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오래전에 접했던 내용들을 다시 볼 수 있어서 좋네요. 내용중에 러시아 로켓개발의 아버지 투보로츠키와 챤더가 다 나오는군요. ^.^ 로켓엔진 제작에 대한 대단히 전문적인 내용들을 보실 수 있습니다.
러시아(구소련)의 액체추진제 로켓엔진의 역사(상)
1. 머리말
구소련은 다른 어떤 국가보다도 다양한 종류와 많은 양으로 액체추진제 로켓엔진(LPRE : Liquid Propellant Rocket Engine)을 개발하였고 또한 많은 수량으로 이러한 엔진을 실제 비행에 사용하였기 때문에, 구소련의 LPRE 역사는 주목할 만하다. 1990년에
구소련이 몇 개의 국가로 분할되었을 때, 거의 대부분의 LPRE 개발 기구, 생산공장, 시험설비들은 결국 러시아에 귀속되었고 관련연구는 계속되었다. 단지 몇 개만이 우크라이나에 현재 소재하고 있지만, 러시아의 체제조직과 협력관계를 잘 유지하고 있는 것으로
보인다. LPRE 기술의 주요 발전과 그 역사적인 중요사건의 대부분은 USSR(Union of
Soviet Socialist Republics) 정부가 통치하던 시절에 이루어졌다.
LPRE의 개념이나 형식은 한 가지로 유일한 것은 아니고 서로 관련이 있는 몇 가지로
구분된다. 이들은 모두 하나 혹은 그 이상의 추력실(thrust chamber)을 가지고 있다. 다른 국가의 경우와 마찬가지로, 대형(고 추력)과 소형(저 추력) LPRE 사이에는 상당한 차이가 있고 또한 극저온 혹은 저장 가능한(storable) 추진제, 단일추진제 혹은 이원추진제(bipropellants)를 사용하는 엔진 간에도 차이점이 있으며, 단일 점화 혹은 비행중 다중
재점화 여부와 연료공급 계통에서 펌프 혹은 추진제의 가스압력 압출 방식에 따라서 그리고 단일 비행 혹은 재사용이 가능한 다중 비행용에 따라서도 큰 차이가 있다. 앞으로
이러한 모든 종류에 대한 역사를 고찰하게 될 것이다.
설계국, 정부 연구소, 그리고 비행체는 그 이름으로 구분할 것이지만 어떤 경우에는
몇몇 선도자의 이름으로 식별하게 될 것이다. 유감스럽게도 우리는 러시아의 중요 기관들이나 이러한 LPRE 팀에 관계한 선도자나 강력한 영향을 발휘한 인물들을 총망라하여
목록으로 만들 수는 없다. 구소련의 LPRE의 경우, 한 종류의 LPRE에 대해 한 가지 이상의 영문숫자 명칭(예를 들어 엔진 설계국, 정부, 또는 비행체 설계자를 지칭하는 것
등)을 갖는 것이 보통이다. 여기서는 비행체의 응용 그리고/또는 개발자의 지명으로써
LPRE를 식별하기로 한다.
여기서 ‘성공적인 LPRE’라는 것은 양산에 들어갔거나 그리고/또한 한 번 이상 만족스럽게 비행된 것으로 정의하기로 한다. 실험적 및 시제형 LPRE와 엔진 구성품 중에는 착상, 설계, 제작 및 시험은 되었지만 여러 가지 이유로 해서 날려보지는 못했거나 양산이
되지 못하고 중도에서 탈락한 것들이 많이 있었다. 여기서는 러시아의 성공적인 LPRE
중의 일부에 대해 집중하게 될 것이다. 그렇지만 비록 이러한 ‘성공’의 정의에는 맞지 않겠지만 흥미로운 기술이나 어떤 역사적 중요성을 갖는 몇 가지 개발에 대해서도 역시
고찰하겠다.
어떤 특정한 LPRE에 관한 상세한 정보를 제시한다거나 혹은 러시아의 모든 LPRE들을 포함하는 것은 본 역사적 고찰의 목적이 아니다. 그 종류는 너무나도 많다. 단지 소수만을 선정하였고 이들 각각에 대해서도 대단히 제한된 데이터 그리고/또는 간단한 설명이 주어져 있다.
LPRE의 일부는 지금까지 한 번도 문헌에 보고되지 않았고, 일부는 제한된 배포처로
간행물에 간단히 언급되었을 뿐 러시아 밖으로는 알려지지 않은 것들도 있다. 따라서 이런 내용들은 미국내의 어떤 논문에서도 포함될 수 없다. 보다 상세한 파라미터에 대해서나 기타의 엔진에 대해서는 원문의 참고문헌을 찾아볼 수 있다. LPRE에 의해 구동되는
일부 비행체(항공기, 미사일, 우주발사체, 우주선 등)는 그 명칭이나 식별번호로 간단히
언급되고 있지만, 여기서는 로켓엔진에 중점을 두고 있다. 그리고 구소련의 고체추진제
로켓모터, 핵/전기추진, 터보제트, 그리고 로켓-공기흡입식 엔진의 결합에 대해서는 본
고찰에서 다루지 않는다.
2. K. E. Tsiolkowsky와 초창기 LPRE 개념
역사상 세계 최초로 LPRE에 대해 진지하게 기술적인 진술을 시도한 인물은 러시아의
Konstantin Eduardovich Tsiolkowsky(1857-1935)로 인정하고 있다. 그는 자수성가한
사람으로 심각한 청각장애를 가지고 있었고 책을 탐독하였으며 독학으로 공부를 하였다.
그는 인생의 대부분을 지방도시인 Kaluga에서 고등학교 수학과 물리학을 가르치며 보냈으며, 여가시간에는 부지런히 분석, 집필 및 연구하는데 힘썼다.
그는 3가지 주요 기술적 관심을 가지고 있었다. 그는 금속 외판과 가열가스로 된 공중 비행선을 연구하였지만, 자신의 아이디어는 한 번도 실제적으로 지원을 받지는 못했다. 그는 금속 비행기와 공기(항공)역학을 공부하였고, 러시아에서 처음으로 “공기역학적
파이프” 또는 풍동을 제작하였으며, 이를 이용하여 여러 가지 단순한 공기역학적 모양에
대한 항력계수를 결정하였다. 그렇지만 그의 취미와 주 관심은 우주비행이었고, LPRE로써 이를 행할 수 있기를 바랐다.
그는 1883년쯤에 우주비행과 로켓 비행체에 관해 숙고하기 시작하였다.
"Exploitation of Cosmic Expanse via Reactive Equipment"(또는 "Investigating Space
with Reaction Devices"라고도 번역됨) 제목으로 자신의 논문을 발행하기 위해 수년간
애를 쓴 끝에, 마침내 1903년 St. Petersburg에 소재 한 한 무명 잡지에 게재 승낙을
받아내는데 성공하였다.
논문은 길었기 때문에 2회 분량으로 연재되어야만 했다. 전반부를 인쇄하였던 잡지사가 1903년 파산한 관계로, 후반부는 1911년이 되어서야 개정된 형태로 다른 잡지에서
발표되었다. 이 역사적인 저술작품은 1912년, 1914년에 재발행 되었고(러시아어로),
1926년에는 증보 확대판으로 출판되었다.
