mecㆍviewer v1.4 :: 항공우주산업기술동향 4권 1호.pdf

정기간행물 등록번호 유성사00001

제4권 제1호 2006년 7월 1일

정기간행물 등록번호 대전사01013

항공우주산업기술동향 권 호

항공우주산업기술동향 권

항공우주산업기술동향

항공우주산업기술동

4 1

(2006) pp. 3~12

4 1

(2006) pp. 3~1

4 1

(2006) pp. 3~

4 1

(2006) pp. 3

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산업동향

산업동

산업

산

세계 항공기산업 동향과 전망

글

임 창 호

글

임 창

글

임

글 /

changho@kari.re.kr

한국항공우주연구원 정책협력부 정책개발팀

초 록

초

세계 항공기산업은 새로운 기술과 새로운 전략 이른바 차세대 라는 단어로 대변될 수 있는 다음세대를

‘

’

위한 개발과 전략의 변화를 겪고 있다 먼저 군용기의 경우 미국의

가 첫 선을 보이면서 차세대 전투

F-35

기의 새장을 열어가고 있으며 우리나라 역시

한국형헬리콥터

개발 조기경보기 도입 등

T-50/A-50,

(KHP)

공군력 강화를 위한 준비들이 단계적으로 이루어지고 있어 그에 따른 산업발전이 기대되고 있다 민간 항

공기를 살펴보면

과 같은 대형 항공기 개발 추세와

과

과 같은

항공기 생

A-380

A320

B737

Narrow-body

산이 증가하는 양상을 보이고 있다 또한 개인용 소형제트기

와 같은 항공기들은 차세대 틈새시장

(VLJ)

을 형성 발전가능성을 열어가고 있다 민간항공기의 향후 생산전망을 살펴보면 대형여객

(niche market)

기의 경우

년까지 총

여대로 연평균

여대의 생산이 이루질 전망이며 헬리콥터의 경우 연평

2015

7,900

800

균

여대로 총

여대의 헬리콥터가 생산될 전망으로 약

억불의 시장을 형성할 것으로 전

1,870

18,730

1,200

망되고 있다 이렇듯 군용기 시장에서는 차세대의 첨단 항공기 개발과 양산이 가시화되고 있으며 민간항공

기의 경우 특정 세분시장

의 주도적 개발과 양산보다는 비즈니스 환경의 변화와 고객층

(market segment)

의 다양화로 인해 각 시장의 고객 니즈

에 부합되는 다양한 항공기 개발과 양산이 이루어질 것으로

(needs)

보인다.

주제어 항공기산업 동향 항공기산업 전망 개인용 소형제트기

(VLJ)

서 론

서

세계 항공기 산업은 새로운 기술과 새로운 전략

에 따른 개발과 양산으로 다음세대를 열어 가고 있

다 미국의 록히드마틴 는 유럽의

와

Eurofighter

社

경쟁관계를 이루어 온

에 이어 최첨단 전투기

F-22

인

를 개발 첫 선을 보임으로써 차세대

(JSF) F-35

전투기 시장을 주도해 나가고 있는가 하면 유럽의 에

어버스 는

초대형여객기를 개발하여 민간 항

A380

社

공기 시장의 다음 세대를 열어가고 있다 이와 더불

어 과거

항공기가 한 트랜드를 이루어

wide-body

왔다면 최근에는

항공기의 양산과 인

narrow-body

도가 증가하고 있다 이는 과거 간선노선 중심의 대

규모 여객과 화물 수송에 중점을 두어 왔다면 최근에

는 항공기술의 발달과 더불어 비즈니스 환경의 변화,

항공수요층의 다양화 등으로 인해 중형항공기와 소

형기 항공기의 수요가 증가 하고 있기 때문으로 풀이

된다 아울러 지난

사건이후 주춤했던 항공수요

9.11

와 항공기 개발이 다시 활기를 되찾으면서 다양한 형

태의 시장니즈로 나타나고 있다.

임창호

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 3~12

본 론

본

대형민항기 시장

대형민항기 시

대형민항기

대형민항

2.1

대형 항공기 시장을 양분하고 있는 양대 회사인

와

는 경쟁전략에서 차별화를 보

Airbus

Boeing

社

이고 있다 중형사이즈의 항공기인

과

Airbus A350

의

항공기의 경쟁에서 일단

이 주

Boeing

787

Boeing

도권을 갖고 시장을 주도해 나가고 있다

년도

. 2005

말

의

주문이 총

대에 달한 반면

Boeing

787

291

의

은

대에 불과했다

Airbus

A350

. 1) 이러한 결과

에 대해 전문가들은

의

이 시장변화에

Airbus

A350

社

능동적으로 대응하지 못하였다기 보다는 새로운 모

델임에도 불구하고

이 기존의

또는

A350

A330

과 비교하여 그 컵셉에서 크게 차이가 없기 때

A340

문인 것으로 분석하고 있다.

항공사들의 중 소도시간 직항노선(point-to-point

․

수요로 볼 때 기존의

과

그리

flight)

Boeing 757

767

고

의

에 대한 잠재적 수요가 있는 것으

Airbus

A350

로 분석되고 있다.

Unit Production, % Market Share

2006 - 2015

Total Market Jet Class Comparison

100-149 Seats

22.72%

150-186 Seats

38.90%

187-250 Seats
15.72%

251-350 Seats
3.55%

351+ Seats

19.12%

한편

으로

석 이상의 시장에서 선발주자

A380

550

로서 지위를 확고히 하려는

와

및

Airbus

777

747-8s

로 이를 추격하는

과의 경쟁이 향후 대형 여

Boeing

객기 시장환경을 변화시켜 나갈 것으로 기대된다.

향후 여객기 시장의 성패는 시장의 변화를 얼마큼

잘 읽고 이에 대응해 나가는가에 달려있다고 할 수

월 자료

DMS Forecast 2006.6

있다 지금까지

은 시장의 환경을 주도해 오

Boeing

는가 하면 시장의

에 맞춰 개발을 이끌어 오고

needs

있다

는 현재 크게 개의 기단으로 생산하

. Boeing

社

고 있다

의 협동형

항공

. 737

(

: narrow-body)

狹胴型

기와

중형 항공기

의 대형 항공기가 그것이

787

, 777

다 이에 맞서는

는

과

의 생산

Airbus

A350

A380

社

라인을 확장할 것으로 보이며 이미 발표한

과

A300

시리즈의 생산 중단에 이어

역시

A310

A340-300

조만간 라인을 폐쇄할 것으로 보인다.

대형항공기 시장의

년까지의 생산전망을 살

2015

펴보면

년까지

여대의 항공기가 생산될

, 2015

7,900

것으로 보이며 이를 금액으로 환산하면 약

억

7,700

달러에 달할 것으로 전망된다.2)

2006 - 2015

2006

2007

2008

2009

2010

2011

2012

2013

2014

2015

Years

200

400

600

800

1,000

Units

827

861

803

804

786

778

754

740

744

810

Unit Production

The Total Large Commercial Jet Transport Market

2006 - 2015

2006

2007

2008

2009

2010

2011

2012

2013

2014

2015

Years

20000

40000

60000

80000

100000

Values (in millions of U.S. FY06 dollars)

65892 70413 71887 76882 78343 80849 79660 80033 80271 85949

Value of Production

The Total Large Commercial Jet Transport Market

2) 상게서

임창호

항공우주산업기술동향

4/1(2004) pp.3~12

헬리콥터 시장

헬리콥터 시

헬리콥터

헬리콥

2.2

헬리콥터 시장은

년까지 약

여대의

2014

18,730

헬리콥터가 생산될 전망으로 연평균 약

여대의

1,800

헬리콥터 생산될 것으로 보인다 이를 금액으로 환산

하여 보면

억 달러에 달한다

1,200

.3)

민수용 헬리콥터 시장

민수용 헬리콥터

민수용

2.2.1

2.2.

2.2

미국 항공우주산업협회의 자료에 따르면

년

2005

상반기 상용헬리콥터 선적량이

대로

년

504

2004

433

대와 비교하여 증가되었다 이는 피스톤 엔진의 헬리

콥터에서도 같은 양상으로

의

Robinson

R22, R44

社

모델 역시

년 상반기

대

년 같은 기간

2004

343 , 2005

에

대로 증가세를 보였다

504

자료에 따르면

년까지

대

Forecast

2014

12,478

社

의 민간헬리콥터가 생산될 전망이며 이를 금액으로

환산하면

억 달러에 달할 것으로 보인다

250

개별 제작사의 현황을 보면

는 기존의 기술을

, Bell社

통합하여

와 같은

429

MAPAL(Modular Affordable

모델을 선보임으로서 생산 모델의 통합화

Product Line)

를 시도하는가 하면 이탈리아 파트너

와 함께 지

Agusta

난해 월

의 시제기를 선보이기도 하였다 한편

BA609

는

Sikorsky

Schweizer

社

社를 인수함으로써 더욱

강화된 역량을 갖추게 되었다. Schweizer입장에서는

보다 거대한 인프라를 갖추게 되었으며 Sikorsky는

소형헬리콥터와

시장에의 접근성을 확보하게 되

UAV

었다.

2005 - 2014

2005

2006

2007

2008

2009

2010

2011

2012

2013

2014

Years

500

1,000

1,500

2,000

Units

1,817

1,872

1,823

1,838

1,889

1,911

1,891

1,913

1,908

1,869

Unit Production

The Total World Rotorcraft Market

자료

DMS Forecast 2005.12

The Total World Rotorcraft Market

2005 - 2014

2005

2006

2007

2008

2009

2010

2011

2012

2013

2014

Years

2,000

4,000

6,000

8,000

10,000

12,000

14,000

16,000

Values (in millions of U.S. FY05 dollars)

8,369

8,770

9,201 10,235 12,159 12,891 14,038 15,127 15,351 14,904

Value of Production

군수용 헬리콥터 시장

군수용 헬리콥터

군수용

2.2.2

2.2.

2.2

최근 군수용 헬리콥터 시장에는 큰 변화들이 일어

나고 있는데 그 하나는 미국 군용헬리콥터 시장의 성

능개량 및 개조의 바람이다

그 대표적인 예로

등을 들 수 있다 이러

UH-60M, MH-60R, UH-1Y

한 움직임의 기저에는 미 육군 항공대의 재편도 큰 몫

을 하고 있는데 미 육군 항공대는 새로 시작하는 프로

그램인 ARH(Armed Reconnaissance Helicopter)

와 LUH(Light Utililty Helicopter)를 포함하여

변화를 시도하고 있다 이러한 가운데

는

Bell 社

지난해 자사의

모델의 군용화를 통해

407

ARH

입찰경쟁에서 승리하기도 하였다 한편 미 공군은

146

대의 개발수요를 제시한 CSAR-X(Combat Search

and Rescue-X)의 경쟁입찰을 추진하였다 최근 몇

년간 Eurocopter의 공격적인 미국시장 공략에서 맞서

Agusta Westland, Lockheed Martin, Bell이 팀을

이뤄

모델로 대응하고 있다

US101

년까지 총

대의 군수용 헬리콥터가 생산

2014

6,253

될 것으로 전망되고 있다 여기에는 신규생산 물량인

대와

여대의 개조물량이 포함되어 있다

4,884

1,360

이중에서

는

에 해당하는

대의

Skorsky

20.2%

1,260

社

군수용 헬리콥터를 생산할 계획이어서 군수용 헬리콥

터 시장의 리더 자리를 계속 지켜나갈 것으로 보인다.

다음으로

이

여대로 위를 그리고

Boeing

1,000

897

대의

이 그 뒤를 추격할 것으로 전망된다

Bell

금액면으로 살펴 볼 때 역시

가

Sikorsky

219

社

억 달러로

위를 그리고

이

억 달

Bell/Boeing

176

러로 그 뒤를 그리고 이어

이 독자적으로

Boeing

임창호

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 3~12

억 달러의 매출을 올려 위를 점할 것으로 예견

166

되고 있다.

Value of Production, % Market Share

2005 - 2014

Eurocopter
10.64%

Bell/Boeing
14.55%

NH Industries
6.31%

Sikorsky

21.43%

Bell

7.43%

Boeing

13.74%

All Others

25.91%

The Total World Rotorcraft Market

2.3

중형항공기

중형항공

중형항

중형

(R egional Transport

R egional Transpor

R egional Transpo

R egional Transp

시장

시

Aircraft)

Aircraft

Aircraf

Aircra

중형항공기 시장은 저가 항공사

들에 의한

(LCCs)

도전으로부터 자사를 보호하려는 메이저 항공사들의

움직임으로 인해 변화를 겪고 있다 저가 항공사들의

빠른 성장은 기존의 메이저 항공사들은 물론 메이저

항공사와 연계된 지역항공사들에게도 큰 위협이 되

고 있다 그러나 이러한 항공운송시장의 변화는 중형

항공기 제작업체들에게는 긍정적 영향을 미치고 있

다 그 이유는 항공운송시장의 허브앤스포크

(hub

시스템으로 인해 지선노선을 운행하는

and spoke)

지역항공사들의 역할이 증대되고 그로 말미암아 중

형항공기 시장이 활기를 띠고 있기 때문이다 우리나

라 역시 최근 한성항공과 제주항공이 잇달아 취항을

하고 있어 이러한 현상을 잘 설명해 주고 있다. 중형

항공기 시장의 변화중 하나는 바로 좌석별 항공기

생산에 변화가 있다는 것이다 과거

인승 급의 중

형 항공기가 시장을 지배해 왔으나 최근 들어서는

인승 급으로 그 추세가 옮겨가고 있으며 향

70-130

후

년간 이러한 추세는 계속 이어질 것으로 전문

가들은 전망하고 있다 이는 전술한 협동형

(

狹胴型

항공기의 증

narrow-body)

가와도 관련이 있는 것

으로 보인다.

이러한 측면에서 볼 때 브라질에

는 최

Embraer社

근 경향에 맞게 그 포지션을 잘 선점하였다고 할 수

있다 이러한 최근 경향에

와

역시 뒤

Airbus

Boeing

질세라

과

모델로 시장공략에 나서고 있

A318

B717

으며

역시 최근

인승 급의 항

Bombardier

110-130

공기 개발에 박차를 가하고 있어 향후 중형항공기 시

장은 더욱더 그 경쟁이 치열할 것으로 예견된다.

년까지 약

여대의 중형항공기가 생산될

2014

3,380

전망이며 이 가운데

가

여대를 생산

Embraer

1,350

社

할 계획이어서 시장점유율

로 위를 점하고 있

40.1%

으며

가

여대로 그 뒤를 이을 것으

Bombardier

1,240

로 전망되고 있다 이를 금액으로 환산하면

Embraer

가

억 달러

가

억 달러에 매

334

, Bombardier

324

社

출을 올릴 것으로 전망되고 있다.

2005 - 2014

2005

2006

2007

2008

2009

2010

2011

2012

2013

2014

Years

100

200

300

400

Units

Up to 19 Pax

20-30 Pax 31-50 Pax

51-75 Pax

76-130 Pax

Unit Production by Passenger Class

The World Market for

Regional Transport Aircraft

1995 - 2014

95 96 97 98 99 00 01 02 03 04 05 06 07 08 09 10 11 12 13 14

Years

100

120

140

Units

Historical and Forecast Unit Production

76-130 Passenger

Regional Transport Aircraft

임창호

항공우주산업기술동향

4/1(2004) pp.3~12

군용기 시장

군용기 시

군용기

군용

2.4

전투기 고등훈련기 시장

전투기 고등훈련기

전투기

2.4.1

2.4.

2.4

미국의 전투기 시장의 경우 과거보다 더 경쟁이 치

열해졌다 그 중앙에는

프로그램과

유럽

F-22

F-35,

의 유로파이터 가 있다

의 경우

대가 생산

‘

’

. F-22

180

될 계획이며 유로파이터의 경우 사우디아라비아에

기존 물량

대를 포함하여

대가 인도 될 예정이

다 최근 첫 선을 보인 록히드 마틴의

의

F-35(JSF)

경우 기존의

이 수행하던 근접항공지원의 역할

A-10

도 수행할 것으로 보여 그 활용가치가 주목되고 있다.

사업은 미국과 영국 이탈리아 네덜란드 터키

F-35

캐나다 호주 덴마크 노르웨이 등이 참여해 오는

년까지 천

억 달러를 들여 스텔스기능을 가

2027

2 765

진

전투기

천

여대를 생산하는 사업으로

F-35

2 590

역대 전투기 개발사업 중 가장 규모가 크다.

한편 프랑스

의 라팔 의 경우 자체 소

Dassault

‘

’

社

요 대수인

대외에 수출활로를 찾기 위해 노력 중

294

에 있다 이를 위해 레이더 기능을 향상시킨 모델을

생산하기도 하였으며 기존 복좌형 모델보다 비교적

저렴한 단좌형 모델로 시장공략에 나서고 있다.

아시아에서는 인도가

의

Dassault

Mirage 2000

社

구입을 계획하고 있어 기존의 미국 전투기에 구매에

대한 견제와 더불어 전력의 증가를 꾀하고 있다 한

편 인도의 힌두스탄 의 경공격기 개발은 다소 지연

社

될 것으로 보이며 고등훈련기

의 면허생

‘BAE Hawk’

산으로 대부분 충당될 것으로 전망되고 있다.

중국은

단좌형을 파키스탄과 공동개발하고

FC-1

있으며 중국에 약

대 파키스탄에 약

대의 획

100

150

득이 있을 것으로 내다보고 있다.

는

대의 그리펜

을 헝가리에 임

Saab

(Gripen)

社

대해 준 것을 시작으로

와 함께 각각

의 지

BAE

50%

분으로 그리펜

의 공동마케팅에 나서고 있다

(Gripen)

현재 대부분의 서방국가들은 현재 주요 기종에 대

한 재정비를 시행하고 있어 이 부문의 시장전망은 낙

관적으로 보는 견해가 많다

년까지 총

대

. 2015

3,865

의 전투기 및 훈련기가 생산될 전망으로 연평균 380

대의 생산이 이루어질 것으로 보인다 이를 금액으로

환산하면 약

억 달러에 달한다 올해는 약

1,559

163

억 달러 상당의 생산이 이루어질 것으로 보이며

년 가장 많은

억 달러 그리고 이후

년

2009

177

2015

에는 약

억 달러의 전투기와 훈련기가 인도될 전

133

망이다.

2006 - 2015

2006

2007

2008

2009

2010

2011

2012

2013

2014

2015

Years

100

200

300

400

500

Units

351

374

373

404

391

398

408

392

393

381

Unit Production

The Total Fighter/Attack/Jet Trainer Market

2006 - 2015

2006

2007

2008

2009

2010

2011

2012

2013

2014

2015

Years

5000

10000

15000

20000

Values (in millions of U.S. FY06 dollars)

16314 17114 16869 17698 16308 15509 15224 13855 13686 13322

Value of Production

The Total Fighter/Attack/Jet Trainer Market

군 수송기 시장

군 수송기

군

2.4.2

2.4.

2.4

군수송기 시장은

년 생산라인이 종료되는

2011

을 비롯하여 다소 증가세를 보일 것으로 전망된

C-17

다 군수송기 시장은 미국의

와

Boeing

Lockheed

社

가 시장을 지배하고 있으나

의

Martin

Airbus

社

의

그리고

의

A400M, EADS CASA

C-295

Alenia社

등도 시장의 약

를 차지하면서 나름의 시

C-27J

32%

장공략에 나서고 있다 특히

의

의 경

Airbus

A400M

임창호

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 3~12

우 미국의

과

의 중간크기로 시장공략에

C-130

C-17

있어 주목을 받고 있다 개발 참여국에서

대 그

180

외 남아프리카에 대와 칠레 대의 주문을 받는 등

점차 시장에서의 인기도를 높여가고 있다.

한편 러시아의 경우 우크라이나와 함께 대형수송

기를 계획하였으나 계획을 바꿔

또는

Tupolev社

를 통해 개발할 것으로 보인다

Ilyushin

社

중형수송기 시장을 보면

의

와

Alenia

C-27J

EADA

의

가 경합을 보일 것으로 전망된다

CASA

C-295

년까지의 생산전망을 보면 총

여대의 군

2014

930

수송기가 생산될 전망이며 이를 금액으로 살펴보면

약

억 달러에 달할 것으로 보인다 시장 점유율을

537

살펴보면

가

로 선두를 지켜 나갈 것

Boeing

37.1%

社

으로 전망되며 그 뒤를

이

Lockheed Martin

24.2%,

순으로 시장을 점할 것으

Airbus 18.9%, CASA 7%

로 전망된다.

2005 - 2014

2005

2006

2007

2008

2009

2010

2011

2012

2013

2014

Years

100

120

Units

Light

Medium

Heavy

Unit Production

The World Market for

Military Transport Aircraft

Value of Production, % Market Share

2005 - 2014

Boeing

37.18%

Kawasaki
2.35%

Airbus
18.93%

Lockheed Martin

24.28%

CASA
7.04%

Alenia
6.47%

All Others

3.76%

The World Market for

Military Transport Aircraft

비즈니스기 시장

비즈니스기 시

비즈니스기

비즈니스

2.5

비즈니스 제트기 시장은

년도를 저점으로 꾸

2003

준한 성장의 모습을 보여주고 있다 많은 기업들이

새로운 기종을 선보이거나 기존 모델의 개량형을 선

보임으로써 시장확장에 노력을 아끼지 않고 있다 심

지어 시장에 뛰어들고 있지 않은 기업들 마저도 새로

운 모델을 통한 시장참여를 시도하고 있다.

1996 - 2015

Years

200

400

600

800

1,000

1,200

1,400

1,600

Units

Historical and Forecast Unit Production

The Market for Business Jet Aircraft

그러나 무엇보다도 가장 주목받고 있는 시장은 바

로

세분시장이다 이 시장은 향

VLJ(Very Light Jet)

후

동안 매우 빠르게 성장해 나갈 것으로 전망되

고 있다 그러나 이러한 성장에는 이를 뒷받침할 제

도적인 요건이 마련되어야 하는데

에 기반한

VLJ

Air

서비스의 활성화 그리고 이를 필요로 하는 수

Taxi

요 즉 직항노선

고객수요가 그것이

(point-to-point)

다

전망자료에 따르면

년까지 생

. Forecast

2015

社

산될

대중에

생산물량이

을 차지할

12,630

VLJ

1/3

것으로 보고 있을 정도로 그 성장이 주목받고 있다.

이는 이제 비즈니스기가 더 이상 대기업

나 유

CEO

명 연예인이나 누리는 호화 항공여정이 아님을 증명

하는 것이라 하겠다 비즈니스기 시장은 소유자가 직

접 조정을 하는 아주 영세한 규모에서부터 소규모의

전세항공사 그리고 정기노선운항사에 이르기까지 매

우 다양한 형태의 운용을 보이고 있어 기존에 허브

‘

앤 스포크

시스템에서 수용하지 못

(hub and spoke)

하는 고객의 니즈

를 충족시키고 있어 발전의

(needs)

가능성을 더욱 넓혀가고 있는 상황이다.

임창호

항공우주산업기술동향

4/1(2004) pp.3~12

생산 전망을 보면

년까지 총

여대의

2015

12,630

비즈니스기 생산될 것으로 보이며 이를 금액으로 환

산하면 약

억 달러에 달한다

년부터

1,587

. 1996

년까지 생산된 비즈니스기가 약

대로 지

2005

6,000

난

년간 생산된 수의 두 배가 넘는 수치이다 올 해

는 약

여대가 생산될 것으로 전망되고 있다 기업

860

들의 생산대수에 따른 시장점유율을 보면

가

Cessna

대의 항공기를 생산할 것으로 보여

의 시

3,314

26.2%

장점유율로 선두를 그리고

의 강자

가

VLJ

Eclipse

로 위를 그리고 그 뒤를

가 따르

17.6%

Bombardier

고 있다 그러나 금액 면으로 살펴보면 상황은 달라진

다

가

억 달러로

를 점유하여

. Bombardier

388

24.5%

선두를

이

억 달러로

를 차지

, Gulfstream

337

21.2%

하여

위를 점할 것으로 보이며 그 뒤를

Cessna,

등이 순위를 잇고 있다

Dassult

社

2006 - 2015

2006

2007

2008

2009

2010

2011

2012

2013

2014

2015

Years

200

400

600

800

1,000

1,200

1,400

1,600

Units

863

991

1,048

1,179

1,268

1,344

1,424

1,495

1,525

1,492

Unit Production

The Market for Business Jet Aircraft

2006 - 2015

2006

2007

2008

2009

2010

2011

2012

2013

2014

2015

Years

5000

10000

15000

20000

Values (in millions of U.S. FY06 dollars)

14218 15733 15856 15729 15886 15880 15908 16370 16513 16630

Value of Production

The Market for Business Jet Aircraft

일반항공

시장

일반항공

시

일반항공

일반항

2.6

(General Aviation)

2.6

(General Aviation

2.6

(General Aviatio

2.6

(General Aviati

미국의 일반항공 제작사 협회

의 보고에

(GAMA)

따르면4) 지난해 피스톤엔진과 터보프롭 엔진의 일

반항공기

기의 생산이 증가하였다

(general aviation)

년

대

년

대에 이어 지난해에

2003

2,168 , 2004

2,372

는

대로 꾸준한 증가세를 이어가고 있다 올

2,830

분기 피스톤 엔진의 생산대수를 보면

대로

1/4

597

년 같은 기간에 생산된

대 보다도 많다 반

2005

432

면 터보프롭엔진의 항공기는

년

분기

대

2005

1/4

로 올

분기

대와 비교하여 볼 때 같은 수준을

1/4

유지하고 있다.

일반항공 시장은 경제에 영향을 받아 경기가 좋

지 않은 때에는 생산에 영향을 받으나 그렇다고 경

기가 좋아지면 다시 생산이 증가하는 것은 아니다.

다시말해 경기상황에 따른 충분조건은 되나 필요

조건은 아닌 것이다 즉 경제상황 이외의 요인에 의

해 시장이 좌우된다 하겠다 일반적으로 전문가들

은 항공기의 성능에 현격한 개량을 가져오는 기술

과 디자인 등에 보다 좌우되는 것으로 보고 있다.

일반항공의 경우 정기 또는 부정기 운항사에서 운

항되는 중대형 항공기의 수요층과 고급화와 실용성

을 추구하는 비즈니스기의 수요층과는 다소 차별화

된 수요층을 형성하고 있기 때문이다 일반항공의

경우 개인소유의 항공운항과 항공교육을 위한 대

학 그리고 민간의 항공학원 등이 주 소요계층이기

때문이다 따라서 혁신적인 기술과 디자인 그리고

엔진이 개발되어 항공기에 적용되면 그에 따른 훈

련의 필요성으로 신기술이 적용된 항공기의 생산이

증가하게 되는 것이다.

미국의

는

마력의 항공용

DeltaHawk

160-200

社

디젤엔진 인증을 추진한데 이어

마력의

300-420

엔진의 인증을 계획하는 등 항공기 엔진 개발에 역량

을 결집하고 있다 실제 독일의 항공기 엔진제작사인

는 약

개의 디젤엔진을 제작

Thielert

500

Cessna

社

의

기종에 장착하엿

172, Piper

PA28, Robin 135

社

다 미국 기업의 이러한 개발 노력은 유럽 기업들에

게는 위협요인으로 작용하고 있다.

년까지 향후

년간의 생산전망을 살펴보면

2015

약

여대의 일반항공기

가 생산될 것으로

26,620

(GA)

년 자료로부터 재인용

Forecast 2006

임창호

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 3~12

보이며 이를 금액으로 환산하면 약

억 달러에 달

183

할 것으로 전망되고 있다 년도별 추이를 살펴보면

년

대로 정점을 이루다 이후 점차 감소하

2007

3,070

는 양상을 보일 것으로 전망되고 있다.

2006 - 2015

2006

2007

2008

2009

2010

2011

2012

2013

2014

2015

Years

500

1,000

1,500

2,000

2,500

3,000

3,500

Units

2,971

3,070

2,990

2,867

2,677

2,625

2,469

2,337

2,358

2,261

Unit Production

General Aviation Aircraft Market

2006 - 2015

2006

2007

2008

2009

2010

2011

2012

2013

2014

2015

Years

500

1000

1500

2000

2500

Values (in millions of U.S. FY06 dollars)

2031.9 2095.6 2039.8 1993.3 1807.5 1788.6 1705.1 1624.7 1595.7 1598.7

Value of Production

General Aviation Aircraft Market

이를 업체별 생산대수로 분석해 보면

가

Cessna社

시장 점유율로 선두를

이

26.6%

, Cirrus Design

로

위를

그리고

22.3%

Diamond Aircraft社가

로 그 뒤를 잇고 있다 그러나 금액면으로 따져

12.7%

보면 다소 차이가 있다 금액으로 보면

Raytheon社

가 20.4%, Cessna 14%, Pilatus 11.8%, Piaggio

9.9%, Cirrus Design 9.3% 순으로 시장을 점유할

것으로 전망되고 있다.

Unit Production, % Market Share

2006 - 2015

General Aviation Aircraft Market

Cessna

26.57%

Piper
6.43%

Diamond
12.65%

Raytheon
5.87%

Cirrus Design

22.33%

Columbia

3.84%

All Others

22.31%

Value of Production, % Market Share

2006 - 2015

General Aviation Aircraft Market

Raytheon

20.45%

Cessna
14.05%

Piper
6.80%

Cirrus Design
9.35%

Socata
7.03%

All Others

14.74%

Diamond

5.82%

Pilatus

11.78%

Piaggio

9.96%

무인기 시장

무인기 시

무인기

무인

2.7

년

사건이후 무인기 시장은 그 어느 시

2001

9.11

장보다도 빠른 성장을 거듭해 오고 있다 지난

년

보스니아 전쟁에서 본격적인 활용을 선보인 이후 10

년 남짓한 기간 동안 놀라운 발전을 이뤄가고 있다.

이 과정에서 미국은 수십억 달러를 투자하여 무인기

개발을 주도해 나가고 있다 미국만큼은 아니더라고

유럽과 이스라엘 그리고 아시아 국가들이 역시 무인

기 개발에 많은 노력과 투자를 아끼고 않고 있다 특

히 최근에는 무인전투기

의 등장으로 공군력

(UCAV)

의 변화를 가져오고 있다 그 예로 영국은 만 천명

4 8

의 공군을 만 천명으로 감축을 계획하고 있는데 그

4 1

배경에는 무인전투기

로의 대체가 큰 몫을

(UCAV)

한 것으로 분석되고 있다 즉 인

력은 감축하되 첨단

임창호

항공우주산업기술동향

4/1(2004) pp.3~12

의 항공기로 그 전력을 대체한다는 계획인 것이다.

무인기 시장의

는 미국 기업들이 차지하고 있

50%

다 그 선두에는 글로벌 호크 의

‘

Northrop Grumman

와 프레데터 의

가 있다 이러

General Atomics

社

한 미국기업들의 성장에는 군의 수요가 뒷받침 해주

고 있다 무인기는 휴대를 하여 전술적으로 활용하는

무인기에서 고고도 장기 체공형 전략무인기(HALE)

에 이르기까지 매우 다양하다 향후

년간 약

억

달러 상당의 물량이 인도될 계획이다.

미국의 Northrop Grumman社는 공격적인

시

UAV

스템 판매로 선두자리를 유지해 나가고 있으며

년까

2020

지 약

기에서

기의 무인기를 생산할 전망이다

240

330

Northrop Grumman社는 미 공군에 약

기의 글로벌

‘

호크 를 인도할 계획이다 한편

와의 전략적 제휴로

’

EADS

유럽에서의 판매를 희망하고 있으며 영국은 물론 캐나다

와 일본 등도 도입을 희망하고 있어 앞으로 더욱 시장을

확장해 나갈 것으로 보인다 한편 또 다른 주요 기업인

General Atomics社의 프레데터 는 현재까지 가장 성공

‘

’

한 전술무인기로 평가받고 있다 현재 미 공군은 개 비행

대대

기의 프레데터 를 운영중이나 향후 총

기의 시

, 12

‘

’

스템을 운영할 계획이다.5)

는 앞으로도 더 개량된 프레

General Atomics

‘

社

데터 를 개발하여 글로벌 호크 에 버금가는 무인기

’

‘

’

를 개발해 낼 계획이나 두 회사가 같은 급의 무인기

로 세분시장에서 경쟁할 것으로 보이지 않는다.

유럽시장의 경우

가 프랑스의 지원 하에

, EADS

와 함께 전략무인기와 무인전투기를 공

Dassault社

동으로 개발하기로 하여 개발에 박차를 가하고 있다.

특히 무인전투기 개발에는 이태리 그리스 스페인

스위스 등도 참여하고 있어 유럽의 무인기 획득에 대

한 노력을 보여주고 있다

는 향후

년간

. EADS

100

억 유로를 판매해 무인기 시장의

를 점한다

10-15%

는 계획이다.

무인기 시장의 또 다른 큰 축인 이스라엘은 이미

년대부터 시리와의 전쟁에서 무인기의 잠재적 중

1980

요성을 깨닫고 개발을 선도해오고 있는 국가이다 이

스라엘은 다양한 무인기를 개발하여 전 세계

여개

국가에 판매하고 있다 이스라엘기업으로는

Pioneer,

Searcher, Ranger and Hunter로 유명한

와

IAI社

시리즈로 유명한

가 대표적

Hermes

Elbit社

인 기업으

년 분기 분석자료

Forecast

2006

社

로

등과의 제휴를 통해 공격적인 시

Boeing, EADS

장공략에 나서고 있다.

무인기 시장에 대한

의 전망에 따르면

Forecast社

년까지

여대 무인기가 생산될 전망으로

2014

13,000

올해 가장 많은 무인기가 생산되다

년 저점을 지

2012

나

년부터는 생산이 다시 증가할 것으로 전망하

2013

고 있다 그러나 금액면에서 살펴보면

년부터

2010

년까지 가장 많은 생산판매액을 기록할 것으로

2012

보여 고가의 무인기가 생산될 것으로 보인다.

결 론

결

지난

사건 이후 세계항공 산업은 다소 침체된

9.11

양상을 보였으나 최근 새로운 항공기의 출현은 기존

500

1000

1500

2000

The M arket for UAV Reconn Sys tems V alue of

The M arket for UAV Reconn Sys tems V alue o

The M arket for UAV Reconn Sys tems V alue

Production 2005-2014

Production 2005-201

Production 2005-20

Production 2005-2

value 982.2 958.5

1165

1374

1483

1646

1700

1539

1396

1397

2005

2006

2007

2008

2009

2010

2011

2012

2013

2014

Vaules(in millions of U.S dollars

500

1,000

1,500

2,000

2,500

Units

T h e M a r ke t for UAV R e c on n S y s te m Un it of

T h e M a r ke t for UAV R e c on n S y s te m Un it o

T h e M a r ke t for UAV R e c on n S y s te m Un it

P r o du c tion 2005-2014

P r o du c tion 2005-201

P r o du c tion 2005-20

P r o du c tion 2005-2

Units 2,240 2,348 1,466 1,575 1,240 915

632

621 1,166 1,424

2005

2006

2007

2008

2009

2010

2011

2012

2013

2014

U n i t s

U n i t

U n i

U n

임창호

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 3~12

항공기의 퇴출을 가져오고 있으며 이는 곧 항공운송

산업과 연계되어 역동적 환경변화를 만들어가 가고

있다 미국의

가 첫 선을 보이면서 차세대 전투

F-35

기의 새장을 열어가고 있으며

과 같은 대형

A-380

민간항공기의 개발은 항공운송 시장의 변화를 몰고

오고 있다 또한 현대의 다양한 항공 수요층은 개인

용 소형제트기

와 같은 새로운 틈새시장을 형성

VLJ

해 가고 있다 여기에 첨단의 무인기가 더해져 미래

군사력 변화는 물론 민간의 새로운 활용을 개척해

가고 있다. 군용기 시장에서는 차세대 첨단 항공기

개발과 양산이 그리고 민간항공기 시장은 특정 세

분시장

의 주도적 개발과 양산보

(market segment)

다는 비즈니스 환경의 변화와 고객층의 다양화로

인해 각 시장의 고객 니즈

에 부합되는 다양

(needs)

한 항공기 개발과 양산이 이루어질 전망이다.

세계의 항공기 개발은 이제 변화하는 산업환경과

시장환경 속에 역동적 변화를 이루어 가고 있다 이

러한 변화의 핵심이 되는 기술력 그 기술력의 확보

가 내일의 우리 항공기 산업을 좌우하게 될 것이다.

단순히 선진 기술의 확보와 습득이 아닌 미래 사회와

시장의 요구를 정확히 읽는 기술개발일 때 변화의

한 가운데서 그 변화를 주도해 나갈 수 있을 것이다.

참고문헌

참고문

참고

참

1. Aviation Week, Source book 2006.

전망자료

자료

2. Forecast International

2005, 2006

자료

3. Forecast International news

4. NASA, "R&D for Air transportation system

innovation", 2003

5. NASA, “Aero-space enterprise national general

aviation roadmap"

6. National Consortium for Aviation Mobility, "Small

Aircraft Transportation system program"

우주분야 연구개발과 산업동향

글

최수미

글 /

csmi@kari.re.kr

한국항공우주연구원 정책협력부 정책개발팀

초 록

초

미국이 우주개발의 방향을 우주탐사로 변경하면서 중국 및 인도 일본 등 주요 우주개발 국가들은 우주탐사

분야의 국제협력을 위하여 발 빠른 움직임을 보이고 있으며 이러한 우주개발의 큰 방향전환과 더불어 세계의

우주산업도 인수와 합병을 통한 산업재편으로 분주한 상태이다 이와 더불어 인공위성과 우주발사체 제작산

업이 주도하던 우주산업은 위성을 이용한 서비스시장의 급격한 성장으로 여러 가지 새로운 국면을 맞게 되었

다 특히 산업의 수익구조면에서 위성 서비스 시장의 영업이익이

수준에 이르며 제작산업의 수요

70%~80%

를 좌지우지하는 고객으로 자리 잡게 되었고 그 여파의 하나로 제작산업체의 인수와 합병을 불러오기도 하였

다 이와 같은 우주분야의 연구개발과 산업의 움직임에 대한 전체적인 조망을 위하여 주요 우주개발 국가의

정부예산과 연구개발 동향 그리고 우주산업의 현황과 미래 우리나라의 우주산업과 우주개발 관련 최근의 정

책 변화 및 연구개발 동향을 분석해 본다.

주제어 우주산업 우주개발예산 한국우주산업 한국의 우주개발

서 론

서

미국이 우주개발의 방향을 우주탐사로 변경하면서

전 세계의 주요 우주개발 국가들은 분주하게 우주탐사

참여의 기회를 찾기 시작했다 국제우주정거장

(ISS)

사업을 통해 우주분야 국제협력과 글로벌 리더십을 실

현하고자 했던 미국의 의지는 우주왕복선 콜롬비아호

의 참사로 실현가능성이 희박해 졌으며 미국은 이를

만회하고자

년 월 신 우주탐사 비전 을 발표하

2004

‘

’

면서 우주개발 정책을 우주탐사로 선회하기에 이르렀

고 최근의 몇몇 사례는 미국의 우주탐사 국제협력을

통한 우주분야 글로벌 리더십의 강화에 대한 의지가

조금씩 실현되어가고 있음을 증명하고 있다.

최근 친디아

로 불리며 첨단기술을 바탕

(Chindia)

으로 한 신흥 경제대국으로 부상하고 있는 중국과

인도는 미국과의 우주탐사 분야 협력에 대한 의지를

표명한 바 있다 인도는

달 탐사 무인우주선 찬드라

‘

얀

호 의 제작을 위해 미국 항공우주국

과

1 ’

(NASA)

협력하기로 올해 월 중순 합의하였으며 중국도 내

년 월 예정되어 있는 달 탐사위성의 발사를 미국과

의 협력 하에 진행하는 것을 검토 중에 있다.

이와 같은 우주개발의 패러다임 변동과 함께 우주

산업의 구조적인 변화도 나타나고 있다

년대

. 1990

에서

년대를 지나오면서 나타났던 항공산업계

2000

의 인수와 합병을 통한 거대기업화 현상과 비슷하게

우주분야도 유럽을 중심으로 하여 주요 산업체간의

인수와 합병이 활발하게 진행되고 있다.

제 절에서는 유례없는 증가세를 보이고 있는 주요

국 정부의 우주개발 예산과 우주탐사를 포함하는 연

구개발 동향을 그리고 제 절에서는 인공위성 발사

체 위성서비스 시장으로 구분하여 변동기를 겪고

있는 우주산업시장의 현재와 미래를 마지막 절에서

는 국내 우주산업 현황과 우주개발중장기기본계획의

수정 및 우주개발진흥법 시행령 시행규칙의제정 국

항공우주산업기술동향 권 호

항공우주산업기술동향 권

항공우주산업기술동향

항공우주산업기술동

4 1

(2006) pp. 13~22

4 1

(2006) pp. 13~2

4 1

(2006) pp. 13~

4 1

(2006) pp. 13

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/lib/index.ht

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에서 보실 수 있습니다

에서 보실 수 있습니

에서 보실 수 있습

에서 보실 수 있

산업동향

산업동

산업

산

최수미

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 13~22

가 위성항법시스템 종합발전 기본계획 수립 등 최근

의 우리나라 우주개발 관련 정부정책 동향 그리고

우주개발프로그램의 진행상황에 대한 개괄적인 내용

을 살펴보도록 하겠다.

주요국 정부의 우주개발 예산과

주요국 정부의 우주개발 예산

주요국 정부의 우주개발 예

주요국 정부의 우주개발

연구개발 동향

연구개발 동

연구개발

연구개

단 위

백만 달러

단 위

백만 달

단 위

백만

단 위

백

2000

200

2001

200

2002

200

2003

200

2004

200

미국

민수
군수

27,462

27,46

27,4

27,

13,562
13,900

28,194

28,19

28,1

28,

14,194
14,000

30,671

30,67

30,6

30,

14,921
15,750

32,882

32,88

32,8

32,

15,382
17,500

34,495

34,49

34,4

34,

15,870
18,625

일본

민수

2,504

2,50

2,5

2,155

2,15

2,1

2,180

2,18

2,1

2,257

2,25

2,2

2,512

2,51

2,5

프랑스

민수

군수

1,563

1,56

1,5

1,
1,240

323

1,527

1,52

1,5

1,
1,154

373

1,702

1,70

1,7

1,
1,278

424

1,919

1,91

1,9

1,
1,472

492

2,099

2,09

2,0

2,
1,605

493

이태리

민수

군수

725

575

150

781

706

841

811

965

922

904

846

독일

민수

군수

640

612

641

614

703

674

816

782

839

803

인도

민수

425

406

449

489

608

러시아

민수

군수

279

169

110

303

195

108

427

310

116

486

298

188

676

476

200

영국

민수
군수

369

269
100

344

244
100

286

241

555

306
246

545

278
267

캐나다

민수

215

217

220

201

241

스페인

민수

군수

140

119

131

111

150

120

177

147

229

199

벨기에

민수
군수

159

149

173

146

171

157

219

189

238

208

한국

민수

100

113

126

141

중국

민수

103

111

120

128

네덜란드

민수

121

110

스위스

민수

100

스웨덴

민수

대만

민수

우크라이나

민수

브라질

민수

오스트리아

민수

핀란드

민수

덴마크

민수

아르헨티나

민수

노르웨이

민수

말레이시아

민수

n.a.

n.a

n.a.

n.a

아일랜드

민수

포르투갈

민수

호주

민수

이스라엘

민수

군수

자료 : Euroconsult, 2005

우주개발 예산

우주개발 예

우주개발

우주개

2.1

년 말 현재 정부지출 우주개발 예산은 총

2004

십억 달러로

년 전과 비교해

억 이상

46.85

100

증가했으며

년 대비

억 달러 증가하였다

, 2003

330

미국이

년 대비 군수분야 예산을

억 달러

2003

160

늘린 것이 가장 큰 영향을 미친 것으로 보인다.

