제1부 비행체 기술 기반
1.15 특수 형상 III: 성층권 플랫폼(HAPS)·비행선·태양광 무인기
1.15.1 이 장에서 배우는 것 / 선수 지식 / 특히 중요한 독자
성층권 플랫폼은 성층권 아래쪽(대략 18~25 km)에 몇 주에서 몇 달씩 머물며 위성과 지상망 사이의 일을 하려는 비행체다. 쉽게 말해 "연료가 없는 위성보다 낮고 비행기보다 높은 곳"에 오래 떠 있으려는 시도다. 이 장은 그것이 왜 어려운지를 밤을 넘기는 에너지 균형과 옅은 공기라는 두 숫자로 따라간다.
배우는 것:
- 성층권의 환경 — 국제표준대기로 계산한 밀도·기온, 그리고 바람이 상대적으로 약하다는 점.
- 태양광 항공기의 에너지 균형 — 낮에 모은 에너지로 밤을 넘기는 조건식, 위도와 계절이 만드는 한계.
- 무엇이 가장 큰 지렛대인가 — 배터리 비에너지, 태양전지 효율, 양항비, 질량이 한계를 얼마나 옮기는가.
- 성층권 기구·비행선의 부력 원리 — 높이 올라갈수록 부양 기체 부피가 커지는 이유.
- 사례를 읽는 법 — Zephyr·Helios·Skydweller·Loon·Stratobus 등에서 기록, 공개 제원, 종료 경위를 구분해 읽기.
- 세 축과의 관계 — 군·민간에는 의미가 크지만 AAM과는 거의 무관한 이유.
선수 지식: 고정익의 양항비와 체공은 1.9, 배터리 비에너지는 1.21. 성층권 비행은 상층 공역 규칙(17.20)과 주파수 제도(17.19)에 걸려 있다.
특히 중요한 독자: 엔지니어(에너지 균형·사이징), 정책(상층 공역·주파수), 사업(기업 중단·재개 사례의 해석), 법무(고고도 플랫폼의 법적 지위).
기준 시점과 정직성. 이 장은 2026년 10월 기준이며, 집필에 사용한 지식은 2026년 중반까지다. 기록·제원은 제조사·정부 공개 자료이므로
(공개 주장치)이고, 확인하지 못한 사실은(확인 필요)로 둔다. 본문의 에너지 계산은 원리로 만든 교육용 모형이며 특정 기체의 성능이 아니다. 시장 규모 전망 숫자는 작성하지 않는다.
1.15.2 개념·직관 — 왜 18~25 km인가
HAPS(High Altitude Platform Station, 고고도 플랫폼 스테이션)는 국제전기통신연합(ITU)의 전파규칙(RR)에서 "고도 20~50 km의 물체에 실려 지구에 대해 정해진 공칭 고정점에 머무는 국"으로 정의되는 것으로 알려져 있다(규칙 1.66A, 번호·문구는 확인 필요). 항공 쪽에서는 "고고도 의사 위성"이라고도 부른다. 정의의 고도 하한(20 km)은 Zephyr의 공개 운용 고도(18 km 이상)와 정확히 맞지 않는다. 이 장은 성층권 아래쪽 18~25 km를 중심으로 작성한다.
형식은 셋이다.
| 형식 | 양력의 근원 | 에너지 | 대표 사례 |
|---|---|---|---|
| ① 태양광 고정익 | 날개 | 태양전지 + 배터리 | Zephyr, Skydweller |
| ② 성층권 기구 | 부력 | 태양전지 + 소형 배터리(고도·위치 조종용) | Loon |
| ③ 성층권 비행선 | 부력 + 추진기 | 태양전지 + 배터리 | Stratobus 개념 |
왜 대류권 위 성층권인가. 이유는 셋이다.
- 구름·기상 위다. 대류권의 폭풍·착빙·번개가 없다. 태양전지가 구름에 가리지 않는다.
- 바람이 약한 층이 있다. 대류권 위쪽에는 제트류가 있고(대개 9~12 km), 그 위 18~25 km 부근에서 풍속의 평균이 상대적으로 작은 층이 있다고 알려져 있다. 풍속 수치는 위도·계절에 따라 크게 달라
(확인 필요)다. - 민간 항공 교통 위다. 여객기가 다니는 고도(약 12 km) 위라서 충돌 위험이 적다(17.20).
세 축에서 요구는 이렇게 다르다.
- 군용 드론은 상시 감시·통신 중계를 원하지만, 군용 요구와 평가는 공개 근거가 제한적이다(10.4·24.3).
- 민간 UAS는 통신 중계·재난 관측·지구 관측에서 의미를 찾는다(14.12).
- AAM은 거의 무관하다. 사람이 타고 도시 위 수백 m를 오가는 일과 성층권에 몇 달 머무는 일은 요구가 정반대다(1.15.10).
