핵열 로켓
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1. 개요
핵열 로켓은 원자로를 사용하여 추진제를 가열하고 노즐을 통해 배출하여 추력을 얻는 로켓 엔진이다. 화학 로켓보다 높은 비추력을 제공하여 우주 탐사에 유리하며, 1940년대부터 미국과 소련을 중심으로 개발이 진행되었다. 미국은 로버 계획과 NERVA 프로그램을 통해 기술을 발전시켰으며, 최근에는 화성 탐사를 목표로 연구를 재개했다. 핵열 로켓은 고체 코어, 액체 코어, 기체 코어 등 다양한 설계가 존재하며, 펄스형 핵열 로켓도 연구되고 있다. 핵열 로켓은 방사성 물질 누출의 위험성이 있어 안전 설계가 중요하며, 미국, 러시아, 이스라엘, 이탈리아, 유럽 우주국 등에서 연구가 진행되고 있다.
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| 핵열 로켓 | |
|---|---|
| 개요 | |
| 유형 | 로켓 엔진 |
| 추진제 | 액체 수소 |
| 작동 방식 | 핵반응을 통해 수소를 가열 및 분사 |
| 비추력 | 800–1000초 (기존 화학 로켓 대비 2배 이상) |
| 작동 원리 | |
| 작동 방식 | 원자로에서 생성된 열을 이용하여 액체 수소 추진제를 고온의 가스로 가열 가열된 가스를 노즐을 통해 분사하여 추력 발생 |
| 핵심 특징 | 높은 에너지 밀도를 가진 핵분열 반응을 사용, 기존 화학 로켓보다 훨씬 높은 비추력 달성 |
| 장점 및 단점 | |
| 장점 | 높은 비추력으로 인해 추진제 소비량 감소 더 빠르고 효율적인 우주 탐사 가능 장거리 임무에 유리 |
| 단점 | 원자로 안전성 및 방사능 누출 위험 개발 비용이 높고 기술적 난이도가 높음 고농축 우라늄 사용에 따른 핵확산 우려 |
| 역사 | |
| 초기 연구 | 1940년대 후반, 미국에서 시작 |
| 주요 프로그램 | 프로젝트 로버 (Project Rover): 핵열 로켓 개발을 위한 초기 프로그램 NERVA (Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application): 실용적인 핵열 로켓 엔진 개발 목표 |
| NERVA 프로그램 중단 | 1973년, 예산 문제 및 우선순위 변경으로 중단 |
| 최근 동향 | NASA와 DARPA 주도로 핵열 로켓 개발 재개 2027년까지 핵열 로켓 엔진 시연 계획 |
| 기술적 특징 | |
| 핵심 기술 | 고온 원자로 설계 및 제작 액체 수소 추진제 관리 방사선 차폐 기술 극저온 환경에서의 재료 개발 |
| 재료 | 탄화 규소 복합재료 지르코늄 합금 텅스텐 합금 |
| 잠재적 문제점 | 열 응력 및 부식 문제 수소 취성 문제 방사선 손상 문제 |
| 활용 분야 | |
| 심우주 탐사 | 화성 유인 탐사 목성 및 토성 탐사 소행성 탐사 |
| 군사적 활용 | 신속한 위성 배치 우주 기반 무기 시스템 |
| 기타 | 우주 화물 운송 우주 궤도 변경 |
| 안전성 문제 | |
| 주요 위험 요소 | 원자로 사고로 인한 방사능 누출 발사 실패 시 지상 오염 가능성 고농축 우라늄의 핵확산 위험 |
| 안전 대책 | 다중 안전 장치 설계 비상 정지 시스템 안전한 발사 장소 선정 핵물질 관리 및 통제 강화 |
| 미래 전망 | |
| 기대 효과 | 우주 탐사 비용 절감 탐사 기간 단축 더 먼 우주로의 진출 가능 |
| 과제 | 안전성 확보 개발 비용 절감 기술적 난제 해결 핵확산 금지 노력 |
2. 작동 원리
핵열 로켓은 화학 로켓과 거의 동일하게 작동하지만, 열원(열에너지)을 엔진 본체 내부의 기체 추진제로 전달한다는 점에서 차이가 있다. 한쪽 끝에 있는 노즐은 추진제가 차량에서 멀리 팽창하도록 하여 운동량을 전달하고 열에너지를 응집성 운동 에너지로 변환시키는 매우 단순한 열기관 역할을 한다.[7] 엔진의 비추력(Isp)은 배기 스트림의 속도에 의해 결정되며,[7] 이는 다시 추진제 각 단위 질량에 가해진 운동 에너지의 제곱근에 따라 달라진다. 추진제 분자당 운동 에너지는 열원(원자로 또는 화학 반응)의 온도에 의해 결정된다. 특정 온도에서 가벼운 추진제 분자는 더 무거운 추진제 분자와 동일한 양의 운동 에너지를 가지므로 단위 질량당 더 많은 운동 에너지를 갖는다. 이로 인해 낮은 분자량 추진제가 높은 분자량 추진제보다 더 효과적이다.
