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정기간행물 등록번호 유성사00001

제14권 제2호 2016년 12월 1일

정기간행물 등록번호 대전사01013

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제14권 제2호 2016년 12월 1일

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항공우주산업기술동향

Current Industrial and

Technological Trends in Aerospace

제14권 제2호

/목/차/

1. 미국의 지구관측위성 자료센터 운영 현황 ………………………………………………………

국가위성정보활용지원센터 검보정품질관리팀

임효숙, 이동한

2. 무인기 상업화를 위한 규정 개정에 관한 연구 ……………………………………………………

항공연구본부 항공기획팀

오경륜, 홍승범, 정기훈, 안오성

3. 지구관측 위성 프로그램 기획 전략- 미국과 유럽 사례 중심 …………………………………

미래전략본부 우주정책팀

김은정

미래전략본부

황진영

4. 우주분야 품질인증 제도에 대한 고찰 ………………………………………………………………

미래전략본부 우주정책팀

임창호, 황진영, 임종빈, 박정호

위성연구본부

박근영

http://library.kari.re.kr에서 보실 수 있습니다.

산업·정책동향

1. 우주 폐기물(쓰레기) 제거 방식에 대한 고찰 ………………………………………………………

위성연구본부 우주시험실

최준민

2. Transformative Vertical Flight 개발 및 기술 동향 ………………………………………………

항공연구본부 회전익기연구팀

박중용

3. 미국의 정지궤도 기상위성 개발 동향 ………………………………………………………………

위성연구본부 정지궤도복합위성쳬계팀

남문경

기술동향

제14권 제2호

/목/차/

http://library.kari.re.kr에서 보실 수 있습니다.

4. 전자장 해석 툴을 이용한 회로기판의 전자파 간섭 예측 ……………………………………

한국형발사체개발사업본부 발사체전자팀

황수설, 김명환, 마근수

5. 발사통제시스템 성능 개선을 위한 HPC 기술 동향 …………………………………………

나로우주센터 비행안전기술팀

신동영, 한유수, 최용태

6. 위성 운영 궤도 데이터 양식의 국제 표준화 동향 ……………………………………………

국가위성정보활용지원센터 저궤도위성관제팀

정옥철, 김화영, 성재동, 안상일

7. 우주 구조재의 우주방사선 검증 기술 …………………………………………………………

융합기술연구본부 항공우주응용재료팀

정지연, 윤용식, 민경주

8. LLVM: 탑재소프트웨어 개발을 위한 차세대 컴파일러 기술 ………………………………

위성기술연구단 위성비행소프트웨어팀

박수현, 최종욱

9. 소형 무인기의 오픈아키텍처 기반 비행제어/임무컴퓨터 개발 현황 ………………………

항공연구본부 항공전자연구팀

윤원근, 최인호, 김태식

10. NASA 우주시스템 전자파규격 기술동향 ……………………………………………………

위성연구본부 우주시험실

김태윤, 장재웅, 장경덕, 문귀원

11. 500Kg급 중형위성 표준본체 전기시스템 설계개념 …………………………………………

위성연구본부 차세대중형위성체계팀

박종오, 전현진

충남대학교 전자공학과

나성웅

12. 저고도 무인기 교통관리 시스템 해외 기술 동향 ……………………………………………

위성항법·응용기술센터 차세대항행팀

권지현, 홍성권, 은연주, 전대근

106

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항공우주산업기술동향
Current Industrial and
Technological Trends in Aerospace

항공우주산업기술동향 14권 2호

산업·정책동향

항공우주산업기술동향 14권 2호 (2016) pp. 3~10

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산업·정책동향

미국의 지구관측위성 자료센터 운영 현황

임효숙*

1 )

, 이동한*

Earth Observation Satellite Data Centers of USA

Lim, Hyo-Suk*, Lee, Dong-Han*

ABSTRACT

In the United States, there are NASA(National Aeronautics and Space Administration),

NOAA(National Oceanic and Atmospheric Administration), USGS(United States Geological
Survey) Earth observation satellite data center run by each institution. NASA has
DAACs(Distributed Active Archive Centers) for distribution of EOS(Earth Observing System)
satellite data. NOAA has NCEI(National Centers for Environmental Information) Earth
observation satellite data center under the NESDIS(National Environmental Satellite Data and
Information Services), and distributes low earth orbit and geostationary orbit meteorological
satellite data, and value-added products. USGS EROS(Earth Resources Observation and
Science) center distributes the oldest Earth observation satellite in the world, Landsat series,
Corona satellite data, aerial photography, cartography, and topography data. The main
challenge of data centers in the United States is preparation for innovative improvements of
data service system due to the amount of data increases exponentially.

초 록

미국에는

NASA, NOAA, USGS 각 기관별로 운영하는 지구관측위성 자료센터가 있는데,

NASA는 지구관측위성 프로그램의 핵심인 EOS 시리즈 중심으로 NASA 개발, 운영 위성자료를
미국 전역에 있는

DAACs를 통해서 서비스를 하고 있다. NOAA는 NESDIS 산하에 NCEI 라는

지구관측위성 자료센터를 두고 있는데

, 저궤도 및 정지궤도 기상위성자료 및 부가생성물을 서비

스하고 있다

. USGS EROS 센터에서는 세계에서 가장 오래된 지구관측위성 시리즈인 Landsat 자

료

, 냉전시대 정찰위성인 Corona 위성자료, 각종 항공사진, 지도제작에 필요한 자료, 지형도도

서비스하고 있다

. 미국의 주요 지구관측위성 자료센터들이 당면한 문제는 기하급수적으로 증가

하는 자료량에 대비하여 서비스시스템을 혁신적으로 개량해 나아가는 것이다

Key Words : Earth Observation Satellite(지구관측위성), Data Center(자료센터), Satellite Data

(위성자료)

* 임효숙, 이동한, 한국항공우주연구원, 국가위성정보활용지원센터 검보정품질관리팀

hslim@kari.re.kr, dhlee@kari.re.kr

임효숙 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 3~10

1. 서 론

미국이 지구관측위성을 본격적으로 개발하고 발

사한 역사는

1960년에 미국 최초의 기상위성인

TIROS-1(Television and InfraRed Observation
Satellite)을 비롯하여, 냉전시대에 정찰위성으로 주
로 활용되었던

Corona, 1972년 발사되기 시작한

Landsat(Land Satellite) 시리즈, NASA(National
Aeronautics and Space Administration) 지구관측
위성 프로그램의 핵심인

EOS(Earth Observing

System) 시리즈, NOAA(National Oceanic and
Atmospheric Administration) 저궤도 및 정지궤도
기상위성 등이 있다

본 논문에서는 미국의 주요 지구관측위성 자료

를 수신

, 처리, 배포하고 있는 NASA, NOAA,

USGS(United States Geological Survey) 내 데이터
센터 운영 현황에 대해 살펴봄으로써

, 향후 국내

개발

/운영 위성이 다양해 짐에 따른 다양한 데이

터센터 운영 전략수립에 기여하고자 한다

2. 본 문

미국의 지구관측위성 개발을 주도하고 있는

NASA는 NOAA와 USGS가 운영하고 있는 위성
을 개발하여 초기운영과 검보정 후 정상운영을

수요기관으로 넘겨주는 방식을 취했었다

. 그러나

NOAA는

GOES(Geostationary

Operational

Environmental Satellite)-R 개발 시 이전과는 달
리

NOAA 주도개발을 시도해 개발기간이 수년

연장되어 미국정부로부터 강력한 감사를 받기도

하였다

NASA, NOAA, USGS가 운영하고 있는 지구관

측위성은 기획 초기부터 사용자의 요구사항을 최

대한 반영하려는 노력을 하고 있다

. 그래야만 생성

되는 자료의 품질도 훨씬 높아질 뿐 아니라 자료

활용도 훨씬 많아질 것이기 때문이다

NASA, NOAA, USGS가 주도적으로 운영하고

있는 지구관측위성자료는 분야별로 특화되어 있다

고 할 수 있다

. NASA는 EOS 위성시리즈, NOAA

는 정지 및 저궤도 기상위성시리즈

, USGS는

Landsat 위성시리즈 자료를 중점적으로 수신, 처
리

, 배포, 활용을 촉진하고 있다.

2.1 NASA 지구관측위성 자료센터

NASA 지구관측위성자료는 전 세계 누구나 사

용 가능하다는 매우 개방적인 자료정책을 가지고

있다

. 이와 같은 개방성과 고품질의 자료를 신속하

게 다운로드받을 수 있는 시스템 구축으로 인해

전 세계 원격탐사 연구자들이 가장 많이 이용하

고 있다

<그림 1>은 2014년도에 NASA

EOSDIS(Earth Observing Data and Information
System)에서 배포한 자료의 국가별 현황인데, 우리
나라는

7위를 기록하고 있다.

출처

: 참고문헌 [1]

그림

1. 2014년도 NASA EOSDIS 자료의

국가별 배포 현황

NASA EOSDIS를 통해 2014년 배포된 지구관측

위성 자료를 유형별로 보면

<그림 2>와 같다. 육

상자료의 배포가

463백만 건으로 가장 많았고, 대

기 자료는

292백만 건으로 2위를, 해양자료가 92

백만 건으로

3위를 기록하였다.

임효숙 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 3~10

출처

: 참고문헌 [1]

그림

2. 2014년도 NASA EOSDIS 자료의

유형별 배포 현황

NASA EOSDIS를 통해 2000년부터 2015년8월까

지 배포한 자료량은

<그림 3>과 같다. 2007년에

100백만 건 이상 되기 시작하였고, 2009년에 200
백만 건 이상 후 급속도로 증가하여

2015년 8월까

지 통계자료에 의하면

1,200백만 건 이상이 되고

있다

출처

: 참고문헌 [1]

그림

3. NASA EOSDIS를 통해 2000년 - 2015년

8월까지 배포한 자료량

NASA에서 운영하는 자료센터는 <그림 4>처럼

미국 전역에 분포되어 있다

. 특정 자료센터에서 배

포하는 자료는 다른 자료센터에서 배포하는 자료

와는 중복되지 않도록 되어 있다

출처

: 참고문헌 [1]

그림

4. 미국 전역에 위치한 NASA 자료센터

ASF DAAC(Alaska Satellite Facility Distributed

Active Archive Center)는 알래스카주 페어뱅크에
위치한 알래스카 대학 내에 있다

. NASA의 국제협

력 파트너인

CSA(Canadian Space Agency),

ESA(European

Space

Agency),

JAXA(Japan

Aerospace Exploration Agency)에서 발사하여 운
용하고 있는

SAR(Synthetic Aperture Radar) 자료

를

NASA가 사전 승인한 연구자들에게만 배포하

고 있다

. SAR 자료를 사용하기 위해서는 NASA에

연구계획서를 제출

/승인을 받아야 한다. ASF

DAAC에서 다운로드 받을 수 있는 자료는 캐나다
RADARSAT-1,

ESA

ERS(European

Remote

Sensing Satellite)-1,2 SAR 자료, JERS(Japanese
Earth Resource Satellite)-1, ALOS(Advance Land
Observing Satellites) PALSAR(Phase Array type
L-band SAR) 자료 및 SAR 자료를 이용하여 추출
한 부가생성물이다

[4].

PO(Physical Oceanography) DAAC 은 캘리포니아

주 파사데나에 위치한

NASA/JPL에 있다. PO DAAC

으로부터 다운로드 받을 수 있는 자료는 중력

, 해수면

온도

, 해상풍, 해류, 해저지형 등이다. 이와 같은 생성

물은

OuikSACT(Quick Scatterometer), Jason(Joint

Altimetry

Satel ite

Oceanography

Network)-1,

MODIS(Moderate-resolution Imaging Spectrometer),
AVHRR(Advanced

Very

High

Resolution

Radiometer) 위성자료를 이용하여 추출하였다[4].

임효숙 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 3~10

NSIDC(National Snow and Ice Data Center)

DAAC은 콜로라도주 보울더에 있는데 NASA, 콜
로라도대학

, NOAA가 공동협력으로 운영하고 있

다

. NSIDC DAAC으로부터 다운로드 받을 수 있

는 자료는 적설량

, 빙하, 해빙, 극지방에 관한 데이

터 등이다

이와 같은 생성물은

MODIS,

AMSR-E(Advanced

Microwave

Scanning

Radiometer-Earth

Observing

System),

GLAS(Geoscience Laser Altimeter System) 위성자
료를 이용하여 추출하였다

[4].

GHRC (Global Hydrology Resource

Center)

DAAC은

앨라바마주

헌츠빌에

있는데

NASA/MSFC(Marshall Space Flight Center) 와
앨라바마대학이 공동협력으로 운영하고 있다

GHRC DAAC으로부터 다운로드 받을 수 있는 자
료는 수자원자료

(강수량 포함), 번개, 대류, 악기상

등이다

. 이와 같은 생성물은 DMSP(Defense

Meteorological Satellite Program), TRMM(Tropical
Rainfall

Measuring

Mission)

LIS(Lightning

Imaging

Sensor),

GPM(Global

Precipitation

Measurement) 위성자료를 이용하여 추출하였다[4].

ORNL (Oak Ridge National Laboratory)

DAAC은 테네시주 오크리지에 있는데 NASA 와
에너지성

(Department of Energy) 산하 오크리지

국립연구소

(Oak Ridge National Laboratory)가 공

동협력으로 운영하고 있다

. ORNL DAAC으로부터

다운로드 받을 수 있는 자료는 지구화학역학

, 생태

학

, 환경처리 등이다. 이와 같은 생성물은 MODIS

위성자료를 이용하여 추출한 것과 각종 지상캠페

인을 통해 구축한 검보정 자료이다

[4].

LARC

ASDC(Langley

Research

Center

Atmospheric Science Data Center)는 버지니아주
햄프턴에 있는데

, NASA/LARC가 운영하고 있다.

LARC ASDC로부터 다운로드 받을 수 있는 자료
는 에어로솔

, 구름, 지구복사량, 대기화학 관한 데

이터 등이다

. 이와 같은 생성물은 CALIPSO(Cloud

Aerosol Lidar and Infrared Pathfinder Satellite
Observations), CERES(Clouds and the Earth's
Radiant Energy System), MOPITT(Measurements

Of Pollution In The Troposphere) 위성자료를 이
용하여 추출하였다

[4].

CDDIS(Crustal Dynamic Data Information

System)는

메릴랜드주

그린벨트에

있는데

NASA/GSFC(Goddard Space Flight Center)가 운
영하고 있다

. CDDIS로부터 다운로드 받을 수 있

는 자료는

Solid Earth, 우주측지 데이터 등이다.

이와 같은 생성물은

GNSS(Global Navigation

Satellite System), SLR(Satellite Laser Ranging),
VLBI(Very Long Baseline Interferometry) 위성자
료를 이용하여 추출하였다

[4].

GES DISC(Goddard Earth Science Data and

Information Services Center)는 메릴랜드주 그린벨
트에 소재하고 있는데

, NASA/GSFC가 운영하고

있다

. GES DISC로부터 다운로드 받을 수 있는 자

료는 전 세계 강수량

, 태양복사량, 대기조성/역학,

전 지구 모델링 데이터 등이다

. 이와 같은 생성물

은

Aqua, Aura, SORCE(Solar Radiation and

Climate Experiment), TRMM, GPM, UARS(Upper
Atmospheric Research Satellite) 위성자료를 이용
하여 추출하였다

[4].

MODAPS LAADS(MODIS Adaptive Processing

System Level 1 and Atmosphere Archive and
Distribution System)는 메릴랜드주 그린벨트에 있는
데

NASA/GSFC가 운영하고 있다. MODAPS

LAADS로부터 다운로드 받을 수 있는 자료는
MODIS Level 1 데이터 등이다. 이와 같은 생성물은
Terra, Aqua 위성자료를 이용하여 추출하였다[4].

OB(Ocean Biology).DAAC은 메릴랜드주 그린벨

트에 있는데

NASA/GSFC가 운영하고 있다.

OB.DAAC으로부터 다운로드 받을 수 있는 자료는
전 세계 해양 플랑크톤 데이터 등이다

. 이와 같은

생성물은

CZCS(Coastal Zone Color Scanner

Experiment),

SeaWiFS(Sea-Viewing

Wide

Field-of-View Sensor), OCTS(Ocean color and
Temperature Scanner), MERIS(Medium Resolution
Imaging Spectrometer), MODIS 위성자료를 이용
하여 추출하였다

[4].

SEDAC(Socioeconomic Data and Applications

임효숙 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 3~10

Data Center)은  뉴옥주  펠리사데에  있는데
NASA와  콜롬비아대학이  공동운영하고  있다.
SEDAC로부터 다운로드 받을 수 있는 자료는 환
경의  지속성

, 지구환경과 인간과의 상호작용, 토

지이용 등에 관한 것이다

[4]. LP(Land Processes)

DAAC은 USGS와 NASA가 협력하여 운영하고
있다

이에

대해서는

USGS

EROS(Earth

Resources Observation and Science) 설명 시 자
세히 보완하겠다

NASA

ESDIS(Earth

Science

Data

and

Information System) 프로젝트는 NASA/GSFC에
서 주도적으로 추진하였으며

, EOS 자료를 수신,

처리

, 배포하는 시스템이다. EOS 표준자료의 대부

분은 탑재체 개발

PI(Principal Investigator)의 주

도적인 책임 하에 생성되고 있으며

, 생성 후

EOSDIS를 통해서 배포되고 있다. EOSDIS의 효율
적인 접속은 사용자와 전국에 분포되어 있는 자료

센터들을

(DAACs) 네트워크로 얼마나 잘 연결하느

냐에 달려 있는 것이다

2.2 NOAA 지구관측위성 자료센터

NOAA는

미국

상무성

(Department

Commerce) 산하기관인데, NOAA 내 위성센터인
NESDIS(National Environmental Satellite Data
and Information Services) 산하조직으로 <그림 5>
처럼

NOAA

지구관측위성

자료센터인

NCEI(National

Centers

for

Environmental

Information)가 있다.

출처

: 참고문헌 [2]

그림

5. NESDIS 조직도

NCEI는 <그림 6>에서 보는바와 같이 해양자료

센터

(NODC : National Oceanographic Data

Center),

지구물리자료센터

(NGDC

National

Geophysical Data Center), 기후자료센터(NCDC :
National Climatic Data Center)를 최근에 통합하
여 새로이 설립하였다

출처

: 참고문헌 [2]

그림

6. NCEI 설립 현황

NODC는 1961년 메릴랜드주 실버스프링에서

미국 해군 수자원연구소로 시작하여

, 2000년에

NOAA로 흡수되었고 연안 및 해양자료를 수집,
저장

, 배포해 왔다. NGDC는 1965년 콜로라도주

보울더에 설립되어 연안 및 측지자료를 수집

, 저

장

, 배포해 왔다. NCDC는 1951년 노스캐롤라이나

주 애쉬빌에 설립되어 기후자료를 오랫동안 수집

저장

, 배포해 왔다.

이와 같이

NODC, NGDC, NCDC 세 자료센터

가 병합되어 설립된

NCEI는 세계 최대의 기상 및

기후자료를 저장

, 배포하고 있다. NCEI는 <그림

7>에서 보는 바와 같이 미국 전역에 지역협력센터
를 두고 있다

NCEI에서 배포하고 있는 자료는 <그림 8>과 같

이 매우 광범위한 사용자들을 만족시키고 있다

. 이

와 같이 광범위한 사용자들을 만족시키기 위해서

NCEI는 서비스의 신속성과 정확성을 매우 중요하
게 생각하고 있다

. NCEI 배포자료는 지역뿐 아니

라 전 세계 당면문제인 재난재해

, 기후변화 등에

대처하는데 기초자료로 널리 활용되고 있다

임효숙 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 3~10

출처

: 참고문헌 [2]

그림

7. 미국전역 내 NCEI 운영 현황

출처

: 참고문헌 [2]

그림

8. NCEI 자료와 사용자 범위

NCEI에서 2000년 - 2015년까지 수신, 저장하고

있는 자료는

<그림 9>와 같다. 2011년을 기점으로

하여 위성과 모델자료가 급증하고 있음을 알 수

있다

출처

: 참고문헌 [2]

그림

9. NCEI 저장 자료량의 연도별 변화

2030년까지의 예상 추이를 보면 <그림 10>과

같이

2020년을 기점으로 하여 자료량은 기하급수

적으로 증가하는 것을 알 수 있다

, GOES-R

ABI(Advanced Baseline Imager)로부터 기상자료가
본격적으로 수신되고

, 이와 관련된 모델링자료도

급증하기 때문인 것으로 예측된다

출처

: 참고문헌 [2]

그림

10. NCEI 저장 자료의 예상 추이

NOAA는 미국의 IT 기업들에게 기상레이더 자

료를 대량 공개해서 빅데이터 관련 비즈니스지원

을

<그림 11>과 같이 시범으로 시작하였다. 참여

한 기업들은 기상레이더 자료를

NOAA로부터 무

료로 제공받아서 이를 활용한 비즈니스로 인한 수

익 창출을 적극 추진하고 있다

출처

: 참고문헌 [2]

그림

11. NOAA 빅데이터 시범사업 수행 파트너

IT 기업체

2.3 USGS 지구관측위성 자료센터

USGS EROS 센터는 사우스다코다주 수폴스에

위치하고 있다

. EROS 센터는 지구관측위성 자료

임효숙 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 3~10

중 세계에서 가장 오래된

Landsat 자료를 수신, 처

리

, 배포하고 있고, 관련한 지상국 개발도 주도적

으로 진행하고 있다

. Landsat 자료는 1972년부터

현재까지 전 세계를 지속적으로 촬영하고 있다

<그림 12>처럼 매년 3백만 장 이상의 Landsat 영
상이 전 세계 사용자들에게 무료로 제공되고 있다

2013년 2월에 발사된 Landsat 8 영상 또한 전 세
계 원격탐사 연구자들이 애용하는 자료가 되었다

출처

: 참고문헌 [3]

그림

12. USGS EROS 센터에서 배포중인 Landsat

자료

USGS EROS 센터에서는 <그림 13>에서 확인할

수 있듯이

Landsat 자료 이외에 냉전시대 정찰위

성으로 활용하였던

Corona 위성자료, 재난재해 발

생 시 전 세계 위성자료

, 각종 항공사진, 지도제작

에 필요한 자료

, 지형도도 저장, 배포하고 있다. 뿐

만 아니라

EROS 센터에서는 보유하고 있는 자료

를 이용하여

<그림 14>처럼 미국 및 전 세계지역

에 대한 각종 활용 사례들을 제작하여 정책결정자

들에게 활발히 제공해 오고 있다

출처

: 참고문헌 [3]

그림

13. USGS EROS 센터에서 저장, 배포중인 자료

출처

: 참고문헌 [3]

그림

14. USGS EROS 센터에서 제작한

농업 관련 활용 사례

LP(Land Processes) DAAC은 EROS 센터에 있

는데

, NASA가 연구비를 지원하고 NASA-USGS

가 기관 간 협정을 맺어

1990년부터 운용중이다.

