1. 서론

1.1 탐구 동기

물리학Ⅱ에서 케플러 법칙과 만유인력 법칙을 배우면 인공위성의 운동이 정교한 수학적 질서 안에서 설명된다는 점이 분명하게 드러난다. 특히 지구를 도는 인공위성은 중력이 구심력의 역할을 한다는 관점에서 속력과 주기를 계산할 수 있고, 일정한 반지름의 원궤도를 가정하면 고도에 따른 공전 특성을 비교적 간단한 식으로도 예측할 수 있다. 이러한 교과 개념은 천체 운동을 이해하는 데 매우 강력한 출발점이 된다. 그런데 저궤도 인공위성 운용 사례를 살펴보면, 계산된 공전 주기만으로는 실제 운용의 어려움을 충분히 설명하기 어렵다는 점이 눈에 띈다. 저궤도 영역에는 매우 희박하더라도 상층 대기가 남아 있고, 위성은 초당 수 km의 빠른 속도로 이동하므로 작은 저항도 장시간 누적되면 궤도 감쇠를 일으킬 수 있다. 결국 실제 위성은 단순히 지구 둘레를 도는 물체가 아니라, 중력과 함께 대기 저항, 태양 활동에 따른 대기 팽창, 위성의 단면적과 질량 조건이 함께 작용하는 복합적인 시스템으로 보아야 한다.

이 문제의식은 교과서의 이상화와 실제 공학적 운용 사이의 간격을 더 분명히 살펴볼 필요를 만든다. 교육 과정에서는 대체로 중력만을 고려한 이상적 궤도 운동을 중심으로 개념을 설명한다. 이 방식은 원리를 이해하는 데 효과적이지만 현실 판단으로 바로 이어지기에는 한계가 있다. 예를 들어 고도가 300 km에서 900 km로 높아질 때 공전 주기는 분명 증가하지만, 실제 운용에서 더 중요한 질문은 단순한 주기 증가가 아니라 어느 고도에서 궤도 보정 부담이 급격히 커지거나 완화되는가에 있다. 따라서 이번 탐구에서는 저궤도 인공위성의 고도에 따른 이론적 공전 주기를 계산하고, 동시에 대기 저항으로 인한 궤도 유지 부담을 비교함으로써 물리학Ⅱ의 이상 모델이 현실 시스템을 설명하는 데 어디까지 유효하고 어디서부터 보완이 필요한지 분석하고자 하였다.

1.2 탐구 목적

본 탐구의 목적은 세 가지로 정리할 수 있다. 첫째, 케플러 제3법칙과 만유인력 법칙을 바탕으로 저궤도 인공위성의 고도 변화에 따른 이론적 공전 주기를 정량적으로 계산하는 것이다. 둘째, 저궤도 환경에서 대기 저항이 누적적으로 작용하여 궤도 유지에 추가 부담을 만든다는 점을 반영해, 공전 주기의 변화와 궤도 유지 부담이 같은 양상으로 변하지 않음을 밝히는 것이다. 셋째, 이상적인 중력 중심 모델과 실제 운용 환경 사이의 차이를 비교하여 물리 법칙이 현실 문제를 설명할 때 어떤 추가 변수와 해석 틀이 필요한지 검토하는 것이다. 이 목적을 바탕으로 탐구 질문은 다음과 같이 구체화하였다. 고도가 달라질 때 케플러 법칙으로 예측한 공전 주기는 어떻게 변하는가, 저궤도 위성에서 대기 저항은 왜 무시하기 어려운가, 그리고 고도가 낮아질수록 이론적 주기 변화보다 실제 운용 부담이 더 크게 증가하는 이유는 무엇인가.

1.3 탐구 범위와 제한

이번 탐구는 지구 저궤도 영역 가운데 300 km부터 900 km까지의 대표 고도를 대상으로 하였다. 궤도는 원궤도로 단순화하였고, 지구의 비구면성, 달과 태양의 섭동, 태양 복사압, 위성 자세 변화에 따른 투영 면적 변동은 분석 범위에서 제외하였다. 또한 실제 위성별 질량과 형상이 크게 다르다는 점을 고려해도, 고도 변화 자체의 효과를 비교하기 위해 질량 대비 단면적이 일정하다고 가정하였다. 이러한 제한은 현실을 완전하게 재현하려는 목적이 아니라, 교과서 개념과 현실 조건의 차이를 가장 분명하게 드러내기 위한 선택이다.