핵열 로켓의 초기 역사는 냉전 시대 미국과 소련의 핵무기 개발 경쟁과 밀접하게 연관되어 있다.
화학 로켓과 핵 로켓은 내화성 고체 재료로 만들어지기 때문에 고온 금속의 강도 특성으로 인해 3000°C 이하에서 작동하도록 제한된다. 화학 로켓은 열 에너지를 생성하는 화학 반응의 부산물인 가장 쉽게 구할 수 있는 추진제를 사용한다. 대부분의 액체 연료 화학 로켓은 수소 또는 탄화수소 연소를 사용하며, 따라서 추진제는 주로 물(분자량 18)과 이산화탄소(분자량 44)이다. 따라서 기체 수소 추진제(분자량 2)를 사용하는 핵열 로켓은 화학 로켓보다 이론상 최대 비추력이 3~4.5배 더 크다.[5][6]
3. 역사
2013년부터 마셜 우주 비행 센터는 지구 궤도에서 화성 궤도까지 행성 간 이동을 위한 핵열 로켓(NTR)을 연구하고 있다. 역사적인 지상 테스트에서 NTR은 가장 진보된 화학 엔진보다 최소한 두 배 더 효율적인 것으로 입증되어, 더 빠른 운송 시간과 증가된 화물 용량을 허용한다. NTR 엔진의 경우 3~4개월로 추정되는 짧은 비행 시간은 화학 엔진을 사용하는 6~9개월에 비해 승무원에게 노출되는 우주 방사선의 양을 줄일 수 있다. Project Rover의 Pewee와 같은 NTR 엔진은 Mars Design Reference Architecture (DRA)에서 선택되었다.
2017년 NASA는 NTR에 대한 연구와 개발을 계속하여 민간 승인 재료로 우주 애플리케이션을 설계했으며 3년간 1880만달러 계약을 체결했다. 2019년 미국 의회가 통과한 세출 법안에는 2024년까지 비행 시범 임무를 계획하는 것을 포함하여 핵열 추진기 연구를 위한 자금 1.25억달러가 배정되었다.
2021년 미국 우주군과 DARPA는 궤도 및 시스-달(지구와 달 사이의 공간) 사용을 위한 핵열 로켓에 많은 관심을 보였다. 미군 외에도 NASA 관리자인 Jim Bridenstine은 향후 화성 탐사를 위한 프로젝트와 잠재적인 응용 프로그램에 관심을 표명했다. DARPA는 궤도에서 핵열 추진 시스템을 시연하는 것을 목표로 하는 DRACO (Demonstration Rocket for Agile Cislunar Operations) 프로그램에 대해 2건의 계약을 체결했다. 2021년 4월 제너럴 아토믹스와 2200만달러 계약을 체결했다.
3. 1. 초기 아이디어 (1940년대~1950년대)
1944년, 스타니슬라프 울람과 프레데릭 드 호프만은 우주선을 발사하기 위해 핵 폭발의 힘을 제어하는 아이디어를 구상했다.[8] 제2차 세계 대전 이후, 미국 군은 독일의 V-2 로켓 설계를 기반으로 대륙간 탄도 미사일(ICBM) 개발을 시작했으며, 일부 대형 로켓은 핵 추진 엔진을 갖춘 핵탄두를 탑재하도록 설계되었다.[8] 1946년 초, 노스 아메리칸 항공과 더글러스 항공사의 RAND 프로젝트는 NEPA 프로젝트의 일환으로 미국 공군을 위해 비밀 보고서를 작성했다.[9] 이 보고서는 핵 반응기를 사용하여 분자량이 낮은 작동 유체를 가열하는 엔진을 가장 유망한 형태의 핵 추진력으로 식별했지만, 해결해야 할 많은 기술적 문제를 파악했다.[10][11][12][13][14][15][16][17]
1947년 1월, 이 기밀 연구를 알지 못했던 응용물리 연구소의 엔지니어들은 핵 추진력에 대한 연구 결과를 발표했으며, 이 보고서는 결국 기밀로 분류되었다.[18][8][19] 같은 해 5월, 미국에서 교육받은 중국 과학자 첸쉐썬은 매사추세츠 공과대학교가 주최한 핵 과학 및 공학 세미나 LIV에서 다공성 흑연 감속 핵 반응기로 구동되는 "열 제트"에 대한 연구 결과를 발표했다.[20][19]
1948년과 1949년, 물리학자 레슬리 셰퍼드와 로켓 과학자 발 클리버는 핵 기술을 행성간 여행에 어떻게 적용할 수 있는지에 대한 일련의 획기적인 과학 논문을 발표했다. 이 논문은 핵 열 추진과 핵 전기 로켓 추진을 모두 검토했다.[21][22][23][24]
