단계식 연소 사이클
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1. 개요
단계식 연소 사이클은 추진제 효율을 높이고 추력을 증대시키기 위해 고안된 복잡한 로켓 엔진 사이클이다. 모든 추진제가 주 연소실로 흘러 들어가 연료 효율이 높고, 가스 발생기 사이클과 달리 폐쇄형 사이클로 분류된다. 연료 과잉, 산화제 과잉, 전 유량 방식 등 여러 종류가 있으며, 단일 샤프트 또는 트윈 샤프트 설계를 사용할 수 있다. 높은 비추력과 연소실 압력이 장점이지만, 엔진 구조가 복잡하고 기술력이 요구되어 개발 비용이 많이 든다는 단점이 있다. 1949년 알렉세이 이사예프에 의해 처음 제안되었으며, 소련, 미국, 일본 등에서 개발되었다. 대한민국은 나로호 개발을 통해 이 기술을 도입했으며, 한국형 발사체 개발에 활용했다.
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- 사이클별 로켓 엔진 - 팽창식 사이클
팽창식 사이클은 로켓 엔진의 한 종류로, 작동 유체의 팽창 에너지를 이용하여 터보 펌프를 구동하며, 특히 저온 연료를 가스화하여 터빈을 돌리는 방식이고, 완전 팽창식과 팽창식 블리드 사이클로 구분되며, 높은 연소실 압력과 진공 성능, 연료 오염 내성, 추력 제한을 통한 안전성 확보가 가능하다. - 사이클별 로켓 엔진 - 가스발생기 사이클
가스발생기 사이클은 로켓 엔진 작동 방식 중 하나로, 연료와 산화제의 일부를 가스 발생기에서 연소시켜 터보펌프를 구동하며, 구조가 간단하고 개발 비용이 적게 드는 장점이 있지만 비추력이 낮다는 단점이 있다. - 로켓 엔진 - 터보펌프
터보펌프는 로켓 엔진에서 연료와 산화제를 연소실로 고압 공급하는 펌프로, 작동 방식에 따라 원심식과 축류식으로 나뉘며 효율적인 설계가 중요하다. - 로켓 엔진 - 추력기
추력기는 추진력을 발생시켜 물체를 움직이는 장치로, 우주선의 자세 제어 및 궤도 조정에 사용되는 로켓 엔진 형태의 스러스터와 선박 추진에 사용되는 다양한 형태의 스러스터를 포함하며, 우주선용은 장기간 안정적인 작동이 중요하고 선박용은 기동성 향상에 기여하며, 별을 이동시키는 가상적인 메가스케일 추진 장치도 존재한다. - 로켓 추진 - 비추력
비추력은 추진 시스템의 효율을 나타내는 척도로, 단위 질량 또는 무게의 추진제가 생성하는 충격량을 초 단위로 측정하며, 추진제 종류, 엔진 설계, 작동 환경에 따라 달라지고 연료 효율과 관련이 깊다. - 로켓 추진 - 부스터
부스터는 발사체의 초기 가속을 돕는 장치로, 고체 또는 액체 연료를 사용하며, 재사용 기술 개발을 통해 우주 발사 비용 절감 및 미사일 초기 가속에 기여한다.
단계식 연소 사이클 |
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2. 단계식 연소 사이클의 원리 및 장단점
단계식 연소 사이클은 추진제 효율을 높이고 추력을 증대시키기 위해 고안된 복잡한 엔진 사이클이다. 모든 추진제가 주 연소실로 흘러 들어가 연료 효율이 높고, 더 높은 추력을 낼 수 있다는 장점이 있다. 가스 발생기 또는 개방형 사이클과 달리 추진제의 일부가 주 연소실에 도달하지 못하는 경우가 없어, 폐쇄형 사이클이라고도 불린다.
