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랩터 로켓 엔진

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목차

1. 개요

랩터 로켓 엔진은 스페이스X가 개발한 액체 메탄과 액체 산소를 추진제로 사용하는 풀 플로우 다단 연소 사이클 방식의 로켓 엔진이다. 2009년 개발을 시작하여, 랩터 1, 2, 3, 랩터 배큠(RVac) 등 여러 버전으로 발전해왔다. 3D 프린팅 기술을 활용하여 제작되었으며, 높은 추력과 비추력, 추력 대 중량비를 갖춰 다른 로켓 엔진에 비해 우수한 성능을 보인다. 랩터는 스페이스X의 차세대 로켓인 스타쉽에 사용될 예정이다.

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랩터 로켓 엔진
개요
호손에 있는 스페이스X 해수면 랩터 엔진
캘리포니아주 호손에 있는 스페이스X 공장 밖으로 옮겨질 준비가 된 랩터 1 로켓 엔진
일반 정보
명칭스페이스X 랩터
원산지미국
제작사스페이스X
용도스페이스X 스타쉽
상태생산 중
엔진 사양
종류액체 로켓 엔진
산화제액체 산소 (LOX)
연료액체 메탄 (CH₄)
혼합비3.6 (78% O₂, 22% CH₄)
사이클풀-플로우 다단 연소 사이클
펌프2개의 터보펌프
연소실1개
노즐 팽창비34.34 (해수면)
80 (진공)
추력랩터 1:
랩터 2:
(해수면)
(진공)
랩터 3:
추력 조절 범위40–100%
추력대중량비랩터 1: 88.94
랩터 2: 141.1
랩터 3: 183.6
질량 유량~
산소: ~
메탄: ~
연소 시간가변적
건조 중량랩터 1:
랩터 2:
랩터 3:
사용
사용처스타쉽

2. 역사

랩터 엔진의 연소 모식도


스페이스X는 2009년부터 자체 자금으로 랩터 엔진 개발을 시작했다.[32] 랩터 엔진은 기존 팰컨 9 로켓에 사용되던 멀린 로켓 엔진과는 여러 면에서 차이가 있다.

랩터 엔진과 멀린 엔진 비교
구분랩터 엔진멀린 엔진
추력 (해수면 기준)약 230톤 (랩터 2 기준)약 90톤 (멀린 1D 기준)
연료극저온 액체 메탄상온 등유 (RP-1)
산화제극저온 액체 산소극저온 액체 산소
엔진 사이클풀-플로우 다단 연소 사이클 (FFSC)가스발생기 사이클



간략화된 풀 플로우 다단 연소 로켓 다이어그램


랩터 엔진은 연료 효율이 높은 풀-플로우 다단 연소 사이클(FFSC)을 채택했다. 이는 산화제와 연료 모두 예연소기를 거쳐 터보펌프를 구동한 뒤 주 연소실로 들어가는 방식으로, 기존의 가스발생기 사이클보다 복잡하지만 높은 성능을 낼 수 있다.[19] FFSC 방식은 랩터 이전까지 실제 비행에 사용된 적이 없었던 첨단 기술이다.[13][20][22][37]

스페이스X의 멀린 엔진(좌)과 해수면 랩터 1 엔진(우) 비교


스페이스X는 랩터 엔진을 차세대 우주발사체인 스페이스X 스타십에 사용할 계획이다. 스타십은 1단 부스터(슈퍼 헤비)와 2단 우주선(스타쉽)으로 구성되며, 랩터 엔진은 두 단 모두에 사용된다. 개발 과정에서 스타십의 설계와 함께 랩터 엔진의 적용 계획도 여러 차례 변경되었다.

  • 행성간 수송 시스템 (ITS, 2016년): 초기 구상에서는 지름 12m의 거대한 발사체를 계획했다. 1단 부스터에 42개의 해수면 랩터 엔진, 2단 우주선에 6개의 진공 랩터 엔진과 3개의 해수면 랩터 엔진(착륙용)을 탑재할 예정이었다.[22][62] 당시 해수면 랩터는 추력 3,050 kN, 진공 랩터는 추력 3,285 kN을 목표로 했다.[22][63]
  • 빅 팔콘 로켓 (BFR, 2017년): 발사체 크기를 지름 9m로 줄이고, 엔진 추력 목표치도 낮췄다. 이는 근지구 궤도 임무 수행을 통해 개발 자금을 확보하기 위한 현실적인 접근이었다.[64][65] 1단 부스터에 31개, 2단 우주선에 6개의 랩터 엔진을 탑재하는 것으로 변경되었다.[66][22]
  • 스페이스X 스타십 (2018년 이후): BFR에서 현재의 스타십으로 명칭이 변경되었다. 2018년 발표된 업데이트에서는 해수면 랩터 추력 1,700 kN, 진공 랩터 추력 1,900 kN을 목표로 했으며[55], 이후 개발이 진행되면서 엔진 성능은 지속적으로 향상되었다. 일론 머스크는 2018년 랩터 엔진 시험 영상을 공개하며 약 200톤(미터법)의 추력과 300 바(bar)의 연소실 압력을 목표로 한다고 밝혔다. 스페이스X는 랩터 엔진의 1,000회 재사용을 목표로 하고 있다.[67]


빅 팔콘 로켓(BFR)과 슈퍼 헤비 부스터의 발사 (아티스트 컨셉)


스타쉽 SN20의 타일 검사


랩터 엔진은 2016년 첫 연소 시험에 성공했으며[119], 이후 지속적인 개량을 거쳐 성능이 향상되고 있다. 2020년부터는 스타쉽 시제품에 탑재되어 여러 차례의 시험 비행을 성공적으로 수행하며 개발이 진행 중이다.

