KR101946608B1 - Acceleration Simulating Apparatus for Liquid Propulsion Rocket - Google Patents

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KR101946608B1
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Abstract

The present invention relates to a simulated test apparatus for a ground test of a liquid propulsion rocket, and more specifically, to an acceleration simulated test apparatus for a liquid propulsion rocket, which is provided to understand thermal or rheological properties of a propellant within a projectile depending on increase of flight acceleration of a liquid propulsion rocket by simulating flight acceleration of a liquid propulsion rocket.

Description

액체 추진 로켓의 가속도 모사 시험 장치{Acceleration Simulating Apparatus for Liquid Propulsion Rocket}Technical Field [0001] The present invention relates to a liquid propulsion rocket,

본 발명은 액체 추진 로켓의 지상 시험을 위한 모사 시험 장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 액체 추진 로켓의 비행 가속도를 모사하여 액체 추진 로켓의 비행 가속도 증가로 인한 발사체 내 추진제의 열 또는 유동 특성을 파악하기 위한 액체 추진 로켓의 가속도 모사 시험 장치에 관한 것이다.The present invention relates to a simulation test apparatus for ground test of a liquid propellant rocket, and more particularly, to simulate the flight acceleration of a liquid propellant rocket to ascertain the heat or flow characteristics of a propellant in a launch vehicle due to an increase in flight acceleration of a liquid propellant rocket And more particularly, to an apparatus for testing an acceleration of a liquid propellant rocket.

일반적으로, 로켓은 대략 연료의 사용에 따라 화학로켓과 비화학로켓으로 구분되고, 화학로켓은 가장 일반적인 로켓의 형태로서 추진력을 내는 에너지가 화학 작용에 의해 발생하는 로켓으로, 연료의 화학 작용에 따라 고체로켓과 액체로켓으로 분류된다.Generally, a rocket is roughly divided into a chemical rocket and a non-chemical rocket depending on the use of the fuel. The chemical rocket is the most common type of rocket. The propulsive energy is generated by a chemical reaction. It is classified as a solid rocket and a liquid rocket.

고체로켓은 고체상태의 추진제, 즉 연료를 내부공간에 저장하고 이것의 연소로 발생하는 고온고압 가스를 노즐로 분출하여 추진력을 얻는 로켓이고, 액체로켓은 연소에 필요한 연료를 산화제와 함께 별도의 연소실에서 연소한 후 고압의 가스를 각각의 노즐로 보내 추진력을 얻는 로켓으로 주로 대형 추진기관에 사용되며 고성능을 요하며 추진력의 제어가 용이한 우주 추진기관으로 현재 많이 사용되고 있다.The solid rocket is a solid state propellant, that is, a rocket that stores propellant in the internal space and obtains propulsive force by ejecting a high-temperature high-pressure gas generated by the combustion of the propellant into the nozzle. The liquid rocket is a separate rocket Is a rocket that produces propulsion by sending high-pressure gas to each nozzle after it is burned. It is mainly used in large-sized propulsion engines, and it is widely used as a space propulsion engine requiring high performance and easy control of propulsion force.

상기에서 언급한 액체로켓의 추진기관은 각종 밸브 및 센서 등이 설치된 연료탱크, 산화제탱크가 센터링 작업을 겸하여 일렬로 수직 위치하게 되고, 연소실에서 연료와 산화제가 연소되어 노즐을 통해 배출되면서 추진력을 얻는데, 상기 액체로켓의 추진기관을 지상에서 실험하기 위해 액체 로켓 모사 시험이 행하여지고 있었다.In the propulsion engine of the liquid rocket mentioned above, the fuel tank and the oxidizer tank in which various valves and sensors are installed are vertically positioned in a line along with the centering operation, and the fuel and the oxidizer are burned in the combustion chamber, , A liquid rocket simulation test was conducted in order to test the propelling organs of the liquid rocket on the ground.

도 1에는 종래의 액체 로켓 모사 시험 장치(10)의 개략도가 도시되어 있다. 도시된 바와 같이 액체 로켓 모사 시험 장치는, 추진제 탱크(11) 내부에 추진제가 충전되어 있고, 가압가스가 충전된 가압가스 탱크(12)에서 제1 라인(13)을 통해 추진제 탱크(11)로 가압가스를 공급하게 된다. 가압가스가 추진제 탱크(11)에 공급되면, 추진제가 배출 라인(14)을 통해 저장 탱크(15)로 배출되며, 위 과정에 따라 저장 탱크(15)로 공급되는 추진제의 배출량, 온도 및 압력, 추진제 수위 변화를 측정하여 액체 로켓의 엔진으로 공급되는 추진제의 열 또는 유동 특성 모사 시험이 이루어진다. Fig. 1 shows a schematic view of a conventional liquid rocket simulation testing apparatus 10. As shown in Fig. As shown in the figure, the apparatus for testing liquid rocket is provided with a propellant tank 11 filled with propellant, a propellant tank 11 through a first line 13 in a pressurized gas tank 12 filled with pressurized gas, And pressurized gas is supplied. When the pressurized gas is supplied to the propellant tank 11, the propellant is discharged to the storage tank 15 through the discharge line 14. The discharge amount, temperature and pressure of the propellant supplied to the storage tank 15, The propellant level change is measured to simulate the heat or flow characteristics of the propellant supplied to the engine of the liquid rocket.

