KR101494393B1 - Dual thrust rocket propulsion machinery - Google Patents

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KR101494393B1
KR101494393B1 KR20140062307A KR20140062307A KR101494393B1 KR 101494393 B1 KR101494393 B1 KR 101494393B1 KR 20140062307 A KR20140062307 A KR 20140062307A KR 20140062307 A KR20140062307 A KR 20140062307A KR 101494393 B1 KR101494393 B1 KR 101494393B1
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김경무
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엘아이지넥스원 주식회사
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Abstract

A dual thrust rocket propulsion machinery is disclosed. The present invention comprises: a first combustion chamber in which a first propellant and a first ignition system for ignition of the first propellant are disposed therein, and which maintains a heat structural form from combustion gas generated from the ignition of the first propellant; a hollow pipe which protrudes from the first combustion chamber to generates the thrust by discharging the combustion gas; and a second combustion chamber in which a second propellant is positioned to surround the hollow pipe in a longitudinal direction.

Description

이중 추력 로켓 추진기관{Dual thrust rocket propulsion machinery}Dual thrust rocket propulsion machinery}

본 발명은 로켓 추진기관에 관한 것으로, 이중추력 로켓 추진기관에 관한 것이다.The present invention relates to a rocket propulsion engine, and more particularly, to a dual thrust rocket propulsion engine.

하나의 연소실에 하나의 추진제 그레인으로 구성되는 단순추력 로켓 모타는 가장 단순한 추진기관에 속한다. 단순추력 로켓 모타는 개발이 간단한 고전적인 추진 기관으로 유도탄에 적용되는 경우에, 요구되는 사정거리와 속도를 유지하기 위해 많은 양의 추진제가 필요하고 연소실이 커져야 한다. 그러나 연소실이 커지고 추진제가 많아질수록 무게가 무거워짐에 따라 로켓추진기관이 최적 성능을 내기 어렵게 된다는 문제가 있다.A simple thrust rocket motor consisting of one propellant grain in one combustion chamber belongs to the simplest propulsion machinery. Simple thrust Rocket motors are simple to develop, and when applied to guided missiles, they require large amounts of propellant and large combustion chambers to maintain the required range and speed. However, as the combustion chamber becomes larger and the weight of the propellant increases, the rocket propulsion machinery becomes more difficult to achieve optimum performance.

고체로켓 추진기관은 그 임무상 대부분이 단일 추력을 갖는다. 현재의 고체로켓 추진기관은 각종 환경하에서 여러 임무를 동시에 수행하도록 개발방향이 다원화되고 있다.Most of the solid rocket propulsion systems have a single thrust. Currently, the solid rocket propulsion machinery is diversified in development direction to perform various missions simultaneously under various environments.

비행 중기 및 비행 말기의 로켓추진기관의 속도와 가동성을 증감시키기 위한 가장 일반적인 방법은 다중 추력을 제공하는 것이다. 다중 추력은 로켓 추진기관의 추력을 다단계로 가변하는 기술이다.The most common way to increase and decrease the speed and maneuverability of mid-flight and late-flight rocket propulsion engines is to provide multiple thrusts. Multiple thrust is a technique that changes the thrust of a rocket propulsion engine in multiple stages.

다중 추력 기술 중 하나는 로켓추진기관이 추력이 서로 다른 복수개의 추진 기관을 사용하도록 하는 것이다. 이 경우, 불필요한 저단 모타를 분리 시킬 수 있으므로, 로켓추진기관의 성능이 향상되지만, 분리된 모타로 인한 낙하물 피해가 발생하게 될 수 있으며, 복수개의 모타 체결을 위한 체결부의 설계와 단 분리 시에 파생되는 기술적 문제들을 해결해야 한다.One of the multiple thrust techniques is to allow the rocket propulsion plant to use multiple propulsion engines with different thrusts. In this case, unnecessary low-stage motors can be separated, so that the performance of the rocket propulsion engine is improved. However, the falling motors may be damaged due to the separated motors, and the design of the fastening portions for a plurality of motor fastening, Technical problems that arise in the future.

다중 추력 기술 중 다른 하나는 서로 다른 연소특성을 갖는 복수개의 추진제를 사용하는 방법이 있다. 그러나 서로 다른 연소 특성을 갖는 복수개의 추진제를 사용하는 경우에는 서로 다른 추진제들의 계면에서 상호간 물질 교환이 발생하여 성능이 변경될 수 있다는 우려가 있다. 도 1을 참조하면, 이러한 성능 변경을 방지하기 위해 최근에는 분리막 또는 밸브를 이용하여 격벽(10)을 만들고 격벽(10)에 의해 복수개의 추진제가 분리된 상태로 유지되고, 하나의 추진제가 모두 연소되면, 다른 추진제를 사용하기 위해 격벽(10)을 개방하는 방식을 이용하고 있다. 그러나 격벽(10)을 개방하는 방식은 연소실 내부 구조가 복잡하고, 고도의 신뢰성이 요구되어 기술적 위험도를 가지고 있으며, 비용이 많이 소요되는 문제점이 있다. One of the multiple thrust techniques is to use a plurality of propellants with different combustion characteristics. However, when a plurality of propellants having different combustion characteristics are used, there is a fear that performance may be changed due to mutual exchange of materials at the interfaces of different propellants. Referring to FIG. 1, in order to prevent such a performance change, a partition wall 10 is recently formed using a separator or a valve, a plurality of propellants are kept separated by the partition 10, The partition wall 10 is opened to use another propellant. However, the method of opening the partition 10 is complicated in the internal structure of the combustion chamber, requires high reliability, has a technical risk, and requires a high cost.

다른 다중 추력 기술은 로켓 추진기관의 임무를 고려하여 추진제 형상을 고안하는 것이 있다. 추진제 그레인(grain) 형상을 그 임무에 맞도록 고안하는 것은 복잡한 기하학적 형상을 고안하여야 하고, 요구된 추력프로파일을 생성하기 위해 정확성과 다소 차이가 발생할 소지가 많으며, 복잡한 형상에 따라 추진제를 충전하기가 어렵다.Another multi-thrust technique involves devising propellant shapes taking into account the mission of the rocket propulsion machinery. Designing the geometry of the propellant grain to meet its mission requires devising a complex geometric shape and is likely to cause a slight difference from the accuracy to produce the required thrust profile, it's difficult.

