1. 서 론
2. 레이저 착화기 개발
2.1 1960 - 1980 년대: 레이저 착화기의 개념/기초 연구
2.2 1990년도대 레이저 착화기 시스템 및 응용
2.3 2000년도 이후: 시스템 응용 및 유럽 연합 연구
2.4 레이저 착화 시스템 응용 현황
3. 결 론
1. 서 론
고체 또는 액체 발사체 운용 중 시동 단계 부터 종말 단계까지 다양한 기계적 움직임과 점화 등을 위한 화학적 에너지를 필요로 한다. 발사체 운용 중 작동이 요구되기 때문에 고진동, 고온, 저온 환경에서 명령 신호 인가와 동시에 신속하게 실패 없이 작동해야 한다. 사용환경을 고려할 때 가장 적합한 방식은 화학에너지를 사용하는 것이고, 현재까지도 전기식 착화기 형태로 우주발사체 또는 미사일에 널리 사용되고 있다. 전기식 착화기[1,2,3]는 금속 몸체 내부에 전기 발열선을 설치하고 맞닿는 부위에 화약을 직접 충전한 형태이다. 외부에서 전기적 명령 신호가 인가되면 전기선의 발열로 화약이 점화되어 연소 생성물을 강하게 출력하는 장치이다. 이때 생성된 열 및 압력으로 피스톤을 구동하여 원하는 기계적 움직임을 유발하여 핀풀러, 푸셔, 밸브, 커터 등 많은 파이로 장치를 작동할 수 있고 열에너지를 사용하여 점화기의 발화에도 범용적으로 사용할 수 있다. 전기식 착화기는 1980년대 NASA에서 개발한 NSI-1(NASA standard initiator 1)를 시작으로 ArianeGroup, 국방과학연구소 등이 유사한 형상을 보편적으로 사용하고 있다. 전기식 착화기는 단순하고 작은 형상에 10A 이하 규격의 전기선만 연결되면 되기 때문에 사용이 간단하고 비용이 저렴한 장점이 있다. 하지만 전기 발열선이 화약과 접촉하고 있다는 점에서 RF나 전기적 교란에 의해 우발 점화될 가능성이 있을 수 있어 장전 신호 인가 시에만 화염 유로가 연결되는 점화안전장치와 같이 사용되기도 한다.
Through bulk-head initiator(TBI)[4]는 동일한 출력 화약을 사용하지만 후방의 구조는 완전히 다르다. TBI는 전기적 신호 대신 도폭선의 기폭 에너지를 사용한다. 도폭선 한쪽 끝단에 TBI가 연결되고 반대편에 기폭관이 연결된다. 전기적 신호로 기폭관이 작동하면 화약의 기폭에 의해 충격파가 발생하고, 도폭선에 충전된 화약이 동조 기폭된다. 폭압은 6~7 km/s의 속도로 TBI에 도달한다. TBI의 끝단에 수폭약(Donor charge)이 기폭되고, bulk-head를 통해 여폭약(Acceptor charge)이 기폭된다. 여폭약 상단에는 전기식 착화기와 동일한 출력화약이 장전되어있어 최종적으로는 전기식 착화기와 유사한 성능을 낼 수 있다. TBI는 도폭선을 다지관에 연결하여 하나의 기폭 신호로 여러 개의 착화기를 최소한의 지연 시간으로 작동시킬 수 있다는 점이다. TBI는 발사체의 규모나 사용조건에 따라 동시점화성 요구 규격, 전기적 용량의 한계가 있을 때 사용 이점이 있지만 도폭선의 비용, 설치제한, 무게 문제로 특수한 목적에만 사용된다.
최근 국방과학연구소는 고전압 착화기[5]도 개발중에 있다. 고전압 인가 시 생성되는 플라즈마로 마이크로 비행체를 고속으로 발사하여 화약 충격 시 발생하는 충격파로 기폭 화약을 기폭시켜 출력 화약을 이차적으로 발화하는 방식과 출력 화약에 직접 충격 에너지를 가하여 발화하는 방식이 있다. 고전압 착화기는 1000 V 이상의 전압을 인가 시에만 작동하며 외부 교란에 의해 발화될 가능성이 매우 적은 장점이 있다.
