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발사체 상단 엔진 개발 동향

김채형 (한국항공우주연구원 한국형발사체개발사업본부)

우주발사체는 대부분 다단형태로 발사가 되며 1단으로 발사되는 경우가 없다. 그 이유는 지상에서 발사가 될 때는 비추력보다는 지구 중력을 벗어날 수 있는 강한 추진력이 필요하며 지구 대기권에 접근할수록 공기의 의한 저항이나 지구 중력의 영향이 약해지기 때문에 추력보다는 오랜 시간 연소할 수 있는 비추력이 중요하다. 따라서 단일 엔진, 단일 노즐 형상, 단일 가압 시스템은 고도별 운용 목적에 적합하지 않기 때문에 단으로 나눠지며 해당 고도의 주변 환경에 따라 서로 다른 목적을 가진 엔진이 사용된다. 또한 발사체 하중 측면에서도 단일 단으로 했을 경우 불필요하게 커지고 무거워지기 때문에 단으로 나누는 것이 보다 경제적인 면이 있다.

발사체는 대부분 2단이나 3단으로 구성되어 있다. 대한민국의 나로호는 러시아가 제공한 액체로켓 엔진으로 구성된 1단과 국내에서 제작된 고체 로켓 2단으로 구성되었다. 국내 기술로 제작된 누리호의 경우 3단으로 구성되어 있다. 1단은 75톤급 엔진 4개를 클러스터링하여 추력을 높였고, 2단은 1개의 75톤급 엔진, 3단은 7톤급 엔진 1기가 장착되어 있다. 여기서 페이로드를 해당 궤도까지 실어 나르는 마지막 단을 상단이라고 부른다. 나로호는 발사체 기술 습득과 운용 기술을 배우는 점에 주안점을 두었기에 상대적으로 2단이면서 소형 발사체 크기로 작았다. 하지만 누리호는 상업적인 목적을 가지고 있으며, 목표 궤도 증가와 페이로드 중량이 증가했기에 3단으로 구성되어 있다. 누리호는 지구 저궤도와 태양동기궤도에 최대 1.5톤의 탑재체를 올릴 수 있도록 설계되었다.

상단로켓의 경우 지구 궤도에 인공위성을 보내거나 달이나 화성, 소행성 등의 탐사 위성을 보내는 역할을 하며 대부분 우주공간에서 점화가 되어 작동되기 때문에 강한 추력 보다는 긴 비추력, 재점화, 면적비가 큰 노즐 등이 요구된다. 현재 누리호 역시 개량 사업을 통해 달탐사선을 보낼 수 있게 1단은 추력을 높이기 위한 성능 개량을 하고 있으며 상단 엔진은 달탐사서 운용에 맞는 새로운 엔진을 개발할 예정이다. 우리나라 뿐만 아니라 최근에 해외 여러 나라들에서도 상단엔진 개량을 통해 우주 임무의 변화를 주고 있으며 이에 대한 최근 동향을 서술하고자 한다.

상단엔진의 동향에 앞서 엔진의 기본적인 운용 방식에 대해 소개하고자 한다. 엔진은 연료와 산화제를 공급하여 연소실에서 연소가 일어나고 그때 발생하는 고온, 고압의 가스가 노즐을 지나가면서 추력이 발생하게 된다. 이때 연료와 산화제를 가압하는 방식에 따라 크게 가압식과 펌프식으로 나뉜다[1]. 가압식은 가압 가스를 이용하여 추진제를 연소기로 공급하는 방식으로 초기 엔진과 같이 개발 기술 수준이 낮거나 우주탐사용 엔진과 같이 높은 추력은 필요하지 않으면서 무게를 줄이기 위해 사용된다.

