공기 흡입추진기관의 미사일 적용

[하충열]

최근 개발되고 있는 미사일 중에는 공기 흡입 추진기관 대표적으로 램제트 추진기관을 사용한 미사일이 관심을 끌고 있다.

최근 2023년 7월에 러시아에서 우크라이나의 오데사를 공격할 때 사용한 미사일도 램제트 추진기관을 사용한 미사일로 고체연료 부스터에 액체 연료 램제트 추진기관을 사용한 Yakhont 미사일로 알려졌다.

기본적으로 기존의 통상적(conventional)인 추진기관과 공기 흡입추진기관(air breathing propulsion)의 차이는 기존의 추진기관은 연료와 산화제가 탑재되어 있고 특히 고체 추진기관은 추진제라고 불리는 연료에 산화제가 80%를 차지하고 있어 연료의 효율성 관점에서 보면 개선의 여지가 충분히 있었던 것이고, 이의 타개책으로 비행 중에 들어오는 공기에서 산소원을 찾고자 하는 것이 공기 흡입추진기관이다.

자동차 엔진의 연소에 공기가 사용되는 것과 유사한 면이 있으나, 미사일은 고속의 고추력을 내야 하는 목표가 있어 이에 대한 기술적 과제가 뒷받침되어야 한다. 고추력을 얻기 위해서는 충분한 양의 산소(공기)가 공급되어야 하므로 비행 속도가 빨라야 하고, 이를 위해서는 빠른 속도를 낼 수 있는 고추력이 생산되어야 하는 상호 보완적 관계가 있다.

이렇게 빠르게 흡입되는 공기와 연료가 잘 혼합되어 연소가 이루어져야 하는데, 언급한 대로 흡입 공기는 빠른 속도로 들어오기 때문에, 가만히 있는 촛불은 꺼지지 않고 타지만 바람이 세게 불면 꺼지듯이 연소가 정상적으로 잘되지 않고 실화(blow off)의 위험 부담이 있다.

한편으로는 고체 추진기관의 경우 추진제가 충전되어 있는 곳에서 연소가 되어 그 자체가 연소관이 되는데 공기 흡입 추진기관의 경우에는 연료가 증발하여 이동하고, 공기는 흡입되어 유동하면서 이들이 혼합되어 연소가 진행 되므로, 추가적인 연소실이 필요하게 된다.

또 발사 초기에는 비행 속도가 없어 흡입되는 공기를 사용할 수 없어 공기 흡입장치는 작동하지 않고 있다가 적당한 시기에 공기 흡입장치가 작동하도록 하고 있다.

이러한 기술적인 면을 고려해 보면 기존의 추진기관과 3가지 다른 기술을 포함하고 있다. 연소 안정화를 위한 방법, 추가적인 연소관, 공기 흡입장치 등이다.

공기 흡입 추진기관은 흡입 공기가 연소실로 들어오면서 공기 유속이 감속되는데, 연소실에서의 유속이 아음속인 상태의 엔진을 램제트, 아직도 초음속인 상태의 엔진을 스크램제트 엔진이라고 한다.

공기 흡입 추진기관 미사일의 외형적 형상

통상적인(conventional) 추진기관을 사용하는 미사일과 공기 흡입 추진기관을 사용하는 미사일은 외형적으로 볼 때 우선 구별이 된다. 공기 흡입 추진기관은 흡입되는 공기를 산소원으로 하기 때문에 당연히 공기를 흡입장치가 필요하게 되며 이 때문에 외형상 차이를 보이게 된다.

[그림 1] 공기 흡입구와 미사일 steering *출처 : “Component of the throttleable ducted rocket with boron propellant”, BCT-seminar, MBDA, 2009.

그리고 이 공기 흡입장치는 미사일의 유동 steering 모드와 연계되어 선정하고 있다. MBDA에서 발표한 자료를 근거로 조사해 보면 [그림 1]에서 보듯이 Steering Mode와 연관지어 볼 때, skid turn을 하는 미사일에는 그림 좌측의 전면 흡입구와 4개의 측면 흡입구를 가지고 있는 미사일이 여기에 속하는데, 이들은 미사일 전면에서 보았을 때 어디에서든지 좌우대칭이 되며 미사일은 skid turn을 한다. 이에 비하여 그림 우측에 있는 형상은 아래쪽에 하나 있는 턱(chin)형과 하방 측면에 2개가 90도 각도로 떨어져 설치된 형상이 있는데, 이들은 bank turn을 하게 되어 있어 이 steering 모드를 고려하여 흡입구 형상을 설계한다.

