얻었다. Gold et al. [38]은 고도 500

km의 EUVE 위성으로부터 얻어진 P1 코드와 L1 반

송파 위상을 평균한 GRAPHIC 데이터와 GOA II 프

로그램의 reduced dynamic 방법을 이용하여 결정된

궤도의 정밀도를 분석하였는데, 반경 방향 오차 약

42 cm, 진행 방향 오차 약 80 cm, 교차 방향 오차

약 33 cm RMS 정도로 전체적으로 1 m 수준의 위

치 정밀도를 얻을 수 있다는 것을 검증하였다.

이온층에 의한 지연 효과를 제거하기 위한 두 번

째 방법은 수치적으로 구현된 기존의 이온층 모델을

사용하여 지연 효과를 최소화 시키는 방법이다[39].

이 방법은 단순히 모델링을 통해 쉽게 이온층의 효

과를 줄일 수 있다는 장점이 있는 반면, 이온층 모델

을 통해 계산되는 총 전자 수 (Total Electron

Content : TEC) 의 값이 실제 값과 비교해 약 30 %

정도의 오차를 가지고 있듯이[40], 총 전자 수의 변

화를 정확하게 예측할 수 없기 때문에, 이온층의 F2

영역을 항행하는 저궤도 위성의 궤도결정 정밀도에

는 한계가 있을 수밖에 없다. 특히 위성의 고도가 낮

을수록 이온층에 의한 지연 오차는 더 커지게 되기

때문에, 궤도결정 정밀도는 더 나빠지게 될 수 있다.

Lough et al.[41]은 TOPEX/POSEIDON 위성의 단

일 주파수 GPS 데이터에 IRI-95 이온층 모델[42]

을 적용하고 GOA II 소프트웨어를 사용하여 반경

방향으로 약 3 cm 보다 나은 정밀도로 궤도를 결정

할 수 있다고 주장했다. Davis et al.[43]은 고도

815 km의 RADCAL 위성에서 받은 C/A 코드 데이

터에 이온층 모델은 적용하지 않고 MicroCosmⓇ

소프트웨어[44]를 사용하여 궤도를 결정하였는데,

3~7 m 정도의 위치 오차를 가진다고 발표하였다.

Yoon et al.[45]은 고도 465 km의 CHAMP 위성에

탑재된 GPS 수신기에서 생성된 L1 반송파 위상 데

이터에 IRI-95 모델을 적용하여, 반경 방향 오차 약

1.0 m, 진행 방향 오차 약 2.4 m, 교차 방향 오차

약 0.6 m RMS 정도의 위치 정밀도를 얻었다.

위와 같이 단순히 이온층을 모델링 하는 방법만으

로는 이온층에 의한 지연 오차를 효과적으로 제거할

수 없고, 특히 1,000 km 이하의 저궤도 위성에 대

한 궤도결정 정밀도가 현저히 떨어진다는 단점을 극

복하기 위하여 Yoon et al.[45]에 의해 새로운 방법

이 개발 및 제시되었다. 이 방법은 기존의 이온층 모

델을 적용하여 총 전자 수를 계산함과 동시에, 계산

된 총 전자 수 값과 실제 값과의 차이를 보정하기

위해 저궤도 위성의 위치에서 총 전자 수 값에 대한

비례 계수 (scale factor)를 각각의 관측 시간마다

추정한다. 즉, 추정되는 총 전자 수 값에 대한 비례

계수들은 정밀궤도결정 과정에서 관측과 연관된 파

라미터들로 다루어진다는 것을 의미한다. 이 새로운

방법의 특징은 GRAPHIC 방법과 달리 L1 반송파 위

상 데이터만을 사용하기 때문에, 만일 총 전자 수 값

에 대한 비례 계수들이 정밀하게 추정될 수만 있다

면, 관측 데이터의 잡음을 반송파 위상 데이터의 잡

음 수준으로 유지할 수 있다는 장점이 있다. 즉,

GRAPHIC 데이터에 여전히 남아 있는 잡음, 즉 코

드 데이터에 내재된 잡음 크기의 절반 정도에 해당

되는 오차의 영향을 없앨 수 있다. CHAMP 위성의

L1 반송파 위상 데이터만을 사용한 정밀궤도결정 결

과는 반경 방향 39 cm, 진행 방향 95 cm, 교차 방

향 33 cm RMS를 보여주었다.

4. 결론

본 논문에서 정밀궤도결정의 간략한 정의와 현재

까지 기술 발전 동향과 구현된 정밀도에 대해 자세

히 살펴보았다. 본 분야에 대해 기존의 많은 투자와

연구가 전 세계적으로 수행되었으며, 그 결과를 바탕

으로 실제 위성 운영에 적극적으로 적용되고 있다.

현재 아리랑위성 2호에 단일 주파수 GPS 수신기를

탑재하여 DGPS 방식의 정밀궤도결정을 수행할 예정

이며, 2008년말 발사 예정인 아리랑위성 5호의 SAR

영상 interferometer 적용을 위해 이중 주파수 GPS

윤재철 / 항공우주기술산업동향 3/1 (2005)

수신기 탑재가 고려되고 있다. 특히 향후 SLR 시스

템과 이중 주파수 GPS 시스템이 동시에 구축되어

상호 보정이 가능한 시스템으로 발전한다면, 영상 획

득임무외에 부가적으로 파생되는 과학임무의 수요가

많아 질 것으로 예상된다.

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No.5.

항공우주산업기술동향 3권1호

www.kari.re.kr

/lib/index.html

에서 보실 수 있습니다.

기술동향

차세대 위성탑재체 합성개구면레이더

(SAR : Synthetic Aperture Radar)

글/신 재 민 jmshin@kari.re.kr, 윤 재 철, 문 홍 열,

이 진 호, 천 용 식, 최 해 진

한국항공우주연구원.아리랑위성 5호 사업단

1. 서론

인공위성(Satellite) 개발 및 위성영상 정보획득기

술은 동서 군비경쟁이 치열하던 1960년대부터 미국

과 구소련의 첩보위성 개발과 운용에 힘입어 발전해

왔다. 위성기술은 인공위성에 광학카메라를 장착하여

다양한 지역의 지상영상자료를 수집하고 분석하면서

수요가 증가하였고 그로인해 기반기술들의 비약적인

발전이 이루어졌다. 또한 초창기 상대국에 대한 정보

분석은 주로 항공기에 의존한 영상자료였으나 이후

에는 인공위성의 특성을 이용한 영상자료의 획득으

로 접근 불가능한 다양한 지역을 관측하고 광범위한

지역에 대한 자료를 빠르고 용이하게 획득하여 효율

적인 활용을 가능하도록 만들었다. 위성영상자료 분

석기술의 발전과 첨단의 인공위성 개발기술들이 위

성수요 증가에 맞추어 지속적인 진보를 하였고 영상

정보 사용자의 요구에 부합하는 탑재체의 개발을 가

속화시키는 계기가 되어 현재에 이르고 있다.

그러나 위성에 탑재한 광학탑재체는 수동형센서로

태양광이 없는 야간이나 구름이 많거나 악천후 기상상

황에서는 원하는 영상정보의 획득이 불가능하였다. 이

런 상황에서 광학영상의 한계성을 극복하기 위하여 수

동형 센서가 아닌 능동형 센서에 대한 관심이 증폭되

었으며, 레이더를 이용하여 진보된 영상레이더(Imaging

Radar)의 기술이 한 분야로 자리잡게 되었다.

마이크로파가 다양한 물체에 반사되어 특정정보를

전달한다는 H.R. Hertz의 발견 사실을 기초로 하여 초

창기 레이더가 개발되었다. 레이더(RADAR)란 RAdio

Detection And Ranging의 약어로 전자기파 중 마이

크로파나 라디오파 등의 주파수대역을 이용하여 물

체를 탐지하고 거리를 측정하는 능동형 시스템이다.

그래서, 능동시스템인 레이더는 사용자가 원하는 시

간과 공간에서 특정 또는 불특정 대상물에 대한 위

치, 움직임, 상태 등의 정보를 임의로 획득할 수 있

다. 이런 레이더의 개발은 세계 2차 대전을 기점으

로 전자기파에 대한 연구가 활발히 진행되면서 기반

기술들의 비약적인 발전을 거듭하였다. 그 후 1951

년 Goodyear Aircraft Corporation의 Carl Wiley에

의해 기본적인 레이더 개념을 확장한 차세대 기술로

최초 합성개구면레이더(SAR)의 개념이 개발되었으

며, 1953년 일리노이드 대학에서 최초로 과학적인

실험이 수행되었고 이후에 U.S. Army의 지원아래에

서 Michigan 대학의 주도로 합성개구면레이더기술에

대한 연구가 수행되었다.

최초의 합성개구면레이더 시스템은 X-band 시스템

으로 미국방성 지원하에 개발이 되었으며 1960년대 이

후 NASA 지원하에 민간 부문에 적용을 위한 합성개구

면레이더 시스템 개발이 이루어졌다. 1970년대에서

1990년대 초반까지 CCRS Convair 580, JPL AirSAR

등의 실험적인 항공용 레이더의 개발을 기초로 최초의

합성개구면레이더 탑재 위성인 SEASAT이 1978년 발

사되어 극지방의 얼음 및 지질 관련된 자료를 제공하

였다. 그리고 SIR-A, SIR-B, SIR-C, ERS-1, ERS-2,

ALMAZ, JERS-1, RADARSAT 등으로 기술발전을 이

루었고 지금 이용되고 있는 현대적 개념의 고해상 영

상레이더(High Resolution Imaging Radar)가 나타나

게 되었다. 20세기에 들어서면서 위성영상자료 분석

기술의 발전과 첨단의 인공위성 개발기술 또한 위성

수요의 증가에 맞추어 지속적인 진보를 하였으며 영

(2005) pp. 64~70

상정보 사용자의 요구는 탑재체의 개발을 가속화시

키는 계기가 되어 현재에 이르고 있다. 최근에는 상업

용 C-band 영상레이더 위성에서 발전해서 고해상도

레이더영상을 획득할 수 있는 X-band 영역으로 기술

발전이 완숙해지고 있다. 현재의 위성개발은 X-band

를 사용하는 독일의 SAR-Lupe를 OHB-System에서

개발을 맡고 있으며 5개의 위성이 constellation을 이

루어 운영하도록 설계되어 있다. 또한 TerraSAR 역

시 독일 ASTRIUM사가 개발을 맡고 있으며 X-band

를 사용하는 상업용 영상레이더 위성으로 개발 중에

있다. 이탈리아 정부의 지원을 받아 개발중인 Cosmo

SkyMed 역시 X-band를 사용하는 영상레이더 위성

으로 4개의 위성이 constellation을 이루어 운영될

계획이다. 이스라엘은 IAI사가 X-band를 사용하는

TecSAR를 개발 중에 있으며, 러시아도 Condor라는

명칭의 영상레이더 위성을 개발하고 있다.

2. 레이더(Radar)

레이더는 대상물의 영상을 직접적으로 획득하는

탑재체는 아니다. 레이더는 방사한 신호가 반사되어

돌아오는 것을 획득하여 어떤 대상물이 레이더의 시

선(Line of site) 방향으로 어느정도 거리에 있으며

어느 방향에 있는지에 대한 반사신호의 세기를 기록

하는 장치이다.

위성에 탑재하여 주로 지구관측에 이용되는 탑재

체는 크게 두 종류로 구분되며, 그것은 수동형 센서

와 능동형 센서로 구분된다. 일반적으로 위성영상은

수동형인 광학센서에 의한 영상이 주류를 이루고 있

으며, 레이더는 능동형으로 센서자체에서 방사되는

전자기파에 대한 대상물의 응답을 획득함으로써 주

변에서 방사되는 여타의 정보와 무관하게 센서에서

방사되어 반사된 특정신호에만 반응을 할 수 있다.

그러나 광학영상은 인간이 인지할 수 있는 형태로

신호를 획득하지만, 레이더영상은 레이더의 방사신호

가 물체에 반사된 신호를 수집하였기 때문에 인간이

직접적으로 인지할 수 없으며, 이를 인지 가능한 광

학영상 형태로 구성하기 위해서는 복잡한 후처리

(Post-processing)과정을 거쳐야 한다.

능동형 센서인 합성개구면레이더는 1~30GHz 범

위의 전자기파를 사용하고 있으며 각 주파수의 특성

에 따라 대상물이 다양하게 반응하는 양상을 레이더

영상으로 획득할 수 있는 장점을 가지고 있다.

일반적으로 합성개구면레이더에 사용되는 1~30GHz

의 주파수범위를 마이크로파(microwave) 대역이라 부

른다. 이 대역은 그림 3.에 나타나듯이 주파수가 증가함

에 따라 P-band, L-band, S-band, C-band, X-band,

Ku-band, K-band, Ka-band 로 분류되며 역시 주파수

가 증가할수록 마이크로파에 의한 물리적인 분해능도

향상된다. 물체의 분해능이 향상된다는 뜻은 모든 조건

이 동일할 때 주파수가 높은 마이크로파를 사용하면 레

이더영상의 해상력이 증가한다는 의미가 된다.

Microwaves

Frequency

Wavelength

P-band

0.3 ~ 1.0GHz

30 ~ 100cm

L-band

1.0 ~ 2.0GHz

15 ~ 30cm

S-band

2.0 ~ 4.0GHz

7.5 ~ 15cm

C-band

4.0 ~ 8.0GHz

3.8 ~ 7.5cm

X-band

8.0 ~ 12.5GHz

2.4 ~ 3.8cm

Ku-band

12.5 ~18.0GHz

1.7 ~ 2.4cm

K-band

18.0 ~ 26.5GHz

1.1 ~ 1.7cm

Ka-band

26.5 ~ 40.0GHz

0.75 ~ 1.1cm

영상레이더의 최대 이점은 태양광이 없는 야간시

간대나 구름이 많거나 악천후 기상상황에서도 지속

적인 영상정보의 획득이 가능하다는 것이다. 그러나

마이크로파의 주파수가 높아짐에 따라 자유공간 손

실과 강우감쇠가 증가되어 영상정보의 품질이 저하

될 수 있는 우려도 있다. 상기의 문제들이 존재한다

할지라도 광학영상정보의 획득성보다는 레이더영상

정보의 획득성이 시간과 공간에 대한 제약이 적다는

것은 사실이며, 시/공간에 대한 지속적인 획득성의

유지는 차세대 위성탑재체로서의 큰 의미를 가진다.

향후의 위성영상정보 활용은 한 종류 탑재체의 독립

적인 정보에 의존하지 않을 것이며 다양한 탑재체

특성을 종합한 상호보완적인 관계에서 총체적인 위

성영상정보로의 이용을 의미할 것이다.

(a) 광학영상 (b) 레이더영상

2.1 실개구면레이더(RAR)

불특정 또는 특정 대상물의 단순한 탐지를 목적으

로 이용되었던 과거의 군사적인 레이더에서 발전하

여 영상정보를 획득하기 위한 영상레이더 개발의 최

대목표는 대상물에 대한 해상력(Resolution) 향상이

었다. 일반적으로 레이더에서 방사되는 빔은 탐지 대

상물에 반사되어 돌아오는 신호(Echo)를 획득하여

물체의 존재를 알려주게 된다. 상기의 과정에서 물체

의 해상력은 단순히 “있다 또는 없다”의 존재 유무

를 확인시켜 주는 것이 전부였다. 그러나 레이더의

활용이 커져감에 따라 영상획득으로 관심이 이동되

었고, 그러기 위해서는 해상력의 향상은 필수불가결

한 것이었다.

그림 5.에서처럼 레이더의 대상물 탐지는 물체가

레이더로부터 어느정도 거리에 어떤 방향에 위치하

고 있는지를 구분하는 정도였다. 여기서 어느정도 거

리에 존재하는지를 구분하기 위한 것이 거리해상도

(Range Resolution)가 된다. 거리를 측정하기 위해

서는 펄스신호를 보내어 반사되어 돌아오는 반사파

의 신호시간차(Time Delay)를 이용해 측정한다.

그런데 여러 대상물이 서로 인접하여 있을 경우에

는 반사된 신호가 서로 혼재되어 구별할 수 없는 상

황이 발생한다. 그러므로 레이더에서 방사하는 펄스

를 점점 좁게 생성함으로써 거리해상도를 증가시킬

수 있게 된다. 그러나 물리적으로 많은 양의 좁은 펄

스신호를 보내기 위해서는 전력사용이 증가하는 문

제와 하드웨어적 구현의 문제가 발생하므로 좁은 펄

스 대신 반사된 신호를 구별할 수 있는 변별 가능한

신호를 생성하는 방법이 고안되었다.

(a) Chirp Signal (b) Chirp's Frequency

상기에 언급한 방안이 그림 6.에 보이는 Chirp

Signal의 사용이다. 즉 주파수를 선형적으로 증가시

킨 신호를 펄스신호에 실어 보내 것이다. 이런 방식

을 사용함으로써 좁은 펄스신호를 보내지 않고도 인

접한 대상물 사이에 반사되어 돌아오는 신호를 변별

하여 거리를 측정할 수 있게 된다. 물론 이런 방식에

추가하여 마이크로파의 주파수를 높게 함으로써 더

욱 고해상력의 레이더영상을 획득할 수 있게 되는

것이다. 그러나 신호의 주파수를 계속적으로 높이게

되면 능동센서인 레이더의 이점인 전천후 관측의 기

능이 저하되는 문제가 야기된다.

실개구면레이더는 Chirp signaling 기법으로 거리해

상도를 향상시킴으로써 영상레이더의 이용에 대한 관

심이 증가되었다. 레이더영상을 얻기 위해 안테나의 물

리적인 길이를 방위해상도로 하고 Chirp Signaling 기

법으로 거리해상도를 획득하는 시스템이 실개구면레이

더로서 레이더 안테나를 장착한 비행체의 위치변화에

따른 위상보상 없이 합성하며 일반적으로 항공기 측면

에 부착되어 운용되므로 그림 8.에서 보는 측면관측 항

공레이더(SLAR: Side-Looking Airborne Radar)라고

불렸다. 그러나 여전히 방위해상도(Azimuth Resolution)

는 레이더 안테나 길이에 의존해야 했으므로 물리적으

로 긴 안테나를 비행체에 탑재할 수 없었기에 현재

의 합성개구면레이더의 개발요구가 증폭되었다.

2.2 합성개구면레이더(SAR)

영상레이더는 실개구면레이더와 합성개구면레이더

로 분류될 수 있다. 영상레이더의 해상도는 거리해상도

(Range Resolution)와 방위해상도(Azimuth Resolution)

로 구성되며 이는 광학영상의 2차원적 해상력과 동

일한 의미를 가진다.

해상력 결정요인인 레이더 신호의 빔폭은 안테나

의 길이에 반비례하므로 물체를 식별하기 위한 해상

력 증대는 곧 안테나 길이의 증가를 의미한다. 그러

나 안테나 길이의 증대는 사실상 물리적으로 제작하

여 운용하는데 한계가 있어서 해상력을 높이기 위해

다른 방법을 강구할 수밖에 없었다. 여기에서 제기된

것이 합성개구면레이더이다.

그림 8.은 실개구면과 합성개구면레이더의 원리를

보여준다. 그림 8.의 (a)는 실개구면 레이더로 한 번

빔의 방사로 물체를 탐지하게 되므로 물리적으로 안

테나 크기에 따른 빔의 폭으로 해상력이 결정되나,

(b)의 합성개구면레이더는 물리적 안테나 크기에 의

존하던 방위해상도를 레이더 안테나가 탑재되어 이

동하는 비행체가 획득하는 여러 개의 신호를 합성함

으로써 물리적으로 길어진 안테나와 동등한 효과를

얻어 방위해상도를 향상시킨 시스템이다. 방위해상도

의 향상은 레이더를 탑재한 비행체가 이동하면서 신

호를 방사하면 돌아오는 반사신호를 획득할 시점에

비행체의 위치변화가 생기게 되고 이는 도플러편이

(Doppler Shift)로 나타난다.

합성개구면을 형성할 수 있는 것은 측정기준이 되

는 레이더안테나의 이동에 의한 도플러 주파수의 상

대적인 편이특성을 이용하여 후처리과정에서 대상물

과 레이더 안테나 사이의 거리차에 대한 위상보상방

법을 쓰거나, 비행체의 위상오차 허용범위내에 있는

신호를 더하여 획득한다. 이것이 물리적으로 작은 길

이의 레이더 안테나를 이용해 측정 위치마다의 신호

를 분석하여 안테나를 이론적으로 합성함으로써 합

성개구면 레이더를 가능하게 하는 핵심원리이다. 그

리고 이런 기법에 의해 항상 방위해상도를 고정적으

로 유지할 수 있는 이점도 가지게 된다.

2.3 레이더영상(Radar Image)

레이더가 획득한 정보를 후처리한 레이더영상은 그림

9.에서 보듯이 광학영상 형태를 가지게 되지만 실제

지상해상도(Ground resolution)을 가지지 못하고 비

행체의 진행방향과 수직인 경사거리(Slant Range)를 기

준으로 하는 경사거리해상도(Slant-Range Resolution)

로 표시된다. 그림 9.에서 (b)는 지상거리로 변경된

레이더영상으로 (a)에 있는 그림은 경사거리 방향으

로 영상이 압축된 형태의 왜곡이 포함되어 있다.

위성
진행
방향

(a) 경사거리 레이더영상(slant-range image)

(b) 지상거리 레이더영상(ground-range image)

또한 레이더가 획득한 영상은 지상에 위치한 대상물

을 어떤 각도로 보느냐에 따라 레이더영상이 달라진다.

이는 그림 10.에 나타나 있는 것처럼 레이더의 시

선방향에 따라 대상물의 뒤편이 완전히 가려지거나

부분적으로 가려지는 현상이 나타난다. 상기에 언급된

문제로 인해 탑재체로 사용하기 위해서는 대상물에

대한 입사각(Incidence Angle)을 고려하여 설계를 해

야만 한다. 즉 산이나 높은 건물이 많은 지역의 영상

을 위해서는 입사각을 위성의 직하방향을 기준으로

작은 입사각을 고려해야 하며, 해양이나 넓은 평야와

같은 지역에 대해서는 큰 입사각으로 설계해야 한다.

레이더영상에서 특이한 점은 영상획득을 위한 다

양한 모드가 존재한다는 것이다. 일반적으로 광학영

상은 단일 해상도와 관측폭을 가지는 영상을 제공하

는 반면 영상레이더는 다양한 해상도와 관측폭을 가

지는 레이더영상을 제공하는 이점이 있다. 대표적인

경우로 RadarSat의 경우 그림 11.과 같이 다중운영

모드를 제공하고 있다.

광학영상은 단일 해상도와 관측폭을 유지할 수밖

에 없기 때문에 고해상도 영상요구와 큰 관측폭 요

구사항 모두를 만족시킬 수는 없다.

(a) Fine mode

(8m, 50km×50km)

(50m, 300km×300km)

(b) Standard mode

(25m, 100km×100km)

(d) ScanSAR Wide mode

(100m, 500km×500km)

그러나 레이더영상의 경우 그림 13.에서 보는 것

처럼 광학영상에 필적할 만한 고해상도 영상을 제공

할 수 있으며, 그림 12.에 보이는 것과 같은 다양한

모드에 의한 광역관측이 가능한 넓은 관측폭의 레이

더영상을 역시 제공할 수 있는 이점이 있다.

(a) 광학영상 (b) 레이더영상(SAR)

2.4 레이더영상 활용

위성영상자료의 활용은 국토․도시계획분야, 수자원

분야, 농업분야, 해양분야, 임업분야, 환경분야, 지도

제작분야, 기상․기후분야, 지질자원분야 등에서 활발

히 활용되고 있다. 정보의 활용에 대한 접근은 여러

가지 방향이 존재하겠지만 특히 위성에 있어서 가장

유용한 접근방식은 거의 동일한 시간대에 광범위한

영역을 동시에 획득하는 방식으로 정보변화 추이를

효과적으로 분석할 수 있는 장점이 있다. 그러나 위

성영상자료들도 각기 다른 특성을 가지고 있는데, 광

학의 경우 태양광이 존재하는 시간대에만 영상정보

를 획득할 수 있는 문제로 인해 정보의 활용이 제한

될 수밖에 없다. 여기에서 영상레이더 위성처럼 태양

광과 상관없이 위성영상정보를 획득할 수 있는 이점

은 위성영상자료의 활용측면에서 매우 유익하며, 광

학과 다른 정보를 제공하기 때문에 다양한 위성영상

정보의 복합적 활용 기회를 활성화 시킬 수 있다.

(a) 수치지도와의 복합적 활용 (b) 도시 및 인근지역 관리

(e) 기름유출에 의한

해양오염 관리

(f) 홍수에 의한 하천범람

감시 및 관리

(g) 자연환경 및 변화감시 (h) SAR DEM을 이용한

3차원영상 생성

그림 14.는 레이더영상을 이용한 다양한 분야의

활용을 보여준다. 위성영상의 활용분야는 여러가지가

있으며 현재에도 꾸준히 연구되어 개발되고 있지만,

활용적 측면을 크게 분류해 보면 국토자원에 대한

특성, 변화 등에 대한 체계적 분류가 가능하며, 국가

적 재해상황에서 주/야간 시간대에 구애받지 않는

재해감시 및 관리와 다른 위성영상자료와의 상호보

완적 자료활용분야로 구분할 수 있다.

3. 결론

NASA(National Aeronautics and Space Administration)

는 최근 향후 10년 동안의 지구관측을 위한 수동형

또는 능동형 마이크로웨이브 원격탐사 기술계획을

수립하였다. 이는 미래의 위성을 통한 지구 원격탐사

또는 먼 우주로의 탐험에서 레이더 정보의 중요성을

언급하고 있는 것이다. 물론 국내의 위성개발도 드디

어 합성개구면레이더를 탑재할 다목적실용위성 5호

(KOMPSAT-5) 개발사업이 추진되고 있는바 차세대

위성기술로 거론되고 있는 영상레이더 탑재체에 대

한 깊이 있고 지속적인 연구가 향후 진행되어야 할

것이다.

참고문헌

1. “RADARSAT Distance Learning Program (RDLP)

Guide”, Canada, Geomatics International Inc.

2. “Active Microwave Remote Sensing”, The Aerosp

ace Corporation, Crosslink, Vol. 5, No. 2, Summer
2004, pp.20-26

약어정리

CRS

Canada Centre for Remote Sensing

COSMO

COnstellation of small Satellites for
Mediterranean basin Observation

DEM

Digital Elevation Model

ERS-1

Earth Remote Sensing satellite-1

ERS-2

Earth Remote Sensing satellite-2

JERS-1

Japanese Earth Resources Satellite-1

JPL

Jet Propulsion Laboratory

KOMPSAT-5 KOrea Multi-Purpose SATellite-5
NASA

National Aeronautics and Space Administration

RADAR

RAdio Detecting And Ranging

RAR

Real Aperture Radar

SAR

Synthetic Aperture Radar

SIR-A

Shuttle Imaging Radar-A

SIR-B

Shuttle Imaging Radar-B

SIR-C

Shuttle Imaging Radar-C

SLAR

Side-Looking Airborne Radar

항공우주산업기술동향지 3권1호

www.kari.re.kr

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에서 보실 수 있습니다.

