항공우주산업기술동향 15 권 1 호 (2017) pp. 124~141 기술동향 http://library.kari.re.kr 에서보실수있습니다. 달탐사초소형위성개발동향 심은섭 *1 ) Current Development Trends in Lunar Cubesats Sim, Eunsup * ABSTRACT 초록 미국우주발사시스템 의첫시험비행인 에탑재되는달탐사초소형위성들에대해기술하였다 는 년에주탑재체로오리온우주선을 그리고혁신적인아이디어를테스트하기위한 개의초소형위성을부탑재체로발사할예정이다 이논문에서는이중에서달과관련한임무를수행하는 개의초소형위성들에대해임무와운영개념 하드웨어구성품들을나타내었다 의역사적인첫비행에서초소형위성들로달근처의우주영역으로가는것은매우흥미로운기회이다 이제혁신적우주전자기술의발전으로 급초소형위성의달탐사가가능하게되어 소규모예산으로우주탐사를하는시대가되었고 민간인에의한달탐사도가능함을알수있었다 그리고초소형위성에이와유사한우주탐사의기회를제공하는비행이앞으로더욱많아질것이다 가까운장래에 산업계 학계 그리고개인조차도우주탐사에쉽게참여할수있게된다 이러한체계를실현하기위해서는작고저렴한우주선이반드시필요하다고생각된다 달탐사 달탐사초소형위성 우주발사시스템 탐사임무 심은섭 한국항공우주연구원 융합기술연구센터 융합기술팀
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141 125 1. 서론 큐브샛은표준크기및폼팩터를사용하는나노위성클래스 급이하 위성을뜻한다 표준큐브샛크기는 를나타내는 단위 또는 를사용하며 및심지어 으로더큰크기로확장가능하다 년캘리포니아폴리테크닉주립대학의 교수와스탠포드대학의 교수가교육및우주탐사를위한플랫폼을제공하기위해개발하였다 목표는대학원학생들이최초의우주선인스푸트니크 와비슷한성능을갖춘우주선을설계 제작 테스트및궤도에서운영할수있도록하는것이었다 큐브샛의개발은정부 업계및학계가끊임없이능력을향상시키기위해협력함으로써자체산업까지진출했다 현재큐브샛은우주과학연구 신기술시연과 위성군 및군집위성시스템의고등임무개념을위한저비용효율적인플랫폼을제공하고있다 큐브샛의특징은단순한표준모듈형디자인과오픈소스라는점과전자제품및구조물에상업용기성품 부품을주로사용하는것이다 큐브샛은대학및교육기관뿐만아니라민간기업및정부기관에서도개발되어지고있다 우주탐사큐브샛은지구저궤도 를떠나비교적작은비용으로태양계탐사임무수행를가능하게한다 우주탐사큐브샛은기존의지구궤도용큐브샛아키텍처를기반으로한다 목표우주선체적은 이다 일반적으로 는임무에따른페이로드에할당된다 미국항공우주국 에서개발하고있는우주발사시스템 은지구궤도너머의심우주탐사의새시대를열기위한첨단발사체이다 세계에서가장강력한로켓인 는 우주선으로소행성과궁극적으로화성에가는유인우주탐사를가능케하고 화성 토성및목성과같은행성에로봇 과학탐사선을발사하게된다 우주발사시스템 로켓의첫비행은탐사임무 라고하며 년에발사예정이며 주탑재체인오리온우주선과함께혁신적인아이디어를테스트하기위한 개의초소형위성을부탑재체로탑재한다 이중에서달과관련한임무를수행하는 개의초소형위성들에대해기술하고자한다 의역사적인첫비행에서이초소형위성으로달근처의우주영역으로가는것은매우흥미로운기회이다 2. 달탐사초소형위성개발동향 의오리온우주선의임무궤적과부탑재체전개의임무궤적이 그림 에나타나있으며 여기에서기술하는달임무를수행하는초소형위성의분리는 그림 의 및 에해당된다 그림 1. EM-1 임무궤적 [5] 2.1 Lunar IceCube 의개발은큐브샛의공동창시자인 교수가재직중인미국모어헤드주립대학의우주과학센터 가주도하고 고다드우주비행센터 사 미국가톨릭대학교 에서과학자와엔지니어들이지원한다 특히 는궤도설계 기동및항행계획을제공하고 추적