펌프 방식을 사용하여 가압하는 방식은 크게 3가지로 구분이 된다. 가스 발생기(gas generator) 사이클, 확장(expander) 사이클, 다단 연소(staged combustion) 사이클로 구분이 된다. 가스 발생기는 오픈(open) 사이클이라고도 하며 구성이 단순하다. 가스 발생기는 터보 펌프를 회전시키기 위해 가스 발생기라는 연소기가 추가로 필요하다. 여기서 가스발생기를 사용한다는 의미에서 가스발생기 사이클 이름이 유래하였다. 추진제 일부는 가스 발생기로 공급이 되고 가스 발생기가 연소하면서 발생시키는 배기가스를 사용하여 터보 펌프를 구동하게 된다. 터보 펌프가 구동을 하게 되면 임펠러의 회전력을 사용하여 연소기로 보내는 추진제를 고압으로 가압하게 된다. 만약에 연소기 압력이 100 bar라면 이보다 더 강한 압력으로 추진제를 공급해야 하기 때문에 연소기 성능이 높아짐에 따라 더 강한 터보 펌프가 필요하게 된다. 우리나라의 누리호 엔진도 가스 발생기 사이클을 사용하고 있으며 space X의 falcon 시리즈에 들어가는 merlin 엔진도 가스 발생기 사이클 엔진을 기반으로 하고 있다.

가스 발생기보다 성능을 높인 엔진이 확장 사이클이다. 가스 발생기 사이클과의 차이점은 별도의 가스 발생기가 없다는 점이다. 그림에서 보는 것처럼 연료는 연소기 냉각 채널을 돌면서 연소기를 냉각시키지만 연료의 온도는 올라가면서 기화가 된다. 이렇게 고온으로 기화된 연료는 터보 펌프를 돌리고 나서 연소기로 공급이 된다. 확장 사이클의 경우는 연료가 기화가 되어야 하기 때문에 수소나 메탄과 같이 가스를 액화시킨 연료만 사용 가능하며 연소기 압력이 100 bar 미만이어야 하는 단점이 있다. 즉 기화된 연료 가스로만 터보 펌프를 돌리기 때문에 추진제를 가압하는데 제한이 있다.

다단 연소 사이클 엔진은 가스 발생기 사이클과 같이 가스 발생기가 다시 추가가 된다. 가스 발생기 사이클과 다른 점은 터보 펌프를 구동한 배기가스가 대기로 버려지는 것이 아닌 연소에 재사용 된다는 점이다. 가스 발생기에서 산화제 과잉 연소를 한다면 터보 펌프를 돌리고 난 뒤의 배기가스는 바로 연소기의 산화제로 사용 가능하다. 다단 연소 사이클 엔진의 경우 버려지는 추진제가 없기에 높은 엔진 성능을 가지고 재점화가 용이하기 때문에 누리호의 차세대 상단 엔진으로 개발 중이기도 하다.

이와 같은 엔진 사이클을 기준으로 상단엔진을 구분하여 각 나라의 엔진들에 대해 서술하고자 한다. 먼저 압력 가압 방식은 주로 이원 추진 시스템에 주로 사용된다. 이원 추진 시스템은 자발 점화가 일어나는 추진제를 사용하며 주로 독성이 높다는 단점이 있다. 이원 추진 시스템에 주로 사용되는 추진제로 산화제는 사산화 질소(N2O4), 연료는 하이드라진 계열의 MMH(모노 메틸하이드라진), UDMH(비대칭 디메틸하이드라진)을 사용하고 있다. 하이드라진은 촉매와 접촉하면 자발 점화가 되는 폭발성 물질로 독성이 강하기 때문에 피부접촉이나 호흡기 접촉 등으로 암이 유발되기도 한다. 이런 하이드라진 계열을 사용하는 이유는 상온에서 액상으로 존재하기 때문에 극저온 시스템이 필요가 없고 점화가 쉽기 때문에 추가적으로 점화 장치가 필요 없을 뿐만 아니라 재점화가 쉽기 때문이다.

유럽의 Ariane 5 ES 발사체의 상단 엔진인 Aestus가 N2O4/MMH를 사용하였다[2]. 1988년에 개발되어 1995년에 개발 완료되었으며 2009년부터 2015년 재점화와 함께 ES Galiloe 임무에 사용되었다. 비추력은 324 초, 추진제 가압 압력 17.7 bar, 연소시간은 1100 초이다.

인도의 우주연구 기관인 ISRO(Indian Space Research Organization)에 개발한 PSLV(Polar Satellite Launch Vehicle)의 상단 엔진인 PS4(L-2-5)엔진도 압력 가압식이다[3]. MMH와 MON(산화제 질소 혼합기체)를 추진제로 사용하고 있다. PSVL의 경우 4단 발사체이다. PS4의 비추력은 308초, 연소시간은 525초이다. PSLV은 1993년에 개발된 발사체이며 인도의 화성 탐사선 Mangalyaan, 달탐사선 Chandrayyan-1등 인도의 우주 개발에 사용되고 있는 핵심 발사체로 2023년 7월 기준으로 34개국 431 위성을 쏘아 올린 기록을 가지고 있다.