ASTER(Advanced Spaceborne Thermal Emission
and Reflectance Radiometer) 와 MODIS 자료를
이용하여 육상에 관한 부가생성물

(예: 식생지수)

및 표준자료를

<그림 15>와 같이 서비스하고 있

다

. 사우스다코타대학, 메릴랜드대학, 애리조나대학

이 협력하고 있다

. LP DAAC을 위해서 NASA와

USGS는 통합시스템을 구축하여 운영 중이며, 자
료는

USGS 네트워크를 통해서 배포중이다. LP

DAAC 운영권은 2020년에는 USGS로 완전히 이양
될 계획이다

출처

: 참고문헌 [3]

그림

15. LP DAAC을 통해 배포된 자료량

임효숙 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 3~10

USGS

EROS

센터는

인터내셔널

차터

(International

Charter

‘Space

and

Major

Disasters’, 이후 ‘차터’)에 주도적으로 참여하고 있
다

. 차터는 지구관측위성을 보유한 세계의 16개 우

주개발 기관들이 자발적으로 참여하여

, 전 세계 대

규모 지진

, 태풍, 해일, 폭우, 폭설, 화재 등 재난발

생시 위성영상을 신속하게 촬영하여 제공함으로써

재해 상황 파악 및 복구를 지원하는 국제협력 프

로그램이다

우리나라는 한국항공우주연구원이

2011년 차터에 가입한 후 활발히 활동 중에 있다.

3. 결 론

미국이 본격적으로 지구관측위성을 개발

, 발사,

운영한 지는

60여년이 되어간다. 본 논문에서 자세

히 살펴보았듯이

NASA, NOAA, USGS는 각 기관

별로 운영하는 지구관측위성자료센터가 있다

NASA는 지구관측위성 프로그램의 핵심인 EOS 시
리즈 중심으로

NASA 개발, 운영 위성자료를 미국

전역에 있는

DAACs를 통해서 서비스를 하고 있

다

. 각 지역에 있는 DAAC은 다른 지역과는 차별

화된 자료를 수신

, 저장, 배포하고 있다. NOAA는

NESDIS 산하에 NCEI 라는 지구관측위성 자료센
터를 두고 있는데

, NODC, NGDC, NCDC를 최근

에 통합하여 새로이 설립하였다

. NOAA에서 운영

하는 저궤도 및 정지궤도 기상위성자료 및 부가생

성물을 서비스하고 있다

. USGS EROS 센터에서

는 세계에서 가장 오래된 지구관측위성 시리즈인

Landsat 자료, 냉전시대 정찰위성으로 활용하였던
Corona 위성자료, 각종 항공사진, 지도제작에 필
요한 자료

, 지형도도 서비스하고 있다.

미국의 주요 지구관측위성 자료를 수신

, 처리,

배포하고 있는

NASA, NOAA, USGS가 수신, 처

리

, 배포하고 있는 자료는 기관의 특성상 고유영역

별로 잘 배분되어져 있고

, 기관별로 볼 때는 지역

에 적절히 분포되어 있으며 그 지역의 특성을 최

대한 살리고 있다는 점이다

. 세 기관의 자료센터들

이 당면한 문제는 기하급수적으로 증가하는 자료

량에 대비하여 서비스시스템을 혁신적으로 개량해

나아가는 것이다

. 지구관측위성 자료는 공공 및 연

구자들을 위해 사용될 뿐 아니라

, 최근 NOAA는

미국의

IT 기업들에게 기상레이더 자료를 대량 공

개해서 빅데이터 관련 비즈니스지원을 시범으로

시작하였다

. 참여한 기업들은 기상레이더 자료를

NOAA로부터 무료로 제공받아서 이를 활용한 비
즈니스로 인한 수익 창출을 적극 추진하고 있다

참고문헌

1. Update on NASA's Earth Observing Data and

Information System(EOSDIS), September
2015, CEOS WGISS

2. From Prehistoric Ice Cores to Modern Satellite

Observations-From the Depths of the Ocean
to the Surface of the Sun, May 2016,
KARI-NOAA/NECI meeting

3. USGS Eros Center : Data Access, Archiving

and Distribution, 2013

4. https://earthdata.nasa.gov/about/daacs

항공우주산업기술동향 14권 2호 (2016) pp. 11~17

http://library.kari.re.kr

에서 보실 수 있습니다.

산업·정책동향

무인기 상업화를 위한 규정 개정에 관한 연구

오경륜

*, 홍승범*, 정기훈*, 안오성*

A Study on Regulation Amendments for Commercial

UAV

Oh, Kyung-ryoon*, Hong, Seung-Bum*, Chung, Ki-hoon*, Ahn, Oh-Sung*

ABSTRACT

After announcing the Amazon’s plans of door-to-door delivery system using small drones and

getting spotlight of DJI’s small drone in the consumer market, For commercial UAV utilization,
UAV regulation amendment and designating UAV special zone activities are going on in in each
nations. In Korea, to expanding the commercial use of UAVs related regulation amendments and
pilot project are constantly in progress. Even though technology development and social acceptance
are required for commercial UAV, this paper presents the proposed new regulation for commercial
use of UAVs in the public sector.

초 록

아마존이 소형무인기를 이용한 택배시스템 계획을 발표한 이후

, DJI사의 소형무인기가 소비자

시장에서 각광을 받기 시작한 이후

, 무인기 법 규정 정비, 무인기 특구 지정 등 무인기의 상업적

활용을 위한 준비가 전 세계 각 국가에서 진행되고 있다

. 국내에서도 무인기의 상업적 활용 확

대를 위해 관련 법 규정의 정비가 지속적으로 진행 중에 있으며

, 특구지정, 시범사업 등이 추진

중에 있다

. 상업적 무인기 활용을 위해서는 기술개발과 사회적 수용, 관련 제도정비 등이 필요하

나

, 본 논문에서는 초기 무인기 상업화를 선도할 공공분야에서 무인기의 상업적 활용에 필요한

법 규정 개정부분에 대해 살펴보기로 한다

Key Words : Small UAV(소형무인기), commercial UAV(상업무인기), UAV regulation amendment

(무인기 규정 개정), BVLOS(비가시권), Aerial Work(무인기 활용사업)

* 오경륜, 홍승범, 정기훈, 안오성 한국항공우주연구원, 항공연구본부 항공기획팀

bigoh@kari.re.kr, sbhong@kari.re.kr, khchung@kari.re.kr, ohsung@kari.re.kr

오경륜 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 11~17

1. 서 론

2016년 8월 2일 미국 백악관 OSTP(Office of

Science and Technology Policy) 주관으로 개최된
‘The Future of UAS and Aviation’워크샾 발표[1]
에서 인텔사

CEO는 무인기 상업적 활용을 위해서

는 기술적 혁신과 협업 생태계

, 그리고 무인기 관

련 정책 및 규제의 리더쉽을 강조했다

. 내풍성 증

대

, 배터리 용량 증대 등의 추가적인 기술적 혁신

이 필요함과

, 제도적 측면에서 무인기 상업적 운항

안전 요구도 제시가 필요함을 역설했다

. 제도적 요

구도가 제시되면 기업은 그 요구도를 만족하기 위

한 기술과 제품개발에 매진하겠다는 것이다

미국

FAA는 소형무인기 관련 미래 정책, 법 정

책 등의 우선순위 설정에 도움을 줄 민간 자문위

원회를 구성하였는데

, 인텔 CEO Brian Krzanich는

초대 위원장으로 활동 중으로

, 워크샾에서의 그의

주장은 상당부분 무인기 관련 정책과 법 규정에

반영될 것으로 예상된다

본 논문에서는 무인기 상업화를 위한 법 규정

개정의 주요 이슈와 각 국의 관련 법 규정 현황

및 주요 내용을 분석하고 향후 국내 관련 법 규정

개정부분에서 고려해야 할 부분들에 대해 살펴보

기로 한다

2. 주요국 관련 규정 개정 현황

무인기의 상업적 활용에 관심이 있는 세계 주요

국들은 무인기의 상업적 활동을 지원할 관련 제도

정비를

2015년 이후부터 서두르고 있다. 그 주된

핵심은

25kg급 이하 무인기의 비가시권 비행의 허

용과 상업적 활용 허용범위 확대이다

2.1 미국

2016년 8월 29일 발효된 FAA의 소형 무인기 상

업적 허용법안이 선언적인 내용에 그친 데 반해

2016년 8월 2일 백안관 OSTP 워크샾에서, FAA는

보다 구체적인 활동 및 일정을 제시하였다

.[2]

‣ 무인기 안전팀 신설 : 유인기 분야의 민간항공

기 안전위원회 및 헬기 안전위원회 노력의 결

과를 반영하여 무인기 사고안전 증진 도모

⁃ 무인기 사용자 항공규칙에 대한 교육 강화
⁃ 무인기 안전비행 방법에 대한 교육 강화

‣ 소형무인기 자문위원회 구성 : 소형무인기 관련

미래 정책

, 법 정책 등의 우선순위 설정에 도움

을 줄 민간 자문위원회 구성

‣ Pathfinder 프로그램 진행 : 민간 산업과의 파

트너쉽을 통해 현 법 규정이 수용하지 못하는

대상에 대한 연구 프로그램 진행

⁃ CNN, precisionHawk, BNSF railroad 회사

등과 협력하여 도심 및 군중 상공에서의 무

관련 국내 법률로는

‘항공우주산업개발촉진법

시행규칙

’에 따라 ‘성능검사 및 품질검사’가 있다.

이에 따르면 우주제품은 해당 법규에 따른 검사를

받도록 규정되어 있으나

, 해당 법규는 ‘항공우주산

업사업자

’가 생산하는 제품으로 국한하고 있어서,

인공위성에 대한 검사 대상이 명확하게 규정되어

있지 않으며 관련 기술 기준 체계 역시 명확하지

않다

. 또한 해당 법규가 국내 우주 제품의 성능 및

품질 보증에 요구된 사례는 없다

4.2 제도운영

전술하였듯이 우주 제품인증에 대한 법률적 근

거는 있으나 실제적으로 운영하기에는 그 기술적

기준과 인증기관에 대한 부분이 명확히 마련되지

못한 점으로 인해 현재 항공분야와 같이 독립된

인증기관의 제

3자 인증업무는 하고 있지 않으며

우주 프로그램에 따라 우주선진국의 체계 및 제도

를 활용하여 개발 및 검증요건을 부여하고 있다

또한 국내의 우주 산업 기반이 선진국에 비해 취

약하여

, 국내 업체가 선진국의 우주 인증을 직접

획득하는 것 또한 쉽지 않고 수요가 적은 관계로

국내 인증제도를 운영하는 것이 비효율적이라는

지적도 있어 왔다

. 이런 환경 속에서의 인증체계의

구축은 범위

, 유지방안 및 실효성을 함께 고려할

필요가 있겠다

. 현재 우주 기술은 대부분 해외 선

진국에서 인증된 기술 규격 및 부품 공정에 기반

하고 있으므로 선진 기술에 대한 종속성이 크다

따라서 향후에 기술 전략적 측면에서 국내 자체

기술 기준 및 표준화 작업이 선행되고 이를 바탕

으로 인증 제도의 마련이 이뤄져야 할 것으로 보

인다

4.3 품질보증 기준

현재는

2자 인증의 형태로 국내 개발 위성사업

에서 품질보증과 관련된 기준이 계약 요구조건의

일부로서 부여되고 있다

그림

6. 우주제품 품질, 성능평가 절차

4.3.1 시스템 엔지니어링 및 위험 관리 기준

인공위성에 탑재되는 장비품의 성능 및 품질을

보증하고 개발에 따른 위험도

(Risk)를 경감하기 위

하여 제품의 설계

, 제작, 그리고 시험 검증 과정에

대한 체계 및 절차 기준을 규정하고 있다

. 이러한

절차 기준은 계약 요구조건을 통하여 협력업체에

요구되는데

, 협력업체는 개발 일정의 진도에 따라,

품질 감사

(Audit), 설계 검토 회의(Design Review),

제작 착수 승인 회의

(Manufacturing Readiness

Review, MRR), 시험 착수 승인 회의(Test
Readiness Review, TRR) 등을 통하여 항공우주
(연)이 협력업체의 개발 진도를 점검하고, 이를 통
해 장비품 개발의 위험도 관리에 참여할 수 있도

록 하고 있다

. 이러한 프로그램 검토 위원회는 협

력 산업체에서 수행되는 제품의 개발체계를 검증

하고

, 개발 과정에서 발생 할 수 있는 위험 요소를

사전에 식별하고 관리하여 제품의 최종 성능 및

품질을 확보하는데 도움을 주게 된다

4.3.2 우주 환경 검증 기준

위성체가 발사체에 탑재되어 지상으로부터 우주

궤도에 진입하는 과정에서 진동

, 충격, 음향가진과

같은 발사환경에 노출되며

, 궤도에 진입 후 고진

공

, 고온 및 극저온과 같은 우주환경에 노출된다.

또한 위성체는 발사하는 순간 발사장에서 사용되

임창호 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 28~39

는 레이다 등과 같은 강한 전자파 환경에 노출되

며

, 위성체 내부의 탑재물과 지상시스템과의 통신

시 강한 전자파 환경에 노출된다

. 이와 같은 우주

환경 때문에 위성체의 주요 부품에 기능 장애가

초래되어 임무 실패로 이어지기도 한다

. 따라서 이

를 방지하기 위해 위성체는 지상에서 우주환경시험

을 거쳐 기능 및 작동상태를 충분히 점검해야 하

며

, 이를 위해 세계 각국에서는 시험을 수행할 수

있는 시설을 구축하여 각국의 시험 규격을 확립

환경시험을 수행하고 있다

. 또한 규격에 대한 활발

한 개정도 이루어지고 있다

. 항공우주(연)은 우주

제품의 설계 및 시험을 위해 우주 환경 규격을 발

행하여 위성 유닛 개발에 적용하고 있으며 유닛 개

발을 담당하는 해외 및 국내 협력 업체는 이러한

우주 환경 규격에 따라 제품을 개발하고 검증하여

야 한다 이를 통해 우주 환경 적합성이 입증된 제

품에 한에 인공위성에 탑재가 허용된다

. 항공우주

(연)의 우주 환경 규격은 미 국방 규격(MIL-STD)
및

NASA의 우주 환경 검증 규격을 참조하여 적용

하고 있으며

, 과제의 임무 환경에 맞게 세부 조건

을 테일러링하여 적용하게 된다

. 아울러 제품보증

요건도 계약요구 조건으로 부여되고 있다

이 밖에도 시스템 구성수준에서 살펴보면

, 우

주 제품의 인증범위를 볼 때 우주시스템을 구성하

는 기본단위가 되는 유닛 레벨에 대한 인증제도는

전 세계적으로도 운영되고 있지 않듯이 우리나라

역시 운영하고 있지 않다

. 대신 해외 우주 선진국

은 유닛을 이루고 있는 기초 핵심 구성요소인 전

기전자부품

(EEE Parts), 소재, 공정, 기술숙련도

(Workmanship)에 대해서 인증의 대상으로 포함하
고 있으며

, 그것도 자신들이 주도하는 우주프로그

램에 한해 적용을 요구하고 있다

5. 결 론

우주분야는 구매자의 요구사항으로 인해 우주제

품 하나하나가 모두 다른 매우 특별한 제품특성을

가지고 있고

, 또한 대부분의 우주자산은 1회성 발

사를 한다는 점에서

, 구매자 즉 고객의 요구사항을

충족시키는 것에 초점이 맞추어져 성능과 기능을

검증해 왔다

. 즉, 항공기는 양산과 여객수송을 위

한 신뢰성과 안전성이 무엇보다도 중요한 특성으

로 인해 국제법과 국내법에 따라 객관성과 독립성

을 가진 제

3자에 의한 품질인증 제도를 구축하고

있는 반면

, 우주제품은 구매자의 요건을 충족시키

는 성능인지에 대해 품질인증을 하며 그 기술표준

과 세부사항에 대해서도

NASA 등 국가 우주기관

이 자체적인 기준과 요건을 제정해 운영해 오고

있다

. 국제적으로는 우주개발의 최선진국이라 할

수 있는 미국이 기술에 대한 표준과 검증기준을

마련하였다

. 뒤이어 유럽은 각 국별로 운용해 오던

기술표준을 통합하고 그에 따른 검증기준 등을 마

련하였으며

, 일본 역시 이러한 양측의 기준과 제도

를 잘 활용하여 자국의 상황에 맞는 기준과 제도

를 마련하였다

현재 우리나라는 독자적인 우주분야의 품질보증

및 인증제도는 구축되어 있지 않으며

, 우주선진국

의 체계 및 제도를 활용하여 개발 및 검증요건을

부여하고 있다

. 여기에는 국내의 우주프로그램이

적었기 때문에 산업계의 수요 및 인프라가 작아

독자적인 인증제도를 유지하는 것이 비효율적인

데에도 그 이유가 있어 왔다

. 그러나, 우리나라의

경우도 다목적 실용위성

1, 2, 3, 5호 등을 통해 기

술역량을 축적해 왔으며

, 다목적실용위성 3A호를

필두로 산업화에 대한 투자와 노력이 강화되고 있

는 등 우주개발에서의 산업체 역할이 변화되고 있

다

. 따라서 그에 따른 지원과 제도적 보완 마련이

요구되고 있으며

, 그 중 하나로 고려할 수 있는 것

이 산업체 우주개발과정에서의 전문연구기관의 품

질인증에 대한 검증과 감리적 기능일 것이다

. 이를

위해

, 우리나라에서도 우주선진기관의 사례와 기준

들을 우리의 실정에 맞게 구성하고 정비해야 하며

그 첫 작업이 각 기술에 대한 표준화와 기준을 마

련하고 그것을

DB화하는 것이다. 이후 이를 바탕

으로 선진 우주기관과 같은 제도를 마련하고 상호

협력하여 상대기관의 제도와 기준에 신뢰를 구축

해야 할 것이다

임창호 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 28~39

참고문헌

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항공우주산업기술동향 14권 2호

기술동향

항공우주산업기술동향 14권 2호 (2016) pp. 43~54

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기술동향

우주 폐기물(쓰레기) 제거 방식에 대한 고찰

1 )

최준민*

Study on Methods for Space Debris Removal

Choi, Joon-Min*

ABSTRACT

With the development of space technology, the amount of space debris continues to increase.

Consequently, the collision risks between expensive satellites conducting import tasks and space
debris are constantly increasing. In order to mitigate these risks, all the countries should minimize
space debris complying with the "space debris mitigation guidelines" which UN approved in 2007.
Further, space debris, which already exists, must be actively removed. Space developed countries
have proposed various ways to remove space debris and some technologies are realized. However,
overall technology maturity is still in low level. In such a time, this paper introduces various ways
currently being proposed and qualitatively analyzes pros and cons of them.

초 록

우주기술의 발전과 더불어 지구 궤도를 선회하는 우주 폐기물

(우주 쓰레기)의 양은 계속 늘어나고

있다

. 따라서 매우 중요한 업무를 수행하는 고가의 위성들과 우주 폐기물이 충돌할 위험도 시간이 갈

수록 커지고 있다

. 이러한 위험을 줄이기 위하여 우주 폐기물의 발생이 최소화 되도록 모든 국가들이

2007년 UN이 승인 한 ‘우주 폐기물 경감 가이드라인’을 준수하고 더 나아가 이미 존재하는 우주 폐기
물을 적극적으로 제거하는 일을 더 이상 미룰 수 없게 되었다

. 우주 선진국을 중심으로 우주 폐기물을

제거하는 여러가지 방식들이 제안되어 왔고 일부는 실현되었으나 전반적으로 아직은 기술의 성숙도가
낮은 단계이다

. 이러한 시기에 본 논문은 현재 제안되고 있는 우주 폐기물 제거 방식을 소개하고 이들

이 가지고 있는 장점과 단점을 정성적으로 분석하고 있다

Key Words : Space Debris, Space Junk(우주 폐기물, 우주 쓰레기), Space Debris Removal(우주 쓰레

기 제거

), Space Debris Mitigation(우주 쓰레기 경감), Post Mission Disposal, PMD(임무

종료시 폐기

), Active Debris Removal, ADR(적극적인 우주 쓰레기 제거), Space Debris

Removal Satellite(청소위성), Collision(충돌), Contact-less(비접촉식)

* 최준민, 한국항공우주연구원, 위성연구본부 우주시험실

jmchoi@kari.re.kr

최준민 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 43~54

1. 서 론

우주 폐기물

(Space Debris) 또는 우주 쓰레기는

우리 인간에 의해 만들어져 우주를 이동하는 모든

활용되지 않는 물체를 의미한다

. 예로서는 고장난

위성

, 로켓 상단, 충돌 및 폭발에 의한 잔해물, 부

식이나 노후화에 의한 파편

, 우주인이 떨어뜨린 공

구 등이 있다

. 우주 쓰레기의 위험성과 관련하여

NASA 과학자 Donald J. Kessler는 지구 저궤도에
서 물체의 밀도가 어는 수준을 넘으면 물체간의

충돌은 도미노 효과를 일으켜 더 이상 인공위성을

발사할 수 없을 지경을 초래할 수 있다는

Kessler

Syndrome를 제시하였다. 우주 쓰레기가 운영 중인
인공위성과 충돌한 대표적인 사례는

2009년 2월에

발생한 고장난 러시아 통신위성 코스모스

2251호

와 미국 통신위성 이리듐

33호과의 충돌로서 <표

1>에서 보듯이 이 충돌로 10cm 이상 크기의 우주
쓰레기

1,420개와 4백만개에 가까운 1mm 이상 크

기의 우주쓰레기가 양산되었다

[1].

표

1. 충돌에 의해 생성된 우주 쓰레기 개수

등록된

파편

예측

>10cm

예측

>1cm

예측

>1mm

Cosmos
2251

1,142

840

43,220

2.22

x106

Iridium
33

490

580

30,100

1.54

x106

합계

1,632

1,420

73,320

3.76

x106

2007년 ‘유엔 외기권의 평화적 이용을 위한 위

원회

’(United Nations Committee on the Peaceful

Uses of Outer Space, UN COPOUS)는 ‘우주청 간
우주 폐기물 조정위원회

’(Inter-Agency Space Debris

Coordination Committee, IADC)가 마련한 가이드
라인을 토대로

‘우주폐기물 경감 가이드라인’을 승

인하였다

. 이 가이드라인은 비록 법적 구속력은 없

지만 우주 쓰레기의 심각성에 대하여

UN 회원국

들이 공동으로 인정하게 되는 계기가 되었다

<그림 1>은 저궤도에서 위성과 로켓 상단이 임

무 종료 후

25년 내에 지구 대기권에서 폐기

(Post-Mission Disposal, PMD) 되어야 하는 우주폐
기물 경감 가이드라인을 전혀 지키지 않을 때

(0%

PMD), 그리고 10%, 50%, 75%, 95% 지켰을 때 저
궤도에 존재하는 크기

10cm가 넘는 우주물체의 개

수를 연도별로 시뮬레이션 한 것이다

[2]. 위성 및

로켓 소유주가 가이드라인을

95% 지킬 경우 저궤

도에서 우주물체 개수의 증가율이 많이 완화됨을

보이고 있다

. 현재의 경우 로켓 상단이 가이드라인

을 지키는 비율은

80%이고 위성의 경우는 60%라

고 예측하고 있다

[3].

