서론

최근 우크라이나-러시아 전쟁, 이스라엘-하마스 전쟁 등 신냉전 분위기가 고조되며 세계 각 국의 군비 경쟁이 커지고 있음에 따라 국내 항공무기체계의 국제적 관심이 굉장히 뜨거운 상황이다. 2009년 KT-1 항공기의 터키 수출을 시작으로 인도네시아, 필리핀 등에 항공기 수출을 성공했으며, 2023년 9월에는 북대서양조약기구(NATO) 회원국인 폴란드에 4조 규모의 FA-50 전투기 수출 계약을 성사시키는 등 국내 항공무기체계의 수출이 확대되고 있다. 하지만 일부 항공무기체계의 경우 해외 구매품 사용에 따른 E/L(Export license) 등으로 인해 수출이 제한되는 상황이 발생하기도 한다. 이를 극복하기 위해 군용항공기 엔진의 국내 개발을 위한 연구와 함께 부품 등의 국산화율을 높이기 위한 연구과제가 확대되고 있다. 일례로 ‘’23~’37 국방과학기술혁신 기본계획’ 내 국방전략기술 10대 분야 중 하나인 추진 파트에 첨단 항공 엔진 개발이 포함되어 항공기용 가스터빈 엔진(터보팬/터보샤프트 등) 및 왕복 엔진 개발 과제가 추진 중이다. 그림 1은 항공기용 가스터빈 엔진의 예시를 보여주며, 그림 2는 항공기용 왕복 엔진의 예시를 보여준다.

독자 개발 엔진의 군용항공기 장착을 위해서는 감항인증 요소에 대한 고려가 반드시 이뤄져야 한다. 감항인증은 견딜 감(堪)에 배 항(航)의 합성어로 “항공기가 안전하게 비행을 견딘다”는 의미를 가지고 있다. 다시 말해 감항인증이란 항공기 개발 및 개조 시 구조, 강도, 성능 등 비행하기에 적합한 안전성과 신뢰성을 갖추었는지 확인하여 항공기가 설계 단계부터 도태 시까지 전 수명주기 동안 비행안전성이 있다는 것을 정부가 인증하는 제도를 말한다. 현재 감항인증 제도는 항공기 체계 관점에서 구축되어 있으며, 엔진은 대상에 포함하고 있지 않다. 하지만, 국내에서 연구개발 되는 회전익 및 무인항공기의 감항인증에 활용되는 ‘미 연방항공청(FAA) FAR part 29’, ‘군용항공기 표준감항인증기준 part 2’에 의하면 군용항공기 엔진은 설계적합성 인증을 획득해야 한다고 명시되어 있기 때문에 독자 엔진 개발을 대비한 감항인증 관점의 연구가 필수적이나 미비한 실정이다. 이러한 사항에 착안하여 본 기고에서는 국내·외 엔진 개발 동향 및 엔진 관련 감항인증 제도 현황을 분석하여 국내 독자 엔진 개발을 대비한 군 감항인증 분야 발전방안을 제시하고자 한다.

이론적 고찰

항공용 엔진 개발 동향 소개에 앞서 엔진에 대한 기본적인 이론에 대해 언급하고자 한다. 그림 3은 추진기관을 분류한 결과이며, 항공용 엔진은 공기흡입 추진기관의 한 종류이다. 공기흡입 추진기관은 크게 가스터빈 엔진, 왕복엔진 그리고 램제트 엔진으로 구분된다. 왕복엔진은 흡입-압축-팽창-배기 등 4행정으로 이루어진 Otto 사이클을 사용하며, 일반적으로 피스톤 엔진을 칭하나 피스톤이 없고 회전체(Rotary)로 대체되는 로터리 엔진이나 Strirling Engine 등을 포함하여 구분하기도 한다. 왕복엔진의 형식에는 직렬형, 대칭형, V형, 성형엔진 등이 있고 저고도, 저속에서 효율이 좋은 편이나 피스톤 운동으로 인한 진동과 냉각, 윤활 등에 단점이 존재한다. 주로 소·중형 무인기에 적용된다.

