제1부 비행체 기술 기반

1.20 내연·터빈 추진: 피스톤·로터리·중유 엔진·터보프롭·터보팬·지속가능항공유

1.20.1 이 장에서 배우는 것 / 선수 지식 / 특히 중요한 독자

전기 추진(1.17·1.18)이 정숙하고 정밀하다면, 연료를 태우는 엔진은 에너지를 싸고 가볍게 나르는 쪽이다. 군용 대형 무인기, 장시간 체공 기체, 지역항공모빌리티의 일부는 지금도 내연 엔진과 터빈을 바탕으로 한다. 이 장은 엔진 형식의 지형과 연료의 비에너지, 고도에 따른 출력 감소, 중질유와 단일 연료 정책, 지속가능항공유(SAF)를 숫자로 따라간다. 하이브리드는 1.23, 수소는 1.24, 열관리는 1.25가 맡는다.

배우는 것:

• 비에너지의 격차 — 연료가 배터리보다 몇 배 많은 에너지를 나르는지, 엔진 효율을 곱하면 격차가 얼마로 줄어드는지(계산).
• 엔진 형식 — 2행정·4행정 피스톤, 로터리(방켈), 중질유 엔진(heavy fuel engine, HFE), 터보프롭·터보샤프트·터보팬의 구조와 용도.
• 고도에 따른 출력 감소 — 밀도비로 자연 흡기·터보차저·터빈의 출력을 계산하고 밀도 고도의 예를 푼다.
• 군의 단일 연료 정책 — 왜 한 가지 연료로 모든 장비를 돌리려 했고 어떤 대가가 있었는지.
• SAF와 연료 규격 — ASTM D7566·D1655, 혼합 한도, 유럽의 혼합 의무.
• 신뢰성·소음·열 시그니처 — 전기 대비 엔진의 운용상 대가.

선수 지식: 열역학 기초와 1.17의 체인 효율 개념. 프로펠러는 1.3, 호버 동력은 1.2, 형상은 1.9를 본다.

특히 중요한 독자: 엔지니어는 1.20.3~1.20.7의 계산을, 사업·정책 담당자는 연료 격차와 SAF 규제(1.20.3·1.20.8)를, 인증·군 담당자는 연료 규격과 엔진 인증 기준(1.20.12·1.20.13)을 본다.

기준 시점과 정직성. 이 장은 2026년 10월 기준이며 집필에 사용한 지식은 2026년 중반까지다. 엔진 제원은 제조사 공개 자료이므로 (공개 주장치)이고, 연료 발열량·열효율·비연료소모율은 대표 범위로 사용한 값이라 (확인 필요)다. 계산은 원리로 만든 교육용 모형이며(파이썬 math) 터빈 고도 모형은 이상 사이클의 근사다. SAF의 혼합 한도와 유럽 의무의 세부는 판·관보 확인이 필요하다.

1.20.2 개념·직관 — 연료는 싸게 나르고, 엔진은 비싸게 바꾼다

내연·터빈 추진은 연료의 화학 에너지를 열로 바꾸고, 열을 축 동력이나 추력으로 바꾸는 열기관이다. 전기 체인(배터리에서 축까지 효율 0.88)과 달리 열기관의 효율은 0.25~0.40 수준이다. 그런데도 사용되는 이유는 단 하나, 연료가 에너지를 압도적으로 많이 나르기 때문이다. 에너지 격차가 효율 손실을 이기는 임무(길고 먼 임무)에서 열기관이 이긴다.

세 축에서 요구가 이렇게 다르다.

• 군용 드론은 체공 시간·항속·탑재량이 크고 전장 군수에서 연료를 한 종류로 맞추려 한다. 대형 무인기(MALE·HALE)는 터보프롭·터보팬을, 소형 전술 무인기는 피스톤·로터리를 사용한다.
• 민간 UAS는 대부분 배터리이고, 장시간 측량·방제·화물에서 소형 피스톤이나 하이브리드가 일부 사용된다.
• AAM은 도심에서 소음·배기·열 시그니처 때문에 전기가 기본이다. 지역항공모빌리티(RAM)에서는 터빈·하이브리드·SAF가 실험된다(15.25·1.23).

