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항공우주산업기술동향 12권2호 (2014) pp. 158~165

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기술동향

마찰교반용접 기술의 항공우주분야 응용 동향

정현호*, 이예림*, 유준태**, 윤종훈**, 민경주**, 이호성**1)

Status of Friction Stir Welding for Weight Reduction of

Aerospace Vehicle

Hyun Ho Jung*, Ye Rim Lee*, Joon-Tae Yoo**, Jong-Hoon Yoon**, Kyung Ju Min** and Ho-Sung Lee**

ABSTRACT

The more the launch vehicle weigh, the smaller payload the vehicle can carry. In order to make the space

launcher as light as possible, strong and lightweight Al_Li alloys have been used in the cryogenic tankage
of booster systems like Space Shuttle SLWT(Super Light Weight External Tank) and Falcon 9 of Space-X.
However, weld porosity in this alloy has been a main problem in fusion welding due to the hygroscopic
nature of Li-containing aluminum oxides. The benefits of friction stir welding(FSW) of Al-Li alloys were
clearly evident since there is no liquid phase due to fusion or hot cracking problems in solid state welding
process. For this reason, the friction stir welding method is currently used to manufacture lightweight
launch vehicle structures with Al-Li alloys. In this paper, the FSW technology is introduced with the case
studies of application for launch vehicles.

초 록

우주발사체의 무게가 늘어날수록 실을 수 있는 위성의 크기가 작아지므로 경량화를 위해서 우주왕복선의

극저온 연료탱크 및 Space X사의 Falcon 9에는 초경량 알루미늄-리튬 합금을 사용하고 있다. 대형 구조물을
제작하기 위해서는 용접이 요구되는데 Li를 함유한 알루미늄산화물의 흡습성으로 인하여 기존의 용융용접
에서는 용접결함이 큰 문제가 되고 있다. 마찰교반용접(FSW, friction stir welding)은 고체상태에서 접합하
므로 알루미늄-리튬 합금에 가장 적합한 고품질 용접방법이며 발사체무게의 대부분을 차지하는 추진제 탱크
의 무게를 효과적으로 줄일 수 있는 제작공법이다. 본 논문에서는 우주선진국에서 발사체 구조물 제작에 마
찰교반용접 기술을 활용하고 있는 사례를 소개하여 본 기술이 건전성, 효율성, 비용 및 경량화 측면에서 항공
우주부품의 경량화에 필요하다는 것을 보여주었고, 향후 연구개발 분야를 제시하였다.

Key Words : Friction stir weld, Aerospace vehicle, Space launch vehicle, Lightweight, Fuel tank

* 정현호, 이예림, 과학기술연합대학원대학교, 발사체시스템공학과

jhh12024@xmail.kari.re.kr, lyr1873@xmail.kari.re.kr

** 유준태, 윤종훈, 민경주, 이호성, 한국항공우주연구원 융합기술연구소 미래융합연구실 재료구조연구팀

ytyoo@kari.re.kr, jhy@kari.re.kr, kjmin@kari.re.kr, hslee@kari.re.kr

정현호 외 / 항공우주산업기술동향 12/2 (2014) pp. 158~165

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1. 서 론

1957년 소련의 R-7 로켓의 발사 성공 이후로 수많은

발사체가 개발되고 인공위성, 유인우주선, 탐사선과
같은 우주비행체를 쏘아 올리는 임무들을 수행해 오고
있다. 발사체는 보통 페어링, 산화제탱크, 연료탱크, 엔
진으로 이루어져있다. 발사체 제작에 있어서 중요한
것 중 하나는 경량화이다. 무게를 줄일수록 페이로드
가 증가하고 동일한 연료로 좋은 효율을 낼 수 있기 때
문에 발사체의 경량화는 경제적 측면에서 매우 중요하
다. 발사체에서 엔진의 무게는 경량화에 한계가 있으
므로, 기체에서 가장 큰 부분을 차지하는 산화제탱크
와 연료탱크에서 무게를 줄이는 것이 효율적이다.

