액체 로켓
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1. 개요
액체 로켓은 액체 상태의 추진제를 사용하는 로켓으로, 콘스탄틴 치올코프스키가 1903년에 개념을 제시했다. 로버트 고다드가 1926년에 액체 산소와 알코올을 사용한 로켓을 최초로 비행시켰으며, 이후 독일의 V2 로켓 개발을 통해 실용화되었다. 현재는 3D 프린팅 기술을 활용한 엔진 개발이 이루어지고 있으며, 이중 추진제 로켓, 단일 추진제 로켓, 삼중 추진제 로켓 등 다양한 종류가 있다. 액체 로켓 엔진은 연소실, 노즐, 펌프 등으로 구성되며, 압력 공급, 전기 펌프 공급, 가스 발생기 사이클, 익스팬더 사이클, 단계 연소 사이클 등 다양한 엔진 사이클을 통해 작동한다. 액체 로켓은 고체 로켓보다 높은 비추력과 재사용성을 갖지만, 복잡한 구조와 추진제 누출 등의 단점이 있다.
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| 액체 로켓 | |
|---|---|
| 액체 로켓 | |
 | |
| 종류 | 로켓 엔진 |
| 사용 | 로켓 |
| 추력 범위 | 2.4N ~ 6.9MN |
| 비추력 범위 | 250 ~ 450+ 초 |
| 급유 방식 | 가압식, 펌프 급유식 |
| 점화 방식 | 극저온, 하이퍼골릭 |
| 냉각 방식 | 재생 냉각, 어블레이티브 냉각, 방사 냉각, 덤프 냉각 |
| 작동 시간 | 수초에서 수백초 (재점화 가능) |
| 작동 원리 | |
| 작동 방식 | 액체 연료와 산화제를 연소시켜 추력을 발생시킴 |
| 주요 구성 요소 | 연료 탱크 산화제 탱크 펌프 (터보펌프) 연소실 노즐 |
| 연료 | RP-1 액체 수소 액체 메탄 |
| 산화제 | 액체 산소 질산 사산화 이질소 |
| 장점 및 단점 | |
| 장점 | 높은 비추력 추력 조절 가능 재점화 가능 |
| 단점 | 복잡한 구조 높은 개발 비용 극저온 연료 사용 시 저장 및 취급의 어려움 |
| 역사 | |
| 개발 초기 | 20세기 초 |
| 주요 개발자 | 로버트 고다드 베르너 폰 브라운 세르게이 코롤료프 |
| 활용 분야 | |
| 우주 발사체 | 새턴 V 팰컨 9 아리안 5 |
| 인공위성 추진 | 다양한 위성 플랫폼에 사용 |
| 심우주 탐사 | 장거리 탐사에 필수적 |
| 군사적 용도 | ICBM 등 |
| 추가 정보 | |
| 관련 기술 | 극저온 공학 재료 공학 연소 이론 |
| 미래 전망 | 재사용 로켓 개발, 새로운 연료 및 산화제 연구 |
2. 역사
액체 연료 로켓의 개념은 콘스탄틴 치올코프스키가 1903년에 출판한 ''Исследование мировых пространств реактивными приборами|반동 장치에 의한 우주 공간의 탐구ru''에서 처음 등장했다. 치올코프스키는 액체 산소와 액체 수소를 연료로 사용하는 액체 연료 로켓을 제안했으며, 다단 로켓, 로켓 방정식 등 현대 로켓 기술의 기초를 다졌다.
1926년 로버트 고다드는 액체 산소와 알코올을 연료로 사용하는 로켓 실험에 성공했다. 이 로켓은 노즐이 위에, 연료 탱크가 아래에 있는 특이한 구조였는데, 이는 자이로스코프 유도 장치가 없는 상태에서 안정성을 확보하기 위한 고다드의 아이디어였다. 비록 비행 시간은 짧았지만, 액체 연료 로켓의 가능성을 보여준 중요한 실험이었다.
헤르만 오베르트는 1930년 영화 '달 세계의 여인'을 위한 액체 연료 로켓을 계획했지만, 제작 중 사고로 무산되었다. 그러나 그의 연구는 독일 국립 화학 공학 연구소의 로켓 엔진 개발로 이어졌고, 제2차 세계 대전 중 V2 로켓 개발에도 영향을 미쳤다.
