발간 현황

전기펌프 사이클에는 주로 BLDC(Blush-Less Direct Current) 모터 혹은 PMSM(Permanent Magnet Synchronous Motor)이 사용된다. BLDC 모터는 DC 모터에서 고속 회전 시 브러시의 마모현상이 발생하는 단점을 개선하기 위해 개발되었다. BLDC 모터는 회전자로 영구자석을 사용하고 고정자에 권선을 감아 전류를 흐르게 하여 전자기력을 발생시킴으로써 내부의 회전자를 회전시킨다. 회전자 내에 설치된 센서를 통해 회전자의 위치를 실시간으로 파악하여 권선의 전류 방향을 바꾸어줌으로써 지속적인 회전이 가능하다. BLDC 모터는 일반적인 DC 모터에 비해 고속회전에 유리하기 때문에 빠른 회전을 요구하는 펌프를 구동하기에 적합하다[15].

PMSM은 BLDC와 마찬가지로 영구자석을 회전자로 사용하고 고정자에 권선을 감아 전자기력을 발생시킨다. 그러나 BLDC 모터와 PMSM은 Fig. 2와 같이 자화 형태와 권선 분포에 따라 역기전력의 파형이 다르다. BLDC 모터는 Fig. 2(a)와 같이 반경방향 착자형과 집중권이 결합되어 구형파 역기전력을 형성하고, PMSM은 Fig. 2(b)와 같이 평행방향 착자형과 분포권이 결합되어 정현파 역기전력을 형성한다[16].

Fig. 2 
Differences between BLDC motor and PMSM [16].

BLDC 모터와 PMSM의 역기전력 파형 차이는 각 모터의 토크 생성 원리에도 차이를 발생시킨다. Fig. 3은 BLDC 모터와 PMSM의 토크 생성 원리를 비교한 것으로, Fig. 3(a)의 BLDC 모터는 전류 인가에 따라 구형파의 역기전력이 발생하고 이를 통해 각 상에서 구형적인 토크를 생성하여 일정한 합성 토크를 생성한다. 반면에 Fig. 3(b)의 PMSM은 정현파 역기전력 발생에 따라 각 상에서 정현적인 토크를 생성하여 일정한 합성 토크를 생성한다[16].

Fig. 3 
Principle of torque generation of BLDC motor and PMSM [16].

두 모터는 모두 일정한 합성 토크를 생성하지만 토크 생성 원리가 다르기 때문에 토크 및 회전수를 제어하기 위한 방법이 다르다. BLDC 모터는 인가전압 제어에 따른 전류 제어를 통해 모터의 회전수를 제어할 수 있으며, PMSM은 일정한 토크를 얻기 위해 정현파의 주파수 또한 제어해야 하므로 가변 전압 가변 주파수 제어(Variable Voltage Variable Frequency, VVVF)를 통해 회전수를 제어할 수 있다. BLDC는 PMSM보다 회전수 제어가 간단하지만 구형파 토크 합성의 특성 상 토크 리플(ripple)이 발생하기 때문에 정밀한 회전수 제어에 불리하다. 따라서 추진제 공급의 안정성과 제어의 용이성 등을 고려하여 시스템에 적합한 모터를 선택해야 한다.

전기펌프 사이클에 사용가능한 배터리의 종류는 일차전지(primary cell), 이차전지(secondary cell), 연료전지(fuel cell) 등이 있다. 일차전지는 재충전이 불가능하여 재사용이 불가능하다는 단점을 가지고 있지만 이차전지에 비해 상대적으로 자연방전이 적고 비에너지가 높기 때문에 재사용이 필요하지 않은 추진 시스템에서는 더 유리할 수 있다. 반면에 이차전지는 재충전 및 재사용이 가능하기 때문에 재점화 및 재사용이 필요한 추진 시스템에서 사용하기에 더 유리하다. 인공위성, 우주탐사선과 같은 우주 비행체에서는 이미 통신장비의 전력 공급용으로 이차전지를 사용하고 있으므로 전기펌프 사이클의 전원장치로 이차전지를 이용하는 것이 유리하다. 그 외에도 수소를 추진제로 사용하는 추진 시스템에서는 수소 연료전지를 활용할 수 있으며, 장기보관이 필요한 군용 체계에서는 열전지와 같은 비축형전지를 활용할 수 있다.

