위성군 궤도 설계 방법론

I. 위성군 궤도 설계를 위한 핵심 원칙 및 동인

A. 서론: 단일 위성에서 위성군으로의 패러다임 전환

최근 대학 연구실 및 스타트업을 중심으로 큐브샛(CubeSat)과 같은 초소형 위성 개발이 활발해짐에 따라, 우주 임무의 패러다임이 단일 고성능 위성에서 다수의 소형 위성이 협력하는 '위성군(Constellation)'으로 빠르게 이동하고 있다.1 이러한 변화는 위성 제작 비용의 감소와 더불어, 스페이스X(SpaceX) 등이 주도하는 저렴한 상용 발사 서비스의 확산에 기인한다.4

 

 

단일 위성은 특정 궤도를 주기적으로 선회하므로 지상 관측소나 관심 지역에 대해 제한적이고 주기적인 접근만 가능하다. 반면, 위성군은 다수의 위성을 의도된 궤도 패턴으로 배치하여 6, 임무의 핵심 성능 지표인 '커버리지(Coverage)'와 '재방문 주기(Revisit Time)'를 극적으로 향상시킬 수 있다.

 

본 보고서는 이러한 기술적 흐름에 발맞추어, 위성군 궤도를 설계하는 다양한 방법론을 심층적으로 분석한다. 전통적인 글로벌 커버리지 설계(예: 워커 위성군)의 기본 원리부터, 사용자의 주 관심사인 '한반도'와 같은 특정 지역을 대상으로 '최소 재방문 주기'를 달성하기 위한 고급 최적화 설계 기법 7 및 실제 구현 전략까지 포괄적으로 탐구하는 것을 목적으로 한다.

 

B. 임무 요구사항과 궤도 요소의 연관성

위성 궤도는 임무의 목적에 따라 결정되며, 궤도 설계는 위성 시스템 설계의 가장 근본적인 단계이다.9 궤도는 고도(Altitude)와 경사각(Inclination)을 기준으로 크게 세 가지로 분류된다.11

 

• GEO (Geostationary Earth Orbit, 정지궤도): 고도 약 35,800km 11에 위치하며, 지구의 자전 주기와 동일한 24시간의 궤도 주기를 가진다.13 적도 상공에 위치하여 지상에서 볼 때 항상 같은 지점에 멈춰있는 것처럼 보인다.13

• 임무: 특정 지역에 대한 24/7 연속 커버리지가 필요한 기상 관측 11 및 방송 통신 2에 사용된다.
• 한계: 높은 고도로 인해 신호 지연(Latency)이 크고 6, 강력한 송수신 전력이 필요하다.6 감시정찰 임무에 필요한 고해상도 영상 획득에는 부적합하다.

• MEO (Medium Earth Orbit, 중궤도): LEO와 GEO 사이, 통상 2,000km에서 35,786km 사이의 고도를 의미한다.14

• 임무: LEO보다 넓은 커버리지를 가지며 GEO보다 신호 지연이 적어 6, 항법(Navigation) 위성군에 주로 사용된다. GPS, Galileo, GLONASS 등이 MEO 위성군의 대표적인 예이다.6
• 한계: 유해한 방사선(Van Allen Belt) 영역에 위치하여 위성 부품의 방사선 경화(Radiation Hardening)가 중요하게 고려된다.12

• LEO (Low Earth Orbit, 저궤도): 통상 100km에서 2,000km 사이의 고도를 의미한다.11

• 임무: 지구 표면과 가까워 낮은 신호 지연 6, 높은 통신 효율 6, 고해상도 영상 획득 16에 절대적으로 유리하다. 감시정찰 11, 저지연 광대역 통신(예: Starlink, OneWeb) 6, 지구 관측 및 과학 연구 2 등 현재 '뉴 스페이스(New Space)' 시대를 주도하는 대부분의 임무가 LEO에서 수행된다.

 

C. 핵심 성능 지표: 재방문 주기 (Revisit Time)의 정의

감시정찰 및 지구 관측 위성군 임무에서 가장 중요한 성능 지표(Key Performance Metric, KPM) 중 하나는 '재방문 주기(Revisit Time)'이다.21

 

• 정의: 재방문 주기는 특정 지상 지점이 위성군에 속한 어느 한 위성에 의해서든 관측된 후, 다음 위성에 의해 다시 관측될 때까지 걸리는 시간을 의미한다.21 이는 단일 위성의 궤도 주기와는 완전히 다른 개념이다.
• 변수: 재방문 주기는 궤도 고도, 궤도 경사각, 위성군의 총 위성 수, 궤도면의 수, 위성 탑재 센서의 시야각(Field of View, FoV) 등 매우 복잡하고 상호 연관된 변수들의 함수이다.21
• 글로벌 vs. 지역 커버리지:

• 글로벌 커버리지 (Global Coverage): 지구 전체 또는 특정 위도대(예: 남/북위 60도)의 모든 지점을 빈틈없이 6 또는 특정 재방문 주기(예: 24시간) 이내로 관측하는 것을 목표로 한다. GPS나 Iridium이 이에 해당한다.6
• 지역 커버리지 (Regional Coverage): 한반도 7나 중동 27과 같이, 지리적으로 한정된 특정 지역 28에 대한 성능(주로 재방문 주기)을 극대화하는 것을 목표로 한다. 이는 글로벌 커버리지 설계와는 근본적으로 다른 접근 방식을 요구하며 30, 더 적은 수의 위성으로 특정 지역에서 높은 성능을 달성하는 것이 핵심이다.