레이저 착화기는 출력 화약의 발화를 레이저 소스를 이용하는 방식이다. 1960년대 미국에서 개발이 시작되어 외부 교란으로부터의 안정성이 요구되는 시스템에 적용되었고 최근 프랑스의 ArianeGroup 등 유럽 연합도 차세대 우주 발사체에 적용하기 위해 개발 중이다. 레이저 착화기는 레이저 발생장치와 착화기를 광섬유로 연결하여 거리에 상관없이 설치할 수 있고 광섬유를 사용하여 시스템 무게를 줄일 수 있다. 또한 RF 및 전기적 교란에 영향을 받지 않는다. 전기선을 사용하지 않아 발사체 내부에서 EMI/EMC(cross-talk) 문제에도 자유로워진다. 광섬유 사용으로 인한 설치 및 관리의 문제와 별도의 레이저 발생장치 필요 등의 단점도 있지만, 전기적 문제로부터 해방되며 안전성과 성능 확보 측면에서 사용 이점이 명확한 착화기이다. Table 1과 같이 위에서 언급한 4종 착화기에 대한 신뢰성, 안전성(우발점화), 가격, 전원 한계를 고려한 착화기 동시 사용성을 비교하였다.
2. 레이저 착화기 개발
2.1 1960 - 1980 년대: 레이저 착화기의 개념/기초 연구
레이저를 이용한 파이로테크닉의 발화 개념은 1960년대 후반 미국에서 수행되었다[6,7,8]. 특히 미국 Jet Propulsion Laboratory의 Menichelli 등[8] 및 Yang 등[9]이 수행한 연구는 파이로테크닉의 파이로테크닉 종류, 금속 입도, 압착 압력, 레이저 파장, 조사 넓이에 따른 폭넓은 실험을 수행하고 레이저 점화 민감도를 정리하여 레이저 착화기 설계의 기반이 될 수 있었다. Table 2는 Menichelli 등이 수행한 파이로테크닉의 레이저 민감도를 나타내며, 착화기에 많이 사용되는 BKNO3의 경우 최소 착화 에너지가 19.9 J/in2이다. Primary explosive나 금속이 함유된 파이로테크닉은 쉽게 점화되었지만, 일부 secondary explosive는 표면 반사도가 높아 레이저 점화가 불가하였다.
1985-1990년에는 미국, 일본, 러시아 등이 레이저로 고폭약을 기폭 하기 위해 레이저 직접 기폭[10,11,12], 얇은 금속막 가열에 의한 에너지 전달 기폭[9,13] 그리고 금속박막 가열로 고속 비행체 생성 및 충돌에 의한 기폭[14,15] 방법을 연구하였다.
Table 2.
Order of sensitivity of materials to laser energy[8].
Fig. 1과 같은 레이저 직접 기폭 방식은 PETN, HMX, RDS화약에 밀도, 입도, 레이저 파장, 펄스 간격 등을 변수로 기폭 민감도가 연구되었다. Bykhalo 등[11]은 1060 nm 파장의 Nd:YAG 레이저를 이용하여 PETN 기폭을 연구하여 레이저 조사 면적이 250 μm 이하면 레이저 광량이 아무리 높아서 기폭이 불가하여 한계 조사직경이 300 μm 임을 증명하였다. Relund 등[13]은 PETN 기폭을 위해 355, 532, 1060 nm 파장대의 레이저를 조사하였으나 최저 기폭에너지는 유사함을 보여 PETN 화약 기폭 시 레이저 파장대는 최소 기폭에너지와 무관함을 보였다. Paisley[12]는 HNS에 약 10% 수준의 그라파이트를 혼합 후 레이저의 파장을 266 – 1060 nm 사이로 조정해가며 실험하여 그라파이트 혼합이 기폭 민감도에 무관함 밝혔으나 Renlund 등[13]은 PETN에 Zr을 혼합하여 1060 nm 파장대에서 기폭 민감도의 증가를 확인하였다.
Fig. 2와 같은 얇은 금속박막에 레이저를 조사하여 발생하는 충격파를 이용한 기폭 방식은 Yang 등[9] 및 Relund 등[13]에 의해 연구되었다. 해당 방식은 왼쪽의 사파이어 윈도우와 오른쪽의 기폭장약으로 얇은 금속박막을 가두어둔 후 레이저를 조사하면 금속박막이 국부적으로 폭발하여 충격을 발생하는 방식으로, Exploding bridge wire(EBW) 방식과 유사한 메커니즘이다. 26종의 금속 박막을 0.004 – 1 μm 두께로 조절하여 시험을 수행하였다. 알루미늄 박판이 사용에 용이하였으나 두께에 따라 높은 레이저 조사 에너지가 필요하여 시스템 설계 조건에 따라 달라질 수 있음을 시사하였다.
