ADEX 2021에서의 문답(고체 우주발사체 관련)

 1. 한화(방산)부스

한화의 고체 소형발사체 계획안

Q : 이 발사체 형태로 개발될 예정인가?

A : 아니다. 이건 한미 미사일 지침 개정 전부터 개발되어오던 컨셉안 중 일부를 가져온 것이다. 따라서 이대로 개발되는것은 아니다.

Q : 최근에 국과연이 우주발사체용 75톤급 대형 고체로켓모터 연소시험을 공개했다. 소문상으로는 고체 우주발사체에 100톤급 1단, 30톤급 2단 모터가 필요하다고 들었는데 이것에 대해서는 전시물이 없는것같다. 혹시 비닉사업으로 분류되나??

A : 그렇다. 아무래도 국과연이 주관이 되어 진행중인 사업이기 때문에 공개적으로 정보를 얻긴 긴 어려울것이다. 우리도 그에 대해서 답을 해주기가 곤란하다.

KSLV-I 나로호 킥모터

 Q : 그렇다면 직원님이 생각하시기에 그러한 대형 고체로켓모터에는 MNTVC 방식이 좋아보이는가 아니면 제트 베인 방식이 좋아보이는가? 제트 베인을 사용하는 고체 우주발사체로는 이스라엘의 샤비트가 있다.

A : MNTVC가 좋다. 제트 베인은 작동시간이 짧은 전술급 유도무기에는 사용하는데 좋지만 아무래도 고온/고압의 가스에 잠겨 작동하는것이기 때문에 삭마가 극심하다. 작동 시간이 긴 우주발사체용 고체로켓모터에는 MNTVC가 더 적절해보인다. 한화(방산)은 한화 에어로스페이스로부터 MNTVC용 플렉시블 씰을 공급받는다. 

Q : 일본의 H-IIA/B용 SRB-A같은 대형 고체로켓 모터를 제작할 기술력을 보유하고 있는가?

A : (자신있게)물론! 기술력이 없는건 절대로 아니다. 만들 기술력 자체는 이미 보유중이다.

Q : 고체 우주발사체에 대해서 더 궁금한 것이 있는데 상단 구성을 어떻게 할것인가? 엡실론과 샤비트를 포함한 대부분의 고체 우주발사체들에는 PBS 가 존재한다. 그리고 한화가 2024년까지 위성용 이원추진제 추력기를 개발할것이라고 안다. 

A : PBS를 적용할것이다. 한화는 지난 90년대부터 위성용 단일추진제 추력기를 개발해 왔다. 옆에 보이는(사진을 찍지 않았다)전시물이 관련된 제품들이다. 이걸 이용해서 PBS를 구성할것이다. 

끝으로 앞에 계시던 직원 분께 '독성 추진제 다루다 중독되어 작고하신분들 몇분 계신걸로 안다. 조심히 연구해라' 라는 우려스러운 말을 하니까 '걱정마라 안전하게 연구할것이고 조심하겠다' 라는 답변을 들을 수 있었다. 

ADEX 2021에 전시된 3톤급 메테인 엔진 연소기와 이를 활용한 소형발사체 계획안

 

대한항공 부스에 전시된 전시물들

이번 ADEX2021에서는 흥미로운 사실들도 알 수가 있었다. 대한항공이 소형발사체와 관련된 것을 전시하였다.

대한항공은 지난 KSLV-I 사업 때 체계 총 조립(발사체 조립)을 수행하였으나 이후 우주 분야에서는 철수하였다. 원래 KSLV-II 사업 때 참여했더라면 엔진 총 조립도 맡아서 할 예정이었더라는 글을 어디선가 본 적이 있다. 

전시물은 3톤급 메테인 엔진이었다. 상단에서 쓰일 것을 염두에 두고 검은색 진공용 확장부를 갖춘 형태이다. 3D 프린팅과 관련하여 항우연이 제작한 연소기와 같은 물건이었다.

설명판

대한항공이 개발에 참여하고자 하는 소형발사체는 1단은 75톤급 엔진을 사용하고(KSLV-II의 2단을 그대로 사용할것같다. 이유는 후술) 2단에 3톤급 메테인/액체산소 엔진을 적용하는 구성이다. 

3톤급 엔진의 경우 일렉트론 발사체의 경우처럼 전기펌프 사이클을 적용할 수도 있었지만 상단에 요구되는 경량화와 비추력 조건을 충족시키기 위하여 익스팬더 사이클을 적용할 계획이라는 설명을 들었다. 

발사체의 모든 부분을 대한항공이 제작하는 것은 아니고 75톤급 엔진이 장착된 1단은 원 제작사인 KAI에서 구입해 오고 2단 시스템을 대한항공이 제작한다. 2단 기체는 일단은 알루미늄을 이용하여 제작할 계획이며 이를 위하여 준비중이고 추후에 복합재를 사용하여 제작할 계획도 있다는 이야기도 들었다.

