KR100307691B1 - 우주선을위한비추진제냉각제유체시스템 - Google Patents

Abstract

우주선의 로켓 엔진은, 물 및/또는 에틸렌 글리콜과 같은, 비추진제(non-propellant)로 된 냉각제용 유체(coolant fluid)를 포함하는 재순환식 냉각 시스템으로 냉각된다. 로켓 엔진의 연소실을 낮은 온도로 유지하기 위하여 상기 재순환식 냉각 시스템을 갖춘, 우주선의 로켓 엔진은 건설하는 데에 비용이 절감될 수 있고, 건설할 때에 좀더 일반적인 금속을 사용하고도 더 높은 안전도를 가지고 동작할 수 있다. 또한 그 냉각 시스템은 추진제 산화제를 데우고 및/또는 기화시키는데 손쉬운 수단을 제공한다.

Description

우주선을 위한 비추진제 냉각제 유체 시스템{A NON-PROPELLANT COOLANT FLUID SYSTEM FOR A SPACE CRAFT}

본 발명은 우주선의 추진(propulsion) 시스템에 관한 것으로, 좀더 상세하게는 널리 우주선 상에 사용되는 기내에 적재된 로켓 엔진에 대한 개선된 냉각 시스템에 관한 것이다.

탑재물(payload)을 부-궤도(sub-orbital) 또는 궤도 경로(orbital trajectories)에 인도하기 위하여 지구 표면으로부터 발사되거나 지구 표면 근처에서 발사된 로켓과 미사일은 필요한 추진력을 얻기 위하여 하나 이상의 단계를 갖는 로켓 엔진들을 사용하는 우주선의 형태로 되어 있다. 친숙하고 성공적인 스페이스 셔틀(Space Shuttle)과 같은, 우주 공간 속에 올려지고 적어도 미리 한정된 기간 동안 궤도에 남아 있도록 의도된, 탑재물은 좀더 일반적으로 우주선으로서 지칭되어진다. 그 스페이스 셔틀은 발사 단계나, 우주 비행의 궤도 운행 단계나, 그리고 하강 상태 동안에 비행 자세와 속도 제어 궤도 수정(maneuvers)을 수행하기 위하여 매우 믿을 만한 로켓 엔진을 필요로 한다. 기내 승차한 대원들, 탑재물, 그리고 고가물인 운송 수단을 보호하기 위하여, 이러한 로켓 엔진은 높은 안전마진률(margins of safety)을 가질 것을 또한 필요로 한다. 스페이스 셔틀을 계속해서 성공적으로 사용하는 것을 보장해 주기 위하여, 그 추진 시스템을 향상(upgrading)하는 데에 많은 사항을 고려해 왔다. 향상에 대한 몇몇 주요한 목적은 액체 산소와 에탄올과 같은, 독성이 없는, 로켓 추진제(propellant)로 교체하고, 운행 비용을 낮추는 것이다.

그러한 향상은 새롭게 로켓 엔진을 디자인하는 것을 필요로 한다. 그러나 이러한 새로운 디자인은 만만치 않은 열적 문제(thermal issues)를 일으키게 한다: 동작 중 펄스 상태 모드나 정상 상태 모드에서, 그리고 추진력(thrust)을 생성시키기 위하여 연료와 산화제를 반응시키는, 연료와 산화제가 분리된 추진제를 갖는 로켓 엔진에 대해, 진동 상태 혹은 안정 상태의 동작 모드 둘 다에서의 발화 동작 동안에 로켓 연소실을 어떻게 냉각시킬 것인가, 특히 더 작은 크기를 갖는 "버니어(vernier)" 로켓 엔진에서 신뢰할 만한 필요로 하는 로켓 분출을 달성하기 위하여, 산소를 로켓 엔진 속으로 분사하기 전에 액체 산소를 어떻게 기화시킬 것인가 하는 문제를 일으키게 한다.

당업자가 인식하는 것과 같이, 현재의 몇몇 로켓 엔진은 엔진에서 생성된 열을 우주 공간으로 방사시킴으로써 냉각된다. 그러한 로켓 엔진은 로켓의 연소실을 구성하는 금속들의 녹는점에 가까운 온도에서 작동하도록 설계되어, 열적(thermal) 안전 마진률이 작게 된다. 기존의 로켓 엔진 디자인으로부터 더 우수한 엔진 성능을 얻기 위하여 작동 온도가 더 높이 도달될 때마다, 연소실 제조를 위하여 이질적으며 비용이 드는 내열성 재료를 더 많이 필요로한다. 그러한 재료 중 하나는 1350℃ 아래에 있는 온도에서 연속적으로 동작 가능한 콜럼븀(columbium)이다. 상기 금속은 희귀 금속이며 가공하기도 어렵다. 따라서, 복사 냉각 법칙에 원리적으로 의존하는 시스템으로부터 더 높은 성능의 로켓 엔진을 얻고자 하는 것은 제조 비용을 감소시켜야 하는 회사의 목표와 일치하지 않는다.

대안책으로서, 유체(fluid) 냉각법은 본 양수인에 의해 매매되는 SCAT 엔진과 같은, 비행하는 다른 로켓 엔진에서 공통적으로 사용되나, 그러한 엔진은 이용가능한 추진제 중 하나를 냉각제(coolant)로서 항상 사용한다. 이 냉각 기술은 "재생식 냉각법"이라 지칭된다. 그러한 접근법에서는, 전형적으로 엔진의 뜨거운 표면들을 따라 외부적으로 유도되는 하나의 추진제까지 열을 전달시킴으로써 수용 가능한 온도로 연소실이 유지된다; 이것에 의해서 그 냉각식 추진제는 다른 추진제와 반응하기 위하여 로켓 엔진의 주 연소실 속으로 분사되기 전에 데워지고 및/또는 기화된다. 그러한 시스템에서, 냉각식 추진제는 버려질 수 없고, 그 추진제의 열 용량은 고정되어 있으며, 일반적으로 물의 열용량보다 더 작고, 또한 이용할 수 있는 추진제의 흐름 속도와 압력은 엄격하게 제한되어 있기 때문에, 엔진 작동에 큰 열적 마진률(thermal margins)을 제공하는 것은 매우 훨씬 더 어렵다. 상기의 결과로서 비행 도중 연소실의 내벽부에 높은 온도가 유발되는 것과 산화제나 연료와의 적합성에 대한 필요성으로 인해, 연소실과 냉각 경로는 디자인에서 복잡하고 좀더 비용이 드는 재료와 제조 기술로 가공되어야 하는 것을 필요로 한다.

