2021년 3월 30일 화요일

(팩트체크) 과연 KSLV-II로 국산 위성 발사는 불가능한것일까?

 https://n.news.naver.com/article/025/0003089045?lfrom=twitter&fbclid=IwAR2VYX7bKv6Mg5RsKKv4eTIF9uLi4ojDjBRrENk_btrXhQxB6mEy7guHQVs

위의 기사는 한국이 KSLV-II 누리호로 미국의 핵심 부품을 사용한 위성을 발사할 수 없다는 내용의 동아일보 기사이다. 과연 이는 사실일까?

한국형발사체의 주요 페이로드가 될 차세대 중형위성

우선 저 기사의 근거는 2015년 한국 항공우주시스템공학회의 논문인 '인도와 중국 우주발사체에 적용된 미국의 비확산정책 연구' 라는 논문이다. 논문에서는 MTCR 체제에 속하지 않았던 중국과 인도의 사례를 들고 있으며 이 중 인도는 2016년 MTCR 회원국이 되었고 중국은 현재도 MTCR 체제 밖에 위치한다. 그 결과 인도는 미국과의 협의가 필요하긴 하지만 미국제 핵심부품을 사용한 위성을 자국의 발사체에 탑재하여 쏘아올릴 수 있다.

이러한 차이는 과연 어떤식으로 발생하였고, 한국은 어떻게 하여야할까?


1. 인도의 경우

인도의 경우를 들어보겠다. 인도는 1960년대 전반기 미국의 지원으로 소형 고체 사운딩 로켓 발사를 시작으로 발사체 인력 양성을 시작하였다.

인도 텀바 로켓발사장의 미국제 Nike-Apache 사운딩 로켓

이후 Scout 등의 미국제 사운딩 로켓의 기술지원을 얻어냈으며 이 결과물은 인도 최초의 우주발사체인 SLV-3까지 이어진다. SLV-3은 1980년부터 1983년 사이에 3번 발사되었으며 모두 성공하였다. 

SLV 발사체
ASLV 발사체


SLV-3이후에는 더 큰 ASLV 로켓의 개발을 진행하였으며 이후 대추력의 고체 부스터 기술과 유럽의 아리안 발사체의 엔진인 'Viking'시리즈의 기술을 도입하여 PSLV 발사체를 개발하게 된다. 여기까지는 MTCR 체제 이전의 일이라 발사체 엔진 기술의 이전이 가능하였다.

 

PSLV 발사체


MTCR체제 이후 인도는 핵실험 및 우주발사체 기술을 전용한 장거리 탄도탄 개발 등으로 인하여 MTCR 체제에 속할 수 없었으며 인도의 우주기구인 ISRO는 미국의 금수조치 대상 기관이었다.

90년대 인도는 정지궤도 발사체인 GSLV 시리즈를 위하여 러시아와 액체수소/액체산소 엔진 기술 이전을 협의하였는데 이를 미국이 MTCR 위반으로 간주하여 자국 기술이 인도와 러시아의 발사체 및 위성체에 적용되지 못하도록 하는 제재를 가하였다.

당사자 중 하나였던 러시아는 액체수소/액체산소 추진제는 탄도탄에 적용될만한 기술이 아니며 이는 러시아의 우주산업을 망치려는 의도냐며 반발하였고 결과적으론 극저온 엔진만 판매하고 제재는 철회되었다.

GSLV MK.1의 3단인 러시아제 12KRB 액체수소/액체산소 스테이지

2000년대 중국이 아시아 태평양 지역에서의 세력 팽창을 시도하자 미국은 중국을 견제하기 위하여 인도와의 협력을 강화하였으며 그 결과 2005년 미국의 부시 대통령은 인도가 MTCR 규정을 준수한다면 발사체 분야에서도 협력을 할 수 있다는 의사를 보였다. 

이후 여러 진통이 있어왔지만 2009년 인도의 발사체로 미국의 핵심부품을 탑재한 위성을 발사할 수 있도록 기술보호협정을 체결하였으며 2010년에는 공공 우주분야와 우주 안보 분야의 협력에도 동의하였다. 그 결과 우주기구인 ISRO와 군사기술 연구기관인 DRDO는 미국의 부품을 자유롭게 수입할 수 있게 되었으며 2016년 미국의 지지 하에 MTCR 체제에 속하게 되었다.

여기까지 알 수 있는 점은 인도는 자국 발사체를 위하여 엔진 등의 기술 이전을 추진하긴 하였지만 자국이 개발한, 탄도탄으로 전용 가능한 고체 발사체를 타국으로 이전하진 않았다는 점이다.


2. 중국의 경우

중국의 경우는 미국에서 귀국한 첸쉐썬 박사와 1960년까지의 구 소련의 기술 지원으로 발사체 기술을 고도화시켰으며 1970년에는 중거리 탄도탄인 DF-4를 개조한 LM-1(창정 1호) 발사체로 위성을 궤도에 진입시켰다.  

