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램제트와 스크램제트 추진기술의 발전 과정(하)
나. 스크램제트 개발 1955년~오늘날
· 스크램제트 개발 : 1955~1990년
이 기간은 스크램제트 개발의 시작을 보게 되었고, 1950년대 말에는 이젝터 램제트에 대한 초기 연소시
험이 시작되고 있었다. 1950년대 이후부터 로켓 부스트와 공기흡입식 추진시스템에 있어서 중대한 개발이
이루어짐으로써 극초음속 비행체의 옵션과 임무에 관한 논쟁에 큰 영향을 미치게 되었다. 터보제트는 1939
년에 처음 날려졌고, 램제트는 1940년에, 고성능 대형 액체연료 로켓엔진은 1943년에, 그리고 유인용으로
재사용이 가능하고 추력조절이 가능한 실용 로켓엔진은 1960년에 최초로 비행되었다. 이러한 연대는 초음
속 후연소 터보제트, 터보 램제트, 로켓/터빈-기반의 컴바인드 사이클 엔진, 스크램제트 등을 포함하는 기
타 여러 가지 개발에 대한 일반적인 이정표로서도 적합하다. 로켓과는 달리, 램제트는 극초음속 설계 사고
에 가장 직접적인 영향을 주었다. 램제트 기술은 제2차 세계대전 뒤에 빠르게 성숙되었다. 스크램제트 추진
사이클의 출현, 1960년대 초 미 공군의 Spaceplane 프로그램 하에서 실시된 액화공기 수집에 대한 성공
적인 지상시험 시범, 그리고 기체통합 스크램제트 개념의 개선 등은 모두 광범위한 극초음속 응용으로서 스
크램제트 추진에 굉장한 관심을 촉발시켰으며, 이러한 관심은 오늘날도 계속되고 있다.
1960년 A. Ferri가 설계한 고정식 구조의 엔진 모델(그림 32)이 최초의 스크램제트로 알려져 있으며,
이는 제작되어 자유분사(freejet) 시험이 되었다. 완전한 엔진에 대한 자유분사 시험은 1963년 GASL의 풍
동설비(combustion-heated high-enthalpy blowdown tunnel)에서 최초로 수행되었다. 공력학적 시험과
통합되어 이루어진 이러한 시험을 통해, 스크램제트가 극초음속 비행체용으로서 실용성있는 추진시스템이
될 수 있음을 실증해 보였다.
그림 32. 최초로 알려진 미국 Ferri의 ‘freejet- tested’ 스크램제트(1963년)
미국에서 가장 광범위한 초기(제1세대) 스크램제트 개발계획은 NASA의 HRE 프로그램이었다. 1964년
에 시작된 HRE 프로그램은 스크램제트 기술을 개발/시범하기 위해서 고안된 것이었다. 이 프로그램에서
비행중량, 가변식 구조, 수소연료 및 냉각의 스크램제트 엔진을 개발하였으며, 이는 마하 4~7에서 작동하
고 로켓추진 X-15A-2에 탑재하여 비행시험이 될 수 있도록 설계되었다. 이 프로그램은 7년간에 걸쳐 구
성품 시험(유입구, 연소기, 노즐), 유동경로 시험, 그리고 비행중량의 엔진 개발 및 시험 과정들을 거쳤다.
1968년 X-15 프로그램이 취소되고 난 다음, 두 종류의 축대칭 엔진 모델 즉 수냉식 SAM(Structural
Assembly Model)과 외형이 서로 비슷하고 수소로 냉각되는 AIM(Aerothermodynamic Integration
Model)(그림 33)이 1971~1974년 사이에 제작되어 시험되었다. 이 두 엔진은 유동경로 작동성 및 성능
검증(AIM)과 구조적 개념 검증(SAM)을 위해서 따로따로 시험되었다. 완전한 스크램제트 엔진 시스템을 만
들어 내기 위해 비행중량의 하드웨어를 규명하고 개발하였다. HRE 프로그램 기간에, 두 종류의 HRE 이중
모드 스크램제트 엔진에 대해 총 107회 시험이 실시되었고, 마하 5~7 범위에서 유입구와 연소기 성능에
관한 인상적이고 포괄적인 데이터베이스가 확립되었다.
그림 33. 미국의 HRE(Hypersonic Research Engine) AIM(1966~1974)
프랑스는 1966년에 ESOPE 프로그램을 출범시켰고, 이는 최소한 부분적으로는 NASA의 HRE 활동에
자극을 받았다. ESOPE 사업은 마하 7의 비행시험 프로그램으로서 이중모드 스크램제트를 실증해 보이는
것이었다. 그렇지만 활동은 결국 지상시험에 한정되었고, 1970~1972년 사이에 두 차례에 걸쳐 일련의 시
험이 실시되었다. 미국의 HRE와 프랑스의 ESOPE 스크램제트 활동은 모두, 미사일 응용을 지원하기 위한
IRR 엔진 개발을 선호함에 따라 결국 종결되었다.
1960년대 동안, 신세대의 고속 항공기와 재사용형 우주수송 시스템의 추진 필요성을 검토하게 되자, 로
켓과 램제트의 통합화 움직임에 따라 이제 특별히 통합 설계된 액체추진제 로켓 서브시스템이 유리하게 되
었으며, 이것이 바로 RBCC 추진시스템이다. ‘rocket air-augmentation’의 성능향상 이점은 이러한 로켓
을 엔진의 공기흐름 경로 내에 직접 설치함으로써 얻을 수 있었다. ERJ(Ejector Ramjet)의 추력과 비추력
은 이에 상당하는 로켓에 비해 약 15% 더 높아서, 램제트 인계 조건에서 로켓 수준은 두 배에 달하였다.
초기 Marquardt의 ERJ 엔진은 오늘날 RBCC 엔진 계열의 선구자 격에 해당한다. 비록 이러한 컴바인드
사이클 추진 부류는 아직 비행시험 상태에까지 도달하지는 못했지만, 광범위한 마하수 및 고도 조건을 모의
하는 구성품 시험은 광범위하게 수행되었다. 1960년대 실시된 ERJ 연소시험에는 16인치 기체수소/공기연
료, 18인치 수소/산소, JP4/과산화수소 연료 형상이 포함되어 있다. 우주발사와 극초음속 항공기 응용으로
서는 수소가 더 선호되었던 반면에, 재래식 JP 연료는 비(非)극저온 산화제와 함께 재래식 항공기와 미사일
응용으로서 지정되었다. 이 계열에 속하는 4번째 엔진은 ERJ 형상의 ‘fan-supercharged’ 버전으로서
1968년에 개발되었으며, 과급 ERJ(SERJ)라고 불렀다. 이 엔진은 마하 4.5의 고성능 항공기의 추진동력을
제공하고 또한 아음속 비행조건에서 낮은 연료소비량을 제공할 수 있도록 설계되었다. 과급 팬은 직접연결
공기흐름 제어 방식으로 유입구에서 모의시험이 되었다. 1968년 중반이 되어, SERJ는 마하 3에 이르는 램
제트 모의 비행조건 범위에서 시험되었다. 로켓추진 X-15의 새 엔진 교체계획과 함께 실물크기 SERJ 비
행시험이 제안되었다. 그렇지만 X-15 프로그램은 1975년에 종결되었고, 이러한 시험은 수행되지 않았다.
미 해군은 1950년대 중반 JHU/APL에서 수행된 ERJ 프로그램 형태로 극초음속 프로그램에 대한 지원
을 시작하였다. 이 계획의 취지는, 초음속이나 극초음속으로 비행할 때 날개 하면 상에서 연료를 태움으로
써 양력과 추력이 모두 생성될 수 있다는 것을 시범해 보이는 것이었다. 그 후 1958년, 마하 5의 공기흐름
에서 이중 쐐기형 날개(double wedge) 상에 순수 유효추력 발생에 대한 시범이 사상 최초로 수행되었다.
이러한 초기 성공에 따라, 훨씬 더 큰 추력 및/또는 연료 비추력이 얻어질 수 있을 것으로 이해하게 되었
다. 쐐기 후미에다 카울(cowl)을 두는 방안이나 혹은 내부 채널을 통해 흐름을 관통시키는 방안의 두 가지
접근방식을 생각해 내게 되었고, 이는 보다 저속의 다른 공기흡입식 사이클과 아주 흡사하다. 그렇지만 다
른 사이클과는 달리, 덕티드(ducted) 스크램제트는 극초음속 비행과 관련된 여러 문제점들(예를 들어 높은
재료 온도 및 가열속도, 표면 마찰, 그리고 연료 점화 및 운동학 등)을 역시 극복하여야만 했다. 이 연구는
결국 후속 프로그램인 JHU/APL의 SCRAM(Supersonic Combustion Ramjet Missile) 프로그램으로 이
어졌다.
