KR101434171B1

KR101434171B1 - System for Combustion Tests of Upper-stage Rocket Engine

Info

Publication number: KR101434171B1
Application number: KR1020130011119A
Authority: KR
Inventors: 이선미; 하성업; 문인상; 이수용
Original assignee: 한국항공우주연구원
Priority date: 2013-01-31
Filing date: 2013-01-31
Publication date: 2014-09-22
Also published as: KR20140098454A

Abstract

본 발명은 노즐 내부에서의 박리 없이 엔진의 연소시험을 수행하여 엔진의 시동특성을 시험할 수 있는 로켓엔진 지상연소시험시스템을 개시(introduce)한다. 상기 로켓엔진 지상연소시험시스템은, 로켓엔진의 추력 측정베이스가 되는 스러스트 월(Thrust Wall), 메일노즐을 구비하는 로켓엔진, 상기 스러스트 월과 상기 로켓엔진 사이에 놓여, 상기 로켓엔진의 연소시험을 수행하는 로켓엔진 제어계측부 및 상기 로켓엔진 메인노즐의 가장자리 부분을 따라 설치되며 각각 보조노즐을 구비하는 복수개의 보조로켓엔진을 포함하는 보조노즐부를 포함한다. The present invention introduces a rocket engine ground combustion test system capable of performing a combustion test of an engine without peeling inside the nozzle to test the starting characteristics of the engine. The rocket engine ground combustion test system includes a thrust wall serving as a thrust measuring base of a rocket engine, a rocket engine provided with a mail nozzle, and a combustion test of the rocket engine placed between the thrust wall and the rocket engine. And an auxiliary nozzle unit including a plurality of auxiliary rocket engines installed along edge portions of the rocket engine main nozzle and each having auxiliary nozzles.

Description

{System for Combustion Tests of Upper-stage Rocket Engine}

본 발명은 로켓엔진의 연소시험시스템에 관한 것으로, 특히, 지상 대기압 조건에서 상단용 로켓엔진의 연소시험을 할 때 로켓엔진의 메인 노즐에서 발생하는 박리현상을 제거하는 상단용 로켓엔진 연소시험시스템에 관한 것이다.
BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a combustion test system for a rocket engine, and more particularly, to a combustion test system for a top rocket engine that removes a peeling phenomenon occurring in a main nozzle of a rocket engine when a top- .

고고도 혹은 진공 환경에서 동작하는 상단용 로켓엔진은 비추력(specific impulse)을 높이기 위해 연소실 압력 대 출구 압력의 비율이 수 백 이상에 달하는 매우 큰 확대비를 가지도록 설계·제작된다. 비추력은 로켓엔진의 성능을 나타내는 기준이 되는 값으로, 추진제 1 kg이 1 초 동안에 소비될 때 발생하는 추력(kg×초)을 뜻하며, 비추진제소모량(specific propellant consumption)의 역수에 해당한다. 비추력의 값이 클수록 로켓엔진의 성능은 좋다. Top-end rocket engines operating in high altitude or vacuum environments are designed and constructed to have very large expansion ratios of combustion chamber pressure to outlet pressure in excess of several hundred to increase the specific impulse. The specific force is a reference value that represents the performance of the rocket engine. It is the thrust (kg × sec) that occurs when 1 kg of propellant is consumed in 1 second, which is the reciprocal of specific propellant consumption. The larger the value of the specific force, the better the performance of the rocket engine.

