KR101877230B1 - 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치 - Google Patents

추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치 Download PDF

Info

Publication number
KR101877230B1
KR101877230B1 KR1020160147549A KR20160147549A KR101877230B1 KR 101877230 B1 KR101877230 B1 KR 101877230B1 KR 1020160147549 A KR1020160147549 A KR 1020160147549A KR 20160147549 A KR20160147549 A KR 20160147549A KR 101877230 B1 KR101877230 B1 KR 101877230B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
combustion
thruster
propellant
igniter
combustion unit
Prior art date
Application number
KR1020160147549A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20180050923A (ko
Inventor
홍석현
오석진
Original Assignee
국방과학연구소
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 국방과학연구소 filed Critical 국방과학연구소
Priority to KR1020160147549A priority Critical patent/KR101877230B1/ko
Publication of KR20180050923A publication Critical patent/KR20180050923A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101877230B1 publication Critical patent/KR101877230B1/ko

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • G01M99/008—Subject matter not provided for in other groups of this subclass by doing functionality tests
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B63—SHIPS OR OTHER WATERBORNE VESSELS; RELATED EQUIPMENT
    • B63H—MARINE PROPULSION OR STEERING
    • B63H25/00—Steering; Slowing-down otherwise than by use of propulsive elements; Dynamic anchoring, i.e. positioning vessels by means of main or auxiliary propulsive elements
    • B63H25/46—Steering or dynamic anchoring by jets or by rudders carrying jets
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Ocean & Marine Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)
  • Investigating Or Analyzing Materials Using Thermal Means (AREA)

Abstract

본 발명은, 전면부에 설치되는 점화기와, 상기 점화기와 결합되고 추진제가 수용되는 연소부를 구비하는 추력기; 원통형으로 이루어지고, 일 면이 개방되는 개구부를 구비하는 로드셀 연결 부재; 상기 점화기의 적어도 일부를 감싸도록 형성되고, 상기 개구부에 삽입되어 상기 로드셀 연결 부재에 고정되며, 내부에 점화기 유로가 형성되는 커넥터 부재; 및 상기 연소부의 적어도 일부를 감싸도록 형성되고, 중심부에 연소 가스가 분출되는 노즐목을 구비하는 노즐 부재를 포함하고, 상기 추진제의 연소에 의해 발생하는 압력의 측정이 가능하며, 상기 추진제의 연소 후 상기 추력기의 교체가 가능하도록 이루어지는 것을 특징으로 하는 추력기의 성능을 측정하기 위한 시험 장치에 관한 것이다.

