메탄 전환은 추진이 아니라 전력의 선택이다

극저온은 화학이 아니라 전력 문제다

지상 발사체에서 극저온 추진제의 증발(boil-off)은 큰 문제가 아닙니다. 발사 전까지 계속 보충하면 되고, 상승 구간은 몇 분이면 끝납니다. 문제는 궤도에 머무는 순간 시작됩니다. 달 전이 궤도 대기, 궤도상 추진제 저장, 재점화 대기처럼 수 시간에서 수십 일을 버텨야 하는 임무에서는 증발을 막는 냉동기가 상시 돌아야 하고, 그 냉동기는 전기를 먹습니다.

냉동에 필요한 최소 일은 카르노 관계로 정해집니다. 흡열량 Q를 저온 T_c에서 고온 T_h로 퍼올릴 때 필요한 일은 다음과 같습니다.

W_min = Q · (T_h − T_c) / T_c

여기서 T_c가 분모에 있다는 점이 결정적입니다. 저온으로 갈수록 같은 1 W를 뽑아내는 비용이 급격히 뜁니다. 그리고 실제 냉동기는 카르노 한계의 일부만 달성하는데, 그 달성률마저 저온일수록 떨어집니다.

표 1. 추진제별 극저온 유지의 이론·실제 비출력 (T_h = 300 K 기준)

추진제	끓는점	카르노 비출력	냉동기 카르노 달성률	실제 비출력
액체수소 (LH2)	20.3 K	13.8 W/W	약 5%	약 200~300 W/W
액체산소 (LOX)	90.2 K	2.33 W/W	약 15%	약 15~25 W/W
액체메탄 (LCH4)	111.7 K	1.69 W/W	약 15%	약 10~20 W/W

이 표의 시사점은 이렇습니다. 산화제 쪽 부담은 두 조합이 동일하므로, 차이는 전적으로 연료 쪽에서 발생합니다. 액체수소와 액체메탄의 실제 비출력은 한 자릿수가 아니라 10~30배가 벌어집니다. 그리고 이것은 아직 열유입량 Q를 넣기 전의 숫자입니다.

밀도가 열유입을 다시 곱한다

표 2. 100 t 연료를 궤도에서 유지하는 데 드는 전력 (BC: 상기 ①~⑥)

항목	액체수소	액체메탄	비
탱크 부피	1,412 m³	237 m³	6.0배
구형 탱크 표면적	608 m²	185 m²	3.3배
총 열유입 Q	182 W	37 W	4.9배
냉동기 소요 전력	36~55 kW	0.37~0.74 kW	약 50~150배
필요 태양전지 면적 (η 30%, AM0)	약 88~135 m²	약 0.9~1.8 m²	—

이 표가 말하는 바는 이렇습니다. 밀도 차이가 표면적을 통해 열유입을 키우고, 그 위에 냉동기 비출력 차이가 다시 곱해집니다. 두 효과가 겹치면서 최종 전력 격차는 두 자릿수 배로 벌어집니다. 액체수소의 무증발 저장은 상단에 별도의 발전 설비를 하나 더 붙이라는 요구와 같습니다. 통상 발사체 상단의 전력 시스템이 수백 와트에서 수 킬로와트 규모임을 감안하면, 수십 킬로와트는 예산 조정으로 흡수할 수 있는 크기가 아닙니다. 반면 메탄은 기존 전력 예산 안에서 처리할 여지가 있습니다.

여기서 깨야 할 가정 — “메탄 채택은 추진 성능의 선택이다”

공개된 설명은 대체로 세 가지를 듭니다. 그을음이 생기지 않아 재사용 정비가 쉽고, 재점화가 유리하며, 엔진 종류를 하나로 줄여 개발 부담을 낮춘다는 것입니다. 모두 사실이고, 2032년 달 착륙선 투입이라는 일정 안에서는 세 번째 이유가 가장 크게 작동했을 것입니다.

다만 이 설명들은 엔진 안에서 벌어지는 일에 국한돼 있습니다. 재사용 발사체와 달·심우주 임무가 실제로 요구하는 것은 엔진 성능이 아니라, 임무 내내 추진제를 살아 있는 상태로 유지하는 능력입니다. 그리고 그 능력은 전적으로 전력의 문제입니다. 표 2가 보여주듯, 메탄 선택은 궤도 체류형 임무의 전력 예산을 두 자릿수 배로 줄여 놓는 결정입니다. 지금 당장의 소모성 임무에서는 드러나지 않지만, 궤도상 추진제 저장소나 화성 현지 자원 활용(ISRU, In-Situ Resource Utilization) 단계로 갈수록 이 항이 지배적이 됩니다.