미국의 우주개발 예산이 민수 및 군수분야를 통틀

최수미

항공우주산업기술동향

4/1(2006) pp. 13~22

어 총

억 달러로 전 세계 우주개발 예산의

345

75%

를 차지하고 있으며 프랑스와 일본이

억 달러 정

도의 예산을 지출하고 있다.

독일 인도 러시아와 영국은 억 달러 정도의 우

주개발 예산을 지출하고 있으며 캐나다 스페인 벨

기에 한국 중국 네덜란드 그리고 스위스가 억 달

러 이상 그리고 나머지

개국이 수천만 달러 정도

를 지출하고 있다.

민수분야 우주프로그램을 위한

년도 예산은

2004

총

십억 달러로 전년 대비

억 달러가 증가

26.98

했으며 주로 미국과 아시아 국가들의 예산증가에 기

인한다 군수분야 예산도 최근 년간

이상 증가

했으며

년 현재

억 달러에 달한다

2004

199

민수분야 우주개발 예산은 앞으로도 현재의 성장

세를 유지할 것으로 보이며

년경까지 약

2013

350~

억 달러 수준의 예산지출이 지속될 것으로 보인

360

다 민수분야 예산지출에 큰 변동이 없을 것으로 추

정되는 이유는 대부분 국가가 안정적인 재정상태를

유지하고 있으며 각국 정부도 지금의 우주분야 투자

정책을 유지할 것으로 보이기 때문이다 정부의 우주

개발 예산증가는 달러화 가치의 변동으로 환산과정

에서 과잉 추정된 면이 있지만 이 점을 보완하여 추

정하더라도 앞으로 매년

의 증가세를 보일

2%~4%

것으로 기대된다.

군수분야는 현재 미국의 군수분야 예산 지출의

증가가 있지만 곧 종료되는 미 국방부 프로젝트들

로 예산지출이 점차 감소할 것으로 전망되며, 2013

년경에는 약

억 달러 수준이 될 것으로 보

270~310

인다.

연구개발 동향

연구개발 동

연구개발

연구개

2.2

최근에는 인도와 중국 우주개발 프로그램의 팽창

이 가장 큰 이슈로 등장하고 있다 두 국가 모두 자신

의 위치를 독립적인 우주개발국임과 동시에 기존 우

주개발국 및 신생 참여국들을 이끌어가는 파트너로

설정하고 있다.

두 국가 모두 우주개발 시작

년 후에 벌써 초기

투자대비 배 이상 예산을 확대하였으며 인도는 이

미 우주개발 예산 투자규모에서 세계 위를 차지하

고 있다 인도의

대비 예산이

년

GDP

0.093%(2004

말 기준 로 이는 세계에서 세 번째로 높은 수준이다

)

미국

러시아

프랑스

(

0.139%,

0.096%,

0.082%,

년 말 기준 민수우주개발 예산 기준

중국의

2004

우주개발 관련 자료는 공개되고 있지 않은 실정이

나 중국항천국

과 유인우주비행 프로그램

(CNSA)

의 예산이 대략

억 달러에 이르는 것으로 추정되

고 있다.

두 국가 모두 위성과 발사체 개발에 많은 노력을

기울이고 있으나 최근에는 우주과학과 우주탐사

에도 참여하고 있다 기존의 독자적인 우주개발과

달리 우주과학과 우주탐사 분야에서는 국제협력을

통한 공동개발을 모색하고 있는 점도 눈여겨 볼만

하다.

세계 우주분야 연구개발 비중의

를 차지하는

95%

미국과 유럽 일본과 인도만을 고려했을 때 민수

우주분야의 투자는 여전히 최종 사용자들에게 직접

적인 혜택을 제공할 수 있는 우주응용 분야가 가장

높다 미국을 고려대상에서 제외한 경우임

응용분

(

야 투자가

로 가장 높고 그 다음이 우주과학과

44%

우주탐사

발사체

기술연구

로 분석

27%,

22%,

된다. 여기에 미국을 포함하는 경우 우주과학 및 우

주탐사가

로 가장 높으며 그 다음은 역시 응용

66%

분야가

로 위를 차지한다

24%

와 기타 정부기관

* NASA, NOAA

(DoE, DoC, NSF...)

과 국내 프로그램들

** ESA, Eumetsat

군사프로그램 포함

***

자료 : Euroconsult, 2005

최수미

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 13~22

주요국 우주개발 투자의 우선순위가 우주응용에

집중되어 있는 상황에서 미국은 우주탐사계획을 발

표했다 미국의 우주탐사계획 발표는 연쇄적으로 다

른 국가들의 우주탐사에 대한 참여와 정책적인 고려

를 불러오게 되었다 그러나 미국은 여전히 예산조

달이나 프로그램의 수행 비용 등 해결해야 할 문제

를 안고 있다 국제협력을 통하여 우주탐사 분야의

글로벌 리더십을 발휘하고 강화하고자 하는 미국의

의지가 실현되기 위해서는 우선 비용을 기꺼이 분담

하고 혜택을 공유하고자 하는 정당성이 확보되어야

할 것이며 협력의 형태에 대한 밑그림도 제시되어

야 할 것이다.

1 통신 측위 지구관측 기상 포함

2 우주과학 유인비행 및 우주왕복선 미세중력 포함

자료 : Euroconsult, 2005

를

2.3 PPP(Public-Private Partnership)

2.3 PPP(Public-Private Partnership

2.3 PPP(Public-Private Partnershi

2.3 PPP(Public-Private Partnersh

통한 우주개발 예산의 조달

통한 우주개발 예산의 조

통한 우주개발 예산의

통한 우주개발 예산

최근 우주개발의 수행을 위해 정부가 조달해야

하는 예산규모가 점점 커지면서 공공 민간 파트너

십이라는 새로운 형태의 협력이 정부자금 부족을

해결하는 하나의 대안으로 제시되고 있다.

정부기관은 민간 사업자와 디자인의 전체 혹은

일부를 위임하는 계약을 맺거나 제작 서비스 인프

라의 운영과 자금조달에 대한 계약을 맺는 형태를

취한다 이는 장기간의 계약을 통한 책임분담을 실

현하는 방법으로서 정부가 어느 정도까지 통제할

것인가에 따라 영업허가 리스 조인트 벤처

, PFI

(Private Finance Initiative)1) 등의 여러 가지 형

태로 구분할 수 있다.

는 정부와 민간자금의 관계를 급격하게 변화시

PPP

켰다 사적인 자금은 이중용도의 시스템뿐만 아니라

군용 통신위성과 같은 순수 정부 위성 프로젝트에 사

용되어졌으며

년에는 총 개의 우주분야 프로젝

, 2004

트가

형태로 수행되어진 것으로 보고되고 있다

PPP

정부는

를 통해 민간분야의 선진 관리기술을

PPP

이용하고 그들에게 비용을 직접 관리하도록 함으로

써 궁극적으로 전체 비용을 절감하는 장점을 얻을

수 있다.

특히

방식은 군수용 통신 프로그램에 적

PFI

합하여 현재 진행 중인 영국의

와 스페

Skynet 5

인의

프로젝트에 도입되

SpainSat/XTAR-Eur

었다 위성시스템의 소유와 운영이 군이 통제해

야 하는 핵심 사항이 아니라는 판단과 함께 도

입된

방식은 시스템 구축에 필요한 예산을

PFI

절감하는데 크게 기여하였으며 군의 위치를 민

간 서비스업자의 고객으로 재설정하도록 하였

다 유럽의 다수 군 기관에서는 현재 진행 중인

방식의 성공여부에 따라 향후 수행할

PFI

프로

젝트 독일의

와 프랑스의

Satcom BW

Syracuse

등 에 적용할 계획이다 일본에서도 이동통신

과 항법을 위한 준천정위성

기의 제작을 위해

억 달러 규모의 사업에 정부와 민간이

씩

50%

의 지분을 갖는

를 도입하였다 다음의 표는

PPP

년 말 현재 진행되고 있는

형태의 프로

2005

PPP

젝트들이다.

는 공공주체가 계약을 통해 민간 사업자의 자산을 이

PFI
용하여 서비스를 제공받고 그에 대한 대가를 지불하는 형
태로 간단히 정의할 수 있다.

최수미

항공우주산업기술동향

4/1(2006) pp. 13~22

프로젝트

프로젝

프로

프

국가명

국가

국

(

)

(

파트너

파트

파

임무

임

위성수

위성

위

민간자금

민간자

민간

민

총시스템

총시스

총시

총

(

비용

비

)

협력

협
형태

형

수행 중인 프로젝트

TerraSar

독일

(

)

DLR/EADS
Astrium

민수
관측

20%

($160 M)

shared

develop

-ment

RapidEye

독일

(

)

DLR/Landers/
RapidEye AG

민수
관측

n.a.

SpainSat

스페인

(

)

Spanish MoD/
Hispsat,
EADS Casa
etc

군 통신

70%

($150 M)

Joint

venture

(Hisdesat)

XTAR-Eur

스페인

(

)

Hisdesat/Loral

군 통신

13.2%

($150 M)

Joint

venture

(XTAR)

Skynet 5

영국

(

)

UK MoD/
Paradigm
Secure
Communications
(EADS)

군 통신

또는

100%

($4 B)

PFI

Galileo

유럽연합

(

)

EC/ESA/Private
and Public
Partners

네비게

이션

+/-50%

($4 B)

Concession

Quasi-Zenith

일본

(

)

Government of
Japan/Advanced
Space Business
Corp.

이동

통신/

네비게

이션

+/-50%

($1.77 B)

미정

검토 중인 프로젝트

Satcom BW

독일

(

)

German MoD/
Private partner

군 통신 미정

100%

PFI

Syracuse 3C

프랑스

(

)

French
Procurement
Agency(DGA)/
Private partner

군 통신

100%

PFI

자료 : Euroconsult, 2005

우주산업 동향

우주산업 동

우주산업

우주산

년대에서

년대를 지나오면서 나타났던 항

1990

2000

공 산업계의 인수와 합병을 통한 거대기업화 현상과 비

슷하게 우주분야도 유럽을 중심으로 하여 주요 산업체

간의 합병이 활발하게 진행되고 있다 가장 최근의 합병

사례로는 알카텔 스페이스 알레니아사(Alcatel Space

와 탈레스 그룹

의 합병을 들 수

Alenia)

(Thales Group)

있다2).

년도 세계 우주산업의 매출은 약

억 달러

2004

972

이며

년 대비

의 성장률을 보였다 위성제

, 2003

작 위성서비스 및 지상장비 분야의 매출은 증가한

반면 발사체분야는 지속적인 매출감소 추세를 보이

고 있다 위성서비스 분야는

년 전체 우주분야

1996

매출의

정도였으나

년 현재 총

비중

42%

2004

60%

을 차지하고 있다.

이러한 현상은 우주분야 위성제작산업의 공급과

잉으로 인한 경쟁의 심화에서 그 원인을 찾아볼 수

있다 이에 덧붙여 위성서비스업이 영억이익률

70%

기준 를 기록하며 우주산업 분

~80%(2001~2002

)

야의 최강자로 부상하면서 위성제작업체에 끼치는

영향력이 상당히 커졌다 위성수주의 주 고객인 위성

서비스업체들은 위성조달 시 까다로운 요구 조건을

제시하고 위성가격을 낮추도록 요구하는 등 위성제

작산업 위축에 큰 영향을 미치고 있다.

단위 십억 달러

(

)

는

년

월

일

Alcatel Alenia Space(AAS)

2005

Alcatel

와

가 합병되면서 설립되었으며 유럽

Space

Alenia Spazio

최대 규모의 위성제작 업체가 되었다

는

년 월

. AAS

2006

일

에게 소요지분의

를 매각하면서 다

Thales Group

33%

시 합병되었으며 현재 기업명칭 변경이 진행 중에 있다

자료 : Futron Corp., 2005

최수미

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 13~22

인공위성

인공위

인공

인

3.1

위성제작 산업은

년 말 현재 약

억 달러

2004

102

의 매출규모를 보이고 있으며 전년 대비

성장하

였다 위성제작산업에서 큰 비중을 차지하던 미국의

매출이 전년대비

이상 하락하였으며 이는 주문

15%

량 감소와 정부지출의 삭감 때문이다.

단위 십억 달러

(

)

자료 : 2004 Satel ite Industry Statistics, 2005

년에 궤도에 올려진 위성은 총

대로

대

2005

, 20

는 상업용이었으며 나머지

대는 정부공공 용도

우주과학 및 비영리 용도의 위성이었다.

상업용 위성

상업용 위

상업용

상업

비상업용 위성

비상업용 위

비상업용

비상업

합 계 비율

합 계 비

합 계

합

(

)

(

미국

12(16%)

러시아

40(53%)

유럽

10(13%)

중국

5(7%)

다국적

4(5%)

인도

2(3%)

일본

2(3%)

합 계

75(100%)

자료 : FAA, 2006

자료

를 기초로 최근 정보를 반영하여 수정함

: Joseph H. Saleh(2005)

최수미

항공우주산업기술동향

4/1(2006) pp. 13~22

우주발사체

우주발사

우주발

우주

3.2

발사체 산업은

년 말 현재 약

억 달러 규모

2004

의 매출을 기록했으며 상업용 발사를 통한 매출은

약

억 달러 정도이다

10.2

단위 십억 달러

(

)

자료 : 2004 Satel ite Industry Statistics, 2005

년에 발사된 우주발사체는 총

대로 상

2005

업용이

대 비상업용이

대이다 상업용 발사

18 ,

를 통한 매출은 약

억 달러이며

년 대비

, 2004

정도 증가하였다 국가별로는 미국이

백

20%

만 달러 유럽이

백만 달러 러시아가

백

490

350

만 달러

가

백만 달러이다

, Sea Launch

280

상업용 발사

상업용

상업

상

비상업용 발사

비상업용 발

비상업용

비상

합 계

합

미국

러시아

유럽

중국

다국적

인도

일본

합 계

자료 : FAA, 2006

우주발사체 시장에서 가장 큰 비중을 차지하던 미

국은 러시아와 같이 낮은 가격에 높은 발사 성공률을

자랑하는 발사체 제공자의 등장으로 시장점유율을

점차 잃어가고 있다 미국 항공우주 산업의 양대 축인

보잉과 록히드 마틴은 발사체 사업의 수익성 악화로

인하여

년 월 초

2005

the United Launch Alliance

라는 조인트 벤처 설립을 발표하였다 발사체 사업의

수익성 악화로 인한 고민은 유럽도 마찬가지 상황이

며 아리안 스페이스도

년도 아리안 의 성능향

2002

상 모델인 아리안

의 실패 이후로

의 제정

5 ECA

ESA

보조를 받고 있는 상태이다.

자료 : The Declining U.S. Role in the Commercial Launch

Industry, 2005

년

월에 발표된

의 상업우주수송부

2005

FAA

(Office of Commercial Space Transportation:

AST)와 상업우주수송자문위원회 (the Commercial

Space Transportation Advisory Committee:

의 전망자료에 따르면

년

COMSTAC)

, 2005 ~2014

까지 중대형 발사체의 발사서비스 수요는 평균

회

18.9

정도이다.

위성서비스와 기타 분야

위성서비스와 기타 분

위성서비스와 기타

위성서비스와 기

3.3

위성서비스 시장은

년도에

의 성장률

2004

11%

을 기록하며 우주산업분야의 최강자로 부상하였다.

년

년 동안의 세전영업이익

2001 ~2002

(EBITDA)

을 조사한 결과 위성제작 및 발사체 서비스산업이

공히

수준이었던 반면 위성서비스를 제공

3%~6%

하는 AsiaSat, EutelSat, IntelSat, PanAmSat,

최수미

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 13~22

과 같은 기업들이 주로 활동하는 위성운

SES Golbal

영 산업은

수준이었다

70~80%

. 3)

자료 : Joseph H. Saleh, 2005

년 말 현재 위성서비스 산업의 매출은 총

2004

억 달러 규모이다

609

단위 십억 달러

(

)

자료 : 2004 Satel ite Industry Statistics, 2005

미국의 국제우주산업위원회(International Space

에서 발행하고 있는

Business Council: ISBC)

‘2004

우주산업 동향 에 따르면 위성서비스와 함께 우주데

’

이터 리모트센싱

등 분야의 성장이 기대

, GPS, GIS

된다 우주데이터 분야는

년 말 현재

억 달러

2003

규모의 매출을 보이고 있으며

년에는 약

, 2009

129

이

을

억 달러에 매수

년 월

Intelsat

PanAmSat

, 2006

일 합병이 완료되었으며 기존

기이던 통신위성 수가 약

배로 증가하면서 가장 큰 위성서비스업자로 부상하였다

억 달러 규모로 성장할 것으로 예측되고 있다.

보험 출판 컨설팅 교육 미디어 법률 및 금융을

포함하는 우주산업 지원서비스 분야는

년말 현재

2003

억 달러 규모의 매출을 보이고 있으며

년에도

, 2009

역시 비슷한 수준을 유지할 것으로 전망되고 있다.

의

년도 보고서에서는

년의 전체

ISBC

2005

2010

우주시장 규모를

억 달러로 추정하고 있으며

1,580

우주시스템의 개발을 위해 전 세계에서 연간

억

180

달러 이상이 투자될 것으로 전망하고 있다.

우리나라의 우주개발 동향

우리나라의 우주개발 동

우리나라의 우주개발

우리나라의 우주개

우리나라는

년 한 해 동안 우주분야에 많은

2005

변화를 겪었다 우리나라 과학기술부가

년을 우

2005

‘

주개발 원년 으로 지정하면서 국내에서는 처음으로

’

우주주간

행사를 가졌으며

년

(Space Week)

, 2005

월 일

일 동안은 세계 우주주간

4 ~9

(World Space

행사를 개최하기도 하였다

Week)

국내 항공우주산업은

년 말 현재 총

억 달

2004

러 수준이며 세계시장 점유율은 약

이다 우리

0.5%

나라는 세계

위권의 국방예산을 지출하고 있는 국

가지만 항공산업의 규모는 미국의

일본의

1/110,

수준으로 미미한 실정이며 국내 우주분야는 산

1/8

업형성 초기단계로

년 말 현재 총 생산실적이

2004

억원 정도이다

281

단위 억원

(

, %)

연도

연

2000

200

2001

200

2002

200

2003

200

2004

200

연평균

연평

연
증가율

증가

증

우주

10.5

150.8 247.5 156.2 281.3

83.3

자료 항공우주산업통계

, 2005

정부 우주정책측면에서는

년 월

일에 국

2005

‘

가 우주개발 중장기 기본계획 의 제 차 수정이 국가

’

과학기술위원회에서 결의되었고 이번 수정을 통하

여

년까지 총

기 착수 기 포함 의 인공위성

2010

13 (

)

을 개발하고 우주발사체 및 우주센터 건설을

2007

년에 완수하는 것으로 확정하였다 또한

년 월

2005

제정된 우주개발진흥법 의 하위 법령인 시행령과 시

‘

’

최수미

항공우주산업기술동향

4/1(2006) pp. 13~22

행규칙도 제정되었다.

이 뿐만 아니라

년 초부터 진행되어 오던 위성

2005

항법시스템(GNSS:

Global

Navigation

Satellite

의 개발계획 수립이

년

월에 국가과

System)

2005

학기술위원회의 결의를 통해 확정되었다 국가 위성

. ‘

항법시스템 종합발전 기본계획 은

개 정부부처 간

’

의 조정을 거쳐 확정되었으며 세부 추진계획은

(1)

위성항법 대응체제 구축

위성항법시스템 구축기

, (2)

반 조성

보강시스템 인프라 고도화

기

, (3)

, (4) GNSS

술개발 추진

전문인력양성

국

, (5) GNSS

, (6) GNSS

제협력 활성화의 여섯 개 범주로 나뉘어 수립되었다.

이와 관련하여 우리나라는

년 중순부터 진행

2005

해 왔던 유럽의 갈릴레오

프로젝트 참여 협

(Galileo)

상을 올해 초 마무리 짓고 브뤼셀에서

년 월

2006

일 협정안의 조인식을 가졌다 이번 협정안에는

과학 연구와 연수 산업협력 교류와 시장개발 규격

문제는 물론 인증

과 행정

(standard)

(certification)

명령조치 등에 있어서의 협력활동 내용이 담겨 있으

며 프로젝트 가입비는 총

억

만원

만 유

8,000

(500

로 이다

)

자료 한국항공우주연구원

년 말 현재 우리나라의 우주개발 총 예산은

2005

억원이며 정부 연구개발 예산에서 차지하는

1,893

비중은 약

이다

년 예산은

억원으로

2.4%

. 2006

3,048

전년 대비

배 정도 증가하였다

1.6

현재 연구개발이 진행 중인 국가 우주개발 프로그

램으로는 인공위성 분야에 다목적실용위성 호와

호 통신해양기상위성 과학기술위성

호가 있으며

연구개발이 완료된 다목적실용위성 호 아리랑 위성

2 (

호 는 올해

월 러시아의 플레세츠크 발사장에서

2 )

발사될 예정에 있다 우주발사체 프로그램으로는

년 완료를 목표로 진행되고 있는

이 있

2007

KSLV-I

고 전남 고흥의 외나로도에서는 국내 발사장으로 사

용 될 가칭 나로 우주센터의 건설이 한창 진행되고

(

)

있다.

마지막으로

년

월

일 우주인선발 출정식

2006

4 21

을 가지면서 본격적으로 시작된 우주인 선발 사업은

올해 말까지 후보 명을 선발하여 훈련을 시작하고

년 소유즈 우주선에

명의 우주비행사가 탑승

2008

하여 우주실험 등의 임무를 수행하는 계획을 수립해

두고 있다.

참고문헌

참고문

참고

참

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항공우주산업기술동향 권 호

항공우주산업기술동향 권

항공우주산업기술동향

항공우주산업기술동

4 1

(2006) pp. 25~33

4 1

(2006) pp. 25~3

4 1

(2006) pp. 25~

4 1

(2006) pp. 25

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기술동향

기술동

기술

기

이스라엘의 우주개발 동향

글

공 현 철 송 병 철 서윤경

글

공 현 철 송 병 철 서윤

글

공 현 철 송 병 철 서

글

공 현 철 송 병 철

hcgong@kari.re.kr

한국항공우주연구원 정책협력부 정책개발팀

초 록

초

대한민국의 다목적 실용위성 아리랑 호

가

(

2 , KOMPSAT 2)

년 월

일 금요일 러시아 플레체스크

2006

우주발사장에서 발사되었다 대한민국에서는 그동안 우리별 위성 시리즈 과학위성 시리즈 무궁화 위성 시

리즈 다목적 위성 시리즈 과학 로켓 시리즈 및 우주발사체

를 개발했거나 개발 중이다 이러한 과

(KSLV-1)

정은 국가우주개발중장기 기본계획에 의하여 진행되고 있는데 원하는 기간 내에 합리적 비용으로 목표를 이

루고자하는 상황에서 우리가 본 받을만한 국가를 선정하여 모델로 삼는 것이 타당할 것이다 이러한 필요 가

운데 비교적 벤치마킹 대상으로 삼을만한 국가로 이스라엘이 부상하고 있다 따라서 본 논문에서는 비교적

잘 알려지지 않았지만 우리가 벤치마킹의 대상으로 고려하는 이스라엘의 우주개발 역사를 살펴봄으로써 우

리나라의 우주개발 분야에 참고가 되고자 한다.

주제어 우주개발 이스라엘 벤치마킹 국가우주개발 중장기 기본계획 인공위성 우주발사체

서 론

서

년 러시아가 인류 최초의 인공위성 스푸트니

1957

(

크 를

로켓을 이용하여 우주에 쏘아올린 후로

)

R-7

미국과 러시아의 우주개발 경쟁은 치열하게 전개되

었다

년대 초 소련연방이 해체되면서 미국과

. 1990

러시아의 우주개발경쟁이 새로운 국면을 맞이했다.

우주개발을 일찍부터 수행해온 미국과 러시아 외

에도 프랑스가

년에 일본과 중국이

년에

1965

1970

영국이

년에 그리고 인도가

년도에 자체

1971

1980

로켓으로 자체 인공위성을 발사하는 위성 자력발사

국가 대열에 들어서게 되었다 그 후 거의

년이 다

되어가는

년에 이스라엘에서도

발사체

1988

Shavit

를 개발하여

인공위성을 발사하기에 이르렀

Ofeq-1

다 이리하여 지금까지 개 나라가 자체의 로켓으로

자체 위성을 발사하는 우주클럽을 형성한 것이다[1].

이러한 가운데

년 말부터 과학로켓개발을 수

1980

행한 대한민국으로서는 우주개발의 후발주자인 입장

에서 시간과 비용을 줄이기 위해서 우주개발 선진국

으로부터 기술협력을 받아야 하는 입장이다 국제적

으로 기술이전에 대하여 민감한 반응을 보이는 상황

이지만 우리나라 입장에서 발전을 위한 모델을 찾을

수 있다면 하는 바램으로 이스라엘의 우주개발에 관

하여 살펴보고자 한다.

이스라엘은

년 영국으로부터 독립한 이후 주

1945

변의 아랍국가들과 세계 정세 속에서 고유한 우주개

발 정책을 수행하여 왔다 따라서 본 논문에서는 이

스라엘의 우주개발에 관련된 사항들 중 우주개발 체

계 우주 프로그램 우주 개발 기술 발사체 발사장

우주인 대한민국과의 협력 사례 및 국제협력 등을

중심으로 살펴보고자 한다.

공현철

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 25~33

이집트

이라크

요르단

레바논

(1945),

(1945), 사우

디아라비아

시리아

예멘

리비아

(1945),

(1953),

수단

모로코

튀니지아

쿠웨이트

(1956),

(1958),

(1961),

알제리아

바레인

아랍에미리트

(1962),

(1971),

(1971), 오만(1971),

카타르

모리타니아

소말리아

(1971),

(1973),

(1974), 팔레스틴(1976),

지부티

코모로스

(1977),

(1993)

이스라엘의 우주개발 동향

이스라엘의 우주개발

이스라엘의 우주

이스라엘의

우주 개발 체계

우주 개발 체

우주 개발

우주 개

2.1

우주개발 관련 조직을 보면 다음과 같다 국방성

은 이스라엘 군의 우주프로그램을 통제하면서 총리

에 보고를 하는 체계이고 통산산업성은 이스라엘 항

공회사

가 주도하는

(IAI, Israel Aircraft Industries)

산업 프로젝트를 지원하며 총리에게 보고하는 체제

를 이룬다 이스라엘 기술원

(IIT, Israel Institute of

은 고등교육기관이면서 우주관련 대학

Technology)

및 광범위한 연구 개발을 조정한다 이스라엘 항공회

사

는 이스라엘의 발사체 및 위성의 설계와 제작

(IAI)

을 책임지며 정부 소유의 위성과 발사체 제작사이기

도 하다 이와 같은 이스라엘의 우주개발 체계를 알

기 쉽게 나태내면 그림 와 같다

한편으로 이스라엘 정부가 민간 우주관련 회사

에 지분으로 참여하는 것을 살펴보면 그림 과

(IAI)

같다[3].

우주 활동의 주요 일정

우주 활동의 주요 일

우주 활동의 주요

우주 활동의 주

2.2

탄도미사일 프로그램 시작

1960 : Jericho 2

이스라엘 우주청

설립

1983 :

(Israel Space Agency)

1984 : 이스라엘 항공회사

에서 우주기술사업단

(IAI)

설립

1988 : 첫 번째

발사체로 첫 번째 위성인

Shavit

발사

Ofeq-1

발사

1998 : Gurwin II Techsat, a small satellite

제 세대 지구관측위성인

발사

2002 :

Ofeq-5

이스라엘 첫 번째 우주인

이 콜롬

2003 :

Ilan Ramon

비아 우주왕복선 사고로 사망

우주 프로그램

우주 프로그

우주 프로

우주 프

2.3

[3][4]

이스라엘의 우주정책은 주로 군사 및 상업적 활용

에 초점을 두고 있다 국방부는 발사체개발을 포함한

대부분의 프로젝트에 자금을 지원하고 있다 이스라

엘 산업은 우주기술개발에 상당한 투자를 하고 있다.

제한된 예산이지만 이스라엘 우주청

은 민간 우

(ISA)

주활동을 조정하고 있다 이스라엘과 미국은 강력한

협력 프로그램을 구축해 왔지만 최근 이스라엘은

상업화를 위한 다양한 협력 파트너를 물색하여왔고

또한 능력을 더욱 개발하고 있다 잠재적 협력 파트

너로는 터키 브라질 러시아 및 중국 등이 있다

이스라엘 우주청은

년에 설립되었으며 주로

1982

군 정찰 위성을 개발하여 이라크 이란 및 시리아를

감시할 목적이었다

년에는 국방장관

. 1984

‘Moshe

공현철

항공우주기술산업동향

4/1 (2006) pp. 25~33

가 이스라엘 위성을 개발하도록 결정하였다

Arens’

그 결과 이스라엘 항공회사(IAI, Israel Aircraft

가

라 불리는 첫 우주로켓과

Industries)

Shavit

Ofeq

로 알려진 첫 위성을 개발하게 되었다.

카메라를 장착하지 않은

파운드 의 위성

156kg(343

)

은

로켓에 실려

년 월

일 발사

Ofeq-1

Shavit

1988

되었다 역시 카메라를 장착하지 않은

파운

160kg(352

드 의 위성

는

로켓에 실려

년 월

)

Ofeq-2

Shavit

1990

일에 발사되었다

는 고도

에서

Ofeq-2

201km(125mile)

1485km(

사이의 타원궤도를 비행하였다

년

923mile)

. 1990

월 일에 수명을 다했다

파운드 의 위성

는

년

230kg(495

)

Ofeq-3

1995

월

일

발사체에 실려 발사되었다 이 때는

Shavit

카메라를 탑재하였으며

년 가을에 수명을 다할

, 2000

때까지 사진전송을 계속하였다 이스라엘은

유

ESA(

럽우주기구 의 아리안 발사체로 지구정지궤도 통신

)

위성인

위성을

년 월

일에 발사하

AMOS-1

1996

였다

위성은 유럽 중앙 및 동부 그리고 중

. AMOS-1

동에 텔레비전과 통신 서비스를 제공하였다

년

. 1998

월

일

로켓의 단에서의 문제로

Shavit

Ofeq-4

스파이 위성의 발사는 실패하였다

위성은

. Ofeq-4

어떤 기상조건에서도 실시간 정보 데이터를 지상으

로 전송할 수 있는 능력을 갖도록 설계되었다.

발사체의 단은 문제없이 발사된 것으로 여

Shavit

겨지는데 비행 후 분 만에 문제가 발생되어 탑재체

와 함께

발사체는 파괴되었다

Shavit

러시아는 이스라엘 상업용

위성을

년

EROS A1

2000

월에 발사하였다

가 제작한

위성은 이

. IAI

EROS A1

스라엘 정보기관에 데이터를 전송하였다. 306kg(660

파운드 의

스파이 위성은

년 월

일

)

Ofeq-5

2002

로켓에 실려 고도

마일

Shavit

366~595km(229 372

)

∼

의 타원궤도로 발사되었다 고출력 카메라에서 나오는

칼라 이미지로는 길이 미터까지의 물체를 식별할 수

있다

는 지구를 돌면서 이란 이라크 및 시리아

. Ofeq-5

에 대한 정보를 획득한다.

이스라엘의

방송 위성은 카자흐스탄

AMOS-2 TV

에 있는 바이코노루 우주센터에서

년

월

2003

일에 지구정지궤도로 발사되었다 그 위성은 궤도상

에서

위성과 단지

마일 정도 떨어

AMOS-1

4.8km(3

)

져 있고

위성은

년까지 운용될 예정

, AMOS-1

2008

이다

위성에 탑재된 송신기는

. AMOS-2

AMOS-1

위성에 탑재된 송신기보다

퍼센트 출력이 더 높다

그 위성은 이스라엘 중동 유럽 국가들 헝가리 폴란

(

드 슬로바키아 루마니아 및 체코슬로바키아 과 미

)

국 동부 해안 지역에 있는 가정 케이블 회사 및 통신

네트워크 회사에

방송 및 통신 서비스를 실시한

다

역시 이스라엘 항공 회사

가 제작

. AMOS-2

(IAI)

했다 발사체는 러시아

로켓이다

Soyuz-Fregat

이스라엘의

스파이 위성은

년 월

Ofeq-6

2004

일 발사 했는데

단의

발사체는 기능상 제대

, 2

Shavit

로 작동한 것 같으나 위성의 단이 오작동으로 실패

한 것으로 여겨진다 이스라엘 정부는 번째이며 발

전된 위성의 정보수집능력을 향상시킬 것으로 기대했

었다 특히 이란의 핵무기 개발과 핵무기를 운반할 장

거리 지대지 미사일에 대한 정보를 수집하길 원했다.

이란은 장거리

탄도미사일을 시험했었다

Shihab-3

이스라엘은

스파이 위성과

로

Ofeq-7

Techstar

알려진 레이다 위성을 개발하고 있으며

년에

, 2008

발사할 예정이다.

우주 개발 기술

우주 개발 기

우주 개발

우주 개

2.4

[3][4]

상업용 고객들을 위한 통신 기술 개발

상업용 고객들을 위한 통신 기술 개

상업용 고객들을 위한 통신 기술

상업용 고객들을 위한 통신 기

2.4.1 IAI

2.4.1 IA

2.4.1 I

2.4.1

이스라엘 정부는

를 통해서 개인 회사인

IAI

Spacecom

의 간접적인 소유권을 갖고 있다

은

가 제

. Spacecom

IAI

공현철

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 25~33

작한 통신위성인

과

를 마케팅한다

AMOS 1

AMOS 2

그림

참조 위성은 이스라엘과 외국 고객들에게 방

(

송 서비스를 제공하는데 가장 큰 고객은

이스라

YES

엘 위성 텔레비전 회사이다

은

을

. Spacecom

AMOS 1

로 대체하려는 계획을 갖고 있는 것으로 알려

AMOS 3

지고 있다.

기술을 지구관측시스템에 적용

기술을 지구관측시스템에 적

기술을 지구관측시스템에

기술을 지구관측시스템

2.4.2 Ofeq

2.4.2 Ofe

2.4.2 Of

2.4.2 O

이스라엘 정부의 지구관측위성의 운용은 군당국에

의하여 이루어지고 있다.

이스라엘 정부는 고해상도 위성 영상을 제공하는

회사인

의 지분을

를 통

, ImageSat International

IAI

해서 보유하고 있다

은

위성 시리즈

. ImageSat

Ofeq

에 근거한

위성을 운용한다

와

EROS A

. EROS B

위성들은 각각

년과

년에 발사될 예정이

2006

2008

다

은 국가 안전과 정보 활용에 관한 서비

. ImageSat

스를 주로 정부에 제공한다 그림

참조

(

이스라엘 우주청은

위성과 유럽 레이

French Spot

더 위성

의 데이터

(ERS, European Radar Satellite)

를 수신하기 위하여

년에 지상국을 설립하였다

1991

소형 기술 나노테크놀로지

소형 기술 나노테크놀로

소형 기술 나노테크놀

소형 기술 나노테크

2.4.3

(

)

2.4.3

(

2.4.3

2.4.

위성의 성공과 비교적 저렴한 발사비용의 근본

Ofeq

은 이스라엘이 소형화의 특성을 살린 것이다 경량 위

성은 발사할 때마다 상당히 큰 비용 절감효과가 있다.

이스라엘은

년 소형위성을 궤도에 투입하였

1998

다 하이파

에 위치한 이스라엘 기술원

(Haifa)

(IIT)

에서 불과 백 십만불에 개발된

는 경이

3 5

TechSat II

적인 소형화를 기록하였다 위성은

295cm

3(18in3)

에 질량은 약

파운드 에 불과하다 고도

49kg(106

)

로 궤도를 돌고 있으며 태양으로부

825km(516mi)

터 자체 에너지를 발생시키며 통신 기술 원격 탐

지 천문 및 지구과학 등에 활용될 소형 카메라 컴

퓨터 및 자체적으로 제작한 하드웨어들을 탑재하고

있다.

는 하루에

번 정도 사진을 찍을 수

TechSat II

있을 정도로 지구에 근접한다

우

. Technion's Asher

주 연구소에 있는 지상국은 자외선 센서를 활용하여

대기권의 오존에 대한 정기적인 정보를 지구로 보내

준다 과학자들은 충전 입자 탐색기로부터 위성에 영

향을 주는 주파수와 컴퓨터와 같은 민감한 장비에 영

향을 미칠 수 있는 잠재적 위험을 식별한다 과학자

들은

에 탑재된 아주 작은 카메라로 찍은

TechSat II

사진을 판독하기도 한다.

년대 학생 프로젝트로 시작된

은 빠

1980

TechSat

르게 전문적인 위성 프로그램으로 영역을 넓혔다 구

소련연방으로부터 이주 과학자들이 유입됨으로써 프

로젝트의 상당한 발전을 이루었고

이 위

, Technion

성을 설계하고 발사하는 세계적인 대학이 되는데 공

헌하였다.

독자적인 우주공간으로의 접근

독자적인 우주공간으로의 접

독자적인 우주공간으로의

독자적인 우주공간으로

2.4.4

2.4.

2.4

이스라엘은

년

발사체로

위

1988

Shavit

Ofeq-1

성을 발사함으로써 독자적으로 우주에 접근할 수 있

는 국가의 지위를 얻게 되었다

는 발사체를 두

. IAI

가지 버전

원형 극궤도 탑재중량

(LK-1, 700km

와

탑재중량

으로 업그레이드

350kg

LK-2,

800kg)

하려고 한다 하지만 현재의

버전이

년

LK-1

2004

위성의 발사실패로 약간의 기술적인 어려움

Ofeq-6

을 겪고 있다.

이스라엘은 미국과의 계약을 준수하기 위하여 미

국내에서 만들어진 로켓 모터와 주요 부품들로 제작

된

시리즈의 발사를 위하여 미국과 브라질 같은

발사 장소를 고려하고 있다[6].

레이저 신호

레이저 신

레이저

레이

2.4.5

2.4.

2.4

현재 고도가 높은 곳에 위치한 위성들은 통신을

하기 위해서 라디오파를 사용한다 네게브에 위치한

벤구리온 대학의 전자광학 대학원 학장인 Natan

에 의하면 레이저는 위성간 통신을 상당히

Kopeika

발전시킬 것이라 한다.

레이저는 전력 소모가 적고 가볍고 쉽게 좁은

“

빔 폭으로 유도될 수 있다 고 설명한다

.”

. “Technion

의

와 함께 지시 획득 및 추적 기술

Asher Institute

을 개발하고 있으며 이러한 기술은 위성간에 정확하

게 레이저 빔을 지향하도록 할 수 있다.”

는 전화 인터넷

케이블

등의 통

Kopeika

, email,

신이 업링크되어 지구에서 위성으로 연결되고 그 다음

공현철

항공우주기술산업동향

4/1 (2006) pp. 25~33

위성으로 연결되어 결국에는 지구를 돌아 다시 지구로

다운링크되는 위성들의 네트워크를 예견하고 있다.

핵연료

핵연

핵

2.4.6

(Nuclear fuel)

2.4.6

(Nuclear fuel

2.4.6

(Nuclear fue

2.4.6

(Nuclear fu

벤구리온 대학의 과학자들에 의하면 우주 비행체

는 이스라엘의 연구로 대단한 발전을 이룰 수 있을

것으로 기대된다 그들은 지구에서 화성까지의 여행

시간을

개월에서 단지 두 주일로 줄이는 것과 같

은 새로운 형태의 핵연료를 보여주었다.

우주비행체에 동력을 전달하는 핵반응로의 무게

“

가 적으면 적을수록 우주여행이 더욱 효과적이라는

것은 오랫동안 알려진 사실이다 라고 대학의 핵공

.”

학과에 있는

교수가 말했다

Yigal Ronen

. 경량의 핵

반응로의 도전을 이루기 위해서

은 반응로의

Ronen

설계 요소 중 하나인 연료를 검토하였다 연구는 임계

점에 도달하기 위해서 우라늄이나 플루토늄 질량의

만 필요로 하는 핵분열 연료

에

americium-242m

집중되었다 이 연료는 분열이 아주 얇은 막 형태로

진행되는데 막의 두께는

백만 분의

밀리미터 보

다 얇다 이런 형태로 상당한 고 에너지 고온도 분열

제품이 연료 요소로부터 빠져나와 추진을 위한 가스

를 가열하거나 전기를 발생시키는 특별한 발전기를

가동시킴으로 해서 우주에서의 추진에 활용된다.

이 우주에서 활용되기 위해서

Americium-242m

는 아직도 장애물 반응로 설계 재 연료공급 열제거

및 유인 비행을 위한 안전 대책 등 이 많다 하지만

궁극적으로 핵연료는 우주여행에 활용될 것으로

은 믿고 있다

Ronen

우주에 관한 연구

우주에 관한 연

우주에 관한

우주에 관

2.4.7

2.4.

2.4

우주관련 하드웨어를 개발하는 것 외에 이스라엘

은 우주를 지구상의 생명에 관한 연구의 플랫폼으로

사용하고 있다

년

월에 이스라엘 우주청과

. 1996

는 실제적이고 포괄적인 협력 협정에 서명하

NASA

였다 그 협력협정으로 이스라엘 생명과학 실험이

우주비행으로 통합되도록 하였다 지난

개

NASA

년 동안 수행됐던 실험으로 생명 기원 골다공증 및

미래의 우주선과 우주정거장에 식량을 공급한 우주

‘

농장 등의 분야에서 많은 이해를 할 수 있게 되었다

’

지형도

지형

지

2.4.8

(Topographical mapping)

2.4.8

(Topographical mapping

2.4.8

(Topographical mappin

2.4.8

(Topographical mappi

년 월에 네게브의 벤구리온 대학의 과학자

2000

들은

우주왕복선 엔데버호에 가상 탑승 실

NASA

‘

’

험을 하였다 우주왕복선의 임무 가운데 하나는 지구

표면의 정확한 지형도를 그리는 것이다 사막에서 높

이 변화에 대한 정확한 지식은 모래언덕의 움직임과

사막의 팽창을 추적할 수 있다 모래언덕의 움직임과

사막의 팽창은 불모지대나 황폐한 지역의 생태학 보

존에 중요한 역할을 한다 대부분의 사막은 사람이

살지 않는 지역에 대한 무관심과 사막지역에서의 간

섭계 문제로 정확한 지도가 없다 간섭계 문제는 레

이더 신호가 모래를 수 센티미터나 침투하여 부정확

한 데이터를 발생시킨다.

레이더 신호 문제를 해결하기 위하여 벤구리온

대학의 지질 및 환경 개발학과의 지구 및 행성 이미

지 연구를 위한 과학자들은

개의 특별히 고안된

알루미늄 레이더 코너 반사 스크린 장치를 설계하고

네게브 지역에 걸쳐서 배치하였다 이러한 것들은 정

확한 지도 제작을 위하여 엔데버호에 캘리브레이션

포인트를 제공한다.

우주에서 본 육지 이미지는 과학자들이 지구의 육

지 해상 식물 등을 관찰하는데 도움을 준다 카자흐

스탄 지역의 목초지와 수확량 그리고 중앙 아메리카

의 가뭄에 대한 위성 이미지는 벤구리온 대학에서 개

발된 장치를 사용하여 최근에 작성되고 해석되었다.

이스라엘에서

년도에 개발되고 있던 프로젝

2003

트를 살펴보면 다음과 같다.