 

감시정찰 임무는 본질적으로 LEO 궤도에서 수행되어야 고해상도 16의 영상을 확보할 수 있다. 하지만 LEO 궤도의 위성은 약 7.8 km/s 18라는 엄청난 속도로 비행하며, 이는 위성 한 기가 지상의 특정 지점을 관측할 수 있는 시간(Pass Time)이 불과 몇 분 내외로 매우 짧다는 것을 의미한다. 결과적으로 단일 LEO 위성의 재방문 주기는 수 시간에서 수 일에 달할 수 있다.

 

따라서, '최소 재방문 주기'라는 감시정찰 임무의 핵심 목표를 LEO에서 달성하기 위한 유일한 해법은, 여러 대의 위성을 체계적으로 배치하여 관측 공백을 메우는 '위성군' 6을 구성하는 것이다. 이는 큐브샛과 스타트업이 위성군 기술로 나아가는 것이 선택이 아닌, LEO 임무 수행을 위한 천체 역학적 관점에서의 필연적인 귀결임을 시사한다.

 

II. 전통적인 위성군 설계 방법론: 글로벌 커버리지

글로벌 커버리지를 목표로 하는 전통적인 위성군 설계는 수학적 대칭성과 균일성을 기반으로 한다.

 

A. 워커 위성군 (Walker Constellations) 심층 분석

워커 위성군 패턴은 존 워커(John Walker)에 의해 제안된, 가장 보편적이고 고전적인 위성군 설계 방식이다. 이 설계는 대칭적인 기하학적 배치를 통해 31 지구 전체에 대해 균일한 커버리지 20를 제공하는 것을 목표로 한다. 워커 위성군의 모든 위성은 동일한 원궤도 고도 27와 동일한 궤도 경사각 6을 갖는 것으로 가정한다.

 

핵심 파라미터 (I: T/P/F)

워커 위성군은 I: T/P/F (또는 N/P/F)라는 세 가지(경사각 포함 시 네 가지) 핵심 파라미터로 정의된다.6

 

• I (또는 i): 궤도 경사각 (Inclination)

• 모든 위성 궤도면의 적도 대비 기울기이다.6

• T (또는 t, N): 총 위성 수 (Total Satellites)

• 위성군을 구성하는 전체 위성의 수이다.6

• P (또는 p): 궤도면의 수 (Number of Planes)

• 위성들이 분포하는 궤도면의 총 개수이다.6 각 궤도면의 승교점(RAAN, Right Ascension of the Ascending Node)은 적도를 기준으로 360 ° /P 간격으로 균등하게 분포한다.27

• S: 궤도면 당 위성 수 (Satellites per Plane)

• S = T/P의 관계를 가진다.27 각 궤도면 내의 위성들은 평균 근점 이각(Mean Anomaly) 기준으로 360 ° /S 간격으로 균등하게 분포한다.32

• F (또는 f): 위상 파라미터 (Phasing Parameter)

• 0에서 P-1 사이의 정수값 33을 가지며, 인접한 궤도면의 위성들 간의 상대적인 위상 차이를 정의한다. i번째 궤도면의 첫 번째 위성과 i+1번째 궤도면의 첫 번째 위성 간의 위상 차이(Mean Anomaly 차이)는 F x (360 ° /T)로 계산된다.6 이 F 값에 따라 위성군 전체의 기하학적 배치(예: 다이아몬드 형태)가 결정된다.

 

워커 델타 (Walker Delta) vs. 워커 스타 (Walker Star)

워커 패턴은 궤도면의 승교점(RAAN) 분포 범위에 따라 크게 두 가지로 나뉜다.

 

• 워커 델타 (Walker Delta): 가장 일반적인 형태로, 궤도면의 승교점(RAAN)이 360°  전 범위에 걸쳐 균등하게 분포한다.20 대부분의 중궤도(MEO) 항법 위성군이 이 방식을 따른다.

• 예시: GPS 위성군 (55°: 24/6/2) 17, Galileo 위성군 (56°: 24/3/1).17

• 워커 스타 (Walker Star): 주로 극궤도(Near-polar) 임무에 사용되며, 궤도면의 승교점이 180° 범위에 걸쳐 분포한다.31

• 예시: Iridium 위성군 (86.4°: 66/6/2).6

 

장점 및 단점

 

• 장점: 설계가 수학적으로 명확하고 단순하며, 전 지구에 균일한 커버리지를 제공한다.31 모든 위성의 궤도 특성(고도, 경사각)이 동일하므로 지구 중력장, 대기 항력, 월-태양 인력 등의 섭동(Perturbation)이 모든 위성에 유사하게 작용한다. 이는 위성군 전체의 기하학적 형상을 유지하기 위한 궤도 유지(Station-keeping) 기동을 단순화하고, 연료 소모를 최적화하여 위성 수명을 연장하는 데 유리하다.6
• 단점: 워커 위성군의 '균일성'은 특정 지역(Regional)의 성능을 최적화하는 데는 오히려 '비효율성'으로 작용한다.35 예를 들어, 한반도 지역의 커버리지를 높이기 위해 워커 위성군의 위성 수를 늘리면, 지구 반대편의 태평양 한가운데(관심 지역이 아닌)의 커버리지도 동일하게 증가한다. 이는 한정된 자원(위성)을 낭비하는 결과를 초래한다.36