기계류와 엔진을 물로 냉각하는 방법은 새로운 것이 아니며 그러한 장치에 대한 수냉식 시스템은 오래전부터 공지된 사실이다. 사실 물이 아닌 프레온을 사용하는 재순환식 냉각 시스템은 임무를 수행하는 동안, 몇몇 다른 하부 시스템과 탑재물의 열관리를 위하여 현재 스페이스 셔틀 고성능 열 제어 하부 시스템(ATCS : active thermal control subsystem)에서 사용된다. 일반인에게 좀더 친숙한 재순환식 냉각제 시스템은 자동차에서 발견되는 냉각 시스템인데, 거기서 냉각제, 즉 물과 에틸렌 글리콜("부동액")의 혼합물은 냉각제 저장소이자 열 교환기인, 자동차의 라디에이터로부터, 양수 펌프에 의해 엔진 블록 내로 펌핑된다. 냉각제는, 고온의 금속과 접촉하고 있는, 자동차 엔진에 있는 냉각 수로를 통해 흐르고, 이것에 의해서 엔진 연소열의 일부가 흐르는 냉각제로 전도되고, 가열되며, 써모스태트(thermostat)를 통한 후, 엔진 밖으로 흘러서, 뜨거운 냉각제로서 라디에이터로 되돌아온다. 라디에이터 팬 및/또는 자동차의 운동은 라디에이터에 대해 공기를 불어 넣어서, 열을 라디에이터 핀(fin)에서부터 주위 공기로 전달하는데, 이것에 의해서 냉각제가 라디에이터 입구에서 라디에이터 출구로 흐르면서, 냉각제를 냉각시키며, 그후 냉각제는 다시 엔진 안으로 펌핑되어 흘러간다. 누구나 이해하는 바와 같이, 수냉식 장치는 추가적인 공간을 요구하고 공냉식 시스템이나 복사식 냉각 시스템에 비해 무게가 더 나간다.

지상에서는 그 편리성과 효율성 때문에, 액체 로켓 추진력의 역사를 통틀어 지상의 테스팅에 있어서 물이 로켓 엔진을 냉각시키는데 또한 사용되어 왔다. 물은 유체에서 가장 큰 비열 용량을 갖는 것 중의 하나로 공지되어 있으며, 비용이 저렴하고 또한 그 공급량이 풍부하다. 그 큰 비열 용량을 갖는, 물은 매우 많은 양의 열을 연소실 벽부로부터 제거하는데 사용될 수 있다.

수도 사업소에서 공급되는 것과 같은, 테스트 장소에서 이용할 수 있는 비용이 저렴한 물의 풍부한 양으로 인해, 그 물꼭지의 주 마개(spigot)를 돌리면 신선한 물이 테스트 플러밍(plumbing)으로 흐르고 로켓 연소실 벽부를 따라 지정된 수로로 지나간다. 로켓 엔진과 전도성 열 교환 관계에 있는, 흐르는 물은 엔진으로부터 열을 뽑아간다. 가열된 물은 로켓 엔진으로부터 드레인(drain) 안으로 빠져나가 간단히 버려진다. 전체적으로, 그 절차는 음료수를 한 모금 얻기 위하여 물 마개를 여는 것보다, 그리고 마시고 남겨진 물을 드레인 안으로 붓는 것보다 더 복잡하지 않다. 해당 분야에서 숙련된 당업자가 이해하는 바와 같이, 전술한 분야의 테스트 냉각 시스템은 본질적으로 "개방 루프" 냉각 시스템이다.

실험용 로켓 엔진의 디자인을 평가할 때, 지상에서는 그러한 효과적인 냉각제원(coolant source)을 쉽게 이용할 수 때문에, 전형적인 로켓 엔진은 강철이나 구리와 같은 아주 저렴하고 쉽게 형성될 수 있는 재질로 연소실 벽부를 구성하게 장착될 수 있는데, 이것에 의해서 그 디자인이 상대적으로 낮은 비용으로 달성되게 해준다. 그러나, 그 디자인이 증명되고 완성되어, 로켓 엔진이 비행 용도로 건조 될 때에는, 로켓 엔진의 복사 냉각을 위해 겪게되는 높은 온도를 견딜 수 있는, 좀더 이색적인 금속들이 구리와 강철 요소를 대신하여 채용된다. 그리하여 적절히 선택된 열 전달 기하학적 구조, 유체 흐름 속도와 작동 압력에 의해 지상에서 테스트된 로켓에 큰 열적 마진률을 제공하는 것은 쉽게 된다. 전형적인 테스팅에 대해 개방 루프 냉각 시스템은 간단하고, 효과적이며, 저렴하다고 볼 수 있으며, 그리고 좀더 이색적인 냉각 시스템이나 테스트 적용에 사용되는 더 나은 냉각제를 발견하는데 인센티브를 주지 않는다.

따라서, 본 발명의 주요한 목적은 우주선 로켓 엔진의 안전 마진률, 작동의 신뢰성, 작동의 수명과 성능을 향상시키는 것이고, 동시에 엔진 제작 비용을 줄이는 것이다.

본 발명의 또 다른 목적은 우주선 추진 시스템에 복사 냉각에 의지하는 것을 최소화하는 새로운 냉각 시스템을 제공해 주는 것이다.

그리고 본 발명의 또 다른 목적은 추진제가 아닌 별도의 유체를 냉각제로 사용하는 비행 시의 용도를 위한 로켓 엔진 냉각 기술을 제공하는 것인데, 추진제가 아닌 유체는 추진제 유체보다 상당히 더 큰 열 용량을 가지며, 또한 추진제가 아닌 유체는 재사용되고 버려지지 않는다.