1.15.3 성층권의 환경 — 공기가 옅다
공기 밀도는 고도가 오를수록 빠르게 줄어든다. 아래 표는 국제표준대기(ISA)를 파이썬으로 계산한 값이다. 마지막 열은 같은 무게·같은 양력계수로 날 때 필요한 진대기속도가 해면의 몇 배인가다.
| 고도 [km] | 기온 [°C] | 압력 [kPa] | 밀도 [$\mathrm{kg/m^3}$] | 해면 대비 | 같은 양력계수의 속도 배율 |
|---|---|---|---|---|---|
| 0 | 15.0 | 101.3 | 1.225 | 100% | 1.00 |
| 11 | −56.5 | 22.6 | 0.364 | 30% | 1.83 |
| 15 | −56.5 | 12.0 | 0.194 | 16% | 2.51 |
| 18 | −56.5 | 7.50 | 0.121 | 9.9% | 3.19 |
| 20 | −56.5 | 5.47 | 0.088 | 7.2% | 3.73 |
| 25 | −51.5 | 2.51 | 0.040 | 3.2% | 5.57 |
| 29.5 | −47.0 | 1.26 | 0.019 | 1.6% | 7.95 |
결론: 20 km에서 공기 밀도는 해면의 7%다. 같은 무게를 띄우려면 날개는 같은 양력계수로 약 3.7배 빨리 날아야 한다. 부력으로 띄우려면 약 14배 큰 부피가 필요하다(1.15.7). 그래서 성층권 비행체는 크고 가볍고 느리게 만들 수밖에 없다.
기온은 11~20 km에서 −56.5 °C로 일정하고 그 위는 서서히 오른다. 낮은 기온은 두 가지 문제를 만든다. 배터리가 차가워져 출력이 떨어지고(1.25), 소재의 취성이 문제가 된다(1.27). 해가 지면 열을 공급하는 일은 배터리 자체의 발열과 보온에 기댄다.
1.15.4 원리 I — 이 고도에서 날려면 얼마가 드는가
결론: 필요한 전력은 고도가 오르면 늘어난다. 밀도가 낮아 더 빨리 날아야 하기 때문이다. 같은 기체·같은 양력계수라면 전력은 $1/\sqrt{\rho}$로 늘어난다.
수평 정상 비행에서 항력과 같은 추력이 필요하다. 전기 입력 전력은 다음과 같다.
$$P_{req} = \frac{(m g)^{3/2}}{\eta_p\,\left(C_L^{3/2}/C_D\right)}\sqrt{\frac{2}{\rho S}} + P_{pay}$$
| 기호 | 뜻 | 값·단위 |
|---|---|---|
| $m$ | 총질량 | kg |
| $\rho$ | 공기 밀도 | $\mathrm{kg/m^3}$ |
| $S$ | 날개 면적 | $\mathrm{m^2}$ |
| $C_L,\ C_D$ | 양력·항력계수($L/D=C_L/C_D$) | 무차원 |
| $\eta_p$ | 프로펠러·모터·인버터 효율 | 무차원 |
| $P_{pay}$ | 탑재체·항전 전력 | W |
$C_L^{3/2}/C_D$가 클수록 필요 전력이 작아진다. 이 값은 장기 체공의 성능지수다. 종횡비가 큰 가벼운 날개(1.9)가 성층권 고정익의 모양을 정하는 이유다.
속도는 $v=\sqrt{2mg/(\rho S C_L)}$이다. 아래 모형(1.15.5 가정)에서 고도별 필요 전력과 속도는 다음과 같다.
| 고도 [km] | 15 | 18 | 20 | 22 | 25 |
|---|---|---|---|---|---|
| 필요 전력 [W] | 638 | 782 | 899 | 1,039 | 1,293 |
| 진대기속도 [m/s] | 16.5 | 20.9 | 24.4 | 28.7 | 36.5 |
고도를 높이면 바람이 약한 층에 들어가지만 전력과 속도 요구가 늘어난다. 위치를 유지하려면 바람보다 빨리 날아야 하므로, 이 모형 기체는 풍속이 약 24 m/s를 넘는 곳에서는 제자리를 유지할 수 없다(풍속 통계는 확인 필요). 이 트레이드가 운용 고도를 18~25 km로 좁힌다.
1.15.5 원리 II — 태양광의 하루: 밤을 넘기는 에너지 균형
낮에 날개 위 태양전지가 비행에 필요한 전력을 내고 남는 에너지를 배터리에 저장한다. 해가 약하거나 없을 때는 배터리가 비행을 이어 간다. 하루가 이 순환으로 닫혀야 영구 비행이다.
