항공우주산업기술동향 15권 1호 (2017) pp. 106~114

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기술동향

액체추진제 로켓엔진 터빈구동용 가스발생기 설계기술 동향

하성업*, 문일윤*, 문인상*,이수용*,정은환*1)

Design Technology Trends of Gas Generators for Driving 

Turbines of Liquid Propellant Rocket Engines

HA, Seong-up*, MOON, Ilyoon*, MOON, Insang*, LEE, Soo-yong*, JEONG, Eunhwan*

ABSTRACT

Gas generators for driving turbines of turbo-pumps are one of the key components of liquid-propellant

rocket engines, but in spite of their importance in engines the technology of gas generators are not
relatively well known compared with main combustion chambers. Mono-propellant gas generators with
hydrogen peroxide, decomposed by catalysts, had been firstly introduced, then fuel-rich bi-propellant gas
generators were developed for open-cycle rocket engines. Two-zone combustors were applied to improve
combustion stability and preburners with jet-swirl injectors for large engines had been developed.
Recently, the technology to use fuel-rich and oxidizer-rich preburners together for full-flow staged
combustion rocket engines, and alternative technology to replace turbine parts with electrical motors for
small launch vehicles are investigated.

초  록

터보펌프 터빈구동을 위한 가스발생기는 액체추진제 로켓엔진을 구성하는 주요 품목 중 하나이다

. 이러한 

중요도에도 불구하고 가스발생기 설계기술은 주연소기 설계분야와 비교하여 상대적으로 잘 알려져 있지 않

다

. 가스발생기는 과산화수소를 촉매 분해하여 사용하는 단일추진제 가스발생기가 처음 나온 이래, 개방형 

사이클을 위한 연료과잉 이원추진제 가스발생기가 개발되었고

, 연소 안정화를 위한 2단 연소기와  대형엔진

을 위한 젯

-스월 분사기형 예연소기가 개발되었다. 현재는 전유동 다단연소사이클이 연구되면서 하나의 엔진

에 연료과잉과 산화제과잉 예연소기가 동시에 사용되는 방안이 개발중이며 소형 발사체의 경우 터빈구동부

를 전동모터로 대체하는 연구도 진행되고 있다

.

Key Words : Gas Generator(가스발생기), Preburner (예연소기), Fuel-rich (연료과잉), Oxidizer-rich (산화

제과잉

)

* 하성업, 문일윤, 문인상, 이수용, 정은환, 한국항공우주연구원 한국형발사체개발사업본부 발사체엔진개발단 발사체엔진팀

haje@kari.re.kr, iymoon@kari.re.kr, insang@kari.re.kr, sylee@kari.re.kr, jeh@kari.re.kr

하성업 외 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 106~114

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1. 서 론

가스발생기는 그 이름에서 말하고 있는 것처럼 고

체 혹은 액체 추진제를 촉매에 의한 분해

, 혹은 이종 

화학물의 화학반응을 통해 기체를 발생시키는 장치를 

말하며

, 이러한 장치는 일반 산업분야로부터 항공우

주분야에 이르기까지 매우 광범위하게 사용되고 있

다

. 자동차의 에어백, 여객기 좌석의 비상 산소 공급 

장치 등도 이 범주에 속하며

, 이들 장치가 간단히 압축

가스를 사용하지 않고 가스 발생기를 사용하는 이유

는 평소에는 소형 경량의 형태를 가지고 있다가 필요

한 순간에만 다량의 가스를 발생시키도록 하기 위함

이다

. 단순히 고압용기를 사용하는 방법은 기체를 오

랜 기간 고압인 상태로 보관하기도 힘들 뿐 아니라 상

대적으로 큰 공간과 무게를 지니기 때문에 많은 응용

분야에서는 소형 경량화한 화학반응식 가스발생기가 

설치되고 있다

.

액체추진제 로켓엔진에서는 엔진 시동을 위한 파이

로 스타터

, 각종 파이로 밸브류, 탱크가압을 위한 가스

발생기

, 터빈구동을 위한 가스발생기 등이 이 범주에 

포함된다

. 엔진시동을 위한 파이로 스타터는 고체추진

제를 사용한 연소장치로서 짧은 시간동안 고압의 기체

를 생성하여 터빈을 구동함으로서 로켓엔진을 시동시

키는 장치를 말하고

, 파이로 밸브 역시 순간적으로 강

한 압력을 발생시켜 밸브를 구동한다는 입장에서 본다

면 유사한 분야라고 말할 수 있다

. 탱크가압을 위한 가

스발생기는 장시간 운용되는 형태로 대형발사체에서 

종종 사용하는데 기체헬륨의 소모량이 지나치게 큰 것

을 보완하기 위하여 탱크 내의 추진제를 가스발생기에

서 생성된 기체를 사용하여 가압한다

. 이 때 산화제는 

산화제과잉 가스를 만들어 가압하며

, 연료는 연료과잉

가스를 만들어 가압한다

.

