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1. 서론
초소형위성(Nanosatellite)은 10 kg 이하의 극히 작은 무게를 갖는 위성으로 보통 규격[1,2]화된 정육면체/직육면체 크기를 갖는 경우가 대부분이기에 큐브샛(Cubesat)으로도 불린다. 1999년에 미국의 대학에서 최초[3]로 발사된 이후로 2021년 현재까지 1,350여기가 넘는 다양한 목적의 초소형위성이 발사되었다[4]. 초창기의 초소형위성은 1 U(10 cm × 10 cm × 10 cm) 크기의 큐브샛이었고 시간이 지나며 그 부피가 확장되어 1 U를 단위 부피로 가늠하여 큐브샛의 크기를 지칭하게 되었으며, 이에 따라 1–3 U[1], 6 U[2]의 표준이 확립되어 널리 적용 중이고, 더 나아가 12–27 U[5]도 그 규격이 제안된 상태이다. 한편, 무게를 기준으로 위성을 분류할 수 있으며, 한국어로는 모두 초소형위성으로 번역되는 위성들을 실제로 세분화하면 10–100 kg 이하의 Microsatellite, 1–10 kg의 Nanosatellite, 1 kg 이하의 Picosatellite로 분류한다.
개발 목적도 초기에는 주로 교육 목적으로 제작되었으나 현재는 상업용 및 고가의 기존 대형 위성을 대신하는 우주 기술 검증용 플랫폼으로도 널리 이용 중이다[4].
한국에서는 2006년 한국항공대에서 개발한 큐브샛을 시작으로 지금까지 총 16건의 프로젝트로 발사되었다[6]. 한국항공우주연구원은 2015년부터 6 U급 광학 지구관측 초소형위성 HiREV (High Resolution Image and Video Nanosatellite)[7]를 개발하기 시작하여 한국천문연구원과 공동으로 과학임무 초소형위성 SNIPE(Scale MagNetospheric and Ionospheric Plasma Experiment)[8]을, 연구원 독자적으로 우주기술 검증을 위한 KARDSAT(KARI Rendezvous/ Docking Demonstration Satellite) 프로젝트를 수행 중이다[9].
SNIPE는 과학임무 관측위성으로 6 U 형상의 초소형위성이다. 주 목적은 전리권/자기권의 소규모 플라즈마 구조들의 시공간적 변화를 관측하는 것으로서 이를 위하여 4기의 위성이 편대비행을 하며 각종 우주 입자 및 자기장 등의 현상의 공간적 변화를 관측할 수 있다. 2017년부터 개발에 착수하여 5년의 개발을 거쳐 2022년 초에 발사될 예정이다. 우주 환경 측정을 위한 다양한 관측 주탑재체와 함께 기술검증을 위한 부탑재체도 적재하고 있다. 최소 임무기간은 6개월이며 설계한 목표수명은 1년이다. 그리고 상시 작동하는 다양한 탑재체의 전력공급을 위하여 전개형 태양전지판을 사용하였으며, 편대비행을 위한 궤도 변경 목적의 추력기를 갖추고 있다. 편대비행을 위해 다양한 방식의 편대비행 알고리즘을 연구, 이를 구현하였으며, NASA cFS(core Flight Software)를 기반으로 내부 비행제어 소프트웨어를 개발하였다[10,11]. 탑재체를 포함한 위성의 주요 유닛들 상당수는 국내에서 개발되었으며, 이를 통해 국내 초소형위성 기술 축적에도 많은 기여를 할 것으로 기대되고 있다. 그리고 양자 간 동등한 위치의 분업과 협업을 통한 위성 개발의 좋은 사례가 될 것이다.
통상적으로 초소형위성의 경우, 제한된 시간/예산/인력 등으로 검증모델과 비행모델(flight model)이 일체화된 준비행모델(proto flight model) 개발 전략을 채택하는 것이 일반적이지만, SNIPE는 4기의 비행모델 제작 전 검증 및 이로 인한 설계변경을 최소화하기 위하여 별도의 시험 및 검증을 전담하는 시제인증모델(engineering qualification model)을 제작하였다. 시제인증모델을 통하여 예비설계를 1차 검증을 확인하고, 이로 발견된 문제점을 상세설계에 반영하여 최종 검증하고자 하였다.
