항공우주산업기술동향 10권1호 (2012) pp. 132~144
http://library.kari.re.kr
에서 보실 수 있습니다.
산업동향(기술동향)
전 세계 발사체 액체로켓엔진 기술개발 현황
한상엽
*
1)
The Worldwide Status of Technology Development of
Liquid-Propellant Rocket Engine for Launch Vehicles
Han, SangYeop
*
ABSTRACT
The main purpose of this report is to acquire and analyze the information related to the development
technology of liquid-propellant rocket engine(LRE) for commercial, experimental, or research purpose of
world-wide nations such as U.S.A., Russia, Europe, Japan, and China which have been developing and
studying the technology related to launch vehicles and rockets. Up to now more than nine-hundreds(900) of
LRE's have been studied and developed world-wide. Among them, some engines such as SSME of U.S.A.
and RD-107/RD-108 LRE's of Russia have been actively used for satellite launch vehicles and human space
travel commercial y. LRE's dealt in this report are using kerosene, liquid hydrogen, storable fuel, etc. as a
fuel and liquid oxygen, etc. as an oxidizer. Rocket motors with solid propellants are excluded. Especially this
report also includes the development technology of domestic LRE's.
초 록
본 보고서는 미국, 러시아, 유럽, 일본 및 중국을 비롯한 전 세계 발사체 및 로켓 관련 기술을 개발/연구하고
있는 국가의 상용 또는 시험용, 연구용의 액체로켓엔진 개발기술에 관련된 정보를 수집 및 분석하는 것에 그 목
적이 있다. 전 세계적으로 현재까지 약 900종 이상의 액체로켓엔진이 시험되고 개발/연구되어 왔다. 그 중 일부
는 미국의 SSME 액체로켓엔진 및 러시아의 RD-107/RD-108 액체로켓엔진과 같이 상용으로 현재 위성 및 우주
인 발사체에 투입되어 사용되고 있다. 본 보고서에 분석 정리된 액체로켓엔진은 케로신, 액체수소, 저장성 연료
등을 연료로 사용하고 액체산소 등을 산화제로 사용하는 엔진들이며, 고체추진제를 사용하는 모터는 제외되어
있다. 특히 본 보고서에는 현재까지 국내에서 연구/개발되어 온 국내의 액체로켓엔진에 대한 개발기술도 포함하
고 있다.
Key Words : Launch vehicle(발사체), Liquid-propellant propulsion system(액체추진기관), Liquid-propellant
rocket engine(액체로켓엔진), U.S.A.(미국), Russia(러시아), Europe(유럽), Japan(일본), China(중국), South Korea
(한국)
* 한상엽, 한국항공우주연구원 발사체기술연구소 발사체추진기관실 발사체추진제어팀
syhan@kari.re.kr
한상엽 / 항공우주산업기술동향 10/1 (2012) pp. 132~144
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1. 서 론
현재 한국항공우주연구원에서 개발 추진 중인 한
국형발사체(KSLV-II)는 케로신과 액체산소를 추진제
로 사용하는 액체추진기관을 주 추력기관으로 하여
1.5톤급 위성을 태양동기궤도에 투입시키는 임무를
가진 3단형 위성발사체이다. 본 한국형발사체 개발
과정 동안 축적되는 기술과 자료들은 차후 한국에
서 개발 상용될 발사체의 개발과정 및 양산공정의
기본 틀을 만드는 기초자료와 기초기술이 될 것으
로 사료된다.
발사체선진국에서는 발사체 개발 초기부터 현재
까지 지속적인 기술개발이 진행되고 있으며 그 과
정에서 산출되는 자료와 개발되는 기술들은 다양한
형태의 database로 만들어져 계속 발전시켜가고 있
다. 현재까지 발사체의 위성 발사 서비스는 대부분
미국, 러시아, 유럽 등에서 수행되고 있다. 특히 액
체로켓엔진 분야에서는 현재까지 약 900종 이상의
엔진이 개발 시험되어 발전되어 왔으며, 이러한 발
사체선진국의 액체로켓엔진 개발기술은 현재 진행
하는 한국형발사체의 개발에 다양하고 효과적인 자
료로 활용될 수 있다.
특히 MTCR(미사일 기술 통제 체제)의 규제로 미
국 및 러시아, 유럽 등의 발사체 선진국으로부터의
발사체 액체로켓엔진 관련 기술의 이전은 엄격히
규제되고 있는 상황에서 한국형발사체의 국내 독자
개발을 효과적으로 추진하기 위해서는 발사체 선진
국의 액체로켓엔진 기술정보의 활용으로 한국형발
사체의 개발 일정 및 주어진 예산 하에서 일련의
시행착오를 줄여가며 예산 및 일정 대비 비교적 효
율성 있는 개발 과정을 계획할 수 있고, 개발 과정
에서의 위험도를 최대한 제거하며 액체로켓엔진의
신뢰도를 확보하기 위한 기준점이 제공될 수 있다.