∘

과

이미지를 활용한 디지털 고도

Spot

Landsat

모델

의 자동 생성

(DEM)

∘지질학 지형학 및 요르단 단층 계곡의 지도 제작

∘디지털 위성 이미지를 위한 국립 데이터베이스
∘토양상태를 나타내는 식물을 덮고 있는 것 색깔

(

등 에 대한 원격탐지연구 예를 들어 토양의 염분

)

화를 나타내는 표시로서 목화밭의 색깔

∘강수 과정과 강수량에 관한 구름 분무 상호작용

의 영향에 관한 원격측정

∘지표 밑의 원격 탐지
∘

갈릴리 바다 호수와 지중해의 수질을

Kinneret(

)

원격으로 관찰

화성과 금성의 지형학

∘

공현철

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 25~33

2.5

첫 번째 군사 전용 통신위성 계획

첫 번째 군사 전용 통신위성 계

첫 번째 군사 전용 통신위성

첫 번째 군사 전용 통신위

이스라엘은 미국과의 긴밀한 협조와 국방성 위성

능력에 접근함으로써 이익을 얻고 있다 그러나 초기

에 독자적인 위성 영상 능력을 확보하기로 결정하여,

지금은 전용 군사 통신위성을 위한 계획을 갖고 있다.

국방성은 확고하고 암호화된 지구정지궤도 통신

위성

을 계획하고 있다

가 개발한 군

, MILCOM-1

. IAI

사위성은

년경에 발사될 예정이다

2007

소형위성을 위한

발사체

소형위성을 위한

발사

소형위성을 위한

발

소형위성을 위한

2.6

Shavit

2.6

Shavi

2.6

Shav

2.6

Sha

이스라엘 발사체

히브리어로 혜성이란 의

Shavit(

미 은 지구 저궤도에 소형위성을 발사시키기 위해

)

사가 제작하였다 원격 감시 통신 과학 임무 등

IAI

소형 위성에 대한 글로벌 시장 요구가 증가하여 IAI

사는

계열 발사체를 이용해 소형 위성을 궤도

Shavit

에 투입하여 왔다[7].

발사체는 이스라엘의

Shavit

인공위성 궤도 진입에 사용

Ofeq

하고 있다

년

월

일

. 1988

인공위성을 싣고 처음으로

Ofeq

발사되었는데

발사체 성

Shavit

공으로 이스라엘은 번째의 우주

발사능력을 가진 국가가 되었다.

년

월에도

소형

2002

Ofeq-5

위성 발사에 성공했지만

년

2004

월에는

발사 실패로 억

Shavit

달러의

첩보위성이 파괴

Ofeq-6

되는 손실을 입기도 하였다.

발사체는 단으로 구

Shavit

성되며 모두 고체 연료를 사용

한다

단은

중거리

. 1,2

Jericho II

탄도 미사일을 기반으로 하고

있다

단과 단 무게는 각각 약

. 1

톤이며 노즐 확장비만 다를

뿐 나머지는 동일하다

단에는

. 3

티타늄 구조의 원형 형태로서 무게가

톤이며 추력

2.6

의 모터

59kN

를 사용한다 발사체에서 분리된 위성은

대략

고도에서 궤도 진입을 시도하게 된다

260km

사는 이스라엘 우주산업을 선도하는 업체로서

IAI

다양한 센서들이 장착된 소형 또는 마이크로 위성 개

발과 발사체 서비스를 통해 국제 위성 발사시장에서

이스라엘의 경쟁력을 높이고 있다.

발사장

발사

발

2.7

네게브 사막에 있는

Palmachim 공군 기지

특성

궤도 발사장

위도

북위

31.5∘

경도

동경

34.5∘

네게브 사막에 발사장

, Negev

특성

부궤도 발사장

위도

북위

31∘

경도

동경

35∘

년

월

일 이스라엘은 자체 위성을 자체

1988

로켓으로 발사한 여덟 번째 국가가 되었다 위성은

이었고 발사체는

이었으며 발사장은

Ofeq-1

Shavit

네게브 사막에 있는

지역의 텔아비브 남쪽에

Yavne

있는 팔마침

공군기지였다

(Palmachim)

[8].

공현철

항공우주기술산업동향

4/1 (2006) pp. 25~33

년 월

일 단 로켓은 네게브 발사대로부

1988

터 발사되어 작은 위성을 싣고 작은 타원궤도를 그렸

다 지중해 동쪽 끝에 있는 비밀스런 발사장은 연안

고속도로에서도 보일 정도이다 구경꾼들은 중동 지

역 하늘을 배경으로

발사체가 아치를 그리면

Shavit

서 단 분리하고 바다로 떨어지는 것을 보았다 위성

은 발사 개월 후에 수명을 다했다

(Ofeq-1)

그 후 이스라엘은 여러 차례 단의

발사를

Shavit

발사장에서 수행하였고 그 중에는 여러

Palmachim

개의 위성을 지구궤도에 올리기도 하였다.

우주인

우주

우

2.8

년 월 일은 이스라엘 최초의 우주인인

2003

2 1

Ilan

대령이 지구로 귀환하는 날이었다 하지만

Ramon

이날 미국 텍사스 주 상공에서 우주왕복선 콜럼비아

호가 폭발하는 사고로 이스라엘은 자국의 최초의 우

주인을 잃는 아픔을 견뎌내야 했다.

대령은

년 월

일 이스라엘 텔아

Ilan Ramon

1954

비브에서 출생하였고

년 고등학교를 졸업한 후

, 1972

년에는 텔아비브 대학의 전자 및 컴퓨터 공학과를

1987

졸업하였다

년에는 전투기 조종사로 이스라엘 공

. 1974

군

비행학교를 졸업하였다 공준 조종사로 경력을

(IAF)

쌓은

은

년부터

에서의 경

Ilan Ramon

1997

NASA

력을 쌓아갔다

년에는 탑재체

. 1997

(Multispectral

전문가로 선발되었고

년

월부터는

camera)

, 1998

미국 텍사스 주 휴스턴에 위치한 존슨 우주센터 및

고다드 우주센터 등에서 훈련을 받았다.

년

월

일 우주왕복선 콜롬비아호

2003

(STS

의 임무수행과 더불어 이스라엘 최초의 우주

-107)

인이 탄생하는 순간이었지만 국제우주정거장에서

임무를 마치고 귀환하던 우주왕복선 콜롬비아호의

공중폭발과 더불어 이스라엘의 최초의 우주인은 역

사속으로 사라져 버렸다[9].

대한민국과 협력 관계

대한민국과 협력 관

대한민국과 협력

대한민국과 협

2.9

고해상도 광학 카메라 개발 사업

고해상도 광학 카메라 개발 사

고해상도 광학 카메라 개발

고해상도 광학 카메라 개

2.9.1.

2.9.1

2.9.

2.9

한국항공우주연구원에서

년 말부터 이스라엘

1999

엘롭

사와 공동개발에 착수하여

년

월

(ELOP)

2003

에 입고한 고해상도 광학 카메라(MSC, Multispectral

는 흑백 채널 칼라 채널 해상도

관

Camera)

1m,

측폭

의 성능을 갖도록 설계되었다 고해상도

15km

카메라는 기술개발의 난이도가 매우 높은 극한기술

이며 이번 개발을 통하여 선진국 수준의 우주용 고해

상도 카메라의 설계 조립 시험 기술과 노하우를 습

득하는 성과를 거둠으로써 우리나라도 위성용 고해상

도 카메라 기술을 보유하게 되었다 고해상도 카메라

는 우주공간에서의 형체 및 온도변화 반사경지지 구

조물과의 조립 오차 등의 외부 환경 변화에도 주반사

경의 최대허용 파면오차

가 극히 미

(wavefront error)

소한 초정밀 안전화 설계와 가공 조립기술이 동원되

었으며 우주 궤도상에서 직면하는 수십도의 온도변

화에 2

이내의 미소 변형만이 허용되는 고안정 구

조물로 최신의 첨단 신소재를 사용하여 제작되었다.

이번에 개발된 고해상도광학카메라는

년

2006

월

일 러시아 플레체스크 우주센터에서 발사된 다

목적 실용위성 호에 탑재되었다 향후 고해상도 카

메라로 관측되는 영상자료는 지도제작 분야 농업

임업분야 국토 도시 계획분야 지질자원분야 등에

⋅

활용됨으로써 재해 재난 예방과 학술 연구활동이

⋅

활성화될 것으로 기대된다.

추적 레이다

도입 사업

추적 레이다

도입 사

추적 레이다

도입

추적 레이다

도

2.9.2.

(Tracking Radar)

2.9.2.

(Tracking Radar

2.9.2.

(Tracking Rada

2.9.2.

(Tracking Rad

한국항공우주연구원에서는 이스라엘 엘타사로부

터 추적레이다를 도입하기로

년 월에 계약을

2003

체결하였고 현재 예정대로 진행 중에 있다 한국항

공우주연구원은 이스라엘 엘타사의 시스템 제작과정

에 참여한다 추적레이다는 현재 전남 고흥군 외나로

도에 건설 중인 우주센터에 배치되어 향후 발사예정

공현철

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 25~33

인 소형위성 발사체

을 포함한 우주발사체

(KSLV-I)

의 발사 시 우주발사체를 추적하면서 거리 방위각

고각 속도 등의 실시간 비행 궤적 정보를 발사통제

센터로 전송하여 발사체의 정상 비행 유무를 판단하

는 중요 자료로 활용된다.

시스템 운용은 위성발사체의 발사 초기부터 정상

궤도 진입 시까지 안정된 추적을 위하여 우주센터와

제주도에 각각 설치하여 레이다로부터 획득된 실시

간 시공간 비행궤적 정보를 발사통제센터로 전송하

고 또한 발사통제센터로부터 지속적으로 Slaving

를 수신하여 추적 실패 시 이를 이용하여 추적

Data

을 재개함으로써 발사 초기부터 전 비행구간에 걸쳐

안정적인 추적이 가능하도록 한다.

스마트 무인비행체 개념 설계

스마트 무인비행체 개념 설

스마트 무인비행체 개념

스마트 무인비행체 개

2.9.3.

2.9.3

2.9.

2.9

한국항공우주연구원에서는 해외 위탁연구 개발

프로그램의 일환으로 이스라엘의 엘비트 시스템스

사와 스마트 무인기 신개념 비행체 형상 설계 개념

연구를

년

월부터

월까지 수행하였다 이

2003

과제는 스마트 무인기 비행체 형상 결정을 하는데

활용하고자 했다 하지만 과도한 예산 요구로 후속

사업은 진행되지 않았다.

국제협력

국제협

국제

국

2.10

2.1

많은 국제 우주협력 프로그램은 이스라엘의 우주

업적에 관심을 갖고 있다 이스라엘은

외에도

NASA

공식적인 우주협력 협정을 프랑스 독일 러시아 우

크라이나 및 네덜란드와 체결하였다.

년 월에 이스라엘은 유럽우주기구

2003

(European

의 참가국

으

Space Agency)

(participating member)

로 받아들여졌다 이 협정으로 이스라엘은 유럽 우주

프로젝트에 참가할 수 있고 합동 개발 프로젝트에도

제안서를 제출할 수 있게 되었다 이스라엘은 첫 번째

지구정지궤도 통신 위성을

년 월

일에 궤도

1996

에 투입하였다. AMOS(Afro-Mediterranean Orbital

System)위성은 이스라엘 항공 회사

가 프랑스

(IAI)

알카텔 에스파스

와 독일의 다임러

(Alcatel Espace)

벤츠 항공 회사와 공동으로 제작하였다 프랑스의 아

리안

발사체로 발사된

통신 위성은 고화질

AMOS

의 방송과 통신 서비스를 성장하는 시장인 동유럽과

중동 지역에 제공하고 있다

위성의 기술과 경

. AMOS

제적 성공으로

사는 발전된

위성을

IAI

AMOS-2

년

월

일 바이코노루 발사장에서 러시아

2003

발사체인

발사체에 실어 발사하였다

Soyuz FG

El-Op(Electro Optical Industries, Ltd)사가 제

작한 TAUVEX(Tel Aviv University Ultra-Violet

Explorer) 우주망원경은 국제 우주 연구 프로젝트의

귀중한 이정표를 세웠다 세 개의 망원경 배열은

자

외선 범위에 있는 천문학적 물체의 이미지를 얻기

위하여 설계되었다. 그 이미지는 다른 종류의 뜨거운

별들 흰 난쟁이와 혼합 형태의 쌍성

과 같은

(

)

雙星

별들 과

)

다량의 자외선을 방출하고 별들 사이의 매

개체를 이온화하여 별 생성 과정 및 은하의 진화 등

에 중요한 역할을 하는 젊고 큰 별들을 포함한다.

는 인도와 이스라엘의 우주탐험에 대한 협

TAUVEX

력 협정의 일환으로 인도 위성인

에 실려

GSAT-4

비행할 예정이다.

의 다년도 임무는 하늘에

TAUVEX

대한 심층적인 분석을 수행하는 것이다. 이것은 우주

의 진화에 대한 우리의 지식을 상당히 넓혀 줄 것이

다[10].

의 스핀오프는 소형 상업 원격 측정 위

TAUVEX

성인

에 사용될

미터 해상도를 갖는 소형

DAVID

망원경이다 이스라엘 하이테크 회사와 독일 회사

공현철

항공우주기술산업동향

4/1 (2006) pp. 25~33

의 합작으로 개발된 프로젝트는 유럽 연합과 이스

라엘 우주청이 지원하고 있다.

그림

클린룸에 있는

그림

클린룸에 있

그림

클린룸에

그림

클린룸

11.

TAUVEX

11.

TAUVE

11.

TAUV

11.

TAU

결 론

결

년 초 구 소련연방이 해체되면서 미 소의 냉

1990

⋅

전체제 및 군비경쟁으로 인한 긴장이 완화되면서 이

후의 세계 각국의 우주개발 및 활용 프로그램은 실용

적인 활용에 더욱 초점이 맞추어져있는 듯하다 하지

만 아직도 우주개발 선진국에서 궤도에 투입하는 위

성들 중 적지 않은 수의 위성들이 실용적 이외의 목적

으로 활용되고 있다.

최근의 중동지역의 이스라엘과 팔레스타인 및 레

바논간의 무력충돌이 일어나고 있는 상황 하에서 중

동의 아랍 이슬람권이라는 증오의 바다 에 고립된

‘

’

⋅

섬으로 불리는 이스라엘에서의 우주개발은 국가 자

체의 생존문제와 직결되어 주로 군과 관련된 개발이

선행되어 왔다 이스라엘이 개발하여 궤도에 투입한

위성은 주로 정찰 및 관측위성으로 정보를 수

Ofeq

집하고 활용하는데 초점이 맞추어져 있는 것 같다.

또한 이스라엘은 기술의 고도화 및 직접화로 위성의

소형화를 위하여 많은 노력을 기울여 소형화 및 나노

테크놀로지 분야에서 대단한 성과를 올리고 있다 뿐

만 아니라 지금은 통신으로 활용되는 레이저 신호도

이스라엘과 같이 전쟁이나 무력충돌이 잦은 국가에

서는 활용도가 훨씬 높은 기술로 발전할 수 있다.

이스라엘의 우주개발은 군사적인 측면만 살펴보

면 숲을 보고 나무를 보지 못하는 결과를 초래할 수

도 있는 것이다 즉 이스라엘은 군사적인 활용 외에

도 학문적인 연구를 게을리 하지 않는다 그러한 예

로써 대학에서 기술위성을 개발하고 천문학적인 연

구를 게속하는 것 등에서 알 수 있다.

이와 같이 이스라엘은 대부분의 국가와는 다른 특

수한 상황 하에서 국민의 생명과 재산을 보호하고 국

가의 안전을 지켜나가야 하는 대전제가 있다 아울러

현대문명의 활용으로 삶의 수준 향상이라는 인간의

욕구를 충족시키는 문제도 동시에 달성해야 하는 것

이다 이러한 문제들을 동시에 고찰하고자 본 논문에

서는 이스라엘의 우주개발에 관련된 사항으로 우주

개발 체계 우주 프로그램 우주 개발 기술 발사체

발사장 우주인 대한민국과의 협력사례 및 국제협력

등에 관하여 살펴보았다.

참고문헌

참고문

참고

참

채연석

눈으로 보는 우주개발 이야기

주 나경문화

, “

”, ( )

2. http://www.israelipalestinianprocon.org/Intromaps/

arabworld2.html

3. World Prospects for Governments Space Markets,

Euroconsult 2005

4. Wendy Elliman, "Israel In Space,"

http://www.mfa.gov.il/

5. http://www.astronautix.com/craft/ofeq12.htm

6. http://www.astronautix.com/lvs/leonklk1.htm

7. http://www.astronautix.com/lvs/shavit.htm

8. http://www.astronautix.com/sites/palmachim.htm

9. http://www.astronautix.com/astros/ramon.htm

10. http://tauvex.iiap.res.in/

항공우주산업기술동향 권 호

항공우주산업기술동향 권

항공우주산업기술동향

항공우주산업기술동

4 1

(2006) pp. 34~43

4 1

(2006) pp. 34~4

4 1

(2006) pp. 34~

4 1

(2006) pp. 34

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기술동향

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기술

기

헬기 로터시스템 진동 제어를 위한 신기술 동향

중심으로

- TEF (Trailing Edge Flap)

글

김 덕 관

글

김 덕

글

김

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김 도 형 홍 단 비 기 영 중 이 제 동 김 승 호

김 도 형 홍 단 비 기 영 중 이 제 동 김 승

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김 도 형 홍 단 비 기 영 중 이 제 동

shine@kari.re.kr

한국항공우주연구원 항공사업단 항공기술실 로터그룹

초 록

초

헬기는 비행에 필요한 추력 모멘트 및 조종력을 회전하는 로터시스템에서 발생시키기 때문에 근본적으로

진동이 많이 생기는 항공기이다 로터시스템의 회전에 의해 발생되는 진동소스를 제어함으로써 헬기 동체에

전달되는 진동을 감소시키고자 하는 연구들이 지금까지 수많이 진행되었다 이

러한 연구들을 크게 두 가지로

분류하면 수동적 진동제어 방법과 능동적 진동제어 방법으로 나눌 수 있다 수동적 진동제어 방법은 그간 오

랫동안 연구되어 현재 운용 헬기에 실제적으로 적용되고 있으나 능동적 진동제어 방법은 최근까지 활발한 연

구가 진행되고 있는 상태이다 본 논문의 서론에서는 헬기 진동제어를 위한 일반적인 방법에 대한 개요를 소

개하였다 본문은 로터시스템 진동제어 기술 중 최근까지 연구가 진행되고 있는 능동적 진동제어 방법을 중

심으로 기술하였다 특히 최근 비행시험에 성공하여 거의 실용화 단계에 이르고 있는

를 이용한

PZT

Trailing

기술

등을 중점적으로 소개하였다 마지막으로 유로콥터

의

Edge Flap

, Active Twist Rotor

BK117

로터 시스템 성공사례 및 향후 해결해야 할 기술적 제한사항 등을 간략하게 기술하였다

ADASYS

주제어

진동제어 압전재료

로터시스템 헬기

: Trailing Edge Flap (TEF),

(PZT),

서 론

서

헬기는 로터시스템 트랜스미션 엔진 등 비행체의

많은 부분이 회전하는 구성품으로 이루어진 비행체

로서 구성품 자체 회전에 의해 진동이 유발되는 것

이 고정익기와 다른 특징 중의 하나이다 이러한 진

동은 헬기뿐만 아니라 헬기에 탑승하는 승객 조종사

및 승무원 등에게 이롭지 않게 작용한다 특히 헬기

구조물의 수명 단축 조종사의 피로도 증가에 따른

안전성 감소 승객의 안락성 감소 등의 문제점 때문

에 끊임없이 진동을 감소시키거나 제어하고자 하는

노력들이 진행되었다 헬기의 진동을 유발하는 구성

품 중 특히 로터 시스템은 헬기 진동에 가장 크게 영

향을 미치는 구성품으로서 설계단계에서부터 진동

저감을 위한 가능한 요소를 최대 반영하여 설계되어

야 한다 특히 로터에서 발생되어 동체에 전달되는

블레이드 개수

로터 회전속도 주파수의 진

(

)

동 하중이 가장 큰 진동으로 주요 저감 대상이다 따

라서 동체 진동을 줄이기 위한 우선적 방법으로 로터

시스템에서 발생하는 진동하중을 줄이기 위한 노력

의 일환으로 로터 진동제어를 위한 다양한 개념 및

하드웨어 장치들이 개발되었다.

로터 진동제어 방법은 크게 수동적 진동제어 방법

과 능동적 진동제어 방법 두 가지로 분류할 수 있다.

수동식 진동제어 방법은 고정된 방식으로 특정 주파

김덕관

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 34~43

수의 진동만 줄여주는 것인데 대표적인 예로 로터 설

계시 질량 및 강성 분포를 최적화하여 설계하는 방

법 바이필라

와 같은 무게 밸런스를 부착하

(bifilar)

는 법 래프트

와 같이 탄성체 재료로 만들어진

(raft)

감쇠기를 부착하는 법 등이 존재한다 그러나 이러한

수동적 진동제어 방법은 로터에서 발생하는 특정 주

파수에 해당하는 진동을 잡아주기 때문에 여러 다양

한 진동원이 있는 헬기에 적용하기에는 제한적이다.

능동적 진동제어 방법은 수동적 진동제어 방법

[1].

과는 달리 여러 다양한 주파수의 진동을 줄여줄 수

있도록 변경이 용이한 장점이 있다 대표적인 예로

블레이드 뒷전에 플랩 장착 후 작동기와 연결하여 진

동을 제어하는

이하

방

Trailing Edge Flap (

TEF)

법 블레이드 자체의 스파나 외피 구조에 스마트 재

료를 심어 비틀림이 발생하도록 하는 Active Twist

이하

방법 로터 시스템의 피치링크를

Rotor (

ATR)

작동기로 교체하여 진동을 제어하는 방법 등이 존재

한다.

본 논문에서는 로터의 진동제어 방법 중 수동적

진동제어 방법에 대한 종류 및 개요를 먼저 간략하게

소개한 후 능동적 진동제어 방법에 대한 종류 및 개

요를 소개하였다 본문에서는 능동적 진동제어 방법

중 최근 비행시험에 성공한

방법을 다양한 개념

TEF

및 장치 등을 포함하여 중점적으로 기술하였으며 특

히

구현 방법에 대한 사례 및 동향을 중점적으

TEF

로 기술하였다 추가적으로

이외에 로터 진동제

TEF

어에 적용되고 있는

방법 등을 간략하게 소개

ATR

하였다 마지막으로 결론에서는 향후 로터 진동제어

를 위해 추가적으로 해결해야 할 기술적 한계 등을

기술하였다.

아래 제시된 그림 은 헬기의 진동 원인을 개략적

으로 도식화하여 보여주고 있다 군에서 사용하는 무

장헬기의 경우는 총포사용에 따른 진동도 추가적으

로 존재한다 그림 에서는 헬기설계단계에서 차적

으로 우선 적용되는 진동저감 방법론들이 요약되어

기술되어 있다 중요한 것은 헬기 개발에서 부가적인

진동제어 장치 장착을 전제하기보다는 설계단계에서

최대한 저진동 설계 기법을 적용해야 된다는 것이다.

이후에 본 논문에서 소개하는 진동제어 방법들을 적

용해야 되는 것이 일반적인 순서라 할 수 있다.

Gunfire

Landing loads

Turbulence

Tail Rotor

Main Rotor

Vibration Response

Gearbox

Shafting

자료

절충교역 기술이전 세미나 자료

: Super Lynx

, 1999

설 계 단 계

설 계 단

• 저진동 로터시스템 설계

- 블레이드 개수

- 허브시스템 형태

- 저진동

저진

저

블레이드

블레이

블레

블

단면구조

단면구

단면

단

설계

설

(Tailoring 기법

기 )

• 저진동 트랜스미션 설계

- 고효율, 고정밀 기어 설계 및 소재 개발

• 저진동 동체 설계

- 동체 고유 모드 해석

• 저진동 로터시스템 설계

- 블레이드 개수

- 허브시스템 형태

- 저진동

저진

저

블레이드

블레이

블레

블

단면구조

단면구

단면

단

설계

설

(Tailoring 기법

기 )

• 저진동 트랜스미션 설계

- 고효율, 고정밀 기어 설계 및 소재 개

• 저진동 동체 설계

- 동체 고유 모드 해석

1차 우선

우

적용 방법

1차 우선

우

적용 방

수동적 진동제어 방법

수동적 진동제어 방

수동적 진동제어

수동적 진동제

1.1

로터 진동의 수동적 진동제어 방법으로 대표적인

것은 로터 트랙킹 및 밸런싱용으로 부착된 트림 탭

원심력을 이용한 바이필라

스프

(trim tab),

(bifilar),

링을 이용한 로터 헤드 완충기(rotor head absorber)

등의 방법이 존재한다 현재 트림 탭은 대부분의 블레

이드에서 동적 밸런싱

작업을

(dynamic balancing)

할 때 사용하며 바이필라

방법은 로터 진동

(bifilar)

저감을 위해

등 많은 헬기에서 적

BO-105, WG-30

용되고 있다 또한 로터 허브 중심부에 로터 헤드 완

충기를 장착하여 로터 회전에 따른 진동을 줄여준다.

그러나 이러한 수동적 진동제어 방법은 설계단계에

서 적용되는 것이 아니라 시제작 및 운용단계에서 적

용되는 개념으로서 중량 페널티

등

(weight penalty)

김덕관

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 34~43

이 존재하게 된다 그림

에는 트림 탭을 이용하여

밸런스를 잡는 방법과 바이필라를 적용하는 예가 제

시되었다 그림에서 보는 것처럼 상당히 큰 중량 페

널티가 있다는 것을 알 수 있다 그림 에는 로터 헤

드 완충기의 모습이 제시되었으며 부가적으로 적용

시와 미적용시의 진동 수준을 비교하여 제시하였다.

완충기를 부착하면 미부착시보다 진동이

이상

50%

감소하는 것을 확인할 수 있다.

한편 로터 자체에서 발생하는 진동을 감소시키기

위한 것 외에 로터와 트랜스미션에서 동체에 전달되

는 부위에 감쇠기를 장착하여 동체에 전달되는 진동

을 줄여주는 방법이 있다 대표적인 방법으로 댐핑이

존재하는 탄성체 재료

로 만

(elastomeric materials)

들어진 감쇠 부품을 트랜스미션과 동체 장착부에 부

착하는 방법인데 대표적인 방법으로

방법이 있

raft

다 이 방법은 웨스트랜드

헬기사가 개발

(Westland)

한

헬기에 적용되었었다 이 외에도 유체의 점

W-30

성을 이용하여 진동원을 고립시키는

시스템

LIVE

상쇄 질량을 부착하여 특정 주파수의 진동 진폭을 완

화시켜주는

시스템 등이 존재한다 그림

에

DAVI

는

장착 시스템의 적용 예를 보여주고 있다

raft

이러한 수동적 진동제어 방법은 앞서 기술한 것처

럼 특정 주파수의 진동을 감소시키기 위해 사용하는

방법으로 한번 장착되면 고정되는 형태로 다양한 진

동 원인을 제거하는 데에는 한계가 있다 그러나 능

동적 진동제어 방법과 달리 별도의 전원공급장치 유

압장치 등과 같은 지원시스템이 없이도 사용할 수 있

으므로 비교적 간단하면서 효율적으로 적용할 수 있

는 장점이 있다.

Blade Trim Tab : Balancing

Blade Trim Tab : Balancin

Blade Trim Tab : Balanci

Blade Trim Tab : Balanc

Blade Trim Tab : Balan

Blade Trim Tab : Bala

Blade Trim Tab : Balancin

Blade Trim Tab : Balanci

Centrifugal Pendulum Absorber (Bifilar)

Centrifugal Pendulum Absorber (Bifilar

Centrifugal Pendulum Absorber (Bifila

Centrifugal Pendulum Absorber (Bifil

Centrifugal Pendulum Absorber (Bifi

Centrifugal Pendulum Absorber (Bif

)

Centrifugal Pendulum Absorber (Bifila

Centrifugal Pendulum Absorber (Bifil

< Bo

< B

-105>

105

< Lynx>

< Lynx

< Lyn

< Ly

Rotor Head Absorber

Rotor Head Absorbe

Rotor Head Absorb

Rotor Head Absor

Rotor Head Abso

Rotor Head Abs

Rotor Head Ab

Rotor Head A

<Flexispring

Flexisprin

Flexispri

Flexispr

Absorber : Lynx, W

Absorber : Lynx,

Absorber : Lynx

-30>

Elastomeric Mounts

Elastomeric Mount

Raft mounting system : W

Raft mounting system :

Raft mounting system

-30

Raft mounting system : W

Raft mounting system :

Raft mounting system

능동적 진동제어 방법

능동적 진동제어 방

능동적 진동제어

능동적 진동제

1.2

로터 진동 제어를 위한 능동적 진동제어 방법은

효율적인 진동제어를 위한 작동기의 개발을 중심으

로 발전하였다 초기에는 일반적인 유압식 작동기를

장착하여 진동 소스를 제어하였으나 이런 유압식

작동기는 부피뿐만 아니라 질량도 상당히 크며 부수

적인 유압공급장치 등이 병행되어 지원되어야 하기

때문에 헬기 성능을 저하시키는 주요인으로 작용하

였다 그러나 압전재료와 같은 스마트 재료들이 발

달함에 따라 이를 응용한 다양한 작동기들이 개발되

어 헬기 로터 진동제어에 적용되기 시작하였다 이

러한 스마트 재료들 중 대표적인 것은 압전재료

자왜재료

형상기억

(PZT),

(magnetostrictive, MS),

합금

전기유변유체

(shape memory alloy, SMA),

등이 존재한다 이 중

(electrorheological fluids)

김덕관

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 34~43

압전재료의 경우 헬기 로터 진동제어를 위한 작동기

로 응용하기 위한 연구가 상당히 진행되었으며,

년에는

헬기 로터 시스템에

2005

BK117

장착하여

비행시험까지 성공하였다

이처럼 스마트 재료

[2].

를 로터시스템에 적용하는 방법은 로터 진동을 제어

하는 방법에 따라 다양한 형태가 존재한다 블레이드

루트

에서 블레이드 전체의 피치를 제어하는

(root)

방법 블레이드에 플랩을 장착하여 일부만 제어하는

방법 블레이드 외피나 스파에서 비틀림 각을 제어하

는 방법 및 블레이드 익형의 캠버를 변형시키는 방법

이 존재하게 된다.

또한 스마트 재료를 적용한 작동기의 종류 및 형태

도 다양하게 존재하는데 크게 블레이드 내부 구조물에

심어 넣는

형태와 별도의 작동기를 제작

(embedded)

한 후 블레이드에 장착하는 형태가 존재한다 별도의

작동기 형태도 힘을 발생하는 원리에 따라 적층형

굽힘형

형 등이 존재한다

(stack type),

(bender type)

그림 은 로터 제어를 위한 방식 스마트 재료 및

스마트 작동기와의 상호관계를 보여주고 있다.

Rotor Control

Rotor Contro

Rotor Contr

Rotor Cont

Rotor Con

Rotor Co

Rotor C

Rotor

Blade Root

Servoflap

Twist

Camber

Smart Materials

Smart Material

Smart Materia

Smart Materi

Smart Mater

Smart Mate

Smart Mat

Smart Ma

Piezoelectric (PE)

Magnetostrictive [MS]

Shape Memory Alloys [SMA]

Electrorheological Fluids

Smart Actuators

Smart Actuator

Smart Actuato

Smart Actuat

Smart Actua

Smart Actu

Smart Act

Smart Ac

Discrete vs Imbedded

Stack (normal)

Multilayer (in-plane)

Bender

앞에서 로터 진동제어 방법에 대하여 개략적으로

설명한 수동적 진동제어 방법과 능동적 제어 방법은

대부분이 설계단계에서 적용되는 것이 아니라 헬기

의 시제 및 운용단계에서 적용된다 현재는 헬기 운용

단계에서 로터 시스템에 적용되고 있는 능동적 진동

제어 방법은 존재하지 않으나

헬기의 비행시

BK117

험 성공을 계기로 조만간 운용단계에서의 적용이 예

상된다 그림 은 수동적 진동제어 방법과 능동적 진

동제어 방법의 종류 및 특성을 비교하여 제시하였다.

시제

시

/운영

운

단계

단

시제

시

/운영

운

• 수동적

수동

수

방법

방

: narrow band

- 로터 : Balancer, Bifilar 등

- 트랜스미션 : Raft

- Damper Attatchment

• 능동적

능동

능

방법

방

: wide band, Power Penalty<2%

- ACSR

- HHC(Higher Harmonic Control)

- IBC(Trailing Edge Flap, etc)

• 수동적

수동

수

방법

방

: narrow band

- 로터 : Balancer, Bifilar 등

- 트랜스미션 : Raft

- Damper Attatchment

• 능동적

능동

능

방법

방

: wide band, Power Penalty<2

- ACSR

- HHC(Higher Harmonic Control)

- IBC(Trailing Edge Flap, etc)

2차 차선

차

적용 방법

2차 차선

차

적용 방

(Weight Penalty <3%GW)

(Weight Penalty <3%GW

의 종류 및 작동 원리

의 종류 및 작동 원

의 종류 및 작동

의 종류 및 작

2. TEF

2. TE

2. T

헬기 로터시스템의 진동 제어에 적용되는 능동적

진동제어 방법 중 대표적인 것이

인데 이는 작

TEF

은 힘으로 진동제어를 크게 할 수 있는 장점이 있다.

를 구동하기 위한 작동기로서는 현재 대부분 압

TEF

전재료를 사용하고 있기 때문에 본 논문에서는 압전

재료를 적용한

의 종류 및 작동원리를 기술하고

TEF

자 한다 먼저 압전재료 작동기의 특성을 간략하게

기술하고 압전재료 작동기의 종류 및 로터 시스템의

에 적용하는 방법 등을 기술하고자 한다 최근

TEF

기술이 적용된 작동기 소개뿐만 아니라 현재 상품화

되어 상용으로 판매되고 있는 압전재료 작동기의 예

도 제시하고자 한다.

압전재료 작동기의 특성

압전재료 작동기의 특

압전재료 작동기의

압전재료 작동기

2.1

압전재료 작동기는 다른 스마트 재료를 적용한 작

동기에 비해 응답이 빠른 특성이 있다 이러한 특성

은 헬기 로터 시스템과 같이 고속으로 회전하면서 발

생하는 진동 소스를 실시간으로 제어할 수 있는 장점

이 있다 또한 단위 변위 당 요구되는 파워 크기도 상

대적으로 작기 때문에 헬기와 같은 비행체에서는 적

용하기에 매우 유리하다 더구나 로터 블레이드의 형

상 요구조건 등에 따라 다양한 형상 및 조합으로 적

용할 수 있는 장점이 있다 또한 얇은 시트 형태로 존

재하기 때문에 테일러링

을 통해 다양한 형

(tailoring)

상을 구현하기에 용이하다 이러한 특성은 손쉽게 블

김덕관

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 34~43

레이드 스파 등 내부구조에 심을 수 있거나 회전면

에서 작동기로 부착하여 쓸 수 있는 장점이 있다 이

러한 장점들로 인해 압전재료 작동기는 로터 시스템

진동제어에 가장 많이 적용되고 있는 상황이다.

압전재료 작동기는 크게 가지 형태로 구분되는데

첫 번째는 굽힘형 작동기

이다 압

(bender actuator)

전재료

개가 적층되어 한쪽은 늘어나고 반대쪽은

줄어들 때 생기는 굽힘에 의해 작동력 발생시키는 방

법이다 압전재료 양극에 가해주는 전압의 전극방향

을 다르게 함으로써 한쪽은 인장력이 다른 한쪽은

압축력이 발생하여 이 차이에 의해 작동기가 굽혀지

게 되며 이때 굽힘에 의한 변위차이를 이용하여 작

동기로서의 기능을 갖는 것이다 이 작동기는 변위가

큰 반면 작용하는 힘은 상대적으로 작은 것이 특징이

다 두 번째는 적층형 작동기

이다

(stack actuator)

압전재료를 여러 층으로 적층하여 원하는 변위 크기

와 힘을 직렬로 얻는 방법이다 적층형 작동기는 압

전재료의 수직변형률을 작동하는 힘의 동력으로 사

용하게 된다 이러한 적층형 작동기는 큰 힘을 낼 수

있는 장점은 있으나 큰 변위를 내지 못한다 그림

에는 굽힘형 작동기의 원리가 제시되었으며 그림 9

에는 적층형 작동기의 원리가 제시되었다. [3]

압전재료 작동기의 종류 및 특징

압전재료 작동기의 종류 및 특

압전재료 작동기의 종류 및

압전재료 작동기의 종류

2.2

에 적용되고 있는 압전재료 작동기에는 여러

TEF

다양한 형태들이 존재하는데 여기에서는 가장 보편적

으로 많이 적용되는 있는 사례를 중심으로 기술하고

자 한다 바이모프 굽힘형 작동기

(bimorph bender

적층형 작동기

작동기

actuator), L-L

, X-frame

작동기 등을 소개하였다

APA

바이모프 굽힘형 작동기

바이모프 굽힘형

바이모프

2.2.1

2.2.

2.2

미국 메릴랜드 주립대학(University of Maryland,

에서는 바이모프 굽힘형 작동기를 개발하여

UMD)

로터 시스템 진동제어 및 성능 향상에 적용하고 있

다 대표적인 적용 기술을 소개하면 블레이드 스파

에 바이모프 한쪽 끝단을 지지하여 외팔보로 만든

다음 다른 쪽 끝단은 기계적 링키지를 통해 플랩

힌지와 연결되어 있어 바이모프에 전압을 가해주면

한쪽 끝단에서 처짐이 발생하여 플랩 힌지를 중심

으로 회전하게 된다 이러한 회전은 플랩 각을 발생

하도록 한다 그림

에는 이러한 바이모프 굽힘형

작동기의 원리를 설명해주는 그림이 제시되었다.

한편 블레이드 스파 뒤로 바이모프 작동기를 장착

함으로써 시위방향의 무게중심이 뒷전 쪽으로 이동

하는데 이를 상쇄시키기 위해 블레이드 앞전에 상

쇄 웨이트를 심어주게 된다 그림

에는 블레이드

에 설치된 바이모프 굽힘형 작동기 예를 보여주고

있다.

에서는 마하축소형 블레이드를 제작하여 시

UMD

험하였다 총 개 층의 압전재료를 테이퍼지도록 적

층하여 충분한 변위와 힘이 발생하도록 하였다 두께

길이

의 작동기를 통해 구현되는 로터

8mm,

40mm

진동하중의 진폭은

이상 감소하는 것을

3/rev

50%

알 수 있다 이로써 바이모프 굽힘형 작동기를 플랩

에 적용하여

에 구현할 경우 상당히 많은 효과를

TEF

낼 수 있는 것을 알 수 있다 플랩의 크기는 반경

부터

에 위치하고 코드 길이의

이

75%R

83%R

20%C

다

에 의한 플랩 처짐각은 약

가 구현되었

. TEF

±4°

다 그림

와

에 바이모프 작동기의 성능 및 마하

축소 실험을 통해 나온

진동 하중의 진폭 감소

3/rev

효과에 대한 결과가 제시되었다. [4]

김덕관

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 34~43

적층형 작동기

적층형

2.2.2 L-L

2.2.2 L-

2.2.2 L

2.2.2

미국 메릴랜드 주립대학(University of Maryland,

에서는 굽힘형 작동기의 단점을 보완하기 위해

UMD)

적층형 작동기를 개발하였는데 이 작동기는 상대적

으로 작동력이 강한 반면 변위가 작다는 단점이 있다.

이러한 작은 변위를 크게 하기 위한 증폭 시스템을 개

발할 필요성이 있었는데 이것이

형태의 작동기

L-L

이다 기본적으로 적층형 작동기를 적용하였으며 지

렛대의 원리를 이용하여 double lever amplification

개념을 적용하여

형 적층형 작동기라고 불리기도

L-L

한다 내부와 외부에 각각

가 존재하여 번에

Lever

걸쳐 변위가 증폭되는 원리이다 여러 가지 적층형 작

동기를 가지고 시험하였으며 시험에 적용되었던 작

동기의 예가 그림

에 제시되었고

, Double Lever

원리가 그림

에 도식화되어 설명되

Amplification

었다 적층형 작동기에서는 충분한 작동력을 바탕으

로 기계적 링키지 지렛대 원리 가위 원리 등의 부수

적인 기계장치와 연결되어 변위를 증폭시킴으로써

힘과 변위의 요구조건이 충족되도록 발전되어 왔다.

그림

에는 실제로 하드웨어로 구현된 작동기와 블

레이드의

에 적용된 사례를 보여주고 있다

TEF

. [5]

김덕관

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 34~43

작동기

2.2.3 X-Frame

2.2.3 X-Fram

2.2.3 X-Fra

2.2.3 X-Fr

적층형 작동기 중 상용화되어 쓰이고 있는 대표적

인 압전재료 작동기에는

작동기가 로터시

X-Frame

스템의

에 적용되고 있다

자 형의 링키지를 이

TEF

. X

용하고 힌지가 중앙에서 한쪽으로 치우쳐져서 변위가

짧은 쪽에 압전재료 작동기를 설치하고 변위가 큰 끝

단에는 실제 변위로 사용되는 출력부가 되도록 움직

이는 원리이다 그림

에

작동기의 원리가

X-Frame

개략적으로 기술되었다 그림

에는

작동

X-Frame

기의

적용 예가 제시되었다 이러한

TEF

X-Frame

적층형 작동기는

헬기의 주 로터에 장착되어

MD900

비행시험을 통한 기술시현을 수행하였으며

축소형

로터 블레이드에 장착하여 여러 기술시현을 수행하고

있다 그림

에는 로터 블레이드에

작동기

X-Frame

를 장착하여 시험하는 장면을 제시한 것이다. [6]

작동기

2.2.4 APA

2.2.4 AP

2.2.4 A

2.2.4

적층형 작동기 중 상용화되어 쓰이고 있는 또 하

나의 사례는 CEDRAT Amplified Piezo Actuators

이다 프랑스

연구소에서 축소 로터

(APAs)

ONERA

블레이드에 장착하여 기술시현을 마쳤으며 여러 가

지 모델에 대한 성능 시험을 수행하였다

작동

. APA

기의 대표적인 원리는 타원형 프레임 내부 장축에 압

전재료 적층형 작동기를 설치하여 큰 힘을 이용하여

변위를 발생시키면 단축에서 약

배의 큰 변위가

2~5

생기는 원리이다 그림

에

작동기의 작동원

APA

리 설명이 도식화되어 제시되었다 그림

에는

의

시험치구에서 축소 로터 블레

ONERA

BRAVOS

이드에 장착한

작동기에 의한

구현을 시

APA

TEF

험하고 있는 모습을 보여주고 있다 이 시험에서 플

랩 각도는

도

도까지 구현하였으며

작

-7 ~+11

, APA

동기에 쓰인 압전재료는

사의

KEPCO

Bop200-1M

모델

을 적용하였다 현재

(Power : ±200V, ±1A )

상용화되어 판매되는 모델들에는 APA 200 Series,

등이 존재한다

APA 500 Series

. [7]

김덕관

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 34~43

<BRAVoS test rig

<BRAVoS test ri

그림

에는 앞에서 언급된 로터시스템의

에

TEF

적용되는 여러 가지 작동기에 대한 사양을 개괄적으

로 비교한 표를 제시하였다 각각 사용 목적에 따라

요구되는 압전재료의 전압 및 전류 등이 다르고 이

에 따라 구현되는 힘과 변위도 다르지만 설계시 필요

한 요구사항에 따라 적절한 작동기를 선정하는데 도

움이 될 것이다. [7]

2.2.5 Terfenel-D Driven Flaps

2.2.5 Terfenel-D Driven Flap

2.2.5 Terfenel-D Driven Fla

2.2.5 Terfenel-D Driven Fl

압전재료 작동기 이외에

에 적용되는 방법으

TEF

로 자왜재료인

플랩 작동기가

Terfenol-D Driven

존재한다 이 작동기는

에 적용되는 것을 기

UH-60A

준으로 설계하였으며 총 중량의

이내

로

(180 lb)

제한되어 설계되었다 총

개의 작동기가 적용되었

으며 작동기 자체의 중량은

로서 전체 헬기 중

95lb

량의

를 차지하였다 조종각의 범위는

범위

0.5%

±2°

이며 작동기의 파워는 전체 헬기 파워의 약

를

0.67%

소모하였다

개념을 적용

. Individual Blade Control

하여 진동의 약

이상을 감소시켰다 그림

에

90%

구성도가 제시되었다

Terfenol-D Flap

. [8]

로터시스템 비행시험 성공

로터시스템 비행시험 성

로터시스템 비행시험

로터시스템 비행시

2.3 TEF

2.3 TE

2.3 T

2.3

최근에 압전재료 작동기를 이용한

를 실제 헬

TEF

기의 로터시스템에 적용하여 비행시험에 성공하였다.