시제인증모델은 2019년에 최초 제작되어 당해 10월에 우주환경시험[12], 발사환경시험[13]을 수행하였다. 발사환경시험에서 발견된 구조적 손상들을 식별 후 이의 해결책을 적용하여 2020년에 2차 시험을 수행하고자 하였으나, 코로나19로 인하여 부득이하게 연기되어 2021년에 수행하였다.
본 논문에서는 SNIPE 시제인증모델의 2019년에 수행된 1차 발사환경시험[13]과 2021년 수행된 2차 발사환경시험 결과 및 그로부터 얻을 수 있는 초소형위성 구조설계 지침에 대해 논의하고자 한다. 더불어 발사체 선정 시 초소형위성 발사관이 내부 위성이 받는 구조적 하중에 지대한 영향을 미친다는 점 또한 지적하며, 이를 극복할 수 있는 발사관이 필요하다는 점도 같이 언급하고자 한다.
2. 본론
서론에서 언급하였듯이 SNIPE는 동일한 형상의 위성 4기가 편대비행을 하며 우주권의 환경을 관측하는 초소형위성이다. 주 임무탑재체로 고에너지 입자 검출기(solid state telescope), 자력계(magnetometer), 랑뮤어 탐침(Langmuir Probe)의 3개이며, 이들 대부분은 상시 작동한다. 그리고 기술검증용의 부탑재체로 Iridium 통신모듈, GRBM(Gamma Ray Burst Monitor) 이 있다. 상시 임무 특성상 많은 전력을 공급하기 위해 전개형/본체부착형 태양전지판을 장착하며, 궤도 변경을 위한 추력기도 가지고 있다. 총 무게는 대략 10 kg 정도이다.
위성 버스 및 탑재체 유닛은 Table 1에 정리되어 있고 전체 형상[14]은 Fig. 1과 같다.
시제인증모델은 비행모델(fight model)과 거의 동일하나 시제품이므로 다소 차이는 있다. 비행모델과 가장 큰 차이점은 시제인증모델에는 실물 추력기 대신 동일한 질량의 더미를 적용하였다. 1차 시험에서 발견된 문제점 및 이후의 형상변경 사항들을 2차 시험의 시제인증모델에 반영하였다.
초소형위성의 대부분을 차지하는 큐브위성은 통상적인 타 위성과 다른 방식으로 우주에 발사된다. 전술하였듯이 큐브위성은 그 크기 별로 규격화되어 있고, 이에 맞게 위성을 수납하는 초소형위성 발사관이 발사 최종 단계에서 내부에 수납한 위성을 사출하여 최종적으로 우주에 전개된다. 이에 맞게 발사환경시험도 위성 단독이 아니라, 발사관에 위성을 수납한 상태로 수행하며, 위성체가 실제 받는 하중은 그 외부의 발사관을 통하여 전달된다. 여기서 초소형위성 발사관은 내부 위성의 원활한 사출을 위해 위성과 발사관 사이에 미세한 유격이 있으며, 이로 인해 발사체로부터 전달되는 외부 가진에 비해 과도한 진동하중이 발사관 내부의 초소형위성에 가해지게 된다. 따라서 이런 과도한 하중을 경감하고 위성의 손상 확률을 줄이기 위해서는 발사 동안에는 내부 위성을 고정할 수 있는 기능이 발사관에 필요하다. 이를 극명하게 보여주는 사례가 바로 후술할 1차 발사환경시험과 2차 발사환경시험이다.
