[우주로켓] 액체로켓의 추진제 공급 방식: 가스 압축 방식과 펌프 방식

1. 왜 추진제 공급이 핵심인가

액체로켓은 추진제 탱크와 공급장치, 제어장치 등으로 구성되며, 연료와 산화제를 각각 별개의 탱크에 저장해 두었다가 펌프 또는 가스의 압력에 의해 고압의 연소실로 강제로 보내어 연소시키는 방식으로 작동한다. 이 과정에서 핵심은 단위 시간당 일정한 질량의 추진제(질량 유량, Mass Flow Rate) 를 연소실로 얼마나 안정적으로 공급하느냐에 있다. 유량이 흔들리면 추력이 불규칙해지고, 심한 경우 연소 불안정으로 엔진이 파손될 수 있다.

 

액체 추진제 엔진은 고체 추진제 모터에 비해 훨씬 복잡하지만, 연소실까지 가는 과정에서 추진제의 흐름을 제어함으로써 엔진을 정지시키거나 추력을 조절하거나 재시동이 가능하다는 중요한 장점을 가진다. 이러한 제어 능력의 핵심이 바로 추진제 공급 방식이며, 크게 가스 압축 방식(가압식 사이클) 과 펌프 방식(터보펌프 사이클) 으로 나뉜다.

2. 가스 압축 방식 (Pressure-Fed System / 가압식 사이클)

(1) 작동 원리

가압식 사이클은 기체를 이용하여 추진제 탱크 안의 추진제를 연소기로 밀어내는 방식이다. 고압의 기체가 추진제 탱크로 들어가 압력을 가해 밀어내고, 이 추진제가 연소기로 흘러가 연소되어 노즐로 빠져나오면서 추진력을 생성하게 된다. 

 

구체적으로는, 헬륨 또는 질소가스를 담은 별도의 고압 탱크에서 가스를 꺼내어 레귤레이터(압력 조절 밸브)로 일정한 압력으로 줄인 뒤, 산화제 탱크와 연료 탱크 각각에 주입한다. 탱크 안의 가스 압력이 추진제를 일정하게 밀어내는 힘으로 작용하여 엔진 연소실로의 유량을 유지한다. 엔진이 작동하는 내내 압축가스를 보충해 두 탱크의 내부 압력을 일정하게 유지해야 한다. 

(2) 가압 가스로 왜 헬륨과 질소를 쓰는가

압축 가스로는 헬륨(He) 또는 질소(N₂) 를 사용한다. 두 가지 모두 추진제와 화학반응을 일으키지 않는 불활성 기체이며, 액체 추진제에 잘 녹아들지 않아 추진제를 오염시키거나 연소 특성을 변화시키지 않는다. 특히 헬륨은 분자량이 매우 작아 동일 질량 대비 큰 부피를 차지할 수 있고 극저온 환경에서도 기체 상태를 유지하므로 극저온 추진제를 사용하는 로켓에서도 안정적으로 활용된다.

(3) 구조적 단점 — 탱크 중량 증가

가스가압식은 구조가 간단하고 경량이지만 일반적으로 가스압력이 낮고 지속 시간이 짧으므로 추진제 유량이 제한되며, 큰 추진력을 내지 못한다. 또 추진제 용기는 압력에 견딜 수 있어야 한다.

 

연소실 내에서는 연소가스로 압력이 매우 높기 때문에 추진제가 계속해서 연소기에 공급되려면 추진제의 압력이 연소기 내부 압력보다 커야 하고, 이 압력을 가압 기체가 제공해 준다. 이 때문에 탱크는 상당한 내압을 견뎌야 하며, 결국 탱크 벽을 두껍고 무겁게 만들어야 한다. 로켓이 커질수록 이 질량 증가 문제가 심각해져, 대형 발사체에서는 구조 효율을 크게 떨어뜨린다.

(4) 장점과 적용 사례

가압식 사이클은 그 구조가 매우 간단하기 때문에 값싸고 신뢰성이 높다. 따라서 저추력의 자세 제어용이나 궤도 기동용으로 주로 사용되고 때로는 몇몇 발사체의 상단 엔진에 사용되기도 한다. 즉, 우주선이 궤도를 바꾸거나 자세를 유지하기 위한 소형 엔진, 또는 단시간만 연소하는 분리 엔진 등에 매우 적합하다.

 

소형·저추력 액체 로켓엔진에서는 별도 탱크에 저장된 가압용 가스로 추진제 탱크를 가압하여 추진제를 엔진 연소실로 공급하는 가압방식이 사용된다.