126 심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141 운영도수행한다 미션의첫번째목표는고체 액체및증기형태의물을찾는것이며 또한달의여러휘발성물질을측정하는것이다 과학관측은광대역적외선소형고해상도탐사분광기 로고경사각 낮은근월점의타원형의달궤도에서수행된다 그림 2. Lunar IceCube 비행형상도 [6] 그림 3. Lunar IceCube 의상세얼개도 [6] 심우주개발큐브샛은 의큐브샛임무경험을활용하고 에서중요한헤리티지를가진시스템을활용하며 새로운나노샛기술을통합하여 행성간연구자와과학자를지원할수있는발전된내방사능 큐브샛을개발하는것이다 버스는 의버스헤리티지를기반으로하고있으며 전력을많이소비하는비행컴퓨터 사의 를사용하므로 사의저전력 디자 인에서채택한방식으로지구 달궤도에서 의전력을생성가능한고출력전력계 고기능및소형화된 유도 항행및제어 시스템인 자세측정및제어서브시스템으로구성되어져있으며 달의초소형위성임무를위해 에의해설계된 시스템인고속처리 밴드통신시스템을포함하여도플러레인징등여러옵션이통신을위해고려되어 로알려진 밴드통합형트랜스폰더의통신기가선택되었다 버스는 의성공한 임무와 임무에서근본적으로파생되었다 또한서브시스템들이여러 및 임무를성공적으로수행했으며대부분의 서브시스템들은완전한 비행유닛개발에앞서비행헤리티지를보유하게된다 현재우주선설계는 단계에있다 의주요사양개요가 표 에나와있으며 그림 와 그림 은우주선의비행형상도와상세얼개도를보여준다 비행요구사항을만족하는하드웨어개발과복잡한엔지니어링과제들에대한혁신적인솔루션의결합이 프로그램을위해아래와같은새로운서브시스템개발이진행중이다 자세결정및제어서브시스템 자세제어는통합형 인 에의해제공된다 이완벽하게통합된시스템에는별추적기 및 미션에서의반작용휠비행헤리티지가포함되어있으며추력기와접속할수있다 큐브샛들중일부도 를사용한다 명령및데이터처리계 에채택된 는 의 우주컴
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141 127 퓨터이다 컴퓨팅플랫폼은우주환경에서고장없이작동하는고성능 저전력내방사능성능을가진솔루션이다 이제품은 의고급 듀얼코어마이크로프로세서와 의특허출원중인방사선저감기술을결합하여개발되었다 통신계 와의통신은 밴드 아이리스트랜스폰더및이중패치안테나에의해작동된다 에는 망의일부가되는 안테나가있다 안테나에서 안테나에서 가예상데이터처리속도이다 비행소프트웨어계 에대한비행소프트웨어는버몬트기술대학에서 및 툴세트를사용하여개발되고있다 만에목적지에도달시킨다 그림 에 의임무전이궤적이나타나있다 그림 에 의운영개념이나타나있다 의비행은발사체에서분리후시작되며 지상국에서태양 지구및달의중력을사용하는복잡한궤로를따라우주선을가속시키면서 요오드추진체로구동되는세계최초의소형추진시스템인 의소형전기추력기를사용한다 추력기는소량의추진체를사용하여전기적으로작동하기때문에지구와달의중력가속도를이용하는궤도선택이매우중요하다 이접근비행법은행성간고속도로 중력다양체를사용하는저에너지궤적방식을이용하게된다 표 1. Lunar Icecube 의주요성능 [6] 항목 사양 발사중량 ~14kg 탑재체중량, 부피 3.0kg, 2U 지향정확도 ±0.007º(1σ) 궤도 knowledge 10m, 0.15m/s 기동률 3 o /s 탑재체전력 17.78 W 생성전력 120 W 공급전압 28V, 12V, 5V, 3.3V 소비전력 : 70W ( 최대 80W) 추력 :1.0mN 이온추진계성능 Isp(neutralizer포함 ):2130s 최대 ΔV 용량 : 2.9 km/s @ 최대전력 총임펄스용량 : 38,800Ns 그림 4. Lunar IceCube 임무전이궤적 [7] 을위해채택된초소형위성들은 을 의상부스테이지에연결하는어댑터내부에설치되게된다 일단로켓이달에가는도중에특정위치 지구에서 거리 에도달하면 지상컨트롤러는페이로드를분리하라는명령을내리게되고 페이로드는달근처최종목적지까지의궤도를따라가게된다 의 추력기와 의최첨단궤도설계소프트웨어로정밀하게설계된궤도데이터를이용하여 를약 개월 주탑재체인 광대역적외선소형고해상도탐사분광기 는광대역 μ 측정을위한컴팩트한크라이오크냉각 초점면배열을갖춘컴팩트형 저온냉각기 점분광기로충분한 분광분해능 물 유기물 및광물밴드를특성화하고구별하기위해선형가변필터 를사용한다 이