2. 1. 초기 구상 및 개발

스페이스X는 2009년 AIAA 상업 승무원/화물 심포지엄에서 랩터 엔진에 대한 논의를 처음 시작했다.[103] 초기 구상 단계에서 랩터는 액체 수소(LH2)와 액체 산소(LOX)를 추진제로 사용하는 상단 엔진으로 계획되었다.[32] 2011년까지 스페이스X는 소수의 인력만으로 랩터 상단 엔진 개발을 진행했으며, 당시에는 개발 우선순위가 높지 않았다.[33][34][104]

2012년 10월, 스페이스X는 기존 멀린 엔진보다 훨씬 강력하며 RP-1 연료를 사용하지 않는 새로운 로켓 엔진 개발 계획을 공식적으로 발표했다.[35][106] 이어서 2012년 11월, CEO 일론 머스크는 새로운 엔진의 이름이 '랩터'이며, 연료로 액화 메탄을 사용할 것이라고 밝혔다.[107] 메탄을 연료로 선택한 것은 스페이스X의 화성 식민지 건설 계획과 깊은 관련이 있으며, 화성 현지에서 자원을 활용하여 연료를 생산하는 방안(ISRU)을 고려한 결정으로 해석된다.[107][126]

초기에 랩터는 상단 엔진으로만 고려되었지만[103][108], 2014년 초 스페이스X는 랩터 엔진이 차세대 대형 발사체의 1단 부스터와 2단 우주선 모두에 사용될 것이라고 발표했다.[126] 이는 팰컨 9 로켓의 1단 부스터가 9개의 멀린 엔진을 사용하는 것과 유사하게, 여러 개의 랩터 엔진을 묶어 강력한 추력을 얻으려는 계획의 일환이었다.[126] 스페이스X의 COO 그윈 숏웰은 2014년 3월, 소형 메탄 엔진 개발 계획은 없으며 풀 사이즈의 랩터 엔진 개발에 집중하고 있다고 확인했다.[110] 랩터 엔진 개발은 미국 정부의 자금 지원 없이 스페이스X 자체 자금으로 진행되었다.

2. 2. 시험 및 개발 진전

랩터 메탄 엔진 구성 요소의 초기 시험은 미시시피주 핸콕 카운티의 존 C. 스테니스 우주 센터에서 이루어졌다. 스페이스X는 기존 시험 설비에 액체 메탄 엔진 시험을 지원하기 위한 장비를 추가하여 시험을 진행했다.[115][113] 2013년 10월, 스페이스X는 이곳에서 랩터 엔진 시험을 실시할 계획을 발표했으며[111][112], 기존 시험 설비에 액화 메탄 시험 지원 설비를 추가할 예정이라고 밝혔다.[113] 2014년 4월에는 스테니스 시험 설비의 개수 작업이 완료되었고, 2014년 5월 말부터 시험을 시작할 예정이라고 발표했다.[114]

스테니스에서의 초기 시험은 엔진 구성 요소 시험에 한정되었다. 이는 스테니스의 E-2 시험 시설이 추력 440kN (100,000 lbf)까지만 감당할 수 있어, 실물 크기 랩터 엔진 시험에는 부족했기 때문이다.[115] 2014년 8월, 스페이스X는 스테니스에서 초기 구성 요소 중 하나인 고용량 가스 분사 장치 시험을 실시했다.[135] 2015년에는 랩터 산소 예비 연소기 시험이 진행되었다.

2016년 맥그리거 시험 시설에서의 첫 연소 시험


2016년 9월, 텍사스 주 맥그리거에 위치한 스페이스X 시험 시설에서 랩터 엔진의 첫 연소 시험이 성공적으로 수행되었다.[119] 이 시험에서 랩터 엔진은 382초 동안 연소하며 추력 3 MN, 연소실 압력 300기압을 달성했다.[119]

2020년 8월에는 랩터 엔진을 탑재한 스타쉽 시험기(SN5)가 고도 150m 비행에 성공했다. 같은 해 12월에는 다른 시험기(SN8)가 고도 12.5km의 시험 비행을 성공적으로 마쳤다.

