제1부 비행체 기술 기반
1.24 에너지 저장 III: 수소 연료전지·수소 연소
1.24.1 이 장에서 배우는 것 / 선수 지식 / 특히 중요한 독자
수소는 질량당 에너지가 가장 큰 연료이고, 부피당 에너지는 가장 작은 연료다. 이 두 얼굴이 수소 추진의 모든 것을 정한다. 연료전지는 수소를 소음 없이 전기로 바꾸고 현장 배출이 물뿐이라 군용에서는 조용한 체공, 민간에서는 배출 없는 장시간 비행의 후보가 된다. 그러나 수소를 저장하는 탱크가 무겁고, 연료전지가 내는 열이 크다. 이 장은 연료전지와 저장을 숫자로 따라가 시스템 비에너지를 배터리·가솔린 하이브리드와 같은 틀에서 비교한다.
배우는 것:
- PEM 연료전지 — 반응과 효율 정의, 분극 곡선(계산), 효율이 부하·고도에 따라 달라지는 모습, 폐열이 전기 출력과 비슷하다는 사실.
- 수소 저장과 질량 분율의 한계 — 350·700 bar, 액체 수소, 금속 수소화물. 압력 용기의 물리로 보면 압력을 올려도 질량 분율은 오르지 않는다.
- 시스템 비에너지 — 같은 전력에서 배터리·연료전지(350 bar·액체)·가솔린 직렬 하이브리드의 비교와 교차 임무 시간.
- 연료전지–배터리 구성과 수소 연소 — 부하 추종, 첨두 분담, 소형은 연료전지 대형은 연소가 맞는 이유.
- 안전과 운용 인프라 — 누설·인화 범위·센서 같은 방호 설계의 원리.
- 공개 사례와 성숙도 — 소형 연료전지 드론, 액체 수소 UAV, 수소-전기 eVTOL 시연.
선수 지식: 에너지 비교의 틀은 1.23.4(같은 모형 구조), 추진 체인은 1.17.3, 배터리는 1.21, 열은 1.25를 본다. 지상 수소 인프라는 이 장이 요지만 작성하고 버티포트 쪽은 15.9·15.11이 맡는다.
특히 중요한 독자: 엔지니어는 1.24.3·1.24.4·1.24.5의 모형을, 안전·인증 담당자는 1.24.8·1.24.12를, 사업·정책 담당자는 1.24.5의 결론과 1.24.9의 사례 표를, 군 연구자는 1.24.11을 본다.
기준 시점과 정직성. 이 장은 2026년 10월을 기준으로 작성한 기술 장이고, 사용된 지식은 2026년 중반까지다. 연료전지 곡선·저장 질량·시스템 비교는 반경험식과 가정으로 만든 교육용 모형이다. 저장 질량의 계수는 미 에너지부(DOE) 공개값 한 점으로 교정했고, 나머지는 같은 구조의 추정이다. 사례의 제원은 제조사 공개 자료이므로
(공개 주장치)이며 시점을 붙였다. 성숙도(TRL)는(추정)이다.
1.24.2 개념·직관 — 가볍지만 부피를 차지하는 연료
| 연료(용기 제외) | 질량당 에너지(저위발열량) | 밀도 | 부피당 에너지 |
|---|---|---|---|
| 수소, 상압 | 33.3 kWh/kg | 0.0899 kg/$\mathrm{m^3}$(0 °C) | 3.0 Wh/L |
| 수소 350 bar(15 °C) | 33.3 kWh/kg | 약 24 kg/$\mathrm{m^3}$ | 0.80 kWh/L |
| 수소 700 bar(15 °C) | 33.3 kWh/kg | 약 40 kg/$\mathrm{m^3}$ | 1.34 kWh/L |
| 액체 수소(약 20 K) | 33.3 kWh/kg | 70.8 kg/$\mathrm{m^3}$ | 2.36 kWh/L |
| 가솔린(1.20.3: 44 MJ/kg) | 12.2 kWh/kg | 약 0.74 kg/L (경험 범위) | 약 9 kWh/L |
350·700 bar의 밀도는 널리 인용되는 값이고 (원 표 대조 못 함, 확인 필요), 액체 수소의 밀도는 끓는점에서의 값이다. 수소는 가솔린의 2.7배 에너지를 질량에 담지만, 액체로 만들어도 부피당 에너지는 4분의 1이고 700 bar 압축은 7분의 1이다. 이 부피가 곧 탱크의 크기와 질량이다.
연료전지가 매력적인 이유는 세 가지다.
- 효율이 높다. 스택은 50~60 %, 시스템은 40~50 % 안팎이다(1.24.3). 소형 엔진의 열효율 0.18(1.23)보다 훨씬 높다.
- 조용하다. 회전 부품이 압축기와 펌프뿐이라 엔진의 점화 소음이 없다.
- 현장 배출이 물이다. 이산화탄소·질소산화물을 내지 않는다. 다만 수소를 어떻게 만들었는지는 별개의 문제다.
세 축에서 요구는 이렇게 다르다.
- 군용 드론은 저소음과 낮은 배기 열 시그니처를 얻는다. 대가는 전방의 수소 보급 물류와 저온 시동이다.
- 민간 UAS는 배출 없는 장시간 점검·배송(1~3시간대)에서 사용한다. 가격과 수소 충전 인프라가 걸림돌이다.
- AAM에서는 지역 노선과 화물이 관심 대상이다(15.25). 도심 노선의 배출 요구와 맞지만 수소의 지상 취급이 새 위험을 들여온다.