여기서 "밤"은 천문학적 밤이 아니라 발전이 필요 전력보다 작은 시간이다. 해가 낮게 뜬 아침·저녁에는 해가 떠 있어도 발전이 모자란다. 이 모형에서 적도 춘분의 "밤"은 약 13시간이다.
태양고도 $\gamma$는 위도 $\varphi$, 적위 $\delta$, 시간각 $h$로 구한다.
$$\sin\gamma = \sin\varphi\,\sin\delta + \cos\varphi\,\cos\delta\,\cos h, \qquad P_{pv}(t) = \eta_{pv}\,\eta_m\,A_{pv}\,\tau\,S_0\,\varepsilon\,\sin\gamma\ (\gamma > 0)$$
| 기호 | 뜻 | 값 |
|---|---|---|
| $\delta$ | 적위(하지 +23.44°, 동지 −23.44°) | 날짜의 함수 |
| $\tau$ | 20 km 대기 투과율(직달) | 0.93 가정 |
| $S_0$ | 태양 상수 | 1,361 $\mathrm{W/m^2}$ |
| $\varepsilon$ | 지구–태양 거리 보정 | $1+0.033\cos(2\pi n/365)$ |
| $A_{pv}$ | 태양전지 면적 | 날개 면적의 75% |
| $\eta_{pv},\ \eta_m$ | 모듈 효율·최대출력추종 효율 | 0.23, 0.95 |
하루 에너지가 닫히는 필요 조건은 다음이다. 배터리를 거치는 에너지는 왕복 손실을 겪으므로 단순한 면적 비교보다 조금 더 많이 필요하다.
$$\int_0^{24\,\mathrm{h}} P_{pv}\,dt \;\ge\; P_{req}\left[\,24\,\mathrm{h} + t_n\left(\frac{1}{\eta_c\,\eta_d} - 1\right)\right]$$
$t_n$은 발전이 필요 전력보다 작은 시간, $\eta_c,\ \eta_d$는 배터리 충전·방전 효율이다. 배터리 에너지의 대략은 $E_{bat}\approx P_{req}\,t_n/\eta_d$, 질량은 $m_{bat}=E_{bat}/(e_{pack}\,\mathrm{DoD})$이다.
가정 표. Zephyr급 규모의 가상 기체이며 특정 기체의 값이 아니다.
| 항목 | 가정 |
|---|---|
| 총질량 / 날개폭 | 75 kg / 25 m (Zephyr S의 공개 제원: 날개폭 25 m, 질량 75 kg 미만 — Airbus 공개) |
| 날개 면적 / 태양전지 덮개 | 28 $\mathrm{m^2}$(가정) / 75% |
| 순항 | 고도 20 km, $C_L=1.0$, $L/D=30$, $\eta_p=0.75$, 탑재체·항전 100 W |
| 태양전지 | 모듈 효율 0.23, 추종 효율 0.95, 수평 날개면(기울기·산란광·지면 반사는 무시) |
| 배터리 | 셀 400 Wh/kg, 팩 계수 0.85, 방전 심도 0.90, 충전·방전 효율 각각 0.95 |
| 설계 한도 | 배터리가 총질량의 45%를 넘으면 구조·태양전지·탑재체가 들어갈 질량이 모자라 설계가 닫히지 않는다고 가정 |
이 가정으로 필요 전력은 899 W, 진대기속도는 24.4 m/s다. 시각별로 발전량을 적분하고, 배터리 충방전 효율을 반영해 24시간 주기에서 누적 에너지의 최대 하락 폭을 구하면 필요한 배터리 에너지가 나온다(파이썬으로 계산).
| 조건 | 하루 발전 [kWh] | 하루 필요 [kWh] | 배터리 [kWh] | 배터리 질량 분율 | 판정 |
|---|---|---|---|---|---|
| 위도 35°, 하지 | 49.1 | 21.6 | 9.9 | 0.43 | 닫힘 |
| 위도 60°, 하지 | 48.8 | 21.6 | 6.9 | 0.30 | 닫힘 |
| 위도 0°, 춘분 | 44.6 | 21.6 | 11.9 | 0.52 | 한도 초과 |
| 위도 35°, 동지 | 19.6 | 21.6 | — | — | 발전 부족 |
| 위도 50°, 동지 | 8.8 | 21.6 | — | — | 발전 부족(면적 약 2.6배 필요, 1.15.5.2) |
위도와 계절의 한계가 이 표에서 나온다. 겨울의 중·고위도는 하루 발전이 필요 에너지에 못 미쳐 배터리를 아무리 키워도 닫히지 않는다. 적도는 해가 높아도 "밤"이 길어서 배터리가 무겁다. 아래 그래프가 위도 전체를 훑는다.