기술동향

정지궤도 복합위성의 본체 형상설계 동향

글/박 종 석 jongpark@kari.re.kr, 김 창 호, 김 성 훈,

양 군 호

한국항공우주연구원 통신해양기상위성사업단 체계종합그룹

1. 서 론

국가 우주개발 중장기 기본계획의 일환으로 추진

중인 정지궤도 위성개발사업이 해외협력업체와의 계

약으로 중요한 국면으로 접어들고 있다.

일반적으로 정지궤도 위성의 경우 통신이나 방송을

목적으로 개발된 것이 사실이나 정지궤도상에 운용되

는 특성상, 특정 지역의 상공에서 24시간 임무 수행이

가능하다는 장점 때문에 기상예측이나 환경변화관찰

등 지구관측분야로 그 활용 범위를 넓혀가고 있다. 그

러나 한정적인 궤도나 주파수 문제로 인해 각각의 목

적을 위해 위성을 투입하는 것이 매우 제한적이라는

어려움이 있다. 따라서 여러 가지 임무 수행을 위해 별

개의 위성을 운용하는 것 보다 제반 임무들을 동시에

수행할 수 있는 위성을 투입하는 것이 비용이나 궤도

의 이용 측면에서 효과적인 것으로 인식되기 시작했다.

이러한 측면에서 위성 개발 분야에서 제3세계 국

가라 할 수 있는 인도나 일본은 정지궤도 상에서 통

신 외에 부가적인 임무를 함께 수행하는 복합위성을

개발하여 운용 중에 있다.

인도의 ISRO는 최초의 통신, 방송과 기상관측 목적

의 복합위성인 INSAT(Indian National SATellite) 프

로그램을 진행해 오고 있고, 일본은 JAXA 주관 하에

항공기 관제 및 기상관측 목적의 복합위성인 MTSAT

(Multi-functional Transport SATellite) 프로그램으

로 2005년 2월 위성 발사에 성공했다.

그러나 복합임무가 부여되는 경우, 위성전체의 신

뢰성이 떨어지고, 각 탑재체가 상이한 특성을 가지면

서 독립적으로 운용 되어야 하는 점 등으로 위성체

형상이나 각종 장비들의 배치 설계 시 여러 가지 제

한을 받게 되는 단점도 있다.

본 논문에서는 운용 중이거나, 설계 중인 대표적

인 복합위성이나 기상위성의 본체 형상을 비교, 분석

하여 현재 진행하고 있는 정지궤도 복합위성의 설계

에 참고하고자 하였다.

2. 본 론

2.1 정지궤도 위성체 동향

복합위성은 신뢰성을 유지하면서 설계 변경을 최

소화 하고, 비용을 절감하기 위해 상용화된 정지궤도

통신위성의 본체 시스템을 기반으로 하며, 여기에 주

어진 임무에 맞는 탑재체를 수용할 수 있도록 변경

하여 구성하는 것이 일반적이다. 따라서 복합위성의

본체 형상은 전반적으로 상업용 통신위성의 그것과

일치한다고 할 수 있다.

(2005) pp. 71~77

박종석 / 항공우주기술산업동향지

상업용 통신위성의 중량과 전력량 추이를 그림 1

에 나타내었는데, 두 설계인자 모두 시간이 지남에

따라 지속적으로 증가하고 있음을 알 수 있다. 이는

위성을 이용한 전화, 텔레비전, 데이터 서비스 등에

대한 지속적인 수요 증가로 시장이 확대됨을 의미하

는 것으로, 위성 제작사들은 대형 안테나 장착과 전

력량 증대를 위해 보다 큰 사이즈의 본체나 태양전

지판을 갖는 위성설계개념을 도입함으로써 시장 변

화에 대응해 왔다[1].

향후 상업용 발사체에서 탑재 위성의 크기 제한조

건만 해결 된다면 위성통신 서비스에 대한 지속적인

수요 증가로 인해 정지궤도 위성의 크기와 용량은

증가하리라는 예측이 지배적이다.

복합위성이나 기상위성의 경우에는 부가적으로 탑

재되는 광학센서의 특성에 따라 위성체 시스템 형상

에 대한 변화도 진행되고 있다.

그림 2는 정지궤도 기상위성중 하나인 GOES

(Geostationary Operational Environmental Sate

llite)에 대한 위성형상 변화를 나타낸 것이다. 최초

스핀형의 실린더 형태에서 짧은 관측시간과 전력 생

성량 제한 등의 문제로 인해 사각형의 3축 안정화

위성으로 변화하였다. 비교적 대용량의 전력생성이

가능해 지고, 공간활용도도 높아져 다양한 탑재체의

장착이 가능해 졌다. 그러나 광학센서의 원활한 냉각

성능 확보를 위해 센서 반대쪽에만 태양 전지판을

부착할 수 있는 제한적 형상을 갖게 되었고, 이는 태

양풍으로 인한 토크 모멘트 발생으로 이어져 solar

sail이나 trim tab의 추가 장착을 불가피하게 하였다.

최근에는 고효율 태양 전지 셀의 등장으로 태양

전지판 면적이 작아져서 모멘트를 고성능의 자세제

어시스템으로 제어함으로써 solar sail 등의 장착이

불필요 해지고 있다. 또한 MTSAT의 JAMI (Japanese

Advanced Meteorological Imager) 등과 같은 탑재

체에서는 능동형 냉각기 개발이 시도되고 있어 향후

태양 전지판 장착에 대한 제한이 해결되고 전력공급

용량도 늘어날 것으로 보인다. 따라서 머지않아 대용

량의 통신위성에 지상 관측용 탑재체가 장착된 복합

위성이 출현할 수 있을 것으로 기대된다[2].

2.2 정지궤도 기상 및 복합 위성 프로그램

현재 진행되고 있는 대표적인 복합위성과 기상위

성 프로그램은 표 1과 같다. 위에서 살펴본 바와 같

이 주요 위성 프로그램들이 진행되어 갈수록 위성이

제공하는 영상에 대한 품질 향상이나 전송 속도 개

선요청이 위성체에 변화를 일으키고 있다. 이는 전력

이나 질량뿐만 아니라 위성의 자세 제어 방식이나

탑재체에 대한 요구조건으로 이어져 새로운 방식의

위성 본체 도입을 의미 한다고 할 수 있다.

이장에서는 이러한 경향을 바탕으로 각각의 프로

그램에서 진행되어 오고 있는 위성의 변화를 본체

형상 측면에서 고찰하고자 한다.

위성명

발사시기 발사 질량 (kg) 전력 (kW)

METEOSAT

'77~'97

720

0.3 @ BOL

MSG

'02~'09

2,000

0.7 @ EOL

GOES I~M

'94~'01

2,100~2,300

1.1 @ EOL

GOES N~Q

'05~'08

3,133

2.3 @ BOL

INSAT-1

'82~'90

1,152~1,190

1.0 @ BOL

INSAT-2

'92~'93

1,906

1.5 @ BOL

INSAT-2E

'99

2,550

2.5 @ BOL

INSAT-3A

'03

3,035

3.3 @ EOL

MTSAT-1R

'05

2,900

2.7 @ EOL

2.2.1 METEOSAT

유럽 각국의 협력아래 30여 년간 성공적으로 진

행되어 온 프로그램으로 70년대 후반 개발 이후 현

재까지 회전 안정화 방식의 본체 시스템을 고수하고

있다. 그러나 고정밀도 광학탑재체의 장착과 대용량

획득영상의 신속한 전송을 위해 통신 시스템의 성능

개량이 요구되고 있는 상황에서 위성본체의 형상 변

화가 예상 되고 있다.

3/1 (2005)

박종석 / 항공우주기술산업동향지 3/1 (2005)

① MSG (Meteosat Second Generation)

기상예측의 정확도 향상에 대한 요구에 부응하여

기존 Meteosat에서 고성능의 관측 센서와 데이터 전

송 시스템으로 개선된 2세대 위성으로, 지름 2.1미

터 높이 3.2 미터의 3단 실린더 형상을 갖는다. 궤

도상에서 위성체 주축을 중심으로 100RPM으로 회

전 하며 자세 제어를 수행하는 기존의 회전 안정화

방식은 유지하고 있다.

위성본체 구조는 그림 3과 같이 세 개의 실린더가

연결된 형태를 갖는다. 그 중 주 원통형 구조물 내의

메인 플랫폼 상에 광학탑재체를 포함한 대부분의 서

브시스템 전자박스들이 위치하고, 그 실린더 표면에

는 6개의 패널로 구성된 태양 전지판이 장착된다[3].

상부의 작은 실린더형 구조물에는 위성 관제 및

탑재체 자료 송수신을 담당하는 안테나 시스템이 설

치되고, 전체 시스템중 상당한 무게를 차지하는 추진

시스템은 구조적 안정성을 고려하여 위성체 하부에

스트럿에 의해 지지되는 튜브 구조물에 장착된다. 안

테나 플랫폼과 메인 플랫폼사이에는 스트럿 어셈블

리가 배치되어 위성체 전체의 강성을 유지하고, 하중

을 전달하는 역할을 한다.

② MTG (Meteosat Third Generation)

MSG 에 이은 3세대 미래 기상위성 프로젝트로,

기상 센서의 관측 빈도 및 해상도 향상과 관측 영역

의 확대에 대한 요구조건을 바탕으로 진행 중이다.

영상자료에 대한 해상도 향상 및 관측 빈도 증대 요

구는 기존 회전 안정화 방식의 위성에 시스템 측면의

변화를 요구한다. 따라서 3축 안정화 방식의 사각형

박스 형태 본체가 고려되고 있으며 그 형상에 관한 설

계 개념 중의 하나가 그림 4에 보이는 것과 같다[4].

사각형 형상의 위성체 상부에 적외선 탐측기(IR

sounder)와 자외선 가시 탐측기(UV visual sound

er)로 대표 되는 탑재체들이 장착되고, 이 장비들의

원활한 냉각을 위해 한쪽 패널 쪽에만 태양 전지판

이 장착되는 형상이 제안되고 있다.

2.2.2 GOES

기상예측, 대형 폭풍의 추적, 기상과학 등의 목적

으로 기상영상 및 여러 가지 관측 데이터들의 수집

및 전달을 지속적으로 수행하기 위해 시작된 GOES

프로그램은 1974년 첫 번째 위성을 발사한 이후 서

비스 향상 요청에 따라 지속적으로 진화하고 있으며

현재 여러 가지 기상 관련 위성들의 표본 모델이 되

어 오고 있다.

최근의 기상위성의 개발 동향을 고려하여 GOES

프로그램에서 사용되고 있는 위성본체 형상들을 발

전 단계별로 살펴 보고자한다.

① GOES I-M

GOES I-M은 3축 안정형의 박스 형태로 Space

Systems Loral(SS/L)사의 LS-1300 본체 시스템을

바탕으로 기존 프로그램에서 진보된 기상관측을 위

해 영상기와 탐측기를 함께 장착하고 있다.

탑재체 자체의 냉각기 성능에 미칠 수 있는 영향

박종석 / 항공우주기술산업동향지 3/1 (2005)

을 배제하기 위해 비대칭 형상으로 태양 전지판을

장착하게 되고, 이로 인해 생성되는 모멘트 상쇄를

목적으로 solar sail과 trim tab을 갖는 그림 5와 같

은 형상을 갖는다.

본체 주 구조물은, 그림 6과 같이 광학탑재체 장

착 공간 확보를 위해 변형된 사각형 형태로, 중앙부

에 추진계 탱크가 장착되는 탄소섬유강화 플라스틱

(GFRP : Graphite Fiber Reinforced Plastic) 재질

의 원통 구조물과 틀을 구성하는 론저론 외에 전자

박스 장착을 위한 패널과 중앙부 원통 구조물을 지

지하는 스트럿들로 구성된다[5].

각 패널은 알루미늄 허니콤 코어와 GFRP나 알루

미늄 스킨의 샌드위치 패널로, 스트럿은 GFRP 튜브

로, 론저론은 알루미늄 재질로 구성된다.

② GOES-NO/P/Q

GOES의 차세대 위성으로 지구 기상 관측 외에

태양 관측 및 우주과학 임무를 수행하는 다목적 위

성이다.

위성본체 시스템은 보잉사의 601 본체를 기반으

로 향상된 자세제어 및 통신시스템을 장착하게 되고,

모듈 형태로 구성되어 동시 조립을 가능케 함으로

제작 및 시험에 소요되는 시간을 단축 할 수 있게

된다.

기존의 위성에서 태양 전지판의 비대칭 장착으로

발생하는 외란을 대형 solar sail로 상쇄하는 대신

자세 제어 시스템 작동기로 밸런스 제어를 수행함으

로써 그림 7과 같이 위성체 형상을 단순화 하였다.

본체 구조는 그림 8과 같이 크게 주요 하중을 담

당하는 상, 하부의 허니콤 플랫폼과 내부 격벽 그리

고 통신 장비들과 전자박스 및 히트 파이프들이 장

박종석 / 항공우주기술산업동향지 3/1 (2005)

착되는 허니콤 패널들로 구성된다.

추진계 탱크들은 위성체 중심부 격벽사이에 스트

럿들로 연결된 채 위성체 상하면 플랫폼에 장착되며,

영상기와 탐측기는 광학 벤치를 이용하여 상부 플랫

폼에 장착함으로써 위성본체로부터 받을 수 있는 열

탄성 하중을 절연시키게 된다. 본체 높이에 비해 상

대적으로 대형화된 태양 전지판의 부착을 위해서는

스트럿을 이용한 고정 지그가 설치된다[6].

③ GOES-R

2012년 발사를 목표로 현재 개발 중인 GOES 미

래 모델로 통신 기능의 혁신이 이뤄질 것으로 예상

된다. 태양 활동, 우주전하환경과 지구 자기장, 온

도 및 습도 분포, 구름 특성 등의 다양한 자료획득을

통해 기상 관측을 하게 되며 수집하는 자료량과 전

송량의 획기적인 증대와 신뢰도 향상을 목적으로 하

며, 그림 9에서 보이는 바와 같이 임무 탑재체들을

두개의 위성에 분산 배치하여 사용하는 방식이 고려

되고 있어 본체 형상의 단순화가 가능해질 것으로

보인다[7].

2.2.3 MTSAT

지상의 항공 교통 시스템 보완을 위한 항공기 운

항 제어와 기존의 기상위성 GMS-5의 대체 목적의

기상 관측 임무를 동시에 수행하기 위해 일본 JAXA

에 의해 개발된 복합위성이다.

SS/L사의 LS-1300 본체 시스템을 사용하고

GOES I-M에 사용된 장비들을 도입하여 그림 10에

서 보이는 바와 같이 GOES I-M과 유사한 형상을

갖는다.

사각형의 3축 안정화 위성으로 중심부에 경량의

실린더형 튜브를 장착하여 두개의 구형 추진계 탱크

를 지지하면서 위성체 전체의 하중 전달 경로로 사

용하고 있다[8].

대부분의 전자박스들은 안쪽에 위치하고, 항공관

제용 통신 안테나는 동/서 패널 상에, 기상 자료 송

수신용 안테나는 지구방향 패널에 장착된다. 또한 남

/북쪽 패널에는 히트 파이프가 삽입되어 통신 탑재

장비들에 의해 발생하는 열을 제어하게 된다. 기상관

측용 영상기는 태양 전지판으로 인한 열적 영향을

최소화하기 위해 자체 냉각기가 북쪽의 심우주를 향

하면서 지구를 바라보도록 장착 된다.

GaAs 셀이 장착된 3개의 패널로 구성된 태양전지

판은 위성체 남측 패널에 장착되며 그 반대쪽에 밸

런스를 맞추기 위한 solar sail/boom이 위치한다.

2.2.4 INSAT

기상관측과 텔레비전 방송 중계 및 통신 목적으로

인도의 ISRO에 의해 개발된 최초의 3축 안정화 방

식의 복합위성으로 ISRO의 I-3000 본체 시스템을

기반으로 하고 있다.

박종석 / 항공우주기술산업동향지 3/1 (2005)

그림 11과 같이 물결모양의 금속재 실린더 구조

물을 중심으로 연료와 산화제 탱크가 내부에 장착되

고, 주변에 전자박스나 장비들 장착용의 패널이 배치

되는 사각형의 3축 안정화 위성으로, 이 실린더가

발사체 접속용 1194 어댑터와 연결되어 주요 하중

전달 경로를 담당한다[9].

전술한 GOES I-M이나 MTSAT과는 달리 실린

더 구조물 주변에 전단벽이 설치되어 장비 장착용

패널에 작용하는 하중을 실린더로 전달하는 역할을

한다.

가압탱크는 실린더내 LAM(Liquid Apogee Motor)

데크에 설치되고, 발사체 접속링은 LAM 어셈블리

및 가압탱크와 연결되어 이들을 지지하는 역할을 한다.

남/북 패널에는 발열량이 많은 장비들이 대부분

배치되어 듀얼 코어 방식의 히트 파이프가 장착되고,

조립 시험 특성상 용이한 탈/부착성 구현이 필수적

인 배터리 모듈이 각각 남/북 패널에서 분리된 별개

의 패널 상에 장착되는 형태로 구성된다.

2.3 통신해양기상위성

통신해양기상위성 (이하 COMS : Communication,

Ocean & Meteorological Satellite)은 한반도 기상

및 해양 관측과 위성통신 중계기 시험을 목적으로

하는 정지궤도 복합위성으로 한국항공우주연구원 주

관 하에 EADS Astrium과 공동 개발하며, Eurostar

3000 본체 시스템을 기반으로 제작될 예정이다.

2.3.1 위성본체 형상

COMS는 그림 12와 같이 사각형 단면 형상의 모

듈구조로, 위성의 임무에 따른 통신탑재 모듈과 광학

탑재 모듈, 위성 자체의 운용을 담당하게 되는 서비

스 모듈로 구성된다.

기상 및 해양센서와 자세제어용 지구센서는 위성

본체 구조물의 열변형에 의한 지향오차를 최소화하

기 위해 위성체 상부의 복합재 접속평판을 이용해

열적 독립성을 보장하게 된다.

Ka대역 통신탑재체용 안테나는 시야각 확보에 어

려움이 없도록 각각 동서방향 양쪽 패널에 안테나

전개조절장치를 매개로 장착된다.

기상센서의 원활한 냉각을 위해 냉각기 시야각이

확보되도록 태양 전지판은 남측 패널 한쪽에만 장착

되고, 이로 인해 발생하는 외란 토크를 줄이기 위해

태양 전지판의 면적과 위성체 질량 중심 사이 거리

를 최적화 하게 된다. 토크제어를 위해서는 고성능의

자세 제어용 작동기가 도입될 예정이다.

2.3.2 위성본체 접속

COMS 위성본체는 그림 13의 Mars Express와

같이 플로어와 전단벽 및 외부 패널로 구성된 단순

한 구조를 가지며 추진계용 탱크는 위성체 중심부에

위치한다.

박종석 / 항공우주기술산업동향지 3/1 (2005)

대부분의 전자박스들은 플로어와 남/북의 측면패

널에 장착되며, 이 장비들의 하중은 플로어나 측면

패널을 통해 위성체 중심부의 전단벽들로 전달되고

이는 다시 전단벽을 지지하는 브래킷들을 통해 발사

체 접속부로 전달된다.

추진계 탱크는 앞에서 살펴본 대부분의 위성들이

실린더 구조물 내에서 측면 장착 방식을 사용하는데

비해 극 장착 방식을 사용하여 탱크 상/하부 끝단을

본체 구조물에 지지한다. 이때 하부와 연결되는 발사

체 접속링 내에 빔 구조물을 삽입함으로 강성을 보

강하게 된다.

측면패널들은 조립/시험시의 편의를 위해 클릿

(cleat)을 사용하여 플로어나 전단벽들과 결합되도록

함으로써 탈/부착이 용이하도록 설계된다.

3. 결 론

정지궤도위성의 경우 증가하고 있는 통신 중계기

의 전력 소모량과 데이터 전송 량으로 인해 위성 설

계의 중요 변수라 할 수 있는 질량과 전력 요구량이

증대되고 있는데 이는 곧 위성의 대형화를 의미한다.

정지궤도 통신위성의 본체 시스템을 기반으로 하

는 복합위성은 이러한 크기나 전력 요구량 증대와

함께 탑재되는 센서에 대한 요구 조건의 변화로 인

해 태양 전지판 장착 형상 등 시스템 측면의 변화가

진행 되고 있는 상황 이다.

이러한 변화는 실제로 여러 가지 복합위성이나 기

상위성 프로그램들에서 관측되는데, 대부분의 위성본

체 시스템이 태양전지판을 비대칭적으로 장착하는

사각형의 3축 안정화 방식을 채택하고 있고, 사각형

구조물 중심부에 강성 확보를 위한 실린더 구조물을

설치하고 있으며, 그 내부에는 위성 전체에서 상당한

질량을 차지하는 구형의 추진계 탱크를 위치시켜 관

성 증대를 최소화 하면서 그 질량으로 인한 하중을

직접 발사체 접속 구조물과 연계 시키고 있다.

COMS에 적용될 위성본체 시스템의 경우 앞에서

살펴본 위성들과 비교할 때 여러 가지 유사한 점을

가지고 있으나, 위성체 주요 하중 전달 부재로 전단

격벽을 도입한 것이나 추진계 탱크 형상과 설치 방

법 등에서 차이를 보이고 있다.

이상과 같이 COMS의 위성본체 형상설계와 관련

하여 전반적인 정지궤도 위성의 설계 경향과 함께

여러 가지 복합위성과 기상위성 프로그램들에서의

위성본체 형상 설계 개념들을 살펴보았다. 이러한 일

련의 자료들을 바탕으로 각각의 장, 단점들을 충분히

분석하여 향후 COMS 프로그램에서 위성본체 형상

설계를 진행하는데 참고 하게 될 것이다.

참고문헌

1. Jilla, C. D. and Miller, D. W., "Satellite Design : Past,

Present, and Future", International Journal of Small
Satellite Engineering, Vol. 1, Issue 1, July 1997.

2. Jeffrey Puschell and etc., "Japanese Advanced

Meteorological  Imager  (JAMI):Design,  Characterization
and  Expected  On-Orbit  Performance“,  ITSC  XIII
Proceedings,  Sainte  Adele,  Canada,  29  October  2003~
4  November  2003.

3. Schmetz, J., P. Pili, S. Tjemkes, D. Just, J. Kerkmann,

S. Rota, and A. Ratier, “An Introduction to Meteosat
Second Generation (MSG)”, Bull. Amer. Meteor. Soc.,
Vol. 83, No. 7, pp 977-992.

4. Rolf Stuhlmann and etc., "Plans for EUMETSAT’s

MTG Geostationary Satellite Program", 3rd GOES-R
User's Conference, Colorado, USA, 11 May, 2004

5. NASA Goddard Space Flight Center, "GOES I-M Data

Book." 1996

6. NASA Goddard Space Flight Center, "GOES NO/P/Q

- The Next Generation". 2001

7. Nathaniel Feldman, Samuel Lim, Michael Madden,

Jim O'Neal, and Kenneath Shere, "Going the Distance
: G O E S-R and the Future of U.S Geostationary
Environmental Satellite", Cross Link, Vol.6, No.1, 2005

8. Rocket System Corp., "MTSAT-1R Configuration",

http://mtsat1r.rocketsystem.co.jp/summary/mtsat1r.
pdf

9. ANTRIX Corp., "Presentation to KARI : INSAT Bus

Configuration", December 2001

항공우주산업기술동향지 3권1호

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기술동향

갈릴레오 프로젝트의 개요 및 진행현황

글/주 광 혁 ghju@kari.re.kr

한국항공우주연구원 통신해양기상위성사업단 체계종합그룹

1. 서 론

유럽연합(EU)이 미국의 위성항법시스템인 GPS에

대응해 새로이 추진하고 있는 위성항법시스템인 ‘갈

릴레오(GALILEO) 프로젝트’에 우리나라가 공식참여

하기로 2005년 2월 24일 개최된 제4차 과학기술 관

계 장관회의에서 결정됨에 따라 미국에만 의존해오

던 GPS시스템을 다원화함으로써 서비스의 안전성을

확보하게 된 계기로 평가받고 있다. 아울러 미국, 캐

나다, 일본 등의 몇몇 국가들에 의해 독점되어 오던

GPS 단말기 시장이 갈릴레오 기반 내지 GPS/갈릴

레오 겸용 단말기 시장으로 재편될 것으로 예상됨에

따라 갈릴레오 사업에 대한 정부 및 국내 관련 업체

들의 관심도가 그 어느 때 보다 높은 것이 사실이다.

본 논문에서는 갈릴레오 프로젝트에 대한 전반적

인 이해를 돕기 위해 갈릴레오 사업의 추진배경, 사

업운영체계, 항법체계의 구성, 예상서비스 및 활용분

야, 신호의 구조, 예산 및 시장분석, 한국의 추진상

황 등을 순서대로 기술하고자 한다.

2. 본 론

2.1 개요 및 추진현황

전 세계를 커버하는 유럽만의 독자항법체계를 구

축하기 위하여 유럽의 각 분야 관계자들로 구성된

GNSS-2 포럼이 1998년 7월부터 12월까지 활동하

여 1998년 12월에 갈릴레오 사업의 성격과 추진방

향을 규정하는 보고서를 작성한 이래, 2000년 5월

WRC-2000년에서는 기존의 GPS, GLONASS의 성

능향상을 위한 주파수 공간을 침해하지 않으면서

GALILEO개발을 허용하는 주파수 할당이 이루어졌다.

유럽은 미국의 차세대 GPS인 Block-IIF가 선보이

기 전에 2008년 운용을 목표로 유럽 내 육상의 기

본적 시설과 연계한 새로운 유럽고유의 27개 중궤도

위성(지표면 고도 24000km)과 3개의 궤도상 보조위

성으로 이루어진 항법위성군을 34억 유로를 들여 개

발할 계획을 갖고 1999년 6월부터 2000년 12월에

걸쳐서 개념설계와 국제공동 파트너쉽을 진행하고

있다. 유럽은 전 세계 항행시스템의 지역적 참여자로

서 기여하고자 하며, GPS 시스템과 독립된 갈릴레오

시스템을 개발하되 GPS와의 공동 운용이 가능하도

록 하여 여타 다른 국가들의 참여를 유도하기 위해

다각적인 국제협력 방안을 모색하고 있다. 또한 2000

년부터 2002년 사이에 기존의 인프라 프로젝트에

비교한 본 프로젝트의 경제적 유용성에 대한 다양한

연구를 진행시킨 바 있으며 현재 철도, 육상, 해상,

항공 교통 및 개인 항법체계 등의 응용을 위한 100

여개의 연구과제가 EC와 ESA 공동 후원으로 진행

되고 있다.

현재 2개의 실험용 위성이 허가된 주파수 대역을

선점하고 궤도상 성능 점검을 위하여 2005년에 발

사될 예정이며 이후 2007년까지 2년내 잔여 위성을

모두 발사하여 2008년부터 상용 서비스에 돌입한다

는 계획을 갖고 있다.

