KR101803449B1 - 액체로켓 추진기관시험설비용 엔진시뮬레이터 - Google Patents

Abstract

본 발명은 액체로켓 추진기관시험설비용 엔진시뮬레이터에 관한 것이다. 본 발명의 일실시 예에 따른 액체로켓 추진기관시험설비용 엔진시뮬레이터는
추진제 탱크(110);
상기 추진제 탱크(110)와 추진제공급라인(120)을 매개로 연결된 터보펌프 목업(130);
상기 터보펌프 목업(130)에 연결되어 추진제를 외부로 배수하는 드레인 유닛(131);
상기 드레인 유닛(131)과 추진제 탱크(110)에 연결되어 외부로 배수되는 추진제를 상기 추진제 탱크(110)로 재순환시키는 메인 재순환라인(132);
상기 추진제공급라인(120)에 연결되어, 터보펌프 목업(130)에 극저온의 추진제를 유입시키고, 추진제 탱크(110)에 극저온의 추진제를 충전시킴과 동시에 상기 추진제 탱크(110)에서 배출되는 극저온의 추진제를 외부로 배출하여 실제 엔진에 극저온의 추진제가 충전 배출되는 과정을 모사하며, 추진제충전배출배관 및 상기 추진제충전배출관(121a)에 설치되어 이를 개폐하는 개폐밸브(121b)로 이루어진 추진제충전배출라인(121);
상기 추진제 탱크(110)에 연결되어, 추진제 탱크의 내부로 헬륨가스를 순환방식으로 공급하는 헬륨가스공급라인(140);
상기 헬륨가스공급라인(140)에 설치되어, 헬륨가스공급라인을 통해 추진제 탱크(110)로 유입되는 헬륨가스의 가압을 제어하며, 직렬 또는 병렬로 설치되는 복수의 솔레노이드 밸브(141);
상기 헬륨가스공급라인(140)에서 추진제 탱크와 상기 솔레노이드밸브(141) 사이에 설치되어, 극저온의 헬륨가스를 277~327℃로 가열하여 주는 헬륨가열기(142); 및
상기 터보펌프 목업(130)의 일측에 배관 연결되는 드레인 라인(131a)을 매개로 상기 터보펌프 목업에 연결되어, 상기 드레인 라인(131a)을 통해 배출되는 극저온 추진제의 배수량을 제어하는 멈춤밸브(131b)를 포함하며,
상기 추진제공급라인(120)에서 상기 터보펌프 목업(130)을 분리한 후, 이를 대신하여 상기 추진제공급라인(120)에 연결되는 연장관(151);
상기 연장관(151) 상에 설치되어 수류시험 시, 극저온 추진제의 유량을 일정하게 조절하여 캐치탱크로 토출하는 유량제어밸브(150);
상기 추진제공급라인(120)과 추진제 탱크(110)에 연결되어 추진제를 상기 추진제 탱크로 재순환시키는 보조 재순환라인(122); 및
상기 연장관(151)의 상기 유량제어밸브(150) 앞전에 설치되어 극저온 추진제의 배수량을 제어하기 위한 멈춤밸브(152)를 더 포함하고,
상기 추진제 탱크(110), 추진제공급라인(120) 및 터보펌프 목업(130)에 부착된 센서모듈(111)을 더 포함할 수 있다.

Description

액체로켓 추진기관시험설비용 엔진시뮬레이터{ENGINE SIMULATOR FOR LIQUID ROCKET PROPULSION SYSTEM}

본 발명은 액체로켓 추진기관시험설비용 엔진시뮬레이터에 관한 것이다. 더욱 상세하게는 액체로켓 추진기관시험설비에서 엔진이 개발되기 전에 수류시험을 수행하기 위한 엔진시뮬레이터에 관한 것이다.

공급계통의 수류시험은 예컨대, 발사체 단 시험설비로 해석 가능한 액체로켓 추진기관시험설비에서 연소기와 터보펌프를 제외한 공급시스템부품과 서브시스템의 개발 및 검증하는 시험이다. 즉 추진제 탱크와 연계되어 추진제에 대한 공급, 배출 및 가압시스템검증을 그 목적으로 하고 있다.