Fig. 3은 Fig. 2의 금속박막 조사 방식과 유사하지만 금속박막과 화약 사이에 갭을 두어 레이저가 조사된 금속박막의 일부가 폭발되어 생성되는 마이크로 비행체의 충돌 충격으로 기폭시키는 방법이다[14,15]. 유사한 방법으로 고전압을 인가할 때 발생하는 플라즈마로 마이크로 비행체를 생성하여 충돌 및 기폭 시키는 Explosive foil initiator(EFI)가 있다. 해당 방식은 금속 포일의 플라즈마화가 필요하여 레이저 직접 조사 기폭이나 금속박막 가열 방식 대비 높은 레이저 에너지가 필요하다. 하지만 금속박막이 있어 우발점화를 방지할 수 있다는 점이 장점이 될 수 있다.
1986년 미국 Geotechnical Laboratory의 Stafford 등은 Ensign-Bickford 사와 레이저 데토네이션 시스템을 개발하였다[17]. Fig. 4와 같이 레이저 발생장치, 광섬유 그리고 레이저 기폭관으로 구성된 기본적인 구성을 하고, 기폭관은 레이저 광원이 Lead Azide 화약을 기폭시키면 그 에너지로 PETN을 기폭시키는 에너지 트레인으로 구성하였다.
2.2 1990년도대 레이저 착화기 시스템 및 응용
1970, 80년대 미국에서 착화기의 전기적인 부분을 광학으로 대체하는 연구가 각광을 받아 1990년대에 들어 본격적인 시스템 개발에 착수하였다. 특히 미국의 중소 파이로테크닉 연구소 및 회사가 정부의 지원을 맏아 Laser Ordnance Initation(LOI) 개발에 집중하였다.
EG&G Mound applied technologies 사의 Kramer 등[18]은 고압 기밀성이 보장되는 레이저 착화 시스템 개발을 수행하였다. 개발 주안점은 레이저와 화약의 반응성, 고기밀성(헬륨 1 × 10–8 cm3/s) 레이저 컴포넌트 및 레이저 착화기 성능검증 기법 개발이었다. 파이로테크닉 화약 제작 시 약 3%의 카본입자를 혼합하여 레이저 흡수율을 높이는 방법을 사용하였다.
Kramer 등은 Fig. 5와 같이 레이저 착화기의 핵심이라고 할 수 있는 착화기의 레이저 연결부 기밀 방법을 비교하였다. (a)광섬유를 직접 심는 방법은 가장 간단하고 연결 부품을 최소화 할 수 있는 방법이다. 광섬유와 금속 몸체의 틈을 유리 비드로 기밀을 유지해야 하는데, 섬유와 금속 몸체간의 열팽창율이 상이하여 유리 비드 용융 공정 중 섬유의 손상이 야기되었다. 또 광섬유 직접 연결 시 착화기 후단에 광섬유가 달려있어 취급 중 케이블 파손이 우려된다. (b)광섬유 핀 방법은 제작은 상대적으로 용이하지만 광섬유 핀과 광섬유의 광축 일치가 어려움 점이다. (c)윈도우 설치는 저반사율과 강도가 우수한 사파이어 글라스를 사용한다. 윈도우 면적이 광섬유 단면적 대비 훨씬 넓기 때문에 광축을 정확히 일치시키지 않아도 되지만 윈도우 면에서 레이저의 일부 반사로 높은 에너지 손실이 문제될 수 있다.
Fig. 5
Comparison of the three principal design configurations under consideration for laser-ignited component: (a) direct fiber placement, (b) fiber pin, (c) transparent window [18].
1993년 McDonnell Douglas Missile Systems Company(MDMSC)의 Sumper[19]는 공대공 미사일 시스템에 레이저 모듈을 적용하여 핀 구속 등의 파이로장치, 점화기 및 열베터리 등을 제어하였다. 특히 Fig. 6과 같이 시스템에 적용하기 위해 광섬유 및 연결부 자체 검증 장치(BIT, Built in test)를 삽입하여 장착 후 레이저 모듈에서 약한 광신호를 주어 모든 연결부를 통과한 빛을 받아 이상 유무를 검증할 수 있도록 하였다.
