제1부 비행체 기술 기반
1.23 에너지 저장 II: 하이브리드 전기 추진
1.23.1 이 장에서 배우는 것 / 선수 지식 / 특히 중요한 독자
배터리는 가볍지 않다. 같은 질량이면 연료가 배터리보다 수십 배의 에너지를 저장한다. 그래서 에너지를 배터리 한 가지에 맡기지 않고 엔진과 발전기를 함께 싣는 하이브리드 전기 추진이 나온다. 그러나 엔진과 발전기는 그 자체가 무겁다. 이 장은 한 가지 질문에 숫자로 답한다. 임무가 얼마나 길어져야 하이브리드가 이기는가.
배우는 것:
- 비에너지 격차와 그 실제 크기 — 연료와 배터리 팩의 비에너지 차이(약 66배)가 엔진·발전기 체인을 지나면 얼마로 줄어드는가.
- 세 구성 — 직렬·병렬·직병렬, 그리고 레인지 익스텐더. 어떤 형상에 무엇이 맞는가.
- 손익분기 계산 — 호버 지배 임무에서 배터리 전용·직렬 하이브리드·내연 직결의 이륙 중량을 고정점 반복으로 구하고, 교차점이 가정에 따라 얼마나 움직이는가.
- 출력 평준화 — 배터리가 첨두를 맡고 엔진은 평균에 가깝게 돌 때 무엇이 사이징을 정하는가.
- 하이브리드가 들여오는 짐 — 열·소음·진동·배기, 신뢰성과 정비, 두 추진 계통의 인증.
- 세 축의 차이와 공개 사례 — 소형 하이브리드 멀티콥터에서 하이브리드 eVTOL 시도까지.
선수 지식: 호버 동력은 1.2.3, 질량 증대 구조는 1.4.4, 전기 추진 체인과 효율의 곱은 1.17.3을 본다. 연료 대 배터리의 비에너지 격차와 열효율은 1.20.3이 이미 계산했고, 이 장은 그 계산을 반복하지 않고 이어 작성한다. 1.20.3은 엔진의 고정 질량을 더한 손익분기를 이 장에 남겼다. 셀·팩의 비에너지는 1.21.4가 다룬다. 엔진·배터리 내부는 그 장들이 맡고 이 장은 둘을 합친 시스템만 다룬다. 수소 연료전지는 1.24가 맡는다.
특히 중요한 독자: 엔지니어는 1.23.4의 모형과 가정을 본다. 사업·정책 담당자는 1.23.4의 결론과 1.23.10의 비교표만 읽어도 된다. 인증 담당자는 1.23.8·1.23.12에서 두 추진 계통이 만드는 요건을 본다.
기준 시점과 정직성. 이 장은 2026년 10월을 기준으로 작성한 기술 장이고, 사용된 지식은 2026년 중반까지다. 본문의 계산은 가정한 소형 멀티콥터와 가상 eVTOL에 대한 교육용 모형이며, 가정을 표로 밝혔다. 엔진 효율·비출력은 가정 범위이고 특정 제품의 값이 아니다. 사례의 제원은 제조사 공개 자료이므로
(공개 주장치)이고, 개발 일정은 시점을 붙였으며 이후 달라졌을 수 있다. 수치 예시의 팩 비에너지 180 Wh/kg(팩 수준, 사용 가능 80 %)은 1.4·1.7·1.11이 사용한 값과 같고, 1.21.4의 셀→팩 폭포(셀 270에서 팩 193 Wh/kg)의 범위 안이다. 1.20.3의 예는 팩 200 Wh/kg·사용 100 %를 사용했으므로 1.23.4.1에서 그 가정 그대로 시작하고 1.23.4.4에서 두 가정을 비교한다.
1.23.2 개념·직관 — 연료는 가볍고 엔진은 무겁다
항공유는 약 43 MJ/kg(11.9 kWh/kg), 가솔린은 약 44 MJ/kg(12.2 kWh/kg)의 저위발열량이다(1.20.3). 0.5가 말한 "약 12,000 Wh/kg"과 같은 값이다. 리튬이온 셀은 2020년대 중반 250~300 Wh/kg 수준이고 (공개 주장치, 1.21.3), 팩은 구조·배선·BMS 때문에 더 낮아(1.21.4의 폭포는 270에서 193 Wh/kg) 이 책의 수치 예시는 180 Wh/kg을 사용한다.
| 에너지원 | 비에너지 | 연료 대비 |
|---|---|---|
| 항공유(43 MJ/kg, 이 장의 모형값) | 약 11,940 Wh/kg(가솔린 44 MJ/kg은 약 12,220) | 1 |
| 리튬이온 셀(2020년대 중반) | 250~300 Wh/kg (공개 주장치) | 약 1/44 |
| 리튬이온 팩(이 장의 가정) | 180 Wh/kg(사용 가능 80 %면 유효 144 Wh/kg) | 약 1/66 |
1.20.3이 이 격차의 첫 절반을 계산했다. 팩을 200 Wh/kg으로 두면 연료는 저장에서 약 60배이고, 엔진 열효율(0.23~0.35)을 곱한 축 출력 기준으로 16~24배이며, 5 kW 축 출력을 10시간 내는 데 팩은 약 284 kg, 가솔린 연료는 약 15 kg(엔진·탱크 제외)이다. 이 장은 나머지 절반, 엔진·발전기·탱크의 고정 질량을 더하면 어디서 뒤집히는가를 계산한다.