Description

추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치{OPERATION TEST APPARATUS FOR THRUSTER}
본 발명은 연소 시험을 통해 추력기의 성능을 측정할 수 있는 시험 장치에 관한 것이다.
추력기(thruster)란 소정의 추진력을 이용하여 선박이나 우주비행체 등의 자세 또는 고도를 조절하는 장치를 의미한다. 추력기는 유도 무기 분야에서 사용되기도 하는데, 비행중인 발사체의 측면에 설치되어 발사체를 회전시키 자세 및 궤도를 수정하거나, 측 방향으로 이동시키는데 사용될 수 있다.
추력기는, 이온 추력기(ion thruster), 마이크로 펄스 플라스마 추력기(micro pulse plasma thruster) 등이 있으며, 전기 추력기는 기존의 화학 추력기에 비해 매우 작은 추력을 방생시키는 특징이 있다.
추력기는 추력의 유지가 아닌, 단위 임펄스를 발생시키는 방식을 사용하고 있으며, 추력기의 성능은, 생성되는 추력보다는 순간 생성되는 에너지, 즉 임펄스가 더 중요한 요소로 작용하게 된다.
이러한 추력기는, 성능 변동폭이 비교적 크기 때문에 인자를 다양하게 변화시키면서 여러 번의 연소 시험이 필요하게 된다. 다양한 연소 시험을 수행하기 위하여 추력기를 교체할 때에는 그 과정이 번거롭고 시간이 많이 걸리는 문제점이 있다. 따라서, 추력기를 대상으로 하는 성능시험을 수행함에 있어서, 추력기를 쉽고 빠르게 교체하면서, 성능 측정을 할 수 있는 시험 장치에 대한 필요성이 있다.
본 발명은, 추력기를 대상으로, 추진제의 점화를 통해 생성되는 내부의 압력 및 추력을 측정할 수 있는 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치를 제공하기 위한 것이다.
본 발명은, 추력기의 교체가 용이하도록 이루어져 성능 시험을 반복적으로 수행할 수 있는 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치를 제공하기 위한 것이다.
본 발명은, 추력기의 연소 시험시 생성되는 진동을 줄일 수 있는 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치를 제공하기 위한 것이다.
본 발명은, 추진제의 점화에 의해 생성되는 전 후방에서의 압력을 각각 측정함으로써 추력기의 성능을 측정하기 위한 것이다.
상기한 과제를 실현하기 위한 본 발명의 일 실시예와 관련된 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치는, 전면부에 설치되는 점화기와, 상기 점화기와 결합되고 추진제가 수용되는 연소부를 구비하는 추력기; 원통형으로 이루어지고, 일 면이 개방되는 개구부를 구비하는 로드셀 연결 부재; 상기 점화기의 적어도 일부를 감싸도록 형성되고, 상기 개구부에 삽입되어 상기 로드셀 연결 부재에 고정되며, 내부에 점화기 유로가 형성되는 커넥터 부재; 및 상기 연소부의 적어도 일부를 감싸도록 형성되고, 중심부에 연소 가스가 분출되는 노즐목을 구비하는 노즐 부재를 포함하고, 상기 추진제의 연소에 의해 발생하는 압력의 측정이 가능하며, 상기 추진제의 연소 후 상기 추력기의 교체가 가능하도록 이루어진다.
본 발명과 관련된 일 예에 따르면, 상기 추력기는, 상기 점화기 및 연소부의 교체가 가능하도록 이루어져, 추력기의 성능 측정 시험을 빠르게 반복적으로 수행할 수 있게 된다.
본 발명과 관련된 일 예에 따르면, 상기 커넥터 부재의 일 측에는 전방 압력 측정 홀이 형성되고, 상기 노즐 부재의 일 측에는 후방 압력 측정 홀이 형성되며, 상기 추력기에 의해 생성되는 압력은, 상기 전방 압력 측정 홀과 상기 후방 압력 측정 홀에서 각각 측정할 수 있게 된다.
본 발명과 관련된 일 예에 따르면, 상기 전방 압력 측정 홀은, 상기 점화기 유로와 연통되도록 이루어지는 것을 특징으로 하는 추력기의 성능 측정을 할 수 있다.
본 발명과 관련된 일 예에 따르면, 상기 전방 압력 측정 홀을 통해, 상기 커넥터 부재의 내부에 설치되어 상기 추진제의 점화에 따른 상기 연소부의 내부 압력을 측정하고, 상기 후방 압력 측정 홀을 통해, 상기 연소부에 의하여 상기 노즐 부재의 내부에 형성되는 압력을 측정할 수 있게 된다.
본 발명과 관련된 일 예에 따르면, 상기 커넥터 부재와 상기 로드셀 연결 부재는 체결 볼트를 통해서 서로 고정될 수 있어, 추진제의 연소에 따라 발생하는 압력이 외부로 누설되는 것을 막을 수 있게 된다.
