1. 서 론
2. 본 론
2. 내열재료의 종류 및 특성
2.1 비금속 재료
2.2 금속 재료
3. 극초음속 비행체의 구성 요소별 내열재료 적용사례
3.1. 노즈팁
3.2. 흡입구와 램프
3.3. 연소실과 노즐
3.4. 동체/에어로셀(Aeroshell)과 외피
3.5. 날개 및 조종면
4. 결 론
1. 서 론
극초음속 비행체의 개념은 1930년대 말 독일에서 Eugen Sanger가 고안한 Silbervogel(Silver bird)에서 시작되었다[1]. 이는 미국을 공격한 뒤 일본에 착륙할 수 있는 로켓 추진 부스트-글라이드(boost-glide) 방식의 비행체였다. 이후 다양한 극초음속 비행체가 제시되었지만, 자금 부족이나 기술적 미성숙으로 인해 대부분 실현되지 못하였다. 현재까지 궤도에 도달해 안전하게 귀환한 비행체는 소수에 불과하다. 대표적인 사례로는 1959년 첫 비행을 수행한 North American Aviation의 X-15가 있다[2]. B-52에서 공중 투하된 후 자체 로켓 엔진으로 최고고도 107.96 km, 최고 속도 7,273 km/h를 기록하며 총 199번 비행을 수행하였다. 이어 1981년, 미국은 우주왕복선 프로그램(Space Transportation Shuttle program, STS)을 통해 재사용 가능한 우주 비행을 성공했다[3]. 우주왕복선은 지구 저궤도(LEO)까지 25톤의 페이로드를 운송하고 우주 정비 및 귀환이 가능했다. 재진입 속도는 마하 약 25이다. 하지만 완전 재사용이 아닌 부분 재사용으로 외부 연료탱크는 소모되고 부스터는 재조립이 필요하다는 단점이 있었다. 또한, 비용과 정비시간을 과도하게 요구했다. 1988년, 구소련 또한 미국의 우주왕복선 프로그램에 대응하기 위해 자체적인 우주왕복선 프로그램을 통해 Buran을 개발하였고, Energia에 실려 발사되었다[3]. Buran은 첫 무인 비행에 성공했으며, 주 엔진은 궤도선이 아닌 로켓 본체에 탑재되었다. 페이로드는 30톤 탑재가 가능했다. 하지만 예산 문제로 1기만 제작되고, 나머지는 개발이 중단되었다. 다음으로는 2004년 10월, Ansari X-Prize에서 우승한 SpaceShipOne이 있다[3]. 3인 이상이 탑승해 100 km 고도에 도달하였으며, 이후 SpaceShipTwo, SpaceShipThree가 후속으로 개발되었다. 최고 속도는 마하 3이지만 동작 환경이 극초음속 비행체와 유사했다. 마지막으로 2010년 4월, Atlas V에 실려 첫 비행에 성공한 Boeing X-37이 있다. 1999년부터 개발한 무인 궤도기이며, 재진입 속도는 약 마하 25로 우주왕복선과 유사했다. 이후 수차례 장기 궤도 임무를 수행하여 최장 15개월을 운용하였다[3,4].
국내에서도 극초음속 비행체 연구가 활발하게 진행되고 있다. 2017년 6월에는 사거리 800 km급 현무-4 지대지 탄도미사일의 시험 발사가 이루어졌고[5,6], 2020년 12월에는 현무-4-4 잠수함 발사 탄도 미사일(SLBM)의 지상 발사에 성공하였고, 이어서 2021년 7월에는 수중 발사도 성공했다[7]. 같은 해 9월에는 초음속 순항미사일 발사시험을 통해 데이터링크 기반 유도 제어와 함께, Ku-밴드 액티브 레이더, 적외선 탐지기, 가시광 탐색기를 통합한 다중 모드 탐색기를 선보였으며, 회피 기동 능력은 러시아의 P-800 야혼트 수준에 도달한 것으로 평가되었다[8]. 이어 2021년 12월 방위사업청 주최의 ‘국방과학기술대제전’에서는 한국형 극초음속 무기인 하이코어(hycore)가 공개되었다. 하이코어는 국내 독자 기술로 개발된 듀얼모드 스크램제트(dual-mode scramjet) 엔진을 탑재하고 있으며, 관성항법장치 및 기동식 날개를 포함한 비행제어시스템 뿐만 아니라, 각종 비행 데이터를 수집하는 복합 레이저 측정장치(TDLAS)와 유동 정보 측정장치(FADS) 등 첨단 서브시스템이 통합 적용되었다[9]. 이후 지속적인 연구개발을 거쳐 2025년 시험 발사에 성공하였으며, 최고 속도 마하 6에 도달하여 기술의 실효성을 입증하였다[10]. 특히, 극한의 공력가열 환경을 극복하기 위해 Fig. 1과 같이 실리카 페놀(silica phenol), 알루미늄 합금(AL2024), 티타늄 합금(Ti-6Al-4V) 등의 내열 소재를 사용하여 열방어 설계를 수행해 구조적 한계를 극복하였다[11].
