KR101059777B1 - 로켓 엔진의 추력 측정 및 보정 장치와 그 방법 - Google Patents

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Abstract

본 발명은 로켓 엔진의 추력 측정 및 보정 장치와 그 방법에 관한 것이다.
보다 구체적으로는 추진제 저장탱크; 상기 추진제 저장탱크로부터 연결되는 로켓 엔진; 상기 로켓 엔진과 일체로 이동하며 상기 추진제 저장탱크와 상기 로켓 엔진의 분사부를 연결하는 추진제 공급관; 상기 추진제 공급관에 형성되는 추진제 공급 밸브; 상기 추진제 공급관 중 상기 추진제 공급 밸브 전방에 위치하는 전방 추진제 공급관을 통해 힘을 전달받아 추력을 측정하는 전방 로드셀; 및 상기 로켓 엔진에 추력을 가할 수 있도록 상기 로켓 엔진에 접촉되는 후방 로드셀; 을 포함하는 것을 특징으로 한다.
추력 측정, 추력 보정, 로드셀, 로켓 엔진, 추력기

Description

로켓 엔진의 추력 측정 및 보정 장치와 그 방법{Each Method and Device of Thrust Measurement and Calibration for Rocket engine}
본 발명은 로켓 엔진의 추력 측정 장치 및 보정 장치와 그 방법의 설계 및 구성에 관한 것으로 로켓 엔진의 성능 평가를 위해 추력을 측정한 후 보정할 수 있는 장치와 추력 측정 방법 및 보정 방법에 관한 것이다.
로켓 엔진은 설계한 추력을 발생시키는 장치로서 추력기를 포함하는 개념이며 로켓 발사체 또는 인공위성에 부착되어 설정한 비행 궤도를 따라 비행하도록 해주는 장치이다.
도 1 은 종래의 제트엔진의 성능시험 장치를 도시한 분리 사시도를 나타낸다.
도 1 을 참조하면 종래의 제트엔진의 성능시험 장치(10)는 상면에 서브 프레임(도면 미도시)이 설치된 프레임(도면 미도시)과 상기 프레임(도면 미도시)의 후면에 설치되는 조작 패널(도면 미도시)을 구비한다. 상기 서브 프레임(도면 미도 시)에는 서포트(21)에 의해 지지되는 한 쌍의 가이드 레일(22)과, 상기 가이드 레일(22)을 따라 슬라이딩 가능하게 설치되며 성능을 측정하기 위한 제트엔진이 장착되는 슬라이딩 부재(30)와, 상기 슬라이딩 부재(30)와 대향되는 측의 서브 프레임(도면 미도시)에 고정된 지지부재(23)에 의해 설치되어 가이드 레일(22)을 따라 가이드 되는 슬라이딩 부재(30)와 접촉되어 슬라이딩 부재(30)의 이송력에 의한 가압에 의해 제트엔진의 추력을 측정하는 추력 측정센서(24)를 구비하여 형성되어 있다.
액체 추진제 로켓의 경우 고체 추진제 로켓과 달리 추진제가 로켓 내부에 충전되어 있는 것이 아니라 지속적으로 외부에서 공급되는 구조를 갖고 있다. 따라서, 액체 추진제 로켓은 필연적으로 추진제 저장탱크 및 추진제 공급관과 연결되는데 이는 액체 추진제 로켓의 시험평가에서 추력 측정을 할 때 저항으로 작용한다. 또한, 액체 추진제 로켓 시험평가에서 압력, 온도 등과 같은 다양한 물리량을 측정하기 위해서는 각종 센서들이 액체 추진제 로켓에 부착되는데 이들 케이블 또한 추력에 간섭을 일으킨다.
종래의 제트엔진의 성능시험 장치(10)는 액체 추진제를 사용하게 될 경우 추진제 탱크, 추진제 공급관 및 각종 센서들의 저항으로 인해 실제 추력과 오차가 커지게 되는 단점이 있다. 더욱이 저추력 로켓의 경우 외부 요소들에 의한 영향은 더욱 크기 때문에 상대적으로 이러한 오차는 더욱 커지게 되는 문제점이 있다.
