shopkeeper/korean_wiki_content_only_120125 huggingface dataset:
일부 로켓(일반적으로 길고 가는 로켓)은 꼬리부터 안전하게 지구로 활공할 수 있는 적절한 비율을 가지고 있다. 이들을 '백슬라이더'라고 한다.
헬리콥터 회수.
사출 화약은 여러 방법 중 하나를 통해 헬리콥터 스타일의 블레이드를 전개하고 로켓은 오토로테이션하여 지구로 돌아온다. 헬리콥터 회수는 일반적으로 엔진의 반동이 압력을 발생시켜 노즈콘이 튀어나올 때 일어난다. 노즈콘과 세 개 이상의 블레이드에 고무 밴드가 연결되어 있다. 고무 밴드는 블레이드를 끌어내고, 블레이드는 착륙을 부드럽게 할 만큼 충분한 항력을 제공한다.
어떤 로켓에서는 핀이 블레이드로도 사용된다. 이 경우, 사출 화약이 로켓 안에 있는 튜브를 밀어내면 발사 중에 핀을 고정하는 돌출된 탭이 나온다. 그런 다음 탭이 고무 밴드로 당겨지는 핀을 해제하면 핀이 헬리콥터 위치로 회전한다.
추진 회수.
매우 소수의 사람들이 추진 착륙을 통해 추력편향을 통한 능동 제어를 사용하여 모형 로켓을 회수하는 것을 추구해 왔다. 이 중 가장 주목할 만한 예는 BPS.Space 프로젝트의 일환으로 조 바너드의 로켓인 "에코"와 "스카우트" 시리즈 로켓이다. 2022년에 BPS.Space는 플룸 충돌 스로틀링을 사용하여 스카우트 F 모형 로켓을 성공적으로 착륙시켰다. 2023년에는 테디 던커의 TTB 에어로스페이스(TTB Aerospace)가 LLL 모형 로켓을 성공적으로 착륙시켰다.
항공 사진.
카메라와 비디오카메라는 모형 로켓에 실려 발사되어 비행 중 항공 사진을 촬영할 수 있다. 이러한 사진은 여러 가지 방법으로 촬영될 수 있다. 기계식 타이머를 사용하거나 바람 저항에 반응하는 플랩으로 당겨지는 줄과 같은 수동적인 방법을 사용할 수 있다. 마이크로프로세서 컨트롤러와 고도계도 사용할 수 있다. 그러나 로켓의 속도와 움직임으로 인해 사진이 흐려질 수 있으며, 로켓이 지면에서 하늘로 향할 때 빠르게 변하는 조명 조건이 비디오 품질에 영향을 미칠 수 있다. 비디오 프레임을 이어 붙여 파노라마를 만들 수도 있다. 낙하산 시스템은 고장이나 오작동에 취약할 수 있으므로, 모형 로켓 카메라는 지면과의 충격으로부터 보호되어야 한다.
최초의 상업적으로 이용 가능한 시스템은 1965년 에스테스의 CAMROC이었다. 이 시스템은 렌즈가 전방을 향하는 큰 알약 모양의 카메라 본체에 1.5인치 원형 필름 네거티브를 사용했다. 로켓이 낙하산을 전개할 때 정점 이후 단 한 장의 사진을 찍었다. 취미가는 네거티브를 에스테스로 보내 현상 및 인쇄했다.
두 번째 시스템도 1970년에 에스테스에서 출시되었다. 마이크 도플러가 만든 CINEROC은 30fps로 작동하는 20초 분량의 슈퍼 8mm 필름을 담고 있어 슬로우 모션 효과를 냈다. CAMROC 네거티브처럼, 이 특수 영화 카트리지는 에스테스로 다시 보내 처리해야 했다.
1979년, 에스테스는 표준 코닥 110 카트리지 필름을 사용하여 여러 단일 촬영 사진(비행당 한 장)을 찍는 최초의 단일 프레임 카메라 로켓인 아스트로캠 110(Astrocam 110)을 출시했다. CAMROC 전작과 달리 컬러 필름을 사용할 수 있었고, 필름을 에스테스로 다시 보내 처리할 필요가 없었다. 카메라가 거울을 사용하여 사진을 찍었기 때문에 인쇄하기 전에 인쇄업자에게 네거티브를 '뒤집어' 달라고 요청해야 했다. 그렇지 않으면 인쇄물을 거울에 비추어 올바른 자세로 보아야 했다. 1980년대부터 2000년대 초반까지 아스트로캠 110은 원래 카메라를 직접 조립하는 키트에서 사전 조립된 카메라가 있는 키트로, 그 다음 아스트로캠 RTF와 같은 거의 비행 준비 완료 모델, 그리고 마지막으로 스냅샷 RTF로 이름이 바뀌면서 개정 및 업데이트되었다. 2000년대 중반까지 이 모델들은 최초의 디지털 비디오 카메라가 시장에 등장하면서 단종되었다. 코닥이 110 필름 생산을 중단하면서, 오스트리아 기반의 로모그래피 회사와 같은 특수 필름 생산자만이 이 카메라에 필요한 ASA400 필름을 만들고 있다.
2005년에는 오라클 비디오 로켓이, 2007년에는 아스트로비전(AstroVision) 디지털/비디오 카메라가 에스테스에서 출시되었다. 두 시스템 모두 비행의 시작부터 끝까지 기록할 수 있었지만, 확장 가능한 메모리가 통합되지 않아 각 비행 후에 다운로드해야 했다. 아스트로비전은 스냅샷 모드가 있어 한 번의 비행 이상으로 여러 장의 사진을 찍을 수 있었지만, 동영상 모드는 노트북에 연결해야 하는 단일 촬영이었다. 두 모델 모두 2010년까지 단종되었다. 주요 이유는 '키-포브 카메라'의 등장 때문이었다. 이들 중 많은 카메라가 더 강력하고 가벼우며 어떤 로켓에도 쉽게 부착할 수 있었고, 이를 위해 특정 모델이 필요하지 않았으며, 미니 SD 카드 형태의 확장 가능한 메모리를 가지고 있었고 훨씬 저렴했다. 이 장치들은 또한 충전식 배터리의 장점이 있었고, 플래시 드라이브가 사용하는 것과 동일한 플러그 앤 플레이 기술을 기반으로 제작되었기 때문에 작동을 위해 컴퓨터에 추가 드라이버를 설치할 필요가 없었다. 2020년 에스테스는 이제 아스트로캠 이름을 사용하는 새로운 키-포브 기반 카메라를 출시했다. 2024년 현재 두 가지 버전이 있다. 노즈콘에 포브용 마운트가 있는 전체 로켓 키트와 카메라가 다른 모델에 장착될 수 있도록 지지대가 포함된 유니버설 아스트로캠이다.
고출력 로켓 분야에서는 자체 내장 비디오 카메라를 장착한 실험적인 수제 로켓도 있으며, 비디오 촬영 방법도 다양하다. 하나는 부스터비전(BoosterVision) 시리즈 카메라처럼 신호를 수신기로 전송하는 것이다. 두 번째 방법은 기내에 기록하고 회수 후 다운로드하는 방법으로, 위에 언급된 에스테스 카메라에서 사용된 방법이다. (일부 실험자들은 이 목적으로 아이텍 펜캠 메가(Aiptek PenCam Mega)를 사용하며, 이 방법으로 사용할 수 있는 최소 전력은 C 또는 D 모터이다.)
계측 및 실험.
전자 고도계를 장착한 모형 로켓은 최대 속도, 가속도, 고도와 같은 전자 데이터를 보고하거나 기록할 수 있다. 이러한 양을 결정하는 두 가지 방법은 a) 가속도계와 타이머를 사용하여 가속도에서 속도를 거쳐 높이로 거꾸로 계산하는 방법과 b) 기압계와 타이머를 탑재하여 높이(지면의 압력과 공기 중 압력의 차이에서)를 얻고 측정 시간으로 속도와 가속도를 순방향으로 계산하는 방법이다.
