제트 추진

제트 추진의 기본 원리는 뉴턴의 제3법칙인 작용-반작용의 법칙에 기초한다. 엔진이 연료를 연소시켜 생성된 고온 고압의 가스를 후방으로 고속 분사하면, 그 반작용으로 엔진과 기체는 전방으로 추진력을 얻게 된다. 이는 총을 쏠 때 발생하는 반동이나, 공기를 빠르게 내뿜는 풍선이 날아가는 현상과 같은 물리적 원리이다.

이 과정은 운동량 보존 법칙의 관점에서도 설명할 수 있다. 엔진 내부의 가스에 가해지는 힘은 가스를 후방으로 가속시켜 운동량을 증가시키고, 동시에 그 반작용으로 동일한 크기의 힘이 엔진을 전방으로 밀어 운동량을 부여한다. 폐쇄된 계에서 총 운동량은 보존되므로, 분사되는 가스의 운동량 변화와 기체가 얻는 운동량 변화는 크기가 같고 방향이 반대가 된다.

따라서 제트 엔진이 생성하는 추력은 기본적으로 단위 시간당 배기 가스의 운동량 변화율로 정의된다. 배기 가스의 질량 유량이 클수록, 그리고 배기 속도가 빠를수록 더 큰 추력을 발생시킨다. 이 원리는 공기 호흡식 엔진과 로켓 엔진을 막론하고 모든 제트 추진 시스템의 공통된 핵심이다.

제트 엔진이 발생시키는 추력은 기본적으로 운동량 보존 법칙에 의해 설명된다. 엔진이 연료를 연소시켜 생성된 배기 가스를 후방으로 고속 분사하면, 그 반작용으로 엔진과 이를 장착한 기체는 전방으로 힘을 받게 된다. 이 힘이 바로 추력이다.

추력의 크기를 정량적으로 계산하는 기본 공식은 추력 = 질량 유량 × (배기 가스 속도 - 유입 공기 속도) 이다. 여기서 질량 유량은 엔진을 통과하는 공기와 연료의 총 질량 흐름률을 의미한다. 배기 가스 속도는 노즐을 빠져나가는 가스의 속도이며, 유입 공기 속도는 엔진으로 들어오는 공기의 속도, 즉 항공기의 비행 속도와 같다. 따라서 비행 속도가 증가하면 추력은 감소하는 경향을 보인다.

이 공식은 공기를 흡입하여 산화제로 사용하는 공기 호흡식 엔진인 터보제트, 터보팬, 램제트 등에 적용된다. 반면, 자체 산화제를 탑재하는 로켓 엔진의 경우 외부 공기를 흡입하지 않으므로, 추력 공식에서 유입 공기 속도 항은 0이 되어 추력 = 질량 유량 × 배기 가스 속도 로 단순화된다.

추력 공식은 엔진 설계의 핵심으로, 더 큰 추력을 얻기 위해서는 배기 가스의 속도를 높이거나, 더 많은 질량의 작동 유체를 고속으로 분사해야 함을 보여준다. 이는 고성능 터빈과 노즐의 설계, 그리고 고에너지 연료의 개발로 이어지는 기본 원리가 된다.

공기 호흡식 엔진은 주변 대기 중의 공기를 산화제로 활용하여 연료를 연소시키는 제트 엔진의 한 종류이다. 이는 외부에서 산화제를 탑재해야 하는 로켓 엔진과 구별되는 가장 큰 특징이다. 항공기가 비행하는 동안 전방으로 유입되는 공기를 압축하고, 여기에 연료를 분사해 연소시킨 후, 고온 고압의 배기가스를 후방으로 분사하여 추력을 얻는다. 이러한 작동 방식 덕분에 항공기의 고속, 고고도 비행에 매우 적합하며, 현대의 대부분의 군용기와 민항기에서 주력 추진 장치로 사용되고 있다.

주요 유형으로는 터보제트, 터보팬, 터보프롭, 램제트, 펄스제트 등이 있다. 터보제트는 압축기, 연소실, 터빈으로 구성된 터보기계를 사용하여 공기를 압축하는 방식이다. 터보팬은 터보제트의 전방에 큰 직경의 팬을 추가하여, 엔진 코어를 통과하는 공기(핵심류)와 팬에 의해 가속되어 바이패스되는 공기(바이패스류)를 함께 활용하여 효율을 극대화한 형태로, 현재 여객기 엔진의 주류를 이룬다. 터보프롭은 터빈의 출력 대부분을 프로펠러를 회전시키는 데 사용하여 저속에서 높은 효율을 보인다.

