KR102137202B1

KR102137202B1 - Thrusters for spacecraft

Info

Publication number: KR102137202B1
Application number: KR1020180158526A
Authority: KR
Inventors: 김태규; 김진철; 조영민
Original assignee: 조선대학교산학협력단
Priority date: 2018-12-10
Filing date: 2018-12-10
Publication date: 2020-07-23
Also published as: KR20200070886A

Abstract

본 발명은 화학적 추진방식과 전기적 추진방식을 결합하여 각 상황에 맞는 적절한 추진방식을 적용할 수 있는 우주비행체용 추력기에 관한 것이다.
본 발명에 따른 우주비행체용 추력기는 일측에 추진제가 유입될 수 있는 유입홀이 형성되어 있고, 내부에 상기 추진제와 반응하여 분해가스를 생성하기 위한 반응촉매가 배치되어 있으며, 타측에 상기 추진제 또는 분해가스가 토출될 수 있는 토출홀이 형성된 촉매베드와, 상기 촉매베드의 타측 단부에 연결되며, 상기 촉매베드에서 생성된 분해가스가 토출될 수 있도록 상기 토출홀과 연통되는 중공이 형성된 노즐부와, 상기 노즐부에 마련되어 상기 토출홀을 통해 토출된 추진제를 가속하는 전자기장을 형성하기 위한 전자기장 형성부와, 상기 전자기장 형성부의 구동을 위한 전원을 공급하는 전원공급부를 포함한다. The present invention relates to a thruster for a spacecraft capable of applying an appropriate propulsion method suitable for each situation by combining a chemical propulsion method and an electric propulsion method.
The thruster for a spacecraft according to the present invention has an inlet hole through which a propellant can be introduced, and a reaction catalyst for generating a decomposition gas by reacting with the propellant is disposed inside, and the propellant or decomposition on the other side A catalyst bed having a discharge hole through which gas can be discharged, a nozzle portion connected to the other end of the catalyst bed, and having a hollow communicating with the discharge hole to discharge the decomposition gas generated in the catalyst bed; It includes an electromagnetic field forming unit provided to the nozzle unit to form an electromagnetic field for accelerating the propellant discharged through the discharge hole, and a power supply unit supplying power for driving the electromagnetic field forming unit.

Description

Spacecraft thruster {Thrusters for spacecraft}

본 발명은 우주비행체용 추력기에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 화학적 추진방식과 전기적 추진방식을 결합하여 각 상황에 맞는 적절한 추진방식을 적용할 수 있는 우주비행체용 추력기에 관한 것이다. The present invention relates to a thruster for a spacecraft, and more particularly, to a thruster for a spacecraft that can apply a suitable propulsion method suitable for each situation by combining a chemical propulsion method and an electric propulsion method.

인공위성의 궤도유지 및 자세제어를 위해 사용되는 추력기는 인공위성, 발사체, 미사일에 공통적으로 적용될 수 있는 파급효과가 큰 기술로, 다양한 기술개발이 이루어지고 있다. Thrusters used to maintain orbit of satellites and control posture are technologies that have a large ripple effect that can be commonly applied to satellites, projectiles, and missiles, and various technologies have been developed.

인공위성과 같은 우주비행체의 추력기는 크게 화학 추진방식 추력기와 전기 추진방식 추력기가 있는데, 화학 추진방식 추력기의 경우 우주개발기술의 초창기부터 현재까지 꾸준히 사용되고 있으며, 높은 신뢰성과 전기 추진방식 추력기에 비해 큰 추력을 낼 수 있다는 장점이 있다. The thrusters of space vehicles such as artificial satellites are largely chemically driven thrusters and electric thrusters. In the case of chemically driven thrusters, they have been used steadily since the early days of space development technology, and have high reliability and greater thrust than electric thrusters. It has the advantage of being able to pay.

반면 전기 추진방식 추력기의 경우 화학 추진방식 추력기에 비해 가동할 수 있는 추력의 크기는 작지만 비추력이 뛰어나다. On the other hand, in the case of an electric propulsion type thruster, the thrust that can be operated is smaller than that of a chemical propulsion type thruster, but it has excellent non-thrust.

따라서 화학 추진방식 추력기와 전기 추진방식 추력기는 각각의 장단점이 있으며, 필요에 따라 둘 중 하나를 선택해서 적용하였다. Therefore, the chemical propulsion type thruster and the electric propulsion type thruster have their pros and cons, and one of them was selected and applied as needed.

