차세대 고속 공중요격 무인항공기 핵심기술 개발 및 체계 통합 연구

1. 서론: 비대칭 드론 위협과 차세대 요격 체계의 운용 개념

현대 전장에서 군집 무인기(Swarm UAV) 및 저비용 자폭 드론(예: Shahed-136)의 광범위한 확산은 방공망을 운용하는 측에 심각한 '비용-교환비(Cost-Exchange Ratio) 비대칭성'을 강요하고 있다. 일반적으로 적의 드론은 대당 2,000달러에서 50,000달러 수준으로 제작 및 조달이 가능한 반면, 이를 요격하기 위해 사용되는 기존의 방공 미사일 체계는 발사당 수백만 달러를 호가한다. 예를 들어, PAC-3 미사일은 약 418만 달러, ESSM은 약 149만 달러, FIM-92 스팅어(Stinger) 미사일은 약 48만 달러의 비용이 소모된다1. 이처럼 저가형 표적을 상대로 고가의 정밀 유도 무기를 소모하는 방식은 경제적으로 지속 불가능할 뿐만 아니라, 적의 대규모 군집 공격 시 방공망의 무장 지속성(Arsenal Depth)을 급격히 고갈시키는 치명적인 전술적 약점을 노출한다1.

 

이러한 문제를 해결하기 위해 최근 방위산업계는 대드론(C-UAS: Counter-Unmanned Aircraft Systems) 전용 요격체 개발에 집중하고 있다. 대표적으로 레이시온(Raytheon)의 코요테 블록 2(Coyote Block 2)는 제트 터빈 엔진과 능동 탐색기를 결합한 소형 요격체로, 발사당 비용을 12만 5천 달러 수준으로 낮추어 비대칭 위협에 대응하고 있다1. 그러나 이 역시 완전한 일회성 소모품이라는 점에서 장기적인 운용 유지비용 절감에는 한계가 존재한다.

 

이러한 맥락에서 본 연구는 기존 C-UAS 요격체의 경제적 한계를 극복하고 성능을 극대화하기 위해 기획된 '다목적 하이브리드 재진입 무인시스템 기반 요격체의 기술 개발 및 연구 방안'을 심층적으로 다룬다. 요격체의 운용 개념은 다단계의 공간적, 시간적 시퀀스로 구성되어 전례 없는 경제성과 기동성을 동시에 확보한다. 구체적인 운용 시퀀스는 이동형 발사 차량에서 RATO(Rocket-Assisted Take-Off) 고체 로켓 부스터를 통해 신속하게 발사 및 상승하는 것으로 시작된다. 초기 가속 및 고도 확보 후 로켓 부스터는 상단부 무인기와 분리된다. 여기서 본 체계의 가장 큰 차별점이 발생하는데, 분리된 로켓 부스터는 단순히 버려지는 것이 아니라 자율 비행 제어를 통해 지정된 지상의 GNSS 목표 회수지점으로 귀환하며, 50m 미만의 위치 오차 내에서 정밀하게 수직 착륙하여 회수된다6. 이를 통해 고가의 추진 모터와 발사 모듈을 재사용함으로써 발사당 단가를 획기적으로 낮출 수 있다. 이와 동시에 상단부 요격체는 접혀 있던 날개를 전개하고 초소형 제트 엔진을 점화하여 중기 유도 비행(Midcourse Guidance)으로 전환하며, 최종적으로 적의 드론을 향해 종말 요격(Terminal Interception)을 수행한다6.

 

 

본 체계의 완전한 구현을 위해서는 로켓 공력 제어, 초소형 제트 엔진 설계, 고속 비행 환경에서의 날개 전개 메커니즘, 그리고 고기동 표적에 대응하는 복합 유도제어(IGC) 등 다양한 학제간 고난도 기술이 융합되어야 한다. 본 보고서는 이러한 기술적 요구사항을 충족하기 위한 국내외 연구 문헌을 철저히 분석하고, 다목적 하이브리드 재진입 무인시스템 기반 요격체의 기술 개발 목표 달성을 위한 구체적인 공학적, 알고리즘적 솔루션을 제시한다.