항목	내용
✅ 장점	구조 단순, 신뢰성 높음, 개발 비용 낮음
❌ 단점	탱크 중량 증가, 연소 지속시간 제한, 고추력 불가
🚀 적용	자세 제어 엔진, 궤도 변경 엔진, 소형 발사체 상단
💡 가압가스	헬륨(He), 질소(N₂)

3. 펌프 방식 (Pump-Fed System / 터보펌프 사이클)

(1) 작동 원리

연소실로 추진제를 보내려면 추진제의 압력이 매우 높아야 한다. 그래서 연료와 산화제를 안정적으로 공급하고자 펌프를 사용하는데, 보통은 풍차 같은 터보 펌프를 사용한다.

 

펌프 방식은 탱크에는 큰 압력을 가하지 않고, 대신 터보펌프가 추진제를 고압으로 끌어올려 연소실에 공급한다. 그렇다면 터보펌프를 구동할 동력은 어디서 오는가? 이것이 바로 가스 발생기(Gas Generator) 의 역할이다.

(2) 가스 발생기의 역할

가스 발생기는 로켓 추진제를 사용하여 대량의 가스를 생성하는 장치이다. 가스는 일반적으로 로켓 엔진처럼 추력을 제공하기보다는 터빈을 구동하는 데 사용된다.

 

구체적으로, 엔진 연소에 사용할 추진제의 일부를 소형 가스 발생기 안에서 불완전 연소시켜 중·저온(약 500~700℃)의 연소가스를 만들어 낸다. 가스 온도를 이 범위로 제한하는 이유는 터빈 블레이드가 고온에 손상되지 않도록 보호하기 위해서다. 이 연소가스가 터빈을 고속 회전시키고, 터빈과 같은 축에 연결된 펌프가 산화제와 연료를 각각 연소실로 고압 공급한다.

(3) 터보 펌프(Turbo Pump)의 구조

터보펌프는 로켓의 엔진에 사용되는 연료 공급 장치로, 기본적으로 원심 펌프 및 가스 터빈으로 구성되어 있다. 터보펌프는 원심식과 축류식 두 가지 종류가 있다. 축류식 터보펌프는 직경이 작으며 비교적 압력이 낮아서 다단계 압축을 필요로 한다. 원심식 터보펌프는 고출력이지만 직경이 크다.

 

터빈과 펌프를 동일한 회전축으로 연결한 조합을 터보 펌프(Turbo Pump) 라 한다. 소형 로켓에서는 1개의 터빈으로 산화제 펌프와 연료 펌프를 함께 구동하는 구조가 일반적이지만, 대형 로켓에서는 산화제와 연료 각각에 독립된 터보펌프를 배치해 유량과 압력을 더욱 정밀하게 제어한다.

 

터보펌프의 로켓 엔진 첫 사용은 독일의 V-2 로켓을 개발하던 중 발터 티엘 박사에 의해 고안되었으며, 그 이전에는 가압식 사이클이 사용되었다. 즉 터보펌프는 2차 세계대전 시기부터 시작된 역사 깊은 기술이다.

(4) 가스 발생기 사이클 (Open Cycle) 의 특징

가스발생기 사이클(오픈 사이클)에서는 연료와 산화제의 일부를 주연소실과는 별도의 가스발생기(부연소실)에서 연소시켜, 그 연소가스로 연료와 산화제를 공급하는 터보펌프를 구동시키며, 터보펌프를 구동한 뒤의 가스는 그대로 배출된다.

 

가스발생기에 연료와 산화제를 보내는 경우에는 이단연소 사이클의 고압 프리버너에 추진제를 공급하는 경우처럼 높은 압력을 가할 필요가 없어 터보펌프의 개발이나 제조가 보다 쉬워진다. 단계식 연소 사이클에 비해 비추력은 조금 낮고, 가스발생기에 쓰이는 연료와 산화제가 직접 출력에 기여하지 않기 때문에 추진제 효율 면에서 약간 뒤쳐지지만, 개발이나 제조에 드는 비용을 줄일 수 있다.

(5) 더 발전한 방식 — 단계식 연소 사이클 (Staged Combustion / Closed Cycle)

펌프 방식의 발전형으로, 가스 발생기에서 터빈을 돌린 뒤 버려지던 배기가스를 그냥 내보내지 않고 주연소실로 다시 보내 완전히 연소시키는 방식이다.