여기서 개발단계의 공급계통 수류시험은 엔진이 개발되기 전에 선행되고 있으므로, 엔진시뮬레이터를 통해 수행하고 있는데, 시험비용, 시험설비의 제한, 시험운용상의 어려움으로 인해 엔진과 동일한 실사이즈(Full scale)로 수행하기보다는 축소형(Sub-Scale)으로 수행하는 것이 일반적이다.

즉 축소형 엔진시뮬레이터를 이용하여 추진제 탱크관련시험, 가압시스템시험, 포고(POGO)시험, 추진제공급시험, 슬로싱(Sloshing)시험, 온도냉각시험 등이 수행되고 있다. 이를 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명하면 다음과 같다.

도 1은 종래기술에 따른 축소형 엔진시뮬레이터를 계통도로 나타내 보인 것으로서, 축소형 엔진시뮬레이터는 액체로켓 추진기관시험설비의 내부에 진공상태로 설치되고, 공력가열환경 등을 조성하여 수류시험을 수행하고 있다.

도 1에서 보듯이, 종래기술에 따른 축소형 엔진시뮬레이터(10)는 추진제 탱크(11)의 상부로 가압가스가 제1 레귤레이터(12)를 거쳐 공급되고, 제1 열교환기(13)를 통해 가열되어 제1 밸브(14)를 통해 유입되고 있으며, 하부로 극저온 추진제가 제2,3 밸브(15)(16)를 통해 유입 및 배출되고 있다. 그리고 상기 추진제 탱크(11)가 설치된 진공공간(17)에는 비행환경에서의 열 환경을 모사하는 질소가스가 제2 레귤레이터(18)를 거쳐 공급되고, 제2 열교환기(19)를 통해 설정온도로 가열되어 제4 밸브(20)를 통해 유입되고 있다.

이때 종래기술에 따른 축소형 엔진시뮬레이터(10)는 추진제 탱크(11)의 내부 및 외벽에 온도센서(21)를 부착하여 고온의 가압가스와의 열 교환으로 인한 상기 추진제 탱크(11)의 온도를 측정하고 있다. 또는 환경 모사를 위해 추진제 탱크(11)의 하부에 슬로싱을 모사하는 가진 장치(22)를 설치하여 비행환경에서의 슬로싱을 모사하고 있다. 즉 상기 가진 장치(22)를 통해 추진제 탱크(11)에서의 슬로싱 진동에 의한 추진제 표면의 변화를 모사하고 있다.

따라서 종래기술에 따른 축소형 엔진시뮬레이터(10)를 이용한 수류시험의 결과로서, 추진제 탱크(11) 입구의 가스온도와 속도최적화 등을 선택할 수 있고, 상기 추진제 탱크(11) 내의 에너지분포를 결정할 수 있으며, 가압가스의 탑재량 등을 확정할 수 있다.

그러나 종래기술에 따른 축소형 엔진시뮬레이터(10)는 실제 추진기관을 축소한 것이므로, 가압가스 및 추진제의 공급라인 간소화, 추진제 탱크(11)의 부피 및 면적 등 다양한 항목이 달라 기체 및 유체의 공급특성과 온도특성을 포함하는 다양한 특성에서 차이가 발생하고, 이를 최소화하기 위하여 축소형에서의 파라미터와 실사이즈에서의 파라미터 간 유사성을 유지할 수 있는 다양한 변수들을 고려해야하므로, 엔진의 개발 초기에는 이의 시험데이터를 활용하는 것이 적합할 수 있으나, 엔진의 개발 막바지에는 부적합한 측면이 있다.

제11회 우주발사체기술 심포지움 2010. 12. 9. 244-249쪽

본 발명의 목적은 엔진의 개발 전에 공급계통의 수류시험을 용이하게 수행할 수 있도록 한 액체로켓 추진기관시험설비용 엔진시뮬레이터를 제공하는 데 있다.

