「키티호크」로부터 시작한 항공기의 역사는 1백년도 못돼 대기권 밖으로 비행하는 우주왕복선을 등장시키기에 이르렀다. 그 주역은 제트엔진이 담당했는데···
자동차 선박 항공기 등의 수송수단에서 성능을 말할 때, 우선 엔진의 종류 크기 그리고 마력 혹은 배기량 등을 떠올린다.
라이트 형제가 이룩한 세계 최초의 동력 비행 성공은(1903년, 키티호크, 미국) 엔진의 역할이 중요함을 단적으로 나타내고 있다. 동력비행의 초기에는 피스톤엔진을 가동, 프로펠러를 회전시키는 방법이 공기보다 무거운 물체를 연속해서 비행시키는 유일한 방법이었다. 그후 1913년 프랑스 공학자 르네 롤랭(Rene Lolin)이 제트 추진엔진의 특허를 얻었으나 당시의 기술수준으로는 제작이 불가능했다.
1929년 영국인 휘틀(Whittle)은 터보 제트엔진의 특허를 얻었다. 그러나 최초로 제트엔진을 장착한 비행은 1939년 독일 제트기 '하인켈'(Heinkel) 178에 의해 이룩되었다. 그후부터 현재에 이르기까지 항공기의 발달과 함께 엔진은 설계 제작 재료 등 모든 면에서 눈부신 기술적 향상이 이루어져 왔고, 앞으로도 계속될 것이다. 그러면 2000년대의 항공기용 엔진, 특히 제트엔진은 어떻게 발전돼 갈 것인가.
제트엔진의 미래를 예측하기 위해서는 먼저 제트엔진의 특성을 알아야 한다. 아울러 현재의 기술이 부딪치고 있는 문제점을 살펴보고, 미래의 항공기의 동향을 함께 고려해야 한다.
고체연료를 사용하는 제트엔진도
항공기에 있어서 엔진의 역할은 공기를 뒤로 밀어내어 항공기를 앞으로 가게 하는 힘을 주는 것이다. 이 미는 힘을 공학적으로 추력(推力)이라고 부른다. 이 힘을 얻는 방식은 크게 두가지가 있는데 프로펠러를 돌리는 방식과, 고속의 가스를 직접 분사하는 방식 (이를 제트라고 부른다)으로 나뉘는 것이다. 항공용으로 사용하는 엔진의 형태로는 피스톤엔진과 가스터빈엔진이 있다. 피스톤엔진은 그 구조상 프로펠러를 필요로 하지만 가스터빈엔진은 프로펠러 없이 순수한 제트의 힘만으로도 추력을 얻을 수 있다.
이 두 형식의 엔진은 고온·고압의 연소가스를 이용한다는 점이 같다. 하지만 이 가스가 갖고 있는 에너지를 기계적인 일로 바꾸는 방식에 있어서 중요한 차이점이 있다. 즉 피스톤엔진은 피스톤의 왕복운동을 프로펠러의 회전운동으로 바꾸는데 비해, 가스터빈은 순수하게 회전운동으로만 작동되고 있다. 또한 피스톤엔진은 가스의 흐름이 단속적인데 반해, 가스터빈엔진은 정해진 경로를 연속적으로 흐른다.
피스톤엔진은 외부(카뷰레터)에서 공기와 연료를 혼합시켜 실린더 안으로 들여 보낸다. 이는 실린더 내부의 압력이 바깥보다 낮기 때문에 이 압력차에 의해 들어오게 되는 것이다. 이 혼합물은 낮은 온도, 낮은 압력(거의 대기압, 대기온도 상태다)을 보이지만 곧 피스톤에 의해 체적이 작아지면서 높은 압력을 갖게 된다.
연료의 점화로 인해 발생되는 열 덕분에 실린더 내의 가스는 더욱 높은 온도와 압력을 갖게 된다. 이 고온 고압으로 피스톤을 아래로 밀어내어, 크랭크축을 돌림으로써 기계적인 일을 얻는다. 물론 항공기용 엔진으로 사용하려면 프로펠러를 붙여서 추력을 얻어야 한다.
이에 반해 가스터빈엔진은 압축기를 회전(선풍기를 연상하라)시켜 공기를 흡입한다. 이 압축기를 통해 나온 공기는 압력이 증가했을 뿐더러 속도도 빨라지고, 온도도 높아진다. 이 공기가 연소실로 들어가면 연료를 분사 점화시켜 열에너지를 얻게 된다. 이 열에너지로 인해 매우 높은 온도와 속도를 갖게 된 연소가스가 터빈을 회전시킨다.
