[논문]홀 추력기를 이용한 두바이셋-2 위성의 궤도변화 분석

김은혁; 김연호; 박종수; 고동욱; 정연황; 이현우

doi:10.5139/jksas.2015.43.4.377

문제 정의

본 논문에서는 국내에서 개발된 인공위성 중 최초로 전기 추력기를 탑재한 DS-2의 궤도를 분석하여 전기 추력기의 성능을 검증하였다. 특히, 전기 추력기에 의한 궤도 조정 결과를 중점적으로 기술하였고 실제 궤도 변화를 분석 후 추력을 추정하여 전기 추력기의 성능을 확인하였다.
본 논문에서는 국내에서 개발된 인공위성 중 최초로 홀 추력기를 탑재한 DS-2의 궤도를 분석하여 홀 추력기의 성능을 검증하였다. 증가된 추력에 따른 실제 궤도 변화와 예측된 궤도를 비교, 분석하여 홀 추력기의 성능을 확인하였으며 저궤도 특성상 태양활동에 직접적인 영향을 받는 것을 고려하여 임무 수행 기간 중 태양활동이 궤도 변화에 미치는 영향력을 함께 분석하였다.
쎄트렉아이에서 개발된 홀 추력기는 11 mN 추력을 생성하도록 설계되었고 홀 추력기 성능은 진공 환경에서 계측되어 약 11 mN 출력이 가능한 것을 확인하였다[1]. 본 절에서는 목표 추력이 실제 우주 공간에서 동작 가능한지 확인하기 위해 궤도 변화를 분석하여 추력을 추정하였다. 현재 DS-2 위성의 홀 추력기는 고도 조정을 위해 사용하고 있기 때문에 장반경 변화를 식 (4)에 대입하면 속도 증분을 계산할 수 있다.
본 절에서는 태양 동기 궤도를 유지하기 위해 장반경과 궤도 경사각을 조정할 시 필요한 속도 증분 값을 계산함으로써 추진제 소모량을 추정하는 공식을 설명한다. 초기 궤도의 장반경이 목적 궤도의 장반경과 차이가 있을 시 고도를 조정해야 한다.

제안 방법

DS-2 위성이 발사된 2013년 11월 21일(UTC) 이후 2014년 7월 25일(UTC)까지 수신된 GPS 항행해를 이용하여 DS-2 위성의 궤도를 분석하였다. 추력이 가해지기 전 GPS 항행해를 이용하여 궤도 분석을 수행한 후 DS-2 위성의 궤도를 2013년 11월 21일(UTC)부터 2014년 7월 25일 (UTC)까지 예측하였고 동일 기간 수신된 GPS 항행해를 분석하여 Fig.
또한, DS-2 위성은 분리 직후 태양을 추적하였고 GPS 수신기를 동작시켜 궤도 정보를 수신받았다.
특히, 전기 추력기에 의한 궤도 조정 결과를 중점적으로 기술하였고 실제 궤도 변화를 분석 후 추력을 추정하여 전기 추력기의 성능을 확인하였다. 또한, 임무 수행 기간 중 태양활동이 궤도 변화에 미치는 영향을 함께 분석하였다.
Table 6에서 확인할 수 있듯이 최초 추력 증가 시기는 2014년 1월 20일 (UTC)이다. 쎄트렉아이에서 개발된 홀 추력기는 일본 우주항공연구개발기구(Japan Aerospace eXploration Agency, 이하 JAXA)의 음극 (Cathode)을 이용하여 개발된 것으로 DS-2 위성 발사 이후 2014년 1월 20일(UTC)까지 JAXA와함께 홀 추력기 동작을 확인하였다. Table 6에서 확인할 수 있듯이 2014년 3월 21일(UTC)까지 일일 2분간 추력을 증가하였는데 발사하기 전에 DS-2 위성의 고도 감소율을 2012년 태양활동 기준으로 분석하여 6.
본 논문에서는 국내에서 개발된 인공위성 중 최초로 홀 추력기를 탑재한 DS-2의 궤도를 분석하여 홀 추력기의 성능을 검증하였다. 증가된 추력에 따른 실제 궤도 변화와 예측된 궤도를 비교, 분석하여 홀 추력기의 성능을 확인하였으며 저궤도 특성상 태양활동에 직접적인 영향을 받는 것을 고려하여 임무 수행 기간 중 태양활동이 궤도 변화에 미치는 영향력을 함께 분석하였다. 분석 기간 DS-2 위성의 홀 추력기는 고도를 증가시키기 위해 사용되었으며 일일 6분 추력 증가시 고도가 약 3 m/day 상승하는 것을 확인하였다.
지구 관측 인공위성은 초기 설계 시 관측 해상도, 인공위성 수명, 임무 수행 주기 등의 요구 조건을 반영하여 목표 궤도를 설계한다. 이때, 대부분의 지구 관측 인공위성은 태양 동기 궤도로 설계하는데 태양이 지구 표면을 비추는 각도가 언제나 거의 같으므로 지상 관측 시 유리하기 때문이다.
추력이 가해지기 전 GPS 항행해를 이용하여 궤도 분석을 수행한 후 DS-2 위성의 궤도를 2013년 11월 21일(UTC)부터 2014년 7월 25일 (UTC)까지 예측하였고 동일 기간 수신된 GPS 항행해를 분석하여 Fig. 7, 9, 10, 11, 12 에 함께 표기하였다.
본 논문에서는 국내에서 개발된 인공위성 중 최초로 전기 추력기를 탑재한 DS-2의 궤도를 분석하여 전기 추력기의 성능을 검증하였다. 특히, 전기 추력기에 의한 궤도 조정 결과를 중점적으로 기술하였고 실제 궤도 변화를 분석 후 추력을 추정하여 전기 추력기의 성능을 확인하였다. 또한, 임무 수행 기간 중 태양활동이 궤도 변화에 미치는 영향을 함께 분석하였다.