미 해군은 내부 덕트(ducted) 스크램제트 추진 미사일의 비행 준비에 필요한 기술을 개발/시범하기 위해
1961년에 SCRAM을 시작하였다. 고고도에서 마하 8로 비행할 때, 내부 덕트 스크램제트 추진 미사일이
수백 마일의 동력비행 거리를 달성할 수 있을 것으로 초기연구에서 보여주었다. SCRAM과 그 구성품들은
1960년대 초반부터 1977년 종료시까지 상당한 개발작업을 수행하였다. 수많은 유입구, 분리부, 연료 분사
기, 액체/기체 연료, 점화 보조제, 연소기 등이 마하 3~8 사이에서 시험되었다. 1968~1974년 기간에, 직
경 10인치에 길이 60인치 크기에다 3-모듈로 된 SCRAM ‘freejet’ 엔진이, 액화 borane(붕소/수소 화합
물) 또는 액화 탄화수소/borane 연료 혼합물을 사용하여 마하 5.2~7.1 사이에서 시험되었다. 비록
SCRAM 프로그램은 비행시험으로 진행하는데 필요한 기술을 시범해 보였지만, 받아들이기 어려운 다음과
같은 3가지 결점을 가지고 있었다.
- 군수지원 측면에서 부적합한 자연성 혹은 독성 액체 연료 및 혼합물
- 능동 RF 탐색기를 수용할 수 있는 충분한 공간이 결여
- 전 비행체를 위한 수동 냉각 요구조건
미국의 JHU/APL은 SCRAM 개념의 후속으로서 DCR을 고안하였다. 이에 따라 미 해군은 DCR 추진시
스템을 채택하는 마하 4~6의 HyWADM(Hypersonic Wide-Area Defense Missile) 혹은 극초음속
WADM 개발을 1977년에 착수하였으며, 이 추진시스템은 6개의 전방 고정식구조 유입구, 2개소-공급 아
음속 가스 제너레이터 연소 및 4개소-공급 아음속/초음속 연소로 구성되어 있다. HyWADM에 대한 자금
지원이 중단된 1986년까지 엔진 구성품 시험이 수행되었다. 이후 DCR 엔진 기술 시험은 단속적으로 계속
되다가, ARRMD(Affordable Rapid Responsive Missile Demonstrator)와 HyFly 프로그램 하에서 보다
많은 활동이 재개되었다.
1980년대 중반, 미국의 NASP 프로그램이 형성되었으며, 이는 연구용 비행체 X-30을 추진시키기 위해
SSTO “극초음속 컴바인드 사이클 공기흡입식 능력을 가진” 엔진을 개발하는 것이 목적이었다. 스크램제트
작동을 이용하고, 컴바인드 사이클 엔진으로 추진되는 단단식 비행체를 마하 25까지 비행시키는 NASP 프
로그램의 기대는 1986년 당시의 기술상태를 고려해 볼 때 의욕이 앞선 것이었다. 어떤 스크램제트 엔진도
또한 어떤 유동경로도 마하 7 이상으로는 결코 시험되지 않았다. 또한 어떠한 스크램제트 성능에 대한 신
뢰성 있고 상세한 해석이나 작동성, 하중, 또는 구조적 연구방안도 마하 7을 넘는 비행에 대해서는 전혀 수
행된 바 없다.
NASP 프로그램으로부터 여러 가지 중대한 성과를 얻게 되었으며, 여기에는 극초음속 스크램제트, 추진
기체 통합 방법/데이터베이스, 가능한 구조물, 고신뢰도 데이터베이스 및 설계방법, 그리고 CFD 방법의 발
전 등이 포함된다. 4가지 기본 스크램제트 엔진 개념에 대해서 방대한 시험계획이 실행되었으며, 마하수
3~8 사이에서 광범위한 구성품 및 엔진 유동경로 모듈 데이터베이스를 제공하였다. 마하 12~14까지 대규
모의 유동경로 시험이 수행되었지만, 이는 유동시간이 대단히 짧은 펄스 장치에서 이루어졌다. NASA
LaRC는 여러 가지 계약자 설계를 지원하기 위해, 스크램제트 흐름경로 모듈 시험을 1,500회 이상 수행하
였다. 극초음속 스크램제트 설계, 설계방법, 시험 방법론(설비 및 계측), 그리고 데이터베이스에 있어서 상
당한 기술 발전이 이루어졌다. 그렇지만 우주접근용 스크램제트 기술은, 주로 그와 같은 높은 마하수에서의
시험 요구조건 때문에 미사일용 스크램제트 기술에 비해 최소한 1 세대는 뒤쳐져 있었다.
독일은 제안된 TSTO 개념의 비행체로서 1980년대 말에 Sanger II 개발을 시작하였다. 이는 공기흡입
식 극초음속 1단과 삼각날개 2단을 채택하였다. 독일의 Hypersonic Program과 그 Sanger II 비행체
(reference vehicle)는 1980년대 말과 1990년대 초 우주비행기 개발을 위한 대부분의 국내자본을 제공받
았다. Sanger II는 마하 4 순항이 가능한 대형 극초음속 부스터 항공기와 사람/화물을 저궤도(LEO)로 운
반할 수 있는 소형 로켓추진 상단(HORUS)으로 구성되었다. 부스터 항공기(터보램제트로 추진 계획)는 초
음속 여객기(순항거리 6,000해리)와 최대한 공통성을 갖도록 설계되었다. 개발에는 대단히 많은 비용이 들
었을 것이고, 프로그램은 1994년에 취소되었다.
· 스크램제트 개발 : 1990~2000년
스크램제트 개발은 이 시기에 왕성해졌으며, 아울러 스크램제트 추진 비행을 가능하게 하는 기술에 대한
이해를 터득하게 되었다. 1990년대의 스크램제트 개발은 처음에 비교적 단기적인 미사일 추진시스템에 초
점을 맞추었다. 탄화수소 연료의 점화 및 연소에 있어서 근본적인 어려움 때문에, 미사일 설계에서는 효과
적인 연소를 위해 연료를 준비하거나 혹은 대안으로 고에너지 연료나 산화제를 첨가하는 방법을 택하였다.
각종 ‘piloting’(불씨 유지) 기법을 사용해서, 몇 가지 연소기 설계가 조사되었다. 탄화수소 부류의 스크램제
트 엔진에 있어서는, 흡열 연료 사용의 가치와 더불어 능동 냉각의 중요성을 실감하게 되었다. 우주접근용
스크램제트 개발은 계속 운동량을 붙여가고 있다. 축대칭 엔진들이 시험되었지만, 모듈형 2차원 기체통합
SCRJ(Supersonic Combustion Ramjet) 엔진이 선택 후보로서 부상하였다. 이러한 형상은 온당한 크기로
지상 설비 개발을 가능하게 하고 또한 단일 모듈 시험용으로 비교적 적당한 크기의 비행시험용 비행체를
요구하고 있다. 기체-통합 양력형 동체를 표준 비행체 형상으로 용인하기에 이르렀다. 1997년 Billig는 보
다 효과적인 비행체를 만들어내기 위해서는, 엔진 유동경로에 있어서 그리고 이와 결부되어 전반적인 비행
체 형상에 있어서 근본적인 변경 가능성을 검토하는 것이 현명하다는 것을 알게 되었다. 일부 개발계획에서
는 흐름경로의 변동을 탐구하고 있다. SCRJ가 공기흡입식 극초음속 비행에 있어서 핵심이기는 하지만, 이
것이 궤도속력에 이르는 전 과정에서 효율적인 추진을 제공할 것 같지는 않다. 이 시기에서는 혼합사이클
엔진 설계와의 조합형들의 초기 개발을 보게 되었다. 수소연료 SCRJ는 마하 15까지 적합한 성능을 제공할
수 있을 것이다. 탄화수소 연료 스크램제트 시스템은 마하 8 속력에 도달할 수 있는 추진기술의 탐구를 계
속하고 있다. 이 기간 동안에 국제적인 스크램제트 개발활동은 급격하게 팽창하였다.
일본은 ‘flyback’ 부스터 TSTO 응용을 위해서, 1980년대 말과 1990년대 초 이래로 컴바인드 사이클
엔진 기술개발을 수행해 왔다. ATREX는 개발되고 있는 컴바인드 사이클 공기흡입식 추진시스템의 한 요
소로서, 해면으로부터 약 100,000피트 고도 및 비행 마하수 6에 이르는 우주비행기에 효과적인 추력을 줄
수 있도록 설계되어 있다. ATREX는 익스팬더(expander) 사이클로 작동되는 ‘fan-boosted’ 램제트이며,
수소연료를 이용한 3개의 열교환기, 예냉기, 내부 열교환기, 그리고 재생 냉각되는 연소기로 구성되어 있다.