 

2. 기술개발 정량적 성능목표 및 평가 환경

다목적 요격체의 성능은 단순히 실험실 환경을 넘어, 실제 야외 비행 환경과 GPS/GNSS 기반 측정 시스템을 통해 엄격하게 검증되어야 한다. 개발 목표로 설정된 핵심 성능 지표(KPI)와 그에 따른 평가 방법 및 환경은 다음과 같이 구성된다.

 

순번	평가항목 (성능지표)	평가방법	평가환경
1	무인기 도달 고도	무인기 비행 도중 GNSS 기준 최대 도달 고도를 측정	GPS/GNSS 기반 위치측정 장비를 활용한 야외 비행시험 수행
2	무인기 최대 수평속도	무인기 비행 도중 GNSS 기준 최대 수평속도를 측정	GPS/GNSS 기반 위치측정 장비를 활용한 로켓 발사·회수 시험 수행
3	무인기 임무 운용시간	무인기 비행 실험을 통해 비행 시작 시간부터 지상 착지/착륙 순간까지의 시간을 측정	실제 야외 비행시험 환경에서 발사 및 회수 시험 수행
4	로켓 회수 위치 정밀도	목표 회수지점과 실제 회수지점 간의 거리를 측정하여 위치 오차 산출 (오차 50m 미만 목표)	GPS/GNSS 기반 위치측정 장비를 활용한 로켓 발사·회수 시험 수행

 

상기 성능 목표를 달성하기 위해서는 1) 제트엔진 기반 고속 무인기 플랫폼 설계, 2) 넓은 비행영역에서의 안정적인 비행제어, 3) 래치(Latch) 충돌-반발을 억제하는 접이식 날개 기술, 4) 시야각(FOV) 한계를 극복하는 종말 요격 통합 유도제어(IGC), 그리고 5) MOSA(Modular Open Systems Approach) 기반의 AI 연동형 구조 설계가 유기적으로 통합되어야 한다6.

 

3. 제트엔진 기반 고속 플랫폼 설계 및 추진체계 동역학

기존 프로펠러 구동 방식의 무인기는 저비용 체공 임무에는 적합하나, 순항 속도가 통상 130 km/h 내외로 제한되어 회피 기동을 수행하는 적의 무인기나 고속 순항미사일을 신속하게 추적하여 요격하는 데에는 명백한 한계가 있다4. 반면 터빈 기반 추진 시스템을 활용하는 초소형 터보제트 엔진(Micro-Turbojet Engine, MTE)은 매우 높은 추력 대 중량비(Thrust-to-Weight Ratio)를 제공하여 345~370 mph (555~595 km/h) 이상의 고속 교전을 가능하게 하므로, 차세대 요격 플랫폼의 필수 불가결한 추진원으로 평가받고 있다5.

 

3.1 초소형 터보제트 엔진(MTE)의 열역학적 모델링 및 한계

초소형 터보제트는 대형 항공용 가스 터빈 엔진과 유사한 사이클(압축기, 연소실, 터빈, 노즐)을 거치지만, 스케일 효과(Scale Effect)로 인해 열역학적 거동에서 뚜렷한 차이를 보인다. 축척이 작아질수록 레이놀즈수(Reynolds number)가 감소하고 부품 간 간극(Clearance)에 의한 누설 손실이 상대적으로 커져 효율이 저하된다11. 해석적 모델링에 따르면 초소형 터보제트의 배압비(Back Work Ratio, 터빈 발생 동력 중 압축기 구동에 소모되는 비율)는 60,000 RPM에서 108,000 RPM의 운용 구간 동안 약 0.67에서 0.81 사이로 나타난다11. 이는 터빈에서 생산된 에너지의 대부분이 압축기를 돌리는 데 소모됨을 의미하며, 요격기가 급격한 가속을 요구할 때 잉여 추력(Excess Thrust)의 마진이 크지 않다는 구조적 약점을 지닌다11.

 

따라서 고도와 마하수 변화에 따른 열효율(Thermal Efficiency) 및 추진효율(Propulsive Efficiency)의 변화를 정밀하게 예측해야 한다. MTE는 마하수가 증가함에 따라 노즐 초크(Choking) 조건에 도달하기 전까지 전체 효율(Overall Efficiency)이 거의 선형적으로 증가하는 특성을 보이나, 고도가 상승하여 공기 밀도가 낮아지면 연소 안정성이 저하될 수 있으므로 환경 변수에 대한 실시간 적응형 연료 제어가 요구된다11.