또 다른 다중 추력 기술로는 서로 다른 추진제간 물질교환이 없도록 구현한 추진제를 충전하는 방법이 있다. 서로 다른 추진제간 물질 교환이 없도록 하는 방법은 현재의 기술로 어려운 상황이며, 구현 시에도 장기간 보관 후 사용시 원래의 설계 값이나 성능 값과 다를 수 있게 된다.Another multi-thrust technology is to charge the propellant implemented so that there is no exchange of materials between different propellants. The way to avoid the exchange of materials between different propellants is a difficult situation with the present technology and it may be different from the original design value or performance value when used after long-term storage.

종래의 국내 공개특허 제 2010-0042980호는 점화기에서 발생한 연소가스를 연소관의 내부에 일정 시간 체류시킨 후 방출시키는 밀폐 부재를 포함하여 연소가스에 의해 일정량만큼 탄성 변형된 후 파열되도록 구성되는 것을 특징으로 하는 추진기관에 관한 것으로서, 연소관 내부의 연소가스 체류시간을 증가시킴으로써 점화 성능을 향상시킴과 아울러 추진기관의 신뢰도를 향상시키기 위한 것이다.The prior art Korean Patent Laid-Open Publication No. 2010-0042980 includes a sealing member for holding a combustion gas generated in an igniter for a certain period of time in the combustion tube and discharging it, and is elastically deformed by a predetermined amount by the combustion gas, The purpose of the present invention is to improve the ignition performance by increasing the residence time of the combustion gas in the combustion tube and to improve the reliability of the propulsion engine.

그러나 서로 다른 추진제를 사용하는 두 개의 연소관을 사용하고, 일체로 이루어지는 본 발명과는 그 구성이 상이하다 할 수 있다.However, two combustion tubes using different propellants are used, and the configuration may be different from that of the present invention.

본 발명의 목적은 서로 다른 추진제를 장착한 두 개의 연소실이 중공관에 의해 하나의 형태로 제작되며 이를 통해 이중 추력을 낼 수 있는 로켓 추진기관을 제공하는데 있다.It is an object of the present invention to provide a rocket propulsion engine in which two combustion chambers each equipped with a different propellant are formed into a single shape by a hollow tube and through which a double thrust can be generated.

상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 일 예에 따른 이중 추력 로켓 추진기관은 제1 추진제와 상기 제1 추진제를 점화하기 위한 제1 점화장치가 내부에 배치되고, 상기 제1 추진제가 연소하여 발생하는 연소가스로부터 열-구조적 형상을 유지하기 위한 제1 연소실; 상기 제1 연소실로부터 돌출되어 상기 연소가스를 외부에 방출하여 추력을 발생하는 중공관; 및 상기 중공관을 길이방향으로 둘러싸는 형태로 제2 추진제가 위치하는 제2 연소실을 포함한다.In order to accomplish the above object, a double thrust rocket propulsion engine according to an embodiment of the present invention includes a first propellant and a first igniter for igniting the first propellant, and the first propellant is combusted A first combustion chamber for maintaining a thermo-structural shape from the combustion gas; A hollow tube projecting from the first combustion chamber to generate the thrust by discharging the combustion gas to the outside; And a second combustion chamber in which the second propellant is located in a longitudinal direction of the hollow tube.

상기 중공관은 상기 연소가스가 최종 배출되는 끝 부분에 추력을 높이기 위한 좁아졌다가 넓어지는 형태인 제1 노즐을 구비하는 것을 특징으로 한다.And the hollow tube includes a first nozzle which is narrowed and widened to increase the thrust at the end where the combustion gas is finally discharged.

상기 제1 연소실은 내부가 빈 중공형태이며, 상기 제1 점화장치가 중심부에 배치되고, 상기 제1 추진제가 상기 제1 점화장치의 적어도 일부분을 둘러 싼 채 배치되며 상기 제1 점화장치와 반대되는 위치에 상기 중공관이 결합되어 상기 연소가스를 배출하기 위한 구멍이 형성된 것을 특징으로 한다.Wherein the first combustion chamber is hollow in its interior and the first igniter is disposed at a central portion and the first propellant is disposed surrounding at least a part of the first igniter and is disposed opposite to the first igniter And a hole for discharging the combustion gas is formed.

상기 제1 추진제는 산화제와 금속 연료로 구성된 고체 추진제로서, 추력을 높일 수 있는 넓은 연소면적을 갖기 위해 내부 형상에 홈이 생성되는 것을 특징으로 한다.The first propellant is a solid propellant composed of an oxidizing agent and a metal fuel, and is characterized in that a groove is formed in an inner shape to have a wide combustion area for increasing thrust.

상기 제2 연소실은 상기 제2 추진제를 점화하기 위한 적어도 하나의 제2 점화장치를 내부에 구비하는 것을 특징으로 한다.And the second combustion chamber includes at least one second ignition device for igniting the second propellant.

상기 제2 연소실은 상기 제2 추진제로부터 발생하는 연소가스를 외부로 방출하여 추력을 발생하는 적어도 하나의 제2 노즐을 구비하는 것을 특징으로 한다.And the second combustion chamber includes at least one second nozzle for generating a thrust by discharging the combustion gas generated from the second propellant to the outside.

상기 제2 노즐은 상기 제2 점화장치에 의해 상기 제2 산화제가 점화되어 발생되는 연소가스를 외부에 배출하여 추력을 발생하는 것으로서, 비행 도중 발생되는 연소가스의 충격을 최소화하기 위해 복수개가 형성되는 것을 특징으로 한다.The second nozzle generates a thrust by discharging a combustion gas generated by ignition of the second oxidizing agent by the second ignition device to the outside, and a plurality of nozzles are formed in order to minimize the impact of the combustion gas generated during the flight .

상기 제1 연소실과 상기 제2 연소실 사이에 위치하여 상기 연소가스가 외부로 방출되지 않도록 밀봉하기 위한 기밀수단을 더 구비하는 것을 특징으로 한다.And a hermetic means located between the first combustion chamber and the second combustion chamber to seal the combustion gas from being released to the outside.

발사 시에 상기 제1 점화장치를 이용하여 상기 제1 추진제를 점화시켜 발생된 연소가스로부터 추력을 얻고, 비행 도중 제2 점화장치를 이용하여 상기 제2 추진제를 점화시켜 발생된 연소가스로부터 추력을 한 번 더 얻는 것을 특징으로 한다.The thrust is generated from the combustion gas generated by igniting the first propellant by using the first ignition device at the time of launching and the thrust is generated from the combustion gas generated by igniting the second propellant by using the second ignition device during flight And one more time.

