이미지 도면과 함께 원본을 보시려면 첨부된 PDF파일을 클릭하세요.
러시아(구소련)의 액체추진제 로켓엔진의 역사(중)
7. LPRE 연구 기관들과 그 주요 엔진
1939년경부터 시작해서, 구소련 정부는 자국의 LPRE 능력을 확장시키고자 하였고,
LPRE를 위한 새로운 설계국들이 추가로 설립되었다. 설계국(DB : Design Bureau)은 구소련의 독특한 조직으로서, 여기서 복잡한 하드웨어가 기술 설계되고 개발되었지만, 생산이 되지는 않았다. 즉 DB는 LPRE의 연구개발, 시험, 그리고 시험제작에 책임이 있었지만, 양산과는 무관하였다. DB는 흔히 그들의 최초 설계자의 이름을 따서 명명되었지만,
그 명칭은 바뀌는 것이었으며 또한 이들 설계국의 재편도 꽤 흔한 일이었다.
각 DB는 보통 실험실적 시험을 수행하고 자체적으로 실험용 LPRE와 그 구성품을 제작 및 시험할 수 있는 설비를 갖추었으며, 일부는 모의고도 시험을 위한 특수설비 또는
직원과 그 가족들을 위한 주택 및 의료시설을 갖추었다. LPRE DB 중의 몇 개소는 또한
다른 군용 하드웨어(예를 들어 터보제트 엔진, 항공기 구성품, 미사일, 또는 SLV)도 연구하였으며, 이들 중의 일부에 있어서는 로켓엔진 사업은 부업이었다.
표 2의 LPRE 개발 DB 목록은 완전한 것은 아니며, 기타 해당 기관들도 일부 있었다.
목록 중에서 단지 하나만 오늘날 러시아의 밖에 있다. 일부 대학과 정부 연구 개발 기관/
연구소도 역시 LPRE와 관련된 R&D를 수행하였으며, 이들은 DB와 협력하였다. 표 2에는 그러한 기관이 둘 포함되어 있다.
목록 중 처음 3개 DB와 그들 LPRE 중에서 역사적으로 중요한 몇 종류에 대해서만
적요 형식으로 이하 논술할 것이며, 그런 다음에 기타 DB에 관해 간단히 언급하게 될 것이다. 이러한 요약에서는 500종이 넘는 엔진 중에서 단지 몇몇 종류에 대해서만 기술하고 있으며, 또한 역사적으로 중요성을 가진 것들에 대해 집중하고 있다.
DB는 사업을 어떻게 획득하였는가? 비행체와 LPRE 개발 업무를 특정 DB에 부여하는 결정은 흔히 지도자 인물 상호간의 친분에 따른 결과로 나타났다. 어떤 비행체나 시스템의 최고 설계자가 한 LPRE DB의 최고 설계자와 서로 잘 통하고 또한 이전에 납품받은 엔진 제품에 일단 만족하게 되면, 그런 종류의 엔진에 대해서는 그 LPRE 설계국에
계속 신뢰하게 되는 것을 보는 일은 이상하지 않았다. 예를 들면 잠수함발사 미사일용
LPRE는 하나를 제외하고는 모두 다 같은 DB에서 개발되었다.
구소련의 LPRE 활동은 1960년대에 크게 증가하여 1970년대에 절정에 달하였다. 이때는 구소련과 미국 간의 냉전기였고 우주비행 성취를 위한 경쟁기였다.
그 당시 12∼16개의 DB와 R&D 기관들이 LPRE 개발에 관여하고 있었다. 지난 25년
동안에는 비단 구소련에서 뿐만 아니라 다른 국가에서도 엔진 개발 노력이 감소되었다.
표 2. LPRE 설계국과 R&D 기관
기관명
위치
전문 분야
NPO Energomash
(V. P. Glushko와 관계)
Khimki
(모스크바지역)
탄도미사일/우주발사체의 제1단/2단용
고추력LPRE
KB Khimmash
(화학기계 설계국)
(원래는 Isayev DB)
Korolev
(모스크바 지역)
탄도미사일/SLV의 상단 LPRE,
SLBM/단거리 탄도미사일용 엔진,
추력기(reaction control thruster),
우주엔진
CADB
(원래는 S. A. Kosberg DB,
또는 KB Khimautomatiki)
Voronezh
(러시아)
SLV/탄도미사일 상단,
SLBM 엔진 1종 제작,
LOX/LH2 LPRE
NII Mashinostroyeniya
(기계공학 R&D 기관)
Sverdlovsk
(러시아)
추력기(우주선 및 궤도정거장)
NK Engines
(N. D. Kuznetsov DB)
Samara(러시아)
(구 Kuibychev)
제트 및 항공기 엔진,
과거에는 대형 LPRE 약간
RKK Energiya
(Korolev DB)
Kalingrad
(모스크바 지역)
발사체/우주선,
상단 LPRE/버니어 LPRE 약간
Lyulka Engine DB
모스크바
가스터빈 항공기 엔진, 전원공급
장치, 과거에는 LOX/LH2 엔진 개발
Southern Machine Building
Production Association
Dniepropetrovsk
(우크라이나)
버니어/상단엔진(SLV/우주선/미사일
및 미사일 최종단 제어용)
Keldysh Institute for Applied
Mechanics(원래 RNII 소속)
모스크바
모든 종류의 추진/비행체의 R&D
및 해석 임무분석/최적화
State Institute of Applied
Chemistry
레닌그라드
새로운 추진제 및 그 생산공정에
대한 개발/규명/합성
LPRE에 깊이 연구하던 구소련/러시아의 조직체 수는 반 이하로 축소되었고, 현존하는
DB 중에는 과거 직원규모의 약 반수를 가지고 운영하는 곳도 더러 있다.