나치 독일의 V2 로켓은 알코올과 액체 산소를 연료로, 자이로스코프와 아비오닉스를 이용한 유도, 추력 편향판을 통한 방향 전환 등 현대 액체 연료 로켓의 원형을 제시했다.
제2차 세계 대전 이후, 노획된 V2 로켓과 과학자들은 미국과 소련으로 옮겨져 냉전 시대 탄도 미사일 개발 경쟁을 가속화시켰다.
오늘날 액체 연료 로켓은 짐벌 기구, 레이저 자이로, GPS, 디지털 컴퓨터 등 첨단 기술을 사용하지만, 기본적인 개념과 구조는 치올코프스키와 V2 로켓에서 크게 벗어나지 않는다.
2. 1. 세계
현대적인 의미의 액체 추진 로켓에 대한 아이디어는 1903년 러시아 로켓 과학자 콘스탄틴 치올코프스키가 쓴 책 ''로켓 추진 차량을 이용한 우주의 탐험''[13]에서 처음 등장했다. 그의 우주 항공학에 대한 기여는 치올코프스키 로켓 방정식, 다단계 로켓, 액체 추진 로켓에 액체 산소와 액체 수소 사용 등 놀라울 정도였다.[1] 치올코프스키는 베르너 폰 브라운과 같은 유럽 전역의 후기 로켓 과학자들에게 영향을 미쳤다.[1] 페네뮌데의 소련 수색팀은 치올코프스키가 쓴 책의 독일어 번역본을 발견했는데, "거의 모든 페이지가 ... 폰 브라운의 의견과 메모로 장식되어 있었다."[1] 소련의 주요 로켓 엔진 설계자 발렌틴 글루시코와 로켓 설계자 세르게이 코롤료프는 젊은 시절에 치올코프스키의 연구를 공부했으며[1] 둘 다 치올코프스키의 이론을 현실로 만들려고 노력했다.[1]1929년부터 1930년까지 레닌그라드에서 글루시코는 가스 역학 연구소 (GDL)에서 로켓 연구를 수행했으며, 이곳에서는 액체 추진제 및 전기 로켓 엔진 연구를 위한 새로운 연구 부서가 설립되었다. 그 결과 ORM(러시아어로 "실험용 로켓 엔진"에서 유래) 엔진 ОРМ-1|ORM-1ru ~ ОРМ-52|ORM-52ru가 개발되었다.[14] 총 100번의 액체 추진 로켓 벤치 테스트가 다양한 유형의 연료를 사용하여 수행되었으며, 저비점 및 고비점 모두에서 최대 300 kg의 추력을 달성했다.[15][14]
이 시기 모스크바에서 과학자이자 발명가인 프리드리히 잔더는 압축 공기와 가솔린으로 작동하는 액체 로켓 엔진을 설계하고 제작하고 있었다. 잔더는 가솔린과 혼합된 금속 분말을 포함한 고에너지 연료를 연구했다. 1931년 9월 잔더는 모스크바에 본부를 둔 '반응 운동 연구 그룹'[1]을 결성했으며, 러시아 약어인 "GIRD"로 더 잘 알려져 있다. [1] 1932년 5월, 세르게이 코롤료프가 잔더를 대신하여 GIRD의 수장이 되었다. 1933년 8월 17일, 미하일 티호라보프는 액체 산소와 젤리화된 가솔린으로 연료를 공급받는 최초의 소련 액체 추진 로켓(GIRD-9)을 발사했다. 이 로켓은 400m 고도에 도달했다.[16] 1933년 1월 잔더는 GIRD-X 로켓 개발을 시작했다. 이 설계는 액체 산소와 가솔린을 사용했으며, 연소실 내부 벽을 따라 흐르다가 연소실에 들어가기 전에 액체 산소로 재생 냉각되는 최초의 엔진 중 하나였다. 테스트 중 번 아웃 문제로 인해 가솔린에서 덜 에너지가 넘치는 알코올로 전환하게 되었다. 최종 미사일은 2.2m 길이, 140mm 직경이었고, 질량은 30kg이었으며, 2kg의 탑재체를 5.5km 고도로 운반할 수 있을 것으로 예상되었다.[17] GIRD X 로켓은 1933년 11월 25일에 발사되어 80미터 높이까지 날아갔다.[18]
