NASA 듀얼모드 큐브샛은 한 탱크의 추진제로 1,300 °C 엔진과 고전압 엔진을 함께 돌린다

한 탱크가 아낀 배관의 값은 열과 전기, 그리고 가동 시간표에서 치르게 됩니다.

10월 1일 오전 11시 32분(미국 태평양 여름시간), 큰 신발 상자만 한 NASA 큐브샛이 팰컨 9에 실려 캘리포니아 반덴버그 우주군 기지에서 올라갔습니다. 이 위성은 한 탱크의 추진제로 연소할 때 1,300 °C까지 달궈지는 화학 엔진과 10~40 °C 안에서만 일하는 전기분무 엔진을 함께 돌립니다. 소형위성이 늘수록 탱크와 배관을 두 벌 싣는 일은 큰 짐이어서, 한 벌로 줄이려는 시도는 자연스럽습니다. 그런데 무게를 아낀 만큼 열과 전기 쪽 계산서가 커지지는 않았을까요. 저는 이 질문을 들고 NASA 논문과 열 해석 발표 자료를 나란히 읽었습니다.

한 탱크의 추진제가 두 갈래로 나뉘는 길목은 압력을 낮추는 장치였습니다

이 임무를 이끄는 곳은 NASA 마셜우주비행센터(MSFC, Marshall Space Flight Center)예요. 논문에서는 GPDM(Green Propulsion Dual Mode)이라 부르고, NASA 소개 글에서는 ASCENT 추진 듀얼 모드 임무라고 부릅니다. 두 이름이 가리키는 핵심은 같습니다. ASCENT(Advanced Spacecraft Energetic Non-Toxic)¹라는 한 가지 추진제로 엔진 두 종류를 먹이는 것입니다. NASA는 이 추진제가 독성이 낮아 지상 취급이 안전하고, 하이드라진 같은 기존 추진제보다 밀도 비추력이 50% 높다고 설명합니다.

엔진은 두 종류입니다. 하나는 티타늄을 3D 프린터로 쌓아 만든 탱크에 붙은 0.1 N(100 mN)짜리 화학 엔진이고, 논문 4쪽은 이 모듈을 Sprite라고 부릅니다. 다른 하나는 전기분무 추진(Electrospray propulsion)² 엔진 4기입니다. 방출기 배열과 추출 전극으로 추진제에서 이온을 직접 뽑아내고, 고전압 전원을 대는 전력 처리 장치(PPU, Power Processing Unit)가 따로 붙어요. NASA는 더 큰 힘이 필요한 기동을 화학 엔진이, 낮은 출력의 작업을 전기분무 엔진이 맡는다고 적었습니다.

문제는 압력입니다. Sprite는 블로다운(Blowdown)³ 방식이라 탱크 압력이 275 psi에서 60 psi까지 내려갑니다. 그런데 전기분무 엔진의 입구 압력은 10 psi 미만이어야 해요. 275 psi는 약 1.90 MPa, 10 psi는 약 0.069 MPa이니 처음 압력과 입구 허용치는 27.5배 차이가 납니다. 이 간격을 메우는 것이 압축형 압력 감소 장치(CPRS, Compact Pressure Reduction System)입니다. 논문 4쪽은 이 장치가 한 출구선의 추진제를 전기분무 엔진 4기로 나누는 매니폴드도 겸한다고 적었습니다. 먼저 구조를 그림으로 옮겨 봤습니다.

그림만 보면 매끈한 한 줄기 같지만, 압력 감소 장치는 설계가 한 번 크게 바뀌었어요. 논문 4쪽에 따르면 처음에는 3D 프린팅 유로의 거친 표면이 오히려 압력 강하를 만들어 주는 안이었습니다. 그러나 납땜한 밸브를 떼어 내기 어려웠고, 복잡한 유로 속 분말을 다 빼낼 수 있을지도 걱정이었어요. 여기에 통제성과 이물 우려, 위성 전체로 임무가 커지며 생긴 체적 여유가 겹쳐 일반 가공 블록 두 개와 시판 유동 제한기로 바꿨습니다. 논문 5쪽이 밝힌 변경 내용 가운데 제가 눈여겨본 것은 밸브를 전기분무 엔진 가까이 붙여 전기 절연용 폴리머 튜브를 짧게 했다는 점입니다. 고전압 장치 곁에서는 배관 길이가 곧 전기 문제입니다.