터빈구동을 위한 가스발생기는 본 보고서에서 집중

적으로 다루어보고자 하는 분야다

. 이 분야는 액체로

켓을 구성하는 핵심 부품 중 하나이고

, 또 연소기라는 

관점에서 볼 때 주연소기에 비해 결코 쉽다고는 말할 

수 없는 분야다

. 그럼에도 불구하고 가스발생기에 대

한 자료와 연구결과는 주연소기에 비해 매우 접근하기 

어려운 편이다

. 가스발생기를 직접 개발하는 일부 개

발자 외에는 일반 대중은 물론 로켓엔진 전문 연구자

들의 관심도 주로 주연소기 분야에 몰려있으며

, 그나

마 가스발생기에 대해 출판되거나 공개된 자료 역시 

매우 제한적이기 때문이다

.

가스발생기 기술은 급변하는 기술은 아니다

. 로켓

엔진 초기로부터 당시 시대적 환경에 맞춰 여러 형태

의 가스발생기 개발이 이루어졌고

, 그리고 이 개발은 

기술의 진보에 따라 단계별로 개발이 진행되어 왔다

.

또한 이 과정에서 과거로부터 알고 있었던 많은 문제

를 지금도 여전히 겪고 있고

, 이를 극복해 가는 과정을 

반복하고 있다

.

본 보고서에서는 기 개발된 대표적인 가스발생기의 

형태와 기술적 의미를 되짚어 보고

, 현재 사용되는 터

빈구동용 가스발생기의 형태에 대해서도 간략히 살펴

보고자 한다

.

2. 본 문

2.1 단일추진제 가스발생기

터빈구동을 위한 가스발생기는 기본적으로 연소기

의 한 형태로 볼 수 있다

. 추진제 측면에서는  촉매반응

을 사용하는 단일추진제 가스발생기와 산화제 연료의 

화학반응을 사용하는 이원추진제 가스발생기로 나눌 

수 있다

.

로켓엔진 개발 초기부터 지금까지도 널리 사용되는 

단일추진제 가스발생기는 과산화수소를 촉매분해하

는 방식을 사용하고 있다

. 최초의 실용발사체라 할 수 

있는 독일의 

V-2를 개발하면서부터 사용한 이 방식은 

훗날 미국의 레드스톤

(Redstone), 주피터(Jupiter), 센

토

(Centaur), 바이킹(Viking) 등 미국의 초기 탄도미사

일과 우주발사체에 널리 사용되었다

. 미국의 로켓개발

이 독일의 영향을 크게 받았으며

, 특히 V-2를 개발한 

폰 브라운이 망명하면서 미국 발사체 개발의 초기를 

이끌었다는 점을 생각하면 어쩌면 당연한 결과였다

.

이후 효율을 높이기 위한 이원추진제 가스발생기가 빠

르게 개발됨으로서 단일추진제 가스발생기는 미국에

서는 더 이상 사용하지 않게 되었다

.

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하성업 외 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 106~114

영국도 이 기술을 그대로 활용하였다

. 영국의 우주

발사체 블랙나이트

(Black Knight), 블랙애로우(Black

Arrow)등의 엔진은 아예 과산화수소를 산화제로 사용
했으며

, 터보펌프의 터빈 구동 역시 이 산화제를 촉매

분해하여 사용하였다

.

2차세계대전후 독일로부터 많은 현물과 개발인력

을 확보한 러시아도 단일추진제 가스발생기부터 개발

을 시작했다

. 특히 이 방식을 사용하는 R-7 발사체는 

대륙간탄도탄으로 시작하여 최초의 유인우주인을 우

주로 보내는 데 사용되었고

, 오늘날에는 우주정거장에 

우주인을 보낼 수 있는 유일한 발사체이기도 하다

. 발

사체의 초기 개발단계를 벗어나면서 러시아 역시 이원

추진제 가스발생기 개발로 넘어갔지만 소유즈로 대표

되는 

R-7에서는 여전히 단일추진제 가스발생기의 사

용이 지금도 계속되고 있다

.

