KR102155005B1 - Ignition apparatus of liquid rocket engine - Google Patents

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    • F02P23/04—Other physical ignition means, e.g. using laser rays

Abstract

본 발명은 액체로켓엔진 점화장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 낮은 개발비용과 쉬운 상용화가 가능한 레이저점화방식을 제공하는 액체로켓엔진 점화장치로 액체로켓엔진의 연소실 내부로 레이저를 조사하는 레이저모듈이 구비되고, 노즐의 내부 노즐목에 구비되어 지상에서 외부 유체 및 불순물의 유입을 막아 극저온의 추진제로 인한 엔진 파손을 막으면서 진공상태의 우주공간 및 고공에서의 알맞은 점화환경을 조성할 수 있는 노즐목플러그가 구비되며, 상기 노즐목플러그를 관통하는 지지대가 연소실방향으로 연장되어 연소실방향 일측단에 상기 레이저모듈의 레이저 조사 위치와 정렬된 점화제를 배치하여 상기 점화제에 상기 레이저모듈에서 조사된 레이저로부터 연소반응을 시작하는 액체로켓엔진 점화장치에 관한 것이다.The present invention relates to a liquid rocket engine ignition device, and more particularly, a liquid rocket engine ignition device that provides a laser ignition method capable of low development cost and easy commercialization. A laser module that irradiates a laser into the combustion chamber of a liquid rocket engine is provided. Nozzle neck that is provided in the inner nozzle neck of the nozzle to prevent the inflow of external fluids and impurities from the ground, thereby preventing engine damage caused by cryogenic propellants, while creating an appropriate ignition environment in space and high altitude under vacuum conditions. A plug is provided, and a supporter penetrating the nozzle neck plug extends in the direction of the combustion chamber, and an ignition agent aligned with the laser irradiation position of the laser module is disposed at one end in the combustion chamber direction, and the laser irradiated from the laser module on the igniter It relates to a liquid rocket engine ignition device that starts the combustion reaction from.

Description

액체로켓엔진 점화장치{Ignition apparatus of liquid rocket engine} Ignition apparatus of liquid rocket engine

본 발명은 액체로켓엔진 점화장치에 관한 것으로, 보다 상세하게는 액체로켓엔진 점화 시 레이저점화기를 통해 액체로켓엔진 내부 연소실에 공급된 산화제와 연료가 혼합된 추진제를 점화시켜 추력을 얻을 수 있도록 하는 액체로켓엔진 점화장치 관한 것이다.The present invention relates to an ignition device for a liquid rocket engine, and more particularly, a liquid to obtain thrust by igniting a propellant mixed with an oxidizing agent and fuel supplied to an internal combustion chamber of a liquid rocket engine through a laser igniter when igniting a liquid rocket engine. It relates to a rocket engine ignition system.

액체로켓엔진은 산화제와 연료(이하, "추진제"라 함)를 공급하고, 적절히 혼합하는 동시에 빠르고 안정된 연소를 위하여 추진제를 미립화 시키는 인젝터를 포함하고, 상기 인젝터에서 혼합 및 분사된 추진제를 연소시키는 연소실 및 상기 연소실에서 연소된 추진제의 열에너지가 압력에너지로 축적되며 상기 축적된 압력에너지를 다시 운동에너지로 바꿔 추력을 얻을 수 있는 노즐을 포함한다. A liquid rocket engine includes an injector that supplies oxidizing agent and fuel (hereinafter referred to as "propellant") and atomizes the propellant for fast and stable combustion while properly mixing, and a combustion chamber that combusts the propellant mixed and injected from the injector. And a nozzle in which thermal energy of the propellant burned in the combustion chamber is accumulated as pressure energy, and the accumulated pressure energy is converted back into kinetic energy to obtain thrust.