시제인증모델의 진동시험은 제작 취지에 맞게 발사체 요구규격의 인증수준(qualification level)으로 수행하였다. 시험은 각 축별로 준정적 가속도 하중 시험(quasi-static acceleration), 랜덤 진동 시험(random vibration) 두 가지를 시험한다. 정현파 가진(sine vibration)은 위성의 최저 고유진동수(≥ 70 Hz)가 발사 요구조건(40 Hz)을 훨씬 상회하므로 생략하였다. 통상적으로 준정적 가속도시험은 시스템의 1차 고유주파수보다 훨씬 낮은 주파수 가진의 Sine Burst시험으로 이루어지고 2차 시험도 이를 적용하였으나, 1차 진동시험에서는 시험장 환경으로 인하여 충격시험에 많이 활용되는 Half Sine 기법으로 준정적 가속도시험을 수행하였다. Half Sine기법으로 준정적 가속도시험 수행 시에는 Sine Burst와 달리 양의 방향 및 음의 방향 모두에 대해 시험자의 조작 명령을 통해 개별 시험을 수행하게 된다. 전체적인 시험 규격은 Table 2에, 랜덤진동시험의 상세 규격은 Table 3 및 Fig. 2와 같다. 그리고 각 단계의 시험 종료 후에는 시스템의 고유진동수 변이에 따른 시스템 이상을 판단하기 위한 저수준 정현파 가진시험(LLSS, Low Level Sine Sweep)을 수행한다. 다만 고유진동수 변이로 판별하는 시스템 안전성은 초소형위성의 경우 잘 맞지 않을 수 있으며, 육안검사와 기능시험을 통해서 최종적으로 이상을 판단할 수 있다. 이는 위성 고정기능이 없는 전통적인 발사관에서 그 현상이 더욱 심하게 나타난다.
| Quasi static | 10 G |
| Sine vibration | Omitted |
| Random vibration | 7.4 Grms, 20–2,000 Hz |
| Low level Sine Sweep | 5–2,000 Hz, 0.15–0.4 G |
| Frequency [Hz] | Amplitude [g2/Hz] |
|---|---|
| 20 | 0.02 |
| 50 | 0.02 |
| 100 | 0.02 |
| 200 | 0.05 |
| 500 | 0.05 |
| 1,000 | 0.025 |
| 2,000 | 0.013 |
| RMS acceleration [g] | 7.42 |
| Duration [sec/axis] | 120 |
| Directions | X, Y, Z |
1차 진동시험은 2019년 10월에 한국산업기술시험원(KTL) 우주부품시험센터에서 수행하였다[13]. 발사관에 수납된 시험 환경과 시험 축 설정은 Fig. 3과 같다. 당시에는 실제 사용될 발사관이 아직 준비되지 않았기에 1차 시험의 발사관은 2차 시험과 달리 이전부터 개발팀에서 사용하던 시험용 발사관을 사용하였다. 1차 시험의 발사관은 서론에서 언급한 HiREV 포함 여러 시험에서 사용한 바 있고, 단순히 위성의 수납 및 사출만을 담당하는 역할을 수행하는 전통적 방식의 초소형위성 발사관이다. 시험 축은 위성의 사출 방향이 X축, 1U × 3U면에 수직한 방향이 Y축, 2 U × 3 U면에 수직한 방향이 Z축이다. 그리고 전술하였다시피 시험장 사정으로 인하여 준정적 하중시험(quasi-static acceleration test)로서 sine burst 대신 저주파 half sine으로 대체하였다.
시험 순서는 Fig. 4의 순서로 모든 축에 대해 동일하게 수행된다. 주 하중 시험은 양의 방향과 음의 방향의 half sine, 랜덤 시험이 순서대로 이루어지고, 각 하중 시험 사이에 구조물의 고유진동수를 탐지하는 저수준 정현파 가진 시험(low level sine sweep) 시험이 수행된다. 위성체에는 3개의 센서를 부착하였다.
준정적 가속도하중 시험 결과의 시간영역 이력은 X, Y, Z축 방향 순서대로 Fig. 5들과 같다. 표 4에서 보듯이 입력 가속도(≒ 10g) 대비 최대 8배에 육박하는 가속도가 위성체 내부에 가해진다. 원래대로라면 가진가속도와 응답가속도의 비율이 1이 되어야 제대로 된 준정적 가속도하중 시험이라고 할 수 있지만, 여기서는 발사관에 가해지는 하중과 내부 위성이 받는 하중은 크기와 주파수가 판이하게 다르다.