상기 목적을 달성하기 위하여,

본 발명의 일실시 예에 따른 액체로켓 추진기관시험설비용 엔진시뮬레이터는
추진제 탱크(110);
상기 추진제 탱크(110)와 추진제공급라인(120)을 매개로 연결된 터보펌프 목업(130);
상기 터보펌프 목업(130)에 연결되어 추진제를 외부로 배수하는 드레인 유닛(131);
상기 드레인 유닛(131)과 추진제 탱크(110)에 연결되어 외부로 배수되는 추진제를 상기 추진제 탱크(110)로 재순환시키는 메인 재순환라인(132);
상기 추진제공급라인(120)에 연결되어, 터보펌프 목업(130)에 극저온의 추진제를 유입시키고, 추진제 탱크(110)에 극저온의 추진제를 충전시킴과 동시에 상기 추진제 탱크(110)에서 배출되는 극저온의 추진제를 외부로 배출하여 실제 엔진에 극저온의 추진제가 충전 배출되는 과정을 모사하며, 추진제충전배출배관 및 상기 추진제충전배출관(121a)에 설치되어 이를 개폐하는 개폐밸브(121b)로 이루어진 추진제충전배출라인(121);
상기 추진제 탱크(110)에 연결되어, 추진제 탱크의 내부로 헬륨가스를 순환방식으로 공급하는 헬륨가스공급라인(140);
상기 헬륨가스공급라인(140)에 설치되어, 헬륨가스공급라인을 통해 추진제 탱크(110)로 유입되는 헬륨가스의 가압을 제어하며, 직렬 또는 병렬로 설치되는 복수의 솔레노이드 밸브(141);
상기 헬륨가스공급라인(140)에서 추진제 탱크와 상기 솔레노이드밸브(141) 사이에 설치되어, 극저온의 헬륨가스를 277~327℃로 가열하여 주는 헬륨가열기(142); 및
상기 터보펌프 목업(130)의 일측에 배관 연결되는 드레인 라인(131a)을 매개로 상기 터보펌프 목업에 연결되어, 상기 드레인 라인(131a)을 통해 배출되는 극저온 추진제의 배수량을 제어하는 멈춤밸브(131b)를 포함하며,
상기 추진제공급라인(120)에서 상기 터보펌프 목업(130)을 분리한 후, 이를 대신하여 상기 추진제공급라인(120)에 연결되는 연장관(151);
상기 연장관(151) 상에 설치되어 수류시험 시, 극저온 추진제의 유량을 일정하게 조절하여 캐치탱크로 토출하는 유량제어밸브(150);
상기 추진제공급라인(120)과 추진제 탱크(110)에 연결되어 추진제를 상기 추진제 탱크로 재순환시키는 보조 재순환라인(122); 및
상기 연장관(151)의 상기 유량제어밸브(150) 앞전에 설치되어 극저온 추진제의 배수량을 제어하기 위한 멈춤밸브(152)를 더 포함하고,
상기 추진제 탱크(110), 추진제공급라인(120) 및 터보펌프 목업(130)에 부착된 센서모듈(111)을 더 포함할 수 있다.

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이러한 해결 수단들은 첨부된 도면에 의거한 다음의 발명의 상세한 설명으로부터 더욱 명백해질 것이다.

이에 앞서, 본 명세서 및 특허청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이고 사전적인 의미로 해석되어서는 아니 되며, 발명자가 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여 본 발명의 기술적 사상에 부합되는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다.

본 발명의 일실시 예에 따르면, 공급계통의 수류시험을 용이하게 수행할 수 있는 엔진시뮬레이터를 제공함으로써, 신뢰성 있는 시험데이터를 얻을 수 있고, 이로 인해 엔진개발기간의 단축 등이 가능하다.

도 1은 종래기술에 따른 축소형 엔진시뮬레이터를 나타내 보인 계통도.
도 2 내지 3은 본 발명의 일실시 예에 따른 액체로켓 추진기관시험설비용 엔진시뮬레이터를 나타내 보인 계통도.
도 4 내지 5는 본 발명의 일실시 예에 따른 액체로켓 추진기관시험설비용 엔진시뮬레이터의 요부를 확대하여 나타내 보인 계통도.