Fig. 1 V-2 Gas Generator 

단일추진제 가스발생기의 구조를 이해하기 위해서

는 먼저 

V-2의 구조를 파악하는 것으로부터 시작할 필

요가 있다

. V-2는 80% 농도의 과산화수소수를 과망간

산염 수용액을 촉매로 사용하여 가스를 발생시켰다

.

과산화수소 분해가스가 공기와 수증기로 이루어졌다 

하여 증기발생기라는 명칭으로도 불렸다

.

V-2는 결국 4개의 액체 탱크가 존재하는 구조를 가

진다

. 주추진제로 사용하는 75% 알코올과 액체산소 외

에도 터빈구동을 위한 과산화수소수와 이를 분해하기 

위한 과망간산염 수용액 탱크가 있기 때문이다

. 주연

소실로는 알코올과 액체산소가 공급되고

, 가스발생기

로는 과산화수소수와 과망간산염 수용액이 공급된다

.

가스발생기로 

2개의 유체가 공급됨에도 불구하고 이

원추진제 가스발생기라고 하지 않는 이유는 주된 화학

반응이 촉매반응이기 때문이다

. 즉 과산화수소수의 분

해에 의한 에너지가 공급될 뿐이며 과망간산염 수용액

은 단지 촉매로서의 역할만을 할 뿐이기 때문이다

.

또 다른 중요한 특징으로는 이미 

V-2 때부터 추력제

어가 포함되어 있었다는 점이다

. 과산화수소수와 과망

간산염 수용액 탱크로 공급되는 기체의 압력을 제어함

으로서 엔진의 추력을 일정하게 유지할 수 있도록 하

였다

.

Fig. 2 R-7 Gas Generator 

이후 

V-2의 기술을 바탕으로 미국, 러시아 등에서 

발사체 개발이 이어지면서 과산화수소 사용의 전통은 

계속되었다

. 그러나  V-2 이후로는 더 이상 액체수용

액 형태의 촉매제를 사용하지 않고 고체 촉매대를 통

과하는 방식으로 변경되었다

. 과산화수소가 금속 혹

은 촉매 펠릿을 통과하면서 과산화수소수 농도에 따

라 

700~1250 K의 고온가스를 발생시켰으며, 과산화수

소의 공급유량

, 즉 공급탱크의 가압을 조절함으로서 

추력을 일정하게 유지하는 추력제어를 수행할 수 있

었다

.

이러한 단일추진제 가스발생기는 아무래도 이원추

진제 가스발생기에 비하여 추진제를 한 가지를 더 다

루어야 하고

, 부가적인 탱크, 밸브 등 유공압 부품이 소

요된다는 등의 단점을 가지고 있지만

, 자동제어 측면

에서 본다면 시스템이 주공급 라인과 독립적으로 설치

되어 시스템의 안정성이 높고

, 재료구조 측면에서 본

다면 분해가스의 온도가 터빈의 허용온도를 절대로 넘

지 않는다는 장점이 있다

.

이후 많은 신규 엔진에서는 무게절감과 시스템 단

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순화 차원에서 이원추진제 가스발생기로 개발방향이 

변경이 되었지만

, 러시아의 소유즈 계열 발사체에서는 

기술의 진보에도 불구하고 여전히 시스템 안정화를 이

유로 이를 바꾸지 않고 사용하고 있다

. 비록 현재 단일

추진제 가스발생기의 사용이 소유즈 발사체에만 남아

있다고는 하지만 그렇다고 단일추진제 가스발생기를 

구식이라고 간단히 무시할만한 것은 아니다

. 소유즈를 

포함한 

R-7 계열의 발사체는 지금까지 1,600 여회 발사

되었으며

, 이 숫자는 전 세계 우주발사의 약  1/3이 정

도가 될 뿐 아니라

, 통산 약 97.5%, 최근은 거의 100%

에 육박하는 발사 성공률을 기록하고 있다

. 특히 현재 

국제우주정거장으로 가는 유일한 유인발사체라는 점

은 이 발사체가 가지는 신뢰도를 확실히 증명하는 부

분이기도 하다

. 비록 과산화수소 분해에 의한 터빈구

동 기술은 분명 로켓엔진 초창기의 기술이지만 아직까

지 우주발사체 시장에서 중요한 한 축을 담당하고 있

는 주요한 기술임에는 틀림이 없다

.[1~8]