따라서 이러한 해외 발사체 관련 기술 자료의 획득
및 분석과 그 기술의 적용은 한국형발사체 개발과
정에서 정립되는 기술 요건, 개발 공정, 운용법 등의
개발결과에 대한 대외적 신뢰성을 높여 줄 수 있을
것으로 사료된다.
본 보고서는 미국, 러시아, 유럽, 일본 및 중국을
비롯한 전 세계 발사체 및 로켓 관련 기술을 개발/
연구하고 있는 국가의 상용 또는 시험용, 연구용의
액체로켓엔진 개발기술에 관련된 정보를 수집 및
분석하는 것에 그 목적이 있다. 전 세계적으로 현재
까지 시험되고 개발/연구된 약 900종 이상의 액체
로켓엔진 중 일부는 미국의 SSME 액체로켓엔진 및
러시아의 RD-107/RD-108 액체로켓엔진과 같이 상
용으로 현재 위성 및 우주인 발사체에 투입되어 사
용되고 있다. 본 보고서에 분석 정리된 액체로켓엔
진은 케로신, 액체수소, 저장성 연료 등을 연료로 사
용하고 액체산소 등을 산화제로 사용하는 엔진들이
며, 고체추진제를 사용하는 로켓엔진은 본 보고서에
서는 제외되어 있다. 현재 한국형발사체 연구/개발
을 국내 독자적으로 추진하기 위해서는 다양한 방
향과 전략으로 현재까지 개발되어 온 외국의 액체
로켓엔진 개발 기술을 분석하여 한국형발사체에 장
착되어 운용되는 케로신과 액체산소를 추진제로 하
는 75톤급 및 7톤급 액체로켓엔진의 연구/개발에
접목할 필요성이 있으며, 본 보고서는 그 기초자료
를 제공할 것으로 사료된다.
본 보고서에서는 상기한 목적으로 발사체선진국
을 비롯하여 국내에서 현재까지 시험되고 개발되어
온 전 세계 발사체 및 각종 로켓에 사용된 액체로
켓엔진에 대한 기술 자료를 조사 및 수집하여 각
국가별로 그 현황을 정리하였다.[1,2,3,4,5,6,7]
2. 미국의 액체로켓엔진 기술
미국의 액체로켓엔진 기술은 가솔린과 액체산소
를 추진제로 사용하여 1926년 3월 16일 발사시험에
성공한 Robert H. Goddard 박사 (1882~1945)(그림
1)의 실험용 로켓의 개발로부터 시작되어 2차 대전
이후 1942년 10월 3일 최초의 탄도 미사일 발사에
성공한 독일의 V-2(그림 2) 및 Wernher von Braun
박사 (1912~1977)(그림 3) 팀의 미국 이전으로 액체
로켓엔진 요소기술 및 시스템 기술에 대한 연구개
발이 진행되어왔다. 이러한 미국의 액체로켓엔진 기
술은 1960년대 Apollo Program의 추진으로 Saturn
V 발사체(그림 4)에 장착되어 달 탐사에 사용된 F-1
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그림 3. 미국으로 옮겨가기
전의 Wernher von Braun
그림 1. Robert H.
Goddard와 실험용 로켓
그림 2. 독일 Peenemünde
박물관의 V-2 로켓
(그림 5) 및 J-2(그림
6) 액체로켓엔진, 그리
고 1970년대 후반부터
추진된 스페이스셔틀
계획 및 운용에 사용
된
SSME
(Space
Shuttle Main Engine)
액체로켓엔진(그림 7)
으로 대표할 수 있다.
F-1 액체로켓엔진은
케로신(RP-1)과
액체
산소를 추진제로 사용
하며, Saturn V의 1단
에 5개가 클러스터링 되어 운용되었으며, J-2 액체로
켓엔진은 액체수소와 액체산소를 추진제로 하여
Saturn V의 2단에 5개 클러스터링 되고 3단에 1개
가 장착되었다.
Saturn V의 1단에 5개가 클러스터링 되어 운용된
그림 4. Saturn V 발사체 임무별 형상
그림 5. 연소시험 중인 F-1
액체로켓엔진
그림 6. J-2
액체로켓엔진
F-1 액체로켓엔진은 미국의 Rocketdyne사에서 개발
되어 납품이 되었으며, 지상추력 약 688톤, 고공출력
약 789톤, 지상비추력 약 265초, 고공비추력 약 304
초, 연소압력 약 70
bar를 가지는 현재까지 개발된
케로신-액체산소를 추진제로 사용하는 액체로켓엔진
중 가장 고성능의 특성을 가지고 있다.