이 장의 기본 가정은 1.20과 세 가지가 다르다(1.23.4.4). 팩은 180 Wh/kg에 사용 가능 80 %(유효 144 Wh/kg)이므로 연료 대 팩 비가 66배다. 엔진 열효율은 0.18이다(1.20.3의 소형 가솔린 0.27은 Rotax급 엔진의 값이고, 1~3 kW급 발전 세트는 크기와 부분 부하 때문에 낮게 잡았다). 직렬이면 발전기·정류기 0.90을 곱해 연료 1 kg이 전기 버스에 약 1,930 Wh를 주고, 배터리의 유효 144 Wh/kg과 비교해 66배가 13.4배로 줄어든다. 연료에서 축까지는 소형 가정으로 약 0.13(0.18×0.90×0.80)이다. 1.17.2와 1.20.9의 약 0.26은 엔진 0.30인 큰 엔진의 값이라 모순이 아니다. 거기에 엔진·발전기·탱크의 질량이 더해진다. 하이브리드는 고정 질량(엔진·발전기)을 먼저 내고 에너지 질량을 싸게 사는 계약이다.
$$m_{\text{배터리}}=a\,t,\qquad m_{\text{하이브리드}}=m_0+b\,t\ \ (b<a)\qquad\Rightarrow\qquad t^{*}=\frac{m_0}{a-b}$$
$a$와 $b$는 임무 1시간당 늘어나는 에너지원 질량이고, $m_0$는 하이브리드가 먼저 치르는 고정 질량이다. $t^{*}$보다 짧은 임무는 배터리 전용이, 긴 임무는 하이브리드가 가볍다. 다만 이 식은 질량이 동력을 키우고 동력이 다시 질량을 키우는 질량 증대 효과(1.4.4)를 무시했다. 1.23.4가 이를 넣어 다시 계산한다.
세 축에서 요구는 이렇게 다르다.
- 군용 드론은 체공 시간과 야전 연료 보급(단일 연료 정책, 1.20)을 원한다. 대가로 열·소음 시그니처가 나빠진다(5.6).
- 민간 UAS는 점검·측량·감시처럼 한 번에 오래 떠 있는 임무에서 하이브리드를 사용한다. 정비 복잡도와 값이 걸림돌이다.
- AAM에서는 항속이 긴 지역 노선과 화물이 관심이고, 도심 노선은 배출·소음·인증 부담 때문에 머뭇거린다(15.25).
1.23.3 구성 — 직렬·병렬·직병렬
구성은 엔진의 힘이 프로펠러에 어떻게 닿느냐로 나뉜다. 아래 그림은 세 구성을 기계 축(굵은 선)과 전력(파란 선)으로 구분해 보인다.
| 구성 | 구조 | 장점 | 단점 | 어울리는 곳 |
|---|---|---|---|---|
| 직렬 | 엔진이 발전만 한다. 프로펠러는 전기로 돈다 | 엔진이 프로펠러에서 떨어져 효율이 좋은 점에서 일정하게 돈다. 모터를 어디든 놓을 수 있다(분산 추진, 1.17.5) | 변환 손실이 곱해진다(소형 가정으로 연료에서 축까지 약 0.13). 발전기·인버터·모터의 질량 | 멀티콥터, 분산 추진 eVTOL |
| 병렬 | 엔진과 모터가 같은 축을 함께 돌린다 | 변환 손실이 적다. 모터가 첨두와 시동을 보조한다 | 엔진이 프로펠러 회전수에 묶인다(가변 피치나 변속 필요). 배치 제약 | 고정익, 헬리콥터형 |
| 직병렬 | 엔진 힘을 축과 전기로 나눠 사용한다 | 두 방식의 장점 | 가장 복잡하고 무겁다 | 자동차에서 흔하고 항공은 드물다 (확인 필요) |
| 레인지 익스텐더 | 직렬의 한 운용 방식. 배터리가 주 동력이고 작은 발전기가 배터리를 충전한다 | 배터리 주도라 소음·배출이 적은 구간이 있다 | 배터리와 발전기를 둘 다 크게 싣는다 | 배터리 기체에 항속을 덧붙이는 개조 |
| 터보전기 | 터빈과 발전기가 동력 대부분을 낸다. 배터리는 작거나 없다 | 큰 출력에서 효율이 좋다 | 터빈을 작게 만드는 데 한계 | 대형·지역 AAM의 개념 |
멀티콥터는 고정 피치 로터라서 추력을 몇 십 밀리초 안에 바꾸어 자세를 잡는다(1.7). 엔진은 그렇게 빨리 응답하지 못한다. 그래서 멀티콥터에서는 직렬 구성이 사실상 유일하고, 병렬·직결 엔진은 가변 피치 로터를 가진 헬리콥터형이나 고정익에서 나온다. 이 구분이 아래 계산에서 "내연 직결"을 참고 기준으로만 사용하는 이유다.
