전기추진

물리 유체역학 마지막 수정: 2026-08-13 04:38:19

1. 개요[편집]

전기추진 Electric propulsion
정의	추진제를 전기 에너지로 가속해 추력을 얻는 추진
계열	전열식 · 정전식 · 전자기식
비추력	대략 300 ~ 4500 초
추력	μN ~ 수백 mN (전력 kW급 기준)
핵심 관계	P = F c / (2η)
주 추진제	제논 · 크립톤 · 아르곤 · 요오드

추력이 A4 용지 몇 장 무게라서 손바닥에 올려도 모른다. 그런데 그걸 반년 동안 끄지 않고 켜 두면 화학 로켓이 못 가는 곳에 도착한다.

전기추진(electric propulsion, EP)은 추진제를 화학반응의 발열이 아니라 외부에서 공급한 전기 에너지로 가속해 추력을 얻는 추진 방식이다. 화학 로켓은 연소실 온도와 재료 한계가 배기속도의 천장을 정하기 때문에 비추력이 아무리 좋아야 450초대에서 막힌다. 전기추진은 에너지원을 추진제 자신에게서 떼어 냄으로써 그 천장을 통째로 치워 버린다. 대가는 명확하다 — 전력이 유한하므로 추력이 작다.

이 문서는 그 교환의 물리를 다룬다. $\Delta v$ 가 질량비로 어떻게 환산되는지는 치올콥스키 로켓 방정식에, 비추력의 정의와 단위 이야기는 비추력에 있다.

2. 세 갈래[편집]

가속 원리에 따라 세 계열로 나눈다. 순서대로 비추력이 올라가고 추력 밀도가 떨어진다.

2.1. 전열식 (electrothermal)[편집]

전기로 추진제를 데운 뒤 노즐로 팽창시킨다. 가속 메커니즘 자체는 화학 로켓과 똑같은 라발 노즐이고, 열원만 바뀐 것이다.

레지스토제트 — 저항 발열체로 가열. 하이드라진이나 물을 써서 $I_{sp}$ 약 300초 남짓. 구조가 단순하고 신뢰성이 높아 통신위성 자세제어에서 오래 쓰였다.
아크제트 — 아크 방전으로 훨씬 뜨겁게 가열해 $I_{sp}$ 500~700초대. 기체 일부가 해리·전리되므로 그 에너지는 배기로 회수되지 않고 버려진다(동결 손실).

전열식의 천장은 결국 화학 로켓과 같은 이유로 온다 — 노즐 목과 가열부의 재료가 녹는다. 그래서 전열식은 “전기추진의 입구”이지 본체가 아니다.

2.2. 정전식 (electrostatic)[편집]

전기장으로 이온을 직접 가속한다. 여기서부터 재료 온도 제한이 사라지고 비추력이 자릿수로 뛴다.

그리드 이온 엔진은 방전실에서 추진제를 전리한 뒤(전자충돌·RF·ECR 방식), 천공된 두 장 이상의 그리드에 걸린 수백~수천 V로 이온을 뽑아 가속한다. 이온만 나가면 우주선이 음전하로 충전되어 이온을 도로 끌어당기므로, 하류에 중화기 음극을 두고 전자를 같은 율로 뿌린다.

문제는 그리드 사이 공간에 이온이 쌓여 만드는 공간전하다. 뽑아낼 수 있는 전류밀도는 차일드-랭뮤어 법칙으로 막힌다.

j_{\max} = \frac{4}{9}\varepsilon_0\sqrt{\frac{2q}{m_i}}\,\frac{V^{3/2}}{d^2}

전압을 올리면 배기속도는 $\sqrt{V}$ 로 커지지만 전류는 $V^{3/2}$ 로만 늘고, 간격 $d$ 는 그리드가 휘지 않을 만큼 벌려야 한다. 그래서 그리드 이온 엔진의 추력 밀도는 수 N/m² 수준에 머문다. 대신 전압을 자유롭게 올릴 수 있어 $I_{sp}$ 2500~4500초를 낸다.

홀 효과 추력기는 이 벽을 다른 방식으로 넘는다. 환형 방전 채널에 반경 방향 자기장을 걸면, 전자는 자기장에 붙들려 $\mathbf E\times\mathbf B$ 방향으로 채널을 빙빙 돌고(홀 전류) 축방향으로는 잘 못 간다. 그 결과 채널에 축방향 전기장이 유지되면서도 플라즈마 전체는 준중성을 유지한다. 공간전하 제한이 없어지므로 같은 면적에서 이온 엔진의 열 배 가까운 추력 밀도가 나온다. 가속 자체는 전기장이 하므로 분류상으로는 정전식으로 묶고, 자기장은 전자를 가두는 역할만 한다.¹ 방전 전압이 대개 300 V 안팎으로 고정되어 $I_{sp}$ 는 1500~2000초대. 자기 차폐 설계나 고전압 운용으로 3000초 근처까지 올린 모델도 있다.

