Current Industrial and
Technological Trends in Aerospace
Current Industrial and
Technological Trends in Aerospace
항공우주산업기술동향 7권2호 (2009) pp. 03~11
http://library.kari.re.kr
에서 보실 수 있습니다.
산업동향
발사국의 국제법상 지위
이 준
*
1)
Status of a launching state in international law
Lee, Joon
*
ABSTRACT
On August 25
th, Korea launched KSLV-1(Naro), the first Korean launch vehicle with the
payload of a small satellite. The launch itself was successful in that the first and second stage
of the launch vehicle functioned properly but unfortunately the satellite was unable to be put
into earth orbit due to the failure of a nose faring detachment. As the history of human space
activities shows, it is recognized as a difficult task to be a launching state requiring efforts to
obtain enough technical ability. But along with the technical ability, there has to be an
understanding on international legal systems on space launch vehicle. It is because the launch
may cause cross-border losses and because the launcher is regarded as a strategic technology
resulting in international control. This paper aims to study the international status of launching
state and to consider legal regimes necessary for launcher development.
초 록
올해 8월 25일, 한국은 최초의 소형위성탑재 발사체인 KSLV-1(나로호)를 발사했다. 발사체의 1단과 2
단이 각각 정상적으로 작동했다는 점에서 발사 자체는 성공적이었으나, 위성은 노즈 페어링 분리 실패로 인
해 궤도 진입에 실패했다. 물론, 인류의 우주개발 역사에서 보듯이, 발사국이 된다는 것은 어려운 과업임에
틀림없다. 이를 성공하기 위해서 많은 기술적 난제들이 해결되어야 하며 이를 위해 연구원 및 기술자들이
발사체를 발사할 수 있는 기술적인 능력을 확보하기 위해 노력하고 있는 것이다. 하지만, 발사국이 되기 위
해서는 기술력만 확보해서 되지는 않으며, 국제사회에서 통용되는 법규범에 대한 이해가 같이 되어야 한다.
특히 발사시 만약의 경우 국경을 넘어서는 피해가 발생할 수도 있다는 점에서, 또한 발사체기술이 전략기술
에 해당된다는 점에서 국제법규범에서 자유로울 수 없는 것이다. 본 논문에서는 발사체를 개발, 운용하는 발
사국의 국제법적 지위를 검토하고, 발사체 개발에 따라 고려해야 하는 국제법체제를 정리하고자 한다.
Key Words : space law(우주법), launching state(발사국)
* 이 준, 한국항공우주연구원 정책기획부 전략기획팀
joonlee@kari.re.kr
4
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1. 서론
1957년 10월 4일 소련은 최초의 인공위성 스푸트
니크 1호를 우주에 발사하여 성공하였다. 스푸트니크
1호는 시속 약 3만km의 속도로, 지구궤도를 96분마
다 한 바퀴씩 돌면서 다음 해 1월 4일까지 3개월동
안 운용되었다. 지구를 돌 때 어떤 나라도 스푸트니크
1호가 자국 영공을 침범하였다는 주장을 하지 않으면
서, 자연스럽게 우주는 영공의 범위에서 제외되는 공
간으로 인식되기 시작했다. 또한 이러한 인식을 법규
범화 하기 위해 UN에서는 국제우주법 제정을 논의하
게 되었는데, 이렇게 해서 제일 처음 나온 국제우주법
이, 1967년 UN에서 제정되고 국가들에게 가입을 위
해 개방된 ‘달과 기타 천체를 포함한 외기권의 탐색과
이용에 있어서의 국가활동을 규율하는 규칙에 관한
조약’, 즉, 외기권조약1)이다.
외기권조약 제1조는 모든 국가가 우주활동의 자유
를 향유하고 있음을 천명하고 있고, 제2조는 우주를
국가주권의 영역에 해당하지 않는 것으로 명시하고
있다. 따라서 이러한 우주기본조약인 외기권조약에
따라 모든 국가는 우주개발을 자유롭게 할 수 있는
법적 지위를 부여받고 있다.
하지만, 이러한 법적 지위를 향유하는 대신, 국가
들은 우주개발에서 도출되는 다양한 법적 문제를 해
결하기 위한 책임과 의무도 동시에 갖도록 되어 있다.
우주물체를 탑재하여 발사하는 경우에는 그 우주
물체의 사양을 UN에 등록해야 하고, 발사로 인해 타
국에 손해를 입힌 경우에는 그 책임을 져야 하며, 발
사체가 주로 전략기술에 해당하고, 대량파괴무기의
운반수단으로 이용될 수 있기 때문에 기술 및 물품의
이전 및 확산을 통제하는 국제체제의 영향도 받는다.
우리나라도 이제 나로호 발사를 시작으로 본격적
으로 발사국으로서의 법적 지위를 검토해야 할 시점
에 이른 만큼, 본 논문에서는 발사국이 고려해야 할
국제법상의 사항 및 국제체제를 소개하고 설명하고자
한다.
1) 외기권조약, 정식명칭은 “달과 기타 천체를 포함한 외기권의
탐색과 이용에 있어서의 국가활동을 규율하는 규칙에 관한 조
약”, 1967년 제정, 발효, 1967년 한국 발효, 2008년 1월 현
재 98개국 비준, 27개국 서명.
2. 우주물체의 UN 등록
외기권조약 제정 이후, 우주활동과정에서 나오는 다
양한 법적 문제를 규범화하기 위해 1968년 구조반환
협정2), 1972년 책임협약3), 1974년 등록협정4), 1979
년 달협정5)이 UN의 주도하에 제정되었다.
등록협정에 따르면, 우주물체가 외기권에 발
사되는 경우 발사국은 먼저 자국의 적절한 등록부
(appropriate registry)에 그 우주물체를 등록하여야
한다. 그 같은 국내 등록절차를 끝낸 후 등록국(state
of registry)은 UN 사무총장에게 가능하면 속히 다음
의 정보를 제공해야 한다:
(a) 발사국(들)의 이름 ;
(b) 우주물체의 적절한 명칭 또는 등록번호 ;
(c) 발사일시 및 발사지역 또는 위치 ;
(d) (노들주기, 궤도 경사각, 원지점, 근지점을 포함
한) 기본 궤도요소(basic orbital parameters);
(e) 우주물체의 일반적 기능6).
UN 사무총장은 제공된 정보를 UN 사무국의 등록
부에 기록하여야 하는데, 등록부는 UN 사무국의 우
주과(UN Office for Outer Space Affairs)에서 보
관하고 있다. UN 사무국 등록부에 기재된 정보는
website를 통해 공개 된다7).
등록하는 우주물체에 대해서 동 협정 제2조 (b)항
은 ‘우주물체(space object)’에는 우주물체의 구성품,
동 우주물체운반 발사체 및 발사체 구성품을 포함한
다고 규정하고 있다. 따라서 우주물체로 등록하는 품
2) 구조반환협정, 정식명칭은 “우주항공사의 구조, 우주항공사의
귀환 및 외기권에 발사된 물체의 회수에 관한 협정”, 1968년
제정, 1969년 한국 발효, 2008년 1월 현재 90개국 비준, 24
개국 서명.
3) 책임협약, 정식명칭은 “우주물체에 의하여 발생한 손해에 대한
국제책임에 관한 협약”, 1972년 제정, 1980년 한국 발효,
2008년 1월 현재 86개국 비준, 24개국 서명.
4) 등록협정, 정식명칭은 “외기권에 발사된 물체의 등록에 관한
협약”, 1974년 제정, 1976년 발효, 1981년 한국 발효, 2008
년 1월 현재 51개국 비준, 4개국 서명.
5) 달협정, 정식명칭은 “달 및 기타 천체에서의 국가활동을 규율
하는 협정”, 1979년 제정, 1984년 발효, 한국 미발효, 2008
년 1월 현재 13개국 비준, 4개국 서명.
6) 등록협정 제4조.
7) www.unoosa.org 중 register of space objects 부분 클릭 후
국가별, 연도별 등록신청 및 정보 확인 가능
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목은 위성, 발사체 및 구성품이 다 해당될 수 있다.
실제 국가들의 관행을 보면 위성 또는 위성 및 발
사체를 국제등록하고 있으며, 그 구성품까지 모두 등
록하는 국가는 없는 것으로 보인다.
등록협정은 ‘발사국(launching state)’을 정의하고
있는데, 동 협정 제1조에 따르면 발사국이라 함은,
(ⅰ) 우주 물체를 발사하거나, 발사를 의뢰한 국가
(즉, 우주물체 발사국 또는 발사의뢰국),
(ⅱ) 자신의 영토 또는 시설로부터 우주 물체가
발사된 국가(즉, 發射地國)를 의미한다.
이렇듯 등록협정은 발사국의 정의를 복수로 규정
하여, 발사국이 여러 국가가 되는 경우가 생기는데 동
협정 제2조 제2항은 이러한 경우에도 UN에의 국제등
록은 한 국가가 해야 한다고 명시하고 있다.
외기권조약 제8조에 의거하여, 외기권에 발사된 물
체를 ‘자국의’ 등록부에 등록한 국가는 그 물체에 대
해 관할권 및 통제권을 보유한다. 등록협정 제1조에
따라 복수의 발사국이 각각 자국의 등록부에 등록하
게 되면, 모두 국내법상 관할권 및 통제권을 보유하게
된다.
하지만, 국제법적으로 보면, 등록협정 제2조 제2항
에 따라 국제등록은 한 개의 국가만 할 수 있기 때문
에, ‘국내법’상 각 국가들이 관할권 및 통제권을 갖는
다 하더라도 ‘국제법’적으로는 이를 하나로 정리할 필
요가 있다.
이 과정에서 복수의 발사국이 서로 국제등록을 하
려는 갈등이 야기될 수 있다. 우리나라와 일본이 공
동소유하고 있는 한별위성도 그 예에 해당한다고 보
겠다.
등록협정 제2조는 우주물체의 UN 등록과 관련하
여, 발사국이 둘 이상인 경우에 협정을 통한 상호 합
의를 하여 어느 국가가 등록할 지를 결정하도록 규정
하고 있다8). 대부분의 국가들은 인공위성 또는 우주
8) 등록협정 제2조 제2항. “Where there are two or more
launching States in respect of any such space object,
they shall jointly determine which one of them shall
register the object in accordance with paragraph 1 of this
article, bearing in mind the provisions of article VIII of the
Treaty on principles governing the activities of States in
the exploration and use of outer space, including the
moon and other celestial bodies, and without prejudice to
appropriate agreements concluded or to be concluded
among the launching States on jurisdiction and control
over the space object and over any personnel thereof.”
발사체를 단독 개발하기 때문에 발사를 타 국에서 한
다고 하더라도 UN 등록에 문제가 야기되지 않는 경
우가 보통이나, 인공위성 또는 우주발사체를 공동개
발하는 경우에는 등록에 갈등이 야기될 수 있는 것이
다. 한별위성의 경우도 인공위성을 한국과 일본이 공
동개발하고 공동 소유하였기 때문에 상호합의를 통해
서만 UN 등록이 가능하게 되는 것이다. 상호합의를
하는 과정에서 한국과 일본간에 관할권 행사 내용상
에 협정을 통한 합의가 이루어지지 않아 계속 미정인
상태로 남아 있고, 이에 따라 일본에서는 일단 UN에
가등록을 한 상태이다.
가등록에 대한 법적 효력은 없으며, 한일 양 국이
협정을 통해 상호합의를 하여야 국제법적으로 등록국
의 지위가 인정될 것이다. 우리나라는 한별위성을 제
외하고, 그 동안 총 10기의 위성을 등록하였다.
나로호의 발사에 대해서도 금년 8월25일의 시험발
사는 실패하였으나, 실패에 대한 조사가 순조롭게 마
무리되어서 본 발사가 내년 상반기에 예정대로 이루
어진다면, 발사체에 대한 우주물체 등록을 할 것으로
본다.
우주물체 등록 시 우리나라는 주무부처가 외교통
상부 장관을 경유하여 UN OOSA에 등록하는 절차를
가지고 있다. 방송통신과 관련된 인공위성은 방송통
신위원회가 주무부처로서 UN 등록을 하고9), 그 외의
우주물체(인공위성, 우주발사체 포함)는 교육과학기
술부가 주무부처로서 UN 등록을 한다10).
위성궤도 및 주파수를 확보하기 위해서는 UN등록
9) 전파법 제44조(인공위성의 국제연합 등록).
“① 방송통신위원회는「외기권에 발사된 물체의 등록에 관한 협
약」에 따라 대한민국 국민이 발사한 인공위성을 국제연합
에 등록하여야 한다.
② 방송통신위원회는 인공위성을 발사한 자에게 해당 인공위성
의 등록에 필요한 자료를 제출하도록 요구할 수 있다.
③ 방송통신위원회는 제1항에 따라 등록한 경우에는 등록 결과
를 지체 없이 교육과학기술부장관에게 알려야 한다.”
10) 우주개발진흥법 제9조 (우주물체의 국제등록)
“① 교육과학기술부장관은 제8조제5항의 규정에 따라 우주물체
의 등록이 있은 때에는 「외기권에 발사된 물체의 등록에
관한 협약」에 따라 외교통상부장관을 경유하여 국제연합
에 등록하여야 한다. 다만, 「전파법」 제44조제1항의 규
정에 따라 국제연합에 등록하는 인공위성에 대하여는 그러
하지 아니하다.
② 교육과학기술부장관은 우주물체의 수명완료 등으로 인하
여 제1항 본문의 규정에 따라 국제연합에 등록한 내용의
변동이 발생한 경우에는 이를 외교통상부장관을 경유하여
국제연합에 통보하여야 한다.”
6
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과 별도로 국제기구인 ITU(국제통신연합)에 사전에
국제등록을 해야 한다11).
3. 우주손해배상
외기권조약 제7조에는 우주물체 또는 그 구성품으
로 인하여 타국 또는 그 국민에게 손해를 가한 경우
우주물체의 발사국이 책임을 지도록 규정하고 있
다12). 동 협약에 따르면, 우주개발자가 국가이건 민
간인이건 우주손해에 대한 책임 자체는 우주물체의
발사국이 부담하도록 되어 있다13).
그 후 우주손해에 대한 책임에 관한 효과적인 국제
적 규칙과 절차를 설정할 필요성과, 피해자에 대한 충
분하고 공평하며 신속한 보상을 보장할 필요성을 충
족하기 위해 책임협약이 제정되었다.
11) 전파법 제39조(위성궤도등의 국제등록)
“① 우 주 국 을 개 설 하 기 위 하 여 위 성 궤 도 등 을 확 보 하
려 는 자 는 대통령령으로 정하는 바에 따라 방송통신위
원회에 위성망 국제등록 신청을 요청하여야 한다.
② 방송통신위원회는 제1항에 따른 위성망 국제등록 신청 요
청의 내용이 다음 각 호에 적합한 경우에는 「국제전기통
신연합 전파규칙」에 따라 국제전기통신연합에 위성망 국
제등록을 신청하고, 적합하지 아니한 경우에는 그 요청서
를 되돌려 보내거나 기간을 구체적으로 밝혀 보완하도록
할 수 있다.
12) 외기권조약 제7조. “Each State Party to the Treaty that
launches or procures the launching of an object into outer
space, including the moon and other celestial bodies, and
each State Party from whose territory or facility an object
is launched, is internationally liable for damage to another
State Party to the Treaty or to its natural or juridical
persons by such object or its component parts on the
Earth, in air space or in outer space, including the moon
and other celestial bodies.”
13) 외기권조약 제6조. “States Parties to the Treaty shall bear
international responsibility for national activities in outer
space, including the moon and other celestial bodies,
whether such activities are carried on by governmental
agencies or by non-governmental entities, and for assuring
that national activities are carried out in conformity with
the provisions set forth in the present Treaty.
The activities of non-governmental entities in outer space,
including the moon and other celestial bodies, shall
require authorization and continuing supervision by the
appropriate State Party to the Treaty.
When activities are carried on in outer space, including the
moon and other celestial bodies, by an international
organization, responsibility for compliance with this Treaty
shall be borne both by the international organization and by
the States Parties to the Treaty participating in such
organization.”
책임협약 제1조 (c)항은 등록협정 제1조와 동일한
‘발사국(launching state)’의 정의를 규정하고 있다.
즉, 발사국은,
(ⅰ) 우주 물체를 발사하거나, 발사를 의뢰한 국가
(즉, 우주물체 발사국 또는 발사의뢰국),
(ⅱ) 자신의 영토 또는 시설로부터 우주 물체가
발사된 국가(즉, 發射地國)를 의미한다.
책임협약은 ‘우주손해’에 대해서도 규정함으로써
책임에 관한 논란의 여지를 없애고 있는데, 동 협약
제1조 (a)항은 인명의 손실, 인체의 상해 또는 기타
건강의 손상 또는 국가나 개인의 재산, 자연인이나 법
인의 재산 또는 정부간 국제기구의 재산의 손실 또는
손해를 ‘우주손해’로 명시하고 있다14).
책임의 한도는 손해발생장소에 따라 달라지는데,
우주물체가 지구 표면에 또는 비행 중인 항공기에 끼
친 손해에 대해서는 발사국이 절대 책임(absolute
liability)을 지며15), 지구표면 이외의 영역에서 손해
를 끼친 경우에는 피해국의 과오(fault)가 손해의 원
인이 된 경우를 제외하고는 발사국이 책임을 진다16).
과오, 즉 ‘fault’에 대해서는 책임협약상에 정의규정이
없으나, 통상적으로 주의의무(duty of care) 또는 행
동규범(standard of conduct) 위반의 경우가 이에 해
당하는 것으로 본다.
절대책임이란 타인에게 손해를 입힌 경우 본인의
고의나 과실이 없다 하더라도 책임을 부담해야 한다
는 개념으로서, 무과실이어도 책임진다는 점에서 무
과실책임이라고도 불리 운다. 주로 우주, 환경, 원자
력 등 대형사고의 가능성이 있는 분야에 적용되어 본
인이 사고예방을 위해 엄격하고도 치밀한 사전노력을
하도록 유도해 내는 효과를 가진다.
국가간의 관계에서도 이 원칙이 적용되어서, 우주
14) 책임협약 제1조 (a)항.
15) 책임협약 제2조. “A launching State shall be absolutely
liable to pay compensation for damage caused by its
space object on the surface of the Earth or to aircraft
in flight”.
16) 책임협약 제3조. “In the event of damage being caused
elsewhere than on the surface of the Earth to a space
object of one launching State or to persons or property
on board such a space object by a space object of
another launching State, the latter shall be liable only if
the damage is due to its fault or the fault of persons for
whom it is responsible”.
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물체가 지구 표면에 또는 비행 중인 항공기에 끼친
손해에 대해서는 가해국이 절대책임을 지도록 하는
것이다. 지구표면 이외의 영역, 예컨대, 우주 또는 기
타 천체에서 손해를 끼친 경우 역시 발사국이 책임을
부담하되, 피해국이 손해의 원인제공자인 경우에는
발사국은 손해배상책임으로부터 면제된다. 이 경우
손해발생의 원인이 피해국에게 있다는 입증책임은 발
사국에 있다.
위에서 언급한 바와 같이 우주개발자가 국가이건
민간인이건 우주손해에 대한 국제법상 책임 자체는
우주물체의 발사국이 부담하도록 되어 있다. 따라서
발사국은 책임을 부담하는 주체로서 자연스럽게 자국민의
우주활동을 감독하게 된다. 외기권조약 제6조는 이
를 명문화하여 발사국이 자국민의 우주활동에 대해 허가
(authorization)와 계속적인 감독(continuing supervision)
을 하도록 하고 있다.
2개 또는 그 이상의 국가가 공동으로 우주물체를
발사할 때에는 그 발생한 손해에 대하여 공동으로 그
리고 개별적으로 (jointly and severally)책임을 진다.
즉, 연대하여 책임을 지도록 규정되어 있기 때문에,
피해국은 자신의 재량으로 공동발사국들 중에서 어느
한 국가에게 완전한 배상을 요구할 수 있다17).
공동발사국 중 손해배상을 지불한 발사국은 공동
발사의 타 참가국에 대하여 구상권을 행사할 수 있다.
이를 위해 공동 발사국들은 공동으로 또는 개별적으
로 책임져야 할 재정적인 의무의 할당에 관해 합의할
수 있다18).
17) 김대순, 국제법론, 2003, 삼영사. p.734.
18) 책임협약 제5조.
“1. Whenever two or more States jointly launch a space
object, they shall be jointly and severally liable for any
damage caused.
2. A launching State which has paid compensation for
damage shall have the right to present a claim for
indemnification to other participants in the joint
launching. The participants in a joint launching may
conclude agreements regarding the apportioning among
themselves of the financial obligation in respect of
which they are jointly and severally liable.
Such agreements shall be without prejudice to the
right of a State sustaining damage to seek the entire
compensation due under this Convention from any or
all of the launching States which are jointly and
severally liable.
3. A State from whose territory or facility a space
object is launched shall be regarded as a participant
in a joint launching.”
또한 발사국이 ‘국제법’상의 손해배상책임을 부담한
다는 것이, 국가가 동 손해를 야기한 개인에게 ‘국내법’
상의 구상권을 행사하는 것을 면제해 준다는 의미는
아니다. 따라서 각 국가들은 자국민이 우주손해를 야
기한 경우, 대외적으로 배상책임을 부담한 후 해당 자
국민을 상대로 구상권을 행사하는 국내법을 보유할 수
있다.
우리나라의 경우, 2007년에 제정된 우주손해배상
법은 책임협약에 따라 정부가 외국정부에 대하여 손
해배상을 한 경우에 우주손해를 야기한 개인에 대하
여 구상할 수 있음을 규정하고 있다19).
그리고 외국과의 관계를 다루는 국제법의 특성상,
‘자국민’에 끼친 손해 또는 자국법이 적용될 수 있는
위치에 있는 외국인에 끼친 손해에 대해서는 책임협
약 적용의 예외가 인정된다. 책임협약은 제7조에 발
사국의 우주물체에 의하여 손해가 발생한 경우라도
피해자가 아래에 해당하는 경우에는 동 협약이 적용
되지 않는다고 명시하고 있다.
a) 발사국의 국민,
b) 발사 시 또는 그 이후의 일련의 단계에 우주물체
의 운용에 관여하는 외국인 또는 발사국의 초청
을 받아 발사장소 근접지역에 있는 외국인20).
자국민이 손해를 입은 경우에는 국제법이 아닌 국
내법이 적용되게 되고, 외국인 중에서도 우주물체의
발사 등 운용에 관여하는 외국인은 대부분 협정 또는
계약을 통해 상호 면책(cross-waiver of liability)의
대상이 되며, 발사와 관련하여 초청을 받는 경우에는
대개 위험성을 인지하고도 이를 용인하고 참관하는
것이어서 책임협약보다는 발사국의 국내법 또는 해당
외국인과의 별도의 약정이 적용되는 것이 보통이다.
19) 우주손해배상법 제3조 (국제협약과의 관계 등)
“① 정부는 「우주물체에 의하여 발생한 손해에 대한 국제책임
에 관한 협약」에 따라 정부가 외국정부에 대하여 손해배상
을 한 경우에는 우주물체 발사자에 대하여 구상할 수 있다.”
20) 책임협약 제7조. “The provisions of this Convention shall not
apply to damage caused by a space object of a launching
State to:
(a) nationals of that launching State;
(b) foreign nationals during such time as they are
participating in the operation of that space object
from the time of its launching or at any stage
thereafter until its descent, or during such time as
they are in the immediate vicinity of a planned
launching or recovery area as the result of an
invitation by that launching State.”
8
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이를 고려하여, 책임협약에서는 동 협약이 적용되
지 않는 경우를 명시한 것이다. 하지만, 만약 국내법
또는 해당 외국인과의 별도의 약정이 존재하지 않는
경우에는 결국 국제법의 일반원칙, 또는 국제사법(國
際私法)이 적용될 것이다.
책임협약은 국가 또는 국제기구가 주체인 국제법이므
로, 손해배상 청구권자는 국가가 되며, 자연인 또는 법인이
책임협약을 원용하여 발사국을 상대로 직접 청구할 수는
없다. 피해를 입은 자연인 또는 법인의 국적국이 피해국으
로서 책임협약을 근거로 손해배상을 청구하는 것이다.
책임협약상의 피해국의 손해배상 청구권한은 일반
국제법상의 외교적 보호권21)과는 성격이 다른데, 왜
냐하면 그 전제요건이 되는 ‘사전구제 절차 완료의 원
칙22)’이 책임협약에서는 적용되지 않기 때문이다23).
4. 비확산체제
4.1 MTCR
미사일기술통제체제(MTCR)는 유인항공기를 제외
한 대량파괴무기의 운반체계 개발에 이용 가능한 기
술 및 물자의 수출을 통제함으로써 핵과 생화학 무기
21) 외교적 보호권 : 자국의 자연인 또는 법인이 외국에서 부당한
대우를 받거나 불법하게 권리침해를 받고 있는 경우에 동 자
연인, 법인의 국적국인 자국이 가해국가인 외국을 상대로 손
해배상청구를 할 수 있는 국제법상 권리.
22) 사전구제절차 완료의 원칙 : 피해자인 자연인 또는 법인이
가해국 내에서 이용가능한 실효성 있는 구제수단을 다 밟지
않으면 그의 국적 국가는 국제청구를 제기하는 등의 외교적
보호권을 행사할 수 없다는 내용의 원칙.
23) 책임협약 제11조.
“1. Presentation of a claim to a launching State for
compensation for damage under this Convention shall
not require the prior exhaustion of any local remedies
which may be available to a claimant State or to natural
or juridical persons it represents.
2. Nothing in this Convention shall prevent a State, or
natural or juridical persons it might represent, from
pursuing a claim in the courts or administrative tribunals
or agencies of a launching State. A State shall not,
however, be entitled to present a claim under this
Convention in respect of the same damage for which a
claim is being pursued in the courts or administrative
tribunals or agencies of a launching State or under
another international agreement which is binding on
the States concerned.”
를 비롯한 대량파괴무기 확산의 위험을 제한하기 위
해 설립된 국제체제로서 2009년 11월 현재 한국을
포함한 34개국의 회원국으로 구성되어 있다.
MTCR은 Category I과 Category II로 구분이 되
는데, Category I은 초민감품목으로서 이전이 강력하
게 통제된다. 500kg의 탑재체를 300km이상의 거리
로 이동시킬 수 있는 능력을 갖는 로켓완성시스템, 무
인비행체 시스템이 여기에 해당하는데, 로켓완성시스
템에는 탄도미사일 뿐 아니라 우주발사체 및 과학로
켓 등도 포함하며, 무인비행체 시스템에는 순항미사
일, 무인기 등을 포함하고 있다. 또한 완성시스템이
아니라 하더라도, 로켓의 단(stages), 재진입 우주선,
로켓 엔진, 유도시스템 등도 역시 Category I에 해당
된다.
Category I에 해당하지 않는 물품 및 기술은
Category II로 간주되는데 이에는 300km의 사거리
를 넘지 않는 완성로켓시스템 및 무인비행체 시스템
과 더불어, 대량파괴무기를 운반할 수 있는 능력이
있는 미사일 이외의 관련 장비, 소재 및 기술 등이
해당되며 MTCR의 부속서에 매우 상세하게 장비, 소
재 및 그 부품 등이 명시되어 있다. Category II 품
목 역시 통제 대상이기는 하나, 회원국들이 그 이전
(transfer)에 있어서 융통성 있게 적용할 수 있는 여
지가 있다.
MTCR은 ‘대량파괴무기 운송시스템으로 이용되지
않는 한’, 국가우주프로그램 또는 관련 국제협력을 방
해할 의도를 가지고 있지는 않으나, 사실상 미사일기
술과 우주발사체기술을 동일한 것으로 간주하기 때문
에 회원국들은 우주발사체 장비 및 기술의 이전
(transfer)시 신중을 기하고 있다.
나로호를 개발하는 KSLV-1 사업을 러시아와 공
동으로 하는 과정에서, 이러한 MTCR의 정신을 반영
하여 우주기술보호협정24)이 한국과 러시아간에 체결
된 바 있다. 이에 따라 Category I과 Category II에
해당하는 물품은 ‘보호품목(protected item)’으로 지
24) 정식명칭은 ‘대한민국정부와 러시아 연방정부간 외기권의 탐
색 및 평화적 목적의 이용분야에서의 협력과 관련된 기술보
호에 관한 협정’, 영문으로는 ‘Agreement of the government
of the Republic of Korea and the government of the
Russian Federation on technology safeguards associated
with cooperation in the field of the exploration and use of
outer space for peaceful purposes’. 양국 비준에 의거 2007
년 7월에 발효.
이 준 / 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 03~11 9
정되어 러시아로부터 한국으로의 이전(transfer)시
특별한 감독과 관리를 요하도록 하였다.
MTCR의 목적 달성을 위해 회원국들은 로켓 및 기
타 무인비행 운송시스템 혹은 관련 장비, 소재 및 기술
에 대한 국내수출허가제도를 구축하고 있으며, 매년 자
국의 우주개발현황 및 수출허가제도(export licensing
measure)에 대해 자발적으로 소개하고 있다.
4.2 HCOC
2002년 11월, 네덜란드 헤이그에서 미사일기술 비
확산 관련 ｢국제 미사일 행동규약｣회의가 개최되어
93개국이 규약에 서명, 발효되었는데 이것이 HCOC
(Hague Code of Conduct)이다. HCOC의 설립목적은
대량살상무기의 장착이 가능한 탄도미사일(ballistic
missiles)의 확산 방지이며, 미사일의 개발, 시험 및
배치에 대해 최대한의 통제를 행사하는 등 MTCR의
보충규범으로 운용되고 있다. 하지만 MTCR과 같은
회원국 가입 제한은 없어서 2009년 5월 현재 한국을
비롯한 130개국이 가입한 상태이다25).
HCOC은 탄도미사일과 우주발사체의 기술상 유사
함을 고려하여 탄도미사일 및 우주발사체 프로그램에
대한 각 국의 연례보고(annual declarations)26) 및
25) MTCR의 경우, 전체 회원국의 consensus 없이는 회원국의
가입이 되지 않는다. Consensus란 의장이 안건에 대해 이의
가 있는지 물어보고 회원국들이 이의가 없으면 통과하는 형
식의 국제회의결정 절차로서, 표결을 통해 전체가 찬성하는
‘만장일치’와는 법적인 성격이 다르나, 한 국가라도 반대하면
안건이 부결된 것으로 본다는 점에서는 유사하다.
HCOC은 단순히 가입을 희망하는 내용의 외교노트
(diplomatic note)를 현재의 연락담당국(Immediate central
contact)인 오스트리아 외교부에 송부하면 그것으로 가입이
성립된다.
26) HCOC 제4조 (a)항 (ii)호.
“The Subscribing States ...
ii) With respect to expendable Space Launch Vehicle
programmes, and consistent with commercial and
economic confidentiality principles, to:
• make an annual declaration providing an outline of
their Space Launch Vehicle policies and land (test-)
launch sites;
• provide annual information on the number and generic
class of Space Launch Vehicles launched during the
preceding year, as declared in conformity with the
pre-launch notification mechanism referred to
hereunder, in tiret iii);
• consider, on a voluntary basis (including on the
degree of access permitted), inviting international
observers to their land (test-) launch sites.”
발사 시 사전 통고(Pre-launch notification)제도27)
를 운용하고 있다.
한국은 HCOC 회원국으로서 매년 우주발사체개발
프로그램에 대한 내용과 우주센터에 대한 내용을 담은
연례보고서를 HCOC 연락담당국(Immediate central
contact)인 오스트리아의 외교부에 제출하고 있으며,
금년에는 특히 8월에 나로호 발사가 있었기 때문에,
우주발사체인 나로호의 일반사양, 예정된 발사윈도우,
발사장소 및 예정된 발사방향 등의 내용이 포함된 사전
통고(PLN, Pre-launch notification)를 발사예정일 7
일 전에 한 바 있다.
4.3 북한 발사의 검토
올해 초 북한은 우주발사체의 발사를 국제사회에
발표하고, UN에 우주물체 등록협약 가입을 하고, 발
사경로 및 낙하물의 낙하지점에 대한 정보를 국제민
간항공기구(ICAO) 및 국제해사기구(IMO)에 통보하
는 등 발사국으로서의 일련의 조치를 취하였다.
하지만 국제사회는 북한의 우주발사체 발사에 대
해 의혹의 눈길을 보내며, 발사를 강행할 경우 조치를
취할 것임을 천명하는 등 북한의 우주발사체 발사와
관련하여 갈등이 있었다.
사실 우주활동은 국가의 주권사항이며, 외기권조약
에서도 제1조에서 외기권은 평등의 원칙에 의하여 국
제법에 따라 모든 국가가 자유로이 탐색하고 이용하
며 천체의 모든 영역에 대한 출입을 자유롭게 한다고
규정하고 있다28).
27) HCOC 제4조 (a)항 (iii)호.
“The Subscribing States ...
iii) With respect to their Ballistic Missile and Space
Launch Vehicle programmes to:
• exchange pre-launch notifications on their Ballistic
Missile and Space Launch Vehicle launches and test
flights. These notifications should include such
information as the generic class of the Ballistic
Missile or Space Launch Vehicle, the planned launch
notification window, the launch area and the planned
direction.”
28) 외기권조약 제1조. “The exploration and use of outer
space, including the moon and other celestial bodies,
shall be carried out for the benefit and in the interests
of all countries, irrespective of their degree of economic
or scientific development, and shall be the province of
all mankind.
Outer space, including the moon and other celestial
10
이 준 / 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 03~11
그럼에도 불구하고 북한의 우주활동에 대한 논란
이 있는 것은, 일반적으로 우주활동이 단순한 평화적
목적의 활동 뿐 아니라 비확산체제의 대상이기도 하
기 때문이다. 사실 북한은 핵비확산조약인 NPT에 가
입하였던 중에도 꾸준히 핵개발을 하여 결국 2006년
도에 핵무기 실험을 하면서 국제사회에서 투명하지
않고 신뢰할 수 없는 정권으로 인식된 바 있다. 핵무
기는 특히 국제사회에서 대량파괴무기로 분류되어 국
가주권행위임에도 불구하고 모든 국가들이 개발에 있
어 강력한 통제를 받고 있는 분야이다.
우주발사체는 MTCR의 목적에서도 나와 있듯이,
핵과 같은 대량파괴무기를 운반할 수 있는 수단이라
는 점에서 비확산체제의 강력한 통제의 대상이 되며,
그 개발도 단순한 국가주권사항이라기 보다 국제사회
의 통제를 많이 받게 되는 것이다.
특히 북한의 2006년 핵무기실험 이후, UN 안전보
장이사회에서는 결의 1718호를 채택하고, 핵무기 뿐
아니라 탄도미사일의 발사, 탄도미사일 개발 프로그
램도 모두 중지할 것을 결의하였다29). 따라서 금년
초 북한의 우주발사체 발사는 안전보장이사회 결의
1718호 위반이 되어 국제사회에서 제재를 검토하는
상황에 이르렀던 것이다.
UN 안보리 결의는 제재를 동반한다는 점에서 강력
한 법적 구속력을 갖는데, 동 결의를 위반하는 경우
안보리는 경제적 제재, 외교적 제재 나아가서 군사적
제재까지도 행사할 수 있다.
5. NOTAM
bodies, shall be free for exploration and use by all
States without discrimination of any kind, on a basis of
equality and in accordance with international law, and
there shall be free access to all areas of celestial
bodies.
There shall be freedom of scientific investigation in
outer space, including the moon and other celestial
bodies, and States shall facilitate and encourage
international co-operation in such investigation.”
29) UN 안보리 결의 1718호.
제2조, “Demands that the DPRK not conduct any further
nuclear test or launch of a ballistic missile”,
제5조, “Decides that the DPRK shall suspend all activities
related to its ballistic missile programme and in this
context re-establish its pre-existing commitments to a
moratorium on missile launching”
발사체를 발사하기 위해서는 단순히 원하는 곳으
로 쏘아 올릴 수 있는 것이 아니라, 이미 복잡하고 혼
잡한 공역에서 여타 비행물체의 비행과 충돌되지 않
도록 사전에 항로 및 발사궤적, 방향 등을 조정해야
한다.
국제민간항공기구(ICAO)에서는 항공기의 정기항
로 및 임시항로를 전 세계에 공지함으로써 혹시 있을
수 있는 항로의 중복 또는 충돌사고를 사전에 방지해
오고 있다. 이러한 항공운항정보를 공지하는 체제가
항공고시(NOTAM, Notice to Airmen)이다. 우주발
사체 발사도 해당되는 바, 우주발사체를 발사하고자
하는 국가는 항공고시보에 이 사항을 기재함으로써
타 항공기가 해당 시간 내 해당지역을 통과하는 것을
제한하도록 해야 한다.
우리나라의 경우에도 이러한 절차를 법으로 명문
화하고 있다. 항공법 제73조, 동법 시행규칙 및 항공
정보업무규정, 공역사용에 관한 고시를 근거로 국토
해양부 산하 항공교통센터는 비행정보를 기재하는 항
공고시보(NOTAM)를 발행하고 있으며, 만약 발사자
가 우주발사체를 발사하고자 하면 항공교통센터에 공
역사용신청을 하고 항공고시보(NOTAM0에 기재함으
로써 타 항공기가 해당 시간 내에 해당지역을 통과하
는 것을 제한하게 된다. 우리나라의 관할 비행정보구
역(FIR, 즉, Flight Information Region)은 인천 FIR
이며, 필요시 인접 비행정보구역에도 비행정보를 제
공한다. 나로호 발사와 관련한 인접 비행정보구역은
일본의 후쿠오카 FIR30), 필리핀의 마닐라 FIR, 미국
의 오클랜드 FIR이며, 이와 관련하여 교육과학기술부
는 발사예정일 1개월 전에 관련 FIR 담당국 사전통보
를 위해 항공교통센터에 통보한 바 있다.
6. NOMAR
우주발사체를 발사하는 경우 분리되는 단 및 페어
링 등 낙하물이 발생하게 되는데 이러한 낙하물에 대
한 예상위치정보를 사전에 통보해야, 선박들이 해당
시간 내 해당지역의 통과에 유의할 수 있다.
해양교통을 관장하는 국제해사기구(IMO)는 이러한
30) 2006년 2월 15일, 기존의 동경 FIR과 나하 FIR을 후쿠오카
FIR로 통합함.
이 준 / 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 03~11 11
낙하물에 대한 정보를 기재해서 공지하는 체제를 가
동하고 있는데 이것이 항행통보(NOMAR, Notice to
Mariners)이다.
우리나라에서 항행통보를 운용하는 법적 근거는
수로업무법 제2조, 제24조 및 동법 시행규칙으로서,
국토해양부 산하 국립해양조사원이 정보를 관리하는
업무를 담당하고 있다. 즉, 우리나라에서 우주발사체
를 발사하는 경우 발사자는 국립해양조사원에 낙하물
에 대한 예상 위치정보를 사전 통보하도록 하고 있다.
국립해양조사원은 ‘항행통보(NOMAR)’에 기재함
으로써 선박들의 해당시간 내 해당지역의 통과를 제
한하고 있다.
한국은 전세계 항행구역(NAVAREA) 16개 중
NAVAREA XI에 속하는데, 그 조정국이 일본이며 구
역 내 회원국(한국, 일본, 중국, 말레이시아, 인도네시
아, 싱가포르, 태국, 필리핀, 미국(괌), 베트남)과의 정
보교환을 통하여 북태평양 서부와 동중국해, 남중국
해 및 말라카-싱가포르를 통과하는 선박을 대상으로,
통과를 제한하고 있다. 나로호 낙하물의 낙하지점은
북태평양 서부에 해당되어 교육과학기술부는 조정국
인 일본 및 IMO에 발사예정일 4주 전에 사전통보 한
바 있다.
7. 결론
우주활동 자유의 원칙은 국제법상 확고하게 확립된
법규범이다. 하지만, 이는 모든 국가들이 우주개발을
하면서 어떠한 제한도 없이 마음대로 활동하는 것을 의
미하지는 않는다. 타국에 피해를 주지 않아야 하고, 필
요시에는 적절한 책임을 져야 하며, 국제평화를 유지하
기 위해 어떤 경우에는 국가의 주권을 제한하기도 하는
등 국제우주법상 확립된 질서를 지켜야 하는 것이다.
본 논문은 우주발사를 하는 발사국이 고려해야 하
는 국제우주법상 질서를 전반적으로 다룸으로써, 이
제 기술적으로 본격적인 우주개발궤도에 오르게 된
우리나라가, 우주활동을 하는데 있어서 국제적으로
필요로 하는 각 종 법규범을 어떻게 이행해야 하는지
검토하였다.
참고문헌
1. 국제법론, 김대순. 삼영사, 2003
2. Francis Lyall & Paul Larsen, Space Law, 2009
3. Bin Cheng, Studies in International Space Law, Clarendon
Press, Oxford, 1997
4. Setsuko Aoki, The Concept of the 'Launching State'
revisited, 항공우주법학회지, pp.123-145, 2002
5. United Nations Treaties and Principles on Outer
Space, United Nations, 2008
6. UN OOSA website : www.unoosa.org
7. MTCR website : www.mtcr.info
8. HCOC website (오스트리아 외교부) :
www.bmeia.gv.at/en/foreign-ministry/foreign-policy
/disarmament/weapons-of-mass-destruction/hcoc.html
9. 외교부 website : www.mofat.go.kr
항공우주산업기술동향 7권2호 (2009) pp. 12~22
http://library.kari.re.kr
에서 보실 수 있습니다.
산업동향(기술동향)
2009대전국제우주대회 개최결과 및 유치성과
정서영
*
1)
The Outcomes of IAC 2009
Chung, So-young
*
ABSTRACT
In this paper, the outcomes of the International Astronautical Congress(IAC) 2009 are discussed.
The 60th IAC, held in Daejeon this October, attracted more than 4,000 international experts and
students from 72 countries, marking it as one of the most successful IAC congress to be held. South
Korea, by hosting the congress, gained an opportunity to present its space capabilities and to
improve its image as an emerging space power to the global space community as well as to expand
the basis for future international cooperations in space. The country also took this opportunity to
nurture its future workforce and to carry out a public outreach program.
초 록
본고에서는 2009 대전국제우주대회의 개최 결과 및 유치 성과를 정리하였다. 지난 10월 대전에서 개최된
국제우주대회는 72개국 4,000명 이상의 국내외 우주 전문가와 학생들이 참석한 가운데 역대 최고 대회로 성황
리에 막을 내렸다. 이번 대회 개최는 우리나라의 우주개발 활동에 대한 국제적 인지도를 향상시키고신흥 우주
국으로서의 우리나라의 위상을 강화하는데 기여하였을 뿐 아니라, 전략적 국제협력을 강화하기 위한 저변을
확대를 위한 중요한 밑거름이 되었다. 또한 대회 개최를 계기로 국내 젊은 우주 인력의 양성을 지원하고 및 국
민의 우주활동에 대한 이해를 증진시킬 수 있었다.
Key Words : IAC2009 (2009대전국제우주대회)
* 정서영, 한국항공우주연구원 정책기획부 정책연구팀
sychung@kari.re.kr
정서영 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 12~22 13
1. 서론
우리나라의 우주개발은 지금까지 국내 연구개발 역량
강화에 치중해온 나머지 기술력 홍보 및 국제 활동 참여
에는 상대적으로 미흡했던 측면이 있어 해외에는 비교적
알려지지 않았던 것이 사실이다. 그러나 최근 우주인 사
업, 나로호 발사, 소형위성 수출 등 눈에 띄는 활동이 잇
따르면서 우리나라는 우주분야에서 국제사회의 주목을
받게 되었다. 또한 우주개발이 본격적인 궤도에 올라서면
서 국제무대에서의 역할 강화와 우주분야에의 기여를 대
내외적으로 기대 받게 되었다. 이러한 상황 속에서 우리
나라는 우주분야 세계 최대의 연례행사인 국제우주대회
를 개최하게 되었다.
본고에서는 지난 10월 대전에서 개최된 대전국제
우주대회의 결과를 요약하고 대회 유치의 의의와 성
과를 살펴보았다.
2. 국제우주대회와 국제우주연맹
국제우주대회(International Astronautical Congress:
IAC)는 우주분야 세계 최대의 연례행사로서 매년 50개
국 3,000명 이상의 우주전문가가 이 행사에 참석 한다.
이 대회의 학술회의는 1951년 첫 회에 16편의 논문 발
표가 이루어진 이래 규모가 꾸준히 확대되어 현재에는
과학·공학·인문학·사회학·법학·교육학 등의 광범위한 분
야에서 1,500편 이상의 논문 발표가 이루어지는 대규모
행사로 자리 잡게 되었다. 대회를 주관하는 국제우주연
맹(IAF)1) 은 우주분야에서의 국제 교류 및 협력 도모를
위한 목적으로 1951년에 구미의 14개 우주협회에 의해
창설되었으며 현재는 세계 대다수의 우주관련 정부기
관, 연구소, 기업, 협회 등이 회원으로 가입되어 있다.
표 1. 국제우주연맹(IAF) 회원 현황
구분
회원
전체
정부기관, 연구소, 기업, 협회 등
/ 약 50개국 200개 기관
국내
항공우주연구원 (1992), 한국천문연구원 (2006)
세트렉아이 (2006)/3개 기관
1) 국제우주대회(IAC)는 국제우주학회(IAA/1960년 창설)와 국제
우주법학회(IISL/1960년 창설)와의 협력 하에 국제우주연맹
(IAF/1951년 창설)에서 주관하며, 국제우주연맹의 회원 기관
이 대회를 유치하여 주최하게 된다.
표 2. 국제우주연맹(IAF) 조직 현황
구분
비고
총회
최고 의사결정기구
학술프로그램위원회 학술회의 구성 및 논문심사 총괄
전문가위원회 (21개)
분야별 전문가그룹
행정자문위원회
(13개)
행정지원 및 자문역할 수행
임원단
선출 및 임명직
사무국
파리 소재
국제우주대회는 1957년 스푸트니크 위성의 발사
로 우주시대가 개막한 이후 반세기 동안 우주개발의
역사를 함께하며 세계 우주공동체의 교류의 장으로서
의 역할을 충실히 해왔다. 특히 냉전 시대에는 미·러
과학자 간 대화 창구로 활용되었으며, 우주사에 획을
긋는 중요한 계획들이 이 자리를 통해 발표되기도 하
였다. 따라서 우주공동체의 만남의 장이자 우주외교
의 장인 국제우주대회를 유치하고자 하는 회원기관들
간의 경쟁 또한 늘 있어왔다.
3. 대회유치 및 준비과정
한국은 2006년 스페인 발렌시아대회에서 항공우
주연구원과 대전시가 대회 유치에 나선 결과 체코, 중
국과의 경합 끝에 2009년 대회 개최지로 선정되었다.
아시아에서는 우주선진국인 일본(1980, 2005), 중국
(1996), 인도(1988, 2007)에 이어 4번째에 해당한다.
표 3. 국제우주대회(IAC) 역대 및 향후 개최지
개최년도
국가 (도시)
2011
이태리 (나폴리)
2010
체코 (프라하)
2009
대한민국 (대전)
2008
영국 (글라스고)
2007
인도 (하이드라바드)
2006
스페인 (발렌시아)
2005
일본 (후쿠오카)
2004
캐나다 (밴쿠버)
2003
독일 (브레멘)
2002
미국 (휴스턴)
2001
프랑스 (뚤루즈)
2000
브라질 (리오데자네이로)
14
정서영 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 12~22
대회 유치 이후에는 대전시를 주축으로 한 조직위
원회가 발족되었으며, 국무총리가 명예 위원장으로
위촉되는 한편 8개 중앙부처가 후원에 나서면서 국가
적 행사로 승격되었다. 조직위원회는 국제우주연맹
사무국과의 긴밀한 협력 아래 행사 운영계획을 마련
하는 한편 아시아, 미주, 유럽 지역의 관련 행사에 참
석하여 설명회는 갖는 등 적극적인 참가 유치 활동에
나섰다. 특히 2008년 글라스고 대회에서는 비서구권
국가에서의 대회 개최 시의 참석률 하락을 극복하기
위해 차기 개최국으로는 유례없는 대대적인 홍보 활
동을 펼쳐 참석자들의 이목을 끌었다.
4. 대전국제우주대회 개요 및 구성
제 60회 국 제 우 주 대 회 (60th International
Astronautical Congress)는 “지속가능한 평화와 발전
을 위한 우주 (Space for Sustainable Peace and
Progress”를 주제로 10월 12~16일의 1주일 간 대전
에서 개최되었다.
표 4. 대전국제우주대회(IAC2009) 개요
대회명
2009 대전국제우주대회
주제
지속가능한 평화와 발전을 위한 우주
기간
- 본대회 : 10.12~10.16
- 사전행사 : 10.8~10.11
- 우주축제 : 10.9~10.l5
장소
- 학술회의: 대전컨벤션센터
- 전시: 대전무역전시관
- 축제: 엑스포과학공원 일원
주최
교육과학기술부(항공우주연구원), 대전광역시
일반적으로 국제우주대회의 기본 구성은 크게 학
술회의와 전시회로 나뉘는데, 참가자들은 이 자리에
서의 논문 발표 및 전시 참여를 통해 지난 1년간의
성과와 현황을 알리게 된다. 한편 UN, IAA, IISL 등
의 유관기관에서 주관하는 자체 행사와, 대회 참석자
들을 위한 공식․문화행사도 대회 구성의 중요한 부분
을 차지한다.
표 5. 국제우주대회(IAC) 기본 프로그램 구성
구분
프로그램
내용
학술회의
Technical
Session
참가자 논문 발표
Hilight Lecture
기조 강연
Plenary Event
주요 주제 패널 토론
Special Session
특별 주제 세션
전시회
Space Exhibition
전시관 운영
협력기관
주관행사
UN/IAF
Workshop
UN 워크샵
IAA Academy
Day
IAA 총회
IISL Moot Court
IISL 모의재판
특별대상
프로그램
Student Program 학생 대상 프로그램
YPP Programme
젊은 전문가 대상
프로그램
Outreach
Program
일반인 대상
프로그램
공식·문화행
사
Opening/Closing
Ceremony
개·폐막식
Social Events
문화 행사
Tour Program
견학 및 관광
프로그램
표 6. 2009년도 대회 신설 프로그램
프로그램명
내용
IAF
장학프로그램
장학생 10명에 대한 IAC참가 지원
총장단포럼
항공우주특성화대학 총장단 모임
국회의원모임
세계 국회의원들의 우주주제 모임
ST클러스터
항공우주 중소기업 클러스터 포럼
정서영 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 12~22 15
최근 들어서는 각각 학생, 젊은전문가(33세이하),
일반시민을 대상으로 하는 추가 프로그램이 매년 운
영되어 왔는데, 특별히 올해는 시민들을 위한 대규모
우주축제가 개최되었다. 또한 이번 대회에서는 여러
개의 신규 프로그램이 개설되는 등 전반적으로 참가
자 층을 확대하려는 노력이 눈에 띄었다.