 

B. Street-of-Coverage (SoC) 위성군

Street-of-Coverage (SoC)는 주로 극궤도(Polar orbit) 또는 경사 궤도를 사용하여, 위성 한 기의 지상 관측 폭(Swath)이 인접한 궤도면을 지나는 위성의 관측 폭과 정확히 겹치도록 "거리(Street)"를 형성하는 방식이다. 이를 통해 빈틈없는(Gapless) 글로벌 커버리지를 달성하는 것을 목표로 한다.26

 

• 특징: 워커 위성군과 달리, 궤도면의 승교점(RAAN)이 비대칭적(Asymmetrical)이거나 비균등적(Non-uniform)으로 분포될 수 있다.17 설계의 목표는 N-중 커버리지(N-fold coverage), 즉 지구상의 모든 지점이 항상 최소 N개의 위성에 의해 동시에 커버되도록 하는 것37이며, 이를 달성하기 위한 최소한의 위성 수를 찾는 것이 핵심이다.
• 단점: 이 설계는 필연적으로 극지방36에서 위성 궤적이 중첩되어 과도한 커버리지를 발생시키는 반면, 적도 지방에서는 커버리지가 상대적으로 취약해지는 불균형을 초래한다.

워커 위성군과 SoC는 모두 20세기 냉전 시대의 군사적 요구(예: 전 지구 항법, 통신)에 부응하기 위해 발전한 '글로벌 커버리지' 26 사상의 산물이다. 워커는 '균일한 기하학적 배치' 32를 통해 전 지구 어디에서나 유사한 성능33을 제공하는 것을 목표로 하고, SoC는 '빈틈없는 커버리지' 34 자체를 목표로 한다.

 

그러나 이러한 전통적 방식은 '한반도'와 같이 특정 지역의 재방문 주기를 최소화 7하고자 하는 현대의 전술적, 상업적 요구사항과는 근본적인 괴리가 있다. 이러한 설계 방식에 '균일성의 함정'이 존재하기 때문이다. 특정 지역의 성능을 높이기 위해 위성을 추가하면, 관심 없는 지역의 성능까지 불필요하게 높아지므로 28, 큐브샛과 스타트업 5이 추구하는 '경제적 효율성'과 정면으로 배치된다.

 

III. 특정 지역 최소 재방문 주기를 위한 궤도 설계

특정 지역의 재방문 주기를 최소화하기 위해서는 '균일성'을 포기하고, 해당 지역의 특성에 맞게 궤도를 '최적화'하는 접근 방식이 필요하다.

 

A. 기준 궤도: 태양동기궤도 (SSO)의 활용과 한계

전통적인 감시정찰 및 지구 관측 위성은 대부분 태양동기궤도(Sun-Synchronous Orbit, SSO)를 사용한다.9

 

• 정의 (SSO): SSO는 저궤도(LEO)의 특수한 형태인 극궤도(Near-polar) 궤도이다.38 이 궤도는 지구의 비대칭 중력(J2 섭동)에 의해 궤도면이 1년에 360° 씩 (하루에 약 1° 씩) 세차 운동(Precession)하도록 정밀하게 설계된다. 이 세차 운동 속도가 지구가 태양을 공전하는 속도와 정확히 일치하여, 위성이 항상 동일한 '지역 시각'(Local Mean Solar Time)에 특정 위도를 통과하게 만든다.38
• 장점 (감시정찰): SSO는 감시정찰 임무 39에 압도적으로 유리한 특성을 가진다. 위성이 항상 동일한 지역 시각(예: 오전 10시 30분)에 특정 지점을 촬영하면, 태양의 고도각과 그림자 방향이 거의 일정하게 유지된다.39 이는 동일 지역을 촬영한 여러 시점의 영상(EO/IR 센서)을 비교하여 미세한 변화(예: 건물의 증축, 군사 장비의 이동)를 탐지하는 '변화 탐지(Change Detection)' 39에 결정적인 이점을 제공한다. 또한, SAR(합성 개구 레이더) 위성의 경우 '황혼-새벽(Dawn/Dusk)' 궤도 38를 선택하면, 위성의 태양광 패널은 항상 태양을 바라보고(전력 수급 극대화), 센서는 항상 어두운 지구를 향하게 하여(신호 간섭 최소화) 임무 효율을 극대화할 수 있다.
• 한계 (재방문 주기): SSO의 본질적인 장점인 '일정한 지역 시각'은 동시에 치명적인 단점을 내포한다. 이는 특정 지점을 하루에 단 1회(주간) 또는 2회(주간/야간)만 방문한다는 것을 의미한다.40 이는 전략적 정보 수집에는 유용하지만, '최소 재방문 주기'를 요구하는 실시간성 전술적 감시 21 요구와는 정반대의 특성이다.