상단용 로켓엔진이 동작할 때 노즐 출구에서의 압력은 대기압보다도 많이 낮은 상태가 되며, 이로 인하여 지상연소시험설비에서 별도의 조치 없이 연소시험을 할 경우 노즐 확대부 중간에서 박리가 발생하는 문제가 있다. 노즐 확대부 중간에서의 박리는 노즐에 불균일한 열하중을 인가할 뿐 아니라, 불안정한 박리로 인해 불균일한 축추력(axial trust)과 측추력(side jet thrust)이 발생하고, 때에 따라서는 노즐 확대부가 손상 혹은 파괴되는 문제를 야기한다. The pressure at the nozzle outlet is much lower than the atmospheric pressure when the upper rocket engine is operated and therefore there is a problem that peeling occurs in the middle of the nozzle enlargement part when the combustion test is performed without any action in the ground combustion test equipment . Peeling in the middle of the nozzle enlargement not only applies uneven thermal load to the nozzle but also causes uneven axial trust and side jet thrust due to unstable peeling, Causing damage or destruction.

지상시험설비에서 고고도 환경을 모사(simulation)하기 위한 방법으로 현재 비교적 널리 사용되며 간단하게 구성되는 설비로는 초음속 디퓨저(diffuser)를 이용하는 방법이 있다. 그러나 초음속 디퓨저는 약 20km까지의 대기압 환경만 모사가 가능하며, 또한 고고도 환경에서 엔진의 시동 특성을 파악하는 데에는 한계가 있다. As a method for simulating the high altitude environment in the ground test facility, there is a method of using a supersonic diffuser as a relatively widely used facility. However, supersonic diffusers can only simulate atmospheric conditions up to about 20 km, and there is a limit to understanding the starting characteristics of the engine in high altitude environments.

이 점을 보완하여 진공챔버를 사용하는 방식이 제안되었는데, 초음속 디퓨저 만을 사용하는 것에 비하여 고공환경에서의 시동특성을 파악할 수 있고, 또한 더 높은 고도를 모사할 수 있으나 설비가 더욱 복잡해지는 단점이 있다. Compensating for this point, a vacuum chamber is proposed. Compared with the use of a supersonic diffuser only, the starting characteristics can be grasped in a high-air environment, and a higher altitude can be simulated, but the equipment becomes more complicated .

또한 초음속 디퓨저를 사용하는 방식이든 진공챔버를 사용하는 방식이든, 모두 엔진의 크기에 비해 상당히 큰 설비 및 공간을 필요로 할 뿐만 아니라, 설비의 제작과 운용에도 막대한 비용이 든다는 단점이 있다.
In addition, both the method using a supersonic diffuser and the method using a vacuum chamber all require a considerably large equipment and space in comparison with the size of the engine, and also have a disadvantage in cost of manufacturing and operating equipment.

본 발명이 해결하고자 하는 기술적 과제는, 노즐 내부에서의 박리 없이 엔진의 연소시험을 수행하여 엔진의 동작성을 시험할 수 있는 상단용 로켓엔진 연소시험시스템을 제공하는 것에 있다.
SUMMARY OF THE INVENTION It is an object of the present invention to provide a top-end rocket engine combustion test system capable of testing combustion of an engine without peeling in the nozzle.

상기 기술적 과제를 달성하기 위한 본 발명에 따른 상단용 로켓엔진 연소시험시스템은, 로켓엔진의 추력 측정베이스가 되는 스러스트 월(Thrust Wall), 메일노즐을 구비하는 로켓엔진, 상기 스러스트 월과 상기 로켓엔진 사이에 놓여, 상기 로켓엔진의 연소시험을 수행하는 로켓엔진 제어계측부 및 상기 로켓엔진 메인노즐의 가장자리 부분을 따라 설치되며 각각 보조노즐을 구비하는 복수개의 보조로켓엔진을 포함하는 과팽창 보조노즐부를 포함한다.
According to another aspect of the present invention, there is provided a combustion test system for a top-end rocket engine, including a thrust wall serving as a thrust measurement base of a rocket engine, a rocket engine having a mail nozzle, And a plurality of auxiliary rocket engines disposed along an edge portion of the rocket engine main nozzle and each having an auxiliary nozzle, the auxiliary overrunning nozzle unit being disposed between the at least one auxiliary rocket engine and the at least one auxiliary rocket engine, do.