이러한 흡입장치와 관련하여 발표된 미사일을 보면, Skid turn을 하는 전면 동축 흡입장치를 사용한 것으로는 러시아 Yakhont 미사일, 그리고 측면에 4개의 흡입장치를 가지고 있는 것으로는 미 해군에서 사용한 ALVRJ(Advanced Low-Volume Ramjet)를 들 수 있는데 고체 로켓 부스터와 연결되어 연소가 끝나면 램제트 연소 실로 사용되는 구조이다. 그러나 실전배치는 되지 않고, Tomahawk 미사일 프로그램으로 이어진 상황이다.

[그림 2] Yakhont missile *출처 : https://en.wikipedia.org/wiki/P-800-Oniks (P-800 Oniks - Wikipedia)

한편 뱅크턴을 하는 구조로는 미 공군에서 개발한 ASALM(Advanced Strategic Air-Launched Missile) 의 턱(Chin)형으로 이 역시 고체 로켓 부스터와 램제트가 합쳐진 형상으로 개발되어 성공적이었으나, 배치되지는 않고 있다.

또 다른 뱅크턴 미사일로는 측면에 2개의 흡입구를 가지고 있는 미사일로 프랑스의 ASMP(Air-Sol Moyenne Portée, medium-range air to surface missile)가 있다.

ASMP는 중거리 공대지 미사일로 1976년 이후 서비스되고 있으며 액체 램제트가 적용되고 있다. [그림 3]의 라팔 비행기에 탑재된 ASMP를 보여주고 있는데 가운데 큰 미사일이 ASMP이고 그 외에 탑재된 나머지 미사일들은 전부 MICA 공대공 미사일들이다.

[그림 3] 라팔에 탑재된 ASMP *출처 : Air-Sol Moyenne Portée (ASMP/ ASMP-A) | Missile Threat (csis.org)

이러한 흡입구의 선택은 steering 모드 외에 구조가 미치는 영향도 고려하여야 하는데, 측면에 부착된 공기 흡입장치는 심한 기동중에는 바람직하지 않은 뒤틀림이 일어나고 이는 공기 흡입 성능과 모터 추력에 근본적인 제약 조건이 된다. 그 외에 다수의 흡입구는 아임계 공기 흡입과 불안정의 문제를 나타낼 수 있다.

추진부와 비 추진부의 통합형인 비 모듈의 미사일 개념이 Sea Dart, Brahmos/Yakhont와 같은 전방 공기 흡입구의 형상이나 ASLAM과 같은 턱(chin)형 공기 흡입구로 현실화 되었다.

램제트 적용 미사일 Yakhont와 ASMP

Yakhont 미사일

구 소련 해군은 1984년에 Raduga사의 신형 초음속 대함 미사일 Moskit 3M80(NATO명 : SS-N-22 ‘Sunburn’)을 채택하였는데, Moskit은 그 시대의 대함 미사일로는 가장 위협적인 미사일의 한 종류였으며, 현재까지 배치된 대함 미사일까지 고려하더라도 서방국가에는 아직 여기에 비할 만한 대함 미사일이 없는 실정이다.

[그림 4] Moskit 미사일 *출처 : http://roe.ru/eng/catalog/naval-systems/shipborne-weapons/moskit-mve

Moskit 미사일의 개발 지연과 개발상의 문제점으로 인하여, 경쟁 상대인 러시아의 NPO Mashinostroyenie 설계국이 Oniks(Yahkont)라는 코드명으로 그와 유사한 대함 미사일을 개발하기 시작하였다. 해군 기술자들은 본래 설계한 Oniks 미사일이 Moskit보다 소형이며 탄두도 작고, 형상에서도 큰 차이를 보임으로써 Moskit에 비하여 향후 성능개량 측면에서 불리한 것으로 평가하였다. Moskit은 수상함에서만 사용할 수 있는 대함 미사일이지만 Oniks는 수상·지상·항공 등 모든 곳에서 발사할 수 있도록 개조 되었다. Oniks 미사일의 새로운 Plamya 추진 장치(석유 연료)는 Moskit의 것과 유사한 형상이었다. Oniks 미사일은 발사 초기에 배기 챔버 내에 들어 있는 고체 로켓 부스터에 의해 추진된다.