1.20.3 원리 — 비에너지의 격차와 열효율

결론부터: 연료는 질량당 배터리의 약 60배의 에너지를 저장한다. 엔진 열효율(0.23~0.35)을 곱해도 축 출력 기준으로 16~24배가 남는다. 이 격차가 열기관을 다음 몇십 년 동안 남기는 이유이고 하이브리드의 동기다(1.23).

열효율은 비연료소모율(SFC, 축 동력 1 kWh를 내는 데 사용하는 연료 질량)에서 나온다.

$$\eta_{th}=\frac{3600}{\mathrm{SFC}\,[\mathrm{g/kWh}]\times \mathrm{LHV}\,[\mathrm{MJ/kg}]\,/\,1000}$$

($\mathrm{LHV}$는 저위발열량.) 대표값으로 계산하면 다음과 같다(파이썬으로 계산, 대표 범위라 확인 필요). 영국식 단위 1 lb/(hp·h)는 약 608 g/kWh다.

읽는 법: 팩 기준으로 연료는 저장에서 약 60배, 축 출력에서 약 16~24배다. 팩 비에너지가 두 배(400 Wh/kg)가 되어도 8~12배가 남는다(엔진·탱크 질량 제외). 배터리 팩의 현황은 1.21이 (공개 주장치)로 확인한다. 한 예로 5 kW 축 출력을 10시간 내려면 50 kWh의 축 에너지가 필요하다. 전기 체인으로는 팩 약 284 kg(200 Wh/kg, 사용 가능 100 % 가정)이고, 가솔린이면 연료 약 15 kg이다(엔진·탱크·냉각 제외). 엔진 고정 질량을 더한 손익분기는 1.23이 계산한다. 반대로 임무가 30분이면 엔진의 고정 질량이 연료 절감을 삼킨다.

연료의 에너지는 안전에도 영향을 준다. 가솔린 10 kg의 에너지는 122 kWh로 200 Wh/kg 팩 약 610 kg과 같다. 대형 무인기의 추락에서 연료가 화재의 주원인인 이유다. 배터리는 열폭주라는 별도의 위험을 가진다(1.21).

1.20.4 엔진 형식 — 피스톤·로터리·중질유 엔진

1.20.4.1 피스톤 엔진 — 2행정과 4행정

소형 무인기의 가장 흔한 내연 엔진이다.

대표 사례는 Rotax 912 ULS다(제조사 데이터시트, 2021): 4기통 대향 4행정, 액냉·공랭 혼합, 배기량 1,352 cm³, 5,800 rpm에서 73.5 kW, 감속기 포함 56.6 kg, 오버홀 간 시간(TBO) 2,000시간, 연료는 최소 MON 85·RON 95(AKI 91)의 무연·유연·AVGAS 100LL·에탄올 10 %를 허용한다. 비출력은 약 1.3 kW/kg이다. 터보차저 모델인 Rotax 914 UL은 84.5 kW(감속기 포함 64.0 kg, 2020 데이터시트)이며 자동 웨이스트게이트로 고도에서 출력을 유지한다. MQ-1 Predator는 115 hp(86 kW)급 피스톤 엔진을 사용했다고 보도되며 Rotax 914 계열로 알려져 있으나 제조사 확인은 못 했다(확인 필요).

연료 공급은 기화기에서 전자 분사(EFI)로, 점화는 이중 전자 점화로 가는 추세다. 기화기는 고도에서 혼합비가 변동하고 착빙 위험이 있다. 분사 엔진은 전자 제어(FADEC)로 고도 보정이 쉽지만 소프트웨어 보증이 따른다(8.8).

