KR101977264B1

KR101977264B1 - 로켓 엔진의 고공 환경 시험을 위한 노즐 출구의 고고도 압력 유지 장치

Info

Publication number: KR101977264B1
Application number: KR1020170171619A
Authority: KR
Inventors: 이광진; 김승한; 한영민; 임지혁; 김성혁
Original assignee: 한국항공우주연구원
Priority date: 2017-12-13
Filing date: 2017-12-13
Publication date: 2019-05-13

Abstract

본 발명은 고공 환경을 모사한 로켓 엔진의 지상 시험 장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 로켓 엔진의 배기 화염이 토출되는 노즐과, 배기 화염이 유입되는 디퓨져 사이에 고고도 압력 유지 장치를 구비하여 로켓 엔진의 지상 시험 시 고공 환경을 모사한 로켓 엔진의 고공 환경 시험을 위한 노즐 출구의 고고도 압력 유지 장치에 관한 것이다.

Description

로켓 엔진의 고공 환경 시험을 위한 노즐 출구의 고고도 압력 유지 장치{High Altitude Pressure Sustain Equipment of Nozzle Exit for a Rocket Engine High Altitude Test}

로켓 엔진의 지상 시험 장치는 로켓엔진이 고공 환경에서 작동시 그 성능을 지상에서 검증하기 위한 장치이다.

특히 지상에서 20km 이상의 고고도 조건에서 운용되는 로켓의 상단 엔진을 지상에서 시험하기 위해서는 엔진 노즐 출구의 압력이 고고도 조건의 압력까지 낮아져야 하는데, 이를 위해 시험 장치를 진공 챔버 내에 설치하고 챔버 내부를 진공 상태로 유지하여 고고도 조건의 압력을 만족시키게 된다.

도 1에는 일반적인 로켓 엔진의 지상 시험 장치(10)의 개략도가 도시되어 있다. 도시된 바와 같이 로켓 엔진은 연료가 연소되는 연소실(11)과, 연소실(11)에서 연소된 화염(F)이 분출되는 노즐(12)을 포함한다. 노즐(12)을 통해 분출되는 화염은 초음속 디퓨져(15)를 통해 유입되도록 하여 고공 환경에서의 로켓 엔진 성능을 시험하게 된다. 이때 노즐(12)은 상술한 고고도 조건의 저압 환경에 최적화되어 설계되며, 대기압 조건에서 엔진을 구동할 경우 도시된 바와 같이 대기압의 높은 압력 조건으로 인한 공기 압력(화살표)에 의해 화염(F)이 노즐(12)의 분사단에서 내측으로 휘어져 분사되는 현상이 발생된다. 위와 같이 화염(F) 형태가 변화되어 분사되는 경우 노즐(12)의 분사단에서 화염의 박리 현상으로 인한 진동 발생의 우려가 있고, 로켓 엔진의 성능에 영향을 미치기 때문에 정밀한 성능 시험이 불가하다. 따라서 상술한 바와 같이 로켓 엔진을 진공 챔버 내에 설치하고, 진공 챔버 내부를 진공상태로 만들어 대기압의 영향을 최소화하게 된다.

위와 같은 종래의 로켓 엔진의 고공 환경 지상 시험 장치는, 진공 챔버를 운용하기 위한 비용이 증가하고, 진공 챔버 내부를 진공 상태로 만들기 위한 시간이 오래 걸리기 때문에 로켓 엔진 시험에 따른 효율성이 저하되는 문제가 있었다.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서 본 발명의 목적은, 로켓 엔진의 배기 화염이 토출되는 노즐과, 배기 화염이 유입되는 디퓨져 사이에 고고도 압력 유지 장치를 통해 노즐과 디퓨져 사이로 유입되는 공기를 줄여 노즐 주변의 압력을 고고도 환경에 가깝게 낮출 수 있는 로켓 엔진의 고공 환경 지상 시험 장치를 제공함에 있다.

본 발명의 일실시 예에 따른 로켓 엔진의 고공 환경 시험을 위한 노즐 출구의 고고도 압력 유지 장치는, 로켓 연료가 연소되는 연소실과, 연소실에서 연소된 배기가스가 분사되는 노즐을 포함하는 로켓 엔진의 성능을 지상에서 시험하기 위한 로켓 엔진의 성능 시험 장치에 있어서, 상기 성능 시험 장치는, 상기 노즐의 배출단에서 일정거리 이격되어 상기 노즐에서 분사되는 배기가스를 유입 받는 초음속 디퓨져; 및 외부에서 상기 노즐의 배출단과 상기 초음속 디퓨져 사이로 유입되는 공기의 양을 줄이도록 상기 배출단의 둘레를 따라 형성되며, 상기 배출단과 상기 초음속 디퓨져 사이에 배치되는 고고도 압력 유지 장치를 포함한다.