일반적인 액체 로켓은 산화제 온도가 영하 180도씨 이하의 극저온이거나, 산화제와 연료 모두 극저온 유체이다. 이러한 산화제와 연료를 포함하는 극저온 추진제는 기상과 액상으로 상변화가 발생하며 탱크 내 약간의 온도와 압력 변화에 의해 상변화 양상이 크게 달라진다. 한편, 실제 액체 추진 로켓은 발사 후 비행 가속도가 점점 증가하며, 극저온 추진제의 온도와 압력을 시시각각 변화시켜 비행 성능에 영향을 미치게 된다. 따라서 액체 추진 로켓의 가속도 증가 환경을 지상 시험에서 모사하기 위한 방법이 다각적으로 연구되고 있다. Typical liquid rockets are cryogenic temperatures of less than 180 degrees Celsius for oxidant temperatures, or cryogenic fluids for both oxidants and fuels. These cryogenic propellants, including oxidants and fuels, undergo phase changes in the gas phase and the liquid phase, and phase change patterns are greatly changed by slight temperature and pressure changes in the tank. On the other hand, the actual liquid propellant rocket increases flight acceleration after launch and affects the flight performance by varying the temperature and pressure of the cryogenic propellant momentarily. Therefore, various methods have been studied to simulate the acceleration environment of liquid propellant rocket in ground test.

그러나 위와 같은 종래의 액체 추진 로켓 모사 시험 장치는 지상에 추진제 탱크가 고정된 상태에서 모사 시험이 이루어지기 때문에 로켓의 비행 가속도 변화 환경을 반영할 수 없으며, 로켓의 가속 비행 시 추진제 탱크 내부 상태 및 추진제 배출 상태는 계산을 통해 예측하게 되나, 대부분의 액체 추진 로켓에서 사용하는 극저온 추진제의 경우 위에서 언급한 바와 같이 상변화가 심해 정확한 예측이 불가능 하고, 모사 시험의 정확도가 떨어지는 원인이 되고 있다.However, since the above-described conventional liquid propulsion rocket simulation test apparatus is subjected to the simulation test with the propellant tank fixed on the ground, it can not reflect the changing environment of the rocket's flight acceleration, and when the rocket is accelerated, However, the cryogenic propellant used in most liquid propellant rockets has a large phase change as mentioned above, which makes accurate prediction impossible and causes poor accuracy of the simulation test.

한국공개특허 제10-2004-0009407호(2004.01.31. 공개)Korean Patent Publication No. 10-2004-0009407 (published on January 31, 2004)

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서 본 발명의 목적은, 액체 추진 로켓의 지상 시험 시 원심력을 이용하여 로켓의 비행 가속도를 모사함에 따라 비행 가속도로 인한 로켓 내 액체 추진제의 열 또는 유동 특성을 보다 정밀하게 파악할 수 있는 액체 추진 로켓의 가속도 모사 시험 장치를 제공함에 있다. SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in order to solve the above problems, and it is an object of the present invention to provide a rocket propulsion system, And to provide an acceleration simulation test apparatus for a liquid propellant rocket which can more accurately grasp the flow characteristics.

본 발명의 일실시 예에 따른 액체 추진 로켓의 가속도 모사 시험 장치는, 상하 방향을 회전축으로 회전 수단을 통해 회전하는 회전부; 상기 회전부에서 반경방향으로 이격되며, 추진제가 충전된 추진제 탱크, 상기 추진제 탱크에 가압가스를 공급하는 가압가스 탱크 및 상기 추진제 탱크에서 배출되는 추진제가 저장되는 저장 탱크를 포함하는, 모사 발사체; 및 상기 회전부의 반경 방향을 따라 상기 모사 발사체와 회전부를 연결한 회전보를 포함한다. According to an embodiment of the present invention, there is provided an apparatus for testing an acceleration of a liquid propellant rocket, comprising: a rotating unit that rotates in a vertical direction through a rotating unit; A simulated projectile comprising a propellant tank spaced radially from the rotating portion and filled with propellant, a pressurized gas tank for supplying pressurized gas to the propellant tank, and a storage tank for storing the propellant discharged from the propellant tank; And a rotation beam connecting the simulation projectile and the rotation unit along the radial direction of the rotation unit.

또한, 상기 모사 발사체는, 길이 방향이 항상 모사 발사체의 중력 가속도 방향과 일치하도록 위치하는 것을 특징으로 한다.The simulation projectile is characterized in that the longitudinal direction is always positioned so as to coincide with the gravitational acceleration direction of the simulated projectile.

이때, 상기 모사 발사체는, 측면에 상기 회전부의 원주방향에 수평한 힌지축이 형성되고, 상기 회전 보는, 상기 회전부와 모사 발사체를 연결하는 메인 보와, 상기 메인 보의 끝단에 형성되며, 상기 모사 발사체가 상기 힌지축의 축 방향을 따라 자유 회전하도록 상기 힌지축과 힌지 결합하는 보 브래킷으로 구성된다. At this time, the simulated projectile has a horizontal hinge axis on the side surface in the circumferential direction of the rotation part, and the rotation surface is formed with a main beam connecting the rotation part and the simulated projectile, And a beam bracket hinged to the hinge shaft such that the projectile freely rotates along the axial direction of the hinge shaft.

또한, 상기 힌지축은, 상기 모사 발사체의 무게 중심보다 상측에 배치되며, 상기 모사 발사체는 상기 추진제 탱크 및 상기 저장 탱크가 길이방향을 따라 순차적으로 배치되되, 상기 저장 탱크가 상기 추진제 탱크의 하단부에 위치한다. The propellant tank and the storage tank are sequentially disposed along the longitudinal direction, and the storage tank is disposed at a lower end of the propellant tank do.