최근에는 이러한 전기 추진방식 추력기와 화학 추진방식 추력기를 결합하여 하나의 추력기에서 두 가지 추진방식을 선택적으로 사용할 수 있도록 하는 기술이 제안되고 있는데, 기존의 전기 추진방식 추력기의 경우 도 1에 도시되어 있는 것처럼 노즐의 내부에 전극봉이 마련되어 있으므로, 화학 추진방식으로 추력이 이루어지는 경우 전극봉이 가스의 분출 통로를 막고 있는 형태가 되어 화학 추진방식 추력기와 결합된 형태로의 적용에 문제가 되었다. Recently, a technique has been proposed to selectively use two propulsion methods in a single thruster by combining such an electric propulsion type thruster and a chemical propulsion type thruster. In the case of a conventional electric propulsion type thruster, shown in FIG. 1 As the electrode rod is provided inside the nozzle, as in the case of thrust in the chemical propulsion method, the electrode rod is in a form of blocking the gas ejection passage, which has become a problem in application in a form combined with the chemical propulsion method thruster.

또한 화학 추진방식과 결합하여 사용하게 될 경우 전극봉이 추력기의 중앙에 위치하여 가스의 분출통로를 막고 있는 형태가 되어 분해가스의 흐름을 방해하는 것은 물론 전극봉 설치에 따른 누수방지 및 절연대책을 위해 시스템의 복잡성 증대를 야기한다. In addition, when used in combination with the chemical propulsion method, the electrode rod is located in the center of the thruster to block the gas ejection passage, which prevents the flow of decomposition gas and prevents leakage and insulation measures due to the installation of the electrode rod. Causes an increase in complexity.

한국등록특허 제10-1871951호 : 플라즈마 추력 발생 장치와 이를 포함하는 위성 장치 및 플라즈마 추력 발생 방법Korean Registered Patent No. 10-1871951: Plasma thrust generating device, satellite device including same, and plasma thrust generating method 한국등록특허 제10-1183453호 : 단일추진제 추력기Korean Registered Patent No. 10-1183453: Single propellant thruster

본 발명은 상기 문제점을 해결하기 위해 창출된 것으로, 필요에 따라 전기식 또는 화학 추진방식을 모두 적용할 수 있는 우주비행체용 추력기를 제공하는 것을 목적으로 한다. The present invention was created to solve the above problems, and it is an object of the present invention to provide a thruster for a spacecraft to which both electric and chemical propulsion methods can be applied.

본 발명에 따른 우주비행체용 추력기는 일측에 추진제가 유입될 수 있는 유입홀이 형성되어 있고, 내부에 상기 추진제와 반응하여 분해가스를 생성하기 위한 반응촉매가 배치되어 있으며, 타측에 상기 추진제 또는 분해가스가 토출될 수 있는 토출홀이 형성된 촉매베드와, 상기 촉매베드의 타측 단부에 연결되며, 상기 촉매베드에서 생성된 분해가스가 토출될 수 있도록 상기 토출홀과 연통되는 중공이 형성된 노즐부와, 상기 노즐부에 마련되어 상기 토출홀을 통해 토출된 추진제를 가속하는 전자기장을 형성하기 위한 전자기장 형성부와, 상기 전자기장 형성부의 구동을 위한 전원을 공급하는 전원공급부를 포함한다. The thruster for a spacecraft according to the present invention is formed with an inlet hole through which a propellant may be introduced, and a reaction catalyst for generating a decomposition gas by reacting with the propellant is disposed inside, and the propellant or decomposition on the other side. A catalyst bed having a discharge hole through which gas can be discharged, a nozzle portion connected to the other end of the catalyst bed and having a hollow communicating with the discharge hole to discharge the decomposition gas generated in the catalyst bed; It includes an electromagnetic field forming unit provided to the nozzle unit to form an electromagnetic field for accelerating the propellant discharged through the discharge hole, and a power supply unit supplying power for driving the electromagnetic field forming unit.

상기 전자기장 형성부는 상기 촉매배드의 타측과 연결되는 노즐부의 일측에 마련되는 캐소드와, 상기 노즐부의 타측에 마련되는 애노드를 포함하되, 상기 캐소드는 상기 노즐부의 중공에 인접하도록 형성되고, 상기 애노드는 상기 노즐부의 외측에 형성된 것이 바람직하다. The electromagnetic field forming part includes a cathode provided on one side of the nozzle part connected to the other side of the catalyst bed, and an anode provided on the other side of the nozzle part, wherein the cathode is formed adjacent to the hollow of the nozzle part, and the anode is the It is preferably formed outside the nozzle portion.

화학 추진방식에 있어 상기 촉매베드에 설치되어 상기 반응촉매가 추진제와 반응할 수 있는 온도에 도달하도록 상기 반응촉매를 가열하기 위한 가열히터를 더 포함하는 것이 바람직하다. In the chemical propulsion method, it is preferable to further include a heating heater installed on the catalyst bed to heat the reaction catalyst so that the reaction catalyst reaches a temperature capable of reacting with the propellant.

