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항공우주산업기술동향 12권2호 (2014) pp. 136~150

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기술동향

다단연소 사이클 로켓엔진 기술개발 국내외 동향

하성업*, 문일윤*, 문인상*,조원국*,이수용**1)

Domestic and Foreign Technology and Development

Trends in Staged-Combustion Cycle Rocket Engines

HA, Seong-up*, MOON, Ilyoon*, MOON, Insang*, CHO, Won-Kook*, LEE, Soo-Yong**

ABSTRACT

In staged-combustion cycle rocket engines oxidizer-rich or fuel-rich gas generated in preburner drives

turbine of turbo-pump, then it is supplied to main combustion chamber and re-burned with the rest of
propellant, hence higher propulsion efficiency can be achieved compared with open cycle engines. Most of
currently-utilized kerosene/LOx engines use this cycle. In this paper specifications of recently being used
staged-combustion cycle rocket engines in the world are reviewed and their tendencies are analyzed, then
current domestic development activities are introduced. Most of kerosene/LOx staged-combustion engines
have been developed in former Soviet Union and China has become the second country to make this kind
of engine. In Republic of Korea preliminary research has just begun. The development of major
components and their coupled tests are in progress.

초 록

다단연소 사이클 로켓엔진에서는 예연소기에서 생성된 산화제 혹은 연료 과잉 가스가 터보펌프의 터빈을

구동한 후 주연소기로 다시 공급되어 남은 추진제와 재연소한다. 따라서 개방형 사이클 엔진과 비교하여 높
은 추진효율을 달성할 수 있는 엔진이다. 최근 사용하고 있는 케로신/액체산소 엔진의 경우 대부분 이 방식을
사용하고 있다. 본 논문에서는 현재 사용되고 있는 다단연소 사이클 엔진의 특징을 살펴보고 그 경향을 분석
하며, 현재 국내에서 진행되고 있는 개발현황에 대해서도 소개하고자 한다. 대부분의 케로신/액체산소 다단
연소 사이클 로켓엔진은 구 소련권에서 개발되었으며, 중국은 세계에서 두 번째로 이 엔진을 개발한 국가가
되었다. 국내에서는 이 엔진에 대한 선행연구가 시작되어 주요 부품에 대한 개발과 그 연계시험이 진행 중이다.

Key Words : Staged-Combustion Cycle(다단연소 사이클), Closed Cycle(폐쇄형 사이클), Rocket engine

(로켓엔진), Preburner(예연소기), Oxidizer-rich (산화제과잉), Kerosene(케로신), Liquid
Oxygen(액체산소)

* 하성업, 문일윤, 문인상, 조원국, 한국항공우주연구원 한국형발사체개발사업단 발사체엔진실 발사체엔진팀

haje@kari.re.kr, iymoon@kari.re.kr, insang@kari.re.kr, wkcho@kari.re.kr

** 이수용, 한국항공우주연구원 한국형발사체개발사업단 발사체엔진실

sylee@kari.re.kr

하성업 외 / 항공우주산업기술동향 12/2 (2014) pp. 136~150

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1. 서 론

현재 지구에서 우주로 나가는 유일한 운송수단은

로켓기관이다. 로켓기관은 분류상 반동엔진이며, 추진
력을 얻는 모든 물질, 즉 추진제를 비행체 안에 모두 가
지고 있는 기관을 말한다. 로켓엔진은 높은 추력을 내
는, 그리고 진공상태인 우주에서 동작할 수 있는 유일
한 기관이지만 그 추진효율은 다른 동력기관과 비교하
여 볼 때 매우 낮은 수준이다. 예를 들어 가스터빈엔진
의 비추력이 수 천초 범위를 나타내지만, 로켓엔진의
경우는 겨우 수 백초 정도로 거의 1/10 수준을 보일 뿐
이다. 비록 이온추진로켓 등의 추력이 수 천초 정도를
보일 수 있지만 추력이 매우 낮아 지상에서 우주로 나
가는 용도로는 오직 비추력 수 백초 대의 대형 화학로
켓만이 사용될 수 있다.

이렇듯 로켓엔진의 세계에서 추진효율은 다른 동력

기관의 경우보다도 그 중요성이 더 클 수밖에 없다. 따
라서 그동안 로켓엔진 개발자들은 조금이라도 더 높은
추진효율, 즉 더 큰 비추력을 얻기 위해 부단한 노력을
기해 왔다. 액체추진제 로켓엔진 개발사를 보면 초기
에는 가압식으로 개발이 시작되었으나, 곧 연소실 압
력을 높이기 위한 터보펌프를 사용하는 개방형 엔진을
개발하였고, 비추력을 더욱 높이기 위하여 폐쇄형, 즉
다단연소방식을 도입하였다.

현재 우리나라의 수준은 지난 2002년 과학로켓 3호

(KSR-III)에 13톤급 가압식 로켓엔진을 탑재하여 준궤
도 비행시험을 수행한 바 있으며, 현재는 한국형발사
체인 KSLV-II에 장착될 7톤급 및 75톤급 개방형 사이
클 엔진 총조립체에 대한 종합연소시험을 앞두고 있는
단계이다. 이와 더불어 차세대 추진기관 개발의 일환
으로 폐쇄형 사이클 엔진에 대한 일부 주요 부품의 개
발을 선행연구로 진행하고 있다.

이러한 시점에서 본 논문에서는 국내에서 관심을

가지고 개발 중에 있는 케로신/액체산소 추진제 조합
을 중심으로, 현재 다단연소 사이클 엔진을 운영 중에
있는 다른 나라의 사례를 살펴보고, 이 분야에 대해서
현재 국내에서 진행 중인 연구개발 내용을 소개하고자
한다.