본 발명에 따른 상단용 로켓엔진 연소시험시스템은 로켓엔진에 구현된 메인 노즐의 출구 주변에 과팽창 노즐을 가지는 소형의 보조로켓엔진을 설치함으로써, 시험 대상 로켓엔진의 메인 노즐에서 박리현상이 발생하지 않아, 메인 노즐의 피로파괴 원인을 제거할 수 있으며, 지상연소시험시스템을 구성하는 요소들의 숫자도 최소한으로 되어 시험설비 및 시험공간을 최소한으로 할 수 있는 장점이 있다.
The upper rocket engine combustion test system according to the present invention includes a small auxiliary rocket engine having an over-expansion nozzle around the outlet of the main nozzle implemented in the rocket engine, so that the peeling phenomenon does not occur in the main nozzle of the rocket engine It is possible to eliminate the cause of fatigue failure of the main nozzle and to minimize the number of components constituting the ground combustion test system, thereby minimizing the test facility and the test space.

도1은 본 발명에 따른 상단용 로켓엔진 연소시험시스템의 일 실시예를 나타낸다.
도2는 본 발명에 따른 상단용 로켓엔진 연소시험시스템을 구성하는 로켓엔진 및 과팽창 보조노즐부의 일 실시예를 나타낸다.
도3은 본 발명에 따른 상단용 로켓엔진 연소시험시스템을 구성하는 로켓엔진 및 과팽창 보조노즐부의 다른 일 실시예를 나타낸다.
도4는 대기압 하에서 로켓엔진만 작동하는 경우의 컴퓨터 모의실험의 결과를 나타낸다.
도5는 대기압 하에서 로켓엔진뿐만 아니라 보조로켓엔진도 동작하는 경우의 컴퓨터 모의실험 결과를 나타낸다. 1 shows an embodiment of a top rocket engine combustion test system according to the present invention.
FIG. 2 shows an embodiment of a rocket engine and an over-expansion auxiliary nozzle unit constituting the top-end rocket engine combustion test system according to the present invention.
3 shows another embodiment of the rocket engine and over-expansion auxiliary nozzle unit constituting the upper-stage rocket engine combustion test system according to the present invention.
Figure 4 shows the results of a computer simulation where only the rocket engine is operating under atmospheric pressure.
FIG. 5 shows computer simulation results in the case where an auxiliary rocket engine as well as a rocket engine is operated under atmospheric pressure.

본 발명과 본 발명의 동작상의 이점 및 본 발명의 실시에 의하여 달성되는 목적을 충분히 이해하기 위해서는 본 발명의 예시적인 실시 예를 설명하는 첨부 도면 및 첨부 도면에 기재된 내용을 참조하여야만 한다. In order to fully understand the present invention and the operational advantages of the present invention and the objects achieved by the practice of the present invention, reference should be made to the accompanying drawings, which are provided for explaining exemplary embodiments of the present invention, and the contents of the accompanying drawings.

이하 첨부한 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시 예를 설명함으로써, 본 발명을 상세히 설명한다. 각 도면에 제시된 동일한 참조부호는 동일한 부재를 나타낸다.
DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. Like reference symbols in the drawings denote like elements.

도1은 본 발명에 따른 상단용 로켓엔진 연소시험시스템을 나타낸다. 1 shows a top rocket engine combustion test system according to the present invention.

도2는 본 발명에 따른 상단용 로켓엔진 연소시험시스템을 구성하는 로켓엔진 및 과팽창 보조노즐부의 일 실시 예를 나타낸다. FIG. 2 shows an embodiment of a rocket engine and an over-expansion auxiliary nozzle unit constituting the top-end rocket engine combustion test system according to the present invention.

도3은 본 발명에 따른 상단용 로켓엔진 연소시험시스템을 구성하는 로켓엔진 및 과팽창 보조노즐부의 다른 일 실시 예를 나타낸다. 3 shows another embodiment of the rocket engine and over-expansion auxiliary nozzle unit constituting the upper-stage rocket engine combustion test system according to the present invention.