또한, 상기 모사 발사체는 상기 가압가스 탱크와 상기 추진제 탱크를 연결하는 제1 라인; 상기 제1 라인 상에 구비되며, 가압가스의 공급량 제어를 위한 제1 밸브; 상기 추진제 탱크와 저장 탱크를 연결하는 제2 라인; 및 상기 제2 라인 상에 구비되며, 추진제의 배출량 제어를 위한 제2 밸브를 포함한다.The simulated projectiles may include a first line connecting the pressurized gas tank and the propellant tank; A first valve provided on the first line for controlling the supply amount of the pressurized gas; A second line connecting the propellant tank and the storage tank; And a second valve disposed on the second line for controlling the discharge amount of the propellant.

또한, 상기 시험 장치는, 상기 추진제 탱크 내부의 압력 또는 온도 또는 추진제의 수위 측정을 위한 센싱부가 구비된다. Further, the test apparatus is provided with a sensing unit for measuring the pressure or temperature inside the propellant tank or the level of the propellant.

또한, 상기 시험 장치는, 상기 추진제 탱크 내부에 구비되며, 추진제의 배출 패턴 모니터링을 위한 카메라가 구비된다. The test apparatus is provided inside the propellant tank and includes a camera for monitoring a discharge pattern of the propellant.

또한, 상기 모사 발사체는, 상기 회전부가 정지한 상태에서는 저장 탱크가 하단부에 위치하도록 상하 길이 방향을 따라 배치되며, 상기 회전부 회전 시 저장 탱크가 외측으로 기울어지게 배치된다. In addition, the simulation projectile is disposed along the vertical direction so that the storage tank is positioned at the lower end in a state where the rotation unit is stopped, and the storage tank is arranged to be inclined outward when the rotation unit is rotated.

또한, 상기 모사 발사체는, 상기 추진제 탱크, 상기 가압가스 탱크 및 상기 저장 탱크가 수용되는 케이스를 포함하여 패키지 형태로 이루어진다. In addition, the simulated projectiles include a case in which the propellant tank, the pressurized gas tank, and the storage tank are accommodated.

아울러, 상기 시험 장치는, 상기 회전부의 하단이 고정되며 지면에 수평한 스테이지를 포함하며, 상기 회전 수단은 상기 스테이지와 연결되어 상기 스테이지의 회전을 통해 상기 회전부를 회전시킨다. In addition, the testing apparatus includes a horizontal stage fixed to the lower end of the rotary unit, and the rotary unit is connected to the stage to rotate the rotary unit through the rotation of the stage.

상기와 같은 구성에 의한 본 발명의 액체 추진 로켓의 가속도 모사 시험 장치는 액체 추진 로켓의 비행 가속도 증가 환경을 반영하여, 저장탱크(엔진)로 공급되는 추진제의 배출량, 온도 및 압력의 변화를 실제 상황과 유사하게 예측할 수 있어 모사 시험 정확도가 향상되고, 이에 따른 시험 결과를 액체 추진 로켓의 설계 시 고려하여 액체 추진 로켓의 성능 향상에 기여할 수 있는 효과가 있다.The apparatus for testing an acceleration of a liquid propellant rocket according to the present invention with the above-described structure reflects the environment in which the flight acceleration of the liquid propellant rocket is accelerated, and changes the amount of discharge, temperature and pressure of the propellant supplied to the storage tank The accuracy of the simulation test is improved and the test result can be considered in designing the liquid propellant rocket to contribute to the improvement of the performance of the liquid propellant rocket.

도 1은 종래의 액체 추진 로켓 모사 시험 장치의 개략도
도 2는 본 발명의 일실시 예에 따른 액체 추진 로켓 모사 시험 장치의 평면도
도 3a는 본 발명의 일실시 예에 따른 모사 발사체의 정면 투시도
도 3b는 본 발명의 일실시 예에 따른 모사 발사체의 측면도
도 4는 본 발명의 일실시 예에 따른 액체 추진 로켓 모사 시험 장치의 측면도
도 5는 본 발명의 일실시 예에 따른 액체 추진 로켓 모사 시험 장치의 동작 측면도1 is a schematic view of a conventional liquid propulsion rocket simulation testing apparatus
2 is a plan view of a liquid-propellant rocket simulation testing apparatus according to an embodiment of the present invention.
3A is a front perspective view of a simulated launch vehicle in accordance with an embodiment of the present invention.
Figure 3B is a side view of a simulated launch vehicle in accordance with an embodiment of the present invention.
4 is a side view of a liquid propellant rocket simulation test apparatus according to an embodiment of the present invention
5 is an operational side view of a liquid propellant rocket simulation testing apparatus according to an embodiment of the present invention.

