로켓 엔진

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1. 개요

로켓 엔진은 고온·고속으로 배출되는 기체를 이용해 추진력을 얻는 장치이다. 일반적으로 연료와 산화제를 연소실에서 연소시켜 고압의 기체를 생성하며, 이 기체가 노즐을 통해 팽창하면서 추력을 발생시킨다. 로켓 엔진은 고체, 액체, 하이브리드, 전기, 열, 핵 등 다양한 종류가 있으며, 각 방식은 작동 원리, 효율, 안전성, 개발 역사 등에서 차이를 보인다. 로켓 엔진의 성능은 비추력, 추력, 추력 대 중량비, 에너지 효율 등으로 평가되며, 연소실과 노즐의 구조, 추진제의 종류, 냉각 방식 등이 성능에 영향을 미친다. 로켓 엔진은 우주 개발, 군사 기술 등 다양한 분야에서 활용되며, 지속적인 기술 개발을 통해 성능 향상과 안전성 확보를 위한 노력이 이루어지고 있다.

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로켓 엔진
지도
개요
종류	추진 기관
작동 원리	연소를 통해 생성된 가스의 추력으로 작동
사용 분야	로켓, 미사일, 기타 추진 장치
역사
초기 로켓 엔진	중국에서 화약을 이용한 로켓 개발 조선의 신기전
근대 로켓 엔진 개발	로버트 고더드의 액체 로켓 엔진 개발 베르너 폰 브라운의 V2 로켓 개발
작동 원리
기본 원리	뉴턴의 운동 법칙의 작용 반작용 원리
추진제	고체 추진제 액체 추진제 하이브리드 추진제
연소 과정	추진제 연소로 고온, 고압 가스 생성
노즐	생성된 가스를 노즐을 통해 분출, 추력 발생
종류
추진제에 따른 분류	고체 로켓 엔진 액체 로켓 엔진 하이브리드 로켓 엔진
사용 분야에 따른 분류	우주 발사체용 로켓 엔진 미사일용 로켓 엔진 인공위성용 로켓 엔진 탐사선용 로켓 엔진 로켓 추진기용 로켓 엔진
주요 구성 요소
연소실	추진제 연소가 일어나는 공간
추진제 공급 장치	추진제를 연소실로 공급하는 장치
노즐	가스를 분출하여 추력을 발생시키는 장치
점화 장치	추진제 연소를 시작하는 장치
제어 장치	로켓 엔진의 작동을 제어하는 장치
주요 성능 지표
추력	엔진이 생성하는 힘
비추력	추진제 소비량 대비 생성된 추력의 효율
연소 시간	엔진이 작동하는 시간
추력 대 중량비	엔진 추력을 엔진 무게로 나눈 값
기타
참고	로켓 엔진은 재사용이 가능한 로켓 개발을 위한 기술 개발이 진행중이다.
관련 기술	추력 편향 제어, 다단 로켓

2. 작동 원리

로켓 엔진은 고속으로 가속된 배기 유체를 배출하여 추력을 생성한다. 이 유체는 일반적으로 10bar에서 300bar 사이의 고압에서 고체 또는 액체 추진제가 연료와 산화제 성분으로 구성되어 연소실 내부에서 연소되어 생성된 기체이다.^[1] 기체가 노즐을 통해 팽창하면서 매우 높은 (초음속) 속도로 가속되고, 이 반작용으로 엔진이 반대 방향으로 밀린다. 열역학 법칙(특히 카르노 정리)에 따라 최고의 열효율을 위해서는 고온과 고압이 바람직하기 때문에 연소가 실제 로켓에 가장 많이 사용된다.

모형 로켓의 경우에는 연소 대신 압축 공기, 이산화탄소, 질소 또는 기타 쉽게 구할 수 있는 불활성 기체로 가압된 물 로켓을 사용할 수 있다.

화학 로켓 엔진은 연료와 산화제 등의 화학 반응, 즉 연소에 의한 고온, 고압의 가스를 분사함으로써 그 반작용으로 추진력을 얻는다. 일반적으로 에너지원과 분사하는 물질 양쪽을 가리켜 추진제라고 한다. 연소실의 화학 반응으로 얻어진 압력은 로켓 엔진 노즐에 의해 속도로 변환되어 고속으로 후방으로 분사된다.

제트 엔진과 달리 로켓 엔진은 미리 탑재하고 있는 산화제를 연료와 혼합하여 연소시킨다. 이 때문에 단시간에 큰 힘이나 일률을 얻을 수 있고, 진공의 우주나 기압이 작은 고고도, 수중 등에서도 사용 가능하다는 장점이 있다.

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2. 1. 추진제

대부분의 로켓 엔진은 고온·고속으로 방출되는 기체로 추진력을 생성한다. 이 기체는 일반적으로 높은 압력(10 ~ 200기압)의 연소실 내부에서 연료와 산화제로 구성된 고체 또는 액체 추진제가 연소되어 만들어진다.

로켓 추진제는 일반적으로 일종의 저장탱크 또는 연소실 자체에 저장된 후, 추력을 발생시키기 위해 유체 제트의 형태로 로켓 엔진에서 배출되는 질량이다.

화학 로켓 추진제가 가장 일반적으로 사용된다. 이러한 추진제는 발열 화학 반응을 일으켜 추진을 위한 고온 가스 제트를 생성한다. 또는, 화학적으로 불활성인 반응 질량을 연소실 대신 열교환기를 통해 고에너지 동력원으로 가열할 수 있다.

고체 로켓 추진제는 연료와 산화제 성분의 혼합물인 '과립(grain)'으로 만들어지며, 추진제 저장 케이스는 사실상 연소실이 된다. 액체연료 로켓은 일반적으로 연료와 산화제를 분리하여 연소실에 주입하여 혼합·산화시킨다. 고체 로켓의 추진제는 연료와 산화제가 섞여 있으며, 저장소가 연소실이 된다. 하이브리드 로켓 엔진은 고체와 액체 또는 기체 산화제를 조합하여 사용한다.

로켓 추진제는 단위 질량당 높은 에너지(비에너지)를 필요로 하며, 이는 고에너지 추진제가 자발적으로 폭발하는 경향과 균형을 이루어야 한다. 추진제의 화학적 잠재 에너지를 안전하게 저장할 수 있다고 가정하면, 연소 과정에서 많은 열이 방출된다. 이 열의 상당 부분은 엔진 노즐에서 운동 에너지로 전달되어 연소 생성물의 질량과 결합하여 로켓을 전진시킨다.

이상적으로는 모든 반응 에너지가 배기가스의 운동 에너지로 나타나야 하는데, 배기 속도는 엔진 성능의 가장 중요한 단일 지표이다. 그러나 실제 배기 물질은 분자이며, 일반적으로 에너지를 소산시키는 병진, 진동 및 회전 모드를 갖는다. 이 중에서 병진만이 차량에 유용한 일을 할 수 있으며, 에너지는 모드 간에 전달되지만 이 과정은 배기가스가 노즐을 빠져나가는 데 필요한 시간보다 훨씬 긴 시간 척도에서 발생한다.

