1. 서 론
현대 전장에서 공중전력은 전쟁의 주도권을 결정짓는 핵심 요소이다. 특히 유·무인 복합체계(Collaborative Combat Aircraft, CCA)로 구성된 항공편대의 효율적인 운용이 중요한 과제로 부상하고 있으며, 그중에서도 무인기를 활용한 정밀 요격 체계의 운용이 부각되고 있다. 최근 실전에 투입된 마이크로 가스터빈 기반 소형 무인기 사례는 이러한 체계의 유효성을 입증하였으며, 동시에 적의 탐지 체계로부터 생존성을 확보하기 위한 저피탐 성능의 중요성을 나타내었다. 기존의 저피탐 기술은 주로 레이더 반사 단면적(Radar Cross Section, RCS) 감소에 초점이 맞춰져 왔으나[1], 최근에는 타겟에서 방출되는 신호를 수동적으로 추적하는 적외선(Infrared, IR) 탐지 및 유도 시스템의 위협이 증가하고 있다[2]. 적외선 탐지는 타겟의 신호를 수동적으로 수집하므로 피탐 측에서 탐지 여부를 인지하기 어렵고, 대응 시간이 제한적이어서 피격 가능성이 상대적으로 높다. 따라서 적외선 탐지 기반 요격 체계에 대응하기 위한 스텔스 성능 평가는 차세대 항공기 개발의 필수 요소로 자리 잡고 있다. 모든 물체는 적외선 신호 형태로 에너지를 방출하는데, 특히 항공기와 같은 고속 비행체는 동체의 날개와 기수부에서 발생하는 공력가열과 엔진 배기 가스로 인해 3~12 ㎛ 파장 대역에서 강한 복사 특성을 보인다. 이 중 5~8 ㎛ 대역은 공기 중 H2O, CO2 분자에 의해 흡수 및 산란된다. 따라서 3~5 ㎛(MWIR)와 8~12 ㎛(LWIR) 구간은 대기 투과창(atmospheric window)으로서 적외선 탐지기가 주로 활용되는 파장대이며, 해당 대역에서의 신호 저감이 핵심 과제가 된다.
적외선 피격성에 대한 해석 체계는 Mahulikar 연구 그룹[3,4,5]에 의해 정립되었으며, 미사일의 동적 특성을 고려한 해석 모델을 통해 피격성 시뮬레이션의 현실성을 향상시킨 연구 또한 선행되어왔다[6,7,8]. Nam 등[9]은 비행 고도 변화가 전투기 적외선 신호에 미치는 영향을 분석하는 등 관련 연구가 활발히 진행되고 있다. 적외선 신호 저감을 위해 저방사율(low-emissivity) 물질을 적용하는 연구[10,11]가 다각도로 이루어지고 있으나, 소형 무인기의 경우 경제적 운용이 중요하므로 고가의 저방사 물질을 기체 전면에 적용하는 것은 현실적인 제약이 따른다. 따라서 열원이 집중되는 특정 부위에 대한 선택적 적용을 통해 최적의 저피탐 효율을 도출할 필요가 있다.
본 연구에서는 마이크로 가스터빈 기반 소형 무인기를 대상으로 저방사 물질의 적용 부위에 따른 적외선 신호 특성 및 피격성을 수치해석적으로 비교 분석하였다. 이를 위해 네 가지 방사율 적용 시나리오를 설정하고, 각 조건에서의 복사 강도와 피격성 성능을 분석하였다. 특히 본 연구에서는 기존 연구에서 다루어지지 않았던 단위 적용 면적당 저피탐 성능 개선 효율을 정량화할 수 있는 새로운 평가 지표를 제안하였으며, 이를 통해 저방사율 물질 적용에 따른 탐지 및 피격 관련 성능 개선 효과를 면적 대비 비용효율 관점에서 평가할 수 있는 정량적 설계 기준을 제시하였다. 이는 저방사율 물질의 전면 적용과 국소 적용 전략을 공학적으로 비교 및 판단할 수 있는 근거를 제공한다는 점에서 학술적, 실용적 의의를 갖는다. 본 연구의 결과는 향후 소형 무인기의 저피탐 설계 및 요격 체계 대응 가이드라인 수립을 위한 기초 자료로 활용될 수 있을 것으로 기대된다.
