KR101969901B1 - 단열셀을 구비한 소형 추력기 및 이를 구비한 비행체 - Google Patents

단열셀을 구비한 소형 추력기 및 이를 구비한 비행체 Download PDF

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이도윤
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이은택
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Abstract

본 발명은 연료를 분사하는 인젝터, 상기 분사된 연료가 분해되는 공간을 형성하는 챔버, 추력을 증폭시키도록 상기 챔버와 연통되는 노즐을 포함하며, 상기 챔버 및 상기 노즐은 각각 내벽과 외벽을 구비하고, 상기 챔버 및 상기 노즐을 복수의 단열셀들이 감싸도록, 상기 내벽과 외벽은 서로 이격 배치되고, 복수의 격벽들이 상기 내벽과 상기 외벽 사이에서 순차적으로 배치되는 것을 특징으로 하는 소형 추력기 및 이를 구비하는 비행체를 제공한다.

Description

단열셀을 구비한 소형 추력기 및 이를 구비한 비행체{MICRO THRUSTER WITH INSULATION CELL AND FLIGHT VEHICLE HAVING THE SAME}
본 발명은 성능을 향상시킨 소형 추력기 및 이를 구비하는 비행체에 관한 것이다.
대형 인공위성의 경우 다양한 임무 수행이 가능하며, 높은 신뢰도를 확보할 수 있다. 그러나, 이러한 대형 인공위성의 단가는 매우 높으며, 사소한 결함이 발생하여도 수리가 불가능하기 때문에 위성 고유의 임무가 제한될 수 있다.
이러한 대형 인공위성의 단점을 해결하기 위해 최근 각기 다른 임무를 수행하는 초소형 위성을 편대 운영하기 위한 시도가 이루어지고 있다.
이러한 초소형 인공위성 편대는 각 위성간 적절한 거리를 유지하며 위치해야 하는데, 각 초소형 인공위성들이 각자 주어진 장소에 위치하더라도 중력장, 태양풍과 같은 여러 외란에 의해 위치 및 자세가 점차적으로 변하게 된다. 이에 따라, 초소형 인공위성에 적합한 크기의 추력기가 요구된다.
또한, 초소형 인공위성 외에도 대공 유도탄에서도 활용 가능하다. 대공 유도탄은 지상에서 발사하여 적의 항공기, 유도탄, 포탄 등 공중비행체를 요격하는 유도탄이다. 대공 유도탄은 보통 종말유도 시 측추력기를 작동하여 높은 기동 성능을 확보한다. 특히 요격 고도가 낮은 소형 대공 유도탄의 경우, 소형 대공 유도탄에 적합한 크기의 추력기가 요구된다.
또한, 유도탄 또는 인공위성에 적용되는 추력기의 경우 한번 발사되면 추가적인 연료공급을 기대하기 어려우므로 추력기의 효율이 매우 중요하다.
그러나, 이와 같이 초소형 인공위성 또는 소형 유도탄에 적용 가능한 추력기의 경우, 크기가 작을수록 단위체적당 표면적의 비인 비표면적 값이 증가하게 된다. 이에 따라, 내부에서 생성되는 열에 비해 외부로 손실되는 열 손실량이 많아지게 되며, 열 손실량이 많아질수록 챔버 내의 화염온도가 낮아지게 되어 압력이 감소하며, 결론적으로 추력기의 성능이 저하되는 문제점이 발생한다.
따라서, 상기 문제점을 해결하기 위하여 단열 성능을 향상시킨 새로운 추력기 구조가 고려된다.
또한, 이와 더불어 소형 추력기의 성능을 향상시키기 위해서는 챔버 내부에서 연료가 미립화될 수 있도록 균일하게 분산되어야 한다. 그러나, 소형 추력기는 가공상의 한계로 크기가 작으면서도 연료를 균일하게 분산 시킬 수 있는 인젝터의 구현이 어려운 문제점이 발생한다.
본 발명은 상기 문제점을 해결하기 위한 것으로서, 단열 성능을 향상시킨 소형 추력기를 제공하기 위한 것이다.
또한, 본 발명은 연료의 분산 성능이 개선된 소형 추력기를 제공하기 위한 것이다.
