KR101409938B1 - 액체 추진제를 사용하는 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치 - Google Patents

액체 추진제를 사용하는 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치 Download PDF

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Abstract

본 발명은 추력 오차를 줄이기 위한 엔진의 압력 보정을 단순화시켜 압력을 보정하는데 소용되는 연소 시험의 횟수의 감소로 터보펌프 엔진의 수명 감축을 최소화할 수 있는 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치를 제공하는 것이 그 기술적 과제이다. 이를 위해, 본 발명의 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치는, 산화제를 주연소기로 안내하는 메인 산화제 라인, 연료를 주연소기로 안내하는 메인 연료 라인, 산화제의 일부를 가스 발생기로 안내하는 보조 산화제 라인, 연료의 일부를 가스 발생기로 안내하는 보조 연료 라인에 각각 구비되어 압력을 보정하는 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치로, 상기 각 라인에 구비되어 후단부 유압에 따라 상기 각 라인에 대해 개도량을 가변시키면서 상기 후단부 유압을 보정하는 보정 밸브 유닛; 및 상기 보정 밸브 유닛에 구비되어 상기 후단부 유압의 보정이 완료되면 상기 개도량을 고정시키는 고정 유닛을 포함한다.

Description

액체 추진제를 사용하는 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치{Pressure correcting apparatus of turbo-pump engine for rocket using liquid type propellant}
본 발명은 액체 추진제를 사용하는 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치에 관한 것이다.
일반적으로, 액체 추진제를 사용하는 로켓용 터보펌프 엔진은 가스발생기에서 생성된 고온의 가스를 이용하여 산화제 및 연료를 고압 상태로 주연소기에 보내 추력을 생성하는 것이다.
이러한 액체 추진제를 사용하는 로켓용 터보펌프 엔진은, 도 1에 도시된 바와 같이, 산화제와 연료를 연소시키는 주연소기(11), 산화제를 주연소기(11)로 안내하는 메인 산화제 라인(12), 연료를 주연소기(11)로 안내하는 메인 연료 라인(13), 고온 고압의 가스를 발생시키는 가스 발생기(14), 산화제의 일부를 가스 발생기(14)로 안내하는 보조 산화제 라인(15), 연료의 일부를 가스 발생기(14)로 안내하는 보조 연료 라인(16), 가스 발생기(14)의 고온 고압의 가스에 의해 회전되는 터빈(17), 터빈(17)과 단일축으로 연동되는 산화제 펌프(18) 및 연료 펌프(19)를 포함한다. 미 설명된 도면 부호 "12a"는 주연소기(11)로 안내되는 산화제를 온-오프하는 메인 산화제 개폐 밸브이고, 도면 부호 "13a"는 주연소기(11)로 안내되는 연료를 온-오프하는 메인 연료 개폐 밸브이고, 도면 부호 "15a"는 가스 발생기(14)로 안내되는 산화제를 온-오프하는 보조 산화제 개폐 밸브이고, 도면 부호 "16a"는 가스 발생기(14)로 안내되는 연료를 온-오프하는 보조 연료 개폐 밸브이며, 그리고 도면 부호 "17a"는 터빈(17)을 통과한 가스를 외부로 배출하는 가스 토출관이다.
나아가, 이러한 터보펌프 엔진에서 정확한 추력을 생성하는 것이 매우 중요하다. 그러나, 실제 구성품의 제작 오차, 설계 오차 등으로 인해 설계 의도와는 다르게 추력 오차를 발생시키고 있다. 특히, 터빈(17), 산화제 펌프(18) 및 연료 펌프(19) 등은 다른 구성품과 달리 회전체이며 복잡한 형상을 가지고 있으므로 오차율이 더욱 클 수밖에 없다. 그러므로, 이러한 추력 오차를 보정하여 일정 추력을 생성하는 것이 매우 중요하다.
일정 추력을 얻기 위한 보정 방법은 통상 두 가지가 있다.