옆에서 찍은 3톤급 엔진

성공적으로 개발되어 한국의 메테인/액체산소 상단용 엔진의 기술적인 기반이 되어줬으면 한다. 무엇보다 포지션 상 국과연이 주도적으로 개발중인 고체 우주발사체와 겹치는데 어떤 식으로 운용될지가 궁금하다.

ADEX 2021에 전시된 75톤급 엔진

이번 성남 서울 공군기지(제15특수임무비행단)에서 개최된 ADEX2021에서 75톤급 엔진을 찾아볼 수 있었다.

바로 전의 19년도 ADEX에서는 2단용 75톤급 엔진이 전시되었는데 이번에는 지상용 엔진이 전시된 점이 달랐다.

전시된 75톤급 엔진의 전체적인 모습

짧은 노즐과 터빈 배기구의 롤 제어용 벨로우즈가 없는 모습에서 해당 엔진은 1단용 엔진임을 알 수가 있다. 다만, 해당 엔진이 KSLV-II의 1단 EM이나 DM에 장착되었는지는 잘 모르겠다.

엔진 명판. ‘12G’

KSLV-II용 75톤급 엔진에는 두 가지 문자가 붙는다. 하나는 지상용 엔진을 뜻하는 ‘G’, 다른 하나는 고공용 엔진을 뜻하는 ‘A’ 이다. 해당 엔진에서는 ‘12G’ 라는 이름을 확인할 수가 있었다. 지상용 엔진 시험 시제들 중 12번째 시제라는 뜻이다. 명판 근처의 볼트는 센서용 체결부로 생각된다.

터보 펌프를 중점적으로 찍은 사진

터보 펌프는 당연하겠지만 이전에 포스팅했던 고공용 엔진에 장착된 것과 동일한 물건이었다. 위쪽부터 산화제 펌프, 연료 펌프, 터빈 순서다.

터빈 영역과 같이 흰색 단열재로 덮여있는 부분은 가스발생기-터빈 유로이며 그 위로는 가스발생기가 장착되어 있는것이 보인다. 가스발생기 반대편에는 파이로시동기 자리인데 해당 엔진에서는 제거되어 있었다.

이전 고공용 엔진과 마찬가지로 연료/산화제펌프 입구는 모두 플랜지로 막혀있었는데 고공용 엔진 전시물에서 찾아볼 수 있었던 압력 게이지를 이 엔진에서는 찾아볼 수 없었다.

다른 부분에서 찍은 터보펌프

다른 방향에서 또 하나 찍었다. 가스발생기로 들어가는 고압 연료 배관이 잘 보이고 터빈 아래에 붙어있는 터빈 배기 덕트가 잘 보인다. 터빈 배기 덕트에는 추진제탱크 가압용 헬륨 열 교환기가 위치한다. 따라서 덕트로 들어가는 유로를 확인할 수 있다.

연소실 윗부분을 찍은 사진

연소실 바로 위에는 김벌 마운트가 존재한다. 해당 엔진에서는 더미가 아닌 실제 작동하는 김벌 마운트를 확인할 수 있었다. 김벌 마운트 주위로는 연료 고압배관이 지나간다. 또, 김벌링을 위하여 해당 배관에는 2개의 조인트가 존재함을 알 수가 있다. 75톤급 엔진은 터보펌프와 연소기가 한 덩어리로 움직이는것이 아니라 터보펌프는 추력 프레임에 고정되고 연소실만 2축으로 움직이는 것임을 알 수가 있다. 

연소실과 터보펌프를 한 컷에 담은 사진

엔진 바로 옆에는 엔진의 TVC 액추에이터와 구동제어기, GSE다기관 이라는 장치도 전시되어 있었다.

GSE다기관의 전제척인 모습

GSE다기관의 압력 용기를 중점적으로

GSE 다기관은 엔진의 TVC구동기에 터보펌프의 연료 펌프로부터 생성되는 유압을 분배해 주는 역할을 하며 엔진 정지 명령이 발령된 후에는 엔진의 위치를 중립 위치로 고정시키는 역할을 하게 된다. 사진의 은색 압력용기는 이를 위하여 유압을 저장하는 탱크이다.

너무 투박해보여서 옆의 직원에게 물어보니 일단은 안정성을 중점적으로 설계하였으며 나중의 반복발사 이후에는 좀 더 경량화된 부품을 볼 수 있을것이라는 답을 들었다.

TVC 액추에이터와 제어장치

사진 기준으로 아래쪽이 75톤급용, 위쪽이 7톤급용 장치이다. 75톤급용 액추에이터는 연료펌프로부터 생성되는 유압을 GSE 다기관으로부터 분배받아 작동되는 한편 7톤급은 전기모터로 작동하는 방식이다. 