엔진은 ‘tip turbine’ 형상을 채택하고 있고 소형화, 경량화, 그리고 가변형 구조 유입구 및 플러그 노즐의
특징이 있으며 광범위한 비행조건 하에서 작동을 가능하게 한다. 팬 유입구 직경 12인치에 길이 87인치 크
기로 축소 제작된 ATREX-500을 사용하여, 1990년 이래로 해면높이 정적시험을 수행해 왔다. 1992년부
터는 대칭형 가변구조 유입구, 가변구조 플러그 노즐, 그리고 비행시험용(flying test bench) 하드웨어에
대해 풍동시험을 실시해 왔다. 장래 ATREX 비행시험이 계획되어 있다.
러시아에서 초음속 연소 램제트 연구활동은 1950년대 말부터 수행되었다. 이러한 활동은 1980년대와
1990년대에 가속되기 시작하였다. 1991년에는 최초로 극초음속 램제트를 비행시험하는데 SAM을 사용하
기로 결정하였다. 제1세대 전용 비행 실험기로서 Kholod(그림 34)가 개발되었는데, 이는 SA-5(S-200 계
열) SAM으로부터 유래된 것으로 그 궤적이 극초음속 비행시험 요구조건에 적합하였기 때문이었다. HRE형
의 E-57 수소연료 엔진이 사용되었고, 이는 축대칭 3-충격파 유입구와 동축 재생냉각 연소실 그리고 저팽
창 환형 노즐로 구성되어 있다. E-57 엔진은 직경 9인치의 카울이 있었고, 고도 50,000~115,000피트 사
이에서 마하 3.5~6.5로 비행하도록 설계되었으며, 전 비행 동안에 부스터 로켓에 부착된 채로 남아 있도록
되어 있다. 총 7회의 실험기(testbed) 비행시험이 실시되었고, 그 중 4번은 비발화(cold-flow) 엔진 시험
이었다. 이러한 시험은 비행체에 적용 가능한 어떤 특정 엔진의 실용화 가능성을 시범하고자 한 것이 아니
라, 지상시험에서 처음 개발된 몇 가지 기술을 비행에서 실증하기 위해 계획된 것이었다. 이러한 기술은 다
음과 같은 특징들을 내포하고 있다.
① 마하수 3.5~6.5 범위에 걸친 이중모드 스크램제트 엔진 작동(아음속 연소에서 초음속 연소로의 천이
즉 모드 천이를 포함)
② 연료냉각 엔진 구조
③ 앞의 두 기술의 시범을 가능하게 하는 엔진 구조물의 계측온도와 더불어, 비행조건의 함수로서 연료
배분 및 유량의 능동 제어
러시아는 1991년 말에 최초로 비행시험(마하 5.35)을 실시하였고, 두 번은 1992년 말과 1995년 초에
러시아-프랑스가 공동으로 발사하였다. 두 번째 시험은 마하 5.6에서 초음속 연소 조건을 달성한 것으로
보고되었고, 세 번째 시험에서는 엔진 작동에 실패하였다. 1994년 말, NASA는 마하 6 이하의 램-스크램
이중모드 작동에서부터 마하 6.5의 완전한 초음속 연소 모드에 이르는 스크램제트 작동 범위를 탐구하기
위해 협력 프로젝트를 시작하였다. 이 목적을 달성하기 위해서, 보다 큰 가열 하중 조건에 따라 연소기의
재설계, 능동 냉각 시스템, 그리고 수정변경이 요구되었다. 한편 마하 6.5로 증대됨에 따라 SA-5 부스터
성능의 변경이 요구되었다. 미국은 러시아의 입증시험용(proof-test) 엔진에 대한 시험계획을 세웠지만, 설
비/모델 안전상의 이유로 실행에 옮기지는 않았다. NASA 기술자들은 1998년 최종 비행시험 결과를 분석
하였다. 지상시험과 비행시험 데이터 간에 상당한 부합이 이루어지고 있음을 알게 되었지만, 비행중 초음속
연소 조건을 얻을 수 있을 지에 관해서는 어떤 불확실성이 있었던 것으로 알려져 있다. 이러한 비행시험이
원래의 목표를 완전히 달성하지는 못했지만, 좋은 시발 단계가 되었고 보다 야심적인 비행시험을 성취할 수
있을 것이라는 확신을 심어주는데 일조를 하였으며, 이와 마찬가지로 중요한 것은 이중모드 스크램제트 연
소기 데이터의 지상시험과 비행 간에 최초의 비교를 가능하게 하였다는 점이다. 아직도 가용하기는 하지만,
보다 능력있는 제2세대 극초음속 비행 실험기들이 가용하게 되었기 때문에 Kholod로써 추가 비행시험이
실시될 것 같지는 않다.
그림 34. 러시아의 Kholod 1세대 HFL(1991~1998)
일본 항공우주기술연구소(NAL)-KPL은 1991~1994년까지 측판(side-wall) 압축형 스크램제트 엔진의
설계, 제작 및 시험을 시작하였다. 유동경로 설계는 1980년대 이후의 스크램제트 엔진 시스템 및 구성품에
관한 연구활동 결과에 근거하였고, 구성품 설계와 종합성능을 조사연구하는 것을 그 목적으로 하였다. 제1
세대 수소연료 엔진 모델 E-1은 1994~1999년까지 마하 4~6 조건에서 시험되었다. 시험은 대부분 열침
하드웨어 상에서 수행되었고, 수냉 및 액화 수소냉각 시험은 제한적으로 이루어졌다. 이러한 활동을 지원하
기 위해서 1994~1999년 사이에 2개소에 새로운 설비 즉 자유분사형 극초음속 추진 풍동(RJTF 1)과 자
유피스턴(free-piston) 고 엔탈피 충격파 터널(HIEST 2)이 신축되었다.
설계 개량이 이루어져서, 제2세대 E-2 엔진이 제작되었고 시험은 2000년 초에 시작되어 오늘날까지 계
속되고 있다. 설계변경은 주로 마하 8 조건에서 순수 유효추력의 달성과 연소 성능의 개선에 초점을 맞추
었다. 시험은 대부분 수냉 하드웨어 상에서 수행되었고, 액화 수소냉각 및 열침 시험은 제한적으로 실시되
었다. 2002~2003년 동안에 마하 12 조건에서 최초로 성공적인 점화시험이 실시되었다. 실제 비행조건 하
에서 엔진성능을 확인하기 위해, 스크램제트 비행시험 실시계획을 준비하고 있는 중이다. 장래 주요 이정표
는 스크램제트 시험결과를 토대로 한 컴바인드 사이클 엔진을 설계, 제작 및 시험하는 것이다.
프랑스의 스크램제트 개발활동은 1980년대 말 PREPHA로 재부상하게 되었는데, 이는 정부-산업계-대
학의 공동투자 프로그램으로 그 후 1992년에 재시작되었다. PREPHA는 SSTO 응용으로서 수소연료 이중
모드 램제트 기술에 관한 지식기반을 개발하는 것을 목표로 삼고 있다. 일반속성의 ‘wave-rider’ 형상에
대한 조사가 이루어졌고, 결국은 CHAMIOS를 설계 및 시험하게 되었으며, 이는 대규모의 스크램제트 엔진
설계로서 마하 6.5에서 지상시험이 되었다. 하드웨어는 77평방인치(8×10인치)의 입구면적을 가졌고, 벽
측정과 광학 접근 방식을 채택하였다. 시험은 1994년에 시작되었고 1999년까지 계속되었으며, 다른 프로
그램 하에서 추가시험이 계획되어 있다. 완전 재사용형 우주발사체 응용으로서 컴바인드 사이클의 잠재적
가능성에도 불구하고 PREPHA 프로그램은 1999년에 종결되었다. 지적 및 물적 투자를 보전하기 위해,
WRR(1993~2003), JAPHAR(1997~2002), Promethee(1999~2002) 프로그램 형태로 후속 개발이 시
작되었다.
러시아 우주기구는 선진 재사용형 우주수송기 용으로 결합형 추진시스템을 개발하기 위해, 1993년에
ORYOL(혹은 OREL) 프로그램에서 포괄적인 극초음속 연구.개발을 시작하였으며, SSTO와 TSTO 비행체
설계를 포함하고 있다. 러시아는 이 프로그램을 통해 40여년간의 초음속 연소에 관한 연구.개발 경험을 결
집시키고자 하였다. 제2세대 극초음속 비행 실험기(HFL) Igla를 개발하여 활동을 계속하고 있다.