Fig. 7은 동일 연구그룹에서 제안한 레이저 착화기 동시성 검증 시험 개략도이다. PM tube를 이용하여 화약 발화 순간을 측정하여 레이저 착화기의 성능(점화 지연시간)을 PM tube 출력 결과로 정량 측정할 수 있다.
추가로, MDMCS는 Fig. 8과 같은 표준 레이저 착화기 형상을 제시하였다. 사파이어 윈도우 기밀 방법을 사용하였고, SMA 커넥터로 광섬유를 연결할 수 있도록 설계하였다. 커넥터를 통해 광섬유 케이블을 연결하면 윈도우 방향으로 케이블 축이 맞춰지고, 윈도우 우측에 맞닿아 충전된 단일 출력 화약이 직접 발화하는 간단하고 직관적인 형상이다.
Hi-shear Technology 사의 Callaghan 등[20]은 레이저 시스템 설계 및 평가 방법을 제안하였다. 시스템 파워, 착화 횟수, 제어/로직 신호, 연결방법, 하우징, 안전사항 등의 요구조건에 부합하는 최적 설계 방법을 정리하였고, 특히 MIL-STD-1316D 및 1512에 부합하는 안전규정을 만족하기 위해 우발점화를 방지하기 위한 셔터의 개수와 설치 위치 등을 논하였다. BIT를 통해 검증되어야 할 사항은 다음과 같다. 광섬유 파손, 광원 및 광섬유 광축, 광 에너지 손실량, 착화기 부착 여부 그리고 화약 손상 여부이다.
미국 Naval Research Laboratory의 Purdy 등[21]은 레이저 시스템을 군사용 우주위성 및 발사체에 사용하기 위한 연구를 수행하였다. 기존의 전기식 착화기는 전기선 사용으로 인한 EMI, 안전 규정, 전력, 무게 등의 문제로 이를 대체할 수 있는 우주용 저에너지 레이저 시스템을 개발하였다.
]1994년 NASA에서 Laser initiated Ordnance(LIO, 레이저 착화 병기)에 대한 주제로 컨퍼런스를 개최하였다[22]. NASA 주관하에 Ensign- Bickford사가 LIO 시스템을 개발하였고, 위성발사체(Pegasus experiment), 사운딩 로켓에 적용하여 우주 환경 사용성을 입증하였다. 또한 EG&G Mound 사는 BKNO3, THPP 등 전기식 착화기에 흔히 사용되는 화약을 레이저 착화기에 적용하여 우주환경 파이로장치의 압력 카트리지로 사용하였다.
2.3 2000년도 이후: 시스템 응용 및 유럽 연합 연구
1990년대 미국에서 레이저 착화기, 기폭관에 대한 활발한 연구가 수행되었고 비행체에 적용하여 실제 환경에서의 사용성을 실증하였다. 하지만 파이로 장치가 양산체계에 적용되기 위해서는 착화기의 작동 신뢰도, 레이저 발생장치의 안전 로직을 확보가 필수적이라 기술 성숙도를 올리기 위한 연구들이 수행되었다. 또한 2000년도 초반부터 레이저 착화 시스템에 대한 유럽 연합의 연구가 활발히 진행되었다.
Ensign-Bickford 사의 Barklowski[23]는 레이저 착화의 시스템적 성능설계와 신뢰도 확보하여 기술 수준 성숙도(TRL)를 올리기 위한 연구를 수행하였다. Ensign-Bickford사는 기밀 윈도우를 적용하고 단일 출력화약을 사용하는 방식의 레이저 착화기 설계를 채택하였다. 착화기의 작동 신뢰도를 높이고 요구 에너지를 최소화하기 위해 레이저 착화기 단위에서 핵심 부품인 레이저 다이오드의 고성능화를 진행하였다. 먼저 정밀한 다이오드 생산으로 인가 전원 대비 높은 출력의 레이저를 생성할 수 있도록 변환 효율을 개선하였다. 또한 연속광원 사용 시 시간에 따른 다이오드의 온도 증가로 광효율이 감소하는 문제가 있어, 다이오드에 열 방출 설계를 적용하고 광변화 효율을 증가시켜 열 발생율 자체를 최소화하였다. 레이저 광원 품질과 더불어 중요한 것은 광섬유 및 연결 인터페이스에서의 광 손실 최소화이다. 레이저 착화기 요구 완폭 에너지 규격은 1 W이며, 당시 기술의 레이저 다이오드 한계로 규격 달성을 위해 인터페이스에서의 손실율은 0.8 이상이 요구되었다. 인터페이스 손실 최소화를 위해 200 마이크로 굵기의 광섬유 및 저손실 소재 사용, 절단 단면 조도 관리 및 광축 일치 기술 고도화를 적용하였다. 효율 최적화 연구를 통해 기존의 전기 – 광출력 변환 총 효율 18%에서 30%로 약 두 배의 상승을 도출하였다. 개발된 착화기는 MIL-STD-1576 규격을 만족하며, 기폭 후 30,000 psi 수준의 내압 성능을 보장한다. 10000g 충격, -53~100℃ 온도, 68 grms 진동 환경시험을 통과하고 –53℃에서 완폭점 0.358 mw을 신뢰수준 95%의 0.999 신뢰도로 보장한다.
