표준 심우주 탐사선 시스템 설계 연구

심우주 탐사선은 지구 궤도 인공위성에 비하여 필요한 속도증분(Del-V)이 상당히 크므로 전체 탐사선 무게(wet-mass) 대비 연료 무게(fuel mass) 비율이 상당히 크며, 착륙선의 경우 약 70%가 될 정도로 높다[6]. 따라서, 가장 큰 충격량 소스인 발사진동을 효과적으로 견디기 위해서 발사체 어뎁터 바로 위에 추진계 품목이 장착되어야 한다. 본 논문에서 제안하는 표준 심우주 탐사선 기본형은 Fig. 1에 나타내었는데, 탐사선에서 가장 무거운 추진계 품목, 즉, 연료탱크, 산화제탱크, 가압탱크, 추진계 배관 등을 발사체 부하가 전달되는 축에 있는 코어 모듈에 배치시켜 발사진동을 효과적으로 견디는 구조를 가지고 있다. 이러한 코어 모듈은 가급적 추진계 품목만을 배치시키도록 하여 모듈화 설계 및 조립이 가능하게 하며, 이를 기반으로 표준 심우주 탐사선 기본형, 경량형 및 확장형이 설계되었다.

Fig. 1. Deep-space probe reference model (lightweight type).

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코어 모듈 내의 추진계 탱크 배치 방식은 탱크를 병렬로 배치하되, 각 탱크의 양쪽 끝을 고정시키는 폴라 마운팅(polar mounting) 방식과 탱크를 중앙 튜브에 직렬로 배치시키는 중앙 튜브(central tube) 방식이 존재하는데, 낮은 무게중심을 요구하는 연착륙을 수행하는 착륙선으로의 확장성을 고려하여, 본 논문에서 제안하는 표준 심우주 탐사선은 모두 폴라 마운팅 방식을 기본으로 한다.

코어 모듈 주위에는 주 추력기 및 발사체 어댑터가 장착되는 1개 면과 태양전지판 2개가 장착되는 2개 면을 제외한 나머지 3개 면에는 상부 모듈(top module) 1개와 측면 모듈(side module) 2개를 위치시켰다. 상부 모듈은 양쪽 측면 모듈과 접해 있으므로 하니스 라우팅(harness routing) 등을 고려했을 때, 탑재컴퓨터, 전력조절/분배장치, 배터리와 같은 서비스 유닛(service unit)들이 배치되는 것이 적절하며, 측면 모듈에는 그 외의 전장박스, 즉, 관성측정장치(inertial measurement unit, IMU), 별추적기(star tracker assembly, STA), 반작용 휠(reaction wheel assembly, RWA), 항법카메라(navigation camera) 등과 같은 항법제어계 유닛들과 트랜스폰터(transponder, XPDR), 안테나 등과 같은 원격명령계 유닛들, 그리고 탑재체 유닛들이 배치될 수 있다. 물론, 서비스 유닛이 아니라 하더라도 주 추력기의 플룸에 민감한 유닛이거나 일부 항법센서나 탑재체의 경우, 상부 모듈에 배치될 수 있지만, 상부 모듈과 측면 모듈의 유닛 배치를 서비스 유닛과 비(non)-서비스 유닛으로 구분할 경우에는 모듈화 설계 및 조립/시험 편의성이 극대화될 수 있다. 이러한 설계는 열제어 관점에서도 유리할 수 있는데, 예를 들어, 착륙선의 경우, 착륙 이후에는 사용하지 않는 항법제어계 유닛을 별도로 구분하여 착륙이후에는 열제어를 하지 않도록 설계하여 열제어 효율을 높일 수 있다. 전력 관점이나 탐사선운영 효율을 높이기 위한 동면(hibernation) 수행 시에도 항상 동작해야 하는 서비스 모듈과 그렇지 않는 유닛이 구분된다면 이를 기반으로 열제어 설계를 최적화할 수 있다.