본 발명은 액체 추진 로켓을 모사하기 위한 시험 장치에 있어서, 실제 로켓이 발사 후 비행 가속도가 점점 증가하는 환경을 반영하도록 하여 보다 정확한 모사 시험을 수행함에 그 특징이 있다. 이를 위해 본 발명은 모사 발사체를 일정한 반경을 가지고 회전 시키고, 각속도를 점점 증가시켜 모사 발사체에 가해지는 원심력을 이용하여 가속도 환경을 모사하도록 구성하였다. 특히 실제 로켓의 비행 상황과 유사한 환경을 모사하도록 모사 발사체에 가해지는 원심력이 증가할수록 모사 발사체의 하단부가 회전 반경의 외측으로 향하도록 구현함에 또 하나의 특징이 있다. The present invention is characterized in that, in a test apparatus for simulating a liquid propellant rocket, the actual rocket reflects an environment in which the flying acceleration increases gradually after firing, thereby performing a more accurate simulation test. To this end, the present invention is configured to simulate an acceleration environment using a centrifugal force applied to a simulated projectile by rotating the simulated projectile with a certain radius and gradually increasing the angular velocity. Especially, as the centrifugal force applied to the simulated projectile is increased to simulate the environment similar to the actual rocket flight situation, another characteristic is that the lower end of the simulated projectile is directed to the outside of the radius of rotation.

이하, 상기와 같은 본 발명의 일실시예에 대하여 도면을 참조하여 상세히 설명한다.Hereinafter, an embodiment of the present invention will be described in detail with reference to the drawings.

도 2에는 본 발명의 일실시 예에 따른 액체 추진 로켓의 가속도 모사 시험 장치(1000, 이하 "시험 장치")의 평면도가 도시되어 있다. 도시된 바와 같이 시험 장치(1000)는 가속 시험이 이루어지는 원형의 스테이지(500)와, 액체 추진 로켓의 모사 시험을 위한 모사 발사체(100)와, 모사 발사체(100)를 일정 반경을 가지고 회전시키기 위한 회전부(200) 및 회전 보(300)를 포함하여 구성된다. 따라서 회전부(200)는 지면에 수직한 방향을 길이 방향으로 형성된 로드의 형태로 이루어지며, 하단이 스테이지(500)의 중심에 고정된다. 회전 보(300)는 회전부(200)와 모사 발사체(100)가 회전부(200)의 반경 방향으로 일정거리 이격된 상태에서 서로 연결되도록 일단은 회전부(200)에 연결되고 타단은 모사 발사체(100)와 연결될 수 있다. 또한 본 발명은 모사 발사체(100)에 원심력을 가하도록 회전부(200)를 축방향으로 회전시키기 위한 회전부 회전수단(미도시)을 포함한다. 회전부 회전수단은 전기에 의해 회전하는 전동모터 또는 유압에 의해 회전하는 유압모터 등이 적용될 수 있다. 회전부 회전수단은 회전부(200)에 직결되어 회전부(200)를 회전시키거나, 스테이지(500)와 연결되어 스테이지(500)의 회전을 통해 회전부(200)가 회전하도록 구성될 수 있다. 위와 같은 구성을 통해 회전부(200)의 회전 속도를 증가시키게 되면 모사 발사체(100)의 원심력이 증가하여 모사 발사체(100)의 가속도 증가 환경을 모사하게 된다. 2 is a plan view of an acceleration simulation test apparatus 1000 (hereinafter referred to as "test apparatus") of a liquid propellant rocker according to an embodiment of the present invention. As shown, the test apparatus 1000 includes a circular stage 500 in which an acceleration test is performed, a simulated projectile 100 for simulated testing of a liquid propellant rocket, and a simulated projectile 100 for rotating the simulated projectile 100 with a certain radius A rotary unit 200 and a rotary beam 300. [ Therefore, the rotation part 200 is formed in the shape of a rod formed in the longitudinal direction in the direction perpendicular to the paper surface, and the lower end is fixed to the center of the stage 500. The rotary beam 300 is connected to the rotary unit 200 so that the rotary unit 200 and the simulated projectile 100 are spaced apart from each other by a predetermined distance in the radial direction of the rotary unit 200 and the other end is connected to the simulated projectile 100, Lt; / RTI > The present invention also includes rotating unit rotating means (not shown) for rotating the rotating unit 200 in the axial direction so as to apply a centrifugal force to the simulated projectile 100. The rotating part rotating means may be an electric motor rotating by electricity or a hydraulic motor rotating by hydraulic pressure. The rotating part rotating means may be configured to rotate the rotating part 200 directly connected to the rotating part 200 or rotate the rotating part 200 through the rotation of the stage 500 connected to the stage 500. If the rotational speed of the rotary part 200 is increased through the above-described configuration, the centrifugal force of the simulated projectile 100 increases, thereby simulating the acceleration increasing environment of the simulated projectile 100.

이때 본 발명의 시험 장치(100)는 실제 로켓의 가속 상황을 보다 정확하게 모사하도록 회전부(200)의 회전 속도가 증가할수록 모사 발사체(100)의 길이 방향이 모사 발사체(100)에 가해지는 중력 가속도의 방향을 따르도록 다음과 같은 구성을 갖는다. At this time, the test apparatus 100 of the present invention increases the rotational speed of the rotary unit 200 so as to more accurately simulate the acceleration condition of the actual rocket, so that the longitudinal direction of the simulated projectile 100 is the gravity acceleration applied to the simulated projectile 100 And has the following configuration to follow the direction.

본 발명의 회전 보(300)는 회전부(200)와 모사 발사체(100)를 연결하는 메인 보(310)와, 메인 보(310)의 타단과 모사 발사체(100) 사이에 구비되어 원심력 증가 시 모사 발사체(100)가 중력 가속도의 방향으로 기울어지도록 모사 발사체(100)와 힌지 결합하는 보 브래킷(320)으로 구성되고, 모사 발사체(100)는 보 브래킷(320)에 결합되는 힌지 축(150)을 포함하여 구성된다.The rotary beam 300 of the present invention is provided between the rotary beam 200 and the simulated projectile 100 and between the other stage of the main beam 310 and the simulated projectile 100, And a beam bracket 320 hinged to the simulated projectile 100 such that the projectile 100 is tilted in the direction of gravitational acceleration and the simulated projectile 100 comprises a hinge shaft 150 coupled to the beam bracket 320 .