따라서, 액체 추진제를 사용할 경우 로켓의 시험평가에서 외부 요소들에 의한 오차를 수정할 수 있는 추력 측정 및 보정 장치와 그 방법의 개발이 요구된다.
본 발명은 로켓의 시험평가에서 외부 요소들에 의한 오차를 보정할 수 있도록 2개의 로드셀을 구비한 추력 측정 및 보정 장치를 제공하고자 한다.
본 발명은 로켓 엔진의 하단에 레일을 구비하여 마찰 저항이 최소화 될 수 있는 추력 측정 및 보정 장치를 제공하고자 한다.
본 발명은 로켓의 시험평가에서 추력을 측정하고 외부 요소들에 의한 오차를 보정하는 측정 방법을 제공하고자 한다.
본 발명은 추진제의 가압 크기에 따라 측정된 추력의 오차를 보정하는 방법을 제공하고자 한다.
본 발명은 추진제 저장탱크(110); 상기 추진제 저장탱크(110)로부터 연결되는 로켓 엔진(150); 상기 로켓 엔진(150)과 일체로 이동하며 상기 추진제 저장탱크(110)와 상기 로켓 엔진(150)의 분사부를 연결하는 추진제 공급관(120); 상기 추진제 공급관(120)에 형성되는 추진제 공급 밸브(130); 상기 추진제 공급관(120) 중 상기 추진제 공급 밸브(130) 전방에 위치하는 전방 추진제 공급관(121a)을 통해 힘을 전달받아 추력을 측정하는 전방 로드셀(140); 및 상기 로켓 엔진(150)에 추력을 가할 수 있도록 상기 로켓 엔진(150)에 접촉되는 후방 로드셀(160); 을 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명은 상기 로켓 엔진(150)을 지지하기 위한 엔진 지지대(151); 상기 엔진 지지대(151)의 하단에 결합되는 레일(153); 및 상기 엔진 지지대(151)와 상기 레일(153)을 연결하며 내부에 베어링(155)이 장착되어 있는 연결 장치(152); 를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명은 로켓 엔진의 지상시험에서 추력을 측정하고 오차를 보정하는 방법에 있어서, (a) 로켓 엔진(150)을 장착하고 추진제를 주입한 뒤 설정 압력으로 추진제를 가압하되 추진제 공급 밸브(130)를 차단하는 준비 단계; (b) 후방 로드셀(160)을 통하여 상기 로켓 엔진(150)의 전방으로 힘을 인가하며 상기 로켓 엔진(150)에 직접 인가되는 힘을 측정하는 단계; (c) 상기 로켓 엔진(150)에 힘이 가해진 경우 상기 추진제 공급 밸브(130) 전방에 연결되는 전방 추진제 공급관(121a)과 접촉하는 전방 로드 셀(140)에 전달되는 힘을 측정하는 단계; (d) 상기 후방 로드셀(160)을 제거한 뒤 상기 추진제 공급 밸브(130)를 개방하여 상기 로켓 엔진(150)을 작동시키며 상기 전방 추진제 공급관(121a)을 통해 상기 전방 로드셀(140)에 전달되는 힘을 측정하는 단계; 및 (e) 상기 (d) 단계에서 측정된 힘에 상기 (b)단계에서 측정된 힘과 상기 (c) 단계에서 측정된 힘의 차이인 시스템 저항치를 더하여 상기 로켓 엔진의 실제 추진력을 산출하는 단계; 로 이루어지는 것을 특징으로 한다.
한편, 본 발명은 상기 (b)단계에서 측정되는 힘 및 (c)단계에서 측정되는 힘은 추진제를 추진제 공급관(120)으로 가압하는 가압용 가스탱크(111)의 가압 크기에 대응하여 각각 측정되는 것을 특징으로 한다.
본 발명은 로켓 엔진의 후단에 로드셀을 추가로 장착하여 추력을 모사해 줌으로써 로켓 엔진의 시험평가에서 추력 측정에 간섭을 미치는 요소의 보정이 쉽고 간단해지는 장점이 있다.
