전기추진 항공기 등장 배경

지구온난화가 가속됨에 따라 유럽연합(EU: European Union, 이하 EU), 국제민간항공기구(ICAO: International Civil Aviation Organization, 이하 ICAO) 등의 국제기구를 중심으로 국제 항공을 위한 탄소 상쇄 및 절감 제도(CORSIA: Carbon Offsetting and Reduction Scheme for International Aviation, 이하 CORSIA), 하늘 정화 공동 사업(CSJU: Clean Sky Joint Undertaking, 이하 CSJU)과 같은 배출가스 규제 정책을 시행하고 있다. 이러한 정책의 영향으로 전기추진 시스템이 적용된 항공기가 새로운 대안으로 떠오르고 있다. 전기추진 시스템은 배출가스가 없어 친환경적이라는 장점과 중량 대비 높은 추력으로 기존 가스터빈 엔진보다 효율이 높다는 장점이 있다. 실제로 Joby, Lilium 등 전기추진 항공기 관련 스타트업이 증가하고 있으며, 국내에서는 현대자동차, 한화시스템 등에서 개발을 진행하고 있다. 또한, 2024 파리올림픽에 전기추진 항공기의 시범운용을 추진하는 등 머지않은 미래에 상용화가 가능할 것으로 보고 있다. 그림 1은 미국의 대표적인 전기추진 항공기 관련 스타트업인 Joby 社의 S-4를 보여주며, 그림 2는 국내 한화시스템 社에서 개발 중인 전기추진 항공기인 Butterfly를 보여준다.

전기추진 항공기 감항인증기준 수립의 필요성

‘군용항공기 비행안전성 인증에 관한 법률’(이하 군용기인증법) 및 ‘항공안전법’에 의하면 항공기의 운용을 위해서는 감항인증을 획득해야 한다. 감항인증은 견딜 감(堪)에 배 항(航)의 합성어로 “항공기가 안전하게 비행을 견딘다”는 의미를 가지고 있다. 다시 말해 감항인증이란 항공기 개발 및 개조 시 구조, 강도, 성능 등 비행하기에 적합한 안전성과 신뢰성을 갖추었는지 확인하여 항공기가 설계 단계부터 도태 시까지 전 수명주기 동안 비행안전성이 있다는 것을 정부가 인증하는 제도를 말한다. 감항인증을 위해 군에서는 ‘군용항공기 표준감항인증기준’을 민간에서는 ‘항공기기술기준(KAS: Korea Airworthiness Standards,이하 KAS)’을 제정하였으나 내연기관 추진시스템에 적합하게 개발되어 있다. 전기추진 시스템은 그림 3에서 확인할 수 있듯이 크게 하이브리드와 완전 전기추진으로 구분된다. 하이브리드 추진시스템으로는 내연기관 엔진이 발전기를 돌려 생산한 전기가 모터를 구동시켜 추력을 발생시키는 방식과 배터리로 구동하는 모터가 터보팬엔진의 부족한 추력을 보조하는 방식이 있으며, 완전 전기추진 시스템은 동력원이 배터리로만 구성되어 있다.

그림 3. 전기추진 시스템 구성

표 1은 전기추진 시스템의 분류를 정리한 결과이다. 두 방식 모두 일반적인 내연기관 엔진과는 구조, 추력 발생 방식의 차이를 보이기 때문에 별도의 감항인증기준 수립이 필요하다. 민간의 경우 미 연방항공청(이하 FAA), 유럽항공안전청(이하 EASA)을 중심으로 전기추진 항공기의 감항인증을 위한 기준을 수립하고 있으며, 군의 경우 배터리와 발전기가 적용된 하이브리드 추진시스템의 군용항공기 적용 가능성에 관한 연구가 수행된 사례가 있으나 감항인증기준에 관한 연구는 미미한 실정이다. 현재 그림 4와 같이 육군을 중심으로 Army-AAM으로 명명한 군용 전기추진 항공기의 군사적 활용을 위한 연구가 진행중이며, 군용항공기는 감항인증을 반드시 획득해야 하므로 기준 연구가 시급한 실정이다. 이에 따라 본 기고에서는 전기추진 항공기의 핵심 구성품인 연료전지, 모터 및 발전기의 개발 동향과 관련 감항인증기준의 연구 동향을 분석하고 군 감항인증 분야 발전방안을 제언하였다.