고체 로켓 부스터의 연소가 완료되면 몸체로부터 이탈되며, 램제트 서스테이너 엔진이 점화되고 첨두부에 있는 공기 흡입구로부터 공기가 흡입되면서 램제트 엔진으로 추진한다. 이 혼합 추진시스템에 의해 미사일의 종말 속도는 최대 2,800km/h(마하 약 2.28)까지 상승하게 된다.

미 해군에서는 1974년부터 1980년까지 러시아의 램제트 엔진과 유사한 Advanced Low Volume RamJet(ALVRJ)와 Supersonic Tactical Missile(STM) 추진 장치에 관한 연구를 하였으나, 이 두 가지 모두 서비스 개발 단계까지는 이루어지지 않았다.

Yakhont 미사일의 기본 사거리(default trajectory)는 300km로 저궤도 비행 시에는 120km로 되어 있고 비행 속도도 고도 14km에서는 750m/s(마하 2.2), 저고도 종말 속도는 680m/s(마하 2)로 알려져 있다.

앞의 발표된 자료들을 종합하여 Yakhont 대함 미사일의 기본 특성을 [표 1]에 표시하였다.

[표 1] Yakhont 대함 미사일의 기본 성능

ASMP

ASMP 미사일은 프랑스 Matra의 터보제트와 Aerospatiale(MBDA)의 램제트와의 경쟁 속에서 탄생한 것으로 1978년에 개발되었고, 1999년 사거리와 미사일의 정확도를 개선한 ASMP-A를 개발하여 운용에 들어갔는데 사거리는 기존의 ASMP의 2배 정도 증가한 600km로 알려졌다.

ASMP의 길이는 5.38m, 직경은 0.38m로 알려졌다. 추진 기관은 고체 로켓 부스터와 액체 램제트(kerosene)로 구성되었다. 지상 발사가 아님에도 비행기(라팔, 미라지)에서 고체 로켓이 발사된 후 5초 정도 후에 마하2 정도에 도달한 후, 부스터는 분출되어 나가고 액체 램제트가 작동하여 마하 수 3까지 가속된다. 사거리는 고고도에서는 300km, 저고도에서는 80km 비행을 한다.

ASMP는 1986년 프랑스 공군에, 1989년에 프랑스 해군에 배치되어 있다. 2009년 이후에는 ASMP-A가 해군과 공군에 편대로 구성되어 서비스되고 있으며 이 미사일은 공대지 미사일로 전략 핵무기용(strategic nuclear weapons)이다.

또 이 미사일은 현재 프랑스에서만 자체적으로 운용 배치되어 있어 미사일 특성은 잘 알려져 있지 않은 편이다.

덕티드 로켓(Ducted rocket)

현재 알려진 공기흡입 추진기관을 사용하는 미사일은 초기의 부스터용으로 고체 로켓을 사용하고 공기 흡입추진 기관인 램제트 사용에는 액체 연료를 사용하고 있다. 고체램제트에 대한 연구도 많이 시도되고 있고 관련 논문도 많이 발표되고 있으나, 무기체계에 직접 고체 램제트를 적용한 시스템은 발표되지 않고 있다.

그러나 고체 램제트 중간 단계로 볼 수 있는 덕티드 로켓을 적용한 시스템은 실전 배치해 운용되고 있다. 기본적으로 덕티드 로켓 추진기관은 기존의 고체 로켓 추진기관이 추진제에 충분한 산화제를 함유하고 있는데 비하여, 여기에 사용하는 연료에는 산화제를 일부만 포함시켜 불완전 연소상태의 연소가스를 연소관으로 보내고 여기로 들어오는 흡입 공기와 혼합하여 완전 연소가 되도록 하는 시스템이다.