따라서, 본 발명은 두 개의 연소실을 중공관을 이용하여 서로의 구역을 나눔으로써, 제한된 크기와 영역에서 간단하고 단순한 형태의 일체형이며 이중 추력을 낼 수 있는 추진기관을 구성할 수 있다.Accordingly, the present invention can constitute a propulsion engine capable of generating a double thrust by integrating a simple and simple shape in a limited size and area by dividing the two combustion chambers by using hollow tubes.

또한, 본 발명은 이중 추력이 요구되는 추진기관에서 서로 다른 추진제를 사용하여 추진제 계면에서 서로간의 물질 전달이 발생하지 않게 되어, 추진제 수명을 높이는 효과가 있다. Further, in the present invention, different propellants are used in a propulsion engine in which a double thrust is required, so that mass transfer between the propellant at the propellant interface does not occur, thereby increasing the life of the propellant.

도1 은 종래의 격벽형 다중 추력 추진기관을 나타내는 도면이다.
도2 는 본 발명의 일실시예에 따른 이중 추력 로켓추진기관의 구조를 나타내는 제1 도면이다.
도3 는 본 발명의 일실시예에 따른 이중 추력 로켓추진기관의 구조를 나타내는 제2 도면이다.
도4 은 본 발명의 일실시예에 따른 추력의 변화를 시뮬레이션한 그래프이다.
도5 는 본 발명의 다른 실시 예에 따른 이중 추력 로켓추진기관을 이용한 이중 추력 제공 방법을 나타낸다.1 is a view showing a conventional multi-wall type thrust propulsion engine.
2 is a first view showing a structure of a double thrust rocket propulsion engine according to an embodiment of the present invention.
3 is a second diagram showing the structure of a double thrust rocket propulsion engine according to an embodiment of the present invention.
4 is a graph simulating a change in thrust according to an embodiment of the present invention.
5 shows a method of providing a double thrust using a double thrust rocket propulsion engine according to another embodiment of the present invention.

본 발명과 본 발명의 동작상의 이점 및 본 발명의 실시에 의하여 달성되는 목적을 충분히 이해하기 위해서는 본 발명의 바람직한 실시예를 예시하는 첨부 도면 및 첨부 도면에 기재된 내용을 참조하여야만 한다. In order to fully understand the present invention, operational advantages of the present invention, and objects achieved by the practice of the present invention, reference should be made to the accompanying drawings and the accompanying drawings which illustrate preferred embodiments of the present invention.

이하, 첨부한 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예를 설명함으로서, 본 발명을 상세히 설명한다. 그러나, 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며, 설명하는 실시예에 한정되는 것이 아니다. 그리고, 본 발명을 명확하게 설명하기 위하여 설명과 관계없는 부분은 생략되며, 도면의 동일한 참조부호는 동일한 부재임을 나타낸다. Hereinafter, the present invention will be described in detail with reference to the preferred embodiments of the present invention with reference to the accompanying drawings. However, the present invention can be implemented in various different forms, and is not limited to the embodiments described. In order to clearly describe the present invention, parts that are not related to the description are omitted, and the same reference numerals in the drawings denote the same members.

명세서 전체에서, 어떤 부분이 어떤 구성요소를 “포함”한다고 할 때, 이는 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성요소를 제외하는 것이 아니라, 다른 구성요소를 더 포함할 수 있는 것을 의미한다. 또한, 명세서에 기재된 “...부”, “...기”, “모듈”, “블록” 등의 용어는 적어도 하나의 기능이나 동작을 처리하는 단위를 의미하며, 이는 하드웨어나 소프트웨어 또는 하드웨어 및 소프트웨어의 결합으로 구현될 수 있다. Throughout the specification, when an element is referred to as " including " an element, it does not exclude other elements unless specifically stated to the contrary. The terms "part", "unit", "module", "block", and the like described in the specification mean units for processing at least one function or operation, And a combination of software.

도2 는 본 발명의 일실시예에 따른 이중 추력 로켓추진기관의 구조를 나타내는 제1 도면이다.2 is a first view showing a structure of a double thrust rocket propulsion engine according to an embodiment of the present invention.

도2 를 참조하면, 본 발명의 이중 추력 로켓추진기관은 제1 연소실(110), 제1 추진제(120), 제1 점화장치(130), 중공관(140), 제1 노즐(141), 제2 연소실(150), 제2 추진제(160), 제2 점화장치(170), 제2 노즐(180) 및 기밀수단(190)을 포함한다.Referring to FIG. 2, the double thrust rocket propulsion engine of the present invention includes a first combustion chamber 110, a first propellant 120, a first igniter 130, a hollow tube 140, a first nozzle 141, A second combustion chamber 150, a second propellant 160, a second igniter 170, a second nozzle 180 and a hermetic means 190.

로켓추진기관(100)은 기본적으로 작용과 반작용을 이용한 추진기관으로, 연료를 연소하여 고압가스를 배출하는 작용력에 대한 반작용력을 이용하여 추력을 발생함으로써 진행 방향으로 진행할 수 있게 된다. 로켓추진기관(100)의 원리는 연료를 연소하여 발생된 연소가스를 배출함으로써 추력을 획득하는 것이다.The rocket propulsion engine 100 is basically a propulsion engine that uses action and reaction, and generates a thrust force by using the reaction force against the action force for burning the fuel and discharging the high-pressure gas. The principle of the rocket propulsion engine 100 is to obtain the thrust by discharging the combustion gas generated by burning the fuel.

이러한 원리에서 도2의 제1 연소실(110)은 제1 추진제(120) 및 제1 점화장치(130)가 포함되어 제1 추진제(120)를 내부에서 연소하여 추력을 발생하기 위해 구성된다. In this principle, the first combustion chamber 110 of FIG. 2 includes a first propellant 120 and a first igniter 130, and is configured to generate thrust by burning the first propellant 120 therein.

