http://www.science.ca/askascientist/viewquestion.php?qID=793
Tammy Rowan, NASA/마셜 우주비행센터
크기와 복잡성, 비용 등 여러 이유가 있습니다. 예를 들어, 새턴 V 달로켓에 사용되는 미국의 F-1 엔진은 단 하나의 커다란 노즐에서 150만 파운드의 추력을 내는데, 대신 노즐이 굉장히 복잡하고 제작하는데 많은 비용이 들었습니다. 그걸 생산하는데 필요한 제작 공구와 진공 브레이징 챔버 같은 것들 역시 엄청나게 크고 비쌌죠. 하지만 러시아의 RD-170 엔진은 보다 작은 연소기 4개로 총 190만 파운드의 추력을 내는데, 이걸 만드는데는 다른 러시아제 엔진들에 사용된것과 거의 비슷한 공구와 제작 기법을 사용할 수 있다는 이점이 있었습니다. 장단점이 있는거지요. 단일 연소기는 부품 개수가 적고 이론적으로 더 신뢰성있지만, 더 비싸고 생산하기 복잡합니다. 다중 연소기는 부품이 더 많고 이론적으로 고장날 가능성이 더 높지만, 훨씬 싸고 생산하기에 덜 복잡합니다.
전반적으로 러시아 엔진 생산자들은 오랫동안 조금씩 단계적으로 엔진을 개량해오는 방식으로 접근했습니다. 이미 존재하는 설계를 진화적으로 개선해오면서 지난 40~50년동안 매우 많은 수의 엔진 설계를 만들었지만, 그것들은 전부 비슷한 기술이 적용됬습니다. 반면 미국이 만든 엔진 설계는 훨씬 적고 보통 구형 설계의 개선보다는 "백지에서부터 출발"한 설계를 적용했지요. 또 미국과 러시아(소련) 정부 체계의 차이점 역시도 우주개발 프로그램의 기술적 철학에 반영되었습니다.
그건 그렇고 미국 엔진 중에서도 최소한 로켓다인 MA-5와 에어로제트 LR-87 둘은 다중 연소기를 적용했스빈다. 연소기가 2개인 RD-180 엔진은 러시아제 Rd-170 엔진의 파생형인데 미국의 아틀라스 3와 5 발사체에 사용되고 있습니다.
Roman Marchan, 엔지니어, 유즈노예 국영 설계소 액체로켓엔진부, 드네프로페트로프스크, 우크라이나
또다른 중요한 장점은 발사체와 엔진을 합치기 편하다는 겁니다. 또 연소기 4개가 나은 점은 길이가 짧다는 거지요. RD-170은 극단적으로 컴팩트하게 설계됬습니다. 이것이 바로 이 엔진이 연소기 4개를 사용하는 주된 이유입니다.
https://www.quora.com/Russian-rockets-often-have-many-small-nozzles-the-Saturn-V-had-five-huge-ones-Whats-the-engineering-tradeoff
Dave Mohr, 40년 가까이 NASA와 그 주변에서 일함
안녕하세요. 전 이 질문을 '우연히' 찾았지만, 제가 덧붙일 수 있을거 같네요.
아마 당신이 이야기한건 소유즈 부스터나 N-1일겁니다. 둘 다 노즐이 많이 있는데 그 이유는 서로 다릅니다.
소유즈 부스터는 R-7 ICBM까지 거슬러 올라가 1950년대 초중반에 개발된 추진체계를 사용합니다. 저는 운이 좋아서 '러시아인'(정확히는 우크라이나인이고요, 그분들은 '러시아인'이라고 불리는걸 끔찍하게 싫어합니다)들과 R-7 엔진 시스템에 대해 이야기할 기회가 있었습니다. 그 당시에 소련은 근본적으로 공작기계에 한계이 있었습니다. 이 때문에 소련은 작은 연소기 여러개를 사용하는 쪽으로 기울어질 수밖에 없었죠. 게다가 더 큰 연소기를 만들려 시도하면 그 당시 어느 누구든지 다 그랬듯이 연소 불안정을 경험했고, 결국 당시에 만들 수 있던 가장 큰 크기의 연소기로 되돌아오게 된거죠. 결국 이 시기동안 소련은 터보펌프 하나에 연소기 4개를 연결하는 엔진시스템 '스타일'에 익숙해졌습니다. 그들은 연소기 4개에 펌프 1개는 엔진시스템 4개가 아니라 1개로 셉니다.