극초음속(hypersonic)은 마하 5(음속의 5배) 이상의 속도에서 발생하는 비행 및 공기역학적 현상을 의미한다[12]. 극초음속 비행은 방어능력 혁신, 준궤도 여행, 빠른 우주 접근 등 다양한 분야에서 현대 공학의 발전에 힘입어 보다 폭넓은 관심을 받고 있다. 현재는 마하수와 성능이 지속적으로 증가하는 다양한 극초음속 비행체 시스템이 개발 중이며, 여기에는 부스트-글라이드 시스템, 재사용 가능한 항공기, 우주발사체, 미사일 기술 등이 포함된다. 그러나 대기 중 비행에서 이러한 비약적인 속도 및 성능 향상은 재료의 다중 특성 최적화, 시뮬레이션, 설계에 있어 상당한 어려움을 동반한다. 이러한 비행체들은 마하 5에서 25 이상까지, 해수면에서 궤도까지 걸치는 고도, 몇 초에서 몇 시간에 이르는 극초음속 비행시간, 다양한 비행 궤적 등에 맞추어 특정 목적에 따라 맞춤형 재료로 제작된다. 극초음속 영역에 진입하면 외부 유동의 물리 현상은 공기역학적 힘보다는 주로 열공력적 가열(aerothermal heating)이 우세해진다. 공기역학적 압축과 마찰은 고엔탈피(high-enthalpy) 가스 유동을 만들어내며, 비행체의 운동 에너지가 열에너지로 급격히 변환되는 과정에서 극한의 환경이 조성된다. 이러한 환경은 태양 복사열(1.4 kW/m2)보다 3~7배 큰 열유속, 103 K에서 3,273 K까지 1 cm 내외 거리에서 발생하는 극단적인 열구배, 마지막으로 약 105~107 Pa에 이르는 높은 정체 압력(stagnation pressure)을 특징으로 한다.
이러한 가혹한 열적·기계적 환경은 스크램제트(scramjet) 엔진이 적용된 비행체 운용 시 더욱 두드러지며, 대표적인 사례로 Fig. 2의 X-51A가 있다[13]. 스크램제트란 마하 6에서 25에 이르는 극초음속 영역에서 운용이 가능한 공기 흡입식 엔진이다[14]. 이 엔진은 극초음속 영역에서 공기 흡입구에 형성되는 경사충격파에 의해 유입 공기를 압축 및 가열해 연소기 내부에서 초음속 유동 상태를 유지하며 연료를 분사, 자발 점화 및 연소시켜 추력을 얻는다[15]. 스크램제트 엔진은 로켓 엔진에 필수적으로 수반되는 산화제 탱크의 적재를 피할 수 있어 극초음속 비행체의 경량화와 탑재 효율 증대 및 시스템의 재사용성을 확보할 수 있다는 점에서 큰 의의를 지닌다[14]. 또한, 유입 공기를 디퓨저에서 원하는 압력비까지로만 감속해 압축한 후, 비교적 낮은 정온의 초음속 공기를 연소실에 유입시킨다[15]. 그러나 스크램제트 엔진은 흡입구에서 발생하는 초음속 충격파를 통해 고압의 공기를 확보하므로, 비행속도와 운용 고도에 따라 변화하는 대기 환경에 민감하게 반응한다. 일반적으로 운용 고도가 낮을수록 공기 밀도가 높아지고 비행체가 받는 동압도 함께 증가해 구조적 부하가 가중된다. Fig. 3은 마하 15의 비행조건에서 스크램제트 엔진의 열부하 추정값을 보여준다[16]. 이처럼 흡입구 내외부에서는 충격파가 발생하여 공력 하중과 열 하중이 복합적으로 발생하므로 이에 견딜 수 있는 내열재료 기술이 필수적이다.
따라서 극초음속 비행체에 사용되는 재료는 초음속 연소와 비행속도로 인해 고온, 고압 환경에 노출되므로 비행체의 주요 구성 시스템(에어로셀, 앞전, 조종면, TPS 등) 각 부위가 받는 국소적인 열적·기계적 부하 특성에 따라 적절한 내열재료 선정이 필수적이다. 이에 본 논문은 향후 국내 극초음속 비행체 개발 시 내열재료 선정 및 적용에 활용될 수 있도록, 주요 내열재료의 종류와 특징, 그리고 실제 적용사례를 정리하였다.