이러한 제1 연소실(110)은 발사 시에 추력을 발생하는 내부가 빈 중공형태의 장소라 할 수 있다. 제1 연소실(110)은 제1 점화장치(130)를 중심부에 배치하고, 제1 점화장치(130)의 적어도 일부분을 둘러 싼 제1 추진제(120)를 내부에 포함할 수 있다. 또한, 제1 연소실(110)은 제1 점화장치(130)와 반대되는 위치에 중공관(140)이 결합되어 연소가스를 배출하기 위한 구멍이 형성될 수 있다.The first combustion chamber 110 may be a hollow hollow having an internal hollow that generates a thrust at the time of firing. The first combustion chamber 110 may center the first igniter 130 and may include therein a first propellant 120 surrounding at least a portion of the first igniter 130. In addition, the first combustion chamber 110 may be formed with a hole for discharging the combustion gas by coupling the hollow tube 140 at a position opposite to the first ignition device 130.

제1 연소실(110)은 제1 추진제(120)와 접착하는 내부에서는 고무 계열로 코팅되어 있어 제1 추진제(120)가 잘 접착할 뿐만 아니라 단열재 역할을 할 수 있다. 제1 연소실(110)은 제1 추진제가 연소하면서 생성되는 고온 고압을 견딜 수 있는 절연체이어야 하며 구조적으로는 로켓의 하중 또한 견딜 수 있어야 한다.The first combustion chamber 110 is coated with a rubber-based material inside the first combustion chamber 110 to be adhered to the first propellant 120, so that the first propellant 120 can be well adhered and can serve as a heat insulating material. The first combustion chamber 110 must be an insulator capable of withstanding the high temperature and high pressure generated by the combustion of the first propellant, and structurally capable of withstanding the load of the rocket.

제1 추진제(120)는 제1 연소실 내부에서 연소되어 추력을 발생시키는 연료이며, 일반적으로 로켓에서 사용되는 고체 추진제 또는 액체 추진제가 사용될 수 있다. 다만, 액체 추진제가 사용되는 경우에는 연료와 산화제를 분리하기 위한 탱크가 추가로 구비되어야 하며, 이 탱크는 제1 연소실(110)과 별도로 구분되어 제1 연소실로 연료와 산화제를 공급하도록 구성된다. 본 발명에서는 금속연료와 산화제로 구성되는 고체 추진제가 사용되는 것으로 가정하여 설명한다. 또한, 제1 추진제(120)는 추력을 높일 수 있는 넓은 연소면적을 갖기 위해 내부 형상에 홈(121)이 생성될 수 있다. The first propellant 120 is a fuel which is combusted inside the first combustion chamber to generate thrust, and a solid propellant or a liquid propellant generally used in a rocket may be used. However, when a liquid propellant is used, a tank for separating the fuel and the oxidizer must be additionally provided. The tank is separated from the first combustion chamber 110 and configured to supply the fuel and the oxidant to the first combustion chamber. In the present invention, it is assumed that a solid propellant composed of a metal fuel and an oxidant is used. In addition, the first propellant 120 may have grooves 121 in its internal shape to have a wide combustion area to increase the thrust.

제1 점화장치(130)는 제1 추진제(120)를 점화하여 제1 추진제(120)를 연소시키기 위해 구비된다. 제1 점화장치(130)는 한 번의 점화로 제1 추진제(120)를 연소시키므로 신뢰성이 높고, 외부환경에서도 견딜 수 있는 강도와 빠른 응답 속도를 갖추고 있는 것이 바람직하다.The first ignition device 130 is provided to ignite the first propellant 120 to combust the first propellant 120. The first ignition device 130 is preferable to have a high reliability and a strength that can withstand the external environment and a fast response speed because the first propellant 120 is combusted with one ignition.

본 발명의 로켓추진기관(100)은 특별하게 제1 연소실(110)에 중공관(140)을 더 구비한다. 중공관(140)은 제1 연소실(110)에 돌출되게 연결되어 제1 연소실(110)로부터 생성되는 연소가스를 외부로 배출하여 추력을 발생하는 제1 노즐(Nozzle)(141)을 구비할 수 있다.The rocket propulsion engine 100 of the present invention further includes a hollow pipe 140 particularly in the first combustion chamber 110. The hollow tube 140 may include a first nozzle 141 protruding from the first combustion chamber 110 and generating a thrust by discharging the combustion gas generated from the first combustion chamber 110 to the outside have.

또한, 중공관(140)은 제1 연소실(110)과 제2 연소실(150)의 구역을 나눔으로써, 제1 추진제(120)와 제2 추진제(160)가 원료의 함량 차이가 있을 경우, 서로간의 물질 전달이 일어나는 추진제 원료의 Migration현상이 발생하는 것을 방지하는 역할을 수행할 수 있다. 이는 제1 추진제 및 제2 추진제의 성분이 달라져 수명을 단축시키는 것을 방지하는 효과가 있다.The hollow tube 140 divides the first combustion chamber 110 and the second combustion chamber 150 to separate the first propellant 120 and the second propellant 160 from each other It is possible to prevent migration of the propellant starting material transferring material. This has the effect of preventing the life span of the first propellant and the second propellant from being shortened.

또한, 중공관(140)은 서로 다른 추진제를 사용하는 제1 연소실(110) 및 제2 연소실(150)이 연결 될 때 일체형의 로켓추진기관(100)이 될 수 있도록 돕는 역할을 수행할 수 있다.In addition, the hollow tube 140 may serve as an integrated rocket propelling engine 100 when the first combustion chamber 110 and the second combustion chamber 150 using different propellants are connected to each other .

제1 노즐(141)은 중공관(140) 끝 부분에 형성되어 제1 추진제로부터 생성된 연소가스를 외부로 방출하여 추력을 발생한다. 제1 노즐(141)은 중공관(140)에 결합된 부분이 중공관(140)의 외주면 보다 작은 지름으로 형성되고, 결합된 부분부터 서서히 지름이 커지는 형상이며 이를 통해 연소가스의 압력으로부터 생성되는 추력을 높일 수 있다.The first nozzle 141 is formed at the end of the hollow tube 140 and generates a thrust by discharging the combustion gas generated from the first propellant to the outside. The first nozzle 141 is formed to have a diameter smaller than that of the outer circumferential surface of the hollow tube 140 and gradually increase in diameter from the coupled portion, The thrust can be increased.