N-1의 경우, NK-15 엔진은 쿠즈네초프 설계국에서 개발됬습니다. 그 이유는 으뜸가던 엔진 설계국인 글루쉬코가 코롤료프와 잘 지내지 못했기 때문이었습니다. 쿠즈네초프 설계국은 본래 항공기 엔진이 전문이었지 로켓이 아니었습니다. NK-15가 N-1의 역할에 비해 상대적으로 작은 이유 중 하나는 단지 경험이 부족해서 확신할 수 있는 범위 내에서 가장 큰 엔진을 만들었기 때문입니다. 그 때문에 엔진 개수가 상당히 다루기 까다로워졌고, 특히 공급 시스템 동역학과 제어에서 많은 문제가 있었습니다.
여담으로 NK-15/NK-33 터보펌프의 단면을 본다면 항공기 엔진과 굉장히 비슷하다는게 분명하게 보입니다! 그 때문에 우리들은 한동안 왜 소련인들이 그렇게 만들었는가 고민했었습니다.
반면 F-1 엔진은 완전히 정치적인 요구사항에서 출발되었습니다. 당시 ARPA, 이후에 DARPA가 될 곳에서 R-7 ICBM의 추력보다 더 센 추력을 내는 단일 연소기 엔진을 만들라는 요구가 나온거지요. 그렇습니다. 그게 F-1 프로그램의 시작입니다. F-1 엔진은 새턴 V 계획이 존재하기보다 4년 먼저 시작되었습니다. 폰 브라운은 F-1 엔진을 새턴 발사체에 사용하기를 원했고, 그래서 새턴 V 부스터 엔진에 F-1이 선정되었습니다.
이제 순수하게 기술적인 면에서 보자면 F-1은 단일 엔진으로는 지나치게 큽니다. 경량화 측면에서 볼 때 LOX/RP-1 가스발생기 사이클 엔진은 Pc(역주: 연소압)가 1000psia일 때 추력이 대략 400k 정도인것이 가장 가볍게 됩니다. 그리고 연소안정성 측면에서 볼 때 F-1 엔진을 안정시키는데 필요한 '해결책'들은 엔진 성능을 많이 낮췄습니다. F-1 엔진의 특성속도(정확히는 C* 효율)은 90퍼센트대 초반에 불과합니다. 400K 단일연소기 엔진은 훨씬 나은데(대략 90퍼센트대 중반 정도), 내부 직경이 작아서 자연진동수가 보다 높고 충분한 감쇠를 적용하기 보다 쉽기 때문입니다.
하지만 F-1이 작동하는 모습은 분명 장관이지요!
감사합니다.
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요약: 응아냐
Tammy Rowan, NASA/마셜 우주비행센터
크기와 복잡성, 비용 등 여러 이유가 있습니다. 예를 들어, 새턴 V 달로켓에 사용되는 미국의 F-1 엔진은 단 하나의 커다란 노즐에서 150만 파운드의 추력을 내는데, 대신 노즐이 굉장히 복잡하고 제작하는데 많은 비용이 들었습니다. 그걸 생산하는데 필요한 제작 공구와 진공 브레이징 챔버 같은 것들 역시 엄청나게 크고 비쌌죠. 하지만 러시아의 RD-170 엔진은 보다 작은 연소기 4개로 총 190만 파운드의 추력을 내는데, 이걸 만드는데는 다른 러시아제 엔진들에 사용된것과 거의 비슷한 공구와 제작 기법을 사용할 수 있다는 이점이 있었습니다. 장단점이 있는거지요. 단일 연소기는 부품 개수가 적고 이론적으로 더 신뢰성있지만, 더 비싸고 생산하기 복잡합니다. 다중 연소기는 부품이 더 많고 이론적으로 고장날 가능성이 더 높지만, 훨씬 싸고 생산하기에 덜 복잡합니다.
전반적으로 러시아 엔진 생산자들은 오랫동안 조금씩 단계적으로 엔진을 개량해오는 방식으로 접근했습니다. 이미 존재하는 설계를 진화적으로 개선해오면서 지난 40~50년동안 매우 많은 수의 엔진 설계를 만들었지만, 그것들은 전부 비슷한 기술이 적용됬습니다. 반면 미국이 만든 엔진 설계는 훨씬 적고 보통 구형 설계의 개선보다는 "백지에서부터 출발"한 설계를 적용했지요. 또 미국과 러시아(소련) 정부 체계의 차이점 역시도 우주개발 프로그램의 기술적 철학에 반영되었습니다.