갈릴레오 프로젝트의 인프라는 다음의 3단계로 구

축될 예정으로 있다.

(1) 개발 및 궤도상 검증 단계 (2002년-2005년)

(2005) pp. 78~84

주광혁 / 항공우주기술산업동향지 3/1

y 임무요구사항의  확정
y 2-4개  위성  및  지상기반  요소  개발
y 시스템  성능의  궤도상  점검
y 12억  유로의  예산규모

(2) 전개 단계 (2006년-2007년)

y 나머지  26-28개  위성의  제작  및  발사
y 지상부문의  설치  완료
y 22억  유로의  예산규모

(3) 상업적 운용 단계 (2008년 이후)

y 민간 컨소시엄에 의한 서비스 개시 및 운영
y 연 2.2억 유로 소요 예상

당초에 계획하였던 비용을 훨씬 상회하는 예산의

외부조달과 경제성제고 및 비 유럽권의 기존 GPS

사용자를 끌어들인다는 취지에서 비EU 및 비ESA

국가와도 초기 단계부터 협력을 강화하고 있으며

캐나다, 러시아 연방, 우크라이나 등의 국가가 프로

젝트 초기 개념정립 단계부터 참여해 오고 있으며,

모로코, 이스라엘, 중국과 EU사이에 공식적인 협력

에 관한 협약을 맺은 바 있고, 미국의 GPS 전송신

호와의 호환성문제에 대한 협력협정도 체결하였다.

또한 한국을 비롯하여 지중해연안 국가와 아르헨티

나 및 호주와도 다양한 형태의 협력방안을 협의 중

에 있다.

2.2 사업운영체계

2003년 9월 개발단계를 성공적으로 수행하기 위하여

EC와 ESA에 의해 Galileo Joint Undertaking(GJU)

이라는 단일 관리체계(그림 1)가 조직되어 연구 및

개발노력을 연결하고 민, 관으로부터의 프로젝트 비용

을 조달 및 관리하며 다음 단계의 성공적인 진입을

위해 활동하고 있다. 개발단계가 종료되고 전개단계가

시작되면 갈릴레오 콘소시엄 (Galileo Concessionaire)

에서 본격적인 위성발사와 배치 및 운용을 통해 전

체적인 사업을 이끌어 나가도록 계획되어 있다. 2005년

4월 현재 Aena, Alcatel, Finmeccanica, Hispasat

가 중심이 되는 Eurely 컨소시엄과 EADS Space,

Inmarsat, Thales가 중심이 되는 iNavSat 컨소시엄

이 최종 선택을 위하여 병행 협상을 진행하고 있으

며 상반기 이전에 사업자가 선정될 예정이다.

Founding Members

European

Community

(Commission)

European

Space

Agency

Possible Future Members

European

Investment

Bank

Private

Companies

Third

Countries

Administrative Board

GALILEO Joint Undertaking

Executive Committee

Director

Supervisory

Board

(EU Member

States)

ESA Pb-Nav

(ESA Member

States)

May

2002

Subcontracting

Infrastructure

(ground / space)

Application

development

Preparation of deployment

and operation

3. 위성항법시스템의 구성

갈릴레오 항법체계는 사용자의 요구와 시장의 흐

름, 개발비용 및 위험요소의 최소화, 그리고 기존 시

스템과의 상호운용을 고려하여 디자인 되었으며 그림

2와 같이 크게 핵심 구성성분(global components),

지역 구성성분(regional components), 국부 구성성

분(local components)으로 나눌 수 있다.

핵심 구성성분은 우주 부분(space segments), 지상

부분(ground segments), 사용자 부분(user segments)

으로 나눌 수 있다. 우주 부분은 56도의 궤도경사각

을 가진 3개의 궤도면에 각각 10개씩(1개는 여유분)

총 30개의 중궤도 위성을 배치함으로써 GPS 위성보

다 지구전역에서 보다 많은 가시위성수를 제공하도

록 구성된다. 각각의 위성에는 버스플랫폼과 항법과

수색 및 구조신호의 제공을 위한 탑재장비가 장착되

며 하루에 10nsec이하의 오차와 안정성을 가진 루

비듐 원자시계도 탑재될 예정이다. 유럽의 아리안 발

사체 또는 러시아의 프로톤이나 소유즈 발사체 등에

탑재되어 동시에 다중발사가 가능하도록 설계된 30

개의 중궤도 위성들을 통해 정확성과 이용성, 가시성

측면에서 최적화 된 성능을 낼 수 있도록 한다. 지상

부분에서는 궤도 결정이나 위성 원자 시계의 동기화

등의 임무에 대한 통제 및 중궤도 위성의 배치를 관리

하고 수색 및 구조 서비스를 위한 COSPAS-SARSAT

지상 부분과 상업서비스센터와의 인터페이스를 제공

한다. 지상부분은 그 역할에 따라 갈릴레오 제어센

주광혁 / 항공우주기술산업동향지 3/1

터, 갈릴레오 센서관제소, 갈릴레오 상향관제소, 임무

상향관제소 등으로 나누어진다. 사용자 부분은 위성

신호를 획득하고, 제공되는 서비스를 이용하기 위한

단말기를 말한다. 지역 구성성분은 갈릴레오 서비스의

무결성 보장을 위한 역할을 한다. 지역 서비스 제공자

는 갈릴레오에 의해 제공된 무결성 상향 채널들을 사

용해서 지역적으로 무결성 데이터를 제공한다. 지역

구성성분은 신호의 무결성을 감독하기 위한 관제소들

의 네트워크와 무결성 데이터를 제공하기 위한 처리

기구로 이루어져 이며, 이는 무결성 데이터와 오차

보정 데이터를 제공하는 유럽의 시스템인 EGNOS

(European Geo-stationary Navigation Overlay

Service) 와 갈릴레오 핵심 구성성분에 의존하지 않

고 이러한 서비스를 사용하려는 유럽 이외의 지역에

무결성 데이터를 제공하기 위한 지상 부분을 포함한

다. 국부 구성성분은 공항, 항만, 철로 등의 좀더 높

은 측위 성능이 요구되는 경우에 구성한다. 이는 기존

통신 네트워크나 지상 전파 전송을 수단으로 국부 보

정 데이터를 제공한다. 또한 실내 사용자들의 항법 서

비스를 가능하도록 하기 위해 배치되기도 한다.

4. 예상서비스 및 예상활용분야

4.1 예상서비스

갈릴레오는 사용자의 요구와 시장 분석을 통해 포

괄적인 서비스를 제공한다. 갈릴레오 서비스에는 그

림 3과 같이 갈릴레오만으로 제공되는 서비스도 있

을 것이며, 갈릴레오와 GPS나 GLONASS 같은 다른

항법 시스템과의 통합 또는 의사위성과 같은 국부

보조 시스템과의 통합, GSM이나 UMTS와 같은 이

동통신망과의 통합으로 생기는 서비스도 있을 것이

다. 갈릴레오 서비스는 다음과 같이 네 가지로 분류

된다.

(1) 위성 단독 서비스 : 갈릴레오 위성 신호만을

이용한 서비스

• 개방 서비스 (Open Service)

• 안전 서비스 (Safety of Life Service)

• 상업 서비스 (Commercial Service)

• 공공 규제 서비스 (Public Regulated Service)

• 수색/구조 서비스 (Search and Rescue Service)

(2) 국부 보조 서비스 : 오차 보정 기준국, 이동

통신 네트워크 등의 국부 요소들을 통한 갈

릴레오 위성 단독 서비스의 정확도, 가용성,

지속성 등을 향상

(3) EGNOS 서비스 : GPS와 GLONASS 서비스

에 추가된 형태로 2004년부터 유럽에 제공되

는 서비스

(4) 통합 서비스 : 다른 항법 시스템이나 통신 시

스템에서 제공되는 서비스와 결합되는 서비

스로 GNSS 서비스의 가용성을 향상시킴

주광혁 / 항공우주기술산업동향지 3/1

구 분

활용분야

인명구조

항공, 철도, 해양, 구급차, 경찰서, 소방서, 수
색/구조, 개인보호, 교통감시

일반대중

시장

개인휴대통신/항법, 차량항법, 트럭/버스, 경
상용차량, 내륙수로, 개인야외용레저

전문가

시장

석유산업,  광업,  시각동기,  차량관리,  재산관
리,  측지,  기상관측/예보,  지적측량,  GIS,  정
밀농업,  수산업,  차량제어,  로보틱스,  건설/토
목,  우주응용

4.2 예상활용분야

갈릴레오 위성항법시스템을 기반으로 하여 예상되

는 활용분야는 해양, 항공, 차량 및 철도의 항법과 안

전, 교통상황감시, 이동통신, 지적, 측량, 재난상황감

시 및 인명구조 등 매우 광범위하며 다양한 응용이

가능하다. 예상활용분야를 크게 인명구조와 일반대중

시장 및 전문응용시장으로 나눌 수 있으며 각각의 분

야에서 활용될 수 있는 항목을 다음 표에 나열하였다.

5. 갈릴레오의 신호구조

갈릴레오 시스템은 4가지 종류의 측위 서비스와

수색 및 구조 서비스를 제공한다. 갈릴레오 시스템의

주파수 및 신호 설계에 있어서 다양한 서비스를 위

한 최적화된 주파수 할당 및 기존의 GNSS 시스템과

의 호환성을 고려하였다.

갈릴레오 시스템의 신호는 기본적으로 기존의

GPS와 같은 위성 측위 시스템과 동일하거나 더 나

은 성능의 측위 및 시각 서비스를 제공하도록 설계

되었을 뿐만 아니라 미국의 GPS와의 호환성 및 상

호 운용성, 고의적인 신호 방해를 대한 보안 등의 설

계요구조건을 만족하도록 설계되었다.

갈릴레오 위성은 모두 10개의 항법 신호를 제공

하고 크게 4가지의 서로 다른 중심 반송파 주파수를

사용하여 서비스한다. 10개의 Galileo 신호 중 6개

는 E5a-I, E5a-Q, E5b-I, E5b-Q, E2-L1-E1-B,

E2-L1-E1-C 반송파 주파수에서 생성되며 개방 서

비스와 안전 서비스를 위해 사용된다. 나머지 4개의

신호는 E6-A, E6-B, E6-C, E2-L1-E1-A의 반송

파 주파수에서 생성되며 암호화가 되어 있어 상업

서비스 및 공공 규제 서비스를 이용하는 제한된 사

용자에게만 사용된다. 그림 4에서는 주파수별 갈릴

레오 신호 스펙트럼을 표 2과 3에서는 방송되는 갈

릴레오 신호별 특성과 신호 및 주파수별 서비스를

정리하여 나타내었다.

신호

중심주파수

( ㎒ )

변조방식

코드

암호화

데이터
암호화

E5a-I

1176.45

BPSK(10)

E5a-Q

1176.45

BPSK(10)

N/A

E5b-I

1207.14

BPSK(10)

E5b-Q

1207.14

BPSK(10)

N/A

E6-A

1278.75

BOC(10,5)

◯

E6-B

1278.75

BPSK(5)

◯

E6-C

1278.75

BPSK(5)

◯

N/A

E2-L1-E1-A

1575.42

BOC(15,2.5)

◯

E2-L1-E1-B

1575.42

BOC(1,1)

E2-L1-E1-C

1575.42

BOC(1,1)

N/A

E5a

OA+Q

E5b

I+Q

CA+Q

IS+Q

개방서비스
단일주파수

◯

개방서비스
이중주파수

◯

개방서비스
삼중주파수

◯

상업서비스

부가가치

◯

상업서비스
다중반송파

◯

안전서비스

◯

공공규제

서비스

◯

주광혁 / 항공우주기술산업동향지 3/1

6. 투자비용 및 시장분석 개요

6.1 투자비용분석

갈릴레오 프로그램에 투자되는 비용은 시스템 기

술 관련 비용과 유지비용, 위성체 제작비용, 위성 발

사 비용, 지상 제어국 구축비용, 운용 및 검증비용,

기술 지원 프로그램 비용, 시스템 관리 운용비용 등

으로 이루어 졌다. 또한 EGNOS 통합비용은 총 비용

추정 값에 포함하여 추정한 총 투자비를 시간별, 항

목별로 다음 표 4에 정리 하였다. 갈릴레오의 완전한

운영 능력이 되는 2008년부터는 매년 운영비용이

220만 유로가 될 것으로 예상된다. 여기에는 매해

70만 유로의 운영 및 유지비용과 45개 이상의 위성

교체 비용을 20년 주기로 나눈 비용이 포함되었다.

프로그램의 총 비용 예상에서 시스템 수명은 FOC

(Full Operational Capability) 이후 20년이라 가정하

였으며, 이 단계에서 보다 자세한 비용 분석을 세우기

는 어려우므로 연 평균 비용만을 소개한다. 이 비용은

보급 전략(replenishment strategy)에 따라 FOC이후

첫해 안에 상당히 낮은 수준으로 떨어질 것이다.

누적 경비

연소요 경비

2001년

-2005년

2006년

-2007년

2010년 2015년 2020년

시스템 개발 및

관리 비용

160

130

위성 개발 및

발사 비용

320

1,320

지상부분
설치비용

480

380

EGNOS와의

결합

사용자군

기술 보조 비용

운영 및 검증

(2008년후 대체)

210

220

합 계

1100

2150

220

갈릴레오 위성의 배치를 위한 보급에 추가적으로,

갈릴레오의 핵심 구성성분을 포함하는 지상국의 기

반기술의 향상 비용이 이 기간동안 포함된다. 우주와

지상부분 기반기술 포함한 총 보급 비용은 대략 연

평균 1억 5천만 유로, 2028년까지 20년 간 30억 유

로로 추정된다. 경로 유지가 포함된 운영비용은 대략

연간 7천만 유로, 또는 20년 이상 14억 유로로 추정

된다. EGNOS와 비교해 보면 EGNOS의 운영비용은

2003년에서 2007년 기간 동안에 연간 2천 5백만

유로로 추정되었다. 2008년부터 20년 이상 FOC을

유지하는 총 비용은 대략 44억 유로, 또는 년 평균

비용으로 2억 2천만 유로로 책정되었다.

6.2 시장분석

세계위성항법시스템(GNSS, Global Navigation

Satellite System)의 시장 규모는 GNSS를 사용하는

단위나 단말기의 수로서 정의될 수 있다. 단, 여기서

분석한 시장 규모는 시장에 공급된 제품 중 칩셋 등

은 제외하고 GNSS 서비스를 완전하게 사용 할 수

있는 차량 항법 시스템, 이동 통신 단말기, 측량 시

스템이나 독립 수신기와 같은 제품만을 고려하였다.

그림 5에 따르면, EU측에서 분석하고 있는 세계

GNSS 시장은 2010년까지는 GPS시장의 독점체제가

유지되나 갈릴레오의 서비스가 본격화되는 2010년

이후에는 점차적으로 시장을 양분하게 되어 2020년

에는 세계시장의 30% 가까운 점유율을 갈릴레오 단

말기가 차지할 것으로 예상하고 있다.

그림 6에서는 2015년에 갈릴레오가 유럽 사용자

에게 어떠한 형태로 판매될지는 나타낸 예측도이다.

이 예측은 현재 판매되고 있는 GNSS 제품의 판매량

을 바탕으로 추측한 것이다. 그림에서 보듯이 주로

개인이나 차량에서 사용되는 관련제품의 수요가 가

장 큰 시장을 형성할 것으로 쉽게 예측할 수 있다.

주광혁 / 항공우주기술산업동향지 3/1

7. 우리나라의 갈릴레오 사업참여
경과 및 현황

10여 년 전부터 GPS에 기반을 둔 각종 인프라를

정부주도로 구축하고 정부출연연구소와 대학을 중심

으로 GPS에 관한 기초 및 응용연구가 활발히 이루

어져 왔으며 산업체에서는 차량항법을 비롯한 제반

응용분야에서 활발한 연구개발 및 관련제품의 생산

활동을 담당하여 왔다. 우리나라의 위성항법 관련시

장의 잠재력과 IT산업의 수준 높은 기술력을 염두에

둔 EU는 2001년부터 서너 차례의 준비회담을 통해

계속해서 갈릴레오 프로젝트에 대한 우리나라의 참

여의사를 타진해 왔다. 특히, 2003년 12월과 2004

년 10월에 가졌던 두차례의 한-EU GNSS 전문가회

의는 양국간의 분명한 입장을 확인하는 동시에 우리

나라가 갈릴레오 프로젝트에 참여해야 한다는 당위

성을 재확인하는 기회를 제공하였다.

이와 병행하여 해양수산부와 정보통신부를 비롯한

정부부처에서는 갈릴레오 사업참여에 대한 타당성을

조사하기 위한 기획연구를 주도하여 본 사업참여의

타당성을 확인한 바 있다.

2005년 2월 24일 개최된 제4차 과학기술 관계장

관회의에서 갈릴레오 프로젝트에 우리나라가 공식참

여하기로 결정함에 따라 미국에만 의존해오던 GPS

시스템을 다원화함으로써 정보 인프라의 안전성을

높일 수 있으며 세계 위성항법단말기 시장진출과 수

출다각화에 기여할 수 있는 계기로 평가받고 있다.

또한, 우리나라가 갈릴레오 사업에 참여하기 위해 출

연해야 할 500만유로의 현금을 정부가 2006년 예산

에 반영하여 지출하기로 결정하였다.

이어서 정부는 위성항법시스템관련 정책의 심의와

관계부처간 업무조정 등을 위해 10개 부처의 1급 공

무원들로 구성된 정책협의회(위원장 과학기술혁신본

부장)을 구성하기로 결정하였다. 또 관련 정책에 대

한 사전협의 및 의견수렴을 위해 관계 부처 과장급

공무원 및 산·학·연 전문가로 구성된 실무협의회(위원

장 과기혁신본부 정보전자심의관)를 운영키로 하였으

며 이와 함께 위성항법시스템 관련 정책대안을 마련

하고 전문적인 검토를 해 나가기 위해 산·학·연 전문

가 및 관련 공무원 14명으로 실무작업팀(TFT 팀장

과기혁신본부 정보전자심의관)을 구성하고 본격적인

작업에 착수한 바 있다. 실무작업팀은 앞으로 수시로

회의를 개최, 위성항법시스템 관련 현안사항에 대한

대응방안을 마련하는 한편, 중·장기적인 위성항법시

스템 발전 종합계획도 수립할 계획으로 있다.

본 사업의 추진을 담당한 과학기술부의 과학기술

혁신본부는 과학기술 관계장관회의에서 결정된 갈릴

레오 프로젝트 참여를 위한 후속조치에 따라 우선

외교통상부와 협의해 갈릴레오 프로젝트 참여의향서

를 2005년 3월 25일자로 EU에 제출하였다. EU측

이 우리나라의 참여의향서를 접수하면, 집행위원회

검토와 이사회 승인 등 내부적인 행정처리 절차를

거쳐 약 10주 후인 오는 6월초부터 협정 체결을 위

한 협상을 본격적으로 진행할 것으로 예상된다. 정부

는 EU와의 협상에 대비해 위성항법시스템 실무협의

회 및 태스크포스팀(TFT)을 통해 관계부처 의견수

렴, 협상전략 수립 등을 하는 한편 관계부처 담당자,

산ㆍ학ㆍ연 전문가, 국제법률전문가 등으로 협상대표

단을 구성할 계획이다.

EU와의 협상이 원만히 진행될 경우, 2005년 말에

는 EU와 협력협정을 체결하고 우리나라가 갈릴레오

프로젝트에 참여할 수 있을 것으로 내다보고 있다.

8. 결 론

본 논문에서는 갈릴레오 프로젝트에 대한 전반적

인 이해를 돕기 위해 갈릴레오 사업의 추진배경, 사

업운영체계, 항법체계의 구성, 예상서비스 및 활용분

야, 신호의 구조, 예산 및 시장분석, 한국의 추진상

주광혁 / 항공우주기술산업동향지 3/1

황 등을 살펴보았다.

군사용으로 설계된 미국의 GPS와 러시아의 GLONASS

와는 달리 EU가 미국의 위성항법시스템인 GPS에

대응해 새로이 추진하고 있는 위성항법시스템인 ‘갈

릴레오 프로젝트’는 순수 민간용 서비스를 위한 글

로벌 위성항법시스템 이란 점에서 우리정부의 공식

참여결정은 미국에만 의존해오던 GPS시스템을 다원

화함으로써 항법 및 관련 서비스 인프라의 안전성을

확보하게 된 계기로 평가받고 있다.

아울러 미국, 캐나다, 일본 등의 몇몇 국가들에 의

해 독점되어 오던 GPS 단말기 시장이 갈릴레오 기

반 내지 GPS/갈릴레오 겸용 단말기 시장으로 재편

될 것으로 예상됨에 따라 우리기업의 단말기시장 참

여와 수출다각화에 기여할 것으로 평가되어 그 어느

때 보다도 위성항법시스템분야에 대한 우리나라의

자체 기술력과 국제경쟁력을 확대하기 위한 좋은 기

회라고 판단된다.

참고문헌

1. Galileo Joint Undertaking, Galileo : The European

Programme for Global Navigation Services, 갈릴레오
소개자료, European Commission, 2002.

2. Galileo Joint Undertaking, Business in Satellite Navigation,

위성항법 시장동향 보고서, European Commission, 2003.

3. Galileo Joint Undertaking, The Galilei Project:

GALILEO Design Consolidation, 갈릴레오 설계 요약
보고서, European Commission, 2003.

4. Galileo Joint Undertaking 발표자료 다수.
5. 이상정 외, 갈릴레오 국가 인프라 구축을 위한 타당성조

사 및 기술개발 기획연구, 해양수산부 기획과제 최종연구
개발결과보고서, 충남대학교, 2004.

항공우주산업기술동향 31호 (2005) pp. ~91

www.kari.re.kr

/lib/index.html

에서 보실 수 있습니다.

기술동향

재사용 발사체 개념을 활용한 우주여행으로의 발전

글/공 현 철hcgong@kari.re.kr, 서 윤 경, 박 정 주,

조 광 래

한국항공우주연구원 우주발사체체계실 기술경영그룹

1. 서론

인간의 우주여행의 꿈은 언제부터 시작되었을까?

그 정확한 기원을 찾는 것은 어렵더라도 몇 가지 소

설을 살펴봄으로써 간접적으로 인간의 우주여행 꿈을

추론해 보자. 첫 번째 소설은 “어떤 클럽 사람들이 대

단히 가치가 있을 제2의 달(인공위성)을 준비하기로

하고서는 곧 지름이 61m나 되는 벽돌 방을 만들어서

하늘로 올려보냈다”는 내용을 담고 있는 에드워드 에

버릿 헤일(Edward Everit Hale)이라는 목사가 쓰고

1870년 9월에 애틀랜틱 먼슬리(Atlantic Monthly)라는

잡지에 2회에 걸쳐 연재된 “벽돌로 만든 달(The

Brick Moon)”이다. 이 소설에서는 그냥 우연한 기

회에 올라갔다고만 기술하고 있는데 이 벽돌로 만든

달은 지구 궤도에 머물며 바다를 항해하는 배들에게

배의 위치와 기상 상태 등을 알려주었다고 한다. 두

번째 소설은 줄 베르느(Jules Verne)가 1865년에

발표한 “지구로부터 달까지(From the Earth to the

Moon)”이라는 소설인데, 그 소설 속에 나오는 대목

을 보면 다음과 같다. “앞으로 40초! 바비켄은 황급

히 가스등의 불을 끄고 두 사람 옆에 누웠다. 어둡

고 고요한 적막 속에서 들려오는 것은 시간을 아로

새기는 시계의 초침 소리뿐이었다. 그때 갑자기 굉

장한 충격을 느꼈다. 포탄이 마침내 우주를 향하여

튀어나간 모양이다. 포탄이 발사된 후 몇 분이 지나

서야 한 사나이의 몸이 움직이기 시작했다......” 과

학소설을 통해 묘사된 그의 달 여행은 발사 기지,

우주선, 발사광경 및 착수지점과 우주비행사 등의

항목에서 후에 미국의 우주과학자들이 실현시킨 아

폴로 달 탐사 계획의 토대가 되지 않았나 하는 생각

이 들 정도이다.

인간의 우주에 대한 호기심과 우주를 탐험하려는

열정은 식을 줄 모르고 발전되어왔다. 이러한 호기

심과 열정은 지구를 도는 인공위성을 만들어 발사

하였고, 인간이 우주여행을 하기 전에 생물을 먼저

우주로 보내서 우주여행이 신진대사 및 인체에 미

치는 영향을 연구하게도 하였다. 드디어 1957년

11월에 소련이 개를 우주로 보내는 프로그램을 수

행하였고, 이어 인류 최초로 유리 가가린은 1961년

4월 보스토크 1호를 타고 우주여행을 한 우주인이

되었으며, 그 후로도 많은 우주인들이 탄생하기에

이르렀다.

이러한 우주여행은 기술적인 발전을 통하여 이젠

꿈이 아니라 현실이 되었는데 우주여행을 위한 비용

이 만만치 않기 때문에 이를 해결하기 위한 방안으

로 재사용 발사체를 개발하려고 한다. 지금까지는 주

로 정부나 국가차원에서 진행되어온 재사용 우주발

사체 개발을 민간부문에서 주도하도록 하여 민간인

이 쉽고 적은 비용으로 우주여행을 하도록 유도하고

있다. 본 논문에서는 이러한 시대적 흐름인 재사용

발사체 개념을 적용한 민간부분의 우주여행에 관하

여 논의하고자 한다.

본론부분의 첫 번째 절은 생물의 우주여행에 관하

여 서술하고, 두 번째 절에서는 간략하게 우주인들에

관하여 다루며, 세 번째 절에서는 민간부분의 우주여

행에 관하여 논하고자 한다.

2. 본론

2.1 생물의 우주여행

1) 최초로 우주를 여행한 소련 개, 라이카(Laika)

공현철 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005)

우주여행을 꿈꾸던 인류가 우주로 인간을 실어나

를 운반체를 생각하면서 과학적인 접근을 통해 현대

에 이르러 완성한 것이 인공위성이다. 소련과 미국의

경쟁 속에서 인류 최초의 인공위성인 "스푸트니크

1(Sputnik I)"이 소련에 의하여 1957년에 발사되었

다. 곧이어 1957년 11월 2일에 라이카(Laika)라는

개를 싣고 스푸트니크 2호가 우주로 발사되었다. 이

에 대하여 1957년 11월 5일자 서독의 <디벨트>지

는 사설에서 “우리들의 머리 위를 돌고 있는 인공위

성을 타고 있는 개는 미래에 있을 인간의 우주여행

에 대한 선구자이고 지구의 생물이 우주 속에 존재

할 수 있다는 원칙이 가능하다는 것을 증명할 것이

다” 라고 말한 것처럼 세계 각국은 놀라움을 금치

못했다. 당시 러시아 로켓 설계 책임자인 코롤로프

(Korolev)는 인공위성에 실을 동물에 대하여 고민하

다가 무게, 털색깔 및 암컷 등의 조건을 만족시키는

라이카(Laika)라는 개를 탑승시키기로 하였다. 당시

소련은 라이카가 발사된 후 일주일 후에 고통 없이 사망

하였다고 발표하였으나, 최근 미국 Houston에서 개최된

World Space Congress에서 모스크바의 Institute for

Biological Problems의 Dimitri Malashenkov는 라

이카는 발사 후 불과 몇 시간 내에 과열과 공포 속

에서 사망한 것 같다는 새로운 사실을 발표하였다.