태양전지패널은 탑재체 임무 중에도 안정적으로 태양전력을 공급받을 수 있도록 회전형 타입을 채택하였고, 방향을 특정하기 어려워 Fig. 1에는 표현하지 않았지만, 표준 심우주 탐사선의 심우주 통신을 위해서는 기본적으로 고이득안테나(high-gain antenna, HGA)가 적용되어야 한다. 회전형 태양전지판을 채택하였기에 고정형 HGA를 통해서도 지구와의 장시간 통신 중에도 안정적으로 태양전력을 받을 수 있지만, 탑재체 임무 도중에도 안정적인 지구와의 통신이 필요하다면 HGA에도 짐벌(gimbal) 적용이 필요하다.

추력기는 두 가지로 구분되는데, 큰 추력을 요구하는 DSM(deep space maneuver) 점화나 궤도투입 점화(orbit insertion burn), 그리고, 연착륙을 위한 감속 점화(breaking burn) 등을 위해 사용되는 주 추력기와, 중간 궤적 수정 점화(midcourse correction burn)과 같은 작은 속도증분이 필요한 상황이나 주 추력기의 추력 과정에서의 자세제어, 그리고, 반작용 휠의 모멘텀 덤핑(dumping) 등을 위해 사용되는 반동제어 추력기(reaction control thruster, RCT)가 그것이다. 추력기가 진공에서 추력을 하게 되면, Fig. 2와 같이 추력기에서 배출되는 연소가스는 자유롭게 퍼지면서 후방유동(backflow) 현상이 나타나게 되고, 이로 인해 원치 않은 오염(contamination), 공력(aerodynamic force) 및 열효과(heating effect)가 위성체에 영향을 준다[7,8]. 결국, 추력기의 위치와 장착각도가 최적화되지 않으면, 오염으로 인한 광학장비나 태양전지셀의 성능 감소가 예상되며, 위성체 표면에 후방유동이 부딪히면서 생기는 외란으로 인해 자세제어 오차가 발생하며, 위성 온도제어 성능에 영향을 주게 된다.

Fig. 2. Thruster gas flow expanding into high vacuum: flow regimes [7].

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심우주 탐사선은 태양전지판의 태양 지향과 지구와의 원거리 통신 등과 같은 정밀 자세 제어를 위해 반작용 휠 사용이 필수적이다. 하지만, 위성이 완벽히 대칭이 아니기 때문에, 태양풍 토크(solar pressure torque)의 압력중심(center-of-pressure)이 탐사선의 무게중심과 일치되지 않아 공기역학적 항력(aerodynamic drag)이 발생하게 되는데[9], 이러한 외란으로 인해 반작용 휠에 모멘텀이 지속적으로 쌓이게 되고, 결국 반작용 휠의 모멘텀을 덤프하지 않으면 반작용 휠 속도 포화(saturation)으로 인해 더 이상 정상적인 자세제어를 할 수 없게 된다. 지구를 공전하는 인공위성의 경우, 지구 자기장을 이용해 휠에 쌓인 모멘텀을 자장 토커를 통해 덤프할 수 있는데, 심우주 탐사선의 경우, 이용할 자기장이 없기 때문에 추력기를 이용해 모멘텀을 덤프할 수밖에 없다[10,11]. 그런데, 만약 RCT가 탐사선의 무게중심의 대칭방향에 장착되지 않는다면, 반작용 휠 모멘텀 덤핑을 위한 회전력(rotational force)뿐만 아니라 병진력(translational force)이 발생하여 의도했던 궤적이나 속도로부터 차이가 발생하게 된다[12]. 따라서, Fig. 3에 나타낸 것과 같이, 모든 RCT가 탐사선 무게중심의 대칭방향으로 장착되어야 병진력이 발생하지 않으면서 반작용 휠 모멘텀 덤핑이 가능하게 된다. 이러한 요구조건은 RCT를 이용하는 중간 궤적 수정 점화와 같은 정밀 궤적 제어(precision orbit control)을 수행할 경우에도 동일하게 적용되는데, 추력을 하는 RCT가 서로 탐사선의 무게중심의 대칭방향에 장착되지 않으면 병진력이 발생하게 되어 궤적이 방향 틀어지게 되므로, 동시에 추력하는 RCT는 탐사선 무게중심에 대칭으로 배치되어야 한다. 하지만, 실제에서는 연료를 사용하면서 탐사선의 무게중심이 변하게 되므로 이상적으로 RCT를 모두 무게중심의 대칭에 배치할 수 없으므로 예상되는 무게중심 변화를 고려하여 RCT를 배치해야 한다.