 

단계식 연소 사이클에서는 추진제의 일부를 예연소기(프리버너)에서 미리 연소시켜 그 연소가스로 터보펌프를 구동시킨다. 이때 발생한 연소가스는 터보펌프로 가압된 추진제와 함께 주연소실로 보내져 연소된다.

 

다단 연소 사이클의 우위는 모든 추진제가 주연소실에서 연소에 이용되어 엔진 전체로서의 비추력이 높은 것, 또 고압에서 연소시킬 수 있기 때문에 효율 좋은 고팽창비 노즐을 사용할 수 있다는 것이다. 한편 부품 수가 많아져 개발이나 제조는 보다 어려워진다.

 

또한 최첨단 방식으로 전 유량 다단 연소 사이클(Full Flow Staged Combustion, FFSC) 이 있는데, 이 방식에서는 공급되는 연료와 산화제 전부가 터보펌프 구동에 쓰이며, 연료 농후와 산화제 농후 양쪽의 가스가 모두 생성되어 각각 독립된 터보펌프의 구동에 쓰인다. 이를 통해 종래의 단계식 연소 사이클에 비해 비추력을 10~20초 정도 개선할 수 있다. 스페이스X의 차세대 로켓 스타십에 탑재된 랩터(Raptor) 엔진이 이 방식을 채택하고 있다.

4. 실제 로켓에서의 적용 사례

한국형 발사체 누리호 (KSLV-II)

한국형 발사체(KSLV-II)에 적용된 75톤급 액체로켓엔진은 가스발생기 사이클로 터보펌프 가압방식을 적용하며, 연소기는 재생냉각형이고 연소압은 60bar이다. 추진제는 액체산소/케로신 조합이다.

 

누리호의 75톤급 엔진은 가스발생사이클 엔진이며, 나로호에 사용된 러시아제 다단연소사이클 엔진과는 구조적 차이가 크다. 다단연소사이클은 예연소기를 사용하지만 가스발생사이클은 가스발생기를 쓰는 등 둘의 구조적 차이가 크다.

스페이스X 팰컨 9 — 멀린(Merlin) 엔진

스페이스X의 팰컨 9에 탑재되는 멀린 엔진도 가스발생기 사이클(케로신/액체산소) 방식을 채택하며, 누리호와 같은 가장 전통적이면서도 검증된 구조를 따른다. 이 엔진의 신뢰성이 팰컨 9의 500회 이상의 발사 성공이라는 뛰어난 실적의 바탕이 되었다.

5. 두 방식의 종합 비교

비교 항목	가스 압축 방식	펌프 방식 (가스발생기 사이클)	펌프 방식 (다단연소 사이클)
구조 복잡도	단순	중간	복잡
탱크 내압	높음 (탱크 무거움)	낮음	낮음
추진제 효율	낮음	중간	높음
비추력	낮음	중간	높음
개발 비용	낮음	중간	높음
적합 규모	소형·단시간	중·대형	대형·고성능
대표 사례	궤도 변경 엔진	누리호, 팰컨 9 멀린	러시아 RD-170, SpaceX 랩터

 

6. 결론

액체로켓의 추진제 공급 방식은 단순히 연료를 보내는 기술을 넘어, 로켓 전체의 무게, 크기, 성능, 신뢰성, 개발 비용을 결정짓는 핵심 설계 요소다. 가스 압축 방식은 구조가 단순하고 신뢰성이 높지만 대형화에 불리하며, 펌프 방식(가스발생기 사이클) 은 복잡성과 성능 사이의 균형점으로서 현재 세계 대부분의 실용 발사체에 채택되어 있다. 더 나아가 다단연소 사이클과 전 유량 다단연소 사이클은 추진제를 한 방울도 낭비 없이 연소시키는 궁극의 효율을 추구하며, 차세대 발사체 기술의 방향을 제시하고 있다.

 

액체연료 시스템에서는 부품 냉각, 순환, 가스 압력과 분출 조절 장치 등 상대적으로 시스템이 복잡하고 정교하게 설계된다. 덕분에 만들기 어렵고 비싸지만, 점화와 소화를 반복하여 유연하게 제어할 수 있을 뿐 아니라 재사용이 가능하다는 매우 강력한 장점을 가지고 있다. 이것이 바로 인류가 수십 년에 걸쳐 액체로켓 기술을 끊임없이 발전시켜 온 이유이며, 앞으로도 우주 개발의 핵심 동력으로 자리 잡을 것이다.

가스 압축 방식

 

펌프 방식