로켓이 발사되는 동안 라이카의 심장 박동 수는 세

배로 높아졌고, 무중력 상태에 도달한 후 심박수가

줄어들기 시작하였으며, 정상으로 돌아오는데 지상

실험에 비해 세배나 많은 시간이 필요할 정도로 많

은 스트레스를 받은 것으로 나타났다. 스푸트니크 2

호 캡슐의 온도와 습도가 발사 직후 증가했으며, 발

사 후 5-7시간 후에 라이카로부터 생명의 신호가 없

어졌고, 네 번째 궤도 후에는 라이카가 과열과 스트

레스로 사망했음이 확실해졌다. 이전까지는 라이카가

적어도 4일 동안 살아있었으며, 스푸트니크의 통신

장치가 고장난 시점인 발사 일주일후까지도 살아있

었을 것으로 알려져 왔다. 단 몇 시간동안밖에 생명

을 유지하지 못했으나, 생명체가 무중력을 오랫동안

견딜 수 있음을 증명하여 유인 우주개발에 공헌한

라이카는 우주 개발 역사에 큰 기여를 한 것으로 평

가받는다. 라이카를 태운 스푸트니크는 그 후 지구를

2570바퀴 선회한 후 1958년 4월 4일 지구 대기권

에서 불타 없어졌다.

2) 미국에서 우주를 여행한 생물들

소련에서는 개를 많이 사용했지만 미국에서는 사

람과 생리적인 면 등에서 여러 가지로 비슷한 원숭

이∙침팬지 등이 주로 많이 사용되었다.

미국에서 본격적인 동물의 우주비행은 1959년 12

월 4일 원숭이 샘이 머큐리 우주선을 타고 11분 6

초 동안 탄도 비행한 것이다. 또 1961년 1월 31일

에는 침팬지 햄(Ham)이 16분 36초 동안 우주비행을

하였다. 침팬지를 우주비행시키는 이유는 침팬지가

생리학적으로 사람과 흡사할 뿐 아니라 각종 실험에

참가하기 위한 훈련이 가능하기 때문이다. 1961년

11월 29일에는 침팬지 에노스(Enos)가 미국 최초로

3시간 21분 동안 지구궤도를 2회전하고 지구로 귀

환하는데 성공하여 미국의 지구 궤도 비행에 자신감

을 안겨주었다.

1973년 7월 28일 미국의 우주실험실 스카이랩으

로 발사된 우주비행사인 빈(Alan Bean), 루스마(Jack

Lousma) 그리고 일반인 기술자 가리오트(Jack Garriot)

외에 특이한 것은 여섯 마리의 쥐와 아니타, 아라벨

라(Arabella)라는 거미 두 마리가 함께 실려서 발사

된 점이다. 여기에서는 무중력 상태에서 거미의 줄치

는 모습이 연구되었다. 그 후 2003년 1월에 발사된

컬럼비아호에 호주 Melbourne 동물원에서 키운 총

30여 마리 중 여덟 마리를 우주로 보냈으나 컴럼비

아호가 지구로 귀환하던 도중 2003년 2월 1일 미국

텍사스 상공에서 폭발하였다. 독성이 없는 이 작은

거미들은 완벽하게 대칭적인 거미줄을 만들기 때문

에, 무중력이 거미줄 형태에 가져올 수 있는 작은 변

화를 쉽게 관찰 할 수 있다는 점에서 실험에 가장

적합한 종이었다고 평가된다.

공현철 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005)

3) 호주 선충류(線蟲類)의 우주여행

2004년 4월에는 “Caenorhabditis Elegans"라는 이

름의 3백만 마리의 선충류들이 독일 DELTA (Dutch

Expedition for Life Sciences, Technology and

Atmosphere)가 주관한 프로젝트로 국제 우주정거장

에 보내졌다. 프랑스 우주과학연구소(CNES, France)

와 함께 공동으로 진행하는 이 계획의 명칭은 ICE-FIRST

(International Caenorhabditis Elegans)이다. 이번 실

험을 위해 일본, 캐나다, 프랑스, 미국 등 15개국의

연구진이 합류하며, 총 21개 실험으로 나뉘어 참여

하며 유럽우주연구소(ESA)가 총괄한다.

Caenorhabditis Elegans의 10일 정도의 실험은

우주 방사선과 마이크로 중력에 관한 것이며 이것은

인간이 우주에서 10년 동안 생활하는 것과 대등한

것이라고 한다. 이 실험을 위하여 20여명의 과학자

들은 우주선에서 선충류를 관찰하게 된다. 연구진은

우주선 또는 화성과 같은 곳에서 오래 생활할 경우

방사효과 한계에 부딪히는 점에 대해서도 큰 관심을

가지고 있다. 지구로 돌아올 때는 1mm 크기의 3백

만 마리의 선충류들은 냉동으로 저장되어 ISS와 공

동으로 연구하는 각 나라들의 연구소로 보내질 것이

다. ISS의 나라로는 15개국의 ESA 멤버, 러시아, 미

국, 캐나다, 일본이다. DELTA는 네델란드의 경제적

지원을 받고 있으며, 21개의 실험을 주도할 것이다.

예를 들어 방사선이 선충류의 게놈의 내구성에 미치

는 영향에 관해서는 캐나다에서 연구할 것이며, 인간

에게 미치는 것과 밀접한 관계가 있을 것으로 보이

는 마이크로 중력이 선충류의 근육에 미치는 영향은

미국과 프랑스가 담당하게 된다. 일본은 우주가 인간

의 노화에 어떤 작용을 미치는지에 관한 연구를 담

당한다.

2.2 우주인의 우주여행

19세기에 쓰여진 공상과학소설에 나오는 인류

의 우주여행은 21세기의 중요한 역사적 사건인

제2차 세계대전이 끝난 후 독일의 V-2 로켓 과

학자들이 소련과 미국으로 흩어지면서 탄력을 받기

시작했다. 소련과 미국의 우주개발 경쟁은 장점과 단

점을 동시에 갖고 있었지만 한편으론 인류의 우주여

행을 그만큼 앞당기는 효과가 있었다.

1) 인류 최초의 우주인, 유리 가가린

1957년에 발사된 인류최초의 인공위성인 스푸트

니크 1호는 미국과 소련의 우주개발 경쟁에서 소련

의 승리를 가져다주었다. 20명이 선발되어 훈련을

받던 중 유리 가가린이 1961년 4월에 보스토크 1호

를 타고 우주 여행에 성공하여 인류 최초의 우주인

이 되는 영예를 안았다. 비행계획은 180km-230km

의 궤도를 90분간 우주비행하는 것이었으며 1961년

4월 12일 오전 6시 7분에 발사되어 7시 55분에 지

구로 무사히 귀환하였다.

2) 미국 최초의 우주인들

소련에 뒤져 자존심이 구겨진 미국은 국가안보를

내세워 NASA를 설립하고, 우주비행사 한명을 지구

궤도에 비행시키겠다는 머큐리계획을 세워 드디어

미국에서도 우주인이 탄생하였다. 소련보다 한달 늦

은 1961년 5월에 자유(Liberty) 7호를 타고 대포 탄

환처럼 포물선을 그리며 500km를 나는 비행에 성공

한 앨런 세퍼드가 그 주인공이다. 그리고 두 달 뒤인

1961년 7월 21일 버질 그리솜이 자유종(Liberty

Bell) 7호를 타고 15분 37초 동안 탄도비행을 했으

며, 마침내 1962년 2월 20일에는 존 글렌이 탑승한

우정(Friendship) 7호가 지구를 3회전한 뒤 무사히

돌아와서 미국도 완전한 유인 우주비행에 성공한 것

이다. 1962년 5월에는 오로라(Aurora) 7호를 타고

우주인 스코트 카펜터(Scott Carpenter) 소령이 지구

공현철 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005)

를 세 바퀴 선회하였고, 이보다 5개월 뒤인 1962년

10월에는 월터 쉬라(Walter Schirra)가 시그마 7호를

타고 9시간 14분 동안 지구를 6회전하면서 글렌이나

카펜터 보다 두 배나 더 오래 우주에 머무는 데 성공

하였다. 1963년 5월, 쿠퍼 소령이 탄 신의(Faith) 7

호는 발사된 후 34시간 20분 동안 지구를 22회전 하

는 데 성공함으로써 미국도 우주에서 하루 이상 머물

수 있게 되었다. 이렇게 해서 미국의 머큐리 계획은

막을 내렸다.

3) 러시아의 최초의 여자 우주인, 발렌티나 텔레시코바

인류 최초의 우주인인 유리 가가린이 우주 여행을

성공한 이후 티토프가 1962년 8월 우주선 보스토크

2호를 타고 25시간 18분 동안 지구를 17바퀴나 돌

았고, 며칠 뒤에는 보스토크 3호와 4호가 하루 간격

으로 발사되어 동시에 두 우주선이 우주에 같이 있

기도 했다. 미국의 머큐리 계획이 끝나고 며칠 뒤인

1963년 6월 14일과 16일에 소련은 또 다시 보스토

크 5호와 6호를 발사하여 우주에서 공중 랑데부를

하는데 성공함으로써 미국을 비롯한 서방 세계를 놀

라게 하였다. 더욱 세상을 놀라게 했던 것 중의 하나

는 세계 최초로 여성 우주인 텔레시코바가 우주비행

을 했다는 사실이다.

4) 달을 산책한 우주인, 닐 암스트롱 및 에드윈 올드린

미국 동부시간으로 1969년 7월 16일 오전 9시

32분에 새턴 5로켓이 닐 암스트롱, 에드윈 올드린,

마이크 콜린즈 세명의 우주인을 태우고 발사장에 모

인 100만명의 관중과 전세계 TV 시청자들이 지켜보

는 가운데 서서히 발사대를 떠나 하늘로 솟구쳐 올라

195시간 18분 21초의 달나라 탐험에 들어갔다. “휴

스턴....., 여기는 고요의 바다, 독수리는 착륙했다.”는

암스트롱의 메시지는 1969년 7월 20일 하오 4시 18

분(미국동부시간)에 드디어 인간이 탄 우주선이 달에

착륙했다는 사실을 알려주었다. 오후 10시 56분 달

착륙선의 아홉계단을 조심스레 내려온 암스트롱은

달 표면에 발을 디뎠고, 암스트롱이 달에 내려서고

나서 24분 후에 올드린도 뒤따라 달에 내려섰다. 암

스트롱은 달에 첫 발을 내디디면서, “이것은 한 인간

에게는 작은 발걸음이지만 인류에게는 커다란 도약”

이라고 말했다. 이렇게 해서 소련과 미국의 달탐험

경쟁에서는 미국이 승리하여 인류 최초의 달탐험 우

주인은 미국인들이 되었다.

이외에도 많은 우주인들이 인류의 우주탐험의 꿈을

실현하기 위해 각 분야에서 많은 노력을 하고 있다.

2.3 민간인의 우주여행

1) 민간 우주여행자

기존의 우주발사체를 이용한 국제우주정거장(ISS,

International Space Station) 최초의 민간인 우주여

행자는 미국의 실업가인 데니스 티토(당시 60세)이

다. 미국 뉴욕 퀸즈에서 1940년 8월 출생한 데니스

티토는 2001년 4월 28일 소유즈 TM-32에 탑승하

여 7일 22시간 4분을 궤도상에 머물렀으며 국제우

주정거장을 여행했다. 티토는 그 여행을 위하여 미화

2000만불을 지불했다. 티토는 1962년 뉴욕대학 항

공우주공학과를 졸업하였고, 뉴욕주 트로이시에 있는

렌셀러 (Rensselaer)폴리텍 대학에서 석사학위를 받

았고, 같은 대학에서 박사학위를 받았다.

그는 또한 NASA 제트추진연구소의 연구원이었

다. 1972년에 윌셔 회사를 설립하여 캘리포니아 산

타모니카에서 투자관리를 하고 있다. 그 다음의 민

간인 우주여행자는 남아프리카공화국의 마크 셔틀워

스이다. 그는 1973년 9월 18일 생으로 미화 2000만

불을 지불하였고, 2002년 4월 25일 러시아 소유즈

공현철 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005)

TM-34호를 타고 국제우주정거장으로 여행했다. 국

제우주정거장에서는 에이즈 및 게놈 연구를 수행했으

며, 이를 위해서 일년 동안의 교육과 훈련을 받아야

했다. 마크 셔틀워스는 케이프 타운 대학에서 비즈니

스 사이언스를 공부했으며 1995년에 인터넷 보안을

전문으로 하는 회사인 Thawte를 설립하였다. 그는

1999년에 Thwate를 VeriSign에 팔고 HBD 벤처 회

사를 설립하였으며, 남아프리카에서 교육 프로젝트에

자금을 지원하는 셔틀워스 화운데이션을 설립하였다.

이외에 ‘N Sync의 인기 팝가수인 Lance Bass가 우

주 여행을 하고자 했지만 비용을 지불하지 못해서 취

소되었다.

이제 세 번째 우주여행객이 될 가능성이 제일 많

은 사람은 2005년 현재 59세의 미국인으로써 과학

자이며 사업가인 Greg Olsen이다. 그는 2004년에

국제우주정거장으로의 여행을 위해서 러시아의 Star

City에서 우주여행을 위한 교육을 받다가 우주선의

중력힘(G-forces)를 견디기 어렵다는 의사들의 진단

에 따라 교육을 중단했었다. 그 후 Greg Olsen은 우

주여행을 포기하지 않고 건강에 신경을 쓰고 체력을

길러 올해인 2005년 5월 16일에 다시 교육을 받기

시작했으며 금년(2005년) 가을에 있을 소유즈 우주선

발사 때 국제우주정거장으로 여행을 준비하고 있다.

한편으로 러시아는 소유즈 우주선을 통한 민간인

우주여행 프로그램을 좀 더 많은 인원에게 허용하고

그에 따른 경제적 이익을 확보하려고, 현재 국제우주

정거장에 머물고 있는 우주인들의 체류기간을 6개월

에서 1년으로 연장하려 한다. 이에 대한 미국의 반응

은 그 동안 우주인들의 장기체류에 대하여 많은 연구

를 수행하였으며, 화성 등의 우주 탐험을 위해서는 2

년여에 걸친 우주여행에 대비해야 하기 때문에 우주

인들의 장기체류를 긍정적으로 검토하는 분위기이다.

2) 부궤도(Suborbital) 우주여행선

위의 우주여행객은 기존의 우주발사체를 이용한

여행객이라면 이번에 소개하는 우주여행은 민간인들

에 의한 우주여행을 가능하게 하며, 기존의 막대한

비용 소모를 줄이는 방법으로 재사용발사체의 개념

을 도입한 우주선의 개발과 이용이라는 측면에서 의

미가 있다.

민간비행은 1903년 키티호크에서 라이트 형제가

최초로 비행에 성공한 지 10년 후 시작되었으나 민

간우주비행은 유리 가가린이 최초의 우주 유인비행이

이루어진 후 43년이 지난 2004년에 민간우주비행이

이루어졌다. 마이크로 소프트 공동창업자인 백만장자

폴 앨런의 지원을 받아, 항공분야의 천재인 Burt Rutan

이 설계한 SpaceShipOne은 최초의 대기권 밖을 향

한 비정부 유인 비행을 수행하였다. SpaceShip

One은 백기사란 이름의 수송기에 탑재되어 고도

50,000피트로 상승한 후, 분리되어, 80초간 로켓모

터를 가속하여 고도 62(100km)마일을 넘어서 X

prize 상을 수상하기에 이르렀다.

수상 조건은 2주 이내에 반복하여 우주의 경계라

고 믿어지는 100km의 고도를 여행하되, 사람이 3명

타든가 아니면 한명의 비행사와 두 명에 해당하는

무게를 싣고 여행하는 것이며 또한 재사용발사체의

개념을 확장시킨 첫 번째 비행후 재 비행할 때는 첫

번째 우주선의 80% 이상을 사용해야 하는 것이다.

3) 향후 전망

2002년 리아 노보스찌 지에 의하면 러시아는 2022

년까지 약 15,000명이 우주 여행을 할 수 있다고 한다.

미국의 견실한 컨설팅 회사인 “Futon Corporation"에

서도 위와 같은 내용이 허구가 아니라고 보고서에 기록

했다”고 주장했다.

미국 컨설팅 회사 전문가들은 러시아가 우주여행

을 통해 얻는 이익이 매년 10억 달러에 이를 것으로

추측했다. 이렇게 된다면 국제 우주정거장 외에도 우

공현철 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005)

주를 찾는 호기심 많은 여행자들과 부유한 신혼부부

들이 묵을 캠핑 장소도 건설될 것으로 예상된다.

일본에서도 로켓 전문가 그룹의 우주여행 관련

종합 연구 리포트가 앞으로의 일본 우주정책에 영

향을 줄 것으로 보인다. 1인 200만 엔 선에서 운임

료를 제한할 경우, 년간 약 70만 명이 이용할 것으

로 집계되어, 1회 운항경비 1억 엔 이하, 50인승

왕복순환형 로켓을 개발하면 사업성이 있을 것으로

조사되었다. 실현을 위해서는 사용 완료 로켓으로

100억엔 정도 드는 현재의 운항 경비를 2자리수로

인하할 필요가 있으며, 신뢰성과 안전성 문제도 있

다. 조사의 중심자인 우주과학연구소의 이타니 교수

는 “필요한 자금과 인재를 얻어 개발 단계를 착실

히 밟으면 20년 안에 실현할 수 있다”고 예상했다.

우주개발 및 이용에 대한 장기 비전을 책정하고 있

는 우주개발위원회의 이구치 위원장도 “우주 이용

산업을 육성하는 관점에서, 장래의 필요를 예상, 국

가적 대응 전략을 검토할 것”이라고 긍정적인 태도

를 보였다.

이와 같이 우주개발 선진국에서는 향후 진행될 우

주여행에 많은 노력을 기울이고 있기 때문에 머지않

은 장래에 지금보다 훨씬 적은 비용으로 민간인 우

주여행이 가능하게 될 것이다. 그러기 위해서는 기술

개발이 선행되어야 하는데, 이는 기존의 우주발사체

개발에서 재사용발사체 개념이 도입되면 경제성 측

면에서도 많은 효과가 있을 것이다.

3. 결론

인류의 우주여행에 대한 꿈을 실현하는 과정, 특

히 세계 2차 대전이후에 미국과 러시아가 주도한

우주개발 경쟁에서 우주여행을 하게 된 생물(주로

동물과 곤충)과 기존의 우주발사체를 이용한 유인

우주여행과 민간인 우주여행에 대하여 고찰하였다.

시대의 흐름과 패러다임의 변화 속에서 인류의 가

슴 속 깊이에 담겨있는 염원인 우주여행은 단순한

호기심 차원을 넘어서 각자 개인이 가진 꿈을 실현

하는데 까지 발전될 것이며 이를 가능하게 하는 재

사용 발사체의 개발은 더욱 박차를 가하게 될 것

이다.

참고문헌

1. 채연석, “눈으로 보는 로켓이야기”, (주)나경문화, 1995
2. 채연석, “눈으로 보는 우주개발이야기”, (주)나경문화, 1995
3. 한국과학기술정보원 홈페이지
  http://techtrend.kisti.re.kr/main.jsp
4. 항공우주정보연구센터 홈페이지
  http://www.aric.or.kr/
5.  Encyclopedia  Atronautica  홈페이지
      http://www.astronautix.com/
6.  SpaceDaily  홈페이지
      http://www.spacedaily.cim/

공현철 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005)

7.  MSNBC  인터넷  홈페이지
      http://www.msnbc.msn.com/
8.  Scaled  Composite  회사의  홈페이지
      http://www.scaled.com/
9.  Space    Flight  News  홈페이지
      http://www.spaceflightnews.com/
10.  우주  모험회사  홈페이지
       http://www.spaceadventure.com/

항공우주산업기술동향 3권1호 (2005) pp. 92~98

www.kari.re.kr

/lib/index.html

에서 보실 수 있습니다.

기술동향

21세기 러시아의 우주발사체 관련 해외 기술 협력

글/공 현 철 hcgong@kari.re.kr, 유 일 상, 박 정 주,

조 광 래

한국항공우주연구원 우주발사체체계실 기술경영그룹

1. 서론

미국과 소련은 자체적으로도 많은 과학자들이 우

주개발을 위하여 노력해왔으나 제2차 세계대전이

끝난 직후 독일 V-2 로켓 팀의 기술자들을 각기

자기 나라로 데려간 후 본격적인 우주개발 경쟁에

돌입하였다. 인류 최초의 인공위성 및 우주인 탄생

에서는 소련이 승리하였으나, 달 탐험에서는 미국이

승리하였다. 미국과 소련이 중심이 된 냉전 체제가

종식되고 소련연방이 해체된 이후에 세계 정치 및

안보 질서가 재편되는 가운데 러시아는 경제적 열

세를 기술력의 수출 즉, 국제적 기술 협력을 통해서

경제적 어려움으로 인한 우주개발 경쟁에서의 열세

를 만회하고자 하고 있다. 특히 2003년 2월초에 발

생한 컬럼비아 우주선의 폭발사고로 러시아 소유즈

우주선에 의한 국제우주정거장으로 우주인들을 실

어 나르는 일이라든가, 미국의 위성항법위치추적시

스템(GPS ; Global Positioning System)에 대항하

여 러시아의 GLONASS를 유럽연합과 인도 등과

협력하는 것이라든가, 새로운 개념의 우주선 개발이

라든가 러시아는 필사적으로 우주개발에서 미국의

독주를 견재하고 있는 상황이다. 이런 때에 러시아

의 우주발사체 관련 해외 기술 협력을 살펴봄으로

써, 과학실험로켓(KSR-I, KSR-II) 시리즈와 액체추

진 중형과학로켓(KSR-III) 개발 및 우주발사체 개

발을 추진하는 대한민국의 우주개발에 도움이 되고

자 한다.

2. 러시아의 기술 협력 동향

러시아는 소유즈 발사체를 적도 근처의 프랑스령

쿠르기지에서 발사할 수 있도록 유럽연합과 4년여에

걸친 협상을 이끌어냈고, 미국의 GPS에 의한 독점

을 막고자 유럽연합의 갈릴레오 시스템 및 자체의

GLONASS 시스템을 활용하고 있다. 또한 어려운 경

제상황을 타개하기 위하여 심지어 미국과 상업용 위

성발사서비스 회사를 합작으로 투자해서 운용하는

등 필사적인 노력으로 우주개발 경쟁에서 미국과 월

등히 차이 나는 것을 막으려 하고 있다. 본 장에서는

주요 국가별 우주발사체 관련 기술협력에 대하여 논

의하고자 한다.

2.1 러시아와 이란의 기술 협력

현재 이란은 국제원자력기구(IAEA) 및 미국을

중심으로 하는 국제사회에서 핵무기 개발 의혹을

사고 있는 가운데, 미국은 유럽연합과 공조체제를

유지하며 이란이 핵무기개발을 포기하도록 경제적

유인책을 강구하고 있다. 이 경제적 유인책에는 이

란의 세계무역기구(WTO) 가입 반대 철회와 민간항

공기 부품 수입 허용 등이 포함된다. 그 동안 진행

되었던 유럽연합과 이란의 협상이 성과 없이 끝나

자 이란은 우라늄 농축 재개 가능성을 시사했고, 이

란 최고지도자 아야툴라 알리 하메네이는 미국을

겨냥해 이슬람국가의 핵프로그램에 상관 말도록 경

고하였다. 한편 러시아는 미국이 대중국 관계에서처

럼 앞으로 대러 관계에서도 인권과 민주화 문제를

지렛대로 삼으려 한다고 우려하면서 이란과의 협력

은 국익을 위해 불가피한 것으로 양보할 뜻이 없음

을 나타내었다. 이에 한걸음 더 나아가 알렉산드르

러시아 원자력청장은 이란에 6개의 원자로를 추가

로 건설할 계획이라며 이란에 핵연료를 공급키로

협정을 체결한 것을 발표하여 미국과 러시아가 이

공현철 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 92~98

란의 핵무기 개발과 관련하여 대립하고 있는 상황

이다.

한편 러시아의 대이란 우주개발 프로그램 기술 협

력에서는 이란에게 스파이 위성을 비롯한 통신위성

을 설계, 시험, 발사 등을 수행할 것으로 이란과 계

약을 체결하였다. 이란은 1980년대부터 자체의 통신

위성을 개발하려는 꿈을 소중히 간직해왔으나 주로

경제적인 이유로 뜻을 이루지 못했었다.

먼저 스파이 위성 발사에 관하여 살펴보면 다음과

같다. 러시아는 올 하반기에 우주에서 정보수집활동

을 할 위성을 두개 발사할 예정이라고 비즈니스 데

일리 콤모산트가 2005년 2월 2일에 발표하였다. 미

하일 프라드코프 수상은 러시아 국무부가 플레쩨스

크 발사장에서 ‘Mesbah’와 ‘Sinah-1’이라는 두개의

위성을 발사하도록 서명하였다. 이 문서에 의하면 이

란의 위성 외에도 중국, 영국, 노르웨이, 독일, 일본

과 유럽연합 등의 위성도 포함되어 있다. 이때 우주

발사체는 Kosmos-3M 로켓이며 두 개의 위성을 지

구정지궤도로 발사할 것이다.

다음으로 인테르팍스 통신의 보도에 의하면 러시

아는 이란을 위해 새로운 통신위성을 만드는 계약을

체결하였다.

‘Zohreh’ 통신위성은 2년 반 후에 발사될 예정이

며, 데이터, 오디오 및 비디오 신호를 다룰 통신 인

프라 구축을 촉진 시키며, 위성 수신기를 가지고 있

는 이란 전역에 서비스를 제공할 예정이다. 그리고

이번 발사를 통해서 방송채널의 확대를 검토 중이며,

앞으로도 ‘Zohreh-2’ 방송위성의 제작을 통해 방송

영역이 확대될 예정이다. ‘Zohreh-2’의 제작 시에는

1호 제작비용보다 26% 싼 132백만 US$가 소요될

것이다. 러시아와 이란은 ‘Zohreh-2’ 통신위성을 러

시아 인공위성인 Express급으로 설계해서 크라스나

야르스크의 ‘프리클라드나야 Mechanic'사가 제작하

기로 2005년 1월 30일에 계약에 명시했다. 'Zohreh'

통신위성은 러시아 우주선 발사선인 'SOUZ'를 이용

해 이란 상공 36,000km 궤도에 발사 예정이다.