2. 본 문

2.1 다단연소 사이클 로켓엔진 개요

다단연소 사이클은 로켓엔진 작동형태의 하나로 예

연소기에서 생성된 가스가 터보펌프의 터빈을 구동한
후 모두 주연소기로 들어가 재연소되어 배출되는 구조
를 가진다. 기본적으로 모든 추진제가 주연소실에서
연소에 참여하는 구조로 되어 있기 때문에 터빈구동가
스를 그대로 외부로 배출하는 개방형 사이클과 비교하
여 높은 추진효율을 가진다. 이러한 기관을 영어권에
서는 폐쇄형 사이클(closed cycle) 혹은 다단연소 사이
클(staged-combustion cycle)이라고 부르며, 러시아권
에서는 폐쇠형 사이클(замкнутая схема) 혹은 재연
소 사이클(схема с дожигателем)이라고 부른다. 아
래의 그림 1에 가스발생기 사이클과 다단연소 사이클
의 기본적인 구조를 나타내었다. [1,2]

그림

1. 가스발생기 사이클과 다단연소 사이클[1]

그림 2에는 일반적인 중대형엔진의 경우 사이클에

따른 주연소실 압력과 비추력의 상관관계를 보여주고
있다. 연소실 압력의 상승은 로켓엔진 개발 역사의 단
계와도 일맥상통 한다고 볼 수 있다. 이를 좀 더 자세히
살펴보면 다음과 같다.

가압식의 경우 시스템 구조가 간단하고 연소실 압

력상승이 비추력 상승으로 바로 이어지기는 하나, 연
소압력을 높일수록 추진제탱크 구조무게가 함께 증가
하여 실제로 운영하는 한계는 약 30 기압 정도로 볼 수

138

하성업 외 / 항공우주산업기술동향 12/2 (2014) pp. 136~150

있다.

터보펌프를 사용하는 개방형의 경우 펌프 사용으로

인하여 운용압력을 대폭 상승시킬 수 있으나, 압력을
높이기기 위해 펌프의 동력을 높이면 높일수록 추력에
참여되지 못하고 버려지는 추진제 양 또한 많아지기
때문에 실제 운영범위는 100 기압 전후에서 많이 설계
된다. 이 때 개방형 사이클에서는 가스발생기와 주연
소기가 비슷한 압력을 가지도록 설계된다.

다단연소 사이클의 경우 앞서 서두에 설명한 것처

럼 펌프를 구동한 가스를 외부로 배출하지 않고 다시
주연소실로 보내 재연소함으로서 버려지는 추진제 손
실 없이 주연소실 압력을 상승시킬 수 있다. 대략 200
기압 전후의 연소실 압력으로 설계된다. 재연소 방식
이기 때문에 예연소기의 압력은 주연소기의 약 2.5 배
정도로 매우 높게 설계된다.

다단연소 사이클은 다시 기체/액체 사이클과 기체

/기체 사이클로 나눌 수 있다.

기체/액체 사이클은 일반적으로 하나의 예연소기

를 가지며, 산화제 혹은 연료 한 가지를 예연소기 내에
서 모두 연소해 산화제 혹은 연료과잉 가스를 생성시
켜 터빈을 구동한 후 주연소실로 공급하고, 주연소실
에서는 나머지 추진제를 액체 상태로 공급하여 분사기
에서는 사실상 기체/액체 상태로 추진제가 만나게 된
다.

기체/기체 사이클은 두 개의 예연소기를 가진다. 한

쪽은 산화제과잉 연소를, 다른 쪽에서는 연료과잉 연
소를 하여 주연소실로는 기체/기체 상태로 공급된다.
모든 추진제가 터빈구동에 참여하기 때문에 기체/액
체 사이클보다 더 높은 공급압력을 달성할 수 있으며,
모든 추진제가 다단연소를 한다 하여 전유동 다단연소
(full-flow staged-combustion) 방식이라고 부른다. 전
유동 다단연소 사이클 엔진이 실제로 개발되기는 했으
나 아직까지 널리 사용되는 방식은 기체/액체 다단연
소 사이클이다.

로켓엔진에서 연소실 압력을 상승시키려는 이유는

크게 두 가지 면을 생각할 수 있다.

첫째는 연소실 압력상승에 따른 구조무게의 감소

다. 압력의 상승은 단순히 구조무게를 증가만 시키는
것으로 오해하기 쉬우나 동일 추력을 기준으로 볼 때

터보펌프, 배관, 밸브 등의 구성요소의 무게가 선형적
으로 증가하더라도 주연소기, 가스발생기(혹은 예연소
기)의 크기가 작아져 이들의 무게가 크게 감소하기 때
문에 추력 대비한 전체적인 엔진의 무게는 줄어들게
된다.

둘째는 비추력의 증가이다. 연소실의 고압화는 연

소실 소형화로 인하여 열전달 면적이 감소함에 따라
벽면 막냉각에 필요한 양도 줄어들며, 연소가스의 해
리성분을 억제하여 분자량이 커짐에 따라 좀 더 높은
추진효율을 기대할 수 있다. 또한 노즐 목직경이 작아
져 상단 엔진의 경우 보다 높은 확대비를 가져갈 수 있
으며, 특히 지상단의 경우 노즐 확대부 벽면에서 해리
가 없는 조건까지의 확대비를 더 크게 가져갈 수 있어
지상단 엔진에서의 지상비추력 상승 효과는 매우 크게
나타난다.[2,3,4]

그림

2. 로켓엔진 사이클에 따른

연소실 압력과 비추력 관계

[4]

케로신/액체산소 엔진을 기준으로 할 때의 비추력

측면을 살펴보면 다음과 같다. 가압식은 주연소실의
압력이 상대적으로 크게 낮기 때문에 진공비추력은
200 초대 중후반, 지상비추력은 200 초 중반 정도를 보
인다. 개방형 사이클의 경우 펌프사용으로 인하여 압
력이 크게 상승함에 따라 비추력 또한 크게 상승하였

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으며, 일반적으로 지상비추력은 200초 중후반, 진공비
추력은 330 초 초반 정도를 나타낸다. 다단연소 사이클
의 경우 지상비추력 300초 전후, 진공비추력은 340초
를 상회하는 성능을 보여주고 있다.