전기추진 항공기 핵심 구성품개발 동향

연료전지

전기추진 항공기의 동력원으로는 이차전지, 태양전지, 연료전지, 그리고 내연기관을 결합한 하이브리드 방식이 있다. 연료전지는 수소와 산소의 화학적 반응에 의해 전기를 생산하는 시스템으로, CO2 배출뿐만 아니라 소음도 거의 없는 친환경 동력원으로 태양전지, 이차전지보다 더 높은 에너지 효율을 보인다. 항공기용 연료전지는 크게 추력을 생성하기 위한 추진용과 항공기에 탑재되는 전자기기의 발전 전원용으로 구분되어 개발되고 있으며, 전해질의 종류에 따라 네 가지로 구분할 수 있다. 표 2는 연료전지의 종류를 정리한 결과이다. 항공용 연료전지는 비출력과 에너지 밀도가 중요하며, 연료전지 종류별 성능 비교 결과는 그림 5와 같다.

그림 5. 연료전지 성능 비교 결과

SOFC의 경우 내연기관 혹은 가스터빈 엔진보다 효율이 좋다는 점에서 각광받고 있으나, 650 ℃ 이상의 온도에서 운용된다는 점에서 현실적으로 적용이 어렵다는 문제가 있다. 현재 기술 수준에서 항공기에 적용 가능한 연료전지는 PEMFC 방식으로 내연기관보다 효율이 낮아 이를 보조하기 위한 하이브리드 전기추진 항공기의 개발이 선행되어야 할 것으로 보인다. 최근 Joby 社에서 개발된 연료전지가 동 社에서 개발 중인 전기추진 항공기인 S4(그림 1)과 함께 연구 목적으로 주로 발행되는 특별감항증명을 발급받은 사례가 있다.

전기모터

전기추진 항공기의 핵심 구성품 중 하나인 전기모터는 미국, 유럽을 중심으로 개발이 진행되고 있다. 전기모터는 그림 6에서 볼 수 있듯이 기존 왕복엔진보다 높은 비추력을 보이고 있으며, 기술이 진보하면서 성능이 향상됨을 확인할 수 있다. 2020년대 들어서면서 Halbach 배열이 적용된 모터의 개발이 진행되고 있으며, 상용화될 경우 터보샤프트 엔진과 유사한 비추력을 보유하게 될 것으로 기대하고 있다.

그림 6. 추진시스템 및 모터 종류별 성능 비교

Halbach 배열이란 1979년 미국의 클라우스 할바흐에 의해 정립된 자석 배열 방식으로 자계가 최대화되어 속도 범위에 관계없이 일정한 효율을 보이고 중량 대비 고출력을 발생시킬 수 있다는 장점이 있다.

표 3은 개발 중인 항공용 모터의 예시를 보여주며, MagniX 社의 Magni 350과 Magni 650 모델의 경우 항공기 적용을 위해 FAA의 형식증명 획득을 준비하고 있다. Pipistrel 社의 E-811의 경우 전기 추진시스템 최초로 유럽항공안전청(EASA)에서 형식증명을 획득하였으나, 인증에 활용된 감항인증기준이 활공기(글라이더)용 감항인증기준이며, 적용 대상 항공기가 경량항공기(최대이륙중량 600 kg 이하) 범주에 속하기 때문에 UAM과 같은 미래형 항공기에 적용되는 전기모터의 형식증명 사례는 없다.

표 3. 전기추진 항공기용 모터 예시

제품명	특성
	중량 : 111.5 kg 유효출력 : 350 kw 비고 : 형식증명 준비중
	중량 : 200 kg 최대출력 : 650 kw 비고 : 형식증명 준비중
	중량 : 22.7 kg 최대출력 : 57.6 kw 비고 : 형식증명 획득
	중량 : 24 kg 최대출력 : 160 kw

표 3. 전기추진 항공기용 모터 예시

발전기

전기추진 항공기의 다른 핵심 구성품인 발전기는 하이브리드 추진시스템의 핵심 구성품이다. 그림 3에서 확인할 수 있듯이 하이브리드 추진시스템은 내연기관에 연결된 발전기를 통해 전기를 생성하여 모터를 구동하는 방식이기 때문에 발전기가 핵심 구성품이다. 발전기는 내연기관 항공기에도 적용되기 때문에 상용화된 제품이 여럿 있으며, 전기추진 항공기용 발전기를 위한 산업표준규격도 구체화 되어 있는 편이다. 표 4는 전기추진 항공기에 적용 가능한 발전기의 예시를 보여준다.