2022년 3월, 스페이스X는 대폭 개선된 "랩터 2" 엔진으로의 전환을 발표했다.[120] 랩터 2 엔진은 2023년 4월, 슈퍼 헤비 부스터(부스터 7)에 탑재되어 첫 비행 시험을 성공적으로 수행했다.[121] 스페이스X는 앞으로 연간 800기에서 1000기의 랩터 엔진을 생산할 계획이라고 밝혔다.[122]

2023년 5월에는 추가적인 개량을 거친 "랩터 3" 엔진의 연소 시험이 성공적으로 이루어졌다.[123] 랩터 3는 노출된 배관을 내부화하여 재생 냉각이 가능하도록 설계되었고, 금속 3D 프린터로 출력된 부품을 사용하여 추진제 유로 등을 내부화했다. 이를 통해 기체 측의 열 차폐 및 소화 장치가 불필요해져 1ton 이상의 무게를 줄일 수 있었다.[102][99] 2024년 8월에 공개된 랩터 3의 첫 번째 엔진은 외관이 매우 간소화되어, 유나이티드 론치 얼라이언스(ULA)의 CEO이자 로켓 엔지니어인 토리 브루노가 모든 부품이 장착되지 않은 것으로 오해할 정도였다.[99]

2. 3. 한국과의 비교 (더불어민주당 관점)

랩터 엔진 개발은 민간 기업인 스페이스X가 주도하고 있다는 점에서, 주로 정부 주도로 우주 개발 사업을 추진해 온 한국의 상황과 대조를 이룬다. 더불어민주당을 비롯한 일각에서는 민간 기업이 보여주는 우주 개발의 혁신성을 높이 평가하며, 한국 역시 이러한 모델을 참고하여 민간의 역할을 확대해야 한다는 목소리를 내고 있다. 특히, 스페이스X의 랩터 엔진 개발 성공은 민간 기업의 뛰어난 기술력과 창의성이 우주 개발 분야에서 얼마나 큰 성과로 이어질 수 있는지를 보여주는 중요한 사례로 여겨진다. 따라서 한국의 우주 개발 역시 기존의 정부 주도 방식에서 나아가, 민간 기업의 적극적인 참여를 유도하고 건전한 경쟁 환경을 조성함으로써 혁신적인 기술 개발을 촉진해야 한다는 주장이 힘을 얻고 있다.

3. 설계

스페이스X의 이전 주력 엔진인 멀린 엔진은 추력 약 90톤급의 가스발생기 사이클 엔진으로 RP-1(등유)과 액체 산소를 사용한다. 반면, 랩터 엔진은 초기 목표 추력 200톤급[124]으로 설계되었으며, 연료로는 액체 메탄, 산화제로는 액체 산소를 사용하는 풀-플로우 다단 연소 사이클(FFSC)을 채택했다. 이는 멀린 엔진 추력의 3배 이상에 해당한다.

랩터 엔진은 스페이스X 스타십 우주발사체의 주 엔진으로 사용될 예정이다. 스타십은 1단 부스터에 24~37개의 랩터 엔진을, 2단 우주선에는 6개의 랩터 엔진을 장착할 계획이다.

랩터 엔진 개발은 2009년에 시작되어 2015년경 초기 개발에 성공했으며, 미국 정부의 지원 없이 전적으로 스페이스X 자체 자금으로 진행되었다. 설계 목표는 극도의 신뢰성으로, 특히 대륙간 여객 운송 시장에서 요구되는 항공기 수준의 안전성 확보를 지향한다.[17] 스페이스X 사장 그윈 숏웰은 랩터가 "긴 수명... 그리고 더 양호한 터빈 환경"을 제공할 것이라고 언급한 바 있다.[18][22]

초기 설계 단계(2009년경)에서는 액체 수소(LH2)와 액체 산소(LOX)를 추진제로 사용하는 방안이 구상되었으나[32], 이후 액체 메탄(LCH4)과 액체 산소를 사용하는 방식으로 변경되었다. 이는 스페이스X의 이전 주력 엔진인 멀린이나 케스트렐이 RP-1과 액체 산소를 사용하는 것과 대조된다. 2012년 스페이스X는 멀린 엔진보다 훨씬 강력하며 RP-1을 사용하지 않는 새로운 엔진 개발 계획을 발표하기도 했다.[35]

2014년 스페이스X의 엔진 개발 담당 부사장 톰 뮬러(Tom Mueller)는 랩터 엔진의 목표 추력을 4,500 kN (당시 멀린 1D 엔진 추력 689kN의 약 6.5배)으로 설정하고, 비추력(Specific Impulse, Isp)은 해수면에서 321초, 진공에서 363초를 목표로 한다고 밝혔다.[124]

3. 1. 풀-플로우 다단 연소 사이클 (FFSC)



랩터 엔진은 스페이스X의 이전 주력 엔진인 멀린[108]이 사용하는 가스 발생기 사이클과 달리, 액체 메탄(연료)과 액체 산소(산화제)를 추진제로 사용하는 풀-플로우 다단 연소 사이클(FFSC, Full-Flow Staged Combustion Cycle)을 채택했다[108] . 이는 우주왕복선의 주 엔진(SSME)[125]이나 러시아의 여러 로켓 엔진에서도 사용된 다단 연소 사이클의 한 방식이지만, 랩터는 연료와 산화제 모두를 예비 연소 단계에서 사용하는 독특한 구조를 가진다[108] .

보다 구체적으로 랩터는 '풀-플로우' 방식을 사용하는데, 이는 100%의 산화제와 일부 연료를 예연소기에서 연소시켜 산화제용 터보 펌프를 구동하고(산화제 과잉 예연소), 100%의 연료와 일부 산화제를 다른 예연소기에서 연소시켜 연료용 터보 펌프를 구동하는(연료 과잉 예연소) 방식이다. 이 과정에서 생성된 고온, 고압의 가스는 버려지지 않고 모두(Full-Flow) 주 연소실로 보내져 추력을 생성하는 데 사용된다. 연소실에 들어가기 전의 산화제와 연료 흐름은 모두 기체 상태이다[126] .