1.24.3 PEM 연료전지 — 원리와 효율
1.24.3.1 반응과 효율의 정의
양성자 교환막(PEM) 연료전지는 수소와 산소를 막을 사이에 두고 반응시켜 전기를 낸다.
$$2\mathrm{H}_2+\mathrm{O}_2\to 2\mathrm{H}_2\mathrm{O}$$
이상적인 셀 전압은 깁스 에너지에서 나온다. 25 °C 액체 물 기준 $E^{0}=-\Delta G/(nF)=1.229$ V다. 효율은 연료의 발열량에서 전기가 얼마나 나오느냐인데, 발열량 기준에 따라 열중립 전압이 다르다. 고위발열량(HHV)은 1.481 V, 저위발열량(LHV)은 1.253 V다. 이 책은 LHV 기준으로 사용한다. 스택 효율은 다음과 같다.
$$\eta_{\mathrm{stack}}=\frac{V_{\mathrm{cell}}}{V_{\mathrm{tn}}}\,u_f,\qquad V_{\mathrm{tn}}=1.253\ \mathrm{V},\quad u_f\approx0.98$$
$u_f$는 연료 이용률(투입한 수소 중 반응에 사용하는 비율)이다. 실제 셀 전압이 0.7 V면 스택 효율은 약 0.55다. 셀 전압이 이상값에서 멀어지는 이유가 효율의 손실이다.
1.24.3.2 분극 곡선
셀 전압은 전류를 끌수록 내려간다. 세 가지 손실이 차례로 지배한다. 활성화 손실(낮은 전류에서 반응을 시작하는 데 드는 전압), 옴 손실(전해질·접촉 저항), 농도 손실(높은 전류에서 반응물 공급이 모자람)이다. 반경험식은 다음과 같다.
$$V=E_0-A\ln\!\left(1+\frac{i}{i_0}\right)-r\,i-m\left(e^{n i}-1\right)$$
| 기호 | 뜻 | 값(가정, 목표 곡선에 맞춤) |
|---|---|---|
| $E_0$ | 개방 셀 전압(교차 투과 등을 포함한 유효값) | 1.04 V |
| $A$, $i_0$ | 활성화 손실의 크기와 기준 전류 밀도 | 0.045 V, 0.002 A/$\mathrm{cm^2}$ |
| $r$ | 면적 저항 | 0.10 $\Omega\,\mathrm{cm^2}$ |
| $m$, $n$ | 농도 손실 | 1.0×10⁻³ V, 3 $\mathrm{cm^2/A}$ |
목표 곡선은 대표 PEM 셀의 형태(0.2 A/$\mathrm{cm^2}$에서 약 0.8 V, 1.0에서 약 0.64 V, 1.4에서 약 0.54 V)다. 특정 제품의 곡선이 아니다.
70셀·활성 면적 100 $\mathrm{cm^2}$ 스택에 압축기·펌프·팬 같은 보조 장치를 더해 시스템으로 계산한 값이다(파이썬, 해면 고도, 보조 전력은 고정 150 W + 압축기 + 스택 출력의 3 %인 팬).
| 전류 밀도 [A/$\mathrm{cm^2}$] | 셀 전압 [V] | 전력 밀도 [W/$\mathrm{cm^2}$] | 스택 효율 | 순출력 [kW] | 시스템 효율 | 폐열 [kW] |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 0.2 | 0.811 | 0.162 | 0.635 | 0.92 | 0.512 | 0.87 |
| 0.6 | 0.718 | 0.431 | 0.562 | 2.67 | 0.497 | 2.70 |
| 0.8(기준) | 0.680 | 0.544 | 0.532 | 3.41 | 0.475 | 3.76 |
| 1.0 | 0.641 | 0.641 | 0.501 | 4.03 | 0.450 | 4.92 |
| 1.4 | 0.539 | 0.755 | 0.422 | 4.73 | 0.378 | 7.80 |
읽을 것 세 가지.
- 효율은 부하가 낮을수록 높다. 연료전지는 엔진과 정반대다. 엔진은 부분 부하에서 효율이 떨어지고, 연료전지는 오른다. 그래서 평균 출력에 맞추고 첨두는 배터리에 맡기는 구성이 자연스럽다(1.24.6).
- 전력 밀도의 정점(약 1.45 A/$\mathrm{cm^2}$)에서 시스템 효율은 0.38이다. 정점은 짧게만 사용하고 운전점은 0.6~1.0 A/$\mathrm{cm^2}$ 근처로 잡는다. 스택을 작게 만들려고 정점 가까이 사용하면 수소를 더 태우고 열이 늘며 수명이 줄어든다.
- 폐열이 순 전기 출력과 같은 크기다. 기준 운전점에서 전기 3.41 kW에 열 3.76 kW(1.1배)가 나온다. 이 열은 스택 온도(약 60~80 °C)에 가까운 낮은 온도라서 방열이 어렵다(아래).
1.24.3.3 고도·열·저온·수명
고도. 연료전지는 공기 중 산소를 사용한다. 고도가 오르면 공기가 옅어지고, 공기극(캐소드) 압력을 유지하려면 압축기가 더 많은 일을 해야 한다. 공기극 압력 130 kPa(절대압)를 유지한다고 가정하면 압력비와 압축기 전력은 다음과 같다(같은 스택 운전점, ISA, 파이썬).
| 고도 | 외기압 | 압력비 | 압축기 전력(스택 출력 대비) | 순출력 | 시스템 효율 |
|---|---|---|---|---|---|
| 0 m | 101 kPa | 1.28 | 140 W(3.7 %) | 3.41 kW | 0.475 |
| 3,000 m | 70 kPa | 1.85 | 341 W(9.0 %) | 3.20 kW | 0.447 |
| 6,000 m | 47 kPa | 2.76 | 551 W(14.5 %) | 2.99 kW | 0.418 |
6,000 m에서는 같은 스택이 순출력의 12 %를 잃는다. 그래서 고고도 연료전지는 압축기가 설계의 큰 부분이 된다.