먼저, 제1 보정 방법은, 도 1에 도시된 바와 같이, 보조 산화제 라인(15)에 설치되는 제1 오리피스(21), 메인 산화제 라인(12)에 설치되는 제2 오리피스(22), 보조 연료 라인(16)에 설치되는 제3 오리피스(23), 및 메인 연료 라인(13)에 설치되는 제4 오리피스(24)를 이용하는 것이다. 구체적으로, 제1 보정 방법은 최종 발사체에 이용될 터보펌프 엔진이 여러 번의 연소 시험을 통해 원하는 추력을 내도록 제1, 제2, 제3 및 제4 오리피스(21)(22)(23)(24)를 교체하며 튜닝하는 방법이다. 하지만, 이 제1 보정 방법의 경우는 많은 시행 착오를 겪게 되므로 터보펌프 엔진의 수명을 단축시키는 단점을 갖고 있다.
제2 보정 방법은, 도 2에 도시된 바와 같이, 상술한 제1 보정 방법에 이용되는 제2 및 제4 오리피스(22)(24)를 그대로 설치하고, 상술한 제1 오리피스(21) 대신에 모터 구동 혹은 공압 구동으로 제어되는 제1 제어 밸브(31)를 설치하며, 그리고 상술한 제3 오리피스(23) 대신에 기계식 혼합비로 자동 제어되는 제2 제어 밸브(32)를 설치하는 것으로 보정을 수행하는 것이다. 이러한 제2 보정 방법은 제2 제어 밸브(32)와 주연소기(11) 압력을 갖고 실시간 되먹임 제어를 수행하여 원하는 추력을 맞추는 방법으로, 오리피스를 불필요하게 교체하지 않으면서 한 번의 연소 시험 과정에서 튜닝을 할 수 있는 장점이 있다. 하지만, 메인 산화제 라인(12)과 메인 연료 라인(13)에 각각 설치된 제2 및 제4 오리피스(22)(24)가 고정된 상태이므로 산화제 펌프(18) 및 연료 펌프(19)의 제작 오차에 대해서는 대응할 수 없는 단점이 있다. 이와 같은 경우, 실제 소요되는 산화제와 연료의 혼합비가 설계치와 차이가 생기게 되므로, 실제 소요되는 추진제(로켓에 탑재되는 산화제 또는 연료)의 량이 설계치와 달라지는 문제가 발생한다. 이 문제는 실제 중량 예측 및 추진제 탱크 형상 결정이 설계 인자로서 가장 중요한 로켓에 있어 매우 큰 성능 오차를 야기할 수 있다. 또한, 제2 제어 밸브(32)를 이용하여 연소 과정에서 보정 과정을 수행하여야 하는데 실제 연소 시간은 150초 이내로 매우 짧은 시간에 이루어지고 이 짧은 시간에 연소압을 측정하여 이를 이용하는 피드백 제어를 수행하여야 하므로 보정 과정이 매우 복잡해지는 단점을 안고 있다.
본 발명의 기술적 과제는, 추력 오차를 줄이기 위한 엔진의 압력 보정을 단순화시켜 압력을 보정하는데 소용되는 연소 시험의 횟수의 감소로 터보펌프 엔진의 수명 감축을 최소화할 수 있는 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치를 제공하는 것이다.
상기 목적을 달성하기 위하여, 본 발명의 실시예에 따른 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치는, 산화제를 주연소기로 안내하는 메인 산화제 라인, 연료를 주연소기로 안내하는 메인 연료 라인, 산화제의 일부를 가스 발생기로 안내하는 보조 산화제 라인, 연료의 일부를 가스 발생기로 안내하는 보조 연료 라인에 각각 구비되어 압력을 보정하는 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치로, 상기 각 라인에 구비되어 후단부 유압에 따라 상기 각 라인에 대해 개도량을 가변시키면서 상기 각 라인의 압력을 보정하는 보정 밸브 유닛; 및 상기 보정 밸브 유닛에 구비되어 상기 각 라인의 압력의 보정이 완료되면 상기 개도량을 고정시키는 고정 유닛을 포함한다.