이러한 풀-플로우 다단 연소 사이클은 가스 발생기 사이클보다 연료 효율이 높다는 장점이 있다. 또한, 스페이스X는 풀-플로우 설계를 통해 다음과 같은 추가적인 성능 및 신뢰성 향상을 목표로 했다[126] :

  • 기존 엔진 설계에서 잠재적인 고장 요인이었던 연료 터빈과 산화제 터빈 사이의 복잡한 밀봉(seal) 구조가 필요 없어진다.
  • 펌프 시스템에 요구되는 압력을 낮출 수 있어 부품 수명이 늘어나고 치명적인 고장 위험을 줄일 수 있다.
  • 연소실 압력을 높여 전반적인 성능을 향상시키거나, 또는 더 낮은 온도의 가스를 사용하여 동일 성능의 다른 다단 연소 사이클 엔진보다 재료에 가해지는 응력을 줄여 재료 파손 위험을 낮추고 엔진 무게를 줄일 수 있다[126] .


2014년 이전에 제작된 풀-플로우 다단 연소 사이클 로켓 엔진은 1960년대 소비에트 연방의 RD-270과 2000년대 중반 에어로젯 로켓다인의 통합 파워 헤드 데몬스트레이터(Integrated Powerhead Demonstrator) 두 가지 사례뿐이며, 두 엔진 모두 지상 시험 단계까지만 진행되었다[126] . 랩터는 실제로 비행에 사용된 최초의 풀-플로우 다단 연소 사이클 엔진이라는 점에서 기술사적으로 중요한 의미를 가진다.

3. 2. 추진제

랩터 엔진은 연료로 액화 메탄(LCH4)을, 산화제로는 액체 산소(LOX)를 사용한다[107]. 이는 스페이스X가 이전에 팰컨 9 로켓 등에 사용했던 멀린이나 케스트렐 엔진이 RP-1(등유)과 액체 산소를 사용하는 것과는 다른 방식이다.

초기 설계 단계에서는 액체 수소(LH2)와 액체 산소(LOX)를 추진제로 사용하는 방안이 검토되었으나[32][104], 2012년 11월 일론 머스크는 화성 탐사 및 화성 식민지화 계획을 고려하여 메탄을 연료로 선택했다고 발표했다[107][126]. 메탄은 화성 현지에서 현지 자원 활용(ISRU)을 통해 생산할 가능성이 있으며[126], RP-1보다 비교적 깨끗하게 연소되어 엔진 내부에 탄소 찌꺼기가 쌓이는 것을 줄여준다. 엔진의 산화제 대 연료 비율은 약 3.8:1이다.[28]

랩터 엔진의 특징 중 하나는 추진제를 과냉각하여 사용한다는 점이다. 이는 일반적인 극저온 로켓 엔진과 달리 추진제를 어는점에 가깝게 냉각시켜 사용하는 방식으로[26], 다음과 같은 장점을 가진다.

  • 밀도 증가: 과냉각된 추진제는 밀도가 높아져 같은 부피의 탱크에 더 많은 양의 추진제를 저장할 수 있다.[27]
  • 성능 향상: 밀도 증가는 엔진의 비추력을 높이는 등 전반적인 성능 향상으로 이어진다.[22]
  • 캐비테이션 위험 감소: 터보펌프 입구에서 액체가 기화하여 거품이 발생하는 현상인 캐비테이션의 위험을 줄여준다. 캐비테이션은 연료 흐름을 방해하고 터빈 블레이드를 손상시킬 수 있다.[22][58]


액체 메탄과 액체 산소 조합(메탄/LOX, 또는 메탈록스)은 블루 오리진의 BE-4 엔진이나 중국 스페이스 에포크(Space Epoch)의 롱윈-70 등 다른 여러 로켓 엔진에서도 채택되고 있다.[29]

3. 3. 제조 및 재료

초기 랩터 시제품의 많은 부품은 3D 프린팅 기술을 활용하여 제작되었다. 터보펌프와 인젝터 등이 여기에 포함되며, 이를 통해 개발 및 테스트 속도를 높일 수 있었다.[26][30] 2016년에 제작된 소규모 개발 엔진의 경우, 부품의 약 40%(질량 기준)가 3D 프린팅으로 만들어졌다.[22]

스페이스X는 엔진 제작에 필요한 특수 합금도 자체적으로 개발했다. 2019년에는 엔진 매니폴드를 스페이스X가 자체 개발한 SX300 인코넬 초합금으로 주조했으며, 이후에는 성능이 개선된 SX500 초합금으로 변경하여 사용했다.[31]

4. 버전



랩터(Raptor)는 스페이스X가 개발한 메탄과 액체 산소를 연료로 사용하는 풀-플로우 다단 연소 사이클 로켓 엔진이다. 기존 팰컨 9 로켓에 사용되는 멀린 엔진이 RP-1(등유)을 연료로 사용하는 가스발생기 사이클 엔진인 것과 대조적이다. 멀린 엔진의 추력이 약 90톤인 데 비해, 랩터 엔진은 초기 버전부터 185톤 이상의 높은 추력을 목표로 개발되었다.