엔진명 | 대표 발사체 | 국가 (개발사) | 연료 | 산화제 | 종류 | 비고 |
---|---|---|---|---|---|---|
RD-8 | 제니트 | 소련 (유즈노예) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | |
RD-253 | 프로톤 | 소련 (에네르고마쉬) | UDMH | 사산화 이질소 | 산화제 농후 | |
RD-270 | UR-700 | 소련 (에네르고마쉬) | UDMH | 사산화 이질소 | 전 유량 다단 연소 | |
NK-33 | N-1 | 소련 (쿠즈네초프 설계국) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | |
AJ26-58 | 안타레스 | 소련 (쿠즈네초프 설계국) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | 개수된 NK-33 |
RD-120 | 제니트 (2단) | 소련 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | |
RD-170 | 에네르기아 (측면 부스터) | 소련 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | |
RD-171 | 제니트 (1단) | 소련 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | RD-170의 파생형 |
RD-180 | 아틀라스 V | 러시아 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | RD-170의 파생형 |
RD-191 | 앙가라 | 러시아 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | RD-180의 파생형 |
RD-151 | 나로호 | 러시아 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | RD-191의 파생형 |
RD-0120 | 에네르기아 (코어 부스터) | 소련 (KBKhA) | RP-1 | 액체산소 | 연료 농후 | |
RD-0124 | 소유즈-2.1b | 러시아 (KBKhA) | RP-1 | 액체산소 | 연료 농후 | |
RS-25 | 우주 왕복선 | 미국 (로켓다인) | 액체수소 | 액체산소 | 전 유량 다단 연소 | |
LE-7 | H-II | 일본 (JAXA) | 액체수소 | 액체산소 | 연료 농후 | |
LE-7A | H-IIA, H-IIB | 일본 (JAXA) | 액체수소 | 액체산소 | 연료 농후 | |
랩터 | 스타쉽 | 미국 (스페이스X) | 메테인 | 액체산소 | 전 유량 다단 연소 |
그러나 예비 연소기의 고온, 고압 가스 배출, 특히 산화제 과다 환경은 터빈과 배관에 극도로 가혹한 조건을 만들어 기술적 복잡성을 야기한다.
2. 1. 작동 원리
단계식 연소 사이클은 추진제(연료와 산화제)의 일부 또는 전부를 예연소기에서 1차 연소시킨다. 이때 발생한 고온, 고압의 가스를 이용하여 터보펌프를 구동, 추진제를 주 연소실로 공급한다. 터보펌프를 구동한 가스는 다시 주 연소실로 유입되어 완전 연소된다. 이러한 과정을 통해 추진제 활용률을 극대화하고, 높은 연소실 압력을 달성하여 엔진의 효율과 성능을 향상시킨다.풀 플로우 2단 연소 사이클(Full Flow Staged Combustion Cycle: FFSCC)은 2단 연소 사이클의 일종이다. FFSCC에서는 공급되는 연료와 산화제의 전부가 터보 펌프의 구동에 사용된다. 즉, 연료 과잉, 산화제 과잉의 두 가스가 생성되어 각각이 독립적인 터보 펌프의 구동에 사용된다. 구동에 사용된 가스는 메인 버너로 공급되어 적절한 연소 비율로 혼합된다. (2단 연소 사이클에서는 프리버너에서 연료 과잉 가스가 생성되고, 산화제의 대부분은 터보 펌프 구동에 사용되지 않고 메인 버너로 공급된다.)
FFSCC에서는 터빈이 더 낮은 온도에서 더 많은 추진제를 공급할 수 있어 엔진의 수명 연장과 고신뢰성을 달성할 수 있다. 또한 연소실의 압력을 높일 수 있으므로 효율 향상에도 기여한다. 게다가 연결형 터보 펌프에서 문제가 되는 연료와 산화제의 밀봉을 고려할 필요가 없다. 연료, 산화제 모두 불완전 연소 상태에 있다는 것은 메인 버너 내에서 연소 반응을 촉진한다는 의미에서 중요하다. 이로부터 기존의 2단 연소 사이클에 비해 비추력을 10-20초 정도 개선할 수 있다(예: ''RD-270'' & ''RD-0244'').
2. 2. 종류
단계식 연소 사이클에는 다음과 같은 종류가 있다.- 연료 과잉(Fuel-rich) 단계식 연소: 연료를 과잉으로 공급하여 예연소기에서 연소시킨다.
- 산화제 과잉(Oxidizer-rich) 단계식 연소: 산화제를 과잉으로 공급하여 예연소기에서 연소시킨다.
- 전 유량(Full-flow) 단계식 연소: 연료와 산화제 모두를 각각의 예연소기에서 연소시킨 후, 각각의 터보펌프를 구동하고 주 연소실로 보낸다.