여기서 사용되는 전문용어는 단지 특정 실시 예를 언급하기 위한 것이며, 본 발명을 한정하는 것을 의도하지 않는다. 여기서 사용되는 단수 형태들은 문구들이 이와 명백히 반대의 의미를 나타내지 않는 한 복수 형태들도 포함한다. 명세서에서 사용되는 "포함하는"의 의미는 특정 특성, 영역, 정수, 단계, 동작, 요소 및/또는 성분을 구체화하며, 다른 특정 특성, 영역, 정수, 단계, 동작, 요소, 성분 및/또는 군의 존재나 부가를 제외하는 것은 아니다.

다르게 정의하지는 않았지만, 여기에 사용되는 기술용어 및 과학용어를 포함하는 모든 용어들은 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 일반적으로 이해하는 의미와 동일하다. 보통 사용되는 사전에 정의된 용어들은 관련기술문헌과 현재 개시된 내용에 부합하는 의미를 갖는 것으로 추가 해석되고, 정의되지 않는 한 이상적이거나 매우 공식적인 의미로 해석되지 않는다.

본 발명의 일실시 예에 따른 액체로켓 추진기관시험설비용 엔진시뮬레이터는 액체로켓 추진기관시험설비에서 엔진이 없는 상태에서도 공급계통의 수류시험을 용이하게 수행할 수 있도록 제공되는 것으로서, 더욱 상세하게는 공급계통의 충전배출시험과 추진제공급시험을 용이하게 수행할 수 있도록 실제 비행조건과 같은 추진제 탱크 내,외의 현상을 모사하게 된다.

즉 공급계통의 충전배출시험은 추진제 탱크로의 예컨대 -183℃의 극저온 추진제의 충전배출 및 엔진부 냉각 등을 모사하게 되며, 엔진부 냉각을 용이하게 모사하기 위해 추진제공급라인을 매개로 상기 추진제 탱크와 연결되는 터보펌프 목업을 포함한다. 또한 추진제 탱크에 메인 재순환라인을 연결하여 실제 엔진의 충전시와 실질적으로 동일한 극저온 추진제의 온도분포를 모사하게 된다.

한편 공급계통의 추진제공급시험은 극저온의 추진제가 엔진으로 공급되는 과정을 모사하기 위한 것으로서, 즉 극저온의 추진제가 공급될 경우, 예컨대, 277∼327℃로 가열된 헬륨가스의 압력에 의한 추진제 탱크 내 가압현상을 모사하기 위한 시험이다. 이를 위해 극저온 헬륨가스를 공급하는 헬륨가스공급라인에 설치된 솔레노이드밸브, 헬륨가열기 및 추진제공급라인에 연결된 공급되는 유량을 제어하는 유량제어밸브를 포함한다.

따라서 본 발명의 일실시 예에 따르면, 공급계통의 수류시험을 용이하게 진행할 수 있어 신뢰성 높은 시험데이터를 얻을 수 있고, 이는 엔진의 개발 막바지에 활용하기에 적합한 측면이 있으므로, 엔진개발기간의 단축 등이 가능하다.

이하, 본 발명의 일실시 예를 첨부된 도면을 참조하여 구체적으로 설명하면 다음과 같다.

도 2에서 보듯이, 본 발명의 일실시 예에 따른 액체로켓 추진기관시험설비용 엔진시뮬레이터(100)는 기본적으로 추진제 탱크(110)를 포함한다. 그리고 공급계통의 충전배출 수류시험을 수행할 수 있도록 상기 추진제 탱크(110)에 부착된 센서모듈(111), 추진제 탱크(110)에 연결된 추진제공급라인(120) 및 상기 추진제공급라인(120)을 매개로 추진제 탱크(110)와 연결된 터보펌프 목업(130)을 포함한다.

또한 상기 터보펌프 목업(130)에 연결되어 극저온의 추진제를 외부배수하는 드레인 유닛(131), 상기 드레인 유닛(131)과 추진제 탱크(110)에 각기 연결되어 극저온의 추진제를 상기 추진제 탱크(110)에 재순환시키는 메인 재순환라인(132) 및 상기 추진제공급라인(120)에 연결된 추진제충전배출라인(121)을 포함한다.

