작년 10월 기사인데 볼 만한 내용이라서 전문 번역해봅니다.

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그림 1 H3로켓에 사용되는「LE-9」엔진. 

           사진처럼 최대 3기 장착

그림 2 「H3로켓」의 개요.「H-IIB」보다 더 큰 

           일본 역대 최대 크기의 로켓

그림 3 「LE-9」엔진의 개요. 액체수소는 극저온이기에 

             연소실 냉각에  이용

그림 4 FTP에서 발생한 문제. 금속피로에 의해 

            터빈의 제2단 블레이드로 불리는 곳이 파손됨

그림 5 연소실에서 발생한 문제. 내벽이 변형된 결과

            돌출부에 열이 집중 용융손상으로 소재가 얇아짐

그림 6 인증모델 엔진의 연소시험. 타네가시마 우주센터의

            시험시설에서 실시

그림 7 문제가 발생한 연소시험의 경우 JAXA 홈페이지에서

            결과가 공개

JAXA는 개발중인 차기 주력 로켓「H3」 발사 예정을 1년 늦춘다고 밝혔습니다. 로켓 개발에 있어서 가장 험난한 난관이자「마물」이 도사리고 있다고도 하는 엔진 개발 과정에 큰 문제가 발견되었기 때문입니다. 

이번 기사에서는 어떤 문제가 발생했고 무슨 대책이 세워져 있는지 설명하면서 「마물」에 접근해보고자 합니다.

JAXA(우주항공연구개발기구)는 2020년 9월 11일, 현재 개발중인 차세대 주력 로켓「H3」의 발사 예정을 1년 늦춘 것을 밝혔습니다. 지금까지 1호기는 2020년도 중에 발사하는 것을 목표로 각종 시험이나 제조, 조립을 순조롭게 진행해 왔지만 이달 5월에 실시한 엔진 연소시험에서 큰 문제가 발견되었다고 합니다.

막판에 이르러 연기를 결정한 것에 필자는 놀라면서도 그렇게「의외」라는 생각은 들지 않았습니다. 로켓 개발계획은 오히려 예정대로 순조롭게 진행되는 경우가 적은 편입니다.

2020년은 당초 유럽의 「아리안6」나 미국의 「벌컨」도 처녀비행을 목표했으나 그 어느쪽도 이미 연기되었습니다. 대형 로켓의 개발은 그만큼 어려운 사업입니다.

로켓 개발에 있어서 가장 험난한 난관은 엔진 개발입니다. 그 난이도는 「마물이 도사리고 있다」라고 할 정도로 이번 H3 로켓의 개발에서 어떤 문제가 일어났는지, 그 대책은 어텋게 될 것인지 이번 기사에서는 이에 대해 설명해가며「마물」에 접근해 보고자 합니다.

차세대를 담당할「H3」는 어떤 로켓？

일본이 현재 운용중인 대형 로켓은 「H-IIA」「H-IIB」 로켓입니다. 지금까지 H-IIA는 42기, H-IIB는 9기 총 51기가 발사되어 그 중 실패는 H-IIA 로켓 6호기의 1번 뿐으로 신뢰성이 매우 높은 로켓으로 완성되어 있습니다.  50기를 넘을만큼 오랜기간의 실적은 일본 우주개발에서는 전례가 없는 걸작이라고 불려도 손색이 없을 것입니다.

하지만, 세계정세가 변해가는 와중에 큰 족쇄로 작용하는 것이 비용문제입니다. 관급수요 일변도여서는 위성발사는 연간 2~3회 밖에 기대할 수 없고 그 정도로는 일본 내 우주산업을  유지해 나가기에 어렵습니다. 부족한 수는 상업위성 발사 시장에서 활로를 찾을 수 밖에 없지만 H-IIA/B는 오랜기간 고전을 펼쳐왔습니다.

해외에서는 이미 1단 부스터의 재사용을 실용화하고 압도적인 비용 경쟁력을 갖춘 미국의 SpaceX가 대두하였고, 과거 상업위성 발사에서 점유율 선두였던 「아리안5」는 차세대기로 교체되려는 중입니다. 이런 강력한 라이벌이 존재하는 시장에 일정 파이를 차지하기 위해서는 H-IIA/B의 비용절감 수준으로는 도저히 대처가 어렵기에 설계사상부터 다른 신형 로켓이 필요해집니다.

이것이 후계기종인 H3로켓입니다. H3의 형태는 고체로켓부스터 (SRB-3) 을 몇 개 쓰느냐에 따라 다른 「H3-30S」「H3-22S」「H3-24L」 3종류가 준비됩니다. 이를 통해 현역의 H-IIA202 (부스터 2기), H-IIA204 (부스터 4기),  H-IIB의 발사능력을 모두 커버할 예정입니다.