전기펌프 사이클의 배터리 선정 시에는 비에너지(specific energy)와 비출력(specific power)을 고려해야 한다. 비에너지는 추력기의 연소시간에 관련이 있고 비출력은 펌프 구동에 필요한 모터 전력에 관련이 있다. 배터리의 비에너지와 비출력은 배터리 팩의 무게를 추정하는데 사용할 수 있으며, 어떤 변수를 중점적으로 고려하는지에 따라서 산출식이 다르다. 비에너지를 중점적으로 고려할 경우 Eq. 1과 같은 식으로 배터리 팩의 무게를 추정할 수 있다. κ_bp는 배터리 케이스, 연결선, 배터리 관리 시스템과 같은 필수 세부요소를 고려한 구조적 여유(structural margin)이며, δ_bp,E는 비에너지, E_bp는 배터리 팩의 필요 에너지양이다.

비출력을 중점적으로 고려할 경우 Eq. 2와 같은 식으로 배터리 팩의 무게를 추정할 수 있다. δ_bp,P는 비출력, P_bp는 배터리 팩의 필요 출력양이다[8]. Eq. 1과 Eq. 2는 배터리 팩의 무게 감소를 위해 비에너지와 비출력이 높은 배터리 종류를 선택하는 것이 중요함을 보여준다.

Fig. 4는 배터리 종류별 비에너지와 비출력의 대략적인 분포를 보여준다[17]. 일반적으로 높은 비에너지와 높은 비출력을 동시에 만족하는 배터리는 존재하지 않기 때문에 사용목적에 따라 비에너지와 비출력 중 우선순위를 결정해야 한다. 또한 전기펌프 사이클의 설계 및 해석 수행 시에도 현실적인 비에너지와 비출력 값을 사용해야 한다. Fig. 4에서 리튬-이온(Li-ion) 배터리는 비에너지와 비출력 모두에서 높은 값을 나타내므로 전기펌프 사이클의 배터리 팩으로 고려할 수 있다. 현재 리튬-이온 배터리는 전기자동차 및 전기구동 항공기의 전원장치로 주로 사용되고 있으며, 2030년까지 계속해서 시장을 점유하고 기술 연구가 진행될 것으로 예상된다[18].

Fig. 4 
Distribution of specific energy and specific power for various battery types [17].

리튬-황(Li-S) 배터리는 이론적으로 리튬-이온 배터리보다 비에너지가 4배 이상 높기 때문에 리튬-이온 배터리 이후의 차세대 이차전지로 주목받고 있다[19]. 호주 RMIT 대학의 하이브리드-전기 추진 시스템을 사용하는 General Aviation 항공기 연구[20]에 따르면 배터리 비에너지와 비출력은 리튬-황 배터리 기술 개발에 따라 크게 발전할 것으로 예측된다. Table 2의 배터리 및 모터 기술 전망에서 배터리 비에너지와 비출력은 2050년에 현재 기술 수준의 4배인 1,000 Wh/kg, 10 kW/kg으로 증가되며, 모터의 비출력 또한 현재 기술 수준의 3배인 15 kW/kg으로 증가될 것으로 예측된다. 리튬-황 배터리를 주요 연구 목표로 하는 영국의 OXIS Energy사는 셀 단위에서 최대 400 Wh/kg의 비에너지를 가지며 100 사이클 이내로 사용 가능한 제품을 개발하였다. OXIS Energy 사는 향후 500 Wh/kg 의 비에너지와 500 사이클 이상의 수명을 개발목표로 하며, 리튬-황 상용화를 위해 브라질에 공단을 건설할 계획임을 밝혔다[21]. 국내에서도 리튬-황 배터리에 대한 연구가 활발히 진행되고 있다. KAIST의 연구에 따르면 이론 용량 92%, 100 사이클 이상 구동 가능한 수준으로 개발이 진행되었기 때문에 상용화를 앞당길 수 있을 것으로 보인다[22].