이러한 논문에서 그는 대기권 상층부를 조사하고 또한 장래에는 행성간 비행을 하는데 있어서 로켓추진 비행체의 사용에 관해 기술하였다. 그는 지구탈출 속도 방정식을 보여준 것으로 최초이고 또한 감소 질량을 갖는 비행에 있어서 로켓 운동방정식(Tsiolkowsky 방정식이라고도 함)을 개발한 것으로도 최초이다. 이것은 추진제 소모에
따라 질량이 감소하면서 로켓추진에 의해 가속되는 비행체가 얻을 수 있는 이론적인 속도를 정의하고 있다. 이상화된 단순 형태에서, 이것은 무중력 우주 진공 내에서의 비행속도를 산출해 준다.
그는 또한 달과 같은 인공 우주선에 관해서도 기술하였지만, 우리 지구에 가깝게 임의로 대기권을 바로 벗어난 높이로 갖다 놓았다. 그것은 오늘날 위성이라고 부르는 것이다.
그는 2단식 비행체, 우주에서의 무중력 상태, 그리고 조종을 위한 방향타에 대해 언급하였다. 그는 달이나 행성 도중에 있는 중간 역과 같이 행성간 플랫폼(interplanetary
platform)을 논하였고, 또한 회전운동에 의한(gyroscopic) 안정화를 시사하였다.
Tsiolkowsky는 우주비행에 요구되는 에너지를 해석하였고, 서로 다른 여러 가지 추진제로부터 이용 가능한 에너지를 분석하였다. 액체 이원추진제가 고체추진제보다 더 많은
에너지를 가지며, 따라서 우주비행에는 더 나은 것으로 결론을 내렸다. 그는 ‘액체추진제
반응(반작용) 장치’에 관해 몇 가지 막연한 개념적인 스케치를 남겼고 이보다는 오히려
언어를 통해 일반적인 설명을 하였다. 그는 펌프에 의한 추진제 공급 시스템과 노즐에서의 가스의 팽창 및 가속에 대해서 기술하였고, 고 연소효율을 위해서는 양호한 혼합이
필요하다고 믿었다.
그의 개념적 스케치를 보면, LPRE는 매우 작은 연소실과 원추각이 작은 대단히 길고
트럼펫 모양을 한 배기노즐을 가졌다. 그림 1은 노즐 출구부가 트럼펫 모양이고(이는 효율적이지 못할 것임) 거의 비행체 전 길이에 걸쳐 뻗어있음을 보여주고 있다. 스케치에서는 피스톤 펌프를 표시하고 있지만, 그 동력원이나 사이클에 대해서는 설명되어 있지 않다. 그는 연소실 벽은 냉각시킬 필요가 있음을 말하고 냉각제로서는 연료 유동을 암시하였다. 추진제 탱크는 이상한 모양을 하고 있으며, 구조적으로 무겁고 또한 체적 비율이
올바르지 않다.
세부사항에 있어서 부적당한 면이 있음에도 불구하고, 그는 LPRE에 관한 나름대로의
개념을 진지하게 기술한 사람으로서는 처음이었다. 그는 LPRE를 제작하지도 시험하지도
않았다. 1920년대 초 미국 Massachusetts의 Robert H. Goddard가 최초로 추력실(TC)을
제작하였고, 1926년에는 LPRE로 추진되는 최초의 로켓 비행체를 날렸다.
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그림 1. Tsiolkowsky가 1903년 구상한 장래 우주선 상상도 중의 하나
Tsiolkowsky는 열방출에 대해 연구하였고 몇 가지 액체 추진제의 조합을 제시하였는데, 이는 개인적으로 제대로 된 기술교육이나 추진제에 대해 어떤 직접적인 경험을 받아보지 못한 공상가로서는 놀라운 성취인 것이다. 그의 분석에서는 액체산소가 유일한 산화제이었지만, 연료로서는 알코올, 일부 탄화수소류(메탄을 포함), 그리고 액체수소와 같은 몇 종류를 제안하였다. 그는 액체수소와 액체산소가 보다 높은 에너지를 발생하기 때문에(more energetic), 이를 우주비행으로서는 최상의 조합으로 선정하였으며, 이러한 결론은 오늘날에도 여전히 유효하다.
Tsiolkowsky는 그의 나이 60대와 70대에 이르렀을 때 비로소 개척자적인 연구에 대해 인정을 받게 되었다. 이와 더불어 그의 생활에 대해서도 보다 합당한 지원이 이루어지게 되었다. 1920년대 말과 1930년대에 그는 구소련에서 널리 알려지게 되었고, 또한
세계적으로 이름난 우주과학자로서 유명하게 되었다. 그가 남긴 많은 개념, 비망록(notes), 추진 아이디어, 이론 등은 그가 사망하고 난 5∼20년 뒤에 출판되었다.
3. 아마추어 단체들
1924년 아마추어 로켓 협회가 세계 최초로 구소련에 설립되었으며, 그 명칭은
"All-Union Society for the Study of Interplanetary Travel"이라고 하였다. 이와 유사한
아마추어 단체들이 독일(1927년), 미국(1930년), 영국(1933년), 그리고 기타 국가에서
설립되었다. 이러한 아마추어 협회들은 로켓공학과 우주비행에서 발전된 대단히 인기있는 관심을 반증하는 것이었다. 이 구소련의 아마추어 기구는 Konstantin Tsiolkowsky와
Frederikh Tsander같은 사람들을 끌어들였고 곧 200명의 회원을 확보하였으며, 수년 후에는 회원수가 1,000명이 넘었다. 구소련의 다른 도시에서도 유사한 단체들이 생겨났다.
Kier의 단체는 1925년에 우주비행과 로켓공학에 관한 전시회와 강연회를 개최하였다. 당시 구소련 정부는 과학적인 논쟁과 토론을 장려하였고, 이러한 단체들을 지원하고 관리하였다.
이 협회는 우주비행에 집중하였지만, 그들 중의 일부 논문, 전시물, 그리고 토론은
LPRE와 관련되어 있었다. 외국 전문가들의 방문과 강연도 허용되었다. 기술단체는 열렬하게 이들을 받아들였다. 이러한 단체들은 이 주제를 대중화시키는데 있어서 뿐만 아니라(많은 자유 공개), 나중에 로켓을 개발 및 제작하게 된 사람들을 끌어 모으고 교육하는데도 크게 기여하였다. 이는 또한 후에 로켓연구에 자금조달을 가능하게 한 구소련 정부의 핵심 관리들의 관심을 사기도 했다. 이러한 점에서 구소련은 유일하였으며, 당시 다른
어떤 국가도 우주비행이나 로켓공학에 지적이고 기술적인 토론을 갖지 않았다. 이러한
기술적 토론의 자유도, Joseph Stalin이 권력을 장악한 후인 1930년경부터 시작해서는 더
이상 허용되지 않았고, 이러한 러시아의 아마추어 단체들도 사라지게 되었다.