3. 2. 미국과 소련의 개발 경쟁 (1950년대~1970년대)
스타니슬라프 울람과 프레데릭 드 호프만은 1944년에 우주선 발사를 위해 핵폭발의 힘을 제어하는 아이디어를 구상했다.[8] 제2차 세계 대전 이후, 미국은 독일의 V-2 로켓 설계를 기반으로 대륙간 탄도 미사일(ICBM) 개발을 시작했으며, 일부 대형 로켓은 핵 추진 엔진을 갖춘 핵탄두를 탑재하도록 설계되었다.[8]
1946년, 노스 아메리칸 항공과 더글러스 항공사의 RAND 프로젝트는 NEPA 프로젝트의 일환으로 미국 공군을 위해 비밀 보고서를 작성했다.[9] 이 보고서는 핵 반응기를 사용하여 분자량이 낮은 작동 유체를 가열하는 엔진을 가장 유망한 형태의 핵 추진력으로 식별했지만, 해결해야 할 많은 기술적 문제를 파악했다.[10][11][12][13][14][15][16][17]
1947년 1월, 응용물리 연구소의 엔지니어들은 핵 추진력에 대한 연구 결과를 발표했으며, 이 보고서는 결국 기밀로 분류되었다.[18][8][19] 같은 해 5월, 중국 과학자 첸쉐썬은 매사추세츠 공과대학교에서 다공성 흑연 감속 핵 반응기로 구동되는 "열 제트"에 대한 연구 결과를 발표했다.[20][19]
1948년과 1949년, 레슬리 셰퍼드와 발 클리버는 핵 기술을 행성간 여행에 적용하는 방법에 대한 과학 논문을 발표했다. 이 논문은 핵 열 추진과 핵 전기 로켓 추진을 모두 검토했다.[21][22][23][24]
로스앨러모스 국립 연구소는 로버 계획을 통해 1955년부터 핵열 로켓 엔진 개발을 시작했으며, 1959년 세계 최초의 실험용 핵 로켓 엔진인 KIWI-A를 시험했다.[25]
이 작업은 NASA의 NERVA 프로그램(1961–1973)으로 이어졌다. NERVA는 기존 화학 로켓보다 효율적인 엔진을 만들었으나, 1973년 예산 문제로 취소되었다. 현재까지 우주에서 핵열 추진 시스템은 실제로 사용된 적이 없다.[26]
고체 코어 핵열 로켓 개발은 1955년 미국 원자력 위원회(AEC) 산하 로버 계획(Project Rover)으로 시작되어 1973년까지 진행되었다.[28] 로스앨러모스 국립 연구소와 네바다 핵실험장(Nevada Test Site) 내 25구역(네바다 국가 안보 구역)에서 반응기 연구가 수행되었다. KIWI, Phoebus, Pewee, Nuclear Furnace의 4가지 기본 설계가 나왔고, 20개의 엔진이 시험되어 총 17시간 이상의 엔진 작동 시간이 기록되었다.[37]
1958년 미국 항공우주국(NASA) 설립 후, 우주 핵 추진 사무소(SNPO)가 설립되어 로버 프로그램의 비핵 관련 측면을 관리하고 AEC와의 협력을 가능하게 했다. 1961년 NERVA 프로그램은 핵열 로켓 엔진을 우주 탐사에 투입하기 위한 것이었다. 334kN 추력의 기본 NERVA 설계는 KIWI B4 시리즈를 기반으로 했다.
시험된 엔진에는 Kiwi, Phoebus, NRX/EST, NRX/XE, Pewee, Pewee 2, Nuclear Furnace가 포함되었다. Pewee에서 높은 출력 밀도가 달성되었다.[37] 개선된 Pewee 2 설계 시험은 저비용 Nuclear Furnace (NF-1)를 선호하여 1970년에 취소되었고, 미국의 핵 로켓 프로그램은 1973년 봄에 종료되었다. NERVA는 2시간 이상 작동했으며, 그 중 28분은 최대 출력으로 작동했다.[28]
SNRE(Small Nuclear Rocket Engine)는 로스앨러모스 국립 연구소(LANL)에서 무인 발사체와 우주 왕복선 상단용으로 설계되었다. 이 엔진은 73kN의 추력을 제공하고 비추력 875초(8.58 kN·s/kg)로 작동했으며, 975초로 늘릴 계획이었다. 이는 우주 왕복선 주 엔진(SSME)의 0.86과 비교되는 수치였다.