본 발명은 레일 시스템을 이용하여 저항을 최소화함으로써 로켓 엔진의 시험평가에서의 오차 발생을 줄일 수 있으며 타 방식의 추력 측정방식에 비해 로켓 엔진의 장착이 용이하고 레일을 교체할 수 있는 범용적인 추력 스탠드를 구현할 수 있는 장점이 있다.
이하, 도면을 참조하여 본 발명의 일실시예에 대하여 상세히 설명한다.
도 2 는 본 발명에 의한 추력 측정 장치의 구조도를, 도 3 은 본 발명에 의한 추력 측정 및 보정 장치의 확대 구조도를, 도 4 는 본 발명에 의한 추력 측정 및 보정 방법을 나타내기 위한 순서도를, 도 5 는 본 발명에 의한 추력 측정 및 보정 장치에서 고농도 과산화수소(90 wt%)를 추진제 저장탱크에 채운 후 20 bar로 가압할 경우의 추력 보정 결과 그래프를 나타낸다.
도 2 를 참조하면 로켓 엔진의 추력 측정 장치(100)는 추진제 저장탱 크(110), 로켓 엔진(150), 추진제 공급관(120), 추진제 공급 밸브(130), 전방 로드셀(140), 후방 로드셀(160)을 포함한다. 또한, 가압용 가스탱크(111), 엔진 지지대(151), 연결 장치(152), 레일(153), 레일 지지대(154), 지지용 구조물(170)을 선택적으로 포함할 수 있다. 상기 연결 장치(152)에는 베어링(155)을 포함할 수 있고 베어링(155)의 형태는 다양할 수 있다. 이하 구체적으로 살펴본다.
일반적으로 로켓은 연료를 태워서 만드는 고압가스를 내뿜어 추진력을 얻는 장치이며 이와 같은 방식의 엔진을 로켓 엔진 이라한다. 로켓 엔진은 크기에 비해 가장 큰 힘을 내는 엔진으로서, 같은 크기의 자동차 엔진보다 3,000배 이상의 힘을 낸다. 로켓은 매우 큰 힘을 내는 만큼 연료가 빨리 연소되므로 짧은 시간동안 많은 연료를 소모하고, 높은 온도를 발생시킨다. 따라서, 로켓 기관은 높은 온도와 높은 압력, 그리고 강한 힘에 견디면서도 가벼워야 하기 때문에 매우 복잡하고 어려운 기술이 필요하다.
로켓의 작동 원리는 작용-반작용의 법칙으로, 물체에 어떤 힘이 가해져서 작용이 생기면 크기는 같지만 방향이 반대인 반작용이 생기는 것을 이용하여 강력한 로켓이 앞으로 나아갈 수 있도록 하는 것이다. 로켓의 연소실에서 특수 연료가 연소되면 매우 빠르게 팽창하는 가스가 생성되며, 이 팽창 가스의 압력은 로켓 안의 모든 방향으로 균일하게 작용하고, 어떤 한 방향으로 가해지는 압력은 그 반대 방향으로 가해지는 압력과 균형을 이룬다. 하지만 로켓 뒤쪽으로 흐르는 가스는 노즐을 통해 내뿜어져 로켓 앞쪽의 압력과 균형을 이루지 못하게 되어 발생하는 압력차로 로켓이 앞으로 나아간다. 노즐을 통해 내뿜어지는 가스가 뉴턴의 운동 법칙에서 말하는 '작용'에 해당하고, 내뿜어지는 가스의 반대쪽인 진행 방향으로 로켓을 미는 추진력이 '반작용'에 해당한다.
로켓은 추진 방식에 따라 액체 연료에 의한 방법과 고체 연료에 의한 방법 크게 두 가지로 나뉜다. 액체 연료에 의한 추진 방법은, 기체 내에 채워져 있는 연료와 산화제의 연소에 의해서 생기는 가스를 기체 후방으로 고속 분출시켜 그 반동력으로 전진을 하며, 고체 연료에 의한 추진 방법은, 기체 내에 채워져 있는 고체연료의 연소에 의해서 그 추진력을 이용하여 전진하게 된다. 상기 두 가지 추진 방법 중 단위 질량의 추진제로 낼 수 있는 추력을 정의하는 비추력은 고체 연료 로켓보다 액체 연료 로켓이 크고 추력 조절이 용이하므로 우주 산업에서는 액체 연료를 추진제로 사용하는 경우가 많다.
