발간 현황

바람직한 추진제의 요건은 ①높은 배기속도(비추력), ②높은 연료 밀도, ③우수한 냉각 특성, ④높은 연소속도 ⑤취급 및 보관의 용이성/안전성 ⑥활용가능 수량(availability), ⑦발사체 적용성이다. 여기서 ① - ④는 엔진의 성능에 대한 항목이며, ⑤, ⑥은 추진제 적용을 위한 인력의 운용(operability) 및 추진제 조달 환경(availability)에 대한 것이다[7]. 본 장에서는 액체수소를 발사체 연료로 널리 활용되고 있는 케로신, 메탄과 비교하여 검토하였다.

• ① 높은 배기속도(비추력): 배기속도(V_e)는 비추력과 직결되며(V_e = I_sp•g), 발사체의 가속성능(ΔV)에 있어 Eq. 1의 로켓방정식에서 보듯이 중요한 성능인자다[1].

수소는 단위 질량당 높은 발열량(calorific value)과 낮은 분자량(molecular weight)으로 인해 배기속도에서 다른 모든 화학 연료를 능가하며 이는 로켓연료로 수소가 주목받았던 이유다.

• ② 낮은 연료밀도: Eq. 1에서 발사체의 질량 분율(M_propellant/(M_structure + M_payload)을 높임으로 발사체 성능을 향상시킬 수 있다[2]. 밀도가 높을수록 더 작은 탱크를 사용할 수 있으므로 비행 중 항력이 감소하며, 탱크가 작을수록 발사체 탱크 제작 설비, 이송설비, 조립설비 등이 작어질 수 있으므로 개발/운영비용이 절감된다. 수소는 모든 연료 중 밀도가 가장 낮으며, 이러한 이유 때문에 치올코프스키와 많은 연구자들은 수소를 로켓연료로 고려하지 않았다. 그러나 오베르트는 다단 로켓의 상단에 수소를 사용하면 상단을 가볍게 할 수 있고, 비추력의 효과가 지배적이므로(상단은 탑재 추진제량이 작으므로 질량분율의 영향이 작아지고 상대적으로 I_sp의 영향이 큼) 이러한 문제를 극복할 수 있다고 생각했다[7].
• ③ 우수한 냉각특성: 엔진 벽면의 효과적 냉각을 위해 (a)낮은 연소온도 (b)높은 열적 안정성(다른 물질로 분해되지 않음)과 (c)높은 비열, (d)재생냉각 채널에서의 낮은 연료 온도 등이 바람직하다. 또한 (e)낮은 증기압과 (f)낮은 임계압력은 냉각채널 내에서 증발을 하거나, 액체와 기체로 존재하는 것을 방지할 수 있어 유리하다. 이와 함께 냉각채널에서의 차압손실을 줄이기 위해 점도가 작은 것이 유리하다[2].액체수소는 증기압 항목만 제외하고는 냉각특성에 있어 다른 추진제를 능가한다. 수소는 추진제 자체의 온도가 낮을 뿐 아니라 ①연소온도(combustion temperature)가 낮고 ②비열비(specific heat ratio)가 높아서 온도변동이 작고 ③임계압력(critical pressure)이 낮기 때문에 냉각제로서 가장 높은 평가를 받을 수 있다. 또한 ④점도(viscosity)가 낮아서 차압을 줄일 수 있으므로 재생냉각에 유리하다.
• ④ 높은 반응속도(reaction rate): (a)연료와 산화제의 빠른 연소반응(high reaction rate, high frame speed)은 연소실 용적을 줄일 수 있다. 연소실 크기를 줄이면 열전달 면적도 줄일 수 있고, 이에 따른 재생냉각 차압도 줄일 수 있다. 액체수소 연소실은 높은 반응속도로 인해 연소실 크기를 줄일 수 있고, 이에 따라 냉각 채널 부피와 차압을 줄일 수 있다. 수소의 높은 화염 속도, 낮은 점화 에너지 및 넓은 가연성 한계 등은 연소에 의한 에너지 생성, 점화 및 재점화에 있어 특히 유리하다[8,9].
• ⑤ 취급 및 보관의 어려움: 취급 및 보관에 있어 이상적인 연료는 (a)낮은 증기압, (b)낮은 어는점, (c)높은 충격 안정성, (d)높은 점화 에너지를 가지며 (e)무독성, (f)비부식성, (g)좁은 가연범위를 가져야 한다. 액체수소는 매우 낮은 온도 (높은 증기압), 낮은 점화에너지 및 넓은 인화성 폭발 범위로 인해 취급 및 보관에 있어 불리하다[8].
• ⑥ 활용가능 수량(availability): 해당 추진제의 생산설비와 생산량이 충분해야 하며, 발사체 이외에 해당 추진제를 활용하는 다른 산업이 있으면 생산/운송설비 등 인프라를 활용할 수 있고 추진제 단가가 낮아질 수 있다.
• ⑦ 발사체 적용성: 발사체에 적용할 때 자가증기가압(self vaporization pressurization), 공통격벽 추진제 탱크 적용 등 엔진과 발사체의 인터페이스가 간단하게 될 수 있어야 한다[11]. 수소의 경우 가스상수(gas constant)가 크기 때문에 자가증기가압 수행 시 효율이 높다. 또한 케로신/액체산소 조합의 경우 온도차가(ΔT)가 210 K에 이르는데 반해, 액체수소/액체산소의 조합은 온도차가(ΔT)가 70 K으로 줄어들기 때문에(액체메탄/액체산소의 경우 ΔT = 20 K) 공통격벽 적용에 케로신 연료 발사체에 비해 유리하다.