대회 참가비는 회원기관 소속일 경우 약 100만 원
선으로 국내 참가자에게는 다소 높은 편에 해당하며,
은퇴과학자, 젊은전문가, 학생에게는 참가비 할인 혜
택이 주어지고 있다.
표 7. 대회 참가등록비 (사전등록 기준) (단위:유로)
등록구분
일반
(비회원)
일반
(회원)
은퇴
과학자
젊은
전문가
학생
등록비
675
600
350
250
100
5. 부문별 개최 결과
이번 대회는 70여개국 4,000명이 넘는 인원 참석
과 1,600여편의 논문 발표로 국제우주대회 역대 최대
규모를 달성했으며, 대회 운영 면에서도 가장 성공적
인 대회로 평가 받고 있다. 대회에는 우주관련 국제기
구 대표 및 주요국 우주기관장, 우주비행사, 우주 산
업체 대표, 각국 국회의원 등 우주분야 세계 주요 인
사들이 다수 참석하였는데, 개막식에는 이명박 대통
령이 직접 참석하였으며 반기문 유엔 사무총장이 축
하 메시지를 보내왔다.
그림 1. 개막식 대통령 연설
표 8. 대전국제우주대회 해외 주요 참석자
구분
주요참석자
VIP
대한민국 대통령, 세이셸공화국 대통령
국제사법재판관 3명
국제기구대표
유엔우주위원회(COPUOS)
우주연구위원회(COSPAR) 등
우주기관장
NASA, ESA, CSA, Roscosmos, JAXA,
CNES, DLR 등 11명
기업체대표
Locheed Martin, Boeing, EADS, Ariane
Space 등
국회의원
국내 3명/ 해외 9명
우주비행사
미국, 러시아, 유럽, 중국, 일본, 한국
우주인 /10여명
5.1 학술회의
올해 학술회의에는 역대 최다 규모인 총 1,811명
(국내 391/국외 1,420)이 등록 하였으며, 제출된
2,200여개의 논문 가운데 심사를 통과한 1,614편의
논문이 157개의 세션(Technical Session) 에서 발
표 되었다. 참석자 전원이 모이는 패널토론 방식의
총회(Plenary Event)에서는 예년과 같이 주요국 우
주기관장(Heads of Agency)2)에 의한 우주개발 현
황 및 계획에 대한 발표가 있었는데, 특히 취임 후
첫 해외 나들이에 나선 NASA의 찰스 볼든 국장의
참여는 미국의 유인우주탐사계획의 재검토가 진행
되고 있는 시점이어서 이목을 끌었다. 우리나라에서
는 이주진 항공우주연구원장이 참여하여 한국의 우
주개발 현황을 알렸다. 그 밖에 우주 분야 주요 현안
을 주제로 한 패널 토론이 이루어졌으며, 기조강연
(Highlight Lecture)과 우주계에 최근 화제가 되었던
소식에 관한 뉴스 발표(Late Breaking News)가 이
루어졌다.
2) 미국(NASA), 캐나다(CSA), 유럽(ESA), 인도(ISRO), 러시아(FSA),
일본(JAXA) 한국(KARI)의 우주기관장이 참석. 중국(CASA)은
올해 대회 불참.
16
정서영 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 12~22
표 10. 패널토론 및 기조강연 구성
구분
주제
패널토론
Plenary
Event
/10회
주요국의 우주개발 현황 (우주기관장 패널)
우주전문인력의 양성
경제위기와 우주산업
민간우주발사체
우주기술을 통한 기후변화 관측
유인달탐사
우주과학 및 천문학
우주환경의 보존
소형위성을 통한 우주교육
기조강연
Hilight
Lecture
/4회
우주기술을 활용한 세계문화유산의 보전
녹색성장과 우주기술
위성을 활용한 한-일 이주경로 추적
한국우주인 이소연의 우주체험
그림 2. 우주기관장 총회
표 9. 논문발표 세션 구성
구분
대주제
세부주제
논문발표
Technical
Session
/157 세션
우주과학과
우주탐험
우주생명
미소중력
우주탐사
외계생명 탐사
유인달·화성탐사
우주쓰레기
우주의 활용과 운영
지구관측
우주통신 및 우주항법
유인우주활동
소형위성
통합적 응용기술
우주운용
우주기술
우주역학
재료 및 구조
우주동력
우주추진
우주인프라
우주시스템
우주수송
차세대 전략과 기술
미래 우주활동과 기술
안전과 품질
우주와 사회
우주 교육과 대중화
학생 컨퍼런스
우주 정책, 규정, 경제
우주개발사
우주와 사회
우주 사업 및 투자
우주법
표 11. 최신뉴스 발표 (Late Breaking News)
발표기관
주제
JAXA
CAST
NASA
국제우주정거장 무인보급선 HTV 첫 운용 결과
중국의 유인우주활동 및 달탐사 현황 및 계획
Iridium-Cosmos 위성충돌 사고
5.2 우주전시회
20개국 153개 기관이 참가하여 예년보다 다채
로운 볼거리를 선보였던 우주전시회에는 대회 역
사상 최초로 미 항공우주국(NASA)의 해외 전시
참가가 이루어졌으며 국내에서는 항공우주연구원,
전자통신연구원, 세트렉아이 등이 참가하였다. 엑
스포 첨단과학관에 별도로 설치된 'IAC2009 주제
관'에서는 국제우주대회60주년, 항공우주연구원설
립 20주년, 달착륙 40주년, 대전시승격 20주년을
기념하는 특별 전시회가 진행되기도 하였다. 매년
관람객이 선정하는 최우수전시상은 일본 JAXA에
게로 돌아갔다. 한편 전시장에서는 전시 참가 업체
들의 사업 기회 확대를 위해 교류 활동 및 사업 발
표회가 진행 되었는데, 올해는 총 300건의 기술사
업화 상담과 33건의 비즈니스미팅, 15건의 MOU,
정서영 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 12~22 17
수출계약, 투자유치, 기술이전계약 등이 체결되었
다. 특히 그동안 전시참가에 어려움을 겪었던 중소
기업에 대한 할인 혜택과 이들을 위한 사업 발표회
인 항공우주클러스터포럼이 신설되어 큰 호응을
얻었다.
그림 3. JAXA 전시장
5.3 유관기관 주최 행사
5.3.1 UN/IAF 워크숍
국제우주대회 본회의에 앞서 항공우주연구원에서
3일간 개최된 UN/IAF워크숍에서는 과학기술부와 항
공우주연구원, 국제우주연맹(IAF), 유엔우주사무국
(UNOOSA) 관계자를 비롯한 37개국 93명의 우주전
문가들이 참석하여 범지구적 과제인 기후변화에 대응
하기 위한 우주기술 및 우주기반정보의 활용 방안을
모색했다. 예년 대회와는 달리 국내 주요 우주관련 시
설인 항공우주연구원, KAIST 인공위성연구센터, 세
트렉아이를 방문하는 테크니컬 투어가 실시되어 참가
자들의 호응을 얻었다.
5.3.2 IAA 아케데미데이
우주분야의 저명 학자들이 회원으로 가입된 국제
우주학회의는 예년과 같이 대회 개막에 앞서 아카데
미데이를 개최하여 분과회의 및 총회를 가졌다. 약
200명의 회원들이 참석한 이번 총회에서는 한국 우
주인 이소연 박사와 최흥식 대전국제우주대회조직위
원회 사무총장이 회원으로 선출되었다.
5.3.3 IISL 우주법 모의법정
국제우주법학회가 주관하며 올 해로 제 18회째를
맞은 우주법 모의법정(Manfred Lachs Space Law
Moot Court)은 “지구궤도에서의 무력 배치 및 사용”
을 주제로 예년과 같이 유럽, 북미, 아시아 지역 예선을
통과한 3개 팀이 준결승 및 결승을 치렀다. 국내 출전
팀은 아쉽게도 지역 예선에서 탈락했으며, 서울대 이상
민교수가 준결승 재판관으로 참여하였다. 결승전 심사
에는 예년과 같이 3명의 국제사법재판관이 초대되었다.
그 외 우주법 분야에서 업적을 세운 자에게 공로상이
전달되었으며, 준 우승팀에게는 특별히 대한민국 법무
부장관상이 수여되었다.
5.4 학생 및 젊은전문가 참여 프로그램
국제우주연맹에서는 2006년부터 차세대 우주인력
양성을 도모하기 위해 학생 및 33세 이하 등록자를
대상으로 할인 혜택 및 추가 프로그램을 마련하고 있
다. 이후 젊은 세대의 참가 규모가 꾸준히 증가 추세
에 있는데, 이번 대회에서는 학생(430명, 국내 167)
및 젊은전문가(231명, 국내 43명) 등록자 수가 전체
약 1/3을 차지하였다.
특히 올해는 국제우주연맹에서 10명의 학생을 선
발하여 대회 참가를 지원하는 장학프로그램을 신설하
였는데, 선발된 학생들은 UN/IAF워크샵 및 국제청년
우주회의(SGC)에도 참석하였다.
5.4.1 국제청년우주회의 (SGC)
유엔우주사무국(UNOOSA)에서 후원하고 국제청년
우주협의회(SGAC)에서 주관하는 국제청년우주회의
(SGC)는 글로벌 우주리더 양성을 목적으로 매년 대회
에 앞서 3일간의 일정으로 진행되고 있다. KAIST에
서 개최된 올해 행사에는 32개국 75명이 참석하였으
며 유엔우주위원회(UNCOPUOS) 의장 및 NASA,
18
정서영 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 12~22
ESA 등의 주요 우주기관 임원, 우주 산업체 대표 등에
의한 강연과 함께 그룹별 토론이 진행되었다. 한국에
서는 8명이 프로그램에 참가하였고, 최순달 KAIST 명
예교수가 한국의 소형위성 프로그램에 대한 특별 강연
을 하였다. 참가자들은 학술 교류 외에도 KAIST 인공
위성연구센터 견학, 우주축제 개막식 참석, 문화교류의
밤 등을 통해 한국의 문화를 체험하고 서로간의 우애
를 다졌다.
5.4.2 학생프로그램
미국(NASA), 유럽(ESA), 일본(JAXA), 캐나다 (CSA),
프랑스(CNES)가 회원으로 가입된 국제우주교육위
원회(ISEB)에서는 매년 기관별로 학생들을 선발하
여 국제우주대회 참가를 지원하는데, 올해는 100여
명의 학생들이 각 우주기관의 학생단으로 선발되어
대회에 참석하였다. 위원회는 또한 매년 전시관 내
학생교류의 장인 국제학생우주존(ISZ)을 공동 설치,
운영 할 뿐 아니라 자국 기관의 학생 및 일반 참가
학생이 모두 참여할 수 있는 학생프로그램을 기획,
운영하고 있다. 올해는 특히 첫날 회원국 우주기관
장과 학생들 간의 질의응답세션을 마련하여 학생들
의 인기를 얻었으며, 매일 점심시간을 활용하여 국
제학생존에서 학생들을 위한 강의 시리즈를 진행하
였다. 또한 각 회원 기관들은 예년과 같이 기관별로
기관 간부와 학생단이 함께하는 오찬 간담회를 실시
하였다.
그림 4. 국제학생존(ISZ) 점심시간 강의 시리즈
올해는 항공우주연구원에서도 약 100명의 국내 우
주분야 전공 대학원생을 선발해 대회 참가를 지원하
였으며, 국제우주교육위원회 의장국을 맡은 JAXA측
의 요청으로 KARI-JAXA 학생합동프로그램이 마련
되면서 CANSAT 및 소형위성 활동에 대한 발표 등으
로 구성된 한·일 학생 교류가 이루어졌다.
5.4.3 젊은전문가프로그램
젊은전문가프로그램(YPP)은 국제우주연맹 산하 인
력양성위원회에서 주관하는 것으로, 세계 젊은 우주
인력 간의 상호 교류 및 각 우주관련 분야의 리더들
과의 만남의 장을 제공하기 위해 마련하는 것으로, 올
해는 3회에 걸쳐 리셉션 형식으로 진행되었다. 참가
자들의 한국방문을 환영한 첫날 프로그램에서는 한국
의 전통음악공연과 이소연 박사와 백홍렬 항우연 전
원장에 의한 한국의 우주프로그램에 대한 소개가 있
었으며, 둘째날 우주비행사들과의 만남에서는 미국,
유럽, 러시아, 일본, 캐나다, 중국의 우주비행사가 참
석하여 큰 호응을 얻었다. 셋째날에는 각 분야의 원로
및 저명 인사들과의 만남이 이루어졌다.
이 밖에도 교육 프로그램의 일환으로 우주소년단
(YAK)의 국내 과학교사들을 위한 연수가 연계 진
행되어 고산 예비우주인들 비롯 한 대회 참석한 국
내외 우주교육 전문가들에 의한 강연 등이 이루어
졌다.
5.5 신설 프로그램
5.5.1 국회의원모임
올 해 처음 개최된 세계국회의원모임에서는 우주
기술을 활용한 기후변화 대응 방안을 주제로 11개국
15명(국내 2명)의 세계 국회의원이 참석한 가운데
전문가 발표 및 토론회를 실시하였다. ‘기후변화의
경제학’과 ‘우주기술과 기후변화’에 대한 주제 강연
에 이어 진행된 정책 토론회에서는 기존정책의 제
고, 우수사례 소개, 새로운 정책 제안 등이 이루어졌
으며, 이후 각국 우주기관장 및 내빈이 참석한 가운
데 국회의원모임 특별 만찬이 진행되었다. 참가 의
정서영 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 12~22 19
원들은 국제우주대회 개막식에 참석하였으며 항공
우주연구원과 세트렉아이 시설 등도을 방문 하기도
하였다.
5.5.2 항공우주특성화대학 총장단포럼
제 1회 항공우주특성화 대학 총장단 포럼에서는
한국항공대학교, 미국 엠브리-리들 항공대학, 국제우
주대학(ISU), 남경항천대, 우크라이나 국립항공대, 우
즈베키스탄 타슈켄트 국립기술대 등 총 6개의 항공우
주특성화대학의 총장단이 모여 150여명의 참석자과
함께 항공우주 전문인력 양성을 위한 특성화대학교의
역할 등을 논의하였으며, 참여 대학간 네트워크를 구
축하고 전략적 협력기반을 마련하였다.
5.6 공식·문화행사
매년 국제우주대회 기간 동안에는 각종 공식·문화
행사들이 개최되는데, 올해는 개·폐막식 및 요일별
VIP 오찬, 환영 리셉션 등 공식 행사를 비롯하여, 문
화의 밤, Fun Night, 갈라 디너 등의 유료 행사와, 학
생 및 젊은전문가 등록자들을 위한 Next Generation
Party 등이 진행되었다. 참가자들은 대회 기간 중 다
양한 사교행사를 통해 한국의 전통 예술과 문화를 접
할 수 있었다.
그림 4. Next Generation Party 세계청년 합동공연
6. 대회 유치 의의 및 성과
6.1 우주개발 능력 홍보 및 국가위상 제고
우리나라는 이번 국제우주대회를 주최하여 성공적
으로 치러냄으로서 우주분야에서의 국가 위상을 제고
할 수 있었다. 특히 대회 유치 및 준비, 진행 단계에서
의 보여준 적극적인 모습은 우리의 우주개발 능력에
대한 국제사회의 인식을 향상시키고 정부의 강한 우
주개발 의지를 드러내 보였다. 대회 이후 미 의회에서
는 ‘세계의 우주개발 현황’을 주제로 공청회3)가 개최
되었는데, 이 자리에서 한국에서의 대회 개최 사실 및
대통령 개막식 연설문에 대한 언급이 있었으며, 우리
나라는 중국, 인도와 나란히 신흥우주국으로 평가되
었다.
또한 이번 대회 주제인 ‘지속가능한 평화와 발전을
위한 우주’의 실현을 위해 채택된 지역별 우주협력 강
화를 다짐한 ‘대전선언문’은 국제우주연맹 임원회의
및 총회에서 만장일치로 통과되었으며 향후 아시아
지역 내 협력 및 상호 이해 증진에 있어 한국의 역할
을 인식시켰다.
6.2 국제협력 저변확대 및 능력 강화
대회기간 동안에는 향후 해외기관과의 전략적 국
제협력을 강화하기 위한 국내기관들의 다양한 노력이
있었는데, 특히 항공우주연구원은 해외 주요 우주기
관과 총 16차례의 양자회의 및 전문가회의를 개최하
였다. 또한 미국과는 대회 기간 중 한·미간 향후협력
방안을 도출한 공동보고서에 서명하였으며, 이에 대
한 후속조치로 양국 간 고위급 회담을 개최하기로 하
였다.
이 밖에도 국내 우주기관 및 우주전문가들의 대회
참가를 통해 우리나라는 해외 최신 우주개발 동향을
파악하고 해외 기관 또는 개인 간의 인적 네트워크를
확대할 수 있었다.
3) 미 상원 과학기술위원회는 11월19일 세계우주개발현황 (The
Growth of Global Space Capabilities: What’s Happening
and Why It Matters)을 주제로 공청회를 개최함.
20
정서영 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 12~22
표 12. 항공우주연구원 양자회의 결과
구분
대상기관
주요내용
우주기관
미국
NASA
∙ 향후 협력가능 분야 및 방안
도출 공동보고서 완성 및 서명
∙ 후속회의 개최 방안
러시아
FSA
∙ 발사체 분야 논의
일본
JAXA
∙ Sentinel Asia 및 STAR
프로그램의 참여 및 협력 지속
방안
∙ ISS 모듈을 이용한 우주실험의
공동 협력
유럽
ESA
∙ Framework Agreement
체결논의
∙ 향후 협력 가능 분야 및 방안
대만
NSPO
∙ 상호간 위성정보 활용 협력
독일
DLR
∙ 연구원 교류 협력
∙ ISS 활용, 지구관측위성 등
협력
로마니아
RSA
∙ 우주분야 협력 MOU체결
기타
국제우주대
학 ISU
∙ 연구원 파견교육 MOU 체결
세이셸
공화국
∙ 우주분야 협력 MOU 체결
(세이셸공화국 대통령 참석)
6.3 젊은 우주인력 양성
항공우주연구원에서는 이번 대회를 계기로 국내
젊은 우주인력 양성을 위해 약 100명의 국내 학생들
을 선발하여 대회 참가를 지원하였고, 이를 통해 학생
들은 관심 분야의 전문 지식 뿐 아니라 우주산업 전
반에 대한 이해를 넓히고 국제적인 감각을 키울 수
있는 기회를 얻었다. 특히 국내에서 만날 기회가 적은
해외의 우수 과학자, 우주비행사, 우주 관련 산업체
및 기관 대표, 그리고 해외 학생들과의 만남은 국내
학생들에게 더없이 좋은 자극제가 되었다. 항공우주
연구원은 국제청년우주회의(SGC), 젊은전문가프로그
램(YPP), Next Generation Party 등을 후원함으로
서 국내 젊은 우주 인력에 대한 지원 뿐 아니라 세계
의 젊은 우주인력 양성과 이들 간의 교류 증진에도
기여하였다.
6.4 일반인의 우주활동에 대한 이해 증진
대중 참여형으로 기획된 올 해 대회에서는 기존에
1일로 한정되었던 우주전시관의 일반 관람일이 3일
로 연장되었으며, 처음으로 어린이와 시민들을 위한
대규모 우주축제가 병행 개최됨으로서 일반인들의 대
회 참여 기회가 확대 되었다. 대회 기간 중 우주 전시
관에는 약 1만 명이 넘는 관람객이 다녀갔으며, 우주
인 이소연의 우주체험관, 우주비행사와의 만남 등 각
종 우주관련 전시·체험행사가 열린 우주축제에는 전
국에서 약 50만명 (1일 평균 약 3만명)의 관람객이
방문하였다. 대전시에서는 우주축제를 연례행사로 전
환하여 대전시의 대표 축제로 발전시키는 방안을 구
상 중에 있다.
그림 5. 우주축제장 우주상상원정대
정서영 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 12~22 21
6.5 지역 발전
1993년 엑스포 이래 최대 규모의 국제행사를 치룬
대전광역시는 이번 국제우주대회를 통해 「우주특별
시 대전」으로 거듭났으며, 대전시에서 주관하는
WTA 하이테크페어를 연계 개최하며 시너지 효과를
창출하였다. 또한 이번 대회는 500여명의 시민들이
자원봉사자로 나섬으로서 지역 내 성숙한 자원봉사
문화를 정착 시킨 것으로 평가된다. 대전시에 따르면
이번 대회는 약 1,000억원의 경제적 파급 효과를 낳
았으며, 대전시는 국제우주대회 성공 개최 노하우를
바탕으로 MICE산업을 활성화 하는 방안을 검토 중에
있다.
7. 향후 과제
대전국제우주대회는 대회 운영 면에서나 대외적으
로 매우 성공적이었던 것으로 평가되나, 그에 비해서
국내 참가 규모 및 참여율이 저조해 다소의 아쉬움을
남겼다.
국내 등록자 현황을 살펴보면, 학생 및 젊은전문가
를 제외한 일반등록자 수는 총 208명(해외 1,045)으
로 국내 참가율이 사전 기대치에 미치지 못한 것으로
나타났다. 이것은 비교적 높은 참가비용과 행사에 대
한 낮은 인지도 때문인 것으로 분석되며, 내년부터 국
제우주대회가 해외에서 열리게 될 경우 국내 기관 및
기업들의 참가율이 줄어들 수밖에 없어 최소한의 국
내 참가 규모를 유지하기 위한 지원 방안이 마련되어
야 할 것이다.
한편 국내 학생 및 젊은전문가 등록자 수는 총 210
명(해외 460명)으로 여기에 대회 운영을 지원한 60여
명의 국내 우주분야 전공 학생까지 더한다면 젊은 층
의 국제우주대회에 대한 관심과 참여 의지가 매우 높
았던 것으로 분석된다. 그러나 해외 인원들이 학생 및
젊은전문가 참여 프로그램을 이끈 것과는 달리 국내
인원들은 특별한 역할 없이 단순 참가하는 형태를 보
였다. 특히 학생프로그램의 경우 우리나라가 국제우
주교육위원회(ISEB) 회원국에 가입되어 있지 않아 우
리 학생들이 주도적으로 참여하기에는 어려움이 있었
다. 한국의 우주선진국 진입을 위해서는 우주인력 양
성을 위한 적극적인 투자가 이루어져야 하며, 특히
국제적인 경쟁력을 갖춘 인력을 양성하기 위해서는
국내 젊은 우주 인력이 다양한 국제 프로그램에 참여
할 수 있도록 하는 지원 프로그램이 마련되어야 할
것이다.
마지막으로, 국제우주연맹 산하에는 21개 분야별
전문위원회와 13개 행정위원회가 있는데 우리나라는
아직까지 이러한 위원회 활동 참여율이 저조하다. 위
원회 및 임원 활동 참여는 인적 네트워크를 구축할
수 있는 기회일 뿐 아니라 국제적 영향력을 발휘하는
수단이 될 수 있기 때문에 우리나라도 적극적으로 가
담할 필요가 있다. 특히 우주분야는 공동체 규모가 작
을 뿐 아니라 국제협력이 중요한 역할을 차지하기 때
문에 국내 우주개발 일원의 인적네트워크와 영향력은
국가우주개발의 중요한 자산이 될 것이다.
8. 결론
현재 세계의 우주개발은 새로운 시대를 맞이하고
있다. 미국, 유럽, 러시아, 일본, 중국, 인도 등 우주선
진국들은 앞 다투어 달·화성 탐사 및 유인 우주 활동
에 나서고 있으며, 기후 변화 관측과 같은 범지구적
현안에 대응하기 위한 도구로서의 우주기술의 활용이
활발하게 도입되고 있다. 새로운 활동 분야와 국제협
력의 틀이 형성되고 있는 현 시점에서 우리나라는 우
주개발 후발국으로서 기술력 강화 및 영향력 확대를
위해 그 어느 때보다도 국제무대에서 활발한 활동을
펼쳐야 할 때이다.
우리는 이번 국제우주대회 개최를 통해 우리나라
의 우주개발이 본격적인 궤도에 올라섰음을 전 세계
에 알렸으며 우주분야 발전에의 기여 가능성과 성숙
한 국제협력 파트너로서의 잠재력을 과시해 보였다.
앞으로 이를 실증하여 우리의 기술력에 걸 맞는 위
상을 얻고 세계의 우주분야 발전 기조에 맞춰 영향
력을 행할 수 있기 위해서는 이번 대회 개최를 계기
로 우주외교 분야에 대한 관심을 지속적으로 증대
22
정서영 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 12~22
되어야 하며 국제협력 기반 강화를 위한 구체적 방
안이 마련되어야 할 것이다. 특히 국내 우주기관 및
우주개발 일원이 국제우주공동체(global space
community)의 일원으로서 적극적으로 활동할 수 있
도록 적절한 지원과 환경 조성이 이루어져야 할 것
이다.
참고문헌
1. 대전국제우주대회조직위원회, 2009대전국제우주대회
개최결과, 2009
2. 대전광역시, 대전국제우주대회, 2008
3. IAF 홈페이지 www.iafastro.com
항공우주산업기술동향 7권2호 (2009) pp. 25~32
http://library.kari.re.kr
에서 보실 수 있습니다.
산업동향(기술동향)
외국 SAR 위성의 기술개발 동향
정호령
*, 임효숙**
Technical Development Trend of International Synthetic
Aperture Radar Satellite
Jeong, Ho-Ryung
*, Lim, Hyo-Suk**1)
ABSTRACT
In this paper, the technical trends of the synthetic aperture radar (SAR) were studied by
investigating the journals and conference associated with the advanced technology of SAR. SAR
has been first demonstrated in 1950. The main objective of SAR development is to overcome the
limitations of real aperture radars. From 1950, many new concepts and technologies for SAR
system is suggested and realized by many international researchers and engineers.
New concepts for future SAR systems represented in the recent conference have been
rearranged and analyzed.
초 록
본 논문에서는 외국의 유명 논문 및 학회에서 발표된 최신 합성개구레이더(SAR) 기술개발 동향을 조사
및 정리하였다. SAR의 목적은 Real Aperture Antenna(RAR) 단점을 보완하기 위해서이며, 1950년대 처
음으로 소개되었다. 이로부터 많은 연구자들 및 기술자들로부터 다양한 신 SAR 운용개념 및 기법들이 제
안되었고 실제 구현화 하는데 성공하였다.
최근의 학회에서 소개된 미래지향 SAR 시스템 관련 개념들이 소개 및 정리되어 있다.
Key Words : Synthetic Aperture Radar(합성개구레이더), Advanced SAR Technology(발전된 합성개
구레이더 기술), New SAR Technology(신 합성개구레이더 기술)
* 정호령, 한국항공우주연구원 위성정보연구소 위성운용실 영상검보정기술팀
sar@kari.re.kr
** 임효숙, 한국항공우주연구원 위성정보연구소 위성운용실 영상검보정기술팀
hslim@kari.re.kr
26
정호령 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 25~32
1. 서론
레이더는 현재 실용화되어 사용하고 있는 센서
중 큰 중요도를 차지하고 있다. 최근에는 기술의 급
속한 발전으로 레이더를 이용하여 표적에 대한 영
상을 제작할 수 있는 단계에 이르고 있다. 특히 레
이더 영상의 경우 주야 및 날씨에 관계없이 표적에
대한 영상을 획득할 수 있으므로 광학 영상의 문제
점을 해결할 수 있는 중요한 도구가 된다.
영상 레이더로서 대표적인 것은 합성 개구면 레
이더인 SAR(synthetic aperture radar) 시스템이
다. 이것은 넓은 지표면 영역에 대한 전장 정보를
획득하기 위하여 레이더를 항공기나 위성에 탑재하
여 레이더 영상을 얻는 시스템을 말한다. SAR 시스
템은 1950년도에 처음으로 개발되었으며, 이후 꾸
준한 개발을 거쳐 현재 수많은 선진국에서 위성 탑
재 및 항공기 탑재 SAR 시스템을 상업용 및 군사
용 목적으로 운용하고 있다.
본 논문에서는 최근 제시되고 있는 SAR 시스템
운영 개념 및 기술 개발 동향을 정리하고 분석하여
이를 통해 향후 국내 개발 SAR 위성의 개발 방향
에 대한 참고 자료를 제공하고자 한다.
2. SAR 기본 개념 및 역사
2.1 SAR 개본 개념
레이더는 스스로가 에너지를 발산하여 물체에 반사
되어 오는 신호를 수신하여 물체를 감지하는 능동형
센서이다. 기본적으로 레이더는 지상의 특정 영역에
전자기 에너지를 송신하며, 지상으로부터 반사되어 돌
아오는 에너지를 감지하고 기록 장치에 에너지의 크기
를 시간 단위로 저장하게 된다. 반면 수동형 센서인 광
학이나 적외선 센서는 스스로가 에너지를 발산하지 않
으며, 물체에 반사된 빛이나 또는 물체 스스로가 발산
하는 적외선 영역의 신호를 감지하는 역할만 수행한
다. 이러한 특징으로 인하여 레이더는 광학 또는 적외
선 센서와는 다르게 기후 상태에 거의 무관하게 운용
가능하다[1]. 각 센서의 종류에 따른 고유 특성을 표
1에 정리하였다.
센서 구분
원리 및 특성
EO
(Electro-
Optic)
∙지상 물체에서 반사된 태양광을 광 센서로
감지하여 전자적으로 영상을 형성 (전하결
합소자 사용, 다수 렌즈로 접속)
∙태양광에 의존하므로 기상에 영향을 받음
∙야간탐지 불가
IR
(Infra-
Red)
∙지상 물체에서 발산되는 열 적외선을 감지
하여 온도 차이에 의한 영상형성
∙태양광선에 무관하기 때문에 야간에도 탐지
가능
∙기상 악천후 시 영향 받음
SAR
(Synthetic
Aperture
Radar)
∙합성 개구 레이더의 약어로서 인접 지상물
체에 대한 분해능을 증가시키기 위하여 레
이더 개구면(전파 반사파가 들어가는 부
분)을 전자적으로 확장시킴 (여러 개의 소
형 레이더를 배열)
∙태양광이나 열 적외선과 달리 microwave
를 사용하므로 주/야, 구름, 악천후에 무관
하게 운영 가능
∙영상자료 해석에 고난이도 기술 필요
(EO/IR 영상자료 해석에 비해 어려움)
표 1. 각 센서의 원리 및 주요 특성
SAR(합성개구레이더)는 RAR(Real Aperture Radar)
의 한계를 보완한 영상 생성 기법이다. RAR 영상은 특
별한 신호 처리 없이 레이더 탑재체를 시간에 따라 이
동하며 얻은 1차원 레이더 신호를 2차원으로 재배열
하여 얻을 수 있다. 하지만 탑재체가 움직이는 방향
(cross-range) 방향으로의 해상도가 탑재체와 지상
사이의 거리 및 레이더의 빔폭 둘 다에 직접적으로 비
례하기 때문에 탑재체의 고도가 높아질수록 더욱 더
좁은 빔 폭을 가지는 레이더가 요구되었으며, 위성과
같이 고고도에서 운영하는 레이더에서 미터급의 해상
도를 얻기 위해서 요구되는 레이더의 크기가 수 km에
서 수십 km가 됨으로서 현실적으로 구현이 불가능하
였다.
이 단점을 극복하기 위하여 SAR 개념이 도입되었
다. 별다른 신호처리 과정 없이 1차원 신호를 2차원으
로 재배열하는 RAR과는 달리, SAR는 재배열한 2차원
신호를 cross-range 방향으로 다시 한번 더 신호처리
를 함으로써 cross-range 방향으로의 해상도를 확보
하는 방식이다. SAR 영상에서 cross-range 방향의 해
상도를 확보하는 기본 개념은 그림 1에 나타나 있다.
정호령 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 25~32
27
그림 1. SAR에서 Cross-Range 방향 해상도를
얻기 위한 기본 개념
그림 1에서 산란점(Scattering Center)가 서로 다
른 cross-range 지점에 위치해 있고 탑재체는 일정한
속도 v로 진행하고 있다. 이 경우, 탑재체와 산란점의
상대적인 속도 차이로 인해서 산란점 1과 2로부터 반
사되어 오는 신호에는 도플러 효과(Doppler Effect)
가 발생하게 된다. 각 산란점으로부터 반사되는 신호
에 포함된 중심 주파수의 이동은 시간에 따른 상대
속도의 변화 함수로 나타나게 되는데, 각 산란점에서
반사되는 신호의 중심 주파수 변화는 cross-range
방향 산란점의 위치에 따라서 변하게 되고 이를 이용
한 신호처리로 SAR 영상은 RAR 영상보다 훨씬 더
향상된 cross-range 방향 해상도를 확보할 수 있게
된다.
2.1 SAR 역사
SAR의 개념은 1950년대 Goodyear Aircraft
Cooperation의 Carl Wiley에 의해 제안되었다. SAR 영
상 생성의 기본 이론이 된 Doppler beam -sharpening
은 이후 Goodyear회사와 일리노이 대학에 의해 연구
되었으며, 비행기에 탑재된 X-band 레이더를 이용하
여 촬영하였다. 1972년에는 NASA/JPL에서 개발된
세계 최초의 위성인 SEASAT이 해양 관측을 목적으
로 운용되었으며 해상의 다양한 SAR 영상을 제공하
였다(그림 2).
자료 : [2]
그림 2. 로스앤젤레스의 SEASAT 영상
일자
개발 내용
1951년도
Carl Wiley가 Doppler
beam-sharpening 기법을 제안
1952년도
일리노이 대학에서 Doppler
beam-sharpening 기법을 시연
1957년도
일리노이 대학에서 optical correlator를
이용하여 첫 번째 SAR 영상을 생성
1964년도
비-실시간형 아날로그 전자 SAR 가 미시
간 대학에서 개발됨
1969년도
비 실시간형 디지털 전자 SAR 가
Hughes, Goodyear, Westinghouse에 의
해 개발됨
1972년도
실시간 디지털 항공 SAR 시스템이 개발
및 시연됨
1978년도
첫 번째 위성 SAR인 SEASAT이
NASA/JPL에 의해 발사 및 운영됨
1981년도
셔틀형 SAR인 SIR-A가 발사
1984년도
셔틀형 SAR인 SIR-B가 발사
1986년도
실시간 위성 SAR가 JPL에 의해 시연
1987년도
Soviet 1870 SAR가 지구 궤도에 안착됨
1990년도
마젤란 SAR가 금성을 촬영함
1990년도
이후
Soviet ALMAZ (1991), 유럽 ERS-1
(1991), 일본 JERS-1 (1992), SIR-C
(1995), ERS-2 (1995), SRTM (2000),
ENVIST (2002) 발사
표 2. SAR 개발 주요 역사
28
정호령 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 25~32
이후 대략적인 SAR 시스템 개발 역사는 표 2에 나
타나 있다[3].
현재 다양한 대역폭의 SAR 위성이 해양분야와 육
상분야 및 자연재해 분야에 운용되고 있으며, 현재 계
획 및 운용되고 있는 SAR 위성에 대한 개략적인 정보
는 표 3에 나타나 있다.
위성명
개발국
발사시기
대역 해상도(m)
ALOS
PALSAR
일본
2006. 01
L
7~100
JIANBING-5
중국
2006. 04
L
5~20
SAR-Lupe
독일
2006. 12
X
< 1
TerraSar-X
독일
2007. 06
X
1~16
COSMO-Sky
Med
이탈리아
2007. 06
X
1
Radarsat-2
캐나다
2007. 11
C
3~100
TECSAR
이스라엘
2008. 01
X
< 1
RISAT 2
인도
2009. 04
C
3~50
TanDEM-X
독일
2009. 11
(예정)
X
1~16
MAPSAR
브라질/
독일
2010
(예정)
L
3~20
SAOCOM
아르헨티나
2012
(예정)
L
10~100
표 3. 현재 개발 완료 및 진행 중인 SAR 지구관측 위성
3. 국제 SAR 기술 동향
3.1 Bistatic (Multistatic) Radar
현재 운용되고 있는 SAR 위성은 monostatic 레이
더를 그 기반으로 하고 있다. Monostatic 레이더는 송
신(TX)용 레이더와 수신(RX)용 레이더를 동일하게 사
용하므로 구조가 간단하고, 레이더와 지상 표적으로
구성된 영상 획득 기하 구조가 간단하기 때문에 수신
된 레이더 신호를 처리하는 과정이 복잡하지 않다.
이러한 이유로 현재 운용되는 모든 SAR 위성이
monostatic을 기반으로 하고 있지만, 실제 표적에서 반
사된 레이더 신호는 전 범위로 퍼지기 때문에 위성으로
되돌아오는 신호는 일부분이다. 따라서 monostatic 레
이더를 운용하여 획득하는 정보는 일부분이며 나머지
방향으로 퍼지는 레이더 신호에 담긴 정보들을 획득하
지 못하는 단점이 있다.
이러한 단점을 극복하기 위하여 송신용 레이더와 수
신용 레이더를 분리한 후 서로 다른 지역에서 송․수신을
하게 함으로써 monostatic에서 확보하지 못하는 정보
를 획득하는 레이더 시스템을 bistatic 레이더라고 한다.
Multistatic 레이더는 bistatic 레이더를 좀 더 확
장한 개념으로써, 하나의 송신용 레이더와 여러 개
의 수신용 레이더를 이용하여 하나의 표적 또는 지
역에 대한 여러 개의 영상을 확보하는 레이더 시스
템이다. Bistatic 및 Multistatic에 대한 간단한 개
념도는 그림 3에 나타나 있다.
그림 3. Monostatic, Bistatic, Multistatic 개념도
Bistatic(또는 Multistatic) 레이더는 한 방향에서밖
에 정보를 얻을 수 없었던 monostatic 레이더와는 달리
다양한 각도의 정보를 얻을 수 있다는 장점이 있다. 하
지만, 송∙ 수신 레이더가 분리되어 있으므로 시스템을
따로 구성해야 하며 이로 인하여 레이더 시스템에서 중
요한 역할을 하는 오실레이터의 동기화 문제가 발생하
게 된다. 또한 송 ∙ 수신 안테나가 지향해야 하는 지역이
각 시간대 별로 동일해야 하며, SAR 영상 처리를 위하
여 송신 레이더의 움직임과 수신 레이더의 움직임을 따
로따로 기록한 후 영상 생성시 개별 처리해야 하므로
복잡한 구성의 영상처리 시스템을 가진다 (monostatic
은 송∙ 수신 레이더가 탑재된 위성 또는 항공기 하나의
움직임만 고려하면 됨). 그리고 일반적인 SAR 영상의
왜곡을 일으키는 요소들(위성 및 항공기 궤적의 실제
정호령 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 25~32
29
수치와 측정 수치의 차이, 빔 방향의 차이 등)이 송∙ 수신
레이더 따로따로 발생하므로 monostatic 레이더보다 좀
더 정밀한 SAR 영상 처리 과정이 필요하다.
Bistatic 레이더를 SAR 위성에 적용하기 위해서는
여러 가지 해결해야 할 복잡한 운용 요소들이 많기 때
문에 현재는 항공기-항공기 Bistatic SAR (DLR의
E-SAR 및 ONERA의 RAMSES 시스템이 대표적) 영
상 생성[4] 및 항공기-위성 Bistatic SAR (DLR의
F-SAR 시스템과 TerraSAR-X를 이용) 영상 생성
[5]을 위주로 논문이 발표되고 있으며, 위성-위성
Bistatic SAR는 현재 운용되고 있지 않다.
TerraSAR-X를 이용하여 촬영한 monostatic 영상
및 TerraSAR-X에서 송신된 신호를 F-SAR 시스템에
서 수신하여 처리한 영상이 그림 4 및 5에 나타나 있
다. 그림에서 나타나듯이, 동일한 지역을 촬영하였기
때문에 전체적인 특징은 비슷하게 나타나지만 바라보
는 각도의 차이에 의해서 일부분의 산란 특성이 다르
게 나타나는 것을 알 수 있다.
자료 : [5]
그림 4. TerraSAR-X에서 획득한 Monostatic 영상
자료 : [5]
그림 5. TerraSAR-X 및 F-SAR를 이용하여 획득한 Bistatic 영상
3.2 Three-Dimensional SAR
SAR 영상은 탑재체의 움직임을 이용하여 서로 다
른 시간 동안의 1차원 신호를 2차원으로 재배열한 후
신호처리를 통하여 2차원 영상으로 처리하는 과정을
의미한다. 이 과정을 통하여 3차원으로 분포되어 있는
산란점 정보가 탑재체와 관심 표적 사이의 거리 벡터
와 탑재체의 진행 방향 벡터를 포함하는 평면으로 사
영되게 된다.
SAR 영상은 3차원 산란점 정보를 2차원으로 사
영한 영상이기 때문에 높이와 같은 3차원 정보를
표시하지 못한다. 이를 보완하기 위해 서로 다른 2
개의 elevation 관측각에서 촬영한 2개의 SAR 영
상의 위상차를 이용하여 고도 정보를 획득하는 것을
Interferometry SAR[7] 라고 한다. 하지만, 이 또한
각 SAR 영상의 픽셀 위치에 해당되는 지형의 고도 정
보만을 표시할 뿐, elevation 방향으로 떨어져 있는 서
로 다른 2개의 산란점을 구분 불가능하므로 정확한 3
차원 산란점 분포를 표시하는 것은 불가능하다.
3차원 산란점의 공간 분포를 정확히 표시하기 위해
서는 3차원 SAR 기법을 이용하는 것이 필요하다. 3차
원 SAR는 한 영역을 N개의 elevation 각도에서 바라
봄으로써 동일 지역에 해당되는 pixel에 위상 변화를
가져오게 하고, 최종적으로 이 위상 변화를 이용하여
elevation 방향에서의 해상도를 확보하는 기법이다. 3
차원 SAR 영상 생성을 위한 기하 구조는 그림 6에 나
타나 있다.
그림 6. 3차원 SAR 영상을 생성하기 위한 기하 구조
30
정호령 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 25~32
언덕 지형의 3차원 SAR 영상의 예가 그림 7에 나타
나 있다[7]. 그림 7에서 가장 아래 부분의 영상은 해
당 지역의 2차원 SAR 영상이며, 위 4개의 영상은 3차
원 SAR 영상을 구한 후 서로 다른 고도(0, 20, 40,
60m)의 단면에 해당되는 영상을 나열한 것이다. 지형
에 해당하는 산란점은 지형 표면에 집중적으로 분포하
게 되며, 각 단면에 해당되는 SAR 영상의 산란점 분포
는 그대로 언덕 지형의 외곽선 형태를 나타낸다는 것
을 알 수 있다.
자료 : [7]
그림 7. 언덕 지형의 3차원 SAR 영상 - 고도에 따른 단면도
(0, 20, 40, 60m)
3.3 Ka-Band SAR
L 및 C 대역은 삼림을 잘 투과하는 특성을 지니고
있어 수목 종류별 특징을 잘 반영할 수 있다. 또한 이
대역은 해양 수심을 일정 부분 투과하는 기능을 가지
고 있기 때문에 삼림 및 해양 관측에 적합하다. 따라서
현재 L 및 C 대역의 SAR 위성이 많이 운용되고 있다.
또한 파장이 짧을수록 고해상도 영상을 구현하기가 상
대적으로 쉽기 때문에 고해상도 SAR 영상의 수요에
맞추어 X-Band의 SAR 위성 또한 운용이 되고 있는
상태이다.
하지만, 현재 파장이 더 짧은 대역인 Ka-Band의
SAR 위성은 운용이 되고 있지 않은데, 그 이유는
상대적으로 넓은 대역폭으로 인한 NESZ (Noise
Equivalent Sigma Zero) 수치의 상승 때문이다.
Ka-Band의 대역폭은 대략 550MHz로서, X-band의
3.7배이며 C-Band의 6.6배이므로 NESZ 특성이 상대
적으로 취약한 면이 있다. 또한 Ka-Band에서의 대기
손실은 다른 SAR 위성 주파수 대역과 비교해 보았을
때 상대적으로 크기 때문에 이러한 단점들을 보상하기
위해서 탑재체의 송신 전력을 증가해야 할 필요성이
있다[8].
Ka-Band SAR 위성은 여러 장점 또한 가지고 있
다. 먼저 대역폭이 550MHz로 다른 주파수 대역폭보
다 더 좋은 해상도를 확보할 수 있으며, 파장이 짧기
때문에 Interferometry SAR를 운용할 경우 파장의 길
이에 비례하는 Baseline을 줄일 수 있으므로, 하나의
위성에 장착된 위상배열 안테나를 이등분으로 나누어
서 Interferometry SAR 영상을 획득하는 것이 가능
하다[8].
3.4 High-Resolution & Wide-Swath SAR
일반적인 SAR 위성 운용은 탑재체에 장착된 하나
의 안테나 빔 패턴을 이용하여 영상을 생성하는 방식
이다. 이 방식을 이용하여 넓은 지역의 고해상도 SAR
영상을 획득하기 위해서는 넓은 빔폭을 가지는 안테나
가 필요한데, 이 경우 along-track 방향의 ambiguity
가 증가한다는 단점이 발생한다.
이러한 문제를 해결하기 위하여 위성 안테나를
azimuth 방향으로 여러 개로 구성된 부 안테나의 조
합으로 구성한 뒤, 각 안테나의 빔을 elevation 방향
으로 넓게 스캐닝 하여 넓은 범위의 고해상도 SAR 영
상을 얻는 기법이 학회와 논문지를 통하여 소개되고
있다[9].
넓은 지역의 고해상도 영상을 생성할 경우 발생하
는 ambiguity를 감소시키기 위해, 넓은 빔폭을 가지는
하나의 안테나를 사용하는 대신, 실제 서로 다른
azimuth 방향의 부 안테나로부터 시간별로 서로 다른
elevation 각도의 스캐닝 정보를 구분한 뒤 합성하여
정호령 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 25~32
31
자료 : [9]
그림 10. WaveformEncoding 과정의 주 처리 과정
영상을 만들기 위해서는 탑재체 내부에서 생성된
reference chirp 신호에 서로 다른 azimuth 방향과
elevation 방향 정보를 담기 위한 작업이 필요하다.
서로 다른 azimuth 방향에서 송신되는 신호의 시간차
를 주고 위상에 부호화 정보를 싣게 되며(그림 8),
elevation 스캐닝 시 서로 다른 elevation 각도에서
조사되는 송신 신호에 시간차를 주는 과정을 거치
게 된다(그림 9). 이러한 과정을 거쳐 서로 다른
azimuth와 elevation 각도에서 얻어진 정보를 구분해
서 받아들이는 것이 가능하다. 이러한 신호를 처리/합
성하여 넓은 지역의 고해상도 영상을 만들어 내는 기
법을 “Waveform Encoding” 기법이라 한다[9].
자료 : [9]
그림 8. 서로 다른 Azimuth 방향 신호에 시간차를 주어 구분하는
방식의 간단한 개념도
자료 : [9]
그림 9. Elevation 스캐닝 시 각 신호에 시간차를 주어 구분하는
방식의 간단한 개념도
각 azimuth 방향의 부 안테나들이 elevation 방향
의 스캐닝을 종료하면 이로부터 획득된 각 신호들
을 합성하여 최종적으로 SAR 영상을 생성하는 과
정을 거치게 된다. 이 과정에서 서로 다른 azimuth 및
elevation 각도에서 획득된 신호들은 서로 다른 부호
화 과정, slant-range 거리차이, 시간차의 차이가 있
으므로 이 차이를 각 신호별로 고려하여 보상한 후 합
성하는 과정을 거치게 된다. 그림 10에 대략적인 처리
과정이 나타나 있다.
그림 11은 기존의 SAR 영상 생성 시 발생하는 영상
내부의 각 ambiguity가 waveform encoding 과정
을 거치면서 감소하는 예를 보여주고 있다. 가장
왼쪽 그림의 경우는 기존의 SAR 영상에서 발생하는
ambiguity의 크기를 보여주고 있으며, 왼쪽에서 두 번
째 그림은 기존의 SAR에서 하나의 안테나 빔 패턴에
해당되는 촬영 지역을 azimuth 방향으로 여러 개로 나
누었을 시 azimuth 방향의 ambiguity가 줄어드는 것
을 보여주고 있다. 오른쪽에서 두 번째 그림은 왼
쪽에서 두 번째 경우에서 elevation 방향으로 빔
스캐닝을 과정을 거치면 azimuth 방향의 ambiguity
가 elevation 방향으로 분산되는 것을 보여주고 있다.
가장 왼쪽 영상은 빔 스캐닝으로부터 얻을 수 있는 서
로 다른 elevation 방향의 각도 정보를 SAR 영상 처리
과정에서 포함시킴으로써 해상도는 동일하게 유지하
면서 azimuth 및 elevation 방향의 ambiguity가 기존
SAR 영상에 비해 크게 감소되는 예를 보여주고 있다.
32
정호령 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 25~32
자료 : [9]
그림 11. WaveformEncoding 의 각 과정(TX 및 RX의 개수
증가)을 거침으로써 줄어드는 ambiguity 감소 시뮬레이션
4. 결론
지금까지 기존 SAR 위성 운용에서 나타나는 단
점들을 보완하는 기법 및 시스템에 대한 연구 및 각
기법에 대한 대략적인 개념을 소개하였다. 1950년대
Doppler Beam Sharpening이란 개념이 소개되고 나
서부터 각 선진국에서는 지속적으로 SAR 영상에 관한
연구를 진행하였으며, 하드웨어적으로나 소프트웨어
적으로 꾸준한 발전을 진행하였다. 이와 더불어 SAR
영상을 다양한 응용분야에 적용하는 노력 또한 진행되
었으며, SAR 영상의 활용 과정에서 나타난 여러 가지
SAR 영상의 단점들이 지금까지 소개된 여러 SAR 영
상 기법들 및 시스템 연구의 시발점이 되었다는 것은
의심할 여지없는 사실이다.
하지만 우리나라의 경우는 광학 위성 분야에서는
짧은 우주개발 역사에서 그동안 괄목한 성장을 이루었
고, 영상 활용분야에서도 정부 지원 하에 연구기관과
대학의 연계를 통하여 많은 성과를 이루었으나, SAR
분야에서는 아직 시작 단계로 앞으로 수행해야 할 많
은 숙제가 남아 있는 것이 사실이다. 선진국의 SAR 위
성 개발 및 활용은 많은 시행착오를 거쳐서 얻은 결과
이고 그로부터 발생한 문제점들을 해결하기 위하여 현
재도 지속적인 연구가 진행되어 있는 것이 현실이며,
현재 SAR 영상 관련 연구의 시작 단계인 우리나라가
선진국의 기술 수준을 따라잡기 위해서는 기존 SAR
위성 운용 및 영상 관련 연구뿐만 아니라 미래 지향적
인 관점에서 SAR 위성 선진국의 현재 주요 이슈 및 기
술을 동시에 연구를 해야 할 것이다.
