KR100436866B1 - 로켓 추진기관의 열부하 분산형 노즐 및 그 제조방법 - Google Patents
로켓 추진기관의 열부하 분산형 노즐 및 그 제조방법 Download PDFInfo
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Abstract
본 발명은 인공위성의 보조 추진기관 로켓 분사노즐 또는 로켓 추진체의 측면노즐 및 그 제조방법에 관한 것으로, 보다 상세하게는 내열성 및 내구성이 높은 액체 추진기관의 열부하 분산형 노즐 및 그 제조방법에 관한 것이다. 이를 위해, 추진기관의 노즐에 있어서, 내경에 노즐(36)이 형성되고, 외경에 다수의 전열핀(33)이 방사방향으로 돌출형성된 내열합금체(34); 및 상기 내열합금체(34)의 외경과 상기 전열핀(33)에 일체로 접하도록 형성된 금속 지지체(32)가 제공된다.
Description
본 발명은 인공위성의 보조 추진기관 분사노즐 또는 로켓 추진체의 측면노즐 및 그 제조방법에 관한 것으로, 보다 상세하게는 내열성 및 내구성이 높은 액체 추진기관의 열부하 분산형 노즐 및 그 제조방법에 관한 것이다.
도 1은 개략적인 로켓의 정면도이다. 도 1에 도시된 바와 같이, 일반적으로 로켓은 추진기관에 의해 추진력을 얻으며, 상승중에 자세제어를 위해 측면에 다수의 측면노즐(20)이 형성되어 있다. 이러한 측면노즐은 메인노즐(12)에 비해 크기나 용량이 적지만, 안정된 자세를 유지하기 위해 필수적인 것이다.
도 2는 도 1에 도시된 로켓에 사용되는 종래의 측면노즐(20)의 단면도이다. 도 2에 도시된 바와 같이, 추진기관은 고온, 고압의 가스를 발생시켜 측면노즐(20)을 통해 분사함으로써 추진력을 만들어낸다. 이때, 고온, 고압의 가스가 통과하는 노즐부(22)는 열이 집중되는 곳이기 때문에 내열성이 요구되고, 고온에서 변형을 방지하기 위해 내구성이 요구된다. 또한 열부하의 집중을 분산하기 위하여 높은 전열성이 요구되기도 한다. 이러한 다양한 설계요건을 만족하기 위해 내열합금을 도 2와 같이 성형하여 사용하였다.
그러나, 현재 사용되고 있는 내열합금도 설계요건을 모두 충족할 수는 없기 때문에 사용중에 노즐부(22)가 점차 넓어지는 변형이 일어난다. 이로써, 노즐을 통과하는 유량과 유속이 변하기 때문에 불가피하게 추진력이 변할 수 밖에 없고, 심한 경우, 노즐의 파손을 일으키기도 한다.
이러한 문제점을 해결하기 위하여 종래에는 노즐부위에 별도의 냉각장치를 설치하였으나 구성이 복잡하고, 비용이 고가이기 때문에 중소형의 추진장치에는 노즐에 대해 별도의 냉각장치를 설치하지 않았다. 따라서, 이러한 중소형 추진장치에서 별도의 냉각장치 없이도 열부하를 분산시킬 수 있는 방안에 대해 연구가 진행중에 있다.
따라서, 본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로써, 본 발명의 제 1 목적은 중소형의 추진장치에서 별도의 냉각장치가 없어도 열부하를 분산시킬 수 있는 노즐 및 그 제조방법을 제공하는 것이다.
본 발명의 제 2 목적은 복잡한 형상의 이종 금속을 브레이징 접합함으로써 가공성 및 전열성을 높인 추진기관의 열부하 분산형 노즐 및 그 제조방법을 제공하는 것이다.
상기와 같은 본 발명의 목적은, 추진기관의 노즐에 있어서,
내경에 노즐(36)이 형성되고, 외경에 다수의 전열핀(33)이 방사방향으로 돌출형성된 내열합금체(34); 및 상기 내열합금체(34)의 외경과 상기 전열핀(33)에 일체로 접하도록 형성된 금속 지지체(32)로 구성되는 추진기관의 열부하 분산형 노즐에 의하여 달성될 수 있다.
그리고, 상기 내열합금체(34)는 용융점이 1,300℃ 이상인 것이 바람직하고, 상기 내열합금체(34)와 상기 금속지지체(32) 사이는 브레이징에 의해 접합되는 것이 바람직하다.