도1 내지 도3을 참조하면, 로켓엔진 지상연소시험시스템(100, 200)은 스러스트 월(Thrust Wall, 110), 로켓엔진 제어계측부(120), 로켓엔진(130) 및 과팽창 보조노즐부(140)를 포함한다. 1 to 3, a rocket engine ground combustion test system 100, 200 includes a thrust wall 110, a rocket engine control measurement unit 120, a rocket engine 130, and an over- 140).

스러스트 월(Thrust Wall, 110)은 로켓엔진의 추력 측정베이스가 되며, 로켓엔진 제어계측부(120)는 스러스트 월(110)과 로켓엔진(130) 사이에 놓여, 로켓엔진(130)의 연소시험을 수행한다. 과팽창 노즐을 가지는 과팽창 보조노즐부(140)는 로켓엔진 메인노즐의 가장자리(131) 부분을 따라 환형으로 설치된다.
The thrust wall 110 serves as a thrust measuring base of the rocket engine and the rocket engine control measuring unit 120 is placed between the thrust wall 110 and the rocket engine 130 to perform a combustion test of the rocket engine 130 . And the over-expansion auxiliary nozzle unit 140 having the expansion nozzle are installed annularly along the edge 131 of the rocket engine main nozzle.

도2에 도시된 실시 예(100)는 로켓엔진(130) 메인노즐의 가장자리 부분(131)을 따라 설치된 하나의 보조로켓엔진(141)을 포함한 과팽창 보조노즐부(140)의 예를 나타내고, 도3에 도시된 실시 예(200)는 로켓엔진 메인노즐의 가장자리(131) 부분을 따라 설치된 복수의 보조로켓엔진(141)을 포함하는 과팽창 보조노즐부(140)의 예를 나타낸다.
2 shows an example of an over-expansion auxiliary nozzle unit 140 including an auxiliary rocket engine 141 installed along an edge portion 131 of a main nozzle of a rocket engine 130, 3 shows an example of an over-expansion auxiliary nozzle unit 140 including a plurality of auxiliary rocket engines 141 installed along the edge 131 of the rocket engine main nozzle.

도2 및 도3을 참조하면, 보조로켓엔진의 노즐이 환형 혹은 원형으로 도시되어 있으나, 이는 설명의 편의를 위해 예를 든것으로 필요에 따라 사각형 등 다양한 형태의 노즐이 가능하다. Referring to FIGS. 2 and 3, the nozzles of the auxiliary rocket engine are shown as annular or circular. However, for convenience of explanation, various types of nozzles such as a square can be used as needed.

과팽창 보조노즐부(140)를 구성하는 보조로켓엔진에는 압축가스를 직접 공급하는 방식, 과산화수소의 촉매분해와 같은 단일추진체 공급방식 및 산화제나 연료 과잉 가스 생산을 통한 가스발생기로부터 발생되는 기체를 공급하는 방식 중 하나의 방식으로 가스를 공급할 수 있다.
A single propellant supply system such as catalytic decomposition of hydrogen peroxide, and a gas supply from a gas generator through the production of an oxidant or an excess fuel gas are supplied to the auxiliary rocket engine constituting the expansion auxiliary nozzle unit 140, The gas can be supplied in one of the following ways.

도4은 대기압 하에서 로켓엔진만 작동하는 경우의 컴퓨터 모의실험의 결과를 나타낸다. Figure 4 shows the results of a computer simulation in which only the rocket engine operates under atmospheric pressure.

도5는 대기압 하에서 로켓엔진뿐만 아니라 보조로켓엔진도 동작하는 경우의 컴퓨터 모의실험 결과를 나타낸다. FIG. 5 shows computer simulation results in the case where an auxiliary rocket engine as well as a rocket engine is operated under atmospheric pressure.