제2 연소실(150)은 제2 추진제(160) 및 제2 점화장치(170)가 포함되어 제2 추진제(160)를 내부에서 연소하여 추력을 발생하기 위해 구성된다. 제2 연소실(150)은 일반적으로 제1 연소실(110)과 같은 재질로 이루어지며, 중공관(140)이 관통되어 위치할 수 있도록 내부가 빈 원통형태이다. 제2 연소실(150)은 연결장치에 의해 제1 연소실(110)과 결합되며, 이를 통해 로켓 추진기관(100)은 일체형이 될 수 있다.The second combustion chamber 150 includes a second propellant 160 and a second igniter 170 and is configured to generate thrust by burning the second propellant 160 therein. The second combustion chamber 150 is generally made of the same material as that of the first combustion chamber 110 and has an inner hollow shape so that the hollow tube 140 can be penetrated. The second combustion chamber 150 is coupled to the first combustion chamber 110 by a coupling device through which the rocket propelling engine 100 can be integrated.

제2 추진제(160)는 앞서 설명한 제1 추진제(120)와 같이 연소되어 추력을 발생시키는 연료로서, 산화제와 금속 연료의 함량이 제1 추진제(120)보다 적다고 할 수 있다. 이는 로켓이 비행 중일 시에 초기보다 적은 압력 및 추력이 요구될 때 이용되기 위함이라 할 수 있다. 제2 추진제(160)는 속이 빈 원통형인 제2 연소실(150)에 위치함으로써, 중공관(140)을 둘러 감싼채 위치할 수 있다. 이를 통해 로켓추진기관(100)은 일체형으로 형성될 수 있다.The second propellant 160 is combusted like the first propellant 120 described above and generates thrust. The amount of the oxidant and the metal fuel is less than that of the first propellant 120. This is to be used when less pressure and thrust are required when the rocket is in flight. The second propellant (160) is placed in the second combustion chamber (150) having a hollow cylindrical shape, so that the second propellant (160) can be positioned around the hollow tube (140). Accordingly, the rocket propulsion engine 100 can be integrally formed.

제2 점화장치(170)는 앞서 설명한 제1 점화장치와 같이 제2 추진제(160)를 점화하여 제2 추진제(160)를 연소시키기 위해 구비된다. 제2 점화장치는(170)는 적어도 하나가 구비되며, 본 발명의 일실시예 따른 이중 추력 로켓추진기관(100)은 제2 추진제(160)의 연소속도를 가변할 수 있도록 두 개의 제2 점화장치(170)를 구비하는 것이 바람직하나, 더욱 빠른 연소속도를 위해서 더욱 많이 구비할 수도 있다.The second ignition device 170 is provided to ignite the second propellant 160 to burn the second propellant 160 like the first ignition device described above. The second ignition device 170 is provided with at least one, and the double thrust rocket propulsion engine 100 according to an embodiment of the present invention includes two second ignition devices 160, It is preferred to have the apparatus 170, but may be provided more for a faster burning rate.

제2 노즐(180)은 제2 추진제(160)로부터 생성된 연소가스를 배출하기 위한 수단으로 로켓추진기관의 추진 방향을 결정하며, 형상에 따른 추력 증가 효과를 발생한다. 제2 노즐(180)은 적어도 하나가 제2 연소실에 형성될 수 있으며 본 발명의 일실시예에 따르면, 비행도중 제2 점화장치가 제2 추진제를 점화시켜 생성되는 연소가스로 인해 비행체가 받는 충격을 줄일 수 있도록 네 개가 형성되는 것이 바람직하다. 또한, 제2 노즐(180) 각각은 제1 노즐과 마찬가지로 연소가스의 압력으로부터 생성되는 추력을 높일 수 있도록 지름이 서서히 넓어 지는 형태라 할 수 있다.The second nozzle 180 determines the propulsion direction of the rocket propulsion engine as a means for discharging the combustion gas generated from the second propellant 160 and generates an effect of increasing the thrust according to the shape. At least one of the second nozzles 180 may be formed in the second combustion chamber. According to an embodiment of the present invention, the second ignition device ignites the second propellant during the flight, It is preferable that four pieces are formed. In addition, each of the second nozzles 180 may have a diameter gradually widened so as to increase the thrust produced from the pressure of the combustion gas, like the first nozzle.

기밀수단(190)은 제1 추진제 및 제2 추진제로부터 생성되는 연소가스가 외부로 방출되지 않도록 밀봉하기 위해 구비된다. 로켓추진기관에서는 연소가스의 압력이 곧 추력이므로, 연소가스가 노즐(141, 180)을 통해서 배출되지 않고, 다른 방향으로 배출되는 경우에는 로켓추진기관의 추력이 감소하여 로켓추진기관의 효율이 낮아지게 된다. 또한, 연소가스는 고온, 고압의 가스로서 지정된 경로 이외의 경로로 배출되면, 안전에 심각한 영향을 줄 수 있다. 따라서, 기밀수단(180)은 연소가스가 노즐(141, 180)을 통하지 않고 배출되지 않도록 하여 로켓추진기관의 효율 및 안전성을 높이기 위해 구비된다.The airtight means 190 is provided for sealing the combustion gas generated from the first propellant and the second propellant so as not to be emitted to the outside. In the rocket propulsion engine, since the pressure of the combustion gas is the thrust immediately, when the combustion gas is discharged through the nozzles 141 and 180 and is discharged in the other direction, the thrust of the rocket propelling engine is reduced, . Further, if the combustion gas is discharged as a gas other than the designated route as a high-temperature and high-pressure gas, it may seriously affect the safety. Therefore, the airtight means 180 is provided to enhance the efficiency and safety of the rocket propulsion engine by preventing the combustion gas from being discharged without passing through the nozzles 141 and 180. [

여기서, 기밀수단(190)은 압력이 가해지면 변형되어 간극을 막아주는 오링이라 할 수 있다. 기밀수단(190)은 제1 연소실 및 제2 연소실 사이에 배치될 수 있으며, 연소가스가 배출되는 노즐 주변에 배치될 수 있다.Here, the airtight means 190 may be regarded as an O-ring which is deformed when pressure is applied to block the gap. The airtight means 190 may be disposed between the first combustion chamber and the second combustion chamber and may be disposed around the nozzle through which the combustion gas is discharged.

기존의 이중 추력 로켓추진기관은 서로 다른 추진제를 갖춘 연소실 사이에 격벽을 두어 구역을 나누었으나, 메커니즘이 복잡하고, 열적 환경에 노출되어 구조적 문제를 일으켰다.Conventional double thrust rocket propulsion engines divide the space between the combustion chambers with different propellants, but the mechanism is complicated and exposed to the thermal environment, causing structural problems.