1.23.4 손익분기 계산 — 모형과 결과
1.23.4.1 출발점 — 1.20.3의 예에 엔진 고정 질량을 더한다
1.20.3의 예(5 kW 축 출력)에서 시작한다. 입력은 1.20의 것 그대로다. 팩 200 Wh/kg(사용 가능 100 %), 전기 체인 0.88, 가솔린 44 MJ/kg·열효율 0.27이다. 거기에 고정 질량을 더한다. 직결 엔진은 비출력 1.3 kW/kg(1.20.4.1의 Rotax 912 ULS 수치), 직렬은 버스에서 축까지 0.917과 발전 세트 0.5 kW/kg, 탱크는 연료의 10 % + 0.2 kg이다(파이썬). 질량의 질량 증대 효과는 아직 넣지 않는다.
| 임무 시간 | 배터리 전용 [kg] | 내연 직결 [kg] | 직렬 하이브리드 [kg] |
|---|---|---|---|
| 0.25시간 | 7.1 | 4.5 | 11.6 |
| 0.5시간 | 14.2 | 4.9 | 12.1 |
| 1시간 | 28.4 | 5.7 | 13.1 |
| 2시간 | 56.8 | 7.4 | 15.1 |
| 5시간 | 142 | 12.4 | 21.2 |
| 10시간 | 284 | 20.7 | 31.3 |
10시간의 배터리 284 kg과 직결 엔진 20.7 kg은 1.20.3의 두 값(팩 284 kg, 연료 약 15 kg)에 엔진 3.9 kg과 탱크·여유 약 2 kg을 더한 것이다. 교차는 직결이 약 9분, 직렬이 약 25분에 온다. 배터리 질량은 시간에 비례해 늘고(1시간에 28 kg) 엔진 계열은 고정 질량에서 천천히 늘기 때문이다. 이 계산은 한 가지를 빠뜨렸다. 배터리가 무거워지면 호버 동력이 늘고 그 동력이 다시 배터리를 키우는 질량 증대 효과다. 다음 절의 모형이 그것을 넣는다.
1.23.4.2 모형 — 질량 증대 효과를 넣은 호버 지배 멀티콥터
호버 동력은 운동량 이론에서 나온다(1.2.3). 질량 $m$이 커지면 동력은 $m^{3/2}$로 커진다. 이륙 중량은 이 동력이 요구하는 에너지원 질량까지 포함해 자기 자신을 정하는 고정점이다.
$$P(m)=\frac{(m g)^{3/2}}{\sqrt{2\rho A}\;\mathrm{FM}\;\eta_d}$$
$$m_{\text{배터리}}=m_0+\frac{1.3\,P}{p_d}+\frac{P\,t}{e\,u},\qquad m_{\text{하이브리드}}=m_0+\frac{1.3\,P}{p_d}+\frac{P}{\rho_g}+m_{\mathrm{buf}}+\left(1+k_t\right)\frac{P\,t}{\eta_e\,\eta_g\,\mathrm{LHV}\,f_u}+m_{t0}$$
| 기호 | 뜻 | 값(가정) |
|---|---|---|
| $m_0$ | 구조·항전·탑재체 질량(탑재체 3 kg 포함) | 10 kg |
| $A$ | 로터 면적(8개, 지름 0.66 m) | 2.74 $\mathrm{m^2}$ |
| $\mathrm{FM}$, $\eta_d$ | 성능지수, 전자 변속기(ESC)·모터 효율 | 0.65, 0.80 |
| $p_d$ | 모터+ESC+프로펠러 비출력(첨두 동력 1.3배로 사이징) | 2.5 kW/kg |
| $e$, $u$ | 팩 비에너지, 사용 가능 비율 | 180 Wh/kg, 0.80 |
| $\rho_g$ | 발전 세트(엔진+발전기+정류기+냉각) 비출력 | 0.5 kW/kg |
| $\eta_e$, $\eta_g$ | 소형 엔진 열효율, 발전기·정류기 효율 | 0.18, 0.90 |
| LHV, $f_u$ | 연료 저위발열량, 사용 가능 연료 비율 | 11.94 kWh/kg, 0.95 |
| $k_t$, $m_{t0}$ | 탱크 질량 = $k_t\times$연료 + 고정분 | 0.10, 0.20 kg |
| $m_{\mathrm{buf}}$ | 완충 팩 질량. 엔진이 멈췄을 때 3분간 호버를 이어 갈 에너지와, 그 출력(팩 비출력 2.0 kW/kg) 중 큰 쪽 | 계산 |
내연 직결은 같은 로터를 엔진이 기계적으로 돌린다고 가정한다(변속 효율 0.90, 엔진+변속·냉각 비출력 1.2 kW/kg, 가변 피치·꼬리 구동 등 구조 +1.5 kg). 임무는 호버 지배(전체가 호버 동력)로, 점검·감시처럼 제자리에서 오래 떠 있는 임무를 가정한다. 해가 없는 경우는 질량이 발산해 기체가 닫히지 않는 것이다. 모든 값은 가정이며 파이썬으로 계산했다.
