2019년 10월 발사된 Northrop Grumman사의 MEV-1(Mission Extenstion Vehicle)은 세계 최초의 무인임무로서 궤도상 유지보수(On-Orbit Servicing)가 실질적으로 가능함을 보였다. 물론 궤도상 유지보수 임무는 수십 년 전부터 제안된 개념으로 운영 중인 위성에 대한 궤도수정 및 유지, 추진제/장비 보급 및 업그레이드, 수리, 궤도상 조립 및 제작, 우주잔해 처리 등 다양한 임무개념으로 발전되고 있으며, 이번 MEV-1 임무의 성공으로 향후 세계적으로 정부기관 및 민간분야 위성사업에서의 시장이 확대될 것으로 예상된다. 궤도상 유지보수 임무는 임무의 특성상 기본적으로 고효율의 전기추진시스템의 활용은 필수적이다. 본 연구에서는 전기추진시스템 중 홀추력기를 활용한 간단한 궤도상 유지보수 임무에 대한 임무해석 내용을 소개하고자 한다. 임무사례로서 정지궤도위성의 수명연장 임무에 대해 다양한 홀추력기 설계변수조합에 대한 설계공간탐색을 수행하고, 설계공간분석 및 최적화를 통해 고려하는 임무에 적합한 홀추력기의 설계 및 운용 파라미터를 제안함과 동시에 임무성능을 도출하였다. 추가적으로 현재 궤도상 유지보수 임무해석 시 개선점과 홀추력기를 활용한 우주임무해석에서의 발전방향을 고찰하였다.
2019년 10월 발사된 Northrop Grumman사의 MEV-1(Mission Extenstion Vehicle)은 세계 최초의 무인임무로서 궤도상 유지보수(On-Orbit Servicing)가 실질적으로 가능함을 보였다. 물론 궤도상 유지보수 임무는 수십 년 전부터 제안된 개념으로 운영 중인 위성에 대한 궤도수정 및 유지, 추진제/장비 보급 및 업그레이드, 수리, 궤도상 조립 및 제작, 우주잔해 처리 등 다양한 임무개념으로 발전되고 있으며, 이번 MEV-1 임무의 성공으로 향후 세계적으로 정부기관 및 민간분야 위성사업에서의 시장이 확대될 것으로 예상된다. 궤도상 유지보수 임무는 임무의 특성상 기본적으로 고효율의 전기추진시스템의 활용은 필수적이다. 본 연구에서는 전기추진시스템 중 홀추력기를 활용한 간단한 궤도상 유지보수 임무에 대한 임무해석 내용을 소개하고자 한다. 임무사례로서 정지궤도위성의 수명연장 임무에 대해 다양한 홀추력기 설계변수조합에 대한 설계공간탐색을 수행하고, 설계공간분석 및 최적화를 통해 고려하는 임무에 적합한 홀추력기의 설계 및 운용 파라미터를 제안함과 동시에 임무성능을 도출하였다. 추가적으로 현재 궤도상 유지보수 임무해석 시 개선점과 홀추력기를 활용한 우주임무해석에서의 발전방향을 고찰하였다.
Launched in October 2019, Northrop Grumman's MEV-1 was the world's first unmanned mission demonstrating the practical feasibility of on-orbit servicing. Although the concept of on-orbit servicing was proposed several decades ago, it has been developed to various mission concepts providing services s...
Launched in October 2019, Northrop Grumman's MEV-1 was the world's first unmanned mission demonstrating the practical feasibility of on-orbit servicing. Although the concept of on-orbit servicing was proposed several decades ago, it has been developed to various mission concepts providing services such as orbit change, station keeping, propellant and equipment supply, upgrade, repair, on-orbit assembly and production, and space debris removal. The historical success of MEV-1 is expected to expand the market of on-orbit servicing for government agencies and commercial sectors worldwide. The on-orbit servicing essentially requires the utilization of a highly propellant efficient electric propulsion system due to the nature of the mission. In this study, the space mission analysis for a simple on-orbit mission involving Hall thruster is conducted, which is life extension mission for geostationary orbit satellites. In order to analyze the mission, design space exploration for various Hall thruster design variable combinations is performed. The values of design variables and operational parameters of Hall thruster suitable for the mission are proposed through design space analysis and optimization, and mission performance is derived. In addition, the direction of further improvement for the current on-orbit mission analysis process and space mission analysis involving Hall thruster is reviewed.