128 심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141 장비에는조정가능한 면조리개를사용하여유연하게고도변화에관계없이동일한스팟크기를유지하거나 최대 배 또는특정고도에서스팟크기를다양하게조절할수있다 통신다운링크대역폭이사용가능할때 저속모드에서장비를지원하도록쉽게재구성할수있는소형계측기전자장치및 초점평면배열제품들도개발되고있다 열설계는계측기에매우중요하다 작고효율적인 극저온냉각기는검출기온도를 이하로유지하도록설계되었다 그리고광학시스템을 이하로유지하기위한특수라디에이터는광학장치전용이다 정상온도환경을유지케하는위성전자장치전용소형라디에이터는따로장착되어있다 버치관측기의크기는 이다 전력요구는 이며 하위시스템요구사항에는 감지기전자장치 컨트롤러및 저온냉각기가포함된다 관측요구사항은아래와같다 달고도 에서 의 고도 와상관없이 의트랙궤적 이상의교차방향에서더큰 달표면의나이퀴스트샘플링 장비의 는 는 를 까지유지해야한다 2.2 LunarH-Map 의임무는달의남극에매장된수소량에대해연구하고영구적으로태양이비추이지않는지역의분포도와넓이를파악하는것이다 기본 과학탑재물은 및아리조나주립대학교에서개발한 이다 에발사되는 은방사능벨트바깥인지구에서 거리에서분리된후저추력 이온추진시스템을사용하여달궤도로가는데 일이걸린다 달에포획된 그림 5. Lunar IceCube 운영개념 [7]
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141 129 은남극위의 의근월궤도고도를가진최종타원형과학궤도를이루게된다 과학임무는약 개월동안지속될것이며 그동안 는남극위의고온중성자의계수율을측정할것이다 임무는계획된남극분화구로충돌시킴으로끝날것이다 그림 에 의임무운영개념도가나타나있다 큐브샛으로써 초소형위성은극도로크기와무게 전력이제한되어있다 또한 우주선은불안정한달의중력환경에서낮은근월궤도를달성하고유지해야한다 위성시스템엔지니어링과임무설계를조화시키려면특히추진계 자세제어계및운영분야에혁신적인솔루션이필요하다 임무설계의요구사항과결합된 큐브샛폼팩터의부피제한때문에초소형위성의추진시스템은저추력 짐벌식이온추력기를선택할수밖에없다 전용자세제어추력기가없으면우주선은자세제어를위한반작용휠세트와모멘텀관리를위한단일이온추력기를사용해야한다 추력벡터와위성체질 량중심과의오프셋은이온추력기가회전력을발생시키고 반작용휠에쌓인모멘텀을제거할수있게한다 의달전이궤도에는 여개의비연속저추력아크가존재한다 추적및통신패스의수와지속시간에대한제한조건들이우주선기능에고도의자율성 을요구한다 다중저추력아크는지상실시간명령없이연속실행을위해업링크되어저장된다 현시점에서과학궤도설계는정상상태의과학임무에서유지기동이필요없는준동결 궤도이고 보다일관되고낮은근월점고도를제공하기위한소수의유지기동에관한연구가진행중이다 의고위험및고수익임무는 에서제공하는자원들과상업용소형위성산업의전문지식과경험을활용하여달과학에의미있는공헌을하는것이다 와 센터 사 미국가톨릭대학교의과학자들과엔지니어들이지원하고있다 그림 6. LunarH-Map 운영개념도 [9]
130 심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141 미국 사 태양전지판은 의전력을생성하고 사의 프로세서보드를사용하고 밴드트랜시버 축 반작용휠 자세결정및제어용 사의 인 를싣고있다 냉가스자세제어추력기와 온가스 레지스토제트추력기를사용한다 그림 에 큐브샛의구성품들이나타나있다 행센터 의팀이개발한흥미로운임무이다 우주발사시스템탐사임무 으로발사할계획인혁신적인저비용피기백탑재개념은달의남극위에서휘발성물질을찾고 친환경추력기를사용하고 물얼음을찾기위해레이저빔을사용하는것이다 의달임무궤도는 타원궤도로 시간의주기를가진다 발사해서달에진입하는데약 개월이소요될것으로예상되고있다 표 에 비행시스템의사양이나타나있다 그림 에는전임무기간동안의운영개념도가나타나있다 그림 에남극위를지나는임무운영상상도가있고 그림 에 형상도가나타나있다 표 2. Lunar