우리별 위성 포획 임무 수행을 위한 소형위성의 궤도 천이 방법 및 분석

1. 서론

1950년대 처음 위성이 우주상으로 발사된 이후로 다양한 임무를 띈 위성이 지속적으로 발사되어 궤도상에서 운영이 되었다. 운영이 종료된 위성의 저궤도에 위치할 경우, 대기 저항력으로 의해 시간이 지나면 자연적으로 지표면으로 떨어져서 대기중에 산화하지만, 대기 밀도가 희박한 고도에 위치한 위성들은 우주 쓰레기 형태로 지구 주변을 선회하고 있다. 이와 같은 현상으로 이용하여 Don Kessler와 Burt Cour-Palais는 1978년 케슬러 신드롬이라는 이론을 제안하였다[1]. 궤도상에서 운영이 되는 위성의 수가 늘어나면 상호 간에 충돌이 발생하고, 그 충돌에 의해 발생한 새로운 파편이 또 다른 충돌을 야기시키고, 파편의 양이 지속적으로 증가하면 인류는 결국 지구밖으로 진출하지 못하게 되고 인공위성을 포함한 모든 기술이 중지된다는 이론이다. 실제로 우주 궤도상에는 임무 종료된 위성과 그 위성의 파편들로 이루어진 수 미터–수십 마이크로 미터의 다양한 크기를 가진 우주쓰레기가 존재하고 있으며, 이를 제거를 위한 여러 연구들이 이루어져 왔다[2].

2000년대 이후로 국가 단위로 수행되던 우주 산업들은 뉴 스페이스 시대가 도래함에 따라 개발의 주체가 점차 민간 시장으로 옮겨가고 있는 추세이며, 이러한 현상으로 인해 중/대형 위성을 중심으로 진행되던 위성 개발 트렌드가 소형/초소형 위성으로 구성된 거대 위성군으로 점차 증가하고 있다. 이러한 거대 위성군의 증가는 필연적으로 우주 쓰레기의 양을 기하급수적으로 늘리게 되므로 궤도상에 운영중인 위성들의 우주쓰레기와의 충돌 위험성이 기존 보다 훨씬 증가하고 있다. 우주 쓰레기에 의한 위험성을 감소시키기 위해 최근에 발사되는 위성의 경우에는 25년 이후에는 추력기를 이용하여 궤도 이탈을 시키도록 하는 규약이 지정되었다[3]. 하지만, 과거에 발사되었던 위성의 경우에는 추력기가 존재하지 않는 경우가 많고, 또한 위성을 궤도 이탈시키는 경우보다 발사되어 궤도에 투입되는 양이 훨씬 더 많아서 이에 대한 실효성도 지속적으로 논의되고 있다.

현실적으로 우주 쓰레기를 제거시키는 가장 효과정인 방법은 다른 우주물체를 이용하여 우주쓰레기에 접근한 뒤, 궤도상에서 우주쓰레기를 포획하여 직접 제거하는 방법이다. 이런 이유로 키슬러 신드롬이 제안된 이후로 현재까지 다양한 방법의 우주물체 포획 및 제거 방식에 대한 연구가 진행되고 있다. 궤도상에서 우주쓰레기를 제거하는 방법은 크게 수동 제거 방법과 능동 제거 방법으로 구분할 수 있다. 수동 제거 방법은 대기 저항력을 이용해서 위성의 궤도 장반경을 서서히 낮추는 방법으로 태양 돛을 부착하여 위성의 속도를 점차 줄이는 방법이 대표적으로 사용된다[4]. 우주쓰레기 능동제거 방법은 접촉식 제거 방법과 비접촉식 제거방법으로 구분할 수 있으며, 접촉식에는 로봇팔 포획장치[5–9], 그물/작살 포획장치[10–14], 전자기 밧줄 장치[15–19] 등이 있으며, 비접촉식 제거방법으로는 이온 빔 장치, 레이져 빔 장치, 거품 사출 장치, 정전기 유도 장치 등의 제거 방법들이 제안되고 있다.