상기 액체로켓엔진에 공급된 추진제의 연소를 위한 점화방법에는 고체 폭발물 혹은 화학적으로 열을 만들어 내는 재료 같은 강력한 점화제를 사용하는 파이로방법(Pyrotechnic igniters), 수화하이드라진(N2H4·H2O)과 농도 80%의 과산화수소의 조합 등 자발화성연료를 활용한 자발착화성 점화방법 및 점화 플러그에 의한 전기스파크 점화방법 등이 사용되고 있다. 최근에는 액체로켓엔진 연소실 내부에 공급된 추진제에 레이저를 직접 조사하여 점화시키는 레이저점화 방법이 대두되고 있다. 미국특허등록 제925549호 ("Laser ignition for liquid propellant rocket engine injectors", 2016.02.09.)가 액체로켓엔진 레이저 점화방법에 사용되는 레이저 점화장치에 대해 개시하고 있다. The ignition methods for combustion of the propellant supplied to the liquid rocket engine include pyrotechnic igniters, which use strong igniters such as solid explosives or materials that generate heat chemically, and hydrated hydrazine (N 2 H 4 H 2 ). A self-igniting ignition method using a self-igniting fuel, such as a combination of O) and 80% hydrogen peroxide, and an electric spark ignition method using a spark plug are used. Recently, a laser ignition method in which a laser is directly irradiated and ignited on a propellant supplied inside a combustion chamber of a liquid rocket engine has emerged. US Patent Registration No. 925549 ("Laser ignition for liquid propellant rocket engine injectors", 2016.02.09.) discloses a laser ignition device used in a liquid rocket engine laser ignition method.

또한, 상기 파이로방법 및 자발착화성 점화방법은 기압 및 기상조건 같은 외부환경요인에 의해 점화의 신뢰성이 낮고, 정확한 점화시퀀스(Sequence)를 얻기가 힘들다. 특히 자발착화성 점화방법에 사용되는 자발착화성연료는 국내생산이 불가하여 미국, 러시아, 중국 등 해외에서 수입을 해야 사용이 가능하지만 상기 나열된 국가에서 자발착화성 연료 수입허가를 얻기 어렵고, 수입허가를 얻어도 높은 비용을 요구하는 문제점이 있다. 상기 문제점은 결과적으로 한국형 우주 발사체(KSLV) 개발에 높은 비용을 요구하게 되기 때문에 한국형 우주 발사체(KSLV) 개발의 큰 장애물로 작용하고 있다. In addition, the pyro method and the self-ignition ignition method have low ignition reliability due to external environmental factors such as atmospheric pressure and weather conditions, and it is difficult to obtain an accurate ignition sequence. In particular, the self-igniting fuel used in the self-igniting ignition method cannot be produced in Korea, so it can only be used if it is imported from overseas such as the United States, Russia, and China, but it is difficult to obtain an import permission for the self-igniting fuel in the countries listed above. Even if it is obtained, there is a problem that requires high cost. The above problems are consequently demanding a high cost for the development of the Korean space launch vehicle (KSLV), and thus act as a major obstacle to the development of the Korean space launch vehicle (KSLV).

상기 문제점들이 일부 보완되는 점화방법에는 점화플러그를 활용한 전기스파크 점화방법 및 레이저 점화방법이 있다. 다만 상기 전기스파크 점화방법은 발사체에 요구되는 모듈 무게가 상대적으로 크고 발사 시 대기 및 우주공간에서의 전자파 간섭으로 온보드 장치에 문제가 야기될 가능성이 높다. 또한 상기 레이저 점화방법은 액체로켓엔진 연소실 내부 크기, 구조 및 형상에 따라 레이저 조사 위치를 판단하기 난해하고, 고공환경 및 진공상태인 우주공간에서 연소실 내부 특성에 따라 조사 위치를 판단하기 어려워 개발비용 및 상용화에 문제점이 있다.Ignition methods in which the above problems are partially compensated include an electric spark ignition method using an spark plug and a laser ignition method. However, in the electric spark ignition method, the module weight required for the launch vehicle is relatively large, and there is a high possibility of causing a problem in the on-board device due to electromagnetic interference in the atmosphere and space during launch. In addition, the laser ignition method is difficult to determine the laser irradiation position according to the size, structure, and shape of the liquid rocket engine combustion chamber, and it is difficult to determine the irradiation position according to the internal characteristics of the combustion chamber in a high altitude environment and in a vacuum state. There is a problem in commercialization.