상기 보정 밸브 유닛은, 상기 각 라인에 연통되게 구비되는 밸브 하우징; 상기 밸브 하우징 내에 고정되는 고정 밸브체; 상기 고정 밸브체에 대해 좌우 이동 가능하게 구비되는 이동 밸브체; 및 상기 후단부 유압에 따라 상기 이동 밸브체를 좌우 이동시키는 구동부를 포함할 수 있다.
상기 구동부는, 상기 고정 밸브체와 상기 이동 밸브체 사이에 밀폐되게 구비되며 작동 유체가 출입되는 작동 유체 출입부; 및 상기 작동 유체 출입부에 연통되어 상기 후단부 유압에 따라 상기 작동 유체를 상기 작동 유체 출입부로 유입시키거나 상기 작동 유체 출입부로부터 배출시키는 유압 연동부를 포함할 수 있다.
상기 유압 연동부는, 상기 작동 유체 출입부에 일단이 연동되고 타단이 상기 밸브 하우징의 후단 측 라인에 연통되는 실린더; 및 상기 후단부 유압에 따라 상기 실린더 내에 이동 가능하게 구비되어 상기 작동 유체를 밀거나 당기는 피스톤을 포함할 수 있다.
상기 유압 연동부는 상기 후단부 압력이 천이되는 동안 상기 피스톤의 이동을 최소화하는 천이 구간 요동 저감부를 더 포함할 수 있다.
상기 천이 구간 요동 저감부는, 상기 실린더와 상기 피스톤 사이에 구비되는 탄성 부재; 및 상기 탄성 부재의 탄성력을 조절하는 조절 노브를 포함할 수 있다.
상기 고정 유닛은, 상기 작동 유체 출입부와 상기 실린더 사이에 구비되는 연결관; 및 상기 연결관에 구비되며 상기 각 라인의 압력의 보정이 완료되면 상기 연결관을 막아 상기 작동 유체의 이동을 정지시키는 차단부를 포함할 수 있다.
상기 차단부는, 상기 연결관에 구비되는 유로 폐쇄봉; 및 상기 유로 폐쇄봉이 상기 연결관의 유로를 페쇄시키도록 상기 유로 폐쇄봉의 후단에 구비되어 상기 유로 폐쇄봉을 발진시키는 착화기를 포함할 수 있다.
상기 유로 폐쇄봉에 의해 상기 연결관이 폐쇄되면 상기 실린더를 상기 연결관에서 분리시켜 상기 연결관의 분리된 부위에 제1 마감 플랜지가 체결될 수 있다.
상기 유로 폐쇄봉에 의해 상기 연결관이 폐쇄되면 상기 착화기를 상기 연결관에서 분리시켜 상기 연결관의 분리된 부위에 제2 마감 플랜지가 더 체결될 수 있다.
이상에서와 같이, 본 발명의 실시예에 따른 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치는 다음과 같은 효과를 가질 수 있다.
본 발명의 실시예에 의하면, 보정 밸브 유닛과 고정 유닛이 포함되므로, 추력 오차를 줄이기 위한 엔진의 압력 보정이 단순화되어 압력을 보정하는데 소용되는 연소 시험의 횟수를 줄일 수 있다. 궁극적으로, 터보펌프 엔진의 수명 감축을 최소화할 수 있다.
도 1은 기존의 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치가 장착된 로켓용 터보펌프 엔진을 개략적으로 나타낸 도면이다.
도 2는 기존의 다른 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치가 장착된 로켓용 터보펌프 엔진을 개략적으로 나타낸 도면이다.
도 3은 본 발명의 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치가 장착된 로켓용 터보펌프 엔진을 개략적으로 나타낸 도면이다.
도 4는 본 발명의 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치를 개략적으로 나타낸 단면도이다.
도 5는 도 4의 "V-V"선을 따라 잘라 본 단면도이다.
도 6은 도 4의 피스톤을 나타낸 사시도이다.