엔진명 | 대표 발사체 | 국가 (개발사) | 연료 | 산화제 | 종류 | 비고 |
---|---|---|---|---|---|---|
RD-8 | 제니트 | 소련 (유즈노예) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | |
RD-253 | 프로톤 | 소련 (에네르고마쉬) | UDMH | 사산화 이질소 | 산화제 농후 | |
RD-270 | UR-700 | 소련 (에네르고마쉬) | UDMH | 사산화 이질소 | 전 유량 다단 연소 | |
NK-33 | N-1 | 소련 (쿠즈네초프 설계국) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | |
AJ26-58 | 안타레스 | 소련 (쿠즈네초프 설계국) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | 개수된 NK-33 |
RD-120 | 제니트 (2단) | 소련 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | |
RD-170 | 에네르기아 (측면 부스터) | 소련 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | |
RD-171 | 제니트 (1단) | 소련 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | RD-170의 파생형 |
RD-180 | 아틀라스 V | 러시아 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | RD-170의 파생형 |
RD-191 | 앙가라 | 러시아 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | RD-180의 파생형 |
RD-151 | 나로호 | 러시아 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | RD-191의 파생형 |
RD-0120 | 에네르기아 (코어 부스터) | 소련 (KBKhA) | RP-1 | 액체산소 | 연료 농후 | |
RD-0124 | 소유즈-2.1b | 러시아 (KBKhA) | RP-1 | 액체산소 | 연료 농후 | |
RS-25 | 우주 왕복선 | 미국 (로켓다인) | 액체수소 | 액체산소 | 전 유량 다단 연소 | |
LE-7 | H-II | 일본 (JAXA) | 액체수소 | 액체산소 | 연료 농후 | |
LE-7A | H-IIA, H-IIB | 일본 (JAXA) | 액체수소 | 액체산소 | 연료 농후 | |
랩터 | 스타쉽 | 미국 (스페이스X) | 메테인 | 액체산소 | 전 유량 다단 연소 |
단계식 연소 사이클은 연료의 전체 흐름과 소량의 산화제를 연소시키는 연료 과농 예연소기, 산화제의 전체 흐름과 소량의 연료를 연소시키는 산화제 과농 예연소기, 그리고 산화제 과농 및 연료 과농 예연소기를 모두 가지는 풀 플로우 단계식 연소(스페이스X의 랩터)로 변형될 수 있다.
단계식 연소 설계는 단일 샤프트 또는 트윈 샤프트 방식일 수 있다. 단일 샤프트 설계에서는 한 세트의 예연소기와 터빈이 두 개의 추진제 터보 펌프를 모두 구동한다. (예: 에네르고마쉬의 RD-180, 블루 오리진의 BE-4) 트윈 샤프트 설계에서는 두 개의 추진제 터보 펌프가 별도의 터빈에 의해 구동된다. (예: 로켓다인의 RS-25, JAXA의 LE-7, 랩터)
2. 3. 장점
단계식 연소 사이클의 주요 장점은 모든 추진제가 주 연소실로 흘러 들어가 연료 효율이 높다는 점이며, 이는 더 높은 추력을 가능하게 한다. 이는 가스 발생기 또는 개방형 사이클과 달리 추진제의 일부가 주 연소실에 도달하지 못하는 경우가 없기 때문이다.풀 플로우 2단 연소 사이클(Full Flow Staged Combustion Cycle: FFSCC)에서는 터빈이 더 낮은 온도에서 더 많은 추진제를 공급할 수 있어 엔진의 수명 연장과 고신뢰성을 달성할 수 있다.[2] 또한 연소실의 압력을 높일 수 있으므로 효율 향상에도 기여한다.[2] 게다가 연료와 산화제의 밀봉을 고려할 필요가 없다.[2] 연료, 산화제 모두 불완전 연소 상태에 있다는 것은 주 연소실 내에서 연소 반응을 촉진한다는 의미에서 중요하다.[2] 이로부터 기존의 2단 연소 사이클에 비해 비추력을 10~20초 정도 개선할 수 있다.[2]
2. 4. 단점
단계식 연소 사이클의 단점은 기술적 복잡성으로, 부분적으로 예비 연소기의 고온, 고압 가스 배출의 결과이며, 특히 산화제 과다 환경에서는 터빈과 배관에 극도로 가혹한 조건을 만들어낸다.3. 단계식 연소 사이클의 역사
단계식 연소 사이클은 1949년 소련의 알렉세이 이사예프가 처음 제안했다.[1] S1.5400 (11D33) 엔진은 이사예프의 전 조수였던 멜니코프가 설계했으며, 소련 몰니야 로켓에 사용된 최초의 단계식 연소 엔진이었다.[1] 거의 같은 시기(1959년)에 니콜라이 쿠즈네초프는 코롤레프의 궤도 ICBM인 GR-1용 폐쇄 사이클 엔진 NK-9 개발을 시작, 이후 실패한 달 N1 로켓용 NK-15 및 NK-33 엔진으로 발전시켰다.
