열핵-전기 로켓

열핵 로켓의 높은 가속력과 이온 엔진의 높은 ISP 모두를 장점으로 갖는 로켓을 만들 수 있음.

열핵 로켓의 한계

열핵 로켓(NTR)은 추진체를 핵연료로 가열함. 온도가 더 높을수록 추진체가 더 빠르게 팽창하므로 더 빠른 배출 속력을 낼 수 있음. 그래서 열핵 로켓들은 온도를 물질이 견딜 수 있는 한계까지 몰아붙임.

Project Rover(https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19920005899.pdf) 에서 2750K까지 올라가는 로켓을 만들었음. 이 온도는 수소 분자를 수소 원자로 분해하기에는 충분하지 않은 온도임. 그래서 최종적으로 얻은 배출 속력(비추력) 은 8.86km/s임.

Project Timberwind(https://apps.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a305996.pdf )는 탄소로 둘러싸인 핵연료(페블베드 원자로)를 사용해서 3100 K까지 온도를 높일 수 있었고 러시아의 열핵 로켓은 온도를 3500K까지 올릴 수 있었음.

높은 온도로 작동하면 수소가 로켓 내부에서 수소 원자로 해리되면서 더 낮은 몰 질량을 배기할 수 있음. 3500K에서는 12km/s(ISP = 1233)를 달성할 수 있음.

그러나 온도가 3200K가 되면 뜨거운 수소가 핵연료를 감싸고 있는 니오븀이나 지르코늄을 부식시킴. 4000K에서는 탄소도 사용 불가능함. 탄소가 뜨거운 연료를 만나면 증발해버림. 온도가 4500K를 넘어간다면 탄탈륨 하프늄 카바이드를 비롯한 어떤 물질도 버틸 수 없음.

그래서 사람들은 더 높은 온도를 위해서 액체나 기체로 된 핵연료를 생각하게 됨.

액체 원자로나 증기 원자로는 6000K까지 낼 수 있고(http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?action=dlattach;topic=34227.0;attach=576206)

기체 코어 로켓은 더 높은 온도도 가능함.

이것들은 꽤 좋은 방법들이지만, 이번에는 살펴보지 않을 거임. 실제로 만들어진 적도 없고 실제로 만든다고 해도 방사성 물질 때문에 설계가 어려워질거임.

핵 전기 로켓

높은 배기 속력이 다루기 힘들다면 다른 추진 방법을 사용하는 것도 생각해 볼 만 함.

전기 추진 방식은 추진체를 가열하지 않고 배기 속력을 210km/s까지 낼 수 있음. (https://en.wikipedia.org/wiki/Dual-Stage_4-Grid )
전기 추진 로켓은 우주에서 믿을 만하면서 많은 양의 전기를 생산할 수 있기 때문에 주로 사용되고 몇 킬로그램의 우라늄만으로도 수년간 작동시킬 수 있음.

원자로에서 나온 열은 낮은 온도의 라디에이터로 이동하면서 온도 차이를 만들고 그 사이에 터빈 같은 발전기를 두면 전기를 생산할 수 있음.

이 과정에서의 효율성은 열 에너지를 어떻게 이용하냐에 따라 다름. 열전기 발전기는 10% 정도의 효율로 변환시키고 터빈은 효율이 40% 정도 되고 자기 유체 역학 발전기는 60%까지 낼 수 있음. 그런데 우주에서 사용하는 발전기는 라디에이터 면적을 줄여야 하므로 라디에이터에서 나오는 열이 높을 수밖에 없고, 원자로와 라디에이터 사이의 온도 차가 적기 때문에 지상에서 발전기를 돌리는 것보다 효율이 나쁨.

100MW의 열원을 400K로 방출하려면 대략 69000m^2의 면적이 필요함. 탄소로 라디에이터를 만들어도 345톤이나 나감. 거기에 냉각 파이프 같은 냉각 장치들을 넣는다면 더 많은 무게를 차지할 거임. 하지만 800K로 열을 방출한다면 라디에이터는 43톤만으로도 충분함. 라디에이터가 배출하는 온도는 무게에 많은 영향을 줌.

위에서 보듯이 발전기 자체가 비효율적이기도 하고 라디에이터나 터빈과 같은 주변 장치들도 무게가 많이 나가기 때문에 이온엔진이나 플라스마 엔진 같은 이온 엔진들은 배출 속력은 매우 높지만 에너지 밀도는 매우 작음. NTR이 1MW/kg까지 에너지 밀도를 올릴 수 있다면 전기 엔진은 많아봐야 2KW/kg임.

