랩터 엔진


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1. 개요2. 버전

2.1. 랩터 V12.2. 랩터 V22.3. 랩터 V3

3. Raptor Vacuum (RVac)4. 같이보기

1. 개요

랩터 엔진은 미국의 스페이스X에서 개발중인 로켓 스타십에 사용하기 위해 개발 및 생산하고 있는 전유량 다단연소 방식의 로켓 엔진 제품군이다. 스페이스X의 로켓엔진들이 사용하던 Kerolox(RP-1 등유와 액체 산소) 대신 극저온 메테인과 액체 산소를 사용하며 기존의 멀린 1D 엔진보다 2배 이상 강한 추력을 가지고 있다.

랩터 엔진은 스페이스X의 미래를 책임질 차세대 로켓 엔진으로 전유량 다단 연소 사이클 적용, 300기압의 챔버 압력, 낮은 제작 비용 등 적용된 기술의 수준이나 생산성, 개발 진척도 등 모든 면에서 경쟁 로켓엔진들보다 앞서있다. 스타십의 1단인 슈퍼 헤비 부스터에는 33개의 랩터 엔진이 클러스터링 되고, 2단인 스타십에는 3개의 해면 랩터 엔진과 3개의 진공 랩터 엔진이 사용될 예정이다.

세계 최초로 실제 비행에 성공한 전유량 다단연소 사이클(Full flow staged combustion cycle, FFSC) 엔진 이며, 2024년 기준으로 유일한 성공 사례다. FFSC엔진은 효율과 추력을 크게 높일 수 있지만 개발 난이도가 높아서 개념이 제시된 후 수십년간 이어진 연구에도 불구하고 랩터엔진 이전에는 비행 성공 사례가 없었다.

2. 버전

2.1. 랩터 V1

랩터 V1 Raptor V1

명칭	<colcolor=#000> Raptor
해수면 추력	해수면 1.81 MN(Mega Newton)[1]
진공 추력	1.96 MN[2]
해면 비추력(I_sp)	330s
진공 비추력(I_sp)	378s[3]
연료공급방식	전유량 다단 연소 사이클 (Full flow staged combustion cycle)
연료	액체메테인 (CH4)
산화제	액체산소 (LOX)
연소실 압력	300 bar
추력 대 중량비	170:1
확장비	해수면(SL) - 40:1
추력조절	100~40
엔진시동	전기 스파크
직경	1.3 m
높이	3.1m
공중량	2080kg
가격	$2,000,000
kN당 비용	$1,000

2.2. 랩터 V2

랩터 V2는 2022년 2월 새롭게 발표되었다. 최초 개발 버전인 랩터 V1 대비 더 작고 간단하고 저렴하면서도 출력은 향상되었으며 빠른 생산이 가능하도록 개량되었다. 스페이스X가 화성 거주를 위해 스타십의 대량생산을 목표로 하는 만큼, 스타십 한기당 39개씩 들어갈 랩터 엔진의 생산비용과 신뢰성, 생산성을 개선한 것은 필수적인 개량이라 할 수 있다. 발표 시점에서 아직 스타십 시험기체에 사용되어 발사된 적은 없다. 2021년 12월 18일부터 생산이 시작되어 2022년 2월에는 일주일에 5기를 생산하고 있으며 3월에는 일주일에 7기를 달성할 것이라고 발표했다.

랩터 V2 Raptor V2

명칭	<colcolor=#000> Raptor V2
해수면 추력	해수면 2.26 MN[4]
진공 추력	2.53 MN[5]
해면 비추력(I_sp)	327s
진공 비추력	380s
연료공급방식	전유량 다단 연소 사이클 (Full flow staged combustion cycle)
연료	액체메테인 (CH4)
산화제	액체산소 (LOX)
연소실 압력	330bar
추력 대 중량비	170:1
확장비	해수면(SL) - 40:1
추력조절	100~40
엔진시동	전기 스파크
직경	1.3 m
높이	3.1m
공중량	1630kg
가격	<$1,000,000
kN당 비용	<$444

랩터 V2는 위의 랩터 V1과 비교해봤을때 일단 설계상으로는 추력, 구조, 효율[6], 경제성면에서 엄청난 개선을 이루어내었다. 랩터 V1보다 훨씬 적어진 부품 수와 훨씬 무게를 감소시킨 설계를 적용시킨 것으로 보인다. 스페이스X의 개발 방향성을 보면 랩터 V2엔진이 처음으로 상용 목적에 적합한 랩터 엔진이 되겠다.