한편, 램제트와 펄스제트는 회전하는 압축기가 없는 충격 압축식 엔진이다. 램제트는 엔진 전방으로 유입되는 공기의 속도(동압)를 이용해 정압으로 변환하여 압축하는 방식으로, 초음속 비행에 특화되어 있다. 펄스제트는 일련의 간헐적 폭발을 통해 추력을 발생시키는 비교적 구조가 단순한 엔진이다. 이러한 공기 호흡식 엔진들은 각각의 작동 원리와 효율 특성에 따라 전투기, 여객기, 순항 미사일 등 다양한 항공기에 맞춰 선택되어 적용된다.

로켓 엔진은 자체적으로 산화제를 탑재하여 외부 공기의 공급 없이 작동하는 제트 엔진이다. 이는 공기 호흡식 엔진과 구분되는 가장 큰 특징으로, 진공 상태인 우주 공간에서도 추력을 발생시킬 수 있다. 로켓 엔진은 주로 우주 발사체와 탄도 미사일의 주 추진 시스템으로 사용되며, 일부 고속 항공기나 우주선의 자세 제어용 추진기로도 활용된다.

로켓 엔진은 사용하는 추진제의 상태에 따라 크게 액체 로켓과 고체 로켓으로 나뉜다. 액체 로켓은 연료와 산화제를 별도의 탱크에 저장하여 연소실로 공급하여 연소시키는 방식으로, 추력 조절과 재점화가 가능하다는 장점이 있다. 반면, 고체 로켓은 연료와 산화제가 미리 혼합된 고체 형태의 추진제를 사용하며, 구조가 단순하고 신뢰성이 높지만 일단 점화되면 추력을 중간에 조절하거나 정지시키기 어렵다.

로켓 엔진의 성능은 비추력으로 평가되며, 이는 단위 시간당 단위 질량의 추진제를 소모하여 얻는 추력의 크기를 나타낸다. 높은 비추력을 얻기 위해서는 배기 가스의 속도를 높이는 것이 중요하며, 이를 위해 고에너지 추진제의 사용과 효율적인 노즐 설계가 필수적이다. 로켓 엔진은 극한의 온도와 압력에서 작동하므로, 연소실과 노즐은 내열성이 뛰어난 재료로 제작된다.

로켓 엔진 기술은 우주 탐사와 군사 기술 발전의 핵심 동력이 되어왔다. 현대의 대형 우주 발사체는 다수의 로켓 엔진을 묶어 사용하거나, 스테이징 방식을 통해 중량을 줄이며 효율을 극대화한다. 또한, 재사용 가능한 로켓을 위한 엔진 기술 개발도 활발히 진행되고 있다.

하이브리드 로켓는 고체 연료와 액체 또는 기체 산화제를 함께 사용하는 로켓 엔진의 한 형태이다. 이는 전적으로 고체 연료를 사용하는 고체 로켓과 전적으로 액체 연료와 산화제를 사용하는 액체 연산 로켓의 중간 형태에 해당한다. 일반적인 구성은 연소실 내부에 고체 연료 블록을 두고, 외부 탱크에 저장된 액체 산화제를 주입하여 연소를 일으키는 방식이다.

하이브리드 로켓의 작동 원리는 비교적 단순하다. 액체 산화제는 가압 가스에 의해 또는 터보펌프를 이용해 연소실로 주입된다. 산화제가 고체 연료 표면에 접촉하면 점화되어 연소가 시작되며, 이 과정에서 생성된 고온 고압의 가스가 노즐을 통해 고속으로 분사되어 추력을 발생시킨다. 연소 속도는 주로 산화제의 유량에 의해 제어되므로, 추력 조절과 연소 중단이 가능하다는 장점이 있다.

이 방식은 안전성과 비용 측면에서 장점을 가진다. 고체 연료와 액체 산화제가 물리적으로 분리되어 저장되기 때문에 폭발 위험이 순수 고체 로켓보다 낮다. 또한, 시스템이 액체 로켓보다 단순하여 제작 비용이 상대적으로 저렴한 편이다. 그러나 연소 효율이 낮고, 연료 소모 중에 연소실 내부의 공간이 변하면서 추력이 일정하게 유지되기 어려운 단점도 존재한다.