본 발명과 관련된 일 예에 따르면, 상기 연소부를 감싸도록 형성되어 상기 추진제의 연소에 의해 생성되는 진동을 흡수하는 연소부 홀더를 더 포함할 수 있으며, 연소부 홀더는 일 단이 상기 커넥터 부재에 접하도록 위치되게 된다.
본 발명과 관련된 일 예에 따르면, 상기 연소부 홀더는, 연소 시험에 따라 발생하게 되는 진동을 흡수하도록 고무 재질로 이루어질 수 있다.
본 발명과 관련된 일 예에 따르면, 상기 노즐 부재는 상기 연소부의 적어도 일부가 삽입되도록 일 면이 개방되도록 이루어지고, 상기 노즐 부재의 내주면은 상기 연소부의 외주면과 서로 나사 체결로 고정될 수 있게 된다.
본 발명과 관련된 일 예에 따르면, 상기 연소부 내에서 연소되는 추진제에 의해 생성되는 가스의 누출을 방지하도록, 상기 연소부 및 노즐 부재의 결합부에 설치되는 오링을 더 포함할 수 있게 된다.
상기와 같은 구성의 본 발명에 의하면, 추진제의 점화를 통해 생성되는 압력을 측정할 수 있으며, 이를 통해 추력기의 성능을 측정할 수 있게 된다.
또한, 점화기, 연소부 및 오링을 교체함으로써, 추력기의 성능 시험을 여러번 수행하는 것이 용이하다.
또한, 추진제의 점화로 인해 발생하는 장치 내부의 전 후방 압력을, 전 후방 압력 측정 홀을 통해 각각 측정할 수 있어 추력기의 성능을 측정을 할 수 있게 된다.
또한, 연소부 홀더는 추력기의 연소 시험시 발생하는 진동을 흡수함으로써, 보다 정확한 추력기의 성능 측정이 가능하게 된다.
도 1의 (a)는, 발사체의 내부에 복수개의 추력기가 설치되는 모습을 보여주는 정면도.
도 1의 (b)는, 발사체의 내부에 복수개의 추력기가 설치되는 모습을 나타내는 단면도.
도 2는, 추력기의 내부 모습을 나타내는 단면도.
도 3은, 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치를 나타내는 단면도.
도 4는, 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치의 전체 모습을 나타내는 분해도.
도 5는, 도 3의 A부분의 확대도.
도 6은, 연소부와 노즐 부재가 결합된 모습을 나타내는 개념도.
도 7은, 커넥터 부재와 연소부가 결합되는 모습을 나타내는 개념도.
이하, 본 발명에 관련된 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치(100)에 대하여 도면을 참조하여 보다 상세하게 설명한다.
본 명세서에서는 서로 다른 실시예라도 동일·유사한 구성에 대해서는 동일·유사한 참조번호를 부여하고, 그 설명은 처음 설명으로 갈음한다. 본 명세서에서 사용되는 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한 복수의 표현을 포함한다.
도 1의 (a)는 발사체의 내부에 복수개의 추력기(150)가 설치되는 모습을 보여주는 정면도를 나타내고, (b)는 발사체의 내부에 복수개의 추력기(150)가 설치되는 모습을 나타내는 단면도를 나타낸다.
추력기(150)는 대상체의 자세를 제어하는데 필요한 장치로서, 추력기(150)는 연소부(153) 내에서 추진제(155) 그레인이 연소할 때 발생하는 고온, 고압의 연소 가스를 노즐을 통해 분출하여 추력을 발생시켜 발사체(10)과 같은 대상체의 궤도나 자세를 수정하게 된다. 도 1에서 보는 바와 같이, 발사체(10)의 자세 제어를 위해서는 많은 수의 추력기(150)가 발사체(10)을 둘러싸도록 위치되며, 복수개의 추력기(150)에 의하여 발사체(10)은 추력을 받아 궤도나 자세를 수정하게 된다.
도 2는 추력기(150)의 외관을 나타내는 도면이다.
추력기(150)는 전방부에 설치되는 점화기(151)와, 후방부에 설치되는 연소부(153)를 포함한다. 다만, 추력기(150)는 연소부(153)와 결합되어 연소부(153)에서 생성되는 연소 가스를 배출하기 위한 노즐 부재(130)까지 포함해서 지칭될 수 있을 것이다. 본 명세서에서 추력기(150)는, 점화기(151)와 연소부(153)를 지칭하는 것으로 한다.
점화기(151)와 연소부(153)는 커넥터 부재(120)의 내부에 형성되는 점화기 유로(124)에 각각 연통되므로, 점화기(151)에 의해 생성된 점화 가스는 점화기 유로(124)를 거쳐 연소부(153)까지 전달될 수 있게 된다. 점화기(151)로부터 추진제(155)(혹은, 추진제 그레인이라고 칭함.)를 점화시키기 위한 점화 가스가 생성되면, 점화기 유로(124)를 거쳐 연소부(153) 내부에 형성되는 추진제(155)를 점화시킬 수 있게 된다.