Fig. 2에서 보듯이 1990년대 이후 수소엔진의개발은 팽창기사이클(expander cycle) 상단 로켓엔진 개발 위주로 진행되어 왔다. 팽창기 사이클은 터빈을 구동하는 가스발생기 역할을 재생냉각 채널이 대체하는 것으로서, 냉각면적(흡열량)이 터빈 구동 파워를 결정하며, 노즐확장비가 큰 발사체 상단 엔진에 적합하다[15].

Fig. 2 
Development status of liquid hydrogen engines[15].

각국의 대표적으로 개발되고 있는 액체수소 엔진의 규격을 Table 3에 도시하였다. 주요 발사체 선진국은 상단 엔진으로 LH2/LOX 엔진을 초기부터 적용해 왔다. 러시아는 RD0146 엔진을 개발하여 앙가라 발사체 상단에 적용하고자 하고 있으며, 중국은 YF75 엔진을 개발하여 장정 5호에 적용하고 있다. 일본은 LE5를 개량한 LE5-B 엔진을 H2 발사체에, 유럽은 VINCI 엔진을 아리안 발사체에 적용하고 있다. 미국은 최근에 블루오리진의 BE3 엔진을 개발하고 있다[15].

수소 엔진의 사이클은 대체로 팽창형과 팽창형 블리드 사이클을 적용하고 있다[16]. 팽창형 사이클(expander cycle)은 연소실과 노즐의 냉각채널을 액체수소가 냉각하고, 냉각 중 온도가 상승한 기체로서 터빈을 구동하고, 터빈을 구동한 가스는 연료 메니폴드를 거쳐 분사기로 유입되어 연소기에서 연소한다. 재생냉각을 수행한 가스가 다시 연소에 참여하는 패쇄형(closed) 사이클로서 비추력이 높다. 그런데 터빈의 구동 파워가 전적으로 냉각에 의한 열흡입에 의존하므로 냉각채널의 열흡입 증대를 위해 연소기 실린더부가 길어지고 노즐의 상단 부분에 냉각채널이 충분히 길게 설치되어야 한다. 또한 수소의 연소기 유입압력이 낮아서 연소압이 낮아지며. 이에 따라 연소실 크기가 커지고 연소효율이 낮아지는 단점이 있다[1,16].