상기 추진제 탱크(110)는 극저온의 추진제를 저장하는 한편 가열된 헬륨가스를 저장함을 고려하여 재질을 선택하게 되며, 동적 특성 및 투명성도 고려해야 할 사항이다. 일례로써, 추진제 탱크(110)는 항공기 조종실(Cockpit)에 사용되는 플렉시글라스(Plexiglas)를 이용하여 제작될 수 있고, 파이버글라스(Fiberglas) 또는 알루미늄합금을 이용하여 제작될 수 있으며, 강성을 고려하면, 스테인리스 스틸(Stainless Steel)을 이용하여 제작될 수 있다.

여기서 상기 추진제 탱크(110)는 내,외부에 센서모듈(111)이 부착되어 극저온 추진제의 충전배출시 온도와 압력을 측정하고, 이를 통해 극저온 추진제의 충전량을 계측하게 된다. 즉 예컨대, 도면상 상기 추진제 탱크(110)의 내,외부에 온도센서모듈(111a)과 압력센서모듈(111b)을 각기 부착함으로써, 상기 센서모듈(111)을 용이하게 실시하게 된다. 이러한 센서모듈(111)은 하기에서 구체적으로 설명하는 추진제공급라인(120)과 터보펌프 목업(130)에도 부착되어 온도를 측정토록 하게 된다.

상기 추진제공급라인(120)은 도면상 추진제 탱크(110)의 하부에 통상의 배관(Pipe)을 연결함으로써, 용이하게 실시 가능하다. 그리고 추진제공급라인(120)의 하단을 터보펌프 목업(130)의 상단에 연결함으로써, 상기 터보펌프 목업(130)과 추진제 탱크(110)를 용이하게 연결하게 된다.

여기서 상기 터보펌프 목업(130)은 실제 엔진에 사용되는 터보펌프(Turbo Pump)와 펌핑기능을 제외한 실질적으로 동일한 구성을 목재, 합성수지 또는 금속을 이용하여 만든 실물크기의 모형으로서, 터보펌프의 외형에 해당하는 터보펌프 케이싱(130a)에 터보펌프의 내부부품에 해당하는 내부유닛(130b)을 장착함으로써, 용이하게 실시 가능하며, 이를 통해 극저온 추진제에 의한 엔진부의 냉각을 용이하게 모사하게 된다.

이러한 터보펌프 목업(130)은 유입된 극저온 추진제를 외부배수시키는 기능을 수행하게 되는데, 이를 위해 상기 터보펌프 목업(130)의 일측에 배관을 연결하여 드레인 라인(131a)을 구성하고, 상기 드레인 라인(131a)에 드레인 유닛(131)을 연결하여 실시하게 되며, 이에 부가하여 상기 드레인 라인(131a)에 극저온 추진제의 배수량을 제어하기 위한 멈춤 밸브(131b)가 연결되어 운용될 수 있다.

상기 메인 재순환라인(132)은 터보펌프 목업(130)에서 외부배수되는 극저온의 추진제를 추진제 탱크(110)에 재순환시켜 실제 엔진에 극저온의 추진제가 충전되는 것과 실질적으로 동일한 추진제 탱크(110) 내 극저온 추진제의 온도분포를 모사하기 위한 구성으로서, 배관의 각 일단을 드레인 유닛(131)과 추진제 탱크(110)에 각기 연결하여 실시하게 되며, 상기 드레인 유닛(131) 대신 멈춤 밸브(131b)에 연결하여 실시하여도 무방하며, 이 경우 상기 멈춤 밸브(131b)로 삼방향 밸브(Three-way Valve)가 제공된다.

즉 상기 추진제 탱크(110)의 내부에 추진제충전배출라인(121)을 통해 충전된 극저온 추진제는 시간이 경과함에 따라 서서히 온도가 상승하게 된다. 따라서 메인 재순환라인(132)에 의해 드레인 유닛(131)의 극저온 추진제가 재순환되면, 온도변화에 따라 밀도가 낮은 극저온 추진제는 추진제 탱크(110)의 상부에 위치하게 되고, 반대로 밀도가 높은 극저온 추진제는 상기 추진제 탱크(110)에 하부에 위치함으로써, 실제 엔진과 실질적으로 동일한 온도분포를 모사할 수 있게 된다.

