여분은 고장을 흡수하지만 오차는 흡수하지 못한다 — SDA T1TL-E 재개와 열 모델의 전력 청구서

ISSUE 2026 · W29 | 위성 & 궤도기술

9개월 만의 재개, T1TL-E가 올린 21기

이번 임무의 이름은 T1TL-E(Tranche 1 Transport Layer E)다. 발사는 태평양 서머타임 기준 7월 16일 오후 1시 32분(UTC 20시 32분), 반덴버그 SLC-4E에서 이뤄졌고 1단 부스터 B1103은 네 번째 비행을 마친 뒤 해상 착륙선에 내려앉았다. 실린 위성 21기는 모두 요크가 제작한 수송계층(Transport Layer) 위성으로, SDA가 구축 중인 확산형 전투원 우주 아키텍처(PWSA, Proliferated Warfighter Space Architecture)의 세 번째 궤도면을 채우는 역할을 맡는다.

SDA의 트랜치 1은 수송계층 126기와 추적계층 28기를 중심으로 한다. 2025년 가을 두 차례 발사로 42기가 먼저 올라갔고, 이번 21기가 더해지면서 궤도상 수송계층 위성은 63기, 계획의 절반에 도달했다. 각 위성은 Ka 대역 RF 송수신, 광통신 단말(OCT, Optical Communications Terminal), 전술 데이터링크 Link 16 송수신 기능을 갖추도록 규정돼 있다. SDA는 수송계층 전체 성좌의 고도 범위를 750~1,200 km로 제시하고 있으며, 요크가 맡은 42기는 두 개의 근극궤도면에 배치된다.

눈여겨볼 대목은 발사 운용 방식의 전환이다. 거드파탑 샌두(Gurpartap Sandhoo) SDA 국장은 발사 직후 “목표는 월간 발사 주기가 아니라, 발사한 뒤 점검(checkout)을 빨리 통과하는 것”이라고 말했다. 발사 가용성이 아니라 궤도상 점검 속도가 병목이 됐다는 고백이다.

발사를 멈춰 세운 네 가지 문제

재개 직전 공개된 보도들을 종합하면, 첫 두 궤도면에서 드러난 문제는 크게 네 갈래였다. 첫째, 일부 위성의 열 측정값이 발사 전 열 모델의 예측과 어긋났다. SDA는 이것이 위성 열제어계(TCS, Thermal Control System) 자체의 문제인지 모델링 오차인지 단정하지 않았고, 남은 위성에는 발사 전에 추가 열 완화 부품을 통합했다. 둘째, 지상 진입점(ground entry point)과의 연결이 요구 빈도만큼 이뤄지지 않아 점검 기간이 크게 늘어났다. 셋째, 일부 위성에서 전기추진 관련 문제가 생겨 배정된 궤도면에 제때 도달하지 못했다. 넷째, 록히드 마틴이 만든 위성 중 1기와는 교신이 확립되지 않았다.

SDA는 네 번째 문제, 즉 1기 교신 두절이 PWSA 전체 운용에는 영향을 주지 않는다고 평가했다. 분산 설계가 원래 의도대로 작동한 사례다. 반면 첫째와 셋째 문제는 성격이 전혀 다르다. 같은 설계, 같은 해석 모델, 같은 추진계를 공유하는 위성들에게서 동시에 나타날 수 있는 문제이기 때문이다. 여기에 광통신 위성 간 메시망은 이번 발사 시점까지도 아직 켜지지 않았다. SDA는 궤도면 내부 링크부터 확립한 뒤 궤도면 간 링크로 넓힌다는 계획이다.

무작위 고장과 공통 모드 오차는 다른 적이다

신뢰성 공학에서 고장은 크게 두 부류로 나뉜다. 부품 불량이나 방사선 단일사건효과처럼 위성마다 독립적으로 일어나는 무작위 고장, 그리고 설계나 해석 가정의 오류처럼 같은 설계를 공유하는 모든 개체에 한꺼번에 나타나는 공통 모드(common-mode) 오차다. 확산형 성좌의 여분은 앞의 것을 지우는 데 탁월하다. 21기 중 1기가 사라지면 나머지가 경로를 우회한다. 그러나 뒤의 것 앞에서는 여분이 아무 의미가 없다. 열 모델이 틀렸다면 21기 전부가 같은 방향으로 틀린다.

표가 말해 주는 것은, 9개월의 중단이 “한 기가 고장 나서”가 아니라 “모두가 같은 방향으로 어긋날 수 있어서”였다는 점이다. 분산 성좌의 여분은 무작위 고장에 대한 보험일 뿐, 해석 가정의 오류에 대한 보험이 아니다.

지상 열 모델에서 궤도 열환경으로

지상 현황. 위성 열 모델은 열진공 챔버 시험(TVAC, Thermal Vacuum)으로 보정된다. 챔버는 10^-5 Torr 수준 이하의 고진공과 액체질소 슈라우드로 우주 배경을 모사하고, 적외선 램프나 히터 패널로 태양 입사를 흉내 낸다. 모델은 이 시험의 온도 곡선에 맞춰 접촉 열전도도나 표면 광학 특성 같은 파라미터를 조정한다.