시스템상의 차이에 있어서, 모든 시스템이 로켓 내부에 장착되어 있는 고체 연료 로켓과는 달리 액체 연료 로켓은 외부에 추진제 저장탱크, 추진제 공급 배관 및 제어 장치들이 부착되어 있기 때문에 로드셀에서 나타나는 추력과 실제 추력과는 어느 정도 차이가 있다. 저추력 로켓의 경우에는 외부 요소들에 의한 영향이 더욱 크기 때문에 오차를 보정할 수 있는 장치가 필수적이다.
도 2 를 참조하면 상기 추진제 저장탱크(110)는 추진제를 보관하고 있는 저장용 탱크이며 추진제는 과산화수소(hydrogen peroxide), 하이드라진(hydrazine)등 기타 물질일수 있으며 도 2 는 구조도이므로 상기 추진제 저장탱크(110)의 형상은 원기둥, 정육면체, 직육면체 등 다양한 형상으로 이루어 질 수 있다.
도 2 를 참조하면 상기 가압용 가스탱크(111)는 추진제를 가압하기 위한 고 압의 불활성 가스로 채워져 있으며 상기 추진제 저장탱크(110)에 있는 추진제를 가압하여 상기 추진제 공급관(120)을 통해 상기 로켓 엔진(150)으로 공급한다. 도 2 는 구조도이므로 상기 가압용 가스탱크(111)의 형상은 원기둥, 정육면체, 직육면체 등 다양한 형상으로 이루어 질 수 있다.
도 2 를 참조하면 상기 추진제 공급관(120)은 상기 추진제 저장탱크(110)와 상기 로켓 엔진(150)을 연결하여 형성될 수 있으며 상기 추진제 저장탱크(110) 내부에 있는 추진제를 상기 로켓 엔진(150)으로 공급해주는 통로이다. 상기 추진제 저장탱크(110) 및 전방 로드셀(140)과 로켓 엔진(150)의 중심에서 'ㅗ'형상으로 형성되어 있다.
상기 추진제 공급관(120)에서 'ㅡ'형상의 부분인 수평 방향 공급관(121)은 그 일단이 상기 로켓 엔진(150)에 연결되어 추진제를 공급하며 타단은 상기 전방 로드셀(140)과 접촉할 수 있도록 형성될 수 있다. 로켓 엔진의 지상시험에서 상기 로켓 엔진(150)에 힘이 가해지는 경우 상기 전방 로드셀(140)까지 힘이 전달될 수 있도록 상기 수평 방향 공급관(121)은 강성이 있는 재질로 이루어지는 것이 바람직하다.
또한, 상기 수평 방향 공급관(121)에는 상기 로켓 엔진(150)으로 공급되는 추진제의 양을 조절하며 필요시 차단할 수 있는 추진제 공급 밸브(130)가 형성될 수 있다. 상기 추진제 공급 밸브(130)는 글로브 밸브나 앵글 밸브와 같은 스톱 밸브, 평행 슬라이드 밸브, 웨지 밸브, 체크 밸브, 감압 밸브, 이스케이프 밸브, 안전 밸브, 스로틀 밸브 등 다양한 형태일 수 있으며 그 재료는 추진제와 반응하지 않는 금속 재료 범위 내에서 다양할 수 있다.
상기 수평 방향 공급관(121)은 상기 추진제 공급 밸브(130)를 중심으로 나누어 질 수 있다. 상기 전방 로드셀(140)과 접촉하여 힘이 전달될 수 있도록 형성된 측은 전방 추진제 공급관(121a), 상기 로켓 엔진(150)에 연결되어 추진제를 공급하도록 형성된 측은 후방 추진제 공급관(121b)이 될 수 있다.