도 7은 도 4의 "A"부 확대도이다.
도 8은 도 4의 보정 밸브 유닛이 동작된 상태를 나타낸 도면이다.
도 9는 도 7의 폐쇄봉이 착화기에 의해 발진된 상태를 나타낸 도면이다.
도 10은 연결관의 분리된 부위에 제1 마감 플랜지 및 제2 마감 플랜지가 체결된 상태를 나타낸 도면이다.
이하, 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시예에 대하여 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다. 그러나 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다.
도 3은 본 발명의 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치가 장착된 로켓용 터보펌프 엔진을 개략적으로 나타낸 도면이고, 도 4는 본 발명의 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치를 개략적으로 나타낸 단면도이다. 또한, 상술한 종래 기술과 동일한 구성 요소에 대해서는 동일한 도면 부호를 부여하기로 한다.
본 발명의 일 실시예에 따른 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치(100)는, 도 3 및 도 4에 도시된 바와 같이, 메인 산화제 라인(12), 메인 연료 라인(13), 보조 산화제 라인(15), 및 보조 연료 라인(16)에 각각 구비되어 압력을 보정하는 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치로, 보정 밸브 유닛(110)과 고정 유닛(160)을 포함한다.
메인 산화제 라인(12)은 산화제를 주연소기(11)로 안내하고, 메인 연료 라인(13)은 연료를 주연소기(11)로 안내한다. 이에 언급된 메인 산화제 라인(12), 메인 연료 라인(13) 및 주연소기(11)는 기존의 기술과 동일하므로 이에 대한 구체적인 설명은 생략한다.
보조 산화제 라인(15)은 산화제의 일부를 가스 발생기(14)로 안내하고, 보조 연료 라인(16)은 연료의 일부를 가스 발생기(14)로 안내한다. 이에 언급된 보조 산화제 라인(15), 보조 연료 라인(16) 및 가스 발생기(14)는 기존의 기술과 동일하므로 이에 대한 구체적인 설명은 생략한다.
보정 밸브 유닛(110)은 각 라인에 구비되어 그 후단부 유압에 따라 각 라인(12, 13, 15, 16)에 대해 개도량을 가변시키면서 각 라인(12, 13, 15, 16)의 압력을 보정한다. 참고로, 후단부 유압은 각 라인(12, 13, 15, 16)을 따라 흐르는 추진제(산화제 또는 연료)의 방향을 기준으로 보정 밸브 유닛(110)의 후단부를 의미한다. 이하, 도 4 및 도 5를 참조하여, 상술한 보정 밸브 유닛(110)에 대해 보다 상세히 설명한다.
도 5는 도 4의 "V-V"선을 따라 잘라 본 단면도이다.
보정 밸브 유닛(110)은, 도 4 및 도 5에 도시된 바와 같이, 밸브 하우징(120)과, 고정 밸브체(130)와, 이동 밸브체(140)와, 그리고 구동부(150)를 포함할 수 있다.
밸브 하우징(120)은 각 라인에 연통되게 구비된다. 예를 들어, 밸브 하우징(120)은 플랜지 방식으로 각 라인에 연결될 수 있다.
고정 밸브체(130)는 밸브 하우징(120) 내에 고정된다. 예를 들어, 고정 밸브체(130)는 밸브 하우징(120)에 고정 브라켓(131)에 의해 고정될 수 있다.
이동 밸브체(140)는 고정 밸브체(130)에 대해 좌우 이동 가능하게 구비된다. 예를 들어, 이동 밸브체(140)는 고정 밸브체(130)의 외면에 그 내면이 슬라이딩 가능하게 결합될 수 있다.
구동부(150)는 후단부 유압에 따라 이동 밸브체(140)를 좌우 이동시킨다. 일예로, 구동부(150)는, 도 4에 도시된 바와 같이, 작동 유체 출입부(151)와 유압 연동부(152)를 포함할 수 있다. 이하, 도 4 및 도 6을 참조하여, 작동 유체 출입부(151)와 유압 연동부(152)에 대해 보다 상세히 설명한다.