아울러, 상기 금속 지지체(32)는 구리를 포함하거나 구리로 제조되는 것이 더욱 바람직하다.
상기와 같은 본 발명의 목적은, 외경에 전열핀(33)이 끼워질 다수의 홈이 형성되고 일단에 인출을 위한 인출홈(54)이 형성된 원통형상의 내열합금체(34), 상기 각 홈에 일정한 간극을 유지하며 끼워질 수 있는 다수의 전열핀(33), 내경에 상기 내열합금체(34)가 일정한 간극을 유지하며 끼워지는 원통형상의 지지체(32), 내경에 상기 지지체(32)가 끼워지는 하우징(52)을 준비하는 단계;
상기 내열합금체(34)의 각 홈에 상기 전열핀(33)을 끼운 다음, 상기 내열합금체(34)를 상기 지지체(32)의 내경에 삽입하는 단계;
상기 하우징(52)의 내경에 이형제를 도포한 후, 상기 지지체(32)를 상기 하우징(52)에 결합하는 단계;
상기와 같이 조립된 하우징(52)을 진공 또는 불활성가스 분위기에서 1,000 ~ 1,050℃로 가열하여 브레이징 접합하는 단계;
상기 인출홈(54)을 이용하여 일체로 용접된 지지체(32)와 내열합금체(34)를 상기 하우징(52)으로부터 인출하는 단계; 및
일체로 용접된 지지체(32)와 내열합금체(34)의 외면을 소정치수로 절삭가공하고, 내경에 노즐형상을 절삭가공하여 완성하는 단계;로 이루어지는 것을 특징으로 하는 추진기관의 열부하 분산형 노즐의 제조방법에 의해서도 달성될 수 있다.
그리고, 상기 전열핀(33) 및 상기 지지체(32)는 구리를 포함하거나 구리로 제조되는 것이 더욱 바람직하다.
본 발명의 그 밖의 목적, 특정한 장점들 및 신규한 특징들은 첨부된 도면들과 연관되어지는 이하의 상세한 설명과 바람직한 실시예들로부터 더욱 분명해질 것이다.
도 1은 개략적인 로켓의 정면도,
도 2는 도 1에 도시된 로켓에 사용되는 종래의 측면노즐의 단면도,
도 3은 본 발명에 따라 도 1에 도시된 로켓에 사용되는 추진기관의 열부하 분산형 노즐의 단면도,
도 4는 도 3에 도시된 추진기관의 열부하 분산형 노즐을 제조하기 위한 준비단계로서 각 부품이 결합된 상태를 나타내는 단면도,
도 5는 도 4에 도시된 방법에 의해 제조된 지지체(32)와 내열합금체(34)를 기계가공하기 위한 설명도이다.
<주요 도면 부호에 대한 간단한 설명>
10 : 로켓, 12 : 메인 노즐,
20, 30 : 측면 노즐, 22, 36 : 노즐부,
31 : 브레이징 용접면, 32 : 지지체,
33 : 전열핀, 34 : 내열합금체,
35 : 입구측, 38 : 화염,
39 : 출구측, 50 : 금형장치,
52 : 하우징, 54 : 인출홈,
56 : 이형제, 59 : 간극,
60, 61 : 절단면.
이하에서는 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예를 상세히 설명하도록 한다.
도 3은 본 발명에 따라 도 1에 도시된 로켓에 사용되는 추진기관의 열부하 분산형 노즐의 단면도이다. 도 3에 도시된 바와 같이, 측면노즐(30)의 내경에는 중간부분의 직경이 점차 줄어드는 노즐부분(36)을 형성하고 있다. 이러한 노즐(30)은 크게 내열합금체(34)와 금속 지지체(32)로 구성되어 있다.
내열합금체(34)는 내경에 노즐부분(36)이 형성되어 있고, 외경에는 방사방향으로 다수(예를 들어 2개 내지 6개)의 전열핀(33)이 돌출형성되어 있다. 이 때, 사용되는 내열합금체는 내열성 및 내구성, 전열성이 높은 것을 사용한다. 예를 들어, 미국 헤인즈 인터내셔널사(Haynes International Inc.)의 상표명인 와스펄로이(Waspaloy), 헤인즈 35(Haynes 35), 헤인즈 230(Haynes 230) 등을 사용한다. 와스펄로이(Waspaloy)의 내열온도는 약 1,100℃이고, 헤인즈 35(Haynes 35)의 내열온도는 1,100 ~ 1,200℃ 이고, 헤인즈 230(Haynes 230)의 내열온도는 약 1,300℃ 정도이다.