2.2 러시아의 Sea-Launch를 통한 미국 위성

발사 협력

1) XM3 위성

국제 해양발사계획에 의해 러시아 로켓 발사체

'Zenit-3SL'을 통한 미국 위성 'XM3-Radio'발사가

2005년 2월 28일 오후 7시 51분(PST) (3:51:00

GMT, 3월 1일)에 태평양 수상 발사대인 '오딧세이'

플랫폼에서 발사되었고, 남아프리카에 있는 지상국에

서 위성신호를 수신하고 모든 것이 정상적으로 운용

되고 있다. 러시아 로켓 발사체인 Zenit-3SL을 통한

발사서비스는 현재 미국, 우크라이나, 러시아와 노르

웨이가 대주주로 참여하고 있는 국제 연합 회사인

'SEA LAUNCH'의 'Boeing Launch Services'사를

통해서 태평양 지역을 커버하는 인공위성 발사대행

서비스이다. 'XM-Radio'위성들은 매일 디지털음악방

송을 워싱턴과 뉴욕의 스튜디오에서 전송 받아서 중

계하게 된다. 이 위성들은 최대 130개의 디지털 상

업과 국영채널을 중계해 줄 수 있으며, 컨트리 음악

부터 오페라까지 모든 장르의 음악을 서비스할 예정

이다. 그리고 이 위성들은 40개 이상의 채널을 할당

해서 스포츠뉴스, 토크쇼, 코미디, 어린이 프로그램

과 기상정보도 중계할 예정이다. XM-3위성은 XM

Series위성 중 3번째 발사되는 위성으로, 먼저 발사

된 2개의 위성은 벌써 국영 및 민간 이용자들에게

서비스를 제공하고 있다

2) DIRECTV 위성

Sea Launch 사는 Zenit-3SL 발사체로 예정대로

2005년 4월 26일 12시 31분 30초 PDT(오전 7시 31분

30초 GMT)에 오딧세이 플랫폼으로부터 DIRECTV

의 스페이스웨이 F1 위성을 발사하여 서경 154도에

위치시켰다.

상단 블록 DM-SL은 지금까지 가장 무거운 6,080Kg

(13,376 lb)의 스페이스 위성을 지구천이궤도에 올려놓

는데 성공하였고, 이 위성은 궁극적으로 서경 102.8도

에 위치할 것이다. 남아프리카에 있는 지상국에서는 예

정대로 발사 후 한 시간도 안돼서 위성의 첫 신호를 받

았다.

또한 디렉위성 TV 방송위성 5호기가 2002년 5월

7일 카자흐스탄에서 발사돼 조만간 위성 디지틀신호

를 미국에서 수신하게 되었다. 러시아제 프로톤 K로

켓에 실려 올려진 디렉TV 위성 5호는 국제발사서비

스(ILS)사에 의해 미 동부시각 오후 1시에 발사돼

약 6시간 30분후 지구궤도에 올려졌다.

공현철 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 92~98

2.3 러시아, 우크라이나 및 벨로루시의 협력 　

올해 말 '바이코노루' 발사장에서 벨로루시 최초의

인공 위성인 '벨카'가 발사될 예정이다. 이 위성은 러

시아의 드네프로 설계국 '유즈노예'와 공동으로 개발

한 PC-20(드네프르 로켓)으로 궤도에 진입한다. 벨로

루시는 이미 우주 개발 분야에서 여러 성과를 올리고

있는 나라다. 특히 Cybernetics Institute와 벨로루시

학술원 정보학 문제 연구소 등의 참여로 위성에 필수

적인 최신 광학 장치가 개발됐다. 관계자의 말에 따르

면, '벨카' 위성에 탑재될 주요 하이테크 장비는 벨로

루시 기업들에 의해 제작되고 있다. 러시아와 우크라

이나의 연구 기관은 위성을 우주로 진입시키고 궤도

에서 위치를 수정하는 장치를 개발하고 있다.

벨카위성은 250kg이며 수명은 5년이다. 이 위성

의 임무는 현실적인 과제를 해결하는 것이다. 즉, 이

위성은 구름, 전선, 저기압 등의 변화에 대한 평가를

내리고 파종 상태를 포함한 농업 활동의 결과를 평

가하는 역할을 담당하게 된다. 뿐만 아니라 이 위성

은 홍수나 다른 현상 등을 예측하는 일도 한다. 위성

의 작업으로 환경 상태에 대한 기존의 정보를 확충

하여 일기 예보 기업들의 예보의 정확성을 더 높일

수 있을 것이다.

러시아의 '코스모트라스'사의 말에 따르면, 이 위성

에 전자-광학 장치를 탑재함으로써 다른 나라의 위성

에 비해 훨씬 가볍고 크기도 작아졌다. 이는 곧 고도

500km에 위치한 궤도로 위성을 안착시키는 비용이

훨씬 저렴해짐을 의미한다. 이 위성은 지구상에 있는

몇 미터 크기의 물체의 영상을 10분 안에 전달할 수도

있다. 이 회사는 이 위성이 최소 5년은 훌륭하게 자신의

임무를 수행할 수 있을 것으로 기대하고 있다. 이 위성

의 발사를 담당할 'International Space Company

KOSMOTRAS'(http://www.kosmotras.ru/)사는 1997년

세계 최고 화력의 대륙간탄도 로켓인 PC-20

(SS-18)의 해체와 함께 이 '드네프르' 로켓을 위성

발사체로 상업적으로 활용하기 위해 설립됐다.

러시아와 우크라이나 및 벨로루시의 우주분야 기

술 협력은 이번 위성 발사에 그치지 않는다. 최신식

유인 우주왕복선 '클리퍼'의 개발과 시험에도 세 나

라의 협력이 이루어지고 있다. 1980년대 러시아의 '

에네르기야'사에서 '자랴' 우주선 개발 계획이 시작됐

다. 이 우주선은 '소유즈' 우주선을 대체할 예정이었

으나 재정 문제로 이 프로젝트는 실현되지 못했다.

그런데 작년부터 상황이 변하기 시작했다. '로사비아

코스모스'를 '연방 우주국'으로 개편한 후 새로운 우

주 왕복선의 개발 문제가 새롭게 대두됐다. 이미 '

에네르기야'사는 필요한 기술이 축적되어 있기 때문

에 우주선의 기술적인 골격을 잡는 일을 맡았다. 기

술적으로 요구되는 주요 사항은 승무원의 안전 향상

과 적재량 확대 및 10년의 사용 기간에 20∼25회의

발사가 가능하도록 하는 것이었다. 이런 배경에서 프

로젝트가 시작됐고 적재 중량이 700∼800kg에 달하

며 최대 6명의 승무원을 태울 수 있는, '클리퍼'로

명명된 새로운 우주선 개발 계획이 시작됐다.

우크라이나 국립 우주국의 세르게이 모길렌코 국

제협력부 부장이 언론에 밝힌 바에 따르면, '클리퍼'

를 우주로 내보내는 발사체는 드네프로페트로프스키

설계국 '유즈노예'에서 개발된 '제니트' 발사체로 결

정됐다. 이 발사체는 구 소련 시절 가장 자동화된 것

이었다. 현재 '바이코노루'에는 1985년에 건설된 두

곳의 발사장이 있다. 로켓은 매우 환경 친화적이기도

하다. 로켓 발사체는 완전 자동으로 준비 및 발사된

다. 현재 이 발사체는 미국과 공동으로 '해양 스타트'

프로젝트와 연방 우주국과 공동으로 '지상 스타트'에

서 이용되고 있다.

2.4 재사용 엔진 개발 프로젝트, Volga

매번 여행을 마칠 때마다 자동차 엔진을 교환해야

한다고 상상해 보라. 끔찍한 일일 것이다. 그러나 우

주여행에서는 이것이 현실이다. 발사체의 각 단은 추

진제가 다 사용되면, 엔진과 함께 지구 대기권으로

떨어진다. 그래서 매 우주여행 후에 우주선 엔진과

발사체를 재사용하는 것이 우주 탐사를 저렴한 비용

으로 수행할 수 있는 핵심사항으로 대두되고 있다.

재사용 가능한 로켓 엔진개발을 위한 Volga 프로

젝트는 3개의 러시아 연구센터(캘디쉬 연구소, NPO

에네르고마쉬, 화학 자동 설계국(CADB))와 프랑스

Snecma, 독일의 아스트리움, 벨기에의 Techspace

Aero, 스웨덴의 볼보 항공 회사를 포함한 유럽의 4

개 회사가 공동으로 추진하고 있다. 이 프로젝트의

공현철 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 92~98

목표는 액체산소와 액체메탄을 사용하여 진공상태에

서 400톤의 고추력을 내는 재사용 시험용 로켓 엔진

을 개발하는 것으로, 기술적으로나 경제적으로 대단

히 도전적인 과제이다.

기술적인 측면에서 Volga는 실질적으로 재사용되

는 엔진개발 프로젝트이다. 이 프로젝트는 몇 단계로

추진할 예정이며, 그 첫 번째 단계는 기존의 추진제

를 사용하는 것에 비하여 산소/메탄을 추진제로 사

용하는 것의 장점을 입증하는 추진 절충(trade-off)

분석을 수행하는 것이다. 두 번째 단계는 완전한

Volga 엔진의 조립과 지상 테스트를 수행하고 엔진

핵심 부품과 서브시스템을 실현하는 것이다. 세 번째

단계는 전체적인 개발과 생산을 수행하는 것이다.

이러한 과정에서 특히 러시아의 관련된 기관들이

수행할 항목들을 살펴보면 다음과 같다. 화학 자동설

계국(CADB)는 로켓엔진의 액체 추진제를 설계 및

개발하고 또한 몇 가지에 적용하기 위해서 다른 추

력 레벨을 가진 추력기를 개발한다. 캘디쉬는 로켓엔

진과 파워플랜트의 연구와 테스트를 수행한다. NPO

에네르고마쉬는 러시아의 주요 발사체와 미국의 아

틀라스 III 및 V를 위한 대형액체로켓엔진 설계 및

개발을 담당한다.

Snecma로부터 파견된 국제 우주사업 개발 담당

자는 "최초의 재사용 발사체로 불리는 미국의 Space

Shuttle SSME 엔진은 약 12회만을 재사용할 수 있

다. 매 비행 후, 재사용 발사체를 분리하고 정밀검사

를 수행해야 한다"고 말했다. 그래서 우주선의 발사

비용은 천문학적인 숫자인 임무당 5억 달러가 소요

된다. 반면에, Arian 5의 발사 비용은 약 1.4억 달러

정도이다. Volga 프로젝트를 통해서, 엔진을 분리하

여 검사할 필요 없이, 50회 이상 사용할 수 있는 엔

진을 개발하려고 한다.

2.5 러시아 소유즈 발사를 위한 유럽연합과의

협력

4년여를 끌어온 러시아와 유럽우주국(ESA) 사이

에 2005년 1월에 장기협력 협정안이 체결되었다. 협

정안이 체결되면서 특별히, 쿠루 우주 기지(프랑스령

기니)로부터 소유즈 러시아 로켓의 발사를 위한 활

로가 열리게 되었다.

언론의 질문을 받은 Roskosmos의 Anatoli Perminov

국장은 "쿠루 기지로부터 소유즈 우주비행선들의 발

사 계획은 이번 협정에 의해 수행될 미래의 대규모

프로젝트와 작업들의 일부에 불과하다"고 강조했고,

유럽우주국의 Jean- Jacques Dordain 국장은 "4년

간의 협상 끝에 결실을 보게 된 이번 협정으로 새로

운 로켓들의 공동 개발을 위한 길이 열렸다. 유럽우

주국은 협력 가능성이 있는 모든 분야에 문을 열 것

"이라고 평가했다. 프랑스령 기니의 쿠루 기지에서

소유즈의 발사 프로젝트는 3.2톤까지 갈 수 있는 정

지궤도 상의 최대 적재량(payload)을 실어 가기 위

한 아리안 4호 발사체들의 이용이 정지되면서 뚫리

게 된 공백을 메울 수 있을 것으로 기대된다.

2003년 10월에 출판된 Agenda 2007이라는 문서

에서 Dordain은 러시아가 카나다와 같은 협력회원으

로 ESA에 참여하는 것을 제안하였다. 협력회원은 유

럽우주국의 몇몇 프로젝트와 결정에 참여할 수 있으

나, 유럽우주국 규칙에 따를 필요는 없다. 이것은 정

식 회원들이 ESA에 투자하는 금액에 따라 직접

ESA의 계약을 수주하는 것에 반해 "juste retour" 특

성을 지닌다.

러시아의 문제는 바로 투자할 돈이다. 비록 러시

아는 유인우주선과 세계적으로 안정적인 우주선 발

사체에 있어 매우 뛰어난 경험을 지니고 있지만 재정

적인 자원의 부족으로 ESA의 정식회원으로서 분담금

지불과 관련 어려움에 처할 것으로 예상되기 때문이

다. 그러나 뜻이 있는 곳에 길이 있다고, ESA 우주

과학상임위원회 의장이며 프랑스 Toulouse의 우주

물리학연구소 CESR의 소장인 Giovanni Bignami는

ESA가 정관을 조정하여 회원국이 분담금을 현금 대

신 일종의 서비스로 분담할 수 있도록 할 수도 있다

고 얘기한다.

ESA는 러시아와의 밀접한 협력관계를 지속적으로

추진하고 있으며, 2007년 첫 발사를 목표로 Kourou,

French Guiana에 러시아 Soyuz 로켓 발사를 위한

시설을 마련하고 있다. 현재 ESA는 15개국의 회원국

으로 구성되어 있으며 2005년 말까지 벨기에와 그리

스가 정식회원으로 가입하기로 되어 있다.

남아메리카의 북동쪽에 위치한 프랑스령 기니아에

있는 발사장을 업그레이드 하는 데는 2억 9천 5백만

달러가 소요될 것으로 추정되었다. 유럽의 위성 발사

공현철 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 92~98

서비스 업체인 아리안스페이스(Arianespace)사가 이

비용의 절반을 부담할 것이며 ESA가 나머지 비용을

댈 것이라고 Koptev씨는 말했다. 또한 프랑스는

ESA 비용의 절반을 지원할 것이라고 한다. 러시아는

아리안스페이스사와 협력을 통해, 앞으로 전세계 위

성 발사 시장에서 보다 많은 몫을 챙길 것이라고 그

는 말했다.

소유즈 로켓은 1960년대 이래로 구 소련과 지금

의 러시아의 우주 프로그램에서 중추적인 역할을 해

왔으며 그 뛰어난 안정성을 인정받아 왔다. 러시아가

Kourou 발사장을 사용하기를 희망했던 이유는 이곳

이 적도 근처에 있기 때문이다. 이곳에서는 러시아가

현재 구소련에서 독립한 Kazakhstan으로부터 임대

해서 쓰고 있는 Baikonur cosmodrome에 비하여

보다 많은 화물을 높은 궤도에 올릴 수 있기 때문이

다. 적도 근처에 있는 물체는 지구의 자전에 의하여

다른 위도에 있는 물체보다 더 빨리 움직인다. 이 때

문에 적도 근처에서는 다른 곳보다 더 큰 원심력을

얻을 수 있으며 따라서 로켓의 추진력을 더 얻을 수

있다.

한편 러시아는 Baikonur 발사장 역시 계속하여

사용하기를 희망하고 있으며, 현재의 20년 임대 계

약을 50년으로 늘리기를 희망하고 있다. 이보다 훨

씬 북쪽에 위치하며 러시아 영토에 내에 있는 유일

한 발사장인 Plesetsk는 대부분의 상업용 위성을 발

사하기에는 부적절하며, 전적으로 군사용 로켓만을

발사하고 있다.

이 외에도 양측의 협력이 기대되는 부문으로 Dordain

국장은 위성 항법 시스템인 갈릴레오와 글로나스협정안

도출, 자연 환경 모니터링 및 통신 위성 발사 등을 꼽았다.

2.6 독일의 군사위성 발사 협력

개조된 러시아의 대륙간탄도미사일(ICBM)을 이용

하여 독일의 스파이 위성이 발사될 예정이다. 이번

발사를 통해 오래된 적대관계에서 평화적 관계를 향

한 급격한 관계 개선이 기대된다.

러시아는 북쪽 지역의 우주공항에서 2005년에 5

기의 독일 군사위성들을 발사할 예정이다. 러시아

Itar-Tass 통신은 코스모돔 관계자의 말을 인용하여

5기의 SAR(Systhetic Aperture Radar)-Lupe 위성

들이 모스크바 북쪽 480마일 위치의 Arkhangelsk

지역의 Plesetsk 코스모돔에서 발사될 예정이라고

발표했다. 이 위성들은 러시아 Kosmos 3M 발사체

에 의해 궤도상으로 진입하게 될 것이다.

SAR-Lupe는 독일 최초의 위성기반 정찰 시스템으

로, 5기의 동일한 소형 위성과 지상기지로 구성되어

있다. 이 시스템은 브레멘에 위치한 우주기술기업인

OHB-System AG사가 독일 연방군(German Federal

Armed Forces)을 위해 개발한 위성이다.

OHB-System AG사의 발표에 따르면, SAR-Lupe

는 기상조건에 관계없이 동작하며, 세계 거의 모든

지역의 최신의 고해상도 영상을 제공할 수 있다. 이

시스템은 최소한 10년 간 레이더 영상들을 제공해

줄 것으로 예상된다.

2.7 러시아의 인도와의 협력

2004년 말에 인도를 방문한 러시아의 푸틴 대통

령은 인도와의 협상을 통해 빠른 시간내에 과학 및

산업을 포함한 IT 산업에서 공동으로 협력해 나가기

로 함으로써 인도와의 협력을 한 단계 더 업그레이

드할 수 있는 계기를 만들었다. 특히 인도는 항공우

주분야에서 유럽연합이 주도하고 있는 네비게이션

시스템인 갈리레오와 러시아가 추진중인 글로나스시

스템의 연계를 위해 2억8000만 유로를 투자할 계획

이다.

인공위성을 이용한 글로벌 네비게이션 시스템

공현철 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 92~98

글로나스가 러시아 위성 외에 인도 위성을 통해서도

발사된다. 이것은 러시아 대통령의 인도 공식 방문사

절단의 일원인 러시아 우주국의 아나톨리 페르민이

인도 우주국과 면담한 후 발표한 것이다.

따라서 두 나라는 앞으로 러시아 우주기지와 인도

우주기지에서 자국의 로켓 발사체를 이용하여 이 네

비게이션 시스템 운영에 필요한 위성들을 발사하게

됐다.

러시아와 인도는 단순히 공동으로 발사 작업을 하

는 것뿐만 아니라 네비게이션 시스템을 공동으로 운

영하는 파트너 관계로 발전시키기로 했다.

두 나라는 구두합의를 정식계약으로 바꾸기 위한

협의 절차에 들어갈 예정이며 글로나스 네비게이션

시스템을 군사용이 아닌 민간부분에 초점을 두고 구

축해 나가기로 했다고 러시아 우주국의 책임자인 아

나톨리 페르민은 밝혔다.

2.8 우크라이나와 브라질의 개발 협력

소련연방이 해체된 이후에 독립한 우크라이나와

브라질의 우주개발 협력에 대하여 살펴보자.

브라질 우주기구의 회장인 Gaudenzi는 브라질이

중국과 협력하여 개발하는 위성을 우크라이나 우주

발사체에 실어서 브라질의 알칸타라 우주센터에서

2007년 이후에 발사할 수 있도록 희망한다고 발표

하였다.

룰라 브라질 대통령과 Kuchma 우크라이나 대통

령은 양국이 향후 3년 동안 우크라이나의 싸이클론

4 발사체를 위한 발사대와 발사 시설을 건설하는 내

용의 협정안에 서명하였고, 브라질 국회는 이를 인준

하였다. 브라질은 2004년 9월을 기준으로 합작회사

를 만들어 싸이클론 4를 위한 발사장 및 발사 시설

을 건설하기 위한 브라질 상원의 인준을 기다리고

있는 상태이다. 싸이클론 발사체 시리즈와 이를 만드

는 회사인 유즈노에는 화려한 과거의 경력을 가지고

있다. 냉전 중에 유즈노에의 활동은 철저하게 비밀에

부쳐졌었고, 유즈노예는 전 소련연방의 대륙간 탄도

핵 미사일 등 대량살상무기의 대부분을 만들었다. 싸

이클론은 SS-9(Scarp)와 러시아의 현존하는 대륙간

탄도 미사일의 대부분을 차지하는 SS-18(Satan)의

직접적인 후속 모델이다. 싸이클론 2와 3는 원래의

싸이클론을 대량개조하여 탄생하였으며, 무거운 위성

을 궤도에 올릴 수 있는 발사체가 되었다. 오늘날 유

즈노예는 상업용 위성을 궤도에 발사하는 사업을 수

행하고 있으며, 이는 동시에 브라질이 몇 년 동안 수

행하고자 하는 사업이기도 하다.

브라질은 적도 근처의 이상적인 발사장을 보유하

고 있고, 우크라이나는 입증된 신뢰할 만한 발사체인

싸이클론을 보유하고 있으므로, 두 나라는 경쟁이 심

한 위성 발사 서비스 시장에 공동으로 진출하기로

하였다.

브라질과 우크라이나 사이의 협약으로 5년 전 이

탈리아 회사(피아트-아비오, Fiat-Avio)가 우크라이

나와 협력해서 브라질 알칸테라 발사기지를 업그레

이드 하고, 싸이클론-4 로켓을 발사하려던 논의가

종결되었다. 이 과정에서 이탈리아 회사는 미국의 압

력에 굴복하여 브라질과의 협력을 수행하지 않기로

하였다. 그 당시 미국은 우크라이나의 대륙간 탄도미

사일의 민감한 고급 기술이 브라질군(軍) 당국에 이

전될까봐 많은 신경을 썼다. 그러한 걱정들을 완화시

키기 위해서 브라질 당국은 미국과 협상을 하여, 미

사일 기술을 군에서 이중 사용하는 것을 금지하는

기술안전협정(Technology Safeguard Agreement)

을 체결하였다. 그러나 브라질 국회는 브라질의 주권

을 침해하는 미국이 내세운 조건에 반대하여 기술안

전협정을 인준하지 않았다. 그 대신 브라질 국회는

덜 제한적인 우크라이나와의 기술안전협정을 인준하

였다.

최근의 협정과 아울러 그러한 역사적인 사건들로

하여금 알칸타라-싸이클론-우주 합작 회사(브라질과

우크라이나 합작회사)는 브라질에서 우크라이나 우

주발사체인 싸이클론 4의 발사를 보게 될 것이다.

이에 대하여 아직 미국이 공식적인 반응을 보이고

있지 않지만, 중국이 이전에는 접근하지 못했던 적도

근처의 발사장에 대한 접근과 우크라이나의 고급 탄

도미사일 기술이전에 대한 염려가 있는 것 같다.

브라질과 중국은 이미 함께 우주개발 프로그램을 진

행한 경험이 있다. 두 국가는 함께 CIBER 1과 CIBER

2의 원격 탐지 위성을 설계하고 개발하였다. CIBER

1과 CIBER 2는 중국 발사체에 실려 중국 땅에서 발

사되었다. CIBERS 프로그램은 CIBER 4까지 포함하

는데 브라질이 알칸타라에서 우크라이나 발사체인

공현철 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 92~98

싸이클론에 실어서 발사하려고 하는 것은 CIBER 4

위성이다.

2003년에 있었던 브라질 자체의 VLS 로켓이 예

정된 발사일을 3일 앞두고 4개의 부스터 중 하나에

서 미리 점화되어 폭발하는 사고가 발생하여 21명의

우주 기술자들이 사망하였고, 발사대가 무너졌으며

브라질이 설계한 두 개의 연구용 위성도 파괴되었다.

그러한 사고에도 불구하고 룰라 브라질 대통령은 발

사장을 재건설하는 것을 우주프로그램의 최우선 사

항으로 정했으며 중단 없는 발사체 개발을 지시하여

2006년 말 이전에 VLS를 발사하도록 하였다.

3. 결론

본 논문에서는 우주발사체 관련 기술력을 바탕으

로 주요 나라와 기술적 협력을 통해서 우주개발을

꾸준히 추구하는 러시아의 현황을 살펴보았다. 냉전

종식이후 맞이하게 된 구소련의 해체는 러시아의 경

제적 상황의 악화로 우주개발 경쟁에서 미국에게 뒤

지는 결과를 초래하였다. 따라서 경제적 어려움을 극

복하면서 미국의 독주를 막으려는 러시아의 노력이

경제적 이익을 가져온다면 러시아는 어느 나라를 막

론하고 기술적 협력을 통해 목표를 달성할 것이다.

현재 대한민국은 과학실험로켓 및 액체추진 중형

과학로켓을 개발하면서 습득한 기술력을 바탕으로

소형 위성 발사체(KSLV-I) 개발을 추진하는 상황에

서 기술력 및 경제력이 우주개발에서 차지하는 중요

성을 인식하고 국가경쟁력을 배양하기 위하여 총체

적인 노력을 경주해야 할 것이다.

참고문헌

1. 한국과학기술정보연구원 홈페이지
    http://techtrend.kisti.re.kr/
2. 항공우주연구정보센터 홈페이지
    http://www.aric.or.kr/
3. Sea-Launch 회사 홈페이지
      http://www.sea-launch.com/
4. 스페이데일리 홈페이지
      http://www.spacedaily.com/news/iran-05g.html
5. 항공우주관련 러시아 홈페이지
      http://www.rian.ru/science/astronomy_cosmos

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6. 항공우주관련 러시아 홈페이지
http://businesspress.ru/newspaper/article_mId_

37_aId_331693.html

7.  항공우주관련 러시아 홈페이지
      http://news.battery.ru/theme/science/?id=61590
8.  프랑스  피가로지  홈페이지

www.lefigaro.fr

9.  조나단의  스페이스  홈페이지
      http://www.planet4589.org/space/
10.  영국  BBC  방송  홈페이지

항공우주산업기술동향 3권1호 (2005) pp. 99~107

www.kari.re.kr

/lib/index.html

에서 보실 수 있습니다.

기술동향

세계 지상국 동향 분석

글/이 정 배 leejb@kari.re.kr 백 현 철, 김 은 규

한국항공우주연구원 우주응용센터 지상수신관제그룹

1. 서론

인공위성의 중요성이 날로 증가하면서 선진국뿐만

아니라 개발도상국들도 우주개발을 본격적으로 추진

하고 있으며 자국의 이익에서 벗어나 상업적으로 활

용하려는 움직임을 강화하고 있다. 이에 발맞추어 위

성 관제기술 및 시스템 또한 나날이 발전하고 선진

국들은 위성 관제능력 및 기술력을 자국에 국한하지

않고 세계 각국의 위성을 지원함으로써 경제적인 이

익도 함께 추구하고 있다.