하이브리드 로켓는 교육용 로켓, 아마추어 로켓, 그리고 일부 상업용 우주 발사체나 고고도 탐사 로켓에 실험적으로 적용되고 있다. 대표적인 예로는 스페이스십원의 스페이스십투에 사용된 엔진이나, 비르진 갤럭틱의 스페이스십투의 추진 시스템을 들 수 있다.

압축기는 제트 엔진의 핵심 구성 요소 중 하나로, 유입된 공기의 압력을 높이는 역할을 한다. 이 과정은 공기의 밀도를 증가시켜 후속 연소실에서의 연소 효율을 극대화하는 데 필수적이다. 제트 엔진의 성능과 효율은 압축기가 얼마나 효과적으로 공기를 압축하는지에 크게 의존한다.

제트 엔진에 사용되는 압축기는 크게 축류식 압축기와 원심식 압축기로 나눌 수 있다. 축류식 압축기는 공기가 엔진의 축 방향으로 흐르며 일련의 회전 날개와 고정 날개를 통해 단계적으로 압축되는 방식이다. 이는 대부분의 현대 터보제트 및 터보팬 엔진에서 주로 사용된다. 반면 원심식 압축기는 공기가 회전하는 임펠러에 의해 원심력으로 바깥쪽으로 밀려나가면서 압축되는 방식으로, 구조가 비교적 단순하고 견고한 특징이 있다.

압축기의 성능은 압축비로 나타내며, 이는 압축기 출구의 압력을 입구의 압력으로 나눈 값이다. 높은 압축비는 더 많은 공기를 고압으로 연소실에 공급할 수 있어 엔진의 출력과 연비를 향상시킨다. 그러나 압축비가 지나치게 높아지면 공기 흐름이 불안정해지는 실속 현상이 발생할 수 있어, 이를 방지하기 위한 설계와 제어 기술이 중요하다.

연소실은 제트 엔진의 핵심 구성 요소 중 하나로, 압축된 공기와 연료를 혼합하여 고온 고압의 가스를 생성하는 곳이다. 이곳에서 일어나는 격렬한 연소 과정은 엔진이 추력을 발생시키는 데 필요한 에너지의 근원이 된다. 연소실은 일반적으로 압축기와 터빈 사이에 위치하며, 압축기에서 공급받은 고압 공기와 연료 분사 장치에서 분사된 연료가 균일하게 혼합되어 안정적으로 점화 및 연소될 수 있도록 설계된다.

연소실의 설계는 높은 연소 효율과 안정성을 동시에 확보하는 것이 핵심이다. 이를 위해 연소실 내부에는 연료와 공기의 혼합을 촉진하는 스월러나 노즐이 설치되며, 연소가 시작된 후에도 화염이 안정적으로 유지될 수 있도록 하는 화염 안정 장치가 마련된다. 또한, 연소 과정에서 발생하는 극심한 열과 압력을 견디기 위해 내벽은 고온 내성 합금으로 제작되고, 냉각 공기를 이용한 활성 냉각 시스템이 적용되는 경우가 많다.

연소실의 성능은 제트 엔진의 전반적인 효율과 출력을 직접적으로 결정한다. 완전한 연소를 통해 연료의 화학 에너지를 최대한 열 에너지로 전환해야 하며, 동시에 연소 가스의 온도가 터빈 블레이드가 견딜 수 있는 한계를 초과하지 않도록 조절해야 한다. 이러한 이유로 현대의 터보제트나 터보팬 엔진은 주로 다수의 캔-형 또는 링-형 연소실을 채택하여 효율적인 연소와 안전한 작동 온도 유지를 달성하고 있다.

터빈은 제트 엔진의 핵심 구성 요소 중 하나로, 고온 고압의 가스를 회전 운동 에너지로 변환하는 역할을 한다. 터빈은 연소실에서 생성된 고에너지 가스의 흐름을 받아 블레이드를 회전시키며, 이 회전력은 동일한 축에 연결된 압축기를 구동하는 데 사용된다. 즉, 터빈은 엔진의 자가 순환을 가능하게 하는 핵심 동력 변환 장치이다.

터빈은 일반적으로 고온과 고압에 견딜 수 있는 특수 합금으로 제작된다. 터빈 블레이드는 매우 빠른 속도로 회전하면서 극심한 열응력과 원심력을 받기 때문에, 공랭식 또는 내부 유로를 통한 공랭식 등의 냉각 기술이 적용된다. 터빈의 효율은 블레이드의 설계, 재질, 그리고 가스의 유동 경로에 크게 의존한다.

