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[우주항공 분야에서의 전기에너지 응용 기술 ③] 심우주(Deep Space) 탐사를 위한 전기추진로켓기술
2017년 12월 1일 (금) 00:00:00 |   지면 발행 ( 2017년 12월호 - 전체 보기 )

[우주항공 분야에서의 전기에너지 응용 기술 ③]
심우주(Deep Space) 탐사를 위한 전기추진로켓기술


본고에서는 인류의 오랜 꿈, 우주 대항해 시대의 개막을 맞아 인공위성의 궤도 유지 및 자세제어, 심우주(深宇宙, deep space) 탐사의 주요 추진엔진으로 활약하고 있는 전기추진로켓엔진과 그 기술에 대해 알아본다.
정리 편집부
 

우주 대항해 시대의 도래
2014년 겨울 「하야부사」가 다음의 새로운 행성을 목표로 삼아 다시금 우주로 떠났다. 전 세계 사람들을 감동시키고 일본의 우주개발 기술 수준을 널리 알린 소행성 탐사기 「하야부사」의 귀환(2010년 6월) 이후 4년이 지나 「하야부사2」([그림 1]의 왼쪽)가 HII-A 로켓에 의해 발사됐다. 「하야부사」는 태양계 형성의 기원을 밝히기 위해 소행성 「이토카와」의 물질을 지구에 가지고 돌아왔는데 「하야부사2」는 태양계 형성 시의 물이나 유기물(생명의 기원)을 조사하기 위해 「1999JU3」이라는 소행성을 목표 대상으로 한다. 소행성 도착 시점은 2018년, 지구로의 귀환은 2020년이 될 예정이다. 그야말로 인류의 지혜가 태양계, 우리 인류의 기원에 다가서려 하고 있다.
「하야부사2」의 왕복비행은 「하야부사」와 마찬가지로, 전기추진로켓엔진의 일종인 「마이크로파 방전식 이온엔진」에 의해 이루어진다([그림 1]의 오른쪽).
“우주는 인류에게 남겨진 마지막 프런티어”라는 유명한 ‘스타트렉’의 문구와 같이 그야말로 우주 대항해 시대의 개막이다. 외국의 여러 나라에서도 이러한 안들이 수립되면서 활발한 논의가 이루어지고 있다.이러한 대형 프로젝트는 그 막대한 예산 규모로 인해 국제적인 협력하 차후 수행되는 것들도 많다. 달 기지 건설 프로젝트에서는 국제 우주 정거장(International Space Station: ISS)을 거점으로 ISS에서 달까지 대량의 물자를 전기로켓에 의해 수송하여 기지를 건설할 계획이다. 단번에 에너지 문제를 해결할 수 있는 1GW급 태양발전위성 건설 계획([그림 2]의 왼쪽)에서는 지구 저궤도에서 고궤도까지 건설자재를 수송할 수 있다.
또 소행성 포획 미션에서는 전기로켓으로 소행성대까지 동력에 의한 항해를 실시하고, 소행성 포획 후 달 주변의 역학적 안정점(각종 인력이 평형을 이룬 라그랑주 점)으로 수송, 우주 비행사를 소행성에 파견하여 탐사를 실시한다. 러시아에서는 소행성 지구 충돌 회피 기술의 획득을 목표로 하고 있다(소행성 충돌에 대한 대응). 최종목표인 유인화성탐사(有人火星探査)([그림 2]의 오른쪽)에서는 인체에 대한 우주방사선의 영향을 피하기 위해 대추력(大推力) 전기로켓을 이용한 단기간 내의 화성 도착을 목표로 한다. 이러한 미래의 대형 프로젝트 미션을 지지하는 기술의 근간이 전기추진로켓엔진이라는 점은 두말할 것도 없다.


전기추진로켓과 대전력화
전기추진로켓엔진이란?