가스발생기 사이클엔진은 많이 사용되는 방식의 엔진이다. 인도의 LVM3(Launch Vehicle Mark-3)의 상단 엔진으로 사용된 CE-20 엔진은 인도의 첫 극저온 가스 발생기 사이클 엔진이다. 추진제는 LOX(액체산소)와 LH2(액체수소)를 사용하고 있다. 엔진 비추력은 442 초, 연소시간은 최대 800 초이다. CE-20엔진은 2015년 8월 첫 지상 연소시험을 하였으며 2017년 6월 첫 발사에 성공하였다. 2023년 2월에 개량된 CE-20 엔진은 고공 모사 장치에서 25초 연소시험이 이루어졌으며, 이때 만들어진 엔진은 금년에 달의 남극 지점 착륙에 성공한 인도의 달탐사 미션인 Chandrayaan-3에 사용되었다.

누리호의 3단 엔진은 가스발생기 사이클 엔진이다. 추력은 7톤급이다. 비추력은 325초이며 연소시간은 500초이다. 누리호 엔진의 경우 1단과 2단에 사용된 75톤 엔진보다 먼저 7톤급 상단엔진의 연소시험이 진행되었다. 2014년 7월에 7톤급 엔진의 연소기 시험을 수행하였고, 2015년 7월에 7톤급 엔진의 첫 연소시험을 수행하였다. 2021년 첫 발사에서 상단 엔진은 정상 작동하였지만 산화제의 누설 문제로 인해 당초 예정된 시간보다 45초 일찍 엔진이 멈춰 더미 위성의 궤도 진입은 실패하였다. 하지만 2차와 3차 발사에서는 정상적으로 임무를 완수하였다.

확장 사이클 엔진의 경우 연료는 액화수소를 주로 사용한다. 중국의 Long March 5에 사용되는 YF-75D엔진은 YF-73과 YF-75의 뒤를 잇는 3세대 극저온 추진제 상단엔진이다[6]. Long March 5는 2단용 발사체이며 YF-75D를 개량한 YF-75E는 Long March 10의 3단에 사용되고 있다. YF-75D는 2016년 11월 첫발사가 되었으며 현재까지 계속 운용 중이다. 비추력은 443초, 연소시간은 780초이며 노즐 확대비는 80이다. 개량형 YF-75E의 경우 YF-75D와 대부분의 성능이 비슷하지만 노즐 면적비가 80에서 175로 확대되었고 진공 추력도 88 kN에서 92 kN으로 증가하였다.

일본 JAXA의 LE-5엔진은 H-series 발사체의 상단엔진이다[7]. 추진제로 LOX와 LH2를 사용한다. 초기 LE-5엔진은 가스발생기 사이클 기반 엔진이었으며 LE-5A에서 확장형 사이클 엔진으로 개량이 되었다. LE-5의 추력이 103 kN이며 최근에 개량된 LE-5B-2의 추력은 145 kN이다. 비추력은 450 초로 일정하며, LE-5B 버전에서 추력 조절이 가능하도록 개량되었다. LE-5엔진은 H-1과 H-2 발사체에 사용되었으며, LE-5B-2엔진은 2009년 9월 H-IIB 발사체에 사용되었다. LE-5B-3은 현재 개량 중인 LE-5 엔진의 최신 모델로 2017년 3월에 첫 지상 연소 시험이 이루어졌으며, 2023년 3월 H3 발사체에 실려 발사되었으나 발사실패를 한 상태이다.