4. 추진제와 연소 안정성
이 두 분야는 LPRE 기술에 있어서 중요하며, 나중 구체적인 엔진과 함께 다시 언급되겠지만, 여기서 단순화된 방식으로 간단히 요약하기로 한다. 구소련에서는 다양한 액체
추진제에 대한 조사가 이루어졌다. 1946년 5월, 당시 정부는 미사일과 우주 계획을 위한
추진제를 탐색, 개발 또는 합성하기 위해 레닌그라드에 새로운 연구조직인 국립응용화학연구소(State Institute for Applied Chemistry)를 창설하였다. 초기 LPRE 프로그램(1932-1940년)에서는 액체산소/케로신(성능이 우수함)과 질산/탄화수소 연료(저장성을
위함)에 중점을 둔 것으로 보이지만, 다른 추진제 조합도 역시 시험하였다(예를 들어
turpentine, 가솔린, 또는 모종의 단일추진제 등). 구소련이 독일의 V-2 기술을 획득하여
모방하게 되었을 때, 그들은 V-2의 추진제 즉 LOX/알코올을 사용하여 1946년부터 미사일을 제작하기 시작하였다. 1950년대 그들은 대형 엔진용으로 LOX/케로신으로 다시 바꾸게 되었으며, 그 이유는 이것이 더 우수한 성능을 발휘하기 때문이었다. 1958년 무렵부터는 대형 엔진용으로 저장가능한 추진제를 사용하기 시작하였는데, 이는 언제라도 미사일을 발사할 수 있는 준비된 상태로 만들어 줄 수 있기 때문이었다. 처음에는 질산(보통은 N2O4를 첨가제로 사용)을 사용하였지만, 중대한 부식문제를 경험함으로써 곤란하게
되었다. 1960년대 그들은 가장 실용적인 저장가능한 추진제 조합으로서 NTO(nitrogen
tetroxide)/ UDMH(unsymmetrical dimethyl hydrazine)에 귀착하게 되었다. 이 추진제는
예측 가능한 성질을 가졌으며, 본질적으로 부식성이 없어 장기간 저장이 가능하면서도
우수한 성능을 제공하였다. 그 이래로 이는 구소련의 군사적 응용, 우주발사체(SLV) 상단, 자세제어 엔진, 우주선 기동 엔진, 그리고 위성체 추진용으로 주된 추진제 조합으로
사용되었다. 미국의 경우는 이와 동일한 용도로 NTO/MMH(monomethyl hydrazine)와
UDMH/하이드라진 혼합물에 집중한 것으로 보인다.
구소련은 고 에너지 추진제에 대한 실험적 연구계획을 약 25년간 수행하였다. 1960년대에 시작해서, 구소련은 고성능 우주임무용으로 3개의 서로 다른 설계국에서 최소한 3종류 그리고 많게는 6종류의 LOX/LH2(액체수소) LPRE를 개발/제작하였지만, 1987년에
시작해서 단지 하나만 성공적으로 날려졌고(Energiya 우주발사체의 RD-0120), 1996년
이후로는 어떤 것도 비행에 사용되지 않았다.
최근까지도 이러한 극저온 추진제를 사용하는 비행 프로그램은 진행되고 있지 않은
것으로 보였다. 그들은 또한 LOX/메탄 엔진도 개발하였지만, 날려보지는 않았음이 분명하다. 중대한 엔진 개발을 위해, 두 종류의 다른 고에너지 추진제 조합 즉 액체플루오르/
암모니아와 농축 과산화수소/펜타보란(pentaborane)이 선정되었지만, 이러한 엔진은 포기된 상태에 있다.
구소련은 'sintin'이라고 하는 이색적인 케로신을 합성하였으며, 이는 LPRE에 사용되는 보통의 케로신에 비해 성능이 약간 더 높다(2∼4%). 그들은 또한 대기압에서 저장되는 LOX보다 약간 더 밀도가 높고(비행체의 질량비를 향상시킴) 더 차가운 과냉각 LOX를 사용하였다. 이것은 비등점에 가까운 온도를 갖는 보통의 LOX에 비해, 열 흡수 용량이 더 크고 또한 펌프작업이 더 용이하다(기화압력이 더 낮고 공동화 발생 가능성이 덜함). 이러한 두 종류의 개조된 추진제를 사용하여, 통상적인 LOX/케로신 보다 더 좋은
성능을 얻었으며(보통, 진공상태 비추력에서 20초 증가), 이는 상당한 추가 마진을 제공하였다(어떤 실제 엔진의 변경 없이도). 'sintin'과 과냉각 LOX는 Proton 우주발사체의 경우와 같이 어떤 심(深)우주임무를 위한 상단 엔진에 선별적으로 사용되었다. 이 추진제
조합이 대형 부스터 로켓 엔진에도 사용된 것으로 언급한 곳도 있지만, 확인해 볼 수는
없었다.
1,000∼20,000cps 범위에서 발생하는 고주파 연소 진동은, 구조적인 파손이나 소손(burn out)에 의해 1초도 훨씬 못되어 연소실(TC)을 파괴시킬 수 있다는 것은 잘 알려져
있다. 그러므로 이러한 진동발생은 엔진 개발 중에 완전히 제거시켜야만 한다. 이러한 기체 진동은 1940년대 말과 1950년대 초 구소련의 대형 TC에서 처음 부닥치게 되었으며,
그 때 이후로 몇 종류의 대형 엔진 개발을 아주 곤란하게 만들었다. 이러한 기체진동은
정상상태 작동이나 처음 시동 시 추력 천이과정에서 보통 발생하였지만, 때로는 엔진 정지 시에나 추력 변경 동안에도 일어났다. 이러한 현상에 대한 조사연구는 우선순위가 높게 주어졌고, 1950∼1970년대 동안 여러 설계국에서 집중적으로 수행하였으며, 여기에는
Keldysh 연구소와 기타 연구소 그리고 일부 대학에서의 연구개발(R&D) 노력도 포함되었다.
이러한 조사 결과, 구소련은 다른 나라의 경우와 마찬가지로 보다 나은 이해를 습득하게 되었다. 고주파 연소진동은 연소 과정과 그 에너지 방출 메카니즘에 밀접히 관련되어
있다. 압력파는 3가지 모드(axial, radial, 혹은 tangential mode)에서 높은 진폭으로 공진할 수 있다. 파괴적인 고주파 진동의 갑작스런 발생을 제거하는데 있어서 여러 가지 대처방법들이 유효하였으며, 다음 방안들을 포함하였다.
1) 초기의 해결책은 연소실 기하구조(직경이나 길이)를 변경함으로써 공진 주파수를
변화시키는 것이었다. 어떤 형태의 진동은 연소실 직경이 보다 큰 경우에 더 잘 일어날
것 같았다. LPRE 개발 초기인 1946년경, Alexander Isayev 설계부장은 하나의 대형 TC로부터 동일한 총추력을 갖는 4개의 소형 TC로 이행하는 것이 골치 꺼리인 진동을 제거하는데 더 쉽다는 것을 발견하였다. 이것은 일부 LPRE의 경우에서 4개의 TC를 사용하는 이유 중의 하나이다.
2) 불안정성은 어떤 특정 추진제 조합에 더 쉽사리 발생하였으며, 추진제의 변경이 때때로 효과적이었다. 예를 들면 LOX/탄화수소는 LOX/알코올 보다 연소진동을 더 잘 일으킬 수 있다. 초기 OR-2 엔진은 가솔린에서 알코올로 바꾸었다.