배기 분자가 가진 화학 결합이 많을수록 회전 및 진동 모드가 더 많아진다. 따라서 배기 물질은 가능한 한 단순한 것이 바람직하며, 실제적으로는 H₂와 같이 가볍고 풍부한 원자로 구성된 이원자 분자가 이상적이다. 그러나 화학 로켓의 경우 수소는 생성물이 아니라 반응물이자 환원제이다. 산화제, 가장 일반적으로 산소 또는 산소가 풍부한 물질을 연소 과정에 도입해야 하며, 이는 배기 물질에 질량과 화학 결합을 추가한다.

가벼운 분자의 또 다른 장점은 현재 사용 가능한 재료로 포함할 수 있는 온도에서 고속으로 가속될 수 있다는 것이다. 로켓 엔진의 고온 가스는 생존 가능한 모터의 설계에 심각한 문제를 야기한다.

액체 수소(LH2)와 산소(LOX 또는 LO2)는 현재까지 널리 사용되어 온 배기 속도 측면에서 가장 효과적인 추진제이지만, 붕소 또는 액체 오존을 포함하는 몇 가지 특수한 조합은 여러 가지 실제적인 문제가 해결될 수 있다면 이론적으로 다소 더 나을 수 있다.^[36]

주어진 추진제 조합의 특정 반응 에너지를 계산할 때 추진제(연료와 산화제 모두)의 전체 질량을 포함해야 한다. 예외는 대기 산소를 사용하고 따라서 주어진 에너지 출력에 대해 더 적은 질량을 운반해야 하는 공기 호흡 엔진의 경우이다. 자동차 또는 터보제트 엔진의 연료는 운반해야 하는 추진제 단위 질량당 훨씬 더 나은 유효 에너지 출력을 가지지만, 연료 단위 질량당은 비슷하다.

로켓 엔진에서 추진제 성능을 예측하는 컴퓨터 프로그램을 사용할 수 있다.^[37]^[38]^[39]

모형 로켓에서는 연소 대신 압축 공기, 이산화탄소, 질소 또는 기타 쉽게 구할 수 있는 불활성 기체로 가압된 물 로켓을 사용할 수 있다.

화학 로켓의 로켓 엔진은 연료(와 산화제 등)의 화학 반응 즉 연소에 의한 고온, 고압의 가스를 분사함으로써 그 반작용으로 추진력을 얻는다. 일반적으로 에너지원과 분사하는 물질 양쪽을 가리켜(대중적인 화학 로켓에서는 동일한 경우도 많으므로) 추진제라고 한다. 연소실의 화학 반응으로 얻어진 압력은 로켓 엔진 노즐에 의해 속도로 변환되어 고속으로 후방으로 분사된다. 전기 추진의 경우 전기적인 효과에 의해 추진제를 가속하기 때문에 노즐을 갖추지 않은 것도 있다.

제트 엔진과의 차이는 제트 엔진이 외부의 공기를 흡입·압축하여 연료와 혼합하여 연소하는 데 반해, 로켓 엔진은 미리 탑재하고 있는 산화제를 연료와 혼합하여 연소시키는 점이다. 이 때문에 단시간에 큰 힘이나 일률을 얻을 수 있고, 진공의 우주나 기압이 작은 고고도, 수중 등에서도 사용 가능하다는 장점이 있는 반면, 장시간의 연속 사용에는 적합하지 않다. 손상이 심하다는 점이나 우주 비행·무기 이용 등 회수가 어려운 용도가 많다는 점에서 대부분 일회용 방식이지만, 스페이스 셔틀용 SSME나 팰컨 9의 머린 엔진 등 재사용 가능한 것도 일부 존재한다.

화학 로켓의 경우, 추력은 가스의 분출 속도와 연소 압력, 외부 압력의 비에 따라 결정된다. 대기 중에서는 대기압이 존재하기 때문에 압력 항의 요소가 크고, 상대적으로 높은 연소 압력이 요구된다. 진공이 되면 외부 압력이 없기 때문에 압력 항이 무시되고, 대신 분출 속도(높은 비추력)가 중요해진다.

로켓의 효율을 나타내는 지표로 비추력이 있다. 이것은 가스의 분출 속도를 중력 가속도로 나눈 것으로, 질량 1kg의 추진제로 1N의 추력을 얼마나 오랫동안 유지할 수 있는지를 의미한다. 연비와 달리 값이 클수록 효율이 좋다. 전기 추진은 비추력을 중시하고 있기 때문에 추력이 극단적으로 작은 대신 비추력이 화학 로켓보다 훨씬 크다.

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화학 로켓에는 고체 연료 로켓, 액체 연료 로켓, 하이브리드 로켓 등이 있다. 고체 연료 로켓은 구조가 단순하고 소형화하기 쉽고 보관도 용이하지만, 일단 연소를 시작하면 제어가 어렵기 때문에 종래에는 소형의 미사일 등에 사용되어 왔지만, 최근에는 기술 개발에 의해 대형 로켓/미사일에서의 사용 예도 많아지고 있다. 액체 연료 로켓은 고체 연료 로켓에 비해 제어는 용이하지만, 연료의 보관, 발사 과정이 복잡하다. 하이브리드 로켓은 양쪽의 장점을 겸비한 것으로 연구되고 있다.

2. 2. 추진제 주입

액체 추진제 로켓은 연료와 산화제를 분리하여 연소실로 보내 혼합 및 연소시킨다. 액체 로켓과 하이브리드 로켓 모두 추진제를 연소실로 주입하기 위해 '''주입기'''를 사용한다.^[49] 이들은 종종 단순한 제트(추진제가 압력을 받아 분출되는 구멍)의 배열이지만, 때로는 더 복잡한 분무 노즐일 수도 있다. 두 가지 이상의 추진제를 주입할 때는 제트가 추진제가 충돌하도록 설계되는 경우가 많은데, 이는 흐름을 더 작은 방울로 분해하여 연소를 더욱 용이하게 하기 위함이다.

2. 3. 연소실

대부분의 로켓 엔진은 고온·고속으로 방출되는 기체로 추진력을 생성한다. 이 기체는 일반적으로 높은 압력(10 ~ 200기압)의 연소실 내부에서 연료와 산화제로 구성된 고체 또는 액체 추진제가 연소되어 만들어진다.^[1]

액체 연료 로켓은 일반적으로 연료와 산화제를 분리하여 연소실에 주입하여 혼합·산화시킨다. 고체 로켓의 추진제는 연료와 산화제가 섞여 있으며, 저장소가 연소실이 된다. 하이브리드 로켓 엔진은 고체와 액체 또는 기체 산화제를 조합하여 사용한다. 선택적으로, 화학적으로 불활성인 반작용 물질이 고에너지의 동력원에 의해 가열될 수 있다.^[1]

화학 로켓에서 연소실은 일반적으로 실린더(기통)이다. 실린더는 추진제가 충분히 연소될 수 있는 크기이다. (추진제에 따라 연소실의 크기는 달라진다.)^[1]

이로부터

L*

값이 얻어진다.