 

'최소 재방문 주기'가 임무의 최우선 순위가 될 경우, 감시정찰 위성 설계는 'SSO의 역설'에 직면한다. 즉, 고품질의 비교 가능한 영상(일관된 광량)을 얻는 대신, 원하는 시간(적시성)에 볼 수 없는 한계에 부딪힌다.

 

B. 전략적 대안: 경사궤도 (Inclined Orbit)와 최적 경사각

'SSO의 역설'을 극복하고 재방문 주기를 최소화하기 위한 대안이 바로 '경사궤도(Inclined Orbit)'이다.

 

• '최적 경사각 (Optimal Inclination)' 개념: 위성은 천체 역학적으로 자신의 궤도 경사각(Inclination)과 위도가 비슷한 지역에서 지상 체공 시간(Dwell time)이 길어지고, 해당 지역을 통과하는 빈도가 극대화된다.25
• 한반도 적용: 한반도(서울 기준 위도 약 37.5°N)를 목표로 할 경우, 98° 내외의 경사각을 갖는 SSO 43는 한반도 상공을 비스듬히 스쳐 지나가는 반면, 한반도의 위도와 유사한 경사각을 갖는 궤도는 훨씬 더 자주 한반도 상공을 통과한다.42
• 연구 사례: 실제 한반도(서울)의 기하학적 커버리지를 최대화하는 '최적 경사각'은 39.0° 로 계산된 연구 결과가 있다.7 이는 98°의 SSO나 발사장의 위치에 의해 제약되는 경사각 7을 사용하는 것보다 훨씬 우수한 재방문 주기 성능을 제공한다. 이는 '일관된 광량'이라는 이점을 포기하는 대신, '방문 빈도'라는 전술적 이점을 극대화하는 전략적 선택이다.

 

C. 지상궤적반복 (Repeat Ground Track, RGT) 위성군

특정 지역 감시를 위해 최적 경사각과 함께 자주 사용되는 설계가 '지상궤적반복(RGT)' 궤도이다. 이는 '공통 지상 궤적(Common Ground Track, CGT)' 7이라고도 불린다.

 

• 정의: RGT는 위성이 정확히 N일(Nodal Day) 후에 M번의 궤도를 돌아, 이전에 통과했던 동일한 지상 궤적을 정확하게 반복하도록 설계된 궤도이다.44 이는 궤도의 주기와 지구 자전 주기가 특정 정수비(Resonance)를 이루도록 궤도 고도를 매우 정밀하게 설정함으로써 달성된다.
• 지역 감시 활용:

1. 먼저, 목표 지역(예: 한반도)에 대한 '최적 경사각'(예: 39.0°)을 결정한다.7
2. 해당 경사각에서 특정 주기(N일, M회전)의 RGT 조건을 만족하는 고도를 계산하여 궤도를 확정한다.
3. 이렇게 생성된 하나의 RGT 지상 경로 44 위에, 여러 대의 위성을 일정한 시간 간격(Phasing)으로 배치한다.7

• 성능: 이 방식은 모든 위성이 동일한 경로를 반복하여 통과하므로, 특정 지역을 매우 규칙적이고 빈번하게 방문할 수 있다. 예를 들어, 39.0° 경사각의 RGT 궤도에 30개의 위성을 배치할 경우, 서울의 평균 재방문 주기는 19.7분, 최대 재방문 주기는 42.5분에 달할 수 있다.7 이는 워커 위성군이 동일 조건에서 제공하는 성능보다 우수하며 7, '준-실시간' 감시가 가능한 수준이다.

 

IV. 고급 위성군 설계 및 최적화 기법

전통적인 대칭적 설계의 한계를 극복하고, 특정 지역 임무 성능을 극대화하기 위해 더욱 복잡하고 정교한 설계 방법론이 개발되었다.

 

A. 비대칭 위성군 (Asymmetric Constellations): 지역 커버리지의 열쇠

 

• 개념: 비대칭 위성군은 전통적인 워커 설계의 '대칭성(Symmetry)' 31과 '균일성(Uniformity)' 46을 의도적으로 파괴하는 설계 방식이다.47
• 필요성: 감시 목표가 '한반도'와 같이 특정 지역에 한정되거나 28, 여러 위도대에 걸쳐 불연속적으로 분포할 경우 7, 워커와 같은 대칭적 설계는 자원 낭비가 심하다.47
• 방법: 비대칭 설계는 궤도면 간의 승교점(RAAN) 간격을 의도적으로 불균등하게(Unequal spacing) 47 설정하거나, 심지어 궤도면마다 서로 다른 경사각 47이나 고도를 부여하여, 관심 지역 상공에서 위성들의 밀도를 인위적으로 높이는 방식이다.
• 효과: 다수의 연구에서 비대칭 위성군이 동일한 지역 커버리지 성능을 달성하는 데 있어, 대칭 위성군(워커 등)보다 현저히 적은 수의 위성을 필요로 함이 입증되었다.30

 

B. 플라워 위성군 (Flower Constellations, FC): 공진 및 타원 궤도의 활용

플라워 위성군(FC)은 '공진'과 '타원'이라는 두 가지 핵심 요소를 활용하여 지역 커버리지를 달성하는 매우 정교한 설계 방법론이다.49

 