상기 노즐부는 상기 촉매베드의 타단에 연결되며 상기 토출홀과 연통되는 제1 중공이 형성된 제1 절연체와, 상기 제1 절연체의 후방에 연결되며 제2 중공이 형성된 제2 절연체를 포함하고, 상기 전자기장 형성부는 상기 제1 절연체와 제2 절연체의 사이에 설치되는 캐소드와, 상기 제2 절연체의 후단부 외측에 설치되는 애노드를 포함하되, 상기 캐소드는 상기 제1 절연체의 후면에 연결되는 전방플레이트와, 상기 전방플레이트의 후면으로부터 연장되고, 상기 제2 절연체의 전방으로부터 내측으로 소정깊이 인입되는 삽입부를 포함하고, 상기 캐소드에는 상기 제1 절연체의 제1 중공과, 제2 절연체의 제2 중공을 연결하도록 제1 중공 및 제2 중공과 연통되는 제3 중공이 형성되어 있는 것이 바람직하다. The nozzle unit includes a first insulator connected to the other end of the catalyst bed and formed with a first hollow communicating with the discharge hole, and a second insulator connected to a rear of the first insulator and having a second hollow, the electromagnetic field The forming unit includes a cathode installed between the first insulator and the second insulator, and an anode installed outside the rear end of the second insulator, wherein the cathode includes a front plate connected to the rear surface of the first insulator, It includes an insertion portion extending from the rear surface of the front plate and being inserted into a predetermined depth from the front side of the second insulator, and the cathode is configured to connect the first hollow of the first insulator and the second hollow of the second insulator. It is preferable that a third hollow communicating with the first hollow and the second hollow is formed.

상기 제1 절연체는 상기 캐소드의 전방으로부터 삽입부의 내측으로 소정길이 삽입되어 상기 제3 중공이 노출되는 노출구간을 줄이기 위한 돌출부를 더 포함할 수 있다. The first insulator may further include a protruding portion to reduce an exposure section in which the third hollow is exposed by inserting a predetermined length from the front of the cathode into the insertion portion.

상기 가열히터는 상기 전원공급부에 의해 구동하며, 상기 전원공급부는 화학 추진방식이 이루어질 때에는 상기 가열히터를 가열하고, 상기 전자기장 형성부로 공급되는 전원을 차단하며, 전기 추진방식이 이루어질 때에는 상기 가열히터로 공급되는 전원을 차단하고, 상기 전자기장 형성부가 구동되도록 전원을 공급하는 것이 바람직하다. The heating heater is driven by the power supply unit, and the power supply unit heats the heating heater when a chemical propulsion method is formed, cuts off the power supplied to the electromagnetic field forming unit, and when the electric propulsion method is made, the heating heater It is preferable to cut off the supplied power and supply power so that the electromagnetic field forming unit is driven.

본 발명에 따른 우주비행체용 추력기는 전기 추진방식과 화학 추진방식이 모두 적용 가능하여 필요에 따라 전기식 또는 화학 추진방식을 적용함에 따라 전기 추진방식 추력기와 화학 추진방식 추력기를 상호 보완적으로 사용하여 추력기의 효율을 높일 수 있는 이점이 있다. The thruster for a spacecraft according to the present invention can be applied to both an electric propulsion method and a chemical propulsion method, and thus, an electric propulsion method and a chemical propulsion method are used to complement each other. There is an advantage to increase the efficiency of.

도 1은 종래기술의 전기 추진방식 추력기의 개념도,
도 2는 본 발명에 따른 우주비행체용 추력기의 개념도,
도 3은 본 발명의 우주비행체용 추력기의 제1 실시예의 사시도,
도 4는 도 2의 우주비행체용 추력기의 분리사시도,
도 5는 도 3의 우추비행체용 추력기의 단면도,
도 6은 본 발명의 우주비행체용 추력기의 제2 실시예의 분리사시도,
도 7은 도 6의 우주비행체용 추력기의 단면도
도 8은 본 발명의 우주비행체용 추력기의 화학적 추진방식에 따른 추진력 검증 그래프이고,
도 9는 본 발명의 우주비행체용 추력기의 전기 추진방식에 따른 추진력 검증 그래프이다. 1 is a conceptual diagram of a prior art electric propulsion type thruster,
2 is a conceptual diagram of a thruster for a space vehicle according to the present invention,
3 is a perspective view of a first embodiment of a thruster for a space vehicle of the present invention,
Figure 4 is an exploded perspective view of the thruster for the space vehicle of Figure 2,
Figure 5 is a cross-sectional view of the thruster for the right-wing vehicle of Figure 3,
6 is an exploded perspective view of a second embodiment of the thruster for a space vehicle of the present invention,
Figure 7 is a cross-sectional view of the thruster for the space vehicle of Figure 6
8 is a graph showing the propulsion verification according to the chemical propulsion method of the thruster for a space vehicle of the present invention,
9 is a graph for verifying propulsion according to the electric propulsion method of the thruster for a space vehicle of the present invention.