레이저 발생장치(Laser firing unit, LFU)는 전기 신호를 광에너지로 변환하는 장치로, 기존 전기식 착화기의 점화안전장치 역할까지 수행할 수 있다. Fig. 9와 같이 착화기와 인터페이스 기술 발전으로 시스템 요구 전원이 28 V, 0.25 A(7 W)로 대폭 감소되었기 때문에 저전류 회로를 적용하여 하우징의 소형가 가능하다. 착화기가 저전력을 필요로 하여 작은 크기의 캐패시터를 사용하여 간단한 CD firing circuit을 구성할 수도 있다. LFU 자체의 출력 불확실성도 존재하기 때문에 착화기의 완폭점의 1.5~2배의 설계 마진을 적용하였다. 설계마진율은 출력 불안정, 회로 내 손실, 반복적인 착화기 조립/분해에 따른 광손실, 로트별 편차 및 환경조건 등을 고려한 것이다.
1996년 유럽연합에서는 프랑스 우주국 CNES와 프랑스-독일 합작 연구소 ISL가 레이저 착화 시스템에 대한 공동 개발에 착수하였다. 2004년 CNES[24]는 Fig. 10과 같은 형상의 레이저 착화기(opto-pyrotechnic initiator) 및 레이저 기폭관(Opto-pyrotechnic detonator) 및 Fig. 11과 같은 LFU을 개발하여 저충격 분리볼트에 적용하였다. 해당 레이저 착화 시스템을 데메테르(Demeter) 위성에 탑재하여 우주환경에서의 작동성능을 입증하였다. 개발된 레이저 착화기는 나사 표준 착화기(NSI-1)와 1:1 교체가 가능할 정도로 동일한 제원을 가지고 있으며, 출력 화약은 레이저 점화에 유리하게 변형된 단일 ZPP를 사용한다. 0.999 95% 250 mw 완폭점 및 15 mw 미기폭 성능을 가지고 있다. 레이저 기폭관은 마이크로 비행체에 의한 충격 기폭(Shock to detonation, SDT) 방식을 채택하으나 Fig. 3의 방식과는 다르다. 레이저가 첫 번째 화약인 HMX를 기폭하고, 이 때 발생한 고압이 중간의 금속 비행체를 가속시켜 두 번째 화약인 RDX와 충돌하여 기폭을 유발하는 메커니즘이다. 해당 설계는 Ariane5 발사체에 적용된 기폭 전달 라인과 동일한 안전 요구규격을 만족하기 위한 것이다.
개발된 레이저 착화기 및 기폭관 모두 동일한 ‘GRIN 렌즈[25]’ 레이저 인터페이스가 적용되었다. 해당 인터페이스는 작동 전후로 압력 500 MPa 까지 기밀유지를 보장하며 렌즈 반경과 동일한 거리에 광섬유와 동일한 직경의 초점 크기를 만들 수 있다. 또한 GRIN 렌즈와 화약 사이 렌즈 면에 다이크로익 코팅을 적용해 일부 반사된 레이저를 측정하여 BIT를 수행한다.
CNES의 Gillard 등[26]는 Fig. 12와 같은 구성의 실험장치를 구성하여 다이오드 레이저를 이용한 BKNO3의 직접 점화 조건을 상세히 발표하였다. 보론 함유량이 점화에너지 및 점화지연시간에 가장 지대한 영향을 미치는 것을 확인하였고 특히 레이저 조사면적이 155 μm 이하일 때 지연시간이 증가하고 편차가 증가하는 경향을 확인하여 200 μm 이상의 광섬유 사용이 적합함을 다시 확인할 수 있었다.
