1편 SSTO란? https://gall.dcinside.com/mgallery/board/view/?id=war&no=173590

2편 SSTO의 문제점 -1 [안전성] https://gall.dcinside.com/mgallery/board/view/?id=war&no=173836

군붕이들 하이. 좀 바빠서 1주일 만에 글을 쓰게 됬음. 오늘은 저번 주에 이어서 SSTO에 대하여 열심히 알아보자구!

참고로 뇌무위키 SSTO 항목은 거의 대부분 내가 축약해서 적어 놓은 것인데, 원래 있던 내용이랑 내가 쓴게 섞여있으니, 뇌무위키 SSTO 글을 읽을 바에야 이 연재를 읽는게 나음.

저번 주에 SSTO에는 크게 3가지 문제가 존재한다고 적었는데, 그 첫 번째가 저번에 말한 안전 문제고, 두 번째가 오늘 이야기할 기술적 어려움임.

으이? SSTO는 다단식 로켓보다도 내부 구조가 간단할 것 같은데 왜 기술적 문제가 다단식 로켓보다 크냐고?

왜냐면 SSTO는 다단식 로켓보다 연료 계통이나 엔진 계통의 구조가 상대적으로 간단하다고 하더라도 다른 부분에서 문제가 작렬하기 때문임.

SSTO의 기술적 문제는 크게 3가지가 있음. 엔진, 무게 그리고 내구도.

우선 간단한거 2개 부터 짚고 넘어가 보자.

1) 일단 내구성 문제. 저번 글에서도 말 했듯이 SSTO는 안전성 즉 내구성의 관해서 다단식 로켓이랑 거기 실리는 페이로드 보다 신경 쓸게 훨씬 많음. 거기다가 SSTO는 쉽게 말하자면 우주 비행기가 통째로 이륙해서 궤도까지 갔다가 통째로 내려와야 되기 때문에 무게에 매우 민감함. 무게의 관한 문제는 차차 설명하고, 긴 얘기 짧게 하자면, 우리 모두 알다시피 내구성과 무게는 서로 양립하는 요소임. 근데 이걸 동시에 달성해야 되니 머가리가 깨지지 않을 수가 없겠지잉? 더 자세한 얘기는 전 글을 다시 읽어보도록 하고.

2) 두 번째 문제인 무게 문제. 저번 글에서도 설명 했듯이 궤도선의 delta v는 대부분 2단 이상에서 얻음. 1단은 추력이 쩌는 대신 무게도 많이 나가고 비추력도 짧아서 delta v 확보 용으로 쓰기에는 효율적이지 못함. 따라서 기존의 로켓들은 우주까지 올라갈 속도만 확보하면 무게를 줄이기 위해서 1단을 분리함. 고도가 높아질수록 공기 밀도가 떨어지고, 중력도 기하급수적으로 약해지니까 더 이상 강한 추력의 엔진이 필요 없기 때문임. 비유 하자면 1단은 애프터버너가 달린 저바이패스 엔진이고 2단은 고바이패스 엔진이라고 할 수 있음.

이 무게 문제를 좀 더 깊게 생각해보면 알 수 있는게 있는데, 바로 2단의 무게는 페이로드의 무게와 동일한 취급을 받는다는 거임. 이게 뭔 소리인고 하니, 내가 방금 로켓의 delta v, 정확히는 로켓에 달린 페이로드의 delta v가 대부분 2단 혹은 그 이상을 통해서 얻는다고 했음. (참고로 새턴 V 마냥 무슨 달나라나 라그랑쥬 혹은 더 나아가서 저 깊은 우주로 날아갈 로켓 아닌 이상 대부분의 로켓은 2단임. 3단이면 페이로드를 더 올릴 수 있기는 한데, 지구권은 2단으로 커버하는게 가격이 더 싸서 효율적임.) 만약 로켓이 2단 짜리 로켓인 팰컨 9이면 페이로드는 최종단인 2단 로켓에 달려있을 거임. 또한 이 로켓의 2단 모듈은 페이로드 분리 바로 그 직전까지 페이로드와 일심동체이고, 따라서 이 페이로드가 최종적으로 얻는 속도는 2단 로켓이 분리 직전 가지고 있는 속도와 똑같음.