전기추진로켓엔진이란 주로 태양전지에 의해 태양에너지를 전기에너지로 변환하고, 이를 추진(推進) 에너지로 이용하는 로켓엔진을 말한다. 화학로켓엔진에 비해 추진제 분출 속도가 월등히 크기 때문에 추진제의 사용량을 절약할 수 있어 하중량(페이로드 질량)을 늘릴 수 있다는 장점이 있다. 즉, 높은 비추력(비추력: 추진제 단위중량당 얻어지는 추력(추진제 분출 속도를 표준중력가속도(9.8m/s²)로 나눈 값)), 낮은 가속도라는 특징을 갖는다. 따라서 중력의 영향이 약한 우주
공간에서의 장기 미션에 적합하며, ▲인공위성의 궤도 유지 ▲자세제어(姿勢制御, Attitude Control)로의 이용 ▲심우주(深宇宙, deep space) 탐사의 주요 추진엔진으로서 활약하고 있다.
전기추진로켓엔진은 가속기구에 따라 (1)전열형(직류아크 제트엔진 등 줄 가열(Joule heating)로 고온 고압의 플라즈마 가스를 생성·분출), (2)전자 가속형(펄스 플라즈마 엔진, 전자가속 플라즈마(Magneto-Plasma-Dynamics: MPD) 엔진 등 전자석(電磁石, electromagnet)의 원리, 로런츠 힘으로 플라즈마를 가속·분출시킨다), (3) 정전 가속형(그리드형 이온엔진, 홀형 이온엔진 등 정전장(靜電場)에서 이온을 가속·분출시킨다)으로 분류되며, 각각 커버할 수 있는 비추력 및 추력영역이 다르다. 우주용 화학로켓엔진의 경우, 추진제를 다량으로 분출하기 때문에 추력(추력밀도)은 크지만 비추력은 100~300초 정도이다. 한편, 전기추진엔진의 비추력은 [그림 3]의 왼쪽에 보이는 바와 같이 500~10000초로 화학로켓에 비해 상당히 높다. 그러한 예로, 「하야부사」, 「하야부사2」 탑재 그리드형 이온엔진([그림 3]의 오른쪽)의 경우는 전력이 400W로 비추력이 3000초, 추력이 8mN이다. 화학로켓엔진은 하이드라진 등 화학추진제 자체의 내부에너지를 연소 발열반응에 의해 사용하는 내연기관이며, 전기추진엔진은 어디까지나 외부에서 에너지를 공급하는 외연기관으로 그 동작영역이 매우 넓다. 우주용 기기가 지상의 장비와 다른 점은 한번 우주에 놓이게 되면 유지보수를 거의 하지 못하고, 장기간(미션에 따라서는 10년에서 반영구적으로) 가혹한 환경(저온·고온의 열사이클, 고진공, 우주의 고에너지 방사선, 플라즈마 조사 등) 속에서 소정의 성능을 발휘해야 한다는 데 있다. 전기추진엔진의 경우도 마찬가지로, 수백에서 수만 시간의 안정동작과 가볍고 간단한 시스템 구조가 요구되며, 본질적으로 수냉(水冷)은 불가하다.
또 공급되는 전력도 충분하지 않은 경우가 많기 때문에 전기에너지에서 추진에너지로의 변환효율, 다시 말해 추진효율은 가능한 한 높아야 한다. 미래의 대형 프로젝트 미션을 수행하기 위한 5~30kW급 대전력 전기추진의 경우 배열(排熱) 문제가 난감한 과제이다. 예를 들면 전력 30kW, 추진효율 50%의 전열형 엔진에서는 추진에너지로 변환할 수 없는 15kW를 우주공간에 배열(排熱)해야 한다(전열형 전기추진엔진을 열기관이라고 생각하면 추진효율(에너지 변환 효율)은 높은 편이지만, 인공위성 본체 측으로 이 열을 수송하여 배열할 수는 없고 일반적으로 우주에 직접 노출되어 있는 엔진 본체에서 복사·방열을 해야 한다. 이 대량의 열을 얼마나 효율적으로 컴팩트한 구조에서 제거할 것인가가 매우 어려운 문제가 된다. 따라서 궁극의 최적 열 설계가 필요하다.
그렇다면 미래의 대형 프로젝트 미션 수행을 위해 필요한 전기추진엔진의 전력은 어느 정도일까? 전전화(全電化, all electric) 정지위성(자세제어 유지에 기존의 소형 화학로켓엔진을 사용하지 않고 모두 전기추진엔진으로 실시하는 위성)에서는 5kW, 소행성 포획 미션에서는 10kW, 태양발전위성 건설물자 수송에서는 25kW, 유인화성탐사에서는 50kW급이 필요하다.