Flashlight 비행시스템사양 [10] 그림 7. LunarH-Map 형상도 [9] 그림 8. LunarH-Map 형상도 [9] 2.3 Lunar Flashlight 손전등초소형위성은 의 가후원하고 및먀샬우주비 서브시스템 탑재체 구조계 추진계 Avionics 전력계 통신계 자세제어계 사양 4- 밴드레이저프로젝터 (LP) @ 밴드당 ~50W 1~2µm 용 Lunar Reflectometer (LR) 6U 큐브샛폼팩터 <14 kg 발사중량 모듈라비행시스템개념 ΔV: 290 m/s 4 x 100 mn 추력기 친환경일원추진제사용 LMP-103S 내방사선 LEON3-FT 구조 UTJ GaAs cells 된 2x 삼중전개형태양전지판과 2x 단순전개형태양전지판 (~51.2W EOL at 1 AU) 6.2Ah 배터리 (3s2p 18650 리튬 - 이온 ) 9~12.3V unregulated, 5V regulated JPL Iris 2.0 X- 밴드트랜스폰더 ; 4W RF 출력도플러레인징, D-DOR 지원 2 쌍의저이득안테나 (RX/TX) BCT XACT3 통합 ACS 유닛 : 50mNm-s (x3) RWAs, 나노별추적기, & 자세결정용 MEMS IMU 4 x 태양센서 친환경추진계제어
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141 그림 9. Lunar Flashlight 임무 운영개념도[11] 그림 10. 루나 Flashlight 임무 운영 상상도[10] 그림 11. Lunar Flashlight 큐브샛[10] 131
132 심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141 2.4 SkyFire 초소형위성은 의 크기이며 미국록히드마틴사 콜로라도대학팀에의해제작되며 전기분무추진방식인초저추력전기추진로켓엔진기술을시험하고 이추력기로달저궤도에임무궤도를형성시켜달표면의특성을 열화상분광방식으로원격탐사하는임무를수행하게된다 달을접근비행 하면서임무수행후 추력기로지구정지궤도위성의폐기궤도까지간다 그림 에 의임무운영개념도가나타나있다 록히드마틴사는기술개발플랫폼으로이 큐브샛을개발하고있다 현재설계중인 큐브샛은 그림 처럼태양전지패널을가진형상이다 탑재컴퓨터는 로된 를사용하고있다 비행소프트웨어는 운영체계기반에 에서개발한 를이용하여개발되어지고있다 그림 13. SkyFire 형상 [12] 2.5 NEA Scout 스카우트는 의 에서선발된임무로 마샬우주비행센터 및제트추진연구소 팀이개발중이다 이혁신적이고저비용의개념으로소행성을매핑하고자소행성에도달하는최초의큐브샛이며 그림 12. Skyfire 임무운영개념도 [12]
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141 133 여러최초우주탐사기술들을시연한다 새로운우주환경에우주비행사를보내기전에로봇스카우트를보내목적지를조사하고미래의우주인이처할수있는위험과도전에대해알아내는것이중요하다 는큐브샛과태양돛추진력을사용하여소행성정찰임무를수행하는데 이는목표물에접근하기위한순항중민첩한항행성능을가지고있어야한다 햇빛에의해추진된 은접근비행을하고 작은소행성 직경 피트미만 을관측하게된다 임무는사진을찍고위치 소행성모양 회전특성 스펙트럼등급 국소분진및파편필드 지역 및 를관측하는것이다 의관측은소행성과행성의작은물체에대한유인탐사와관련된미지의사실들을파악하는데직접적으로도움이된다 수집된데이터는소행성환경에대한인간의이해를향상시키고미래의소행성탐험가에게중요한정보를제공한다 우주기술발전에기여한것들은다음과같다 온보드이미지처리및과학데이터우선순위지정및추출에대한종단간데모 예를들어외태양계탐사와같이타이트한자원으로미래의임무를수행할수있게한다 은데모용자율항법소프트웨어개발 미래의 임무수행을위한운영비용을절감하게된다 자율성 기능을수행하는새로운고성능컴퓨터개발 메모리 과학용과항행용으로도사용하는 카메라개발 미래미션에 기능을더할수있다 솔라돛패스파인더시연 최초의종단간 태양돛개발을입증한다 그림 에임무운영개념도가나타나있으며 그림 에큐브샛형상도가있다 표 그림 14. NEA Scout 의임무운영개념도 [14]
