로켓

추진 원리

로켓 추진의 한 형태인 제트 추진은 가스 분출에 의해 발생하는 후방추진력에 대한 물체의 반작용에 기초를 두고 있다.

이와 관련된 물리적 원리는 모든 작용에는 크기가 같고 방향이 반대인 반작용이 존재한다는 뉴턴의 운동 제3법칙에 의해 설명된다. 화학추진제 로켓의 제트는 추진제 혼합물이 추력실(연소실)에서 태워져 연소 가스가 생성되어 노즐을 통해 초음속으로 분출된다. 적절히 설계된 수축-확산 노즐에서의 가스 속도는 노즐 목(가장 좁은 지점)에서 음속이 되고, 노즐이 확산(분출)되는 끝부분으로 이동하면서 초음속이 된다.

이렇게 발생되는 추진력은 비행체가 지나가는 매질과 전혀 상관없다.

분사추진장치의 특별한 형태인 로켓은 터보제트 기관, 펄스제트 기관, 램제트 기관과 관련이 있으나, 추진 분사에 필요한 요소(연료와 산화제) 모두를 비행체 내부에 싣는 점이 다르다. 또다른 종류의 분사추진기관으로 비행체는 연료만 싣고 비행하면서 산소를 기관으로 빨아들여 연소시키는 방식이 있다.

이것을 '공기흡입'(air - breathing) 로켓이라 하며, 대기권 안에서만 작동할 수 있다.

추진력(추력)과 비(非)순간력의 개념은 간단한 수학식으로 잘 설명된다. 추진력은 근본적으로 가스의 운동량과 같으므로 배출 가스의 무게와 속도의 곱과 같다. 즉 이 추진력은 F=W/g×Ve이다. 여기서 F는 추력, W는 추진제 유동률, g는 중력가속도, 그리고 Ve는 노즐 분출속도이다.

좀더 정확한 식은 노즐 출구면적과 출구압력과 대기압의 차이를 곱한 항이 추가된 F=W/g×Ve＋(Pe－Po)Ae이다. 여기서 Pe는 출구압력, Po는 주변압력, 그리고 Ae는 노즐 출구면적이다.

Po는 고도가 증가함에 따라 감소하며 완전진공 또는 우주공간에서 0이 되기 때문에, 로켓 기관의 성능은 고도가 증가함에 따라 증가한다.

윗단 로켓 기관의 추력평가는 해면(海面)과 작동고도에서 자주 실시하며, 작동고도에서의 평가가 항상 높다.

앞에서 언급한 것처럼 분사추진은 분사 가스의 후방추력에 대한 비행체의 반작용을 바탕으로 한다. 로켓 제트의 운동 에너지는 연소에 의한 화학 에너지가 전환되는 것이므로 추진제의 단위 무게당 높은 열화학 에너지가 필요하다. 실제 로켓에서 분출되는 제트의 운동 에너지는 추진제의 연소로 생기는 이론적인 열 에너지의 40~70％에 불과하다.

이때 작은 효율손실은 불완전 연소와 추진실 벽에서의 열손실로 발생하고, 보다 큰 손실은 분사 노즐에서 방출되는 무효열 에너지(그 이하를 사용하면 아무런 효과가 없는 에너지) 때문에 발생한다.

효율적인 장거리 로켓을 설계할 때는 로켓 구조물의 무게를 최소로 줄이고 추진제의 백분율 무게를 최대로 증가시켜야 한다. V-2의 경우에는 이륙중량의 69%가 추진제였지만, 현대의 저단 부스터들은 94％ 정도가 추진제이다. 수직으로 이륙하는 대형 로켓의 경우에는 이륙가속도가 수g(중력가속도)에서 수십g까지 변한다.

로켓 추진 비행체의 최종속도는 단분리(段分離) 기술을 이용해 이론적으로 무한대까지도 증가시킬 수 있다(다단계 로켓). 즉 하나의 로켓이 다른 로켓의 위쪽에 설치된 일련의 로켓들을 하나씩 차례로 점화시킨다. 따라서 각각의 연속된 단들은 크기가 점점 작아지며 보다 높은 초기 속도로 점화된다. 그러나 실제로는 기계 요소의 가격·신뢰도 감소로 인해 채택되는 단의 수는 한계가 있다. 로켓모터나 추력실은 하나의 연소실과 노즐로 이루어져 있다.