그림 읽기: 하지에 위도 약 30° 이상이면 한도선 아래에서 닫힌다. 공개된 Zephyr의 장기 비행(2010년·2018년·2022년)이 모두 6~8월에 미국 애리조나의 Yuma 시험장(위도 약 33°)에서 이뤄진 것과 방향이 같다(2010년의 시기는 확인 필요, 나머지는 아래 사례 표). 춘·추분은 이 가정에서 어느 위도에서도 닫히지 않는다. 하지의 고위도는 낮이 길어 유리하지만 해가 낮아 발전 효율이 떨어지는 효과와 복합된다.
1.15.5.1 무엇이 한계를 옮기는가 — 민감도
같은 모형에서 한 가지씩만 바꾸어 본 결과다. 닫히는 위도 범위는 배터리 분율이 0.45 이하인 곳이다.
| 변경 | 필요 전력 [W] | 위도 35°·하지 | 위도 0°·춘분 | 닫히는 위도 — 하지 / 춘분 / 동지 |
|---|---|---|---|---|
| 기준 | 899 | 0.43 | 0.52 | 30~70° / 없음 / 없음 |
| 셀 500 Wh/kg | 899 | 0.35 | 0.42 | 0~70° / 0~58° / 0~16° |
| 모듈 효율 0.30 | 899 | 0.42 | 0.51 | 27~70° / 없음 / 없음 |
| $L/D$ 35 | 784 | 0.37 | 0.45 | 2~70° / 없음 / 없음 |
| 탑재체·항전 50 W | 849 | 0.41 | 0.49 | 19~70° / 없음 / 없음 |
| 총질량 60 kg | 671 | 0.40 | 0.48 | 14~70° / 없음 / 없음 |
| 셀 500 + 모듈 0.30 + $L/D$ 35 | 784 | 0.29 | 0.36 | 0~70° / 0~69° / 0~40° |
배터리 비에너지가 가장 큰 지렛대다. 셀을 400에서 500 Wh/kg으로 올리면 춘·추분이 거의 전 위도에서 닫힌다. 모듈 효율은 한 칸 올려도 영향이 작다. 세 가지를 함께 개선해야 동지에 위도 약 40°까지 닫힌다. 이 모형이 장기 비행 기록이 여름철에 나오고 배터리 기술의 진전과 연동하여 늘어난 이유를 설명한다(1.21). 단, 한도 0.45는 가정이며 팩 안전·열관리(1.25) 제약은 넣지 않았다.
1.15.5.2 역산 — 닫으려면 날개가 얼마나 커야 하나
질문을 뒤집어 본다. 총질량 75 kg과 한도 0.45는 그대로 두고, 날개 면적을 키워 겨울·적도에서 닫으려면 얼마가 필요한가. 날개가 커지면 비행 속도가 느려져 필요 전력은 줄지만 태양전지 면적은 늘어난다. 종횡비는 기준 기체와 같다고 두었다(날개폭은 $\sqrt{AR\cdot S}$, 파이썬으로 계산).
| 조건 | 필요 날개 면적 [$\mathrm{m^2}$] | 기준(28)의 배수 | 날개폭 [m] | 필요 전력 [W] |
|---|---|---|---|---|
| 위도 35°, 하지 | 26.5 | 0.95 | 24 | 921 |
| 위도 35°, 춘·추분 | 38.5 | 1.38 | 29 | 781 |
| 위도 0°, 춘·추분 | 37.5 | 1.34 | 29 | 790 |
| 위도 20°, 동지 | 46.0 | 1.64 | 32 | 723 |
| 위도 35°, 동지 | 55.5 | 1.98 | 35 | 667 |
| 위도 50°, 동지 | 72.5 | 2.59 | 40 | 596 |
해석: 여름 중위도에서는 기준 기체 크기로 충분하지만, 겨울 중위도는 날개 면적이 거의 두 배, 고위도 겨울은 2.6배가 필요하다. 이 계산은 구조 질량이 날개 크기에 상관없이 일정하다고 둔 낙관적 값이다. 실제로는 날개가 커질수록 구조가 무거워져 총질량이 늘고, 늘어난 질량을 띄우려면 다시 날개를 키워야 한다(1.4의 순환 구조). 날개폭 35~40 m는 지상 취급과 돌풍 응답에서 또 다른 어려움이다(1.29).
이 모형의 한계를 밝힌다.
- 수평 날개면에 직달광만 계산했다. 날개의 쳐짐·롤·기울기, 산란광, 구름 위 지면 반사광은 넣지 않았다.
- 총질량·날개 면적을 고정했다. 실제는 배터리가 커지면 총질량이 늘어 필요 전력이 늘어난다(1.4의 이륙 중량 수렴 문제와 같다).
- 상승·하강 구간과 야간 보온 전력은 넣지 않았다. 배터리 수명(하루 한 사이클, 64일이면 64사이클)도 넣지 않았다.