1933년 GDL과 GIRD가 합병되어 반응 과학 연구소 (RNII)가 되었다. RNII에서 구시코는 액체 추진 로켓 엔진 ОРМ-53에서 ОРМ-102까지 개발을 계속했으며, ОРМ-65|ORM-65ru는 RP-318 로켓 추진 항공기에 동력을 공급했다.[14] 1938년 레오니트 두시킨은 글루시코를 대신하여 로켓 추진 요격기인 베레즈냑-이사예프 BI-1의 엔진을 포함하여 ORM 엔진 개발을 계속했다.[19] RNII에서 티호라보프는 산소/알코올 액체 추진 로켓 엔진 개발에 착수했다.[1] 결국 액체 추진 로켓 엔진은 1930년대 후반 RNII에서 우선순위가 낮았지만, 이 연구는 생산적이었고 이후 소련 로켓 프로그램의 성과에 매우 중요했다.[1]
페루의 페드로 파울레트는 평생 동안 페루에서 로켓을 실험했으며, 1927년 리마의 ''엘 코메르시오''에 보낸 편지에서 30년 전 파리에서 유학생 시절 액체 로켓 엔진을 실험했다고 주장했다.[20][21] 초기 로켓 실험의 역사가들, 예를 들어 막스 발리에, 윌리 레이, 그리고 존 D. 클라크 등은 파울레트의 보고서에 대해 서로 다른 신뢰도를 보였다. 발리에는 Verein für Raumschiffahrt 출판물 ''Die Rakete''에서 파울레트의 액체 추진 로켓 설계를 칭찬하며, 엔진이 "놀라운 힘"을 가지고 있으며 그의 계획이 미래의 로켓 개발에 필수적이라고 말했다.[1] 헤르만 오버트는 1965년에 파울레트를 로켓 공학의 선구자로 지명했다.[22] 베르너 폰 브라운 역시 파울레트를 "액체 연료 추진 모터의 선구자"라고 묘사했으며, "파울레트는 인류가 달에 도달하는 데 기여했다"고 말했다.[20][23][24][25][26] 파울레트는 나중에 나치 독일로부터 천문학회(Astronomische Gesellschaft)에 가입하여 로켓 기술 개발을 돕도록 초청받았지만, 그 프로젝트가 무기화될 운명이라는 것을 알고 도움을 거절하고 그의 추진제 공식을 공유하지 않았다.[27][28] 영화 제작자이자 연구원인 알바로 메히아에 따르면, 프레데릭 I. 오드웨이 3세는 나중에 냉전의 맥락에서 폰 브라운의 나치 독일과의 역사를 대중의 시선에서 벗어나게 하기 위해 파울레트의 발견을 폄하하려고 시도했다.[29]
최초의 액체 추진 로켓의 "비행"은 1926년 3월 16일 매사추세츠주 오번에서 이루어졌는데, 당시 미국의 교수 로버트 H. 고다드 박사가 액체 산소와 가솔린을 추진제로 사용하여 발사했다.[30] "넬"이라고 불린 이 로켓은 2.5초 동안 41피트(약 12.5m)만 상승하여 양배추 밭에 떨어졌지만, 액체 추진을 사용하는 로켓이 가능하다는 중요한 시연이었다. 고다드는 약 15년 전에 액체 추진제를 제안했고, 1921년에 이를 본격적으로 실험하기 시작했다. 독일-루마니아인 헤르만 오베르트는 1923년에 액체 추진제의 사용을 제안하는 책을 출판했다.[31]
독일에서는 1920년대 후반, 공학자와 과학자들이 액체 추진에 매료되어 세계 최초의 로켓 프로그램인 오펠 RAK에서 이를 제작하고 시험했다. 막스 발리에의 설명에 따르면,[32] 오펠 RAK 로켓 설계자인 프리드리히 빌헬름 잔더는 1929년 4월 10일과 4월 12일 뤼셀스하임의 오펠 렌반에서 두 대의 액체 연료 로켓을 발사했다. 이 오펠 RAK 로켓은 고다드 이후 유럽 최초이자 세계 두 번째 액체 연료 로켓이었다. 발리에는 그의 저서 "로켓 여행"에서 로켓의 크기를 직경 21cm, 길이 74cm, 무게는 빈 상태 7kg, 연료 포함 16kg으로 묘사하고 있다. 최대 추력은 45~50kp였으며 총 연소 시간은 132초였다. 이러한 특성은 가스 압력 펌핑을 나타낸다. 