Saturn V의 2단과 3단에 장착되어 운용된 J-2 액
체로켓엔진 역시 미국의 Rocketdyne사에서 개발되
어 납품되었으며, 지상추력 약 50톤, 고공출력 약
105톤, 지상비추력 약 200초, 고공비추력 약 421초,
연소압 약 30
bar의 특성을 가지고 있다. 액체수소
를 연료로 사용하는 액체로켓엔진의 개발은 당시
기술력의 신뢰성을 확보하지 못하였다는 우려로
Wernher von Braun 박사팀에 의해 계획을 성사시
그림 7. 연소시험 중인
Space Shut le Main
Engine
그림 8. NASA Stennis
센터에서 연소시험 중인
RS-68 LRE
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키지 못할 수 있었으나, 당시 NASA Lewis
Research Center (현재 NASA Glenn Research
Center)의 연구진이 수행했던 액체수소를 연료로 하
는 액체로켓엔진의 요소기술력의 신뢰성이 입증되
면서 Apollo Program을 위해 개발이 진행되었다.
전술된 미국의 액체로켓엔진은 F-1 및 J-2, SSME
를 비롯하여 1940년대 말 이후 약 345종이 개발되어
사용되어 왔다. 이 중 UDMH (비대칭디메틸하이드
라진; Unsymmetrical dimethylhydrazine), MMH(단
종메틸하이드라진; Monomethylhydrazine) 등 저장
성 연료와 N2O4, 질산 등의 산화제를 추진제로 사용
하는 액체로켓엔진은 1948년 Aerojet사에서 개발한
Amine과 질산을 추진제로 사용하여 추력 약 1.8톤
을 생성하는 XLR-13-AJ-7 액체로켓엔진 등 약 170
종이 개발되었고, 한국형발사체와 동종의 추진제인
탄화수소 계열의 연료와 액체산소 또는 과산화수소
를 산화제로 사용하는 액체로켓엔진은 Rocketdyne
사에서 1959년 개발한 F-1 엔진을 비롯하여 약 80종
의 엔진이 사용되어 왔다. 현재 차세대 액체로켓엔
진으로 고공추력 약 338톤의 RS-68(그림 8)이
Rocketdyne사에서 개발되어 사용되고 있으며, RS-68
이전까지 Space Shuttle 등에 사용된 액체수소와 액
체산소를 추진제로 사용하는 액체로켓엔진은 약 82
종이 개발되어 사용되고 있다. 상기한 액체로켓엔진
에는 실제 위성발사체 및 유인발사체에 사용된 엔
진 이외에 실험실 차원에서 개발된 엔진들도 있으
며, Sounding Rocket과 같은 과학실험을 목적으로
하는 로켓에 적용된 엔진들도 다수 포함되어 있다.
3. 러시아의 액체로켓엔진 기술
러시아의 액체로켓엔진 기술은 콘스탄틴 치올코
프스키
(Konstantin
Eduardovich
Tsiolkovsky,
1857~1935, 그림 9)의 다단계 로켓(당시 ‘우주로켓열
차’로 이름 붙였음. 그림 10 참조)을 이용한 우주여
행을 제안한 이래 세르게이 까랼로프 (Sergey P.
Korolyov, 1907~1966, 그림 11)에 의해 스푸트닉 1
호 (Sputnik-1) 인공위성(그림 12)이 R-7 발사체(그림
13)를 이용하여 1957년 10월 4일에 이루어진 발사와
그림 9. Konstantin
Eduardovich Tsiolkovsky,
1857~1935
그림 10. 우주로켓열차
개념을 제안한 문헌, K.
E. Tsiolkovsky 저
1961년 4월 12일의 Vostok-K 발사체(그림 14)를 이
용한 첫 유인 (Yuri Gagarin, 1934~1968, 그림 15)
지구저궤도 우주비행이 성공적으로 이루어졌다. 최
초의 인공위성과 최초의 우주인을 운반한 발사체인
R-7과 Vostok-K 발사체에는 미국의 Space Shuttle
(그림 16)이 퇴역을 한 이후 현재 국제우주정거장(그
림 17)에 가장 활발하게 화물 및 우주인 등을 운반
하는 발사체인 Soyuz 발사체에 장착된 액체로켓엔
진인 RD-107(그림 18)과 RD-108(그림 19)을 이용하
였다. 러시아에서는 1950년대 말과 1960년대 초의
최초 인공위성 및 우주인 운반에 사용된 액체로켓
엔진을 현재에도 사용 중에 있으며, 이러한 사실로
부터 러시아의 액체로켓엔진이 발사체 개발 초기부
터 상당한 신뢰성을 가지고 개발되었다는 것을 알
수가 있다.
그림 11. Sergey P.
Korolyov, 1907~1966
그림 12. 최초 인공위성
Sputnik 1
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그림 13. R-7
발사체
그림 14. Vostok-K의 기립 모습
그림 15. Yuri Gagarin,
1934~1968
그림 16. Space Shut le
Discovery의 STS-120 발사
(2007년 10월 23일)
이러한 러시아의 액체로켓엔진은 시험용 엔진 및
로켓추진 항공기 등에 사용된 엔진 등 본 절에서
소개된 RD-107 및 RD-108 액체로켓엔진을 비롯하
여 1940년대 후반부터 약 410종이 개발되어 사용되
어 왔다. 이 중 구소련시절부터 러시아 단독 또는
그림 17. 국제우주정거장 (International Space Station)
그림 18. RD-107
액체로켓엔진
그림 19. RD-108
액체로켓엔진
러시아와 주변 CIS 국가에서 개발된 엔진은 총 약
388종이며, 우크라이나에서 독자적으로 개발된 엔진
이 22종이다. 우크라이나에서 독자적으로 개발한 22
종의 엔진은 모두 연료로 UDMH를, 산화제로는 질
산 또는 N2O4를 사용하는 액체로켓엔진이다. 러시아
단독 또는 러시아와 주변 CIS 국가 간의 협력으로
개발된 액체로켓엔진들 중 UDMH, MMH 등 저장
성 연료와 N2O4, 질산 등의 산화제를 추진제로 사용
하는 액체로켓엔진은 1999년에 Energomash사에서
개발이 완료되어 현재 Proton 위성발사체(그림 20)
의 1단에 6기가 클러스터링 되어 UDMH와 N2O4를
추진제로 사용하여 고공추력 약 178톤을 제공하는
RD-253 액체로켓엔진(그림 21) 등 러시아에서 약
213종이 개발되었다. 그리고 한국형발사체와 동종의
추진제인 탄화수소 계열의 연료와 액체산소 또는
과산화수소를 산화제로 사용하는 액체로켓엔진은
1960년대 말부터 1970년대 초까지 Kuznetsov 설계
그림 20. Proton
위성발사체
그림 21. RD-253 액체로켓엔진
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그림 22. N-1 달 탐사 발사체
그림 23. NK-33
액체로켓엔진
국에서 개발이 진행되어 러시아의 달 탐사로켓인
N-1 발사체(그림 22)에 장착되어 사용된 약 154톤의
지상추력을 제공하는 NK-33 액체로켓엔진(그림 23)
을 비롯하여 약 150종이 개발되었고 사용되어 왔다.
현재 Energomash에서는 러시아의 차세대 위성발사
체인 Angara 발사체(그림 24)를 위해 케로신과 액체
산소를 사용하여 지상추력 최대 약 212톤을 제공하
는 RD-191 액체로켓엔진(그림 25)을 개발 중에 있
다. KSLV-I 나로호의 1단에 장착된 RD-151 액체로
켓엔진은 RD-191 액체로켓엔진을 나로호의 비행임
무에 맞추어 수정되어 개발된 것이다. 상기 엔진들
과 함께 액체수소와 액체산소를 추진제로 사용하는
액체로켓엔진은 1994년부터 Isayev 설계국에서 개발
을 진행해 온 Proton과 Angara 그리고 인도의
GSLV 상단에 장착되는 진공추력 약 7.5톤의
RD-56M 액체로켓엔진을 비롯하여 약 24종이 러시
그림 24. Angara 발사체 시리즈 그림 25. RD-191
액체로켓엔진
아에서 개발되어 사용되고 있다.
4. 유럽의 액체로켓엔진 기술
현재 유럽연합은 Ariane 5 발사체(그림 26)를 이
용하여 정기적으로 상용 위성발사서비스를 제공하
고 있다. Ariane 5 발사체는 유럽우주국 (Europe
Space Agency)과 Arianespace사의 요청으로 독일의
Astrium사에서 총 조립 및 발사 운용을 담당하고
있으며, 실패로 끝난 1996년 6월 4일 첫 발사를 시
작으로 현재까지 60회(발사실패: 4회)의 위성발사서
비스를 운용하였다. Ariane 5는 남미에 위치한 프랑
스령 기아나의 꾸루(Kourou)에 있는 기아나우주센
터(그림 28)에서 발사가 이루어지며, 두 가지 형상의
발사체가 운용되고 있다. (2011년 10월 21일에 러시
아의 Soyuz 발사체가 꾸루의 기아나 우주센터에서
발사되었음) 두 형상은 동일하게 지상추력 약 660톤
의 고체부스터 2개가 구성이 되며, Arian 5G 발사
체는 1단에 액체수소와 액체산소를 추진제로 하는
고공추력 약 110톤의 Vulcain 액체로켓엔진 (프랑스
Snecma Moteurs에서 이태리의 Avio사 및 스웨덴의
Volvo사와 함께 개발, 그림 27)이 장착되고, 2단에는
MMH와 N2O4를 추진제로 사용하는 약 3톤의 고공
추력을 가지는 Astrium사에서 개발한 Aestus 액체
로켓엔진(그림 29)이 장착된다. Ariane 5G 발사체의
개선 형상인 Ariane 5 ECA 발사체는 1단에 액체수
소와 액체산소를 추진제로 사용하고 고공추력 약
그림 26. Ariane 5
발사체
그림 27. Vulcain
액체로켓엔진
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그림 28. 기아나 우주센터, 프랑스령 기아나 꾸루
133톤의 Vulcain-2 액체로켓엔진 (Vulcain 액체로켓
엔진과 동일하게 프랑스의 Snecma Moteurs사에서
개발, 그림 30)을, 2단에는 1단과 동일한 추진제를
사용하며, 고공추력 약 6.4톤의 HM7-B 액체로켓엔
진 (프랑스 Snecma Moteurs사에서 개발, 그림 31)으
로 구성되어 있다.
Ariane 5 발사체를 이용한 위성발사서비스 이전
에는 1990년 1월 22일에 초기비행에 성공한 Ariane
4 발사체를 이용하였으며, Ariane 4 발사체(그림 32)
는 부스터의 설치 형상에 따라 6종의 형상이 운영
되었다. 총 116회의 발사서비스가 이루어졌으며, 이
중 3회의 발사실패를 경험하였다. Ariane 4 발사체
의 부스터는 고체모터로 이루어 진 것과 액체추진
기관으로 이루어진 것을 조합하여 그 형상을 구성
하였으며, 고체모터를 이용한 부스터는 약 66톤의
지상추력을 가지고 있고, 액체추진기관 부스터는
그림 29. Aestus
액체로켓엔진
그림 30. Vulcain 2
액체로켓엔진
그림 31. HM7-B
액체로켓엔진
그림 32. Ariane 42P 발사체
UDMH와 N2O4를 추진제로 사용하는 약 77톤의 고
공추력을 가진 Viking 6 액체로켓엔진(그림 33)을
장착하고 있다. 그리고 1단에는 UDMH와 N2O4를
추진제로 사용하는 약 77톤의 고공추력을 가진 프
랑스 Snecma Moteurs사에서 개발한 Viking 5C 액
체로켓엔진(그림 34) 4기가 클러스터링 되어 있으며,
2단에는 역시 UDMH와 N2O4를 추진제로 사용하는
약 82톤의 고공추력을 가진 프랑스 Snecma
Moteurs사에서 개발한 Viking 4B 액체로켓엔진 (그
그림 33. Viking 6
액체로켓엔진
그림 34. Viking 5C
액체로켓엔진
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그림 35. Viking 4B
액체로켓엔진
그림 36. Gamma 2
액체로켓엔진
림 35) 1기가 구성되고, 3단에는 액체수소와 액체산
소를 추진제로 사용하는 프랑스 Snecma Moteurs사
에서 개발한 고공추력 약 6.4톤의 HM7-B 액체로켓
엔진(그림 31)으로 구성되어져 있다.
전술한 위성발사서비스를 운용하는 유럽연합에서
는 유럽연합이 구성되기 전부터 액체로켓엔진이 영
국, 프랑스, 독일, 이태리 등에서 개발되어 왔으며,
바탕이 되는 기초기술은 전적으로 독일의 V-2 미사
일로부터 이어져 왔다. 현재까지 총 39종의 액체로
켓엔진이 개발되어 사용되어졌으며, 앞서 소개된
Viking 액체로켓엔진들과 더불어 프랑스에서는 액
체수소와 액체산소를 추진제로 사용하는 6종의 액
체로켓엔진이 개발되었고, UDMH와 N2O4를 추진제
로 사용하는 10종의 액체로켓엔진이 개발되었다. 이
중 약 23.5톤의 고공추력을 가진 SPW-2000 액체로
켓엔진은 액체수소와 액체산소를 추진제로 사용하
여 프랑스의 Snecma Moteurs사와 미국의 Pratt &
Whitney사가 공동으로 개발을 하였다. 독일에서는
앞서 소개한 Aestus 액체로켓엔진을 포함하여 총 16
종의 액체로켓엔진이 개발되었으며, 탄화수소계열의
연료와 액체산소를 사용하는 엔진은 총 6종, 액체수
소와 액체산소를 사용하는 엔진은 총 3종, 그리고
저장성 추진제를 사용하는 엔진 7종이 개발되었다.
그리고 영국에서는 케로신과 과산화수소를 추진제
로 하여 고공추력 약 7톤을 가지는 Gamma 2 액체
로켓엔진(그림 36) 등 총 5종의 액체로켓엔진이 개
발되었으며, 액체수소와 액체산소를 추진제로 사용
하는 엔진은 2종, 케로신과 액체산소를 추진제로 하
그림 37. P320
액체로켓엔진
그림 38. RD-861G
액체로켓엔진
는 엔진은 1종, 케로신과 과산화수소를 추진제로 하
는 엔진은 2종을 개발하였다.
이 외에 독일은 미국과 액체수소와 액체산소를
추진제로 사용하는 지상추력 약 13톤의 P320 액체
로켓엔진(그림 37)을 공동으로 개발하기도 하였으며,
이태리는 우크라이나와 UDMH 및 N2O4를 사용하
는 고공추력 약 8톤의 RD-861G 액체로켓엔진(그림
38)을 공동 개발하였다.
5. 중국의 액체로켓엔진 기술
아시아 국가 중 최근 가장 활발한 우주개발 활동
을 보이고 있는 중국은 2011년 11월 14일 실험용 우
주정거장 텐궁 1호와 무인 우주선 선저우 8호의 두
번째 도킹을 성공적으로 수행하였다. 텐궁 1호와 선
저우 8호는 중국의 주력 발사체인 장정 발사체
그림 39. 중국의 장정 발사체 (LM-1 ~ LM-2F, CZ는
LM의 중국식 명칭)
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그림 40. LM-1
발사체
그림 41. LM-2C
발사체
그림 42. LM-2D
발사체
그림 43.
LM-2F 발사체
그림 44. LM-3A
발사체
그림 45.
LM-3B 발사체
(Zhang Cheng; Long March, 그림 39)에 의해 궤도
진입에 성공하였다. 장정 발사체 (LM-1, 그림 40)는
1970년 4월 24일 173 kg의 위성을 세계 5번째로 발
사하는데 성공하였으며, 이 후 중국은 LM-1D, LM-
2C(그림 41), LM-2D(그림 42), LM-2E, LM-2F(그림
43), LM-3, LM-3A(그림 44), LM-3B(그림 45), LM-4,
LM-5 발사체 등의 개발을 추진해 오고 있다. 현재
미국 등 세계 16개국이 참가하여 운용하고 있는 국
제우주정거장과는 별도로 2020년경에 독자적인 우
주정거장(그림 46) 운용계획을 가지고 있는 중국의
장정 발사체는 초기 27회 발사 중 9번의 실패를 경
험하였으나 1996년 이후 2009년 LM-3B의 발사실패
전까지 총 75회의 발사를 성공적으로 수행하였다.
이러한 장정 발사체를 구성하고 있는 액체로켓엔
진은 LM-1에는 1단과 2단에 UDMH와 질산을 추진
제로 사용하며, LM-2, LM-3, LM-4에는 UDMH와
N2O4를 1단에 추진제로 사용하고 LM-3의 상단에는
액체수소와 액체산소를 추진제로 하는 YF-73(그림
47)과 YF-75 액체로켓엔진(그림 48)으로 구성된다.
그림 46. 중국의 우주정거장
그리고 중국의 차세대 발사체인 LM-5 및 LM-6,
LM-7 발사체에는 케로신과 액체산소를 1단 및 액체
추진기관 부스터의 추진제로, 상단에는 액체수소와
액체산소를 추진제로 사용하는 시스템으로 구성되
어 진다.
상기의 계획을 가진 중국의 액체로켓엔진은 현재
까지 총 17종이 개발되어 사용되고 있으며, 액체수
소와 액체산소를 추진제로 사용하는 엔진은 LM-3
발사체에 사용된 고공추력 약 8톤의 YF-75 액체로
그림 47. YF-73 액체로켓엔진
그림 48. YF-75 액체로켓엔진
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그림 54. LE-5 액체로켓엔진
켓엔진을 비롯하여 총 3종이 개발되었다. 그리고
UDMH와 N2O4를 추진제로 사용하는 엔진은 총 11
종을 UDMH와 질산을 추진제로 사용하는 엔진은 2
종을 개발하였으며, 차세대 발사체인 LM-5를 위해
개발하고 있는 YF-120t 액체로켓엔진은 고공추력 약
137톤을 가지며, 케로신과 액체산소를 추진제로 사
용하게 된다.
6. 일본의 액체로켓엔진 기술
H-I(그림 49) 및 H-II(그림 50), H-IIA(그림 51),
H-IIB(그림 52) 등의 위성발사체를 보유하고 있는
일본은 지난 2011년 1월 22일 다네가시마 우주센터
에서 국제우주정거장으로의 HTV-2 운반선(그림 53)
의 투입을 위한 H-IIB의 두 번째 발사를 성공적으로
수행하였다. 2차 대전 이후 미국으로부터 이전된 액
체로켓엔진 기술은 액체수소와 액체산소를 추진제
로 사용하는 액체로켓엔진에 국한되었으며, 현재까
지 일본의 액체로켓엔진은 액체수소와 액체산소를
이용하는 추진제 조합 외의 추진제를 이용한 발사
체에 적용 가능한 액체로켓엔진의 개발이 없는 상
황이다.
H-I 발사체의 3단에 장착된 고공추력 약 10.5톤의
LE-5 액체로켓엔진(그림 54)과 더불어 일본은 총 10
종의 액체로켓엔진을 개발하여 사용하고 있으며, 이
중 대부분이 액체수소와 액체산소 조합을 추진제로
그림 49. H-1 발사체
그림 50. H-I 발사체
그림 51. H-I A 발사체
그림 52. H-I B 발사체
그림 53. HTV-2 운반선
사용하며, 1991년
에 개념설계를 수
행했던
LACE/
LE-5 액체로켓엔
진 1종만 액체수
소와 액체공기를
추진제로 사용하
고 있다. 이러한
일본의 액체로켓
엔진은 일본 내에
서는 미쯔비시 중
공업에서 개발을
수행하였으며, 미
국의 Rocketdyne에서 고공추력 약 16톤인 MB-35
액체로켓엔진을 포함한 3종의 엔진이 개발되었다.
142
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그림 56. PTA-I
시험설비에 장착된 KSR-I I
가압식 액체추진기관
(PTA-I 시험 후)
7. 기타 국가의 액체로켓엔진 기술
우주개발을 위해 액체로켓엔진 기술을 연구하고
있는 국가는 전술한 미국, 러시아, 유럽, 중국, 일본
을 비롯하여 인도, 북한 등이 있다. 인도는 MMH와
N2O4를 추진제로 사용하는 고공추력 약 0.7톤의 액
체로켓엔진이 PSLV-4를 위해 개발되었으며, 북한은
노동미사일을 위해 고공추력 약 15톤의 액체로켓엔
진을 UDMH와 질산을 사용하여 개발하였다.
8. 액체로켓엔진 기술 국내현황
현재 한국형발사체 KSLV-II 개발을 수행하고 있
는 국내의 액체로켓엔진 기술은 1998년에 착수된 3
단형 과학로켓사업인 KSR-III 과학로켓(그림 55) 개
발을 위한 액체로켓엔진 개발을 시작으로 진행되어
왔다. KSR-III는 추진제를 케로신과 액체산소 조합으
로 사용하였으며, 일반적인 발사체용 엔진이 터보펌
프를 사용하여 추진제를 연소기구로 공급하는 것과
는 다르게 기술 난이도가 비교적 적은 가압제로 추
진제를 직접 가압하여 연소기구로 공급하는 방식의
가압식 액체추진기관(그림 56)을 채택하였다.[7]
KSR-III에 장착된 액체추진기관의 엔진은 크게 추
진제 공급밸브/배관 및 추진제 매니폴더, 인젝터 헤
드, 그리고 주연소실과 노즐로 구성이 되었으며, 연
소실과 노즐은 연소열로부터 구조체를 보호하기 위
그림 55. 조립타워 및 발사대에 장착된 KSR-I I
과학로켓 (2002년 11월 26일)
하여
Silica-Phenolic
등을 이용한 복합재로
설계, 제작되었다. 연
소실로 추진제를 공급
하는 인젝터 헤드에는
F-O-O-F의 이중 충돌
형 인젝터를 배열(그림
57)하여 구성하였으며,
충돌형 인젝터에서 분
사되는 추진제의 미립
화 및 연소 특성 등으
로 인하여 발생되는
연소불안정 현상을 방
지하기 위해 인젝터
헤드에 그림 57에서와
같이 복합재로 설계된
음향배플을 설치하였
다. (음향배플 효과: 그
림 58 참조)
케로신과 액체산소
의 추진제 조합은 환
경보호 측면에서 독성의 저장성 추진제 사용이 제
한됨에 따라 선택되어진 것이며, 국내의 액체로켓엔
진 및 액체추진기관 기술은 현재까지 케로신과 액
체산소 조합에 국한되어져 있다. 국내의 산업체에서
는 친환경 추진제를 액체메탄과 액체산소 조합으로
선택하여 요소기술 및 시스템 기술에 대한 연구 개
발이 진행 된 바 있으나, 실제 비행체인 로켓에 구
성이 되어 비행시험을 수행한 바는 없으며 현재 계
(a)
(b)
그림 57. KSR-I I 연소기 인젝터 헤드 및 음향 배플:
(a) 연소시험 전; (b) 연소시험 후
한상엽 / 항공우주산업기술동향 10/1 (2012) pp. 132~144
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(a)
(b)
그림 58. KSR-I I 연소기 음향배플 효과 (연소실 동압):
(a) 음향배플 제거 결과; (b) 음향배플 장착 결과
속 연구 개발이 진행되고 있다.
실질적인 로켓의 비행을 위한 액체로켓엔진 기술
의 개발은 KSR-III 개발이 착수되면서 시작되었지만
그 이전에 충남대 및 서울대 등 학계에서는 개별적
인 요소기술에 대한 선행연구가 진행되었다. 그리고
산업체에서는 민군겸용과제, 국가연구소과제 등을
통하여 액체메탄과 액체산소를 이용한 요소기술 개
발을 진행하였다. 그 과정에서 러시아의 켈디쉬 등
과 액체로켓엔진 시스템 개념설계를 공동으로 진행
하기도 했으며, 10톤급 터보펌프 개발 및 재생냉각
연소기 등의 구성품, 그리고 터보펌프/가스발생기/
연소기의 조립체에 대한 연소시험 등을 수행하였다.
(일반적인 power-pack 시험은 아니며 터보펌프는
외부설비로부터 고압가스를 공급 받아 운전되었고,
가스발생기 및 연소기로의 추진제 공급도 외부설비
에서 가압식으로 수행되었음)
KSR-III
액체추진기관의
성능은
PTA-I
(Propulsion Test Article-I) 및 PTA-II 모델에 대한
수류시험 과 연소시험(그림 59)을 통하여 그 신뢰도
그림 59. KSR-I I 1단 액체추진기관 인증용 PTA-I
8차 연소시험 (2002년 5월 31일)
그림 60. KSR-I I 1단 인증
연소시험 모델 장착형상
(2002년 9월 2일)
그림 61. KSR-I I
발사시험 (2002년 11월
28일)
를 확보하였고, 비행시험 전 단인증 시험(그림 60)을
수행하여 최종적으로 인증하였다. 그리고 2002년 11
월 28일 KSR-III의 발사시험(그림 61)에 성공하여
KSR-III 액체추진기관 및 그 기술에 대한 비행이력
을 확보 할 수 있었다.
KSR-III 개발 및 사업완료 이후 국내에서의 액체
로켓엔진 및 액체추진기관에 대한 기술 확보는
KSLV-I 나로호의 액체로켓엔진 및 액체추진기관 부
분이 러시아의 주도로 진행된바 한국형발사체
KSLV-II(그림 62)의 국내 독자개발을 위한 액체로켓
엔진 및 액체추진기관 기술 확보는 선행연구개발을
통해 진행되었다. KSLV-I 사업 초기 액체로켓엔진에
대한 선행연구개발 계획으로 터보펌프식 30톤급 액
체로켓엔진에 대한 시스템 설계, 부시스템 및 구성
품 설계/제작/시험 등의 개발 계획이 수립되어 연
소기, 가스발생기, 터보펌프, 밸브류 등의 개발이 진
행되어 power-pack 시험까지 수행되었다.
그 이후 KSLV-II 시스템의 사전 설계 과정에서
각 단의 추력요구조건이 상향 조정됨에 따라 (1단
추력 300톤급 (75톤급 액체로켓엔진 4기 클러스터
링), 2단 추력 75톤급, 3단 추력 7톤급) 추력 30톤급
그림 62. 한국형발사체 KSLV-I 기본형상
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한상엽 / 항공우주산업기술동향 10/1 (2012) pp. 132~144
에서 추력 75톤급 액체로켓엔진 및 추력 7톤급 상단
용 액체로켓엔진의 필요성이 제시되었다. 이에 따라
서 개발되어야 하는 액체로켓엔진의 각 구성품 및
부시스템, 시스템 설계 요구조건이 변경되었으며,
현재는 추력 30톤급 액체로켓엔진 설계 요구조건에
맞추어 개발되어온 기술을 추력 75톤급 및 상단 7톤
급 액체로켓엔진에 맞춘 기술로 접목하기 위한 구
성품 및 부시스템, 시스템 설계 및 상세요구조건 도
출 등을 진행하고 있다.
9. 결 론
본 보고서에 미국, 러시아, 유럽, 일본 및 중국을
비롯한 전 세계 발사체 및 로켓 관련 기술을 개발/
연구하고 있는 국가 및 국내의 상용 또는 시험용,
연구용의 액체로켓엔진 개발기술에 관련되어 수집
된 정보를 분석하여 정리되었다.(그림 63 참조) 전
세계적으로 900종 이상의 액체로켓엔진이 현재까지
개발되었으며, 그 중 일부는 미국의 SSME 액체로켓
엔진 및 러시아의 RD-107 및 RD-108 액체로켓엔진
과 같이 상용으로 현재 위성 및 우주인 발사체에
투입되어 사용되고 있다. 본 보고서에 액체로켓엔진
은 케로신, 액체수소, 저장성 연료 등을 연료로 사용
하고 액체산소 등을 산화제로 사용하는 엔진들이
분석 정리되었으며, 본 보고서의 분석 자료는 한국
형발사체에 장착되어 운용되는 케로신과 액체산소
그림 63. 액체로켓엔진 연료별 국가별 개발현황
를 추진제로 하는 75톤급 및 7톤급 액체로켓엔진의
연구/개발에 접목을 위하여 그 기초자료로 활용될
것이다.
특히 본 보고서의 분석 자료는 MTCR(미사일 기
술 통제 체제)의 규제로 미국 및 러시아, 유럽 등의
발사체 선진국으로부터의 발사체 액체로켓엔진 관
련 기술의 이전이 엄격히 제한되고 있는 상황에서
한국형발사체의 국내 독자개발을 효과적으로 추진
하기 위해서는 발사체 선진국의 액체로켓엔진 기술
정보의 활용으로 한국형발사체의 개발 일정 및 주
어진 예산 하에서 일련의 시행착오를 줄여가며 예
산 및 일정 대비 비교적 효율성 있는 개발 과정을
계획할 수 있고, 개발 과정에서의 위험도를 최대한
제거하며 액체로켓엔진의 신뢰도를 확보하기 위한
기준점으로 활용될 수 있을 것으로 사료된다.
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