| Axis | Amplification |
|---|---|
| X | 7.96 |
| Y | 5.08 |
| Z | 3.39 |
특히 사출 방향(X축)으로 하중 증폭이 두드러지는데, 이는 발사관 내부 사출판과 하부 용수철이 유연하며, 이로 인해 사출 방향의 유격이 타 축 방향의 유격에 비해 더 크기 때문으로 판단된다. 내부 유격으로 인해 내부 위성과 발사관 내벽 사이에 충격이 있는 것으로 판단할 수 있으며, 이는 해당 가속도 응답의 그래프로도 확인할 수 있다. 입력 하중의 주파수는 대략 시스템 1차 고유주파수의 1/3 정도인 25 Hz 정도인 반면, 가속도 응답은 단순히 진폭만 커진 게 아니고, 그보다 훨씬 큰 주파수 응답을, 즉 입력하중의 시간 주기 대비 훨씬 짧은 주기의 응답을 보임을 볼 때 내부의 위성과 발사관 내부와의 충격으로 인한 거동이라고 생각할 수 있다.
이는 전통적인 큐브위성 발사관으로는 실제 시험 전에는 위성의 기계적 응답을 예측하기 어렵다는 것을 의미하며, 해당 발사관의 수납 메커니즘이 지난 수십 년 전부터 초소형위성 발사에 가장 널리 활용되고 있다는 것을 고려하면 지난 세월 동안의 초소형위성의 초기 실패에도 상당 부분 기여하고 있을 가능성을 의미한다. 비록 위성의 초기운영에 성공하더라도 임무 수명이나 내부 부품의 내구성에 심대한 영향을 미칠 여지도 배제할 수는 없다.
다음은 저수준 정현파 가진시험 결과들이다. 통상적인 위성의 진동모드와 달리 1차 시험의 경우, 주파수 응답함수 그래프에서 뚜렷하게 식별하기 애매한 모드가 많고 고유진동수의 변이가 심하다. Table 5는 최저 모드(가장 낮은 고유주파수) 및 주 모드(가장 큰 응답을 갖는 고유주파수) 두 가지로 분류한 고유진동수 변이 폭이다. 다만 여기서 언급한 최저 모드 고유주파수는 실제 고유모드라고 보기는 어려우며, 단지 주파수 응답함수 그래프에서만 볼 수 있는 최저 주파수를 갖는 모드라고 이해할 수 있다. 실제 기능시험과 육안 검사로는 Z축 시험을 제외하고는 이상이 없었음을 감안하면 각 진동하중시험 사이의 고유주파수 변이로 이상 여부를 판정하는 통상적인 방법은 초소형위성의 경우에는 적용하기 어렵다. 통상적인 시험에서 고유주파수 편이가 3%이내일 때를 물리적 이상이 없다고 간주함을 감안하면 초소형위성의 진동시험의 불확실성이 무척 큼을 알 수 있다.
랜덤 가진 시험 결과는 Fig. 6과 같다. 랜덤 가진시험 역시 준정적 시험 결과와 비슷하게 과도한 응답을 보임을 알 수 있다. 특히 이 현상은 저주파 응답을 보면 알 수 있는데, 저주파의 입력하중 대비 응답하중 비중이 1에 가까우므로 이론상으로는 입력하중의 ASD(acceleration spectrum density)와 비슷한 응답을 보여야 하나, 저주파 응답의 ASD는 입력보다 훨씬 크다는 것을 알 수 있다. 특히 이러한 현상은 Fig. 6의 (a)와 같이 X축 방향, 즉 위성 사출방향일 때 더욱 두드러짐을 알 수 있다. 일반적 방식의 큐브위성 발사관과 내부에 장착된 위성 사이에는 스프링 힘에 의한 사출을 위해 매우 작은 간격이 존재할 수밖에 없다. 이로 인해 내부의 큐브위성이 외부 가진에 제한적으로 갖는 왕복 운동에 가까운 움직임을 보이기에 아래와 같이 예측하기 어려운 현상을 일으킨 것으로 추정된다.