추진제(155)의 점화에 의해 생성되는 고온 고압의 연소 가스는 노즐 부재(130)의 노즐목(132)을 통해 외부로 분출됨으로써 추력이 발생하게 된다. 추력기(150)의 성능은, 연소부(153) 내부에 생성되는 압력 및 이에 의해 형성되는 추력에 의해 정해지게 될 것이다.
추력기(150)의 전방부에는 점화기(151)가 설치되어 점화 장치(112)에 의해서 점화 가스 생성을 위한 점화가 이루어질 수 있게 된다. 점화기(151)는 로드셀 연결 부재(110)의 내부에 형성되는 공간인 점화실(113)에 위치되고, 로드셀 연결 부재(110)의 일 측에 설치되는 점화 장치(112)에 의해 에너지를 전달받아 점화되게 된다.
연소부(153)는 내부에 공간을 구비하며, 내부 공간에는 추진제(155)가 수용되게 된다. 추진제(155)는 추진제 그레인이라고도 불리며, 에너지를 가지는 물질이 고체화되어 이루어진다. 연소부(153) 내부에서 추진제(155)는 점화 가스에 의해 연소될 때 발생되는 고온 고압의 가스를 노즐 부재(130)를 거쳐 분출함으로써 추력을 형성하게 된다. 즉, 추진제(155)가 연소됨에 따라 압력 및 추력이 발생하게 된다.
도 3은 추력기(150)의 성능 측정을 위한 시험 장치(100)를 나타내는 도면이고, 도 4는 추력기(150)의 성능 측정을 위한 시험 장치(100)의 전체 모습을 보여주는 분해도이다.
추력기(150)의 성능 측정을 위한 시험 장치(100)는, 로드셀 연결 부재(110), 커넥터 부재(120) 및 노즐 부재(130)를 포함한다. 추력기(150)의 성능은, 앞서 설명한 바와 같이, 연소부(153)에 수용된 추진제(155)를 연소시키면서 발생하는 압력 및 추력을 측정함으로써 이루어지게 된다.
로드셀 연결 부재(110)는 원통형으로 이루어지고, 일 면이 개방되는 개구부를 구비한다.
로드셀 연결 부재(110)의 일 측에는 점화 장치(112)가 설치되어, 추력기(150)의 전방에 위치되는 점화기(151)를 연소시킬 수 있게 된다. 점화기(151)의 연소에 의한 연소 가스는 점화기 유로(124)를 거쳐 연소부(153)의 추진제(155)를 연소시키는데 이용되게 된다.
로드셀 연결 부재(110)의 개구부에는 추력기(150)의 전면부가 수용되게 된다. 로드셀 연결 부재(110)의 전면에는 로드셀(미도시)이 결합되게 되는데, 로드셀은 발생하는 추력을 측정하는 역할을 하게 된다. 로드셀(미도시)은 측정을 위한 센서로 이루어져 추력이 가해지면 그 값을 측정하게 된다. 로드셀(미도시)에 의해 시간에 따른 추력 데이터를 얻을 수 있게 되고, 이를 분석하여 추진기관의 성능을 평가할 수 있게 된다. 예를 들어, 로켓의 지상 연소 시험 장치(100)를 수행할 때, 추진기관의 전방에 로드셀을 설치하여, 로드셀에 의해 측정되는 추력에 의해 설계값과 실험값을 비교하는 과정의 수행이 가능하게 된다.
커넥터 부재(120)는 로드셀 연결 부재(110)와 추력기(150)의 연소부(153) 사이에 위치하는 것으로, 점화기(151)의 적어도 일부를 감싸도록 이루어진다. 커넥터 부재(120)의 내부에는 점화기 유로(124)가 형성되어 있어, 점화기(151)에 의해 생성되는 연소 가스를 연소부(153)에까지 전달할 수 있게 된다.
커넥터 부재(120)는 로드셀 연결 부재(110)의 개구부를 향해 삽입되도록 위치되며, 로드셀 연결 부재(110)에 고정되게 된다. 커넥터 부재(120)의 일 단에는 점화기(151)가 고정 체결될 수 있으며, 다른 일 단에는 연소부(153)가 고정될 수 있다. 커넥터 부재(120)와 점화기(151)는 나사 체결을 통해 서로 결합될 수 있으며, 커넥터 부재(120)와 연소부(153)도 나사 체결을 통해 서로 결합될 수 있게 된다. 이에, 도 3에서 보는 바와 같이, 커넥터 부재(120)를 사이에 두고, 점화기(151)와 연소부(153)가 각각 위치하게 된다.
커넥터 부재(120)의 일 측에는 전방 압력 측정 홀(121)이 형성된다. 전방 압력 측정 홀(121)은, 커넥터 부재(120)의 내부에 설치되어 추진제(155)의 점화에 따라 형성되는 연소부(153)의 내부의 압력을 측정하게 된다.
전방 압력 측정 홀(121)은, 일 단이 커넥터 부재(120)의 내부에 형성되는 점화기 유로(124)와 연통되어 추진제(155)의 점화에 따른 압력을 측정할 수 있게 된다.