년 유로콥터 독일

2005

(Eurocotper Deutschland,

사에서는

헬기에

가 장착된 로터를

ECD)

BK117

TEF

달고 제자리 비행 및 전진비행 등 다양한 비행조건에

대한 비행시험을 수행하였다 여기에 장착된 로터 시

스템을

로터

ADASYS( Adaptive Dynamics System)

라고 명명하였으며

의 크기 및 위치에 따라 개

, TEF

의 다양한 형상에 대한 시험을 통해 최종 형상을 확정

하였다 이번 비행시험 성공에서 눈여겨보아야 할 점

은 이전의

가 단일 플랩

을 사용하

TEF

(Single Flap)

였지만 이번

로터의 경우 다중 플랩

ADASYS

(Multi

을 사용한 것이 특징이다 이는 플랩 조종력 크

Flap)

기의 한계를 극복하기 위해 기존 단일 플랩을 개로

분리하여 각각의 플랩에 작동기를 부착하여 움직이도

록 하였다 이렇게 함으로써 작동기 크기를 줄였을 뿐

김덕관

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 34~43

아니라 원하는 작동기의 힘도 낼 수 있게 되었다 이

러한

에 장착되어 비행시험에 성공하기 까지

BK117

는

헬기에 기술 적용 가능성을 선행적으로 연

BO105

구했으며 이러한 지속적인 연구수행 결과로 비행시

험에 성공을 거두었다 그림

에 후보로 선정된

위치 및 형상이 제시되었으며 그림

에는

TEF

에서 지상시험을 수행한 장면을 보여주

Whirl Stand

고 그림

에는 비행시험 장면을 보여주고 있다

. [2]

그밖의

그밖

그

2.4

로터시스템 진동제어 방법

로터시스템 진동제어 방

로터시스템 진동제어

로터시스템 진동제

2.4.1 Active Twist Blade

2.4.1 Active Twist Blad

2.4.1 Active Twist Bla

2.4.1 Active Twist Bl

이외의 로터시스템 진동제어 방법으로 많이

TEF

연구되었던 기술이 로터 블레이드의 스파나 스킨에

스마트 재료를 심어 넣어(Embedded in Spar or

블레이드 전체의 비틀림 각을 조정하는 방법

Skin)

이다 메사츄세츠 공과대학

등에서 활발하게

(MIT)

연구하였으며 가해주는 힘에 비해 출력되는 비틀림

각이 작아서 실제 헬기에 적용되지 못하고 있다 실

제 헬기 로터 시스템에 적용되기 위해서는 보다 많은

힘과 비틀림 각이 필요하게 되며 이를 위해서는 스마

트 재료의 개발이 더불어 진행되어야 할 것이다 대

표적인 개념이 블레이드 스파에 심어 넣은 형태로서

블레이드 전체에 비틀림 각이 생기는 원리이다 그림

에 이러한 원리가 설명되었으며 그림

에는 실

제 블레이드에 적용된 설계와 원리를 설명해 놓은 그

림이 제시되었다. [2, 9]

김덕관

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 34~43

압전재료

압전재

압전

2.4.2

Embedded Twist Blade

2.4.2

Embedded Twist Blad

2.4.2

Embedded Twist Bla

2.4.2

Embedded Twist Bl

에서는 압전재료 작동기 이외에 블레이드 스

UMD

킨 구조에 압전재료 재료를 심어 넣어 블레이드 전체

의 비틀림 각을 구현하였다 축소 로터 블레이드에

적용하여 프루드 축소 시험을 통해 성능을 검증하였

다 그림

에 블레이드에 압전재료 재료가 심겨진

모습이 제시되었으며 그림

에는 시험결과가 제시

되었다 시험결과 블레이드 끝단에서 약

도

0.2 ~0.5

도까지 나왔다 이러한 비틀림 각의 크기는 실제 적

용하기에는 너무 작은 값이라 추후 성능 개량이 필요

한 부분이다. [10]

결 론

결

헬기 로터 시스템 진동제어를 위해 적용되고 있는

신기술로는 위에서 살펴본 바와 같이 압전재료,

와 같은 스마트 재료를 작동기로 사용하

active fiber

여 블레이드의 플랩 각 제어나 블레이드 비틀림 각

제어에 적용하는 기술 등이 있다

현재까지 확보되

거나 개발된 기술로는 아직 실용화하여 양산에까지

적용될 수 있는 단계는 아니지만 조금씩 기술이 진보

되어 비행시험까지 오기에 이르렀다 아직 실용화를

위한 작동기의 파워 크기도 증가할 필요가 있고 작

동기의 피로수명 및 정비 등의 문제가 있지만 점차

모듈화 개념 등이 도입되어 이런 부분을 해결하고 있

는 중이다 본 신기술 조사를 통해 현재 수행하고 있

는 로터 시스템 소음 및 진동 저감 기술 연구 등에

“

”

등의 개념을 적용하여 로터 블레이드에서 발생

TEF

하는 진동을 최소화하고 능동적인 제어가 가능하도

록 연구할 예정이다.

참고문헌

참고문

참고

참

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Structures 5(1), 1996, pp. 1-10

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employing smart trailing-edge flaps," Smart Materials

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10. Inderjit Chopra, "Status of Application of Smart

Structure Technology to Rotorcraft Systems" KAIST

Workshop, October 6, 2003

항공우주산업기술동향 권 호

항공우주산업기술동향 권

항공우주산업기술동향

항공우주산업기술동

4 1

(2006) pp. 44~54

4 1

(2006) pp. 44~5

4 1

(2006) pp. 44~

4 1

(2006) pp. 44

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기술동향

기술동

기술

기

공기흡입형 고속추진기관 기술동향

글

차 봉 준 강

글

차 봉 준

글

차 봉

글

차

상 훈 양 수 석

상 훈 양 수

상 훈 양

상 훈,

cha@kari.re.kr

한국항공우주연구원 항공사업단 항공기술실 항공추진그룹

초 록

초

초음속 또는 극초음속 비행체용 추진기관은 산화재 공급방식에 따라 공기흡입형과 로켓 그리고 이들을 혼

합한 형태인 복합사이클 추진기관으로 구분할 수 있다 그러나 재사용이 가능하다는 측면에서 미래의 추진기

관들은 공기흡입형과 복합사이클 추진기관들이 주류를 이룰 것으로 예상된다 본 논문에서는 차세대 초고속

추진기관으로 유력시 되고 있는 공기흡입형 추진기관들 중에서 램 스크램 제트 추진기관들을 중심으로 세계

적인 개발동향과 기술개념을 기술하였으며 이 두 가지 추진기관들을 바탕으로 구성된 복합사이클 추진기관들

에 대한 개념들을 소개하였다 항공우주선진국들을 중심으로 차세대 고속비행체 및 고속추진기

관의 실용화 개

발 움직임들이 구체화 되고 있는 가운데 최근 들어 비록 미약하지만 한국항공우주연구원을 비롯한 몇 개의 기

관 및 대학에서 램제트 스크램제트 추진기관에 대한 핵심 요소기술 연구들이 진행되고 있는 것은 그나마 다행

이라 할 수 있으며 본 논문이 차세대 초고속 추진기관에 대한 이해를 돕는데 도움이 되기를 기대한다.

주제어 공기흡입형 램제트 스크램제트 복합사이클 추진기관

, HyShot

서 론

서

현재 항공우주선진국들은 초음속 비행체 및 극초음

속 성층권 비행체의 추진기관으로 사용할 수 있는 신

개념 추진시스템에 대한 연구들을 국가적 프로젝트로

진행하고 있다 이와 같은 배경에는 급속히 증대하고

있는 전세계 항공교통량 수요를 충족시키기 위한 초

음속 수송기 개발과 더불어 이에 따른 고속 추진기관

에 대한 개발 요구가 증대되고 있는 상황이며 또한 현

재의 위성발사 방법을 획기적으로 개선하기 위한 방

법으로서 저비용으로 높은 신뢰도를 가지고 위성체를

저고도 지구궤도에까지 운반시킬 수 있는 재사용이

가능한 새로운 추진기관에 대한 요구가 점차 증대되

고 있기 때문이다 또한 최근에는 군사적 목적으로도

초음속 추진기관에 대한 필요성이 대두되고 있다.

초음속 또는 극초음속 비행체용 추진기관은 산화

재 공급방식에 따라 공기흡입형과 로켓 그리고 이들

을 혼합한 형태인 복합사이클 추진기관으로 구분할

수 있다 그러나 재사용이 가능하다는 측면에서 미래

의 추진기관들은 공기흡입형과 복합사이클이 주류를

이룰 것으로 예상된다.

본 논문에서는 대표적인 공기흡입형 추진기관인

램 스크램제트 추진기관들을 중심으로 세계 주요 국

가들의 개발현황과 국내개발 활동을 기술하였으며

아울러 이 두 가지 추진기관들을 근간으로 구성된 복

합사이클 추진기관들에 대한 개념들을 소개하였다.

최근 들어 매스컴에서도 고속 비행체 개발 계획

소식들이 심심찮게 보도되고 있다 올해부터 미국과

일본이 공동으로

와 동경 사이를 시간에 주파할

수 있는 차세대 고속 여객기를 개발한다는 소식이 발

표된 바 있으며 유럽에서는 콩코드 보다 성능이 향

차봉준

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 44~54

상된 후속 모델에 대한 개발 계획이 구체화 되고 있

는 등 차세대 고속 비행체 개발이 점차 현실화 되고

있다 그러나 이들 비행체 개발에 최대 난관은 역시

비행체를 추진시키는 추진기관 개발의 성패에 달려

있다 해도 과언이 아닐 것이다 또한 이들 초고속 비

행체 개발 계획들은 기술개발 위험도와 재정적인 부

담을 분산시키기 위해 역할분담을 통한 국제 다자간

공동개발 형식으로 이루어지고 있는 것도 특징이라

할 수 있다 이 같은 현상은 초고속 비행체 및 고속추

진기관 분야의 연구 실적이 미미하고 연구기반이 열

악한 국내 상황을 비추어 볼 때 시사하는 바가 크다

고 볼 수 있다.

램제트 스크램제트 추진기관

램제트 스크램제트 추진기

램제트 스크램제트 추진

램제트 스크램제트 추

공기흡입형 고속추진기관은 그 형태 및 순항속도

구간에 따라 램제트와 스크램제트로 구분된다 램제

트 추진기관은 비행마하수

에 적합하며 연소기

2~6

내부 유동이 아음속으로 유지되는 반면 스크램제트

엔진은 비행마하수

에 적합한 추진기관으로 연

5~12

소기를 포함한 엔진내부 전 영역에서 초음속 유동이

유지된다 본 절에서는 이들 추진기관의 개발역사 및

기술동향에 대해서 서술하였다.

램제트 추진기관

램제트 추진기

램제트 추진

램제트 추

2.1

램제트 추진기관 개발의 역사

램제트 추진기관 개발의

램제트 추진기관

램제트

2.1.1

2.1.

2.1

램제트 추진기관은 램압축 효과를 통한 공기흡입

방법을 도입하여 별도의 압축장치가 없는 공기흡입

식 추진기관의 일종이다 램제트 추진기관의 개념은

세기 초 프랑스에서 처음 도입되었으나 실제 비행

시험을 비롯한 본격적인 연구는 차 세계대전 이후

부터 시작되었다 프랑스의

은 자신이

Rene Reduc

설계한

으로

년 월

일 비행시험

Reduc 010

1949

을 수행하였다

은

이라는 비

. Reduc 010

Languedoc

행기 동체에 부착되어 이륙 후 고도

지점에서

7.9km

분리되어

까지 가속하는데 성공하였다

Mach 0.84

램제트 추진기관 연구를 주도하던 프랑스가 램제

트 추진기관의 항공기 적용에 중점을 둔 반면 미국은

램제트 추진기관을 이용한 유도무기의 가능성을 파악

하는데 주력해 왔다 램제트 추진기관을 장착한 유도

무기는 기존의 로켓모터를 이용한 유도무기와 비교해

산화제를 탑재하지 않아도 되기 때문에 더 적은 연료

량만을 필요로 하며 이를 통해 유도무기의 부피를 줄

일 수 있는 장점이 있다 미국은

년 세계 최초로

1945

액체 램제트 추진기관을 장착한 극초음속 유도무기의

비행시험을 성공적으로 실시하였으며 이후 계속된 연

구를 통해

년 세계최초의 실전배치 램제트 추진

1955

기관 미사일인 미 공군의

를 개발하였다

“BoMarc”

는 적의 전폭기를 목표로 한 지대공 미사일로

BoMarc

고도

에서

약

를 순항할 수 있

21km

Mach 3.0

700km

다.

는

년

BoMarc

1972

ICBM (Inter-continental

Ballistic Missile)이 개발되기전까지 미 공군의 전략

미사일로 기능을 수행하였다.

년대 후반기에는 고체로켓 부스터를 램제트 추

1960

진기관의 연소실 내로 삽입한 IRR (Integrated Rocket

Ramjet)개념이 개발되고 유도무기

에

SA-6 Gainful

최초로 적용되는 등 램제트 유도무기 개발의 전성기

였다. 그러나 이후 램제트 유도무기와 경쟁모델이라

할 수 있는 로켓시스템의 성능이 비약적으로 발전하면

서 램제트 관련 많은 연구가 중단되었다

년대에

. 1990

들어서면서 최첨단 전자 정보통신기술이 군사기술과

접목되면서 보다 빠르고 정교한 제어가 가능한 유도무

기의 개발이 필요하게 되었고 이에 따라 램제트 추진

기관에 대한 연구들이 다시 활기를 띄게 되었다 미국

의

프랑스의

러시아의

등

Fasthawk,

ANNG,

Yakhont

이 이 시기에 개발된 대표적인 램제트 추진기관 유도

무기라고 할 수 있다.

램제트 추진기관의 기술동향

램제트 추진기관의

램제트

2.1.2

2.1.

2.1

유도무기용 램제트 추진기관은 구조적인 특징에

따라 CRJ, LIRR, SIRR 로 구분할 수 있다. CRJ

(Conventional Can Combustion Ramjet)은 램제트

추진기관 후단에 부스터를 직렬로 연결한 형태로 램

제트 추진기관 유도무기 개발 초기에 사용된 형태이

다. IRR(Integrated Rocket Ramjet)은 부스터를

램제트 추진기관의 연소실 내부에 설치하여 램제트

추진기관 부피를 감소시킨 형태이다.

차봉준

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 44~54

액체 연료를 이용한 LIRR(Liquid-fueled Integrated

은 연료공급계통이 복잡하고 신뢰도

Rocket Ramjet)

확보 및 제작비 측면에서 단점을 가지고 있으나 정교

한 제어가 가능하다는 장점으로 가장 선호되고 있으며

장거리 유도무기에 적합하다 고체 연료를 사용한

SIRR(Solid-fueled Integrated Rocket Ramjet)은

연료량 조절이 쉽지 않으나 신뢰도가 높고 형태가 간

단하여 주로 단거리 임무에 적용된다.

유도무기용 램제트 추진기관의 최신 연구동향은

불안전성 제어를 통한 발사신뢰도 향상에 집중되어

있다 특히 액체연료를 사용하여 제어성능이 뛰어난

에 관한 연구가 많이 진행되고 있는데

의

LIRR

, IRR

경우 부스터 추진에서 램제트 추진으로 전환되는 과

정에서 다양한 불안정성 현상이 발생할 수 있다 연

소 전이가 어떠한 요인에 의해 지연되거나 문제가 발

생되었을 때 유도무기는 제 기능을 수행하지 못하게

된다 램제트 추진기관에 관련된 연구는 이러한 불안

정성을 제어를 위한 분야에 집중되어 있다.

스크램제트 추진기관

스크램제트 추진기

스크램제트 추진

스크램제트 추

2.2

스크램제트 추진기관에 관한 연구는 램제트 추진

기관의 한계를 극복하기 위한 연구에서부터 출발하

였다. 기본적으로 램압축을 통하여 고온고압의 공기

를 연소기에 공급하는 램제트 추진기관은 비행마하

수가

이상이 되면 연소 이전의 흡입공기 온도만

약

이상이 되므로 연료와 혼합하여 연소시

1300K

키는 경우

수준의 연소온도를 갖게

2000~3000K

된다. 이러한 연소온도에서 반응생성물은 해리반응

을 통해 열에너지를 흡수하므로 급격한 효율저하를

초래하게 된다.

년 프랑스의

는 충격파에 의해 유도된 극

1946

Roy

초음속 흐름에 연소를 일으킬 수 있다고 주장하였고

미국의

등은 마하수

근처의 초음속

Nichols, Ferri

흐름에서 안정적인 연소가 가능하다는 것을 증명하

였다 따라서 램압축을 통하여 연소기 내부 유동을

아음속으로 전환하지 않더라도 초음속 환경에서의

초음속 연소반응을 이용하는 경우 극초음속 비행 중

에도 보다 높은 효율로 추력을 얻을 수 있게 된다 이

러한 개념의 극초음속 엔진이 바로 스크램제트 추진

기관이다.

스크램제트 추진기관에 관한 연구는

년대부

1950

터 미국과 러시아를 중심으로 활발하게 이루어져 왔

으나 로켓 추진기관에 밀려서 많은 연구 프로그램들

이 중단되었다 그러나 최근 들어 로켓의 제한성을 극

복하기 위한 차세대 유력한 초고속 추진기관으로서

미국 호주 일본 등을 중심으로 여러 개발 프로그램

들이 활발히 진행되고 있다 우리나라에서는 한국항

공우주연구원이 호주 및 러시아와의 국제공동연구를

통하여 스크램제트 추진기관의 흡입구 설계 및 지상

시험을 추진하고 있다 서울대는 호주의

프

HyShot

로그램에 참여하고 있으며 부산대 등이 초음속 연소

현상에 관한 이론적 연구를 진행하고 있다.

국외 개발 동향

국외 개발

국외

2.2.1

2.2.

2.2

가 미국

가.

년대부터 지속된 연구를 통하여 스크램제트

1950

추진기관의 가능성을 확인한 미국은 미 공군의 지

원을 통해

년대 초반부터

1960

IFTV(Incremental

Flight Test Vehicle), HRE (Hypersonic Research

등의 프로그램을 진행하며 많은 연구를 수

Engine)

행하였다.

차봉준

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 44~54

년에 미국은 공기흡입 극초음속 비행기술의

1996

입증과 개발을 목표로 한

프로그램을 시작

Hyper-X

하였다 첫 번째 비행모델인

는 마하 과

X-43A

의 범위에서 약

초간 동력 비행을 시험하며 연료

로는 기체 수소를 채택하였다 마하

의 동력 비행

시험을 위한

년 월의 첫 비행은 고도

2001

24,000ft

에서 발사 후 초간 자유낙하 한 이후 고도

95,000ft

까지 상승할 예정이었으나 발사 후 roll oscillation

에 의해 비행체가 비정상적인 제어상태에 들어가

초 후 위험회피를 위해 공중 파괴되었다 그러

48.6

나 이후

년 월에 있었던 두 번째 시험은 성공

2004

적으로 수행되었다

는

폭격기의 우익

. X-43A

B-52

아래에서

로켓의 선두부에 장착되어 발사

Pegasus

된 후 마하

의 속도로 약

초간 동력비행시험에

성공하였다 두 번째 발사에서는 첫 번째 비행시험에

비해 몇 가지 구조적 개선과 제어시스템의 개량 재

설계된 자동 파일럿 경량화된 로켓 모터 향상된 분

석모델 등이 통합되어 반영되었다 또한 두 번째 시

험은 첫 번째 비행이 고도

에서 발사된데 비

25,000ft

해 천음속에서 항공역학적 부하를 줄이고 구조와 제

어시스템의 여유를 갖기 위해

고도에서 발

40,000ft

사되었다.

년

월

일에 수행된 세 번째 비행시험에

2004

서는

초간 마하

의 동력비행을 수행하였으며

9.8

향후 탄화수소계 연료를 사용한

를 비롯한 몇

X-43C

가지 개량된 추진기관들에 대한 비행시험들이 지속

적인 이루어질 계획으로 알려져 있다

는 미

. X-43C

공군

에 의해 개발된

(USAF)

HyTech(Hypersonic

엔진에 탄화수소를 연료로 쓰는 방식

Technology)

에 대한 시험를 위해 제작될 비행 실험체이다 지금

까지 설계된 대부분의 스크램제트 추진기관은 수소

를 연료로 사용하지만

엔진은 작동중인 비

HyTech

행체를 추진하는데 있어서 더욱 효과적인 재래식 등

유형태의 탄화수소 연료를 사용한다 연료는 엔진을

냉각시키면서 에너지를 받아 연소하기 쉬운 단쇄 탄

화수소(short-chain hydrocarbon)로 변화한다 탄

화수소 계열의 연료를 사용하는

비행 프로그

X-43C

램은 수소 연료를 사용한

보다 긴 약 분간의

X-43A

동력 비행을 하며 이를 통해 추진 시스템의 성능 이

중모드 램제트 스크램제트 작동여부 및 보다 넓은 비

행영역 확인을 위한 기동비행등을 시험 할 예정이다.

나 러시아

나 러시

나 러

나.

러시아는

년에 이미

이 램제트 추진

1929

Stechkin

에 관한 기본 이론을 정리 발표하였고

년부터

1936

램제트 추진기관의 연구에 참여했던

등

Shchetinkov

을 중심으로 다양한 연구를 수행하였다 이후 러시아

인

이 개발에 성공하면서 스크램제트 추진기

ICBM

관 관련 연구가 침체되었으나

년부터 수행된

1970

프로젝트가 진행되면서 다시 관련 연구가

"Kholod"

활성화 되었다.

Shlyachetenko, Shchetinkov, Ogorodnikov가

주축이 되고

등이 연합하여 수행한 이

CIAM, TsAGI

프로젝트는 개의 충격파 흡입구를 가진 차원 축대칭

형 추진기관에 지상 및 비행시험을 수행하였다 이 프

로젝트에서

은 자체시험설비를 이용하여

CIAM

1979

년부터

년까지 마하수

의

지상

1989

4~6.4

free-jet

시험을 수행하였으며

년

월에는

프

1991

Kholod

로그램의 첫 비행시험이 수행되었다 길이

120cm,

직경 약

의 스크램제트 추진기관을

로켓

20cm

SA-5

노즈부에 설치하고 발사하여

에서 아음속

Mach 3.5

연소를

에서 초음속 연소에 성공하였다

, Mach 5.0

러시아 프랑스 공동연구로 이루어진

년

1992

월과

년 월의 두 번째와 세 번째 비행시험에서

1995

는 최대 마하수가 각각

와

이었으며 세 번째

5.35

5.8

비행시험에서는 탑재 파워 시스템의 고장으로 인해

스크램제트 추진기관이 작동하지 않았다

년

. 1998

월에 수행된 네 번째 비행시험은

의 공

CIAM-NASA

동연구로서 램 스크램 이중모드 작동 및 완전 초음

속 연소 모드의 작동 범위를 확인하기 위해 마하수

까지 약

초간 비행시험이 수행되었다 이

3.5-6.4

러한 일련의 비행시험을 통해

은 비행 중의 초

CIAM

차봉준

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 44~54

음속 연소현상을 증명하려 하였으며 더불어 지상 및

비행시험 간의 상관관계를 도출하여 스크램제트 추

진기관의 설계 및 개발 기술을 확립하고자 하였다.

다 일본

다.

일본의 스크램제트 개발활동은

년대 말부터

1980

복합 사이클 추진기관 기술개발을 중심으로 진해되

어 왔다 초고속 항공기 및 재사용 우주수송 추진 시

스템의 필요성에 의해 시작된 스크램제트 개발활동

은

와

TSTO(Two Stage To Orbit)

SSTO(Single

와 같은 시스템 체계 연구와 함께 개

Stage To Orbit)

별 시스템에 적합한 추진기관 개발을 병행하고 있다.

추진시스템을 위해 개발되고 있는

TSTO

ATREX

엔진은 아음속

(Air Turbo Ramjet EXperimental)

비행에서는 터보제트 엔진으로 초음속 및 극초음속

비행에서는 램제트 엔진으로 작동하는 복합 사이클

공기 흡입식 추진시스템이다.

이와 더불어 일본의

는 램제트 스크램제트

JAXA

추진기관 시험을 위한 연속식 풍동인 RJTF (Ramjet

를

년에 완공하였으며

Engine Test Facility)

1994

년에는 그림

에 나타낸 바와 같이 임펄스

1997

방식의 극초음속 지상시험설비인 HIEST(High

Enthalpy Shock Tunnel)을 구축하였다. RJTF는

재질의

High Alumina

Cored Brick을 이용한 축

열식 가열기

및 오염가열기

(Storage Air heater)

(Vitiation Air Heater)를 적용한 연속식 극초음속

풍동으로 시험마하수 까지 시험이 가능하며 시험시

간은 약 분이다 이러한 연속식 풍동은 충분한 시험

시간을 확보할 수 있다는 장점을 가지고 있지만

발생으로 인하여 유질이 낮다는 단

rotational flow

점이 있다. 이에 반하여

는 충격파의 진행과

HIEST

반사를 이용한

타입으로

free piston shock tunnel

서 최대 정체압력

최대 정체엔탈피

150MPa,

이며 특히 발사체의 지구대기로의 재진입

25MJ/kg

을 모사할 수 있는 특징을 가지고 있다 그러나 매

우 높은 유질의 조성이 가능하지만 시험시간이 수

수준으로 매우 짧다는 단점이 있다

msec

라 호주

라.

호주의

교수는 임펄스 방식의 극초음

R.J Stalker

속 풍동인

을 세계 최초로

free-piston shock tunnel

고안해낸 인물로 호주의 초창기 스크램제트 추진기관

관련 연구를 주도하였다. ANU (Australia National

에 재직할 당시 제작한

University)

T-2, T-3 shock

은 극초음속 현상에 관한 많은 연구를 가능하

tunnel

게 하였으며 UQ (University of Queensland)의

는

이라는 국제공동연구

shock tunnel T-4

HyShot

프로그램의 지상시험을 성공적으로 수행할 수 있게

하였다.

대학을 중심으로 기초연구를 수행하던 호주는 국

제적인 컨소시움

개국 호주 영국 미국 독일 한

국 일본 을 구성하여

스크램제트 추진기관

)

HyShot

의 비행시험 프로그램을 주도하고 있다

년 실

. 2001

시된 첫 번째 비행시험

은 과도한 공력 부

HyShotⅠ

하로 인한 단 로켓 꼬리날개의 파손으로 인해 실패

하였으나 이어서 시도된

는

년 월

HyShot

2002

Ⅱ

에 성공적인 비행을 통해 스크램제트 추진기관의 초

음속 연소에 성공하였다 한편 서울대는

HyShot I

차봉준

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 44~54

부터 최근에 성공적으로 발사를 마친

까

HyShot III

지 지속적으로 연구 프로그램에 참여해 왔으며 한국

항공우주연구원은

참여를 시작으로 호주

HyShot III

와의 국제공동연구를 통하여 T-4 Shock

을

tunnel

이용한 지상시험 및 로켓 발사체를 이용한 비행시험

을 추진 중에 있다

프로그램과 관련된 내용

. HyShot

은 다음 절에서 더 자세히 다루기로 한다.

프로그램

2.2.2 HyShot

2.2.2 HySho

2.2.2 HySh

2.2.2 HyS

가. HyShot II

. HyShot I

. HyShot

. HySho

프로그램은 비행마하수

이상의 조건

HyShot

7.5

에서 초음속 연소현상을 고찰하기 위해서 계획되었

다 현재까지 호주의

에

Woomera prohibited area

서 번

의 비행시험이 수행되었다 첫

(HyShot I~IV)

번째 비행시험은

년

월

일에 두 번째 비행

2001

시험은

년 월

일에 수행되었다 첫 번째 비

2002

행시험에서는 로켓발사체의 궤도이상으로 인하여 연

소시험에는 성공하지 못하였으나 이 과정에서 얻어

진 데이터들은 두 번째 시험을 성공적으로 수행하는

데 중요한 자료로 사용되었다.

프로그램에서 스크램제트 추진기관을 궤

HyShot

도에 올리는데 사용한 발사체는 Two stage Terrier

이다 스크램제트 추진기관을

-Orion Mk70 Rocket

탑재한 로켓은 고도 약

에 도달한 후 지면방

315km

향으로 선회하여 자유낙하를 시작한다

여

를

. 250

낙하하여 마하수

에 도달하였을 때 고도

에

7.6

37km

서부터

까지 낙하하는 약 초동안 스크램제트

23km

엔진의 흡입구와 연소기가 작동하게 된다 압력조건

은 초음속 연소과정에 매우 중요한 변수가 되기 때문

에 긴 포물선형의 궤도를 적용하여 실제 비행시험에

는 거의 수직에 가까운 낙하가 이루어지도록 비행궤

적을 설정하였으며 흡입구의 압력은 약

에서

30kPa

이 되도록 하였다 비행궤적이 수직조건에서

180kPa

많이 벗어나는 경우 마찰에 의한 가열현상 및 구조

적 안정성확보를 위한 장치들이 필요하기 때문에 이

러한 수직낙하조건의 설정은 시험비용의 절감에도

도움을 주었다 수평비행궤적과 달리

시

HyShot II

험에서는 발사에 소요되는 많은 에너지가 공기가 희

박한 고고도 영역에서 사용되었기 때문에 스크램제

트 추진기관에는 별다른 방열장치가 필요치 않았으

며 이로 인하여 전체 시스템이 비교적 경량화 및 단

순화가 가능하였다.

그림 는

의 비행궤적을 나타내고 있는

HyShot II

데 그림에 보이는 바와 같이 단발사체

는

(Terrior)

최초발사 후 약 초 동안 연소하여 마하

의 속도

3.5

에 도달한다 이후 약 초간의 관성비행 동안 비행체

는

효과를 줄여

안정화를

roll-pitch coupling

spin

이룬다 관성비행 이후에

단발사체

가 점화

(Orion)

된다

단발사체의 연소가 종료된 후에 비행체는 약

. 2

의

를 갖게 된다

5.2Hz

roll rate

탑재체 선두부는 노우즈 콘으로 덮혀져 보호되나

단발사체 연소종료 후 고도 약

에서 사출되

100km

어 분리된다 노우즈 콘은 비행체가 상승가속 할 때

내부 탑재체를 보호하는 역할을 하며 원하는 비행속

도를 얻기 위해서 정확한 공력학적 형상으로 설계되

어야 한다 본 시험에서는 공력데이터가 정확히 입증

되어 있는 표준 선두부

형상으로

(Standard Ogive)

설계되었다.

ALTITUDE

[KM]

RANGE

[KM]

100

200

300

200

300

100

400

Start Experiment
(527SEC,35KM,M7.6)

Stop Experiment
(533SEC,23KM,M7.4)

Impact
(562SEC,KM,M0.7)

Re-enter Atmosphere
(497SEC,100KM,M7.7)

Stop Attitude Control Manouvre
(460SEC,167KM,M6.6)

Apogee
(278SEC,314KM,M2.7)

Nosecone Eject
(47SEC,73KM,M7.7)

Orion Burnout
(39SEC,56KM,M7.1)

Orion Ignition
(12SEC,9.4KM,M3.2)

Terrier Ignition
(0SEC,0KM,M0)

Stage Separation
(9SEC,6.5KM,M3.4)

Terrier Burnout
(6.4SEC,3.7KM,M3.6)

Start Attitude Control Manouvre
(60SEC,99KM,M7.8)

시험을 위한 궤도의 문제점은 비행체의

HyShot II

대기권 재진입시의 공력

이 매

(Aerodynamic force)

우 작다는 것이다 스크램제트 추진기관으로의 공기

흡입을 위해서는 비행체가 재진입시 엔진 흡입구가

아랫방향 지면방향 으로 향하도록 선회하여야 하지

(

)

만 이를 위한 공력이 최고 고도에서 매우 작다 이를

해결하기 위해서

시험에서는 이단 발사체

HyShot II

에 큰 안정판을 적용하였다 큰 안정판은 공기역학적

차봉준

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 44~54

항력으로 인하여 비행체 진행방향의 후방에 위치하

게 되므로 비행체 선회를 가능하게 한다 그러나 이

때문에 전체시험완료까지 단발사체가 분리되지 않

은 상태로 시험이 진행되기 때문에 질량증가 및 최종

마하수 감소 등의 문제점이 발생한다 이러한 문제점

을 경감시키기 위해서 비행체는 대기권밖에 있는 동

안에

를 이용하여 지속적으로 회

cold gas thruster

전을 시키게 된다.

비행체의 자세변환이 이루어 진 후 전압력이 약

이 되었을 때 고도

마하수

본격적

31kPa

(

37km,

7.6)

인 스크램제트 비행시험이 시작된다

에는

. HyShot II

두 가지 타입의 연소기가 장착되었다 한 연소기는

연료를 주입하여 시험을 수행하고 다른 한 연소기는

연료를 주입하지 않은 시험을 수행하여 두 가지 경우

의 연소기 내부의 압력변화를 시험하였다 이 때 연

료를 주입한 경우의 공기와 연료의 비율인 당량비는

으로 두었으나 약 고도

에서는 경계층 제

0.3

25km

거를 위해 연료량을 더 증가시켰다.

나

나. HyShot III

. HyShot II

. HyShot I

. HyShot

의 성공으로

대학을 중심

HyShot II

Queensland

으로 한

는

년 월

와

HyShot center

2006

HyShot III

를 비롯하여 월

년

Hyshot V~VII, 2007

HyShot

년

까지 계획하고 있다

VIII, 2008

HyShot IX

프로그램을 통하여 이 팀이 보여준 연구결

HyShot

과 중 가장 중요한 부분은 로켓을 이용한 비행시험이

유효성이다 즉 로켓을 이용하여 스크램제트 추진기

관을 발사한 후 자유낙하 과정에서 얻어지는 극초음

속 조건에서 추진기관 작동시험을 수행하는 방법이

매우 효율적일 뿐만 아니라 백만 달러 수준의 저비용

으로도 구현할 수 있다는 데 있다 따라서 일본 미

국 영국 한국 호주 캐나다 등 세계 각국이 경쟁적

으로

프로그램에 동참하고자 하는 이유는

HyShot

스크램제트 추진기관이 탁월하게 설계되

HyShot II

어서 그 기술을 습득하려한다기보다 로켓을 이용한

저비용 비행시험방법을 습득하여 자국에서 설계한

스크램제트 추진기관을 독자적으로 시험하고자 하는

것이다 이러한 목적으로

는 영국의 국방

HyShot III

과학연구소라고 할 수 있는

에서 설계한 추진

QinetQ

기관이 장착되고

는 일본의 설계엔진으로

HyShot IV

시험이 수행되었으며

는 미국이 설계한 추

HyShot V

진기관이 장착되어 시험될 예정이다.

영국이 설계한

추진기관 시험은 당초

HyShot III

년

월경에 수행될 예정이었으나

발

2005

Woomera

사장의 대형발사대를 사용하는 문제로 인하여 2006

년 월경으로 연기되어 실시되었다

엔진

. HyShot III

의 시험은

와 마찬가지로 호주

HyShot II

Woomera

발사장에서

을 이용하여 시험

Terrior- Orion Rocket

마하수

까지는

와 동일한 비행조건으로

7.6

HyShot II

수행되었다 이렇게 동일한 조건을 사용하는 이유는

이미

을 통해 안정된 비행 시험조건들을 확

HyShot II

인할 수 있었기 때문이었다.

와

는 설계 국가 자체가 다

HyShot III

HyShot II

른 만큼 유사한 부분을 찾는 것이 더 빠를 정도로 서

로 상이한 구조를 이루고 있다

가 차원인

. HyShot II

사각형 흡입구를 사용한 반면

는 축대칭

HyShot III

형 동체에 상하좌우 개의 흡입구를 배치해 기본적

으로는 축대칭형 스크램제트 추진기관으로 설계되었

다 또한 흡입구에 의한 유동압축을 최소화하여 전압

력 손실을 줄였고

특성 및 항력 특성을 향상시

spin

켰다 그러나 연소기 입구에서의 유동마하수가 높기

때문에 점화 및 화염안정화가 어려워 초음속 연소특

성이 저하되는 단점이 있다 이러한 단점은 연소기

내부의

형태의 화염안정화장치를 설치하여

cavity

극복하였다

형태의 화염안정화장치는 연소

. Cavity

기 내부로 흡입되는 유동이 재순환영역을 생성시키

게 하여 연료 및 산화제의 혼합을 촉진시켜 점화 및

화염이 안정하게 유지되도록 하는 장치이다 반면

연소기에는

형 화염안정화 장

HyShot II

simple box

치가 설치되었다.

차봉준

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 44~54

스크램제트 추진기관의 전체적인 형상

HyShot III

은 축대칭 형상 및

특성을 좋게 하여 기본적으

spin

로 미사일에 적용하기에 유리한 형상이라 할 수 있겠

다 그림

은

와

에 적용된 흡입구로서

HyShot II

III

그림에서 확인할 수 있듯이

는 차원 사각

HyShot II

형의 흡입구를 적용하고 있으나

는 준 차

HyShot III

원이라고 해도 좋을 정도로 isentropic compression

를 적용하고 있다

surface

. 또한

의 흡입구

HyShot III

는

의 흡입구와 달리

HyShot II

contoured body를

적용하여 항력특성을 향상시켰다. 전체적으로 축대

칭 형상을 갖고 있는

엔진은 콘 형태의

HyShot III

노우즈 부분에 미사일 탄두 등과 같은 다양한 탑재

체를 장착할 수 있어 미사일 적용에 유리한 형태라

하겠다. 이 밖에도 원형 흡입구는 사각형 흡입구 보다

구조적으로 견고하다는 장점을 가지고 있다 스크램제

트의 흡입구는 기본적으로 터보제트 엔진과 비교할 때

흡입구의 역할 뿐만 아니라 압축기의 역할을 수행하여

야 하기 때문에 필연적으로 고온 고압에 노출될 수밖

에 없다 사각형 흡입구의 경우에는 고압에 노출되었을

경우 개의 면에서 구조적인 변형이 발생될 수 있으나

원형 흡입구의 경우에는 고압에 노출되더라도 모든 하

중이 원주방향으로 균등하게 배분되므로 구조적으로

안정적이다.

한편 미국의

를 비롯한 많은 스크램제트

X-43A

추진기관들이 항력특성 구조적 특성이 우수한 원형

흡입구 대신에 사각형 흡입구를 채택하고 이유는 따

로 있다 스크램제트는 기본적으로 막대한 출력이

요구되기 때문에 연료로 사용될 수 있는 물질은 거

의 수소가 유일하다고 할 수 있다. 수소는 발열량이

으로

의

보다

175.4 MJ/kg

Kerosene

42.8MJ/kg

월등하

지만 밀도가

으로

의

70kg/m3

Kerosene

840kg/m3

보다 매우 낮아 연료탱크의 부피가 커야 한다. 따라

서 비행체 선두부 전체를 감싸는 형태의 원형 흡입

구를 선택하는 경우에는 원하는 성능을 내기가 쉽

지 않다 그래서 많은 경우 비행체 하단부에 흡입구

를 비롯한 엔진을 장착하고 동체 부분에 연료 탱크

를 싣는 방안을 선택하는 것이 이와 같은 이유이다.

그러나 각각의 경우가 장단점이 있기 때문에 어떠

한 것이 최선이라 할 수는 없으며 목적에 따라 축대

칭형 흡입구 또는 차원 사각형 흡입구를 선택하여

적용할 수 있다.

국내 개발 동향

국내 개발

국내

2.2.3

2.2.

2.2

현재 스크램제트 추진기관에 관한 연구는 한국항

공우주연구원 국방과학연구소 서울대학교 부산대

학교를 중심으로 이루어지고 있다.

한국항공우주연구원에서는

비행시험

HyShot III

참가를 시작으로 호주와의 국제공동연구를 통하여

을 이용한 스크램제트 추진기관

T-4 Shock Tunnel

의 지상시험을 추진하고 있는 한편 러시아와도 흡입

구 분야에서 공동연구를 진행하고 있다 고속추진기

관 요소 부품 성능시험 분야에서는 High Alumina

재질의 Cored Brick을 이용한 축열식 가열기를 설치하

여 마하수

이상의 조건의 구현이 가능한

Continuous

의 초음속 풍동을 구축하여 이를 이용한 초음속

type

흡입구 성능시험을 준비하고 있다. 또한 향후 국내의

고흥 우주센터에서 우리 로켓을 이용한 스크램제트

추진기관의 비행시험을 중장기 연구과제로 계획하고

있다.

서울대학교는 호주를 중심으로 구성된 개국 컨

소시엄에 의한

프로그램에 참가하여 현재

HyShot

까지 지속적으로 연구를 계속하고 있다 학계 및 연

구소의 연구 동향은 주로 초음속 연소를 위한 점화

및 화염유지에 초점을 두고 있으며 적절한 시험설

비의 부재로 인하여 수치해석을 통한 접근에 치중

하고 있는 실정이다 서울대학교 및 부산대학교에

서는 극초음속 유동에서 나타나는 화학적 비평형

효과 및 연소불안정성에 관심을 두고 연구를 지속

하고 있다.

스크램제트 추진기관의 국내 연구수준은 아직 시

작단계에 있다고 할 수 있다 현재 국내 연구진들은

스크램제트 추진기관 내부의 연소현상 흡입구 최적

형상 분야에서 전산유동해석을 중심으로 연구를 수

행하고 있다 그러나 극초음속 유동은 전산해석과

병행하여 풍동시험이 필수적이기 때문에 이를 모사

할 수 있는 시험설비의 확보가 선행되어야 한다 한

국항공우주연구원이 구축하고 있는 초음속 풍동은

이러한 이론적인 연구를 뒷받침 하고 이후에 진행될

실용적인 설계 기술 개발에 매우 유용하게 사용될

것이다.

차봉준

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 44~54

복합 사이클 추진기관

복합 사이클 추진기

복합 사이클 추진

복합 사이클 추

본 절에서는 램제트 스크램제트 추진기관을 바탕

으로 구성된 몇 가지의 공기흡입형 복합 사이클 추진

기관들을 기술하였다 이들 추진기관들은 실용화 개

발보다 기술개발 위주의 개념연구로 진행되고 있지

만 먼 미래에는 미사일 우주 발사체 등의 추진 시스

템으로 적용이 유력시 될 것으로 전망된다.

에어터보 램제트

엔진

에어터보 램제트

엔

에어터보 램제트

에어터보 램제

3.1

turbo ramjet)

3.1

turbo ramjet

3.1

turbo ramje

3.1

turbo ramj

그림 은 현재 일본에서 개발 중이 있는 에어 터보

램제트 엔진의 구성도 이다 이 엔진은 저속 마하수

(

에서는 터보제트와 유사한 작동을 하고 고속

0.5~3)

마하수

에서는 팬을 가진 램제트

(

3~6)

(fan boosted

로 작동을 한다 흡입구에서 유입된 공기는

ramjet)

열교환기

를 거쳐 팬에 의해 압축되는데

(precooler)

이 열교환기는 공력가열에 의한 팬입구 온도의 과도

한 상승을 방지시켜주며 공기 밀도를 높여 추력을 증

대시키는 역할을 하게 된다 열교환기의 냉매로는 액

체 연료가 사용된다 팬에서 나온 공기는 믹서에서

연료와 혼합되어 연소가 된 후 연료 가열용 열교환기

와 노즐을 통하여 배출된다 팬은 그 끝부분이 터빈

과 기계적으로 연결된 팁 터빈에 의해 구동되며 팁

터빈은 열교환기를 통해 발생되는 연료의 팽창에너

지에 의해 구동된다 일본의

의 경우 팁 터빈

ATREX

을 사용함으로써 엔진의 크기 및 무게의 절감효과를

기대할 수 있으며 최대 비행고도가

에 이르도

35 km

록 설계됨으로써 향후 TSTO (Two Stage To Orbit)

의

로의 적용과

Fly-back booster

LACE (Liquified

과 함께

Air Cycle Engine), ERJ (Ejector Ram Jet)

차세대 추진기관으로 이용될 목적으로 개발이 진행

중에 있다 한편 한국항공우주연구원에서도 이 엔진

에 대한 요소기술연구들을 수행하고 있다.