그림

1. 가이드라인(PMD) 준수율에 따른 저궤도에서

10cm 이상되는 우주 폐기물 개수의 증가

향후 우주폐기물 경감 가이드라인을 우리 모두

가 지킨다 할지라도 임무 종료시 스스로 폐기

(PMD)하는 설계나 장치 없이 이미 올라간 위성이
나 로켓 상단 그리고 운영 중에 파생된 우주 쓰레

기는 계속 위험요소로 남게 된다

. 우주 쓰레기의

속도는

7.9-11.2km이고 정면 충돌시 상대속도는 최

고

2배까지 가능하다. 현재 지구 주위의 우주쓰레

기의 무게는

6,300톤이라고 보고 있으며 이외에도

우주에서 날아오는 유성체

(Meteoroid)는 일년에

37,000-78,000톤씩 지구로 떨어지고 있다고 예측한
다

. <표 2>는 우주 쓰레기의 크기에 따른 그 운동

최준민 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 43~54

에너지를

TNT의 양과 우리가 실감할 수 있는 에

너지로 표현하였다

. 이러한 충돌 위험 때문에 국제

우주정거장

ISS의 미국 모듈은 여러 층의 방어막

으로 되어 있는

Whipple shield을 이용하여 약

1.4cm 크기의 우주 쓰레기로부터 보호를 받고 있
다

[4]. 그럼에도 불구하고 ISS의 창문 80개가 이미

교체된 상태라고 알려져 있다

[5]. 현재 미국 전략

사령부

(USSTRATCOM, US Strategic Command)

산하

합동우주운영센터

(JSpOC,

Joint

Space

Operations Center)는 지름이 10cm 이상이 되는
약

18,000개의 우주물체(위성 1,419대 포함, 실제운

용 중인 위성은

900대 추정)를 파악하고 있다. 거

리 오차는

40-50m정도 이다.

크기

(mm)

알미늄

구의

무게(g)

운동에너

지(J)

TNT
(kg)

비교

에너지

0.0014

0.0003

야구 피칭

0.038

1,910

0.008

총알

1.41

70,700

0.3

72kg 물체
100m 높이
에서 추락

176.7

8,840,000

버스와
충돌

100

1,413.7

70,700,000

300

대형 폭탄

표

2. 우주 쓰레기의 운동에너지

2007년 1월에 고도 800여 km 상공에 떠 있는

자국의 기상위성 펑윈

(풍운) 1C를 미사일로 요격

하여

10cm 이상 되는 2800여개의 우주 쓰레기를

양산하고 우주 무기 경쟁을 촉발한 것에 대하여

국제사회로부터 비난을 받은 바 있는 중국은

2016

년

6월 24일 중국의 차세대 로켓 창정(장정) 7호를

이용하여 총

7개 탑재체를 우주로 올려 보냈다. 이

탑재체 중에는 중국최초의 청소위성 아오룽

(오룡,

遨龍, ‘노는 용’이란 뜻)1호가 포함되었다. 아오룽
1호는 쓸모없는 위성 또는 대형 잔해물을 로봇팔
로 붙잡고 이후 대기권으로 진입하여 마찰열에 의

하여 연소될 계획이다

. 지구고도 200Km까지는 공

기밀도가 무시할 수 없을 정도이어서 우주 쓰레기

를 이 정도 고도까지 내려 보내면 우주 쓰레기는

공기와의 마찰열로 소멸 되거나 생존 기간이 극적

으로 줄어들게 된다

. 만약 생존할 가능성이 있는

우주 쓰레기는 궤도 계산을 통하여 잔존 물체를

바다 쪽으로 떨어지게 할 수도 있을 것이다

2. 우주 폐기물 제거 방식의 분류

우주 폐기물 제거 하는데 있어서 관점에 따라서

몇 가지로 분류하는 것이 향후 환경과 목적에 따

라 적합한 제거 방식을 선택하는데 도움을 줄 것

이다

. 첫째, 제거하는 주체에 따라 우주물체가 수

명이나 용도가 다 되었을 때 스스로 폐기하는

PMD(Post-Mission Disposal) 방식과 다른 주체가
우주 폐기물을 제거하는

ADR(Active Debris

Removal) 방식이 있다. 둘째, 제거 대상이 되는 개
체 수에 따라서 하나의 청소위성이 하나의 우주

폐기물을 제거하는

One to One 방식과 여러 개의

우주 폐기물을 제거할 수 있는

One to Many 방식

이 있다

. 셋째, 최종 처리 장소에 따라서는 대기권

에서 마찰열에 의하여 소각 시키는

Deorbit 방식

과 우주 폐기물을 인공위성이 사용하지 않는 궤도

로 보내는

Graveyard 방식이 있다. 넷째, 우주 폐

기물의 크기에 따라서 대형 우주 폐기물

(Large

Scale)에 적합한 방식과 소형 및 미세한 우주 폐기
물에

(Small Scale) 적합한 방식이 있다. 다섯째 우

주 폐기물을 제거할 때 우주 폐기물과 직접적인

접촉이 있는 접촉식

(Contact) 방식과 접촉이 없는

비접촉식

(Contact-less) 방식이 있다. 마지막으로 동

일한 접촉식 방식이라도 우주 폐기물을 포획한 후

밀어서 궤도를 이탈 시키는

Push형과 당겨서 궤도

를 이탈 시키는

Pull형이 있다.

최준민 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 43~54

3. Post Mission Disposal용 기술

가장 간단한

PMD 방식은 임무종료 시점에 우

주물체가 연료를 남겨서 자신이 가지고 있는 추력

기를 이용하여 대기권으로

Deorbit

하거나

Graveyard로 이동하는 것이다. 이것이 여의치 않
을 때 아래에 소개한

PMD용 방식을 사용하여 스

스로 폐기하게 된다

. 소개된 방식은 현재는 PMD

용에 적합하지만 우주 쓰레기에 부착하는 기술의

발전에 따라서는 향후

ADR용 기술로도 사용될 수

있을 것이다

3.1 태양 돛(Solar Sail)

태양 돛

(Solar Sail)은 최소 부피로 접은 상태로

인공위성이나 로켓상단에 부착시킨 다음 임무 종

료시 펼치게 된다

. 이로서 많은 항력이 유발되어

우주 쓰레기의 속도가 감소되고 더불어 궤도도 점

차 낮아지게 되어 최종적으로 대기권에서 마찰열

에 의해서 소각되어 진다

(PMD). 태양 돛은 발사하

기 전에 우주물체에 부착하는 것이 효과적이다

. 그

렇지 않고 궤도에서 우주 쓰레기에 태양 돛을 부

착하려면

(ADR) 또 다른 기술적인 도전이 필요하

다

. 2010년 NASA는 무게 4.5kg 위성에 태양빛을

흡수하는 면적

9.3m2의 Nano Sail-D를 부착하고

임무 종료시 태양 돛을 펼치어

Deorbit 기능을 검

증하는 시험을 하였다

. ESA도 Surrey 대학을 통하

여 장착시

15×15×25cm 크기에 무게 2kg 그리고

팽창시

5×5m로 확장되는 Gossamer Deorbit Sail

개발하였다

. 이 태양 돛은 700kg 위성까지 Deorbit

시킬 수 있다

[6].

그림

3. 전개 초기 Gossamer 태양 돛

3.2 풍선(Balloon)

Global Aerospace Corporation사는 저궤도에서

PMD용으로 GOLD (Gossamer Orbit Lowering
Device)라는 이름으로 거대한 풍선과 보조장치를
개발하고 있다

<그림 4>. 이 풍선은 얇게 접고 펼

수 있으며

, 팽창시 수백 배의 공기 저항을 유발 시

킨다

. 풍선의 재질이 얇아 진공인 우주환경에서 작

은 양의 가스로도 팽창이 가능하며 미세한 유성체

에 의하여 구멍이 생겨도 기체 공급장치로 쉽게

형태를 다시 유지한다

. 최악의 경우 커다란 우주

쓰레기와 충돌해도 새로운 파편 조각을 생성하지

않는다

[7]. 비교적 간단한 장치인 이 장치는 작은

상자에 담겨 위성이나 로켓상단에 장착된다

. 로켓

이 궤도를 이탈할 즈음에 풍선의 지름은

100m 정

도로 커진다

. <그림 5>는 풍선을 이용하여 공기

저항을 증가 시켜서 고도

950km을 선회하는 러시

아 로켓

SL-8의 2단에 100m 크기의 풍선을 부착시

킬 경우 질량 대 면적비가

0.015m2/kg에서

5.5m2/kg으로 늘게 되어 아무런 조치를 취하지 않
을 경우 지구 대기권에

200년 후에 진입하게 되는

것을

2년으로 획기적으로 주는 것을 보여 주고 있

다

[4]. 태양 돛을 사용할 경우에도 <그림 5>에서

예측한 것과 비슷한 효과를 볼 수 있을 것이다

. 이

방식을 궤도에서 선회하는 우주 쓰레기에 부착하

려면

(ADR) 로봇팔을 이용하는 등의 다른 기술적

그림

2. Nano Sail-D

최준민 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 43~54

인 도전이 필요하다

그림

4. 우주천문위성과 Gossamer

Orbit Lowering Device(GOLD)

그림

5. 공기저항을 이용한 우주폐기물 가속 효과

3.3 밧줄(Tether)

전기력 밧줄

(Electrodynamic Tether)는 미국

Tethers Unlimited가 개발하고[8] JAXA도 개발 중
에 있다

. 임무 종료시 위성이나 발사체 상단에서

전도성 밧줄

(Tether)이 내려오게 하고 지구 주변

Plasma내의 전자를 Tether내에 흐르게 하면 지구
자기장에 의하여 힘을 발생

(로렌츠 힘)하게 된다.

이 힘은 우주 쓰레기 진행에 항력으로 작용하여

우주 쓰레기의 속도가 저하되어 고도가 낮아져 최

종적으로 대기권에서 마찰열로 소각 된다

. 그런데

이 방식은 위성이나 로켓상단에 미리 전기력 밧줄

을 부착하지 않으면 사용할 수 없어 기존 우주 쓰

레기를 처리 하는 데는 적합하지 않다

. 단점으로는

원하는 힘을 얻기 위하여서는

Tether의 길이가 수

백

m(Tether를 꼬아 놓을 경우)에서 수십 km 되

어야 한다

. 이렇게 긴 Tether는 우주 쓰레기에 의

하여 끊어 질 수 있다

. 이는 고장을 야기하는 것뿐

만 아니라 오히려 우주 쓰레기를 양산할 수 있다

또한 긴

Tether를 풀어주는 기계장치도 구현하기

쉽지 않다

. 한편으로 우주 쓰레기가 지구 자기장

이 형성하는 면과 평행하게 진행하게 되면 진행

방향에 수직인 힘이 발생하여 진행방향이 바뀌게

된다

그림

6. 전기력 밧줄의 항력 생성 원리

4. Active Debris Removal용 기술

ADR 방식은 PMD 방식 보다 기술적 난이도나

비용면에서 불리하다

. 특히 ADR 방식은 많은 경

우 청소위성이 우주 쓰레기에 근접 가능한 상태가

되도록 위치

, 속도, 각속도를 조정하는 랑데부

(Rendezvous) 기술이 기본으로 필요하다. 특히 접
촉식

(Contact) 방식을 채택할 경우에는 우주 쓰레

기의 자세와 비정상적인 회전

(Tumbling)까지 고려

하여 포획하여야 한다

. 만일 비우호적으로 운동하

최준민 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 43~54

는 우주 쓰레기를 정확하게 포획하지 못할 경우

충돌에 의하여 오히려 우주 쓰레기를 양산하게 된

다

. 일반적으로 접촉식(Contact) 방식은 우주 쓰레

기를 지구 대기권으로 진입

(Deorbit)시키거나 원하

는 장소

(Graveyard Orbit)로 옮기는데 있어서 비접

촉식

(Contact-less) 방식보다 조정 능력이 우수하다.

우주 쓰레기를 제거하는 개수에 있어서는 가능

하다면

One to Many를 선호하겠지만 대형 우주

쓰레기를 제거 하는 데에는

One to One 방식도

불리하지 않을 것이다

. One to Many 경우도 임의

의 고도와 위치에 있는 여러 개의 우주 쓰레기를

찾아가고 제거하기 위하여서 많은 양의 연료가 필

요하게 된다

우주쓰레기를 제거하는 우선순위로는 대형 크기

로서 충돌시 우주환경에 가장 큰 영향력을 가진

것

, 충돌 가능성이 큰 물체(우주쓰레기 밀집지역,

주로 고도

800-1,200km의 극궤도에 존재하는 물

체

), 높은 고도에 위치하여 오랜 기간 남아 있을

것을 선택하여야 한다

. ESA는 안정적인 환경을 위

하여 일년에 적어도

5-10개의 물체를 인위적으로

제거하는

(ADR) 것을 제안하고 있다[9]. 다른 연구

에서도 새로이 올라간 우주물체의

90%가 임무 종

료 후 스스로 폐기

(PMD)하면서 매년 5개의 우주

쓰레기를 인위적으로 제거

(ADR)하면 200년간 안

정적인 궤도환경을 유지할 수 있다고 보고 있다

[4].

4.1 그물(Net)

ESA에서 좋은 평가를 받고 있는 방식으로 비우

호적으로 회전

(Tumbling)하는 중대형 우주 쓰레기

를 포획하는데 효과적으로 보인다

. ESA에서는 지

구정지궤도에서 선회하고 있는 쓸모없는 위성을

제거하기 위하여

RObotic GEostationary orbit

Restorer(ROGER) 연구를 수행하고 있다. ROGER
는 대형 우주쓰레기에 접근하여 그물

(Net)을 던지

든지 붐

(Boom), 촉수(Tentacle) 등으로 우주쓰레기

를 포획하여 우주무덤

(Graveyard orbit)으로 견인

(Pull)하는 개념이다[10]. 청소위성이 우주 쓰레기

를 견인

(Pull)하게 됨으로써 추력기의 화염이 그물

과 밧줄

(Tether)로 향하기 때문에 열에 강한 물질

을 사용하여야 한다

. 그물을 던져 포획하는 순간에

그물 끝에 달린

Corner Mass와 우주 쓰레기가 충

돌할 경우에는 파편이 발생될 가능성이 존재한다

포획 개수 관점에 청소위성이 큰 규모일 경우 여

러 개의 그물을 싣고 하나의 우주 쓰레기를 포획

한 후 원하는 장소로 견인

(Pull)한 후에 밧줄

(Tether)을 끊게 되면 One to Many 방식으로 이용
할 수 있다

그림

7. 그물을 이용한 포획 장면

4.2 작살(Harpoon)

ESA에서 선호하는 방식으로 그물과 같이 우주

쓰레기가 어떠한 형태

, 자세, 회전율을 가지든지

작살이

Docking 하는데 복잡하지 않다. 작살의 관

통 능력

, 관통이후 Anchor의 강도가 중요하다. 그

물과 같이 견인

(Pull)하는 방식으로 추력기의 화염

이 밧줄

(Tether)로 향하기 때문에 열에 강한 물질

을 사용하여야 한다

. 작살이 연료통이나 액체 탱크

를 관통하게 되면 누설 따른 오염

, 발화, 파편 발

생 등의 문제가 있다

. 포획 개수 관점에도 그물과

같은 개념으로

One to One 뿐만 아니라 One to

Many 방식으로 확장할 수 있다

최준민 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 43~54

그림

8. 작살(Harpoon)의 개념도[11]

4.3 구속장치(Clamping Mechanism)

인간이 손으로 물건을 직접 잡는 것과 같은 가

장 상식적으로 생각할 수 있는 개념이나 청소위성

이 우주 쓰레기를 포획하는 순간에는 매우 정교한

기술이 필요하다

. 즉, 청소위성과 우주 쓰레기간의

상대 위치 및 속도를 측정하는 정밀한 센서와 위

성의 자세를 정교하게 조절하는 구동기가 필요하

다

. 이러한 난이도에도 불구하고 비교적 많은 연구

가 여러 국가에서 이루어지고 있다

. 예로서 Swiss

Federal Institute for Technology(EPFL)에서 Clean
Space One이라는 프로젝트<그림 9>를 수행 중인
데

Cubesat 크기의 우주 쓰레기를 제거 하는데 초

점을 맞추고 있다

[12]. 구속장치 방식은 비우호적

으로 움직이거나

(Tumbling) 여러 개의 부속물이

달려 있는 우주 쓰레기를 포획하는데 어려움이 있

다

. 또한 구속장치는 우주 쓰레기에 과도한 힘을

가하거나 않으면서도 우주 쓰레기가 빠져나가지

않도록 정교한 기술을 요한다

. 포획에 실패할 경우

오히려 우주 쓰레기를 양산할 수 있다

. 구속장치

형태는 우주 쓰레기의 형태에 따라 달라질 수 있

고 포획되는 우주 쓰레기는 구속장치보다 작아야

한다

. 우주 쓰레기 포획 이후에는 밀어서(Push) 우

주 쓰레기를

Deorbiting 하거나 쓰지 않는 궤도

(Graveyard Orbit)로 보내게 되는데 이는 Pull 방
식보다 수월한 면이 있다

그림

9. Clean Space One 프로젝트의 구속장치

4.4 팔매질(Sling)

미국

Texas A&M 대학교에서 제안한 Sling-Sat

Space Sweeper 또는 줄여서 4S라고 명명된 방식
으로 청소위성에 길게 확장될 수 있는 양팔을 대

칭되게 달고 양팔 끝에는 우주 쓰레기를 포획하는

바구니를 부착한다

. 우주 쓰레기가 한쪽 바구니에

포획되면 팔이 회전하게 되고 적당한 위치에서 우

주 쓰레기를 대기권으로 던져서 마찰열로 소각 시

킨다

[13]. 보통의 경우 One to Many로 우주 쓰레

기를 제거하는 청소위성은 하나의 우주 쓰레기를

제거한 후 다음 목표물을 찾으러 가는데 많은 연

료를 소비하게 된다

. 반면 이 방식을 이용하면 이

전에 포획한 우주 쓰레기의 운동에너지를 이용하

여 다른 장소로 옮겨 갈 수 있기 때문에 연료 소

비 면에서 유리하다고 말하고 있다

. 문제점으로는

우주 쓰레기가 초속

7.9-11.2 km이므로 청소위성도

우주 쓰레기의 접선 방향에 비슷한 각도와 속도로

움직이면서 정확하게 우주 쓰레기를 바구니에 포

획하여야 한다

. 실패시에는 바구니 파손과 우주 쓰

레기를 양산하게 된다

. 또한 물리적으로 바구니 보

다 큰 우주 쓰레기를 처리할 수 없다

최준민 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 43~54

그림

10. Sling-Sat의 모식도

4.5 레이저(Laser)

우주 쓰레기의 형태나 비우호적인 운동에 관계없

이 효과적으로 적용할 수 있는 대표적인 비접촉식

(Contract-less) 방식으로 High Power LASER를 우
주 쓰레기에 조사하여 표면을 증발시킴으로써 로켓

의

Flume과 같은 효과를 발생하여 우주 쓰레기의

속도를 감속시키는 원리이다

. High Power Laser에

대하여서는 우주 무기 개발 관점에서 미국과 러시

아가 오랜 기간 연구한 바 있다

. 최근 들어서 일본

RIKEN

(Rikagaku

Kenkyusho)

과학자들은

Coherent Amplification Network(CAN) 레이저를
연구 중에 있다

. 초당 10,000 펄스(각 펄스는 100억

분의

1초 진행)로 발사하는 100,000watt 자외선

CAM 레이저를 이용하여 100km 떨어진 우주 쓰레
기를 제거하는 구상하고 있다

[14]. RIKEN은 초당

50,000펄스로 발사하는 자외선 CAM 레이저를 사용
하게 되면

5분에 한 개의 우주 쓰레기를 제거할 것

으로 보고 고도

1000km에서부터 500km까지 한달

에

10km 씩 내려오면서 우주 쓰레기를 제거 하면

50개월 이후에는 대부분의 문제를 일으킬만한 우주
쓰레기를 제거할 수 있다고 예상하고 있다

항공기나 우주에서 발사 되는 레이저는 아직은

매우 고가이다

. 지상에서 발사 되는 레이저는 먼거

리에 의한 초점의 퍼짐 현상과 대기권에 의한 흡

수로 인하여 레이저 빔이 약화되는 약점이 있다

이 방식은 대형 보다 상대적으로 작은 우주 쓰레

기를

Deorbit 시키는데 매우 효과적일 것으로 보

인다

. High Power Laser는 비접촉식이 가지고 있

는 많은 장점에도 불구하고

, 운영 중인 대형위성의

중요 센서들을 흔적 없이 공격하는

ASAT

(Anti-Satellite) 무기로 전용될 수 있으므로 정치적
인 문제를 야기할 수 있는 방식이다

. 비접촉식이므

로 접촉식보다는 우주 쓰레기를 원하는 장소로

Deorbit 하는데 조정 능력이 떨어진다.

4.6 지구자기력(Electromagnetic Deflection)

비접촉식 방식으로 소형이나 중형 크기의 우주

쓰레기 제거에 적합한 방법으로 작동원리는 우주

쓰레기에 전자빔을 쏘여 충전시키면 지구자기장

속을 전하가 운동하는 셈이 되어 로렌츠 힘이 발

생한다

. 자기장의 방향과 전하(우주 쓰레기)의 방

향이

<그림 12>와 같게 되면 로렌츠 힘이 지구 쪽

으로 생겨 비록 합성된 속도는 증가하게 되나 근

지점

(Perigee)이 낮아서 우주 쓰레기의 궤도 수명

이 줄어들게 된다

. 이 방식은 새로운 기술개발이

필요 없고

High Power 레이저 보다 훨씬 저렴한

장점을 가지고 있지만 우주 쓰레기가

<그림 12>에

서 표현된 방향과 반대 방향으로 돌면 오히려 고

도를 높이는 결과를 초래한다

. 또한 지구자기장 방

향과 같은 평면으로 우주 쓰레기가 돌게 되면 로

렌츠 힘이 거의 발생하지 않게 된다

. 즉 지구 자기

장이 남쪽에서 북쪽으로 향하므로 우주 쓰레기가

가장 밀집된 극궤도에서 효과적이지 않다

. 기술적

으로는 전자빔도 지구자기장에 의하여 방향을 바

그림

11. 레이저를 이용한 우주 쓰레기 제거 모식도

최준민 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 43~54

뀌므로 목표물을 정확하게 맞추기가 어렵고 우주

쓰레기가 전자빔에 의하여 충전이 되어야 적용할

수 있다

. 또한 이온화된 입자들을 가지고 있는 태

양풍을 맞게 되면 우주 쓰레기는 충전된 전하를

잃게 될 수 있다

[15]. 스페인 Madrid 대학교에서는

<그림 13>과 같이 전기추력기를 사용하여 우주 쓰
레기를 충전시키는

Ion Beam Shepherd라는 이름

으로 이 방식을 제안하였다

[16].

그림

13. Ion Beam Shepherd 작동 모식도

4.7 거품(Foam)

Polymer 계열의 거품을 우주 쓰레기에 분사하

고 거품이 팽창하여 구형 형태가 형성되도록 하는

방식이다

. 이로서 무게 대 면적비가 커지게 되고

과도한 항력을 유발시킴으로써 우주 쓰레기를

Deorbit 시키는 방식이다. PMD용 방식에서 언급
한 태양 돛이나 풍선 방식과 같은 원리이다

. 비접

촉식 방식으로 우주 쓰레기 제거 개수에 있어서

One to Many가 가능한 방식이다. 거품은 일상생
활에서 배관 단열재로 쓰이는 우레탄 폼

(Poly-

Urethane Foam)처럼 팽창하여 구형의 고체로 굳
어지게 된다

. 장점으로는 <그림 14>와 같이 로봇

팔을 이용하여 적정한 거리에서 거품을 발사하게

되면 우주 쓰레기에 충격을 가하지 않아 파손 되

는 일은 없을 것이다

. 사용되는 거품은 처음 부피

에

1000배까지 팽창이 가능하다고 보고하고 있다

[17]. 단점으로는 우주 쓰레기를 감싸는 구형의 거
품을 만드는 것이 쉬운 작업은 아니다

. 또한 거품

이 불완전하게 우주 쓰레기에 접착되어 있을 수

있고

, 진공상태에서 거품이 완벽하게 팽창하지 않

는 경우도 고려하여야 한다

. <그림 15>는 우주 쓰

레기 질량 대 최적의 거품 반지름을 계산한 결과

이지만 현실적으로 이 방식은

1,000kg 또는 더 작

은 대상에게 효과적이다

[5].

