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| <rowcolor=#ffffff> KARI 75톤급 로켓엔진 CG | 엔진 4기가 클러스터링된 모습 |
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| <rowcolor=#ffffff> 75톤급 엔진 시험 영상 | 300(75x4)톤 클러스터링 엔진의 종합연소시험 영상 |
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1. 개요
누리호 75톤급 엔진은 한국항공우주연구원에서 2022년 개발 완료한 누리호의 1단과 2단을 구성하는 대한민국 로켓개발 역사상 가장 큰 로켓 엔진이다. 2010년 3월부터 2015년 7월까지 시험설비 구축을 진행하였으며, 구축이 완료된 시점부터 개발에 들어갔다. 한화에어로스페이스에서 조립해[1][2] 부품을 납품하면 한국항공우주연구원에서 최종 조립하는 방식으로 생산된다.과거에는 언론에 의하여 우레 엔진이라는 가칭으로 불렸으나, KARI는 정식 명칭이 아니며 후일 공모전을 통해 이름을 명명할 계획이라 밝혔다. 하지만 누리호가 3차 발사까지 이루어진 이후에도 공모전이나 명명식 같은 행사는 없이 그냥 75톤급 엔진이라고 불리는 중이며 사실상 공공연하게 75톤급 엔진이라고 불리는 중이다.
2. 제원
| 제원 # # | ||
| <colbgcolor=#c0c0c0,#333> 주요 항목 | 해면 75톤급 엔진 (KRE-075 SL) | 고공 75톤급 엔진 (KRE-075 Vac.) |
| 높이 | 2.9 m | 4.0 m |
| 직경 | 1.6 m | 2.2 m |
| 해면 추력 | 66.6 tf (653 kN) | - |
| 진공 추력 | 75.9 tf (744 kN) | 80.3 tf (787 kN) |
| 진공 비추력 | 298.6 s | 315.4 s |
| 산화제 | 액체산소(LOx) | |
| 연료 | 케로신(Jet A-1) | |
엔진의 추력 75톤은 다른 엔진과 비교하자면 미국 스페이스X의 팰컨 9 로켓에 쓰이는 멀린1D 엔진과 비슷한 추력 수준이고, 블루 오리진의 신형 BE-4 엔진은 2,400kN(245톤급)이다. 일본의 H-IIB의 1단 로켓인 LE-7은 진공 추력이 110톤급이다.[3][4] 나로호의 엔진의 추력은 170톤급(소프트웨어 조정 시 200톤)이고 현재 미국의 아틀라스 V에 쓰이는 러시아제 RD-180 엔진은 400톤급(4,150 kN) 정도. 아폴로 계획에 쓰였던, 역사상 가장 강력한 새턴 V 로켓의 F-1 엔진은 7,770 kN(약 800톤급)이었는데 이는 위 엔진 11개를 다발로 묶는 수준의 괴물 엔진이었다.
3. 구조
누리호 75톤급 엔진은 터보펌프 방식의 개방형 가스발생기 사이클(GG Open Cycle)을 사용하는 액체연료 엔진이다. 로켓엔진은 연료를 연소시키면서 생기는 강한 압력으로 로켓을 밀어올리는데, 문제는 이 압력 때문에 역으로 연료가 로켓 안으로 밀려들어갈 수 있다. 따라서 정상적으로 엔진을 작동시키기 위해서는 더 센 압력으로 연료를 밀어내줘야 하는데, 75톤급 엔진에서는 터보펌프를 사용해서 압력을 만들어낸다. 이게 바로 같은 액체연료를 사용하는 KSR-III과 결정적으로 다른 점이다. KSR-III에 사용된 엔진은 미리 저장된 고압의 헬륨을 이용해서 연료를 밀어내는 가압식으로 터보펌프 방식보다 간단하지만 추력에 한계가 있다는 단점이 있다.터보펌프를 돌리기 위해서 엔진에서 본래 사용할 추진제 외에도 약간의 추진제를 따로 빼서 터보펌프를 돌리는 데 사용한다. 가스발생기 사이클에서는 따로 뺀 추진제를 가스발생기에서 연소시켜서 가스를 만들고, 이 가스를 이용해서 터보펌프를 돌리는 동력을 만들어낸 뒤 사용된 가스는 따로 배출한다. 이러한 로켓 엔진의 사이클을 오픈 사이클이라고 하며, 이와 반대되는 클로즈드 사이클에 비해 구조가 간단하나 연료 일부가 터보펌프 동력으로 소모되므로 효율은 떨어진다. 참고로 RD-180과 같은 대형 발사체용 고효율 엔진에는 산소부화폐쇄사이클(Oxidizer-rich Closed Cycle)이 쓰이는 반면, 저렴한 가격에 최우선 순위를 두고 기획되는 스페이스X의 팰컨 9에는 오픈사이클을 쓴다.