터보 램제트

엔진

터보 램제트

엔

터보 램제트

터보 램제

3.2

(Turbo ramjet)

3.2

(Turbo ramjet

3.2

(Turbo ramje

3.2

(Turbo ramj

가변 사이클 엔진

이라고

(variable cycle engine)

도 불리며 저속에서는 흡입공기가 터보제트 엔진으

로 유입되며 고속에서는 램제트 엔진으로 유입되어

작동하는 엔진이다 이 엔진은 성능이 입증된 두 시

스템을 독립적으로 활용하므로 신뢰도가 높은 반면,

중량과 구조 및 사이클 변경시에 따르는 해결되어야

할 문제가 있다 이와 유사한 엔진으로는 램제트의

공기흡입 통로를 팬 바이패스 통로와 공동으로 사용

하는 터보팬 램제트 엔진이 있다.

로켓 복합사이클 엔진

로켓 복합사이클 엔

로켓 복합사이클

로켓 복합사이

3.3

(RBCC)

3.3

(RBCC

3.3

(RBC

3.3

(RB

로켓 복합사이클 엔진은 그림

과 같이 이젝터

로켓 그리고 램 스크램제트 연소기들로 구성된다

초기 이륙시와 마하수

까지는 로켓 이젝터 모드

로 작동된다 연소는 램효과에서 얻어진 압축된 공

기를 이용하며 아음속 상태로 일어난다 마하수

정도에서는 램제트에서 스크램제트 모드로 전환되

어 연소가 초음속 상태에서 일어나는데 이 모드에

서의 비추력은

이상이다 스크램제트 모

2000 sec

드에서는 램제트 모드에 존재하던 노즐 목에서의

이 생기지 않기 때문에 평행 및

thermal chocking

확대 노즐이 사용된다 마하수

사이에서는

12~15

스크램제트에서 순수 로켓 모드로 전환되는데 이

모드에서는 공기 흡입구를 닫고 단지 로켓만을 사용

하여 원하는 궤도에 비행체를 진입시킨다.

차봉준

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 44~54

3.4 Ram / Scram LACE

3.4 Ram / Scram LAC

3.4 Ram / Scram LA

3.4 Ram / Scram L

추진기관은 그림 와 같이 램제트 엔진

RamLACE

의 흡입구를 통해 들어오는 공기의 일부를 연료인 액

화수소를 냉매로 하여 액화시킨 다음 이젝터 역할을

하는 로켓으로 보내 산화제로 사용되게 함으로써 약

의 산화제를 절감시킬 수 있는 장점이 있다 이젝

20%

터 로켓으로부터 발생된 연소가스는 주 연소실에서

발생되는 고온가스와 합쳐져 추력을 발생시킨다.

이외에도 이젝터 스크램제트 추진기관의 입구에

극저온 액체수소를 냉매로 사용하여 흡입구로 들어

오는 공기를 냉각시켜 액화 공기로 만든 다음 추력

실로 보내 연료와 같이 연소시켜 추력을 얻는 방식인

추진기관도 있다 이 추진기관 개념은

ScramLACE

액체수소

의 낮은 온도로 인해 비추력

Slush

(SLH2)

이 매우 높은 것이 특징이다.

결 론

결

차세대 초고속 추진기관으로 유력시 되고 있는 공

기흡입형 추진기관들 중에서 대표적이라 할 수 있는

램 스크램제트 추진기관을 중심으로 세계적인 개발

동향과 기술개념을 기술하였다 램 스크램제트 추진

기관 기술들은 신기술이 아니라 이미

년대부터

1940

개발되어 온 기술로서 급속히 발전한 로켓 추진기관

에 밀려 한 동안 연구활동들이 위축된 상태였으나 최

근 들어 초고속 비행체 개발에 대한 관심의 증대와

저비용 높은 신뢰도를 갖는 재사용이 가능한 위성발

사체의 필요성이 부각되면서 로켓 추진기관을 대체

할 수 있는 차세대 고속추진기관으로 관심이 집중되

고 있다 그러나 스크램제트 추진기관의 경우 초고온

환경에 따른 내열재 개발 초고속에서의 연소 안정화

등 극복해야 할 난제들이 산적되어 있어 실용화에 이

르기 까지는 적어도

년이 소요될 것이라는 전

30-40

망에는 전문가들 사이에 이견이 없는 상태이다 복합

사이클 추진기관의 경우 우선적으로 렘 스크램제트

추진기관에 대한 요소 및 시스템 기술들의 개발이 선

행되어야 실현이 가능할 것으로 보인다.

서론에서 언급한 바와 같이 차세대 고속 비행체

개발 소식들이 전해지고 있는 가운데 실용화 개발 움

직임들이 점차적으로 구체화 되고 있는 상황에 비해

고속 비행체 및 초고속 추진기관 개발을 위한 변변한

국가적 프로젝트가 없는 국내 연구환경은 아쉬운 점

이 아닐 수 없다 그러나 최근 한국항공우주연구원와

국방과학연구소를 비롯한 몇 개의 대학에서 비록 미

약하지만 초고속 추진기관에 대한 관심과 요소 기술

을 개발하고자 하는 움직임이 있는 점은 퍽 고무적이

라 할 수 있다 특히 한국항공우주연구원과 서울대

가 공동으로 참여하고 있는

프로그램은 적은

Hyshot

예산으로 스크램제트 추진기관 설계에 적용할 수 있

는 비행데이터를 확보할 수 있다는 것과 실제 비행

시 발생될 수 있는 현실적인 문제점들을 이해하는데

매우 유익한 연구이다.

본격적인 차세대 고속 비행체 및 초고속 추진기관

개발에는 막대한 개발비뿐만 여러 가지 첨단 신기술

들이 망라되어야 하기 때문에 전문기술 분야별 역할

분담을 통한 국제 공동개발방식으로 추진될 가능성

이 매우 크다 따라서 이들 기술선진국 대열에 참여

하기 위해서는 지금부터라도 차세대 고속 비행체 및

초고속 추진기관에 대한 핵심 요소기술들을 선택하

여 집중적으로 육성해야 한다 우리가 만든 초고속

엔진을 우리의 로켓으로 고흥의 우주발사센터에서

시험하게 되는 날이 가까운 장래에 도래하길 희망하

면서 본 논문이 초고속 추진기관에 대한 관심을 고조

시키는데 도움이 되길 기대한다.

참고문헌

참고문

참고

참

이대성 등

차세대 비행체 추진기관 소개

한국추진

, “

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항공우주산업기술동향 권 호

항공우주산업기술동향 권

항공우주산업기술동향

항공우주산업기술동

4 1

(2006) pp. 55~60

4 1

(2006) pp. 55~6

4 1

(2006) pp. 55~

4 1

(2006) pp. 55

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기술동향

기술동

기술

기

고속 수직이착륙기 개발동향과 스마트무인기 개발사업

고속 수직이착륙기 개발동향과 스마트무인기 개발사

고속 수직이착륙기 개발동향과 스마트무인기 개발

고속 수직이착륙기 개발동향과 스마트무인기 개

글

안 오 성

글

안 오

글

안

글 /

ohsung@kari.re.kr

한국항공우주연구원 스마트무인기기술개발사업단 체계종합그룹

초 록

초

헬리콥터와 같은 전통적인 수직이착륙항공기는 이착륙시 활주로가 필요로 하지 않는 장점이 있으나 고

속비행 및 고고도 성능에 있어서는 고정익기에 뒤떨어진다 고효율의 엔진개발에 따라 고정익 항공기가 최

대속도 및 성능이 비약적으로 발전한대 비해 헬리콥터의 최대속도는

수

160 ~170 kts (300~315 km/h)

준으로 제한되어왔고 장거리 운항에서 필수적인 고고도 운항능력에 있어서도

이상의 고도에서 효율

4km

적인 비행을 수행하는 데에는 한계가 있다 이를 극복하기 위해 지난 반세

기 동안 다양한 신개념 비행체 연

구가 수행되었다 스마트무인기기술개발사업단에서는 항공선진국의 이러한 연구개발동향 및 그 결과를 종

합하여 미래적 신개념 비행체 대안을 모색하였고 그 결과 틸트로터 개념을 선정하여 상세설계를 종료한

상태이다 이러한 경과에 대한 요약과 현재 활발히 진행중인 항공선진국의 미래형 수직이착륙 항공기 개발

기종의 현황 성능비교를 통해 고속 고고도 수직이착륙 항공기 개발에 관한 세계적 추세와 본 사업의 연관

성을 고찰해 보았다.

주제어 수직이착륙 항공기 틸트로터 항공산업 신개념 비행체 스마트 무인기

서론

서

헬리콥터와 같은 전통적인 수직이착륙항공기는

이착륙시 활주로가 필요로 하지 않는 장점이 있으나

고속비행 및 고고도 성능에 있어서는 고정익기에 뒤

떨어진다 제트 추진 시스템 성능의 비약적인 발달과

더불어 고정익 비행체의 최대속도 성능은 계속된 신

장을 거듭했지만 엔진의 축마력에 의존해야 하는 수

직이착륙 항공기는 추진시스템 발전의 혜택을 충분

히 누리지 못해 성능의 차이는 더욱 커졌다 또한 로

터를 이용하는 수직이착륙 비행체 개념인 경우 전진

비행시 로터의 회전으로 인한 과도한 항력 증가가 있

다 즉 로터블레이드는 공기를 로터의 회전속도와

비행체의 전진속도의 벡터 합의 속도로 지나가기 때

문에 비행체의 속도가 마하

수준만 되어도

0.15~0.2

회전하는 블레이드 끝단에서의 상대속도는 항력이

급격히 증가하는 임계 마하수

에 도달하

(0.8 ~ 0.85)

는 단점이 있다 이러한 한계로 인해 헬리콥터의 최

대속도는

수준으로 제한되었다 이를

160 ~170 kts

극복하기 위해 지난 반세기 동안 다양한 신개념 비행

체 연구가 수행되었다 지난 반세기 동안 미국을 비

롯하여 영국 프랑스 등에서 수행된 이러한 다양한 신

개념 비행체 연구결과 양산개발에 성공한 비행체는

틸트제트 와 틸트로터 단 두 가지 개념뿐이다

“

”

“

”

안오성

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 55~60

신개념 수직이착륙기 개념선정과정

신개념 수직이착륙기 개념선정과

신개념 수직이착륙기 개념선정

신개념 수직이착륙기 개념선

1.1

위 두 가지 개념 외에 보다 경제적이고 보다 실용

적인 수직이착륙 항공기 개념 구현을 위해 다양한 비

행체 개념이 항공선진국인 미국과 프랑스 영국 독

일 등에서 지금도 계속 연구되고 있다 스마트무인기

기술개발 사업단에서는 지난 수 십 년간의 수직이착

륙 비행체의 연구결과를 검토하고 최근까지 그 실용

성 및 기술적 적합성에 있어서 주목을 받아온 개념을

선정하여 미래지향적이면서도 고성능의 성능을 실현

할 수 있는 비행체 개념구현을 위한 연구를 해외 유

수의 연구단체와 공동으로 수행하였다.

위 개념들 중에서

번의 개념은 고속성능에 있

5, 6

어서 한계가 있고

번 개념은 수직 이착륙보다는 단

, 7

거리 이착륙을 이용하는 개념이므로 스마트무인기

비행체 개념 검토 대상에서 제외되었으며 나머지 5

개 개념에 대한 기초연구가 수행되었다 각각의 개념

에 대한 기술적 특성과 성능 및 미래 신개념 비행체

개념으로서의 적합성 등을 검토한 결과

번의

1,2,3

개념으로 그 대상이 압축되었고 이 세 가지 개념에

대한 보다 심도 있는 연구를 통한 비교검토가 이루어

졌다 신개념 비행체 개발에 있어서 개념선정의 중요

성은 매우 크다 그것은 기술적 적합성 미래적 가능

성 개발 위험도 및 실용성 등이 종합적으로 검토되

어야 하기 때문이다 이러한 평가는 비행체 개발에

관한 오랜 경험과 이해의 토대위에 각각의 개념에 관

한 심도 있는 연구가 필요하다 이러한 중요성을 감

안하여 비교 평가의 엄정을 기하기 위해 스마트 무인

기 사업단에서는

미국 와 같은 해외의 유명 항

GIT (

)

공기 연구기관

미국 과

이스라엘 과 같

, Bell(

)

Elbit(

)

은 선진 수직이착륙 비행체 개발업체와의 공동연구

및 정보교환을 통해 엄정한 비교평가를 추진하였다.

이러한 과정을 통해 틸트로터 비행체 개념이 가장

적합한 것으로 평가 되었다 특히

개의 후보개념중

, 3

고속성능과 장시간 운용성능에 있어서 틸트로터가

가장 우수한 것으로 평가되었다.

미래형 수직이착륙 비행체 개념의 선정은 사업의 성

패에 있어 매우 중요한 요소인 점을 감안하여 미국의

에 독자적인 비교평가를 의뢰한 결과 아래와 같이

GIT

사업단의 자체 평가와 유사한 결과를 보여주었다.

안오성

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 55~60

항공기 개념설계로 유명한

는 미국 내부에서

GIT

진행되는 미래형 비행체 개발관련 정보획득이 용이

한 점을 살려서 성능뿐 아니라 개발 위험도 실용

성 비용 기술적 가용성 등을 종합적으로 비교 평가

하였다.

이러한 항공기 개념에 관한 방대한 비교평가 연구결

과를 토대로 사업초기에 기획한 스탑트로터 (Stopper

또는

개념이 아닌 틸트

Rotor,

Canard / Rotor Wing)

로터 개념을 채택하여 이후의 설계개발을 추진하게 되

었다.

신개념 수직이착륙기 개발동향

신개념 수직이착륙기 개발동

신개념 수직이착륙기 개발

신개념 수직이착륙기 개

2.1

틸트 제트

록히드 사

틸트 제트

록히드

틸트 제트

록히

틸트 제트

록

틸트제트 개념은 수직 이착륙을 위해 로터시스

“

”

템을 사용하지 않고 순전히 추진시스템에 의존하는

비행체 개념으로서 신개념 추진 제어시스템 개발에

따른 막대한 비용이 소모되며 동일한 이륙중량에 대

해 소모되는 연료소모율이 틸트로터의

배 수준

4 ~ 5

이므로 임무운용 시간이 짧고 초음속임무 수행을 위

한 높은 추력이 요구되는 전투기의 경우에만 적용이

타당한 개념으로서 영국에서 개발된

와 미

Harrier

국의

또는

비행체가 있다

비행체

F-35 (

JSF)

. F-35

의 최대속도는 마하

이다

2.2

틸트로터

벨 사

틸트로터

벨

틸트로터

틸트로

틸트로터 개념은 기존의 가용한 엔진으로 구현

“

”

가능한 비행체 개념으로서 헬리콥터와 고정익 항공

기의 장점을 결합한 비행체 개념이다 즉 엔진의 출

력수준과 연료소모율에 있어서 틸트제트 비행체의

수준의 엔진마력으로 수직이착륙이 가능하다

20%

이륙 후에는 로터를 프로펠러처럼

도를 회전시켜

프로펠러항공기와 같이 고속으로 비행하는 개념이다.

틸트로터기는 엔진의 요구출력 추력중량비 이 일

(

)

반 회전익 항공기에 비해 다소 큰 점과 로터블레이드

가 회적익과 고정익 모드에 대해 동시에 최적설계 되

어야 하기 때문에 고정익보다는 순항성능이 떨어지

는 단점이 있다 그러나 기존 헬리콥터가 가질 수 없

는 고속성능을 낼 수 있고 고정익 비행기가 반드시

필요한 활주로가 필요없다는 점에서 매우 발전된 개

념이다 따라서 틸트로터기는 수직이착륙의 기능이

요구되면서도 고속 성능과 장거리 운용이 필요할 경

우에 적합한 개념이다.

실제로 이 비행체 개념이 미해병대에 커다란 주목

을 받고 있는 것과 해안감시를 목적으로 상용화가 진

행되고 있는 이유도 이러한 운용성능 면에서의 장점

때문이다.

하지만 활주로 없이 고속비행이 가능한 틸트로터

개념은

년도 월에 발생한

의 양산형 개발

2000

V-22

기의 사고로 인해 틸트로터 개념자체가

‘

VRS(Vortex

에 취약한 근본적인 결함을 갖고 있다 고

Ring Status)

’

하는 헬리콥터 산업계의 비판으로 위기에 직면하였다.

이에 대해

년 월에 조직된 미의회의

2001

‘Blue

팀은 틸트로터 개념자체의 근본적인 결함은

Ribbon'

발견되지 않았으며 논란이 되는

와 관련하여서

VRS

는 사고 당시의 조건에서는 헬리콥터도

에 빠질

VRS

수밖에 없다고 보고하였다 또한 틸트로터 개념은

와 관련하여 전통적 헬리콥터대비 장점과 단점

VRS

을 가지고 있는데 단점으로는

에 빠지면 좌우

VRS

수직추력의 불균형으로 매우 불안정한 상태에 빠질

수 있다는 점이다

는 비행체의 수직 하강율

. VRS

이 클 때 잘 발생한다 또한 아래의 그

(Decent Rate)

림

과 같이 하강각

과 전진속도와

(Decent Angle)

상관관계를 갖는다.

틸트로터의 특징은 항공기를 수직으로 들어올리

기 위해 회전날개의 회전면에 걸리는 하중 회전면하

(

중

이 일반헬리콥터보다 크다는 점

: Disc Loading)

이다 이는 헬리콥터와 프로펠러의 특징을 최적으로

조합하기 위한 어쩔 수 없는 선택이다 일반 헬리콥

안오성

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 55~60

터의 회전면하중이

인 반면 틸트로

8~13 (sq.ft/lb)

터 비행체의 회전면하중은

수준의

13~17(sq.ft/lb)

분포를 갖는다

의 경우에는 함상탑재 요건에

. V-22

따라 로터 회전면의 지름이

로 제한되고 해군의

38ft

여러 가지 요구조건이 추가되면서 이륙중량이 증가

함에 따라 회전면하중이

초기설계 에서 증가하

20(

)

여

수준까지 되었다 회전면하중이 클수록

의

VRS

원인이 되는 하강률이 쉽게 커지는 문제가 있다 그

러나

팀은 틸트로터 비행체는 일반헬기

Blue Ribbon

에 비해

현상과 관련한 장점으로서 다음 세 가

VRS

지를 들었다.

에 진입하는 하강율이 일반헬기보다 높다는

1) VRS

점 즉 이점은 헬기보다 높은 속도의 하강율 영역에

. (

서

현상이 발생하며 하강율 자동제한기로 해결

VRS

될 수 있음을 의미한다.)

고도가 충분하다면

에서 틸트로터 비행체의

VRS

이상 롤운동 현상은 자동적으로

에서 벗어나게

VRS

할 수 있다

헬기의 경우 파일럿의 숙력된 조작이

. (

필요)

틸트로터 좌우의 나셀을 기울일 수 있는 특징으로

인해 나셀을 조금만 기울이면 쉽게

에서 빠져나

VRS

올 수 있다 즉

진입전에 조종사 경고장치가 적

. (

VRS

절히 기능하여야 한다.)

이러한 의회보고에 따라

년

월 개량된

2002

로 비행시험이 재개되었다 운용영

VMX-22, CV-22

역 확장 급강하 전투기동 저속기동 편대비행 함

상운용 공중급유 운용소프트웨어 검증시험 등이 성

공적으로 종료되어

년 월

일 양산형에 대

2005

한 인증획득을 공표하였다.

의 성공에 힙입어

년 인증획득을 목표로

V-22

, 2007

민수용으로 개발중인

의 순조로운 개발진행

BA609

무인기로 개발된

프로그램의 개발성공 및

Eagle Eye

년 시장진입을 목표로 한 양산형의 순조로운 개

2007

발 진행 이에 대한 미국해안경비대의 대량 주문이 이

어지고 있다 또한 무인기로 대체 가능한 잠재수요에

대한 관심을 증폭시켜 틸트로터 비행체는 미래형 수직

이착륙 비행체 개념으로서 다시 주목을 받고 있다.

는

년도에 고도

에서

V-22

2000

7.6km(25,000ft)

의 최고속도를 기록하여 헬리콥터보

633km/h(342kts)

다

배이상 빠른 속도로 비행할 수 있음을 입증하였다

코엑시얼 복합헬리콥터 시콜스키

코엑시얼 복합헬리콥터 시콜스

코엑시얼 복합헬리콥터 시콜

코엑시얼 복합헬리콥터 시

2.3

(Coaxial with Pusher)

(Coaxial with Pusher

(Coaxial with Pushe

(Coaxial with Push

안오성

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 55~60

벨사에 미래형 수직이착륙 항공기에 주도권을 빼

앗긴 시콜스키사는 동축로터

와 추진

(coaxial rotor)

식 프로펠러

를 복합한

개발프로그램을

(pusher)

년 월 시작하였고 동년 월 미정부로부터 개

2005

념 및 기본설계에 관한 계약을 받았다. [2]

개념은 틸트로터와 같이 로터를 기울여야 하는

불안정한 구간을 통과하지 않아도 되는 장점이 있으며,

이륙성능에 있어서 우수하다 그러나 근본적으로 로터

의 회전을 유지하면서 후방의 프로펠러 추력에 의한 비

행속도 증가는 이미

년까지 많은 연구가 이루어진

1960

복합 헬리콥터개념의 AH-56 Cheyenne(Lockheed),

와 유

Rotodyne (Fairey Aviation), XV-1(McDonnell)

사한 개념이다.

유일한 특징적 차이는 동축로터 개념을 도입하였다

는 점이다 동축로터 개념의 도입으로 수직이륙 효율

성은 높아졌지만 헬리콥터가 갖는 근본적인 속도 제

한은 동일하다 동축로터 개념의 도입은 로터의 회전

면 면적을 줄여서 전진비행시 저항을 줄이는 데에 기

여하겠지만 그 영향은 제한적일 것이다 전진속도를

증가시키기 위해서는

에서 도입한 바와 같이 로

XV-1

터의 회전속도를 줄이는 개념의 도입이 필요하다.

이는 자이로

모드로 전환하든지 터보샤프

(Gyro)

트엔진의 출력

을 제어함으로서 가능하다 자이

RPM

로모드를 이용한 로터 회전수 줄이는 기술은 자이로

모드에서의 로터 블레이드의 안정성 확보를 위한 최

소한의 회전수 유지가 필요하다 즉 풍차효과에 의

한 강제적인 회전유지(Wind-milling 가 필요하다

)

이러한 특성은 비행속도 증가를 다시 제한한다 엔진

출력

제어는 틸트로터에서 적용하고 있는 매우

RPM

고난이도의 기술이다 이는 엔진제어 만이 아니라

, 2

개의 운용

영역에서 로터 시스템의 회전수가

RPM

로터 블레이드의 고유진동수와 적절한 고유진동수의

이격

이 필수적이기 때문이다 틸트로터

(Separation)

는 회전익 모드로 운용하는 비행영역이 제한적이기

때문에 개의

모드로 운용시 이러한 이격이 비

RPM

교적 용이하다 그러나 동축로터 개념의 경우는 이

또한 매우 비현실적이 될 가능성이 높다 결과적으로

동축로터 개념의 헬리콥터는 단일

으로 운용하

RPM

게 될 것이며 이 경우 최대속도의 증가는 제한적이게

될 것이다

항공기는 위에서 예시한 두 가지 개념

. X2

의 로터회전속도 감소없이 추진되는 것으로 예상된

다 따라서

의 최대속도를 제한적

AH-56 Cheyenne

으로 추월하는 데에 그칠 것이다

년대까지 이

. 1960

루어진 개 개념의 최대속도는 다음 표 과 같다

항공기명칭

항공기명

항공기

항공

최대속도

최대속

최대

최

년도

년

이 타 개념에 비해 월등히 높

AH-56 Cheyenne

은 최대속도를 보인 이유는 개념의 우수성 때문이 아

닌 엔진의

가

나 되는 과도한 추력을 이용

T/W

0.45

한 덕으로써 경제적 유용성으로는 의미가 없다 틸

트로터의 경우

가

이하 수준이다 일반 헬

T/W

0.25

. (

기의 경우

를 개발하는 시콜스키사

: 0.16 ~ 0.18)X2

는 최대속도

달성을 주장하지만

463km/h(=250kts)

틸트로터 수준의 추력비

로 이러한 속도를 달

(0.25)

성하기 위해서는 항력 감소와 관련한 커다란 기술적

안오성

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 55~60

도전에 직면할 것이며 이 전의 복합헬리콥터와 같이

그 실용성에 한계를 드러낼 가능성이 높다.

보잉

보

2.4 Canard Rotor Wing (XV-50)-

2.4 Canard Rotor Wing (XV-50)

2.4 Canard Rotor Wing (XV-50

2.4 Canard Rotor Wing (XV-5

로터를 정지시켜 고정익으로 사용하여 멈춤식 로

터

라고도 불리는 이 개념은 제트엔

(Stopped Rotor)

진의 후류를 블레이드 끝단으로 보내어 토출되는 유

동의 반력으로 로터를 회전 이륙하는 개념이다 이

로써 복잡한 동력전달장치

를 없애고

(transmission)

정지비행시 제트추력을 동체 후방으로 분사하여 고

속의 전진비행이 가능하다 그러나 이 개념은 앞뒤

대칭형의 비효율적인 날개골

과 비틀림각을

(Airfoil) ,

줄 수 없는 로터깃형상의 제약 제트후류를 블레이드

끝단에 보내기 위한 고온소재로 인한 무게증가 가로

세로비가 작은 로터깃에 의한 조종력 증가 및 불안정

성 등으로 기술적 적합성이 떨어지는 것으로 판단되

며 최근에 있단

의 비행시험 실패가 이를 잘

XV-50

보여준다.

이상과 같은 가지 비행체 개념이 최근 진행중인

고속 수직이착륙 비행체 개념이며 그 중 틸트로터

개념이 운용 효율성 과 기술적 검증 면에서 유효성이

입증되었으며 가장 큰 주목을 받고 있는 비행체 개

념이다.

결 론

결

이상으로 지난 반세기 동안 수행되어온 고속 고성

능 수직이착륙 항공기 개발동향과 최근의 추세 및 미

래형 항공기로서 적합한 개념에 대해 고찰해 보았다.

스마트무인기 개발사업은 비행체 개념선정에 관한

선진국의 막대한 연구투자 결과를 활용할뿐 아니라,

미래형 신개념 선정을 위한 국제공동 및 독자적 연구

를 통해 틸트로터 비행체 개념을 선정하여 지난

년

여 동안 설계 개발에 매진하였다 틸트로터 개념은

현재 가장 주목받는 미래형 신개념 수직이착륙 개념

으로 부상하고 있는데 이러한 세계추세와 더불어 스

마트무인기개발사업은 단순한 신기술개발사업의 의

의를 뛰어넘어 진정으로 미래 항공산업시장에서 핵

심적으로 필요한 기술개발을 선점할 수 있는 의의를

지니게 되었다 이는 미래형 신개념 비행체 선정을

위한 초도 기획연구의 엄밀함 덕분이다.

수직이륙이 가능한 고속성능의 항공기 개발은 기

술의 발달과 함께 다양한 방향으로 진행되어져 왔으

나 그 실용성과 미래적 발전 가능성에 있어서 틸트로

터보다 유력한 개념은 없는 상태이다

개발로

. V-22

잘 알려진 틸트로터 개념의 비행체는 연구개발을 시

작한지 반세기가 지나서야 실용화가 가능했다 틸트

로터기의 실용화를 성공시키기 위해 여러 분야의 기

술적인 진보가 필요했다 그중에서도 특히 로터 시스

템 드라이브 시스템 컴퓨터 기술의 발전에 의한 전

기식 비행제어시스템 그리고 헬리콥터특성과 프로

펠러 특성을 복합한 비행제어 알고리즘 개발 및 이의

신뢰성을 검증하기 위한 컴퓨터 시뮬레이션 기술의

발전은 틸트로터와 같은 특수형상 비행체의 비행을

가능하게 해주었다 스마트무인기기술개발사업단에

서는 이러한 설계기술을 성공적으로 확보하여 상세

설계를 종료하였고

년에 제작 완료

년에 조립

, 08

및 지상시험 완료 및

축소기 비행시험을 통한

40%

비행제어로직 검증 완료

년에 초도비행시험에 진

, 09

입할 계획 가운데 성공적으로 진행중이다.

참고문헌

참고문

참고

참

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항공우주산업기술동향 권 호

항공우주산업기술동향 권

항공우주산업기술동향

항공우주산업기술동

4 1

(2006) pp. 61~67

4 1

(2006) pp. 61~6

4 1

(2006) pp. 61~

4 1

(2006) pp. 61

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기술동향

기술동

기술

기

비접촉식

차원 정밀 측정 기술 동향

글

윤 용 식

글

윤 용

글

윤

글 /

ysyoon@kari.re.kr

한국항공우주연구원 우주시험실 우주시험그룹

초 록

초

현대 산업이 고도화 선진화됨에 따라

이상의 크기를 갖는 중 대형 시설 및 장비에 대한 설치 요구조

1.5 m

․

건 및 운용상의 정밀도 유지가 더욱 중요해지고 있다 이를 위하여 비접촉식 차원 정밀 측정 장비인 데오드

라이트 측정시스템 사진 측정 시스템 및 레이저 측정 시스템 등의 사용이 점차 증가하고 있는 추세이다 본

글에서는 이들 측정 장비의 측정 원리 및 적용 사례 등을 중심으로 최근의 정밀 측정 기술 동향에 대하여 기

술하였다.

주제어

차원 측정 시스템

: 3

, 데오도라이트 측정 시스템 사진 측정 시스템 레이저추적기 레이저 스케닝 시스템

서 론

서

현재 국내 기초 산업 및 응용 산업에 있어서 설치

및 운용상 정밀성이 요구되는 시설이나 장비가 도입

되고 운용되고 있다 특히 국내 산업의 정밀화 선진

․

화 경향에 따라 내진 빌딩의 건설 고속 철도 차량의

제작 및 운용 인공 위성의 정밀 조립 항공기의 조립

및 제작 원자력발전소의 건설 대형 선박의 탱크 부

피 측정 및 대형 구조물 제작을 위한 좌표 측정

등에 정밀 측정이 요구

(coordinate measurement)

되고 있다 이때 요구되는 정밀도는 장비의 설계 사

양이나 측정거리에 따라 달라질 수 있으나 약 1.5 m

이상의 크기를 가지는 측정 대상에 대하여 최대 50

까지 정밀 측정되어야 한다 이러한 정밀 측정을

통하여 제품의 신뢰도는 물론이고 생산성 향상 등에

도 많은 도움이 된다.

현재 중 대형 구조물에 대한 측정을 위해 개발되어

․

운용되고 있는 정밀 측정 장비는 데오도라이트 측정

시스템

사진

(theodolite measurement system),

측정 시스템

레이저 추

(photogrammetry system),

적기

레이저 스케닝 시스템

(laser tracker),

(laser

등이 있다 이들 측정 시스템은

scanning system)

각 측정 대상물의 특성에 따라 선택적으로 사용되

고 있으며 특정 목적을 위하여 시스템간의 조합을

통하여 운용되기도 한다.

상기 측정 시스템의 하드웨어 개발은 미국 스위

스 캐나다 등 광학 기술이 발달한 국가에서 수행되

고 있고 프랑스 영국 호주 등에서는 시스템의 운용

소프트웨어 개발이나 시스템 응용 분야에서 많은 개

발을 수행하고 있다 그리고 중 대형 정밀 측정과 관

․

련하여 미국에서

년부터 측정에 관련된 전문가

1998

모임인 CMSC(coordinate measurement system

가 결성되어 매년 관련 논문 발표회를 개

committee)

최하면서 상호간의 기술 교류 및 관심 사항에 대한

윤용식

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 61~67

의견을 교환하고 있다.

본 글에서는 상기에 언급된 각 정밀 측정 시스템

의 측정 원리와 국내 외에서의 적용 사례 및 측정 시

․

스템의 응용 등을 고찰하고 향후 측정 시스템에 대

한 국내의 중 대형 정밀 측정분야에 대한 활성화 방

․

안에 대하여 논하고자 한다.

정밀 측정 시스템

정밀 측정

정밀

데오도라이트 측정 시스템

데오도라이트 측정 시스

데오도라이트 측정 시

데오도라이트 측정

2.1

데오도라이트

는 수평 및 수직을 측정

(theodolite)

하는 측정 장비로서 일반적으로 토목공사에 사용하

는 측량기로 알려져 있고 현재도 널리 사용되고 있

다 그러나 데오도라이트에

초

까지 측정

0.1 (degree)

이 가능한 인코더

센서를 장착하여 측정

(encoder)

거리가

이내에서 최고

의 정확

100 m

0.05 mm

～

도를 가지는 산업용 정밀 측정기로도 사용하고 있다.

이 시스템의 측정은

과 같이 대 이상의 데오

Fig. 1

도라이트를 사용하여 측정대상물 위에 미리 설치된

표적

의 중심점을 조준하여 측정함으로써 측

(target)

정점의 차원 좌표 값을 구할 수 있다

즉 데오

[1,2].

도라이트 사이의 거리 정보와 각 데오도라이트에서

표적에 대한 수평 및 수직 각을 측정함으로써 표적의

차원 좌표 정보를 구할 수 있게 된다 데오도라이트

의 수를 많이 사용할수록 측정 정확도가 높아지며 현

재 상용화된 측정 시스템에서는 최대 대 까지 사용

하여 측정할 수 있다 이 시스템은 측정 대상물의 형

상이 복잡하거나 측정을 위해 접근하기 힘든 대형

구조물의 정밀 측정에 효과적인 시스템이다 그러나

데오도라이트의 기준 설정 온도 혹은 진동 등 외부

환경의 영향 및 측정하는 사람의 측정 숙련도에 따라

측정 정확도가 달라질 수 있다.

이 시스템을 이용하여

와 같이 위성체의 구

Fig. 2

조적 안정성 및 기계 조립을 검증할 수 있다

위

[3].

성체는 발사체에 실려 우주 궤도에 진입하면서 구조

적 충격을 받을 수 있고 우주 궤도에서 운용되는 경

우에도 계획된 수명 기간 동안 구조적인 안정성을 유

지하여야 하므로 지상에서 이에 대한 검증은 매우 중

요한 요소이다 항공우주연구원에서 개발하고 있는

다목적 실용위성의 경우

각 형태의 구조에

개의

평판을 조합한 구조로 되어 있고 각 평판에 위성

탑재 장비를 장착하게 되어 있으며 위성체 외부

에는 태양 전지판을 부착하게 되어 있다 이러한

형상의 구조적 안정성 및 정밀 조립을 검증하기

위하여 데오도라이트 측정 시스템을 사용하여 각

평판에 탑재되는 장비가 설치 완료된 후 각 평판

의 편평도 및 평판 간의 평행도를 측정하여 구조

적인 안정성을 확인할 수 있다 또한 태양 전지

판이 설계 요구 정확도에 따라 설치되었는지도

검증할 수 있다

PP1

PP2

PP3

PP4

PP5

PP6

PP7

PP8

Instrument 2

Instrument 1

그리고

과 같이 최대 길이가

인

, Fig. 3

14.5m

단 로켓의 진직도 및 각 모듈 별 정렬을 측정 할
수 있다

단 로켓의 경우 여러 개의 원통형 모듈

. 3

이 결합되는 구조로 되어 있어 각 모듈 별 조립

상태를 확인하여야 하고 로켓의 정렬을 검증하여

윤용식

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 61~67

야 한다 이를 위하여 데오도라이트 측정 시스템

을 사용하여 요구되는 측정 정밀도를 만족하면서
측정할 수 있고 특히 로켓 발사시 발사대와 로켓

의 발사 각도의 측정에도 사용하여 발사체의 정확
한 발사 각도를 유지시키도록 할 수 있다.

사진 측정 시스템

사진 측정 시스

사진 측정 시

사진 측정

2.2

사진 측정 시스템은 고해상도의 반도체 영상 센서

를 장착한 디지털 카메라와 데이터 처리 시스템으로

구성되어 있다 이 시스템은 약

의 거리에서

9 m

까지 측정할 수 있는 정확도를 가지고 역

±0.2 mm

반사가 잘되는

개 이상의 표적을 이용하여 좌표를

측정할 수 있다 일반적으로 접근하기 힘든 환경과

복잡한 형상으로 인해 많은 표적을 동시에 측정하는

경우에 사용한다 현재 사용되고 있는 사진 측정 시

스템은

와 같이

과

Fig. 4(a), (b)

Off-Line

On-Line

가지 방법이 있다

의 경우는 사진 측정 시

. Off-Line

스템

대를 사용하여 사진 촬영 후 데이터 처리 시

스템에서 데이터를 확인하는 것이고

의 경

, On-line

우는

대의 디지털 사진기를 사진 촬영 시 직접 데

이터 처리 시스템과 연결하여 실시간으로 측정된 데

이터의 정보를 확인할 수 있는 시스템이다.

이 측정 시스템을 이용하여

와 같이 통신위

Fig. 5

성에 탑재되는 통신 위성용 안테나의 개발 시험을 수

행할 수 있다 통신 위성용 안테나는 우주궤도 상에서

운용되면서 우주 환경에 따라 안테나의 형상이 유지

되어야 지상과의 통신 중계를 원활하게 수행할 수 있

다 이를 위하여 우주 환경을 모사하는 열진공 챔버에

설치하여 우주 환경에 따른 안테나의 변형성을 확인

하여야 한다 열진공 챔버에 사진을 촬영할 수 있는

홀을 만들어 열진공 시험이 수행되는 동안 사진 촬영

을 하여 안테나의 변형 여부를 확인할 수 있다[4].

사진 측정 시스템은 사용의 간편성과 측정의

정확도로 인하여 적용범위가 넓다 호주 멜버른대

학 측정연구소에서는 이 시스템을 이용하여 세계

최대 규모 발전기의 고정자와 회전자간의 간섭을

와 같이 측정하였고

잠수함 건

Fig. 6 (a), (b)

[5],

조시 어뢰의 발사 장치의 좌표 측정 지뢰 폭발에

대한 장갑차의 변형 측정 등에도 적용하는 등 활

용 범위를 다양하게 시도하고 있다[6].

윤용식

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 61~67

레이저 측정 시스템

레이저 측정 시스

레이저 측정 시

레이저 측정

2.3

레이저를 이용한 측정 장비는 측정 조건의 안전성

및 편리성의 장점이 있으나 측정 대상물이 레이저에

민감한 경우 사용이 제한된다.

레이저 추적기

레이저 추적

레이저 추

레이저

2.3.1

2.3.

2.3

레이저 추적기는

과 같이 레이저 추적기로

Fig. 7

부터 헬륨 네온

광선이 방사되어 표

(helium-neon)

적에 부착된 툴링 볼

에 반사되어 나온

(tooling ball)

광선을 다시 받아 표적의 차원 위치 정보를 측정할

수 있는 장치이다 레이저 추적기는 간섭계 광 센서

광선 분할기 기준 거울 등으로 구성되어 있다 이 장

치의 정확도는

거리에

9 m

서

의 정확도

±0.1 mm

를 가지고 움직이는 목표물의 좌표 측정이나 실

시간으로 측정 데이터가 요구되는 생산 자동화

라인 등에 효과적으로 사용될 수 있다.

현재 미국에서는

과 같이

세기형 물

Fig. 8

리 시험장치인

를 건

Natioanl Ingnition Facility

설하고 있다

이 시설은

조 와트

의

[7].

(Watts)

전원으로

개의 레이저 광선을 광선 발생 장

192

치에서 약

떨어진 지름

표적에

400 m

0.5 mm

맞추도록 하는 장치이다 이 장치를 이용하여 별

윤용식

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 61~67

중심부에 존재하는 핵폭발이나 핵무기의 폭발을 모

사할 수 있고 모델링

이 가능하도록 하는

(modeling)

것이다 따라서 건물의 편평도뿐만 아니라 장비가

설치되는 구조물의 정렬 정확도도

이내

±0.25 mm

에서 매우 정밀하게 측정되어 설치되어야 한다 이

를 위하여 레이저 추적기를 사용하여 장치의 지지대

뿐만 아니라 건물의 정렬 및 온도와 습도에 따른 건

물의 수축 등을 정밀하게 측정하고 있다.

레이저 추적기는 현재 국내 자동차회사 항공기

제작사 및 건설관련 연구원 등에서도 폭 넓게 활용되

고 있다.

레이저 스케닝 측정 시스템

레이저 스케닝 측정 시스

레이저 스케닝 측정 시

레이저 스케닝 측정

2.3.2

2.3.

2.3

레이저 스케닝 측정 시스템은

년

에 의

1984

Rioux

해 처음 소개되었고

에서와 같이 레이저 광원

, Fig. 9

에서 방사된 레이저 광을 스케닝 거울로

개의 고정

된 거울의 광학 축에 따라 반사한 후 스케닝 거울 바

깥쪽의 이중 렌즈를 통하여 CCD(charge coupled

까지 전달되는 원리에 의해 측정되는 시스템

device)

이다.

그리고 이러한 측정 원리를 이용하여 개발되는 측정

시스템에 따라 Videogrammetry System 혹은

Laser Radar System 등으로 명명된 측정 시스템도

있다 이 측정 시스템은 측정되는 대상물의 실제 형

상이 데이터 처리 시스템에서 시연되지만 현재까지

약

의 거리에서

의 측정 정밀도를 얻

1.5 m

±0.1 mm

을 수 있어 다른 측정 시스템과 차이를 가지고 있다.

그러나 측정의 편리성 및 전자 장치의 발전에 의해

더욱 정밀한 측정 시스템이 개발되고 있는 중이다.

이 측정 시스템은 종이 제조 공정에서 종이의 굴곡

을 측정하거나

제철소의 압출 공정에서 압출되어

[8],

나온 철판의 편평도 등을 측정하는 공장 자동화 기기

의 좌표 측정기(coordinate measurement machine)

로도 사용되고 있다.

정밀 측정 시스템의 응용

정밀 측정 시스템의

정밀 측정 시스템

정밀 측정

상기에서 기술된 각 측정 시스템은 고유의 특징과

장점을 가지고 있어 측정 대상물의 형상이나 요구되

는 정확도 등에 따라 각 측정 시스템의 조합이나

로보트 등과의 조합을 통하여 더 정확한 측정

CAD,

방법과 보다 안정된 측정 방법을 모색하면서 측정 응

용분야를 넓혀 나가고 있다.

윤용식

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 61~67

한국항공우주연구원에서는

과 같이 인공

Fig. 10

위성 및 우주 발사체에 탑재되는 자세제어 센서 및

광학 카메라의 정밀 정렬을 위하여 데오도라이트와

초정밀 조정이 가능하고 최대

초

까지

0.5

(degree)

측정이 가능한 회전 테이블을 결합한 얼라인먼트 측

정 시스템을 설치 운용하고 있다

이 시스템은 길

[9].

이 측정 정확도

각도 측정 정확도

초의

0.5 mm,

정밀 측정 시스템으로 위성체에 설치된 기준 면경

에 대한 측정 센서의 차원 상대좌표

(master cube)

를 측정하여 지상에서 원격 자세 제어 조정이 가능하

도록 하는 측정 시스템으로 사용하고 있다.