75톤급용 액추에이터를 중심으로

75톤급용 액추에이터는 유압으로 작동하는 방식이긴 하지만 전기모터로 밸브를 움직여 유압을 넣고 빼는 방식이라 모터가 장착된 모습을 볼 수가 있었다.

이것 역시도 KSLV-II 반복발사 이후에는 경량화 설계를 적용할 예정이라고 한다.

이번 전시에서는 비록 항우연이 아닌 한화 에어로스페이스 부스에서 전시되어 엔진 개발에 대한 자세한 이야기는 들어보지 못했지만 이전 전시에서는 없었던 엔진의 구성품을 전시했던 점이 흥미로웠다. 특히나 GSE다기관은 전시된 적이 없었는데 이번 행사에서는 전시되었다.

스커드 탄도탄의 엔진인 Isayev 9D21의 터보펌프 추진제 혼합방지 시스템

 R-17 엘부르스, 스커드는 현재까지 유일하게 실전에서 대량으로 사용된 전구 탄도탄이다. 심지어 이란-이라크 전쟁 당시와 같이 양측에 의하여 사용된 적도 있다.

일반적으로 이러한 탄도탄은 고체 로켓모터를 사용하는 경우가 일반적이나 스커드는 액체 추진기관을, 그것도 가압식에 비하여 복잡한 터보펌프식 엔진을 사용한다. 스커드 탄도탄은 탄도탄 시스템은 마케예프 설계국, 엔진은 이사예프 설계국에서 설계되었다. 여기서 마케예프 설계국과 이사예프 설계국은 R-27 Zyb라는, 액체추진 SLBM의 탄도탄 시스템과 엔진 시스템을 개발한다. 

마케예프 설계국

이사예프 설계국

R-27 Zyb SLBM

R-17 엘부루스

오늘 할 이야기는 R-17 즉, 스커드 미사일의 터보펌프에 대한 이야기이며 그 중에서도 혼합 방지 계통에 대한 이야기이다. 발사체 터보펌프의 연료 계통과 산화제 계통 사이에는 외부에서 가압 기체를 공급받는 퍼지 씰을 사용하는것이 일반적이다. 일반적으로 헬륨이나 질소 등의 불활성 기체를 집어넣어 각 계통에서 누설되는 추진제를 불어 내는 형식이다.

LE-5에 적용된 혼합방지 퍼지 씰

한국형발사체 75톤급 엔진 터보펌프의 혼합방지 씰

혼합방지 씰 개략도

이러한 방식은 외부로부터의 기체 유입 유로가(Buffer Gas)필요하다. 따라서 대부분의 터보펌프는 별도의 혼합방지 씰 전용의 기체 탱크가 필요하다. 

그렇다면 스커드의 해당 계통은 어떠할까?

9D21엔진의 스키매틱

계통에서 파란색으로 표시된, 20번 'Seal Package'와 21번 'Seal Drainage Lines'가 식별되는것으로 보아 응당 있어야 할 혼합방지 씰은 존재하는것으로 보인다. 

하지만, 드레인 유로는 보이나, 씰로 유입되는 기체의 유입 배관은 식별되지 않는다. 해당 그림에서 생략되었다고 보기엔 2번 'Purge Valve'가 언급되는 것으로 보아 유입 배관이 정말로 존재하지 않는다고 보는것이 타당하다.

이유는 간단하다. 9D21의 터보펌프는 혼합 방지 씰에 일반적인 씰을 사용하지 않는다. 

아래는 터보펌프를 세세하게 도시한 그림이다.

9D21 터보펌프의 혼합방지 씰 부분

터보펌프 단면도 1

그림에서 10, 11번을 자세히 보도록 하자. 

11번은 일종의 보조 펌프 임펠러로, 13번으로 표기된 주 산화제 임펠러 후단으로 누설되어 베어링으로 통과한 산화제를 다시 주 임펠러 후단으로 돌려주는 역할을 한다. 이렇게 하여 최종적으로 펌프에서 누설되는 산화제 양은 줄어든다. 

11번, 보조 임펠러의 형상. Sealing Impeller라고도 불림.

10번은 여기서 설명할 혼합방지 씰이다. 이 씰은 액체 씰(Liquid Seal)로, 실리콘처럼 점성이 있는 물질(젤과 같은)로 이루어져있다. 이 씰은 축이 회전하면서 씰을 구성하는 젤이 마모되면서 기밀 기능을 수행한다. RC로 잠수함 등을 만들어본 사람들은 익숙할것이다.

액체 씰 개략도

11번, 보조 임펠러 후단에서 누설된 추진제는 10번 액체 씰에 막히는데, 여기서 마모된 젤과 추진제의 혼합물은 19번으로 표기된 드레인 배관으로 나가게 된다.