1.23.4.3 결과
| 임무 시간 | 배터리 전용 [kg] | 직렬 하이브리드 [kg] | 내연 직결 [kg] |
|---|---|---|---|
| 0.25시간(15분) | 12.2 | 14.0 | 12.6 |
| 0.5시간 | 15.6 | 14.3 | 12.7 |
| 0.75시간 | 해 없음 | 14.6 | 12.9 |
| 1시간 | 해 없음 | 15.0 | 13.0 |
| 2시간 | 해 없음 | 16.9 | 13.7 |
| 3시간 | 해 없음 | 20.1 | 14.4 |
| 4시간 | 해 없음 | 해 없음 | 15.3 |
읽을 것 세 가지.
- 배터리 전용은 약 42분에서 끝난다. 임무가 길어질수록 배터리가 무거워지고, 무게는 동력을 $m^{3/2}$로 키워 더 큰 배터리를 부른다. 어느 길이를 넘으면 이륙 중량이 수렴하지 않는다(1.4.4). 교차점(약 25분)은 이 한계보다 앞에 있다. 하이브리드가 이기는 구간은 배터리 전용이 기체를 닫지 못하는 구간과 중첩된다.
- 하이브리드도 같은 질량 증대 효과가 나타난다. 연료가 늘면 동력이 늘고 연료가 또 는다. 이 가정에서 약 3.8시간이 한계다. 한계에 가까워질수록 곡선이 급히 오른다.
- 엔진 직결이 가장 가볍다. 직렬은 ESC·모터(0.80)와 발전기(0.90)의 변환 손실 때문에 같은 임무에서 연료가 1시간 임무에 1.55배, 2시간 임무에 1.72배 든다. 2시간 임무의 이륙 중량은 하이브리드 16.9 kg, 직결 13.7 kg으로 3.2 kg 차이다. 직렬 하이브리드의 근거는 효율이 아니라 기능이다. 고정 피치 멀티콥터의 빠른 추력 응답, 분산 배치, 엔진 정지에 대한 다중화다.
질량 구성으로 보면 차이가 어디서 오는지 선명하다.
| 항목 [kg] | 배터리 전용(0.25시간) | 하이브리드(0.25시간) | 하이브리드(2시간) | 내연 직결(2시간) |
|---|---|---|---|---|
| 구조·항전·탑재체 | 10.0 | 10.0 | 10.0 | 11.5(구조 +1.5) |
| 구동계(모터·ESC·프로펠러, 또는 엔진) | 0.51 | 0.62 | 0.82 | 0.85 |
| 배터리 | 1.69 | 0.60(완충) | 0.79(완충) | — |
| 발전 세트 | — | 2.39 | 3.16 | — |
| 연료 | — | 0.16 | 1.72 | 1.00 |
| 탱크 | — | 0.22 | 0.37 | 0.30 |
| 합계 | 12.2 | 14.0 | 16.9 | 13.7 |
15분 임무에서 하이브리드는 발전 세트(2.4 kg) 때문에 배터리 전용보다 1.8 kg 무겁다. 연료는 0.16 kg뿐이다. 하이브리드는 짧은 임무에서 손해를 보고 긴 임무에서 만회한다.
1.23.4.4 교차점은 가정에 크게 좌우된다 — 1.20의 가정과 비교
교차 임무 시간을 팩 비에너지와 발전 세트 비출력에 대해 계산했다(분, 같은 모형).
| 팩 비에너지 [Wh/kg] | 발전 0.3 kW/kg | 0.5 kW/kg(기준) | 1.0 kW/kg |
|---|---|---|---|
| 150 | 31 | 21 | 14 |
| 180(기준) | 38 | 25 | 16 |
| 250 | 54 | 36 | 23 |
| 300 | 66 | 45 | 29 |
| 400 | 92 | 63 | 41 |
결론: 교차점은 14분에서 92분까지 여섯 배 넘게 움직인다. 팩 비에너지가 오를수록 교차점이 오른쪽으로 이동해 하이브리드의 시장은 배터리가 못 하는 긴 임무로 좁아진다. 반대로 발전 세트가 가벼워지면(비출력이 오르면) 교차가 앞당겨진다. 어느 한 점의 값을 믿기보다 이 민감도를 본다.
이 장의 기본 가정과 1.20.3의 가정은 팩(180 Wh/kg·사용 80 % 대 200 Wh/kg·100 %)과 엔진 열효율(0.18 대 소형 가솔린 0.27, 큰 엔진 0.30)이 다르다. 같은 모형에서 하나씩 바꾸어 비교한다(파이썬).
| 가정 | 교차 [분] | 배터리 전용이 닫히는 한계 [시간] | 직렬 하이브리드가 닫히는 한계 [시간] |
|---|---|---|---|
| 이 장 기본(팩 180·80 %, 엔진 0.18) | 25 | 0.70 | 3.8 |
| 엔진 열효율 0.27(1.20.3의 소형 가솔린) | 25 | 0.70 | 5.7 |
| 엔진 열효율 0.30(큰 엔진, 1.17.2) | 25 | 0.70 | 6.3 |
| 팩 200 Wh/kg·사용 100 %(1.20.3) | 36 | 0.87 | 3.8 |
읽을 것: 교차는 엔진 열효율에 거의 둔감하다. 교차 근처에서는 연료 질량이 아직 작고 발전 세트와 배터리의 질량이 비교를 정하기 때문이다. 엔진 효율은 하이브리드가 닫을 수 있는 임무의 길이에 작용해 한계를 3.8시간에서 5.7~6.3시간으로 늘린다. 팩 가정은 교차(25분에서 36분)와 배터리 전용의 한계를 움직인다. 1.20.3의 격차 비(60배, 16~24배)만으로는 교차 시간을 알 수 없고 고정 질량과 질량 증대 효과가 필요한 이유다.