그건 그렇고 미국 엔진 중에서도 최소한 로켓다인 MA-5와 에어로제트 LR-87 둘은 다중 연소기를 적용했스빈다. 연소기가 2개인 RD-180 엔진은 러시아제 Rd-170 엔진의 파생형인데 미국의 아틀라스 3와 5 발사체에 사용되고 있습니다.
Roman Marchan, 엔지니어, 유즈노예 국영 설계소 액체로켓엔진부, 드네프로페트로프스크, 우크라이나
또다른 중요한 장점은 발사체와 엔진을 합치기 편하다는 겁니다. 또 연소기 4개가 나은 점은 길이가 짧다는 거지요. RD-170은 극단적으로 컴팩트하게 설계됬습니다. 이것이 바로 이 엔진이 연소기 4개를 사용하는 주된 이유입니다.
https://www.quora.com/Russian-rockets-often-have-many-small-nozzles-the-Saturn-V-had-five-huge-ones-Whats-the-engineering-tradeoff
Dave Mohr, 40년 가까이 NASA와 그 주변에서 일함
안녕하세요. 전 이 질문을 '우연히' 찾았지만, 제가 덧붙일 수 있을거 같네요.
아마 당신이 이야기한건 소유즈 부스터나 N-1일겁니다. 둘 다 노즐이 많이 있는데 그 이유는 서로 다릅니다.
소유즈 부스터는 R-7 ICBM까지 거슬러 올라가 1950년대 초중반에 개발된 추진체계를 사용합니다. 저는 운이 좋아서 '러시아인'(정확히는 우크라이나인이고요, 그분들은 '러시아인'이라고 불리는걸 끔찍하게 싫어합니다)들과 R-7 엔진 시스템에 대해 이야기할 기회가 있었습니다. 그 당시에 소련은 근본적으로 공작기계에 한계이 있었습니다. 이 때문에 소련은 작은 연소기 여러개를 사용하는 쪽으로 기울어질 수밖에 없었죠. 게다가 더 큰 연소기를 만들려 시도하면 그 당시 어느 누구든지 다 그랬듯이 연소 불안정을 경험했고, 결국 당시에 만들 수 있던 가장 큰 크기의 연소기로 되돌아오게 된거죠. 결국 이 시기동안 소련은 터보펌프 하나에 연소기 4개를 연결하는 엔진시스템 '스타일'에 익숙해졌습니다. 그들은 연소기 4개에 펌프 1개는 엔진시스템 4개가 아니라 1개로 셉니다.
N-1의 경우, NK-15 엔진은 쿠즈네초프 설계국에서 개발됬습니다. 그 이유는 으뜸가던 엔진 설계국인 글루쉬코가 코롤료프와 잘 지내지 못했기 때문이었습니다. 쿠즈네초프 설계국은 본래 항공기 엔진이 전문이었지 로켓이 아니었습니다. NK-15가 N-1의 역할에 비해 상대적으로 작은 이유 중 하나는 단지 경험이 부족해서 확신할 수 있는 범위 내에서 가장 큰 엔진을 만들었기 때문입니다. 그 때문에 엔진 개수가 상당히 다루기 까다로워졌고, 특히 공급 시스템 동역학과 제어에서 많은 문제가 있었습니다.
여담으로 NK-15/NK-33 터보펌프의 단면을 본다면 항공기 엔진과 굉장히 비슷하다는게 분명하게 보입니다! 그 때문에 우리들은 한동안 왜 소련인들이 그렇게 만들었는가 고민했었습니다.
반면 F-1 엔진은 완전히 정치적인 요구사항에서 출발되었습니다. 당시 ARPA, 이후에 DARPA가 될 곳에서 R-7 ICBM의 추력보다 더 센 추력을 내는 단일 연소기 엔진을 만들라는 요구가 나온거지요. 그렇습니다. 그게 F-1 프로그램의 시작입니다. F-1 엔진은 새턴 V 계획이 존재하기보다 4년 먼저 시작되었습니다. 폰 브라운은 F-1 엔진을 새턴 발사체에 사용하기를 원했고, 그래서 새턴 V 부스터 엔진에 F-1이 선정되었습니다.