참고문헌
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Interpretation (3th edtion)", WAVELAND PRESS
INC., 2007.
2 . h t t p : / / i v v g e o .u n i - m u e n s t e r . d e / V o r l e s u n g /
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항공우주산업기술동향 7권2호 (2009) pp. 33~39
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기술동향
우주태양광발전 기술 동향
윤용식
*, 최남미**, 이호형***, 최정수****
Technological Trends in Space Solar Power
Yoon, Yong-Sik
*, Choe, Nam-Mi**, Lee, Ho-Hyung***, Choi, Jung-Su*****
ABSTRACT
On 1968 Dr. Peter Glaser introduced the concept of a large solar power satellite system in a high
geosynchronous orbit for collection and conversion of solar energy into an electromagnetic
microwave beam to transmit usable energy to rectennas on earth. With respect to it, U.S.A, Japan,
E.U., etc. noted the Space Solar Power(SSP) as a future new energy resource, performed a substantial
research and the concept design, and recently announced detailed plans for realizing SSP projects.
While the new technology of SSP is developing, U.S.A. and Japan have a plan to provide the electric
service by using SSP 2030. This paper presents the technology trend of advanced countries and the
domestic strategies on the SSP development as a green energy and a new energy resource.
초 록
1968년 미국의 피터 글레이저 박사가 정지궤도에 위성을 띄워 태양 에너지를 직접 받아 전기로 변환하여 지
구로 송전하는 거대한 태양광위성의 개념을 소개한 바 있다. 이에 대해 미국, 일본, 유럽 등에서는 우주태양광
발전을 미래의 새 에너지원으로 주목하여 활발한 기초 연구와 개념 설계 그리고 최근에는 본 사업의 실현을 위
한 구체적인 방안까지 발표하고 있는 실정이다. 현재 우주태양광발전 기술은 계속 개발 중으로 미국과 일본에
서는 2030 년경에 실용화할 계획으로 있다. 본 논문에서는 그린에너지와 새 에너지원으로 주목받고 있는 우주
태양광발전에 대한 선진국의 기술 동향 및 국내의 추진 전략에 대하여 기술하였다.
Key Words : Space Solar Power, Space-Based Solar Power, Solar Power Satellite System, Solar
Array, Microwave Beam, Rectenna, Geosynchronous Orbit, Green Energy
* 윤용식, 한국항공우주연구원 정책기획부 정책연구팀
ysyoon@kari.re.kr
** 최남미, 한국항공우주연구원 정책기획부 정책연구팀
nammi@kari.re.kr
*** 이호형, 한국항공우주연구원 통신해양기상위성사업단
hhlee@kari.re.kr
**** 최정수, 한국항공우주연구원 통신해양기상위성사업단
jschoi@kari.re.kr
34
윤용식 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 33~39
1. 서 론
현재 전 세계는 대부분 석탄, 석유 등의 화석연료를
사용하여 전기를 생산하고 있다. 그러나 점차 이러한
화석 연료의 고갈로 인해 천연가스, 원자력 발전, 수
력, 풍력, 지상태양열발전과 같은 다양한 대체 에너지
를 이용하고 있다. 여기서 석유 소모량의 경우 선진국
에서 에너지 소모에 약 40%를 점유하고 있는 실정으
로 미국, 일본, 서유럽의 경우 하루에 6천만 배럴을
사용하고 있다[1]. 그러나 이 석유 소모량을 자동차,
화력발전 등을 통하여 전기에너지로 사용하는 데는
약 12백만 배럴 정도만을 사용하는 데 쓰인다. 그 이
유 중 하나는 유연 자동차의 경우 효율이 15% 밖에는
되지 않기 때문이다. 그러나 전기자동차의 경우 80%
의 효율을 나타내고 있어 유연 자동차에 비하여 매연
발생 등이 매우 적어 친환경 자동차로 각광받고 있다.
특히, 화석연료의 사용으로 온실효과가 발생하고
이에 따른 지구의 온난화 문제가 심각한 상황이다. 이
러한 온난화에 따라 극지방의 해빙으로 인하여 점차
해수면이 높아지고 있으며 매년 이상 기후로 인한 자
연재해가 속출하고 있는 실정이다.
이에 따라 선진국에서는 지구 환경을 파괴하지 않
으면서 향후 전 세계 전기 소요량을 충족시킬 수 있는
새로운 대체 에너지로 우주태양광발전에 주목하고 있
다. 우주태양광발전은 태양으로부터 오는 태양광을
우주에서 전기로 변환하고 지구에 전송하여 지구에서
전기에너지를 직접 사용하도록 한다.
본 논문에서는 우주태양광발전의 개념과 선진국의
기술 개발 동향 그리고 국내 추진 방안 등에 대하여
기술하였고 국내에서 우주태양광발전에 대한 개념을
이해하도록 하는데 도움이 되고자 한다.
2. 우주태양광발전의 개념 및 특징
2.1 우주태양광발전 개념
우주태양광발전은 우주 공간에서 태양 빛으로 전
기를 만들어 지구로 보내는 것을 의미한다. 현재 우주
태양광발전으로 구상하고 있는 전기발전 개념은 아래
그림 1과 같다[2]. 먼저 지구 상공 36,000 Km의 정
지궤도에 수 Km 길이의 태양 전지판을 단 태양발전
위성(Solar Power Satellite, SPS)을 띄워 이 위성이
태양 빛을 받아 전기를 생산하고, 여기서 발생한 전기
를 지구로 전송하도록 하는 것이다. 이때 전송되는 전
기에너지는 파장이 매우 짧은 마이크로파(microwave)
나 레이저를 사용한다. 우주로부터 전송되는 전기는
지상에서 수신안테나와 같은 지상 장비를 이용하여
에너지를 전송받아 파워그리드(power grids)와 같은
장치에 담아 에너지원으로 사용하도록 한다.
그림 1. Space Solar Power Concept
2.2 우주태양광발전 특징
우주태양광발전은 지상에서 생산되는 에너지원과
다음과 같은 차이점 및 장점이 있다[3];
(1) 지상에 비해 우주공간에서 복사에너지가 약
10 배가 크므로 태양광 획득 효율이 큼
(2) 우주공간에서 자동화·무인화로 발전설비 비
용이 저렴
(3) 우주 공간에서 복사선에 의한 성능의 저하가
늦어 수명이 길다
(4) 기후 조건에 의한 영향이 적음
(5) 지상에서 화력 혹은 원자력 발전으로 인한
이산화탄소의 발생을 획기적으로 감소시킬
수 있는 최첨단 환경기술로 지구온난화 대
책이나 에너지의 안정적 공급에 획기적인
기술로 대두
윤용식 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 33~39 35
그림 2. SSP Advantage
2.3 우주태양광발전의 중요 소요 기술
(1) 태양광발전 위성
인공위성에 거대한 태양광발전 장치를 실어 우주
궤도에 발사한 후 여기서 얻는 전기에너지를 마이크
로파 혹은 레이저로 변환시켜 지상에 보내면 지상에
서 다시 전기에너지로 변환하여 이용하도록 하는 위
성으로 정지궤도에서 운용된다.
(2) 태양전지판
우주태양광발전 기술이 1970 년대 기술로는 시간
당 1 KW의 전력을 지구로 보내기 위한 장치를 제작
하는데 3,000억 달러~1조 달러가 들 것으로 예상하
였다[4]. 이것은 태양전지판을 장착한 인공위성 개발
경비, 위성 발사 경비 그리고 우주에서 수백 명의 우
주인들이 태양전지판을 조립하는 비용을 포함한 것이
었다. 또한 태양전지판의 효율이 1990년대 15%에 불
과하였고, 당시 2020년에 가서도 25%에 그칠 것으로
예측하였다. 그러나 최근 보잉의 자회사인 스펙트로
랩(Spectrolab)사는 40.5%의 효율을 가진 태양전지
판을 제작하였고[5], 우주에서의 태양전지판의 설치
도 사람이 아닌 로봇이 수행하도록 계획함으로써 경
비 절감이 가능하게 되었다.
(3) 태양광 전송 기술
전선을 사용하지 않고 전파 혹은 빛의 형태로 위성
에서 지상으로 전력을 보내는 기술로 현재 마이크로
파 송전과 레이저 송전 기술이 개발되고 있다.
(가) 마이크로파 송전(Microwave Power Transmission)
파장이 3 - 30cm인 마이크로파는 대기권의 비나
구름으로 인한 감쇠율이 낮아 전리층에서의 반사나
산란이 없어 우주태양발전 위성에서 생성된 전력을
지상으로 송전하는데 알맞은 주파수이다[1]. 우주에
서 지상으로의 송전은 송전에 필요한 대형 마이크로
파 발생관(마그네트론, 안프리트론, 크라이스톤 등)을
이용하여 60 - 80%의 효율로 마이크로파를 송출하
면 지상에 설치된 안테나로 수신하게 된다. 송출되는
마이크로파의 밀도를 높이는 경우 생물이나 인간에
나쁜 영향을 줄 수 있으므로 태양광 에너지 밀도의
1/10 정도를 제안하고 있으나 이런 경우 안테나의 면
적이 넓어지게 된다. 현재까지 종합 송전효율은 46%
정도로 향후 98%를 목표로 설정하고 있으나 생물체
에 대한 영향 연구가 병행되어야 한다.
(나) 레이저 송전(Laser Transmission)
파장 폭이 큰 태양광을 흡수하는 크롬과 태양광을
효율적으로 레이저광으로 변환시키는 네오짐을 세라
믹 재료에 고밀도로 주입하여 발생된 레이저로 지상
에 전력을 송전하는 것으로 현재까지 태양광 에너지
의 42%를 레이저로 변환하는데 성공한 바 있다[6].
3. 우주태양광발전의 기술 동향
우주태양광발전의 기본 개념은 1968년 미국의 글
레이저 박사에 의해 최초로 제안되었다[7]. 36,000
Km의 정지궤도에서 태양에너지를 수집하고 전기에
너지로 변환하여 마이크로 빔으로 지구에 전송하면
렉테나(rectenna)라고 불리는 지상 안테나에서 받아
전력을 공급하는 것으로 최근 태양전지기술의 발전
과 단위중량당 발생전력이 열발전보다 좋아지고 있
어 태양광발전 방식으로의 기술에 주목하고 있는 추
세이다.
36
윤용식 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 33~39
3.1 미국
1968년 미국에서 우주태양광발전 개념이 발표되
어 NASA에서 1970년대에 오랫동안 광범위한 검토
를 수행하였다. 1979년 NASA를 중심으로 5GW 발
전량의 우주태양광발전소 건설을 추진하였으나 기술
력과 경제성 부족으로 계획이 보류된 바 있다.
그러나 1994년 미국공군에서 페가수스 로켓으로
저궤도로 발사된 위성체를 이용하여 광전기 실험을
수행한 바 있다.
그리고 NASA는 1995년부터 1997년까지 우주태
양광발전에 대한 개념과 기술에 대한 “Fresh Look"
연구를 수행 하였다[8]. 또한 1999년부터 NASA는
우주태양광발전 탐사 연구와 기술 프로그램을 본격적
으로 시작하였다. 2000년 NASA의 Mankins는 미하
원에서 대규모 SSP는 현재 기술과 능력에 있어 대단
히 중요한 진보를 필요로 하는 매우 복잡한 시스템으
로 기술 로드맵을 개발하여 수십 년에 걸쳐 모두 필요
한 진보를 얻기 위한 방법을 강구해야 한다고 발표한
바 있다. 2001년 NASA의 Marzwell은 앞으로 15년
에서 25년 후에는 전기 공급선 등이 필요없이 우주태
양광발전에 의해 킬로와트당 7 - 10 센트의 비용으로
사용이 가능할 것이라고 언급한 바 있다[9].
2007년 미 국방부 산하 ‘국가안보우주국(National
Security Space Office)'에서는 “우주 태양광 발전에
기술적 문제는 없다”는 보고서를 발표한 바 있다. 이
보고서에는 우주태양광발전을 통해 지구의 어느 지역
에나 전기 공급이 가능하게 됨으로써 미래 경제적, 군
사적 분야에서의 미국의 선도적 역할을 지속하고자
하는 계획도 포함되어 있다[4].
그림 3. Concept of U.S. SSP
그리고 미국은 2007년 국제우주정거장(ISS: Internaional
Space Station)을 이용한 전력에너지의 전송시험 계
획을 수립하였고 2008 - 2011까지 시험을 수행할 예
정이다. 이 시험은 ISS에서 태양광 발전을 하여 위성
을 향해 전력을 전송하는 것으로 운용 중인 위성을 충
전하여 위성의 소형화 및 수명 연장 가능 여부를 수행
할 예정이다[10]. 미국 캘리포니아 북부 전력회사
PG&E사는 2009년 캘리포니아 에너지 벤쳐 기업인
‘솔라렌’과 2016년부터 정지궤도상의 태양 전지판으
로 생산된 전력 200MW를 매입하기로 합의하고, 주
공공전력 위원회에 허가를 요청하였다[11]. 여기서
200MW는 약 15만 가구에 전력 공급을 할 수 있는 전
력으로 캘리포니아의 프레스노 지역에 무선파(radio
frequency)를 수신할 수 있는 지상시설을 설치할 예
정이다.
3.2 일본
일본은 1998년부터 JAXA주관으로 태양광발전 기
술을 개발하였다. 이에 따라 경제산업성(METI)과 제
휴한 공익법인이 태양광 발전소의 개념 설계를 수행
하여 2015년부터 2020년 사이에 10 - 100MW급 전
력을 생산할 수 있는 태양발전위성 발사하고 2030년
경부터 1GW급 우주태양 발전소가 상업운전을 시작
할 것으로 계획한 바 있다. 여기서, 1GW는 원자력발
전소 1기의 전력생산량에 해당한다[12].
그림 4. Concept of Japan SSP
2001년 JAXA에서는 1킬로와트에서 1메가와트 사
이의 전기를 생산할 수 있는 능력을 가진 실험위성을
윤용식 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 33~39 37
발사하여 우주태양광발전의 추가 연구 등을 수행할
계획이라고 발표한 바 있다. 2007년 오사카대 레이저
공학 연구소와 JAXA는 우주에서 만들어진 태양광을
레이저로 변환하고 지상으로 전송하는 기술을 개발하
고 있으며 우주태양광에너지 42%를 레이저로 변환하
는데 성공하였다고 발표한 바 있다[6]. 또한 JAXA가
주관하는 태양광 발전 실용화를 위한 시험의 일환으
로 2008년 플라스틱 필름과 같이 얇고 접을 수 있는
렉테나를 개발하여 재해발생시 가정용 전원을 사용할
수 없는 경우 상공의 비행선으로부터 약한 마이크로
파 전력을 공급받아 휴대전화 충전 등에 사용하는 시
험을 수행 중에 있다.
2009년 6월 2일에는 일본수상 주재의 “우주개발
전략본부”에서 일본의 우주기본 계획[13]을 발표하
였다. 이 계획 중에는 “우주로부터 지구로 전력을 전
송하는 기술에 필요한 연구 개발 추진 예정”인 우주
태양광발전 계획이 포함되어 있다.
그림 5. Laser Transmission of Japan SSP
3.3 유럽연합
유럽연합에서도 우주 태양광 발전에 대한 연구를
1990년 이후부터 활발하게 추진하고 있다. 1999년
독일 우주 연구기구인 DLR은 EU차원에서 우주태양
광발전 연구 수행을 위하여 ESA와 계약한 바 있다
[14]. 2001년에는 ESA에서 NASA와 태양전지기술
과 혁신적인 태양전지판 전개기술을 조합한 space
solar tower의 개념을 가진 “European Sail Tower
SPS"를 발표한 바 있다[15].
또한 ESA Advanced Concepts Team은 우주태양
광발전 유럽 네트워크(European Network on Solar
Power Satellites)의 설립을 제안하여 2002년 8월
설립하였고, 이 네트워크에서는 유럽 우주분야의 신
규 에너지에 대한 연구를 목표로 하고 있다. 유럽연합
은 2004년에 우주태양광발전의 연구에 따른 결론을
발표한 바 있고 연구의 주요 내용은 다음과 같다.
그림 6. European Sail Tower of EU SSP
- SPS 사업에 대해서 아직까지 기술적 위험성이 있
다. 따라서 기술적 한계가 있는 사항들에 대하여 더
많은 연구가 요구된다.
- 우주태양광발전은 국제적인 노력으로 수행되어야
한다.
- 발사비용이 상당한 수준 정도로 낮아져야 한다.
현재 유럽연합에서 수행하고 있는 우주태양광발전
을 위한 European Sail Tower는 15km 길이의 태양
전지판으로 450MW를 생산하는 것으로 수명은 60년,
생산단가는 0.075 €/kWh를 계획하고 있다[16].
3.4 기타 우주태양광발전 사업
남태평양 팔라우국은 2007년 미국 웰섬 우주발전
(Welsom Space Power)사와 계약하여 지구 상공
480 Km에 떠있는 위성에서 태양광 발전으로 얻어진
1MW 전력을 지름 79m의 안테나로 전송받아 1,000
가구에 전력을 공급할 예정이라고 발표한 바 있다.
또한 미국, 스위스, 독일에서는 컨소시엄 현태로 총
8억 달러의 비용으로 2010년까지 초경량 태양전지판
38
윤용식 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 33~39
을 제작하기 시작하고, 발사체, 위성, 송전 기술을 개
발하여 최종적으로 2012년까지 태양광 발전 시험을
수행할 예정이다.
4. 우주태양광발전에 따른 효과
4.1 경제성
현재 우주태양광발전에 가장 적극적인 국가는 일
본으로 미국과 유럽연합에서도 현재의 기술 수준에
비추어 매우 적극적으로 사업 추진을 수행하고 있다.
로켓 발사 기술의 발전에 따라 10년 전에 450g의 물
체를 우주에 보낼 때 약 12,000 달러가 소요되었으나
현재는 5,000 달러면 충분하고, 유가도 2005년 대비
2배가 올라 우주태양광발 사업은 상업성에서 충분한
효용성이 있는 것으로 평가된다[4]. 현재의 기술 수
준으로 정지 궤도 36,000 km에 2 km X 2 km의 태양
발전을 하는 경우 1기의 원자력 발전소에 해당하는
1GW의 전력을 생산할 수 있을 것으로 판단하고 있으
며 태양전지판의 현재 효율인 42%이상으로 개발되면
이보다 더 많은 전력 생산이 기대된다. 본 사업이 상
용화되는 경우 전력 이동이 자유로워 외국으로의 전
력 수출도 가능하다. 또한 본 사업에 따른 신사업 분
야가 다양하게 창출됨으로써 고용 효과 및 경제 안정
에 많은 기여를 할 것으로 판단된다[1].
4.2 환경적 이익
전문가들은 2030년경 화력 발전에 50%를 태양광
발전으로 대체하는 경우 2억 5,300만톤의 이산화탄
소 저감 효과를 얻을 것으로 예상하고 있다[1]. 그러
나 위성에서 지상으로 송전하는 방식인 마이크로파
혹은 레이저에 의한 생태학 및 환경에 대한 영향 연구
가 더 필요한 것으로 판단된다.
5. 국내 우주태양광발전 사업을
위한 기술 분석
5.1 우주태양광발전 위성
우주태양광 발전은 정지궤도 36,000Km에서 수행
되는 위성에 의해 수행되어야 한다. 현재 국내 정지궤
도 위성 개발은 통신해양기상위성 1호가 개발되어
2010년 상반기 발사 예정으로 본 위성 개발에 따른
정지궤도위성의 개발 기술이 습득되고 있는 단계이
다. 또한 2016년에 국내 주도로 정지궤도위성이 개발
되어 발사될 계획으로 우주태양광위성 본체 개발에
도움이 될 것으로 판단된다. 그러나 우주태양광발전
위성의 기초 기술 연구를 위해 과학기술위성과 같은
시험위성을 최소한 3기 이상 개발하여 태양광발전에
대한 시험을 수행하여야 할 것으로 생각된다.
5.2 태양광 전송 기술 및 태양전지판
현재 국내에서 마이크로파나 레이저에 의한 전력
전송 연구는 미진한 것으로 판단되며, 국내 대학이나
전기연구원 혹은 한국전자통신연구원 등과 같은 전
문 출연 연구원에 의한 기초 연구 및 송수신장치의
개발이 시작되어야 할 것으로 판단된다. 우주와 지상
간의 마이크로파 전송 효율은 95% 이상이 되어야 할
것이다.
또한 국내에서 지상용 태양전지판은 세계적으로도
인정받는 고효율의 태양전지판을 개발하고 있으나 위
성용 태양전지판 제작기술은 전무한 실정이다. 따라
서, 이러한 고효율 지상용 태양전지판 개발 경험을 바
탕으로 50%이상의 우주용 고효율 태양전지판 기술
개발이 시급한 실정이다. 국내에서 광주과학기술원이
나 한국에너지기술연구원 등에 의해 개발이 가능할
것으로 사려 된다.
5.3 무인로봇 기술
미국에서는 우주궤도 약 200km에 위치한 국제우
주정거장에서 우주태양광발전 위성을 총 조립하여
36,000km의 우주 궤도로 보내는 것을 구상하고
있다. 왜냐하면 36,000km에서의 작업이 매우 힘들
고 위험부담이 크므로 일단 지구 대기권 밖에서 총
조립을 수행하고, 총조립된 우주태양광발전 위성을
36,000km의 우주궤도로 이동시키는 것이 더 쉬울 것
으로 판단하기 때문이다. 그리고 국제우주정거장에서
도 2 - 3 km 정도 크기의 태양전지판을 우주인에 의
윤용식 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 33~39 39
해 총조립하는 것이 어려울 것으로 판단하여 태양전
지판 조립 로봇을 이용하려고 한다. 따라서 국내에
서도 우주궤도에서 우주태양광발전 위성의 조립을
위한 학습형 지능을 가진 조립 로봇의 개발이 필요할
것으로 생각된다.
5.4 발사체
2009년 8월 한국항공우주연구원에서는 100kg급
위성을 지구 저궤도에 발사하는 KSLV-1를 발사한
바 있다. 또한 2018년 1.5톤급 위성을 600 - 800km
의 태양동기궤도에 올리기 위한 KSLV-2의 개발이
추진되고 있다. 이 사업이 성공하면 2025년 자력 로
켓을 사용하여 달 탐사 위성을 발사할 예정이다. 따라
서 현재 계획되고 있는 로켓 기술 개발이 성공적으로
수행되는 경우 태양광발전위성의 우주궤도 36,000
km까지 발사가 가능한 자국 로켓의 개발에 많은 도움
이 될 것으로 생각된다.
6. 결 론
우주태양광발전은 석유 등 화석 연료의 고갈에 따
른 화석 연료에 의한 전기 생산을 대체할 수 있는 신
재생 에너지이다. 그리고 우주에서의 전기 생산으로
지상의 지구 온난화를 억제할 수 있는 크린 에너지이
다. 또한 태양에너지로부터의 에너지원을 사용함으로
써 자원 채취를 위한 지구의 자연 훼손이나 지구 자원
의 고갈을 걱정하지 않아도 되는 무한 에너지이기도
하다.
이러한 우주태양광발전이 앞으로 20, 30년 후 미
국, 일본, EU 등을 중심으로 주도되어 운용되는 경
우 세계 경제에 미치는 영향이 매우 클 것으로 생각
된다.
이에 따라 우리나라에서도 우주태양광발전의 연
구가 시급한 실정으로 우주태양광발전에 대한 기술
및 경제 타당성 조사와 관련 기술의 로드맵 수립을
통한 핵심 기술의 선정 그리고 관련 기술의 기초 연
구 등이 수행되어야 할 것으로 본다. 또한 우주태양
광발전의 사전 예비 시험을 위하여 과학기술위성의
발사 및 운용을 통한 사전 검토 작업도 수행되어야
할 것이다.
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항공우주산업기술동향 7권2호 (2009) pp. 40~47
http://library.kari.re.kr
에서 보실 수 있습니다.
산업동향(기술동향)
위성 소프트웨어 성능 검증을 위한 시뮬레이터 개발 동향
구철회
*, 양군호**, 이상곤***1)
Current Industrial trend of simulator development for
validating of satellite software performance
Koo, Cheol-hea
*, Yang, Koon-ho**, Lee, Sang-kon***
ABSTRACT
In this paper, current industrial trend of simulator development which is widely spreaded and
performed in globally is introduced. Usage of satellite simulator is becoming an essential choice since
the complexity of satellite and mission is being continuously increased. Satellite simulation brings
reduction of satellite development cost and of period which is consumed by test on satellite
development for various phases. Further more, it can be used to reduce the development period of
satellite since developed resource and knowledge is possible to be delivered to next program
effectively.
초 록
본 논문에서는 위성 소프트웨어 검증을 위해 현재 세계적으로 개발되고 있는 위성 시뮬레이터의 개발 동향에
대해서 기술한다. 현재 위성 및 임무의 복잡성은 계속적으로 증가되고 있는 추세에 있어 위성 시뮬레이터의 사용
은 당연한 선택으로 받아들여지고 있다. 위성 시뮬레이터의 이용으로 인해 위성 개발 비용의 감소 및 시험 기간
의 단축의 효과를 얻을 수 있으며, 이전에 사용된 개발 자산을 다음 개발에 효과적으로 재사용하는 것이 가능함
에 따라 위성 개발 주기를 효과적으로 단축시킬 수 있게 되었다.
Key Words : Satellite Operation(위성운용), Flight Software(비행소프트웨어), Simulator(시뮬레이터),
SMP, SMI, Satellite Software(위성 소프트웨어), COMS, KOMPSAT, EuroSim, SIMSAT
* 구철회, 한국항공우주연구원 위성기술실 위성전자팀
chkoo@kari.re.kr
** 양군호, 한국항공우주연구원 통신해양기상위성사업단 통해기체계팀
khyangi@kari.re.kr
*** 이상곤, 한국항공우주연구원 위성기술실 위성전자팀
skon@kari.re.kr
구철회 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 40~47 41
1. 서론
1957년 10월 세계 최초의 위성인 ‘스푸트니크 1
호’ 발사, 1992년 우리나라 최초의 위성 ‘우리별 1호’
를 발사된 지 강산이 몇 번 변하는 세월이 지나갔다.
1990년 초반까지 위성은 프로세서도 없고 소프트웨
어 로직도 거의 없는 hard-wired(배선 접속에 따른
하드웨어 로직)된 TM/TC를 기능만을 가지고 있어서
현재의 위성과는 큰 차이가 있었다.
최근의 위성은 대단히 많은 위성 탑재 소프트웨어
(OBSW, On Board SoftWare)가 사용되고 있으며 다
양한 프로세서 및 FPGA (Field Programmable Gate
Array) / ASIC(Application Specified Integrated
Circuit) 소자가 사용되고 있다. 또한 시간이 거듭될
수록 위성의 성능 요구사항은 점점 고성능화, 다기능
화 되었고 이런 경향에 맞추어 위성 소프트웨어 또한
더욱 복잡해지고 위성 개발 과정에서 차지하는 비중
도 꾸준히 증대되고 있다. 그림 1에서 알 수 있듯이
근대화된 위성 프로그램일수록 점점 CPU 사용량
(Load)이 증가함을 알 수 있다[2].
그림 1. 미션에 따른 CPU 사용량 증가
일반적으로 대규모 소프트웨어 프로젝트에 소요되
는 비용과 개발 기간을 정확히 예측하는 것은 여간
어려운 일이 아니다. 더구나 mission-critical(임무가
최우선의 의미를 갖는)한 위성에 사용되는 소프트웨
어는 매우 엄격한 검증 절차를 필요로 하므로 어떤
지상 소프트웨어보다 비용 및 개발 기간의 예측이 어
려운 상황에 처해 있다[1].
소프트웨어의 디버그(Debug)는 소프트웨어 개발 기
간 및 비용의 대부분을 차지하는 요소로서 디버그 설비
(Debugging Facility)가 검수자(Software Tester)에
게 SUT(Software Under Test)에 대해 보여줄 수
있는 가시성(Visibility)의 깊이(Depth)에 따라서 디
버깅에 소요되는 비용과 기간이 천차만별로 달라질
수 있다.
위성 소프트웨어를 테스트하기 위해 직접 다루기
곤란한 위성 하드웨어를 위성 시뮬레이터로 대체하여
위성 소프트웨어를 검증하는 방식은 컴퓨터가 위성에
사용되고 난 후부터 필연적인 것이 되었다.
1990년대까지 위성 및 우주 탐사선의 분실은
주로 우주선(Spacecraft) 자체의 실패가 주원인
을 차지했었다. 예를 들어 컴퓨터 실패, 추진 연
료 파이프 이상, 휠 실패 등으로 우주선을 잃어버
린 것이다. 그러나 최근에는 운용 실수(Operational
Mistake)로 우주선을 잃어버린 경우가 더 많았다.
우주선의 특성상 그 우주선의 현재 위치 및 상태
등을 정확히 알 수 없고, 단 한 번의 실수도 치명적
인 경우가 많기 때문에 운용적인 측면에서 발생한
착각으로 위성이 잘못 제어된 경우이다. 화성 탐사
선인 Beagle 2 등은 모두 운용 실수에 의해서 화성
에 추락하거나 우주에서 실종된 것으로 분석되고
있다. 따라서 운용 전에 시뮬레이터 환경 하에서 운
용 전 점검을 하는 것이 전 세계적으로 보편화되고
있다.
본 논문은 위성 시뮬레이터의 기능, 개발 현황, 모
델 표준 및 마지막으로 항공우주연구원에서 제작중
인 다목적실용위성(KOMPSAT)과 통신해양기상위성
(COMS)의 개발에 사용되고 있는 위성 시뮬레이터의
예를 들음으로 구성되었다.
2. 위성 시뮬레이터의 기능
2.1 위성 하드웨어 대체
위성 시뮬레이터의 사용 목적은 크게 교육과 시험
으로 구분할 수 있다. 먼저 위성 시뮬레이터를 교육에
사용하는 것은 위성을 숙련되게 운용하기 위해서는
42
구철회 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 40~47
표 1. 위성 하드웨어와 위성 시뮬레이터 장단점 비교
위성 하드웨어
위성 시뮬레이터
장점
⦁ 정확도 가장 우수
⦁ 비용 효율적
⦁ 개발 리스크가 적음(즉, 쉽게 개발 가능)
⦁ 확장 및 변경이 용이함(Scalability)
⦁ 에러 상황 묘사 등 요구사항 반영 쉬움
(Flexibility)
단점
⦁ 사용 목적에 비해 개발기간 및 비용이 비효율적
⦁ 취급이 용이하지 않음(유지보수의 어려움)
⦁ 에러 상황 생성 불가능
⦁ 정확도 비교적 떨어짐
⦁ 고성능 하드웨어 시뮬레이션이 어려움
많은 경험과 훈련이 요구되는데 실제 위성을 다루는
것은 극히 제한적인 인력에게만 허가된다. 따라서 위험
성이 없고 많은 사람을 교육시킬 수 있는 위성 시뮬레
이터의 사용이 자연스럽게 형성되었다. 비슷한 예로 항
공기 조종사들이 처음에 항공기 시뮬레이터로 비행기
조종 교육을 받는 것을 들 수 있다. 예를 들어 VEGA의
STC(Spacecraft Operations Training Centre)는 교
육자에게 실시간 위성 시뮬레이션, 3-D 애니메이션 디
스플레이 및 터미널 가상교육 공간을 제공한다.
가장 광범위하게 사용되는 것은 위성 제어 로직(소
프트웨어)의 검증 및 시험에 위성 시뮬레이터를 사용
하는 것이다. 위성 제어 로직은 실제 위성 하드웨어를
사용해서 시험하는 것이 가장 바람직하나 취급의 위
험성이나 잘못된 제어 로직으로 인해 위성 하드웨어
가 고장 날 가능성도 배제할 수 없다. 그리고 동시에
여러 파트에서 시험을 진행할 경우가 많기 때문에 비
용 효율 면에서 위성 시뮬레이터를 사용하는 것이 가
장 현실적이다.
실제 위성 하드웨어는 취급이 용이하고 않고 대단
히 고가라서 교육용으로 사용하기에 적당하지 않음으
로 위성 하드웨어를 시뮬레이터로 대체하여 학생 또
는 위성 오퍼레이터의 교육용으로 사용가능하다. 실
제로 위성에 직접 명령을 내리기 전 위성 시뮬레이터
로 안정성을 테스트하고 있다.
또한 위성 시뮬레이터는 OBSW 시험 플랫폼으로 사
용이 가능하고 동시에 여러 위성 시뮬레이터를 운용하
는 것이 가능하므로 자세제어 또는 데이터 핸들링 부분
의 검증처럼 각 시험의 목적에 최적화된 시험 환경을
갖춘 위성 시뮬레이터를 개발하여 운용하고 있다.
이처럼 위성 시뮬레이터는 교육 및 시험 목적을 위
해 실제 위성 하드웨어를 사용하는 것과 비교해 여러
장단점을 가지고 있는데 표 1과 같이 정리할 수 있다.
2.2 Test Automation
또한 위성 시뮬레이터의 기능 중 중요한 것 중 하
나는 시험 자동화(Automatic Testing)이다. 갈수록
위성 시스템이 복잡해지고 개발 기간이 짧아짐으로
해서 오류를 발견하고 수정할 수 있는 시간이 감소되
고 있다. 그리고 위성 시스템도 점점 configurable(사
용자에 따른 시스템 재구성 가능)하고 flexible(사용
자의 요구사항에 따라 수정 사항이 적은 특성)해 지
기 때문에 전통적인 시험방식으로는 실제적인 성능
시험의 한계에 다다르게 되었다. 테스트 스크립트
(Test Script)를 이용한 시험은 위에서 제기된 문제
에 대한 전반적 해결책으로 여겨지고 있으며 최근의
ESOC 시뮬레이터는 모두 테스트 스크립트의 사용을
지원하고 있다[7].
3. 위성 시뮬레이터 개발 현황
ESA/ESOC는 현재 모든 ESA 미션에 대해서
Operational Spacecraft Simulator(위성 운용 시뮬
레이터)를 개발해오고 있다[5]. 위에서 전술한 바와
같이 위성 시뮬레이터는 위성 하드웨어와 별도로 교
육 및 시험 목적으로 사용하는 것이기 때문에 그 개
발 기간이 반드시 위성 하드웨어 개발 기간과 일치
하지 않을 수 있다. 다시 이야기하면 위성 하드웨어
개발 시점과 위성 시뮬레이터 개발 시점을 같이 가져
가는 것은 비용 면에서 비효율적일 수 있다. 위성 시
뮬레이터에서 가장 핵심적인 것은 위성 하드웨어 규
구철회 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 40~47 43
그림 2. Typical Satellite Simulator Block-diagram
격은 제외하고 SDB(Spacecraft DataBase)와 OBSW
를 들 수 있는데 모두 위성 개발 말기에 가서 확정될
수 있는 것들이기 때문에 위성 시뮬레이터는 가능한
GETS(Generic Emulator Test System, 즉 일반
OBSW 모듈을 이용한 에뮬레이터 검증 시스템)와
flexible DB를 사용해 위성 하드웨어/소프트웨어 개
발과 별도로 진행하는 것이 유리한 것으로 되어 있
다[3].
위성 시뮬레이터가 가지는 확장성(Scalability)과
유연성(Flexibility)의 덕택으로 위성 시뮬레이터는 본
위성 개발 스케줄이 지연(즉, 확정된 위성 하드웨어
규격, SDB 및 OBSW 릴리즈가 지연된다는 의미임)
된다고 하더라도 비용적인 손실이 크지 않은 것으로
되어 있다.
위성 시뮬레이터는 위성 및 운용 데이터를 보관하
고 있는 데이터베이스(DB), 유저와의 인터페이스 및
위성 및 테스트 장치의 모델들로 구성되며 전형적인
위성 시뮬레이터 구성은 그림 2와 같이 나타낼 수 있
다. 현재 위성 시뮬레이터 플랫폼을 사용되고 있는 것
들은 아래와 같다.
⦁SIMSAT (ESA/ESOC)
⦁Eurosim (ESA/NLR)
⦁Basiles (CNES)
⦁EcoSimPro
⦁SimTG (Astrium)
이 중 SIMSAT과 Eurosim 에 대해서 정보를 조사
해 보았다.
3.1 Eurosim
EuroSim(http://www.eurosim.nl/)은 위성 및 비
위성 분야에서 실시간 시뮬레이터 기능을 제공하는
configurable simulator tool이다. 현재 Gaia(우주 탐
사 위성 프로그램) 실시간 시뮬레이터, Galileo 프로
그램, GOCE 탑재체 시뮬레이터 등에 사용되고 있다.
그림 3은 EuroSim 사용의 일예로 모델 편집기를 나
타내고 있다.
Eurosim은 위성 개발의 모든 phase에서 사용될 수
있는 다용도 시뮬레이션 도구이며 HIL(Hardware In
the Loop) 실시간 시뮬레이션을 중점적으로 지원하고
있다.
44
구철회 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 40~47
그림 3. EuroSim Model Editor
C, C++, Fortran 77 및 Ada 언어를 지원하고 있
으며, MIL-STD-1553, IRIG-B, GPIB와 같은 하드
웨어도 지원하고 있다. 또한 Eurosim은 MATLAB/
Simulink에서 생성된 모델들을 MOSAIC 이라는 도구
를 통해서 자신의 내부로 import해서 사용할 수 있는
기능을 가지고 있다[12].
그림 4. EuroSim work flow
3.2 SIMSAT
SIMSAT(Simulation Infrastructure for the Modeling
of SATellites)은 ESA의 실시간 위성 운용 시뮬레이
션 설비로서 위성과 지상국의 시뮬레이션 기능을 가지
고 있다. SIMSAT은 SMI(Simulation Model Interface)
을 통해서 시뮬레이터 모델과 외부 환경을 분리하여
독립성을 높였으며 지상국 모델과의 접속을 수행하고
있다[8].
그림 5. SIMSAT 구성도
SIMSAT은 1990년대 초반부터 ESA와 ESOC에서
사용되고 있으며 처음에는 VMS 기반에서 구동되었
으나 현재는 윈도우 2000/XP 및 노벨 수세 리눅스에
서 돌아가도록 포팅 되었다[9]. SIMSAT은 시뮬레이
터의 구동을 제어하고 모니터할 수 있는 MMI(Man
Machine Interface)라고 불리는 GUI를 가지고 있으
며 MMI는 모델의 상태, 파라미터 및 변수 값을 보여
준다.
그림 6. SIMSAT MMI GUI
SIMSAT은 내부에 프로세서 에뮬레이터를 비롯한
위성 컴퓨터 시뮬레이션 모델을 포함하여 위성 및 지
상국의 시뮬레이션 기능을 제공한다. 또한 테스트 스
크립트 기능과 에러 삽입(Faults Injection) 기능을
제공하고 있다. 현재 SIMSAT은 4.0 버전까지 개발되
었으며 곧 5.0 버전이 릴리즈 될 예정이다.
4. 위성 시뮬레이터 접속 표준
위성에서 보았듯이 SIMSAT, Eurosim, Basiles 등
구철회 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 40~47 45
많은 위성 시뮬레이터 플랫폼이 존재하기 때문에 환
경을 구축하기 위해 많은 노력이 소요되고 플랫폼 간
모델 공유 및 재사용이 어렵게 되었다. 플랫폼 간에
모델 호환 및 재사용을 위해 SMP(Simulation Model
Portability) 접속 규격이 제정되었는데 이름에서 알
수 있듯이 시뮬레이션 모델을 다른 플랫폼에서 재사
용하려는 목적을 가지고 탄생된 표준 규격이다. SMP
는 모델과 시뮬레이션 환경과의 연관성을 최소화하고
모델과 시뮬레이션 설비와의 접속을 표준화하는 것에
중점을 두고 있다. SMI(Simulation Model Interface)
는 SMP 모델과 나머지 시뮬레이션 환경과의 접속을
담당한다. 그래서 이론적으로 SMP 규격을 기반으로
개발된 시뮬레이션 모델은 SMI 인터페이스를 지원하
는 모든 시뮬레이션 환경에서 (재)사용될 수 있다[9].
SMP 규격이 2001년에 SMP 1.0, 2004년에 SMP 2.0
으로 배포된 이래 ESA는 2006년에 SMP 2를 ECSS
(European Committee for Space Standardisation) 표준
으로 승격시키기로 하였고 현재 이 심사가 ESA에서
이루어지고 있으며 곧 ECSS 홈페이지에 SMP 2.0 규
격이 정식 ECSS 규격으로 게시될 것으로 전망된다.
SMP는 C, C++, Fortran 또는 Ada 언어로 작성할
수 있다.
그림 7. SMP 구성 개념
SMP는 Artemis, Envisat, XMM, Rosetta, Mars
Express, Cryosat 등에 사용되었으며 ESA 프로젝트
에서 증가되는 추세에 있다. EuroSim 또는 SIMSAT
등 주요 위성 시뮬레이션 개발 툴은 모두 SMP 1.0,
2.0을 지원하고 있다.
5. Case Study
현재 항공우주연구원에서 수행하고 있는 다목적
실용위성(KOMPSAT) 및 통신해양기상위성(COMS)
에서 사용되고 있는 위성 시뮬레이터의 현황을 마지
막으로 추가하고자 한다.
5.1 KOMPSAT
KOMPSAT은 소프트웨어 기반으로 AOCS 성능
해석 및 검증을 수행하는 KOMPSIM 시뮬레이터
와 하드웨어 기반으로 센서와 액츄에이터 접속 및
AOCS 비행소프트웨어를 검증하는 SDS(Spacecraft
Dynamic Simulator) 시뮬레이터를 통해 위성 소프트
웨어 로직을 검증한다.
KOMPSIM은 소프트웨어 기반의 자세 제어 성능
해석 및 검증을 수행하는 시뮬레이터로서 MS 윈도우
즈 플랫폼 위에서 MS Visual C 로 개발된다.
SDS는 하드웨어 기반의 자세 제어 성능 및 기능
검증 시뮬레이터로서 그림 8에 보이듯이 Rack과 상
용 보드 및 커스텀 보드로 구성되고 운영체제로는
WindRiver VxWorks 가 사용된다. 모델은 위성 동역
학 모델을 비롯한 액추에이터/센서 모델 및 하드웨어
I/O 모델 등이 사용된다[11].
5.2 COMS
COMS에서 소프트웨어 검증은 STB(Software
Test Bench, DHS 부분 및 Software Compatibility
검증) 및 FVB(Functional Validation Bench,
AOCS 부분 검증)을 통해서 이루어지고, 시스템
검증은 ATB(Avionics Test Bench, HW 및 SW
Compatibility 검증) 및 DSSS(Dynamic Satellite
Simulator System, 위성 운용 검증)를 통해서 수
행된다. 로직 검증은 크게 소프트웨어의 In-Out 체
크를 중점으로 하는 Open Loop 테스트와 로직 검
증을 중점으로 하는 Closed Loop 테스트로 구분
된다.
46
구철회 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 40~47
그림 8. SDS 구성도
그림 9. COMS 로직 검증 흐름도
ATB는 밑의 그림과 같이 구성되어 있으며 실제 위
성 하드웨어가 장착된 벤치에서 TC/TM 제어 EGSE
를 통해 다각적인 위성 소프트웨어를 검증하게 된
다[10].
6. 결론
위성 시뮬레이터의 주요 이점은 편리성과 재사용
성이다. 위성 시뮬레이터를 사용함으로써 실제 위성
하드웨어를 다루는 불편함을 최소화할 수 있고 시험
기간도 단축이 가능하다. 또 이전에 사용한 시뮬레이
터 모델을 유지보수하고 재사용함으로써 다른 위성
프로그램에도 유기적이고 다기능적으로 대처할 수 있
는 장점을 제공하고 있다.
항공우주연구원에서도 위성 개발 전반 과정에 있
어서 다양한 위성 시뮬레이터를 개발 및 사용하고 있
다. 앞으로 보다 효과적이고 강력한 위성 시험 환경을
구축하기 위해 위성 시뮬레이터 개발 기술에 대한 관
심이 다각적으로 요구된다고 할 수 있다.
그림 10. COMS ATB 구성도
그림 11. COMS ATB 장착 하드웨어
(SCU, Wheel, FOG, ADE)
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항공우주산업기술동향 7권2호 (2009) pp. 48~58
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에서 보실 수 있습니다.
산업동향(기술동향)
우주용 극저온 냉각기 기술개발동향
김홍배
*, 이승엽**, 이원범***, 김규선****1)
Spaceborne Cryogenic Cooler Development Status
Hong-Bae Kim
*, Seung-Yup Lee**, Won-Beom Lee***, Gyu-Sun Kim****
ABSTRACT
Since 1960s, cryogenic cooling technologies has been adopted in the development of spacecraft
with components that must be cooled to cryogenic temperatures of 2 to 150 K. In recent years this
technology has been a substantial growth in the emerging number of programs that include such
spacecraft to service scientific, military, and weather observation missions. The cooling of optics and
detectors to reduce signal noise in infrared (IR) telescopes is the principal applications of cryogenic
cooling technologies. The choice of cooling technologies depends on the desired temperature level,
the amount of heat to be removed , and the required operating life. This paper will present the status
of modern cryogenic cooling technologies especially for space application.
초 록
1960년대부터 최고 2K까지의 극저온 냉각이 필요한 부품을 탑재하는 위성체의 개발에 극저온 냉각기술들
이 채택되어왔다. 최근에는 과학용, 군사용 및 기상관측 임무용등 적외선 광학계를 탑재한 위성개발 프로그램
이 급격히 증가함에 따라 극저온 기술의 괄목할만한 성장을 이루고 있다. 일반적으로 극저온 냉각기술은 적외
선 광학계 내에 존재하는 잡음을 최소화하기 위하여 광학 요소 및 검출기를 냉각하는데 사용되며, 요구온도,
열량 및 작동 수명에 따라 요구되는 냉각기술이 달라진다. 본 논문에서는 최근의 우주용 극저온 냉각기술의 동
향에 대하여 기술하고자 한다.
Key Words : Cryogenic Cooler(극저온 냉각기), Infrared Detector(적외선 검출기), Space Radiator
(우주용 방사장치), Satellite(인공위성)
* 김홍배, 한국항공우주연구원 위성연구본부 다목적 3호사업단 다목적 3호 체계팀
hbkim@kari.re.kr
** 이승엽, 한국항공우주연구원 위성연구본부 다목적 3호사업단 다목적 3호 체계팀
sylee@xmail.kari.re.kr
*** 이원범, 한국항공우주연구원 위성연구본부 다목적 3호사업단 다목적 3호 체계팀
wblee@kari.re.kr
**** 김규선, 한국항공우주연구원 위성연구본부 다목적 3호사업단 다목적 3호 체계팀
gskim@kari.re.kr
김홍배 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 48~58 49
1. 서론
우주에 존재하는 모든 물체는 절대온도 영도(-273
˚C)이상의 온도를 갖고 있으며, 이러한 물체는 그 온
도에 대응하는 열에너지(적외선)를 방사한다. 이러한
육안으로는 식별이 불가능한 1μm이상의 파장대역의
전자기파를 감지할 수 있는 적외선 감지기술은 2차
대전 시 개발된 기술로, 이후에도 주로 야간 정찰 등
의 군용 탐색임무 등에 활용되어왔으며, 60년대 이후
우주개발이 본격화됨에 따라 우주용 천체 망원경을
이용한 우주과학 분야와 위성에 탑재된 적외선 망원
경을 이용한 정찰 등에 많이 활용되고 있다[1, 5].
적외선은 파장 길이에 따라 0.75~3μm 대역의 근
적외선(Near IR), 3~25㎛ 대역의 중적외선 및 25㎛
이상의 원적외선(Far IR) 대역으로 분리되며, 정찰 및
탐색 등의 경우, 그림 2와 같이 대기의 투과율이 우수
한 3~5㎛ 파장대역을 활용하는 것이 일반적이다[1].
지상용 적외선 감지장치와는 달리 원적외선(Far
Infrared Wave) 대역을 촬영하는 천체용 망원경이나,
지구 주변을 고속으로 회전하며 영상을 촬영하는 정
찰위성의 경우 노출시간(Exposure Time)의 제한으
로 인하여 고감도 검출기가 필요하다. 이러한 검출기
의 경우, 180K도에서 최저 2K도까지의 냉각이 필요
함에 따라 극저온 냉각기술의 발전이 이루어지고 있
다[2].
그림 1. Daytime Optical and
Nighttime Thermal Infrared Imagery
Imaging @ Only Day Time
: Si, GaAS (gallium arsenide, 300K), etc
Imaging @ Night Time
: HgCdTe (Mercury Cadmium Telluride),
InSb (Indium Antimonide ), etc
그림 2. Atmospheric window for visible and IR band.
2. 적외선 센서별 운용온도
2.1 적외선 센서의 종류
적외선 검출기(detector)는 광학계를 통해 입사되
는 물체의 적외선을 감지하는 장치로써 물체의 적외
선 에너지 차이를 전기적 신호로 바꾸어 주는 장치이
다. 검출기는 열상장비의 핵심이 되는 부품으로 크게
비냉각형의 열형 검출기(Thermal detector)와 냉각
형의 양자 검출기(Photon detector)가 있다. 이 검출
기들은 기본적으로 반도체 소자의 동작온도 특성에
따라 냉각을 필요로 하는지 여부로 구분된다. 비냉각
형 적외선 검출기를 사용하는 열형 검출기는 상온에
서 성능발휘가 가능한 광반도체를 사용하므로 냉각장
치가 필요 없다[3, 5].
비냉각형의 열형 검출기에 사용되는 반도체소자
는 PScT(Lead scandium tantalate), BSTi(Barium
strontium titanate), 볼로미터(Bolometer) 등이 있
으며 대부분 초점면 배열방식(FPA : Focal Plane
Array)을 채택하고 있다.