이 모형의 한계를 밝힌다. 호버 지배 임무만 보았고, 전진 비행이 많은 임무는 동력이 호버보다 낮아 질량 증대 효과가 약해지므로 교차가 더 늦어질 것으로 본다(이 장은 계산하지 않았다. 연구 질문 1). 엔진 효율은 부하와 무관한 상수로 두었고(실제 소형 엔진은 부분 부하에서 효율이 더 떨어진다) 고도에 따른 출력 저하와 비용은 넣지 않았다.
1.23.5 출력 평준화 — 배터리는 에너지가 아니라 출력으로 사이징된다
직렬 하이브리드에서 엔진은 평균에 가까운 일정한 출력으로 돌고, 배터리가 평균과 요구의 차이를 메운다. 엔진은 효율이 좋은 점에서 돌며 응답이 느려도 되고, 배터리는 빠른 응답과 첨두를 맡는다. 1.17.4의 가상 eVTOL(호버 363.6 kW, 순항 139.6 kW)로 계산한다. 상승·천이 291 kW와 하강 80 kW는 이 장의 가정이다.
| 구간 | 시간 [분] | 요구 전력 [kW] | 배터리 전력 [kW] | 배터리 에너지 [kWh] |
|---|---|---|---|---|
| 이륙·호버 | 1.0 | 363.6 | +193.6(방전) | −3.2 |
| 상승·천이 | 3.0 | 291.0 | +121.0 | −6.1 |
| 순항 | 25.0 | 139.6 | −30.4(충전) | +12.7 |
| 하강 | 3.0 | 80.0 | −90.0 | +4.5 |
| 착륙·호버 | 1.5 | 363.6 | +193.6 | −4.8 |
임무 전체는 33.5분, 91.9 kWh, 평균 164.5 kW다. 발전기를 170 kW(첨두의 47 %)로 일정하게 돌리면 배터리가 내는 첨두 전력은 194 kW이고, 방전 에너지의 진폭은 9.3 kWh(이륙에서 상승까지)다. 순항에서 12.7 kWh를 다시 채운다. 배터리 전용이었다면 팩이 첨두 364 kW와 임무 전체 에너지를 맡아야 한다.
배터리 질량은 에너지가 아니라 출력이 정한다. 방전 진폭 9.3 kWh는 유효 144 Wh/kg 팩으로 64 kg이지만, 첨두 194 kW를 팩 비출력 2.0 kW/kg로 내려면 97 kg이다. 더구나 엔진이 멈췄을 때 배터리가 착륙까지 호버 전체를 맡도록 요구하면 출력 요건이 364 kW로 커져 팩이 182 kg(에너지로는 3분에 126 kg)이 된다. 평준화용 97 kg의 거의 두 배다. 안전 요건이 사이징을 정하는 보기이고, 이때 팩이 낼 수 있는 출력은 BMS가 알려야 한다(1.22.6).
1.23.6 사례 — 공개된 하이브리드 무인기·eVTOL 시도
| 사례 | 형식 | 공개된 사실 | 상태와 출처 성격 |
|---|---|---|---|
| Skyfront Perimeter 8 | 가솔린 발전기와 배터리를 사용하는 직렬 하이브리드 멀티콥터 | 제조사 자료: 체공 5시간, 7.5 kg 탑재 1시간·5 kg 탑재 2시간(범위 약 177 km). 2021년 3월 13시간 4분의 멀티콥터 체공 기록은 보조 탱크를 사용한 구성으로 알려졌다 | 판매 제품. (공개 주장치), 최신 사양 (확인 필요) |
| Sikorsky HEX | 무인 하이브리드 VTOL 실증기 | 2023년 3월 10일 발표. GE CT7 터보샤프트와 1 MW급 발전기, 최대이륙중량 7,000 lb 초과, 500 NM 초과 항속과 지속 호버가 목표. 자율 비행 | 계획 발표(제조사 보도자료). 비행 일정·현 상태 (확인 필요) |
| Vertical Aerospace Valo 하이브리드 | SAF 터빈이 발전기를 돌리는 직렬 하이브리드 eVTOL | 회사 발표로 2026년 5월 19일 영국 Cotswold Airport의 시험대(HYPER)에서 지상 시험 개시. 약 1,000마일 항속과 1,100 kg 탑재는 회사 주장으로 보도됨. 비행 시험은 아직 | 지상 시험. (공개 주장치), 2차 보도 |
| Airbus·Rolls-Royce E-Fan X | BAe 146의 엔진 하나를 전기 추진기로 바꾼 직렬 하이브리드 시험 | 2020년 4월 두 회사가 개발 종료 발표. Rolls-Royce가 AE2100 터빈 기반 발전 계통을 구성. 비행 시험 전에 종료 | 종료. 2차 보도, 제원 세부 (확인 필요) |
읽을 것: 소형 UAS의 하이브리드는 이미 판매되는 제품군이고, eVTOL과 대형 무인기의 하이브리드는 시험 단계다. E-Fan X는 통합 비행 시험 전에 종료되었다. 종료 사유는 보도마다 표현이 달라(코로나19 이후의 사업 환경, 통합 비행의 우선순위 등) 단정하지 않는다 (확인 필요). 한국의 하이브리드 무인기 개발 사례는 확인하지 못했다 (확인 필요).