로켓 모델러들은 종종 로켓 크기, 모양, 탑재물, 다단 로켓, 회수 방법 등을 실험한다. 일부 로켓 애호가들은 더 큰 로켓, 우주 발사체 또는 미사일의 축척 모형을 제작한다.
고출력 로켓.
저출력 모형 로켓과 마찬가지로 고출력 로켓도 경량 재료로 제작된다. 모형 로켓과 달리 고출력 로켓은 마하 1(340m/s)을 초과하는 속도와 이상의 고도에 도달하는 비행 중 높은 응력을 견디기 위해 종종 유리섬유와 같은 더 강한 재료가 필요하다.
다른 항공기에 대한 잠재적 위험 때문에 종종 적절한 당국과의 조율이 필요하다. 예를 들어, 미국에서는 고출력 로켓을 발사하기 위해 FAA로부터 비행 허가서 또는 면제(COA)를 받아야 한다.
고출력 로켓은 H 클래스에서 O 클래스까지의 더 큰 모터에 의해 추진되며, 이륙 시 3.3 파운드 또는 1,500 그램 이상 나간다. 비용 절감을 위해 거의 항상 일회용이 아닌 재장전 가능한 모터를 사용한다. 회수 및 다단계 점화는 고도계 또는 가속도계를 사용하여 엔진 점화 또는 낙하산 전개 시점을 감지하는 소형 온보드 컴퓨터에 의해 시작될 수 있다.
고출력 모형 로켓은 카메라 및 GPS 장치와 같은 계측 장비를 포함한 대형 페이로드를 운반할 수 있다.
모형 로켓과의 차이점.
고출력 로켓은 일반적으로 다음과 같다.
로켓 추진 항공기(rocket-powered aircraft) 또는 로켓 비행기(rocket plane)는 추진을 위해 로켓 엔진을 사용하며, 때로는 공기흡입식 제트 엔진과 함께 사용하는 항공기이다. 로켓 비행기는 비슷한 크기의 제트 항공기보다 훨씬 더 빠른 속도를 낼 수 있지만, 일반적으로 몇 분 정도의 추진 작동 후에 활공 비행을 한다. 대기 중 산소가 필요 없기 때문에 매우 높은 고도 비행에 적합하다. 또한 훨씬 더 높은 가속도와 짧은 이륙이 가능하다. 많은 로켓 항공기는 지상에서 이륙하면 고고도에 도달할 시간이 충분하지 않을 수 있으므로 수송기에서 투하 발사될 수 있다.
로켓은 제트 보조 이륙 (JATO) 또는 로켓 보조 이륙 (RATO 또는 RATOG) 형태로 주 추진을 돕는 데 사용되어 왔다. 모든 로켓 비행기가 "일반적인" 항공기처럼 재래식 이륙을 하는 것은 아니다. 일부 유형은 다른 항공기에서 공중 발사되었고, 다른 유형은 수직으로 이륙했다. 즉, 코가 위로 향하고 꼬리가 지면으로 향한("tail-sitter") 형태이다.
무거운 추진제 사용과 로켓 작동의 다른 실제적인 어려움 때문에 대부분의 로켓 비행기는 실험 또는 연구용으로, 요격기 및 스페이스플레인으로 제작되었다.
페루의 박식가 페드로 파울레트는 1902년에 아비옹 토르페도를 구상했다. 이는 액체 로켓 추진 항공기로, 델타 날개에 고정된 항공기 캐노피를 특징으로 했으며, 유럽과 라틴 아메리카에서 외교관으로 일하면서 수십 년 동안 항공기 기부자를 찾았다. 파울레트의 액체 추진제 사용 개념은 당시 흑색 화약을 추진제로 사용하던 로켓 엔지니어들보다 수십 년 앞선 것이었다. 파울레트의 로켓 항공기 개념에 대한 보고서는 찰스 린드버그가 항공기로 대서양을 횡단한 후 1927년에 처음 나타났다. 파울레트는 오스트리아의 로켓 개척자인 막스 발리에가 로켓 추진 항공기로 흑색 화약을 사용하여 더 빠르게 비행할 수 있다는 제안을 공개적으로 비판하며, 30년 전 자신의 액체 추진 로켓 항공기가 더 나은 선택이 될 것이라고 주장했다.
파울레트는 독일 로켓 협회인 페어라인 퓌어 라움시파르트 (VfR)를 방문했고, 1928년 3월 15일 발리에는 VfR 출판물인 디 라케테에서 파울레트의 액체 추진 로켓 설계를 칭찬하며 엔진이 "놀라운 힘"을 가지고 있다고 말했다. 1928년 5월, 파울레트는 프리츠 폰 오펠과 막스 발리에의 오펠 RAK 프로그램의 로켓 자동차 시연을 관찰하기 위해 참석했으며, 독일 로켓 애호가들과 만났다. VfR 회원들은 흑색 화약이 로켓 추진에 방해가 된다고 보기 시작했으며, 발리에 자신도 파울레트의 엔진이 미래 로켓 개발에 필요하다고 믿었다. 파울레트는 곧 나치 독일로부터 로켓 기술 개발을 돕기 위해 접근했지만, 그는 지원을 거부하고 자신의 추진제 공식을 공유하지 않았다. 나치 정부는 파울레트의 작업을 강탈했고, VfR의 소련 스파이인 알렉산더 보리스 셰르체프스키는 소련과 계획을 공유했을 가능성이 있다.
1928년 6월 11일, 프리츠 폰 오펠과 막스 발리에의 오펠 RAK 프로그램의 일환으로, 리피쉬 엔테는 로켓 동력으로 비행한 최초의 항공기가 되었다. 그 이듬해, 오펠 RAK.1은 프리츠 폰 오펠 자신이 조종사로 탑승하여 비행한 최초의 목적에 맞게 제작된 로켓 비행기가 되었다. 오펠 RAK.1 비행은 또한 많은 관중과 세계 언론이 참석한 가운데 이루어졌기 때문에 세계 최초의 유인 로켓 비행기 공개 비행으로 간주된다.
1931년 6월 28일, 이탈리아의 비행사이자 발명가인 에토레 카타네오는 또 다른 개인 제작 로켓 비행기를 만들어 획기적인 로켓 비행을 수행했다. 이 비행기는 특별한 문제 없이 비행하고 착륙했다. 이 비행 이후 비토리오 에마누엘레 3세 이탈리아 국왕은 카타네오에게 탈리에도 백작 작위를 수여했다. 로켓 비행에서의 선구적인 역할 때문에 그의 초상은 상트페테르부르크 우주 박물관과 밀라노 과학기술 박물관에 전시되어 있다.
하인켈 He 176은 액체 로켓 엔진만으로 추진된 세계 최초의 항공기였다. 1939년 6월 20일 에리히 바르지츠가 조종하여 첫 동력 비행을 수행했다. He 176은 독일 항공성에 시연되었지만 공식적인 지지를 많이 받지 못하여 하인켈이 로켓 추진 노력을 포기하게 되었다. 유일한 항공기는 베를린 항공 박물관에 잠시 전시되었고 1943년 연합국의 폭격으로 파괴되었다.
최초로 대량 생산된 로켓 비행기는 메서슈미트 Me 163 코메트 요격기로, 독일이 전쟁 말기에 효과적인 로켓 추진 항공기를 개발하려는 여러 노력 중 하나로 도입했다. 루프트바페의 첫 Me 163 전용 전투 비행단인 야크트게슈바더 400 (JG 400)은 1944년에 창설되었으며, 주로 합성 가솔린을 생산하는 공장을 추가적으로 보호하는 임무를 맡았다. 이 공장들은 연합군 공습의 주요 목표였다. 로켓 전투기의 추가 방어 부대를 베를린, 루르 및 독일만 주변에 배치할 계획이었다.