Fig. 3. Optimal alignment diagram for main thruster and ACTs.

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RCT의 대칭 설계 요구조건은 주 추력기에도 유사하게 적용이 된다. 만약 주 추력기의 추력 방향이 착륙선 무게중심과 일치하게 않는다면, 주 추력기가 야기하는 측면 방향의 토크가 발생되어 탐사선의 방향이 기울어지게 되는데, 이를 바로잡기 위해 한쪽 RCT의 추력빈도가 높아질 것이다. 그런데, RCT는 더 큰 토크를 생성하기 위해서 캔트 각도(cant angle)을 갖도록 장착하게 되므로 한쪽 RCT만 추력을 하게 되면, 아무리 Fig. 3과 같이 모든 RCT를 탐사선의 무게중심방향을 중심으로 대칭으로 배치한다고 하더라도 병진력이 발생되어 의도했던 궤적이나 속도로부터 차이가 발생하게 된다. 참고로, 만약 주 추력기의 추력 방향이 착륙선의 무게중심과 일치하게 되면, 대칭이 되는 RCT의 추력 비율이 같아지게 되어 RCT가 만들어내는 측면방향의 토크는 상쇄되게 된다. 결국, Fig. 3에 나타낸 것과 같이, 주 추력기의 추력방향이 탐사선의 무게중심을 지나가도록 장착하는 것이 중요하다[3].

표준 심우주 탐사선의 경량화 버전은 탐사선 무게를 최소화하기 위해, Fig. 4와 같이 고정형 태양전지판을 채택하고 태양전지판을 탐사선 한쪽에만 배치하는 구조를 채택하였다. 그리고, 그림에는 표현되지 않았지만, 경량화를 위해 HGA 역시 고정형을 기본으로 하고 있다. 이렇게 태양전지판과 HGA를 고정형으로 채택하고, 태양전지판을 한쪽에만 배치하는 구조를 채택하였기에 태양전지판과 HGA 장착방향 최적화가 필수적이고, 비대칭 구조로 인해 추력기 배치의 최적화 역시 필수적이다. 코어 모듈은 기본형과 동일하게 추진계 품목만을 배치하였으며, 상부 모듈 1개에는 서비스 유닛들을 배치하고, 측면 모듈 2개에는 비-서비스 유닛들을 배치하면 된다. 그리고, 기본형과의 동질성을 유지하기 위해서, 태양전지판 반대 방향에는 빈 공간으로 남겨뒀지만, 필요시 해당 공간을 세 번째 측면 모듈로 할당하여 이용할 수 있다.

Fig. 4. Deep-space probe reference model (lightweight type).

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고정형 태양전지판의 장착방향은 장시간 동안 탐사선 방향을 특정방향으로 고정시켜야 하는 상황에서도 태양전력이 안정적으로 공급되도록 최적화하면 된다. 심우주 탐사선은 임무 궤적 대부분의 구간에서 태양지향이 가능하지만, 주 추력기를 사용해야 하는 시점이나 탑재체 임무 수행시에는 추력기와 탑재체 배치 위치에 따라 해당 임무 수행 중에는 태양지향이 어려울 수 있다. 결국, 추력기와 태양전지판의 상대적 방향과 태양전지판과 탑재체의 상대적 방향의 최적화가 필요하므로, 기 결정된 추력기 방향을 기준으로 태양전지판의 위치를 결정하고, 이어서 탑재체의 위치를 결정하면 된다.

일반적으로 심우주 탐사선의 연료소모량을 줄이고 탑재체 할당 무게를 높이기 위해서, 여러 번의 DSM이 포함된 임무 궤적을 이용한다. Fig. 5는 미국의 소행성 탐사선인 NEAR(near earth asteroid rendezvous)의 임무 궤적을 나타내는데[13], DSM-1 점화와 DSM-2 점화를 수행할 때, 태양-탐사선-추력방향 각도가 90°에 가깝다는 것을 알 수 있다. 이것은 DSM을 이용한 다른 심우주 탐사선에서도 공통적으로 확인할 수 있는데, 이는 태양계 안의 모든 천체는 태양 중력의 영향을 받기 때문이며, 이로 인해 탐사선이 태양 중력의 접선 방향에 가깝게 이동해야 연료소모량이 최적화되기 때문이다.