2.2 연료과잉 이원추진제 가스발생기

단일추진제 가스발생기 개발 시대를 보낸 후 산화

제와 연료 일부

(총 추진제의 3~10 %)를 분기하여 가스

발생기를 구동시키는 기술이 도입되었다

. 별도의 추진

제를 사용하지 않게 됨에 따라 탱크의 숫자를 줄일 수 

있고

, 펌프 후단에서 분기함에 따라 가압시스템도 단

순화 할 수 있었다

. 열에너지 측면에서 볼 때도 촉매분

해 보다는 연소에 의한 화학반응이 발열량이 크기 때

문에 이원추진제 방식이 유리하다

. 이에 따라 오늘날 

대부분의 로켓엔진에서는 이원추진제 방식을 채용하

고 있고

, 한국형발사체 로켓엔진에서도 주추진제인 케

로신과 액체산소를 분기하여 사용하는 방식을 채택하

고 있다

.

가스발생기는 연소온도가 터빈 재질의 허용온도를 

넘지 않도록 유지하고 있어야하기 때문에 당량비 부근

에서 연소하지 않고 연료과잉 또는 산화제과잉 조건에

서 허용온도 이하로 연소하여야 한다

. 특히 개방형 사

이클에서는 일반적으로 연료과잉 조건의 가스발생기

를 사용한다

. 단위추진제 질량당 발생하는 에너지 측

변에서 볼 때 연료과잉이 보다 유리하기 때문이다

. 개

방형 사이클에서는 터보펌프를 구동한 가스가 그대로 

배기덕트를 통해 외부로 배출되기 때문에 가스발생기

로 분기되어 나가는 추진제의 양을 최소화하여야만 한

다

. 따라서 같은 과잉 조건이라 하더라도 효율을 높은 

쪽을 선택하여야만 했다

. 부가적인 이유로는 산화제 

과잉 조건에 대한 운용의 어려움을 들 수 있다

. 이원추

진제 가스발생기가 개발되던 초기에는 산화제과잉 연

소

, 즉 고농도의 고온 산소 환경에 대한 연구와 이해가 

부족했던 시기였다

.

이원추진제 방식이 단일추진제 방식에 비해 장점만 

있는 것은 아니다

. 터빈재질의 온도한계를 넘지 않기 

위해서는 가스발생기의 연소 온도를 낮춰야 하지만

,

반대로 버려지는 추진제를 최소화하기 위해 터빈 효율

을 높이기 위해서는 연소온도를 높여야만 한다

. 이러

한 이유로 가스발생기 연소가스의 온도를 재질 한계에 

가까운 상태에서 일정하게 유지하도록 가스발생기로 

들어가는 추진제 유량을 보다 정밀히 유지할 필요가 

있다

. 이 때 산화제와 연료의 비율이 조금만 높아지면 

연소온도가 높아져 터빈이 상하게 되고

, 반대로 비율

이 낮아지면 터빈효율이 떨어진다

. 특히 비율이 높아

져 연소온도가 높아질 때는 엔진이 손상되는 매우 위

험한 상황에 이를 수 있다

. 특히 연료과잉 상태에서는 

산화제 과잉에 비해서 

O/F 비 변화에 따른 온도 변화

가 민감하므로 더욱 주의하여야 한다

.

단일추진제 가스발생기는 주추진 계통과 완전한 별

도의 시스템이지만 이원추진제 가스발생기는 펌프에

서 가압된 추진제를 공통으로 사용하기 때문에 시스템

적으로는 서로 종속적인 관계가 된다

. 이로 인해 수력

학적 저항과 가스발생기 연소기 내의 연소 지연 등이 

서로 맞물려 불안정이 발생할 수도 있으므로 주의가 

요구된다

.[1~8]

2.3 산화제과잉 이원추진제 가스발생기

로켓엔진 사이클은 개방형 사이클

(가스발생기 사이

클

)에서 폐쇄형 사이클(다단연소 사이클)로 한 단계 더 

발전하는 국면을 맞이했다

. 다단연소 사이클은 터빈

을 구동한 가스를 버리지 않고 다시 주연소기로 보내 

재연소하는 사이클을 말한다

. 버려지는 추진제가 없기 

110

하성업 외 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 106~114

때문에 가스발생기 연소가스 온도를 터빈의 재질 온

도 한계까지 끌어올리면서 엔진을 운영할 필요까지는 

없다

. 일반적으로 산화제 혹은 연료 한 가지 전체를 가

스발생기로 보내기 때문에 터빈 효율이 다소 떨어지

더라도 충분한 양의 가스를 만들 수 있기 때문이다

.