1.20.4.2 로터리(방켈) 엔진

회전 피스톤(삼각 로터)이 하우징 안을 돌며 흡입·압축·폭발·배기를 한 회전에 세 번 일으킨다. 같은 출력에서 작고 가벼우며 진동이 적다. 대가는 연료 소비가 크고(연소실 표면적이 커 열 손실이 크다), 로터 끝 시일의 수명이 짧고, 중질유를 태우기 어렵다는 점이다. 중질유 로터리 연구의 공개 검토는 낮은 압축비, 큰 표면적-부피비에 따른 열 손실, 시일 누설을 난제로 든다(미 국방 기술정보센터 보고서). 무인기에서는 UAV Engines Ltd.의 AR741(단일 로터, 공랭, 38 hp급, 약 28 kW — 산술)이 소형 전술 무인기용으로 소개된다. 어떤 기체에 탑재되는지는 목록마다 달라 확인 필요다.

1.20.4.3 중질유 엔진과 군의 단일 연료 정책

NATO는 1980년대 중반(2차 자료는 1986년 합의로 서술) 단일 연료 개념을 채택해 전장에서 항공기와 지상 장비가 같은 연료를 사용하게 하려 했다. 선택된 연료가 JP-8(MIL-DTL-83133, NATO 기호 F-34)이다. 군수 입장에서는 연료 종류가 줄면 수송·저장·오염 관리가 단순해진다. 무인기에도 같은 논리가 이어져 중질유 엔진(HFE) 수요가 생겼다.

중질유는 휘발성이 낮고 세탄가가 높지 않아 불꽃 점화 가솔린 엔진에는 맞지 않고, 압축 착화 디젤에도 JP-8의 세탄가 규정이 없어 저온 시동·공회전에서 문제가 알려져 있다(공개 분석 서술). 해결은 연료 예열·분사 제어를 갖춘 중질유용 불꽃 점화나 소형 디젤이다. 대가는 비출력이 떨어지고 시동이 어려우며 가격이 높은 것이다. 이 정책은 전장 군수의 이득과 소형 기체의 성능·가격 손실을 맞바꾸는 선택이다(1.20.10).

1.20.5 터빈 — 터보프롭·터보샤프트·터보팬

1.20.5.1 형식과 대표 사례

가스터빈은 공기를 압축하고 연료를 태워 가스를 팽창시킨다. 그 에너지를 축 동력으로 뽑으면 터보프롭·터보샤프트, 추력으로 뽑으면 터보제트·터보팬이다. 터보샤프트는 헬리콥터용, 터보프롭은 프로펠러기용이다. 소형 터보제트는 표적기·고속 무인기, 터보팬은 고고도 장기 체공이나 아음속 고속 기체에 사용된다. 같은 질량에서 피스톤보다 3배 가까운 출력을 내지만 소형에서는 효율이 낮다.

비출력은 TPE331-10이 약 4.0 kW/kg, M250-C20B가 약 4.3 kW/kg이다. 터보팬의 추력 대 중량비는 AE 3007H에서 약 5.8이다(산술). 제조사는 AE 3007H 단발 엔진이 Global Hawk를 65,000 ft 이상의 고도에서 날게 하고 30시간이 넘는 감시 임무를 가능하게 한다고 밝힌다(공개 주장치). 고고도 터보팬은 낮은 외기 온도에서 효율이 오르고 바이패스비가 커 연료 소비가 작다. 대형 무인기에서 터빈의 이점은 출력, 신뢰성, 고고도 성능, 중질유(제트 연료) 사용 가능성이다. 아래 지도는 공개 제원의 점을 출력–질량 평면에 놓고 전기 모터의 연속 정격을 비교용으로 함께 보인다.

읽는 법: 피스톤 엔진(원, 아래)은 약 1.3 kW/kg, 터빈은 약 4 kW/kg, 전기 모터(사각형, 1.18.8)는 4~6 kW/kg다. 그러나 엔진 질량에는 연료·냉각·배기·프로펠러가, 모터에는 인버터와 배터리가 빠져 있어 지형을 보는 그림이지 직접 비교용이 아니다.