그러나 본 발명은 제1 연소실(110)에 중공관(140)을 결합시켜 제2 연소실을 분리하였으며, 이를 통해 격벽을 두는 방법 보다 메커니즘이 간단하고 단순한 형태의 일체형 추진기관을 구성할 수 있다. 또한, 본 발명은 제1 추진제 및 제2 추진제로부터 발생되는 연소가스를 외부로 방출하여 추력을 발생하는 노즐이 구분되어 있으므로 이중 추력이 가능한 로켓 추진기관이라 할 수 있다.However, according to the present invention, the hollow tube 140 is coupled to the first combustion chamber 110 to separate the second combustion chamber. Thus, the integral propulsion engine having a simpler mechanism and simpler mechanism than the method of providing the partition can be constructed. In addition, since the present invention is divided into nozzles for generating thrust by discharging the combustion gas generated from the first propellant and the second propellant to the outside, it can be regarded as a rocket propulsion engine capable of double thrust.

도3 은 본 발명의 일실시예에 따른 이중 추력 로켓추진기관의 구조를 여러 형태로 나타내는 제2 도면이다.3 is a second diagram showing the structure of a double thrust rocket propulsion engine according to an embodiment of the present invention in various forms.

도3의 (a)는 본 발명의 일실시예에 따른 이중 추력 로켓추진기관의 종단면으로서, 제1 연소실(110) 및 제2 연소실(150)이 구분되어 있음을 보여준다. 또한, (a)는 제1 추진제(120) 및 제2 추진제(160)가 서로 혼합되지 않도록 구분되어 있음을 보여준다. 연소가스는 (a)에 도시된 바와 같이 제1 추진제(120)에서 생성되면 중공관(140)을 통해 제1 노즐(141)로 배출되고, 제2 추진제(160)로부터 생성되면 제2 노즐(180)을 통해 배출되어 로켓추진기관(100)이 이중 추력이 가능하게 한다.FIG. 3 (a) is a longitudinal sectional view of a double thrust rocket propulsion engine according to an embodiment of the present invention, showing that the first combustion chamber 110 and the second combustion chamber 150 are divided. In addition, (a) shows that the first propellant 120 and the second propellant 160 are not mixed with each other. The combustion gas is generated in the first propellant 120 and discharged to the first nozzle 141 through the hollow tube 140. When the second propellant 160 is generated, 180 so that the rocket propelling engine 100 can perform double thrust.

도3의 (b)는 본 발명의 일실시예에 따른 추진기관의 앞 측과 뒤 측에 장착된 점화장치와 노즈을 나타내는 도면으로서, 제1 점화장치(130)는 제1 연소실(110) 정면에 위치하여 제1 추진제(120)를 점화시키며, 제2 점화장치(170)는 적어도 하나가 제2 연소실(150) 후면에 위치하여 제2 추진제(160)를 점화시킨다. 이러한 제2 점화장치(170)는 제2 추진제의 연소속도를 조절할 수 있도록 두 개 또는 그 이상으로 구성될 수 있다. FIG. 3 (b) is a view showing an ignition device and a nose mounted on the front side and the rear side of the propulsion engine according to the embodiment of the present invention, in which the first ignition device 130 is mounted on the front side of the first combustion chamber 110 And the second igniter 170 is located at the rear of the second combustion chamber 150 to ignite the second propellant 160. The second propellant 160 is ignited. The second ignition device 170 may be composed of two or more so as to control the combustion speed of the second propellant.

처음 발사시 로켓추진기관(100)은 제1 점화장치(130)를 이용하여 제1 추진제(120)를 점화시켜 발생된 높은 압력 및 추력을 통해 발사되며, 제1 추진제(120)의 역할이 다하게 되면 제2 점화장치(170)가 제2 추진제(160)를 점화시켜 얻은 압력 및 추력을 통해 남은 로켓추진기관(100)의 비행기간 동안에 비행할 수 있게 된다.The rocket propulsion engine 100 is fired through the high pressure and thrust produced by igniting the first propellant 120 using the first ignition device 130 and the role of the first propellant 120 is The second ignition device 170 is able to fly during the flight of the remaining rocket propulsion engine 100 through the pressure and thrust generated by igniting the second propellant 160.

이때, 제1 노즐(141)은 제1 추진제로부터 생성되는 연소가스를 배출하여 1차 추력을 발생하고, 제2 노즐(180)들은 제2 추진제로부터 생성되는 연소가스를 배출하여 2차 추력을 발생할 수 있다.At this time, the first nozzle 141 generates the first thrust by discharging the combustion gas generated from the first propellant, and the second nozzles 180 discharges the combustion gas generated from the second propellant to generate the second thrust .

도3의 (c)는 본 발명의 일실시예에 따른 추진기관의 외부 형태를 보여주는 도면으로서, 서로 다른 추진제를 가지는 제1 연소실 및 제2 연소실이 결합되어 하나의 일체된 로켓추진기관(100)으로 형성된 것을 보여준다.FIG. 3C is a view showing an external configuration of a propulsion engine according to an embodiment of the present invention, in which a first combustion chamber having different propellants and a second combustion chamber are combined to form a single integrated rocket propulsion engine 100, .

도4 는 본 발명의 일실시예에 따른 추력의 변화를 시뮬레이션한 그래프이다.4 is a graph simulating a change in thrust according to an embodiment of the present invention.

도4는 로켓추진기관에 탑재된 연소실 별로 생성되는 연소가스에 따라 추력이 다르게 발생하는 것을 보여준다.FIG. 4 shows thrust generated differently depending on the combustion gas generated in each combustion chamber mounted on the rocket propulsion engine.