또한, 상기 고고도 압력 유지 장치는, 상기 초음속 디퓨져의 유입단에 형성된 플랜지에 고정된다.

또한, 상기 고고도 압력 유지 장치는, 상기 플랜지에 고정되는 링 형의 고정프레임; 및 상기 고정프레임의 반경 방향 내측 단부에서 상기 노즐의 측면을 향해 연장 형성되는 링 형의 메인프레임을 포함한다.

또한, 상기 고고도 압력 유지 장치는, 상기 플랜지에 고정되는 링 형의 고정프레임; 상기 고정프레임의 반경 방향 내측 단부에서 상방으로 일정거리 이격되며, 상기 노즐의 측면을 향해 연장 형성되는 링 형의 메인프레임; 및 상기 고정프레임의 반경 방향 내측 단부와, 상기 메인 프레임의 반경 방향 외측 단부를 연결하는 연결프레임을 을 포함한다.

또한, 상기 메인프레임은, 반경 방향 내측으로 갈수록 상방으로 기울어지게 형성된다.

또한, 상기 메인프레임의 반경 방향 내측 단부와, 상기 노즐의 측면과의 최단 거리는 4mm 이내인 것을 특징으로 한다.

아울러, 상기 메인프레임의 반경 방향 내측 단부와, 상기 노즐의 배출단의 최단 거리는 50~150mm 인 것을 특징으로 한다.

상기와 같은 구성에 의한 본 발명의 로켓 엔진의 고공 환경 지상 시험 장치는 상술된 고고도 압력 유지 장치와 같은 단순한 구성을 통해 노즐 주변의 압력을 고고도 압력 조건으로 유지시킬 수 있기 때문에 저렴한 비용으로 신속히 로켓 엔진의 지상 시험 수행이 가능한 효과가 있다.

또한, 고고도 압력 조건을 만족시키기 위해 진공 챔버를 이용한 진공 과정이 필요하지 않기 때문에 기존 대비 시험 시간을 획기적으로 줄일 수 있는 효과가 있다.

도 1은 일반적인 로켓 엔진의 지상 시험 장치를 대기압 조건에서 운용 시 발생될 수 있는 문제를 도시한 개략도
도 2는 본 발명의 일실시 예에 따른 로켓 엔진의 지상 시험 장치를 도시한 개략도
도 3은 본 발명의 제1 실시 예에 따른 고고도 압력 유지 장치를 도시한 확대 단면도
도 4는 본 발명의 제2 실시 예에 따른 고고도 압력 유지 장치를 도시한 확대 단면도

이하, 상기와 같은 본 발명의 일실시예에 대하여 도면을 참조하여 상세히 설명한다.

도 2에는 본 발명의 일실시 예에 따른 고고도 압력 유지 장치를 갖는 로켓 엔진의 고공 환경 지상 시험 장치(100, 이하 "시험장치")의 개략도가 도시되어 있다.

도 2를 참조하면, 시험 장치(100)는 연소실(110), 노즐(120) 및 초음속 디퓨져(150)를 기본적으로 포함하며, 지상에서 고고도 압력 조건을 만족시키기 위한 고고도 압력 유지 장치(200)를 더 포함한다.

연소실(110)은 로켓 엔진의 구성 요소로, 내부에 연료가 공급되면 이를 연소시켜 연소 시 발생되는 배기가스를 노즐(120)을 통해 분사하도록 구성된다.

노즐(120)은 크게 노즐목(125)을 기준으로 노즐목(125)의 유입단 측에 형성되며 단면적이 좁아지는 수축부(121)와, 노즐목(125)의 유출단 측에 형성되는 확대부(122, 123)를 포함한다.

즉 연소된 배기가스는 수축부(121)를 경유하며 속도가 빨라지며, 노즐목(125) 부근을 지나며 음속에 다다르며, 확대부(122, 123)를 통해 초음속 영역에 도달하게 된다. 또한, 확대부는 로켓의 성능 요구조건에 따라 팽창비를 달리하는 제1 확대부(122)와 제2 확대부(123)로 구성될 수 있다.

또한, 시험장치(100)는 노즐(120)의 배출단(130)에 인접하여 노즐(120)에서 분사되는 배기가스 화염(F)이 유입되는 초음속 디퓨져(150)가 구비된다.

이때 본 발명의 일실시 예에 따른 시험장치(100)는 노즐(120)의 배출단(130) 부근의 압력이 고고도 환경의 압력 조건을 만족시키기 위해 다음과 같은 구성을 추가 포함한다.