비교를 통해 금방 알 수 있는 차별점은 H3로켓에는 부스터가 없는 모델이 존재한다는 점으로 이 경우 메인 엔진은 3기로 늘어나지만 고체로켓부스터 2기는 필요없기에 비용을 절감합니다. 이 H3-30S 형으로는 태양동기궤도에 4톤이상을 쏘아올릴 수 있어서 비용은 약 50억엔으로 H-IIA보다 절반정도 싸질 것으로 보고 있습니다.

다만,  고체로켓부스터를 제외하기 위해서는 부스터가 채워주던 추력을 메인엔진 만으로 낼 필요가 있습니다. H3에서는 엔진 1기당 추력은 150톤으로 기존 엔진의 1.4배로 늘리도록 요구받았는데 이는 기술적으로 매우 큰 도전이었지만 이 부분에 관해선 다음에 다루겠습니다.

「LE-9」는 안전하며 폭발하기 힘든 엔진

　H3로켓의 메인엔진「LE-9」은 H-IIA/B의「LE-7A」와 마찬가지로 액체수소와 액체산소를 추진제로 쓰는 엔진입니다. 하지만, LE-9에서는 로켓의 컨셉인 높은 신뢰성과 낮은 비용을 실현하기 위해 LE-7A와는 완전히 다른 방식을 채용하였습니다.

대형 로켓 엔진에는 대량의 추진제를 연소실에 흘려넣기 위해 터보펌프를 이용합니다. 이 때 터보펌프의 터빈을 구동하는 가스를 어떤식으로 발생시키냐, 구동후의 가스를 어떻게 처리하냐의 차이에 따라 엔진은 아래 표처럼 개렉적으로 4종류로 나눌 수가 있습니다.

어느 방식이든 구동가스로 로켓의 추진제를 쓰지만 그 발생방식으로는 부연소실을 쓰는 방법과 쓰지 않는 방법이 있습니다. 부연소실을 쓰면 연소가스에 의해 큰 구동력을 얻을 수 있기에 대추력을 내기 쉽습니다. 대추력이 필요한 1단 엔진은 일반적으로 이 방식인 경우가 많습니다.

구동가스 처리방식으로는 연소실내로 돌려보내는 방식(폐쇄형 사이클)과 연소에 사용하지 않고 배출하는 방식(개방형 사이클)이 있습니다. 전자의 경우 추진제를 낭비하지 않기에 엔진으로써의 성능이 높아지지만 고압의 연소실에 돌려보내기 위해서는 그 이상으로 가압할 필요가 있는 등 난이도와 비용이 올라갑니다.

LE-7A는 1단엔진으로써는 이상적인「2단연소」사이클을 채용하고 있습니다. 하지만 이 방식은 성능을 추구할 수 있는 반면 구조가 복잡하기에 비용이 어쩔 수 없이 올라가게 됩니다. 한편, LE-9에 채용한 방식은「팽창식 블리드」사이클입니다. 이것은 기존의 2단엔진「LE-5A」「LE-5B」에서 이용실적이 있긴 했지만 1단에 채용하는 것은 세계 처음입니다.

그 특징으로는 부연소실이 없기때문에 고온 고압의 부위가 적어지게 된다는 점으로 만의 하나 이상이 발생해도 폭발과 같은 파괴적 현상으로 이어지기 어렵고 본질적으로 안전하다는 점이 큰 잇점입니다. 일본에는 아직 유인 로켓 개발계획은 없지만 높은 안전성은 향후 유인 로켓에도 적합하다고 할 수 있을 겁니다.

또한 구조도 간소한 편이라서 LE-7A와 비교시 부터구성품이 20%나 줄어들기에 큰 폭의 비용절감을 실현했습니다. 여기서는 자세히 밝힐 수 없지만 3D 프린팅 기술을 도입하는 등 이 외에도 제조 비용을 절감하기 위해 다양한 대처가 이루어져 있습니다. 

다만 그 한 편으로 팽창식블리드에서는 연소실을 냉각시키고 그 열로 기화한 연료 (액체수소)로 터빈을 구동시킬 수 밖에 없기에 대형화가 어려웠습니다. 기존 LE-5B의 추력이 14톤이었던 점에 비해 LE-9에서 요구되는 추력은 150톤으로 10배 이상추력을 키우는 것은 결코 간단한 일이 아니었습니다.

대형화에 있어서 기술적 과제였던 것은 연소실을 냉각시킬 때 얼마나 효율 좋게 에너지를 획득하느냐는 점이었습니다. 이를 실현시키기 위해 LE-9의 연소실에는 최신 제조기술로 500개의 미세한 냉각채널을 배치하였는데, 내벽과 냉각채널의 사이는 불과 0.7mm 수준으로 얇게 되어 있습니다. 