열. 폐열 3.76 kW를 냉각수 70 °C, 외기 35 °C(차 35 K)로 내보낸다면 방열기의 열전달 능력은 약 107 W/K가 필요하다. 핀 달린 방열기의 총괄 열전달 계수를 50~100 $\mathrm{W/(m^2\,K)}$로 두면 면적이 약 1~2 $\mathrm{m^2}$다 (경험 범위, 가정). 엔진은 600 °C 안팎의 배기로 열을 버려 차이가 크다(1.23.7). 호버처럼 기류가 약한 구간이 가장 가혹하다(1.25).
저온과 수명. 막과 가습 물이 어는 온도(0 °C 부근) 아래에서는 시동이 어렵다. 제조사 자료의 소형 연료전지 드론도 운용 온도를 −5~40 °C로 표기한다(1.24.9). 스택 수명은 부하 변동·시동 정지·건조와 범람에 열화된다. 차량 목표는 수천 시간이고 소형 드론용은 수백~수천 시간으로 알려져 있으나 공개 범위를 확인하지 못했다 (추정).
1.24.4 수소 저장 — 질량 분율의 한계
1.24.4.1 저장 방식 개관
| 방식 | 수소 밀도 | 질량 분율(수소/시스템) | 근거 | 걸림돌 |
|---|---|---|---|---|
| 압축 350 bar | 약 24 kg/$\mathrm{m^3}$ | 소형 3.5~4.5 %, 대형 약 5 % | 모형(DOE 공개값 한 점으로 교정) | 부피가 크다 |
| 압축 700 bar | 약 40 kg/$\mathrm{m^3}$ | 소형 3.5~4 %, 대형 4.2 % | 대형은 DOE(Argonne) 공개값, 소형은 모형 | 압축 에너지·고압 부속 |
| 액체 수소 | 70.8 kg/$\mathrm{m^3}$(20 K) | 소형 12 %는 가정 (추정), 대형 항공용은 설계 연구마다 다르다 (확인 필요) | 가정 | 증발(보온), 액화 에너지, 충전 인프라 |
| 금속 수소화물 | 재료 100 kg/$\mathrm{m^3}$대 (경험 범위) | 재료 1~2 wt %, 시스템은 더 낮다 (경험 범위) | 경험 범위 | 무겁다. 대신 저압이라 안전 |
DOE(Argonne 분석) 공개값은 700 bar 압축(Type IV 단일 탱크) 시스템이 수소 5.6 kg에서 질량 분율 4.2 %(1.4 kWh/kg), 부피당 0.024 kg/L이다. 같은 자료의 2020년 목표는 1.5 kWh/kg이다. 압축·액화에 드는 에너지도 크며, 특히 액화는 수소 에너지의 상당 부분(수십 %)을 사용한다고 알려져 있다 (경험 범위, 확인 필요).
1.24.4.2 압력 용기의 물리 — 압력은 질량 분율을 올리지 않는다
복합재 압력 용기의 벽 질량은 후프 응력으로 정해진다. 원통 용기의 벽 질량을 부피로 나누면 다음과 같다.
$$\frac{m_{\mathrm{wall}}}{V}=\frac{2\,\rho_c\,p_b}{\sigma},\qquad \frac{m_{\mathrm{wall}}}{m_{\mathrm{H_2}}}=\frac{2\,\rho_c\,p_b}{\sigma\,\rho_{\mathrm{H_2}}(p)}$$
$\rho_c$는 복합재 밀도(1,550 kg/$\mathrm{m^3}$), $\sigma$는 복합재의 유효 강도(1.2 GPa 가정), $p_b$는 파열 압력(사용 압력 $p$의 2.25배로 가정. 자동차용 수소 저장 규정이 그렇게 알려져 있다 (확인 필요))다. 결론: 낮은 압력에서는 수소 밀도가 압력에 비례하므로 오른쪽 식에서 압력이 약분되어 벽 질량 대 수소 질량이 압력과 무관하다. 높은 압력에서는 압축성(수소가 이상기체보다 덜 조여짐) 때문에 밀도 증가가 느려져 오히려 비가 나빠진다. 압력은 부피를 줄일 뿐 질량을 줄이지 못한다.
| 압력 | 수소 밀도 | 이상기체 대비 압축성 $Z$ | 이상 벽 질량 / 수소 질량 | 이상 벽만의 분율 |
|---|---|---|---|---|
| 350 bar | 약 24.0 kg/$\mathrm{m^3}$ | 1.23 | 8.5 | 10.6 % |
| 700 bar | 약 40.2 kg/$\mathrm{m^3}$ | 1.47 | 10.1 | 9.0 % |
이 이상 벽은 라이너·끝 돔·보호층·부속을 뺀 값이다. 실제 시스템은 훨씬 무겁다. DOE의 한 점(수소 5.6 kg, 4.2 %)에 맞추면 이상 벽 질량에 곱할 시스템 계수가 2.25가 나오고, 여기에 밸브·조절기·안전장치 고정분 0.4 kg을 더해 크기별로 계산했다(파이썬).
| 용기 부피 | 350 bar: 수소·탱크·분율 | 700 bar: 수소·탱크·분율 |
|---|---|---|
| 2 L | 0.048 kg · 1.31 kg · 3.5 % | 0.080 kg · 2.23 kg · 3.5 % |
| 7 L | 0.168 kg · 3.60 kg · 4.5 % | 0.281 kg · 6.80 kg · 4.0 % |
| 20 L | 0.48 kg · 9.5 kg · 4.8 % | 0.80 kg · 18.7 kg · 4.1 % |
| 100 L | 2.4 kg · 46 kg · 4.9 % | 4.0 kg · 92 kg · 4.2 % |
| 140 L | 3.4 kg · 64 kg · 5.0 % | 5.6 kg · 128 kg · 4.2 %(교정점) |
읽을 것: 350 bar 시스템은 수소 1 kg을 저장하는 데 탱크 약 19 kg, 700 bar는 약 23 kg이 든다. 700 bar는 같은 부피에 수소를 1.7배 담지만 질량 분율은 오히려 낮다. 작은 용기는 고정 부속의 비중이 커서 분율이 더 떨어진다(2 L에서 3.5 %). 교정은 한 점뿐이므로 다른 점의 값은 추정이다. 소형 용기의 분율은 2~5 % 범위로 알려져 있다 (경험 범위, 확인 필요).