전형적인 Me 163 전술은 폭격기를 통해 수직으로 상공으로 비행하고, 까지 상승한 다음, 다시 대형을 뚫고 하강하며 발포하는 것이었다. 이 접근 방식은 조종사에게 활공하여 비행장으로 돌아가기 전에 몇 발의 기관총을 발사할 두 번의 짧은 기회를 제공했다. 로켓 엔진 작동에 필요한 연료를 공급하는 것이 종종 어려웠다. 제3제국 말기에는 Me 163이 대신 제트추진을 사용하는 더 성공적인 메서슈미트 Me 262에 밀려 퇴역했다.
바헴 Ba 349 "나터"와 같은 다른 독일 로켓 추진 항공기도 개발되었는데, 이는 시제품 형태로 비행한 수직 이륙 유인 로켓 요격기였다. 체펠린 라머, 플리겐데 판저파우스트, 포케불프 폭스예거와 같은 추가 프로젝트는 시제품 단계에도 도달하지 못했다. 전쟁 중 다른 로켓 추진 노력보다 훨씬 더 큰 규모를 가진 질버포겔 대척점 폭격기 스페이스플레인은 독일인들에 의해 계획되었지만, 나중에 계산에 따르면 이 설계는 작동하지 않고 재진입 중에 파괴될 것으로 나타났다. Me 163 코메트는 역사상 유일하게 전투에 참가한 로켓 추진 전투기이며, 전투에 참가한 두 종류의 로켓 추진 항공기 중 하나이다.
나치 독일에 동맹을 맺었던 일본은 Me 163 코메트의 설계 도면을 확보했다. 상당한 노력 끝에 자체 생산 능력을 성공적으로 구축하여 제한된 수의 복제품인 미쓰비시 J8M을 생산했으며, 1945년 7월 7일에 첫 동력 비행을 수행했다. 또한 일본은 자체적으로 설계한 로켓 추진 요격기인 미즈노 신류를 개발하려고 시도했지만, J8M과 신류 모두 전투에 참가하지 못했다. 일본은 제2차 세계 대전 동안 약 850대의 MXY-7 오카 로켓 추진 자살 공격기를 생산했으며, 일부는 오키나와 전투에 배치되었다. 전후 분석에 따르면 오카의 영향은 미미했으며, 효과적인 방어 전술로 인해 공격 중 미국 해군 주력함이 피격되지 않았다.
다른 실험 항공기로는 1942년에 비행한 소련의 베레즈냐크-이사예프 BI-1이 있었고, 노스롭 XP-79는 원래 로켓 엔진을 장착할 계획이었으나 1945년 첫이자 유일한 비행을 위해 제트 엔진으로 전환했다. 로켓 보조 P-51D 머스탱은 노스아메리칸에서 개발되었는데, 를 달성할 수 있었다. 엔진은 두 개의 날개 밑 외부 연료 탱크에 저장된 푸마르산과 아닐린으로 작동했다. 이 비행기는 1945년 4월에 시험 비행을 했다. 로켓 엔진은 약 1분 동안 작동할 수 있었다. 유사하게, 메서슈미트 Me 262 "하이마츠슈츠어" 시리즈는 로켓과 제트 추진의 조합을 사용하여 이륙 거리를 단축하고, 상승률을 높이며, 더 빠른 속도를 낼 수 있었다.
1946년에 소련의 미코얀-구레비치 I-270은 전년도 소련 공군이 점 방어 역할의 로켓 추진 요격기에 대한 요구 사항에 따라 제작되었다. I-270의 설계는 1932년에서 1943년 사이에 세르게이 코롤료프가 개발한 여러 기술을 통합했다.
1947년에 로켓 추진 벨 X-1에 의해 항공 역사에서 중요한 이정표가 세워졌는데, 이 항공기는 수평 비행에서 음속을 돌파한 최초의 항공기가 되었으며, NACA/NASA 로켓 추진 항공기 시리즈의 첫 번째가 될 것이었다. 이 실험 항공기 중에는 노스아메리칸 X-15 및 X-15A2 설계가 있었는데, 약 10년 동안 운용되었으며 결국 마하 6.7의 최고 속도와 100km 이상의 최고 고도에 도달하여 새로운 기록을 세웠다.
1950년대에 영국은 당시 터보제트 설계에 존재하던 성능 격차를 메우기 위해 여러 혼합 동력 설계를 개발했다. 로켓은 고고도 폭격기의 고속 요격을 위해 필요한 속도와 고도를 제공하는 주 엔진이었고, 터보제트는 비행의 다른 부분에서 연료 효율을 높여 주었으며, 특히 예측 불가능한 활공 복귀의 위험을 감수하기보다는 동력 착륙을 할 수 있도록 보장했다. 한 가지 설계는 아브로 720으로, 주로 8,000 lbf (36 kN) 암스트롱 시들리 스크리머 로켓 엔진으로 추진되었는데, 이 엔진은 등유 연료와 산화제로 액체 산소를 혼합하여 사용했다. 아브로 720 작업은 독일 항공성이 스크리머 로켓 엔진 개발을 중단하기로 결정한 직후 중단되었는데, 이는 -183°C (90 K)에서 끓고 화재 위험이 있는 액체 산소를 운용 환경에서 사용하는 것의 실용성에 대한 공식적인 우려 때문인 것으로 알려졌다.
아브로 720의 경쟁기인 손더스-로 SR.53은 더 진보된 단계에 도달했다. 이 항공기의 추진 시스템은 과산화 수소를 결합된 연료 및 산화제로 사용했는데, 이는 아브로 720의 액체 산소보다 덜 문제가 있는 것으로 간주되었다. 1957년 5월 16일, 비행대장 존 부스 DFC는 첫 시험 비행을 위해 XD145를 조종했으며, 이어서 1957년 12월 6일 두 번째 시제품 XD151의 처녀 비행을 수행했다. 이후의 비행 시험 프로그램 동안 이 두 시제품은 56번의 별도 시험 비행을 수행했으며, 그 동안 최고 속도 마하 1.33을 기록했다. 또한, 1953년 말부터 손더스-로는 SR.53의 파생형인 SR.177을 개발했는데, 주요 변경 사항은 SR.53과 아브로 720에는 없었던 레이더의 탑재였다. SR.53과 아브로 720은 사양 요구 사항이 아니었기 때문에 조종사는 지상 레이더 제어에서 제공되는 무선 기반 지시 외에는 자신의 시야에 의존해야 했다.
SR.53과 그 파생형인 SR.177은 광범위한 정치적 요인이 프로그램에 영향을 미치면서 생산 단계에 거의 도달했다. 1957년에 영국에서는 1957년 국방 백서에 명시된 바와 같이 방공 철학에 대한 대대적인 재검토가 이루어졌다. 이 백서는 유인 전투기를 미사일로 대체할 것을 요구했으며, 따라서 RAF로부터의 주문 전망은 하룻밤 사이에 사라졌다. 왕립 해군과 독일 모두 SR.177의 잠재적 고객으로 남아 있었지만, 양측의 신뢰는 이러한 움직임으로 흔들렸다. 록히드 사건과 같은 추가 요인들, 즉 해외 국가들에게 록히드 F-104 스타파이터를 주문하도록 강요한 록히드 뇌물 스캔들 또한 SR.177의 판매 전망을 약화시켜 독일과 일본과 같은 잠재적 고객을 잃게 만들었다.