이와 같은 본 발명의 해결 과제를 달성하기 위하여, 본 발명의 일 실시예에 따르는 소형 추력기는, 연료를 분사하는 인젝터, 상기 분사된 연료가 분해되는 공간을 형성하는 챔버, 추력을 증폭시키도록 상기 챔버와 연통되는 노즐을 포함하고, 상기 챔버 및 상기 노즐은 각각 내벽과 외벽을 구비하고, 상기 챔버 및 상기 노즐을 복수의 단열셀들이 감싸도록, 상기 내벽과 외벽은 서로 이격 배치되고, 복수의 격벽들이 상기 내벽과 상기 외벽 사이에서 순차적으로 배치되도록 이루어진다.
본 발명과 관련된 일 예에 따르면, 상기 인젝터는 상기 연료가 투입되는 입구, 상기 연료를 상기 챔버 내부로 배출하며, 입구 보다 넓게 형성되는 출구 및 상기 입구와 상기 출구를 연통하며, 상기 연료가 분산될 수 있도록 단면적이 입구에서 출구까지 연속적으로 증가하는 복수의 유로들을 포함한다.
본 발명과 관련된 다른 예에 따르면, 상기 단열셀들은 각각 적어도 4개 이상의 면으로 구성되는 다면체로 이루어 질 수 있다.
본 발명과 관련된 다른 예에 따르면, 상기 단열셀들의 적어도 일부는 공기가 채워진 상태 또는 진공 상태로 이루어질 수 있다.
본 발명과 관련된 다른 예에 따르면, 상기 단열셀들의 적어도 일부는 연료가 순환하여 지나갈 수 있는 냉각유로가 형성될 수 있다.
본 발명과 관련된 다른 예에 따르면, 상기 복수의 격벽들은 상기 단열셀들이 상기 챔버 및 상기 노즐의 원주 방향을 따라 형성되도록, 상기 챔버 및 상기 노즐의 길이 방향을 따라 순차적으로 배치되며, 상기 제1 단열셀 및 상기 제2 단열셀이 교차로 형성될 수 있다.
본 발명과 관련된 다른 예에 따르면, 상기 복수의 격벽들은 상기 단열셀들이 상기 챔버 및 상기 노즐의 길이 방향을 따라 형성되도록, 상기 챔버 및 상기 노즐의 원주 방향을 따라 순차적으로 배치되며, 상기 제1 단열셀 및 상기 제2 단열셀이 교차로 형성될 수 있다.
또한, 상기 과제를 실현하기 위하여 본 발명은, 비행 가능하게 형성되는 비행체 본체 및 상기 소형 추력기를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체를 제안한다.
상기와 같이 구성되는 본 발명에 관련된 소형 추력기는 단열셀을 구비하여 단열성능이 향상될 수 있다. 단열성능이 향상됨에 따라, 열손실이 감소되어 추력성능이 향상된 소형 추력기가 구현될 수 있다.
또한, 본 발명에 관련된 소형 추력기는, 내구성을 유지하면서 보다 경량으로 형성될 수 있다. 상기 구조에 따라, 기능이 보다 향상된 비행체 시스템을 구현할 수 있게 된다.
또한, 본 발명에 관련된 소형 추력기는, 연료를 단순한 구조를 통해 효과적으로 미립화시켜 보다 성능이 향상된 소형 추력기를 구현할 수 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 추력기의 외형을 나타내는 개념도.
도 2a는 도 1에 도시된 라인 Ⅰ-Ⅰ를 따라 취한 단면을 나타내는 도면.
도 2b은 도 1에 도시된 라인 Ⅱ- Ⅱ를 따라 취한 단면을 나타내는 도면.
도 3는 본 발명의 일 실시예에 따른 인젝터의 단면을 나타대는 도면.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 추력기를 포함하는 비행체의 단면도.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 명세서에 개시된 실시 예를 상세히 설명하되, 도면 부호에 관계없이 동일하거나 유사한 구성요소는 동일한 참조 번호를 부여하고 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다. 이하의 설명에서 사용되는 구성요소에 대한 접미사 "모듈" 및 "부"는 명세서 작성의 용이함만이 고려되어 부여되거나 혼용되는 것으로서, 그 자체로 서로 구별되는 의미 또는 역할을 갖는 것은 아니다. 또한, 본 명세서에 개시된 실시 예를 설명함에 있어서 관련된 공지 기술에 대한 구체적인 설명이 본 명세서에 개시된 실시 예의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우 그 상세한 설명을 생략한다. 또한, 첨부된 도면은 본 명세서에 개시된 실시 예를 쉽게 이해할 수 있도록 하기 위한 것일 뿐, 첨부된 도면에 의해 본 명세서에 개시된 기술적 사상이 제한되는 것으로 해석되어서는 아니 됨을 유의해야 한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예와 관련된 비행체의 소형 추력기(100)를 나타내는 개념도이다. 도 2a는 도 1에 도시된 라인 Ⅰ-Ⅰ을 따라 취한 단면을 나타내며, 도 2b는 도 1에 도시된 라인 Ⅱ- Ⅱ를 따라 취한 단면을 나타낸다.
본 발명과 관련된 비행체는 우주 공간을 비행하는 인공위성 또는 목표에 도달할 때까지 유도되는 유도탄 등을 포함하는 개념으로 이해될 수 있다. 비행체는 소형 추력기(100) 및 제어유닛을 포함한다.
소형 추력기(100)는 비행 중 자세 제어 또는 위치 제어를 할 수 있도록 비행체의 외관을 이루는 본체의 내부 또는 외부에 장착된다. 소형 추력기(100)에 대한 보다 구체적인 설명은 후술한다.
제어유닛은 소형 추력기(100)의 챔버(120)와 연결되어 점화시점 및 강도 등을 제어하도록 형성된다. 제어유닛은 센서 또는 전달되는 신호에 따라 비행체의 자세 제어 또는 위치 제어 등의 기능을 수행하도록 이루어진다.
도 1, 도 2a 및 도 2b를 참조하면, 본 실시예에 의한 소형 추력기(100)는 내열성이 높은 스테인리스스틸, 티타늄, 세라믹 등의 재료로 형성될 수 있으며, 인젝터(110), 챔버(120), 노즐(130) 및 단열셀(140)을 포함한다.
상기 인젝터(110)는 챔버(120)로 분사되는 연료를 분산시키도록 형성된다. 이하 구체적인 설명은 후술하기로 한다.
상기 챔버(120)는 도시한 바와 같이 실린더 형상으로 형성된다. 상기 챔버(120)의 내부에는 연료를 분해하여 열과 가스를 발생시키는 반응공간이 형성된다. 상기 연료는 상기 인젝터(110)에 의하여 상기 챔버(120)의 반응공간으로 분사되며, 연소 또는 촉매반응에 의하여 분해될 수 있다. 연료가 촉매반응으로 분해되는 경우, 상기 챔버(120)의 후단 부분에는 스크린(150)이 구비될 수 있다.
상기 노즐(130)은 상기 챔버(120)의 후단부에 형성된다. 본 발명의 일 실시예에 따르면, 상기 노즐(130)은 직경이 길이방향을 따라 감소한 후, 다시 증가하는 축소-확대노즐이 될 수 있다. 다만, 이에 한정되는 것은 아니며, 길이 방향을 따라 직경이 감소하는 수축노즐 또는 길이 방향을 따라 직경이 증가하는 확대노즐 등도 본 발명의 노즐(130)에 적용 가능하다.
또한, 상기 노즐(130)은 상기 챔버(120)와 일체로 형성될 수 있다. 이에 따라, 상기 소형 추력기(100)는 상기 챔버(120)의 전단부터 상기 노즐(130)의 후단까지 연속적인 외관을 구비할 수 있다.
상기 단열셀(140)은 연소 또는 촉매반응에 의하여 발생되는 열이 외부로 손실되는 것을 방지하도록, 상기 챔버(120) 및 상기 노즐(130)의 외주를 감싸도록 배치된다. 이에 따라, 상기 챔버(120) 및 노즐(130)의 열 손실에 따른 내부 온도 및 압력 저하를 방지할 수 있다.
이하, 상기 단열셀(140)에 대하여 보다 구체적으로 설명한다.
상기 챔버(120) 및 노즐(130)의 외주는 상기 단열셀(140)이 형성되도록 내벽(141), 외벽(142) 및 상기 내벽(141)과 상기 외벽(142) 사이에 배치되는 복수의 격벽(143)들을 포함한다.
본 발명의 따르는 소형 추력기의 경우, 3D 프린팅 기술을 활용하여 상기 내벽(141), 상기 외벽(142) 및 상기 복수의 격벽(143)들이 일체로 형성될 수 있다.
상기 내벽(141), 상기 외벽(142) 및 상기 복수의 격벽(143)이 각각 별도로 형성되어 결합하는 경우, 상기 단열셀(140)이 밀폐되도록 상기 내벽(141), 상기 외벽(142) 및 상기 복수의 격벽(143) 각각의 사이에는 실링층이 형성될 수 있다.
상기 내벽(141)은 연료가 분해되는 반응공간을 형성하며, 연료가 분해되며 발생하는 열과 압력을 견디도록 이루어진다. 상기 외벽(142)은 상기 내벽(141)과 기 설정된 간격으로 이격 배치되며, 상기 내벽(141)을 감싸도록 형성된다.
상기 복수의 격벽(143)들은 상기 내벽(141)의 일면에서 상기 외벽(142)을 향하여 수직하게 형성되어, 상기 내벽(141)과 상기 외벽(142) 사이의 공간을 구획한다. 이에 따라, 상기 내벽(141), 상기 외벽(142) 및 상기 복수의 격벽(143)들로 밀폐된 상기 단열셀(140)이 형성될 수 있다.
또한, 상기 복수의 격벽(143)들은 상기 내벽(141) 또는 상기 외벽(142)의 두께보다 얇게 형성될 수 있다. 이와 달리, 상기 복수의 격벽(143)은 중간 부분으로 갈수록 두께가 연속적으로 얇아지도록 형성될 수 있다. 이에 따라, 전도를 통한 열 손실이 최소화될 수 있다.
상기 단열셀(140)은 공기가 채워진 상태인 에어셀로 형성되거나, 단열 성능을 더욱 높이도록 진공 상태가 유지되는 진공셀로 형성될 수 있다. 또한, 상기 단열셀(140)은 단열재로 채워질 수 있다. 상기 구조에 따라, 상기 소형 추력기(100)는 외주면으로부터 손실되는 열을 최소화할 수 있으며, 상기 소형 추력기(100)를 경량화할 수 있다.
도 2a를 참고하면, 상기 복수의 격벽(143)들은 상기 챔버(120) 및 상기 노즐(130)의 길이 방향을 따라 순차적으로 배치될 수 있다. 이에 따라, 상기 단열셀(140)들은 상기 챔버(120) 및 상기 노즐(130)의 원주 방향을 따라 형성될 수 있다. 도 2b를 참고하면, 상기 복수의 격벽(143)들은 상기 챔버(120) 및 상기 노즐(130)의 원주 방향을 따라 순차적으로 배치될 수 있다. 이에 따라, 상기 단열셀(140)들은 상기 챔버(120) 및 상기 노즐(130)의 길이 방향을 따라 형성될 수 있다.
상기 구조에 따라, 상기 소형 추력기(100)는 경량화를 도모하면서도 기존의 추력기와 유사한 강도를 가질 수 있다.
또한, 상기 복수의 격벽(143)들은 상기 추력기(100)의 길이 방향을 따라 배치되는 격벽(143)들과 상기 추력기(100)의 원주 방향을 따라 배치되는 격벽(143)들이 서로 교차하며 배치될 수 있다. 이에 따라, 상기 단열셀(140)은 상기 챔버(120) 및 상기 노즐(130)의 외주면을 따라 휘어진 육면체 형상으로 형성될 수 있다.
본 발명의 다른 실시예에 따르면, 상기 복수의 격벽(143)들은 상기 내벽(141)과 기설정된 각도를 이루며 상기 소형 추력기(100)의 길이 방향 또는 원주방향을 따라 순차적으로 배치될 수 있다.
또한, 상기 복수의 격벽(143)들은 적어도 2개 이상이 상기 내벽(141)의 동일한 위치에 배치될 수 있다. 동일한 위치에 배치된 격벽(143)들은 서로 기 설정된 각도를 이루며 배치되어, 측면이 삼각형 형상을 이루는 상기 단열셀(140)이 형성될 수 있다. 다만, 이에 한하지 않으며, 상기 복수의 격벽(143)들은 측면에서 바라보는 경우 트러스 구조를 이루도록 배치될 수 있다.
본 발명의 또 다른 실시예에 따르면, 상기 복수의 격벽(143)들은 각각 양 단부에서 적어도 2개 이상의 격벽(143)이 연장되며, 서로 기 설정된 각도를 이루며 배치될 수 있다. 상기 복수의 격벽(143)들과 각각 양 단부에서 연장되는 격벽(143)이 120도 각도를 이루며 배치되는 경우, 상기 단열셀(140)은 허니컴 형상의 육각기둥으로 형성될 수 있다.
또한, 상기 복수의 격벽(143)들은 각각 정삼각형으로 형성되며, 상기 단열셀(140)이 사면체를 이루도록 배치될 수 있다.
다만, 이에 한하지 않으며, 설계자의 최적 설계의 결과에 따라, 상기 복수의 격벽(143)들은 다양한 형상의 상기 단열셀(140)을 형성하도록 배치될 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따르면, 상기 단열셀(140)에는 연료가 순환하며 지나갈 수 있는 냉각유로가 형성될 수 있다. 상기 냉각유로는 상기 단열셀(140) 자체가 냉각유로로 형성될 수 있으며, 별도의 배관이 격벽(143)들을 관통하며 장착되어 형성될 수 있다.
상기 구조에 따르면, 내부의 반응이 과열되어 허용온도 이상으로 상승되는 것을 방지하면서도, 상기 연료의 온도를 상승시켜 연료의 미립화 또는 반응속도를 높일 수 있다.
또한, 도시하지 않았지만, 본 발명의 다른 실시예로서, 상기 단열셀(140) 중 적어도 일부는 히트펌프로 형성되어 상기 챔버(120) 및 노즐(130)의 과열을 방지할 수 있다.
도 3는 본 발명의 일 실시예에 따른 인젝터의 단면을 나타낸다.
도 3을 참고하면, 본 발명의 일 실시예에 따르는 소형 추력기(100)는 원기둥 형상의 인젝터(110)를 구비할 수 있으며, 상기 챔버(120)의 전단부에 장착될 수 있다. 상기 인젝터(110)는 입구단(111), 출구단(112) 및 복수의 유로(113)들을 포함하며, 상기 챔버(120)의 전단부에 장착되어 상기 소형 추력기(100)에 전달되는 연료를 분산시키도록 형성된다.
상기 입구단(111)은 상기 인젝터(110)의 전면의 중심부에 형성되며, 연료를 공급을 수 있도록 외부 배관과 연결될 수 있다.
상기 출구단(112)은 상기 입구단(111)에서 공급받은 연료를 상기 챔버(120)의 내부로 분사시키도록 상기 인젝터(110)의 후면 중심부에 형성된다. 또한, 상기 연료가 상기 챔버(120) 내부로 균일하게 분산되도록 상기 출구단(112)의 단면적은 상기 입구단(111)의 단면적보다 넓게 형성된다.
상기 복수의 유로(113)들은 상기 입구단(111)과 상기 출구단(112)을 연통하도록 형성된다. 상기 복수의 유로(113)들은 직경이 입구단(111)에서 출구단(112)까지 연속적으로 증가하도록 형성된다.
도시에 의하면, 상기 복수의 유로(113)들은 상기 인젝터(110)의 중심에서 반경방향을 따라 연속적으로 배치될 수 있으며, 반경방향으로 갈수록 호방향 길이가 증가하도록 형성될 수 있다.
상기 구조에 따라, 상기 인젝터(110)는 챔버(120) 내부로 분사되는 상기 연료들이 균일하게 분산될 수 있다. 균일하게 분산됨에 따라, 연료들은 보다 미립화되어 상기 소형 추력기(100)의 성능이 향상될 수 있다.
상기 구조에 따른 인젝터(110)는 크기가 매우 작고 복잡하기 때문에 기존의 기계가공, MEMS 가공으로는 제작이 어려우므로, 3D 프린팅 기술을 활용하여 제작될 수 있다.
이하, 도 4를 참조하여, 본 발명의 실시예 및 변형예에 대하여 설명하며, 설명되는 실시예 및 변형예에서 앞선 예와 동일 또는 유사한 구성에 대해서는 동일?유사한 참조번호를 부여하고, 그 설명은 처음 설명으로 갈음한다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 소형 추력기를 포함하는 비행체의 단면도이다. 비행체(1000)는 유도탄일 수 있다. 유도탄은 외관을 형성하는 유도탄 동체(1100)의 내부에 측추력기, 제어부(미도시) 및 연료배관(1200)을 포함할 수 있다.
측추력기는 상기 유도탄이 대기층에서 고속 비행하는 점을 고려하여, 상기 유도탄의 내부에 형성될 수 있다. 또한, 도시에 의하면 상기 측추력기는 측방향의 2축 제어가 가능하도록 적어도 4개 이상의 소형 추력기(100)로 구성될 수 있으며, 원주방향을 따라 동일한 간격으로 배치될 수 있다.
상기 제어부는 상기 비행체(1000)의 비행방향을 변경하거나, 외란에 대응하도록 상기 배관(1200) 및 상기 측추력기를 제어할 수 있으며, 상기 배관(1200)은 상기 제어부의 제어에 따라 상기 소형 추력기(100)에 연료를 공급하도록 형성될 수 있다.
또한, 본 발명에 따르는 비행체(1000)는 초소형 인공위성일 수 있다. 초소형 인공위성은 비행중 공기 저항을 고려할 필요가 없으므로, 상기 소형 추력기(100)는 초소형 인공위성의 외부에 장착될 수 있다. 또한, 초소형 인공위성은 위치 및 자세 제어를 위하여, 상기 초소형 인공위성에는 3축 안정화 시스템을 갖추도록 적어도 6개 이상의 소형 추력기(100)가 장착될 수 있다.
이상에서 설명한 소형 추력기(100) 및 이를 구비하는 비행체(1000)는 위에서 설명된 실시예들의 구성과 방법에 한정되는 것이 아니라, 상기 실시예들은 다양한 변형이 이루어질 수 있도록 각 실시예들의 전부 또는 일부가 선택적으로 조합되어 구성될 수도 있다.
100: 소형 추력기 110: 인젝터
120: 챔버 130: 노즐
140: 단열셀 1000: 비행체

Claims (8)

  1. 연료를 분사하는 인젝터;
    상기 분사된 연료가 분해되는 공간을 형성하는 챔버; 및
    추력을 증폭시키도록 상기 챔버와 연통되는 노즐을 포함하고,
    상기 챔버 및 상기 노즐은 각각 내벽과 외벽을 구비하고,
    상기 챔버 및 상기 노즐을 복수의 단열셀들이 감싸도록, 상기 내벽과 외벽은 서로 이격 배치되고, 복수의 격벽들이 상기 내벽과 상기 외벽 사이에서 순차적으로 배치되며,
    상기 단열셀들의 적어도 일부는 공기가 채워진 상태 또는 진공 상태로 이루어지는 것을 특징으로 하는 소형 추력기.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 인젝터는,
    상기 연료가 투입되는 입구단;
    상기 연료를 상기 챔버 내부로 배출하며, 입구 보다 넓게 형성되는 출구단; 및
    상기 입구단와 상기 출구단를 연통하며, 상기 연료가 분산될 수 있도록 단면적이 입구단에서 출구단까지 연속적으로 증가하는 복수의 유로들을 포함하는 것을 특징으로 하는 소형 추력기.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 단열셀들은,
    각각 적어도 4개 이상의 면으로 구성되는 다면체인 것을 특징으로 하는 소형 추력기.
  4. 삭제
  5. 제1항에 있어서,
    상기 단열셀들은 제1 단열셀과 제2 단열셀을 구비하며,
    상기 제1 단열셀은 공기가 채워진 상태 또는 진공 상태로 이루어지고,
    상기 제2 단열셀에는,
    연료가 순환하여 지나갈 수 있는 냉각유로가 형성되는 것을 특징으로 하는 소형 추력기.
  6. 제5항에 있어서,
    상기 복수의 격벽들은,
    상기 단열셀들이 상기 챔버 및 상기 노즐의 원주 방향을 따라 형성되도록, 상기 챔버 및 상기 노즐의 길이 방향을 따라 순차적으로 배치되며,
    상기 제1 단열셀 및 상기 제2 단열셀이 교차로 형성되는 것을 특징으로 하는 소형 추력기.
  7. 제5항에 있어서,
    상기 복수의 격벽들은,
    상기 단열셀들이 상기 챔버 및 상기 노즐의 길이 방향을 따라 형성되도록, 상기 챔버 및 상기 노즐의 원주 방향을 따라 순차적으로 배치되며,
    상기 제1 단열셀 및 상기 제2 단열셀이 교차로 형성되는 것을 특징으로 하는 소형 추력기.
  8. 비행 가능하게 형성되는 비행체 본체; 및
    상기 비행체 본체의 자세 또는 위치를 제어하도록, 상기 비행체 본체의 내부 또는 외부에 장착되는 제1항 내지 제3항, 제5항 내지 제7항 중 어느 한 항에 따르는 소형 추력기를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체.
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