:

L* = \frac {V_c} {A_t}

단,

:

V_c

는 연소실의 부피

:

A_t

는 통로의 면적이며,

L* 은 일반적으로 0.6 ~ 1.5 m 범위이다.^[1]

로켓 엔진은 고속으로 가속된 배기 유체를 배출하여 추력을 생성한다. 이 유체는 일반적으로 고압 ( 에서 )에서 고체 또는 액체 추진제의 연소로 생성된 기체이며, 연료와 산화제 성분으로 구성되어 연소실 내부에 있다. 기체가 노즐을 통해 팽창하면서 매우 높은 (초음속) 속도로 가속되고, 이 반작용으로 엔진이 반대 방향으로 밀린다. 열역학 법칙(특히 카르노 정리)에 따라 최고의 열효율을 위해서는 고온과 고압이 바람직하기 때문에 연소가 실제 로켓에 가장 많이 사용된다. 핵열 로켓은 더 높은 효율을 낼 수 있지만, 현재 환경 문제로 인해 지구 대기와 달 궤도 공간에서의 일상적인 사용이 제한된다.^[6]

모형 로켓에서는 연소 대신 압축 공기, 이산화탄소, 질소 또는 기타 쉽게 구할 수 있는 불활성 기체로 가압된 물 로켓을 사용할 수 있다.^[6]

화학 로켓의 연소실은 일반적으로 원통형이며, 연소실의 느린 흐름 부분에서 일부 연소를 유지하는 데 사용되는 플레임 홀더는 필요하지 않다. 원통의 치수는 추진제가 완전히 연소될 수 있도록 설계된다. 서로 다른 로켓 추진제는 이러한 연소를 위해 서로 다른 연소실 크기를 필요로 한다.^[1]

이로 인해 특성 길이인

L^*

라는 값이 도출된다.

:

L^* = \frac {V_c} {A_t}

여기서:

$V_c$ 는 연소실의 부피이다.
$A_t$ 는 노즐 목구멍의 면적이다.

L*는 일반적으로 범위이다.^[1]

실용적인 열효율을 달성하기 위해 로켓 연소실에서 일반적으로 도달하는 온도와 압력은 애프터버너가 없는 공기 호흡식 제트 엔진에 비해 극단적이다. 연소를 희석하고 냉각시키는 대기 질소가 없으므로 추진제 혼합물은 진정한 화학량론적 비율에 도달할 수 있다. 이는 높은 압력과 결합하여 벽을 통한 열 전도율이 매우 높다는 것을 의미한다.^[1]

연료와 산화제가 연소실로 유입되려면 연소실로 유입되는 추진제의 압력이 연소실 내부의 압력을 초과해야 한다. 이는 터보펌프를 포함한 다양한 설계 방식으로 달성할 수 있거나, 간단한 엔진의 경우 충분한 탱크 압력을 통해 유체 흐름을 진행시킬 수 있다. 탱크 압력은 여러 가지 방법으로 유지할 수 있다. 많은 대형 로켓 엔진에 일반적인 고압 헬륨 가압 시스템이나 일부 새로운 로켓 시스템의 경우 엔진 사이클에서 고압 가스를 배출하여 추진제 탱크를 자동으로 가압하는 방법이 있다.^[1]^[6] 예를 들어, 스페이스X 스타십의 자체 가압 가스 시스템은 스페이스X가 기존의 팰컨 9 계열 발사체의 5가지 유체를 스타십의 2가지로 줄이려는 전략의 중요한 부분이며, 헬륨 탱크 가압제뿐만 아니라 모든 자발 발화성 추진제와 저온 가스 반응 제어 추력기를 위한 질소도 제거한다.^[41]

2. 4. 로켓 엔진 노즐

로켓 추력은 연소실과 노즐에서 작용하는 압력에 의해 발생한다. 뉴턴의 제3법칙에 따라, 배기가스에는 크기가 같고 방향이 반대인 압력이 작용하며, 이는 배기가스를 고속으로 가속시킨다.

* 과소팽창

완전팽창
과팽창
과도하게 과팽창]]

연소실에서 생성된 고온 가스는 개구부("목"이라고 함)와 발산 확장부를 통해 배출된다. 노즐에 충분한 압력(주변 압력의 약 2.5~3배)이 가해지면 항류가 발생하고 초음속 제트가 형성되어 가스가 극적으로 가속되고 열에너지 대부분이 운동에너지로 변환된다. 배기 속도는 노즐 설계 팽창비에 따라 다르지만, 해수면에서 공기 중 음속의 10배에 달하는 속도도 드물지 않다. 로켓 엔진 추력의 약 절반은 연소실 내부의 불균형 압력에서, 나머지는 노즐 내부에 작용하는 압력에서 발생한다(그림 참조). 가스가 단열적으로 팽창하면서 노즐 벽에 작용하는 압력은 로켓 엔진을 한 방향으로 밀고 가스를 다른 방향으로 가속시킨다.

가장 일반적인 노즐은 높은 팽창비를 가진 고정 형상 노즐인 드 라발 노즐이다. 목 너머로 넓게 펼쳐진 종 모양 또는 원뿔 모양의 노즐 확장부는 로켓 엔진의 특징적인 모양을 만든다.

배기 제트의 출구 정압은 챔버 압력과 노즐의 출구 대 목 구역 비율에 따라 달라진다. 출구 압력이 주변(대기) 압력과 다를 때, 항류 노즐은 다음과 같이 분류된다.

'''과소팽창''' (출구 압력이 주변 압력보다 큼)
'''완전팽창''' (출구 압력이 주변 압력과 같음)
'''과팽창''' (출구 압력이 주변 압력보다 작음; 노즐 외부에 충격 다이아몬드가 형성됨)
'''과도하게 과팽창''' (노즐 확장부 내부에 충격파가 형성됨)

실제로 완전 팽창은 가변 출구 면적 노즐(고도가 증가함에 따라 주변 압력이 감소하기 때문)을 사용하는 경우에만 달성 가능하며, 주변 압력이 0에 가까워지는 특정 고도 이상에서는 불가능하다. 노즐이 완전 팽창되지 않으면 효율이 저하된다. 과도하게 과팽창된 노즐은 효율 손실이 적지만 노즐에 기계적 문제를 일으킬 수 있다. 고정 면적 노즐은 고도가 증가함에 따라 점점 더 과소팽창된다. 거의 모든 드 라발 노즐은 대기 중에서 시동 중 일시적으로 과도하게 과팽창된다.^[2]

노즐 효율은 대기압이 고도에 따라 변하기 때문에 대기 중 작동에 영향을 받는다. 그러나 로켓 엔진에서 배출되는 가스의 초음속으로 인해 제트의 압력은 주변 압력보다 낮거나 높을 수 있으며, 모든 고도에서 두 압력 사이의 평형이 이루어지지는 않는다(그림 참조). 최적의 성능을 위해 노즐 끝의 가스 압력은 주변 압력과 같아야 한다. 배기가스 압력이 주변 압력보다 낮으면 엔진 상단과 배기구 사이의 압력 차이로 인해 차량 속도가 느려진다. 반면 배기가스 압력이 더 높으면 추력으로 전환될 수 있었던 배기 압력이 전환되지 않아 에너지가 낭비된다.

배기가스 출구 압력과 주변 압력 사이의 이상적인 평형을 유지하려면 고도에 따라 노즐 직경을 늘려 압력이 더 긴 노즐에 작용하도록 하여 출구 압력과 온도를 낮춰야 한다. 이러한 증가는 경량으로 구현하기 어렵지만 다른 형태의 제트 엔진에서는 일상적으로 수행된다. 로켓에서는 일반적으로 경량의 절충 노즐을 사용하며, '설계 고도'가 아닌 다른 고도에서 사용하거나 스로틀링할 때 대기 성능이 다소 저하된다. 이를 개선하기 위해 플러그 노즐, 계단형 노즐, 팽창 노즐, 에어로스파이크 등 다양한 특수 노즐 설계가 제안되었으며, 각각 주변 기압 변화에 적응하여 고고도에서 추가 추력을 제공한다.