2. 연구 방법
2.1 무인기 적외선 신호 산출
소형 무인기의 저피탐 성능 분석을 위하여 Anduril 社의 Roadrunner 형상을 단순화하여 수치해석용 형상모델을 구축하였다. 본 연구에서는 소형 무인기가 마하수 1.2, 고도 3000 m 조건에서 운용됨을 가정하였으며, 이에 따른 마이크로 가스터빈 엔진의 경계조건은 GasTurb 14 프로그램을 활용하여 산출하였다. GasTurb는 항공엔진 해석에 활용되는 상용 소프트웨어로, 열역학적 사이클 해석을 기반으로 엔진 성능을 예측하고 각 Station에서의 경계조건을 산출하는 데 사용된다. GasTurb를 통해 얻은 마이크로 가스터빈 엔진의 경계조건을 상용 솔버인 Ansys Fluent에 기입하여 3차원 열 유동 해석을 수행하였다. 본 해석에 사용된 전체 계산 도메인의 격자 수는 약 1,200만 개이며, 무인기 표면 및 엔진 배기부와 같이 온도 및 유동 구배가 큰 영역에는 격자를 조밀하게 구성하여 해석 정확도를 확보하였다. 또한, 벽면 인접부의 유동 및 열전달 특성을 정확히 모사하기 위하여 해석 격자의 y⁺ 값을 전 영역에서 1 이하로 유지하도록 구성함으로써 해석 결과의 신뢰성을 확보하였다. 해석의 수렴 판정은 연속, 운동량, 에너지 및 난류 방정식의 잔차(residual)가 5.0·10-4 이하로 감소하는 것을 기본 수렴 기준으로 하였으며, 이와 함께 계산 영역으로 유출입되는 총 질량유량의 불균형이 0.5 kg/s 미만이 되는 시점을 반복계산의 최종 종료 기준으로 설정하였다.
Fig. 1은 본 연구에서 열유동 해석의 난류모델로 선정한 SST k-ω 모델을 초음속 유동장에서의 충격파-경계층 상호작용에 따른 열전달 및 유동 특성에 대해 검증한 결과를 나타낸다. 검증 과정은 Yu 등[12]의 실험 연구를 참고하여 수행하였으며, 이를 통해 본 연구에서 y⁺ 해석모델이 초음속 조건에서 충격파–경계층 상호작용에 따른 3차원 열전달 특성을 충분히 예측함을 나타낸다. Fig. 2는 동체의 적외선 신호를 산출하기 위해 사용된 프로그램과 해석 과정을 나타낸 개략도이다. 본 해석을 통해 산출된 대류 열전달 계수를 상용 솔버인 RadthermIR v.10.4에 기입하여 복사 전도해석을 수행한다. RadthermIR은 유한차분법 기반의 3차원 열전달해석 프로그램으로, 전도 및 복사 기반 열전달 해석으로 표면온도를 계산하고 적외선 복사량을 산출할 수 있다.
Ansys Fluent 자체 복사 모델은 유동장 내 매질의 복사 특성 해석에 특화되어 있으나, 기온, 습도, 태양 복사 등 환경 조건이 영향을 미치는 적외선 신호 산출에는 한계가 있다. 이에 본 연구에서는 이러한 환경 조건을 정밀하게 반영할 수 있는 RadthermIR을 Ansys Fluent와의 복합 해석 프로그램으로 사용하였다.
RadthermIR에서 산출된 표면온도를 Ansys Fluent에 경계조건으로 기입하여 다시 열유동 해석을 수행하여 동일 유동장에 대해 대류 열전달 계수를 산출한다.
Fig. 3은 본 과정을 1회 반복이라 했을 때 4-5회 반복함으로써 표면온도의 수렴성을 확인한 것을 나타낸다. 반복 계산의 수렴 판정은 이전 반복 단계 대비 기수부, 날개 팁, 꼬리날개 등 국소 고온 영역을 포함한 전체 표면온도의 오차율을 기준으로 하였으며, 해당 오차가 5% 이내로 감소하는 시점을 반복 해석의 종료 기준으로 설정하였다.