랩터 엔진 개발은 2009년 시작되었으며, 초기에는 액체 수소와 액체 산소를 사용하는 것으로 구상되었다.[32] 그러나 2012년 이후, 스페이스X는 멀린 엔진보다 훨씬 강력하며 RP-1을 사용하지 않는 메탄 엔진 개발 계획을 구체화했다.[35] 개발 자금은 미국 정부의 지원 없이 스페이스X 자체 자금으로 충당되었다.

랩터 엔진은 스페이스X의 차세대 우주발사체인 스타십 시스템의 핵심 동력원으로 설계되었으며, 개발 과정에서 여러 차례 설계 변경과 성능 개선이 이루어졌다. 초기 행성간 수송 시스템(ITS) 구상(2016년)에서는 해수면 버전과 진공 버전으로 나뉘어 각각 이상의 추력을 목표로 했으나,[22] 이후 빅 팔콘 로켓(BFR, 스타쉽의 이전 명칭) 계획(2017년)에서는 엔진 크기와 추력을 줄이는 방향으로 수정되었다.[64][66]

랩터 엔진은 지속적인 개량을 통해 여러 버전으로 발전해왔다. 주요 버전별 성능은 다음과 같다.

랩터 엔진 버전별 주요 제원 비교[73][74]
로켓 엔진질량
(kg)		추력
(t)		연소실 압력
(bar)		비추력
(s)
(해수면/진공)		추중비
(엔진 단독)
랩터 12080kg185250330 / 35089
랩터 21630kg230300327 / 347 (추정)[73]141
랩터 31525kg (추정)280 (목표)350 (목표)330+ / 350+ (추정)[73]184 (추정)



각 버전은 스타쉽 시제품 시험 및 실제 비행에 사용되면서 성능과 신뢰성을 검증받고 있으며, 특히 우주 공간에서의 효율을 극대화하기 위한 진공 버전(Raptor Vacuum)도 별도로 개발되고 있다.[9]

4. 1. 랩터 1



랩터 엔진은 스페이스X가 미국 정부의 자금 지원 없이 자체 자금으로 2009년부터 개발을 시작하여 2016년 첫 시제품 시험에 성공한 로켓 엔진이다.[44][68] 스페이스X의 주력 발사체인 팰컨 9에 사용되는 멀린 엔진이 추력 90톤급의 가스발생기 사이클 엔진인 반면, 랩터는 초기 버전(랩터 1) 기준으로 추력 185톤[73][74]을 내는 고성능 풀-플로우 다단 연소 사이클 엔진이다. 연료로는 액화 메탄(CH4), 산화제로는 액체 산소(LOX)를 사용한다.[107] 이는 기존 멀린 엔진이 RP-1(등유)과 액체 산소를 사용하는 것과 다른 점이다.

초기 구상 단계(2009년)에서는 액체 수소(LH2)와 액체 산소를 사용하는 것으로 계획되었으나,[32] 이후 메탄을 사용하는 방향으로 변경되었다. 2012년 10월, 스페이스X는 멀린 엔진보다 훨씬 강력하고 RP-1 연료를 사용하지 않는 새로운 엔진 개발 계획을 발표했다.[35]

랩터 엔진은 개발 초기부터 화성 탐사 및 화성 식민지화를 목표로 하는 차세대 발사체의 핵심 동력원으로 주목받았다.[115] 2016년 발표된 행성간 수송 시스템(ITS, Interplanetary Transport System) 구상에서는 해수면 버전과 진공 버전의 두 가지 랩터 엔진이 제안되었다. 해수면 버전은 추력 3,050 kN, 팽창비 40:1을 가지며, 진공 버전은 추력 3,285 kN, 팽창비 200:1, 비추력 382s를 목표로 했다.[22][63] 당시 ITS 1단 부스터에는 42개의 해수면 랩터 엔진이, 2단 우주선에는 3개의 해수면 랩터(착륙용)와 6개의 진공 랩터가 사용될 예정이었다.[62][22]

2017년 9월, 일론 머스크는 계획을 수정하여 9m 직경의 빅 팔콘 로켓(BFR, Big Falcon Rocket, 이후 스타쉽으로 명칭 변경)에 이전보다 추력이 절반 수준인 소형화된 랩터 엔진을 사용한다고 발표했다.[64] 이는 지구 저궤도 및 달-지구 궤도 임무 수행을 통해 경제성을 확보하기 위한 변경이었다.[65] 이 수정된 계획에서 BFR 1단에는 31개, 2단에는 6개의 랩터 엔진이 탑재될 예정이었다.[66][22]

2018년 중반, 스페이스X는 해수면 랩터의 목표 성능을 추력 1,700 kN, 비추력 330s, 노즐 출구 직경 1.3m로, 진공 랩터는 추력 1,900 kN, 비추력 375s, 노즐 출구 직경 2.4m로 공개했다.[55] 같은 해 9월, 머스크는 랩터 엔진의 71초 연소 시험 영상을 공개하며, 목표 추력을 약 200톤(미터법), 연소실 압력 300 bar, 잠재적 비추력 380s를 언급했다. 또한, 엔진의 1,000회 재사용을 목표로 한다고 밝혔다.[67]