GELA 혹은 Raduga(그림 35)는 신세대 극초음속 순항미사일의 러시아형 시제기로 생각되었다. GELA
실험기는 1980~1985년 사이에 러시아가 수행한 제2단계 개발연구 활동을 반영하는 것이다. 제1단계에서
는 1973~1978년에 걸쳐 개발된 마하 3의 추진시스템에 관계하였으며, 이는 결국 SS-N-22와 SA-6에
사용되었다. 제3단계는 마하 6의 미사일을 제작 및 시험하는 것이고, 마지막 단계는 최대 마하 8의 속력을
달성하려는 것이다. GELA 미사일은 1994년 Tu-22M(Tu-95 Bear를 특별히 개조한 것) 초음속 폭격기
로부터 비행시험 되었으며, 액체 추진제 로켓모터에 의해 가속되어 마하 4.5에 도달한 것으로 보고되었다.
이 비행체는 최대 마하 6.3의 속력과 295,000피트 고도에서 극초음속 스크램제트 연구를 수행하는 것으로
계획되어 있다. 500번 가량 성공적으로 발사되었으며, 그림 35에 보인 형상은 소모형 비행체이다.
그림 35. 러시아의 GELA/Raduga 실용 비행시험용 비행체(1995~현재)
미 공군은 HyTech 프로그램을 통해 1995년 이래 극초음속 엔진 기술 활동을 지원해 왔다. 그 근본 목
적은 미사일 또는 항공기 응용으로서 극초음속 비행을 지속적으로 가능하게 하고, 구성품 직접연결 및 자유
분사 시험을 통해 탄화수소를 연료로 하고 능동 냉각되는 마하 4~8의 스크램제트 엔진 기술을 개발 및 시
범하는 것이었다. 극초음속 기술개발 HyTech/HySET 프로그램에서 4개 엔진 계약자들이 제안한 개념을
평가하였다. 각 계약자는 탄화수소 연료 스크램제트 개념과 데이터베이스를 개발하였으며, 그 중 두 계약자
가 제1단계 프로그램에서 구성품 시범을 하도록 선정되었다. Pratt & Whitney사의 개념이 HySET 계약
을 통해 제2단계로 계속 추진하는 것으로 선정되었다. 이는 대체적으로 2차원적 설계이며, UTRC에서 수
행된 20년간의 탄화수소 스크램제트 연소기 개발에 크게 의존하였다. 또한 NASP 과정에서 개발된 수소연
료 스크램제트 기술로부터 터득하게 된 교훈을 적용하였다. 이 프로그램은 구조적 내구성과 유입구, 분리부,
연소기, 노즐 등 구성요소 성능을 개발 및 시범하기 위한 일종의 응용연구 기술기반 프로그램이다. 유입구,
복합재 선단부, 열교환기, 그리고 화염유지 장치를 포함하는 관련 기술들은 모두 프로그램 초기에 개발되었
다. 이러한 개발에 뒤이어, 무겁고 냉각되지 않는 구리 엔진 형태로 엔진 설계에 대한 실물크기 성능시범을
실시하게 되었다. HySET 프로그램 하에서 수행된 이 구리 엔진 PTE(Performance Test Engine)에 대
한 자유분사 시험에서, 마하 4.5와 6.5 조건에서 통합 엔진 성능이 시범되었다. 세계 최초로 비행중량, 연
료냉각 탄화수소 GDE-1(Ground Demonstration Engine #1)에 대한 시험을 성공적으로 수행함으로써,
HyTech 프로그램은 주요 단계중의 하나를 완료하게 되었다. 이 시험에서는, PTE에서 시범된 구성품을 가
지고 이들을 하나의 엔진으로 통합해서 전체적인 엔진성능과 내구성을 시범하였으며, 유입구 선단부는 냉각
되지 않았고 엔진 벽을 형성하는 패널은 연료로 냉각되었다. 시험은 마찬가지로 마하 4.5와 6.5 조건에서
수행되었다. 후속 엔진으로 2004년 시험을 위해 현재 GDE-2가 제작되고 있다. GDE-2에 한 가지 추가된
특징은 가변구조 유입구이며, 회전식 유입구 카울 플랩(cowl flap)이 달려있다. GDE-2로부터 확보된 기술
은 NASA/미 공군의 X-43C와 미 국방부의 SED(Single Engine Demonstrator)로 흘러 들어가게 될 것
이다.
미국은 NASA의 X-43A Hyper-X를 통해서 1995년 이래로 극초음속 비행 연구를 지원해 왔다. 그 근
본 목적은 최초로 통합된 기체-스크램제트 엔진 극초음속 비행체를 비행시범하고, 핵심 추진 및 관련 기술
을 비행검증 하는데 있었다. 프로그램의 목표는 어떠한 극초음속 공기흡입식 비행체 개발에도 요구되는 실
험적, 전산적, 그리고 해석적 설계 도구를 확인하고 시범해 보이는 것이었다. 극초음속 순항 항공기와 발사
체를 지원하기 위해 비냉각, 수소연료 유동경로에 개발의 초점을 맞추었다. 핵심기술은 X-43A 비행체의
비행시험(마하 7에서 2번, 마하 10에서 1번)을 통해 시범하는 것으로 계획되어 있다. 이 비행체는, B-52
항공기로부터 공중발사되는 개조한 Pegasus 고체추진제 부스터를 사용하여 비행시험 조건까지 급가속 된
다. 각 비행체는 약 10초간 동력비행을 할 수 있도록 되어 있다. 프로그램의 목표는 극초음속, 수소연료,
스크램제트 추진 항공기 개발에 요구되는 실험적 기법, 전산방법, 그리고 해석적 설계 도구를 확인하고 시
범하는 것이다. 또한 이 프로그램은 장래 항공기 및 발사체에 이러한 엔진을 응용하는데 있어서 요구되는
기술진보를 최대한 활용하도록 되어 있다. 이 프로그램에는 연소, 아크, 그리고 충격파-가열 설비를 이용하
여 마하수 7과 10에서 Hyper-X 스크램제트의 위험요소 제거 및 기술 성숙도 시험을 수행하는 계획이 포
함되어 있다. 추가로 마하 4~14 속력범위 이상으로까지 연구 시험을 실시하였는데, 이는 Hyper-X 엔진
개념이 발사체에 요구되는 스크램제트 작동범위의 대부분을 넘어서는 것으로 규정지울 수 있게 하는 수준
이다. 800회가 넘는 시험(여기에다 Hyper-X 시험이 아닌 NSAP 이후의 700회를 더해서)을 실시하였고,
데이터는 해석과 시설별(facility-to-facility)로 모두 비교되었다. 마하 7의 X-43A 추진-기체 통합 스크
램제트에 대한 최종 시험/확인은, 실물크기의 추진 모델과 비행엔진을 사용하여 LaRC의 8피트 높이 고온
터널(HTT) 내에서 이루어졌다. 이 유동경로 시험에서는 첫 시도 항목들을 많이 포함하였다. 비행체 설계는
NASP 프로그램에서 개발된 도구를 사용하여 완성되었다.
3기의 X-43A 비행시험 비행체 중에서 최초 비행체가 2001년 6월에 시험되었다(그림 36 참조). 불행히
도 부스터 비행체와 X-43A는 분리 및 스크램제트 인계 전에 부득이 파괴시켜야만 되었다. 사고 조사반은,
비행실패가 추진시스템과는 무관하였지만 몇 개의 해석적 모델링 분야에서 시스템의 마진이 과대평가되어
조종 시스템이 불충분하였기 때문에 발생하게 된 것을 발견하였다. 2004년 3월 27일 두 번째로 시도된 비
행에서는 스크램제트로부터 동력을 얻는데 성공하였다. 태평양 상공 약 29km 시험고도에서 부스터 로켓으
로부터 분리된 X-43A는 몇 분 동안 자유비행을 하였으며, 자유비행중 스크램제트 엔진이 약 10초간 작동
하였다. 이는 최초의 램제트 추진 항공기 Leduc 비행으로부터 54년 만의 일이다.