전술한 목적과 이점에 따라, 본 발명은 비행 로켓 엔진에 로켓 엔진을 냉각하기 위한 재순환식 냉각 시스템과 결합시킨다. 그 냉각 시스템은 냉각제 유체로서 물 및/또는 에틸렌 글리콜과 같은 큰 열 용량을 갖는 추진제가 아닌 유체를 사용한다. 부가적으로, 재순환식 냉각제 시스템의 일부로서, 그 로켓 엔진으로부터 그 냉각제까지 전달된 열의 일부는 그 냉각제에 의하여 추진제 산화제에 전달되어, 추진제 산화제가 로켓 엔진 안으로 분사되기 이전에 추진제 산화제를 데우거나 및/또는 기화시킨다. 그 새로운 결합은 냉각제 유체 저장조, 냉각제 펌프, 로켓 엔진과 결합되는 열 교환기, 및 추진제 산화제 도관을 위한 다른 열 교환기를 포함한다. 이러한 구성 요소들은 제 2의 열 교환기가 제 1의 열 교환기의 뒤를 따르는 재순환식냉각제 루프에서 배열된다.

비록 냉각제 시스템의 무게와 부피가 초기에 증가하여, 개별적 시각으로 고려된다면, 결점으로 보일 수 있을 지라도, 전체적인 시각으로 보았을 때는, 로켓 엔진의 재료 비용, 복잡성과 제조 시간을 줄이는 새로운 결합에 따르는 이점들과 향상된 열 마진률로 인해 증가된 안전도는 새로운 결합에 대한 추가된 무게, 부피 및 전기 설비 요구로 인하여 생기는 불편을 훨씬 초월한다.

전술한 구문에서 간단하게 요약되는, 구조적 특성을 동시에 갖는 본 발명의 전술한 및 부가적인 목적과 이점들은 첨부되는 도면에 나타나는 설명과 함께 취해지는 본 명세서에 따른 바람직한 실시예의 상세한 설명을 읽을 때 당업자에게는 명백하게 될 것이다.

도 1은 본 발명의 실시예를 개략적으로 도시하는 도면.

도 2와 도 3은 도 1의 실시예에서 사용되는 열 교환기를 도시하는 도면.

도 4는 다수의 로켓 엔진과 보조 열원을 포함하는 본 발명의 또 하나의 실시예를 개략적으로 도시하는 도면.

도 5는 도 1 및 도 4의 추진 시스템에서 사용하기 위한 다수의 로켓 엔진과 열 교환기 배열을 개략적으로 도시하는 도면.

<도면 주요 부분에 대한 부호의 설명>

1,20 : 로켓 엔진 2 : 연료 탱크

3 : 추진제 산화제 탱크 4 : 추진제(propellant) 연료

5 : 추진제 산화제 6,7,8 : 도관

9,22 : 추진제 산화제 밸브 10,24 : 연료 밸브

11 : 가스 압축원 13,26 : 엔진 열 교환기

14,30 : 열 교환기(선택적) 15 : 추진제 열 교환기

16 : 코일 튜브 17 : 펌프

19 : 냉각제(coolant) 유체 저장조 21 : 냉각제 밸브(전형적)

23,25,27,32 : 온도 센서 28 : 유량계

29,31 : 압력 센서 33 : 제 1 바이패스 냉각제 밸브

35 : 제 2 바이패스 냉각제 밸브 36 : 외부 열 교환기

37 : 제 3 바이패스 냉각제 밸브 38 : 히터 코일

본 발명에 따라 구성된 우주선 로켓 엔진 시스템의 실시예를 개략적으로 도시하는 도면이 참조용으로 도 1에 도시되어 있다. 거기에 도시된 바와 같이, 전형적인 연료와 산화제가 분리된 추진제 타입의 로켓 엔진(1)에 압축 저장 탱크나 저장조(3)로부터 도관(7)과 전기적으로 작동되는 추진제 밸브(9)를 경유하여 추진제 산화제(5)가 공급되고 또한 저장 탱크나 저장조(2)로부터 도관(6)과 전기적으로 작동되는 연료 밸브(10)를 경유하여 추진제 연료(4)가 공급된다. 저장조의 상단부에 연결되어 있는 가스 압축원(11)은, 추진제 산화제(5)를 종래의 "블로우 다운(blow down)" 모드로 저장 탱크에서 도관으로 분배하는 것을 보조하기 위하여 압력을 가한다. 마찬가지로, 가스 압축원이나 도시되어 있는 내부의 가스 얼리지(ullage)는연료가 저장조(2)로부터 분배되는 것을 지원한다. 그 엔진에 대한 냉각 시스템은 열 교환기(13), 선택 사항인 열 교환기(14), 열 교환기(15), 전기적으로 작동되는 냉각제 펌프(17), 냉각제 유체 저장 탱크나 저장조(19), 그리고 전기적으로 작동되는 냉각제 유체 밸브(21)를 포함한다. 이러한 요소들은 도관(8)에 의해 냉각제 루프로 서로 연결된다. 앞서 말한 것은 본 발명을 더 잘 이해하는 것을 도와주기 위해 단일 로켓 엔진을 보여준 것이며, 추가적인 실시예와 연계하여 이후 뒤에서 설명되는 바와 같은, 다수의 로켓 엔진이 선호되는 것이 이해될 수 있을 것이다.

열 교환기(13)는 냉각제 루프 내에 직렬로 연결되어 있다. 상기 열 교환기는 도관으로부터 냉각제 유체가 유입되는 입구와 다음 열 교환기(14)로 향하는 연속적인 흐름을 주기 위하여 냉각제 유체를 다시 그 도관으로 보내는 출구를 포함한다. 열 교환기(13)는 로켓 엔진과 전도성 열 교환 관계로 있다. 실제로, 이러한 열 교환 관계는, 하나인 경우에 대해서는, 간단하게 참조하도록 만들어진 도 2에서 도면 번호 16으로 도식적으로 도시된 바와 같이, 로켓 엔진 케이싱을 둘러 싸며 물리적으로 접촉하고 있는 코일 튜브를 통해, 도면에서 상징적으로 도시된 바와 같이, 달성된다. 대안적으로는, 열 교환기는 자동차 엔진에서 아주 유사하게 시행되는 바와 같은, 로켓 엔진 벽부 내에 냉각제 통로를 제조함으로써, 로켓 엔진과 통합적으로 구성될 수 있다.