발사체 동체제작에 주로 사용되는 재료는 알루미늄

합금이다. 알루미늄 합금의 용접법은 매우 다양하며
발사체에 적용된 대표적인 사례는 1960년대Titan-3C
와 Saturn-5의 Al2014, Al2219재질의 산화제/연료탱
크, 1980년대 Titan-4의 제작에 사용된 가스 텅스텐 아
크 용접(GTAW: Gas Tungsten Arc Welding), 1960년
대 Saturn-5 로켓 1단의 Al-2219 용접에 사용했던 가스
금속 아크 용접(GMAW: Gas Metal Arc Welding) 그
리고 플라즈마 아크 용접(PAW: Plasma Arc Welding)
의 일종인 1970년대 후반 우주왕복선의 제작에 적용된
가변 극성 플라즈마 아크 용접법(VPPAW: Variable
Polarity Plasma Arc Welding)이 있다. 그리고 1980년
대 러시아의 Energia-Polyus의 산화제, 연료탱크는 전
자빔 용접(EBW: Electron Beam Welding)을 사용하였
다.[1-2]

하지만 발사체를 더욱 가볍게 만들기 위해 다양한

소재의 개발이 이루어지고 새로운 제작공정들이 개발
되고 있다. 본 논문에서는 현재 발사체 경량화 기술에
서 각광 받고 있는 마찰 교반 용접법(FSW: Friction
Stir Welding) 기술동향에 대해 기술하였다.

2. 마찰교반용접 원리와 특징

마찰 교반 용접법(FSW)은 1991년 영국 TWI(The

Welding Institute)에서 처음으로 개발 되었다. 이 기
술은 그림1. 에서와 같이 Shoulder와 Probe로 이루어

진 비소모성 고 경도Tool을 용접 접합선에 고속으로
회전시키면서 삽입을 한다. Tool과 모재의 마찰에 의
해 열이 발생하게 되고 이 열에 의해서 Tool 주변 금속
은 연화가 된다. 그리고 Probe에 의한 교반 작용에 의
해 금속의 소성유동이 발생하게 되고 그로 인해 접합
이 이루어지게 된다. [3]

그림

1. 마찰교반용접(FSW)의 기본원리 [3]

그림

2. 마찰교반용접(FSW)과 용융용접 최대인장강도

비교

[4]

마찰 교반 용접은 일반적으로 사용되는 기존의 용

융용접에 비해 용융점 이하의 온도로 용접이 되기 때
문에 잔류응력과 용접에 의한 변형이 매우 작다. 용접
부의 강도는 Al2219-T87의 경우 일반 용융용접에 비해
30~50% 정도 높다(그림2)[2-3]. 다른 장점들로는 결함
발생률이 매우 낮으며, 별도의 열원, 용가재, 용접봉,
가스 등이 불필요하고 유해가스나 유해광선이 나오지

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연도

국가

업체

발사체명

적용 부분

1995

미국

NASA

Delta-2

Fuel tank

2001

미국

NASA

Delta-4

Fuel tank

2007

미국

NASA

Ares-1

Fuel tank

계획취소

2005-

2011

미국

NASA

STS

External

tank

2017

미국

NASA

SLS

Fuel tank

2006- 미국 Space X Falcon 1 & 9

Fuel tank

2001

유럽

ESA

Ariane 5

Motor

thrust

2009

일본

JAXA

H-2B

Fuel tank

2009

중국

CALT

CZ-5

Fuel tank

발사예정

*연도는 기술이 적용된 시점으로 한다.

표

1. 마찰교반용접 적용 발사체[7]

않아 친환경적이다. 마지막으로 용접속도가 빠르고 자
동화가 가능하기 때문에 생산성이 우수하다. 하지만
단점으로는 용접 부 끝에 key hole이 생기며 tool 보다
강한 금속은 용접이 불가능하다. 또한 복잡한 형상에
대한 용접에는 어려움이 있다. 하지만 단점보다 장점
이 많기 때문에 현재 자동차, 철도, 선박, 항공기 등 다
양한 산업분야에서 사용되고 있다.

마찰 교반 용접을 적용함에 있어서 고려해야 할 사

항은 다음과 같다. Tool에 의한 교반 작용에 의해 금속
유동이 발생하기 때문에 회전속도, 진행속도, 삽입 깊
이, 기울임 각도 Tool의 형상에 따라 다양한 용접부를
생성한다.

마찰 교반 용접에 의해 형성된 용접부는 그림 3.에

나타낸 것처럼 크게 4 영역으로 나눌 수 있다.[5] 아무
런 영향을 받지 않은 모재 영역, 마찰에 의해 발생한 열
의 영향을 받은 HAZ(heat affected zone), Tool의 교반
작용에 의해 소성유동이 일어난 SZ(stir zone) 그리고
마지막으로 SZ와 HAZ 사이에 존재하는 소성변형과
열 영향을 모두 받아 형성된 TMAZ(thermo
mechanically affected zone) 이다.