1940년대 후반과 1950년대 내내 프랑스 항공우주군 또한 로켓 추진 항공기에 상당한 관심을 보였다. 작가 미셸 반 펠트(Michel van Pelt)에 따르면, 프랑스 공군 관리들은 순수 로켓 추진 비행에는 반대했지만, 로켓과 터보제트 엔진의 조합을 사용하는 혼합 추진 방식에 찬성했다. Société d'Etudes pour la Propulsion par Réaction (SEPR)이 프랑스 자체 로켓 엔진 개발에 착수하는 동안, 프랑스 항공기 제조업체인 SNCASE는 프랑스 항공우주군이 유능한 점 방어 요격기에 대한 열망을 알고 있었고, 따라서 SNCASE SE.212 듀란달 개발에 착수했다. 경쟁작인 SNCASO 트라이던트 시제품 요격기와 같은 다른 프랑스 혼합 동력 실험 항공기에 비해, 이 항공기는 더 무거웠으며, 로켓 모터보다는 제트 엔진으로 주로 비행하도록 설계되었다. 두 대의 시제품 항공기가 제작되었다. 1956년 4월 20일, 첫 번째 항공기는 제트 동력만을 사용하여 처음으로 처녀 비행을 수행했다. 두 번째 시제품이 1957년 4월에 처음으로 로켓 모터를 사용했다. 비행 시험 중에 로켓 모터의 추가 동력을 사용하지 않고도 고도 에서 최대 속도 에 도달했다. 로켓이 작동 중일 때는 11,800m에서 1667km/h로 증가했다. 프로그램 작업이 중단되기 전에 총 45회의 시험 비행이 수행되었다.
프랑스 항공우주군의 요청에 따라 프랑스 항공기 회사인 SNCASO 또한 자체 점 방어 요격기인 SNCASO 트라이던트를 개발했다. 이 항공기는 주로 SEPR이 제작한 단일 로켓 엔진으로 추진되었고, 날개 끝에 장착된 터보제트 엔진 세트로 보강되었다. 운용상으로는 로켓과 터보제트 엔진 모두 고고도에서 빠른 상승과 요격을 수행하는 데 사용되었고, 제트 엔진만으로 기지로 돌아가는 데 사용되었다. 1953년 3월 2일, 첫 번째 트라이던트 I 시제품이 첫 처녀 비행을 수행했다. 시험 비행사 자크 기나르가 조종한 이 항공기는 터보제트 엔진만으로 활주로 전체를 사용하여 이륙했다. 1953년 9월 1일, 두 번째 트라이던트 I 시제품은 이륙 후 고도 상승에 어려움을 겪다가 전기 철탑과 충돌하여 첫 비행 중에 추락했다. 손실에도 불구하고 프랑스 공군은 트라이던트의 성능에 감명받아 개선된 모델을 운용하기를 열망했다. 1957년 5월 21일, 첫 번째 트라이던트 II, 001이 비행 시험 센터(Centre d'Essais en Vol)에서의 시험 비행 중 파괴되었다. 이는 고휘발성 로켓 연료와 산화제인 푸랄린 (C13H12N2O)과 질산 (HNO3)이 각각 실수로 혼합되어 폭발한 결과였으며, 시험 비행사 샤를 구종이 사망했다. 두 달 후, 프로그램에 대한 모든 작업이 중단되었다.
터보제트 엔진 출력의 발전, 미사일의 출현, 레이더의 발전은 혼합 동력으로의 복귀를 불필요하게 만들었다.
소련의 로켓과 위성 개발은 NASA의 우주 프로그램 개발의 원동력이었다. 1960년대 초반, 보잉 X-20 다이나소어 스페이스플레인에 대한 미국의 연구는 목적 부족으로 취소되었다. 나중에 이 연구는 우주왕복선에 기여했고, 이는 다시 소련의 부란을 자극했다. 또 다른 유사한 프로그램은 ISINGLASS였는데, 이는 보잉 B-52 스트래토포트리스 수송기에서 발사되는 로켓 비행기로 마하 22를 달성할 예정이었으나 자금 지원을 받지 못했다. ISINGLASS는 소련 상공을 비행할 예정이었다. 차량 구성에 대한 이미지는 공개되지 않았다.
달 착륙 연구용 비행체는 중력으로 인한 힘의 5/6를 상쇄하는 제트 엔진과 로켓 동력으로 아폴로 달 착륙선을 시뮬레이션할 수 있는 혼합 동력 비행체였다.
리액션 모터스 XLR11 로켓 엔진의 다양한 버전은 X-1과 X-15뿐만 아니라 마틴 마리에타 X-24A, 마틴 마리에타 X-24B, 노스롭 HL-10, 노스롭 M2-F2, 노스롭 M2-F3 및 리퍼블릭 XF-91 썬더셉터에도 주 엔진 또는 보조 엔진으로 사용되었다.
EZ-로켓 연구 및 시험 비행기는 2001년에 첫 비행을 했다. EZ-로켓을 평가한 후, 로켓 레이싱 리그는 다음 10년 동안 세 가지 별도의 로켓 레이서 항공기를 개발했다.
2003년, 또 다른 민간 개발 로켓 추진 항공기가 첫 비행을 했다. 스페이스십원은 익형과 공기역학적 제어 표면을 갖춘 로켓 추진 항공기이자, 우주 진공에서의 제어를 위한 RCS 스러스터를 갖춘 스페이스플레인으로 기능한다. 그들의 노력으로 스페이스십원 팀은 우주 성취상을 수상했다.
2019년 4월, 중국 회사 스페이스 트랜스포테이션은 자이아겡-1이라는 3,700kg 기술 실증기의 시험을 수행했다. 8.7미터 길이의 이 비행기는 날개 폭이 2.5미터이며, 더 크고 미래 지향적인 톈싱-I-1 수직 이착륙 재사용 가능 발사체 개발의 일부이다.
로켓 엔진 노즐(rocket engine nozzle)은 로켓 엔진에서 연소 산물을 높은 초음속으로 팽창시키고 가속하는 데 사용되는 추진 노즐(일반적으로 드 라발 노즐 유형)이다.
간단히 말해, 펌프나 고압 어래지 가스에 의해 2에서 수백 기압 사이로 가압된 추진제는 연소실에 주입되어 연소되고, 연소실은 노즐로 이어져 고압, 고온 연소 산물에 포함된 에너지를 가스를 고속 및 거의 주변 압력으로 가속함으로써 운동 에너지로 변환한다.
노즐 설계의 일반적인 목표는 추력 계수 formula_1를 최대화하는 것이다. 이는 연소실 자체에 내재된 배기 속도(노즐 설계와 무관한 특성 속도 formula_2)에 강력한 승수 역할을 한다.
간단한 종 모양 노즐은 1500년대에 개발되었다. 드 라발 노즐은 원래 19세기에 구스타프 드 라발이 증기 터빈에 사용하기 위해 개발했다. 이것은 현대 로켓 공학의 아버지 중 한 명인 로버트 고다드가 개발한 초기 로켓 엔진에 처음 사용되었다. 이후 독일의 V-2 로켓을 가능하게 한 발터 티엘의 구현을 포함하여 거의 모든 로켓 엔진에 사용되었다.
대기 중 사용.
로켓 엔진 노즐의 최적 크기는 출구 압력이 주변(대기) 압력과 같을 때 달성되며, 이는 고도가 증가함에 따라 감소한다. 그 이유는 다음과 같다: 흐름의 준1차원 근사를 사용하면, 주변 압력이 출구 압력보다 높으면 로켓이 생성하는 순 추력이 감소하며, 이는 힘 평형 분석을 통해 확인할 수 있다. 주변 압력이 낮으면, 힘 평형은 추력이 증가할 것임을 나타내지만, 등엔트로피 마하 관계는 노즐의 면적비가 더 커질 수 있었고, 이는 추진제의 더 높은 출구 속도를 초래하여 추력을 증가시켰을 것임을 보여준다. 지구에서 궤도로 이동하는 로켓의 경우, 간단한 노즐 설계는 한 고도에서만 최적이며, 다른 고도에서는 효율성을 잃고 연료를 낭비한다.