다단연소 사이클의 가스발생기는 통상 서방권에선 예

연소기

(preburner)라는  이름으로도  부르는데, 이는 

가스발생기가 주연소기 앞에서 먼저 연소하는 장치이

기 때문이다

.

다단연소 사이클 엔진은 연료과잉과 산화제과잉 예

연소기의 사용이 모두 가능하다

. 대표적인 연료과잉 

다단연소 사이클은 미국의 우주왕복선의 

SSME를 들 

수 있다

. 기존의 연료과잉 가스발생기 기술을 활용할 

수 있고 단지 연소압력을 높이기만 하면 되었기 때문

이다

.

러시아에서도 저장성 추진제 등의 조합에 대해서는 

연료과잉 예연소기를 사용했으나

, 케로신/액체산소 

엔진을 위해서 산화제과잉 가스발생기가 개발되었다

.

산화제과잉 가스발생기가 출현한 것은 몇 가지 이유를 

들 수 있다

. 먼저 발사체에 탑재된 산화제의 양이 연료

의 양보다 훨씬 많기 때문에 가스발생기에서 산화제과

잉 연소가스를 연료과잉 가스에 비해 월등히 많이 만

들 수 있다

. 이는 펌프의 토출압을 더욱 높일 수 있어 

엔진의 효율향상과 경량화에 크게 이바지할 수 있기 

때문이다

. 또 다른 근본적인 이유는 케로신이라는 연

료 때문이다

. 가스발생기 사이클에서는 효율 극대화를 

위하여 연료과잉을 선택했지만 이로 인한 연소 불안정 

문제를 제쳐 두고라도 무거운 탄화수소계 연료의 특성

상 다량의 검댕

(soot)이 발생하는 것을 피할 수 없었고,

이로 인한 검댕의 유로 벽면 침착이 생기고

, 엔진 추진

은 물론 열교환기 성능의 불규칙한 변화 등이 야기되

었다

. 게다가 다단연소에서는 이미 검댕을 다량 포함

한 이 가스가 주연소기로 흘러 들어가 재연소하여야 

하기 때문에 주연소기에서의  연소 측면에서 보더라도 

케로신

/액체산소에서 연료과잉은  결코 바람직하다 

할 수 없다

. 결국 케로신/액체산소 다단연소 사이클을 

위해서는 산화제과잉 가스발생기가 개발되게 되었고

,

이후 널리 사용되게 되었다

.

산화제과잉 연소라는 것은 그리 간단한 기술이 아

니다

. 러시아에서 산화제과잉 가스발생기 기술을 이용

한 로켓엔진이 출현했다는 소식을 접한 미국은 이를 

러시아가 서방에 혼란을 주기위한 거짓 정보라고 생각

했을 정도다

. 특히 극저온의 액체산소에 소량의 케로

신을 넣어 연소를 시킨다는 것도 믿기 어려운 사실이

지만 고온산소 환경에서 금속 벽면 자체가 발화하여 

연소하는 위험성을 어떻게 극복하였는가 하는 것도 의

문의 대상이었다

. 결국 러시아가 개방되어 케로신/액

체산소 로켓엔진의 실체가 공개된 후에야  미국의 개

발자들은 이를 인정하게 되었다는 후문이다

.

산화제 과잉 가스발생기의 출구온도는 

670 K 정도

로 낮은 편이다

. 이런 낮은 온도에서 연소를 안정시키

는 방법으로는 

2단 연소기(2-zone combustor)의 사용

이 대표적이다

.

Fig. 3 2-zone Combustor

케로신

/액체산소 예연소기의 1차 연소구역에서는 

O/F 비 15 정도를 유지하며 연소온도를 2000 K 이상
이 되도록 해 연소를 안정시키며

, 2차 연소 구역에서는 

나머지 산소를 공급하여 연소온도를 떨어뜨린다

. 이 

방법은 연료과잉 가스발생기에서도 선택적으로 적용

되는 방법이지만 산화제과잉 연소기에서는 필수적으

로 사용하고 있다

. 현재도 이 방식은 중소형 로켓엔진

에서는 널리 적용되어 사용되는 기술이다

.[3,6,9,10,11]

Fig. 4 2-zone Combustor (KARI Test Model)

하성업 외 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 106~114

111

2.4 삼중분사기의 등장

2단 연소기는 연소 안정화 측면에서 매우 유리한 

방식이기는 했으나 대형엔진을 위해서는 가스발생기 

중간부분이 많이 복잡해지기 때문에 구조적인 개선을 

필요로 했다

. 그리고 가스발생기 직경이 증가함에 따

라 

2차 연소영역에서의 고른 혼합을 구현하기도 쉽지 

않았다

.