이하 모사 발사체(100) 및 보 브래킷(320)의 세부 구성에 대하여 도면을 참조하여 상세히 설명한다. Hereinafter, detailed configurations of the simulated projectile 100 and the beam bracket 320 will be described in detail with reference to the drawings.

도 3a에는 본 발명의 일실시 예에 따른 모사 발사체(100)의 정면 투시도가 도시되어 있고, 도 3b에는 본 발명의 일실시 예에 따른 모사 발사체(100)의 측면도가 도시되어 있다. 또한, 도 4에는 본 발명의 일실시 예에 따른 시험 장치(1000)의 측면도가 도시되어 있다. 아울러 도 5에는 본 발명의 일실시 예에 따른 시험 장치(1000)의 회전부(200) 회전 시 동작 상태를 나타낸 측면도가 도시되어 있다. FIG. 3A illustrates a front perspective view of a simulated projectile 100 according to an embodiment of the present invention, and FIG. 3B illustrates a side view of a simulated projectile 100 according to an embodiment of the present invention. 4 is a side view of a test apparatus 1000 according to an embodiment of the present invention. FIG. 5 is a side view showing an operation state of the rotation unit 200 of the test apparatus 1000 according to an embodiment of the present invention.

도 3에 도시된 바와 같이 모사 발사체(100)는 추진제가 내부에 충전된 추진제 탱크(110)와, 추진제 탱크(110)에 가압 가스를 공급하기 위한 가압가스 탱크(120)와, 추진제 탱크(110)에 공급되는 가압 가스로 인해 추진제 탱크(110)에서 배출되는 추진제를 저장하는 추진제 저장탱크(130)를 포함한다. 부가적으로 모사 발사체(100)는 가압가스 탱크(120)와 추진제 탱크(110)를 연결하는 제1 라인(141)과, 제1 라인(141)을 유동하는 가압가스의 유량 제어를 위한 제1 밸브(V1)와, 추진제 탱크(110)와 추진제 저장탱크(130)를 연결하는 제2 라인(142)과, 제2 라인(142)을 유동하는 추진제의 유량 제어를 위한 제2 밸브(V2)를 포함한다. 또한, 모사 시험 시 추진제 탱크(110) 내부 환경을 측정하기 위해 추진제 탱크(110) 내부에는 센싱부(160)가 구비된다. 센싱부(160)는 추진제 탱크(110) 내부 추진제의 압력 측정을 위한 압력센서, 온도 측정을 위한 온도 센서, 추진제의 배출량을 측정하기 위한 수위센서 중 선택되는 어느 하나 이상의 조합으로 이루어질 수 있다. 추가적으로 추진제 탱크(110) 내부에는, 추진제의 배출 패턴을 모니터링 하기 위한 카메라(170)가 구비되며, 카메라(170)는 하단부 추진제의 배출 패턴의 촬영이 용이하도록 추진제 탱크(110) 내부 상의 상측에 구비될 수 있다.3, the simulated projectile 100 includes a propellant tank 110 filled with a propellant, a pressurized gas tank 120 for supplying pressurized gas to the propellant tank 110, a propellant tank 110 And a propellant storage tank 130 for storing the propellant discharged from the propellant tank 110 due to the pressurized gas supplied to the propellant storage tank 130. [ In addition, the simulated projectile 100 includes a first line 141 for connecting the pressurized gas tank 120 and the propellant tank 110, and a second line 141 for controlling the flow rate of the pressurized gas flowing through the first line 141 A second line 142 connecting the propellant tank 110 and the propellant storage tank 130 and a second valve V2 for controlling the flow rate of the propellant flowing through the second line 142, . In addition, the sensing unit 160 is provided inside the propellant tank 110 to measure the internal environment of the propellant tank 110 during the simulation test. The sensing unit 160 may be a combination of at least one selected from a pressure sensor for measuring the pressure of the propellant in the propellant tank 110, a temperature sensor for measuring the temperature, and a water level sensor for measuring the discharge amount of the propellant. In addition, a camera 170 is provided in the propellant tank 110 to monitor the pattern of the propellant discharge, and the camera 170 is provided on the upper side of the interior of the propellant tank 110 to facilitate capturing of the discharge pattern of the lower end propellant. .

위와 같은 구성의 모사 발사체(100)의 동작에 대하여 간단히 설명하면, 우선 제1 밸브(V1)의 조절을 통해 가압가스를 추진제 탱크(110)에 가압가스 디퓨저(111)를 통해 공급하게 되며, 추진제 내부 압력이 증가하게 된다. 다음으로 제2 밸브(V2)의 조절을 통해 추진제를 추진제 저장탱크(130)로 배출하게 되며, 이때 추진제 탱크(110) 내부의 압력, 온도, 추진제 배출량, 추진제의 배출 패턴 등을 센싱부(160) 및 카메라(170)를 통해 모니터링 하게 된다. The operation of the simulated projectile 100 having the above configuration will be briefly described. First, the pressurized gas is supplied to the propellant tank 110 through the pressurized gas diffuser 111 by adjusting the first valve V1, The internal pressure is increased. Then, the propellant is discharged to the propellant storage tank 130 through the adjustment of the second valve V2. At this time, the pressure, temperature, propellant discharge amount, and propellant discharge pattern inside the propellant tank 110 are detected by the sensing unit 160 ) And the camera 170. [0034]