그밖에도 리튬-폴리머 배터리와 같은 전고체 배터리(all-solid-state battery)가 차세대 배터리 후보로 전망되고 있다. 전고체 배터리는 전해질을 고체로 대체함으로써 열과 충격에 더욱 강한 특성을 가지므로 추진 시스템의 안정성 확보에 기여할 수 있다[23]. 이러한 연구 결과들을 바탕으로 향후 기술 발전에 따라서 대형 발사체로의 적용 또한 가능할 것으로 전망된다.

Lockheed Martin의 Abel 등[24]은 우주발사체, 임펄스 엔진 등 이원추진제 공급 시스템에 전기펌프 사이클을 적용한 시스템 구성에 대한 특허를 등록하였다. Fig. 5는 Abel 등이 제안한 구성도로 연소 시간 동안 펌프를 연속적으로 구동할 수 있는 전기펌프 사이클이다. 전기펌프 사이클을 적용할 경우 가압식 사이클에서 문제가 되는 고압의 배관요소를 제거함으로써 무게를 감소시킬 수 있고 유량 제어가 쉽게 가능할 것으로 파악하였다. 전원장치로는 고 비에너지의 배터리 팩, 슈퍼커패시터, 역 회전 플라이휠 등을 활용할 수 있을 것으로 분석하였다.

Fig. 5 
Scheme of electric-pump cycle configuration of Lockheed Martin [24].

Lockheed Martin의 Henderson 등[2]은 LAE(Liquid Apogee Engine)용 전기펌프 사이클을 설계하고 성능을 분석하여 기존 가압식 사이클과 무게를 비교하였다. 전기펌프 사이클을 적용할 경우 질량 여유가 -225 kg에서 91 kg으로 증가함으로써 가압식 사이클에서 수행 불가능했던 임무를 수행할 수 있음을 보였다.

NASA Glenn research center의 Schneider 등[3]은 MMH(MonoMethylHydrazine)/N₂O₄ 추진제 조합의 100 lbf(445 N)급 위성 추력기의 추진제 공급용 펌프를 설계 및 제작하였다. 설계된 펌프는 총 4단으로 구성하였고, 60,000 RPM에서 500 psia(34.47 bara)의 가압을 설계 목표로 하였다. 펌프 설계 검증을 위해 250 psia(17.24 bara)의 가압이 가능한 2단 펌프를 Fig. 6과 같이 설계 및 제작하고 상사매질로 물을 사용해 추진제 공급 모사 실험을 수행하였다. 펌프는 BLDC 모터를 이용하여 구동하였다. 실험 결과, 모터 회전수 57,000 RPM에서 가압하여 200 psia(13.8 bara)의 성능을 나타냈다. 목표 가압보다 가압이 낮은 원인은 로터 효율의 이론값과 실제값 간의 차이와 확산 시스템에서의 손실 등으로 분석하였다.

Fig. 6 
Concept design of a two-staged pump system for the electric-pump cycle of NASA Glenn research center [3].

NASA JPL(Jet Propulsion Laboratory)의 Vaughan 등[25]은 MAV(Mars Ascent Vehicle)용 전기펌프 사이클에 대한 개념 설계 연구를 수행하였다. 추력 3,560 N급 MAV의 추진제 공급 시스템으로 전기펌프 사이클을 사용할 경우 추진제 탱크 무게의 감소로 인해 전체 시스템의 무게가 감소할 수 있음을 보였다. 이후 Fig. 7과 같이 41.37 bara의 연료 공급용 펌프를 제작하였으며, 향후 시험을 통한 성능 검증 및 MAV로의 적용을 계획 중이다.

Fig. 7 
Electric-pump of NASA JPL [25].

TGV Rockets의 Bahn 등[26]은 Fig. 8의 액체로켓 엔진용 전기펌프 사이클을 특허 등록하였으며, 산화제와 연료, 그리고 별도의 독립적으로 조절 가능한 연소실 냉각제를 탑재하고 이를 제어하기 위해 모터를 이용하는 각각의 펌프 시스템으로 구성하였다. Fig. 8의 왼쪽의 점선으로 강조된 부분에서 독립적인 냉각제 공급을 위한 별도의 탱크, 펌프를 볼 수 있다.

Fig. 8 
System configuration of TGV Rockets [26].