Launched in October 2019, Northrop Grumman's MEV-1 was the world's first unmanned mission demonstrating the practical feasibility of on-orbit servicing. Although the concept of on-orbit servicing was proposed several decades ago, it has been developed to various mission concepts providing services such as orbit change, station keeping, propellant and equipment supply, upgrade, repair, on-orbit assembly and production, and space debris removal. The historical success of MEV-1 is expected to expand the market of on-orbit servicing for government agencies and commercial sectors worldwide. The on-orbit servicing essentially requires the utilization of a highly propellant efficient electric propulsion system due to the nature of the mission. In this study, the space mission analysis for a simple on-orbit mission involving Hall thruster is conducted, which is life extension mission for geostationary orbit satellites. In order to analyze the mission, design space exploration for various Hall thruster design variable combinations is performed. The values of design variables and operational parameters of Hall thruster suitable for the mission are proposed through design space analysis and optimization, and mission performance is derived. In addition, the direction of further improvement for the current on-orbit mission analysis process and space mission analysis involving Hall thruster is reviewed.
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문제 정의
간단한 정지궤도위성 수명연장 OOS 임무에 대해 기존에 수행되지 않았던 홀추력기 관련 설계변수를 포함한 임무해석을 수행하여 홀추력기 최적 성능 및 운용조건을 나타내는 설계변수의 조합, 임무의 성능지수(Figures of Merit)라 할 수 있는 궤도전이 시간, 요구 추진제 질량 등을 도출하고자 한다.
본 연구에서는 먼저 OOS가 향후 우주분야에 미치는 영향과 전기추진시스템과 관련한 현재의 OOS 임무해석 시 한계점을 살펴본다. 또한, 이러한 한계점을 가질 수밖에 없는 현재 전기추진시스템의 설계와 개발 환경 및 특성을 개선하기 위한 방안을 제안한다. 최종적으로 제한적이기는 하나 기 개발된 전기추진시스템의 해석방법을 활용하여 간단한 정지궤도위성 수명연장 임무에 대한 해석 및 최적화를 통해 전기추진시스템의 설계와 운용방안이 OOS 임무해석에 어떻게 적용될 수 있는지 제시해 보고자 한다.
물론 OOS 위성의 발사 후 Graveyard까지의 궤도전이, 도킹을 위한 근접 기동, 최종 임무종료 후 폐기를 위한 궤도전이 등 보다 세부적인 임무 아키텍쳐를 구성할 수 있으나 본 연구에서는 어떻게 홀추력기의 성능과 운용조건들이 OOS 임무해석에 포함될 수 있는지 제시하는 것이 목적이므로 간단한 임무 아키텍쳐를 고려하였다.
본 OOS 임무 성능지수를 종합적으로 최소화하는 설계변수 조합을 산출하기 위한 최적화를 수행하고 기본 임무 아키텍쳐를 제시할 수 있다. 각 임무 성능지수를 최소화할 때 상대적 중요도를 산정하여야 한다.
본 연구에서는 OOS 임무를 위해 반드시 필요한 전기추진시스템에 대해 기존 주어진 성능과 운용조건에 고정되어 다양한 아키텍쳐 개발에 제한이 있었던 점을 개선하여 전기추진시스템 중 홀추력기를 주어진 OOS 임무에 대한 임무해석 시 반영하고 적정 홀추력기 형상 및 운용 파라미터와 이에 따른 임무성능 결과를 제시하였다. 물론 OOS 임무해석은 임무를 수행하는 모든 구성요소들을 반영해야 하나 본 연구의 목적상 전기추진시스템을 OOS 임무해석에 적용하는 방안에 대해 중점을 두었으며 실제 임무해석에서는 각 구성요소들에 대한 고려가 필요하다.
본 연구에서는 먼저 OOS가 향후 우주분야에 미치는 영향과 전기추진시스템과 관련한 현재의 OOS 임무해석 시 한계점을 살펴본다. 또한, 이러한 한계점을 가질 수밖에 없는 현재 전기추진시스템의 설계와 개발 환경 및 특성을 개선하기 위한 방안을 제안한다.
