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펌프 방식의 추진제 공급 방식을 이용하는 엔진은 소량의 추진제로 중·저온의 연소가스를 이용하여 터빈을 구동하고 펌프를 작동한다. 이때, 터빈을 구동한 후 연소가스의 처리 방법에 따라 엔진의 기능과 성능에 큰 차이가 발생한다. 이 공급 시스템의 전체 메커니즘을 엔진 사이클(Engine cycle)이라고 한다. 몇 가지 방식이 있는데, 여기에서는 2개의 대표적인 방식인 개방형(Open Cycle)과 폐쇄형(Closed Cycle)에 초점을 맞추고 액체산소/액체수소 엔진을 예로 들어 두 사이클의 특징을 설명하였다.

1) 가스발생기 사이클 (개방형)

가스발생기 사이클은 추진제 일부를 가스발생기에 보내고, 거기서 발생한 중·저온(500~600℃ 정도)의 불완전 연소가스로 터보 펌프를 구동한 후 가스를 버린다. 버리는 추진제는 전체 추진제의 3~4% 정도이며, 그만큼 엔진 성능은 2단 연소 사이클보다 떨어진다.

한편 기술 개발 난이도의 관점에서는 가스발생기 사이클은 단순한 상류의 추진제 공급설비와 하류의 연소 계통이 독립적이고, 서로 간섭하지 않는다. 그만큼 개발 위험이 낮다. 액체산소/액체수소 엔진이나 유럽우주기구(ESA)가 개발한 아리안 5 로켓의 1단 엔진, 델타 4 로켓의 １단 엔진 등 세상의 많은 엔진이 이 방식을 채용하였다.

2) 2단 연소 사이클 (폐쇄형)

2단 연소 사이클의 엔진은 높은 연소압력으로 고성능이지만, 가공, 제조 면에서 고도의 기술이 필요하다. 이 방법은 하류의 유동이 상류에 영향을 미치므로 초고압의 터보 펌프가 필요하다. 현재까지 실용화된 2단 연소 사이클의 액체산소/액체수소 엔진은 미국 우주왕복선의 메인 엔진과 일본의 H-2 계열 로켓의 LE-7, LE-7A 엔진뿐이다. 이 엔진은 모두 연료 중 수소를 냉각제로 다시 이용한다.

한편 러시아가 개발한 액체산소/케로신 엔진(RD-180)은 액체산소를 재생냉각에 사용하는 2단 연소 사이클을 채용한 것으로 미국의 아틀라스 5 로켓의 1단 엔진으로 사용한다.

2단 연소 사이클을 채용한 액체산소/액체수소 엔진의 작동 원리는 다음과 같다.

①　액체수소 펌프로 가압한 액체수소는 연소실의 벽면을 냉각하고 전량이 프리버너(Preburner)로 보내진다. 이 과정에서 액체수소는 온도가 올라가서 기체가 된다.

②　액체산소 펌프로 가압한 액체산소 대부분은 직접 메인 연소실에 보내지는데 일부는 한 번 더 가압하여 프리버너로 보내진다.

③ 프리버너에서 대량의 수소와 소량의 산소가 연소하고, 중·저온에서 고압의 불완전 연소가스를 발생한다. 이 가스를 액체산소와 액체수소의 터보 펌프에 보내고, 각각의 터빈을 구동한다.

④ 터빈을 구동하고 역할이 끝난 불완전 연소가스는 모두 메인 연소실로 이동하고, 액체산소 펌프에서 직접 보낸 액체산소와 혼합하여 다시 연소한다. 2단계로 연소하기 때문에 2단 연소 사이클이라고 한다.

개방형(가스발생기 사이클)의 가스발생기와 폐쇄형(2단 연소 사이클)의 프리버너는 터빈을 구동하려고 연소가스를 발생시키는 ‘작은 연소실’로써 연소가스는 냉각장치가 필요하지 않은 온도(500~600℃ 정도)로 제한된다.

3) 엔진 사이클의 비교

가스발생기 사이클에서는 터빈을 구동한 후 불완전 연소가스를 버리지만, 가스 압력은 터빈을 구동하는 데 필요한 수준으로 충분하다. 그래서 가스발생기부터 메인 연소실까지 배관에는 저압가스가 흐른다. 시스템이 단순하고 개발도 운용도 쉽지만, 성능은 다소 떨어진다.

2단 연소 사이클에서는 불완전 연소가스가 터빈을 구동한 후에 메인 연소실에 보내지므로 터빈의 출구 압력은 메인 연소실의 연소압력보다 높아야 한다. 다시 말하면 프리버너에서 터빈에 보내는 불완전 연소가스 압력은 터빈 구동에 필요한 가스 압력에 연소실 압력을 더한 압력보다 높아야 하므로 아주 높은 고압이 된다.

배관은 고온, 고압의 유체를 다루기 때문에 인코넬(Inconel) 같은 경도가 높은 초합금을 사용하며, 제조에 고도의 가공 기술이 필요하고, 구조 질량이 늘어난다. 그래서 터보 펌프를 비롯한 엔진 개발의 난도가 매우 높아진다.