Portland State University의 Talik 등[27]은 2,200 N급 아마추어급 고고도 사운딩 로켓의 액체산소 펌프에 대해 수두 상승 754.324 ft, 체적유량 11.58 GPM을 요구조건으로 설계를 수행하였다. 임펠러는 높은 수두와 적은 체적유량, 그리고 낮은 비속도에 적합한 Barske의 직선형 베인을 사용하는 임펠러를 적용하였다. Fig. 9는 설계를 바탕으로 제작한 액체산소 펌프이다. 기초 시험 수행 결과, 전력 공급의 문제로 가장 효율이 높을 것으로 추정한 펌프 회전수인 20,000 RPM보다 낮은 16,500 RPM에서 284 psia(19.59 bara)의 가압성능을 나타냈다.

Fig. 9 
Electric-pump system of Portland State University [27].

뉴질랜드계 미국기업인 Rocket Lab[28]은 전기펌프 사이클 엔진 Rutherford와 이를 사용한 소형 발사체 Electron을 개발하였다. Electron은 RP-1/LOX 추진제 조합의 2단 발사체로 1단에는 Rutherford 엔진 9개를 클러스터링 하여 최대 192 kN의 진공추력을 나타내고, 2단에는 1개의 Rutherford 엔진을 장착하여 22 kN의 진공추력을 나타낸다. Fig. 10은 Rutherford 엔진의 형상을 보여주며, Rutherford 엔진에는 40,000 RPM에서 50 hp(36.75 kW)의 동력을 생성하는 두 개의 모터가 장착되어 각각 연료 펌프와 산화제 펌프 구동에 사용된다[29]. Electron 발사체는 2018년 1월부터 2019년 12월까지 9번 연속으로 발사에 성공한 만큼 소형 발사체 시장에서 전기펌프 사이클을 적용한 엔진으로 높은 신뢰성을 확보할 수 있음을 보여주고 있다.

Fig. 10 
Demonstrator electric-pump system of Sapienza Universita di Roma [31].

이탈리아 Politecnico di Torino의 Casalino 등[30]은 고체 추진제 로켓인 Vega의 기존 3단을 하이브리드 로켓으로 대체하고 산화제 공급 시스템에 전기펌프 사이클을 적용하여 최적화하는 연구를 수행하였다. 배터리는 비출력이 높은 티탄산 리튬 배터리를 사용하였으며, 비출력은 3.0 kW/kg, 비에너지는 90 Wh/kg이었다. 연구 결과, 기존 Vega 의 700 km 궤도 임무에 전기펌프 사이클이 적용된 하이브리드 상단 로켓을 사용함으로써 최대 791.8 kg의 페이로드 이득을 얻을 수 있음을 보였다.

이탈리아 Sapienza Universita di Roma의 Spiller 등[31]은 액체로켓 엔진용 전기펌프 사이클의 시연장치를 구성하였다. 인젝터 플레이트를 제외한 대부분의 구성요소들을 기성품으로 사용하였으며, 펌프의 경우 소형 기어펌프인 SHIMADZU 사의 YP10 시리즈를 사용하였다. 항공기용 모터들은 경량화가 잘 되어 있지만 연구에 사용하는 펌프에 비해 RPM이 높기 때문에 빌트인 기어박스 모터를 사용하였다. 시연장치는 Fig. 11과 같이 구성하였다. 시험을 통해 회전수 증가에 따라 유량과 펌프 가압이 비례하여 증가함을 확인하였으며, 이는 기어 펌프의 이론적 성능 예측과 부합하였다. 그러나 인버터, 모터에서의 에너지 손실과 낮은 회전수 운전에 따른 기어박스에서의 에너지 손실로 인해 펌프의 효율은 10~20% 수준으로 낮게 나타났다.

Fig. 11 
Rutherford engine of Rocket Lab [29].