현재까지 국제우주정거장 등 특별한 경우를 제외하고 일반적인 인공위성의 경우 우주에 대한 접근성, 발사비용 측면에서 1회성을 기반으로 개발, 발사 및 운용되고 있어, 인공위성의 개발은 높은 신뢰도와 마진, 엄격한 제품보증을 요구하고 있다. 이러한 이유로 개발자들은 임무성공에의 큰 부담감으로 인해 설계 및 제작에 보수적인 접근방법을 선호하며, 신기술과 과거 실제 우주임무에 적용된 적이 없는 부품은 되도록 제한적으로 활용하고자 한다. 특히 지구정지궤도 위성의 경우 임무실패나 부분적 서브시스템의 고장이라 하더라도 많은 비용의 손실이 발생할 수 있다.
또한, 이러한 한계점을 가질 수밖에 없는 현재 전기추진시스템의 설계와 개발 환경 및 특성을 개선하기 위한 방안을 제안한다. 최종적으로 제한적이기는 하나 기 개발된 전기추진시스템의 해석방법을 활용하여 간단한 정지궤도위성 수명연장 임무에 대한 해석 및 최적화를 통해 전기추진시스템의 설계와 운용방안이 OOS 임무해석에 어떻게 적용될 수 있는지 제시해 보고자 한다.
가설 설정
Edelbaum의 저추력 궤도전이 이론은 2개의 비공면 원궤도(Non-coplaner Circulr Orbit) 간 전기추진시스템과 같이 저추력 특성을 가진 추력기를 활용한 궤도전이 해석에 적용할 수 있으며 전이시간 또는 요구 속도증분을 최소화한 시간에 따른 추력 스케쥴링과 속도, 경사각의 변화를 해석적 해(Analytical Solution)의 형태로 제공한다. 가정사항은 전이 간 추력에 의한 가속도는 항상 일정하며 추력은 충분히 낮아 궤도전이 간 궤도의 형태는 원궤도를 유지한다. 경사각의 변화(Δi)는 0° < Δi < 114.
제안 방법
2) 임무궤도에서 5년간 동서위치유지(East - West Station Keeping, EWSK) 및 남북위치유지(North-South Station Keeping, NSSK)를 수행하기 위한 추력을 제공한다.
2019년 10월 발사된 Northrop Grumman사의 MEV-1(Mission Extension Vehicle)은 세계 최초로 무인임무로서 OOS 임무가 현실적으로 가능함을 보였다[2]. MEV-1은 임무수명이 종료되는 Intelsat-901 정지궤도 통신위성에 도킹(Docking)하여 궤도전이(Orbit Transfer) 및 위치유지(Station Keeping)를 위한 추력을 제공함으로써 추가적인 5년의 임무를 보장하고자 한다. 2020년 4월 17일 Intelsat은 공식적으로 Intelsat-901의 임무재개를 공식적으로 발표하였다.
시스템 수준에서 넓은 설계공간에 대한 효율적인 탐색의 수행과 홀추력기와 궤도전이 해석 분야 간 입출력을 통합적으로 고려하기 위해, 홀추력기 해석모듈, 궤도전이 속도증분 해석모듈을 통합한 임무해석 모듈을 활용하여 Table 1에 나타난 각 설계변수 변화범위에 대해 실험계획법(Design of Experiment, DOE)을 적용하여 설계공간탐색(Design Space Exploration)을 수행하였다. 각 설계변수범위에 대한 설계조합은 1,000개로 구성하고 이에 대한 해석결과를 임무해석 모듈을 통해 산출하였다. 해석 결과 형상 및 자기장 분포 설계변수, 운용 파라미터 간 불가능한 설계변수 조합을 제외하고 가능한 총 225개의 설계변수 조합에 대한 임무성능을 도출하였다.
일반적으로 추력의 원천이 전기에너지이므로 500 mW, 1 kW, 10 kW 급 등의 전력수준을 바탕으로 독립적으로 개발되고 있다. 개발의 과정은 과거의 실험자료와 경험에 의해 전력수준, 비추력, 추진제 질량유량율 등을 기반으로 개발된 스케일 법칙(Scaling Laws)을 이용하여 개발하고자 하는 전기추진시스템의 크기와 성능을 대략적으로 예측한 후 실제 제작과 시험을 통한 시행착오(Trial and Error)의 반복적 과정으로 이루어진다. 이러한 개발과정은 고비용이 소요된다는 명확한 단점과 함께 사전에 활용되는 임무와는 연계가 없이 개발되어, 아키텍쳐 개발과 임무해석에 활용될 수 없다는 단점이 있다.