1.23.7 열·소음·진동·배기
배터리 전용은 효율이 높은 전기 체인이라 열이 적다. 하이브리드는 엔진이 연료 에너지의 대부분을 열로 버린다. 1.23.4의 1시간 임무 하이브리드(이륙 중량 15.0 kg)로 어림한다(파이썬).
| 항목 | 값 |
|---|---|
| 호버 전기 동력 | 1.32 kW |
| 연료 화학 동력(엔진 0.18, 발전기 0.90) | 8.18 kW |
| 엔진이 버리는 열 | 6.71 kW |
| 발전기·정류기 열 | 0.15 kW |
| 열 합계 | 6.9 kW(전기 출력의 5.2배) |
소비 연료·이산화탄소(연료 1 kg당 3.15 kg 가정 (경험 범위)) | 0.68 kg/h·2.2 kg/h |
같은 호버를 배터리로 하면 팩 내부 손실은 전기 출력의 약 4 %다(1.17.4의 배터리 단계 효율 0.960). 하이브리드는 전기 출력의 5배가 넘는 열을 배기와 냉각 공기로 내보내야 하므로 냉각 흡기와 배기 설계가 기체 형상에 들어온다(1.25). 군용에서는 이 열이 적외선 시그니처가 된다(5.6).
소음과 진동은 엔진의 점화 주기에서 나온다. 점화 주파수는 실린더 수 $N$, 회전수 $n$[rpm], 행정 수로 정해진다.
$$f_{\text{점화}}=\frac{N\,n}{60}\cdot\frac{2}{S}\quad(S=2\ \text{또는}\ 4)$$
단기통 4행정 엔진이 6,000 rpm이면 50 Hz, 2행정이 8,000 rpm이면 133 Hz다. 낮은 주파수의 톤 소음은 멀리 전파되고 기체 구조를 진동시켜 IMU와 카메라를 오염시킨다(1.29). 멀티콥터의 로터 소음(1.31)에 엔진 소음이 더해지므로 배터리 전용보다 조용하지 않다. 배기에는 이산화탄소 외에 일산화탄소·질소산화물·미연 탄화수소가 있어 도심 운용의 수용성 문제가 된다(21.10·21.14).
1.23.8 신뢰성과 정비
두 추진 계통을 싣는다는 것은 고장 모드가 더해진다는 뜻이다. 엔진은 시동·연료·점화·윤활·냉각이라는 항목을 들여오고 전동 계통은 그대로 남는다.
| 항목 | 배터리 전용 | 직렬 하이브리드 |
|---|---|---|
| 부품과 고장 모드 | 배터리·인버터·모터 | 위에 더해 엔진·연료계통·발전기·정류기 |
| 정비 | 점검 중심 | 오일·필터·점화·연료 품질. 엔진은 오버홀 주기가 정해져 있다(1.20.4.1의 Rotax 912 ULS는 2,000시간. 소형 발전 세트용 엔진은 더 짧을 수 있다 확인 필요) |
| 시동 | 없음 | 저온 시동, 연료 품질의 영향 |
| 공통 원인 | 배터리 | 연료 오염이 엔진 전부를 멈춘다 |
| 지상 취급 | 충전 | 연료 취급·보관(위험물) |
엔진 정지는 일상 사건으로 다뤄야 한다. 엔진 정지율을 $\lambda=10^{-3}$/비행시간으로 가정하면(소형 엔진의 (경험 범위, 확인 필요)) 2시간 임무에서 정지 확률은 0.2 %, 1,000회 임무에 두 번이다. 그래서 완충 팩이 엔진 정지 때 착륙까지 호버를 이어 갈 에너지와 출력을 갖춰야 하고(1.23.5), 팩의 현재 출력 능력을 BMS가 알아야 한다(1.22.6). 엔진 정지 뒤의 비상 착륙 절차는 2.6이 다룬다.
1.23.9 설계 트레이드오프
에너지 문제를 푸는 세 갈래가 있다.
① 배터리 전용으로 간다. 장점: 단순하고 조용하며 정비가 적다. 단점: 임무 시간이 배터리 비에너지에 갇힌다(위 모형에서 약 42분). 이 입장을 취하는 쪽: 도심 AAM 대부분과 소형 민간 UAS.
② 직렬 하이브리드(레인지 익스텐더)로 간다. 장점: 분산 추진·고정 피치 멀티콥터의 기능을 유지하며 항속을 늘린다. 단점: 고정 질량·열·소음·정비, 두 계통의 인증. 이 입장을 취하는 쪽: 긴 체공이 필요한 소형 UAS 사업자, 지역 AAM·무인 VTOL 개발자.
③ 엔진 직결(병렬·터보)로 간다. 장점: 변환 손실이 없어 같은 임무에 가장 가볍다. 단점: 가변 피치 로터나 고정익이 필요하고 분산 배치·빠른 응답을 얻기 어렵다. 이 입장을 취하는 쪽: 무인 헬리콥터와 고정익 MALE(1.8·1.9).