궤도상에 존재하는 우주 쓰레기를 제거하는 임무를 갖고 있는 위성 프로젝트가 세계 각국에서 진행되고 있다. 영국의 Surrey Satellite Technology에서 수행한 RemoveDebris 미션은 우주쓰레기의 능동제거기술을 시연하기 위한 목적으로 제작이 되었으며, 2개의 큐브위성을 탑재한채로 2018년 발사되어 그물, 작살, 태양 돛 형태의 제거 방법을 시연하였다[20]. 일본의 Astroscale에서는 End-of-Life Services by Astroscale-demonstration(ELSA-d) 위성을 2021년에 발사하여 magnetic capture system에 대한 검증을 수행하였다. 전자석을 형태의 포획 장치를 갖고 있는 cooperative target을 위성 본체에서 분리한 뒤, 접근 및 포획과정을 통해 해당 기술의 검증을 수행했으며, 후속위성인 ADRAS-J(2023년 발사 예정)에 사용하여 non-cooperative target의 포획, 제거 임무를 수행할 예정이다[21].

KAIST 인공위성연구소는 여러 시리즈의 소형위성을 발사하고 운영한 경험을 보유하고 있는 소형위성 전문 연구기관으로 연구소에서 보유하고 있는 기술을 이용하여 국내에서 발사된 기념비적인 위성 중 하나인 우리별 시리즈 위성을 포획 및 제거하는 임무를 기획 중에 있다. 현재 궤도상에 우리별 1, 2, 3호가 임무가 종료된 후에도 궤도를 선회하고 있으나, 이중 크기와 궤도 조건 등을 고려하여 우리별 2호를 포획 대상으로 설정하였으며, 선정 방법을 2장에서 소개한다. 3장에서는 인공위성연구소에서 최근에 개발한 소형위성 시리즈인 차세대 소형위성에 대해서 설명하며, 이 위성들을 개발하면서 획득한 본체 개발 기술을 대부분 활용한다는 가정으로 임무 설계를 수행하였다.

4장에서는 우주쓰레기 제거 임무를 수행하기 위해서 구성한 지구 섭동력을 활용한 궤도 전이 방법에 대해서 설명한다. 지구 섭동력을 이용한 궤도 전이 방법은 적은 연료를 이용하여 목표까지의 궤도면을 점진적으로 줄여나가는 방법으로 소형위성과 같이 위성 전체 무게가 제한적일 경우에 사용할 수 있을 것으로 기대하고 있다. 5장에서는 4장에서 언급한 궤도 전이 방법을 이용하여 소형위성이 실제 수행해야 하는 임무 및 궤도 전이 단계를 구성하고, 각 단계에서 필요로 하는 연료량을 상용 소프트웨어를 이용하여 계산하였다. 특히, 한국형 발사체(Korea Space Launch Vehicle-Ⅱ, KSLV-Ⅱ)를 이용하여 2027년 발사된다고 가정하여 임무를 설계하였으며, 위성 개발이 착수되면 해당 방법을 최적화하여 실제 임무 궤도를 결정할 예정이다.

2. 우리별 2호 위성

우리별 2호 위성은 영국 써리대학과의 위성개발 및 인력양성을 위한 교육프로그램을 통해 개발한 우리나라의 첫 번째 인공위성인 우리별 1호 개발을 통해 얻은 경험과 지식을 기반으로 개발된 최초의 국내 제작 위성이다. 위성의 임무분석과 설계, 제작, 시험까지 모든 과정을 독자적으로 수행했으며, 국산부품 사용, 국내 개발 시험 탑재체 활용, 우리별 1호의 개발 및 운용 중에 발견된 문제점 및 개선점을 보완, 수정하는 방향으로 국내에서 자체 제작되었다[22]. 위성의 질량은 약 50 kg으로 외형적 형상은 우리별 1호와 유사하지만 1,300 km의 원형 궤도에서 운용되었던 우리별 1호와는 달리 800 km의 원형 태양 동기궤도에서 궤도 운동을 수행하며 플라즈마 관측 등 다양한 우주관측 실험을 수행했다(Fig. 1). 1993년 9월 26일 아리안 로켓에 탑재되어 기아나 우주센터에서 발사되었으며, 5년간 지구 관측 임무를 마치고 97년 12월 임무가 종료되었다. 해당 기간 동안 다양한 우주관측임무 및 기술검증을 수행함으로써 기존보다 향상된 국내 위성제작기술을 확보할 수 있었다고 평가받고 있다. 우리별 2호 위성의 주요 성능 및 스펙은 Table 1과 같다[23,24].