물론 젤과 산화제가 포함된 액체도 누설되면 안되므로 반대편에도 같은 씰이 위치하여 외부로는 젤만 누설되도록 한다.

자세한 이해를 돕기 위해 다른 그림들을 첨부한다.

1. 산화제 계통

산화제 혼합방지 계통

하늘색으로 칠해진, 산화제 계통에서 누설되는 산화제를 파란색 화살표로 표기하였다. 

누설된 산화제는 12번 볼 베어링을 냉각 후 노란색으로 칠해진 11번 보조 임펠러로 유입된다.

보조 임펠러 이후의 산화제 흐름은 노란색 화살표로 표시하였다. 산화제의 대부분은 다시 13번 주 임펠러 후단으로 유입되고 일부는 10번, 액체 씰을 지나며 액체 씰의 젤과 산화제 혼합물은 19번 드레인 배관으로 배출된다.

9번은 펌프 외측 액체 씰로, 산화제의 펌프 외로의 누출을 최종적으로 막는다.

2. 연료 계통

연료 혼합방지 계통

입구 부분의 자세한 그림

위는 연료 계통을 나타낸 것이다.

하늘색 주 연료 유동에서 누설되는 연료를 진한 파란색 화살표로 표시하였다. 

펌프 입구에서 연료는 8번으로 표시된 축과 케이싱 사이의 틈으로 누설된다.

누설된 연료는 노랑색으로 칠해진 보조 임펠러로 유입되고 대부분의 연료는 노랑색 화살표로 표시된 경로로 다시 주 연료 유동으로 돌아간다.

아래 그림에서 보조 임펠러 후단에서 누설된 나머지 연료는 액체 씰을 지나 10번의 드레인 배관으로 배출된다.

이는 펌프 입구 뿐만 아니라 펌프 후단 부분에도 산화제 펌프와 똑같이 적용되었다. 

밸런스 홀과 임펠러 후단의 씰로부터 누설된 연료를 파랑식 화살표로 표기하였다. 누설된 연료는 5번 볼 베어링을 냉각 후 노랑색으로 칠해진 4번 보조 임펠러로 유입된다.

노랑색 화살표로 보조 임펠러에서 주 임펠러 후단으로의 유로를 표시하였다. 대부분의 누설 연료는 노랑색 유로를 따라 다시 되돌아가게 된다.

보조 임펠러 후단으로 누설되는 연료는 2, 3으로 표시된 씰이 누설을 방지한다. 연료 과잉 가스발생기 사이클이기 때문에 별도의 드레인 배관은 존재하지 않는다.

장점과 단점

-장점

우선 이러한 방식은 외부로부터의 가압 기체 공급이 필요없으므로 해당 계통을 제거하여 경량화에 유리할 것이다. 

무엇보다도 야전에서 이동하면서 발사해야 하는 전술탄도탄 특성상 가압기체 계통이 없어지는 것은 발사운용 절차와 유지 보수 절차가 단순해지는것을 의미하며 이것은 그대로 운용 상의 편리함과 직결된다. 

-단점

이 방식은 스커드와 같이 상온 추진제가 작동유체인 터보펌프에서는 적용이 가능하나 액체산소, 메테인, 액체수소 등의 극저온 추진제에 적용하기엔 무리다. 상온에서는 유연한 물질이 극저온에서 부스러지거나 얼어버리는 일은 흔하다. 

물론 크라이톡스와 같이 극저온에서 사용하는 윤활제는 사용 가능할지도 모른다. 그래도 이것을 이용하여 혼합방지 씰을 구성하였다는 말은 들어보지 못하였다.

수정 : 

구 소련에서 개발된 엔진들 중에서 극저온 추진제(액체산소)를 사용하면서도 보조 임펠러(Centrifugal seal 이라고 부른다)와 립 씰(Liquid seal이라고 불렀던것)을 혼합 방지 씰 계통에 사용하는 엔진들이 여럿 있다. 립 씰에 극저온 전용 윤활제를 충분히 도포하였더라면 극저온에서도 사용이 가능할 수 있고 그것을 위하여 신뢰성을 타협하면 된다 라는 조언을 받았다. 

물론 이러한 점에도 불구하고 립 씰을 혼합방지 계통에 사용하지 않는 사례도 있다. 바로 KARI 이다. KARI 는 과거 립 씰에 대한 시험을 진행하기도 하였는데 결국엔 적용하지 않았다.

참고문헌

1. http://orbitseals.blogspot.com/

2. Research and Development of Rocket Turbopumps-35Years in Retrospect - Kamijo Kenjiro

3. https://youtu.be/mkXjWqHRO14?t=36

4. 75톤급 터보펌프 추진제 혼합 방지 실의 성능 시험-전성민* ․ 곽현덕* ․ 박민주* ․ 김진한*

Thank you for dirG