그림 3. Micro Bolometer Arrays
50
김홍배 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 48~58
이러한 비냉각형 열형 검출기는 별도의 냉각장치
가 필요 없기 때문에 냉각형의 양자 검출기에 비해
소형화 및 경량화가 용이하며 소비전력도 적어 개발
및 생산단가가 비교적 저렴하다. 따라서 군용장비에
는 주로 근거리 대인 관측용 및 개인화기 조준경에
사용되며, 상용으로는 화재 및 침입자 탐지, 원격조정
감지기 등에 광범위하게 사용된다. 그러나 비냉각형
의 열형 검출기는 냉각형 양자 검출기에 비해 성능은
상대적으로 떨어진다. 상온에서 동작되는 비냉각형
열형 검출기 자체의 열잡음(thermal noise)이 상대적
으로 극저온에서 동작하는 양자검출기에 비해 크기
때문이다. 또한 열센서 특성상 이들은 일정한 분광 응
답(Spectral response) 특성을 갖는데 반응속도가 상
당히 느리므로 빠른 반응속도가 요구되는 위성관측과
같은 분야에서는 사용이 불가능하다.
반면, 양자 검출기는 물체로부터 나오는 복사에너
지의 미세한 차이도 식별할 수 있도록 민감하게 만들
어진 광반도체 소자가 극저온(-196℃)에서 작동한다.
따라서 극저온 유지를 위해 별도의 냉각기가 필요하
기 때문에 비냉각의 열형 검출기에 비해 무겁고 크며
소비전력도 높다.
이러한 냉각형의 양자 검출기에 사용되는 반도체
소자는 PtSi, MCT(HgCdTe), InSb 등이 있다[3, 5].
특히 MCT는 광 흡수효율이 높아 10~15㎛ 정도의
얇은 박막으로도 100%에 가까운 양자 효율을 얻을
수 있어 가장 널리 사용된다.
비냉각형의 열형 검출기 소자에 비해 열잡음을 최
소화할 수 있어 센서감도가 상대적으로 우수하고 온
도분해능이 뛰어나 원거리 탐지에도 유리하다.
그림 4. 25-element HgCdTe Array
2.2 적외선 센서의 운영온도
검출하려고 하는 대상물의 온도보다 적외선 검출
기와 주변의 온도가 낮아야지만 고감도/저잡음의 영
상을 얻을 수 있다. 따라서 적외선 검출기는 그림 5와
같이 진공용기(Vacuum Dewar)에 담겨진 체 극저온
냉각상태를 유지한다[4].
그림 5. Integration of cryocooler with standard
dewar assembly.
냉각쉴드(Cold shield)는 내부경통 사이에서 검출
기를 에워싸고 있는데 주로 금과 같이 열전도도가 높
은 재질을 사용한다. 이것의 기능은 냉각기 끝단과 검
출기를 동일온도로 유지시키면서 주변의 용기 온도가
검출기로 전달되지 않도록 막아 주는 한편 적외선 외
에 유입될 수 있는 광을 차단시키는 역할을 한다.
적외선 투과창(Infrared window)은 검출기 용기
끝단에 위치하여 적외선 광학계에서 완전히 필터링
(filtering)되지 못한 잡광을 한 번 더 걸러주는 역할
을 수행하며, 열상장비에서 주로 요구되는 파장대역
을 검출기로 투과시키는 역할을 한다.
일반적인 냉각온도는 최저 2K에 까지 이르며, 냉각이
이루어지지 않을 경우, 적외선검출기나 검출기 주변의 방
사로 인하여 피사체의 검출이 불가능해 진다. 온도 분해능
(Noise Equivalent Temperature Difference)은 적외
선 광학계의 주요 성능 인자 중 하나로 검출기 내부 잡음
(Detector NETD) 또는 측정 시스템의 잡음(System
NETD)와 등가인 온도차를 말하며, 온도 분해능이 낮을
수록 좀 더 명확한 적외선 영역의 판독이 가능해 진다
[3, 5]. 비 냉각 방식의 볼로메터(bolometer)의 경우,
80-200 mK의 온도 분해능을 지니고, 냉각 방식의 광자
김홍배 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 48~58 51
검출기인 HgCdTe (LWIR or MWIR) 나 InSb (MWIR)
의 경우, 10mK의 온도 분해능을 지닌다[3].
검출기 자체에서 발생하는 암전류(Dark current)
값이 피사체로 검출되는 광전류(Photo current)의 값
에 대하여 작아야지만 낮은 온도 분해능을 유지한다.
암전류는 식 (1)과 같이 검출기의 온도가 낮을수록 작
아짐을 볼 수 있다.
(1)
또한 검출기 주변의 구조물이나 광학계로부터의
방사량도 규제되어야만 한다. 방사량은 식 (2)과 같이
피사체의 온도에 비례하므로 검출기 주변의 구조물이
나 광학계도 냉각이 요구된다.
(2)
NS = signal photon rate on detector
Ad = detector area
νmin, νmax = limits of detector response
일반적인 적외선 검출기의 운영온도는 표 1과 같
다. 사용되는 재료별로 적용되는 중심 파장(Center
Wave Length) 과 운영온도가 매우 상이함을 볼 수
있다[2].
표 1. Characteristics of Detector Materials.
Material
Center Wave
length(μm)
Operating
Temp.(K)
SiCCD
1.0
120
HgCdTe
2.5
<65
InSb
5.0
<35
Si:As
26
<8
Ge:Ga
120
<2
3. 적외선 센서 냉각기술
3.1 적외선 센서의 냉각 방식
우주용 적외선 기술 분야의 경우, 개발 초기에는 주로 헬
륨(He)이나 질소(N2)와 같은 소모성(expendable)
냉매를 사용하여 검출기를 냉각하는 방식을 사용하였
다[2, 6]. 냉매사용에 따른 사용시간 제한을 해소하고,
측정 장비의 소형화 요구에 따라 소형이면서 반영구
적인 수명을 지닌 전자냉각방식(Thermo-electrical
cooling)과 기계적 냉각기(Mechanical Refrigerator)
의 개발이 이루어지기 시작하였다[2, 6].
그림 6과 표 2는 각종 위성프로그램에서 채택 중인
냉각방식을 운영온도 및 냉각용량(Cooling Capacity)
에 따라 도식화하였다[2].
방사판(Radiator)을 이용한 냉각의 경우, 식 (3)에
따라 요구 냉각온도, 냉각 용량 및 방사판 면적의 관
계에 따른다.
그림 6. Cryogenic cooling methods for space application.
표 2. Cryogenic cooling options.
Cooling Options
Operating
Temp.
Range(K)
Cooling
Capacity(W)
Passive radiators
35 - 200
1 to 10
Liquid or solid
cryogens
4.2 - 200
Unlimited
High pressure gas
expansion
4.2 - 90
< 20
Thermoelectric
coolers
- single stage
- multi stage
230 - 300
145 - 230
0.1 - 100
0.01 - 1.0
Mechanical
refrigerators
10 - 77
< 15
52
김홍배 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 48~58
(3)
Qw : Heat to be rejected
AR : Radiator Area
σ : Stefan-Boltzmans constant
ε : Emissivity
T : Radiator Temp.(K)
이론적으로 최대 60K까지 냉각할 수 있으나, 요구
냉각온도가 낮을 수 록 매우 큰 크기의 방사판이 필
요하며, 특히 저궤도에서 운영되는 위성의 경우, 지구
의 반사 및 열 적외선 방사로 인하여 온도 한계는 약
100K 정도이며, 냉각용량은 1W/m2이하로 제한된다
[2]. 지구로부터 멀리 떨어진 궤도에서 운영되는 플
랭크 위성의 경우, 지구로부터 반사 및 열적외선의 영
향이 없음에 따라 최대 50K의 냉각온도 및 2W정도
의 냉각용량을 얻는다.
(a) V-groove radiators of Planck Satellite
(b) Concept of Cryogenic Radiator
그림 7. Cryogenic Radiators
(a) Detector with Thermo-electric Cooler
(b) Operational concepts of Thermo-electric cooler.
그림 8. Thermo-electric cooler.
130K이상의 요구냉각온도에 1W이하의 냉각용량
의 경우, 반도체 기술을 기반으로 한 열-전기 냉각
기(Thermo-electric Cooler)를 채택하는 경우가 많
다[5].
헬륨(He)이나 질소(N2)와 같은 소모성(expendable) 냉매
를 사용하여 검출기를 냉각하는 방식은 1.5K (superfluid
helium)에서 150K(solid ammonia)까지의 비교적 넓
은 온도범위에서 사용할 수 있는 가장 신뢰성 있는
냉각방식이긴 하나, 수명이 매우 제한되어있고, 부피
및 무게가 타 냉각방식에 비하여 상대적으로 큼에 따라
우주용으로 사용되는 예는 매우 제한적이다. 그림 9는
액체 헬륨을 사용하여 우주 천체 망원경의 초점면과 차
폐장치를 냉각하는 Herschel Space Observatory의
형상이다.
우주용 극저온 분야에 있어서 응용범위가 점차 광
범위해짐에 따라 그림 10과 같이 무게 및 전력 소비
를 최소화하면서도 별도의 유지가 필요 없이 오랜 기
간 사용이 가능한 폐회로식(Closed type) 냉각장치의
개발이 이루어지고 있다[6-8].
이러한 기계식 냉각장치는 1970년대부터 우주분
야에 적용이 되고 있으며, 현재는 대부분 이러한 냉각
방식이 채택되고 있다.
김홍배 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 48~58 53
그림 9. The IRAS satellite was cooled using
stored liquid helium.
그림 10. Mechanical cooler & FPA Configuration
of AIRS Satellite.
3.2 기계식 극저온 냉각장치
우주분야에서 실제 적용되는 대표적인 기계식 냉
각기로는 스터링(Stirling) 방식과 이를 개선한 펄스
튜브(Pulse Tube), 역 브레이튼(reverse-Brayton)
및 폐회로식 쥴-톰슨(closed Joule- Thompson, JT)
방식 등이 있다[9]. 이들은 대부분 기계적인 왕복운
동을 냉각 에너지로 전환하는 방식으로 일반 에어콘
이나 냉장고용 냉각장치와 원리 및 구성이 유사하다.
기계식 냉각기는 크게 순환 냉각(Regenerative
cooling) 방식과 회수 냉각(recuperative cooling) 방
식으로 분류되며, 순환방식은 그림 11과 같이유동의
방향 및 압력이 연속적으로 변동한다[9]. 열교환은
열교환기(Regenerator)에서 이루어지며, 이러한 방
식에는 스터링(Sterling)과 펄스 튜브(Pulse Tube)방
식이 있다. 회수방식은 그림 12와 같이 냉매의 유동이
한 방향으로 연속하여 이루어지며, 열교환기에는 고압
방출과 저압 인입용 두 개의 별도의 채널이 존재한다.
이러한 방식에는 브레이튼과 쥴-톰슨 방식이 있다. 순
환방식 냉각기는 그림 13과 같이 정현파 모양으로 변
동하는 압력파를 발생하는 압축기(Compressor)와 열
교환기로 구성된다. 압축기는 리니어 모터(Linear
Motor)에 의해 30~60Hz범위에서 구동되는 왕복 피
스톤이 냉매를 압축/팽창함으로서 압력파를 생성한
다. 최근에는 냉매의 압축/팽창을 소형 터빈(회전속도
: 약 50만 rpm)을 사용함으로서 리니어 압축기 등에
서 발생하는 저주파 진동현상을 피할 수 있는 기술
들이 개발되고 있다[2]. 스털링 방식의 경우, 단일
자유도인 질량-스프링계의 기계적 공진(Mechanical
resonance)을 이용하며, 펄스 튜브 방식은 음향적
공진(Acoustic resonance)를 이용하여 열교환을 수
행한다. 회수 냉각방식은 고압과 저압 가스사이의
엔탈피 차를 이용한 냉각방식으로 브레이튼 냉각기
는 가스를 팽창시키는데 냉 터빈(Cold Turbine)을
사용하는 반면, 쥴-톰슨 냉각기는 오리피스를 통하
여 가스를 팽창시킴으로서 냉각효과를 얻는다. 그림
14는 각 냉각 형식별로 요구 냉각 용량에 따른 압
축기 전력 소모량 및 냉각 효율을 나타내는 선도이
다[10, 11]. 스털링방식이 냉각 용량에 관계없이
타 방식에 비하여 냉각효율이 뛰어남을 볼 수 있으
며, 스털링 방식의 일종인 펄스 튜브 방식의 경우,
5W이하의 저용량 냉각에만 적용이 가능함을 볼
수 있다.
54
김홍배 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 48~58
그림 11. Regenerative Cooling System
그림 12. Recuperative Cooling System
그림 13. Puse Tube Type Cryogenic Cooler
그림 14. Carnot Efficiency of Various Cryocooler Types
그림 15. Pulse Tube Cooler & Its Variations
그림 16. P-V Curve of Stirling and Pulse Tube Cooler
김홍배 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 48~58 55
그림 17. Temperature Profile of Pulse Tube Cooler
최근 저진동/고신뢰성/고효율 극저온 냉각기로 많
은 우주프로그램에서 채택되고 있는 펄스튜브 방식
냉각기는 1980년대 개발되기 시작한 가장 대표적인
열-음향 냉각기의 일종으로 요구되는 냉각온도에 따
라 그림 15와 같이 변형이 된 형태들이 개발되어 있
다[10-11]. 오리피스와 별도의 저장장치를 둠으로서
압력과 유량사이의 위상관계를 조절함으로서 냉각효
과를 향상시킬 수 있다[12]. 냉각원리는 그림 16과
17에 나타난 바와 같이 4개의 가역 과정을 통하여 이
루어진다. 피스톤이 냉매를 압축함에 따라 고압의 냉
매는 열교환기를 통과하면서 냉각된다. 이와 동시에
펄스 튜브내의 냉매는 오리피스를 통과하여 저장고
(Reservoir)로 이동하며, 동시에 열단(Warm end)에
서 외부와 열교환이 이루어진다. 피스톤이 냉매를 팽
창 시에는 저장고로부터 방출되는 냉매에 의하여 펄
스 튜브내의 저온 냉매는 냉단(Cold end)을 통과하면
서 냉각 대상물로부터 열을 흡수한다. 이러한 냉각원
리를 이용하여 여러 단계의 냉각기를 구성할 경우 그
림 18과 같이 3~4K정도의 초극저온 냉각이 가능하
다[12].
우주용 극저온 냉각기를 개발하여 위성에 적용 중인
기업은 미국의 Raytheon, Northrop Grumman, Ball
Space등과 유럽의 Thales 및 AIM사 등이다. 한국의
경우, 기계연구원에서 지상용 열상장비등에 적용 중인
소형 스털링 및 펄스 튜브 방식의 냉각기를 개발 중이
며, 향후 신뢰도 향상 및 우주환경에 대한 적합성등을
고려한 설계변경을 통하여 우주용을 개발을 고려중이
다[13].
그림 18. Multi-stage Pulse Tube Example : 3K
(a) TRW's Pulse Tube Types Cooler
(b) Northrop Grumman's Pulse Tube Cooler
56
김홍배 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 48~58
(c) AIM's Pulse Tube : SL400
(d) Thales's Pulse Tube : LPT9510
(e) Ball Aerospace Two-Stage Linear Stirling Cooler
(f) KIMM's Linear Stirling Cooler
그림 19. Major Spaceborne Cryogenic Coolers
4. 우주용 극저온 냉각
시스템의 구성 및 요구조건
우주용 극저온 냉각 시스템의 구성은 그림 20과 같
이 구성되는 것이 일반적이다. 냉각기의 일부인 냉촉
(Cold finger)에 의해 빠져나온 검출기 주변의 열은
열단(Warm end)과 압축기로 이동한다. 또한 냉각시
스템을 구동하기 위하여 필요로 하는 전력도 열에너
지로 변환됨에 따라 위성 내부의 온도를 요구 조건내
로 맞추기 위해서는 인입되는 량만큼을 위성외부(우
주)로 방출하여야 한다. 이를 위해서 방사판(Radiator)
를 사용하는 것이 일반적이다. 검출기로부터 약 1W
정도의 열을 빼기 위해서는 약 100W 정도의 열을 지
속적으로 우주로 방사하여야 한다[14].
(a) Space Cooler Example : HIRDLS Instrument
김홍배 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 48~58 57
(b) Schematic of Space Cooler System
그림 20. Space Cooler System
우주용 냉각기과 지상용 냉각기의 가장 큰 차이는
요구 수명이다. 우주용 냉각기의 요구수명은 대략 5년
정도이며, 따라서 지상용과 달리 마모를 방지하기 위
한 윤활제 등을 사용하지 않는 등 정기적인 유지보수
가 필요 없게 제작되어야 한[2]. 또한 우주용 냉각기
는 소비 전력을 최소화하기 위하여 지상용에 비하여
매우 고효율로 설계되어야 한다. 대부분의 기계식 냉
각기의 경우, 이상적인 카르놋 싸이클(Carnot Cycle)
의 3~10% 정도의 효율을 나타내나, Pulse Tube방
식의 경우, 20%의 효율을 지닌 냉각기도 개발되었
다[4].
기계식 냉각기를 채택함에 있어서 고려하여야 할
중요한 요소 중 하나는 발생 가진력이다[15, 16]. 압
력파를 생성하기 위하여 압축기의 기계적 운동이 반
드시 필요하며, 이로 인하여 위성체를 가진하게 된다.
이러한 가진력은 위성체 탑재된 탑재체등을 가진하여
성능저하를 유발시킬 수 있으므로, 기계식 압축기의
개발 시 진동량을 최소화하여야 한다[15]. 지상에서
설정궤도까지 발사하는 과정에서 겪게 되는 진동환경
에 충분히 견딜 수 있는 강건한 구조로 설계되어야
하며, 초점면과 직접 연결된 냉촉으로 인하여 정렬의
문제가 발생할 수 있으므로 설계 시 진동환경에 대한
고려가 반드시 필요하다. 또한 펄스 튜브와 같은 냉각
기의 경우, 지상 시험 시 수반되는 중력에 의하여 냉
각 효율등이 영향을 받을 수 있으므로, 지상 시험을
고려한 배치설계가 요구된다[16].
이와 같이 위성에 탑재되는 극저온 냉각 시스템을
개발하기 위해서는 극저온 냉각기술은 물론 열제어
및 진동제어 기술 등의 기술이 수반되어야 한다.
5. 결론
본 연구에서는 우주 망원경 및 지상관측 위성등에
사용되는 적외선 검출기의 극저온 냉각기술 개발동향
에 대하여 알아보았다. 개발 초기 액체 헬률이나 질소
와 같은 소모성 극저온 액체를 사용하여 냉각하는 초
보적인 기술로 부터 최근에는 반영구적이며 효율이
매우 뛰어난 기계식 극저온 냉각 장치의 개발이 급속
도로 이루어짐에 따라 극저온 냉각기술의 활용분야가
점차 넓어지고 있다. 이러한 냉각장치를 고해상도 및
고안정성이 요구되는 우주 망원경 및 위성등에 탑재
하기 위해서는 시스템 수준에서의 영향평가가 반드시
수행되어야 하며, 이에 따라 극저온 냉각기술뿐만 아
니라 열제어 및 진동제어 기술등과 같은 다분야 기술
이 수반되어야 한다.
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항공우주산업기술동향 7권2호 (2009) pp. 59~67
http://library.kari.re.kr
에서 보실 수 있습니다.
산업동향(기술동향)
항공우주산업 구조해석 소프트웨어 기술동향
임재혁
*, 김경원**, 김선원***, 황도순****1)
Technology Trends on Structural Analysis Software in
Aerospace Industry
Jae Hyuk Lim
*, Kyung-Won Kim**, Sun-Won Kim***, Do-Soon Hwang****
ABSTRACT
Computer Aided Engineering(CAE) technology as well as Design(CAD) and Manufacturing(CAM) have
been widely adopted in the aerospace industry in order to develop the structure of airplanes, satellites and
launch vehicles. Among them, CAE softwares based on finite element methods such as NASTRAN, ABAQUS
and ANSYS have gained many engineers' interest in various industries such as automobiles, civils, aircraft
and spacecraft. The softwares usually consist of several modules: Static, Dynamic, Vibration, Impact etc.
that make analysis specific to meet the design goals of the structure systems. Recent enhancement in the
computer hardwares and numerical algorithms enables us to perform complex analysis like multi-physics,
optimum design. Also, they make it possible to deal with a large scale problem easily. This paper reviews
structural analysis softwares in aerospace industry and gives a summary on its recent development.
초 록
항공우주산업과 관련된 항공기, 인공위성, 발사체 등의 구조체 개발을 위해서는 설계단계에서부터 해석 및 제
작에 이르기까지 다양한 전산기술(CAD/CAE/CAM)이 널리 적용되고 있다. 이 중 구조해석을 위해서는
NASTRAN, ABAQUS, ANSYS와 같은 유한요소법에 기반을 둔 CAE 소프트웨어가 개발되어 산업현장에 널리
보급되어 있으며, 정적해석, 동적해석, 진동해석, 충돌해석 등 해석목적에 맞게 모듈화가 되어있다. 최근에는 해
석알고리즘 및 컴퓨터성능의 발달에 힘입어 다중물리해석, 최적설계와 같은 난해하며 높은 계산량을 요구하는
문제의 적용과 및 다자유도문제의 해결이 진행되고 있는 추세이다. 본 논문에서는 항공우주산업분야에 주로 사
용되는 구조해석 소프트웨어의 최신기술동향을 살펴본다.
Key Words : Structural Analysis Software(구조해석 소프트웨어), Finite Element Analysis(유한요소
해석), Aerospace Industry(항공우주산업)
* 임재혁, 한국항공우주연구원 위성연구본부 위성기술실 위성구조팀
ljh77@kari.re.kr
** 김경원, 한국항공우주연구원 위성연구본부 위성기술실 위성구조팀
kwkim74@kari.re.kr
*** 김선원, 한국항공우주연구원 위성연구본부 위성기술실 위성구조팀
sunwkim@kari.re.kr
**** 황도순, 한국항공우주연구원 위성연구본부 위성기술실 위성구조팀
dshwang@kari.re.kr
60
임재혁 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 59~67
1. 서론
현재 항공우주산업과 관련된 항공기, 인공위성, 발사체
등의 구조체 개발을 위해서는 전산기술(CAD/CAE/CAM)
이 널리 사용된다. 그 이유는 대량생산이 적용되는 대
다수의 기계산업과 달리 항공우주산업에서는 부품의
수가 많고 복잡하며, 매우 높은 정밀도를 요구하는 소
수의 제품만을 제작하기 때문이다. 또한 시제품 제
작에 통산 수십에서 수천억 가량의 예산이 소요되
기 때문에 시제품을 이용한 직접적인 검증시험이
매우 어려우며, 대신에 다양한 환경조건으로 해석을
수행하여 임무성공률을 높이고 있기 때문이기도 하
다. 특히, 구조해석을 수행하기 위해서는 세세한 부
품까지 정확하고, 정밀한 모델링 및 해석이 가능해
야 하는데, 이를 위해 1960년대 후반 미국항공우주국
NASA는 유한요소법에 기반을 둔 구조해석 소프트웨
어 NASTRAN(NAsa STRuctural ANalysis system)을
직접 개발함으로써 CAE기술을 처음 도입하였다. 이 프
로그램은 MSC (MacNeal Schwendler Corporation)사
에 의해 상용화되었으며, MSC.NASTRAN라는 이름
으로 항공우주분야 뿐만 아니라, 자동차, 토목 및 건
축, 해양산업 등의 분야에 널리 보급되기 시작하였다.
그 이후에 ABAQUS[1], ANSYS[2], LS-DYNA[3],
ADINA[4], ALGOR[5], MARC[6] 등 헤아릴 수 없
이 다양한 구조해석 소프트웨어가 개발되어 널리
보급되었다. 이 소프트웨어들은 처음에 하나의 모
듈을 중심으로 개발되었으나, 범용화를 추구하여
정적해석, 동적해석, 진동해석, 충돌해석 등 모듈을
추가하였으며, 현재의 모든 상용소프트웨어들은
거의 비슷한 모듈을 공통으로 갖고 있다. 최근에
는 컴퓨터성능 및 해석알고리즘의 비약적인 발달
로 의해 둘 이상의 물리계가 연성을 일으키는 다
중물리시스템문제, 치수, 형상, 위상최적화 등의
최적설계 문제와 같은 많은 계산량을 요구하는 문
제와 무요소법(Meshfree method), ALE(Arbitrary
Lagrangian Eulerian)유한요소법, 확장유한요소법
(eXtended Finite Element Method, XFEM)등 새로
운 해석알고리즘의 도입으로 기존의 유한요소법으로
는 해석이 어려운 문제의 해결이 상용프로그램을 통
해 진행되고 있다. 또한 1990년대 후반에서 2000년
대 초반에 이은 경기불황으로 작은 소프트웨어 개발
사들은 인수 및 합병을 통해 대기업화 되어가고 있으
며, 이를 통해 사용자 편의를 위한 GUI를 기능을 강화
하고, CAE와 CAD의 통합 솔루션을 개발하는 등 그
활용성을 극대화해 나가고 있기도 하다. 대표적인 예
로는 ANSYS Workbench 및 NX가 있다[2, 7]. 국내
에서도 다양한 범용소프트웨어가 개발되고 있으며,
(주)마이다스아이티의 제품군[8], Visual FEA[9], 다
물체동역학 소프트웨어 RecurDyn[10], DAFUL[11]등이
있다.
본 논문에서는 다양한 구조해석 소프트웨어 중에
항공우주산업에 널리 활용되고 있는 상용소프트웨
어의 기술동향을 살펴보았다. 다양한 소프트웨어가
존재하는 관계로 설명의 편의를 위해 각 소프트웨
어 회사에서 배포 또는 작성한 기사를 일부를 발췌
및 인용하였음을 미리 밝혀둔다. 2장에서는 구조해
석 소프트웨어를 대표적인 해석모듈별로 분류하였
다. 앞서 언급하였듯이 이미 범용화 되어 있기는 하
지만, 초창기 개발의도에 따라 각 소프트웨어마다
해석의 편의성 및 계산속도 면에서는 고유한 강점
을 여전히 갖고 있기 때문이다. 3장에서는 다물체
동역학 소프트웨어에 대해 살펴보고 4장에서는 구
조최적설계 소프트웨어와 5장에서는 음향진동해석
소프트웨어 대해 간략히 살펴보도록 하겠다. 6장에
서 결론을 짓도록 한다.
2. 구조해석 소프트웨어
2.1 선형해석기 : NASTRAN
NASTRAN은 1960년대 항공우주산업에서의
정밀한 모델링 및 해석의 필요성에 의해 NASA의
주도로 개발되었으며, MSC사에 의해 상용화되어,
MSC.NASTRAN 이름으로 항공우주산업의 기준
소프트웨어로 자리를 잡고 독보적인 위치를 유지
하였다. 그러다 2002년 미국의 독과점 금지법에
의해 제재를 받아 NASTRAN의 소스코드를 오픈
하였으며, 이때 몇몇 회사들이 독자적으로 수정하
여 현재는 MSC외에 NEi, MD, NX, FX 등의 이름
으로 다양한 버전의 소프트웨어로 판매되고 있다.
임재혁 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 59~67 61
표 1에 나타난 바와 같이 선형/비선형 정적해석 및
동적해석의 다양한 모듈이 잘 개발되어 있으며, 특히
선형해석에 대해서는 업계 최고의 성능을 자랑한다.
또한 내부언어인 DMAP(Direct Matrix Abstraction
Program)을 통해 계산된 행렬을 직접수정이 가능하
기 때문에 산업현장 뿐만 아니라 학계에서도 다양한
활용이 이루어지고 있다[6, 12].
표 1. MSC.NASTRAN의 해석 모듈
ID
Analysis
101
Linear Static
103
Modal
105
Buckling
106
Non-Linear Static
107
Direct Complex Eigenvalue
108
Direct Frequency Response
109
Direct Transient Response
110
Modal Complex Eigenvalue
111
Modal Frequency Response
112
Modal Transient Response
129
Nonlinear Transient
144
Linear Aerodynamics
145
Flutter
153
Non-Linear static coupled with heat
transfer
159
Nonlinear Transient coupled with Heat
transfer
187
Dynamic Design Analysis Method
200
Design Optimization and Sensitivity analysis
400
Non-Linear Static and Dynamic (implicit)
(MSC.NASTRAN native, supersedes 106,
129, 153 and 159)
600
Non-Linear Static and Dynamic (implicit)
(front end to MSC.Marc)
601
Implicit Non-Linear (Adina for NX Nastran)
700
Explicit Non-Linear (LS Dyna)
701
Explicit Non-Linear (Adina NX Nastran)
2.2 비선형해석기 : MARC 및 ABAQUS
MSC.Marc는 런던대학과 브라운 대학에서 연구,
교육했던 P. V. Marcal 교수에 의해 미국에서 개발되
어 1971년 상용화된 이후, 항공 산업, 자동차 산업,
전기/전자 산업 등 여러 산업 분야의 구조해석과 제
조공정의 시뮬레이션에 활용되고 있는 소프트웨어이
다. 1977년 미국원자력위원회(NRC), 미국항공우주국
(NASA)에 채용되어 널리 사용됨으로써 프로그램 신
뢰성이 증명되었다. 특히 접촉, 재료의 탄소성 및 대
변형과 같은 비선형 해석에 탁월할 해석성능을 보이
고, 영역분할법을 이용한 탁월한 병렬처리기능은 대
규모 모델에 대한 빠른 해석이 가능하다.
범용 유한요소해석 소프트웨어 ABAQUS를 개
발한 H.K.S. Inc.는 1978년에 설립되었으며 회사
명은 Dr. David Hibbitt, Dr. Bengt Karlsson과
Dr. Paul Sorensen 3인의 이름으로부터 유래하였
다. Dr. Hibbitt외 2인은 미국 브라운 대학 출신으
로 Marc개발에 참여 한 후 ABAQUS를 개발하였
으며, Dr. Hibbitt은 Marc개발자인 P. V. Marcal
교수의 제자이기도 하다. H.K.S. Inc.는 2005년 10
월 다쏘시스템 시뮬리아로 합병되었다. 주요기능은
ABAQUS/Standard, ABAQUS/Explicit, 전후처리
소프트웨어ABAQUS/CAE로 나뉜다. ABAQUS/
Standard는 다양한 분야에 대한 고급 해석을 위해 만
들어진 내연적 시간적분법(implicit time integration),
ABAQUS/Explicit는 외연적 시간적분법(explicit time
integration)을 이용한 유한요소해석 소프트웨어이다.
ABAQUS/Explicit을 이용하여 비선형성이 강한 과
도동적해석 문제와 접촉이 주된 준정적 비선형 문
제들을 해석할 수 있다. ABAQUS/CAE를 이용하면
ABAQUS 해석 작업의 전 과정을 모니터링 할 수 있
고, Python 언어를 이용하면 사용자의 편의에 맞게
GUI 및 일부 기능 등을 수정할 수도 있다. 두 소프트
웨어 모두 다양한 user subroutine을 보유하고 있어
소프트웨어에서 지원하지 않는 새로운 요소의 개발
및 재료의 구성방정식 등의 구현이 가능하다. 그림 1
은 ABAQUS의 user subroutine을 이용해 확장유한
요소법을 구현하고 요소망의 재구성이 없이 균열진전
해석을 수행한 예이다.
62
임재혁 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 59~67
자료 :http://dilbert.engr.ucdavis.edu/~suku/xfem/papers/xfem-abqefm.pdf
그림 1. ABAQUS의 user subroutine으로 구현한 요소망의 재구
성이 없는 균열진전해석 및 시험결과 비교
2.3 다중물리시스템 해석기 : ANSYS, ADINA
및 COMSOL Multiphysics
다중물리시스템은 작동을 위하여 두 개 이상의 물
리계가 서로 연성이 되어 있는 복합 물리계 시스템을
일컫는다. 대표적으로 기계 분야에서 일반적으로 많
이 연구돼 왔던 열탄성과 유체/구조 연성시스템뿐만
아니라 의료기기나 지능형자동차와 로봇 등에서 사용
되는 다양한 센서와 액추에이터 등을 다중물리시스템
의 특별한 예로 들 수 있다. 이러한 문제의 해결을 위
해서 최근에 ANSYS, ADINA, COMSOL 등에서 기능
을 강화해 나가고 있다[2, 4, 13, 14].
ANSYS는 1970년 공학 분야의 모든 문제를 컴퓨
터를 이용하여 해석하기 위해 John Swanson박사가
개발한 범용 유한요소해석 프로그램이다. 지금은 ANSYS,
Inc. 에서 S/W를 개발, 유지보수를 계속하고 있다. 최
초에는 주로 전력산업과 기계 산업에 이용하기 위해
개발된 제품이었으나, 광범위한 적용을 위해 구조, 열
전달, 유체, 전자기장, 음향, 비선형해석 등의 해석기
능뿐만 아니라 솔리드 모델링 등을 포함한 전처리기,
후처리기, 해석기능이 일체형으로 작성되어 완벽한
프로그램 체계를 구축하고 있다. 유체에 대한 전문적
인 해석 툴은 ANSYS-CFX와 FLUENT 소프트웨
어를 가지고 있으며, 이와 같은 ANSYS의 제품군을
하나의 통합된 시스템에서 실행시키기 위한 환경을 ANSYS
Workbench를 이용하고 제공하고 있다[2].
M.I.T. 교수로 재직 중인 Bathe교수에 의해 1986 년
부터 개발된 ADINA(Automatic Dynamic Incremental
Nonlinear Analysis)는 하나의 프로그램으로 구조, 유
체, 열, 유체/구조 연성, 열/구조 연성 문제를 해석할
수 있는 범용 유한요소 해석 프로그램이다. 특히 유체
/구조 연성문제에 매우 강력한 해법을 제공하는데
ADINA-FSI 모듈을 이용하면 유체와 구조의 경계면
에서의 압력과 변위의 연속조건을 내장된 알고리즘을
통해 자동으로 만족시키고, 유체해석을 통해 구해진
유체력을 구조해석 영역에 전달하고 구조해석을 통해
얻은 구조물의 변형정도를 다시 유체영역으로 전달해
주기 때문에 서로 다른 해석영역을 연관성을 가진 해
석으로 수행할 수 있다.
이런 연성해석을 통해 실제 물리적 현상과 비슷한
해석적 접근이 가능해지고 제품 개발이나 개선에 있어
좀 더 치밀한 설계가 가능하다. 또한 Bathe교수의 명
성으로 결과의 안정성 등에서 높은 평가를 받고 있다.
1998년에 개발된 COMSOL은 스웨덴 출신의 수
학자 Germund Dahlquist와 그 대학원생이 주축이
되어 개발하였으며, 기존의 Fortran을 기반으로 한
소프트웨어와 달리 Matlab에 기반한 프로그램이
며, BLAS와 LAPACK같은 Matlab의 다양한 해석
Library 및 Simulink등과 연동이 되어 그 해석속도가
매우 빠르고, 응용이 광범위하다. 특히, 미리 정의된
식 외에도 사용자가 정의한 편미분방정식으로 구현된
물리현상을 시뮬레이션 할 수 있는 강력한 기능을 제
공한다. 그림 2와 같은 반도체 공정의 고주파유도가
열문제, MEMS 구조물의 해석 등 다양한 다중물리문
제의 해석이 가능하다[14].
자료:http://www.comsol.com/showroom/animations/972/
그림 2. COMSOL을 이용한 반도체공정의
고주파유도 가열해석
임재혁 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 59~67 63
2.4 충돌해석기 : LS-DYNA 및 DYTRAN
보통 충돌해석은 짧은 시간에 두 개 이상의 물체가
접촉 및 동적 대변형을 하는 비선형이 매우 강한 복
잡한 문제이기 때문에 해석시간 및 수렴성이 매우 취
약하다. 이를 해결하기 위하여 특별한 해석기법이 요
구되며, 주로 외연적시간적분법에 기반을 둔 방법들
이 주로 사용된다. LS-DYNA는 1976년 미국의 국립
연구소 Lawrence Livermore에 John O. Hallquist
박사에 의해 주도적으로 개발된 해석프로그램으로 개
발당시 이름은 DYNA3D로 비선형성이 강한 폭발, 접
촉해석 등을 하기 위해 개발되었다. 1988년 LSTC
(Livermore Software Technology Corporation)
를 설립한 이후에 LS-DYNA로 명칭을 정정하였고
최근에는 최신해석기법인 SPH(Smoothed Particle
Hydro Dynamics), EFG(Element Free Galerkin)
을 도입하여, 그 적용분야를 더욱 확장하였다(그림
3 참조).
MSC.DYTRAN은 91년 6월에 공식 상용화 된 패
키지로써 ALE유한요소법을 이용한 고체 유체 및 상
호간의 작용문제 그리고 각종 부품의 동적, 비선형 거
동을 해석하는 3차원 해석 프로그램이다. 외연적시간
적분법을 사용하며 재질과 형상의 비선형성에 대한
시뮬레이션을 가능하게 해준다. 자동차 및 항공우주
산업 충돌문제에 널리 적용되며, 비행기-비행기 충돌
및 비행기-새 충돌 문제 등에 적용된다[6].
자료:http://www.cranfield.ac.uk/soe/departments/simd/stru
ctures/impact/page12269.jsp
그림 3. EFG기법을 이용한 Bird-Airplane Strike 해석
3. 다물체동역학 소프트웨어
다물체동역학은 Lagrange Equation을 바탕으로
운동방정식을 구성하여 시간적분을 통해 물체의 위
치, 속도, 가속도 그리고 조인트에서 발생하는 반력을
계산하는 해석법이다. 초기에는 대상물의 변형을 고
려하지 않고 강체로 가정하여 시스템을 분석하는 강
체동역학(rigid multibody dynamics)에 입각한 해석
을 주로 하여 왔으나, 최근의 컴퓨터성능의 발달 및
엔지니어의 요청에 의해 다물체동역학은 대변형을 다
루는 유연체동역학(flexible multibody dynamics)으
로 발전하고 있다. 이에 따라 소프트웨어의 구성이 유
한요소법에 기반을 둔 구조해석 소프트웨어와 상당부
분 같아지고 있다. 다물체동역학은 1970년대 초부터
본격적인 연구가 시작되었으며, 미국 쪽에서는 이 시
기에 DRAM, DYMAC 등의 프로그램들이 개발되어
사용되다가, 이후 기능이 보완된 ADAMS, DADS,
SIMULINK, SIMPACK등의 소프트웨어 개발되어 자
동차회사에 보급되면서 널리 사용되기 시작되었다.
대상물의 변형을 고려한 기계시스템의 동역학을 다루
는 유연체동역학분야의 연구는 1980년대부터 시작되
었으며 1990년대 후반에 들어오면서 대변형 문제를
다루기 시작하였다. 이로 인해 선형이론에 입각한 모
드좌표는 자연적으로 절점좌표의 사용으로 바뀌어져
갔다. 대변형을 다루면서 절점좌표로 시스템을 모델
링하게 되자 학문의 영역이 구조동역학과 접목되게
된다. 국내에서는 1980년대 후반부터 국외에서 공부
를 마친 연구자들이 귀국하여 이 분야의 연구를 선도
하고 있으며, 한양대학교에서 개발한 RecurDyn이나
DAFUL과 같은 다물체동역학 소프트웨어가 대표적인
예이다. 최근에는 제어시스템의 영향을 고려하기 위
해서 콘트롤러와 다물체동역학을 결합한 연성해석기
술이 도입되고 있는 추세이다. 항공우주산업에는 무
중력상태에서의 로봇팔 및 태양전지판의 전개거동 및
착륙장치의 거동분석에 쓰이고 있다[15, 16].
3.1 ADAMS
가장 사용자가 많은 다물체동역학 프로그램인
ADAMS는 Automatic Dynamics Analysis of Mechanical
64
임재혁 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 59~67
System의 약자로 1977년 미시간대학의 연구진에 의해 개
발되었으며, Euler angle method를 이용해 운동방
정식을 구성한다. 비슷한 시기에 개발된 DADS는
Euler parameter method와 함께 초기에 시장
을 주름잡았으나, 1990년대 중반 사용자 중심의
GUI환경과 Euler angle method가 가지는 해석
속도 및 구속조건 구성방법의 자율성 등의 이점을
살려 독보적인 프로그램으로 발전하였다. ADAMS
Aircraft모듈(그림 4 참조)은 항공기 랜딩기어를 모
델링 및 해석이 용이하게 구성되어 있으며, 2005버
전부터 다양한 주행환경을 taxi mode를 이용해 구현
할 수 있게 되어 있다[6].
3.2 Recurdyn
RecurDyn은 한양대학교 배대성 교수에 의해서 개
발된 상용화된 구조동역학 소프트웨어로 프린터 종이
배급 문제를 해결하여 일본에서 호평 받은바 있고, 미
국과 중국에도 공급되어 많은 사용자를 확보하고 있
다. 주요 특징으로는, 다른 대부분의 프로그램이 절대
좌표계를 사용한 데 반해 상대좌표계를 사용한 최초
의 프로그램으로 월등한 해석능력을 가지고 단시간
내에 해석결과를 산출할 수 있다. 대표적인 장점으로
다양한 접촉을 정의할 수 있는 라이브러리를 제공하
고 쉽게 사용이 가능하다는 점, 동역학 분야에서 해석
접근이 어려운 track, chain, belt 분야 등을 쉽게 모
델링하고 빠른 시간 내에 결과를 얻을 수 있는 toolkit
제공 등을 들 수 있다[10].
자료:http://www.mscsoftware.com/support/library/conf/ada
ms/euro/2000/Aermacchi_Landing_Gear.pdf
그림 4. ADAMS Aircraft를 이용한 Landing Gear해석
4. 최적설계해석 소프트웨어
구조해석분야에서 최적설계의 적용은 CAE기술을
이용해 주어진 물리적 조건에 대해서 구조물의 크기
를 결정해주는 것이다. 특히 항공우주산업에서는 무
게 대비 강성 및 강도가 높은 구조물을 사용해야 하
므로 최근 최적설계이론의 활용도가 높아지고 있다.
치수, 형상, 위상까지 설계변수로 취급이 가능하다.
대표적인 최적설계기능이 지원되는 소프트웨어로는
NASTRAN, ANSYS, Altair-Optistruct, Genesis와
복합재료의 중량절감을 위한 최적설계소프트웨어
HyperSizer가 있다[2, 6, 18, 19, 20].
4.1 Altair-OptiStruct
위상최적설계기법은 1980년도 후반에 Bendsoe
와 Kikuchi가 제안한 후에 여러 가지 물리계가 연성
되어 있는 최적화 문제에 적용되어왔다[17].
자료:http://www.soton.ac.uk/~jps7/Aircraft%20Design%20Re
sources/manufacturing/airbus%20wing%20rib%20design.pdf
그림 5. Altair-Optistruct를 이용한 Airbus A380 날개
앞전의 위상최적설계
자료:http://www.soton.ac.uk/~jps7/Aircraft%20Design%20Resour
ces/manufacturing/airbus%20wing%20rib%20design.pdf
그림 6. 위상최적설계를 통해 완성된 A380 리브
임재혁 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 59~67 65
이 방법은 치수최적화나 형상최적화에 비하여
초기위상이 필요하지 않으면서 최적의 위상을 자
동으로 설계할 수 있기 때문에 치수최적화나 형상최
적화보다 더욱 좋은 설계를 할 수 있는 장점이 있다.
Altair-OptiStruct는 치수, 형상, 위상최적화 기능이 모두
지원되며, Altair Engineering에서는 Altair-OptiStruct
를 이용해 차세대 여객기인 A380의 날개앞전에 혁신적
인 리브설계를 통해 Airbus/BAE Systems사가 항공기
당 500kg의 중량을 감소시키는데 도움을 주었다(그림 5
와 6 참조).
4.2 HyperSizer
HyperSizer(그림 7 참조)는 1995년 미국항공우
주국에서 최적화기법을 이용해 항공분야의 복합재
료 중량절감을 위해 개발한 소프트웨어이다. 초기에
는 ST-SIZE라는 이름으로 개발되었으며, 이후 상
업화되었다. HyperSizer는 CAD 및 CAE 소프트웨
어와의 인터페이스를 통하여 제품의 강건설계를 위
한 최적화를 수행하며, 사용하기 쉽고 편리한 특징
이 있어 광범위한 구조부재의 최적화 설계에 적용
되고 있는 추세이다. 항공우주산업에 널리 사용되는
샌드위치 구조물과 같은 복합재료의 적층방법, 모
재 및 섬유의 종류, 적층각 등의 변수에 따른 구조
물의 무게 및 강성변화를 GUI를 통해 확인이 가능
하다[18].
자료 : http://hypersizer.com/
그림 7. HyperSizer
5. 음향해석 소프트웨어
항공 및 자동차산업에서 승객의 청각적 편안함은
상품판매에 있어서 중요한 장점이 되었으나, 연료절
감을 위한 항공기와 자동차의 무게 절감 노력은 예기
치 않은 소음과 진동을 유발하게 된다. 이러한 소음을
구체화하고 개선하기 위해서 제품의 음향거동을 유발
하는 물리적 현상에 대한 통찰력을 파악하고 다양한
설계 대안을 평가할 수 있는 예측 도구가 요구되고
있다. 구조해석을 위해서 널리 쓰이는 유한요소법은
많은 자유도의 3D모델이 필요하고 방사소음해석을
위한 무한경계조건의 표현이 어려워 음향해석에는 잘
사용되지 않는다. 이러한 해석을 위해 경계요소법 및
통계적 에너지법에 기반을 둔 소프트웨어가 개발되었
다[15]. 대표적인 예로 LMS Virtual Lab acoustics
와 VA One SEA를 소개한다.
5.1 LMS Virtual Lab acoustics
LMS Virtual Lab acoustics는 음향해석을 위해 음
향경계요소법(acoustic Boundary Element Method,
BEM), 다극경계요소법(Fast Multipole Boundary
Element Method, FMBEM)을 이용한 해석기능을 제
공한다. 음향경계요소법은 복잡한 3D 문제를 2D 표
면 차원의 문제로 효과적으로 줄여 음향모델의 형상
과 경계조건(표면음압, 진동속도, 음향 임피던스)으로
부터 관심 있는 위치에서 음향특성(음압, 음향파워,
입자속도, 음향강도)을 예측하는 수치해석적인 방법
이다. 자동차 흡배기계의 소음저감특성, 기계구조물
의 방사소음, 차량실내소음 등 대부분의 음향문제에
쉽게 사용할 수 있다. 진동하는 구조물의 표면만이 음
향모델로 생성되므로 경계요소 모델의 크기는 전형적
으로 수천 개의 요소로 제한되며, 복잡한 3D유한 요
소 모델에 비해서 상대적으로 작아서 검증, 조작, 생
성이 쉽다. 이 감소된 모델은 보다 짧은 시간 내에 결
과를 도출하고 사용자가 음향 설계 성능을 빨리 평가
하도록 돕는다. 다극경계요소법은 이제껏 사용되어
왔던 BEM기술을 보완하여 매우 큰 BEM문제를 계산
할 수 있게 하는 경계요소 계산 기술이다. 즉 고전적
인 경계요소법은 2만 개까지의 절점을 가진 모델을
66
임재혁 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 59~67
자료:http://www.cadgraphics.co.kr/instrument/mech_view.asp?seq=4
68&page=6&SearchPart=BD_SUBJECT&SearchStr
그림 8. VA One SEA로 작성한 hybrid FE-SEA모델
계산할 수 있었지만 FMBEM은100만 개 이상의 절점을
가지는 음향모델을 효과적으로 계산할 수 있다. 이 새로
운 계산 기술은 경계요소법의 범위를 확장하여 더 높은
주파수 영역의 큰 음향문제들을 다룰 수 있어 항공기, 잠
수함, 선박, 대형엔진, 터빈 등과 같은 큰 음향모델을 고
주파 영역까지 신속히 계산할 수 있다. 또한, 음원에 의
해서 구조진동이 발생하는 경량 구조물의 구조/음향 연
성현상을 유한요소법과 연성하중해석을 통해 정확하게
형상화 할 수 있다. 이 방법은 내부 또는 외부 음향 방사
뿐만 아니라 패널의 투과손실, 가전제품의 음질과 방사소
음과 같은 넓은 범위의 응용분야에 적용된다. 그리고,
ABAQUS, ANSYS, CATIA, IDEAS, NASTRAN 등과
같은 CAE소프트웨어와 쉽게 연동되어 실행된다.
5.2 VA One SEA
초기 AutoSEA2라는 이름으로 불렸던 VA One
SEA는 통계적 에너지 해석법(SEA: Statistical Energy
Analysis)을 이용하여 고주파수 대역에서 복잡한 시
스템의 소음/진동 응답을 해석하는 상용 소프트웨어
이다. 유한요소법이나 경계요소법으로는 약 10kHz대
의 고주파수 대역에서 모드 사이의 상호작용을 분석
하기에는 너무 복잡하다. 특히 유한요소법의 경우 고
주파수 대역에서는 유한요소의 크기를 작게 하여야
함에 따라 계산시간이 매우 오래 소요되어 200Hz 이
상의 소음/진동 해석에 적용하기는 곤란하다. 따라서
모드 밀도가 높은 구조물이나 공진 모드의 수가 많은
주파수 대역의 해석을 위에서는 새로운 해석법이 요
구되었고 성공적인 해석법으로 인정된 것이 바로 통
계적 에너지 해석법이다[15, 21].
VA One SEA는 자동차를 비롯하여 철도차량, 항공
기, 선박, 우주선, 발사체, 건축물, 가전제품 등의 다
양한 분야에서 성공적이고 실용적으로 적용되고 있
다. 또한 FEM과 SEA를 연성시키는 hybrid FE-SEA
기법이 세계최초로 개발되어 탑재됨으로써 구조물과
연성된 소음/진동 해석에 있어서도 다양하고 실용적
인 적용이 가능하다(그림 8 참조).
6. 결 론
본 논문에서는 표 2와 같이 항공우주산업에 널리
사용되는 구조해석 소프트웨어의 최신기술동향에 대
해 살펴보았다. 비약적인 컴퓨터 자원 및 알고리즘의
발전에 따라 기존의 항공우주산업에서 수행해오던
선형 및 비선형구조해석, 진동해석, 음향 및 충격해
석, 강체동역학해석 외에 다중물리해석, 유연체동역
학해석, 최적설계기법을 적용한 다양한 설계 및 해석
이 가능해졌다. 이러한 해석기술의 발전은 고제작비
용으로 검증시험에 제약을 받는 항공우주산업에서
보다 다양한 하중조건 및 환경조건에서 시제품의 안
전성 평가가 가능하게 함으로써 임무의 성공확률을
높이는 데 기여를 할 것으로 기대된다. 이러한 새로
운 해석기술의 도입을 위해선 현재 급속도로 바뀌고
있는 구조해석 소프트웨어 동향을 인지 및 분석하고,
항공우주산업의 적용분야를 잘 파악해 사용방법 및
관련 지식을 습득하여 조속히 실무에 적용하는 것이
필요하다.