러시아권에서의 최근 개발을 살펴보면 일반적으로

N2O4/UDMH와 같은 접촉발화성 추진제 조합은 지금
도 개방형 사이클로 개발되기도 하나, 케로신/액체산
소 조합에 있어서는 절대적으로 다단연소 사이클을 선
호하고 있다. 비추력, 추력 대 중량비 문제를 제외하더
라도 개방형 케로신/액체산소 엔진에서 발생하는 연
소불안정과 검댕(soot)생성 문제를 피할 수 있기 때문
이다. 다단연소 사이클 엔진은 임계점을 훨씬 상회하
는 고압조건에서 동작하기 때문에 사실상 액체와 기체
의 경계가 없어 상(phase)의 불연속적인 변화가 발생
하지 않으며, 또한 분사기가 기체보조 미립화 구조와
매우 유사하기 때문에 추진제 미립화와 혼합이 매우
빠르고 균일하게 발생한다. 터빈을 구동하는 예연소기
가스도 산화제과잉상태로 만들어지기 때문에 개방형
사이클의 파워팩 내에서 고질적으로 발생하는 배관 내
검댕부착과 이로 인한 성능의 불규칙한 변화 등이 발
생하지 않는다.

이 외에도 몇 가지 장점을 더 가지고 있다. 개방형이

가스발생기와 연소실로 가는 4 개의 추진제 밸브를 가
져야 하지만 폐쇄형에서는 주연소실로 가는 산화제 밸
브가 없기 때문에 3 개의 밸브만 가지면 된다. 추력제
어밸브의 경우 개방형은 가스발생기 산화제 측에 붙어
야 하지만 폐쇄형은 예연소기 연료 측에 붙으므로 제
어밸브가 극저온용일 필요가 없다. 또한 예연소기 운
전범위가 매우 넓어 추력조절의 범위가 넓다.

역시 여러 가지 단점도 내포하고 있는데 대표적으

로는 운용 압력이 수백 기압 정도로 매우 높다는 것이
며, 또한 케로신/액체산소의 경우 예연소기가 산화제
과잉이라는 조건에서 운전되기 때문에 산소 과잉에 따
른 발화의 위험성을 피해야 하는 어려움도 있다.

2.2 러시아의 다단연소 사이클 로켓엔진

대부분의 다단연소 사이클 로켓엔진은 러시아권에

서 개발되었다. 최초의 다단연소 사이클 로켓엔진은

1963년 개발된 러시아의 RD-253으로 N2O4/UDMH
추진제를 사용하며 지금도 프로톤 발사체에서 계속 사
용 중이다. 이후 러시아에서는 다양한 추진제를 사용
하는 다단연소 사이클 로켓엔진이 개발되어 사용 중에
있으나, 본 보고서에는 이들 중 액체산소/케로신을 사
용한 엔진 중 개발 완료되어 실제로 비행 인증된 엔진
을 중심으로 정리하고자 한다.

엔진명칭

형식

연소압
[MPa]

추력

[kN]

지상/고공

비추력
[sec.]

지상/고공

확대

면적비

RD-8

상단

7.8

78.5

342

103.74

RD-58M

(11D58M)

상단

7.0

350.8

180

RD-0124

(14D23)

상단

15.7

294.3

359

77.51

RD-120

상단

16.28

833.6

348.2

100

RD-171

지상단

24.52

7257
7904

309
337

36.87

RD-180

지상단

24.52

3827
4152

311.9
338.4

38.87

RD-191

지상단

24.52

1922
2092

310.7
338.2

36.87

NK-33

지상단

148

1510
1638

297
331

표

1. 러시아의 액체산소/케로신

다단연소 사이클 로켓엔진

표 1에 대표적인 여덟 개 엔진의 특징을 간략히 정

리하였다. 이 표를 통하여 몇 가지 경향성을 파악할 수
있다.

연소실의 압력은 추력과 대략 선형적인 관계를 보

인다. 저추력 엔진의 경우 엔진을 고압화 할 경우 연소
실이 지나치게 작아져 오히려 제작이 어려워지는 문제
가 있다. 따라서 RD-8, RD-58M과 같은 8 톤급 엔진의
경우 대략 70~80 기압 정도의 주연소실 압력을 가지도
록 설계되었다.

상단 엔진의 경우 최소 340 초 이상의 진공비추력을

나타낸다. 위 표를 보면 네 개의 상단 엔진 중 RD-8 이
가장 낮은 342 초를 보여주고 있다. RD-8은 제니트 2단
의 버니어 엔진으로 사용되기 때문에 작은 추력에도
불구하고 연소실이 4개로 나누어져 있다. 이로 인하여
열전달 면적이 큼에 따라 막냉각을 위한 손실분도 그
만큼 많아진다. 단일연소실 엔진이었다면 RD-8도 대
략 350 초 정도를 보였을 것이라 생각할 수 있다.