터보제트 엔진과 터보팬 엔진에서 터빈은 단일 축 또는 다중 축 구성으로 이루어질 수 있다. 고압 터빈은 고압 압축기를 구동하고, 저압 터빈은 저압 압축기와 팬을 구동하는 식으로 역할이 분리되기도 한다. 터빈을 통해 일부 에너지를 흡수한 후의 가스는 노즐로 흘러가 팽창하며 고속으로 분사되어 최종적인 추력을 발생시킨다.

노즐은 제트 엔진의 최종 단계로, 고온 고압의 가스를 가속시켜 고속의 제트 흐름으로 배출하는 역할을 한다. 이 과정에서 가스의 압력 에너지가 운동 에너지로 전환되며, 뉴턴의 제3법칙에 따라 강력한 추력이 발생한다. 노즐의 설계는 배기 가스의 속도와 방향을 결정하여 엔진의 전체 성능과 효율에 직접적인 영향을 미친다. 특히 초음속 비행에서는 노즐의 형태가 매우 중요해진다.

노즐의 기본 형태는 수렴 노즐과 수렴-발산 노즐로 나눌 수 있다. 수렴 노즐은 단면적이 점점 좁아지는 구조로, 아음속 흐름을 가속시키는 데 사용된다. 반면, 수렴-발산 노즐(흔히 드 라발 노즐이라고 부름)은 먼저 수렴부에서 가스를 음속까지 가속시킨 후, 발산부에서 이를 초음속으로 더욱 가속시킨다. 이는 로켓 엔진이나 초음속 항공기용 터보제트 엔진에서 필수적이다.

성능을 극대화하기 위해 다양한 첨단 노즐이 개발되었다. 가변형 노즐은 비행 속도와 고도에 따라 노즐 출구 면적을 조절하여 광범위한 비행 조건에서 최적의 성능을 유지할 수 있게 한다. 스텔스 기술이 적용된 전투기에서는 노즐의 형상과 배기구 처리를 통해 적외선 신호와 레이더 반사 면적을 줄이는 데 주력한다. 또한, 추력 편향 노즐은 배기 제트의 방향을 전환하여 항공기의 기동성을 획기적으로 향상시킨다.

노즐은 극한의 환경에서 작동해야 한다. 연소실에서 나오는 초고온 가스와 직접 접촉하며, 심각한 열적, 구조적 하중을 받는다. 따라서 내열 합금이나 세라믹 기반의 복합 재료로 제작되며, 활성 냉각 방식으로 노즐 벽을 보호하기도 한다. 노즐 설계는 추력, 비추력, 추진 효율 등 엔진의 핵심 성능 지표를 결정하는 중요한 요소이다.

추력은 제트 엔진이 생성하는 전진 방향의 힘이다. 이 힘은 엔진이 연료를 연소시켜 생성한 고온 고압의 가스를 후방으로 고속 분사할 때, 그 반작용으로 발생한다. 이 기본 원리는 뉴턴의 운동 법칙 중 제3법칙, 즉 작용-반작용의 법칙에 근거한다. 추력은 항공기나 로켓이 공기 저항과 중력을 극복하고 전진할 수 있게 하는 근본적인 동력원이다.

추력의 크기를 계산하는 기본 공식은 질량 유량과 배기 속도의 곱으로 표현된다. 즉, 단위 시간당 배기되는 배기가스의 질량이 클수록, 그리고 그 가스가 분사되는 속도가 빠를수록 더 큰 추력을 얻을 수 있다. 이 공식은 공기 호흡식 엔진과 로켓 엔진 모두에 적용되는 기본 물리 법칙이다. 엔진 설계자는 이 공식을 바탕으로 압축기, 연소실, 노즐 등의 구성 요소를 최적화하여 효율적인 추력 생성을 추구한다.

추력의 성능은 단순히 힘의 크기만으로 평가되지 않는다. 연료 소모 효율을 함께 고려한 비추력이 중요한 지표로 사용된다. 비추력은 단위 연료 소모량당 생성할 수 있는 추력으로, 이 값이 높을수록 경제적이고 효율적인 엔진이라고 평가한다. 예를 들어, 터보팬 엔진은 상대적으로 낮은 배기 속도로 큰 질량 유량을 구현하여 높은 비추력과 연비를 달성하는 반면, 로켓은 극한의 배기 속도를 우선시하여 대기권 외부에서도 작동할 수 있는 막대한 추력을 얻는다.