이러한 단점을 보완하는 것이 팽창형 블리드 사이클이다[16]. 이 사이클은 연소기로 유입되는 액체수소와 냉각채널로 유입되는 액체수소가 나뉘어진다. Fig. 3에서 보는 바와 같이 연료 펌프에서 토출되는 액체수소의 일부가 재생냉각 채널로 유입되지 않고, 곧바로 연료 메니폴드를 통해 연소기로 분사됨으로서 연소압력을 높일 수 있다. 재생냉각 채널로 유입된 액체수소는 채널에서 열을 흡수하고 가스화되어 터빈을 구동한 후, 다시 노즐로 분사되어 노즐을 냉각한다. 터빈구동 후 연소기 내부 분사가 없어 압력이 낮아도 되므로, 열흡수를 통한 압력생성 기구인 재생냉각 채널이 짧아도 되어 연소기 실린더부가 주로 재생냉각 채널을 구성한다. 노즐은 상부의 일부만 재생냉각 채널로 구성되며 대부분의 노즐부는 터빈 구동에 사용된 가스에 의해 냉각이 수행한다. 노즐을 재생냉각부와 확장부로 나누어 대부분의 개발시험을 노즐 확장부가 없는 형태로 지상조건(atmospheric condition) 시험설비에서 수행하고, 노즐확장부 장착 시험만 고공모사 시험설비에서 시험을 수행함으로서 개발비를 낮출 수 있다는 장점도 있다.

Fig. 3 
Comparison between expander and expander bleed cycle engine[15].

팽창형사이클 엔진의 초기 시동은 액체수소 탱크와 엔진 냉각채널 간의 수두차에 의해 액체수소를 유입시켜, 냉각채널에서 증발된 수소가스가 터빈을 초기 구동하며, 터빈과 동축의 액체산소와 액체수소 펌프가 회전하여 연소기로 추진제가 유입되면 spark plug나 토치에 의해 점화시킴으로 이루어진다[1].

발사체 저비용화는 정량적으로 유상하중(payload) 중량(kg)당 발사비용($)을 줄이는 것을 의미한다. $/kg을 줄이는 방법은 2가지가 있다.

첫번째로 발사에 소요되는 비용을 줄이는 것이고 두번째로 유상하중의 무게를 늘리는 것이다. 첫 번째 발사 비용에는 발사체의 개발비, 제작비, 발사운영비, 추진제 비용, 정비비용 등이 포함된다. 여기서 발사체를 재사용하면 제작비가 절감되고, 메탄과 같은 저가의 연료를 사용하여 추진제 비용을 절감할 수 있다.

두 번째로 발사 시 탑재중량을 늘리는 것이다. 동일한 1단에 대해 상단 엔진의 비추력이 높다면 보다 큰 무게의 위성을 탑재할 수 있고, 또는 다중으로 여러 개의 위성을 발사할 수 있다. 탑재중량이 늘면 $/kg으로 표현되는 발사비용에서 분모가 커짐으로 발사비용이 줄어든다. 비추력이 가장 높은 수소를 적용함으로서 탑재중량을 증가시키는 방식의 발사비용 저감이 가능하다.

현재 수소경제의 중요성이 대두됨에 따라 수소와 액화수소의 생산량이 늘어나고 이에 따라 액화수소의 가격이 점점 낮아지고 있는 추세인 바, 향후 저비용 발사체의 목표에 부합한다고 할 수 있다.

환경문제가 인류의 생존 문제로까지 부각되면서 수소에너지의 활용이 대두되고 있으며, 이에 따라 수소연료전지 발전을 통한 발전시스템 및 수송시스템(수소 연료전지차)의 활용이 활발히 연구되고 있다. Fig. 4에 제시된 기체수소 제조기술 중에서 가장 경제성 있는 수소 생산 방법은 대용량 천연가스 개질(SMR, Steam Methane Reforming) 기술(Eq. 3)이다[17].

Fig. 4 
Various manufacturing methods of hydrogen[17].

현재 기체 상태로 저장되는 수소는 많은 양을 저장하지 못하고, 운반하기 어렵다는 문제를 가지고 있다. 이러한 문제를 해결하기 위해서 고압 수소 저장, 수소화합물 변환 등의 해결 방안이 제기되었지만, 기체상태의 수소를 액체 상태로 저장하는 방법은 부피 및 질량 대비 가장 효율적인 방법으로 알려져 있다. 기체수소를 상압, -253^oC(20 K)로 냉각하면 액화되며, 그 밀도는 기체수소에 비해 780배, 700 bar 압축수소에 비해 1.75배 높다. 액화수소의 저장압력은 통상 3 bar 미만으로 고압 압축가스 방식에 비해 안전성의 측면에서도 유리하다고 할 수 있다[21].