상기 추진제 공급관(120)에서 'l'형상의 부분인 수직 방향 공급관(122)은 그 일단이 상기 추진제 저장탱크(110)와 연결되어 추진제를 공급받으며 타단은 상기 수평 방향 공급관(121)에 연결되어 형성될 수 있다. 상기 수직 방향 공급관(122)은 유연성이 있는 재질로 이루어져 추력 측정 실험시 상기 수평 방향 공급관(121)이 추진 방향으로 좌우 이동하더라도 이동 방향에 따라 연동될 수 있도록 하는 것이 바람직하다.
도 2 를 참조하면 상기 로켓 엔진(150)은 상기 후방 추진제 공급관(121b)에 연결되며 상기 추진제 저장탱크(110)로부터 추진제를 공급받는다. 상기 로켓 엔진(150)은 인공위성의 자세 제어를 위한 아주 작은 로켓 엔진이라 할 수 있는 추력기를 포함하며, 로켓 분사를 이용한 모든 엔진을 포함한다. 추진제가 하이드라진(hydrazine) 또는 과산화수소(hydrogen peroxide)인 경우 상기 로켓 엔진(150)에서 촉매에 의해 분해 반응 매커니즘을 거쳐 추력을 발생시킬 수 있으며, 추진제가 액체 메탄(methane)등 인 경우 상기 로켓 엔진(150)에서 연소 반응 매커니즘을 거쳐 추력을 발생시킬 수 있다. 다만, 과산화수소의 분해 반응은 고온, 고압의 가스를 생성하는 점에서 그 특성이 연소 반응과 유사하다. 상기 촉매는 채널 형태의 모 노리스(monolith) 촉매, 금속 스크린(screen) 촉매, 펠렛(pellet) 또는 그레인(grain) 형태의 촉매가 모두 사용될 수 있다. 상기 촉매에 사용되는 활성물질은 과산화수소(hydrogen peroxide)와 반응하는 귀금속 계열 금속이거나 전이금속(transition metal)의 산화물중 선택되는 어느 하나이거나 이들의 결합인 것이 바람직하다.
도 2 및 도 3 을 참조하면 상기 전방 로드셀(140)은 상기 전방 추진제 공급관(121a)과 접촉할 수 있도록 형성되어 있다. 상기 후방 로드셀(160)을 통하여 상기 로켓 엔진(150)의 전방으로 힘을 인가하는 경우 강성이 있는 상기 수평 방향 공급관(121)을 통해 힘이 전달되어 상기 전방 로드셀(140)에서 힘을 측정할 수 있다. 또한, 상기 로켓 엔진(150)을 작동시키는 경우에도 강성이 있는 상기 수평 방향 공급관(121)을 통해 힘이 전달되어 상기 전방 로드셀(140)에서 힘을 측정할 수 있다. 상기 전방 로드셀(140)은 로드셀에 한정되지 않고 이송력을 추력으로 환산할 수 있는 모든 추력 측정 장치를 포함할 수 있다. 예컨데, 소정의 탄성계수를 갖는 스프링으로 이루어져 이의 변위를 측정함으로써 이루어질 수 있으며, 가변저항기(potentiometer) 또는 푸쉬풀 게이지로서 이루어질 수 있다. 로드셀의 경우 인디케이터를 별도로 구비해야 하나 크기가 작고 형상이 다양하여 로켓 엔진의 지상시험에서 설치가 용이한 장점이 있다.
도 2 및 도 3 을 참조하면 상기 후방 로드셀(160)은 상기 로켓 엔진(150)에 추력을 가할 수 있도록 상기 로켓 엔진(150)에 접촉되어 형성될 수 있다. 상기 후방 로드셀(160)을 통하여 상기 로켓 엔진(150)의 전방으로 힘을 인가한 경우 상기 로켓 엔진(150)에 직접 인가되는 힘을 상기 후방 로드셀(160)에서 측정할 수 있다. 이에 의해 시스템 저항치를 계산하여 추력을 보정하여 실제 추력을 산출할 수 있는데 이에 대해서는 후술하기로 한다. 상기 후방 로드셀(160)은 로드셀에 한정되지 않고 이송력을 추력으로 환산할 수 있는 모든 추력 측정 장치를 포함할 수 있으며, 이에 대해서는 상기 전방 로드셀(140)의 경우와 같다.