1963년경 발렌틴 글루시코는 비극저온성 N2O4/UDMH 엔진인 RD-253을 프로톤 로켓용으로 개발했다. N1 로켓 개발이 중단된 후, 쿠즈네초프는 NK-33 기술을 파괴하라는 명령을 받았지만, 대신 수십 개의 엔진을 창고에 보관했다. 1990년대에 에어로젯이 연락하여 쿠즈네초프의 공장을 방문했고, 높은 비추력 등에 대한 초기 회의론을 접은 후, 쿠즈네초프는 테스트를 위해 엔진을 미국으로 보냈다.
루드비히 뵐코우는 1963년 독일에서 서방 세계 최초의 실험실 단계식 연소 테스트 엔진을 제작했다.[3]
과산화 수소/케로신 동력 엔진은 과산화물을 촉매 분해하여 연소실에서 케로신과 연소하기 *전에* 터빈을 구동하는 폐쇄 사이클 프로세스를 사용, 주요 엔지니어링 문제를 피하면서 단계식 연소의 효율성 이점을 제공한다.
RS-25 우주 왕복선 주 엔진은 액체 산소와 액체 수소를 사용하는 최초의 단계식 연소 엔진이다.[4] 소련 우주 왕복선의 동급 엔진은 RD-0120이었다.
- RD-0120 — 에네르기아 로켓에 사용된 액체 수소/액체 산소 엔진.
- LE-7 — H-II 로켓 계열에 사용된 액체 수소/액체 산소 엔진.
- KVD-1 (RD-56) — N-1 발사체의 업그레이드 버전(미발사)을 위해 개발된 소련의 액체 수소/액체 산소 상단 엔진. GSLV Mk1에 사용.
- CE-7.5 — 인도의 액체 수소/액체 산소 상단 엔진으로, GSLV Mk2에 사용.
러시아의 RD-180 엔진 또한 단계식 연소 로켓 엔진 사이클을 사용한다. 록히드 마틴은 약 2000년에 아틀라스 III 및 V 로켓용 RD-180을 구매, 이 계약은 2006년 이후 유나이티드 론치 얼라이언스(ULA--보잉/록히드 마틴 합작 회사)로 인수되었으며, ULA는 2022년 현재 RD-180 엔진을 장착한 아틀라스 V를 계속 운용하고 있다.
3. 1. 초기 개발
알렉세이 이사예프는 1949년에 단계식 연소(Замкнутая схемаru)를 처음 제안했다.[1] 최초의 단계식 연소 엔진은 이사예프의 전 조수였던 멜니코프가 설계한 소련의 몰니야 로켓에 사용된 S1.5400 (11D33)이었다.[1] 거의 같은 시기(1959년)에 니콜라이 쿠즈네초프는 코롤료프의 궤도 ICBM인 GR-1용 폐쇄 사이클 엔진인 NK-9 개발을 시작했다. 쿠즈네초프는 나중에 이 설계를 실패한 달 N1 로켓용 NK-15 및 NK-33 엔진으로 발전시켰다. 비극저온성 N2O4/UDMH 엔진인 RD-253은 단계식 연소를 사용하여 약 1963년 발렌틴 글루시코에 의해 프로톤 로켓용으로 개발되었다.3. 2. 서방 세계의 도입
1963년, 독일의 루드비히 뵐코(Ludwig Boelkow)가 서방 세계 최초로 단계식 연소 시험 엔진을 제작했다.[1] 1970년대, 미국은 우주왕복선 주 엔진(SSME, RS-25)을 개발하면서 단계식 연소 사이클 기술을 본격적으로 활용했다.[1] RS-25는 액체 수소/액체 산소 엔진으로, 2011년까지 우주왕복선에 사용되었으며(주기적인 업그레이드 포함), 2020년대에는 우주 발사 시스템에 추가 사용될 예정이다.[2]3. 3. 대한민국 관련 역사
주어진 원본 소스에는 '대한민국 관련 역사' 섹션에 포함될 내용이 없으므로, 이전 답변과 동일하게 해당 섹션에 작성할 내용이 없다.4. 주요 단계식 연소 사이클 엔진
단계식 연소 사이클 엔진은 여러 국가에서 로켓 개발에 활용되고 있다. 다음은 주요 단계식 연소 사이클 엔진들을 정리한 표이다.
