연소(燃燒·combustion)는 물질이 빛이나 열 또는 불꽃을 내면서 빠르게 산소와 결합하는 반응이다.

우리가 일반적으로 알고 있는 연소의 정의는 이렇다. 인류의 역사는 불의 이용과 함께 시작됐다고 할 수 있을 정도로 연소는 오래전부터 이루어져 왔다. 현재도 가정용 연료와 자동차, 항공기, 로켓 등에서 연소가 발생한다.

연소를 위해서는 연료와 발화점 이상의 온도, 일정량의 산소가 필요하다. 인공위성이나 화물을 우주로 수송하는 발사체에서는 강력한 연소가 일어난다. 다량의 산화제와 추진제가 연소해 높은 추력을 발생시키기 때문에 일반보다 훨씬 강력한 연소가 발생한다.

한국형 발사체는 연료(케로신)와 산화제(액체산소), 발화점 이상의 온도 구현을 위한 점화 추진제를 이용해 연소한다. 이때 점화 추진제는 산소와 만나는 동시에 자연 발화가 되는 접촉발화성(hypergolic)이 있어 초기 시동 단계에서 에너지원을 만들어 준다. 이를 통해 연료와 산화제의 연소가 일어나게 된다. 연소를 통해 발생한 고온, 고압의 가스는 압력이 낮은 쪽으로 나가려 하는 성질이 있어 노즐이라는 장치를 통해 밖으로 배출되는데, 그 반작용으로 로켓은 나아가게 된다.

 

75t급 액체 엔진의 연소시험 장면.

대기가 없는 우주 공간까지 끌어올리는 액체 추진체 로켓의 연소는 극한의 물리적, 공학적 한계를 뛰어넘는다. 액체 추진제 로켓의 연소는 극한의 고온, 고압, 극저온 상태에서 진행되기 때문에 일반적인 연소와 차원이 다르다.

 

로켓 연소, 특히 액체 로켓의 연소는 왜 이토록 험난한 과정을 거치게 되는 것일까? 연소, 그 뜨거운 ‘불꽃의 세계’로 들어가 보자.        

 

◆일반 연소는 공기로…로켓 엔진은 산소로만

 

로켓과 일반적인 연소의 가장 큰 차이는 산화제의 환경이다. 보통 연소를 통해 열과 에너지를 발생시키는 보일러나 산업용 가스터빈, 자동차 엔진 등은 공기를 압축해 산화제로 쓴다. 공기 중에는 산소와 질소가 섞여 있어 이 중에서 산소만 산화제로 쓰고 질소는 희석제와 같은 역할을 하게 된다.

 

이에 비해 액체 로켓은 질소 없이 순(純)산소만 산화제로 사용한다. 액체산소를 기화한 순산소만 사용하면, 일반 공기로 연소하는 화염보다 온도가 1000도 이상 높아지게 된다. 액체 로켓의 연소실 내부 압력은 수십에서 수백기압에 이르는데, 화염 온도는 연소 압력에 따라 높아지게 된다.

 

◆냉정과 열정 사이

 

1㎜ 두께의 연소실 벽면을 사이에 두고 수천도의 온도 차와 수십기압의 압력 차가 난다.

 

비행기 엔진과 비교하면 이해하기 쉽다. 비행기에 사용되는 제트 엔진은 앞쪽의 공기를 연소시킨 뒤 가스를 분출시킬 때 얻는 추진력으로 비행한다. 대기권에서 비행하는 만큼 연료의 연소에 필요한 산소를 공기 중에서 얻게 된다. 우주를 비행하는 로켓의 엔진은 진공 상태인 우주에서 연료를 연소하는 산화제를 얻을 수 없다. 그래서 연료와 산화제를 싣고 있다가 엔진 내부에서 이것을 섞어 연소시킨 뒤 고온, 고압의 가스를 초음속 노즐로 분출시켜 추력을 얻는다.

 

이 과정에서 연소 온도가 올라가는 만큼 발사체 모든 구성품의 내구성과 설계는 물리학적, 공학적으로 달라진다. 실제 액체 로켓의 연소 온도는 용광로보다 뜨거운 3000도를 넘어 3500도까지 높아진다. 태양의 표면 온도가 6000도 정도인 점을 고려하면, 얼마나 높은 온도인지 실감할 수 있다. 이렇게 온도가 높기 때문에 연소 가스에 그대로 노출되면 초고온 내열금속이라고 해도 녹거나 파괴되는 등 버티지 못한다.