도 6은 도 4의 피스톤을 나타낸 사시도이다.
작동 유체 출입부(151)는 고정 밸브체(130)와 이동 밸브체(140) 사이에 밀폐된 공간의 형태를 가지며 이에 작동 유체(153)가 출입된다.
유압 연동부(152)는 작동 유체 출입부(151)에 연통되어 후단부 유압에 따라 작동 유체(153)를 작동 유체 출입부(151)로 유입시키거나 작동 유체 출입부(151)로부터 배출시킨다. 구체적으로, 유압 연동부(152)는, 작동 유체 출입부(151)에 일단이 연동되고 타단이 밸브 하우징(120)의 후단 측 라인에 연통되는 실린더(152a)와, 그리고 후단부 유압에 따라 실린더(152a) 내에 이동 가능하게 구비되어 작동 유체(153)를 밀거나 당기는 피스톤(152b)을 포함할 수 있다.
따라서, 후단부 유압이 높아지면 후단부 유압에 의해 피스톤(152b)이 도 4를 기준으로 좌측으로 이동하면서 실린더(152a)에 있는 작동 유체(153)를 작동 유체 출입부(151)로 밀게 되고, 밀린 작동 유체(153)는 작동 유체 출입부(151)로 유입되면서 이동 밸브체(140)를 추진제의 흐름 방향과 반대 방향(도 4를 기준으로 좌측 방향)으로 이동시키면서 라인(12, 13, 15 또는 16)에 대한 개도량을 줄이게 된다.
반대로, 후단부 유압이 낮아지면 후단부 유압에 의해 피스톤(152b)이 도 4를 기준으로 우측으로 이동하면서 작동 유체 출입부(151)에 있던 작동 유체(153)를 당기게 되고, 이렇게 당겨진 작동 유체(153)는 작동 유체 출입부(151)에서 배출되면서 이동 밸브체(140)를 추진제의 흐름 방향(도 4를 기준으로 우측 방향)으로 이동시키면서 라인(12, 13, 15 또는 16)에 대한 개도량을 높이게 된다.
즉, 후단부 유압에 따라 전자식이 아닌 기계식으로 이동 밸브체(140)를 이동시키면서 압력을 보정하게 된다.
나아가, 도 4에 도시된 바와 같이, 상술한 유압 연동부(152)는 천이 구간 요동 저감부(152c)를 더 포함할 수 있다.
천이 구간 요동 저감부(152c)는 후단부 압력이 천이되는 동안 피스톤(152b)의 이동을 최소화한다. 참고로, 후단부 압력이 천이되는 구간이란, 엔진의 시동 초기에 발생되는 급격한 압력 발생 구간을 의미한다.
일예로, 천이 구간 요동 저감부(152c)는, 도 4에 도시된 바와 같이, 실린더(152a)와 피스톤(152b) 사이에 구비되는 탄성 부재(152d)와, 탄성 부재(152d)의 탄성력을 조절하는 조절 노브(152e)를 포함할 수 있다. 예를 들어, 피스톤(152b)이 각 라인(12, 13, 15, 16)의 설계 압력에 대해 대략 90% 이상에서 움직이도록 조절 노브(152e)를 조절하여 탄성 부재(152d)의 탄성력을 조절할 수 있다.
따라서, 천이 구간에서 발생되는 압력에 대한 피스톤(152b)의 요동이 탄성 부재(152d)의 탄성력에 의해 최소되므로 본 발명의 일 실시예에 따른 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치(100)의 수명 및 내구성을 향상시킬 수 있다.
이하, 도 4 및 도 7을 참조하여, 고정 유닛(160)을 상세히 설명한다.
도 7은 도 4의 "A"부 확대도이다.
고정 유닛(160)은 보정 밸브 유닛(110)에 구비되어 각 라인(12, 13, 15, 16)의 압력의 보정이 완료되면 개도량을 고정시킨다.