이하, 첨부한 도면을 참조하여 본 발명의 실시예에 따른 우주비행체용 추력기에 대해 상세히 설명한다. 본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 형태를 가질 수 있는 바, 특정 실시 예들을 도면에 예시하고 본문에 상세하게 설명하고자 한다. 그러나 이는 본 발명을 특정한 개시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다. 각 도면을 설명하면서 유사한 참조부호를 유사한 구성요소에 대해 사용하였다. 첨부된 도면에 있어서, 구조물들의 치수는 본 발명의 명확성을 기하기 위하여 실제보다 확대하여 도시한 것이다. Hereinafter, a thruster for a spacecraft according to an embodiment of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. The present invention can be applied to various changes and may have various forms, and specific embodiments will be illustrated in the drawings and described in detail in the text. However, this is not intended to limit the present invention to specific disclosure forms, and it should be understood that all modifications, equivalents, and substitutes included in the spirit and scope of the present invention are included. In describing each drawing, similar reference numerals are used for similar components. In the accompanying drawings, the dimensions of the structures are shown to be enlarged than actual in order to clarify the present invention.

제1, 제2 등의 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성요소들은 상기 용어들에 의해 한정되어서는 안 된다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다. 예를 들어, 본 발명의 권리 범위를 벗어나지 않으면서 제1 구성요소는 제2 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제2 구성요소도 제1 구성요소로 명명될 수 있다. Terms such as first and second may be used to describe various components, but the components should not be limited by the terms. The terms are used only for the purpose of distinguishing one component from other components. For example, the first component may be referred to as a second component without departing from the scope of the present invention, and similarly, the second component may be referred to as a first component.

본 출원에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시 예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 출원에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 명세서 상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부분품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부분품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.Terms used in the present application are only used to describe specific embodiments, and are not intended to limit the present invention. Singular expressions include plural expressions unless the context clearly indicates otherwise. In this application, the terms "comprises" or "have" are intended to indicate the presence of features, numbers, steps, actions, elements, parts or combinations thereof described in the specification, one or more other features. It should be understood that the existence or addition possibilities of fields or numbers, steps, actions, components, parts or combinations thereof are not excluded in advance.

다르게 정의되지 않는 한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 여기서 사용되는 모든 용어들은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미를 가지고 있다. 일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥 상 가지는 의미와 일치하는 의미를 가지는 것으로 해석되어야 하며, 본 출원에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.Unless defined otherwise, all terms used herein, including technical or scientific terms, have the same meaning as commonly understood by a person skilled in the art to which the present invention pertains. Terms, such as those defined in a commonly used dictionary, should be interpreted as having meanings consistent with meanings in the context of related technologies, and should not be interpreted as ideal or excessively formal meanings unless explicitly defined in the present application. Does not.

도 2에는 본 발명에 따른 우주비행체용 추력기(1)의 개념도가 도시되어 있다. 2 is a conceptual diagram of a thruster 1 for a spacecraft according to the present invention.

도면을 참조하면, 본 발명으 우주비행체용 추력기(1)는 화학 추진방식과 전기 추진방식을 선택적으로 적용하여 우주비행체의 이동이나 자세제어 과정에서 필요에 따라 적절한 추진방식을 선택하여 적용할 수 있다. Referring to the drawings, the thruster 1 for a spacecraft according to the present invention can be selectively applied by selecting a suitable propulsion method as needed in the process of movement or posture control of a spacecraft by selectively applying a chemical propulsion method and an electric propulsion method. .

이를 위해 본 발명의 우주비행체용 추력기(1)는 내부에 반응촉매(14)가 배치되어 있는 촉매베드(10)와, 촉매베드(10)에 연결되는 노즐부(20)와, 노즐부(20)에 마련되어 전기 추진방식을 구동하기 위한 전자기장 형성부(30)와, 전자기장형성부의 구동을 위한 전원공급부(40)를 포함한다. To this end, the thruster 1 for a spacecraft of the present invention includes a catalyst bed 10 in which a reaction catalyst 14 is disposed, a nozzle unit 20 connected to the catalyst bed 10, and a nozzle unit 20 ), an electromagnetic field forming unit 30 for driving the electric propulsion method, and a power supply unit 40 for driving the electromagnetic field forming unit.

촉매베드(10)는 추진제가 유입될 수 있도록 일측에 유입홀(11)이 형성되어 있고, 내부에 반응촉매(14)가 배치되는 소정의 반응공간이 형성된다. 그리고 촉매베드(10)의 타측에는 반응촉매(14)와 추진제의 반응에 의해 발생한 분해가스 또는 추진제 자체가 토출될 수 있도록 토출홀(12)이 형성되어 있다. The catalyst bed 10 has an inlet hole 11 formed on one side so that a propellant can be introduced, and a predetermined reaction space in which the reaction catalyst 14 is disposed is formed. In addition, a discharge hole 12 is formed on the other side of the catalyst bed 10 so that the decomposition gas generated by the reaction of the reaction catalyst 14 and the propellant or the propellant itself can be discharged.