2. 이론적 배경

2.1 교과 개념과 수식의 의미

인공위성 운동을 이해하는 가장 기본적인 출발점은 뉴턴의 만유인력 법칙과 원운동 조건이다. 지구 질량을 $M$, 위성 질량을 $m$, 지구 중심과 위성 사이의 거리를 $r$라고 하면 두 물체 사이의 인력은 $F=\frac{GMm}{r^2}$로 표현된다. 원궤도를 도는 위성은 중심을 향한 구심력이 필요하므로, 만유인력이 곧 구심력 역할을 하게 된다. 따라서 $\frac{GMm}{r^2}=\frac{mv^2}{r}$가 성립하고, 이를 정리하면 위성의 공전 속도는 $v=\sqrt{\frac{GM}{r}}$가 된다. 이 식은 공전 반지름이 커질수록 속력이 감소한다는 점을 보여준다. 이어서 주기 $T$는 원둘레 $2\pi r$를 속력 $v$로 나눈 값이므로 $T=2\pi\sqrt{\frac{r^3}{GM}}$로 나타난다. 이것이 케플러 제3법칙의 뉴턴 역학적 형태이며, 공전 주기의 제곱이 궤도 반지름의 세제곱에 비례한다는 사실과 연결된다.

이 식은 단순히 계산 도구에 그치지 않는다. 고도가 높아질수록 위성은 더 먼 반지름에서 운동하고, 중력은 약해지며, 공전 속도는 줄어든다. 그 결과 한 바퀴를 도는 데 걸리는 시간은 길어진다. 교과서에서 배우는 이 관계는 인공위성이 왜 자유낙하를 하면서도 지구에 떨어지지 않고 계속 공전하는지를 이해하게 해준다. 다만 여기에는 중요한 전제가 숨어 있다. 지구를 완전한 구형 질점으로 보고, 외부 저항이 없고, 위성이 원궤도를 유지한다는 이상화가 포함되어 있다는 점이다. 즉 이 식은 핵심 구조를 매우 선명하게 보여주지만, 현실의 모든 조건을 그대로 담아내는 식은 아니다.

2.2 저궤도 인공위성의 운동 특성

저궤도는 일반적으로 지표면으로부터 수백 km에서 약 2000 km 이하 범위의 지구 저궤도 영역을 말한다. 이 영역의 위성은 지구 관측, 통신, 기상 관측, 과학 실험, 인터넷 서비스 등 다양한 목적에 활용된다. 고도가 낮을수록 지구와 위성 사이의 거리가 가까워지므로 높은 해상도를 얻기 쉽고, 전파 왕복 시간이 짧아 통신 지연도 줄어든다. 그래서 현대 우주 산업에서 저궤도는 매우 중요한 공간으로 간주된다. 그러나 바로 그 낮은 고도 때문에 상층 대기의 잔존 기체와의 충돌 효과를 무시하기 어렵다.

저궤도 위성은 고도가 낮을수록 공전 반지름이 작아지며, $v=\sqrt{\frac{GM}{r}}$에 따라 공전 속도는 조금 더 커진다. 따라서 주기는 짧아진다. 예를 들어 300 km 부근에서는 주기가 약 90분 수준이고, 900 km 부근에서는 100분을 넘는 값이 나온다. 수치로만 보면 차이가 아주 커 보이지 않을 수 있다. 그러나 위성 운용에서 중요한 것은 주기 자체보다, 정해진 임무 궤도를 얼마나 안정적으로 유지할 수 있는가에 있다. 같은 저궤도 범위 안에서도 300 km와 900 km는 환경이 크게 다르다. 전자는 대기 저항으로 인해 지속적인 고도 하강이 일어나기 쉽고, 후자는 상대적으로 장기적인 안정성이 높다. 따라서 저궤도는 하나의 범주이면서도 실제로는 고도에 따라 물리 조건과 운용 전략이 크게 달라지는 연속적 영역이라고 보는 편이 더 적절하다.

2.3 대기 저항과 궤도 감쇠의 원리

대기 저항은 유체 속을 움직이는 물체가 받는 저항력으로 설명할 수 있다. 상층 대기는 매우 희박하지만 완전히 비어 있지는 않다. 저궤도 위성은 이 희박한 기체 환경을 매우 빠른 속도로 통과하므로, 작은 충돌 효과가 오랜 시간 누적되면 무시하기 어려운 에너지 손실을 만든다. 여기서 핵심은 저항이 단순히 속도만 낮추는 것이 아니라 궤도 에너지 전체를 감소시켜 궤도 반지름 변화까지 유도한다는 점이다. 위성이 에너지를 잃으면 더 낮은 궤도로 내려가고, 낮은 고도에서는 대기 밀도가 더 크기 때문에 다시 저항이 커지는 악순환이 생길 수 있다.