쉬운 이해를 위해 예를 들어보자. 만약 똑같이 멀린1D 엔진을 9개 쓰는 팰컨 9 로켓의 추력은 같은데 2단 모듈의 무게가 기술 부족으로 실제보다 무거웠으면 어떻게 됐을까? 정답은 "무거워진 만큼 적재 가능한 페이로드가 1:1로 줄어든다" 임. 당연한게, 위에서 말했듯이 2단 로켓과 페이로드의 무게는 분리 직전까지 일심동체고, 같은 궤도로 갈려면 필요한 연료량과 추력은 똑같으니, 줄일 수 있는게 페이로드의 무게 밖에 없는 거임.

이번에는 우주 왕복선과 새턴 V를 비교해보자. 우주 왕본선이 발사할 때 추력은 거의 680만 파운드 정도 나오고, 새턴 V의 1단 추력은 거의 790만 파운드 조금 안되게 나옴. 근데 LEO로 최대 수송량은 우주 왕복선의 경우 30톤도 안되는데 비해 새턴 V는 120에서 140톤 정도 됨. 새턴 V는 3단이니까, 우주 왕복선이랑 같은 계열 부스터랑 같은 계열 엔진 쓰는 2단 짜리인 SLS와 비교해 보자면, SLS의 1단 추력은 거의 890만 파운드 가량 되는데, LEO 페이로드 최대 중량의 경우 블록 1은 70톤, 2단 모듈 능력이 향상된 블록 1B랑 2는 130톤임. 정말로 쉬운 비교를 하자면, 팰콘 9 v 1.2 FT의 1단 추력은 170만 파운드 조금 넘는데, LEO 페이로드 가 22톤이 넘는다. 우주 왕복선의 페이로드 효율이 얼마나 씹창인지 쉽게 알 수 있음. 이렇게 페이로드 역량 차이가 큰 이유는 추력 차이가 아니라 2단 차이의 문제임. 우주 왕복선(오비터)의 경우, 쉽게 말해서 우주선이랑 통합된 겁나 커다란 2단 모듈이라고 할 수 있음. 2단 모듈 크기가 이따구로 크고 무게도 겁나게 무거우니까 페이로드 무게가 그리 씹창이 나는 거임. 만약 같은 엔진 배치에 연료량도 똑같은데 우주 왕복선 대신 평범한 2단 모듈을 싣고 있는 로켓이 있었다면 아마 페이로드로 50톤 내지 60톤도 거뜬했을 거다.

- 우주 왕복선이 짧아서 상대적으로 작아 보이는데, SRB 하나만으로 팰컨 9 FT 1단 만하다는 것을 알 수 있음. 한마디로 진정한 의미의 추력 돼지가 아닌가 싶다. 이렇게 보니까 아리안 5랑 비교해봐도 재밌을 것 같은데, 아리안 5 ES는 해수면 기순 총 추력 거의 340만 파운드 가량 됨. 근데 LEO 페이로드는 20톤이 넘음. 우주 왕복선은 간지를 위해 다른 모든걸 희생한게 아닐까?

SSTO는 문제가 우주왕복선 따위는 비교도 안되게 심각해지는 배치임. 우주 왕복선은 쉽게 말해 SSTO에 부스터 달고 연료 탱크를 외장으로 뺀 거임. 그래서 사실 대부분의 사람들이 생각하는 거랑 달리, 우주 왕복선 주 엔진 (SSME - Space Shuttle Main Engine. 나사 작명 능력 수듄....)은 외부 연료통 분리 직전에 꺼짐. 오비터에 내장 연료 통이 없으니까. 대신 우주 왕보선 궤도 기동 시스템 (SSOMS - Space Shuttle Orbital Maneuvering System) 계통에 속하는 AJ10-190 로켓이 SSME 위로 양옆에 자리 잡고 있는데, 보면 알 수 있듯이 크기가 매우 작음. (진공에서 작동하는 엔진이라 노즐이 커서 제법 커 보이는데, 실제로는 더 작다고 생각하면 됨.) 하나 당 추력이 겨우 6000 파운드 밖에 안되고, 둘이 합쳐도 F414 dry thrust 보다도 못한 12000 파운드 밖에 안됨. 근데 이 쥐새끼 꼬리 만한 추력으로 궤도 진입도 하고, 우주에서 기동도 함. 이게 다 연료탱크 무게 만큼 가벼워지니 가능한 거임. 우주에서는 중력도 미약하고, 공기 저항도 없잖아?