마찰교반용접은 용접결함이 거의 없는 것으로 알려

져 있다. 하지만 용접 조건과 재료에 따른 최적 변수가
적용되지 않을 경우에 용접 결함이 발생한다. 마찰교
반용접에 의해 일반적으로 발생할 수 있는 용접결함은
용입 부족(kissing bond), 산화물의 혼입, 루트 결함,
기공 그리고 과도한 플래쉬(flash) 발생에 의한 결함이
있다. 이러한 결함을 방지하기 위해서는 각 모재에 적
합한 용접 변수를 적용해야 한다. [6]

그림

3. 마찰교반용접(FSW)에 의한 용접부 형성 [5]

3. 발사체 마찰교반용접(FSW) 기술개발

동향

마찰 교반 용접(FSW)을 이용한 발사체 제작기술은

1995년 NASA와 Boeing의 Delta-2 로켓 제작 장비 개
발로부터 시작되었다. 탱크제작은 NASA의 Marshall
Space Flight Center(MSFC)에서 Boeing과 ESAB사의
연구를 통해 이루어졌다. Delta-2 로켓의 연료탱크의
제원은 지름 2.4m 길이 8.41m이며 탱크 제작에는 두
께22.22mm인 Al2014 알루미늄 합금이 사용되었다.

그림

4. Bobbin tool 형상과 원리[10]

Delta-2 로켓 연료 탱크 제작에 사용된 마찰 교반 용

접 장비는 탱크의 길이방향으로 15m까지 용접가능 한
수평형 장비(그림. 5-a)와 Bobbin tool이라고 불리는

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Self reacting tool(그림. 4)이 적용된 지름 2.5m 원형 용
접기기(그림. 5-b)가 사용되었다. [8-10]

(a)

(b)

그림

5. Delta-2 로켓 (a) 길이방향 용접 (b)

원주용접 장비장비

[11]

2001년 Delta로켓 계열로 개발된 Delta-4 로켓 제작

에도 마찰 교반 용접이 적용되었다. Al2219알루미늄
합금을 사용하여 지름5.1m 길이 36m 인 로켓의
Booster core tank를 제작했다. 본 로켓의 제작에는 수
평형 용접장비가 아닌 그림6.의 높이 42m 수직형 용접
장비(Vertical Welding Machine)를 사용하였다. 수직
형 용접장비의 용접공정은 72도 각도로 밴딩 된
Isogrid 패널 5개를 장비에 위치시킨 후 각 접점을 맞
대기 용접하여 실린더 형태로 제작한다. 그리고 원형
용접 장비를 사용하여 일체형으로 제작된 Dome과 각
실린더들을 접합하여 최종적인 탱크의 형태로 제작하
였다.

이 공정을 통해 일반적인 용접에 비해30~50% 정도

의 용접강도 증가와 공정 시간을 약 80%까지 줄일 수

있었다. 총 60%의 비용절감효과 제작기간을 23일에서
6일로 단축하였다. [12-13]

그림

6. Booster core tank 제작용 높이42m 수직형

FSW 장비 [7]

NASA Constellation 프로그램의 발사체로 사용될

예정이었던 Ares-1 발사체 상단 수소연료 탱크와 산화
제탱크의 제작에 마찰 교반 용접이 사용되었다.[15]
Ares-1 제작에는 일체형 Dome을 사용하지 않고 여러
조각의 판재를 접합하여 반구형태의 Dome과 Bulk
head를 제작하였다. 사용된 장비는 그림. 8에 나타내
었다.[16]

그림 7.에서 볼 수 있듯이 알루미늄 합금 Al2219 재

질의 Y-ring과 알루미늄 리튬 합금 Al2195로 제작된
실린더 파트 그리고 산화제탱크와 연료탱크 사이 격벽
역할을 하는 Al-2014 재질의Bulk head와 Y-ring을 마
찰교반용접을 이용하여 이종접합 하였다. [14]