비추력은 제트 엔진이나 로켓 엔진의 연료 효율성을 나타내는 핵심 성능 지표이다. 단위 시간당 소비하는 연료 질량(또는 중량)에 대해 엔진이 발생시키는 추력의 크기를 의미한다. 즉, 같은 양의 연료로 얼마나 많은 추력을 오래 낼 수 있는지를 보여주는 척도로, 특히 항속 거리와 운용 경제성에 직접적인 영향을 미친다.

비추력은 일반적으로 두 가지 방식으로 정의된다. 첫째는 중량 기반 비추력으로, 단위 중량 유량(예: 초당 1N)당 발생하는 추력(N)을 의미하며, 단위는 초(s)이다. 둘째는 질량 기반 비추력으로, 단위 질량 유량(예: 초당 1kg)당 발생하는 추력(N)을 의미하며, 단위는 미터 매 초(m/s) 또는 뉴턴 초 매 킬로그램(N·s/kg)이다. 항공 분야에서는 주로 중량 기반 정의가 널리 사용된다.

이 지표는 엔진의 유형에 따라 크게 달라진다. 공기 호흡식 엔진인 터보팬 엔진은 높은 연소 효율과 큰 바이패스비 덕분에 가장 높은 비추력 값을 보여, 현대의 상용 항공기에 채택된다. 반면, 로켓 엔진은 자체 산화제를 탑재해야 하므로 상대적으로 비추력이 낮은 편이지만, 대기권 밖 진공 상태에서도 작동할 수 있는 유일한 추진 방식이다.

비추력은 엔진 설계의 최적화 목표 중 하나이다. 터빈 전단 온도, 압축기의 압축비, 노즐의 설계 등 여러 요소가 비추력에 영향을 미친다. 따라서 군용기나 우주 발사체와 같은 특정 임무 요구사항에 맞춰 추력 대비 연료 소모를 최소화하는 방향으로 엔진이 설계된다.

추진 효율은 제트 엔진이 연료의 화학 에너지를 유용한 추진 동력으로 변환하는 능력을 나타내는 지표이다. 이는 엔진이 얼마나 경제적으로 추력을 생산하는지를 평가하는 핵심 척도로, 특히 장시간 비행이 필요한 항공기나 대량의 연료를 탑재해야 하는 우주 발사체에서 매우 중요한 설계 요소가 된다.

추진 효율은 일반적으로 엔진이 생성하는 추력의 일률과 연료에서 방출되는 총 에너지의 비율로 정의된다. 이는 엔진의 내부 효율(연소 효율, 압축기와 터빈의 효율 등)과 함께, 배기 가스의 운동 에너지 중 얼마나 유효하게 기체의 운동량 변화로 전환되었는지를 종합적으로 반영한다. 효율이 높을수록 동일한 추력을 얻기 위해 필요한 연료 소모량이 줄어들어, 항속 거리를 늘리거나 탑재 중량을 줄이는 데 기여한다.

제트 엔진의 유형에 따라 추진 효율의 특성이 크게 달라진다. 예를 들어, 터보팬 엔진은 터보제트 엔진에 비해 바이패스 비가 높아 배기 속도가 상대적으로 낮고 유량이 많아, 일반적으로 아음속 비행 영역에서 더 높은 추진 효율을 보인다. 반면, 로켓 엔진은 배기가스의 속도가 매우 빠르지만, 배기 가스의 질량 유량이 적고 산화제를 자체 탑재해야 하기 때문에 전체적인 효율 측면에서는 제한적일 수 있다.

따라서 엔진 설계자는 목표하는 비행 속도와 고도, 임무 요구사항에 맞춰 추력, 비추력, 추진 효율 등을 균형 있게 최적화한다. 고속 미사일에는 램제트 엔진이, 장거리 여객기에는 고바이패스비 터보팬 엔진이 각각의 효율 특성에 따라 선택되는 것이 대표적인 예이다.

제트 추진은 현대 항공기의 핵심 추진 방식이다. 터보제트 엔진은 초기 제트기부터 현재까지 많은 군용기와 초음속 항공기에 사용되어 왔다. 보다 효율적인 터보팬 엔진은 대부분의 현대 민항기의 표준이 되었으며, 터보프롭 엔진은 중소형 여객기와 군용 수송기에서 중요한 역할을 한다.