1999년 12월 발사된 아리랑위성 1호는 고도 685㎞

에서 북극과 남극을 경유하는 극궤도를 갖는다. 아리랑

위성 1호는 KGS에서 교신 가능한 궤도가 오전에 2~3

회, 오후 2~3회, 시간은 매 궤도 마다 12~13분 정도

로 매우 한정적이다. 그나마도 앙각이 큰 경우에는 오

전, 오후 1회씩 총 2회, 시간은 한 궤도에 최대 15분

정도로 제한된다. 이러한 제약은 인공위성에 이상 발생

시 정상상태로 되돌리는데 시간적 한계에 직면할 수밖

에 없다. 특히 인공위성 발사 초기 약 3개월 동안 이

루어지는 초기운영기간에 이러한 시간적, 공간적 제약

은 인공위성을 운영하는데 있어 극복해야할 과제다. 아

리랑위성 1호의 경우 발사 후 초기운영기간 동안 KGS

외에 GSOC을 중심으로, 스발바도, 포커플랫, 맥머드,

월롭스 등 해외 5곳의 지상국을 네트워크로 연결해 사

용하였으며, 아리랑위성 2호의 초기운영기간에는 지리

적으로 유리한 SG3를 중심으로 ESA 소속의 마스팔로

마스, 말린디 지상국을 이용할 계획을 가지고 있다.

시간적 한계를 극복하기 위해서는 해외 지상국과

의 연계가 반드시 필요하며 서로 상이한 관제 시스

템을 연결하기 위해서는 상대 지상국의 관제 시스템

및 특성을 이해하여야 하고 이에 맞는 위성 관제능

력과 기술을 개발하여야 한다. 이에 따라 현재 세계

각국에 위치한 지상국 및 관제 방법을 살펴보고 향

후 KGS와 연계 가능한 지상국과 관제 시스템 발전

방향을 살펴 우주개발 선진국으로 도약하기 위한 진

로를 모색해 본다.

2. 세계의 지상국

2.1 ESOC

ESOC[그림1]는 독일의 다름슈타드에 위치한 지

상국으로, ESTRACK를 통해 ESA 위성들의 관제를

책임지고 있는 ESA의 지상국이다. 1968년 5월에

ESRO에 의해 개발된 ESRO 2B의 관제를 수행하면

서부터 ESA/ESRO의 위성임무의 관제를 책임지게

되었다. 현재 ESOC는 한번에 15개의 위성을 관제할

수 있는 능력을 가지고 있다.

ESOC는 유럽 외에 아프리카, 호주, 미국, 남아메

리카 대륙에 위치한 각 지상국을 네트워크로 연결하

100

이정배 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 99~107

여 원거리에서도 위성을 관제할 수 있는 시스템을 갖

추고 있다[그림2]. 이렇게 하면 24시간 언제든지 필

요한 시간에 위성을 관제할 수 있으며, 특히 응급상

황이 발생했을 경우에 시간에 구애 받지 않고 위성을

관제할 수 있다. 그림 3은 아리랑위성 2호 발사 시

활용할 예정인 KGS와 ESOC의 지상국 연결망을 보

여주고 있으며, 표 1 및 2는 ESOC에서 관제하는 위

성종류와 ESOC와 연결된 지상국들의 예시이다.

임무분류

위성종류

우주관측

IMP(NASA),ANS(Dutch),Viking(Swedish)

행성탐사

Huygens,XMM,Cluster,Integral,Rosetta,
First/Planck

우주관측

TD-1A, COS-B, IUE, EXOSAT,
HIPPARCOS, ISO

통신방송

OTS-1,OTS-2,ECS-1,ECS-2,ECS-3,
ECS-4, ECS-5,Olympus,
MARECS-A,MARECS-B1,MARECS-B2
Apple,Telecom 1A,Telecom 1B,TV-SAT 1,
TDF 1,TDF 2,Italsat F1,Italsat F2

기상위성

Meteosat 1, Meteosat 2, Meteosat 3(P2),
Meteosat 4,5,6,7 (MOP-1,2,3,MTP)
GOES 1(US NOAA), IRS 1A(Indian),
GOES K(US NOAA)

지구관측

ERS-1, ERS-2, ENVISAT-1

통신

MOS 1A, MOS 1B, JERS, ADEOS(all Japan)

회수플랫폼 EURECA

도킹시험

ETS-VII(Japan)

지상국

위치

Kiruna

Sweden/Salmijrvi

67.85712518N/20.96434169E

Kourou

French Guiana/Kourou

5.25143694N/52.80466242E

New Norcia

New Norcia/Australia

116.191502E/31.048223S

Perth

Australia/Perth

31.80252491S/15.88515564E

Malindi

Kenya/San Marco

Scout Launching site

2.99555758S/40.19450500E

Redu

Belgian/Redu

50.002685N/5.146231E

Villafranca

Spain/Madrid

40.44559324N/3.95260078W

Transportable

Villafranca

40.44333803N/3.95158302W

Maspalomas

Spain/Monta? Blanca

15.63380717W/27.76289200E

2.2 인도

방갈로르에 위치한 ISRO는 위성, 발사체 및 과학

로켓과 관련된 지상시스템의 개발을 주 임무로 하고

있으며, 우주부 산하 기관으로 인도전역에 걸쳐 위치

하여 우주프로그램을 관장하고 있다. 설립 초기에는

TV 방송용 위성, 통신위성, 원격탐사위성(Aryabhata,

Bhaskara, Rohini APPLE) 및 SLV- 3와 ASLV 같

은 발사체를 개발하기 시작했으나, 현재는 통신위성,

TV 방송위성, 기상위성, 재해 경고를 포함하는 인도

국제위성(INSAT)과 원격탐사위성(IRS)을 운영하고

있다. 또한, 극궤도 위성 발사체(PSLV)와 INSAT계

열의 위성을 발사하기 위한 발사체(GSLV) 개발에

힘쓰고 있다. 그 외에도 세계 여러 나라에 위치한 우

주관련 기관과 연계해 위성관제를 하고 있으며, 위성

관제요원을 위한 교육도 실시하고 있다. 그림 4는

ISRO가 주로 관장하는 지상국 및 연구개발센터의

위치를 나타낸다.

2.2.1 ISRO의 TT&C 네트워크

ISRO의 TT&C는 저궤도 위성의 관제 및 발사체

지원이 주 임무이며, 방갈로르를 중심으로 러크나우,

포트블레어, 스리하리코타, 뜨리웬드럼의 4곳을 네트

100

이정배 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 99~107

101

워크로 연결하고 있다. 그리고 모리셔스(인도양 남서

부에 있는 섬나라), 베스레이크(러시아), 비아크(인도

네시아), 브루나이에 TT&C 지상국이 있으며, 방갈

로르에 다목적 운영센터를 운용하고 있다. 현재 IRS

-1B, IRS-1C, IRS-1D, IRS-P3, IRS-P4, SROSS

-C2 위성들을 지원하고 있으며, 국제위성조력탐사구

조프로그램(International Satellite-Aided Search and

Rescue Programme) 아래 LUT/MCC를 운영하고

있다.

2.2.2 INSAT 주 지상국(MCF)

MCF는 INSAT 발사이후의 궤도 기동, 유지 및 임

무를 담당하고 있으며, 요즘은 INSAT-1D, INSAT

-2A, INSAT-2B, INSAT-2C, INSAT-2DT,

INSAT-2E, INSAT-3B 위성의 궤도 운영을 지원해

주고 있다.

2.2.3 국립원격탐사기구(NRSA)

NRSA는 ISRO에 의해 지원되는 자치기관으로 인

도와 미국(LANDSAT, NOAA)의 원격탐사 위성으로

부터 얻은 데이터를 처리하는 기관이다. NRSA는

프랑스의 SPOT, 유럽의 ERS로부터 데이터를 수신

받기 위해 하이데라바드 근처와 샤단가르에 지상국

을 가지고 있으며, 사용자와 공동으로 원격 탐사 프

로젝트를 수행한다. 또한, 데라둔에 원격탐사 인도연

구소를 운영하며, 사용자에게 IRS- 1B, IRS-1C,

IRS-1D, IRS-P3, IRS-P4로부터 획득한 데이터를

제공하고 있다.

2.3 브라질

2.3.1 MECB

MECB는 브라질의 우주기술 발전을 진행시키기

위해 설립된 곳으로 위성 개발과 운영을 담당하고

있다. 현재는 환경자료 수집을 위한 3기의 위성

(SCD1, SCD2, SCD2A)과 아마존 지역을 모니터링

및 관찰하는 원격탐사용 2기(SSR1, SSR2), 통신을

위한 1기(SCD3)의 위성을 운용하고 있다. MECB의

프로그램에는 일반 목적을 위한 시설과 조립 및 테

스트 실험실(LIT), 위성 추적 및 제어를 위한 2곳의

수신소(Cuiab 및 Alcantara 지상국, 그림5)가 비공

개 데이터 통신 네트워크로 연결되어 있으며, 위성궤

도와 자세결정 등을 수행한다.

2.3.2 CBERS

위성 운영 및 제어와 궤도 유지를 위해 궤도수정

을 수행하며, XI-An 위성 관제센터로부터 통일된 프

로그램에 따라 브라질과 중국에서 교대로 임무 수행

을 한다. CBERS 지상국에서는 원격탐사 및 임무수

행을 조정 하기위해 필요한 모든 것을 지원 하고 있

으며, 위성 추적 및 제어, 수신, 저장, 처리, 영상 배

포 등의 임무도 포함되어 있다. 브라질과 중국의 영

상 수신소와 처리센터는 영상수신을 위해 네트워크

로 상호 연결되어 CBERS 활동범위를 넓히고 있다.

101

102

이정배 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 99~107

2.4 호주

2.4.1 TERSS 지상국

TERSS는 몇몇 호주기관에서 협력하여 추진하

는 사업이다. TERSS 지상국은 호주 남동쪽의 태

즈메니아 섬에 위치한 위성 지상국으로, 해외의

Landsat-5/6/7, ERS-1/2, Radarsat-1을 관제하고

있다. 위성은 150Mbps로 DACS에 데이터를 전송하고,

이 전송된 데이터를 컴퓨터가 읽을 수 있는 형태로

DLT에 기록한다. 그 후 데이터에서 필요한 정보를 뽑

아내어 인터넷을 통해 필요로 하는 곳으로 전송한다.

2.4.2 ACRES

ACRES는 호주의 주요 원격탐사기관으로 1979년에

Landsat을 관제하기 위해 설립된 지상국으로 현재

호주의 지도제작과 산업, 관광, 자원탐사의 목적으로 운

용되고 있다. 또한 자국의 이익을 위한 지질학적 정보

측정을 주요 업무로 삼고 있다. ACRES는 엘리스스

프링스에 위치한 DAF(Data Acquisition Facility)와

캔버라의 펜힐파크에 위치한 DPF(Data Processing

Facility)에서 관제와 데이터 처리업무를 각각 담당

하고 있다. DAF에서 수신한 데이터를 디지털 형태

로 저장하여 DPF로 날마다 전송하고, DPF는 전송

받은 데이터를 통해 원하는 자료를 수집하여 활용하

고 있다. ACRES에서도 TERSS를 이용하여 위성의

데이터를 직접 수신하기도 하며 사용자로부터 특정

지역에 대한 요청을 받아 영상을 수신, 처리하여 사

용자에게 제공하기도 한다. LANDSAT-7, ERS-2,

Terra MODIS, EO-1, NOAA-16으로부터 데이터를

직수신하고 있으며, LANDSAT-7의 일정에 따라 관제

를 하고 있다. 만약 다른 위성의 일정이 LANDSAT

-7과 겹칠 경우, 다른 위성과의 교신을 취소한다. 최

소한 하루에 2회는 LANDSAT-7과 교신하는 것을

원칙으로 하고 있다.

2.4.3 연계기관

TERSS 및 ACRES에서 수신한 영상을 호주를 비

롯하여 아시아, 유럽, 북아메리카, 남아메리카 지역

과 네트워크로 연결하여 데이터를 공유한다.[그림6]

2.5 미국

미국은 현재 우주분야의 초강국으로 세계 우주분

야의 선두자리에 있다. 미항공우주국(NASA)의 주도

아래 유인 우주선, 무인 우주선, 인공위성 및 심우주

연구 분야를 주도 하고 있다. 그림 7은 세계 여러

곳에 있는 미국의 지상국 위치를 보여주고 있다. 한

국항공우주연구원에서는 아리랑위성 1호의 초기운영

기간 동안 알래스카, 포커플랫, 스발바드, 월롭스, 맥

머드 등 세계 여러 곳에 위치한 미국의 지상국을 네

트워크로 연결해 사용하였다.

2.5.1 맥머드 지상국

맥머드 지상국은 SAR 위성의 관제 및 데이터 수신

102

이정배 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 99~107

103

을 주 목적으로 1959년에 남극 대륙의 로스섬에 세워

졌다. 남극 대륙에 위치한 지리적 요건으로 인해 극궤

도 위성의 관제에 용이하며, SAR 데이터뿐만 아니라

S-Band 데이터도 수신 가능하다. 수신한 S-Band

데이터는 NASA의 TDRS (Tracking and Data Relay

System) 위성을 이용하여 실시간으로 전송할 수 있다.

세계 각국에서 발사되는 위성의 초기운영 기간 동안

계약을 맺어 위성을 지원해주고 있다. 1999년 12월

에 발사된 아리랑위성 1호도 초기운영 기간동안에

이 지상국을 사용했다.

2.5.2 월롭스 지상국

미국 버지니아주에 위치한 월롭스 지상국은 3기의

고성능 안테나를 운영하고 있으며, TCP/IP를 기반으

로 세계 여러 곳의 사용자에게 24시간 언제나 위성

과의 인터페이스를 제공한다. 저궤도 위성용으로 5m

안테나, 위성 추적 및 명령어 전송용으로 8m 안테

나, X-Band 및 S-Band 수신용으로 11.3m의 안테

나를 사용하고 있다. 그 외에도 L-Band 및 S-Band

용 7.3m 안테나, UHF용으로 야기 안테나를 운용하고

있다. 실시간으로 데이터를 전송 또는 수신하며, 저궤

도 위성의 추적 및 데이터 수신에 사용한다. 아리랑위

성 1호의 초기운영기간에 이 지상국을 사용했다.

2.5.3. 스발바드 지상국

노르웨이 롱이어빈에 위치한 스발바드 지상국은

11.3m의 안테나를 운영하고 있다. 가장 최북단에 위

치한 지상국으로 극궤도 위성 관제에 용이하다. 원격

탐사위성의 관제 및 데이터 수신을 주 임무로 하고

있으며, 네트워크로 세계 각지와 연결되어 있어 필요

시 이곳의 지상국을 사용할 수 있다. 월롭스, 맥머드

지상국과 마찬가지로 아리랑위성 1호 초기운영기간

에 사용했다. S-Band 데이터를 실시간 및 카세트테

이프에 기록해 사용자에게 제공한다.

2.5.4 알래스카 지상국

알래스카 지상국은 저궤도 위성 추적용 5m 안테

나와 X-Band 및 S-Band를 추적 할 수 있는 2기의

안테나를 운영하고 있다. 또한 관측 로켓을 위한 이

동용 8m 안테나를 운영하고 있으며, 8m 안테나는 2

곳의 로켓 측정소를 연결해 주기도 한다. 알래스카

지상국은 페어뱅크스에서 약 49㎞ 떨어진 곳에 위치

해있으며, 극궤도 위성을 추적하기 용이한 지리적 요

건을 가추고 있어 하루에 약 12기의 위성을 지원해 줄

수 있다. 알래스카지상국 은 S-Band인 경우10Mbps,

X-band인 경우 150Mbps로 데이터를 수신할 수 있

다. 수신한 데이터는 TCP/ IP 또는 FTP를 통해 실

시간으로 전송이 가능하다. 본 지상국은 월롭스 지상

국에 의해 운영되고 있다.

2.6 일본

공식적인 일본의 우주개발은 일본정부가 비정부

조직으로서 국가우주개발사업단(NASDA)을 설립한

1969년 10월에 시작되었다. 현재는 우주항공개발연

구기구(JAXA)로 정식 명칭을 바꾸었으며, 위성관제

에 있어서 저궤도 위성과의 교신 시간을 늘리기 위

해 우주 네트워크라는 새로운 개념의 관제 방법을 개

발하고, 2002년 9월부터 데이터 연계용 정지 위성

KODAMA를 발사하여 ADEOS -II 위성 관제에 사용

하고 있다.

쯔쿠바 우주센터를 중심으로 다네가시마 우주센

터, 오가사와 발사체 측정 센터가 있으며, 가스우라,

마쓰다, 오키나와 지상국이 있다. 또한 스웨덴에 키

루나 이동 지상국, 호주 크리스마스 섬에 이동 지상

국을 두고 있다.

2.6.1 쯔쿠바 우주센터

네트워크 담당부서, 위성 담당부서, 궤도 담당 부

서로 구성되어 있으며, 일본 지역 및 해외 지역에 위

치한 지상국을 운영하고 있다. 안정적인 위성 관제를

위해 여러 곳의 지상국을 네트워크로 연결하고, 최적

의 지상국을 선택해 위성관제에 사용한다. 그러나 평

상시에는 일본 내에 있는 지상국을 주로 사용하고,

위성 발사나 응급상황이 발생 했을 때 일본 내 다른

지상국 또는 해외 지상국을 사용한다.

2.6.2 위성관제 네트워크

마쓰다, 가스우라, 오키나와 지상국은 네트워크로

103

104

이정배 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 99~107

연결되어 있으며, 쯔쿠바와 하토야마 센터의 부 지상

국으로 운영된다. 그러나 인공위성 발사나 로켓을 발

사하게 되면 일본 내 뿐만 아니라 해외 기관(NASA,

ESA, CNES 등)을 사용하기도 하며 위성이 궤도에

진입하게 되면, 해외 기관은 사용하지 않고 일본 내

지상국과 일본이 운영하는 해외기관(키루나, 퍼스,

마스팔라마스 및 산티아고)만 사용한다.

① 마쓰다 우주 통신소

다네가시마 섬 중앙에 위치한 마쓰다 우주통신기

지는 오사키 로켓 발사장에서 발사되는 인공위성

을 관제한다.

② 가스우라 우주 통신소

일본 보소 반도 동서쪽에 위치 해 있으며, 인공위

성 관제를 위해 세워졌다. 위성 관제에 필요한 고

급 장비들을 갖추고 있으며, 원격측정, 상태자료

수신 및 명령을 전송한다.

③ 오키나와 우주 통신소

오키나와 우주 통신소는 JAXA 기관 중 가장 남

쪽에 가스우라 기지와 나란히 위치해 있으며, 기

능은 마쓰다 및 가스우라와 비슷하다.

2.6.3 우주 네트워크(Space Network)

일본은 자국내 지상국 외에 해외 지상국을 적

극 활용하고 있으며 보다 많은 교신시간을 확보

하기 위해 많은 비용을 투자하여 KODAMA 정지궤

도 위성을 2002년 9월 발사, 이를 저궤도 위성과

연계하는 우주 네트워크를 사용하고 있다[그림8].

KODAMA위성에서 사용하는 주파수가 강우감쇄가

심해 일본 내 장마철 및 폭우시 심한 감쇄로 인하

여 사용하지 못하는 단점이 있음에도 불구하고 보

다 많은 명령을 전송할 수 있고 보다 많은 자료 확

보할 수 있어 향후에도 적극적으로 우주 네트워크

를 사용할 계획을 가지고 있다. 그림 9,10 및 표 3

은 지상국만 사용했을 때의 교신 시간과 우주네트

워크를 사용했을 때의 교신시간을 비교한 것으로

교신 횟수와 시간에서 많은 차이가 나는 것을 알

수 있다.

교신 방법

교신 횟수

교신 시간(분)

지상국*

120

우주네트워크

600

*TACS 지상국(일본), KRN 지상국(스웨덴)

120

600

교신횟수

시간(분)

지상국

우주네트워크

2.6.4 기타

그 외 지역에 오키나와, 오가사와라 지상국이 있

104

이정배 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 99~107

105

으며 해외에는 호주 크리스마스 섬 그리고 스웨덴

키루나 이동 지상국이 있다[그림 11].

2.7 대한민국

대한민국의 위성개발의 역사는 1992년 우리별 1

호를 시작으로 무궁화 위성을 거쳐 현재 아리랑위성

1호에 이르렀다. 그 역사는 불과 십수 년밖에 지나

지 않지만 아리랑위성 1호의 운영과 독일 GSOC의

요청으로 산불감시 위성인 BIRD의 운영을 도와주고

있으며, 미국의 원격탐사위성 AQUA, TERRA를 비

롯하여 기상위성 GOES-9의 영상을 수신하는 등 괄

목만한 성과를 거두었다. 2005년말에는 아리랑위성

2호, 2008년에는 통신해상기상위성의 발사가 예정되

어 있다.

2.7.1 KGS

대전에 위치한 KGS는 아리랑위성 1호 관제를 목

적으로 1998년 완공되었다. 하루에 3~5회 아리랑위

성 1호와 교신 가능하며, 향후 발사될 아리랑위성 2

호 및 통신해상기상위성의 운영도 KGS를 중심으로

이루어질 예상이다.

2.7.2 SKGS

2005년 2월 남극 대륙에 설치한 SKGS는 무인

시스템으로 운영되며 KGS에서 원격으로 제어한다.

아리랑위성 1호가 극궤도인 점을 감안하면 남극대륙

에 지상국을 설치함으로써 KGS에서 교신할 수 있는

궤도보다 하루 7~8회가 많아졌으며 이는 약 90여분

의 시간을 확보 할 수 있게 된 것이다. 또한 이러한

장점을 살린다면 해외 위성의 초기운영기간 동안 지

원해 줄 수 있는 여건이 마련됐으며 아리랑위성 2호

가 발사되면 SKGS를 적극 활용하여 해외 지상국을

사용하는 횟수를 줄여 비용을 절감하는 효과도 거둘

수 있을 것으로 기대된다.

2.7.3 해외 지상국과의 연계

그림 12는 KGS와 해외 지상국 연결을 위한 기본

구성으로, 아리랑위성1호의 경우 발사 후 초기운영기

간 동안 KGS외에 GSOC을 중심으로, 스발바드, 포커

플랫, 맥머드, 월롭스 등 해외 5곳[그림13]의 지상국

을 네트워크로 연결하여 사용하였으나, 아리랑위성 2

호의 초기운영기간에는 지리적으로 유리한 SG3를 중

심으로 유럽 ESA소속의 마스팔로마스, 말린디등 3곳

[그림14]의 해외 지상국을 이용할 계획을 가지고 있

다. 결과적으로 KGS와 연계되는 해외 지상국의 숫자

는 줄었지만 시간은 아리랑위성 1호에 비해 많은 시

간을 확보할 수 있게 되었다.

네트워크
연결 서버

KGS 원격측정

명령 시스템

(TT&C)

해외 지상국

원격측정

명령 시스템 (1)

KGS

관제 시스템

해외 지상국

원격측정

명령 시스템 (2)

105

106

이정배 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 99~107

3. 결론

선진국들은 우주개발을 본격적으로 상업화에 활용

하려는 움직임을 강화하고 있고, 위성 관제 능력 또

한 국가 우주산업의 경쟁력으로 대두 되고 있는 실

정이다. 선진국들이 보유한 위성 관제능력 및 기술력

을 자국에 국한하지 않고 세계 각국의 위성을 지원

함으로써 경제적인 이익도 함께 추구하고 있다.

우주개발 선진국으로 도약하기 위해서는 독자적인

위성개발과 함께 관제능력을 보유하고 개발하여야 한

다. 위성관제 분야의 선진국들은 자국뿐만 아니라 세

계 여러 나라의 시설을 네트워크로 연결해 사용하면

서 경제적인 효과 외에 기술을 개발하는 일거양득의

행동을 취하고 있다. 특히 저궤도 위성은 발사이후

초기운영기간 동안 많은 시간이 필요하지만 저궤도

위성의 특성상 한 지상국에서 교신할 수 있는 시간은

최대 15분 정도로 매우 한정적이다. 이를 극복하기

위해 세계 여러 나라와의 연계는 필수적이나 관제 시

스템이 다른 관계로 여러 가지 조율이 필요하다. 그

러나 조율하는 과정에서 새로운 기술을 창출해 낼 수

있으며, 상대 관제국의 시스템을 이해하여 자국의 관

제 시스템에 접목 시킬 수 있는 이점이 있다.

이제 우리나라도 우주산업의 선진국대열에 합류하

기 위해서 국내에 머무르지 않고 세계 여러 나라와

관제 시스템 및 기술을 공유하여 동북아 관제 허브

로 도약하는 계기를 마련해야 할 것이다.

참고 문헌

1) 유럽: http://www.esoc.esa.de/external/mso/ops-index.html

2)  미국  :  http://msp.gsfc.nasa.gov/
3)  인도  :  http://www.isro.org/
4)  브라질  :  http://www.inpe.br/
5)  호    주  :
      http://www.auspace.com.au/projects/eo.htm
      http://www.ga.gov.au/acres/index.htm
      http://www.asri.org.au/ASRI/research/satellite
      http://www.terss.org.au/whatis.htm
      http://www.terss.org.au
6)  Katsuyoshi  Arai,  Shigeru  Usuki,  Hidemi  Hase,

Hiroyuki Miyamoto, Satoshi Fukumoto 공저

“ADEOS-II

TT&C

Operation

with

Space

Network System“-SPaceOPs 2004’

7) David Baker 저
“Jane's Space Directory 2004-2005”

약어 정리

ACRES

The Australia Centre for Remote

Sensing

ADEOS

Advanced Earth Observing Satellite

ANS

Astronomische Nederlandse Satelliet

CBERS

Chinese-Brazilian Earth Resource

Satellite

CNES

Centre National d󰡑Etudes Spatiales

DACS

Data Acquisition and Control System

DLT

Digital Linear Tape

ECS

European Space Agency
Communications Satellite

ENVISAT Environment Satellite
ERS

Earth Resources Satellite

ESA

European Space Agency

ESOC

ESA's Operations Center

ESRO

European Space Research
Organization

ESTRACK European Space Tracking Network
ETS

Engineering Test Satellite

EURECA European Retrievable Carrier
EXOSAT European Space Agency's X-ray

Observatory

FTP

File Transfer Protocol

GOES

Geostationary Operational
Environmental Satellite

GSLV

Geosynchronous Satellite Launch
Vehicle

GSOC

German Space Operations Center

IMP

Interplanetary Monitoring Platform

INPE

Instituto Nacional de Pesquisas

Espaciais

INSAT

Indian National SATellite

IISU

ISRO Inertial Systems Unit

ISO

Infrared Space Observatory

JERS

Japanese Earth Resources Satellite

ISRO

Indian Space Research Organization

ISS

International Space Station

IUE

International Ultraviolet Explorer

JAXA

Japan Aerospace Exploration

106

이정배 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 99~107

107

Agency

KGS

KARI Ground Station

LUT/MCC Local User Terminal/Mission

Control Centre

MARECS Maritime European Communication

Satellite

MECB

Missao Espacial Completa Brasileira

MCF

Master Control Facility

Meteosat Meteorological Satellites
MODIS

Moderate Resolution Imaging
Spectroradiometer

MOP

Meteosat Operational Program

MOS

Marine Observation Satellite

NASA

National Aeronautics and Space
Administration

NASDA

National Space Development Agency

of Japan

NOAA

National Oceanic and Atmospheric
Administration

OTS

Orbital Test Satellite

PSLV

Polar Satellite Launch Vehicle

SADA

Solar Array Drive Assemblies

SAR

Synthetic Aperture Radar

SG3

Svalbard Ground Station 3

SKGS

Sejong KARI Ground Station

SPOT

Satellite Probatoire de Observation
de la Terre

SROSS

Stretched Rohini Satellite Series

SSR

Satellite de Sensoriamento Remoto

TERSS

The Tasmanian Earth Resources

Satellite Station

TNOC

Troms Network Operation Center

TT&C

Telemetry & Telecommand

UHF

Ultra High Frequency

XMM

X-ray Multi-Mirror

(Newton Observatory)

107

항공우주산업기술동향 3권1호 (2005) pp. 108·120

www.kari.re.kr

/lib/index.html

에서 보실 수 있습니다.