또, 배기 속도는 추력과 반비례 관계이기 때문에 전기추진 우주선은 느리게 가속해야 함. 화물선 같은 경우 문제가 없지만 여객선이나 고속화물은 더 많은 연료를 소모해야 할 거임.

바이모달 로켓

두 로켓의 장점을 합쳐 놓으려는 시도는 이전에도 있었음.
https://www.semanticscholar.org/paper/Nuclear-Thermal-Propulsion-(NTP)%3A-A-proven-growth-Borowski-McCurdy/772072e3043c7e6ee50f8e420f4f3145e4c6d5e1

바이모달 로켓이라는 게 있는데 이건 열핵 로켓의 원자로로 발전기를 돌려서 전기 로켓을 가동하는 구조임.

장점은 중력이 강한 곳에서는 높은 추력을 낼 수 있고, 중력이 낮은 곳에서는 높은 ISP를 얻을 수 있다는 거임. 그래서 중력이 강한 곳에서는 오베르트 효과를 최대한으로 받고 중력이 낮은 곳에서는 지속적으로 가속해서 목적지에 빨리 도달한다는 개념임.

문제는 두 가지 엔진을 모두 달고 다닌다는 건 그만큼 무게를 늘린다는 거임. 라디에이터와 이온 엔진은 열핵 로켓이 작동할 때에는 추력에 도움이 거의 되지 않음.
https://www.semanticscholar.org/paper/A-Crewed-Mission-to-Apophis-Using-a-Hybrid-Bimodal-Mccurdy-Borowski/ccec76425d425fcf46d7cb71ecb351fcdec19b5e

NTR을 열 모드와 발전 모드로 바꿀 때 견딜 수 있을 정도로 강하게 만드는 건 불가능함. 3000K가 넘는 온도와 높은 압력 때문에 어느 정도 성능을 타협할 수밖에 없음.
http://www.projectrho.com/public_html/rocket/realdesigns.php#id--Borowski_Inspired_Designs--Bimodal_Hybrid_NTR_NEP
결과적으로 열핵 로켓의 성능도 낮고 이온 엔진의 성능도 낮은 애매한 엔진이 나올 것임.

둘의 장점을 적절히 조합하기

열핵-전기 로켓(NTER)은 두 가지 엔진의 장점을 합쳐서 극저온 연료의 냉각 능력을 낭비하지 않게 해 줌.
http://web.archive.org/web/20050317145452/http://www.newworlds.com/reports/PUR-12.PDF

다양한 방법이 가능함. 그중에서 가장 좋은 걸 소개해보려고 함. 액체수소를 연료로 하는 브레이턴 사이클 열핵-전기 로켓임.
https://www.esa.int/gsp/ACT/doc/PRO/ACT-RPR-PRO-1107-LS-NTER.pdf

간단히 요약하자면 액체수소는 높은 압력으로 엔진으로 들어가서 낮은 압력으로 다시 나옴. 이때 액체수소 1kg마다 메가 줄 급의 에너지가 발생됨. 이 에너지는 전기로 바뀌고 전기 에너지는 다시 엔진에서 배출되는 배기가스를 가속함.

더 정확히 표현하자면:
1. 액체 수소는 흡입기로 배출되거나 탱크의 가압으로 밖으로 밀려 나옴. 수소는 열교환기를 거쳐서 차가운 기체(150K, 1 bar)가 됨. kg당 2.2MJ의 열을 흡수할 수 있음.

2. 액체 수소는 두 단계의 압축 과정을 거침. 1단계는 수소를 50배 압축함. 수소가 압축되면서 온도가 468K까지 올라감. 이 과정에서 kg당 4.54MJ가 필요함.
수소 가스는 인터쿨러를 지나서 추진체 탱크에서 나온 액체 수소를 가열함.
인터쿨러에서 나온 수소는 압력을 3배 높여서 150 bar, 430K로 만듦. 1.68mj/kg가 필요함.
총 필요한 에너지는 6.22MJ/kg임.

3. 수소는 원자로의 고압 구간으로 들어감. 원자로 부품들을 지나면서 원자로의 우라늄 온도와 비슷한 온도까지 올라감.

4. 수소는 터빈으로 들어감. 터빈에서 팽창하면서 수소에서 29.18MJ/kg를 얻음. 터빈 블레이드는 내부가 비어 있어서 액체 수소로 냉각되어야 2500K의 온도를 견딜 수 있음.