134 심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141 에비행시스템의사양이기술되어있다 그림 에태양돛을전개한후비행시스 템의형상도가나타나있다 서브시스템임무개념탑재체 구조계 추진계 Avionics 전력계 통신계 자세제어계 표 3. NEA Scout 비행시스템사양 [15] 사양 지구근접소행성을저속접근비행중광학기기로특성분석개량된 OCO-3 콘텍스트카메라 6U 큐브샛폼팩터 <14 kg 발사중량모듈러비행시스템개념 ~86m 2 알루미늄캡톤태양돛 (NanoSail-D2 기반 ) 내방사선 LEON3-F7 구조 XTJ GaAs 쎌로된전개형태양전지판 (~56W EOL at 1 AU) 6.2 Ahr 배터리 (3S2P 18650 리튬이온전지 ) 9~12.5V unregulated, 5V regulated JPL Iris 2.1 X-밴드트랜스폰더, 4W RF 출력, 도플러레인징과 D-DOR 기능, 2 쌍의저이득안테나 (Rx/Tx) 마이크로스트립어레이중이득안테나 (Tx): ~1 kpbs to 34m DSN @ 0.75 AU 나노별추적기, 태양센서, 자세결정용 MEMS IMU, 15 mnm-s (x4) 반작용휠능동질량전이시스템 R-236fa ( 냉동가스 ) RCS 시스템 2.6 Bio-Sentinel 그림 15. NEA Scout 형상도 [15] 그림 16. 태양돛전개후비행시스템형상 [15] 바이오센티넬 은 년발사예정인 우주발사시스템 탐사임무 의부탑재체로써 에임즈연구센터에서개발되고있는 초소형위성이다 바이오센티넬의 개월임무를통하여지구반앨런벨트 바깥지역에서생물학적연구를수행하여직접적인실험데이터가얻어질것이다 바이오센티넬은생물체에서 의손상및원상복귀를측정하여탑재방사선센서로얻은정보와비교할수있게된다 두가지주요생물학적변이 미세중력및전리방사선의우주환경의상대기여도를파악하기위해심우주에서의얻은결과는지구저궤도에있는국제우주정거장및지구에서얻은데이터와직접비교될것이다 이데이터자료들은기존의생물학적방사선손상및원상복귀모델을검증하고 인체에외삽법을적용하여 지구저궤도를넘어미래의장기유인탐사임무에서처할위험을완화하는데기여하게될것이다
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141 135 그림 17. BioSentinel 지상국시스템구성도 [16] 초소형위성버스와바이오센서페이로드는 이제공하는달의접근비행의잇점을이용하기위해발사시분리방식조정및안전프로세스에대한접속등더많은정의가필요하다 개발환경에서여러엔지니어링개발유닛 이구축되어 개발을지원한다 여기에는 분광계 유체카드어셈블리 저온가스추진시스템 축자세센서및제어구동기 사의태양전지어레이및짐벌 그리고 연구소에서개발한전력계및스위칭보드들이포함된다 바이오센티넬우주선과페이로드개발이완숙함에따라운영개념 과지 상임무운영시스템 이개발되어지고있다 에서는다음과같은사항들을다루어야한다 위성체버스및탑재장치의운용성을지원하기위해온보드기능과지상기능간의기능적책임할당 위성체전력및열제한이있는다운링크데이터의필요성을조정하는통신패스계획및데이터버짓결정 통신장비에대한고경합기간동안의초기임무수립 바이오센티넬통신링크는처음최소 개월간임무기간동안에는 더멀리간 개월임무기간 그이후에는 로수신할예정이다 그림 에지상국의시스템구성이상세히나타나있다 그림 에큐브