이제 순수하게 기술적인 면에서 보자면 F-1은 단일 엔진으로는 지나치게 큽니다. 경량화 측면에서 볼 때 LOX/RP-1 가스발생기 사이클 엔진은 Pc(역주: 연소압)가 1000psia일 때 추력이 대략 400k 정도인것이 가장 가볍게 됩니다. 그리고 연소안정성 측면에서 볼 때 F-1 엔진을 안정시키는데 필요한 '해결책'들은 엔진 성능을 많이 낮췄습니다. F-1 엔진의 특성속도(정확히는 C* 효율)은 90퍼센트대 초반에 불과합니다. 400K 단일연소기 엔진은 훨씬 나은데(대략 90퍼센트대 중반 정도), 내부 직경이 작아서 자연진동수가 보다 높고 충분한 감쇠를 적용하기 보다 쉽기 때문입니다.
하지만 F-1이 작동하는 모습은 분명 장관이지요!
감사합니다.
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요약: 응아냐
게다가 더 큰 연소기를 만들려 시도하면 그 당시 어느 누구든지 다 그랬듯이 연소 불안정을 경험했고, 결국 당시에 만들 수 있던 가장 큰 크기의 연소기로 되돌아오게 된거죠. 이게 결국 연소 불안정 못잡아서 작은거 여러개 썼다는말 아님??
'그 당시'
그럼 북한도 공작기계 수준 딸려서 연소불안정 못잡으니까 작은거 여러개 쓴다고 봐도 무방한거 아님? 소련 그당시 기술력이 북한 공작기계 수준인거겠지
근본적으로 단순히 설계사상 차이 문제일 뿐이고 니가 딴지거는것들은 단지 초창기에 그러한 설계사상이 자리잡게 된 이유일 뿐임
북한은 그냥 애초에 이미 있는 RD-250을 배꼈으니까 연소기가 두개인거지 뭔 거창한 이유가 있겠냐
동일 추력이면 단일연소기가 엔진이 다중 연소기 엔진보다 경량화에 유리하지않냐?
너무 커지면 오히려 단일연소기가 비효율적임
그리고 연소안정성 측면에서 볼 때 F-1 엔진을 안정시키는데 필요한 '해결책'들은 엔진 성능을 많이 낮췄습니다. F-1 엔진의 특성속도(정확히는 C* 효율)은 90퍼센트대 초반에 불과합니다. 400K 단일연소기 엔진은 훨씬 나은데(대략 90퍼센트대 중반 정도), 내부 직경이 작아서 자연진동수가 보다 높고 충분한 감쇠를 적용하기 보다 쉽기 때문입니다.
연소실 작으면 불안정 주파수 높아져서 불안정 가능성 높아진다는 소리 ㅇㄷ? 오히려 정 반대인데
왜냐면 그건 F-1과 RD-170 이야기지 75톤급엔진과 백두산엔진 이야기가 아니거든요 병신아
근거랍시고 가져온게 지말 정면 반박하니 옛날일이라고 넘어가누
정면 반박이 대체 어디?
훨씬싸다는게 기존장비들을 사용할수있어서싼거임? 아니면 시설에들어갈돈을 제외한 순수제작비가 적게들어간다는거임? - dc App
둘다지
이새끼는 말을 꼭 좆같이 하더라 - dc App
딱지들이 비호하는데 별수 있나
근데 위 글 읽어보니 상대 기술을 까지 않지만 자신의 기술력 우위를 확신하는 전형적인 미국공돌이 글같다. 그리고 미소의 설계 사상이 달라서 미국은 단일 연소기를 쓰고 소련은 다중 연소기를 썼다기 보다는 소련의 기술력이 딸려서 기술적 접근방법이 달라졌다가 맞지 싶은데..
로켓 개발 프로그램이 갓 자리잡던 초기에 기술력이 딸려서 그렇게 만든거고 나중에는 기술의 문제가 아니라 설계사상의 문제로 계속 그리해온거지
사실 기술력이 딸렸다는것도 미국보다 딸렸다는 소리가 아니라 그냥 나중에 비해 그때당시에 기술력이 딸렸다는거고
애초에 연소불안정을 줄이는 절대적인 법칙같은건 거의 없고 대체적인 경향이 있다 해도 예외 역시 똑같이 많기때문에 클수록 어렵네 작을수록 어렵네 하는 소리 자체가 그냥 아무 의미가 없음 사실상 그때그때 다 다르고 실제 만들어서 시험해보기 전까지는 연소불안정 잡기 쉬울지 어려울지 짐작조차 할 수 없음
근데 당시에도 재료공학이나 기반기술에서 소련 기술력이 미국에 딸린건 사실아니냐?
그야 뭐 딸리기야 했지
원인은 달나라 때문