목 바로 지나서는 가스의 압력이 주변 압력보다 높으며, 팽창을 통해 목과 노즐 출구 사이에서 낮아져야 한다. 노즐 출구를 나가는 배기 압력이 여전히 주변 압력보다 높으면 노즐은 과소팽창되었다고 말한다. 배기 압력이 주변 압력보다 낮으면 과대팽창되었다고 말한다.
약간의 과대팽창은 효율성을 약간 감소시키지만, 그 외에는 거의 해를 끼치지 않는다. 그러나 출구 압력이 주변 압력의 약 40% 미만으로 떨어지면 "흐름 분리"가 발생한다. 이는 노즐에 손상을 입히거나, 차량 또는 엔진의 제어 문제를 야기하거나, 더 극단적인 경우에는 엔진 파괴를 초래할 수 있는 배기 불안정성을 유발할 수 있다.
어떤 경우에는 신뢰성과 안전상의 이유로 지상에서 로켓 엔진을 점화하여 궤도까지 사용하는 것이 바람직하다. 최적의 이륙 성능을 위해서는 로켓이 해수면에 가까울 때(이륙 시) 노즐에서 배출되는 가스의 압력이 해수면 압력이어야 한다. 그러나 해수면 작동을 위해 설계된 노즐은 고도가 높아질수록 효율성을 빠르게 잃는다. 다단 설계에서는 2단 로켓 엔진이 주로 고고도 사용을 위해 설계되며, 1단 엔진이 초기 이륙을 수행한 후에만 추가 추력을 제공한다. 이 경우, 설계자들은 일반적으로 2단 엔진에 대해 과대팽창 노즐(해수면에서) 설계를 선택하여 주변 압력이 낮은 고고도에서 더 효율적이게 만든다. 이것은 우주왕복선의 과대팽창(해수면에서) 주 엔진(SSME)에 사용된 기술로, 셔틀의 두 해수면 효율적인 고체 로켓 부스터가 초기 이륙 추력의 대부분을 제공하는 동안 대부분의 추진 궤적을 거의 진공 상태에서 보냈다. 우주 진공 상태에서는 거의 모든 노즐이 과소팽창되어 있다. 가스를 완전히 팽창시키려면 노즐이 무한히 길어야 하므로, 엔지니어는 차량의 성능을 저하시키고 과도한 무게를 추가하지 않으면서 추가 팽창(추력 및 효율성)을 활용할 수 있는 설계를 선택해야 한다.
진공 사용.
진공 또는 매우 높은 고도에서 사용되는 노즐의 경우, 주변 압력과 일치시키는 것은 불가능하다. 오히려, 면적비가 큰 노즐이 일반적으로 더 효율적이다. 그러나 매우 긴 노즐은 상당한 질량을 가지며, 그 자체로 단점이다. 일반적으로 전체 차량 성능을 최적화하는 길이가 찾아져야 한다. 또한, 노즐 내 가스 온도가 감소함에 따라 배기 가스의 일부 구성 요소(예: 연소 과정에서 발생하는 수증기)가 응축되거나 심지어 얼 수도 있다. 이는 매우 바람직하지 않으며 피해야 한다.
일부 추진 유형(예: 바시미르, VASIMR)에 대해 자기 노즐이 제안되었으며, 이 경우 플라스마 또는 이온의 흐름은 고체 재료로 만들어진 벽 대신 자기장에 의해 제어된다. 이는 자기장 자체는 녹지 않으며 플라스마 온도가 수백만 켈빈에 도달할 수 있기 때문에 유리할 수 있다. 그러나 코일 자체, 특히 초전도 코일이 목과 팽창 필드를 형성하는 데 사용되는 경우 종종 열 설계 문제가 발생한다.
1차원 드 라발 노즐.
드 라발 노즐을 통한 가스 흐름 분석에는 여러 개념과 단순화 가정이 포함된다.
연소 가스가 로켓 노즐로 들어갈 때, 아음속 속도로 이동한다. 목이 수축함에 따라 가스는 가속되어 단면적이 가장 작은 노즐 목에서 선형 속도가 음속이 된다. 목에서부터 단면적이 증가하고 가스가 팽창하며 선형 속도는 점차 초음속이 된다.
배출되는 배기 가스의 선형 속도는 다음 방정식을 사용하여 계산할 수 있다.
다양한 추진제를 연소하는 로켓 엔진에 대한 배기 가스 속도 ve의 몇 가지 일반적인 값은 다음과 같다.
참고로, ve는 배기 가스가 이상 기체처럼 행동한다는 가정에 기반하기 때문에 이상 배기 가스 속도라고도 불린다.
위 방정식을 이용한 계산 예시로, 추진제 연소 가스가 노즐에 p = 7.0 MPa의 절대 압력으로 유입되어 pe = 0.1 MPa의 절대 압력으로 로켓 배기구로 배출된다고 가정한다. 이때 절대 온도 T = 3500 K, 등엔트로피 팽창 계수 γ = 1.22, 몰 질량 M = 22 kg/kmol이다. 이 값들을 위 방정식에 대입하면 배기 속도 ve = 2802 m/s 또는 2.80 km/s가 나오는데, 이는 위 일반적인 값들과 일치한다.
기술 문헌은 많은 저자들이 특정 개별 가스에만 적용되는 기체 상수 Rs를 사용하는지, 아니면 모든 이상기체에 적용되는 일반 기체 상수 R을 사용하는지 설명하지 않아 매우 혼란스러울 수 있다. 두 상수 사이의 관계는 Rs = R/M이며, 여기서 R은 일반 기체 상수이고 M은 가스의 몰 질량이다.
추력은 로켓을 공중이나 우주로 이동시키는 힘이다. 추력은 뉴턴의 세 번째 운동 법칙인 "모든 작용에는 크기가 같고 방향이 반대인 반작용이 있다"를 적용하여 로켓의 우주선 추진 시스템에 의해 생성된다. 가스 또는 작동 유체는 로켓 엔진 노즐 후방으로 가속되고, 로켓은 반대 방향으로 가속된다. 로켓 엔진 노즐의 추력은 다음과 같이 정의될 수 있다.
괄호 안의 항은 등가 속도라고 알려져 있으며,
비추력 formula_6는 생성된 추력과 추진제의 중량 유량의 비율이다. 이는 로켓 엔진의 연료 효율을 나타내는 척도이다. 영국 공학 단위로 다음과 같이 얻을 수 있다.
formula_8인 완벽하게 팽창된 노즐의 경우, 공식은 다음과 같이 된다.
이것이 그렇지 않은 경우, 로켓 노즐의 경우 formula_10가 formula_11에 비례하므로, 주어진 엔진에 대해 진공 formula_12라는 상수량을 다음과 같이 정의할 수 있다.
이는 단순히 진공 추력에서 배출면을 통해 작용하는 주변 대기압의 힘을 뺀 값이다.
본질적으로 로켓 노즐의 경우, 엔진에 작용하는 주변 압력은 후방으로 로켓 엔진의 배출면을 제외하고 상쇄되며, 배기 제트는 전방 추력을 생성한다.
비추력은 종종 특성 속도 formula_2와 추력 계수 formula_1의 곱(표준 중력으로 나눈 값)으로 표현된다. 노즐의 성능은 추력 계수로 요약된다. 특성 속도는 연소실 성능의 척도이며 노즐 설계와는 크게 관련이 없다.
공기역학적 배압 및 최적 팽창.
가스가 노즐의 팽창 부분을 따라 이동함에 따라 압력과 온도는 감소하고 가스 속도는 증가한다.
