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.