구체적으로, 고정 유닛(160)은, 작동 유체 출입부(151)와 실린더(152a) 사이에 구비되는 연결관(170)과, 연결관(170)에 구비되며 각 라인(12, 13, 15, 16)의 압력의 보정이 완료되면 연결관(170)을 막아 작동 유체(153)의 이동을 정지시키는 차단부(180)를 포함할 수 있다.
일예로, 차단부(180)는 파이로 밸브(pyro valve)일 수 있다. 구체적으로, 차단부(180)는 연결관(170)에 구비되는 유로 폐쇄봉(181)과, 유로 폐쇄봉(181)이 연결관(170)의 유로를 페쇄시키도록 유로 폐쇄봉(181)의 후단에 구비되어 유로 폐쇄봉(181)을 발진시키는 착화기(182)를 포함할 수 있다.
또한, 유로 폐쇄봉(181)에 의해 연결관(170)이 폐쇄되면 실린더(152a)를 연결관(170)에서 분리시켜 연결관(170)의 분리된 부위에 제1 마감 플랜지(191)를 체결할 수 있다(도 10 참조).
또한, 유로 폐쇄봉(181)에 의해 연결관(170)이 폐쇄되면 착화기(182)를 연결관(170)에서 분리시켜 연결관(170)의 분리된 부위에 제2 마감 플랜지(192)를 더 체결할 수 있다(도 10 참조).
이하, 도 4, 도 7 내지 도 10을 참조하여, 본 발명의 일 실시예에 따른 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치(100)의 동작을 설명한다.
도 8은 도 4의 보정 밸브 유닛이 동작된 상태를 나타낸 도면이고, 도 9는 도 7의 폐쇄봉이 착화기에 의해 발진된 상태를 나타낸 도면이며, 그리고 도 10은 연결관의 분리된 부위에 제1 마감 플랜지 및 제2 마감 플랜지가 체결된 상태를 나타낸 도면이다.
먼저, 도 4의 상태에서, 후단부 유압이 높아지면 후단부 유압에 의해 피스톤(152b)이 도 4를 기준으로 좌측으로 이동하면서 실린더(152a)에 있는 작동 유체(153)를 작동 유체 출입부(151)로 밀게 되고, 밀린 작동 유체(153)는, 도 8에 도시된 바와 같이 작동 유체 출입부(151)로 유입되면서 이동 밸브체(140)를 추진제의 흐름 방향과 반대 방향(도 8를 기준으로 좌측 방향)으로 이동시키면서 라인(12, 13, 15 또는 16)에 대한 개도량을 줄이게 된다.
반대로, 도 8의 상태에서, 후단부 유압이 낮아지면 후단부 유압에 의해 피스톤(152b)이 도 8을 기준으로 우측으로 이동하면서 작동 유체 출입부(151)에 있던 작동 유체(153)를 당기게 되고, 이렇게 당겨진 작동 유체(153)는, 도 4에 도시된 바와 같이 작동 유체 출입부(151)에서 배출되면서 이동 밸브체(140)를 추진제의 흐름 방향(도 4를 기준으로 우측 방향)으로 이동시키면서 라인(12, 13, 15 또는 16)에 대한 개도량을 높이게 된다.
이와 같은 방식으로 엔진에 대한 압력 보정이 완료되면, 도 9에 도시된 바와 같이, 착화기(182)를 구동시켜 유로 폐쇄봉(181)을 발진시키고, 연결관(170)은 발진된 유로 폐쇄봉(181)에 의해 닫히게 된다. 따라서, 더 이상의 개도량 변화는 없게 되고 각 라인의 후단부 유압은 거의 일정한 상태로 유지된다.
이상에서와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치(100)는 다음과 같은 효과를 가질 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 의하면, 보정 밸브 유닛(110)과 고정 유닛(160)이 포함되므로, 추력 오차를 줄이기 위한 엔진의 압력 보정이 단순화되어 압력을 보정하는데 소용되는 연소 시험의 횟수를 줄일 수 있다. 궁극적으로, 터보펌프 엔진의 수명 감축을 최소화할 수 있다.