상기 추진제충전배출라인(121)은 추진제공급라인(120)에 연결되어 터보펌프 목업(130)에 극저온의 추진제를 유입시키고, 추진제 탱크(110)에 극저온의 추진제를 충전시킴과 동시에 상기 추진제 탱크(110)에서 배출되는 극저온의 추진제를 외부배출하여 실제 엔진에 극저온의 추진제가 충전배출되는 과정을 모사하기 위한 구성으로서, 추진제공급라인(120)에 추진제충전배출배관(121a)을 연결하고, 상기 추진제충전배출배관(121a)에 개폐밸브(121b)를 연결함으로써, 용이하게 실시할 수 있다.

즉 상기 개폐밸브(121b)를 개방한 상태에서 추진제충전배출배관(121a)을 통해 극저온의 추진제를 급수함으로써, 터보펌프 목업(130)에 극저온의 추진제가 유입된 후 추진제공급라인(120)을 따라 서서히 차오르면서 추진제 탱크(110)를 충전시켜 충전과정을 모사하게 되는데, 추진제 탱크(110) 내 극저온 추진제의 충전이 완료되면, 개폐밸브(121b)를 잠가 메인 재순환라인(132)을 통해 극저온 추진제의 온도분포를 모사토록 하게 된다. 그리고 온도분포의 모사가 완료되면, 상기 개폐밸브(121b)를 개방하여 추진제 탱크(110) 내 극저온의 추진제를 외부로 배출토록 하여 추진제 배출과정을 모사하게 된다.

따라서 본 발명의 일실시 예에 따르면, 추진제충전배출라인(121)을 통해 터보펌프 목업(130)에 극저온의 추진제를 유입시켜 엔진부의 냉각을 모사할 수 있고, 추진제 탱크(110)에 극저온의 추진제를 충전배출시켜 추진제 탱크(110)로의 충전배출을 모사할 수 있으며, 메인 재순환라인(132)을 통해 극저온의 추진제를 상기 추진제 탱크(110)로 재순환시켜 충전시의 온도분포를 모사함으로써, 엔진이 개발되기 전 공급계통의 충전배출을 위한 수류시험을 용이하게 수행할 수 있게 된다.

도 3 내지 5에서 보듯이, 본 발명의 일실시 예에 따른 액체로켓 추진기관시험설비용 엔진시뮬레이터(100)는 공급계통의 추진제공급시험을 수행할 수 있도록 추진제 탱크(110)에 연결되어 가압가스로 공급되는 헬륨가스를 순환방식으로 공급하는 헬륨가스공급라인(140)을 포함한다. 그리고 상기 헬륨가스공급라인(140)에 설치된 솔레노이드밸브(141) 및 헬륨가열기(142)를 포함한다. 또한 상기 추진제공급라인(120)에 연결되어 극저온 추진제의 유량을 제어하는 유량제어밸브(150)를 포함한다.

이러한 공급계통의 추진제공급시험은 추진제공급라인(120)에서 터보펌프 목업(130)을 분리한 후 상기 추진제공급라인(120)에 유량제어밸브(150)를 연결하여 실시하게 된다. 즉 상기 터보펌프 목업(130)이 분리된 추진제공급라인(120)의 하단에 연장배관(151)을 연결하고, 상기 연장배관(151)에 유량제어밸브(150)를 연결함으로써, 용이하게 실시 가능하다. 여기서 상기 연장배관(151)에는 앞서 설명한 멈춤 밸브(Shut-off Valve)를 부가하여 운용하여도 무방하다.

또한 상기 추진제공급라인(120)과 추진제 탱크(110)에 보조 재순환라인(122)을 연결하여 극저온의 추진제를 재순환하면서 수류시험을 수행토록 할 수 있다. 즉 상기 추진제 탱크(110)와 추진제공급라인(120)의 일 측면에 배관의 각 일단을 연결함으로써, 상기 보조 재순환라인(122)을 용이하게 실시 가능하며, 이로 인해 극저온의 추진제를 추진제 탱크(110)로 재순환시키면서 수류시험을 반복적으로 수행토록 하게 된다.