수렴된 표면 온도를 기반으로 Eq. 1에 제시된 계산식을 이용하여 배경 대비 복사량(Contrast Radiance Intensity, CRI)을 계산하였다. Eq. 1에서 I는 확산 방사 강도이며, A는 무인기의 표면적이다. 하첨자 aircraft는 항공기, background는 배경을 의미한다. CRI는 BRDF(Bidirectional Reflectance Distribution Function) 기반으로 계산되며 탐지 각도별 적외선 이미지를 도출하는 방식으로 산출된다.
Fig. 4는 무인기를 정면, 측면, 후방에서 관측했을 때의 적외선 신호를 LWIR 대역에서 이미지 형태로 나타낸 결과이다. 후방에서는 엔진의 영향으로 온도가 높게 분포하며, 특히 노즐 부근에서 뚜렷한 고온 영역이 확인된다. 또한 기체 전방부와 날개 팁 부위는 공력가열로 인해 온도가 상승하여 상대적으로 온도 분포가 두드러지게 나타난다. 반면, 동체와 날개 부위는 온도가 낮아 균일하고 낮은 신호 강도를 보인다. 이러한 결과는 공력가열부와 엔진 후방의 고온 영역이 적외선 이미지에서 두드러져 나타나며, 해당 부위가 적외선 탐지 가능성이 높은 영역임을 의미한다.
Fig. 5는 LWIR 대역에서 방위각(azimuth angle)에 따른 CRI를 무차원화하여 나타낸 결과이다. 적외선 탐지기 기준으로 무인기의 엔진 노즐이 정면으로 보이는 180°부근에서 가장 높은 CRI가 나타남을 알 수 있다. 또한 150°부근에서는 동체의 단면적 증가로 CRI가 다시 최대값을 보이는 특징을 확인할 수 있다.
2.2 적외선 신호 기반 피격성 분석
본 절에서는 2.1절에서 산출한 CRI를 활용하여 소형 무인기의 피격성을 분석한다. 이를 정량적으로 평가하기 위한 지표로는 탐지 가능 거리(lock-on range)와 피격 유효 거리(lethal range)가 있다. Lock-on Range는 적외선 탐지기가 목표물을 감지할 수 있는 최대 거리를 의미하며, Eq. 2에 의해 정의된다.
ηatm은 대기 평균 투과율이며 SNR(signal-to-noise ratio)은 신호품질 비율이다. NEI(Noise Equivalent Irradiance)는 센서 감도이다. 각 항의 값은 Mahulikar 등[3]을 참고하였다. Fig. 6은 방위각에 따른 Lock-on Range를 LWIR 대역에서 계산한 결과를 나타낸 것이다. Lock-on Range는 CRI에 종속되므로, CRI의 분포 특성이 그대로 반영되어 후방(180°)에서 가장 큰 값이 도출되었다. 특히 정면(0°)에서는 엔진이 차폐될 뿐만 아니라 투영 단면적 또한 최소가 되기 때문에 탐지거리가 가장 짧게 나타났다. Lethal Range는 미사일의 Seeker에 의해 표적이 탐지되었을 때, 해당 요격 미사일 체계가 실제로 표적을 피격할 수 있는 최대 초기 위험 거리를 의미한다.
Lethal Range는 시뮬레이션의 초기 거리를 체계적으로 감소시키면서 요격 성공을 달성하는 임계 거리를 찾는 반복적 접근법(iterative approach)을 통해 도출된다. Lethal Range는 무인기와 요격체 간 속도비, 미사일의 최대 운용 시간 및 운용 거리 등을 고려하여 산출되는 정량적 피격성 분석 지표이며, MATLAB 기반의 시뮬레이션을 통해 계산된다. Lethal Range 산출을 위한 시뮬레이션에 사용되는 초기 조건 및 제한 변수는 Table 1에 기재하였다. 본 시뮬레이션에서 요격체는 일정한 속도(Vmissile)로 표적을 향해 직선 운동을 수행하는 것으로 가정한다. 실제 요격체는 항법장치(guidance system)의 명령에 따라 표적의 움직임 변화를 실시간으로 추적하며 각 타임스텝(Δt)마다 자세를 변경한다. 요격 성공은 시뮬레이션 시간 t≤Tmax 내에 요격체와 표적 간의 최소 근접 거리가 폭발 유효 반경(BlastR)인 15 m 이하일 경우로 판정한다.
Table 1.
Input parameters for the lethal range simulation.