[그림 5] 고체 추진기관과 덕티드 로켓의 형상

[그림 5]에서 보듯이 고체 추진기관의 추진제에는 산화제가 약 70~80% 차지하고 있는데 덕티드 로켓에서는 불완전 연소 가스가 밸브를 통하여 연소관으로 들어오고 덕트를 통하여 들어온 공기와 혼합하여 연소하게 된다. 불완전하게 연소하는 연료에는 30~40%의 산화제가 포함되어 있다. 현재 덕티드 로켓을 적용한 대표적인 사례로는 유럽의 Meteor Missile과 미국의 Supersonic Sea Skimming Target(SSST)용으로 개발·적용하고 있는 Coyote가 대표적이다.

Meteor Missile

덕티드 로켓을 사용한 미사일로는 프랑스를 포함한 유럽의 6개국이 공동 개발하여 서비스되고 있는 Meteor 미사일이 대표적이다.

[그림 6] Meteor missile 형상 *출처 : https://ukdefencejournal.org.uk/saudi-arabia-purchases-meteormissiles/Saudi Arabia purchases Meteor missiles (ukdefencejournal.org.uk)

Meteor는 유럽의 6개국(영국, 프랑스, 독일, 이탈리아, 스웨덴, 스페인)이 공동으로 참여하여 개발한 것으로 Gripen, Rafale 그리고 EF2000 Typhoon 전투기에 탑재할 수 있도록 되어 있다.

보론이 포함된 연료를 사용하는 TDR(Throttleable Ducted Rocket)로 미래의 미사일 추진 시스템으로 가장 유력한 후보로 예상하고 있다. Meteor가 채택한 TDR은 전형적인 램제트의 변형으로 산소가 부족한 추진제를 조성하여 연료상태로 1차 연소 후 배출된 가스를 흡입구를 통하여 들어온 공기로 램 연소실에서 연소하는 과정을 거친다. 가스 발생기용 추진제는 보론이 포함된 조성으로 고밀도(2.22)와 높은 체적 당 열량(131.6)으로 다른 금속 입자를 첨가제로 사용한 것보다 우수하다.

[표 2] 보론 함유 연료의 조성 *출처 : “Component of the throttleable ducted rocket with boron propellant”, BCT-seminar, MBDA, 12. 2009

모터케이스는 고강도 스테인레스 철강을 사용하였으며, 우리나라의 구룡 모터케이스 제작 공법과 같이 flow formed 제작을 한 튜브형 부분과 용접 및 가공 부위 등으로 가스 발생기와 램 연소실/부스터 케이스의 중앙부에 가벼운 톱니나사(buttress thread)로 연결하고, 개구 장치에 소모성 포트커버를 사용하였으며, C/SiC 노즐 소재를 선정하였다.

마하4 이상의 비행 속도로, 공대공 미사일로 개발된 Throttleable ducted Rocket을 사용하고 있는데, 전투기에서 발사하여도 비행 속도에 도달하기까지 nozzleless 부스터를 사용하고 있다.

덕티드 로켓에 적용한 연료의 구성을 보면 통상적으로 80% 가까이 되는 산화제가 25~30% 들어있고 보론 첨가제가 40% 정도 포함되어 있어 추력 증가시키는 첨가제로써의 역할을 극대화하고 있다. 그 외의 금속 첨가제는 알루미늄이나 마그네슘으로 되어 있다.

[그림 7] Meteor 엔진 특성 *출처 : History of ducted rocket development at Bayern-Chemie

[그림 7]의 내용은, 1980년대에 Bayern-Chemie에서 개발한 대함 미사일 ANS에 적용한 것으로 연료에 보론이 40%까지 함유되고, 공기 흡입을 2단계로 한 흡입 시스템을 사용하였다. 세라믹(C/SiC)계열의 노즐을 적용하였고, 포트커버는 분쇄형 유리 제품을 사용하였으며, 부스터를 장착하여 연소 후 부스터 노즐은 빠져나가는 구조로 되어 있는데 Meteor에도 적용하였을 것으로 추정된다.