136 심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141 샛을구성하는부분품들을나타내었고 표 에각서브시스템의사양을나타내었다 초소형위성전자부품의방사선환경요구조건은 개월임무기간에 차폐시 에 에 들이요구되어진다 서브시스템 탑재체 (4U) 구조계 표 4. BioSetinel 비행시스템사양 [16] 사양 - 이스트기반바이오센서 -JSC LET Spectrometer -Teledyne 기반 TID Dosimeter -6U -ARC Nanosat 헤리티지 -EcAMSat 기반설계 열제어계 C&DH - 냉바이어스시스템 - 제어용히터, 써미스터, 페인트, 반사테이프 - 내방사선 LEON3 RT 기반 -cfs/cfe 에 VxWorks OS 사용 - 버스에 LADEE FSW 이용 - 탑재체에 EcAMSat/SporeSat FSW 이용 그림 18. Bio-Sentinel 의형상도 [16] 2.7 EQUULEUS 일본우주항공연구개발기구 와동경대 는최초의 비행을위해 개의큐브샛들을공동으로제작하여제공하는데 이들이 이다 는과학자들이지구의 를이미징하고지구를둘러싸고있는플라즈마의분포를측정함으로써지구주위공간의방사선환경을이해하도록도울것이다 이기회는장거리우주비행중에인간과전자장치를방사선손상으로부터보호하기위한중요한통찰력을제공할수있다 또한 지구 달지역내에서다중달탐사선과같은저에너지궤적제어기술을시연한다 는다음과같은기술적및과학적임무목표를가지고있다 통신계 유도, 항행, 제어계 전력계 추진계 -X- 밴드 DSN @ 62.5~8000 bps -LGA(6dB) 와 MGA(20dB) 패치안테나 -IRIS v2 coherent 트랜스폰더 ( 레인징과항행지원 ) -3 축제어 GNC 시스템 -Blue Canyon XACT 통합 GN&C 유닛 3 반작용휠 별추적기 안전모드용태양센서, IMU -5 지향정확도 - 자동모멘텀관리 -32W 생성전력 EOL -MMA 사전개형 HaWK 전지판 - 파나소닉 18650 리튬이온배터리 (3s2p, 5100mA-hr) -ARC 설계전력계와스윗칭제어기 -GT/LSR 사의 3D 프린트시스템 -Null tipoff rates 와모멘텀관리 -7 x 냉가스 R236cf 추력기 -~60 sec Isp -~200 grams 추진제 나노우주선에의한태양 지구 달 섭동지역의궤도설계및제어기 술시연 지리공간 의방사선환경연구 달의뒷면에서충돌하는유성의플럭스의 특성분석
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141 137 그림 19. EQUULEUS 임무운영개념도 [18] 는지구 달 지점의딥스페이 스거주지를포함하는미래의유인탐사시나리 오를개발하는데기여하게된다 서브시스템 구조계 전략계 자세제어계 추진계 통신계 표 5. EQUULEUS 비행시스템사양 [18] 크기 무게 태양전지배터리 구동기센서 RCS+TCM 추진제 MGA LGA 사양 6U, 3 x 짐발된태양전지판의두날개 < 14 kg (wet) 36W@1AU, BOL Li-ion, 62 Wh 3x 반작용휠, 3 축 MEMS 자이로 4x 태양센서 1x 별추적기 4+2mN CGJ, 70Isp 1.47 kg H20, 80m/s v 1 X- 밴드 2 X- 밴드 (UL), 5 X- 밴드 (DL), 1 Ka- 밴드 (DL): TBD 지구플라즈마를관측하는극자외선이미저인피닉스 와달의뒷면에충돌물체를감지하는카메라인 초소형위성의 내의박막으로 우주의작은물체를탐지하는 로구성된다 그림 에큐브샛의임무운영개념도가나타나있다 그림 20. EQUULEUS spacecraft[18] 우주선의사양이 표 에나와있다 그림 에우주선의형상도가나타나있다 이것은현재디자인이며일부구성요소가변경될수있다 과학탑재체들은 2.8 OMOTENASHI 는