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항공우주산업기술동향 7권2호 (2009) pp. 68~75
http://library.kari.re.kr
에서 보실 수 있습니다.
산업동향(기술동향)
액체로켓엔진용 밸브의 국내외 개발 동향
이중엽
*, 정태규**1)
The Developing Trend of valves for Liquid Rocket Engine
Joong-Youp Lee
*, Tae-Kyu Jung**
ABSTRACT
Up to date, demands for satellite including communication are increasing. Advanced countries on
space technology such as America, Russia, Europe, Japan, China and so on already had secured
launch vehicle technology which can insert a large class satellite to proper orbit. The introduction of
technologies on the large class launch vehicle including propulsion system is difficult due to the
utilization possibility for defensive reason. The acquisition of indigenous technical expertise on the
design and manufacture of valves is believed to contribute to the successful local development of
valves for propulsion systems and to significant improvement of local technical level of valve design
and development.
This paper introduces current status of valves developed by other countries as well as valves
developed in domestic. The Developed technology of valves may underlie the construction of engine
control systems required for the reliable operation of the KSLV-II engine system and propulsion
system.
초 록
통신을 비롯한 각종 수요로 위성에 대한 수요가 급증하고 있는 가운데 미국, 러시아, 유럽, 일본, 중국 등 우
주기술 분야 선진국에서는 대형 위성을 원하는 궤도에 올릴 수 있는 발사체 기술을 확보하고 있다. 대형 위성
발사체 추진기관 관련 기술은 장거리 미사일을 등 군사적인 목적으로 이용될 가능성과 첨단 기술 유출의 기피
와 같은 문제점으로 기술 도입이 어려운 실정이다. 이를 위해 밸브 국산화 설계 및 시제품 제작을 통한 기술 축
적은 추진기관시스템 밸브 국산화에 기여할 것이며 국내 밸브 설계 및 개발 수준 향상에 크게 기여할 것이다.
본 논문에서는 해외에서 개발된 밸브들과 국내에서 개발된 밸브들의 현황을 소개 한다. 밸브 개발 기술은
KSLV-II 엔진시스템 및 추진기관의 안정적인 운용에 필요한 엔진 제어 시스템 구성에 기초가 될 것이다.
Key Words : On/Off valve(개폐밸브), Control valve(제어밸브)
* 이중엽, 한국항공우주연구원 우주응용미래기술센터 발사체미래기술팀
leejy@kari.re.kr
** 정태규, 한국항공우주연구원 우주응용미래기술센터 발사체미래기술팀
kjung@kari.re.kr
이중엽 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 68~75 69
1. 서론
현재 우주개발선진국의 발전과정을 살펴보면, 러시
아의 경우 1920년대 후반에 레닌그라드에 가스역학
연구소를 설립함으로써 로켓 엔진 개발을 시작하였으
며, 미국의 경우 케네디 대통령이 아폴로 계획을 직접
지시하여 성공함으로써 우주 개발이 본격화되었다
[1]. 프랑스는 드골 대통령이 우주기술개발을 국가
정책 기조로 삼음으로써 현재 우주 선진국 대열에 합
류하게 되었으며, 일본은 1960년대 후반부터 매년 엄
청난 자본을 투자하여 자체적으로 로켓을 개발하는
노력을 통해 우주 시장에 본격적으로 진입하게 되었
다. 이들 우주기술선진국들의 경우에는 델타(Delta),
아트라스(Atlas), 타이탄(Titan), 프로톤(Proton), 앙
가라(Angara), 아리아(Arian) 계열의 위성 발사체를
사용하여 이미 원하는 궤도에 인공위성을 진입시킬
수 있는 기술력을 보유하고 있으며, 완벽한 추진기관
시스템을 구축하였다고 판단된다.
주로 러시아와 미국 및 유럽을 중심으로 2차 대전
이후 군사적 목적으로 밸브제어기술에 대한 연구가
수행되었으며, 극저온 추진제를 이용한 액체로켓을
개발하면서 평화적 용도로 전환되었다. 유럽의 경우
독일의 아스트리윰(Astrium)사와 벨기에의 테크스페
이스 에어로(Techspace-aero)사가 경쟁관계에서 신
기술 개발에 주력하고 있으며, 각각 아리안 5의 새 엔
진모델에 자사의 신모델 밸브 적용을 위해 경주하고
있다[1]. 미국은 철저한 보안 속에 세계 최고의 기술
력을 바탕으로 밸브를 개발하고 있으며 러시아 및 우
크라이나의 경우에도 독자적인 밸브 개발을 수행하고
있다. 현재 해외 업체의 기술수준은 안정화 단계에 접
어들었으며 경량화, 고신뢰화, 비용절감의 추세로 가
고 있다.
국내의 민간 로켓 분야의 연구 개발은 1980년대
후반부터 시작하여 1993년 1단형 고체 추진 과학 로
켓인 KSR-I 개발 발사 시험을 성공한 것이 시발점이
라고 볼 수 있으며, 이후 2단형 고체 추진 과학 로켓
인 KSR-II를 개발하여 자체적으로 발사 시험함으로
써 고체 로켓 시스템 설계 분야에 있어서는 어느 정
도 기술력을 확보한 상황이라 판단할 수 있다[1]. 그
러나 고체 로켓의 경우는 비추력이 낮고 발사체를 정
확한 위치에 올릴 수 없는 단점이 있기 때문에 액체
추진제를 이용한 로켓 개발은 위성발사체 개발을 위
해 필수적이라 볼 수 있다. 현재 국내 최초로 액체 추
진 기관을 이용한 로켓인 KSR-III를 개발하였고, 일
정하게 가압하여 추진제를 공급하는 수동제어 방식을
채택하고 있다. 2009년도 중반에 발사된 KSLV-I의
1단 추진기관은 러시아로부터 도입되었고, 2단 고체
킥모터를 사용된 관계로 발사체를 위한 고추력의 1단
부에 액체 추진기관 시스템을 국내기술로 개발하여
적용한 바는 아직 없다. 그림 1은 가스발생기를 이용
하는 개방형 엔진 사이클 방식의 개략도이다.
그림 1. 가스발생기 개방사이클 엔진
① - 연소기용 산화제 개폐밸브, ② 가스발생기용 산화제
개폐밸브, ③ 가스발생기용 연료 개폐밸브, ④ 연소기용
연료 개폐밸브
대형 위성을 원하는 궤도에 진입시키기 위해서는
추진기관의 여러 가지 하드웨어가 적절한 조합을 이
루며 성능을 발휘해야한다. 그 중에서도 엔진공급 시
스템의 각종 밸브들을 이용하여 대유량의 연료 및 산
화제를 안정적으로 제어/공급할 수 있는 능력은 곧
원하는 궤도에 발사체를 진입시킬 수 있는 중요한 기
술 요건 중에 하나다. 특히 초기 액체로켓 엔진 점화
와 마지막 단분리 당시의 사이크로그램(Cyclogram)
에 의한 하드웨어 밸브들의 적절히 운용될 수 있기
위한 기술 확보는 우리가 앞으로 취해야 할 중요한
기술 분야다.
70 이중엽 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 68~75
표 1. 연소기용 산화제 개폐밸브
Techspace Aero
Yuzhnoye
개발품
사용 유체
액체산소, 액체수소
액체산소
액체산소
최소 운용 온도
20 K
90 K
90 K
최대 운용 압력
207 bar
300 bar
101 bar
최대 운용 유량
230 kg/s
17 kg/s
173 kg/s
응답 시간
0.1 ~ 1.5 sec
~0.03n sec
0.1 ~ 1 sec
무게
33 kg
8 kg
21 kg
입/출구 직경
65 mm
30 mm
100 mm
밸브구동압력
70 bar @He
230 bar @He
70 bar @He
이러한 거대 액체 로켓을 안정적인 발사와 동시에
최종 목표점에 도달하기 위해서 요소요소의 밸브들이
불안정한 환경 조건에서도 충실히 요구도에 만족할
수 있어야 한다. 이와 더불어 밸브의 가장 기본이 되
는 유동을 차단하고 유동량을 제어할 수 있어야 하고,
사용되는 유체가 원치 않는 부분으로 누설 또한 발생
되면 안 된다. 뿐만 아니라 로켓의 구조비를 맞추기
위하여 개발프로그램 당시 단품들의 무게 감량은 필
수적인 제한조건에 포함된다.
본 동향에서는 벨기에의 테크스페이스 에어로사와
우크라이나의 유즈노이사의 대표적인 결과물들을 중
심으로 한국형 발사체를 위한 현재의 밸브 개발현황
을 비교 및 소개한다. 특히 엔진공급계에는 여러 종류
기능 및 크기를 가지는 밸브들이 존재하나 그 중 가
장 대표적인 밸브들 위주로 다루도록 한다.
2. 해외 및 국내 밸브의 개발 사례
2.1 개폐밸브
로켓 추진시스템에서의 종단 밸브는 로켓에 쓰이는
극저온 산화제인 액체 산소와 상온의 연료인 케로신
을 연소기 매니폴드 전단에서 유로 개폐가 가능하도
록 하는 기능을 가지고 있다. 이 기능을 통해 고압/극
저온 액체 산소 및 연료의 공급을 제어하여 엔진 점화
와 연소 중단이 가능하도록 작동한다. 특히 산화제라
인에 사용되는 유체가 액체산소(비점 ; -183℃)인 관계
로 각 적용부의 저온 환경은 기계의 정상적인 작동과 구
조물의 재질에 영향을 미치므로 일반적인 유압 밸브
와는 매우 다른 특징 및 고난이도 소요기술을 필요로
하는 제품을 개발 적용해야 한다[2].
그림 2. 연소기용 산화제 개폐밸브 (기밀시험 수행)
그림 3. LN2 환경에서 극저온 기밀시험
(연소기용 산화제 개폐밸브)
이중엽 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 68~75 71
2.1.1 연소기용 산화제 개폐밸브
국내에서 현재 개발이 이루어진 연소기용 메인 산
화제 개폐밸브는 평상시 닫힘 형태(Normal Close
type)로 70bar의 밸브 구동압(Pilot pressure)에 의
해 밸브가 작동 된다. 그림 2의 연소기용 산화제 개폐
밸브 시제품은 그림 1에서 ①에 해당된다. 밸브 구동
압에 의해 피스톤(Piston)과 포핏(Poppet)이 움직이
고 입구와 출구의 유로가 연결되어 밸브의 유로부는
열림 상태가 된다. 밸브를 닫힘 상태로 회복하려면 밸
브 구동압을 설정압 이하로 배출을 수행하면 힘 균형
이 깨지면서 스프링의 힘에 의해 밸브는 닫히게 된다.
그림 4. 극저온용 개폐밸브
(Techspace-aero ; 벨기에)
개폐 밸브의 특징으로는 밸브 구동압에 의해 밸브
를 개폐를 할 수 있다는 것과 밸브 구동압에 의한 피
스톤의 과도응답으로 야기될 수 있는 시스템 충격을
슬리브(Sleeve)의 마찰력으로 방지할 수 있다는 것이
다. 동시에 포핏 몸체(Poppet Body)와 피스톤이 분
리되는 것을 방지한다. 피스톤을 통한 헬륨 누설과 피
스톤 로드를 통한 산화제 누설은 배유 연결 배관으로
흘러간다. 이 밸브의 위치는 엔진작동의 전체 시간 동
안 동일하게 유지된다[2]. 스프링에 의한 힘, 유체의
압력 그리고 밸브 구동압에 의한 합산 된 힘을 계산
하여 대략적인 작동 특성을 예측할 수 있다.
그림 5. 극저온용 개폐밸브
(Yuzhnoye ; 우크라이나)
그림 3에서는 연소기용 산화제 개폐밸브에 대한
극저온 기밀시험 장면을 볼 수 있다. 냉각을 위한
유체는 불활성이면서 액체산소와 비점이 유사한
액체 질소를 사용하는데, 개발단계에서는 실제 매
질인 산화제를 흘려서 시험하기 보다는, 실제 상황
과 유사하도록 밸브 외피를 극저온 환경에 노출되
도록 하고 금속부분이 액체 질소에 의해 냉각된 온
도만큼 열전달이 충분히 이루어진 다음, 요구되는
외부 및 내부 기밀시험을 수행한다. 극저온 기밀시
험을 위해 사용되는 기체는 임계온도가 액체질소
보다 낮은 헬륨가스를 이용한다. 모든 재료는 온도
가 내려가면 그 특성이 변하는 관계로 적절한 재료
확보 및 재료의 가공 기술은 극저온용 단품을 개발
하기 위한 기초적이면서 중요한 부분을 차지하게
된다.
그림 4와 그림 5는 유럽과 러시아를 대표하는 해
외사례밸브이다. 특히 그림 4는 Vulcain 연소기 추
진제 차단용 개폐 밸브이다. 표 1에서는 엔진공급계
용으로 사용되는 밸브 중, 극저온이면서 고압, 고유
량에 적용된바가 있는 사례들을 비교 및 분석 한 것
이다.
2.1.2 가스발생기용 산화제 개폐밸브
가스발생기용 산화제 개폐밸브는 추진기관 엔
진공급계에서 가스발생기로 유입되는 추진제 중
산화제 개폐를 목적으로 한다.
72 이중엽 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 68~75
표 2. 가스발생기용 산화제 개폐밸브
개발품
사용 유체
액체산소
최소 운용 온도
90 K
최대 운용 압력
113 bar
최대 운용 유량
3 kg/s
응답 시간
0.1 ~ 1 sec
무게
~ 2 kg
입/출구 직경
~ 20 mm
밸브구동압력
70 bar @He
그림 6. LN2 환경에서 극저온 기밀시험 (가스발생기용
산화제 개폐밸브)
그림 1에서 ②에 해당된다. 산화제로는 연소기용
산화제 개폐밸브와 동일하게 액체산소(LOX)를 사용
하며, 작동유체의 정격압력은 75bar이다. 가스발생기
는 터보펌프 (T.P.U. ; Turbo Pump Unit)의 터빈을
회전시켜 축회전력을 생성하며, 동일한 축선상의 회전
력을 이용하여 각 펌프로 토크를 전달하는 방식을 이
용함으로서 회전체 펌프에서 발생된 토출 추진제 유
량 및 압력의 제어를 통해 연소기의 점화와 연소를 통
해 최종 주추력을 발생시키게 된다. 추력의 발생을 위
한 일련의 과정 중 가스발생기의 추진제 유체제어를
위한 가스발생기의 산화제 개폐밸브는 고압의 산화제
를 안정하게 개폐할 수 있어야 하며, 밸브의 내부누설
이 엄격히 구속되어야 하는 기술적 특징을 보인다.
그림 6은 현재 개발 중에 있는 가스발생기용 산화
제 개폐밸브의 극저온 기밀시험을 수행하는 모습이
다. 개발을 위한 요구도는 표 2에서 제시되어 있다.
2.1.3 연소기용 연료 개폐밸브
표 3. 연소기용 연료 개폐밸브
개발품
사용 유체
캐로신
최소 운용 온도
상온
최대 운용 압력
128 bar
최대 운용 유량
71 kg/s
응답 시간
0.1 ~ 1 sec
무게
~ 10 kg
입/출구 직경
~ 100 mm
밸브구동압력
70 bar @He
그림 7. 연소기용 연료 개폐밸브
연소기용 연료 개폐밸브는 연소기용 산화제 개폐밸
브와 유사하며 터보펌프에서 토출되는 고압/고유량 연
료(Kerosene)를 최종 연소기로 주입 전에 공급 및 차
단을 수행한다. 사용유체가 저온부터 상온용 탄화수소
계열의 케로신을 사용하는 관계로 극저온 산화제 밸브
의 개발 난이도 보다는 상대적으로 적다고 할 수 있다.
특징으로는 밸브구동압력에 의해 포핏이 열리고
입구부와 출구부에 유동이 발생된다. 이 때 불필요한
누설이나 오작동을 막기 위해 밸브구동압력을 제거하
지만 스프링의 힘균형에 의해 포핏은 닫히지 않고 유
지되다가 터보펌프에서 발생되는 토출압력이 일정 압
력 이하로 하강되면 스프링힘에 의해 포핏이 닫히는
이중엽 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 68~75 73
구조로 제작된다. 그림 1에서 ④에 위치한다. 개발을
위한 요구도는 표 3에서 확인 할 수 있다.
2.1.4 가스발생기용 연료 개폐밸브
표 4. 가스발생기용 연료 개폐밸브
개발품
사용 유체
캐로신
최소 운용 온도
상온
최대 운용 압력
140 bar
최대 운용 유량
10 kg/s
응답 시간
0.1 ~ 1 sec
무게
~ 3.5 kg
입/출구 직경
~ 40 mm
밸브구동압력
70 bar @He
그림 8. 가스발생기용 연료 개폐밸브
가스발생기용 연료 개폐밸브는 가스발생기용
산화제 개폐밸브와 유사하며, 터보펌프에서 토출
된 연료는 대부분 연소기에서 소비되지만 그 중
일부를 바이페스를 시켜 가스발생기 연소실로 보
내지게 되는데, 이때 연료(Kerosene)를 가스발생
기로 주입 전에 공급 및 차단하는 역할을 수행한
다. 밸브의 동작 특성은 연소기용 연료 개폐밸브
와 동일하다. 그림 1에서 ③에 위치한다. 표 4에서
가스발생기용 연료 개폐밸브의 요구도를 확인 할
수 있다.
2.2 제어밸브
일반적으로 정확하게 계산된 비행궤도를 따라 로
켓을 최종 목표 지점까지 올리는 일은 로켓의 무게
중심을 변화시키는 방법으로는 어렵다. 이러한 방법
은 추력이 일정하다는 가정 하에서 엔진 동작 시간을
정확하게 분배함으로써 비추력을 조절하는 것이다.
그러나 지상으로부터 원하는 비행 고도까지는 주위의
온도와 압력이 크게 변화하기 때문에 추력 또한 변하
게 된다. 엔진 내부 제어시스템은 외부 환경에 대한
영향을 고려하지 않기 때문에 변화된 추력에 대한 보
정을 할 수 없고, 따라서 원하는 위치에 로켓을 도달
시키는 것이 어렵다[3].
궤도의 최종 목표 지점에서 로켓의 최종 변수들을
정확하게 계산하기 위해서는 로켓의 최종 지점을 통
제할 수 있는 특수한 통제시스템이 필요하며, 통제시
스템의 요소 중 일부에 조절 밸브들이 포함된다. 로켓
엔진 통제시스템을 제어 목적에 따라 비행 제어시스
템과 엔진 제어시스템으로 구분할 수 있으며, 추력제
어시스템과 추진제 소진제어시스템은 각각 엔진 제어
와 비행 제어에 속하는 대표적인 추진기관 제어시스
템이다.
작동원리로는 원통형 관(sleeve with rack)이 모
터와 연결된 구동축(roller-pinion)의 회전에 따라 좌,
우로 이동하면 가변 플런저(profiled plunger)와의 유
로면적이 변하면서 입구와 출구 사이의 압력 저항 값
이 변하게 되어 유량을 조절할 수 있다. 이러한 형태
의 유량제어밸브의 최대 장점은 볼 타입 밸브(Ball
valve)나 글러브 타입 밸브(Globe valve), 버터플라
이 밸브(Butterfly valve)에서 발생하는 유동력이 발
생하지 않기 때문에 유량을 조절하기 위한 액추에이
터인 모터의 구동력이 가장 적게 요구된다. 따라서
모터의 크기 및 전력 손실이 작아지므로 발사체용으
로 사용하기에 적당하다. 또한 유량조절 능력도 다른
타입의 밸브와 비교해서 손색이 없기 때문에 현재까
지 알려진 제어밸브 형식으로는 최적의 설계개념이
다[3].
74 이중엽 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 68~75
표 5. 제어밸브의 액추에이터
Yuzhnoye
개발품
모터 타입
DC Motor (Blush)
Blushless DC Motor
이중화
Motor 2개 병렬 연결
Motor 2개 병렬 연결
전원
24 VDC
27 VDC
모터 토크
0.037 Nm (Stall Torque)
0.025 Nm 이상
무게
약 2 kg
0.5 kg 이하
밸브개도
위치파악
Potentiometer
Encoder 또는
Potentiometer
Open 시간
약 60 초
10~30 초
발사체에 적용되는 부품의 경우에는 신뢰성 및
구성품의 무게 등이 중요하므로 최적화된 설계가
요구된다. 또한 제어밸브의 시제품 개발에 있어서
지상시험 조건뿐만 아니라 비행 시의 환경에 대해
서도 성능의 저하 없이 본래의 기능을 충족시켜야
하므로 지상에서의 기능시험 뿐만이 아니라 임무
에 맞는 조건에서의 환경시험이 현재 이루어지고
있다[4].
2.2.1 제어밸브의 해외밸브 사례
비행용으로 개발 된 제어밸브를 유럽에서는 동축
형 포핏 밸브(co-axial inline poppet valve)라고 부
르고 러시아권 국가에서는 플런저 (plunger valve)라
고 부른다. 제닛(Zenit) 발사체 2단의 추력 및 공연비
제어밸브로 사용되는 밸브와 같은 종류의 제어밸브이
다[3].
보통 유로부가 축소되는 오리피스 또는 밸브구조
에서 형상에 따른 고유유량특성을 가지는데 가변하
는 제어밸브의 경우 밸브 개도에 따라 각기 유량특
성이 달리 분포하게 된다. 이 특성은 플런저의 프로
파일에 따라 변하게 된다. 그림 9에서 EMA(Electro
-mechanical actuator)는 제어밸브의 유로 파트와
연결되어 슬리브(sleeve)를 이동하여 추진제 유량을
조절하는 역할을 하며 그림 9의 위/왼쪽편의 실린더
모양의 함이 DC 모터와 감속 기어 장치 및 위치센
서가 내부에 장착되어 연동된다. 표 5는 제어밸브의
모터식 액추에이터를 비교 한 것이고, 표 6은 모터
에 의해서 구동되는 밸브 조합체 전체를 나타낸 것
이다.
А
304
∅
145
А
∅
26
∅
31
∅
29
∅
26
Steel 12Х18Н10Т
Steel 12Х18Н10Т
203
그림 9. 유즈노이 연료용 제어밸브
이중엽 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 68~75 75
표 6. 유량 제어밸브의 비교
Techspace Aero
Yuzhnoye
개발품
사용유체
액체산소
케로신
액체산소
운용온도
90 K
223-323 K
90 K
최대운용압력
200 bar
230 bar
180 bar
무게
<7 kg
4.5 kg
<1.5
입/출구 직경
20 mm
26 mm
10 mm
RPS
450°/s
9.8°/s
9.2°/s
운용 전압
28 or 50 VDC
27 VDC
24 VDC
2.2.2 제어밸브의 국내개발
그림 10. 가스발생기용 산화제 제어밸브
자립화를 위한 국내 제어밸브 개발은 우주발사체
추진기관 구성품의 국산화를 위한 선행 연구로서 발
사체 추진기관용 제어밸브의 개발을 목표로 한다.
그림 10은 현재 개발이 진행중인 제어밸브의 외관
형상이다. 최초 1차 시제품은 유즈노이의 제어밸브처
럼 연료 라인이 아닌 산화제 라인에 적용되었으며 테
크스페이스 에어로사의 제어밸브와 유사하게 적용된
다. 또한 그림 10의 제어밸브의 용도는 가스발생기로
입력되는 산화제를 제어함으로써 최종 목적인 엔진의
추력제어를 수행한다. 추력제어밸브 시제품 개발에
있어서 핵심요소는 극저온(90K)에서 기밀 유지 및 정
상적으로 작동해야 하고 발사체에서 요구되는 성능을
엄격하게 충족시켜야 하는 특징이 있다[4]. 극저온
기밀 유지 및 정상작동 외의 밸브의 주요 특성에는
동축형 포피밸브, 등 비율 고유유량특성, 랙과 피니언
(Rack & Pinion) 구동 방식이 있으며 2개 모터의 병
렬 연결로 예비 확보 등으로 구성 되어 있다.
참고문헌
1. 오승협 외, “로켓엔지 추력제어기술 개발”, 발사체용 추진
기관 성능개량 탐색연구, 제1차년도 보고서 (E03530),
2003
2. (주) 한화, 극저온 산화제 개폐밸브 개발 및 인증시험보고서,
2008
3. 김영목 외, “로켓엔진 추력제어기술 개발”, 발사체용 추진
기관 성능개량 탐색연구, 제3차년도 보고서 (E05530),
2005
4. (주) 한화, 추력제어밸브 Phase II 설계 보고서, 2007
항공우주산업기술동향 7권2호 (2009) pp. 76~84
http://library.kari.re.kr
에서 보실 수 있습니다.
기술동향
우주비행체용 세라믹 복합재료 해외기술 동향
이호성
*
*
Current Status of Ceramic Composites Technology
for Space Vehicle
Ho-Sung Lee
*
ABSTRACT
In this review an attempt is made to give the background to the current trends in foreign
developments in the ceramic matrix composites for space vehicles. The lightweight and high
temperature specific modulus properties of ceramic composites have continued to develop for
designing advanced propulsion structures and for increasing space vehicle performances. Those
applications require advanced materials with good resistance to high temperatures, to oxidation
environments and to mechanical stresses. The advantages of ceramic matrix composites are the low
specific weight, the high specific strength over a wide temperature ranges, and their good damage
tolerance compared to tungsten, pyrographites and polycrystalline graphites. Due to these advantages
ceramic matrix composites are currently used in rocket engine chamber, nozzle, solar array, radar
antenna, mirror support structures, hypersonic leading edge articles, heat shields, reentry vehicle
nose tips, and radiators for spacecraft.
Various processes are discussed together with examples of current application so that some of
the advanced technologies can be possibly applied to Korean space technology.
초 록
본 논문에서는 우주비행체에 사용하는 세라믹 복합재료의 기술개발에 대한 외국의 현황을 검토하였다.
우주선진국에서는 세라믹 복합재료의 경량 및 우수한 고온 특성을 이용하기 위해 최첨단 엔진구조물에 적용
하여 우주비행체의 성능을 향상시키기 위하여 많이 사용해왔다. 특히 내열성, 내산화성 그리고 고온에서의 높
은 강도가 요구되는 우주비행체에 적합하여, 로켓엔진챔버, 노즐, 태양판, 레이더안테나, 우주반사경 구조물,
초음속비행체 선단부, 재진입비행체의 노즈팁, 그리고 우주비행체의 방열판등에 사용하고 있다. 이러한 부품을
제작하기 위한 공정기술과 현재의 응용사례를 제시되어 향후 국내의 우주개발사업에 적용될 수 있도록 하였다.
Key Words : Ceramic Matrix Composites(세라믹기지 복합재료), Carbon Composites(탄소복합재료),
Space Technology(우주기술), Silicon Carbide(탄화규소),
* 이호성, 한국항공우주연구원 우주응용미래기술센터 발사체미래기술팀
hslee@kari.re.kr
이호성 / 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 76~84 77
1. 서 론
우주항공용 부품의 경량화를 위하여 복합재료가
폭 넓게 사용되고 있으며, 일반적으로 우주항공용으
로 많이 알려진 복합재료는 PMC(Polymer Matrix
Composites) 이지만 고온에서 사용하기 어려운 단점
이 있다. 따라서 니켈, 크롬, 그리고 티타늄 합금이 로
켓 모터나 터빈엔진의 고온 부위에 사용해 왔다. 그러
나 최근에는 CMC(Ceramic Matrix Composites)을
사용하여 열보호는 물론 무게도 50% 정도 절감하고
있다. 고온에서 사용할 수 있는 재료로서 일반 세라믹
소재는 고강도, 저밀도, 내마모성, 그리고 화학적인
안정성 등의 장점이 있으나, 특성상 결함에 취약하고
특히 취성 파괴가 일어나기 쉬우므로 직접 사용이
어렵다. 따라서 이러한 특성 보완이 가능한 세라믹
섬유가 강화된 세라믹 복합재료가 주목 받고 있으
며, 대표적인 비산화물계 세라믹 기지상 복합소재
(Non-oxide Ceramic Matrix Composites)로서 탄
소 섬유 (carbon fiber)나 탄화규소 섬유 (SiC fiber)
로 강화된 탄소-탄소 복합재료(C-C Composites), 또
는 탄화규소 복합재료 (SiC-SiC Composite)가 있다.
일반적인 세라믹재료의 파괴인성(Fracture Toughness)
는 상변화로 강화한 일부를 제외하면, 5MPa√m 을 넘
기 힘들다. 그러나 화이버 종류에 따라 거의 금속과 같
은 30MPa√m 의 파괴인성을 보여주는 세라믹 복합재료
도 있다[1].
초고속으로 비행하는 우주비행체에 사용하는 재료
시스템은 고온에서 높은 강도를 유지해야 하며, 가볍
고, 인성이 높으며 환경에 견디어야 한다. 그림 1[2]
에 재료비강도(Material Specific Strength)와 사용
온도와의 관계가 나와있다. 고온에서 높은 비강도를
가진 재료를 목표로 하면, 그림의 오른쪽 상부 부분이
된다. 티타늄, superalloy, 또는 금속기지 복합재료
(MMC, Metal Matrix Composite)이 높은 비강도를
보여주지만 사용할 수 있는 온도가 1000℃이하이다.
그러나 세라믹 복합재료의 경우 그림 1에서 볼 수 있
는바와 같이, 높은 온도에서도 상당히 비강도를 유지
하므로 차세대 재료시스템으로 개발되고 있다.
우리나라의 경우에는 세라믹 복합재료 기술이 초
보단계이지만, 해외의 우주선진국에서는 이미 성숙한
기술로서 탄소-탄소 복합재료를 지난 30여년간 사용
해 왔다. 그러나 관련기술은 ICBM(대륙간 탄도미사
일, Intercontinental Ballistic Missile)등에 사용될 수
있는 기술로서 MTCR (Missile Technology Control
Regime, 미사일 기술 통제 체제)로 엄격히 규제되어
있다[3].
탄소기지에 탄소섬유가 보강된 탄소-탄소(C/C) 복
합재료는 2000℃ 이상의 비산화성 환경에서 고내열
성, 고강도, 그리고 내열 충격성을 보여주며, 비강성
도 높아서 경량화 측면에서도 또한 우수한 재료다. 따
라서 고온 산화분위기에서 사용하기 위하여 C/C 복
합재료 표면에 산소와 접촉을 차단할 수 있도록 내산
화 코팅기술, 또는 탄소 기지를 내산화성이 우수한
SiC로 대체하기 위한 SiC 복합재료 제조기술 등이 중
요한 연구개발 분야다.
그림 1. 온도에 따라 사용 가능한 재료의 비강도[2]
세라믹 복합재료는 이러한 고온에서의 기계적 특
성 뿐만이 아니라, 고온 환경에 대하여 치수 안정성을
갖고 있다는 것이 장점중의 하나이다. 0K에서 1800K
의 넓은 범위에서 SiC 재료는 안정된 광학특성 및 열
물성을 보여주며, 이러한 우수한 광학특성과 구조특
성으로 인하여 SiC복합재료는 가시광선이나 적외선
파장을 이용한 우주용 망원경의 제작에 적합하다[4].
탄소-탄소 복합재료의 경우에는 상온에서의 강
도를 거의 2225℃까지 유지할 수 있으며 복잡한
형상도 제작이 가능하여 행성간 우주탐사선의 원자로
(Space Nuclear Reactor)에 사용될 수 있다. 탄소-
78
이호성 / 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 76~84
탄소 복합재료의 장점은 고온강도를 유지하고, 큰 열
구배를 견딜 수 있고, 열팽창이 거의 zero에 가깝게
설계할 수 있으므로 열응력을 최소화 하며, 충격에 견
디며 부품 제작이 가능하다는 것이다[5].
대표적인 제작사로는 ECM, Hitco, SGL Carbon
Group, SIGB, BOOSTEC, Ceramic Composites,
SAFRAN, Honeywell Advanced Composites,
Hyper-Therm, Ultramet, Systerials, Textron,
Composites Optics 등이 있다.
2. 제조공정
세라믹 복합재료 제조 방법으로 가스상 공정으로
화학기상침투 (CVI, Chemical Vapor Infiltration) 기술,
직접 금속산화(DIMOXTM, Directed Metal Oxidation),
Polymer-derived Ceramics, 액상 공정으로 액상실리
콘침투법 (LSI, Liquid Silicon Infiltration) 또는 용융
침투법(MI, Melt Infiltration) 기술과 고분자침투열분
해법(PIP, Polymer Impregnation and Pyrolysis)
기술이 있으며, 고온∙고압에서소결과 hot-pressing을 이용하
거나 열분해 또는 CVD (Chemical Vapor Deposition)
를 통한 복합재료 제조 방법 들이 있다[1,6-8].
세라믹 복합재료 제조기술 중 일부는 이미 상용
화가 되어 수량과 형상에 따라 각기 다른 제조방법
을 사용할 수 있다. CVI 방법의 경우 Isothermal,
Thermal Gradient, Isothermal-forced Flow, Thermal
Gradient-Forced Flow 그리고 Pulsed Flow 방법
등 대표적으로 5가지의 방법이 있으나 현재 상업적으
로 가능한 기술은 Isothermal 방식이고, 나머지 다른
방법은 부품 수나 부품 형상에 따라 적용하기 곤란하
며 특수 장비 및 공정이 요구되고 있어 상업적으로
사용하기 위해서는 더 개발되어야 한다. Isothermal
방법은 기체상태의 반응물이 화학적인 확산에 의해
preform과 반응하며 밀도를 높이기 위하여 Deposition
속도를 높여야 한다. 이 기술은 원자로 반응기(nuclear
reactor) 소재로 개발되기 시작하여 현재에는 우주항
공용 복합소재로 적용하기 위한 시도가 광범위하게
진행되고 있으나, 제조되는 복합소재가 저온 공정온
도, 우수한 열 및 방사능 저항성, 높은 인장강도 및 강
성 등의 장점을 가지고 있는 반면, 섬유 증착속도가
느리고, 낮은 치밀화에 따른 잔류 기공 내재, 증착 두
께의 한계, 장시간의 제조공정 시간으로 인한 낮은 생
산성 등으로 인하여 제조단가가 매우 높은 단점이 있
다. 또한 고가의 장비를 사용하여야 하며, 3차원의 복
잡한 형상의 대형 제품을 제조하기에 한계가 있으므
로 항공우주용으로 상용화 하기에는 지속적인 연구개
발이 필요하다.
그림 2. 용융침투 공정도[1]
용융침투(MI, Melt Infiltration) 기술은 용융 금속
실리콘을 탄소-탄소 기지상에 침투시켜 탄소 섬유강
화 탄화규소(C-SiC) 복합재료를 제조하는 기술이다.
그림 2의 공정을 보면 계면코팅(Interface Coating)
단계에서는 화이버와 기지간의 원활한 하중이동을 위
하여 BN이나 탄소 코팅이 필요하며, 고온의 용융금
속으로부터 화이버와 계면을 보호하기 위한 차폐코팅
(Barrier Coating)이 필요하다. 본 기술의 단점은 제
조된 복합소재 기지상 내에 잔류 free Si이 존재하며,
또한 미반응 탄소 성분이 존재할 수 있는 가능성과
탄소와 용융 실리콘과의 반응 시 발생하는 발열반응
에 의해 탄소 섬유나 탄화규소 섬유가 손상을 당하여
기계적이나 열적 특성이 저하된다는 것이다. 그러나
높은 소결밀도와 낮은 기공율에 따른 치밀화가 가능
하며, 우수한 열전도도 특성을 갖는 복합소재를 빠른
공정시간으로 제조할 수 있기 때문에 제조단가가 낮
이호성 / 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 76~84 79
으며, 생산성이 우수한 장점이 있다. 또한 저가의 진
공장비를 사용하여 3차원의 형상이 복잡하고 대형인
제품을 제조할 수 있는 특징이 있다.
직접 금속산화(DIMOXTM, Directed Metal
Oxidation)방법은 용융금속을 산화물과 직접 반
응시켜서 세라믹 복합재료의 기지를 제작하는 방
법으로 대표적인 재료는 산화알루미늄이지만 AlN
(aluminum nitride)와 Si3N4(silicon nitride)계를 제
작하려고 노력 중이다. DIMOXTM 기술은 미국의
Honeywell Advanced Composites, Inc. 사에서 독
점기술을 가지고 있다[9].
Sol-Gel 공정은 유동성을 띤 solution 로부터 반고
체와 같은 점탄성 특성을 나타내는 gelation으로 화
학적인 합성을 통하여 세라믹이나 유리를 만드는 기
술이다. 보다 순수한 재료를 이용할 수 있고, 균일성
을 향상시킬 수 있을 뿐 아니라 다양한 복합체도 넓
은 범위에서 반응을 유도할 수 있다는 장점을 가지고
있어 많은 연구가 진행되고 있다. Silica와 Alumina에
많이 사용되고 있으며, mullite을 제작할 때 사용하
며, 대표적인 재료는 Grace에서 제작한 Ludoxtm으
로 amorphous silica sphere를 포함하고 있다[10].
Nyacol 사에서는 alumina, ceria, 그리고 zirconia
sols을 생산하고 있다[11].
Sol-Gel 공정의 가장 큰 장점은 낮은 온도에서 공
정이 가능하다는 것이다. 대부분의 세라믹 화이버는
1000℃에서 강도가 낮아지는 경향이 있지만, 본 공법
은 최소한으로 낮은 온도에서 matrix 공정이 가능하여
고온에 노출되는 시간을 최소할 할 수 있다. 예를 들어
Sol-gel matrix infiltration 은 PMC(Polymer Matrix
Composites)의 공법과 비슷한 vacuum infiltration
이나 autoclave molding을 이용하여 300℃정도의 낮
은 온도에서 수행된다. 또한 복잡한 형상을 구현할 수
있으므로 고온가공이나 3-D 복합재료에서 화이버에
손상이 가는 것을 방지할 수 있다. 고순도 전구체
(precursors)를 사용하므로 다른 방법으로는 제작할
수 없는 세라믹 복합재료를 만들 수 있다. alumina
(Al2O3), mullite (3Al2O3-2SiO2), spinel (MgAl2O4)
or aluminum phosphate(AlPO4) 등 비교적 간단한
matrix에서부터 cordierite (2MgO -2Al2O3 -5SiO2)
와 Nasicon (Na3Zr2Si2PO12) 등과 같은 복잡한 조
성이 가능하다. 단점은 전구체 종류가 다양하지 않으
므로 alkoxide precursor 의 경우 가격이 비싼 경우
가 있다. 그러나 alkoxide를 제외하면 저가의 전구체를
사용할 수 있으므로 alumina, silica, yttria, mullite
등의 복합재료를 쉽게 제작할 수 있다. 과도한 수축
으로 인하여 microcrack이 기지에 생기기 쉬우므로
multiple infiltration을 하기도 한다.
이상에서 볼 수 있는 바와 같이 세라믹 복합재료
제조기술은 금속이나 폴리머와는 달리 뱃취 공정이
다. 원소재나 공정중에 작은 변화에 따라 뱃취간의
특성차이가 크므로 불순물등 원소재 관리 및 공정관
리가 엄격하며 또한 원소재 제조시에 에너지가 차지
하는 비중이 크며 공정중에 생기는 대부분의 부산물
이 독성이 크므로 환경 처리에도 많이 비용이 드는
특성이 있다. 최근 미국의 Ceradyne에서는 고순도
SiC를 얻기 위하여 독일의 ESK Ceramics를 인수하
였으며, 동시에 ESK의 Boron Carbide 기술도 얻었
다. Armor Holdings사는 세라믹 armor 공급사를
병합하여 복합재료 제조기능을 넓혔다. 또한 Saint
-Gobain Ceramics 에서도 세라믹 복합재료를 생산
하고 있다[12].
3. 해외 기술 현황 및 응용
그림 3. 우주비행체의 성능 향상에 따라 요구되는
첨단 재료시스템의 예[2]
그림 3에 우주비행체의 성능 향상에 따라 요구되
는 첨단 재료시스템의 예가 나와 있다. 세라믹 복합재
료는 대기권 진입시의 높은 표면온도가 기체구조표면
으로 전달하는 것을 차단하는 열차폐재료(Thermal
80
이호성 / 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 76~84
Protection Materials)로서 사용되고 있는데, 이 재료
의 중요성은 지난 2003년 2월 1일, 미국에서 재진입
중 폭발한 콜럼비아호의 폭발사고에서 볼 수 있다.
폭발의 직접적인 원인은 발사후 정확히 81.9초만에
외부탱크의 왼쪽 bipod ramp area에서 떨어져 나간
대략 61cm ✕ 38cm 크기의 단열재가 콜럼비아호의
왼쪽날개 아랫부분에 시속 800미터의 속도로 부딪
히면서, 탄소-탄소 복합재료 패널(RCC, Reinforced
Carbon-Carbon panel)을 손상시켜 hole을 만들었
고, 대기권으로의 재진입시 손상된 hole을 통하여 공
력가열이 집중하여 폭발이 일어난 것으로 결론지어졌
다[13, 14]. 탄소-탄소 복합재료는 비결정 탄소기지에
탄소섬유를 강화시킨 복합재료인데 재진입시 1200℃
가 넘는 부위에 사용하며[15], 산화방지를 위해 표면
은 SiC 등의 코팅을 해야 한다. 우주왕복선의 경우
100번 가량 재사용이 가능하며 －160℃의 극한 우주
환경과 거의 1600℃에 달하는 재진입 온도에서 사용
되어야 하므로 여러 환경조건에서 특성변화나 강도저
하가 없어야 한다. 따라서 이 재료는 고온에서 사용이
가능하고 무게를 절감할 수 있는 재료로서 선정되었
다. 또한 외부 표피에 적용되어야 하므로 공기역학적
인 요구사항을 충족하였다.
그림 4. 콜롬비아호의 Wing Leading Edge 구조[13]
그림 5. 재진입시의 표면온도 분포[15]
미국 Sandia 국립연구소는 우주 왕복선과 같이
고온에 노출되는 초음속 비행체의 동체 제작에
사용되는 가벼운 신소재를 개발했다. 극고온 세
라믹(Ultra High Temperature Ceramic; UHTC)
으로 불리는 신소재는 최고 2000℃ 까지도 견딜 수 있
다. UHTC는 zirconium dibroide (ZrB2)와 hafnium
dibroide(HfB2)로 구성되어 있고, 이 두 재료와 함께
SiC가 혼합된 복합재료이다[16]. 이 복합재료는 3200℃
이상의 용융점을 갖고 있다(ZrB2는 3245℃, HfB2는
3380℃에 액체로 상변화한다). 두 소재가 혼합됐을
경우 2000℃사용 가능한 산화 보호막이 형성되고 낮
은 증발압이 생성된다. SiC 섬유는 고온 내산화성이
요구되는 복합재료의 보강용 소재로 개발되었으며,
탄소섬유가 500℃ 이상의 고온에서 산화반응에 의하
여 강도가 급격히 저하되는 문제가 있는 반면, SiC 섬
유는 1200℃ 이상의 고온에서도 강도저하가 일어나
지 않는 장점이 있다.
달탐사선이나 화성탐사선 같은 행성간 이동을 하는
우주비행체는 핵동력엔진(Nuclear Powered Engine)을
이용해야 하는데 행성간 이동을 위한 비행체는 수백
킬로와트의 열에너지를 방출해야 하므로 Radiator가
크기와 무게면에서 우주비행체의 주된 부품이다. 우
주환경에서 사용되는 Power Converter는 경단박소
해야 하지만, 열-전기 전환과정에서 발생하는 과열을
효율적으로 분산하기 위하여 대형 방열판이 요구되는
현실이므로 열전도성이 우수한 경량 C/C의 사용은
필수적이다. NASA에서 2000년 11월 21일에 발사한
Earth Orbiter-1에 C/C(탄소-탄소) 복합재료를 사용
한 방열판(Radiator panel)을 시험하여 성공하였다.
이호성 / 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 76~84 81
우주에서 측정한 방열판의 열전도도는 230W/m-K
(면방향), 295W/m-K (수평방향), 그리고 208W/m-K
(수직방향)으로 해석결과와 일치하였다[17]. NASA
Glenn Research Center에서는 500K~1000K에서
C/C 복합재료를 space radiator에 사용하여 평균 면
적당 무게비를 현재의 10Kg/m2 에서 2Kg/m2 으로
줄이려고 연구중이다.
그림 6. Carbon-Carbon Heat Pipe 사진[17]
독일의 우주 항공청인 DLR은 1980년대 후반부터
액상실리콘침투법 (LSI, Liquid Silicon Infiltration)
공법을 사용하여 세라믹 복합재료 부품을 제작해
왔다[18]. DLR에서 LSI 공법에 집중하는 이
유는, 일반적인 CVI 및 LPI/PIP (Liquid Polymer
Infiltration/Polymer Infiltration and Pyrolysis) 공
정과 비교하여 공정시간이 짧고, 추가의 치밀화 공정
이 불필요하며, 부품의 두께나 크기에 대한 제한이 없
고 Near Net Shape 이 가능하기 때문이다. 또한
SiC, ZrC, HfC, TiC, TaC, 및 NbC의 기지와 Zr-Si-C,
Hf-Si-C, Ti-Si-C 탄화물 등과 같은 여러 종류의 복
합재료를 만들 수 있다. C/SiC 복합소재를 이용한
Vulcain Nozzle[19]의 모습과 Thrust Chamber[20]가
각각 그림 7과 8에 나와있다.
그림 7. Vulcain subscale nozzle at testbed[19]
그림 8. Thrust Chamber Preform[20]
프랑스의 Snecma에서는 30여년전부터 세라믹 복
합재료를 개발하여 90년대 중반까지 C/C, C/SiC 복
합재료를 고체추진기관에 성공적으로 사용해 왔다.
90년대 후반부터 Delta IV 액체로켓의 상단 엔진인
RL10B-2 엔진에 C/C 복합재료를 사용하기 시작했
으며, 두 재료 모두 Ariane 5 ECB 상단부의 액체
Vinci 엔진에 사용될 예정이다[21]. Vinci 엔진의
nozzle 확장부의 앞부분은 1500℃정도의 고온에서
견디어야 하므로 Novoltex S/SiC 재료를 사용했으며
후반부의 고정 cone은 Naxeco S/SiC, 그리고 확장
부는 Naxeco C/C 복합재료를 사용하였다. 현재 사용
중인 세계에서 가장 큰 C/C 복합재료 부품은 Delta
IV의 상단부엔진의 노즐확장부로서 길이 2500mm,
직경 2100mm가 넘으며 무게는 100Kg이하이다.
그림 9. C/C 복합재료로 제작한 Arian 5의 고체모터 부품[21]
82
이호성 / 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 76~84
우주비행체 및 위성체용 반사경은 임무에 따라 요
구조건이 다르지만, 일반적으로 가벼워야 하며, 또한
열적 변형없이 높은 정밀도를 유지해야 한다. 따라서
열팽창과 면밀도가 낮으며 기계적 강도가 우수한 세
라믹 복합재료를 개발하여 사용하고 있다. 대표적인
예로서 독일의 AIBG와 EDM에서는 SiC, C 입자를
polymer binder와 탄소섬유와 함께 혼합하여 진공에
서 열처리하여 다공성 green body를 만든 후 기계가
공한다. 이어서 C/SiC 복합재료를 만들기 위하여 진
공에서 액체 실리콘을 주입한 후, SiC+Si 표면층을
만든 후 표면조도를 2nm 이하로 경면가공하여 반사
경을 제작한다[22]. 그림 10에 600mm 반사경이 나
와있다. 면의 두께는 3mm 이며 rib의 두께는 1.2mm,
중량은 5Kg이다[4].
그림 10. Thales-Alenia-Space 와 ECM에서 HB-Cesic으로
제작한 600mm 반사경[4]
일본의 Kyoto University에서는 CVI과 PIP 공정
의 형상에 대한 제약과 높은 기공률 그리고 LSI 공
정의 상(phase) 조절 및 공정을 향상시킨 SiC-SiC
복합재료 기술을 개발하여, 기존의 SiC-SiC 복합소
재보다 우수한 특성을 갖는 소재를 개발하였다. 개
발한 공법은 NITE (Nano-Infiltration Transient
Eutectic Phase)방법으로 PIP와 MI를 단계적으로
적용하여 계면간 특성을 향상시키고 치밀화를 짧
은 시간에 이룰 수 있으며 크기나 형상에 제한이
없이 Near Net Shape 성형이 가능한 저비용의 획
기적인 방법이다[23, 24]. 일본의 ESPR(Engineering
Research Association for Supersonic Transport
Propulsion System) 계획에 따르면 combustor liner
를 Si-Zr-C-O/SiC 복합재료로 개발하여 CO2 를
25% 줄이려는 연구를 수행중이며, 가스터빈엔진에
사용할 SiC/SiC 복합재료를 개발 중이다[25].
위성 분야에서는 2010년에 일본의 HII-A로켓으로 발
사할 차세대망원경, SPICA(Space Infrared Telescope
for Cosmology and Astrophysics)에 사용할 3.5m의
대형 반사경을 LSI 공법으로 제작한 C/SiC 복합재료
로 제작하고 있는 중이다[26].
그림 11. SPICA에 사용할 3.5m의 대형 반사경 구조도[26]
4. 맺음말
우리나라의 우주 개발 사업이 기체조립 및 체계종
합(System Integration)을 중심으로 추진되고 있는
단계이므로, 핵심기술 개발이 취약하며, 특히 소재부
품의 국산화는 많은 연구개발이 필요한 분야다. 우주
항공용 기체 및 엔진의 성능은 부품에 사용되는 소재
의 성능과 밀접한 관계에 있다. 우주발사체나 항공기
가 어떠한 성능을 가지는가는 구성 재료의 특성에 크
게 좌우되므로, 기체구조의 최적설계와 엔진의 개발
등도 그것을 지탱해 주는 재료 기술이 선행되어야 비
로소 실현될 수 있다. 우주선진국에서 세라믹 복합재
료(CMC, Ceramic Matrix Composites)는 우주항공
비행체가 필요로 하는 특수한 환경조건(광범위한 온
도와 기계적 응력, 가혹한 화학적, 물리적 조건) 에서
구조재료 혹은 기능재료로 사용되고 있다. 특히 경량
성, 내열성, 내산화성 그리고 고온에서의 높은 강도가
요구되는 우주비행체에 적합하여, 로켓엔진챔버, 노
즐, 태양판, 레이더안테나, 우주반사경 구조물, 초음
속비행체 선단부, 재진입비행체의 노즈팁, 그리고 우
이호성 / 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 76~84 83
주비행체의 방열판등에 사용되고 있다.
표 1에 미국 NASA에서 예측하고 있는 추진기관용
CMC(Ceramic Matrix Cpmposites) 의 특성이 나와
있다[27]. 향후 나노탄소섬유를 사용한다면 비강도가
기존 재료의 2배가 넘는 재료를 사용할 수 있다.