노즐 부재(130)는 연소부(153)의 적어도 일부를 감싸도록 형성되고, 중심부에 연소 가스가 분출되는 노즐목(132)을 구비한다. 노즐 부재(130)는 추진제(155)의 연소에 의해 생성된 가스를 배출시키는 역할을 하는 것으로, 중심부에 가스가 배출되는 통로 역할을 하는 노즐목(132)이 형성되게 된다.
일반적으로, 고체 추진 기관에서의 추력의 크기는 연소실 압력에 비례하는데, 연소부(153)의 압력이 낮을수록 같은 양의 추진제(155)를 사용하더라도 추진제(155)의 효율은 저하되게 된다. 추력은 연소부(153)의 압력과 노즐목(132) 단면적에 비례하고, 노즐목(132)의 단면적 조절을 통해 추진 기관의 전체 성능을 향상시킬 수 있다.
노즐 부재(130)는 일 면이 개방되도록 이루어지고, 연소부(153)는 상기 노즐 부재(130)에 삽입되어 고정될 수 있다. 연소부(153)의 외주면에 형성되는 나사 체결부(156)가 상기 노즐 부재(130)의 내주면에 형성되는 나사 체결부(134)에 끼워짐으로서 서로 고정될 수 있게 된다.
노즐 부재(130)의 일 측에는 후방 압력 측정 홀(122)이 형성된다. 후방 압력 측정 홀(122)은 노즐 부재(130)의 일 측에 설치되는 것으로, 노즐 부재(130)에 형성되는 공간과 연통되도록 이루어져 추력기(150)에 의해 생성되는 압력을 측정할 수 있게 된다. 후방 압력 측정 홀(122)을 통해, 연소부(153)에 의해 노즐 부재(130)의 내부에 형성되는 압력을 측정할 수 있으며, 이를 통해 추력기(150)의 추력을 계산할 수 있게 된다. 추력은 일반적인 계산 방법을 통해 구할 수 있으므로, 자세한 내용은 생략하기로 한다.
또한, 도 3에서 보듯이, 커넥터 부재(120)와 로드셀 연결 부재(110)는 체결 볼트(123)를 통해 서로 고정될 수 있게 된다. 커넥터 부재(120) 및 로드셀 연결 부재(110)의 일측을 관통하는 체결 볼트(123)에 의하여, 커넥터 부재(120)와 로드셀 연결 부재(110)는 서로 밀착되어 고정될 수 있게 된다. 커넥터 부재(120)와 로드셀 연결 부재(110)가 밀착되어 고정됨으로써 연소부(153) 내부의 추진제(155)의 연소에 의해 생성되는 추력의 외부 유출을 제한할 수 있게 된다.
추력기(150)의 성능 측정을 위한 시험 장치(100)는, 일 면이 상기 커넥터 부재(120)에 접하고, 연소부(153)를 감싸도록 형성되어 추진제(155)의 연소에 의해 생성되는 진동을 흡수하는 연소부 홀더(140)를 더 포함할 수 있다.
연소부 홀더(140)는, 진동을 흡수할 수 있도록, 고무 재질로 이루어질 수 있다. 다만, 여기에 한정되지 않고, 연소부 홀더(140)는 진동의 흡수가 가능한 다양한 재료로 이루어질 수 있을 것이다.
도 4에서와 같이, 추력기(150)의 성능 측정을 위한 시험 장치(100)는, 일 단에 점화기(151)가 결합되고, 타 단에는 추진제(155)가 충전된 연소부(153)가 결합되는 커넥터 부재(120)는 로드셀 연결 부재(110)의 일 측에 결합하게 된다. 연소부(153)는 노즐 부재(130)에 나사 체결로 고정되게 된다.
또한, 도 4에서 보는 바와 같이, 추력기(150)의 성능 측정을 위한 시험 장치(100)는, 좌측에서부터 로스셀 연결 부재, 점화기(151), 커넥터 부재(120), 연소부(153) 및 노즐 부재(130)의 순서로 위치하게 된다. 커넥터 부재(120)와 연소부(153) 사이에는 연소부(153) 홀더(140)가 설치되어 추진제(155)의 연소에 의해 생성되는 진동을 흡수하게 될 것이다.
도 5는, 도 3의 A부분을 확대한 도면이다.
추력기(150)의 성능 측정을 위한 시험 장치(100)는, 연소부(153) 내에서 연소되는 추진제(155)에 의해 생성되는 가스의 누출을 방지하도록, 연소부(153) 및 노즐 부재(130)의 결합부에 설치되는 오링(133)을 더 포함할 수 있다.
오링(133)은 추진제(155)의 점화에 따라 발생하는 가스가, 노즐 구조체와 연소부(153) 사이의 미세한 틈으로 유출되는 것을 방지하는 역할을 하게 된다. 오링(133)은 고무 또는 플라스틱의 유연한 재료로 이루어지는 일반적으로 사용되는 재료로 이루어질 수 있다.
도 5에서 보는 바와 같이, 오링(133)은 연소부(153)와 노즐 부재(130) 사이의 틈을 메우는 역할을 하는 것으로, 오링(133)은 연소부(153) 외벽에 형성되는 오링 걸림부(154a)에 위치되어 추진제(155)의 연소에 따라, 연소부(153)와 노즐 부재(130) 사이의 틈으로 유출되는 연소 가스를 막는 역할을 하게 된다.