충분히 낮은 주변 압력(진공)으로 배출할 때 여러 문제가 발생한다. 하나는 노즐의 순 중량으로, 특정 지점을 넘어서면 추가 중량이 얻어지는 성능을 상쇄한다. 둘째, 배기 가스가 노즐 내에서 단열 팽창하면서 냉각되고 결국 일부 화학 물질이 얼어서 제트 내에 '눈'이 생성되어 제트 불안정성을 유발하므로 피해야 한다.

드 라발 노즐에서 배기 가스 흐름 분리는 과도하게 과팽창된 노즐에서 발생한다. 분리점은 엔진 축을 중심으로 균일하지 않으므로 엔진에 측면력이 가해질 수 있으며, 이는 시간이 지남에 따라 변하여 발사체 제어 문제를 야기할 수 있다.

고도 보정 설계, 예를 들어 에어로스파이크 또는 플러그 노즐은 고도 변화에 따른 팽창비 변화에 적응하여 성능 손실을 최소화한다.

아르마딜로 에어로스페이스의 쿼드 차량 배기 제트에서 보이는 밴딩(충격 다이아몬드)을 보여줌

로켓 제트는 로켓 엔진, 설계 고도, 고도, 추력 등 다양한 요인에 따라 달라진다.

RP-1과 같은 등유 기반 연료에서 나오는 탄소가 풍부한 배기가스는 타지 않은 입자의 흑체 복사와 청색 스완 밴드 외에도 주황색을 띠는 경우가 많다. 과산화수소 산화제 기반 로켓과 수소 로켓 제트는 대부분 수증기로 구성되어 육안으로는 거의 보이지 않지만 자외선 및 적외선 영역에서는 밝게 빛난다. 고체 추진제 로켓의 제트는 추진제에 종종 원소 알루미늄과 같은 금속이 포함되어 주황색-흰색 불꽃으로 연소하고 연소 과정에 에너지를 더하기 때문에 매우 잘 보일 수 있다. 액체 수소와 산소를 연소하는 로켓 엔진은 대부분 과열된 수증기(수증기)와 약간의 미연소 수소로 구성되어 거의 투명한 배기가스를 나타낸다.

노즐은 일반적으로 해수면에서 과팽창되며, 배기가스는 배기가스의 백열로 인한 슐리렌 효과를 통해 가시적인 충격 다이아몬드를 나타낼 수 있다.

고정 면적 노즐의 제트 모양은 고도에 따라 팽창 비율이 달라짐에 따라 변한다. 고고도에서는 모든 로켓이 심하게 과소팽창되고, 배기가스의 매우 작은 비율만이 실제로 앞으로 팽창한다.

화학 로켓의 경우, 추력은 가스의 분출 속도와 연소 압력, 외부 압력의 비율에 따라 결정된다.

3. 용어

열 로켓은 전기(전기열 추진) 또는 원자로(핵열 로켓)에 의해 가열된 불활성 추진제를 사용한다.

화학 로켓은 추진제의 발열 산화-환원 화학 반응에 의해 추진력을 얻는다.

'''고체 추진제 로켓'''(또는 '''고체 추진 로켓''' 또는 '''모터''')은 고체 상태의 추진제를 사용하는 화학 로켓이다.
'''액체 추진제 로켓'''은 탱크에서 공급되는 하나 이상의 액체 상태 추진제를 사용한다.
'''하이브리드 로켓'''은 연소실에 고체 추진제를 사용하며, 연소를 위해 두 번째 액체 또는 기체 산화제가 추가된다.
'''단일 추진제 로켓'''은 촉매에 의해 분해되는 단일 추진제를 사용한다. 가장 일반적인 단일 추진제는 히드라진과 과산화수소이다.

4. 로켓 엔진의 성능

로켓 엔진의 추진제 효율을 높이려면, 특정량의 추진제로 엔진의 연소실과 노즐 벽에 최대한 높은 압력을 생성하는 것이 중요하다. 이 압력이 추력의 원천이기 때문이다. 이는 다음과 같은 방법으로 달성할 수 있다.

추진제를 가능한 한 높은 온도로 가열 (수소와 탄소, 그리고 때로는 알루미늄과 같은 금속을 포함하는 고에너지 연료를 사용하거나, 심지어 핵에너지를 사용)
낮은 비중의 기체(가능한 한 수소가 풍부한) 사용
병진 속도를 극대화하기 위해 단순한 분자 또는 단순한 분자로 분해되는 추진제 사용

이러한 모든 방법은 사용되는 추진제의 질량을 최소화한다. 압력은 가속되는 추진제의 질량에 비례하며, 뉴턴의 제3법칙에 따라 엔진에 작용하는 압력은 추진제에도 반대로 작용한다. 따라서 주어진 엔진의 경우, 추진제가 연소실을 떠나는 속도는 연소실 압력의 영향을 받지 않는다(추력은 비례하지만). 그러나 속도는 위의 세 가지 요인 모두의 영향을 크게 받으며, 배기 속도는 엔진 추진제 효율을 측정하는 우수한 지표이다. 이를 ''배기 속도''라고 하며, 이를 감소시키는 요인을 고려하여 '''유효 배기 속도'''는 로켓 엔진의 가장 중요한 매개변수 중 하나이다.^[4]

공기역학적 이유로 유동은 노즐의 가장 좁은 부분인 '목'에서 음속이 된다("초크 현상"). 기체의 음속은 온도의 제곱근에 비례하여 증가하므로, 고온 배기 가스의 사용은 성능을 크게 향상시킨다. 비교하면, 상온에서 공기 중의 음속은 약 340m/s인 반면, 로켓 엔진의 고온 가스 내 음속은 1700m/s를 넘을 수 있다. 이러한 성능 향상의 상당 부분은 더 높은 온도 때문이지만, 로켓 추진제는 또한 낮은 분자량으로 선택되며, 이는 공기에 비해 더 높은 속도를 제공한다.

로켓 노즐에서의 팽창은 속도를 더욱 증가시키는데, 일반적으로 1.5배에서 2배 정도 증가하여 고도로 평행한 초음속 배기 제트를 생성한다. 로켓 노즐의 속도 증가는 대부분 면적 팽창비(출구 면적과 목의 면적의 비율)에 의해 결정되지만, 기체의 세부 특성도 중요하다. 더 큰 비율의 노즐은 더 무겁지만 연소 가스에서 더 많은 열을 추출하여 배기 속도를 증가시킬 수 있다.

로켓 기술은 매우 높은 추력(메가뉴턴), 매우 높은 배기 속도(해수면에서의 음속의 약 10배), 그리고 매우 높은 추력-중량비(>100)를 동시에 달성할 수 있으며, 대기권 밖에서도 작동하고, 저압을 사용하여 경량의 탱크와 구조물을 사용할 수 있다.

로켓은 이러한 특성 중 하나 이상을 다른 특성을 희생하여 더욱 극단적인 성능으로 최적화할 수 있다.