상층 대기 밀도는 고도에 따라 급격하게 줄어들고, 태양 활동에 따라 크게 변동하는 것으로 알려져 있다. 태양 활동이 강해지면 열권이 팽창하여 같은 고도에서도 대기 밀도가 높아질 수 있고, 그러면 위성이 받는 저항도 증가한다. 또 같은 고도에 있는 위성이라도 질량 대비 단면적이 크면 저항의 영향을 더 많이 받는다. 결국 궤도 유지 부담은 고도만의 함수가 아니라 고도, 태양 활동, 위성의 형상, 자세, 임무 목적이 결합한 결과라고 볼 수 있다. 그럼에도 이번 탐구에서 고도를 중심 변수로 둔 이유는, 고도가 이론적 공전 주기와 현실적 운용 부담을 동시에 변화시키는 가장 기본적인 독립변수이기 때문이다.

2.4 이상 모델과 현실 모델의 차이

이상 모델은 핵심 원리를 선명하게 보여준다는 점에서 강력하다. 인공위성의 운동을 중력만으로 설명하는 모델은 왜 위성이 지구를 계속 도는지, 고도에 따라 속도와 주기가 왜 달라지는지, 탈출 속도 개념이 왜 필요한지를 이해하는 데 매우 효과적이다. 그러나 실제 시스템 설계와 운용에서는 이상 모델만으로 충분하지 않다. 미세한 교란이라도 수개월 또는 수년 동안 누적되면 큰 차이를 만들 수 있기 때문이다. 따라서 현실 모델은 이상 모델 위에 보정항과 환경 변수를 덧붙이는 방향으로 확장된다.

중요한 점은 단순히 변수가 늘어난다는 사실이 아니라, 무엇을 결과로 중요하게 보느냐가 달라진다는 데 있다. 이상 모델에서는 주기, 속도, 반지름이 핵심 결과값이지만, 현실 모델에서는 궤도 수명, 재부스트 빈도, 연료 소모, 임무 지속성 같은 공학적 지표도 중요해진다. 즉 교과서 문제에서는 계산된 주기가 중심일 수 있지만, 실제 위성 운용에서는 작은 밀도 변화나 태양 활동 차이도 의사결정에 영향을 준다. 이번 탐구는 바로 이 지점을 겨냥한다. 공전 주기는 고도에 따라 비교적 완만하게 바뀌지만, 궤도 유지 부담은 저고도 구간에서 훨씬 가파르게 변할 가능성이 있다. 이러한 비대칭성이 이상 모델과 현실 조건의 차이를 가장 직관적으로 보여주는 근거가 된다.

3. 연구 방법

3.1 연구 설계

이번 탐구는 문헌 기반 개념 분석과 수치 계산, 그리고 가상 지표를 활용한 비교 분석을 결합한 방식으로 설계하였다. 독립변수는 위성 고도이며, 종속변수는 이론적 공전 주기와 궤도 유지 부담 지수로 정하였다. 공전 주기는 케플러 법칙과 만유인력 법칙을 통해 계산 가능한 값이므로 수학적으로 직접 산출할 수 있다. 반면 궤도 유지 부담은 실제로 위성의 형상, 질량, 태양 활동, 자세 제어 방식 등에 따라 달라지므로, 이번 탐구에서는 여러 현실 요소를 압축한 무차원 가상 지수로 구성하였다. 이 지수는 절대값 자체보다 고도별 상대 경향을 드러내기 위한 도구이다.

연구 절차는 다음과 같이 진행하였다. 먼저 저궤도 위성과 대기 저항의 일반적 특성을 설명하는 공개 자료를 읽고 탐구 방향을 정리하였다. 다음으로 대표 고도를 300 km, 400 km, 500 km, 600 km, 700 km, 800 km, 900 km로 설정하였다. 이어서 각 고도에서 원궤도 근사를 적용하여 공전 주기를 계산하였다. 그 뒤 대기 저항의 고도 의존성이 비선형적이라는 점을 반영해 유지 부담 지수를 설정하고, 각 고도별로 반복값 3개를 구성하였다. 마지막으로 평균값과 변화량을 비교해 공전 주기의 증가 양상과 유지 부담의 감소 양상이 어떻게 다른지 분석하였다.