일반적으로 로켓추진기관(100)은 초기 발사 시에 큰 추력을 필요로 하는 데 비해, 비행 중에는 초기 발사 시에 비해 적은 추력을 필요로 한다. 따라서 발사 초기에는 도4d의 (a)에 도시된 바와 같이 제1 점화장치(130)를 이용하여 제1 추진제(120)를 점화시켜 발생된 연소가스를 제1 연소실(110)에 장착된 중공관(140)을 거쳐 노즐(141)을 통해 배출하여 높은 압력 및 추력을 발생시키는 것이 바람직하다. 그리고 초기 발사 이후, 일정 시간에 도달하거나 일정 거리에 도달하여 추력이 감소되어 추력을 유지시켜야 하는 경우에는 제2 연소실(150)에 배치된 제2 점화장치(170)를 이용하여 제2 추진제(160)를 점화시켜 발생된 연소가스를 제2 노즐(180)을 통해 배출하여 생성되는 압력 및 추력을 이용할 수 있다.Generally, the rocket propulsion engine (100) requires a large thrust force at the time of initial firing, while requiring less thrust during flight than at the initial firing. 4 (d), the combustion gas generated by ignition of the first propellant 120 by using the first ignition device 130 is introduced into the hollow tube of the first combustion chamber 110, And then discharged through the nozzle 140 through the nozzle 140 to generate a high pressure and a thrust. When the thrust is to be maintained by reaching a predetermined time or reaching a predetermined distance after the initial firing, the thrust is maintained, the second propellant 160 (160) is ignited by using the second ignition device 170 disposed in the second combustion chamber 150 And the pressure and thrust generated by discharging the generated combustion gas through the second nozzle 180 can be used.

즉, 본 발명에 따른 로켓추진기관(100)은 제1 연소실(110)에 중공관(140)을 장착시킴으로써, 제1 추진제(120) 및 제2 추진제(160)의 구역을 구분할 수 있고, 서로 다른 추진제로부터 생성된 연소가스를 서로 다른 노즐을 통해 배출하므로 이중 추력이 가능하다.That is, the rocket propulsion engine 100 according to the present invention can distinguish the zones of the first propellant 120 and the second propellant 160 by attaching the hollow tube 140 to the first combustion chamber 110, Double thrust is possible because the combustion gases generated from different propellants are discharged through different nozzles.

도5 는 본 발명의 다른 실시 예에 따른 이중 추력 로켓추진기관을 이용한 이중 추력 제공 방법을 나타낸다.5 shows a method of providing a double thrust using a double thrust rocket propulsion engine according to another embodiment of the present invention.

도1 내지 도3을 참조하여 도5의 이중 추력 제공 방법을 설명하면, 로켓추진기관은 먼저 발사 신호가 수신되는지 판별한다.(S501) 발사신호는 외부로부터 인가될 수도 있으며, 발사시간이 기설정되어 내부에서 발사 신호를 생성할 수도 있다. 그리고 발사 신호가 수신된 것으로 판별되면, 제1 점화장치를 점화하여 제1 추진제를 연소함으로써 연소가스의 압력에 의해 1차 추력을 형성한다.(S503) 앞서 설명한 바와 같이 일반적으로 로켓추진기관은 발사 시에 최대 추력을 필요로 하므로 압력과 추력을 높이기 위해 제1 추진제의 연소면적을 크게 하고, 산화제와 금속연료의 함량이 제2 추진제 보다 많게 한다.5, the rocket propulsion engine first determines whether a firing signal is received (S501). The firing signal may be applied from the outside, and the firing time may be set And may generate a firing signal from the inside. If it is determined that the firing signal is received, the primary thrust is formed by the pressure of the combustion gas by burning the first propellant by igniting the first ignition device. (S503) As described above, generally, The combustion area of the first propellant is increased and the content of the oxidant and the metal fuel is made larger than that of the second propellant in order to increase the pressure and thrust.

1차 추력에 의해 로켓추진기관이 발사된 후, 로켓추진기관은 2차 추력을 발생시킬지 여부를 판별한다.(S505) 2차 추력 발생 여부는 외부로부터 2차 추력 발생 신호를 수신하여 결정될 수도 있으며, 2차 추력 발생 시기가 미리 설정되어 저장될 수 있다. 2차 추력 발생 시기는 발사 신호가 수신된 후 기설정되는 시간, 비행 거리, 비행 고도 도달, 기 설정 위치 도달 등으로 다양하게 설정될 수 있다.After the rocket propulsion engine is fired by the primary thrust, the rocket propulsion engine determines whether to generate the secondary thrust (S505). The secondary thrust generation may be determined by receiving a secondary thrust generation signal from the outside , The secondary thrust generation timing can be preset and stored. The second thrust generation timing can be variously set according to the time set after the firing signal is received, the flying distance, the arrival of the flying height, and the arrival at the preset position.

만일 2차 추력 발생을 하는 것으로 판별되면, 로켓추진기관은 제2 점화장치를 작동시켜 제2 산화제로부터 생성되는 연소가스로 인해 2차 추력을 발생한다.(S507)If it is determined that the second thrust is generated, the rocket propulsion engine operates the second ignition device to generate secondary thrust due to the combustion gas generated from the second oxidant (S507)

그리고 로켓추진기관은 목표에 도달하면, 목적을 달성하였으므로, 동작을 종료할 수 있다.When the rocket propulsion unit reaches the target, the operation is terminated because the object has been achieved.

결과적으로 본 발명은 제1 연소실에 중공관을 장착하여 서로 산화제 및 금속연료의 함량이 다른 추진제의 위치하는 구역을 나눔으로써, 이중 추력을 발생할 수 있고, 두 개의 연소실과 두 가지의 추진제를 이용하여도 일체형으로 형성될 수 있다.As a result, the present invention can generate double thrust by installing a hollow tube in the first combustion chamber and dividing the region where the oxidant and the metal fuel content are located in the different propellant, using two combustion chambers and two propellants May also be integrally formed.

본 발명에 따른 방법은 컴퓨터로 읽을 수 있는 기록매체에 컴퓨터가 읽을 수 있는 코드로서 구현하는 것이 가능하다. 컴퓨터가 읽을 수 있는 기록매체는 컴퓨터 시스템에 의하여 읽혀질 수 있는 데이터가 저장되는 모든 종류의 기록장치를 포함한다. 기록매체의 예로는 ROM, RAM, CD-ROM, 자기 테이프, 플로피 디스크, 광데이터 저장장치 등이 있으며, 또한 캐리어 웨이브(예를 들어 인터넷을 통한 전송)의 형태로 구현되는 것도 포함한다. 또한 컴퓨터가 읽을 수 있는 기록매체는 네트워크로 연결된 컴퓨터 시스템에 분산되어 분산방식으로 컴퓨터가 읽을 수 있는 코드가 저장되고 실행될 수 있다.The method according to the present invention can be implemented as a computer-readable code on a computer-readable recording medium. A computer-readable recording medium includes all kinds of recording apparatuses in which data that can be read by a computer system is stored. Examples of the recording medium include a ROM, a RAM, a CD-ROM, a magnetic tape, a floppy disk, an optical data storage device, and the like, and a carrier wave (for example, transmission via the Internet). The computer-readable recording medium may also be distributed over a networked computer system so that computer readable code can be stored and executed in a distributed manner.