4. 1. 비추력 (Specific Impulse, Isp)

로켓 엔진 효율의 가장 중요한 척도는 단위 추진제당 충격량이며, 이를 비추력(일반적으로

I_{sp}

로 표기)이라고 한다. 이는 속도(m/s 또는 ft/s 단위의 ''유효 배기 속도''

v_{e}

) 또는 시간(초)으로 측정된다. 예를 들어, 100파운드의 추력을 발생하는 엔진이 320초 동안 작동하고 100파운드의 추진제를 연소한다면 비추력은 320초이다. 비추력이 높을수록 원하는 충격량을 얻는 데 필요한 추진제가 적어진다.^[4]

달성 가능한 비추력은 주로 추진제 혼합비의 함수이며(궁극적으로 비추력을 제한한다), 연소실 압력과 노즐 팽창비에 대한 실질적인 한계는 달성 가능한 성능을 감소시킨다.

압력에 따라 비추력이 변하기 때문에 비교 및 계산이 용이한 값이 유용하다. 로켓은 목에서 막히고, 초음속 배기는 외부 압력의 영향이 상류로 전파되는 것을 방지하기 때문에, 혼합비와 연소 효율이 유지되는 경우 배기구의 압력은 추진제 유량

\dot{m}

에 정확히 비례한다. 따라서 다음의 ''진공 비추력(Isp)''을 정의한다.

:

v_{evac} = C_f\, c^* \,

여기서:

:

c^*

= 특성 속도 (추진제 및 연소 효율에 따라 달라짐)

:

C_f

= 추력 계수 상수 (노즐 형상에 따라 달라짐, 일반적으로 약 2)

로켓의 효율을 나타내는 지표로 비추력이 있다. 이것은 가스의 분출 속도를 중력 가속도로 나눈 것으로, 질량 1kg의 추진제로 1N의 추력을 얼마나 오랫동안 유지할 수 있는지를 의미한다. 연비와 달리 값이 클수록 효율이 좋다. 전기 추진은 비추력을 중시하고 있기 때문에 추력이 극단적으로 작은 대신 비추력이 화학 로켓보다 훨씬 크다.

화학 로켓의 경우, 진공이 되면 외부 압력이 없기 때문에 분출 속도(높은 비추력)가 중요해진다.

다음은 여러 로켓 엔진들의 주요 제원들을 비교한 표이다.

기종	RS-25D	LE-7A	RD-0120	발칸 2	RS-68	YF-77
개발국	미국	일본	소련	유럽우주국	미국	중국
형식	2단 연소 사이클	2단 연소 사이클	2단 연소 사이클	가스 발생기 사이클	가스 발생기 사이클	가스 발생기 사이클
전고	4.24m	3.7m	4.55m	3.45m	5.2m	4.2m
직경	1.63m	1.82m	2.42m	2.1m	2.43m
중량	3177kg	1832kg	3449kg	2100kg	6696kg	2700kg
추진제	액체수소와 액체산소	액체수소와 액체산소	액체수소와 액체산소	액체수소와 액체산소	액체수소와 액체산소	액체수소와 액체산소
주연료실 압력	18.9 MPa	12.3 MPa	21.8 MPa	11.5 MPa	9.7 MPa	10.2 MPa
진공 비추력	453초	440초	454초	434초	409초	430초
진공 추력	2.278 MN	1.098 MN	1.961 MN	1.340 MN	3.370 MN	0.700 MN
지상 추력	1.817 MN		1.517 MN	0.960 MN	2.949 MN	0.510 MN
탑재	스페이스셔틀	H-IIA 로켓 H-IIB 로켓	에네르기야	아리안 5호	델타 IV	창정 5호

'''주요 제원 목록'''
	RL-10	HM7B	Vinci	CE-7.5	YF-75	RD-0146	ES-702	ES-1001	LE-5	LE-5A	LE-5B
개발국	미국	프랑스	프랑스	인도	중국	러시아	일본	일본	일본	일본	일본
연소 사이클	팽창 사이클	가스 발생기 사이클	팽창 사이클	2단 연소 사이클	가스 발생기 사이클	팽창 사이클	가스 발생기 사이클	가스 발생기 사이클	가스 발생기 사이클	팽창 배기 사이클 (노즐 팽창기)	팽창 배기 사이클 (챔버 팽창기)
진공 추력	66.7kN	62.7kN	180kN	73kN	78.45kN	98.1kN	68.6kN^[52]	98kN^[53]	102.9kN	121.5kN	137.2kN
혼합비				5.05			5.2	6.0	5.5	5	5
팽창비	40						40	40	140	130	110
진공 비추력 (초)	433	444.2	465	454	437	463	425^[54]	425^[55]	450	452	447
연소 압력 MPa	2.35	3.5	6.1	5.8	3.68	7.74	2.45	3.51	3.65	3.98	3.58
액체수소 터보펌프 회전수 min^-1						125,000	41,000	46,310	50,000	51,000	52,000
액체산소 터보펌프 회전수 min^-1						16,680	21,080	16,000	17,000	18,000
전장 m	1.73m	1.8m	2.2m~4.2m	2.14m	1.5m	2.2m			2.68m	2.69m	2.79m
질량 kg	135kg	165kg	280kg	435kg	550kg	242kg	255.8kg	259.4kg^[56]	255kg	248kg	285kg

4. 2. 추력 (Thrust)

로켓 엔진은 고속으로 가속된 배기 유체를 배출하여 추력을 생성한다. 이 유체는 일반적으로 에서 의 고압에서 고체 또는 액체 추진제의 연소로 생성된 기체이며, 연료와 산화제 성분으로 구성되어 연소실 내부에 있다. 기체가 노즐을 통해 팽창하면서 매우 높은 (초음속) 속도로 가속되고, 이 반작용으로 엔진이 반대 방향으로 밀린다. 열역학 법칙(특히 카르노 정리)에 따라 최고의 열효율을 위해서는 고온과 고압이 바람직하기 때문에 연소가 실제 로켓에 가장 많이 사용된다. 핵열 로켓은 더 높은 효율을 낼 수 있지만, 현재 환경 문제로 인해 지구 대기와 달 궤도 공간에서의 일상적인 사용이 제한된다.

모형 로켓에서는 연소 대신 압축 공기, 이산화탄소, 질소 또는 기타 쉽게 구할 수 있는 불활성 기체로 가압된 물 로켓을 사용할 수 있다.

로켓 기술은 매우 높은 추력(메가뉴턴), 매우 높은 배기 속도(해수면에서의 음속의 약 10배), 그리고 매우 높은 추력-중량비(>100)를 동시에 달성할 수 있으며, 대기권 밖에서도 작동하고, 저압을 사용하여 경량의 탱크와 구조물을 사용할 수 있다. 로켓은 이러한 특성 중 하나 이상을 다른 특성을 희생하여 더욱 극단적인 성능으로 최적화할 수 있다.

아래는 로켓 엔진의 순 추력을 계산하는 근사 방정식이다.^[3]

:

F_n = \dot{m}\;v_{e} = \dot{m}\;v_{e-opt} + A_{e}(p_{e} - p_{amb})

여기서:
$\dot{m}$	= 배기가스 질량 유량
$v_{e}$	= 유효 배기 속도 (간행물에서는 때때로 c로 표시됨)
$v_{e-opt}$	= Pamb = Pe일 때 유효 제트 속도
$A_{e}$	= 노즐 출구면의 유동 면적 (또는 분리된 유동이 있는 경우 제트가 노즐을 나가는 면)
$p_{e}$	= 노즐 출구면의 정압
$p_{amb}$	= 주변(또는 대기) 압력

제트 엔진과 달리 기존 로켓 모터에는 공기 흡입구가 없으므로 총 추력에서 공기 저항을 빼지 않는다. 따라서 로켓 모터의 순 추력은 (정적 역압을 제외하고) 총 추력과 같다.