상기 유량제어밸브(150)는 수류시험시 극저온 추진제의 유량을 조절하기 위한 구성으로서, 특히 헬륨가스에 의한 가압압력의 변화시에도 개도를 조절하여 극저온 추진제의 유량을 일정하게 조절하게 된다. 이러한 유량제어밸브(150)에서 토출되는 극저온의 추진제는 통상의 캐치 탱크(Catch Tank)에 저장 후 재활용하게 된다.

도 4 내지 5에서 보듯이, 헬륨가스공급라인(140)은 통상의 가스배관을 도면상 추진제 탱크(110)의 우측과 상부에 각기 연결하여 실시하게 된다. 그리고 상기 헬륨가스공급라인(140)은 극저온의 헬륨가스를 공급하게 되는데, 이는 헬륨가스를 극저온으로 저장함으로써, 저장압력을 낮출 수 있기 때문이다.

이러한 헬륨가스공급라인(140)에는 솔레노이드밸브(141)와 헬륨가열기(142)가 설치된다. 상기 솔레노이드밸브(141)는 헬륨가스의 가압을 제어하기 위한 구성으로서, 하나의 솔레노이드밸브(141)를 추진제 탱크(110)와 인접한 상기 헬륨가스공급라인(140)에 직렬로 설치하거나 복수의 솔레노이드밸브(141)를 병렬로 연결한 후 헬륨가스공급라인(140)에 설치될 수 있다.

상기 헬륨가열기(142)는 극저온의 헬륨가스를 예컨대, 277∼327℃로 가열하기 위하여 헬륨가스공급라인(140)에 설치되는데, 이는 헬륨가스의 온도가 높을수록 헬륨가스 및 이를 저장하고 있는 저장탱크의 무게를 줄일 수 있기 때문이다. 즉 이러한 극저온 헬륨 열교환 가압방식은 적은 소모량으로도 가압에 요구되는 압력을 용이하게 유지할 수 있는 측면이 있다.

또한 상기 헬륨가열기(142)는 사용하는 연료에 따라 가열시간에 차이가 발생하므로, 예컨대 동이나 은 등과 같이 열전달계수가 높은 재질을 선택하거나, 극저온 헬륨가스의 유입경로를 분기하여 적은 유량의 극저온 헬륨가스를 가열한 후 가열된 헬륨가스를 합쳐지게 하는 방식으로의 운용도 가능하다.

여기서 상기 솔레노이드밸브(141)와 헬륨가열기(142)는 상기 헬륨가열기(142)를 중심으로 솔레노이드밸브(141)가 후단에 배치(도 4 참조)되거나 전단에 배치(도 5 참조)될 수 있으며, 이는 수류시험설비, 즉 액체로켓 추진기관시험설비의 사양에 따라 선택하여 제공하게 된다.

따라서 본 발명의 일실시 예에 따르면, 추진제충전배출라인(121)을 통해 추진제공급라인(120)에 예컨대, -183℃의 극저온 추진제가 공급될 경우, 추진제 탱크(110) 내에서의 극저온 추진제와 277∼327℃로 가열된 헬륨가스 간의 상호작용을 통해 극저온의 추진제가 엔진으로 공급되는 과정을 모사할 수 있고, 상기 추진제 탱크(110)에 부착된 센서모듈(111)을 통해 가열된 헬륨가스와 극저온의 추진제 간 열전달 및 헬륨가스와 추진제 탱크(110) 간의 열전달을 측정하여 상기 추진제 탱크(110) 내 가압현상을 모사함으로써, 엔진이 개발되기 전 공급계통의 추진제공급을 위한 수류시험을 용이하게 수행할 수 있게 된다.

이상 본 발명을 일실시 예를 통하여 상세히 설명하였으나, 이는 본 발명을 구체적으로 설명하기 위한 것으로, 본 발명은 이에 한정되지 않으며, 본 발명의 기술적 사상 내에서 당 분야의 통상을 지식을 가진 자에 의해 그 변형이나 개량이 가능함이 명백하다.

본 발명의 단순한 변형 내지 변경은 모두 본 발명의 범주에 속하는 것으로 본 발명의 구체적인 보호 범위는 첨부된 특허청구범위에 의해 명확해질 것이다.