Dumbo는 KIWI/NERVA와 유사하지만, 반응기 무게를 줄이기 위해 더 진보된 제작 기술을 사용했다. 여러 개의 큰 원통형 튜브로 구성되었고, 골판지 재료를 쌓아 만들었다.
1987년에서 1991년 사이에 전략 방위 구상의 일환으로 프로젝트 팀버윈드에서 진보된 엔진 설계가 연구되었으며, 우주 열 핵 추진(STNP) 프로그램에서 더 큰 설계로 확장되었다.
3. 3. 최근 연구 동향 (2000년대 이후)
현재 고체 코어 핵열 로켓 설계는 치명적인 고장 발생 시 방사성 연료 요소의 분산 및 파괴를 크게 제한하도록 설계되었다.[62]
2013년부터 마셜 우주 비행 센터는 글렌 연구 센터와 함께 지구 궤도에서 화성 궤도로의 행성간 우주 비행을 위한 NTR을 연구하고 있다.[63] 과거 지상 테스트에서 NTR은 가장 진보된 화학 엔진보다 최소 두 배 이상 효율적인 것으로 입증되었으며, 이는 더 빠른 이동 시간과 증가된 화물 수송 능력을 가능하게 한다. NTR 엔진을 사용하면 3~4개월로 예상되는 더 짧은 비행 시간은[64] 화학 엔진을 사용할 때의 6~9개월에 비해[65] 승무원이 잠재적으로 유해하고 차폐하기 어려운 우주 방사선에 노출되는 것을 줄여준다.[66][67][68][69] 프로젝트 로버의 피위와 같은 NTR 엔진은 화성 반직접 설계 (DRA)에서 선택되었다.[67][68][70][71]
2017년, NASA는 3년간 1880만달러 규모의 계약을 통해 민간에서 승인된 재료를 사용하여 우주 응용 분야를 위한 NTR에 대한 연구 개발을 계속했다.[72]
2019년 미국 의회에서 통과된 예산 법안에는 2024년까지 비행 시연 임무 계획을 포함하여 핵열 추진 연구에 1.25억달러가 포함되었다.[28][73]
2021년, 미국 우주군과 DARPA는 궤도 및 시스루나 용도로 핵열 로켓에 많은 관심을 보였다. 미국 군대 외에도, NASA 관리자 짐 브라이덴스타인도 이 프로젝트와 미래의 유인 화성 탐사에 대한 잠재적 응용 분야에 관심을 표명했다.[74] DARPA는 궤도에서 핵열 추진 시스템을 시연하는 것을 목표로 하는 민첩한 시스루나 작전을 위한 시범 로켓 (DRACO) 프로그램에 대해 2건의 계약을 체결했다. 2020년 9월 Gryphon Technologies에 1400만달러,[74] 2021년 4월 General Atomics에 2200만달러가 수여되었으며, 두 건 모두 원자로의 예비 설계를 위한 것이었다.[75] Blue Origin과 Lockheed Martin의 두 가지 개념 우주선 디자인이 선택되었다. 회계 연도 2026년에 핵열 추진의 비행 시연을 위한 제안서는 2022년 8월 5일까지 제출되었다.[76]
2023년 1월, NASA와 DARPA는 NASA의 유인 화성 임무를 위한 핵심 역량인 우주에서 NTR 엔진을 시연하기 위해 DRACO에 대한 파트너십을 발표했다.[77] 2023년 7월, 미국 기관들은 록히드 마틴이 실험용 핵열 원자로 차량 (X-NTRV)과 엔진 조립에 4.99억달러 규모의 계약을 체결했다고 발표했다.[78]
4. 핵연료 종류 및 설계
핵열 로켓은 원자로 형태에 따라 고체 코어, 액체 코어, 기체 코어 등으로 분류할 수 있다.
핵열 로켓은 화학 로켓보다 더 효과적인데, 그 이유는 주로 수소와 같이 분자량이 낮은 추진제를 사용할 수 있기 때문이다.[5][6] 열 로켓은 화학 로켓과 거의 동일하게 작동한다. 엔진 본체 내부의 기체 추진제에 열원(원자로)이 열에너지를 방출하면, 노즐이 열기관 역할을 하여 추진제가 팽창하면서 운동량을 전달하고 열에너지를 운동 에너지로 변환시킨다. 엔진의 비추력(Isp)은 배기 속도에 의해 결정되는데,[7] 이는 추진제 단위 질량당 가해진 운동 에너지의 제곱근에 비례한다. 추진제 분자당 운동 에너지는 원자로의 온도에 의해 결정된다. 특정 온도에서 가벼운 추진제 분자는 무거운 분자보다 단위 질량당 더 많은 운동 에너지를 가지므로, 낮은 분자량의 추진제가 더 효과적이다.
