지상 배터리 혁신은 궤도에 그대로 오르지 못한다 — 전고체·LFP·ESS를 DoD와 사이클로 다시 읽기

ISSUE 2026 · W32 | 우주 전력·에너지 시스템

2026년 여름, 지상 배터리 산업의 세 갈래

첫째 갈래는 전고체 배터리다. 2025년 11월 시사저널e 보도에 따르면 삼성SDI는 2023년 수원 연구소에 전고체 파일럿 라인을 세우고 2027년 양산을 목표로 하며, SK온은 2025년 9월 대전 연구원에 파일럿 공장을 가동하고 양산 목표를 2029년으로 앞당겼다.

둘째 갈래는 LFP의 확산이다. LFP는 니켈 계열 양극재보다 공칭 전압과 에너지 밀도가 낮은 대신 열적 안정성과 사이클 수명이 좋다는 트레이드오프를 가진다. 셋째 갈래는 대형 BESS다. 2026년 8월 6일 아주경제 보도에 따르면 전남 영광에 최대 방전 80 MW, 저장용량 480 MWh 규모의 에너지저장시스템(ESS, Energy Storage System)가 2026년 상반기 착공해 2027년 초 운영을 목표로 하며, 재생에너지 잉여전력을 저장했다가 수요 시간대에 공급한다.

이 글은 그 닮음이 어디까지 유효한지를 방전 심도(DoD, Depth of Discharge), 사이클 수, 온도, 방사선, 진공이라는 다섯 축으로 따라간다.

궤도 배터리는 셀이 아니라 사이클로 설계된다

위성 배터리의 크기를 정하는 출발점은 일식 구간의 부하 에너지다. 여기에 허용 방전 심도를 나누면 필요한 명판 용량이 나온다. 유럽우주청(ESA, European Space Agency) 회보 90호(1997)는 정지궤도(GEO, Geostationary Earth Orbit) 위성이 연간 약 90회, 저궤도 위성이 연간 약 5,500회의 일식을 겪는다고 정리했다. 저궤도 5년 임무라면 약 2만 7천 회의 충방전을 버텨야 한다는 뜻이다.

이 사이클 수가 방전 심도를 묶는다. 깊게 쓸수록 셀의 용량 감소가 빨라지므로, 저궤도 위성은 명판 용량의 일부만 쓰도록 설계된다. 미국 항공우주국(NASA, National Aeronautics and Space Administration) 글렌 연구센터의 저궤도 검증 시험 프로그램이 셀과 모듈을 DoD 20%, 30%, 40%, 온도 10 °C, 20 °C, 30 °C 조합으로 장기 사이클링한 것도 이 관계를 데이터로 확보하기 위해서였다. 이 보고에서 일부 셀은 1만 회 이상, 저궤도 약 20개월에 해당하는 사이클에 도달했다.

국제우주정거장(ISS, International Space Station)의 사례는 이 설계 문법을 잘 보여 준다. NASA 자료에 따르면 ISS는 니켈수소 배터리 48개를 GS 유아사의 134 Ah 셀 30직렬로 구성한 리튬이온 배터리 24개로 교체했다. 배터리 1개의 에너지는 니켈수소 약 4 kWh에서 리튬이온 약 15 kWh로 늘었고, 목표 수명은 10년·6만 사이클이었다.

지상 기술 세 갈래와 궤도 요구조건의 비교

표가 보여 주는 것은 지상 혁신이 주로 “셀 한 개의 안전성과 밀도”를 개선하는 반면, 궤도가 묻는 것은 “수만 회 얕은 사이클 뒤에 남는 용량”이라는 점이다. 세 갈래 중 궤도 공개 근거가 있는 것은 전고체의 소용량 실증뿐이며, 나머지는 저궤도형 사이클 데이터가 확인될 때까지 후보에 머문다.

전고체 실증이 말해 주는 것과 말해 주지 않는 것

일본 우주항공연구개발기구(JAXA, Japan Aerospace Exploration Agency)와 히타치조센은 2022년 8월, ISS 일본 실험동 “기보”의 노출부에 설치한 장비에서 전고체 리튬이온 배터리의 충방전 동작을 확인했다고 발표했다. 140 mAh 셀 15개를 병렬로 묶은 약 2.1 Ah 규모였고, 배터리 자체는 -40 °C에서 120 °C(약 233 K에서 393 K)의 넓은 온도 범위를 특징으로 내세웠다.

이 결과는 고체 전해질 셀이 진공, 방사선, 미소중력에 노출된 상태에서 작동한다는 첫 궤도 증거라는 의미가 있다. 다만 위성 주 전원 배터리가 요구하는 kWh급 용량, 수만 회 사이클 뒤 용량 유지율, 발사 진동 뒤의 계면 건전성은 이 발표만으로 판단할 수 없다.