홀형 이온엔진
지금까지 일본에서는 JAXA를 중심으로 그리드형 이온엔진의 연구개발이 활발히 진행되어 왔지만, 유럽과 미국에서는 홀형 이온엔진의의 상업화가 빠르게 추진되면서 대형 위성 탑재용 전기추진은 이제 홀형 엔진이 휩쓸고 있는 상황이다. 홀형 이온엔진은 [그림 4]와 같이 원환상(圓環狀)의 가속채널 내에 지름방향의 자계와 축방향의 전류를 인가한 구조로, 중공음극(中空陰極)에서 방출된 전자의 일부는 채널 내에 입사(入射)하고, 자계와의 상호작용(E×B 드리프트에 의해 원주 방향으로 회전한다)에 의해 채널 내에 갇혀 추진제(일반적으로 크세논[=제논, Xenon))와의 전리충돌에 의해 효율적으로 플라즈마를 생성한다. 생성된 플라
즈마 속의 양이온은 양극과 음극 사이의 전위차에 의해 정전적(靜電的)으로 하류 쪽을 향해 가속화된다. 분출한 이온은 음극에서 방출된 전자에 의해 중화된다. 홀형 이온엔진에서는 그리드를 사용하지 않고 원환상의 채널 전체(방전영역 전체)에서 이온의 정전 가속이 이루어지기 때문에(준중성 방전 플라즈마의 존재에 의해 이온이 주위의 공간전하의 영향을 받지 않고 가속된다) 추력밀도가 통상의 그리드형 이온엔진에 비해 한 자릿수 크다. 비추력 1000~2000초, 추진효율 50% 정도를 얻을 수 있기 때문에 지구 근방의 미션에 적합한 추진기로 상업화가 추진되고 있다.
홀형 이온엔진에는 러시아의 SPT로 대표되는 마그네틱 레이어형과 애노드 레이어형이 있다. 전자의 가속채널은 세라믹제이며, 그 길이는 폭에 비해 충분히 길다. 한편, 후자의 가속채널은 금속제이며, 그 길이가 폭에 비해 극단적으로 짧고 마그네틱 레이어형에 비해 추력밀도가 커서 금속제의 가속채널은 수명이 긴 것으로 알려져 있지만, 안정 작동 범위가 좁다. 전형적인 애노드 레이어형 엔진의 본체와 그 플라즈마 분출 상태를 [그림 5]에 나타냈다.
일본에서는 2012년에 미래의 대형 프로젝트 미션에 대응할 수 있는 ‘대전력 홀형 이온엔진 시스템’을 개발하기 위해 RAIJIN(Robust Anode-layer Intelligent thruster for Japan IN-space propulsion) 프로젝트가 JAXA을 중심으로 한 ‘올 재팬(All Japan) 체제’로 본격 가동되기 시작했다. 이 프로젝트에는 도쿄대학, 규슈대학, 수도대학도쿄·기후대학, 미야자키대학, 오사카공업대학 등이 참여하여 5kW급·비추력 2000~3000초의 애노드 레이어형 엔진 시스템의 개발을 적극적으로 추진하고 있다. 애노드 레이어형 엔진의 작동은 불안정하고(방전진동 발생), 안정 작동 범위가 좁지만, 이 단점을 역으로 이용하여 SMART 전원을 이 특성에 맞게 제어함으로써 시스템 효율과 작동 안정성의 향상을 도모하고 있다(지능화). 아울러 오사카공업대학에서는 TALT-2 엔진([그림 5] 참조)의 고전압 동작에 의해 일본의 홀형 엔진으로는 최초의 비추력 3000초(5kW) 이상의 안정 동작을 달성하였다. 현재 RAIJIN94 엔진을 새롭게 개발하여 전력 6kW, 비추력 3000초, 추력 300-400mN을 목표로 하고 있다.