140

하성업 외 / 항공우주산업기술동향 12/2 (2014) pp. 136~150

RD-191과 같은 지상단 엔진의 진공비추력이 상대

적으로 낮은 것은 지상 조건에서 확대부에서의 유동
박리 억제와 높은 지상비추력을 유지하기 위해 다른
상단 엔진들에 비하여 확대비가 작기 때문이다. 낮은
확대비로 인하여 진공 비추력은 338 초 정도로 다소 낮
아졌지만, 대신 지상 비추력은 310 초 정도의 매우 높
은 수준을 달성하였다. 같은 지상단 엔진인 NK-33은
상대적으로 오래 전 개발된 엔진이기 때문에 연소실
압력은 추력에 대비해 다소 낮은 편이며, 확대비 역시
27로 상대적으로 낮은 편이다. 지상 및 진공 비추력은
RD-191급과 비교하여 각각 10 초 정도 낮다.

각 엔진에 대한 특성을 좀 더 세부적으로 살펴보자.

2.2.1 RD-8

RD-8은 8톤급 상단엔진으로 1985년 우크라이나의

유즈노에 (Yuzhnoye)에서 설계되어 제작하고 있으며,
제니트 발사체 (Zenit-2, Zenit-3SL) 2단의 버니어 엔진
으로 사용하고 있다. 제니트 2단의 중심에는 RD-120
엔진이, 그리고 주변으로 4개의 연소실을 볼 수 있는데
이들이 버니어 역할을 하는 RD-8의 연소실이다. 1개의
예연소기와 1개의 터보펌프, 그리고 4개의 연소실로
구성되어 있으며, 이 연소실들이 단축 김벌을 하여 키
놀이, 옆놀이, 빗놀이 제어를 모두 한다.

중앙의 RD-120 엔진은 315 초 동안 동작하지만

RD-8은 RD-120 연소 종료 후에도 계속 동작하여 모두
1100 초 동안 운영된다.

RD-8에는 다점화 장치가 있지는 않으나 엔진 자체

는 연소시험 후 후처리 없이 다음 연소시험을 진행할
수 있는 능력을 가지고 있으며, 기본 수명은 4000 초 이
상이고, 신뢰도 99.5 %를 보이고 있다.

RD-8은 상당히 좋은 엔진임에도 불구하고 알려져

있는 자료가 별로 없다. 대중의 관심이 아무래도 주 엔
진 분야로 몰려 있고, 또 우크라이나에서 주력 생산되
는 엔진이라 알려진 내용이 제한적이다.

현재 유즈노에는 이 엔진을 개량한 RD-809M과

RD-809K를 계획 중에 있다. RD-809M은 멀리 떨어진
네 개의 연소실을 가깝게 붙인 엔진으로 터보펌프 출
력을 약간 높여 9톤급 엔진으로 계획하고 있다.
RD-809K는 여기에서 한 발 더 나아가 파워펙은 동일

하게 나가면서 단일 주연소실로 계획하고 있으며, 추
력은 10톤, 비추력 352 초를 목표로 설계 중이다.[5,6,7]

Parameters

Unit

Values

Vacuum Thrust

78.5

Ground Thrust

Vacuum Specific Impulse

342

Ground Specific Impulse

Combustion Chamber Pressure

MPa

7.8

O/F Ratio

2.4

Exit Pressure

5000

expansion ratio

103.74

Temperature at Preburner

688

Weight

380

Thrust Coefficient

표

2. RD-8 Specification[5,6,7]

그림

3. RD-8과 2톤급 연소실[6]

그림

4. RD-809M과 RD-809K[6]

2.2.2 RD-58M

RD-58M은 러시아 에네르기아 사에서 제작한 8톤

급 엔진으로 프로톤 4단 (Block-DM)과 제니트 3단
(Zenit-3SL Block-DM-SL)에 사용하고 있다. 원래

하성업 외 / 항공우주산업기술동향 12/2 (2014) pp. 136~150

141

RD-58은 1960년대 개발된 엔진으로 에네르기아의 전
신인 OKB-1 설계국에서 제작되었으며 당시 N-1 발사
체의 상단인 Block-D에 사용되었다. 현재는 이 개량형
인 RD-58M이 프로톤과 제니트 발사체에서 사용되고
있다.

Zenit-3SL 발사체 기준으로 살펴보면 Block-DM-SL

은 주차궤도 투입 후 궤도 천이에 사용되는 단이며, 단
무게가 19.7톤으로 엔진 추력에 비해 2배 이상 무거운
것이 특징이다. 궤도를 천이하는 상단에서는 이렇게
초기무게가 엔진 추력보다 더 큰 경우를 볼 수 있다.

RD-8 과 유사한 추력과 연소압력을 가지면서도 비

추력이 약 9 초 정도 (+2.6%) 높은 것은 다음 두 가지 이
유를 대표적으로 들 수 있다.

첫째, 확대비가 180으로 RD-8의 104에 비해 크다.

이 정도의 확대비 증가는 약 1.6 % 정도의 비추력 증가
를 기대할 수 있다.

둘째, 추진제 손실의 감소이다. 1개의 연소실을 사

용했기 때문에 그 만큼 열전달 면적이 감소하고, 이에
따라 막냉각 요구량 또한 감소한다. 이는 O/F 비에서
도 확인할 수 있는데, 4개 주연소실 엔진의 O/F 비가
2.4 정도인데 반하여, 주연소실이 하나인 엔진은 2.6 정
로 연료가 덜 사용되는 것을 확인할 수 있다.