• 정의: FC는 지구 고정 좌표계(ECF, Earth-Centered, Earth-Fixed) 49와 같이 특정 회전 좌표계에서 볼 때, 모든 위성이 정확히 동일한 3차원 궤적(마치 꽃잎 모양)을 따라 움직이도록 설계된 위성군이다.50
• 핵심 원리 (공진 및 타원):

1. 공진 궤도 (Resonant Orbit): RGT와 마찬가지로, 궤도 주기(T)와 지구 자전 주기(T_E)가 N_p T = N_d T_E (N_p: 궤도 회전 수, N_d: 지구 자전 일 수)와 같이 특정 정수비 관계를 갖는 '공진' 궤도를 사용한다.51
2. 타원 궤도 (Elliptical Orbit): 워커 위성군이 원궤도 6를 사용하는 것과 달리, FC는 타원 궤도 49를 적극적으로 활용한다.53 케플러 제2법칙에 따라, 위성은 궤도의 원지점(Apogee, 지구에서 가장 먼 지점)에서 속도가 가장 느려진다.

• 지역 커버리지 적용: 이 원지점을 관심 지역 상공에 정확히 위치시키도록 궤도를 설계하면 49, 위성이 해당 지역 상공에 '오랫동안 머무르는(Loitering)' 효과를 얻을 수 있다.51 이는 재방문 주기(Revisit Time)뿐만 아니라, 한 번 방문 시의 '체공 시간(Dwell Time)'을 극대화하는 데 매우 유리하다. 이 설계는 정수론(Number Theory)에 기반한 복잡한 수학적 배경을 가지고 있다.49

 

C. 최적화 알고리즘의 적용 (Optimization Algorithms)

현대의 궤도 설계는 궤도 고도, 경사각, 위성 수(T), 궤도면 수(P), 위상 파라미터(F) 등 수많은 설계 변수 10와 '재방문 주기 최소화' 22, '위성 수 최소화' 5, '커버리지 극대화' 5와 같은 상충하는 다중 목표(Multi-Objective)를 가진다.

 

• 필요성: 이처럼 복잡한 다중 목표 최적화 문제를 해석적으로 푸는 것은 불가능에 가깝다. 따라서 진화 알고리즘(Evolutionary Algorithms)과 같은 수치 최적화 기법이 필수적으로 사용된다.
• 유전 알고리즘 (Genetic Algorithm, GA): 다중 목표 최적화 문제 5에 가장 널리 사용되는 기법이다.22 GA는 경사각, 궤도면 수(P), 면당 위성 수(S) 등을 유전자(변수) 5로 취급하여, 진화(반복 계산)를 거듭하며 재방문 주기 5와 위성 수 33 간의 최적의 절충안, 즉 '파레토 최적(Pareto-optimal)' 해의 집합을 도출하는 데 매우 효과적이다.
• 기타 기법: 이 외에도 정수 선형 프로그래밍(Integer Linear Programming, ILP) 23이나 시뮬레이티드 어닐링(Simulated Annealing) 22 같은 기법이 특정 문제(예: 최대 재방문 주기 최소화)를 해결하기 위해 사용된다.

 

20세기의 위성군 설계(워커, SoC)가 수학적 '대칭성' 31과 '균일성' 34에 기반한 해석적(Analytical) 접근을 추구했다면, 21세기의 위성군 설계는 비약적으로 발전한 컴퓨팅 파워를 기반으로 한다. 유전 알고리즘 55과 같은 최적화 기법 22을 통해, 설계가 '비대칭적' 30이고 직관적이지 않더라도, 오직 '임무 성능'(예: 재방문 주기) 23만을 극대화하는 해를 찾는 방향으로 진화했다. 이는 궤도 설계 패러다임이 '우아한 설계(Design)'의 영역에서 '효율적인 최적화(Optimization)' 31의 영역으로 이동했음을 보여준다.

 

D. 새로운 설계 개념: 웨이브 위성군 (Waves Constellations)

최근 Johns Hopkins APL에서 제안된 '웨이브(Waves)' 위성군은 전통적인 워커-델타 설계의 한계를 극복하려는 새로운 시도이다.35

 

• 개념: 워커-델타가 적도 35 지역에서 다이아몬드 형태의 안정적인 커버리지를 형성하는 데 초점을 맞춘다면, 웨이브 위성군은 궤도면 간 위성들의 '참 이심각(True Anomaly)'을 동기화(Synchronized)시킨다.35
• 특징: 이를 통해 위성들이 '파도(Wave)'처럼 함께 최대/최소 위도에 도달하고, 함께 적도를 통과하도록 설계한다.35 이 방식은 위성 간 핸드오프(Handoff)가 고위도35 지역에서 최적화되도록 하여, 워커-델타 설계보다 더 적은 수의 위성으로도 우수한 고위도 커버리지(특히 통신)를 제공할 수 있다.35

 

V. 심층 분석: 한반도 감시정찰 위성군 설계

이론적인 설계 방법론들이 '한반도'라는 특정 지역 감시 임무에 어떻게 적용되는지, 실제 사례를 통해 심층적으로 분석한다.