압력을 낮춰 보내는 방법도 두 가지가 준비돼 있습니다. 증기압 방식은 진공에서 추진제 속 물이 기화해 거품이 되고, 그 거품이 액체를 저장 용기 쪽으로 밀어 보냅니다. 느리지만 압력이 매우 낮고 양이 정확합니다. 직접 이송 방식은 밸브를 열어 곧바로 흘려보내 빠르지만 압력이 더 높아, 논문 6쪽은 전기분무 엔진을 지키려면 감시가 필요하다고 적었습니다. 전기분무 엔진을 채우고 다시 채우는 일이 임무 요구 사항이라서, 이 두 방식이 시간표에도 들어갑니다.

탱크 자체는 믿을 만한 숫자를 갖고 있습니다. 논문 6쪽에 따르면 최대 예상 운용 압력(MEOP, Maximum Expected Operating Pressure)의 5배 넘게 가압해 정적 강도를 확인했습니다. 파열 시험은 시설의 압력계 한계인 약 2,750 psi에서 멈췄어요. 탱크가 항복하거나 눈에 띄게 변형되기 전에 설비가 먼저 한계에 닿은 것이어서, 이 값은 파열 압력이 아니라 시험을 멈춘 압력입니다. 275 psi의 열 배에 해당하는 값이니 탱크의 압력 여유는 충분해 보입니다. 다만 인증용 탱크 시험이고 인증도 GPDM 한정이라고 논문 6쪽이 밝히니 비행 중 거동을 확언하지는 못해요. 이 위성의 진짜 어려움은 다른 곳에 있다고 저는 봤습니다.

화학 엔진의 연소 온도와 전기분무 엔진의 허용 상한은 1,260 K 벌어져 있었습니다

NASA의 열 해석 발표 자료는 두 엔진의 온도 요구가 얼마나 다른지 숫자로 보여 줍니다. 열·유체 해석 워크숍(TFAWS, Thermal and Fluids Analysis Workshop) 2026에서 발표된 자료입니다. 슬라이드 5에는 구성품별 허용 온도가 표로 정리돼 있어요. 전기분무 엔진은 10~40 °C, 전력 처리 장치는 −10~50 °C, 밸브류는 −5~60 °C입니다. 화학 엔진 쪽 Sprite 구조는 0~250 °C까지 허용해요. 같은 슬라이드에 든 수신기는 −20~70 °C, 배터리 팩은 −20~75 °C입니다.

화학 엔진의 요구는 훨씬 극단적입니다. 슬라이드 8에 따르면 이 엔진은 연소하기 전에 추진제를 440 °C까지 예열해야 하고, 슬라이드 2는 연소 중 엔진이 1,300 °C에 이른다고 적었습니다. 켈빈으로 바꾸면 예열 713 K, 연소 1,573 K입니다. 연소 온도 1,573 K와 전기분무 엔진의 상한 313 K를 빼면 1,260 K, 예열 온도와 상한의 차는 400 K입니다. 이 차이를 한 장에 놓아 봤습니다.

그림에서 오른쪽 끝에 닿은 두 선은 모두 화학 엔진의 것이고, 왼쪽의 짧은 막대들은 나머지 전부입니다. 전기분무 엔진의 허용폭은 30 K뿐인데, 이 엔진 바로 곁에 달궈진 화학 엔진이 있어요. 저는 이 좁은 폭을 이번 비교에서 가장 먼저 읽어 둘 점으로 꼽습니다. 설계진이 이 엔진을 열에서 지키려 한 흔적은 뒤에 나올 비행 규칙에서 다시 보여요.

예열은 전기로 합니다. 슬라이드 8에 따르면 예열은 Sprite 제어 보드(Foxglove)의 한 칩이 히터선을 조절해 합니다. 히터선은 온도에 따라 저항이 바뀌어서, 발열량을 온도의 함수로 모델링했어요. 그 보드 자신이 달궈져 예열이 꺼질 때까지 온도가 오르므로, 열 해석팀이 가장 크게 본 문제는 예열된 상태를 얼마나 오래 유지할 수 있느냐였습니다. 전기를 열로 바꿔 쓰는 순간부터 전력 문제가 곧 열 문제가 되는 셈입니다.