열 교환기(14)는 냉각제 루프내에 직렬로 연결되며 열교환기(13)의 배출 단부에 그 주입 단부가 위치하고 인접 열교환기(15)에 그 배출 단부가 연결된다. 열 교환기는 그 시스템의 동작과 연결하여 논의되었던 여러 까닭으로 인하여 추진제밸브(9)와 열 교환 또는 열 전달 관계를 갖고 있다. 본 열 교환기는 사실상 초보적인 것이고, 열 교환기(13)의 출구로부터 뻗어 있는 길이가 짧은 금속 도관, 즉 도 3에서 참조용으로 만들어 놓은 도식적으로 도시된 바와 같이, 도관과 밸브 표면 사이에 쐐기 형태로 끼워진, 구리와 같은, 열 전도성 금속 토막(12)에 의해 간단히 형성된다. 대안적으로, 두 요소들 사이에 전도성 경로를 제공하기 위하여 추진제 밸브에 대하여 직접 냉각제 유체 도관의 경로를 정하여 줌으로써 구성되는 열 교환기의 좀더 초보적인 형태가 사용될 수도 있다.

열 교환기(14)는 선택적이고 본 발명에 필수적인 것은 아니다. 본 발명의 다른 하나의 실시예는 상기 열 교환기를 포함할 필요가 없고, 그러한 대안적인 실시예에서, 열 교환기(13)의 출구는, 이후 설명되어지는, 열 교환기(15)의 입구와 직렬로 도관(8)을 경유하여 연결되어 있다.

또한 열 교환기(15)는 도관(8)에 의해 구성되는 냉각제 도관 루프 내에 직렬로 연결되고 도관(8)에 있는 냉각제 유체와 추진제 산화제 공급 도관(7) 사이의 전도성 열 전달 관계를 제공해준다. 열 교환기는 이전의 열 교환기(13 및/또는 14)를 통해 흐른 후 도달하는 도관으로 냉각제 유체를 통과하게 하는 입구와 냉각제 펌프(17)의 입구로 흐르도록 그 냉각제를 배출해주는 출구를 포함한다. 그것은 또한 도관(7)으로부터 추진제 산화제를 유입하는 제 2의 입구와 추진제 밸브(9)에 연속적으로 흐르게 하기 위하여 그 추진제를 다시 도관으로 배출해주는 제 2의 출구를 포함한다. 상기 열 교환기는 금속 튜브의 끼여져 있는 코일의 형태로 이루어질 수 있다. 이러한 코일 중 하나는 직렬로 냉각제 루프에 연결되어 있고, 다른 하나는 추진제 산화제 공급 시스템에 직렬로 연결되어 있다. 각각으로 고려해 본, 전술한 시스템의 요소들은 공지된 구조로 되어 있다는 것을 이해하게 된다.

작동 중, 명령원으로부터 적절한 신호에 의하여, 저장 탱크(2와 3)로부터 추진제의 공급을 제어하는, 자세히 도시되지 않은, 전기적으로 작동되는 밸브는 추진제를 흐르게 하도록 하기 위하여 열려지고, 전기적으로 작동되는, 엔진에 있는, 추진제 밸브(9와 10)는 추진제가 엔진(1)으로 들어가도록 해주기 위하여 열려진다. 추진제 산화제는 그 저장 탱크로부터 도관(7)을 경유하여 추진제 밸브(9)로 흐르고, 거기서 유체 산화제는 가열되거나 기화되며 그 밸브로 들어가 그 밸브를 경유하여 흐르며, 로켓 엔진(1)에 공급된다. 현재, 추진제 연료는 저장 탱크(2)로부터 도관(6)과 연료 밸브(10)를 경유하여 흐르며 엔진(1)에 별도의 입구로 들어간다. 엔진에서, 추진제는 반응하여 로켓 노즐 바깥으로 배출되는 드러스트를 만들어내며 또한 부작용으로서 로켓 엔진의 케이싱 주위로 많은 양의 열을 발생시킨다.

냉각제 탱크(19)는 냉각제(18)를 그 흐름이 탱크에서의 전형적인 가스 압력 얼리지에 의해 지원받으면서 도관(8)으로 공급한다. 해당 분야에서 숙련된 당업자가 이해하는 바와 같이, 다른 공지된 기술과 구조는 탱크(2,3 및 19) 바깥쪽으로 유체를 몰아내게 이용될 수 있다. 이러한 유체를 몰아내는 기술과 구조 중 하나는 본 발명의 범주로부터 벗어남이 없이 가스 압력 얼리지를 위하여 결합하여 부가되거나 및/또는 치환될 수도 있다.

상기 시스템은 우주 공간에서 작동하고 있고 상기 요소들은 상대적으로 무중력 상태에 있다는 것을 기억해야 한다. 명령 모듈로부터 적절한 전기적 신호가, 도시되지는 않은, 펌프(17)와 냉각제 밸브(21)에 가해지는 상태에서, 상기 펌프는 작동하고 있고 상기 밸브는 열려진다. 냉각제 밸브(21)는 열리고 펌프(17)는 작동되는 상태에서, 냉각제는 도관(8)을 경유하여 열 교환기(13)를 통하여 흐르는데, 그러면서 로켓 엔진에서 발생된 열을 수용한다. 이제 온도가 상승함에 따라, 냉각제는 열 교환기(14)를 경유하여 흐르고, 일부의 열은 그 밸브에 공급되어 그 동작을 향상시키며 그 후 열 교환기(15)로 들어간다.

열 교환기(15)는 일부의 열을 도관(7)에 있는 추진제로 전달시키는데, 이것에 의해서 추진제가 도관(7)을 따라 열 교환기를 경유하여 흐름에 따라 추진제를 데우게 된다. 추진제를 기화시킬 만큼 충분한 열이 전달될 수도 있다. 이러한 점에서, 냉각제 유체는 요소를 냉각시키기는 커녕 요소의 온도를 높이도록 열을 전달하기 때문에 "히터" 유체로서 간주될 수 있다. 냉각 유체라는 용어는, 열을 받아 들이고 열을 넘겨줄 수 있는, 단순히 액체의 열을 전달하는 매체, 성질상 호환가능한 모든 매체에 대한 용어로 이해되어야 한다. 그 용어는 그 의도된, 열을 수용해야 하는, 주요한 기능을 기술하기만을 위한 것이다.

계속해서 작동하는 경우에 열 교환기(15)로부터 냉각제는 펌프(17)의 입구로 돌아오고, 다시 냉각제 안으로 펌핑된다. 밸브(21)가 열려있고 펌프가 작동하고 있는 한, 그 냉각 유체는 한정된 루프 내에서 재순환한다.