터빈은 일을 발생시키는 장치인데 우선적으로 압축기를 회전시키는데 필요한 일을 만든다. 프로펠러를 빨리 회전시키려면 더 많은 터빈을 설치해야 한다. 또 터빈을 지나온 가스가 배출되는 관(노즐)을 적당한 형태로 만들어 추력을 발생시킬 수 있다.
가스터빈엔진은 터보제트 터보프롭 터보팬 등으로 분류된다. 이밖에도 램제트 펄스제트 로켓모터가 있다.
그중 터보프롭은 가스터빈엔진에 프로펠러를 부착시킨 것이다.
반면 터보제트는 프로펠러 없이 순수하게 고속의 배기가스 힘만으로 출력을 얻는 형태의 엔진이다. 여기에는 더 높은 속도를 얻기 위해 후기연소기를 부착한다.
또 터보팬은 압축기 앞에 커다란 팬을 부착시킨 형태로, 팬을 통해 흡입된 공기의 일부만이 압축기로 들어가고(코어 흐름), 나머지는 그대로 밖으로 배출된다. 추력은 고속의 코어흐름과 저속의 팬흐름에서 동시에 얻어진다.
램제트는 압축기와 터빈이 없고 단지 흡입구와 연소실 그리고 노즐만으로 구성되어 있다. 펄스제트는 램제트와 같은 구조이나, 공기 흡입구에 잠금장치를 두어 연소실 내의 압력변화에 따라 열림과 잠김이 반복 된다.
끝으로 로켓모터는 대기권밖에서 사용하기 때문에 방금 열거한 형식과는 달리 공기의 흡입을 필요로 하지 않는다. 고체연료를 사용할 수 있는 유일한 엔진인 것이다.
요컨대 터보프롭과 터보팬엔진은 저속에서 매우 효율적인 엔진이며, 터보제트는 고속에서 유리하다. 램제트와 필스제트는 이들보다 훨씬 높은 속도에서 사용되며, 로켓모터는 공기가 없는 대기권밖에서 주로 활용된다. 이와 같이 항공기 엔진은 비행속도에 따라 적절히 사용해야 한다.
제트엔진의 성능을 말할 때 보통 다음 두가지를 먼저 생각한다. 추력과 연료소비량이다. 큰 추력은 비행기의 속도를 빠르게 하고, 적은 연료소비는 같은 양의 연료로 장거리비행을 가능케 한다.
이를 좀 더 전문적인 용어로 바꾸면 비추력(比推力) 비(比)연료소비율이라고 표현할 수 있다. 비추력은 1kg의 공기를 흡입했을 때 낼 수 있는 추력을 의미하고, 비연료소모율은 1시간동안 1kg의 추력을 내는데 필요한 연료량을 뜻한다. 이러한 용어는 전문가에게 매우 익숙한 표현으로 수많은 종류의 엔진을 서로 비교 검토하는데 매우 유용하게 쓰인다.
예를 들면 큰 추력을 내는 엔진은 많은 연료를 소모하는 반면, 적은 추력의 엔진은 적은 연료를 사용한다. 그러나 이들 값의 단순한 비교만으로는 어느 엔진이 더 효율적이고 성능이 뛰어난가를 판단하기 어렵다. 비추력이 큰 엔진은 같은 추력을 갖는 엔진에 비해 공기유량이 적고 엔진의 크기가 작음을 나타내고 있다. 비연료소모율이 적은 엔진은 같은 추력을 갖는 엔진에 비해 연료 소모가 적기 때문에 보다 효율적이고 경제적인 엔진으로 평가할 수 있다.
따라서 큰 비추력과 적은 비연료소모율을 갖는 엔진이 가장 성능이 우수하다고 할 수 있으나, 이 두 성능을 동시에 만족시킬 수는 없다. 다시 말해 가장 큰 비추력을 가진 엔진이 가장 낮은 비연료소모율을 갖기란 무망하다. 따라서 우리는 두 성능중 어느 하나를 선택해야 한다. 이 선택기준은 엔진 자체의 문제라기 보다는 이 엔진이 장착될 대상, 즉 항공기에 의해 좌우된다. 예컨대 여객기의 경우 연료가 적게 소비되는 쪽을 선택할 것이나, 전투기의 경우 추력이 큰 쪽을 선호하게 될 것이다.
이처럼 엔진의 성능개선은 주로 추력을 증가시키고 연료소비를 감소시키는데 중점을 두어 왔다. 그러나 최근 10여년간의 경험으로 엔진의 내구성 신뢰성 정비성 역시 엔진의 성능에 중요한 요소임이 인식되고 있다.
엔진의 성능개선을 위해서는 현재 부딪치고 있는 기술상의 한계를 극복해야 한다. 이는 미래의 항공기엔진 개발에 있어서 중요한 열쇠가 된다. 근래에는 종래의 형태를 벗어난 새로운 개념을 가진 엔진의 출현이 요구되고 있다.