표 4. 전기추진 항공기용 발전기 예시

제품명	특성
	중량 : 111.5 kg 정격출력 : 1,000 kw
	중량 : 295 kg 정격출력 : 185 kw 비고 : 형식증명 준비중
	정격출력 : 300 kw 회전속도 : 4,200 RPM
	정격출력 : 1,200 kw

표 4. 전기추진 항공기용 발전기 예시

전기추진 항공기 관련 감항인증기준 연구 동향

미 연방항공청(FAA)

FAR Part 23 Amendment 64

2017년 FAA는 AAM 등 전기추진 항공기의 인증기준으로 활용될 것으로 예상되는 FAR Part 23을 개정하였다. 기존의 설계기반 기준을 성능기반 기준으로 변경하면서 항목 수를 대폭 간소화시켰다. 전기추진 시스템 관련 감항인증기준은 Subpart E에 명시되어 있으며, 이전 버전에 명시된 여러 규정을 결합하여 조항 숫자는 줄이되 동등한 안전성을 유지하도록 규정하였다. 또한, FAR Part 23과 Part 33(엔진), 35(프로펠러)의 요구조건과 겹치는 부분을 정리하였다. 또한, 감항인증기준의 입증방법으로 민간 규격(ASTM, SAE) 등을 기반으로 신청자가 제안할 수 있도록 개정되었다. 그림 7은 FAR Part 23의 개정방향을 도식화한 결과이다.

Special Conditions for MagniX's Engine

2020년 11월, FAA는 Magni 社의 전기모터 인증을 위한 특별조건 초안을 그림 8과 같이 발표하였다. Magni 250 및 500 모델이 대상이며, ASTM 기술기준 및 신청 모델 정보를 바탕으로 수립되었으며, 내연기관 감항인증기준인 FAR Part 33과 상당 부분 연동되어 있다.

Special Class Airworthiness Criteria for S4 developed by Joby Aviation

2022년, 미국 대표 UAM 개발 스타트업인 Joby 社의 S-4 기체 감항인증을 위한 기술기준 초안이 그림 9와 같이 공개되었다. 공개된 인증 기준은 소형 고정익기 인증기준(FAR Part 23)을 기반으로 소형 회전익기 인증기준(FAR Part 27), 전기 엔진 특성을 추가한 엔진 프로펠러 기준(FAR Part 33/35) 및 추가 요구사항(비행 중 형상/양력원 변경, 전자식 비행제어, 배터리 화재보호 등)이 반영되었다.

유럽항공안전청(EASA)

미국의 경우 신청 모델별 감항인증기준을 수립하는 방식을 선택했다면, 유럽은 일반적으로 전기추진 시스템에 적용할 수 있는 기술기준을 별도로 수립한다는 점에서 미국과 차이가 있다. 현재 공식적으로 고시한 감항인증기준은 없으나 특별조건 형식으로 감항인증기준을 공개한 사례가 있다. EASA는 특별조건 내용을 바탕으로 산업계 등의 의견을 수렴하여 공식 감항인증기준으로 고시할 계획을 가지고 있다.

SC-VTOL

UAM, 드론 등 수직이착륙 항공기 개발 수요가 증가함에 따라 2019년 7월, 수직이착륙 항공기용 특별감항인증기준인 SC-VTOL을 제정하였다. 기존 유인 고정익 항공기 감항인증기준인 CS-23 Amendment 5를 기반으로 개발되었으며, 빠른 시일 내에 특별조건이 아닌 완전한 인증규격(CS: Certification Specification, 이하 CS) 형태로 발전시킬 계획이다. SC-VTOL은 UAM, eVTOL 등을 대상으로 하는 감항인증기준이므로 전기추진체 적용 가능성을 고려하여 개발되었다. VTOL.2400 장절에 전기추진시스템에 관한 언급이 있으며, 적합성 입증방법(MOC)으로 2021년 4월 고시된 SC E-19 (Electric/hybrid Propulsion System)를 만족해야 한다고 명시되어 있다. 전기추진체 관련 장절은 다음과 같다.