Lethal Range와 초기 Lock-on Range의 관계는 요격체와 표적 간의 상대 속도 비 및 교전 각도에 따라 상이한 특성을 나타내며, 동체 간 속도 비는 Lethal Range를 결정하는 주요 인자이다. Fig. 7은 피격에 실패할 경우, 초기거리인 Lock-on Range에서부터 5 m 줄어든 초기거리를 바탕으로 시뮬레이션을 반복하여 LWIR 대역에서의 방위각별 Lethal Range를 도출한 결과이다.
요격 시뮬레이션 결과, 교전 각도에 따라 Lethal Range는 상이한 특성을 보였다. 요격체가 무인기와 동일한 방향(180°)으로 비행하며 후방에서 추격하는 경우, 요격체와 무인기 간의 상대속도가 가장 낮아진다. 이로 인해 요격에 필요한 비행 시간이 길어져 Lethal Range는 Lock- on Range에 비해 낮은 값을 나타낸다. 즉 최대 운용 시간(Tmax)내에 폭발 유효 반경(BlastR) 이내로 접근하기 위해서는 초기 탐지 거리가 줄어들게 된다. 이 영역에서 Lock- on Range는 광역 탐지 특성으로 인해 최대치를 보일 수 있으나, 실제 요격 가능 거리는 상대속도 제약에 의해 제한된다.
반면 정면(0°)교전에서는 요격체와 표적이 마주보며 접근하므로 상대속도가 최대가 된다. 이 경우 초기 거리가 빠르게 축소되어 Tmax가 사실상 의미를 잃게 되며, 결과적으로 Lethal Range는 Lock-on Range와 동일한 값을 갖는다. 따라서, 정면 탐지 시에는 탐지 즉시 피격 성공이 보장되는 환경이 형성된다.
측면(약 90°)교전은 전 후방의 상대속도 조건 차이의 중간 영역에 해당하여, 결과적으로 상대속도 벡터가 요격체의 도달 시간과 유도 효율이 가장 효과적으로 조율된다. 이로 인해 Lethal Range는 최대값을 나타내며, 요격체가 확보할 수 있는 피격 가능 영역도 가장 넓어진다.
결론적으로 Lethal Range는 단순한 Lock-on Range 확보가 아닌 교전 각도와 그에 따른 상대속도비에 크게 의존함을 확인하였다. 특히 측면 교전은 요격 성공 확률과 피격 가능 영역을 동시에 극대화하는 가장 유리한 교전 환경임을 의미한다.
2.3. 부위별 저방사율 물질 적용
본 절에서는 무인기 표면의 부위별 특성을 고려하여 저방사율 물질을 선택적으로 적용한 방법론을 기술한다. 앞선 절에서 언급한 바와 같이, 소형 무인기는 저비용 운용체계의 특성상 전 표면에 고가의 저방사 물질을 일괄 적용하기 어려우므로, 본 연구에서는 부위별 적용 방식을 채택하였다. 이를 통해 열적 환경에 따른 표면 방사율 변화가 피격성에 미치는 영향을 정량적으로 비교, 분석하였다. 분석은 총 네 가지 Case로 구분하여 수행하였으며, 자세한 분류는 Table 2에 기재하였다. 저방사율 물질의 모사는 RadthermIR의 표면 Paint 기능을 활용하여 구현하였다. 기본 물질(baseline)은 Gray Paint on Aluminum(εavg≈0.75)으로 설정하였으며, 저방사율 물질의 모사는 Aluminum Commercial Finish(εavg≈0.15)를 사용하였다. 이는 실제 저방사율 물질의 FT-IR 분광 측정을 통해 보고된 방사율 수준(εavg≈0.15)과 부합하는 값으로[11], 저피탐 코팅재에 적용되는 물질의 저방사율 범위를 반영한 것이다.
Table 2.
Low-emissivity material application cases by thermal region.
본 연구에서 각 Case의 방사율 조건은 2.1절에서 산출된 동일한 수렴 표면 온도장에 대해 부위별로 상이하게 적용된 것으로, 표면온도 자체는 방사율 변화와 무관하게 Case 1–4에서 모두 동일하다. 즉, 본 연구는 방사율 변화가 표면온도에 미치는 영향은 배제하고, 동일한 표면온도 조건하에서 방사율 적용 부위 및 면적에 따른 적외선 신호 및 피격성 변화를 비교하는 데 초점을 두었다.