Block-DM은 연료탱크를 토러스형으로 만들고 그

내부에 엔진을 배치함으로서 단 전체 길이를 대폭 줄
일 수 있었다. 이 때 토러스형의 연료탱크가 약간 기울
어진 것을 볼 수 있는데 이는 탑재된 연료를 최대한 탱
크출구로 모이게 하여 탱크의 추진제 유효탑재효율을
높이기 위한 방안이다.[5,7,8,9]

Parameters

Unit

Values

Vacuum Thrust

Ground Thrust

Vacuum Specific Impulse

350.8

Ground Specific Impulse

Combustion Chamber Pressure

MPa

7.0

O/F Ratio

2.60

Exit Pressure

2.8X103

expansion ratio

180

Temperature at Preburner

735

Weight

230

Thrust Coefficient

0.931

표

3. RD-58M Specification[5,7,8,9]

그림

5. RD-58M 구성[5]

그림

6. Block-DM[10,11]

그림

7. Block-DM 하단배치와 RD-58M[11]

2.2.3 RD-0124

RD-0124는 30 톤급 상단엔진으로 카베하(KBKhA)

에서 설계되었다. 개방형 사이클이면서 4개 연소실을
사용하는 상단엔진인 RD-0110을 대체하기 위해 개발
된 엔진으로 소유즈-2.1v의 3단 엔진(RD-0124(14D23))
과 앙가라 상단 엔진(RD-0124A)으로 사용되고 있다.

142

하성업 외 / 항공우주산업기술동향 12/2 (2014) pp. 136~150

이 엔진은 2001년 개발된 엔진으로 소비에트 연방

붕괴 이후 러시아 연방 이름으로 개발된 첫 번째 엔진
이며, 액체산소/케로신 엔진 중 전 세계에서 가장 높
은 비추력을 가지고 있다.

RD-0124는 신규로 개발된 엔진이면서도 특이하게

4 개의 주연소실을 가지는 구조로 제작되었다. 이는 기
존에 사용하던 RD-0110 엔진을 대체하기 위해 전체적
인 크기와 형태를 비슷하게 가져가기 위함이었다. 따
라서 연소실 압력은 크게 올라갔지만 확대비는
RD-0110과 비슷한 78 정도로 설계되었다.

이 엔진 역시 한 개의 연소실을 가지는 RD-0124M이

라는 버전을 준비하고 있다. 한 개의 연소실로 가면서
확대비를 늘이고 냉각효율을 높이면 비추력 360 초를
넘는 엔진이 나올 수 있을 것이다.[5,7,9,11,12,13,14]

Parameters

Unit

Values

Vacuum Thrust

294.3

Ground Thrust

Vacuum Specific Impulse

359

Ground Specific Impulse

Combustion Chamber Pressure

MPa

15.7

O/F Ratio

2.34

Exit Pressure

expansion ratio

77.51

Temperature at Preburner

973

Weight

Thrust Coefficient

표

4. RD-0124 Specification[5,7,9]

그림

8. RD-0124 구성[5]

그림

9. RD-0124 구성[12]

그림

10. Rear view of Block-I[11,13,14]

2.2.4 RD-120

RD-120은 80톤급 상단엔진으로 1985년 러시아의

에네르고마쉬에서 개발되었다. 제니트 2단의 중심부
에 장착된 주엔진이며, 비추력은 348.2 초로 최근 개발
된 RD-0124에 비교하면 10 초 정도 낮은 편이다. 하지
만 1980년대 설계된 엔진으로는 일반적인 수준으로 볼
수 있다.

현재는 2003년 개발한 RD-120 개량버전(RD-120

augmented)이 사용되고 있다. 이 엔진은 연소실 압력
을 높여 17.8 MPa이 되었으며, 이에 따라 추력은 93톤
급, 비추력 350 초로 올라갔다. 이 외에도 지상단 용으
로 변형한 RD-120K도 시험 중에 있다.[5,6,7,9,14,15]

하성업 외 / 항공우주산업기술동향 12/2 (2014) pp. 136~150

143

Parameters

Unit

Values

Vacuum Thrust

833.6

Ground Thrust

Vacuum Specific Impulse

m/s

348.2

Ground Specific Impulse

m/s

Combustion Chamber Pressure

MPa

16.28

O/F Ratio

2.6

Exit Pressure

12X103

expansion ratio

100

Temperature at Preburner

735

Weight

1190

Thrust Coefficient

0.937

표

5. RD-120 Specification[5,7,9]

그림

11. RD-120 구성[5]

그림

12. RD-120과 RD-8[6,15]

2.2.5 RD-171

RD-170은 1988년에 러시아 에네르고마쉬에서 개발

된 엔진이다. 총추력 800 톤급으로 미국의 F-1 엔진보
다 약간 추력이 높아 현재까지 개발된 엔진 중 가장 추
력이 높은 엔진이며, 에네르기아-부란 프로그램에 사
용되었다. 1개의 터보펌프, 2개의 예연소기, 4개의 주
연소실로 이루어진 엔진으로 네 개의 연소실이 2축 김
벌을 한다. 현재 제니트 1단에 사용중인 RD-171은 이
엔진과 거의 동형으로 각 연소실이 단축 김벌하는 것
으로 변경되었다. RD-171이 번호는 한 자리 크지만 개
발이 완료된 시기는 RD-170보다 2년 빠른 1986년이었
다.[7,9,14,15,16]

그림

13. Zenit-3SL 발사체[16]

그림

14. RD-171[14]

144

하성업 외 / 항공우주산업기술동향 12/2 (2014) pp. 136~150

2.2.6 RD-180

RD-0180 역시 RD-170 계열로 1999년 개발이 완료

되었다. RD-170급에서 추력을 절반으로 줄인 400 톤급
엔진으로 200톤급 연소실을 4개에서 2개로 줄였으며,
예연소기는 1개를 사용하고 터보펌프 용량을 반으로
줄였다. 러시아 내에서는 사용되지 않았고 현재 미국
에 수출되어 Atlas V 발사체의 1단 엔진으로 사용 중에
있다. 러시아에서도 프로톤을 대체할 루시-M 이라는
발사체에 이 엔진을 투입할 계획을 세웠었으나 재정적
인 이유로 루시-M 발사체의 개발이 보류된 바 있다. 루
시-M은 프로톤을 대체할 뿐만 아니라 지상단 조합에
따라 이륙추력 400톤에서 2000 톤급 발사체로 다양하
게 구성할 수 있도록 계획되었다. 프로톤에 사용되는
유독성 추진제 조합인 N2O4/UDMH 조합이 신뢰도는
높지만 운영도 어려울 뿐 아니라 사고시 광범위한 지
역을 오염시키는 문제 때문에 러시아는 이를 대체할
목적으로 케로신/액체산소 엔진을 사용하는 대형 발
사체인 루시-M을 계획했던 것이다. 새로운 발사체를
개발하는 이 계획은 일단 취소되었으며, 대신 앙가라
의 사용범위를 넓히는 쪽으로 러시아의 우주계획은 진
행되고 있다.