대상 데이터

Table 3 궤도 정보는 고도 600 km, 10시 30분 지역시의 궤도이다. 발사체 분리 후 DS-2 위성의 궤도는 발사체 서비스 회사인 Yuzhnoye로부터 제공된 위성체 분리벡터 (S/C State Vector at Separation Time) 정보와 미국의 합동우주전략센터(JSpOC, Joint Space Operations Center, 이하 JSpOC)의 TLE(Two Line Element)를 통해 획득하였다. 또한, DS-2 위성은 분리 직후 태양을 추적하였고 GPS 수신기를 동작시켜 궤도 정보를 수신받았다.

데이터처리

Figure 7에 DS-2의 장반경 정보를 관측된 장반경 정보와 예측된 장반경 정보, 같은 기간 동안 태양 흑점 폭발 및 추력 증가 시기를 함께 표현하였다. 특히, Fig. 7에 장반경 감쇄율을 태양흑점 활동 기간, 추력 증가 기간, 일반 운용 기간의 세 구간에 대해서 평균값으로 표현하였다. DS-2 위성은 발사 이후 추력을 증가시키기 전까지 60일 동안 장반경이 870.

이론/모형

현재 DS-2 위성의 홀 추력기는 고도 조정을 위해 사용하고 있기 때문에 장반경 변화를 식 (4)에 대입하면 속도 증분을 계산할 수 있다. 그 후 Table 6의 추력 증가 시간으로 나누어 가속도를 계산하였고 뉴턴 제2 운동 법칙을 활용하여 추력을 계산하였다. Table 6의 추력 증가 기간의 장반경 변화를 분석하여 추력을 계산한 결과 홀 추력기의 추력은 11.