5. 터빈과 발전기는 연결되어 있고 대략 22.96MJ/kg를 얻을 수 있음.

6. 터빈에서 배기된 수소는 원자로로 다시 들어감. 다시 2500K까지 가열되고 세슘이 추가됨. 세슘은 전체 유량의 0.1% 미만을 차지할 것이지만, 배기가스의 전도성을 높여줄 거임.

7. 부스터가 달린 노즐은 플라스마 로켓처럼 작동하면서 배기 속력을 증가시킴.

별도의 전자기 노즐이 달려있지 않은 노즐은 8.45km/s의 배기 속력을 가지지만, 전자기 부스터가 달리면 10.8km/s까지 가능하게 해 줌. 물론 이건 이상적인 경우에 해당하지만 그래도 성능을 많이 끌어올릴 수 있음. 2500K 정도의 낮은 엔진 온도는 원자로의 수명을 높여줄 거임.

핵 발전기 종류와 성능

이제 다양한 발전기 종류들의 장단점을 살펴보겠음. 기술이 발전하면서 효율 또한 바뀔 수 있지만, 최대한 근미래의 성능과 먼 미래의 성능을 살펴보도록 하겠음.

NTR의 온도

일단 시작하기 전에 NTR의 성능을 따져보는 게 NTER의 성능 계산에 도움을 줄 거임.
2800K로 작동하는 NTR은 8.9km/s의 배기 속력(메테인인 경우 6.2km/s)을 얻을 수 있음.
더 발전된 엔진은 3200K의 온도로 작동하면서 11.9km/s의 배기 속력(메테인 6.6km/s)을 얻을 수 있음.

열전기 발전

이 방식은 제벡 효과로 전력을 생산함. 열전쌍이 열원 위, 라디에이터 아래 있어서 온도 차이가 전자를 생산하고 전류를 흐르게 함.

여기서는 2800K의 열원과 극저온의 냉각이 가능함. 이런 열 차이를 한 번에 견딜 수 있는 물질은 없음. 여러 개의 발전기를 겹쳐서 사용해야 함.

현대의 열전기 발전기는 1300K까지 견딜 수 있음. 액체 수소는 일단 열전기 발전기로 가서 발전기를 냉각시킴. 만약 온도가 500K라면 7MJ/kg의 냉각이 가능함. 열은 원자로에서 히트 파이프를 거쳐서 열전기 발전기로 들어감. 열전기 발전기에서 이 온도의 차이로 발전기를 돌림. 이 온도에서 카르노 기관은 61.5%의 효율을 낼 수 있음.
https://www.energy.gov/sites/prod/files/2014/03/f13/meisner_0.pdf

열전기 발전기의 효율 = (1-Tc/Th)*((1+ZT)^0.5 }+Tc/Th)
Tc: 발전기의 찬 부분
Th: 뜨거운 부분
ZT: 열전기 발전기에 쓰이는 물질의 제벡 상수

현대 기술로 만든 열전기 발전기는 1300K -> 500K일 때 1.2의 ZT값인 물질을 쓸 수 있고 16%의 효율을 낼 수 있음.

이 발전 방식을 사용하면 84%의 원자로 출력을 낭비함. kg당 1.33MJ만 얻을 수 있음.

최신 열전기 발전기는 2000K의 온도와 ZT = 2로 27%의 효율을 낼 수 있음.
https://www.intechopen.com/books/green-energy-advances/thermoelectric-energy-harvesting-basic-principles-and-applications

열전기 발전기의 장점은 움직이는 부품이 없어서 신뢰성이 높다는 데 있음. 이미 우수 탐사선들에서 수천~수만 시간 정상 작동이 검증된 물건들임.
https://www3.nd.edu/~dgo/agenda/Fleurial_Jean-Pierre_NASA_JPL.pdf

단점은 효율이 낮고 무겁다는 거임.

열전자 발전기

원자로의 높은 온도는 금속이 직접 전자를 뱉어내게 할 수 있을 정도로 높음. 이 원리를 이용해서 발전기를 돌릴 수 있음.