$\dot{m}\;v_{e-opt}\,$ 항은 주어진 스로틀 설정에서 일정하게 유지되는 운동량 추력을 나타내는 반면, $A_{e}(p_{e} - p_{amb})\,$ 항은 압력 추력 항을 나타낸다. 최대 스로틀에서 로켓 모터의 순 추력은 고도가 증가함에 따라 약간 향상된다. 고도가 증가함에 따라 대기압이 감소하므로 압력 추력 항이 증가하기 때문이다. 지구 표면에서는 엔진 설계에 따라 압력 추력이 최대 30%까지 감소할 수 있다. 이 감소는 고도가 증가함에 따라 거의 기하급수적으로 0으로 떨어진다.

로켓 엔진의 최대 효율은 배기가스의 과팽창으로 인한 불이익 없이 방정식의 운동량 기여도를 극대화하여 달성된다. 이는 $p_{e} = p_{amb}$ 일 때 발생한다. 주변 압력은 고도에 따라 변하므로 대부분의 로켓 엔진은 최대 효율로 작동하는 시간이 매우 적다. 비추력은 힘을 질량 유량으로 나눈 것이므로 이 방정식은 비추력이 고도에 따라 변한다는 것을 의미한다.

화학 로켓의 로켓 엔진은 연료(와 산화제 등)의 화학 반응 즉 연소에 의한 고온, 고압의 가스를 분사함으로써 그 반작용으로 추진력을 얻는다. 일반적으로 에너지원과 분사하는 물질 양쪽을 가리켜(대중적인 화학 로켓에서는 동일한 경우도 많으므로) 추진제라고 한다. 연소실의 화학 반응으로 얻어진 압력은 로켓 엔진 노즐에 의해 속도로 변환되어 고속으로 후방으로 분사된다. 전기 추진의 경우 전기적인 효과에 의해 추진제를 가속하기 때문에 노즐을 갖추지 않은 것도 있다.

화학 로켓의 경우, 추력은 가스의 분출 속도와 연소 압력, 외부 압력의 비에 따라 결정된다. 대기 중에서는 대기압이 존재하기 때문에 압력 항의 요소가 크고, 상대적으로 높은 연소 압력이 요구된다. 진공이 되면 외부 압력이 없기 때문에 압력 항이 무시되고, 대신 분출 속도(높은 비추력)가 중요해진다.

4. 3. 에너지 효율

로켓 엔진의 추진제 효율을 높이려면, 특정량의 추진제로 엔진의 연소실과 노즐 벽에 최대한 높은 압력을 생성하는 것이 중요하며, 이 압력이 추력의 원천이다. 이는 다음과 같은 방법으로 달성할 수 있다.

추진제를 가능한 한 높은 온도로 가열 (수소와 탄소, 그리고 때로는 알루미늄과 같은 금속을 포함하는 고에너지 연료를 사용하거나, 심지어 핵에너지를 사용)
낮은 비중의 기체(가능한 한 수소가 풍부한) 사용
병진 속도를 극대화하기 위해 단순한 분자 또는 단순한 분자로 분해되는 추진제 사용

이러한 모든 방법은 사용되는 추진제의 질량을 최소화한다. 압력은 가속되는 추진제의 질량에 비례하며, 뉴턴의 제3법칙에 따라 엔진에 작용하는 압력은 추진제에도 반대로 작용한다. 따라서 주어진 엔진의 경우, 추진제가 연소실을 떠나는 속도는 연소실 압력의 영향을 받지 않는다(추력은 비례하지만). 그러나 속도는 위의 세 가지 요인 모두의 영향을 크게 받으며, 배기 속도는 엔진 추진제 효율을 측정하는 우수한 지표이다. 이를 ''배기 속도''라고 하며, 이를 감소시키는 요인을 고려하여 '''유효 배기 속도'''는 로켓 엔진의 가장 중요한 매개변수 중 하나이다(무게, 비용, 제조 용이성 등도 일반적으로 매우 중요하지만).

공기역학적 이유로 유동은 노즐의 가장 좁은 부분인 '목'에서 음속이 된다("초크 현상"). 기체의 음속은 온도의 제곱근에 비례하여 증가하므로, 고온 배기 가스의 사용은 성능을 크게 향상시킨다. 비교하면, 상온에서 공기 중의 음속은 약 340m/s인 반면, 로켓 엔진의 고온 가스 내 음속은 1700m/s를 넘을 수 있다. 이러한 성능 향상의 상당 부분은 더 높은 온도 때문이지만, 로켓 추진제는 또한 낮은 분자량으로 선택되며, 이는 공기에 비해 더 높은 속도를 제공한다.

로켓 노즐에서의 팽창은 속도를 더욱 증가시키는데, 일반적으로 1.5배에서 2배 정도 증가하여 고도로 평행한 초음속 배기 제트를 생성한다. 로켓 노즐의 속도 증가는 대부분 면적 팽창비(출구 면적과 목의 면적의 비율)에 의해 결정되지만, 기체의 세부 특성도 중요하다. 더 큰 비율의 노즐은 더 무겁지만 연소 가스에서 더 많은 열을 추출하여 배기 속도를 증가시킬 수 있다.

로켓의 효율을 나타내는 지표로 비추력이 있다. 이것은 가스의 분출 속도를 중력 가속도로 나눈 것으로, 질량 1kg의 추진제로 1N의 추력을 얼마나 오랫동안 유지할 수 있는지를 의미한다. 연비와 달리 값이 클수록 효율이 좋다.

4. 4. 추력 대 중량비

중량비(kg)(lb)(kN)(lbf)RD-0410 핵 로켓 엔진200035.2J58 제트 엔진 (SR-71 블랙버드)27221505.2롤스로이스/스넥마 올림푸스 593
터보제트 재가열 장치 포함 (콩코드)3175169.2프랫앤휘트니 F1193900205007.95RD-0750 로켓 엔진, 3원료 모드46211413RD-0146 로켓 엔진26098로켓다인 RS-25 로켓 엔진31772278RD-180 로켓 엔진53934152RD-170 로켓 엔진97507887F-1 (새턴 V 1단)83917740.5NK-33 로켓 엔진12221638머린 1D 로켓 엔진, 전추력 버전467825

종류	설명	장점	단점
물 로켓	부분적으로 채워진 탄산음료 용기에 꼬리와 코 무게추를 단 것	매우 간단하게 제작 가능	고도는 일반적으로 수백 피트 정도로 제한됨(세계 기록은 830m)
냉가스 추진기	비연소 형태로, 벌니어 추진기에 사용됨	오염되지 않는 배기가스	성능이 매우 낮음