성능/효과

DS-2 위성은 발사 이후 추력을 증가시키기 전까지 60일 동안 장반경이 870.2 m 감소하여 1일평균 16 m 감소하였고 1일 2분 추력 증가 시 12.1 m, 1일 3분 추력 증가 시 7.4 m 감소하였다.
Fig. 1에서 확인할 수 있듯이 추진제 소모율의 경우 요구되는 ∆V 가 커질수록 전기추력 방식이 효율적이다[1].
DS-2 위성의 장반경과 궤도 경사각은 자연적인 궤도 섭동력에 의해 장기적으로 점차 감소할 것이므로 시간이 지날수록 목적 궤도로 이동할 것으로 판단하였다. Fig.
4, 5는 추력이 증가하기전 GPS 항행해를 분석하여 2013년 11월 21일 ~ 2014년 7월 25일(UTC)까지 장반경과 궤도 경사각의 변화를 예측한 결과이다. Fig. 4, 5에서 확인할 수 있듯이 장반경은 발사 이후 평균 16m/day 감소하여 발사 25일 이후 2013년 12월 15일(UTC)에 목적 궤도의 장반경까지 감소할 것으로 예상되었고 궤도 경사각은 발사 초기 증가 하다가 2013년 1월 12일(UTC) 이후 감소하여 발사 137일 이후 2014년 4월 7일(UTC)에 목적 궤도의 궤도 경사각까지 감소할 것으로 예상하였다. DS-2 위성의 장반경이 궤도 경사각에 비해 먼저 목적 궤도에 접근함으로 장반경을 2013년 12월 15일(UTC) 이후 목적 궤도의 장반경 수준으로 유지할 경우 DS-2 위성 궤도를 태양 동기 궤도의 목적 궤도에 수렴시키고 궤도 수명 또한 연장할 수 있을 것으로 판단되었다.
또한, 태양 흑점 폭발 시 고도가 다른 기간에 비해 매우 감소하는 것을 확인하였다. 고도 변화를 분석하여 홀 추력기의 추력을 추정한 결과 추력기는 지상 실험결과와 유사한 11 mN의 추력을 발생한 것으로 판단되었다.
185 deg 차이를 나타내어 매우 높은 정밀도를 나타내고 있는 것을 알 수 있다. 또한, JSpOC의 TLE 궤도 정보는 GPS 항행해 궤도 정보 대비 장반경은 54 m, 이심률은 5e^-5, 경사각은 0.11 deg, 승교점 경도는 0.001 deg 차이를 나타내고 있는데 발사체 궤도 정보와 JSpOC의 TLE 궤도 정보 모두 충분한 궤도 정밀도를 나타내고 있는 것을 확인할 수 있었다.
분석 기간 DS-2 위성의 홀 추력기는 고도를 증가시키기 위해 사용되었으며 일일 6분 추력 증가시 고도가 약 3 m/day 상승하는 것을 확인하였다. 또한, 태양 흑점 폭발 시 고도가 다른 기간에 비해 매우 감소하는 것을 확인하였다. 고도 변화를 분석하여 홀 추력기의 추력을 추정한 결과 추력기는 지상 실험결과와 유사한 11 mN의 추력을 발생한 것으로 판단되었다.
Table 5의 Epoch Time은 발사체 분리 시의 DS-2 위성 궤도 정보 분석을 위한 위 세 가지 정보의 시각이다. 발사체에서 제공된 궤도 정보는 Table 5에서 확인할 수 있듯이 가장 정밀한 GPS 항행해 궤도 정보 대비 장반경은 227 m, 이심률은 1e^-5, 경사각은 0.05 deg, 승교점 경도는 0.185 deg 차이를 나타내어 매우 높은 정밀도를 나타내고 있는 것을 알 수 있다. 또한, JSpOC의 TLE 궤도 정보는 GPS 항행해 궤도 정보 대비 장반경은 54 m, 이심률은 5e^-5, 경사각은 0.
증가된 추력에 따른 실제 궤도 변화와 예측된 궤도를 비교, 분석하여 홀 추력기의 성능을 확인하였으며 저궤도 특성상 태양활동에 직접적인 영향을 받는 것을 고려하여 임무 수행 기간 중 태양활동이 궤도 변화에 미치는 영향력을 함께 분석하였다. 분석 기간 DS-2 위성의 홀 추력기는 고도를 증가시키기 위해 사용되었으며 일일 6분 추력 증가시 고도가 약 3 m/day 상승하는 것을 확인하였다. 또한, 태양 흑점 폭발 시 고도가 다른 기간에 비해 매우 감소하는 것을 확인하였다.
12는 평균 승교점 경도의 변화율을 나타내고 있다. 승교점 경도는 지속해서 상승하고 있는데 그 변화율을 확인해 보면 발사 직후 0.99 deg/day에서 247일 이후 0.988 deg/day로 감소하였다. 이것은 식 (1)에서 확인할 수 있듯이 장반경과 궤도 경사각의 영향을 받기 때문이다.
쎄트렉아이에서 개발된 홀 추력기는 11 mN 추력을 생성하도록 설계되었고 홀 추력기 성능은 진공 환경에서 계측되어 약 11 mN 출력이 가능한 것을 확인하였다[1]. 본 절에서는 목표 추력이 실제 우주 공간에서 동작 가능한지 확인하기 위해 궤도 변화를 분석하여 추력을 추정하였다.
7에서 확인할 수 있듯이 실제 관측된 장반경은 추력 증가 전까지 예측한 장반경과 유사하게 감소하는 반면, 추력이 증가한 이후 관측된 장반경은 감소율이 감소 혹은 장반경이 증가하여 예측 결과 대비 상승하게 된다. 장반경 변화는 추력 증가에 따른 장반경 변화율 그래프를 통해 명확히 확인 가능한데, 1일 2분 혹은 3분간 추력 증가할 경우 장반경 감소율이 다른 구간에 비해 감소하였지만 여전히 음의 값으로써 장반경이 감소하고 있고, 1일 6분간 추력 증가 시 장반경 변화율은 양수로 증가하여 장반경이 상승하는 것을 확인할 수 있다. 또한, 장반경은 대기 저항 때문에 감소하는데 대기 저항에 큰 영향을 끼치는 것이 태양 활동이다.
7에서 확인할 수 있듯이 발사 이후 계속 감소하였다. 평균 16m/day 고도 감소율을 고려하여 고도를 유지하기 위해 일일 약 5분간 추력을 증가시켜야 할 것으로 판단되나 발사 이후 지속해서 감소한 고도를 상승시키기 위해 일일 6분간 추력을 증가시키기로 결정되었다.
4 m/day로 예상했기 때문이다. 하지만 수신된 GPS 항행해를 분석한 결과 일일 고도 감소율은 평균 16 m/day 으로 예상 보다 더 큰 폭으로 감소하는 것을 확인하였고 고도는 추력 증가에도 불구하고 Fig. 7에서 확인할 수 있듯이 발사 이후 계속 감소하였다. 평균 16m/day 고도 감소율을 고려하여 고도를 유지하기 위해 일일 약 5분간 추력을 증가시켜야 할 것으로 판단되나 발사 이후 지속해서 감소한 고도를 상승시키기 위해 일일 6분간 추력을 증가시키기로 결정되었다.