제트 엔진의 적용은 항공기의 성능을 혁신적으로 향상시켰다. 프로펠러 기반의 피스톤 엔진에 비해 고속 고고도 비행이 가능해졌으며, 특히 초음속 비행을 실현하는 데 필수적이다. 전투기, 폭격기와 같은 군용 항공기와 대형 여객기, 화물기는 모두 제트 추진의 혜택을 받고 있다.

항공기용 제트 엔진은 지속적으로 발전하여 연비와 신뢰성을 개선하고 소음을 줄이는 방향으로 진화하고 있다. 또한 스텔스 기술과의 통합, 전기 추진 시스템과의 하이브리드화 등 새로운 기술과의 결합을 통해 항공 산업의 미래를 주도하고 있다.

제트 추진은 우주 발사체의 핵심 추진 방식이다. 우주 공간은 공기가 없는 진공 상태이므로, 공기를 흡입하여 사용하는 터보제트 엔진이나 램제트 엔진은 작동할 수 없다. 따라서 우주 발사체는 자체적으로 산화제를 탑재한 로켓 엔진을 사용한다. 이 엔진은 연료와 산화제를 연소실에서 반응시켜 생성된 고온 고압의 가스를 노즐을 통해 초고속으로 분사하며, 그 반작용으로 막대한 추력을 발생시킨다.

우주 발사체에 사용되는 로켓 엔진은 주로 액체 로켓 엔진과 고체 로켓 엔진으로 구분된다. 액체 로켓 엔진은 액체 수소와 액체 산소 같은 추진제를 별도의 탱크에 저장하여 필요할 때 연소실로 공급하는 방식으로, 추력 조절과 재점화가 가능해 정밀한 제어가 필요한 주 엔진에 많이 사용된다. 반면 고체 로켓 엔진은 연료와 산화제가 미리 고체 형태로 혼합되어 있는 추진체를 사용하며, 구조가 단순하고 신뢰성이 높아 대체로 발사 초기의 보조 추진기나 미사일에 활용된다.

이러한 제트 추진 기술을 바탕으로 한 우주 발사체는 인공위성, 우주선, 우주 정거장 모듈 등을 지구 궤도에 올리거나 더 먼 우주 탐사 임무를 수행하는 데 필수적이다. 발사체는 일반적으로 여러 단(Stage)으로 구성되어 있으며, 각 단의 로켓 엔진이 연소를 마치면 해당 단을 분리하여 무게를 줄임으로써 연료 효율을 극대화한다.

제트 추진은 미사일의 핵심 추진 방식으로 널리 사용된다. 제트 엔진, 특히 로켓 엔진은 대기권 내외를 비행하는 다양한 미사일에 적용되어 고속 및 장거리 비행을 가능하게 한다. 대기권 내에서 사용되는 공대공 미사일이나 대함 미사일 등에는 소형 터보제트 엔진이나 램제트 엔진이 채택되기도 한다. 이러한 공기 호흡식 엔진은 외부에서 공기를 흡입하여 연소시키기 때문에 산화제를 탑재할 필요가 없어 로켓에 비해 경량화에 유리하다.

반면, 탄도 미사일이나 우주 발사체와 같이 대기권 밖으로 비행해야 하는 미사일에는 로켓 엔진이 필수적으로 사용된다. 로켓 엔진은 자체적으로 연료와 산화제를 모두 탑재하기 때문에 공기가 없는 진공 상태에서도 작동할 수 있다. 대부분의 현대적 군사용 미사일은 고체 로켓 모터를 사용하는데, 이는 구조가 간단하고 즉시 발사가 가능하며 보관이 용이하기 때문이다. 일부 대형 액체 추진 로켓은 더 높은 성능과 추력 조절이 가능한 점 때문에 우주 발사체나 일부 대륙간 탄도 미사일에 사용된다.

미사일용 제트 추진 시스템의 설계는 요구되는 사거리, 속도, 기동성, 그리고 크기와 무게에 대한 엄격한 제약 조건 하에 이루어진다. 따라서 고성능 터빈과 압축기, 효율적인 연소실 설계가 매우 중요하다. 또한 스텔스 기술이 적용된 미사일의 경우, 엔진의 적외선 신호를 줄이는 노즐 설계와 같은 기술도 함께 고려된다.