배기 제트의 초음속 특성은 배기 압력이 주변 압력과 현저히 다를 수 있음을 의미한다. 외부 공기는 매우 높은 제트 속도로 인해 상류 압력을 균등하게 맞출 수 없다. 따라서 초음속 노즐의 경우, 노즐에서 배출되는 가스의 압력이 주변 압력보다 훨씬 낮거나 훨씬 높을 수 있다.
출구 압력이 너무 낮으면 제트가 노즐에서 분리될 수 있다. 이는 종종 불안정하며, 제트는 일반적으로 큰 축외 추력을 발생시켜 노즐을 기계적으로 손상시킬 수 있다.
이 분리는 일반적으로 출구 압력이 주변 압력의 약 30-45% 미만으로 떨어질 때 발생하지만, 우주왕복선 주 엔진(SSME) (15 psi 주변에서 1-2 psi)에서와 같이 노즐이 가장자리에서 압력을 증가시키도록 설계된 경우 훨씬 낮은 압력까지 분리가 지연될 수 있다.
또한, 로켓 엔진이 시동되거나 스로틀될 때 연소실 압력이 변하여 다양한 수준의 효율성을 생성한다. 낮은 연소실 압력에서는 엔진이 거의 필연적으로 심하게 과대팽창될 것이다.
최적의 형상.
노즐의 가장 좁은 부분 면적과 출구면 면적의 비율은 배기 가스의 팽창이 선형 속도, 즉 배기 속도로 얼마나 효율적으로 변환되는지, 따라서 로켓 엔진의 추력을 주로 결정한다. 가스의 특성 또한 영향을 미친다.
노즐의 형상도 배기 가스의 팽창이 선형 운동으로 얼마나 효율적으로 변환되는지에 미미하게 영향을 미친다. 가장 간단한 노즐 형상은 약 15°의 원뿔 반각을 가지며, 이는 약 98%의 효율을 보인다. 더 작은 각도는 아주 약간 더 높은 효율을 제공하고, 더 큰 각도는 더 낮은 효율을 제공한다.
벨 노즐 또는 포물선 모양과 같이 더 복잡한 회전 형상이 자주 사용된다. 이들은 원뿔 노즐보다 약 1% 더 높은 효율을 제공하며 더 짧고 가벼울 수 있다. 무게가 중요한 발사체 및 기타 로켓에 널리 사용된다. 물론 제작하기가 더 어렵기 때문에 일반적으로 더 비싸다.
최대 배기 속도를 위한 이론적으로 최적의 노즐 모양도 있다. 그러나 일반적으로 더 짧은 벨 모양이 사용되는데, 이는 훨씬 낮은 무게, 더 짧은 길이, 낮은 항력 손실, 그리고 아주 미미하게 낮은 배기 속도로 인해 전반적으로 더 나은 성능을 제공한다.
다른 설계 측면도 로켓 노즐의 효율성에 영향을 미친다. 노즐의 목은 매끄러운 곡률을 가져야 한다. 목으로 좁아지는 내부 각도도 전체 효율성에 영향을 미치지만, 이는 미미하다. 낮은 출구 압력에서 분리 문제 발생 가능성을 최소화하기 위해 노즐의 출구 각도는 가능한 한 작아야 한다(약 12°).
고급 설계.
고도 보상 노즐 및 기타 용도를 위해 여러 가지 정교한 설계가 제안되었다.
대기 경계를 가진 노즐은 다음과 같다.
이들 각각은 초음속 흐름이 팽창하거나 수축하여 주변 압력에 적응하도록 하여 출구 비율을 변경하여 해당 고도에 대한 최적(또는 거의 최적)의 출구 압력을 만든다. 플러그 노즐과 에어로스파이크 노즐은 방사형 유입 설계라는 점에서 매우 유사하지만, 플러그 노즐은 고체 중앙 몸체(때로는 잘린 형태)를 특징으로 하고 에어로스파이크 노즐은 고체 중앙 몸체를 모방하기 위해 가스의 "베이스-블리드"를 사용한다. ED 노즐은 중앙 핀틀에 의해 흐름이 편향되는 방사형 유출 노즐이다.
제어된 흐름 분리 노즐은 다음과 같다.
이들은 일반적으로 벨 노즐과 매우 유사하지만, 주변 압력이 감소함에 따라 출구 면적 비율을 늘릴 수 있는 삽입물 또는 메커니즘을 포함한다.
이중 모드 노즐은 다음과 같다.
이들은 두 개의 목 또는 두 개의 추력실(해당 목과 함께)을 가진다. 중앙 목은 표준 설계이며 환형 목으로 둘러싸여 있으며, 이는 동일한(이중 목) 또는 별도의(이중 확장) 추력실에서 가스를 배출한다. 두 목은 어느 경우든 벨 노즐로 배출된다. 주변 압력이 낮은 고고도에서는 중앙 노즐이 꺼져 목 면적을 줄여 노즐 면적 비율을 높인다. 이러한 설계는 추가적인 복잡성을 요구하지만, 두 개의 추력실을 가지는 장점은 서로 다른 추진제 또는 다른 연료 혼합 비율을 연소하도록 구성할 수 있다는 점이다. 유사하게, 에어로젯은 또한 "추력 증강 노즐"이라는 노즐을 설계했다. 이 노즐은 연소를 위해 추진제와 산화제를 노즐 섹션으로 직접 주입하여, 흐름 분리 효과로 인해 대기 깊숙한 곳에서 증강 없이 사용할 수 있는 것보다 더 큰 면적 비율의 노즐을 사용할 수 있도록 한다. 이들은 또한 여러 추진제(예: RP-1)를 사용할 수 있도록 하여 추력을 더욱 증가시킨다.
액체 분사 추력 벡터링 노즐은 짐벌 없는 노즐에서 피치 및 요 제어를 가능하게 하는 또 다른 고급 설계이다. 인도의 PSLV는 그 설계를 "2차 분사 추력 벡터 제어 시스템"이라고 부른다. 스트론튬 퍼클로레이트가 노즐의 다양한 유체 경로를 통해 분사되어 원하는 제어를 달성한다. 타이탄 IIIC 및 미니트맨 II와 같은 일부 ICBM 및 부스터는 유사한 설계를 사용한다.
추진(propulsion)은 일반적으로 강체 (또는 연결된 강체)이지만 유체와도 관련될 수 있는 물체의 병진 운동을 수정하기 위해 밀거나 당기는 모든 조합으로 힘을 생성하는 것이다. 이 용어는 두 라틴어 단어에서 파생되었다: pro, 앞 또는 앞으로를 의미하고; pellere, 추진하다를 의미한다.
추진 시스템은 기계적 동력원과 추진기 (이 동력을 추진력으로 변환하는 수단)로 구성된다.
기타 줄을 뽑아 진동적 병진 운동을 유도하는 것은 기술적으로 기타 줄의 한 형태의 추진이지만, 인간의 근육이 손가락 끝을 추진하는 것으로 간주되더라도 이 어휘에서 흔히 묘사되지는 않는다. 중력장을 통해 움직이는 물체의 운동은 장의 영향을 받으며, 일부 기준계에서 물리학자들은 중력장이 물체에 힘을 생성한다고 말하지만, 심층적인 이론적 이유로 인해 물리학자들은 이제 시공간을 자유롭게 움직이는 물체의 구부러진 경로를 추진력의 영향을 받지 않는 물체의 자연스러운 움직임으로 간주한다 (이 관점에서 떨어지는 사과는 추진되지 않은 것으로 간주되며, 사과를 지상에 서서 관찰하는 사람은 지구 표면의 반작용력에 의해 추진되는 것으로 간주된다).