- 이게 OMS 내에서 추력을 담당하는 AJ10-190 모듈이 되시겠다. 연료 통이랑 산화제 통을 합쳐 놓은 모듈을 크레인 하나로 들 수 있으니 얼마나 작은지 감이 오지?

- AJ10-190의 위치. 사진을 보면 벨 중앙의 쵸크 크기가 보이는데, 내가 말했듯이 OMS는 진공 추력을 상정하고 설계되기 때문에 벨이 상대적으로 크고 길다. 때문에 쵸크의 너비를 보면 실제로는 얼마나 작은지 알 수 있는 것.

반대로 생각하면, SSTO는 경제성 때문에 부스터도 달지 못해, 거기다가 연료 탱크도 내장 해야해. 아, 이 얼마나 무시무시하고 끔찍한 일이니!? 실제로 X-33이 나가리 된 주요한 이유 중 하나가 연료 탱크 문제임. 연료 탱크 무게를 정말로 겁나게 가볍게 해야 되서 기술적 난이도가 수직 상승했고, 연료 탱크 무게를 못 줄이거나, 무게를 줄이니 망가져서 나가리 된 거임. 무게는 SSTO에게 있어 정말로 부모 없는 문제가 아닐 수 없음.

- 저번에 썼던 사진 재탕. SRB 크기는 정말 어마무시하게 크다.

- 이게 우주 왕복선 ET 되시겠다. 자 이제 이거보다 큰거를 SSTO 내부로 넣어보자. 참고로 부스터도 못 쓰니까 엔진도 그만큼 커진다는 것을 염두해 두도록.

3) 세번째 문제는 엔진 문제. 이 문제를 이해 하려면 먼저 로켓 엔진, 정확히는 엔진의 노즐에 대한 이해가 필요함. 일반적으로 - 라기 보다는 현재 쓰이는 모든 로켓에서 - 쓰이는 엔진들은 연소실에서 연소 되어 급속히 팽창한 가스를 소위 말하는 CD 노즐 (Converging Diverging nozzle. 스웨덴 엔지니어인 Gustaf de Laval의 이름을 따서 de Laval nozzle이라고도 함)을 통하여 쏘아 보내서, 좁아지는 부분에서(연소실과 벨의 사이) 음속, 그리고 다시 넓어지는 벨에서 초음속으로 가속됨. 밀따쿠라면 왜 굳이 유체를 초음속으로 가속 시키는 지의 대한 이유는 알 터이니 패스.

또한 CD 노즐의 벨 (흔히 엔진이라고 생각하는 종 같이 생긴 부분. 벨은 연소 가스가 팽창하면서 압력이 낮아지는 엔진의 일부일 뿐임)에는 연소 가스의 가속 외에도 다른 매우 중요한 역할이 있는데, 이는 연소 가스의 배출 방향을 결정해 주는 것임. 작용-반작용은 서로 반대되는 방향의 벡터의 관한 설명이니, 원하는 방향으로의 반작용을 얻으려면 당연히 힘이 원하는 방향으로 작용해야 함. - 즉 연소 가스가 배출되는 속력 뿐만 아니라 방향도 중요하다는 얘기. 연소 가스는 아무리 팽창-가속 되었더라도 여전히 매우 높은 압력을 지니고 있기 때문에 노즐에서 수직 이외의 방향으로 나아가려는 힘을 지니고 있음. 이 힘에 반대되어 작용하는 것이 바로 대기압. 노즐에서 뿜어져 나오는 연소 가스가 올곧게 흐를려면 그 연소 가스의 주위를 둘러싸는 대기압과 연소 가스 내부의 압력이 같아야 함.(이러한 압력 균형 상태를 ambient pressure라고 지칭함) 따라서 로켓의 노즐은 이러한 압력 균형을 달성하는 것을 목표로 그 넓이와 길이가 설계 되는데, 노즐의 모양에 따라 배출되는 가스의 팽창도가 달라지고, 이에 따라 노즐의 상대적 크기는 크게 4가지로 나뉘게  됨: under expanded, ambient, over expanded, 그리고 grossly over expanded. over expanded와 grossly over expanded의 차이는 연소 가스가 벨에서 팽창한 후 노즐 외부에서 수축하나, 아니면 내부에서 수축하나 임. grossly over expanded 상태가 되면 매우 위험함. 잘못하면 로켓 폭발하는 일도 가능.