 

3.2 강한 비선형성을 극복하기 위한 적응형 신경망 PID 제어 (SNA-PID)

로터의 회전 속도는 요격기의 추력과 직결되므로, 비행제어 컴퓨터가 요구하는 추력 명령을 MTE가 지연 없이 추종하는 것이 중요하다12. 그러나 MTE는 저속 구간이나 유휴(Idle) 상태에서 극소량의 연료만을 소모하기 때문에 시스템이 극심한 비선형성(Strong Nonlinearity)과 시변성(Time-variance)을 나타낸다12. 전통적인 비례-적분-미분(PID) 제어기는 특정 운용점(Operating Point)에서는 양호한 성능을 보이지만, 요격기의 전체 비행 영역(Flight Envelope)에서는 성능 열화가 발생한다12.

 

게인 스케줄링(Gain Scheduling) 기법이 대안으로 사용되지만, 이는 방대한 양의 사전 모델링 데이터와 실험이 필요하다. 이에 대한 해결책으로 단일 뉴럴 적응형 PID(SNA-PID, Single Neural Adaptive PID) 제어기가 제안된다12. 이 알고리즘은 단일 뉴런 네트워크를 통해 시스템의 동적 오차를 학습하고 실시간으로 PID의 가중치(이득)를 온라인으로 적응 조율(Adaptive Tuning)한다. 연산 부하가 적어 저사양 임베디드 하드웨어에서도 구현이 가능하며, 기존 고정 이득 PID 대비 정적 추적 오차(Static Tracking Error)를 특정 조건에서 최대 54%에서 66%까지 극적으로 감소시킬 수 있다12. 이는 표적에 접근하는 종말 유도 단계에서 급격한 속도 증감이 필요할 때 안정적인 추력 응답을 보장하는 핵심 기술이다.

 

3.3 로켓 기반 신속 전개(RATO) 및 정밀 회수 동역학

초기 요격 속도 확보와 발사 플랫폼의 다변화를 위해 다목적 요격체는 RATO(Rocket-Assisted Take-Off) 시스템을 채택한다7. 발사 튜브 내부에 수납된 체계는 하단의 고체 로켓 부스터를 점화하여 수 초 내에 초기 교전 고도와 속도를 확보한다. 이후 무인기 본체가 분리되어 제트 엔진을 점화한다4.

 

분리된 로켓 부스터의 정밀 회수는 운용 경제성 확보를 위한 가장 중요한 목표 중 하나이다. 목표 지점 오차 50m 미만의 착륙을 달성하기 위해, 로켓 기저부에는 재사용 가능한 추력 벡터 제어(TVC) 또는 그리드 핀(Grid Fin)이 장착되어야 하며, Convex MPC(Model Predictive Control) 기반의 정밀 유도 알고리즘이 적용된다6. 이 시스템은 강풍이나 난기류와 같은 외란 속에서도 실시간으로 최적 궤적을 계산하여 발사 지점이나 해상 무인수상정(USV) 패드로 수직 착륙(Vertical Landing)을 수행한다14.

 

4. 소형·경량 접이식 고정익 설계 및 고속 전개 동역학 모델링

발사관 내에 콤팩트하게 수납되기 위해 날개를 동체에 밀착시켜 접고, 공중에서 로켓 분리 직후 즉각적으로 날개를 펴서(Deployment) 고정익 비행 모드로 전환하는 기계적 전개 기술은 요격기의 생존성과 직결된다4. 무인기 접이식 날개의 설계와 전개는 극심한 공력 하중, 관성 모멘트, 그리고 충격 에너지가 교차하는 고도의 다물리(Multi-physics) 시스템이다16.

 

4.1 브레이지어 효과를 활용한 힌지 설계 및 라그랑주 동역학

날개 뿌리(Wing Root) 부위는 고속 비행 시 막대한 굽힘 모멘트(Bending Moment)를 견뎌야 하므로, 기하학적 비선형 구조 응답 특성인 브레이지어 효과(Brazier Effect)를 활용한 설계가 요구된다17. 얇은 쉘 형태의 복합재(GFRP 등) 날개 단면은 일정 하중에서 좌굴(Buckling) 없이 내부로 형태를 변형시키며 접힐 수 있도록 설계되어, 힌지에 가해지는 비고전적 응력을 대폭 감소시킨다17.