견해: 직렬 하이브리드는 임무가 배터리 전용의 한계 근처이거나 그보다 길고, 호버 비중이 클 때 사용할 이유가 있다고 본다. 근거는 두 가지다. 첫째, 1.23.4의 교차점이 입력에 따라 14~92분으로 움직이므로 교차 가까이에서는 어느 쪽이 가벼운지 확신할 수 없고, 배터리 전용이 아예 닫히지 않는 길이에서만 이득이 가정의 오차보다 분명하다. 둘째, 같은 임무에서 직결 엔진이 더 가볍기 때문에 하이브리드의 이점은 효율이 아니라 기능이고, 그 기능이 필요 없다면(가변 피치 로터나 고정익이 가능하다면) 직결이 낫다. 배터리 비에너지가 오를수록 하이브리드가 이기는 임무는 줄어든다. 다만 군용과 지역 AAM에서는 연료 물류와 체공 시간이라는 별개의 이유가 있어 시장이 사라지지 않는다. 이는 가정한 모형에서의 판단이며 기체별로 다시 계산해야 한다.
1.23.10 세 축 비교
| 항목 | 군용 드론 | 민간 UAS | AAM |
|---|---|---|---|
| 하이브리드의 동기 | 체공 시간·항속, 연료 보급 | 긴 점검·측량·감시 임무 | 항속 확대(지역 노선·화물) |
| 대표 구성 | 소형은 직렬, 대형 고정익은 직결·터보 | 직렬 멀티콥터 | 직렬·터보전기(시험 단계) |
| 지배 요구 | 시그니처(열·소음)와 연료 단일화 | 값·정비 편의 | 안전·소음·배출·인증 |
| 열·소음 | 시그니처 악화가 단점(5.6) | 현장 소음 민원 | 도심 소음·배출 수용성(21.10) |
| 인증·규제 | 군 감항·체계안전(20.19·8.5) | 소형은 운용 규정 중심 | 두 추진 계통의 인증(20.5·17.14) |
| 핵심 병목 | 연료 물류, 시그니처 | 엔진 신뢰성·정비 | 인증 일정, 도심 수용성 |
| 관련 장 | 1.20·10.4 | 14.4·14.9 | 15.25·15.26 |
AAM에서는 도심 노선이 소음과 배출 때문에 하이브리드에 불리하고, 지역 노선과 화물이 하이브리드와 수소의 시장으로 거론된다(15.25·15.26). 군에서는 같은 기체가 평시에 배터리로 조용히, 장거리에서는 연료로 나는 이중 운용을 원하기도 한다.
1.23.11 관련 규격·프로토콜
| 문서 | 발행 | 무엇을 정하나 | 상세 장 |
|---|---|---|---|
| SC E-19 Issue 1(2021-04-07) | EASA | 배터리 또는 연료로 구동하는 전기·하이브리드 추진 시스템의 인증 특별조건. 수소 추진과 프로펠러·로터는 제외 | 20.5·17.14 |
| ASTM F3338(판 확인 필요) | ASTM | 일반 항공기용 전기 추진 유닛의 설계 | 1.18·20.5 |
| 14 CFR Part 33·Part 35, EASA CS-E | FAA·EASA | 항공기 엔진·프로펠러의 감항 기준 | 20.5 |
| ASTM D1655·D910·D7566, MIL-DTL-83133(판 확인 필요) | ASTM·미 국방부 | 항공유·항공 가솔린·대체 연료·군용 JP-8 규격 | 1.20 |
| RTCA DO-311A | RTCA | 항공기 탑재 충전식 리튬 배터리 시스템(완충 팩에 적용) | 9.20·15.5 |
| SAE ARP4754B·ARP4761A | SAE | 두 추진 계통의 고장 조건 분석(엔진 정지 포함) | 8.2·8.4 |
유료 규격은 요지만 다뤘고 판 기호를 확인하지 못한 것은 표시했다. 규격의 지형은 9.1에 있다.
1.23.12 관련 규제·인증 요구와의 연결
- 두 추진 계통의 인증 — 하이브리드 추진은 엔진(엔진 감항 기준)과 전기 계통(SC E-19 등)의 요건을 함께 받는다. SC E-19는 배터리와 연료를 모두 다루는 목적 기반 요건이다. 사안별 합의는 20.5이 다룬다.
- 엔진 정지 후 안전 착륙 — 완충 팩의 출력·시간이 감항 요건이 되는지는 형식증명의 합의 사항이다(17.14·17.7).
- 소음·배출 인증 — 엔진을 사용하면 소음 인증에 더해 배출 문제가 붙는다(20.11).
- 연료와 위험물 — 연료 취급·보관은 위험물 규정과 지상 운용 요건을 받는다(14.27).
- 정비 자격 — 엔진 정비와 고전압 정비가 모두 필요하다(20.18).
- 군 — 연료는 군 단일 연료 정책과 맞아야 하고, 군 감항은 두 계통을 함께 평가한다(20.19).