같은 발표 자료에서 가장 이상한 숫자는 추진 쪽이 아니라 통신 쪽에 있었습니다. 슬라이드 5의 최악 고온 발열 값을 보면 수신기가 16.7 W입니다. 추진 쪽 값은 밸브 1.8 W, 제어 보드 3.17 W와 0.26 W, 전력 처리 장치 1.7 W로, 표에 정량 값이 있는 항목만 합쳐 6.93 W예요(예열 히터와 추력기는 따로 모델링). 수신기가 약 2.4배입니다. 이 값들은 열 해석에 넣은 입력일 뿐 전력 예산이 아닙니다. 합산해 전기 부하로 읽어서는 안 되지만, 추진 쪽과 견주면 수신기의 발열이 더 컸어요. 실제로 시험에서 먼저 문제가 된 것도 수신기였고, 이는 듀얼 모드와 직접 관련 없는 버스 쪽 문제입니다.

지상에서는 이 시스템을 마셜 녹색 추진 연구실의 진공 챔버에서 시험합니다(논문 7쪽, 이름은 FlatSat입니다). 전기분무 엔진이 추진제에 한번 젖으면 시험이 끝날 때까지 챔버를 다시 대기압으로 올리지 않는다는 규칙이 논문 8쪽에 나옵니다. 궤도에서는 이 진공이 시험 기간이 아니라 임무 내내 이어지고, 열은 챔버 벽이 아니라 복사로만 빠져나갑니다. 지상에서 진공을 재현했어도 방열 조건이 같지 않으면 같은 값을 기대할 수 없어요. 저는 이 연결을 지상의 시험이 우주의 거동을 대신해 주지 못하는 가장 단순한 이유로 읽었습니다.

열진공 시험이 해석이 보지 못한 것들을 수신기로 먼저 드러냈습니다

열 해석은 궤도가 바뀔 수 있다는 전제로 짜였습니다. 슬라이드 4를 보면 해석팀은 태양 빛이 궤도면과 이루는 각(β각, Beta angle)을 0도와 90도의 극단 조건으로 잡았습니다. 뜨거운 경우는 햇빛을 받는 면을 네 방향 따로 해석했고, 차가운 경우는 −Z 한 면이에요. 뜨거운 경우는 태양 상수 1,414 W/m²와 지구 반사율 0.35이고, 차가운 경우는 1,322 W/m²와 0.11입니다. 두 태양 상수는 약 7.0% 차이예요. 바깥 도료는 흡수율 0.4, 방사율 0.9의 도료로 골랐습니다(슬라이드 7). 흡수율을 방사율로 나눈 값은 약 0.44로, 같은 햇빛에서 평형 온도를 낮추는 선택입니다.

그런 해석을 지상에서 확인하는 것이 열진공 시험(TVAC, Thermal Vacuum)⁴입니다. 슬라이드 9에 따르면 조립된 위성을 태양전지판을 달기 전에 챔버에 넣고, 6시간 베이크아웃 뒤 고온·저온 사이클을 두 번 돌렸습니다. 외부 열전대 10개가 다섯 면에 붙었고, 내부는 배터리 위치만 알려져 있었습니다. 슬라이드 10에 따르면 열 평형은 12시간 고온·저온 유지에서 외부 온도 변화가 시간당 0.5 °C 미만일 때 인정했어요.

시험에서 먼저 터진 것은 수신기였어요. 슬라이드 10에 따르면 베이크아웃 뒤 전원을 켜자 수신기 온도가 예상보다 높고 10분 동안 10 °C 넘게 올랐습니다. 시험은 멈췄고, 팀은 합의 끝에 수신기를 1분 켜고 4분 끄는 20% 듀티 사이클로 돌리기로 했습니다. 듀티 사이클(Duty cycle)⁵을 바꾼 것은 비행 소프트웨어이고, 슬라이드 7에 따르면 이후 시험도 20% 상태로 진행됐어요. 열 문제를 하드웨어 대신 소프트웨어와 운영으로 풀었다는 점이 이 장면에서 가장 인상적이었습니다.

모델과 시험 결과를 맞추는 작업도 쉽지 않았습니다. 슬라이드 10은 어려웠던 이유를 셋으로 적었어요. 챔버 방사율을 처음에는 몰랐습니다. 위성이 시험 고정구와 열적으로 분리되지 않았고, 볼트로 조인 외부 패널 사이의 열전도도 처음 계산의 약 100분의 1이었어요. 슬라이드는 이 마지막 차이의 원인으로 일정하지 않은 볼트 토크와 맞닿는 면에 입힌 도료를 들었습니다. 한 군데 열전도가 두 자릿수나 틀렸다면, 다른 군데도 같은 방식으로 틀렸을 가능성을 열어 두어야 합니다.