도 1은 상기 종래 레이저 점화방법에 사용되는 레이저 점화장치를 나타낸 도면이다. 도 1에 도시한 바와 같이 선행문헌 1에 개시된 상기 종래 레이저점화장치의 작동방식을 간략히 설명하면 광섬유 선로에서 레이저빔(1)이 레이저 분사 장치 조립체 시스템(10)으로 보내지고 렌즈(2) 레이저빔을 전송하고 윈도우(3)에서 빔을 집속시켜 원뿔체로 전송하여 다중 단면 피라미드 리플렉터(4)에서 레이저빔을 반사시켜 연소실 인젝터면판(6)에 조사된 레이저빔(1)으로 추진제를 연소시킨다. 1 is a view showing a laser ignition device used in the conventional laser ignition method. As shown in Fig. 1, briefly explaining the operation method of the conventional laser ignition device disclosed in Prior Document 1, the laser beam 1 is sent to the laser injection device assembly system 10 in the optical fiber line, and the lens 2 laser beam And the beam is focused in the window 3 and transmitted to a conical body, and the laser beam is reflected by the multi-sectional pyramid reflector 4 to burn the propellant with the laser beam 1 irradiated to the combustion chamber injector face plate 6.

상기 선행문헌 1을 활용한 액체로켓엔진 레이저 점화방법은 개발 및 상용화에 여러 가지 문제점이 있다. 첫째는 상기 레이저 분사 장치 조립체 시스템(10)의 원뿔체(5)는 액체로켓엔진 추진제를 분사하는 인젝터면판(6) 중앙에 연소실방향으로 돌출되어 설치되기 때문에 액체로켓엔진 점화 시 생성되는 열을 관리하기 위한 냉각시스템이 필수적으로 수반된다.The liquid rocket engine laser ignition method using the prior document 1 has several problems in development and commercialization. First, since the conical body 5 of the laser injector assembly system 10 is installed protruding toward the combustion chamber in the center of the injector face plate 6 that injects the liquid rocket engine propellant, the heat generated when the liquid rocket engine is ignited is managed. A cooling system for doing so is essential.

또한 섭씨 3000도가 넘는 연소실 내부 환경에서 상기 선행문헌 1에 개시된 바와 같이 상기 원뿔체(5)는 내열성을 가진 탄화규소(SiSiC/SSiC)등과 같은 세라믹 소재를 사용하는 것이 강제된다. In addition, as disclosed in Prior Document 1, in the environment inside the combustion chamber of more than 3000 degrees Celsius, the conical body 5 is forced to use a ceramic material such as silicon carbide (SiSiC/SSiC) having heat resistance.

두 번째는 상기 원뿔체(5) 및 상기 다중 단면 피라미드 리플렉터(4)의 경우 인젝터면판(6)의 정확한 점화위치에 레이저빔(1)을 반사해야하기 때문에 높은 가공정밀도를 필요로 하고 제작 방식은 상기 선행기술 1에 개시된 내용과 같이 불순물의 제어와 nm단위의 가공 두께조절이 가능한 화학기상증착방법(Chemical Vapor Deposition, 이하, "CVD공법"이라 함.)를 이용하는 것이 바람직하다. Second, in the case of the conical body 5 and the multi-sectional pyramid reflector 4, the laser beam 1 must be reflected at the exact ignition position of the injector face plate 6, so high processing precision is required, and the manufacturing method is It is preferable to use a chemical vapor deposition method (Chemical Vapor Deposition, hereinafter referred to as "CVD method") capable of controlling impurities and controlling processing thickness in an nm unit as disclosed in Prior Art 1 above.