미국 보잉사의 경우 항공기 제조에 사용하기 위하

여 보유하고 있는 정밀 측정 시스템 즉 사진 측정 시

스템 레이저 추적기 레이저 스케닝 측정 시스템 및

기타 좌표 측정기 등에서 측정되는 측정 데이터를 하

나의

에서 처리할 수 있도록 하는 통합 소프

CATIA

트웨어를 구축하여 사용하고 있다 이 시스템을 이용

함으로써 각 측정 시스템에서 측정된 데이터를 형상

화할 수 있고 측정 데이터의 관리가 쉽고 각 측정

데이터의 비교가 용이하여 생산성 향상 생산 제품의

검사 및 품질 관리를 극대화하고 있다[10].

영국 런던 시립대학교내 광학 측정연구실에서는 2

대 이상의 사진 측정시스템을 결합하여 사용할 수 있

는

을 개발하여 이

3-D Net Measurement System

를

프로그램과 연결하여 사용하는 측정 시스템

CAD

을 개발하였다 이 시스템을 이용하여 실시간으로

개까지의 표적 영상을 차원 좌표의 계산이 가

170

능하도록 하였고

과 같이 항공기 제작 공정

, Fig. 11

에서 별도의 조립용 지그

없이 로봇으로 드릴 작

(Jig)

업과 용접작업을 수행할 수 있는 공장 자동화 지원

측정 시스템을 개발한 바 있다[11].

이밖에도 미국 영화 산업의 특수 효과 분야에서는

년에 개봉된 다이너소어

라는 만화

2000

(Dinosaurs)

영화를 제작하면서 만화에 삽입되는 배경과 만화 주

인공 간의 차원 배열을 위하여 사진측정 시스템과

레이저 스케닝 측정 시스템을 조합하여 만화영화에

서의 시각 효과를 극대화시킨 바 있다 그리고 이 시

스템을 이용하여

등과 같

Chill Factor, End of Days

은 만화 영상이 삽입되는 영화에도 활용하는 등 현재

미국 영화 산업에 많이 활용되고 있다[12].

결 언

결

현재 생산 및 장치산업은 선진화 고정밀화 되어

․

가고 있는 추세이다 특히 고속철도 항공기 인공위

성 자동차 원자력 발전소 등은 성능 향상과 더불어

제작 설치 공정 및 측정 검사 등의 측정 정밀도도 점

․

점 높아지고 있다 또한 생산 자동화 시스템에 있어

서도 품질관리를 위한 측정 요구 정밀도가 높아지고

있어 선진국의 경우 전술한 정밀 측정 시스템의 활용

과 적용 범위가 점차 확대되고 있는 실정이다 국내

산업에 있어서도 보다 고부가가치의 생산품 제조와

생산 공정의 자동화를 위해서는 차원 정밀 측정 시

스템의 활용 기술이 필수적으로 갖추어져야 한다 이

를 위하여 산업용 정밀 측정 기술을 위한 전문기관의

선정 측정 시스템 개발 및 활용을 위한 전문 인력의

육성 산업체에서의 정밀 측정에 대한 인식 제고 그

리고 정밀 측정에 대한 인적 교류 및 정보 교환의 활

성화가 선행되어야 한다.

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(2006) pp. 68~73

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(2006) pp. 68~7

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(2006) pp. 68~

4 1

(2006) pp. 68

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기술동향

기술동

기술

기

지구 저궤도 고해상도 관측위성의 개발 동향

글

김 규 선

글

김 규

글

김

글 /

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정 대 원

정 대

정

dwchung@kari.re.kr

한국항공우주연구원 아리랑위성 호 사업단 체계종합그룹

초 록

초

년대 중반이후 선진외국의 위성 제작사들은 상업적인 목적으로 소형 위성체에 고해상도 광학 탑재체

1990

를 탑재한 위성을 개발하기 시작하였다 특히 미국의

사에서

라는 상업용 고해상

Lockheed Martin

IKONOS

도 지구관측 위성을 개발한 이후 미국 및 유럽의 선진외국 사에서 유사한 위성을 개발하여 미국 내 정부의 수

요 및 해외고객의 수요를 충족시켰다 최근 다음 세대 위성의 개발이 진행되어

년 내에 발사를 앞두고 있

1-2

는데 미국 내의 개발 동향은 위성의 대형화를 통한 성능 및 수명 증대와 더불어 고용량 자세제어 작동기를 사

용한 고 기동성능 확보로 요약할 수 있으며 탑재체 성능의 경우에는

채널의 경우

이하의 해상도

PAN

0.5 m

를 갖는 성능 증대를 보이고 있다 본 기술동향에서는 기존의 개발 되어있는 고해상도 지구관측위성의 특성

을 살펴보고 향후 지구 저궤도 고해상도 관측위성의 개발동향에 대하여 분석하였다.

주제어 우주산업 인공위성 고해상도 카메라

서 론

서

고해상도 영상의 정의는 분야별로 조금씩은 다르

게 해석되고 있는데 예를 들면 기상관측위성에서는

의 해상도가 고해상도 이지만 지구위의 물체를

1Km

식별하는 위성의 경우에는 해상도가

는 되어야

1 m

고해상도라 분류할 수 있다. 고해상도 지구 저궤도

관측위성의 역사는 동서냉전 시대에 미 소간의 군

사적 긴장상태로부터 필요성이 출발 되었으며 미

국의 군사 첩보위성인

의 경우에는

CORONA

1960

년대 초부터 개발이 진행된 것으로 알려져 있다 군

사적 목적으로 시작한 지구관측 위성의 기술이 성

숙된 이후인

년대 후반부터 미국의 위성 제작

1990

사 들은 새로운 상업적 수요에 부응하기 위하여 고

해상도 지구관측용

를 탑재한 위성을 개발

Camera

하기 시작하였다 가장 먼저 발사를 한 위성이 미

국,

사의

로

급 해상

Lockheed Martin

IKONOS , 1m

도의 흑백 채널과

급 칼라채널의 대구경 카메

라를 장착한 최초의 상업용 고해상도 위성이었다.

이후

사의

Ball Aerospace

Quick Bird-2, Orbital

사의

등이 유사한 성능을 갖고 있

Orbview 3 & 4

는 위성이었고 미국을 제외한 지역에서는 이스라

엘

사가 제작한

와 유럽의

MBT

Offeq-5/ EROS

사가 설계하고 있는

등이

EADS/Astrium

Pleiades

급 해상도 성능을 갖춘 위성체로 평가된다 그

리고 국내에서는 한국항공우주연구원이 개발하고

있는 다목적실용위성 호 및 호가 앞에서 언급한

위성과 동등한 성능을 갖고 있다.

최근의 상업용 고해상도 위성의 개발동향은 미국

의 상업용 영상 판매사들에서 추구하고 있는 위성체

의 대형화와 고속 자세제어 기동 능력 보유, 0.5 m

이하의 해상도 등으로 요약할 수 있는 경향과 이스라

엘의

사가 지속적으로 유지하고 있는 소형위성을

IAI

김규선

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 68~73

사용한 고해상도 탑재체 위성의 개발 경향으로 구분

할 수 있다 본 기술동향에서는 최근의 지구 저궤도

관측위성의 개발동향을 미국의 상업용 영상 판매사

가 추구하고 있는 대형화된 위성체를 사용한 개발동

향에 대하여 집중적으로 분석하기로 한다.

위성 명 국가

위성 명 국

위성 명

위성

발사년도

발사년

발사

발

해상도

해상

해

[m]

[

PAN/MS

PAN/M

PAN/

PAN

관측폭

관측

관

[Km]

[Km

[

프

SPOT 1/

1986

10/20

프

SPOT 5/

2002

5/10

60/120

일

JERS/

1992

인

IRS-1C/

1995

5.7/23

70/142

한

KOMPSAT-1/

1999

6.6

미

IKONOS-2/

1999

0.82/3.24

이

EROS A/

2000

1.8

12.6

미

Quick Bird 2/

2002

0.62/2.48

미

Orbview-3/

2003

1/4

FORMOSAT-2

2004

2/8

한

KOMPSAT-2/

2006

1/4

미

World View I/

2006

0.5/2

미

Orbview-5/

2006

0.41/1.64

프

Pleiades/

2008

0.7/2.8

프 프랑스 일 일본 인 인디아

한 한국 미 미국 이 이스라엘

해외의 위성체 개발동향

해외의 위성체 개발동

해외의 위성체

해외의

초기 상업용 지구관측 위성

초기 상업용 지구관측 위

초기 상업용 지구관측

초기 상업용 지구관

2.1

년대 미국에서 개발된 고해상도 영상을 만들

1990

수 있는 상업용 위성의 특성은 기존의 군사용 위성에

비교하여 소형화를 이룩한 것이다 이는 전자광학 기

술의 발달로 광학 탑재체에 필요한 전자장비의 소형

화가 주원인이기도 하지만 상업적 목적으로 사용하

기 위해서는 경제성이 가장 우선되어야 하고 이는 초

기 개발 투자비의 최소화가 필요한 상황에서의 기술

적 방안이 소형화된 위성개발로 결론 내려졌을 것으

로 판단된다.

소형화된 위성설계 이외에 또 다른 특성은 민첩성

또는 기동성을 들 수 있다 이는 위성이 비행을 하면

서 영상을 획득함에 있어서 관심지역을 조금 더 빨

리 신속하게 영상을 획득하는 방법으로 위성의 고속

자세제어 기동성능을 이용하는 것이다 이와 같은 설

계특성 및 개발동향은 대부분의 초기 상업용 관측위

성에 공통적으로 나타나는데 각 위성별로 구체적인

특성을 살펴보기로 한다.

사 미국

사 미

사

IKONOS : Lockheed Martin

(

)

IKONOS : Lockheed Martin

(

IKONOS : Lockheed Martin

IKONOS : Lockheed Marti

위성의 설계에 대해서는 별로 알려져 있는

IKONOS

것이 없으나 미국

의

NASA

RSDO(Rapid Spacecraft

Development Office)에 등록된

카탈

LM900 Bus

로그로부터 개략적인 민첩성 관련 성능을 알 수 있다.

는 자세제어 작동기로

IKONOS

RWA(Reaction Wheel

를 사용하고 있는 것으로 알려져 있으며

Assembly)

각 축으로

의 기동성능을

4 deg/sec, 0.2 deg/sec^2

가지고 있는 것으로 표시 되어있다 이를

원형

700Km

궤도를 기준으로 보면 지구지향 자세로부터 관측 지

점을

밖으로 이동하는데 약 초 정도 걸리고

100 Km

이 동안에 지상 거리로는 약

정도를 지나가게

10 Km

된다. 자세제어계 특성 상 위성의 자세를 바꾸고 안

정화에 시간이 소요 되므로 이를 감안하더라도 수치

상으로 제시하고 있는 기동성능과 관련된 성능이 3

축으로 모두 적용 가능하다면 잠재적 사용자로부터

요구되는 대부분의 성능을 만족 시킬 것으로 생각된

다 특히 자세 안정화에 소요되는 시간을 최소화하기

위해서는 위성체가 충분한 강성을 가져야 자세변경

김규선

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 68~73

기동 시 흔들림을 최소화 할 수 있고 이를 위하여

그림

에 보인 것과 같이 위성은 고정식 태양 전지

[

판을 몸체에 세 개를 한 개씩 장착하고 있으며 특히

각 태양 전지판의 강성을 증대하기 위하여 지지 보를

장착하고 있는 것을 볼 수 있다 이와 같은 설계의 단

점인 태양전지 장착 면적의 부족을 극복하기 위하여

위성몸체 끝 면에도 태양 전지판을 추가로 장착한 것

을 볼 수 있다 위성의 기동성능이라는 측면과 관련

하여 또 한 가지 살펴보아야 하는 점이 탑재체 자료

전송 안테나 인데 기본적으로

을 사용하여

Gimbal

안테나의 지향을 조정할 수 있도록 되어 있어서 위성

체가 지구를 지향하지 않더라도 지상국으로 자료를

전송할 수 있도록 되어있다.

사 미국

사 미

사

Quick Bird-2 : Ball Aerospace

(

)

Quick Bird-2 : Ball Aerospace

(

Quick Bird-2 : Ball Aerospace

Quick Bird-2 : Ball Aerospac

미국

사의

Ball Aerospace

Quick Bird-2는

본체를 사용하여 개발한 위성체로 다른

BCP-2000

대부분의 위성이 고정식 태양 전지판을 채택하고 있

는 것과 비교하여 회전식 태양 전지판을 채택하고 있

는 것이 특이한 점이다 기동성능은

도를

초에

도를

초에 회전기동할 수 있다

. Quick Bird-2

는 첫 번째 위성의 발사실패 후 초기에 설계 되었던

고도보다 낮은

에 두 번째 위성을 위치시켜

450 Km

당초 설계 되었던 것 이상의 해상도

를 얻도

(~0.6 m)

록 하여 미국 내의 수요자로부터 호응을 얻은 것으로

보인다.

그림

위성

그림

위

그림

그

2. Quick Bird-2

2. Quick Bird-

2. Quick Bird

2. Quick Bir

사 미국

사 미

사

Orbview 4 : Orbital

(

)

Orbview 4 : Orbital

(

Orbview 4 : Orbital

Orbview 4 : Orbita

그림 에 보여준

위성은

발

[

Orbview-4

Taurus

사체의 실패로 궤도에 진입하지는 못했으나 위성체의

설계라는 측면에서는 참고를 할 점이 많은 위성이다.

그림

위성

그림

위

그림

그

3. Orbview-4

3. Orbview-

3. Orbview

3. Orbvie

의 위성체는

사의

Orbview-4

Orbital

Leostar-2 라

는 이름으로

의

에 등록 되어 있으며

NASA

RSDO

카탈로그에 표시된 기동성능은

로

1.25 deg/sec

위성의

정도의 각속도를 갖는다 이는

IKONOS

1/3

가 대용량

를 사용하는 것과 비교하

IKONOS

RWA

여 용량이 작은 자세제어 작동기로 RWA(Reaction

를 사용하기 때문인 것으로 판단

Wheel Assembly)

된다 그러나

IKONOS/LM-900 위성체

질량

(Bus)

이

인데 반하여

492 Kg

Orbview-4/Leostar-2

의 위성체 질량이

로

이상 가볍기 때

376 Kg

100 Kg

문에

만을 가지고도 잠재적 수요자의 요구조건

RWA

을 만족시키는 민첩성을 가질 수 있는 것으로 생각했

기 때문일 것이다 특히 태양 전지판의 설계를 보면

에서 보였던 태양전지 장착면적의 부족을

IKONOS

극복하기 위하여 개의 패널을 장착하였고 태양 전

지판의 강성을 증대시키기 위하여 유사한 종류의 지

지 보를 장착하고 있음을 볼 수 있다.

사 이스라엘

사 이스라

사 이스

사 이

Offeq-5/EROS-1:IAI

(

)

Offeq-5/EROS-1:IAI

(

Offeq-5/EROS-1:IAI

Offeq-5/EROS-1:IA

위성은 거의 유사한 설계를 갖

Offeq-5/EROS-1

고 있으며 이스라엘의 특수성 때문에 자국 발사체인

의 발사용량에 맞추기 위하여 극단적인 경량

Shavit

화 설계를 한 경우 이다 현재

위성의 영상을

EROS

상업적으로 판매하고 있는 Imagesat International

사에서 계획하고 있는

의 그림을 그림

EROS-B1

[

김규선

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 68~73

에 보여 주었으며 설계 개념에서는

와

Orbview-4

유사하며 정확한 민첩성 관련 수치는 없으나 무게가

가볍고 자세제어 작동기로

를 사용하려고 한다

RWA

는 점을 고려하면 유사한 성능 즉

정

1.5-2 deg/sec

도의 기동성을 가질 것으로 예상된다 특히 축제어

가 가능한 좁은 빔폭을 갖는 안테나를 두개를 갖고

있어 앞에서 설명한 미국의 위성과 같이 위성체가 지

구를 지향하지 않더라도 지상국으로 자료를 전송할

수 있도록 되어있다.

사

Pleiades : EADS/Astrium

Pleiades : EADS/Astriu

Pleiades : EADS/Astri

Pleiades : EADS/Astr

는 프랑스의

에서

의 후속

Pleiades

CNES

Spot-4

프로그램으로 추진하고 있는 위성인데 동종의 위성

중에서 아직 발사 되지 않은 위성으로 현재도 개발이

지속 중인 것으로 보인다 위성의 설계는 기본적으로

와 유사한 점이 많으며

를 자세제어

IKONOS

, CMG

작동기로 사용하고 있어 민첩성이 동급의 위성에 비

하여 가장 높은 것으로 평가된다

에서 주최한

. CNES

세미나에 발표한 자료를 보면 롤과 피치 방향으로

도를 이동하는데

초정도 소요 되는 것으로 기동

성능 관련 성능이 나와 있다.

그림

에는

의 개념도를 보여 주었으

[

Pleiades

며

그림

에는 위성의 기동성능을 이용한 자세지

, [

향 변화를 이용하여 스테레오 영상획득을 하는 개념

을 설명하는 그림을 보여 주었다 특히

의

Pleiades

임무성능 요구조건에서는 전통적으로 고해상도 위성

의 임무 요구조건인 디지털 지형도를 만드는 것 보다

는 특수 위기 상황에서 제한된 구역 예를 들면

이내의 지역에 대한 집중적인 모

100Km X 200Km

자이크 영상 획득을 강조하고 있으며 획득하고자 하

는 영상의 판독 성을 높이기 위하여 스테레오 영상을

획득하는 점을 강조하고 있다.

최근의 상업용 지구관측 위성 개발

최근의 상업용 지구관측 위성 개

최근의 상업용 지구관측 위성

최근의 상업용 지구관측 위

2.2

최기 사업용 관측위성의 개발 이후 미국의 개발동향

은 위성체의 대형화로 요약할 수 있다

차 및 차 걸

. 1

프전쟁 및 아프가니스탄 전쟁을 통하여 상업용 지구관

측위성의 유용성을 확인한 미국의 NGA(National

에서는

Geospatial-intelligence Agency)

Next View

계약을 통하여 향상된 해상도

급 의 영상을 확

(~0.5m

)

보하기 위한 노력을 진행 중이며

사

, Ball Aerospace

의

와

사의

위성이

World View

Orbimage

Orbview-5

새로운 수요에 부응하기 위해 개발되고 있다.

사

World View : Ball Aerospace

World View : Ball Aerospac

World View : Ball Aerospa

World View : Ball Aerosp

사의

위성 개발은

Ball Aerospace

World view

이후 수요자의 높아진 기대에 부응하

Quick Bird-2

기 위한 노력의 일환이라 볼 수 있다

는

. World view

과

두 개의 위성을 개발하는데 첫 번째 위성은

김규선

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 68~73

미국 내의 수요를 고려한 것이고 두 번째 위성은 미

국 내 및 전 세계 수요를 고려하여 개발을 추진하고

있는 위성이다 기본적인 설계는 같으나 궤도 운영

에 있어 약간의 차이를 갖고 있으며 구체적인 항목별

성능 규격은 표

에 적어 놓았다

[

사

Orbview-5 : Orbital

Orbview-5 : Orbita

Orbview-5 : Orbit

Orbview-5 : Orbi

사는 미국의 국가기관인

로부

Orbimage

NGA

터 두 번째

영상 공급 계약 업체로 선

Nextview

정되어

사

, General Dynamics (Spectrum Astro

)

의 본체와

사의 전자광학 카메라를 결합

KODAK

하여

위성을 개발하는 계획을 진행 시

Orbview-5

키고 있다.

사의 이전 위성들

Orbimage

Orbview-3

는 여타의 위성에 비하여 크기 면에서 소형이었

& 4

으나

의 경우에는

사에서

, Orbview-5

Digital Globe

개발하는

위성의 개발동향과 비슷하게

World view

대형화되고 고 기동성능을 갖는 위성 개발을 추구하

게 되었다.

규격 항목

규격 항

규격

규

성 능

성

비 고

비

해상도(PAN/MS)

0.41/1.6

관측 폭(Km)

15.2

궤 도(Km)

684

태양동기

발사 질량(Kg)

~2,000

전력(KW)/EOL

자세제어 작동기

RWA

국내의 위성체 개발동향

국내의 위성체

국내의

다목적실용위성 호

다목적실용위성

다목적실용위

다목적실용

3.1

년 개발 사업을 시작하여

년 월 발사

2000

2006

예정인 다목적실용위성 호는 초기 상업용 고해상도

위성과 유사한 성능을 갖는 탑재체를 갖추고 있는 위

성으로 대한민국의 한국항공우주연구원이 주도를 하

여 개발을 하고 있는 위성이다

그림

에는 비행

. [

상상도를 보여 주었다.

규격 항목

규격 항

규격

규

WV I

WV II

WV I

비 고

비

해상도(PAN/MS)

0.4/1.6

0.46/1.8

관측폭(Km)

궤도(Km)

450

770

태양동기

발사 질량(Kg)

2,500

2,800

전력(KW)/EOL

3.2

자세제어 작동기

CMG

회전 기동성능

도 초

4.5 /

도 초

3.5 /

김규선

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 68~73

다목적실용위성 호

다목적실용위성

다목적실용위

다목적실용

3.2

년 개발 사업을 시작하여

년 월 발사

2004

2009

예정인 다목적실용위성 호는 호 위성과 비교하여

증대된 해상도와 자세 기동성능을 갖고 있으며 그

[

림

에 비행 상상도를 보여주었다

10]

참고문헌

김규선 외 소형 고해상도 지구 관측위성의 민첩성에 대한

“

연구

한국항공우주학회 추계 학술대회

”,

, 2004

참고자료를 수집한

Website

http://www.spaceimaging.com

http://www.orbimage.com

http://www.digitalglobe.com

http://www.spaceimaging.com

http://rsdo.gsfc.nasa.gov/

http://smsc.cnes.fr/PLEIADES/

http://www.imagesatintl.com/

항공우주산업기술동향 권 호

항공우주산업기술동향 권

항공우주산업기술동향

항공우주산업기술동

4 1

(2006) pp. 74~82

4 1

(2006) pp. 74~8

4 1

(2006) pp. 74~

4 1

(2006) pp. 74

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www.kari.re

/lib/index.html

/lib/index.htm

/lib/index.ht

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에서 보실 수 있습

에서 보실 수 있

기술동향

기술동

기술

기

정지궤도 기상위성의 관측 데이터 전송 시스템 구성

및 기술 동향

글

김 중 표

글

김 중

글

김

글 /

jpkim@kari.re.kr

한국항공우주연구원 통신해양기상위성사업단 체계종합그룹

초 록

초

정지궤도 상에서 기상 관측 임무를 수행하고 있는 주요 기상위성의 관측 데이터의 전송 및 분배 시스템의

구성 현황 및 주요 전송 파라미터를 분석하고 현재 개발되고 있는 통신해양기상위성의 관측 데이터 전송 시

스템 구성 및 채널별 주요 전송 파라미터를 제시한다 제한된 기상 주파수 전송 대역에 대해 갈수록 고성능화

되어가는 기상 센서에 따른 대용량 기상관측 데이터 전송 및 분배를 위한 전송 방법 및 주파수 대역의 변경,

지상망 및 상업용 위성 통신망의 활용방안을 살펴본다.

주제어 정지궤도 기상위성 전송 관측

서 론

서

기상 재해 발생과 지구 환경이 날로 악화되는 상

황에서 기상 감시 특히 악기상 감시 및 빠르고 정확

한 예보가 어느 때보다도 중요시되고 있는 상황에서

국가 우주개발 중장기 계획에 따라 한국항공우주연

구원은

년 발사를 목표로 하여 정지궤도용 기

2008

상 해양 및 통신 탑재체를 장착한 통신해양기상위성

을 개발하고 있다.

현재 운용중인 주요 정지궤도 기상위성들과 운용

예정의 정지궤도 기상위성들의 관측 데이터 및 처리

된 데이터 분배 시스템의 구성 현황 및 주요 전송 파

라미터를 살펴보고 현재 개발중인 통신해양기상위

성의 기상 데이터 전송 및 분배 시스템 구성 및 주요

전송 파라미터를 분석한다

년에 운용될 예정인

. 2012

위성에 장착될 고성능 다채널의 기상 탑재

GOES-R

체에 따른 고속 데이터 전송 및 분배를 위한 사용 주

파수 대역 및 통신 파라미터의 변화를 살펴보고 처리

된 기상 데이터의 기상위성을 통한 직접 분배를 위한

대안으로 지상망 및 상업용 정지궤도 통신위성 대역

을 사용하는 방안을 살펴보고 향후 국내 기상위성 데

이터 전송 시스템을 위해 고려해야 할 사항을 기술하

고자 한다.

세계의 기상위성 배치 및 계획

세계의 기상위성 배치 및

세계의 기상위성 배치

세계의 기상위성

년 기상위성 운용국간의 협의체인

1972

CGMS

(Co-ordination Group of Meteorological Satellites)

를 중심으로 기상위성 운용국가는 자국 및 인접국가

영역에 대한 기상관측뿐만 아니라 전 세계적으로 기

상 기후 재해에 대한 예방과 지구 환경 보존 차원에

서 기상자료를 공유하며 운용협력 체제를 유지하고

있다.

김중표

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 74~82

자료 : WMO-Workshop on Radio Frequencies for

년도

Meteorology Geneva, 2006

현재 기상위성 관측망은 그림 과 같이 구성되어 있다

현재 한국이 일기예보에 활용하고 있는

은

MTSAT-1R

동경

도 적도 상공에서 동남아시아 호주 서태평양

140

영역의 구름의 분포와 대기의 흐름 등의 기상을 관측하

고 있다.

과 마찬가지로 정지궤도상에서

MTSAT-1R

관측하는 기상위성으로서 미국의

유럽기상위

GOES,

성기구

의

중국의

인

(EUMETSAT)

Meteosat,

FY 2,

도의

및

러시아의

등이

INSAT 2/3

Kalpana1,

GOMS

있다.

표 은 발사 예정의 정지궤도 기상위성에 대정보

를 보여주고 있다 통신해양기상위성은

년 발사

2008

예정으로 서태평양 지역의 기상 관측을 담당할 예정

이다.

지역

지

위성

위

운용국

운용

운

경도

경

발사일

발사

발

East Pacific

(180E-108W)

West Atlantic

(180W-36E)

GOES-N
GOES-O

GOES-P
GOES-R

MSG-3
MSG-4

USA/NOAA
USA/NOAA
USA/NOAA
USA/NOAA

EUMETSAT
EUMETSAT

135W or 75W
135W or 75W
135W or 75W
135W or 75W

0
0

2006
2007
2008
2012
2009
2010

/2011

Indian Ocean

(36E-108E)

Elctro-L N1
Elctro-L N2

INSAT-3D

FY-2D
FY-2E

FY-2F

FY-2G

Russia
Russia

India

China/CMA
China/CMA
China/CMA
China/CMA

76E

76E/14.5E

TBD

2007
2009

Q1 2007

2006
2009
2011
2013

West Pacific

(108E-180E)

COMS

Korea/KMA

116.2E or

128.2E

2008

3 주요 정지궤도 기상위성의 데이터

주요 정지궤도 기상위성의 데이

주요 정지궤도 기상위성의 데

주요 정지궤도 기상위성의

전송 시스템 구성 및 특성

전송 시스템 구성 및 특

전송 시스템 구성 및

전송 시스템 구성

3.2 GOES I-M

3.2 GOES I-

3.2 GOES I

3.2 GOES

에 의해 제작되고

에 의해 운용되고 있

SS/L

NOAA

는

기상위성은

및

의 센

GOES I-M

Imager

Sounder

서 데이터의 수집 처리 및 분배의 임무 우주환경 감

시 데이터 근 지구 우주 날씨 측정의 환경 감시 임

무 지구 표면에 기반을 둔

로부터의 데이터 호

DCP

출 및 보고를 통한

에 데이터 수집 임무

NOAA CDA

및 센서 데이터로부터 처리된 데이터 중계 항공기

및 선박으로부터 SARSAT(Search and rescue

에 재난 신호의

satellite-based tracking system)

중계 임무를 수행한다.

환경 감시 임무를 수행하는 구성품은 크게 다음과

같다.

영상기

(Imager)

탐측기

(Sounder)

-우주환경감시(SEM: Space environment monitor)

: EPS(Energetic particles sensor), HEPAD(High

energy proton and alpha particle detector),

XRS(X-ray sensor), Magnetometers

데이터 수집을 담당하는 구성품은 다음과 같다.

- 데이터 수집 시스템(DCS: Data collection system)

데이터 전송을 담당하는 구성품은 아래와 같다.

및

PDR(Processed data relay)

WEFAX(weather

중계기

facsimile)

- SAR

및

- SD(Sensor data)

MDL(multiuse data link)

의 위성 지상국 접속 다이어그램 및

GOES I-M

통신 서브시스템의 구성은

데이터북에

GOES I-M

상세히 소개되어 있다

의 주된 접속은

. GOES I-M

국과 이루

CDA(Command and Data Acquisition)

어진다

다운링크 신호들은 원시

및

. CDA

Imager

데이터

Sounder

, DCP(Data Collection Platform)

리포터 신호 및 위성체 텔레메트리이며

업링크

CDA

김중표

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 74~82

신호들은 처리된

데이터

Imager/Sounder

, WEFAX

전송 신호

호출 신호 및 위성 명령 신호들이다

, DCP

의 통신 서브시스템은 다음의 가지의

GOES I-M

주요 구성품들로 구성이 된다.

및

SD(Sensor Data)

MDL(Multiuse Data Link)

송신기

- DCPI(Data Collection Platform Interrogate)

중계기

DCPR(Data Collection Platform Report)

중계기

- PDR(Processed Data Relay)

전송

- WEFAX(Wether Facsimile)

중계기

- SAR(Search and Rescue)

표 는

의 채널별 주요 전송 파라미터

GOES I-M

를 보여주고 있다.

Sensor

Senso

Sens

Sen

data

dat

PDR

WEFAX

WEFA

WEF

MDL

업링크

주파수(MHz)

N/A

2027.7

2033

N/A

다운링크

주파수(MHz)

1676

1685.7

1691.0

1681.48

대역폭(MHz)

5.2

<0.03

전송 속도

2.62Mbps

2.1Mbps

32kbps

변조방법

QPSK

NRZ-S/

BPSK

QPSK

EIRP(dBm)

45.4

54.9

54.4

44.0

채널의 변조 방법은

를 사용하여 전송이 된

QPSK

다 수신된

데이터는

GVAR(GOES I-M Variable)

포맷으로 처리되어 위성의

중계기를 통해 최종 사

PDR

용자들에게 중계된다 이

포맷의

신호는 기

GVAR

PDR

상 영상 보정을 위해 필요한 궤도 정보를 위해 레인징

신호를 제공하는 기능으로도 사용된다.

3.2 GOES N-P

3.2 GOES N-

3.2 GOES N

3.2 GOES

는 주계약자인

에 의해 제작되

GOES N-P

Boeing

었으며

모델을 기반으로 하여 폭풍 및

, Boeing 601

다른 기상 현상을 보다 정확히 관측하여 개선된 예보

정보를 제공할 것으로 기대되고 있다 기존

GOES

의 주요 임무와 동일하며 구성품에 있어서

I-M

EUV

장치와 록히드마틴에 의해

(Extreme ultraviolet)

제작된

가 추가되었다

SXI(Solar X-ray Imager)

의 발사는

년 월 중순경에 예정되어

GOES-N

2006

있다

의 위성 지상국 접속 다이어그램

. GOES N-P

및 통신 서브시스템 구성은

데이터북에 상

GOES N

세히 소개되어 있다.

은 기존

외에

에 권고하

GOES-N

WEFAX

CGMS

는

데이터 포맷인 LRIT(Low Rate Information

의 신호를 사용자에게 중계한다

Transmission)

년

는 정지궤도 기상위성에서 아날로그

1991

CGMS

중계 서비스를 대체할 새로운 국제 표준을 토

WEFAX

의하기 시작했다.

년 월에

규격이

1998

LRIT

NOAA,

및 러시아

EUMETSAT, JMA/NASDA, CMA/SMC

에 의해 승인되었다

년

는

포맷을

. 1999

NOAA

LRIT

구현하는 계획을 발표했고 새로운

데이터는

LRIT

보다 많은 기상 데이터 이미지 차트 다른 환경 정보

를 포함하는

의 중계 서비스를 제공한다

128kbps

또한 EMWIN(Emergency Managers Weather

전송 서비스가

에

Information Network)

GOES-N

서 제공된다

신호는 기상 및 다른 중요한

. EMWIN

긴급 정보를 실제 데이트 스트림 정보로 이용하게 하

는 데이터 접근 방법의 세트이다 현재 기본 데이터

스트림을 분배하는 방법들은 라디오 인터넷 및 위성

및 상업 위성 을 포함한다

(GOES

)

의 주요 전송 파라미터는 아날로그

GOES N-P

채널을 제외하고는 표 의

주요

WEFAX

GOES I-M

전송 파라미터와 동일하며

에 없던 채널

, GOES I-M

인

은

업링크

다

EMWIN

2034.7 MHz(

)/1692.7 MHz(

운링크 로 할당되었으며 변조방법은

)

NRZ-L/BPSK,

대역폭은

이하 데이터 전송 속도

50 kHz

25 kbps,

최소

는

이다 아날로그

신

EIRP

43.2 dBm

WEFAX

호에서 디지털

로 변환되는

채널

LRIT

WEFAX/LRIT

의 상하향 주파수는

과 동일하며 변조방

GOES I-M

법은

대역폭

이내 최소

는

BPSK,

586 kHz

EIRP

이다

48.2 dBm

. SD, WEFAX/LRIT, EMWIN, MDL

의

은 모두

이며

은

BER(Bit Error Rate)

10-8

, PDR

이다

10-6

3.3 MTSAT-1R/MTSAT-2

3.3 MTSAT-1R/MTSAT-

3.3 MTSAT-1R/MTSAT

3.3 MTSAT-1R/MTSA

의

MTSAT(Multifunctional Transport Satellite)

주된 임무는 항공기와 항공교통 제어국 사이의 통신

신호를 중계하는 기능 및 지상국에서 생성된 SBAS

김중표

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 74~82

신호를

(Satellite-Based Augmentation System)

위성을 통해 중계하는 기능을 제공하여 항공기 운항

및 제어를 위한 항공 교통 제어 링크 기능을 증대시

켜 항공 운수의 안전성을 증가시키는 항공 임무와 기

상 임무를 수행하고 있는

를 대체하고 기상

GMS-5

관측 임무를 계속 이어받아 수행하는 것이다 항공

및 기상 임무에 대해 독립된 위성을 만드는 것보다 2

가지 임무를 복합한

은 비용을 줄일 뿐만 아

MTSAT

니라 부족한 궤도를 효율적으로 사용하게 만들었다.

그림

에

의 외부 형상도를 나타내었다

MTSAT

에 의해 제작된

은

년

월에

SS/L

MTSAT-1R

2005

발사되어 동경

에서

를 대체하여 임무를

140

GMS-5

수행하고 있다

에 의해 제작된

. MELCO

MTSAT-2

도

년

월에 발사되어 대기 모드에 있으며

2006

년경

의 임무를 대신할 예정이다

2010

MTSAT-1R

에 의해 관측된 데이터는

MTSAT-1R

CDAS

에 전송되고 처

(Command and Data Aquisition)

리된 기상 데이터는

에 의해 아시아 태

MTSAT-1R

평양 지역에 있는 많은 사용자국에 중계된다. GMS

의

포맷을 대체하는

는

S-VISSR

HiRID

MDUS

에 의해

(Medium-scale Data Utilization Station)

전송되고 저해상도의 디지털 영상 데이터는

LRIT

라 불리는 새로운 포맷에 의해 SDUS(Small-scale

에게 전송된다 현재의

Data Utilization Station)

아날로그

서비스는

운용 시작 후

WEFAX

MTSAT

와 병행하여

년간 계속될 예정이다 또한

LRIT

도 년간

와 병행되다가

만 분배된

HiRID

HRIT

다

자료 형식은

사용자에 대한 충격

. HiRID

MDUS

을 완화하기 위해

과 호환성을 갖도록 되어

S-VISSR

있다

및

의 데이터 전송 속도는

. S-VISSR

HiRID

는

이다

660kbps, HRIT

3.5Mbps, LRIT

150ksps

의 전송 파라미터는 다음과 같다

MTSAT

데이터

-Raw

중심 주파수 : 1677 MHz

▪

변조방법

혹은

: QPSK

BPSK

▪

대역폭 : 8 MHz

▪

EIRP : 47 dBm

▪

-HiRID

중심 주파수 : 1687.1 MHz

▪

변조방법 : 660 kbps PCM/NRZ-M/BPSK

▪

대역폭 : 6 MHz

▪

EIRP : 55 ± 1.5 dBm

▪

-HRIT

▪ 중심 주파수 : 1687.1 MHz (Time shared with

HiRID)

변조방법 :

▪

3.5 Msps PCM/NRZ-M/QPSK

50% RRC

코딩 :

▪

Convolution (R=1/2, k=7) + Reed

Solomon (255,223,4)

대역폭 : 5.2 MHz

▪

EIRP : 55 ± 1.5 dBm

▪

-WEFAX

중심 주파수 : 1691.0 MHz

▪

변조방법 : AM/FM

▪

서브캐리어 주파수 : 2400 Hz

▪

최대 기저대역 비디오 주파수 : 1600 Hz

▪

편이 : ± 126 kHz

▪

대역폭 : 260 kHz

▪

EIRP : 55 ± 1.5 dBm

▪

-LRIT

중심 주파수 :

▪

1691.0 MHz (Time shared

with WEFAX)

변조방법 :

▪

150 ksps PCM/NRZ-M/BPSK,

50 % RRC

김중표

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 74~82

코딩 : Convolution (R=1/2, k=7) and Reed

▪

Solomon (225,223,4)

대역폭 : 250 kHz

▪

EIRP : 55 ± 1.5 dBm

▪

도

위성처럼 선박 부표 및 항공기

MTSAT

GOES

와 같은

들로부터 전송된 기상 데이터를

DCP

CDAS

에 중계하는

기능과

로부터 기상 데이

DCPR

CDAS

터 요구를

에 중계하는

기능을 갖고 있다

DCP

DCPI

은

신호 중계를 이용하여 기상 영상

MTSAT

HRIT

보정을 위해 필요한 레인징 정보를 제공하도록 하고

있다.

3.4 MSG

3.4 MS

3.4 M

3.4

유럽의 세대 기상위성인

는

년 월

일

MSG

2002

에 발사되어

년부터 시작되었던

시리

1977

Meteosat

즈를 대체하게 되었다 주된 기능은

채널의

SEVIRI

를 통한 기상 관측 임무

채널을 통한 기상

, HRIT/LRIT

관측 데이터 중계 전송 임무, GERB (Geostationary

를 통한 반사된 태양 복사 데

Earth Radiation Budget)

이터 및 지구와 대기에 의해 방사되는 열 복사 데이터

제공

및

서비스를 제공한다

는

, DCP

SAR

. MSG-2

년

월

일에 발사되어 서경

에서 대기 중

2005

6.5

에 있다.

은 발사 후 운용 준비 테스트 중

의

MSG-1

SSPA

고장으로 관측 데이터 중계 서비스는 제공하지 못하

게 되었다 그래서

은

의 데이터

EUMETSAT

MSG-1

분배를 위한 대안을 찾게 되었다 그래서

EUMET

Cast(EUMETSAT's Multicast Distribution

System)를 통한 시도가

년 월 말에 시작되었

2003

고 디지털 위성방송에 사용되는

포맷을 사용하

DVB

여

의 통신위성

를 통해 전송되

Eutelsat

Hot Bird-6

어진다 또한

은 아프리카 지역에 대한

EUMETSAT

기상 서비스에 대한 의무로 인해

통

Atlantic Bird-3

신위성의

대역을 이용하여 아프리카 지역에 서비

C-

스를 제공한다.

표 은

의 각 전송 채널에 대한 주요 전송 파

MSG

라미터를 보여주고 있다

의 원시 데이터 전송

. MSG

속도는

채널의

센서를 사용하는

에

Imager

GOES

비해

채널을 사용하기에 상대적으로 높은

7.5

의 전송 속도를 요구하고 있다

의

Mbps

. HRIT/LRIT

전송 규격은

의 권고안에 준한

고유의

CGMS

MSG

포맷을 정의하였다

의

는 서비스

. HRIT/LRIT

EIRP

영역

및

기준에 대해 각각 정의되었다

. LRIT

서비스를 공유하기 위해

의 다운링크 주파수는

LRIT

와

의 것과 서로 동일하다

GOES

MTSAT

Raw

data

dat

HRIT

HRI

LRIT

LRI

업링크

주파수(MHz)

N/A

2015.65

2101.5

다운링크

주파수(MHz)

1686.83

1695.15

1691.0

대역폭(MHz)

5.4

1.96

0.66

전송 속도

7.5Mbps

2.28Mbps

290kbps

코딩

FEC

Conv(1/2,k=7)+

RS(255,223,4)

Conv(1/2,k=7)+

RS(255,223,4)

변조방법

QPSK

NRZ-L/QPSK

NRZ-L/BPSK

EIRP(dBm)

47.3(S1)/46.1

(S3)

44.7(S1)/43.5

(S3)

3.5 FY-2

3.5 FY-

3.5 FY

3.5 F

기상위성은

기상

영상

관측

FY-2

DCP,

중계 서비스 및 우주 환경

S-VISSR, WEFAX/LRIT

감시 서비스를 제공한다

년

월

일에 발사

. 2004

된

위성은

에 위치하고 있으며

FY-2C

105° E

, 105°

에서 운용 중이던

위성이

로 이동

FY-2B

123.5° E

되어 운용 중에 있다.

의

대역에서의 운용 반송파는 다음과 같다

FY-2

▪ VISSR : 1681.6 MHz (bandwidth : 20 MHz)

▪ S-VISSR : 1687.5 MHz (bandwidth : 2MHz)

WEFAX/LRIT :

▪

1691 M Hz (bandwidth :

260 kHz)

S-Fax: 1699.5 MHz(bandwidth : 26 kHz)

▪

반송파의 최대 위성 송신

는 다음과 같다

EIRP

▪ VISSR : 57 dBm

S-VISSR : 57± 1.5 dBm

▪

데이터 전송을 위한 변조방법은

S-VISSR

PCM/

김중표

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 74~82

및

Imager)

HES(Hyperspectral Environmental

를 통한 기상 관측 서비스

Suite)

, SEISS(Space

Environmental In-Situ Suite), SIS(Solar Imaging

및

Suite)

GLM(Geostationary Lightning Mapper)

를 통한 환경 감시 서비스

및

를 위한 통

, DCS

SAR

신 서비스

서비스

, GRB(GOES Rebroadcast)

, LRIT

서비스 및

서비스를 포함하는 데이터 중계

EMWIN

기능을 제공한다.

에 탑재될 고성능의

및

센서로

GOES-R

ABI

HES

인해 증가된 데이터를 효율적으로 전송하기 위해 주

파수 대역 코딩 방법 변조 방법 및 위성 본체 및 지

상국 장비 성능 개선 등을 포함한 광범위한 분석이

수행되어져 오고 있다.

GOES I & N

GOES I &

GOES I

GOES

GOES R

GOES

GOE

Instrument Data

Downlink

2.6 Mpbs

132 Mbps

Rebroadcast Data

Rate

2.11 Mpbs(GVAR) >17 Mbps (GRB)

Level 1b

2.11 Mpbs(GVAR)

>100 Mbps

(GFUL)

Daily Output

181Gb

16000Gb

Total Products

160

Class Data Storage

N/A

Daily: 0.5TB/

7 year life:

1100TB

Temporary Storage

0 days

30 days

표 는

과

의 데이터 전송 속

GOES I&N

GOES-R

도 및 생성되는 데이터 양 및 저장공간을 비교하고

있다.