이미터와 리시버라는 두 판이 같이 조금 간격을 두고 붙어있는 모양임. 이미터가 가열되면 전자를 방출하고 전자가 그 사이 간격을 뛰어넘어서 전류를 만듦. 그런데 리시버는 이미터의 열 대부분을 흡수하기 때문에 효율성이 낮아짐. 온도 차이가 가능한 높을수록 좋기 때문에 온도가 낮아야 함(복사열이 적게 들어와야 함) 이미터는 몰리브덴이나 텅스텐 등으로 만드는데 텅스텐은 어떤 물질보다도 가장 열에 잘 견디므로 리시버를 차갑게 만드는 게 가장 큰 문제임. 리시버 부분을 액체수소로 냉각시켜줘야 함.
https://www3.nd.edu/~dgo/agenda/Fleurial_Jean-Pierre_NASA_JPL.pdf

높은 효율을 얻는 건 충분히 가능함. 이미 1850K에서 1100K까지 냉각시켜서 57%(실제 효율 23.2%)의 효율을 얻는 발전기가 만들어졌음.
https://aip.scitation.org/doi/abs/10.1063/1.54821

여기서 사용할 열핵-전기 로켓은 이미터 온도 2700K와 리시버 온도 1000K를 만들 수 있고 64.3%의 카르노 효율(19.3% 실제 효율)을 냄. 미래에는 최대 42%의 효율을 낼 수 있다고 함.
http://ipnp.zju.edu.cn/ourgroup%20paper/2017papers/2017-Applied%20Energy-208-Thermionic%20energy%20conversion%20for%20concentrating%20solar%20power.pdf

수소는 1000K에서 14.2MJ/kg를 흡수할 수 있음.

열전자 발전 방식은 매우 높은 온도를 견딜 수 있고 극저온 연료가 있다면 더 많은 전력을 만들 수 있음.
https://www.semanticscholar.org/paper/Optimal-emitter-collector-gap-for-thermionic-energy-Lee-Bargati n/d0f908b6875f17930087015ff56fbe4cb072d310

단점은 열전기 발전기보다는 가볍지만 무게가 많이 나간다는 거임.

어떤 변형은 세 번의 단계를 이용해서 이미터-리시버 온도 차를 줄임. 극저온 추진체는 단계별로 움직이면서 냉각 능력을 높임. 단계를 늘리면 발전량은 늘어나겠지만, 전체적으로 무게가 늘어날 거임.

열전자 발전은 다른 방법들과 같이 사용한다면 더 높은 효율을 낼 수 있음.

스털링 발전기
스털링 발전기는 두 개의 피스톤이 움직이면서 전기를 생산해냄.

스털링 엔진은 현재 우주에서 작동할 수 있는 핵발전기 중 가장 큼.
https://www.nasa.gov/directorates/spacetech/kilopower

Kilopower

스털링 엔진은 30~34% 정도의 열효율을 보여줌.

텅스텐으로 된 스털링 엔진에 헬륨 가스를 채워 넣는다면 원자로의 온도인 2800K에서도 작동할 수 있고, 반대쪽을 1000K까지 액체수소로 냉각한다면 32%의 열효율을 얻을 수 있음.
https://www.researchgate.net/publication/287373200_The_Stirling_Engine_Mechanism_Optimization

스털링 엔진의 장점은 높은 효율과 다른 기관들보다 더 높은 에너지 밀도를 얻을 수 있다는 것임. 단점은 온도 차이가 심하면 열팽창 때문에 더 강하고 무거운 구조가 필요하고 움직이는 부품이 존재하기 때문에 수명에 영향을 줄 수 있고 진동 흡수 장치가 있어야 한다는 거임.

브레이턴 사이클

브레이턴 사이클에서는 열교환기와 터빈 배출구의 온도 차이가 발전기를 돌림.

이 과정에서 압축비나 기체의 열용량 등에 따라 몇 가지 요소가 달라짐. 하지만 대략적인 효율을 측정하는 데에는 문제가 되지 않음.

현대의 원자로를 열원으로 한다면 최대 온도는 2800K일 거임. 그런데 터빈 블레이드가 이 온도를 견딜 수 있어야 할 거임. 터빈 블레이드는 충분히 높은 속도로 돌면서 부러지지 않아야 함. 우주선에 달린 터빈에서 가장 위험한 점은 터빈을 식힐 방법이(차가운 공기나 물) 없다는 거임. 그래서 우주선에 달리는 터빈은 엄격한 온도 제한이 걸려야 함.

별도의 냉각을 하지 않는 터빈에서 견딜 수 있는 온도는 질화규소나 질화 탄소로 만든 터빈의 경우 2000K 정도이고 상용화된 게 아니라 시험해본 정도임.
https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20130010776.pdf
https://apps.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/760329.pdf

수소로 한 번 계산을 해 보겠음
두 개의 압축기가 압력을 10배씩 늘려준다고 하면 각각의 압축기를 지날 때마다 온도는 1.95배씩 증가함.