추력을 증가시키려면
여기서 2000년대에 출현하게 될 항공기의 성능을 알아보면 다음과 같다.
먼저 전투기는 높은 추력, 높은 열효율을 갖고 후기연소기 없이 고속(음속의 3배 이상)으로 장거리 비행을 할 수 있어야 한다. 또 헤리어 같이 짧은 이륙거리를 갖고 수직착륙능력을 보유해야 할 것이다.
또 중헬리콥터는 현재보다 두배의 적재능력과 두배의 항속거리를 가져야 한다. 여객기는 현재의 편제트기보다 두배 많은 승객을 싣고, 두배이상의 항속거리를 논스톱 비행해야 한다. 다시 말해 극초음속으로 비행해야 경쟁력을 확보하게 될 것이다. 순항미사일은 현재와 같은 크기로 2~3배의 항속거리를, 아음속과 초음속으로 비행해야 한다. 또 유인 우주왕복선은 일반항공기와 같이 지상에서 이·착륙하고, 대기권밖으로 우주비행할 수 있게 될 것이다.
엔진설계 및 제작자는 여러 종류의 비행체의 기능과 성능에 맞추어 엔진을 개발해야 한다. 미래형 엔진의 개발에 앞서 현재 부딪치고 있는 문제점을 극복하는 것이 우선돼야 할 것이다. 엔진의 기술적 향상과정은 크게 다음 두 단계로 분류할 수 있다. 첫째는 새로운 설계기술을 개발하고 둘째는 엔진에 사용되는 재료의 수준을 높이는 것이다.
방금 열거한 비행체들의 성능은 기본적으로 엔진의 추력 증가와 더불어 이루어짐을 알 수 있다. 여기서 추력의 일반적인 공학적 정의를 알아보면 다음과 같다.
추력=엔진에서 배출되는 가스량×배출가스속도
여기서 배출되는 가스는 연료와 공기량이 합해진 것이다. 일반적으로 공기량에 비해 연료량은 매우 적기 때문에 배출되는 가스량은 곧 흡입되는 공기량으로 생각해도 무방하다.
위의 식으로부터 추력을 증가시키는 방법을 유출할 수 있다. 공기량을 증가시키거나, 속도를 높이는 것이다. 공기량을 증가시키려면 압축기의 크기를 크게 하거나, 압축기 앞에 커다란 팬을 설치해야 한다. 이 팬을 통해 들어오는 공기량의 일부만이 압축기로 들어가고 나머지 공기는 팬을 통해 그대로 외부로 배출된다.
한편 가스배출속도를 더 빠르게 하려면 압축비를 높이거나, 터빈입구온도를 증가시켜 주어야 한다. 전투기의 경우는 후기연소기를 사용함으로써 가스배출속도의 가속을 얻을 수 있다. 터빈에서 나온 혼합가스는 아직도 많은 양의 공기를 갖고 있기 때문에 이 연료를 다시 분사 점화시켜 얻은 열에너지로 더 높은 속도를 확보하는 방법을 후기연소기방식이라 말한다. 그러나 이 방법은 아직 해결하지 못한 두가지 과제를 안고 있다. 하나는 재료가 열에 견디는 한계 때문에 장시간 사용하지 못한다는 점이고 다른 하나는 매우 많은 연료를 소비한다는 점이다.
다음은 연소실의 온도를 높이는 방법이다. 이는 연소실에 이상적인 연료와 공기비(比)를 제공함으로써 목표달성할 수 있으나, 터빈블레이드의 재료가 열에 견디는데 한계가 있기 때문에 더 높은 온도를 가하지 못하는 것이다. 이러한 고민거리에 대처할 수 있는 해결방법으로는 다음 세가지를 들 수 있다.
첫째 터빈블레이드를 효과적으로 냉각시키는 방법, 둘째 터빈블레이드의 금속조직을 바꾸는 방법, 셋째 아예 새로운 재료를 사용하는 방법 등이 그것이다.
고온 고속의 가스로부터 연속해서 힘을 받는 터빈블레이드는 매우 취약한 부분이다. 하지만 안타깝게도 고온에 견디는 재료를 개발해 실용화하려면 장시간이 걸린다. 그래서 현재는 블레이드의 냉각이 가장 널리 쓰이고 있다. 터빈블레이드의 블레이드내에 구멍을 뚫어 주위의 찬 공기로 냉각시키고 있는 것이다. 이를 위해서 블레이드 전체를 균일하게 냉각시킬 수 있는 세심한 설계와 복잡한 제작이 요구된다.