Airbus사의 Chamayou[27]는 Ariane 발사체의 전기식 착화기 시스템을 레이저 착화기 시스템으로 변경하여 더 높은 안전규격을 확보하기 위한 연구를 수행하였다. 기존 시스템의 인터페이스 변경 없이 전원 입력단에서부터 착화기 출력단까지 레이저 시스템으로 변경이 가능하다. 2014년 기준 TRL 6 레벨이었으며 2015년까지 TRL 레벨 7 도달을 목표로 하였다.
2.4 레이저 착화 시스템 응용 현황
2010년대 이후 미국과 유럽 외에도 중국[28], 인도[29], 이스라엘[30] 등 군용 유도무기 개발이 활발한 국가에서도 레이저 착화 시스템 연구가 수행 중인 것으로 확인된다.
2.3절에서 언급하였듯 유럽 연합은 2013년도 위성에 실험용 레이저 착화 파이로장치를 탑재하여 운용에 성공하였고 Ariane 5 발사체에도 레이저 시스템을 적용하여 차세대 Ariane 6에도 적용하는 연구를 수행중이다.
2013년 뉴스[31,32]에서 미국의 레이저 제작사인 Alfalight가 THAAD 지대공 미사일에 적용되는 레이저 착화 시스템 분야에 3.7백만 달러 규모의 프로젝트를 수주하였고 마찬가지로 미국의 파이로장치 전문 업체인 PACSCI EMC 사도 레이저 착화 시스템을 THAAD에 공급한다고 발표하였다. PACSCI EMC 사가 상용화한 LFU[33]는 최대 14ch의 레이저 착화기/기폭관 동시 운용이 가능하며 10~13 ms의 연속 레이저 출력이 가능하다. BIT는 100 mw 이하 출력에서 이루어지며 운용온도는 –54 ~ 71℃ 이다. LFU와 호환되는 레이저 착화기[34], 기폭관[35] 및 점화기[36] 또한 상용화되었다. 레이저 장치는 200 mw 인가 시 신뢰도 0.999 95%로 5 ms 이내 완폭된다. 작동 환경온도는 LFU와 동일하게 –54 ~ 71℃ 이다. 사용 레이저 파장은 사용처에 따라 808, 980, 1064 nm를 선택하여 사용할 수 있다. Fig. 13은 LFU와 레이저 착화기의 실제 형상이다.
3. 결 론
미국 및 유럽 연합에서 개발된 레이저 시스템은 레이저 발생장치(LFU), 광연결, 광착화기 또는 광기폭관으로 구성된다. 광착화기는 10 J 이하 에너지의 266~1060 nm 파장대 레이저를 사용하여 ZPP 또는 BKNO3 기폭이 가능하다. 높은 안전규격을 만족하기 위해 금속박막 마이크로 비행체가 적용된 레이저 기폭관도 개발되어 사용 중이다. 전기식 착화 시스템과 비교하여 레이저 시스템은 착화기 자체의 소형화도 가능하지만 연결선의 경량화, EMI/EMC/RF 영향을 무력화할 수 있고 레이저를 사용한 자체 무결성 점검도 수행할 수 있는 특장점이 있다. 레이저 착화기는 우발적으로는 모사 불가능한 착화 에너지원에 의해서만 작동하기 때문에 높은 작동안전성을 확보할 수 있고, 이 특징을 이용하여 특히 다중 점화 시스템에 적용 시 점화안전장치 최소화로 무게 및 비용 절감 효과도 고려할 수 있다. 레이저의 특징을 고려할 때 점화안전장치 또는 LFU의 완전 전자화와 자체 검증 시스템인 BIT를 도입하여 소형화 및 높은 신뢰도를 동시에 확보가능하다.
이미 해외에서 군사용 및 우주 발사체용으로 사용이 가능함이 입증되었고 기존의 발사체의 전기식 착화 시스템을 큰 변경 없이 레이저 착화 시스템으로 교체할 수 있다. 착화 시스템은 모든 점화기와 푸셔/풀러/벨브/FT 등 파이로장치에 적용할 수 있으므로 개발 시 많은 수요가 있을 것으로 기대한다.