액화를 위해서는 수소의 온도를 낮추어야 하며, 열교환기와의 열교환에 의한 선냉각이 이루어진 후, Joule-Thomson 등엔탈피 팽창과 팽창엔진에 등엔트로피 과정의 일을 함으로 온도를 낮추는 방법이 적용된다. 팽창엔진의 경우, 온도 저감특성은 우수하나 이상유동(two phase flow)이 있을 경우 작동이 어렵기 때문에, 마지막에 액체가 생성되는 단계에서는 Joule-Thomson 등엔탈피 팽창이 주로 적용된다.

수소는 ortho 수소와 para 수소의 두 가지 상태가 있으며 온도에 따라 평형점이 달라진다. 상온에서는 75%의 ortho 수소와 25%의 para 수소가 평행을 이루고 있으며, 대기압에서의 액체수소의 기화온도인 20 K에서는 99.9% para 수소가 존재하는 것이 평형상태다. 그런데 평형이 되기 위해서는 시간이 걸리기 때문에 액체가 된 후 평형상태 도달을 위하여 ortho 수소의 para 전환이 이루어지게 된다. 이 때 ortho-para 전환은 발열반응이기 때문에 생성된 액체수소가 열에 의해 증발이 되는 문제가 발생한다. 따라서 액체수소 생성시 촉매반응에 의해 ortho-para 전환 후 공급하는 것이 필요하다[21].

Fig. 5는 수소 생산/액화 설비 중 비용성능이 우수하다고 알려진 LNG 활용 고효율 수소 생산/액화설비의 개략도다[6]. LNG(상온 111 K)가 설비로 유입되어 수소가스와의 열교환을 통해 기화한 후, 수증기에 의한 개질과정을 통해 수소 기체가 되며, 저온 수소기체에 의한 냉각, 등엔트로피 팽창에 의한 냉각을 거쳐 최종적으로 Joule-Thomson 등엔탈피 팽창을 통해 액화수소가 생산되는 과정을 보여준다. 수소는 여러단계에 걸쳐 촉매반응에 의해 ortho 수소가 para 수소로 전환된다[6].

Fig. 5 
Hydrogen manufacturing and liquefying system by LNG reforming[6].

최근 수소 경제의 발전에 따라 이송, 충전, 보관에 유리한 액화수소가 대두되면서 국내에 액화수소 설비가 구축되고 있다. Table 4에서 현재 국내에 운영 및 구축 중인 액화수소 설비를 보인다. 23년 말이 되면 하루에 152 톤을 생산할 수 있게 될 예정이며, 세계적 수준의 액화수소 생산국으로 부상할 전망이다[17].

액체수소 엔진 개발의 난점은 극저온을 다루는 것에서 발생한다. 액체수소의 비등점은 20 K(섭씨–253^oC)으로서 액체수소를 저장하는 탱크, 배관, 밸브, 펌프까지 단열하지 않으면 액체수소가 기화해버려 기체수소가 된다. 20 K에서 기체상태를 유지하는 물질은 헬륨밖에 없고 그 외의 물질(산소, 질소)은 액체수소와 접하면 고체화된다[19]. 또 하나의 어려움은 모든 물질 중에서 수소의 분자량이 가장 작다는 사실이다. 분자가 작기 때문에 금속 용접 부분이나 기기나 배관의 조임이 불충분한 부분, 또는 온도변화에 의해 생기는 아주 작은 구멍이나 틈을 통해서도 수소가 새어 나갈 수 있다[19,20].

액체수소 팽창식 엔진 개발에 있어 최대 난점은 터보펌프다[24]. Fig. 6은 개방형 가스발생기 방식의 엔진과 폐쇄형 팽창형 사이클 엔진을 비교한 것이다. 케로신/액체산소 가스발생기 방식 엔진의 경우 연료펌프와 산화제 펌프가 동축으로 구성되어 동일한 회전수로 회전한다.

Fig. 6 
Comparison of engine schematics between gas generator cycle and expander cycle.