다단 연소사이클 엔진은 액체 추진 엔진에서는 가장 효율이 좋은 사이클 엔진이다. 러시아의 RD-120 엔진은 LOX와 RG-1(케로신 연료)기반의 다단 연소사이클 엔진으로 가스발생기는 O/F 2.6으로 산화제 과잉 방식을 사용한다[8]. RD-120엔진은 러시아의 Zenit 발사체 개발의 상단용으로 개발되었다. RD-120엔진은 우크라이나의 유즈노이에서 1976년도에 개발을 시작하여 1979년 1월에 처음으로 지상 점화시험에 성공하였다. 1990년도에 RD-120 엔진기술이 중국으로 이전되어 중국의 YF-100, YF-115 엔진 개발의 기초가 되었다. RD-120 엔진의 비추력은 350 초이며 연소 시간은 200~290초이다. RD-120 엔진의 경우 추력 조절이 가능하며 엔진 개량 역사는 다음과 같다. RD-120K 개발은 1986년도에 시작되었으며, RD-120M 버전은 미국의 궤도 비행선인 X-34 우주선에 사용되었다. RD-182 버전은 메탄/LOX 추진제를 사용하는 것으로 개량이 되었으며, RD-182M은 LNG/LOX 추진제를 사용하는 것으로 개량이 되었다. RD-870 버전은 우크라이나에서 개량한 RD-120K버전으로 사용되고 있다. RD-120 기술은 중국의 YF-100, 우크라이나의 RD-801, 810, 인도의 SCE-200의 상단 엔진 개발에 큰 영향을 미치고 있다.

RD-8 엔진은 1985년 첫 발사가 된 소련/우크라이나가 공동 개발한 LOX/RG-1 다단 연소사이클 엔진이다[9]. 앞서 설명한 RD-120 엔진 추력의 약 1/10 수준으로 비추력 342초 연소시간 1100초이다. RD-8엔진 기술은 우크라이나로 기술이전이 되어 우크라이나 발사체인 Mayak의 상단 엔진인 RD-805, 809, 809K 시리즈로 개량되었다. 현재 개발 중인 대한민국의 차세대 발사체 상단 엔진의 경우도 다단 연소사이클 엔진으로 우크라이나 상단 발사체 엔진의 기술을 참고하여 개발 중이다.

최근 액체로켓 엔진의 경우 가장 이례적인 방식이 전기펌프 사이클 방식이다. 현재 전기 펌프 사이클 방식을 사용하고 있는 발사체는 Rocket Lab의 Electron에 사용되고 있는 Rutherford 엔진이다[10]. 추진제는 LOX와 RP-1(케로신)을 사용하고 있다. 여기서 케로신 연료를 어떻게 정제하냐에 따라 러시아는 RG-1, 미국은 RP-1이라는 용어를 사용하고 있다. 2013년에 첫 점화 테스트가 수행되었으며, 2016년 3월에 발사용 검증이 완료되었다. 2017년 5월에 첫 발사가 되었으며, 2023년 8월 약 40회의 Electron 발사체 비행에 사용되었다. Rutherford 엔진은 이중 블러시리스 DC 전기 모터와 리튬-폴리머 배터리를 사용하고 있다. 엔진 효율은 일반 가스발생기 사이클 엔진에 비해 50%에서 95%까지 높다고 하지만 베터리 무게 증가라는 단점을 가지고 있어 이 부분은 해결되어야 하는 과제이다.

발사체 상단 엔진은 인공위성이나 우주 탐사선을 우주로 보내는 마지막 역할을 하는 엔진이다. 주로 고고도의 진공상태에서 점화가 되어 연소가 진행이 되며 확대비가 큰 노즐을 사용하고 연소압력이 다른 단 엔진에 비해 작고 연소시간이 길어야 한다는 특징을 가지고 있다. 해당 동향 보고서에는 액체로켓엔진을 기반으로 하는 상단 엔진을 정리하였지만 하이브리드나 고체 로켓 모터를 사용하는 경우도 많으며, 재점화를 통해 달탐사에 사용되기도 한다. 최근에는 Rocket Lab에서 개발한 전기 펌프 방식의 엔진이 많은 관심을 받고 있다. 그 이유는 배터리 기술의 진보와 함께 앞서 설명한 바와 같이 펌프 시스템 구동을 위한 여러 장치가 필요하지 않기에 하중을 줄일 수 있고 동작 방식이 간단하기 때문이다. 현재 우리나라에서도 이에 대한 연구가 진행되고 있으며 소형발사체 상단엔진으로 개발 중이기도 하다.

N2O4/MMH
PS4(L-2-5)
gas generator
RD-120
RD-8

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