상기 촉매베드(10)의 외측에는 촉매베드(10)의 내부공간을 가열하기 위한 가열히터(13)가 마련되어 있는데, 이 가열히터(13)는 후술하는 전원공급부(40)에 의해 전원이 입력되면 촉매베드(10)의 온도가 화학 추진방식이 이루어질 수 있도록 즉, 추진제와 반응촉매(14)가 함께 반응할 수 있는 온도에 도달하도록 가열한다. A heating heater 13 for heating the inner space of the catalyst bed 10 is provided on the outside of the catalyst bed 10. When the power is input by the power supply unit 40, which will be described later, The temperature of the catalyst bed 10 is heated to reach a temperature at which the propellant and the reaction catalyst 14 can react together so that a chemical propulsion method can be achieved.

상기 반응촉매(14)로는 이리듐이나 백금 등의 귀금속 촉매가 적용되는 것이 바람직하지만 반응촉매(14)는 추진제와 반응하여 분해가스를 생성할 수 있는 다양한 종류의 촉매가 적용될 수 있다. As the reaction catalyst 14, it is preferable to apply a noble metal catalyst such as iridium or platinum, but the reaction catalyst 14 may be applied with various types of catalysts capable of generating decomposition gas by reacting with a propellant.

화학 추진방식이 이루어지는 경우 촉매베드(10)로 유입되는 추진제로 과산화수소(Hydrogen peroxide, H2O2)나 하이드라진(Hydrazine, N2H4), ADN(H4N4O4) 또는 HAN(H4N2O4) 기반의 추진제가 적용될 수 있다. When the chemical propulsion method is performed, a propellant based on hydrogen peroxide (H2O2), hydrazine (Hydrazine, N2H4), ADN (H4N4O4) or HAN (H4N2O4) may be applied as a propellant flowing into the catalyst bed 10.

도 8에는 화학 추진방식에 따라 각 추진제 별 추력의 그래프가 표시되어 있는데, 어떤 추진제이든 유입되는 질량유량에 따라 정비례하는 추진력을 얻을 수 있으며, ADN과 HAN 기반의 추진제가 다른 추진제에 비해 조금 더 높은 추진력을 발생하는 것으로 볼 수 있다. 특히 ADN이나 HAN 기반의 추진제와 같은 이온성 추진제의 경우 전기 추진방식의 추진제로도 적용될 수 있으므로, ADN 이나 HAN 기반의 추진제와 같은 이온성 추진제가 본 발명의 우주비행체용 추력기(1)의 추진제로 적용하는 것이 바람직하다.FIG. 8 shows a graph of thrust for each propellant according to the chemical propulsion method. Any propellant can obtain a direct propulsion according to the mass flow rate, and the ADN and HAN-based propellants are slightly higher than other propellants. It can be seen as generating propulsion. In particular, ionic propellants such as ADN or HAN-based propellants can also be applied as propellants of the electric propulsion method, so ionic propellants such as ADN or HAN-based propellants can be used as propellants of the spacecraft thruster 1 of the present invention. It is preferred to apply.

촉매베드(10)의 내부 타측에는 소정 직경의 토출홀(12)이 형성되어 있는데, 상기 토출홀(12)의 직경은 유입홀(11)의 직경보다 상대적으로 작기 때문에 추진제와 반응촉매(14)의 반응에 의해 형성된 분해가스는 상기 토출홀(12)을 통과하는 과정에서 유속이 빨라지고 노즐부(20)를 통과해 외부로 배출되면서 추력을 발생하게 된다. A discharge hole 12 having a predetermined diameter is formed on the other inside of the catalyst bed 10, and the diameter of the discharge hole 12 is relatively smaller than the diameter of the inlet hole 11, so that the propellant and the reaction catalyst 14 are formed. The decomposition gas formed by the reaction of the flow rate is increased in the process of passing through the discharge hole 12 and passes through the nozzle unit 20 to be discharged to the outside to generate thrust.

상기 노즐부(20)는 촉매베드(10)의 후단에 연결되며, 분해가스 또는 추진제가 촉매베드(10)로부터 토출된 후 추력기의 외부로 배출되는 배출통로를 제공하는 것이며, 특히 전기 추진방식의 적용을 위해 전자기장을 형성하기 위한 전자기장 형성부(30)가 마련된다. The nozzle unit 20 is connected to the rear end of the catalyst bed 10, and provides a discharge passage through which decomposition gas or propellant is discharged from the catalyst bed 10 and then discharged to the outside of the thruster. An electromagnetic field forming unit 30 for forming an electromagnetic field is provided for application.

도 3 내지 도 5에는 본 발명의 우주비행체용 추력기(1)의 제1 실시예가 개략적으로 도시되어 있다. 3 to 5 schematically shows a first embodiment of the thruster 1 for a space vehicle of the present invention.

본 실시예의 경우 촉매베드(10)의 후방에 설치되는 노즐부(20)가 제1 절연체(21)와, 제2 절연체(24)를 포함하고, 상기 전자기장 형성부(30)는 제1 절연체(21)와 제2 절연체(24)의 사이에 장착되는 캐소드(31)와, 제2 절연체(24)의 외주면에 형성되는 애노드(35)를 포함한다. In the case of the present embodiment, the nozzle unit 20 installed at the rear of the catalyst bed 10 includes a first insulator 21 and a second insulator 24, and the electromagnetic field forming unit 30 has a first insulator ( 21) and a cathode 31 mounted between the second insulator 24 and an anode 35 formed on the outer circumferential surface of the second insulator 24.