2.3. 전자기식 (electromagnetic)[편집]

플라즈마에 흐르는 전류 $\mathbf j$ 와 자기장 $\mathbf B$ 의 로런츠 힘 $\mathbf j\times\mathbf B$ 로 통째로 밀어낸다. MPD 추력기, 펄스 플라즈마 추력기(PPT), VASIMR 등이 여기 속한다. 원리상 대전력에서 큰 추력을 낼 수 있지만, 그만큼의 전력원(수백 kW~MW)이 우주에 없다는 것이 지난 반세기 동안 변하지 않은 병목이다. 해석은 자기유체역학 영역으로 넘어간다.

3. 왜 추력이 mN인가[편집]

이 분야를 이해하는 데 필요한 식은 사실상 하나다. 배기 제트의 운동에너지 유량은 $P_{jet} = \tfrac12\dot m c^2$ 이고 추력은 $F = \dot m c$ 이므로, 총효율 $\eta$ (전력이 제트 운동에너지로 바뀌는 비율)를 넣으면

P = \frac{F c}{2\eta} \qquad \Longleftrightarrow \qquad F = \frac{2\eta P}{c}

전력이 정해지면 추력과 배기속도는 반비례한다. 이 한 줄이 전기추진의 모든 설계 논쟁을 지배한다. 감을 잡아 보자. 태양전지판이 1 kW를 주고 $\eta = 0.5$ , $I_{sp} = 2000$ 초( $c \approx 19.6$ km/s)라면

F = \frac{2 \times 0.5 \times 1000}{19613} \approx 51\ \mathrm{mN}

1 kW에 약 50 mN. A4 용지 열 장 남짓을 손에 든 무게다. 실제 기기들도 이 선 위에 정확히 놓인다.

기기	형식	전력	추력	$I_{sp}$	총효율
NSTAR (딥 스페이스 1, 던)	그리드 이온	2.3 kW	92 mN	약 3100 s	약 0.6
SPT-100 계열	홀	1.35 kW	83 mN	약 1600 s	약 0.5
아크제트 (하이드라진)	전열	1.8 kW	200 mN 급	약 550 s	약 0.3

같은 전력에서 홀 추력기가 이온 엔진보다 추력이 크고 비추력이 작다는 관계가 표에 그대로 보인다. 둘 중 무엇이 “좋은가”는 임무가 정한다.

4. 최적 비추력 문제[편집]

“비추력은 높을수록 좋다”는 화학 로켓에서나 성립한다. 전기추진에서는 유한한 최적값이 존재한다. 이유는 질량 회계를 해 보면 나온다. 요구 $\Delta v$ 에 대해 추진제 질량 분율은

\frac{m_p}{m_0} = 1 - e^{-\Delta v/c}

로 $c$ 가 커질수록 줄어든다. 그런데 $P = Fc/(2\eta)$ 이므로 같은 추력을 유지하려면 전력이 $c$ 에 비례해서 커지고, 전원부 질량은 비질량 $\alpha$ [kg/kW]에 대해 $m_{pwr} = \alpha P = \alpha F c/(2\eta)$ 로 함께 커진다. 하나는 줄고 하나는 늘어나므로 합이 최소가 되는 유한한 $c$ 가 반드시 있다.

m_p + m_{pwr} \;\sim\; m_0\left(1 - e^{-\Delta v/c}\right) + \frac{\alpha F}{2\eta}c

정성적 결론은 이렇다. 임무 시간이 길고 전원부가 가벼울수록 최적 비추력이 높아지고, 빨리 끝내야 하거나 전원이 무거우면 최적값이 내려온다. 그래서 몇 달 안에 궤도상승을 끝내야 하는 정지궤도 위성은 홀 추력기(1600초대)를 고르고, 몇 년을 태워도 되는 소행성 탐사선은 이온 엔진(3000초대)을 고른다. 화학 추진과 달리 “최고 사양”이 정답이 아니라는 것이 이 분야의 첫 번째 반직관이다.²

5. 추진제[편집]

추진제	원자량	1차 이온화 에너지	특징
제논	131.3	12.1 eV	표준. 무거워서 추력 유리, 저장 밀도 높음, 불활성
크립톤	83.8	14.0 eV	훨씬 싸고 공급 안정. 같은 전압에서 $I_{sp}$ ↑ 추력↓
아르곤	39.9	15.8 eV	압도적으로 저렴하나 전리 비용이 커 효율 손해
요오드	126.9	10.5 eV	고체 저장으로 탱크가 작아짐. 부식성이 골칫거리