도 2 및 도 3 을 참조하면 상기 엔진 지지대(151)는 상기 로켓 엔진(150)의 하부에 설치되어 상기 로켓 엔진(150)과 일체로 이동할 수 있다. 따라서, 로켓 엔진의 추력 측정 시험에서 상기 로켓 엔진(150)이 추진 방향으로 좌우 이동할 때 함께 연동될 수 있으며 이를 위해 판 형태의 금속 구조물인 것이 바람직하다.
도 2 및 도 3 을 참조하면 상기 레일(153)과 레일 지지대(154)가 상기 엔진 지지대(151)의 하단에 형성될 수 있다. 또한, 도 2 및 도 3 을 참조하면 상기 연결 장치(152)는 상기 엔진 지지대(151)와 상기 레일(153)을 연결하며 내부에 베어링(155)이 장착될 수 있다. 상기 레일(153)을 하부에서 지지하는 레일 지지대(154)가 형성될 수 있다. 상기 레일(153)은 상기 로켓 엔진(150)의 크기와 종류에 따라 교체하여 사용할 수 있으며 이에 따라 다양한 크기와 종류의 로켓 엔진에 대해 추력 측정할 수 있는 장점이 있다. 상기 레일(153)의 구조와 재질은 통상 사용되는 레일과 동일하므로 자세한 설명은 생략하기로 한다. 로켓 엔진의 추력 측정 시험에서 상기 로켓 엔진(150)이 추진 방향으로 좌우 이동할 때 상기 엔진 지지대(151)가 함께 연동되며 연동시 마찰을 최소화하기 위해 상기 레일(153)과 레일 지지대(154)를 통해 슬라이딩 되도록 할 수 있다. 상기 베어링(155)은 리니어 베어링, 구름 베 어링 등으로 이루어 질 수 있으며, 가능한 상기 레일(153)을 따라 이송시 마찰 저항이 최소화되며 표면 마찰이 영에 가까운 슬라이딩이 이루어지도록 하는 역할을 한다.
도 2 및 도 3 을 참조하면 상기 지지용 구조물(170)은 상기 레일 지지대(154)의 하부에 형성될 수 있으며 전체 추력 측정 및 보정 장치 시스템을 지지한다. 상기 지지용 구조물(170)은 테이블 형상에서 상부에 상기 레일 지지대(154)가 올려져 있으며 상기 전방 로드셀(140)을 고정시킬 수 있도록 'l'형상의 구조물이 테이블의 상부에서 연장되어 형성될 수 있다.
도 4 를 참조하면 로켓 엔진의 추력 측정 및 보정 방법은 다음과 같다.
(a)단계
먼저, 실험 대상이 되는 로켓 엔진과 추진제 및 압력을 설정한 뒤 상기 로켓 엔진(150)을 상기 엔진 지지대(151)에 장착하고 상기 추진제 저장탱크(110)로부터 추진제를 주입한다. 이때, 상기 가압용 가스탱크(111)를 이용하여 설정된 압력으로 추진제를 주입하되 상기 추진제 공급 밸브(130)를 잠그어 둔다. 따라서, 주입된 추진제는 상기 전방 추진제 공급관(121a)까지 주입되며 상기 추진제 공급 밸브(130)에서 차단되어 상기 후방 추진제 공급관(121b)와 로켓 엔진(150)에는 추진제가 주입되지 않는다.
(b)단계
다음, 상기 로켓 엔진(150)에 접촉되도록 엔진이 분사되는 부위에 상기 후방 로드셀(160)을 장착한 뒤 상기 로켓 엔진(150)의 추진 방향으로 상기 후방 로드셀(160)에 직접 힘을 인가하여 압력을 측정한다. 이때, 다양한 크기의 힘을 인가하면서 상기 후방 로드셀(160)에서의 압력을 측정한다.