1.15.6 사례 — 기록과 종료를 구분해 읽는다
아래 표의 사실은 공개 보도·발표에서 확인한 것이다. 출처의 성격을 표기했다.
| 사례 | 형식 | 공개된 사실 | 출처 성격 |
|---|---|---|---|
| Helios(AeroVironment·NASA) | 태양광 고정익 | 2001년 8월 13일 약 29,524 m(96,863 ft) 도달, 날개 달린 항공기의 수평 비행 고도 기록으로 알려짐. 2003년 6월 26일 시험 비행 중 하와이 앞바다에서 공중 분해. NASA 조사위 중간 보고는 비감쇠 피치 진동, 곧 유연한 기체에서 공력·구조·제어·추진이 서로 연성된 현상을 의심했다 | 2차 보도(고도 수치는 매체마다 약 96,500~96,863 ft로 다름, 확인 필요) |
| Zephyr(Airbus) | 태양광 고정익 | 날개폭 25 m, 질량 75 kg 미만, 고도 18 km(60,000 ft) 이상으로 운용(Airbus). 2010년 연속 약 14일(이전 기록). 2018년 7월 Zephyr S가 25일 23시간 57분 비행(Airbus 발표, FAI 공인 여부는 확인 필요). 2022년 6월 15일 이륙해 8월 18일 종료한 약 64일 비행(미 육군 발표, 이륙·종료 장소는 Yuma 시험장). 종료는 "예기치 못한 종료"로 알려졌고 원인은 공개되지 않았다(확인 필요). 모델명은 보도마다 Zephyr 8 또는 S로 달라진다 | 제조사·정부 발표 + 2차 보도 |
| Skydweller | 태양광 고정익 | Solar Impulse 2 기체를 2019년에 인수해 무인화. 날개폭 72 m, 질량 약 2,550 kg(업계 매체). 2024년 4월 대형 태양광 항공기의 첫 자율·무인 비행(회사 주장). 2025년 7월 미 해군이 약 72~73시간 연속 비행을 시연했다고 발표 | 회사 주장 + 해군 발표 |
| Aquila(Facebook) | 태양광 고정익 | 2016년 첫 비행에서 착륙 때 기체 손상, NTSB가 조사. 2018년 6월 사업 종료. 원인 서술은 매체마다 달라 NTSB 보고서로 확인 필요 | 2차 보도 |
| Sunglider(HAPSMobile·AeroVironment) | 태양광 고정익 | 2020년 9월 21일 약 19 km(62,500 ft) 도달, 성층권 체류 5시간 38분, LTE 중계 시연 | 소프트뱅크 발표 |
| Loon(Alphabet) | 성층권 기구 | 2021년 1월 사업 종료 발표(비용이 높아 지속 가능한 사업이 되지 못함). 단일 기구 312일 비행 기록으로 알려짐 | 2차 보도(보도 간 시점 차이, 확인 필요) |
| Stratobus(Thales Alenia Space) | 성층권 비행선 | 약 5 t, 약 20 km, 탑재체 250 kg, 전력 5 kW라는 설명. 길이는 자료마다 100 m 또는 140 m. 2023년 EU의 EuroHAPS 계약으로 약 4,300만 유로가 보도됨. 시험기 일정이 반복해서 밀렸고 현재 상태는 확인하지 못했다 | 2차 보도(확인 필요) |
사례에서 읽을 것이 셋 있다.
첫째, 기록은 "얼마나 오래·높이"이지 "운용 가능한 시스템"이 아니다. 64일 비행이 끝난 뒤 육군은 후속 시연을 연기했다고 발표했다. 둘째, 실패의 상당수는 에너지가 아니라 구조·공탄성·기상이다. Helios와 Aquila 모두 유연한 대형 날개가 난류·돌풍과 만나는 구간(이륙·상승·하강)에서 문제가 났다(1.29). 셋째, 기업의 종료는 기술 한계와 사업 한계가 섞여 있다. Loon과 Aquila의 종료는 비용과 전략 변경이 동시에 발생했다(21.7).
1.15.7 성층권 기구와 비행선 — 부력은 옅은 공기에서 부피를 요구한다
부력으로 뜨는 비행체는 날개가 필요 없다. 그러나 부피가 고도에 따라 폭증한다. 같은 온도·압력의 헬륨과 공기에서 단위 부피당 양력은 $\rho_{air}(1-M_{He}/M_{air})$이다. 총 양력 $M$을 얻는 데 필요한 부피는 다음이다.
$$V = \frac{M}{\rho_{air}\,\left(1 - M_{He}/M_{air}\right)}, \qquad \frac{M_{He}}{M_{air}} = \frac{4.0026}{28.9647} = 0.138$$
헬륨은 공기보다 약 86% 가볍다. 총 양력 1,000 kg(구조·탑재체·배터리의 합)을 얻는 부피는 해면 947 $\mathrm{m^3}$, 18 km에서 9,615 $\mathrm{m^3}$, 20 km에서 13,181 $\mathrm{m^3}$, 25 km에서 29,401 $\mathrm{m^3}$이다(파이썬으로 계산, 초과 압력·헬륨 순도·기온 차는 무시). 구로 환산하면 지름이 해면 12 m에서 20 km 29 m가 된다.