덧붙이면, 화성 대기의 이산화탄소와 지하 얼음에서 메탄을 합성하는 사바티에 경로가 성립하는 이유도 같은 자리에 있습니다. 화성에서 수소를 만들 수는 있지만 보관할 수는 없습니다. 20 K를 유지할 전력을 행성 표면에서 감당하기 어렵기 때문입니다. 메탄은 저장 가능한 형태로 에너지를 묶어 두는 수단이며, 이것이 화학적 선택이 아니라 전력적 선택인 이유입니다.

같은 논리를 태양전지에 적용하면

전력 이야기를 발전 쪽으로 돌려 보겠습니다. 국내에서는 페로브스카이트-실리콘 탠덤 셀이 우주 실증 단계에 들어섰습니다. 2024년 12월 풀사이즈 M10 규격에서 28.6%가 기록됐고, 2026년 6월에는 미국 항공우주국(NASA)이 자금을 대고 이지스 에어로스페이스가 총괄하는 기술 실증 프로젝트에 조지아공대 연구소와 함께 참여해 달 표면에 셀 샘플을 올리는 계획이 공개됐습니다.

여기서 주의할 점이 있습니다. 28.6%는 지상 기준 값입니다. 지상 표준 스펙트럼(AM1.5G, 1,000 W/m²)과 우주 스펙트럼(AM0, 1,361 W/m²)은 다릅니다. AM0는 대기가 걸러 주던 자외선이 그대로 들어오는 조건이고, 페로브스카이트 층은 자외선과 이온 이동에 취약한 것으로 알려져 있습니다. 지상에서 국제전기기술위원회(IEC)와 미국 UL의 신뢰성 항목을 모두 통과했다는 사실은 훌륭한 성과이지만, 그것이 우주 검증을 대신하지는 못합니다.

표 3. 지상 신뢰성 시험과 궤도 환경의 괴리

축	지상 시험 조건	저궤도 15년 운용 조건	배율
열사이클	IEC 열사이클 200회	약 83,300회 (주기 94.6분)	약 400배
온도 진폭	−40 ~ +85 ℃	약 −100 ~ +80 ℃ (음영면 기준)	—
스펙트럼	AM1.5G, 1,000 W/m²	AM0, 1,361 W/m² (자외선 강화)	—
입자 방사선	없음	양성자·전자 플루언스 누적	—
진공	대기압	10⁻⁶ Torr 이하 + 원자산소(LEO)	—

이 표의 시사점은 하나입니다. 지상 검증 항목 수를 아무리 늘려도 궤도 열사이클 수의 0.24%에 지나지 않습니다. 그래서 달 표면 실증의 가치는 효율 숫자를 다시 확인하는 데 있지 않습니다. 초기 효율(BOL) 대비 수명 말(EOL) 유지율 곡선을 얻는 데 있습니다. 우주용 태양전지의 실질 경쟁 축은 최고 효율이 아니라 비출력(W/kg)과 EOL 유지율의 곱이며, 탠덤 셀이 기존 화합물 셀에 승부를 걸 수 있는 지점도 효율이 아니라 이쪽입니다.

전력·에너지 관점

주장(Point). 발사체의 추진제 선택과 태양전지 기술 선택은 서로 다른 분야의 사안처럼 보이지만, 두 결정 모두 같은 질문에 답하고 있습니다. 임무 기간 동안 전력 예산이 견디는가.

이유(Reason). 세 가지입니다. 첫째, 궤도 체류가 길어질수록 추진제 유지 전력이 상단 전력 시스템의 규모를 결정하고, 이는 다시 태양전지 면적과 질량으로 번집니다. 둘째, 태양전지의 EOL 유지율이 떨어지면 같은 전력을 위해 초기 면적을 과설계해야 하며, 그 면적은 발사 질량과 전개 구조 강성 요구로 되돌아옵니다. 셋째, 두 항은 독립이 아니라 같은 예산표의 양변에 놓입니다. 유지 전력이 줄면 필요 면적이 줄고, 면적이 줄면 구조 질량이 줄어 다시 여유가 생깁니다.