2. 본 론
2. 내열재료의 종류 및 특성
극초음속 비행체에 적용되는 내열재료는 가혹한 운용환경을 극복하기 위해 일반적으로 다음과 같은 공통적 특성을 갖는다[17]. 우수한 기계적 강도와 내구성을 유지해야 하며, 높은 열 전도성, 우수한 열충격 저항성이 요구된다. 또한, 다양한 형태로의 가공 및 성형이 용이해야 한다[17]. 이러한 조건을 만족하는 대표적인 내열재료로는 세라믹 매트릭스 복합재료(Ceramic Matrix Composites, CMC), 섬유강화 고분자 복합재료(fiber reinforced polymer composites), 니켈(Ni), 티타늄(Ti), 텅스텐(W), 구리(Cu) 합금 등이 널리 활용된다.
2.1 비금속 재료
2.1.1 세라믹 매트릭스 복합재료(Ceramic Matrix Composites, CMC)
일반적인 세라믹 소재는 내마모성이 좋고, 고강도, 고경도, 높은 용융점, 낮은 밀도 등의 우수한 특성을 가지나, 금속 대비 파괴 인성(fracture toughness)이 낮다는 단점이 있다. 세라믹 매트릭스 복합재료(CMC)는 세라믹 재료의 낮은 인성을 증가시키기 위해 세라믹 매트릭스에 강화재료를 분산시켜 제조한 소재이다. 강화재의 형태에 따라 입자 분산강화, 단섬유 강화, 장섬유 강화 등으로 분류된다. 특히 섬유 강화 복합재료는 매트릭스에 열적, 기계적 응력이 가해질 때, 섬유가 균열의 전파를 억제하여 파괴 인성을 향상할 수 있다. 이런 우수한 고온 특성을 바탕으로 비행체의 엔진에 적용되고 있다[18,19].
CMC는 대표적으로 탄소섬유 강화 복합재료(Carbon Fiber Reinforced Carbon Composite, C/C)와 탄소섬유 강화 실리콘 카바이드(Carbon/Silicon Carbide Composite, C/SiC)로 나눌 수 있다. 먼저, C/C는 화학 증기 침투법(Chemical Vapor Infiltration, CVI)으로 제조하며, 열화(degradation) 없이 최대 3,273 K까지 견딜 수 있어 우수한 열-기계적 성능을 보인다[20]. 2,273 K 이상의 비산화성 환경에서 고강도, 고내열성, 내열 충격성을 보여주며, 비강성도 높아서 경량화에 유리하다[18]. 또한, 낮은 밀도와 낮은 열팽창계수(coefficient of thermal expansion), 높은 탄성계수와 열전도율을 가진다[21]. 대표적인 적용사례로는 우주왕복선의 노즈콘(nose cone)과 앞전(leading edge) 등이 있으며, 열부하가 가장 심한 부위에 적용되었다[22]. 다음으로 C/SiC는 화학 증기 침투법과 용융 침투법(melt infiltration)을 이용해 제조하며, 고온 산화 저항성과 우수한 열-기계적 성능을 보인다. 일반적으로 극한의 공력가열 환경에서 노출되는 경우에 사용된다. 이 밖에 SiC/SiC 복합재료의 경우 강한 산화성 조건에서 장시간 사용이 가능하며, 가스터빈 엔진의 고온부에 사용되는 초합금에 비해서 사용 온도가 100~200 K이상 높고 밀도는 1/3 이하이다[23].
2.1.2 섬유강화 고분자 복합재료(Fiber Reinforced Polymer Composites, FRPC)
섬유강화 고분자 복합재료(FRPC)는 가볍고 높은 비강도, 비강성을 가지며 우수한 내열성, 내삭마성, 내부식성을 갖추고 있어 최근 항공기, 선박, 전투기 등 다양한 분야에서 널리 활용되고 있다[23]. 특히 페놀릭 수지는 고온 환경에서 높은 탄화 수율(char yield), 낮은 인화성, 뛰어난 열적·치수적 안정성 및 단열 특성을 보여 삭마 복합재(ablative composites)로 주로 사용된다[24]. 추진기관에 적용되는 대표적인 페놀릭 복합재료는 탄소 또는 실리카 직물로 된 강화재(reinforcement)에 고온용 수지(resin)인 페놀릭 수지를 함침한 C/P, S/P 등이 있다[25].
탄소/페놀릭(Carbon Fiber Reinforced Phenolic, C/P)는 페놀릭 수지와 탄소섬유를 결합한 고성능 복합소재이다[26]. C/P는 열적 안정성과 기계적 강도가 뛰어나 극한환경에서도 높은 저항성을 가진다. 그리고 가벼우며 난연성, 화학적 저항성이 우수하다.
실리카/페놀릭(Silica Fiber Reinforced Phenolic, S/P)은 페놀릭 수지와 실리카 섬유를 결합한 복합소재로, 최대 1,773 K의 고온 환경에서도 효과적인 열 보호 성능을 발휘한다[25]. S/P는 강화재인 실리카 섬유의 단위 질량당 비용이 레이온 기반(rayon-based)의 탄소섬유의 절반 수준이므로 C/P에 비해 경제적이다. 또한, 산화 환경에서 탄소섬유의 산화로 인해 침식 및 열화가 발생하는 탄소 기반 복합재와 달리, S/P는 더 우수한 내산화성을 보인다. 열전도율 측면에서도 S/P는 0.52 W/mK로, C/P(1.08 W/mK)보다 낮아 단열 성능이 더 우수하다.