직류아크 제트엔진과 전자가속 플라즈마 엔진
직류아크 제트엔진은 동축 전극 구조를 가지며, 추진제를 직류 아크 방전에 의해 가열하고 초음속 노즐로 팽창·가속시키는 전기가열식 엔진이다. 근래에는 주로 인공위성의 궤도 유지, 자세제어를 실시하는 2차 추진계에 사용하는 저전력형(0.3~2kW)과 지구궤도 간 수송용 주요 추진엔진을 목표로 한 대전력형(10~30kW)이 개발되어 왔다. 추진제에는 하이드라진(N₂H₄) 또는 암모니아가 사용된다.
투입전력 10~30kW급 아크제트엔진은 미국과 독일에서 주로 연구되어 왔지만 실용상 전극의 내구성 및 배열 방법에 큰 문제가 남아 있다. 하지만 미국 공군에 의해 26kW 암모니아 아크제트엔진(비추력 800초, 추력 2N)을 탑재한 Advanced Research Global Observation Satellite(ARGOS)가 1999년에 발사되었고, 궤도 간 수송용 주추진기 개발을 목표로 Electric Propulsion
 Space Experiment(ESEX)가 실시되었다.
전자가속 플라즈마 엔진, 이른바 Magneto-Plasma-Dynamics(MPD) 엔진은 [그림 6]과 같이 일반적인 전열형 아크제트엔진과 마찬가지로 동축형 전극 구조를 가지지만, 전자력(방전전류와 그 방전전류 자신에 의해 유기되는 원주 방향 자계의 상호 작용에 의한 블로잉력(분출력)과 음극 선단부로의 펌핑 압축력)을 주가속력으로 하기 때문에 그 개발지침이 다르다. 즉, 아크제트엔진에서는 추진제 가스의 해리, 전리 등의 화학반응에 소비되는 에너지 손실을 최대한 억제해 추진효율의 향상을 도모하지만, MPD 엔진에서는 플라즈마 생성을 위한 전력소비도 고려하지 않고 그 회수도 포기하는 등 어쨌든지 전자력의 일효율을 높이는 것을 목표로 한다. 전자력을 효과적으로 발생시키기 위해서는 필연적으로 kA의 대전류가 필요하다. 대전류의 아크방전에 의해 추진제 가스를 이온화하고 생성된 플라즈마를 전자력에 의해 가속한다. 아크제트엔진과 이온엔진의 중간 성능을 커버하여 추력밀도가 비교적 크고, 그 비추력은 1000~6000초 정도로 광범위하며 추진효율은 10~50% 정도이다.
일본에서는 1995년에 SFU(Space Flyer Unit) 시스템상에서 준정상 펄스 방전 동작형 MPD 엔진(비추력 1000초, 추력/전력비 20mN/kW, 시간 평균 전력 430W)의 40000회 이상의 분사가 이루어져(Electric Propulsion Experiment) 그 시스템 성능을 실증하였다. 한편, 정상 동작형 MPD 엔진에서는 주로 수100A-2kA 정도의 아크방전을 발생시키는데 유기전자력이 작으므로 그것을 보충하기 위해 축방향의 자계가 인가된다.
50kW에서 MW급의 대전력 전기추진은 5kW 레벨 홀형 이온엔진의 복수 동작(클러스터화)으로는 대응하기 어렵다. 즉, 엔진 1대당 전력이 30~100kW, 더 나아가서는 MW급이어야 하는 경우도 있다. 이에 대응 가능한 엔진은 현재 직류아크 제트엔진과 MPD 엔진 외에는 없다. 주로 독일과 일본에서 개발이 진행되고 있으며, 일본에서는 JAXA, 나고야대학, 도호쿠대학, 오사카공업대학이 참여하고 있다. [그림 6]과 [그림 7]에 나타낸 복사 냉각식 정상 동작형 MPD 엔진 MT-Ⅲ(오사카공업대학)는 수소 가스를 이용하여 5~15kW, 비추력 3000초 이상의 안정한 동작에 성공하였다.


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