Coyote misslie

미 해군은 21세기 초 함대 훈련과 무기 시스템 시험 요구에 부합할 수 있는 대함 순항 미사일을 모사하기 위하여 GQM-163A로 지칭되는 Coyote를 Naval-Air System 사령부에 의해 개발하였으며, Orbital Sciences Corporation이 미사일 총괄 계약자이고 Aerojet이 추진기관을 개발하였다.

[그림 8] SSST Missile Configuration *출처 : Patrick W. Hewitt. “Status of Ramjet Programs in the United States”, AIAA-2008-5265, Hartford, CT., 44th Joint Propulsion Conference, July 2008

에어로제트 엔진은 가변 유동 덕티드 로켓(VFDR) 램제트 엔진 사이클에 기초하고 있다. [그림 8]이 미사일 형상이며, 분리형 MK-70 1단 부스터가 램제트 인수 속도인 마하수 2.3 이상으로 가속된 후 램제트의 가스 발생기가 점화 되어 작동을 계속하도록 연료를 공급한다.

SSST(Supersonic Sea Skimming Target) 엔진은 Aerojet에서 개발하였으며 MARC R282로 명명되었다. 그리고 이것은 가스 발생기, 4개의 2차원 공기 흡입구, 측정 장치를 포함한 중간 스테이지, 스롯틀 제어 밸브, 연료 분사기, 연소실과 램제트 노즐 등으로 구성되어 있다. [그림 9]에 설계 엔진과 기본적인 형상이 그려져 있다. 엔진은 기본적인 직경이 13.8인치(35cm)이고 길이는 134인치(340cm)이다.

[그림 9] MARC-R282 VFDR 엔진 *출처 : Patrick W. Hewitt. “Status of Ramjet Programs in the United States”, AIAA-2008-5265, Hartford, CT., 44th Joint Propulsion Conference, July 2008.

가스 발생기는 두 개의 분리 가능한 철제 마개를 갖고 있는 철제 케이스로 구성되어 있다. 후미 연소 그레인으로 HTPB 바인더에 AP 산화제, 연료를 함유한 ARCADENE 428 연료를 사용하였다. 그레인은 외부에 고무를 채워 절연시켰고, 축방향의 28g 부하를 견디기 위하여 강화시켰다. 총 연료는 약 500파운드(226.8kg)를 사용하였다. 가스 발생기에서 연소실로의 연료 제어는 밸브로서 통제하였다.

Goodrich회사의 선형 전기기계 가압기로 유로 흐름에 실린더 플란저를 사용하여 효과적인 연료 제어를 위한 유동 면적 조정을 하여 사용하였다. 램제트 엔진 연소실은 철제로 만들었고 주조 절연(cast insulation)으로 절연하였다.

4개의 공기 흡입구는 Advanced Low Volume Ramjet(ALVRJ)에서 개발된 설계에 기초하였고, 흡입구는 철제로 만들었다.

맺는 말

작금의 사태를 보면 러시아와 우크라이나의 전쟁이 쉽게 끝날 것 같아 보이지 않는다. 여기에 사용되는 미사일이 관심을 끌게 하는데 그 중에서 러시아의 Yakhont 미사일이 관심을 갖게 한다. 최근에는 공기흡입 추진기관 즉 램제트를 사용한 미사일은 러시아에서 선도적으로 개발하는 것 같고 그 뒤로 프랑스를 중심으로 하는 유럽에서 개발 적용하고 있다. 아울러 램제트에 사용하는 연료는 주로 액체를 선호하고 있고 이 액체 계통은 특히 러시아에서 선호하는 연료로 보인다. 때문에 최근에 액체 램제트를 사용한 무기 체계가 러시아와 유럽에서 활기를 띠고 있으며, 고체 램제트의 사용은 제한적으로 운용 배치된 것은 보이지 않는다.

대신 덕티드 로켓, 즉 순수 고체 램제트와 고체 추진기관의 중간 단계인 덕티드 로켓을 사용하는 무기체계가 연구개발 되고 있다. 덕티드 로켓을 포함한 공기 흡입 추진기관이 나름대로의 장점을 가지고 있으므로 우리도 선도적으로 이 분야에 관심을 기질 필요가 있다고 판단된다.