가스터빈엔진은 그림 4와 같이 압축-연소-팽창-배기로 이루어진 Brayton Cycle을 활용한다. 초기 가스터빈 엔진은 압축기와 터빈이 단축으로 연결되고 다수의 캔 타입 연소기가 사용되었으나, 서지 등 운용 시 발생하는 이상현상을 개선하기 위해 2축식 엔진이 대부분 사용되고 있다. 가스터빈 엔진은 터보제트 엔진, 터보팬 엔진, 터보샤프트 엔진, 터보프롭 엔진으로 구성되는데 터보제트엔진은 고공성능이나 추력이 좋은 반면 연비가 좋지 않아 현재는 유도미사일 등에 주로 적용된다. 터보팬 엔진은 전투기, 수송기 등 대형 항공기에 주로 적용되고 터보샤프트 엔진은 회전익항공기에 적용된다. 터보프롭 엔진은 주로 중·대형 무인기 혹은 훈련기처럼 아음속구간에서 운용되는 항공기에 적용된다.

가스터빈의 추력에 영향을 미치는 요소들은 공기의 밀도에 영향을 미치는 온도, 압력, 고도, Ram Air, Air Speed, 엔진 RPM 등이 있다. 고도 상승, 공기의 온도상승 및 Air Speed가 높아질수록 밀도가 작아지고 속도차가 작아져 추력은 낮아지고 공기의 압력이 올라갈수록 밀도 상승으로 추력은 증가하게 된다. 성층권(36,000ft) 이상에서는 온도가 일정해져 밀도에 대한 영향성이 없어 추력 하강율은 더 커지게 된다. Ram Air의 영향성은 항공기의 속도가 증가할수록 항공기 전,후방의 속도차가 줄어들어 추력이 낮아질 수 있으나 흡입구로 들어오는 유동량과 압력의 증가로 아음속에서는 약간 증가하는 경향이 있다.

그러나 초음속에서는 공기의 압축성 효과 때문에 유동량이 급격하게 증가하게 되고 고성능 항공기에게는 그림 14과 같이 비록 고도가 높아 공기의 밀도가 낮을지라도 이러한 Ram 효과 덕분에 고성능을 발휘할 수 있으며, 그림 5에서 확인할 수 있다.

국내·외 엔진 개발 동향

본격적으로 항공기가 개발된 1950년대부터 항공기용 가스터빈 엔진이 개발되었으며, 주로 코어엔진(압축기-연소기-터빈) 하나를 개발하여 여러 가지 파생형 엔진을 만드는 방식을 채택하였다. 그림 6은 공통코어 적용 엔진 개발 결과를 보여주는 예시이다. 또한, 민수용 엔진은 연료 효율 및 친환경을 주 목표로 개발이 이뤄지고 군용 엔진은 개발 목표가 고추력(출력), 고효율이라는 점에서 차이가 있으나 표 1과 같이 민간의 엔진을 군용 엔진으로 개조하거나 군용 엔진을 민간으로 개조하는 사례도 있다.

현재 해외에서는 가스터빈 엔진의 성능을 향상시키기 위한 연구가 활발히 진행되고 있다. 그림 7은 항공용 엔진 기술의 발전 과정을 보여주며, 현재에는 고바이패스비 적용을 통한 추력 효율 상승 관련 연구, 중량 절감 및 터빈입구온도 상승과 같은 열역학적 개선을 위한 소재 연구 등이 지속적으로 이뤄지고 있다.

국내의 경우 현재 독자 엔진을 보유하고 있지는 않지만 K-방산의 국제적인 관심이 확대되면서 엔진 E/L 등 수출 제약사항 극복을 위해 독자엔진 개발의 필요성이 제기되었다. 이를 위해 현재 무인기용 저바이패스비 터보팬 엔진의 개발을 위한 연구과제 등이 발굴되고 있다. 그림 8은 국내 항공용 엔진 개발 로드맵을 보여준다.

국내·외 엔진 인증제도 현황

2장에서 언급했듯이 군용항공기 엔진의 개발을 위한 움직임이 활발히 이뤄지고 있는 상황에서 인증에 대한 고민이 반드시 선행되어야 한다. 1장에서 언급했듯이 국내 군용항공기 감항인증 제도는 엔진을 대상으로 지정하고 있지 않기 때문에 감항인증 제도 발전방안 도출에 앞서 민간 및 해외에서는 엔진 인증을 위한 제도가 어떻게 구축되어 있는지 살펴보도록 하겠다.

민간 항공기 엔진 인증제도

미국의 경우 연방규정(CFR, Code of Federal Regulations) 중 14번째에 해당하는 14 CFR Aeronautics and space에 감항인증과 관련된 내용을 규정하고 있다. 엔진 인증은 14 CFR part 33을 활용하며, 엔진 인증을 위한 기술기준 및 주요 시험항목 등이 명시되어 있다. 또한 권고회람인 AC 33-2C를 통해 각 기준별 적합성 인증방법에 대한 내용을 제시하였다.