무거운 원자가 선호되는 이유는 식으로 바로 나온다. 이온 하나를 만드는 데 드는 전리 에너지는 질량과 무관한데, 같은 가속 전압에서 얻는 운동량은 $\sqrt{m_i}$ 에 비례한다. 즉 무거울수록 전리 비용 대비 추력이 싸다. 제논이 오래 표준이었던 것은 이 때문이고, 그럼에도 대량 생산 위성군이 크립톤·아르곤으로 옮겨 가는 것은 순전히 제논이 비싸고 연간 생산량이 적어서다.

6. 전기궤도상승[편집]

$F$ 가 mN급이므로 점화를 순간 임펄스로 근사할 수 없다. 저추력 궤적은 궤도 요소를 한 바퀴에 조금씩 바꾸는 나선이 되고, 이건 궤도 역학의 호만 전이 공식이 통하지 않는 영역이다. 원궤도 사이의 저추력 나선 전이는 에델바움 근사로 꽤 정확하게 잡힌다.

\Delta v = \sqrt{v_1^2 + v_2^2 - 2 v_1 v_2 \cos\left(\frac{\pi}{2}\Delta i\right)}

평면 변경이 없으면 그냥 $\Delta v = |v_1 - v_2|$ 다. 저궤도(7.78 km/s)에서 정지궤도(3.07 km/s)까지면 약 4.7 km/s — 호만 전이의 3.9 km/s보다 20%쯤 비싸다. 그런데 $I_{sp}$ 가 5~10배이므로 추진제 질량은 여전히 압도적으로 적게 든다. 2015년 이후 등장한 전전기 정지궤도 위성이 같은 발사 질량에서 탑재체를 훨씬 많이 싣는 이유가 이것이다.

대가는 시간이다. 저궤도에서 정지궤도까지 나선으로 올라가는 데 몇 달이 걸리고, 그동안 위성은 밴앨런대를 수백 번 통과하며 태양전지판이 방사선 손상을 누적한다. 임무 개시가 늦어지는 것과 방사선 열화까지 포함해야 진짜 손익계산이 된다. 저추력 궤적 자체의 설계는 최적 제어 문제로 세워 의사스펙트럼법이나 간접법으로 푼다.

7. 침식과 수명 검증[편집]

전기추력기의 고장 모드는 폭발이 아니라 닳는 것이다.

그리드 침식. 배기 중성 원자가 이온과 전하교환(CEX) 반응을 일으키면 느린 이온이 만들어지고, 이게 가속 그리드로 되돌아와 때린다. 오래 지나면 그리드에 곰보와 홈이 파이며 결국 구멍이 커져 전자가 역류한다.
채널 벽 침식. 홀 추력기의 세라믹 채널 벽은 이온 충격으로 계속 깎인다. 2010년대에 자기장 형상을 조작해 가속 영역을 벽에서 떼어 놓는 자기 차폐 설계가 나오면서 수명이 자릿수로 늘었다.
음극 소모. 방전 음극과 중화기 음극의 삽입체가 소모되고, 여기서 나오는 오염물이 광학계에 쌓인다.

문제는 검증 방식이다. 몇 만 시간짜리 수명을 지상에서 실증하려면 진공 챔버를 몇 년 동안 돌려야 한다. NSTAR의 확장수명시험은 3만 시간을 넘겼고, 후속 NEXT의 장기시험은 5만 시간 넘게 누적하며 900 kg 이상의 제논을 처리했다. 이 정도 시험은 기기 하나당 한 번밖에 못 하므로, 실제 인증은 시험 + 마모 모델링 + 시뮬레이션의 조합으로 이루어진다. 여기서 플라즈마 시뮬레이션이 본업으로 등판한다.

방전실·플룸의 하전입자는 입자 셀 방법으로, 중성 기체와 전하교환 충돌은 직접 시뮬레이션 몬테카를로로 다룬다. 무충돌 극한을 다루려면 블라소프 방정식이고, 격자 간격은 데바이 길이를 풀 수 있어야 한다.
표면 침식률은 입사 이온의 에너지·각도 분포에 스퍼터 수율 모델을 곱해 적분한다. 수율 데이터의 불확실성이 곧 수명 예측의 불확실성이 된다.
지상 시험은 챔버 잔류가스에 의한 배압 효과 때문에 우주 환경과 다르다. V&V 관점에서 이 차이를 보정하는 것 자체가 하나의 연구 주제다.