미국은 RD-180 구매시 하드웨어 뿐 아니라 기술문

서도 함께 도입하였으며, 미국 내 엔진 설계 및 제조기
술 확보를 위해 연구개발을 진행하였으나 그 성과는
아직 뚜렷하게 나오지는 않고 있다.[7,9,14,15]

그림

15. RD-180과 Atlas V[15]

2.2.7 RD-191

RD-0191은 러시아 에네르고마쉬에서 개발한 200

톤급 엔진이다. 앙가라 발사체 지상단 모듈인 URM-1
에 들어가며, 이 엔진의 변형형인 RD-151이 대한민국
나로호 1단에 사용되기도 했다.

앙가라 발사체는 최근 경량 모델에 대한 첫 번째 비

행시험을 마쳤다. 앙가라 역시 다양한 조합이 가능하
도록 계획되었는데 탑재물 요구에 따라 이륙추력을
200 톤에서 1400 톤급 까지 구성할 수 있다.

RD-191은 앞서 설명한 바와 같이 완전히 신규로 개

발된 엔진이 아니다. RD-191은 RD-180에서 다시 추력
을 반으로 줄인 엔진으로 200 톤급 연소실 1개가 사용
되며, 예연소기와 터보펌프 용량을 반으로 줄인 엔진
이다.

러시아가 800 톤급이나 400 톤급 대형 연소실을 만

들지 않고 200 톤급 연소기를 4개 혹은 2개를 사용한
이유에 대해 되짚어 볼 필요가 있다. 러시아의 여러 문
헌은 이 이유를 다음의 두 가지로 말하고 있다.

첫 번째는 연소불안정에 대한 우려이다. 기본적으

로 다단연소 사이클 로켓엔진의 주연소실은 미립화와
혼합이 월등히 우수한 기체/액체 혼합 분사기가 적용
되며, 이 과정을 보다 정확히 말하면 기상이나 액상이
아닌 고압의 천이임계/초임계 상태에서 진행되기 때
문에 연소불안정의 발생가능성은 개방형에 비하여 낮
다고 할 수 있다. 그러나 탄화수소계 연료의 특성상 연
소불안정의 우려는 계속 남아있으며, 대형 연소실 개
발시험에서 종종 불안정 현상을 경험했다라고 전하고
있다. 연소실의 대형화는 공명주파수를 낮추게 되는
데, 공명주파수가 낮아질수록 연소불안정이 보다 쉽게
발생하고, 이 때 압력 섭동의 진폭 또한 커서 구조적으
로 더욱 파괴적인 진동을 야기한다.

두 번째는 가공장비의 제한을 들 수 있다. 200 톤급

규모의 연소실까지는 기존에 설치된 제조설비를 그대
로 활용할 수 있었지만, 이보다 큰 연소실을 양산규모
로 생산하기 위해서는 새로 막대한 시설투자가 필요했
다.

러시아는 이미 RD-107, 108 등 여러 엔진에서 1개의

터보펌프에 여러 개의 연소실을 가지는 엔진을 개발한
경험을 가지고 있다. 러시아가 대형 연소실을 개발하

하성업 외 / 항공우주산업기술동향 12/2 (2014) pp. 136~150

145

면서 200 톤급 연소실을 사실상 최대크기로 제한하는
방식을 선택한 것은 그들로서는 매우 합리적인 결정이
었다고 말할 수 있다.[5,7,9,14,15]

그림

16. RD-170과 그의 파생형[15]

Parameters

Unit

Values

Vacuum Thrust

2092

Ground Thrust

1922

Vacuum Specific Impulse

338.2

Ground Specific Impulse

310.7

Combustion Chamber Pressure

MPa

24.52

O/F Ratio

2.63

Exit Pressure

76X103

expansion ratio

38.87

Temperature at Preburner

823

Weight

2200

Thrust Coefficient

0.942

표

6. RD-191 Specification[5,7,9]

그림

17. RD-191 구성[5]

그림

18. Angara URM-1

그림

19. RD-191[15]

그림

20. RD-191 개략도[14]

146

하성업 외 / 항공우주산업기술동향 12/2 (2014) pp. 136~150

2.2.8 AJ26 (NK-33)

NK-33은 1972년에 러시아 달탐사로켓인 N-1 발사

체를 위해 개발되었으나 달탐사 프로그램이 취소되면
서 기 제작된 로켓엔진이 사용되지 못하고 장기간 보
관되어 오다가, 최근 미국의 Orbital사가 구매하여
Antares 발사체를 위해 개조한 뒤 AJ-26으로 개명하여
사용되고 있다. 주요 구성품들엔 변화가 없지만 상당
히 많은 부분의 변경이 이루어졌는데, 이를 살펴보면
파이로테크닉 밸브가 솔레노이드구동 뉴메틱 밸브로
변경되었고, 추력제어와 O/F 구동을 위한 전동구동파
트 변경, 퍼지시스템 재설계, 파이로스타터와 파이로
점화기 변경, 김벌링을 위한 추력프레임 변경, 전계장
및 보기류 변경 등 많은 부분의 개선이 이루어졌다.