지상과 궤도의 차이를 한 표로 모아 봤어요. 왼쪽 열은 슬라이드에 적힌 지상 시험의 사실이고, 오른쪽 열은 그 사실이 궤도에서 어떻게 달라질 수 있는지 저의 정리입니다.

표에서 가장 마음에 걸리는 줄은 첫째와 넷째 줄의 조합입니다. 전지판 없이 시험한 위성이 궤도에서는 전지판을 달고 햇빛을 받고, 그사이 수신기는 20% 듀티로 낮춘 상태에서만 확인됐어요. 지상 시험을 통과했다는 사실만으로 비행 중 열 거동을 확언하기는 어렵습니다. 슬라이드 11은 버스 부품에 부품·하위 시스템 단위의 진공 시험을 하지 않았다고 적었어요. 슬라이드 14는 문제를 더 일찍 찾기 위한 모범 사례로 그 시험을 권고합니다.

열 문제를 푼 방식 하나는 비행 규칙으로도 남았습니다. 슬라이드 7은 추진기가 달린 +Z 면을 태양 쪽으로 향하게 두지 않는 규칙을 제안했다고 적습니다. 전기분무 엔진은 추진제 저장 용기를 좁은 온도 범위에 둬야 작동합니다. 코팅이나 테이프로 막으려 해도, 전기분무 덮개에 바르는 것은 정전기가 빠지는 전도성이어야 해서 비용과 일정이 늘어요. 고장을 막는 방법이 하드웨어 대신 자세 규칙이 된 셈입니다.

NASA는 이런 문제가 이 임무만의 일이 아니라고 합니다. GPDM은 NASA 절차 요건 NPR 7120.8에 따른 연구·기술(R&T, Research and Technology) 임무입니다. 그래서 위험 분류 NPR 8705.4B의 대상이 아니고, 발표 자료는 이를 ‘하위 D급’ 또는 ‘해를 끼치지 않는’ 임무라 부른다고 적었습니다(슬라이드 12). 일정이 짧고 비행 이력이 없는 부품을 쓰는 저비용 임무에서는 예상 못 한 문제가 늘어납니다. 발표자의 회고가 그렇고, 저는 이번 수신기 문제도 그런 사례의 하나로 읽었어요.

112 W 안에서 두 엔진의 시간표를 짜는 일이 이 위성의 전력 문제입니다

그렇다면 전기는 얼마나 있을까요. 논문 3쪽에 따르면 이 위성의 태양전지판은 정격 112 W이고, 전지는 18650형 리튬이온 셀 15개를 3개 팩에 나눠 담았습니다. 궤도는 공칭 525 km 태양동기궤도(SSO, Sun-Synchronous Orbit)입니다(같은 쪽). 이 고도의 궤도 주기는 약 95.13분이고, 정격을 계속 낸다고 가정하면 한 궤도 약 177.6 Wh가 들어옵니다. 실제 발전량은 입사각과 온도에 따라 이보다 낮습니다.

일식도 따져 봤습니다. β각이 약 67.5도를 넘으면 일식이 없고, β각이 0도일 때 가장 길어 약 35.7분입니다. 이 최악 조건에서 부하가 112 W라고 가정하면 일식 한 번에 약 66.6 Wh가 나갑니다. 같은 β각 0도에서 일조 구간은 약 59.5분이라 정격 발전량은 약 111 Wh예요. 셀을 공칭 3.6 V, 3.0 Ah로 보면(둘 다 제 가정입니다) 전체 162 Wh의 약 41%예요. 실제 부하는 이보다 작을 가능성이 크지만, 최악에서도 전지가 모자라지는 않는다는 규모 감각은 얻을 수 있습니다. 그래서 저는 총전력량보다 시간표가 더 중요한 숫자라고 봅니다.

시간표를 보면 이 위성이 얼마나 오래 켜져 있어야 하는지가 드러납니다. 논문 9·10쪽의 계획은 시운전 16시간, 이중 모드 단기 480시간, 전기분무 단독 432시간, 이중 모드 장기 960시간입니다. 합치면 전기분무 가동 총 1,888시간이에요. NASA는 이 임무를 아홉 달로 소개하니 약 6,575시간 가운데 28.7%에 해당하고, 이 역시 한 달을 30.44일로 둔 어림입니다. 논문 10쪽에 따르면 프로젝트 관리자가 추진 전문가의 권고를 받아 단계 순서를 바꿀 수 있고, 횟수를 바꾸면 전기분무 시간도 달라집니다.