문제는 지구의 대기압은 고도에 따라 매우 급격히 변화하는 거고, 밀따쿠인 우리들은 - 탈로스 같은 특이한 경우를 제외하고 - 지대공 내지 함대공 미사일이 램제트 엔진을 쓰지 않는 이유를 알고 있음. 우주라고 규정하는 100 km 까지 갈 것도 없이 당장 여객기들 순항 고도인 3만 피트만 올라가도 대기압이 뚝 떨어지니 이 이상 설명할 필요가 없다. 로켓이 다단으로 이루어진 것은 위에서 설명한 무게 문제도 크지만 이러한 엔진 추력 문제도 중요함.

- 위에서 부터 차례대로 under expanded, ambient, over expanded, 그리고 grossly over expanded. over expanded와 grossly over expanded의 차이를 알겠지?

때문에, 평균적으로 1단에서 쓰이는 엔진의 노즐은 해수면 기준으로 over expanded이게 설계되어, Max Q (로켓의 항력이 최고를 찍을때)를 찍을 때 즈음 ambient에 다다르고 그 후 대기권을 벗어나며 단분리가 될 즈음 되면 under expanded가 됨.

여태까지 배운 것을 종합해 보자면, 고도와 추력에 따라 알맞은 노즐 형상이 존재한다는 결론에 다다르게 된고, 아주 대표적이고 알맞은 예가 스페이스X의 멀린1D 엔진임. 멀린 엔진은 1단에 다는 해수면 기준과 2단에 다는 진공 기준의 두 가지 형태가 있는데, 2단에 다는 Merlin Vacuum은 기본형 멀린 보다 훨씬 넓고 긴 노즐을 사용함. 이는 당연하지만 연소 가스 주위가 진공이기 때문으로, 진공에서는 이론상의 최적의 노즐 형상은 무한히 길고 무한히 넓은 모양이지만, 당연히 로켓의 노즐을 이따구로 만드는 건 불가능 하기에 최대한 넓고 길게 설계하는 것이다. 우주 왕복선의 주 엔진인 RS-25의 천재적 설계가 여기에서 드러나는데, RS-25는 알다시피 발사부터 궤도 진입 직전까지 계속 사용되는 엔진임. 실제로 발사시 연소 가스의 형상을 보면 RS-25의 노즐은 해수면 기준으로 over expanded 노즐 이라는 것을 알 수 있는데, 그럼에도 불구하고 연소 가스의 유동이 매우 안정적임. 게다가 under expanded인 진공 상태에서도 충분한 효율을 보이니, 이것 만으로도 정말 괴물 같은 엔진이라는 말 밖에 안 나오는데, 그 미친 짐벌각이나 다른 요소도 생각해보고 이것이 더군다나 1970년대의 설계라는 것을 생각해 보면 미국의 기술력 실감이 남. 이걸 위해 얼마나 많은 예산과 공돌이가 갈려나갔는지 생각해 보면 앞으로 10년 안에 이만한 기술적 진보를 볼 일이 또 있을까 싶다.

- RS-25의 테스트 장면. 노즐이 조금 over expanded 라는 것을 알 수 있음. 유튜브 비디오로 보면 연소 가스 유동이 얼마나 깔끔한지 볼 수 있다.

- 17분 25초 부터. 보면 고도에 따라 연소 가스가 점점 퍼지는 모습이 매우 잘 드러나 있음.

쨋든, 다시 노즐 문제로 돌아와서, 결론부터 말하자면 이런 연소 가스 과팽창을 해결할 방법은 있음. 그게 바로 소위 고도 적응형 노즐 (altitude compensating nozzle) 이라고 하는 종류의 노즐들. 여기에는 여러가지 방식의 설계가 있는데, 간단하게 노즐의 길이나 넓이를 가변적으로 늘리고 줄일수 있게 하는 방식부터, 쵸크(CD 노즐의 연소실과 벨 사이의 부분. 산탄총 쵸크 생각해보면 이해가 될려나?)와 벨 사이에 플러그를 설치하는 방식등의 다양한 방법이 있다. 이중 (아마도) 가장 유명한 방식은 X-33과 벤쳐스타에 쓰려고 했던 XRS-2200 및 RS-2200의 형태인 aerospike 엔진임 (XRS-2200은 그 중에서도 linear aerospike. 에어로스파이크 엔진은 소위 "스파이크" 즉 뾰족하게 튀어나온 구조물을 사이에 두고 그 옆으로 연소가스를 쏘아내는 방식인데, CD 노즐 내부와 외부의 모양을 반대로 뒤집었다고 생각하면 이해가 쉬움. 에어로스파이크는 CD 노즐과 달리 막혀있는 부분은 스파이크 쪽 뿐, 반대 방향은 뚫려 있음. 이로 인해 대기압이 줄어들면 자연스럽게 연소 가스도 알맞게 팽창하면서 압력도 줄어들게 되어 압력 균형이 유지될 수 있음. 위에서 말했듯 에어로스파이크 엔진의 형태는 CD 노즐의 안과 밖을 뒤집은 듯한 모양이기에 결과적으로 에어로스파이크 엔진도 스파이크의 길이가 길고 넓을 수록 진공에서의 효율이 좋아지는데, 이를 최소화하기 위해 XRS-2200에는 자주포에서 쓰는 base bleed 탄과 같이 spike의 중앙에 연소로 생성된 가스를 조금씩 흘리는 구멍이 있어, 연소 가스 사이의 압력을 유지하며 가상의 스파이크를 생성함.