3) 횡방향(transverse) 기체 진동을 제거하기 위해, 1949년에 벌써 분사기 근방에 냉각 금속 배플(baffle)을 사용하였다(처음에는 십자형 모양으로). 이는 일찍이 Isayev의
TC 중의 하나에서 처음 시도되었다.
4) 진동은 흔히 추력형성이나 추력조절 그리고 때로는 엔진 정지 시에나 추력을 변화시킬 때에, 추력실 압력 대 혼합비 스펙트럼의 어떤 특정 영역에서 발생하였다. 시동 절차(start sequence), 천이 흐름, 혹은 국소 혼합비 등을 변화시키는 것이 때로는 효과적이었다.
5) 어떤 분사 요소, 패턴, 혹은 오리피스는 보다 안정적이었으며, 이들 기하구조의 사소한 변경이 때로는 큰 영향을 주었다. 구소련은 오랜 역사를 가지고 스프레이(spray) 노즐 요소를 사용해 오면서 유동, 와류, 그리고 두 추진제의 충돌 위치와 이에 따른 최대
에너지 방출의 축방향 위치 등을 조절하기 위해서는 이러한 요소들의 세부 치수를 어떻게 변경시켜야 하는지를 배워서 알게 되었다. 어떤 경우에는, 기하구조나 개별 스프레이
요소 또는 분사기 면판 상의 스프레이 요소들의 배치 그리고 흐름 밀도나 분사기 면판
상의 국소적인 혼합비의 분포 등에서 어떤 변경을 가함으로써 불안정성을 제거할 수 있었다. 이것이 결과적으로 나중에 설명될 다소 복잡한 분사 패턴을 생성하게 되었다.
6) 만일 가스 기포가 연소실에 들어가게 되면, 이러한 기포가 흔히 불안정성을 촉발시킬 수 있다. 따라서 추진제 공급라인에서 가스 기포를 적절히 배출시키거나 제거시키고
또한 기동비행 과정에서 탱크 가압 가스가 탱크 출구로 들어가는 것을 방지하기 위해 예방책을 강구하였다.
7) 지금은 3가지 전 모드(axial, radial, tangential)에서 일어날 수 있는 기체 공진 및
조화 진동수의 추정값을 이론적으로 계산할 수 있다. 이는 LPRE, 그 구조물, 그리고 핵심 구성품들의 고유 공진 주파수가 연소가스의 진동 주파수와 일치하지 않도록 해서, 제어되지 않는 진동 증폭과 부품의 과도응력 가능성을 피할 수 있도록 설계자로 하여금 이들을 설계할 수 있게 해 준다.
8) 또 다른 방책으로는 효과가 좋으면서도 구소련 밖에서는 실행된 적이 없는 것으로
생각되는 것이 하나 있다. 그것은 연소실 내의 일시적 배플로서, 이들은 다공성에 연소성이 있는 펠트와 같은(feltlike) 재료로 만들어진다. 이는 단지 시동 과도기의 처음 몇 초간의 연소 동안에만 역할을 하고서, 배플은 소모되어 버린다.
이와 같은 여러 가지 방책들 중의 하나 또는 그 이상은 구소련이 각기 새로운 LPRE를 개발하는 과정에서 연소 불안정을 제거하는데 성공적이었다. 그렇지만 위에 나열된
방책들 중 어느 것도 서로 다른 TC 설계, 과도상태, 크기, 추진제, 연소실 압력, 또는 혼합비에 100% 효과적이지는 않았다. 이러한 접근방법 중에서 어느 것이, 연소 불안정 현상을 일으킨 어떤 특정 TC에 가장 효과적이고 단순할 것인지가 항상 분명한 것은 아니다. 구소련은 공진 공동(resonance cavities)을 한 가지 구제책으로 사용한 것 같지는 않아 보이지만, 미국이나 기타 국가에서는 이것이 대단히 효과적이었다.
5. 초창기 역사, 1929-1945년
구소련에서의 초기 아마추어 노력과 Tsiolkowsky의 비전(vision)은 LPRE 연구개발에
있어서 꾸준하고 지속적인 정부지원 사업으로 가는 전주곡이 되었다. 1919년 우주비행
열광자인 Nicolai I. Tikhomirov는 국가 공산당 지도자인 Lenin에게, 고체 및 액체 추진제 로켓추진에 대한 진지한 연구를 할 수 있도록 정부의 지원을 요청하는 편지를 썼다.
이 요청은 구소련 군부와 다른 정부 부처에서 검토하게 되었고, 2년 뒤에 승인되었다. 이
정부 단체는 원래 1921년 Tikhomirov's Jet Propulsion Laboratory로 모스크바에 설립되었고, 나중에는 Leningrad(지금은 다시 St. Petersburg로 알려지게 되었음)로 옮겨갔다.
처음에 이 단체는 이론과 고체추진제 로켓에 집중하였다.
초창기 LPRE 노력에 대해서는 여러 문헌에서 찾아볼 수 있다. 1928년 6월,
Tikhomirov 연구소는 개편되어 GDL(Gas Dynamics Laboratory)이라고 불렀다. LPRE에
대한 연구가 시작된 것은 1929년도부터였다. 1931년 Valentin Petrovich Glushko는 이
GDL 내에서 LPRE 사업의 책임자가 되었다.
초기의 몇 가지 추력실 및 LPRE 개발과 자연연소성 점화(hypergolic ignition) 개념의
제안은 그와 그 그룹의 공로로 인정되고 있다. 1946년도에는 Glushko는 독일의 V-2
LPRE 복제품을 제작 및 시험하는 사업을 맡아 이끌게 되었고, 차후 구소련 대부분의
대형 미사일과 우주발사체를 추진하는데 사용되었던 대형 LPRE 개발에서 선도적인 역할을 수행하였다. Glushko는 나중에 설명될 LPRE 진보에 여러 가지로 기여한 것으로 인정되고 있다.
구소련 최초의 추력실인 ORM-1(Opytni Raketnyi Motor number 1)은 GDL 연구소의
Glushko 그룹에서 설계하였고, 1931년에 시험 연소가 실시되었다. 그림 2는 환상의(annular) 실린더 모양을 한 추력실을 보이고 있다. 내부는 구리로 도금되었고(열전도를
좋게 하기 위한 것으로 추정됨), 안으로 들어간 형태를 하고 치환이 가능한 3개의 강재
노즐(각기 목 직경이 다름)이 부착되며 이 역시 구리로 도금되었다. 부식을 최소화하기
위해 구리 위에는 다시 얇은 금도금을 하였다. 추진제는 톨루엔과 질소 산화물이었다. 시험은 'cutoff' 노즐(노즐 확대부가 없음)을 직 상방으로 향하게 하여 실시되었다. 점화는
알코올을 적신 충전재(wadding)를 미리 연소실 내로 집어넣고 작은 신관을 써서 착화시켰다. 추력실(TC)은 수 초간 소손되지 않고 가동될 수 있었다. 1933∼1937년 사이에, 이
그룹은 여러 가지 ORM 형상들을 설계하고 시험하였다. 1934년에 이르러, 그들은 추진제로 냉각되는 노즐과 냉각되지 않는 연소실/분사 조립체를 사용해서 1분 이상 가동이 가능한 TC를 갖게 되었다. 차후 모델에서는, 전기식 기폭관으로 착화되는 작은 고체추진제(포 화약) 장약을 사용하여 점화시키게 되었고, 나중에 가서는 접촉발화성(자체 점화성)
시동 연료를 분사시켜 점화를 이루게 되었다. 보다 발전된 버전인 ORM-50은 단지 노즐
주위에 재생냉각 재킷을 갖추고 있었을 뿐이고, 비냉각 연소실에는 측면분사(2개의 산화제와 2개의 연료 분무기(spray head))와 어느 정도의 유막냉각(film cooling) 방식이 적용되었다. 질산과 함께 사용된 접촉발화성 시동 추진제는 인, 'carbon sulphite', 테레빈(turpentine)의 혼합물이었다.