이상에서 본 발명의 바람직한 실시예에 대하여 상세하게 설명하였지만 본 발명의 권리범위는 이에 한정되는 것은 아니고 다음의 청구범위에서 정의하고 있는 본 발명의 기본 개념을 이용한 당업자의 여러 변형 및 개량 형태 또한 본 발명의 권리범위에 속하는 것이다.
11: 주연소기 12: 메인 산화제 라인
13: 메인 연료 라인 14: 가스 발생기
15: 보조 산화제 라인 16: 보조 연료 라인
100: 압력 보정 장치 110: 보정 밸브 유닛
120: 밸브 하우징 130: 고정 밸브체
140: 이동 밸브체 150: 구동부
151: 작동 유체 출입부 152: 유압 연동부
152a: 실린더 152b: 피스톤
152c: 천이 구간 요동 저감부 152d: 탄성 부재
152e: 조절 노브 160: 고정 유닛
170: 연결관 180: 차단부
181: 유로 폐쇄봉 182: 착화기
191: 제1 마감 플랜지 192: 제2 마감 플랜지

Claims (10)

  1. 삭제
  2. 삭제
  3. 산화제를 주연소기로 안내하는 메인 산화제 라인, 연료를 주연소기로 안내하는 메인 연료 라인, 산화제의 일부를 가스 발생기로 안내하는 보조 산화제 라인, 연료의 일부를 가스 발생기로 안내하는 보조 연료 라인에 각각 구비되어 압력을 보정하는 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치로,
    상기 각 라인에 구비되어 후단부 유압에 따라 상기 각 라인에 대해 자동으로 개도량을 가변시키면서 상기 각 라인의 압력을 보정하는 보정 밸브 유닛; 및
    상기 보정 밸브 유닛에 구비되어 상기 각 라인의 압력의 보정이 완료되면 상기 개도량을 고정시키는 고정 유닛을 포함하고,
    상기 보정 밸브 유닛은
    상기 각 라인에 연통되게 구비되는 밸브 하우징;
    상기 밸브 하우징 내에 고정되는 고정 밸브체;
    상기 고정 밸브체에 대해 좌우 이동 가능하게 구비되는 이동 밸브체; 및
    상기 후단부 유압에 따라 상기 이동 밸브체를 좌우 이동시키는 구동부를 포함하고,
    상기 구동부는
    상기 고정 밸브체와 상기 이동 밸브체 사이에 밀폐되게 구비되며 작동 유체가 출입되는 작동 유체 출입부; 및
    상기 작동 유체 출입부에 연통되어 상기 후단부 유압에 따라 상기 작동 유체를 상기 작동 유체 출입부로 유입시키거나 상기 작동 유체 출입부로부터 배출시키는 유압 연동부를 포함하는 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치.
  4. 제3항에서,
    상기 유압 연동부는
    상기 작동 유체 출입부에 일단이 연동되고 타단이 상기 밸브 하우징의 후단 측 라인에 연통되는 실린더; 및
    상기 후단부 유압에 따라 상기 실린더 내에 이동 가능하게 구비되어 상기 작동 유체를 밀거나 당기는 피스톤을 포함하는 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치.
  5. 제4항에서,
    상기 유압 연동부는
    상기 후단부 압력이 천이되는 동안 상기 피스톤의 이동을 최소화하는 천이 구간 요동 저감부를 더 포함하는 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치.
  6. 제5항에서,
    상기 천이 구간 요동 저감부는
    상기 실린더와 상기 피스톤 사이에 구비되는 탄성 부재; 및
    상기 탄성 부재의 탄성력을 조절하는 조절 노브를 포함하는 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치.
  7. 제4항에서,
    상기 고정 유닛은
    상기 작동 유체 출입부와 상기 실린더 사이에 구비되는 연결관; 및
    상기 연결관에 구비되며 상기 각 라인의 압력의 보정이 완료되면 상기 연결관을 막아 상기 작동 유체의 이동을 정지시키는 차단부를 포함하는 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치.