1.20.5.2 과급과 고도

고도에서는 공기가 옅어 흡입 질량이 줄고 출력이 준다. 피스톤 엔진은 터보차저로 흡기를 압축해 임계 고도까지 정격을 유지한다(Rotax 914). 터빈은 과급이 구조에 들어 있지만 역시 밀도와 함께 줄어든다. 아래 절이 그 계산을 보인다.

1.20.6 수치 예시 — 밀도 고도와 출력

공기 밀도로 출력을 어림한다. 국제표준대기(ISA)로 밀도비 $\sigma=\rho/\rho_0$를 구하고, 세 모형을 사용한다.

• 자연 흡기 피스톤: Gagg–Farrar 경험식 $P/P_0=1.132\,\sigma-0.132$.
• 터보차저 피스톤: 임계 고도(가정 5 km)까지 정격 유지, 그 위는 자연 흡기의 모양.
• 터빈: 이상 브레이턴 사이클. 터빈 입구 온도 1,250 K, 압력비 10을 일정하다고 놓고 유량이 밀도에 비례한다고 가정한다. $P/P_0=\sigma\,w(T_1)/w(T_0)$, $w=c_p\left[T_3(1-1/x)-T_1(x-1)\right]$, $x=r^{0.2857}$이다. 외기 온도가 낮아 비일(比仕事)이 늘어 밀도보다 조금 덜 떨어진다.

워크스루: 고지 여름 낮의 이륙. 해발 1.5 km(표준 기압 84,556 Pa 가정), 기온 35 °C에서 밀도는 0.956 kg/m³, 밀도비 0.780이다. 같은 밀도의 표준대기 고도, 곧 밀도 고도는 약 2,510 m다. 자연 흡기 피스톤의 출력은 $1.132\times0.780-0.132=0.751$배이므로 73.5 kW의 Rotax 912 ULS급은 약 55 kW만 낸다. 25 % 감소다. 프로펠러 추력도 밀도에 비례해 줄어 상승률과 이륙 거리가 함께 나빠진다. 터보차저·터빈 엔진은 같은 조건에서 손실이 작다(터빈 모형 0.82 안팎). 회전익은 호버 동력이 $1/\sqrt\sigma=1.13$배 늘어난다(1.2). 전기 모터는 출력이 공기에 의존하지 않아 고도에서 유리해 보이지만 프로펠러 추력과 공랭 성능이 같은 밀도 영향을 받는다(1.25·1.32).

1.20.7 신뢰성·시동·소음·진동·열 시그니처

엔진은 비행시간당 정비 부담과 소음·열이 대가다. 이 대가가 도심의 AAM에서 내연을 몰아내고, 군에서는 저소음·저열 임무의 소형기가 전기로 가는 이유다.

1.20.8 연료 규격과 지속가능항공유(SAF)

SAF는 화석 연료 대신 폐식용유·지방을 수소화 처리하는 HEFA(Hydroprocessed Esters and Fatty Acids), 바이오매스를 가스화해 피셔–트롭슈 합성하는 FT, 알코올을 제트연료로 바꾸는 ATJ(Alcohol-to-Jet) 등의 경로로 만든 합성 항공 연료다. ASTM D7566이 합성 탄화수소를 함유한 항공 터빈 연료의 규격이고, 경로(부속서)마다 화석 연료와 섞을 수 있는 한도가 정해져 있다. 대부분 경로는 최대 50 %이고 일부(SIP 등)는 10 %다. 부속서 번호와 한도는 자료마다 달라 판을 직접 확인해야 한다(확인 필요). 혼합과 인증을 마친 연료는 D1655의 일반 항공 터빈 연료로 취급되므로 기존 엔진과 급유 설비를 바꾸지 않는 대체 연료(drop-in)다. 가솔린 엔진의 소형 UAS에는 해당하지 않는다.