제1 절연체(21)는 촉매베드(10)의 후단부에 연결되며, 원판형상으로 형성되고, 상기 토출홀(12)과 연통되는 제1 중공(23)이 형성되어 있다.The first insulator 21 is connected to the rear end of the catalyst bed 10, is formed in a disc shape, and is formed with a first hollow 23 communicating with the discharge hole 12.

제1 절연체(21)의 후방에는 캐소드(31)가 결합되는데, 캐소드(31)는 제1 절연체(21)의 외경에 대응하는 전방플레이트(32)와, 전방플레이트(32)의 후면으로부터 돌출되어 있는 삽입부(33)를 구비한다. The cathode 31 is coupled to the rear of the first insulator 21, and the cathode 31 protrudes from the front plate 32 corresponding to the outer diameter of the first insulator 21 and the rear surface of the front plate 32. The insertion part 33 is provided.

상기 캐소드(31)에는 제3 중공(34)이 형성되어 있는데, 제3 중공(34)은 전단부가 제1 절연체(21)의 제1 중공(23) 후단부의 직경에 대응하고, 후방으로갈수록 직경이 점점 확장된다. A third hollow 34 is formed in the cathode 31, and the third hollow 34 corresponds to the diameter of the rear end of the first hollow 23 of the first insulator 21, and the diameter of the third hollow 34 increases toward the rear. This is expanding gradually.

제2 절연체(24)는 캐소드(31)의 후방에 결합되는데, 내부에 노즐을 형성하기 위한 제2 중공(26)이 형성되어 있다. 제2 절연체(24)의 전방에는 상기 삽입부(33)가 삽입될 수 있도록 삽입부(33)의 외경에 대응하는 삽입홈(25)이 형성되어 있고, 이 삽입홈(25)의단부로부터 상기 제3 중공(34)과 연통되도록 상기 제2 중공(26)이 형성된다. The second insulator 24 is coupled to the rear of the cathode 31, and a second hollow 26 for forming a nozzle is formed therein. An insertion groove 25 corresponding to the outer diameter of the insertion portion 33 is formed at the front side of the second insulator 24 so that the insertion portion 33 can be inserted therefrom, from the end of the insertion groove 25 The second hollow 26 is formed to communicate with the third hollow 34.

상기 애노드(35)는 제2 절연체(24)의 외주면을 감싸도록 설치된다. 상기 캐소드(31)와 애노드(35)에는 도 2에 도시되어 있는 것처럼 전원공급부(40)가 연결되는데, 캐소드(31)에 음극, 애노드(35)에 양극이 연결되어 전원공급부(40)로부터 전원이 공급되면 전자기장이 형성되면서 상기 토출홀(12)을 통해서 토출되는 추진제를 가속시켜 추력을 얻는다. The anode 35 is installed to surround the outer circumferential surface of the second insulator 24. The cathode 31 and the anode 35 are connected to a power supply 40 as illustrated in FIG. 2, and a cathode is connected to the cathode 31 and an anode is connected to the anode 35 to supply power from the power supply 40. When this is supplied, an electromagnetic field is formed while accelerating the propellant discharged through the discharge hole 12 to obtain thrust.

도 9에 애노드(35)와 캐소드(31)의 반지름비에 따른 추력의 변화 그래프가 도시되어 있는데, 전원공급부(40)로부터 인가되는 전류의 크기에 따라 추력이 크기가 달라지며, 전류량이 클수록 추력의 변화폭이 커지는 것을 볼 수 있다. FIG. 9 shows a graph of a change in thrust according to a radius ratio of the anode 35 and the cathode 31. The thrust varies according to the amount of current applied from the power supply unit 40. It can be seen that the range of change is increasing.

다만 도 8 및 도 9에서 볼 수 있는 것처럼 화학 추진방식은 큰 추력이 요구되는 경우, 전기 추진방식은 미세한 크기의 추력이 요구되는 경우에 적합하므로, 상황에 따라 추진방식을 선택한다. However, as can be seen in FIGS. 8 and 9, the chemical propulsion method is suitable when a large thrust is required, and the electric propulsion method is suitable when a microscopic thrust is required, so a propulsion method is selected according to the situation.

도 6 및 도 7에는 우주비행체용 추력기(1)의 제2 실시예가 도시되어 있다. 6 and 7 show a second embodiment of the thruster 1 for a space vehicle.

본 실시예의 경우 제1 절연체(21)가 후면에 후방으로 소정길이 돌출되어 있는 돌출부(22)가 형성되어 있고, 캐소드(31)에는 상기 제1 절연체(21)의 돌출부(22)가 삽입될 수 있는 결합홈이 형성되어 있다. In the present embodiment, the first insulator 21 is formed with a protrusion 22 having a predetermined length protruding rearward at the rear surface, and the cathode 22 may have a protrusion 22 of the first insulator 21 inserted therein. An engaging groove is formed.