한편 터빈블레이드는 방향성을 갖는 주조나 응고방법을 통해 결이 있는 금속 결정조직을 갖게 제작되고 있다. 그러나 각 결정면의 경계는 균열에 매우 취약하므로 단결정의 조직을 갖는 블레이드제작이 연구되고 있다. 이 블레이드는 높은 온도에 견딜 뿐만 아니라 수명이 2~3배 길다.
마지막으로 새로운 재료의 사용이다. 현재 가장 실현성이 큰 터빈블레이드용 신소재는 세라믹이다. 세라믹을 터빈에 응용할 경우 기계적 강도를 만족시킬 뿐더러 열이 거의 전달되지 않으므로 여러모로 유리하다. 이런 세라믹의 특성은 블레이드 냉각을 필요없게 한다. 따라서 블레이드 냉각을 위한 설계나 제조과정을 생략할 수 있다.
설계분야에서도 멀지않아 중요한 진전을 보게 될 것이다. 제트엔진에서 압축기의 역할은 매우 중요하다. 공기역학적인 관점에서 볼 때 효율적으로 공기를 압축하고 흡입하려면 압축기의 날개나 터빈의 날개가 특유의 형상을 갖고 있어야 한다. 새로이 선보이게 될 블레이드는 컴퓨터로 정밀하게 계산해서 제작하게 될 것이다. 외관상 짧고 두꺼운 블레이드 형상을 갖게 되면 더 많은 공기의 흡입과 압축이 가능해진다. 결과적으로 적은 단수로 높은 추력과 효율을 얻을 수 있다. 또한 엔진의 부품수를 줄여 엔진의 무게를 가볍게 함으로써 항공기의 성능을 향상시키기도 한다.
또 2차원 형상을 갖고 분사가스의 방향을 조절할 수 있는 노즐이 등장하게 될 것이다. 이 노즐은 가속 급선회 급가속시에 매우 유용하다. 게다가 순항시 항력을 감소시키고 연료를 절감해 주며 착륙시 에어 브레이크가 필요없게 된다. 특히 전투기의 경우 바이패스비를 20% 이하로 줄임으로써 후기연소기 없이 높은 초음속 비행을 가능하게 한다.
2000년대 제트엔진
이런 기술적 개선을 통해 2000년대의 제트엔진은 다음과 같은 중요한 변화를 갖게 된다.
첫째 터빈 입구온도가 증가할 것이다. 최신 엔진의 터빈 입구온도는 1천4백80℃이지만 2000년대에 이르면 1천8백℃까지 상승, 3백℃ 정도 증가될 것으로 보인다.
둘째 추력은 20~40% 커질 것이다. 셋째 비연료소모율은 15% 이상 감소할 전망이다. 넷째 압축기와 터빈을 합해 17단으로 되어 있는 회전부분을 6단으로 줄이게 될 것이다. 다섯째 엔진의 추력/무게비가 10대 1이상 증가할 것으로 예측된다.
마지막으로 아직 개념상으로만 존재하는 엔진에 대해 알아 보자. 매우 높은 속도(음속의 세배 이상)로 비행하거나(초음속수송기인 SST, 극음속수송기인 HST) 혹은 우주왕복선과 같이 대기권 밖으로까지 비행하는 유인 우주왕복기(SP)를 구상해 보라. 여기서 초음속은 음속보다 3배 정도 빠른 속도를 말하며 극음속은 그 이상의 속도를 뜻한다. 아마도 이 비행기는 아음속에서부터 극음속까지의 속도를 적은 연료소모로 낼 수 있는 엔진을 요구할 것이다.
이를 위해서는 기존 엔진의 개량만으로는 불가능하다. 여러 형태의 엔진을 조합시킨 새로운 개념의 엔진이 필요한 것이다. 저속비행을 할 때는 큰 바이패스비를 갖는 터보팬엔진이 적합하고, 속도가 증가함에 따라 적은 바이패스비를 지닌 터보팬엔진이나 순수한 제트엔진이 유리해진다. 음속의 세배를 넘어선 속도에서는 압축기와 터빈이 필요없는 램제트엔진이 사용된다. 이들을 조합시킨 형태를 에어블리딩엔진(all bleding engine)이라 부른다.
또 대기권 밖에서는 로켓엔진을 사용해야 하는데 이를 에어터보 램제트엔진(airturbo-ram jet engine)이라 일컫는다. 따라서 좀더 먼 미래의 제트엔진은 여러 종류의 엔진이 복합된 형태로 나타날 것이다. 이러한 엔진을 단 초음속여객기는 서울-뉴욕간을 현재보다 세배 정도 단축시킨 4시간 30분에 비행하게 될 것이다.