(c)단계
다음, 상기 후방 로드셀(160)에 직접 힘을 인가하는 경우 이는 상기 로켓 엔진(150)과 상기 수평 방향 공급관(121)을 통해 힘이 전달되며 상기 전방 추진제 공급관(121a)과 접촉하는 상기 전방 로드셀(140)에 힘이 전달된다. 상기 전방 로드셀(140)에 인가된 압력을 측정한다. 이때, 상기 추진제 저장탱크(110)와 추진제 공급관(120)은 저항으로 작용하여 상술한 (b)단계에서 측정한 상기 후방 로드셀(160)에서의 측정치와 달라질 수 있다. 또한, 압력과 온도를 측정하기 위한 다양한 센서들이 상기 로켓 엔진(150)에 부착되는데 이들의 케이블로 인해 추력에 간섭을 일으킬 수 있으므로 상술한 (b)단계에서의 측정치와 오차는 커질 수 있다. 따라서, 상술한 (b)단계에서의 후방 로드셀(160)에서의 측정치와 (c)단계에서의 전방 로드셀(140)에서의 측정치의 차이가 시스템의 저항치가 된다.
(d)단계
다음, 상기 로켓 엔진(150)에 접촉되도록 설치된 상기 후방 로드셀(160)을 제거한 뒤 상기 추진제 공급 밸브(130)를 개방한다. 상기 전방 추진제 공급관(121a)에 머물러 있던 추진제는 압력에 의해 상기 후방 추진제 공급관(121b)을 통해 상기 로켓 엔진(150)으로 공급된다. 추진제가 공급된 상기 로켓 엔진(150)을 작동시키면 상술한 추진제의 종류에 따라 분해 반응 매커니즘 또는 연소 반응 매커 니즘에 의해 추력이 발생된다. 발생한 추력은 상기 수평 방향 공급관(121)으로 전달되며 이와 접촉하는 상기 전방 로드셀(140)로 다시 전달된다. 상기 전방 로드셀(140)에 전달되는 힘을 측정한다.
(e)단계
다음, 로켓 엔진의 실제 추진력을 산출하는 단계이다. 상기 전방 로드셀(140)에서 측정된 힘을 F1 이라하고, 상기 후방 로드셀(160)에서 측정된 힘을 F2 이라하면, 실제 추진력은 다음과 같다.
Figure 112008089584242-pat00001
Figure 112008089584242-pat00002
Figure 112008089584242-pat00003
: 시스템의 저항치
F1 : 전방 로드셀에서 측정된 힘
F2 : 후방 로드셀에서 측정된 힘
위와 같은 방법으로 로켓 엔진의 정확한 추력을 산출할 수 있다.
도 5 를 참조하면 로켓 엔진의 추력을 보정한 결과를 확인할 수 있다. 도 5 는 추진제로 고농도 과산화수소(90 wt%)를 사용하며 20 bar로 가압할 경우의 추력 보정 결과 예시이며 로켓 엔진 및 추진제의 종류와 압력에 따라 결과는 달라질 수 있다.
본 발명의 상기한 실시예에 한정하여 기술적 사상을 해석해서는 안된다. 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 당업자의 수준에서 다양한 변형 실시가 가능하다. 따라서 이러한 개량 및 변경은 당업자에게 자명한 것인 한 본 발명의 보호범위에 속하게 된다.
도 1 은 종래의 제트엔진의 성능시험 장치를 도시한 분리 사시도.
도 2 는 본 발명에 의한 추력 측정 장치의 구조도.
도 3 은 본 발명에 의한 추력 측정 및 보정 장치의 확대 구조도.
도 4 는 본 발명에 의한 추력 측정 및 보정 방법을 나타내기 위한 순서도.
도 5 는 본 발명에 의한 추력 측정 및 보정 장치에서 고농도 과산화수소(90 wt%)를 추진제 저장탱크에 채운 후 20 bar로 가압할 경우의 추력 보정 결과 그래프.