8. 우주선 통합 — 추력기만 사는 게 아니다[편집]

전기추진을 도입한다는 것은 추진계 하나를 바꾸는 일이 아니라 위성 전체를 다시 설계하는 일이다.

전력처리장치(PPU). 태양전지 버스 전압(보통 100 V 안팎)을 방전 전압(300 V 급) 또는 그리드 전압(1~2 kV)으로 올려 주는 고압 전력변환기가 필요하고, 이게 추력기 본체보다 무겁고 비싼 경우가 흔하다. 시스템 비질량 $\alpha$ 의 상당 부분이 여기서 나온다.
폐열. 총효율이 0.5라면 투입 전력의 절반이 열로 남는다. 5 kW 시스템이면 2.5 kW를 방열판으로 우주에 버려야 한다는 뜻이고, 화학 추진 위성에는 없던 규모의 열제어 부담이다.
플룸 간섭과 대전. 배기 플라즈마는 넓게 퍼지므로 태양전지판이나 광학 탑재체를 때려 스퍼터 오염과 투과율 저하를 일으킨다. 추력기 배치와 짐벌 각도는 이 간섭을 피하는 제약 아래 정해진다. 중화기가 제 역할을 못 하면 우주선 전위가 표류해 아크가 튀고, 그 순간 전자장비가 죽는다.
자세제어와의 결합. 추력이 작아 궤도 유지 점화가 몇 시간씩 이어지므로, 그 내내 추력 벡터 오정렬이 만드는 미세 토크를 반작용휠이 흡수해야 한다. “추력이 작아서 편하다”는 직관과 정반대로, 오래 켜져 있다는 사실이 자세제어 예산을 잡아먹는다.
소형위성. 큐브샛 급에서는 전력이 수십 W뿐이라 μN급 추력기(전분무식 electrospray, 소형 그리드 이온, 진공 아크)가 쓰인다. 여기서는 추력보다 패키징과 전력 예산이 설계를 지배한다.

9. 실적[편집]

딥 스페이스 1(1998) — NSTAR 이온 엔진을 주추진으로 쓴 첫 임무. 기술 실증이 목적이었지만 소행성·혜성 접근까지 해냈다.
하야부사(2003) — 마이크로파 방전 이온 엔진 4기. 고장 난 유닛들의 중화기와 이온원을 교차 결선해 지구로 귀환한 일화가 유명하다.
스마트-1(2003) — 홀 추력기로 달까지. 나선 궤적으로 1년 넘게 걸렸다.
던(2007) — 이온 엔진으로 베스타와 세레스를 차례로 공전. 두 천체를 모두 공전한 유일한 탐사선이며, 누적 $\Delta v$ 는 11 km/s를 넘어 화학 추진으로는 불가능한 영역이었다.
전전기 정지궤도 위성(2015~) — 화학 원지점 엔진을 아예 빼고 홀 추력기만으로 궤도상승과 위치 유지를 모두 처리하는 상용 플랫폼이 등장했다. 발사 질량이 절반 가까이 줄어 같은 발사체에 두 기를 쌓을 수 있게 되었다.³
대형 위성군(2019~) — 크립톤·아르곤 홀 추력기가 궤도 유지와 궤도 이탈에 대량 투입되며, 전기추진은 특수 장비에서 소모품이 되었다.

10. 관련 문서[편집]

그래서 홀 추력기를 정전식으로 볼 것이냐 전자기식으로 볼 것이냐는 교과서마다 미묘하게 다르다. 이온에 실제로 일을 하는 것은 전기장이므로 정전식으로 분류하는 쪽이 다수지만, 자기장 없이는 아예 작동하지 않으니 억울해할 만도 하다. ↩
두 번째 반직관은 “전기추진은 느리다”가 임무 시간이 아니라 가속도 이야기라는 것이다. 가속도가 0.1 mm/s²라도 반년을 켜면 1.6 km/s가 붙는다. 화학 로켓이 몇 분 동안 내는 값을 반년에 걸쳐 낼 뿐, 목적지에 늦게 도착한다는 뜻은 아니다 — 오히려 총 $\Delta v$ 가 커서 더 빠른 전이를 고를 수 있는 경우도 있다. ↩
대신 위성 사업자는 “발사 후 몇 달간 매출이 0”이라는 조건을 받아들여야 했다. 궤도상승 기간의 금융 비용까지 넣어 손익을 따지는 것이 이 분야의 실제 의사결정이고, 그래서 화학·전기 혼합(하이브리드) 궤도상승이라는 절충안이 나왔다. ↩