1.24.4.3 액체 수소와 금속 수소화물
액체 수소는 압력이 아니라 온도로 밀도를 얻는다. 70.8 kg/$\mathrm{m^3}$이므로 350 bar의 약 3배다. 미 해군연구소(NRL)도 액체 수소가 5,000 psi 압축 수소의 약 3배 밀도라고 설명했다(1.24.9). 용기는 벽이 두껍지 않은 대신 진공 단열이 필요하고, 열이 새어 들어오면 수소가 증발(boil-off)해 방출해야 하므로 오래 두는 운용에 약하다. 액화에 드는 에너지와 충전 인프라도 부담이다. 이 장은 소형 용기 시스템의 질량 분율을 12 %로 가정했고(공개값을 확인하지 못했다), 민감도는 1.24.5에 있다.
금속 수소화물은 수소를 금속에 흡장해 저압으로 저장한다. 안전하지만 재료가 무거워 항공에서는 용도이 제한적이다.
1.24.5 수치 예시 — 같은 전력에서 에너지원 시스템 비에너지
배터리·연료전지·가솔린 직렬 하이브리드를 같은 틀에서 비교한다. 시스템 비에너지는 전력 $P$로 $t$시간 비행했을 때의 전기 에너지를 에너지원 시스템 전체 질량으로 나눈 값이다. 질량은 두 부분의 합이다. 전력 관련 질량(스택·발전 세트처럼 출력에 비례)과 에너지 관련 질량(연료·탱크·팩처럼 시간에 비례)이다.
$$m_{\mathrm{sys}}(P,t)=\frac{P}{\rho_P}+m_{\mathrm{buf}}+c_E\,P\,t,\qquad e_{\mathrm{sys}}=\frac{P\,t}{m_{\mathrm{sys}}}$$
| 항목 | 가정 |
|---|---|
| 전력 | 2.7 kW 고정(소형 연료전지 드론 정격과 비슷한 규모. 특정 제품의 모형이 아니다) |
| 배터리 | 팩 180 Wh/kg, 사용 가능 80 % → 유효 144 Wh/kg |
| 연료전지 | 시스템 비출력(스택·보조 장치·냉각) 0.6 kW/kg, 순 시스템 효율 0.45(LHV), 사용 가능 수소 95 %, 첨두 30 %를 맡는 완충 팩 포함(0.41 kg) |
| 저장 | 350 bar·700 bar는 1.24.4.2의 모형, 액체 수소는 분율 12 % |
| 가솔린 직렬 하이브리드 | 1.23.4의 가정(발전 세트 0.5 kW/kg, 엔진 0.18, 발전기 0.90, 탱크 0.10×연료+0.2 kg, 발열량은 1.23과 같은 11.94 kWh/kg) |
기체 질량이 동력을 키우는 질량 증대 효과(1.23.4)는 넣지 않았다. 여기서는 에너지원 시스템만 비교한다.
| 임무 시간 | 배터리 팩 | 연료전지 350 bar | 연료전지 700 bar | 연료전지 액체 수소 | 가솔린 직렬 하이브리드 |
|---|---|---|---|---|---|
| 0.25시간 | 144 | 108 | 105 | 127 | 105 |
| 0.5시간 | 144 | 187 | 179 | 237 | 198 |
| 1시간 | 144 | 297 | 275 | 416 | 354 |
| 2시간 | 144 | 419 | 378 | 670 | 585 |
| 4시간 | 144 | 527 | 464 | 962 | 866 |
| 6시간 | 144 | 577 | 502 | 1,127 | 1,032 |
(단위 Wh/kg, 시스템 비에너지.) 같은 계산에서 전력 관련 질량은 연료전지 1.82 kg/kW(스택 1.67 + 완충 0.15), 가솔린 하이브리드 2.15 kg/kW(발전 세트 2.0 + 0.15), 배터리는 0이다. 에너지 관련 질량은 배터리 6.9 kg/kWh, 연료전지 350 bar 약 1.5, 액체 수소 약 0.6, 가솔린 약 0.6이다(1시간 임무 기준).
읽을 것 네 가지.
- 연료 계열은 약 20분 뒤부터 배터리 팩을 앞선다. 교차는 350 bar 연료전지가 0.36시간, 700 bar가 0.37시간, 액체 수소가 0.29시간, 가솔린 하이브리드가 0.35시간이다. (1.23의 교차 25분은 동력과 질량 증대 효과 가정이 달라 직접 비교하지 않는다.)
- 350 bar 연료전지는 가솔린 직렬 하이브리드보다 가볍지 않다. 전력 관련 질량이 조금 적어(1.82 대 2.15 kg/kW) 약 20분 이하에서만 앞서고, 이후 가솔린이 앞선다. 1시간에서 297 대 354, 4시간에서 527 대 866 Wh/kg이다. 이유는 탱크다. 수소 1 kg당 탱크 19 kg이 에너지 관련 질량을 가솔린의 2.5배로 올린다. 수소의 33.3 kWh/kg도, 연료전지의 높은 효율(0.45 대 0.162)도 탱크 질량을 다 메우지 못한다.