우주 적용 시 변화. 궤도에서는 조건이 훨씬 복잡하다. 태양 스펙트럼 전체가 들어오고, 지구 알베도와 지구 적외선이 궤도 위치와 계절에 따라 변한다. 근극궤도면은 태양각(β각)이 계절 따라 바뀌어, 식(eclipse)이 거의 없는 시기와 긴 시기가 번갈아 온다. 고도 1,000 km, β각 0°라면 105.1분 궤도 중 최대 약 34.9분이 지구 그림자다(원통형 그림자 근사, 계산값). 여기에 광통신 단말처럼 지향 정밀도가 온도 구배에 민감한 탑재체가 얹히면, 몇 K의 오차도 성능 문제로 번진다.

연결 원리. 지상 시험은 모델의 구조를 검증하지만, 궤도의 경계 조건을 모두 재현하지는 못한다. 첫 궤도면의 비행 온도 데이터가 사실상 두 번째 열 시험 역할을 한 셈이고, 그 결과가 후속 위성의 하드웨어 수정으로 이어졌다. 확산형 성좌에서는 첫 궤도면이 곧 나머지 전체의 열 모델 보정 시험대다.

전력·에너지 관점

Point. 확산형 성좌에서 열 모델 오차는 개별 위성의 결함이 아니라 성좌 전체의 전력 예산 항목이다. 오차가 모든 위성에 복제되므로, 그것을 메우는 전력도 모든 위성에서 동시에 빠져나간다.

Reason. 위성의 열평형은 결국 복사면이 버리는 열과 내부 발열, 외부 입사의 균형이다. 모델보다 차갑게 나오면 히터가 더 오래 켜져야 하고, 모델보다 뜨겁게 나오면 탑재체 가동률을 낮춰 발열을 줄여야 한다. 어느 쪽이든 결과는 같다. 설계 때 남겨 둔 전력 여유가 열제어에 먼저 잠식된다. 그리고 이 순환은 “열 모델 오차 → 히터 전력 증가 또는 가동률 저하 → 태양전지·배터리 여유 감소 → 임무 가용성 저하”로 이어진다.

Example. 크기를 가늠해 보자. 방사율 0.85인 복사면이 290 K에서 버리는 열은 약 341 W/m²이다. 여기서 복사면 온도가 5 K만 어긋나도 방열량은 약 23.5 W/m², 7% 가까이 흔들린다(가정값 기반 계산). 복사면이 1 m²라면 수십 W 규모의 불균형이 생기는 셈인데, 소형 위성의 전체 전력이 수백 W~1 kW대라는 점을 생각하면 결코 무시할 크기가 아니다. 특히 아직 가동되지 않은 광 메시망이 켜지면, 레이저 송신기와 정밀 지향 기구라는 새로운 고정 부하가 이 여유 위에 얹힌다. 전기추진으로 궤도면을 맞추는 작업 역시 추력기 가동 시간만큼 전력을 점유한다.

Point. 그래서 SDA가 “발사 주기보다 점검 통과”를 말한 것은 운용 방침의 변화이자 전력·열 설계의 교훈이다. 공통 모드 오차는 궤도에서 여분으로 흡수되지 않으므로, 지상에서 하드웨어로 고쳐서 올려야 한다. 분산 성좌의 진짜 여분은 위성 개수가 아니라 위성 한 기 안에 남겨 둔 전력·열 여유다.

반론과 제약. 이번 열 괴리가 실제로 전력 문제로 번졌는지는 공개 자료에서 확인되지 않았다. SDA 스스로도 원인이 열제어계인지 모델인지 단정하지 않았다. 또한 위의 23.5 W/m²는 설명용 가정값이다. Worst-case로 보면, 원인이 모델이 아니라 표면 코팅의 궤도상 열화였다면 오차는 시간이 갈수록 커진다. 자외선과 원자 산소에 의한 흡수율 상승은 되돌릴 수 없고, 추가한 열 완화 부품만으로 수명 말기까지 버틸 수 있을지는 비행 데이터가 쌓여야 판단할 수 있다.

지상 시험과 우주 환경의 괴리. 열진공 시험은 고진공과 극저온 배경은 재현하지만, 궤도 위치에 따라 연속적으로 바뀌는 알베도·지구 적외선·β각 조합을 한 번에 재현하지 못한다. 따라서 TVAC 통과가 곧 궤도 열평형을 보증하지 않는다. T1TL-E의 21기가 추가 부품을 달고 올라갔다고 해서 문제가 해결됐다고 확언할 수 없고, 이번 궤도면의 점검 기간 온도 데이터가 그 첫 판정 자료가 될 것이다.

정리하면 T1TL-E는 “많이 띄우면 안전하다”는 명제에 “같은 방식으로 틀리지 않는다면”이라는 단서를 붙인 발사였다.