10 : 축소형 엔진시뮬레이터 11, 110 : 추진제 탱크
12 : 제1 레귤레이터 13 : 제1 열교환기
14 : 제1 밸브 15 : 제2 밸브
16 : 제3 밸브 17 : 진공공간
18 : 제2 레귤레이터 19 : 제2 열교환기
20 : 제4 밸브 21 : 온도센서
22 : 가진 장치 100 : 엔진시뮬레이터
111 : 센서모듈 111a : 온도센서모듈
111b ; 압력센서모듈 120 : 추진제공급라인
121 : 추진제충전배출라인 121a : 추진제충전배출배관
121b : 개폐밸브 122 : 보조 재순환라인
130 : 터보펌프 목업 130a : 터보펌프 케이싱
130b : 열부하 유닛 131 : 드레인 유닛
131a : 드레인 라인 131b : 멈춤 밸브
132 : 메인 재순환라인 140 : 헬륨가스공급라인
141 : 솔레노이드밸브 142 : 헬륨가열기
150 : 유량제어밸브 151 : 연장배관

Claims (5)

1. 추진제 탱크(110);
   상기 추진제 탱크(110)와 추진제공급라인(120)을 매개로 연결된 터보펌프 목업(130);
   상기 터보펌프 목업(130)에 연결되어 추진제를 외부로 배수하는 드레인 유닛(131);
   상기 드레인 유닛(131)과 추진제 탱크(110)에 연결되어 외부로 배수되는 추진제를 상기 추진제 탱크(110)로 재순환시키는 메인 재순환라인(132);
   상기 추진제공급라인(120)에 연결되어, 터보펌프 목업(130)에 극저온의 추진제를 유입시키고, 추진제 탱크(110)에 극저온의 추진제를 충전시킴과 동시에 상기 추진제 탱크(110)에서 배출되는 극저온의 추진제를 외부로 배출하여 실제 엔진에 극저온의 추진제가 충전 배출되는 과정을 모사하며, 추진제충전배출배관 및 상기 추진제충전배출관(121a)에 설치되어 이를 개폐하는 개폐밸브(121b)로 이루어진 추진제충전배출라인(121);
   상기 추진제 탱크(110)에 연결되어, 추진제 탱크의 내부로 헬륨가스를 순환방식으로 공급하는 헬륨가스공급라인(140);
   상기 헬륨가스공급라인(140)에 설치되어, 헬륨가스공급라인을 통해 추진제 탱크(110)로 유입되는 헬륨가스의 가압을 제어하며, 직렬 또는 병렬로 설치되는 복수의 솔레노이드 밸브(141);
   상기 헬륨가스공급라인(140)에서 추진제 탱크와 상기 솔레노이드밸브(141) 사이에 설치되어, 극저온의 헬륨가스를 277~327℃로 가열하여 주는 헬륨가열기(142); 및
   상기 터보펌프 목업(130)의 일측에 배관 연결되는 드레인 라인(131a)을 매개로 상기 터보펌프 목업에 연결되어, 상기 드레인 라인(131a)을 통해 배출되는 극저온 추진제의 배수량을 제어하는 멈춤밸브(131b)를 포함하며,
   상기 추진제공급라인(120)에서 상기 터보펌프 목업(130)을 분리한 후, 이를 대신하여 상기 추진제공급라인(120)에 연결되는 연장관(151);
   상기 연장관(151) 상에 설치되어 수류시험 시, 극저온 추진제의 유량을 일정하게 조절하여 캐치탱크로 토출하는 유량제어밸브(150);
   상기 추진제공급라인(120)과 추진제 탱크(110)에 연결되어 추진제를 상기 추진제 탱크로 재순환시키는 보조 재순환라인(122); 및
   상기 연장관(151)의 상기 유량제어밸브(150) 앞전에 설치되어 극저온 추진제의 배수량을 제어하기 위한 멈춤밸브(152)를 더 포함하고,
   상기 추진제 탱크(110), 추진제공급라인(120) 및 터보펌프 목업(130)에 부착된 센서모듈(111)을 더 포함하는 액체로켓 추진기관시험설비용 엔진시뮬레이터.
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