후속연구

003 deg/day 더 큰 것을 확인할 수 있었다. 또한, Fig. 4에서 확인할 수 있듯이 추력을 증가하지 않을 때 매일약 16 m씩 고도가 감소하여 궤도 주기가 점점 빨라지고 10.2년 뒤 고도 감소 때문에 인공위성은 지구 대기권으로 진입할 것으로 예상되었다.
본 논문에서 정리된 내용은 추후 저궤도 상에서 운용될 다른 인공위성의 초기 및 정상 임무기간 동안 궤도운용 시 안정성과 효율성을 높이는데 주요 참고자료가 될 것으로 생각된다.

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	중대형 위성에 사용되는 화학식 추력기의 장점과 단점은 무엇인가?	인공위성의 추력기는 중대형 위성의 경우 화학식 추력기를 사용하고 있으며 구조가 간단한 단일 추진제 방식과 추력 레벨이 비교적 높은 이원추 진제 방식이 있다[1]. 이들 추력기는 추력 (Thruster)이 높고 구조가 간단한 장점이 있으나 낮은 비추력(Specific Impulse)으로 인해 추진제가 많이 소모되어 무게, 부피 제약을 받는 단점이 존재한다. 소형 인공위성의 경우 제한된 부피, 무게 조건으로 인해 화학식 추력기를 적용하기 어렵다.
	지구 관측 인공위성의 초기 설계 시 무엇을 반영하여 목표 궤도를 설계하는가?	지구 관측 인공위성은 초기 설계 시 관측 해상도, 인공위성 수명, 임무 수행 주기 등의 요구 조건을 반영하여 목표 궤도를 설계한다. 이때, 대부분의 지구 관측 인공위성은 태양 동기 궤도로 설계하는데 태양이 지구 표면을 비추는 각도가 언제나 거의 같으므로 지상 관측 시 유리하기 때문이다.
	지구 관측 인공위성을 태양 동기 궤도로 설계하는 이유는 무엇인가?	지구 관측 인공위성은 초기 설계 시 관측 해상도, 인공위성 수명, 임무 수행 주기 등의 요구 조건을 반영하여 목표 궤도를 설계한다. 이때, 대부분의 지구 관측 인공위성은 태양 동기 궤도로 설계하는데 태양이 지구 표면을 비추는 각도가 언제나 거의 같으므로 지상 관측 시 유리하기 때문이다. 2013년 11월 21일(UTC)에 발사된 두바이셋-2(DubaiSat-2, 이하 DS-2) 또한 지구 관측 인공위성으로써 태양 동기 궤도를 목적 궤도로 설계되었다.

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