- 액체 수소는 모든 구간에서 가장 가볍지만 그 이득은 가정에 달렸다. 소형 용기 분율이 8 %이면 2시간에 560, 4시간에 751 Wh/kg로 가솔린(585·866)보다 낮고, 12 %이면 670·962, 20 %이면 794·1,242다. 임무가 1시간이면 약 7 %, 4시간이면 약 10 %를 넘어야 가솔린을 이긴다.
- 연료전지 시스템 비출력과 효율도 크게 영향을 준다. 비출력 0.4 kW/kg이면 교차가 0.51시간으로 밀리고, 1.0 kW/kg이면 0.24시간으로 당겨진다. 순 효율이 0.40이면 2시간 비에너지가 390, 0.55면 469다(기준 419).
결론: 압축 수소 연료전지는 질량 면에서 가솔린 하이브리드를 이기지 못한다. 연료전지의 장점은 질량이 아니라 소음·배출·열 시그니처와 부분 부하의 효율이고, 질량 이득은 액체 수소 같은 저장 기술에 달렸다.
공개 사례와의 교차 검산도 한다. 제조사 자료의 소형 연료전지 드론(1.24.9)은 탱크 10.8 L, 정격 2.7 kW, 비행 120분이다. 압력은 공개 자료에 없다. 350 bar로 가정하면 수소 0.26 kg, 전기 약 3.7 kWh(효율 0.45, 사용 95 %)이고 120분 평균 1.85 kW다. 정격 2.7 kW 아래로 앞뒤가 맞는다. 700 bar라면 평균 3.1 kW로 정격을 넘어 맞지 않는다. 이 검산은 탱크가 350 bar 부근일 것이라는 가정을 뒷받침할 뿐이며 사실의 확인은 아니다 (확인 필요).
1.24.6 연료전지–배터리 구성
연료전지는 부하 변화에 느리다. 수소와 공기 공급이 부하를 앞서야 하고, 갑작스러운 부하 증가는 반응물 부족(기아)으로 스택을 상하게 한다. 시동과 정지에도 시간이 걸린다. 그래서 거의 모든 연료전지 항공기는 배터리를 함께 싣는다.
배터리의 역할은 세 가지다. ① 첨두 분담 — 호버·상승처럼 평균보다 큰 출력을 맡아 스택을 작게 만든다(1.23.5의 출력 평준화와 같은 원리). ② 시동과 부하 완충 — 스택이 데워지는 동안, 그리고 부하 급변 동안 전력을 댄다. ③ 연료전지 정지 때의 착륙 — 수소 누설 감지로 스택이 차단되는 경우를 포함한다. 이 마지막 역할 때문에 배터리의 출력 능력이 안전 요건이 되고, BMS가 그 능력(SoP)을 알려야 한다(1.22.6).
구성 요소는 네 경로다. 수소(탱크·감압기·차단 밸브), 공기(압축기·가습기), 냉각(냉각수·방열기), 전력(스택·DC/DC·직류 버스). 스택은 작은 화학 공장이고 보조 장치(1.24.3의 압축기·펌프·팬)가 질량과 전력을 상당히 사용한다.
1.24.7 수소 연소 — 터빈과 피스톤
수소를 연료전지가 아니라 연소로 사용하는 길도 있다. 가스터빈이나 피스톤 엔진이 수소를 태운다. 장점은 기존 엔진 기술을 사용하고 큰 출력을 낼 수 있으며, 연료 순도 요구가 연료전지보다 덜하다는 것이다(연료전지는 불순물에 민감해 연료 품질 규격이 엄격하다, 1.24.12). 단점이 셋이다.
- 효율. 소형 규모에서는 연료전지(0.45)가 엔진(0.18대)보다 훨씬 높다. 큰 터빈은 열효율이 올라 경쟁이 가능하다.
- 질소산화물. 고온 연소에서 생긴다. 물만 나오는 것이 아니다.
- 연소 특성. 수소는 불꽃 전파가 빠르고 점화 에너지가 낮아 역화·자기 점화를 조심해야 하고 연소기 설계가 어렵다.
그래서 소형 UAS는 연료전지가, MW급 큰 항공기는 연소가 거론된다. 규모 경계는 설계마다 다르고 확정된 것이 아니다. 공개 사례로는 보잉의 Phantom Eye가 있다. 기화한 액체 수소로 포드 엔진 두 기를 구동한 HALE 시연기다(1.24.9).
1.24.8 안전과 운용 인프라
수소는 위험한 연료가 아니라 다른 방식으로 위험한 연료다. 성질과 그것이 설계에 주는 함의를 원리 수준으로 정리한다.
| 성질 | 값 | 설계 함의 |
|---|---|---|
| 인화 범위(공기 중) | 약 4~75 vol %(널리 인용) (확인 필요) | 매우 넓다. 닫힌 공간에 모이면 위험하므로 환기와 누설 감지가 기본 |
| 최소 점화 에너지 | 약 0.02 mJ(메탄의 약 1/10) (경험 범위) | 정전기·작은 불꽃도 점화원. 접지·본딩과 점화원 배제 |
| 밀도 | 0.0899 kg/$\mathrm{m^3}$(공기의 약 1/14) | 빠르게 위로 퍼진다. 누설 감지기는 높은 곳에, 환기구는 위쪽에. 위쪽에 갇히는 구조를 피한다 |
| 불꽃 | 낮에 거의 보이지 않는다 | 눈으로 알 수 없다. 센서와 열화상 |
| 분자 크기 | 가장 작다 | 이음매·폴리머 라이너로 새고 침투한다. 일부 금속은 수소 취성이 생긴다 |
| 저장된 압축 에너지 | 7 L·300 bar에서 1.2 MJ(등온 팽창 근사, TNT 0.29 kg 환산) | 용기 파열은 별개의 위험. 수소의 화학 에너지는 17 MJ로 14배 |
마지막 줄은 두 위험을 나눠 보는 이유를 보인다. 압축 에너지(파열)와 화학 에너지(화재)는 크기도 대응도 다르다. 용기는 파열 압력 여유로, 화재는 열로 작동하는 감압 장치(화재 때 수소를 정해진 방향으로 방출)로 다룬다.