20 km에서 총 양력 5 t을 얻으려면 약 66,000 $\mathrm{m^3}$가 필요하다. 길이 140 m의 회전타원체이면 지름은 약 30 m(세장비 약 4.7)이다. Stratobus의 공개 크기 설명(길이 100~140 m)과 같은 규모다(공개 제원은 확인 필요).
형식에 따라 위치를 유지하는 방법이 다르다.
- 성층권 기구는 추진기가 없는 경우가 많다. 고도를 바꾸어 방향이 다른 바람층을 골라 타는 방식으로 위치를 유지한다고 알려져 있다(Loon의 운용 개념, 2차 설명).
- 비행선은 추진기로 바람을 거슬러 위치를 유지한다. 필요 추진 전력은 대기속도의 세제곱에 비례하므로 풍속이 두 배가 되면 8배가 된다.
- 초과압 기구는 부피가 고정되어 고도가 안정적이고, 일반 기구는 낮에 데워지면 팽창해 가스를 내보내야 한다. 이 차이가 며칠에서 수개월까지의 체공 시간을 결정한다(원리 수준).
1.15.8 활용 — 통신 중계·관측·군 감시
통신 중계. 20 km는 위성보다 낮고 기지국보다 높다. 지평선까지 거리는 약 505 km이고, 앙각 5°를 하한으로 잡으면 한 대가 지상 반경 약 194 km를 커버한다(앙각 10°면 약 108 km). 자유공간 손실은 정지궤도(약 35,786 km)보다 약 65 dB, 저궤도(550 km)보다 약 29 dB 작고 편도 지연은 0.07 ms다(원리로 계산, 링크 버짓은 3.8). 위성통신은 3.13, 통신 중계 응용은 14.12에서 이어진다.
관측·재난. 구름 위에서 넓은 지역을 오래 본다. 재난 지역의 임시 통신망·기상·환경 관측에 사용된다.
군 감시. 상시 감시·통신 중계로 군이 관심을 갖는다. 미 육군이 Zephyr를 시험한 사례가 공개됐다. 군용 성능과 운용 개념은 공개 근거가 제한적이어서 이 책은 공개된 시험 사실 수준에서만 작성한다(10.4·24.3). 성층권 기구가 안보 문제로 부각된 사례는 13.9이 다룬다.
주파수. HAPS는 지상 이동통신과 위성의 주파수를 나눠 사용해야 한다. 세계전파통신회의(WRC)가 HAPS용 대역을 식별한 일이 있다. WRC-19가 31~31.3 GHz와 38~39.5 GHz의 고정업무 대역을 HAPS용으로 전 세계에 식별했다는 보도가 있고(2차 출처, 확인 필요), WRC-23의 "이동통신 기지국으로서의 HAPS(HIBS)" 결정은 이 장에서 결과를 확인하지 못했다. 국제 주파수 제도는 17.19에서 다룬다.
1.15.9 설계 트레이드오프
세 형식은 같은 문제에 대한 다른 답이다.
① 태양광 고정익. 장점: 제어가 비교적 쉽고 위치 유지·귀환이 가능하며 탑재체 교체가 쉽다. 단점: 겨울·고위도에서 에너지가 닫히지 않고, 거대한 유연 날개가 이착륙·상승에서 난류에 약하다. 이 입장을 취하는 쪽: 중위도 여름철 시험을 반복한 개발사와 군 시험 수요자.
② 성층권 기구. 장점: 추진 전력이 거의 필요 없고 비용이 낮다. 단점: 위치 제어가 제한적이어서 한 곳에 머무르기보다 지나가며 중계하는 개념이 된다. 바람 속에서 이동하므로 상공 통과 국가의 허가 문제가 생긴다(17.21).
③ 성층권 비행선. 장점: 탑재 질량·전력이 크고 위치를 유지한다. 단점: 크기가 거대하고, 이착륙·취급·바람 한계가 어렵다. 이 입장을 취하는 쪽: 대형 탑재체를 오래 올리려는 방산·우주 기업과 정부 연구 프로그램.