정책은 유럽이 가장 앞섰다. ReFuelEU Aviation(Regulation (EU) 2023/2405)은 유럽 공항의 항공 연료에서 SAF 비율을 2025년 2 %, 2030년 6 %, 2035년 20 %, 2040년 34 %, 2045년 42 %, 2050년 70 %로 올리도록 요구한다고 복수의 보도가 전한다. 합성 연료에 대한 별도 하위 의무도 있으나 수치는 출처마다 달라 관보로 확인해야 한다(확인 필요). 한국의 도입 시점과 비율도 확인하지 못했다. 군 무인기에서 SAF를 사용하는 문제는 연료 규격(JP-8)과의 적합성 시험이 먼저다.

1.20.9 하이브리드와의 경계

엔진이 프로펠러를 직접 돌리면 이 장의 대상이고, 엔진이 발전기만 돌려 전기로 추진하면 직렬 하이브리드(1.23)다. 두 방식은 같은 엔진을 사용하지만 효율 구성과 질량 구성이 다르다. 직렬은 엔진을 최적 회전수에 고정하고 배터리가 첨두를 맡아 엔진을 작게 할 수 있다. 대신 변환 효율이 곱해져 연료에서 축까지 약 0.26(1.17.2)이다. 수소는 연료 체인이 다른 문제로 1.24가 맡는다.

1.20.10 설계 트레이드오프

① 가솔린 피스톤(4행정). 값싸고 성숙하며 소형·중형에서 효율이 적당하다. 단점은 중질유 비호환, 정비 부담, 고도 감소. 이 입장을 취하는 쪽: 민간 소형 UAS, 저가 전술 무인기.

② 중질유·디젤. 단일 연료 정책에 맞고 연료 효율이 높다(열효율 0.35). 단점은 무겁고 비싸며 시동이 어렵다. 이 입장을 취하는 쪽: 군 군수 부서, 장기 체공 기체 개발사.

③ 터빈. 비출력이 높고 중질유 사용에 자연스럽고 고고도에 강하다. 단점은 소형에서의 낮은 효율과 높은 가격. 이 입장을 취하는 쪽: MALE·HALE 개발사.

견해: 군용 소형 무인기(수 kg~수십 kg)에 단일 연료 정책을 엔진에 그대로 강제하는 것은 비용이 이득을 넘기기 쉽다고 본다. 근거는 둘이다. 첫째, 이 급에서는 중질유 엔진의 비출력과 시동성 손실이 체공 시간으로 바로 나타난다(1.20.3의 격차가 줄어든다). 둘째, 군수 이득은 연료 종류 수에서 나오는데 소형기의 연료 양은 전체 소비의 아주 작은 부분이다. 반대로 대형 무인기(수백 kg 이상)는 터빈이 제트 연료로 돌아 정책과 자연스럽게 맞는다. 이 판단은 일반 논리이며 개별 사업의 소요 분석(12.4)과 종합군수지원 분석(8.21)이 최종 근거다.

임무 시간과 크기로 요약하면 다음과 같다(경험적 지침).

1.20.11 세 축 비교

1.20.12 관련 규격·프로토콜

1.20.13 관련 규제·인증 요구와의 연결

• 엔진 인증 — 유인기용 엔진은 Part 33·CS-E의 형식증명이 있으나 소형 UAS 엔진에는 요건이 없다. 대형 UAS·군용은 감항 규격에 엔진 요건이 들어 있다(12.3·20.5).
• 소음과 배출 — 엔진 배출은 ICAO Annex 16 Volume II, 소음은 별도 인증(20.11·1.31).
• 연료 취급 — 연료 보관·급유 안전은 운용 규정과 지상 지원에 속한다(14.27).
• SAF 정책 — 유럽의 혼합 의무와 국제 항공의 탄소 감축 제도는 연료 선택을 바꾼다(21.14).
• 군 — 단일 연료 정책과 엔진 감항 증빙은 군 감항 실무가 다룬다(20.19).