일반 탄소섬유를 사용하여 세라믹 복합재료를 제
조하는 기술은 상용화가 되어 수량과 형상에 따라 각
기 다른 제조방법을 사용하고 있으며, 부품의 설계 요
구조건, 형상, 크기에 따라 가장 적합한 방법을 결정
하여 부품을 제작하고 있다. 외국에서는 본 기술을 이
미 발사체 및 위성체 부품에 다양하게 사용되고 있으
며, 국내에서도 국가우주개발중장기계획에 따라 2020
년 달탐사 위성을 발사하기 위해서는 관련 기술을 개
발하여 국산화해야 한다. 이러한 소재기술은 우주비
행체의 성능향상 및 국제 경쟁력을 가장 효율적으로
확보할 수 있는 핵심기술이기 때문이다.
표 1. 향후 세라믹 복합재료의 특성 경향의 비교[27]
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항공우주산업기술동향 7권2호 (2009) pp. 85~94
http://library.kari.re.kr
에서 보실 수 있습니다.
산업동향(기술동향)
민간항공기 디지털 Fly-By-Wire 시스템 기술 개발 동향
김응태
* , 장재원**, 최형식***, 이석천****1)
Civil Aircraft Digital Fly-By-Wire System Technology
Development Trend
Kim, Eung-Tai
*
, Chang, Jae-Won
**
, Choi, Hyoung-Sik
***
, Lee, Sugchon
****
ABSTRACT
The Fly-By-Wire system was first applied to the fighter and its inherent advantages lead to the
advent of the Fly-By-Wire civil aircraft. Recently even the small jet aircraft shows the trend of
adopting the Fly-By-Wire system. In the future, most of the aircraft are expected to be the
Fly-By-Wire type.
In this paper, the structure and the characteristics of the Fly-By-Wire system applied to the civil
aircraft was described. The development trend of the redundant method of the flight control system,
data communication system, control surface actuation system and the control laws implemented by the
Fly-By-Wire system of the civil aircraft are discussed.
초 록
전투기에 처음 적용되었던 Fly-By-Wire (전자식 비행제어) 시스템은 여러 가지 장점으로 인해 까다로운 인
증과정을 거쳐 민간 항공기에까지 적용되었고, 최근에는 소형제트기까지 적용 범위가 확장되고 있으며 미래에는
대부분 Fly-By-Wire 항공기가 주를 이룰 것으로 전망된다.
본 논문에서는 대형여객에서 소형제트기까지 민간 항공기에 적용되는 Fly-By-Wire 시스템의 구성 및 특성
등에 대하여 기술 하였다. 특히 비행조종컴퓨터 다중화 방안과 데이터 통신 버스, 조종면 작동기, Fly-By-Wire
시스템을 통하여 적용되는 제어 법칙 등에 대한 기술 개발 동향에 대해 고찰하였다.
Key Words : FBW, Fly-By-Wire(전자식 비행제어시스템), Flight Control Computer(비행조종컴퓨
터), Flight Envelope Protection(비행영역보호)
* 김응태, 한국항공우주연구원 항공연구본부 항공기술실 항행제어팀
eungkim@kari.re.kr
** 장재원, 한국항공우주연구원 항공연구본부 항공기술실 항행제어팀
zdream@kari.re.kr
*** 최형식, 한국항공우주연구원 항공연구본부 항공기술실 항행제어팀
chs@kari.re.kr
**** 이석천, 한국항공우주연구원 항공연구본부 항공기술실 항행제어팀
sugchon@kari.re.kr
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김응태 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 85~94
1. 서론
조종 입력장치인 조종간 및 러더 페달이 조종면과
케이블 및 로드를 통해 직접 연결되어 있는 기존의 기
계식 조종장치와는 달리 FBW(Fly-By- Wire) 즉 전
자식 비행제어 시스템은 조종입력장치의 변위 측정 센
서 출력 신호가 전선을 통하여 컴퓨터에 전달되고 컴
퓨터가 조종면 작동기를 구동시킨다[1]. 컴퓨터는 조
종명령 데이터와 항공기 자세 등의 상태를 측정하는
각종 센서 데이터를 이용하여 기존 Autopilot으로 구
현되는 조종/안정성증대, 자세 제어, 자동 항법 비행
등의 자동 제어 뿐 아니라 비행영역보호 및 재형상 제
어와 같이 항공기 안전을 향상 시킬 수 있는 첨단 비행
제어 기술을 구현할 수 있다. 기존 기계식 조종장치에
비하여 FBW 시스템은 중량 감소가 가능하고, 또한 3
중 이상의 다중화 구조로 설계되어 있어 신뢰도가 높
으며 하드웨어 수정 없이 소프트웨어 수정으로 비행
성능 및 기능 향상을 시킬 수 있는 장점이 있다.
1969년에서 개발된 초음속 여객기인 Concord는
아날로그 FBW 기술이 적용되었는 데, 아날로그 FBW
시스템은 소프트웨어로 탑재된 디지털 FBW 시스템에
비하면 기능이 매우 제한적이라 완벽한 FBW 시스템
이라고 하기 어렵다. 민간 항공기는 신 기술이 적용되
는 경우 인증 획득이 까다로우며, 특히 소프트웨어 인
증에 대한 절차가 구축되지 않았기 때문에, 디지털
FBW 기술은 군용기에 먼저 적용되었다. 1979년 최초
의 FBW 항공기인 F-16이 개발되었고 그로부터 9년
뒤인 1998년 민간용 디지털 FBW 항공기로는 최초로
A-320가 개발되었다. 그 이후 개발 되는 대형여객기
는 주로 FBW 시스템을 적용하는 경향을 보였고,
FBW 기술이 점점 발전되어 신뢰도는 높아지고 가격
이 낮아짐에 따라 점점 크기가 작은 항공기에 적용되
어 최근에는 소형항공기 전문 제작회사로 유명한
Cessna 에서도 소형 FBW 제트기를 개발하고 있다.
또한 기존의 4 인승 소형항공기를 FBW 항공기로 개
조하여 조종이 매우 쉬운 비행제어 시스템을 개발하기
위한 연구도 수행되고 있다[2, 3].
FBW 시스템은 조종입력장치, 비행조종컴퓨터, 데
이터버스 시스템, 센서, 작동기로 구성되며, 요구되는
신뢰도 확보를 위한 다중화 기술과 비행조종컴퓨터에
탑재된 소프트웨어로 구현되는 각종 제어 법칙 기술이
중요하다. 조종입력장치는 제작사의 취향에 따르기는
하지만 기존의 York 뿐 아니라 Side Stick이 여객기에
도 사용되기 시작하였다. 비행조종컴퓨터는 초기 아날
로그 타입에서 디지털로 발전하였으며, 컴퓨터 하드웨
어와 소프트웨어 발전으로 지속적으로 성능이 향상되고
있다[4]. 데이터 통신 버스는 MIL-1553B를 사용하는
군용기와는 달리 중대형 항공기의 경우 에어버스 사에
서 개발한 AFDX 를 주로 사용하며, 비즈니스 제트기에
서는 CAN 버스가 사용되기도 한다. 주 조종면 작동을
위해 기존에는 유압 작동기가 사용되어 왔으나 최근
들어 전기유압식 작동기(EHA: Electro Hydraulic
Actuator) 와 같이 유압 장치에의 의존도를 점차 줄이
는 경향이며[5]. 작동기 제어기가 작동기 내에 탑재되
어있는 스마트 작동기를 채택하려는 추세이며, 유압
을 완전히 제거한 전기기계식 작동기(EMA: Electro
Mechanic al Actuator)를 주 조종면 작동에 사용하기
위한 연구도 수행되고 있다[6, 7]. 특히 FBW 소형항공
기 개발을 위해서는 EMA 적용이 필수적이라고 할 수
있는 데, FBW 항공기에 사용하기에 적합한 EMA가 아
직 개발 되지 않아 이에 대한 개발 연구가 절실하다.
2. 관련기술 동향
FBW 항공기 개발은 비용이 많이 소요되기 때문에
중대형 여객기에 FBW 기술이 먼저 적용되었고 최근
비즈니스 제트기까지 확장되었다. 본 절에는 중대형
여객기와 소형 비즈니즈 제트기에 적용된 FBW 시스
템에 대하여 기술한다.
2.1 중대형 여객기 FBW 시스템
2.1.1. Airbus사 중대형 여객기
에어버스사의 A-320은 세계 최초로 디지털 FBW
방식 비행제어시스템을 갖춘 177석급 민간 항공기이
다. A-320의 FBW 시스템은 2개의 ELAC (Elevator
and Aileron Computers)와 3개의 SEC (Spoiler
and Elevator Computers)로 구성된 5개의 컴퓨터를
갖추고 있으며, 각 컴퓨터는 2개 채널로 구성되어 한
김응태 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 85~94 87
채널은 제어를 담당하고, 다른 채널은 감시한다. ELAC
와 SEC는 서로 다른 종류의 프로세서를 채택하여 동
일한 오류가 발생하지 않도록 하였다. 각 센서는 최소
2중화 이상으로 구성되어 있고, 조종면 작동기는 3중
화로 구성되어 그림 1과 같이 3개의 분리된 유압선과
작동기로 이루어져 있다. 데이터 통신은 ARINC-429
버스를 사용하였다.
A-330과 A-340의 FBW 시스템은 A-320의 기능
과 개념을 대부분 유지하면서 새로운 기술을 도입하였
다. 비행조종컴퓨터는 역시 5개로 구성되어 있으나 3
개의 FCPC(Flight Control Primary Computers)와 2
개의 FCSC(Flight Control Secondary Computers)
로 기능이 변경되었으며 다음과 같은 제어 법칙이 추
가/보완되었다.
- 받음각 보호 기능 강화
- 러더 기능 마비를 대비한 더치 롤(dutch roll)
댐핑 시스템 설계
- 이륙 성능 최적화를 위한 선회 시 항공기 피치
자세제어
- 기체 구조 모드 제어(turbulence damping
function)
그림 1. A-320 FBW 시스템
A-380은 가장 최신에 개발된 대형 여객기로서 모
든 기계적 백업 제어시스템을 전기적 백업 시스템으
로 교체하였다. 비행유도(Flight Navigation) 기능과
비행영역보호(Flight Envelope Protection) 기능을
주 비행컴퓨터에 통합하였으며 Active Stability를 도
입하여 수평, 수직 미익의 크기를 줄였다. 또한 IMA
(Integrated Modular Avionics) 개념으로 통합된 탑
재시스템을 갖추고 있으며, 새로 개발된 효율이 높은
광대역 데이터버스인 AFDX(Avionics Full-Duplex
Switched Ethernet)을 사용하고 있다.
주 비행조종계통을 살펴보면 FBW 시스템의 중심에
각종 비행제어법칙을 계산하는 3개의 PRIM(Primary
Flight Control Computer), Direct Law에서 항공기
제어를 전담하는 3개의 SEC(Secondary Computer),
컴퓨터들로부터 입력되는 데이터를 시현을 위한
디스플레이 시스템, FWS(Flight Warning System),
CMS(Central Maintenance System)로 데이터를 전
달하는 2개의 FCDC(Flight Control Data Concentrator),
조종면 구동을 위한 서보제어 시스템, 그리고 모든
PRIM과 SEC 가 고장 나는 경우 항공기를 제어할
수 있는 전기식 백업 시스템으로 구성되어 있다(그
림 2).
그림 2. A-380 FBW 시스템 구성도
세 개 PRIM은 Master, Slave 1, Slave 2 로 구
분되는 데, Master PRIM은 연산 기능을 수행하며
그 결과를 다른 컴퓨터에 전달한다. 3개의 PRIM 과
3개의 SEC 는 각기 할당된 조종면 작동기를 동작시
키는 기능을 수행한다. Master PRIM은 자체 고장진
단을 수행하며 고장을 탐지 하면 Slave 1으로 연산
기능을 넘기게 된다. 그러나 고장 상황에 따라
Master PRIM 이 연산 기능을 계속 수행할 수도 있
다. 만약에 3개 PRIM 이 모두 고장 나게 되면, SEC
88
김응태 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 85~94
가 항공기를 제어하게 된다. SEC 에는 Master, Slave
구분이 없다.
A380은 기존 방식의 유압 작동기, EHA, EBHA
(Electrical Backup Hydraulic Actuators)의 3가
지 형태의 작동기 시스템으로 구성된다. EHA는 유
압 공급장치와 완전히 분리되기 때문에 외부 유압
장치 없이 동작이 가능하다. EBHA는 정상 모드에
서는 기존 유압장치와 같이 동작하나 유압장치에
문제가 발생하면 EHA 로서 동작할 수 있는 시스템
이다.
그림 3. A-380 컴퓨터와 작동기 연결 방안
그림 4. A-380 조종면 작동기 종류
비행조종컴퓨터에서 연산을 수행하는 제어법칙은
비행제어 시스템의 고장 여부 및 고장 정도에 따라
3가지 레벨로 분류된다(표 1). 모든 제어 기능 수행
이 가능한 Normal Law 는 모든 시스템이 정상인
상태 뿐 아니라 센서, 유압시스템 또는 PRIM의 1개
채널 만 고장이 발생하는 경우에도 구현이 된다. 그
이상 고장이 발생하면 제한된 제어 기능만을 구현하
는 Alternater Law 모드로 동작되며, 심각한 고장이
발생한 경우에는 비행제어법칙을 전혀 사용하지 않고
조종사 조종입력에 따라 직접 조종되는, 즉 조종간
변위에 대응하여 조종면 변위가 결정되는데 Direct
Law 모드가 수행된다.
표 1. A-380 비행제어모드
FBW 시스템으로 구현이 가능한 주요 기능 중의
하나는 조종사가 아무리 조종간을 무리하게 움직여
도 위험한 비행 상태로 진입하는 것을 방지하는 비
행영역보호 기능이다. A380은 조종간을 앞으로 끝
까지 계속 밀어도 VMO+25 kt 에서 엘리베이터가
점차적으로 위로 올라가는 고속 보호기능, 저속에서
의 피치각이 -15도에서 25도(고속에서는 35도) 범
위를 벗어나지 않도록 하는 피치각 보호 기능 그리
고 실속 진입 방지를 위한 받음각 보호 기능을 가지
고 있다.
2.1.2. 보잉사 대형 여객기
보잉사는 에어버스사에 비해 뒤늦게 FBW 여객
기 개발을 시작했다. 미국 보잉사의 민간 여객기로서
는 최초로 완벽한 FBW 방식을 채택한 항공기는
B-777 이다. B-777 이전에도 B-737의 요 댐퍼와
B-747의 자동착륙 시스템에 부분적으로 FBW 기
술이 적용이 된 적이 있지만, 모든 시스템이 FBW
방식으로 적용된 경우는 B-777이 처음이다[8].
B-777의 FBW 비행제어시스템의 구성도는 그림
5와 같다. 조종사의 조종간 조작이 아날로그 신호
로 ACE(Actuator Control Electronics)에 입력되면,
ACE는 조종간 변위 데이터를 PFC(Primary Flight
Computer)에 보내고, PFC는 조종간 조작 값과 항법
센서 측정값을 이용하여 조종면 명령을 계산해서 ACE
김응태 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 85~94 89
에 보낸다.
PFC는 모두 3채널로 구성되며, 다중화 관리를 위
해 PFC 각 채널은 세 개의 ARINC 629 보스에 모두
연결된다. 각 PFC의 내부에는 3개의 독립적인 프로
세싱 시스템이 장착되어 있고, 각 프로세싱 시스템은
PFC 내부 버스를 통해 연결된다. 각 프로세싱 시스템
은 명령 Lane, 대기 Lane, 감시 Lane 으로 구분된다.
명령 Lane 은 작동기 구동 명령을 출력하고, 대기
Lane과 감시 Lane은 명령 Lane 과 동일한 연산을
수행하지만, 정상 시에는 결과를 출력하지 않다가, 명
령 Lane에 고장이 발생할 때 결과를 출력한다. 감시
Lane 마저 고장 나면 이 PFC 채널은 동작을 하지 않
게 된다.
B-777은 데이터 통신을 위하여 물리적・전기적으
로 독립된 Left, Center, Right 의 3중화 ARINC 629
버스를 구성함으로써 신뢰도를 크게 향상시켰다. 각
PFC 채널은 할당된 한 개의 ARINC 629 버스에만
데이터를 출력하는 데, 나머지 2개의 버스로 부터는
다른 PFC 채널이 출력한 데이터를 받아 내부에서
Voting 을 수행한 후 결과를 출력한다.
그림 5. 보잉 B-777 비행제어시스템 구성도
ACE는 작동기 구동 뿐 아니라 조종간이나 러더
페달 등의 조종입력장치 변위 데이터를 읽어 PFC
에 전달하는 역할도 하며 조종입력장치의 Feel 구
현을 위한 작동기도 구동시킨다. 4개의 ACE는 3개
의 데이터 버스를 통하여 입력된 3개 PFC 명령을
처리하여 구동기 제어 신호를 출력하는 데, PFC나
주요 센서 고장이 발생하는 비상 시에는 조종간이나
러더 페달 등의 조종입력장치 변위 데이터만 이용하
여 작동기를 직접 구동할 수도 있다. 각 ACE는 할당
된 유압 작동기에만 구동 명령을 보낸다. 예를 들어
ACE-L 은 오른쪽 바깥 에일러론, 왼쪽 바깥 플래퍼
론, 왼쪽 바깥 엘리베이터, 2번과 3번 스포일러를 작
동시킨다.
그림 6. B-777 PFC 내부 구조
B-777 FBW 비행제어시스템의 소프트웨어는 ADA
언어로 개발되었으며, 각 PFC 마다 다른 컴파일러로
처리된 소프트웨어를 탑재하였다. 이는 특정 컴파일러
에 존재할 수 있는 버그가 세 개의 PFC에 모두 포함되
어, 세 개의 PFC가 동시에 정지하는 경우를 방지하기
위한 것이다.
B-777에 구현되는 비행영역보호 기능은 실속 및 과
속 보호, 미익 지면 충돌 보호(Tail strike protection)
등이 있다. 또한 A-380과 동일한 방식으로 고장 상태
에 따라 Normal Law, Alternate Law, Direct Law를
실행한다.
최근 2008년에 개발된 B-787의 FBW 시스템 구조
는 B-777과 유사하되 B-777로부터 개선된 점은 다
음과 같다. B-787는 ARINC-629 대신 에어버스사에
서 개발한 AFDX 통신 버스를 사용하였다. 주 조종면
은 EH(Electro-Hydraulic) 작동기로 작동을 하며, 수
평 안정판과 중간 스포일러는 EM 서보 작동기를 사용
함으로써, 비행조종컴퓨터가 완전히 고장 나는 상황에
서도 주익 파넬의 전기모터와 수평미익의 전기 트림
모터를 이용하여 비행 유지가 가능하도록 하였다. 또
한 IMA 기능을 대폭 확장시키기 위해 CCS(Common
Core System)이라는 장비가 도입되었는데, CCS는
B-777의 AIMS보다 더 많은 기능을 수행할 수 있고,
더 빠른 통신 대역폭을 제공하는 것으로 알려져 있다.
90
김응태 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 85~94
CCS는 컴퓨팅 기능과 입출력 기능을 가진 응용 프로그
램을 제공하며, CCR(Common Computing Resource)
캐비넷들과 하나의 공통 데이터 네트워크 등으로 구성
된다. B-787에 도입된 CCR은 B-777과 달리 Wind
River사의 상용 RTOS인 VxWorks 653을 채택하고
있다. 또한 Common Data Network(CDN)이라고 불
리는 이더넷 기반의 네트워크가 채택되었다. CDN은
B-777의 데이터 버스보다 훨씬 빠른 속도와 안정성
을 제공하는 것으로 알려져 있다.
2.1.3. Embraer 190
Embraer 사는 2002년 FBW 여객기인 Embraer
170을 개발하였고, 2년 후 동체 길이를 늘인 Embraer
190의 초도 비행이 있었으며 현재 Lineage 1000를
개발 중에 있다. Embraer 190은 에일러론을 제외한
전 비행조종시스템이 FBW 시스템을 갖추었다. 유압
기계식 작동기로 동작되는 에일러론은 조종케이블을
통하여 제어가 되지만, 엘리베이터, 러더, 롤 스포일
러, 수평 안전판, 지상 스포일러 등 다른 조종시스템
은 모두 FBW 시스템으로 작동된다.
FBW의 컴퓨터 시스템은 6개의 ACE (Actuator
Control Electronics)와 4개의 FCM (Flight Control
Modules)로 구성되어 있으며, ACE는 러더 및 엘리베
이터를 작동시키는 3개의 Primary ACE (P-ACE) 와
2개의 Slat/Flap ACE (SF-ACE), 1개의 Horizontal
Stabilizer ACE (HS-ACE) 로 구성 되어 있다.
정상 모드(Normal Mode)에서 FCM은 CAN
(Controller Area Network) BUS를 통하여 제어
알고리즘 연산 결과를 P-ACE에 전달하며, P-ACE
는 조종사 입력과 FCM 출력을 통합하여 작동기를
작동시킨다. FBW 시스템의 전원 공급시스템이 완
전히 고장 나는 경우에는 자동적으로 보조전원 시
스템이 적당한 수의 엘리베이터와 러더 작동기를
15분간 유지시키도록 되어있다.
엘리베이터는 4개의 전기유압식 작동기로 제어되
는 데 각 작동기의 PCU(Power Control Unit)는 3
개의 P-ACE의 4개 채널에 각각 연결되어 독립적으
로 작동된다. 또한 4개의 FCM은 이 4개의 P-ACE
채널에 각각 연결되어 있다. 반면에 수평 안정판은
전기 기계식 시스템으로 구성되어있다.
그림 7. Elevator System Interface (Embraer 190)
그림 8에서와 같이 러더는 2개의 작동기로 구동되
는 데, 러더 페달이나 FCM로부터 출력되는 전기 신
호에 의한 명령이 2개의 P-ACE에 전달된 후 러더
작동기를 구동한다. 각 SF-ACE을 구성하는 2개의
채널 중 1개 채널은 플랩을 제어하고 다른 1개 채널
은 Slat을 제어한다(그림 9).
그림 8. Rudder System Interface (Embraer 190)
김응태 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 85~94 91
그림 9. Slat/Flap System Schematic (Embraer 190)
Autopilot 기능은 별도의 서보 모터로 구현되는
데, 엘리베이터 서보모터는 조종컬럼에 기계적으로
연결되어 있고 롤 서보모터는 조종케이블에 연결되어
있다.
2.1.4. Sukhoi Superjet 1000
최근 러시아에서 개발된 Sukhoi Superjet 100
(SSJ100)은 비행조종은 물론 랜딩기어 작동, 브레이
크 시스템 까지 포함하여 완벽한 전기적 FBW 시스템
을 갖추고 있으며 기계적 백업 시스템은 없다. 수평안
정판 역시 FBW 로 작동됨으로써 최적의 크기를 가질
수 있도록 설계되었다. passive side stick 과 능동적
(active) 엔진조종레버를 사용하여 항공기를 조종하
며 고도와 엔진 추력 변화에 따라 신속히 비행 변수
를 수정할 수 있고 위험한 운행을 방지하는 비행역역
보호 기능도 구현한다.
항공전자 장비는 Thales에서 개발하였으며 IMA
로 되어 있어 정비가 쉽고, 필요시 소프트웨어 개선
만으로 성능이나 기능을 향상 시킬 수 있다. 특히
100 인승급 항공기로는 유일하게 AFDX 통신 버스를
적용하고 있다.
RCS(Remote Control System)은 각 2채널로
이루어진 3개의 PFCU(Primary Flight Actuator
Control Unit)와 역시 2채널로 이루어진 ACE (Actuator
Control Electronics) 로 구성되어 있다. 이 시스템이
고장나는 경우 RCS는 수동 조종모드와 유사한 조종
특성을 제공하는 대기 제어 회로로 전환된다.
2.2 비즈니스 제트기 FBW 시스템
2.2.1. Dassault Falcon 7X
프랑스 Dassault 사의 Falcon 7X 는 FBW를 적용
한 최초의 비즈니스 제트항공기로서 2007년에 FAA
인증을 받고 서비스를 시작했다. Falcon 7X의 컴퓨터
시스템은 아래와 같이 구성되어 있으며 이 중에서 5
개의 비행조종컴퓨터가 고장이 나도 비행이 가능하도
록 설계되었다.
- 3대의 MFC(Main Flight Computer) : 각 MFC는
이중 채널(A, B)로 구성되어 있고, A채널과 B채
널의 결과를 서로 비교하여 이상 유무를 확인한
다. 3대의 MFC는 서로 모니터링 하지 않는다.
- 3대의 SFC(Secondary Flight Computer) : 각
SFC는 단일 채널(C) 이며 3대의 SFC는 서로
Cross-monitoring 한다.
공통오류에 대비하여 A, B 채널은 독립적으로 프
로그램되었다. 정상 운용시에는 MFC #1의 A 채널
에 의해서 항공기 운동이 제어된다. A 채널의 조종명
령과 B 채널 조종명령의 차이가 허용치를 벗어나거
나 고장 발생이 탐지되면 MFC #2에 의해 비행을 하
고, MFC #3도 고장나는 경우 SFC에 의해 비행을
한다. 한 대의 SFC 가 고장나면 나머지 SFC에 의해
서 계속 비행한다. 그러나 두 번째 SFC 도 고장이 발
생하는 경우에는 더 이상 모니터링할 컴퓨터가 남아
있지 않기 때문에 남은 한 대의 SFC로 비행을 하지
는 않으며 수동 전환모드로 비행하게 된다. 수동 전
환모드에서는 전기적으로 작동되는 피치 트림과 아
래쪽 러더에 의해 비행한다. 러더의 경우 위쪽 러더
는 유압으로 작동되나 아래 쪽 러더는전기 모터에 의
해 작동된다.
제어시스템 고장으로 인한 직접 조종모드(Direct
Law)에서 SFC는 항상 작동하며 조종사는 중앙의
Pedestal 스위치를 이용하여 피치 트림을 조절
한다.
전원(Electrical Power)는 FBW와 Backup 시스템
에 모두 필요하다. Falcon 7X는 3대의 엔진 구동 전
92
김응태 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 85~94
기식 발전기(Generator)와 2개의 영구자석 발전기를
갖추고 있다. 3대의 엔진구동 발전기는 좌, 우 2개의
주 버스를 통해 MFC #1, MFC #2, SFC #1, SFC#2
에 전원을 공급한다. 이 주 버스는 비상용 RAT 발전
기와 2개의 밧데리에 의해 백업된다. 2개의 영구자
석 발전기는 MFC #3과 SFC #3에 각각 전원을 공급
한다.
Falcon 7X 는 A320처럼 좌우 두 개의 조종간 입
력 신호가 합해져 조종면 작동기를 구동시킨다. 즉 조
종사는 조종간을 왼쪽으로 끝까지 밀고, 부 조종사는
오른쪽으로 끝까지 밀고 있다면 항공기는 롤 운동을
하지 않는다. 그러나 조종간에 달린 Sidestick Priority
스위치를 사용하여 다른 쪽 조종간의 입력을 무시하
도록 할 수 있다. 이 스위치는 한 쪽 조종간이 고장
난 경우에도 사용될 수 있다. 이 스위치가 눌려지면
우선권을 가진 조종간을 계기판에 표시등으로 나타
낸다.
조종사와 부조종사간의 의견 교환 없이 서로 조종
간을 당기는 경우 위험한 상황에 달할 수 있기 때문
에 A320 는 이 경우 Dual Input 이라는 음성 경고가
나오면서 조종간에 진동을 발생시켜 조종사들이 이
상황을 확실히 인지할 수 있도록 한다. 쓰로틀 레버는
Autothrottle을 사용하거나 사용하지 않은 경우 모두
추력 변화에 따라 연동되어 움직이기 때문에 조종사
가 쓰로틀 레버의 위치 상태를 항상 확인할 수 있다.
(반면에 A380은 Autothrottle 운용 시 쓰로틀 레버는
Climb Detent 위치에 정지해 있다.)
속도 안정성을 가지고 있는 기존의 항공기는 수평
비행 도중에 조종간에서 손을 떼고 엔진 쓰로틀을 줄이
면 기수가 내려가 속도를 유지시킨다. 그러나 Falcon
7X는 속도 안정성 대신 경로각 안정성을 가지도록
C* 제어법칙을 적용하여 조종간에서 손을 떼고 쓰로
틀을 줄이면 속도가 감소됨에 따라 받음각을 증가시
킴으로써 경로각을 유지시키도록 하였다. 따라서 트
림이 완전히 자동으로 제어되므로 별도의 트림 스위
치가 필요 없다.
반면에 보잉 777 의 경우는 경로각 안정성 대신
속도 안정성을 가지도록 C*U 제어법칙을 사용하
였다. FAR-25.173 에서는 정적 종운동 안정성
(Static Longitudinal Stability) 즉 속도 안정성(Speed
Stability)에 대한 요구조건이 있다. 그러나 FBW 항
공기는 속도 안정성을 보상할 수 있는 보호기능을 가
지고 있기 때문에 FAR의 다른 절에 명시된 특수 조
건에 의해 속도 안정성 요구조건을 만족시킬 필요가
없다.
2.2.2. Gulfstream G50
걸프스트림사에서는 FBW 방식의 비즈니스 제트기
인 G650을 개발 중에 있으며 2011년 인증 획득 예정
이다. 보잉 777 이나 Embraer 170/190 처럼 G650은
Sidestick 대신 Control Yoke를 장착하였다. Control
Yoke는 조종면에 걸리는 힘에 의해 발생되는 반력을 서
보를 사용하여 구현하며, 조종석과 부조종석의 Control
Yoke는 기계적으로 연동되어 옆 좌석 조종사에 의해
조종명령이 가진되는 것을 즉시 확인할 수 있도록 하
였다.
G650의 FBW 시스템은 주(Primary) 비행제어시
스템과 백업 비행제어시스템에 의하여 구현된다. 주
비행제어시스템은 2개의 비행조종컴퓨터로 구성되어
있으며, 각 비행조종컴퓨터는 2개의 채널로 구성되어
있어 모두 4중화 구조로 되어있다. 각 채널은 서로 다
른 하드웨어와 소프트웨어 조합으로 설계되었다. Control
Yoke와 러더 페달 등은 4개의 채널로 조종입력을 제
공하며, 각 채널은 항공기의 모든 조종면에 제어명령
을 출력할 수 있다. 백업 비행제어시스템은 주 비행제
어시스템과는 완전히 별도의 하드웨어와 소프트웨어
로 설계되었다.
그림 10. G650 다중 컴퓨터 시스템
김응태 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 85~94 93
그림 11. G650 Hydrostatic 작동기
G650은 3중 파워 소스 여분에 대한 요구조건을 만
족시키기 위해서 3중 유압시스템을 갖추는 대신, 2중
유압작동기와 전기식 백업 Hydrostatic 작동기를 사
용하였다. 백업 모드용 전기식 Hydrostatic 작동기는
독립적인 전원에 의하여 작동되는 전기 모터가 유압
펌프를 작동시켜 조종면을 움직인다. 전기식 백업
Hydrostatic 작동기에 의해 작동되는 조종면은 에일
러론, 바깥쪽 롤 스포일러, 엘리베이터와 하부 러더이
다. 또한 별도의 백업 밧데리는 비행조종컴퓨터와
Hydrostatic 작동기에 전원을 공급할 수 있다. 따라
서 각 조종면 작동기는 세 개의 독립적인 파워 시스
템 (2개의 유압시스템과 1개의 전기 시스템)에 의하
여 작동될 수 있다.
2.2.3. Cessna Citation Columbus
세계에서 가장 큰 소형항공기 제작회사인 세스나
사는 비즈니스 제트기인 Citation Columbus를 개발
중에 있으며 2013년 말에 FAA 인증을 획득할 계획
이다. Columbus의 조종계통은 기존의 기계식 조종계
통과 FBW 시스템을 혼합한 방식을 선택하여 높은 개
발 비용을 들이지 않고 기존 방식의 신뢰도를 유지하
면서 FBW의 기능을 구현하여 조종성과 안정성을 향
상시킬 수 있도록 설계되었다. 각 조종면을 2개로 분
할하여 한 쪽 조종면은 기계식 링키지를 이용하여 수
동으로 조종하고 다른 쪽 조종면은 FBW 신호에 의해
유압 작동기로 작동하도록 되어있다. 수동으로 구동
되는 조종면의 크기는 FBW 고장 시에도 수동 조종이
가능할 수 있도록 설계되었다. 에일러론의 경우 수동
구동 조종면과 FBW 구동 조종면의 크기의 비율은
2:1 이며 엘리베이터와 러더의 경우는 1:1 이다. 바깥
쪽 에일러론과 아래쪽 러더가 수동 구동 조종면이다.
각 날개에 FBW 로 작동되는 5개의 스포일러가 있
다. 두 개의 스포일러는 롤 구동에 사용되고 나머지
세 개의 스포일러는 스피드 브레이크로 사용된다. 지
상에서는 5개 스포일러 모두 지상 스포일러 역할을
한다.
세스나는 Columbus에 적용한 피치/롤 조종계통을
SmartBoost라 명칭하고 특허를 출원하였다. 아래 쪽
러더는 비상 수동 전환 시에는 유압으로 Boost되며
이 시스템을 SmartPowered 시스템라고 부른다. 정
상 운용 시에는 수동 구동 조종면이 주로 조종력을
발생하고 FBW 구동 조종면은 조종성 및 안정성 향상
역할을 한다. 러더의 경우 FBW는 러더 트림과 요 댐
퍼 기능을 구현한다. 피치 트림은 전기식 트림 작동기
로 작동 된다.
세스나의 이러한 혼합방식은 기존 Full FBW 시스
템에서 요구되는 높은 수준의 다중화와 모니터링 없
이도 FBW의 기능과 간단하고 높은 신뢰도의 기계식
조종계통의 높은 신뢰도를 결합할 수 있게 한다. 특
히 FBW 시스템은 안전한 비행을 위해서 지속적으로
사용할 필요가 없고 안전성 향상이나 Autopilot 그리
고 트림 유지 등에 주로 사용이 되기 때문에 Full
FBW 보다 간단해 질 수 있다. 또한 이러한 혼합방식
으로 정비성이 개선되고 운용비를 낮출 수 있으며
FBW 는 기계적 조종계통의 리깅(Rigging)도 수행할
수 있다.
3. 결 론
민간항공기로는 처음으로 여객기에 적용된 디지털
FBW 기술은 점점 크기가 작은 항공기로 적용되어 최
근 비즈니스 제트기를 거쳐 소형제트기까지로 확장되
고 있다. 아직은 개발 부담이 크기 때문에 FBW 시스
템 대신 기존 기계 조종식 시스템을 적용한 항공기가
개발되기도 하지만, 앞으로 새로 개발되는 항공기가
94
김응태 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 85~94
FBW 시스템을 채택하는 경향은 점점 커질 것이다.
소형항공기의 경우 FBW 시스템 적용으로 인한 중
량 절감이 크지 않고 FBW 시스템의 개발 비용이 아
직은 상당히 높으나, 소형항공기의 높은 안전사고율
을 FBW 시스템을 통하여 낮출 수 있는 점을 고려하
면 FBW 시스템 가격이 충분이 내려가는 시점에서는
충분히 경쟁력이 있을 것으로 전망된다. 특히 미래의
혁신적인 개인용 교통수단인 개인용 항공기(PAV:
Personal Air Vehicle) 에 FBW 기술이 적용될 것이
라는 전망은 매우 자연스러운 것이다.
EMI/EMC 문제를 해결하기 위하여 복잡한 전선을
광섬유 케이블로 대체하는 FBL(Fly-By- Light) 시
스템이 일부 항공기에 적용되고 있어 가까운 미래에
FBL 항공기 출현도 예상되며 고성능, 고신뢰 전기 모
터의 실용화개발이 성공되면 작동기 구동을 위한 유
압 장치를 제거한 PBW(Power By Wire) 항공기도
실용화 될 것으로 전망된다.
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2003-5767.
항공우주산업기술동향 7권2호 (2009) pp. 95~105
http://library.kari.re.kr
에서 보실 수 있습니다.
기술동향
연료전지항공기 기술 동향
김근배
*
*
Technical Trends for Fuel Cell Aircraft
Keun-Bae Kim
*
ABSTRACT
Fuel cells are applied to the propulsion system of aircraft based on environmental-friendly
characteristics with low noise and zero emission of CO2, currently many kinds of UAV and small
manned aircraft equipped with fuel cells are being developed. Fuel cells for aircraft typically
classified into PEMFC(Proton Exchange Membrane Fuel Cell) type and SOFC(Solid Oxide Fuel Cell)
type and the system is developed to adapt missions and operational conditions of aircraft. For UAV,
various types of aircraft mostly based on PEM fuel cell technology are investigated for military or
commercial uses, and the stability and endurance of system will be improved. For small manned
aircraft, many researches are carried out to substitute the propulsion system by fuel cell, also some
developments for the higher performance of APU of large commercial aircraft to apply fuel cells are
in progress. In the future, a fuel cell aircraft will be expected to improve the reliability and efficiency
with higher power density.
초 록
연료전지는 소음이 낮고 CO2 배출이 없는 친환경적 특성을 기반으로 항공기 추진시스템에 적용되고 있으며,
현재 연료전지를 탑재한 여러 종류의 무인항공기와 소형 유인항공기 개발이 진행되고 있다. 항공기용 연료전
지는 대표적으로 PEMFC(Proton Exchange Membrane Fuel Cell)방식과 SOFC(Solid Oxide Fuel Cell) 방
식으로 분류되며, 항공기의 임무 및 운용조건에 적합한 연료전지 시스템이 개발되고 있다. 무인항공기의 경우
대부분 PEM 연료전지 기술을 기반으로 군용 또는 상용으로 활용할 수 있는 다양한 형태와 크기의 항공기가
개발되고 있으며, 시스템의 안정성과 운용시간이 더욱 향상될 것이다. 소형 유인항공기에서는 추진시스템을 연
료전지로 대체하기 위한 많은 연구가 수행되고 있으며, 또한 대형 상용 항공기의 보조동력장치(APU)에 연료전
지를 적용하여 성능을 높이기 위한 개발이 진행되고 있다. 향후, 연료전지항공기는 연료전지의 전력밀도 증가
와 더불어 신뢰성과 효율을 더욱 향상시킬 것으로 기대된다.
Key Words : Fuel Cell Aircraft (연료전지항공기), Propulsion System (추진계통)
* 김근배, 한국항공우주연구원 항공연구본부 회전익기사업단 세부계통팀
kbkim@kari.re.kr
96 김근배 / 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 95~105
1. 서 론
연료전지는 기존의 화석연료를 이용한 열기관보
다 친환경적이고 효율이 높은 기술 분야로 최근에
급격하게 활용 범위가 증가하고 있다. 항공기 분야
에서도 점차 연료전지 기술의 응용범위가 넓어지고
있으며, 최근에 소형 무인기의 추진시스템으로 적용
하기 위한 개발이 진행되고 있다. 연료전지항공기는
연료전지를 기반으로 동력발생 시스템을 구성한 항공
기로 “Green Plane” 개념의 차세대 친환경, 고효율
항공기로서 효율 향상은 물론 기존의 항공기보다 조
용하고 배기가스를 획기적으로 저감시킬 수 있다. 기
존의 피스톤엔진과 터빈엔진은 화석연료를 연소시켜
사용하기 때문에 효율 향상에 한계가 있고, 지구 온난
화의 원인으로 떠오른 CO2 배출에 따른 환경오염과
소음 등의 문제를 해결할 수 없는 실정이다. 이에 비
해 연료전지는 수소를 기반으로 에너지 효율을 높이
고 CO2 배출을 최소화시킬 수 있다. 현재 항공기 분
야에서 기존 소형항공기의 추진시스템 내지 대형 여
객기의 보조동력장치(APU)를 연료전지 시스템으로
대체하기 위한 노력이 전개되고 있으며, 이를 통해 경
제적 비용 감소는 물론 CO2 배출, 소음 등 환경에 미
치는 악영향을 최소화할 수 있을 것으로 기대된다.
여기서는 항공기용 연료전지 기술을 기반으로 개
발 중인 연료전지 추진시스템 기술 및 이를 적용한
항공기 개발사례를 중심으로 기술개발 동향을 조사
분석하였다.
2. 연료전지 기술 현황
2.1 개요 및 현황
연료전지(Fuel Cell)는 연료의 화학적인 에너지를
직접 전기에너지로 변환시키는 장치로서, 대표적인
수소-산소 연료전지는 수소와 산소의 직접적인 전기
화학 반응을 통해 전기를 생산하는 고효율, 환경친화
적 에너지 발전 시스템이다. 연료전지는 기본적으로
연소과정이 없기 때문에 환경에 유해한 공해물질을
거의 배출하지 않는다. 또한 연료전지 내부에는 움직
이는 부품이 없기 때문에, 소음이 매우 적고 기존의
화석연료를 사용하는 발전 시스템에 비해 높은 에너
지 효율을 나타내며, 높은 신뢰성과 안전성을 토대로
광범위한 응용범위를 제공한다. 연료전지는 연료와
산화제가 공급되는 한 연속적인 동력을 공급할 수 있
다. 일반적으로 중량 측정 효율 6%의 수소연료 저장
시스템이 1100Whr/kg의 에너지를 제공하는데 반해
리튬-이온 배터리는 140 Whr/kg에 불과하다. 그림
1은 효율을 비교한 것으로, 내연기관의 효율이 일반
적으로 약 30% 수준인데 비해 수소연료를 사용하는
연료전지는 약 60%의 효율을 나타낸다. 그림 2는 기
존의 열기관 대비 연료전지의 비출력(단위중량 당 출
력) 향상 전망을 나타낸 것이다.
그림 1. 연료전지 효율 비교
그림 2. 연료전지 비출력 전망
현재 항공기 분야에 적용되는 연료전지는 PEM(Proton
김근배 / 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 95~105 97
Exchange Membrane) 연료전지와 SOFC(Solid Oxide
Fuel Cell)의 두 가지 형식이 있다.
표 1은 두 가지 연료전지의 특성을 비교한 것이다.
표 1. PEM vs SOFC 특성 비교
특성
PEM
SOFC
Power/Weight
1.24 kW/kg
2 kW/kg
Power/Volume
1.75 kW/L
0.4~2.0 kW/L
Operating Temp.
-80~90℃
650~1000℃
Efficiency
~50%
~50%
Ionic current carrier
Protons
Oxygen
Coolant required
Yes
No
항공기를 비롯한 수송용 장치에는 일반적으로 PEM
연료전지가 널리 사용되고 있으나, 수소 외에 다양한
연료를 쓸 수 있는 고체산화물 연료전지(SOFC) 이용
도 점차 증가되고 있다. PEM 방식은 이온 전도성 고분
자 막을 전해질로 사용하여 100℃ 이하의 비교적 낮은
온도에서 사용되며, SOFC 방식은 고체산화물을 전해
질로 사용하여 600℃ 이상의 높은 온도에서 사용된다.
연료전지를 동력으로 하는 항공기는 기존의 일반
적인 동력원의 항공기와 비교하여 다양한 임무 영역
에서 더 우수한 성능을 발휘할 수 있는 잠재력을 갖
고 있다. 최근 미국에서는 고체산화물 연료전지를 기
반으로 인공위성처럼 감시하고 통신에 사용될 수 있
는 형식의 최대 5년 동안 작동할 수 있는 무인항공기
를 개발하고 있다. 여기에는 미 국방부의 지원 하에
보잉사와 함께 Versa Power Systems사가 참여하여
긴 수명과 높은 신뢰성을 갖는 연료전지 시스템을 장
착하고 최대 5년 간 비행이 가능한 Vulture 항공기를
개발하고 있다. 또한 Horizon Fuel Cell Technologies
사는 PEM 연료전지 기술을 기반으로 소형 전기식 무
인항공기에 필요한 가볍고 작은 전기에너지 저장시스
템을 개발하고 있다.
2.2 항공기 응용 분야
연료전지를 탑재한 수소-전기 동력 무인항공기는
소음 저감과 더불어 소형화 및 더욱 향상된 효율성을
토대로 다양한 임무에 투입될 수 있다. 전문가들은 향
후 10년에 걸쳐 미국 내에서만 440억불 이상의 무인
항공기 시장을 기대하고 있다. 현재까지 연료전지기
술은 소형 무인항공기를 중심으로 적용되고 있으나,
유인항공기에서도 연료전지 시스템을 장착한 소형항
공기가 점차 등장하고 있으며 향후 상용화 노력이 가
속화될 것으로 전망된다. 한편으로 미국의 Boeing사
와 유럽의 Airbus사는 대형 수송 항공기에서 소음과
배출가스를 감소시킬 수 있는 연료전지 기술의 실현
가능성을 검토하고 있으며, APU를 비롯한 몇 가지
세부계통 분야에서 응용연구가 진행되고 있다.
[소형 무인항공기]
일반적으로 가스터빈엔진과 왕복엔진은 크기가 작
아질 경우 효율이 떨어지는 단점이 있으나, 연료전지
는 크기에 상관없이 높은 효율을 유지할 수 있으며
이는 특히 소형의 장기체공 무인기에 적합한 특성을
갖고 있다. 이런 특성으로 인해 연료전지는 항공기에
서는 최초로 소형 무인기의 동력장치에 적용되기 시
작했으며, 2003년 미국의 AeroVironment사에서 첫
번째 연료전지 항공기를 제작하여 시험하였다. 그 이
후 현재까지 여러 종류의 소형 무인기가 개발되었는
데, 그림 3[참고문헌 8]은 주요 무인항공기를 크기별
로 비교해서 나타낸 것이다.
그림 3. 연료전지 무인항공기 크기 비교
현재까지 개발된 연료전지 장착 무인기는 대부
분 PEM 연료전지 시스템으로 설계되었으나, 2006년
Adaptive Materials사에서 프로판을 연료로 사용하
는 SOFC 무인기가 개발되기도 했다. 무인기의 연료
전지 동력장치는 기본적으로 체공시간 극대화 및 높
은 출력을 목표로 조작과 제어를 용이하게 할 수 있
98 김근배 / 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 95~105
도록 설계되고 있다. 향후 무인항공기는 장기적으로
24시간 이상의 체공시간 및 2000km 이상의 항속거
리를 갖도록 개발될 것으로 전망되며, 연료전지 시스
템의 성능향상도 그에 따라 가속화될 전망이다.
[소형 유인항공기]
소형 유인항공기에 연료전지 기술을 적용할 경우
소음과 오염물질 배출을 획기적으로 감소시킬 수 있
으며, 이는 도시권에서 주/야간으로 24시간 비행을
가능하게 해준다. 유인항공기 분야에서는 2008년 미
국의 보잉사에 의해 세계 최초로 연료전지항공기의
시험비행이 성공적으로 이루어졌으며, 계속해서 연료
전지 시스템을 유인항공기에 적용하려는 노력이 진
행되고 있다. 독일의 Stuttgart 대학에서는 2007년 2
인승 연료전지 항공기 Hydrogenius 프로젝트를 시
작했으며, 2010년 첫 비행을 목표로 진행 중이다.
Hydrogenius는 일반적인 2인승 항공기의 성능과 대
등한 성능의 항공기 개발을 목표로, 길이 8m, 날개폭
약 18m의 크기로 최소 700km의 항속거리와 승객 1
인당 1리터의 가솔린으로 100km를 갈 수 있는 수소
소모율을 갖도록 계획하고 있다. 또한 유럽에서는
ENFICA-FC(Environmentally Friendly Inter City
Aircraft Powered by Fuel Cells)라는 명칭의 연료
전지 항공기 개발 프로젝트를 진행하고 있다. 이 프로
그램은 총 예산 450만 유로를 투입하여 도시권 또는
거주지역에 조성된 소형 비행장에서 운용이 가능한
저소음의 친환경적 연료전지항공기 개발을 목표로 하
고 있다.
[항공기용 APU]
미국의 NASA를 필두로 많은 항공우주 기업들이
SOFC 방식의 보조동력장치(APU)를 상용화시키기
위해 노력하고 있다. 일반적으로 항공기 APU는 지상
에서 운용되며 가스터빈엔진에 의해 전력을 발생시켜
항공기의 조명, 객실 환경조절 및 엔진시동 등의 전기
적 부하에 동력을 공급한다. 대형 여객기의 APU는
항공기에 탑재된 제트연료를 사용하는데, 이를 SOFC
와 가스터빈시스템의 하이브리드 방식으로 대체하면
효율을 크게 향상시킬 수 있다. 기존 APU가 약 15%
의 전기에너지 발생 효율을 나타내는데 반해 하이브
리드 SOFC 시스템은 41%~60%의 효율을 달성할 수
있으며, 아울러 배출가스 저감과 운용시간 연장을 도
모할 수 있다. 한편, 독일의 DLR에서는 Airbus사와
협력하여 항공기 보조동력장치에 사용할 수 있는 20kW
용량의 Michelin PEM Hydrogen Fuel Cell System
을 개발하였으며, 향후 상용화를 위한 노력이 가속화
될 전망이다.
3. 연료전지항공기 개발 동향
3.1 개요 및 현황
2006년 미국 Georgia Tech에서는 수소를 동력으
로 사용한 무인항공기의 시험비행을 성공적으로 수행
하였다. 그 당시 사용된 연료전지 시스템은 날개길이
6.7m의 항공기에 탑재되어 500W의 출력을 발휘하였
다. 이는 그 당시 소형 하이브리드 자동차 출력의 1%
수준에 불과하지만, 항공기에 연료전지를 적용하기
위한 시도 자체로 의의가 크다고 할 수 있다. 현재까
지 비록 연료전지가 상용 여객기에 사용되는 추진시
스템을 위한 충분한 출력을 제공하진 못해도 무인항
공기와 같은 소형의 상대적으로 느린 항공기에는 충
분한 동력을 제공할 수 있다.
연료전지항공기는 일반적인 항공기에 비해 몇 가
지 장점을 갖고 있다. 기본적으로 공해물질 배출이 없
으며, 전자기기들을 운용하기 위한 발전기를 별도로
구비하지 않아도 되고 열, 소음, 진동 등의 유해한 환
경을 최소화할 수 있다. 반면에 비용, 중량 면에서 아
직 기존의 일반적인 항공기에 비해 불리한 측면이 있
으며, 이와 관련하여 현재 중량감소를 위한 재료 선
택, 중량 대비 출력 증가, 저비용의 재료 선택, 단순
화, 온도 제한조건의 최소화, 효율적인 설계 및 제작
공정 개선 등을 통해 비용과 중량 문제를 개선하기
위한 노력이 진행되고 있다.