유럽의 경우 유럽항공안전청(EASA)에서 엔진 인증을 담당하며, 그림 9에서 볼 수 있듯이 추진분야를 인증하는 조직이 별도로 존재하는 것을 확인할 수 있다. 엔진인증은 CS-E(Certification Specification-Engine)를 활용하며, 미 FAA 엔진인증기준인 14 CFR part 33과 기준 및 주요 시험항목이 유사하게 구성되어 있다.

우리나라의 경우 항공안전법을 근거로 감항인증 제도가 확립되어 있으며, 항공기, 엔진, 프로펠러가 인증 대상이다. 엔진 인증은 KAS(Korean Airworthiness Standard) Part 33을 활용하며, 유럽과 마찬가지로 미 FAA 엔진 인증기준인 Part 33과 유사한 수준이나, 일부 요구조건(터빈엔진 관련 3항목, ETOPS(Extended-range Twin-engine Operational Performance Standards) eligibility 관련 항목) 등이 미반영 되어있다.

군용항공기 엔진 인증제도

군 감항인증 제도를 구축하고 있는 대부분의 국가는 엔진 인증을 위한 별도의 기술기준을 고시하고 있지 않으며, 항공기 체계인증을 위한 감항인증기준 설정 시 추진시스템 관련 내용을 포함한다. 하지만 일부 국가에서 엔진 인증을 위한 기반을 구축하고 있다.

영국의 경우 감항인증기준으로 Def-Stan 00-970을 활용하는데 그림 10에서 확인할 수 있듯이 엔진 인증을 위한 감항인증기준 파트를 별도로 구성하고 있다. 표 2는 각 감항인증기준 파트별 참고문헌을 보여주며, 유럽의 민간 엔진 인증기준인 CS-E를 참고하는 것을 확인할 수 있다.

미 공군의 경우 엔진을 감항인증 대상으로 다루고 있지 않았으나, 일반적으로 엔진의 개발이 항공기 개발이 수행되기 이전부터 진행됨을 고려하여 2017년에 엔진 인증을 위한 별도의 절차인 AWB-330을 고시하였다. 그림 11은 신규 개발 또는 개조 엔진의 감항인증 절차를 보여주며, 표 3은 엔진 인증 절차 중 주요 내용을 요약한 결과이다.

그림 11. 엔진 인증 절차

엔진인증 계획 수립을 위한 절차는 새로 개발하는 엔진과 개조 엔진으로 구분되어 있으며, 새로 개발하는 엔진의 경우 장착될 항공기와의 호환성을 고려하여 감항인증계획을 사전에 문서화해야 한다.또한, 계획 수립 시 장착 항공기 개발 엔지니어와 협의를 완료해야 한다고 명시되어 있다. 개조 엔진의 경우 개조사항이 감항성에 영향을 미치는지 확인할 수 있는 정보를 담고있는 P-ADF (Propulsion Airworthiness Determi- nation Form)를 작성하고, 장착 항공기의 엔지니어가 개조사항에 대한 항공기 영향성을 판단하여 인증계획을 수립하여야 한다.

엔진 인증기준은 미 공군의 항공기 감항인증기준인 MIL-HDBK-516에서 엔진에 해당되는 기술분야에서 기준을 발췌한다. 표 4는 MIL-HDBK-516 내 엔진에 해당되는 기술분야에 대해 요약한 결과로 해당 기술분야의 기준 중 엔진 특성에 맞게 수정 적용(Tailoring)이 가능하다. 엔진 인증기준은 상세설계검토(CDR, Critical Design Review) 시점에 최종 확정되어야 한다.

엔진 인증기준이 확정되면 기준 충족여부 확인을 위한 적합성 검증을 수행하여야 한다. 적합성 검증을 위해 엔진 개발자는 산출물을 작성해야 하며, 평가 결과를 문서화하여 관리해야 한다. 산출물은 미 군사표준인 MIL-STD-3024(PSIP, Propulsion System Integrity Program)에 의해 식별, 작성된 결과를 활용한다. MIL-STD-3024는 최적의 비용 및 일정으로 엔진 획득을 하기 위한 요구사항 등을 수록한 표준문서이다.