한편, 모사 발사체(100)는 위에서 언급된 추진제 탱크(110), 가압가스 탱크(120) 및 추진제 저장탱크(130)가 케이스(101) 내부에 수용되도록 패키지화될 수 있다. 도면상에는 상하 길이 방향을 따라 가압가스 탱크(120), 추진제 탱크(110), 추진제 저장탱크(130)가 순차적으로 배치되어 있으나, 가압가스 탱크(120)가 추진제 저장탱크(130)의 하단에 배치될 수도 있다. 즉 추진제 탱크(110)의 하단에 추진제 저장탱크(130)가 배치된 구성이면 어떠한 배치 구성도 적용이 가능하다. The simulated projectiles 100 may be packaged such that the propellant tank 110, the pressurized gas tank 120, and the propellant storage tank 130 mentioned above are accommodated in the case 101. Although the pressurized gas tank 120, the propellant tank 110 and the propellant storage tank 130 are sequentially disposed along the vertical direction in the drawing, the pressurized gas tank 120 is disposed at the lower end of the propellant storage tank 130 . That is, the propellant storage tank 130 is disposed at the lower end of the propellant tank 110, any arrangement can be applied.

아울러, 도 3 및 도 4에 도시된 바와 같이 모사 발사체(100)는 모사 발사체(100)의 길이 방향이 중력 가속도의 방향과 항상 일치하도록 케이스(101)의 외면에 힌지 축(150)을 구비한다. 힌지축(150)의 케이스(101)의 외면에서 외측으로 돌출되며, 한 쌍이 서로 대칭을 이루도록 형성된다.3 and 4, the simulated projectile 100 has a hinge shaft 150 on the outer surface of the case 101 so that the longitudinal direction of the simulated projectile 100 always coincides with the direction of the gravitational acceleration . Protrudes outward from the outer surface of the case 101 of the hinge shaft 150, and the pair is formed to be symmetrical to each other.

이때 힌지축(150)의 축방향은 도 4에 도시된 바와 같이 회전부(200)와 직교하며, 지면과 수평하도록 배치된다. 힌지축(150)은 상술된 보 브래킷(320) 상에 힌지축(150)의 축방향을 따라 자유 회전하도록 결합될 수 있다. 또한, 힌지축(150)은 모사 발사체(100)의 무게 중심에서 상방으로 일정거리 이격된 곳에 형성되고, 모사 발사체(100)의 하단부에는 저장탱크(130)가 위치하도록 하여 실제 로켓과 유사한 배치를 이루도록 구성한다. 위 모사 발사체(100)의 무게중심은 저장탱크(130) 내부에 추진제가 저장되지 않은 상태일 때의 무게중심을 기준으로 한다. 위와 같은 구성을 통해 평상시에는 도 4에 도시된 바와 같이 모사 발사체(100)의 하단이 지면을 향하도록 배치되어 있으나, 회전부(200)가 회전하여 원심력이 증가하게 되면, 도 5에 도시된 바와 같이 모사 발사체(100)의 하단이 반경 방향 외측으로 이동하여 모사 발사체(100)의 기울기가 가변되도록 구성된다. 즉 모사 발사체(100)는 길이 방향이 항상 중력 가속도 방향과 일치하도록 구성된다. 회전부(200)의 회전 속도가 증가할수록 모사 발사체(100)의 하단부가 외측으로 더 많이 이동하게 되어 모사 발사체(100)의 길이 방향과 지면이 이루는 각도가 0도에 가깝게 줄어들게 되고, 회전부(200)의 회전 속도가 감소할수록 모사 발사체(100)의 하단부가 외측으로 이동하는 거리가 줄어들어 모사 발사체(100)와 지면이 이루는 각도가 90도에 가깝게 늘어나게 된다. At this time, the axial direction of the hinge shaft 150 is orthogonal to the rotary part 200 as shown in FIG. The hinge shaft 150 can be coupled to the above-described beam bracket 320 so as to rotate freely along the axial direction of the hinge shaft 150. The hinge shaft 150 is formed at a position spaced upward from the center of gravity of the simulated projectile 100 and the storage tank 130 is positioned at the lower end of the simulated projectile 100 so that the arrangement similar to the actual rocket Respectively. The center of gravity of the upper projectile projectile 100 is based on the center of gravity when the propellant is not stored in the storage tank 130. 4, the lower end of the simulated projectile 100 is disposed to face the ground. However, if the centrifugal force is increased by the rotation of the rotary part 200, as shown in FIG. 5, And the lower end of the simulated projectile 100 moves radially outward so that the gradient of the simulated projectile 100 is variable. That is, the simulated launch vehicle 100 is configured so that its longitudinal direction always coincides with the gravitational acceleration direction. As the rotational speed of the rotary part 200 increases, the lower end of the simulated projectile 100 moves more outward, and the angle between the longitudinal direction of the simulated projectile 100 and the ground is reduced to approximately 0 degrees. The distance that the lower end portion of the simulated projectile 100 moves outward is reduced as the rotational speed of the simulated projectile 100 is decreased, and the angle between the simulated projectile 100 and the ground surface is increased to nearly 90 degrees.