3.2 무인항공기 분야
2009년 10월 미 해군연구소에서 개발한 수소동력
연료전지 무인항공기 Ion Tiger는 총 23시간 17분의
김근배 / 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 95~105 99
장시간 비행 신기록(비공식)을 세웠다. Ion Tiger는
Protonex Technology사와 하와이대학교 그리고
HyperComp Engineering사가 참여하여 개발한 총
중량 16kg의 소형기로서 550와트(0.75마력)의 연료
전지를 탑재하였다. 탑재된 연료전지는 동등한 수준
의 내연기관에 비해 약 4배의 효율성을 나타내며,
동일한 무게의 배터리보다 약 7배의 에너지를 제공
한다.
아래 그림 4는 비행 중인 Ion Tiger의 모습이며,
왼쪽 하단에 550와트의 연료전지가 나타나 있다.
그림 4. Ion Tiger 무인항공기
또한, 미 해군연구소에서는 Protonex Technology
Corporation과 협력하여 XFC(eXperimental Fuel
Cell) 정찰용 무인기를 개발하고 2009년 6월 6시간
의 비행시험을 성공하였다. 소형 무인항공기는 감시
정보 수집에서 통신 연결까지 다양한 활용범위를 제
공하기 때문에 군용에서의 중요성이 증가하고 있으
며, Ion Tiger와 같이 높은 동력과 효율적인 연료전
지 시스템, 경량 수소 저장탱크, 효과적인 시스템 통
합 등의 기술을 통해 장기간의 비행이 가능하게 되었
다. 한편, 이보다 앞서 2008년 10월 미국 미시건대학
교에서 개발한 중량 5.3kg의 Endurance 무인항공기
가 Adaptive Material사가 제공한 고체산화물 연료
전지(SOFC)와 배터리를 조합한 하이브리드 시스템을
탑재하고 그 당시 가장 긴 10시간 15분의 비행기록
을 세웠다.
BlueBird Aero Systems사의 Boomerang은 중량
9kg의 세계 최초의 상용 수소연료전지 무인항공기로
서, Horizon Fuel Cell Technologies의 수소-전기동
력시스템을 사용하여 9시간 이상 비행할 수 있다. 여
기에 사용된 AEROPAK 연료전지 시스템은 900Wh
의 동력을 공급할 수 있는 2kg의 PEM 연료전지 시스
템을 탑재하여 비행시간을 늘리고 소음과 크기는 최
소화하였다. 그림 5는 Boomerang 무인항공기의 모
습이다.
한편, 미국의 AeroVironment (AV)사는 2008년 3
월 Puma 연료전지 무인항공기를 이용하여 9시간 이
상의 장기 체공 비행에 성공하였다. 이는 Puma의 표
준 배터리 운용시간의 3배 이상에 달하는 기록이다.
Puma는 약 5.7kg의 중량을 갖고 있으며, Protonex
Technology's Pulse UAV 연료전지 시스템의 연료
전지/배터리 하이브리드 시스템을 기반으로 순항 중
에 일정한 동력을 항공기에 공급하며, 리튬-이온 배
터리가 이륙 및 급기동 비행 시에 최대 출력을 제공
한다. 그림 6은 Puma의 모습이다.
그림 5. Boomerang 무인항공기
그림 6. Puma 무인항공기
또한, 미국 Aerovironment사에서는 최대 65,000ft
(20km)의 성층권에서 1~2주 동안 체공할 수 있는 총
중량 79kg의 Global Observer를 개발하고 있다. Global
100 김근배 / 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 95~105
Observer는 2마력의 수소 연료전지를 탑재하여 자력
으로 이/착륙 및 24시간 비행이 가능하며 23kt의 속
도를 낼 수 있다. 그 외 미국의 Boeing에서도 장기
체공 무인항공기인 Vulture 시스템에 Versa Power
Systems 사에서 개발한 SOFC 연료전지를 탑재하는
프로그램을 진행하고 있다.
그림 7. Global Observer 무인항공기
국내에서는 근래에 들어 액상의 화학수소화물에서
수소를 발생시켜 연료전지를 구동하는 방식으로 소형
무인항공기에 적용하려는 노력이 진행되고 있다. 화
학수소화물에서 생성된 수소는 순도가 높고 제어가
용이하며, 특히 붕소화수소나트륨(NaBH4)은 상대적
으로 수소 함량이 높고 안정한 물질로 주목받고 있다.
2007년 KAIST 권세진 교수팀은 NaBH4를 이용한
50W급의 PEM 연료전지를 탑재한 무게 2.5kg급의
소형 무인항공기를 개발하여 1시간 32분의 시험비행
에 성공하였으며, 한국항공우주연구원에서도 2009년
부터 본격적으로 화학수소화물 방식의 연료전지를 이
용한 무인항공기 개발을 시도하고 있다. 표 2는 국내/
외 연료전지 무인항공기의 크기와 출력을 비교해서
나타낸 것이다.
그림 8. KAIST 개발 무인항공기
표 2. 연료전지 무인항공기
기종/모델
중량
출력/형식
Ion Tiger(US Navy)
16kg
550W/PEM
Boomerang(BlueBird)
9kg
900Wh/PEM
Puma(AeroVironment)
5.7kg
1000W/PEM
Endurance
(Univ. of Michigan)
5.3kg
160W/SOFC
Global Observer
(AeroVironment)
79kg
1.5kW
KAIST 연구용 시연기
(국내)
2.5kg
50W/PEM
3.3 유인항공기 분야
미국의 Boeing사는 2008년 3월 세계 최초로 수
소연료와 리튬-이온 배터리를 탑재한 연료전지 비
행기로 20분간의 시험비행에 성공하였다. 그림 9는
시험 항공기의 모습으로 2인승의 Diamond HK-36
을 개조하여 15kW 용량의 PEM 연료전지를 탑재했
으며 보조 배터리를 사용하여 최대 50kW의 출력을
낼 수 있다. 전체적으로 중량이 약 800 kg, 최대 비
행시간이 45분에 이르며 이륙시에는 배터리 전력이
사용되었으나 비행 중에는 연료전지의 출력에만 의
존했다.
그림 9. Boeing 수소 연료전지 항공기
그림 10은 Boeing 연료전지 항공기의 추진시스템
구성 개념을 보여준다.
김근배 / 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 95~105 101
그림 10. Boeing 연료전지 항공기 추진시스템 구성
독일에서는 2009년 7월 연료전지만을 사용하는
세계 최초의 유인 항공기 Antares DLR-H2를 개발
하였다. 이는 동력 글라이더 형식으로 독일의 BASF
사가 개발한 PEM 연료전지를 이용해 자력으로 이륙
할 수 있으며, 최대 5시간 동안 비행할 수 있다. 그림
11은 Antares DLR-H2의 모습으로, 날개 밑에 장착
된 두개의 외부 포드 내부에 각각 연료전지 시스템과
수소탱크가 들어있다. 여기에 장착된 PEM 연료전지
는 기존의 일반적인 PEM 연료전지보다 비교적 높은
120~180℃의 고온에서 작동하여 낮은 순도의 수소
를 효율적으로 연소하도록 설계되었다.
그림 11. Antares DLR-H2
Antares DLR-H2에 장착된 고온 PEM 연료전지
기술의 평가를 위해서 3개 기관이 협력하였다. BASF
는 연료전지 제작사이고, Serenergy는 소형 공랭식
스택을 공급하며, DLR이 항공기 내 연료전지 시스템
의 스택 체계종합을 담당하고 규정된 항공기 요구조
건에 따라 시험을 수행하였다.
한편, 유럽에서는 2006년부터 이탈리아 토리노 공
대를 중심으로 10개 기관이 참여하는 450만 유로 예
산의 ENFICA-FC(Environmentally Friendly Inter
City Aircraft powered by Fuel Cells) 연료전지 항
공기 개발 프로젝트가 진행되고 있으며, 유럽연합에
서 거의 2/3에 해당되는 290만 유로를 투입할 계획이
다. 이 프로젝트의 목적은 기존의 화석연료를 대체하
기 위해서 완전히 또는 부분적으로 전기로 구동되는
전기추진 항공기를 위한 연료전지 기반의 동력시스템
을 개발하고 검증하기 위한 것이며, 연료전지 시스템
을 탑재한 항공기의 비행성능시험을 실시해서 미래의
도시권 항공기에 적용할 수 있는 가능성을 검토할 계
획이다. 이 프로젝트를 통해 항공기의 소음과 배출가
스를 획기적으로 낮출 수 있을 것으로 기대되며, 이는
특히 도시권 지역에서 이/착륙하는 소형 지역 수송
항공기의 특성으로 매우 중요한 요소가 될 전망이다.
향후, ENFICA-FC 프로젝트를 통해서 다음과 같
은 두 가지 핵심 목표가 구현될 예정이다.
1) 연료전지 기술에 의해 제공될 수 있는 항공기 동력
시스템으로 보조동력장치, 주전력 발생/공급, 비상
전력 공급, 착륙장치, 제빙장치 등의 적용 가능성
검토 및 전주기적 비용 평가, 안전성, 인증 및 유
지관리 개념을 정의하고, 미래 연료전지의 성능
향상 실현 가능성 연구를 통해 기술 및 성능의
장점을 시현한다. 또한, 완전히 연료전지에 의해
구동되는 전기식 추진시스템을 갖춘 도시권 항공
기 실현 가능성을 검토하여 복잡한 도시지역에서
짧은 활주로를 사용한 이/착륙이 가능하도록 구현
한다.
2) 최종적으로 연료전지에 의해 구동되는 2인승 완전
전기모터 구동식 항공기를 개발하고 비행시험을 통
해 입증한다. 이를 위해 높은 효율을 발휘하는 기
존의 인증된 2인승 항공기 설계를 이용하여 연료전
지 및 전기모터를 통합하고, 비행조종시스템도 전
기식으로 전환하여 아래와 같이 진행될 예정이다.
￭ 연료전지 장치 및 고효율 BL 전기모터, 동력전자장
치를 설계/제작하고 시험한다.
￭ 공기역학적으로 최적설계된 프로펠러에 의해 90%
이상의 효율을 달성하고 새로운 항공기의 비행역학
연구를 통해 비행성능을 검증한다.
￭ 개발된 항공기를 대상으로 1시간의 비행시험 수행
을 목표로 한다.
102 김근배 / 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 95~105
이와 관련하여, 그림 12는 소형항공기에 적용할 수
있는 연료전지 추진시스템의 개념으로 배터리, 연료
전지 시스템, 수소시스템, DC/DC 컨버터, DC/AC 컨
버터로 구성된 시스템을 보여주며, 여기서 각각의 구
성요소는 다음과 같이 구성된다.
• 연료전지 출력 : 20~22kW
• 배터리 출력 : 20kW @이륙 및 상승조건
• DC/DC 컨버터 : 연료전지 및 배터리 관리
• DC/AC 인버터 : 전기모터 구동
• Power Management Unit and Distribution
그림 12. 연료전지 기반 전기식 추진시스템
또한, 그림 13[참고문헌 4]에서와 같이, Air Taxi(5
인승), Small Commuter(9인승), Regional Jet(32인
승)의 세 가지 항공기 형식을 대상으로 SOFC 연료전
지 시스템을 적용한 개발방향을 검토하고 각각의 기술
적 특성을 분석하였다.
그림 13. Air Taxi, Small Commuter, Regional Jet 삼면도
4. 항공기용 연료전지 기술 동향
4.1 연료전지 시스템
연료전지 시스템은 기본적으로 CO2 배출이 없고
소음도 매우 낮으며 적외선 탐지도 어렵기 때문에 소
형 무인기는 물론 유인 항공기의 동력원으로 사용될
수 있는 충분한 잠재력을 갖고 있다. 또한 장기적으로
연료전지 기술은 대형 상용항공기의 보조동력장치
(APU)와 같은 2차 동력계통에 적용될 수 있으며, 다
른 대체연료와 더불어 환경에 미치는 영향을 줄일 수
있는 대안으로 검토되고 있다. 아직까지 연료전지를
상용 항공기에 적용하기 위해서는 많은 문제들을 해
결해야 한다. 여기에는 수소와 산소를 공급하기 위한
내부 시스템의 구축, 연료전지 시스템을 위한 측정 설
비들의 승인된 비행측정방법의 개발 등이 포함되며,
또한 비행 중의 온도 및 압력변화와 같은 극한 기후
조건들도 해결해야 한다. 일반적으로 PEM 연료전지
는 압력이 변하면 성능이 저하되는 특성이 있으며, 멤
브레인 습도 조절은 고도에 따라 변하는 조건 때문에
비등점이 변해 사용이 제한된다. 그 외 가속도와 진동
특성들도 해결되어야 할 과제들이다.
국내에서는 2007년 KAIST 권세진 교수팀이 장기
체공 무인 항공기를 위한 연료전지 동력 시스템을 개
발하였으며, 기존의 고압 수소 저장 방식의 문제점을
해결하기 위해 높은 에너지 밀도를 갖는 액상의 화학
수소화물을 연료로 사용하였다. 수소화물을 전환하여
수소를 발생하는 연료공급장치는 촉매 반응기, 펌프,
연료 카트리지, 분리기, 제어기로 구성되었으며, 연료
전지 스택과 함께 무인항공기에 탑재하여 성능 검증
을 수행하였다.
Protonex사는 소형 무인항공기용 연료전지 시스
템의 대표적인 회사로, 2007년 Puma 무인기에 적용
된 PEM 연료전지를 개발하였다. 그림 14는 Puma에
적용된 붕소화수소나트륨(NaBH4) 수소발생방식의 연
료전지시스템을 나타낸다.
그림 14. Puma 연료전지 시스템 구성
김근배 / 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 95~105 103
또한, Protonex는 미해군연구소의 Ion Tiger에 압
축수소탱크를 탑재한 PEM 연료전지도 개발하였다.
그림 15는 Ion Tiger의 연료전지 시스템 구성을 보여
주며, 동체 내부에 22L 용량의 압축수소 탱크가 장착
되었다.
그림 15. Ion Tiger 연료전지 시스템 구성
4.2 하이브리드 시스템
하이브리드 연료전지 시스템은 연료전지와 다른
동력발생기술(가스터빈, 피스톤 엔진, 배터리, 태양
및 풍력 발전, 또는 다른 형식의 연료전지)을 조합
한 것으로 더 높은 효율을 제공할 수 있다. 미국
Protonex Technology사는 2008년 미 해군연구소
(NRL)와 162만불의 계약을 통해 무인항공기 추진시
스템의 성능을 확장하기 위한 연구를 진행하고 있다.
이 프로그램은 소형 무인항공기의 동력원으로서 연료
전지의 출력을 증가시키고 전체 효율을 향상시키기
위한 것으로, 여기서 제안된 PEM 연료전지/배터리
하이브리드 동력 시스템은 약 200W의 동력을 연속적
으로 공급할 수 있다. 이 시스템은 미 해군연구소의
특수하게 설계된 소형항공기에 탑재되어 비행시험을
수행할 예정이며, 매우 작은 소음 특성을 갖는 다양한
연료들을 사용할 수 있고 최신 배터리 수명의 4배까
지 공급할 수 있다.
한편, SOFC의 하이브리드 시스템은 Rolls-Royce, GE
Energy, Siemens, Westinghouse, 그리고 Mitsubishi
Heavy Industries 등의 회사에서 개발하고 있다.
SOFC와 가스터빈 하이브리드 시스템이 대표적
인 사례로, 미래의 항공기에서 필요로 하는 동력
요구조건에 부합될 수 있을 것으로 기대된다. 특히,
MEA(More Electric Aircraft)로 표현되는 항공기는
미래의 완전-전기식 항공기로 진화하는 중간 단계로
서, 내부의 유/공압시스템을 전기적 시스템으로 대체
하는 개념으로 환경제어계통을 비롯하여 날개의 방
빙시스템, 착륙장치와 비행조종계통을 점차적으로
전기적 기반 시스템으로 전환하는 방안이 추진되고
있다.
또한, Boeing과 Airbus는 항공기의 2차 동력계통
을 연료전지 시스템으로 대체하려는 노력을 기울이고
있으며, 향후 2010년대 중반에는 가시화될 것으로 전
망된다. 대표적인 사례로, 미국의 Boeing과 NASA에
서는 SOFC/가스터빈 하이브리드 시스템을 항공기 보
조동력장치(APU)에 적용하기 위한 연구를 진행하고
있다. 그림 16[참고문헌 12]은 NASA에서 수행한 하
이브리드 시스템 응용에 관한 것으로 중소형 항공기
급의 APU에 적용할 수 있다. SOFC 방식에 의한 연
료전지 보조동력장치(FC-APU)는 높은 온도에서 작
동할 수 있고, 다양한 연료의 사용과 더불어 상대적으
로 쉽게 조작할 수 있으며, SOFC의 배열을 재활용할
수 있으므로 효율적이다. FC-APU는 기존 APU보다
약간 무거울 것으로 보이나 장시간의 작동시 전체 시
스템 중량을 낮출 수 있으며 효율이 높다. 기존 APU
의 비출력이 2kWkg-1인데 비해 향후 SOFC 하이브
리드 시스템의 비출력은 0.5kWkg-1 수준으로 전망
되며, 효율은 50% 이상으로 기존 APU보다 월등히
높을 것으로 기대된다.
그림 16. SOFC/가스터빈 하이브리드 시스템
104 김근배 / 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 95~105
5. 향후 전망
현재 전 세계적으로 환경문제에 관심이 높아지는
가운데 기존의 화석연료를 대체할 수 있는 친환경적
이고 에너지 효율이 높은 항공기에 대한 수요가 증가
하고 있다. 이의 일환으로 순수 전기추진 방식의 소형
항공기 개발과 더불어 연료전지를 접목시킨 항공기
시험이 여러 각국에서 활발하게 진행되고 있다. 이미
소형 무인항공기에는 연료전지 기술이 활발하게 적용
되고 있으며, 이를 토대로 유인항공기는 물론 대형 여
객기에도 적용하려는 노력이 전개되고 있다.
향후, 항공기용 연료전지는 PEM 연료전지와 SOFC
방식을 중심으로 항공기의 성능요구조건에 따라서 다
양하게 개발될 것으로 전망된다. PEM 방식은 일반적
으로 100℃ 이하의 저온에서 사용되며 시동시간이
빠른 반면 상대적으로 순도가 높은 수소연료를 필요
로 하기 때문에, 사용온도를 높여서 순도가 낮은 수소
연료도 사용할 수 있도록 하는 노력이 진행 중이다.
반면에 SOFC 방식은 1000℃까지의 고온에서 사용되
며 다양한 연료를 쓸 수 있는 장점이 있으나, 계속해
서 다음과 같은 개선노력이 요구되고 있다.
• 중량 대비 전력밀도의 향상
• 연료전지와 개질시스템의 통합
• 탄화수소계 연료 불순물의 허용
• 고고도 조건의 내환경성 향상
• SOFC/보조터빈 통합에 의한 낭비열의 회수
무인기의 경우 고 양항비 기체를 활용한 장기체공
형 무인기 개발이 활발하게 이루어지고 있으며, 이를
위한 연료전지 추진시스템 개발도 더욱 활성화될 전망이
다. 유인기의 경우, 연료전지의 친환경적 특성을 토대로
도시권을 운항하는 소형항공기가 등장할 수 있을 것으로
기대되며, 향후 연료전지 전력밀도(power density)의
지속적인 향상에 따라 기존 소형항공기급의 동력공급
계통과 대등한 수준의 전력공급 성능을 갖게 될 것으
로 전망된다. 이는 또한 연료전지 시스템의 전력관리
기술 진보와 더불어 향후 대형 상용 전기식 항공기에
적용할 수 있게 될 것이다. 아울러 전력밀도의 향상은
대형 항공기의 연료전지 APU를 가능하게 할 것이며,
현재의 가스터빈 APU보다 더 낮은 소음과 배출가스
감소 목표를 달성하고 항공기의 연료소모율을 감소시
킬 것이다. 그림 17[참고문헌 6]은 향후 연료전지를
기반으로 한 항공기의 개발 단계를 보여주며, 미래의
상용 항공기는 단계적으로 전기식 항공기 구조와 통
합될 것으로 전망된다.
그림 17. 연료전지 구동식 전기추진 항공기 로드맵
후기
이 논문은 교육과학기술부의 지원으로 수행하는
21세기 프론티어연구개발사업(수소에너지사업단)의
일환으로 수행되었습니다.
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항공우주산업기술동향 7권2호 (2009) pp. 106~114
http://library.kari.re.kr
에서 보실 수 있습니다.
산업동향(기술동향)
부품승인(PMA/EPA) 제도와 항공부품시장 동향
정봉구
*
, 진영권
**
1)
Status of Aviation Part Market and PMA/EPA
Jeong,gBong-Gu
*
, JINNYoung-Kwon
**
ABSTRACT
Until now, The Market of aviation parts had led by OEM(Original Equipment Manufacturer) parts
because of aviation industry's nature required higher reliability and safety. But recently, The interest
about PMA parts in aviation market is increasing continuously with various environmental changes,
such as economic stagnation, oil price rise, development of the manufacture technique and newly
rising market of Asia-Pacific region. Actually, after 2006, FAA PMA approval parts are increasing at
a rate of around 40,000 parts per year and 2.5% of PMA parts penetration, in 2007, in Asia-Pacific
market is forecast to enlarge up to 8% in 2017.
So, this paper introduces the process requirements of FAA PMA / EASA EPA and the status of
PMA market in order to enhance understanding for certification for aviation parts and to review a
new PMA market.
초 록
그 동안 항공부품시장은 높은 신뢰성과 안전성을 요구하는 항공산업의 특성로 인해 OEM(Original
Equipment Manufacturer) 부품이 주도하여 왔다. 그러나 제조기술의 발전, 경기침체, 유가상승 및 아시아-태
평양 신흥 시장의 부각 등의 환경적 변화로 인해, 최근, 항공시장에서의 PMA 부품에 대한 관심이 지속적으로
증대되고 있다. 실제로 2006년 이후 FAA PMA 승인부품은 매년 40,000 개씩 증가하고 있으며, PMA 부품 보
급률(아시아-태평양 시장)은 2007년 2.5%에서 2017년 8%까지 증대될 것으로 예상되고 있다.
따라서, 본 논문에서는 항공부품 승인제도에 대한 이해를 도모하고, 새로운 PMA 시장을 살펴보기 위해
FAA PMA/EASA EPA의 절차상 요건과 PMA 부품시장 현황을 소개하였다.
Key Words : Parts Manufacturer Approval(PMA, 부품등제작자증명), European Part
Approval(EPA, 유럽부품승인)
* 정봉구, 한국항공우주연구원 항공우주안전인증센터 제품보증팀
bgjeong@kari.re.kr
** 진영권, 한국항공우주연구원 항공우주안전인증센터 제품보증팀
ykj@kari.re.kr
정봉구 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 106~114 107
1. 서론
항공기는 20만개 이상의 부품으로 구성되는 첨단
기술의 결정체이며, 항공산업은 전후방 산업파급효과
가 매우 높은 고부가가치 산업이다. 특히, 항공부품산
업은 특성상 이미 개발된 부품을 유사한 다른 기종의
항공기에 맞게 개조하여 활용할 수 있고, 기계, 금속,
재료 및 전기전자 등 다수의 타 산업분야와 직접적으
로 연관되어 있어, 기체 조립생산 산업보다 타 산업분
야에 대한 파급효과와 기 구축된 기술기반의 활용성
이 높다고 할 수 있다.
이러한 항공기용 부품은 항공기의 안전성에 중대한
영향을 미치기 때문에 항공기등1)과 마찬가지로 반드
시 법적인 안전성 인증을 받아야 한다. 즉, 항공기용
부품은 항공기등에 대한 형식증명(Type Certificate,
TC) 과정에서 안전성을 인증받거나 또는 해당 부품에
대해 기술표준품형식승인(Technical Standard Order
Authorization, TSOA) 또는 부품등제작자증명(Parts
Manufacturer Approval, PMA)을 통해 안전성 인증은
받은 경우에만 항공기등에 장착하여 사용할 수 있다.
특히, 부품등제작자증명(PMA) 제도는 기술표준품2)
으로 한정되어 적용되는 기술표준품형식승인 제도와
는 달리, 단순한 볼트, 너트에서부터 연료펌프 기어,
착륙장치와 같은 복잡한 부품, 블레이드, 터빈 베인과
같은 엔진 부품, 유압, 공압 및 전기기계부품, 전자 부
품 인테리어 부품 등 인증대상이 매우 다양하고 광범
위하기 때문에 각 분야의 부품산업체가 항공시장으로
진입할 수 있는 대상이 매우 다양하다.
본 논문에서는 아직 국내에서는 익숙하지 않은 부
품등제작자증명 제도에 대한 이해를 도모하고, 국내
항공산업의 새로운 시장을 고찰하기 위해 국내외 부
품등제작자증명 제도의 요건과 아시아-태평양 지역을
중심으로 한 세계 PMA 부품시장 현황을 기술하였다.
2. PMA 부품시장 및 국내 부품산업
현황
1) 항공기, 엔진 및 프로펠러를 통칭함 (항공법 제2조)
2) 미국(FAA) 및 유럽(EASA)는 각각 146개 품목, 132개 품목을,
우리나라의 경우는 16개 품목을 기술표준품으로 지정하고 있음
본 장에서는 미국의 FAA PMA 승인부품 증가현
황, 신흥 PMA 시장으로 급격히 부각되고 있는 아시
아-태평양 지역의 PMA 시장 성장추세와 국내 항공
산업의 현황을 고찰하였다.
2.1 PMA 부품시장 현황
2.1.1 FAA의 PMA 승인부품 증가
PMA(Parts Manufacturer Approval) 제도는 1950
년 중반 이후, 미국 FAA에 의해 처음 도입된 이후,
미국의 주도로 북아메리카 지역에서 시장을 형성하여
왔다. 아울러 민간 항공기 인증에 있어 미국 FAA의
막강한 영향력으로 인해 미국 주도의 북아메리카 지
역 PMA 시장은 세계 PMA 시장의 성장에 큰 영향을
미치고 있다. 미국의 항공 산업체는 1950년 중반 이
후부터 PMA 제도에 따라 설계 및 제작에 대한 승인
을 받고 항공용 부품을 생산하여 수리용 부품시장
(Aftermarket)인 MRO (Maintenance Repair & Overhaul)
시장에 공급하여 왔지만, 전 세계적으로 1990년대까
지 PMA 시장의 성장은 다소 제한적이었다. 이는
1990년까지 약 40여년 동안 FAA가 승인한 PMA 부
품 수는 약 35,000 품목에 불과하다는 수치에서도 알
수 있다.
PMA 시장은 1990년 이후 점차적으로 성장하기
시작하여, 아이러니하게도 2001년 9.11테러 발생 및
세계적인 경기 침체가 일어난 최근 8년 동안에 급격
하게 성장하였다. FAA가 승인한 PMA 부품 수는
2002년에는 약 210,000개 품목까지 증가하였으며
2006년에는 약 250,000개 품목으로 증가되었다. 최
근에는 세계 PMA 시장의 성장과 더불어 FAA PMA
승인부품은 연간 약 40,000개씩 증가되고 있는 추세
이다[1]. 또한, FAA의 PMA 소지자는 2005년 기준
으로 약 1,500 업체에 달하며 미국 부품시장에서 PMA
부품은 약 5%를 차지하고 있는 것으로 추정되고 있
으며, 유럽의 경우에는 EPA(European Part Approval)
부품이 유럽시장에서 약 3~4%를 차지하고 있는 것
으로 추정되고 있다.
2.1.2 아시아-태평양 지역 PMA 부품시장의 부각
2001년 9.11테러 및 이에 따른 경기 하락의 영향
108 정봉구 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 106~114
으로 침체기에 있던 세계 항공운송시장은 2005년 이
후 점차 회복세를 보이고 있다. Aerostrategy사는
2008년 세계의 운송용 항공기 수는 19,600대에서 연
간 3.3%의 성장률을 감안 시, 2018년까지 27,000대
로 약 8,000대가 증가할 것으로 예측하고 있다.
자료: Middle East MRO Market Outlook, AeroStrategy,2009
그림 1. 지역별 세계의 운송용 항공기 수, 2008년
세계 항공운송시장의 회복과 더불어 아시아-태평
양 지역의 항공운송량 또한 급격히 증가하고 있으며,
특히 최근 중국 및 인도의 경제성장으로 인해 중국과
인도의 항공기 수가 급격히 증가할 것으로 예상되고
있다. 아시아 시장분석자료에 의하면 2005년 아시아
지역의 총 3,233대의 항공기 중에 중국과 인도가
867대, 207대로 아시아 지역의 33%를 차지하고 있
으며[2], 2015년 까지 약 3배 증가하여 약 3,000대
에 이르고, 2018년에는 유럽과 아시아의 항공기 수가
북아메리카와 거의 비슷한 수준에 이를 것으로 예측
되었다.
이러한 아시아-태평양 지역의 항공기 및 항공 운
송량의 증가는 운송비용 절감이라는 현실적인 문제해
결을 위해 아시아-태평양 지역에서의 PMA 시장 점
유율 증가로 이어질 것으로 전망된다. 실제로 아시아
-태평양지역 민간 및 군 MRO 시장에서의 PMA 부품
보급률(penetration)은 전체 아시아-태평양지역 항공
기 및 엔진 수리용부품시장(aftermarket)에서 0.73%
~1.41%를 차지하고 있어 북아메리카와 유럽에 비해
PMA 부품의 점유율이 매우 낮다.
자료: Middle East MRO Market Outlook, AeroStrategy, 2009
그림 2. 2008년 대비 2018년 지역별 운송용 항공기 수 예측
그러나, PMA 부품 보급률은 2003년부터 2013년까
지 6.8%의 연평균성장률(Compound annual growth
rate, CAGR)로 성장하여 결과적으로 연평균 매출 성
장률(revenue CAGR)은 18.1%에 이를 것으로 예측
되고 있으며, 아시아-태평양 지역의 PMA 시장규모
는 2007년에 9억 5천만 달러에서 2013년에는 16억
달러 규모로 성장할 것으로 예상되어 아시아-태평양
시장이 새로운 PMA 시장으로 부각될 것으로 전망된
다[3].
아울러, 2006년 아시아-태평양지역 MRO 시장에
대한 AeroStrategy사의 예측에 의하면, MRO 시장에
서의 PMA 부품 판매는 2005년 3억 3천만 달러에서
2010년에는 8억~10억 달러까지 증가되고, PMA 부
품 점유율은 2007년 2.5%에서 2017년에는 8%, 17
억 달러 규모까지 점유율이 증가될 것으로 분석되었
다[4].
자료: 2005년 대비 2010년 PMA 부품 판매예측
그림 3. MRO Market Outlook Forecast & Key Trends,
AeroStrategy, 2006
정봉구 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 106~114 109
2.2 국내 항공산업 현황
2.2.1 국내항공산업 현황
국내 항공산업은 1953년 국내 기술로 2인용 프로
펠러 경비행기인 “부활호”를 개발한 이래로, 쌍발 복
합재 항공기, 반디호, KT-1, T-50 고등훈련기 등의
여러 항공기 개발사업을 추진하여 왔다. 그러나 주로
군용항공기 개발 또는 단순 연구개발 목적의 소형 항
공기 개발에 중점을 두고 추진됨으로 인해, 항공산업
의 지속적인 발전 없이 단계적인 항공기 설계 기술
습득에만 취중되어 온 것이 사실이다. 또한 민간 항공
산업 분야는 해외 항공기제작사로부터의 하청생산 방
식의 구조물 조립수출 위주로만 성장하여 왔기 때문
에 국내 항공산업은 고부가가치 산업으로 발전하지
못하고 있다. 이러한 불연속적이고 단순한 하청생산
방식의 국내 항공산업 구조는 국내 인건비 상승 및
중국, 인도와 같은 신흥 성장국의 부각 등의 요인과
결합되면서 항공산업의 적자 심화, 독자개발 항공제
품의 부재 및 국내 항공산업 시장의 위축 등의 악순
환의 원인으로 작용하고 있다. 2006년를 기준으로 세
계 14위의 경제규모에도 불구하고, 국내 항공시장 규
모는 4조 3천억원으로 세계항공시장의 1.5%에 불과
한 국내 항공산업의 현실이 이러한 정체된 항공산업
의 현황을 잘 대변해 주고 있다.
한국항공우주산업진흥협회의 자료에 의하면, 국
내 항공산업은 2009년에 공급 및 수요 측면에서
2008년 대비 3.5%~14.2% 가량의 증가를 전망하고
있다[5].
표 1. 국내 항공산업 수급동향
(단위: 백만불)
구 분
2008년
2009년(전망)
실적
전년대비
증감(%)
실적
전년대비
증감(%)
공급
생산
1,945
4.5
2,095
7.7
수입
2,592
-17.2
2,960
14.2
계
4,537
-9.1
5,055
11.4
수요
내수
3,765
-14.3
4,256
13.0
수출
772
29.3
799
3.5
이러한 전망에도 불구하고 2009년 항공산업은 완
제기 수입 $ 1,660 M(수출은 $100 M)과 부품 수입
$ 1,200 M(수출은 $857 M)으로, 약 20억불 정도의
무역수지 적자를 기록할 것으로 예상되고 있다. 이
는 현재의 국내 항공산업이 수출보다는 수입에 치중
되어 있는 구조로 인한 것으로서, 무역수지 불균형
을 개선하기 위해서는 현재 진행 중인 완제기 개발
을 중심으로 소요 부품/장비품의 개발확대와 개발
완제기와 부품/장비품의 수출기반 조성이 요구되고
있다.
국내 항공산업은 주 생산품목을 분야별로 나누어
보면 완제기, 기체 관련부품, 엔진 관련부품 및 전기
전자 부품 등이 각각 35%, 32%, 23% 및 7%로 구성
되어 있다[5].
표 2. 국내 항공산업의 분야별 생산현황
(단위: 백만불)
구 분 완제기 기 체 엔 진 전 자 보기류 소 재
계
2008년 627
563
425
126
55
1
1,797
2009년
(전망)
766
510
462
145
62
1
1,946
최근 국내 항공부품산업은 한국형 헬기, KT-1 및
T-50 항공기 등 개발 사업의 꾸준한 증가와 아울러
완제기에 사용되는 엔진 및 항공전자 장비품/부품의
매출 증가 등으로 인해 새로운 도약의 기회를 맞이하
고 있다. 실제로 항공전자 관련 매출이 2006년 3%에
서 2008년에는 약 7%로 증가하였다는 사실은 항공
산업의 성장 동력원으로서의 항공부품산업 발전 가능
성을 보여주고 있는 것이다.
2.2.2 항공기 정비사업 측면에서의 항공부품산업
오늘날 우리나라 항공기 운항사는 그 동안 축적한
정비기술을 바탕으로 정비산업 구조를 운항사의 자체
정비범위에서 MRO 시장이라는 항공산업분야로 변화
를 시도하고 있다. 이러한 변화와 세계 8위(2007년
기준)에 해당하는 우리나라의 항공운송산업 수준은
국내 항공산업의 취약성을 보완해 줄 수 있는 좋은
110 정봉구 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 106~114
돌파구 역할을 할 것으로 기대된다.
예를 들면 국내 D 항공사의 경우 지난 30여년 간
의 항공기 자체 정비경험을 바탕으로 2004년부터 항공
기 MRO 시장에 진출하여, 2004년 United Airlines,
Lufthansa Technik사의 엔진정비, 2005년 United
Airlines의 B747-400 항공기 중정비, 그리고 보잉으
로부터의 B747-400 항공기의 화물기 개조사업 등을
수주하였다.
D 항공사의 2007는 정비사업 실적[6]은 약 $
81M로 2007년 세계정비(MRO)시장 규모 $ 41.0B에
비해 매우 작은 규모이지만, 우리나라 항공부품산업
의 새로운 성장기반이 될 수 있는 신규 시장을 개척
하였다는 데 큰 의미를 둘 수 있다.
표 3. D사 정비사업실적 (2007년)
구 분
사업 실적 (금액)
항공기 기체
$ 4천만
엔 진
$ 3천만
부 품
$ 2백만
국내 타사 항공기 정비
$ 2백만
운항 정비
$ 7백만
총 계
$ 8천 1백만
또한, 이러한 항공기 정비사업에 대한 우리나라 경
쟁력 수준은, 우리나라 항공기 정비사업 경쟁력 수준
은 세계 정비사업의 선두 기업인 Lufthansa Technik
사에 비해 평균 75% 수준으로 충분한 경쟁력을 가지
고 있는 것으로 평가되었다.
표 4. 우리나라 정비사업 경쟁력 수준
구 분
경쟁력 수준
정비 시설
80%
정비 인력
74%
정비 능력
83%
정비 비용
68%
사업 기반
67%
3. FAA와 EASA의 부품승인 제도
3.1 FAA의 PMA 제도 요건 및 동향
3.1.1 FAA PMA 제도 개요
미연방항공청(FAA) PMA 제도는 원천 장비 제작사
(OEM)가 더 이상 부품을 공급하지 않는, 민간용으로
전환된 군용 항공기에 대한 교환부품을 공급하기 위
한 FAA 인증프로그램으로 1950년대에 시작되었다.
PMA 제도는 FAA가 승인하는 항공기 부품의 인증
방법 중 하나로써, 항공기등(항공기, 엔진, 프로펠러)에
장착하기 위하여 최초 형식증명(TC) 과정에서 승인된
부품과 해당 교체 또는 개조 부품이 동등하거나 감항성
이 있음을 FAA가 인증하는 제도이다. 따라서 PMA 제
도에 의한 부품 승인을 받기 위해서, 해당 부품은 장착
될 항공기등에 적용된 항공기기술기준(Airworthiness
Standards)의 인증기준에 대한 설계적합성(설계승인)
과 FAA가 규정한 품질시스템 요건에 대한 제작시설
적합성(생산승인)을 받아야 한다.
설계승인(Design Approval) 업무는 FAA 항공기인
증사무소(Aircraft Certification Office, ACO)가 담당
하고 있으며, 생산승인(Production Approval) 업무는
FAA 항공기제조검사분소(Manufacturing Inspection
District Office, MIDO)가 담당하고 있다.
설계승인을 획득하는 방법으로는 설계승인 소지자
와의 면허계약을 통한 설계 동일성(Identicality) 입
증, 면허계약이 없는 상태에서 원 부품(original)에 대
한 설계 동일성(Identicality) 입증, 시험 및 계산
(Test & Computation)을 통한 설계 동등성 입증 및
부가형식증명(STC)을 통한 설계적합성 입증 방법이
있으며, 이러한 설계승인 방법에 따라 신청서 접수처
를 ACO 또는 MIDO로 달리 지정하고 있다.
생산승인을 위한 요건으로는 제작증명에 적용하는
품질관리체계 요건 보다 다소 완화된 요건인, 해당 제
품의 검사에 중점을 두고 있는 제조검사시스템(FIS)
요건을 만족하도록 규정하고 있다.
PMA 대상은 일반적으로 다음과 같이 정의되는
Class Ⅱ, Class Ⅲ 에 해당되는 판매목적의 교환 또
는 개조 부품이 대상이 된다.
- Class Ⅱ : Class Ⅰ 품목(항공기, 엔진, 프로펠
정봉구 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 106~114 111
러)의 주요 구성품(component) 또는 TSO 품목
- Class Ⅲ : Class Ⅰ,Ⅱ가 아닌 품목으로 표준
품(볼트, 너트, 와셔) 등의 품목
그러나, 이러한 미국의 PMA 제도는 원칙적으로
미국 내에서 생산되는 교환 및 개조부품에만 적용되
며, 미국 이외의 국가에서 생산되는 부품에 대해서는
항공안전협정이 체결된 경우에 한하여 부분적으로 승
인하고 있다.
FAA PMA 제도의 특징을 개략적으로 요약하면 다
음의 표와 같다.
표 5. FAA PMA 제도의 특징
구 분
FAA PMA 요건
대상 품목
항공기등에 교체 또는 개조용으로 장
착되는 판매용 부품
평가 내용
항공기기술기준에 대한 설계 적합성 확인
제조검사시스템(FIS) 평가
승인 단계
설계승인 + 생산승인 ⇒ PMA
적용항공기
항공기등의 모델 지정 필요
신청 자격
제한 없음
양 도 성
양도 불가능
3.1.2 FAA PMA 제도의 최근 개정동향
가. FAA PMA 규정 개정동향
FAA PMA 제도에 관한 규정은 14 CFR Part 21,
Subpart K "Approval of Materials, Parts, Processes,
and Appliances"에 제시되어 있다. PMA 규정은 1955년
7월 26일, 미국 민간항공규정(Civil Air Regulation : CAR)
1.55에서 최초로 법규화 되었으며, 1965년에 CAR
1.55는 미연방항공법(Federal Aviation Regulation) Part
§21.303항으로 다시 규정화 되었으며, 이후 다음과
같이 두 차례에 걸쳐 개정이 이루어 졌다.[7]
- 1972년 5월 26일(Amendment 21-38)
․ 설계 동일성입증(identicality)을 통한 PMA
승인 허용(§21.303(c)(4)항)
- 1974년 12월 4일(Amendment 21-41)
․ PMA 소지자는 반드시 규정된 PMA 부품의
제작자이어야 한다는 요구조건 삭제
․ 해당 부품에 대한 설계 및 생산을 관리할 수
있다면 배급자(distributor)도 PMA 소지자
가 될 수도 있음을 규정
나. FAA PMA 절차 요건 및 개정동향
상기의 PMA 규정(Part 21, Subpart K)에 대한 세부
적인 이행절차는 Order 8110.42c "Parts Manufacturer
Approval Procedures"에 규정되어 있다. Order 8110.42C
는 모두 5개의 장으로 구성되어 있으며, 각각의 장에
서 신청자료 및 설계자료 요건에 관한 설계승인 요건
과 생산승인을 위한 품질시스템 요건, 신청자, 감항당
국(ACO 및 MIDO) 및 위임자가 준수하여야 하는 절
차를 기술하고 있다.
FAA의 PMA 세부절차는 초기에 AC 21.303-1
“Certification Procedures for Products and Parts"
(March 2, 1966)에서 규정하고 있었지만, 1995년에
FAA Order 8110.42 ”Parts Manufacturer Approval
Procedures“로 변경된 이후, 3차례의 개정을 통해
Order 8110.42C로 정립되었다. Order 8110.42C
에서는 이전의 절차 전반에 걸쳐 용어를 재정의
하고, 중복적으로 기술된 문구의 삭제, 난해한 요
건에 대한 부가적인 설명을 추가로 기술함으로서
절차를 명확하고 간결하게 기술하였고, 관련된
다른 절차(예, Order 8120.2F "Production Approval
and Certificate Management Procedures", Order
8100.37 "Designated Engineering Representative
(DER) Handbook" 및 Order 8100.15 "Organization
Designation Authorization Procedures")와의 연관
성을 명확히 하였다. 또한, 추가적으로 다음과 같이
BASA를 통한 외국의 PMA 부품 수입을 허용 하였다.[8]
- BASA를 통한 외국의 PMA 부품 수입허용 :
BASA를 통한 외국의 PMA 부품 수락에 대한
요건을 보다 명확하게 규정함과 더불어 수입허
용 한계를 단순한 교환용 부품에서 교환 및 개
조부품까지 확대됨
․ 외국이 설계권을 소지하고 있고, 해당 항공기
등에 대해 미국의 설계승인을 받은 체결국의
소지자가 생산하는 부품 (Parts produced by
a foreign holder of an FAA type certificate
(TC), STC, or letter of TSO design approval
(LODA) on a foreign state of design product)
112 정봉구 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 106~114
․ 미국이 설계권을 소지한 항공기등에 대한 면허계
약을 통해, 외국의 생산승인조지자가 생산하는 부
품 (Parts produced by a foreign manufacturer,
holding a production approval from the bilateral
partner Civil Aviation Authority (CAA), for U.S.
State of Design products produced under a
licensing agreement with the design approval
holder)
․ 외국의 부품등제작자증명을 받아 생산하는 부품
(Parts that have PMA from a foreign airworthiness
authority and are recognized in a bilateral
agreement with us)
3.2 EASA의 EPA 제도 요건 및 동향
3.2.1 유럽 (EASA) 인증규정 체계 변화
유럽의 인증체계는 2003년 기존의 유럽항공당국
(JAA, Joint Aviation Authority)에서 유럽항공안전
기구(EASA, European Aviation Safety Agency)로
체제가 전환되면서 많은 변화가 발생하였다. 항공기
및 관련 부품에 대한 인증요건을 규정하고 있는 Part
21은 기본규정(Basic Regulation-EC 216/2008)에
대한 실행규정(Implementing Rules-Regulation No
1702/2003) 형식으로 구성되었고, 기존의 감항기술
기준(JAR)은 인증규격(Certification Specifications)
으로 각각 재편되었다.[9]
그림 4. EASA 항공기인증규정 체계
3.2.2 EASA의 EPA 제도 요건 및 개정 동향
유럽항공안전기구(EASA)는 “설계 및 생산 관련
규정의 명확한 분리”라는 인증제도 원칙에 따라 기
능적인 조직승인에 중심을 둔 설계조직승인(DOA,
Subpart J)과 생산조직승인(POA, Subpart G)을 바
탕으로 하고 있다. 따라서 Commission Regulation
(EC) No 1702/2003 Annex Part 21에서는 일반적
인 항공용 부품 및 장비품에 대한 승인을 위하여 설
계 및 생산 승인에 대해 다음과 같은 방법을 규정하
고 있다.
- 설계(Design)에 대한 승인방법 (Part 21A. 303)
․ Subparts B “Type Certificates and Restricted
Type Certificates”, D “Changes to Type
Certificates and Restricted Type Certificates”
또는 E “Supplemental Type Certificates”
에 따라 TC의 일부로, TC에 대한 개정 또
는 STC로 승인
․ 유럽 기술표준품형식승인(ETSO Authorisation)
을 통해 승인(ETSO 표준서가 있는 부품에
한정)
․ 공인된 규격에 따른 표준부품(Standard Parts)
으로 승인
- 생산(Production)에 대한 승인방법 (Part 21
Subpart G, POA)
∙ 유럽의 형식증명을 받은 항공기에 장착하기
위한 부품 및 장비품을 생산하고자 하는 경
우, 해당 생산조직은 Part 21, Subpart G에
따라서 생산조직승인(POA)을 받아야 함
이러한 인증제도의 요건과 아울러 EASA는 설계변
경과 관련하여 다음과 같은 원칙을 적용하고 있다.
- 경미한 설계변경을 제외하고 설계능력에 대한
입증을 요구
- 설계 또는 인증자료를 확보하기 위하여 TC 소
지자의 지원이 필요한 경우, 신청자가 제시한
중요설계변경에 대한 TC 소지자와의 연계를
요구
- TC 소지자가 아닌 타인에 의하여 설계된 교환
부품은 원 부품(original parts) 부품과 동일할
지라도 설계변경으로 간주됨
특히, 형식증명 소지자가 아닌 자에 의한 교환 또
정봉구 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 106~114 113
는 개조 부품의 설계승인은 경미한 설계변경에 해당
되는 경우에 한하여, 신청자의 설계능력에 대한 입증
과 형식증명 소지자의 지원을 받지 않더라도 Part
21A.101에 따라 해당 감항기술기준에 대한 적합성을
입증한다면 Part 21A.95에 따라 경미한 변경사항
으로 승인받아 유럽부품승인(EPA, European Part
Approval) 표식을 할 수 있다. 반면 중요 설계변경에
따른 교환 및 개조부품의 설계승인은 상기의 설계변경
원칙에 대한 입증과 아울러 Subpart E에 따라 부가형
식증명(STC)으로 승인받아야 EPA 표식을 할 수 있다.
아울러 이러한 교환 또는 개조 부품을 항공기에 장착
하기 위해 생산∙판매하고자 하는 경우에는, Subpart
G에 따른 생산조직승인(POA)을 반드시 소지해야 하
며, FAA와는 달리 EASA는 형식증명 소지자가 아닌
자에 대해서는 치명성 부품에 대해 원칙적으로 부품
승인을 하지 않는다.
또한, EASA의 EPA 제도는 Part 21의 Subpart
B, D 또는 E 조항에 대한 설계조직 승인(설계승인,
Subpart J에 따라 승인)과 Subpart G에 따른 생산
조직승인(생산승인)으로 구성되어 있기 때문에 부
품승인(EPA)에 대한 별도의 증명서는 발급하지 않
는다.
표 6. FAA PMA와 EASA EPA 간의 차이점
FAA (PMA)
EASA (EPA)
설계 및 생산을 포함한 독립
된 승인(별도의 증명서 발급)
별도로 승인하지 않음
(별도의 증명서 미발급)
동일성에 의한 수락 또는 시
험 및 계산
해당 인증기준(CS)에 대한
적합성 입증
제조검사시스템(FIS)
(EASA Subpart F와 유사)
생산조직승인(POA) 필수적임
설계 능력 입증 필요 없음
중대한(major) 설계변경 :
설계 능력 입증이 요구됨
TC 소지자와의 연계성이 필
요하지 않음
중대한(major) 설계변경 :
TC 소지자와 연계 또는 소
지 자료가 충분하여야 함
상기에서 살펴 본 바와 같이 EASA의 부품승인
(EPA) 제도는 인증의 원칙과 인증제도의 특성에 따
라 적용방법이 다음의 표와 같이 미국의 PMA 제도와
다소 상이한 부분이 있으나, 부품의 설계 및 생산
승인 등의 방법에서는 유사한 절차적 요건으로 구
성되어 있다. 또한 EASA는 미국과의 BASA 체결3)
이 가시화 됨에 따라 FAA PMA 수락을 고려하여
교환부품에 대한 승인 규정(§21.046)을 재정립 중
에 있다.