표 에서 알 수 있듯이 관측 데이터 다운링크 전

송 속도는

이상 지상에서 처리된 전체

132 Mbps

데이터 전송 속도는

이상이 예

(GFUL)

100 Mpbs

상되고 있다

데이터를 위성을 통해 중계하

. GFUL

는 것이 어렵기 때문에 그것의 일부분을 조합한 데

이터인

가 필요하다

의 데이터 분배를 위

GRB

. GRB

한 전송 속도는

이상 정도로 예상하고 있

17Mbps

다 현재

및

의 데이터 내용 및 분배 방

GFUL

GRB

법, NESDIS(National Environmental Satellite,

Data,

의 인프라 구성 및

and Information Service)

접속에 대해서는 계속 연구 중에 있다.

Raw

data

dat

GRB

LRIT

LRI

EMWIN

EMWI

EMW

업링크

주파수(MHz)

N/A

7212.5

[TBR]

2028.4

2037.7

다운링크

주파수(MHz)

8117

1690.2

1696.4

1695.7

대역폭(MHz)

TBD

0.60

0.16

전송 속도

134

Mbps

17/24

Mbps

585kbps

256kbps

코딩

FEC

LDPC

Conv(1/2,k

=7)

+RS(255,22

3,4)

Conv(1/2)

+RS(255,22

최소 수신

G/T

35[TBR]

15.2

-0.3

BER/FER

1X10

-9/

1X10

-10

1X10

-6/

1X10

-8

1X10

-8

FER 1X10

-5

편파

RHCP/

LHCP

Dual

Linear

변조방법

GMSK

=0.5

GMSK

=0.5

NRZ-M/

QPSK

NRZ-L/

OQPSK

EIRP(dBm)

TBD

52.5[TBR]

53[TBR]

표 은

에서 관측된 원시 데이터

GOES-R

, GRB,

및

채널 데이터를 전송하기 위해 사용

LRIT

EMWIN

될 주요 파라미터를 보여주고 있다 이전의

GOES

시리즈와 비교하여

라는 매우 높은

I&N

134 Mbps

원시 데이터 전송 속도를 요구하고 있으며 비손실

압축을 하더라도

이상의 전송속도가 요구

100 Mbps

된다 지상에서 처리된 데이터 중계 채널인

의

GRB

경우도

이상이 예상되고 있다 기존의 수

17 Mbps

를 사용하던

대역으로는 도저히 전송할 수

MHz

L-

없다 이를 위해

은

대역으로 전송을 할

GOES-R

X-

예정이다 비록

대역으로 옮겨 전송할지라도 대역

X-

폭 제약은 여전히 존재한다

대역에서는 대역외

. X-

간섭 신호가 엄격히 제한되어져야 한다 예를 들어

이웃하는

의

다운링크 대역

8400-8450 MHz

DSN

을 보호해주어야 한다 고속 데이터의 전송을 위해서

는 보다 증가된 전력을 요구하게 되고 이것은 증가된

대역외 간섭을 증가시키는 요소로 작용하게 되어 전

김중표

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 74~82

송속도의 증가가 보다 복잡한 양상을 나타내고 있다.

이것은

대역의 관측데이터 전송 채널뿐만 아니라

X-

대역의 중계 데이터도 같은 영향을 미친다

L-

스펙트럼 조정은 광범위한 영향을 갖는 복잡한 사

안이기에 통신 시스템 구성 전에

는

를

NOAA

NTIA

통해 가용한

대역 주파수 대역폭을 찾고

대역

X-

및

대역 사이의 간섭의 영향을 찾는 노력을 하고

L-

있다 또한

통신 요구 성능을 맞추기 위해

GOES-R

요구되는 핵심 기술들은 대역폭 효율이 좋고 전력

효율이 좋은 통신 기술

코딩 기술 인터리빙

, FEC

대역 선형 증폭기 필터링 동기 및 정지궤도의 우

L-

주 복사환경에서의 사용을 위한 적절한 전자소자 기

술 등이 요구되어 진다 이들 기술들은 각기 개발 위

험 및 비용에 영향을 주며 그들의 상호 작용은 데이

터 질 전송 속도 대역외 방사 제어 위성 무게 및 파

워 레벨 수신기 시스템 회로와 적합성에 영향을 미

친다 그리하여 이 모든 핵심기술을 종합하여

End -

시스템 안에서 시험을 수행할 예정에 있다

to-end

통신 시험대

는 비트에러율 대역외 간

(Testbed)

섭 에러 억제에 대한 전체적 영향을 볼 수 있도록 실

제 채널 조건들을 고려한 송수신 하드웨어로 구성되

며 최적의 변조 및 코딩 방법들을 조사하는 것에 있

다

는 압축된 데이터열에 대해 엄격한 비트에

. NOAA

러율을 요구하고 있다 하지만 과학 연구 그룹은

ABI

및

데이터의 단일 스캔 그림 프레임 혹은 데

HES

이터 블록에 얼마나 많은 에러 픽셀이 허용가능한지

를 구체화하지 못한 상태에 있다 현재 과학 연구 그

룹과 압축을 푼 후 적절한 데이터 특성을 제공하기에

적절한

패턴을 찾고 있다

BER

현재 예상하는

의 성능은 기존

보다

BER

GOES I&N

도 더 높은

을 예상하고 있다 증가된 전송 속도에

10-9

대해 대역폭 효율 및 변조 성능을 고려하여

변

GMSK

조방법을 예상하고 있다 그리고

FEC (Forward Error

코딩 방법으로는

Correction)

LDPC(Low Density

코드를 예상하고 있다

코딩 및 변

Parity Check)

. FEC

조 방법은 데이터 압축 방법과 연계되어 조정될 예정이

다 또한 수신국의

도 최소

로 기존의

G/T

35 dB/K

와 비교하여 훨씬 큰 값을 요구함을 알 수 있다

dB/K

증가된 관측 데이터에 따른

의 지상국 시

GOES-R

스템에도 큰 영향을 미친다 지상국 통신 대역폭 증

가뿐만 아니라 표 에서 알 수 있듯이 데이터 처리

및 저장 능력을 증대시켜야 한다.

및 후속 위성은 처리된 기상 데이터 분

GOES-R

배의 다른 방안으로 상업용 지상 및

대역 위성 시

C-

스템을 고려하고 있다 현재의

시스템의

GOES

2.1

에 비해 매우 높아질 것이기 때문에 현존의 위

Mbps

성 다운링크 지상 분배 시스템으로 높아진 데이터를

적절히 분배하기에는 어려워 유연하고 신뢰할 만하

여 비용 효과가 큰 대안이 상업용 지상 및 위성 통신

시스템 사용에 대한 방법이다 이러 방안을 적용할

경우

위성의 무게 및 전력 요구를 줄이고

, GOES-R

통신 시스템의 복잡성 및 위험성을 줄이며 궁극적으

로 위성 개발 비용을 줄일 수 있다 반면에 지상망 회

선 사용 및 위성의 채널 임대 비용의 부담 및 다른 지

상 통신망 및 위성망에 간섭 및 피간섭의 영향을 미

치며 또한 기존

위성 수신기 및 안테나 크기

GOES

에 영향을 줄 수가 있다.

지상망의 고속 광대역 전송 서비스가 급진전되고

있는 상황에서 지상 통신망을 이용하여 처리된 기상

데이터를 분배하는 것도 매우 효율적인 방법이다 지

상 광대역 네트워크 서비스가 힘든 넓은 지역에 서비

스를 위해 상업용 통신 위성을 사용하여 기상 데이터

를 분배한다 상업용 위성의 통신 대역으로는

대

C-

역이

대역

대역이 갖는 높은 강우 감쇄에

Ku-

, Ka-

비해 상대적으로 낮은 강우 감쇄로 인해 유력시 되고

있으며

및

, AMC-4, PanAmSat 1R

Intelsat IX/VIII

상업위성의

대역이 고려 중에 있다

C-

결 론

결

정지궤도 상에서 기상 관측 임무를 수행하고 있는

주요 기상위성의 원시 데이터의 전송 시스템 및 지상

국에서 처리된 기상 데이터 분배 시스템의 구성 현황

및 주요 전송 파라미터를 살펴 보았다 그것과 병행

하여 현재 개발중인 통신해양기상위성의 관측 데이

터 전송 및 분배 시스템 구성과 채널별 주요 전송 파

리미터를 제시하였다 관측 데이터 전송 및 분배 시

스템 구성에 가장 큰 영향을 주는 요소는 관측 탑재

체의 증가된 성능에 따른 전송속도이다 현재까지 개

발된 기상 탑재체의 성능을 기준으로는 기상 주파수

대역을 사용하는데 큰 문제가 없다 하지만 다

L/S-

김중표

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 74~82

채널 고성능의 기상 탑재체가 장착되는

의

GOES-R

경우는 전송 속도가

정도로 기존의 기상

130Mbps

주파수

대역으로는 불가하여

대역으로 이동

L/S-

X-

하고 처리된 기상 데이터 분배에 있어서도 업링크를

대역으로 옮기고 다운링크

대역을 고려하고

X-

L-

있다 또한 전송 시스템의 복잡성을 최소화하여 위성

무게 전력 및 개발 위험성을 줄이고 신뢰도를 높이

기 위한 대안으로 처리된 기상 데이터 분배를 위해서

는 기존의 지상망 및 상업용 정지궤도 통신위성 대역

을 이용한 분배 방법도 고려하고 있음을 살펴보았다.

향후 보다 개선된 기상 자료 서비스를 위해서는

고성능의 센서가 불가피하며 이에 따른 고속 데이터

전송을 위해

대역 주파수 자원 확보 방안 현재의

X-

대역 주파수 자원의 효율적 활용 방안 고속 데

S/L-

이터 전송을 위한 최적의 변조 및 코딩 기술 방안 처

리된 기상 데이터 분배를 위한 지상망과 상업용 통신

위성의 활용 방안에 대한 다각적인 검토가 향후 국내

의 기상위성 전송 시스템 구축을 위해서 요구된다.

참고문헌

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Satellite (MetSat) Communications and its Coordinated

Use among Meteorological Satellite Operators",

WMO-Workshop on Radio Frequencies for Meteorology

Geneva, 20-21 March 2006.

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CNS Conference &Workshop, 20 May 2003.

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11. NOAA, "IRD for the GOES-R System", 2005

항공우주산업기술동향 권 호

항공우주산업기술동향 권

항공우주산업기술동향

항공우주산업기술동

4 1

(2006) pp. 83~91

4 1

(2006) pp. 83~9

4 1

(2006) pp. 83~

4 1

(2006) pp. 83

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기술동향

기술동

기술

기

추적레이다의 표적 추적을 위한 추적 알고리듬 기술동향

글

신 한 섭 최 지 환 김 대 오 김 태 형

글

신 한 섭 최 지 환 김 대 오 김 태

글

신 한 섭 최 지 환 김 대 오 김

글

신 한 섭 최 지 환 김 대 오

hsshin@kari.re.kr

한국항공우주연구원 우주센터 기술관리그룹

초 록

초

추적레이다는 표적으로부터 반사되어 돌아오는 신호 또는 질의 신호에 대한 응답 신호를 수신하여 표적을

추적하는 장비이다 추적레이다가 표적을 추적하는 범위는 일반적으로 좁게 한정되므로 이동하는 표적을 추

적하기 위해서는 먼저 안테나 빔의 지향각과 거리를 표적에 맞추고 표적이 획득된 후에는 안테나 빔을 연속

적으로 이동하는 표적을 향해 방사하여 표적을 추적하게 된다.

일반적으로 추적레이다가 표적을 추적하는 경우에는 과정 잡음과 측정 잡음에 의해서 발생되는 부정확성

과 관심없는 표적이나 클러터 등으로부터 생성된 측정 근원의 부정확성으로 인한 문제가 발생하게 된다 이

러한 표적 추적에 따른 문제를 해결하기 위해서 많은 추적 알고리듬들이 개발되어 왔다 이 논문에서는 가장

기본적인 표준 칼만 필터와 측정 근원의 부정확성에 따른 데이터 연관 문제를 고려한 여러 추적 알고리듬에

대해서 기술하였다 또한 한국항공우주연구원 우주센터의 우주발사체 추적용 추적레이다에 대한 간략한 설

명과 우주발사체 추적에 사용되는 추적 알고리듬에 대해서 소개하였다.

주제어 추적레이다 추적 알고리듬

서 론

서

추적레이다는 안테나로부터 폭이 매우 좁은 펄스

를 표적에 위치시켜 표적에서 돌아오는 신호를 수신

하여 표적의 위치 거리 각도 속도 등 를 추적하는

(

)

장비이다 표적을 추적하는 방식에는 표적의 단면적

으로부터 반사되어 돌아오는 레이다 신호를 이용하

는 스킨 추적

과 송신신호에 대한

(Skin Tracking)

표적의 응답신호를 추적하는 비콘 추적 (Beacon

방식이 있다 비콘 추적은 추적레이다와

Tracking)

의 질의 응답 펄스가 가능한 트랜스폰더를 비행체에

탑재한 경우 사용될 수 있으며 아군 비행체의 추적이

나 우주 발사체용 등에 쓰이며 대공방어 무기체계에

는 거의 모두 스킨 추적 방식을 사용한다 표적 추적

을 통해 얻은 자료는 표적의 위치를 예측하며 무기체

계에서는 주 사격방향과 발사시간을 정하며 미사일

발사관제용으로는 미사일의 발사 궤적을 추적한다.

그리고 표적의 추적을 통해 얻어지는 정보의 분해능

은 안테나 빔폭 송신 펄스폭 및 도플러 대역폭 등에

따라 결정된다.

추적레이다의 표적 추적범위는 일반적으로 좁게

한정되므로 추적레이다가 표적을 추적하기 위해서

는 먼저 안테나 빔의 지향각과 거리를 추적하는 표

적에 맞추어야 하는데 이 과정을 표적획득 (Target

이라 한다 표적획득이 이루어지면 추

Acquisition)

적레이다의 안테나는 이동표적의 위치좌표로 지향

되고 표적거리에서 신호가 검출되면 이때부터 표적

을 추적할 수 있게 된다 추적이 시작되면 추적레이

신한섭

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 83~91

다는 안테나 빔을 연속적으로 이동표적을 향하여 방

사하여 표적의 위치를 추적하게 된다.

이러한 일련의 과정을 효율적으로 수행하기 위해

서는 추적레이다의 사용용도와 추적 환경에 맞는 적

절한 추적 알고리듬을 선택해야 한다.

본 기고에서는 추적레이다에서 표적을 추적하기

위해 사용되는 기본적인 표준 칼만 필터와 원하지 않

는 표적이나 클러터가 있는 경우에 사용하는 여러 추

적 알고리듬에 대해서 기술하고 전라남도 고흥군 외

나로도에 건설중인 우주센터에 설치될 우주발사체

추적용 추적레이다의 간략한 설명과 우주발사체 추

적에 사용되는 추적 알고리듬에 대하여 소개하고자

한다.

일반적인 추적 알고리듬

일반적인 추적 알고리

일반적인 추적 알고

일반적인 추적 알

추적레이다가 관심있는 표적을 성공적으로 추적

하기 위해서는 측정하는 센서의 특성과 표적의 운동

에 따른 표적의 상태를 정확히 예측하고 추정해야 한

다 또한 추적 환경에 따른 측정 데이터 사이의 연관

문제를 고려해야 한다.

이 장에서는 표적의 운동에 따른 표적의 상태를

예측 추정하는 기본적인 알고리듬인 표준 칼만 필터

의 개념과 원리를 언급하고 측정 데이터 사이에 발

생하는 데이터 연관 문제를 고려한 여러 가지 추적

알고리듬에 대해 소개하였다.

표준 칼만 필터

표준 칼만 필

표준 칼만

표준 칼

2.1

표준 칼만 필터는

년

의 논

1960

Rudolf E. Kalman

문 “A New Approach to Linear Filtering and

에 그 시초를 두고 있다 이 필

Prediction Problems”

터는 실시간으로 표적의 운동방정식을 토대로 시간

에 따른 표적의 상태를 추정하는 효율적인 재귀 계산

법

이다

(Recursive Computational Solution)

표준 칼만 필터는 시간에 따른 표적의 상태 변화를

적절하게 예측할 수 있도록 잡음으로부터 원하는 추

정값을 찾아내기 위해 사용된다 먼저 아래와 같이 일

반적인 선형 운동 방정식과 측정 방정식을 가정한다.

     

             

(1)

   

        

(2)

위의 운동 방정식에서 는 우리가 추정하고자

하는 표적의 상태 벡터

이고 일반적

(State Vector)

으로 행렬로 표시되는

  는  단계의 상태벡터에

서    단계의 상태벡터로의 천이를 나타내는 변

환행렬을 의미한다.

    는 시스템에 무관한

이미 알고있는 입력값으로 생략해도 무방하다.

  는  단계에서 운동 방정식에 입력되는 과정

잡음

으로 평균이

(Process Noise)

이고 공분산행

렬 (Covariance)

  을 가지는 백색 가우시안

분포를 따른다 측정방정식에서

(White Gaussian)

  는 측정 벡터

이며 상

(Measurement Vector)

태 벡터 와 행렬

  에 의해 표현된다.

  는 단계에서 측정 방정식에 입력되는 측정

잡음

으로

(Measurement Noise)

  와 마찬가지

로 평균이 이고 공분산행렬

  을 가지는 백색

가우시안 분포를 따른다.

이러한 시스템 방정식에 따른 표준 칼만 필터의

한 주기는 다음과 같다.

예측된 상태 벡터와 공분산행렬

•



              

(3)

                

(4)

측정 예측

•

    

    

   

(5)

이노베이션

과 공분산행렬

(Innovation)

•

               

(6)

                   



    

(7)

칼만 이득

•

                   

(8)

업데이트된 상태 벡터와 공분산행렬

•



       

   

신한섭

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 83~91



        

(9)

                  

⋅

         

(10)

여기에서 표준 칼만 필터는 다음과 같은 기본적인

가정을 한다 첫 번째 표적의 초기 상태벡터는 이미

알고 있는 평균과 분산을 가지는 가우시안 분포를 따

르는 확률변수로 가정한다 두 번째 이 초기 상태벡

터는 과정 잡음 와 측정 잡음  에 상호 독립을 가

정한다 이 가정들은 표준 칼만 필터의 가장 큰 장점

인 반면 가장 큰 단점으로 작용하기도 한다 표적의

상태 벡터와 측정값이 정규분포를 따르는 일반적인

경우에는 간단한 표준 칼만 필터 알고리듬을 통해 최

적화할 수 있는 강력한 도구가 되지만 정규분포가

아니거나 확률분포를 알 수 없는 경우에는 그 적용에

있어 문제와 어려움이 크다 그러나 오차의 확률분

포가 정규분포가 아닌 경우라 하더라도 이를 정규분

포로 간주함에 있어 그리 큰 무리가 없는 경우에는

표준 칼만 필터는 아직까지 유용하고 강력한 도구로

사용된다.

표준 칼만 필터는 앞서 언급한 가우시안 가정 아래에서 최

적의

이다 그러나

MMSE (Minimum Mean Square Error)

이 가정을 따르지 않더라도 칼만 필터는 선형

추정기

MMSE

가 된다 표준 칼만 필터의 한 주기에서 얻어진 칼만 이득

    은 상태 예측값 

   이 부정확하고 측

정값     이정확하다면이득값이커지게된다 반대로

상태 예측값이 정확하고 측정값이 부정확하다면 이득값이 작

아진다 업데이트된 상태 벡터



      와 이와

연관된 추정오차 공분산행렬

      은 다음 단

계의 상태 예측에 사용된다 그러므로 표준 칼만 필터는

이러한 반복적인 계산법을 통해서 시간에 따른 표적의 상태

벡터를 추정하게 된다.

한편 표준 칼만 필터는 기본적으로 선형 시스템

에서 상태 벡터를 추정하기 위한 것이다 그래서 만

일 시스템이 선형 모델로 표현되지 않는다면 선형 칼

만 필터의 적용이 불가능하므로 시스템 모델이 비선

형이라면 필터링 수식을 유도하는 과정에서 선형화

과정이 필요하게 된다 이 경우에는 이전 단계에서

추정된 상태 벡터를 이용하여 시스템의 모델과 측정

방정식을 테일러 전개식 (Taylor Series Expansion)

을 사용하여 근사화할 수 있다 이와 같이 구해진 칼

만 필터를 확장 칼만 필터 (Extended Kalman

라 하고 비교적 간단한 구조로 많은 실시간

Filter)

문제들에 응용되고 있다 이 확장 칼만 필터는 한국

항공우주연구원 우주센터 추적레이다의 추적 알고

리듬에도 사용된다.

일반적으로 하나의 표적을 추적하는 문제에 있어

서 과정 잡음과 측정 잡음에 의해서 발생되는 부정확

성 외에 측정의 근원

과 관련된 부정확성이

(Origin)

있을 수 있다 이러한 측정 근원의 부정확성은 표적

을 추적하는 데에 이용될 측정이 관심없는 표적 또는

랜덤 클러터

등으로부터 생성된

(Random Clutter)

것일 수 있으므로 표적 추적과 관련된 데이터 연관

문제를 발생시키게 된다 칼만

(Data Association)

필터는 측정의 근원과 관련된 부정확성에 기인한 데

이터 연관 문제를 적용하기에는 어려움이 있다.

그림 에서는 유효 게이트 안에 측정된 측정치의 위

치와 표적의 예측 위치와의 데이터 연관을 나타낸 예시

그림이다. 이러한 데이터 연관 문제를 해결하는 대표적

인 방식으로 NN (Nearest Neighbor) 필터를 이용

하는 방식, PDA (Probabilistic Data Association)

필터를 이용하는방식과 PSN (Probabilistic Strongest

Neighbor) 필터를 이용하는 방식 등 여러 가지가

있다.

신한섭

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 83~91

필터

필

2.2 Nearest Neighbor

2.2 Nearest Neighbo

2.2 Nearest Neighb

2.2 Nearest Neigh

앞에서 언급한 데이터 연관 문제를 해결하는 대표

적인 방식 중에서 먼저 NN(Nearest Neighbor)

필터를 이용하는 방식은

방식이 유효 게이트

PDA

에 들어오는 모든 측정치를 이용하

(validation gate)

여 항적

을 유지해 나가는 반면에 각 항

(Trajectory)

적에 대한 측정의 예측 위치에 가장 가까운 측정치를

그 항적에 연계시켜 항적을 유지해 나간다.

필터는 예측 위치에 가장 근접한 측정만을 이

용하므로 비교적 계산 과정이 간단하지만 실제 표적

을 추적하는데 있어서는 표적에 의한 측정뿐만 아니

라 거짓 측정

을 이용할 수도

(False Measurement)

있으며 유효 게이트 내에 측정이 없는 경우도 발생할

수 있다 그래서 추정오차 공분산행렬이 이같은 불

연속인 사건들의 함수가 되는 성질을 이용한 HYCA

방식으로 필터의

(HYbrid Conditional Averaging)

성능을 표현한 방법을 소개한다.

앞서 표준 칼만 필터의 설명에서 언급했던 것과

비슷한 표적 운동과 측정에 대한 모델을 다음과 같이

표현할 수 있다.

   

                  (11)

   

        

(12)

시간

에서의

유효

게이트

내의

측정을

    ⋯ 로 두며 모든 측정의 개수를

로 나타낸다 시간

에서의 유효 측정 집합을

   을 



 로 두며 측정들의 누적 집합 



를





로 나타낼 때 시간

에서 예측치에 가

장 근접한 측정치는 다음과 같이 나타낼 수 있다.

    ,  ∊  

(13)

여기서 정규화된 자승거리 (Normalized Distance

Square: NDS)

  는 측정 예측치와 그와 연관된

공분산행렬

  로 나타낼 수 있다.

측정치에 대해서 다음과 같은 세 가지 사건들

을 고려해 볼 수 있다.

사건





유효 측정값이 없고 따라서

측정치가

없는 사건

사건



측정값이 관심있는 표적에서 생성된

: NN

사건



측정치가 관심있는 표적에서 생성되

: NN

지 않은 사건

시간   까지의 누적 집합

  이 주어진 조건

에서 서로 배타적인 세 가지 사건들의 확률을 나타낼

수가 있다

필터는 과정 잡음 측정 잡음과 같은

. NN

연속적인 불확실한 랜덤변수 뿐만 아니라 위와 같이

측정치의 근원에 관한 세 가지 랜덤한 불연속 사

건들의 확률에도 의존하므로

방식으로 나타

HYCA

낼 수 있다

그러므로

행렬자승오차

(Matrix

의 평균값을 구해서 추정오차

Square Error, MSE)

공분산행렬을 얻게 된다 이 값은 표적 검출확률 게

이트 크기 등의 매개변수와 필터의 추적 성능 사이의

관계를 정량적으로 표현된다.

이러한 내용들을 바탕으로 하여

필터에 의해

계산된 상태 추정오차 공분산행렬에 대한 오프라인

반복에 대해서 그림 에 나타나 있다 문자 위에 줄

이 그어진 것은 오프라인임을 표시하기 위한 것이

다 여기서

    와   는 각각

필터

의 상태 예측 공분산행렬과 칼만 이득이며,  

신한섭

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 83~91

와  는 고려되는 차원에 따라 달라지는 스칼
라양을 나타낸다 한편 항상 정확한 측정치들을 이

용하는 표준 칼만 필터보다

필터의 성능이 더 나

을 수는 없다

그래서 업데이트된 공분산행렬

   는

필터와 같이

PDA

    을 정

보감축인자 

로 부

(information reduction factor)

를 수 있다 이러한 이유는 정보감축인자

가 측정

근원의 불확실성에 의해 추정의 불확실성이 증가되

는 것을 반영하고 있기 때문이다.

필터

필

2.3 Probabilistic Data Association

2.3 Probabilistic Data Associatio

2.3 Probabilistic Data Associati

2.3 Probabilistic Data Associat

데이터 연관 문제를 해결하는 두 번째 방식인

필터는 앞서 언급한 바와 같이 유효 게이트 내

PDA

에 들어오는 모든 측정치를 이용하는 방식이다.

단일 표적을 추적하는 시스템에 있어서 표준 칼만

필터의 추정오차 공분산행렬은 과정 잡음과 측정 잡

음의 공분산행렬로 구해지며 추적기의 성능을 나타

내는 지표가 된다 하지만 클러터가 있는 경우 추적

기의 추정오차 공분산행렬은 더 이상 측정 데이터와

독립이 아니고 측정 데이터의 함수가 된다 이러한

추적기의 성능 평가는 광범위한 시뮬레이션을 통하

여 얻을 수 있지만 매우 비효율적이다 따라서 추적

기의 성능을 정확하고 효율적으로 예측하기 위해서

이를 적절하게 표현할 수 있는 근사화된 공분산행렬

을 얻어야 한다.

광범위한 시뮬레이션을 통하지 않고도 측정 데이

터와 무관하게 추적기의 성능을 구하기 위해서는 추

정오차 공분산행렬의 확률적

인 부분을

(Stochastic)

확정적

인 부분으로 바꾸어야 한다

(Deterministic)

이러한 방법으로는 두 가지가 있는데 첫 번째 방

법은 추정오차 공분산행렬의 확률적인 부분을 유효

게이트 내의 모든 측정 위치와 유효 측정의 개수에

대한 기대치로 바꾸는 것이다 이렇게 구한 추정오차

공분산행렬의 확정적

방정식에는 정보감축

Riccati

인자라는 함수가 있으며 복잡한 적분을 포함하므로

이를 구하기가 어렵다 따라서 이 함수를 거짓 유효

측정 개수의 기대치 표적 검출확률을 변수로 가지는

닫힌 형태의 함수로 근사화할 수 있다 추정오차 공

분산행렬의 확률적인 부분을 확정적인 부분으로 바

꾸는 두 번째 방법은 원래의 추정오차 공분산행렬식

을 단지 유효 측정 게이트 내의 모든 가능한 위치에

대해서만 기대치로 대체하는 하이브리드 방식이다.

이 방법은 추적기의 안정성을 확인할 수 있는 방법으

로 정보감축인자는 유효 측정의 개수 거짓 유효 측

정 개수의 기대치 표적 검출확률을 파라미터로 가지

는 중적분 식이다 따라서 정보감축인자 값은 구하기

가 매우 힘들며 이 정보감축인자를 근사화하기 위한

연구가 지금까지도 많이 진행되고 있다.

2.4

필터

필

Probabilistic Strongest Neighbor

Probabilistic Strongest Neighbo

Probabilistic Strongest Neighb

Probabilistic Strongest Neigh

클러터가 있는 상황에서 표적을 추적할 때 측정값

들은 추적하고자 하는 표적뿐만 아니라 랜덤 클러터

등으로부터 생성될 수 있기 때문에 하나 이상의 측정

값이 발생될 수 있다 그러므로 관심있는 표적과 그

표적으로부터 발생한 측정값을 완벽하게 연계시키는

것은 불가능하며 추적 필터의 성능은 올바른 측정값

을 추적 필터에 사용하였는지 아니면 랜덤 클러터에

서 발생한 측정값을 사용하였는가에 따라 크게 변화

한다 추적 필터에 사용되는 측정값 중에서 가장 강

한 신호 강도를 가지는 측정값을 SN (Strongest

측정값이라고 부르며 클러터가 있는 상

Neighbor)

황에서 표적 추적을 위한 가장 간단한 방법은

측

정값이 표적으로부터 발생한 측정값인 것처럼 사용

하는

필터이다 그러나

필터는 계산량이 적

은 반면 잘못된 가정으로 인해 실제 오차보다 필터에

서 계산되어지는 오차의 표준편차가 매우 작기 때문

에 추적의 정확도나 추적오차의 평가를 중요하게 고

려하는 상황에서는 사용할 수 없다 이러한 결점을

보완하기 위해

필터의 개선된 형태인

PSN

필터가 등장하

(Probabilistic Strongest Neighbor)

였다

필터는

필터와 마찬가지로

측정

. PSN

값을 사용하지만

측정값이 모두 표적에서 발생

, SN

했다는 비현실적인 가정을 제거하고

측정값이

, SN

표적 이외의 다른 근원으로부터도 발생할 수 있다는

사건을 고려하였다.

여기서는

필터의 추정오차 공분산행렬이 연

PSN

속적인 랜덤변수인

측정값뿐만 아니라

측정

의 근원에 대한 세 가지 랜덤한 이산 사건들에도 의

존하기 때문에

방식을 이용하여 추정오차 공

HYCA

신한섭

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 83~91

분산행렬의 기대치를 구하는 방법을 소개한다.

클러터가 있는 상황에서 표적을 추적할 경우 측

정값들은 추적하고자 하는 표적에서 뿐만 아니라 랜

덤 클러터 또는 어떤 다른 근원으로부터 발생될 수

있다 측정의 예측치에서 멀리 떨어진 측정은 관심있

는 표적에서 발생할 확률이 떨어지므로 유효 게이트

안에 있는 측정만을 유효한 측정값으로 사용한다.

필터에서는

필터와 유사하게 다음과 같

PSN

이 세 가지 사건을 고려할 수 있다.

사건





측정값이 없을 사건

: SN

사건



측정값이 관심있는 표적에서 생성된

: SN

사건



측정값이 관심있는 표적에서 생성되

: SN

지 않은 사건

필터는

필터와 마찬가지로

측정값

PSN

을 사용하지만

측정값이 표적 이외의 다른 근

원으로부터도 발생할 수 있다는 사건

를 반영한

다 실제 표적 추적 상황에서

필터는

측정

PSN

이 없을 경우와

측정이 있을 경우로 나누어 상

태 추정 및 추정오차 공분산행렬을 구하는 추적 알

고리듬이다.

우주센터 추적레이다

우주센터 추적레이

우주센터 추적레

우주센터 추적

우주센터 추적레이다 소개

우주센터 추적레이다 소

우주센터 추적레이다

우주센터 추적레이

3.1

우주센터 추적레이다는 매우 짧은 시간에 폭이 좁

은 펄스를 연속적으로 예리한 지향성 안테나를 통하

여 표적에 위치시킴으로써 표적의 현재 위치를 추적

하는 장비이다 우주센터에서 추적레이다는 발사체

의 비행궤도를 정밀하게 측정하기 위하여 사용하며,

스킨 모드

시 최대

비콘 모드

(Skin Mode)

300km,

시 최대

까지 발사체를 추

(Beacon Mode)

3,000km

적하여 운용 중 획득한 TSPI (Time Space Position

정보를 우주센터 내부 통신망 및 초고

Information)

속국가망을

통하여

우주센터

내

발사통제센터

로 전송한다 추적 시작부터 종료 시까지 연속

(MCC)

적이며 안정적인 추적을 위하여 대의 시스템을 우

주센터와 제주도 각각 두 곳에 이중화하여 설치하며,

추적 실패 시에 대비하여 광학추적장비나 원격자료

수신장비로부터 획득한

데이터를 발

TSPI Slaving

사통제센터

로부터 실시간으로 제공받아 추적

(MCC)

을 재개할 수 있도록 구성되어 있다 그림 은 우주센

터 추적레이다의 시스템 상세 블록도를 나타낸다.

위성발사체의 발사 초기부터 정상궤도 진입 시까

지 안정된 추적을 위하여 우주센터와 제주도에 각각

추적레이다를 설치하여

차 시스템 우주센터 과

(

)

차 시스템 제주추적소 으로 이중화하였다 추적레

(

)

이다로부터 획득된 실시간

정보는 발사통제센

TSPI

터에서 비행자세 속도 비행궤도 표시 및 예상궤도

진입여부 안전을 위한 비행종료시점 판단 등의 중요

한 데이터로 사용된다 따라서 각각의 추적레이다는

실시간으로

정보를 발사통제센터로 전송하고

TSPI

또한 발사통제센터로부터 지속적으로 Slaving Data

를 수신하여 추적 실패 시 이를 이용하여 추적을 재

개함으로써 발사초기부터 전 비행구간에 걸쳐 안정

적인 추적이 가능하도록 구성된다.

우주센터와 제주추적소간에는 별도의 데이터 링

크를 구성하여 레이다간 동기 및

이 가

Data Slaving

능하도록 구성된다 각 추적레이다와 발사통제센터

사이의 통신망은 현지의 지리적 여건을 고려하여 우

주센터에서는 우주센터 내부 통신망을 이용하고 제

주추적소에는 초고속 국가망을 이용하여 통신망을

구성한다 그림

에서는 추적레이다 시스템과 발사

통제센터와의 통신망 구성을 나타낸다.

신한섭

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 83~91

우주센터에서 발사할 소형 위성발사체 (KSLV)

의 비행거리

는 발사 순간부터 위

(Slant Range)

성 분리시점까지 장거리 비행이다 따라서 위성

발사용 추적레이다 시스템은 위성발사체의 발사

순간부터 예상 궤도 진입 시까지 비행 전 구간에

걸쳐 안정적인 추적이 가능하여야 한다.

우주센터 추적레이다의 시스템 주요특성은 표

과 같다 추적레이다의 주파수 대역은 위성발사

체 추적레이다용으로 일반적이며

장거리 정밀

계측용으로 매우 유용한 특성을 갖는 C-Band

주파수를 사용하고 송신기는 주파수 및 위상 안

정도가

높은

를

사용하여

위상정합

TWT

송신이 가능하다

(Coherent)

항 목

항

규 격

규

사용 주파수

C-Band: 5.3 ~ 5.8GHz

•

송신기

최대출력: 250KW

•

펄스폭: 0.5, 1, 4usec

•

PRF: 300 ~ 3,000Hz

•

수신기

중간주파수: 1,750MHz, 70MHz

•

잡음지수: 4dB

•

안테나

형태

카세그레인 형태

: 4m,

•

편파 수직 좌원편파 우원편파

•

이득: 43dBi

•

페데스탈

동작모드: Manual, Automatic,

•

Slaving, Program

• 동작범위 방위각

도 전방향

(360

)

고도각 (-5 ~ +85 )

우주센터 추적레이다의 추적 알고리듬

우주센터 추적레이다의 추적 알고리

우주센터 추적레이다의 추적 알고

우주센터 추적레이다의 추적 알

3.2

우주센터 추적레이다에서 위성발사체를 추적하기

위한 추적 알고리듬으로 사용되는 확장 칼만 필터에

대해서 간단히 설명하고자 한다 확장 칼만 필터는

앞서 표준 칼만 필터에서 언급한 바와 같이 비선형

시스템을 테일러 전개식을 이용하여 선형 시스템으

로 근사화하여 칼만 필터를 적용한다 먼저 비선형

시스템에 대한 운동 방정식과 측정 방정식을 다음과

같이 가정한다.

       

      

(14)

     

       

(15)

여기서 와 는 시간 와 상태 벡터 에 대한

비선형 함수로 표현되며,   와   는 칼만 필터

에서 사용된 것과 같이 평균이 이고 각각 공분산행

렬

  와   를 가지는 백색 가우시안 분포의

과정 잡음과 측정 잡음 벡터이다 선형 시스템과 일

관성을 유지하기 위해 초기 상태 벡터값 

 와

공분산행렬

   을 가지고 잡음 벡터

  와

  와 무관하다고 가정한다.

비선형 시스템을 테일러 전개식을 이용하여 전개

하면 다음과 같이 표현된다.

       



  

     



 

 

  



   

 

      





    

(16)

     

 

   

     

 

 

 

  





      



      

 



    

(17)

여기서

는 

 ≡ ∇      

으로 얻

어지는 함수 의 제코비안

을 나타내며

(Jacobian)





는 



   ≡ ∇∇





 

  



으로 얻어

신한섭

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 83~91

지는 함수 의 헤센

을 나타낸다

(Hessian)

. HOT

는

차 이상의 고차항을 의미한다 일반적으로 확

장 칼만 필터는 비선형 시스템의 테일러 전개식에

서 차 또는 차항까지 선형 근사화를 적용한다 간

략한 설명을 위해서 테일러 전개식의

차항까지의

성분만을 고려한다면 표준 칼만 필터와 유사하게

확장 칼만 필터의 한 주기를 다음과 같이 나타낼 수

있다.

예측된 상태 벡터와 공분산행렬

•



        

(18)

            



  

(19)

예측된 측정 벡터

•

        

 

   

(20)

이노베이션과 공분산행렬

•

               

(21)

      

     

       

⋅   

      (22)

필터 이득

•

                   

(23)

업데이트된 상태 벡터와 공분산행렬

•



          



        

(24)

                  

⋅

         

(25)

이와 같이 확장 칼만 필터는 비선형 시스템에서

준최적의 상태 추정을 위해 사용될 수 있다 우리가

표적을 추적하기 위한 시스템은 선형보다는 비선형

시스템인 경우가 많다 그러므로 확장 칼만 필터는

이러한 비선형 시스템에 적용될 수 있는 추적 알고리

듬이다.

결 론

결

추적레이다 시스템은 표적으로부터 돌아오는

반사 신호 또는 질의 신호에 대한 응답 신호를

수신하여 표적의 거리 각도 속도 등을 추적하는

장비이다 하지만 표적을 정확하게 추적하기 위

해서는 추적레이다의 사용용도와 추적환경에 적

합한 추적 알고리듬을 사용해야 한다.

추적레이다는 관심있는 표적을 추적하기 위해

서 발생되는 과정 잡음과 측정 잡음에 의한 부정

확성 외에도 관심없는 표적이나 클러터 등으로부

터 생성된 측정 근원의 부정확성과 같은 문제가

발생한다 이러한 이유로 인해 표적 추적과 관련

된 데이터 연관 문제가 발생하게 되고 이 문제

를 해결하기 위한 여러 가지 추적 알고리듬이 개

발되고 있다.

또한 일반적으로 모델링되는 선형 시스템에 대

한 추적 알고리듬 외에도 우주센터 추적레이다에

서 사용되는 확장 칼만 필터는 비선형 시스템을

테일러 전개식을 이용하여 선형으로 근사화시켜

적용하는 방식으로 항공산업 등에서 많이 사용하

고 있다.

추적레이다에 사용되는 추적 알고리듬은 사용

용도와 추적환경에 따라 여러 가지 방법들이 현

재까지도 개발되고 있다.

참고문헌

참고문

참고

참

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항공우주산업기술동향 권

항공우주산업기술동향

항공우주산업기술동

4 1

(2006) pp. 92~99

4 1

(2006) pp. 92~9

4 1

(2006) pp. 92~

4 1

(2006) pp. 92

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기술동향

기술동

기술

기

위성영상 활용 검증 사이트 구축 및 운영 현황

글

이 광 재 윤 보 열 김 윤 수 김 용 승

글

이 광 재 윤 보 열 김 윤 수 김 용

글

이 광 재 윤 보 열 김 윤 수 김

글

이 광 재 윤 보 열 김 윤 수

kjlee@kari.re.kr

한국항공우주연구원 우주응용센터 원격탐사그룹

초 록

초

지구관측위성을 통해 획득되는 다양한 원격탐사 자료는 정부 및 공공기관 등 공공의 업무에 매우 유용한

각종 주제정보를 제공하며 이는 상업적 지구관측 자료의 활용 및 판매 증대 등으로 나타나고 있다 그러나

이와 같은 위성원격탐사 자료를 이용하여 생성되는 다양한 주제정보는 그 신뢰성에 대한 명확한 검증작업을

거친 후에야 활용이 가능하다 이를 위하여 우주개발 선진국의 경우 위성발사 초기단계에서부터 주기적으로

영상자료에 대한 검 보정 활동을 체계적으로 수행함과 동시에 그 활용 결과물을 검증하고 실제 적용하기 위한

․

다양한 지상 검증 사이트를 구축하여 운영하고 있다 본 논문에서는 해외 위성영상 활용 검증 사이트의 구축

현황과 운영 실태 등에 대하여 서술하고자 한다.

주제어 원격탐사 검증사이트 검 보정

․

서 론

서

일반적으로 위성원격탐사 자료는 위성 본체 및

탑재체 자체가 가지는 다양한 오차를 보정하기 위

하여 통상적으로 위성발사 후 검 보정(calibration

․

과정을 거친다 이와 같은 검 보정은

& validation)

․

영상자료 자체에 대한 품질을 확보하기 위한 것으

로 일반사용자들에게 높은 품질의 영상자료를 제공

하기 위해서는 반드시 요구되는 과정이다.

현재 한국항공우주연구원 이하 항우연 에도 다목

(

)

적실용위성 호를 비롯하여 향후 발사될 위성에 대

한 검 보정을 위한 사전준비 연구를 수행하고 있으며

․

이를 위한 검 보정 사이트 역시 구축되어 시험운영

․

중에 있다.

한편 이와 같은 검 보정 활동은 주로 표준영상의

․

품질을 확보하기 위한 것으로 표준영상을 활용하여

제 의 부가가치물을 생성 또는 제작하였을 경우에

대한 활용 측면에서의 검증

은 포함하고

(validation)

있지 않다 위성영상 자료의 효용성을 입증하고 활성

화를 극대화하기 위해서는 높은 품질의 영상자료 확

보뿐만 아니라 이러한 영상자료를 이용한 결과물

에 대한 신뢰성 또한 입증되어야 한다

(product)

우주개발 선진국의 경우 위성발사 초기단계에서

부터 체계적인 검 보정 활동과 더불어 활용 결과물에

․

대한 검증도 함께 수행하기 위하여 지상의 다양한 검

증 사이트를 구축하여 운영하고 있다 본 논문에서는

해외 위성영상 활용 검증 사이트의 구축 현황과 운영

실태 등에 대하여 서술하고자 한다.

2. Product Validation Site

2. Product Validation Sit

2. Product Validation Si

2. Product Validation S

전 세계 우주개발 관련기관(space agency : 25,

과의 협

national & international organization : 20)

력을 통하여 전지구관측시스템의 활용을 극대화하기

이광재

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 92~99

위하여

년에 설립된

1984

CEOS(Committee on

는 개의 보조그룹으

Earth Observation Satellites)

로 구성되어 있다 그 중에서

WGCV(Working Group

는 각종 센서의 성능

on Calibration and Validation)

검증 알고리즘 검증 및 의사결정을 검증하고 지원할

목적으로 구성되었는데 주로 센서에 대한 검 보정을

․

수행하고 있으며 최근에는 국제적인 검 보정 표준화

․

를 재정하기 위한 활동을 수행하고 있다.