2.3. 랩터 V3

랩터 V3 Raptor V3

명칭	<colcolor=#000> Raptor V3
추력	해수면 2.74 MN[7]
해면 비추력	350s[8]
진공 비추력
연료공급방식	전유량 다단 연소 사이클 (Full flow staged combustion cycle)
연료	액체메테인 (CH4)
산화제	액체산소 (LOX)
연소실 압력	350 bar
추력 대 중량비
확장비
추력조절
엔진시동	전기 스파크
직경	1.3 m
높이	3.1m
공중량	1525kg
가격
kN당 비용

기존 랩터 V2에서 더욱 더 최초의 비전과 목표로 나아가 개발한 신형 랩터 엔진, 랩터 V3의 연소실 350bar 압력 장기 연소 시험을 2023년 5월 13일 성공하였다.[9]

랩터 V3 SN1이 2024년 8월 3일 일론 머스크의 X계정에서 처음 공개되었다. # 이후 스페이스X 공식 X계정에서 세부 사양이 공개되었고, 이전 랩터 엔진들과 사양 비교를 하는 글이 업로드됐다.

이전 스페이스X가 올린 사진들 중 랩터3 SN1이 스페이스x 텍사스 Mcgregor 테스트 사이트의 랩터 수직 테스트 스탠드에 장착되어 테스트 준비 중인 것을 알 수 있었고, 이후 8월 9일 해당 테스트 스탠드에서 30초의 연소가 이루어졌고, 성공적으로 이루어졌던 것으로 보였다.

연소 시험 후 스페이스X의 사장인 그윈 샷웰이 테스트 사진을 자신의 X계정에 업로드하였고, 이전에 ULA의 CEO인 토리 부르노가 공개된 랩터3의 사진을 보며 스페이스x가 부분적으로 조립된 엔진을 공개했다는 글을 올렸던 것을 비꼬듯이 "부분적으로 조립된" 엔진이 꽤 잘 작동했다는 코멘트를 같이 올렸다. #

이후 일론 머스크도 랩터3의 테스트 사진 2개를 공개하였다. #, #

3. Raptor Vacuum (RVac)

파일:Raptor_sea-level_n_vaccume_engine.jpg

왼쪽이 해수면 노즐 랩터 엔진, 오른쪽이 진공 노즐 랩터 엔진이다.

로켓 엔진은 대기의 유무에 따라 최적의 효율을 가지는 노즐의 형태가 달라지기 때문에 로켓 엔진들은 사용 조건에 따라 다른 노즐 형상을 가진다.[10] 랩터 RVac은 진공에 최적화된 노즐을 가진 버전으로, 대기권 밖에서 기동할 스타십의 효율성을 위해 필요하다. 진공 최적화 엔진은 이론적으로 노즐이 크면 클수록 효율적이지만 스타십의 경우 동체 중앙부위에 해수면 엔진이 존재하고 동체 안에 3기가 들어가야 하기에 크기의 제한[11]이 있다.

4. 같이보기

[1] 185 tf(ton force), 408,000 lbf(pound force) [2] 200 tf, 440,900 lbf [3] 최초의 랩터 진공엔진 비추력 [4] 230 tf, 507,000 lbf [5] 258 tf, 569,000 lbf [6] 사실 랩터V2는 V1대비 엔진 노즐대 목비가 더 작아져 실질적인 I_SP는 더 적어졌지만, 엔진중량 감소로 인한 중력손실 감소로 발사체 자체의 효율이 좋아진다. [7] 280 tf, 617,294 lbf [8] 해수면 엔진의 진공 isp # [9]

테스트 다이어그램 [10] 이는 다른 현용 로켓에도 적용되는 설계이다. 누리호도 마찬가지여서, 누리호의 1단과 2단에 들어가는 엔진은 노즐 크기가 다르다. [11] 이 경우엔 진공 엔진은 TVC까지도 빠진다.