Fig. 5 RD-253 Gas Generator

1960년대에  개발된  RD-253 엔진(프로톤  발사체,

UDMH/N2O4)의 경우 대형 다단연소 사이클 엔진임
에도 불구하고 여전히 

2단 연소기 형태를 가지고 있었

지만 

1980년대 개발된 RD-170 엔진(Kerosene/LOx)은 

이를 개선하기 위한 독특한 형태의 분사기가 개발되었

다

. 국내에서는 이 분사기를 통상 삼중분사기(triple

injector)라고 부르며, 러시아권에서 부르는 정식명칭
은 젯

-스월 인젝터(Jet-swirl Injector)라고 한다.

Fig. 6 RD-170 Gas Generator 

and Jet-Swirl Injector

이 분사기는 각각의 분사기 내에 

1차 연소 구역과 2

차 연소 구역을 가지고 있어 사실상의 연소는 분사기 

내에서 모두 이루어지는 형태를 가지고 있다

. 결국 모

든 분사기가 개별적인 

2단 연소기의 역할을 하기 때문

에 가스발생기의 직경이 커지더라도 고른 온도분포를 

유지할 수 있다

. 그리고 케로신/액체산소 엔진의 경우 

통상 

O/F비 60 으로 설계된 삼중분사기의 가연한계는 

설계값의 

10배인 O/F 비 600에 달할 정도로 크기 때문

에 넓은 범위의 추력제어

(deep throttling)를 보다 쉽게 

안정적으로 달성할 수 있다

.

Fig. 7 RD-170 Gas Generators and TPU Assembly

이 분사기의 설계는 전통적인 방식의 분사기 설계

기술과는 완전히 구별된다

. 기존의 선회 분사기(Swirl

Injector)는 비점성 선회유동을 기초로 한 전통적인 이
론을 근거로 설계된다

. 기체와 액체의 경계가 명확한 

저압에서 동작하는 엔진에서는 추진제가 분무

, 증발,

혼합

, 연소하는 과정이 확실히 구분되어 이 이론에 의

한 설계가 의미가 있지만 사실 고압엔진에서는 추진제

의 상태가 아임계

, 초임계 영역으로 넘어가 있기 때문

에 기체상과 액체상의 구분이 없는 상태가 되어 이 이

론에 의한 분사기 설계는 사실 현실을 충분히 반영한 

설계라 할 수 없다

. 그럼에도 불구하고 전통적 이론을 

바탕으로 설계

/제작된 분사기는 고압에서도 좋은 성

능을 보였고

, 이후에도 고압엔진의 선회분사기는 우선 

이러한 비점성 이론을 근거로 한 설계로부터 시작해 

왔다

.

하지만 삼중분사기의 설계는 그 출발점부터 달리하

112

하성업 외 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 106~114

Fig. 8 Jet-Swirl Injector Oxidizer-Rich Preburner

(KARI Test Model)

였다

. 이 분사기는 처음부터 초임계 연소를 염두해 두

고 설계된 분사기다

. 즉 미립화, 액적의 크기, 분무각 

같은 전통적 주요 설계 인자는 더 이상 이 분사기에서

는 의미가 없다

. 추진제는 고압상태에서 아임계 상태

로 존재하며 증발과정 없이 바로 확산하며

, 확산된 두 

추진제는 혼합되면서 바로 연소한다

. 그리고 각각의 

분사기 내에서 

O/F 비 15인 1차 영역과 O/F 비 60인 2

차 영역이 존재한다

. 즉 모든 연소는 분사기 내에서 이

루어지며 연소기 공간은 저주파 섭동을 억제하고 연소

가스를 균일하게 하는 공간을 제공할 뿐이다

.

분사기 차압에 있어서도 개념을 달리하고 있다

. 통

상 연소기는 연소 안정화를 위하여 높은 분사기 차압

이 바람직하며 연소실 압력의 

5~20 % 수준으로 설계

하는 것이 일반적이다

. 그러나 이 분사기는 정격점에

서 연소실 압력대비 

4~5 % 수준으로 설계하며, 추력제

어에 의해 최대한 떨어질 경우에는 차압이 

1 %대가 되

며

, 이 때에도 정상적으로 연소가 이루어진다.