이와 같은 내열재료는 밀도가 낮아 추진기관 무게를 감소시킬 수 있고 고온 환경에서 재료 내부와 표면 물질이 삭마되는 과정에서 외부에서 유입되는 많은 열을 흡수하여 구조물을 보호하는 중요한 역할을 한다[27].
2.2 금속 재료
2.2.1 니켈 합금
니켈 합금은 우수한 내식성, 강도, 금속학적 안정성 및 용접성을 제공한다. 특히 대다수의 니켈 합금은 내열성이 뛰어나 고온 환경에서도 구조적 안정성이 요구되는 분야에 이상적인 소재이다[28]. 대표적인 니켈 합금에는 인코넬718이 있다. 인코넬718은 석출경화형 초내열합금으로 923 K까지의 중간온도 영역에서 우수한 고온강도, 가공성과 용접성을 확보하도록 Nb을 첨가하여 개발된 내열 소재이다[29]. 녹는점에 가까운 온도에서도 높은 강도와 산화 저항성을 가지고 있어 초음속 비행체 등의 분야에서 널리 활용된다[30]. 대표적인 니켈 계열 합금으로 고온 합금 제조업체 Haynes International Inc.에서 개발한 헤인즈 합금(Haynes alloy)이 있다[31,32]. 헤인즈 합금은 니켈, 크롬, 코발트를 주성분으로 하며 텅스텐, 몰리브덴, 철 등의 원소가 첨가된 고성능 소재이다. 이 합금은 우수한 크리프 특성과 뛰어난 내산화성, 내식성이 우수하도록 설계되어 제트 엔진, 가스터빈 등 극한 환경에서 사용하기에 적합하다. 대표적인 헤인즈 합금으로는 Haynes 25, 188, 747 등이 있다.
2.2.2 티타늄 합금
티타늄 합금은 제2차 세계대전 중 항공우주 산업의 발달과 함께 성장하였다[33]. 이 소재는 낮은 밀도와 뛰어난 열적, 기계적 저항성을 가진다. 그리고 높은 강도 대 중량비, 경량성, 내식성 및 내피로도가 우수하다는 장점이 있다. 강철이나 니켈 합금에 비해 밀도가 낮아 기체의 경량화가 가능하며, 이는 연료 효율 향상, 페이로드 증대 등 전체적인 시스템 성능을 개선할 수 있다. 대표적인 티타늄 합금에는 Ti-Al 계열이 있다[34]. Ti-Al 합금은 알루미늄을 포함한 소재로, 1940년대 말 미국에서 스크램제트 엔진 재료로 개발되었다. 현재 항공우주 분야에서 많이 사용되는 티타늄 합금으로는 Ti-6Al-4V이 있다[35]. Ti-6Al-4V는 우수한 강도와 내식성 및 용접성을 제공하여 구조재로 널리 적용된다.
2.2.3 텅스텐 합금
텅스텐은 높은 밀도와 강도를 지녀 고밀도 합금의 주요 소재로 이용되며, 특히 고강도강은 텅스텐 함량이 18 %에 이른다. 무엇보다 텅스텐은 녹는점이 매우 높아 로켓, 미사일, 엔진 노즐 등 극한의 열 환경에 노출되는 부품에 사용된다[36]. 대표적인 텅스텐 합금과 특징은 다음과 같다[37]. 텅스텐-구리(W-Cu) 합금은 높은 열전도도와 전기전도성을 가지며, 높은 온도에서 우수한 강도를 가진다. 텅스텐-니켈-철(W-Ni-Fe) 합금은 밀도가 높고, 우수한 인성과 강도를 가지며, 내부식성을 가진다. 텅스텐 카바이드(WC) 합금은 우수한 강도와 밀도, 취성을 지니며, 텅스텐-레늄(W-Re) 합금의 경우 연성이 좋고, 고온에서 강하며, 열적 내피로도가 좋다. 마지막으로 텅스텐-몰리브덴(W-Mo) 합금은 고온 안정성, 가공성 향상, 높은 강도를 지닌다. 이처럼 텅스텐 합금은 높은 녹는점과 화학적 안정성 덕분에 극한환경에서 사용되고 있다. 특히, 레늄(Re)을 첨가하여 가공하면 고온 연성을 향상하고, 연성-취성 천이온도(Ductile-Brittle Transition Temperature, DBTT)를 낮출 수 있다. 또한, 하프늄 카바이드(HfC) 를 소량 첨가하여 분산강화를 적용하면, 결정립계 고정(grain boundary pinning)으로 인해 고온 강도를 크게 높일 수 있다[12].