이 시험의 주요 목적은 영국 해협 횡단을 위해 건설 중인 게브뤼더-뮐러-그리스하임 항공기[33] 용 액체 로켓 추진 시스템을 개발하는 것이었다. 또한 워싱턴 D.C.의 국립 항공우주 박물관 큐레이터인 우주 비행 역사학자 프랭크 H. 윈터는 오펠 그룹이 육상 속도 기록에 사용된 고체 연료 로켓 및 오펠 RAK.1을 이용한 세계 최초의 유인 로켓 비행 외에도 액체 연료 로켓에 대한 연구를 진행했다고 확인한다.[34] 1929년 5월까지 엔진은 200kg (440lb)의 추력을 "15분 이상" 생산했으며, 1929년 7월에는 오펠 RAK 협력자들이 뤼셀스하임의 오펠 공장에서 300kg (660lb)의 추력으로 30분 이상 동력 단계를 달성할 수 있었다고 막스 발리에가 설명했다. 대공황으로 인해 오펠 RAK 활동은 중단되었다. 1930년대 초반 독일 군에서 일한 후, 잔더는 독일에서 개인 로켓 공학이 금지되면서 1935년 게슈타포에 체포되었다. 그는 반역죄로 5년 징역형을 선고받고 회사를 매각해야 했으며, 1938년에 사망했다.[35] 1930년 실험 중 사망한 막스 발리에(아르투어 루돌프 및 하일란트를 통해)와 프리드리히 잔더의 액체 연료 로켓 연구는 독일 군, 육군 무기국에 의해 압수되어 1930년대 초중반 베를린 근처 야전에서 발터 도른베르거 장군의 지휘 하에 통합되었다.[36] 막스 발리에는 1930년대 초 액체 로켓을 연구하는 아마추어 연구 그룹인 VfR의 공동 창립자였으며, 이 그룹의 많은 회원들이 결국 베르너 폰 브라운을 포함하여 중요한 로켓 기술 선구자가 되었다. 폰 브라운은 나치를 위한 V-2 로켓 무기를 설계한 육군 연구 기지의 책임자로 근무했다.
1930년대 후반, 유인 비행에 로켓 추진을 사용하는 실험이 본격적으로 시작되었으며, 독일의 하인켈 He 176이 1939년 6월 20일 독일 항공 엔지니어 헬무트 발터가 설계한 액체 로켓 엔진을 사용하여 최초의 유인 로켓 동력 비행을 했다.[37] 1944-45년 군사 작전에 투입된 유일한 생산 로켓 동력 전투기인 Me 163 "코메트" 역시 발터가 설계한 액체 로켓 엔진인 발터 HWK 109-509를 사용했으며, 이는 최대 추력 1,700 kgf (16.7 kN)를 냈다.
제2차 세계 대전 이후 미국 정부와 군은 마침내 액체 추진 로켓을 무기로 진지하게 고려하기 시작하여 이에 대한 연구에 자금을 지원했다. 소련 역시 마찬가지였고, 이로써 우주 경쟁이 시작되었다.
2010년대에는 3D 프린팅된 엔진이 우주 비행에 사용되기 시작했다. 이러한 엔진의 예로는 스페이스X 드래곤 2의 발사 탈출 시스템에 사용된 슈퍼드라코와 아스트라,[38] 오브스(Orbex),[39][40] 렐러티비티 스페이스(Relativity Space),[41] 스카이로라(Skyrora),[42] 또는 런처(Launcher)[43][44][45]에서 제작한 발사체의 1, 2단에 사용되는 엔진이 있다.
3. 종류
액체 로켓은 단일 추진제 로켓과 이중 추진제 로켓으로 나눌 수 있으며, 세 종류의 추진제를 사용하는 삼중 추진제 로켓은 드물다.
수년 동안 수천 가지의 연료와 산화제 조합이 시도되었는데, 그중 액체 산소와 액체 수소의 혼합물이 가장 효율적이다. 하지만 액체 수소는 극저온을 견뎌야 하고, 연료 밀도가 매우 낮아 저장 탱크의 용량과 절연에 주의해야 한다.
하이브리드 로켓은 액체 또는 기체 산화제를 고체 연료에 적용하는 방식이다.[5]
대부분의 액체 로켓 엔진은 스로틀링을 통해 추력을 조절할 수 있다. 일부는 추진제 혼합 비율을 제어할 수 있으며, 시동을 껐다가 다시 켤 수도 있다.
