최신 발간

미국에서는 발사체 업체들을 중심으로 AM을 이용하여 소형 연소기를 개발하고 있다. 많은 엔진들 중 가장 먼저 제작된 것으로 추정되는 AM 엔진은 SpaceX의 SuperDraco이다. SuperDraco는 지상추력이 71 kN이고 챔버 압력이 6.9 MPa로서 한국형발사체 7톤급 엔진과 추력 및 챔버 압력이 유사하다[3]. 지상 비추력은 235초로서 모노메틸히드라진(Monomethylhydrazine) 연료를 사용하여 다중 재점화에 유리하다. 초기에 개발된 제품은 AM을 사용한 제품이 아니었지만, 2013년에 DMLS 방식의 AM을 사용하여 제작하였으며, Inconel 초합금 분말을 사용하였다. SuperDraco는 Crew Dragon의 비행 중단 시스템(launch abort system)과 저궤도 재사용 프로토타입 로켓인 DragonFly에 사용될 예정이다(Fig. 1).

Fig. 1 
SuperDraco engine of SpaceX[3].

2017년에 처음 발사 시도하였고, 2018년에 궤도에 도달한 발사체 Electron[4]에 사용된 Rocket Lab의 Rutherford 엔진(Fig. 2)은 연소실, 인젝터, 펌프 및 주 추진 밸브가 EBM 방식의 3D 프린팅으로 제작되었다[5]. 전기펌프 공급 엔진이라는 기존에 발사체에 사용되지 않는 새로운 방식을 사용하였으며, 이로 인해 엔진 구조를 단순화 시키고 제작 시간을 단축시킬 수 있었다. 비록 배터리의 무게로 인하여 전체 엔진 무게를 증가시키는 문제가 있기는 하지만, 2019년 10월 현재까지 8번 비행에 성공하여 상업 발사 서비스 시장에 성공적으로 안착한 것으로 보인다. Rutherford 엔진의 지상 추력은 24 kN이며, 지상 비추력은 311초 이다[4].

Fig. 2 
Peter Beck, CEO of the private spaceflight company Rocket Lab, holding a Rutherford engine and standing next to an Electron Rocket[4].

뉴욕에 본사를 두고 있는 신생 벤처업체 Launcher는 DMLS를 사용하여 0.22톤 추력, 3.0 MPa 연소압을 가진 연소기 E-1 엔진을 개발하였고, 현재 시험 중에 있다. 3D 프린팅을 사용한 업체로서는 매우 드물게 구리합금을 챔버 소재로 프린팅 하는데 성공하였으며, 향후 10톤급의 다단 연소 방식의 엔진인 E-2를 DMLS를 사용하여 제작할 계획이다[6].

UC San Diego에서 시작한 벤처업체 Additive Rocket Corporation은 0.2톤 추력의 Nemesis 엔진을 DMLS를 사용하여 개발하였다. Nemesis는 Inconel 718 소재를 사용하여 일체형으로 프린팅한 엔진으로서 3D 프린팅의 장점을 활용하기 위해 혈관이나 나무뿌리와 같은 기하학적 구조(biomimetic 구조)를 사용하여 헤드부 차압을 줄이고 엔진을 경량화 하였다[7].

전체 발사체 제품의 95% 이상을 3D 프린팅으로 제작하려는 목표를 가진 Relativity Space는 그들의 발사체 Terran을 위하여 개발한 메탄엔진 Aeon 1을 SLS(Selective Laser Sintering) 방식으로 개발하였다(Fig. 3). 크게 두 파트를 나사체결로 조립한 형태를 가지고 있는 Aeon 1은 단축 노즐 상태에서 연소시험을 수행하였다. 시험 장소는 NASA의 Stennis Space Center 였다[8]. 또한 Relativity Space는 Terran의 직경 2.7 m, 높이 4.5 m의 대형 탱크를 DED 방식으로 제작하기 위해 Stargate라는 3D 프린터를 만들어서 제작하고 있다[5].