냉각 유체에 흡수된 모든 열이 루프를 경유하여 냉각제가 순환하는 동안에 추진체 산화제(5) 및/또는 추진체 밸브를 가열하는데 사용되는 것은 아니라는 것을 인식해야 할 것이다. 일부의 잔류 열량은 냉각제 루프에서 재순환하는 동안펌프(17)에 들어감에 따라 그 열용량을 갖는 성질에 의해 액체에 잔류한다. 그 냉각제 루프에 다시 들어가는 냉각제는 저장조(19)에 있는 냉각제와 혼합될 수 있어, 일부의 열은 저장조 냉각제의 더 큰 용량 내에 분산될 수 있다. 그리하여 냉각 저장조(19)는 냉각제 루프의 나머지를 경유하여 순환하는 동안 냉각제로부터 추진제 및/또는 다른 장치로 전도되지 않은, 잔류 열량을 흡수하면서, 열 배수조(heat sink)로서의 역할을 또한 할 수 있다.

그러나, 저장조(19)로 인한 그러한 열량의 분산은 본 발명의 필요 조건은 않다. 실제적인 실시예에서 디자인되는 바에 의하면, 도관(8) 및 직렬로 연결되는 연계된 장치에 포함되는 유체의 양, 열 교환기의 디자인의 유형, 그리고 작동 시간과 흐름률은, 유체 저장조(19)가 의미있는 열 배수조로서의 역할을 하는 필요 조건을 피하게 하며, 냉각제가 최대 허용 온도를 초과하지 않도록 보증하기 위하여, 선택되어진다.

순환하는 냉각제에 함유된 일부의 열은 로켓 점화 사이의 시간이 긴 기간인 경우에 부수적인 이득을 제공하는 것으로 인식된다. 그 함유된 일부의 열은, 그 잔류 열량이 엔진의 추진제 밸브(들)의 상태를 조절하게 하고 그 추진제를 데우게 하면서, 인접한 엔진에 점화가 일어나기 전에 순환하는 냉각제로 인하여 추진제 밸브나 밸브들에 그리고 유체 추진제에 공급되어질 것이다. 이것은 "냉각된 상태에 서의" 엔진 점화를 피하게 해준다.

상기 시스템에 사용하기 위한 하나의 적절한 냉각제 유체(18)는 물이다. 그러나, 증류수와 같은 순수한 물은 다소 부식성이 있는 것으로 인식되므로, 부식 억제제로 알려진, 자동차 사용에서 볼 수 있는 것들과 같은, 적절한 부가물이 첨가되어야 한다. 하나의 이러한 부가물은, 부동액으로 더 잘 알려진, 에틸렌 글리콜이다. 또한 그것은 그 물이 온도가 아주 매우 낮지 않다면 어는 것을 방지해 준다. 대안적으로, 다른 하나의 실시예에서, 에틸렌 글리콜은 냉각제 유체로서 사용될 수 있다. 일반적으로, 냉동제로서 통상 부르는 임의의 유체는 냉각제 유체로서 또한 사용될 수 있다. 냉각제 중에서, 프레온과 암모니아가 바람직한 예이다. 암모니아는 비용이 낮고 일반적으로 이용가능하다. 비록 암모니아가 독성이 있어서, 유인 우주선에서는 부적절할지라도, 본 발명이 사용되는 무인 우주선에서는 그 사용하기에 적합하다.

동작을 모니터하기 위하여, 상기 시스템은 여러 가지 센서를 포함하는 것이 바람직하다. 유량계(flowmeter)(28)가 냉각제 루프에 직렬로 연결되고 유체 흐름률에 대한 정보를 제공한다. 압력 센서(29, 31)가 펌프의 입구와 출구에서 유체 압력을 각각 모니터한다. 온도 센서(23)가 열 교환기(13)로 가는 입구에 냉각제의 온도를 감지하기 위하여 연결되는데, 온도 센서(25)는 두 개의 열 교환기들 사이의 냉각제의 온도를 모니터하고, 온도 센서(27)는 열 교환기(15)의 출구에서 냉각제의 온도를 모니터한다. 센서의 출력은, 쓰기에 알맞은 형태로 정보를 제공해 주는, 도시되지 않은, 적절한 제어 및 디스플레이 장치와 개개로 결합된다.

예로서, 상기 시스템은 동작될 수 있고, 만약 정상적으로 동작하고 있다면, 그 센서 기록이 정상 동작에 사용하는 적절한 "베이스 라인(base line)"을 설정하게 된다. 그 베이스 라인으로부터의 상당한 이탈은 잠재하는 문제점을 지시한다.동작의 한 형태에서, 냉각제 라인에서의 압력은 로켓 엔진(1)의 연소실에서의 압력보다 더 높아야 한다는 것이 기대된다. 만약 연소실 벽부에 작은 크랙이 발생된다면, 그 냉각제는 연소실로 흐를 것이고, 그 유체의 압력은 즉시 떨어지게 될 것이다. 다른 형태의 동작에서, 정상 동작은 냉각제 유체 압력이 연소실 압력보다 더 낮게 되게 할 것이다. 만약 크랙이 연소실 벽부에서 발달한다면, 고온의 가스가 직접 냉각제 유체로 흐를 것이고, 재빨리 유체의 온도와 압력을 앞의 정규 레벨로 올릴 것이다. 그 센서들은 그 결함을 검출하게 한다.

앞선 실시예를 이해한 것을 기초로 하여, 보다 더 다목적인 실시예에 대한 참조 도면이 도 4에 도시되어 있다. 편의를 위해, 앞선 실시예에서 나타나며, 이러한 대안적인 실시예에서 나타나는, 이러한 요소들은 도 4에서 동일한 부호로 지정되며 이러한 요소들의 설명은 상세히 반복하지 않는다.