액체추진 모터의 경우에 주입기 헤드는 연소실의 일부로 간주된다. 로켓 기관은 관련된 추진제와 공급장치, 추진제관, 밸브, 조절기, 고정 러그, 점화기 등이 추가된 모터와 관련되며, 로켓 동력장치는 추진제 저장 탱크, 가압장치, 수평유지설치대(또는 제터베이터·조종면 등), 탱크 저장량 감지장치 및 이와 관련된 컴퓨터를 포함하는 전체 추진장치와 관련된다. 널리 쓰이는 로켓모터는 고체나 액체인 화학추진제를 태워 생성되는 뜨거운 가스를 뒷부분의 수축-확산 노즐을 통해 제트로 분출한다.

로켓 모터의 다른 형태에는 혼합형 장치(고체추진제의 중심에서 액체추진제가 태워짐)와 연소과정에서 부분적으로 램 공기를 사용하는 공기-터보 로켓이 사용된다. 로켓 추진장치 가운데 화학추진제를 사용하지 않는 2가지 형태는 핵과 전기를 사용하는 것이 있는데, 이 장치들은 제2차 세계대전 이후에야 진지한 관심이 모아졌으며, 우주비행계획에 특별히 응용된다.

고체추진제 로켓모터

특징

이 모터는 구조가 비교적 간단하고 사용하기 편하다. 모든 추진제는 분사 노즐이 부착된 연소실에 저장되고, 전기나 불꽃점화기로 추진제 장약을 점화시킨다. 그러나 단점은 액체추진제 모터에 비교해 해면에서 비(比)충격의 범위가 약간 낮고, 저장온도에 따라 성능이 변하며, 70㎏/㎠의 특정압력에서 연소 가스를 담고 있는 로켓 덮개가 무거운 점이다. 일반적으로 말해 고체추진제 로켓모터는 각각의 모터가 수분의 1~30초나 그 이상까지 작동하는 다양한 성능에 따라 설계된다.

현재의 모터는 몇 ㎏에서 약 450t 이상까지의 범위에서 설계된다. 비록 오늘날의 모터는 일반적으로 원통형 구조의 고강도 철강합금으로 만들어지나, 유리섬유가 감겨진 모터케이스도 사용된다.

고체추진제

19세기말에 니트로글리세린이 발견될 때까지는 다양한 조성의 흑색화약이 유일한 추진제 원료였다. 질산칼륨이 니트로글리세린의 산화제이며, 황과 숯이 연료로 사용되었다. 로켓모터에서 흑색화약은 연소실압력과 조성(대표적인 무게비：질산칼륨 75％, 숯 15％, 황 10％)에 따라 50~70초의 비충격을 발생시킨다. 화약의 불꽃온도는 약 800~1,600℃이며, 혼합물은 연소실압력이 7㎏/㎠ 이하일 때도 순조롭게 연소된다. 생성 가스의 부피는 원래 장약 부피의 약 400배이다.

니트로 폭발물이 등장함에 따라 고온 가스를 순조롭고 재생가능하게 얻을 수 있는 새로운 가능성이 생기게 되자 보다 높은 연소 온도와 압력에 적합한 모터 설계의 변화가 필요했다. 니트로셀룰로오스를 바탕으로 한 로켓 추진제는 단일바탕(singl-base) 추진제로 알려져 있다. 니트로셀룰로오스와 니트로글리세린의 혼합물은 2중바탕(double-base) 추진제로 알려져 있다.

2중바탕 추진제는 순조로운 연소를 위해 최소한 35㎏/㎠의 작동 연소실압력이 필요하다. 이 압력보다 낮으면, 불규칙적이고 진동하는 연소를 일으킨다. 불꽃온도는 3,000℃ 정도이며, 열량은 850~1,200㎈/g 정도이다. 비충격은 약 180~210초이다. 2중바탕 추진제에서 생성되는 가스의 부피는 원래 추진제 부피의 약 1,500배이다. 고체추진제는 크게 2종류로 나눈다. '균질' 추진제는 추진제나 이것의 혼합물이 밀접하게 연관된 고체추진제 혼합물에 적용된다.