2.2.4 구리 합금
구리 합금은 열전도성과 기계적 강도가 뛰어나 필름 냉각 없이도 고성능을 발휘한다[38]. 그러나 높은 적외선 반사율과 열전도도로 인해 레이저 기반 적층 제조(Additive Manufacturing, AM) 공정 적용 시 가공 난이도가 높다는 한계가 있었다. 이를 극복하기 위해 NASA Glenn Research Center(GRC)는 적층제조에 적합한 GRCop 계열 구리 합금을 개발하였다. GRCop는 Cu-Cr-Nb 분산강화형 합금으로, 고강도 및 고전도성을 갖추고 있으며 재생냉각 연소실 및 노즐과 같은 가혹한 환경에서도 우수한 산화 저항성을 갖도록 설계되었다[39]. 대표적으로 GRCop-42와 GRCop-84가 있으며 온도에 따른 열전도율은 Fig. 4와 같다. GRCop 합금은 고온 및 고열유속 환경에서 적합하며 주요 특징은 다음과 같다. 첫째로 고온에서도 높은 강도와 열전도도를 유지하며 우수한 인장강도와 크리프 저항성을 갖는다. 둘째로 산화-환원 반응(oxidation-reduction)에서 발생하는 산화와 블랜칭(blanching)에 대한 저항성이 뛰어나다, 셋째로 최대 1,073 K의 온도까지 사용이 가능하며, 해당 온도 범위에서 우수한 기계적 특성을 보인다. 넷째로 낮은 열팽창계수를 가져 열응력(thermally induced stress) 및 저사이클피로(Low Cycle Fatigue, LCF)를 저감할 수 있다. 마지막으로 적층제조 공정성이 확보되어 있어 복잡한 형상구현에 유리하다[38,40]. 이러한 장점을 바탕으로 2014년부터 선택적 레이저 용융(SLM) 공정을 이용한 적층제조 연구가 진행되었다[40]. 이는 기존 제조 공정으로는 구현이 어렵거나 불가능했던, 복잡한 내부 냉각 유로를 거치는 고열유속(high heat flux) 환경의 연소기 개발을 위한 필수적인 재료 및 공정 기술을 확보하는 데 그 목적이 있다.
3. 극초음속 비행체의 구성 요소별 내열재료 적용사례
내열재료의 선정은 비행체의 외형선(outer mold line) 같은 구조적 요소와 비행 궤적을 종합적으로 고려하여 이루어진다[12]. 특히 노즈팁, 흡입구와 카울과 같은 국소부위는 고마하수 영역의 유동에 직접 노출되어 극심한 열적 부하가 집중된다. 따라서 초기 재료 선정 단계에서 재료의 용융점 및 열응력 한계를 고려한 열-기계적 해석이 선행되어야 한다. 이러한 해석 결과는 주어진 비행조건과 구조적 특성에 따라 최적화된 재료 선정 기준을 제시한다. 예를 들어 금속 재료는 우수한 손상 허용(damage tolerance)과 제작성(manufacturability)을 바탕으로 노즈팁, 앞전, 비행 조종면, 엔진 흡입구 등 다양한 부품에 적용되고 있다. 다음 절에서는 극초음속 추진기관의 구성 요소별 내열재료 적용사례를 기술하였다.
3.1. 노즈팁
노즈팁은 유동의 정체점(stagnation point)이 위치하여 공력가열에 가장 심한 영향을 받는다. 대표적인 예로 Fig. 5의 극초음속 비행체 X-51A를 들 수 있다. 이 비행체는 열 하중이 동체 내부로 전달되는 것을 차단하기 위해 텅스텐과 알루미늄 구조 사이에 니켈 기반 초내열합금인 인코넬이 적용되었다. 특히 공력가열이 집중되는 노즈팁의 최전방부에는 이산화규소(SiO2)가 코팅된 텅스텐 소재를 사용하였다[13].
다음으로 Fig. 6의 우주왕복선 궤도선은 알루미늄 스킨-스트링거(skin-stringer) 구조로 설계되었으며, 재사용을 위해 구조적 온도를 450 K 이하로 유지해야 한다. 이를 위해 바람면(windward surface)에는 재사용이 가능한 표면 단열 타일을, 바람 반대면(leeward surface)에는 블랭킷(blanket)을 사용하였다. 대표적으로 X-33이 있으며, 앞전과 노즈팁의 경우, 1,533 K 이상으로 온도가 올라가기 때문에, 고온용 내열소재인 C/C를 사용하였다[41].
NASA에서는 1996년 Hyper-X 프로그램을 통해 공기 흡입식 극초음속 비행 기술의 실현을 목표로 연구를 시작했다[42]. Hyper-X에서는 비행체 X-43A를 개발하여 마하 7과 마하 10 조건에서 테스트하였다[43]. 노즈팁에는 C/C 복합재를 적용하고 K321 탄소섬유를 3:1의 불균형 짜임으로 배치하여 전방부의 고온과 급격한 열구배에 대응하였다. 마하 10일 때 노즈팁의 전방 온도는 약 2,477 K에 도달하였으며, 해당 시험을 통해 단시간의 1회성 비행에서 특정 SiC 기반 코팅 시스템이 적합하지 않음을 확인하였다.