캐소드(31)의 내부로 제1 절연체(21)의 돌출부(22)가 소정깊이 삽입됨에 따라 노즐부(20)의 중공에서 캐소드(31)의 내주면이 노출되는 노출영역이 줄어들게 된다. 이는 화학적 추진방식의 적용과정에서 분해가스에 의한 캐소드(31)의 손상을 최소화하기 위한 것이다. As the protrusion 22 of the first insulator 21 is inserted into the cathode 31 at a predetermined depth, the exposed area where the inner circumferential surface of the cathode 31 is exposed in the hollow of the nozzle unit 20 is reduced. This is to minimize damage to the cathode 31 due to decomposition gas in the process of applying the chemical propulsion method.

본 실시예에서 제1 절연체(21)가 캐소드(31)의 전방으로부터 내측으로 소정깊이 삽입되는 돌출부(22)가 형성되어 있다는 것을 제외하면 나머지 구성은 앞선 실시예와 동일하므로 동일번호를 부여하고 상세한 설명은 생략한다.In this embodiment, the rest of the configuration is the same as the previous embodiment except that the first insulator 21 is formed with a predetermined depth inserted from the front to the inside of the cathode 31, so that the same number is given and detailed. Description is omitted.

본 발명의 우주비행체용 추력기(1)는 화학 추진방식과 전기 추진방식을 선택적으로 적용할 수 있다. The thruster 1 for a spacecraft of the present invention can selectively apply a chemical propulsion method and an electric propulsion method.

화학 추진방식이 적용될 때에는 전원공급부(40)가 가열히터(13)를 통해 촉매베드(10)의 내부를 화학반응이 이루어질 수 있는 적정온도가 되도록 가열하며, 추진체가 촉매베드(10)의 내부로 유입되면 반응촉매(14)와의 화학반응을 통해 분해가스가 형성됨으로써 추력이 발생할 수 있다. 이 때, 전원공급부(40)는 전자기장 형성부(30)로 전원을 공급하지 않아 전자기장의 발생은 차단된다. When the chemical propulsion method is applied, the power supply unit 40 heats the inside of the catalyst bed 10 through the heating heater 13 to an appropriate temperature at which a chemical reaction can be performed, and the propellant is moved to the interior of the catalyst bed 10. When introduced, thrust may be generated by forming a decomposition gas through a chemical reaction with the reaction catalyst 14. At this time, since the power supply unit 40 does not supply power to the electromagnetic field forming unit 30, generation of the electromagnetic field is blocked.

전기 추진방식이 적용되는 상황에서는 가열히터(13)의 구동이 차단되므로 촉매베드(10)의 온도는 화학반응이 이루어지기 적합한 온도상태가 되지 않으며, 상술한 ADN 이나 HAN 기반의 추진제와 같이과 같이 화학 추진방식에도 적용되는 추진제가 촉매베드(10)의 내부로 유입되더라도 화학반응이 이루어지지 않아 분해가스가 형성되지 않는다. 다만 분해가스는 촉매베드(10)의 내부에 배치되어 있는 반응촉매(14)들 사이에 형성된 공간 내 충돌에 의해 미립화되어 토출홀(12)을 통해 토출되며 이 때 전원공급부(40)는 전자기장 형성부(30)에 전원을 인가하여 전자기장을 형성하도록 함으로써 추진제를 가속하여 추력이 발생하도록 한다. In the situation where the electric propulsion method is applied, the driving of the heating heater 13 is blocked, so the temperature of the catalyst bed 10 does not become a suitable temperature state for a chemical reaction, and as in the above-described ADN or HAN-based propellant, Even if the propellant, which is also applied to the propulsion method, flows into the interior of the catalyst bed 10, no chemical reaction is performed and no decomposition gas is formed. However, the decomposition gas is atomized by the collision in the space formed between the reaction catalysts 14 disposed inside the catalyst bed 10 and discharged through the discharge hole 12. At this time, the power supply unit 40 forms an electromagnetic field. By applying power to the unit 30 to form an electromagnetic field, the thrust is generated by accelerating the propellant.

이렇게 본 발명에 따른 우주비행체용 추력기(1)는 화학 추진방식과 전기 추진방식의 적용이 모두 가능하여 우주비행체의 이동이나 자세제어 및 궤도수정의 과정에서 각각의 필요에 따라 적절한 추진방식을 선택 적용할 수 있다. In this way, the thruster 1 for a spacecraft according to the present invention can be applied to both a chemical propulsion method and an electric propulsion method, and selects an appropriate propulsion method according to each need in the process of spacecraft movement, posture control, and orbit correction. can do.