 

A. 사례 연구 1: 대한민국 '425 사업' (군사정찰위성) - 하이브리드 설계

 

• 임무 목표: 북한의 핵·미사일 위협에 대응하기 위한 '킬 체인(Kill Chain)'의 핵심 자산으로 40, 북한 내 특정 표적을 약 2시간 단위로 감시·정찰하는 것을 목표로 한다.41
• 설계 (하이브리드 아키텍처): '425 사업'은 단일 방식이 아닌, 두 종류의 궤도를 혼합한 '하이브리드(Hybrid)' 위성군 아키텍처를 채택했다.41

• 위성 1호기 (EO/IR): 1기는 태양동기궤도(SSO)에 배치되었다.40 이 위성은 전자광학(EO) 및 적외선(IR) 센서를 탑재 40하여, 일정한 시각 40에 한반도를 하루 2회(주/야간) 방문하며 41, 고품질의 '기준 영상'을 확보하는 역할을 한다.
• 위성 2~5호기 (SAR): 나머지 4기는 경사궤도(Inclined Orbit)에 배치되었다.41 이 위성들은 SAR(합성 개구 레이더)를 탑재 40하여 날씨(구름)나 주야간 40에 관계없이 영상을 획득한다. 경사궤도의 특성을 활용하여 한반도를 하루 4~6회 41 더 자주 방문하며, '적시성'을 확보하는 역할을 한다.

• 시너지: 5기가 모두 운용되면 41, SSO의 '고품질 기준 영상'과 경사궤도 SAR의 '고빈도 전천후 감시'가 상호 보완 40되어, '2시간'이라는 목표 재방문 주기를 달성하게 된다.41

 

B. 사례 연구 2: 초소형 위성군 연구 - 30분 주기 목표

 

• 임무 목표: 대학 및 연구기관에서 수행된 연구로, 수십 기의 초소형 위성을 활용하여 한반도 지역의 '준-실시간(Near Real-time)' 감시, 즉 평균 재방문 주기 30분 이내 44를 달성하는 것을 목표로 한다.
• 설계 비교: 이 연구는 한반도 지역에 대해 워커 위성군 44과 지상궤적반복(RGT) 위성군 44을 모두 설계하고 성능을 비교 분석했다.44
• 결과: 분석 결과, '최적 경사각(39.0°)'과 'RGT' 설계를 결합한 위성군 7이 가장 효율적인 것으로 나타났다. 30기의 초소형 위성을 이 궤도에 배치할 경우, 서울 기준 평균 19.7분의 재방문 주기를 달성 7할 수 있어, 30분 목표 44를 충분히 만족시킬 수 있음을 보였다.

 

<표 1. 한반도 감시 임무를 위한 위성군 설계 비교>

 

비교 항목	'425 사업' (하이브리드 설계)	'초소형 위성군' 연구 (RGT 최적화)
주요 임무	군사 정찰 (고성능, 전략/전술) 40	준-실시간 감시정찰 (고빈도, 전술) 44
위성 규모	중대형 위성 5기 (800kg 이상) 56	초소형 위성 20~30기 (100kg 미만) 8
궤도 구성	하이브리드: 41 - 1기: 태양동기궤도 (SSO) 41 - 4기: 경사궤도 (Inclined) 41	최적화 RGT: 44 - 20~30기: 최적 경사각(예: 39.0°)의 지상궤적반복(RGT) 궤도 7
탑재 센서	EO/IR (1기) + SAR (4기) 40	광학(EO) 및 SAR 44
목표 재방문 주기	약 2시간 (특정 표적) 41	평균 30분 이내 44 (30기 기준 평균 19.7분 달성 가능) 8
설계 철학	고품질(SSO)과 고빈도(경사궤도)를 상호 보완하는 현실적 하이브리드 접근	관심 지역(한반도) 통과를 극대화하는 '최적 경사각' 및 RGT 기반의 고빈도 접근

 

'425 사업'의 설계는 매우 정교한 전략적 의도를 보여준다. 재방문 주기가 긴 SSO 위성 1기 41를 포함시킨 것은, 4기의 경사궤도 SAR 위성 41이 답하는 "지금 당장 무슨 일이 일어나고 있는가?"(전술적 질문)와는 다른 질문에 답하기 위함이다. SSO EO/IR 위성 40은 "어제와 오늘 무엇이 달라졌는가?"(전략적 질문)에 대한 답, 즉 '변화 탐지'에 필수적인 고품질의 '기준점'(Baseline)을 제공한다. 이 하이브리드 설계 41는 '품질'과 '빈도'라는 두 가지 상이한 임무 요구를 최소 5기의 위성으로 모두 충족시키려는 고도의 최적화 결과이다.

 

VI. 큐브샛 및 스타트업을 위한 실제적 구현 전략

대학 연구실과 스타트업이 큐브샛 위성군을 설계하고 구현할 때는, 이론적인 최적화 외에 혹독한 현실적 제약에 부딪히게 된다.