도4를 참조하면, 상단용 로켓엔진(131)의 노즐부는 고공 환경에서 작동을 위해 설계된 것이기 때문에, 대기압 하에서는 노즐 내부에서 박리현상(separation)이 일어난다는 것을 알 수 있다. 박리현상은 노즐로부터 배출되는 연소가스가 노즐의 외부로 상부의 벽면을 따라 흐르지 못하고, 배기가스의 흐름이 벽으로부터 분리되어 중심부로 휘어지는 현상을 말한다. Referring to FIG. 4, since the nozzle portion of the upper end rocket engine 131 is designed for operation in a high-altitude environment, it can be seen that separation occurs inside the nozzle under atmospheric pressure. The peeling phenomenon refers to a phenomenon in which the combustion gas discharged from the nozzle can not flow to the outside of the nozzle along the upper wall surface, and the flow of the exhaust gas is separated from the wall and bent to the center portion.

반면에 보조로켓엔진(141)도 같이 동작하는 도5의 경우, 보조로켓엔진(141) 역시 과팽창 노즐이기 때문에 시험대상인 메인노즐(130) 끝 단의 압력을 대기압 이하로 유지되도록 하며, 또한 제트 흐름에 의해 주변의 공기를 유입하여 메인 노즐(130)로부터 배출되는 가스가 벽면을 따라 후방으로 빠져나가도록 한다. 이러한 효과로 인해 시험의 대상이 되는 로켓엔진의 메인 노즐 내부 벽면에서는 흐름이 박리되지 않고 벽면을 따라 원활하게 배출되는 것을 알 수 있다.
5 in which the auxiliary rocket engine 141 operates in the same manner, since the auxiliary rocket engine 141 is also an over-expansion nozzle, the pressure of the end of the main nozzle 130 to be tested is maintained at atmospheric pressure or less, The surrounding air is introduced by the flow so that the gas discharged from the main nozzle 130 is allowed to escape backward along the wall surface. It can be seen from this effect that the flow is smoothly discharged along the wall surface without peeling off the inner wall surface of the main nozzle of the rocket engine to be tested.

이상에서는 본 발명에 대한 기술사상을 첨부 도면과 함께 서술하였지만 이는 본 발명의 바람직한 실시 예를 예시적으로 설명한 것이지 본 발명을 한정하는 것은 아니다. 또한 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 이라면 누구나 본 발명의 기술적 사상의 범주를 이탈하지 않는 범위 내에서 다양한 변형 및 모방 가능함은 명백한 사실이다.
While the present invention has been described in connection with what is presently considered to be the most practical and preferred embodiment, it is to be understood that the invention is not limited to the disclosed embodiments. It will be apparent to those skilled in the art that various modifications and variations can be made in the present invention without departing from the scope of the present invention.

110: 스러스트 월 120: 로켓엔진 제어계측부
130: 로켓엔진 140: 과팽창 보조노즐부
141: 보조로켓엔진 110: Thrust wall 120: Rocket engine control measuring section
130: a rocket engine 140; and an expansion auxiliary nozzle unit
141: auxiliary rocket engine

Claims

A thrust wall serving as a thrust measuring base of the rocket engine;
A rocket engine having a main nozzle;
A rocket engine control measuring unit placed between the thrust wall and the rocket engine and performing a combustion test of the rocket engine; And
Wherein the main nozzle is provided with an outlet edge portion of the rocket engine main nozzle and injects gas in a direction parallel to the direction of injection of the combustion gas discharged from the main nozzle portion, And an over-expansion auxiliary nozzle part including a plurality of auxiliary rocket engines for removing the flow separation occurring in the part,
The auxiliary rocket engine includes:
Compressed gas,
Decomposition gas by a single propellant such as catalytic decomposition of hydrogen peroxide and
And burning one of the gases generated from the gas generator through the production of oxidant or excess fuel gas.

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