막판에 발생한 심각한 문제 2가지

1단엔진에 팽창식블리드를 적용하는 문제는 H-IIA 1호기 발사 직후인 2002년부터 검토가 시작되었습니다. 그 후, 「LE-X」라는 선행 소요기술의 실증을 앞서 진행하며 개발리스크를 낮추는 것을 목표로 했습니다. 연산장비가 고성능화에 되면서 수치해석에 의한 시뮬레이션을 보다 적극적으로 활용한 것도 큰 특징입니다.

연소실과 터보펌프의 개별시험을 진행한 후, 2017년 4월부터 두 구성품을 통합한 엔진 연소시험이 시작됩니다. 우선, 「실기형 (엔지니어링모델 : EM)」이라 불리는 시제엔진을 통해 총 5기를 사용한 연소시험을 실시했으며, 이어서 그 결과를 설계에 피드백한 「인정형 (인증모델 : QM)」 (비행모델 : FM에 상응함) 의 연소시험이 2020년 2월부터 실시되었습니다. 아래표.

이번에 문제가 발생한 것은 이 QM 엔진의 8차 연소시험에서였습니다. 시험 종료후 내부점검 과정에서 아래의 두가지 현상이 확인되었다고 합니다.

1. 액체수소 터보펌프 (FTP)의 터빈 블레이드가 파손 (76매중 2매)
2. 연소실 내벽에 균열이 14개소 발생 (최대 폭 0.5mm 길이 1cm 정도)

위의 1번 문제는 공진에 의한 금속피로가 원인으로 추측되고 있습니다. 연소시험은 매번 다른 조건으로 실시되어 왔지만 상세한 해석 결과, 6차까지의 시험에서 공진조건에 합치되었을 가능성이 존재하는데 여기서 피로가 축적되었고, 그리고 6차 이후의 시험에서 공진에 의한 피로가 진행되었을 가능성이 있다는 것을 알게 되었습니다.　

이어서 2번 문제는 연소실 내벽이 설계치 이상으로 온도가 상승한 것이 원인으로 추정됩니다. 연소가스는 약 3천도의 고온이지만 이번 8차 시험은 의도적으로 높은 온도에서 실시되었다고 합니다. 그럼에도 문제가 없도록 설계했지만 상정한 것보다 온도가 더 올라가서 내벽이 변형되고 냉각채널까지 이어지는 구멍이 뚫리게 되었습니다.

이번에 평소보다 높은 온도로 연소시험을 수행한 것은 양산을 할 때 발생하는 제조오차를 고려해서 였습니다. 부품은 제각각 반드시 제조과정의 오차가 생깁니다. 정밀도를 매우 높이면 모든 엔진이 동일하게 연소하겠지만 그렇게 되면 제조비용이 매우 비싸지게 됩니다. 비용절감을 위해 어느정도의 오차를 허용하는 설계를 할 필요가 있게 됩니다.

분사기(인젝터)나 냉각채널의 제조오차에 의해 연소실 내벽의 온도는 바뀌게 됩니다. 이번 연소조건은 그 편차가 가장 클 때를 상정했지만 사전 예상을 뛰어넘는 온도분포가 되었을 가능성이 있습니다. 다만, 기동/정지시의 일시적 냉각부족의 가능성도 있기에 온도가 높아진 요인을 특정하진 못했습니다.

발사를 연기하며 근본대책 수립

QM 엔진은 7차 연소시험까지는 문제가 없었는데 8차에서 2가지 문제가 동시에 발생했습니다. 일반적이라면 두 문제간 연관성을 의심하기 마련이지만 위와 같이 조사결과는 이를 부정하고 있기에, JAXA는 「우연히 동시에 표면화된 것 뿐으로 인과관계는 없다」고 보고 있습니다. 그 결과, 두 문제에 대해서는 각각 대책을 세울 것입니다.

연소실의 문제에 대해서는 우선, 냉각을 강화할 것입니다. 내벽은 애초부터 수소를 분사하는 필름 냉각을 해왔으나 분사량을 늘릴 것이라고 합니다. 더욱이 기동/정지 패턴을 재검토하여 내벽의 온도상승을 억제할 계획입니다.

그리고 FTP 문제에 관해서는 터빈의 설계를 바꾸는 것으로 대응할 것입니다. 블레이드의 매수와 형상을 바꾸는 것으로 통상 운전 영역에서 공진이 발생하지 않도록 할 예정입니다.