Fig. 5. Trajectory of near earth asteroid rendezvous (NEAR) shoemaker to Eros touchdown.

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DSM 점화 시간(burn time)은 필요한 탐사선의 속도증분과 추력기 용량과 관련이 있는데, 탐사선 경량화를 위해 작은 용량의 주 추력기가 적용되면 DSM 점화시간이 길어지게 된다. 실 예로, 한국항공우주연구원 내부 연구 과제를 통해 설계된 아포피스 탐사선의 DSM-1과 DSM-2 점화시간은 각각 1,332초와 224초에 달하게 된다. 그런데, 이렇게 장시간 추력이 이뤄지면 높은 소비전력이 요구되는 추력기 밸브가 지속적으로 열려 있어야 하고, 이로 인해 DSM 구간에서는 위성 전체 소비전력이 크게 상승하므로 태양전지판 전력공급이 필수적이다. 그렇지 않으면 배터리 용량을 키워야 하므로 경량화 설계에 악영향을 주게 된다. 따라서, DSM 구간에도 안정적으로 태양전력을 공급받기 위해서, 태양-탐사선-추력방향 각도가 90°에 가까움을 이용하여, 태양전지판을 추력기 방향의 90° 방향, 즉, 심우주 탐사선의 한쪽 측면방향에 고정시키는 것이 적절하다. 물론, 태양전지판이 지속적으로 태양을 바라볼 수 있도록 위성의 Yaw축 제어가 필수적이다[6].

심우주 탐사선을 안정적으로 운영하기 위해서는 가급적 HGA를 항상 지구를 지향하도록 하여 항상 지구와 통신이 가능한 상태가 되어야 한다. 하지만, 경량화를 위해 HGA 및 태양전지판을 고정형으로 채택하면, 태양-탐사선-지구의 각도가 항상 일정하지 않으므로 예상되는 태양-탐사선-지구의 각도 프로파일(angle profile)을 고려하여 최적의 HGA 안테나 각도를 선정해야 한다.

Fig. 6은 한국항공우주연구원 내부 연구 과제를 통해 도출된 아포피스 탐사선의 태양-탐사선-지구 각도 프로파일(파란선)이다. 각도가 20°에서 170° 정도까지 변하지만, 평균적으로 대략 90° 방향을 기준으로 변하는 것을 확인할 수 있다. 따라서, 태양전지판과 HGA를 90도 정도의 방향에 배치한다면 지구와의 통신 중에 태양전지판의 태양 Off-pointing이 최소화되게 되어 지구와의 통신 중에도 어느 정도의 전력이 생성될 수 있다. 물론, 태양-탐사선-지구 각도 프로파일은 지구와의 통신거리에 따른 통신 속도과 데이터 전송량 등의 정보가 반영되어 있지 않으므로 해당 정보가 고려되면 더욱 최적의 HGA 방향을 도출할 수 있다.

Fig. 6. Earth-probe-sun angle profile for KARI’s apophis probe.

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물론 Fig. 6에 나타낸 바와 같이, 지구와의 통신 중에는 태양전지판의 태양 off-pointing이 존재하므로 원거리 통신 등의 원인으로 인해 HGA 장착 각도 만으로 전력 문제가 완전히 해결되지 않을 수 있으므로 엄격한 스케줄링 기반의 임무 운영이 반드시 개입되어야 한다. 예를 들어, 탐사선은 주기적으로 지구로 방향을 틀어 텔레메트리를 지구로 전송하고, 해당 시간에 맞춰서 지상국 안테나는 탐사선 방향을 지향하고 있어야 하며, 명령 전송시에도 해당 주기에 맞춰서 보내줘야 한다. 만약 탐사선의 failover와 같은 장애 대처 조치 등의 이유로 인해 위성과 지상국의 주기적 통신이 이뤄지지 않으면, 탐사선은 자동으로 통신 획득(communication acquisition)을 위해 예상되는 지구 방향으로 주기적으로 탐사선 몸체를 회전시키는 동작이 필요하고, 지구의 지상국에서는 예상되는 탐사선 방향으로 안테나를 지향해야 한다. 하지만, 탐사선의 지구와의 통신거리가 너무 길면 통신속도 제약 등으로 인해 엄격한 임무운영으로도 한계가 존재하므로 고정형 태양전지판 및 HGA를 채택하는 것은 신중하게 결정되어야 한다.

추력기 위치 및 장착각도는 표준 심우주 탐사선 기본형과 동일하게 원치 않은 오염, 공력 및 열효과를 고려해서 결정해야 하는데, 표준 심우주 탐사선 경량형은 태양전지판이 위성체 표면의 한쪽에 고정되어 있으므로 태양전지판 뒷면으로 RCT의 플룸 후방유동 영향이 미칠 것으로 예상되므로, 이를 고려하여 RCT의 위치 및 장착각도와 태양전지판 형상이 결정되어야 한다.

표준 심우주 탐사선 확장형의 형상은 Fig. 7에 나타냈으며, 표준 심우주 탐사선 기본형 대비 추진제 탱크와 산화제 탱크를 각각 1개에서 2개로 변경한 것인데, 다중목표 임무 탐사선(multi-target mission probe)나 착륙선과 같이 연료를 많이 필요로 하는 탐사선에 적용할 수 있다. 코어 모듈의 형상을 8각 구조로 채택하였는데, 이는 행성 착륙선으로의 적용을 고려한 것으로서, 추가적인 4면에 랜딩기어를 장착할 수 있으며, 또한, 착륙선의 8각 측면에 고정형 태양전지판을 배치하면 4각형의 착륙선보다 태양 방위각(azimuth angle) 변화에 따른 태양전지 생성전력이 상대적으로 작은 변화를 갖기 때문이다. 코어 모듈 외에는 기본형과의 동질성을 위해 1개의 상부 모듈과 2개의 측면 모듈을 갖도록 하였다. 확장형은 기본형과 동일하게 8각형의 코어 모듈에는 추진계 품목을 위주로 배치하며, 상부 모듈에는 서비스 유닛들을 배치하고, 측면 모듈에는 비-서비스 유닛들을 배치하면 된다.

Fig. 7. Deep-space probe reference model (expansion type).

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표준 심우주 탐사선 확장형을 “로버를 포함하는 착륙선”으로 적용할 경우에는 한쪽 측면 모듈에 로버와 로버 전개장치를 배치하면 된다. 물론, 로버 크기가 작아서 자유낙하 방식으로 로버를 전개하게 된다면, 측면 모듈 하단에 고정형 로버 전개장치를 구현하여 로버를 행성 표면에 자유낙하시키면 된다. 또한, 측면의 회전형 태양전지판은 없애고 착륙선 상부 또는 측면에 태양전지판을 배치시켜야 하는데, 만약, 경량화를 위해 고정형 태양전지판 만을 적용한다면, 임무기간 중의 태양빛 입사각의 변화에 따라 태양전지판을 측면에 부착할지 상부면에 부착할 지 결정해야 한다. 예를 들어, Fig. 8(a)과 같이, 한 변의 길이가 x인 정팔각형 기둥의 형태로 달 착륙선을 구현한다면, 태양빛이 비추게 될 상부면 전체 면적은 $\text{S=}\left(2+2\sqrt{2}\right)x^2$ 이 되며, 태양빛이 측면을 비추게 될 면적은 $\text{S=}\left(1+\sqrt{2}\right)xh$ 가 된다. 측면 면적에는 양쪽 좌우 면이 45° 꺾여 있는 것이 반영되었다. 결국, 높이 h가 정팔면체 한 변의 길이 x의 2배라고 한다면, 실질적인 태양전지판 면적은 동일하다. 따라서, Fig. 8(b)와 같이, 달 착륙선(2x = h)이 달 표면 위도 ±45∼±90°에 착륙할 경우에는 측면 태양전지판 장착이 유리하며, 달 표면 위도 –45°∼+45°에 착륙할 경우에는 상부면 태양전지판 장착이 유리하다. 여기에서, 달의 자전축이 6.68° 기울어진 것은 무시하였다.

Fig. 8. Solar panel mounting location (left) according to latitude of landing site (right).

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