1.20.14 함정과 한계

한계도 밝혀 둔다.

• 열효율·SFC·발열량은 대표 범위이고 제품마다 다르다. 제품 SFC는 데이터시트로 확인해야 한다.
• 터빈 고도 모형은 압축기 보정 회전수와 부품 효율 변화를 넣지 않은 이상 사이클 근사다. 터보차저 임계 고도는 가정이다.
• 엔진 형식별 공개 제원은 제조사·2차 자료가 섞여 있다. 같은 엔진의 질량도 구성(기어박스 포함 여부)에 따라 다르다.
• SAF의 부속서 번호·혼합 한도와 유럽 하위 의무의 수치는 판·관보 확인 전이다.

1.20.15 체크포인트·연구 질문

체크포인트

1. 연료와 배터리 팩의 저장 비에너지와 축 출력 기준 비에너지의 차이를 설명하고, 그 격차가 줄어드는 이유를 말하라.
2. SFC 300 g/kWh·LHV 44 MJ/kg의 열효율을 구하라.
3. 해발 1.5 km·35 °C의 밀도 고도를 설명하고 자연 흡기 엔진의 출력 감소를 어림하라.
4. 터보차저와 자연 흡기 엔진의 고도 거동 차이를 임계 고도로 설명하라.
5. 단일 연료 개념이 무엇이고 중질유 엔진에 어떤 어려움을 만드는가?
6. SAF의 혼합 한도와 drop-in의 뜻을 설명하라.
7. 10시간 5 kW 임무에서 배터리 질량과 연료 질량을 비교하고, 짧은 임무에서는 왜 뒤집히는가?

연구 질문 — 이 장에서 파생되는 열린 주제(25.7에 모은다)

1. 소형 중질유 엔진의 비출력과 시동성 — 수 kW~수십 kW급 중질유 불꽃 점화·소형 디젤·로터리의 공개 성능 데이터는 어디까지 있는가?
2. 고도 출력 모형의 검증 — 소형 터빈과 터보차저의 고도 출력을 공개 시험 데이터로 검증할 수 있는가?
3. SAF와 소형 무인기 — 소형 터빈·피스톤 UAS 연료 규격에 SAF를 허용하는 규격과 시험은 어떻게 정해지는가?
4. 엔진 고정 질량과 임무 시간의 손익분기 — 임무 시간·크기별 손익분기를 공개 제원으로 일반화할 수 있는가(1.23과 연계)?

1차 출처(이 장)

• Rolls-Royce, AE 3007 turbofan 데이터시트(제조사 PDF)와 M250 터보샤프트 팩트시트.
• BRP-Rotax, 912 ULS 데이터시트(2021)와 914 UL 데이터시트(2020).
• Honeywell, TPE331 터보프롭 제품 페이지.
• Heywood, J. B., Internal Combustion Engine Fundamentals, 2nd ed., McGraw-Hill, 2018.
• Mattingly, J. D., Elements of Propulsion: Gas Turbines and Rockets, AIAA (판 확인 필요).
• Gagg, R. F.; Farrar, E. V., "Altitude performance of aircraft engines equipped with gear-driven superchargers", SAE 논문 (서지 확인 필요).
• ASTM D1655, ASTM D7566, MIL-DTL-83133, Regulation (EU) 2023/2405, ICAO Annex 16 Volume II.
• 미 국방 기술정보센터(DTIC)의 중질유 로터리 엔진 연소 기술 검토 보고서, NATO 단일 연료 개념의 공개 분석.

계산은 fig-src/1.20-energy.py·1.20-altitude.py·1.20-map.py와 파이썬 math로 했다(교육용 모형이며 제품 시험 값이 아니다).

다음 장: 1.21에서는 연료 대신 배터리를 본다. 셀 화학과 형식, 셀과 팩의 비에너지 차이, 비출력과 방전 곡선, 수명, 열폭주의 원리와 방호 설계, 항공 운송 규정을 다룬다.