LM-1의 발사

이후로도 중국은 탄도탄 기술을 전용한 여러 종류의 발사체들을 개발하였으며 그와 별개로 여러 로켓 시스템들을 사우디, 파키스탄, 시리아, 이란 등에 판매하였다. 이는 MTCR 체제 출범 이후로도 쭉 이어진다. 
사우디아라비아의 중국제 DF-3 탄도탄

사우디라아비아에 중거리 탄도탄인 DF-3를 판매한 것을 미국이 알게 되었고 1989년 미국은 중국과 미사일 기술 비확산에 대한 논의를 시작하였다. 이에 따라 중국은 MTCR 규정을 준수한다는 약속을 하게 되었고 미사일 수출을 통제하였고 이에 대한 반대급부로 미국은 자국의 위성을 중국의 발사체로 발사할 수 있다는 협정의 체결을 논의하였다. 

다만 89년 발생한 천안문 사태, 중국의 이란과의 핵 부분의 협력 및 파키스탄으로의 탄도탄 판매 재개 등으로 인하여 미국 위성의 중국 발사체로의 발사 논의는 철회되었으며 경제 및 기술적 제재가 가해졌다. 

다시 1994년 미 중간의 협의가 진행되었고 중국이 MTCR 가이드라인을 준수하겠다고 약속하고 나서 제재들은 해제되었다. 당시 중국은 국제법에 저촉되는 물자들을 수출할 시 사전 허가를 받도록 하는 수출규정을 마련하였다. 이로 인하여 1995년 미국은 연 9회 자국의 위성을 중국의 발사체로 발사할 수 있다는 것에 합의하였다.

하지만 1996년 미국 로랄(Loral)사의 통신위성이 중국의 발사체에 탑재되어 발사되다 폭발하였고 폭발 원인의 조사 과정에서 로랄 사와 휴즈 사가 중국에 발사체 기술을 유출한 사건이 발생하여 미국 위성의 중국 발사체 이용 발사는 현재까지 전면금지 상태이다. 

그 뿐만 아니라 92년, 94년, 98년, 00년 미사일 비확산 선언을 하였는데도 불구하고 중국의 회사들이 타국에 로켓 시스템의 부품 및 생산시설을 수출하는 일은 계속되었으며 그 결과 미국은 중국과의 우주분야 협력에 매우 회의적이다.


3. 한국의 상황

여기서 한국의 사례는 어느부분에 더 가까울까? 한국은 70년대 백곰 탄도탄 개발을 시작으로 로켓 시스템 개발을 시작하였는데 이에 미국은 '한미 미사일 사거리 지침'으로 기술 지원을 해주는 대신 발사체 개발능력에 족쇄를 채웠다. 대표적으로 ADD가 아닌 한국 항공우주연구원(KARI)에서 KSR 시리즈 사운딩 로켓을 개발할 당시 미국이 가했던 사찰 등이 있다.

하지만 한국은 MTCR체제 안에 있고 규정을 준수하고 있다. 예를 들어 사정거리 180km이하의 탄도탄(천무, KTSSM 등)은 수출하고 있지만 그 이상의 제품을 수출하고 있지는 않고 있으며 70년대 한국이 그러했던 것처럼 불법적인 방법으로 로켓 시스템 개발을 진행하지 않는다.

또한, 현재 주로 위성과 우주발사체를 개발하는 기관은 KARI로 탄도탄 등을 개발하는 ADD와는 엄연히 분리된 기관이다. 다시 말하자면 한국의 우주발사체는 군사용으로의 전용 가능성이 거의 없다는 사실이다. 이는 2001년 한미 미사일 지침 개정 당시에도 민간 부분은 액체로켓으로 개발한다면 제한이 없도록 개정한 사실에서 드러난다.

한술 더 떠 2001년보다 더 멀리 갈 필요 없이 비교적 최근인 2020년 지침 개정에선 아예 민간용 발사체는 고체로켓이든 액체로켓이든 제한이 없어지게 되었으며 탄도탄은 사정거리 제한만(800km) 두게 되었다. 이는 중국의 부상으로 인하여 미국이 중국 견제를 위하여 한국의 탄도탄 및 우주발사체 개발에 전과 같은 큰 제한을 두지 않을 것임을 의미한다.

무엇보다도 한국은 미군이 주둔하고 있다. 이는 국가간의 동맹의 수준이 위에 언급된 인도, 중국과는 차원이 다름을 의미한다. 70년대와는 사정이 많이 다르며 요 근래에는 인도가 그러했던것처럼 핵개발 등을 진행하지 않았다.