본 발명은 도면에 도시된 실시예를 참고로 설명되었으나 이는 예시적인 것에 불과하며, 본 기술 분야의 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 타 실시예가 가능하다는 점을 이해할 것이다. While the present invention has been particularly shown and described with reference to exemplary embodiments thereof, it is evident that many alternatives, modifications and variations will be apparent to those skilled in the art.

따라서, 본 발명의 진정한 기술적 보호 범위는 첨부된 등록청구범위의 기술적 사상에 의해 정해져야 할 것이다.Accordingly, the true scope of the present invention should be determined by the technical idea of the appended claims.

110: 제1 연소실
120: 제1 추진제
130: 제1 점화장치
140: 중공관
141: 제1 노즐
150: 제2 연소실
160: 제2 추진제
170: 제2 점화장치
180: 제2 노즐
190: 기밀수단110: First combustion chamber
120: First propellant
130: primary ignition device
140: hollow tube
141: first nozzle
150: Second combustion chamber
160: Second propellant
170: second ignition device
180: second nozzle
190: Airtight means

Claims (9)

제1 추진제와 상기 제1 추진제를 점화하기 위한 제1 점화장치가 내부에 배치되고, 상기 제1 추진제가 연소하여 발생하는 연소가스로부터 열-구조적 형상을 유지하기 위한 제1 연소실;
상기 제1 연소실로부터 진행 방향의 후단 방향으로 돌출되어 상기 연소가스를 외부에 방출하여 제1 추력을 발생하는 중공관; 및
상기 제1 연소실의 후단에 상기 중공관을 길이방향으로 둘러싸는 형태로 배치되고, 제2 추진제와 상기 제2 추진제를 점화하기 위한 적어도 하나의 제2 점화장치 및 상기 제2 추진제로부터 발생하는 연소가스를 외부로 방출하여 제2 추력을 발생하며, 비행 도중 발생되는 연소가스의 충격을 최소화하기 위해 복수개로 형성되는 제2 노즐이 배치되는 제2 연소실; 을 포함하고,
상기 제1 연소실의 제1 추진제가 로켓 발사 초기에 우선 연소되어 상기 제1 추력을 발생하고, 상기 제2 연소실의 제2 추진제는 상기 제1 추진제 연소 이후되어 상기 제2 출력을 발생하며, 상기 제2 추력은 상기 제1 추력보다 세기가 낮은 것을 특징으로 하는 이중 추력 로켓추진기관.A first combustion chamber in which a first propellant and a first igniter for igniting the first propellant are disposed, the first combustion chamber for maintaining a thermo-structural shape from a combustion gas generated by combustion of the first propellant;
A hollow tube projecting from the first combustion chamber toward a rear end in a traveling direction to discharge the combustion gas to the outside to generate a first thrust; And
At least one second ignition device for igniting the second propellant and the second propellant, and at least one second ignition device for igniting the combustion gas generated from the second propellant, the combustion gas being generated in the longitudinal direction of the hollow tube at the rear end of the first combustion chamber, A second combustion chamber in which a plurality of second nozzles are disposed in order to minimize the impact of the combustion gas generated during the flight; / RTI >
Wherein the first propellant in the first combustion chamber is first combusted at the beginning of the rocket launch to generate the first thrust, the second propellant in the second combustion chamber generates the second output after the first propellant combustion, Wherein the second thrust is lower in intensity than the first thrust. 제1 항에 있어서, 상기 중공관은
상기 연소가스가 최종 배출되는 끝 부분에 추력을 높이기 위한 좁아졌다가 넓어지는 형태인 제1 노즐을 구비하는 것을 특징으로 하는 이중 추력 로켓추진기관The apparatus of claim 1, wherein the hollow tube
And a first nozzle having a shape in which the combustion gas is narrowed and widened to increase the thrust at the end where the combustion gas is finally discharged. 제1 항에 있어서, 상기 제1 연소실은
내부가 빈 중공형태이며, 상기 제1 점화장치가 중심부에 배치되고, 상기 제1 추진제가 상기 제1 점화장치의 적어도 일부분을 둘러 싼 채 배치되며 상기 제1 점화장치와 반대되는 위치에 상기 중공관이 결합되어 상기 연소가스를 배출하기 위한 구멍이 형성된 것을 특징으로 하는 이중 추력 로켓추진기관.2. The fuel cell system according to claim 1, wherein the first combustion chamber
Wherein the first igniter is disposed in a central portion and the first propellant is disposed so as to surround at least a part of the first igniter and in a position opposite to the first igniter, And a hole for discharging the combustion gas is formed. 제1 항에 있어서, 상기 제1 추진제는
산화제와 금속 연료로 구성된 고체 추진제로서, 추력을 높일 수 있는 넓은 연소면적을 갖기 위해 내부 형상에 홈이 생성되는 것을 특징으로 하는 이중 추력 로켓추진기관.2. The method of claim 1, wherein the first propellant comprises
A solid propellant composed of an oxidizer and a metal fuel, characterized in that a groove is formed in the internal shape to have a wide combustion area to increase the thrust. 삭제delete 삭제delete 삭제delete 제1 항에 있어서,
상기 제1 연소실과 상기 제2 연소실 사이에 위치하여 상기 연소가스가 외부로 방출되지 않도록 밀봉하기 위한 기밀수단을 더 구비하는 것을 특징으로 하는 이중 추력 로켓추진기관.The method according to claim 1,
Further comprising a hermetic means located between the first combustion chamber and the second combustion chamber to seal the combustion gas to prevent the combustion gas from being discharged to the outside. 제1 항에 있어서,
발사 시에 상기 제1 점화장치를 이용하여 상기 제1 추진제를 점화시켜 발생된 연소가스로부터 추력을 얻고, 비행 도중 제2 점화장치를 이용하여 상기 제2 추진제를 점화시켜 발생된 연소가스로부터 추력을 한 번 더 얻는 것을
특징으로 하는 이중 추력 로켓추진기관.

The method according to claim 1,
The thrust is generated from the combustion gas generated by igniting the first propellant by using the first ignition device at the time of launching and the thrust is generated from the combustion gas generated by igniting the second propellant by using the second ignition device during flight To get one more
Features dual thrust rocket propulsion engine.

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