3. 전기추력기의 분류

 

 

 

 

연료를 가속시키는 물리적 원리에 따라 전기추력기를 분류할 수 있다.

이번 글에서는 그에 따라 전기추력기를 분류해보고 각각의 용도와 활용방안에 대해 알아본다.

Fig. 1. 전기추력기의 분류

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1. Electrothermal

가열을 통해 연료를 가속시켜 분출시키는 전기추진 방식.

단순 가열을 통한 연료의 에너지 증가는 화학반응을 통한 내부에너지 발열에너지보다 크기 어렵기 때문에, 추진 성능에서 화학추력기와 비교해 뚜렷한 장점을 갖기 어렵다. Electrothermal type의 대표적인 방식으로는 Resistojet과 Arcjet thruster가 있다. 원리가 단순하므로 위성사용 초기부터 위성 자세제어 등의 목적으로 많이 사용되었다. Resistojet은 전기저항으로 연료를 가열해 분출하며, Arcjet thruster는 저밀도의 플라즈마를 발생시키고 가열하여 분출한다. 

• 장점: 구조와 작동 원리가 단순하며, 우주활용 이력이 많음.
• 단점: 비추력이 낮음 (~200 s) [1]

 

2. Electrostatic (Plasma thruster)

플라즈마를 발생시킴에 따라 발생한 이온의 가속에 전기장만이 직접적으로 개입되어 추력을 얻는 방식.

이온은 전위차를 경험하면 아래 식과 같이 에너지를 얻어 가속된다. (참고: 2022.07.24 - [전기추력기] - 1. 전기추력기의 장점: 높은 비추력. 전기장은 전위의 spatial gradient이므로 전기장으로 가속하는 것과 동일한 말이다.) $$ \Delta W_i = -q\Delta V = M_i \Delta v_i^2/2$$   :: $W_i$: 이온의 운동에너지 $q$: 이온의 전하량, $V$: 플라즈마 전위, $M_i$: 이온의 질량, $v_i$: 이온의 속도

전기추력기를 사용하는 이유는 비추력이 높기때문이다. 플라즈마를 발생시켜야 비로소 electric force를 활용해 높은 비추력을 활용할 수 있게된다. 이온의 속도는 대략 전압의 square root에 비례하여 증가하므로 전압을 높이면 비추력이 증가하지만, 소모전력은 전압에 비례하여 증가하므로 한정된 전력에서 적절한 목표값을 설정하여 사용한다. Electrostatic type은 2020년대에 가장 중용되는 전기추력기 type이며 홀추력기 (Hall thruster), 이온추력기 (Ion thruster), 전계방출 전기추력기 (Field Emission Electric Propulsion)이 대표적인 방식이다.

 

  A) 홀추력기

• 장점: 비추력이 준수하며 (1000 - 3000 s), 우주활용 이력이 많음.
• 단점: 이온추력기와 비교해 이온빔 분사각이 큼.

• 양전하를 띈 이온이 전위차를 타고 z방향을 향해 밖으로 가속되어 나가는 것에 반해 음전하를 띈 가벼운 전자는 양극을 향해 순식간에 가속되어 흡수되는데, 에너지 뿜뿜한 전자를 플라즈마 형성에 활용하기 위해 고안된 것이 바로 홀추력기다. 홀추력기는 DC 자기장을 r방향으로 생성하여 z방향으로의 전자수송을 억제하여 전자가 플라즈마 생성구간에 머무르는 시간을 크게 늘림으로써 연료-전자의 충돌을 활성화하고 이에 따라 플라즈마가 발생한다. 여기서 전자는 z방향 전기장과 r방향 자기장에 의해 $\theta$ 방향으로 ExB drift를 하게 되는데, 이것을 홀 효과라 하기 때문에 이를 따서 홀 효과 추력기라 명명되었고 줄여서 홀추력기라 부른다. (상세 내용은 어려우니 추후 별개의 글로서 다룰 예정이다.)
• Figure 2는 Artemis Project의 달 궤도선 우주정거장 Lunar Gateway의 궤도유지/조정에 활용될 13 kW급 홀추력기 AEPS로 현재까지 홀추력기 우주 활용사례 중 가장 전력이 높은 모델이다. AEPS는 Aerojet Rocketdyne에서 공급하는 홀추력기로 NASA에서 개발한 13 kW급 홀추력기 HERMeS가 기술이전된 것이며, 대표 성능은 아래와 같다.
  • 운용조건 600 V, 12.5 kW  ▶▶▶  추력 613 mN, 비추력 2,826 s, 추력 변환 전력효율 67.2% [2]

Fig. 2. 미국 Aerojet Rocketdyne 사의 13 kW급 홀추력기 AEPS. (좌) 전기추력기 시험 진공챔버 설치모습, (우) 플라즈마 시험 모습 [2]

 

  B) 이온추력기

• 장점: 고전압 가속이 가능하여 비추력이 높고 (2000 - 4000 s), 우추활용 이력이 많음.
• 단점: 추력/전력비가 홀추력기에 비해 떨어지며, Grid로 인한 이온전류 한계로인해 크기가 홀추력기보다 큼.