곡선형 노즐 확대부(curved nozzle exit contour)에 대한 아이디어는 1930년에
Glushko가 Tsiolkowsky 앞으로 보낸 편지에서 언급되었을 것으로 추정된다. 1930년대와 1940년대에, GDSL 연구소는 노즐 두 개를 맞보게 설치하고 균형추(pendulum
balance)를 사용해서, 서로 다른 노즐 길이, 확대부 원추각(exit cone half-angle), 그리고
벨모양(bell-shaped) 확대부를 비교하는 실험적 연구를 어느 정도 수행하였다. 이 기법을 통해 그들은 원추각을 최적화하였다. 나중 시험에서는 벨모양을 사용해서 시험하였으며, 이는 발산 손실을 감소시켰고 똑 같은 길이의 원추형에 비해 성능이 약간 높게 나왔다. GDL에서 시험된 소형 ORM TC 중의 일부는 곡선형 노즐을 가졌지만, 대부분은 원추형 확대부를 사용하였다. 원추형 확대부(12∼18도)는 초기의 대형 TC(1946∼1950년)에
많이 사용되었고, 곡선형 확대부는 1951∼1953년 사이의 대형 TC에 나타났다. 미국은
1957∼1960년에 벨모양 노즐을 사용하기 시작하였다.
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그림 2. 구소련 최초의 추력실 ORM-1의 단면도(Energomash 제공)
1931년 8월, 정부지원으로 모스크바 GIRD(영문식 풀이로는 Group for Investigation
of Reactive Engines)가 설립되었다. 이전에 모스크바 아마추어 협회에 소속되었던 일부
회원들이 이 모스크바 GIRD에 가입하였다. 처음에 GIRD는 LPRE, LPRE로 추진되는 비행체, 램제트, 그리고 제트엔진 개발을 위한 그룹을 가지고 있었다. 기타 GIRD 그룹들
역시 조직되었고(예를 들어 Gorkiy, Kiev, Khrakov, Tbilisi, Rostov 등) 모스크바로부터
통제를 받았다. 1932년 기술자이자 조종사인 Sergei Pavlovich Korolev(1907-1966)는
모스크바 GIRD의 수장이 되었다. 그는 GIRD에서 개인적으로 무인 항공기와 로켓 비행체를 설계하였고, 때때로 LPRE 업무를 도왔다. Korolev는 나중 구소련의 모든 장거리
미사일과 우주비행 비행체 사업에서 최고위치에 오르게 되었으며, 국립과학원(Soviet
Academy of Sciences) 회원이 되었다. 구소련 탄도미사일과 우주 계획의 통솔자로서의
그의 중요 직책과 학술원 회원자격은 비밀에 부쳐졌다. 1966년 그가 사망하고 난 다음날에야 그의 역할이 알려지게 되었다.
Fridrikh A. Tsander는 Tsiolkowsky의 제자이고 로켓공학에 있어서 러시아 초기의
공상가이자 개척자로서, 모스크바 GIRD에서 LPRE 개발부의 장이 되었다. Tsander는 이미 수년동안 LPRE 해석에 관한 연구를 해 왔었고 또한 'Flights to Other Planets'를 발
표하여 좋은 평판을 얻고 있었다. 이 부서는 레닌그라드에 있는 GDL과는 독립적으로 일을 하였다. GIRD 그룹은 1932년에 OR-1이라고 알려져 있는 최초의 엔진을 연소시험 하였으며, 이 엔진은 추력 목표치를 12파운드로 하고 압축공기와 가솔린으로 작동되었다.
공기를 사용하였기 때문에 어떤 사람들은 이를 로켓엔진이라기보다는 오히려 제트엔진에
가까운 것으로 여겼다. 점화를 위해서는 스파크 플러그를 사용하였다. 이보다 앞서 1931년에 Tsander가 OR이라고 하는 버전을 작동시킨 것으로 보고된 자료가 있으며, 그렇다면 이것이 구소련 최초의 TC 연소 사례가 되었을 것이다.
그림 3에 보인 다음 모델 OR-2는 비교적 복잡한 LPRE이고, 활공기에 설치할 의도였다. 설계 추력은 50kg이었고, 추진제는 LOX와 가솔린이었다. 이는 추진제 탱크의 가스
가압을 위해 액체질소를 기화시켰고, 노즐 주위에 있는 탱크에 대해서는 강제유동 수냉
방식을 사용하였다. 여기에는 LOX와 액체질소를 기화시키기 위해, 노즐로부터의 열전달을 통해 가열된 물을 이용하는 열교환기가 구비되어 있었다. 전기적으로 구동되는 펌프를 사용하고 물은 하나의 순환회로를 형성하였다. 1933년 3월 OR-2 엔진의 초기 시험과정에서, 몇 차례 폭발사고가 일어났고 또한 불안정 연소 문제도 있었다. 그들은 이러한
실패로부터 교훈을 얻게 되었고 또한 이 엔진을 개량할 수 있게 되었다.
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그림 3. OR-2 엔진의 개략적인 흐름도
1933년 Tsander가 요절한 후에도 그의 그룹은 연구를 계속하였다. 100종 이상의 서로 상이하고 보다 발전된 엔진들이 모스크바와 레닌그라드에서 설계되거나 개발되었으며(1932∼1937년), 일부는 추진제를 달리하였다(그러나 모스크바 사람들은 대부분 LOX와
케로신 혹은 가솔린을 사용하였고 레닌그라드 사람들은 대체로 저장가능한 추진제를 사용하였다). 그들은 서로 다른 분사기 분무요소, 분사기 위치 변경, 상이한 내부 코팅, 대체 점화기로 혹은 벽이나 분사기 재료를 달리하여 시도하였다. 1934년 초기에, 구소련은
신뢰할 만한 파이로테크닉(pyrotechnic) 점화기 그리고 후에는(1937년) 자연발화 점화(연소실 압력 25기압까지 시험됨)를 개발하였고, 175∼210초의 비추력을 얻었다. 추력레벨은 3,000파운드로 증가하였다. 그들은 산화알루미늄 연소실과 노즐에 산화마그네슘 조성을 사용하는 세라믹 라이닝 처리된(ceramic-lined) TC를 실험하였지만, 그것은 무겁고
때로는 균열이 발생하였으며 신뢰성이 없었다. 1936년과 1937년에는 개량된 세라믹 버전(이를 12K라고 함)이 비행시험용 비행체의 추진용으로 사용되었으며, 그 중 하나는 유익 비행체에 사용되었다.