Fig. 1. Flight model for the KITSAT-2.

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3. 우리별 귀환 임무 소형위성

KAIST 인공위성연구소는 국내 최초의 위성인 우리별 위성 시리즈, 과학기술위성 시리즈 등 여러 소형위성을 연구, 개발하고 있으며, 최근에는 본체 플랫폼을 표준화/규격화의 목적을 갖고 있는 차세대 소형위성 시리즈의 위성을 개발하고 있다. 2013년부터 차세대 소형위성 1호의 개발을 시작하였으며, 2018년 12월에 Falcon 9 발사체를 이용하여 궤도상에 투입되었으며, 우주 폭풍 관측기 및 근적외선 분광기와 같은 2개의 과학임무 탑재체와 7개의 핵심기술 검증 탑재체가 탑재되어 성공적으로 임무를 수행하였다[25]. 차세대 소형위성 1호의 본체 플랫폼을 계승하여 제작한 차세대 소형위성 2호는 2023년 5월 한국형발사체 KSLV-Ⅱ를 이용하여 발사가 되었으며, 위성의 주탑재체로 인공위성 연구소에서 독자 개발한 해상도 5 m, 관측폭 40 km의 소형위성용 합성개구레이더(SAR)를 탑재하여 지구 원격탐사 연구의 실용화 및 활성화에 기여할 것으로 기대하고 있다[26].

ADR 소형위성의 본체는 차세대 소형위성 2호에 사용된 본체 기술을 최대한 사용해서 개발할 예정이며, 차세대 소형위성 2호와 마찬가지로 한국형 발사체를 이용하여 발사될 계획이다. 궤도상에 진입하여 임무가 종료된 채 궤도상에 남아있는 국가 자산 위성을 추적, 포획 및 제거임무가 가능한 소형위성을 개발/실증하는 것이 주요 위성의 임무이다. 목표물의 궤도상 제거는 ADR 탑재체를 이용하여 포획한 후 위성을 지구 저궤도로 하강시켜는 방법을 사용하며 최종적으로 대기권에서 소멸하도록 하는 것이 목표이다. 이를 위해서, 궤도 조정용 연료를 포함하여 200 kg 이하의 소형위성을 제작하며, 발사궤도(약 500 km)에서 우리별 위성의 궤도(약 800 km)로 궤도 전이를 수행해야 하며, 포획 후 지구로 재진입을 유도하기 위한 추진기술의 우주 검증 그리고 정밀 궤도제어 기술에 대한 궤도상 실증을 수행한다. 또한, 우리별 위성을 지구로 재진입시키기 위한 추적 접근 및 위성 포획과 도킹을 위한 포획장치, 센서 및 도킹 시스템의 우주 검증 및 실증을 수행할 예정이다.

Fig. 2는 차세대 소형위성 2호의 본체 플랫폼을 이용하여 설계한 ADR 소형위성의 형상안을 나타내고 있다. 2027년에 발사되는 한국형 발사체는 위성을 초소형위성 군집시스템 사업의 목표궤도로 투입할 예정이므로 ADR 소형위성은 해당 궤도로부터 우리별 위성의 궤도로 전이하는 프로세스를 수행한다. 이때 소요되는 추력기 연료량으로 인해 위성의 총 질량은 증가하였으나, 연료의 무게를 제외한 본체의 건조 질량은 차세대 소형위성 2호의 본체 무게와 유사하다. 위성의 궤도 전이 방법 및 소요되는 연료량에 대한 계산은 다음 장에 설명하였다. 또한, 다축 자유도의 로봇팔을 이용하여 우리별 위성을 포획할 예정이며, 비젼 센서등을 이용하여 자동으로 목표로 이동 및 근접 기동 등을 수행하기 위해 다수의 센서도 함께 탑재하여 임무를 수행할 계획이다. Table 2에 초기 설계를 통해 도출된 ADR 소형위성의 사양을 요약하였다.

Fig. 2. Preliminary mechanical design for ADR small satellite. ADR, active debris removal.

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4. 궤도 전이 방법

본 장에서는 위성이 초기 궤도면에서 다른 궤도면으로 전이하는 경우의 궤도 전이 프로세스에 대해서 설명한다. 초기 궤도면에서 목표 궤도면으로 직접 궤도를 변경하는 것을 direct access, 지구 섭동력을 이용해서 전이하는 방법을 indirect access라고 부르기로 한다. 각 방법에 대해서 분석을 수행할 때 ADR 소형위성은 2027년에 발사가 예정되어 있는 한국형 발사체인 누리호 6차 발사에 탑재되어 궤도에 투입되는 것을 가정하여 분석하였다. 앞서 언급한 것과 같이 2027년 발사예정인 한국형 발사체는 주 탑재체로 초소형위성 군집시스템의 양산기 5기를 직접 탑재할 예정이며, 이때 궤도는 LTDN(Local Time Descending Node)이 13시 30분인 500 km 태양동기궤도이다[27]. 그러므로 ADR 소형위성은 초소형위성 군집시스템의 궤도에서 포획 목표로 궤도 전이 과정을 거치는 것이 필요하며, 초기에 포획 대상으로 고려했던 우리별 위성 1, 2, 3호의 궤도형상은 Fig. 3과 같다. 2022년 8월 기준으로 국제 우주물체 감시 기관인 CspOC(Combined Space Operation Center)을 통해서 배포된 TLE 파일을 사용하였으며, J2 propagator를 이용하여 위성이 전파된다고 가정해서 발사시점 이후의 위성의 위치를 예측했다. 이 위치를 이용해서 궤도 전이 수행에 필요한 속도 증분(del-v) 및 연료 소모량 분석 등을 통해 최적의 목표를 선정하고, 해당 목표까지 궤도전이 프로세스를 구성 및 목표 위성 상호 간에 비교를 수행했다.

Fig. 3. Comparison of the orbital plane for the NEONSat and KITSAT1, 2, 3 at the Jun 1 2027, computed by TLE and STK. TLE, Two Line Elements; STK, Satellite Tool Kit.

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일반적으로 추력기를 이용하여 직접적으로 경사각이나 승교점 이각과 같은 궤도면을 조정하는 것은 Hohmann transfer와 같이 장반경을 변화시키는 기동보다 훨씬 많은 연료가 소모된다. 그렇기 때문에 군집위성 500 km 태양동기궤도와 유사한 경사각을 갖는 우리별 2호를 포획하는 것으로 기준을 세워서 궤도전이 시나리오를 구성하였다. 실제 개발이 완료되어 위성이 임무에 투입될 때는, 발사 시점에 따라 포획이 용이한 위성이 변경될 수 있으므로, 최적화 단계를 구상해서 최적의 포획 대상을 선정할 계획이다. 이때, 포획 후보군을 우리별 위성으로 제한하는 것이 아니라 국내에서 발사되었던 모든 위성들을 후보군으로 두고 포획 위성을 선정할 수 있다.

4.1 Direct Access

Direct access는 추력기를 impulsive 방식으로 사용한다고 가정했을 때의 궤도 전이 방식이라고 할 수 있다. 이와 같은 전이 방법을 실제로 구현하기 위해서는 추력성능이 상당히 좋고 순식간에 많은 연료를 동시에 소모하는 추력기를 필요로 하기 때문에 소형위성체의 건조 질량과 비교했을 때 연료량이 과하게 많이 필요하다. 하지만, 임무설계를 수행할 때 기준지점으로 고려하여 설계할 수 있으며, 이를 위해 2027년에 한국형 발사체를 통해 발사될 ADR 소형위성이 초소형위성 군집시스템 위성의 궤도에서 추력기의 연료만 사용해서 우리별 2호의 궤도로 전이하는데 필요한 연료 소모량을 [28]에서 소개하는 수식을 이용하여 계산하였다.

초기 궤도와 최종 궤도로 전이할 때는 Fig. 4와 같이 common point에서 추력을 발생해야 하며, 이때 필요로 하는 Delta-v는 식 (1)과 같다.

Fig. 4. Schematic for non-coplanar transfer from Figure 6-12 within [22].

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$$\text{cos}\left(\Theta \right)=\cos \left(i_{init}\right)\cos \left(i_{final}\right)+\sin \left(i_{init}\right)\sin \left(i_{final}\right)\cos \left(\text{ΔΩ}\right)\text{Δ}v=2v_{init}\text{sin}\left(\frac{\text{Θ}}{2}\right)$$

(1)

여기에서, i_init는 궤도 전이 전의 경사각이며, i_final은 궤도 전이 후의 경사각, ΔΩ는 궤도 전이 전후의 RAAN의 변화량이다. Table 3에 정리되어 있는 것과 같이 우리별 2호의 TLE를 이용하여 예측한 궤도 정보를 사용하여 계산을 하였으며, 궤도 전이에 필요한 Delta-v를 계산하면 약 11.517 km/s임을 얻을 수 있다.

Table 3. Orbit Information of the NEONSAT and KITSAT series at the launch candidate computed using TLE with STK software

Sat	Inclination	RAAN	Semimajor axis	Orbit type
NEON1330	97.258	271.403	6879.31	SSO
KITSAT1	66.100	4.214	7694.06	Circular
KITSAT2	98.906	171.761	7160.33	SSO
KITSAT3	98.676	142.036	7088.80	SSO

TLE, Two Line Elements; STK, Satellite Tool Kit.

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ADR 소형위성에는 30N의 추력과 250s의 Isp(specific impulse)의 성능을 갖고 있는 화학 추력기를 사용할 예정이므로, 해당 spec을 이용하여 direct burn을 수행했을 때 소모될 것으로 예측되는 총 연료의 양은 Tsiolkovsky의 로켓방정식을 활용하여 계산할 수 있으며, 그 값은 식 (2)를 통해 얻을 수 있다.

$$\begin{array}{c}\text{Δ}v=g{I}_{sp}\ln \left(\frac{m_{dry}+m_{prop}}{m_{dry}}\right)\\ m_{prop}=\left(\exp \left(\frac{\text{Δ}v}{g{I}_{sp}}\right)-1\right)m_{dry}=111.5305\times m_{dry}\end{array}$$

(2)

이때 g는 중력 가속도, I_sp는 추력기의 비추력 성능, m_dry는 위성의 건조 질량, m_prop는 연료의 무게이다. 500 km의 궤도에서 건조질량이 약 100 kg일 때 11.517 km/s의 Delta-v를 획득하기 위한 총 연료의 무게는 건조질량의 약 100배 이상의 연료가 필요한 것을 확인할 수 있다. 그러므로, 추력기만을 이용해서 우리별 2호의 궤도로 직접 궤도전이 하는 방법은 빠르게 궤도전이를 할 수는 있으나, 연료량이 1,000 kg 이상 요구되는 비현실적인 방법으로, 소형위성 규모에 탑재되는 적은 연료량으로 우리별 2호에 접근할 수 있는 시나리오를 구성할 필요성이 있다.

4.2 Indirect Access

태양동기궤도는 지구가 완벽한 타원형태를 가지고 않기 때문에 발생하는 지구의 편원성에 의한 섭동력을 활용해서, 하루 동안에 변화하는 RAAN의 크기를 지구 공전 기간과 일정하게 유지시켜 놓은 궤도이며, 그로 인해 위성이 적도면을 지날 때의 지방시가 항상 일정한 시간을 유지하게 하는 특징을 갖고 있다. 태양동기 궤도의 RAAN의 일변화는 식 (3)과 같이 계산할 수 있으며, 하루에 약 1도씩 RAAN이 움직이는 것을 확인할 수 있다.

$$\dot{\Omega }=\frac{360 \left(\text{deg}\right)}{365.24\left(day\right)}=0.9856 \left(\raisebox{1ex}{$deg$}\!\left/ \!\raisebox{-1ex}{$day$}\right.\right)$$

(3)

태양 동기궤도 외의 다른 일반적인 궤도도 지구 편원성으로 발생하는 섭동력으로 인해 시간에 따라 RAAN이 변화한다. 이때 RAAN 변화에 영향을 주는 요소는 지구 편원성뿐만 아니라, 달 및 태양의 인력에 의한 섭동력, 궤도의 장반경 및 이심률 등 의해서 발생하며 그중 가장 지구의 편원성에 의한 J2 효과가 가장 주요한 요인으로 작용하는 것으로 알려져 있다. 이를 수식적으로 표현하면 식 (4)와 같다.

$$\overline{\Omega }=-\frac{3}{2{\left(1-e^2\right)}^2}n{J}_2{\left(\frac{R_E}{a}\right)}^2\text{cos}\left(i\right)$$

(4)

여기서 e는 궤도 이심률, J2는 지구의 2차 Zonal Harmonics 계수, R_E는 적도에서의 지구의 평균 반지름, a는 궤도 장반경, i는 궤도의 경사각, n은 궤도의 평균 운동이며, 지구중력상수를 μ를 이용해서 $\sqrt{\mu /a^3}$과 같이 계산할 수 있다.

위의 식 (4)를 통해 확인할 수 있는 것처럼, 각 요소들의 값을 적절하게 넣으면 태양동기 궤도의 RAAN의 일변화와 다른 RAAN의 일변화를 만들어낼 수 있다. 그러므로 ADR 소형위성은 RAAN의 일변화를 태양동기궤도의 일변화인 1도보다 크게 만든다면 추력기의 사용없이 단순한 propagation을 통해서 두 궤도 사이의 RAAN을 일치시킬 수 있다. Fig. 5는 STK (Satellite Tool Kit) 시뮬레이션을 이용하여 태양동기궤도와 태양동기궤도가 아닌 경우의 시간에 따른 RAAN의 변화를 나타내는 시뮬레이션의 일부를 표현하였다. 500 km의 태양동기궤도와 근지점 500 km 원지점 1,800 km의 타원궤도가 서로 다른 RAAN값을 갖고 있을 때 단순한 궤도전파만으로 RAAN을 일치시킬 수 있다. 이 방법을 활용하여 궤도 전이할 때 사용되는 추력기의 소모 연료량을 줄이는 임무를 설계할 수 있으며, 다음 장에 이 indirect access 방법을 이용한 ADR 소형위성의 궤도 전이 과정에 대해서 설명하였다.

Fig. 5. Process of STK simulation when the small satellite approaches to the KITSAT-2 using the indirect access (a) initial orbital plane, (b) during the propagation, (c) after the propagation, (d) access completed. STK, Satellite Tool Kit.

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5. 우리별 포획을 위한 임무 설계

ADR 소형위성의 발사부터 목표까지 도달하기 위한 궤도 전이 과정을 Fig. 6과 같이 나타낼 수 있다. ADR 소형위성은 앞서 언급한 것과 마찬가지로 2027년 한국형 발사체를 통해서 초소형위성 군집시스템 위성의 양산기 위성과 동승 발사를 통해 LTDN이 10시 30분인 500 km 태양동기궤도로 투입된다. Fig. 6에 소개된 궤도 전이 과정은 소형위성의 임무기간이 1년이라는 요구사항을 만족하기 위해서, 약 7개월 동안의 궤도 전이 과정을 거치는 것을 고려하여 분석을 수행했다. 분석에는 STK를 사용하였으며 그중 행성탐사 등의 임무 설계 등에 사용되는 astrogator 모듈을 이용하여 분석을 수행하였다(Fig. 7).

Fig. 6. Orbit transfer flow the ADR satellite as the results of mission planning. ADR, active debris removal.

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Fig. 7. Configuration of the STK to implement the ADR small satellite using Astrogator module. STK, Satellite Tool Kit; ADR, active debris removal.

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Astrogator 모듈의 orbit maneuver와 propagator 기능을 활용하여 ADR 소형위성의 기동을 구현하였으며, 각 maneuver 기동에는 4장에서 언급한 30N의 화학추력기를 사용하는 것으로 가정하여 시뮬레이션을 수행했다. 위성의 Propagation은 HPOP 모듈을 사용하여 실제 상황과 유사한 환경에서 시뮬레이션을 수행할 수 있도록 하였다. 최종적으로 ADR 소형위성이 목표위성인 우리별 2호에 도달하는 것은 거리가 약 2 km 정도로 가까워졌을 때까지 수행하였으며, 상대거리가 2 km 이내가 되면 실제 위성은 탑재되어 있는 광학센서를 이용하여, 상대운동으로 진입하기 때문에 다른 형태의 분석이 필요하다. 상대운동에 대한 분석 및 임무설계는 추후에 수행될 예정이다. ADR 소형위성에서 수행하는 궤도전이 단계 각각에 대한 자세한 설명은 다음에 나타나 있다.

5.8 De-Orbit

포획한 우리별 2호 위성을 탑재한 전기추력기를 이용하여 근지점 고도를 대기저항을 많이 받는 약 300 km 고도로 하강시킨다. 이와 같은 고도로 하강하게 되면 위성의 원지점 고도도 대기 저항을 받아서 점진적으로 하강하게 되며, 최종적으로는 위성이 대기중에 산화하게 되며, 임무가 종료된다.

각 기동을 통해 얻은 연료 소모량은 Astrogator 모듈에서 제공하는 각 기동 요약을 통해서 획득하였으며, 실제 시뮬레이션을 통해 얻은 연료 소모량을 Table 4에 나타냈다. 표에서 확인할 수 있는것과 같이 indirect access 방식으로 근접기동을 수행했을 때의 연료 소모량은 direct access 방식으로 전이를 했을 때와 비교했을 때 총 80 kg 미만으로 상당히 적은 양을 사용해서 궤도 전이를 수행하는 것을 알 수 있다. 이와 같은 방법을 사용하면, 포획하려는 목표 대상이 발사체로 직접 투입할 수 없는 궤도에 있다고 하더라도, 추력기 연료를 적게 사용해서 목표에 도달할 수 있다. 이와 같은 방법은 실제 임무를 수행하러 가기까지는 시간이 약간 소요되지만, propagation하는 시간 동안에 위성 상태를 점검하거나 혹은 필요 기술을 검 증하는 등 부가적인 임무를 수행할 수 있으며, 임무 수행에 요구되는 연료량의 감소는 위성체의 설계와 제작 비용 절감에도 큰 이점을 가지고 있어, 포획하고자 하는 대상과 위성의 크기에 관계없이, 여러 형태의 우주쓰레기 제거 임무를 띈 소형위성을 제작할 수 있다. 인공위성 연구소에서 개발하려고 하는 ADR 소형위성도 이와 같은 방법으로 궤도 전이를 수행할 예정이며, 실제 운영을 계획중인 operation overview를 Fig. 8에 나타내었다.

Table 4. Fuel consumption in each operation phase computed from STK software

Maneuver	Fuel usage (kg)	Etc.
Rising	38.389	Altitude ~1,800 km
Propagation	0	About 6 month
Rising periapsis	0.27
Lowering apoapsis	25.993
Inc and RAAN control	12.858
Proximity	< 1	V-bar approach
Capturing	0
De-orbit	-	Electrical propulsion Natural decay at 200 km altitude
Total	78.9865

STK, Satellite Tool Kit.

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Fig. 8. ADR Satellite system operation phase. ADR, active debris removal.

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6. 결론

본 연구에서는 소형위성을 활용하여 우주 쓰레기 능동 제거 기술을 우주에서 실증하기 위한 임무 설계에 대해서 다루었으며, 특히 궤도전이가 필요한 임무를 수행할 때에도, 추진계의 연료량을 최소화하여 목표 우주물체에 접근할 수 있는 방안에 대하여 살펴보았다. 지구의 J2 섭동력을 이용하여 RAAN의 일변화를 통해 위성의 궤도면을 일치시키도록 하는 방안은 2027년 한국형 발사체를 이용하여 궤도에 투입된 위성이 indirect access 방식을 이용하여 목표물에 접근하기 까지의 과정을 보여주고 있으며, 궤도전이에 대한 상세 설계를 통한 최적화가 수행되지 않았음에도 불구하고 100 kg 미만의 적은 양의 연료로 목표에 접근하게 됨을 확인했다. 실제 개발에 사용되는 추력기 설계시에 비추력이 큰 추력기를 사용한다면 소모 연료량은 더욱 줄어들 수 있다.

본 논문을 통해 구성한 임무설계 내용은 위성체의 개념설계에 요구되는 초기 분석으로 실제 임무에 수행되기 위해서는 다양한 최적화 연구를 통해 소모 연료량을 더 줄일 수 있는 연구가 수행될 예정이다. 본 연구를 통해 소형위성으로도 포획 우주물체와 발사체에 의한 투입궤도의 상대적인 차이를 극복할 수 있는 것을 확인하였으며, ADR 임무와 함께 랑데부/도킹 등의 다양한 우주 기술을 소형위성 임무에 적용하여 미래 우주탐사시에 요구되는 선행기술의 우주실증은 국내 우주발전의 저변을 넓히는 좋은 계기가 될 것으로 기대한다.