화학 로켓과 핵 로켓은 모두 내화성 고체 재료로 만들어지기 때문에 3000°C 이하에서 작동하도록 제한된다. 화학 로켓은 화학 반응의 부산물인 추진제를 사용하며, 주로 물(분자량 18)과 이산화탄소(분자량 44)로 구성된다. 반면, 기체 수소 추진제(분자량 2)를 사용하는 핵열 로켓은 이론적으로 화학 로켓보다 최대 비추력이 3~4.5배 더 크다.
모든 열 로켓 설계에서 비추력은 작동 유체가 가열되는 온도의 제곱근에 비례한다. 따라서 최대 효율을 위해서는 온도가 가능한 한 높아야 한다. 하지만 주어진 설계에서 도달 가능한 온도는 원자로 구조, 핵연료, 연료 피복재에 사용된 재료에 따라 결정된다. 침식, 특히 연료 손실과 관련된 방사능 방출도 고려해야 할 문제이다.[27]
4. 1. 고체 코어 (Solid Core)
고체 코어 원자로는 우라늄 화합물로 연료가 공급되며, 핵분열을 통해 에너지를 방출한다. 우주 비행용 원자로는 가볍고 극도로 높은 온도를 견딜 수 있어야 한다. 작동 유체/추진제만이 유일한 냉각제로 사용되기 때문이다.[28] 핵 고체 코어 엔진은 제작이 가장 간단하며, 모든 테스트된 핵 열 로켓(NTR)에 사용된 개념이다.[29]
수소를 추진제로 사용하면 고체 코어 설계는 일반적으로 850~1000초 정도의 비추력(Isp)을 제공하는데, 이는 액체 수소-액체 산소를 사용하는 우주 왕복선 주 엔진과 같은 설계의 약 두 배에 해당한다. 암모니아, 물 또는 액체 산소와 같은 다른 추진제도 제안되었지만, 이러한 추진제는 연료 비용은 약간 줄어들지만 배기 속도와 성능이 감소할 것이다. 수소의 또 다른 장점은 저압에서는 약 1500 K에서, 고압에서는 약 3000 K에서 해리되기 시작한다는 것이다. 이는 배기 물질의 질량을 낮추어 Isp를 증가시킨다.
1947년, 완전한 핵반응기는 너무 무거워서 고체 코어 핵 열 엔진은 발사 시 지구의 중력을 극복하는 데 필요한 1:1의 추력대중비를 전혀 달성할 수 없었다.[30] 그 후 25년 동안 미국 핵 열 로켓 설계는 마침내 약 7:1의 추력대중비를 달성했다. 이는 70:1 정도의 추력대중비를 가진 화학 로켓에 비해 훨씬 낮은 추력대중비이다. 액체 수소 저장을 위해 필요한 대형 탱크와 결합하여, 고체 코어 핵 열 엔진은 지구의 중력장 외부의 궤도에서 사용하기에 가장 적합하며, 대기 사용으로 인한 방사능 오염을 피할 수 있다는 점도 중요하다.[28]
반응기의 작동 온도를 높이는 한 가지 방법은 핵 연료 원소를 변경하는 것이다. 이것이 수소 작동 유체 내에서 "떠다니는" 여러 개의 (일반적으로 구형의) 원소로 연료를 공급하는 입자층 반응기의 기초이다. 엔진 전체를 회전시키면 연료 원소가 노즐 밖으로 배출되는 것을 방지할 수 있다. 이 설계는 복잡성이 증가하는 대신 비추력을 약 1000초 (9.8 kN·s/kg)까지 증가시킬 수 있을 것으로 생각된다. 1987년부터 1991년까지 전략 방위 구상 (SDI) 사무국은 입자층 기술을 기반으로 하는 회전하지 않는 핵 열 로켓인 프로젝트 팀버윈드에 자금을 지원했다. 이 프로젝트는 테스트 전에 취소되었다.[32]
4. 2. 액체 코어 (Liquid Core)
액체 코어 핵 엔진은 핵분열성 원소의 액체 상태 화합물로 연료를 공급받는다. 액체 코어 엔진은 고체 핵연료와 피복재의 용융점 이상의 온도에서 작동하도록 제안되었으며, 엔진의 최대 작동 온도는 반응로 압력 용기 및 중성자 반사체 재료에 의해 결정되지 않는다. 더 높은 작동 온도는 1300~1500초(12.8-14.8 kN·s/kg) 정도의 비추력을 제공할 것으로 예상된다.액체 코어 반응로는 현재 기술로는 제작이 극도로 어려울 것이다. 한 가지 주요 문제는 핵연료의 반응 시간이 작동 유체의 가열 시간보다 훨씬 길다는 것이다. 핵연료와 작동 유체가 물리적으로 분리되어 있지 않은 경우, 이는 작동 유체가 노즐을 통해 쉽게 빠져나갈 수 있도록 하는 동안 연료가 엔진 내부에 갇혀 있어야 함을 의미한다. 한 가지 가능한 해결책은 밀도가 높은 연료가 바깥쪽으로 밀려나도록 연료/유체 혼합물을 매우 빠른 속도로 회전시키는 것이지만, 이는 반응로 압력 용기를 최대 작동 온도에 노출시키면서 질량, 복잡성 및 움직이는 부품을 추가하게 된다.