유형	설명	장점	단점
고체 추진제 로켓	점화 가능하고 자체적으로 연소되는 고체 연료/산화제 혼합물(｢그레인｣)로 중앙 구멍과 노즐이 있다.	간단하며, 종종 움직이는 부품이 없고, 비교적 양호한 질량 분율과 적절한 I_sp을 갖는다. 추력 스케줄은 그레인에 설계될 수 있다.	스로틀링, 연소 종료 및 재점화에는 특수 설계가 필요하다. 점화 가능한 혼합물의 취급 문제. 액체 로켓보다 성능이 낮다. 그레인에 균열이 생기면 노즐을 막아 치명적인 결과를 초래할 수 있다. 그레인 균열은 연소 중에 타고 넓어진다. 탱크를 채우는 것보다 재급유가 더 어렵다. 점화 후에는 끌 수 없으며, 모든 고체 연료가 소진될 때까지 연소된다.
하이브리드 추진제 로켓	별도의 산화제/연료; 일반적으로 산화제는 액체이며 탱크에 보관되고 연료는 고체이다.	매우 간단하며, 산화제 없이는 고체 연료는 본질적으로 불활성이고 안전하며, 균열이 확대되지 않고, 스로틀링이 가능하며 쉽게 끌 수 있다.	일부 산화제는 단일 추진제이며 자체적으로 폭발할 수 있다. 고체 추진제의 기계적 결함으로 노즐이 막힐 수 있다(고무화된 추진제의 경우 매우 드물다). 중앙 구멍은 연소 중에 넓어지고 혼합비에 악영향을 미친다.
단일 추진제 로켓	추진제(예: 히드라진, 과산화수소 또는 아산화질소)가 촉매를 통과하여 발열적으로 분해되며, 고온 가스는 노즐을 통해 배출된다.	개념이 간단하고, 스로틀링이 가능하며, 연소실 온도가 낮다.	촉매가 쉽게 오염될 수 있으며, 단일 추진제는 오염되거나 자극을 받으면 폭발할 수 있으며, I_sp은 최고 성능의 액체 로켓의 약 1/3이다.
이원 추진제 로켓	두 가지 유체(일반적으로 액체) 추진제가 인젝터를 통해 연소실로 유입되어 연소된다.	탁월한 혼합 제어를 통해 최대 ~99%의 효율적인 연소가 가능하며, 스로틀링이 가능하고, 터보펌프와 함께 사용할 수 있어 매우 가벼운 탱크가 가능하며, 매우 주의 깊게 다루면 안전할 수 있다.	고성능에 필요한 펌프는 설계 비용이 많이 들고, 연소실 벽을 통한 열속이 매우 높아 재사용에 영향을 미칠 수 있으며, 주요 폭발을 포함한 고장 모드가 있으며, 많은 배관이 필요하다.
기체-기체 로켓	산화제와 연료 모두에 기체 추진제를 사용하는 이원 추진제 추력기	냉기체 추력기보다 성능이 높다.	액체 기반 엔진보다 성능이 낮다.
이중 모드 추진 로켓	로켓은 이원 추진제 로켓으로 이륙한 다음, 단일 추진제를 단일 추진제로 사용한다.	단순성과 제어 용이성	이원 추진제보다 성능이 낮다.
삼원 추진제 로켓	세 가지 다른 추진제(일반적으로 수소, 탄화수소 및 액체 산소)가 가변 혼합비로 연소실로 유입되거나, 고정된 추진제 혼합비를 가진 여러 엔진이 사용되어 스로틀링되거나 정지된다.	수소가 더 가볍기 때문에 이륙 중량이 줄어든다. 우수한 추력 대 중량비와 높은 평균 I_sp을 결합하여 지구에서 발사하는 탑재량을 상당히 증가시킨다.	이원 추진제와 유사한 문제가 있지만 배관이 더 많고 연구 개발이 더 많이 필요하다.
공기 증강 로켓	본질적으로 로켓의 배기가스와 흡입된 공기가 압축되어 연소되는 램제트이다.	마하 0~4.5+ (대기권 밖에서도 작동 가능), 마하 2~4에서 효율이 좋다.	저속 또는 대기권 밖에서는 로켓과 유사한 효율, 흡입구 어려움, 상대적으로 미개발되고 탐구되지 않은 유형, 냉각 어려움, 매우 시끄러움, 추력 대 중량비는 램제트와 유사하다.
터보로켓	산소와 같은 추가 산화제가 공기 흐름에 추가되어 최대 고도를 높이는 복합 사이클 터보제트/로켓이다.	기존 설계와 매우 유사하며, 매우 고고도에서 작동하고, 고도와 공기 속도 범위가 넓다.	대기 속도는 터보제트 엔진과 같은 범위로 제한되며, 액체산소와 같은 산화제를 운반하는 것은 위험할 수 있다. 단순 로켓보다 훨씬 무겁다.
예냉식 제트 엔진 / LACE (로켓과 결합된 복합 사이클)	램제트 또는 터보제트 엔진을 통과하기 전에 흡입 공기가 입구에서 매우 낮은 온도로 냉각된다. 궤도 진입을 위해 로켓 엔진과 결합될 수 있다.	지상에서 쉽게 시험할 수 있다. 우수한 연료 효율과 함께 높은 추력 대 중량비(~14)가 다양한 공기 속도(마하 0~5.5+)에서 가능하다. 이러한 효율의 조합은 단일 단계로 궤도에 발사하거나 매우 빠른 대륙간 이동이 가능하게 할 수 있다.	실험실 시제품 단계에만 존재한다. 예로는 RB545, SABRE, ATREX가 있다.

종류	설명	장점	단점
저항 제트 로켓 (전기 가열)	가열 요소를 통해 불활성 유체에 에너지를 전달하거나, 모노프로펠런트에 추가 에너지를 전달한다.	질량보다 전력이 저렴한 곳에서 효율적이며, 모노프로펠런트보다 높은 비추력(약 40% 더 높음)을 가진다.	많은 전력이 필요하여 추력이 낮다.
아크제트 로켓 (전기 방전에 의한 화학 연소)	가열 요소가 전기 아크로 대체되어 가열 요소의 물리적 요구 사항이 없다.	1,600초 비추력	매우 낮은 추력, 높은 전력 소모량, 이온 추진기와 유사한 성능
가변 비추력 자기 플라즈마 로켓	마이크로파로 가열된 플라즈마와 자기 노즐 사용	1,000초에서 10,000초까지 가변 비추력	이온 추진기와 유사하거나 더 나쁜 추력 대 중량비, 열 문제, 높은 전력 요구, 초전도체 작동을 위한 낮은 온도 필요, 비행 경험 없음
펄스 플라즈마 추진기 (전기 아크 가열; 플라즈마 방출)	플라즈마를 사용하여 고체 추진제를 침식시킨다.	높은 비추력, 자세 제어를 위한 펄스 제어 가능	낮은 에너지 효율
이온 추진 시스템	접지측과 양극측에 높은 전압 사용	배터리로 구동 가능	낮은 추력, 높은 전압 필요