생물학적 추진 시스템은 동물의 근육을 동력원으로 사용하고, 날개, 지느러미 또는 다리와 같은 사지를 추진기로 사용한다. 기술적 시스템은 엔진 또는 모터를 동력원 (일반적으로 파워플랜트라고 불림)으로 사용하고, 바퀴와 차축, 프로펠러, 또는 추진 노즐을 사용하여 힘을 생성한다. 클러치 또는 변속기와 같은 부품은 모터를 차축, 바퀴 또는 프로펠러에 연결하는 데 필요할 수 있다. 기술/생물학적 시스템은 인간 또는 훈련된 동물의 근육 노동을 사용하여 기계 장치를 움직일 수 있다.
회전 운동에 영향을 미치는 것도 기술적으로 추진의 한 형태이지만, 구어체에서는 자동차 정비공이 엔진 실린더의 뜨거운 가스가 피스톤을 추진하고 (병진 운동), 크랭크샤프트를 구동하며 (회전 운동), 크랭크샤프트가 바퀴를 구동하고 (회전 운동), 바퀴가 자동차를 앞으로 추진한다 (병진 운동)고 설명하는 것을 선호할 수 있다. 일반적인 용어에서 추진은 회전이나 진동과 같은 국소적으로 포함된 운동 형태보다 공간적 변위와 더 강하게 연관된다. 다른 예로, 회전하는 야구공 내부의 응력은 야구공 표면이 정현파 또는 나선형 궤적을 따라 이동하게 하는데, 이러한 내부 힘이 없으면 발생하지 않을 것이다. 이러한 힘은 뉴턴 운동 법칙의 추진의 기술적 정의를 충족하지만, 이 언어에서는 일반적으로 언급되지 않는다.
차량 추진.
항공 추진.
항공기 추진 시스템은 일반적으로 항공기 엔진과 프로펠러 또는 추진 노즐과 같이 추력을 생성하는 수단으로 구성된다.
항공기 추진 시스템은 두 가지를 달성해야 한다. 첫째, 추진 시스템의 추력은 비행기가 순항할 때 비행기의 항력과 균형을 이루어야 한다. 둘째, 추진 시스템의 추력은 비행기가 가속하기 위해 비행기의 항력을 초과해야 한다. 추력과 항력의 차이(초과 추력이라고 함)가 클수록 비행기는 더 빨리 가속된다.
여객기나 수송기와 같은 일부 항공기는 대부분의 수명을 순항 상태로 보낸다. 이러한 비행기에는 초과 추력보다 높은 엔진 효율과 낮은 연료 소모량이 더 중요하다. 추력은 이동하는 가스의 양과 속도 모두에 따라 달라지므로, 많은 양의 가스를 소량 가속하거나, 적은 양의 가스를 많이 가속하여 높은 추력을 생성할 수 있다. 프로펠러와 팬의 공기역학적 효율성 때문에, 많은 양의 가스를 소량 가속하는 것이 연료 효율이 더 높다. 이것이 바로 고바이패스 터보팬과 터보프롭이 수송기와 여객기에 흔히 사용되는 이유다.
전투기나 실험적인 고속 항공기와 같은 일부 항공기는 빠르게 가속하고 고속과 관련된 높은 항력을 극복하기 위해 매우 높은 초과 추력이 필요하다. 이러한 비행기에는 엔진 효율보다 매우 높은 추력이 더 중요하다. 현대 전투기는 일반적으로 저바이패스 터보팬에 애프터버너가 추가된다. 미래의 극초음속 항공기는 램제트 또는 로켓 추진 방식을 사용할 수 있다.
지상 추진은 지상에서 고체 물체를 추진하는 모든 메커니즘으로, 주로 운송 목적으로 사용된다. 추진 시스템은 종종 표준 응용 분야에서 엔진 또는 모터, 변속기 및 축바퀴의 조합으로 구성된다.
증기기관과 내연기관의 개발은 철도 차량과 자동차의 개발을 가능하게 했으며, 이들 모두는 어떤 형태의 동력계를 가지고 있다. 전동기는 배출량이 적고 엔진 효율이 높은 더 조용한 차량을 가능하게 했다.
자기부상열차(자기 부상에서 유래)는 자기 부상을 사용하여 바퀴, 차축 및 베어링과 같은 기계적 방법을 사용하는 대신 자석으로 차량을 부양, 안내 및 추진하는 운송 시스템이다. 자기부상열차는 자석을 사용하여 양력과 추력을 모두 생성하여 차량을 가이드 웨이에서 짧은 거리만큼 띄운다. 자기부상열차는 바퀴 달린 대중교통 시스템보다 더 부드럽고 조용하게 움직이며 유지 보수가 적게 든다고 주장된다. 마찰에 의존하지 않는다는 것은 가속 및 감속이 기존 운송 수단을 훨씬 능가할 수 있음을 의미한다고 주장된다. 부상에 필요한 동력은 전체 에너지 소비량의 특히 큰 부분을 차지하지 않는다. 사용되는 동력의 대부분은 다른 모든 고속 운송 수단과 마찬가지로 공기 저항(항력)을 극복하는 데 필요하다.
해양 추진은 선박이나 보트를 물 위로 이동시키기 위해 추력을 생성하는 데 사용되는 메커니즘 또는 시스템이다. 패들과 돛이 일부 소형 보트에서 여전히 사용되지만, 대부분의 현대 선박은 모터 또는 엔진이 프로펠러를 돌리거나, 덜 자주 제트 드라이브에서 임펠러를 돌리는 기계 시스템으로 추진된다. 해양 공학은 해양 추진 시스템의 설계와 관련된 학문이다.
증기기관은 해양 추진에 사용된 최초의 기계 엔진이었지만, 대부분 2행정 또는 4행정 디젤 엔진, 선외 모터, 그리고 더 빠른 선박에는 가스 터빈 엔진으로 대체되었다. 증기를 생산하는 원자로는 군함과 쇄빙선을 추진하는 데 사용되며, 상업용 선박에 동력을 공급하는 데 활용하려는 시도가 있었다. 전동기는 잠수함과 전기 보트에 사용되었으며 에너지 효율적인 추진을 위해 제안되었다. 액화천연가스(LNG)를 연료로 하는 엔진의 최근 개발은 낮은 배출량과 비용 이점으로 인정을 받고 있다.
우주선 추진은 우주선과 인공 위성을 가속하는 데 사용되는 모든 방법이다. 많은 다른 방법이 있다. 각 방법에는 단점과 장점이 있으며, 우주선 추진은 활발한 연구 분야이다. 그러나 오늘날 대부분의 우주선은 초음속 드 라발 노즐을 통해 차량의 후면에서 가스를 매우 빠른 속도로 분출하여 추진된다. 이러한 종류의 엔진을 로켓 엔진이라고 한다.
현재의 모든 우주선은 발사에 화학 로켓(이원 추진제 로켓 또는 고체 로켓)을 사용하지만, 일부(예: 페가수스 로켓 및 스페이스십원)는 첫 번째 단계에서 공기흡입 엔진을 사용했다. 대부분의 위성에는 궤도 유지를 위한 간단하고 신뢰할 수 있는 화학 추진기(종종 단일 추진제 로켓) 또는 전기 저항 제트 엔진이 있으며, 일부는 우주선 자세 제어를 위한 운동량 휠을 사용한다. 소련권 위성은 수십 년 동안 전기 추진을 사용해 왔으며, 새로운 서구 지구 궤도 우주선은 북쪽-남쪽 궤도 유지 및 궤도 고도 증가에 이를 사용하기 시작했다. 행성 간 차량도 대부분 화학 로켓을 사용하지만, 일부는 이온 기관 및 홀 효과 추력기(두 가지 다른 유형의 전기 추진)를 큰 성공을 거두며 사용했다.