 

전개 동역학의 해석을 위해서는 라그랑주 방법(Lagrangian Method)에 기초한 비선형 2차 미분 방정식 모델이 활용된다18. 내측 날개에 고정된 축을 기준으로 외측 날개의 전개 각도를 일반화된 좌표로 설정했을 때, 구동력은 병렬 스프링에 의해 생성되는 토크로 정의되며, 이는 날개의 관성 모멘트, 중력 모멘트, 공기 역학적 저항, 그리고 힌지 마찰력과 상호 작용한다19. 시뮬레이션 연구에 따르면, 날개 전체를 동시에 펴는 동기 전개(Synchronous Deployment)보다 단계별 전개(Stepwise Deployment) 방식이 전개 구동 토크를 작게 유지하면서도 전개 시간을 단축시켜 구조적 파손 위험을 줄일 수 있는 것으로 확인되었다18.

 

4.2 고속 전개 시 록킹 메커니즘(Locking Mechanism)의 충돌-반발 해석

전개 메커니즘에서 가장 빈번하게 발생하는 실패는 날개가 최종 전개 위치에 도달하여 내측 고정부와 충돌할 때 발생하는 '반발(Rebound)'로 인해 래치 핀(Locking Pin)이 제자리에 체결되지 못하고 후퇴(Retraction)하는 현상이다16. 고속 요격기의 경우 전개 속도가 매우 빨라 엄청난 운동 에너지가 충돌 시 발생하며, 수 밀리초(ms) 이내에 잠금 핀이 완벽히 체결되지 않으면 공력 하중을 견디지 못하고 날개가 꺾이게 된다16.

 

핀-스프링(Pin-Spring) 록킹 메커니즘의 동역학적 구속 조건은 핀의 축 방향 이동 속도와 날개의 회전 속도 간의 관계로 모델링된다. 날개가 과도 위치 제약(Over-position Constraint)에 충돌한 직후, 핀의 반발 속도는 스프링의 예압(Preload), 핀의 질량, 그리고 충돌 반발 계수에 의해 결정된다16. 연구에 따르면, 고속 전개 환경에서 안정적인 록킹을 보장하기 위해서는 스프링 예압을 수학적 구속 모델의 한계치 이상으로 설정해야 하며, 여러 개의 핀(예: 2~3개의 다중 핀 구조)을 분산 배치하여 충격량을 나누는 것이 신뢰성 향상에 결정적인 역할을 한다16. 체결 이후에도 공탄성 응답(Aeroelastic Response)으로 인한 플러터(Flutter) 진동이 발생할 수 있으므로, 힌지부의 비틀림 강성(Torsional Stiffness)은 플러터 발생 임계 속도가 요격기의 최대 수평속도를 상회하도록 엄격히 설계되어야 한다16.

 

 

5. 공중 추적 및 종말 요격 제어를 위한 통합 유도제어(IGC) 설계

표적을 향한 요격체의 비행 궤적을 제어하는 고전적인 방법은 비례항법유도(PN: Proportional Navigation)이다. 전통적인 요격 제어 시스템은 '직렬 구조(Cascaded Structure)'를 가진다. 즉, 유도 루프(Guidance Loop)가 표적의 운동을 기반으로 요격체의 시선각 속도(LOS Rate)에 비례하는 요구 가속도(Acceleration Command)를 산출하면, 조종 루프(Autopilot Loop)가 이를 추종하여 핀(Fin) 편향 명령을 내린다23. 그러나 고기동 표적에 접근하는 종말 유도(Terminal Homing) 단계에서는 미사일이 표적에 가까워질수록 유도 루프의 대역폭은 무한대에 가깝게 급증하는 반면, 조종 루프의 공력학적 대역폭은 물리적 한계로 고정되어 있다26. 이러한 시간 척도(Time-scale)의 분리는 '오토파일럿 지연(Autopilot Lag)'을 유발하여 결과적으로 요격 오차(Miss Distance)를 급증시키고 체계의 불안정성을 초래한다25.