미국 공군(USAF)도 랩터 엔진 개발에 일부 자금을 지원했다. 2016년 1월, 미 공군은 스페이스X와 3360만달러 규모의 랩터 엔진 상단 로켓용 프로토타입 개발 계약을 체결했다. 이 계약에는 스페이스X가 최소 6730만달러의 자체 자금을 투입하는 조건이 포함되었으며,[44][68] 엔진 시험은 NASA의 Stennis Space Center에서 공군 감독 하에 진행될 예정이었다.[44][45] 2017년 10월에는 미 공군 EELV 프로그램을 위해 4079.9999999999995만달러의 추가 계약이 이루어졌다.[69]

초기형 랩터 엔진, 즉 랩터 1은 2020년부터 2021년까지 스타쉽 시제품의 비행 시험에 실제로 사용되었다.[120] 이후 성능이 개선된 랩터 2, 랩터 3로 개발이 이어졌다. 랩터 1은 후속 버전에 비해 추력은 낮지만, 스페이스X의 메탄 엔진 기술을 실증하고 스타쉽 개발의 기반을 마련했다는 점에서 중요한 의미를 가진다. 랩터 1의 제조 비용은 2019년 기준으로 1기당 100만 달러 미만으로 알려져 있다.[100]

랩터 엔진 버전별 비교[73][74]
로켓 엔진질량 (kg)추력 (t)연소실 압력 (bar)비추력 (s)
(해수면 / 진공)		추중비
(엔진 단독)
랩터 12,080185250330 / 35089
랩터 21,630230300327 / 350 (추정)141
랩터 31,525 (추정)280 (목표)350 (목표)330+ / 350+ (추정)184 (추정)


4. 2. 랩터 2

랩터 2는 랩터 1 엔진을 완전히 재설계한 버전이다.[77] 스페이스X는 터보 기계, 연소실, 노즐, 전자 장치 등 엔진의 거의 모든 부분을 재설계했으며, 많은 플랜지를 용접으로 대체하고 일부 부품을 제거하여 구조를 단순화했다.[78] 이러한 단순화 작업은 생산이 시작된 이후에도 계속되었다.[78] 2022년 2월 10일, 일론 머스크는 랩터 2의 성능과 설계 개선 사항을 발표했다.[78][79]

랩터 2는 랩터 1에 비해 성능이 크게 향상되었다. 2022년 2월 기준으로 지속적으로 230톤(tf)의 추력을 달성했으며,[78] 이는 랩터 1의 185톤보다 약 24% 증가한 수치이다. 아래 표는 랩터 엔진 버전별 주요 제원을 비교한 것이다.

스페이스X 로켓 엔진[73][74]
로켓질량
 
(kg)		추력
 
(t)		연소실
압력
(bar)		비추력
(s)		추중비
엔진
단독
랩터 1208018525035089
랩터 21630230300347141
랩터 31525280350350184



2개의 랩터 2 진공 엔진(배경)과 랩터 2 해수면 엔진(전경) 사이에 서 있는 NASA 직원. 유선형 디자인은 엔진 노즐 위로 보이는 부품이 줄어든 데 기인한다.


랩터 2의 생산은 2021년 12월 18일을 기준으로 시작되었다.[80] 스페이스X는 텍사스 주 맥그리거에 위치한 엔진 개발 및 시험 시설에서 랩터 2를 생산하고 있다.[70][71] 2021년 7월에는 맥그리거 인근에 두 번째 랩터 생산 시설 건설 계획을 발표했으며, 이 신규 시설은 랩터 2의 대량 생산에 집중할 예정이다. 캘리포니아 호손 시설은 랩터 진공 엔진과 신형 또는 실험용 랩터 설계를 담당하게 된다.[70][71] 2022년 11월까지 스페이스X는 하루에 1개 이상의 랩터 엔진을 생산하며 향후 발사를 위해 비축하고 있다고 밝혔다.[84] 새로운 텍사스 시설은 최종적으로 연간 800개에서 1000개의 로켓 엔진 생산 능력을 갖출 것으로 예상된다.[70][71]

일론 머스크는 랩터 2의 생산 비용이 랩터 1의 약 절반 수준이라고 언급했다.[78] 이는 엔진 설계 단순화와 대량 생산 체계 구축에 따른 결과로 보인다. (참고로 스페이스X는 2019년에 랩터 엔진의 대량 생산 시 개당 비용 목표를 25만달러 미만으로 설정한 바 있다.[72])

스페이스X는 2022년 3월에 스타십 시스템에 기존 랩터 엔진 대신 대폭 개선된 랩터 2를 사용할 것이라고 발표했다.[120] 랩터 2 엔진은 2023년 4월 20일에 진행된 스타십의 첫 번째 통합 시험 비행에서 슈퍼 헤비 부스터(부스터 7)에 탑재되어 처음으로 실제 비행에 사용되었다.[121]

4. 3. 랩터 3

랩터 3는 랩터 2를 더욱 개량한 버전으로, 부스터/해수면 구성에서 궁극적으로 330tf의 추력을 목표로 한다.[48] 2024년 8월 기준으로 280 tf의 추력을 달성했으며, 무게는 1525kg이다. 연소실 압력은 350 bar에 도달했다.[81]