그림

7. Ares-1의 Dome, Y-ring, Cylinder 구성[14]

162

정현호 외 / 항공우주산업기술동향 12/2 (2014) pp. 158~165

그림

8. Dome 제작용 FSW 장비[16]

1980년대부터 2011년 까지 발사되었던 우주왕복선

의 외부 연료탱크는 초기에는 알루미늄 합금 Al2219
를 사용하여 VPPAW로 용접을 하였다. Al2219에 비해
더 가볍고 특성이 좋은 알루미늄 리튬 합금의 개발이
되었지만 난 용접성으로 인하여 접합방법을 마찰교반
용접으로 변경하였으며, 2000년부터 3년에 걸쳐
NASA와 Lockheed Martin이 관련 공정 개발하였다.
2005년 제작된 외부 연료탱크(ET-134)를 시작으로
2011년 프로그램 종료까지 꾸준히 마찰교반용접이 사
용되었다.[16]

우주왕복선의 외부 연료탱크는 연료탱크로서의 역

할 뿐만 아니라 고체 로켓 부스터에 의한 추진 부하와
우주왕복선 시스템을 묶어주는 구조적 역할을 하기 때
문에 연결부 같은 특정 위치의 판재 두께가 두껍게 설
계되었고 접합을 위해서는 새로운 공정개발이 필요
했다.(그림 9.) [17]

그림

9. 우주왕복선 외부연료탱크 용접두께 및

길이

[17]

해결책으로 개발된 Auto Retractable Pin tool은 용접

부위의 두께가 바뀌어도 연속적으로 마찰 교반 용접이
가능하다[18]. Shoulder와 Pin이 일체형으로 제작되는
일반적인 마찰 교반 용접용 Tool과는 다르게 Shoulder
와 Pin이 각개의 부품으로 이루어져 있어 판재 두께에
따라 Shoulder와 Pin의 위치가 조절이 되므로 Tool의
교체 없이 접합을 할 수 있다. Auto Retractable Pin tool
의 기본 원리는 그림 10.에 나타냈다.

그림

10. Auto Retractable Pin tool[18]

현재 NASA에서는 2017년 발사예정인 SLS(Space

Launch System)의 연료탱크와 SLS에 탑재 될
OMPCV(Orion Multi-Purpose Crew Vehicle)의 제작
에 마찰교반용접을 적용 하고 있다.[19] SLS의 연료탱
크는 5개의 실린더와 2개의 Dome으로 이루어져 있으
며 지름 8.4m, 전체높이 60.96m 이다.

현재까지의 미국의 기술 동향을 살펴보면 마찰 교

반 용접으로 제작할 수 있는 발사체의 크기가 점점 대
형화 되고 있으며 지속적으로 발사체 제작에 이용되고
있다.

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(a)

(b)

그림

12. (a) FSW lap joint (b) Ariane-5 Motor

thrust frame [20]

그림

13. Bobbin Tool과 일반 Tool 비교[21]

그림

11. FSW를 이용한 Orion Multi-Purpose Crew

Vehicle 제작[19]

미국에서 NASA 뿐만 아니라 민간업체인 Space X

에서도 발사체 제작에 독자적으로 개발한 마찰교반용
접 장비를 사용하여 Falcon 1과 Falcon 9을 제작하여
상용화 발사체 시장을 개척하고 있다.

미국 이외에 발사체 개발국에서도 마찰교반용접을

적용한 사례가 있다. 유럽우주국(ESA)에서 Arian 5 발
사체의 Motor thrust frame 제작에 있어서[20] 알루미
늄 합금 Al2014로 제작된 Ring frame과 Al7075합금으
로 만들어진 Main cone의 이종접합에 Lap Joint 방식
(그림 12-a)을 적용하였다. 그 결과 기존 Lap joint에 사
용한 볼트에 대한 무게감소 효과와 부품간의 공차를
줄일 수 있었다.

아시아에서는 일본과 중국의 발사체 제작에 마찰교

반용접이 적용되고 있다. 2009년 일본에서 H-2A 발사
체의 개량형인 H-2B 발사체의 지름 5.2m, 길이 38m 인
연료탱크를 Bobbin tool을 사용하여 제작하였다.
Bobbin tool을 사용함으로써 판재에 가해지는 Tool의
수직힘을 받혀주는 역할을 하는 Backing plate가 필요
가 없어졌다(그림 13.). 그 결과 발사체의 연료탱크와
같은 큰 구조물의 제작에 있어서 Backing plate를 설치
하고 제거해야 하는 번거로움이 사라져 생산효율이 향
상되었다. 일본의 마찰교반용접 장비의 개발은 미쓰비
시 중공업과 JAXA에 의해 이루어졌으며 2000년에
Tool 형상 설계를 완료하였다[21]. 2001년에는 지름
1m의 서브스케일 원주방향 용접을 실시하였고, 2002
년에서 2004년 사이에는 H-2A 발사체 연료탱크 크기
(지름 4m)로 축 방향과 원주방향 용접공정에 성공하