 

5.1 통합 유도제어(IGC) 아키텍처의 도입

다목적 요격체는 이러한 시차 문제를 근본적으로 해결하기 위해 통합 유도제어(IGC, Integrated Guidance and Control) 기법을 도입한다. IGC는 요격체의 6자유도(6-DoF) 강체 동역학 상태(자세, 각속도)와 표적과의 상대 운동학(Kinematics) 방정식을 하나의 비선형 시스템 모델로 통합한다29. IGC는 별도의 요구 가속도 산출 과정을 거치지 않고, 상태 변수들의 피드백을 통해 꼬리 날개(Fin)의 편향각 명령을 직접 생성함으로써 시스템의 위상 지연을 최소화하고 유도와 제어 간의 시너지 결합을 극대화한다25.

 

 

5.2 스트랩다운 탐색기의 시야각(FOV) 한계와 방벽 리아푸노프 함수(BLF)

비용 효율성을 높이기 위해 다목적 요격체 체계는 고가의 짐벌(Gimbaled) 탐색기 대신 미사일 동체에 직접 고정되는 스트랩다운(Strapdown) 탐색기를 채택한다30. 스트랩다운 탐색기는 구조가 단순하고 신뢰성이 높지만, 동체의 자세 변화에 종속되기 때문에 탐색기의 시야각(Field of View, FOV) 범위가 매우 좁다는 치명적인 단점이 있다30. 미사일이 표적을 요격하기 위해 급격한 받음각(Angle of Attack, AoA)으로 기동할 때, 표적이 탐색기의 가시 범위를 벗어나게(Look Angle 초과) 되면 요격은 즉시 실패로 귀결된다30.

 

이러한 물리적 구속 조건을 수학적으로 해결하기 위해, IGC 시스템 내에 방벽 리아푸노프 함수(BLF: Barrier Lyapunov Function)가 통합된다. 전통적인 리아푸노프 함수가 전역적으로 무한히 커질 수 있는 반면, BLF는 상태 변수(예: 미사일의 시선각 오류)가 설정된 제약 한계(FOV Limit)에 접근할 때 함수 값이 무한대로 발산하도록 설계된 특수한 함수이다33. 이를 적용하면, 시스템은 표적을 추적하기 위해 가속도를 생성하되 시야각이 센서의 한계를 넘어서려 할 때 스스로 제어 입력을 제한하여 표적 상실(Lock-loss)을 원천적으로 방지한다30.

 

5.3 백스텝핑 및 확장 상태 관측기(ESO)를 통한 비선형 제어

초음속으로 기동하는 적 무인기의 회피 기동이나 궤적 변화를 추적하기 위해, IGC 프레임워크는 백스텝핑 제어(Backstepping Control)와 슬라이딩 모드 제어(SMC: Sliding Mode Control)를 융합하여 설계된다33. 백스텝핑 기법은 미사일의 복잡한 5차 엄격 피드백(Strict Feedback) 시스템을 재귀적으로 분해하여 가상의 제어 입력을 유도한다33. 이때 가상 제어 명령의 미분을 반복하면서 발생하는 수식의 팽창(Differential Explosion)을 방지하기 위해 동적 표면 제어(DSC: Dynamic Surface Control) 필터가 삽입된다30.

 

또한, 적의 가속도나 난기류와 같은 외부 요인은 IGC 시스템에서 '비매칭 교란(Mismatched Disturbance)'으로 취급된다. 미사일 센서만으로는 적의 가속도를 정확히 측정할 수 없으므로, 차수 축소형 확장 상태 관측기(Reduced-order ESO)를 적용하여 외란과 시스템 불확실성을 실시간으로 추정(Estimation)하고 이를 제어 명령에 반영하여 능동적으로 보상(Compensation)한다32. 종말 단계에서는 비특이 터미널 슬라이딩 모드 제어(Non-singular Terminal SMC)가 결합되어 시선각 오차를 유한 시간(Finite-time) 내에 강제로 0으로 수렴시켜 완벽한 충돌 궤적을 완성한다37.

 

6. 넓은 비행영역(고도-속도)에서의 안정적 비행제어 설계

로켓 부스터에 의한 극음속 수직 가속, 단 분리, 제트 엔진 전개 및 수평 순항비행으로 이어지는 다목적 요격체의 임무 프로파일은 광범위하고 극단적인 비행영역(Flight Envelope)의 변화를 수반한다14. 기압과 속도가 급변하는 환경에서 공기역학적 불확실성을 통제하기 위해 첨단 적응 제어 및 최적화 알고리즘이 요구된다.