시작 온도가 410K 이면 첫 번째 압축기를 지나면 800K까지 올라가고 액체수소가 기체를 다시 냉각시켜서 온도를 400K까지 낮추고 액체수소는 400K까지 가열됨. 액체수소의 냉각 성능은 5.7MJ/kg이고 두 번째 단계를 지나면 압력은 100배, 온도는 800K까지 올라감.

그다음 원자로에서 2000K까지 수소를 가열함.

고온고압의 수소는 터빈으로 들어가서 열로 전환됨. 100배의 압력 차이는 온도를 3.8배 낮춰서 526K로 배출됨.

압축기는 11.4MJ/kg를 사용함. 터빈은 이 과정에서 23.2MJ/kg를 생산하고 11.8MJ/kg를 얻게 됨.

에너지 변환 효율을 고려하면 8.4MJ/kg를 얻음.

터빈에서 배기된 액체수소는 다시 가열돼서 원자로로 들어가고 노즐로 배출됨.

터빈은 가볍고 다룰 수 있는 에너지양이 많음. 그리고 초전도 발전기를 사용한다면 40KW/kg를 얻을 수 있음. 지구에서도 이런 장점 때문에 발전에 터빈을 쓰고 있음.

세라믹 블레이드를 사용하는 터빈의 단점은 낮은 온도에서는 다루기 힘들고 높은 온도에서는 깨지 위험이 있다는 거임. 터빈은 다른 움직이는 부분이 적은 발전기들보다는 짧은 수명을 보여줌. 특히 전투나 재진입처럼 충격이 많이 가해지는 과정이라면 수명이 더 짧아질 거임.

자기 유체역학 발전

자기유체역학발전은 움직이는 도체의 운동 에너지를 직접 전기로 바꿈
https://link.springer.com/article/10.1007/s10512-008-9082-1

수소나 메테인 같은 로켓 연료는 MHD발전기에 적합하지 않기 때문에 이온화되어야 발전에 사용할 수 있음. 그러나 이온화는 매우 높은 온도에서만 일어남. MHD발전기를 지나면 다시 중성 기체가 돼서 나감.

연료를 이온화하는 몇 가지 방법이 있음. 연료에 다른 물질(세슘)을 섞어서 낮은 온도에서도 전도성을 띄게 하거나 별도의 닫힌 루프를 만드는 방법이 있음.
https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20110009914.pdf

여기서는 폐루프 MHD를 개방형 사이클 대신 사용할 거임. 세슘이나 칼륨 루비듐 제논 등을 유체로 사용함. 원자로에서 높은 온도로 유체를 가열하고 극저온 연료로 유체를 식히고 다시 원자로에서 가열됨.
https://pdfs.semanticscholar.org/b6e4/c5f9f38a9f7dd5ceec2f5b522d6b945b376f.pdf

이건 또 다른 브레이턴 사이클임. 터빈 대신 MHD를 사용해서 전기를 생산하는 것만 다를 뿐임. MHD 발전기는 직접 접촉하는 방식이 아니기 때문에 4000K 정도의 높은 온도에서도 작동이 가능함.

이 그림에서는 칼륨과 헬륨이 사용되었음. 가장 높은 온도는 2800K이고 차가운 부분의 온도는 칼륨이 다시 중성 원자로 돌아오는 1000K 정도임.
https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20060009455.pdf
https://www.researchgate.net/publication/246432887_Improved_fire_temperature_estimation_using_constrained_spectral_unmixing

이 온도차에서 카르노 효율은 64%이고 여기서 다시 유체를 회전시키는 데 사용되는 에너지 절반을 빼면 32%의 효율을 낼 수 있음.

MHD의 발전기와 압축기 모터에 초전도 자석을 사용한다면 66%의 효율을 내는 것도 가능함.
https://www.ias.ac.in/article/fulltext/sadh/007/01/0001-0072

MHD에서 배기되는 1000K의 기체는 브레이턴 사이클을 돌리기에도 충분한 온도임. 두 방법을 같이 사용한다면 전체 효율 79.6%를 내는 것도 가능함.

MHD 발전기는 에너지 밀도가 매우 높고 움직이는 부분이 없음. 너무 뜨거워서 다른 발전기들이 다루지 못하는 온도도 다룰 수 있음. 최선은 MHD발전과 브레이턴 사이클, 열전자 발전 방식을 같이 사용하는 거임.