도 6과 도 7은, 추력기(150)의 성능 측정을 위한 시험 장치(100)의 각 구성이 결합되는 모습을 나타내는 도면이다.
본 발명에 따르는 추력기(150)의 성능 측정을 위한 시험 장치(100)는, 연소부(153)에 수용되는 추진제(155)가 연소된 후라도 일부 구성만을 교체하여 다양한 조건에서의 추력기의 성능시험을 간편하게 수행할 수 있게 된다.
추력기(150)의 성능은, 연소부(153)에 수용된 추진제(155)의 연소에 따라 생성되는 압력과 추력을 측정하는 방식으로 이루어지고, 추력기(150)는 점화기(151)와 추진제(155)가 충전된 연소부(153)로 이루어지는 것으로 볼 수 있으므로, 점화기(151)와 연소부(153)의 교체를 통해서 추력기(150)의 성능 측정 시험을 할 수 있게 된다. 이에, 본 발명은 연소부(153)와 점화기(151)를 간편하게 교체하는 방식으로 추력기(150)를 교체하는 것과 동일한 효과를 얻어 추력기(150)의 성능 측정을 위한 시험을 수행할 수 있는 장점이 있게 된다.
본 발명에 따르는 추력기(150)의 성능 측정을 위한 시험 장치(100)는, 연소 시험이 수행된 후, 연소부(153), 점화기(151) 및 오링(133)의 교체를 통해 추력기(150)의 성능 측정을 위한 시험을 재차 수행할 수 있게 된다. 즉, 추진제(155)가 충전된 연소부(153), 점화기(151) 및 오링(133)을 교체하고 나머지 구성들은 그대로 사용하여 추력기(150) 성능 측정을 반복적으로 수행할 수 있게 된다.
또한, 커넥터 부재(120)의 길이를 변화시켜, 커넥터 부재(120)의 내부에 형성되는 점화기 유로(124)의 길이 조절함으로써, 점화기(151)의 설계 변경 없이도 점화 에너지의 변화에 따른 추진제(155)의 점화성 시험을 수행할 수도 있다. 여기서 커넥터 부재(120)의 길이란, 커넥터 부재(120)의 좌우 폭을 의미한다. 커넥터 부재(120)의 길이(폭)이 커지면, 열손실과 마찰손실이 커지므로, 동일한 점화기(151)를 사용하더라도 점화 에너지가 감소하게 된다. 이를 이용하여, 점화 에너지의 변화에 따른, 추진제(155)의 점화성 영향 연구를 수행할 수 있게 된다.
도 6과 도 7은, 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치(100)를 통해 추력기의 연소 시험이 수행된 후, 추진제(155)가 충전된 연소부(153), 점화기(151), 오링(133)을 교체될 때의 모습을 나타낸다. 구체적으로, 도 6은 연소부(153)와 노즐 부재(130)가 결합된 모습을 나타내는 개념도이고, 도 7은 커넥터 부재(120)와 연소부(153)가 결합되는 모습을 나타낸다.
도 6과 같이, 추진제(155)가 충전된 연소부(153)를 노즐 부재(130)의 사이에 오링(133)을 위치시킨 후 서로 결합시킨다. 그 후, 도 7에서 보듯이, 커넥터 부재(120)의 양단에 각각 점화기(151)와 연소부 홀더(140)를 결합시킨 후, 연소부(153)와 결합시키게 된다. 이에 연소부 홀더(140)는 연소부(153)의 외주면을 덮는 형상으로 이루어질 것이다. 그 후, 로드셀 연결 부재(110)와 커넥터 부재(120)는 나사 체결을 통해 서로 결합된 후, 로드셀 연결 부재(110)에는 로드셀(미도시)을 위치시키게 된다. 그 후, 전방 압력 측정 홀(121) 및 후방 압력 측정 홀(122)에는, 각각 압력 센서(미도시)를 설치하여, 점화 압력 및 추진제(155)의 연소에 따른 압력을 각각 측정하게 된다.
추력기(150)의 성능 측정을 위한 시험 장치(100)를 통해, 연소 시험을 수행한 후라도 연소부(153), 점화기(151) 및 오링(133)을 앞서 설명한 대로 교체한 후 다시 전체를 결합시킴으로써, 새로운 추력기(150)의 성능 측정 작업을 수행할 수 있게 된다. 이에, 여러 인자를 변화시키면서 추력기(150)의 성능 변화 측정을 빠르게 반복적으로 수행할 수 있게 된다.
이상에서 설명한 추력기(150)의 성능 측정을 위한 시험 장치는 위에서 설명된 실시예들의 구성과 방법에 한정되는 것이 아니라, 상기 실시예들은 다양한 변형이 이루어질 수 있도록 각 실시예들의 전부 또는 일부가 선택적으로 조합되어 구성될 수 있다.
110: 로드셀 연결 부재 120: 커넥터 부재
121: 전방 압력 측정 홀 122: 후방 압력 측정 홀
124: 점화기 유로 130: 노즐 부재
133: 오링 140: 연소부 홀더
150: 추력기 151: 점화기
153: 연소부 155: 추진제