138 심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141 그림 21. OMOTENASHI 임무운영개념 [19] 를사용하여저렴한비용으로매우작은우주선이달표면을탐사할수있는기술을선보일예정이다 이기술은미래의우주탐사임무가작은예산으로달표면을조사할수있는새로운가능성을열어줄수있다 이초소형위성은또한달표면뿐만아니라달표면근처의방사선환경을측정한다 의임무목표는다음과같다 로봇이나인간의인공위성이나착륙선에서쉽게운반할수있는나노착륙선의시연 세계에서가장작은달착륙선개발및 의우주탐사혁신허브 가실현하고자하는분산협동나노탐사시스템을위한하드웨어의타당성을입증한다 소규모착륙선은대규모유인탐사시스템과보완적인다지점탐사를가능하게할것이다 또한민간부문의참여도촉진시킬수있다 능동방사능측정및토양전단측정에의한달표면의복사및토양환경관측 달표면에방사선환경매개변수를측정하는것은우주비행사의방사선위험성평가를지원하고 달의유인우주활동을위한우주방사선모델 에대한벤치마크를확립하는데필수적이다 현재이우주선은 발사후 시간이지나 고도에서분리될예정이다 임무운영개요가 그림 에나타나있다 초소형우주선형상은 그림 에나타나있으며 총무게는 이고 쇼크댐퍼를포함한나노착륙선은 가스젯을포함한궤도선은 고체엔진무게는 이다 표 에비행시스템의사양이나타나있다 그림 22. OMOTENASHI 형상도 [19]
심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141 139 표 6. OMOTENASHI 비행시스템사양 [19] 서브시스템 탑재체 구조계 추진계 사양 방사선모니터 (OM and SP) 쇼크가속측정기 (SP) 6U, 14kg, 세모듈로구성 : 궤도모듈 (Orbing Module), 리트로엔진모듈, 착륙선 (Surface probe). 고체엔진 (2500m/s,TBD) 가스젯 (N2, 20m/s TBD) Avionics 2 탑재컴퓨터 (OM, SP 용 ) 전력계 통신계 자세제어계 OM( 궤도모듈 ) 태양전지 ( 몸체부착 ) 30W max, 15W 스핀시 이차배터리 30Wh(TBD) SP( 착륙선 ) 일차배터리 30Wh(TBD) OM X- 밴드상향 X- 밴드하향 P- 밴드하향 ( 아마추어라디오주파수 ) 칩스케일원자시계 SP S- 밴드하향 P- 밴드하향 P- 밴드상향 태양지향 : 0.1deg(TBD) 삼축안정 : 0.01deg(TBD) 스핀 : 300rpm(TBD) 그림 23. OMOTENASHI 블록선도 [19] 그림 에 의블록선도가 나타나있으며 그림 는궤도모듈과착륙 모듈이분리되는비행상상도를나타내었다 그림 24. OMOTENASHI 비행상상도 [19] 2.9 ArgoMoon 이탈리아회사인 은이탈리아우주국 의승인에따라 초소형위성을개발하고있다 은달의궤도에 을보내는중간극저온추진단 에서분리된후 가까이에서 의이미지를획득하고다른초소형위성들의분리되는장면을보여줄것이다 그림 그리고초소형위성과지구사이의광통신기능을테스트할예정이다 는 크기이며 그림 에형상도가나타나있으며 임무는 의역사적인사진을찍는것과심우주에서기술을검증하는것으로다음과같다 단을기록하기위한사진촬영 에서 분리를확인하기위한사진촬영 백그라운드에지구및 또는달과함께 사진촬영 궤도가허용하는경우 광학인식에기초한새로운보조유도및타겟팅기술의검증 초소형위성의크기에적합한전력계 위성데이터수집및처리를위한새로운유닛개발 기존구성품들의 을향상시킴
140 심은섭 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 124~141 로달근처의우주영역으로가는것은매우흥미로운기회이다 그리고초소형위성에이와유사한우주탐사의기회를제공하는비행이앞으로더욱많아질것이다 가까운장래에 산업계 학계 그리고개인조차도우주탐사에쉽게참여할수있을것이고 또한그렇게되어야한다 이러한체계를실현하기위해서는작고저렴한초소형우주선의개발이반드시필요하다고본다 참고문헌 그림 25. ArgoMoon 임무운영개념 [20] 3. 정리 그림 26. ArgoMoon 형상도 [20] 우주전자기술의발전으로우주선의극소형화가가능하게되어 급초소형위성으로우주탐사를하는시대가되었음을 의 으로발사되는달탐사초소형위성들에서확인할수있었다 최근스페이스 사가팰컨 발사체의 단로켓을해상에서회수하는데성공하여로켓재활용시대를열어 이제종전보다현저히낮은발사비용과저가의초소형위성으로우주탐사를크게촉진시킬것으로보인다 의역사적인첫비행에서오리온우주선으
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