기술동향

우주센터 발사통제시스템 개발 동향

글/김 종 호 jonghokim@kari.re.kr, 윤 석 영,

장 종 태, 서 윤 경, 최 용 태, 이 효 근

한국항공우주연구원 우주센터 기술관리그룹

1. 서론

우주센터는 인공위성을 일정 궤도에 올리기 위한 우

주발사체의 발사장으로서의 역할과 우주 개발에 필요한

각종 연구 및 실험을 위한 기반시설의 역할을 수행한다.

우주센터의 주요 임무는 발사체 및 위성의 최종조립

과 기능점검, 비행안전 통제, 발사 준비 및 발사 등이

며, 이를 위하여 발사대, 조립/시험 시설, 발사통제동,

기상관측소 및 추적소 등의 시설이 건설되어지고 있다.

또한, 발사체 이륙 후 발사체의 위치 추적을 위

한 광학추적장비 및 레이더장비와 발사체로부터 송

신되는 상태정보의 수신을 위한 원격자료수신장비,

발사에 필요한 기상관측 데이터 취득을 위한 기상

장비, 발사체의 위치를 실시간 감시하는 발사통제시

스템 등의 개발 및 설계업무가 진행되어지고 있다.

본 기고에서는 우주센터의 여러 시스템 중 발사통

제시스템을 구성하는 자료처리시스템과 통신망에 대

하여 프랑스 Kourou 우주센터, 미국 Wallops

Station, 일본 Kagoshima 우주센터의 운용 현황을

살펴보고, 발사통제시스템 개발에 소요되어지는 요소

기술의 발전 동향과 나로 우주센터의 발사통제시스

템에 대하여 기술하고자 한다.

2. 해외 우주센터 발사통제 시스템

의 운용 현황

각국의 발사통제시스템은 개략적으로는 유사한 시

스템 구성을 보이지만 각 우주센터의 건설된 시기,

규모, 발사 임무, 발사대 및 발사통제건물의 운용개

념 등에 따라 다소 상이한 시스템 구성을 가진다. 본

절에서는 각 우주센터의 자료처리시스템 특성을 중

심으로 살펴본다.

2.1 프랑스 Kourou 우주센터

유럽은 1960년 대 국가 주도하의 우주 개발에 박

차를 가하고 냉전체제의 두 주역인 미국과 소련에

대응하는 독자적인 유럽 공동체 우주기구의 필요성

을 인식하여 1975년 유럽의 여러 국가가 참여하여

현재 15개 회원국으로 구성 되어 운영되고 있는

ESA(European Space Organization) 조직을 만들게

되었으며, 프랑스령 기아나에 Kourou 우주센터를 운

용하고 있다.(그림 1)

그림 2와 표 1은 Kourou 우주센터의 자료처리시

스템 구성과 역할을 보여준다. 추적 레이더와의 인

터페이스 장비(EIR: Radar Interface Equipment)와

원격자료수신장비와의

인터페이스

장비(MITE:

108

김종호 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 108~121

109

Telemetry Interface Equipment)로부터 수신한 발

사체 정보가 실시간으로 발사체 궤적을 추정하는 시스템

(CCEL: Localization Processing and Coordination

Sub-system)의 입력으로 사용되어진다. 이 정보들

은 실시간으로 처리되며, 추정된 궤적이 비행 안전

담당자들을 위해 비행안전시스템(SSV: Real-time

Safety Sub-system)에 전시된다. 만약 발사체가 안

전영역을 이탈하는 것으로 판단되어지면 비행안전

담당자는 인명의 손실이나 지상의 피해 등이 야기되

기 전에 비행 중인 발사체를 비행 종단시킨다.

시스템 명

역할

EIR

쿠루 우주센터의 레이다 인터페이
스 장비

MITE

Telemetry 센터와의 인터페이스
장비

CCEL

두개의 독립적인 궤적처리 로직을
가진 내부 자료처리 시스템

SSV

발사 중 비행안전과 관련된 표시장치
를 포함한 일체의 비행안전 시스템

PSV

발사 전에 비행안전과 관련된 준비
작업 시 필요한 시스템

ROMULUS

Mission과 직접적인 관련이 있는
통신망

REMUS

Mission과 관련 없는 일반적인 통
신망

주요 데이터의 전송을 위한 랜 통신망은 ROMULUS

와 REMUS로 명명되어진 두 개의 독립적인 네트워

크로 구성 되어진다. ROMULUS는 발사 임무에 관

련된 실시간 데이터 전송용이며, REMUS는 발사임

무와 무관한 일상 업무에 관련된 통신망이며, 이러한

랜 통신망은 FDDI(Fiber Distributed Data Interface)

를 이용하여 구성하였다.

또한, Natal, Ascension 등의 Downrange Site는

위성통신망을 이용하여 원격자료수신장비 데이터와

임무와 관련된 음성 통화 목적으로 사용하고 있다.

2.2 미국 Wallops Station

미국은 케네디 우주센터, 케이프 케너버럴 공군기

지, 반덴버그 공군기지, Wallops 발사장 등에 위성 및

우주왕복선 발사장을 운용하고 있다. 이들 중 Wallops

발사장은 Maryland 주 Salisbury로부터 남동쪽으로

64 ㎞, Maryland 주 Greenbelt로부터 남동쪽으로

240 ㎞ 떨어진 Virginia의 동쪽 해안에 위치하고 있

으며, 1950년 대 초에 건설되어 미국 항공우주국

(NASA)과 국방성 아래에 관리되고 있다.

그림 4는 Wallops 발사장의 기존 자료처리시스템

109

110

김종호 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 109~121

구성 장비

시스템 기능

RADAC

현재 개발 중인 궤적 데이터 취득 및

처리를 위한 실시간 자료처리시스템

RTCS

기존의 실시간 자료처리시스템#1

RTBS

기존의 실시간 자료처리시스템#2

데이터품질 전시를 위한 시스템

비행안전 전시를 위한 비행안전시스템

구성 장비

지원 기능

NASCOM

실시간 데이터 및 음성 전송

Intercom

40 채널 운용자간 음성 통화

전화

전화통화

Timing 장비

시각동기 및 분배(NASA-28, 36)

CCTV

안전에 관련된 영상 취득 분배

(RTCS 및 RTBS)과 최근 개발 중인 새로운 자료처

리시스템(RADAC: Range Data Acquisition and

Computation)간의 인터페이스와 외부 인터페이스와

의 구성을 보여준다. 기존의 자료처리시스템은 RTCS

(Real Time Computer System)와 RTBS(Real Time

Backup System)로 구성되어 있으며, 발사통제센터까

지 비행안전을 위한 이중화된 실시간 추적 데이터와

순간낙하점(IIP: Instantaneous Impact Point) 등을

제공한다.

여기에 현저히 노후화된 기존 장비를 새롭고 안정

화된 최신의 시스템으로 대체하기 위해 새로운 자료

처리시스템을 개발하는 작업이 현재 진행 중에 있다.

새로운 자료처리시스템은 이중의 병렬적 구조와 각

자 독립적인 데이터 처리 경로를 가지며, 기존 자료

처리시스템과도 독립적으로 운용이 가능하다. 자료처

리시스템에서 처리된 데이터들은 데이터 품질과 비

행안전 상항을 모니터 하기 위해 해당 운용자 콘솔

(Data Quality & Range Safety Workstation)과 자

료처리시스템 콘솔 등에 전시된다. 발사통제센터와 자

료처리시스템간의 레이더 데이터(MDDF & LTAS:

Minimum Delay Data Format and Launch Trajectory

Acquisition System)와 시각 정보 송수신을 위해

NASCOM(NASA Communications)을 사용한다.

Wallops Station의 통신망 장비 구성을 살펴보면,

각 건물 내부는 Copper Twisted Pair를 이용하여

데이터 전송, 전화, 인터컴, 시각 정보 분배 등을 하며,

주요 건물에는 RF 신호 및 CCTV 영상신호 분배를

위하여 동축케이블을 이용한다. 안전에 관련된 음성과

취득된 데이터의 전송을 위해 GSFC(Goddard Space

Flight Center), JSC(Johnson Space Center)와 데

이터를 주고받으며 NASCOM의 일부인 통신망은 음

성 및 데이터 전송을 위해서 GEAM 지구국을 통해

SATCOM 위성을 이용하여 데이터를 전송하게 되

며, AT&T 임대 회선을 통해 GSFC와 연동된다.

2.3 일본 가고시마(Kagoshima) 우주센터

일본은 문부과학성에 의해 몇 년간의 준비작업을

거쳐 2003년 11월 1일부터 우주과학연구소(ISAS),

항공기술연구소(NAL), 우주개발사업단(NASDA)을 하

나의 조직인 일본 우주항공연구개발기구(JAXA)로 통

합 운영하기 시작하였다. 일본은 현재 우주항공연구

개발기구에 의해 두 곳의 위성 발사장을 운용하고

있으며, 그 중 하나는 다네가시마 발사장이고, 다른

하나는 가고시마 발사장이다. 가고시마 우주센터는

일본 남쪽 지방 가고시마현의 우치노라 근처 태평양

연안을 마주한 곳에 위치해 있고 애초 과학관측 로

켓 발사장용으로만 사용할 목적으로 시작하였지만,

후에 저 지구궤도 및 행성탐사용 과학 위성 발사를

위해서 증설되었다.(그림 5)

그림 6은 가고시마 우주센터의 자료처리시스템 구

성을 보여준다. 시스템의 신뢰성을 높이기 위해 데이

터의 입력 소스를 이중화하는 동시에 화면표시기능

을 이중으로 구성하였으며, 시스템의 장애발생 시에

110

김종호 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 108~121

111

구성 장비

시스템 기능

CPU1

레이더 및 원격자료수신장비로부터 데
이터 취득을 위한 시스템

CPU2

비행상황이 안전한 범위에 있는지를
판단하는 시스템

CPU3

CPU2로부터 수신한 비행안전 상황을
전시하는 시스템

CPU4

레이더 및 원격자료수신장비로부터 궤
적데이터를 취득하여 전시하는 시스템

ACOS

(NEC 서버)

궤적 데이터를 이용하여 PPI와 IIP를
계산하는 시스템

FNP

ACOS로부터 PPI/IIP 데이터를 CPU1
에 전송하는 시스템

FEP

ACOS로부터 위치정보를 CPU1에 전
송하는 시스템

는 공통 전환장치에 의해 자동적으로 한쪽 시스템에

의한 화면 표시로 전환할 수 있다. 자료처리시스템은

기능별로 분산되어 있는 3 대의 처리시스템(CPU1,

CPU2, CPU3)을 서브시스템으로 하고, 안전판단시

스템(CPU2)의 전후에 수신시스템(CPU1) 및 전시시

스템(CPU3)을 배치하고 있다. 궤도정보시스템(CPU4)

은 레이더 데이터를 직접 수신하여, 수신시스템과는

별도로 시스템의 신뢰성을 높이고 있으며, 이들의 데

이터는 발사통제센터에서 모니터 되지만 시스템의

백업으로서 중요한 기능도 겸비하고 있다.

자료처리시스템과 추적장비와의 인터페이스는 전

부 광모뎀을 매개로 이루어지며, 각 컴퓨터들의 인터

페이스를 위해 ICU(Interface Control Unit)가 사용

된다.

※CPU: Central Processing Unit, FNP: Front Network

Processor, FEP: Front End Processor

3. 발사통제시스템 요소기술 동향

3.1 소프트웨어 기술 동향

발사통제시스템의 자료처리시스템은 다른 응용 분야

들보다 높은 신뢰성(Reliability), 가용성(Availability),

실시간성(Real-time)을 요구하는 특징을 갖는다. 또한,

새로운 임무에 자료처리시스템을 적용하더라도 소프트

웨어의 구성을 변경할 수 있는 적응성과 악의적인 침

입을 차단하기 위한 보안성도 요구된다. 이러한 특징

이외에도 소프트웨어 개발의 공통적인 요건들로서, 호

환성, 이식성, 재사용성, 최적성, 무결성(Integrity), 개

발의 신속성, 유지보수성 등이 필요하다.

이러한 요건들을 충족시키기 위한 핵심적인 개발

방법론은 객체 지향(Object-Orientation) 방법론이

다. 객체(Object)란 소프트웨어 속의 가상적인 물체

를 말하며, 그 의미상 객체(客體)보다는 개체(個體)라

는 뜻이 더 적합하다. 현실에서 여러 개체들이 서로

상호작용을 하는 것처럼, 소프트웨어도 여러 객체들

이 상호작용을 하므로써 기능을 수행하는 것으로 보

는 패러다임이 바로 객체 지향이다. 현실에서의 개체

가 속성(Property)과 행위(Behavior)를 갖는 것처럼,

소프트웨어에서의 객체도 속성으로서 데이터를 갖고,

행위로서 기능(Function)을 갖는다. 객체 지향의 또

다른 핵심 개념은 인터페이스(Interface)이다. 인터페

이스란 두 객체가 서로 통신하는 부위를 말하며, 두

객체의 통신 행위를 인터페이싱(Interfacing)이라고

부른다. 두 객체 사이에 인터페이싱을 할 때에 특별

한 점은 서로 상대방의 내부를 알 필요가 없다는 점

이다. 다만, 각 객체는 상대방의 인터페이스만을 알

고 있으면 된다. 이를 객체 지향의 개념에서는 캡슐

화(Encapsulation)라고 부른다.

이 캡슐화의 개념으로부터 많은 소프트웨어의 이

슈들에 대한 해결책이 제시된다. 먼저, 소프트웨어

개발의 분업이 용이하다. 각 개발자는 자신의 객체를

만들게 되며, 다른 개발자의 객체와는 인터페이스만

맞추면 되는 것이다. 또한, 소프트웨어의 개발을 빠

르게 한다. 즉, 이미 만들어진 객체로서 상용 규격품

(COTS : Commercial Off-The-Shelf)을 구매하여 그

인터페이스에 맞추어 사용하기 때문이다. 이러한 캡

슐화를 지원하기 위해, 객체 지향 프로그래밍 언어

111

112

김종호 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 109~121

(Object Oriented Programming Language)에서는 객

체를 정의하기 위한 클래스(Class)를 예약어(Keyword)

로 제공하며, 이에 더 나아가 언어에 관계없는 객체

간의 통신 규약을 정의 하여, 컴포넌트(Component)

라는 개념이 등장하였다. 컴포넌트는 소프트웨어의 부

품이란 뜻으로서, 넓은 의미에서 객체를 뜻한다. 단,

컴포넌트 사이의 통신을 위해서는 중개자(Broker)를

필요로 하며, 이 중개자가 두 컴포넌트 사이의 통신

을 약속된 통신 규약(Protocol)대로 중개한다. 이 중

개자에 의해 통신 규약만 같다면, 어떠한 프로그래밍

언어를 쓰거나 어느 운영 체제(Operating System)에

서 실행 중이더라도 두 컴포넌트 사이의 통신을 보장

해 준다.

이러한 캡슐화의 개념은 또한 분산 컴퓨팅 환경

(Distributed Computing Environment)에서 이기종(異機種)

시스템간의 연결을 담당하는 미들웨어(Middleware)

에도 적용이 되며, 인터페이스의 중요성을 상기시켜

현재 다양한 방면에 인터페이스의 표준화가 추진되

고 있다. 데이터 표준화의 한 예로서 HTML(Hyper

Text Markup Language)이 확장된 개념인 XML

(Extensible Markup Language)이 있으며, 현재, 다

양한 요소에 적용이 늘어나고 있는 추세이다. 한편,

객체 지향의 개념을 적용하여 프로그램을 구조적이

고 무결하며 최적으로 작성하기 위해서는 소프트웨

어 설계의 체계화가 필요하다. 따라서, 소프트웨어

공학적인 접근 방법과 개발 도구들이 발전되고 사용

되고 있으며, 그 한 예로써 객체 지향의 시각적 설계

언어인 UML(Unified Modeling Language)이 등장

하여 사용되는 상태이다.

3.2 랜 통신망 기술 동향

랜 통신망의 목적은 발사 임무 시 데이터 전송에

필요한 최적의 네트워크 성능과 안정성을 보장하는

것이다. 하나의 인터페이스에서 다른 인터페이스로

데이터를 전송하는 방법에는 크게 L2 기반의 스위칭

과 L3 기반의 라우팅이 있다. 하드웨어 기반에서 동

작하는 L2 스위칭 방식은 처리 과정에서 OSI 7

Layer에 의거 L2 의 프레임만을 사용하여 단지 MAC

-Address만을 판단하여 고속으로 데이터 프레임을

전송 하지만, 소프트웨어 기반의 L3 IP 라우팅 방식

은 OSI 7 Layer에 의거 Layer 3를 사용하여 패킷

의 분해-조립 과정을 거쳐서 데이터의 경로를 소프

트웨어에 의해 결정하여 동작을 하게 된다. 따라서

L3 기반의 라우팅은 라우터의 CPU 부하가 높거나

일시에 많은 데이터를 처리해야할 경우 전송 지연이

발생할 수도 있다. L2 스위칭 방식이 기존의 L3 IP

라우팅 방식보다 우수한 점은 처리 속도 및 안정성

을 확보할 수 있다는 점에 있다.

내부 및 외부 네트워크를 L2 기반의 이더넷 스위

치로만 구성할 경우 사용자 측면에서 네트워크 구성

을 단순하게 하여 장애 요소를 없앨 수 있고, 또한

구성 장비의 수를 줄임으로써 네트워크 구축비용이

줄이고, 네트워크 관리를 편리하게 할 수 있는 장점

을 가져 최근의 네트워크 구축 방향이다. 또한 우주

센터와 추적소의 위치가 많이 떨어져 있는 발사통제

시스템의 경우 자체 망을 구성할 수 없으므로 회선

을 임대하여야 하는데, L2방식으로 구성하므로서 회

선임대 비용을 줄일 수 있다.

3.3 전화망 기술 동향

교환기 기술은 기존 TDM(Time Division Multiplexing)

기반에서 IP기반의 VoIP(Voice over Internet Protocol)

기술로 시장이 변화하고 있다. 향후 차세대 네트워크

기술이 IP기반으로 발전과 함께 멀티미디어 서비스

등 다양한 부가서비스와 저렴한 통신비용을 큰 장점

으로 하여 발전하고 있다. 또한 국내 정보통신부에서

2004년 12월에 'VoIP 전화에 대한 방침'을 확정해

발표함으로써 VoIP 서비스가 기존 전화 시장을 빠르

게 대체할 것이라는 전망했다.

VoIP 기술의 발전 배경을 살펴보면, 다음과 같다.

우선 음성 통화 품질이 기존의 PSTN(Public Switched

Telephone Network)과 비교하여도 손색이 없을 정

도의 서비스 품질이 우수하여, 인터넷 및 인트라넷을

이용하여 망구성이 간단하며 회선임대에 따른 비용

을 줄일 수 있으며, IP를 통한 음성서비스는 물론 데

이터 전송, 영상회의 등 다양한 서비스 제공할 수 있

다. 또한 ITU-T(International Telecommunication

Union-Telecommunication)에서 H.323 시스템을 기

반으로 하는 표준을 제정하고 있으며, IETF(Internet

Engineering Task Force)는 HTTP와 유사한 형태

112

김종호 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 108~121

113

의 SIP(Session Initiation Protocol)를 중심으로 표

준화를 진행하고 있다.

3.4 음성전용 통신망 기술 동향

현재 음성통신망에는 새롭게 탄생하는 음성통신

프로토콜과 전통적인 음성통신 프로토콜이 존재하고

있으며, 이러한 다양한 통신기기의 종류, 방식, 호환

성에 제한받지 않고 원터치의 최소 동작으로 즉각적

인 음성통신을 할 수 있는 통합 음성전용통신망으로

요구받고 있다. 음성전용통신망은 국방, 항공, 방송

국 등 다양한 분야에서 적용되고 있다. 또한 음성전

용 통신망은 장거리 음성 통화의 비용을 절감하고,

시스템 통합을 용이하게 하기 위하여 전화망에서 채

택하고 있는 VoIP 기술을 도입을 서두르고 있으며,

음성전용 통신망 장비들의 요소 기술의 발전 추세를

살펴보면 표 5와 같다.

구성 장비

발전 동향

매트릭스

컴퓨터를 이용한 중앙 통제
모듈식의 쉬운 확장성
일대일 및 그룹 통화 가능
오디오 및 데이터 손실 최소화
전원, 프로세스 이중화 구성

외부 연결

기기

전화, 무전기 통합 수용 가능
음성 녹음장치 연결 통화 내역 저장

기능 지원

단말장치

각 버튼의 기능 원격 부여 지원
표준 규격의 케이블 사용 가능

3.5 표준시각분배망 기술 동향

표준시각분배망 장비의 기본이 되는 GPS (Global

Positioning System) 기술은 인공위성에 기반을 둔

위성항법시스템 기술의 하나로 1973년 미국 국방성

에 의해 제안되어 7년간의 개념 설계, 6년간의 연구

개발과 10년간의 시험 가동을 거쳐 1995년부터 본

격적으로 가동되어 운용되고 있다. 그 보편성과 경제

성을 바탕으로 많은 분야에서 연구 및 응용되고 있

다. 이미 차량이나 비행기, 선박 등의 차세대 항법

시스템으로 활발하게 활용되고 있으며 정밀 측위가

필요한 측지학이나 정밀 지도 제작 등에서도 응용되

고 있다.

2000년 5월부터 높은 정밀도의 위치 정보를 얻을

수 없게 하기 위해서 항법 메시지의 궤도 데이터와

위성 시간 주파수를 조작하는데 쓰인 SA(Selective

Availability)기능이 없어져서 일반 사용자들의 GPS

활용이 크게 확대되고 있다. 또한 인공위성의 궤도

결정이나 자세 결정의 자료로 이용됨은 물론 지상의

무선통신에 필요한 시각정보를 제공하는 등 그 활용

분야는 다양하다.

4. 나로 우주센터 발사통제시스템

소개

우주센터 발사통제 시스템은 주요 운용자가 발사

임무와 관련된 제반 사항을 취합하여 최종 발사 결

정을 내릴 수 있도록 지원하고, 발사체의 이륙 후 임

무 종료 시까지 각종 추적 장비에서 보내진 정보를

수집/처리/분배하여 로켓의 비행 상태를 실시간으로

감시하기 위한 기능을 수행하며 각 추적 장비의 발

사체 추적을 지원하기 위하여 발사체의 현재 위치정

보 연동자료(Slaving Data)를 추적 장비로 분배하는

역할도 수행한다.(그림 7)

이러한 기능 수행을 위하여 각종 컴퓨터장비로 구

성된 자료처리시스템과 데이터 통신망, 전화망, 음

성전용통신망, 표준시각분배망 등으로 구성된다. 표

6에 이러한 발사통제시스템의 구성 장비에 대해 제

시하였다.

113

114

김종호 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 109~121

구분

기능

비행정보
중앙처리

시스템

(CDPS)

수신된  TSPI  데이터  전처리
데이터  필터링  및  융합
발사체의  실시간  시공간  정보  추정
각  입력  데이터  측정  시각  오차  보정
연동자료(Slaving  Data)  생성
전시  시스템으로  데이터  분배
이중화  시스템  구성

비 행 정 보 중 앙

처 리 시 스 템

미 션 정 보

분 배 시 스 템

비 행 정 보

시 뮬 레 이 션 시 스 템

비 행 정 보

전 시 시 스 템 1

비 행 정 보

전 시 시 스 템 N

원 격 수 신 자 료
전 시 시 스 템 1

원 격 수 신 자 료
전 시 시 스 템 N

미 션 상 태 전 시
시 스 템 ( S e r v e r )

미 션 상 태 전 시
시 스 템 ( C l i e n t 1 )

미 션 상 태 전 시
시 스 템 ( C l i e n t N )

B e s t S o u r c e
S e l e c t o r # 1 , # 2

R a d a r # 1

R a d a r # 2

T e l e m e t r y # 1

T e l e m e t r y # 2

S m a l l T e l e m e t r y

D i r e c t i o n a l F T S

E O T S

T S P I D a t a

S l a v i n g D a t a

Q L M

T S P I D a t a

S l a v i n g D a t a

T S P I D a t a

S l a v i n g D a t a

Q L M

비 행 안 전

정 보 시 스 템 1

비 행 안 전

정 보 시 스 템 N

W a l l S c r e e n

D o w n r a n g e

구분

구성 장비

자료처리시스템

비행정보 중앙처리시스템, 비행안전

정보시스템,  원격수신자료  전시시스
템,  비행정보  전시시스템,    미션정보
분배시스템,  미션상태  전시시스템,
비행정보  시뮬레이션시스템,

통신망

임무/업무용 랜, 전화교환기, 음성전용

통신, 표준시각분배, 무선통신 장비

운용실 설비

발사지휘소 대형 스크린, 콘솔, 컴

퓨터 등 내부시설

4.1. 자료처리시스템

발사통제시스템 중 자료처리 시스템은 추적 장

비들로부터 취득된 데이터를 수집 및 처리하여 관련

운용자에게 적절한 정보를 사용자 인터페이스를 통

하여 제공하는 기능을 수행하며, 추적 장비들이 발사

체를 중단 없이 추적하기 위한 연동자료(Slaving Data)

를 추적 장비에 공급하는 기능도 수행하게 된다. 이

러한 기능을 수행하기 위한 자료처리 시스템의 구성

도는 그림 8과 같다.

4.1.1 비행정보 중앙처리시스템

비행정보 중앙처리시스템(CDPS: Central Data

Processing System)은 추적 장비(레이다, 원격자료

수신장비, 광학추적 장비)로부터 발사체의 위치정보

를 취득하여 처리 후 분배하는 기능을 수행한다. 각

추적 장비에서 전송 되어진 발사체 위치정보의 데

이터 포맷을 정렬하고 표준시각에 동기화된 Data

Stream으로 만든다. 수신된 각 위치정보 데이터 전

송을 위해 필터링 및 좌표계 변환 등의 과정을 수행

하게 되며, 이 모든 데이터는 표준시각과 함께 별도

의 파일 또는 데이터베이스에 저장된다. 레이다와 광

학추적 장비 데이터의 경우 위치정보의 잡음 제거를

위한 필터링 작업을 수행하게 되며 각 추적 장비에

서 전송 되어진 발사체의 위치정보를 공통된 좌표계

로 변환하는 작업을 수행한다. 또한, 궤적 정보 분배

를 위해 입력된 모든 위치정보는 지도 및 그래프 상

에 발사체의 위치표시를 위해 분배 되어진다. 또한

각 추적 장비들의 추적 실패 시 연동 자료로 이용하

기 위해 최적의 발사체 위치 데이터를 각 추적 장비

의 사용 좌표계 형태로 변환한 후 전용 통신망을 통

해서 추적시스템으로 분배하게 된다.