이 실시예는, 연료와 산화제가 분리된 추진제를 갖는 제 2의 로켓 엔진(20), 추진제 산화제 밸브(22), 및 전기적으로 동작되는 연료 밸브(24), 로켓 엔진과 연계되는 열 교환기(26), 그리고 추진제 산화제 밸브(22)와 연결되는 열 교환기(30)를 포함한다. 저장 탱크까지 뻗어 있는 각각의 산화제 및 연료 도관과 연결된 각각의 지류 도관을 경유하여 추진제 밸브들로 추진제가 공급된다. 각각의 열 교환기는 입구와 출구 단부들을 포함한다. 열 교환기(26)는 냉각제 루프에 직렬로 연결되고, 그 루프에서 열 교환기(26)를 따라오는, 열 교환기(30)는 열 교환기(26)의 출구 단부와 로켓 엔진(1)과 연결된 열 교환기(13)의 입구 단부 사이의 루프에 직렬로 연결된다. 추진제 밸브들은 로켓 엔진(1)의 대응하는 밸브들과 같은 동일한 방식으로, 도시되지 않은, 명령 모듈에 연결되고, 명령 모듈에 의해 전기적으로 동작된다. 부가적인 온도 센서(32)가 열 교환기(26)의 입구에서 냉각제의 온도를 모니터하기 위하여 포함된다.

통상적인 실무에서, 두 개의 엔진은 동시에 점화되지 않는다는 것을 주의해 주기 바란다. 하나는 자주 점화될 수도 있으나 다른 하나는 드물게 점화된다. 그러한 정황에서 엔진(20)은 자주 작동되고 로켓 엔진(1)은 드물게 점화될 때 하나는 도 1의 실시예와 연결되어 설명된 동일한 모드의 동작을 생각해 볼 수 있다. 로켓 엔진(1)과 결합된, 아주 드물게 사용되는, 추진제 밸브(9)는, 설명된 냉각 시스템에 의해 열량이 공급되지 않을 때, 낮은 주위 온도로 인하여 "동결(freeze up)"될 수 있음을 상상해 볼 수 있다. 엔진(20)은 열을 발생시키기 때문에, 그 열은 열 교환기(26,30,13, 및 14)를 경유하여 흐르는 냉각제에 전달된다. 열교환기(14)를 경유하여 흐르는 가열된 냉각제는 더 차가운 추진제 밸브(9)에 열을 전달하는데, 이것에 의해서 그 밸브를 낮은 주위 온도에 의해 동결되지 않게 해준다.

또한 도 4의 실시예는 부가적인 세 가지의 전기적으로 동작하는 냉각제 밸브(33,35, 및 37)와 유체 도관들과 연결된 부가적인 열 교환기(36)를, 선택적으로, 포함한다. 상기 밸브들은, 도시되지 않은, 명령 모듈에 의해 공급되는 신호들에 의해 제어된다. 열 교환기(36)의 한 측면은 외부 열원에 연결되는데, 그 열원은 개략적으로 도면에 도시된, DC 전원(39)로부터 전류를 공급받는, 전기 히터 코일(38)일 수 있다.

열을 발생시키기 위하여 전기 히터를 사용하는 것은 열원에 대한 하나의 예에 불과하다는 것을 인식하여야 한다. 대안적으로, 다른 실시예에서, 다른 가능한 외부 열원이, 열 교환기의 구조에서의 적절한 내부 변화를 또한 해주면서, 전기 히터(38)를 대신할 수도 있다. 예로서, 우주선 상에 있는 다른 하부 시스템으로부터의 열 손실은 희망되는 열을 공급하기 위하여 열 교환기(36)에 도관으로 연결될 수 있다. 낭비되는 열을 사용하게 하는 후자의 대안은, 우주선의 동작 효율을 전반적으로 증가시키게 하고, 이용 가능하고 합리적으로 실시 가능하다면, 선호되게 된다.

밸브(33)는 밸브(21) 및, 로켓 엔진과 결합된 열 교환기 사이의 냉각제 흐름을 위한 하나의 지류를 한정한다. 밸브(35, 37)는 그 냉각제 흐름에 대한 제 2의 대안적 지류를 한정한다. 밸브(35, 37)는 열 교환기(36)를 경유하여 뻗어 있는 냉각제 지류와 직렬로 연결되고 그리고 두 개의 밸브는 정상적으로 닫혀 있으며, 그 경로를 차단한다. 밸브(33)는 정상적으로 열려있으며, 직렬로 위치되어 있는 냉각제 지류에 밸브(35)를 경유하는 대안적인 지류에 대하여 지배력을 주어, 밸브(21)로부터 체인으로 있는 제 1 엔진과 연결되는 열 교환기까지 직접 냉각제가 흐르게 한다. 동작될 때에, 상기 밸브는 그 흐름을 막고 그 유체가 밸브(35)를 경유하는 대안적인 지류로 흐르도록 하기 위하여 그 도관의 부분을 폐쇄한다.

밸브(33,35, 및 37)가 동작될 때에, 밸브(35, 37)는 냉각제 유체가 밸브(21)로부터 열 교환기(36)를 경유하여 냉각제 루프에 있는 라인 상으로 첫 로켓 엔진과 연결된 열 교환기, 즉 로켓 엔진(20)과 연결된 열 교환기(26)의 입구 단부까지 흐르게 한다.

전술한 회로는 하나의 예로서 전기 히터와 같은, 로켓 엔진과는 다르며 로켓 엔진 시스템에 부수적인, 소스로부터 생성된 열 에너지를 냉각제까지 유입하는 수단을 제공하여, 그 냉각제의 온도를 높여 주는 수단을 제공한다. 만약 그 로켓 엔진 점화가 매우 자주 있지 않아서, 그로 열 발생이 자주 일어나지 않는다면, 또한 만약 로켓 엔진이 최소한의 온도로 냉각제 유체를 유지하기를 원한다면, 그때는 그 냉각제는 그 설정된 온도에 남아 있거나 그보다 높은 온도에 남아 있게 보증하기 위하여 열을 부가하여야 한다.

엔진(1 또는 20)이 어느 것도 작동되지 않고 명령 모듈이 온도 센서에 있는 냉각제 온도를 모니터링할 때, 냉각제 온도가 명시된 최소값 아래로 떨어진다면, 상기 명령 모듈은 펌프(17), 밸브(21,33,35, 및 37)를 작동시키는 신호를 공급하고 전류의 소스(39)를 히터 코일(38)에 연결한다. 냉각제 유체는 루프를 경유하여, 열 교환기(36)을 통과하며, 엔진과 추진제 산화제와 결합된 열 교환기를 흐르며 통과한 후, 다시 펌프로 되돌어간다.