Case 분류에 사용된 고온 부위(high-temperature region)는 공력 가열이 극대화되는 기수부(head), 날개 팁(wing tip), 꼬리날개(tail fin) 및 엔진 후방부로 정의하였다. 이들 영역은 엔진 열과 공기 마찰열에 의해 높은 복사온도를 나타내는 반면, 나머지 부위는 상대적으로 낮은 열적 부하를 받는 저온부(low-temperature region)로 분류하였다.
Fig. 8은 각 Case에 대하여 BRDF 이미지를 나타낸 것이다. 각 Case별로 부위별 방사율 값을 달리 지정함으로써, 방사율 분포에 따른 2.2 절의 적외선 신호 변화 및 피격성 분석 시뮬레이션을 진행하였다.
3. 결 과
본 장에서는 2장에서 정의한 저방사 물질 적용 케이스(Case 1–4)에 대해 무차원화한 CRI 비교, Lock-on Range 산출, 그리고 Lethal Range 시뮬레이션 결과를 제시하고 고찰한다.
Fig. 9는 각 케이스별로 무차원화(non-dimensionalized)된 CRI 와 Lock-on Range를 도시한 것이다. 전반적으로 Case 4가 가장 낮은 CRI와 Lock-on Range 값을 보였으나, 주목할 점은 Case 2가 정량적으로 보았을 때 Case 4와 큰 차이를 보이지 않는다는 것이다. 이는 특히 MWIR 대역에서 두드러지는데, MWIR 신호는 고온부에서 주로 방출되므로 고온부에만 저방사율을 적용한 Case 2만으로도 MWIR 대역의 적외선 신호 감소가 모든 부위에 저방사율 물질을 적용한 Case 4와 유사하게 달성되었기 때문이다.
Fig. 10은 각 Case에 대하여 평균 Lock-on Range를 나타낸 것이다. Case 2와 Case 4가 상대적으로 Case 3에 비해 높은 Lock-on Range 감소를 보였으며, 이는 두 파장대역에서 모두 같은 경향성을 보인다. 저방사율 물질 적용에 따른 Lock-on Range 감소량의 정량적 성능 비교를 위해 본 연구에서는 성능지표 DEI(Detecting Efficiency Index)를 Eq. 3과 같이 정의하였다.
DEI는 단위 저방사율 물질 적용 면적비당 얻을 수 있는 Lock-on Range 감소율을 나타내며, 값이 클수록 비용(면적) 대비 높은 효율을 의미한다. Fig. 11은 각 케이스 별로 분석한 DEI 지표를 나타낸 것이다. 본 해석에서 Case 2가 MWIR 및 LWIR 양대역에서 가장 높은 DEI를 나타내었으며, Case 4 대비 MWIR 대역에서 72%, LWIR 대역에서 51% 상승된 수치를 나타낸다.
Fig. 12는 각 케이스별 Lock-on Range 기반의 피격성 시뮬레이션을 통해 도출된 Lethal Range를 LWIR 대역에서 방위각에 대해 분석한 결과이다. 후방 180°부근 영역에서는 상대속도가 작아 Case 변경에 따른 Lock-on Range의 감소 효과가 Lethal Range에 반영되지 않는 것으로 나타났다. 반면, Lock-on이 즉각적인 피격으로 직결되는 전방 영역에서는 Case별 감소 경향이 뚜렷하게 반영되었다. 특히, 방위각 90°에서 120° 사이의 취약 영역에서 가장 높은 감소율이 관찰되었다.
Table 3은 LWIR 대역에서 각 케이스별 전체 방위각 평균 Lethal Range와 취약 영역(방위각 90°-120°)에서의 평균 Lethal Range를 나타낸 것이다. Case 2와 Case 4는 전체 평균 기준 감소율이 각각 6.7%, 11.6%였던 것에 비해, 취약 영역에서는 감소율이 각각 13.2%, 19.7%로 크게 상승하였다. 이는 저방사율 물질 적용에 따른 피격성 저감 효과가 전 방위각에 걸쳐 균일하게 나타나는 것이 아니라, 요격 성공률이 가장 높은 취약 영역에서 특히 효과적으로 발현됨을 의미한다. 반면 Case 3은 전체 평균(3.6%)과 취약 영역(3.0%) 간 감소율 차이가 크지 않아, Case 2와 Case 4에 비해 취약 영역에서의 저감 효과가 상대적으로 제한적인 것으로 나타났다.