3.3 국내 부품등제작자증명(PMA) 제도 요건
항공기, 엔진 및 프로펠러 등에 사용되는 부품 및
장비품의 설계 및 생산에 대한 인증제도의 하나인 부
품등제작자증명 제도는 국내에는 2003년에 최초로
정립되었다. 부품등제작자증명 관련 규정은 우리나
라 법규 체계에 따라, 항공법(제20조의2)에서 부품
등제작자증명 제도에 대한 법적 근거를 제시하고,
동법 시행규칙(제42조 내지 제45조)에서 신청, 검
사, 증명서 발급 및 기타 예외적인 사항으로 구분된
법적 절차로 규정되어 있다. 이러한 항공법 및 동법
시행규칙 상의 법적 요건은 미국 FAA PMA 제도의
기본적인 원칙을 반영하여 제정되었다. 또한, 최근
미국의 FAR Part 21에 해당되는 KAS(Korean
Airworthiness Standards) Part 21이 신설되어 법
규에서 규정할 수 없었던 세부적인 절차 요건까지 규
정함으로서 FAA의 PMA 요건과 동등한 법적인 절차
요건이 정립되었다. 부품등제작자증명 제도에 대한
세부적인 실행 기준은 FAA PMA 절차를 기반으로
2006년에 항공안전본부 고시 제2006-35호로 최초
제정되었으며, 최근 FAA Order 8110.42C 및 제작
증명 및 생산승인 관련 절차인 Order 8120.2F의 개
정에 따라 최신 FAA 절차요건을 반영하여 국토해
양부 고시 제2009-454호 “부품등제작자증명 기준”
(2009. 7.1)로 개정 고시되었다. 따라서 국내 PMA 요
건은 아래의 사항을 제외하고는 FAA PMA 절차와
동일하다.[10]
- 위임제도(DER, ODA) 미채택
- PMA 품질시스템 요건을 제조검사시스템
(Fabrication Inspection System, FIS) 대신
국내 인증정책과 일치하도록 제작증명 품질관
리체계 요건으로 적용
3) FAA와 EASA 간의 BASA는 2008년 6월 30일 서명되었으며,
현재 EU 의회 승인 진행 중임. 2009년 12월경 효력 발생 예상
114 정봉구 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 106~114
4. 결론
높은 신뢰성과 안전성을 요구하는 항공기의 특성
으로 인해 그 동안 항공부품시장은 OEM(Original
Equipment Manufacturer) 부품이 주도하여 왔다. 그
러나 항공산업체의 설계 및 제조기술의 발전으로 인
한 PMA 부품의 경쟁력 향상에 따른 시장 소비자들의
인식 변화, 경기침체 및 유가상승 등으로 인한 운항사
의 원가절감 요구증대, 아시아-태평양 신흥 시장의
부각 등 여러 요인을 바탕으로 최근에는 PMA 부품의
시장 점유율이 증가되고 있다. 따라서, 국내 항공부품
산업에서 PMA 부품은 새로운 성장 대안이자, 세계
After Market 진출을 위한 도구로써 부각되고 있다.
우리나라의 경우, 부품승인제도 중 기술표준품형식
승인(KTSOA) 제도는 미국과의 BASA 체결과정에서
국제 수준과 동등함을 인정받았으며, 부품등제작자증
명 제도 역시 최근 미국과 동등한 수준으로 정립됨에
따라, 국내 수리 및 개조용 항공부품시장 형성과 미국
및 유럽의 항공기 제작사가 개발한 항공기 등의 After
Market 진출을 위한 제도적인 기반은 조성되었다고
판단된다.
이러한 제도를 기반으로 항공기 감항성 유지를 위한
국내 항공부품시장 조성과 국제적으로 기술을 선도하
고 있는 IT및 정보통신 산업 기반과의 융합을 통해 세
계 항공부품시장에 성공적으로 진출할 수 있다면, 항공
산업은 가까운 장래에 국가의 신성장동력으로써 제 역
할을 충분히 할 수 있으리라 기대한다. 아울러, 국제 경
쟁력을 갖춘 국내 항공기 정비시장을 단순 정비범위에
서 감항성 있는 부품을 제공할 수 있는 범위까지 확대
발전시키기 위한 노력 역시 병행하여야 할 것이다.
후기
본 연구는 국토해양부 “항공부품산업 지원을 위한
제작자증명 제도개선 등” 연구결과의 일부이다.
참고문헌
1. Position Paper on Parts Manufacture Approval
(PMA), Association of European Airlines. 2006
2. MRO Market Outlook Forecast & Key Trends,
AeroStrategy, 2006
3. Market Overview - Strategic Analysis of Asia
Pacific PMA Parts Market, Frost & Sullivan, 2008
4. MRO - The Next Decade, AeroStrategy, 2008
5. 항공우주산업 2008년 실적과 2009년 전망, 한국항공
우주산업진흥협회, 항공우주 No. 102, 2009, pp.6-9
6. 이태석, 우리나라 항공기 정비사업 경쟁력 강화방안
연구, 항공진흥 제48호, 2008. 8. pp.39, 44-51
7. CRF Part 21 "Certification Procedures for Products
and Parts", Subpart K
8. FAA Order 8110.42C "Parts Manufacturer Approval
Procedures" 2008
9. EASA Home Page, http://easa.europa.eu/ws_prod/
g/rg_regulations.php
10. 국토해양부 고시 제2009-454호 "부품등제작자증명 기준",
2009. 7.1
항공우주산업기술동향 7권2호 (2009) pp. 115~120
http://library.kari.re.kr
에서 보실 수 있습니다.
산업동향(기술동향)
항공기와 활주로 사이의 새로운 거리측정방법
이현철
*
1)
New range measurement method between aircraft and
runway
Hyeon-Cheol Lee
*
ABSTRACT
Description in this paper is a system for new range measurement method between an aircraft and
runway with circular mark in landing runway. The system includes an altimeter and a camera
installed on the aircraft, and a circular mark placed on a landing runway. The camera installed on the
aircraft must be oriented toward in front of the aircraft, and configured to detect the shape of the
circular mark in image information form and a flight control computer configured to calculate the
angle between the aircraft and the ground, the ground range between the aircraft and the circular
mark, and the slant range between the aircraft and the circular mark with the altitude information
measured by the altimeter. This system configured to control the automatic landing of the aircraft
with this information.
초 록
본 논문에서는 원형마크를 이용한 항공기와 활주로간의 새로운 거리측정시스템에 관한 내용이다. 이 시스템
은 항공기에 카메라와 고도계를 장착하고 활주로에 원형마크가 있어야 한다. 항공기에 장착된 카메라는 반드시
항공기의 진행방향을 향하면서 원형마크를 영상이미지형태로 간파하여 이미 장착한 고도계의 고도값과 함께 비
행조종컴퓨터가 항공기와 지상간의 각도, 항공기와 원형마크간의 지상거리, 그리고 기울기거리를 계산하여야 한
다. 이 시스템은 무인기의 자동착륙에 사용될 수 있다.
Key Words : UAV (무인기), autolanding(자동착륙), image processing(영상처리), circular mark(원
형마크)
* 이현철, 한국항공우주연구원 스마트무인기사업단 무인체계팀
hlee@kari.re.kr
116 이현철 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 115~120
1. 서론
지식경제부에서 주관하는 21세기 프론티어 사업
중 하나인 스마트무인기 기술개발사업은 국내최초로
수직이착륙 무인기를 연구개발하고 있는데 본 사업을
통하여 개념이 도출된, 항공기와 활주로간의 거리를
새롭고 간단한 알고리듬을 사용하여 계산하는 연구에
관한 내용을 소개한다.
예전에는 지상과 항공기 간의 거리를 계산하기 위
해서는 지상에서 항공기에 레이다의 전파를 쏘아주고
전파의 도달시간을 계산하여 활주로와의 거리를 계산
하도록 하며 이 거리와 항공기의 고도 등을 종합하여
착륙 지점까지 안전하게 착륙하도록 하였다. 그리고
거리측정을 위한 레이다 파를 지상에서 쏘기 위해서
는 지상에 고가의 장비가 필요하였다. 본 논문은 전술
한 문제점을 해결하기 위한 것으로서, 이미 지상에 그
려놓은 도형 그림 1의 모양이 항공기의 자세와 위치
에 따라 다르게 보이는 것을 판단하여 착륙지점과 항
공기와의 거리를 추산한다. 따라서 고가의 지상보조
장비가 필요 없고 탑재카메라와 고도계만 있으면 거
리판단이 가능하다.
그림 1. 활주로의 원형마크
2. 간단한 거리계산방식
2.1 항공기와 활주로에 필요한 장치
활주로와 항공기 간의 거리를 측정하기 위해 다음
과 같은 것이 필요하다.
지상 착륙지점에 그림 1과 같은 모양의 도형을 그
린다. D는 지름이고 길이는 10m 정도로 하면 적당
할 것으로 보인다. 항공기에는 항상 고도계가 장착
되어 있어야 한다. 압력 고도계는 고도가 낮아지면
오차가 커지므로 전파고도계를 장착함이 적당하다.
항공기에는 카메라가 반드시 장착되어 있어야 하고
규격은 480✕640 정도의 흑백 카메라라면 충분하
다. 다만 밤에는 보이지 않으니 적외선 카메라를 장
착하면 좋겠지만 가격이 너무 커지니 지상의 원형마
크를 야광페인트로 처리한다. 카메라는 반드시 항공
기의 정면을 바라보도록 하여야 한다. 그림 2에서 x
< y라면, 즉 θ가 45° 이상이라면 오차가 커질 수도
있다.
그림 2. 운용도 (pitch=0, roll=0, yaw=0, 진입각=0)
그림 3. 보는 방향에 따른 원형마크 변형 형태
2.2 다양한 경우의 예
(pitch각, roll각, yaw각은 항공기에서 제공.)
이현철 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 115~120 117
2.2.1 pitch=0, roll=0, yaw=0, 진입각=0
항공기 진행방향으로 영상을 촬영하면 지상의 도
형은 원형의 모양이 그림 3에서 보는 바와 같이 타원
형으로 보이게 되고 x와 y의 비율은 그대로가 아니라
영상시선과 지상평면이 이루는 각도에 따라 다르게
보이게 된다. 그림 2에서 보는 바와 같이, 이 타원의
x와 y 거리의 비를 계산하면 이미 알고 있는 고도를
가지고 식 1처럼 항공기와 지상의 각 θ, 식 2처럼 지
상거리 GR (=Ground Range)을 계산할 수 있다. 기
울기 거리 SR (=Slant Range)는 식 3처럼 계산 가능
하다.
tan(θ) = y/x ⇨ θ = tan
-1(y/x) 식 (1)
GR = h/tan(θ) = h/tan(tan
-1(y/x)) = h*x/y
식 (2)
sin(θ)
=
h/SR
⇨
SR
=
h/sin(θ)
=
h/sin(tan
-1(y/x)) or SR = GR/cos(tan-1(y/x))
식 (3)
그 y/x 비를 θ = tan
-1(y/x)를 가지고 계산 시 각
경우에 따라 아래처럼 된다.
y/x = 1 ⇨ θ=45 °
y/x = 0.5 ⇨ θ=26.56 °
y/x = 0.268 ⇨ θ=15 °
2.2.2 pitch≠0, roll=0, yaw=0, 진입각=0
그림 4. 운용도 (pitch≠0, roll=0, yaw=0, 진입각=0)
그림 4는 항공기의 pitch각이 0이 아닐 때를 보여
준다. 식 1, 2, 3의 y의 값 대신에 식 4의 y를 대입하
여 식 5, 6, 7에 나타난 것과 같이 각각 θ, GR, SR을
계산한다.
cos(α) = y/y' ⇨ y = y'cos(α) 식 (4)
식 1, 2, 3의 y 대신에 식 4의 y를 대입하여 각각
θ, GR, SR을 계산한다.
θ = tan
-1(y'cos(α)/x) 식 (5)
GR = h*x/(y'cos(α)) 식 (6)
SR
=
h/sin(tan
-1(y'cos(α)/x)) or SR =
GR/cos(tan
-1(y'cos(α)/x)) 식 (7)
2.2.3 pitch≠0, roll≠0, yaw=0, 진입각=0
그림 5. 운용도 (pitch≠0, roll≠0, yaw=0, 진입각=0)
그림 5는 항공기의 pitch, roll각이 0이 아닐 때를
보여준다.
cos(β) = x/x' ⇨ x = x' cos(β) 식 (8)
식 5, 6, 7의 x의 값 대신에 식 8의 x를 대입하여
식 9, 10, 11에 나타난 것과 같이 각각 θ, GR, SR
을 계산한다. 오른쪽으로 roll인지, 왼쪽으로 roll인
지는 중요하지 않으니 어느 쪽으로 계산하여도 상
118 이현철 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 115~120
관없다.
θ = tan
-1(y'cos(α)/x'cos(β)) 식 (9)
GR = h*x'cos(β)/(y'cos(α)) 식 (10)
SR = h/sin(tan
-1(y'cos(α)/x'cos(β))) or SR =
GR/cos(tan
-1(y'cos(α)/x'cos(β))) 식 (11)
그림 6. 운용도 (pitch≠0, roll≠0, yaw≠0, 진입각=0)
(* ---> : 항공기 진행방향)
2.2.4 pitch≠0, roll≠0, yaw≠0, 진입각=0
그림 6은 항공기의 pitch, roll, yaw각이 0이 아닐
때를 보여준다.
cos(δ) = y'/y'' ⇨ y' = y''cos(δ) (⇨ y =
y''cos(δ)cos(α)) 식 (12)
식 9,10,11의 y‘의 값 대신에 식 12의 y’를 대입하
여 식 13, 14, 15에 나타난 것과 같이 각각 θ, GR,
SR을 계산한다.
θ = tan
-1(y''cos(δ)cos(α)/x'cos(β)) 식 (13)
GR = h*x'cos(β)/(y''cos(δ)cos(α)) 식 (14)
SR = h/sin(tan
-1(y''cos(δ)cos(α)/x'cos(β))) or
SR = GR/cos(tan
-1(y'cos(α)/x'cos(β))))에서 SR
= GR/cos(tan
-1( y''cos(δ)cos(α)/x'cos(β)))
식 (15)
2.2.5 pitch≠0, roll≠0, yaw≠0, 진입각≠0
그림 7. 운용도 (pitch≠0, roll≠0, yaw≠0, 진입각≠0)
(* ---> : 항공기 진행방향)
그림 7은 항공기의 활주로 진입각이 0이 아닐
때를 보여준다. 이때는 여전히 식 13, 14, 15로
거리계산이 가능하며 식 17로 d1값을 계산하고
진입각이 0이 되도록 한 다음 진입을 시도하여야
한다.
GR' = GR-D/2 식 (16)
sin(ψ) = d1/GR' ⇨ d1=GR'*sin(ψ) ⇨ d1 =
(GR-D/2)*sin(ψ) 식 (17)
cos(ψ) = d2/GR' ⇨ d2=GR'*cos(ψ) ⇨ d2 =
(GR-D/2)*cos(ψ) 식 (18)
이현철 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 115~120 119
3. 예제를 통한 계산
3.1 예제 1
D = 10 m, pitch각 = 0 °, roll각 = 0 °, yaw각
= 0 °, 활주로진입각 = 0 °, h = 300 m 시 영
상의 y = 0.5 cm, x = 1 cm 경우 :
ans)
y/x = 0.5
θ = tan
-1(y/x) = 26.57 °
GR = h*x/y = 300/0.5 = 600 m
SR = h/sin(θ) = 300/sin(26.57) = 670.70 m
3.2 예제 2
D = 10 m, pitch각 = +10 °, roll각 = 0 °,
yaw각 = 0 °, 활주로진입각 = 0 °, h = 300 m
시 영상의 y' = 0.5 cm, x = 1 cm 경우 :
ans)
y = y'cos(α) = 0.5*cos(10) = 0.4924 cm
y/x = 0.4924/1 = 0.4924
θ = tan
-1(y/x) = 26.22 °
GR = h*x/y = 300/0.4924 = 609.26 m
SR = h/sin(θ) = 300/sin(26.22) = 679.01 m
3.3 예제 3
D = 10 m, pitch각 = +10 °, roll각 = +5 °,
yaw각 = 0 °, 활주로진입각 = 0 °, h = 300 m
시 영상의 y' = 0.5 cm, x' = 1 cm 경우 :
ans)
y = y'cos(α) = 0.5*cos(10) = 0.4924 cm
x = x'cos(β) = 1*cos(5) = 0.9962 cm
y/x = 0.4924/0.9962 = 0.4943
θ = tan
-1(y/x) = 26.30 °
GR = h*x/y = 300/0.4943 = 606.92 m
SR = h/sin(θ) = 300/sin(26.30) = 677.09 m
3.4 예제 4
D = 10 m, pitch각 = +10 °, roll각 = +5 °,
yaw각 = +5 °, 활주로진입각 = 0 °, h = 300m
시 영상의 y'' = 0.5 cm, x' = 1 cm 경우 :
ans)
y = y''cos(δ)cos(α) = 0.5*cos(5)cos(10) =
0.4905 cm
x = x'cos(β) = 1*cos(5) = 0.9962 cm
y/x = 0.4905/0.9962 = 0.4924
θ = tan
-1(y/x) = 26.22 °
GR = h*x/y = 300/0.4924 = 609.26 m
SR = h/sin(θ) = 300/sin(26.22) = 679.01 m
3.5 예제 5
D = 10 m, pitch각 = +10 °, roll각 = +5 °, yaw
각 = +5 °, 활주로진입각 = 20 °, h = 300m 시 영
상의 y' = 0.5 cm, x = 1 cm 경우 :
ans)
이 경우 θ, GR, SR은 예제 4와 동일하나 우선 활
주로 진입각을 계산하고 진입각이 0이 되도록 유도하
여야 한다.
d1 = (GR-D/2)*sin(ψ) = (609.26 - 10/2)*sin(20)
= 206.67 m
4. 결론
기존에는 반드시 지상에 보조장비 (레이다 송신기
등)로 항공기에 무선통신을 하면서 그 거리를 판단하
였다. 그러나 본 논문에서는 지상에 어떠한 보조장비
도 필요 없고 지상에는 사전에 설정된 임의의 형태의
도형 모양만이 필요하며 항공기에는 영상정보를 위한
120 이현철 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 115~120
카메라와 고도계만 있으면 항공기와 활주로 간 거리
를 계산하는 새로운 방식이다. 고도계는 지표면에 가
까울수록 오차가 커지므로 전파고도계를 사용하면 보
다 정밀한 거리측정이 이루어져서 간단하면서도 쉽게
착륙지점과의 거리를 판단 가능하다.
참고문헌
1. 김덕렬, 김도명, 석진영, “무인헬기의 정밀자동착륙을
위한 영상정보처리”, 2008 한국항공우주학회, 논문집,
pp. 363-366
항공우주산업기술동향 7권2호 (2009) pp. 121~130
http://library.kari.re.kr
에서 보실 수 있습니다.
산업동향(기술동향)
정지궤도위성 자세제어계 태양센서 운용기술 동향
박근주
*, 박영웅**, 양군호***
Analysis of GEO Satellite Sun Sensor Models and Sun
Sensor SW Resource Processing Technology
Keun4Joo Park
*, Young-Woong Park**, Koon-Ho Yang***
ABSTRACT
In this paper, the attitude and orbit control subsystem technology of new GEO communication and
observation satellite using Sun sensors are introduced and analyzed. COMS is new GEO communication
and Earth observation satellite based on EUROSTAR 3000 space bus technology. The attitude and orbit
control subsystem of COMS adopts a configuration using three BASS and three LIASS Sun sensors to
acquire the attitude error information in the specific reference frames. These Sun sensors are used to
acquire Sun direction and to control the spacecraft to keep the relative attitude with respect to a
reference Sun direction in both transfer and operational orbits. In this paper, the mathematical models
of BASS and LIASS are described as well as their operational implementation in the flight software.
초 록
2010년 초 발사예정인 통신해양기상위성은 우주인증된 E3000 우주버스 기술을 근간으로 한 정지궤도 통신
관측위성이다. 본 논문에서는 통신해양기상위성의 자세제어계에서 사용된 태양센서들의 운용기술을 분석함으
로써 전이궤도 및 지구정지궤도 태양센서 운용기술을 분석한다. 최신 E3000 기술을 접목시킨 통신해양기상위
성의 자세제어계는 전이궤도 및 임무궤도에서 기준 자세로부터 벗어난 자세오차 정보를 획득하기 위해서 또
는 이상 작동 발생으로 인한 고장진단복구 과정에서 수행되는 태양획득 단계를 수행하기 위해서 저정밀 태양
센서 BASS 3기와 고정밀 태양센서 LIASS 3기를 사용하는 형상을 채택하고 있다. 본 논문에서는 각각의 태
양센서들에 대한 수학적 모델과 비행소프트웨어에 구현된 태양센서 운용소프트웨어에 대해서 기술한다.
Key Words : 통신해양기상위성 (COMS), 저정밀 태양센서(BASS), 고정밀 태양센서(LIASS), 태양센서 운용소
프트웨어 (LIASS BASS software resource)
* 박근주, 한국항공우주연구원 위성연구본부 통신해양기상위성사업단 통해기체계팀
kjp@kari.re.kr
** 박영웅, 한국항공우주연구원 위성연구본부 통신해양기상위성사업단 통해기체계팀
ywpark@kari.re.kr
*** 양군호, 한국항공우주연구원 위성연구본부 통신해양기상위성사업단 통해기체계팀
khyang@kari.re.kr
122 박근주 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 121~130
1. 서론
통신해양기상위성(COMS, Communication Ocean
Meteorological Satellite) 자세제어계는 발사체에
서 분리되면서부터 작동하여 전이/획득궤도 및 임무
궤도에서 명령기준좌표계에 대해 자세정보를 결정
하며 각 비행모드에 맞춰 미리 결정된 기준자세를 지
향하도록 제어한다. 자세정보의 결정은 비행모드에 따
라 태양센서 및 지구센서로부터 얻는 자세 각 정보 또
는 광학자이로로부터 획득되는 각속도 정보를 이용하
여 결정하며, 임무궤도에서는 자세결정 정밀도를 향상
시키기 위해 센서 출력을 융합(Hybridization)하는 기
법을 사용한다[1]. 한편, 전이/획득궤도 및 고장진단
복구과정(FDIR, Failure Detection, Isolation, and
Repair)에서는 태양과의 상대위치에 따른 절대
자세(Absolute attitude) 정보를 제공하는 태양센
서의 역할이 매우 중요하다. COMS 자세제어계는
세 개의 BASS(Bi-Axes Sun Sensor)와 세 개의
LIASS(Linear Analog Sun Sensor)를 이용하여 효
율적이고 강건한 자세결정 및 자세제어를 수행하도
록 설계되었으며[2], 발사환경 및 임무궤도 획득 절
차에 따라 최적의 시야각(FOV, Field of View)을
확보하기 위해 센서들의 부착위치를 결정하고 센서
측정면의 시선벡터(LOS, Line of Sight)를 조절한
다[3, 4].
본 논문에서는 COMS 자세제어계가 채택하고 있는
LIASS와 BASS의 기능을 기술하고 지상소프트웨어
를 통해 제공 받는 기준태양벡터에 해당하는 명령기
준자세에 대한 센서출력을 생성하는 수학적 모델에
대해서 설명한다. 마지막으로, 총 6개의 태양센서들
이 비행모드에 따라 비행소프트웨어에서 운용되는 방
식에 대해서 기술한다.
2. 좌표계 및 자세오차 정의
2.1 좌표계 정의
COMS 자세제어계에 정의된 전이궤도 자세오차 및
명령기준자세 표현 기준좌표계는 4가지로 분류된다[2].
2.1.1 지역궤도좌표계
{+X0, +Y0, +Z0}으로 정의되는 지역궤도좌표계
(Local orbital frame)는 임무궤도에서의 자세를 표현
하기 위해 사용한다. 이 좌표계의 중심은 인공위성의
무게중심이고 +Z0축이 지구중심을 지향하고, +X0축
은 +Z0축에 수직한 궤도면에서 위성의 속도방향을
나타내며, +Y0축은 이 두 축에 수직한 방향으로 정
의된다.
2.1.2 위성구조좌표계(위성동체좌표계)
위성구조좌표계(Satellite mechanical frame)는
{+Xme, +Yme, +Zme}으로 정의되는데, 이 좌표계
의 중심은 위성과 발사체 분리면의 중심에 위치한다.
이 좌표계에서 +Zme축은 위성체 분리 면에 수직한
원지점점화엔지 추진방향이며, +Yme축은 태양전지
판이 접착된 면에 수직한 방향, +Xme축은 두 축에 수
직한 방향으로 정의된다. 위성동체좌표계는 위성구조
좌표계와 정렬 방향은 동일하지만, 원점이 위성체의
무게중심이다.
Zme
ZSun
Xme
XSun
Yme = YSun
Sun
그림 1. 태양기준좌표계
2.1.3 태양기준좌표계
태양기준좌표계(Sun reference frame) {+XSUN,
+YSUN,+ZSUN}는 그림 1.과 같이 정의된다.
+XSUN축이 태양을 지향하고, +YSUN축이 +Yme축
에 평행하며, +ZSUN축이 두 축에 수직한 좌표계이다.
박근주 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 121~130 123
2.1.4 위성제어좌표계
COMS 자세제어계에서 사용하고 있는 위성제어좌표
계(Satellite control frame)는 비행모드에 따라서 탑재
컴퓨터 제어 알고리즘에서 사용하고 있는 좌표계이다.
위성제어좌표계의 원점은 인공위성의 무게중심이고, 각
축의 정의는 임무단계에 따라 다음과 같이 정의된다.
전이 및 획득 단계에서 기준좌표계는 위성동체좌
표계 혹은 태양기준좌표계를 사용한다.
전이 및 임무궤도에서 때때로 수행하게 되는 태
양획득 단계에서는 BASS 기준좌표계를 사용한다.
임무궤도에서 기준좌표계는 위성동체좌표계이다.
센서들과 작동기들의 정렬방향은 위성동체좌표계
에 대해서 정의되며 탑재컴퓨터 데이터베이스에 각
센서 및 작동기들의 기준좌표계로부터 위성제어좌표
계로의 변환행렬 값이 포함되어 있다. 따라서, 센서의
출력은 자동적으로 위성제어좌표계로 표현할 수 있
다. 하지만, LIASS와 BASS의 경우 운용상 해당 태양
센서의 민감도(Sensitivity) 행렬을 고려해 주는 차이
점이 있다.
2.2 자세오차 정의
COMS 비행소프트웨어에 구현된 위성 자세제어 알
고리즘에 정의된 자세오차는 기준좌표계의 +ZREF축
과 자세제어 지향 +ZREF축 방향과의 각 변위를 특
정 축 (+XREF 혹은 +YREF)에 대해서 나타내고 있
다. 따라서, 자세오차를 상쇄하는 제어 토크는 자세오
차와 반대 방향 부호를 가지도록 구현되며 그림 2와
같이 자세오차의 부호가 정의된다[5].
3. 태양센서 모델
3.1 BASS 모델
BASS는 그림 3과 같이 배치된 총 8개의 태양전지
셀들이 태양광에 노출되는 정도에 따라 발생시키는
전류 값을 측정하여 태양과의 상대위치에 해당하는 2
개의 각 정보를 제공하는 낮은 정밀도의 태양센서이
다. 전이궤도 및 획득궤도 상에서는 자이로 보정, 원
지점 점화, 태양전지판 전개 기동을 전후로 태양방향
을 획득하기 위해 사용되며, 임무궤도에서는 고장진
단 후 복구과정에서 ±180°시야각을 제공하여 태양방
향을 획득하는데 사용된다.
YREF
Desired Direction for ZREF
XREF
ZREF
Control_Torque around XREF < 0
Depointing around XREF > 0
그림 2. 자세오차 부호 정의
YBASS
ZBASS
Bonding
Stud
1
2
3
4
5
6
7
8
YBASS
X
BASS
1,2
5,6
o
7
그림 3. BASS 태양전지 셀 배치도
3.1.1 상세해석 모델
BASS는 YBASS축과 ZBASS축에 대해 서로 대칭
하게 위치한 태양전지 셀들을 한 쌍으로 하여 그 전
류 측정값의 차이를 이용해서 XBASS축으로부터 벗
어난 태양의 위치로 정의되는 태양 입사각 정보인 2
개의 출력 값(Iz, Iy)을 각 축에 대해서 결정하며, 정
상(Nominal) 셀 및 여유(Redundant) 셀 각각의 출력
은 표 1과 같이 정의된다.
Nominal
Redundant
Iz
I1 – I5
I2 – I6
Iy
I3 – I7
I4 – I8
표 1. BASS 출력 정의
여기서 Ix (x = 1,2,…,8)은 각 태양전지 셀에서 생
성되는 전류의 측정값을 나타내며, 실제 BASS출력
값과 태양 입사각 사이의 관계에 대한 상세해석 모델
은 식 (1)과 같이 근사화 된다[3].
124 박근주 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 121~130
(
)
(
)
[
]
(
)
( ) (
)
[
]o
o
o
o
o
o
o
o
o
o
o
15
/
75
1
8
cos
:
90
75
83
cos
:
75
7
83
cos
83
cos
:
7
−
−
=
<
<
−
=
<
<
+
−
−
=
<
θ
θ
θ
θ
θ
θ
θ
i
o
BASS
i
o
BASS
i
i
o
BASS
I
I
I
I
I
I
(1)
여기서, I0=7.7mA, i=1.13, θ는 태양입사각,
IBASS는 Ampere 단위의 BASS 출력을 각각 나타
낸다.
3.1.2 탑재컴퓨터 모델
전이궤도상에서 태양과의 상대 자세를 유지하기
위해서는, 해당 비행모드 동안에 변화하게 될 관성좌
표계로 표현된 태양의 기준위치를 지상소프트웨어를
통해 생성하여 비행소프트웨어에서 태양의 위치에 해
당하는 명령기준 값을 생성해야 한다. 비행소프트웨
어에서 명령 기준자세를 생성하는 탑재컴퓨터 모델은
식 (2)와 같다[3].
(
) (
)
(
) (
) 13.1
13
.
1
1
0
13
.
1
13
.
1
1
0
7
sin
7
cos
7
sin
7
cos
with
7
sin
7
cos
7
sin
7
cos
with
z
y
z
y
y
y
y
y
y
z
x
z
x
z
z
z
z
z
S
S
S
S
u
u
E
E
I
S
S
S
S
u
u
E
E
I
o
o
o
o
o
o
o
o
+
−
−
+
=
+
=
+
−
+
−
=
+
=
(2)
여기서 (Sx, Sy, Sz)는 BASS 좌표계로 표현한 기
준태양벡터이고 계수들은 EIDP(End Item Data
Package) 시험자료 분석을 통해 결정한다. 식(1)과
식(2)에서 정의된 BASS 출력 모델을 태양입사각에
대해서 비교해 보면 그림 4와 같다. 자세제어계 기준
명령자세의 허용범위(±5〫 )를 고려하면 탑재컴퓨터
모델과 상세해석 모델의 차이는 무시할 수 있다.
-100
-80
-60
-40
-20
0
20
40
60
80
100
-8
-6
-4
-2
0
2
4
6
8
x 10
-3
α (deg)
I z
(A
)
Onboard BASS Model
CDR BA SS Model
그림 4. BASS 출력 모델 비교
3.1.3 태양검출 범주
지구 알베도(Albedo) 효과를 나타내는 지표인 알
베도 선속(Flux)과 태양광 선속(Solar flux) 사이의
비율을 살펴보면 전이/획득 궤도와 임무궤도를 통틀
어 최악의 경우 2.1% 정도이다[3].
0
0.00 5
0.0 1
0.01 5
0.0 2
0.02 5
0
2
4
6
8 10 12
Local time (hours)
A
lbe
do
f
lux
/ s
ol
ar
f
lu
x
ra
ti
o
On station
Transfer orbit
그림 5. 최악의 경우 지구 알베도 효과
위의 경험 값을 바탕으로 BASS 출력의 태양검출
(Sun presence) 범주의 경계 값(Threshold)을 설정
하면 영점 근처에서 Dead-zone이 1.7°〫 에 이를 정도
로 매우 넓게 된다. 실제로 BASS를 이용한 태양획득
은 전이궤도의 경우 식기간(Eclipse)에서 벗어난 원
지점 근처에서 수행되기 때문에 지구 알베도 효과는
0.6%로 볼 수 있다. 또한, 임무궤도의 경우도 0.6%
보다 작다. 따라서, 이 값을 기준으로 하여 경계 값을
설정하면 52.5μA가 되어 11 LSB(Least Significant
Bit)에 해당한다. 유로스타 버스에서는 설계여유를 고
려하여 12 LSB 값을 사용하였고 COMS에서도 이 값
을 채택하였다. 태양검출 범주의 개념도는 그림 6과
같다.
SAS output
(mA)
Sun aspect anlges
(, )
SP
No SP
그림 6. BASS 태양검출 범주 개념도
박근주 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 121~130 125
3.1.4 지향방향
COMS는 세 개의 BASS를 이용하는 형상을 채택하고
있으며 전이궤도에서는 -Z BASS로 태양획득을 위해
±90°의 시야각을 제공하고, 임무 및 획득단계에서는 ± X
BASS를 이용하여 ±180°의 시야각을 제공하여 태양획득
을 수행한다. 해당 시야각을 얻기 위한 BASS 기준좌표계
의 동체좌표계에 대한 변환 관계는 표 2와 같다[6].
BASS
변환행렬
-Z BASS
[0.90631, -0.03683, 0.42101;
0.0, -0.99619, -0.08716;
0.42262, 0.07899, -0.90286]
+X BASS
[0, 0, 1; 1, 0, 0; 0, 1, 0]
-X BASS
[0, 0, -1; -1, 0, 0; 0, 1, 0]
표 2. BASS 정렬방향 정의
한편, 비행소프트웨어에서는 기준명령 생성의 편리
를 위해 입방좌표계(Cube frame)라고 불리는 기준좌
표계가 별도로 정의되어 사용되고 있는데 표 2의
BASS 기준좌표계와의 관계는 식 (3)과 같다.
⎥
⎥
⎥
⎦
⎤
⎢
⎢
⎢
⎣
⎡
=
0
1
0
0
0
1
1
0
0
cube
BASS R
(3)
3.2 LIASS 모델
LIASS는 네 개의 태양전지 셀 출력 값을 이용해서
Xcube축과 Ycube축에 대한 태양입사각 정보를 제공
하며 잉여 태양전지 셀을 포함하여 그림 7과 같이 총
8개의 태양전지 셀로 구성되어 있다.
Ymeca
Zmeca
Xmeca
1A
2B
1B
2A
3A
4B
3B
4A
Ycube
Xcube
Zcube
그림 7. LIASS 태양전지 셀 배치도
LIASS는 아날로그 방식의 고정밀 태양센서로써 그
림 8에서 보는 바와 같이 태양광에 노출된 두 개의
태양전지 셀(S1, S2)에서 발생하는 전류 값을 각변위
(Ecartometry) 계산식에 적용하여 태양입사각 정보
를 계산한다. 한편, 박스의 높이에 따라 정밀(Fine)
측정 시야각이 정해지고, 태양광 차단막의 크기에 따
라 저정밀(Coarse) 측정 시야각 크기가 결정되는데,
±30°의 선형구간을 가진다.
α
α
αmax fine
αmax coarse
n
z
Cell S1
Cell S2
그림 8. LIASS 측정 원리
3.2.1 상세해석 모델
그림 9에서 보는 바와 같이 정밀 측정 시야각 범위
에서는 태양입사각에 대해서 셀 전류의 출력은 선형
관계를 보인다.
-1
-0 ,5
0
0 ,5
1
-70
-50
-30
-10
10
30
50
70
그림 9. 셀 전류 출력과 태양입사각 전달함수
EIDP 시험자료를 반영한 COMS 상세해석 모델은
식 (4)와 같다.
2
2
1
2
1
2
2
2
2
2
2
1
2
1
S
+
S
S
S
)
1
n
(
a
2z
)
(
1)tan
-
(n
+
n
S
+
S
S
S
)
tan(
⎟⎟
⎠
⎞
⎜⎜
⎝
⎛ −
×
−
−
⎟
⎠
⎞
⎜
⎝
⎛
×
−
=
β
α
(4)
126 박근주 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 121~130
여기서, S1과 S2는 각 태양전지 셀에서 측정된 전
류 값이고,
α는 태양입사각, n, z, a는 해당 LIASS
의 모델 파라미터,
β는 입사되는 태양광의 측정 축
에 대한 횡각이다. 한편, 정확도를 10배 정도 높이
기 위해서 인수시험에서 획득된 데이터를 모델에 반
영하여 편향오차, 비선형성, Straylight 현상을 보상
한다.
3.2.2 탑재컴퓨터 모델
식 (4)는 측정된 셀 전류 값으로 입사각을 표현한
것이기 때문에, 기준명령 값을 계산할 때는 사용할
수 없다. 자세제어 기준명령 값을 생성하기 위해서
COMS 탑재컴퓨터에 사용된 LIASS 출력에 대한 각
변위 관계식은 식 (5)와 같다.
(
)
(
)
2
2
2
2
2
2
1
1
2
1
1
2
y
x
x
y
y
x
y
x
S
S
n
S
na
h
u
S
S
n
S
na
h
u
+
−
=
+
−
−
=
(5)
여기서{
Sx, Sy, Sz}는 LIASS 센서좌표계에서 표
현된 태양벡터,
h=6.7mm는 유리두께, n=1.519는
LIASS 덮개유리의 지표(Glass index, BK7G18), 그
리고
a=5mm 는 측정 축에 대한 셀 마스크 크기이
다. 지상소프트웨어에서 제공하는 기준 태양벡터를
이용하여 기준명령에 해당하는 출력 값을 얻어 제어
알고리즘에 제공한다.
0
1000
2000
3000
4000
5000
6000
-1
-0.5
0
0.5
1
1.5
Time (s)
u
x
EA LIASS[0]
EA LIASS[1]
u
y
그림 10. LIASS 출력과 각변위 모델 비교
식 (5)에서 제시된 모델의 적합 여부를 살펴보기
위해 자이로보정 성능해석 FVB 시뮬레이션을 통해서
획득한 EA LIASS 측정값과 시뮬레이션 동안의 태양
벡터와 각변위 계산식 식 (5)를 이용해서 계산한
LIASS 출력을 비교하였다. 그림 10에서 보는 바와
같이 선형구간에서 일치하는 경향을 보이며 비행소프
트웨어로 생성하는 기준명령 LIASS 출력 값의 범위
가 선형구간 이내이기 때문에 모델링이 잘 되었음을
확인할 수 있다.
3.2.3 태양검출 범주
LIASS 출력의 태양검출 범주 조율은 태양전지셀의
암전류(Dark current), 지구 알베도, Straylight 영향
등에 대해서 강건하게 작동하도록 수행하는데, 암전류
는 무시할 수준이므로 주로 지구 알베도와 Straylight
효과를 고려한다.
LIASS 출력의 태양검출 범주 경계 값을 결정할 때
는 상세해석 모델에서 분모 항에 위치한 한쌍의 셀전
류 값의 합으로 부터 태양이 시야각 내에 위치하는지
판별하며 그림 11과 같다. 즉, 시야각 43°를 확보하
기 위한 경계 값으로는 0.5mA를 선정하고, 모든 셀에
태양이 조사되는지 여부를 결정하는 정밀(Fine) 태양
검출 범주는 최악의 경우(Worst case)인 시야각 28°
⨯28°에 해당하는 0.091mA로 채택하였다 (그림 12.
참조). 태양전지판에 장착되는 SA LIASS의 경우는
정밀태양검출 범주를 0.0mA로 설정하여 셀의 태양광
조사여부를 별도로 이용하지 않는다.
그림 11. LIASS 태양검출 범주
박근주 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 121~130 127
그림 12. LIASS 정밀태양검출 범주
3.2.4 지향방향
COMS는 전이궤도에서 자이로 보정 및 원지점 점
화단계에서 시야각을 확보하기 위해 2개의 LIASS를
동체에 설치하고, 정상모드 임무수행에서 요축 정밀
자세결정을 위해 태양전지판 끝에 한 개의 LIASS를
장착한 형상을 취한다. 각 LIASS의 동체좌표계에 대
한 변환행렬은 표 3과 같다.
LIASS
변환행렬
EA LIASS
[-0.73135370, -0.02380140,
0.68158291; 0.0, 0.99939083,
0.03489950; -0.68199836,
0.02552388, -0.73090818]
BO LIASS
[0.39073113, -0.04496645,
0.91940590; 0.0, 0.99880614,
0.04884977; -0.92050485,
-0.01908713, 0.39026465]
SA LIASS
[1.0,0.0,0.0; 0.0,1.0,0.0; 0.0,0.0,1.0]
표 3. LIASS 정렬방향 정의
4. 태양센서 운용
본 절에서는 COMS 비행소프트웨어에 정의된 LIASS
/BASS 태양센서의 운용 절차에 대해서 기술한다. 정상
셀에 대해서 BASS는 2개의 Bipolar신호를 LIASS는 4
개의 Unipolar 신호를 전류의 형태로 출력하며, 태양센
서획득부(SAE, Sun Acquisition Electronics)를 통해 획
득하여 운용소프트웨어를 통해 2개의 측정 값을 제공하
여 자세제어 알고리즘에 이용한다.
4.1 운용모드 상태
태양센서 운용소프트웨어의 객체는 세 개의 모드
상태를 가지며 다음과 같다[7].
정밀측정(Fine measurement)모드: 모든 태양센서
에 대해서 태양검출 상태와 원측정값(raw data)들
을 계산하는 모드로서 전이/획득 단계에서 사용
된다.
태양회전(Sun rotation)모드: 목표로 하는 기준
태양벡터를 천천히 회전시켜서 자세에 편향
(bias)을 주도록 한다.
양방향(Two directions)모드: 시야각 범위가 다
른 두 개의 태양센서에 대해 모두 기준태양벡터
에서 벗어난 지향오차를 계산하는 모드. 피치기
동 및 자이로보정 비행모드에서 이용되는데 그림
13.은 자이로 보정의 예를 보여준다. -Z BASS
를 통해 -Zme축이 태양을 지향하도록 제어를 한
후 EA LIASS 선형 시야각 범위의 두 지점에 대
해서 자세제어를 수행한다.
-Z BASS FOV
EA LIASS FOV
S1
S2=S’2
S3
Set_next_sensor(EA LIASS, 0)
Sun_rotation(R(45deg),N,Sf)
Get_next_measurement_error
Set_current_sensor(EA LIASS, 0)
Sun_rotation(R(30deg),N,Sf)
IP
LIASS/BASS SW
Resource
Event
Description
Origin
two_direction_mo
de
Enter to two directions
mode
TC
switch_direction
Return to fine meas.
mode
TC
sun_rotation
Enter to Sun rotation
mode
TC
표 4. 모드상태 명령 방법
그림 13. 자이로보정 양방향 운용 모드 개념
각 모드상태의 활성화는 표 4에 정의된 이벤트
들을 통해 이루어진다.
128 박근주 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 121~130
4.2 태양센서 운용소프트웨어 접속
태양센서 운용소프트웨어에 속하는 각 프로세싱의
상태들은 Get/Set 접속 방법을 이용하며 각각의 운용에
맞춰 주기를 설정한다. 대표적인 접속 방법은 표 5와
같다.
접속방법
내용
주기
Get_failed_status
서비스의 이상 작동
상태를 가져온다.
호출
Get_sun_presence_
pattern
모든 태양센서들의
태양검출 상태를
가져온다.
10Hz
Get_raw_measure
ments
해당 태양센서의 raw
측정 값을 가져온다.
10Hz
Get_SA_position
태양전지판 위치
측정값을 가져온다.
10Hz
Get_pointing_err
위성 제어좌표계에
대해서 태양 지향오차
정보를 가져온다.
10Hz
Get_next_sun_
direction
위성 제어좌표계에
대해서 다음에 이용할
태양센서의
기준태양벡터 정보를
가져온다.
호출
Set_current_sensor
이용할 태양센서를
선정한다.
TC
Set_current_direction
현재 태양지향 방향
제공
TC
표 5. 태양센서 운용소프트웨어 접속방법
4.3 태양센서 운용소프트웨어 알고리즘
태양센서 운용소프트웨어 알고리즘은 크게 모니터
링을 목적으로 하는 것과 자세오차를 계산하기 위한
부분으로 나뉜다. 모니터링 알고리즘에는 서비스의
이상 작동 상태와 유효성을 처리하는 알고리즘이 있
어서 태양센서획득부 접속 상태를 점검하여 상태를
결정하게 된다. 자세오차 프로세싱 알고리즘에는 센
서 설정, 태양센서 모델, 모드상태에 따른 측정 값 프
로세싱, 기준태양벡터 설정, 태양검출 상태 결정 등이
구현되어 있다. 태양센서 출력에서 자세오차를 결정
하는 탑재컴퓨터 프로세싱을 센서 별로 살펴보면 다
음과 같다.
4.3.1 BASS 자세오차 계산 프로세싱
BASS 태양전지 셀들에서 발생하는 아날로그 전류
신호는 태양센서획득부를 거쳐 12bit 디지털 신호로
변환되며[그림 14] 탑재컴퓨터에서는 센서획득부에
서 획득한 LSB 단위의 원측정값을 이용해서 다시 해
당 전류 값을 계산한다.
(6)
여기서, BASS의 LSB 값은 4.883μA이다.
Iy > 0
-
+
BASS
SAE
Cell 1
Cell 5
HP
CP
1
5
ADC
TM_code / MP_SPEC_LABEL
HP
Iy or Iz > 0
TM_code
ADC
Cel 1,2,3,4
Cel 5,6,7,8
그림 14. 태양센서획득부 BASS 접속 블록선도
해당 전류 값을 이용하여 위성동체좌표계에서의
자세오차를 계산하는 알고리즘은 식 (7)과 같다.
⎟
⎟
⎠
⎞
⎜
⎜
⎝
⎛
⎥
⎦
⎤
⎢
⎣
⎡
−
⎥
⎦
⎤
⎢
⎣
⎡
−
⎥
⎦
⎤
⎢
⎣
⎡
=
⎥
⎥
⎥
⎦
⎤
⎢
⎢
⎢
⎣
⎡
Δ
Δ
Δ
on
compensati
Y
Z
bias
Y
Z
t
measuremen
Y
Z
S
SC
Z
Y
X
I
I
I
I
I
I
M
R
*
*
θ
θ
θ
(7)
여기서, 행렬 M은 민감도를 나타내며 BASS 모델
프로세싱 알고리즘에서 계산되고,
cube
me
S
SC
R
R
=
행렬은
BASS 기준좌표계에서 위성동체좌표계로의 변환을
나타낸다. 오른쪽 항의 괄호안에 포함된 편향(Bias)
값은 TC(STLBSTDIR)에 의해 탑재컴퓨터에서
계산되는 자세지향 명령에 대한 전류 값이고 보상
(compensation)은 TC (STLBSTCSNS, STLBSTNSNS)
박근주 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 121~130 129
로 위성에 전달되는 측정 보상 값이다.
4.3.2 LIASS 자세오차 계산 프로세싱
LIASS 태양전지 셀들에서 출력되는 아날로그 신호
들은 태양센서획득부에서 12bit 디지털 신호로 변환
되며[그림 15] 다시 탑재컴퓨터에서 이 값을 해당 전
류 값으로 계산한다.
(8)
여기서, N은 태양센서획득부에서 획득한 LSB 단
위의 원측정값이고 LIASS의 LSB값은 1.221μA이다.
cel l 1
Inom_1<0
Ret_12
그림 15. 태양센서획득부 LIASS 접속 블록선도
해당 전류 값을 이용하여 위성제어좌표계에 대해
서 자세오차를 계산하는 알고리즘은 식 (9)와 같다.
⎟
⎟
⎠
⎞
⎜
⎜
⎝
⎛
⎥
⎦
⎤
⎢
⎣
⎡
−
⎥
⎦
⎤
⎢
⎣
⎡
−
⎥
⎦
⎤
⎢
⎣
⎡
=
⎥
⎥
⎥
⎦
⎤
⎢
⎢
⎢
⎣
⎡
Δ
Δ
Δ
on
compensati
bias
t
measuremen
S
SC
CONT
Z
Y
X
U
U
U
U
U
U
M
R
R
2
1
2
1
2
1
*
*
*
θ
θ
θ
(9)
여기서, 행렬 M은 민감도를 나타내며 LIASS 모델
프로세싱 알고리즘에서 계산하며,
cube
me
S
SC
R
R
=
행렬은
LIASS 좌표계에서 위성 동체좌표계로의 변환을 나타
낸다. RCONT 행렬은 EA 및 BO LIASS의 경우 단위
행렬, SA LIASS인 경우 태양전지판의 회전각에 따른
회전행렬의 전치행렬로 정의된다. 한편, 오른쪽 항의
괄호 안에 포함된 측정 값은 각 태양전지에서 획득한
전류 값을 각변위 식 (4)를 이용해서 계산한 값이고,
편향 값은 TC (STLBSTDIR)에 의해 탑재 컴퓨터에
서 계산되는 자세지향 명령 값이며, 보상 값은 TC
(STLBSTCSNS, STLBSTNSNS)로 위성에 전달되는
측정 보상 값이다.
5. 결론
본 논문에서는 우리나라 최초의 정지궤도 복합위
성인 통신해양기상위성에 장착된 태양센서들의 모
델과 운용을 분석하였다. 본 논문에 기술된 정지궤
도위성 태양센서 운용기술들은 우주인증된 최신 정
지궤도 우주버스인 Astrium E3000에서 채택하고
있는 기술이며 전이/획득 및 임무궤도 자세제어계에
서 신뢰성 및 정확도 높은 자세제어계 기능을 제공
한다. 통신해양기상위성 자세제어계에서 사용된 태양
센서인 LIASS와 BASS의 기능 모델을 분석하고, 강
건한 태양센서 운용소프트웨어를 분석함으로써 축척
된 기술들은 향후 정지궤도 복합위성 후속 모델의 자
세제어계 설계에 있어서, 새로운 임무 및 비행모드 변
경에 대비하는데 많은 도움을 줄 것으로 기대된다.
후기
본 논문은 교육과학기술부에서 지원하는 특정연구
개발 사업의 일환인 ‘통신해양기상위성 개발사업’의
연구 결과입니다.
참고문헌
1. COMS 공동설계팀, COMS AOCS Performances
and Interface Specification, COMS.SPC.00039.
DP.T.ASTR (2/0), 한국항공우주연구원, 2007
2. 박근주, 통신해양기상위성 태양감지기 모델 및 운용 분석,
KARI-CST-TM-2008-006, 한국항공우주연구원, 2008
3. COMS 공동설계팀, COMS Equipments Parameters
Tuning, COMS.TN.00150.DP.T.ASTR (4/0), 한국
항공우주연구원, 2007
4. Y. Park, K.J. Park, H. Lee, G. Ju, "Introduction of
AOCS Hardware Configuration for COMS," ISRS
Conference, Jeju, Korea, 2007
130 박근주 외/ 항공우주산업기술동향 7/2 (2009) pp. 121~130
5. COMS 공동설계팀, AOCS Sign Conventions, COMS.
TN.00217.DP.T.ASTR (1/0), 한국항공우주연구원, 2007
6. COMS 공동설계팀, Transfer/Acquisition and Survival
Modes Tuning, COMS.TN.00130. DP.T.ASTR (1/0),
한국항공우주연구원, 2007
7. Astrium 비행소프트웨어팀, COMS Central Software
Requirement Document, COMS.SPC. 00078.DP.T.
ASTR (1/0), 한국항공우주연구원, 2007