단일바탕과 2중바탕 추진제는 균질추진제의 예이다. 복합(또는 불균질)추진제는 비록 미세한 가루로 만들어졌어도 물질들은 분명하게 분리된 상으로 되어 있다. 복합추진제의 예로는 화약이 있다. 제2차 세계대전 동안 많은 중요하고 새로운 복합추진제가 생산되었다. 이들 가운데 하나는 75％가 과염소산칼륨이고 25％가 아스팔트 기름으로 된 혼합물인 갈시트(GALCIT) 계열이다. 또다른 계열은 NDRC 혼합물로 이루어진 것으로, 이것의 대표적인 예는 8％의 플라스틱 수지 결합제와 피크르산염 암모니아와 질산나트륨이 각각 약 46％씩 혼합된 것이 있다.

1970년대초 이후로 2중바탕 추진제와 복합추진제는 미사일과 우주발사체에 사용되고 있다. 복합혼합물에서는 과염소산암모니아가 표준산화제이다. 사용되는 대부분의 연료(그리고 결합제)로는 폴리염화비닐수지·폴리우레탄, 그리고 가끔 잘게 부숴진 알루미늄이 첨가제로 들어 있는 합성고무를 쓴다.

액체추진제 로켓모터

개요

이러한 종류의 로켓모터에서의 액체 가연성물질(즉 추진제)은 탱크에 저장되어 추진제 공급장치에 의해 주입기 헤드를 통해 추력실에 공급된다.

대부분의 액체추진제 로켓은 액체산소·액체수소와 같은 2가지 연소물을 사용하며(2원추진제 장치), 고농도(90~95％) 과산화수소와 같은 물질의 발열 분해를 이용하는 단일추진제장치도 사용한다. 이 장치들은 보통 성능은 떨어지지만 설계하기 쉽고 보조추진장치로 사용될 수 있다. 액체추진제 로켓 기관의 주요장점은 추진력조절이 정확하고 재시동 능력을 갖는다는 것이다. 또한 액체기관은 사용하기 전에 정확하게 점검·점화·측정할 수 있다.

또한 비충격의 범위가 고체추진제장치보다 높으며, 액체추진제 모터만이 수분 동안 연소할 능력이 있다.

연소실

로켓 비행체의 모든 구성요소들은 필요한 기능을 확실히 수행하기 적합하도록 무게를 최소화하는 것이 중요하다.

보통 연소실은 고강도 철강합금으로 만들어지며, 가끔 종(鐘) 형태도 사용되지만 주로 원통형이다. 액체추진제 연소실의 길이와 부피는 노즐을 통과하기 전에 추진제가 혼합되고 연소되는 시간과 관계가 있다.

냉각기술

단지 수분의 1초에서 수초 동안 작동하는 모터들(자세제어장치 경우)은 냉각시키지 않고 흡수된 열을 방출할 수 있다(→ 냉각장치). 그러나 액체 로켓은 5분이나 그 이상 작동되어야 한다.

널리 쓰이는 냉각방법으로는 재생냉각이 있다. 이 기술에는 추진제의 일부가 모터로 주입되기 전에 노즐과 추진실벽을 따라 흐른다. 따라서 추진제가 흡수한 열은 손실이 아니며 추력실의 연소열과 더해진다. 추진제의 끓어오름을 막고 경량구조와 낮은 압력강하가 필요하기 때문에 냉각유동통로의 설계는 매우 중요하다.

1960년대 재진입우주선의 열차폐물질에 사용한 것과 비슷한 물질을 사용하는 흡열냉각(吸熱冷却)이라는 새로운 기술이 개발되었다.

로켓 연소실의 라이너와 연소실은 이러한 물질로 만들어지며, 이 물질들은 많은 기화열을 흡수·소산(消散)시키고 흡열냉각법은 추진제의 흐름속도가 재생냉각을 하기에 충분하지 못하거나(즉 낮은 추력 수준에서), 추진제들의 자체 냉각능력이 로켓 기관을 열손상으로부터 보호하기에 충분하지 않을 때도 유용하다. 초기 개발단계에서 시도된 다른 냉각기술로는 세라믹 라이너와 막냉각법(膜冷却法)이 있으며, 막냉각법은 추진제 가운데 하나의 일부를 구멍을 통해 연소실 벽면에 냉각막을 만드는 방법이다.