그림 36. 미국의 X-43A 최초 비행, 2002년 6월(1995~현재)
프랑스 정부와 업체가 공동으로 자금을 대는 프랑스-러시아의 공동 프로그램 WRR은, 재사용형 우주발
사체 응용을 위해 1993년에 처음 구상된 것이다. WRR 시제형 엔진은 가변식 구조 이중모드 램제트이며,
회전식 카울(Promethee) 또는 병진식 카울(PIAF)의 유입구 설계를 채택할 수 있다. 이 비행체는 마하
2~12 범위의 속력에서 날도록 설계되어 있으며, 속력범위의 하단에서는 케로신(kerosene) 연료를 사용하
고, 그런 다음에 수소로 전환된다. 이 협력 프로그램에서 흥미로운 것은 폭발파(detonation-based) 사이클
의 통합과 시험 방법론에 관한 연구이며, 후자를 통해서 축소형 비행 실험기와 실물크기 우주발사체 사이의
축척효과를 조사할 수 있다. 엔진은 연료냉각 방식으로 설계되어 있으며, 이와 관련하여 40회 이상 냉각판
벽(cooled-panel) 개념에 대한 시험이 실시되었다. 협력 프로그램은 다소의 기술적 및 예산상의 문제에 부
닥쳐, 지연을 초래하게 되었지만 개발을 계속하고자 하는 관심은 여전하다. 1995~1997년까지 축소크기
하드웨어(2×4인치 유입구 입구) 시험이 마하 6에서 수행되었다. PIAF라고 하는 소형크기 하드웨어(2×8인
치 가변구조 입구)에 대한 시험은 2002년 말에 시작되었고, 후속으로 실물크기 시험이 계획되어 있다. 시
제형 하드웨어(CHAMIOS 크기인 8×10인치 유입구 입구)에 대한 개념실증 지상시험이 가까운 장래로 계
획되어 있다. 마하 1.5~4와 마하 8~12에서 작동을 시범해 보이기 위해, 2010년경 축소크기(2톤 비행체,
2×16인치 유입구 입구) 비행시험이 실시될 것으로 예상된다. 시제형(30톤 비행체, 80×10인치 유입구 입
구) 비행시험은 마하 1.5~12 범위에서 2020년 실시하는 것으로 구상하고 있다. 실용 가능한 실물크기 램
제트 500톤 비행체(2×33피트 입구)는 2030년에 보게 될 것으로 예상된다.
1990년대 중반, 러시아는 혁신적인 극초음속 비행체 개념인 AJAX 개발에 관한 논의를 공개적으로 시작
하였다. 이 개념은 근본적으로 전체 시스템의 효율을 증대시키기 위해, 높은 마하수로 비행시에 잃게 될 에
너지의 포획과 이 에너지의 재활용을 내포하고 있다. 이러한 접근방법의 실현 가능성은, 흐름으로부터 에너
지를 포획해서 이를 효율적으로 재활용하기 위해 요구되는 시스템을 개발하는데 달려있다. 설계는 3개 요
소 즉 MHD 발전기, 플라스마 공기흐름 관리 시스템, 흡열 연료의 열 재생 과정으로 구성된다. 다음은
AJAX 기술의 일부를 설명하고 있다.
- 유입구 흐름의 감속을 통한 MHD 전력 발전, 생성된 전력은 MHD 상호작용이 일어날 수 있도록 하는
데 필요한 유입구 흐름 이온화를 제공하는데 사용되고, 높은 마하수에서의 과잉 전력은 비행체 주위의
비평형 플라스마 생성을 포함해서 타 용도로 가용하게 함.
- 충격 강도, 항력, 그리고 열전달을 감소시키기 위해 비행체 부근에 비평형 저온(cold) 플라스마의
생성.
- 화학적 재생을 통한 탄화수소 연료의 증기 개질(steam reforming), 비행체와 엔진을 냉각시키기 위해
증기 개질공정에서 흡열성을 이용하고, 한편으로 고속 스크램제트 엔진 사이클에 사용하기 위해 비행
체 내에서 메탄과 궁극적으로 수소를 만들어 냄.
AJAX와 관련된 기술은 전세계적으로 조사되어 왔고, 비록 현대 극초음속 비행체 있어서 그 유효성에 관
해서는 많은 논쟁이 있기는 하지만, 마하 6 이상의 비행으로 설계된 비행체에는 하나 이상의 기술이 적용
될 수 있을 것으로 보인다.
프랑스는, 재사용형 우주발사체 응용으로서 극초음속 공기흡입식 추진 연구를 수행하기 위해, PREPHA
(프랑스)와 Sanger(독일) 프로그램의 후속으로, 독일과 협력하여 1997년에 JAPHAR 개발을 시작하였다.
연구체제는 마하 4~8의 비행속력을 갖는 ‘waverider’ 개념 비행체를 중심으로 조직되었다. JAPHAR는 이
전의 수소연료 PREPHA 연구를 기초로 해서 개발된 고정구조 이중모드 스크램제트 엔진 설계(그림 37)를
채택하고 있다. 기본 목적으로는 공기열역학에 대한 수치해석적 코드의 개량 및 검증 그리고 비행시험용 비
행체에 대한 정의가 포함되어 있다. 비행 마하수 4.9, 5.8 및 7.6을 모의하는 구성품 하드웨어(4×4인치 입
구) 시험이 2000~2002년까지 수행되었다. 프랑스-독일의 협력활동은 2001년에 공식 종료되었다.
1997년 DARPA는 저비용 공중발사 마하 4~8의 미사일로서 ARRMD를 개발하는 프로그램에 착수하였
다. 이 프로그램은 당초에 두 종류의 탄화수소 연료 추진 설계 즉 HyTech ‘waverider’ 2차원 엔진과 축
대칭 DCR 기술 ‘multiple-forward’ 유입구를 고려하였다. 양자는 모두 능동 냉각과 직렬식 고체추진제 부
스터를 사용하는 것으로 일단 계획이 되어 있었다. 선정된 설계는 DCR 엔진이었다. 이 프로그램은 2001
년에 종결되었지만, DCR 기술은 HyFly 프로그램 하에서 개발되고 있는 한편 HyTech 기술은 SED 프로
그램에 적용되고 있다.
그림 37. 프랑스의 JAPHAR 고정식 이중모드 스크램제트 엔진 구조(1997~2002)
러시아의 제2세대 비행 실험기 중의 하나는 Igla(그림 38) 프로그램 하에서 개발되었다. 1999년 중반에
최초의 비행시험이 실시되었고, MAKS 1999 에어쇼에서는 Igla 공중 실험기 모형이 전시되었다.
‘waverider’ 비행체는 고도 82,000~164,000피트에서 마하 5~14를 달성하는 것으로 설계되어 있다. Igla
는 로켓에 의해 초음속으로 급가속되고, 분리되는 즉시 비행 실험기는 스크램제트 엔진을 위한 작동 궤적
내로 투입되며, 시험 비행체는 낙하산으로 회수된다. 실험기는 이전에 지상설비에서 시험된 재생 냉각 스크
램제트 엔진 모듈을 채택하고 있다. 자금조달 여부가 이 활동의 장래를 결정짓게 될 것이다.
그림 38. 러시아의 Igla 제2세대 HFL(1999~현재)
미 해군은 마하 5의 공중발사 미사일에 응용 가망성을 보고 IHPTET(Integrated High Performance
Turbine Engine Technology) 프로그램 하에서 ATR 기술 개발을 지원하였다. 엔진 개발은 액화
ACETR(Air Cycle Engine Turboramjet) 사이클에 초점을 맞추고 있으며, 이론적 성능을 유지하면서 엔
지 크기와 중량을 감소시키는 것을 그 목적으로 하고 있다. 비록 이 엔진 사이클은 미성숙 상태이고 대안이
되는 램제트 사이클에 비해 더 복잡하지만, 이러한 엔진은 체공 능력을 증대시켜 줄 수 있다. 고속
Tomahawk 혹은 기타 타격 미사일에 응용될 수 있다.
미국은 NGLT(Next Generation Launch Technologies) 활동의 일환으로 RTA(Revolutionary
Turbine Accelerator)/TBCC 프로젝트 하에서 우주접근 응용을 위해 터빈을 기반으로 하는 추진시스템을
연구하고 있다. 현재 터빈 추진시스템은 마하 3까지 비행체를 추진시킬 수 있다. 이러한 현행 시스템은 비
용이 많이 들고, 고도의 정비를 요하며 또한 내구성이 낮다. RTA의 단기적 개발목표는, 첨단 기술들을 사
용하여 최소한 마하 4에 도달하고 정비성과 작동성을 획기적으로 증대시킬 수 있는 터빈 가속기에 집중하
게 될 것이다. 터빈 추진을 사용하여 발사비용을 대폭 줄이고 안전성을 향상시킬 수 있는 항공기와 같은 우
주비행 운용 잠재능력을 제공할 수 있는 것으로 연구를 통해 보여주고 있다. RTA/TBCC 초기단계 동안에,
NASA GRC와 GE사는 2006년 검증시험을 위해 지상시범용 엔진을 설계하고 있다. 시범엔진은 일종의 터
보팬 램제트이며, 보강 터보팬 추진으로부터 NGLT 비행체를 마하 4+로 가속하는데 요구되는 추력을 생성
하는 램제트로 천이하도록 설계되어 있다. 최초 비행시험용 비행체 RTA-1은, 우주접근 비행체를 마하 3으
로 가속시키기 위해 재래식 터보팬을 사용하고 그런 다음 비행체를 마하 4+로 가속시킬 수 있도록 설계된
램제트 모드로 천이하는 기본 TBCC 개념을 시범하게 될 것이다. 높은 초음속 비행시의 터빈 구성품, 연
료, 그리고 제어 시스템의 신뢰도 및 내구성과 함께 실물크기 RTA 가용화 기술에 대한 시범이 시험계획에
포함되어 있다. 2009년도의 두 번째 비행 시범기 RTA-2는 VPS(Vision Propulsion System) 생산형 엔
진의 크기로 하드웨어가 제작될 것이다. RTA-2는 RTA-1에서 개발되고 있는 기술과, VPS에서 설정된
추력 대 중량비, 연비, 비추력, 안전성, 그리고 비용 목표를 만족시키기 위해 미 국방부의 IHPTET 및
VAATE(Versatile Affordable and Advanced Turbine Engine) 프로그램과 NASA의 UEET(Ultra
Efficient Engine Technology) 프로그램으로부터 확보하게 될 첨단 특징요소들을 결합하게 된다. 이러한
RTA-1과 RTA-2의 형상은 합쳐 VPS의 목표를 달성하는데 필요로 하는 핵심기술 특징요소에서 기술준비
수준 단계 6(TRL-6)의 신뢰를 줄 것으로 예상된다. 이 프로그램은 또한 NASA에서 확립한 제3세대 RLV
개념에 부응하는 과감한 안전성, 비용, 정비성, 그리고 성능 목표를 만족할 수 있도록 설계되어 있다.