X, Y축 방향 진동시험은 기능시험 및 육안 검사 모두 이상이 없었다. 문제가 있던 것은 Z축 진동시험으로서, Fig. 7처럼 Z축 진동시험 이후에 전개형 태양전지판 1개의 전개장치(HRM, Hold and Release Mechanism) 고정 끈이 풀려 있었고, 이로 인해 태양전지판의 진동 시험 중 전개되어 시험 종료 후 자동으로 위성 사출이 되지 않는 현상이 발생하였다. 그리고 반대면 태양전지판을 포함한 다수의 태양전지판 모듈에 셀 손상이 관찰되었다.
한편 Fig. 8처럼 내부 이리듐 송수신 모뎀 칩이 너트 풀림으로 인한 자세 이탈을 일으켰다. 특이한 점은 전 문단에서 언급한 고정 끈이 풀린 태양전지판은 이후의 상세 검사로도 손상이 없는 반면, 끈 풀림이 없었던 반대면의 태양전지판은 Fig. 9와 같은 측면부의 셀 손상이 있다는 점이다. 여기서 유추할 수 있는 점은 이리듐 모듈에서 풀린 너트로 인해 셀 손상이 발생하였다는 점이다. 이리듐 모뎀 칩은 그 볼트 고정 위치가 한쪽 면에 몰려 있어서 수직방향 진동에 취약한 구조이다.
이후 확인 결과, 이리듐 모듈 조립 시 원래 적용해야 했던 접착제 처리를 생략하였으며, 2차 시험에는 정상적인 절차로 접착제 처리를 적용하였다. 전개형 태양전지판의 고정 끈 풀림 현상을 방지하기 위해 이후의 시험에는 고정 끈 체결 후 접착제 처리를 적용하였다. 이들 결과는 다음 장에서 서술할 예정이다.
한편 위성의 태양전지판이 발사 중 의도치 않은 전개 시 위성 사출에 문제가 있을 수 있음이 이번 시험을 통해 드러났다. 이 문제는 발사관 내부의 문턱과 유사한 구조물과 전개된 태양전지판과 간섭을 일으키면서 발생한 문제로, 이는 위성 수납 방향을 반대로 하면 예방할 수 있다.
2차 발사환경시험은 1차 시험에 나타난 문제점의 해결 방안을 적용함과 동시에 그 이후에 있었던 여러 변경 사항들을 최대한 적용하였다. 1차 시험 이후 2020년 초에 2차 시험을 수행하려고 하였으나 코로나19로 인하여 발사관 배송이 지연되어 2021년 4월에 항공우주연구원에서 수행하였다. 그리고 준정적 가속도하중 시험으로 Sine Burst법을 사용하였다.
1차 시험과의 가장 큰 차이점은 바로 큐브위성 발사관으로 2차 시험의 발사관은 실제 발사에 사용될 예정인 발사관과 동일한 형상이며 제조사에서 명명하는 ‘dynamic rail’을 통해 내부 큐브위성을 수납 후 고정하는 기능을 갖고 있다. 이를 위하여 제조사의 기술진들과 화상회의를 통해 해당 기술의 적용 방법을 전수받아 시험에 적용하였다. 후술하겠지만 이를 통하여 내부의 초소형위성이 실제 받는 구조적 하중을 그렇지 않은 경우에 비해 훨씬 경감함을 알 수 있다. 그 외의 두 발사관의 차이점으로 1차 시험의 발사관은 위성 1기를 수납하는 반면, 2차 시험 발사관은 2기의 위성을 수납한다. 원래 본 시험에서 시제인증모델과 함께 더미모델을 같이 수납할 예정이었으나, 발사관 제조사 사정에 의해 시제인증모델만 수납한 채로 시험을 수행하였다.