다른 액체 코어 설계는 핵 염수 로켓이다. 이 설계에서 물은 작동 유체이며 중성자 감속재 역할도 한다. 핵연료는 유지되지 않아 설계를 대폭 단순화한다. 그러나 로켓은 엄청난 양의 극도로 방사성 폐기물을 배출하며, 지구의 대기권 외부, 심지어 자기권 외부에서만 안전하게 작동할 수 있다.
4. 3. 기체 코어 (Gas Core)
기체 코어 엔진은 액체 코어 설계의 수정판으로, 작동 유체(수소)의 빠른 순환을 통해 기체 상태의 핵연료(우라늄)를 반응로 중앙에 토러스 형태로 가둔다. 핵연료는 반응로 벽에 직접 닿지 않아 온도가 수만 도까지 올라갈 수 있으며, 이는 3000~5000초(30~50 kN·s/kg)의 매우 높은 비추력을 가능하게 한다.[27]
"개방 사이클" 설계는 핵연료 손실을 제어하기 어렵다는 문제가 있다. 이를 해결하기 위해 초고온 석영 용기 안에 기체 핵연료를 가두고 그 주위로 수소를 흐르게 하는 "폐쇄 사이클"(또는 핵 전구 엔진) 방식이 연구되었다.
폐쇄 사이클 엔진은 고체 코어 설계와 유사하지만, 작동 온도는 연료나 피복재가 아닌 석영 용기의 임계 온도에 의해 제한된다. 개방 사이클 설계보다는 효율이 낮지만, 폐쇄 사이클 설계는 약 1500~2000초(15~20 kN·s/kg)의 비추력을 낼 수 있을 것으로 예상된다.
4. 4. 펄스형 핵열 로켓 (Pulsed Nuclear Thermal Rocket)
펄스형 핵열 로켓은 핵분열 반응을 짧은 펄스 형태로 일으켜 작동한다. 이 방식은 배기가 원자로 코어의 융점보다 훨씬 높은 온도에 도달하도록 한다. 비추력은 온도에 정비례하므로, 상대론적 중성자의 에너지를 포착하면 성능이 획기적으로 향상될 수 있다.[33]
펄스형 원자로는 기존 원자로의 연속적인 연쇄 반응 대신 일련의 짧은 펄스로 작동한다. 원자로는 일반적으로 꺼져 있어 냉각될 수 있다. 그런 다음 냉각 시스템 또는 연료 흐름과 함께 켜져 매우 높은 전력 수준으로 작동한다. 이 수준에서 코어는 빠르게 가열되기 시작하므로, 설정된 온도에 도달하면 원자로가 다시 빠르게 꺼진다. 이러한 펄스 동안 생성되는 전력은 동일한 크기의 원자로가 지속적으로 생산할 수 있는 전력보다 훨씬 크다. 이 접근 방식의 핵심은 짧은 펄스 동안 원자로를 통해 펌핑할 수 있는 총 연료의 양은 적지만, 펄스의 결과적인 효율은 훨씬 높다는 것이다.
일반적으로 설계는 펄스 모드에서만 작동하지 않고 필요에 따라 듀티 사이클을 변경할 수 있다. 예를 들어, 저궤도 이탈과 같이 높은 추력이 필요한 단계에서는 엔진이 지속적으로 작동하여 기존 고체 코어 설계와 유사한 Isp를 제공할 수 있다. 그러나 장기간 순항하는 동안에는 엔진이 펄스 모드로 전환하여 연료를 더 잘 활용할 수 있다.
5. 국가별 개발 현황
핵열 로켓 개발은 미국과 러시아를 중심으로 이루어지고 있으며, 다른 국가들도 관심을 가지고 연구를 진행하고 있다.
