로켓은 공기가 없는 지구 궤도권이나 우주 공간에서 추진을 얻어 비행을 하게 된다. 가장 일반적으로 가스나 케로신 계열의 화학 연료를 사용하며 이를 연소시키기 위한 산화제를 추가로 탑재해야 한다. 산화제의 부피를 줄이기 위해 극저온으로 산소를 액화 시키며 이를 유지하기 위한 장치들이 추가된다. 지구 궤도에 인공위성을 올리는 경우 이와 같은 화학 연료를 사용하는 것이 유용하지만 화성이나 더 먼 심우주 탐사를 위해서는 화학 연료는 유용하지 못하다. 그 이유는 먼 거리를 비행하기 위해서는 연료와 산화제가 많이 필요하며 그로 인해 무게가 증가하기 때문이다.



하지만 우주 탐사선의 탑재 가능한 연료와 산화제는 제한적이다. 우주 공간에서 사용되는 전기 장치나 이온 추진 장치를 위해서 필요한 전력 공급을 위해 태양 전지판을 사용한다. 이 역시 필요 전력이 많아질 경우 태양 전지판은 더 커져야 하며 태양이 비치지 않는 타행성의 반대편이나 태양에서 멀어지게 되면 생산 전력량이 떨어지거나 전력 공급이 중단되게 된다. 이와 같이 우주에서 장기간 비행할 때 필요한 추진제와 전력을 얻기 위한 방법으로 원자력을 사용한 로켓 추진이 고려되었다.



핵 추진 로켓의 연료는 크게 3가지 형태로 구분이다. 고체 액체 기체이다. 고체 타입은 시스템 구조가 단순하며 사용이 쉬우며 액체와 기체 반응기로 갈수록 성능은 높지만 그에 따른 시스템은 복잡하고 위험도는 증가한다. 아직까지 기술적 한계로 인해 지상에서 시험되거나 향후 사용될 핵 추진 로켓은 고체 핵연료를 주로 사용하고 있다.

핵 추진 로켓의 기본 개념은 일반적인 화학 연료 로켓과 비슷하다[1]. 화학 연료 로켓은 연료탱크 산화제 탱크 추진제를 가압하는 터보펌프 연소가 이루어지는 연소기와 노즐로 구성되어 있다.



핵 추진 로켓은 Fig1과 같이 추진제 가압 펌프 핵반응기(reactor core)와 노즐로 구성되어 있다. 화학 연료 로켓에 있는 산화제 탱크와 연소기는 없으며 그 자리를 핵 반응기가 대신하게 된다. 핵 추진 로켓은 NTR(nuclear thermal rocket)이라고 하며 용어에서 알 수 있듯이 핵 발전과 같은 방법으로 핵을 사용한다. 즉 핵반응을 천천히 일으킬 때 발생하는 열을 점화제로 사용하고 추진제는 일반적으로 가벼운 수소 가스를 사용한다. 핵 추진 로켓에 있어 어려운 점의 하나는 고온의 핵 반응기를 냉각하고 고온에 견뎌야 하는 재질이다. 여기서 수소를 사용하는 이유는 수소를 액화시키기 위해 22K로 냉각해야 하며 이 액화 수소를 사용하여 냉각제로 사용가능하다.

즉 액화 수소를 핵 반응기로 보내 냉각 시키고 핵 반응기에서 약 2500-3000K로 가열된 수소는 이온화하여 추력을 얻게 된다.
이론적으로 핵 추진 엔진을 사용한 로켓의 비추력 (Isp specific impulse)은 850~1000sec이며 화학 연료 로켓의 3-4.5배로 알려져 있다. 액체 수소-산소를 사용할 경우 비추력은 2배 이상 높일 수 있다. 수소 외에도 암모니아 물 액체 산소 등의 추진제를 사용할 수 있으며 수소에 비해 연료 가격을 낮출 수 있지만 그만큼 배출 속도와 성능도 낮아지는 단점이 있다. 수소를 사용하는 이유는 가볍고 1500 K의 저압이나 3000K 고압에서도 이온화가 되기 때문에 비추력이 다른 추진제에 비해 증가하기 때문이다.