액체 로켓의 연소실이나 노즐은 매우 뜨겁기 때문에 재생 냉각, 필름 냉각과 같은 적극적인 냉각 방식이 필요하며, 어블레이션 냉각도 일부 사용된다.
3. 1. 이중 추진제 로켓
액체 수소 또는 RP-1과 같은 액체 연료와 액체 산소와 같은 액체 산화제를 사용하는 로켓이다. 엔진은 수소와 산소와 같이 매우 낮은 온도에서 액화된 가스인 극저온 로켓 엔진일 수 있다.[5]
대부분의 액체 로켓 엔진 설계는 가변 추력 작동을 위해 스로틀링이 가능하다. 일부는 추진제 혼합 비율(산화제와 연료가 혼합되는 비율)을 제어할 수 있으며, 일부는 시동을 껐다가 적절한 점화 시스템이나 자체 점화 추진제를 사용하여 다시 시동할 수 있다.[5]
수 년동안 수 천가지의 연료 조합과 산화제들을 시도해 본 결과 다음과 같은 공통점을 갖게 되었다.[5]
| 추진제 조합 | 사용 엔진 및 발사체 | 특징 | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 액체 산소(LOX, O2)와 액체 수소(LH, H2) | 우주왕복선 주 엔진, 우주 발사 시스템 코어 스테이지, 아리안 5 주 엔진, 아리안 5 ECA 2단계, BE-3, 델타 IV의 1단계와 2단계, 아레스 I의 상단, 새턴 V의 2단계와 3단계, 새턴 IB, 새턴 I, 센타우르 로켓 상단, 창정 3호, 창정 5호, 창정 8호의 상단, H-II, H-IIA, H-IIB의 1단계와 2단계, GSLV Mk-II 및 GSLV Mk-III의 상단 | 깨끗한 연소(물 증기가 유일한 연소 생성물)와 높은 성능.[6] 극도로 낮은 온도(약 20,000)와 매우 낮은 연료 밀도(70kg/m3)로 인해 가볍고 단열성이 뛰어나야 하는 대형 탱크가 필요.[5] | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| 액체 산소(LOX) 및 액체 메탄 (CH4, 액화 천연 가스, LNG) | 랩터(스페이스X) 및 BE-4 (블루 오리진) 엔진 | 비추력은 LH보다 낮지만 RP1(등유) 및 고체 추진제보다 높으며, 밀도가 높아 부피당 추력이 더 높음.[7] 재사용 발사 시스템에 유리.[6] RP1보다 그을음이 적고 재사용이 용이하며, 엔진 내부 구조 변형이 적음.[5] | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| 액체 산소(LOX)와 RP-1 (케로신) | 새턴 V의 1단], 제니트 로켓, R-7 계열 차량(예: 소유즈), 델타 로켓, 새턴 I, 새턴 IB 1단, 타이탄 I 및 아틀라스 로켓, 팰컨 1, 팰컨 9, 창정 5호, 창정 6호, 창정 7호 및 창정 8호 1단 | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| 액체 산소(LOX)와 알코올 (에탄올, C2H5OH) | 독일의 초기 액체 로켓 (제2차 세계 대전) A4, V-2 로켓, 레드스톤 로켓 | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| 액체 산소(LOX)와 휘발유 | 로버트 고다드의 첫 액체 로켓 | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| 액체 산소(LOX)와 일산화 탄소 (CO) | 화성 "호퍼" 차량용으로 제안됨(비추력이 약 250s) | 주로 일산화 탄소와 산소가 화성 대기에서 지르코니아 전해를 통해 간단하게 생성될 수 있으며, 수소를 얻기 위해 화성의 물 자원을 사용할 필요가 없음.[9] | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| T-Stoff(과산화수소 80%, H2O2 산화제) 및 C-Stoff(메탄올, , 및 히드라진 수화물, 연료) | 메서슈미트 Me 163B 코메트와
3. 2. 단일 추진제 로켓추진제를 가열하거나 촉매 등으로 분해하여 생성된 가스를 분출함으로써 그 반동으로 나아간다. 수소 가스를 원자로에서 가열하여 분사하는 원자력 로켓이나 전리하여 가속하는 이온 엔진도 일액 추진계의 범주에 포함된다.
다음은 일반적인 단일 추진제 로켓의 성능을 비교한 표이다.