 

그래서 로켓 연소에서 또 하나 중요한 요소가 바로 냉각이다. 한국형 발사체의 액체 엔진에서는 연료인 케로신을 냉각제로 활용한다. 연소실과 노즐의 내벽에 수백개의 작은 채널(통로)들을 파서 연료가 벽면을 냉각시키며 흐르게 하는 것이다. 냉각 채널을 통해 열에너지를 흡수한 연료는 헤드 부분을 통해 다시 연소실로 공급되는데, 이를 재생냉각(regenerative cooling)이라 부른다.

 

로켓의 무게를 최대한 줄여야 하는 만큼 냉각제가 흐르는 채널의 내벽 두께는 1㎜ 정도에 불과해야 한다. 우리와 같이 발사체 개발의 첫 도전에 나선 나라는 이런 부분에서 심각한 기술적 난제를 맞게 되는데, 로켓 엔진을 자체 개발하는 것은 이처럼 곳곳에 도사리고 있는 함정을 헤쳐나가야 하는 험난한 과정이다. 극한 상황과의 싸움인 것이다.

 

로켓이 우주로 발사되는 과정은 중력과의 싸움이라고 볼 수 있다. 무게를 최대한 낮추는 것이 기술적 관건이기 때문이다. 발사체의 추진 성능이 좋아도 무게가 무거우면 주어진 임무를 완수하기 어렵다. 그래서 최대한 얇고 가볍게 만들고, 필요한 부분을 빼고 최대한 많이 깎아내게 된다. 그래서 내벽의 두께도 1㎜에 불과하다. 이 얇은 벽 사이로 한쪽에서는 3000도 이상의 고온 연소가스, 다른 한쪽에서는 상온의 연료가 만나게 된다. 여기에 수십기압의 압력 차이까지 발생하게 된다. 또한 연소기 헤드 부분은 -170도의 극저온 액체산소가 채워진 상태에서 70기압 이상의 내압을 견디면서 동시에 75t의 추력을 발사체로 전달해야 한다. 액체 로켓 엔진의 개발은 고온과 극저온, 고압이 공존하는 만큼 엔지니어 입장에서 아주 까다로운 작업이다.

 

◆카오스 현상과 비슷한 연소 불안정성도 난제로   

 

이렇게 예측할 수 있고, 공학적으로 해결할 수 있는 문제만 발생한다면 그나마 덜 험난할 수 있다. 그러나 로켓 엔진 개발에서는 단계를 밟아 올라갈 때마다 예상하지 못했던 수많은 문제와 마주치게 된다. 대표적인 난제 가운데 하나가 바로 연소 불안정성(Combustion Instability) 현상이다. 한국형 발사체의 개발 과정에서도 이 문제가 연구진의 발목을 잡았다. 지난 2014년 10월 75t 규모의 엔진에서 처음 이 현상을 발견한 시점부터 해결하는 데까지 무려 1년 넘는 시간이 걸렸다.

 

거의 모든 국가가 로켓 엔진 개발과정에서 연소 불안정성 문제를 겪었다. 연소 불안정성은 가스터빈 엔진을 포함한 모든 시스템에서도 일어날 수 있으나, 특히 액체 로켓에서 가장 심각하게 발생한다. 연소 불안정성은 로켓 연료를 태우는 도중 연소실 내부의 유동과 압력이 급격히 요동치며 정상 연소를 방해하는 현상으로, 1930년대 초기 로켓 개발 때부터 각국의 연구자들을 괴롭혔던 대표적인 난제다. 연소에 따른 급격한 열 방출로 그 과정에서 생기는 아주 작은 섭동(攝動·perturbation)이 연소실의 특정 음향 모드와 공진 현상을 일으키면서 발생한다. 이로 인해 연소실 내부의 압력과 진동이 급격하게 커지고 잦아진다. 그 결과 심한 구조적 진동과 열 손상을 야기하게 되므로, 최악의 상황에서는 엔진의 파손까지 가져오게 된다.

 

연소 불안정성 현상은 1777년 바이런 히긴스(Byron Higgins) 박사가 일명 ‘노래하는 불꽃’(Singing Flames)을 발견하면서 맨 처음 알려진 것으로 전해진다. 하지만 지금도 이 문제를 수학적으로 공식화하고 시뮬레이션을 통해 온전히 해결할 수 있는 방법은 없다. 예를 들어 한차례 로켓 엔진 개발에서 문제를 해결한 방식을 그대로 다음에 적용해도 연소 불안정성 현상이 언제든 발생할 수 있다. 또 이번 시험에서는 큰 문제없이 통과했는데, 다음에 나타나기도 한다. 그래서 관련 연구자들 사이에서는 연소 불안정성을 ‘카오스(chaos·혼돈)’로 표현하기도 한다.