1999년에 착수된 프랑스의 Promethee 프로젝트는 군사적 응용을 위해 완전 가변구조, 흡열 탄화수소
연료, 이중모드 램제트 기술의 개발을 목표로 하고 있다. 이는 고도 130,000피트에 이르기까지 마하 2~8
의 속력으로 날 수 있는 일반속성의(generic) 공대지 미사일로 설계되어 있다. 마하 2~7.5의 모의 비행조
건에서 실물크기 연소실이 시험되었다. 원 계획에 따르면, 2009~2012년 사이에 마하 4, 6 및 8의 속력에
서 공중발사 비행시험을 하는 것으로 계획되어 있다. 비행시험용 비행체는 비회수형으로 되어 있었다. 탄화
수소 연료 이중모드 램제트 기술에 관한 지식을 직접 얻기 위해 시작된 이 프로그램에는 일반속성의 비행
체에 관한 체계연구 및 정의, 연소실 설계 및 최적화, 그리고 비행검증으로 이어질 지상시범 등이 포함되어
있다. 프랑스의 기술개발은 이제 Promethee 프로그램 하에서 실시된 직접연결 시험으로부터, 2003년에
착수된 새로운 비행시험 프로그램 LEA를 지원하는 반 자유분사 및 자유분사 시험으로 진행하게 되었으며,
2012년까지 수행될 것으로 예상된다.
인도는 AVATAR(Aerobic Vehicle for Advanced Trans-Atmospheric Research)에 대한 연구.개발
을 수행하고 있으며, 이는 지구 저궤도로 1,000~2,000파운드의 탑재능력을 갖는 중량 20톤의 비행체로
예상되는 재사용형 우주비행기이다. 현재는 중량 3톤급 축소크기 시범용 비행체인 AVATAR-M을 개발 중
이다.
· 스크램제트 개발 : 2000년~현재
극초음속과 장사거리가 가져다주는 중대한 이득을 이용하고자, 많은 국가에서 스크램제트 기술개발을 추
진하고 있다.
오스트레일리아는 국제적인 지원을 받아 HyShot 비행 프로그램에 따라 비행환경에서 세계최초로 초음속
연소 실증을 확인하는데 성공하였다. 이 시범결과는 초음속 연소 조건을 성취한 것으로 국제적인 보증을 받
게 되었다. 비행시험은 2회 실시되었으며, 한 번은 2001년 말에 실시되었지만 비행은 성공하지 못하였고,
두 번째는 2002년 중반에 성공적인 비행을 하게 되었고 여기서 초음속 연소가 관측되었다. 모델은 열침 구
리 스크램제트 형상이며, 하나의 공기흡입구와 두 개의 연소실로 구성된 필수적인 초음속 연소 구성품을 갖
추고 있다. 단순화시키기 위해 추력면(thrust surfaces)은 제거되었다. 그래서 엄밀히 말하자면 모델은 스
크램제트가 아니라, 여러 국가에서 수행되고 있는 포발사 램가속기(ram-accelerator) 연구와 밀접히 관련
되어 있다. 공기흡입구(4인치 폭)는 17도 반각을 갖는 단순 쐐기형이고, 뒤이어 평행한 연소실(0.4×3인치)
이 있다. Kholod 시험을 통해 일련의 마하수에 걸쳐 이중모드 스크램제트 연소기 데이터를 얻은데 반해,
HyShot 실험에서는 단일 마하수에서 초음속 연소 데이터를 얻었을 뿐만 아니라 광범위한 동압도 얻었으
며, 이들은 동일한 범위에서 얻은 지상시험 데이터와 비교되었다. 모델은 2단식 Terrior-Orion Mk 70 로
켓을 사용하여 높은 포물선 궤적을 따라 발사되었다. 발사후의 모터와 모델 탑재물은 지구로 다시 낙하하게
되었고, 고도 120,000~75,000피트 사이에서 대략 마하 7.6으로 이동하고 있었다는 속력 데이터를 수집하
게 되었다. 이 프로그램을 통해, 충격파 터널(shock-tunnel) 지상시험을 통해 얻은 초음속 연소에 관한 이
해는 비행 중에 작동하는 단순한 초음속 연소기를 설계하는데 충분하다는 것과 이러한 시험 접근법은 극초
음속 비행시험을 수행하는 비용 효과적인 수단이 된다는 것을 보여주게 되었다.
마하 2~10 범위의 조건을 탐구하기 위한 발사 항공기로서 MIG-31 요격기를 사용하는 방안이, 현재 러
시아에서 조사되고 있는 제2세대 비행 실험기 중에 포함되어 있다. 대칭형 Kholod와는 달리, 2차원 극초
음속 엔진에 관한 연구는 항공기 동체와 보다 쉽게 통합될 수 있다. 이러한 항공기 사용은 기존의 지상 실
험설비에 공통적인 결점들을 극복하기 위해 시도되고 있으며, 지상설비로서는 마하 6~8에서의 공력학적 및
열적 하중에 놓이게 되는 복잡한 엔진의 모든 조건을 완전히 모의해 낼 수 없다. 이러한 종류의 비행 실험
기는 마하 2~10, 고도 50,000~130,000피트, 동압 1.4~30psi, 그리고 스크램제트 작동시간 40초의 조건
에서 연구를 가능하게 한다. 회수될 수 있도록 만든 스크램제트 시험 모듈은, 개조된 SA-10 고체추진제
부스터를 사용하고 공중발사된 후 탄도궤적으로 마하 10 조건까지 가속된다. 1999년 모스크바 에어쇼에서
알려지게 된 시험 내력을 보면, 직접연결 시험은 100분 그리고 자유분사 시험은 60분 수행한 것으로 되어
있다.
미 해군과 DARPA는, 극초음속 장거리 미사일을 가능하게 하는 비행중 DCR 스크램제트 추진기술을 성
숙시키고 시범해 보이기 위해, 2002년 초 HyFly(그림 39) 프로그램을 시작하였다. 이 4개년 시범기 프로
젝트는 미 해군의 기존 극초음속 연구활동과 DARPA의 ARRMD 프로그램으로부터 진화하게 되었다. 직접
연결 연소기 시험은 2000년에 시작되어 마하 3~6.5에서 진행되고 있고, 당분간 계속될 것이다. 2002년
중반에는 마하 6~6.5 조건에서 자유분사 시험이 성공적으로 완료되었으며, JP-10을 연료로 하는 비냉각
DCR 엔진은 전형적인 비행체(aeroshroud 또는 미사일 동체) 내에 완전히 통합되었다. 향후 개발에는
2004년까지 실물크기 비행중량 엔진에 대한 직접연결 및 풍동 지상시험이 추가될 것이다. 관측로켓에 엔진
을 탑재하여 축소크기 탄도비행이 진행중이며, 2004년과 2005~2006년에는 마하 4 및 마하 6의 순항비
행 시험이 각각 실시될 것으로 예상된다. 일반적으로 미 해군의 극초음속 추진 개발은 전적으로 미사일 응
용에 집중되어 있는 반면에, 미 공군/NASA의 개발은 일회용 비행체는 물론 재사용형 플랫폼도 같이 목표
로 삼고 있다.