3. 3. 삼중 추진제 로켓삼중 추진제 로켓은 세 종류의 추진제를 사용하는 로켓으로 흔하지 않다. 대부분의 액체 로켓은 한 종류의 추진제를 사용하는 단일 추진제 로켓이나 두 종류의 추진제를 사용하는 이중 추진제 로켓이다.4. 작동 원리
액체 로켓 엔진은 추진제를 저장하고 운반하는 탱크와 파이프, 주입 시스템, 하나 이상의 연소실과 노즐을 갖추고 있다. 5. 엔진 사이클
액체 로켓 추진체를 연소실에 주입하는 방식은 크게 네 가지로 분류된다.[11]
로켓 엔진 설계 초기 단계에서는 엔진 사이클 선택이 이루어지며, 이 과정에서 다양한 상충 관계가 발생한다.
6. 장단점수년 동안 수천 가지의 연료 조합과 산화제를 시험해 본 결과, 액체 로켓 엔진은 다음과 같은 공통점을 갖는다.
가장 효율적인 혼합물은 산소와 수소이지만, 초저온 상태를 유지해야 하고, 액체 수소의 낮은 밀도 때문에 저장 탱크의 용량이 커야 하는 문제가 있다. 엔진 사이클을 선택하는 것은 로켓 엔진 설계를 위한 초기 단계 중 하나이며, 아래 표와 같이 여러 상충 관계가 존재한다.
6. 1. 장점액체 로켓 엔진은 다음과 같은 여러 장점을 가진다.
 6. 2. 단점액체 추진제를 사용하는 데에는 다음과 같은 몇 가지 문제점이 있을 수 있다.
연소 불안정성을 피하기 위해, 비교적 저속의 진동인 ''채깅(chugging)''과 같은 현상을 방지하려면, 엔진은 인젝터(injector)를 통과하는 압력 강하가 커서 유동이 연소실 압력에 크게 영향을 받지 않도록 설계해야 한다. 이 압력 강하는 일반적으로 인젝터에서 연소실 압력의 20% 이상을 사용함으로써 달성된다. 그럼에도 불구하고, 특히 대형 엔진의 경우, 고속 연소 진동이 쉽게 유발되며, 이러한 현상은 잘 알려져 있지 않다. 이러한 고속 진동은 엔진의 가스 측 경계층을 교란시키는 경향이 있으며, 이는 냉각 시스템의 급격한 고장을 유발하여 엔진을 파괴할 수 있다. 이러한 종류의 진동은 대형 엔진에서 훨씬 더 흔하게 발생하며, 새턴 V의 개발을 방해했지만, 결국 극복되었다. RS-25 엔진과 같은 일부 연소실은 특정 공진 주파수의 증폭을 막기 위해 헬름홀츠 공명기를 댐핑 메커니즘으로 사용한다. 이러한 문제를 방지하기 위해 RS-25 인젝터 설계는 연소실에 분사하기 전에 추진제를 기화시키는 데 많은 노력을 기울였다. 다른 많은 기능들이 불안정성이 발생하지 않도록 하는 데 사용되었지만, 이후 연구를 통해 이러한 다른 기능들이 불필요하다는 것이 밝혀졌으며, 기상 연소 방식이 안정적으로 작동했다. 안정성 테스트에는 종종 소형 폭발물이 사용된다. 이러한 폭발물은 작동 중 연소실 내에서 폭발하며 충격적인 여기(excitation)를 유발한다. 교란의 영향이 얼마나 빨리 사라지는지 확인하기 위해 연소실의 압력 변화를 조사함으로써, 필요한 경우 연소실의 안정성을 평가하고 기능을 재설계할 수 있다. 7. 냉각
분사기는 일반적으로 연소실 벽에 연료가 풍부한 층이 생성되도록 배치된다. 이는 연소실 벽, 목, 노즐 하류의 온도를 낮춰 연소실이 더 높은 압력에서 작동할 수 있게 한다. 이를 통해 더 높은 팽창비의 노즐을 사용하여 더 높은 비추력을 얻을 수 있으며, 시스템 성능을 향상시킨다.[12] 액체 로켓 엔진은 재생 냉각을 사용하기도 하는데, 이는 연료 또는 드물게 산화제를 사용하여 연소실과 노즐을 냉각시키는 방법이다. 8. 대한민국 액체 로켓 엔진 개발 현황
(주어진 이전 출력은 빈 텍스트였으므로, 변경 사항 없음) 참조
[1]
웹사이트
NASA:Liquid rocket engines
http://cobweb.ecn.pu[...]
Purdue University
1998
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