4. 결론

결론을 말하자면 저 기사의 내용은 심히 과장되어있다. 현재는 한국이 막나가던 70년대 말 상황과는 다르다. 거듭 언급했지만 중국의 부상으로 인하여 이를 견제할 국가들이 중요해졌다. 이러한 상황에서 미국이 한국의 발사체 개발에 노골적으로 어깃장을 놓을 일은 없을것이다. 

저 기사의 내용대로 이루어질 가능성은 없겠지만, 우주발사체를 개발하는 기관과 탄도탄을 개발하는 기관 즉, KARI와 ADD 사이에 직접적인 커넥션은 MTCR 체제 준수에 대한 투명성을 위하여 없어야 하며 탄도탄 및 우주로켓 기술의 MTCR 회원국 외로의 우회수출 역시 없어야 한다.

또, 혹시나 모를 핵심 부품의 금수조치에 대비하여 수출 통제상황을 모니터링하고 그에 맞는 대책을 세울 필요가 있다. 예를 들어 미국이 해당 부품을 수출하지 않는다면 유럽이나 다른 선진국에서 대체 부품을 찾는것이다. 하지만 이런 일은 한국이 핵개발 등을 시도하지 않는 이상 일어나진 않을것이다.

마지막으로 한국 역시 이러한 사정을 잘 알고 위성 부품들의 국산화를 추진해 왔다는 사실이다. 차세대 중형위성 시리즈에서는 국산화율이 95%대에 육박한다. 


참고문헌

인도와 중국 우주발사체에 적용된 미국의 비확산정책 연구-최남미, 한국항공우주연구원

https://scienceon.kisti.re.kr/commons/util/originalView.do?cn=JAKO201609633504079&oCn=JAKO201609633504079&dbt=JAKO&journal=NJOU00550541












2021년 3월 4일 목요일

아틀라스와 타이탄 발사체의 1단 엔진의 터보펌프의 설계사상 분석

 

왼쪽이 Atlas, 오른쪽이 Titan


냉전기 미국의 액체연료 ICBM으로는 Atlas와 Titan 두 가지가 있다. 시기상 Atlas가 좀 더 먼저 개발되었고 Titan은 그보다 나중에 개발되었다. 

Atlas의 부스터 엔진(초기 점화되는 3개의 엔진 중 분리되어 떨어져나가는 엔진)은 로켓다인에서 제작되었고 LR-89라고 불린다. 초기XLR-89 시절에는 두 개의 엔진 모두 같은 터보펌프에서 추진제인 액체산소/케로신을 공급받았지만 이후에 각각의 엔진이 터보펌프를 갖추도록 개량되었다. 이 엔진은 약간의 개량을 거쳐 토르 IRBM 및 그 파생형인 델타 로켓에도 사용된다. 추력은 지상 추력이 약 726kN, 비추력은 256초이다. 이는 한국형발사체의 75톤급 엔진보다 좀 더 크며 비추력은 떨어진다.

LR-89엔진

Titan의 1단 엔진은 에어로제트에서 제작하였으며 LR-87이라고 불린다. 이 엔진은 LR-87-3에서는 액체산소/케로신을 추진제로 하며 LR-87-5 이후로부터는 N2O4/A50을 추진제로 한다. 여기서 다룰 대상은 LR-87-3이다. LR-87의 경우는 각각의 터보펌프를 갖춘 두 엔진을 통틀어서 붙인 명칭이다. 연소실당 추력은 지상 추력이 약 647.9kN, 지상 비추력이 256초이다. 추력은 75톤급 엔진과 비슷하며 비추력은 떨어진다.

LR-87-3 엔진

여기서 두 엔진의 터보펌프 부분을 살펴보면 꽤 재미있다. 비슷한 시기의 유행인진 모르겠지만 비슷한 목적을 위한 설계가 나타나기도 하고 어느 부분에서는 좀 다른 선택을 하기도 했다. 

1. LR-89의 경우

LR-89의 터보펌프인 Mark.3

LR-89의 터보펌프는 Mark.3라는 이름으로 불리며 최근에 퇴역했던 델타II의 1단 엔진인 RS-27의 터보펌프로 최근까지 활약했다. 

터빈 부분을 보면 충동식 2단 터빈인 점을 알 수있는데 이는 터빈의 효율을 높이고 직경을 축소하면서 경량화를 추구한 설계이다. 가스발생기 사이클 엔진같이 압력비가 커도 상관없는 엔진들에서 이러한 설계를 찾아볼 수 있다. 아래는 터빈의 단수에 따른 효율 그래프이다.


터빈은 32,632RPM이라는 매우 빠른 속도로 회전한다. 이 속도 그대로 펌프 임펠러를 회전시키면 캐비테이션이 발생할것이다. 따라서 터빈과 펌프 임펠러 축 사이에는 기어박스가 존재하여 펌프 임펠러의 회전속도를 낮춘다. 펌프 임펠러는 6680RPM으로 회전한다. 이는 한국형발사체 75톤급 엔진의 약 10,200RPM보다 낮은 수치인데 회전속도가 낮을경우 펌프의 토출압력이 낮아지는 대신 흡입성능은 우수해진다. 