선택이 임무에 달려 있다는 점이 핵심이다. 아래 표가 비교다.
| 기준 | 태양광 고정익 | 성층권 기구 | 성층권 비행선 |
|---|---|---|---|
| 위치 유지 | 가능(바람보다 빨리 날면) | 제한적(바람층 이용) | 가능(추진) |
| 탑재량 | 수 kg 규모(Zephyr 공개 탑재 용량은 확인 필요) | 수십~수백 kg | 수백 kg(Stratobus 설명) |
| 겨울·고위도 | 닫히기 어렵다 | 태양전지 요구가 작아 유리 | 닫히기 어렵다 |
| 회수 | 활주 착륙 또는 낙하 | 낙하산·해상 | 어렵다 |
| 개발 난점 | 공탄성·상승 구간 | 비용·위치 제어·법적 지위 | 크기·바람·소재 |
견해: 중위도 여름철 몇 주의 시험·시연이면 태양광 고정익이 가장 현실적이고, 연중 상시 임무에는 어느 형식도 에너지·신뢰성 면에서 아직 입증되지 않았다고 본다. 근거는 1.15.5의 계산이다. 셀 비에너지를 500 Wh/kg 이상으로 올리거나 면적·질량을 키우지 않는 한 겨울·고위도는 닫히지 않는다. 다만 이 계산은 교육용이다. 상시 운용이 가능한지는 기업·정부가 공개하는 장기 운용 데이터로 판단해야 한다.
1.15.10 세 축 비교
| 항목 | 군용 드론 | 민간 UAS | AAM |
|---|---|---|---|
| 목적 | 상시 감시·통신 중계(공개 시험 수준) | 통신 중계·관측·재난 | 해당 거의 없음 |
| 운용 고도 | 18~25 km | 18~25 km | 도시 수백 m ~ 수 km |
| 지배 요구 | 체공 일수, 탑재체 전력, 생존성 | 비용, 인증, 주파수 | 안전·소음·승객 수용성 |
| 에너지 | 태양광 + 배터리(밤 체공) | 같음 | 배터리 전력(수십 분 비행) |
| 핵심 쟁점 | 상층 공역, 공개 근거 제한 | 상층 공역·HAPS 주파수 | — |
| 대표 사례 | Zephyr(미 육군 시험), Skydweller(해군 시연) | Loon(종료), Sunglider | — |
AAM과 거의 무관한 이유는 요구가 정반대이기 때문이다. HAPS는 몇 백 와트의 전력으로 몇 달 떠 있다. AAM은 수백 킬로와트로 몇십 분을 비행한다. HAPS는 가볍고 느리고 유연해 고도 20 km의 바람 속에서 난다. AAM은 승객 안전과 소음 인증이 설계를 정한다(15.3). 두 분야가 공유하는 것은 배터리 비에너지의 진전(1.21)과 상층 공역·주파수 같은 제도 쟁점의 일부다.
1.15.11 관련 규격·프로토콜
성층권 플랫폼 전용 인증 표준은 확인하지 못했다(확인 필요). 기반이 되는 문서만 적는다.
| 문서 | 발행 | 무엇을 정하나 | 상세 장 |
|---|---|---|---|
| 전파규칙(Radio Regulations), HAPS 정의(1.66A, 확인 필요) | ITU | HAPS의 정의와 주파수 사용 조건 | 17.19 |
| ITU 세계전파통신회의(WRC-19·WRC-23) 최종 의정서 | ITU | HAPS 대역 식별·HIBS 결정 | 17.19 |
| ICAO 부속서 2(비행 규칙) 부록 5 — 무인 자유기구(번호 확인 필요) | ICAO | 무인 자유기구의 분류와 운용 조건 | 17.20·17.2 |
| 국제표준대기(ISO 2533, U.S. Standard Atmosphere 1976) | ISO·NOAA | 고도별 기온·압력·밀도 | A.13 |
| DO-160 계열 환경 시험(판 확인 필요) | RTCA | 저온·저압 환경에서의 장비 시험 | 8.9 |
1.15.12 관련 규제·인증 요구와의 연결
- 상층 공역 — 18~25 km는 많은 나라에서 항공교통 서비스와 분리된 상층 공역이다. HAPS·성층권 풍선의 운용 규칙과 상층 공역 교통관리(ETM)는 17.20에서 다룬다.
- 주파수 — HAPS의 통신 서비스는 ITU 주파수 제도에 걸려 있다(17.19). 국내 면허는 18.16에서 다룬다.
- 국경 간 운용 — 기구는 바람을 타고 다른 나라 영공을 지나간다. 외국 공역 진입은 17.21, 영공 침범은 19.9이다.
- 낙하·책임 — 고고도 비행체가 낙하할 때 지상·해상의 책임과 사고조사는 17.22·17.23이 다룬다. Helios의 사례처럼 공중 분해 잔해를 해상에서 처리하는 운용이 일반적이다.
- 감항·인증 — 대형 HAPS의 인증 체계는 확립되지 않았다. 군 시험은 군 감항 절차(12.3)를 따른다. 민간의 인증 구조는 20.1에 있다.