FTP는 중심의 터빈, 임펠라, 인듀서가 약 41000rpm으로 회전합니다. 이처럼 고속회전을 동반하는 장치는 필연적으로 공진문제가 발생하기 쉬워서 오래전부터 많은 기술자들을 괴롭혀 왔습니다. 시뮬레이션 기술이 발달했다고는하나 액체의 거동은 복잡해서 아직 완전히 모사하는 것은 어렵기에 실제 기기로 시험하지 않으면 모르는 부분도 많습니다.

실제로 이 FTP에서는 지난 2019년 5월에 실시한 EM 엔진의 연소시험 과정에서 이미 공진문제가 발생했던 적이 있습니다. 1호기 발사가 다음해로 예정되어있던 것도 고려해서 JAXA는 계획을 변경하고 1호기에 탑재할 타입1 엔진에는 잠정적으로 공진영역에 들어서지 않도록 운전하기로 하고 2호기 이후의 타입2 엔진에서 공진영역 자체를 배제하는 근본적 대책을 실행할 예정이었습니다.

하지만 이번에, 이와는 별도로 새로이 또다른 공진이 발생하게 됩니다. 이로 인해 당초 계획이었던 타입1은 취소하고 1년의 시간을 들여 1호기의 엔진부터 근본적 공진 대책을 포함시키기로 한 겁니다.

공진은 EM에서도 QM에서도 발생한 난제이기도 해서 정말로 그 대책이 1년 안에 완수될 것인지는 신경 쓰이는 부분입니다. 하지만 이번에 JAXA가「할 수 있다」라고 판단한 배경에는 문제발생 후 8월에 첫 실시한「날개 진동계측시험」에서 기대한 성과를 얻었다는 점이 있습니다.

이 시험은 FTP의 블레이드에 스트레인 게이지를 장착하고 FTP를 단독 운전한 상태에서 진동을 직접 계측한다는 획기적인 것으로 로켓 엔진으로서는 아마도 전례가 없으며 적어도 일본에서 실시한 것은 처음이라고 합니다. 운전상태에서 실제로 무엇이 벌어지고 있었는지 상세히 알 수 있게 되어 상정 못했던 공진이 발생한 것을 밝혀냈습니다.

이 진동은 당초 시뮬레이션에서도 알지 못했던 것이었지만 현상으로서 분명하게 되면서 이를 수치모델에 피드백하게되면 시뮬레이션을 더욱 고도화할 가능성이 있습니다. 장래로 이어질 매우 큰 성과라고 말할 수 있을 겁니다.

이걸로「마물」은 사라진 것일까？

로켓 엔진은 본질적으로 어렵습니다. 내부에는 초고압의 연소실을 감싸며 초고온과 극저온이 함께 하고 온도변화도 큽니다. 그리고 터보펌프처럼 초고속 회전을 하는 장치도 있습니다. 가혹한 운전을 하는 복잡한 장치임에도 한 번 발사하고 나면 도중에 고장이 나더라도 멈추고 수리할 수가 없기에 매우 높은 신뢰성이 요구됩니다. 이런 어려움이 바로「마물」의 정체입니다.

다만, LE-9에서는 시뮬레이션의 고도화나 소요기술의 선행연구 실증등을 통해 마물이 도사리고 있는 영역은 확실히 줄일 수 있었습니다. 이번에는 그럼에도 마물에 발목을 잡혀버렸지만 날개 진동계측시험등을 통해 식견을 더욱 넓혔다고 할 수 있습니다. 그저 착실하게 이런 노력을 이어가는 것으로 마물이 도사리고 있는 장소를  점점 없애갈 수 밖에 없습니다.

대형 로켓 엔진의 신규개발에는 10년 규모의 긴 세월이 소요됩니다. H3로켓 프로젝트 매니저 오카다 타다시씨는 젊은 시절 H-IIA/B의 전 세대인「H-II」로켓 개발에서 1단엔진「LE-7」의 터보펌프 시험을 담당했다고 합니다. 일본 독자 발사수단을 앞으로도 유지하기 위해서는 세대를 이어가며 경험이 끊어지지 않도록 개발을 지속해 나가는 것이 무엇보다 중요합니다.

한편, LE-9에는 한층더 적극적인 개량도 기대합니다. 우주는 전통적으로 신뢰성을 중시하는 분야입니다. 문제가 생기지 않는다면 실적이 있는 것을 줄곧 사용하는 경향이 강하지만 SpaceX는 마치 소프트웨어 버전업을 하는 듯한 스피드로 개량을 이어가며 확고한 경쟁력을 구축했습니다. 개량에는 새로운 리스크를 불러일으킨다는 위험성도 있지만 그것을 통해 H3로켓을 오랫동안 사용해 가는데 이어지는게 아닐까 합니다.

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우리 누리호도 마침 QM모델 조립과 종합연소시험을 기다리고 있는 상황인데 옆나라도 바쁩니다.