SC E-18

SC E-18은 EASA CS-23 Level 1 항공기(MTOW 8,618 kg 이하, 승객 0~1명)에 적용된 전기추진체 인증과 관련한 특별조건이며, ASTM F3338-18(Standard Specification for Design of Electric Propulsion Unit for General Aviation Aircraft) 내 여러 항목 중 항공기 특성에 맞게 수정 적용될 사항들을 명시하였다. 구체적인 사항은 다음과 같다.

SC E-19

SC E-19는 CS-25급 항공기를 제외한 전 항공기에 적용되는 전기추진체의 인증을 위해 제정된 기술기준이다[18]. 하이브리드, 전기추진 항공기의 개발 소요가 증가함에 따라 전기추진체의 인증기준 필요성이 제기되었고, 2020년 1월에 처음 제안되었다. 그 후 약 1년 3개월의 검토 기간을 거쳐 2021년 4월에 확정 고시되었다. 4개의 대분류와 40개 항목으로 구성되어 있으며, 표 5는 SC E-19의 주요 내용을 요약한 결과이다.

전기추진 항공기 관련 군 감항인증 분야 발전방안

2장에서 설명했듯이 현재 군용항공기 감항인증기준은 전기추진 항공기를 고려하고 있지 않으며, 감항인증 제도 또한, 새로운 항공기 개발에 맞춰 개선이 필요한 실정이다. 표 6은 군용기인증법에 의해 고시된 감항인증기준을 보여주며, 표준감항 인증기준 Part 2 Subpart E의 903 기준에서 엔진의 형식인증 혹은 이에 준하는 인증을 요구하고 있다. 군용항공기 감항인증 제도는 민간과 다르게 엔진 등 구성품 단위에서의 인증을 요구하지 않으나, 한화에어로스페이스 등 국내 항공 관련 기업에서 전기 추진시스템의 개발을 진행하고 있기 때문에 관련 제도의 정비가 필요하다. 또한, 전기추진 항공기는 대부분 수직이착륙 방식이며, 이에 따른 정의가 법률에 포함되어 있지 않기 때문에 수직이착륙에 대한 개념이 법률에 포함될 수 있도록 정비가 필요하다.

이러한 과정과 함께 전기추진 시스템을 고려한 감항인증기준을 수립하여 고시하여야 할 것이다. 전기추진 시스템 감항인증기준은 SC-VTOL과 SC E-19를 적절히 수정하여 개발이 가능할 것으로 보이나, 주기적인 해외 동향 분석을 통해 최신 연구 결과를 바탕으로 제정하는 방향이 바람직할 것으로 판단된다. 마지막으로 빠르게 변화하는 민간 규격을 입증방법으로 인정할 수 있도록 제도적 기반을 마련할 것을 제안한다. 현재 제도 상 표준감항인증기준 내 입증방법을 활용해야 하나 빠르게 변화하는 기술을 수용하기에는 어려움이 있다. 따라서 민간의 산업규격을 검토하여 수용할 수 있는 제도적 장치를 마련하면 신기술이 적용된 항공기의 감항성 입증에 도움이 될 것이라고 판단한다.

결언

항공기 전기추진 시스템은 저소음, 고효율이라는 장점이 있다. 현재 전기추진 항공기는 민간 주도로 개발이 진행되고 있으나, 군용항공기 또한, 훈련기 혹은 무인 항공기에 전기추진 시스템을 적용하기 위 한 연구가 진행 중이다. 모든 군용항공기는 관련 법령에 의거하여 반드시 감항인증을 획득해야 하나, 국내의 경우 전기추진 항공기의 감항인증을 위한 별도의 기준이 없는 상태이다. 따라서 전기추진 군용 항공기의 감항인증을 위한 기준 개발이 반드시 필요하다. 연구 결과, 미국의 경우 성능기반의 감항인증기준으로 사용자가 직접 입증방법을 제안할 것을 요구하고 있으며, ASTM 등 산업규격을 인정하는 방향으로 제도를 개선하고 있다. 유럽의 경우 SC-VTOL 및 SC E-19와 같이 전기추진 항공기를 위한 별도의 감항인증기준을 고시한 것을 확인하였다. 마지막으로 연구 결과를 바탕으로 군 감항인증 분야 발전방안을 제시하였다. 군 감항인증 분야 발전을 위해 후속 연구를 지속적으로 수행할 예정이며, 이를 통해 추후 개발될 전기추진 시스템이 적용된 UAM, 군용 무인기 및 훈련기 등의 비행 안전성 향상에 이바지할 수 있을 것으로 기대한다.