그림 39. 미국의 HyFly 비행시범용 비행체(2002~현재)
NASA는 2010년경에 자체 추진력을 가진 비행체를 마하 6 이상으로 비행시험할 목적으로, 2002년에
ISTAR(Integrated System Test of an Airbreathing Rocket) 프로그램을 시작하였으며, 이는 모든
RBCC 엔진 작동모드를 시범하게 될 것이다. 엔진은 초기 가속을 위해 탄화수소 연료 액체로켓 시스템을
채택하고 있으며, 램제트는 약 마하 2.5에서 점화되고 뒤이어 마하 5 정도에서 스크램제트 작동으로 전환
된다. 엔진은 마하 7로 가속할 수 있는 능력을 갖게 될 것이다. 지상시범과 그 다음 비행시험을 위해 스트
러트제트(strut-jet) RBCC 엔진 설계가 선정되었다. 비행중량으로 연료냉각되는 엔진의 유동경로에 대한
지상시험은 2006년에 시작하는 것으로 일정계획이 되어 있다. 검토된 스크램제트 엔진 설계는 초기 부스트
비행단계 동안 재래식 로켓에 비해 15% 높은 성능을 제공할 것으로 예상된다. ISTAR 비행시험 프로그램
에 대한 자금투자는 2003년 말에 취소되었지만, 지상시험은 계속되고 있다.
2002년 미국은 X-43A Hyper-X의 후속 개발활동으로 X-43B를 시작하였다. 이 프로그램에는 마하
0.7~7 범위에서 비행시간 10분을 기준으로, 재사용형 RBCC 또는 TBCC 첨단 비행체의 비행시범이 포함
되어 있다. RBCC 엔진은 스크러트제트, 탄화수소 연료 및 냉각 방식의 설계가 될 것으로 예상된다.
TBCC 엔진은 HyTech와 RTA 기술 기반에 근거를 둘 것으로 예상된다. 2003년 말 NASA는 X-43B 용
으로 TBCC 유동경로에 집중하기로 결정하고, 사업명도 RCCFD(Reusable Combined Cycle Flight
Demonstrator)로 개명하였다. 비행시험은 2010년 시점으로 계획되어 있다.
2003년 프랑스는 LEA를 시작하였으며, 이는 고속 이중모드 램제트 추진 비행체(그림 40)를 마하 4~8
의 비행조건에서 비행시험하는 새로운 시범계획이다. 이 프로그램은 유효 항공추진 작용력의 실현 가능성을
시범하기 위해 계획되었다. 이것은 항공추진 작용력(aeropropulsive balance)과 요구되는 설계 여유를 예
측하기 위한 지상 개발 방법론에 대한 정의 및 비행검증을 가능하게 할 것이다. 사용할 최종 추진시스템은
고정식 구조(JAPHAR) 혹은 가변형 구조(Promethee 또는 PIAF)가 될 수 있다. 예상되는 시험은 항공기
방출, 고체 부스터를 이용하여 원하는 마하수까지 비행체를 가속, 부스터 분리, 비행체 안정화, 그리고
20~30초간 자율비행 등이 포함된다. 2010~2012년 사이에 6회 비행이 계획되어 있다. 계획된 비행시험
프로그램의 지원활동으로서, 반 자유분사 및 자유분사 유입구 시험 활동이 현재 진행되고 있다.
그림 40. 프랑스의 LEA 개념 비행시험용 비행체(2003~현재)
미국의 HyTech 프로그램에서 개발된 기술은 새로이 투자되는 2종류의 비행시험 프로그램 즉 1999년
시작된 NASA/미 공군의 X-43C 비행시범과 2003년 시작된 미 국방부의 SED 내로 흘러들어가게 될 것
이다. SED(그림 41) 프로그램은 단일 유동경로와 고정식 구조, 자체시동(self-starting) 유입구를 사용하
여 흡열반응으로 연료공급이 되는 스크램제트 엔진의 비행중 작동을 시범하게 될 것이다. 이것은 HyTech
‘waverider’ 2차원 엔진 형상을 사용하는데 기반을 두고 있고, 스크램제트 인계점 마하수 4.5까지
‘waverider’ 시험 비행체를 가속하는데 ATACMS(Army Tactical Missile System)의 고체추진제 부스터
를 사용하는 것이 특징이며, 스크램제트 엔진은 다시 마하 7로 비행체를 가속시키게 된다. X-43C 비행시
험에 앞서 2005~2006년에 시작해서 5회 시험비행이 계획되어 있다.
HyTech 기술의 가장 야심찬 응용은 NASA/미 공군 공동의 X-43C 프로그램이다. 이 프로그램은
HyTech 탄화수소 연료 스크램제트 엔진으로부터 발전된 3개 유동경로를 사용하여 마하 5.5에서 7까지 가
속하게 될 ‘waverider’ 비행시험용 비행체를 개발하고자 하는 것이다. 각 비행중량 연료냉각 유동경로는
GDE-2 엔진의 가변형 구조 카울 플랩을 특징으로 하고 있다. X-43A와 같이, X-43C는 L-1011로부터
공중발사되고, Pegasus 고체추진제 부스터에 의해 마하 7+로 가속될 것이다. 지상시험에는 단일모듈 및
다중모듈 추진 기체 통합 시범기와 비행 인가(flight clearance)용 엔진이 포함된다.
그림 41. 미국의 흡열 연료 SED 비행 시범기(2003~2006)
5. 램제트, 스크램제트 및 혼합 사이클 기술의 일반현황
가. 비행시범된 기술
1980년도 시점에서, Thomas는 당시까지 비행시험된 램제트 기술기반의 상태를 요약한 바 있으며, 그림
42는 그 결과를 보여주고 있다. 공개문헌상으로 나타난 바로는, 소수의 실용화된 램제트 시스템만이 알려져
있다. 실제로 존재했던 것 중에는 미 해군의 아음속 무인기, Bomarc, Talos 및 D-21, 영국의
Bloodhound 및 Sea Dart, 프랑스의 SE 4400, VEGA 및 CT-41, 중국의 C-101, 그리고 러시아의
SA-4, SA-6 및 SS-N-19 등이 포함되었다. 개발활동은 주로 미국과 러시아에 집중되었고, 프랑스와 독
일 및 중국은 램제트 미사일 활동을 시작하였다. 1960~1980년 기간에서는, 저고도 단거리 미사일 개발과
미사일 응용을 위한 IRR의 개념형성과 시범이 주된 이정표가 되고 있다.
그림 42. 비행시범된 램제트 기술기반 상태(1980년)
1918년부터 오늘에 이르기까지, 램제트와 스크램제트의 발전과정을 앞에서 살펴보았다. 방대한 시험 데
이터베이스의 대부분은 마하 3~8 사이에 존재하고 있다.
앞에서 논의된 전형적인 공기흡입식 비행 범주(그림 2)에다 1980년도 기술 데이터베이스와 램제트 및
스크램제트 시스템의 성능 데이터를 중첩하게 되면, 흥미로운 비교를 할 수 있게 된다(그림 43). 그림 43
에는 1980년도와 2003년도의 램제트 기술기반에 대한 직접적인 비교를 보여주고 있다. 전세계적인 개발활
동은 시범된 상단 속력범위를 대폭 향상시켰다. 실용화 시스템은 마하 3.5에서 4.5로 성숙하였고, 시제형
엔진은 마하 4.5에서 7로 성숙하게 되었으며, 선진 기술 비행시험은 마하 5.5에서 10으로 발전하였고, 지
상시험 실행가능성 실험은 마하 8에서 10~18까지 발전하게 되었다. 운용가능한 동압 범위 역시 이와 상응
하게 확대되었다. 그림 43에 나타낸 2004년 기술기반의 상태는 지난 20년에 걸쳐 이루어진 급격한 팽창을
보여주고 있다.
그림 43. 1980년과 2004년의 비행시험된 램제트 기술기반의 비교
우주접근 응용으로서 공기흡입식 엔진과 이를 지원하는 로켓 기술은 다음과 같은 잠재적 문제점에 당면
하고 있으며, 그 대부분은 군사적 응용에도 마찬가지로 해당이 된다.
- 추력 한계(특히 마하 1 근처)
- 폭넓은 비행 마하수 및 고도 범위에 걸쳐 효율적인 엔진 작동의 시범
- 공기흡입식 및 로켓 모두에서, 구조물과 추진제 비율(fractions)
- 연료 군수지원(수소 대 케로신)
- 재료의 열적 환경
- 엔진 설계의 복잡성
저렴한 우주접근 및 고속 순항 응용을 위해서는, 다른 엔진 사이클과 조합한 형식의 극초음속 공기흡입식
엔진이 가장 유망하다. 폭넓은 마하수와 고도 범위에서 고온재료와 효율적 추진성능이 이러한 비행체의 성
공적 개발에 있어서 핵심이 되고 있다. 오늘날 엔진 사이클의 성숙도 상태를 살펴보고 본 논의를 끝맺고자
한다.