그러면 화학 추진 로켓에 비해 월등한 성능(비추력 지속 시간)을 가진 핵 추진 로켓이 사용되지 못한 이유는 무엇일까? 바로 추력 중량비(TWR thrust-to-weight ratio)가 낮기 때문이다. 1947년 처음 핵 반응기가 나왔을 때의 추력 중량비는 1:1이다[1]. 즉 지구 중력에서 자기 무게도 올리지 못하는 추력이다는 의미이다. 지난 20년 넘는 시간 동안 미국에서는 이 추력 주량비를 7:1까지 높였다. Fig 2과 같은 par icle bed reactor 등을 사용해서 여러 층의 반응기로 추진제/냉각제를 보냄으로써 추진제 가열 능률을 높이고 반응기의 크기를 줄였기 때문이다.



하지만 화학 추진 로켓의 추력 중량비가 70:1 인 것과 비교하면 아직도 매우 낮은 수치이다. 추력 중량비가 낮기 때문에 핵 추진 로켓의 경우 지상 발사체용으로 사용하기 힘들고 상단 추진용이나 심우주 탐사용으로 적합하다. 또한 핵 추진 로켓은 방사능 피폭의 위험이 있기 때문에 지구 대기권이나 근궤도에서는 혹시나 발생할 수 있는 사고 위험으로 일반적으로 사용하지 않도록 하고 있다.



최근에 핵 추진 로켓에 대한 관심이 많아진 것은 2035년 화성에 유인 탐사선을 보내야 하기 때문이다. 화성에 무인 탐사선을 보낼 경우 약 7개월 정도의 시간이 소요되며 유인 탐사선을 현재의 추진 시스템으로 보낼 경우 최소 9개월이 소요될 것으로 예측하고 있다. 하지만 핵 추진 로켓을 사용할 경우 3개월 안에 가능하다고 보고 있다[13].

미국의 USNC-Tech(Ultra Safe Nuclear Technologies)은 마이크로 크기의 세라믹으로 코팅이 된 우라늄 연료 입자를 탄화 지코니움 망에 분산시켜 열손실 없이 방사성 분열을 마이크로 캡슐에 하는 방법을 제안하고 있다[3]. NASA는 이런 핵 추진 기관이 2030년 화성 발사까지 기술적 문제 등으로 개발이 힘들 것으로 보고 있지만 UNSC-Tech은 NASA가 요구하는 시스템 크기의 반 정도 테스트용 핵 추진 로켓을 2027년에는 발사할 수 있으며 2035년까지 실제 시스템 제작이 가능하다고 제안하고 있다.
Fig 3과 같은 크기의 핵 추진 로켓을 다중 배열을 하게 되면 엔진 개발에 소요되는 기술적 어려움을 해결할 수 있을 것으로 생각된다.



프린스턴 대학의 Plasma Physics연구소는 핵 반응기의 소형화를 위해 연구 중이다[4]. 중수소와 삼중수소 연료를 사용하여 고온의 플라즈마 조건에서 분열 반응을 일으켜 중립자를 최소로 생산하는 것이다. 핵분열 반응에서 생성되는 중립자는 강철과 같은 물질의 구조를 변화시켜 수많은 미세 구멍을 만들어 방사성 피폭을 일으킨다. 프린스턴에서 개발중인 핵 반응 엔진은 Direct Fusion Drive라 불리며 일반적인 핵 융합에 필요한 연료를 수 천분의 1까지 줄일 수 있다.