각각의 사이클은 최적화된 온도가 존재함. MHD는 극단적인 온도에 적합하고 터빈은 터빈 블레이드가 버틸 수 있는 온도에서 잘 작동하고, 열전기 발전기는 낮은 온도에서 잘 작동함. 결합된 병렬 사이클은 최대 80%의 효율을 낼 수 있고 가장 높은 효율을 보여주는 건 터빈-MHD발전임.
https://www.tandfonline.com/doi/abs/10.13182/NT04-A3480
https://www.ias.ac.in/article/fulltext/sadh/007/01/0001-0072
https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19710026974.pdf

그러나 높은 온도 + 반응성 높은 금속은 부식의 위험이 있음. 초전도 자석은 에너지를 최대한 뽑아내기 위해 초고온 가스 옆에 있어야 하는데 그러면 자석의 냉각 또한 큰 문제가 됨.

전기 부스터

RF가열

고주파를 사용해서 연료를 가열하는 방식임.
마이크로파나 레이저가 연료를 가열함. 이때 잘 흡수되는 파장은 연료에 따라 다름.

RF가열 방식은 90% 정도의 효율을 낼 수 있고 온도 제한이 없음. 전극의 침식이 일어나지 않고 매우 오랜 시간 동안 작동함. 엔진의 효율성도 개선되고 있음.

전자기 가속

전자기력으로 직접 추진체를 가속함. 로렌츠 힘이나 홀 효과 등으로 추진체를 가속하면 추진체를 직접 가열하는 것보다 더 높은 효율을 얻음.

electrodeless plasma thruster은 가열된 추진체를 사용하는데 여기서는 이미 원자로로 가열한 연료를 사용하므로 가열할 필요가 없으므로 NTR과 같이 사용할 때 효율이 좋음. 추진체에 약간의 세슘을 넣어주면 쉽게 추진체를 이온화시킬 수 있음.
https://erps.spacegrant.org/uploads/images/images/iepc_articledownload_1988-2007/2009index/IEPC-2009-265.pdf

여기 나온 여러 가지 방법들을 종합해서 사용한다면 ISP를 최대 1800초까지 늘릴 수 있음.

라디에이터

극저온 추진체를 냉각원으로 사용하면 라디에이터가 필요 없음. 액체수소를 라디에이터로 사용하면 라디에이터 없이도 메가줄의 열을 식힐 수 있음.

라디에이터를 선택적으로 사용할 수 있으므로 라디에이터는 연료 소비량이나 전력 공급량에 따라 접거나 필 수 있고, 전투나(라디에이터가 피해를 입는 상황 방지) 이온 엔진 가속(추진체 대신 지속적으로 많은 전력이 필요함) 등의 상황에 따라 다양한 선택을 할 수 있음.

예상되는 효과
1. 고속 이동이 필요할 때 많은 dV를 더 적은 추진체만으로도 이룰 수 있음.
2. 오베르트 효과를 최대한으로 이용할 수 있음(이온 엔진은 나선형으로 지구 중력 우물을 벗어나기 때문에 오베르트 효과를 사용할 수 없고 중력 우물이 깊은 곳에서는 매우 비효율적임.)
https://twitter.com/ToughSf/status/1157423077682114560

우주여행에서는 높은 ISP와 높은 추력 모두 필요함. 둘 중 하나만 갖고 있다면 우주 여행에 오랜 시간이 걸릴 수밖에 없음.
https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19920014761.pdf

이 기술은 특히 전투함을 만드는 데 효과적임.
가장 취약한 부위인 라디에이터가 없어도 되므로 피탄 면적을 줄일 수 있고 더 많은 dV를 낼 수 있음. 더 많은 dV는 더 많은 회피 기동을 가능하게 해 주고 미사일을 더 효율적으로 피할 수 있음.

연료를 냉각재로 쓰면 라디에이터가 접힌 상태나 라디에이터가 없어도 전력을 생산할 수 있음. 장갑이 두껍고 메가와트급의 전력을 생산하는 약점이 없는 우주선이 가능해진다는 것이고 남은 전력을 추진체를 가속하는 데 사용해도 됨.

과학 소설의 경우 라디에이터가 없는 우주선이 과학적으로 타당하게 됨. 더 이상 우주선의 외형을 타협하지 않아도 된다는 뜻임.