엔진명 | 대표 발사체 | 국가 (개발사) | 연료 | 산화제 | 종류 | 비고 |
---|---|---|---|---|---|---|
RD-8 | 제니트 | 소련 (유즈노예) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | |
RD-253 | 프로톤 | 소련 (에네르고마쉬) | UDMH | 사산화 이질소 | 산화제 농후 | |
RD-270 | UR-700 | 소련 (에네르고마쉬) | UDMH | 사산화 이질소 | 전 유량 다단 연소 | |
NK-33 | N-1 | 소련 (쿠즈네초프 설계국) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | |
AJ26-58 | 안타레스 | 소련 (쿠즈네초프 설계국) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | 개수된 NK-33 |
RD-120 | 제니트 (2단) | 소련 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | |
RD-170 | 에네르기아 (측면 부스터) | 소련 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | |
RD-171 | 제니트 (1단) | 소련 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | RD-170의 파생형 |
RD-180 | 아틀라스 V | 러시아 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | RD-170의 파생형 |
RD-191 | 앙가라 | 러시아 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | RD-180의 파생형 |
RD-151 | 나로호 | 러시아 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | RD-191의 파생형 |
RD-0120 | 에네르기아 (코어 부스터) | 소련 (KBKhA) | 액체수소 | 액체산소 | 연료 농후 | |
RD-0124 | 소유즈-2.1b | 러시아 (KBKhA) | RP-1 | 액체산소 | 연료 농후 | |
RS-25 | 우주 왕복선 | 미국 (로켓다인) | 액체수소 | 액체산소 | 전 유량 다단 연소 | |
LE-7 | H-II | 일본 (JAXA) | 액체수소 | 액체산소 | 연료 농후 | |
LE-7A | H-IIA, H-IIB | 일본 (JAXA) | 액체수소 | 액체산소 | 연료 농후 | |
랩터 | 스타쉽 | 미국 (스페이스X) | 액체 메테인 | 액체산소 | 전 유량 다단 연소 |
4. 1. 소련/러시아
Замкнутая схемаru는 1949년 알렉세이 이사예프가 처음 제안했다. 최초의 단계식 연소 엔진은 이사예프의 전 조수였던 멜니코프가 설계한 소련의 몰니야 로켓에 사용된 S1.5400 (11D33)이었다.[1] 거의 같은 시기(1959년)에 니콜라이 쿠즈네초프는 코롤레프의 궤도 ICBM인 GR-1용 폐쇄 사이클 엔진인 NK-9 개발을 시작했다. 쿠즈네초프는 나중에 이 설계를 실패한 달 N1 로켓용 NK-15 및 NK-33 엔진으로 발전시켰다.글루시코는 비극저온성 N2O4/UDMH 엔진인 RD-253을 단계식 연소를 사용하여 약 1963년 프로톤 로켓용으로 개발했다.
N1이 폐기된 후, 쿠즈네초프는 NK-33 기술을 파괴하라는 명령을 받았지만, 대신 수십 개의 엔진을 창고에 보관했다. 1990년대에 에어로젯이 연락을 받았고, 결국 쿠즈네초프의 공장을 방문했다. 높은 비추력 및 기타 사양에 대한 초기 회의론을 접한 후, 쿠즈네초프는 테스트를 위해 미국으로 엔진을 보냈다. 산화제-농축 단계식 연소는 미국 엔지니어들에 의해 고려되었지만, 설계를 작동시키기 위해 필요한 자원으로 인해 실행 가능한 방향으로 간주되지 않았다.[2]
러시아의 RD-180 엔진 또한 단계식 연소 로켓 엔진 사이클을 사용한다. 록히드 마틴은 약 2000년에 아틀라스 III 및 이후 V 로켓용 RD-180을 구매하기 시작했다. 이 구매 계약은 2006년 이후 유나이티드 론치 얼라이언스(ULA, 보잉/록히드 마틴 합작 회사)로 인수되었으며, ULA는 2022년 현재 RD-180 엔진을 장착한 아틀라스 V를 계속 운용하고 있다.