였다. 추후 H-2B 로켓의 제작을 위해 4m에서 5.2m로
확장하였다.[21]

중국에 대한 정보는 많지가 않았다. 중국의 Long

march-5(CZ-5) 발사체 연료탱크 제작에 마찰교반용접
이 적용되었고 일반적으로 많이 사용하는 알루미늄 합
금 Al2219로 만들어졌다. 지름은 2.25~5m, 길이는
8~26.3m 가량 되는 것으로 알려져 있고 CALT(China~

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정현호 외 / 항공우주산업기술동향 12/2 (2014) pp. 158~165

Academy of Launch Vehicle Technology)에서 제작을
담당하고 있다. [22,23]

4. 국내 기술 동향

현재 국내 발사체 제작에 마찰교반용접을 적용한

사례는 없지만, 향후 적용을 검토하기 위하여 알루미
늄 리튬 합금인 Al2195를 이용하여 마찰교반용접공정
을 개발하고 있다.[24-26]

일반적인 마찰 교반 용접을 연구하고 있는 곳은 포

항산업과학연구소 용접센터, 기계연구원, 성균관대,
조선대, 울산대 등이 있다. 그리고 산업체에서는 ㈜윈
젠, ㈜태광테크 등에서 마찰교반용접 장비개발과 연구
를 하고 있으며[6], LCD 프레임 및 반도체, LCD 공정
중에 사용되는 서셉터, 백킹 플레이트를 구리합금을
사용하여 마찰 교반 용접으로 제작하고 있다. 그리고
현재 마찰교반용접을 이용한 철도의 차체 및 도어
(Door)의 제작에 관한 연구가 진행되고 있다.[27]

5. 결론 및 전망

마찰교반용접(FSW)은 고체 상태에서 접합하므로

고품질의 접합을 얻을 수 있으며 기존의 용융 용접에
비해 공정이 단순하고 자동화가 가능하여 제작기간을
단축 시킬 수 있다. 용융 용접은 전압, 전류, wire feed,
purge gas, 이동속도, 차폐가스, arc gap 등 여러 가지
공정변수를 고려해야 하지만, FSW의 경우는 회전속
도, 이동속도 및 압력 등 세 가지가 주요 공정변수이며,
일반적으로 용접부의 기계적 특성이 기존에 아크 용접
에 비해 10~20% 가량 높은 특성을 보여준다. 특히 알
루미늄-리튬 합금과 같이 Li를 함유한 알루미늄산화
물로 인한 Hot Cracking 등의 용접결함을 원천적으
로 방지할 수 있고,

낮은 잔류응력과 변형률로 인하여

대형 발사체부품의 무게를 효과적으로 줄일 수 있는
제작공법이다. 또한 용융용접으로는 불가능한 이종접
합과 난 용접성을 지닌 합금의 용접이 가능하므로 자
동차, 선박, 철도, 항공기, 강관, 부품제조 등과 같은 다
양한 산업분야에도 적용이 가능한, 가치가 매우 높은
용접기술이다.

최근에는 성형성을 증가시키기 위한 초소성 성형

기술, 이종금속간의 접합기술 및 FEM 해석을 통하여
열적 기계적 효과를 평가하는 기술과 FSW 접합 후의
특성을 향상시키기 위한 기술 등이 미세조직과 관련한
금속유동 현상의 해석과 함께 개발되고 있다.

본 논문에서는 우주선진국에서 발사체 구조물 제

작에 마찰교반용접 기술을 활용하고 있는 사례를 소
개하고, FSW기술이 건전성, 효율성, 비용 및 경량화
측면에서 항공우주부품의 경량화에 필요하다는 것을
보여주었다. 국내의 부품 제작에 활용하기 위해서는
NASA, Space-X사, 중국의

CALT 처럼 자동화를 위

한 전용장비를 확보하여 많은 재료공정 연구를 통해
안전성을 위한 데이터베이스를 개발하며, 용접변수
와 재료 특성에 영향을 미치는 결정립의 유동 및 석출
상의 미세조직학적 분석에 관한 연구가 체계적으로
수행되어야 할 것이다.

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