미국의 국방고등연구계획국인 DARPA(Defense Advanced Research Project Agency)는 2020년에 DARCO(Demonstration Rocket for Agile Cislunar Operations)프로그램을 진행하고 있다[5]. DARCO 프로그램은 2025년까지 지구-달궤도에서 핵 추진 로켓을 시현하는 프로그램으로 화성 탐사를 위한 선행연구개념이다. DARCO 1단계에서 DARPA와 계약을 한 General Atomics는 소형 핵 추진 로켓을 개발하는 회사로 강한 자신감을 보이고 있다. 일반적으로 달이나 타행성으로 탐사 위성을 보낼 경우 행성의 자전력을 이용한 케플러 비행을 주로 하는데 유인 우주선을 이와 같은 케플러 비행을 통해 화성의 자전 궤도를 유영하고 돌아오게 되면 3년 이상의 시간이 소요된다. 따라서 DARCO 프로젝트는 이름에서도 표기한 것과 같이 빠른 속도로 신속히 궤도 비행이나 행성간 비행을 하는데 목적을 두고 있다.



VASIMR(Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket)는 NASA우주비행사 출신 Franklin Chang Diaz에 의해 1977년 처음으로 제안된 개념으로 고온의 이온 추진체인 플라즈마를 자력장을 통해 가속시켜 추력을 얻는 전열 플라즈마 추진 엔진이다[67].



VASIMR는 Fig 6과 같이 구성되어 있으며 추진제로 아르곤이나 제논 같은 중립 가스를 사용한다. 가스는 헬리콘 커플러(Helicon coupler)에 구동되는 차가운 플라즈마 영역을 지나면서 이온화와 자유 전자로 구성된 플라즈마 상태가 된다. 플라즈마를 만드는 주파수 가열 에너지와 플라즈마 양을 조절하여 저추력/고 비추력(Isp)와 고추력/저 비추력 모드로 조절 가능 하기에 가장 실현 가능한 엔진으로 판단하고 있다. ICH(Ion Cyclotron Heating) 부분에서 전자기장과 이온과 전자의 궤도 운동을 공명시켜서 플라즈마를 가열하며 이때 온도는 1000000K(태양 표면의 173배)로 가열이 된다. 노즐을 통해 확산되는 플라즈마 기체의 속도는 약 50000 m/s이다.



VASIMR는 1998년부터 NASA에서 10kW출력의 VX-10을 시작으로 출력을 계속 높이고 있으며 2011년에는 200 kW출력 50 k/m Isp 5000s 테스트를 성공적으로 수행하였다[67]. 2005년 NASA에서 은퇴한 Franklin Chang Diaz은 AARC(Ad Astra Rocket Company)기업을 설립하여 NASA와 Space Act Agreement를 통해 NASA에서 VASIMR 기술과 지원금을 지원받아 지속적으로 개발 중이다.

2021년에는 82.5kW의 전력으로 28시간 연속 엔진 가동 80 kW전력으로 88시간 연속 엔진 가동 시험을 성공하였으며 100 kW 100시간 연속 구동을 준비 중이다. VASIMR는 이온 추진 엔진으로 NTR과 달리 핵을 전력원으로 사용하며 2025년 중에는 지구 저궤도에서 VASMIR의 비행시험을 수행할 예정이다. VASMIR은 달 착륙 프로그램인 아르테미스에서도 사용될 예정이기도 하며 화성이나 토성 등의 탐사에는 Fig 7과 같이 다중 엔진을 사용할 것이다.

핵 추진 로켓은 핵 반응시에 발생하는 열원을 사용하여 추진제를 가열하여 이온화된 가스를 추력으로 사용하거나 핵연료 전지를 전력으로 사용하여 이온 추진 엔진의 전력 공급원으로 사용하는 방법이 개발 중이다. 핵 추진 로켓의 가장 큰 단점은 방사능 피폭으로 지구 궤도에서의 사용은 제한적이지만 장기간 동안 지속적으로 사용 가능하다는 이점으로 인해 행성 탐사용 우주선의 엔진으로 개발이 진행되고 있다. 최근에는 화성 유인 탐사를 위한 보다 빠른 로켓 엔진의 필요성으로 개발이 가속화 중이며 실용화 수준 단계까지 접근한 것으로 사료된다