눈에 띄는 대목은 연속 가동입니다. 이중 모드 장기 단계는 전기분무 엔진을 96시간 연속으로 돌린 뒤 호만 전이(Hohmann transfer)⁶로 원래 고도에 돌아옵니다. 96시간은 약 60.5궤도입니다. 논문 1쪽의 초록은 교신 가능 시간이 제한된 상태에서 24시간 이상 이어지는 연소를 관리하는 일을 임무 활동으로 꼽습니다. 점검 기간의 실시간 문제 해결에는 추적·데이터 중계 위성(TDRSS, Tracking and Data Relay Satellite System)과 평균 최대 37분의 교신을 쓴다고도 적었어요. 37분은 점검 단계의 값이지만, 교신 시간이 제한된다는 전제가 초록에 있으니 연속 연소 구간도 지상이 계속 지켜보기는 어렵다고 저는 추정합니다. 장기 단계의 교신 계획은 자료에서 찾지 못했어요.

거기에 수신기의 20% 듀티를 겹쳐 보면 이야기가 이어집니다. 수신기가 5분 가운데 1분만 깨어 있다면, 지상 명령이 닿기까지 최대 4분을 기다려야 할 수 있다고 저는 읽습니다. 슬라이드 10의 1분 켜짐, 4분 꺼짐으로 계산한 제 추정입니다. 수신기 발열이 16.7 W로 계속 유지된다고 가정하면(확인 필요) 듀티 20%에서는 3.34 W로 줄어요. 13.36 W를 아끼고, 이는 정격 112 W의 약 11.9%입니다. 대신 명령을 받을 수 있는 시간도 같은 비율로 줄 것으로 추정합니다(비행 중 가동률은 확인 필요).

여기서 한 가지 연쇄를 따져 보겠습니다. +Z 면을 해에서 떼어 놓는 규칙은 전기분무 엔진을 지키지만 자세의 자유도를 줄입니다. 태양전지판을 단 면이 어느 쪽인지는 제공된 자료에서 찾지 못했습니다. 다만 발전 면이 해를 못 보는 시간이 늘어난다면, 같은 전력을 얻으려고 판이 커지고, 질량이 늘고, 발사 비용이 오르는 순환이 이어져요. 그래서 열 설계가 빠듯할수록 비용은 코팅 값이 아니라 가동 시간표와 전지판 크기로 옮겨 간다고 저는 봅니다. 이것은 확인된 사실이 아니라 이 구조에서 가능한 연쇄입니다.

마지막으로 확인하지 못한 것을 적어 둡니다. 전기분무 엔진 4기와 전력 처리 장치가 실제로 몇 W를 쓰는지는 이번에 읽은 두 문서에 나오지 않았습니다. 발사 뒤 교신이나 기동 결과도 공개 자료에서 찾지 못했습니다. NASA 소개 글은 점검 기간을 거쳐 짧은 화학·전기 기동을 시작하고, 이후 몇 달 동안 궤도를 올렸다 내리기를 되풀이한다고 계획만 알립니다. 그래서 이 글의 판단은 모두 비행 전 자료에서 나온 것입니다.

제 판단을 정리하면, 이 위성에서 먼저 한계에 닿을 것은 열 때문에 줄여 둔 가동과 교신의 시간표일 가능성이 크다고 봅니다. 전기분무 소비 전력이 공개되기 전까지는 가설입니다. 한 탱크가 배관을 줄인 대신, 열 요구 차이는 자세 규칙 같은 운영 조건으로 돌아옵니다. 수신기 듀티는 버스 쪽 문제지만 같은 열 예산을 나눠 쓰는 처지입니다. 이 판단이 틀렸다고 볼 조건은 두 가지입니다. 하나는 비행 중 수신기가 20%보다 훨씬 높은 가동률에서도 온도 한계를 지켰다는 자료가 나오는 경우예요. 다른 하나는 96시간 연속 연소가 교신 제약 없이 계획대로 끝났다는 발표가 나오는 경우입니다.

표로 모아 보면 이 위성의 비용은 배관이 줄어든 만큼 열 요구와 가동 시간표에서 다시 나타납니다. 전기분무 소비 전력이 비어 있는 한, 전력 계산은 마무리되지 않은 상태입니다.