도시된 바와 같이 노즐(120)의 배출단(130)과 초음속 디퓨져(150) 사이에는 고고도 압력 유지 장치(200)가 구비된다. 고고도 압력 유지 장치(200)는 노즐(120)의 배출단(130)과 초음속 디퓨져(150) 사이로 유입될 수 있는 대기압 공기의 유입량을 현저하게 줄여 노즐(120)의 배출단(130) 부근의 압력이 고고도 환경의 압력 조건과 유사하게 유지되도록 구성된다. 따라서 고고도 압력 유지 장치(200)로 인해 노즐(120)의 배출단(130) 부근의 압력이 고고도 환경의 압력 조건을 만족시킴에 따라 노즐(120)에서 배출되는 배기가스의 화염(F)이 도시된 바와 같이 노즐에서 이탈되지 않고, 배출됨에 따라 노즐(120)의 진동이 줄어들고, 로켓 엔진의 성능 시험의 정밀도를 높일 수 있는 효과가 있다.

상술한 바와 같은 본원의 고고도 압력 유지 장치(200)의 세부 구성에 대하여 도면을 참조하여 상세히 설명한다.

- 실시 예 1 (기본 형)

도 3에는 본 발명의 제1 실시 예에 따른 고고도 압력 유지 장치(200)가 도시된 단면도가 도시되어 있다.

도시된 바와 같이 노즐(120)의 배출단(130)과, 초음속 디퓨져(150)의 유입단 사이에는 갭(G)이 발생한다. 이는 노즐(120)의 배출단(130) 직경에 비례하여 초음속 디퓨져(150)의 유입단 직경이 크게 형성되어야 하고, 노즐(120)의 배출단(130)과, 초음속 디퓨져(150)의 유입단 사이가 일정거리 이격되어야 하기 때문이다. 따라서 본 발명의 제1 실시 예에 따른 고고도 압력 유지 장치(200)는 노즐(120)의 배출단(130)과, 초음속 디퓨져(150)의 유입단 사이에 형성된 갭(G)을 최소화 하여 대기압 공기가 유입되는 것을 방지하도록 구성된다.

상술한 바와 같은 목적을 갖는 고고도 압력 유지 장치(200)는 세부분으로 구성될 수 있다. 즉 고고도 압력 유지 장치(200)는 초음속 디퓨져(150)의 유입단에 형성된 플랜지(151)에 고정되는 고정프레임(210)과, 고정프레임(210)의 상측에 이격되며, 노즐(120)의 반경 방향 중심으로 연장 형성되는 메인프레임(220)과, 고정프레임(210)과 메인프레임(220)을 연결하도록 상하 길이방향을 따라 형성된 연결프레임(250)을 포함한다. 즉 고고도 압력 유지 장치(200)는 단차를 갖는 두께가 있는 링 형으로 이루어질 수 있다. 고정프레임(210)과 플랜지(151)는 볼트(B) 또는 리벳 등으로 고정될 수 있다.

이때 메인프레임(220)의 반경방향 내측단부는 노즐(120)의 배출단(130)에 인접한 측면(131)과, 맞붙는 것이 가장 이상적이나, 메인프레임(220)이 노즐(120)의 측면(131)에 맞닿는 경우 노즐(120)의 진동으로 인해 메인프레임(220)이 변형 또는 손상될 우려가 있다. 따라서 메인프레임(220)의 단부와 노즐(120)의 측면(131) 사이의 거리(d)는 4mm 이내로 형성되는 것이 바람직하다.

또한, 노즐(120)의 배출단(130)과, 메인프레임(220) 사이의 높이(h)는 50~150mm 일 수 있다. 높이(h)가 너무 짧은 경우 압력 강하 효과가 미미해지고, 너무 긴 경우 고고도 압력 유지 장치(200)의 부피와 무게 증가로 인해 시험 장치(100)의 유지 보수가 용이하지 않기 때문이다.

위와 같은 구성을 갖는 고고도 압력 유지 장치(200)로 인해 노즐(120)의 배출단(130) 주변의 압력 변화를 간단히 설명하면, 고고도 압력 유지 장치(200)와 노즐(120) 사이의 공간(A)의 압력은 노즐(120)의 배출단(130)으로 분사되는 화염으로 인해 낮아지게 되며, 외부에서 공급되는 공기의 양이 현저히 줄어듦에 따라 대기압으로 복귀하지 못하고, 고고도 압력 조건을 유지하게 된다.

- 실시 예 2 (경사 형)

도 4에는 본 발명의 제2 실시 예에 따른 고고도 압력 유지 장치(300)가 도시된 단면도가 도시되어 있다.

본 발명의 제2 실시 예에 따른 고고도 압력 유지 장치(300)는 세부분으로 구성될 수 있다. 즉 고고도 압력 유지 장치(300)는 초음속 디퓨져(150)의 유입단에 형성된 플랜지(151)에 고정되는 고정프레임(310)과, 고정프레임(310)의 상측에 이격되며, 노즐(120)의 반경 방향 중심으로 연장 형성되는 메인프레임(320)과, 고정프레임(310)과 메인프레임(320)을 연결하도록 상하 길이방향을 따라 형성된 연결프레임(350)을 포함한다. 즉 고고도 압력 유지 장치(300)는 단차를 갖는 두께가 있는 링 형으로 이루어질 수 있다. 고정프레임(310)과 플랜지(151)는 볼트(B) 또는 리벳 등으로 고정될 수 있다.