 

6.1 Convex MPC (볼록 모델 예측 제어) 기반 실시간 궤적 생성

비행 단계 전반의 에너지 소모를 최소화하고 동체 방향을 최적화하기 위해 Convex MPC (Model Predictive Control)가 활용된다14. 다자유도 무인기의 궤적 최적화는 공력 항력, 추력 벡터 한계 등 강한 비선형성으로 인해 본래 풀기 어려운 비볼록(Non-convex) 최적화 문제이다40.

 

Convex MPC는 시스템 동역학과 비선형 제약 조건을 연속적인 선형화 및 '상태-트리거 구속(State-triggered Constraints)'을 통해 볼록화(Convexification)하여 문제를 단순화한다40. 이 과정에서 SeCO(Sequential Conic Optimization) 프레임워크와 보조 초평면(Supporting Hyperplane) 개념을 적용하면, 연산 부하가 큰 행렬 역연산(Matrix Inversion)을 생략하면서도 궤적을 실시간으로 도출할 수 있다40. 이를 통해 로켓 부스터 분리 순간이나 강풍 환경에서도 추력 방향 및 자세 제어를 안전 한계선 내에서 유지할 수 있다.

 

6.2 불확실성 상쇄를 위한 L1 적응 제어 (L1 Adaptive Control)

비행 고도와 속도의 급격한 변화는 공기역학적 파라미터의 변동을 일으켜 제어 모델의 오차를 발생시킨다. 전통적인 제어기는 고도/속도 테이블에 의존하는 게인 스케줄링(Gain Scheduling)을 사용하지만, L1 적응 제어(L1 Adaptive Control) 아키텍처는 이를 수학적으로 보완한다41. L1 제어기는 상태 예측기(State Predictor)와 적응 법칙을 사용하여 미지의 공력 섭동을 실시간으로 추정하고, 저주파 필터(Low-pass Filter)를 통해 고주파 진동(Chattering) 없이 제어 명령에 반영한다41. 이로 인해 대기압이 희박한 고고도나 속도 천이 구간에서도 요격기의 동적 응답을 기준 모델(Reference Model)과 완벽히 동기화시켜 안정성을 보장한다.

 

7. 이동형 발사체계 연동 및 MOSA 기반 AI 개방형 플랫폼 설계

다목적 요격체의 작전 효용성은 플랫폼의 기동성과 소프트웨어 체계의 유연한 확장에 달려 있다.

 

7.1 신속 전개형 이동형 발사체계(Mobile Launch System) 연동

현대 전술 체계는 활주로에 얽매이지 않는 비독립성(Runway-independent)을 지향한다. 본 체계는 M-LIDS(Mobile-LIDS) 차량이나 무인 수상정(USV) 패드 위에 다장연 발사관 형태로 탑재 가능하도록 설계된다4. 튜브 발사(Tube-launched) 방식을 채택하여 보관과 수송이 용이하며, 전진 배치된 교전 통제소(C2)의 명령을 수신하면 즉각적으로 RATO 부스터를 점화하여 발사된다4. 이러한 플러그앤플레이(Plug-and-Play) 식의 하드웨어 연동성은 작전 반응 시간을 수 분에서 수 초 이내로 단축한다.

 

7.2 AI 연동을 위한 MOSA 기반 개방형 소프트웨어 구조

요격기의 항공 전자(Avionics) 및 임무 소프트웨어는 향후 유무인 복합 체계(MUM-T: Manned-Unmanned Teaming) 및 군집 대응 전술로의 확장을 위해 MOSA (Modular Open Systems Approach) 원칙을 따라야 한다9. 비행 제어 컴퓨터는 ROS2, PX4, ArduPilot과 같은 범용 임베디드 아키텍처를 채용하고, C2 시스템 및 타 무인기와의 데이터링크 통신은 NATO 표준인 STANAG 4586 프로토콜을 준수하여 이기종 플랫폼 간의 원활한 통제권 이양(Handover)을 보장한다6.