1944년, 스타니슬라프 울람과 프레데릭 드 호프만은 우주선을 발사하기 위해 핵 폭발의 힘을 제어하는 아이디어를 구상했다.[8] 제2차 세계 대전 이후, 미국 군은 독일의 V-2 로켓 설계를 기반으로 대륙간 탄도 미사일(ICBM) 개발을 시작했으며, 일부 대형 로켓은 핵 추진 엔진을 갖춘 핵탄두를 탑재하도록 설계되었다.[8]
1947년 1월, 응용물리 연구소의 엔지니어들은 핵 추진력에 대한 연구 결과를 발표했으며, 이 보고서는 기밀로 분류되었다.[18][8][19] 같은 해 5월, 첸쉐썬은 매사추세츠 공과대학교 주최 핵 과학 및 공학 세미나에서 핵 반응기로 구동되는 "열 제트"에 대한 연구 결과를 발표했다.[20][19]
1948년과 1949년, 레슬리 셰퍼드와 발 클리버는 핵 기술을 행성간 여행에 적용하는 방법에 대한 과학 논문을 발표하며 핵 열 추진과 핵 전기 로켓 추진을 모두 검토했다.[21][22][23][24]
2021년 기준으로, 미국, 러시아, 이스라엘, 이탈리아, 유럽 우주국 등에서 핵열 로켓 개발에 대한 연구가 진행 중이다.
5. 1. 미국
미국은 로버 계획을 통해 1955년부터 핵열 로켓 엔진 개발을 시작하여, 1959년 세계 최초의 실험용 핵 로켓 엔진인 KIWI-A를 시험했다.[25] 이 작업은 NASA의 NERVA 프로그램(1961–1973)으로 이어졌지만, 1973년 예산 제약으로 인해 취소되었다.[26]
최근 화성 탐사 계획과 연계하여 핵열 로켓 연구를 재개하고 있다. 2013년 마셜 우주 비행 센터는 지구 궤도에서 화성 궤도까지 행성 간 이동을 위한 NTR을 연구하고 있으며,[63] 역사적인 지상 테스트에서 NTR은 가장 진보된 화학 엔진보다 최소한 두 배 더 효율적인 것으로 입증되어 더 빠른 운송 시간과 증가된 화물 용량을 가능하게 한다.[64] 2017년 NASA는 NTR에 대한 연구와 개발을 계속하여 민간 승인 재료로 우주 애플리케이션을 설계했으며 3년간 18.8억달러 계약을 체결했다.[72] 2019년 미국 의회가 통과시킨 세출 법안에는 핵열 추진기 연구를 위한 자금으로 1.25억달러를 배정했다.[28][73]
2021년 미국 우주군과 DARPA는 궤도 및 시스루나(지구-달 사이 공간) 활용을 위한 핵열 로켓에 많은 관심을 보였다. DARPA는 궤도에서 핵 열 추진 시스템을 시연하는 것을 목표로 하는 DRACO (Demonstration Rocket for Agile Cislunar Operations) 프로그램에 대해 두 건의 계약을 체결했다.[74] 2023년, NASA와 DARPA는 DRACO 프로그램 협력을 발표하고,[77] 록히드 마틴과 X-NTRV(실험용 핵열 로켓 차량) 개발 계약을 체결했다.[78]
5. 2. 러시아
소련은 RD-0410 엔진을 세미팔라틴스크 핵실험장 인근에서 일련의 테스트를 거쳤다.[34][35]2018년 10월, 러시아의 켈디시 연구 센터는 핵 우주 엔진용 폐열 방열기의 성공적인 지상 시험, 연료봉 및 이온 엔진의 이전 시험을 확인했다.[36]
5. 3. 이스라엘
1987년, 로넨과 라이브슨[41][42]은 아메리슘 동위 원소 중 하나인 242mAm을 우주 원자로의 핵연료로 적용하는 연구를 발표했다. 이들은 242mAm의 극도로 높은 중성자 단면적과 에너지 밀도에 주목했으며, 242mAm으로 구동되는 핵 시스템은 기존 핵연료에 비해 2배에서 100배 적은 연료가 필요하다고 밝혔다.1988년 로렌스 리버모어 국립 연구소(LLNL)의 조지 채플린[43]은 242mAm을 사용하는 핵분열 로켓을 제안했다. 이 방식은 핵분열성 물질에서 생성된 핵분열 파편으로 추진 가스를 직접 가열하는 방식이다. 로넨 등[47]은 242mAm이 1/1000mm 미만의 매우 얇은 금속 막으로도 지속적인 핵분열을 유지할 수 있음을 입증했다. 242mAm은 임계 상태에 도달하기 위해 235U 또는 239Pu 질량의 1%만 필요하다. 