임무해석을 위한 가정사항으로 임무종료된 지구정지궤도 위성의 질량은 천리안 위성 1호를 참고하여 2,500 kg, OOS 위성의 질량은 MEV-1을 참고하여 2,330 kg으로 설정하고, EWSK, NSSK를 위한 속도증분은 각각 연간 6m/s, 55m/s로 설정하였다[11]. 마찬가지로 위성들의 질량, EWSK, NSSK를 위한 속도증분, Graveyard 고도 등도 다양한 아키텍쳐를 고려한다는 관점에서 변화시킬 수 있는 설계변수로 채택할 수 있으나 본 연구에서는 홀추력기 설계변수들을 중점적으로 고려하도록 한다.
세부 성능변수는 추력, 비추력, 전력수준 등의 홀추력기 자체 성능과 주어진 OOS 임무를 고려한 총 요구 추진제 질량, 궤도전이에 필요한 시간이다. 세부 성능변수들 중 OOS 임무 성능지수로 총 요구 추진제 질량, 궤도전이 시간, 홀추력기 전력수준을 선정하였다.
4에 나타난 바와 같이 Desirability 값에 따라 산출된각 가로, 세로 변수 및 성능지수 이름 위에 최적화된 값들로 표현되어 있다. 이 결과는 반응면 모델을 통해 얻어진 것이므로 최종적으로 실제 임무해석 모듈을 통해 실제 구현 가능한 값인지 검증하였다.
홀추력기 성능 해석을 위한 수치적 방법으로 1차원 자기유체역학 모델을 활용하였다[13]. 이 모델은 양극부터 음극까지의 1차원 해석영역을 양극영역, Presheath 영역, 이온화/가속영역의 3부분으로 구분하여 해석하고 영역별 경계에서 플라즈마 특성을 일치시키는 형태로 전체 홀추력기 방전현상에 대한 플라즈마 해석을 수행한다. 여기서는 식 (2)와 같이 이온화/가속영역에 적용된 자기유체역학 지배방정식을 소개하며 자세한 해석방법은 참고문헌 [14]에 제시되어 있다.
임무해석을 위한 가정사항으로 임무종료된 지구정지궤도 위성의 질량은 천리안 위성 1호를 참고하여 2,500 kg, OOS 위성의 질량은 MEV-1을 참고하여 2,330 kg으로 설정하고, EWSK, NSSK를 위한 속도증분은 각각 연간 6m/s, 55m/s로 설정하였다[11]. 마찬가지로 위성들의 질량, EWSK, NSSK를 위한 속도증분, Graveyard 고도 등도 다양한 아키텍쳐를 고려한다는 관점에서 변화시킬 수 있는 설계변수로 채택할 수 있으나 본 연구에서는 홀추력기 설계변수들을 중점적으로 고려하도록 한다.
이론/모형
상대적 중요도는 어느 것을 중요하게 생각할 것인지에 대한 시스템 설계의 철학에 관련된 것으로서 다속성 의사결정방법 중 하나인 계층분석과정(Analytic Hierarchy Process, AHP)을 활용하였다[17].
설계공간분석을 위해 설계공간탐색의 결과로부터 통계적 방법을 적용하여 도출된 설계변수와 임무 성능지수 간 관계를 반응면 기법(Response Surface Methodology)[16]을 활용하여 모델링을 수행한다. Fig.
시스템 수준에서 넓은 설계공간에 대한 효율적인 탐색의 수행과 홀추력기와 궤도전이 해석 분야 간 입출력을 통합적으로 고려하기 위해, 홀추력기 해석모듈, 궤도전이 속도증분 해석모듈을 통합한 임무해석 모듈을 활용하여 Table 1에 나타난 각 설계변수 변화범위에 대해 실험계획법(Design of Experiment, DOE)을 적용하여 설계공간탐색(Design Space Exploration)을 수행하였다. 각 설계변수범위에 대한 설계조합은 1,000개로 구성하고 이에 대한 해석결과를 임무해석 모듈을 통해 산출하였다.
임무개요의 1), 3)단계에서 궤도전이 시 요구되는 속도증분을 해석하기 위해 Edelbaum의 저추력 궤도전이 이론을 활용한다[15]. Edelbaum의 저추력 궤도전이 이론은 2개의 비공면 원궤도(Non-coplaner Circulr Orbit) 간 전기추진시스템과 같이 저추력 특성을 가진 추력기를 활용한 궤도전이 해석에 적용할 수 있으며 전이시간 또는 요구 속도증분을 최소화한 시간에 따른 추력 스케쥴링과 속도, 경사각의 변화를 해석적 해(Analytical Solution)의 형태로 제공한다.
