로켓 엔진

로켓 엔진은 저장된 로켓 추진제를 유체(일반적으로 고온 가스)의 고속 추진 제트를 형성하기 위한 반응 질량으로 사용합니다.로켓 엔진은 뉴턴의 제3법칙에 따라 질량을 후방으로 방출함으로써 추력을 발생시키는 반응 엔진이다.대부분의 로켓 엔진은 필요한 에너지를 공급하기 위해 반응성 화학 물질의 연소를 사용하지만, 차가운 가스 추진기, 핵 열 로켓과 같은 불연성 형태도 존재한다.로켓 엔진에 의해 추진되는 자동차는 일반적으로 로켓이라고 불린다.로켓 차량은 대부분의 연소 엔진과 달리 그들만의 산화제를 운반하기 때문에 로켓 엔진은 우주선과 탄도 미사일을 추진하기 위해 진공 상태에서 사용될 수 있다.

다른 제트 엔진과 비교했을 때, 로켓 엔진은 가장 가볍고 추력이 높지만 추진제 효율이 가장 낮다.이상적인 배기가스는 모든 원소 중 가장 가벼운 수소이지만, 화학 로켓은 무거운 종들의 혼합물을 만들어내면서, 배기 속도를 감소시킨다.

로켓 엔진은 오버트 ^[1]효과로 인해 고속에서 더 효율적입니다.

용어.

여기서 "로켓"은 "로켓 엔진"의 약자로 사용됩니다.

열로켓은 전기(전기열추진) 또는 원자로(핵열로켓)에 의해 가열되는 불활성 추진제를 사용한다.

화학 로켓은 추진제의 발열 환원-산화 화학 반응에 의해 구동됩니다.

• 고체 연료 로켓(또는 고체 추진제 로켓 또는 모터)은 고체 상태에서 추진제를 사용하는 화학 로켓입니다.
• 액체 추진 로켓은 탱크에서 공급되는 액체 상태의 하나 이상의 추진제를 사용한다.
• 하이브리드 로켓은 연소실의 고체 추진제를 사용하며, 연소실에 두 번째 액체 또는 가스 산화제 또는 추진제를 첨가하여 연소를 가능하게 합니다.
• 단일 추진제 로켓은 촉매에 의해 분해된 단일 추진제를 사용한다.가장 흔한 모노폴란트는 히드라진과 과산화수소이다.

작동 원리

로켓 엔진은 높은 속도에 추진 노즐로 가속화된 배기 액의 추방 추진력을 생성하다.연소실 내부의 액은 주로 가스 고압에 의해, 연료와 oxidiser 요소들로 구성된 또는 액체 고체 장약의(150-to-4,350-pound-per-square-inch(10300명의 술집))연소 생성된.으로서 이 가스가 노즐로 확대되면서 그들은 매우 높은(초음속)속도이고, 이것에 대한 반응 정반대의 방향안의 엔진을 가속화되고 있다.로 열역학 법칙들을 받아쓰게 하다는 높은 온도와 압력 가장 좋은 열 효율을 위해 바람직한(특별히 카르노의 정리)연소 가장 빈번하게 실용적인 로켓에서 사용된다.핵열 로켓 더 높은 효율의지만, 현재 지구의 대기와 지구와 달 사이의 장소에서 그들의 일상적인 사용 배제하도록 환경 문제가 있을 수 있다.

모델 로켓의 경우, 연소에 대한 사용 가능한 대안은 압축 공기, 이산화탄소, 질소 또는 기타 쉽게 구할 수 있는 불활성 가스에 의해 가압되는 물 로켓이다.

추진제

로켓 추진제는 유체 분사 형태로 로켓 엔진에서 분출되어 추력을 생성하기 전에 보통 어떤 형태의 탱크나 연소실 내부에 저장되는 질량입니다.

화학 로켓 추진제가 가장 일반적으로 사용된다.이것들은 발열 화학 반응을 거쳐 추진용 뜨거운 가스 분출물을 생성한다.또는 화학 불활성 반응 질량을 연소실 대신 열교환기를 통해 고에너지 전원에 의해 가열할 수 있다.

고체 로켓 추진제는 연료와 산화 성분인 곡립의 혼합물로 제조되어 추진제 저장 케이싱이 연소실이 된다.

주입

액체 연료 로켓은 연료 및 산화제 구성 요소를 연소실로 밀어넣고 연소실에서 혼합 및 연소합니다.하이브리드 로켓 엔진은 고체 및 액체 또는 기체 추진제의 조합을 사용합니다.액체 로켓과 하이브리드 로켓 모두 추진제를 챔버에 도입하기 위해 인젝터를 사용합니다.이러한 노즐은 종종 단순한 제트(추진제가 압력에 의해 빠져나가는 구멍)의 배열이지만, 때로는 더 복잡한 스프레이 노즐일 수도 있습니다.두 개 이상의 추진제를 주입할 때, 제트는 보통 추진제가 더 쉽게 연소되는 작은 물방울로 흐름을 나누기 때문에 의도적으로 충돌하게 만든다.

연소실

화학 로켓의 경우 연소실은 일반적으로 원통형이며 연소실의 느린 흐름 부분에 연소 일부를 고정하는 데 사용되는 화염 홀더는 ^{[citation needed]}필요하지 않습니다.실린더의 치수는 추진제가 완전히 연소할 수 있도록 되어 있습니다. 로켓 추진제마다 연소실 크기가 달라야 합니다.

그 결과, L$${\(\$displaystyle$ L$^\{*\})$이라고 $하는{\displaystyle {}^{}}$ 숫자가 표시됩니다.이 값은 다음과 같습니다.

${\displaystyle L^{*}=subscfrac {V_{c}}{A_{t}}}}$

여기서:

• ${\displaystyle V_{}}$ c$\$는 챔버의 부피입니다.
• $\$는 노즐의 목 부위입니다.

L*의 범위는 보통 64~152cm(25~60인치)입니다.

실제 열효율을 달성하기 위해 일반적으로 로켓 연소실에서 도달하는 온도와 압력은 비연소 공기 호흡 제트 엔진에 비해 극단적입니다.연소를 희석 및 냉각하는 대기 질소가 없으므로 추진제 혼합물이 실제 화학량비에 도달할 수 있습니다.이는 고압과 결합되어 벽을 통과하는 열 전도율이 매우 높다는 것을 의미합니다.

연료와 산화제가 챔버로 유입되기 위해서는 연소실로 유입되는 추진제의 압력이 연소실 자체의 압력을 초과해야 합니다.이는 터보펌프를 포함한 다양한 설계 접근방식 또는 단순한 엔진에서는 유체 흐름을 촉진하기에 충분한 탱크 압력을 통해 달성될 수 있다.탱크 압력 고압 가스의 엔진 사이클에서 누출에 의한 고압 헬륨 여압 계통 일부 최신 로켓 시스템에는 많은 대형 로켓 엔진이나 흔히 볼 수 있는 자기 번식으로. 예를 들어, 의 self-pressurization 가스 시스템은 스페이스 X추진 tanks[2][3]을 압박하기 등 몇가지 수단,에 의해 유지될 수 있다. 별들Hip은 기존 Falcon 9 차량 제품군에서 발사체 액체를 5개에서 Starship에서 단 2개로 줄이기 위한 SpaceX 전략의 중요한 부분이며, 헬륨 탱크 가압제뿐만 아니라 모든 초강력 추진제 및 냉가스 반응 제어 ^[4]스러스터용 질소를 제거합니다.

노즐

연소실에서 생성된 뜨거운 가스는 개구부("throat")를 통해 배출된 다음 발산 팽창부를 통해 배출됩니다.노즐에 충분한 압력이 공급되면(주변 압력의 약 2.5-3배), 노즐 초크와 초음속 제트가 형성되어 기체가 극적으로 가속되어 대부분의 열에너지를 운동 에너지로 변환합니다.배기 속도는 노즐이 설계한 팽창 비율에 따라 다르지만, 해수면에서의 공기 중 음속의 10배에 이르는 배기 속도는 드물지 않습니다.로켓 엔진 추력의 약 절반은 연소실 내부의 불균형한 압력에서 나오고 나머지는 노즐 내부에 작용하는 압력에서 나옵니다(그림 참조).가스가 팽창하면서(단열적으로) 노즐 벽에 가해지는 압력은 로켓 엔진을 한 방향으로 강제하는 동시에 다른 방향으로 가스를 가속시킵니다.

가장 일반적으로 사용되는 노즐은 확장 비율이 높은 고정 형상 노즐인 de Laval 노즐입니다.목구멍 너머로 큰 종 모양 또는 원뿔 모양의 노즐 익스텐션이 로켓 엔진의 특징적인 형태를 제공합니다.

배기 제트의 출구 정압은 챔버 압력과 노즐의 출구 대 슬로트 면적에 대한 비율에 따라 달라집니다.출구 압력이 주변(대기압) 압력과 다르므로, 초크 노즐은 다음과 같습니다.

• 저압력(주변 압력보다 큰 압력),
• 완전히 팽창(외부 압력과 주변 압력 동일),
• 과도한 압력(주변 압력보다 낮은 압력, 노즐 외부에 충격 다이아몬드가 형성됨) 또는
• (노즐 익스텐션 내부에서 충격파가 형성됨)

실제로 완벽한 팽창은 가변 출구 면적 노즐(고도가 높아짐에 따라 주변 압력이 감소하기 때문에)에서만 가능하며, 주변 압력이 0에 가까워지면 특정 고도 이상에서는 불가능합니다.노즐이 완전히 확장되지 않으면 효율이 저하됩니다.과도하게 팽창한 노즐은 효율을 떨어뜨리지만 노즐에 기계적 문제가 발생할 수 있습니다.고정 영역 노즐은 고도가 높아짐에 따라 팽창이 점점 더 적어집니다.거의 모든 de Laval 노즐은 대기 ^[5]중에 시동 중에 순간적으로 과도하게 팽창됩니다.

노즐 효율은 대기압이 고도에 따라 변화하기 때문에 대기 중 작동에 의해 영향을 받지만, 로켓 엔진에서 나오는 가스의 초음속 때문에 제트 압력이 주변보다 낮거나 높을 수 있으며, 모든 고도에서 둘 사이의 균형에 도달하지 못한다(그림 참조).

배압 및 최적의 확장

최적의 성능을 위해 노즐 끝부분의 가스 압력은 외부 압력과 같아야 합니다. 배기 압력이 외부 압력보다 낮으면 엔진 상단과 출구 사이의 압력 차이로 인해 차량이 느려집니다. 반면 배기 압력이 높으면 배기 가스 압력으로 인해 느려집니다.추력으로 변환될 수 있었던 압력은 변환되지 않고 에너지가 낭비됩니다.

배기 압력과 외부 압력의 동일성을 유지하려면 노즐의 직경이 고도에 따라 증가해야 합니다. 따라서 노즐의 압력이 더 길어지고 출구 압력과 온도가 낮아집니다.이러한 증가는 다른 형태의 제트 엔진에서 일상적으로 수행되지만 경량 방식으로 조정하기는 어렵습니다.로켓 구조에서는 일반적으로 경량 절충 노즐이 사용되며, '설계 고도' 이외의 장소에서 사용하거나 스로틀을 할 때 대기 성능의 일부 저하가 발생합니다.이를 개선하기 위해 플러그 노즐, 스텝 노즐, 팽창 노즐 및 에어로스파이크 등 다양한 이국적인 노즐 디자인이 제안되었으며, 각 노즐은 외부 기압 변화에 어느 정도 적응할 수 있으며, 각 노즐에 대해 가스가 더 높은 고도에서 더 많이 팽창할 수 있습니다.

충분히 낮은 외부 압력(진공)으로 배기할 때 몇 가지 문제가 발생합니다.하나는 노즐의 순중량입니다. 특정 지점을 넘어서는 차량의 경우 노즐의 추가 중량이 어떠한 성능보다 중요합니다.둘째, 배기 가스가 노즐 내에서 단열적으로 팽창하면 냉각되고, 결국 일부 화학 물질이 동결되어 제트 내부에서 '눈'이 생성될 수 있습니다.이로 인해 제트 내 불안정성이 발생하므로 피해야 합니다.

드 라발 노즐의 경우, 배기 가스 흐름 분리는 과도하게 팽창된 노즐에서 발생합니다.분리점은 엔진 축을 중심으로 균일하지 않기 때문에 엔진에 측면 힘이 주어질 수 있다.이 측면 힘은 시간이 지남에 따라 변화할 수 있으며 발사체에 제어 문제가 발생할 수 있습니다.

에어로스파이크나 플러그 노즐과 같은 고도 보상 설계는 고도 변화에 따른 팽창 비율 변화에 따라 조정함으로써 성능 손실을 최소화하려고 합니다.

추진제 효율

로켓 엔진이 효율적으로 추진되려면 챔버와 노즐의 벽에 특정 양의 추진제를 사용하여 가능한 최대 압력을 생성하는 것이 중요합니다. 이것이 추력의 원천이기 때문입니다.이는 다음 모두에 의해 달성될 수 있습니다.

• 추진제를 가능한 한 높은 온도로 가열(고에너지 연료, 수소 및 탄소, 때로는 알루미늄과 같은 금속을 포함하거나 핵에너지를 사용)
• (가능한 한 수소가 풍부한) 저밀도 가스를 사용하는
• 번역 속도를 최대화하기 위해 자유도가 거의 없는 단순한 분자인 추진제를 사용하거나 분해하는

이 모든 것들이 사용된 추진체의 질량을 최소화하고, 압력이 엔진을 누를 때 가속되는 추진체의 질량에 비례하기 때문에, 그리고 뉴턴의 제3법칙에서 엔진에 작용하는 압력이 또한 추진체에 상호 작용하기 때문에, 어떤 주어진 엔진에서든, 속도는챔버를 떠나는 추진제는 챔버 압력의 영향을 받지 않습니다(추력은 비례하지만).그러나 속도는 위의 세 가지 요인에 의해 크게 영향을 받으며, 배기 속도는 엔진 추진제 효율을 나타내는 훌륭한 척도입니다.이를 배기 속도라고 하며, 이를 줄일 수 있는 요소에 대한 허용이 이루어진 후, 유효 배기 속도는 로켓 엔진의 가장 중요한 매개변수 중 하나입니다(일반적으로 중량, 비용, 제조 용이성 등도 매우 중요함).

공기역학적 이유로 흐름은 노즐의 가장 좁은 부분인 '목구멍'에서 소닉("초크")으로 흐릅니다.가스 중 음속은 온도의 제곱근에 따라 증가하므로 뜨거운 배기가스를 사용하면 성능이 크게 향상됩니다.이에 비해 상온에서 공기 중의 음속은 약 340m/s인 반면 로켓 엔진의 고온 가스 중의 음속은 1700m/s를 넘을 수 있다. 이 성능의 대부분은 높은 온도에 기인하지만 추가로 로켓 추진제는 저분자 질량의 것으로 선택되며 공기보다 더 빠른 속도를 제공한다.

그 후 로켓 노즐의 팽창은 속도를 1.5배에서 2배로 증가시켜 고도로 콜리메이트된 극초음속 배기 제트를 제공합니다.로켓 노즐의 속도 증가는 대부분 면적의 팽창비(출구 면적과 목구멍 면적 비율)에 의해 결정되지만, 가스의 상세한 특성도 중요합니다.비율이 클수록 노즐이 더 크지만 연소 가스로부터 더 많은 열을 추출하여 배기 속도를 높일 수 있습니다.

추력 벡터링

일반적으로 차량은 연소 길이에 걸쳐 방향을 바꾸기 위해 전체적인 추력을 필요로 합니다.이를 실현하기 위한 다양한 방법이 제공되고 있습니다.

• 전체 엔진은 힌지 또는 짐벌에 장착되며 추진제 공급은 저압 플렉시블 파이프 또는 로터리 커플링을 통해 엔진에 도달합니다.
• 연소실과 노즐만 김볼링되고 펌프는 고정되며 고압 피드가 엔진에 부착됩니다.
• 복수의 엔진(흔히 약간의 각도로 캔팅됨)이 전개되지만 필요한 전체 벡터를 제공하기 위해 스로틀이 조정되어 매우 적은 패널티만 주어집니다.
• 고온 베인이 배기 가스 안으로 돌출되어 있고 제트를 꺾기 위해 기울일 수 있습니다.

전체적인 퍼포먼스

로켓 기술은 매우 높은 추력(메가뉴턴), 매우 높은 배기 속도(해발에서 음속의 약 10배), 매우 높은 추력/중량비(100 이상)를 동시에 결합할 수 있을 뿐만 아니라 저압 및 경량 탱크와 구조물을 사용할 수 있다.

로켓은 이러한 축들 중 하나 이상을 따라 다른 축들을 희생시키면서 훨씬 더 극단적인 성능으로 최적화될 수 있다.

특정 임펄스

여러_sp 로켓의 진공상태에서

로켓	추진제	Isp, 진공
우주왕복선 액체 엔진	LOX/LH2	453[6]
우주왕복선 고체 모터	APCP	268[6]
우주왕복선 OMS	NTO/MMH	313[6]
새턴 V 스테이지 1	LOX/RP-1	304[6]

로켓 엔진 효율의 가장 중요한 지표는 추진제 단위당 임펄스이며, 이를 특정 임펄스라고 $합니다{\displaystyle {}_{}}$(보통 ${\displaystyle I_{}}$ s$$ { $displaystyle I_{sp}$ ） 。이는 속도(유효 배기 $속도{\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle v_{}}$\$displaystyle v_{e})$ 또는$$ 시간(초)으로 측정됩니다.예를 들어, 100파운드의 추진력을 내는 엔진이 320초 동안 작동하고 100파운드의 추진제를 연소시킨다면, 구체적인 충격은 320초입니다.비임펄스가 높을수록 원하는 임펄스를 제공하는 데 필요한 추진제량은 줄어듭니다.

달성 가능한 특정 임펄스는 주로 추진제 혼합의 기능(그리고 궁극적으로 특정 임펄스를 제한함)이지만, 챔버 압력과 노즐 팽창 비율에 대한 실질적인 제한은 달성할 수 있는 성능을 저하시킵니다.

그물 추력

다음은 로켓 엔진의 ^[7]순추력 계산을 위한 대략적인 방정식입니다.

여기서:
${\displaystyle\dot {m}}$	= 배기가스 질량 흐름
${\displaystyle v_{e}}$	= 유효 배기 속도(간혹 출판물에서 c로 표시됨)
${\displaystyle v_{e-opt}}$	= Pamb = Pe일 때 유효 제트 속도
${\displaystyle A_{e}}$	= 노즐 출구 평면(또는 분리된 흐름의 경우 제트가 노즐을 떠나는 평면)의 흐름 영역
${\displaystyle p_{e}}$	= 노즐 출구면에서 정압
${\displaystyle p_{amb}}$	= 주변(또는 대기) 압력

제트 엔진과 달리, 기존의 로켓 모터에는 공기 흡입구가 없기 때문에, 총 추력에서 빼야 할 '램 드래그'가 없습니다.결과적으로, 로켓 모터의 순 추력은 (정적인 배압을 제외하고) 총 추력과 같다.

m${\displaystyle \stackrel{}{}v{}_{}}$ ${\displaystyle v_{}}$ ${\displaystyle e_{}}$- ${\displaystyle o_{}}$ p ${\displaystyle t_{}{}_{}}${$displaystyle${ $m$} \ ; v$_$ { e - $opt$} , } $항$은 $주어진{\displaystyle {}_{}}$ 스로틀 설정에서 일정하게 유지되는 운동량 추력을 나타내며, A${\displaystyle {}_{}{e}_{}}$ ( ${\displaystyle {}_{}{}_{}}$ - p ${\displaystyle a_{}}$ ${\displaystyle m_{}{b}_{}}$) \ $display style$ A _ { $e$} ($p$_ { e } - p _ p _ { } - { } - { } - { } ), p _ {$amb$} 항은 추력$$ 항을 나타냅니다.최대 스로틀에서는 대기압이 고도에 따라 감소하면 압력 추력 기간이 증가하기 때문에 로켓 모터의 순 추력은 고도가 높아짐에 따라 약간 개선됩니다.지표면에서 압력 추력은 엔진 설계에 따라 최대 30%까지 감소할 수 있습니다.이 감소는 고도가 높아짐에 따라 거의 기하급수적으로 감소하여 0이 됩니다.

로켓 엔진의 최대 효율은 배기 가스 과다 팽창으로 인한 패널티를 초래하지 않고 방정식의 운동량 기여도를 극대화함으로써 달성됩니다.${\displaystyle {이}_{}}$는 p e $=$ ${\displaystyle {}_{}}$ ${\displaystyle a_{}}$ ${\displaystyle m_{}}$ b ${\$}=$p_{amb$일 때 $발생$합니다. 주변 압력이 고도에 따라 변하기 때문에 대부분의 로켓 엔진은 피크 효율로 작동하는 데 걸리는 시간이 매우 적습니다.

특정 임펄스는 힘을 질량 흐름 속도로 나눈 것이기 때문에 이 방정식은 특정 임펄스가 고도에 따라 달라진다는 것을 의미합니다.

진공_sp 비임펄스 I

압력에 따라 변화하는 특정 임펄스로 인해 비교 및 계산이 쉬운 양이 유용합니다.로켓은 목구멍에서 질식하기 때문에 초음속 배기가스는 외부 압력이 상류로 이동하는 것을 방지하기 때문에 혼합비와 연소효율이 유지된다면 출구 압력이 이상적으로 $추진제{\displaystyle \stackrel{}{}}$ 흐름 m$$µ(\$displaystyle\dot {m$에 정확히 비례한다는 것이 밝혀졌습니다.따라서 위의 방정식을 ^[8]약간 재배치하는 것은 매우 일반적입니다.

따라서 진공 ISP를 다음과 같이 정의합니다.

여기서:

따라서:

슬롯링

로켓은 추진제 $연소율{\displaystyle \stackrel{}{}}$ m$$µ {$displaystyle {m}($일반적으로 kg/s 또는 lb/s로 측정)을 제어하여 조절할 수 있습니다.액체 및 하이브리드 로켓에서는 챔버로 들어가는 추진제 흐름을 밸브를 사용하여 제어하고, 고체 로켓에서는 연소하는 추진제 면적을 변경하여 제어하며, 이를 추진제 입자로 설계할 수 있습니다(따라서 실시간으로 제어할 수 없습니다).

일반적으로 로켓은 주변^[9] 압력의 약 1/3(노즐의 흐름 분리에 의해 제한됨)의 출구 압력과 엔진의 기계적 강도에 의해서만 결정되는 최대 한계까지 감속될 수 있습니다.

실제로는 그 정도로 로켓을 대단히 다양하지만, 대부분의 로켓 2의 비율로 큰 어려움 없이 졸릴 수 있으나[9]전형적인 한계는 연소 안정성, 예제와 같이, 마약 중독자들은 최소 압력을 훼손하는 진동(또는 연소 청의 소리 떨림 연소)을 촉발을 피하는데 필요하지만, 인젝터 ca. 다양하게 졸릴 수 있nbe 더 넓은 범위에 대해 최적화되고 테스트되었습니다.예를 들어, 보다 뛰어난 스로틀 기능(BE-3, Raptor)을 위해 최적화된 일부 최신 액체 추진제 엔진 설계는 정격 ^[10][3]추력의 18-20%까지 스로틀할 수 있습니다.고체 로켓은 ^[9]연소 과정에서 표면적이 변화하는 형태의 입자를 사용하여 조절할 수 있습니다.

에너지 효율

로켓 엔진 노즐은 높은 연소 온도와 높은 압축비의 결과로 고속 제트를 발생시키는 데 놀라울 정도로 효율적인 열 엔진입니다.로켓 노즐은 가역적인 과정인 단열 팽창에 매우 근사한 결과를 제공하며, 따라서 카르노 사이클에 매우 가까운 효율성을 제공합니다.온도가 도달하면 화학 로켓으로 60% 이상의 효율을 달성할 수 있습니다.

로켓 엔진을 사용하는 차량의 경우 차량 속도가 배기 속도에 근접하거나 약간 초과할 경우 에너지 효율이 매우 우수하지만(발사에 비해) 저속에서는 에너지 효율이 0%까지 상승합니다(모든 제트 추진과 동일).자세한 내용은 로켓 에너지 효율을 참조하십시오.

추력 대 중량비

로켓은 모든 제트 엔진 중에서, 사실상 모든 엔진 중에서, 추력 대 중량비가 가장 높습니다.이것은 특히 액체 로켓 엔진에 해당된다.

이러한 고성능은 엔진을 구성하는 압력 용기(펌프, 파이프 및 연소실)의 부피가 작기 때문입니다.흡입 덕트의 부족과 고밀도 액체 추진제의 사용으로 인해 가압 시스템이 작고 가벼울 수 있는 반면, 덕트 엔진은 약 3단계 낮은 밀도의 공기를 처리해야 한다.

제트 또는 로켓 엔진	덩어리		추력, 진공		스러스트 투- 중량비
	(kg)	(파운드)	(kN)	(lbf)
RD-0410 핵로켓[11][12] 엔진	2,000	4,400	35.2	7,900	1.8
J58 제트 엔진(SR-71 Blackbird)[13][14]	2,722	6,001	150	34,000	5.2
롤스로이스/스넥마 올림푸스 593 재가열 기능이 있는 터보젯(콩코드)[15]	3,175	7,000	169.2	38,000	5.4
프랫 & 휘트니 F119[16]	1,800	3,900	91	20,500	7.95
RD-0750 로켓 엔진, 3추진제 모드[17]	4,621	10,188	1,413	318,000	31.2
RD-0146 로켓[18] 엔진	260	570	98	22,000	38.4
로켓다인 RS-25 로켓[19] 엔진	3,177	7,004	2,278	512,000	73.1
RD-180 로켓[20] 엔진	5,393	11,890	4,152	933,000	78.5
RD-170 로켓 엔진	9,750	21,500	7,887	1,773,000	82.5
F-1(토성 V 1단계)[21]	8,391	18,499	7,740.5	1,740,100	94.1
NK-33 로켓[22] 엔진	1,222	2,694	1,638	368,000	136.7
멀린 1D 로켓 엔진, 풀슬러스트 버전	467	1,030	825	185,000	180.1

사용된 액체 추진제 중 액체 수소는 밀도가 가장 낮다.이 추진제는 비충격이 가장 높지만(물의 14분의 1 정도) 밀도가 매우 낮기 때문에 더 크고 무거운 터보펌프와 파이프 구조가 필요하며, 이는 엔진의 추력 대 중량비(예: RS-25)가 그렇지 않은 연료에 비해 감소합니다(NK-33).

냉각

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효율의 이유로 온도가 높은 것이 바람직하지만 온도가 너무 높아지면 재료의 강도가 떨어집니다.로켓은 3,500 K(3,200 °C; 5,800 °F)의 연소 온도에서 작동합니다.

대부분의 다른 제트 엔진들은 뜨거운 배기가스에 가스 터빈을 가지고 있다.표면적이 넓기 때문에 냉각이 어려우며 따라서 훨씬 낮은 온도에서 연소 프로세스를 실행해야 하므로 효율성이 떨어집니다.또한 덕트 엔진은 78%의 반응하지 않는 질소를 포함하는 산화제로 공기를 사용하여 반응을 희석하고 온도를 ^[9]낮춥니다.로켓에는 이러한 고유 연소 온도 제한 장치가 없습니다.

로켓 엔진의 연소에 의해 도달하는 온도는 노즐 및 연소실 재료의 녹는점(구리의 경우 약 1,200 K)을 상당히 초과합니다.대부분의 건축 자재는 고온 산화제에 노출될 경우 연소되기 때문에 여러 가지 설계상의 문제가 발생합니다.노즐 및 연소실 벽이 연소, 용해 또는 기화되지 않도록 해야 합니다(때로는 "엔진 부하가 높은 배기"라고도 함).

알루미늄, 강철, 니켈 또는 구리 합금과 같은 일반적인 건축 자재를 사용하는 로켓은 엔진 구조가 경험하는 온도를 제한하기 위해 냉각 시스템을 사용해야 합니다.연소실 또는 노즐 주위의 튜브를 통해 추진제가 통과하는 회생 냉각과 커튼 냉각 또는 필름 냉각과 같은 다른 기술을 사용하여 노즐 및 챔버의 수명을 연장합니다.이러한 기술은 재료와 접촉하는 가스 열 경계층을 온도 이하로 유지하여 재료가 치명적인 고장을 일으킬 수 있습니다.

로켓 연소 온도를 직접적으로 유지할 수 있는 두 가지 재료 예외는 흑연과 텅스텐이지만, 보호되지 않으면 모두 산화됩니다.엔진 설계와 결합된 재료 기술은 화학 로켓의 제한 요소이다.

로켓에서 벽을 통과할 수 있는 열 유속은 공학적으로 가장 높은 편에 속하며, 유속은 일반적으로 100-200 MW/m² 범위에 있습니다.가장 강한 열유속은 목구멍에서 발견되는데, 목구멍은 종종 관련된 챔버와 노즐에서 발견되는 것보다 두 배나 많습니다.이는 고속(경계층이 매우 얇음)과 챔버보다 낮지만 고온(위 ② 노즐 참조)의 조합에 의한 것입니다.

로켓에서 냉각수 방법은 다음을 포함한다.

1. 탈색: 내부 벽은 열을 가둬 기화시키는 물질로 되어 있습니다.
2. 복사 냉각: 노즐이 빛을 내며 열을 방출합니다.
3. 덤프 냉각: 보통 수소인 극저온 추진제가 노즐 주위를 통과하여 덤프됩니다.
4. 회생 냉각: 액체 로켓은 연소실 또는 프리버너에 분사되기 전에 연료 또는 산화제를 노즐 주위에 전달합니다.
5. 커튼 냉각 : 내벽 주위에 여분의 연료가 있도록 추진제를 주입하여 냉각시킵니다.
6. 필름 냉각: 표면이 액체 추진제로 젖어 증발하면서 냉각됩니다.

모든 경우 벽이 파괴되는 것을 방지하는 냉각 효과는 연소 온도보다 훨씬 차가운 벽과 접촉하는 얇은 절연 유체층(경계층)에 의해 발생합니다.이 경계층이 손상되지 않은 경우 벽은 손상되지 않습니다.

경계층의 붕괴는 냉각 장애 또는 연소가 불안정할 때 발생할 수 있으며, 일반적으로 벽면 붕괴는 곧 발생합니다.

회생 냉각의 경우 챔버 주변의 냉각수 채널에 두 번째 경계층이 있습니다.경계층이 벽과 냉각수 사이의 절연체 역할을 하기 때문에 이 경계층의 두께는 가능한 한 작아야 한다.이는 채널 내의 냉각수 속도를 최대한 높게 함으로써 달성할 수 있습니다.

실제로 회생 냉각은 거의 항상 커튼 냉각 및/또는 필름 냉각과 함께 사용됩니다.

액체 연료 엔진은 종종 연료가 풍부하게 작동하여 연소 온도를 낮춥니다.이를 통해 엔진의 열 부하를 줄이고 저비용 재료와 단순화된 냉각 시스템을 구현할 수 있습니다.이는 또한 배기 가스의 평균 분자량을 낮추고 연소 열이 운동 배기 에너지로 변환되는 효율성을 높여 성능을 높일 수 있습니다.

기계적 문제

로켓 연소실은 일반적으로 상당히 높은 압력, 일반적으로 10–200bar(1–20MPa, 150–3,000psi)로 작동됩니다.상당한 대기압에서 작동할 경우 연소실 압력이 높을수록 과도하게 팽창하지 않고 보다 크고 효율적인 노즐을 장착할 수 있어 성능이 향상됩니다.

그러나 이러한 고압은 챔버의 가장 바깥 부분에 매우 큰 후프 응력을 가하게 합니다. 즉, 로켓 엔진은 압력 용기입니다.

더 나쁜 것은 로켓 엔진에서 생성된 고온 때문에 사용되는 재료는 작동 인장 강도가 현저히 떨어지는 경향이 있다는 것입니다.

또한 챔버와 노즐 벽면에 상당한 온도 구배가 설정되며, 이로 인해 내부 응력이 발생하는 내부 라이너가 차등 팽창합니다.

음향 문제

로켓 모터 내부의 극한 진동 및 음향 환경은 특히 기관 파이프와 같은 공명 및 기체 ^[24]난류가 있을 때 평균값보다 훨씬 높은 피크 응력을 초래합니다.

연소 불안정성

연소는 갑작스럽거나 주기적인 성격의 바람직하지 않은 불안정성을 나타낼 수 있습니다.분사 챔버의 압력은 인젝터 플레이트를 통과하는 추진제 흐름이 감소할 때까지 증가할 수 있습니다. 잠시 후 압력이 떨어지고 흐름이 증가하여 연소 챔버에 더 많은 추진제를 분사하고 잠시 후 연소 챔버 압력을 다시 증가시켜 사이클을 반복합니다.이로 인해 종종 초음파 범위에서 고진폭 압력 진동이 발생하여 모터가 손상될 수 있습니다.25kHz에서 ±200psi의 진동은 타이탄 II 미사일 2단 엔진의 초기 버전 고장의 원인이었다.또 다른 고장 모드는 폭발 전환까지의 디플레이그레이션입니다. 연소실에 형성된 초음속 압력파가 ^[25]엔진을 파괴할 수 있습니다.

연소의 불안정성도 아틀라스 개발 과정에서 문제가 되었다.아틀라스 계열에 사용되는 로켓다인 엔진은 여러 차례 정전기 발사 테스트에서 이 영향을 받은 것으로 확인되었으며, 부스터 엔진의 거친 연소로 인해 세 번의 미사일 발사가 패드 위에서 폭발했다.대부분의 경우, 이 문제는 추진제 주입 전에 점화기 메커니즘이 작동되는 "드라이 스타트" 방식으로 엔진을 시동하려고 할 때 발생했습니다.프로젝트 머큐리 Atlas의 인력 평가 과정에서는 연소 불안정성을 해결하는 것이 최우선 과제였으며, 마지막 두 번의 머큐리 비행은 방해된 인젝터와 과속성 점화기를 갖춘 업그레이드된 추진 시스템을 자랑했다.

아틀라스 차량에 영향을 준 문제는 주로 "레이서 트랙" 현상이었는데, 이 현상은 연소하는 추진체가 점점 더 빠른 속도로 원을 그리며 회전하면서 엔진이 파열될 정도로 강한 진동을 일으켜 로켓이 완전히 파괴되는 결과를 초래했다.분사기 표면 주위에 여러 개의 배플을 추가하여 소용돌이 치는 추진제를 분해함으로써 결국 해결되었습니다.

더 중요한 것은 새턴 F-1 엔진의 연소 불안정성이 문제였다는 점이다.테스트된 초기 장치 중 일부는 정적 연소 중에 폭발하여 인젝터 배플이 추가되었습니다.

소련의 우주 프로그램에서는 R-7 계열에 사용되는 RD-107 엔진과 R-14 계열에 사용되는 RD-216을 포함한 일부 로켓 엔진에서도 연소 불안정성이 문제가 되었음이 입증되었으며, 이 문제가 해결되기 전에 이러한 차량의 몇 가지 고장이 발생했습니다.소련의 엔지니어링 및 제조 공정은 대형 RP-1/LOX 엔진에서 연소 불안정성을 만족스럽게 해결하지 못했기 때문에, 제니트 제품군에 동력을 공급하는 RD-171 엔진은 여전히 공통 엔진 메커니즘에 의해 공급되는 4개의 작은 추력 챔버를 사용했습니다.

연소 불안정성은 엔진 내 세척 용제의 잔류물(1962년 타이탄 II의 첫 발사 시도), 반사 충격파, 점화 후 초기 불안정성, 연소실로 반사되는 노즐 부근의 폭발 및 기타 여러 요인에 의해 유발될 수 있습니다.안정적인 엔진 설계에서는 진동이 빠르게 억제되고 불안정한 설계에서는 진동이 장기간 지속됩니다.발진 억제기가 일반적으로 사용됩니다.

연료 흐름을 조절하는 엔진과 탱크 사이의 연소 불안정성 또는 구조물의 세로 진동으로 인해 발생하는 추력의 주기적인 변화는 "포고 진동" 또는 "포고"로 알려져 있으며, 이는 포고 스틱의 이름을 따왔다.

다음과 같은 세 가지 유형의 연소 불안정성이 발생합니다.

츄깅

이는 보통 차량의 ^{[26]: 261} 가속도 변화로 인한 공급 라인의 압력 변화로 인해 챔버 압력에서 수 헤르츠에서 발생하는 저주파 진동입니다.이는 추력의 주기적 변화를 일으킬 수 있으며, 효과는 단순히 성가신 것에서부터 실제로 탑재물이나 차량을 손상시키는 것까지 다양할 수 있다.고밀도 추진제의 ^{[citation needed]}공급 라인에 가스가 채워진 댐핑 튜브를 사용하면 처깅을 최소화할 수 있습니다.

윙윙거리다

이 ^{[26]: 261} 문제는 인젝터 간에 충분한 압력 강하가 없기 때문에 발생할 수 있습니다.그것은 일반적으로 피해를 주기보다는 짜증나는 것이 대부분이다.그러나 극단적인 경우 인젝터를 통해 연소가 역방향으로 가해질 수 있으며, 이는 ^{[citation needed]}모노프로필런트로 폭발을 일으킬 수 있습니다.

삐걱거리다

이것은 가장 즉각적인 손상이며 통제하기 가장 어렵습니다.연소실 내의 소음 때문에 에너지 방출의 주요 동인이 되는 화학 연소 프로세스가 결합되어 불안정한 공진 "스크리칭"이 발생하며 일반적으로 절연 열 경계층이 얇아져 치명적인 고장으로 이어질 수 있습니다.음향 진동은 파이프를 통한 뜨거운 공기의 흐름이나 챔버 내 연소와 같은 열 과정에 의해 들뜨게 될 수 있습니다.구체적으로는 음파의 압력이 ^{[27][28][29][26]}최대인 영역에서 연소가 보다 강렬하게 일어나면 챔버 내의 정재 음파를 강화할 수 있다.이러한 효과는 설계 과정 중에 분석적으로 예측하기가 매우 어려우며, 일반적으로 시행착오 교정 조치와 함께 비용이 많이 들고 시간이 많이 소요되며 광범위한 테스트를 통해 해결되었다.

스크리닝은 종종 인젝터의 세부적인 변경이나 추진제 화학의 변경, 분사 전에 추진제를 증발시키거나 연소실 내의 헬름홀츠 댐퍼를 사용하여 ^{[citation needed]}챔버의 공명 모드를 변경하는 것으로 처리됩니다.

엔진 임펄스 반응을 판단하기 위해 연소실에 접선 방향으로 설정된 튜브를 사용하여 연소실 외부에서 소량의 폭발물을 폭발시키는 테스트를 수행하기도 한다. 즉, 빠른 회복은 안정적인 시스템을 의미한다.

배기음

매우 작은 크기를 제외한 모든 크기에도 불구하고, 다른 엔진에 비해 로켓 배기가스는 일반적으로 매우 시끄럽습니다.극초음속 배기가스가 주변 공기와 혼합되면서 충격파가 형성된다.우주왕복선은 기지 주변에서 200dB(A) 이상의 소음을 발생시켰다.이를 줄이고 적재물 손상이나 적재물 상단 승무원의 부상 위험을 줄이기 위해 이동식 발사대 플랫폼에는 발사 시 41초 만에 110만 리터(290,000 미국 갤)의 물을 로켓 베이스 주변에 뿌리는 소음 억제 시스템이 장착되었습니다.이 시스템을 사용하면 페이로드 베이 내의 소음 레벨을 142dB로 ^[30]유지할 수 있습니다.

발생하는 충격파에 의한 소음 강도는 로켓의 크기와 배기 속도에 따라 달라집니다.이러한 충격파는 대형 로켓 엔진에서 라이브로 들을 때 삐걱거리는 소리와 터지는 소리가 특징인 것으로 보인다.이러한 노이즈 피크에서는, 통상 마이크나 오디오 전자 기기에 과부하가 걸리기 때문에, 녹음이나 브로드캐스트의 오디오 재생에는 일반적으로 약해지거나 전혀 없습니다.가까운 거리에 있는 대형 로켓의 경우 음향 효과는 실제로 ^[31]사망에 이를 수 있습니다.

우주 기관들에게 더욱 걱정스러운 것은, 그러한 소음 수준은 발사 구조를 손상시킬 수도 있고, 혹은 더 나쁜 것은 상대적으로 섬세한 로켓 위에 반사될 수도 있다는 것이다.이것이 바로 발사 시 일반적으로 많은 물이 사용되는 이유입니다.물 분무는 공기의 음향 특성을 변화시키고 소리 에너지를 감소시키거나 로켓으로부터 멀어지게 합니다.

일반적으로 로켓이 지면에 가까이 있을 때 소음이 가장 강합니다. 엔진 소음이 지면에서 반사될 뿐만 아니라 제트로부터 멀리 방사되기 때문입니다.또한 차량이 느리게 움직일 때는 엔진에 입력되는 화학 에너지가 로켓의 운동 에너지를 증가시키는 데 거의 투입되지 않습니다(추력 F 및 속도 V의 경우 차량에 전달되는 유용한 동력 P가 ${\displaystyle P}$ ${\displaystyle =}$ F${\displaystyle \mu }$V(\$displaystyle P=F*$V$$)이기 때문입니다).그러면 에너지의 가장 큰 부분이 배기 가스와 외부 공기의 상호작용으로 소산되어 노이즈가 발생합니다.이 소음은 지붕이 있는 화염 참호, 제트 주위에 물을 주입하고 제트를 비스듬히 꺾음으로써 어느 정도 줄일 수 있습니다.

테스트

로켓 엔진은 보통 생산되기 전에 시험 시설에서 정적으로 테스트된다.고고도 엔진의 경우 짧은 노즐을 사용하거나 대형 진공 챔버에서 로켓을 테스트해야 합니다.

안전.

로켓 차량은 신뢰성과 위험, 특히 치명적인 고장으로 정평이 나 있다.이러한 평판과는 달리, 신중하게 설계된 로켓은 임의로 신뢰할 ^{[citation needed]}수 있는 로켓이 될 수 있다.군사적인 사용에서 로켓은 신뢰할 수 없다.그러나 로켓의 주요 비군사적 용도 중 하나는 궤도 발사를 위한 것이다.이 어플리케이션에서는 일반적으로 최소 중량에 프리미엄을 두고 있으며, 높은 신뢰성과 낮은 중량을 동시에 달성하기는 어렵습니다.또한, 발사된 비행 횟수가 적을 경우,^{[citation needed]} 설계, 운영 또는 제조 오류로 인해 차량이 파괴될 가능성이 매우 높습니다.

토성족(1961년-1975년)

로켓다인 H-1 엔진은 새턴 I와 새턴 IB 발사체 1단계에서 8인 1조로 사용됐으며 152회 엔진 비행에서 치명적인 고장은 없었다.새턴 I 2단계에서 6인승 클러스터로 사용된 프랫과 휘트니 RL10 엔진은 36번의 ^{[notes 1]}엔진 비행에서 치명적인 고장이 없었다.새턴 V의 1단계에서 5인 1조로 사용된 로켓다인 F-1 엔진은 65회의 엔진 비행에서 고장이 없었다.로켓다인 J-2 엔진은 새턴 V 2단과 새턴 V 3단에서 각각 5인 1조로 사용됐으며 86회 ^{[notes 2]}엔진 비행에서 치명적인 고장은 없었다.

우주왕복선(1981년~2011년)

2인 1조로 사용된 우주왕복선 고체 로켓 부스터는 270기의 엔진 비행에서 한 가지 주목할 만한 치명적인 고장을 일으켰다.

3인 1조로 사용된 RS-25는 46개의 리퍼브 엔진 유닛으로 비행했다.이들은 치명적인 기내 고장 없이 총 405회의 엔진 비행을 수행했다.챌린저 우주왕복선의 STS-51-F ^[32]임무 중에 비행 중 RS-25 엔진 고장이 한 번 발생했다.이 실패는 임무 목표나 ^[33]기간에 영향을 미치지 않았습니다.

화학

로켓 추진제는 단위 질량당 높은 에너지(특정 에너지)를 필요로 하며, 이는 고에너지 추진제가 자발적으로 폭발하는 경향과 균형을 이루어야 한다.추진제의 화학적 위치 에너지를 안전하게 저장할 수 있다고 가정하면 연소 과정에서 대량의 열이 방출됩니다.이 열의 상당 부분이 엔진 노즐의 운동 에너지로 전달되어 방출되는 연소 생성물의 질량과 함께 로켓을 전진시킵니다.

이상적으로는 모든 반응 에너지가 배기 가스의 운동 에너지로 나타납니다. 배기 속도가 엔진의 가장 중요한 성능 매개 변수이기 때문입니다.그러나 실제 배기종은 일반적으로 에너지를 방출하는 변환, 진동 및 회전 모드를 가진 분자입니다.이 중 변환만이 차량에 유용한 작업을 수행할 수 있으며, 에너지가 모드 간에 전달되기는 하지만 이 프로세스는 배기 가스가 노즐을 빠져나가는 데 필요한 시간을 훨씬 초과하는 시간 척도로 발생합니다.

배기 분자가 화학 결합을 많이 가질수록 더 많은 회전 및 진동 모드를 갖게 됩니다.따라서 배기종은 가능한 한 단순하고 가볍고 풍부한 원자(예를₂ 들어 H)로 이루어진 이원자 분자가 실용적으로 이상적이다.그러나 화학로켓의 경우 수소는 반응제이자 환원제이지 산물이 아니다.산화제(일반적으로 산소 또는 산소가 풍부한 종)를 연소 과정에 도입하여 배기 종에 질량 및 화학적 결합을 추가해야 합니다.

빛 분자의 추가적인 장점은 현재 사용 가능한 물질에 의해 포함될 수 있는 온도에서 고속으로 가속될 수 있다는 것입니다. 로켓 엔진의 높은 가스 온도는 생존 가능한 모터의 엔지니어링에 심각한 문제를 야기합니다.

액체 수소(LH2)와 산소(LOX, 또는 LO2)는 지금까지 널리 사용되어 온 배기 속도 측면에서 가장 효과적인 추진제이지만, 붕소나 액체 오존과 관련된 몇 가지 이국적인 조합은 이론적으로 다양한 실제 문제를 ^[34]해결할 수 있다면 다소 더 나을 수 있다.

주어진 추진제 조합의 특정 반응 에너지를 계산할 때 추진제 전체 질량(연료와 산화제 모두)을 포함해야 한다는 점을 유념해야 한다.단, 공기 호흡 엔진의 경우는 예외입니다. 공기 호흡 엔진은 대기 산소를 사용하며 결과적으로 주어진 에너지 출력에 대해 더 적은 질량을 전달해야 합니다.자동차 또는 터보젯 엔진용 연료는 운반해야 하는 추진제 단위 질량당 유효 에너지 출력이 훨씬 우수하지만, 단위 연료 질량당 에너지 출력은 유사합니다.

로켓 엔진에서 추진제의 성능을 예측하는 컴퓨터 프로그램을 이용할 ^[35][36][37]수 있다.

점화

액체 및 하이브리드 로켓의 경우 추진제가 연소실에 처음 진입할 때 즉시 점화해야 합니다.

액체 추진제(기체가 아님)를 사용할 경우, 밀리초 이내에 점화되지 않으면 일반적으로 너무 많은 액체 추진제가 챔버 내부에 들어가게 되며, 점화 발생 시 발생하는 뜨거운 가스의 양이 챔버의 최대 설계 압력을 초과하여 압력 용기의 치명적인 고장을 야기할 수 있습니다.이를 하드 스타트 또는 RID(^[38]Rapid Unscheduled Disassembly)라고 부르기도 합니다.

점화에는 폭약식 전하를 사용하거나 플라즈마 ^{[citation needed]}토치를 사용하거나 전기^[4] 스파크 점화 방식을 사용할 수 있습니다.일부 연료/산화제 조합은 접촉 시 점화되며(과잉), 비과잉 연료는 연료 라인을 과잉 추진제(러시아 엔진에서 인기 있음)로 프라이밍하여 "화학적으로 점화"될 수 있습니다.

로켓의 경우 총 인젝터 면적이 목구멍보다 작기 때문에 가스 추진제는 일반적으로 하드 스타트(hard start)를 일으키지 않습니다. 따라서 점화 전에 챔버 압력이 주위되는 경향이 있으며 점화 시 챔버 전체가 인화성 가스로 가득 차더라도 고압이 형성될 수 없습니다.

고체 추진제는 보통 원샷 폭약식 장치로 점화되며, 연소는 일반적으로 추진제의 ^[9]총 소비량을 통해 진행됩니다.

일단 점화되면 로켓 챔버는 자급자족하며 점화기는 필요하지 않으며 보통 추진제의 총 소비로 연소가 진행됩니다.실제로 챔버는 몇 초간 정지된 후 재시작되면 자동으로 재점화됩니다.재점화를 위해 설계되지 않은 경우, 냉각 시 많은 로켓은 최소한 불꽃 기술 점화기 교체 ^[9]또는 추진제 재급유와 같은 사소한 유지보수 없이 재시동할 수 없습니다.

제트 물리학

로켓 제트는 로켓 엔진, 설계 고도, 고도, 추력 및 기타 요인에 따라 달라집니다.

RP-1과 같은 등유 기반 연료에서 나오는 탄소가 풍부한 배기는 파란색 백조 띠 외에 연소되지 않은 입자의 흑체 방사선으로 인해 종종 주황색입니다.과산화물 기반 로켓과 수소 로켓 제트는 대부분 증기를 포함하고 있으며 육안으로는 거의 보이지 않지만 자외선과 적외선 범위에서 밝게 빛납니다.고체 추진제 로켓의 제트는 눈에 잘 띄는데, 추진제에는 주황색-흰색 불꽃으로 타올라 연소 과정에 에너지를 더하는 원소 알루미늄과 같은 금속이 자주 포함되어 있기 때문입니다.액체 수소와 산소를 태우는 로켓 엔진은 대부분 과열된 증기(수증기)와 일부 미연소 수소로 인해 거의 투명한 배기가스를 보일 것이다.

노즐은 일반적으로 해수면에서 과도하게 팽창하며, 배기 가스의 노후화로 인한 슐리렌 효과를 통해 눈에 보이는 충격 다이아몬드를 나타낼 수 있습니다.

고도에 따라 팽창률이 달라지기 때문에 제트의 모양은 고정 영역 노즐에 따라 달라집니다. 즉, 모든 로켓은 고도에서 크게 팽창하지 않으며, 배기가스의 비율은 실제로 전방으로 팽창하게 됩니다.

로켓 엔진 종류

물리적인 전원

유형	묘사	이점	단점들
물 로켓	부분적으로 채워진 가압 탄산음료 용기(꼬리 및 코 무게 포함)	구축이 매우 간단함	일반적으로 고도가 수백 피트 정도로 제한됨(세계 기록은 830 미터 또는 2,723 피트)
냉가스 추진기	버니어 스러스터에 사용되는 불연성 형태	오염되지 않은 배기	극히 낮은 퍼포먼스

화학적으로 파워가

유형	묘사	이점	단점들
고체 추진제 로켓	중앙 구멍과 노즐이 있는 가연성, 자가 지속성 고체 연료/산화제 혼합물("그레인")	단순하고, 종종 움직이는 부품이 없고, 상당히 좋은 질량 비율, 합리적인sp I.스러스트 스케줄은 그레인 내에 설계할 수 있습니다.	슬롯링, 연소 종료 및 재점화에는 특별한 설계가 필요합니다.가연성 혼합물로 인한 문제 처리액체 로켓보다 성능이 떨어집니다.미립자가 갈라지면 노즐이 막힐 수 있으며, 그 결과 심각한 결과를 초래할 수 있습니다.연소 중에는 곡립 균열이 타오르고 넓어진다.연료 주입은 단순히 탱크에 연료를 채우는 것보다 더 어렵습니다.점화 후에는 끌 수 없습니다. 모든 고체 연료가 고갈될 때까지 점화됩니다.
하이브리드 추진제 로켓	산화제/연료 분리. 일반적으로 산화제는 액체이며 탱크에 보관되며 연료는 고체입니다.	상당히 단순하고 고체 연료는 산화제가 없으면 기본적으로 불활성화되므로 안전합니다. 균열이 증폭되지 않고 스로틀이 가능하며 꺼지기 쉽습니다.	일부 산화제는 모노프로필란트이며, 자체적으로 폭발할 수 있습니다. 고체 추진제의 기계적 고장으로 인해 노즐이 차단될 수 있으며(고무 처리된 추진제에서는 매우 드문 경우), 중앙 구멍이 연소 이상으로 넓어지고 혼합물 비율에 부정적인 영향을 미칩니다.
모노로페트 로켓	추진제(히드라진, 과산화수소 또는 아산화질소)는 촉매 위를 흐르며 발열 분해됩니다. 뜨거운 가스가 노즐을 통해 방출됩니다.	간단한 개념, 스로틀 가능, 연소실 내 저온	촉매는 쉽게 오염될 수 있고, 오염되거나 자극될 경우 모노폴란트가 폭발할 수 있습니다. 나는sp 아마도 1/3의 최상의 액체입니다.
이원제 로켓	2개의 유체(일반적으로 액체) 추진제가 인젝터를 통해 연소실로 유입되어 연소됩니다.	최대 99%의 효율과 뛰어난 혼합 제어, 스로틀 가능, 매우 가벼운 탱크를 가능하게 하는 터보펌프와 함께 사용할 수 있으며, 극도로 주의하여 안전합니다.	고성능에 필요한 펌프는 설계 비용이 많이 들고, 연소실 벽에 걸쳐 있는 거대한 열 유속이 재사용에 영향을 미칠 수 있으며, 고장 모드에는 대규모 폭발이 포함되며, 많은 배관이 필요합니다.
가스 로켓	산화제와 연료 모두에 가스 추진제를 사용하는 2중 추진제 스러스터	냉가스 스러스터보다 고성능	액체 기반 엔진보다 낮은 성능
듀얼 모드 추진 로켓	로켓은 2중 추진제 로켓으로 이륙한 후 1개의 추진제만 단독 추진제로 사용한다.	심플함과 관리 용이성	2종류보다 낮은 퍼포먼스
삼프로판트로켓	세 가지 다른 추진제(일반적으로 수소, 탄화수소 및 액체 산소)가 연소실에 다양한 혼합 비율로 도입되거나 여러 엔진이 고정된 추진제 혼합비로 사용되어 스로틀 또는 정지됩니다.	수소가 가볍기 때문에 이륙 중량을 줄이고, 높은 평균sp I로 뛰어난 추진력을 결합하며, 지구에서 발사할 때의 페이로드를 상당한 비율로 향상시킵니다.	이원제와 유사한 문제이지만 배관 및 연구 개발의 증가로 인해
공기 증강 로켓	기본적으로 흡기가 압축되어 로켓의 배기로 연소되는 램젯입니다.	마하 0~마하 4.5 이상(대기권 외에서도 작동 가능), 마하 2~4로 뛰어난 효율 실현	저속 또는 대기권 외에서의 로켓과 유사한 효율, 흡입구 문제, 상대적으로 개발되지 않은 미개척 유형, 냉각 문제, 매우 소음, 추력/중량 비율은 램젯과 유사하다.
터보로켓	최대 고도를 높이기 위해 공기 흐름에 산소 등의 산화제를 첨가하는 복합 사이클 터보젯/로켓	기존 설계에 매우 근접하여 매우 높은 고도, 광범위한 고도 및 비행 속도에서 작동	대기속도가 터보젯 엔진과 동일한 범위로 제한되면 LOX와 같은 산화제를 운반하는 것은 위험할 수 있습니다.단순한 로켓보다 훨씬 더 무겁습니다.
예냉식 제트 엔진 / LACE (로켓과의 복합 사이클)	흡입구는 램젯 또는 터보젯 엔진을 통과하기 전에 흡입구에서 매우 낮은 온도로 냉각됩니다.궤도 삽입을 위해 로켓 엔진과 결합할 수 있습니다.	지상에서 간단하게 테스트 가능.높은 추력/중량비(~14)는 광범위한 공기 속도에서 마하 0-5.5+의 우수한 연료 효율과 함께 가능하다. 이러한 효율의 조합은 궤도로의 발사, 단일 단계 또는 매우 빠른 대륙간 이동을 가능하게 할 수 있다.	실험실 시제품 제작 단계에만 존재합니다.예로는 RB545, SABRE, ATREX 등이 있습니다.

전동식

유형	묘사	이점	단점들
레지스토제트 로켓(전기 가열)	발열체의 줄가열을 통해 반응질량이 되는 통상 불활성 유체에 에너지를 부여한다.단연체에게 여분의 에너지를 주기 위해 사용될 수도 있다.	전력 소비량이 질량보다 낮은 경우에 효율적입니다.단독추진제보다 I가 높고sp, 약 40% 더 높습니다.	많은 동력이 필요하기 때문에 일반적으로 낮은 추진력을 발휘합니다.
아크젯 로켓(방전에 의한 화학적 연소)	발열체가 전기 아크로 대체되어 발열체의 물리적 요구사항이 제거된다는 점을 제외하면 레지스토제트와 동일합니다.	1,600초sp I	매우 낮은 추력과 높은 출력으로 성능은 이온 구동과 유사합니다.
가변 비충격 자기 플라즈마 로켓	마이크로파 가열 플라즈마(자성 인두/노즐 포함)	변수sp I 1,000 ~10,000초	이온 구동장치와 유사한 추력/중량비(최악), 열 문제, 이온 구동장치와 마찬가지로 상당한 추력을 위한 매우 높은 전력 요건, 정말로 진보된 원자로가 필요하며, 결코 비행하지 않으며, 초전도체가 작동하기 위해서는 낮은 온도가 필요하다.
펄스 플라즈마 스러스터(전기 아아크 가열, 플라즈마 방출)	플라스마는 고체 추진제를 부식시키는 데 사용됩니다.	높은sp I, 자세 제어를 위해 펄스를 켜고 끌 수 있습니다.	낮은 에너지 효율
이온 추진계	접지 측 및 플러스 측 고전압	배터리로 구동	저추력, 고전압 필요

온도

예열 완료

유형	묘사	이점	단점들
온수 로켓	고온/압력으로 탱크에 저장하여 노즐에서 증기로 전환	심플하고 매우 안전함	탱크가 무거워 전체적인 성능 저하, ISP 200초 미만

태양열

태양열 로켓은 반응 질량을 직접 가열하기 위해 태양 에너지를 사용할 것이고, 따라서 대부분의 다른 형태의 태양 에너지 추진처럼 전기 발전기를 필요로 하지 않는다.태양열 로켓은 집광기와 거울과 같은 태양 에너지를 포착하는 수단만 운반하면 된다.가열된 추진제는 기존의 로켓 노즐을 통해 공급되어 추력을 생성합니다.엔진 추력은 태양 집열기의 표면적 및 태양 방사선의 국소 강도와 직접 관련이 있으며 I에_sp 반비례한다.

유형	묘사	이점	단점들
태양열 로켓	추진제는 태양열 집열기로 가열됩니다.	심플한 디자인수소 추진제를 사용하면 핵분열 [citation needed]반응 제어의 문제나 복잡함 없이 900초의 I는sp 핵 열 로켓에 필적한다.우주의 복사열 환경에서 장기간 액체 수소 저장의 불가피한 부산물인 폐수소가스를 궤도 정지 및 자세 [39]제어를 위해 생산적으로 사용할 수 있는 능력.	추력이 매우 낮기 때문에 우주에서만 유용하지만, 전통적으로 [39]수소는 우주에 쉽게 저장되지 않는다고 여겨져 왔다. 그렇지 않으면 고분자 질량의 추진제가 사용될 경우 중간/낮은sp I.

비밍 서멀

유형	묘사	이점	단점들
광속 로켓	추진제는 열 교환기를 통해 직접 또는 간접적으로 멀리서 차량을 겨냥한 광선(종종 레이저)에 의해 가열됩니다.	원칙적으로 매우 빠른 배기 속도를 달성할 수 있습니다.	궤도에 도달하기 위해서는 페이로드 1kg당 최대 1MW의 출력이 필요하며, 비교적 높은 가속도가 필요하며, 레이저는 구름, 안개, 반사된 레이저광은 위험할 수 있습니다. 좋은 성능을 위해 수소 모노로피트가 매우 많이 필요하며, 무거운 탱카지가 필요합니다. 일부 설계는 추진제/열 방출 이후 빛의 재방출로 인해 최대 600초로 제한됩니다.옷걸이가 하얗게 달아오르다
마이크로파 추진 로켓	먼 거리에서 차량을 겨냥한 마이크로파 빔에 의해 추진제가 가열됩니다.	나는sp 핵열 로켓과 T/W를 조합한 기존 로켓에 필적한다.반면 LH2 추진제 가장 높은 Isp과 로켓 탄두 중량 분율을 제공한다, 암모니아나 메탄 경제적으로 earth-to-orbit 로켓에 높은 밀도와 Isp의 그들의 특정한 조합 때문에 우월하다.그래서 어떠한 위치, 방향, 충격 제약 조건에 의해 추가됩니다 SSTO 수술 작은 로켓도 이러한 장약과, 가능하다.로켓 스테이징 프로세스.전자레인지는 레이저보다 와트당 10~100배 저렴하고 10GHz 미만의 주파수에서 전천후로 작동합니다.	추진체에 [40]따라 궤도를 달성하기 위해서는 payload kg당 0.3~3MW의 전력이 필요하며, 이로 인해 빔 디렉터의 인프라 비용과 관련 연구개발 비용이 발생한다.밀리파 영역에서 작동하는 개념은 기상 가용성과 고고도 빔 디렉터 사이트뿐만 아니라 차량을 LEO로 추진하기 위해 30-300m 크기의 유효 송신기 직경을 고려해야 한다.X-밴드 또는 그 이하로 작동하는 개념은 차량을 LEO까지 따라가기에 충분한 미세한 빔을 얻기 위해 킬로미터 단위로 측정된 유효 송신기 직경을 가져야 한다.송신기는 너무 커서 이동식 플랫폼에 들어가지 못하기 때문에 마이크로파로 구동되는 로켓은 고정 빔 디렉터 사이트 근처에서 발사할 수 없습니다.

핵열

유형	묘사	이점	단점들
방사성 동위원소 로켓/"푸들 스러스터(방사능 붕괴 에너지)	방사성 붕괴로 인한 열은 수소를 가열하는 데 사용됩니다.	약 700~800초, 가동 부품 거의 없음	낮은 추력/중량비
핵열 로켓(핵분열 에너지)	추진제(일반적으로 수소)는 원자로를 통해 고온으로 가열된다.	일부sp 설계에서는 단일 추력/중량비를 900초 이상 초과할 수 있습니다.	최대 온도는 재료 기술에 의해 제한되며, 일부 방사성 입자는 일부 설계에서 배기에 존재할 수 있으며, 원자로 차폐는 무겁고, 지구 표면에서 허용되지 않을 가능성이 높으며, 추력/중량 비율이 높지 않다.

핵

핵추진에는 어떤 형태의 핵반응을 일차 동력원으로 사용하는 다양한 추진 방법이 포함된다.우주선의 적용을 위해 다양한 유형의 핵 추진이 제안되었고, 그 중 일부는 테스트되었다.

유형	묘사	이점	단점들
가스 노심 원자로 로켓(핵분열 에너지)	기체상태 핵분열로를 이용한 핵반응과 추진제와의 접촉	매우 뜨거운 추진체로, 원자로 고체로 제한되지 않고sp 1,500~3,000초 사이이지만 매우 높은 추력을 지닌다.	배기 중에 핵분열 물질을 손실하지 않고 추진제를 가열하는 어려움, 특히 노즐/목구멍 영역의 대규모 열 문제, 배기 가스는 거의 본질적으로 높은 방사능을 가지고 있습니다.핵전구 변종은 핵분열성 물질을 포함할 수 있지만 I을 반으로 줄인다sp.
핵분열 파괴 로켓(핵분열 에너지)	핵분열 생성물은 추진력을 주기 위해 직접 배출된다.		이론상으로는 이 시점에서만 가능합니다.
핵분열 돛(핵분열 에너지)	돛재료는 한쪽 면에 핵분열성 재료로 코팅되어 있다.	가동 부품 없음, 깊은 공간에서도 작동	이론상으로는 이 시점에서만 가능합니다.
핵염수 로켓(핵분열 에너지)	핵염은 노즐에서 반응하도록 용액에 고여 있다.	매우 높은sp I, 매우 높은 추력	노즐, 추진제의 열 문제는 불안정하고 고방사능 배기가스일 수 있습니다.이론상으로는 이 시점에서만 가능합니다.
핵펄스추진(핵분열/융합폭탄 폭발)	차량 뒤에서 형상의 핵폭탄이 폭발하고 폭발이 '푸셔 플레이트'에 의해 포착된다.	I가 매우 높고sp, 추력/중량비가 매우 높으며, 이 기술로 알려진 쇼 스토퍼는 없습니다.	실험되지 않은 푸셔 플레이트는 충격으로 인해 파편이 떨어져 나갈 수 있으며, 핵폭탄의 최소 크기는 여전히 매우 크고, 작은 규모로 비싸며, 핵 조약 문제, 지구 자기권 아래에서 사용될 경우 낙진이 발생한다.
반물질 촉매 핵펄스 추진(분열 및/또는 핵융합 에너지)	소형 폭탄에 대한 반물질 지원 기능이 있는 핵 펄스 추진	소형차도 가능할 수 있습니다.	반물질의 격납, 거시적인 양의 반물질 생산은 현재 가능하지 않다.이론상으로는 이 시점에서만 가능합니다.
핵융합로켓(핵융합에너지)	핵융합은 추진제를 가열하는 데 사용됩니다.	매우 빠른 배기 속도	현재 기술 수준을 크게 넘어섰습니다.
반물질 로켓(항산화 에너지)	반물질 제거로 추진제 가열	매우 에너지적이고 매우 높은 이론적 배기 속도	반물질 생산 및 취급 문제, 중성미자, 감마선, 뮤온에서의 에너지 손실, 열 문제.현시점에서의 이론적인 설명만

로켓 엔진의 역사

로마 훌루스 겔리우스의 글에 따르면, 제트 추진의 가장 오래된 예는 기원전 400년경에 그리스 피타고라스인이 ^[41][42]수증기를 이용하여 전선을 따라 나무 새를 추진한 것이다.하지만, 그것은 자체 추진력으로 이륙하기에는 충분히 강력하지 않았다.

종종 영웅의 엔진으로 알려진 기원전 1세기에 묘사된 에어올리파일은 베어링에 장착된 한 쌍의 증기 로켓 노즐로 구성되었다.산업혁명이 일어나기 약 2천 년 전에 만들어졌지만, 그 배경에 있는 원리는 잘 이해되지 않았고, 실용적인 동력원으로 발전하지 못했다.

발사체를 추진하기 위한 검은 화약의 가용성은 최초의 고체 로켓 개발의 전조였다.9세기 중국의 연금술사들은 생명의 영약을 찾기 위해 검은 가루를 발견했다; 이 우연한 발견은 지상을 떠난 최초의 로켓 엔진인 불 화살로 이어졌다.

"13세기 이전에는 소이탄의 반작용력이 발사체의 추진에 적용되지 않았을 것"이라고 명시되어^{[by whom?]} 있다.로켓 기술의 전환점은 Liber Ignium ad Comburendos Hostes라는 짧은 원고를 통해 나타났다.이 원고는 8세기 중반부터 13세기 말까지 소이탄을 만드는 레시피로 구성되어 있는데, 그 중 2개는 로켓이다.첫 번째 요리법은 콜로포늄과 유황의 일부를 월계수 기름에 녹인 6개의 소금에 첨가한 후 속이 빈 나무에 넣고 불을 붙여 "원하는 곳으로 날아가서 모든 것을 말한다.두 번째 레시피는 1파운드의 유황, 2파운드의 숯, 그리고 6파운드의 아질피터를 대리석 판에 고운 가루로 혼합한 것입니다.이 파우더 혼합물은 길고 좁은 케이스에 단단히 포장되어 있다.폭약 혼합물에 질산염의 도입은 그리스에서 자주 로켓으로의 변화를 연결시켰다.^[43]

로켓을 주제로 한 기사와 책들은 15세기부터 17세기까지 점점 더 많이 등장했다.16세기에, 독일의 군사 기술자 콘라트 하스 (1509–1576)는 다단 ^[44]로켓의 건설을 소개한 원고를 썼다.

로켓 엔진도 마이소르의 왕 티푸 술탄에 의해 사용되었다.이들은 보통 약 8인치(20cm) 길이의 부드러운 해머 철로 된 튜브로 구성되며,직경 1+1⁄2–3인치(3.8–7.6cm), 한쪽 끝은 닫히고 검은색 분말 추진제를 포장하여 약 4피트(120cm) 길이의 대나무 축에 묶여 있다.약 1파운드의 화약을 실은 로켓은 거의 1,000야드(910m)를 이동할 수 있었다.검이 장착된 이 '로켓'들은 적과 마주보고 칼날을 들고 내려오기 전에 몇 미터 상공으로 이동한다.이것들은 대영제국에 대해 매우 효과적으로 사용되었다.

현대 로켓

이 기술의 느린 발전은 러시아 콘스탄틴 치올코프스키가 액체 연료 로켓 엔진에 대해 처음 썼던 19세기 후반까지 계속되었다.비록 몇 년 동안 널리 발표되지는 않았지만, 그는 치올코프스키 로켓 방정식을 개발한 최초의 사람이었다.

현대의 고체 및 액체 연료 엔진은 미국의 물리학자 로버트 고다드 덕분에 20세기 초에 현실이 되었다.고다드는 고체 추진제(화약) 로켓 엔진에 드 라발 노즐을 최초로 사용해 추진력을 두 배로 높이고 효율성을 약 25배 향상시켰다.이것이 현대 로켓 엔진의 탄생이었다.그는 고체 연료를 사용하는 적당한 크기의 로켓이 달에 1파운드 무게의 탑재물을 올려놓을 수 있다고 독립적으로 도출한 로켓 방정식을 통해 계산했다.

프리츠 폰 오펠은 추진 수단으로 로켓을 대중화하는 데 중요한 역할을 했다.1920년대에 그는 세계 최초의 로켓 프로그램인 "베레인 für Raumschiffhrt"의 공동 설립자인 막스 발리에와 함께 시작하였고,^[45] 1929년 9월에는 자동차, 철도 차량, 최초의 유인 로켓 동력 비행의 속도 기록을 세웠다.몇 달 전 1928년, 그의 로켓 구동 시제품 중 하나인 오펠 RAK2는 베를린의 AVUS 스피드웨이에서 폰 오펠이 직접 조종한 최고 속도인 238km/h에 도달했으며, 3000명의 관중과 세계 언론이 이를 지켜봤다.RAK3와 최고 속도 256km/^[46]h로 철도 차량의 세계 기록에 도달했습니다.이러한 성공 이후, 폰 오펠은 줄리어스 해트리가 설계한 로켓 비행기인 오펠 RAK.1을 사용하여 세계 최초의 공공 로켓 추진 비행을 조종했다.미국의 유니버설 뉴스릴 등 세계 언론들은 특히 인터리아 베르너 폰 브라운이 ^[47]큰 영향을 받은 독일에서 '라케텐-럼멜' 또는 '로켓 럼블'로 세계적인 관심을 불러일으켰다고 보도했다.대공황은 오펠-RAK 프로그램을 끝냈지만 막스 발리에는 계속 노력하였다.고체 연료에서 액체 연료 로켓으로 바꾼 후, 그는 실험 도중 사망했고, 우주 시대의 첫 번째 사망자로 여겨진다.

액체연료 로켓 엔진 시대

고다드는 1921년에 액체 추진제를 사용하기 시작했고 1926년에 액체 추진제 로켓을 최초로 발사했다.Goddard는 De Laval 노즐, 경량 추진제 탱크, 소형 터보펌프, 스러스트 벡터링, 부드러운 목의 액체 연료 엔진, 회생 냉각 및 커튼 ^{[9]: 247–266} 냉각의 사용을 선도했습니다.

1930년대 후반, 베르너 폰 브라운과 헬무트 ^[48]발터와 같은 독일 과학자들은 액체 연료 로켓을 군용기에 설치하는 것을 연구했다.

터보펌프는 제2차 세계대전 당시 독일 과학자들에 의해 사용되었다.그 전까지는 노즐 냉각에 문제가 있었고, A4 탄도 미사일은 연료로 희석 알코올을 사용했기 때문에 연소 온도를 충분히 낮췄다.

Staged combustion (Замкнутая схема) was first proposed by Alexey Isaev in 1949.첫 번째 연소 엔진은 소련의 유성 로켓에 사용된 S1.5400으로, 이사에프의 ^[9]조수였던 멜니코프가 설계했다.거의 같은 시기(1959년) 니콜라이 쿠즈네초프는 코롤레프의 궤도 ICBM인 GR-1의 폐쇄 사이클 엔진 NK-9에 대한 작업을 시작했다. 쿠즈네초프는 나중에 이 설계를 실패한 루나 N1 로켓의 NK-15와 NK-33 엔진으로 발전시켰다.

서구에서는 1963년 독일에서 루드비히 볼코프에 의해 최초의 실험실 단계별 연소 시험 엔진이 개발되었습니다.

1950년대 영국의 감마(Gamma)와 같은 과산화수소/등유 연료 엔진은 연소실에 등유를 넣어 연소하기 전에 터빈을 구동하기 위해 과산화수소를 촉매 분해하는 폐쇄 사이클 프로세스를 사용했습니다.이를 통해 큰 엔지니어링 문제 없이 단계적 연소의 효율적 이점을 얻을 수 있었습니다.

액체 수소 엔진은 미국에서 처음으로 성공적으로 개발되었습니다: RL-10 엔진은 1962년에 처음 비행했습니다.그 후속 로켓인 로켓다인 J-2는 아폴로 계획의 새턴 V 로켓에 인간을 달에 보내기 위해 사용되었다.액체 수소의 높은 비임펄스와 낮은 밀도로 인해 상단의 질량과 차량의 전체적인 크기와 비용이 낮아졌습니다.

한 번의 로켓 비행에서 대부분의 엔진 기록은 NASA가 블랙 브랜트를 ^[49]타고 2016년에 세운 44기이다.

「 」를 참조해 주세요.

• 궤도 로켓 엔진 비교
• 제트 댐핑(Jet damping)은 차량의 회전 속도를 늦추는 경향이 있는 로켓의 배기 제트의 효과
• 모델 로켓 모터 분류 레터 엔진
• 미국의 핵 열 로켓 프로그램인 NERVA(Nuclear Energy for Rocket Vehicle Applications)
• 광자 로켓
• 프로메테우스 프로젝트, NASA의 장기 우주 비행을 위한 핵 추진 개발은 2003년에 시작되었다.

메모들

레퍼런스

외부 링크

• 로켓 엔진 수명 설계
• Flume Spectrometry를 이용한 로켓 엔진 성능 분석
• 로켓 엔진 스러스트 챔버 기술 문서
• 로켓 엔진 계산기의 순추력
• 액체 로켓 엔진 열역학 해석 설계 도구
• 로켓&우주 테크놀로지 - 로켓 추진
• 테스트 파일럿 Erich Warsitz(세계 최초의 제트 파일럿)의 공식 웹사이트에는 폰 브라운과 헬무트 월터의 로켓 엔진을 장착한 Heinkel He 112(및 ATO 유닛을 장착한 He 111)의 동영상이 포함되어 있습니다.