Fig. 3 
Part of Aeon 1 engine sits insides a 3D printer[8].

2015년에 설립된 Ursa Major는 소형발사체를 위한 전문 엔진 제작 기업이며, 2.2톤급의 Hadley 엔진을 3D 프린팅을 사용하여 개발하였다[9,10]. Hadley 엔진은 연료로 케로신을 사용하여 산화제 과잉 다단 연소 사이클을 채택한 엔진으로서 연소시험을 수행하였다. Ursa Major는 최근에 Hadley보다 7배 정도 높은 15.5톤급의 케로신 다단엔진인 Ripley 엔진을 제작하고 있다(Fig. 4). Hadley와 Ripley 엔진의 제조방식은 알려져 있지 않지만 제작된 형태로 볼 때 PBF 방식으로 제작이 된 것으로 보인다.

Fig. 4 
Hadley(small) and Ripley(large) Engine of Ursa Major Technologies [9].

Table 1에는 미국에서 적층 제조 방식으로 제작한 소형 엔진들에 대한 주요 사양이 나타나 있다. 대부분의 엔진들은 RP-1을 사용한 케로신 계의 엔진들이며, 대부분 PBF 방식으로 제작되었다.

유럽의 대표 발사체인 Ariane 로켓의 1단 엔진인 Vulcain 2를 저비용에 목표를 두고 Vulcain 2.1로 개량하는 과정에서, AM을 적극 활용하여 성능 손실 없이 제작비용 및 시간을 줄이는 노력을 하였다. Vulcain 2.1에 적용된 AM 기술 중 가장 대표적인 방식은 GKN에서 제작하는 노즐 확장부를 샌드위치 방식으로 변경한 것이다. 이 방식을 통해 기존의 튜브 용접방식과 비교하여 부품 수를 10% 수준으로 줄였으며, 제작시간, 제작비용을 각각 30%, 40% 감소시켰다[11]. 또한 가스발생기는 전체를 3개 부품으로 나누어서 AM으로만 완성하였고, 성능 시험도 마무리하였다.

상단엔진으로 개발되는 Vinci 엔진 연소기 역시 248개의 부품을 1개로 통합한 인젝터 헤드를 제작하여 50%의 비용 절감효과와 상당한 수준의 제작시간 감소가 이루어졌다(Fig. 5).

Fig. 5 
Injector head consolidation using DMLS for Vinci engine[12].

Ariane Group은 상단엔진 개량 프로그램에 해당하는 FLPP(Future Launcher Preparatory Program)도 진행 중이다. FLPP은 상단용으로 사용될 저비용의 가벼운 팽창식 사이클 엔진 개발을 2020년까지 TRL 6로 달성하는 목표를 가지고 있다. 이 과정에서 연소기의 헤드부는 AM을 이용하여 하나의 부품(all in one)으로 제작하고(Fig. 6), 노즐 확장부는 Vulcain 2.1과 같이 샌드위치 기술을 적용하였으며, 확대 노즐부는 내열 금속을 이용한 복사냉각 방식이 적용된다.

Fig. 6 
Injector head from Ariane Group for FLPP[13].

후속 발사체의 주력 엔진인 PROMETHEUS는 차세대 저비용을 최우선 목표로 하고 있으며, AM 공정을 최대한 활용하는 것을 그 수단으로 하고 있다. 그 동안의 연구를 통해 필요한 기초 기술을 상당부분 검증하였고 대형 엔진을 시험 수행을 위해 설비를 구축하고 있는 중이다[14]. PROMETHEUS 엔진 연소기 구성품 중 인젝터와 연소실에 대해서는 많은 진전이 있었으며, 연소실 전체를 AM으로 제작하는 방향으로 개발이 추진되고 있다. 전체를 AM으로 제작한 가스발생기에 대한 제작과 성능은 2017년, 2018년의 2회 시험 과정을 통해 확인되었으며, 곧 최종 성능 시험을 통해 최종 설계에 대한 검증이 이루어질 예정이다.