  8. 제7항에서,
    상기 차단부는
    상기 연결관에 구비되는 유로 폐쇄봉; 및
    상기 유로 폐쇄봉이 상기 연결관의 유로를 페쇄시키도록 상기 유로 폐쇄봉의 후단에 구비되어 상기 유로 폐쇄봉을 발진시키는 착화기를 포함하는 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치.
  9. 제8항에서,
    상기 유로 폐쇄봉에 의해 상기 연결관이 폐쇄되면 상기 실린더를 상기 연결관에서 분리시켜 상기 연결관의 분리된 부위에 제1 마감 플랜지가 체결되는 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치.
  10. 제9항에서,
    상기 유로 폐쇄봉에 의해 상기 연결관이 폐쇄되면 상기 착화기를 상기 연결관에서 분리시켜 상기 연결관의 분리된 부위에 제2 마감 플랜지가 더 체결되는 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치.
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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20160021381A (ko) * 2014-08-14 2016-02-25 현대로템 주식회사 가스 유량 조절기
KR101608588B1 (ko) * 2014-08-14 2016-04-04 현대로템 주식회사 가스 유량 조절기
WO2017048039A1 (ko) * 2015-09-14 2017-03-23 한국항공우주연구원 전기모터로 구동되는 펌프를 사용하는 액체로켓엔진
KR102101659B1 (ko) 2018-11-29 2020-04-17 (주)이노스페이스 전기모터 구동식 산화제 펌프를 사용하는 하이브리드 로켓엔진
CN111692014A (zh) * 2020-06-18 2020-09-22 安徽九州云箭航天技术有限公司 一种液体火箭发动机及其推力控制方法、装置和运载火箭
CN112610710A (zh) * 2020-12-11 2021-04-06 西安航天动力研究所 一种气液双调精确控制切换时间的流量转换装置

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5222873A (en) * 1992-06-19 1993-06-29 The United States Of America As Represented By The United States Department Of Energy Fluid-driven reciprocating apparatus and valving for controlling same
KR20100079801A (ko) * 2008-12-31 2010-07-08 한국항공우주연구원 액체로켓의 엔진의 시동장치

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5222873A (en) * 1992-06-19 1993-06-29 The United States Of America As Represented By The United States Department Of Energy Fluid-driven reciprocating apparatus and valving for controlling same
KR20100079801A (ko) * 2008-12-31 2010-07-08 한국항공우주연구원 액체로켓의 엔진의 시동장치

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20160021381A (ko) * 2014-08-14 2016-02-25 현대로템 주식회사 가스 유량 조절기
KR101598707B1 (ko) 2014-08-14 2016-03-02 현대로템 주식회사 가스 유량 조절기
KR101608588B1 (ko) * 2014-08-14 2016-04-04 현대로템 주식회사 가스 유량 조절기
WO2017048039A1 (ko) * 2015-09-14 2017-03-23 한국항공우주연구원 전기모터로 구동되는 펌프를 사용하는 액체로켓엔진
KR102101659B1 (ko) 2018-11-29 2020-04-17 (주)이노스페이스 전기모터 구동식 산화제 펌프를 사용하는 하이브리드 로켓엔진
WO2020111622A1 (ko) 2018-11-29 2020-06-04 (주)이노스페이스 전기모터 구동식 산화제 펌프를 사용하는 하이브리드 로켓엔진
CN111692014A (zh) * 2020-06-18 2020-09-22 安徽九州云箭航天技术有限公司 一种液体火箭发动机及其推力控制方法、装置和运载火箭
CN112610710A (zh) * 2020-12-11 2021-04-06 西安航天动力研究所 一种气液双调精确控制切换时间的流量转换装置
CN112610710B (zh) * 2020-12-11 2022-07-19 西安航天动力研究所 一种气液双调精确控制切换时间的流量转换装置

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