그림

15. 우주 쓰레기 질량 대 최적 거품 반지름

그림

12. 지구자기력 방식의 모식도

그림

14. 로봇팔에 달린 Foam 방출 노즐과 Space

Debris에 형성 중인 Foam[5]

최준민 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 43~54

4.8 인공대기(Artificial Atmosphere)

비접촉 방식으로 성층권에서 기체를 폭발시키거

나

Vortex generator를 사용하여 우주 쓰레기가 지

나가는 지역에 인공 대기

(Artificial Atmosphere)을

만들어 우주 쓰레기의 속도를 낮추어 최종적으로

대기권에서 마찰열로 소각 시키는 방식이다

[18,

19]. 규모가 큰 우주 쓰레기 보다 규모가 작은 우
주 쓰레기 제거에 효과적으로 보인다

. 단점으로 우

주 쓰레기가 가장 문제가 되는 고도

500-1000km까

지 인공 대기가 도달 하더라도 오랜 기간 담아 둘

수 없다

. 또한 우주 쓰레기의 속도가 초속 11km이

상의 속도로 비행하기 때문에 적어도 직경 수백

Km 이상의 인공대기가 만들어져야 우주 쓰레기
속도를 낮추는데 영향을 미칠 것으로 보인다

4.9 기타 방식

본 논문에서 언급한 방식 이외에도 여러 가지

방식이 현재 개발되고 제안되고 있다

. 한 예로

2018년 발사를 목표로 싱가폴 소재의 창업기업
Astroscale은 자체 개발한 끈끈이(Flypaper)를 부착
하여 우주에서 시험할 무게

120kg의 위성을 개발

하고 있다

[20]. JAXA는 자기장을 생성하는 그물을

만들어 작은 크기의 우주 쓰레기를 끌어 들이고

충분히 쌓이게 되면 서서히 대기권으로 내려와 소

각되는 방식을

2019년 발사를 목표로 개발 중이다

[21].

그림

17. 끈끈이가 부착된 위성

그림

18. JAXA의 시험용 자기장 그물

5. 맺 음

우주 폐기물의 심각성을 인지하면서 이것을 제

거하는 방식에 대하여 고찰하였다

. 국내에서도 이

와 관련된 연구가 수년 전부터 시작되었다

[22, 23,

24, 25]. 선행연구에서 다루었던 주제에 대하여, 본
논문은 우주폐기물에 대한 일반 관심자 부터 정

책 결정권자가 우주 폐기물을 제거하는데 있어서

향후 환경과 목적에 따라 적합한 제거 방식을 선

택하는데 도움을 주기 위하여 우주 폐기물 제거

방식을 다음과 같이 분류하여 논하였다

. 우주 폐기

물을 제거하는 주체에 따라서

PMD용과 ADR용

방식으로

, 제거 대상의 개체 수에 따라서 One to

One과 One to Many 방식으로, 처리 장소에 따라

그림

16. 인공대기를 이용한 ADR 모식도

최준민 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 43~54

서

Deorbit과 Graveyard 방식으로, 우주 폐기물의

크기에 따라서 대형과 소형으로

, 포획 방법에 따라

접촉식과 비접촉식으로

, 진행 방향에 따라 Push형

과

Pull형으로 분류를 하면서 현재까지 제안되고

있는 우주 폐기물 처리 방식의 장단점을 정성적으

로 소개하였다

. 우주 폐기물을 제거하는 기술은 근

본적으로 우주에서의 평화적인 활동을 위하여 개

발되고 사용될 것이지만 경우에 따라서는 상대국

의 위성을 파괴하는

ASAT(Anti-Satellite)으로도 변

형될 수 있는 양면성을 가진 기술이다

. 따라서 이

에 대한 준비도 필요할 것으로 보여진다

. 끝으로

지면 관계상 본 논문에서 언급하지 못한 여러 가

지 방식의 우주 폐기물 제거 방식이 아직 많이 있

을 것으로 예상이 되나 이들이 본 논문에서 언급

하였던 방식에서 획기적으로 벗어나지 않거나 아

직은 개념 단계일 것이라고 생각이 된다

참고문헌

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Collision of the Cosmos 2251 and the Iridium
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Foam Application for Active Debris Removal”,
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항공우주산업기술동향 14권 2호 (2016) pp. 55~66

http://library.kari.re.kr

에서 보실 수 있습니다.

기술동향

Transformative Vertical Flight 개발 및 기술 동향

박중용* 1)

Current Development and Technology Status of

Transformative Vertical Flight

Park, Joong-yong*

ABSTRACT

This paper describes the survey results on current development and technology status of innovative

VTOL(Vertical Take-off and Landing) incorporating advanced technology such as electrical/hybrid
propulsion and DEP(Distributed Electric Propulsion). I reviewed those papers presented at 72nd
AHS(American Helicopter Society) Forum Transformative Vertical Flight Special Session 2016. In addition
to DARPA(Defense Advanced Research Projects Agency) VTOL X-plane(Vertical Take-Off and Landing
Experiment Aircraft), NASA(National Aeronautics and Space administration) SCEPTOR(Scalable
Convergent Electric Propulsion Technology and Operations Research), DARPA ARES(Aerial
Reconfigurable Embedded System) and FVL(Future Vertical Lift)/JMR-TD(Joint Multi-Role Technology
Demonstration)/electric helicopter/manned multicopter are investigated especially in viewpoints of
program status and technical achievement.

초 록

본 논문에서는 최근 관심이 집중되고 있는

Distributed Electric Propulsion(DEP)과 같은 전기/하이브리

드 동력을 채택하는 등 혁신적인 수직이착륙기 개발 현황 및 기술 동향에 대해 정리하였다

. 2016년도 72nd

AHS Forum의 Transformative Vertical Flight 특별 세션에서 발표된 자료들을 주요 분석 대상으로 하였다.
미국

DARPA VTOL X-Plane 사업에 참여한 기업들의 연구 결과가 주를 이루나, NASA의 SCEPTOR 사업과

DARPA의 ARES 사업에 대해서도 분석하였다. 또한 FVL, JMR-TD, 전기동력 헬리콥터와 유인 멀티콥터 기
술도 소개하였다

Key Words : Transformative Vertical Flight, VTOL(수직이착륙기), Rotorcraft(회전익기), Distributed

Electric Propulsion(분산전기추진)

* 박중용, 한국항공우주연구원 항공연구본부 항공기술연구단 회전익기연구팀

parkjy@kari.re.kr

박중용 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 55~66

1. 서 론

수직이착륙기

(VTOL:

Vertical

Take-off and

Landing)는 이륙과 착륙을 위해 활주로가 필요 없을
뿐만 아니라 정지비행

(hovering)이 가능하다. 이러한

특성 때문에 고정익기가 할 수 없는 임무 수행에 수직

이착륙기가 활용되어 왔다

. VTOL은 크게 회전익기

(Rotorcraft)와 Powered lift로 나누어지며 다양한 형태
로 개발이 시도되었지만 실제로 양산되어 운용된 기체

는 헬리콥터

, 틸트로터기인 V-22 Osprey, 그리고

Harrier 군용기 정도에 불과하다.

헬리콥터는 대표적인 회전익기

(Rotorcraft)로서 일

반인들도 왜 헬리콥터가 회전익기인지 직관적으로 이

해할 수 있다

. 헬리콥터는 로터를 회전시켜서 양력과

조종력을 발생시키기 때문이다

. 그렇다면 헬리콥터를

제외한 회전익기로는 어떤 것이 있을까

영국의

Royal Aeronautical Society는 2013년에 발

표한 논문

“Definition of a Rotorcraft”에서 회전익기

의 정의를 제안하였다

. 이 논문은 헬리콥터 형태의 회

전익기 이외에도

X2와 X3 같은 다양한 형태의 회전익

기가 개발되면서 회전익기의 정의에 대해 논의할 필요

가 생긴 것을 연구의 배경으로 삼아 회전익기의 정의

를 다음과 같이 제안했다

[1].

- 헬리콥터 : 양력과 종방향 추력을 기체의 종방향

축에 수직이며 고정된 축을 갖는 로터 시스템에서 얻

는 회전익기

- 복합 헬리콥터(Compound Helicopter) : 저속에서

는 상당부분의 양력과 종방향 추력을 헬리콥터와 같은

로터 시스템에서 얻고

, 고속에서는 고정된 양력 발생

날개나 보조 추진체와 함께 얻는 회전익기

위의 정의를 수용한다면

X2와 X3 모두 복합 헬리콥

터로 분류됨을 알 수 있다

. 한국항공우주연구원이 개

발한 스마트무인기와 미국의

Bell사와 Boeing사가 공

동으로 개발한

V-22 Osprey와 같은 틸트로터기는 회

전익기에 포함되지 않고

VTOL의 종류인 Powered lift

에

포함된다

미국

FAA(Federal

Aviation

Administration)가 분류한 Powered lift에는 틸트로터
(tiltrotor), 틸트윙(tiltwing), 테일시터(tail-sitter), 팬인
윙

(fan-in-wing), 벡터드 쓰러스트(vectored thrust) 등

이 있다

VTOL의 최대 장점은 수직이착륙이 가능하다는 사

실이다

. 헬리콥터는 수직이착륙 기능을 활용하며 거의

100년에 가까운 운용 역사를 갖고 있다. 그러나 전진비
행속도가 느리다는 점과 안전성에 대한 우려 때문에

대안으로서 복합 헬리콥터나

Powered lift에 대한 연

구가 꾸준히 진행되어 왔다

. 과거 기술 부족으로 성과

를 보지 못했던 다양한 형태의

Powered lift에 대한 연

구가 최근 들어 활성화되고 있다

. 특히 전기를 동력원

으로 하는 항공기에 대한 관심이 집중되면서 과거와는

차별화된

VTOL 개발이 진행되고 있다. 이러한 흐름

속에서

AHS(American

Helicopter

Society)는

Transformative Vertical Flight Concepts Initiative를
출범하고

2014년에 첫 번째 워크숍을 개최했다. 이 그

룹의 목적은 전기

/하이브리드 동력이나 distributed

propulsion과 같이 향후 떠오르는 수직이착륙 기술에
대한 예비 로드맵을 개발하는데 있다

[2]. 2016년 9월

29일부터 30일까지 미국에서 세 번째 워크숍이 개최되
었고

, 2016년 5월 19일 72번째 AHS 포럼에서도 특별

세션을 개최하여

Transformative Vertical Flight 개발

현황에 대해 발표하고 토론하였다

. 본 논문은 72번째

AHS 포럼에서 발표된 자료들을 토대로 하여
Transformative Vertical Flight 개발과 기술 동향을 정
리 및 분석하였다

2. 관련 계획 및 사업

2.1 FVL과 JMR-TD

FVL(Future Vertical Lift)은 미국 육군이 현재 사용

중인 헬리콥터들을 장기적으로 교체하려는 계획이다

즉 현재의 주력기인

AH-64, UH-60, CH-47 등의 헬리

콥터를

2020년대 중반까지 개조하는 사업을 진행시키

고 이후 이들을 대체할

VTOL을 개발하려는 계획이

FVL이다. Light, Medium-Light, Medium, Heavy,
Ultra와 같이 모두 5가지 급의 VTOL을 개발 예정이나
FVL은 확정된 사업이 아닌 장기적인 계획이므로 처음
수립 이후로 지속적으로 수정되고 있다

. 총 4천여대의

VTOL을 획득하려는 계획으로 그림 1은 2016년 시점

박중용 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 55~66

그림

1. 미국 육군의 회전익기 현대화 주요 계획[3]

그림

2. FVL을 통해 획득하려는 핵심 기술[4]

박중용 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 55~66

에서의

FVL 일정이다[3]. FVL 계획을 완수하기 위해

필요한

기술들은

JMR-TD(Joint

Multi-Role

Technology Demonstration)나 기타 Science &
Technology initiatives를 통해 2024년까지 개발할 예
정이다

. 주요 기술 분야는 그림 2와 같이 구동/로터 시

스템

, 비행 조종, 구조, 엔진, 생존성, 정비성/신뢰성,

모듈 기반 설계

, 상황인식&항행관리, 그리고 개방형

시스템 아키텍쳐 분야이다

[4]. 그 중에서 FVL의 일환

으로

Improved Turbine Engine Program(ITEP)이 착

수되어

UH-60에 사용된 GE사의 2000마력급 T700 엔

진을 대체할

3000마력급 새로운 엔진을 2024년까지

개발하려 한다

JMR-TD는 FVL과는 독립된 프로그램으로서 FVL

의 시행 전에

Medium 급, 즉 AH-64와 UH-60을 대체

할

VTOL의 기술적 가능성을 미리 점검해보는 목적을

가지고 있다

. JMR은 두 단계로 진행되는데 첫 단계에

서는 비행체

, 두 번째 단계에서는 임무 시스템을 개발

한다

. 비행체 개발에는 당초 네 개의 팀이 제안서를 제

출했으며

, 이 중에서 Karem사와 AVX사가 탈락하고

현재는

Bell사와 Sikorsky/Boeing사 두 개의 팀이 남

아 경쟁을 벌이고 있다

. Karem사는 최적회전속도 틸

트로터기

(OSTR: Optimum-Speed Tiltrotor) TR-36을

제안했고

, AVX사는 동축반전로터와 덕티드 팬이 장

착된 형상을제안한 바 있다

. 두 회사는 비록 JMR-TD

에서 비행체의 비행시험까지 수행하는 단계에서는 선

정 받지 못했지만

, AVX사는 자사가 제안한 모델에 대

해

1/10 스케일 풍동시험을 수행할 수 있는 자금을 지

원받고 있고

Karem사는 스와쉬 플레이트 대신 전기기

계적 작동기를 사용하는 혁신적인 로터 허브 제작과

시험을 지원받고 있다

[5]. 또한 각사가 제안했었던 개

념의

VTOL을 바탕으로 DARPA VTOL X-Plane이나

ARES(Aerial Reconfigurable Embedded System) 프
로그램에도 도전했다

현재

JMR-TD 사업에 참여 중인 두 팀 중 하나인

Bell사는 V-22 개발 경험을 바탕으로 V-22보다 크기가
작은 틸트로터기

V-280 Valor를 제안했다. Valor의 전

진비행속도는 약

519km/h이고 승무원 4명과 부대원

14명을 태울 수 있는 등 유상하중은 5,443kg에 이른다.
이동거리는 최대

1,480km이며 2017년에 최초비행을

계획하고 있다

[6]. Sikorsky사와 Boeing사가 제안한

기종은

X2와 같은 형태의 동축반전로터기 SB>1

Defiant이다. Defiant는 463km/h의 전진비행속도를
달성할 것으로 예상되며

UH-60보다 약간 큰 객실에

12명의 부대원을 태울 수 있다. Defiant 역시 2017년이
나

2018년에 최초비행 계획이다[5].

JMR-TD는 기존 헬리콥터보다는 전진비행속도가

빨라야 하나

, 복합 헬리콥터가 감당할 수 있는 범위 내

로 요구사항을 제안함으로써 미국이 수십 년 전부터

상용화를 위해 노력해온 복합 헬리콥터와

V-22로 상

용화된 틸트로터기를

FVL의 후보로서 서로 경쟁토록

하고 있다

2.2 DARPA VTOL X-Plane

주로 첨단 기술을 개발하는 프로젝트를 수행하는

것으로 유명한 미국의

DARPA(Defense Advanced

Research Projects Agency)는 일반적인 회전익기보다
빨리 날 수 있으면서 수직이착륙이 가능한 혁신적인

VTOL 개발을 위해 VTOL X-Plane(Vertical Take-Off
and Landing Experiment Aircraft) BAA(Broad
Agency Announcement)를 2013년 2월에 발표했다.
DARPA가 제시한 성능 요구사항은 다음 표와 같다.

주요 요구사항 항목

주요 요구사항 내용

최대전진속도

555.6km/h~740.8km/h

양항비

(양력/항력)

10 이상

총이륙중량

4.5톤~5.4톤

유용하중

40% 이상

정지비행효율

(Figure of Merit)

75% 이상

표

1. VTOL X-Plane 성능 요구사항 [7]

SB>1 Defiant(463km/h)와 같은 복합 헬리콥터는

최대전진속도 요구사항을 충족할 수 없음을 알 수 있

으며 지금까지 개발된 틸트로터기인

V-22(509km/h)

나

Valor(519km/h)로도 충족하기 어렵다. 따라서

X-Plane 프로젝트는 최대전진속도 요구사항만으로도
혁신적인

VTOL을 원하고 있음을 알 수 있다. 전진비

행 속도를 충족하려면 전진비행 시에는 고정익기과 같

박중용 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 55~66

은 형태의 비행을 하되

, 수직이착륙이 가능한

powered lift 계열이 될 수밖에 없다.

X-Plane 프로젝트는 3단계로 진행 중이다. 첫 번째

단계는 예비설계 단계로서

2014년부터 약 2년간

Sikorsky, Aurora Flight Sciences, Boeing, Karem 네
개의 회사가 참여하여 경쟁을 벌였다

. 그 결과, 2016년

3월에 설계와 제작, 통합이 이루어지는 2단계에
Aurora Flight Sciences사가 선정되었다. 3단계는 2단
계 후 약

1년여에 걸쳐 비행시험을 수행할 예정이다. 1

단계에서 경쟁을 벌인 네 개 회사의

VTOL을 포함하여

최신

VTOL 기술 개발 현황을 다음 장에서 소개하였다.

3. 주요 기술 개발 현황

3.1 SCEPTOR

SCEPTOR(Scalable Convergent Electric Propulsion

Technology and Operations Research)는 미국의
NASA가 진행 중인 프로젝트이다. 이 프로젝트는 이
태리의 쌍발기인

Tecnam P2006T를 개조해서 14개의

전기모터로 구동되는 프로펠러를 장착함으로써 분산

전기추진

(DEP: Distributed Electric Propulsion) 기술

의 가능성을 시험해보는 것이 목적이다

. SCEPTOR는

VTOL이 아니지만 이 프로젝트에서 개발하고자 하는
주요 기술이

DEP 기술로서 Transformative Vertical

Flight Concepts Initiative의 목적에 부합되어 관련 세
션이나 워크숍에서 현황이 발표되고 있다

NASA는 전기 추진의 장점으로 모터의 중량 대비

파워가 엔진에 비해 최대

6배이고 모터 효율이 최신 엔

진에 비해

2~4배에 이르며, 효율이 모터 크기에 상관

없이 거의 일정한 특성인

scale-free efficiency를 주장

했다

. 또한 연속적으로 변화가 가능한 트랜스미션과

탄소 등 유해한 가스 배출이 전혀 없다는 점도 강조했

다

. 엔진에 비해 간결하고 안전하며 조용할 뿐 아니라

에너지 비용도 파격적으로 낮다고 주장했다

. 그러나

전기 추진의 단점으로 에너지 저장을 위한 무게와 비

용이 크고 아직 인증 절차가 확립되지 않았음을 꼽았

다

[8].

분산추진은 소수의 대형 추진장치를 다수의 소형

추진장치로 나누어 기체에 분산 배치하는 방식으로 효

율 향상과 더불어 항공기의 소음을 낮출 수 있다

. 이는

항공기 추진시스템의 근본적인 변화를 도모하려는 경

향으로 보인다

[9]. 전기 추진은 scale-free efficiency 특

성 때문에 특히 분산추진에 적합하다

. DEP를 항공기

의 추진장치로 선택함으로써 항공기 설계의 자유도가

높아지고 새로운 방법으로 조종

, 소음 등과 정밀하게

상호작용을 할 수 있게 만든다

. 특히 공기역학과 추진

을 강하게 연계함으로써 양력 증가 효과를 가져 올 수

도 있다

. DEP 항공기에 비행자동화 기술을 잘 접목하

면 상품성이 있는 민수용

VTOL 개발도 가능할 것이며

화성의 저밀도 대기에서 느린 속도로 움직이는 초절전

형

VTOL과 같이 지금까지 생각하지 못했던 새로운 임

무 수행도 가능하다

. 무엇보다도 DEP는 현존하거나

앞으로 형성될 항공기 시장에서 탄소 배출과 운영 비

용 측면에서 경쟁력을 가지게 될 것이다

[8].

SCEPTOR는 NASA가 ESAero, Joby Aviation과 함

께 진행 중인 프로젝트인데 주요 목표는

282km/h의

속도로 비행할 때 기본기인

Tecnam P2006T보다 1/5

의 에너지만 소비하는 것이다

. 2017년에 비행시험 예

정인 시제기를

X-57 Maxwell로 명명했다.

그림

3. X-57 Maxwel 명세[8]

그림

4. X-57 Maxwel 형상[8]

박중용 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 55~66

날개의 크기를 기본기에 비해 대폭 줄여서 날개 단

위면적에 걸리는 하중

(wing loading)이 2.6배로 증가

하도록 설계하였다

. 이 기술은 Joby Aviation이 주로

개발 중인

LEAP Tech(Leading Edge Asynchronous

Propellers Technology)로서 wing loading을 2배로 함
으로써 에너지 사용을

1/5로 줄이고 승객의 안락성과

돌풍 민감도를 향상시킨다

. 그림 4의 왼쪽 하단의 그림

을 보면 날개 크기가 비교되어 있다

. 순항시에는 날개

의 가장 끝에 있는

2개의 큰 프로펠러를 이용해 추력을

내고

, 이착륙시와 같이 고양력이 필요할 때는 12개의

작은 프로펠러를 활용한다

. 작은 프로펠러의 추력이

필요할지 않을 때 프로펠러를 접는 기술도 전기동력

VTOL인 S2를 연구 중인 Joby Aviation사와 함께 개발
중에 있다

. Joby Aviation사는 2009년에 미국 캘리포

니아에서 설립된 작은 회사로서 복합체 동체의 설계

및 제작

, 공력 해석, 전기모터 설계 및 제작, 전기동력

개인기 개발 등에 특화된 기술을 개발하고 있다

LEAP Tech, S2, 그리고 중량 125kg의 하이브리드-전
기

UAV인 LOTUS 개발 프로젝트를 진행 중에 있다.

그림

5. LEAP Tech 지상시험, 2015년[10]

그림

6. Joby Aviation의 전기동력기 S2 예상도[10]

3.2 LightningStrike

2016년 3월, 미국의 DARPA(Defense Advanced

Research Projects Agency)는 VTOL X-Plane 프로그램
의

2단계(개발)와 3단계(비행시험) 개발자로 미국 회

사인

Aurora Flight Sciences사를 선정했다. Aurora사

는

89.4백만 미국 달러를 지원받게 되었다. X-Plane 프

로그램의 목적은 혁신적인 수직이착륙기를 개발하는

것으로

556~741km/h의 전진비행속도, 정지비행 효율

75%, 순항시 양항비 10이상, 비행체 총중량 4.5~5.4톤
에 대해

40%이상의 유용하중을 요구사항으로 내걸었

다

. Aurora사가 설계한 LightningStrike는 하이브리드

동력장치를 탑재한다

. 즉, Rolls-Royce사의 AE1107C

터보샤프트 엔진을 이용해서

Honeywell International

사의

1 메가와트 급 발전기 3대를 돌려 3 메가와트의

전기를 생산하고 이 전기를 이용해

24개의 전기모터

구동 가변 피치 덕티드 팬을 돌려 양력과 추력을 발생

한다

. LightningStrike의 핵심기술은 24개의 덕티드 팬

을 잘 구동할 수 있는

DEP 기술이다. 그리고 VTOL 기

능 수행을 위해 날개와

canard를 모두 틸팅할 수 있다.

향후 효율적인 전기동력 발생 및 분배 시스템 개발과

고효율의 전진비행

/정지비행/천이비행을 위한 공기

역학적인 날개 개발 등의 기술적 난제를 풀어나가야

한다

Aurora사는 2016년 4월 18일,

실물

LightningStrike의 20% 크기의 축소모델을 원격조종
으로 비행하는데 성공했다

[11,12,13].

그림

7. LightningStrike 예상도(좌)와 축소모델(우)[13]

3.3 PhantomSwift

Boeing사가 DARPA VTOL X-Plane에 제안했던

VTOL로서 덕티드 팬을 4개 장착해서 추력을 얻는 시스
템이다

. 덕티드 팬 2개는 동체 내부에 장착되고 나머지

박중용 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 55~66

2개는 날개 끝에 장착된다. 이착륙시에는 4개의 덕티드
팬이 모두 활용되지만 전진비행 시에는 내부에 장착된

덕티드 팬은 항력을 줄이기 위해 덮개가 닫히면서 추력

을 내지 않는다

. 시제기에는 GE의 CT7-8 엔진이 사용되

었지만 최종적으로는 전기동력기를 목표로 했다

Boeing사는 예비설계까지 총 3단계의 과정을 거쳤

다

. 첫 번째 단계는 형상 선정으로서 DARPA의 요구

사항인 전진비행속도와 정지비행 및 순항 시 효율을

충족할 수 있는 형상을 과거

VTOL 개발 역사를 참고

하고

TRL(Technology Readiness Level) 6/7단계 기술

을 기준으로 선정했다

. 두 번째 단계는 개념설계 단계

로서 시스템 비교분석을 구동시스템 레이아웃

, 엔진

장착

, 팬 덮개, 주요 구조물, 사이징 측면에서 수행했

다

. 마지막으로 예비설계 단계에서는 지면효과 시험,

항력과 안정성 시험

, 덕티드 팬 시험 등을 통해 주요 성

능이나 기능을 검증했다

3.4 TR36XP

Karem사는 OSTR(Optimum-Speed Tiltrotor)을

JMR-TD 후보형상으로 제안한 바 있으나 VTOL

그림

8. LightningStrike의 비행조종시스템[13]

그림

9. PhantomSwift 내부배치[14]

그림

10. PhantomSwift 예비설계 과정[14]

박중용 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 55~66

X-Plane 사업에도 같은 형상의 TR36XP를 제안하였다.
효율적인 수직이착륙 성능을 보이려면 헬리콥터와 같

이 낮은 디스크 로딩이 필요하나 효율적인 전진비행을

하려면 고정익기와 같이 높은 양항비가 필요하다

OSTR은 로터의 회전속도를 상황에 맞게 최적의 속도
로 변경함으로써 수직이착륙과 전진비행을 모두 효율

적으로 수행할 수 있는 기술이라고

Karem사는 주장한

다

[15]. V-22과 같은 틸트로터기는 헬리콥터를 기본으

로 하고 고정익기의 장점을 접목해서 전진비행 성능을

높인 것인데 반해

OSTR은 고정익기를 기본으로 하고

최적의 로터 회전속도를 접목한 것이다

OSTR의 핵심 구성품은 rigid 로터 허브, 경량의 기

어박스

, IBC(Individual Blade Control) 전기기계적 작

동기

, 그리고 경량의 강건한 로터 블레이드이다. 경량

의 힌지리스 허브는 넓은 범위의 분당 회전수 대역을

가지며

, 기어박스는 터빈의 엔진 효율을 높이고 접선

방향의 힘을 줄인다

. IBC 작동기는 항력이 작고 무게

도 작으며 높은 신뢰성을 가진다

. 마지막으로 경량의

강건한 로터는

2:1 이상의 분당 회전수 영역을 감당할

수 있고 디스크 로딩이 작으며 첨단 복합소재로 제작

된다

. 비록 OSTR이 JMR-TD와 VTOL X-Plane 사업에

서 비행체 개발 대상에서는 탈락했지만

2.1절에서 언

급했듯이

Karem사는 JMR-TD 예산으로 전기기계적

작동기를 사용하는 혁신적인 로터 허브 제작과 시험을

지원받고 있다

. Karem사는 OSTR이 승객용/화물용

민수기뿐만 아니라 다양한 용도와 체급의 군용기로도

활용될 수 있다고 주장한다

3.5 Sikorsky & Lockheed Martin RBW

Sikorsky사 팀은 RBW(Rotor Blown Wing) 기술을

채택한

Tail-Sitter 형태의 VTOL을 X-Plane 사업에 제

안했다

. RBW는 고정익기의 공기역학과 로터 조종을

잘 통합해서 복잡하지 않은 형상의

VTOL을 개발할 수

있는 기술이다

. Tail-Sitter VTOL은 과거에도 개발 시

도가 많이 있었다

. Boeing사가 개발했던 Heliwing은

그림

11. TR36XP 형상 및 적용된 주요 기술[15]

박중용 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 55~66

1995년에 6번째 비행을 하다가 추락한바 있는데,
Sikorsky사 팀이 제안한 VTOL형상이 Heliwing과 유
사하다

. Heliwing이 엔진 고장과 가속도 1g 이하일 때

비효율적인

teetering 로터가 문제였는데 Sikorsky사

는

FADEC이 포함되고 파워가 충분한 엔진과 모든 가

속도에서 효과적인

semi-articulated 로터를 채택함으

로써 문제점을 극복할 수 있다고 주장한다

[16].

이

Tail-Sitter의 성능은 전진비행속도 667km/h, 정

지비행효율

80%, 양항비 14, 유용하중 40%, 총이륙중량

5.4톤으로 DARPA의 요구사항을 충족한다. Sikorsky사
역시

Karem사와 마찬가지로 RBW 기술은 DARPA에

제안한 무인기뿐만 아니라 군용 화물기와 전투기 등의

유인기 개발에도 활용될 수 있다고 주장한다

3.6 DARPA ARES Program

VTOL

X-Plane

사업

외에도

DARPA는

ARES(Aerial Reconfigurable Embedded System) 사
업을 진행 중에 있으며

Piasecki사와 Lockheed Martin

사가 땅에서도 운용 가능한

VTOL, 즉 “Flying Car” 개

발 회사로

2012년에 선정되었다. ARES는 다양한 유상

하중을 수송하는 무인

VTOL을 개발하는데 목적이 있

다

. 넓은 작전 지역과 복잡한 지형 그리고 비대칭 위협

이 존재하는 현재의 전쟁 환경에 적응하기 위해서는

“Flying Car”가 필요하다는 미국방부의 판단에 따라
ARES는 2010년 경 착수되었다. 그 간 여러 단계를 거
쳐 현재

Piasecki사와 Lockheed Martin사가 제안한 형

태의

VTOL이 개발 중이다. 그림 14에서 볼 수 있듯이

그림

12. Sikorsky사가 제안한 RBW를 적용한 Tail-Sit er[16]

그림

13. Tail-Sit er의 운용개념[16]

박중용 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 55~66

이

VTOL은 덕티드 팬 2개를 장착한 날개를 틸팅할 수

있는 형상이다

. 실제로 육상을 달리는 자동차는 아니

고 수직이착륙 기능을 이용해 화물을 필요한 지점에

운반하는 임무를 수행한다

그림

14. ARES 사업에 제안된 VTOL[17]

3.7 멀티콥터와 전기 헬리콥터

멀티콥터는 중국의

DJI사가 취미용, 방송용 멀티콥

터를 대중화시키면서 시장이 커지고 있다

. 최근에 하

이브리드동력을 사용하는 멀티콥터에 대한 연구가 진

행되고는 있지만 대부분의 멀티콥터는 이차전지를 동

력원으로 하여 모터를 구동하고 모터에 장착된 프로

펠러를 회전시켜 양력과 조종력을 얻는다

. 구동시스

템으로 본다면 멀티콥터도 회전익기로 분류할 수 있

으나 멀티콥터가 주로 무인기이고 총이륙중량도 작아

서 회전익기를 연구하는 사회에서 헬리콥터나 앞에서

소개한 다른

transformative vertical lift에 비해 주목

을 받고 있지는 못하다

. 하지만 최근 독일에서 유인 멀

티콥터를 개발하고 독일 공역에서 운행할 수 있는 인

증을 받음으로써 멀티콥터에 대한 관심도 높아졌다

독일 회사인

e-volo사는 VC200 Volocopter를 개발

중인데

, 이 항공기는 사람이 타고 비행할 수 있는 인증

을 받은 최초의 멀티콥터이다

. VC200은 2016년 2월 독

일 항공 당국으로부터

‘permit-to-fly’ 인증을 받았으

며

, 이 인증을 통해 동 항공기는 독일 영공에서 비행을

할 수 있게 되었다

. VC200은 전기동력을 사용하는 유

인 멀티콥터로서

9개의 전지와 18개의 전기모터 구동

프로펠러로 양력 및 추력을 발생한다

. 프로펠러는 회

전 속도에 변화를 줄 수 있고 피치는 고정하는 형태이

며 기체는 가벼운 복합재로 제작되었다

. VC200은

2km의 고도에서 100km/h의 속도로 비행할 수 있으
며 최대이륙중량은

450kg이고 1시간 이상 비행이 가

능하다

. e-volo는 VC200을 형식증명을 받아 양산할 계

획이며

, 2년 내에 항공 스포츠 시장에 진출한 후 궁극

적으로는 에어 택시로 판매할 계획이다

. 세계적인 IT

기업인

Intel은 2016년에 Ascending Technologies

GmbH를 합병했는데 이 회사는 2015년에 e-volo에 자
금을 투자한 바 있다

. 이와 관련하여 Intel은 자사가 미

래의 유

/무인 항공기의 개발에 도움이 되었으면 하는

취지에서 투자를 하였다고 설명했다

[12].

그림

15. VC200 Volocopter[18]

전기동력 헬리콥터에 대한 연구는 미국의

Sikorsky

사가

2010년 영국의 Farnborough 에어쇼에서 Firefly

라 명명한 전기동력 헬리콥터의 존재를 알리고 이어

미국의

Oshkosh에서 열린 전시회에서 전시를 함으로

써 세간에 알려졌다

. Firefly는 Sikorsky사의 S-300C 헬

리콥터를 개조한 것으로

1명의 조종사가 타고 비행시

간은

10분 내외, 최대전진비행속도는 148km/h이다.

190마력의 모터와 리튬 이온 전기 팩 2개로 전기동력
장치를 구성했다

. 그러나 Firefly에 대한 후속 연구결

과는 더 이상 발표된 바가 없다

FireFly 이후 전기동력 헬리콥터에 대한 연구가 소

강 상태에 빠져든 상황에서

2016년에 들어 미국의 엔

지니어링 전문회사인

TIER 1 Engineering사가 미국의

소형헬리콥터 전문회사인

Robinson사의 R44를 전기

동력 헬리콥터로 개조하는 개발에 뛰어들었다

. 중/대

형 헬리콥터가 현재의 전지기술로는 필요한 동력을 충

박중용 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 55~66

분히 공급받기 어려운 상황에서 상대적으로 중량에 대

한 부담이 적은 소형 헬리콥터에 먼저 전기동력을 적

용하려는 노력은 타당해 보인다

개조된

R44는 2016년 9월 13일 처음으로 정지비행

에 성공했고

, 9월 21일에 122m 고도에서 5분간 비행하

면서 최고속도

148km/h를 달성했다. 동 헬리콥터는

무게 약

500kg의 Brammo사 리튬 폴리머 전지와 두 개

의 전기모터를 장착했다

. 총이륙중량은 1.1톤(2,500파

운드

)이며 최대비행시간은 20분 , 비행거리로는 56km

정도 될 것으로

TIER 1 Engineering사는 예측했다.

R44의 원 제작사인 Robinson사와는 어떤 협력도 없이
TIER 1 Engineering사 단독으로 개발하였으며 R44를
선택한 이유는 중량

227kg의 Lycoming사 IO-540 피스

톤 엔진을 제거하면

45kg 중량의 전기모터를 장착하

고도 많은 전지를 실을 수 있었기 때문이라고

TIER 1

Engineering사는 밝혔다. 이번 프로젝트의 목표는 전
기동력 헬리콥터의 가능성을 검토하고 기술 개발이 더

필요한 부분이 무엇인지 식별하며 전지의 성능 자료를

얻는데 있고

, 궁극적인 목표는 272kg의 유상하중을 싣

고

150분간 비행할 수 있는 전기동력 헬리콥터의 개발

이라고

TIER 1 Engineering사는 말했다.[20,21]

그림

16. FireFly[19]

그림

17. 전기동력 R44[21]

그림

18. R44에 장착된 전기동력시스템[21]

4. 결 론

헬리콥터와 틸트로터기 외에는 상용화된

VTOL기

가 거의 없는 상황에서 최근 전기 동력을 분배해서 동

력원으로 삼는 새로운 형태의

VTOL에 대한 연구가 활

발하다

. AHS의 Transformative vertical flight concept

initiative는 전기/하이브리드 동력을 사용하는 차세대
수직이착륙기의 로드맵을 작성하기 위해 구성되어 워

크숍과 포럼 등을 통해 관련 연구개발 현황을 공유하

고 있다

. 미국은 현재 운용중인 헬리콥터의 현대화를

추진하면서 동시에 헬리콥터를 대체할 수 있는

VTOL

을

FVL, JMR-TD 사업 등을 통해 개발하고 있다. 즉, 현

재 어느 정도 성숙된 기술인 틸트로터기나 복합 헬리

콥터 기술을 상용화하기 위해 노력하면서 동시에 더

먼 미래에 사용할 수 있는 혁신적인

VTOL을 DARPA

의

VTOL X-Plane 사업 등을 통해 연구하고 있다.

우리나라도 이미 종료된

KHP 사업, 후속으로 진행

중인 소형무장헬기

(LAH : Light Armed Helicopter)/

민수헬기 등 현재 수요 충족을 위한 개발 뿐 만 아니라

미국과 유럽 등에서 선점하기 위해 자금과 기술을 투

자하고 있는 혁신적인

VTOL 분야의 기술 개발에 적극

적으로 참여해야 할 것이다

후기

본 논문은 한국항공우주연구원의 주요사업

"신개념 수

직이착륙 무인기 개념연구

"의 연구 결과 중 일부입니다.

박중용 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 55~66

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9.22~23, 부산대학교 상남국제회관

항공우주산업기술동향 14권 2호 (2016) pp. 67~76

http://library.kari.re.kr

에서 보실 수 있습니다.

기술동향

미국의 정지궤도 기상위성 개발 동향

남문경*

1 )

Development Trends of GOES in the United States

Nam, Moon-gyung*

ABSTRACT

GOES(Geostationary Operational Environmental Satellite)-R, the starter of next generations, was

launched on the 19th Nov. 2016 at kennedy Space Center, Florida. It was named GOES-16 after
launch and In-orbit-test is currently underway on the 89.5 degree West in the geostatioany orbit.
Since the first GOES-1 was launched in 1975, 16 satellites have been developed with the huge
technical enhancement through 4 generations in USA.

In this paper, the technical features and progress of American weather satellite is described in

brief with a focus on the observation imager and spacecraft key functions. In addition, the
schedule process and key milestones in the GOES-R development are reviewed

초 록

미국의 차세대 정지궤도 기상위성

GOES-R이 2016년 11월 19일 발사되었으며, 현재는

GOES-16으로 명명되어 본연의 임무 수행에 앞서 각종 궤도상 시험을 하고 있다. 미국의 정지궤
도 기상위성은

1975년 10월 GOES-1 발사 후 지금까지 16기가 개발/발사되면서 4세대에 걸쳐

기술적 발전을 이루어왔다

. 발사에 즈음하여 미국 정지궤도 기상위성의 기술적 특성과 관측기

및 이를 지원하는 위성체 기능의 기술적 진화를 개략적으로 소개한다

. 또한 GOES-R 위성의 전

반적 개발 과정 및 일정에 대하여도 기술하였다

Key Words : GOES, GOES-R, Weather Satellite(기상위성), Imager(관측기), ABI(고성능관측기),

Satellite(위성), INR(영상 위치 유지 및 고정 시스템)

* 남문경, 한국항공우주연구원, 위성연구본부 정지궤도복합위성체계팀

mgnam@kari.re.kr

남문경 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 67~76

1. 서 론

미국 항공우주국은 플로리다 케네디 우주발사센

터에서 정지궤도 기상위성인

GOES (Geostationary

Operational Environmental Satellites)-R의 발사일
을

11월 4일로 정하고 제반 준비 작업을 하고 있

던 와중에 허리케인 매튜의 영향을 받게 되었으며

유사 발사체의 부스타 이상상태가 보고됨에 따라

제반 발사 조건의 정밀 검토 후

11월 19일 성공리

에 발사하였다

. 발사 후에는 GOES-16으로 명명하

였다

미국은

1975년 10월 GOES-1을 발사한 이래 현

재까지

15기를 발사하였다. 현재는 2006년 발사된

GOES-13(GOES-East)이 2010년 4월부터 서경 75
도에

, 2010년 발사된 GOES-15 (GOES-West)가

2011년 12월부터 서경 135도에 배치되어 아메리
카 대륙 및 주변 대양을 주기적으로 관측하고 있

다

. GOES-14는 한 때 GOES-13의 고장으로 인해

대체 임무를 수행하였지만 지금은 서경

105도로

이동하여 보관 모드로 대기하고 있다

. <그림 1>

은 현재의

GOES 위성의 경도상 배치를 보이고

있다

그림

1. 미국의 정지궤도 기상위성 배치도

GOES-16은 발사 후 서경 89.5도에서 약 1년 에

걸쳐 광범위한 점검과 검증시험 단계를 거쳐

GOES-13을 대체하기 까지는 서경 105도에서 보관
모드로 대기할 것이다

GOES 위성은 6개의 측정 장비를 탑재하고 있

는 정지궤도용 지구 및 우주 환경 관측 위성이지

만 기상관측탑재체인

ABI(Advanced Baseline

Imager) 기능을 강조하여 정지궤도 기상위성으로
지칭하였다

GOES-R 위성 발사에 즈음하여 미국 정지궤도

기상위성의 발전사를 조명해보며 특히

GOES-R 의

개발 과정을 기술한다

2. 세계 정지궤도 기상위성 운영

현재 운용되고 있는 세계의 정지궤도 기상위성

은

<표 1>과 같다. 한국의 천리안(Chollian)-1 위성

을 제외한 위성들은 자국에서 설계 제작되어 자국

의 발사체로 발사되었다

표

1. 정지궤도 기상위성 운용 국가

국가

위성명

궤도

미국

GOES-13, 15

75°W,
135°W

유럽

Metrosat-6, 7, 8, 9

3.5°W,
0°W, 63°E,
57.5°E

일본

Himawari-7, 8

145°E,
140°E

중국

FY-2E, 2F, 2G

86.5°E,
123.5°E,
105°E

러시아

Elektro_L no.1

76°E

인도

Kalpana-1,
Insat-3A, -3D, -3DR

74°E, 93.5°E,
82°E, 74°E

한국

Chollian-1

128.2°E

3. 미국 정지궤도 기상위성 GOES

시리즈

기상위성 개발 체계는 국립해양대기국

(NOAA:

National

Oceanic

and

Atmospheric

Administration)에서 개발예산을 확보하며 임무요
구조건 문서를 발행한다

. 이후 개발단계에서는 항

남문경 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 67~76

공우주국

(NASA: National Aeronautics and Space

Administration)과 공동으로 주관하며 발사 후에는
NOAA가 운영책임을 진다.

위성에 탑재되는 관측센서는

NASA가 별도의

계약 구매를 하여 관급품으로 위성체 제작회사에

제공한다

. GOES 1세대에는 Raytheon SBRS (Santa

Barbara Remote Sensing) 에서 VISSR (Visible
and Infrared Spin Scan Radiometer)를 제공하였
으며

GOES

2세대 및 3세대 위성에는

ITT(International Telephone & Telegraph) Corp.
에서 관측기

(Imager)를, 4세대 위성에는 Exelis Inc.

에서

ABI를 공급하였다.

Exelis Inc. 는 2011년 ITT Corp.에서 분사된 회

사이지만

2015년 2월 Harris Corp.에 합병되었다.

Harris Corp. 에서는  자국  기상  위성의  관측기
(Imager) 뿐만 아니라 일본의 기상위성 Hiwamari
9 까지 줄곧  관측기(Imager)와   AHI (Advanced
Himawari Imager)를  제공해  왔으며  한국의  천리
안위성

1, 2A에도 관측기(Imager), AMI(Advanced

Meteorological Imager)를 제공하였다.

GOES-R 프로그램 사무소는 <그림 2>에서 보는

바와 같이 상무성

(DoC:

Department

Commerce) 산하 국립해양대기국(NOAA) 산하 국
립환경위성자료정보센터인

NESDIS

(National

Environmenral, Satellite, Data & Information
Service)에 소속되어 있으며,

NASA/GSFC

(Goddard Space Flight Center)와 긴밀하게 협력하
고 있다

하부의 비행 개발과제

(Flight project)는 위성

체

, 탑재체, 발사체 선정 및 발사, 기타 보조통신

탑재체등을 조달 관리하는 업무로

NASA가 담

당하고

있으며

지상운영

개발과제

(Ground

Project)는 지상 시설, 안테나, 위성관제, 위성 명
령

, 통제용 소프트웨어 및 하드웨어, 위성자료처

리

, 최종자료의 생성, 분배 등을 NOAA가 책임

지고 있다

NESDIS

NOAA

DOC

GOES-R Program

System Program Director : NOAA

Deputy System Program Director : NASA

NASA

Program Control Lead : NOAA

Program Systems Engineering
Lead : NASA

GSFC

Management Council

Program Scientist
NOAA

NOAA program

Management Council

Contracts Lead: NOAA

Flight Project

Manager ; NASA

Deputy : NOAA

Ground Project

Manager : NOAA

Deputy : NASA

Program

Mission

Assurance

Lead : NASA

---- communication with

reports to

그림

2. GOES-R 프로그램 조직도

기상위성 개발 프로그램은 정기적

/부정기적으로

의회 산하 감사원인

GAO (Government Audit

Office)와 상무성 산하 점검단인 OIG (Office of
Inspector General)에서 개발 일정, 예산 및 위험도
등 사업 전반에 대하여 평가 한다

미국의 정지궤도 기상위성은 개발내용의 특성

에 따라

4개의 세대로 구분한다. 시리즈별 개발기

간

(계약부터 마지막 기 발사까지) 및 제작사는

<표 2>과 같으며 개발 역사는 <그림 3>과 같다.

표

2. GOES 시리즈별 개발기간 및 제작사

시리즈

개발기간

제작사

1세대:
GOES 1,2,3

GOES 4,5,6,7

1970-1987

Ford

Aero

space
(SS/L 전신)
Hughes
(Boeing전신)

2세대:
GOES
8,9,10,11,12

1985-2001

SS/L

3세대:
GOES 13,14,15

1998-2010

Boeing

4세대:
GOES-R(16),
S,T,U

2008-2024

L o c k h e e d

Martin

남문경 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 67~76

그림

3. 미국 정지궤도 기상위성 개발 역사

3.1 GOES 1세대

GOES-1 기상위성은 1975년 10월 16일 발사되었

다

. 미국 정지궤도 기상위성 개발 효시는 SS/L(Space

Systems/Loral)이다.

시험위성

ATS(Applications

Technology

Satel ite)와

SMS(Synchronous

Meteorological satel te)-1, 2를 개발/ 발사이후 본 위
성 시리즈로

GOES-1, 2, 3을 개발/성공하였다.

이후

GOES-4, 5, 6, 7은 Boeing사에 의해 개발

발사

(1980.2~1987.2)되었다. 이 시기 Boeing사는

일본의 정지궤도 기상위성

Hiwamari 1~5를

GOES-4와 같은 복제품으로 개발/납품하였다.

이 시기의 위성은 실린더형 본체로 구성되어 있

어서 추력기를 사용하는 방식보다 전력이 적게 들

뿐만 아니라 본체 회전에 의한 자세제어 방식이

용이하다

. 그러나 회전에 의해 태양을 보는 시간이

짧기 때문에 전력 확보에 한계가 있으며 회전에

의해서 관측기

(Imager)가 지구를 보는 시간이 제한

적이므로 기상관측의 임무에 효과적이지 못하였다

<그림 4>와 같이 실린더형 위성에서는 태양전지들
이 원통벽에 부착되어 있고

, 관측기(Imager)로는

VISSR(Visible

and

Infrared

Spin

Scan

Radiometer)을 탑재하고 있다.

이 기간 동안

SS/L은 인도로부터 정지궤도용 기상

통신 복합위성을 수주받아 박스 타입의

3축 자세제어

방식의

INSAT(Indian National Satel ite) 1A~D 4기를

개발

(1982~1990) 하였다. SS/L은 이를 시작으로 미국

정지궤도 기상위성 시리즈

2세대를 개발하게 되면서

기상관측 서비스에 획기적인 전기를 마련하였다

이 시점에서의 인도는

INSAT 시리즈의 해외 제

작 구매로 자국의 위성 개발능력에 크나큰 초석을

다지는 계기가 되었다

그림

4. GOES-4 위성 모형도

3.2 GOES 2세대

기상관측 및 기상예보의 정확성을 높이기 위해

서는 양질의 위성영상

, 동일 지역 반복 관측 영상,

빠른 지상 전송 및 지상에서의 자료처리 등의 기

술이 필요하게 된다

. 당시 NOAA에서는 보다 향

상된 기상예보를 위해 관측기

(Imager)를 통한 상시

관측과 대기온도 및 습도의 수직분포 자료를 제공

할 수 있는 사운더

(Sounder)를 동시 탑재하여 운

용하는 요구조건을 내걸었다

. 이는 실린더형 본체

로 스핀 안정화 제어 방식의 기존 위성으로서는

불가능하였다

. 이에 SS/L은 박스형, 3축 자세제어

방식의

INSAT-1 위성체를 개량하였다. 또한 상시

관측의 효과를 극대화하기위해 지구상 위치에 대

응하는 영상내픽셀의 정확한 위치확보

(navigation)

와 동일 위치에 대응하는 반복영상의 픽셀위치 일

치

(registration)기능이 필요하게 되었다.

SS/L은 영상의 기하학적 위치 정확도를 제고하

는 시스템으로 영상내 위치확보 및 유지시스템인

INR(Image Navigation and Registration)을 처음으

남문경 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 67~76

로 개발하여 다수의 특허권을 가지고 있었다

. 환경

적으로 외란에 의한 위성체의 궤도상 이동과 위성

체와 탑재된 관측기 사이의 접촉성 간섭

, 관측기내

의 기계적 구동 영향 등이 감안되어야 한다

. 차세

대

GOES 시리즈에서도 이 시스템을 기반으로 지

속적으로 보강되어 왔다

형상적으로는 관측기

(Imager)와 사운더(Sounder)

의 성능 저하를 방지하기 위하여 내부적외선 검출

기

(IR detector)가 극저온 환경에 노출되도록 한쪽

면에는 태양전지판을 달지 않는 설계를 하였다

. 이

에 수반되어 비대칭 형상으로 인해 유발되는 태양

복사 압력에 의한 토크에 균형을 맞추기 위한 캐

너피 형태의 부가물

(solar tail)을 부착하였다. 한편

태양전지판 끝단에는 토크의 미세한 조정을 위하

여 방향조정탭

(trim panel)을 설치하기도 하였다.

2세대 초기인 GOES 8은 <그림 5>와 같은 형상

으로

1994년 4월 13일 발사되어 성공적으로 운용

되었으며

, 시리즈 마지막이었던 GOES-12는 2001년

발사되었다

그림

5. GOES-8 위성 모형도

SS/L은 일본의 2세대 위성인 MTSAT 1 위성과

MTSAT-1R(Hiwamari 6)도 GOES 2세대를 기본 모
델로 하여 제작 납품하였다

.(일본은 자국의 정지궤

도용 기상위성

7기를 연이어 미국으로부터 제작/

구매하여 오늘날에 이르렀다

)

3.3 GOES 3세대

GOES 3세대에 해당하는 GOES-13 시리즈 개발

은

Boeing 에게 돌아갔다. 그 당시 GOES 2세대

개발사이었던

SS/L은 법정관리업체(Chapter 11)로

지정되어

GOES 위성뿐만 아니라 한국의 천리안위

성 개발의 입찰 자격을 맞추지도 못하였다

. 이후

SS/L은 상업용 통신위성의 제작에만 전념하는 상
황이 되었다

NOAA에서는 악천후 기상의 발생 지점과 이동

을 보다 정확히 예측하기 위하여

INR 요구조건을

상향 조정하여 요구하였다

이에

Boeing은 기존 INR시스템을 상당 부분 보

강하였다

. 위성의 자세 결정을 위한 센서로서 기존

의 불안정한 지구센서

(Earth Sensor) 대신에 별 추

적기

(Star Tracker)를 탑재하였다. 또한 관측기

(Imager), 사운더(Sounder), 별추적기의 공동 설치
대를 위성체 상판에 설치하여 위성체의 열변형에

의한 간섭을 최소화하였다

이외에도 기존의 레인징 데이터이외에 관측기

(Imager)에서 관측되는 지구상의 랜드마크 데이터
를 이용하여 위성의 궤도 결정 정확도를 높였다

또한 영상기의 별 센싱자료 이외에도 지상 랜드마

크 자료는 영상기의 자세 결정에도 활용되었다

관측기

(Imager)와 사운더(Sounder)의 적외선 검

출기를 항상 극저온에 노출시키기 위해서 위성을

일 년에 한 번씩 요축을 중심으로 회전시키는 소

위

‘yaw flip’개념을 구현하였다.

<그림 6> 에서와 같이 정교한 자세제어 설계로

기존

2세대 기상위성에서 사용되었던 토크 균형붐

(solar tail) 이나 미세 토크 조정탭(trim panel)이
필요 없게 되었다

남문경 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 67~76

그림

6. GOES-13 위성 모형도

3.4 GOES 4세대

NOAA는 2000년대 초부터 GOES 위성자료 사

용자 그룹으로부터의 다양하고 정교한 요구사항에

부합하기로 하면서

, GOES-N,O,P,Q 시리즈에서 Q

의 제작 옵션을 포기하고 새로운 임무 요구 조건

을 정립한 후

GOES 4 세대 위성 개발을 발주하였

다

. 그리고 그동안 탑재하였던 사운더(Sounder)의

효용에 대해서 과감히 포기하고 기존의

5채널 관

측기

(Imager)의 대체로 19채널의 획기적인 영상기

(ABI: Advance Baseline Imger)를 개발토록 하였
다

. 향후 사운더(Sounder)는 간섭계(Interferometer)

형태로 개발될 전망이다

NOAA는 2008년 12월 9일 GOES-R 시리즈 2기

(GOES-R&S, 발사 후 에는 –16&17로 개명될 것
임

) 위성 개발 낙찰자로 Lockheed Martin사를 선

정하였다

. 이에 GOES 3세대 시리즈인 GOES –13,

-14, -15 위성을 개발/납품하였던 Boeing사는 입찰
고배에 승복하지 못하고 소송을 걸었다가

2009년

7월 철회하였다. Lockheed Martin은 이 기간 동안
개발 업무를 정지할 수밖에 없었으므로

2009년 5

월 정식 계약과 함께 재개 하면서 발사예정일을

2015년 10월로 발표하였다.

Lockheed Martin이 제공하는 위성체 모델은

A2100 타입으로 1990년대에 개발되어 1999년 발사
된 한국통신의 무궁화위성

3호 위성체로 사용된 적

도 있었다

. NASA는 이후에 Lockheed Martin과

GOES-T, U 2기 제작을 추가 계약하였다.

GOES-R 위성은 궤도상 운영 수명이 10년 이

상

(궤도상 보관 수명 5년 별도)으로 3세대 위성

수명

5년에 비하여 활용성이 훨씬 증가하였다.

이는 무엇보다도 기상 관측기

(Imager)의 수명이

3세대 관측기(Imager)에 비하여 채널 수나 성능
향상과 더불어

, 거의 두배로 늘어났기 때문이다.

특히 운영상 모멘트 덤핑

, 스테이션 키핑, 요플립

등의 여파로 관측 지장이 초래되는 시간이 연중

12분을 넘지 않을 정도로 상시관측이 거의 보장
된다

GOES-R 시리즈부터는 기상 관측기(Imager)로

ABI (Advanced Baseline Imager)가 탑재된다. 지
금까지 탑재해 왔던 기존의 관측기

(Imager)에 비해

서 월등히 우수한 성능을 가진다

. 즉, 관측 밴드수

가 기존의

5채널에서 16채널로 확장되었으며 공간

분해능

(spatial resolution)이 4배, 전지구 관측 시간

은

5배나 빠르게 향상되었다.

<표 3>에서는 3세대 위성의 관측기(Imager)와 4

세대 위성의 관측기

(Imager)인 ABI를 대략적으로

비교

(INR 성능포함)하였다.

표

3. 3세대, 4세대 관측기(Imager) 성능비교

ABI의 성능을 높이기 위해서는 적외선 탐지기

(IR detector)의 극저온 온도 유지가 필수적이다. 3
세대 기상위성의

5채널 관측기(Imager)에서는 적외

남문경 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 67~76

선 탐지기가 몇 개에 불과하였기 때문에 수동적

개념으로 극한 온도에 자연 노출시켰으나

16채널

ABI의 적외선 탐지기는 몇 천개가 되므로 종래의
개념에서 탈피하여 능동적 개념의 극저온 냉동기

(cryocooler)를 설치하였다. 이는 내부 모터에 의해
지터 현상을 유발하므로 자세 제어 시스템과

INR

시스템의 설계에 새롭게 반영되었다

월등히 향상된

INR 시스템은 위성의 정확한 궤

도 정보와 관측기

(Imager)의 자세 정보에 기인한

다

. GOES-R 시스템에서는 처음으로 위성의 궤도

를 위성에 부착되어 있는

GPS 수신기로 받은 신

호로부터 계산하여 지상으로 전송한다

. 종래의 지

상

RF신호를 통한 레인징이나 랜드마크로 계산하

지 않으면서 훨씬 정확한 위치 정보를 산출한다

ABI의 자세 상태 정보도 ABI의 별 관측 정보를
지상에서 텔레메트리로 받아 계산한다

. 모든 INR

계산은 위성체에서보다는 지상 소프트웨어에 의해

전적으로 수행된다

. <그림7>은 GOES-R 위성의 구

성도를 보여준다

그림

7. GOES-R 위성의 구성도

<그림 8>에서 보는 바와 같이 현재의 4세대 정

지궤도 기상위성인

GOES-R 시리즈는 2016년 11월

19일 발사를 시작으로 하여 2036년 정도까지 미국
의 기상예보에 일익을 담당할 것이다

<표 4> 에서는 GOES-R 기상위성까지의 세대별

기술적 변천을 파악할 수 있다

그림

8. GOES-R 위성 시리즈 운용계획

표

4. GOES 1,2,3,4 세대별 특성 비교

GOES-1

세대

GOES-2

세대

GOES-

3세대

GOES-4

세대

박스형

크기

6.1m x

17.7m x

3.0m

8.4m x

9.1m x

2.9m

6.1 x

5.6m x

3.9m

건조질량/

발사질량

1042kg

2270kg

1543kg

3210kg

2,857kg

5,192kg

형태

실린더형

박스형

관측기

VISSR

5채널

Imager

5채널

Imager

16채널

ABI

사운더

VAS

Sounder

제어방식

스핀

자세제어

3축

자세제어

3축

자세제어

3축

자세제어

INR

INR –en

hanced

INR-

more en

hanced

Imger/bus

interface

Optical

bench

Optical

bench

Attitude

determinati

Earth

sensor

Star

tracker

Star

tracker

Orbit

determinati

ranging

GPS

Navigation

correction

star

sensing

Land

mark

star

sensing

Land

mark

Etc.

sail tail

Trim

panel

Cyro

cooler

남문경 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 67~76

4. GOES-R(16) 개발 연혁

GOES-R 조립은 먼저 시스템모듈과 추진코어모

듈

(추진 구조 서브시스템)을 각각 조립한 후 정렬

결합을 하게 된다

. 이렇게 하여 위성체가 완성되면

탑재체를 탑재하고 일련의 시스템 시험 평가를 하

게 된다

시스템모듈은 명령 및 자료 처리시스템

, 자료전

송시스템

, 전기서브시스템을 구성하는 부품들과 배

터리로 구성되어 있다

. 추진코어모듈은 추진시스템

이 설치되어 있는 주구조물을 말한다

GOES-R위성의 개발 진행 일정은 대략 다음과

같다

2011년 2월 예비설계검토회의(PDR:

Preliminary Design Review)를 수행하고 2012년
5월 상세설계검토회의(CDR: Critical Design
Review)를 성공리에 완료하였다. 2014년 3월과 4
월에 추진코어모듈과 시스템모듈이 각각

Stennis

Space Center, NASA Mississippi 내에 있는
Lockheed Martin Spacce & Technology Center
와

Newton, Pennsylvania 시설에서 조립, 시험

을 마친 후 콜로라도주 덴버 조립장에 도착하였

다

. ABI는 2014년 3월에 도착하였고, 이어 2014

년

7월 30일 시스템 결합검토회의(SIR: System

Integration Review)를 수행하여 시스템레벨의
조립

, 시험과 발사작동을 시작할 준비가 되었는

지 점검하였고

시스템레벨 조립시험

(SAIT:

System Assembly, Integration, and Test phase)
단계로의 진입을 결정하였다

. 이후 2014년 9월

18일 위성체의 시스템 모듈과 코어모듈이 결합
되었고

2015년 1월 12일 ABI를 비롯한 6개의 탑

재체가 위성체에 조립되었다

. <그림 9>는 시스

템 모듈과 추진코어모듈의 결합과정을 보이고

있다

그림

9. GOES-R 위성의 정렬결합 과정

2015년 5월 21일 환경시험준비 점검회의(PER:

Pre Environment Review)를 마치고 일련의 환경
시험

(진동시험, 충격시험, 열진공시험, 전자파시험)

일정을 진행하여

2016년 7월 완료하였고, 8월22일

콜로라도주 덴버의

Lockheed Martin 총조립장에

서 플로리다주의

Kennedy Space Center(KSC)로

운송되어

8월 26일부터 Launch campaign 에 돌입

하였다

. <표 5>은 시스템 레벨에서의 조립 시험

일정을 정리하였다

표

5. 시스템레벨 조립 시험 주요일정

2013. 1

코어구조물 도착

2014. 3

추진코어모듈 도착

2014. 4

시스템모듈 도착

2014. 9

시스템모듈과 코어모듈 결합완료

2015. 1

모든 관측장비 장착 완료

2016. 7

환경, 기계, 전자기파시험 완료

2016. 7

위성 선적전 최종검토회의 실시

2016. 8

플로리다 KSC 발사장도착

System AIT 단계에서는 주요 점검 포인트로

Flight Operations Review (FOR) 과 Operational
Readiness Review(ORR)을 수행하였다. 이를 준비
하기 위해서는

5차례의 End-to-End test 시험을

통하여 발사 전 위성과 지상국시스템간의 하드웨

어

, 소프트웨어 및 통신 접속 등의 적합성을 검증

하였다

남문경 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 67~76

발사예정일은 진행과정에서 몇 차례의 연기 승

인을 받게 된다

. 2014년 9월에 Lockheed Martin의

요청과

NOAA와 NASA의 승인에 의하여 2016년

3월로 연기되었다가 2015년 12월에 와서는 2016년
10월로 재 연기되었다. 이것도 다시 11월 4일로 연
기되었다가 발사장에서의 허리케인 매튜의 영향과

발사체 부스터 재점검으로 최종적으로

11월 19일

발사되었다

. GOES-R위성의 발사일은 첫 계약상의

예정일로부터 일 년간 지연된 셈이다

일련의 발사일정 지연 결정 과정을 보면

<표 6>

과 같다

. Lockheed Martin은 시스템 CDR 까지도

사업 초기 목표하였던

2015년 10월 발사를 목표로

일련의

ETE 시험일정을 유지하고 있었다. 그러나

2013년 가을 NASA는 Lockheed Martin의 요청을
받아들여 발사를

2016년 3월로 연기하길 NOAA에

제안하고

SIR 직후인 2014년 9월 경 수락되었다.

표

6. 발사일정 지연 경과

CDR

무렵

(2012년

5월)

SIR 무렵

(2014년

9월)

ETE#3

직후

(2015년

12월)

MOR

2013.01

2014.06

End-to-end test

2014.02

2014.12

End-to-end test

2014.05

2014.12

End-to-end test

2014.08

2015.05

2015.11

FOR

2014.09

2015.07

2015.11

End-to-end test

2014.12

2015.09

ORR

2015.04

2015.12

End-to-end test

2015.07

2016.01

Anticipated Launch

date

2015.10

2016.03

2016.10

이후 본격적인 조립

, 시험, 평가 단계로 들어갔

지만 남은 일정을 감안할 때

5회의 End-to-end

test를 계획대로 마치기에는 억지가 따른다고 보고
발사를 연기할 가능성이 높은 것으로 판단되었다

결국

2015년 11월 5일 End-to-end test 3차 이후

FOR을 마치고 12월 9일 NOAA, NASA 그리고
Lockheed Martin은 남은 일정 수행에 있어서 위험
을 최소화하기 위하여 발사를

2016년 3월에서

2016년 10월로 연기하기로 공식 발표하였다.

일정지연을 완화시키려는 보완책이 때때로 또

다른 리스크를 유발하여 일정지연을 더 악화시키

는 경우가 있다

. 또한 지연된 일정을 만회하기 위

하여 필요에 의해 정해진 반복 시험을 생략하거나

주

7일, 하루 24시간 일체의 여유없이 작업하다간

위험성을 배가시키며 혼선만 초래할 경우가 있다

계획이나 업무를 방치해두고 일정을 압축시켜 놓

으면

, 어떤 문제가 생겼더라도 해결할 시간적 여유

가 없기 때문에 전체적으로 더욱 지연될 가능성이

농후하게 된다

시스템 시험평가 단계가 성공적으로 마무리되기

위해서는 시험중 발견되는 결함

(defect)이나 이상

(anomaly)에 대한 적절한 인식과 처리가 매우 중
요하다

. 소위 결함관리 (defect management) 절차

에는 결함관리계획

, 결함 식별 및 등급 분류, 결함

분석

, 결함해결책, 결함추적, 결함추세 파악 및 보

고 등이 포함된다

시험평가단계에서 효과적인 결함관리를 수행하

기 위해서는 현실적 일정이 설정되어야 하나

2014년

5월(SIR 직전) 에 이미 NOAA에서는 시스템시험
일정이 극도로 비현실적 이라고 지적한바 가 있었

다

. GOES 프로그램은 조립시험단계에서 발견된

문제점들 때문에 주요 일정을 여러 번 연기하게

되었고 이에 전체적인 시험기간을 압축시켰다

. 이

는 시험단계별 다음 절차로 넘어가기 전 결함을

충분히 해결할 시간적 여유를 두지 않기 때문에

위험 정도를 더욱 가중시킨다는 것이다

. 이에 발사

일년 전에 발사 예정일을

10개월 연기하였다.

남문경 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 67~76

5. 결 언

미국의 기상위성은 기상위성자료 활용그룹으로

부터 사용자 요구사항이 점점 강화됨에 따라

3차

례의 크나큰 기술적 진보를 이루었다

. 기상 관측기

(Imager)의 성능은 5채널에서 16채널로 관측범위도
넓어졌을 뿐 아니라 관측속도

, 관측해상도, 자료전

송속도 등에서도 엄청난 향상이 있었다

. 영상의 품

질을 좌우하는 영상위치유지 및 고정시스템의 정

밀도는 몇 배나 높아졌다

. 이를 보조해주는 위성체

의 자세제어 서브시스템 등도 상당히 세밀해졌다

GOES-R위성은 Lockheed Martin이 2008년 5월

주 계약자로 선정되어 발사예정일을

2015년 10월

로 설정하고 개발해 왔으나 과정상의 기술적 문제

로

2016년 3월, 2016년 10월로 2차례 연기되었다.

마침내

2016년 8월 26일 플로리다 발사장으로

이송되어 일련의 발사켐페인을 거친 후

11월 19일

성공리에 발사되었다

. 현재는 GOES-16으로 명명

되어 서경

89.5도 정지궤도상에서 각종 시험중에

있다

참고문헌

1. GOES I-M databook

2. GOES N databook

3. NOAA GOES N,O,P – The Next Generation

4. GOES-R Spacecraft Features that allow

Near-Continuous Observation, 2014 Inter
national Workship on SSTDM

5. NOAA’s GOES-R Spacecraft, Lockheed

Martin Corporation

6. GNC 2014: 9th International ESA Conference

on Guidance, Navigation, and Control
Systems, Porto Portugal 2-6 June 2014

7. Fact Checking GOES Current and Future,

Timothy J. Schmit, W.paul Menzel CIMSS

Science Symposium Dec. 12, 2013

8. GOES-R, Eoportal Directory

9. GOES-R website home page

항공우주산업기술동향 14권 2호 (2016) pp. 77~83

http://library.kari.re.kr

에서 보실 수 있습니다.

기술동향

전자장 해석 툴을 이용한 회로기판의

전자파 간섭 예측

황수설*, 김명환*, 마근수* 1)

Estimation of Electromagnetic Interference on PCB

using the Electromagnetic Field Analysis Tool

Soosul Hwang*, Myunghwan Kim* and Keunsu Ma*

ABSTRACT

In this paper, we show the estimation method of electromagnetic interference on the printed circuit

board using the electromagnetic field analysis tool. The electromagnetic field analysis tool was applied
Ansys's SIwave software. The electromagnetic interference analysis using the electromagnetic field
analysis tool have many advantages for electronic devices design and fabrication. It is possible to
establish a countermeasure against the noise by the previous analysis and this results are favorable for
fabrication. We have applied these methods to the designing of electronics for space launch vehicle.
And these electromagnetic interference analysis will be proceed against the future developed devices.