Parameters

Unit

Values

Vacuum Thrust

1677

Ground Thrust

1503

Vacuum Specific Impulse

331

Ground Specific Impulse

291

Combustion Chamber Pressure

MPa

15.7

O/F Ratio

2.6

Exit Pressure

expansion ratio

Temperature at Preburner

Weight

1235

Thrust Coefficient

표

7. AJ26 Specification[5,7,9]

그림

21. AJ26-62[18]

이 엔진은 지상단 엔진으로 연소실 압력은 추력에

비해 다소 낮은 편이며, 확대비는 27로 이 역시 다른 엔
진과 비교하면 상대적으로 낮은 편이다. 지상 및 진공

비추력은 RD-191에 비교하여 각각 10 초 정도 낮은 편
이다. 그러나 이 엔진의 추력 대 중량비는 137로 현재
의 다른 엔진과 비교하여 보아도 매우 높은 수준의 값
을 가지고 있음을 알 수 있다.[5,7,9,17]

2.3 미국의 다단연소 사이클 로켓엔진

미국의 경우 액체수소/액체산소 쪽을 주력으로 하

고 있기 때문에 개발의 양상은 조금 다르다. 비록 케로
신/액체산소 다단연소 사이클 로켓엔진은 없지만 스
페이스 셔틀에 장착된 SSME (RS-25) 엔진이 액체수소
/액체산소 다단연소 사이클 구조를 가지고 있다. 이
엔진은 2개의 예연소기를 가지고 있지만 전유동 다단
연소 사이클은 아니다. 산화제와 연료펌프 모두 연료
과잉으로 동작하며, 연소실로는 이 두 예연소기로부터
연료과잉 가스가 공급되고 주연소실로 추가적으로 액
체산소가 공급되어 연소가 완료된다.

그림

22. SSME 구성[19]

액체수소/액체산소 로켓엔진과 케로신/액체산소

엔진을 직접 비교하는 것은 큰 의미는 없으나 간단히
이 엔진의 특성을 살펴보면 진공추력/지상추력은 각
각 2279 kN /1186 kN, 연소실 압력은 20.64 MPa로 추
력 대비 연소실 압력은 케로신/액체산소 엔진과 비슷
하다. 그러나 진공과 지상 비추력은 수소엔진의 특성
상 452.3 초와 366 초로 30% 정도 높은 편이다.

참고로 살펴보면 수소엔진은 상단엔진으로는 상당

히 매력적이지만 지상단 엔진으로는 그리 큰 이점을
가지지는 않는다. 지상단 엔진은 비추력 뿐 아니라 추

하성업 외 / 항공우주산업기술동향 12/2 (2014) pp. 136~150

147

력의 절대량 또한 중요한데 수소엔진은 배출가스의
분자량이 탄화수소계 엔진의 반도 되지 않아 엔진크
기에 비해 출력이 크지 않을 뿐 아니라, 액체수소의 밀
도가 작아 상대적으로 큰 추진제 탱크를 요구하기 때
문에 구조비가 좋지 않아 연소 후 단의 최종무게도 큰
편이다.

미국과 유럽, 일본 등의 예를 보면 수소엔진 단독으

로 지상단을 구성하지 못하고 고체추진제 부스터를 함
께 사용하고 있다. 이에 반해서 러시아 권에서는 케로
신/액체산소 엔진만으로 지상단을 구성할 수 있
다.[19]

최근 SpaceX는 차세대 엔진으로 랩터(Raptor)를 개

발할 것임을 천명한 바 있다. 초기에는 액체수소/액체
산소 조합을 제안하였으나 현재는 액체메탄/액체산
소를 사용할 예정이며 진공추력 840 톤급, 진공비추력
380 초급으로 전유동 다단연소 사이클을 구현하는 것
을 목표로 하고 있다. 이 엔진이 완성된다면 세계에서
가장 추력이 큰 엔진이 되는 셈이다.[20]

2.4 중국의 다단연소 사이클 로켓엔진

중국의 장정 1호에서 4호까지는 N2O4/UDMH 엔진

을 기본으로 개발하여 사용해 왔다. 3호와 4호의 경우
상단에 수소엔진이 개발되어 투입되기도 하였으나 지
상단은 계속 이 추진제 조합이 사용되었다. 중국은 장
정 5호의 개발이 진행되면서 러시아 프로톤의 경우와
같은 고민에 직면하였고, 우주개발을 위해서라면 현재
의 조합보다는 저비용, 친환경 추진제인 케로신/액체
산소 엔진의 개발을 하는 편이 좋다고 결론을 냈다.

중국은 새로운 엔진을 개발하기 위하여 우선 러시

아로부터 1990년대에 RD-120 엔진을 구매한 바 있으
며, 이후 2000년부터 자국 내 엔진개발에 매진하여
2012년에는 다단연소 사이클 로켓엔진의 개발을 완료
하였음을 대외적으로 발표했다. 이로서 중국은 케로신
/액체산소 다단연소 사이클 엔진을 개발한 전 세계에
서 두 번째 국가가 되었다. YF-100이라는 명칭으로 알
려진 이 엔진에 대해서는 아직 많은 내용이 알려져 있
지는 않다.[21]

