로켓은 단순히 엔진이 개방형이나 폐쇄형(다단연소방식)이냐에만 효율이 좌우되는게 아니라 구조비등의 로켓 경량화도 중요한 문제임. 하지만 그 중에서도 로켓엔진의 작동방식과 효율에 대해서 썰을 풀어보겠음.


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위의 로켓이 일반적으로 알려진 개방형 사이클의 로켓임.


그림만 딱봐도 직관적으로 이해가 갈것임.


일단 연소기가 두개임. 주연소기(combustion chamber)와 예연소기 (preburner) 임.


산소와 산화제를 주연소기에 주입하는 펌프는 어떻게 돌아가냐면 예연소기에 산화제와 연료를 태워서 터빈을 돌리고 그 터빈축에 연동된 펌프터빈들이 연료와 산화제를 주연소기로 보내어 태우는 방식임.


가장 단순한 방식이고 스페이스 X의 멀린엔진은 물론 우리나라의 75톤 로켓도 같은 방식임.


그런데 이 방식은 몇가지 특징이 있음.


일단 예연소기는 주연소기보다 항상 압력이 높아야 함. 유체는 항상 압력이 높은곳에서 낮은 곳으로 흐르게 되어 있음. 만약 예연소기가 주연소기보다 압력이 낮다면 어떤 현상이 벌어질가?


바로 주연소기로 유입되는 연료와 산화제가 주연소기의 강한 압력에 의해 예연소기로 역류되는 현상이 발생하게 됨. 즉 항상 예연소기는 전체시스템에서 가장 강한 압력을 유지해야 하기에 최초 스타트할 때 제어가 쉽지 않은 문제임. 이런 예연소기와 주연소기간의 압력제어는 이후 얘기할 폐쇄형 사이클에도 똑같이 적용되는 이슈이며 좀 더 까다로와지기까지 함.

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또한 한가지 문제가 있는데 예연소기는 펌프터빈을 돌려야 하는데 가장 효율적으로 연소시키는 방안은 다소 산소과잉 상태에서 연소시켜야 함. 그런데 문제는 산소과잉 상태로 연소시킬 때 온도가 크게 치솟음. 마치 산소용접과도 같은 효과가 발생하기 때문에 자칫 연료펌프용 터빈이 녹아버릴 수가 있음.



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그래서 어쩔 수 없이 연료과잉 상태로 연소를 시켜야함. 산소가 모자란 상태에서 연료를 연소시키면 어떤 현상이 벌어지나? 바로 불완전연소가 발생함. 불완전 연소의 부산물은?


바로 시커먼 그을음임.


아래 사진은 누리호 75톤 엔진시험사진임. 바로 예연소기에서 연소된 시커먼 그을음이 포함된 고압가스가 펌프 터빈을 돌리고 쏟아져 나오고 있음.


이래서 재사용한 스페이스 X의 로켓엔진의 외관이 점점 지저분해지는 이유가 바로 이런 그을음때문임. 그래서 재사용회수가 10번인가로 제한되어 있는 것임.



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그럼 루스키들의 자랑 케로신-LOX 폐쇄식 사이클- 우리나라는 다단연소 사이클로 부르는 엔진구조를 생각해보자고.


언뜻 예연소기에서 나와 펌프터빈을 돌리고 나온 가스를 그냥 아래그림처럼 주연소기에 연결하면 안되나 싶을것임.


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안됨. 절대 안됨.


왜냐면 그 그을음들이 주연소기에 쏟아져나오면서 유로를 막아버리는 참사가 벌어짐.


그럼 루스키들은 이걸 어떻게 구현했냐고?


그냥 정면돌파로 예연소기에서 산소과잉상태로 연소시키는 방식을 채택했음.


용접불꽃같은 극초고온상태를 견딜 수 있는 케로신-LOX 산소과잉 예연소기를 개발해냈음.


무려 50년전 달로켓 N-1로켓엔진인 NK-15에 이 구조를 최초로 적용하고 그 설계는 지금까지 내려와 RD-180까지 명백을 이어옴.


반면 미국은 이런 고온을 견딜 수 있는 소재가 있을 것이라고 생각하지 못하고 개발을 포기하고 그냥 개방형 로켓구조를 사용함. 아폴로로켓의 주엔진 F-1로켓도 케로신-LOX에 개방형 사이클을 적용한 구조임.


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정리하자면 예연소기에 산소과다 상태로 케로신을 연소시키고 나온 산소과잉가스를 그대로 주연소기에 쏟아붓는 방식임. 그 가스 자체가 산소가 아주 많기 때문에 산화제역할을 하게됨.


그럼 미국은 죽을 때까지 개방형 사이클만 썼느냐? 그럴 순 없지.


미국도 나름의 폐쇄형사이클 -즉 다단연소 사이클을 강구하게 됨.


하지만 예연소기를 초고온상태로 만드는걸 꺼려했기 때문에 개방형 사이클처럼 연료과잉상태로 만들되 연료과잉상태에서도 전혀 그을음이 생기지 않는 연료를 적용하기로 결정함. 불완전 연소되는데도 그을음이 생기지 않는 연료는?


바로 수소임.


수소를 연료로 사용하면 전혀 그을음이 생기지 않게 됨. 이게 미국이 액체수소-액체산소 로켓을 사용할 수 밖에 없었던 이유중 하나임. 수소로켓의 비추력이 높다는 장점은 하나의 장점일 뿐 그로 인해 생기는 단점도 만만치 않음에도 말이지.


그래서 만들어진 LH2-LOX 로켓의 구조임. 예연소기를 2개 만들고 각각 연료과잉 상태로 연소시켜서 예연소기의 온도를 낮춤. 터빈을 돌려서 나온 고압가스는 그자체로 연료가 더 많기 때문에 주연소기에서 산소와 연소하여 추진가스를 만들어내게 됨.


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그러나 수소는 여러가지 단점이 있음. 일단 액체수소는 증발온도가 매우 낮기 때문에 많은 단열재가 들어감. 또한 수소는 밀도가 작고 분자량이 작아 씰링하기가 까다로움. 게다가 밀도가 가장 작다보니까 액체수소조차도 밀도가 케로신의 1/10밖에 안되다보니 연료탱크가 커지고 구조비가 악화되는 단점이 있음. 게다가 생산비용도 케로신보다 비쌈.


결국은 그래서 LH2-LOX 는 실용화에 거의 실패하게 되고 미국의 아틀라스 로켓에 러시아 RD엔진이 들어가게 된 이유임.


이 기술은 타국에도 전해져 일본의 H2도 LH2-LOX 다단연소 사이클 엔진을 사용함.


개인적으로 느끼기에 일본은 처음부터 LH2-LOX 기반으로 로켓기술을 발전시켜와서 액체로켓의 경제적 실용성은 좀 한계가 있어보임.




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일단 여기까지 쓰고 스페이스 X가 야심차게 준비한 랩터엔진에 대해서 뒤벼보겠음.


랩터엔진은 거의 러시아와 미국의 로켓기술 중 어느 정도 끝판왕이라고 볼 수 있으며 미국이 그동안 한발짝 뒤졌던 러시아의 로켓엔진에 대해서 갑자기 2발짝 더 디밀은 형국이라고 보임