삼중분사기를 사용한 가스발생기 설계기술은 현재

는 물론 향후에도 러시아권 다단연소 사이클 중대형 

엔진의 기본이 될 전망이다

.

국내에서도 이 분사기를 사용한 가스발생기를 만들

어 시험을 수행한 바 있다

. 5종의 분사기에 대한 가스

발생기가 설계되었으며

, 젯-스월 분사기의 특성과 성

능을 파악하는 연소시험이 진행되었다

.

한 가지 더 언급할 것은 산화제 과잉 가스발생기는 

현재의 다단연소 사이클 다음 단계인 전유동 다단연소 

사이클

(full-flow staged combustion cycle)을 위해서

는 필수적인 기술이라는 점이다

. 전유동 다단연소 사

이클은 산소과잉 가스발생기와 연료과잉 가스발생기

가 모두 존재해야하기 때문에 이 단계로 가기 위해서

는 반드시 산소과잉 가스발생기 기술확보가 필요하다

.

현재 미국의 스페이스엑스

(SpaceX)사가 개발중인 랩

터

(Raptor) 엔진은 액체메탄/액체산소를 사용하는 엔

진으로 전유동 다단연소 사이클로 구성할 예정이다

.

참고로 케로신

/액체산소의 경우는 전술한 검댕 형성 

등의 이유로 전유동 다단연소 사이클은 바람직하지 않

다

.[9,10,11]

2.5 연소불안정

연소불안정은 로켓엔진에서 피하기 어려운

, 그러나 

피해야만 하는 난제 중 하나다

. 통상 주연소기의 경우 

접선방향 모드

(tangential mode)가 주로 발생하고 종

종 반경방향 모드

(radial mode)의 음향 불안정을 동반

하는 경우가 많다

. 길이방향 모드(longitudinal mode)

는 주연소기가 기본적으로 한쪽이 개방된 원통의 형태

를 가지고 있기 때문에 잘 일어나지 않는다

. 그러나 가

스발생기에서의 연소불안정은 이와는 다른 양상을 나

타낸다

. 일반적으로 가스발생기의 직경이 작기 때문에 

접선방향과 반경방향의 공명 주파수가 높게 설정됨에 

따라 잘 발생하지 않지만

, 이번에는 가스발생기에서 

터빈으로 이어지는 긴 유로가 형성됨에 따라 길이방향 

불안정이 발생할 수 있다

.

불안정 연소의 억제를 위해서 근본적으로는 연소기

와 분사기의 재설계가 요구되지만 배플

(baffle)과 같은 

수동기구를 도입함으로서도 효과적으로 억제할 수 있

다

. 가스발생기 연소기 혹은 가스 유로의 원통 벽면 중 

길이방향 섭동의 노드 점에 해당하는 곳에 원주방향으

로 배플을 설치하면 압력파가 소산하여 불안정은 억제

된다

. 그리고 이러한 배플은 난류혼합링(turbulence

ring)의 역할을 동시에 수행할 수 있다. 난류혼합링은 
유동의 난류성분을 증대시켜 보다 보다 균일한 온도분

포를 갖는 유동을 만들어 주는 장치로 많은 가스발생

기에서 이를 사용하고 있다

. 단순히 노드에서의 압력

파 분쇄와 난류혼합이라는 측면만 생각하면 큰 배플의 

설치가 유리하겠지만 큰 배플이 긍정적인 것만은 아니

다

. 큰 크기의 배플은 압력손실을 야기해 가스발생기

의 효율을 감소시키며

, 또한 큰 크기의 배플이 새로운 

반사면을 제공함으로서 높은 주파수를 가지는 길이 방

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향 불안정 섭동이 새로 발생할 수도 있다

. 이러한 것을 

포괄하는 배플 크기에 대한 교과서적인 규칙은 없기 

때문에 이 역시 시험을 통해 검증해 나아가야 할 수 밖

에는 없다

.

압력파에 대한 난반사를 증진하여 억제하는 방법도 

실제 적용되고 있다고 전해지지만 이에 대한 자세한 

정보는 거의 알려져 있지 않다

.[1,2,7]

2.6 전동모터 구동방식

주제에서는 약간 벗어나지만 일부 로켓엔진의 경우 

터빈구동을 위한 가스발생기를 아예 배제하는 경우도 

생기고 있다

. 펌프의 구동원으로 전기모터를 사용함으

로서 터빈부를 근본적으로 사용하지 않는 방식이다

.