Claims (10)

  1. 전면부에 설치되는 점화기와, 상기 점화기와 결합되고 추진제가 수용되는 연소부를 구비하는 추력기;
    원통형으로 이루어지고, 일 면이 개방되는 개구부를 구비하는 로드셀 연결 부재;
    상기 점화기의 적어도 일부를 감싸도록 형성되고, 상기 개구부에 삽입되어 상기 로드셀 연결 부재에 고정되며, 내부에 점화기 유로가 형성되는 커넥터 부재; 및
    상기 연소부의 적어도 일부를 감싸도록 형성되고, 중심부에 연소 가스가 분출되는 노즐목을 구비하는 노즐 부재를 포함하고,
    상기 추력기는 상기 점화기 및 연소부의 교체가 가능하도록 이루어지며,
    상기 추진제의 연소에 의해 발생하는 압력의 측정이 가능하며, 상기 추진제의 연소 후 상기 추력기의 교체가 가능하도록 이루어지는 것을 특징으로 하는 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치.
  2. 삭제
  3. 제1항에 있어서,
    상기 커넥터 부재의 일 측에는 전방 압력 측정 홀이 형성되고,
    상기 노즐 부재의 일 측에는 후방 압력 측정 홀이 형성되며,
    상기 추력기에 의해 생성되는 압력은, 상기 전방 압력 측정 홀과 상기 후방 압력 측정 홀에서 각각 측정되는 것을 특징으로 하는 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 전방 압력 측정 홀은, 상기 점화기 유로와 연통되도록 이루어지는 것을 특징으로 하는 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치.
  5. 제3항에 있어서,
    상기 전방 압력 측정 홀을 통해, 상기 커넥터 부재의 내부에 설치되어 상기 추진제의 점화에 따른 상기 연소부의 내부 압력을 측정하고,
    상기 후방 압력 측정 홀을 통해, 상기 연소부에 의하여 상기 노즐 부재의 내부에 형성되는 압력을 측정하는 것을 특징으로 하는 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 커넥터 부재와 상기 로드셀 연결 부재는 체결 볼트를 통해서 서로 고정되는 것을 특징으로 하는 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 연소부를 감싸도록 형성되어 상기 추진제의 연소에 의해 생성되는 진동을 흡수하는 연소부 홀더를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 연소부 홀더는, 고무 재질로 이루어지는 것을 특징으로 하는 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치.
  9. 제1항에 있어서,
    상기 노즐 부재는 상기 연소부의 적어도 일부가 삽입되도록 일 면이 개방되도록 이루어지고, 상기 노즐 부재의 내주면은 상기 연소부의 외주면과 서로 나사 체결로 고정되는 것을 특징으로 하는 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치.
  10. 제1항에 있어서,
    상기 연소부 내에서 연소되는 추진제에 의해 생성되는 가스의 누출을 방지하도록, 상기 연소부 및 노즐 부재의 결합부에 설치되는 오링을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치.
KR1020160147549A 2016-11-07 2016-11-07 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치 KR101877230B1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020160147549A KR101877230B1 (ko) 2016-11-07 2016-11-07 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020160147549A KR101877230B1 (ko) 2016-11-07 2016-11-07 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20180050923A KR20180050923A (ko) 2018-05-16
KR101877230B1 true KR101877230B1 (ko) 2018-07-11