소련 우주 왕복선의 동급 엔진은 RD-0120이었으며, 비추력 등이 유사했지만 엔진 중량 증가를 희생하여 복잡성을 줄이고 비용을 절감했다.
다음은 소련/러시아에서 개발된 주요 단계식 연소 사이클 엔진이다.
엔진명 | 대표 발사체 | 연료 | 산화제 | 비고 |
---|---|---|---|---|
RD-8 | 제니트 | RP-1 | 액체산소 | |
RD-253 | 프로톤 | UDMH | 사산화 이질소 | |
RD-270 | UR-700 | UDMH | 사산화 이질소 | 개발 중단 |
NK-33 | N-1 | RP-1 | 액체산소 | |
RD-120 | 제니트 (2단) | RP-1 | 액체산소 | |
RD-170 | 에네르기아 (측면 부스터) | RP-1 | 액체산소 | |
RD-180 | 아틀라스 V | RP-1 | 액체산소 | RD-170의 파생형 |
RD-191 | 앙가라, 나로호 | RP-1 | 액체산소 | RD-180의 파생형 |
RD-0120 | 에네르기아 (코어 부스터) | 액체수소 | 액체산소 | |
RD-0124 | 소유즈-2.1b, 앙가라 | RP-1 | 액체산소 |
4. 2. 미국
RS-25영어는 액체 산소와 액체 수소를 사용하는 최초의 단계식 연소 엔진이었다.[4]엔진명 | 대표 발사체 | 연료 | 산화제 | 종류 | 비고 |
---|---|---|---|---|---|
RS-25 | 우주 왕복선 | 액체수소 | 액체산소 | 전 유량 다단 연소 | |
랩터 | 스타쉽 | 메테인 | 액체산소 | 전 유량 다단 연소 | |
AR1 | 케로신 | 액체산소 | 러시아산 RD-180 엔진을 대체하기 위해 미국 공군이 부분적으로 자금을 지원한 Aerojet Rocketdyne 프로젝트.[13] | ||
BE-4 | ULA 벌컨, New Glenn | LCH4 | LOX | 산소 과잉 단계식 연소(ORSC) | Atlas V 및 Delta IV를 대체하며 2024년에 처음 발사될 예정[14][15]이며, Blue Origin의 New Glenn 발사체에도 사용될 예정이며, 첫 비행 테스트는 2024년 이후로 예정.[16] |
통합 파워헤드 데몬스트레이터 | 완전 유량 | 2000년대 초 새로운 로켓 엔진 기술의 일부를 개발하기 위한 미국 프로젝트; 완전한 엔진은 제작된 적 없음; 비행한 적 없음.[7] | |||
랩터 | 스타쉽 | LCH4 | LOX | 전 유량 다단 연소 | 2019년에 처음 비행.[24][25] |
4. 3. 일본
LE-7은 H-II 로켓의 1단 엔진으로, 액체수소와 액체산소를 연료로 사용하며, 연료 농후 단계식 연소 사이클 방식을 채택했다.[32] LE-7A는 H-IIA 로켓과 H-IIB 로켓의 1단 엔진으로 사용되며, LE-7과 마찬가지로 액체수소와 액체산소를 연료로 사용하고 연료 농후 단계식 연소 사이클 방식을 채택했다.[32]4. 4. 기타 국가
엔진명 | 대표 발사체 | 국가 (개발사) | 연료 | 산화제 | 종류 | 비고 |
---|---|---|---|---|---|---|
RD-8 | 제니트 | 소련 (유즈노예) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | |
RD-253 | 프로톤 | 소련 (에네르고마쉬) | UDMH | 사산화 이질소 | 산화제 농후 | |
RD-270 | UR-700 | 소련 (에네르고마쉬) | UDMH | 사산화 이질소 | 전 유량 다단 연소 | |
NK-33 | N-1 | 소련 (쿠즈네초프 설계국) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | |
AJ26-58 | 안타레스 | 소련 (쿠즈네초프 설계국) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | 개수된 NK-33 |
RD-120 | 제니트 (2단) | 소련 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | |
RD-170 | 에네르기아 (측면 부스터) | 소련 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | |
RD-171 | 제니트 (1단) | 소련 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | RD-170의 파생형 |
RD-180 | 아틀라스 V | 러시아 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | RD-170의 파생형 |
RD-191 | 앙가라 | 러시아 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | RD-180의 파생형 |
RD-151 | 나로호 | 러시아 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | RD-191의 파생형 |
RD-0120 | 에네르기아 (코어 부스터) | 소련 (KBKhA) | RP-1 | 액체산소 | 연료 농후 | |
RD-0124 | 소유즈-2.1b | 러시아 (KBKhA) | RP-1 | 액체산소 | 연료 농후 | |
RS-25 | 우주 왕복선 | 미국 (로켓다인) | 액체수소 | 액체산소 | 전 유량 다단 연소 | |
LE-7 | H-II | 일본 (JAXA) | 액체수소 | 액체산소 | 연료 농후 | |
LE-7A | H-IIA, H-IIB | 일본 (JAXA) | 액체수소 | 액체산소 | 연료 농후 | |
랩터 | 스타쉽 | 미국 (스페이스X) | 메테인 | 액체산소 | 전 유량 다단 연소 |
5. 전 유량 다단 연소 사이클 (FFSC)
전 유량 다단 연소 사이클(Full-flow staged combustion cycle, FFSC)은 단계식 연소 사이클의 한 종류이다. 일반적인 단계식 연소 사이클에서는 예연소기에서 연료 농후 가스가 생성되고, 산화제 대부분은 터보펌프 구동에 쓰이지 않고 주 연소실로 공급된다. 그러나 FFSC에서는 공급되는 연료와 산화제가 모두 터보펌프 구동에 쓰인다. 즉, 연료 농후 가스와 산화제 농후 가스가 모두 생성되어 각각 독립된 터보펌프를 구동하고, 이후 주 연소실로 공급되어 연소된다.
5. 1. 특징

전 유량 다단 연소 사이클(Full Flow Staged Combustion Cycle, FFSC)은 연료와 산화제 모두를 각각의 예연소기에서 연소시킨 후, 발생한 가스를 이용하여 각각의 터보펌프를 구동하는 방식이다. 터보펌프를 구동한 가스는 모두 주 연소실로 유입되어 연소된다. 이러한 방식은 터빈이 더 낮은 온도에서 작동하게 하고, 추진제 간 실링(sealing)이 필요 없어 엔진 수명 연장과 신뢰성 향상에 기여한다.[5]
FFSC의 장점은 다음과 같다.
- 엔진 수명 및 신뢰성 향상: 터빈이 더 낮은 온도에서 작동하고, 추진제 간 실링이 불필요하다.[7]
- 효율 향상: 연소실 압력을 높여 효율을 높일 수 있다.
- 비추력 향상: 기존 단계식 연소 사이클에 비해 비추력을 10~20초 정도 개선할 수 있다. (예: ''RD-270'', ''RD-0244'')
- 연소 반응 촉진: 연료와 산화제 모두 불완전 연소 상태이므로 주 연소실 내 연소 반응이 촉진된다.
FFSC는 가스-가스 엔진영어의 일종으로, 연소실에 들어가기 전에 각 추진제가 완전히 기화되어 빠른 화학 반응을 유도한다. 이로 인해 연소실을 더 작게 만들 수 있고, 챔버 압력을 높여 효율을 높일 수 있다.[7]
FFSC의 잠재적 단점으로는 더 엄격한 재료 과학 요구 사항과 단일 샤프트 단계식 연소 사이클에 비해 두 개의 예연소기의 엔지니어링 복잡성 및 부품 수가 증가한다는 점이 있다.
단계식 연소 사이클에는 여러 변형이 있다.
- 연료 과농(Fuel-rich): 연료의 전체 흐름과 소량의 산화제를 연소시키는 방식.
- 산화제 과농(Oxidizer-rich): 산화제의 전체 흐름과 소량의 연료를 연소시키는 방식.