이러한 방식은 구성이 간편하고 제어가 용이하기 때문

에 엔진 개발 초기부터 논의되어 온 방법이다

. 그러나 

전기 모터를 사용하는 방식은 기능적인 구현은 간단하

지만 펌프를 구동하기 위한 모터의 무게와 필요한 에

너지를 축적하고 높은 방전율을 가지는 배터리의 무게

가 너무 무겁다는 태생적인 한계를 가지고 있었다

. 따

라서 일부 연구용으로는 등장을 했지만 실제 비행용으

로는 사용되지 않았었다

.

이러한 전동모터 구동방식은 최근 배터리 기술과 

모터 기술의 비약적인 발전으로 말미암아 소형발사체 

분야에서 첫 등장을 하게 되었다

. 뉴질랜드를 기반으

로 하고 있는 미국 회사인 로켓랩

(Rocket Lab)은 이륙

추력 

16.2 톤 급인 소형 우주발사체 엘렉트론(Electron)

을 전동모터를 사용하는 엔진을 사용하여 시험비행을 

하고 있다

. 러더포드(Rutherford)라고 불리는 이 엔진

은 

2개의 전동펌프로 구동되며 엔진당 추력은 진공 약 

2.2톤, 지상 약 1.8톤을 낸다.

Fig. 9 Rutherford engine and Electron LV

모터와 배터리 기술이 발전했고

, 이미 소형 발사체

에 대한 적용이 시도중이지만 현 기술수준에서 전동모

터 방식은 아직까지는 많은 한계를 가지고 있다

. 우선 

중대형 발사체를 위해서는 그에 해당하는 고출력의 모

터를 필요로 한다

. 현재 산업현장에서 많은 유공압 구

동 부분이 모터 구동으로 대체되고 있는 추세지만 고

출력 부분은 아직까진 모터 보다는 유공압 구동방식이 

주를 이루고 있다

. 또한 배터리의 무게는 가장 치명적

인 단점이 된다

. 발사체 입장에서는 발사체의 종단 무

게

(final mass)가 속도증분을 결정짓는 매우 중요한 요

소인데

, 배터리 무게를 마지막까지 그대로 가지고 가

게 되는 것은 비행체 입장에서는 매우 큰 손해가 아닐 

수 없다

. 고출력에 따른 모터와 배선, 배터리의 발열 해

결 또한 쉽지 않은 부분이다

.

전동모터 구동방식은 모터와 배터리 신기술  개발

이 선행되어야하기 때문에 빠른 발전을 기대하기는 다

소 어려운 분야다

. 그럼에도 불구하고 이 분야를 밝게 

보는 것은 향후 모터와 배터리 기술 부분이 계속 발전

할 것이라는 기대가 있기 때문이다

. 아직 로켓엔진에 

있어 전동모터 구동방식은 시작에 불과하지만 향후 계

속 기대되는 부분임에는 틀림없다

.[12]

3. 결 론

터보펌프를 구동하기 위한 가스발생기의 개발과정

을 살펴보았다

. 단일추진제 촉매분해로부터 시작한 가

스발생기는 에너지 효율이 높은 이원추진제 화학반응

을 통한 방식으로 발전해 왔다

. 연료과잉 가스발생기

로부터 시작한 이원추진제 가스발생기는 이후 케로신

/산소 다단연소 사이클이 등장하면서 산화제 과잉 가
스발생기도 등장하였다

.

가스발생기 연소기는 연소안정성이 높은 

2단 연소

기가 개발되었으며

, 이후 각각의 분사기 내에서 연소

가 이루어지는 삼중분사기 기술까지 발전하였다

.

현재는 연료과잉 가스발생기와 산화제과잉 가스발

생기를 동시에 사용하는 전유동 다단연소사이클과 가

스발생기를 배재하고 모터로 펌프를 구동하는 전동모

터 구동방식에 대한 개발도 진행되고 있다

.

114

하성업 외 / 항공우주산업기술동향 15/1 (2017) pp. 106~114

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10. 하성업, 문일윤, 문인상, 이수용, “RD-191

예연소기 기술리뷰

,” 한국추진공학회 제 41회 

추계학술대회 논문집

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