나. 램제트/스크램제트 엔진 기술
지난 50여년간의 연구결과, 공기흡입식 추진기술에서 상당한 진보가 이루어지게 되었다. 특히 지상시험을
검증하는데 사용할 수 있는 마하 7 이상에서의 비행시험 상태와 액체 탄화수소 스크램제트 엔진 기술에 있
어서의 급속한 진보가 중대하다. 2004년 3월 X-43A가 마하 7에서 스크램제트 성능을 시범해 보이기 전
까지만 해도, 마하 6 이상의 높은 마하수로 비행성능을 보여 준 것은 로켓추진이 유일하였다.
램제트/스크램제트 공기흡입식 추진기술의 성숙도를 보면, 마하 3에서는 실제 체계 비행시험 수준에 있
고, 마하 5에서는 체계 시제형에 머물러 있으며, 모의 비행환경에서 실시되는 구성요소 시험의 경우는 마하
8~10에서 점차 대략 마하 15에 이르기까지 계속되고 있는 형편이다. RBCC와 TBCC 같은 비교적 새로운
공기흡입식 혼합 엔진 사이클은 마하 7 이하에서 구성품 시험 단계의 성숙도에 와 있다. 기체의 개발 성숙
도는 추진에 비해 약간 뒤쳐져 가고 있다. 핵심적인 해결과제로서 기체의 열적 성능, 추진성능, 총체적 비
행 효율성, 그리고 비행중량의 하부체계 개발 등에 여전히 노력을 집중하게 될 것이다. 이제 현행 연구의
필요성을 잠시 논해 보는 것이 유익할 것이다.
6. 맺음말(요약)
지난 세기에 걸쳐 램제트 기술은 현저한 진보를 보였으며, 비행시범된 기술 측면에서도 극적인 발전이 이
루어졌다. 세계적인 대사건들과 신흥기술에 대한 주무부처의 일관성 없는 지원을 포함해서, 그 전개과정은
결코 순탄하지만은 아니하였다. 초기의 동기는 첨단 항공기를 추진하기 위한 욕구에서 비롯되었고, 이어 미
사일 기술이 뒤따르게 되었으며, 지금은 비록 비행의 전 구간은 아닐지라도 최소한 일부 범위에서 공기흡입
식 엔진을 채용하는 재사용형 지구궤도용 비행체의 개발로 고무되고 있다. 21세기에 들어, 램제트의 운용범
위는 극적으로 확대되었고, 이전에는 상상도 못한 속력에 근접하는 엔진 설계에 대한 초기 비행 개념에서부
터 시험 단계에 이르게 되었다.
2004년 현재 우리는, 1903년 Wright 형제나 1957년 항공기 응용으로서 600mph 한계를 평하였던
Leduc에게는 전혀 들어보지지 못했을 속력 범위로 접근하고 있다. 순수 램제트의 상한 속력(대략 마하
6~8), 이중모드 스크램제트의 상한 속력(마하 14 정도), 그리고 순수 혹은 로켓보조 스크램제트의 상한 속
력(마하 20 정도)에 도전할 수 있는 충분한 지식이 확보되어 있다. 그렇지만 가장 중요한 지식기반은 마하
3~7 비행범위에 자리잡고 있다. 최근 몇 년간에는, 이러한 이해력을 정적 상태에 이르는 하부 영역은 물론
궤도속력에 이르는 상부 영역을 포함하도록 확대시키는데 커다란 성취를 이루게 되었다. 1990년 이후로는
램제트와 스크램제트 미사일 개발에 있어서 국제적인 활동이 눈에 띄게 증가하였다는 것을 간과할 수 없다.
현재 진행되고 있는 많은 중요 개발을 통해, 국제적으로 대단히 강력한 램제트 및 스크램제트 능력이 구축
되고 있다. 장래 요구에 따라 추진 접근방법이 계속 발전되고 있음에 비추어 볼 때, 현행 프로그램들의 결
합은 새로운 세대의 산업 및 군사적 능력을 부흥시키고 소생시키는데 이바지 해 온 것으로 보인다.
램제트 기술은 군사적 응용으로서 높은 준비상태로 성숙되었다. 원격발사(standoff) 거리의 증대화와 표
적 도달시간의 감소화는 장래 미사일 요구조건과 관련하여 시종일관되게 언급되고 있다. 램제트 혹은 스크
램제트 해결책은 원하는 운동학적 특성을 확실히 제공하지만, 획득용이성, 탑재체 통합, 유입구 설치
(packaging), 그리고 개발 위험성과 같은 요인들은 여전히 남아 있으며, 이들은 모두 선정과정에서 중요한
역할을 한다. 램제트 추진 미사일이 갖는 매력적인 성능 속성은 50년 이상 이용할 수 있었지만, 그 응용은
제한적으로만 이루어졌다. 최소한 미국의 경우, 최근 일체형 부스터 설계의 진보로 시스템 차원의 우려사항
들을 많이 감소시킬 수 있게 되었고, 또한 표적화와 정보기술의 발달로 램제트 추진이 제공할 수 있는 사거
리 증대화의 필요성이 조성될 수 있다. 장래의 초음속 및 고속 수송을 지원하기 위해, 하이브리드 혹은 혼
합 사이클 램제트 기술이 개발되고 있다. 스크램제트 기술은 지난 15년 동안 상당히 성숙하게 되었고, 21
세기 초에 들어 우주접근을 가능하게 하는 진정한 잠재력을 지닌 스크램제트 추진 비행체의 최초비행이 이
루어짐으로써 기대가 되고 있다. 그럼에도 군용 및 재사용 발사체 응용을 지원하기 위해서는 상당한 발전이
더 요구되고 있다. PDE와 MHD 기술과 같은 첨단 개발이 진행되고 있고, 고속 공기흡입식 비행체의 잠재
력을 확장시켜 줄 것으로 큰 가망성을 보이고 있다.
근본적 관점에서 볼 때, 보다 고속에서의 난류와 그 효과, 벽 전단력과 열전달, 경계층 분리와 재부착, 연
료 분사와 혼합, 그리고 엔진 내에서의 화학적 운동학과 연소 동력학 등에 대한 이해가 성숙되고 있다.
CFD는 이러한 근본적인 과정을 이해하는데 있어서 더욱더 중요한 도구가 되고 있으며, 사용된 물리적 및
화학적 모델을 검증하기 위한 데이터베이스 확장과 결부되어 있다. 마하 3~7 범위에 있는 방대한 기존 데
이터베이스를 보충하기 위해, 저속 및 고속에서의 혼합 사이클 엔진 성능에 있어서 기술적인 설계 데이터베
이스를 확장하는데도 역시 장족의 발전을 이루게 되었다. 연구개발의 기회는 계속 존재해 왔으며, 램제트
역사상 두 번째인 금세기 멀리까지도 그러할 것이 확실하다.
공기흡입식 엔진 기술이 추진분야에서 중요한 위치를 차지할 정도로 성숙하게 되었음은 분명하다. 여기서
는 단지 기술의 겉 부분을 논한데 지나지 않는다. 그 장래의 중요성은 비록 희망적이기는 하지만, 과거 역
사에 의거해서 예견할 수 없는 일이다. 기술은 자신을 먹고 살아가며, 한 분야에서의 연구는 흔히 완전히
다른 분야에서 재빨리 응용되는 수가 있는 법이다. 우리는 이러한 과정을 다루는데 있어서나 그 존재의 정
당성을 밝히려고 관련 단체와 자금조달 부처에 이를 설명하는데 있어서 보다 효과적으로 기여할 수 있을
것이다. 공기흡입식 엔진의 시대가 왔다고 성급한 판단을 내리지 않도록 조심해야 한다. 과거에도 이와 같
은 때 이른 판단아래, 사업이나 체계의 필요 불가피성을 가정하고 시도한 결과, 이러한 신념은 결국 우리들
자신의 목적이 실패하는데 기여하게 되었음을 깨닫게 된 사례가 한두 번이 아니었다. 램제트와 스크램제트
의 시대는, 도전적인 기술적 문제에 대한 해결책이 풀리고 그 필요성이 명백해 진 다음에야 비로소 오게 될
것이다.
(Journal of Propulsion and Power, AIAA Vol. 20, No. 1, 2004. 1-2, pp.27~58)
- 알 림 -
2003년 2월호부터 연재된 본 '극초음속 추진기술'은 이번 호에서 일단 마감하고, 후속으로 '로켓
추진 기술 개발사'를 약 6회 정도 연재할 계획임을 알려 드리오니 양지하시기 바랍니다.
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