방호 설계의 원칙.
- 누설 감지와 차단. 센서를 높은 곳에 두고 경보에 연동해 밸브를 닫는다. 밸브는 전원을 잃으면 닫히는 형식이다.
- 환기와 방출 경로. 수소가 모일 수 있는 구획을 만들지 않는다. 방출은 엔진·배기·점화원·항전 장비에서 먼 쪽으로 낸다.
- 용기의 충돌 보호. 비상 착륙과 충돌 에너지(1.30) 때문에 용기를 구조 안쪽에 두고 충돌 하중으로부터 보호한다.
- 충전·배출 절차. 접지, 퍼지, 누설 점검을 절차로 못 박는다.
운용 인프라. 수소를 현장에 공급하는 방법은 고압 실린더 교환, 튜브 트레일러, 현장 전해(전기로 물을 분해)다. 수소는 위험물로 운송 번호가 따로 있다(압축 수소 UN 1049, 극저온 액체 수소 UN 1966, 금속 수소화물 속 수소 UN 3468). 군의 전방 보급과 도심 버티포트의 저장은 모두 어려운 문제다. 지상 수소 시설·충전은 15.9·15.11이, 지상 지원 장비는 14.27이 다룬다.
1.24.9 사례 — 공개된 수소 무인기·eVTOL
| 사례 | 형식 | 공개된 사실 | 상태와 출처 성격 |
|---|---|---|---|
| Doosan Mobility Innovation DS30W | 소형 연료전지 드론 | 제조사 자료: 비행 120분(무탑재), 최대 탑재 3 kg, 연료전지 정격 2.7 kW, 탱크 10.8 L 또는 7 L(압력 미표기), 시스템 중량 21.9 kg(10.8 L), 범위 80 km, 운용 온도 −5~40 °C. 2019년 10월 양산 시작 보도, 2022년 12월 연료전지 파워팩(DP30M2S)이 한국가스안전공사(KGS) 인증을 받았다고 보도되며 국내 첫 사례로 소개됨 | 판매 제품. (공개 주장치)와 2차 보도. 항공 형식증명 정보는 확인하지 못함 |
| NRL Ion Tiger | 소형 연료전지 UAV(약 37 lb, 탑재 4~5 lb) | 2009년 26시간 2분(5,000 psi 기체 수소). 2013년 4월 액체 수소로 48시간 1분 비행(NRL 발표) | 시연기. NRL 발표 |
| Boeing Phantom Eye | 액체 수소 연소(피스톤) HALE 시연기 | 2012년 6월 1일 첫 비행 28분, 약 4,080 ft, 62 kt. 150 hp급 포드 엔진 2기를 기화 수소로 구동(AIN 보도). 설계 목표 4일·65,000 ft(Boeing). 착륙 때 손상 | 시연기. 이후 상태 (확인 필요) |
| AeroVironment Global Observer | 액체 수소·전기 HALE | 2011년 4월 1일 아홉 번째 시험 비행 중 추락, 이후 정부 자금 소진으로 중단(AIN 보도) | 종료. 2차 보도 |
| Joby 수소-전기 시연기 | S4 개조: 액체 수소와 연료전지(H2FLY), 소용량 배터리 | 2024년 6월 24일 약 523마일(842 km) 무착륙 비행, 연료 약 10 % 잔량, 원격 조종. 같은 기체의 배터리 전용 기록은 2021년 약 155마일 | 시연기. Joby 발표 (공개 주장치)와 AIAA 등 2차 보도 |
| ZeroAvia ZA600 | 600 kW급 연료전지 추진 계통(최대 20석급) | 2025년 2월 FAA 이슈페이퍼(G-1·P-1) 발행, 2025년 11월 17일 영국 CAA 설계조직승인 발표. Dornier 228 시험기로 시험. 형식증명은 아직 | 인증 진행 중. 회사 발표와 2차 보도 (확인 필요) |
NRL 발표에서 액체 수소는 5,000 psi(약 345 bar) 압축 수소보다 약 3배 밀도라고 했다. 1.24.2의 표(24 대 70.8 kg/$\mathrm{m^3}$, 2.95배)와 맞는다. 한국의 사례로는 위 DMI가 있고 군 도입이나 항공 인증은 확인하지 못했다 (확인 필요).
성숙도(TRL)는 (추정)이다. 소형 연료전지 드론은 판매 제품이라 TRL 8~9, 대형 항공용 연료전지 추진은 인증 단계로 5~7, 액체 수소 항공은 시연 단계로 4~6, 수소 연소 항공은 3~5로 본다. 근거는 위 사례의 상태이고 평가 기준이 서로 달라 정확하지 않다(25.4).
1.24.10 설계 트레이드오프
수소를 사용하는 세 갈래가 있다.
① 압축 수소(350·700 bar) + 연료전지. 장점: 상용 부품이 있고 운용 절차가 비교적 알려져 있다. 단점: 탱크가 수소의 약 20배라 질량 이득이 작다. 이 입장을 취하는 쪽: 소형 UAS 사업자, 1~3시간 임무.
② 액체 수소 + 연료전지. 장점: 질량 이득이 크다(분율이 약 7~10 %를 넘으면). 단점: 증발, 극저온 취급, 액화·충전 인프라. 이 입장을 취하는 쪽: 장기체공·장거리 개발자(HALE, 지역 AAM).