어떤 DB에서는 전환제품(상용펌프나 유전 장비와 같은)에 착수하였기 때문에, 현 인력중에서 일부만 LPRE에 종사하고 있다. 이들은 최근 정부로부터 LPRE 기술과 하드웨어 수출이 허용되어 격려를 받게 되었다.
생산은 이 목적을 위해 전용으로 만들어진 독립 생산 공장 중의 한 곳에서 이루어졌다. 표 3은 그 일부를 포함하고 있다. 이들 공장 중에서 다수는 다른 이름으로도 알려졌고, 재편되기도 했으며, 다른 업종으로 전환되었을 수도 있었다. DB는 일단의 기술자들을
생산 공장에 주재시켰던 것으로 파악된다.
생산공장은 하드웨어를 보다 제작성이 좋도록 하기 위해 LPRE 부품을 재 설계 할 권한을 가지고 있었지만, DB는 제안된 변경이 그 기능을 손상시키지 않는다는 것을 인증해야 한다. 표에 실린 공장 중에서는 단지 하나만이 러시아 밖에 소재하고 있다.
표 3. LPRE 생산공장 예
이름
위치
담당분야 예
Metallist Samara OAO
Samara(러시아)
RD-253의 TC
Ust-Katav Wagon Building Plant
Ust Katav
(우랄지역, 러시아)
KB Khimmash 엔진,
CADB를 위한 일부 작업
Perm Motor Production Plant
Perm(러시아)
RD-216 조립
NPO Motorostroitel
Samara(러시아)
RD-107/108 계열
Voronezh Mechanical Plant
Vornezh(러시아)
CADB에서 설계된 엔진생산
Krasnoyarsk Machine Building
Plant(Krasmash)
Krasnoyarsk
(러시아)
KB Khimmash의 우주선 및
SLBM용 LPRE
YuyzhMash Plant 혹은 Southern
Machine Bldg. Production Plant
Dniepropetrovsk
(우크라이나)
RD-120, 버니어(vernier)엔진
PO Poliot
Omsk(러시아)
RD-170/171
Krasnaya Oktobr
레닌그라드
공대지(SAM) LPRE,
RD-0235/0236
제2차 세계대전 끝에 가서, 전쟁 중에 독일에서 개발된 비밀 추진연구에 관한 많은
정보가 입수되자, 구소련의 로켓추진 노력에 일대 약진이 주어지게 되었다. 1945년 당시
독일은 LPRE 기술에 있어서 구소련보다 아마 10년 정도 앞서 있었을 것이다. 구소련 지역에 있던 독일의 V-2 생산공장은 재생, 재건되어 재 가동 되었다. 다량의 V-2 미사일은 독일에서 처음 실제로 제작되었고, 그 다음에는 러시아에서 제작되어 1947년을 시작으로 많은 수량이 발사되었다.
구소련은 또한 두 그룹의 독일인들부터 지원을 얻어내었다. 그 중 하나로 약 200명의
전문가로 구성된 Peenem nde로부터의 기술자 집단은 연구 업무를 수행하여 구소련을
위한 첨단 무기 체계의 예비 설계를 작성하였다. 다른 하나는 대부분 생산 및 발사 요원들로 구성된 보다 큰 집단으로, 이들은 구소련의 생산 및 시험에 도움을 주었다. 독일인은 구소련이 자체적으로 무슨 미사일과 엔진을 개발하고 있는지를 전혀 알지 못했다. 4∼
7년 후(주로 불편한 여건 하에서) 이 독일인 집단은 집으로 돌아갈 수 있게 하였다. 귀환한 독일인들은 그들이 구소련 미사일 및 우주 노력에 기여한 가치를 과소 평가 하였는데,
이는 부분적으로 그들 연구의 활용이나 가치에 관한 어떤 반응(feed back)을 받아보지
못했기 때문이었다. 그렇지만 당시 구소련이 거둔 이득은 상당했던 것으로 알려져 있다.
가. NPO Energomash
이 설계국의 역사는 전쟁전 로켓엔진 관련기구인 GDL과 그 후속 RNII로 거슬러 올라
갈 수 있다. Energomash는 많은 대형 LPRE로 가장 잘 알려져 있다. 맨 처음부터 최고
설계책임자(chief designer)는 Valentin P. Glushko 이었고, 구소련의 대형 LPRE 개발에
있어서 핵심인물로 생각되었던 사람이다.
스탈린 숙청 시절에, 지식계급층의 상당수가 조작된 혐의로 체포되어 강제 이송되었다.
1938년 Glushko와 일부 다른 핵심인물들은 체포되어 감옥소로 가게 되었다.
1년 뒤 그는 속박된 상태에서도 LPRE에 관한 연구를 계속할 수 있게 허락되었다.
Glushko는 어떻게 해서 소수의 기술자 그룹을 결집하게 되었고, 이들은 곧 Kazan(모스크바 동쪽 700km)에 있는 한 공장으로 이동하게 되었으며, 거기서 그는 작은 실험적
DB를 공식적으로 조직하였다(비록 감시 하에 있었지만). 그들은 전술한 항공기용 RD-1을 포함해서 소형 LPRE를 개발하였으며, 1944년에는 감옥에서 풀려나게 되었다.
Glushko는 그 후 구소련 과학원의 준회원으로 선출되었다가 수년 뒤에는 정회원이 되었으며, 1960년대 말에서 1970년대 초까지 그는 사실상 모든 구소련의 우주 및 탄도미사일 개발사업에 대한 책임을 맡고 있었다.
1946년 그의 LPRE R&D 기관은 Khimky(이곳은 모스크바 지역으로 인구가 조밀함)
에 있는 항공 공장으로 이전하게 되었다. 대형 LPRE 시험 설비는 날씨와 주위 주택 시설 때문에 옥내에 건설되었다. 대형 엔진과 그 배기 화염에서 나오는 뜨거운 독성 배기
증기를 제어하고 소음 특성을 감소시키기 위해 독특한 시험 설비를 개발하게 되었다. 즉
엔진을 수직 하방으로 연소시켜, 고온가스를 냉각 및 소거하기 위한 강력한 물 분사 장치를 갖춘 대형 와류실(vortex chamber) 내를 통과하도록 하였다.
냉각되고 정화된 가스는 대형 수평 덕트 내의 배출장치(ejector)에 의해 시험대로부터
빠져나가 높은 굴뚝을 통해 배기되었다. Energomash라는 이름은 1967년에 채택되었다.
이 설계국의 자체 계산에 따르면, 총 95종의 LPRE가 개발되었고, 그 중 35종은 검증시험을 통과하였으며 30종은 비행시험이 실시되었다.
모스크바에서 Glushko와 그의 동료들은 원래 1946년에 독일의 V-2 엔진을 개량하는
일을 하였지만, 그들은 곧 보다 추력이 크고 V-2에 비해 상당한 진보를 보인 엔진을 몇
종 개발하게 되었다. V-2에서 볼 수 있는 18개 각개 분사 돔(domes)과 거의 구형으로
된 연소실 대신에, 그들은 평면 분사기(flat injectors) 그리고 나서 'single-dished
multi-plate' 분사기를 사용하였으며, 연소실은 보다 홀쭉한 모양이 되었다.
그들은 먼저 독일이 사용한 추진제 LOX/75% 에틸알코올에서부터 시작하였다. 구소련은 V-2 엔진을 약간 수정하여 복제하였고, 초기의 출력 증대형과 대폭적으로 개량한 버전 두 종류의 V-2 LPRE는 단거리 및 중거리 탄도미사일(배치)용으로 실제로 생산되었다.
그들은 또한 몇 개의 실험용 추력실(최대 7톤 추력)을 제작하였고, 이들은 각종 냉각방법,
냉각재킷 설계, 분사기 설계, 시동기법, 그리고 기타 파라미터 들을 조사하는데 가장 유
용하였다.
구소련 최초로 주요하고도 정말로 역사에 남는 신형 엔진으로서 생산에 들어간 것은
RD-107(그림 10 및 11)과 그 자매격 엔진 RD-108이었다. RD-107은 동일 공급시스템에 의해 제공되는 4개의 고정식 TC 및 2개의 힌지식 버니어 TC, 하나의 TP, 그리고 하나의 단일추진제 과산화수소 가스발생기(gas generator)/자갈 형태(pebble type)의 고체추진제 촉매를 가지고 있었다.
‘ı¡μ?¡¶?¡¶i￥¡¶?¡¶?¡¶
그림 10. RD-107 LPRE는 구소련의 1950년대 최신기술의 전형(Energomash 제공)
이 역사적인 엔진은 원래 R-7 ICBM에 사용되었고, 나중에 가서는 Vostok, Voshkot,
Molniya, 그리고 Soyuz 계열의 SLV에 사용되었다. 엔진 개발은 1953/1954년에 시작되었고, 1955년에는 단일 TC를 갖는 최초의 엔진시험이 이루어졌으며, 4개 TC를 갖는 시험은 1956년에 실시되었다. 이는 세계에서 가장 많이 활용된 부스터 로켓엔진이고 또한
최장수 대형 LPRE 프로그램의 하나이다. 2001년 말까지 1,630기 이상의 비행체가 생산모델을 사용하여 97.5% 성공률로 발사되었다. 5개 엔진(20개 TC)을 가진 최초의 성공적인 우주발사는 1957년도의 Sputnik 이었다.
‘ı¡μ?¡¶?¡¶i￥¡¶?¡¶?¡¶
그림 11. RD-107의 개략 흐름도
그림 11의 각 부분 명칭은 다음과 같다; 1)조향 추력실, 2)조향 추력실 회전장치, 3)산화제 다지관(manifolds), 4)조향 추력실 연료 다지관, 5)주 연소실, 7)GG, 8)터빈, 9)산화제
펌프, 10)연료펌프, 11)TC 시스템 압력센서, 12)주 산화제 밸브, 13)주 연소실 산화제 다지관, 14)주 연료밸브, 15)주 연소실 연료 다지관, 16)과산화수소 밸브, 17)감압밸브, 18)과산화수소 펌프, 19)모터동력 감압밸브, 20)액체질소 펌프, 21)시스템 스로틀(throttle).
그림 12에 보인 RD-107의 소형경량화(compact) TP는 두 개의 직렬 축(in-line
shaft)을 가지며(각 축은 2개의 볼베어링으로 지지됨), 이는 독일의 V-2 TP로부터 습득한 개념이다. 내부 스플라인(splines)이 두 축을 연결하는 슬리브식 플렉시블 커플링은
독일의 플랜지 커플링보다 더 작고 가볍다. 두 개의 직렬 축 설계의 장점으로는 직경이
작고 가벼운 축, 흔히 직경이 작고 가벼워진 하우징, 그리고 작고 내구성이 좋은 베어링
및 실(seals) 등이다. 불리한 점은 장치가 보다 복잡해지게 된 것(많은 실, 베어링 및 커플링)과 흔히 TP 조립체 길이가 늘어나 엔진이나 비행체 내에 설치하기(package)가 더
어려워질 수 있는 것이다. TP에는 강재 터빈(두 줄로 된 블레이드), 산소 임펠러(shrouded double inlet), 연료 임펠러(single-sided), 그리고 기어 상자(이를 통해 과산화수소와 액체질소를 위한 소형 펌프가 구동됨) 등이 포함된다. 액체질소는 터빈 배기가스
조립체에 위치한 열교환기를 통해 흐르면서 기화된 다음 주 추진제 탱크를 가압하는데
사용된다. 과산화수소는 고체 촉매에 의해 분해되어 증기 및 산소를 형성하여 터빈 구동동력을 제공한다.
‘ı¡μ?¡¶?¡¶i￥¡¶?¡¶?¡¶
그림 12. RD-107의 TP 단면도(Energomash 제공)
4개의 TC는 케로신에 의해 재생 냉각되며, 두 가지 상이한 냉각재킷 설계를 적용 하였다. 그림 13a에 도시된 것처럼, 연소실과 노즐확대부에서 내벽과 외벽은 골진
(corrugated) 중간벽에 의해 서로 연결되어 있다. 골은 냉각제 유체의 흐름통로를 형성하게 되며, 같은 냉각재킷 내에서도 상이한 골 형태를 사용할 수 있다. 열전달이 최고로
높은 노즐 목 영역에서는, RD-107은 이와 다른 냉각재킷 형상을 하고 있으며 내벽은 열전도성이 보다 큰 금속합금으로 만들어져 있다. 그림 13b에서 보는 바와 같이, 내벽은
일체형으로 가공된 수직 리브(ribs)를 가지고 있어, 이것이 흐름통로를 형성한다. 이 채널
벽 단품은 외부의 스테인레스강 벽과 브레이징 가공되고(brazed), 이 목 부분의 내벽과
외벽은 모두 그 상하의 골진 재킷 형상과 용접된다.
‘ı¡μ?¡¶?¡¶i￥¡¶?¡¶?¡¶
그림 13. 세 가지 종류의 일반적인 냉각재킷의 단면
이러한 3차원 정밀 성형 금속 판재는 모두 적절한 표면상에 망간계 브레이징(manganise-based brazing) 재료로 피막처리 되었다. 브레이징은 불활성 분위기나 진공으로 된 노 안에서 행하여지며, 양질의 브레이징을 얻기 위해서는 정밀부품, 정밀치구,
그리고 판금부품의 정밀맞춤(close fits) 등이 요구된다. 내벽 및 외벽의 각종 단품들은
정밀용접으로 조립되고, 이 또한 올바른 맞춤이 요구된다.
중간 골판재로 된 구소련의 독특한 설계는 1948∼1951년 사이에 개발되었다. 이와
유사한 냉각재킷 벽 구조는 다른 DB의 경우를 포함해서 많은 TC에 사용되어 왔고 또한
사용되고 있다. 이들 중에는(특히 연소실 압력이 낮은 경우) 목 부분에서도 역시 골판 설계를 많이 사용하고 있다. 이는 다른 곳에서는 찾아볼 수 없는 구소련 특유의 경량 냉각
재킷 설계이다. 튜브형 냉각재킷 설계(그림 13c)는 이와 비슷한 시기에 미국에서 처음
고안되어 동일한 용도로 사용되었고, 러시아를 제외한 대부분의 국가에서 사용되어 왔다.
세부설계에 따르기는 하지만, 골판재 금속으로 흐름통로를 형성하는 구소련의 설계는 튜브형 설계에 비해 질량 면에서 보다 가벼울 수 있다.
RD-107의 분사기(그림 14 참조)는 외부 용접되는 돔 모양의 금속 커버(산화제 분배 공동의 상부), 중간 격벽 혹은 중간판(연료와 산화제 다지관을 분리), 그리고 분사기의 면판에 해당하는 평면 내벽으로 구성된다. 분사기 면판에 수직으로 있는 다수의 짧은 강재 튜브(분사요소 혹은 분사 노즐이라고도 함)는 중간판과 내판을 연결하며, 브레이징 가공으로
설치된다. 튜브에 가공된 편차를 둔(offset) 접선방향의 작은 유입공은 튜브 내의 산소 및
연료 흐름을 소용돌이 혹은 와류 흐름을 만들어 내며, 이곳에서 추진제가 방출되어 원추형
추진제 분무가 형성된다. 이와 같은 튜브 혹은 분사 주입구(spray points)는 10개의 링 형태로 총 337개가 배열되었다. 맨 바깥쪽 링은 연소실 내벽에 연료만을 분사하며(유막냉각)
벽 온도를 380 이하로 유지한다. Energomash는 개발 중에 고주파 연소 불안정에 부닥치게 되었지만, 분사기에서 설계변경을 통해 해결하였다. 구소련은 거의 모든 분사기에서
이러한 'spray inserts'를 사용하였는데, 그 이유 중의 일부는 이를 통해 좋은 성능을 얻을
수 있고 또한 1930년대 이래로 호의적인 경험을 갖게 되었기 때문이다.
‘ı¡μ?¡¶?¡¶i￥¡¶?¡¶?¡¶
그림 14. RD-107의 분사기의 단면도(Energomash 제공)
그림 15는 Soyuz SLV(이는 R-7 ICBM 미사일을 개조한 버전의 일종)의 후미 모습을
보여주고 있다. 발사체는 추력보강용 이탈식 부스터가 4개 부착되고 이들 각각에는 하나의 RD-107 엔진이 장착되며, 중심부 코어 RD-108 엔진은 RD-107과 아주 흡사하나
힌지식 버니어 TC 4개를 가지고 보다 낮은 추력실 압력과 다소 낮은 추력에서 보다 장시간 동안 작동한다는 점에서 다르다. 모두 합쳐서 20개의 대형 TC와 12개의 소형 버니어 TC가 있으며, 노즐은 총 32개이다. 이들 두 종류의 LPRE에는 17종이나 되는 사로
다른 버전이 존재하는 것으로 판단되며 대부분 성능치가 조금씩 차이가 난다.
RD-107/108 엔진용 버니어 TC는 원래 Korolev DB에 부여되었으며, Korolev DB는
이 필요에 맞추기 위해 S1 35800을 개발하였다. 요구조건이 변경되자(ICBM에서 SLV로
전환), Energomash는 보다 성능을 높인 TC를 개발하게 되었고 Glushko는 자체 내에서
완전한 엔진 조립체를 갖추게 되었다. RD-107 엔진용 힌지식 버니어 TC의 추력은 약
38kN(해면기준)이다. 그 기술과 S1 35800 하드웨어는 CADB로 이전되었고, 거기서 성능을 향상시켜 결국 RD-0105 LPRE가 되었다.
‘ı¡μ?¡¶?¡¶i￥¡¶?¡¶?¡¶
그림 15. Soyuz SLV(바깥쪽 부스터 조립체는 RD-107엔진, 중심부는 RD-108 엔진)
RD-120 제2단 엔진은 LOX/케로신을 사용하고 단계식 연소사이클을 채용하며, 높은
노즐면적비(106 : 1)와 소량의 접촉발화성 초기연료를 사용하여 점화되는 특징이 있다.
이 특이한 엔진은, Zenit 발사체 제2단의 대형 환형(toroidal)탱크 중간에 있는 고정식 추력구조물에 장착되기 때문에 노즐주위로 추력구조물을 갖게 된다. 최초비행은 1985년에
이루어졌다. 미국내의 판매가능성을 보고 Pratt and Whitney Aircraft사가 이 엔진에 대한
면허를 획득하여 1995년에 시험한 바 있지만, 아직 응용된 예는 없다.
RD-170은 세계에서 가장 큰 추력을 가지고 있으며(7,904kN 또는 1,770,000lb, 진공기준), 지금은 운용되지 않는 미국의 F-1 엔(1,500,000lb)보다도 약간 더 크다. 이것은
역사적으로 중대한 엔진으로서 좀더 자세히 설명할 만한 가치가 있다. 이것은 비교적 대단히 높은 연소실 압력을 가지며, 어떤 버전에서는 242기압(3,550psia)으로 나와 있다.
RD-170은 힌지식 TC 4개, 대형 TP 1개(14,500rpm과 250,000마력), 그리고 산소가 농후한 구형 예연소기(preburner) 2개를 갖는 단계식 연소 사이클을 가지고 있다. 그림 16과 17은 이 LPRE와 그 흐름도를 보여주고 있다.
‘ı¡μ?¡¶?¡¶i￥¡¶?¡¶?¡¶
그림 16. RD-170은 최대의 추력을 가짐(Energomash 제공)
노즐 팽창 면적비는 36.8 : 1.0으로 비교적 높고, 튜브 구조물은 대부분의 추력을 전달하며, 힌지식 작동기를 사진(그림 16)에서 볼 수 있다. 그림 17의 개략도에는 4개 TC
중에 단지 2기만을 보여주고 있다. 주 TP는 1단 터빈 1개와 연료펌프 2개를 갖지만, 산소펌프는 단 1개이다. 긴 축은 흐름도에서 검은 선으로 표시되어 있다. 2개의 부스터 펌프는 캐비테이션(cavitation)을 방지하는데 도움을 주며, 그 중 하나는 유압터빈을 가지고
있다.
‘ı¡μ?¡¶?¡¶i￥¡¶?¡¶?¡¶
그림 17. RD-170의 개략 흐름도(Energomash 제공)
‘ı¡μ?¡¶?¡¶i￥¡¶?¡¶?¡¶
그림 18. RD-170 TC와 유사한 TC(Energomash 특허 도면에 의거)
그림 18은 RD-170에 사용되는 한 종류의 추력실을 보여주고 있다. 이는 연료로 재생냉각되고 보충으로 유막냉각을 사용하며, 그 조립체는 브레이징과 용접으로 부품들을 조립하여 완성된다. 대기온도의 케로신 연료는 열전달이 가장 높은 노즐 바로 상류에 있는
냉각재킷으로 공급된다. 유해한 탄소 침전물을 형성하는 일이 없이 강렬한 열을 흡수한다. 외부 배관은 이러한 비교적 복잡한 냉각재킷에 사용된다.
그림 19의 단면도에 보인 냉각채널은 본질적으로 직사각형으로 곧게 나 있지만, 다만
노즐 축소부에서는 직사각형 채널이 나선형 흐름 형태로 배열된다. 그림 19는 또한 총
271개의 분사요소들을 보여주고 있으며, 이들은 그림 20에 보인 바와 같이 2가지 기본형이 있다. 그 중 하나는 분사기 면판 밖으로 돌출된다. 그림 19를 보면, 이러한 돌출요소(단순히 작은 원으로 표시된 것) 54개가 진동방지 배플(즉 가운데 원형 배플 1줄과 거의 반경방향 배플 6줄)을 형성한다. 배플은 연속적인 벽으로 되어 있지 않고 돌출분사요소들 사이에는 간극이 있다. 이러한 간극은 진동하는 흐름에 추가 감쇠작용을 유발한다.
‘ı¡μ?¡¶?¡¶i￥¡¶?¡¶?¡¶
그림 19. 분사기 면판 전면도와 냉각재킷 단면(Energomash 특허에 의거)
그림 20에서 보인 분사요소 중에서 다른 하나의 경우, 각 요소의 끝은 분사기 면판의
접시자리파기 안쪽에 맞춰져 있다. 서로 다른 4종류 혼합비에 따라 상세설계를 조금씩
달리하여 4종류가 있다. 그림 19의 원 중에서 금은 색의 양(1/4, 1/2, 3/4 부분 흑색)은
서로 상이한 혼합비를 가리키고 있다. 즉 이들 요소의 혼합비는 검은 면적이 많을수록
산화제가 더 풍부하다. 산화제가 농후한 가스는 축 방향으로 분사요소를 통해 흐르지만,
연료는 접선방향 구멍을 통해 분사되어, 분사요소의 환형 공간 내에서 소용돌이를 형성하여 하나의 원추형 분무형태(conical spray redundant)로 요소로부터 빠져나온다. 서로
다른 종류의 분사요소 분배는 분사기 면판상에 아무렇게나 하지 않고 그림 19에서 볼 수
있는 바와 같이 일반적으로 나선형 패턴을 따르고 있다.
전 작동범위에 걸쳐 고주파 연소 불안정을 피하기 위해서는 유동속도, 혼합비, 그리고
분사기 면판상의 놓인 위치에 따라서 이 4 그룹의 분사요소를 변동시킬 필요가 있다. 내벽 재료는 비교적 높은 열전도율을 가진 구리합금이고, 외벽과 다지관 그리고 파이프는
스테인레스강이다. 분사요소는 분사기의 중간판에 브레이징으로 접합되고, 내측 분사기
판과 연소관 내벽 리브 및 노즐 내벽 리브는 외벽과 브레이징 가공된다.
‘ı¡μ?¡¶?¡¶i￥¡¶?¡¶?¡¶
그림 20. 전형적인 2가지 분사요소(Energomash 특허에 의거)
RD-170은 탱크 압력 공급방식만을 사용하여, 3초 이상 경과하는 동안에 전(全)추력까지 원활한 시동 천이과정을 이행할 수 있다. 모든 TC에 대해 완전히 자동화된 점검이
이루어지고 나면, TP는 전속력에 이르게 된다. 엔진을 끌 때 추력은 수초 동안에 70%로
떨어지고, 이로부터 2초 동안에 50%로 떨어져서 약 10초간 유지한 다음 0.5초 내에 엔진이 정지된다. 이러한 단계적 정지는, 만일 냉각제 흐름이 너무 빨리 중단될 경우 발생할 수 있는 엔진 손상을 피하게 한다. 최초 지상시험(1982년)은 만족스럽지 못했다. 문제점을 분석하기 위해 특별 위원회가 소집되었고, 1984년 지상시험에 성공하였다. 1985년에는 최초 비행이 이루어졌다. 이 LPRE는 Energiya SLV에 사용되었고, Zenit SLV와 미국의 Sealaunch 프로그램(함정배치 발사 플랫폼)에 사용되고 있다.
RD-170 LRPE에는 변형버전이 몇 종류 있다. 이 4개 TC 모델은 원래 Energiya 우주발사체에 사용하기 위해 설계되었다. RD-171은 거의 동일하지만, 러시아의 Zenit SLV와
미국의 Sealaunch 응용에 맞춰 설계되었다. 단일 TC 버전(RD-191, 아직 비행되지 않았음)과 노즐이 보다 크고(면적비 106 : 1) 비추력이 337.8(진공중)인 2개 TC 버전(RD-180)이 있다. 이 마지막 모델은 P&W사의 입력자료와 지원으로 개발되었고, P&W사에 면허가 주어졌으며, Lockheed Martin사의 Atlas III SLV(2003년 초에 최초비행)용으로 선정되었다.
저장가능한 추진제를 사용하는 대형 LPRE는 구소련의 탄도미사일에 적용하기 위해
1950년대 말 Energomash에서 개발이 시작되었다. 이들 LPRE의 초기 버전들은 질산을
사용하였지만, 나중 버전에서는 산화제로서 N2O4(NTO)로 바꾸었다. RD-214 및 216은
초기의 대형 LPRE 생산엔진으로서 저장가능한 추진제 즉 질산 산화제 및 27% N2O4와
케로신(RD-214) 또는 UDMH(RD-216)를 사용하였다. RD-214는 단일추진제 과산화수소
GG 그리고 조종을 위한 제트베인을 가지고 있었다. RD-216은 RD-215 엔진 2개를 사용하였으며, 각각은 2개 TC와 하나의 TP 그리고 보다 발전된 이원추진제 GG로 구성되었다. 그림 21은 RD-216의 독특한 분사기와 일부 분사요소에 대한 상세를 보여주고 있다. RD-214의 경우 1962년 3월에 SLV 버전에 대한 최초 궤도비행이 실시되었고,
RD-216의 경우는 1964년 8월에 이루어졌다.
‘ı¡μ?¡¶?¡¶i￥¡¶?¡¶?¡¶
그림 21. RD-216 LPRE의 분사기(Energomash 제공)
RD-253 LPRE는 구소련의 다른 엔진에서 일찍이 증명된 바 있는 단계식 연소 사이클을 적용하고 있다. Energomash로서는 그러한 사이클이 처음이었고, 이는 또한 구소련의
대형 엔진으로서 저장가능한 추진제 NTO/UDMH를 사용하는 것으로도 처음이었다. 그림
22와 23은 이 엔진과 그 흐름도를 보여주고 있다. 이 단계식 연소 사이클 엔진은 GG 사이클에 비해 성능이 2∼8% 더 좋으며, 이는 특히 고속 임무에 효과적이다. 최초의 단계식 연소사이클 실험 엔진은 1958/1959년에 RNII에서 지상시험이 되었고, 1960년에 최초로 비행된 것(S-1-5400)은 Korolev DB에서 개발한 것으로 Molniya SLV의 제4단에 장착되어 비행되었다.
‘ı¡μ?¡¶?¡¶i￥¡¶?¡¶?¡¶
그림 22. RD-253 엔진(저장가능한 추진제/힌지식 장착, Energomash 제공)
대형급 Proton SLV의 제1단은 힌지식으로 장착되는 RD-253 엔진 6개를 사용하며,
각각은 산화제가 농후한 예연소기(oxidizer-rich preburner)를 하나씩 가지고 있다. 초기
버전은 TC 위에 TP가 있었지만, 나중 버전에서는 TP를 측면 장착하여 엔진 길이가 짧아졌고 TP 성능이 다소 향상되었다. 한 가지 재치있는 설계특징은 저압 산화제 공급라인에 환형 이젝터(annular ejector)를 둔 것이다. 이것은 주 NTO 펌프 입구에서의 흡입압력을 상승시켜 캐비테이션 문제를 완화시킨다. 러시아 내·외의 일부 엔진에서 단순한 이젝터를 사용해 왔지만, 이는 보다 복잡한 부스터 펌프에 비해 더 많은 에너지가 요구된다. 추력은 예연소기로 가는 연료 흐름을 조절함으로써 제어되고, 주 TC를 위한 혼합비는 탱크에 남아있는 추진제에 따라서 냉각재킷으로 가는 연료 흐름을 조절함으로써 제어된다. RD-253은 또한 추진제 탱크의 화학가스 가압방식을 채용한 최초의 대형 생산엔진
중의 하나가 되었다. 2개의 작은 GG 중의 하나는 연료가 농후한 혼합물을 가지고, 나머지 하나는 산화제가 농후한 가스를 가지고 있다. 이들의 가스온도는 충분히 낮아 가스
냉각을 위한 열교환기를 필요로 하지 않는다.
보다 고 에너지의 추진제를 찾기 위한 구소련 프로그램의 일환으로, Energomash는
산화제로서 액체 극저온 플루오르(fluorine) 그리고 연료로서는 액체 암모니아를 사용하는 실험용 상단 엔진 RD-301을 1969∼1975년 사이에 개발하였다. 산화제는 대단히 고
에너지이고, 극히 독성이며, 매우 부식성이 강하고 대부분의 물질과 연소하기 쉽기 때문에, 이는 역사적으로 주목할 만하고 독특한 성과이다. 이 엔진은 GG 사이클과 TP를 사용하였고, 큰 노즐 확대비(108.7 : 1)는 높은 비추력 값(400초, 진공중에서)에 기여를 하였다.
이는 광범위하게 시험되었으며 시간적으로는 200,000초가 넘었다. 다른 국가에서도 산화제로서 플루오르를 가지고 연구를 하였지만, 보다 낮은 추력 및 연소실 압력 수준이었고
대부분 단순한 가스압력 공급 시스템이나 기존의 소형 TP 공급식 엔진을 개조하여 사용하였다. RD-301은 이렇게 대단히 독성인 산화제용으로 특별히 설계된 새로운 펌프공급
LPRE이다. 베어링, 실, 밸브, 그리고 연소실 벽 등과 관련된 안전 및 재질 문제는 심각하였지만, 이들은 분명 해결되었다. 미국에서는 비교적 짧은 시간의 노출일지라도 1ppm 이상 농도의 플루오르를 흡입하는 것은 건강상 중대한 위험이 되는 것으로 간주되고 있다.
‘ı¡μ?¡¶?¡¶i￥¡¶?¡¶?¡¶
그림 23. 단계식 연소 사이클 RD-253의 개략 흐름도
1960∼1966년 동안에 Energomash는 또한 농축 과산화수소 및 펜타보란(pentaborane)을 추진제로 사용하여 펌프공급식 RD-501 엔진에 대한 연구를 하였다.
이러한 심한 독성 연료를 사용하는 펌프공급식 엔진의 개발은 이것이 유일하게 알려져
있다. 이들 두 엔진에 대한 연구가 중단된 것은, 비록 다른 공식적인 이유도 있었지만 무엇보다도 그와 같은 매우 독성 추진제로 인한 격렬한 사고를 초래할 수 있는 가능성 때문인 것으로 보인다. 이와 마찬가지 이유 때문에, 미국이나 다른 국가에서도 매우 독성인
추진제를 사용하는 엔진에 대한 연구가 중단되었다.
1989년 Energomash는 두 종류의 대형 삼원추진제(tripropellant) 부스터 엔진을 개발하기 시작하였다. RD-701은 짐벌식 TC를 2개 가지고, RD-704는 단일 TC를 가졌으며,
두 엔진 모두 단계식 연소 사이클을 사용하였다. 비행 초기 동안에는(대기를 통해 상승하는 단계), 추력레벨은 높고 엔진은 대부분 LOX/케로신 연료를 연소시킨다(수소는 소량).
나머지 비행단계에서는 보다 낮은 추력으로 LH2/LOX를 연소시키게 된다. 이러한 이중연료 개념의 이점으로는 보다 높은 평균 연료밀도(이는 추진제 탱크 체적을 감소시킴), 약간
줄어든 비행체 구조물 질량, 보다 낮은 항력, 그리고 약간 향상된 비행체 성능 등이다. 초기 작동기에 엔진은 대단히 높은 연소실 압력(공칭압력 4,260psi)을 가졌다. 이는 세계적으로 보고된 최고의 연소실 압력 중의 하나이다. KB Khimautomatiki 설계국은 그들의
LOX/LH2 RD-0120 LPRE를 토대로 다른 삼원추진제 엔진을 연구하였다. 삼원추진제 개념은 원래 Rudi Beichel(원래는 독일의 Peenem nde, 나중에는 Aerojet사 소속)이 연구하였으며 이로부터 유래된 것으로 추정된다. 미국과 기타 국가들은 연구 및 몇 종의 구성품 시험을 지원하였지만 완전한 삼원추진제 엔진용 하드웨어를 제작하지는 않았다. 엔진은 더욱
복잡하고 아마도 6개의 TP(부스터 TP를 포함해서)와 더욱 복잡한 TC 하나를 갖게 될 것이지만, 비행체의 성능향상은 작을 것이다(1∼3%로 추정됨). 러시아는 3종의 서로 다른
엔진을 제작하였고, 구성품 및 엔진 시험을 어느 정도 수행하였으며, 5억 달러 이상으로
추정되는 추가 엔진 개발 비용을 분담하기 위해 국제적인 협력상대를 찾고 있었다.
다른 많은 로켓 설계자처럼, Glushko도 몇 가지 기발한 설계안(scheme)에 대해 실험하였지만 성공하지 못했다. 예를 들면, 그는 구형 TC를 연구하였지만 포기하였다. 그는
2개의 서로 다른 예연소기(즉 하나는 연료가 농후하고 다른 하나는 산화제가 농후한)를
갖는 단계식 연소 사이클을 개발할 생각을 가졌으며, 이를 위해 대형 엔진(RD-270)을
설계하고 구성품 시험을 하였다. 연소실 내로 가스상태 분사(액체방울의 기화나 분무화가
없는)도 생각할 수 있었을 것이고 탁월한 연소특성을 발휘할 것으로 기대되었다. 비행체
설계자는 소형 엔진의 다량 사용이 보다 매력적이라는 것을 발견하였지만, 이 프로그램이 완료되지는 못했다. 그는 또한 대단히 유력한 로켓연료이지만 불안정하고 독성 물질인 베릴륨 수소화물로 실험하였으며, 심지어 이를 위한 엔진(RD-560)을 제작하였지만,
프로그램은 계속되지 못했다. (다음 호 ‘하’편에 계속)
(Journal of Propulsion and Power,AIAA Vol. 19, No. 6, 2003. 11-12, pp.1008∼1037)
|
조회 : 110 
추천 : 0