Parameters

Unit

Values

Vacuum Thrust

1340

Ground Thrust

1200

Vacuum Specific Impulse

335

Ground Specific Impulse

300

Combustion Chamber Pressure

MPa

O/F Ratio

2.6

Exit Pressure

expansion ratio

Temperature at Preburner

Weight

Thrust Coefficient

표

8. YF-100 Specification[21]

그림

23. YF-100[21]

2.5 한국의 다단연소 사이클 로켓엔진

국내에서는 2010년부터 한국항공우주연구원에서 8

톤급 다단연소 사이클 상단 로켓엔진 주요 구성품 개
발을 시작으로 케로신/액체산소 다단연소 사이클 엔
진 선행연구가 시작되었다. 이 선행연구는 완전한 엔
진의 개발을 한 번에 한다는 차원이 아니라 주요 품목
들을 하나씩 개발해 나아가면서 다단연소 사이클 엔진
에 대한 기본적인 기술을 축적하는데 그 목적이 있다.
개발의 목표로 하는 모델은 진공추력 8 톤, 비추력 340
초 이상, 주연소실 연소압력 80 기압, 예연소기 연소압

148

하성업 외 / 항공우주산업기술동향 12/2 (2014) pp. 136~150

력은 200 기압으로 선정하였다.

그림

24. 8 톤급 엔진 기본모델

그림

25. 8 톤급 엔진 구성

1단계 개발은 우선 국내에서 개발된 적이 없는 예연

소기로부터 시작되었다. 예연소기는 두 가지 형태에
대해 개발을 수행하였다.

첫 번째로 개발된 예연소기는 심플렉스형 분사기를

헤드에 배치한 2단 연소형으로 1차 연소구역에서 O/F
비 15로 연소하며, 예연소기 연소실 벽으로부터 나머
지 산화제가 유입되면서 최종적으로는 200 기압, O/F
비 60인 산화제 과잉가스를 생산한다. 산화제 과잉예
연소기라는 특성상 벽면의 채널냉각은 액체산소로 이
루어진다. 이 예연소기는 국내에서는 최초로 산화제
과잉연소, 200 기압 연소, 액체산소 채널냉각을 이루어
냈다. 현재 이 타입의 예연소기는 성능입증모델까지의
개발이 완료되었다.

그림

26. Preburner PB01(Simplex Injector Type)

그림

27. PB01 연소시험 장면

두 번째로 연구된 예연소기는 삼중분사기라고 부르

는 매우 특이한 형태의 분사기를 사용하는 예연소기
다. 이 분사기는 주로 대형 엔진용 예연소기에 사용되
는 형태로 O/F 비 15의 연소, O/F 비 60 으로의 혼합
이 연소실 내가 아닌 분사기 내에서 모두 이루어지는
독특한 구조를 가지고 있다. 사실상 분사기 각각이 하
나의 작은 연소실이 되는 셈이다. 삼중분사기의 연소
시험 또한 국내에서는 최초로 수행하고 있으며, 현재
분사기 형태별 시험이 진행 중에 있다.

그림

28. Preburner PB02 (Triplex Injector Type)

2단계로 진행되는 내용은 주연소실의 개발이다. 그

동안 국내에서는 액체/액체 분사기 분야에 대하여 10
여년 이상의 경험과 기술을 축적하여 왔다. 그러나 금
번 개발에 사용할 분사기는 기체/액체 분사기로 국내
에서는 처음으로 개발되어 시험을 수행하고자 하고 있
다. 주연소실 혼합헤드에는 60 개의 분사기가 장착되
며, 현재 주연소실의 혼합헤드와 연소실이 설계되어

하성업 외 / 항공우주산업기술동향 12/2 (2014) pp. 136~150

149

제작 중에 있다. 이 주연소기는 지상시험을 위해 짧은
확대부를 가지는 형태로 제작될 예정이다.

그림

29. 주연소기 혼합헤드 형상

그림

30. 주연소기 챔버 레이아웃

다음 단계로는 개발된 예연소기와 주연소기, 그리

고 시험기용 터보펌프와 연계한 파워팩시험(예연소기
+터보펌프) 그리고 주요구성품 연계시험(예연소기+
터보펌프+주연소기) 시험을 준비 중에 있다.

이 외에도 내산화코팅 기술, 확대부 복사냉각기술,

추력제어기술에 대한 연구가 함께 진행 중이며, 향후
다점화기술, 고압밸브류 개발, 추력제어 및 O/F 제어
밸브 개발 등도 수행될 예정이다.

그림

31. 내산화코팅 (구리전해코팅) 연소시험 전/후

3. 결 론

케로신/액체산소를 사용하는 다단연소 사이클 로

켓엔진 기술은 전 세계 우주발사체 개발 분야에서 하
나의 중요한 축을 이루고 있다. 현재 설계와 제작에 관
련한 중요한 핵심 기술은 러시아와 우크라이나가 가지
고 있으며, 최근 중국도 이 기술을 사용한 엔진개발을
완료함으로서 기술보유국 명단에 이름을 올렸다. 미국
역시 러시아로부터 이 기술을 도입하여 국산화 연구를
진행 중이나 아직 뚜렷한 가시적인 성과를 얻지 못하
고 있다. 국내에서는 선행연구의 개념으로 이 사이클
의 주요 구성품에 대한 개발과 그 연계시험이 진행 중
이다.

케로신/액체산소 다단연소 사이클 기술은 친환경

적이며 비용이 적게 드는 추진제를 쓰고, 엔진의 추진
효율을 높여 발사비용을 줄이려는 세계적인 추세와도
그 맥락을 같이하고 있다. 국내에서도 케로신/액체산
소 추진제 조합을 주력으로 연구하고 있으며, 가압식
을 거쳐 개방형 사이클에 대한 개발을 완료해 가는 단
계이다. 현재 진행 중인 선행연구를 바탕으로 차세대
엔진을 위한 튼튼한 기초를 쌓아가기를 기대하여 본
다.

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18. Photo Credit: Elliot Severn, Spaceflight

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