 

A. 제약사항 1: 발사 및 배치 (Launch and Deployment)

 

• 라이드셰어(Rideshare)의 한계: 큐브샛 3은 대부분 대형 위성의 보조 탑재물(Secondary Payload) 또는 여러 소형 위성을 함께 발사하는 '라이드셰어' 4 방식으로 발사된다. 이는 발사 비용 4을 획기적으로 낮추는 장점이 있지만, 발사 일정과 최종 궤도(고도, 경사각)를 1차 탑재물(Primary Payload) 3의 일정과 궤도에 전적으로 의존해야 한다는 치명적인 단점이 있다.5
• '애드혹(Ad Hoc)' 아키텍처: 그 결과, 스타트업의 위성군은 워커 위성군 5처럼 이상적인 궤도에 한 번에 배치되는 것이 아니라, 여러 번의 '기회 발사' 3를 통해 제각각 다른 시기에, 최적이 아닌 궤도에 하나씩 추가되는 방식으로 구성되기 쉽다. 이렇게 형성된 위성군은 동일한 궤도면이나 균일한 위상 간격을 갖지 못하는, 말 그대로 '애드혹(Ad Hoc)' 아키텍처 60가 될 가능성이 높다.64

 

B. 위성군 형성 및 유지 기술 (Constellation Phasing and Station-Keeping)

이상적인 궤도에 배치되지 못한 '애드혹' 위성들을 의미 있는 위성군으로 '형성(Phasing)'하고 '유지(Station-keeping)'하기 위한 기술이 큐브샛 운용의 핵심이다.

• 방법 1 (무추진): 차등 항력 (Differential Drag)

• 개념: LEO 하층부(약 300~600km) 18에 존재하는 미세한 대기 항력을 의도적으로 이용하는 기술이다. 위성의 자세를 제어하여 공기 저항 단면적을 크게(High-drag) 또는 작게(Low-drag) 만듭니다.66 저항이 크면 궤도 감쇠가 빨라져 고도가 낮아지고 속도가 빨라지며, 저항이 작으면 그 반대가 된다.
• 사례 (Planet Labs): 상업용 지구 관측 스타트업인 Planet Labs는 이 기술을 사용하여, 추진 시스템이 없는(Propulsionless) 88개의 'Dove' 큐브샛 66을 동일 궤도에 성공적으로 배치(Phasing)했다. 하나의 발사체에서 동시에 방출된 위성들의 대기 저항을 개별적으로 제어하여, 궤도면 내에서 위성 간 간격을 원하는 대로 조절한 것이다.66

• 방법 2 (저추력): 소형 추진 시스템

• 필요성: 궤도 고도를 정밀하게 유지(Station-keeping) 68하고, 우주 쓰레기와의 충돌을 회피하며 70, 위성 간 간격을 능동적으로 제어하기 위해 큐브샛용 저추력(Low-thrust) 추진 시스템(전기 추진, 콜드 가스 등) 71이 활발히 개발 및 적용되고 있다.

 

C. 위성군 운용: 데이터의 흐름 (Constellation Operations: Data Flow)

 

• 위성간 링크 (Inter-Satellite Links, ISL): 수백, 수천 기의 위성군이 지상의 특정 지상국(Ground Station) 24 상공을 통과할 때만 데이터를 전송한다면, 엄청난 지연(Latency)이 발생한다.
• 해결책: 위성 간에 직접 데이터를 중계 74하는 ISL 75이 LEO 통신 및 관측 위성군의 핵심 기술이다. 최근에는 전통적인 RF(S-band 등) 75 방식을 넘어, 1U 큐브샛 크기에 탑재 가능한 레이저 통신(Free Space Optical, FSO) 터미널 76이 개발되고 있다. 이러한 광통신(Lasercomms)은 100 Mbps 이상의 고속 데이터 전송을 가능하게 하여 77 위성군 네트워크의 병목 현상을 해결할 수 있다.
• 사례 (Spire Global): 클러스터(Clusters)와 TDOA/FDOA

• 또 다른 큐브샛 스타트업인 Spire Global은 RF 신호 78 정찰을 위해 '클러스터(Cluster)' 79 또는 '포메이션 플라잉(Formation Flying)' 개념을 사용한다.
• 이는 2~4기의 위성이 매우 근접한 거리79에서 함께 비행하며, 지상의 동일한 RF 신호원(예: GPS 재머)에서 방출되는 신호를 동시에 수신한다.
• 이때, 각 위성에 신호가 도달하는 미세한 시간 차이(TDOA, Time Difference of Arrival)와 주파수 차이(FDOA, Frequency Difference of Arrival) 79를 측정하고 삼각 측량(Triangulation)과 유사한 원리로 분석하여, 신호원의 정확한 지상 위치(Geolocation)를 역추적한다.79

 

<표 2. 상용 큐브샛 위성군 궤도 및 운용 전략 비교 (Planet Labs vs. Spire Global)>

 