사례(Example). 표 2의 액체수소 구성을 그대로 이어 보겠습니다. 냉동기 45 kW를 대려면 AM0·효율 30% 기준으로 약 111 m²의 어레이가 필요하고, 여기에 EOL 유지율 0.85와 실장률을 반영하면 실제 요구 면적은 130 m²를 넘습니다. 전개형 어레이 면밀도를 2 kg/m²로 잡아도 260 kg이고, 여기에 지지 구조와 배선, 그리고 이 전력을 다루는 전력 제어부와 방열부가 더 붙습니다. 반면 메탄 구성은 어레이 2 m² 남짓으로 끝납니다. 연료를 바꾼 결정 하나가 상단 건조질량의 항목 몇 개를 통째로 지웁니다.

재강조(Point). 그러므로 차세대발사체의 메탄 전환은 엔진 사양표의 한 줄이 아니라, 궤도 체류 능력의 전제 조건을 바꾼 결정으로 읽는 편이 정확합니다. 재사용은 그 결정이 열어 준 여러 선택지 중 하나입니다.

반론과 한계

가장 정직한 반론은 이렇습니다. 현재 확정된 임무 프로파일에서 궤도 체류 시간은 길지 않고, 무증발 저장을 요구하지도 않습니다. 짧은 임무에서는 단열만으로 증발을 감당하고 여유분을 실어 보내는 편이 냉동기를 다는 것보다 가볍습니다. 표 2의 격차는 궤도상 추진제 저장이나 장기 체류가 요구되는 임무를 가정할 때 비로소 지배적이 된다는 한정을 붙여야 합니다.

둘째, 액체수소의 비추력 이점은 여전히 큽니다. 상단 성능만 놓고 보면 수소가 유리하며, 실제로 여러 나라가 상단에 수소를 유지하는 이유도 여기 있습니다. 이 글의 주장은 수소가 열등하다는 것이 아니라, 선택의 대가가 추진 성능표가 아니라 전력 예산표에 적힌다는 것입니다.

셋째, 복합재 극저온 탱크로 저장 효율을 개선하는 경로도 있습니다. 국내에서도 항공우주용 고압 복합재 탱크 기술이 확보돼 있고, 지상 수소 운송에서는 금속 탱크 대비 큰 이점이 확인됐습니다. 다만 극저온 수소에서는 복합재의 미세 균열을 통한 투과와 열사이클 누적 손상이 별도의 난제로 남습니다. 지상 수소 인프라에서 검증된 성능을 극저온 궤도 환경 성능으로 확언할 수 없습니다.

요약

표 4. 요약

구분	내용
정책 사실	차세대발사체 재사용 전환 확정, 80톤급 메탄 엔진 1종을 1·2단 공통 적용
지배 물리	Wmin = Q(Th−Tc)/Tc. 저온일수록 비출력이 급증하고 달성률도 떨어짐
전력 계산	100 t 기준 냉동기 소요 전력 — 액체수소 36~55 kW vs 액체메탄 0.37~0.74 kW
누적 구조	밀도 → 표면적 → 열유입 → 냉동기 비출력. 두 단계 배율이 곱으로 쌓임
핵심 통찰	메탄 채택은 추진 성능의 선택이 아니라 궤도 체류 전력 예산의 선택이다
태양전지 축	지상 28.6%는 AM1.5G 값. 궤도 열사이클은 지상 시험의 약 400배
확인 지점	탠덤 셀 실증에서 얻어야 할 값은 최고 효율이 아니라 EOL/BOL 유지율 곡선

현장 체크포인트

• 극저온 상단 설계안을 볼 때 궤도 체류 시간과 무증발 저장 요구 여부를 먼저 확인합니다. 이 둘이 정해지지 않으면 추진제 비교는 성립하지 않습니다.
• 냉동기 사양은 냉동 능력(W)만이 아니라 비출력(W/W)과 기준 저온을 함께 요구합니다. 온도 없는 냉동 능력은 정보가 아닙니다.
• 태양전지 효율 수치를 볼 때 측정 스펙트럼(AM0/AM1.5G)과 BOL·EOL 구분을 확인합니다. 한 값만 제시되면 대개 AM1.5G의 BOL입니다.