폴란드 Mikroma S.A.의 Dlugiewicz 등[32]은 상단 추진 시스템의 전기펌프 사이클용 영구자석 동기모터의 설계 및 검증 연구를 수행하였다. 목표 추력은 500~3,000 N의 범위로 선정하였다. 추력이 2,000 N일 경우 LH₂/LOX 추진제 조합에서 모터의 전력은 55,000 RPM일 때 2,500 W이었고, 액체메탄/액체산소 추진제 조합에서는 22,000 RPM에서 620 W이었다. 또한 상사매질인 액체질소를 액체수소 및 액체메탄과 동일한 효율로 모사하기 위해서는 회전수 16,000 RPM에서 1,600 W의 전력이 필요함을 보였다. 개념 설계 결과로 도출된 모터 형상은 Fig. 12와 같으며, 고정자와 회전자 사이의 틈에 소량의 추진제를 흐르게 하는 포일 베어링을 적용하여 냉각 및 윤활 작용을 수행하게 하였다.

Fig. 12 
Permanent magnet synchronous motor design of Mikroma S.A. [32].

독일 DLR의 Waxenegger-Wilfing 등[33]은 소형 발사체에 전기펌프 사이클 적용 시 성능 분석 연구를 수행하였다. 성능 분석을 위한 입력 변수로써 모터 비출력 3.8 kW/kg, 인버터 비출력 60 kW/kg, 배터리 팩 비출력 0.83 kW/kg, 배터리 팩 비에너지 150 Wh/kg 등을 사용하였다. 이러한 값들은 기술현황과 기술성숙도를 참고하여 선정되었으며, 특히 배터리 팩의 비에너지와 비출력을 모두 높은 조건으로 선정하는 것은 현실적이지 않기 때문에 주의해야 함을 강조하였다. 성능 분석 결과, 대부분의 임무 조건에서 터보펌프 사이클보다 무게가 높게 나타났으나 RP-1/LOX 추진제 조합의 페이로드 200 kg, LEO 임무 조건에서는 터보펌프 사이클보다 상단 추진 시스템의 초기 질량이 약 6.7% 낮았다.

중국 Northwestern Polytechnical University의 Liu 등[34]은 연료 전지를 이용하여 전원을 공급하는 액체로켓 엔진용 전기펌프 사이클에 대한 특허를 등록하였다. Liu 등은 터보펌프 사이클에 비해 구조가 단순하고 신뢰성이 높은 전기펌프 사이클을 소형 발사체에 적용하고자 하였다. Fig. 13은 특허로 등록한 전기펌프 사이클의 개략도이며 전원장치로 연료 전지를 사용하는 것을 볼 수 있다.

Fig. 13 
Electric-pump cycle using fuel cell by Northwestern Polytechnical University [34].

남아프리카공화국 University of KwaZulu-Natal의 Wunderlin 등[35]은 상업용 소형 위성 발사체 개발을 위해 고려해야 할 사항과 설계방안을 논의하였으며, 전기펌프 사이클 엔진 SAFFIRE(South AFrican First Integrated Rocket Engine)의 설계 개념을 제안하였다. Fig. 14는 SAFFIRE의 형상과 구성품의 종류, 배치이다[36]. SAFFIRE는 펌프 가압 47 bara, 지상추력 25 kN을 설계 목표로 하였다. Wunderlin 등은 구상중인 2단 발사체의 하단에 9개의 SAFFIRE를 클러스터링하며, 상단에는 가압식 사이클을 사용하는 별도의 엔진을 장착할 것을 제안하였다.

Fig. 14 
Components of SAFFIRE [36].

일본 JAXA의 Shimagaki 등[37]은 시스템 모델링을 통한 전기펌프 사이클의 실현 가능성에 대한 분석 연구를 수행하였다. JAXA에서는 Ebara 사와 공동 연구를 수행하고 있으며 LH₂/LOX 추진제 조합의 30 kN급 추력을 가지는 시스템 개발을 목표로 하였다. Fig. 15는 SIEMENS 사의 AMESim 상용코드를 사용하여 구성한 전기펌프 사이클 모델링 결과를 보여주며, 이때 모터의 비출력은 JSOL 사의 JMAG를 이용한 전자기 해석 결과를 통해 구한 6.7 kW/kg으로 입력하였다. 전체적인 효율과 토크가 낮게 나타나 고정자와 회전자 사이 간격의 조정에 따른 성능 분석이 필요할 것으로 판단하였다. 또한 향후 우주 환경에서의 방열 및 방사선 차단에 대한 검토도 필요할 것으로 제안하였다.

Fig. 15 
Electric-pump cycle modeling of JAXA [37].