 

한국형 발사체의 개발 과정에서도 비슷한 과정을 겪었다. ‘나로호’와 병행됐던 30t급 엔진의 개발에서는 초기부터 연소 안정화 장치를 마련해 단 한차례의 연소 불안정성도 나타나지 않았으나, 동일한 방식의 설계를 적용한 75t 엔진을 개발하는 과정에서는 첫시험부터 발생한 것이다. ‘아폴로 프로젝트’를 추진한 미국 등 다른 우주 선진국 역시 로켓 엔진을 개발하면서 이전보다 크기를 키우거나 비슷한 사이즈를 만드는 과정에서 연소 불안정성 문제로 애를 먹곤 했다.

 

◆설계와 시험 반복으로 문제 해결…결국 SRT 통과

 

한국형 발사체의 75t 액체 엔진을 개발하면서 직면한 연소 불안정성 문제를 해결하기 위해서는 연구진 스스로 원인을 찾아 해결하는 수밖에 없었다. 연구진은 먼저 연소기 헤드 부분을 따로 제작한 뒤 임시로 쓸 수 있는 연소실에 붙여 시험해보고, 이후 헤드부를 고쳐 재시험을 수행하는 방법을 반복한 끝에 이 문제를 해결할 수 있는 설계안을 찾아낼 수 있었다. 이 과정에서 6번 정도의 설계 변경과 수많은 연소시험을 거쳐야 했다.

 

최종적으로 연소 불안정성 문제가 해결되었음을 입증할 목적으로 수행되는 시험을 ‘연소 안정성 평가시험’(SRT·Stability Rating Test)이라 한다. SRT에서는 정상적으로 작동 중인 연소기를 상대로 폭약을 이용하여 인위적으로 연소실 내부에 강한 교란을 가한다. 이때 발생한 급격한 압력과 진동이 매우 짧은 시간(통상 기준은 초속 15ms·1ms는 1000분의 1초) 내 사라지고 시스템이 원래 상태를 회복할 수 있는가 평가하여 동적인 연소 안정성을 판단하게 된다. 연구진은 지난해 3월 최종적으로 설계점과 탈설계점 시험에서  수행된 연소기의 모든 SRT를 성공적으로 통과하면서 75t급 액체 엔진의 연소시험에 본격 착수하게 되었다.

 

탈설계점(off-design point) 시험에서는 압력이나 연료·산화제 혼합비와 같은 조건에 변화를 주게 된다. 로켓의 실제 비행 조건을 가정해 설계점보다 어려운 상황에서 진행된다.

 

 

한국형 발사체의 75t 액체 엔진 시험설비.

 

◆차세대 엔진 기술 준비에도 박차

연구진은 거의 매주 전남 고흥의 ‘나로우주센터’를 오가며 시험을 진행하고 있다. 엔진과 서브 시스템의 설계부터 연소시험까지 전 과정을 책임지고 있다. 지금까지 연구진은 1단과 2단에 쓰일 75t 엔진을 비롯하여 3단의 7t 엔진까지 모든 기기를 독자적으로 개발하는 중이다.

이 과정에서 얻은 가장 큰 자산은 경험이다. 우리 연구진은 2002년 11월 국내 최초로 액체 추진체 로켓인 ‘KSR-Ⅲ’의 성공적 발사를 통해 가압식 액체 엔진과 액체 로켓의 기초 기술을 확보하였다. 이어 러시아 연구진과 공동으로 나로호(KSLV-Ⅰ)를 개발하면서도 30t급 액체 엔진의 독자 개발을 추진해 가스 발생기의 사이클 엔진에 필요한 터보 펌프와 연소 시스템, 분사기와 재생냉각, 연소 불안정성 제어와 관련된 기술 등을 축적했다. 이를 통해 한국형 발사체의 75t과 7t 엔진 개발의 발판을 마련한 것이다.

연구진은 액체 로켓 엔진과 관련하여 독자적으로 개발할 수 있는 수준의 기술적 토대를 쌓았다는 자부심을 갖고 있다. 그래도 앞으로 더 필요한 것은 역시 ‘경험’이다. 결국 한국형 발사체의 개발은 그동안 축적한 기술에 경험이라는 중요한 자산이 더해져 폭발적인 시너지 효과를 가져오는 기회가 될 것으로 보인다.

연구진은 한국형 발사체에 적용하게 될 75t과 7t 액체 엔진 개발을 수행하는 동시에 앞으로 개발해야 할 차세대 발사체를 위한 보다 향상된 요소 기술들의 선행 연구도 병행해 나가고 있다.

한국항공우주연구원 홍보실