금속 지지체(32)는 용융점이 1,050℃인 구리로 만들어지며, 내열합금체(34)의 외경에 브레이징 용접되어 일체로 단단히 접합되어 있다. 이러한 노즐의 제조방법에 대해서는 추후 설명하기로 한다.
이러한 노즐(30)의 일측(도 3에서 하부)에는 고온 및 고압의 화염(38)이 들어가는 입구측(35)을 형성하고, 타측(도 3에서 상부)는 출구측(39)을 형성한다. 즉, 입구측(35)은 추진기관과 연결되고, 출구측(39)은 외부와 통해 있다.
이와 같은 구성을 갖는 노즐(30)의 측면(31)은 로켓이나 인공위성의 본체와 브레이징 용접되어 단단히 고정되며, 노즐(30)과 연결되는 별도의 전열핀이 설치되어 열부하를 분산시키는 역할을 한다.
따라서, 추진기관에서 생성되는 고온, 고압의 화염가스(38)는 입구측(35)으로 들어가 노즐부분(36)을 통과한 뒤, 출구측(39)을 통해 외부로 배출된다. 이 때, 노즐부분(36)에 집중되는 열부하는 전열핀(33)을 따라 전도된다. 이 때, 다수의 전열핀(33)에 의해 표면적이 높기 때문에 금속 지지체(32)로 빠른 열전달이 이루어지게 된다. 그 다음, 금속 지지체(32)로 전달된 열은 지지체(32) 표면으로부터 외부로 복사되거나 별도의 열전도 구조물을 통해 로켓의 외부 등으로 전달된다.
이하에서는 상기와 같은 특징을 갖는 추진기관의 열부하 분산형 노즐의 제조방법에 대해 설명하기로 한다. ,
도 4는 도 3에 도시된 추진기관의 열부하 분산형 노즐을 제조하기 위한 준비단계로서 각 부품이 결합된 상태를 나타내는 단면도이다.
우선 제 1 단계로 외경에 전열핀(33)이 끼워질 다수의 홈이 형성되고 일단에 인출을 위한 인출홈(54)이 형성된 원통형상의 내열합금체(34), 상기 각 홈에 일정한 간극을 유지하며 끼워질 수 있는 다수의 전열핀(33), 내경에 상기 내열합금체(34)가 일정한 간극을 유지하며 끼워지는 원통형상의 지지체(32), 내경에 지지체(32)가 끼워지는 하우징(52)을 준비한다.
그 다음, 내열합금체(34)의 각 홈에 전열핀(33)을 끼운 다음, 내열합금체(34)를 상기 지지체(32)의 내경에 삽입한다.
그 다음, 하우징(52)의 내경에 이형제를 도포한 후, 상기 지지체(32)를 상기 하우징(52)에 결합한다. 하우징(52)의 내경은 분리를 쉽게 하도록 약간 경사져 있으며, 브레이징시 접합을 막기 위하여 미국 월콜머니사(Wall Colmoney Corporation)의 상표명인 레드스탑오프(Red Stop-Off)와 같은 이형제를 도포한다.
그 다음, 상기와 같이 조립된 하우징(52)을 브레이징로에 집어넣고 진공 또는 불활성가스 분위기에서 1,000 ~ 1,050℃로 가열하여 브레이징 접합한다. 이러한 온도는 구리의 용융점을 의미하기 때문에, 구리로 제작된 전열핀(33)과 금속 지지체(32)가 표면부터 용융되기 시작한다. 이 때, 약간씩 흘러내리는 구리용탕은 모세관 현상에 의해 지지체(32)와 전열핀(33)사이의 간극(59) 및 전열핀(33)과 내열합금체(34) 사이의 간극을 가득 채우게 된다. 즉, 냉각을 시키면 모재와의 단단한 접합이 이루어지게 된다.
그 다음, 상기 인출홈(54)에 밧줄이나 고리등을 걸어 일체로 용접된지지체(32)와 내열합금체(34)를 상기 하우징(52)으로부터 인출한다. 이로써 도 5와 같은 부품이 생산되는 것이다.