네게브 벤-구리온 대학교의 로넨 그룹은 242mAm 기반 핵연료가 지구에서 화성까지 우주선 속도를 불과 2주 만에 단축할 수 있음을 보여주었다.[44]242mAm은 열 중성자 핵분열 단면적이 가장 높고(수천 반), 알려진 모든 동위 원소 중 두 번째로 높은 단면적보다 약 10배 높다. 또한 핵분열성 물질이며, 239Pu와 유사한 낮은 임계 질량을 가진다.[45][46]242mAm은 핵분열에 대한 매우 높은 핵 단면적을 가지며, 원자로 내에서 비교적 빠르게 파괴된다. 다른 보고서에서는 242mAm이 얇은 막 상태에서도 연쇄 반응을 유지할 수 있으며, 새로운 유형의 핵 로켓에 사용될 수 있다고 주장한다.[47][48][49][50]
2000년, 카를로 루비아는 CERN에서 242mAm을 연료로 사용하는 핵분열 파편 로켓에 대한 로넨[53]과 채플린의 연구를 확장했다.[54] 루비아의 설계를 기반으로 한 프로젝트 242[56]는 242mAm 기반 박막 핵분열 파편 가열식 NTR[57] 개념을 연구했는데, 이는 핵분열 파편의 운동 에너지를 추진 가스의 엔탈피 증가로 직접 변환하는 방식이다. 프로젝트 242는 이러한 추진 시스템을 유인 화성 탐사에 적용하는 연구를 진행했으며, 예비 결과는 매우 만족스러워 이러한 특성을 가진 추진 시스템이 임무를 실행 가능하게 할 수 있음을 보여주었다.
5. 4. 이탈리아
2000년, 이탈리아의 카를로 루비아는 CERN에서 242mAm (아메리슘 동위 원소 중 하나)을 연료로 사용하는 핵분열 파편 로켓에 대한 로넨[53]과 채플린의 연구를 확장했다.[54] 루비아의 설계를 기반으로 한 프로젝트 242[56]는 242mAm 기반의 박막 핵분열 파편 가열식 핵열 로켓(NTR)[57]의 개념을 연구했는데, 이는 핵분열 파편의 운동 에너지를 추진 가스의 엔탈피 증가로 직접 변환하는 방식이었다. 프로젝트 242는 이러한 추진 시스템을 유인 화성 탐사에 적용하는 연구를 진행했으며,[58] 예비 결과는 매우 만족스러워, 이러한 특성을 가진 추진 시스템이 임무를 실행 가능하게 할 수 있음을 보여주었다. 또 다른 연구는 일반적인 열 중성자 원자로에서 242mAm의 생산에 초점을 맞췄다.[59]5. 5. 유럽 우주국 (ESA)
유럽 우주국(ESA)은 "우주 응용 분야를 위한 핵 전기 추진에 대한 예비 유럽 검토"(RocketRoll)라는 계획을 통해 핵 전기 추진, 즉 핵 에너지로 작동하는 전기 추진기에 대한 연구를 수행하기 위해 기업 컨소시엄에 의뢰했다. 이 연구는 2035년에 핵 추진 시연기를 발사하기 위한 로드맵을 제시했다.[60][61]6. 위험성
핵열 로켓은 사고 발생 시 방사성 물질이 환경으로 누출될 위험이 있다. 궤도 파편과의 충돌, 제어되지 않은 핵분열, 재료 결함, 설계 결함 등으로 인해 핵분열 물질 격납에 실패할 수 있다.[38] 비행 중 이러한 사고는 광범위한 지역에 방사성 물질을 방출할 수 있으며, 오염 정도는 엔진 크기, 기상 조건, 궤도 매개변수에 따라 달라진다.
1965년 1월, 미국의 로버 프로그램은 키위 원자로(KIWI-TNT)를 즉시 임계에 도달하도록 개조하여, 원자로 압력 용기, 노즐, 연료 집합체를 파괴하는 실험을 했다. 이는 발사 후 부스터 고장으로 인한 최악의 시나리오를 시뮬레이션하기 위한 것이었으며, 실험 결과 200m 밖에서는 사망, 600m 밖에서는 부상자가 발생할 수 있는 것으로 나타났다.[38]
핵연료는 임계에 도달하기 전에는 비교적 안전하지만, 반응로 가동 후에는 매우 위험한 단수명 및 장수명 핵분열 생성물이 생성된다.[79] 또한, 엔진 구조는 중성자 폭격에 노출되어 방사성 활성화를 일으킨다. 연료 요소는 탄소 복합재나 탄화물 등으로 구성되고 수소화 지르코늄으로 코팅되어 있어 확산 가능성은 낮다고 여겨진다.[79]
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