2차 진동시험의 준정적 가속도하중 시험 결과는 Table 6 및 Fig. 10과 같다. Table 6은 1차 시험과 2차 시험의 가진 대비 응답의 비율을 비교한 것이다. 1차 시험에 비해 2차 시험의 증폭비는 이상적인 수치인 1에 훨씬 더 가까운 것을 알 수 있다. 2차 시험의 발사관으로도 내부 위성을 완전하게 구속하는 것은 아니므로 진폭비가 1을 다소 상회하는 것을 알 수 있다.
| Axis | First test | Second test |
|---|---|---|
| X | 7.96 | 1.33 |
| Y | 5.08 | 1.21 |
| Z | 3.39 | 1.07 |
2차 시험의 발사관은 수납 시 적절한 볼트 조작을 통해 발사관 레일이 내부 큐브위성의 레일을 눌러서 구속을 가하는 방식이고, 이는 현대적 방식의 초소형위성 발사관들이 기본적으로 적용하는 메커니즘이다[15–17]. 단, 다른 구속방식들의 경우, 발사관 개폐문이 열림과 동시에 구속이 해제되는 반면 2차 시험의 발사관은 볼트 조작을 통해 구속하므로 개폐문의 개폐 여부와 관계없이 일정한 구속력을 가하게 된다. 따라서 위성의 성공적인 사출을 위해 구속력을 일정 수준 이상으로는 크게 가져가기 어려우며, 이에 따라 내부의 위성을 구속하는 효과도 한계가 있다고 볼 수 있다. 위성 구속 방식 및 구속력에 따른 하중 증폭비는 다양한 요인에 의해 결정되며, 어느 정도의 하중 증폭을 용인할 것인지에 대한 비교와 논의가 필요하다.
저수준 정현파 가진시험도 1차 시험과 2차 시험의 결과가 확연히 다르다. 일단 2차 시험의 주파수 응답함수 그래프는 그 모양이 상대적으로 간결하며 모드 구분이 확실하다. 그리고 측정된 고유주파수 편이는 Table 7과 같다. Table 5와 비교하면 고유주파수 값 자체가 무척 판이한데, 이는 내부 위성의 구속 여부에 따라 위성이 받는 경계조건이 확연히 달라지지 때문이다. Table 7에서 보면 X, Y, Z축 시험 모두 준정적 하중시험 전후로는 거의 고유치 변화를 보이지 않지만, 랜덤진동 시험 이후로는 상대적으로 큰 편이를 보이고 있다. 이는 전술한 것처럼 2차 시험의 발사관의 구속력의 한계로 인해 상대적으로 높은 수준의 하중시험인 랜덤진동 전후로 고유주파수의 편이가 발생한 것으로 보인다. 다만 1차 시험과 비슷하게 고유주파수 변이와 무관하게 시험 후 사후 기능시험과 육안 검사로는 어떠한 이상도 없었으므로 고유주파수 변이로 이상을 판정할 수는 없다.
| X | Y | Z | ||
|---|---|---|---|---|
| Main mode | Initial | 239.00 | 119.78 | 179.31 |
| Sine burst | 240.33 | 120.45 | 177.34 | |
| Random | 228.67 | 124.51 | 158.78 | |
| Shift (%) | 10.33 (4.3) | 4.73 (3.9) | 20.53 (11.45) |
Fig. 11은 랜덤진동시험 결과이다. 1차 시험 결과인 Fig. 6과 비교 시 저주파의 응답이 입력 응답과 거의 일치하는 양상을 보임으로서 입력 가진 대비 과도함이 훨씬 경감됨을 알 수 있다. 특히 두 시험의 X축, Z축 가진 결과를 비교하면 저주파의 응답 안정성이 2차 시험의 현대적 위성 구속 방식 적용 시 훨씬 향상됨을 직관적으로 알 수 있다.
종합적으로 1차 시험과 2차 시험 결과를 비교하면 내부의 큐브위성을 발사 중 고정하는 메커니즘이 적용된 현대 방식의 발사관이 해당 기능이 없는 전통적 방식의 발사관보다 위성에 가하는 기계적 하중이 훨씬 적다는 것을 알 수 있다. 향후 발사 예정인 초소형위성에서는 위성 고정 기능을 가진 발사관을 선택하는 것이 위성 개발의 부담을 줄이고, 기계적 실패율을 낮추는 데 크게 기여할 수 있을 것이다.
한편 시험 종료 후 사후 기능시험 및 검사 결과, 1차 시험의 문제점들은 전혀 발생하지 않았음을 확인함으로써 문제 해결 방식이 성공적으로 적용되었음을 알 수 있었다.