- 단일 샤프트(Single-shaft): 한 세트의 예연소기와 터빈이 두 개의 추진제 터보 펌프를 모두 구동하는 방식 (예: RD-180, BE-4).
- 트윈 샤프트(Twin-shaft): 두 개의 추진제 터보 펌프가 별도의 터빈에 의해 구동되는 방식 (예: RS-25, LE-7, 랩터).

다음은 단계식 연소 사이클 엔진의 예시이다.
엔진명 | 대표 발사체 | 국가 (개발사) | 연료 | 산화제 | 종류 | 비고 |
---|---|---|---|---|---|---|
RD-8 | 제니트 | 소련 (유즈노예) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | |
RD-253 | 프로톤 | 소련 (에네르고마쉬) | UDMH | 사산화 이질소 | 산화제 농후 | |
RD-270 | UR-700 | 소련 (에네르고마쉬) | UDMH | 사산화 이질소 | 전 유량 다단 연소 | |
NK-33 | N-1 | 소련 (쿠즈네초프 설계국) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | |
AJ26-58 | 안타레스 | 소련 (쿠즈네초프 설계국) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | 개수된 NK-33 |
RD-120 | 제니트 (2단) | 소련 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | |
RD-170 | 에네르기아 (측면 부스터) | 소련 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | |
RD-171 | 제니트 (1단) | 소련 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | RD-170의 파생형 |
RD-180 | 아틀라스 V | 러시아 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | RD-170의 파생형 |
RD-191 | 앙가라 | 러시아 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | RD-180의 파생형 |
RD-151 | 나로호 | 러시아 (에네르고마쉬) | RP-1 | 액체산소 | 산화제 농후 | RD-191의 파생형 |
RD-0120 | 에네르기아 (코어 부스터) | 소련 (KBKhA) | RP-1 | 액체산소 | 연료 농후 | |
RD-0124 | 소유즈-2.1b | 러시아 (KBKhA) | RP-1 | 액체산소 | 연료 농후 | |
RS-25 | 우주 왕복선 | 미국 (로켓다인) | 액체수소 | 액체산소 | 전 유량 다단 연소 | |
LE-7 | H-II | 일본 (JAXA) | 액체수소 | 액체산소 | 연료 농후 | |
LE-7A | H-IIA, H-IIB | 일본 (JAXA) | 액체수소 | 액체산소 | 연료 농후 | |
랩터 | 스타쉽 | 미국 (스페이스X) | 메테인 | 액체산소 | 전 유량 다단 연소 |
5. 2. 개발 사례
소련은 1960년대에 RD-270 엔진을 개발하면서 전 유량 다단 연소 사이클(FFSC) 방식을 시험했으나, 실제 로켓에 적용하지는 않고 개발을 중단했다.[5] 이 엔진은 UDMH를 연료로, 사산화 이질소를 산화제로 사용했다.미국에서는 2000년대 초, 미 공군의 통합 파워헤드 데몬스트레이터(Integrated Powerhead Demonstrator, IPD) 프로젝트를 통해 FFSC 기술을 연구했다.[7] 이 프로젝트에서는 RD-270의 기술을 활용했다.
스페이스X는 2010년대부터 랩터 엔진을 개발하여 FFSC 방식을 실용화하고 있다.[8] 랩터 엔진은 메테인을 연료로, 액체산소를 산화제로 사용하며, 스타십 발사체에 사용된다. 2019년 7월 25일, 스타호퍼 시험 로켓에 랩터 엔진을 탑재하여 최초의 FFSC 엔진 비행 시험을 성공적으로 수행했다.[10] 2024년 현재 랩터는 발사체에 탑재되어 비행한 유일한 FFSC 엔진이다.
국가 | 엔진명 | 개발 연도 | 비고 |
---|---|---|---|
소련 | RD-270 | 1960년대 | 개발 중단 |
미국 | 통합 파워헤드 데몬스트레이터(IPD) | 2000년대 초 | 시험용 |
미국 | 랩터 | 2010년대~현재 | 스타십에 사용 |
참조
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[4]
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2024-05-23
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Behind the curtain: Ars goes inside Blue Origin's secretive rocket factory
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旧ソビエト諸国ではプレバーナー(予燃焼室)をガス発生器と称し、二段燃焼サイクルをガス発生器サイクルと呼ぶので混同しないように注意が必要である。
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