Family

ID=62451958

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020160147549A KR101877230B1 (ko) 2016-11-07 2016-11-07 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101877230B1 (ko)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0650849A (ja) * 1992-07-29 1994-02-25 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ジェットエンジンの推力計測装置及びそれを用いた計測方法
KR20070090678A (ko) * 2006-03-03 2007-09-06 김진완 제트 엔진 성능 시험장치
KR20100077268A (ko) * 2008-12-29 2010-07-08 한국과학기술원 로켓 엔진의 추력 측정 및 보정 장치와 그 방법
KR20100079806A (ko) * 2008-12-31 2010-07-08 한국항공우주연구원 추력 측정 장치 및 방법
KR20140122351A (ko) * 2013-04-09 2014-10-20 주식회사 한화 로켓엔진의 추력측정장치 및 이를 이용한 추력측정 및 추력보정방법
KR101617388B1 (ko) * 2014-12-19 2016-05-02 한국항공우주연구원 항공기용 엔진의 추력 측정 장치 및 이를 이용한 항공기용 엔진의 추력 측정 방법

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0650849A (ja) * 1992-07-29 1994-02-25 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ジェットエンジンの推力計測装置及びそれを用いた計測方法
KR20070090678A (ko) * 2006-03-03 2007-09-06 김진완 제트 엔진 성능 시험장치
KR20100077268A (ko) * 2008-12-29 2010-07-08 한국과학기술원 로켓 엔진의 추력 측정 및 보정 장치와 그 방법
KR20100079806A (ko) * 2008-12-31 2010-07-08 한국항공우주연구원 추력 측정 장치 및 방법
KR101054734B1 (ko) * 2008-12-31 2011-08-08 한국항공우주연구원 추력 측정 장치 및 방법
KR20140122351A (ko) * 2013-04-09 2014-10-20 주식회사 한화 로켓엔진의 추력측정장치 및 이를 이용한 추력측정 및 추력보정방법
KR101473981B1 (ko) * 2013-04-09 2014-12-18 주식회사 한화 로켓엔진의 추력측정장치 및 이를 이용한 추력측정 및 추력보정방법
KR101617388B1 (ko) * 2014-12-19 2016-05-02 한국항공우주연구원 항공기용 엔진의 추력 측정 장치 및 이를 이용한 항공기용 엔진의 추력 측정 방법

Also Published As

Publication number Publication date
KR20180050923A (ko) 2018-05-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101970265B (zh) 用于对气囊充气的气体发生器和方法以及气囊模块
US9476399B1 (en) Glow plug type acoustic resonance igniter
US10247139B2 (en) Two-pulse gas generator and operation method thereof
US11448165B1 (en) Flight vehicle control system
KR101192203B1 (ko) 추진기관 및 이를 구비하는 로켓
KR101877230B1 (ko) 추력기의 성능 측정을 위한 시험 장치
US11067036B2 (en) Combustor and jet engine having the same
US10400711B2 (en) Assembly including aft end igniter for rocket motor
KR102073776B1 (ko) 펄스데토네이션엔진을 이용한 압력파 발생 장치
McManamen et al. Development and flight operation of a 5 lbf to 20 lbf O2/CH4 roll control engine for project morpheus
US3165924A (en) Nozzle material firing evaluation means and system
US11486336B2 (en) Propulsion device for liquid propellant rocket engine
RU2631958C1 (ru) Реактивный двигатель, способ стрельбы реактивным боеприпасом и реактивный боеприпас
US4378674A (en) Variable aperture annular nozzle for rocket motor igniter
US10712138B1 (en) Method for controlling a flight vehicle
KR101793489B1 (ko) 포 발사식 탄발사체
KR101699362B1 (ko) 가스발생기 및 그 재점화 방법
Whitmore et al. Additively printed consumable structure for cubesat propulsion
RU2230926C1 (ru) Корпус ракетного двигателя твёрдого топлива
RU2378524C1 (ru) Двигатель реактивного боеприпаса
US7013788B1 (en) Launch tube with adjustable plenum
RU2620613C1 (ru) Ракетный двигатель активно-реактивного снаряда
JPH06185894A (ja) 飛翔体発射装置の逆火安全方法及びその構造
US11352981B1 (en) Multi-pulse rocket propulsion motor
US10281248B2 (en) Gas generators, launch tube assemblies including gas generators, and related systems and methods

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant