1. 서론
우주의 99%는 플라즈마로 이루어져 있다[1]. 따라서 우주에서 발생하는 플라즈마 현상을 이해하는 것은 우주의 생성 및 진화 과정을 이해하는데 매우 중요하다. 도요샛 임무는 지구 가까이 있는 전리권 및 자기권에서 관측되는 우주 플라즈마 현상의 규명을 통하여 태양과 지구의 에너지 전달과정을 이해하고, 더 나아가 보편적 우주 플라즈마 현상을 연구하는데 필요한 단서를 제공하는 것이다. 특히 본 연구는 현재 우주물리분야의 중요한 주제로 연구되고 있는 우주 플라즈마의 국소현상을 관측하는데 초점이 맞추어져 있다[2].
단일 위성으로 입자와 파동을 관찰하는 것은 본질적으로 공간-시간 모호성에서 자유로울 수 없다. 최근 이러한 모호성은 다중 위성 관측을 통하여 해결되어 왔지만, 이는 지구에서 수 Re 떨어져 있는 자기권에서 주로 관측이 수행되었으며, 대표적인 위성군으로 Cluster[3], RBSP[4], MMS[5] 등이 있다. 도요샛과 비교적 유사한 관측 위성으로는 유럽 우주국(ESA)에서 발사한 SWARM[6] 위성군이 있다. SWARM 위성은 500 kg급 중형위성으로 3개의 위성으로 구성되며, 도요샛과 유사한 고도인 약 510 km에서 운용되고 있다. 그러나, 3개의 위성 중 두 개는 비교적 가까운 거리에서 편대 비행을 하지만, 나머지 하나는 완전히 다른 경도에서 운용되기 때문에 여전히 소규모 플라즈마 구조의 공간-시간 모호성을 해결하기 위해서는 동시 관측 위성 수가 부족하다. 이에 우리는 4기의 나노 위성(~10 kg)을 고도 약 500 km의 극궤도로 발사할 예정이다(Fig. 1). 각 위성 간의 거리는 편대 비행 알고리즘에 의해 ~1,000 km에서 10 km의 범위에서 가변적으로 제어될 예정이다. 이를 통해 다양한 규모의 플라즈마 구조를 관측할 수 있다. 각 위성에는 전리층 전자의 온도와 밀도, 고에너지(100–400 keV) 전자의 유량 및 자기장 벡터를 측정할 수 있는 탑재체가 장착되었다.
한편, 도요샛에서 채택한 큐브위성(CubeSat) 플랫폼은 스탠포드대학(Stanford University)의 Bob Twiggs 교수와 칼폴리(California Polytechnic State University)의 Jordi Puig-Suari 교수가 1999년 대학원생들의 교육을 목적으로 고안한 공동 프로젝트에서 시작되었다[7]. 초창기 큐브위성은 많은 주목을 받지 못했지만, 빠른 성장을 거듭하여 2021년까지 약 1,600여 기의 큐브위성이 발사된 것으로 알려졌다[8]. 이런 빠른 성장의 요인은 첫째, 위성에서 쓰이는 전자 부품이 저전력 소형화되고 있다는 점을 들 수 있다. 반도체 산업의 발전은 전자보드의 크기를 대폭 줄이면서 성능은 오히려 향상시켰다. 고가의 대형위성에서는 이미 검증된 부품만을 사용하는 경향 때문에 최신 기술 도입이 느린 반면, 저비용으로 개발되는 큐브위성에서는 혁신적인 위성 부품이 속속 개발되어 적용되고 있다. 큐브위성의 대중화를 이끈 두 번째 요인은 발사관(deployer)의 개발이다. 발사관은 큐브위성을 담는 용기로 위성과 발사체를 분리하는 역할을 한다. 만일 큐브위성에 전기적, 기계적 문제가 발생하더라도 발사체로 전파되지 않기 때문에 발사 기회를 획기적으로 증가시키는 요인이 되었으며, 따라서 저렴한 비용으로 발사가 가능해졌다. 2017년 인도의 PSLV 발사체는 103개의 위성을 궤도에 올리는데 성공했다[9]. 큐브위성의 미래를 밝게 해주는 세 번째 요인은 표준화와 개방성에 있다. 큐브위성은 1U로 규격화된 부품을 사용하기 때문에 호환성이 뛰어날 뿐만 아니라, 많은 소프트웨어가 공개되어 있어 시장 진입 장벽이 낮아졌다고 할 수 있다.
미국의 경우, 큐브위성 발사 지원을 위해 미 항공우주국(NASA)에서는 ‘CSLI(CubeSat Launch Initiative)’를 설립하고 ELaNa(Educational Launch of Nanosatellites) 프로그램을 통해 미국 내 연구소 및 대학 또는 비상업용 위성의 발사를 지원하고 있다[10]. 큐브위성 발사와는 별도로 미국에서 큐브위성 개발에 필요한 정부 지원은 NSF(National Science Foundations)를 통해서 먼저 시작되었는데, ‘CubeSat-based Science Missions for Geospace and Atmospheric Research’ 프로그램을 통해 위성 1기당 약 80만 달러를 지원하고 있다. NSF와 달리 NASA는 큐브위성 개발만을 위한 별도의 프로그램을 운용하고 있지 않다. 그러나 큐브위성 개발에 필요한 펀드를 제공할 수 있는 다양한 연구 프로그램이 있으므로, 이러한 펀드를 이용하여 연구자들은 큐브위성을 개발할 수 있다. 대표적으로 NASA SMD(Science Mission Directorate)에서 수행하는 ROSES(Research Opportunities in Earth and Space Science)라는 프로그램이 있는데, 이를 통해 위성 1기당 약 500만 달러의 연구비를 지원받을 수 있다. 이들 프로그램을 통해 발사된 대표적인 우주환경 관측 큐브위성으로 FIREBIRD[11], MinXSS[12], SORTIE[13], ELFIN[14], SPORT[15], Dellingr[16] 등이 있다. 도요샛은 한국천문연구원의 주요 사업으로 시작되었다.
한편 국내 큐브위성 개발은 2000년대 중반부터 대학을 중심으로 진행되었다. 대부분 임무를 성공적으로 수행하지는 못했지만, 개발과정에서 많은 우주인력이 양성되었으며, 이들이 사회에 진출하여 국내 우주개발을 견인하는 역할을 수행하고 있다.
2. 과학 임무
도요샛의 과학 임무는 1,000 km 고도 이하의 전리권에서 플라즈마 미세 구조를 규명하는 것이며, 저비용 초소형인 점을 감안하여 특정 연구 주제를 선정하여 연구 성과를 극대화하고자 하였다. 도요샛이 추구하는 연구 주제는 고에너지 전자의 국소 영역 침투, 중위도 플라즈마 밀도 골, 전리층 플라즈마 밀도 이상과 거품 현상, 극 지역 플라즈마 밀도 급상승, 오로라 지역의 자기장 평행 전류, 전자기 이온 공명(EMIC) 파동 등이 있다.
전자 마이크로버스트는 1초 이내의 짧은 시간 동안 고에너지 전자가 지구자기장을 따라 침투하는 현상이다. 이러한 현상은 주로 지자기 폭풍 후 회복기 새벽시간대에 관측되고 있다. Fig. 2는 과학기술위성 1호(STSAT-1)에서 관측한 전자 마이크로버스트를 보여 주고 있다. 전자 마이크로버스트는 코러스파(chorus wave)와의 상호작용에 의한 피치각(pitch angle) 변화에 의해 발생하는 것으로 알려져 있지만, 아직 명확한 증거는 없다. 본 연구에서는 전자 마이크로버스트의 생성 원인인 입자파동 상호작용에 대한 직접적인 증거를 제시하는 것이 목표다. 이를 위해 4기의 편대비행 인공위성 관측 기법을 사용하여 전자 마이크로버스트의 공간적인 크기를 관측할 것이다. 코러스파의 공간적인 스케일과 전자 마이크로버스트의 공간적 크기를 비교하여 입자파동 상호작용에 대한 증거를 제시할 수 있다. 전자 마이크로버스트의 생성원인을 규명하는 다른 방법은 전자 마이크로버스트의 에너지 디스퍼전(energy dispersion)을 관측하는 것이다[17]. 전자 마이크로버스트 에너지에 따른 속도의 차이에 의해 에너지 디스퍼전이 관측될 것으로 예상되는 데 그 시간이 매우 짧기(약 10 msec) 때문에, 아직 관측에 성공하지 못했다. 본 연구에서는 매우 빠른 분해능을 갖는 입자 검출기를 개발하여 큐브위성에 탑재함으로써 전자 마이크로버스트의 energy dispersion을 측정하고, 이를 통해 전자와 코러스파의 상호작용 원리를 규명할 것이다.
플라즈마 골(Plasma Trough)은 중위도 전리권과 고위도 오로라 지역 간의 경계지역에서 지속적으로 발생하는 전리권 F층의 대규모 전자밀도 감소 현상으로 일반적으로 저녁영역에서부터 새벽영역 시간대에 걸쳐 분포한다. 플라즈마 골의 발생은 밤영역 서브오로라(Subaurora) 지역에서의 플라즈마 흐름의 정체로 설명이 되며, Trough는 높은 지자기 활동 기간에는 시공간적으로 더 활발히 변하는 경향을 보인다[19]. 다중위성 관측으로, 플라즈마 골 형태, 특히 위경도상의 구조를 심도 있게 조사할 수 있으며, 자기폭풍 기간 동안 플라즈마 골의 시공간적인 변화양상을 알아낼 수 있다.
극관 플라즈마 패치는 고위도 F층 전리권에서 발생하는 플라즈마 밀도 증가 현상으로서 초단파(VHF), 극초단파(ULF) 그리고 GNSS-L밴드 전파 통신을 방해할 수 있다. 이러한 극관 패치는 태양 EUV 또는 자기권으로부터 저에너지 입자의 유입에 의해 발생하며, 기저 플라즈마 밀도보다 2–10배 증가된 형태로 나타난다. 태양 EUV에 의해 발생한 패치는 낮 지역에서 발생하여 극관을 가로지르며 유선형 대류를 따라 이동한다. 이때 이동 속도는 ~100–2,000 m/sec인 것으로 알려져 있으며[20], 이런 빠른 속도 때문에 단일 위성으로는 전체적인 형태를 파악하기가 어렵다. 발생 규모는 수평적으로 100–1,000 km까지 확장될 수 있다. 도요샛과 같은 다중 위성 관측을 이용하면, 전자 밀도 측정을 통해 현상을 인지하고, 시간 및 공간적 규모를 관측할 수 있다.
적도 플라즈마 거품은 저위도 전리층에서 플라즈마 밀도를 교란시키고, 지상-위성 간 또는 위성 상호간 통신 연결을 방해할 수 있다. 1920 년대 처음 보고된 이후 오랜 시간 연구되어 왔음에도 불구하고, 이 현상의 특성 거리(밀도 불균일 현상이 형태상의 유사성을 잃게 되는 거리)가 얼마인가에 대해서는 아직까지 정확하게 알려진 바가 없다. 적도 플라즈마 거품은 경도 상으로는 수십 km의 좁은 구조를 가지지만, 위도 상으로는 수 천 km 규모의 긴 형태로 나타난다[21]. 그렇기 때문에 경도에 대한 특성 거리 측정이 매우 어렵다. 도요샛 위성은 10 km에서 수 백 km까지 편대 비행이 가능하기 때문에 적도 플라즈마 거품의 구조를 효과적으로 관측할 수 있을 것으로 기대된다.
최근 PC1 주파수 대역의 파동(0.2–5 Hz)이 저궤도 위성에 의한 전리층 고도에서도 관측되었다[22]. PC1 파동은 지구자기권의 적도 근방에서 발생하는 EMIC 파동이 전리층 지역으로 전달되어 온 것으로 알려져 있다. EMIC의 발생은 주로 양성자의 온도 불안정성에 기인하는 것으로 보고되고 있다.
지구 자기권에서 EMIC 파동은 매우 중요한 역할을 하는 것으로 알려져 있다. 파동-입자 상호작용을 통해서 플라즈마 입자들의 피치각을 변화시켜 지구대기로 산란시킴으로써 지구방사선대의 고에너지 전자들, 주로 1 MeV 이상 대역의 전자들을 지구 대기로 유실시키는데 기여하고 있다. 따라서 EMIC 파동을 나노 위성에서 현장 관측한 자료는 지구방사선대의 입자 유실 메커니즘 규명 연구에 중요한 역할을 할 것으로 기대된다.
3. 도요샛 임무(SNIPE Mission) 시스템
도요샛 임무 목표는 우주날씨를 연구하기 위한 6U 큐브위성 4기를 개발하여 발사하고, 최소 1년의 위성 운용을 지원하는 지상국을 구축하며 초기 관측자료를 분석하는 것이다. Fig. 3은 도요샛의 시스템 구성도를 나타내는데, 일반적인 위성과 같이 우주부문(space segment), 지상부문(ground segment), 발사 서비스 부문(launch service segment)로 구성된다. 우주부문은 위성체 버스 시스템(spacecraft bus system)과 탑재체 시스템(payload system)으로 나뉘어지며, 버스 시스템은 자세제어계(AOCS), 전력계(EPS), 열구조계(STS), 명령 및 데이터처리계(CDHS), 비행소프트웨어(FSW), 통신계(COMS), 추진계(SPS)로 구성된다. 탑재체 시스템은 입자검출기(solid state telescope, SST), 랑뮈어 탐침(Langmuir probe, LP), 자력계(magnetometer, Mag), IRIDIUM 통신 탑재체, 감마선 모니터(gamma-ray monitor, GRM)로 구성되었다. 지상국 시스템(ground station system)은 안테나 하드웨어(antenna hardware)와 임무운영센터(mission operation center, MOC) 소프트웨어로 구성되고, MOC 소프트웨어는 8개의 하위 모듈로 구성된다.
Table 1은 도요샛 버스 시스템의 사양을 나타낸다. 위성은 낮 구간에는 전력을 생산하기 위해 태양을 지향하고, 극지역에서 입자 검출기로 고에너지 전자를 관측할 때는 입자 검출기를 지구 자기장 방향과 나란히 일치시키는 자세 제어를 수행한다. 이를 위해 3축 자세제어 알고리즘이 탑재되며, 자세 제어 정밀도는 1도 이내로 설계되었다. 대부분의 자세제어 오차는 센서와 위성간 정렬이 불완전한 데서 기인한다.
전개형 태양 전지판을 통해서는 44 W의 전력을 생산할 수 있으며, 40 Wh의 리튬 폴리머 베터리를 탑재하였다. 지상과의 통신 링크(link)는 세 개가 마련되었는데, 먼저 명령 전송 및 텔리메트리 수신을 위한 UHF 통신이 있고, 데이터 수신과 UHF 통신이 안될 때 대체할 수 있는 S-band 송수신 모듈이 장착된다. 지상국과의 접속 기간이 아니어도 위성의 간단한 상태를 확인할 수 있는 IRIDIUM 통신 모듈도 유용한 통신 수단이다. 편대비행을 위한 추력기는 냉가스 추력기(cold gas thruster)를 사용하며 20 mN의 추력을 발생할 수 있다. 비행소프트웨어는 NASA에서 개발한 CFS(core flight software) 아키텍처를 이용하여 개발하였다.
도요샛의 과학임무는 근지구 우주날씨를 관측하는 것이다. 이를 위해 세 종류의 주요 탑재체와 두 종의 시험 탑재체가 개발되어 4기의 위성에 동일하게 탑재되었다. 주요 탑재체는 SST, LP, Mag이며, 시험 탑재체는 GRM와 IRIDIUM communication module이 있다. SST는 지구 자기장을 따라 침투하는 고에너지 전자를 관측하기 위한 도구이다. LP는 위성 운영 고도의 전리권 전자 밀도와 전자 온도를 관측하기위한 관측기이다. Mag은 우주 플라즈마에 의해 생성되는 전류를 관측하기 위한 장비다. 시험 탑재체로 개발된 GRM은 감마선 폭발(gamma-ray burst)을 관측하기 위해 개발되었다. 이리디움 통신 모듈(IRDIUM communication module)은 이리디움 통신위성을 이용하여 위성과 지상국 간 상시 통신 링크(link)를 제공할 것이다. 이를 통해 위성의 상태를 상시 모니터링하고, 자기 폭풍이 발생 시 탑재체 운용 명령을 전달하는 역할을 수행할 것이다.
Fig. 4는 도요샛 비행모델 탑재체 형상으로 주요 과학탑재체는 1 unit 안에 SST, LP, MAG을 배치하고, 과학탑재체를 운용하는데 필요한 컨트롤러를 56.95 × 95.90 × 1.6 [mm3]의 크기로 적층하여 장착하였다.
입자 검출기는 지구 자기장을 따라 침투하는 100–400 keV의 고에너지 전자를 관측하기 위해 개발되었다. Fig. 4에서 금 도금한 부분이 검출기의 텔레스코프 부분이며, 두 개의 검출기를 교차되도록 배치하여 부피를 최소화하였다. 궤도 상에서 한 쪽은 지구 자기장과 평행한 방향을 가리키고, 다른 하나는 수직인 방향을 가리키도록 자세제어를 수행할 예정이며, 이를 통해 지구 자기장을 따라 침투하는 전자와 지구 자기장에 포획된 전자 플럭스를 동시에 관측할 수 있다. 검출기(detector)는 Canberra사에서 방사선 측정용으로 개발한 Silicon PIPS를 사용하였으며, 검출 면적은 50 mm2, 두께는 500 µm이다.
SST는 과학기술위성 1호(STSAT-1)에 탑재된 입자검출기의 경험을 바탕으로 개발되었다. 초당 최대 20,000개의 입자가 입사할 것으로 예상하고, 10 µsec의 빠른 Dead time을 갖도록 설계하였다. Geometric Factor는 0.02 cm–2 sr–1로 설계하여 관측할 수 있는 최대 전자 플럭스는 1.0 × 106 cm–2 s–1 sr–1이다. 관측 주기는 10 msec와 100 msec를 선택할 수 있도록 하였으며, 16개의 에너지 채널로 고에너지 전자의 에너지 스펙트럼을 관측한다. Fig. 5는 여러 방사성 동위 원소의 에너지 스펙트럼을 측정할 결과를 나타내고 있다. 이러한 검교정 실험을 통하여 100–400 keV의 전자 에너지를 측정할 수 있음을 확인하였다.
랑뮈어 탐침은 전리권 플라즈마의 온도와 밀도를 측정하는 고전적이며 가장 확실한 방법이다. 플라즈마에 노출된 금속 막대에 전압을 인가하고, 이때 흐르는 미세 전류를 측정하여 플라즈마 상태 정보를 얻는다. 도요샛에 탑재되는 랑뮈어 탐침은 10 cm의 도금한 텅스텐을 사용하였으며, 2 × 103 – 2 × 106 cm–3의 플라즈마 밀도와 수 백 K의 전자 온도를 측정할 수 있다. 랑뮈어 탐침을 이용하여 플라즈마를 관측하기 위해서는 고려해야만 하는 사항이 몇 가지 있다. 위성은 전리권에서 이온의 열 속도보다 빨리 움직이기 때문에 진행 방향 반대쪽으로 shock을 만들게 되는데, 탐침은 이러한 shock 지역 바깥쪽에 위치해야 한다. 이를 위해 도요샛에서는 Fig. 6에서 보인 것과 같이 탐침을 태양전지판 뒤쪽에 장착하고, 태양 전지판이 전개됨과 동시에 탐침이 바깥쪽으로 나와서 플라즈마를 측정할 수 있도록 설계하였다. 탐침과 태양 전지판은 스프링으로 연결되어 있다. 또한 탐침으로 흐르는 전류에 의해 위성의 전위가 바뀌면서 측정 오차를 발생시킬 수 있기 때문에 이를 고려하여 설계해야 한다. 이러한 측정 오차를 줄이기 위해서는 위성의 도체 표면적이 탐침 표면적의 100 배 이상이 되어야 한다. 많은 큐브위성에서는 열적 이슈를 고려하여 위성 표면을 부도체 물질로 코팅하기 때문에 이러한 비율을 얻는 것이 쉽지 않으나, 도요샛은 특수한 물질(ITO coated silver FEP tape)을 사용하여 열적인 문제를 해결함과 동시에 위성의 도체 표면적을 증가시켰다.
도요샛 랑뮈어 탐침에는 Smart Sweeping Voltage 기법이 적용되었다. 이것은 탐침에 인가되는 전압을 적당히 바꾸어 가며 데이터량을 줄이면서도 관측 효율을 높이는 기법이다. 먼저, 0.05초 동안은 전압을 –2 V에서 +3 V로 sweep하여 준다. 이때 250번 전류 전압을 측정하고 궤도상에서 전자 온도를 계산하여 지상으로 보낸다. 이렇게 하면 데이터량을 250분의 1로 줄일 수 있다. 그 다음 0.95초 동안은 일정한 전압을 유지하는데, 이때 흐르는 전류는 플라즈마 밀도에 비례하기 때문에 상대 전자 밀도를 계산할 수 있다. 플라즈마 밀도 절대값을 알기 위해서는 전체 전류-전압 곡선이 필요한데, 매 10초마다 250 포인트에서 측정한 전류 전압을 지상으로 전송한다. 수신한 250개의 전류-전압 관측값으로 지상에서는 모델식을 이용하여 플라즈마 밀도 절대값을 계산할 수 있으며, 위성에서 계산한 전자 온도 데이터가 맞는지 검증할 수도 있다.
우주날씨를 연구하기 위해서는 정밀한 지구 자기장 측정이 요구되며, 이를 위해 도요샛 위성에는 3축 플럭스 게이트 자력계가 탑재되었다. 지구 자기장을 측정하기 위해서는 ±70,000 nT의 넓은 범위에서 1 nT 이하(10 Hz에서 노이즈 표준편차) 노이즈를 가져야 한다. Fig. 7은 도요샛 자력계로 관측한 지구 자기장으로 노이즈를 나타내고 있다. 요구조건인 노이즈의 표준 편차가 1 nT 이내에 들어 오는 것을 확인할 수 있다. 그러나 이것은 자력계 단독으로 측정하였을 때의 결과이고, 자력계가 위성에 장착되면 위성체에서 발생하는 자기장 노이즈에 의해 훨씬 많은 노이즈가 발생할 것으로 예상된다. 이러한 위성체의 자기장 간섭을 막기 위해 다른 위성에서는 붐(boom)을 사용하여 위성체와 자력계의 거리를 유지하기도 하지만, 이럴 경우 많은 공간이 필요하며, 무엇보다 위성 내부 노이즈와 외부 자기장 변화를 구분할 수 없는 단점이 있다. 도요샛 자력계에서는 두개의 센서를 배치하여 이러한 문제를 해결하려고 하였다. 도요샛은 큐브위성으로 작기 때문에 위성의 특정 위치에서 발생하는 노이즈를 두 개의 센서로 각각 다르게 측정할 것이다. 이러한 원리를 이용하면 위성체 내부에서 발생한 노이즈원과 외부 자기장 변화를 구분할 수 있고, 노이즈 캔슬링(canceling) 기법을 사용하여 노이즈를 줄일 수 있다.
중력파와 같이 수반되는 전자기파 현상 중 감마선 폭발(gamma ray burst)은 중력파 발생 직후 초기 폭발하듯 수 초간 밝아졌다가 바로 어두워진다. 감마선 관측은 지상에서 할 수 없고 오로지 우주 공간에서만 가능한데, 현재 운용 중인 대형 감마선 우주망원경들은 자세 제어 및 관측 준비에 시간이 걸리므로 중력파 검출 직후 잠깐 폭발하는 감마선 관측을 하기가 곤란하다. 따라서 중력파와 같이 발생하는 감마선을 검출하려면 초소형 위성 편대를 이용한 감마선 상시 모니터링 시스템을 이용하는 것이 효과적이다. 도요샛은 4기의 6U 큐브위성 본체에 각각 이리디움/GPS 통합 통신 모듈을 갖고 있으므로 감마선 폭발 시 정확한 관측 시각과 관측 후 신속히 관측 정보를 지상으로 전송하기 위한 기반 환경을 갖추고 있다. 따라서 차후 본격적인 감마선 폭발 우주 관측 미션을 위한 기술 검증 목적으로 GRM 탑재체를 제작해서 도요샛에 탑재하였다.
GRM은 10 keV에서 400 keV의 감마선을 측정할 수 있고, 검출기로 CsI를 탑재하였다. 특이한 점은 GRM을 운용하기 위한 모든 명령과 관측 데이터는 이리디움 통신망을 통해서만 전달된다는 점이다. 미래에 별도의 지상국과의 교신 없이 과학임무를 수행하는 것이 가능한 지도 우리가 GRM을 통해 얻고자 하는 기술적 목표이다.
이리디움 통신위성은 780 km의 고도에서 통신 서비스를 제공하는 위성군이다. 지상 통신 서비스를 목적으로 하기 때문에 위성에서는 거의 사용되지 않는 통신망이다. 그 이유는 지상에서는 전지역을 커버하는 반면, 500 km 고도에서는 이리디움 위성과의 거리가 가까워지고, 이에 따라 전파의 빔폭이 작아지기 때문에 통신 가능한 영역이 줄어들기 때문에 효용성에 의문이 생기기 때문이다. 그럼에도 일부 큐브위성에는 이리디움 통신을 성공적으로 수행했다는 보고가 있다[23]. 도요샛에서는 이리디움 통신위성이 제공하는 여러 통신 서비스 중 SBD(short burst data) 통신 모듈을 탑재하였다. SBD는 쉽게 말해 단문 서비스로 터미널 간 간단한 문자 전송이 가능하다. Fig. 8에서 나타낸 것과 같이 도요샛은 주로 S-band를 이용하여 지상국과 교신하지만, L-band를 이용하여 이리디움 위성과 상시 교신할 수 있다. 데이터는 이리디움 통신망을 통해 e-mail 서버로 도요샛 지상국에 전달된다. 예상되는 교신 가능 시간은 하루 70분인데, 도요샛 한 기가 지상국과 교신할 수 있는 시간이 5분 정도라는 점을 고려하면 결코 적은 시간이라고 할 수 없다. 이리디움 통신을 이용하여 미래에 위성을 더 효율적으로 운용할 수 있는 방안을 찾는 것이 이 탑재체의 목표이다.
4. 편대 비행(Formation Flying)
도요샛 임무의 가장 큰 특징은 나노급 위성으로는 세계 최초로 편대 비행을 수행한다는 점이다. 위성이 처음 발사체에서 분리되었을 때, 4기의 각 위성은 별도의 궤도 제어 없이 초기속도 차이에 의해 위성 간 간격이 벌어질 것이다. 초기 운용 기간을 1개월로 가정할 경우, 대략 수 백 km에서 수 천 km까지 위성간 간격이 벌어질 것으로 예상하고 있다. 이는 실제 발사된 위성군의 위치 변화를 기반으로 가정한 것이다. 초기 운용 기간이 끝나면 다음 3개월 동안은 추력기를 이용하여 위성 4기를 10 km 이내의 거리로 모으는 작업을 수행한다. 이때 각 위성은 같은 궤도평면 상에 위치하기 때문에 우리는 이를 종대 편대비행(along track formation flying)이라고 부른다. 이 기간 동안 각 위성은 약 1초에서 200초의 시간 간격을 가지고 동일한 플라즈마 구조를 통과하게 되며, 다양한 스케일의 시간적 변화를 관찰할 수 있다. Fig. 9은 종대 편대비행 시 위성-D를 기준으로 위성-B의 거리 변화를 나타내고 있다. 발사 뒤 약 30일이 경과한 후 위성의 궤도 제어가 시작되며, 이때 추력기에 의해 위성 간 거리가 조금씩 가까워진다. 약 85일 후 위성간 거리가 400 km 정도 가까워졌을 때 역추력을 이용하여 위성간 속도를 줄여준다. 이를 통해 위성 간 거리는 10 km 이내로 줄어든다.
종대 편대 비행이 완료된 후 4기 도요샛 위성은 횡대 편대 비행을 시작한다. 횡대 편대 비행은 경도 상에서 서로 거리가 멀어지는 것을 의미한다. 이를 통해 단일 플라즈마 구조를 여러 지역에서 동시에 관측할 수 있다. 횡대 편대 비행 기간 동안에는 위성의 거리가 종대로도 계속 변하기 때문에 궤도 제어에 더 많은 어려움이 예상된다. Fig. 10에서 보인 것과 같이 3개월 동안 횡대 편대 비행을 수행하면, 위성 간 거리는 적도 영역에서 250 km, 위도 70도 지역에서는 약 130 km까지 벌어질 것으로 예상된다. 횡대 편대 비행 임무가 종료되면 위성의 연료가 모두 소진될 것으로 예상된다. 그러면 더 이상 편대 비행을 할 수는 없지만, 위성들은 각자 자유롭게 위치를 바꾸며 비행할 것이고, 이 경우 여전히 플라즈마의 미세 구조를 파악할 수 있는 유용한 정보를 제공할 것이다.
5. 결론
근지구 우주환경은 고도 약 80 km에서 시작하는 전리권(ionosphere)과 지구 자기장의 영향이 미치는 자기권(magnetosphere)으로 이루어진 공간을 의미한다. 여기에는 인류가 발사한 위성 대부분이 상주하고 있으며, 전파 통신 교란, GPS 오차 증가, 전력망 손상 등 인간 생활에 직접적인 영향을 주는 우주날씨 변화가 일어나는 곳이다. 따라서 향후 우주탐사를 위해서는 반드시 선행연구가 진행되어야 할 우주 공간이다. 도요샛은 근지구 우주 공간에서 발생하는 플라즈마 미세구조에 관한 연구를 심화할 수 있는 관측자료를 확보하고, 우주폭풍으로부터 국가우주자산을 보호하는 데 이바지하고자 한다. 현재 민간 기업(SPACE-X 등)에서 정부를 대신한 우주 발사체를 운영하고 있을 뿐만 아니라, 세계 여러 기업(Blue Origin, Space-X, Orbital Science, Starchaser 등)에서 우주관광 상품을 준비하고 있다. 이런 민간 분야의 우주개발 확대에 따라 우주날씨 정보에 대한 수요도 함께 증가할 것으로 예상된다.
큐브위성은 인간이 우주에 접근할 수 있는 비용을 획기적으로 낮출 수 있는 기술로 인식되고 있다. 도요샛 위성을 통해 획득하게 될 큐브 위성 기술은 군사, 지구관측, 위성통신 등 다양한 분야에서 활용 가능한 기술로 향후 우주산업 시장에서 중요한 부분을 차지할 것으로 예상된다. 특히 큐브위성 편대비행기술은 세계에서 처음 시도되는 것으로 성공할 경우, 큐브위성의 활용도를 높이는데 기여할 것이다.