비교 항목	Planet Labs (Doves/PlanetScope)	Spire Global
주요 임무	지구 전체 육지의 일일(Daily) 광학(EO) 이미지 촬영 (전체 스캔) 43	RF 신호 수집(RF-sensing), 기상(GNSS-RO), 해상/항공 추적 (특정 신호 탐지) 78
위성 폼팩터	3U 큐브샛 (Dove) 43	3U, 6U 큐브샛 79
핵심 궤도	태양동기궤도 (SSO) 43 - 고도: ~500-525 km 43 - 경사각: 98° 43	다중 저궤도 (LEO) 78 - 고도: 385 km ~ 650 km 78 - 다양한 경사각 및 LTAN 78
위성군 아키텍처	분산형 (Distributed): 동일 SSO 궤도면에 다수의 위성을 가능한 넓게 분산 배치 66	클러스터형 (Clustered): 79 2~4기의 위성이 근접 비행하는 '클러스터'를 다수 운용 79
핵심 운용 기술	차등 항력 (Differential Drag): 66 무추진 위성의 간격(Phasing) 제어 66	TDOA/FDOA: 79 클러스터를 이용한 RF 신호원 위치 역추적 (Geolocation) 79
설계의 시사점	'일관된' 촬영(SSO)과 '광범위한' 커버리지(분산)에 최적화	'동시적' 관측(클러스터)과 '다양한' 신호 수집(다중 궤도)에 최적화

 

이 두 스타트업의 사례는 '임무가 아키텍처를 결정한다'는 명제를 극명하게 보여준다. 동일한 LEO 큐브샛을 사용하지만, Planet은 '지구 전체 스캔'이라는 임무를 위해 위성들을 SSO 43에 넓게 분산(Distributed)시키는 아키텍처를, Spire는 '특정 신호원 삼각측량'이라는 임무를 위해 위성들을 LEO에 좁게 밀집(Clustered)시키는 79 정반대의 아키텍처를 채택했다.

 

VII. 위성군 설계를 위한 분석 도구 및 향후 전망

A. 위성군 설계 및 시뮬레이션 S/W

복잡한 위성군 궤도를 설계하고 성능(재방문 주기, 커버리지 등)을 분석하기 위해서는 전문적인 소프트웨어 도구가 필수적이다.

 

• 상용 S/W (Industry Standard):

• STK (Systems Tool Kit): 복잡한 항공우주 임무의 설계, 시뮬레이션, 분석을 위한 업계 표준 S/W이다.10 고정밀 궤도 전파 69 및 커버리지 분석 27, 위성군 시각화 83 등 거의 모든 기능을 제공한다.
• FreeFlyer: STK와 유사한 상용 S/W로, 특히 위성군 운용 84, 자율 궤도 제어 85, 충돌 회피70 분석 및 MATLAB과의 강력한 연동 85 기능에 강점을 가진다.10

• 오픈소스 S/W (Accessible Tools):

• GMAT (General Mission Analysis Tool): NASA에서 개발하여 오픈소스로 배포하는 S/W이다.10 궤도 설계, 고정밀 최적화 86, 항법(Navigation) 87 기능을 제공하며, API를 통해 Python, MATLAB 87 등과 연동된다. 대학 연구 88 및 스타트업 82에서 비용 없이 사용할 수 있는 가장 강력한 도구 중 하나이다.
• Orekit: Java 89로 작성된 저수준(Low-level) 우주 역학(Astrodynamics) 라이브러리이다. Python 래퍼(Wrapper)를 지원하며 89, Airbus, NRL 등 89 실제 상용 및 군사 기관에서도 핵심 임무(Critical operations)에 사용할 정도로 높은 신뢰성과 정확성을 인정받고 있다.
• 기타: SatLib 86 (Python 기반 위성군 계산 라이브러리), PyCubed 86 등 큐브샛 및 소형 위성 개발에 특화된 다양한 오픈소스 도구들이 존재한다.90

 

B. 결론 및 향후 전망

위성군 궤도 설계 방법론은 지난 수십 년간 큰 진화를 거듭해왔다. 20세기의 설계가 수학적 '균일성'과 '대칭성'을 기반으로 한 '글로벌 커버리지'(예: 워커 위성군) 32를 추구했다면, 21세기의 설계는 '특정 지역 커버리지'와 '최소 재방문 주기'라는 명확한 임무 목표를 달성하기 위해 '비대칭' 30과 '최적화' 22를 적극적으로 수용하는 방향으로 진화하고 있다.

 

특히, '큐브샛'과 '스타트업'의 등장은 이러한 흐름 속에서 새로운 현실적 과제를 제시했다. '라이드셰어' 59라는 강력한 발사 제약 5 하에서 '애드혹(Ad Hoc)' 63 위성군을 구성해야 하는 현실은, '차등 항력' 66이나 '저추력 추진' 71 기술을 통해 위성을 사후에 재배치하고 운용하는 엔지니어링의 중요성을 부각시켰다.

 

한반도 감시정찰 사례는 이러한 두 가지 접근 방식을 명확히 보여준다. '425 사업' 41은 고성능 센서와 정교한 하이브리드(SSO+경사궤도) 궤도를 결합한 전통적 강국의 정밀한 '설계'의 정점이다. 반면, '초소형 RGT 위성군' 연구 44는 '수(Quantity)'를 통해 '빈도(Frequency)'를 확보하려는 '뉴 스페이스' 패러다임 44의 가능성을 보여준다.

 

향후 GMAT 86, Orekit 89과 같은 강력한 오픈소스 설계 도구의 보급과, AI/머신러닝 기반의 자율 궤도 최적화 기술 94의 발전은, 대학 연구실 95과 스타트업이 더욱 복잡하고 효율적인 맞춤형(Customized) 위성군을 설계하고 운용하는 핵심 동력이 될 것이다.

 

참고 자료

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