KR101965579B1 - 로켓엔진의 연소 시험 장치 및 이를 이용한 로켓엔진의 추력 측정 방법 - Google Patents

로켓엔진의 연소 시험 장치 및 이를 이용한 로켓엔진의 추력 측정 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 로켓엔진의 연소 시험 장치 및 이를 이용한 로켓엔진의 추력 측정 방법에 관한 것으로 추력 보정부의 구성을 캠부재와 회전모터로 단순화하여 로켓엔진의 연소 시험 장치를 제조하는 데 비용을 절감할 수 있을 뿐아니라 로드셀에 하중값을 복수의 값으로 제공하여 복수의 하중에 대한 보정값의 변화율을 확인함으로써 진공 상태에서의 로켓엔진의 연소 시험 시 로켓엔진의 추력을 정확하게 보정할 수 있고, 로드셀로 감지되는 로켓엔진의 추력을 다양한 추력구간에서 보정할 수 있다.

Description

로켓엔진의 연소 시험 장치 및 이를 이용한 로켓엔진의 추력 측정 방법{CONBUSTION TEST APPARATUS OF ROCKET ENGINE AND THRUST MEASUREMENT METHOD OF ROCKET ENGINE USING THE SAME}
본 발명은 로켓엔진의 연소 시험 장치 및 이를 이용한 로켓엔진의 추력 측정 방법에 관한 것으로 더 상세하게는 단순한 구조로 로켓엔진의 추력을 정확하게 측정할 수 있도록 한 로켓엔진의 연소 시험 장치 및 이를 이용한 로켓엔진의 추력 측정 방법에 관한 발명이다.
일반적으로 로켓은 연료와 산화제의 형태에 따라 액체로켓, 고체로켓, 하이브리드 로켓으로 구분된다. 이러한 액체로켓은 연소 시험을 통해 로켓엔진의 성능 평가를 수행하며 로켓엔진의 노즐을 통해 분사되는 연소가스의 힘을 측정하여 로켓엔진의 추력 및 성능 특성을 분석하게 된다.
로켓엔진은 대형 로켓엔진과 소형 로켓엔진으로 구분할 수 있다. 대형 로켓엔진 주추진의 경우는 연소가스에 의해 발생하는 추력의 6분력을 주로 측정하고, 소형 로켓엔진 보조추진의 경우는 연소가스에 의해 발생하는 추력의 1분력을 주로 측정한다.
대형 로켓엔진은 지상시험에서의 성능 평가시 추진체의 연소로 발생하는 연소가스가 노즐을 통해 대기 중에 분사될 때 로켓엔진의 상단에 설치된 엔진 어댑터를 통해 반력으로 전달되는 수평형 6분력 추력을 측정한다.
6분력은 X,Y,Z 축 방향의 직선힘과 X,Y,Z 각 방향으로의 회전을 합한 것으로 나타내며, 수평형 6분력 추력측정을 위해서는 미스얼라인먼트 및 스터링 특성을 구하게 된다. 그런데, 이 경우 각 방향의 힘을 정밀하게 측정하는 것이 요구되고 이를 위해 측정 정도 및 로켓엔진이 장착되는 시험대의 특성을 파악하는 것이 중요하다.
소형 로켓엔진은 지상시험에서의 성능 평가시 연소가스가 노즐을 통해 분사될 때 반력으로 전달되는 수평형 추력측정방법이 일반적이고 대체로 6분력이 아닌 1분력을 측정한다.
그런데, 기존의 소형 로켓엔진은 지상시험에서의 성능 평가시 실시간으로 추력보정이 어렵고, 그에 따라 로켓엔진의 정확한 추력을 얻는 것이 어려운 문제점이 있다
이에 본 출원인은 로켓엔진의 정확한 추력을 확인하기 위해 국내특허등록 제1473981호 '로켓엔진의 추력측정장치 및 이를 이용한 추력측정 및 추력보정방법'(2014.12.11.등록)을 제안한 바 있다.
국내특허등록 제1473981호 '로켓엔진의 추력측정장치 및 이를 이용한 추력측정 및 추력보정방법'(2014.12.11.등록)은 무게추를 이용하여 실시간 추력보정을 수행한다.
그러나, 종래 '로켓엔진의 추력측정장치 및 이를 이용한 추력측정 및 추력보정방법'(2014.12.11.등록)은 무게추를 교정용 와이어 즉, 실에 묶어 지지롤을 거쳐 고정되게 되므로 연소 시험 중 교정용 와이어가 지지롤을 이탈하여 해당 장비가 원활히 기능을 하지 못하는 경우가 빈번하게 발생되었다.
또한, 종래 '로켓엔진의 추력측정장치 및 이를 이용한 추력측정 및 추력보정방법'(2014.12.11.등록)은 단일 무게추 한 개만 사용하기 때문에 무게추를 들었다 내렸다 하여 추력을 보정하라도 무게추 중량 1개 값에 대한 보정값만을 입력하므로 다양한 추력 측정 영역에 대해 추력을 측정하는 로드셀의 보정이 어렵다는 단점과 보정값이 부정확한 문제점이 있었다.
특히, 로켓엔진의 연소 시험은 진공 상태에서 이루어지기 때문에 무게추를 변경해서 보정값을 확인하기가 사실상 불가능한 문제점이 있었다.
따라서, 종래 '로켓엔진의 추력측정장치 및 이를 이용한 추력측정 및 추력보정방법'(2014.12.11.등록)은 단일 무게추에 의한 단일 보정값으로 로드셀에 의해 측정되는 추력을 보정하므로 정확한 추력을 측정하기 미흡했던 것이다.
선행기술문헌 :국내특허등록 제1473981호 '로켓엔진의 추력측정장치 및 이를 이용한 추력측정 및 추력보정방법'(2014.12.11.등록)
본 발명의 목적은 로켓엔진의 연소 시험 시 캠부재와 회전모터의 단순한 구조로 로켓엔진의 추력을 정확하게 보정할 수 있는 로켓엔진의 연소 시험 장치 및 이를 이용한 로켓엔진의 추력 측정 방법을 제공하는 데 있다.
또한 본 발명의 다른 목적은 로드셀로 감지되는 로켓엔진의 추력을 다양한 추력구간에서 보정할 수 있는 로켓엔진의 연소 시험 장치 및 이를 이용한 로켓엔진의 추력 측정 방법을 제공하는 데 있다.
상기와 같은 목적을 달성하기 위하여 본 발명에 따른 로켓엔진의 연소 시험 장치는, 시험용 로켓엔진이 장착되는 엔진 장착대, 상기 엔진 장착대를 전, 후 이동 가능하게 지지하는 엔진 이동지지대, 상기 엔진 장착대에 전방 측에 위치되어 시험용 로켓엔진의 추력에 의해 상기 엔진 장착대의 이동에 의한 하중값을 감지하는 로드셀, 상기 엔진 장착대의 후방 측에 위치되어 상기 엔진 장착대를 서로 다른 복수의 하중값으로 구분해서 밀어 상기 로드셀로 측정되는 추력에 대한 하중값을 보정할 수 있게 하는 추력 보정부를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에서 상기 엔진 이동지지대는 베이스 지지체, 상기 베이스 지지체 상에 이격되게 세워져 설치되며 엔진 장착대를 지지하는 제1판스프링부재와 제2판스프링부재를 포함할 수 있다.
본 발명에서 상기 추력 보정부는 회전모터 및 상기 회전모터로부터 회전력으로 회전되어 엔진 장착대의 후단부와 접촉되어 상기 엔진 장착대를 전방 측으로 밀어 회전 각도에 따라 다른 하중을 로드셀에 발생시키는 캠부재를 포함할 수 있다.
본 발명에서 상기 엔진 장착대의 후단부에는 상기 캠부재와의 접촉면적을 늘려 안정적으로 상기 캠부재와 접촉될 수 있는 캠접촉부가 상부 또는 하부로 돌출되게 구비될 수 있다.
본 발명에서 상기 회전모터는 회전 각도를 단계별로 제어할 수 있는 서보모터일 수 있다.
본 발명에 따른 로켓엔진의 연소 시험 장치는, 상기 회전모터에 연결되어 상기 회전모터의 회전 각도를 조절하고, 로드셀과 연결되어 상기 로드셀에 가해지는 하중값을 확인하는 제어부를 더 포함할 수 있다.
본 발명에서 상기 제어부에는 회전모터로 캠부재를 회전시키면서 캠부재의 회전 각도에 따라 로드셀에 가해지는 기준 하중값에 대한 데이터가 저장되며, 상기 진공 챔버의 내부를 진공으로 형성한 후 제어부는 진공 중에서 회전모터로 캠부재를 회전시키면서 캠부재의 회전 각도에 따라 로드셀에 가해지는 보정 하중값을 각각 측정하고, 상기 캠부재의 회전각도에 따른 기준 하중값을 각각 대응되는 회전 각도에서의 보정 하중값과 대비하여 변화율을 계산하여 추력 계산 시 변화율로 추력값을 보정할 수 있다.
본 발명에 따른 로켓엔진의 연소 시험 장치는, 상기 엔진 장착대, 상기 엔진 이동지지대, 상기 로드셀, 상기 추력 보정부가 내부에 위치되는 진공챔버; 및 상기 진공챔버 내를 진공으로 형성하는 진공부를 더 포함할 수 있다.
본 발명에 따른 로켓엔진의 연소 시험 장치는, 상기 엔진 장착대의 전방 측으로 돌출되게 구비되어 상기 로드셀에 하중을 전달하는 하중 전달부를 더 포함할 수 있다.
본 발명에서 상기 하중 전달부는 상기 엔진 장착대의 전방측에 돌출되게 구비되는 제1하중 전달로드부재; 및 상기 로드셀에서 돌출되어 상기 제1하중 전달로드와 접촉되는 제2하중 전달로드부재를 포함할 수 있다.
본 발명에서 상기 제1하중 전달로드부재의 단부와 상기 제2하중 전달로드부재의 단부 중 어느 한 측은 구형상의 접촉볼이 구비되고, 다른 한 측은 상기 접촉볼이 점접촉할 수 있는 평면의 접촉면을 가지는 하중 지지부가 구비될 수 잇다.
본 발명에 따른 로켓엔진의 연소 시험 장치는, 상기 로드셀을 전, 후 이동시키는 로드셀 전후 이동기기, 상기 제1하중 전달로드부재의 단부 측 또는 제2하중 전달로드부재의 단부에 구비되어 제1하중 전달로드부재의 단부와 제2하중 전달로드와의 접촉을 감지하는 접촉센서를 더 포함할 수 있다.
본 발명에 따른 로켓엔진의 연소 시험 장치는, 상기 로드셀을 좌, 우 방향으로 이동시키는 로드셀 좌우 이동기기; 및 상기 로드셀을 상, 하 이동시키는 로드셀 승하강 기기를 더 포함할 수 있다.
본 발명에서 상기 제어부에는 회전모터로 캠부재를 회전시키면서 캠부재의 회전 각도에 따라 로드셀에 가해지는 기준 하중값에 대한 데이터가 저장되며, 상기 진공 챔버의 내부를 진공으로 형성한 후 제어부는 진공 중에서 회전모터로 캠부재를 회전시키면서 캠부재의 회전 각도에 따라 로드셀에 가해지는 보정 하중값을 각각 측정하고, 상기 캠부재의 회전각도에 따른 기준 하중값을 각각 대응되는 회전 각도에서의 보정 하중값과 대비하여 변화율을 계산하여 추력 계산 시 변화율로 추력값을 보정하며, 상기 제어부는 캠부재의 회전각도에 따른 기준 하중값과 보정하중값의 변화율이 모두 동일하지 않는 경우 로드셀 좌우 이동기기와 로드셀 승하강 기기를 통해 제1하중 전달로드부재의 축중심과 제2하중 전달로드부재의 축중심을 일치시킬 수 있다.
상기와 같은 목적을 달성하기 위하여 본 발명에 따른 로켓엔진의 추력 측정 방법의 일 실시예는 추력 보정부로 서로 다른 복수의 하중값으로 로드셀에 하중을 가해 기준 하중값을 확인하는 기준 하중값 확인단계, 판스프링에 의해 전후 이동 가능하게 지지되며 시험용 로켓엔진이 장착되는 엔진 장착대를 추력 보정부로 서로 다른 복수의 하중값으로 구분해서 전방으로 밀어 로드셀로 보정 하중값을 확인하는 시험 전 보정 하중값 확인단계, 진공챔버 내에서 시험용 로켓엔진의 연소기를 점화하여 추력을 발생시켜 추력에 의해 시험용 로켓엔진이 장착된 엔진 장착대가 전방으로 이동되는 하중을 로드셀로 측정하여 추력을 확인하는 추력 발생단계, 엔진 장착대를 추력 보정부로 서로 다른 복수의 하중값으로 구분해서 전방으로 밀어 로드셀로 보정 하중값을 확인하는 시험 후 보정 하중값 확인단계, 상기 시험 전 보정 하중값과 상기 시험 후 보정 하중값을 상기 기준 하중값과 각각 비교하여 보정 하중값의 변화율을 확인하는 보정값 확인단계, 및 상기 추력 발생단계에서 확인된 추력값을 보정 하중값의 변화율로 보정하는 추력값 보정단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에서 상기 추력 보정부는 회전모터와, 회전모터로부터 회전력으로 회전되어 엔진 장착대의 후단부와 접촉되어 상기 엔진 장착대를 전방 측으로 밀어 회전 각도에 따라 다른 하중을 상기 로드셀에 발생시키는 캠부재를 포함하며, 상기 기준 하중값 확인단계는 상기 캠부재의 회전 각도에 따른 각 회전 각도에 대응되는 기준 하중값을 측정하여 확인할 수 있다.
본 발명에서 상기 시험 전 보정 하중값 확인단계와 상기 시험 후 보정 하중값 확인단계는 각각 진공챔버 내의 진공 상태에서 상기 회전모터로 캠부재를 회전시켜 회전 각도에 따른 엔진 장착대에 의해서 상기 로드셀로 가해지는 상기 하중값을 측정하여 확인할 수 있다.
본 발명에서 상기 엔진 장착대에는 상기 로드셀 측으로 돌출되는 제1하중 전달로드부재가 구비되고, 상기 로드셀에는 상기 엔진 장착대 측으로 돌출되어 상기 제1하중 전달로드부재와 연결되는 제2하중 전달로드부재가 구비되어 상기 엔진 장착대의 밀림에 의한 하중값은 상기 제1하중 전달로드부재와 상기 제2하중 전달로드부재를 통해 상기 로드셀로 전달되고, 본 발명에 따른 로켓엔진의 추력 측정 방법의 일 실시예는 상기 보정값 확인단계 후 상기 추력값 보정단계 전에 상기 캠부재의 각도별로 보정 하중값 변화율이 동일한지 확인하여 동일한 경우 상기 추력값 보정단계를 진행하는 변화율 확인단계; 및 상기 변화율 확인단계에서 확인된 변화율이 서로 다른 경우 상기 제1하중 전달로드부재와 상기 제2하중 전달로드부재의 축중심을 일치시키고, 시험 전 보정 하중값 확인단계로 되돌리는 축중심 일치단계를 더 포함할 수 있다.
본 발명은 추력 보정부의 구성을 캠부재와 회전모터로 단순화하여 로켓엔진의 연소 시험 장치를 제조하는 데 비용을 절감할 수 있을 뿐아니라 로드셀에 하중값을 복수의 값으로 제공하여 복수의 하중에 대한 보정값의 변화율을 확인함으로써 진공 상태에서의 로켓엔진의 연소 시험 시 로켓엔진의 추력을 정확하게 보정할 수 있는 효과가 있다.
또한, 본 발명은 로드셀로 감지되는 로켓엔진의 추력을 다양한 추력구간에서 보정할 수 있다.
도 1은 본 발명에 따른 로켓엔진의 연소 시험 장치를 도시한 정면도.
도 2는 본 발명에 따른 로켓엔진의 연소 시험 장치를 도시한 평면도.
도 3은 본 발명에 따른 로켓엔진의 추력 측정 방법을 도시한 순서도.
본 발명을 더욱 상세히 설명한다.
본 발명의 바람직한 실시 예를 첨부된 도면에 의하여 상세히 설명하면 다음과 같다. 본 발명의 상세한 설명에 앞서, 이하에서 설명되는 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정해서 해석되어서는 아니된다. 따라서, 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일실시예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.
도 1은 본 발명에 따른 로켓엔진의 연소 시험 장치의 일실시예를 도시한 정면도이고, 도 2는 본 발명에 따른 로켓엔진의 연소 시험 장치의 일실시예를 도시한 평면도이다.
도 1 및 도 2를 참고하여 본 발명에 따른 로켓엔진의 연소 시험 장치의 일실시예를 하기에서 상세하게 설명한다.
본 발명에 따른 로켓엔진의 연소 시험 장치의 일실시예는 시험용 로켓엔진(1)이 장착되는 엔진 장착대(100)를 포함한다.
시험용 로켓엔진(1)은 엔진을 제어하는 유량조절밸브(1a), 연소기(1b) 내에 연료를 공급하는 연료라인(1c)과 연소기(1b)에서 연소된 연소가스 및 화염을 배출시키는 노즐(1d)이 구비된다.
시험용 로켓엔진(1)은 노즐(1d)이 후방 측에 위치되도록 엔진 장착대(100)에 장착되고, 엔진 장착대(100)는 전, 후 이동 가능하게 엔진 이동지지대(200)에 설치된다.
시험용 로켓엔진(1)은 엔진 이동지지대(200)에 전, 후 이동 가능하게 설치된 엔진 장착대(100)에 장착되어 연소기(1b)에서 연소된 화염 및 연소가스에 의해 발생된 추력에 의해 전방 측으로 이동 가능하게 위치된다.
연소기(1b)는 스테인레스 스틸 재질로 되어 있으며, 노즐(1d)은 내열합금으로 구성되어 연소에 의한 열에 견디도록 설계되는 것을 일 예로 한다.
또한, 연료라인(1c)은 연료를 연소기(1b)로 공급할 수 있도록 연료저장탱크와 연결되고, 시험용 로켓엔진(1)은 연소기(1b)에서 연료와 산화제가 기화 및 연소반응하여 고온 고압의 연소가스가 발생하고 추력을 얻어 전방 측으로 이동된다. 연료는 액체수소, 산화제는 액체산소가 사용되는 것을 일 예로 한다.
시험용 로켓엔진(1) 및 시험용 로켓엔진(1)을 연소시키기 위한 연료저장탱크, 연료라인 등의 실시 예는 공지의 시험용 로켓엔진(1)에서 다양하게 변형되어 실시될 수 있는 바 더 상세한 설명은 생략함을 밝혀둔다.
엔진 장착대(100)는 시험용 로켓엔진(1)이 장착되는 상면이 평면으로 지면과 나란하게 위치되어 전, 후 이동 가능하게 엔진 이동지지대(200)에 설치된다.
엔진 장착대(100)의 상부에는 시험용 로켓엔진(1)이 분리 가능하게 장착되는 엔진 장착부(110)가 구비되고, 엔진 장착부(110)는 엔진 장착대(100)의 폭 방향에서 중앙에 위치되는 것을 일 예로 한다. 또한, 엔진 장착부(110)는 원통형의 시험용 로켓엔진(1)을 물어 고정할 수 있고, 고정된 상태를 해제할 수 있는 공지의 클램핑 구조 또는 공지의 조우(jaw)구조를 이용하여 다양하게 변형되어 실시될 수 있음을 밝혀둔다.
엔진 이동지지대(200)는 베이스 지지체(210), 베이스 지지체(210) 상에 이격되게 세워져 설치되어 엔진 장착대(100)를 지지하는 제1판스프링부재(220)와 제2판스프링부재(230)를 포함한다.
또한, 엔진 이동지지대(200)는 베이스 지지체(210)에 브라켓 고정 볼트로 체결되어 장착되며 제1판스프링부재(220)와 제2판스프링부재(230)를 각각 지지하는 스프링 지지브라켓트체(240)를 더 포함할 수 있다.
스프링 지지브라켓트체(240)는 'L'자형상으로 형성되고, 하면부가 서로 반대방향을 향하도록 서로 마주보고 브라켓 결합 볼트로 체결되여 결합되는 제1브라켓트(241)와 제2브라켓트(242)를 포함한다.
제1판스프링부재(220)와 제2판스프링부재(230)는 하부 측 일부분이 각각 제1브라켓트(241)와 제2브라켓트(242)의 사이에 삽입되고, 제1브라켓트(241)와 제2브라켓트(242)를 관통하여 체결되는 브라켓 결합볼트가 관통되어 제1브라켓트(241)와 제2브라켓트(242) 사이에서 견고하게 설치된다.
제1판스프링부재(220)와 제2판스프링부재(230)는 로켓엔의 연소시의 연소가스의 반력에 의해 저항 손실 없이 엔진 장착대(100)가 로드셀(300) 측 방향으로 밀리도록 하여 추력측정시 엔진 장착대(100)의 이동 시 발생하는 저항 손실을 최소화할 수 있고, 이로써 소형로켓의 미소 추력측정시 발생할 수 있는 오차 발생을 줄인다. 또한, 시험용 로켓엔진(1)의 연소를 통한 성능 평가시 정확한 추력측정이 중요하나 계측되는 물리량에 대한 보정도 중요한데 제1판스프링부재(220)와 제2판스프링부재(230)는 계측되는 물리량에 대한 보정을 가능하게 한다.
엔진 장착대(100)의 전방 측에는 시험용 로켓엔진(1)의 추력에 의해 엔진 장착대(100)가 전방으로 이동할 때 엔진 장착대(100)의 이동에 의한 하중값을 감지하는 로드셀(300)이 위치된다.
엔진 장착대(100)의 후방 측에는 엔진 장착대(100)를 서로 다른 복수의 하중값으로 구분해서 전방 측으로 밀어 로드셀(300)로 측정되는 추력에 대한 하중값을 보정할 수 있게 하는 추력 보정부(400)가 위치된다.
추력 보정부(400)는 회전모터(410)와, 회전모터(410)로부터 회전력으로 회전되어 엔진 장착대(100)의 후단부와 접촉되어 엔진 장착대(100)를 전방 측으로 밀어 회전 각도에 따라 다른 하중을 로드셀(300)에 발생시키는 캠부재(420)를 포함할 수 있다.
회전 모터는 베이스 지지체(210) 상에 샤프트가 수직으로 세워지도록 설치되고, 캠부재(420)는 샤프트에 장착되어 엔진 장착대(100)의 평면과 일직선 상에 위치되어 엔진 장착대(100)의 후면을 밀어 이동시킬 수 있게 된다.
그리고, 엔진 장착대(100)의 후단부에는 캠부재(420)와의 접촉면적을 늘려 안정적으로 캠부재(420)와 접촉될 수 있는 캠접촉부(112)가 상부 또는 하부로 돌출되게 구비된다.
캠부재(420)는 엔진 장착대(100)의 후단부에 구비되는 캠접촉부(112)에 접촉되어 엔진 장착대(100)를 안정적으로 밀어 로드셀(300)에 하중을 가하게 되고, 회전되는 각도에 따라 엔진 장착대(100)에서 로드셀(300)로 가해지는 하중이 점차 커지도록 엔진 장착대(100)를 밀게 된다.
회전모터(410)는 회전 각도를 단계별로 제어할 수 있는 서보모터이고, 본 발명에 따른 로켓엔진의 연소 시험 장치는 회전모터(410)에 연결되어 회전모터(410)의 회전 각도를 조절하고, 로드셀(300)과 연결되어 로드셀(300)에 가해지는 하중값을 확인하는 제어부(1000)를 더 포함한다.
제어부(1000)는 로드셀(300)에 연결되어 로켓엔진의 연소 시험 장치 시 로드셀(300)에서 감지되는 로켓엔진의 추력에 의한 하중도 감지하여 측정할 수 있음은 물론이다.
또한, 본 발명에 따른 로켓엔진의 연소 시험 장치는 엔진 장착대(100), 엔진 이동지지대(200),로드셀(300), 추력 보정부(400)가 내부에 위치되는 진공챔버(500), 진공챔버(500) 내를 진공으로 형성하는 진공부(510)를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
진공부(510)는 진공챔버(500) 내의 공기를 흡입하여 배출하는 진공펌프(511), 진공펌프(511)와 진공챔버(500)를 연결하는 진공라인(512)을 포함하고, 이외에도 공지의 진공챔버(500) 내의 공기를 흡입하여 진공챔버(500) 내를 진공으로 형성하는 공지의 다양한 예로 변형 실시될 수 있어 더 상세한 설명은 생략함을 밝혀둔다.
본 발명에 따른 로켓엔진의 연소 시험 장치는 엔진 장착대(100)의 전방 측으로 돌출되게 구비되어 로드셀(300)에 하중을 전달하는 하중 전달부(600)를 더 포함할 수 있다.
하중 전달부(600)는 엔진 장착대(100)의 전방측에 돌출되게 구비되는 제1하중 전달로드부재(610), 로드셀(300)에서 돌출되어 제1하중 전달로드와 접촉되는 제2하중 전달로드부재(620)를 포함할 수 있다.
엔진 장착대(100)의 하부에는 로드 지지용 돌출부(111)가 구비되고, 제1하중 전달로드부재(610)는 돌출부와 제1판스프링부재(220)를 관통하여 로드셀(300)을 향해 돌출되는 것을 일 예로 한다.
또한, 제1하중 전달로드부재(610)의 단부와 제2하중 전달로드부재(620)의 단부 중 어느 한 측은 구형상의 접촉볼(621)이 구비되고, 다른 한 측은 접촉볼(621)이 점접촉할 수 있는 평면의 접촉면을 가지는 하중 지지부(611)가 구비되는 것을 일 예로 한다.
도 1 및 도 2에서 도시된 바와 같이 접촉볼(621)은 제2하중 전달로드부재(620)의 단부에 구비되고, 하중 지지부(611)는 제1하중 전달로드부재(610)의 단부 측에 구비되는 것을 일 예로 하고, 제1하중 전달로드부재(610)와 제2하중 전달로드부재(620)는 점접촉을 통해 하중을 구의 중심 즉, 로드셀(300)의 감지 중심점에서 하중이 정확하게 전달될 수 있게 한다.
그리고, 본 발명에 따른 로켓엔진의 연소 시험 장치는 로드셀(300)을 전, 후 이동시키는 로드셀 전후 이동기기(700), 제1하중 전달로드부재(610)의 단부 측 또는 제2하중 전달로드부재(620)의 단부에 구비되어 제1하중 전달로드부재(610)의 단부와 제2하중 전달로드와의 접촉을 감지하는 접촉센서를 더 포함하고, 제어부(1000)는 접촉센서에서 제1하중 전달로드부재(610)의 단부와 제2하중 전달로드와의 접촉이 감지될 때 로드셀(300)의 영점 즉, 기준점을 설정할 수 있도록 한다.
로드셀 전후 이동기기(700)는 회전모터(410)외 회전력을 직선 왕복 이동으로 전환하는 레크와 피니언구조, 볼스크류를 이용한 리니어 액추에이터 구조 뿐만 아니라 유압 실린더 등과 같이 공지의 직선 왕복 구조를 이용하여 다앙하게 변형되어 실시될 수 있음을 밝혀둔다.
로드셀 전후 이동기기(700)는 회전모터(410)에 의해 회전되는 볼스크류를 이용한 리니어 액추에이터 구조를 가짐으로써 로드셀(300)의 위치를 미세하고 정밀하게 조정 가능하도록 한 것을 일 예로 한다.
제어부(1000)는 로드셀 전후 이동기기(700)로 로드셀(300)을 이동시켜 연소 시험 장치의 미 사용 시 즉, 시험을 하지 않을 때 제1하중 전달로드부재(610)의 단부와 제2하중 전달로드를 이격시켜 로드셀(300)에 하중이 전달되지 않도록 한다.
그리고, 제어부(1000)는 로켓엔진의 연소 시험을 할 때 로드셀(300)을 엔진 장착대(100) 측으로 이동시켜 제1하중 전달로드부재(610)의 단부와 제2하중 전달로드와의 접촉이 감지될 때 로드셀(300)의 영점 즉, 기준점을 설정한다.
한편, 본 발명에 따른 로켓엔진의 연소 시험 장치는, 로드셀(300)을 좌, 우 방향으로 이동시키는 로드셀 좌우 이동기기(800), 로드셀(300)을 상, 하 이동시키는 로드셀 승하강 기기(900)를 포함하여 제1하중 전달로드부재(610)의 단부와 제2하중 전달로드의 접촉 위치를 조정할 수도 있다.
로드셀 좌우 이동기기(800)와 로드셀 승하강 기기(900)는 어느 한 측이 다른 한측을 로드셀(300)과 함께 이동시킴으로써 제1하중 전달로드부재(610)의 축중심과 제2하중 전달로드부재(620)의 축중심을 정확하게 일치시킬 수 있게 한다.
로드셀 승하강 기기(900)는 로드셀 좌우 이동기기(800)의 상부면에서 수직으로 세워져 로드셀(300)의 상, 하 이동을 안내하는 승하강 가이드 레일부재(910), 승하강 가이드 레일부재(910)의 내부에서 세로로 세워져 로드셀(300)에 나사결합하는 승하강 스크류(920), 승하강 스크류(920)를 회전시켜 로드셀(300)을 상, 하 이동시키는 승하강 모터(930)를 포함할 수 있다.
로드셀 좌우 이동기기(800)는 상부로 로드셀(300)과 로드셀 승하강 기기(900)가 올려지는 이동블럭부재(810), 이동블럭부재(810)를 관통하여 나사결합되는 좌우 이동 스크류(820), 좌우 이동 스크류(820)를 회전시켜 로드셀(300)을 좌, 우 이동시키는 좌우 이동 모터(830)를 포함할 수 있다.
로드셀 좌우 이동기기(800)와 로드셀 승하강 기기(900)는 회전모터(410)외 회전력을 직선 왕복 이동으로 전환하는 레크와 피니언구조, 볼스크류를 이용한 리니어 액추에이터 구조 뿐만 아니라 유압 실린더 등과 같이 공지의 직선 왕복 구조를 이용하여 다앙하게 변형되어 실시될 수 있음을 밝혀둔다.
로드셀 좌우 이동기기(800)와 로드셀 승하강 기기(900)는 회전모터(410)에 의해 회전되는 볼스크류를 이용한 리니어 액추에이터 구조를 가짐으로써 로드셀(300)의 위치를 미세하고 정밀하게 조정 가능하도록 한 것을 일 예로 한다.
또한, 로드셀 전후 이동기기(700)는 로드셀(300), 로드셀 좌우 이동기기(800), 로드셀 승하강 기기(900)를 함께 전, 후 이동시키는 구조임을 확인한다.
로드셀 전후 이동기기(700)는 상부에 로드셀(300), 로드셀 좌우 이동기기(800), 로드셀 승하강 기기(900)가 올려지는 로드셀 받침부재(710)를 포함하고, 로드셀 받침부재(710)를 전, 후 이동시킴으로써 로드셀(300), 로드셀 좌우 이동기기(800), 로드셀 승하강 기기(900)가 함께 전, 후 이동될 수 있다.
로드셀 전후 이동기기(700)는 베이스 지지체(210) 상에 구비되어 로드셀 받침부재(710)의 이동을 안내하는 받침 이동 가이드레일부재(720)를 더 포함할 수 있다.
로드셀 전후 이동기기(700)와 로드셀 승하강 기기(900)는 로드셀(300)을 전후 또는 상, 하 이동시켜 제1하중 전달로드부재(610)의 축중심과 제2하중 전달로드부재(620)의 축중심을 정확하게 일치시킬 수 있다.
제어부(1000)에는 회전모터(410)로 캠부재(420)를 회전시키면서 캠부재(420)의 회전 각도에 따라 로드셀(300)에 가해지는 기준 하중값에 대한 데이터가 저장된다.
기준 하중값은 캠부재(420)로 로드셀(300)을 직접 가압하여 캠부재(420)의 회전 각도에 따라 로드셀(300)에 하중을 부여하여 회전모터(410)의 작동에 의한 캠부재(420)의 회전 시 회전 각도에 따라 로드셀(300)에서 측정되는 하중값임을 밝혀둔다. 기준 하중값 측정시 캠부재(420)와 로드셀(300)과의 간격 등 캠부재(420)가 로드셀(300)과 접촉되어 직접 로드셀(300)로 하중을 가하는 것을 제외한 모든 조건이 보정 하중값을 측정하는 것과 동일한 상태에서 이루어짐을 확인한다.
그리고, 진공챔버(500)의 내부를 진공으로 형성한 후 제어부(1000)는 진공 중에서 회전모터(410)로 캠부재(420)를 회전시키면서 캠부재(420)의 회전 각도에 따라 로드셀(300)에 가해지는 보정 하중값을 각각 측정하여 저장한다.
제어부(1000)는 캠부재(420)의 회전각도에 따른 기준 하중값을 각각 대응되는 회전 각도에서의 보정 하중값과 대비하여 변화율을 계산하고, 변화율이 하나의 기울기를 가지는 직선으로 표시되는 경우 그 기울기를 추력 측정 시 사용되는 추력 보정값으로 설정한다. 그리고, 변화율이 하나의 기울기를 가지는 직선으로 표시되지 않는 경우 즉, 캠부재(420)의 회전각도에 따른 변화율이 동일하여 서로 일정 비율의 선형관계를 가지지 않는 경우 제1하중 전달로드부재(610)의 축중심과 제2하중 전달로드부재(620)의 축중심이 정확하게 일치되지 않는 것으로 판단하고, 로드셀 좌우 이동기기(800)와 로드셀 승하강 기기(900)를 통해 제1하중 전달로드부재(610)의 축중심과 제2하중 전달로드부재(620)의 축중심을 정확하게 일치시킨다.
제어부(1000)의 작동에 따른 추력 보정값을 설정하는 방법은 본 발명에 따른 로켓엔진의 추력 측정 방법에서 더 상세하게 설명함을 밝혀둔다.
도 3은 본 발명에 따른 로켓엔진의 추력 측정 방법을 도시한 순서도이고, 도 4를 참고하면 로켓엔진의 추력 측정 방법은 추력 보정부(400)로 서로 다른 복수의 하중값으로 로드셀(300)에 하중을 가해 기준 하중값을 확인하는 기준 하중값 확인단계(S100), 판스프링에 의해 전후 이동 가능하게 지지되며 시험용 로켓엔진(1)이 장착되는 엔진 장착대(100)를 추력 보정부(400)로 서로 다른 복수의 하중값으로 구분해서 전방으로 밀어 로드셀(300)로 보정 하중값을 확인하는 시험 전 보정 하중값 확인단계(S200), 진공챔버(500) 내에서 시험용 로켓엔진(1)의 연소기(1b)를 점화하여 추력을 발생시켜 추력에 의해 시험용 로켓엔진이 장착된 엔진 장착대가 전방으로 이동되는 하중을 로드셀로 측정하여 추력을 확인하는 추력 발생단계(S300), 엔진 장착대를 추력 보정부로 서로 다른 복수의 하중값으로 구분해서 전방으로 밀어 로드셀로 보정 하중값을 확인하는 시험 후 보정 하중값 확인단계(S400), 시험 전 보정 하중값과 시험 후 보정 하중값을 기준 하중값과 각각 비교하여 보정 하중값의 변화율을 확인하는 보정값 확인단계,; 및 추력 발생단계(S300)로 확인된 추력값을 보정 하중값의 변화율로 보정하는 추력값 보정단계(S600)를 포함하는 것을 특징으로 한다.
추력 보정부(400)는 회전모터(410)와, 회전모터(410)로부터 회전력으로 회전되어 엔진 장착대(100)의 후단부와 접촉되어 엔진 장착대(100)를 전방 측으로 밀어 회전 각도에 따라 다른 하중을 로드셀(300)에 발생시키는 캠부재(420)를 포함하는 것을 일 예로 한다.
기준 하중값 확인단계(S100)는 캠부재(420)의 회전 각도에 따른 각 회전 각도에 대응되는 기준 하중값을 측정하여 확인하는 것으로, 캠부재(420)로 로드셀(300)을 직접 가압하여 캠의 회전 각도에 따라 로드셀(300)에 하중을 부여하여 회전모터(410)의 캠부재(420)의 회전 시 회전 각도에 따라 로드셀(300)에서 측정되는 하중값을 확인하는 것을 일 예로 한다. 기준 하중값 확인단계(S100)는 캠부재(420)와 로드셀(300)과의 간격 등 캠부재(420)가 로드셀(300)과 접촉되어 직접 로드셀(300)로 하중을 가하는 것을 제외한 모든 조건이 보정 하중값 확인단계(S200)와 동일한 상태에서 이루어짐을 확인한다.
시험 전 보정 하중값 확인단계(S200) 및 시험 후 보정 하중값 확인단계(S400)는 회전모터(410)로 캠부재(420)를 회전시켜 회전 각도에 따른 엔진 장착대(100)에 의해서 로드셀(300)로 가해지는 하중값을 측정하여 확인한다.
보정값 확인단계(S500)는 시험 전 보정 하중값과 시험 후 보정 하중값을 기준 하중값과 각각 비교하여 보정 하중값의 변화율 즉, 시험 전 보정 하중값의 변화율 대비 시험 후 보정 하중값의 변화율 차이에 대한 기울기를 산출하는 것을 일 예로 한다.
엔진 장착대(100)에는 로드셀(300) 측으로 돌출되는 제1하중 전달로드부재(610)가 구비되고, 로드셀(300)에는 엔진 장착대(100) 측으로 돌출되어 제1하중 전달로드부재(610)와 연결되는 제2하중 전달로드부재(620)가 구비되어 엔진 장착대(100)의 밀림에 의한 하중값은 제1하중 전달로드부재(610)와 제2하중 전달로드부재(620)를 통해 로드셀(300)로 전달되는 것을 일 예로 한다.
그리고, 로켓엔진의 추력 측정 방법은 보정값 확인단계(S500) 후 추력값 보정단계(S600) 전에 보정 하중값의 변화율이 선형의 변화율로 형성되는지 확인하여 확인된 변화율이 선형의 변화율인 경우 추력값 보정단계(S600)를 진행하는 변화율 확인단계(S510), 변화율 확인단계(S310)에서 확인된 변화율이 선형의 변화율이 아닌 경우 제1하중 전달로드부재(610)와 제2하중 전달로드부재(620)의 축중심을 일치시키는 축중심 일치단계(S520)를 더 포함할 수 있다.
축중심 일치단계(S320)는 로드셀 좌우 이동기기(800)와 로드셀 승하강 기기(900)로 로드셀(300)을 이동시켜 제1하중 전달로드부재(610)와 제2하중 전달로드부재(620)의 축중심을 일치시키는 것을 일 예로 한다.
하기 표 1은 캠부재(420)의 회전 각도에 따른 기준 하중값과 시험전보정 하중값, 변화율에 대한 예시값을 표시한 것이다.
캠부재의 회전각도 기준 하중값 보정 하중값 변화율(%)
24 1 1.2 120
242.3 1.5 1.8 120
24.5 2 2.4 120
24.8 2.5 3 120
25 3 3.6 120
25.1 3.5 4.2 120
25.3 4 4.8 120
25.4 4.5 5.4 120
25.5 5 6 120
즉, 캠부재(420)의 각 회전 각도에 따른 기준 하중값과 시험 전 보정 하중값에 대한 변화율을 확인하고, 이와 동일하게 기준 하중값과 시험 후 보정 하중값에 대한 변화율을 확인한다.
그리고, 보정값 확인단계(300)에서 시험 전 보정값 변화율과 시험 후 보정 하중값 변화율이 얼마큼 차이가 발생했는지 즉, 기울기 보정 하중값이 얼마만큼의 기울기(Gain)으로 틀어졌는지를 유추하고, 보정값을 도출한다.
다만, 위의 표 1과 다르게 캠부재(420)의 각 회전 각도에 따른 기준 하중값과 시험 전 보정 하중값에 대한 변화율 또는 기준 하중값과 시험 후 보정 하중값에 대한 변화율이 동일하지 않는 경우 즉, 기울기가 직선으로 형성되지 않는 경우 변화율 확인단계(S510)에서 엔진 장착대(100)에서 로드셀(300)에 가해지는 하중이 편심되는 등 제1하중 전달로드부재(610)와 제2하중 전달로드부재(620)를 통해 엔진 장착대(100)의 하중이 로드셀(300)로 정상적으로 전달되지 않는 것으로 판단하고, 축중심 일치단계(S320)를 통해 제1하중 전달로드부재(610)와 제2하중 전달로드부재(620)의 축중심을 일치시킴으로써 판스프링 즉, 제1판스프링부재(220)와 제2판스프링부재(230)로 지지된 엔진 장착대(100)에서 전방 측으로 발생되는 하중이 정상적으로 로드셀(300)로 전달될 수 있도록 한다.
한편, 로켓엔진의 추력 측정 방법은 진공챔버(500) 내에서 진공을 형성한 후 이루어지기 때문에 진공을 형성한 후 진공 내에서 이루어지게 되므로 진공 내에서 캠부재(420)의 회전에 의해 로드셀(300)로 서로 다른 복수의 하중 값을 가해 보정값의 정확도를 향상시킬 수 있다.
또한, 진공챔버(500) 내 진공상태에서 제어부(1000)를 통해 작동 제어되는 로드셀 좌우 이동기기(800)와 로드셀 승하강 기기(900)로 제1하중 전달로드부재(610)와 제2하중 전달로드부재(620)의 축중심을 정확하게 일치시킬 수 있다.
본 발명은 추력 보정부(400)의 구성을 캠부재(420)와 회전모터(410)로 단순화하여 로켓엔진의 연소 시험 장치를 제조하는 데 비용을 절감할 수 있을 뿐아니라 로드셀(300)에 하중값을 복수의 값으로 제공하여 복수의 하중에 대한 보정값의 변화율을 확인함으로써 진공 상태에서의 로켓엔진의 연소 시험 시 로켓엔진의 추력을 정확하게 보정할 수 있다.
또한, 본 발명은 로드셀(300)로 감지되는 로켓엔진의 추력을 다양한 추력구간에서 보정할 수 있다.
본 발명은 상기한 실시 예에 한정되는 것이 아니라, 본 발명의 요지에 벗어나지 않는 범위에서 다양하게 변경하여 실시할 수 있으며 이는 본 발명의 구성에 포함됨을 밝혀둔다.
1 : 시험용 로켓엔진 1a : 연소기
1b : 연소기 1c : 연료라인
1d : 노즐
100 : 엔진 장착대 110 : 엔진 장착부
111 : 로드 지지용 돌출부 112 : 캠접촉부
200 : 엔진 이동지지대 210 : 베이스 지지체
220 : 제1판스프링부재 230 : 제2판스프링부재
240 : 스프링 지지브라켓트체 241 : 제1브라켓트
242 : 제2브라켓트 300 : 로드셀
400 : 추력 보정부 410 : 회전모터
420 : 캠부재 500 : 진공챔버
510 : 진공부 511 : 진공펌프
512 : 진공라인 600 : 하중 전달부
610 : 제1하중 전달로드부재 611 : 하중 지지부
620 : 제2하중 전달로드부재 621 : 접촉볼
700 : 로드셀 전후 이동기기 710 : 로드셀 받침부재
720 : 받침 이동 가이드레일부재 800 : 로드셀 좌우 이동기기
810 : 이동블럭부재 820 : 좌우 이동 스크류
830 : 좌우 이동 모터 900 : 로드셀 승하강 기기
910 : 승하강 가이드 레일부재 920 : 승하강 스크류
930 : 승하강 모터 1000 : 제어부
S100 : 기준 하중값 확인단계
S200 : 보정 하중값 확인단계
S300 : 보정값 확인단계
S310 : 변화율 확인단계
S320 : 축중심 일치단계
S400 : 추력 발생단계
S500 : 추력 확인단계
S600 : 추력값 보정단계

Claims (18)

  1. 시험용 로켓엔진이 장착되는 엔진 장착대;
    상기 엔진 장착대를 전, 후 이동 가능하게 지지하는 엔진 이동지지대;
    상기 엔진 장착대에 전방 측에 위치되어 시험용 로켓엔진의 추력에 의해 상기 엔진 장착대의 이동에 의한 하중값을 감지하는 로드셀; 및
    상기 엔진 장착대의 후방 측에 위치되어 상기 엔진 장착대를 서로 다른 복수의 하중값으로 구분해서 밀어 상기 로드셀로 측정되는 추력에 대한 하중값을 보정할 수 있게 하는 추력 보정부를 포함하며,
    상기 추력 보정부는,
    회전모터; 및
    상기 회전모터로부터 회전력으로 회전되어 엔진 장착대의 후단부와 접촉되어 상기 엔진 장착대를 전방 측으로 밀어 회전 각도에 따라 다른 하중을 로드셀에 발생시키는 캠부재를 포함하는 것을 특징으로 하는 로켓엔진의 연소 시험 장치.
  2. 청구항 1에 있어서,
    상기 엔진 이동지지대는 베이스 지지체, 상기 베이스 지지체 상에 이격되게 세워져 설치되며 엔진 장착대를 지지하는 제1판스프링부재와 제2판스프링부재를 포함하는 것을 특징으로 하는 로켓엔진의 연소 시험 장치.
  3. 삭제
  4. 청구항 1에 있어서,
    상기 엔진 장착대의 후단부에는 상기 캠부재와의 접촉면적을 늘려 안정적으로 상기 캠부재와 접촉될 수 있는 캠접촉부가 상부 또는 하부로 돌출되게 구비되는 것을 특징으로 하는 로켓엔진의 연소 시험 장치.
  5. 청구항 1에 있어서,
    상기 회전모터는 회전 각도를 단계별로 제어할 수 있는 서보모터인 것을 특징으로 하는 로켓엔진의 연소 시험 장치.
  6. 청구항 1에 있어서,
    상기 회전모터에 연결되어 상기 회전모터의 회전 각도를 조절하고, 로드셀과 연결되어 상기 로드셀에 가해지는 하중값을 확인하는 제어부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 로켓엔진의 연소 시험 장치.
  7. 청구항 6에 있어서,
    상기 엔진 장착대, 상기 엔진 이동지지대, 상기 로드셀, 상기 추력 보정부가 내부에 위치되는 진공챔버; 및
    상기 진공챔버 내를 진공으로 형성하는 진공부를 더 포함하며,
    상기 제어부는 상기 회전모터로 상기 캠부재를 회전시키면서 상기 캠부재의 회전 각도에 따라 상기 로드셀에 가해지는 기준 하중값에 대한 데이터를 저장하며,
    상기 진공챔버의 내부를 진공으로 형성한 후 상기 제어부는 진공 중에서 회전모터로 캠부재를 회전시키면서 상기 캠부재의 회전 각도에 따라 상기 로드셀에 가해지는 보정 하중값을 각각 측정하고,
    상기 캠부재의 회전각도에 따른 기준 하중값을 각각 대응되는 회전 각도에서의 보정 하중값과 대비하여 변화율을 계산하여 추력 계산 시 변화율로 추력값을 보정하는 것을 특징으로 하는 로켓엔진의 연소 시험 장치.
  8. 시험용 로켓엔진이 장착되는 엔진 장착대;
    상기 엔진 장착대를 전, 후 이동 가능하게 지지하는 엔진 이동지지대;
    상기 엔진 장착대에 전방 측에 위치되어 시험용 로켓엔진의 추력에 의해 상기 엔진 장착대의 이동에 의한 하중값을 감지하는 로드셀;
    상기 엔진 장착대의 후방 측에 위치되어 상기 엔진 장착대를 서로 다른 복수의 하중값으로 구분해서 밀어 상기 로드셀로 측정되는 추력에 대한 하중값을 보정할 수 있게 하는 추력 보정부;
    상기 엔진 장착대, 상기 엔진 이동지지대, 상기 로드셀, 상기 추력 보정부가 내부에 위치되는 진공챔버; 및
    상기 진공챔버 내를 진공으로 형성하는 진공부를 포함하는 것을 특징으로 하는 로켓엔진의 연소 시험 장치.
  9. 청구항 6에 있어서,
    상기 엔진 장착대의 전방 측으로 돌출되게 구비되어 상기 로드셀에 하중을 전달하는 하중 전달부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 로켓엔진의 연소 시험 장치.
  10. 청구항 9에 있어서,
    상기 하중 전달부는,
    상기 엔진 장착대의 전방측에 돌출되게 구비되는 제1하중 전달로드부재; 및
    상기 로드셀에서 돌출되어 상기 제1하중 전달로드와 접촉되는 제2하중 전달로드부재를 포함하는 것을 특징으로 하는 로켓엔진의 연소 시험 장치.
  11. 청구항 10에 있어서,
    상기 제1하중 전달로드부재의 단부와 상기 제2하중 전달로드부재의 단부 중 어느 한 측은 구형상의 접촉볼이 구비되고, 다른 한 측은 상기 접촉볼이 점접촉할 수 있는 평면의 접촉면을 가지는 하중 지지부가 구비되는 것을 특징으로 하는 로켓엔진의 연소 시험 장치.
  12. 청구항 10에 있어서,
    상기 로드셀을 전, 후 이동시키는 로드셀 전후 이동기기;
    상기 제1하중 전달로드부재의 단부 측 또는 제2하중 전달로드부재의 단부에 구비되어 제1하중 전달로드부재의 단부와 제2하중 전달로드와의 접촉을 감지하는 접촉센서를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 로켓엔진의 연소 시험 장치.
  13. 청구항 10에 있어서,
    상기 로드셀을 좌, 우 방향으로 이동시키는 로드셀 좌우 이동기기; 및
    상기 로드셀을 상, 하 이동시키는 로드셀 승하강 기기를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 로켓엔진의 연소 시험 장치.
  14. 청구항 13항에 있어서,
    상기 엔진 장착대, 상기 엔진 이동지지대, 상기 로드셀, 상기 추력 보정부가 내부에 위치되는 진공챔버; 및
    상기 진공챔버 내를 진공으로 형성하는 진공부를 더 포함하며,
    상기 제어부에는 회전모터로 캠부재를 회전시키면서 캠부재의 회전 각도에 따라 로드셀에 가해지는 기준 하중값에 대한 데이터가 저장되며,
    상기 진공챔버의 내부를 진공으로 형성한 후 제어부는 진공 중에서 회전모터로 캠부재를 회전시키면서 캠부재의 회전 각도에 따라 로드셀에 가해지는 보정 하중값을 각각 측정하고,
    상기 캠부재의 회전각도에 따른 기준 하중값을 각각 대응되는 회전 각도에서의 보정 하중값과 대비하여 변화율을 계산하여 추력 계산 시 변화율로 추력값을 보정하며,
    상기 제어부는 캠부재의 회전각도에 따른 기준 하중값과 보정하중값의 변화율이 모두 동일하지 않는 경우 로드셀 좌우 이동기기와 로드셀 승하강 기기를 통해 제1하중 전달로드부재의 축중심과 제2하중 전달로드부재의 축중심을 일치시키는 것을 특징으로 하는 로켓엔진의 연소 시험 장치.
  15. 추력 보정부로 서로 다른 복수의 하중값으로 로드셀에 하중을 가해 기준 하중값을 확인하는 기준 하중값 확인단계;
    판스프링에 의해 전후 이동 가능하게 지지되며 시험용 로켓엔진이 장착되는 엔진 장착대를 상기 추력 보정부로 서로 다른 복수의 하중값으로 구분해서 전방으로 밀어 로드셀로 보정 하중값을 확인하는 시험 전 보정 하중값 확인단계;
    진공챔버 내에서 상기 시험용 로켓엔진의 연소기를 점화하여 추력을 발생시켜 추력에 의해 시험용 로켓엔진이 장착된 엔진 장착대가 전방으로 이동되는 하중을 로드셀로 측정하여 추력을 확인하는 추력 발생단계;
    엔진 장착대를 추력 보정부로 서로 다른 복수의 하중값으로 구분해서 전방으로 밀어 로드셀로 보정 하중값을 확인하는 시험 후 보정 하중값 확인단계;
    상기 시험 전 보정 하중값과 상기 시험 후 보정 하중값을 비교하여 보정 하중값의 변화율을 확인하는 보정값 확인단계; 및
    상기 추력 발생단계에서 확인된 추력값을 상기 보정 하중값의 변화율로 보정하는 추력값 보정단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 로켓엔진의 추력 측정 방법.
  16. 청구항 15에 있어서,
    상기 추력 보정부는 회전모터와, 상기 회전모터로부터 회전력으로 회전되어 엔진 장착대의 후단부와 접촉되어 상기 엔진 장착대를 전방 측으로 밀어 회전 각도에 따라 다른 하중을 상기 로드셀에 발생시키는 캠부재를 포함하며,
    상기 기준 하중값 확인단계는 상기 캠부재의 회전 각도에 따른 각 회전 각도에 대응되는 기준 하중값을 측정하여 확인하는 것을 특징으로 하는 로켓엔진의 추력 측정 방법.
  17. 청구항 16에 있어서,
    상기 시험 전 보정 하중값 확인단계와 상기 시험 후 보정 하중값 확인단계는 진공챔버 내의 진공 상태에서 상기 회전모터로 상기 캠부재를 회전시켜 회전 각도에 따른 엔진 장착대에 의해서 상기 로드셀로 가해지는 상기 하중값을 측정하여 확인하는 것을 특징으로 하는 로켓엔진의 추력 측정 방법.
  18. 청구항 17에 있어서,
    상기 엔진 장착대에는 상기 로드셀 측으로 돌출되는 제1하중 전달로드부재가 구비되고, 상기 로드셀에는 상기 엔진 장착대 측으로 돌출되어 상기 제1하중 전달로드부재와 연결되는 제2하중 전달로드부재가 구비되어 상기 엔진 장착대의 밀림에 의한 하중값은 상기 제1하중 전달로드부재와 상기 제2하중 전달로드부재를 통해 상기 로드셀로 전달되고,
    상기 보정값 확인단계 후 상기 추력값 보정단계 전에 상기 캠부재의 각도별로 보정 하중값의 변화율이 동일한지 확인하여 동일한 경우 상기 추력값 보정단계를 진행하는 변화율 확인단계; 및
    상기 변화율 확인단계에서 확인된 변화율이 서로 다른 경우 상기 제1하중 전달로드부재와 상기 제2하중 전달로드부재의 축중심을 일치시키고, 상기 시험 전 보정 하중값 확인단계로 되돌리는 축중심 일치단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 로켓엔진의 추력 측정 방법.
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