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김종호 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 108~121

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구분

기능

비행안전정보

시스템

(FSIS)

발사체  궤도  정보  전시
비행안전  통제  정보  출력
발사체의  실시간  시공간  정보  추정
각  입력  데이터  측정  시각  오차  보정
발사체  자세/상태  정보  획득/처리/전시
이중화  시스템  구성

구분

기능

원격수신
자료전시

시스템

(EDS)

발사체  궤도  정보  전시
발사체  상태  정보  전시
데이터  분석을  위한  파라미터  분석  및

트랜드 제공

발사 운용 시간정보, 비행 시나리오,

로그 정보 전시

실제 비행 이벤트 표시/경보/상태 메

시지 제공

4.1.2 비행안전 정보시스템

비행안전 정보시스템(FSIS:Flight Safety Information

System)은 비행안전과 관련된 실시간 비행정보를 컴

퓨터 화면에 표시하는 기능을 수행한다. 이 시스템의

운용자는 화면상에 표시되어지는 정보를 이용하여

비정상 비행상태 여부를 감시하며, 이러한 표시정보

는 필요 시 비행종단(Flight Termination) 판단의 근

거로 사용된다. 비행정보 중앙처리시스템(CDPS)에서

처리 및 분배된 발사체의 위치정보와 원격자료수신

장비의 BSS(Best Source Selector)에서 분배되어지

는 발사체 주요정보를 수신, 처리한 후 적절한 형태

로 표시하는 기능을 수행한다. 또한, 수신된 위치데

이터를 이용하여 탄착점(IIP), 탄착분산, 파편낙하영

역 등의 계산을 수행하여 위치정보와 함께 같은 화

면에 표시한다.

비행안전 정보시스템(FSIS)은 비행정보 중앙처리

시스템(CDPS)에서 처리된 발사체 TSPI(Time Space

Position Information) 데이터와 원격자료 수신장비의

최적의 발사체 QLM(Quick Look Message) 데이터의

발사체 궤도(TRG: Trajectography) 정보를 화면에

표시하는 두 대의 FSIS(TRG)와 우주발사체의 주요

상태정보를 화면에 표시하는 한 대의 FSIS(QLM)로

구성되며 다른 한 대의 시스템은 나머지 3 대의 백

업용으로 사용된다. 각각의 시스템은 다중 모니터 출

력을 지원하며 단일 키보드에 의한 조작이 가능도록

구성한다.

4.1.3 원격수신자료 전시시스템

원격수신자료 전시시스템(EDS: Expert Display

System)은 원격자료수신장비에서 수신된 발사체의

각종 상태정보 중에서 주요 정보를 실시간으로 표시

하는 기능을 수행한다.

표시 항목은 발사체의 주요 정보인 궤도정보, 추

진정보, 자세각 등의 정보이며 데이터센터(Data

Center) 내에 위치하여 각 분야의 전문가들이 감시

하고 이상상황이 발생하게 되면 상황을 신속하게 분

석하여 관련 책임자에게 보고하는 역할을 수행하게

된다. 주요 표시 항목의 예는 다음과 같다.

궤적 정보 : 발사체 위치, 속도, 가속도, 궤적 등

추진 정보 : 연소실 압력, 탱크 압력, 터보 펌

프 압력 등

유도 & 조종(Piloting) 정보 : 자세각(Pitch,

Yaw, Roll) 등

일반 발사체 정보 : 발사체 동작, 관성항법장

치(INS) 상태, 탑재 컴퓨터, 자이로스코프 등

4.1.4 비행정보 전시시스템

비행정보 전시시스템(MEDS: Major Event Display

System)은 실시간 비행정보를 발사통제동 발사지휘

소에 설치될 LSD(Large Screen Display) 화면에 표

시하는 기능을 수행한다. 비행정보 중앙처리시스템

(CDPS)에서 처리 및 분배된 발사체의 위치정보와 원

격자료수신장비의 BSS에서 분배되어지는 발사체 주요

정보를 수신, 처리한 후 적절한 형태로 표시하는 기능

을 수행한다. 비행정보 전시시스템(MEDS)은 발사체의

궤도 정보를 화면에 표시하는 MEDS(TRG)와 발사체의

주요 상태 정보를 화면에 표시하는 MEDS(QLM)으

로 구성된다.

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김종호 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 109~121

구분

기능

비행정보전시

시스템

(MEDS)

발사체  위치  정보  획득  및  처리
발사체  궤도/상태  정보  전시
발사체  자세  정보/핵심  상태  정보  전시
Large  Screen  Display상에  비행  정보

제공

데이터 재생 관리

구분

기능

미션정보분

배

시스템

(MDDS)

자료처리  시스템  초기화  관리
미션  정보  형상관리
운용자  인증  및  권한  관리
CDPS,  FSIS,  MSDS  실시간  데이터  저장
데이터베이스  이중화  관리

구분

기능

비행정보

시뮬레이션

시스템

(STS)

발사체  상태  모사
추적장비  상태  모사
발사  환경  모델  모사
운용자  훈련  환경  제공

구분

기능

미션상태

전시 시스템

(MSDS )

Server

발사 스케줄에 따른 주요 진행상태 관리

발사 운용 진행 상태에 따른 Go/No-Go

판단 로직

발사 안전 정보 획득 및 분배
주요 시스템과 MSDS Client로부터 발사

준비 상태 데이터 수집

수집된 정보 MSDS Client로 분배

MSDS

Client

발사준비 상태 표시
발사준비 상태 수동 입력

4.1.5 미션정보 분배시스템

미션정보 분배시시템(MDDS : Mission Data Distribution

System)은 각 시스템의 형상, 관련 데이터의 사용자

권한, 기준 데이터(Nominal Data)등과 같이 다양한

데이터를 내부적으로 사용하여야 한다. 이러한 데이

터의 중앙 관리와 일관성을 위해 미션정보 분배시스

템은 자료처리시스템에서 사용하는 여러 가지 데이

터를 저장하고 분배함으로써 자료처리시스템의 중앙

데이터베이스 시스템의 역할을 담당한다. 이 시스템

을 사용함으로 인해 각 자료처리시스템의 초기 설정

절차들은 수동 조작에 의한 데이터 설정 방식보다

편리하고 더 정확한 자료처리시스템 초기값 설정을

지원한다

4.1.6 미션상태 전시시스템

미션상태 전시시스템(MSDS : Mission Status Display

System)은 각 시스템별 운용자의 발사 준비완료 여

부의 판단과 시스템 점검을 위한 발사 준비 상태 관

리를 지원해 주며, 발사지휘소(MDC)의 최고 관리자

는 이 시스템으로부터 수집된 데이터를 바탕으로 최

종 발사 여부를 결정하게 된다. 그리고 발사임무와

관련된 정보(기 정의된 일정, 카운트다운 시각, 발사

시각(H0), 기상 정보 등)를 콘솔 상에 표시하며, 표

시된 정보를 이용함으로써 운용자들은 현 임무의 진

행 상태를 한눈에 판단할 수 있다. 미션상태 전시시

스템(MSDS)은 서버와 클라이언트의 두 종류로 구성

되며 주요 역할은 표 12와 같다.

4.1.7 비행정보 시뮬레이션시스템

비행정보 시뮬레이션시스템(STS: Simulation &

Training System)은 비행정보 중앙처리시스템(CDPS)

의 입력 데이터인 다양한 추적 시스템(레이다, 원격

자료수신장비, 광학추적장비)의 TSPI 데이터와 QLM

데이터를 모사하여, 전체 시스템의 시뮬레이션 및 개

별 시스템 운용자의 훈련을 수행할 수 있도록 지원

하는 역할을 수행 한다

4.2. 나로우주센터 통신망 구성

우주센터 발사통제시스템 통신망은 자료처리시스

템과 추적장비의 임무에 관련된 실시간 데이터 전송

을 위한 임무용 랜, 우주센터 업무에 관련된 내부 네

트워크로 임무용 랜과 독립적으로 운용될 업무용 랜,

우주센터 내의 내/외선 전화 통화를 위한 전화망, 우

주센터와 추적소 등의 발사임무에 관련된 운용자들

간의 그룹 통화를 위한 음성전용통신망, 자료처리시

스템, 추적장비에 표준시각 정보 및 동기 신호를 공급

하며, 각 운용실에 표준시각 정보 및 카운트다운 시간

을 표시하기 위한 표준시각분배망, 주요 운용실의 대형

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김종호 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 108~121

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구분

주요 특성

우주센터

백본 스위치

스위칭 용량

- L2: 720 Gbps
- L3: 400 Mpps

지원 모듈: 13
지원 포트: 194(GE), 576(FE)
이중화: 슈퍼바이져, 전원, 팬

제주추적소

백본 스위치

스위칭 용량

- L2: 64 Gbps
- L3: 48 Mpps

지원 모듈: 7
지원 포트: 48(GE), 4(FE)
이중화: 슈퍼바이져, 전원, 팬

워크그룹

스위치

L2 스위칭 용량: 8.8 Gbps
지원 포트: 24/48(FE), 2(GE)

구분

기능

라우터

내부망과 외부망의 경계
데이터 패킷 경로 지정

백본 스위치

랜 통신망의 중심 역할
고속 대용량 데이터 패킷 스위칭

워크그룹

스위치

통신단말 및 컴퓨터와 연결
소량 데이터 스위칭 기능

스크린, 콘솔 데스크 등의 운용실 설비로 구성된다.

다음의 각 절에서 통신망 구성 장비의 기능 및 역

할에 대해서 살펴보기로 한다.

4.2.1 임무용 랜 통신망

우주센터 랜 통신망은 우주센터 및 제주추적소의

추적 장비로부터 발사체의 위치 정보, 각 시스템의

상태 정보 및 임무에 관련된 데이터를 발사통제시스

템 자료처리시스템으로 전달하는 역할을 하며, 또한

자료처리시스템에서 처리된 각종 데이터 및 추적 장

비의 연동 데이터를 자료처리시스템 및 추적 장비로

분배하는 역할을 수행하게 된다.

우주센터와 제주추적소의 랜 통신 장비는 라우터,

백본 스위치, 워크그룹 스위치로 구성된다. 우주센터

에 설치하게 될 랜 통신 장비의 역할을 살펴보면 표

14에 제시한 바와 같다. 라우터는 IP 패킷의 목적지

주소를 판단하여 라우터의 라우팅 프로토콜을 이용하

여 경로를 결정하는 역할을 하는 장비로 주로 외부망

과 연결 시 내부 네트워크와 외부 네트워크 장비의

게이트웨이 역할을 수행하게 된다. 스위치는 단위 데

이터를 다음 목적지까지 보내기 위한 경로 또는 회선

을 선택하는 네트워크 장비로 모든 데이터 처리를 하

드웨어 기반으로 데이터 패킷을 처리하기 때문에 라

우터의 패킷 처리 성능보다 우수하고 안정적이다.

※ PPS: Packet Per Second, FE: Fast Ethernet

임무용 랜 구성과 구성 장비의 특성은 그림 9와

표 15에 제시된 바와 같으며, 고성능의 두 대의 백

본 스위치를 중심으로 구성하였다. 발사통제시스템

자료처리시스템 주요 서버와 우주센터 기타 건물의

워크그룹 스위치와의 연결은 광케이블을 이용하여 1

Gbps의 대역폭을 가지는 Giga Ethernet으로 두 대

의 백본 스위치에 각각 연결하여 한쪽의 링크에 문

제가 발생하더라도 자료처리시스템 데이터의 전송에

문제가 없도록 구성하였으며, 제주추적소와 데이터를

주고받기 위해서 초고속국가망과 연결된다.

4.2.2 업무용 랜 통신망

업무용 랜 통신망은 우주센터 근무자의 일상업무

및 인터넷 접속을 위한 통신망이다. 우주센터 업무용

랜 구성은 그림 10에 제시된 바와 같이 우주센터는 고

용량 백본 스위치를 중심으로 구성하도록 하였으며, 각

건물에 워크그룹 스위치를 설치하여 백본 스위치와 광

케이블을 이용하여 1 Gbps 대역을 가지도록 연결하였

다.

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김종호 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 109~121

구분

지원 기능

방화벽

Hybrid  형태의  구성
네트워크  주소  변환기능
VPN  기능(IPSec  표준  지원)
접근  허가/거부  로그  생성  및  분석

침입방지

시스템

TCP,  UDP,  ICMP  등  탐지  및  차단
실시간  네트워크  감시  및  트래픽  분석
해킹  패턴  및  Live  업데이트  지원

통합보
안관리
시스템

네트워크  구성  관리  기능
장애  및  성능  관리  기능
장애/성능  월별  및  기간별  보고서  작성  기능

※ IPSec : IP Security Protocol, TCP: Transmission Control

Protocol, UDP: User Datagram Protocol, ICMP : Internet
Control Message Protocol

업무용 랜은 외부 인터넷망과 연결되므로 내부 네

트워크를 보호하기 위하여 방화벽, 침입방지시스템

등의 보안장비를 설치하며, 네트워크 장비와 보안장

비를 통합관리하기 위하여 통합보안관리시스템이 설

치될 것이다.(표 16) 제주추적소는 별도의 보안장비를

설치하여 외부 인터넷 망과 연동이 되도록 하였으며,

대전 항우연은 VPN(Virtual Private Network) 장비를

통해 업무에 관련된 데이터를 주고받도록 할 것이다.

4.2.3 전화 통신망

우주센터 전화통신망은 일상 업무와 관련된 내선/외

선 전화 통화를 위한 장비로 우주센터 발사통제동의

각 운용실 및 제주추적소에서 내선 통화가 가능하도록

구성한다. 전화통신망은 그림 11에 제시된 바와 같이

발사통제동 통신장비실의 전화교환기를 중심으로 구성

되며, 우주센터 각 건물과 제주추적소에는 보조교환기

가 설치되어 우주센터 내의 전화통화가 가능하도록 구

성하며, 교환기 EMS(Element Management System)

에서 교환기 및 보조교환기를 통합 관리하며, 대전 항

우연과도 연동하여 전화통화가 가능하도록 한다.

교환기와 보조교환기를 음성 데이터를 보내는 방

법으로는 VoIP를 이용하도록 구성하였으며, VoIP

구성을 통해서 얻을 수 있는 효과를 살펴보면 다음

과 같다. 먼저 시스템 구성을 간단하게 할 수 있다.

발사통제동과 각 건물에 보조교환기의 데이터 전송

을 위한 별도의 장비 구성없이 업무용 랜 통신망을

이용하여 음성통화를 할 수 있으며, 각 시스템을 랜

통신망을 이용하여 중앙에서 통합 제어 관리할 수

있다. 또한 우주센터와 추적소와의 음성 통화를 위한

회선 임대비용을 줄일 수 있다.

4.2.4 음성전용 통신망

음성전용망 장비는 우주센터 내 발사임무에 관련

된 주요 운용자가 발사임무에 관련된 내용을 통화하

기 위한 전용망으로 전화망 장비와 별도로 구성되며,

운용자간 음성 통화를 위해 전화교환기와 연동하여

단말장치에서 내선/외선 전화 통화가 가능하도록 구

성할 것이다.

음성전용망 구성 및 장비는 그림 12와 표 17에

제시된 바와 같이 음성신호교환을 담당하는 Matrix

와 발사통제동 내부 운용실은 Matrix와 단말장치를

직접 연결하여 운용자간 1:1 및 그룹통화가 가능하

도록 구성하며, 발사통제동 발사지휘소 운용자 콘솔

에는 콘솔장착형 단말장치를 설치하며, 기타 운용실

에는 탁상형 단말장치를 설치한다. 우주센터 내 기타

건물은 광케이블을 이용하여 광접속장치를 통하여

단말장치와 연결이 가능하도록 구성한다.

우주센터 전화망 장비 및 무선단말장치와 통화가

가능하도록 접속장치를 두어 상호 장비 연결을 하는

118

김종호 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 108~121

119

신호

세부항목

사양

UTC

(IRIG-B)

용도

서버 시각 동기

Modulation

1 ㎑

저항

50 Ω

Time Code

Analog Sine Wave

표준

200-95

1 PPS

펄스폭

20 ㎲

신호 레벨

TTL

저항

50 Ω

10 ㎒

신호 형태

Analog Sine Wave

진폭

+13 ㏈m

저항

50 Ω

(IRIG-

CS5)

용도

CT 신호 제공

정확도

0.1 s

출력

RS-422 (ASCIICode)

표준

215-96

구분

주요 특성

Matrix

단말장치  수용:  최대  208  개
이중화  구성:  프로세스,  전원
시스템  가용도:  99.999  %/년

접속장치

PABX, 업무용 무전기 연결 지원
2-Wire, 4-Wire E&M 신호 수용

무선 접속

장치

전송출력: 100 ㎽
RF 안정도: 0.005 %

단말장치

LED  버튼  지원
모듈  형식  키  장착  기능
표준화된  연결  방법  지원

데 사용하게 되며, 우주센터 내의 외부 근무자와 통

화를 위해 업무용 무전기와 연결을 하게 된다. 제주

추적소에는 별도의 소형 Matrix를 두어 우주센터의

Matrix를 통하여 음성 통화가 가능하도록 구성한다.

모든 음성 통화 내역은 음성녹음장비(VRS : Voice

Recording System)에 녹음되며, VCS　EMS를 이용

하여 모든 음성전용망 장비의 상태 감시를 한다.

4.2.5 표준시각 분배망

표준시각분배망 장비는 우주센터 발사통제시스템

및 추적장비에 발사임무의 기준이 되는 세계표준시

(UTC : Universal Time Coordinate), 카운트다운 시

간 및 동기 신호 등을 공급하며, 각 운용실에 세계표

준시(UTC), 대한민국표준시(LT : Local Time), 카운

트다운 시간(CT : Countdown Time)을 표시하는 역

할을 한다.(그림 13)

표준시각분배망 장비는 표 18에 제시된 바와 같이

GPS위성으로부터 수신한 시각동기 정보를 이용하여

UTC 및 동기 신호를 발생하는 두 대의 신호발생장치

와 두 출력신호를 스위칭 하는 신호스위칭 장치를 두

며, 각 운용실에서는 입력 신호를 여러 개의 출력신호

로 분배하는 신호분배장치를 두어 시스템을 구성한다.

카운트다운 발생장치는 신호발생장치의 UTC 신호를

입력받아 주요 서버 및 시각표시장치에 카운트다운

신호를 공급하며, 표준시각분배망 장비는 표준시각분

배망 제어시스템을 통하여 감시 및 운용을 한다.

4.2.6 발사지휘소(MDC) 운용실 설비

발사지휘소는 발사임무에 관련된 주요 운용자가 발

사 전 모든 장비의 상태를 점검하고 최종 발사 명령

을 내리고 발사 임무를 통제하는 곳이다. 따라서 발사

임무에 관련된 우주센터 내부 및 추적소의 CCTV

(Closed Circuit TV) 영상, 발사체궤도 정보, 시각정

보 등이 전시되도록 해야 한다.

119

120

김종호 / 항공우주산업기술동향 3/1 (2005) pp. 109~121

MDC 운용실 전면에 발사체의 주요 영상, 발사체

궤도 정보 등을 표출하기 위한 대형스크린을 설치하

며, 우주센터 내부의 CCTV, 공중파 영상 등을 표출

하기 위한 Video Matrix Switcher, 발사통제시스템

의 콘솔에서 보여지는 발사체 궤적 등의 정보를 표

출하기 위한 RGB Matrix Switcher 등의 영상 및

음향장비로 구성되며, 주요 운용자가 근무 공간이 될

약 23 개의 운용자 콘솔이 설치될 예정이다. 발사지

휘소의 영상 및 음향 장비, 조명 등을 통합제어하기

위한 통합제어시스템을 두어 영상 및 음향 장비를

통합관리 할 수 있도록 구성한다.

5. 결론

지금까지 살펴본 것과 같이 우주센터 발사통제시

스템은 비행안전중앙처리시스템, 비행안전정보시스템

등의 자료처리 시스템과 임무용 랜, 업무용 랜, 전화

망 등의 통신망으로 구성되며, 우주센터 구성 장비

중 가장 핵심이 되는 시스템 중 하나로 발사준비 단

계에서 발사 임무, 발사 후 분석의 일련의 업무를 수

행하는 시스템이다.

발사통제시스템 자료처리시스템은 우주 발사체 비

행안전과 관련된 의사 결정 및 판단 자료를 제공하

고 발사체의 상태 정보를 수집하여 운영자에게 실시

간으로 제공하여야 하므로 발사체 추적 기술, 발사체

위치 결정을 위한 알고리즘, 추적 데이터의 필터링

기술, 데이터 퓨젼 기술, 입력 추적 데이터의 시간에

따른 분석, 처리 데이터 동기화 및 처리 분배 기술,

임무 데이터 분석 등의 다양한 기술과 소프트웨어

설계, 구현, 성능 테스트의 일련의 과정이 필요하게

될 것이며, 통신망은 임무에 관련된 데이터의 분배,

지연시간 분석, 이중화 구성, 네트워크 장비 통합 감

시 및 관리 기술들이 필요하게 된다.

2007년 KSLV-1을 이용하여 저궤도 위성 발사

임무를 수행할 수 있도록 현재 자료처리시스템의 각

시스템에 탑재되어 운용될 소프트웨어 개발과 통신

망의 설계 작업이 진행되어지고 있다. 나로우주센터

발사통제시스템은 세계 13번 째 우주센터에 적용될

시스템이지만 최고의 안정성과 처리 성능을 가진 자

료처리시스템과 최신의 통신 기술을 적용하여 운용

시 발생할 수 있는 시행착오를 최소화 할 것이다.

참고문헌

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항공우주산업기술동향 3권1호 (2005) pp. 121~126

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기술동향

항공기 시스템 안전성 평가 기술동향

글 유 승 우 swyoo@kari.re.kr, 이 백 준, 진 영 권

한국항공우주연구원 항공우주안전․인증센터 제품보증그룹

1. 서론

항공기는 3차원 공간을 운항하는 비행체로서 초고

속 운송수단으로 사용되는데, 사고가 발생하게 되면

수많은 인명피해와 재산손실을 초래하게 되므로 시

스템 및 부품에 대하여 높은 수준의 신뢰성과 안전

성이 요구된다. 또한 항공기의 안전한 운항을 위해서

는 항공기 시스템은 물론이고, 항공교통관제 시스템,

공항시설, 항행안전시설 등에 대한 안전성 평가 및

안전관리가 필수적이다. 여기서 안전성(Safety)이란

시스템이 위험상태에 이르지 않는 상태 또는 정도를

의미하는 것으로서, 본 논문에서는 하드웨어와 소프

트웨어를 포함한 항공기용 부품 및 시스템을 대상으

로 고려하였다. 항공기용 부품 및 시스템에 대해서는

내구성, 내열성, 내식성과 같은 첨단재료기술과 임무

수행을 위한 성능은 물론이고, 시스템에 대한 고도의

안전성 및 신뢰성이 요구된다. 따라서 대상제품의 설

계 적합성을 입증하기 위한 안전성 평가가 수행되어

야 하며, 이는 항공기 및 관련 부품의 인증을 위한

필수적인 요소기술이다. 즉 안전성 평가는 인증의 핵

심사항으로 개념설계단계에서부터 착수하여 설계가

진행됨에 따라 세부적인 평가 및 분석이 수행되어야

하며, 설계변경이 발생하는 경우 변경된 설계에 대하

여 재평가를 하여야 한다. 또한 항공기 운용과정에서

발생 가능한 각종 사고에 대한 사전 예방 및 정비를

위해서도 체계적인 안전성 평가가 필수적이다.

항공기용 부품 및 시스템의 안전성 평가에는 설계

(Design), 개발(Development), 그리고 인증(Certification)

업무가 통합되어 적용되며, 과거의 사용 또는 경험에

따라 세분화된 안전성 평가 요구조건을 구분하여 적

용한다. 특히 국제민간항공기구(ICAO, International

Civil Aviation Organization)와 각 국의 감항당국은

민간 항공기 또는 부품에 대한 법적 인증 제도를 자

국의 실정에 맞추어 제도화하고 있으며, 항공기 및

부품을 개발, 생산, 운용함에 있어서 항공기 및 관련

부품에 대한 안전성 입증과 안전한 운항을 보장하기

위하여 국가 차원에서 이를 관리하고 있다. 이는 항

공기의 개발, 제작 및 운용에 있어서 공공의 안전을

확보하기 위한 것으로서, 항공기 개발자는 해당 법

규, 표준서 및 지침 등에 따라 최소한의 안전성을 입

증하여야 한다.

한국항공우주연구원 항공우주안전･인증센터에서는

항공기 시스템에 대한 설계가 설정된 목표를 충족하

고 있는지를 확인 평가하고, 설계, 개발, 인증사항을

고려하여 종합적인 안전성 평가기법을 적용할 수 있

도록 안전성 평가에 관한 연구를 수행하고 있으며,

본 논문에서는 안전성평가에 대한 연구 동향에 대하

여 소개하고자 한다.

2. 본론

항공기는 매우 복잡하고, 다양한 신기술의 첨단부

품이 통합된 시스템으로서 개발비용이 매우 많이 소

요되고, 사고가 발생하면 이의 파급효과가 매우 커서

고도의 신뢰성과 안전성을 확보하기 위한 활동이 필

수적이며, 안전성을 입증하기 위해 체계적이고 매우

엄격한 인증이 수행되어야 한다. 또한 항공기 인증기

술은 생산된 항공기 및 부품에 대하여 상품으로서의

가치를 부여하기 위하여 제품의 개발과 병행하여 확

121

122

유승우, 이백준, 진영권 / 항공우주기술산업동향 3/1 (2005) pp. 121~126

민간 항공기 인증

시스템 획득 및 조달

목표

항공기/부품의 안전성 확보

해당 프로그램 또는 시스템의 위험조건을 확인, 평

가하여 제거 또는 제어하는 것

적용 시점 항공기 및 부품 개발 단계 (인증 이전 단계)

항공교통관제 시스템 등의 획득/운용/관리 단계

안전성

평가 단계

① FHA (Functional Hazard Assessment)

② PSSA (Preliminary System Safety Assessment)

③ SSA (System Safety Assessment)

④ CCA (Common Cause Analysis)

- PRA (Particular Risk Analysis)

- ZSA (Zonal Safety Analysis)

- CMA (Common Mode Analysis)

① OSA (Operational Safety Assessment)

② PHA (Preliminary Hazard Analysis)

③ SSAR (System Safety Assessment Report)

- SSHA (Subsystem Hazard Analysis)

④ SHA (System Hazard Analysis)