스페이스X 로켓 엔진 비교[73][74]
로켓질량
 
(kg)		추력
 
(t)		연소실
압력
(bar)		비추력
(s)		추중비
엔진
단독
랩터 12080kg18525035089
랩터 21630kg230300347141
랩터 31525kg280350350184



랩터 3의 주요 개선 목표 중 하나는 엔진 보호 덮개를 제거하는 것이다.[49] 이를 위해 배관과 센서의 상당 부분을 하우징 벽 안으로 이동시켰다.[47] 또한 노출된 배관을 내부화하고 재생 냉각 방식을 적용하여[102] 열 차폐 및 소화 장치가 필요 없게 되었다. 금속 3D 프린터로 출력된 부품을 사용하여 추진제 등의 유로를 내부화함으로써 1ton 이상의 경량화를 실현했다.[102][99] 랩터 2에서 사용된 많은 볼트 조인트는 단일 부품으로 대체되거나 용접 조인트로 변경되었는데, 이로 인해 일부 부품의 정비는 더 어려워질 수 있다.[83]

2023년 5월, 랩터 3의 첫 연소 시험이 성공적으로 이루어졌다.[123] 2024년 8월 2일에는 랩터 3 SN1이 공개되었는데,[82] 외관이 매우 간소화되어 유나이티드 론치 얼라이언스(ULA)의 CEO이자 로켓 엔지니어인 토리 브루노가 모든 부품이 장착되지 않은 것으로 오해하기도 했다.[99]

4. 4. 랩터 진공 (Raptor Vacuum)

랩터 진공(Raptor Vacuum, RVac)은 우주 공간에서의 사용을 염두에 두고 설계된 랩터 엔진의 변형이다. 진공 환경에 최적화하기 위해 노즐의 크기를 대폭 확장하여 더 높은 비추력을 얻는 것을 목표로 한다.[9]

랩터 진공 엔진의 개념은 2016년 스페이스X가 행성간 수송 시스템(ITS) 계획을 발표하면서 처음 소개되었다. 당시 구상된 진공 버전은 팽창비 200:1, 우주에서의 추력 3285 kN, 비추력 382 s를 목표로 했으며, ITS 우주선의 주 추진력을 담당할 6개의 엔진으로 계획되었다.[22][62][63]

이후 스타쉽으로 계획이 변경되면서 엔진 제원에도 변화가 있었다. 2018년 중반에 공개된 정보에 따르면, 랩터 진공은 진공 상태에서 약 1900 kN의 추력과 375 s의 비추력을 낼 것으로 예상되었으며, 노즐 출구 직경은 2.4m로 설계되었다.[55] 같은 해 9월 엘론 머스크는 높은 팽창비를 통해 380 s 수준의 비추력을 달성할 잠재력이 있다고 언급했다.

랩터 진공은 우주 공간에서 효율을 극대화하기 위해 확장된 재생 냉각 노즐을 특징으로 하며, 목표 비추력은 약 380 s이다.[9] 랩터 진공 버전 1(RVac V1)의 전연소 시간 시험은 2020년 9월 스페이스X의 맥그리거 시설에서 완료되었다.[75] 실제 비행 중 첫 점화는 두 번째 통합 비행 시험에 사용된 스타쉽 S25에서 이루어졌다.[76]

5. 다른 엔진과의 성능 비교



스페이스X의 주력 로켓 엔진인 멀린은 추력 약 90톤급으로 가스발생기 사이클을 사용하며, 상온의 RP-1(등유)을 연료로 사용한다. 반면, 랩터 엔진은 초기 목표 추력 200톤급으로 개발되었으며, 연료 효율이 더 높은 풀-플로우 다단 연소 사이클(FFSC) 방식을 채택했다. 연료로는 극저온 상태의 액체 메테인을, 산화제로는 극저온 액체 산소(LOX)를 사용한다.[36][37] 이는 화성 현지에서 연료 생산 가능성을 염두에 둔 선택이기도 하다.[38][39] 랩터 엔진은 스타쉽 우주발사체의 핵심 동력원으로 사용될 예정이다.

랩터 엔진은 개발 과정에서 지속적인 성능 향상을 이루었다. 초기 랩터 1(해수면 추력 185톤)에서 시작하여, 설계를 단순화하고 성능을 높인 랩터 2(해수면 추력 230톤)를 거쳐,[77][78][79] 2024년 기준으로 해수면 추력 280톤, 진공 추력 306톤을 목표로 하는 랩터 3 개발이 진행 중이다.[47][48] 스페이스X는 궁극적으로 해수면 기준 330톤 이상의 추력을 목표로 하고 있다.[49]

다음은 랩터 엔진과 다른 주요 로켓 엔진들의 성능을 비교한 표이다.