<도면의 주요부분에 대한 부호의 설명>
10 : 제트 엔진 성능 시험 장치
21 : 서포트 22 : 가이드 레일
23 : 지지부재 24 : 추력 측정 센서
30 : 슬라이딩 부재 31 : 베어링 수단
32 : 이송 프레임 33 : 엔진 장착부
34 : 가압부
40 : 제트 엔진 41 : 배기 덕트
42 : 흡입 덕트
50 : 제어부
100 : 로켓 엔진의 추력 측정 및 보정 장치
110 : 추진제 저장탱크 111 : 가압용 가스탱크
120 : 추진제 공급관 121 : 수평 방향 공급관
121a : 전방 추진제 공급관 121b : 후방 추진제 공급관
122 : 수직 방향 공급관
130 : 추진제 공급 밸브
140 : 전방 로드셀
150 : 로켓 엔진 151 : 엔진 지지대
152 : 연결 장치 153 : 레일
154 : 레일 지지대 155 : 베어링
160 : 후방 로드셀
170 : 지지용 구조물

Claims (4)

  1. 추진제 저장탱크(110);
    상기 추진제 저장탱크(110)로부터 연결되는 로켓 엔진(150);
    상기 로켓 엔진(150)과 일체로 이동하며 상기 추진제 저장탱크(110)와 상기 로켓 엔진(150)의 분사부를 연결하는 추진제 공급관(120);
    상기 추진제 공급관(120)에 형성되는 추진제 공급 밸브(130);
    상기 추진제 공급관(120) 중 상기 추진제 공급 밸브(130) 전방에 위치하는 전방 추진제 공급관(121a)을 통해 힘을 전달받아 추력을 측정하는 전방 로드셀(140);
    상기 로켓 엔진(150)에 추력을 가할 수 있도록 상기 로켓 엔진(150)에 접촉되는 후방 로드셀(160);
    상기 로켓 엔진(150)을 지지하기 위한 엔진 지지대(151);
    상기 엔진 지지대(151)의 하단에 결합되는 레일(153); 및
    상기 엔진 지지대(151)와 상기 레일(153)을 연결하며 내부에 베어링(155)이 장착되어 있는 연결 장치(152); 를 포함하여 이루어지되,
    상기 추진제 공급관(120)은 수직 방향 공급관(122) 및 수평 방향 공급관(121)을 포함하여 이루어지며, 상기 수직 방향 공급관(122)은 유연성이 있는 재질로 이루어지는 것을 특징으로 하는 로켓 엔진의 추력 측정 및 보정 장치.
  2. 삭제
  3. 로켓 엔진의 지상시험에서 추력을 측정하고 오차를 보정하는 방법에 있어서,
    (a) 로켓 엔진(150)을 장착하고 전방 추진제 공급관(121a)까지 추진제를 주입한 뒤 설정 압력으로 추진제를 가압하되 추진제 공급 밸브(130)를 차단하는 준비 단계;
    (b) 후방 로드셀(160)을 통하여 상기 로켓 엔진(150)의 전방으로 힘을 인가하며 상기 로켓 엔진(150)에 직접 인가되는 힘을 측정하는 단계;
    (c) 상기 로켓 엔진(150)에 힘이 가해진 경우 상기 추진제 공급 밸브(130) 전방에 연결되는 전방 추진제 공급관(121a)과 접촉하는 전방 로드 셀(140)에 전달되는 힘을 측정하는 단계;
    (d) 상기 후방 로드셀(160)을 제거한 뒤 상기 추진제 공급 밸브(130)를 개방하여 상기 로켓 엔진(150)을 작동시키며 상기 전방 추진제 공급관(121a)을 통해 상기 전방 로드 셀(140)에 전달되는 힘을 측정하는 단계; 및
    (e) 상기 (d) 단계에서 측정된 힘에 상기 (b)단계에서 측정된 힘과 상기 (c) 단계에서 측정된 힘의 차이인 시스템 저항치를 더하여 상기 로켓 엔진의 실제 추진력을 산출하는 단계;
    로 이루어지되, 상기 (b)단계에서 측정되는 힘 및 (c)단계에서 측정되는 힘은 추진제를 추진제 공급관(120)으로 가압하는 가압용 가스탱크(111)의 가압 크기에 대응하여 각각 측정되는 것을 특징으로 하는 로켓 엔진의 추력 측정 및 보정 방법.
  4. 삭제
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