펌프 중 연료펌프의 지름은 14.25인치, 비속도는 야드파운드법으로 760이며 SI단위계로 환산시 약 114가 된다. 일반적으로 케로신/액체산소 엔진 터보펌프 임펠러의 회전속도는 액체산소 측에 기준을 두고 설계하기 때문에 케로신 펌프의 임펠러는 비속도가 매우 낮아지게 된다. (액체산소 펌프의 캐비테이션을 방지하기 위함)

114라는 낮은 비속도로 인하여 효율의 저하가 나타날 수 있지만 Mark.3의 터보펌프의 연료 펌프는 베인 디퓨저를 적용하여 효율저하를 감쇄하였고 효율은 0.72이다.

Mark.3펌프의 사양 


2. LR-87의 경우

LR-87의 터보펌프


Mark.3와 같이 2단 터빈이 눈에 띈다. 터빈부분의 설계 의도는 같아보인다. 터빈의 회전속도는 24,000RPM이다. 

하지만 각 펌프 임펠러의 회전속도를 구할 수 있는 참고자료들이 존재하지 않았다. 따라서 위의 그림이 1대1 비율로 그려졌다 가정하고 회전속도를 추산해 보았는데 연료펌프가 산화제 펌프보다 몇백 RPM정도 회전속도가 빠른 결과가 나왔다. 오차를 감안하였을 때의 결과는 둘 다 8000RPM은 훨씬 넘는 회전속도를 보였다.(이는 Mark.3의 6680RPM보다는 확실히 높은 회전수이다)

펌프 중 연료펌프의 직경은 10.99인치, 비속도는 야드파운드법으로 980이고 SI단위계로 환산할 경우에는 약 169.5라는 결과가 나왔다. 흔히 알려진 액체산소/케로신 터보펌프들의 연료펌프의 비속도보다 비교적 높은 결과가 나왔으며 이를 통해서 LR-87은 기어박스로 임펠러 각각의 회전속도를 달리하여 연료펌프의 비속도를 올렸다고 추정할 수 있겠다. 비속도가 올라가면 효율이 증가할 수 있지만 효율은 0.55에 그친다. 

이의 원인을 추정해 보자면, 임펠러 자체의 비속도는 올라갔으나 베인 디퓨저가 적용되었다는 언급이 없는것을 볼 때 베인 없는 디퓨저나 벌류트 만으로 구성되어있어서 효율이 낮아졌다고 추정해 본다.

LR-87-3의 연료 터보펌프 사양

3. 종합

먼저, 두 엔진의 터보펌프 모두 터빈부분의 고회전화로 경량화를 의도하였다는것은 동일하다. 주된 차이는 펌프 부분에서 나타났다.

LR-89의 경우에서는 연료/산화제 임펠러 모두가 동일한 축에 연결되어 회전하며 기어박스는 회전수를 감소시키는 역할만을 수행한다. 비교 대상인 연료 임펠러의 지름이 비교적 큰 것을 볼 때, 회전속도를 비교적 느리게 설정하면서 펌프 흡입성능을 향상시키고 효율을 챙기는 대신 펌프 부분의 경량화는 다소 타협하였다.

LR-87의 경우는 연료/산화제 임펠러의 회전수가 살짝 다르게 설정되어 연료펌프의 비속도를 더 높게 설정하였다. 연료 펌프의 지름이 비교적 작은 것을 보아 펌프 부분도 고회전화로 경량화에 중점을 둔 설계라고 추정한다. 부정확한 계산이지만 임펠러들의 회전속도가 비교적 빠른 것이 뒷받침한다. 다만, 회전속도가 빠르면서 베인 디퓨저가 적용되지 않아 효율은 비교적 낮다. 경량화하면서 펌프 벌류트 부분도 간단히 하고싶지 않았나 하는 생각이 든다.



4. 참고문헌

LIQUID ROCKET ENGINE CENTRIFUGAL FLOW TURBOPUMP-NASA SP-8109, DECEMBER1973


「ロケットターボポンプの研究開発 --- 35年間の思い出 :Research and Development of Rocket Turbopumps --- 35 Years in Retrospect, Tohoku University Press, Sendai, in February, 2013.













일본의 재사용을 위한 터보펌프 회전축 씰 개발 방향성 - 이글 인더스트리 연구자의 논문 리뷰

최근에 일본의 터보펌프와 관련하여 좋은 논문들을 담은 학회지를 입수했다. 일본  터보기계협회(ターボ機械協会, Turbomachinery Society of Japan) 의 협회지로, 터보기계와 관련된 일본의 논문들이 올라왔다. 물론 수록된 논문은 절대...