본 발명의 상기한 실시 예에 한정하여 기술적 사상을 해석해서는 안 된다. 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 당업자의 수준에서 다양한 변형 실시가 가능하다. 따라서 이러한 개량 및 변경은 당업자에게 자명한 것인 한 본 발명의 보호범위에 속하게 된다.The technical idea should not be construed as being limited to the above-described embodiment of the present invention. It will be understood by those skilled in the art that various changes in form and details may be made therein without departing from the spirit and scope of the invention as defined by the appended claims. Accordingly, such modifications and changes are within the scope of protection of the present invention as long as it is obvious to those skilled in the art.

1000 : 액체 추진 로켓 모사 시험 장치
100 : 모사 발사체 101 : 케이스
110 : 추진제 탱크 111 : 디퓨저
120 : 가압가스 탱크 130 : 추진제 저장탱크
141 : 제1 라인 142 : 제2 라인
150 : 힌지축 160 : 센싱부
170 : 카메라
200 : 회전부
300 : 회전 보 310 : 메인 보
320 : 보 브래킷
500 : 스테이지
V1 : 제1 밸브 V2 : 제2 밸브1000: Liquid propulsion rocket simulation test equipment
100: simulated projectile 101: case
110: Propellant tank 111: Diffuser
120: pressurized gas tank 130: propellant storage tank
141: first line 142: second line
150: hinge shaft 160: sensing part
170: camera
200:
300: rotational beam 310: main beam
320: Beam bracket
500: stage
V1: first valve V2: second valve

Claims (10)