• 모든 플라즈마 추력기가 이온을 가속/분출함으로써 추력을 얻는다. 그 중 플라즈마 생성기와 이온가속 grid 시스템을 결합한 방식의 추력기를 Gridded ion thruster라 하고 흔히 줄여서 이온추력기라 부른다. 이온추력기는 플라즈마 생성기와 이온가속 시스템이 구분돼있기 때문에 홀추력기와 달리 플라즈마 생성과 이온가속을 독립적으로 조절할 수 있다. 따라서 플라즈마 생성기에서 플라즈마 밀도를 올리면 비추력을 유지하며 추력을 올릴 수 있고, 이온가속 grid에서 grid 간 전압차를 크게 걸면 플라즈마 밀도 변화 없이 추력과 비추력을 올릴 수 있다. 다만 각 grid를 통과할수 있는 이온 flux의 최대값에 제약이 있으므로 플라즈마 밀도를 한계 이상 올리면 낭비이며 큰 추력을 내기 위해서는 지름을 크게 키워야만 한다.
• Figure 3는 수성탐사선 Bepicolombo의 추진장치로서 사용된 이온추력기 T6이다. 이온추력기는 홀추력기에 비해 추력은 작지만 비추력이 높아 장거리를 탐험하는 심우주탐사에 유리하다. T6의 대표 성능은 아래와 같다.
  • 운용조건 1850 V, 4.6 kW  ▶▶▶  추력 145 mN, 비추력 4,285 s, 추력 변환 전력효율 66% [3]

Fig. 3. 영국 QinetiQ 사의 4 kW급 이온추력기 T6. [4]

 

  C) 전계방출 전기추력기

• 장점: 소형화가 매우 용이하며 비추력이 매우 높음 (1500 - 9000 s)
• 단점: 높은 전류밀도 형성이 어려워 추력이 낮음. (주로 1 mN 이하)

• 홀추력기, 이온추력기가 기체 연료를 사용하 것과 달리 전계방출 전기추력기 (FEEP, Field Emission Electric Propulsion)는 액체 연료를 이온화시켜 가속시킴으로써 추력을 얻는다 [5]. Figure 4의 우측 그림은 FEEP의 작동개념을 간략히 나타낸다. 먼저, 연료를 가열하여 액체상태로 만들면 모세관 효과로 인해 방출기 끝부분에 연료가 표면장력에 의해 액적 상태로 맺힌다. 여기서 0.6 mm 정도 떨어진 방출기와 그리드 사이에 고전압을 (~ 10 kV) 걸면 높은 전기장으로 인해 이온화가 일어나는데, 전기장을 통해 가속되어 분출됨으로써 추력을 발생시킨다. FEEP은 액체연료를 사용하므로 홀추력기와 이온추력기보다 연료저장성이 우수하며, 1 mN 이하의 추력을 높은 비추력으로 발생시킬 수 있다는 데 강점을 갖는다. 연로로는 가격이 저렴하고 녹는점이 157도로 낮은 인듐 (In, Indium)을 주로 사용하고 있다.
• Figure 4의 좌측은 현재 우주활용 이력을 100회 이상 달성한 Enpulsion 사의 NANO R³이다. 크기가 작아 CubeSat 활용이 용이하며 대표 성능은 아래와 같다.
  • 운용조건 45 W  ▶▶▶  추력 0.35 mN, 비추력 2,500 s [6]

Fig. 4. 오스트리아 Enpulsion 사의 50 W급 전계방출 전기추력기 NANO R3 [6] 및 FEEP의 작동개념도

 

3. Electromagnetic (Plasma thruster)

이온가속에 자기장이 직접적으로 개입하는 전기추진 방식.

위에서 언급한 electrostatic plasma thruster는 전류밀도가 일정수준 이상이 되면 자기장이 왜곡되어 (Ampere's law) 운용상 문제가 발생하기 때문에, 전류밀도에 한계가 존재하며 큰 추력을 발생시키기 위해서는 크기를 키워야 한다. 하지만 우리는 작은 것을 바란다. 따라서 높은 전류밀도로 추진하기 위해서는 electromagnetic 방식이 필요하다. 그러나 electrostatic type과 비교해 기술수준이 미흡한 상황이다. 대표적인 방식으로는 JxB force를 활용하는 Magneto-plasma-dynamic (MPD) thruster [7], Magnetic nozle을 활용하는 Helicon double-layer thruster와 Variable Specific impulse Magnetoplasma Rocket (VASIMR)가 있다.

• 장점: 높은 전류밀도를 형성하므로, 매우 높은 추력이 필요한 미션에서 electrostatic type보다 추력기 크기를 줄일 수 있음.
• 단점: 2022년 오늘날까지는 Electrostatic type과 비교해 성능이 낮고, 추력기 외부에 장착되는 장치의 크기가 큼. 

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*. References

[1] S. Mazouffre et al., "Electric propulsion for satellites and spacecraft: established technologies and novel approaches," Plasma Sources Sci. Technol. 25, 033002 (2016), https://doi.org/10.1088/0963-0252/25/3/033002

[2] R. Hofer et al., "Completing the Development of the 12.5 kW Hall Effect Rocket with Magnetic Shielding (HERMeS)," 36th International Electric Propulsion Conference, IEPC-2019-193 (2019).

[3] R. A. Lewis et al., "Qualification of the T6 Thruster for BepiColombo," 34th International Electric Propulsion Conference, IEPC-2015-132 (2015).

[4] https://www.qinetiq.com/en/what-we-do/services-and-products/solar-electric-propulsion

[5] 박정재, 이복직, 정인석, "전계방출 전기추진 추력기 연구개발 현황," 한국추진공학회지 25, No. 5, pp. 36-52 (2021)

[6] https://www.enpulsion.com/order/

[7] K. Chai et al., "Heat and particle load test facility using an applied-field MPD thruster for studying fusion divertor technology," Plasma Phys. and Control. Fusion 29, 035007 (2020), https://doi.org/10.1088/1361-6587/ab6a41