 

이러한 개방형 아키텍처는 인공지능(AI) 표적 탐지 모듈의 통합을 용이하게 한다. 탐색기 센서가 겪는 픽셀 양자화(Quantization) 노이즈나 전자전(EW) 환경에서의 기만 신호를 걸러내기 위해, 심층 신경망(Deep Neural Network)이나 다중 에이전트 강화학습(Multi-Agent Reinforcement Learning) 기반의 객체 인식 모듈을 지연 없이 소프트웨어 컨테이너에 이식하여 종말 유도 성능을 지속적으로 진화시킬 수 있다9.

 

8. 결론 및 종합 제언

다목적 요격체는 제트엔진의 고속 기동성, 로켓 회수 기술을 통한 극단적인 비용 효율성, 그리고 비선형 제어 공학이 집약된 차세대 대드론 및 공중 요격 플랫폼이다. 문헌 조사를 바탕으로 도출된 기술적 인사이트와 향후 연구개발(R&D) 수행을 위한 핵심 제언은 다음과 같다.

 

1. 복합 추진체계 및 회수 알고리즘 최적화: 초소형 터보제트의 비선형성을 제어하기 위한 SNA-PID 알고리즘의 하드웨어 실증이 요구되며, 운용 경제성의 핵심인 부스터 GNSS 정밀 회수(오차 50m 미만)를 위해 Convex MPC 궤적 생성 기술을 고도화해야 한다.
2. 접이식 날개 전개 동역학의 강건성 확보: 래치 핀의 충돌-반발 현상(Collision-Rebound)을 제어하기 위해 다중 핀-스프링 구조의 설계와 예압(Preload) 최적화를 수행하고, 공탄성 플러터 한계 속도를 상향시키기 위한 구조 강화가 필수적이다.
3. 탐색기 제약을 극복하는 통합 유도제어(IGC) 구현: 스트랩다운 탐색기의 시야각(FOV) 한계 문제를 수학적으로 제약하기 위해 방벽 리아푸노프 함수(BLF)와 차수 축소형 확장 상태 관측기(ESO)를 결합한 IGC 알고리즘을 비행 제어기에 포팅(Porting)하여 종말 요격의 신뢰성을 극대화해야 한다.
4. 표준화된 개방형 아키텍처(MOSA) 확립: AI 영상 추론 모델과 이기종 플랫폼 통신(STANAG 4586)을 원활하게 수용할 수 있는 미들웨어 환경(ROS2 등)을 구축하여, 미래전의 군집 대응 전술에 능동적으로 대처할 수 있는 확장성을 확보해야 한다.

 

본 연구 개발의 성공은 저비용 비대칭 위협을 경제적 우위 속에서 타격하는 새로운 교전 패러다임을 확립할 뿐만 아니라, 향후 우주 자율 무인 시스템 및 고고도 대기 관측 플랫폼으로의 스핀오프(Spin-off)를 가능하게 하는 강력한 기술적 초석이 될 것이다.

 

참고 자료

1. Countering Drone Threats in Warfare | PDF | Unmanned Aerial Vehicle | Radar - Scribd, https://www.scribd.com/document/918973965/Report-CUAS-Defense-Sep-2025-Final
2. (PDF) Cost-Effectiveness Analysis of Counter-Unmanned Aircraft Systems Technologies: A Comparative Study of Kinetic, Electronic Warfare, and Directed Energy Countermeasures (2022-2026) - ResearchGate, https://www.researchgate.net/publication/401707891_Cost-Effectiveness_Analysis_of_Counter-Unmanned_Aircraft_Systems_Technologies_A_Comparative_Study_of_Kinetic_Electronic_Warfare_and_Directed_Energy_Countermeasures_2022-2026
3. Reconsidering the Relevance of Passive Defenses in Major War - RAND, https://www.rand.org/content/dam/rand/pubs/research_reports/RRA2900/RRA2955-1/RAND_RRA2955-1.pdf
4. Raytheon Coyote - Designation-Systems.Net, https://www.designation-systems.net/dusrm/app4/coyote.html
5. Raytheon Coyote - Wikipedia, https://en.wikipedia.org/wiki/Raytheon_Coyote
6. HyRUS-Interceptor형 고속 공중요격 무인항공기 개발 - RnDcircle | 플랫폼, https://app.rndcircle.io/gov-grant/390b956b-16e0-426d-b2f8-636b78ad384c
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