- altitude compensating nozzle 의 한 종류인 expansion deflection nozzle. plug nozzle 이랑 비슷함

- expanding nozzle. 고도가 높아지면 바깥 쪽에 있는 커다란 노즐이 내려와서 연소실에 붙어있는 기본 노즐 끝에서 부터 extension을 형성함. 발상 자체는 가장 간단한 방식이 아닐련지...

- 개인적으로 간지나서 좋아하는 에어로스파이크 방식. CD 노즐과의 비교와 스파이크 끝에서 나오는 base bleed의 역할을 잘 알 수 있음.

- 시험중인 XRS-2200. 미친 간지다.

- XRS-2200 테스트 영상

문제는 에어로스파이크 엔진이 지금까지 한번도 제대로 쓰인 적이 없는 엔진이라 데이터가 결정적으로 부족하고, 이는 에어로스파이크 엔진만의 문제가 아님. 즉 신뢰성도 매우 낮고, 개발과 테스트를 위해 돈도 많이 많이 깨질 것을 각오하고도 성공할 확신을 할 수가 없는데 기술적으로도 CD 노즐을 쓰는 다단형 로켓에 비해 훨씬 복잡하게 됨. 신뢰성이 생명인 로켓에 있어 매우 치명적인 문제가 아닐 수 없는데, X-33 및 벤쳐스타도 예산 부족이 프로젝트 취소에 결정타를 날렸음.

물론 SSTO에 대한 다른 접근 방식으로, 아예 수직 이착륙 대신에 수평 이착륙 방식, 즉 스카일론과 같이 제트엔진을 써서 이륙하여 가속한 다음 궤도로 올라가는 방법도 있는데, 이 방식은 추력으로 뜨는 것이 아닌 양력으로 뜨는 것이기 때문에 대기권 내에서의 필요 에너지가 거의 천지차이 수준으로 줄어듬. 문제는 양력이라는 것이 결국에는 항력의 결과물인데, 항력이 유의미한 수준 이하로 떨어지는 고도까지 제트엔진으로 상승하지 않으면 의미가 없고, 여기에도 많은 문제가 존재함. 일단 기본적으로 엔진부터 제트 엔진과 로켓 엔진을 모두 갖추거나 복합 사이클 방식으로 만들어야 되고, 활주로에서 이륙하는 특징 상 양력을 발생 시켜줄 날개도 필요한데, 날개랑 제트 엔진은 공기가 없으면 쓸모없는 사하중임. 따라서 날개 길이를 최대한 줄여야 하는데, 길이가 너무 줄어들면 기류 영향을 너무 크게 받고 이륙 속도랑 착륙 속도가 너무 높아짐. 게다가 활주로 이륙 방식이면 대기권 내에서 극초음속 수준으로 가속해야 되는데, 극초음속이 되면 항력이 진짜 장난이 아니게 됨. 따라서 날개 두께도 최대한 가늘게 만들어야 되는데, 내구도랑 저속 양력 때문에 무작정 얇게 설계할 수도 없고... 설계할 때 머리 깨지겠다.

걍 맘 편하게 스페이스X 팔콘 계열이나 쓰도록 하자.

쨋든 이상의 3가지가 SSTO의 주요 기술적 문제들임. 다음 글에서는 SSTO의 경제성 문제를 알아볼테니 군붕이 여러분들 이만 다음 시간에~