마지막으로 독일 항공우주 센터(DLR)는 SHEFEX(Sharp Edge Flight Experiment) 프로그램을 수행하였다[44]. 비행체의 FADS(Flush Air Data System)는 CMC로 제작한 노즈콘에 8개의 압력 센서를 내장하여 데이터를 수집하였다. 그리고 커버 패널을 C/C-SiC를 사용한 열보호 시스템(Thermal Protection System, TPS)을 사용하였다.
3.2. 흡입구와 램프
램프 형상의 흡입구는 고속 유동이 표면을 지나면서 발생한 마찰로 인해 고온으로 가열된다. 특히, 유동에 직접 맞닿는 면에 열적 부하가 집중될 수 있다. 삭마(ablation)로 인해 램프의 형상이 변형될 경우, 효율이 저하될 수 있고 마하수가 6 이상에서는 전온도가 1,800 K 이상으로 매우 높아지기 때문에 내열 복합재를 이용한 추진기관의 냉각 연구가 활발히 수행되었다[13]. 미국의 극초음속 시험기 X-51A의 램프에는 열로부터 비행체를 보호하기 위해 우주왕복선에 사용하는 BRI-16(Boeing Reusable Insulation)을 사용하였다[13]. 한편 유럽(독일, 프랑스)에서는 2000년대 초반부터 복합재 구조체에 연료 재생냉각 기법을 적용하는 연구를 진행하였다. 이는 C/SiC 복합재에 홈을 만들어 연료공급 배관을 삽입하거나, 제조 단계에서 내부에 냉각 유로를 갖는 프리폼을 성형하는 방식이다[45,46]. 대표적인 사례로 공기 흡입구와 엔진이 일체형으로 통합된 내부 냉각 유로 구조의 PTAH-SOCAR가 있다(Fig. 7)[47].
PTAH-SOCAR는 C/SiC로 구성된 복합재 구조물이며 총 3단계로 개발이 진행되었다. 1단계(2003~2004년)에서는 독일 EADS IW사의 3차원 직물 프리폼 및 Astrium 사의 저가(low-cost) 액상 실리콘 함침법(Liquid Silicon Infiltration, LSI) 공정을 결합하여 130 × 80 mm2 크기의 판재 구조물(PTAH-SOCAR Sample, PSS)을 제작하였다. 2단계(2004~2006년)에서는 3차원 needle-punching C/C 프리폼을 제조하고 표준 CVI보다 소요시간이 10배 빠른 R-CVI 기법으로 고밀도화하였다. 이후 LSI 공정을 추가하여 연료 냉각 채널이 내장된 연소실 형상의 사각형 덕트 구조물을 완성하였다. 마지막으로 3단계(2007~2010년)에서는 대형 구조물로 스크램제트 추진기관을 제작하고 연소시험을 성공적으로 수행하였다[27,48].
3.3. 연소실과 노즐
연소기 벽면은 약 2,000 K 이상의 고온 연소 가스와 빠른 유동에 노출되기 때문에 장시간 사용에 대한 매우 높은 신뢰도가 필요하다. 이를 위해 금속 소재를 고온 내열성 및 비강도가 우수한 CMC로 대체하기 위한 연구가 수행되었다. CMC 소재의 적용 가능성은 스크램제트 엔진 연소실 환경평가를 통해 입증되었다. 해당 실험은 비행속도 마하 5 이상, 연소기 입구 유속 마하 2, 유동 전압력 548 kPa, 전온도 1,320 K의 조건으로 60초간 수행되었다[49]. 특히 흡입 공기 내 다량의 산소로 인해 연소 가스에는 H2O, CO2, O2 등의 산화 성분이 풍부하므로, 이에 대한 저항성이 높은 C/SiC 복합재가 노즐 내열재로 주로 적용된다. 대표적인 사례로는 Fig. 8의 유럽 MBDA 사의 Meteor 램제트 노즐을 들 수 있다[50].
유럽의 Astrium 사는 1990년대 초반부터 CMC 연구를 통해 C/SiC를 개발하였으며[18], 이를 주로 소형 추력기의 복사-냉각(radiation-cooled) 노즐 확대부와 연소실에 적용하였다. Astrium 사가 개발한 AESTUS의 상단 엔진의 노즐 팽창부가 대표적인 C/SiC 적용 사례이다. 이어 2006년 미국 국방부와 호주 국방부는 HyShot 프로그램을 계승한 HIFiRE(Hypersonic International Flight Research and Experimentation) 프로그램을 착수하였다[51]. 이 프로그램은 극초음속 순항을 통한 전 지구적 접근을 넘어, 우주로의 효율적인 접근이 가능한 비행체 개발을 목표로 한다. 공동 개발에 참여한 독일 항공우주 센터에서는 HIFiRE 8의 수동 냉각 연소기 패널을 C/C-SiC 기반의 CMC 소재로 제작하였다[52]. NASA Langley Research Center에서 수행한 극초음속 연소 환경 실험 결과, 재료의 침식은 미미했고 표면 산화 또한 크지 않아 연소기 소재로서의 적합성이 확인되었다.