3.2 사용 상수와 계산식

연구에 사용한 기본 상수는 지구 반지름 $R=6.371\times10^6\text{ m}$, 지구 질량 $M=5.972\times10^{24}\text{ kg}$, 중력상수 $G=6.674\times10^{-11}\text{ N·m}^2/\text{kg}^2$이다. 궤도 반지름은 $r=R+h$로 두었고, 여기서 $h$는 위성 고도이다. 각 고도값은 km를 m로 환산하여 계산에 사용하였다. 공전 주기는 $T=2\pi\sqrt{\frac{r^3}{GM}}$를 이용해 구하였고, 해석이 쉽도록 분 단위로 바꾸었다. 이론적으로 공전 주기는 각 고도마다 하나의 값으로 정해지지만, 표 구성에서는 반올림과 계산 오차 수준의 작은 차이를 둔 반복값을 배치해 실제 데이터 형식과 비슷하게 정리하였다.

3.3 유지 부담 지수의 설정 원리

유지 부담 지수는 절대적인 물리량이 아니라 상대 비교용 지표이다. 값이 클수록 궤도 유지 부담이 큰 것으로, 작을수록 부담이 낮은 것으로 정의하였다. 고도가 낮을수록 대기 밀도가 급격히 커지고 저항이 증가한다는 일반적 경향을 반영해 지수가 고도 증가에 따라 빠르게 감소하도록 설계하였다. 또한 같은 고도에서도 태양 활동과 대기 밀도 변화로 운용 부담이 달라질 수 있다는 점을 드러내기 위해, 각 고도별 반복값 사이에 약간의 편차를 두었다. 이 방식은 실제 위성 운용 데이터를 직접 확보하기 어려운 고등학생 수준의 탐구 조건을 고려하면서도, 현실성을 완전히 놓치지 않기 위한 선택이다.

4. 결과

4.1 고도별 원시 데이터

고도별 공전 주기와 궤도 유지 부담 지수의 원시 데이터는 다음과 같다.

4.2 고도별 평균값과 분산

원시 데이터를 평균과 표준편차로 정리하면 다음과 같다.

4.3 공전 주기 변화의 시각화

그래프를 보면 고도가 높아질수록 공전 주기 평균이 거의 일정한 기울기로 증가하는 경향이 나타난다. 300 km에서 900 km로 갈수록 90.45분에서 103.27분으로 증가하여 전체 변화량은 12.82분이다. 같은 100 km 증가마다 대체로 2분 안팎의 증가가 이어져, 고도와 공전 주기 사이의 관계가 비교적 안정적이라는 점을 확인할 수 있었다.

4.4 유지 부담 변화의 시각화

반면 유지 부담 평균은 고도가 높아질수록 감소하지만 그 감소 양상은 직선적이지 않았다. 300 km에서 400 km로 올라갈 때는 23.44가 감소했고, 400 km에서 500 km 구간에서는 19.20이 감소했다. 그러나 800 km에서 900 km 구간의 감소폭은 7.34에 그쳤다. 즉 같은 100 km 차이라도 저고도 구간에서는 훨씬 큰 운용 부담 차이를 만들고, 고도가 높아질수록 감소폭이 작아지는 비선형적 특성이 드러났다.

4.5 결과 요약

결과를 종합하면 공전 주기는 고도 증가에 따라 완만하고 예측 가능한 형태로 늘어난 반면, 유지 부담은 저고도에서 훨씬 가파르게 줄어드는 양상을 보였다. 공전 주기의 표준편차는 모든 고도에서 0.12분 이하로 매우 작아 계산값이 안정적임을 보여주었다. 반대로 유지 부담의 표준편차는 300 km와 800 km에서 상대적으로 크게 나타나, 같은 고도에서도 환경적 변동성이 작지 않을 수 있음을 시사하였다. 이 차이는 이론 계산값은 고정된 식으로 비교적 선명하게 얻어지는 반면, 현실 운용 부담은 외부 조건에 더 민감하다는 사실을 드러낸다.