지상의 안전 설계, 궤도의 열·진공 설계

지상 현황. 지상 셀과 ESS의 안전 설계는 1기압, 상온, 강제 공랭이나 수랭이 가능하다는 전제 위에 서 있다.

우주 적용 시 변화. 궤도의 배터리는 10⁻⁶ Torr 이하 수준의 고진공에서 대류 없이 전도와 복사로만 열을 버린다. NASA 리튬이온 가이드라인은 대부분의 리튬이온 셀의 최적 온도를 20~40 °C(약 293~313 K)로 제시하고, 약 130~190 °C에서 벤팅과 열 폭주가 일어날 수 있다고 적는다. 교체도 소화도 불가능하므로 열 폭주는 곧 임무 상실이다.

연결 원리. 두 환경을 잇는 원리는 “셀의 안전성은 셀 밖의 열 경로가 완성한다”는 것이다. 지상에서는 공기와 냉각수가 그 경로를 공짜로 제공하지만, 궤도에서는 히터·방열판·열 전도 경로가 모두 전력과 질량 예산 안에 들어간다. 방사선은 상대적으로 덜 결정적이다. NASA 소형위성 기술 현황 보고서(2024)는 배터리 셀이 방사선으로 큰 손상이나 용량 손실을 보이지 않는 경향이 있으나, 높은 코발트-60 선량 시험에서 일부 용량 손실이 관찰됐다고 정리한다.

전력·에너지 관점

Point. 저궤도 위성에서 셀의 에너지 밀도(Wh/kg)는 배터리 질량을 직접 정하지 않는다. 질량을 정하는 것은 “사이클 수명 조건에서 실제로 꺼내 쓸 수 있는 Wh/kg”, 즉 셀 밀도와 허용 DoD의 곱이다.

Reason. 필요한 명판 용량은 일식 에너지를 허용 DoD로 나눈 값이다. 허용 DoD는 임무 기간의 총 사이클 수와 온도 조건에서 수명 말기 용량 요구를 만족하는 최대값으로 정해진다. 따라서 밀도가 높아도 사이클 내성이 약해 DoD를 낮춰야 한다면 이득은 상쇄되고, 밀도가 낮아도 DoD를 깊게 쓸 수 있다면 오히려 가벼워질 수 있다.

Example. 일식 부하 500 W, 일식 35분을 가정하면 필요한 방전 에너지는 약 292 Wh다. 현행 리튬이온 배터리를 배터리 수준 150 Wh/kg, 허용 DoD 25%로 가정하면 명판 약 1,167 Wh, 질량 약 7.8 kg이다. 배터리 수준 250 Wh/kg의 전고체를 가정하되 사이클 데이터 부족으로 DoD를 15%로 묶으면 명판 약 1,947 Wh, 질량 약 7.8 kg으로 이득이 사라진다. 반대로 120 Wh/kg의 LFP가 DoD 35%를 허용한다고 가정하면 명판 약 834 Wh, 질량 약 7.0 kg으로 가장 가볍다. 모든 값은 가정이며, 결론을 뒤집는 것은 셀 밀도가 아니라 DoD 가정이라는 점이 핵심이다.

Point. 그러므로 지상 배터리 혁신을 궤도로 가져올 때 먼저 물어야 할 숫자는 셀의 Wh/kg이 아니라 저궤도형 사이클 조건에서의 DoD 대 수명 곡선이다. 이 곡선이 공개되기 전까지 지상의 밀도 경쟁은 궤도 질량 절감의 상한을 보여 줄 뿐, 실제 절감량을 보장하지 않는다.

반론과 제약. 최악의 경우를 상정해야 한다. 일식이 가장 긴 궤도 조건과 배터리 수명 말기 용량이 겹치는 순간이 설계점이다. 새 셀의 온도 창이 좁아 히터로 셀을 따뜻하게 유지해야 한다면, 히터 전력 증가 → 태양전지 면적 증가 → 구조·전개 기구 질량 증가 → 발사 비용 증가로 이어진다. 또 저궤도에서 넓어진 태양전지판은 대기 항력을 키워 궤도 유지 추진 에너지를 늘린다. 배터리 몇 kg을 줄이려던 선택이 시스템 전체로는 더 무거워질 수 있다.

지상 시험과 우주 환경의 괴리. 지상 사이클 시험은 대개 일정 온도의 챔버에서 수행되며, 궤도의 복사 열 환경과 열순환, 발사 진동 이력, 방사선 누적을 동시에 재현하지 못한다. 따라서 지상에서 확인한 DoD 대 수명 곡선을 궤도 수명으로 확언할 수 없으며, 궤도 실증과 지상 시험의 상관 데이터가 쌓여야 설계 여유를 줄일 수 있다.

정리하면, 지상 배터리 혁신은 궤도 전력계에 새 선택지를 주지만 그 가치는 셀 명판이 아니라 궤도 사이클 뒤에 남는 쓸 수 있는 에너지로 다시 계산해야 한다.