케이블카는 케이블을 사용하여 차량을 끌거나 일정한 속도로 내리는 다양한 운송 시스템 중 하나이다. 이 용어는 또한 이 시스템의 차량을 지칭하기도 한다. 케이블카 차량은 모터나 엔진이 없으며, 외부의 모터에 의해 회전하는 케이블에 의해 끌린다.
동물이동은 동물이 스스로 움직이는 행위로, 달리기, 수영, 도약 및 비행을 포함한 여러 형태로 나타난다. 동물은 먹이, 짝 또는 적절한 미세 서식지를 찾거나 포식자로부터 도망치기 위해 다양한 이유로 이동한다. 많은 동물에게 이동 능력은 생존에 필수적이며, 그 결과 선택적 압력은 움직이는 유기체가 사용하는 이동 방법과 메커니즘을 형성해 왔다. 예를 들어, 먼 거리를 이동하는 극제비갈매기와 같은 철새는 일반적으로 단위 거리당 에너지가 매우 적게 드는 이동 메커니즘을 가지고 있는 반면, 개구리와 같이 포식자로부터 빠르게 도망치기 위해 자주 움직여야 하는 비철새는 비용은 많이 들지만 매우 빠른 이동 메커니즘을 가질 가능성이 높다. 동물이동 연구는 일반적으로 생물역학의 하위 분야로 간주된다.
이동에는 마찰, 항력, 관성 및 중력을 극복하는 데 에너지가 필요하지만, 많은 상황에서 이러한 요소 중 일부는 무시할 수 있다. 지상 환경에서는 중력을 극복해야 하지만, 공기 저항은 훨씬 덜 문제가 된다. 그러나 수생 환경에서는 중력이 덜 중요해지면서 마찰(또는 항력)이 주요 과제가 된다. 자연적인 부력을 가진 동물은 수직 위치를 유지하는 데 많은 에너지를 소비할 필요가 없지만, 일부는 자연적으로 가라앉으며 떠오르기 위해 에너지를 소비해야 한다. 항력은 비행에서도 문제가 될 수 있으며, 새의 공기역학적으로 효율적인 몸 모양이 이를 강조한다. 그러나 비행은 물속에서의 움직임과는 다른 문제를 제시하는데, 살아있는 유기체가 공기보다 낮은 밀도를 가질 방법이 없기 때문이다. 육지에서 움직이는 팔다리 없는 유기체는 종종 표면 마찰과 싸워야 하지만, 일반적으로 중력에 저항하기 위해 상당한 에너지를 소비할 필요는 없다.
뉴턴의 운동 제3법칙은 동물이동 연구에 널리 사용된다. 정지 상태에서 앞으로 움직이려면 동물은 뒤로 무언가를 밀어야 한다. 지상 동물은 단단한 땅을 밀어야 하고, 수영하는 동물과 날아다니는 동물은 유체(물 또는 공기)에 저항하여 밀어야 한다. 이동 중 힘이 골격 시스템의 설계에 미치는 영향 또한 중요하며, 이동과 근육 생리학 간의 상호작용이 이동 구조와 효소들이 동물의 움직임을 가능하게 하거나 제한하는 방식을 결정하는 데 중요하다.
추력 대 중량비(Thrust-to-weight ratio)는 반응 엔진 또는 그러한 엔진이 장착된 차량의 추력 대 무게의 무차원량 비율이다. 반응 엔진에는 제트 엔진, 로켓 엔진, 펌프제트, 홀 효과 추력기, 이온 기관 등이 포함되며, 이들은 모두 뉴턴의 제3법칙에 따라 의도된 운동의 반대 방향으로 질량(추진제)을 배출하여 추력을 생성한다. 관련이 있지만 다른 지표는 일률을 직접 생성하는 대신 기계적, 전기적 또는 기타 형태의 일률을 전달하는 엔진 또는 시스템에 적용되는 일률 대 중량비이다.
많은 응용 분야에서 추력 대 중량비는 성능 지표로 사용된다. 차량의 초기 상태에서의 비율은 종종 성능 지표로 인용되어, 다른 차량이나 엔진 설계 간의 정량적 비교를 가능하게 한다. 차량의 순간 추력 대 중량비는 연료 소모(질량 감소) 또는 중력 가속도의 변화(예: 궤도 또는 행성 간 환경)와 같은 요인으로 인해 운행 중에 달라질 수 있다.
엔진 또는 차량의 추력 대 중량비는 추력을 무게(질량과 혼동하지 말 것)로 나누어 계산한다. 공식은 다음과 같다:
두 개 이상의 엔진 또는 차량의 초기 추력 대 중량비를 유효하게 비교하려면 추력을 통제된 조건에서 측정해야 한다. 항공기의 무게는 탄약 적재량, 연료 적재량, 화물 중량 또는 심지어 조종사의 무게와 같은 요인에 따라 상당히 달라질 수 있기 때문에, 추력 대 중량비도 가변적이며 비행 중에도 변한다. 추력 대 중량비 범위를 계산하는 데 사용되는 항공기 무게를 결정하는 몇 가지 표준이 있다.
추력 대 중량비와 양항비는 항공기 성능을 결정하는 가장 중요한 두 가지 매개변수이다.
추력 대 중량비는 비행 중에 계속 달라진다. 추력은 스로틀 설정, 대기속도, 고도, 공기 온도 등에 따라 달라진다. 무게는 연료 소모량과 페이로드 변화에 따라 달라진다. 항공기의 경우, 인용된 추력 대 중량비는 종종 해수면에서의 최대 정적 추력을 최대 이륙 중량으로 나눈 값이다. 추력 대 중량비가 1:1보다 큰 항공기는 수직으로 기수를 올리고 고도가 높아져 성능이 감소할 때까지 대기속도를 유지할 수 있다.
로켓과 달리 날개의 양력에 의해 양력이 발생하므로 추력이 무게보다 작아도 비행기는 이륙할 수 있다. 항공기가 실속 속도 이상의 수평 속도로 비행하기에 충분한 추력을 생산할 수 있는 한, 날개는 항공기 무게에 상쇄될 만큼 충분한 양력을 생산할 것이다.
프로펠러 구동 항공기.
프로펠러 구동 항공기의 경우 추력 대 중량비는 영국식 단위로 다음과 같이 계산할 수 있다.
여기서 formula_8는 추진 효율(일반적으로 나무 프로펠러는 0.65, 금속 고정 피치 프로펠러는 0.75, 정속 프로펠러는 최대 0.85), hp는 엔진의 축마력, formula_9는 초당 피트 단위의 진대기속도, 무게는 파운드 단위이다.
미터법 공식은 다음과 같다.
로켓 또는 로켓 추진 차량의 추력 대 중량비는 중력 가속도 g의 배수로 표현되는 가속도의 지표이다.
로켓과 로켓 추진 차량은 무중력 환경을 포함한 다양한 중력 환경에서 작동한다. 추력 대 중량비는 일반적으로 지구 해수면에서의 초기 총 중량을 기준으로 계산되며, 때로는 추력 대 지구 중량비라고도 불린다. 로켓 또는 로켓 추진 차량의 추력 대 지구 중량비는 지구 중력 가속도 g의 배수로 표현되는 가속도의 지표이다.
로켓의 추력 대 중량비는 추진제가 연소됨에 따라 향상된다. 추력이 일정하면 최대 비율(차량의 최대 가속도)은 추진제가 완전히 소모되기 직전에 달성된다. 각 로켓은 단순히 스칼라 양이 아니라 특징적인 추력 대 중량 곡선 또는 가속도 곡선을 가진다.
엔진의 추력 대 중량비는 완전한 발사체의 추력 대 중량비보다 크지만, 최소한의 추진제와 구조물을 부착하여 해당 엔진을 사용하는 모든 차량이 이론적으로 달성할 수 있는 최대 가속도를 결정하기 때문에 유용하다.