독일의 항공우주연구원에 해당하는 DLR에서는 유럽의 소형위성 발사체를 목표로 하는 SMILE 프로젝트를 통해 AM을 이용한 연소기 헤드 제작을 진행하였으며, 연소시험을 통해 성능 적합성도 검증하였다. AM을 이용한 연소기 헤드 제작으로 30개의 부품을 1개로 통합하여 잠재적인 누설이나 조립 불량의 가능성을 낮추었고, 헤드부의 무게도 10% 정도 감소시킬 수 있었다(Fig. 7).

Fig. 7 
Injector head design for additive manufacturing and manufactured Injector head for SMILE project from DLR[15].

이탈리아 발사체 개발을 주도하고 있는 AVIO와 CIRA에서도 AM을 이용한 연소기 제작이 이루어지고 있다. 목표는 VEGA 발사체 상단 엔진을 메탄을 사용하는 다중 점화 방식의 팽창식 사이클로 구성하여 발사비용을 줄이고 임무를 다각화하여 VEGA-E 발사체의 경쟁력을 증가시키는 것이다[16].

CIRA에서는 HYPROB 프로그램으로 추력 5 kN 규모의 축소형 연소기를 통해 메탄엔진 연소기에 대한 개발을 수행하고 있다. 그 과정에서 AM을 이용한 연소기 제작도 추진되고 있으며, Ti-6Al-4V 합금을 활용하여 EBM 방식의 AM을 적용한다. 축소형 연소기는 헤드와 연소실 2개로 구성되며(Fig. 8), 2019년에 기능시험을 수행하여 AM 제작 연소기의 가능성을 검증할 계획이다[17].

Fig. 8 
Thrust chamber made by EBM technology for 5 kN expander cycle engine from CIRA[17].

AVIO는 추력 10 kN 규모의 유럽 최초 팽창식 메탄 엔진인 M10을 개발하고 있으며, 2019년에 PDR를 완료하였고 2024년 인증을 목표로 하고 있다. M10 엔진 연소기 제작은 Single Material Single Part (SMSP) 개념을 적용하여 PBF 방식의 AM 기술이 적용된다. PBF 방식 장비의 제약 조건으로 인하여 축소형 연소기는 2개의 구성품(헤드+연소실)으로 구성되며, 실물형 연소기는 3개의 구성품(헤드+연소실+노즐부)으로 제작된다(Fig. 9). 축소형 연소기 시험은 성공적으로 수행되었으며, 실물형 연소기도 제작되어 제작성 및 강도 시험등을 수행하였다. 3차로 만들어지고 있는 실물형 연소기는 2019년 하반기부터 연소시험이 수행될 예정이다[16].

Fig. 9 
Subscale thrust chamber made by SMSP technology for M10 engine[16].

대부분 정부 기관과 함께 개발을 추진하는 유럽의 다른 기관과 달리 발사서비스를 목표로 하여 발사체를 개발하는 민간 기업 차원에서 Orbex라는 스코틀랜드 소재 회사가 있다. Orbex는 2019년 2월 경 소형위성발사체를 공개하면서 세계에서 가장 큰 AM 제작 방식의 로켓엔진을 소개하였다. Orbex에서 소개한 연소기의 내부 구조 및 형상은 알려진 바가 없으나 AM 기술 전시회에서 소개된 SLM solutions 사의 내용으로 유추할 때 Fig. 10과 같이 냉각채널은 격자 구조를 가지고 동축형 분사기를 사용하는 방식으로 추정된다[18].

Fig. 10 
Prototype of Obex’s small satellite launch vehicle and internal configuration of its thrust chamber made from SLM solutions[18].