Table 3.
Overall and vulnerable-zone(90°–120°) average lethal range and reduction rate relative to Case 1 in the LWIR band.
Fig. 13은 MWIR 및 LWIR 대역에서 각 케이스별 방위각 평균 Lethal Range를 나타낸 것이다. Fig. 10의 Lock-on Range 감소율은 상대속도의 영향으로 인해 Lethal Range 감소율로 동일하게 적용되지 않았으며, 특히 MWIR 대역에서는 앞서 설명한 이유로 Case별 Lethal Range 감소율이 LWIR 대비 유의미하게 높지 않았으며, 정량적 측면에서도 Case 2와 Case 4는 Case 3에 비해 뚜렷한 차이를 보이지 않았다.
Fig. 14는 저방사율 물질 적용 면적비 대비 Lethal Range 감소율 지표인 LEI(Lethal Efficiency Index)를 나타낸다. LEI는 Eq. 4와 같이 정의하였다.
본 지표에서 Case 2는 Case 4보다 MWIR 대역에서 95%, LWIR 대역에서 35% 높은 수치를 나타내었다. 이는 두 케이스 간 실제 감소율 차이가 작더라도 적용 면적비에서 큰 차이가 발생했기 때문이다. 따라서 적외선 스텔스 설계 시 전면적인 저방사율 물질 적용보다 고온 부위의 국소적 적용이 소형 무인기를 운용하는 이유 중 하나인 경제성 측면에서 더 효율적임을 나타낸다.
4. 결 론
본 연구에서는 적외선 스텔스 설계 시 저방사율 물질의 적용 면적에 따른 성능 변화를 정량적으로 분석하기 위해 MWIR(3~5 ㎛), LWIR(8~12 ㎛) 대역에서 Lock-on Range와 Lethal Range를 산출하였다. 분석 결과, Case 2와 Case 4는 Case 3에 비해 두 파장 대역에서 모두 우수한 Lock-on Range 감소율을 보였다. 저방사율 물질 적용 면적 대비 Lock-on Range 감소 효율을 나타내는 DEI 분석에서는 Case 2가 Case 4 대비 MWIR 대역에서 72%, LWIR 대역에서 51% 상승된 수치를 나타내어 더욱 높은 효율의 저피탐 설계임을 확인하였다.
방위각별 Lethal Range 분석에서는 후방 180°부근 영역의 경우 상대속도가 작아 Case 분류에 따른 효과가 미미하였으나, 측면 90~120°영역에서는 기존의 국부적 취약거리가 큰 폭으로 해소되었다. DEI 지표를 Lethal Range 감소율에 적용시킨 LEI 지표 분석 결과, Case 2와 Case 4 간의 피격거리 감소율의 차이는 미미하여도 저방사율 물질 적용 면적의 차이에 의해 Case 2가 Case 4에 비해 MWIR(3~5 ㎛) 대역에서 95%, LWIR(8~12 ㎛) 대역에서 35% 더 높은 수치를 보였다.
결과적으로 본 연구는 적외선 스텔스 설계 시 저방사율 물질을 전면적으로 넓게 적용하는 것보다, 고온 부위 및 취약 영역을 중심으로 국소적이고 집중적인 적용을 수행하는 설계 방식이 실제 피격 상황 및 면적비 대비 정량적 효율성 측면에서 더 효과적임을 입증한다.
다만, 본 연구는 무인기 표면의 복사 특성을 중심으로 분석을 수행하였으며, 주요 복사 열원 중 하나인 배기 플룸(exhaust plume)에 의한 복사 신호는 해석 범위에 포함하지 않았다는 한계를 갖는다. 향후 연구에서는 광학 분석 전문 솔버인 Ansys Speos 및 In-house code를 활용하여 배기 플룸을 포함한 통합 복사 해석을 추가로 수행함으로써 보다 실제에 가까운 적외선 신호 예측을 수행하고자 한다. 추가로, 본 연구에서 활용한 Ansys Fluent 및 RadthermIR 기반의 복합 열유동-전도 및 복사 해석 기법에 대해서는 히터 및 풍동 실험을 통한 실험적 검증을 병행함으로써 해석 결과의 신뢰성을 확보할 계획이다.