분사 노즐

연소 가스가 대기압이 되기까지 팽창하도록 설계된다.

관측 로켓이나 탄도 로켓의 경우에 대기압은 고도가 높아짐에 따라 감소한다. 높은 고도나 우주의 진공상태에서 작동하는 경우에는 노즐 출구가 커져서 무게가 증가하므로 설계시 적절한 타협점을 찾아야 한다.

주입기 헤드

미리 정해진 속도와 혼합비로 추진계를 계량(計量)·분무하여 완전연소가 되도록 한다(분사기). 주입기를 지날 때 압력강하가 너무 크면, 추진제 공급장치에 지나친 부하가 걸려 구조의 하중이 불필요하게 증가된다.

반대로 압력강하가 너무 작으면 진동연소가 일어난다. 주입기설계를 좋게 하려면 연소실의 부피와 길이를 최소로 줄여야 하며, 여러 형태의 주입기가 개발되었다. 충돌분무형에서는 추진제가 작은 방울로 분리되도록 쌍 또는 여러 개의 주입구를 통해 추진제를 고속으로 분사하여 증발·연소시킨다. 샤워헤드형은 가지런히 뚫린 구멍을 통해 추진제를 연소실로 분무시킨다. 그밖에 제2차 세계대전 때 독일에서 설계된 추력실 안에 비산판(飛散板)을 사용하는 것과 주입되기 직전에 미리 혼합시키는 것이 있다. 소용돌이형 분무도 주입기 형태의 또다른 방법이다.

추진제 공급장치

액체추진제를 연소실로 밀어넣는 가장 간단한 방법은 가스 압력을 이용하는 것이다.

여기에는 헬륨이나 질소와 같은 비활성기체가 사용된다. 연소실 압력이 보통 21㎏/㎠ 이상인데, 가압기체는 추진제 라인, 밸브, 추력실 냉각 재킷, 주입기 헤드에서의 마찰손실을 극복하기 위해 압력이 더 높아야 한다. 추진제 펌프는 보통 원심형이다. 이들은 터빈 축의 양끝에 위치하며, 큰 펌프의 경우에는 기어 열(列)로 구동시킨다. 공동현상(空洞現象：날개에 부분진공의 형성)을 방지하기 위해 일정한 수두압(水頭壓：높이에 관계없이 고요한 액체가 밑바닥에 미치는 압력)이 필요하다.

이것은 가벼운 고압저장통에서 압력조정기를 통해 추진제 탱크로 공급된다. 로켓 기관의 밸브는 추진제의 성질, 높은 신뢰도와 정확한 작동을 위한 필요조건에서 설계상의 문제가 발생한다. 밸브들은 보통 전기·압축공기·유압으로 작동된다.

연소실 입구에서 추진제 점화는 가연성 물질의 축적을 막기 위해 신속하게 이루어져야 한다. 에어로진 50-사산화질소와 같은 몇몇 추진제 배합물의 점화는 접촉발화, 즉 성분들이 혼합되면 자발적으로 일어나는 점화다. 그렇지 않으면 수소-산소 장치의 경우처럼 화염원, 열선(熱線)이나 불꽃점화기가 필요하다.

액체추진제

초기 로켓 선구자들은 모두 로켓 추진제로 액체수소와 액체산소의 장점을 인식했으나, 이러한 물질들은 공급이 부족하고 가격이 비쌌다.

1926년 고다드는 역사적인 로켓 시험비행에 액체산소와 상업용 가솔린를 사용했다. 독일인들은 그들의 V-2 로켓에 액체산소와 희석시킨 알코올을 사용했다. 다른 독일 미사일에는 농축된 질산과 비닐이소부틸에테르나 크실리딘과 트리에틸아민의 혼합물과 같은 탄화수소를 사용했다.

1970년대초까지 미국에서 가장 널리 사용된 2원추진제는 액체수소와 액체산소(새턴 5호의 윗단), 액체산소와 RP-1(아틀라스와 새턴 5호의 1단), 에어로진 50과 사산화질소(타이탄 Ⅱ와 아폴로 사령선·기계선·달착륙선) 등이 있다. RP-1은 가솔린과 비슷한 탄화수소이며, 에어로진 50은 히드라진과 디메틸히드라진의 50：50 혼합물이다. 보조 로켓 장치용 단일추진제는 고농도 과산화수소와 히드라진이 쓰이고 은이나 백금의 촉매제에 통과시켜 분해한다.