한편

는 그림 과 같이 총 개의 서브그룹으

WGCV

로 구성되어져 있는데 본 논문에서 기술하고자 하는

위성영상 활용 검증 연구와 관련하여 가장 상관성이

높은 서브그룹은 Land Product Validation (LPV)

으로 지상분야 활용 결과물에 대한 검증을 담당하고

있다.

는

LPV

land-cover, biophysical, fire/burn,

surface radiation 부분으로 나누어져 있다.

자료 : wgcv.ceos.org, 2006

의 보조그룹 중에서

CEOS

WGISS(Working Group

는

on Information Systems and Services)

WGISS

사이트와 관련된 정보를 제공하

Test Facility(WTF)

고 있는데 이들 실험사이트는

로도 운

LPV Core Site

영되고 있다 미국

USGS(U.S. Geological Survey)

에서 관리 및 운영하고 있는

사이트는 그림 와

WTF

같이 전 세계 개 지역에 분포하고 있다

자료 : wgiss.ceos.org, 2006

그림 의

사이트에 대한 정보를 획득하기 위

WTF

해서는 정식적인 등록과정을 거쳐야 하며 이를 통하

여 웹에 접속하게 되면 개별 사이트에 대한 다양한

정보를 획득하여 사용할 수 있게 되어있다 표

은

에 구축되어져 있는 데이터들을 보여주고

WTF site

있다 한편

사이트의 경우

자

Puget Sound

LiDAR

료가 구축되어져 있으며 이를 제공받기 위해서는 또

다른 등록과정을 거쳐서야만 한다 그림

은

Puget

사이트에서 제공하는

과

Sound

SRTM

LiDAR DEM

샘플자료를 보여주고 있는데 구축되어져 있는 LiDAR

자료의 공간해상도는

이고 수직정확도는 약

DEM

6ft

인 것으로 알려져 있다

13-17cm(RMSE)

이외에도 추가적으로 위성영상 자료와 현지관측 자

료들을 검색 및 확인할 수 있는 검색 시스템이 구축되

어져 있어 사용자는 필요한 자료를 신속하게 검색하

여 활용할 수 있다.

자료 : wgiss.ceos.org, 2006

한편 최근에는

와

가

WGCV

WGISS

“CEOS Land

네트워크 구축을 위한 공동

Validation Core Sites"

연구를 수행하고 있다 이러한 연계 활동은

EO(Earth

와 현지 관측 자료를 비롯하여 실험

Observation) DB

사이트에 대한 검증자료를 공동으로 구축하여 활용

할 목적으로

년 회의에서 제안되어 현재

CEOS 2001

기반의 인터페이스로 관련 사이트들을 연

GIS/Web

이광재

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 92~99

계하는 작업이 진행되고 있다.

현재

사이트는 전 세계

지역

CEOS LPV Core

에 분포하고 있으며 그 위치는 그림 와 같다 이들

사이트 내에는 앞서 언급한

사이트도 포함되어

WTF

있다 한편 그림 는

사이트에서 제

CEOS LPV Core

공되고 있는 다양한 정보를 보여주고 있는데 크게 위

성영상자료와 보조자료 및 참조자료로 구성되어 있

으며 일부 자료는 향후 구축될 예정에 있다.

자료 : wgiss.ceos.org, 2006

자료 : lpvs.gsfc.nasa.gov, 2004

한편 그림 의 자료들은 그림 의

GOFC- GOLD

(Global Observation of Forest Cover / Land

Dynamic)/CEOS Framework에서와 같이 기존의

자료를 갱신 및 검증함과 동시에 새로운 자료를 생

성하여 활용함으로써 시너지 효과를 극대화하는데

이용되고 있다.

자료 : lpvs.gsfc.nasa.gov, 2005

그림 은

사이트를 나타내고 있다

Manfredi INTA

사이트 내에는

가

개

sunlit measurement point

8 ,

개

ESU(Elementary Sampling Unit) 13

land-cover

가

개 분포되어 있다 따라서 위성이

GCP

Manfredi

사이트를 지나면서 영상을 촬영할 때에 지상에서는

다양한 관측 장비 등을 활용하여

을 수

field campaign

행하게 된다 결국 이러한 현지관측 자료들은 다양한

자료처리 및 분석 알고리즘 개발에 이용됨과 동시에

그 결과물을 검증하는데 활용된다.

자료 : Land product validation, 2005

일반적으로 위성영상을 이용하는 사용자 입장에

서는 공급받은 표준영상 보다 이러한 영상자료를 활

이광재

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 92~99

용하여 토지피복 또는 이용도 등과 같은 제 의 활용

결과물을 생성하였을 때에 대한 정확도에 대해서 더

높은 관심을 가지는 경향이 있다 사실 사용자에게

배포되는 표준영상 자체에 대한 품질을 일반사용자

가 논하기에는 공개되지 않는 많은 변수들이 존재하

기 때문에 어려움이 있다 일반적으로 영상자료 활용

결과물에 대한 정확도는 사용자의 전문지식 및 숙련

도 등에 따라서 달라질 수 있겠지만 표준화된 작업공

정을 통하여 생성된 활용 결과물의 경우 그 정확도가

일정 범위 안에서는 균일하다고 볼 수 있다 물론 이

는 표준영상 자체에 대한 검 보정이 제대로 이루어진

․

경우에 한해서 이다 따라서 표준화된 작업공정과 이

에 따른 명확한 정확도가 확보된다면 결국 자료 사용

자에게 높은 신뢰성을 바탕으로 실제 현업 등에 적용

되어 활용되어질 수 있을 것이다 그러나 이러한 일

련의 시스템을 확보하기 위해서는 앞서 언급한 영상

자료 자체에 대한 품질확보와 더불어 오랜 기간 동안

활용 결과물을 생성하기 위한 다양한 활용기술 개발

과 이를 통해 도출되는 결과물에 대한 검증 연구를

체계적이고 지속적으로 수행하여야 한다.

그림

은

에서 수행하고 있는

CEOS LPV team

에 대한 사례를 보여주고 있다 비록 고해상

MODIS

도 위성영상은 아니지만

의 경우

MODIS land team

오랜 기간 동안의 연구 성과를 바탕으로 다양한 활용

분야에 있어 그 신뢰성에 대한 가이드라인을 제시하

고 있는데 예를 들어

최대오차는

산불

NDVI

±10%,

탐지 최대오차는

와 같이 공개하고 있다 한편

±5%

새롭게 검증된 주요연구 성과는

를 통하여

web site

공개하고 있는데 이는 단순히 연구결과뿐만 아니라

실제 고품질의 활용 결과물을 생성할 수 있는 알고리

즘 및 툴들을 함께 제공하고 있다.

자료 : lpvs.gsfc.nasa.gov, 2006

이와 같은 영상자료 활용결과물에 대한 검증은 위

성 본체 또는 탑재체 검 보정에서 요구하는 항목 및

․

방법 등에 있어서 차이는 있을 수 있으나 그 중요성

은 영상자료 사용자에게 동일할 것이다 또한 위성의

경우 시간이 경과함에 따라서 기계적인 성능 저하 현

상이 나타날 수 있는데 이를 위하여 지상에서 영상자

료를 활용하여 주기적인 검 보정 활동을 수행하듯이

․

활용 결과물을 생성하고 이를 검증하는 작업 또한 계

절적 요인 지형적 요인 등으로 인하여 주기적으로

수행할 필요가 있다 한편 이와 같이 장기적이고 주

기적인 검증 연구를 위해서는 지상 및 대기 등에 대

한 지속적이고 체계적인 관측활동이 요구된다.

자료 : sev.lternet.edu, 2006

그림 는

중에서

EOS Land Validation Core Site

번째인

사이트의 일반적인 현황

Sevilleta LTER

위성자료 관측자료 및 보조 자료에 대하여 설명하고

있다 한편 그림 에서 하단 부분의

로

site summary

접속하면 그림

과 같이

사이트에

Sevilleta LTER

구축되어져 있는 다양한 지상참조자료(Ground Truth

에 대한 세부적인 정보를 획득할 수 있다

Data)

지구관측위성 영상자료 활용 결과물을 검증하기

이광재

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 92~99

위해서는 실제 지상에서 관측한 결과 값을 사용하여

직접 비교하는 것이 가장 이상적이다 그러나 과거의

자료를 분석하거나 접근이 불가능한 지역을 연구하

고자 하는 경우 실제 이러한 지상 관측 자료를 획득

하는데 현실적인 제약이 따르거나 또는 전혀 불가능

한 경우가 많다 따라서 현실적인 기준에서 신뢰성

높은 지구관측위성 영상자료 활용 결과물을 생성하

기 위해서는 대표적인 지역에 대한 각종 자료를 상시

관측 관리하여 활용 결과의 검증에 사용하는 시스템

을 구축할 필요성이 있으며 이를 바탕으로 검증된 결

과를 다른 지역에 적용 및 활용하는 것이 바람직할

것이다 물론 이와 같은 검증 시스템을 구축하여 활

용하더라도 실제 다른 지역에 적용할 경우 전혀 다른

결과로 나타날 수 있다 따라서 이러한 측면에서 볼

때에

는 다양한 특성을 가지는 여러

LPV Core Site

사이트를 연계하여 활용하기 때문에 활용 결과물에

대한 검증을 보다 체계적이고 합리적으로 수행할 수

있는 장점이 있다.

한편 그림

과

는

사이트에서

Sevilleta LTER

운영하고 있는 관측 장비와 구축되어져 있는 자료에

대하여 설명하고 있다.

자료 : sev.lternet.edu, 2006

지금까지 영상자료 활용 결과물을 검증하기 위하

여 구축 및 운영 중에 있는 외국의 검증 사이트에 관

하여 살펴보았는데 사실 앞서 언급한

CEOS LPV

의 경우 국부지역에 대한 활용 검증보다는 글로

team

벌 스케일에 대한 검증 활동을 주로 수행하다 보니

지금까지 다목적실용위성과 같은 고해상도 영상자료

보다는 주로 중 저해상도 영상자료를 많이 이용해 왔

․

던 것도 사실이다 그러나 글로벌 스케일의 활용 결

과물을 검증하는 과정상에는 그림

과 같이 고해상

도 영상자료를 이용할 수밖에 없다 즉 그림

에서

와 같이

영상에서

영상의 영역을

MODIS

Landsat

그리고

영상의 영역에 대한

영상

Landsat

IKONOS

을 사용함으로써

영상전체에 대한 활용 결과

MODIS

를 검증하는 것이다 일반적으로

급의 고해상도

영상자료를 활용하여 분류 등과 같은 결과물을 생성

하였을 때에 이를 검증하기 위하여

또는

1/5,000

축척의 항공사진을 사용하는 것과 같은 개

1/20,000

념이라고 볼 수 있다.

자료 : wgcv.ceos.org, 2006

그림

는

GOFC/GOLD fire implementation

에서 수행한

에 대한 검증 과정

team

active fire

과

와

MODIS

BIRD(The micro-satellite on Bi-

에 대한 결과를 비

spectral Infrared Detection)

교, 분석한 것이다 이와 같은 다중센서 결과를 상호

이광재

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 92~99

비교 분석함으로써 상호간의 결과물에 대한 신뢰성

을 확보함과 동시에 활성화를 극대화할 수 있는 등의

시너지 효과를 기대할 수 있다.

자료 : Land product validation-subgroup report, 2003

기존 중 저해상도 영상자료 활용 결과물 검증사이트

․

에서 주로 이용되고 있는 영상자료의 해상도가 다목적

실용위성에 비해 뒤떨어지나 그 활용 결과물을 검증하

는 방법적인 측면에서는 유사하다보고 볼 수 있다 그

림

는

에서 운

ASD(Applied Sciences Directorate)

영하고 있는

사

V & V(Verification and Validation)

이트로써 주로

와 같은 고해상도 영상자료를

IKONOS

검 보정하는데 이용되고 있다 그림

에서 확인할 수

․

있듯이

에서 운영하고 있는 사이트는 총

개 사

ASD

이트이며 이중에서

로

개 사이트가

IKONOS V&V

사용되고 있다 이와 같은 고해상도 검 보정 사이트의

․

일부는 활용 결과물 검증용으로도 사용되어 질 수 있

는데 이는 기본적으로 사이트 내에 존재하는

GCP DB

를 비롯하여 다양한 지상 및 대기 관측 자료들이 존재

하기 때문이다.

자료 : www.nasa.gov, 2006

결 론

결

본 논문에서는 해외 위성영상 활용 결과물 검증을 위

하여 구축 및 운영되고 있는 사이트에 관하여 살펴보았

다 앞서 언급한 바와 같이 현재 이들 사이트는

CEOS

를 주축으로

로

“CEOS Land Validation Core Sites”

통합되고 있는 추세이다 이들 사이트 중에는 일부

등과 같은 중 저해상도 영상자료

MODIS, Landsat

․

검 보정을 비롯하여 고해상도 IKONOS, QuickBird

․

등과 같은 영상자료 검보정 사이트로도 활용되고

있다.

이와 같이 우주개발 선진국의 경우 영상자료 자체

에 대한 품질확보뿐만 아니라 그 활용 결과물에 대한

검증을 위하여 체계적이고 지속적인 연구 활동을 수

행하고 있으며 이를 위하여 전 세계 관련 사이트를 통

합 활용하고 있다 국내에서도 다목적실용위성 자료

검 보정 및 활용기술 개발을 통한 활용 결과물 생성

․

및 검증을 위한 관련 연구를 수행하고 있는데 향후 이

러한 활동을 전 세계 네트워크와 연계하여 수행하는

것이 보다 효과적이고 바람직할 것으로 판단된다.

참고문헌

참고문

참고

참

1. 이광재 김윤수 김용승 백홍열

위성영상 활용결과 검

, “

증 사이트 구축을 위한 국제협력

춘계 한국지리

” 2005

정보학회

워크숍 및 학술대회

GIS

, 2005, pp.331-336

이광재

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 92~99

2. Jeff Morisette, "Land Product Validation-subgroup

report, 2003, pp.1-35

3. Jeff Morisette, "Land Product Validation-subgroup

report, 2004, pp.1-40

4. Jeff Morisette, John Dwyer, John Faundeen, "CEOS

core Test Sites WGISS Test Facility(WTF) -A

collaboration between WGCV & WGISS, 2004,

pp.1-20

5. Jeff Morisette, "Land Product Validation-subgroup

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6. Jeff Morisette, Sebastien Garrigues, Lawrence Ong,

"Land

Product

Validation-Participation

the

Manfredi field exercise, 2005, pp.1-25

7. http://www.nasa.gov

8. http://lpvs.gsfc.nasa.gov

9. http://sev.lternet.edu

10. http://wgiss.ceos.org

11. http://wgcv.ceos.org

이광재

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 92~99

Data

Dat

Site

Sit

ETM+

ETM

MODIS

MODI

MOD

ASTER

ASTE

AST

SRTM

SRT

NED

LiDAR

LiDA

LiD

AVHRR

AVHR

AVH

SPOT VEG

SPOT VE

SPOT V

SPOT

MERIS

MERI

MER

CHRIS

CHRI

CHR

Barton Bendish

○

Boreas North

○

Harvard

○

Mongu

○

Puget Sound

Link

○

Railroad Valley

○

Southwest Amazon

○

Uardry

○

× = data at USGS/EROS,

= distributed data

※

○

항공우주산업기술동향 권 호

항공우주산업기술동향 권

항공우주산업기술동향

항공우주산업기술동

4 1

(2006) pp. 100~107

4 1

(2006) pp. 100~10

4 1

(2006) pp. 100~1

4 1

(2006) pp. 100~

www.kari.re.kr

www.kari.re.k

www.kari.re.

www.kari.re

/lib/index.html

/lib/index.htm

/lib/index.ht

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에서 보실 수 있습

에서 보실 수 있

기술동향

기술동

기술

기

무인항공시스템 인증기술 동향

글

최 주 원

글

최 주

글

최

글 /

choijw@kari.re.kr

한국항공우주연구원 항공우주안전인증센터 항공인증그룹

초 록

초

민간 무인기의 용도는 수색 및 구조 환경 및 공해감시 기상 측정 화재 및 재난의 조기감지 국경 및 해양

정찰 항공촬영과 지도제작 농약살포 그리고 교통감시 등 사람이 수행하기 힘든

임무 및 우리의 실생활

에 도움을 줄 수 있는 새로운 용도로 개발되고 있다 그러나 향후 무인항공기의 상업적 성공 여부는 민간 공

역으로의 진입 여부에 달려 있으며 공역 내에서의 자유로운 임무수행을 위해서는 안전성 확보를 위한 감항

당국의 인증이 필수요소이다 이에 항공선진국 들

은 민간 무인기의 신뢰성 누적과 인증을 위한 실현 가능한

방법부터 법제도 정비에까지 많은 연구를 수행 중에 있다 본 글에서는 최근 항공선진국들의 무인항공시스템

의 신뢰성 추세와 인증동향 그리고 향후 발전 방향에 대하여 제시한다.

주제어 무인시스템 무인기 인증 형식증명 감항증명 신뢰성 안전성 비행허가 충돌회피

서 론

서

민간 무인기의 최종 목표는 제한된 공역이 아닌

민간 공역에서의 자유로운 임무 수행에 있다 이를

위해서는 비행 중인 다른 항공기들과의 충돌 위험이

없어야 하며 또한 지상에 인적 물적 피해가 없도록

특정 기능의 구비와 높은 신뢰성의 확보가 요구된다.

항공기의 이러한 안전성 확보의 책임은 항공기 운

영 국가의 감항당국에 있으며 각 나라의 감항당국은

인증제도로서 항공기의 안전성을 요구하고 있다 그

러나 현재의 항공기 인증제도는 유인기를 대상으로

개발된 것으로서 시스템으로 운영되는 무인기에는

일부만이 적용 가능하다 현행 제도 하에서의 민간

무인기의 운용은 극히 제한된 공역 내에서 일시적인

비행만이 가능한 상태이다.

이에 항공선진국들은 감항당국과 관련 민간 이해 단체

들을 중심으로 무인 시스템 인증관련 연구를 활발히 수행

하고 있으며 최근에 유럽의

JAA-EUROCONTROL과

미국의

에서는 감항당국으로서는 최초로 무인

FAA

최주원 항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 100~107

101

시스템 인증 관련 연구결과와 무인기 운영을 위한 정

책을 개발하여 공개한 바 있다.

또한 미국과 이스라엘은 최근 자국 운영 무인기의

누적 운영시간이

시간을 돌파하여 통계자료

100,000

로서 신뢰할 만한 분석 자료를 공개한 바 있다 이에

본 글에서는 무인 시스템의 신뢰성 자료들을 분석하

고 무인 시스템의 인증 동향을 검토하여 제시한다

인증을 위한 무인시스템의 기술동향

인증을 위한 무인시스템의 기술동

인증을 위한 무인시스템의 기술

인증을 위한 무인시스템의 기

무인기 공역진입 요건

무인기 공역진입 요

무인기 공역진입

무인기 공역진

2.1

무인기가 공역 내에서 자유로운 비행을 하기 위한

감항 요건은 무인 시스템 자체의 안전성 확보 측면의

요건과 운항의 안전성 확보 측면의 요건으로 구분될

수 있다 이 중 무인시스템 자체의 안전성 요건은 비

행의 신뢰성을 의미하며 무인시스템의 비행 신뢰성

은 최소 유인기의

항공기의

GA(General Aviation)

신뢰성 정도가 구비되어야 안전도가 확보될 것으로

판단된다 또한 운항의 안전성은 비행 중 다른 항공기

와의 충돌 또는 지상 추락으로 인한 인명 및 재산의

피해를 방지하기 위한 기술적 요건을 의미한다 여기

서 기술적 요건은 무인기 탑승 조종사의 법적인 충돌

예방 의무 항공법 제

조 조종사의 주의의무 및 관

(

“

”

련 시행규칙 를 대신할 수 있는 충돌회피

)

(See and

기능의 구비와 지상 충돌의 피해를 최소화 시

Avoid)

킬 수 있는 비행체 장착용

또는 이

emergency chute

에 상응하는 기능의 구비 그리고 현행의

하에서

ATM

운영될 수 있도록

와의 통신기능 정밀 항법 기능

ATC

과 지상 감시를 위한 장비의 장착 등을 의미한다.

자료출처 : MIT - ICAT Report (2005)

이러한 요건들 중 일부는 현재의 기술로서 달성

가능한 부분들도 있으며 또한 신뢰성 있는 충돌회피

및 통신의 보안과 같은 기술에 대해서는 아직까지 기

술이 성숙되지 않은 상태로 당분간 일반 감항증명의

장벽으로 남아있을 것으로 판단된다.

무인시스템의 안전성 확보 요건

무인시스템의 안전성 확보 요

무인시스템의 안전성 확보

무인시스템의 안전성 확

2.2

무인 시스템 측면에서 무인기의 공역 진입 요건

중 하나는 비행체의 비행 신뢰성이 최소한

급 항

공기의 안전도 수준과 동등하거나 이를 초과해야 한

다는 것이다

급 항공기가 제일 많은 미국 내의

. GA

항공기 사고 통계자료1)에 의하면 미국의

급 항공

기의 비행시간 당 평균 사고율은

회

10 /10

5비행시간

이며 최근 수년 간 약

회

6.7 /10

5비행시간 수준을 유

지하고 있다 또한

인

기준의

fatal accident

mishap

사고율은

회

1.33 /10

5비행시간 수준이다.

미국의 경우 지난

년대 중반부터 군에서 무

1980

인기를 본격적으로 운영하기 시작했으며

년 후인

, 17

년에 충 누적 운영시간이

비행시간을

2002

100,000

기록하였다

그림

참조 또한 향후에는 무인기의

. (

)

운영이 급속하게 증가하여 년에 두 배씩 비행시간

이 누적될 것으로 예측되고 있다 미 국방부의 통계

자료에 따르면 지난

년간의 무인기 사고율은

급 항공기 사고율의 약

배가 되는 것으로 분석되

100

고 있다 그러나 무인기의 사고율은 특정 기종들을

중심으로 매년 빠른 속도로 감소하고 있으며 이미

사고율이 유인기 수준에 근접한 기종들이 있어 머지

않아 무인기의 평균 안전도 수준이 유인기의 수준

에 근접할 수 있을 것으로 예측된다 그림

참조

. (

)

1) AOPA "NTSB : 2003 general Aviation Accident Statistics

자료 : MIT - ICAT Report (2005)

102

최주원

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 100~107

자료출처 미

DoD - UAV Reliability (2003)

자료출처 : IAI - EURO UVS Presentation (2003)

미국에서 운영되는 항공기들의 사고 원인을 분석

한 결과 유인기의 경우 약

의 원인이

85%

human

로 인한 것이었으나 무인기의 경우에는 약

factor

만이

로 인한 사고였으며 대부분

17%

human factor

은 무인 시스템 자체의 결함에 의한 것으로 분석되었

다 그림

참조

. (

)

미국과 더불어 무인기 운영 시간이 제일 많은 이

스라엘의 경우에도

비행시간을 기준으로

130,000

무인기 사고원인 통계를 공개한 바 있다 그림

참

조 분석 결과 미국의 사고 원인 자료와 상당히 유사

)

한 결과를 나타내고 있다.

이스라엘의 경우

를 제외하고 무인 시

human factor

스템의 사고 원인 중 가장 큰 비중을 차지하고 있는 부

분은 동력계통으로서 약

를 차지하고 있으며 그

32%

다음이 비행 조종계통으로서

그리고 통신계통과

28%

기타의 원인이 각각

와

를 차지하고 있다

11%

본 사고율 통계는 무인기를 본격적으로 운영하기

시작한

년대 중반부터의 운영을 근거로 한 것으로

서

등 초기 무인기에 적용되었던

Pioneer, Searcher

single channel analog FCS, single communication,

등의 기술이 적용되었으

single powerplant system

며 동력계통을 포함한 비행체에 대해서는 인증의 개

념이 적용되지 않은 상태의 자료이다.

최근 들어 항공기술 및 통신기술의 발달과 소모성

개념의 군용 무인 비행체 운용에서 대형 무인기의 안

전한 운영의 개념으로 무인기에 최신 기술이 적용되

는 추세여서 빠른 속도로 무인 시스템의 안전도가

향상되고 있다 표 과 그림 는 무인기 사고 분야별

안전도 향상 방법을 제시하고 있다.

무인 시스템의 인증 요건

무인 시스템의 인증

무인 시스템의

무인

2.2.1

2.2.

2.2

현행 민간 유인기의 경우 항공기의 비행체 엔진

그리고 프로펠러가 각각의 독립적인 형식증명의 대

상이다 그리고 형식증명 시 항공기의 종류에 따라

특정 수준의 안전도를 요구하는데 그 기준은 미국의

경우

이며 우리나라의 경우 항공

FAR Part 23~29

기기술기준인2)

이다 본 기술기준

KAS Part 23~ 29

은 전 세계가 유사한 체계와 요건으로 구성되어 있고

2) 항공기기술기준

항공안전본부 고시

호

(

2006-01 ), KAS-Korea

Airworthiness Standards

자료출처 : IAI - EURO UVS Presentation (2003)

분 야

분

안전성 향상 방법

안전성 향상

안전성

Powerplant

(35%)

인증 엔진의 장착

FAR 33

․

장착

Twin engine

․

제어계통의 Redundancy

․

Flight control

(27%)

Full Redundancy

․

Fail safe approach

․

Digital sensor

․

Fault tolerance

․

Communication

(11%)

Full Redundancy

․

/ Fail safe

․ 상이한 주파수 대역 동시 사용

Human error

(19%)

확대

Automation

․

․ 조종사 및 운영자 인증 자격 면허

(

)

기 타

(8%)

낙뢰

Anti-icing,

, HIRF, IFR

․

요건

등 유인기 인증기준 적용

최주원 항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 100~107

103

안전도 수준 역시 동등한 수준으로 요구하고 있으며,

여 년간의 수많은 항공사고와 더불어 개정되고 발

달되어 왔다.

항공기 기술기준의 경우 엔진

프로펠러

(Part 33),

기준은 현행 그대로 무인기에 적용 가능하다

(Part 35)

또한 비행체 기준

은 유인기의 탑승 조종

(Part 23~29)

사를 위한

조종계통 그리고

Cockpit,

crashworthiness

등의 일부의 요건을 제외하고 그대로 적용이 가능하다.

이에 유럽의 무인기 단체인

그리고 이스

EURO UVS

라엘의

사 등에서는 소형 유인기의 기술기준을

IAI

하여 무인기에 적용 가능한 기준안을 제시한

tailoring

바 있으며

에서도 이러한 연구

, JAA-EUROCONTROL

를 수행한 바 있다.

무인기에 기존 유인기의 기술기준을 적용하여 무

인기 비행체 부분의 안전도 수준을 유인기 수준으로

올리고자 하는 것이다.

향후 무인기 기술이 성숙되고 신뢰도가 증가하

며 또한 관련 법제도가 정립되면 이러한 기술기준

을 적용시켜 무인기에도 형식증명 및 감항증명이

발행될 것으로 예상된다 그러나 무인기의 경우에

는 비행체 외에도 GCS (Ground Control System),

제어를 위한

가 하나의 시스템으로 운영되

data link

어 감항성에 영향을 미치기 때문에 통신의 신뢰성

및 보안 비행종료의 방법 등 기존의 인증 대상이

아닌 이러한 부분에 대한 안전성 검증 및 인증에 대

한 부분은 앞으로 많은 경험과 연구가 필요한 분야

로 남아있다.

비행안전성 확보를 위한 요건

비행안전성 확보를 위한 요

비행안전성 확보를 위한

비행안전성 확보를 위

2.3

민간 공역 내에서의 무인기 비행안전성 확보를 위

한 요건은 현행 항공교통관리 체계 내에서 무인기가

다른 유인 항공기와 동일한 방법으로 취급될 수 있도

록 기능을 확보하는 부분과 유인기의 탑승 조종사의

기능을 비행체에서 자동 수행하거나 지상의 조종사

가 수행하도록 하는 부분이 있다.

현행

내에서의 운영 요건

현행

내에서의 운영

현행

내에서의

현행

2.3.1

ATM

2.3.1

무인기를 유인기의 공역 내에서 운용할 수 있기

위해서는 현행의 항공교통관리 (ATM-Air Traffic

체계 내에서 유인기와 통합 운영될

Management)

수 있도록 무인기가 특정 기능을 갖추어야 한다 항

공교통관리 체계는 항공기의 안전한 운항과 공역의

효율적 사용을 목적으로 존재하며 지상 시스템과 탑

재 시스템으로 구성되고

의 운용은 통신 항법

, ATM

그리고 감시 등으로 분류된다.

기존의 군용 무인기는 성공적인 임무 완수가 주

목적으로서 주로 정찰의 임무에 많이 사용되어 왔

다 이에

의 제어로 비행체가 비행하며

에

GCS

, GCS

서는 임무장비의

를 송 수신하는 독립적인 운

Data

영개념으로 설계되어 왔다 그러나 민간공역에서의

운항은 비행체와 운영자의 독립적인 운영이 아니라

관제소의 지시에 따른 비행체의 비행이 가능해야

한다 즉 무인기 조종사와 관제소와의 음성통신이

가능해야 하며 관제소에서는 비행체의 감시가 가

능해야 한다.

이에 항공법3)에서는 관제권 내에서 비행하고자

하는 항공기에 장착해야 할 의무 무선설비에 대하여

규정하고 있으며 그 대표적인 장비가 양방향 음성통

신이 가능한 무선송수신기와 트랜스폰더이며 이 밖

에 전방향 표지시설 수신기

거리측정시설 수

(VOR),

신기

그리고 비상위치 표지용 무선표지설비

(DME)

등이 있다

(ELT)

일단

과

는 현행 비행절차 및 항로가 이

VOR

DME

러한

항법 보조시설을 기준으로 설정

conventional

되어 있음으로 무인기가 항로비행을 하고자 할 경우

필요한 장비이다.

양방향 음성 송수신 장비의 경우 관제소와 GCS

와의 음성통신이 가능해야 하므로 관제권이 바뀔 때

마다 관제소의 요청에 따라 송수신 주파수의 변경이

가능해야 한다 또한 무인 비행체에는 관제소와

GCS

간의 음성 통신

기능이 구비되어야 한다

relay

그리고 트랜스폰더의 경우 관제소의 차 감시 레

이더와 연동되어 지상에서 항공기의 감시가 가능하

도록 하는 것이 주목적으로서 국내 현행법에서는 민

간 항공기에 대하여

이상의 트랜스폰더를 장

Mode C

착하도록 요구하고 있다 트랜스 폰더 역시 관제권이

바뀔 때 마다 지상에서 코드를 바꿀 수 있어야 한다.

또한 무인기가 수직분리간격 축소 공역(RVSM4) 에

)

3) 항공법 제

조 및 동 시행규칙 제

조 의무무선설비

122

“

”

4) RVSM : Reduced Vertical Separation Minima

104

최주원

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 100~107

서 비행하고자 하는 경우에는 관련 성능 요건을 만

족해야 한다.

이러한 항행 안전을 위한 기능들은 현재의 기술로

서 무인기에 적용 가능한 부분들로서 장비들의 적용

여부는 무인기의 종류 비행하고자 하는 공역 및 비

행의 방법에 따라 결정되어야 한다 또한 이러한 부

분은 감항당국이 무인기에 대한 정책을 결정하여 요

구해야 할 부분이다 그림 은 현행

하에서의

ATM

무인기 운영 개념을 도시한 것이다.

자료출처 참고문헌

번

유인기 탑승 조종사의 대체 기능

유인기 탑승 조종사의 대체

유인기 탑승 조종사의

유인기 탑승

2.3.2

2.3.

2.3

무인기는 조종사가 비행체에 탑승하지 않으므로

유인기의 탑승 조종사의 임무 및 법적인 의무를 자동

또는 지상의 조종사가 수행해야 한다 이러한 임무들

중 충돌회피 기능은 가장 중요한 임무 중 하나로서

전 세계적으로 이에 대한 연구가 활발히 진행되고 있

는 분야이기도 하다.

충돌회피 기능은 비행체의 자율적인 회피기동 외에

조종사에게 항적의 위치 및 충돌의 위험성을 경고해

주는 기능까지 포함하고 있으며 현재

로 비행하

VFR

는 공역에서는

센서를 적용하고

비행까지

radar

, IFR

하고자 하는 경우

와 같은 유인기 장비를 무인

TCAS

기에 적용하는 것이 많이 연구되고 있다 향후에는 전

방향 탐지가 가능하며 효율적인

를 이용한 충

ADS-B

돌회피 장비가 유무인 통합 장비로 발전될 것으로 예

상된다 충돌회피 기능의 경우 탐지범위 탐지거리 안

전한 회피 기동 그리고 장비의 신뢰성이 안전성 요건

으로 설정되어야 하며 향후에는 유인기의 진로의 양

보 및 통행의 우선순위 규칙5) 까지도 적용 가능한 기

능이 구비되어야 한다.

자료출처 미 조종사 협회

특히 충돌회피 시스템 자체의 신뢰성 수준은 유인

기

급 항공기의 공중충돌 안전도 수준보다 높아

야 한다 그림 은 미국 내의

급 항공기의 비행시

간 당 공중충돌 사고의 연도별 통계이다.

이 밖에 향후 무인기는 비행조종 및 이착륙을 포

함한 정밀항법 비행이 가능해야 하며 탑승 조종사가

수행하는 고장탐지 및 진단 기능을 지상의 조종사가

수행하거나 또는 자동으로 감지하여 대응할 수 있는

기능이 구비되어야 한다.

5) 항공법 제

조 충돌예방

동시행규칙 제

조 통행의 우선순

“

”,

178

“

위

동시행규칙 제

조 동순위 항공기 상호간의 우선순위 동

”,

179

“

”

시행규칙 제

조 진로의 양보등

180

“

”

최주원 항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 100~107

105

기타 요건

기타 요

기타

기

2.4

유인기의 경우 엔진의 정지 또는 항공기의 이상

시 조종사는 지상 및 항공기에 피해가 최소가 될 수

있는 방법으로 비상착륙 또는 착지를 하게 된다.

이러한 방법에 대응되는 무인기의 기능으로서는

비행종료시스템이 될 수 있다

무인기의 고장

는 위험도에 따라 몇 단계로 분류되는 데 이

mode

중 가장 위험한 상황

은 비행체의

(catastrophic)

조종력을 잃은 상태에서 주거지역을 회피할 수 있

는 최소한의 제어가 불가능한 상태로 정의된다.

현재 비행종료시스템의 경우 비행체에 장착되는

emergency chute가 가장 선호되는 방법이며, twin

항공기의 경우

engine

pre-programmed emergency

기능도 가능하다 향후 무인기에 있어서 이러한

landing

기능은 공역 내의 비행을 위한 필수 기능으로 요구될 것

으로 예상된다 그림 는 유인기

에 비상용으로 장착한

의 시현 모습이다

emergency chute

이 밖에 무인기에도 항공등화가 유인기와 동일한 방

법으로 장착되어야 하며, GCS, DTS(Data Terminal

통신 주파수의 보안 등의 분야가 무인기의

System),

새

로운 인증 요건으로 제시될 것으로 예상된다 민간 무

인기의 인증 개념과는 상이한 부분이 있으나 현재 군

용무인기의 획득 사업 시

의 개념으로

qualification

이러한 부분들에 대하여 검증을 하고 있으며 그 예로

서는 영국의 DEF STAN 00-970/1 Part 97)이 있다.

최대 이륙중량

Cirrus SR 22 (

3,400lb).

무인시스템의 인증제도 동향

무인시스템의 인증제도 동

무인시스템의 인증제도

무인시스템의 인증제

현행 법제도 하에서의 민간 무인기

현행 법제도 하에서의 민간 무인

현행 법제도 하에서의 민간 무

현행 법제도 하에서의 민간

3.1

비행방법

비행방

비행

비

항공기의 비행은 항공기의 안전도 수준에 따라 특정

제한된 공역 내에서의 일시적인 비행만이 가능한 비행

허가

와 연구개발 또는 기타의 목적

(Permit to flight)

으로 제한조건 하에서 지속적인 비행을 할 수 있는

특별 감항증명(Special Air worthiness Certificate)

발행 하의 비행 그리고 공역 내에서의 자유로운 비행

이 가능한 일반 감항증명(Standard Airworthiness

단계로 구분된다 그동안 민간 무인기의

Certificate)

비행은 특정 제한공역 내에서의 일시적인 비행만이

가능한 비행허가

의 방식으로 이루

(Permit to flight)

어져왔다.

그러나 최근 들어 군 운용을 통한 무인기의 신뢰

도 누적과 기술의 성숙으로 인하여 감항당국들은 비

행허가보다 한 단계 앞선 특별 감항증명(Special

발행 하의 비행을 할 수

Airworthiness Certificate)

있도록 제도를 정비하고 있다 영국을 포함하여 유

럽의 많은 국가들은 대형 무인기에 대하여 특별 감

항증명을 취득하도록 자국의 법으로 요구하고 있으

며 호주의 경우에도 관련 법제도 및 특별 감항증명

의 발행을 위한 세부 감항기준을 초안으로 공개한

바 있다.

또한 미국의 경우에도 무인기 운영자에게 COA

를 발행하여 제한조

(Certificate of Authorization)

건 하에서 일반 비행규칙에 따른 비행이 일부 가능

도록 하고 있다 미국의 경우 최근 들어 무인기 운영

자들의

신청이 늘어나자

허가의 심사를

COA

위한 지침과 무인기 운영허가 정책을 작년에 발표한

바 있다.

우리나라의 경우 현행의 항공법에는 특별 감항증

명 제도가 없으며 소형의 무인 비행장치 내지는 무

인항공기에 대해서는 안전성 검사를 통한 비행허가

하에서 일시적인 비행만을 할 수 있도록 되어있다.

전 세계적으로 무인기에 대하여 비행허가 내지는

7) Design and Airworthiness Requirements For Unmanned Air

Vehicle Systems

106

최주원

항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 100~107

특별 감항제도 하의 비행이 당분간 유지될 것으로

보이며 무인기의 기술이 더욱 성숙해지고 안전도

수준이 유인기와 동등한 수준으로 확보됨이 입증되

면 일반 감항증명의 발행 및 감항증명의 선행 조건

인 형식증명

이 발행되어 민간

(Type Certificate)

공역에서의 자유로운 비행이 가능해 질 것으로 예

상된다.

무인시스템의 인증제도 동향

무인시스템의 인증제도 동

무인시스템의 인증제도

무인시스템의 인증제

3.2

최근의 무인 시스템의 인증 동향은 비행허가 제

도의 적용에서 특별 감항증명의 발행으로 전환되고

있는 추세이다 현재 각 국의 감항당국은 무인기의

공역 진입 조건으로서 유인기 수준의 안전도를 요

구하고 있으며 또한 현행의

체계 내에서 유

ATM

인기와의 안전한 통합 운영이 가능하도록 요구하고

있다 이러한 가혹한 조건으로 인하여

, AUVSI8) 등

과 같은 무인기 협회에서는 현재 단계에서 실현 가

능한 방법으로서 무인기의 중량 및 비행공역 그리

고 운영의 방법에 따라 각각 모형항공기 기준 초경

량 항공기 기준 그리고 일반 항공기 운영기준을 적

용하여 비교적 자유롭게 무인기를 운영할 수 있도

록 제안 중에 있다 다음 표 는 관련 규정을 제시하

고 있다.

즉 민간 공역에서의 제한적인 접근을 통하여 무

인 기술의 성숙 및 신뢰성 향상을 위한 운영시간 누

적과 무인기의 민간 활용을 꾀하는 것이다.

AUVSI

Association

for

Unmanned

Vehicle

systems

International

자료출처 : EURO UVS Presentation (2003)

또한

은 향후 유럽 내의 무

JAA-EUROCONTROL

인 시스템 인증을 위한 기술기준을 유인기와 같이 크

게 단계로 분류하여 적용시키는 것을 검토 중에 있

다 그림

참조 이에 무인기를 중량 및 운영 목적

. (

)

을 기준으로 분류하고 각 단계별로 안전도를 차등

적용시키며 운영의 방법을 차등 적용하는 것이다

개발되는 기준은 당분간 무인기의 특별 감항증명

의 발행 기준으로 사용될 것으로 예상되며 이 후 형

식증명 및 일반 감항증명 발행을 위한 기준으로 사용

될 것으로 예상된다.

이 밖에 호주의 감항당국인 CASA9)에서는 무인기

운영자 요건 무인기의 운영 방법 및 감항증명 발행

에 관한 규정을 자국의 항공법인 CASR10) Part 101

에 제시한 바 있으며 또한 감항증명의 발행 기술기

준을 초안으로 개발하여 공개한 바 있다 이에 미국

일본 등 다른 여러 나라들도 무인기의 감항증명 발행

기준을 법제화 할 것으로 예상된다.

결 론

결

외국은 물론이고 현재 국내에서도 군사용 무인기

를 개발하여 운용 중에 있으며 농약 살포용 무인헬

기 소형 무인기 들이 수입 또는 상용화되어 가까운

장래에는 무인기의 활발한 이용이 예상된다 또한 현

재 개발 중인 국내 최초의 민간 무인기인 스마트 무

인기가 개발되어 국내 공역에서의 비행이 예상된다.

이에 국내 항공 산업의 발전 및 항공기술개발에의 재

투자를 위해서는 우리나라도 외국과 같이 무인기를

9) CASA - Civil Aviation Safety Authority

10) CASR - Civail Aviation Safety Regulation

항공기의

항공기

항공

항

종류

종

AUVSI

AUVS

AUV

제안기준

제안기

제안

제

적용 무인기

적용 무인

적용 무

적용

급

Hand launch

FAR Pt. 101

AC 91-57

Pointer,
Dragon Eye...

이하

500lbs

무인기

FAR Pt. 103

Pioneer,
Shadow...

이상

500lbs

무인기

FAR Pt. 91

Predator,
Hunter,
Firescout...

최주원 항공우주산업기술동향

4/1 (2006) pp. 100~107

107

공역에서 비교적 자유롭게 운영할 수 있도록 제도를

적극적으로 모색할 필요가 있다.

일부에서는 현재의 상태에서도 무인기에 대하여

와의 음성통신 트랜스폰더 및 항공등화의 장

ATC

착 시스템의 신뢰도 확보 등 실현 가능한 일부의 조

건만으로도 한정된 공역에서의 안전한 무인기 운영

이 가능할 것이라는 의견도 있다.

무인기에 대하여 유인기의 인증제도를 적용하여,

유인기와 동등한 수준의 안전도가 확보됨이 입증될

때 까지 민간 무인기의 공역 진입을 제한시키는 것은

항공기술 및 산업 발전에 순기능을 하지 못하므로,

향후 비행허가 제도가 아닌 초경량 항공기의 비행과

같은 실현 가능한 수준까지 운영될 수 있도록 감항당

국과 연구기관 그리고 개발자의 적극적인 모색이 필

요하다.

또한 전 세계적으로 무인시스템에 대하여 유인기

의 안전도 수준을 달성하기 위해서 기존 유인기 기술

기준을 설계에 체계적으로 반영시키는 것은 세계적

인 추세이다 이에 국내에서 향후 개발되는 무인 시

스템에 대해서는 우리나라의 항공기 기술기준을 설

계 단계에서부터 규격서로 채택하여 적용시키는 것

이 필요하며 감항당국 및 최근에 창립된 무인기 협

회와 업체 등에서도 무인기의 인증제도 개발에 관심

을 가져야 국내 무인기 기술 및 제도가 외국과 동등

한 수준으로 발전될 수 있을 것으로 판단된다.

또한 무인 시스템과 같은 신기술에 대한 신뢰성

평가 및 인증기술의 확보는 항공 산업의 필수요소로

서 시스템 개발과 동시에 투자되어야 할 부분이다

참고문헌

참고문

참고

참

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