75톤급 엔진의 사진을 보면 종 모양의 엔진 노즐 옆에 짤막하고 굵은 파이프가 달려있는 것을 볼 수 있는데, 이것이 바로 가스발생기에서 만든 가스가 배출되는 곳이다. 여기서 배출되는 가스가 매연처럼 시커먼 색인 이유는 가스발생기에서 완전연소가 아닌 연료 과잉의 불완전연소가 일어나기 때문이다.[5] 불완전연소는 완전연소보다 연소온도가 낮기 때문에 극한의 환경에서 작동하는 터빈 부품의 손상을 막을 수 있다. 버려지는 가스임에도 불구하고 배기 속도가 무시할 수 없는 수준이라 1단의 경우 짐벌링(Gimbaling)[6]을 통해 동체의 세로축 운동인 Rolling 제어에 사용되나 2단의 경우 이 기능은 없다. 여담으로 가스발생기 사이클보다 더 진보된 방식으로 이 가스를 따로 배출하지 않고 연소기로 돌려보내서 한 번 더 연소시켜 추력에 재활용하는 다단연소 사이클도 있는데, 보다 고성능을 내기에 적합하지만 기술적으로 복잡해지고 가격 역시 비싸진다는 단점이 있다. 그래도 효율이라는 이점 때문에 기존 75톤급 엔진을 다단연소 싸이클을 이용한 88톤급으로 개량한다고 한다.
1단과 2단에 사용되는 75톤급 엔진은 기본적으로 동일한 모델이지만 노즐 부분이 약간 다른데, 2단 엔진은 어느 정도 고도가 상승된 상황에서 점화되기 때문에 효율을 높이기 위해 노즐이 좀 더 크고 넓다.[7] 노즐의 출구 면적을 입구 면적으로 나눈 팽창비가 1단은 12, 2단은 25로 약 2배 정도 더 크다. 참고로 추력은 다르지만 진공상태에서 시동되는 3단의 7톤급 엔진의 경우 94.5로 2단 보다 더 큰 팽창비를 가진다. 대기권 연소를 위한 4개가 클러스터링된 1단의 해수면 엔진과 우주공간에서의 연소를 목적으로 하는 2단의 진공 엔진이 서로 다른 버전으로 만들어지는 것은 지극히 상식적인 개발 절차라고 할 수 있다.
4. 개발
4.1. 연소 시험
4.2. 누리호 시험발사체
5. 후속형
5.1. 88톤급 다단연소사이클엔진
| 88톤급 다단연소사이클엔진 (KRE-088 SC)[8][9] | |
| 진공 추력 | 88 tf (862 kN) |
| 비추력 | 322 s |
| 산화제 | 액체산소 |
| 연료 | 케로신 |
현재 항우연에서 75톤급 엔진을 개선하여 88톤급 다단연소사이클 엔진을 만들 계획[10]으로, 이후에 개발예정인 한국형 소형발사체에도 사용될 예정이다.[11]
5.2. 100톤급 다단연소사이클엔진
| 100톤급 다단연소사이클엔진 (KRE-100 SL) | |
| 진공 추력 | 100 tf (980 kN) |
| 비추력 | 331 s |
| 산화제 | 액체산소 |
| 연료 | 케로신 |
누리호 개발 성공을 통해 얻은 기술들을 바탕으로 KSLV-III에 사용될 100톤급 추력의 새 엔진을 개발하여 2031년 한국형 달 착륙선을 발사할 계획을 세웠다. #
6. 기타
- 75톤급 엔진 연구에 앞서, 우크라이나에서 들여온 설계도를 통한 30톤급 엔진이 연구된 바 있다. 관련 내역 및 문서 종합 이 30톤급 엔진의 연구를 발전시켜 나온 것이 75톤급 엔진이다. 그래서 30톤급 엔진과 75톤급 엔진의 설계 유사성이 높다고 한다. 우크라이나에서 들여온 기사 한국형발사체 액체로켓엔진 연소기 설계의 해석적 고찰
- 개발이 진행중인 고압연소기를 75톤급 엔진에 적용시켜 스페이스X의 Merlin 1 D 엔진 수준으로 개량하는 목표를 가지고 있다. #
7. 관련 문서
[1]
한화테크윈은 엔진 조립을 하고
한화에서 기술적용이 가능한 터보펌프 및 몇가지 단품을 제외한 제품들(예: 연소기, 배관 등)은 다른회사에서 제작을 한다.
[2]
하위 조립체의 제작사는 한화가 아닌
한국항공우주연구원(KARI)과 계약하며, KARI의 주도로 이루어지는 수평적 관계이다.
[3]
H-IIB는
LE-7 2기가 클러스터링 되고
고체연료 부스터인 SRB-A3 4기(1기에 240톤 정도의 추력을 가졌다.)가 클러스터링된다.
[4]
참고로 현재 개발중인
H-III의 1단 로켓인
LE-9은 150톤급이다.
[5]
연료 성분이 남아 있는 더 탈 수 있는 가스이므로 엔진 노즐에서 뿜어져 나오는 고온의 화염에 의해 같이 불이 붙기 때문에 실제 발사에서는 엔진 1기에서 불기둥이 2개인 모습을 볼 수 있다.
[6]
추력 벡터 제어(TVC)의 한 종류로 배기 노즐을 움직여 배기 방향을 직접적으로 조절하며 로켓 자세 제어를 수행하게 된다.
[7]
노즐의 출구 압력이 주변 압력과 같을 때 효율이 가장 좋다. 고도가 상승 할수록 노즐 주변 대기압은 낮아지기 때문에 노즐을 더 크게 만들어 연소가스의 속도를 더 빠르게 하면 출구 압력도 낮아지기 때문에 효율을 높일 수 있게 된다.
[8]
개발예정
[9]
사양에 따라서 달라진다
[10]
조원국, 하성업, 김진한(
2019년) "저비용 발사체를 위한 다단연소 사이클 액체로켓 엔진 시스템 설계"
[11]
조민선, 김재은, 최정열(
2021년) "한국형발사체에 기반한 소형발사체의 스테이징 및 투입성능 분석"