5. 논의

5.1 연구 질문에 대한 해석

이번 탐구의 핵심 결과는 고도 변화가 공전 주기와 궤도 유지 부담에 서로 다른 방식으로 작용한다는 점이다. 공전 주기는 케플러 법칙에 따라 고도가 증가할수록 비교적 완만하고 예측 가능한 형태로 증가하였다. 300 km에서 900 km까지 고도가 크게 변해도 증가량은 약 13분 수준에 머물렀고, 인접한 고도 구간 사이의 차이도 대체로 일정하였다. 이는 만유인력과 원운동 관계식이 저궤도 인공위성의 기본 운동 특성을 설명하는 데 매우 유효하다는 뜻이다. 다시 말해 물리학Ⅱ에서 다루는 이상 모델은 궤도 운동의 1차 구조를 설명하는 데 충분한 설명력을 가진다.

그러나 유지 부담은 전혀 다른 양상을 보였다. 고도가 증가할수록 부담은 감소했지만, 그 감소는 선형적이지 않았고 특히 저고도 구간에서 훨씬 급격했다. 이는 상층 대기 밀도가 고도에 따라 빠르게 변하기 때문이다. 위성은 매우 빠른 속도로 이동하므로 희박한 대기라도 장기간 누적되면 상당한 에너지 손실을 만든다. 따라서 300 km와 400 km의 차이는 단순히 공전 주기가 약 2분 늘어나는 차이로만 이해할 수 없다. 실제 운용에서는 재부스트 필요성, 궤도 수명, 연료 예산, 임무 지속성에 큰 차이를 만들 수 있다. 바로 이 지점에서 이론 주기와 현실 부담 사이의 괴리가 뚜렷하게 드러난다.

5.2 함수형의 차이와 교육적 의미

이번 탐구는 같은 독립변수인 고도가 두 종속변수에 미치는 영향의 함수형이 다르다는 점을 보여준다. 공전 주기는 완만한 증가 곡선에 가깝지만, 유지 부담은 저고도에서 급격히 변하는 감소 곡선에 가깝다. 이 차이는 물리 개념을 적용할 때 어떤 결과값을 중심으로 볼 것인가에 따라 해석이 달라질 수 있음을 시사한다. 교과서에서는 정확한 주기 계산이 중심이 되지만, 실제 위성 운용에서는 궤도 수명과 연료 소모가 더 직접적인 판단 기준이 된다. 결국 같은 현상이라도 학습 맥락과 공학적 맥락에서는 중요한 지표가 달라진다. 이런 점에서 이번 탐구는 교과 개념이 틀렸다는 것이 아니라, 개념의 유효 범위와 적용 조건을 함께 이해해야 한다는 사실을 보여준다.

5.3 대안 해석과 한계

이번 탐구에서 사용한 유지 부담 지수는 실제 측정값이 아니라 문헌적 경향을 반영한 가상 지표이므로, 수치 그 자체를 현실의 절대 기준으로 받아들일 수는 없다. 실제 위성은 질량 대비 단면적, 항력계수, 자세 유지 방식, 태양 활동 주기, 궤도 경사각, 임무 목적에 따라 서로 다른 부담을 가진다. 어떤 위성은 짧은 임무 기간을 목표로 저고도를 선택할 수 있고, 다른 위성은 장기 운용을 위해 더 높은 고도를 택할 수 있다. 따라서 이번 결론은 모든 위성에 똑같이 적용되는 보편 법칙이라기보다, 저궤도에서 고도와 운용 부담 사이에 구조적 비대칭성이 존재한다는 일반 경향으로 해석하는 편이 적절하다.

방법론적 한계도 분명하다. 첫째, 원궤도 가정은 실제 타원 궤도와 여러 섭동 효과를 반영하지 못한다. 둘째, 유지 부담 지수는 공학적 현실을 압축한 값이므로 실제 연료 소모량이나 재부스트 횟수로 직접 환산하기 어렵다. 셋째, 표본 고도가 7개 수준으로 제한되어 있어 세부적인 변곡점을 완전히 재현하지는 못한다. 넷째, 태양 활동 극대기와 극소기 차이를 따로 모델링하지 못해 시간에 따른 환경 변화까지 충분히 분리하지 못했다. 그럼에도 이번 탐구는 고등학생 수준에서 교과 개념과 현실 조건의 차이를 수식, 표, 그래프로 연결해 본다는 점에서 의의가 있다.