도 5는 도 4에 도시된 방법에 의해 제조된 지지체(32)와 내열합금체(34)를 기계가공하기 위한 설명도이다. 즉, 도 5에 도시된 바와 같이, 상면을 제 1 절단면(60)까지 절삭하고, 하면을 제 2 절단면(61) 까지 절삭한 다음, 내경의 양측을 노즐형상으로 절삭가공하면 노즐이 완성된다.
본 발명에서, 노즐의 크기와 전열핀의 크기 및 갯수는 사용환경에 따라 적절히 조정할 수 있다. 또한, 각 부품의 재질 역시 본 명세서에서 언급한 것외에 유사한 물성을 갖는 것이라면 용이하게 대체하여 실시할 수 있음은 물론이다.
상기와 같은 본 발명에 따른 추진기관의 열부하 분산형 노즐 및 그 제조방법에 의하면, 중소형의 추진장치에서 별도의 냉각장치가 없어도 열부하를 효율적으로 분산시킬 수 있어 경제적이다.
또한, 복잡한 형상의 이종 금속을 브레이징 접합함으로써 가공성 및 전열성을 높일 수 있다.
비록 본 발명이 상기 언급된 바람직한 실시예와 관련하여 설명되어졌지만, 발명의 요지와 범위로부터 벗어남이 없이 다양한 수정이나 변형을 하는 것이 가능하다. 따라서 첨부된 특허청구의 범위는 본 발명의 요지에서 속하는 이러한 수정이나 변형을 포함할 것이다.
Claims (6)
- 추진기관의 노즐에 있어서,내경에 노즐(36)이 형성되고, 외경에 다수의 전열핀(33)이 방사방향으로 돌출형성된 내열합금체(34); 및상기 내열합금체(34)의 외경과 상기 전열핀(33)에 일체로 접하도록 형성된 금속 지지체(32)로 구성되고,상기 내열합금체(34)와 상기 금속 지지체(32) 사이는 브레이징 용접에 의해 접합되는 것을 특징으로 하는 로켓 추진기관의 열부하 분산형 노즐.
- 제 1 항에 있어서, 상기 내열합금체(34)는 용융점이 1,300℃ 이상인 것을 특징으로 하는 로켓 추진기관의 열부하 분산형 노즐.
- 삭제
- 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 상기 금속 지지체(32)는 구리를 포함하는 것을 특징으로 하는 로켓 추진기관의 열부하 분산형 노즐.
- 외경에 전열핀(33)이 끼워질 다수의 홈이 형성되고 일단에 인출을 위한 인출홈(54)이 형성된 원통형상의 내열합금체(34), 상기 각 홈에 일정한 간극을 유지하며 끼워질 수 있는 다수의 전열핀(33), 내경에 상기 내열합금체(34)가 일정한 간극을 유지하며 끼워지는 원통형상의 지지체(32), 내경에 상기 지지체(32)가 끼워지는 하우징(52)을 준비하는 단계;상기 내열합금체(34)의 각 홈에 상기 전열핀(33)을 끼운 다음, 상기 내열합금체(34)를 상기 지지체(32)의 내경에 삽입하는 단계;상기 하우징(52)의 내경에 이형제를 도포한 후, 상기 지지체(32)를 상기 하우징(52)에 결합하는 단계;상기와 같이 조립된 하우징(52)을 진공 또는 불활성가스 분위기에서 1,000 ~ 1,050℃로 가열하여 브레이징 접합하는 단계;상기 인출홈(54)을 이용하여 일체로 용접된 지지체(32)와 내열합금체(34)를 상기 하우징(52)으로부터 인출하는 단계; 및일체로 용접된 지지체(32)와 내열합금체(34)의 외면을 소정치수로 절삭가공하고, 내경에 노즐형상을 절삭가공하여 완성하는 단계;로 이루어지는 것을 특징으로 하는 로켓 추진기관의 열부하 분산형 노즐의 제조방법.
- 제 5 항에 있어서, 상기 전열핀(33) 및 상기 지지체(32)는 구리를 포함하는 것을 특징으로 하는 로켓 추진기관의 열부하 분산형 노즐의 제조방법.
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2001
- 2001-08-30 KR KR10-2001-0052897A patent/KR100436866B1/ko not_active IP Right Cessation
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Also Published As
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