홀추력기 성능 해석을 위한 수치적 방법으로 1차원 자기유체역학 모델을 활용하였다[13]. 이 모델은 양극부터 음극까지의 1차원 해석영역을 양극영역, Presheath 영역, 이온화/가속영역의 3부분으로 구분하여 해석하고 영역별 경계에서 플라즈마 특성을 일치시키는 형태로 전체 홀추력기 방전현상에 대한 플라즈마 해석을 수행한다.
성능/효과
OOS 임무를 최초로 실현한 MEV-1의 역사적 성공으로 인해 향후 상용위성 분야뿐만 아니라 NASA나 미 국방부 등 정부기관에서도 많은 개발소요가 있을 것으로 예상되며 그 활용도가 증대될 것으로 기대된다. 가장 중요한 점은 전통적인 인공위성의 설계, 획득, 발사, 운영 및 유지에서 이루어져 온 기존 개념과 절차 등의 패러다임에서 큰 변화가 나타날 수 있다는 것이다. 예를 들어 위성은 더 이상 임무수명에 필요한 전체 추진제를 탑재하지 않고 발사할 수 있게 되어 발사 비용이나 기존 발사체의 페어링 제한조건에 크게 구애받지 않을 수 있다.
Table 2에서 T는 홀추력기 추력, Id는 방전전류, Pd는 홀추력기 전력수준, tdur은 궤도전이 시간을 의미한다. 기존 1kW급 홀추력기 대비 형상의 크기는 다소 상회하며, 운용 파라미터인 추진제 질량유량율과 방전전압이 다소 큰 값으로 산출되었다. 이러한 홀추력기 형상 및 운용 파라미터를 반영한 임무해석 결과가 시사하는 것은 현재는 간단한 OOS 임무에 대해 제시하였으나 실용적인 OOS 임무 시 아키텍쳐 개발에 많은 자유도를 부여할 수 있고 최적의 성능과 운용조건을 보장하는 홀추력기 설계 및 개발을 위한 정보를 제공할 수 있다는 점이다.
본 임무해석에서 적용한 홀추력기 수치해석 방법과 궤도전이 속도증분 계산방법은 실제 예비설계 수준에서는 적용하기 다소 어려우나 많은 임무 아키텍쳐에 대한 분석을 통해 기본(Baseline) 임무 아키텍쳐를 도출하는 시스템 수준 임무해석에는 충분히 적용될 수 있다.
운용조건인 추진제 질량유량율과 방전전압의 경우 반대의 경향성이 나타남을 알 수 있다. 전체적인 분석을 통해 모든 임무 성능지수에 언급한 네 가지 요소가 큰 영향성이 있으므로 본 OOS 임무에 주요한 설계변수임을 파악할 수 있다.
각 설계변수범위에 대한 설계조합은 1,000개로 구성하고 이에 대한 해석결과를 임무해석 모듈을 통해 산출하였다. 해석 결과 형상 및 자기장 분포 설계변수, 운용 파라미터 간 불가능한 설계변수 조합을 제외하고 가능한 총 225개의 설계변수 조합에 대한 임무성능을 도출하였다.
후속연구
OOS 임무를 최초로 실현한 MEV-1의 역사적 성공으로 인해 향후 상용위성 분야뿐만 아니라 NASA나 미 국방부 등 정부기관에서도 많은 개발소요가 있을 것으로 예상되며 그 활용도가 증대될 것으로 기대된다. 가장 중요한 점은 전통적인 인공위성의 설계, 획득, 발사, 운영 및 유지에서 이루어져 온 기존 개념과 절차 등의 패러다임에서 큰 변화가 나타날 수 있다는 것이다.
OOS는 세계적으로 활용도가 매우 증가될 것으로 예상되며 이의 활용이 실용급 위성의 임무계획자, 설계자, 개발자 및 운영자에게 고려하는 우주임무해석 시 비용 효과적으로 우주임무를 달성할 수 있는 다양한 우주임무 아키텍쳐의 개발을 가능하게 함으로써 우주분야의 게임체인저로서의 역할이 기대된다.