SpaceX가 Falcon series로 세계 발사체 산업을 재편한 이후 미국에서는 다양한 형태의 발사체 관련 스타트업들이 활발하게 활동하고 있다. 이들이 내세우는 주요 차별점 중 하나가 비용 절감에 있는 만큼 AM은 발사체의 전 부분에 적용되고 있으며, 제작 비용이 많이 소요되는 터보펌프 역시 예외가 아니다. 앞서 언급된 Rocket Lab(Fig. 2)과 Ursa Major(Fig. 4)에서 공개한 터보펌프의 외형을 보면 AM 기술로 제작되었다는 것을 쉽게 유추할 수 있다. 다만 이들 스타트업들은 논문 등을 통해 개발 과정이나 성과를 드러내지 않기 때문에 개발의 자세한 내용에 대해서는 파악하기 힘들다.

NASA 역시 Low Cost Upper Stage Project나 Additive Manufacturing Demonstrator Engine 등의 개발 과제를 통해 소형 터보펌프의 AM 적용 가능성을 타진하고 있다. 특히 2015년 액체수소를 추진제로 하는 연료펌프의 AM 개발 시제의 시험[20]을 실시한 데 이어 2016년에는 동일한 연료펌프를 사용하여 메탄을 추진제로 구동한 사례[21]은 관심 있게 지켜볼 필요가 있다(Fig. 11). NASA에서는 이 연료펌프의 개발을 통해 구성품 수량 감소, 비용 및 일정 절감, 설계 유연성 확보 등의 성과를 거두었다고 언급하고 있다. 특히 제작 기간이 짧기 때문에 시험을 통한 설계의 조기 검증이 유리한 점은 주목해야 한다.

Fig. 11 
AM fuel pump test of NASA using LCH4 [21].

Ariane 5 발사체로 세계 발사체 시장에서 영향력을 행사하던 유럽은 SpaceX의 등장으로 피해를 입고 있다. 이를 의식해서인지 ESA는 PROMETHEUS라는 100톤급 가스발생기 방식의 메탄 엔진을 최종 양산 단가 100만 유로 수준으로 개발할 것을 천명하고 있다[22]. 이를 위해 그동안 Ariane 5 터보펌프의 터빈을 개발해오던 스웨덴의 GKN은 직경 400mm의 부품까지 제작 가능한 EOS의 M400 장비를 활용하여 터빈 디스크와 케이싱의 제작을 추진 중인 것으로 파악된다(Fig. 12). 이에 반해 Ariane 6 상단에 사용될 것으로 알려진 Vinci 엔진의 터빈은 쉬라우드가 없는 터빈 블리스크를 전통적인 방법으로 제작할 것으로 알려져 있으며, AM을 활용한 개발은 후속 사업으로 남겨두었다[23].

Fig. 12 
Turbine blisk for PROMETHEUS engine [22]

유럽이 새로운 발사체로 Ariane 6을 개발하고 있다면 일본은 H-3 발사체를 개발 중이다. 특히 H-3의 주엔진인 LE-9 엔진은 기존 H-2A의 LE-7에서 사용하던 연료과잉 다단 엔진이 아닌 expander-bleed 방식의 엔진을 사용하기 때문에 터보펌프의 규격 및 형상에도 차이가 있을 것으로 예상된다. 최근 발표된 개발 동향에 따르면 LE-9 엔진의 연소기, 밸브, 고압 배관 등에는 AM 기술이 일부 적용되나, 터보펌프에는 AM을 적극적으로 사용하지 않는 것으로 알려져 있다[24]. 반면 3톤급 메탄 expander 엔진을 개발하고 있는 IHI는 터보펌프의 펌프 케이싱과 임펠러(Fig. 13)를 AM으로 가공하였으며, 제작 시간과 비용 절감의 효과가 있었다고 언급하였다. 또한 IHI 측은 터보펌프의 크기가 작을수록 표면 조도가 성능에 큰 영향을 미치는 경향이 있으며, 개발 중인 터보펌프의 경우 임펠러의 조도 개선을 통해 펌프의 양정을 최대 15% 이상 높였다고 주장하였다[25].

Fig. 13 
Manufacturing map of IHI 3-ton class turbopump [25].