액체 플루오르와 수소화붕소와 같은 고에너지 액체추진제에 관한 연구와 개발에 상당한 노력을 기울였다.

비록 수천 가지의 연료와 산화제에 대한 실험이 수행되었지만, 완전히 이상적인 추진제는 발견되지 않았다. 각각의 추진제는 특수한 응용 및 임무에 따라 더욱 두드러지는 몇몇 단점을 가지고 있으므로, 액체추진제는 평가할 때는 반응열, 연소 생성물의 평균분자량, 열이나 충격에 대한 안정성, 반응속도, 점화특성, 농도, 점도, 증기압, 비열, 침식성 등이 로켓 설계자들에게 기술적으로 중요하다.

재생냉각, 그리고 크고 장시간 연소하는 모든 기관의 냉각에서는 추진제 가운데 적어도 하나가 냉각제로 사용되기 위해 충분한 안정성·비열용량·열전도성·높은 포화온도를 가져야 한다. 또한 취급성질을 고려해야 한다. 추진제의 저장과 이동에는 어는점과 인화성뿐만 아니라 침식성·안정성·증기압도 중요하다.

기타 로켓 추진장치

핵 추진장치

신뢰할 수 있는 핵 분열원자로가 개발되어 로켓용 동력원으로서 핵 에너지가 고려되었다. 이 경우에 에너지는 화학반응의 연소열로 얻는 것이 아니고 핵 분열로 얻게 된다. 잠재적으로 사용가능한 에너지의 양은 매우 크지만, 로켓 분사 제트에서 운동 에너지로의 전환은 훨씬 복잡하다.

핵 로켓에 대한 보다 일반적인 접근법은 작동유체를 가열하여 뜨거운 기체를 노즐을 통해 분출하기 위해 분열원자로의 열을 사용하는 것이다. 이 장치에서 작동유체, 또는 추진제는 연소되지 않고 단지 가열되어 분출된다. 화학추진제 로켓은 해면에서의 비충격이 약 430초라는 한계가 있지만, 이러한 핵 로켓으로 얻을 수 있는 비충격의 범위는 700~1,000초 정도로 계산된다.

전기추진장치

화학추진제 로켓은 짧은 시간 동안 높은 추력을 내지만, 전기추진장치들은 매우 긴 시간 동안에 낮은 추력을 내도록 계획되었다. 전기추진장치에 대한 몇 가지 접근법이 현재 개발중에 있다. 이러한 모든 장치들은 낮은 추력 때문에 보통의 로켓 추진장치로 저고도의 궤도까지 옮겨져야 한다.

이 궤도에서부터 장거리 행성간 비행의 경우에 전기추진장치는 몇 주 또는 몇 개월, 심지어 몇 년 동안 주기적 또는 연속적으로 작동한다. 이러한 추진장치를 작동시키는 전력은 태양 에너지의 직접전환이나 플라스마 열전쌍(熱電雙)처럼 핵 발전기에서 얻게 된다. 전기추진의 사용장점은 모두 화학 로켓 추진으로 사용되었을 때에 비해 이륙중량이 절반 정도이다.

현재 개발중인 전기추진장치로는 전열(電熱) 아크제트와 전기 아크로 생성된 플라스마를 자기장(磁氣場)으로 가속시키는 것이 있다. 또다른 전기추진장치는 주기적으로 작동되며 고온 가스를 가속시키기 위해 자기유체역학(磁氣流體力學 MHD)을 이용한다. 전기추진장치 가운데 가장 잘 알려진 것은 이온 로켓이다.

이 장치에서는 분말입자나 금속 세슘과 같은 양(陽)전하 이온의 가속에 전자기장(電磁氣場)보다는 정전기장(靜電氣場)이 사용된다. 또 이 장치의 비충격 범위는 5,000~10만 초로 계산된다.

수소가열기와 광자 로켓

우주선추진용으로 제안된 2가지 로켓 장치가 있다. 하나는 수소가열기라고 하는 것이다. 이 장치에서는 먼저 태양 에너지를 반사경으로 열교환기에 집결시켜 수소를 높은 온도로 가열한다.

그 다음에 뒷부분의 로켓 노즐을 통해 수소가 가속된다. 다른 하나인 광자 로켓에서는 에너지를 빛으로 전환하며 같은 방법으로 방출한다. 필요한 극히 높은 온도(핵분열 범위)에서 사용할 수 있는 물질이 현재 존재하지 않기 때문에, 이 장치는 완전히 이론에 그치고 있다.

시험

로켓모터를 개발할 때에는 많은 시험이 필 요하다. 정적시험(static test)이라는 용어는 모터가 시험대에 고정되어 점화되는 장소에서의 작업을 의미한다. 정적시험대는 추력·추진제 흐름, 그리고 여러 가지 의미있는 온도와 압력을 측정하기 위해 제공된다. 모터의 조정은 철근 콘크리트 벙커나 발사대에서 수행된다. 액체 모터 개발에 일명 배틀쉽(무게가 무거운) 추진제 탱크가 사용되었고, 추진제를 추력실로 보내기 위해 가스 압력을 자주 사용한다. 초기의 연소실 설계시험에는 수냉식이 재생냉각법보다 큰 안전계수를 제공했다. 주입기 헤드와 가스발생기의 흐름측정시험과 터빈펌프 개발은 보통 각기 따로 진행된다. 결국 모든 요소들이 시스템 시험을 위해 결합된다.

보조 로켓 장치

관측 로켓, 유도미사일, 우주발사체의 주(主)추진장치와 함께 비행하는 동안 특수목적을 위해 추력을 제공하는 매우 다양한 로켓 모터들이 있다. 이들은 보조 또는 2차추진장치로 불린다.

높은 고도와 우주에서 작은 로켓모터(버니어 모터)는 비행의 3가지 축, 즉 피치(기수의 상하진동)·요(한쪽으로 흔들림)·롤(좌우회전) 축에 대한 자세조종을 하는 데 사용된다.

미사일의 서로 반대면에 설치된 2개의 모터는 관성유도장치에 의해 지시되는 정확한 비행경로를 유지하는 데 필요한 힘을 제공할 수 있다. 발사시 단점화(stage firing) 사이나 궤도상의 무중력상태에서 액체추진제는 탱크 속을 자유롭게 떠다닌다. 로켓 기관을 점화하기 전에 추진제 탱크의 배출구에 연료와 산화제가 채워져 있어 추진제가 계속 흐르도록 하는 것이 필요하다. 따라서 작은 추력을 우주선에 전달하여 액체가 추진제 탱크의 아래쪽 끝으로 움직이도록 얼리지 로켓으로 알려진 보조 로켓모터를 점화한다.

미사일에 비행 안정성을 위한 회전을 제공하는 로켓모터는 보통 고체추진제 방식이다. 다른 작은 회전용 모터는 몇몇 인공위성에 사용된다. 작은 로켓모터는 자동이나, 명령으로 작동하는 인공위성의 자세를 조종하는 데 가끔 사용된다.

발달

로켓이 발명된 시기는 정확하게 알지 못한다.

대부분의 로켓 공학 역사가들은 13세기 이전에 폭죽이 사용된 듯하며 중국에서 최초로 실용적인 군용 로켓이 개발되었다고 주장한다. 옛날 병서에 의하면, 1232년에 이르러 중국은 화약을 사용하여 화살과 소이탄(燒夷彈)을 포함한 많은 무기를 제작했다고 한다. 이와 비슷한 시기에 유럽에서도 로켓이 나타났으며, 14세기 초반에는 소형화기가 등장했다. 로켓의 원리가 적용된 것들은 매우 불완전하고 비효율적이었지만 로켓 동력의 엄청난 잠재력을 보여주였다.

그뒤 몇 세기 동안 소형화기의 발전은 빨리 진행되었지만, 로켓 공학은 제한된 기술과 적합한 원료의 부족으로 발전이 늦어졌다.

19세기에 들어 몇몇 중요한 발전이 있었다. 탄피를 종이에서 금속으로 바꾸어 내구력을 증대시켰다. 영국의 탄약전문가 윌리엄 콩그리브의 업적은 주목할 만하다. 그는 화약추진제의 조성(造成)을 표준화했고 비행을 안정시키는 유도봉을 설치했으며, 최초로 실용적인 발사대를 만들었다.