초 록

본 논문에서는 전자장 해석 툴인

Ansys사의 SIwave를 이용하여 회로기판의 전자파 간섭을 예측하

고 개선하는 방법에 대해 보였다

. 전자장 해석 툴을 이용한 전자파 간섭 해석을 적용하게 되면 PCB

제작 이전에 발생되는 잡음에 대한 대책을 적용할 수 있으므로 전자장치의 설계 및 제작시 유리하다

한국항공우주연구원에서 우주발사체용으로 개발되는 전자장치는

PCB 설계시 전자장 해석 툴을 이용

하여 잡음문제를 해결하고자 접근하고 있으며

, 추후 가능한 모든 장치에 대한 전자파 간섭 해석을 수

행할 계획이다

Key Words : Electromagnetic Interference, Printed Circuit Board, Power Integrity, Resonance Analysis,

Field Analysis, Noise

* 황수설, 김명환, 마근수, 한국항공우주연구원, 한국형발사체개발사업본부 발사체기술개발단 발사체전자팀

sooseul@kari.re.kr, micele@kari.re.kr, ksma@kari.re.kr

황수설 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 77~83

1. 서 론

현재 우주발사체에 탑재되는 전자장치는 비행

중인 발사체의 상태를 빠른 시간 내에 정확하게

파악하기 위해 많은 데이터의 동시 신호처리가 요

구되며

, 강화되는 정밀도 요구조건을 만족하기 위

해 회로의 동작 주파수는 지속적으로 높아지고 있

다

. 또한, 우주발사체에 탑재되는 위성의 중량 여

유를 확보하기 위해 발사체에 탑재되는 전자장치

는 지속적인 소형

/경량화가 요구되고 있으며, 이

러한 요구를 만족시키기 위해 전자장치의 회로는

더욱 복잡해지고 적용 부품의 집적도 또한 높아지

고 있다

전자장치가 고속으로 동작되면 필연적으로 적

용부품 실장을 위한 회로기판

(PCB: Printed

Circuit Board)에서는 보다 많은 잡음(Noise)이 발
생되어 해당 전자장치의 동작 및 성능에 영향을

미치게 된다

. 소형/경량화 설계를 위해 회로의 집

적도를 높이다 보면 신호처리를 위한 회로기판에

아날로그 회로와 디지털 회로가 혼재되도록 설계

될 수 밖에 없으므로 고속으로 동작하는 고집적

전자장치에서는 예측하기 어려운 다양한 잡음이

발생되어 전자장치 서로 간에 전자파 간섭 영향을

주게 된다

. 또한, 발사체에 탑재되는 전자장치는

타 분야에 적용되는 장치보다 엄격한 전자파 환경

시험 규격을 만족하여야 하므로 회로설계 시부터

잡음문제에 대해 보다 적극적인 대책을 수립하여

야 한다

본 논문에서는 회로기판에서 발생되는 잡음에

의한 전자파 간섭 정도를 회로기판 제작 이전에

전자장 해석을 통해 미리 예측하고 다양한 잡음대

책을 적용하여 전자파 간섭의 영향을 최대한 억제

시키는 방법에 대해 서술한다

. 전자장 해석 툴을

이용한 회로기판의 전자파 간섭 예측은 회로기판

이 제작되어 전자파 환경시험이 진행되어야만 확

인할 수 있는 회로기판의 구조적인 잡음문제를 회

로기판 제작 이전에 검토하여 미리 대응할 수 있

다는 장점을 가진다

2. 전자장치의 잡음대책

2.1 전자파 환경 특성

전자파 적합성

(EMC: Electromagnetic Com-

patibility)이란 전자기기나 장비, 시스템이 주변 전
자장치에 허용될 수 없는 정도의 전자파 장애를

일으키지 않으면서 그러한 전자파 환경에서 신호

에 포함된 정보의 손실 없이 요구되는 기능을 수

행할 수 있는 능력을 말한다

[1]. 이러한 전자파 적

합성은 해당 전자장치에서 발생된 신호가 외부로

방사되어 타 장치에 장해를 발생시킬 수 있는 정

도를 규정한 전자파 간섭

(EMI: Electromagnetic

Interference)과 타 장치에서 발생된 전자파 신호에
의해 해당 장치가 받게 되는 영향에 대한 내성을

규정한

전자파

감응

(EMS:

Electromagnetic

Susceptibility)으로 구분된다[2]. 전자장치의 잡음대
책은 해당 장치에서 발생되는 불요 전자파의 방출

을 규제치 이하로 억제하는

EMI 대책과 일정한

규제치의 전자파 환경 내에서도 해당 장치가 장해

를 받지 않고 정상적으로 동작할 수 있는 내성을

강화하는

EMS 대책을 적절히 적용하는 것이라 말

할 수 있다

전자장치에서 발생한 의도된 신호 이외의 모든

신호는 잡음

(Noise)으로 정의할 수 있다. 이러한

잡음은 장치와 연결된 전력선로나 신호선로에 유

기되어 장치 내부로 전달되는 전도성 잡음

(Conducted Noise)과 신호 발생원으로부터 발생된
잡음이 공간을 통해 전파되어 장치의 개구면이나

커넥터를 통해 유입되거나 방출되는 방사성 잡음

(Radiated Noise)의 형태로 전자장치의 동작 및 성
능에 영향을 미치게 된다

. 지나친 잡음은 신호의

품질을 떨어뜨려 전자장치를 오동작 시키거나 적

용 부품의 파손을 야기하는 등 전자장치에 악영향

을 주게 되므로 적극적인 해결방법을 통해 이러한

잡음은 최소화되어야 한다

. 원칙적으로는 잡음의

원천

(Source)를 찾아서 제거하는 것이 필요하지만,

다양한 회로가 섞여 있는 전자장치에서 잡음원 그

자체를 제거한다는 것은 현실적으로 어렵다

. 그러

황수설 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 77~83

므로

, 전자장치에 적용하는 잡음대책은 잡음을 제

거하기 보다는 발생이 예측되는 잡음을 최대한 억

제하고 제어함으로써 잡음의 확산과 전달을 최소

화하는 과정이라고 볼 수 있다

2.2 잡음대책 접근방법

잡음을 억제하기 위해서는 전자장치의 설계단계

에서부터 잡음 발생을 최소화하기 위한 대책이 필

요하다

. 실제 전자장치의 설계 시에는 잡음문제를

최소화하기 위해 회로의 기능별 접지

(Grounding)

분리

, 간섭을 최소화하기 위한 부품배치, 잡음 특

성이 우수한 부품선정

다양한 필터 적용

(Filtering), 개구면을 최소화한 기구 제작을 통한
차폐

(Shielding) 등의 방법이 적용되고 있다.

그림

1. 잡음대책의 적용빈도[3]

이와같은 전자장치의 잡음을 최소화하기 위한

접근방법은 장치의 특성과 적용목적

, 적용환경, 요

구조건 등에 따라 적용시기와 접근방법을 달리하

여 개발이 진행될 수 있다

. 잡음대책 접근방법은

크게 장치의 제작이 완료된 이후 잡음대책을 수립

하는 방법과 설계단계부터 장치가 완성되기 전에

잡음대책을 집중적으로 적용하는 방법

, 설계/제작

/조립/시험 과정에서 지속적으로 성능예측과 해석
을 적용하는 방법으로 구분할 수 있다

제작이 완료된 이후 전자파 환경시험을 통해 확

인된 잡음에 대해 잡음대책을 적용하는 경우 기구

물의 차폐 강화나 적용 케이블의 보강 등의 방법

이 적용될 수 있으며

, 전자파 환경이 상대적으로

열악하지 않거나 단기간에 장치를 개발하여야 하

는 경우 적용을 고려해 볼 수 있는 방법이다

. 하지

만

, 이러한 접근방법은 잡음에 대한 근본적인 원인

을 제거하기보다는 전자파 환경시험시 드러난 규

정 초과치에 대해서만 대책을 수립하게 되므로 잡

음대책의 적용이 제한적이며

, 적용 가능한 잡음대

책 방법으로 규정된 규격을 만족하지 못할 경우

보드의 재설계 및 재제작의 과정을 반복하여야하

는 경우가 발생될 수 있으므로 부수적인 개발비용

의 상승과 추가적인 개발기간이 요구되는 위험성

을 갖게 된다

설계단계부터 장치가 완성되기 전에 잡음대책을

집중적으로 적용하는 방법은

EMC 문제 해결에 지

나치게 접근하여 전자장치의 성능을 간과하게 되

거나

EMC 규격 만족을 위해 지나친 개발비용의

상승과 과도한 개발기간이 요구되는 단점을 가질

수 있다

전자장치의 잡음대책으로 설계

/제작/조립/시험

의 각 과정에서 지속적으로 성능을 예측하고 전자

장 해석 툴을 이용하여 분석된 해석결과를 적용하

는 방법이 적용될 수 있다

. 이러한 방법은 현재 전

자장치의 개발시 널리 이용되고 있는 방법으로 개

발비용이나 개발기간

, 성능규격 만족 측면에서 앞

선 방법보다 유리한 방법이라 할 수 있다

전자장 해석 툴을 이용한

EMC 해석은 주로 적

용 부품이 실장된

PCB의 2차원 해석을 통해 EMI

에 취약한 부분을 파악하여 잡음대책을 수립하거

나

3차원 전자장 해석 툴을 이용하여 잡음의 방사

량을 파악하여 차폐를 강화하거나 필터를 적용하

는 등의 방법을 적용하게 된다

. 이와같은 전자장

해석 툴을 적용하는 방법은

EMI 문제해결에 국한

되는 경우가 많으며

, EMS 문제의 경우 요구되는

전자파 환경에 대응할 수 있는 부품의 적용이나

차폐

, 적용 케이블의 형태변경 등의 방법으로 해결

하여야 하는 경우가 대부분이다

3. 전자파 간섭 해석

해석을 통한 회로기판의 잡음을 억제하는 방법

황수설 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 77~83

에는 전력을 전달하는 전원단을 안정화시켜 회로

기판 자체의 불필요한 구조적인 공진을 억제하는

방법과 주요한 데이터 선로간의 간섭을 최소화하

여 불필요한 잡음의 유입을 억제하는 방법이 적용

될 수 있다

. 이와같이 회로기판의 전원단을 안정화

시키는 작업을 전원 무결성

(PI: Power Integrity)이

라 하고

, 회로기판에 배치된 적용부품 간의 연결

선로에서 발생되는 신호의 왜곡을 안정화시키는

작업을 신호 무결성

(SI: Signal Integrity)이라고 말

한다

. PI 해석을 통해서는 회로기판에 적용된 저

항

, 인덕터, 커패시터 등 수동부품의 특성값이 포

함된 회로기판의 구조적 공진과 임피던스 해석을

통해 전자파 간섭의 발생이 예측되는 문제부위를

확인할 수 있다

. SI 해석에서는 모델링된 능동부품

에 모사신호를 인가하여 선로를 통해 전달되는 신

호의 특성을

Eye 다이아그램 등을 통해 분석하게

된다

. 이러한 PI 해석과 SI 해석을 통해 회로기판

에서 발생되는 전자파 간섭의 정도와 위치를 예측

한

후

공진

발생이

예상되는

부위에

De-Cap.(Decoupling Capacitor)의 추가 및 De-
Cap.의 용량 조절, Via 홀의 추가 및 크기 조절,
공진부위의 패턴 수정

, 적용부품의 위치 변경 등의

방법을 통해 잡음에 의한 전자파 간섭의 영향을

최대한 억제시킬 수 있다

[4].

3.1 전자장 해석 툴을 이용한 PI 해석 과정

현재 시중에는

Ansys사의 SIwave, Cadence사의

Sigrity, EMCoS사의 EMC Studio 등 성능이 검증
되어 전자장 해석에 이용 가능한 전자장 해석 툴

이 다양하게 판매되고 있다

. 이 중 한국항공우주연

구원에서 보유하고 있는

Ansys사의 SIwave를 이

용한

PI 해석 과정은 다음과 같다.

다양한

PCB 설계 툴을 이용하여 생성된

Artwork 파일은 적용하고자 하는 전자장 해석 툴
에서 인식할 수 있는 형태로 변환되어야 한다

. 이

러한 변환 과정이 정상적으로 수행되었는지 확인

하기 위해

PCB의 재질과 층간 간격, 층간 두께 등

의 물리적 특성값을 먼저 확인하고

, 변환된

Artwork 파일의 유효성 검증을 통해 PCB 패턴상
의 결선 문제와 전기적 배선 문제 등을 확인하게

된다

그림

2. 전자장 해석 툴을 이용한 PI 해석 과정

유효성 검증이 완료된

PCB 파일을 이용하여 공

진해석이 진행된다

. 공진해석은 부품이 실장된

PCB의 구조적인 공진 가능성을 파악하여 공진 발
생이 예상되는 부위와 해당 주파수를 확인하는데

목적이 있다

. 공진 부위가 확인되면 이러한 공진

발생이 예상되는 부위에 위치한 주요부품에서 임

피던스를 확인하고 설정된 목표 임피던스를 만족

하도록

De-Cap.을 추가하거나 Via 홀의 추가, 패

턴 수정 등의 방법을 적용하여 공진부위가 안정화

될 때까지 해석을 반복한다

공진해석과 임피던스 해석결과가 반영된

PCB는

필드

(Field) 해석을 통해 보다 넓은 주파수 대역에

서의

EMI 특성을 확인하게 된다. 이와같이 전자장

해석 툴을 이용한

PI 해석은 설계된 PCB 회로기

황수설 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 77~83

판에서 발생될 수 있는 원치않는 신호 잡음을 회

로기판의 구조적인 공진과 배치된 부품의 특성에

의한 임피던스 해석을 통해 분석하고 안정화시키

는 작업을 통해 완성되게 된다

[5].

그림

3. 공진과 임피던스의 관계

PI 해석을 통해 확인되는 결과는 능동부품의 특

성은 고려되지 않고 설계된

PCB의 구조적인 특성

과 임의로 인가한 전류

/전압원에 의한 잡음 발생

가능성의 상대적인 비교만으로 공진 부위와 공진

주파수를 파악하여야 하는 해석상의 한계는 있으

나

, PCB 제작이 완료된 후 EMC 시험을 통해서만

확인될 수 있는

PCB 패턴의 구조적인 잡음문제를

PCB 제작 이전에 검토하여 미리 대응할 수 있다
는 장점을 가진다

3.2 공진해석

PCB 상의 잡음은 공진과 임피던스 개념에 기반

하여 이해하여야 한다

. 공진은 PCB 패턴의 물리적

구조와 크기에 의존하여 특정 주파수에서 에너지

가 집중되는 현상을 말한다

. 다층 구조의 PCB 상

의 공진은 전원층

(Power Plane)과 접지층(Ground

Plane) 사이에서 발생하는 모드 공진의 형태로 나
타나며

, 이러한 공진이 PCB 패턴상의 개구면이나

외곽면에서 패치 안테나와 같이 동작하여 특정 주

파수의

EMI를 유발하게 된다.

그림

4. 공진해석 및 공진개선 과정

이러한 공진이 발생하는 주파수에서는 입력 임

피던스가 크게 보이게 된다

. 입력 임피던스가 크다

는 것은 같은 잡음성 전류가 흐르는 조건에서 공

진이 발생하는 특정 부위에 더 큰 전압을 유기하

게 되므로 구조적 특성에 의해 발생된 작은 전류

잡음이 큰 전압 잡음을 발생할 수 있으므로 이러

한 부위를 확인하여 안정화 시켜야 한다

그림

5. De-Cap.에 의한 전원단 임피던스 개선효과

SIwave를 이용한 공진해석을 통해 PCB 패턴 상

의 공진 발생위치와 공진 주파수를 확인할 수 있

다

. 전자장 해석 툴을 이용한 EMI 최적화 작업은

설계된

PCB에 최소한의 방법을 적용하여 안정화

시키는 것으로 일반적인 경우 공진부위에

De-Cap.

을 추가하여 해당 주파수의 공진 자체를 억제하거

나 해당 공진부위에

Via 홀을 추가하여 PCB 패턴

상의 잡음성 전류가 접지를 통해 분산되도록 하여

임피던스를 낮추는 방법이 주요하게 적용된다

. 이

러한 방법으로 공진이 개선되지 않을 경우에는 공

진 발생부위의 패턴을 검토하여 잡음에 민감하지

않도록 수정하거나 민감한 패턴을

PCB 상의 다른

층으로 이동하는 방법도 적용할 수 있다

황수설 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 77~83

3.3 Field 해석

공진해석은

PCB 상에서 발생되는 임피던스 변

화를 전압의 분포로 확인하는

2차원적 해석 과정

이다

. 공진해석을 통해 확인된 공진이 PCB의 구조

적 특성에 의해 특정 주파수에서 방사되는 정도를

파악하기 위해서는 필드

(Field) 해석에 의한 3차원

해석을 진행하여야 한다

. Field 해석은 PCB에서

발생되는 모드공진을

Maxwell 방정식의 결과인

E/H Field 분포로 계산하여 일정 거리에서의 EMI
방사량으로 보여준다

[6]. PCB 보드에 인접한 부분

에서 방사되는 방사량을 확인할 수 있는

Near

field 해석은 모드공진에 의한 전자파가 완전한
TEM 형태로 방사되기 이전의 특성으로 PCB 표면
에서의 전자기 분포를 보다 정확히 파악하고자 할

때 해석결과를 유용하게 활용할 수 있다

그림

6. Near field 해석 결과

Far field 해석은 방출되는 잡음 신호에 해당하

는 주파수보다 수십배 높은 파장의 거리에서 전자

파 방사량을 수치적으로 계산한 결과이다

. Far

field 해석은 공진해석만으로 확인할 수 없는 PCB
보드에서 발생하는

EMI 방사량을 상대적인 수치

로 확인할 수 있고

, 3차원 해석을 통해 어떤 방향

으로

EMI 방사가 주요하게 발생되는지 파악할 수

있으므로 해석결과를 바탕으로 보드 수정이나 기

구물 차폐 강화 등을 적용할 수 있다

. 일반적인 경

우

, Near field 해석의 결과는 공진해석의 결과와

유사하고 해석을 위해 보다 많은 시간이 소요되므

로

, 전자파 간섭 예측을 위해서는 Far field 해석이

보다 주요하게 수행된다

. 또한, Far field 해석의

결과는 실제

EMC 시험시 수행되는 전자파 방사

(RE: Radiated Emission) 시험과 유사한 결과를 얻
을 수 있으므로

EMC 시험전 전자장치의 EMI를

미리 예측해보는 용도로 활용될 수 있다

그림

7. Far field 3차원 해석 결과

그림

8. Far field 해석 과정 및 결과

4. 결 론

본 논문에서는 전자장 해석 툴인

Ansys사의

SIwave를 이용하여 회로기판의 전자파 간섭을 예
측하고 개선하는 방법에 대해 보였다

. 전자파 간섭

을 예측하기 위해서는 전자파 환경의 특성을 이해

하여야 하고

, 공진과 임피던스의 관계를 통한 잡음

의 발생 원인과 전달 경로를 파악하여야 한다

. 파

악된 잡음을 안정화시키기 위해 적용 가능한 다양

한 잡음대책을 보였고

, 전자파 간섭을 예측하기 위

한 해석과정 등을 보였다

황수설 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 77~83

PCB에 발생되는 잡음을 억제하기 위해서는 잡

음의 발생원과 발생위치가 우선적으로 파악되어야

하며

, 확인된 잡음은 적용 가능한 잡음대책 방법을

적용하여 안정화시켜야 한다

. 다양한 회로와 부품

이 적용된

PCB의 전자파 간섭을 회로적으로 예측

하기에는 한계가 있으며

, 전자장 해석 툴을 이용한

전자파 간섭 해석을 적용하게 되면

PCB 제작 이

전에 발생되는 잡음에 대한 대책을 적용할 수 있

으므로 전자장치의 설계 및 제작시 유리하다

. 한국

항공우주연구원에서 우주발사체용으로 개발되는

전자장치는

PCB 설계시 전자장 해석 툴을 이용하

여 잡음문제를 해결하고자 접근하고 있으며

, 추후

가능한 모든 장치에 대한 전자파 간섭 해석을 수

행할 계획이다

참고문헌

1. Henry W. Ott, "Electromagnetic Compatibil-

ity Engineering", Wiley, 2009

2. MIL-STD-461F, "Requirement for the Control

of Electromagnetic Interference Characteristic
of Subsystems and Equipment", 2007

3. http://www.temis.co.kr

4. C. R. Paul, "Effectiveness of Multiple

Decoupling Capacitors", IEEE Trans. EMC,
Vol. 34, No. 2, pp. 130-133, May 1992

5. Ansys Co., "APDS 100 Tips", PCB PI/SI/EMI

Design Guide

6. David M, Pozar, "Microwave Engineering",

Wiley, 2005

항공우주산업기술동향 14권 2호 (2016) pp. 84~93

http://library.kari.re.kr

에서 보실 수 있습니다.

기술동향

발사통제시스템 성능 개선을 위한 HPC 기술 동향

신동영*, 한유수*, 최용태

High Performance Computing Technical Trends to

Improve Performance of Mission Control System

Shin, Dong-Young*, Han, Yoo-Soo, Choi*, Yong-Tae*

ABSTRACT

The Mission Control System receives launch vehicle data from radar, telemetry, electro-optical

tracking system and performs coordinate transformation, filtering, extrapolation, etc. The processed
data is supplied to tracking equipments to trace launch vehicle trajectory and it is used to analyze
instantaneous impact point(IIP), impact dispersion. In KSLV-Ⅱ launch mission, Mission Control
System would be required more improved performance than legacy system. In this paper, high
performance computing technical trends are described and we suggest a method to improve
performance of mission control system.