이때 본 발명의 제2 실시 예에 따른 고고도 압력 유지 장치(300)는 상술한 제1 실시 예와 비교하다 차별화된 메인프레임(320)의 구성을 갖는다. 즉 메인프레임(320)은 반경 방향 내측으로 갈수록 상방으로 기울어지게 형성될 수 있다. 따라서 메인프레임(320)의 단부와 노즐(120)의 측면(131) 사이로 유입되는 공기 중 일부를 메일프레임(320)의 외면을 따라 흐르도록 유도(화살표)하여 메인프레임(320)의 단부와 노즐(120)의 측면(131) 사이로 유입되는 공기의 유입량을 더욱 줄일 수 있는 효과가 있다.

또한, 메인프레임(320)의 단부와 노즐(120)의 측면(131) 사이의 거리(d)는 4mm 이내로 형성되는 것이 바람직하다.

아울러, 노즐(120)의 배출단(130)과, 메인프레임(320) 사이의 높이(h)는 50~150mm 일 수 있다. 높이(h)가 너무 짧은 경우 압력 강하 효과가 미미해지고, 너무 긴 경우 고고도 압력 유지 장치(200)의 부피와 무게 증가로 인해 시험 장치(100)의 유지 보수가 용이하지 않기 때문이다.

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.

100 : 로켓 엔진 지상 시험 장치
110 : 연소실
120 : 노즐
130 : 배출단
150 : 초음속 디퓨져
200, 300 : 고고도 압력 유지 장치
210, 310 : 고정 프레임
220, 320 : 메인 프레임
250, 350 : 연결 프레임

Claims

연료가 연소되는 연소실과, 연소실에서 연소된 배기가스가 분사되는 노즐을 포함하는 로켓 엔진의 성능을 지상에서 시험하기 위한 로켓 엔진의 성능 시험 장치에 있어서,
상기 성능 시험 장치는,
상기 노즐의 배출단에서 일정거리 이격되어 상기 노즐에서 분사되는 배기가스를 유입 받는 초음속 디퓨져; 및
외부에서 상기 노즐의 배출단과 상기 초음속 디퓨져 사이로 유입되는 공기의 양을 줄이도록 상기 배출단의 둘레를 따라 형성되며, 상기 배출단과 상기 초음속 디퓨져 사이에 배치되는 고고도 압력 유지 장치를 포함하되,
상기 고고도 압력 유지 장치는,
상기 초음속 디퓨져의 유입단에 형성된 플랜지에 고정되는, 고고도 압력 유지 장치를 갖는 로켓 엔진의 고공 환경 지상 시험 장치.
삭제
제 1항에 있어서,
상기 고고도 압력 유지 장치는,
상기 플랜지에 고정되는 링 형의 고정프레임; 및
상기 고정프레임의 반경 방향 내측 단부에서 상기 노즐의 측면을 향해 연장 형성되는 링 형의 메인프레임을 포함하는,
고고도 압력 유지 장치를 갖는 로켓 엔진의 고공 환경 지상 시험 장치.
제 1항에 있어서,
상기 고고도 압력 유지 장치는,
상기 플랜지에 고정되는 링 형의 고정프레임;
상기 고정프레임의 반경 방향 내측 단부에서 상방으로 일정거리 이격되며, 상기 노즐의 측면을 향해 연장 형성되는 링 형의 메인프레임; 및
상기 고정프레임의 반경 방향 내측 단부와, 상기 메인 프레임의 반경 방향 외측 단부를 연결하는 연결프레임을 을 포함하는,
고고도 압력 유지 장치를 갖는 로켓 엔진의 고공 환경 지상 시험 장치.
제 4항에 있어서,
상기 메인프레임은,
반경 방향 내측으로 갈수록 상방으로 기울어지게 형성되는, 고고도 압력 유지 장치를 갖는 로켓 엔진의 고공 환경 지상 시험 장치.
제 3항 또는 제 4항에 있어서,
상기 메인프레임의 반경 방향 내측 단부와, 상기 노즐의 측면과의 최단 거리는 4mm 이내인 것을 특징으로 하는, 고고도 압력 유지 장치를 갖는 로켓 엔진의 고공 환경 지상 시험 장치.
제 6항에 있어서,
상기 메인프레임의 반경 방향 내측 단부와, 상기 노즐의 배출단의 최단 거리는 50~150mm 인 것을 특징으로 하는, 고고도 압력 유지 장치를 갖는 로켓 엔진의 고공 환경 지상 시험 장치.