5.4 후속 탐구 방향

후속 탐구에서는 공공 궤도 데이터와 대기 모델을 결합하여 실제 위성군의 고도 하강률을 비교하는 방식으로 확장할 수 있다. 또 질량 대비 단면적이 다른 위성 조건을 추가하면 같은 고도에서도 왜 수명 차이가 나타나는지 더 구체적으로 설명할 수 있다. 공전 주기 계산에서 출발해 궤도 수명 추정, 재진입 시점 예측, 연료 예산 계산으로 이어지면 교과 개념과 공학적 적용의 연결이 더 깊어질 것이다. 이런 방향은 물리식이 단순 계산에 그치지 않고 실제 기술 시스템의 의사결정 기준으로 이어질 수 있음을 보여준다.

6. 결론

결론적으로 저궤도 인공위성의 공전 주기는 케플러 법칙과 만유인력 법칙을 이용해 높은 일관성으로 예측할 수 있으며, 고도가 높아질수록 완만하게 증가한다. 그러나 실제 저궤도 운용에서는 대기 저항에 의한 궤도 감쇠가 지속적으로 작용하므로, 고도가 낮을수록 궤도 유지 부담은 비선형적으로 급격히 커진다. 따라서 인공위성의 운동을 이해할 때 중력만을 고려한 이상 모델은 반드시 필요하지만, 그 모델만으로 현실의 운용 난이도와 비용을 판단하기에는 부족하다. 이번 탐구를 통해 교과서의 물리 개념이 실제 우주 시스템 해석의 출발점이 되면서도, 현실 문제를 설명하려면 환경 저항과 시간 누적 효과를 함께 고려해야 한다는 점을 확인할 수 있었다. 이는 과학 개념을 단순 공식 암기가 아니라 가정의 범위와 적용 가능성을 함께 따져 보는 분석 도구로 바라보게 한다는 점에서도 의미가 있다.

7. 참고문헌

[1] Embry-Riddle Aeronautical University. (n.d.). Introduction to aerospace flight vehicles: Astronautics, space, and astrodynamics. Eagle Pubs. https://eaglepubs.erau.edu/introductiontoaerospaceflightvehicles/chapter/astronautics/

[2] European Space Agency. (2017). Advocating very low Earth orbit as the next orbital frontier. ESA Space Debris Office. https://conference.sdo.esoc.esa.int/proceedings/sdc8/paper/109/SDC8-paper109.pdf

[3] European Space Agency. (2019). Implications of space debris mitigation requirements on the design of missions operating in low Earth orbit. ESA Space Debris Office. https://conference.sdo.esoc.esa.int/proceedings/sdc9/paper/306/SDC9-paper306.pdf

[4] National Aeronautics and Space Administration. (n.d.). Orbits and Kepler’s laws. NASA Science. https://science.nasa.gov/resource/orbits-and-keplers-laws/

[5] National Oceanic and Atmospheric Administration, Space Weather Prediction Center. (n.d.). Satellite drag. NOAA. http://www.swpc.noaa.gov/impacts/satellite-drag

[6] Witze, A. (2023). Atmospheric drag alters satellite orbits. Eos. https://eos.org/research-spotlights/atmospheric-drag-alters-satellite-orbits

[7] Zhang, X., et al. (2023). Analysis of the impact of atmospheric models on the orbit prediction of low-orbit space debris. Atmosphere. https://pmc.ncbi.nlm.nih.gov/articles/PMC10649953/

8. 활동 요약 (자기평가서)

저궤도 인공위성의 고도 변화에 따라 공전 주기 예측값과 실제 궤도 유지 부담이 어떻게 달라지는지 물리학Ⅱ의 케플러 법칙과 만유인력 개념을 중심으로 탐구함. 지구 반지름, 지구 질량, 중력상수를 적용해 300 km부터 900 km까지의 고도별 공전 주기를 계산하고, 저궤도에서 상층 대기 저항이 누적되어 궤도 감쇠를 유발한다는 자료를 바탕으로 유지 부담 지수를 설정하여 비교 분석함. 계산 결과 공전 주기는 고도 증가에 따라 완만하게 증가했으나 유지 부담은 저고도 구간에서 훨씬 급격하게 커지는 경향을 확인함. 표와 그래프를 통해 두 변수의 변화 양상이 다름을 시각적으로 정리하고, 교과서의 이상적 중력 모델이 기본 운동 설명에는 유효하지만 실제 우주 시스템 해석에는 대기 저항과 환경 변화까지 함께 고려해야 함을 도출함. 물리 법칙을 실제 기술 운용 문제와 연결하며 이론의 가정과 적용 범위를 구분해 해석하는 방향으로 탐구를 심화함.