③ 수소 연소(터빈·피스톤). 장점: 큰 출력과 기존 엔진 기술, 연료 순도에 관대하다. 단점: 질소산화물, 연소 특성, 효율. 이 입장을 취하는 쪽: 대형·고출력 개발자.
견해: 수소가 소형 UAS에서 먼저 자리를 잡는 이유는 질량이 아니라 소음·배출·열 시그니처의 차별성이라고 본다. 근거는 1.24.5의 계산이다. 압축 수소 연료전지의 시스템 비에너지는 1시간에 297, 4시간에 527 Wh/kg로 같은 조건의 가솔린 직렬 하이브리드(354·866)보다 낮다. 이기려면 저장(액체 수소 분율이 약 7~10 % 이상)이 풀려야 하고, 그 값은 공개 자료로 확인하지 못했다. 따라서 질량만으로 수소를 고르면 손해이고, 소음·배출 요구가 규정이나 임무로 주어진 곳에서 정당화된다. 이는 가정한 모형에서의 판단이며 제품 값으로 다시 검증해야 한다.
1.24.11 세 축 비교
| 항목 | 군용 드론 | 민간 UAS | AAM |
|---|---|---|---|
| 수소의 동기 | 저소음, 낮은 배기 열, 체공 | 배출 없는 장시간 점검·배송 | 지역·화물 노선의 배출 없는 항속 |
| 대표 구성 | 소형 연료전지, 대형 액체 수소(시연) | 압축 수소 + 연료전지 + 배터리 | 액체 수소 + 연료전지(시연) |
| 지배 요구 | 시그니처, 야전 견고성, 전방 보급 | 가격, 충전 인프라, 안전 | 인증, 지상 수소 시설, 안전 |
| 열 | 배기 열은 작으나 방열기 열이 있다(5.6) | 호버 구간 방열(1.25) | 큰 방열기·기체 형상에 영향 |
| 핵심 병목 | 수소 물류, 저온 시동 | 탱크 질량, 수소 가격과 접근 | 수소 인프라, 인증 기준의 공백 |
| 관련 장 | 10.4·10.5 | 14.2·14.4 | 15.25·15.26 |
군에서는 연료전지가 배기 열을 거의 내지 않아 적외선 시그니처에 유리하다고 거론된다. 그러나 방열기의 열이 남고(1.24.3.3), 전방 수소 보급은 연료 단일화(1.20) 방향과 어긋난다. 이 균형은 임무마다 다르다.
1.24.12 관련 규격·프로토콜
| 문서 | 발행 | 무엇을 정하나 | 상세 장 |
|---|---|---|---|
| SAE AS6858 | SAE·EUROCAE | 대형 민간 항공기에 설치하는 연료전지 시스템(기체 수소 PEM 포함)의 안전한 통합 요건(2023년판) | 20.5 |
| SAE AIR6464 | SAE | 항공기 보조 동력용 PEM 연료전지 설치 안내(정보 보고서, 요건 아님) | 20.5 |
| SC E-19 Issue 1(2021-04-07) | EASA | 전기·하이브리드 추진 시스템의 특별조건. 수소 추진은 제외 | 20.5·17.14 |
| ISO 14687 | ISO | 수소 연료 품질(PEM 연료전지 차량용 등급 포함), 최신 판 (확인 필요) | 15.9 |
| SAE J2601 | SAE | 경량 차량 수소 충전 프로토콜 | 15.9 |
| ISO 19880-1 | ISO | 기체 수소 충전소의 일반 요건 (판 확인 필요) | 15.9 |
| ISO 11119-3 | ISO | 복합재 가스 용기(Type 3·4 등)의 설계·시험 (판 확인 필요) | 9.1 |
| UN GTR No. 13 | UNECE | 수소·연료전지 자동차 안전(저장 시스템 시험 포함). 차량 규정이나 용기 설계의 참고 (확인 필요) | 9.1 |
| IEC 62282 시리즈 | IEC | 연료전지 기술의 안전·성능 시험 (부 번호 확인 필요) | 9.1 |
| UN 1049·UN 1966·UN 3468 | UN | 압축 수소·극저온 액체 수소·금속 수소화물 속 수소의 위험물 번호 | 14.19·14.27 |
수소 추진 항공기의 인증 기준은 표준화 중이다. 유료 규격은 요지만 다뤘고 판 기호를 확인하지 못한 것은 표시했다. 규격의 지형은 9.1, 규격을 찾는 법은 0.9에 있다.
1.24.13 관련 규제·인증 요구와의 연결
- 추진 계통의 인증 — 수소 추진은 EASA SC E-19 같은 기존 특별조건에서 빠져 있어 사안별로 합의한다. FAA는 ZeroAvia에 대해 2025년 이슈페이퍼(G-1·P-1)를 발행했다(20.5·17.7·17.14).
- 압력 용기 — 항공용 수소 용기는 차량·산업 용기 규격을 참고하지만 항공 인증의 대상이다. 충돌·낙하 시험과 화재 시험이 관건이다.
- 수소 안전과 위험물 — 보관·운송은 위험물 규정을 받는다. 한국에서는 고압가스 관련 법규가 용기와 충전을 규율하는 것으로 알려져 있다
(확인 필요, 18.1). - 지상 시설과 비상 대응 — 버티포트의 수소 저장·충전 요건은 15.9, 수소 화재 대응은 15.11이 다룬다.
- 소음·배출 — 연료전지는 배출 인증 문제를 줄이지만 압축기·팬 소음이 남는다(20.11).
- 소형 UAS — 항공 감항과 별개로 수소 팩의 안전 인증(국내의 가스안전 인증 사례, 1.24.9)과 위험물 운송 규정을 받는다(18.3).
- 군 — 수소의 전방 물류, 군 감항, 체계안전이 별도의 검토 대상이다(20.19·8.5).