최근에는 적층제조 기술을 활용한 연구도 활발하다. 2024년 8월, NASA의 마셜 우주비행센터(Marshall Space Flight Center, MSFC)는 GRCop-42 합금을 사용하여 제작한 칼로미터형 회전 데토네이션 로켓 엔진(calorimeter-style rotating detonation rocket engine)의 외부 연소실에 대해 고온 점화 시험(hot-fire test)을 수행하였다[53]. 해당 부품은 L-PBF(Laser Powder Bed Fusion) 방식의 적층제조로 제작하였으며, HIP(Hot Isostatic Pressing) 및 기계 가공을 거쳐 제작되었다. 총 44회 점화 시험 동안 고장 없이 열유속과 압력 데이터를 성공적으로 확보하였다.
한편, 미국의 우주왕복선 프로그램에서 고체 로켓 모터 노즐에 삭마 재료로 C/P 복합재를 사용하였다[54]. 우주왕복선 시스템의 구성 요소는 크게 궤도선, 외부탱크, 고체로켓 부스터로 나뉘는데, 이 중 고체로켓 모터 노즐의 외부 층에 C/P가 적용되었다. 연료 연소 시 발생하는 극심한 열과 침식은 C/P 삭마 과정을 통해 제어된다.
삭마는 기본적으로 열과 질량이 전달되는 복합적인 과정으로, 표면 물질이 소실되면서 열을 흡수한다. 이때 페놀릭 수지는 처음에 숯(char)을 형성하며 삭마가 진행된다. 숯의 깊이는 복합재의 열전도계수에 따라 결정되며, 숯 층은 열전도성이 매우 낮아, 연소 시 발생하는 고열로부터 하부의 페놀릭 복합재를 보호하는 역할을 한다. Fig. 9는 노즐의 재료 구성을 보여준다[54].
3.4. 동체/에어로셀(Aeroshell)과 외피
극초음속 비행체의 동체의 외피는 돌출 부위에 경계층과 돌출물로 발생한 충격파의 상호작용으로 인해 극심한 공력 하중과 열 하중을 받는다. 이러한 열적 문제를 해결하기 위한 접근방식은 비행체의 임무와 구조에 따라 다양하다. X-51A의 경우 엔진에서 발생한 고열이 동체 내부로 전달되는 것을 방지하기 위해 FRSI(Flexible Reusable Surface Insulation)을 사용하여 동체를 보호한다[13].
유럽 연합 주도로 러시아와 호주가 참여한 Hexafly-Int EFTV는 동체 대부분에 티타늄 합금인 BT-20을 적용하여 약 973 K에서 견디도록 설계되었다[55].
넓은 표면적을 갖는 극초음속 비행체에는 더 높은 내열 온도를 갖는 TPS가 요구됨에 따라 CMC 기반의 TPS가 선호되는 추세이다[56]. 흥미로운 점은 기술 성숙도(Technology Readiness Level, TRL)의 차이인데, 미국에서는 금속 TPS가 CMC TPS보다 높은 TRL을 보유한 반면, 유럽은 CMC TPS가 금속 TPS보다 높은 TRL을 갖고 있다[57,58]. 스탠드오프 방식의 TPS는 산화 방지 기능을 갖춘 외부 CMC 패널로 에어로셀을 형성하고 스탠드오프 TPS 내부에 절연재가 포함되어 있다. 대표적인 스탠드오프 TPS 적용사례로는 X-33이 있다[59]. 다만, X-33은 금속 TPS가 적용되어 합금의 특성상 사용 온도가 1255 K으로 제한된다[60].
DARPA와 미 공군은 2003년에 극초음속 비행체를 순항속도까지 가속하거나 소형위성을 저궤도에 진입시키는 것을 목표로 Falcon 프로그램을 착수하였다[61]. 이 프로그램은 소형 발사체(Small Launch Vehicle, SLV)를 플랫폼으로 활용하여 극초음속 기술 실증기(Hypersonic Technology Vehicle, HTV)의 비행시험을 2, 3단계에 걸쳐 수행하도록 계획되었다. 2단계에서 HTV-1을 개발하였으며 외형, 기체 내부 구조, C/C 외피에 대한 여러 차례의 지상 열공력 시험을 수행하였다. 하지만 단일 C/C 외피 제작상의 문제로 상세설계 검토(critical design review)를 통과하지 못하여 비행시험은 취소되었다. 이후 진행된 HTV-2에서는 제작성을 고려한 설계를 도입하여 내구성과 성능을 향상시켰으며, 하중 지지형(load-bearing) C/C 에어로셀을 성공적으로 제작하였다[62]. 또한, 영국 국방부가 후원하는 SHyFE(Sustained Hypersonic Flight Experiment) 프로그램에서는 C/SiC 기반의 하중 지지형 에어로셀을 제작 및 실험을 수행하였다[60,63,64]. 해당 에어로셀은 CVI를 통해 제조되었으며, C/SiC 튜브 사이 환형 공간으로 연료가 흐르는 구조를 갖는다.