상기 냉각제가 열 교환기(36)로 흐르면서, 상기 냉각제는 가열되는데 이것에 의하여 히터 코일로부터 열을 빼앗아 상기 냉각제는 온도가 높은 상태에서 그 열 교환기 출구로 빠져나간다. 냉각제가 엔진과 추진제 밸브와 연결된 열 교환기의 각각을 통하여 흐름에 따라, 상기 냉각제는 열을 엔진에 넘겨주고, 중요하게는 열을 추진제 밸브에 전달한다. 엔진이 활동하지 않는 긴 기간 동안에 낮은 주위 온도로 인하여 동결되지 않게 하고 사용에 대비해 준비되도록 확보하기 위해 추진제 밸브는 이런 방식으로 최소 온도 이상에서 유지된다.

우주선에서의 본 실무는, 로켓의 주요한 장치가 고장난다면, 사용에 대비하여 로켓의 백업 장치를 유지하려는 것이다. 유사한 방식으로, 로켓의 백업 장치는 별도의 냉각 시스템을 포함하여야 하는 것이 바람직하다. 대안적으로, 부가적인 냉각제 전달 밸브 장치는 냉각 시스템을 로켓의 주요한 장치와 함께 작동하는 것으로부터 백업 장치와 함께 사용하는 것으로 스위치 전환하기 위해서 포함될 수 있다. 대안적인 백업 장치는 우주선에 대한 무게 및 부피의 필요성을 적게 요구한다.

전술한 시스템은, 연료와 산화제가 분리된 추진제 로켓을 사용한다. 연료와 산화제가 통합된 추진제 로켓은 연료와 산화제가 분리된 추진제 로켓에 의해 발생되는 수준의 열을 좀처럼 발생시키지 못한다. 그러나, 만약 미래에 그러한 높은 온도를 발생시키는 연료와 산화제가 통합된 추진제 엔진이 개발된다면, 해당 분야에서의 당업자들은 본 발명이 그러한 엔진용으로 사용하는데 변형될 수 있다는 것을 인식할 수 있다. 전반적인 시스템은, 도면에서 도시된 추진제 연료 탱크 및 연결된 엔진 밸브는 삭제되면서, 하나의 추진제 연료 탱크로 대체되어지는, 도 1과 도 4에서 도시된 바와 같은 동일한 구성일 수가 있다.

도 5는, 각각의 연결 회로(chain)가 세개의 연료와 산화제가 분리된 추진제 로켓 엔진, 연결된 추진제 밸브, 및 열 교환기를 포함하고 있는, 두 개의 연결 회로(40과 41)를 개략적으로 도시한다. 각각의 로켓 엔진은 체인에서, 로켓에 추진제의 출입을 제어하는 한 쌍의 추진제 밸브(a,b), 엔진 열 교환기(c), 및 상기 엔진 열 교환기와 직렬 연결된 추진제 밸브 열 교환기(d)와 연결되어 있다. 추진제 밸브 열 교환기(d)의 출구는 도관(e)을 경유하여 연결 회로에서 인접한 엔진에 있는 열교환기와 직렬로 연결된다. 좀더 자주 사용되는 엔진들은 도면에서 왼쪽에 있는 반면, 자주 사용되지 않는 엔진들은 그룹으로 분류되어 도면에서 오른쪽에 나타나도록 엔진들은 분류된다.

왼쪽에 있는 엔진의 연결회로(40)는 도 1에서 도시된 바와 같은 외부 히터를 포함하지 않는 시스템으로 위치된다. 열 교환기 지류는 지류를 재순환적인 냉각제 루프 내에 놓기 위하여 냉각제 밸브(21) 출구와 추진제 열 교환기(15) 사이에 직렬로 연결된다. 오른쪽에 있는 엔진(41)의 연결회로는 우주선 기내에 포함되는, 도 4에 따라 건축되고 보조적인 외부 히터 배열을 포함하는, 보완적인 냉각 시스템으로 위치된다. 그리하여 연결 회로(41)에서의 열 교환기 지류는 바이패스 밸브(33)의 출구와 추진제 열 교환기(15)의 입구 단부 사이에 연결되어 열 교환기를 재순환적인 냉각제 루프 내에 놓게 한다.

자주 점화되는 로켓 엔진은 냉각제 유체를 명시되는 바와 같은 최소한의 온도 이상으로 유지할 수 있는 충분한 열을 발생시킬 수 있다. 자주 점화되지 않는 이러한 로켓 엔진은 도 4의 실시예와 관련하여 설명된 추진제 밸브와 추진제의 상태를 조절하기 위하여 외부에서 열을 필요로 할 것이다.

본 발명은 로켓 연소실과 비행 중인 환경에 있는 추진제 사이에 열 에너지를 간단하고 효율적으로 전달하는 수단을 제공한다. 본 발명은 로켓 엔진이 낮은 비용, 쉬운 제조 공정, 스테인리스 스틸과 같은 상대적으로 낮은 용융점을 갖는 재료로 건축될 수 있게 하여, 로켓 엔진 제조와 연결된 자본 비용, 재료 비용과 제조시간에서의 실질적인 감소를 제공해 준다.

본 발명은 로켓 엔진이 큰 열적 마진률을 가지고 작동되게 함으로써 고장의 위험이나 동작 수명이 조기에 만기되는 것을 줄이고 우주선 기내의 승무원에 대한 안전도를 향상시키게 한다. 본 발명은 또한 냉각 유체 압력이 연소실 압력보다 더 높을 수 있도록 하여, 연소실 벽부의 어떤 크랙이나 연소 구멍(burn-through)이 발생하여도, 현존하는 시스템에서 일어날 수 있는 것과 같이 고온의 가스 불꽃이 연소실로부터 크랙을 통하여 뻗쳐나가기 보다는 불활성 유체의 흐름이 연소실 내로 들어가도록 만들어준다는 사실로 인하여 안전도를 향상시켜 준다. 거기에 보조하여, 본 발명은 또한 하나 이상의 추진제를 데우거나 및/또는 기화시키는데 손쉬운 기술을 제공한다.