초 록

발사통제시스템은 추적레이더

, 원격자료수신장비, 광학추적장비 등으로부터 발사체에 관한 데이터를

수신하여 좌표변환

, 필터링, 현재위치 추정 등의 처리를 수행한다. 처리된 데이터는 추적장비가 발사체

를 추적하는데 활용할 연동 데이터로 제공되며

, 비행종단 시 발사체의 낙하점, 파편의 분산 영역을 분

석하는데 사용된다

. 한국형발사체의 발사 시에는 현재 구성되어 있는 발사통제시스템보다 더 높은 처

리성능이 요구될 것으로 예측된다

. 본 논문에서는 고성능 컴퓨팅 기술동향을 살펴보고, 관련 기술을 적

용하여 발사통제시스템의 성능을 향상시킬 수 있는 방안을 제시한다

Key Words : High Performance Computing(고성능 컴퓨팅), Mission Control System(발사통제시스템),

Super Computer(슈퍼컴퓨터), Graphic Processing Unit(그래픽 처리 장치), Intel Xeon
Phi(인텔 제온 파이)

* 신동영, 한유수, 최용태, 한국항공우주연구원 나로우주센터 비행안전기술팀

dyshin@kari.re.kr, yshan@kari.re.kr, cytcom@kari.re.kr

신동영 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 84~93

1. 서 론

발사통제시스템은 발사준비 단계에서부터 발사

체의 발사 후 추적

, 임무종료 또는 비행종단 명령

이 내려지기까지의 모든 과정을 감시하고 통제한

다

. 특히 발사통제시스템은 레이다(Radar), 원격자

료수신장비

(Telemetry), 광학추적장비(EOTS) 등으

로부터 데이터를 수신하고 필터링

, 보정 및 추정

(extrapolation), 좌표변환, 이벤트 판단 등의 처리
를 통하여 그 결과를 전시할 수 있도록 함으로써

발사체의 상태를 신속히 파악하고 그에 따른 대응

이 가능하도록 한다

현재 나로우주센터에 구축되어 있는 발사통제시

스템은 총

8종류 76대의 서버/클라이언트급 컴퓨

터 시스템으로 구성되어 있으며

, 향후 75t급 엔진

의 시험발사에도 사용될 예정이다

이처럼 다수의 서버급 컴퓨터를 도입하여 구축

된 발사통제시스템이라 할지라도 발사체의 발사과

정에서 필요한 모든 계산을 실시간으로 처리하기

에는 무리가 따른다

. 예를 들어, 발사체 혹은 그

파편들의 낙하지점은 증분속도

, 탄도계수, 양력효

과

, 바람의 영향 등을 불확실성변수로 설정하여 몬

테카를로 시뮬레이션을 통해 계산한다

. 몬테카를로

시뮬레이션을 통한 낙하지점의 예측은 매우 많은

계산량을 요구하기 때문에 낙하지점을 실시간으로

계산해야 할 경우 정확한 예측이 어려울 수 있다

낙하분산영역의 계산뿐만 아니라 필터링

, 추정,

좌표변환

, 3D 처리 등으로 인하여 점차 증가할 것

으로 예상되는 성능요구사항

[1]을 충족하기 위하여

발사통제시스템에 적용할 수 있는 방법은 크게 세

가지 종류가 있다

첫 번째 방법은 발사통제시스템을 구성하는 하

드웨어의 성능을 개선하는 방법이다

. 하드웨어의

교체를 통한 성능 향상은 비교적 간단하게 발사통

제시스템의 성능을 향상시킬 수 있다는 장점이 있

지만 추가발생비용이 다른 방법들에 비하여 많을

수 있으며

, 기존에 사용하던 시스템과의 호환성 문

제를 야기할 수 있다는 단점이 있다

두 번째 방법은 처리과정에 병렬처리 기법을 적

용하여 기존의 자원을 최대한 활용할 수 있도록

하는 방법이다

. 병렬처리 기법의 적용을 위하여 물

리적인 추가비용이 발생하지 않으며

, 필요할 경우

가속을 위한 하드웨어

(GPU 등)를 추가 장착하여

성능을 가속할 수 있다

. 하지만 병렬처리 기법의

적용을 위해서는 일반적인 프로그램을 작성할 때

보다 하드웨어 구조와 소프트웨어의 동작 메커니

즘을 상세히 알아야만 더 좋은 성능을 발휘하는

시스템을 구축할 수 있다는 점과 병렬성을 확보할

수 있는 부분에 한계가 있을 수 있다는 점이 단점

으로 작용할 수 있다

세 번째 방법은 처리하고자 하는 알고리즘을 대

체 가능하며 더 적은 자원으로 계산해 낼 수 있는

알고리즘으로 변경하는 방법이다

. 계산 자원을 더

적게 요구하는 알고리즘으로의 교체는 추가적인

비용이 들지 않는다는 점이 장점으로 작용할 수

있다

. 다만, 그러한 알고리즘을 개발하는 것이 쉽

지 않다는 점과 병렬처리를 적용하는 방법과 유사

하게 특정한 알고리즘의 처리부분에만 적용이 가

능하다는 점이 단점이 될 수 있다

본 논문에서는 발사통제시스템의 성능개선을 위

하여 고성능 하드웨어와 병렬처리 기법 등을 연구

하는

HPC(High Performance Computing) 분야의

최신 기술 동향 및 적용 사례들을 살펴보고 향후

발사통제시스템에 대한 적용방안을 제시한다

2. 본 문

2.1 HPC 기술 동향

슈퍼컴퓨터는

HPC를 대표하는 기술로서 프로세

서

, 가속기, 메모리, 네트워크, 저장장치 등의 하드

웨어 영역 이외에도 개발된 하드웨어를 효율적으

로 사용할 수 있도록 하는 운영체제

, 라이브러리,

개발환경 등을 포함한다고 할 수 있다

. 본 절에서

는 슈퍼컴퓨터와 관련된 하드웨어 개발 동향과 슈

퍼컴퓨터 혹은 기타 컴퓨터에서 사용되는 고성능

컴퓨팅을 위한 병렬처리 소프트웨어와 관련된 기

술들을 살펴보도록 한다

신동영 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 84~93

2.1.1 HPC 하드웨어 기술 동향

CPU의 성능은 공정과 아키텍처의 발전에 따라

점차 증가하였다

. 2000년대 초반까지 CPU의 클록

(clock)과 파이프라인 깊이(pipeline depth)는 점차
증가하였다

. 하지만, 클록 속도 증가에 따른 전력

소모와 발열 문제

, 충분한 ILP (Instruction Level

Parallelism) 확보의 어려움에 따른 파이프라인 활
용 비효율성 등의 원인에 따라 인텔 코어

(Intel

Core) 마이크로아키텍처가 출시되는 2000년대 중
반부터는

CPU의 클록과 파이프라인 깊이가 큰 폭

으로 증가하지 않았다

. 반면에, 다수의 코어를 하

나의 칩에 탑재하는 멀티 코어 형식으로

CPU의

구조를 변경함으로써 병렬처리를 활용하여 프로세

서의 처리 성능을 향상시킬 수 있도록 하였으며

이후

CPU에 탑재되는 코어의 개수가 점차 증가하

게 되었다

CPU 자체의 성능 개선과는 다른 측면에서

GPU(Graphic Processing Unit) 또는 Intel Xeon
Phi와 같은 가속칩들을 활용하여 컴퓨터 시스템의
성능을 개선하는 방법들도 점차 발전하고 있다

CPU는 복잡한 제어와 계산 등을 수행하기 때문에
다양한 명령을 처리할 수 있는 대신 코어의 개수

가 한정적이다

. 반면에 GPU나 기타 가속기들은

단순한 연산들을 수행하는 코어가 수십 개에서 수

천 개에 이르며

, 이러한 코어들로 수행할 수 있는

부동소수점 연산

(floating-point operation)의 성능

은

CPU 대비 향상된 결과를 나타낸다. Intel CPU

의 부동소수점 연산의 성능과

NVIDIA의 GPU를

사용한 부동소수점 연산의 이론적 성능비교 그래

프를 그림

1로 나타내었다. 그림에 표시된 FLOPS

(Floating-Point Operations per Second)는 부동소
수점 연산의 성능을 나타내는 단위로서

, 1초당 수

행되는 부동소수점 연산의 개수를 나타낸다

. 2015

년도 기준으로 단정밀도

(Single Precision) 부동소

수점 연산의 경우

GPU가 CPU 대비 약 6배가량

성능이 뛰어남을 확인할 수 있으며

, 배정밀도

(Double Precision) 부동소수점 연산의 경우 GPU
가

CPU 대비 약 3.5배 성능이 뛰어남을 확인할 수

있다

그림

1. CPU와 GPU의 FLOPS 비교[2]

Intel의 MIC(Many Integrated Core) 아키텍처를

사용하여 처음 개발된 프로토타입 보조프로세서

(coprocessor)인 코드명 “Knights

Ferry”와

“Knights Ferry”가 발표된 이듬해인 2011년도에 발
표된

1세대 MIC

아키텍처 보조프로세서인

“Knights Corner”는 외부의 별도 카드에 장착되어
PCIe, InfiniBand 또는 Ethernet 인터페이스를 통
해

Intel Xeon Processor와 통신하도록 구성되었다.

앞서 살펴본

GPU와 유사하게 다수의 코어를 하나

의 칩에 탑재하여 병렬처리를 보조할 수 있도록

구성한 것이다

. “Knights Corner”가 Intel Xeon

Processor와 함께 구성되는 예시를 그림 2에 도시
하였다

. 프로토타입인 “Knights Ferry”나 1세대

그림

2. 1세대 Intel Xeon Phi coprocessor “Knights

Corner”[3]

신동영 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 84~93

Xeon Phi 제품인 “Knights Corner”와는 달리 2세
대

Xeon Phi 제품인 Intel Xeon Phi 7290(코드네임

“Knights Landing”)은 보조프로세서 뿐만이 아닌
독립적인 부팅이 가능한

CPU로도 사용이 가능하

도록 출시되었다

[3]. “Knights Landing”은 총 72개

의 코어를 가지며 단정밀도 부동소수점연산에서

3TFLOPS, 배정밀도 부동소수점연산에서 6TFLOPS
이상의 성능을 보인다

CPU와 보조프로세서들의 개발 동향으로 보았을

때

, 순차적으로 처리해야 하거나 DLP (Data Level

Parallelism)의 확보가 어려운 부분은 CPU에서 처
리하고

, DLP가 충분히 확보될 수 있는 부분들은

보조프로세서의 자원을 활용하여 처리하는 것이

효율적일 수 있다

. 이러한 개념들은 최근의 슈퍼컴

퓨터 개발 동향에도 반영되고 있음을 확인할 수

있다

. 매년 6월과 11월에 전 세계 고성능 컴퓨팅

시스템들

500대의 순위를 발표하는 TOP500에서

2012년 11월과 2013년 6월 각각 최고 성능의 컴퓨
터시스템으로 선정된 미국 오크리지국립연구소

(Oak Ridge National Laboratory)의 “Titan”과 중
국 국방과학기술대학

(National

University

Defense Technology)의 “Tianhe-2”는 모두 이기종
(heterogeneous)의 프로세서 및 보조프로세서를 사
용하여 구성되었다

. 이기종의 프로세서와 보조프로

세서를 활용하여 시스템을 구성하기 위해서는 개

인용 컴퓨터 등에서 흔히 볼 수 있는 단일

CPU가

모든 데이터 처리를 수행하는 구조가 아닌

, GPU,

MIC 등의 가속기들을 PCIe, infiniBand 등의 고속
인터커넥트를 이용하여

CPU와 연결하여야 한다.

이때

, 단순히 외부의 가속기 장치를 PCIe 등의 슬

롯을 활용하여 부착할 경우

(discrete GPU) 물리적

메모리가 분리되어 있기 때문에 제로카피

(Zero-copy)가 불가능하다[4]. HSA Foundation은
CPU와 보조프로세서 간 통합 가상 메모리(unified
virtual memory)를 구성함으로써 제로카피를 가능
하도록 하는

HSA(Heterogeneous System Archi-

tecture)를 제안하고 있다. HSA 시스템과 비 HSA
시스템 상에서

GPU를 활용한 계산 예시는 그림 3

에 도시되어 있다

. GPU에서 계산을 수행하기 위

해서는 어플리케이션

(유저모드) 영역에 있는 데이

터를

GPU로 복사해야 한다. HSA가 적용되지 않

은 시스템의 경우 이러한 데이터의 복사는

CPU

(커널모드)를 통해서 수행되고 이때 불필요한 메모
리 복사가 발생할 수 있다

. HSA가 적용된 시스템

의 경우 통합 가상 메모리를 활용하여 불필요한

메모리 복사를 줄일 수 있다는 장점이 있다

“Tianhe-2”는 이론상 최고 성능의 62.16%인

33.86PFLOPS의

린팩

벤치마크

(LINPACK

benchmark) 성능을 보이며, 16,000개의 계산 노드
로 구성되어 있다

. 각 계산 노드는 두 개의

2.2GHz Ivy Bridge architecture Intel Xeon
E5-2600 프로세서와 세 개의 1.1GHz 57코어 Intel
Xeon Phi 3100 family 가속기를 장착하고 있다[6].
이처럼 근래에는 이기종의

CPU와 가속기들을 사

그림

3. HSA(Heterogeneous System Architecture)의 적용여부에 따른 GPU에서의 계산 과정[4]

신동영 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 84~93

용하여 고성능 시스템을 구축하는 것이 주목되는

추세였으나

“Tianhe-2”보다 더 뛰어난 성능으로

2016년도 6월부터 TOP500 리스트의 1위를 차지하
고 있는

“TaihuLight”은 다시 가속기가 없는 구조

를 활용하였다

“TaihuLight”의 이론상 최대 성능은 125PFLOPS

에 달하며 린팩 벤치마크 성능은

93PFLOPS이다.

현재 국내 최고 성능의 슈퍼컴퓨터는

TOP500 리

스트에서 각각

36위와 37위에 선정된 “미리(Miri)”

와

“누리(Nuri)”이며 두 시스템의 이론상 최대 성

능은

2.895PFLOPS,

린팩 벤치마크 성능은

2.395PFLOPS이다. 국내 최고 성능의 슈퍼컴퓨터는
현재 세계 최고의 슈퍼컴퓨터와 비교하였을 때 이

론상 성능의 약

2.3%, 린팩 벤치마크상 성능의 약

2.6%를 나타낸다.

“TaihuLight”의 아키텍처는 그림 4에 도시된 바

와

같다

컴퓨팅 노드

(computing

node)는

“TaihuLight”를 구성하는 기본 요소이며 하나의
컴퓨팅 노드당 하나의

CPU가 탑재된다. 256개의

컴퓨팅 노드 집합은 하나의 슈퍼 노드

(super

node)를 구성하며, 각각의 슈퍼노드들은 중앙 스위

치 네트워크

(central switch network)를 통해서 서

로 연결된다

. 또한, 4개의 슈퍼노드는 하나의 캐비

넷

(cabinet)에 탑재되며, 전체 시스템은 총 40개의

캐비넷으로 구성된다

. 관리 네트워크(management

network)는 중앙 컴퓨팅 시스템과 디렉토리, 데이
터베이스

, 시스템 컨트롤 서버 등의 관리 서버를

연결하는 역할을 수행하며

, 저장 시스템(storage

system)이나 Import/Export 노드, 관리 노드들은
스토리지 네트워크

(storage network)를 통해 중앙

컴퓨팅 시스템과 연결된다

“TaihuLight”의 CPU는 기존의 고성능 컴퓨팅

시스템들이 많이 사용한

Xeon E5, SPARC64,

Opteron, Power BQC 계열의 프로세서가 아닌, 중
국에서 자체 제작한

“SW26010” many-core 프로세

서이다

. 이 프로세서는 그림 5에 나타낸 바와 같이

칩 하나에 네 개의 코어그룹

(CG, Core Group)이

포함된다

. 하나의 코어그룹은 MPE(Management

Processing Element), CPE(Computing Processing
Element) 클러스터, MC(Memory Controller) 등을
포함한다

. 하나의 CPE 클러스터는 8X8 CPE로 구

성되며

, 네 개의 코어그룹은 칩 상의 네트워크

(NoC, Network on Chip)를 통하여 연결된다. 하
나의 칩은 외부 장치와의 통신을 위해 시스템 인

터페이스

(SI, System Interface)를 통해 연결된다.

그림

5. “SW26010” 프로세서 아키텍처[5]

그림

4. Sunway “TaihuLight” 아키텍처[5]

신동영 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 84~93

2.1.2 HPC 소프트웨어 기술 동향

고성능 컴퓨팅 시스템은 하드웨어의 구성뿐만

아니라 구성된 하드웨어를 효율적으로 사용할 수

있도록 하는 운영체제

(operating system), 개발환

경

, 라이브러리, 컴파일러 등을 포함한다. 앞서 살

펴본

“TaihuLight”도 “SW26010” 프로세서를 활용

하기 위한

C/C++, Fortran 컴파일러와 같은 기본

컴파일러 컴포넌트들과 자동 벡터화 도구

(automatic vectorization tool), 기본 수학 라이브러
리 등을 포함하는 기본 소프트웨어를 제공한다

. 또

한

, 병렬 운영체제 환경, 병렬 프로그래밍 언어와

개발환경 등을 제공한다

“TaihuLight” 시스템은 병렬화를 수행하는 수준

에 따라 다른 병렬 프로그래밍 언어와 컴파일 환

경을 지원하는데

, 노드 수준에서는 일반적으로

MPI(Message Passing Interface)가 적용되며, 같은
프로세서의 코어그룹들 수준에서의 병렬화를 위해

서는

MPI 또는 OpenMP를 사용한다. 하나의 코어

그룹 내에서의 병렬화를 위해서는

OpenACC 2.0

문법을 확장한

Sunway OpenACC를 사용한다. 이

처럼 많은 고성능 컴퓨팅 시스템에서는 병렬 프로

그래밍을 위해 이미 개발되어 있는 다양한 병렬

프로그래밍 언어나 컴파일 환경을 그대로 사용하

거나 개발하는 시스템에 적합하도록 수정하여 사

용한다

. 본 절에서는 병렬프로그래밍을 위해 일반

적으로 사용되는 프로그래밍 라이브러리 및 환경

들을 살펴보도록 한다

가

. MPI

MPI는 Message Passing Interface의 줄임말로서

MPI Forum에서 합의하는 프로세스 간 메시지 전
달 라이브러리 표준을 의미한다

. 이 표준은 라이브

러리에서 사용할 데이터 형식이나 함수의 이름 및

인자를 정의하기는 하지만 그 구현 방법을 정의하

지는 않는다

. MPI 표준을 실제로 구현하는 오픈소

스 프로젝트로는

Open MPI가 있다[7].

MPI는 초창기에 분산 메모리 아키텍처에서의

프로세스 간 통신을 위해 설계되었으나

, 공유메

모리를

사용하는

SMP(Symmetric

Multi

Processor) 아키텍처가 사용되는 추세에 따라 여
러 물리적 아키텍처에서 동작할 수 있도록 변화

하였다

[8]. 1992년도에 MPI 표준에 대한 논의가

이루어진 후

1994년도에 MPI 1.0 버전이 배포되

었으며 최근에는

2015년 6월에 최신버전인

MPI-3.1이 배포되었다.

MPI는 서로 통신이 가능한 프로세스들의 집합

을 커뮤니케이터

(communicator)로 정의하며, 하나

의 커뮤니케이터에 속한 프로세스들은 각각의 고

유한 랭크

(rank) 값을 가진다. 예를 들어 같은 커

뮤니케이터에

n개의 프로세스가 참여할 경우 프로

세스들의 랭크는

0부터 n-1번까지 고유하게 할당

된다

. MPI에서는 이렇게 정의된 커뮤니케이터와

랭크를 바탕으로 다른 프로세스와 통신을 수행한

다

. MPI는 프로세스가 서로 통신하는 일대일

(point-to-point) 방식과 동시에 여러 개의 프로세
스가 통신하는 집합

(collective) 통신 방식을 정의한

다

. 일대일 통신을 위해 사용하는 함수의 표준 송

신

방식으로

MPI_SEND(blocking),

MPI_ISEND(non-blocking)가 있으며, 동기, 준비,
버퍼의 모드에 따라 추가적인 송신 함수가 존재한

다

수신

시에는

MPI_RECV(blocking),

MPI_IRECV(non-blocking)을 사용한다. 집합통신을
위해서는

MPI_BCAST,

MPI_GATHER,

MPI_SCATTER, MPI_REDUCE 등 다양한 함수가
사용된다

나

. OpenMP

OpenMP란 Open Multi-Processing의 줄임말로

공유메모리 다중처리 프로그래밍

API (Application

Programming Interface)이다. OpenMP API는 컴파
일러 지시어

(compiler directive), 런타임 라이브러

리

(runtime

library),

환경변수로

구성된다

OpenMP는 간단한 지시어만으로도 프로그램을 손
쉽게 병렬화할 수 있다는 장점이 있다

. OpenMP는

공유메모리 구조에서 실행되는 병렬처리 프로그램

의 개발을 용이하도록 하는 것이 목표이기 때문에

분산 메모리 구조 등의 비 공유메모리 구조에서

활용하기 쉽지 않다는 단점이 있다

. “TiahuLight”

신동영 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 84~93

구조에서도 하나의 프로세서 내부에서 이루어지는

코어그룹 사이에서의 병렬화를 위해서는

OpenMP

를 사용하지만 노드 수준의 병렬화를 위해서는

MPI를 사용하는 것을 확인할 수 있다.

다

. CUDA

CUDA는 Compute Unified Device Architecture

를 뜻하는 말이며

, NVIDIA GPU를 병렬 컴퓨팅에

사용할 수 있도록 해주는 범용 병렬 컴퓨팅 플랫

폼으로써

2006년도에 처음 소개되었다. CUDA는

NVIDIA에서 출시되는 GeForce, Quadro, Tesla 시
리즈의

GPU를

GPGPU(General

Purpose

computing on Graphics Processing Units)에 사용
하는 것을 가능하도록 하며

, C언어의 확장 형태

프로그래밍 언어를 사용하기 때문에 프로그래머가

상대적으로 쉽게 병렬 프로그래밍을 할 수 있도록

한다

. 또한, 그림 6에 나타낸 바와 같이 scalable

프로그래밍 모델을 지원하여 독립적으로 수행 가

능한 쓰레드들을 블록으로 나누고 각 블록은 하드

웨어에 존재하는 스트리밍 멀티프로세서

(SM,

Streaming Multiprocessor)의 개수에 따라 자동으
로 블록들을 나누어 수행하도록 함으로써 프로그

래머가 하드웨어에 탑재된 멀티프로세서의 개수에

서 상대적으로 자유롭게 프로그램을 작성할 수 있

도록 하였다

. 하지만 CUDA는 NIVIDA GPU 제품

을 활용하는데 그 용도가 제한된다는 단점이 있으

며

NVIDIA가 OpenCL (Open Computing

Language) 프로젝트에도 참여하고 있기 때문에 향
후

CUDA가 어떤 방향으로 발전할지 귀추가 주목

된다

2.2 해외 활용 사례

2.2.1 미국 (NASA)

미국의

NASA(National Aeronautics and Space

Administration)는 TOP500리스트에 포함되는 슈퍼
컴퓨터를

2종류 보유하고 있다. 그 중 하나는

“Pleiades”이며 에임즈연구센터(Ames Research
Center)의

NAS(NASA

Advanced

Supercomputing)

부문에서

수행하는

HECC(High-End Computing Capability) 프로젝트
를 위해 구축되었다

. 다양한 마이크로아키텍처의

Intel Xeon 프로세서를 사용하였으며, 가속기 또한
NVIDIA Testla K40, Intel Xeon Phi 5110p를 동시
에 사용하였다

. Pleiades는 NASA 유관기관의 연구

들을 지원하고 있으며

, 대규모 공기역학 계산 등의

전산유체역학

[9][10], 열대기후 예측[11], 발사체 안

정성 분석

[12] 등의 분야에 활용되고 있다. 다른

한 종류의 슈퍼컴퓨터는

“Discover”라 불리며,

“Discover”는 계산 유닛을 추가함으로써 성능 업
그레이드가

가능한

구조를

가지고

있다

NCCS(NASA Center for Climate Simulation)는
기존의

“SCU10” 유닛과 동일한 하드웨어를

“Discover”에 추가함으로써 “Discover”의 성능을
업그레이드 하였다

. “Discover”는 9번부터 13번까

지의 유닛을 연결하여 총

3.478PFLOPS의 이론상

성능을 보유하고 있으며

, 주로 NASA 센터나 연구

소

, 대학들의 날씨와 기후 연구를 돕는데 사용되고

있다

2.2.2 일본 (JAXA)

일본의

JAXA는 JSS2(JAXA Supercomputer

System Generation 2)라는 슈퍼컴퓨팅 시스템을

그림

6. Automatic Scalability[2]

신동영 외 / 항공우주산업기술동향 14/2 (2016) pp. 84~93

보유하고 있다

. JSS2는 “SORA”와 “J-SPACE”라는

시스템으로 구성되어 있으며

, “SORA”는 컴퓨팅

자원을 제공하는 시스템

, “J-SPACE”는 데이터 저

장 시스템이다

. “SORA”는 총 3단계에 거쳐 구축

이 되었으며

, 2014년 10월 55.8TFLOPS 성능

(Pre-Post System, Login System, Large Memory
System)을

구축한데

이어

2015년

4월

1.31PFPLOPS의 메인 시스템을 추가 구축하였다.
마지막

3단계는 2016년 4월에 완료 되었으며, 3단

계 완료 후

“SORA”는 메인 시스템의 성능을

3.49PFLOPS로 업그레이드하였다. “J-SPACE”는
0.7PB의 디스크 저장소와 20PB의 테이프 미디어로
구성되어 있다

JSS2는 엡실론(Epsilon) 발사체의 수치 시뮬레이

션

아음속에서의 재진입 캡슐의 비정상류

(unsteady flow) 분석, LE-X 엔진의 수치 시뮬레이
션 등에 활용되고 있다

2.2.3 인도 (ISRO)

인도의 국가우주개발기구인

ISRO(Indian Space

Research

Organization)는

슈퍼컴퓨터

“SAGA-220(Supercomputer or Aerospace with
GPU Architecture-220 TFLOPS)”를 보유하고 있으
며

, 주로 발사체의 CFD(Computational Fluid

Dynamics)와