1.23.13 함정과 한계
| 오해 | 실제 | 더 볼 곳 |
|---|---|---|
| "하이브리드는 항상 항속이 길다" | 짧은 임무에서는 발전 세트 때문에 더 무겁다. 교차 전에는 손해다 | 1.23.4 |
| "연료가 66배니까 항속도 66배" | 엔진·발전기 체인으로 13배 안팎, 거기에 엔진·탱크 질량과 질량 증대 효과가 붙는다 | 1.23.2 |
| "일정하게 돌리면 엔진이 효율적이다" | 소형 엔진의 열효율은 낮고(가정 0.18) 직렬은 변환 손실이 더해져 직결보다 연료를 1.5배 넘게 사용한다 | 1.23.4 |
| "완충 팩은 작아도 된다" | 출력이 사이징을 정하고, 엔진 정지 때 착륙을 맡으면 두 배로 커진다 | 1.23.5 |
| "전기 추진이라 조용하다" | 엔진 소음과 진동이 더해진다 | 1.23.7 |
| "두 계통이라 더 안전하다" | 고장 모드가 더해지고 엔진 정지는 일상 사건이다 | 1.23.8 |
이 장의 한계를 밝힌다.
- 모형은 호버 지배 소형 멀티콥터 하나다. 전진 비행·고정익·eVTOL 규모는 가정이 다르다(출력 평준화의 eVTOL 값은 1.17.4의 가정 위의 별도 계산이다).
- 엔진 효율을 상수로 두었고 부분 부하·고도 저하·냉간 시동을 넣지 않았다. 비용과 정비 시간도 뺐다.
- 발전 세트 비출력 0.5 kW/kg, 엔진 열효율 0.18, 팩 비출력 2.0 kW/kg은 가정이며 공개 제품 값으로 교정하지 않았다. 교차점의 민감도가 그 불확실성을 보인다.
- 사례의 제원은 제조사 주장이고 개발 현황은 시점이 지나면 달라진다.
1.23.14 체크포인트·연구 질문
체크포인트
- 연료와 팩의 비에너지 비 66배가 엔진·발전기 체인을 지나면 13배로 줄어드는 과정을 계산하라.
- 손익분기 시간 $t^{*}=m_0/(a-b)$를 세우고, 이 값이 어떤 두 입력에 가장 민감한지 말하라.
- 배터리 전용의 이륙 중량이 어느 임무 시간에서 발산하는 이유를 $m^{3/2}$ 질량 증대 효과로 설명하라.
- 직렬과 병렬의 연료 효율과 배치 자유의 차이를 설명하고, 고정 피치 멀티콥터에서 직렬만 사용되는 이유를 말하라.
- 출력 평준화에서 완충 팩이 에너지가 아니라 출력으로 사이징되는 이유는 무엇이고, 엔진 정지를 고려하면 어떻게 달라지는가?
- 하이브리드가 열·소음·정비에 미치는 영향을 배터리 전용과 비교해 설명하라.
연구 질문 — 이 장에서 파생되는 열린 주제(25.7에 모은다)
- 임무 프로파일에 따른 교차점의 이동 — 호버 비중이 작은 임무(전진 비행 중심)에서 손익분기는 얼마나 늦어지는가? 공개된 임무 프로파일로 검증할 수 있는가?
- 소형 엔진·발전 세트의 공개 비출력과 효율 — 부분 부하 효율 지도(kW/kg, 연료 소비율)를 공개 자료로 어디까지 구할 수 있는가?
- 엔진 정지 뒤 완충 팩 요건의 규정화 — 호버 기체에서 엔진 정지 후 안전 착륙에 필요한 출력과 시간을 인증 기준으로 어떻게 정할 것인가?
- 하이브리드 AAM의 수용성 — 도심 이외 지역 노선에서 소음과 배출의 허용 조건은 무엇이며 어떻게 측정하는가?
1차 출처(이 장)
- Raymer, D. P., Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA.
- Heywood, J. B., Internal Combustion Engine Fundamentals, 2nd ed., McGraw-Hill, 2018.
- Ehsani, M.; Gao, Y.; Longo, S.; Ebrahimi, K., Modern Electric, Hybrid Electric, and Fuel Cell Vehicles, 3rd ed., CRC Press, 2018.
- Leishman, J. G., Principles of Helicopter Aerodynamics, 2nd ed., Cambridge University Press, 2006.
- Brelje, B. J.; Martins, J. R. R. A., "Electric, hybrid, and turboelectric fixed-wing aircraft: A review of concepts, models, and design approaches," Progress in Aerospace Sciences, vol. 104, 2019.
- Hepperle, M., "Electric Flight — Potential and Limitations," NATO STO-MP-AVT-209, 2012.
- EASA, Special Condition SC E-19 Electric / Hybrid Propulsion System, Issue 1, 2021.
- 제조사 공개 자료와 보도자료(Skyfront·Sikorsky·Vertical Aerospace) — 1차이나 주장이므로
(공개 주장치).
출처를 찾고 판을 추적하는 방법은 0.9에서 다룬다. 엔진·연료의 1차 출처는 1.20에 있다.
다음 장: 1.24에서 연료를 수소로 바꾼다. 연료전지는 소음과 열이 적고 효율이 높지만 수소는 질량당 에너지가 가장 큰 대신 부피당 에너지가 가장 작다. 저장 방식별 질량 분율과 연료전지 시스템의 비에너지를 같은 틀로 계산하고, 안전과 운용 인프라를 살핀다.