1.24.14 함정과 한계
| 오해 | 실제 | 더 볼 곳 |
|---|---|---|
| "수소가 에너지가 가장 크니 시스템도 가장 가볍다" | 질량당은 맞지만 탱크가 수소의 약 20배(350 bar)라 가솔린 직렬 하이브리드보다 비에너지가 낮을 수 있다 | 1.24.5 |
| "700 bar가 350 bar보다 가볍다" | 부피만 줄고 질량 분율은 같거나 낮다 | 1.24.4.2 |
| "연료전지 효율은 늘 높다" | 부하가 크거나 고도가 높으면 떨어진다(0.50에서 0.38, 0.475에서 0.42) | 1.24.3 |
| "배출이 물뿐이라 열 걱정이 없다" | 폐열이 전기 출력과 비슷하고 낮은 온도라 방열기가 크다 | 1.24.3.3·1.25 |
| "수소는 가벼우니 새도 안전하다" | 인화 범위가 넓고 점화 에너지가 낮아 갇히면 위험하다 | 1.24.8 |
| "액체 수소가 무게 문제의 답이다" | 증발·보온·인프라가 따라오고 소형 용기의 분율은 가정이다 | 1.24.4.3 |
이 장의 한계를 밝힌다.
- 분극 곡선은 반경험식이고 계수는 목표 곡선에 맞춘 것이다. 온도·습도·막 열화는 넣지 않았다.
- 탱크 모형은 DOE의 한 점으로 교정했다. 복합재의 유효 강도·안전율은 가정이다. 액체 수소 분율은 공개값을 확인하지 못한 가정이다.
- 시스템 비교는 고정 전력이며 질량 증대 효과를 넣지 않았다. 호버 지배 임무에서는 질량이 동력을 키워 차이가 더 벌어진다(1.23.4).
- 수소 가격·생산 방식·전과정 배출은 다루지 않았다(21.14).
- 사례의 제원은 제조사 주장이고 개발 현황은 시점이 지나면 달라진다.
1.24.15 체크포인트·연구 질문
체크포인트
- LHV와 HHV 열중립 전압이 다른 이유를 말하고, 셀 전압 0.7 V의 스택 효율을 계산하라.
- 분극 곡선의 세 손실이 전류 밀도의 어느 구간에서 지배하는지 말하고, 연료전지의 효율이 부분 부하에서 높은 이유를 설명하라.
- 350 bar 용기의 이상 벽 질량이 수소 질량의 몇 배인지 식으로 구하고, 700 bar가 질량 분율을 올리지 못하는 이유를 설명하라.
- 같은 전력에서 350 bar 연료전지가 가솔린 직렬 하이브리드보다 가볍지 않은 이유는 무엇인가? 액체 수소가 이기려면 어떤 조건이 필요한가?
- 고도가 오르면 연료전지의 순출력과 효율이 떨어지는 경로를 설명하라.
- 수소 안전에서 압축 에너지와 화학 에너지를 나눠 보는 이유와 방호 설계의 원칙 네 가지를 말하라.
연구 질문 — 이 장에서 파생되는 열린 주제(25.7에 모은다)
- 소형 용기의 공개 질량 분율 — 항공용 소형 수소 용기(2~20 L)의 시스템 질량 분율 공개 데이터는 어디까지 있으며, 이 장의 모형은 얼마나 맞는가?
- 연료전지의 방열과 호버 — 기류가 약한 호버 구간에서 낮은 온도의 폐열을 어떻게 내보낼 것인가? 방열기 질량과 냉각 항력이 비에너지 이득을 얼마나 깎는가?
- 수소 항공기의 인증 기준 — 수소 추진과 저장의 인증 기준(압력 용기·누설·충돌·화재)을 어떻게 합의하며, 소형 UAS에도 무엇을 요구할 것인가?
- 액체 수소 소형 용기의 증발 한계 — 증발 때문에 운용 가능한 대기 시간은 얼마이며, 이 한계가 임무 계획에 어떤 제약을 주는가?
1차 출처(이 장)
- Larminie, J.; Dicks, A., Fuel Cell Systems Explained, 3rd ed., Wiley, 2018.
- O'Hayre, R.; Cha, S.-W.; Colella, W.; Prinz, F. B., Fuel Cell Fundamentals, 3rd ed., Wiley, 2016.
- Barbir, F., PEM Fuel Cells: Theory and Practice, 2nd ed., Academic Press, 2013.
- Züttel, A., "Materials for hydrogen storage," Materials Today, vol. 6, no. 9, 2003.
- Lemmon, E. W.; Huber, M. L.; Leachman, J. W., "Revised standardized equation for hydrogen gas densities for fuel consumption applications," Journal of Research of NIST, vol. 113, no. 6, 2008.
- U.S. Department of Energy, Hydrogen and Fuel Cell Technologies Office, "Physical Hydrogen Storage"(energy.gov 공식 포털, Argonne 분석값).
- SAE AS6858, SAE AIR6464, EASA SC E-19 Issue 1, ISO 14687, SAE J2601, ISO 11119-3.
- 제조사·기관 발표(Doosan Mobility Innovation 제품 자료, NRL 2013, Boeing 2012, Joby 2024, ZeroAvia 2025) — 1차이나 주장이므로
(공개 주장치).
출처를 찾고 판을 추적하는 방법은 0.9에서 다룬다. 배터리와 엔진의 1차 출처는 1.21·1.20에 있다.
다음 장: 1.25에서 이 모든 에너지 계통이 공통으로 겪는 문제를 본다. 배터리·모터·인버터·항공전자가 버리는 열을 어떻게 내보내는가다. 열저항 네트워크로 온도 상승과 시간 상수를 계산해 호버와 순항의 열 대비를 보이고, 냉각 방식과 배터리 예열, 열폭주 방호와의 관계를 살핀다.