제시된 실시예들에 대한 설명은 임의의 본 발명의 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 본 발명을 이용하거나 또는 실시할 수 있도록 제공된다. 이러한 실시예들에 대한 다양한 변형들은 본 발명의 기술 분야에서 통상의 지식을 가진자에게 명백할 것이며, 여기에 정의된 일반적인 원리들은 본 발명의 범위를 벗어남이 없이 다른 실시예들에 적용될 수 있다. 그리하여, 본 발명은 여기에 제시된 실시예들로 한정되는 것이 아니라, 여기에 제시된 원리들 및 신규한 특징들과 일관되는 최광의의 범위에서 해석되어야 할 것이다.The description of the presented embodiments is provided to enable any person of ordinary skill in the art to use or practice the present invention. Various modifications to these embodiments will be apparent to those skilled in the art of the present invention, and the general principles defined herein can be applied to other embodiments without departing from the scope of the present invention. Thus, the present invention should not be limited to the embodiments presented herein, but should be interpreted in the broadest scope consistent with the principles and novel features presented herein.

1: 우주비행체용 추력기
10: 촉매베드 11: 유입홀
12: 토출홀 13: 가열히터
14: 반응촉매 20: 노즐부
21: 제1 절연체 22: 돌출부
23: 제1 중공 24: 제2 절연체
25: 삽입홈 26: 제2 중공
30: 전자기장 형성부 31: 캐소드
32: 전방플레이트 33: 삽입부
34: 제3 중공 35: 애노드
40: 전원공급부1: thruster for space vehicles
10: catalyst bed 11: inlet hole
12: discharge hole 13: heating heater
14: reaction catalyst 20: nozzle unit
21: first insulator 22: protrusion
23: first hollow 24: second insulator
25: insertion groove 26: second hollow
30: electromagnetic field forming part 31: cathode
32: front plate 33: insert
34: 3rd hollow 35: anode
40: power supply

Claims

An inlet hole through which a propellant can be introduced is formed on one side, and a reaction catalyst for generating a decomposition gas by reacting with the propellant is disposed inside, and a discharge hole through which the propellant or decomposition gas can be discharged is disposed on the other side. A catalyst bed formed;
A nozzle unit connected to the other end of the catalyst bed and having a hollow formed in communication with the discharge hole to discharge the decomposition gas generated in the catalyst bed;
An electromagnetic field forming unit provided in the nozzle unit to form an electromagnetic field that accelerates the propellant discharged through the discharge hole;
It includes a power supply for supplying power for driving the electromagnetic field forming unit,
The nozzle unit is connected to the other end of the catalyst bed and a first insulator having a first hollow formed in communication with the discharge hole,
A second insulator connected to the rear of the first insulator and having a second hollow formed therein,
The electromagnetic field forming unit is a cathode installed between the first insulator and the second insulator,
Including the anode installed on the outside of the rear end of the second insulator,
The cathode and a front plate connected to the rear surface of the first insulator,
It includes an insertion portion extending from the rear surface of the front plate, and being drawn into a predetermined depth from the front side of the second insulator,
The cathode is formed with a third hollow communicating with the first hollow and the second hollow so as to connect the first hollow of the first insulator and the second hollow of the second insulator.
Spacecraft thruster.

According to claim 1,
The electromagnetic field forming portion is provided with a cathode provided on one side of the nozzle portion connected to the other side of the catalyst bed ,
Including the anode provided on the other side of the nozzle portion,
The cathode is formed to be adjacent to the hollow of the nozzle unit, the anode is characterized in that formed on the outside of the nozzle unit
Spacecraft thruster.

According to claim 1,
Is installed on the catalyst bed further comprises a heating heater for heating the reaction catalyst so that the reaction catalyst reaches a temperature capable of reacting with the propellant
Spacecraft thruster.

delete

According to claim 1,
The first insulator is further inserted into a predetermined length from the front of the cathode to the inside of the insertion portion, characterized in that it further comprises a projection for reducing the exposure section exposed to the third hollow
Spacecraft thruster.

An inlet hole through which a propellant can be introduced is formed on one side, and a reaction catalyst for generating a decomposition gas by reacting with the propellant is disposed inside, and a discharge hole through which the propellant or decomposition gas can be discharged is disposed on the other side. A catalyst bed formed;
A nozzle unit connected to the other end of the catalyst bed and having a hollow formed in communication with the discharge hole to discharge the decomposition gas generated in the catalyst bed;
An electromagnetic field forming unit provided in the nozzle unit to form an electromagnetic field that accelerates the propellant discharged through the discharge hole;
A power supply unit supplying power for driving the electromagnetic field forming unit;
It is installed on the catalyst bed and includes a heating heater for heating the reaction catalyst to reach a temperature at which the reaction catalyst can react with the propellant,
The heating heater is driven by the power supply,
The power supply unit heats the heating heater when a chemical propulsion method is performed, cuts off the power supplied to the electromagnetic field forming unit,
When the electric propulsion method is made, the power supplied to the heating heater is cut off, and the electromagnetic field forming unit is driven to supply power.
Spacecraft thruster.