상하 방향을 회전축으로 회전 수단을 통해 회전하는 회전부;
상기 회전부에서 반경방향으로 이격되며, 추진제가 충전된 추진제 탱크, 상기 추진제 탱크에 가압가스를 공급하는 가압가스 탱크 및 상기 추진제 탱크에서 배출되는 추진제가 저장되는 저장 탱크를 포함하는, 모사 발사체; 및
상기 회전부의 반경 방향을 따라 상기 모사 발사체와 회전부를 연결한 회전보를 포함하며,
상기 모사 발사체는,
측면에 상기 회전부의 원주방향에 수평한 힌지축이 형성되고,
상기 회전보는,
상기 회전부와 모사 발사체를 연결하는 메인 보와, 상기 메인 보의 끝단에 형성되며, 상기 모사 발사체가 상기 힌지축의 축 방향을 따라 자유 회전하도록 상기 힌지축과 힌지 결합하는 보 브래킷으로 구성되되,
상기 힌지축은,
상기 모사 발사체의 무게 중심보다 상측에 배치되며,
상기 모사 발사체는 상기 추진제 탱크 및 상기 저장 탱크가 길이방향을 따라 순차적으로 배치되되, 상기 저장 탱크가 상기 추진제 탱크의 하단부에 위치하는, 액체 추진 로켓의 가속도 모사 시험 장치.
A rotating part that rotates in a vertical direction through a rotating unit with a rotating shaft;
A simulated projectile comprising a propellant tank spaced radially from the rotating portion and filled with propellant, a pressurized gas tank for supplying pressurized gas to the propellant tank, and a storage tank for storing the propellant discharged from the propellant tank; And
And a rotation beam connecting the simulation projectile and the rotation unit along the radial direction of the rotation unit,
Wherein the simulated projectile comprises:
A horizontal hinge shaft is formed on the side surface in the circumferential direction of the rotary part,
The rotating <
And a beam bracket formed at an end of the main beam and hinged to the hinge shaft so as to rotate freely along the axial direction of the hinge shaft,
The hinge shaft
A simulated projectile disposed above the center of gravity of the simulation projectile,
Wherein the simulated launch vehicle is configured such that the propellant tank and the storage tank are sequentially disposed along the longitudinal direction, the storage tank being located at a lower end of the propellant tank.
제 1항에 있어서,
상기 모사 발사체는,
길이 방향이 항상 모사 발사체의 중력 가속도 방향과 일치하도록 위치하는 것을 특징으로 하는, 액체 추진 로켓의 가속도 모사 시험 장치.
The method according to claim 1,
Wherein the simulated projectile comprises:
And the longitudinal direction is always aligned with the gravitational acceleration direction of the simulated launch vehicle.
삭제delete 삭제delete 상하 방향을 회전축으로 회전 수단을 통해 회전하는 회전부;
상기 회전부에서 반경방향으로 이격되며, 추진제가 충전된 추진제 탱크, 상기 추진제 탱크에 가압가스를 공급하는 가압가스 탱크 및 상기 추진제 탱크에서 배출되는 추진제가 저장되는 저장 탱크를 포함하는, 모사 발사체; 및
상기 회전부의 반경 방향을 따라 상기 모사 발사체와 회전부를 연결한 회전보를 포함하며,
상기 모사 발사체는
상기 가압가스 탱크와 상기 추진제 탱크를 연결하는 제1 라인;
상기 제1 라인 상에 구비되며, 가압가스의 공급량 제어를 위한 제1 밸브;
상기 추진제 탱크와 저장 탱크를 연결하는 제2 라인; 및
상기 제2 라인 상에 구비되며, 추진제의 배출량 제어를 위한 제2 밸브를 포함하는, 액체 추진 로켓의 가속도 모사 시험 장치.
A rotating part that rotates in a vertical direction through a rotating unit with a rotating shaft;
A simulated projectile comprising a propellant tank spaced radially from the rotating portion and filled with propellant, a pressurized gas tank for supplying pressurized gas to the propellant tank, and a storage tank for storing the propellant discharged from the propellant tank; And
And a rotation beam connecting the simulation projectile and the rotation unit along the radial direction of the rotation unit,
The simulated projectile
A first line connecting the pressurized gas tank and the propellant tank;
A first valve provided on the first line for controlling the supply amount of the pressurized gas;
A second line connecting the propellant tank and the storage tank; And
And a second valve provided on the second line for controlling the discharge amount of the propellant.
제 1항 또는 제 5항에 있어서,
상기 시험 장치는,
상기 추진제 탱크 내부의 압력 또는 온도 또는 추진제의 수위 측정을 위한 센싱부가 구비되는, 액체 추진 로켓의 가속도 모사 시험 장치.
6. The method according to claim 1 or 5,
The test apparatus includes:
And a sensing unit for measuring the pressure or temperature inside the propellant tank or the level of the propellant.
상하 방향을 회전축으로 회전 수단을 통해 회전하는 회전부;
상기 회전부에서 반경방향으로 이격되며, 추진제가 충전된 추진제 탱크, 상기 추진제 탱크에 가압가스를 공급하는 가압가스 탱크 및 상기 추진제 탱크에서 배출되는 추진제가 저장되는 저장 탱크를 포함하는, 모사 발사체;
상기 회전부의 반경 방향을 따라 상기 모사 발사체와 회전부를 연결한 회전보; 및
상기 추진제 탱크 내부에 구비되며, 추진제의 배출 패턴 모니터링을 위한 카메라;
를 포함하는, 액체 추진 로켓의 가속도 모사 시험 장치.
A rotating part that rotates in a vertical direction through a rotating unit with a rotating shaft;
A simulated projectile comprising a propellant tank spaced radially from the rotating portion and filled with propellant, a pressurized gas tank for supplying pressurized gas to the propellant tank, and a storage tank for storing the propellant discharged from the propellant tank;
A rotary beam connecting the simulated projectile and the rotary part along a radial direction of the rotary part; And
A camera disposed inside the propellant tank for monitoring the pattern of the propellant;
Wherein the apparatus is adapted to test the acceleration of the liquid propellant rocket.
상하 방향을 회전축으로 회전 수단을 통해 회전하는 회전부;
상기 회전부에서 반경방향으로 이격되며, 추진제가 충전된 추진제 탱크, 상기 추진제 탱크에 가압가스를 공급하는 가압가스 탱크 및 상기 추진제 탱크에서 배출되는 추진제가 저장되는 저장 탱크를 포함하는, 모사 발사체; 및
상기 회전부의 반경 방향을 따라 상기 모사 발사체와 회전부를 연결한 회전보를 포함하며,
상기 모사 발사체는,
길이 방향이 항상 모사 발사체의 중력 가속도 방향과 일치하도록 위치하되, 상기 회전부가 정지한 상태에서는 저장 탱크가 하단부에 위치하도록 상하 길이 방향을 따라 배치되며, 상기 회전부 회전 시 저장 탱크가 외측으로 기울어지게 배치되는, 액체 추진 로켓의 가속도 모사 시험 장치.
A rotating part that rotates in a vertical direction through a rotating unit with a rotating shaft;
A simulated projectile comprising a propellant tank spaced radially from the rotating portion and filled with propellant, a pressurized gas tank for supplying pressurized gas to the propellant tank, and a storage tank for storing the propellant discharged from the propellant tank; And
And a rotation beam connecting the simulation projectile and the rotation unit along the radial direction of the rotation unit,
Wherein the simulated projectile comprises:
The storage tank is disposed along the vertical direction so that the storage tank is positioned at the lower end in a state where the longitudinal direction is always coincident with the gravitational acceleration direction of the simulated projectile and the storage tank is arranged to be tilted outward , An apparatus for simulating the acceleration of a liquid propellant rocket.
제 1항에 있어서,
상기 모사 발사체는,
상기 추진제 탱크, 상기 가압가스 탱크 및 상기 저장 탱크가 수용되는 케이스를 포함하여 패키지 형태로 이루어진, 액체 추진 로켓의 가속도 모사 시험 장치.
The method according to claim 1,
Wherein the simulated projectile comprises:
And a case in which the propellant tank, the pressurized gas tank, and the storage tank are accommodated.
상하 방향을 회전축으로 회전 수단을 통해 회전하는 회전부;
상기 회전부에서 반경방향으로 이격되며, 추진제가 충전된 추진제 탱크, 상기 추진제 탱크에 가압가스를 공급하는 가압가스 탱크 및 상기 추진제 탱크에서 배출되는 추진제가 저장되는 저장 탱크를 포함하는, 모사 발사체;
상기 회전부의 반경 방향을 따라 상기 모사 발사체와 회전부를 연결한 회전보; 및
상기 회전부의 하단이 고정되며 지면에 수평한 스테이지를 포함하며,
상기 회전 수단은 상기 스테이지와 연결되어 상기 스테이지의 회전을 통해 상기 회전부를 회전시키는, 액체 추진 로켓의 가속도 모사 시험 장치.A rotating part that rotates in a vertical direction through a rotating unit with a rotating shaft;
A simulated projectile comprising a propellant tank spaced radially from the rotating portion and filled with propellant, a pressurized gas tank for supplying pressurized gas to the propellant tank, and a storage tank for storing the propellant discharged from the propellant tank;
A rotary beam connecting the simulated projectile and the rotary part along a radial direction of the rotary part; And
A lower stage of the rotary part is fixed and a stage horizontally disposed on the ground,
And the rotating means is connected to the stage to rotate the rotating portion through rotation of the stage.
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