Tikhonravov가 책임자로 있던 모스크바의 GIRD와 레닌그라드의 GDL은 LPRE를 사용하는 로켓추진 비행체를 설계/개발하였다. 구소련은 비행가속과 대기환경의 영향을 평가하기 위해 새로 개발한 몇 종류의 LPRE를 비행시험 하였다. 수직으로 상승하는 시험
비행체들이 설계되어 날려졌다. 새로 설립된 모스크바 GIRD의 최초 비행은 1933년 8월
수행되었다. 이 실험 로켓은 GIRD 09 비행체를 추진하였는데, 길이는 7피트 10인치이고,
가압가스 공급시스템과 42파운드의 액체추진제를 가졌으며, 'resin-modified' 가솔린 연료와 LOX를 사용하여 작동되었다. 이 비행체는 18초간 작동하여 1,300피트로 추정되는
높이에 도달하였으며, 그 연소실은 완전 소손되어 땅에 떨어졌다.
1932년 비공식 모스크바 GIRD 그룹과 레닌그라드의 GDL은 하나의 정부 연구개발
기구로 합병되었으며, 그 명칭은 RNII(영어식으로는 Reaction Propulsion Research
Institute로 풀이됨)로 알려졌다. 이 연구소의 LPRE 담당부는 서로 다른 TC 형상, 노즐, 분사기 위치 및 연소실 체적과 같이 여러 가지 상이한 개념들을 조사하고 시험하였다. 초기의 TC들은 일반적으로 비냉각 연소실 벽을 가졌지만, 노즐은 보통 재생냉각
되었다. 분사는 연소실 중간 부분에 분무기 노즐을 삽입 설치하는 방식을 취하였다. TC의 공냉방식이나 일부 세라믹 코팅을 포함해서 많은 개념들은 성공적이지 못했다. RNII는
원격조작 기능을 갖춘 두꺼운 벽으로 된 연소 시험대를 최초로 제작하였다. 그들은 실험적 관측로켓, 실험적 공중 어뢰, 군용 미사일, 그리고 실험적 로켓 비행기용으로 LPRE를
설계하였다.
1933년 11월, RNII의 모스크바 팀은 Tsander가 처음 설계한 OR-2 LPRE의 개량형을
사용하여 RP-1 무인 활공기를 날렸다. 1934년 3월, 동일 엔진을 사용하여 이번에는
무인 로켓 항공기를 추진시켰다. 1936년 5월, Model 216이라고 알려진 날개를 가진 로켓추진 무인 발사체(projectile)를 경사 레일을 이용하여 최초로 발사시켰다. 이 발사체의
엔진은 OR-2 LPRE를 변형시킨 것으로, 알코올과 LOX를 사용하여 이륙시 220파운드의
추력을 발생하였다. 이후 버전인 Model 212는 1939년에 두 번 날렸지만, 예측된 비행경로를 달성하는데 실패하였다.
RNII의 레닌그라드 팀은 ORM-3∼ORM-66으로 불리는 일련의 LPRE를 개발하였으며, 이들은 각종 추진제를 사용하였지만 대개는 질산과 N2O4를 산화제로 하는 저장가능한 추진제를 사용하였다. ORM-34부터는, 모든 TC 노즐은 노즐부 주위에 설치된 어떤
형식의 냉각 재킷을 통해 흐르는 추진제(어느 한 종류)에 의해 냉각되었다. 이들 엔진 중의 몇 종은 군용 항공기와 미사일에 적용하기 위해 선정되어 개조되었다. 1936년에 처음
시험된 ORM-65 엔진은 보다 성공적인 압력 공급방식의 LPRE 중의 하나이며, 저장가능한 추진제를 사용하였다. 기술적 데이터는 표 1에 주어져 있고, 그림 4는 그 TC 모양을
보여주고 있다.
표 1. ORM-65 TC 기술자료
특징 구분
데이터
추진제
추력
연소실 압력(공칭)
비추력(해면기준)
지속시간
추진제 탱크 압력
연소실 및 노즐 냉각
헤드 외부 온도
총중량
길이/최대직경
연소실 내경
질산/케로신
155kg(341lb) 정격, 50∼175kg 가능
22기압(323psia)
210초
38초(통상), 최장 시험 가동시간은 230초
35기압(514psia)
질산을 재생냉각재로 사용, 헤드 끝단에만 유막냉각,
연소실/노즐의 재킷은 나선형 통로
작동중 300∼400
14.26kg
465mm/175mm
102mm
TC에는 강재로 만든 헤드(head), 연소실 및 노즐, 그리고 외부 하우징(housing)의 세
부분이 있으며, 이들은 나사식으로 체결되었고 석면재(asbestos) 패킹을 써서 연결부를
밀봉하였다. 노즐 벽과 하우징 사이의 공간은 알루미늄 삽입재(split aluminum insert)로
채워졌고, 핀과 고정 나사로 체결되었다. 내벽의 열 팽창은 납 링으로 보상되었고, 링은
나사식 환형너트로 단단히 죄어졌다. 작동중에는 납은 간극(gap) 내로 내밀려 들어갔다.
너트는 매 가동 후에는 단단히 죄어주어야 했다. 분사기는 축에 직각방향으로 분사되는
연료 분무기(spray head) 3개와 축에 60도 각으로 경사진 질산 분무기 3개로 구성되었다.
분무기는 'swirl inserts'(나선형 통로)를 가졌으며 알루미늄 패킹으로 밀봉되었다. 질산은
분사 전에 나선형 채널구조의 냉각 재킷을 통해 흐르면서 가열되었다. 연소실 전방 끝
쪽에는 냉각 재킷이 없었다. 전기식 스퀴브(squib)는 회로가 닫히면 연소하는 저항체가
있어 스퀴브 내에 충전되어 있는 소량의 포화약을 점화시켜 준다. 고온 가스는 고체추진제 그레인을 점화시키고 이는 다시 액체추진제를 점화시켰다. 고체추진제는 분말금속 연료/질산염의 혼합물이었다. 이 엔진은 생산에 들어가, 많은 정적 연소시험, 49차례의 수직발사, 그리고 실험적 공중어뢰 추진 등의 용도로 사용되었다. 이는 또한 1937년과 1938년에 실험적 RP-318 군용 항공기 추진용 로켓(tied-down rocket propelled)으로도 사용되었다. 이 TC는 일련의 다른 TC들이 본을 받은 모델이 되었고, 이후에 흔히 사용된
TC의 특징들을 많이 가지고 있었다.
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그림 4. 역사적인 ORM-65 추력실(Eneromash 제공)
최초의 가스발생기(GG : Gas Generator)는 1935년과 1937년 사이에 RNII에서 설계되어 지상시험이 되었다. 추진제로는 3가지 즉 질산, 케로신, 그리고 물을 사용하였다. 물은 GG 연소실 냉각 재킷의 냉각제였으며, 희석제 혹은 가스 냉각제로서 역시 분사되었다. 그림 5에서 보는 바와 같이, GG는 2개의 챔버로 되어 있다. 하나는 고온 연소를 위
한 것이고(이 챔버는 물로 냉각됨), 다른 하나는 혼합과 균일한 성분 및 온도를 얻기 위한 것이다. 몇 년 후에, 물은 보다 빙점이 낮은 물-알코올 혼합물로 대체되었다. GG는
1945년이 되어서야 엔진에서 터보펌프(TP)와 함께 지상시험이 이루어지게 되었는데, 그
이유는 부분적으로 그 때까지는 나중에 설명되는 것처럼 피스턴 엔진에 의해 구동되는
기어펌프를 사용해서 만족스런 공급 시스템을 가졌기 때문이었다. 최초의 완전한 TP 공급 엔진(원심 펌프 임펠러 및 GG와 함께)은 1945년 RNII에서 지상시험이 되었다. 상태가 안 좋은 한 장의 사진을 제외하고는, 이 초기의 TP에 관한 상세내용은 발견할 수 없었다.
처음에 그들은 용적형 펌프(positive displacement pump)와 기어펌프를 가지고 있었다.
미국에서는 1924년에 Goddard가 역시 그러한 용적형 펌프를 가지고 시작하였다. 다음에
설명할 RD-1 엔진은 피스턴 엔진으로 구동되는 기어펌프가 있었다.
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그림 5. 최초의 GG(3가지 추진제/2개 챔버)
6. 유인 항공기용 LPRE, 1938-1957년
1930년대 말과 1940년대에는, 폭격기를 요격하기 위해 전투기의 상승속도 및 고공속력 증대화를 위한 군사적 요구가 있었다. LPRE가 가능성을 가진 한 가지 해결책이었고, 구소련은 그러한 LPRE를 약 15종이나 되는 상당히 많은 종류를 제작하여 비행 시험 하였다.
RNII는 1938∼1939년 동안에 RDA-1-150 항공기 로켓엔진을 개발하였으며, 질산과
케로신 추진제를 사용하였다. 이 엔진은 이중 재생냉각 방식을 취하였는데, 케로신은 비교적 높은 냉각속도로 노즐을 냉각시켰고, 질산은 연소실 내벽 주위로 나선형 채널을 통
해 순환되었다. 분사기는 분무기(spray heads 또는 spray nozzles), 내부 냉각, 그리고 내측에 열방호가 적용되었다. 최초의 항공기 LPRE는 창의적인 특징들을 가졌으며, 당시로서는 아주 새로운 것이었다. 이 엔진은 이단식(dual-stage) 점화이었고, 전기 스파크를
사용하였으며, 초기 추진제 유량은 적지만 제어되었던 것으로 보고되었다. 분사기, 연소실, 노즐은 별개 조립체이었고, 바깥쪽 벽에는 열팽창 보상을 위한 일련의 이음부를 가지고 있었다. 연소실 압력은 8∼15기압이고 최대 지속시간 200초에 비추력은 150∼198초로서, 추력은 80∼150kg 사이로 변할 수 있었을 것으로 추정된다. 가스가압 방식의 공급
시스템을 채용하여, 중량은 무거웠다. 이 엔진은 1940년 2월 28일, RP-318 항공기의 추진동력으로 처음 비행에 사용되었다. 이는 다른 항공기에 의해 상공까지 이끌려 갔기 때문에 활공기(glider)라 불렀으며, 조종사가 오로지 LPRE만으로 추진된 것으로는 역사상
첫 번째이었다. 즉 독일이 로켓추진 항공기(초기 버전 Me 163)를 날리기 1∼2년 전에
일어났고, 미국이 로켓 동력 활공기 비행을 달성한 것보다는 수년 앞선 일이었다. 추력은
너무 낮았고 가스압력 공급 시스템은 너무 무거웠기 때문에, 이 엔진을 사용한 비행시험은 원하는 결과를 주지 못했다.
1941년, 군용 항공기의 초성능(superperformance) 및 이륙 엔진용으로 RNII에서는
역사적인 D-1-A-1100 LPRE 설계(Leonid S. Dushkin의 공로)가 착수되었다. 이 엔진은
질산과 케로신을 추진제로 사용하였고, 무거운 탱크를 갖는 가압가스 공급 시스템을 가졌다. 그리고 추력은 350∼1,100kg까지 변할 수 있었고, 비추력은 156∼203초 범위였으며, 최대 3분까지 연속작동이 가능하였다. 그림 6은 이러한 역사적인 LPRE TC의 한
가지 형을 보이고 있다.
노즐은 연료에 의해 냉각되었고, 연소실은 이전의 일부 TC와 유사한 질산 냉각 재킷을 가졌다. 1941년이 되어, RNII는 전방 끝에 분사기 분무요소(spray elements)를 설치한
TC를 개발하였고, 이는 보다 우수한 성능을 발휘하였으며 연소실 중간의 분사 요소들을
대체하였다. 이 분사기는 중앙에 한 개의 글로 플러그(glow plug) 점화기가 있었고 5개
링의 동심원 형태로 총 63개의 개별 분사 분무기가 배치되어 있었다. 냉각 재킷 하류에는 두 개의 주 추진제 밸브가 있었다. 장착 항공기에서(in a tied down aircraft) 시험작동과 활주로 비행을 몇 차례로 실시한 뒤, 비행기는 상공으로 예인된 후 하나의 활공기로서 방출되었다. 첫 번째 로켓추진 이륙과 조종사에 의한 비행은 1942년 5월 15일 실시되었으며, 이는 구소련 LPRE 역사상 중요한 날이다. 사용된 항공기는 BI-1 전투기이었고, 대부분 목재로 만들어졌으며 단지 7대만 제작되었다. 산과 목재 사이의 반응을 방지하기 위해, 엔진 실은 얇은 스테인레스 강 판재로 안을 대었다. 비행시험은 1945년 종전이 가까워 연구가 중단될 때까지 정기적으로 계속되었다. 비행기와 엔진은 모두 생산단계에 들어가지는 못했다.
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그림 6. D-1-A-1100 엔진의 추력실 조립체의 한 종류
다음으로는 Glushko 설계국에서도 1940년대 초반 항공기 LPRE 종류들을 설계/개발하였다. 그림 7에 보인 RD-1 엔진은 질산과 케로신을 사용하였다. 해면기준으로 추력은
300kg, 비추력은 200초를 가졌다. 질산 공급 파이프는 그림 7의 밑쪽에 있다. 점화는 스파크 플러그와 에테르-공기 혼합물로 된 초기 유동에 의해 이루어졌다.
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그림 7. RD-1 항공기 로켓엔진(Energomash 제공)
엔진은 기어펌프를 사용하였으며, 그림 8은 그 흐름도를 보이고 있다. RD-1 엔진에는
몇 가지 변형들이 있다. 모두 재생냉각 장치가 있고, 분사기를 구성하는 다수의 인서터(inserts)를 통해 추진제가 흘러 연소실 내로 분무된다. 이 엔진의 한 모델(RD-1 KhZ)은
일정량의 자연발화성 추진제를 분사시킴으로써 점화되었다. 또 다른 버전에서는, 시동 과정에서 노즐을 통해 연소실 내로 설치되는 회전 팔(rotating arm)을 통해 자연발화 점화기 유체를 공급한 다음, 팔을 돌려 빼내는 방식이 적용되었다.
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그림 8. RD-1의 개략 흐름도(Energomash 제공)
이들은 그림 9에 보인 바와 같은 기어펌프를 써서 추진제를 가압하는 방식으로는 유일하게 비행된 LPRE이다. 펌프는 항공기의 피스턴 엔진의 횡축(jack-shaft)과 클러치를
통해 구동되었다. 이러한 용적형 기어펌프는 원하는 혼합비에서의 작동을 보장하였다. 질산 펌프의 기어는, 기어의 직접적인 접촉으로 국부적인 열발생과 산과 금속간의 강한 화학반응을 유발시킬 수 있는 가능성을 배제하기 위해서 틈새가 넉넉하도록 만들어야만 했다. 1944년이 되자, 'nitro-oil'이라는 특수 윤활유가 개발되었는데, 이는 산과 반응하지
않았고 또한 이러한 몇 종류의 LPRE에서 밸브 밀봉, TP 밀봉, 그리고 펌프 베어링에 사용되었다. 두 가지 모델 RD-1과 RD-1 KhZ는, 최소한 6종류의 군용 항공기의 비행시험에서 특히 초성능이나 보조 이륙을 조사하기 위해 생산에 들어갔다.
RD-2는 RD-1과 동일한 추진제 그리고 유사한 기어펌프를 사용하였지만, 가변추력은
처음에 200∼600kg 사이였고, 화학적 점화(즉 자연발화성 초기 연료)를 사용하였다. 모델 RD-2M은 단일 TC에 추력범위는 350∼1,400kg이었고, 모델 RD-2M3V는 2개 TC에 총 추력범위는 100∼1,500kg이었다. 이 실험용 엔진 역시 비행시험이 되었다. 실험용
RD-3은 3개의 TC, 100∼900kg의 가변추력, 그리고 기어펌프를 가졌고 역시 질산과 케로신을 사용하였으며, 1944∼1945년 사이에 개발되었지만 비행기록은 찾아볼 수 없었다.
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그림 9. RD-1의 기어펌프 선정(Energomash 제공)
초기 RD-1 TC는 연료/산화제의 초기 감소 유량을 위해서, 스파크 플러그 및 분무기
인서터와 함께 헤드 내에 별도의 작은 점화실(ignition chamber)을 내장하고 있었다. 나중에는 자연발화성 시동 유체가 RD-1 KhZ에 사용되었다. 엔진은 여러 번 재시동이 가능하였고, TC는 질산에 의해 재생냉각 되었다. 이들 항공기 로켓엔진 3종 모두, 연소실과
노즐 부분을 결합해 주는 볼트에 스프링(belleville spring)을 사용하여 연소실 외벽의 열팽창에 대한 설계를 해 주었다. 어떤 버전들은 외벽에 주름통형 신축관 이음(bellows-type expansion joint) 방식으로 되어 있다. 분사는 나선형 인서터를 가진 스텔라이트(stellite) 분무기 방식이었고, 분무기에는 액적(dribble) 양을 최소화하고 역류를
억제하기 위해 작은 스프링 하중식 체크밸브가 들어 있었다. 나중 수정된 것으로, 원심펌프와 전기공압식 제어방식을 사용해서 RD-3 엔진에 시험적용 되었다.
전술한 바와 같이, 독일 V-2 엔진의 TP에 관한 상세 사항들이 구소련에 입수되기 전에, RNII는 1945년 터보펌프 공급 LPRE를 이미 지상시험 하였다. TP는 1단식 터빈, 감속기어, 윤활유 장치, 원심식 질산펌프, 원심식 연료펌프, 급수펌프 등을 구비하였다. 가스온도와 (따라서)추력은 GG로 들어가는 물-알코올 혼합 흐름에 의해서 조절되었다. 추력은, 주 추진제 밸브 및 GG의 물-알코올 밸브와 기계적인 링크기구(연동장치)로 연결된
조종사 엔진레버에 의해 제어되었다. 엔진은 두 종류의 패키지 즉 TC/밸브 패키지와
TP/GG 패키지(3개의 추진제 시동 탱크와 그 가압 시스템을 포함)로 공급되었다. 이 두
패키지는 비행기의 각기 다른 곳에 설치될 수 있었다. 이들 항공기 로켓엔진 중의 한 실험용 변형에서는 과산화수소 단일추진제 GG를 사용하였다. 이 특징은 독일로부터 수입한 것으로서 엔진 시스템과 재시동 작동을 단순화시켰다.
보다 경량화된 이 항공기 로켓엔진은 TP, GG, 다중 재시동 및 추력조절 장치(throttling)를 구비한 구소련 최초의 완전자립형(외부동력과 무관한)으로서, 1947년 9월
부터 실험용 전투기 I-270에 장착되어 비행시험 되었다. 참고로 독일은 실험용 단일추진제 터보펌프 공급 항공기 로켓엔진(GG 구비)을 1940년에 날렸고, TP를 사용한 이원추진제 LPRE는 1943년에 비행시험 하였다.
Kosberg Design Bureau(CADB : Chemical Automatics Design Bureau)와 KB
Khimmash DB에서도 역시 1940년대 말과 1950년대 초, 기타 몇 종류의 항공기 초성능
LPRE에 대한 설계/개발을 수행하였다. 항공기 로켓엔진 중에서 몇 종류는 이들 항공기의 일부에서 JATO(Jet Assisted Takeoff) 엔진으로서도 또한 시험되었다. LOX/에틸알코올을 사용하는 CADB의 RD-0101 엔진은 E-50A 항공기로 날려졌고, LOX/케로신 및 화학점화 방식을 사용하고 4톤의 추력을 갖는 RD-0102 엔진은 Yak-27V 전투기에서 비행시험이 되었다. 그 후 LPRE는 한정된 양으로 생산되어, 운용평가를 위해 구소련 공군의 Yak-27V 전투기 그룹에 설치되었다. 구소련은 항공기 로켓엔진을 다른 어떤 나라보다 많은 약 12종의 상이한 군용 비행기로 비행시험 하였다.
비행시험을 통해 로켓동력은 항공기에 이용될 수 있고, 고고도로의 상승시간을 대폭
단축시킬 수 있으며, 때로는 비행 기동능력을 향상시킬 수 있다는 것을 보여주었다. 그렇지만 이는 항공기의 항속거리와 탑재중량을 크게 감소시켰다. 구소련의 항공기 로켓엔진은 의도했던 신뢰도와 설계수명(전형적으로 45시간 비행과 100회 시동)에 도달하지 못했으며, 대형 사고도 있었다. 한 소식통에 따르면, 구소련 공군은 이러한 엔진에 정말로 만족한 적은 한 번도 없었으며, 로켓을 장착한 어떠한 전투기도 전투에 사용된 적이 없었다. 비록 오늘날 러시아가 군용 항공기용 로켓엔진을 더 이상 생산하고 있지는 않지만,
이러한 엔진 개발은 실용적인 LPRE 능력을 구축하는데 도움을 주었고 또한 러시아 초창기의 LPRE 역사에서 중대한 성과를 이루고 있다. (다음 호 ‘중’편에 계속)
(Journal of Propulsion and Power, AIAA Vol. 19, No. 6, 2003. 11-12, pp.1008∼1037)
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