그의 로켓은 나폴레옹 전쟁과 1812년 전쟁 때 영국군이 사용하여, 로켓이 군용으로 유럽에서 널리 사용되는 계기가 되었다. 비록 덜 알려졌지만 더욱 중요한 것은 영국의 공학자 윌리엄 헤일이 발견한 스핀 유도장치이다. 그의 로켓에는 배기관이 붙어 있어 날아가면서 회전할 수 있으며, 이로써 정확도를 높이고 유도봉에 의한 지나친 무게증가도 줄었다. 헤일의 스핀 안정방식은 오늘날 로켓의 설계에 중요한 특성이 되었다.

로켓 동력이 군용 이외의 용도로 사용되었다. 1800년대말에 이르러 주목할 만한 예로, 배가 해안 가까이에서 조난당했을 때 로켓으로 구명 밧줄을 보낸 적이 있었다.

현대 로켓 공학의 기본은 19세기말과 20세기초 K. E. 치올코프스키, 헤르만 오베르트, 로버트 고더드에 의해 이루어졌으며, 미국의 과학자이자 발명가 고더드의 기여가 아마 가장 널리 알려졌을 것이다. 그는 최초로 액체산소 및 액체수소를 포함한 여러 가지 연료의 단위무게에 대한 에너지와 추력을 수학적으로 조사했다.

또한 그는 최초로 액체추진제 로켓을 발사했으며, 정해진 비행경로에서 벗어남을 보정하는 장치를 개발했다. 제2차 세계대전 동안 로켓 추진 무기를 개발하기 위해 엄청난 자원이 소모되었다. 베른허 폰 브라운의 지휘 아래 V-2 유도미사일을 개발한 독일을 제외하고는 비유도(非誘導) 로켓의 설계와 제작에 많은 힘을 쏟았다. 1945년 독일이 항복하자 연합국은 폰 브라운과 그의 동료들이 개발한 정교한 유도미사일장치에 관한 하나하나를 확보하려고 했다.

전쟁이 끝나고 얼마 동안은 독일의 로켓 공학과 발달된 탄도미사일 기술의 진보가 인공위성 발사의 바탕이 되었다.

소련은 1957년 대륙간탄도미사일을 발사체로 사용하여 처음으로 이런 종류의 우주선 2대, 즉 스푸트니크 1·2호를 발사했다. 1958년에는 주피터-C를 발사체로 하여 미국 최초의 인공위성이 발사되었다. 주피터-C는 레드스톤 액체추진제를 사용한 중거리 탄도미사일에 3단의 상단에 고체추진제 로켓을 추가로 부착한 것이다. 무인행성간탐사선(無人行星間探査船)과 유인우주선을 포함한 그뒤의 우주선들은 새로운 기술과 군용 개발을 바탕으로 개발된 발사체를 사용했다. 새로운 기술을 사용한 예는 일련의 새턴호에 사용된 발사체로서, 이것은 아폴로 달 탐사계획을 위해 개발되었다.

일련의 새턴호는 우주공간에서 작동하도록 특별히 설계된 최초의 부스터 로켓(발사의 추진력이 되는 로켓)으로 상징된다.

1970년대 완전히 새로운 형태의 로켓 동력을 이용한 우주선인 우주왕복선(宇宙往復船)에 관한 연구가 미국에서 시작되었으며, 그뒤로 개발된 최초로 재사용이 가능한 우주왕복선은 3가지 주요부분, 즉 ① 동체 뒷부분에 3개의 주(主)로켓 기관이 설치된 궤도선(軌道船), ② 상승할 때 궤도선의 주기관에서 사용될 액체수소와 액체산소 추진제를 실은 외부 탱크, ③ 발사 초기 상승하는 동안에 필요한 추력을 얻기 위해 궤도선의 주기관과 함께 연소되는 2개의 분리된 고체추진제 로켓모터로 이루어져 있다.

최초의 왕복선인 컬럼비아호는 1981년 4월 12일 발사되었다. 이 우주선은 이륙할 때 주기관과 2개의 부스터로 2.89×10⁷N 이상의 추력을 얻었다.