당업자가 인식하는 바와 같이, 상기 냉각 시스템은 우주선의 적하물에 적지않은 무게를 포함하게 하고, 우주선 내에 중요한 공간을 차지하며, 우주선의 전원에 일부의 전력 부하를 증가시킨다. 그 시스템은 무게와 공간 및/또는 전력을 과도하게 강요하는 우주선에서는 사용해서는 안된다. 그러나, 우주선이 이러한 강요로 인하여 부담되지 않는다면, 본 발명은 중요한 이점을 제공한다.

본 발명의 바람직한 실시예의 전술한 설명은 당업자가 본 발명을 제조하고 사용하는 데에는 충분히 상세하다고 볼 수 있다. 그러나, 전술한 목적으로 표시된 요소들의 세부 항목은 본 발명의 범주를 제한하려는 의도에서가 아니라는 것을 특별히 이해해주기 바라며, 본 발명의 범주 내에 있는 모든 것은 그러한 요소들과 그로 인한 다른 변경들에 대하여 동등물로서 본 명세서를 읽는 당업자에게 명백하게될 것이다. 그리하여 본 발명은 첨부되는 청구항의 전면적인 범주 내에서 넓게 간주되어야 할 것이다.

Claims (6)

1. 로켓 엔진 수단(1,20), 액체 추진제 산화제(liquid propellant oxidizer)(5)를 저장하는 액체 추진제 산화제 저장조(3), 상기 액체 추진제 산화제 저장조(3)로부터 상기 로켓 엔진 수단(1,20)으로 추진제 산화제(5)를 공급하는 추진제 산화제 도관 공급 수단(propellant oxidizer conduit feed means)(7), 상기 로켓 엔진 수단(1,20)과 연결되어 있으며 상기 추진제 산화제 도관 공급 수단(7)으로부터 상기 로켓 엔진 수단(1,20)으로의 추진제 산화제의 흐름을 통제하는 추진제 밸브 수단(9,22)을 포함하는 우주선을 위한 비추진제 냉각제 유체 시스템(non-propellant coolant fluid system)에 있어서,

   상기 냉각제 유체 시스템은,

   냉각 유체(18)를 저장하고 분배하기 위한 냉각제 저장조(19)와,

   전도적 열 교환 관계로 상기 로켓 엔진 수단(1,20)에 연결되기에 적합한 엔진 열 교환기 수단(13,26)과,

   상기 추진제 산화제 도관 공급 수단(7)에 연결되기에 적합한 추진제 열 교환기 수단(15)과,

   상기 냉각제 저장조(19), 상기 엔진 열 교환기 수단(13,26), 상기 추진제 열 교환기 수단(15)에 연결되는 재순환적인 냉각제 수단(recirculative coolant means)으로서, 상기 재순환적인 냉각제 수단은 재순환하는 루프(8) 내의 상기 냉각제 유체(18)를 순환시키기에 적합하며, 상기 냉각제 유체(18)는 상기 로켓 엔진 수단(1,20)에 의해 생성된 열을 흡수하고 상기 열의 일부분을 상기 추진제 산화제 도관 공급 수단(7)에 전달하는, 재순환적인 냉각제 수단을 포함하며,

   상기 재순환적인 냉각제 수단은,

   상기 재순환하는 루프(8)에서 상기 엔진 열 교환기 수단(13,26)의 하류(downstream)에 위치하며, 상기 냉각제 유체(18)로부터 상기 추진제 밸브 수단(9,22)으로 상기 열의 일부분을 전달하기에 적합한 추진제 밸브 열 교환기 수단(14,30)과,

   상기 재순환하는 루프(8)에서 상기 엔진 열 교환기 수단(13,26)의 상류(upstream)에 위치하며, 열 전달 관계로 열 생성기 수단(38,39)과 열적으로 연결되어 있어 상기 냉각제 유체(18)를 최소한의 온도로 유지하도록 상기 열 생성기 수단(38,39)으로부터 상기 냉각제 유체(18)로 열을 전달하기에 적합한 외부 열 교환기 수단(36)을 특징으로 하는,

   우주선을 위한 비추진제 냉각제 유체 시스템.
2. 제 1항에 있어서, 상기 추진제 열 교환기 수단(15)은 상기 액체 추진제 산화제(5)를 데우고 및/또는 기화시키기에 적합한, 우주선을 위한 비추진제 냉각제 유체 시스템.
3. 제 1항에 있어서, 상기 냉각제 유체(18)는 물, 에틸렌 글리콜, 프레온 및 암모니아의 그룹으로부터 선택되는 유체들을 포함하는, 우주선을 위한 비추진제 냉각제 유체 시스템.
4. 제 1항에 있어서, 상기 열 생성기 수단(38,39)은 전기 히터 수단(38)을 포함하는, 우주선을 위한 비추진제 냉각제 유체 시스템.
5. 제 1항에 있어서, 상기 냉각제 유체(18)를 상기 재순환하는 루프(8)로부터 우회시켜 상기 냉각제 유체(18)를 상기 외부 열 교환기 수단(36)을 통해 나아가게 하도록 하기 위해서 상기 재순환하는 루프(8)에 연결된 바이패스 수단(bypass means)(33,35,37)을 포함하는, 우주선을 위한 비추진제 냉각제 유체 시스템.
6. 제 5항에 있어서, 상기 바이패스 수단(33,35,37)은,

   상기 재순환하는 루프(8)에 위치하며, 상기 재순환하는 루프내의 냉각제 흐름을 제어하기 위한 제 1 냉각제 밸브 수단(21)과 상기 엔진 열 교환기 수단(13,26) 사이에서 상기 냉각제 유체(18)의 흐름을 허용하는 개방 상태와 상기 냉각제 흐름을 방해하는 폐쇄 상태를 갖는 제 1 바이패스 수단(33)과,

   상기 제 1 냉각제 밸브 수단(21)과 상기 외부 열 교환기 수단(36) 사이에서 상기 냉각제 유체(18)의 흐름을 방해하기 위한 폐쇄 상태와 상기 냉각제 흐름을 허용하기 위한 개방 상태를 갖는 제 2 바이패스 수단(35)과,

   상기 외부 열 교환기 수단(36)과 상기 엔진 열 교환기 수단(13,26) 사이에서 상기 냉각제 유체(18)의 흐름을 방해하는 폐쇄 상태와 상기 냉각제 흐름을 허용하는 개방 상태를 갖는 제 3 바이패스 수단(37)을 포함하는, 우주선을 위한 비추진제 냉각제 유체 시스템.