종류	설명	장점	단점
광선 추진 로켓	원격에서 차량으로 조준된 광선(주로 레이저)으로 추진제를 가열한다. 직접 가열하거나 열교환기를 통해 간접적으로 가열한다.	원리상 단순하며, 매우 높은 배기 속도를 달성할 수 있다.	궤도 진입 시 탑재량 1kg당 약 1MW의 출력이 필요하며, 높은 가속도가 필요하다. 레이저는 구름이나 안개에 가려질 수 있고, 반사된 레이저 광선은 위험하다. 좋은 성능을 위해서는 수소 단일 추진제가 필요한데, 이는 무거운 탱크를 필요로 한다. 추진제/열교환기가 밝게 달아올라 일부 설계는 재방출 광선으로 인해 약 600초로 제한된다.
마이크로파 빔 추진 로켓	원격에서 차량으로 조준된 마이크로파 빔으로 추진제를 가열한다.	비추력(I_sp)은 핵열 로켓과 비슷하며, 추력 대 중량비는 기존 로켓과 유사하다. LH₂ 추진제는 가장 높은 비추력과 로켓 탑재량 비율을 제공하지만, 암모니아나 메탄은 높은 밀도와 비추력의 조합으로 지구 궤도 진입 로켓에 경제적으로 우수하다. 이러한 추진제를 사용하면 소형 로켓에서도 SSTO 작동이 가능하여 로켓 단계화 과정에 의한 위치, 궤적 및 충격 제약이 없다. 마이크로파는 레이저보다 와트당 10~100배 저렴하며, 10 GHz 미만의 주파수에서는 모든 기상 조건에서 작동한다.	궤도 진입에 필요한 탑재량 1kg당 출력은 추진제에 따라 0.3~3 MW이며,^[43] 이는 빔 조향 장치에 대한 인프라 비용과 연구 개발 비용을 발생시킨다. 밀리미터파 영역에서 작동하는 개념은 기상 가용성과 고고도 빔 조향 장치 부지, 차량을 LEO로 추진하기 위한 30~300미터의 유효 송신기 직경 문제에 직면한다. X-band 이하에서 작동하는 개념은 차량을 LEO로 추진하기에 충분히 정밀한 빔을 얻으려면 수 킬로미터 단위의 유효 송신기 직경을 가져야 한다. 송신기는 이동식 플랫폼에 설치하기에는 너무 크기 때문에 마이크로파 추진 로켓은 고정된 빔 조향 장치 부지 근처에서 발사해야 한다.

유형	설명	장점	단점
방사성 동위원소 로켓/푸들 추진기 (방사성 붕괴 에너지)	방사성 붕괴에서 발생하는 열을 이용하여 수소를 가열한다.	약 700~800초, 거의 움직이는 부품이 없다.	추력 대 중량 비율이 낮다.
핵열 로켓 (핵분열 에너지)	추진제(일반적으로 수소)를 핵반응로를 통과시켜 고온으로 가열한다.	I_sp이 높을 수 있으며, 어떤 설계에서는 900초 이상, 1보다 큰 추력 대 중량 비율을 달성할 수 있다.	재료 기술에 의해 최대 온도가 제한되며, 일부 설계에서는 배기가스에 방사성 입자가 포함될 수 있으며, 핵반응로 차폐는 무겁고, 지구 표면에서 발사하는 것이 허용되지 않을 가능성이 높으며, 추력 대 중량 비율이 높지 않다.
가스 코어 원자로 로켓 (핵분열 에너지)	추진제와 밀접하게 접촉하는 기체 상태의 핵분열 원자로를 이용한 핵반응	매우 고온의 추진제, 원자로를 고체 상태로 유지할 필요가 없음, I_sp 1,500~3,000초 사이이지만 추력이 매우 큼	추진제 가열 시 배기가스에서 분열성 물질이 손실되는 문제, 특히 노즐/목 부분의 심각한 열 문제, 배기가스가 본질적으로 방사능에 오염됨. 핵 전구(Nuclear lightbulb) 변형은 분열성 물질을 포함할 수 있지만 I_sp이 절반으로 감소함.
핵분열 파편 로켓 (핵분열 에너지)	핵분열 생성물이 직접 배출되어 추력을 발생시킨다.		현재로서는 이론적인 단계이다.
핵 돛 (핵분열 에너지)	돛 재료의 한쪽 면에 분열성 물질이 코팅된다.	움직이는 부분이 없고, 심우주에서 작동한다.	현재로서는 이론적인 단계이다.
핵 염수 로켓 (핵분열 에너지)	핵 염이 용액 상태로 유지되며, 노즐에서 반응하도록 유도된다.	매우 높은 I_sp, 매우 높은 추력	노즐의 열 문제, 추진제 불안정 가능성, 고방사능 배기가스. 현재로서는 이론적인 단계이다.
핵 펄스 추진 (핵분열/핵융합 폭탄 폭발)	성형된 핵폭탄이 차량 뒤에서 폭발하고, 폭발 충격이 추진판에 의해 포착된다.	매우 높은 I_sp, 매우 높은 추력/중량 비율, 이 기술에 대한 걸림돌은 알려진 바 없음.	실험된 적 없음, 추진판이 충격으로 인해 파편을 떨어뜨릴 수 있음, 핵폭탄의 최소 크기가 여전히 매우 큼, 소규모에서는 비용이 많이 듬, 핵 조약 문제, 지구 자기권 아래에서 사용 시 낙진 발생.
반물질 촉매 핵 펄스 추진 (핵분열 및/또는 핵융합 에너지)	소형 폭탄을 위한 반물질 보조 장치가 있는 핵 펄스 추진	소형 차량이 가능할 수 있음	반물질의 격리, 거시적 양의 반물질 생산은 현재로서는 불가능함. 현재로서는 이론적인 단계이다.
핵융합 로켓 (핵융합 에너지)	핵융합이 추진제 가열에 사용된다.	매우 높은 배기 속도	현재 기술 수준을 크게 벗어남.
반물질 로켓 (소멸 에너지)	반물질 소멸이 추진제 가열에 사용된다.	극도로 에너지가 높고, 매우 높은 이론적 배기 속도	반물질 생산 및 취급 문제; 중성미자, 감마선, 뮤온 손실; 열 문제. 현재로서는 이론적인 단계이다.

로켓 엔진

1. 개요

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2. 작동 원리

2. 1. 추진제

2. 2. 추진제 주입

2. 3. 연소실

2. 4. 로켓 엔진 노즐

3. 용어

4. 로켓 엔진의 성능

4. 1. 비추력 (Specific Impulse, Isp)

4. 2. 추력 (Thrust)

4. 3. 에너지 효율

4. 4. 추력 대 중량비

5. 로켓 엔진의 문제점

5. 1. 기계적 문제

5. 2. 음향 문제

6. 로켓 엔진의 종류

6. 1. 물리적 동력 로켓

6. 2. 화학 로켓

6. 3. 전기 로켓

6. 4. 열 로켓

6. 5. 핵 로켓

7. 로켓 엔진 개발

7. 1. 미국

7. 2. 소련/러시아

8. 로켓 엔진 시험

9. 로켓 엔진의 안전

10. 로켓 엔진의 역사

참조

엔진 종류	사용처	엔진 비행 횟수	치명적 고장 횟수	비고
로켓다인 H-1	새턴 1호, 새턴 IB호 1단 (8개 묶음)	152회	0회
프랫 앤드 휘트니 RL10	새턴 1호 2단 (6개 묶음)	36회	0회
로켓다인 F-1	새턴 V호 1단 (5개 묶음)	65회	0회
로켓다인 J-2	새턴 V호 2단 (5개 묶음), 새턴 IB호 2단, 새턴 V호 3단 (단독)	86회	0회
스페이스셔틀 고체로켓 부스터		270회	1회	챌린저호 재난
RS-25		405회	0회	STS-51-F 임무 중 1회 고장^[29] (임무 영향 없음)^[30]