액체 로켓 엔진의 원리

모형이 보여 주는 것

발사대에 선 로켓은 아래에서 불을 뿜는 길고 하얀 통처럼 보입니다. 그 통은 거의 다 탱크입니다. 아래에 달린 엔진은 쇠붙이 1톤 남짓인데, 1초마다 액체 4분의 1톤을 소총 탄환보다 빠른 분사 흐름으로 바꿉니다. 이 전시는 그 액체가 탱크에서 나와 노즐 끝까지 가는 길을 따라갑니다.

모형은 가스발생기 사이클 액체 로켓 엔진을 축을 따라 반으로 자른 것입니다. 옆으로 눕혀 두어서 불꽃이 오른쪽으로 나오고, 빨간 면이 자른 자리입니다. 크기는 한국항공우주연구원(항우연)이 누리호 75톤급 엔진에 대해 공개한 성능 두 가지에 맞췄습니다. 해수면 추력 674.7kN, 진공 비추력 304.8초이고, 1초에 케로신과 액체산소를 약 255kg 태웁니다. 연소실 압력, 노즐 모양, 냉각 채널, 손실은 모형 값입니다. 이 정도 크기의 엔진에서 흔한 값이지만 항우연의 설계 자료는 아닙니다.

파란 점은 액체산소, 노란 점은 케로신입니다. 둘이 타고 나면 가스는 온도에 따라 색이 바뀌고, 조작에서 마하수 색칠을 켜면 마하수에 따라 바뀝니다. 무대의 작은 계기판에는 추력과 비추력이 나오고, 「더 보기」를 누르면 유량, 압력, 출구 속도, 옆 힘까지 나옵니다. 나머지는 조작 탭에 있습니다. 실제 엔진 20개 가운데 하나를 고르거나, 펌프 사이클 네 가지와 연료 세 가지를 비교하거나, 지금 값으로 추력 공식을 한 줄씩 풀어 볼 수 있습니다. 그래프 두 개는 해수면부터 고도 100km까지의 추력, 그리고 분사기에서 노즐 출구까지 축을 따라 바뀌는 마하수와 온도를 보여 줍니다.

펌프에 그렇게 큰 힘이 필요한 이유

로켓은 산소까지 싣고 다녀야 해서 탱크가 두 개입니다. 항우연에 따르면 누리호 추진제 탱크는 높이가 최대 10m, 지름이 3.5m이고, 가장 얇은 곳은 두께가 2.53mm입니다. 비행 중에는 대기압의 46배 압력을 견딥니다. 몇 bar 정도입니다. 그런데 모형의 연소실은 60bar입니다. 5bar짜리 탱크에서 60bar 연소실로 추진제를 밀어 넣으려면 탱크를 압력 용기처럼 두껍게 만들어야 하므로, 그 일은 펌프에게 맡깁니다.

터보펌프는 축 하나에 산소 펌프, 연료 펌프, 터빈을 답니다. 터빈을 돌릴 무언가가 필요한데, 가스발생기 엔진에서는 훨씬 작은 연소기 하나가 그 일을 합니다. 모형의 가스발생기는 추진제의 3%쯤을 받아 산소가 감당할 수 있는 양보다 연료를 훨씬 많이 넣고 태웁니다. 그래야 가스가 터빈 날개가 견딜 만큼 덜 뜨겁습니다. 터빈을 지난 가스는 배기관으로 버립니다. 그래도 모형에서 6.9kN의 추력을 보태지만, 1kg당 내는 힘은 주 노즐보다 훨씬 작습니다. 이 손해가 구조를 간단하게 만든 대가이고, 그래서 이 방식을 개방형 사이클이라고 부릅니다.

천천히 타다가 목에서 막히는 흐름

연소실 뒤쪽의 분사기는 작은 구멍이 여러 겹 원으로 뚫린 판입니다. 산소와 케로신을 뿜어 서로 만나게 하고, 방울로 부서져 몇 센티미터 안에서 타게 합니다. 모형에서는 3,403K에서 탑니다. 항우연은 누리호 연소실 안이 3,000°C까지 오른다고 설명하는데, 거의 같은 값입니다.

많은 사람이 의외라고 느끼는 것은 연소실 안의 가스가 아주 느리다는 점입니다. 연소실은 넓어서 모형에서 목 넓이의 2.8배이고, 가스는 마하 0.22 정도로 천천히 움직입니다. 그러다 벽이 좁아집니다. 통로가 좁아지면 느린 가스는 빨라지고, 가장 좁은 목에서 딱 음속에 이릅니다. 마하수 색칠을 켜면 흰 띠가 정확히 목에 놓입니다.

목이 마하 1이 되면 흐름이 막힌(초크) 상태가 됩니다. 아래쪽의 압력 변화가 위쪽으로 거슬러 전해지지 못하므로, 연소실에서 나가는 가스의 양은 목 하나가 정합니다. 질량 유량은 연소실 압력에 목 넓이를 곱하고 특성 속도 c로 나눈 값인데, c는 추진제가 정하는 값입니다. 모형의 c*는 1,815m/s, 목 넓이는 0.0748m²이어서 60bar에서 연소실은 1초에 247kg을 내보냅니다. 스로틀을 움직이면 압력과 유량이 함께 바뀝니다.

넓어지는 노즐이 가스를 더 빠르게 만드는 원리

음속보다 느린 가스는 관이 좁아질 때 빨라집니다. 음속을 넘으면 규칙이 거꾸로 바뀌어, 관이 넓어질 때 빨라집니다. 초음속 가스는 공간이 넓어지면 팽창하고 식고 압력이 떨어지는데, 그렇게 내놓은 에너지가 속도가 됩니다. 종 모양 노즐은 이 일이 매끄럽게 일어나도록 만든 모양입니다.

모형의 출구 넓이는 목의 12배입니다. 노즐을 지나며 가스는 3,403K에서 1,829K로 식고, 압력은 60bar에서 0.66bar로 떨어지며, 마하 3.28, 초속 2,813m로 나갑니다. 계기판의 둘째 그래프에서 두 곡선이 엇갈리는 모습이 보입니다. 마하수가 오르는 만큼 온도가 내려갑니다.

타기 전에 벽부터 식히는 연료

3,400K를 오래 버티는 금속은 없습니다. 큰 엔진 대부분이 쓰는 방법은 재생냉각입니다. 모형에서는 펌프에서 나온 케로신이 먼저 노즐 출구 근처의 고리로 가고, 연소실 구리 벽 속의 가는 채널 72개를 지나 분사기 쪽으로 거슬러 올라옵니다. 분사기에 닿을 때쯤이면 벽으로 들어온 열을 상당히 가져왔고, 그 열은 연료와 함께 다시 연소실로 들어갑니다. 순서대로 보기 일곱째 단계에서 잘린 채널이 노란색으로 보입니다. 실제 엔진은 벽 안쪽에 연료를 얇게 흘려 막을 만드는 막냉각도 함께 쓰는 경우가 많은데, 모형에는 넣지 않았습니다.

펌프를 돌리는 네 가지 방법

이만한 엔진의 펌프에는 수 메가와트가 듭니다. 그 힘을 어디서 얻느냐가 엔진의 사이클이고, 사이클 슬라이더로 네 가지를 바꿔 볼 수 있습니다. 목과 노즐은 그대로이니, 달라지는 것은 사이클마다 낼 수 있는 연소실 압력과 터빈을 돌린 가스가 어디로 가느냐입니다.

가스발생기. 모형의 기본값이고 누리호가 쓰는 방식입니다. 작은 연소기가 추진제의 3%쯤을 받아 연료를 넉넉히 넣고 태워서 날개가 견딜 만큼 덜 뜨거운 가스를 만들고, 터빈을 지난 가스는 밖으로 버립니다. 버리는 가스도 6.9kN을 보태지만 모형에서 배기관을 초속 900m 정도로만 나가므로, 같은 1kg이라도 주 노즐로 나가는 것보다 힘이 훨씬 작습니다. 진공에서 모형은 762kN, 304.8초를 냅니다.

다단 연소. 작은 연소기가 예연소기가 되고, 그 가스를 버리지 않습니다. 터빈을 지난 가스가 배관을 따라 분사기로 내려가 주 연소실에서 한 번 더 탑니다. 버리는 것이 없으니 터빈에 가스를 훨씬 많이 줄 수 있고 펌프도 훨씬 세게 밉니다. 모형에서는 연소실 압력을 60bar 대신 150bar까지 올립니다. 목이 같으니 유량이 초당 255kg에서 618kg으로, 해수면 추력이 671kN에서 1,797kN으로 늘어납니다. 진공 비추력은 304.8초에서 311.4초로 오르는데, 가스발생기가 버리던 6.6초가 돌아온 것입니다. RS-25, RD-180, 랩터가 모두 이 방식입니다. 대신 아주 뜨겁고 압력이 아주 높은 배관을 다뤄야 합니다.

팽창식. 따로 태우는 곳이 아예 없습니다. 연료가 냉각 채널에서 열을 받아 따뜻한 기체가 되고, 분사기로 가기 전에 터빈을 돌립니다. 벽이 넘겨줄 수 있는 열이 힘의 한계라서 모형은 40bar, 해수면 413kN에서 멈춥니다. 버리는 것이 없으니 진공 비추력은 다단 연소와 같은 311.4초입니다. 실제 팽창식 엔진은 쉽게 기체가 되고 냉각도 잘 되는 수소를 씁니다. RL10, 빈치, 일본 LE-5B가 그렇고, H3 1단의 LE-9는 가스를 조금 밖으로 빼내는 변형(팽창 블리드)을 씁니다.

전기 펌프. 터빈 자리에 배터리와 전기 모터가 들어갑니다. 로켓랩 일렉트론의 러더퍼드 엔진이 이렇게 움직입니다. 배관은 넷 가운데 가장 단순하지만, 배터리는 다 써도 가벼워지지 않고 끝까지 싣고 가야 해서 힘이 작습니다. 모형은 25bar에서 멈추는데, 그러면 12 : 1 노즐이 해수면에서 지나치게 팽창해 흐름이 벽에서 떨어집니다. 팽창비를 4로 낮추면 박리가 사라집니다.

케로신, 수소, 메탄

연료 슬라이더로 추진제를 바꾸면 조작 탭의 표에 달라지는 값이 나옵니다. 숫자는 모형이 맞춘 NASA SP-125 표에서 왔습니다. 케로신은 산소와 2.58 : 1의 가장 알맞은 혼합비에서 약 3,403K로 가장 뜨겁게 탑니다. 수소는 2,740K로 덜 뜨겁지만 배기가스가 아주 가벼워서 모형의 진공 비추력이 393.5초로 뜁니다. 메탄은 그 사이로 3,260K, 314.4초입니다.

탱크 칸을 보면 대가가 보입니다. 케로신과 산소 1톤은 0.97m³에 들어가지만, 수소와 산소 1톤은 3.45m³가 필요해 세 배가 넘습니다. 수소를 쓰는 단이 뚱뚱한 이유이고, 연료를 바꾸면 모형의 연료 탱크가 커지는 이유입니다. 메탄은 1.22m³입니다. 메탄은 끓는 온도가 액체산소와 가까워 두 탱크가 벽을 함께 쓰기 쉽고, 다시 쓰는 엔진에서 케로신보다 그을음을 덜 남깁니다.

노즐을 기울여 방향을 바꿉니다

로켓은 추력의 방향을 바꿔서 방향을 틉니다. 모형의 연소실과 노즐은 분사기 돔 위의 볼 베어링(짐벌)에 매달려 있고, 작동기가 노즐을 옆으로 밉니다. 짐벌 슬라이더로 양쪽 6도까지 기울일 수 있습니다. 5도에서 옆 힘은 F sin 5° = 671kN × 0.087 = 58.5kN이고, 앞으로 미는 힘은 0.38%밖에 줄지 않습니다. 조금만 기울여도 방향을 바꾸는 힘이 크고 추력은 거의 잃지 않으니, 큰 액체 엔진은 거의 모두 짐벌을 답니다. 실제 엔진의 배관에는 이 움직임을 따라가도록 주름관(벨로스)이 들어갑니다.

추력 공식으로 직접 계산하기

NASA 글렌 연구센터는 로켓 추력 공식을 다음과 같이 씁니다.

F = ṁ v_e + (p_e − p_a) A_e

첫째 항은 운동량으로, 질량 유량에 분사 속도를 곱한 값입니다. 둘째 항은 압력 항입니다. 출구 가스의 압력이 바깥 공기보다 높으면 출구 넓이를 밀어 추력을 보태고, 낮으면 공기가 거꾸로 밀어 냅니다.

모형을 해수면, 스로틀 최대, 케로신, 팽창비 12로 두면 이렇게 됩니다.

• 연소실 유량 ṁ은 247.3kg/s, 분사 속도 v_e는 2,813m/s이므로 ṁ v_e = 695.7kN입니다.
• 출구 압력 p_e는 66.5kPa, 공기 압력 p_a는 101.3kPa, 출구 넓이 A_e는 0.898m²입니다. 압력 항은 (66.5 − 101.3) × 0.898 = −31.3kN입니다.
• 터빈 배기가 7.65kg/s를 초속 약 900m로 내보내서 6.9kN을 보탭니다.
• 합계 F = 695.7 − 31.3 + 6.9 = 671.3kN입니다.

항우연의 674.7kN보다 0.5% 작습니다. 조작 탭에도 같은 계산이 나오고, 슬라이더를 움직이면 숫자가 따라 바뀝니다.

같은 엔진이 우주에서 더 세게 미는 이유

첫째 항에는 바깥 공기와 관계된 것이 없습니다. 분사 속도와 유량은 엔진 안에서 정해집니다. 고도에 따라 바뀌는 것은 p_a 하나뿐이고, 이 값은 출구 넓이와 곱해진 자리에 한 번 나옵니다. 해수면에서는 공기가 0.898m² 출구를 101.3kPa로 누르는데, 이것이 91kN입니다. 진공에서는 이 힘이 사라져 모형의 추력이 762.3kN으로 늘어납니다.

고도 슬라이더는 1976년 미국 표준대기를 씁니다. 늘어나는 몫의 대부분은 낮은 고도에서 생깁니다. 10km에서 738.5kN, 20km에서 757.3kN이고, 공기 압력이 해수면의 1% 정도인 30km에 이르면 거의 다 늘어납니다. 올라갈수록 하늘이 어두워지고, 해수면에서 공기에 눌려 가늘던 불꽃이 넓게 퍼집니다.

항우연이 공개한 두 숫자로도 같은 효과를 확인할 수 있습니다. 1초에 255kg을 쓰면서 진공 비추력이 304.8초라면 진공 추력은 304.8 × 255 × 9.807 = 762.2kN이고, 해수면보다 13%쯤 큽니다. 차이는 87.5kN입니다. 두 값이 같은 유량에서 나온 것이라면 이 차이는 공기 압력 곱하기 출구 넓이이므로, 출구 넓이는 약 0.86m², 출구 지름은 약 1.05m로 나옵니다. 공개된 숫자로 저희가 추정한 값이고, 항우연이 밝힌 치수는 아닙니다.

노즐 크기를 고르는 법

팽창비 슬라이더를 움직여 보세요. 진공에서는 노즐이 길수록 늘 유리합니다. 팽창비 8에서 738.8kN, 12에서 762.3kN, 40에서 818.7kN, 50에서 827.5kN입니다. 해수면에서는 사정이 다릅니다. 출구 압력이 공기 압력에 가까운 8 근처가 가장 좋아서 678.1kN이 나옵니다. 그보다 키우면 가스가 공기보다 낮은 압력으로 나가고, 압력 항이 점점 더 큰 음수가 됩니다.

20쯤을 넘기면 모형이 유동 박리를 알립니다. 공기가 노즐 안으로 밀고 들어와 분사 흐름이 벽에서 떨어지고, 노즐 바깥쪽은 아무 일도 하지 않게 됩니다. 모형은 흔히 쓰는 어림 규칙을 따릅니다. 벽 쪽 압력이 바깥 압력의 40% 아래로 떨어지면 흐름이 벽을 떠난다고 봅니다. 실제 박리는 고르지 않게 일어나서 노즐을 세게 흔들 수 있습니다. 항우연도 누리호 윗단에서 같은 문제를 설명합니다. 윗단 엔진은 옅은 공기에 맞춰 팽창비가 커서 지상에서 연소시험을 하면 유동 박리가 생기고, 그래서 고공 환경을 땅 위에 만든 설비에서 시험합니다. 1단 엔진의 노즐이 짧고 윗단 엔진의 노즐이 긴 것도 같은 이유입니다.

비추력, 그리고 연료를 바꾸면 달라지는 것

비추력은 추력을 1초에 쓰는 추진제의 무게로 나눈 값입니다.

Isp = F / (ṁ g₀)

모형의 해수면 값은 671.3kN ÷ (255.0 × 9.807) = 268.4초입니다. 항우연의 해수면 추력으로 같은 계산을 하면 674.7kN ÷ (255 × 9.807) = 269.8초입니다. 진공에서 모형은 304.8초로, 항우연 값과 0.1초 안으로 맞습니다.

연료 선택은 연소실 압력과 목은 그대로 두고 추진제만 바꿉니다. 액체수소를 쓰면 배기가스가 훨씬 가벼워져서 모형의 진공 비추력이 305초에서 394초로 오릅니다. 유량은 191kg/s로 줄어드는데, 수소 가스는 더 적은 질량으로 같은 목을 채우기 때문입니다. 대신 부피가 문제입니다. 케로신 엔진은 1초에 연료를 87L 쓰지만, 수소로 바꾸면 524L가 필요합니다. 수소 탱크가 그렇게 큰 이유입니다. 메탄은 그 중간으로, 314초에 1초당 136L입니다.

실제 엔진 20개

조작 탭의 「실제 엔진」 목록에는 한국, 미국, 유럽, 일본, 러시아 엔진 20개가 있습니다. 하나를 고르면 무대가 그 엔진의 사이클과 연료로 바뀌고, 기관이나 제조사가 공개한 추력과 비추력이 나옵니다. 무대의 크기와 숫자는 모형 값 그대로라서 F-1을 골라도 갑자기 6,770kN이 나오지는 않습니다. 출처에 없는 값은 다른 데서 가져오지 않고 줄표로 둡니다.

전시 안의 전체 목록에는 KRE-007, 항우연 다단 연소 선행 연구 엔진, 멀린 1D와 진공형, J-2, RL10, 불캥 2.1, 빈치, LE-7A, LE-9, BE-3U, 랩터 2가 더 있습니다.

실제 엔진과 다른 점

• 가스를 성질이 변하지 않는 이상기체 하나로 다뤘습니다. 실제 연소 가스는 식으면서 성분이 바뀌어 숫자가 몇 % 달라집니다.
• 불완전 연소, 마찰, 분사 흐름의 퍼짐은 손실 계수 0.934 하나로 대신했습니다.
• 연소실 압력, 가스발생기 몫, 냉각 채널 수는 모형 값이고 항우연 자료가 아닙니다.
• 화면에 들어오도록 탱크를 짧게, 엔진 가까이 그렸습니다.
• 점화기, 배관의 주름관, 가압 가스를 데우는 열교환기는 넣지 않았습니다. 주 밸브와 짐벌은 그렸지만 흐름을 바꾸지는 않습니다.
• 사이클 네 가지가 목과 노즐 하나를 함께 씁니다. 실제 엔진은 사이클마다 자기 압력에 맞춰 설계하므로, 실제 엔진을 고르면 사이클과 연료만 바뀌고 크기는 바뀌지 않습니다.

고다드의 첫 비행에서 누리호까지

로버트 고다드는 1926년 3월 16일 미국 매사추세츠주 오번에서 휘발유와 액체산소를 쓰는 첫 액체 로켓을 쏘아 올렸습니다. 독일의 A-4, 흔히 V-2라고 부르는 로켓은 1942년 10월 3일에 처음 비행에 성공했습니다. 터보펌프를 썼고, 연소실은 연료인 알코올로 식혔습니다. 새턴 V를 들어 올린 로켓다인 F-1은 모형처럼 가스발생기 사이클을 썼고, 해수면 추력이 약 6.77MN이었습니다.

항우연은 2018년 11월 28일 1단짜리 시험발사체로 75톤급 엔진을 처음 날렸습니다. 목표 140초를 넘겨 151초 동안 연소했고, 최대 고도 209km에 이르렀습니다. 항우연에 따르면 2020년 11월까지 이 엔진 25기를 만들어 168회, 모두 16,690초 동안 시험했습니다. 누리호 1단은 이 엔진 4기를 묶어 300톤의 추력을 내고, 2단은 1기를 씁니다. 누리호는 2021년 10월 21일, 2022년 6월 21일, 2023년 5월 25일, 2025년 11월 27일, 2026년 10월 7일에 발사됐습니다.

궤도까지 가는 데 필요한 추진제

모형은 추력과 비추력을 보여 줍니다. 이 값이 어디에 쓰이는지는 로켓 방정식에 넣어 보면 압니다. NASA 글렌 연구소는 이 식을 Δv = Isp · g₀ · ln(MR)로 적습니다. MR은 점화 때 질량을 연소가 끝난 뒤 질량으로 나눈 값입니다. 거꾸로 쓰면 MR = e^(Δv / (Isp · g₀))입니다.

모형의 진공 비추력 304.8초를 씁니다. 배기 속도는 304.8 × 9.807 = 2,989m/s입니다. 저궤도를 돌려면 초속 약 7.8km가 필요하고, 올라가는 동안 중력과 공기에 빼앗기는 속도까지 합치면 로켓이 약 9.4km/s를 내야 합니다. 9.4km/s는 계산하기 쉽게 잡은 가정이고 항우연 값이 아닙니다. 계산은 다음과 같습니다.

• Δv / v_e = 9,400 / 2,989 = 3.145
• MR = e^3.145 = 23.2
• 발사 질량 중 추진제 몫 = 1 − 1/23.2 = 95.7%

발사 질량의 거의 전부가 추진제이고, 탱크와 엔진과 탑재물을 모두 합쳐 4.3%만 남습니다. 단 하나의 단으로는 어렵습니다. 같은 일을 단 두 개로 나눠 각각 4.7km/s씩 더하면 한 단의 MR은 e^(4,700 / 2,989) = 4.82이고, 각 단은 자기 질량의 79%를 추진제로 싣습니다. 어렵지만 가능한 값이고, 두 비율을 곱하면 다시 23.2가 됩니다. 누리호가 단을 나누는 까닭이 이것입니다. 다 쓴 1단을 버리면 다음 단 엔진이 그 무게를 들어 올리지 않아도 됩니다.

모형의 진공 값으로 다른 연료에 같은 계산을 하면 수소(393.5초)는 MR 11.4, 메탄(314.4초)은 21.1입니다. 수소가 케로신보다 얻는 89초가 질량비를 거의 절반으로 줄입니다. MR이 두 배가 될 때 늘어나는 속도는 v_e × ln 2 = 2,072m/s뿐이라서, 속도를 1km/s 더 얻을 때마다 앞의 1km/s보다 추진제가 더 듭니다. NASA의 예는 비추력 350초, Δv 약 7.6km/s를 넣어 질량비 약 10을 얻고, 로켓 무게의 약 90%가 추진제라고 설명합니다.

흔한 오해

「로켓은 공기를 밀면서 나아간다.」 그렇다면 우주에서 더 못 나아가야 합니다. 모형은 반대로 움직입니다. 공기는 노즐 출구를 되밀기 때문에 공기를 없애면 추력이 671kN에서 762kN으로 오릅니다. 미는 힘은 질량을 뒤로 내던지는 데서 나오고, 그 반작용을 엔진이 받습니다.

「로켓은 배기가스보다 빨라질 수 없다.」 빨라질 수 있습니다. 질량비 덕분에 배기 속도의 몇 배까지 갑니다. 위 계산에서 배기 속도는 2.99km/s이고 로켓은 9.4km/s까지 올라 3.1배가 됩니다.

「비추력은 엔진이 타는 시간이다.」 단위가 초일 뿐, 1초에 쓰는 추진제 무게당 추력입니다. 304.8초짜리 엔진이 304.8초 동안 타는 것이 아닙니다. 누리호 엔진은 2018년 시험발사에서 151초 탔습니다.

「연소실 불꽃은 사납고 빠르다.」 모형의 연소실 가스는 마하 0.22 정도로 움직이고, 목에서야 음속에 닿습니다. 속도는 타는 데서가 아니라 노즐에서 나옵니다.

「노즐은 클수록 좋다.」 진공에서는 맞습니다. 해수면에서는 팽창비 약 8을 넘으면 추력이 줄고, 20쯤부터 모형이 흐름 떨어짐을 경고합니다.

화면에서 해 보기

1. 조작 탭을 열고 기본값의 해수면 추력을 봅니다. 671kN입니다.
2. 고도 슬라이더를 30km까지 올립니다. 추력이 762kN 쪽으로 오르고 불꽃이 넓어집니다. 추력 공식 절의 계산과 견줘 봅니다.
3. 팽창비를 8로, 다시 40으로 놓고 그때마다 해수면 추력과 진공 추력을 읽어, 어느 쪽이 어디서 이기는지 봅니다.
4. 연료 슬라이더를 케로신에서 수소로 옮깁니다. 진공 비추력이 393.5초로 오르고 탱크 기둥이 커집니다. 각 값을 MR = 10으로 Δv = Isp · g₀ · ln(MR)에 넣어 연료마다 얼마의 속도를 사는지 계산합니다.
5. 짐벌 슬라이더를 5도로 올리고 옆 힘 58.5kN을 앞쪽 추력과 견줘 봅니다.
6. 사이클 슬라이더를 다단 연소로 바꾸고, 목이 같은데 유량과 추력이 얼마나 늘어나는지 봅니다.