현재 우리나라는 우주분야에서 많은 발전을 이루어 왔으나 보다 앞서 나가기 위해서는 우주임무해석 분야와 전기추진시스템에 대한 기술확보가 시급할 것으로 판단된다. 근 지구 궤도에서 주어진 우주임무를 달성할 수 있는 아키텍쳐는 다양히 존재할 수 있으며, 전기추진시스템이 활용될 경우 아키텍쳐 개발의 자유도는 매우 증대될 수 있으므로 향후 이 두 분야에 대한 많은 관심과 연구가 필요하다. 특히 홀추력기를 활용한 우주임무에 대한 임무해석의 신뢰성을 높이기 위해서는 자기장에 수직 방향으로의 전자 확산 현상에 대한 이론적 근거와 함께 적절한 수치적 해석 방법의 개발이 시급하다.
예를 들어 위성은 더 이상 임무수명에 필요한 전체 추진제를 탑재하지 않고 발사할 수 있게 되어 발사 비용이나 기존 발사체의 페어링 제한조건에 크게 구애받지 않을 수 있다. 또한, 신뢰도나 중복설계에 대한 요구조건이 완화됨으로써 과도한 마진 설계나 엄격한 제품보증 활동으로 인한 비용상승 및 일정지연을 최소화할 수도 있을 것이다. 최초 임무수명이 긴 정지궤도위성의 경우 탑재체 기술의 발전에 따라 몇 년을 주기로 탑재체를 교체하거나 업그레이드할 수도 있을 것이다.
이러한 OOS 제공에 따른 장점은 기존 위성의 개발 및 운영 개념에 큰 변화를 가져올 수 있으며 비용 효과적인 위성개발과 임무수행에 큰 자유도(Degree-of-Freedom)가 보장되어 OOS가 우주분야의 게임체인저(Game Changer)로서의 역할을 하게 될 것으로 기대된다.
기존 1kW급 홀추력기 대비 형상의 크기는 다소 상회하며, 운용 파라미터인 추진제 질량유량율과 방전전압이 다소 큰 값으로 산출되었다. 이러한 홀추력기 형상 및 운용 파라미터를 반영한 임무해석 결과가 시사하는 것은 현재는 간단한 OOS 임무에 대해 제시하였으나 실용적인 OOS 임무 시 아키텍쳐 개발에 많은 자유도를 부여할 수 있고 최적의 성능과 운용조건을 보장하는 홀추력기 설계 및 개발을 위한 정보를 제공할 수 있다는 점이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
OOS 임무로 무엇이 있는가?
Figure 1에 나타난 바와 같이 OOS 임무는 발사된 위성의 비정상 상태나 오작동을 파악하기 위한 근접 조사 임무, 도킹 및 추력제공을 통해 추진제가 소진된 위성의 궤도유지 및 자세제어와 우주잔해의 제거 임무, 추진제나 냉각제가 소모된 위성에 대한 재보급 임무, 기존 위성의 임무성능을 높이기 위한 업그레이드, 고장난 부품 또는 모듈의 수리, 궤도상 조립 및 제작 임무로 구분될 수 있다.
궤도상 유지보수의 정의는 무엇인가?
현재 세계적으로 궤도상 유지보수에 대한 명확한 용어 정의가 확립되어 있지는 않으나, 기존 우주에서 비행하고 있는 위성이나 물체에 대해 근접 조사를 하거나 의도적으로 바람직한 변화를 일으키기 위해 다른 우주비행체에 의해 수행되는 궤도상 활동으로 정의된다[6].
인공 위성 개발자들이 임무성공에 대한 큰 부담감으로 설계 및 제작에 보수적인 접근방법을 선호할 수 밖에 없는 인공위성 개발에 대한 현황은 무엇인가?
현재까지 국제우주정거장 등 특별한 경우를 제외하고 일반적인 인공위성의 경우 우주에 대한 접근성, 발사비용 측면에서 1회성을 기반으로 개발, 발사 및 운용되고 있어, 인공위성의 개발은 높은 신뢰도와 마진, 엄격한 제품보증을 요구하고 있다. 이러한 이유로 개발자들은 임무성공에의 큰 부담감으로 인해 설계 및 제작에 보수적인 접근방법을 선호하며, 신기술과 과거 실제 우주임무에 적용된 적이 없는 부품은 되도록 제한적으로 활용하고자 한다.
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