1.15.13 함정과 한계
| 오해 | 실제 | 더 볼 곳 |
|---|---|---|
| "태양광 항공기는 영구 비행이 가능하다" | 에너지는 위도·계절에 따라 닫히지 않을 수 있다. 기록은 여름철 중위도 시험이 대부분이다 | 1.15.5 |
| "64일 기록이면 상용화에 가깝다" | 기록은 시험 수준이고 종료는 사고였다. 상시 운용·인증은 별개다 | 1.15.6 |
| "성층권은 바람이 없다" | 바람이 약한 층이 있을 뿐이고 위치 유지 속도가 필요하다 | 1.15.4 |
| "성층권 기구는 거의 공짜다" | Loon은 비용이 높아 종료됐다. 위치 제어·회수·법적 지위가 비용이다 | 1.15.6·21.7 |
| "고도를 높이면 항상 유리하다" | 전력과 속도 요구가 늘고 부양 부피가 폭증한다 | 1.15.4·1.15.7 |
| "HAPS가 위성을 대체한다" | 영역이 작고 연중 운용이 어렵다. 위성·지상망과 보완 관계로 논의된다 | 3.13 |
미해결 문제는 다음과 같다.
- 유연한 대형 날개의 공탄성과 돌풍 응답 — Helios 이후에도 상승·하강 구간이 취약하다(1.29).
- 동지·고위도 에너지 — 배터리 비에너지의 큰 진전이나 다른 에너지원 없이는 닫히지 않는다.
- 인증 체계 — 성층권 비행체의 감항·운용 기준이 정립되지 않았다.
1.15.14 체크포인트·연구 질문
체크포인트
- 20 km의 공기 밀도는 해면의 몇 %이며, 같은 양력계수로 날 때 속도는 몇 배가 되는가?
- "밤"을 발전이 필요 전력보다 작은 시간으로 정의하면 적도에서도 밤이 12시간보다 긴 이유는 무엇인가?
- 에너지 균형 모형에서 한 가지만 개선한다면 무엇이 가장 큰 영향을 주는가? 근거를 표에서 들어라.
- 20 km에서 헬륨 기구가 해면보다 약 14배 큰 부피를 요구하는 이유를 밀도로 설명하라.
- Zephyr 64일 비행의 기록으로서의 의미와 한계를 말하라.
- HAPS가 AAM과 거의 무관한 이유를 요구 두 가지로 설명하라.
연구 질문 — 이 장에서 파생되는 열린 주제(25.7에 모은다)
- 동지 영구 비행 — 셀 비에너지·모듈 효율·양항비·질량을 함께 최적화하면 위도별로 닫히는 날짜는 어디까지인가?
- 상승·하강 구간의 돌풍 위험 — 유연 날개 기체가 대류권을 통과하는 구간의 돌풍 응답을 어떻게 시험하고 운용 한계로 정하는가?
- 성층권 바람 통계의 공개 자료 — 18~25 km 풍속 분포를 공개 재분석 자료로 만들 때 불확실성은 얼마인가?
- HAPS의 법적 지위 — 상층 공역에서 장기 체공 비행체의 항공법 상 지위, 통신 서비스 허가, 낙하 책임을 어떻게 정할 것인가?
1차 출처(이 장)
- ITU 전파규칙(Radio Regulations) — HAPS 정의 조항(번호는 확인 필요), WRC-19·WRC-23 최종 의정서
- U.S. Standard Atmosphere, 1976 (NOAA·NASA·USAF), ISO 2533 Standard Atmosphere
- Noth, A., Design of Solar Powered Airplanes for Continuous Flight, 박사학위 논문, ETH Zürich, 2008
- Anderson, J. D., Aircraft Performance and Design, McGraw-Hill, 1999
- Duffie, J. A., Beckman, W. A., Solar Engineering of Thermal Processes, Wiley (판 확인 필요) — 태양 기하
- 미 육군 기사 "APNT/Space CFT concludes high altitude experimentation" (army.mil/article/259542)
- 미 해군 NAVAIR, "Navy demonstrates multi-day solar UAS flight"(2025년 7월)
- Airbus Zephyr 공식 소개 페이지(airbus.com), SoftBank HAPSMobile 공식 발표(2020년 10월)
본문의 계산은 이 장의 모형(fig-src/1.15-solar.py·1.15-buoyancy.py·1.15-hand.py)으로 만든 것이며 제품 사양서 값이 아니다.
다음 장: 1.16에서는 새 기체를 만드는 대신 이미 있는 유인기를 무인화하는 길을 본다. 선택 유인(OPV)과 자율 비행 키트, 그리고 기존 유인기의 감항 기준과 충돌하는 인증 쟁점이 중심이다.