3.5. 날개 및 조종면
대표적인 사례로는 X-51A의 동체 날개에 인코넬 소재를 적용한 사례가 있다[13]. 정체점인 날개 앞전의 경우 C/C 복합재를 사용하였으며, 우주왕복선에 사용하는 BRI-16을 날개 앞전에 사용하여 열로부터 비행체를 보호하였다. Fig. 10의 Hexafly-Int의 EFTV는 수직 꼬리 날개를 티타늄으로 제작하고 ZrO2를 코팅하여 열로부터 비행체를 보호하였다. 그리고 주 날개의 앞전은 C/C-SiC를 적용하였다[65].
Fig. 11은 X-43A이며 마하 7에서 운용하기 위해 전방 및 후방 차인(chine) 4개와 수평 꼬리 날개 2개는 C/C를 적용하였다. 반면, 상대적으로 열부하가 적거나 구조적 강성이 요구되는 4개의 수직 꼬리 날개는 헤인즈합금을 사용하였다[43].
DARPA와 영국 Air Force는 Falcon 프로그램을 통해 초음속 비행 기술을 개발하기 위해 Fig. 12의 HTV(Hypersonic Technology Vehicle)을 개발하였다[63]. 이를 위해 MIPT(Materials Integrated Product Team)를 구성하여 TPS와 고온 구조(hot structure) 기술을 개발하였다[62]. 연구팀은 HTV-2와 HTV-3 모델을 대상으로 다음과 같은 실험을 수행하였다. 1,922 K 이하 환경에서는 C/C를 날개 앞전에 적용하고, 1,922 K 이상의 초고온 환경에서는 섬유 강화 복합재를 시험하였다. 이와 함께 고온 다층 단열재, Acreage 열보호 시스템, 고온 실링(sealing) 성능 검증이 이루어졌다. 실험에서 비행체 플랩(flap)은 경량화와 얇은 구조, 열적 팽창 최소화에 유리한 CMC 소재가 채택되었다. 마지막으로 MT Aerospace에서 개발한 재진입 비행체 X-38의 경우, 조종면인 플랩에 C/SiC를 사용하였다[41]. 이 부품은 통합 제작(integrated fabrication) 공정을 통해 탄소섬유에 C/SiC를 결합하고 CVI 기법을 활용하여 성능을 최적화하였다. 한편, 네덜란드의 Dutch Space에서는 X-38의 러더(rudder)를 제작하였다. 초기에는 1,472 K까지 온도가 올라가는 PM-1000으로 제작하였지만, 이후 성능 개선을 위해 하이브리드 티타늄/세라믹 구조로 설계를 변경하여 제작하였다[41].
4. 결 론
극초음속 비행체의 개발 및 발전 과정을 독일의 Silbervogel부터 미국의 X-15, 미국의 우주왕복선, 소련의 우주왕복선인 Buran, 미국의 SpaceShipOne, 미국의 X-37의 사례를 통해 살펴보았다. 그리고 최근 국내 극초음속 추진기관 연구 동향을 살펴보았다. 2017년 현무 4의 성공적인 시험 발사부터 2021년 공개된 극초음속 무기 하이코어까지 다양한 성공 사례가 보고되고 있다. 이러한 극초음속 추진기관에는 국소 부위(노즈팁, 흡입구와 카울 등)에 고마하수 유동이 직접적으로 노출되며 열적 부하가 집중된다. 고마하수/고온 조건의 극한환경으로 인하여 비행체의 외형선, 비행 궤적을 고려하여 재료를 선정하는 것이 요구된다. 본 논문은 국내 극초음속 비행체 개발 과정에 있어 내열재료 선정과 적용에 참고할 수 있도록 국외 극초음속 추진기관의 내열재료 적용사례를 조사하였다.
극초음속 비행체의 부위에 따라 다양한 내열 재료들이 연구되고 있는데, 대표적인 내열재료 소재로 매트릭스 복합재료(CMC), 섬유강화 고분자 복합재료, 니켈 합금, 티타늄 합금, 텅스텐 합금, 구리 합금이 있다. 재료별 특징과 적용사례는 Table 1에 정리하였다. 본 연구에서 조사한 극초음속 비행체 내열재료 적용사례를 참고한다면 국내 극초음속 비행체 개발에 더욱 도움이 될 것으로 기대된다.