반면 액체수소 엔진에서 주로 적용되는 팽창형 엔진의 경우 수소와 액체산소의 밀도차가 크기 때문에 회전수가 달라야 하고 각각의 축이 별도로 구성된다. 이 경우 동축일 경우에 가능했던 축추력의 균형이 깨지게 되어, Fig. 7에 제시한 축추력 보정장치와 베어링, 특수 씰의 별도 개발이 필요하다[25,26]. 액체수소는 밀도가 낮기 때문에 터보펌프의 회전수가 높아야 하며, 액체수소 펌프는 일반적으로 분당 4만회 이상 회전한다. 펌프의 회전수가 높아짐에 따라 케비테이션 방지를 위한 인듀서와 임펠러가 개발되어야 한다. 또한 베어링에 별도의 윤활유를 쓸 경우 얼어버릴 수 있어서 액체수소 자체로 윤활을 하는 방법이 개발되어야 한다[25].

Fig. 7 
Schematics of turbopump of expander cycle engine[24]

팽창기 사이클에서 연소기의 재생냉각 채널은 냉각의 역할 뿐 아니라 터빈구동 동력을 확보하기 위해 충분한 열전달이 되어야 하며, 이를 위해 Fig. 8과 같이 냉각핀이 적용되며 연소실의 길이가 가스발생기 사이클에 비해 길어진다[7].

Fig. 8 
Schematics of cooling channel of expander cycle engine[25]

Fig. 9는 액체수소 엔진 연소기와 엔진시스템을 시험할 수 있는 설비의 개략도를 보인다. 기존에 케로신/액체산소 추진제를 적용하는 설비를 액체수소도 시험할 수 있게 추가한 형태를 보인다. 이 경우 액체수소 저장탱크, 기화기, 고압 수소용기, 액체수소 런탱크가 추가된다.

Fig. 9 
Schematic of test facility of liquid hydrogen rocket engine for combustor only and engine system test.

런탱크는 연소기 시험의 경우 고압으로 운용되고, 엔진시험의 경우 저압으로 운용된다. 설비와 시험대상체 엔진의 퍼지는 질소 또는 헬륨 및 수소로 이루어진다. 헬륨이 공기(산소)를 제거하기 위한 퍼지가스로 사용되는 경우, 헬륨을 제거하기 위한 2차 퍼지가스는 액체수소로부터 증발된 차가운 수소를 사용한다. 질소가 산소를 제거하기 위한 퍼지가스로 사용되는 경우에는 질소를 제거하기 위한 2차 퍼지가스는 상온 수소를 사용한다. 냉각과 퍼지에 사용된 수소 기체는 flare stack으로 모아져 부력에 의해 상부로 이송되며, 토치로 점화/연소시켜 제거함으로서 안전을 유지한다. 시험과정에서 배출되는 수소가 아닌 누설된 수소는 공기의 부력에 의해 곧바로 상부로 이송되며 vent stack을 통하여 모아서 배출한다. 이 때 강제 배기팬을 가동하여 누설된 수소가 벤트 스택으로 모이게 유도하는 것이 효율적이다[20].

Fig. 10은 터보펌프와 밸브류를 시험할 수 있는 설비를 보인다. 엔진/연소기 시험설비와 같이 액체수소 저장탱크, 런탱크, 기화기, 고압 수소용기로 구성된 수소 공급설비가 갖추어져야 하며, 연소기/엔진시험설비와 공유할 수 있다. 액체수소 런탱크는 수소기체로 가압된다. 펌프시험을 위해서 구동부 가스가 공급이 되어야 하는데 질소가스로 구동하는 초기시험 후에는, 실제 엔진에서의 터빈 구동가스인 수소로 구동한다. 이 때 액체산소 펌프부에 장착된 제어밸브를 통해 액체수소 펌프의 구동 유량을 조절한다.

Fig. 10 
Schematic of test facility of liquid hydrogen rocket engine for turbopump and valves.

터빈을 구동한 수소 기체는 flare stack으로 보내져 부력에 의해 상부로 이송되어 연소시켜 제거한다. 액체수소 펌프 출구의 액체는 실제 엔진에서는 연소기로 보내져 연소되지만, 터보펌프 시험설비에서는 액체 상태로 유지하므로 이를 처리하는 것이 필요하다. 액체산소의 경우 런탱크에서 공급된 액체산소는 산화제 펌프에서 액체상태로 토출되어 catch 탱크에서 받아 재활용한다. 반면 액체수소의 경우에는 수소펌프로부터의 고압 고유량 액체수소는 안전을 위해 catch 탱크로 보내지 않고, 옥외의 pool로 배출되어 연소되어 제거한다[27].