기준에 대한 적합성 검증을 완료하게 되면, 엔진에 대한 위험도 수용여부를 결정하게 된다. 위험도는 미 공군 AWB-150(Airworthiness Risk Assessment and Acceptance)에 의해 수용되어야 한다. AWB-150은 미 공군에서 발행한 위험도 평가 및 수용여부를 판단하기 위한 절차를 기술한 회보로 미 군사표준인 MIL-STD-882E에 정의된 방법론을 활용하여 위험 식별 및 심각도 평가를 수행하고 평가 결과를 바탕으로 감항당국이 수용여부를 판단한다.

상기 기술한 과정을 모두 통과하였을 때 최종적으로 형식인증서(MTC, Military Type Certification)을 발급한다. 형식인증서 외에 인증서로 항공기에 장착하여 엔진에 대한 비행시험을 하기 이전에 비행허가서(MFR, Military Flight Release)를 발급하기도 한다. 형식인증 시 비행안전을 위해 관찰해야 할 운용 한계 및 제한사항을 식별하여 적용 항공기 엔지니어에게 제공해야 한다.

시사점

미 공군을 시작으로 군용 엔진 인증 절차가 마련되었으며, 이는 항공기 개발 시 엔진에 대한 선 인증 필요성을 보여주는 대표적인 사례라고 볼 수 있다. 이에 따라 국내 군 감항인증 제도도 독자 엔진 적용을 대비할 필요가 있다. 그림 12는 미 공군과 국내 군의 감항인증 절차를 비교한 결과로 국내 군 감항인증 제도와 미 공군의 감항인증 제도가 유사한 것을 볼 수 있다. 이는 국내 군 감항인증 제도가 미 공군의 감항인증 제도를 벤치마킹하여 구축했기 때문에 생기는 결과라고 볼 수 있다. 따라서 엔진 인증제도 도입 시 AWB-330을 기반으로 절차를 수립할 경우 항공기 체계 감항인증 프로세스와 연계가 용이할 것으로 사료된다. 하지만 인증 절차를 수립하기 위해서는 관련 법령 개정이 선행되어야 하며, 민·군 협력이 강조됨에 따라 상호인정 방안에 대한 추가 논의가 필요할 것으로 생각한다. 이외에 군용항공기 사업 특성에 따라 항공기에 적용되는 감항인증기준이 상이하기 때문에 엔진 인증기준 수립 시 항공기 사업 특성을 고려해야 한다.

그림 12. 미 공군-국내 군 감항인증 절차 비교

엔진 인증기준은 AWB-330에 명시된 바와 유사하게 ‘표준감항인증기준 part 1’ 내 해당 기술분야(표 5 참고)를 바탕으로 수립할 수 있을 것으로 판단된다. 그 이유는 ‘표준감항인증기준 Part 1’이 미 공군의 MIL-HDBK-516을 기반으로 고시되어 내용이 거의 동일하기 때문이다. 하지만 국내 항공산업 여건을 고려하여 민·군 협력 항공기 개발사업(예. 수리온 개발사업)을 수행할 경우 민간 엔진 인증기준의 활용을 고려해봐야 한다. 하지만 이를 위해 기준에 대한 세부 분석 연구가 선행되어야 할 것이다.

마지막으로 조직 구성 관련하여 세부 업무 수행을 위한 조직 업무분장에 대한 연구가 필요하다. 그림 13은 감항인증 유관기관 조직도를 보여준다. AWB-330을 기반으로 인증 절차를 수립할 경우 감항인증 유관기관별 업무분장에 대한 연구가 반드시 선행되어야 할 것이다.

결언

독자 엔진 개발은 항공산업 성장 측면에서 반드시 거쳐가야 할 관문이다. 전세계 엔진 시장의 1%만 점유하더라도 경제적 효과는 천문학적인 액수일 것으로 전문가들은 예상하고 있다. 이에 따라 정부에서는 정책적으로 엔진 개발을 위한 과제를 지속적으로 발굴하고 있는 상황이다. 하지만 엔진이 실제로 개발될 경우 인증이라는 새로운 이슈가 발생할 것이며, 이를 대비하기 위한 사전 연구가 필요한 상황이다. 이러한 사항에 착안하여 본 기고에서는 엔진 개발 동향 및 국내·외 엔진인증 제도 구축 현황을 조사하였다. 엔진 인증제도는 민·군 협력 및 국제 감항인증 상호인정 측면 뿐만 아니라 수출경쟁력 향상과 연결될 수 있다. 본 기고의 내용을 바탕으로 후속 연구가 활발히 이뤄질 뿐만 아니라 최종적으로 독자 엔진을 장착한 항공기가 창공을 향해 날아오르는 순간이 오길 기대해본다.