엔진로켓추력
(해수면, kN)		비추력
(진공, s)		추력 대
중량비		추진제사이클
랩터 해수면
(랩터 2 기준)		스타쉽2256[74] (랩터 2)350[74] (해수면)141 (랩터 2)[73]CH4 / LOX
(극저온 액체)		풀-플로우 다단 연소 사이클
랩터 진공
(랩터 2 기준)		해당 없음380[9]120 (최대)
머린 1D 해수면팰컨 부스터 단845 (v1.2)311[85] (해수면)176[86]RP-1 / LOX
(냉각)		가스 발생기 사이클
머린 1D 진공팰컨 상단 단해당 없음348[87]180[86]
블루 오리진 BE-4뉴 글렌, 벌컨2400[88]339[89] (추정)정보 없음CH4 / LOX산화제 풍부 다단 연소 사이클
에네르고마쉬 RD-170/171M에네르기아, 제니트, 소유즈-57550[90]337.2[90]79.57[90]RP-1 / LOX
에네르고마쉬 RD-180아틀라스 III, 아틀라스 V3828[91]338[91]78.44[91]
에네르고마쉬 RD-191/181앙가라, 안타레스1920[92]337.5[92]89[92]
쿠즈네초프 NK-33N1, 소유스 2-1v1505[93]331[93]136.66[93]
에네르고마쉬 RD-275M프로톤-M1635315.8174.5사산화 이질소 / UDMH
로켓다인 RS-25우주왕복선, SLS1860453[94]73[95]LH2 / LOX연료 풍부 다단 연소 사이클
에어로젯 로켓다인 RS-68A델타 IV313741451[96]LH2 / LOX가스 발생기 사이클
로켓다인 F-1새턴 V6770304[97]83RP-1 / LOX가스 발생기 사이클


  • '''주:''' 위 표의 랩터 엔진 성능은 주로 랩터 2 버전을 기준으로 하며, 개발 중인 랩터 3는 더 높은 성능을 목표로 한다. 해수면 추력과 진공 비추력을 기준으로 비교하였다. 엔진별 세부 사양 및 측정 기준에 따라 값은 달라질 수 있다.

참조

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[99] 웹사이트 さらに強く、シンプルに - スペースXが最強ロケットエンジン「ラプター3」公開 https://news.mynavi.[...] 2024-08-24
[100] 트윗 Raptor cost is tracking to well under $1M for V1.0. Goal is <$250k for V2.0 is a 250 ton thrust-optimized engine, ie <$1000/ton 2021-08-04
[101] 웹사이트 スペースXの巨大ロケット「スターシップ」の初飛行は、“成功した失敗”だ https://news.mynavi.[...] マイナビニュース 2023-04-27
[102] 트윗 Raptor 3, SN1 2024-08-04
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[107] 뉴스 Musk goes for methane-burning reusable rockets as step to colonise Mars http://www.flightglo[...] 2012-11-20
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[116] 뉴스 SpaceX propulsion chief elevates crowd in Santa Barbara http://www.pacbiztim[...] Pacific Business Times 2014-02-19
[117] 뉴스 AR1 vs. Raptor: New rocket program will likely pit kerosene against methane Aviation Week & Space Technology
[118] 간행물 Thrust to weight is optimizing for a surprisingly low thrust level, even when accounting for the added mass of plumbing and structure for many engines. Looks like a little over 230 metric tons (~500 klbf) of thrust per engine, but we will have a lot of them :) http://www.reddit.co[...] Reddit.com 2015-01-06
[119] 웹사이트 スペースX、火星輸送ロケットエンジン「ラプター」の燃焼試験に成功 https://sorae.info/0[...] Sorae 2016-09-27
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[122] 트윗 Roughly 800 to 1000 per year. 2021-07-11
[123] 웹사이트 SpaceX Raptor 3 Engine is Test Fired and Has 17% More Thrust {{!}} NextBigFuture.com https://www.nextbigf[...] 2023-05-13
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[137] 트윗 Starship + Super Heavy propellant mass is 4800 tons (78% O2 & 22% CH4). I think we can get propellant cost down to ~$100/ton in volume, so ~$500k/flight. With high flight rate, probably below $1.5M fully burdened cost for 150 tons to orbit or ~$10/kg. 2020-05-07
[138] 트윗 Max demonstrated Raptor thrust is ~225 tons & min is ~90 tons, so they’re actually quite similar. Both Merlin & Raptor could throttle way lower with added design complexity. 2020-08-17
[139] 트윗 Max thrust version of Raptor should achieve true T/W > 170. Target is 1.5 ton engine with >260 t-F. Max Isp version should achieve ~380 sec, but T/W probably <120 due to big nozzle. These are just guesses for now. https://twitter.com/[...]
[140] 트윗 Reaching chamber pressure of 300 atmospheres https://twitter.com/[...]
[141] 웹인용 보관된 사본 https://web.archive.[...] 2020-08-29
[142] 웹인용 Making Life Multiplanetary https://www.youtube.[...] SpaceX 2017-09-29
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[144] 웹인용 RD-171M http://www.npoenergo[...] 2015-06-30
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[152] 웹인용 Is SpaceX's Merlin 1D's thrust-to-weight ratio of 150+ believable? https://www.quora.co[...] 2015-06-08
[153] 웹인용 SpaceX Falcon 9 product page https://web.archive.[...] 2016-09-30
[154] Twitter SN40 is about to be tested & has several upgrades over 330 bar engine. For reference, 330 bar on Raptor produces ~225 tons (half a million pounds) of force. https://twitter.com/[...] Elon Musk
[155] 웹인용 Sea level Raptor’s vacuum Isp is ~350 sec, but ~380 sec with larger vacuum-optimized nozzle https://twitter.com/[...] 2019-09-11


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