상기 CVD공법의 경우 공정 중 반응변수가 많고, 위험한 가스를 취급해야하며 상기 CVD공법을 이 용한 공정에 필요한 복잡한 장치가 요구된다. In the case of the CVD method, there are many reaction variables during the process, a dangerous gas must be handled, and a complex device required for a process using the CVD method is required.

세 번째로 상기 인젝터면판(6)에 조사된 레이저빔(1)의 위치의 경우 액체로켓엔진 연소실에 추진제가 희박하게 구성되는 경우 점화 신뢰도가 떨어지고, 상기 연소실에 추진제가 농후하게 구성되는 경우 상기 액체로켓엔진이 폭발에 의해 파괴되는 상황이 발생한다. 이처럼 지상에서 발사되어 고공환경 및 우주환경까지 변화하는 액체로켓엔진 연소실 내부 환경을 예측하여 정확한 위치를 오차내로 조절하기란 수많은 발사체 시험과 천문학적인 비용이 수반된다. Thirdly, in the case of the position of the laser beam 1 irradiated to the injector face plate 6, the ignition reliability decreases when the propellant is formed in the combustion chamber of the liquid rocket engine is low, and when the propellant is rich in the combustion chamber, the liquid There is a situation where the rocket engine is destroyed by an explosion. In this way, predicting the environment inside the combustion chamber of a liquid rocket engine that is launched from the ground and changes to the high altitude environment and space environment and adjusting the exact location within the error involves numerous projectile tests and astronomical costs.

또한 액체로켓엔진을 사용하는 우주발사체의 경우 발사 전 약 3일가량 발사대에 고정된 상태로 추진제를 공급한다. 따라서 액체로켓엔진 내부로 지상 환경에서 유입 가능한 불순물 및 습기에 의해 공급되는 저온의 추진제에 의해 빙결현상이 나타나고, 경우에 따라 액체로켓엔진 내부 연소실 및 노즐내부가 빙결현상에 의한 파손이 일어날 수 있다. 또한 상기 우주발사체 발사 후 고공환경 및 우주환경은 지상 환경에 비해 기온 및 압력조건이 낮아 점화환경 조성이 어렵다. 상기 점화환경을 조성하기 위해 노즐목을 단순하게 막아서 유체유동을 제한하는 경우 액체로켓엔진의 추진제 밸브에서 소량 누수 된 추진제가 발사 후 연소실 내부에 적층되어 농후한 상태의 추진제를 점화 시 액체로켓엔진 파괴로 이어질 수 있다. 따라서 액체로켓엔진 연소 시작 전 액체로켓엔진 연소실과 외부공간을 차단하면서 연소실 내부를 기 설정압력으로 유지하여 연소하기 적합한 환경을 조성할 필요성이 나타난다.In the case of a space launch vehicle using a liquid rocket engine, the propellant is supplied while fixed to the launch pad for about 3 days before launch. Therefore, freezing occurs due to the low-temperature propellant supplied by impurities and moisture that can flow into the liquid rocket engine from the ground environment, and in some cases, the internal combustion chamber of the liquid rocket engine and the inside of the nozzle may be damaged by freezing. In addition, it is difficult to create an ignition environment since the high altitude environment and the space environment after the launch of the space launch vehicle have lower temperature and pressure conditions than the ground environment. In the case of restricting fluid flow by simply blocking the nozzle neck to create the above ignition environment, the propellant leaked from the propellant valve of the liquid rocket engine is stacked inside the combustion chamber after firing, and the liquid rocket engine is destroyed when igniting the propellant in a rich state. Can lead to Therefore, there is a need to create an environment suitable for combustion by keeping the inside of the combustion chamber at a preset pressure while blocking the combustion chamber and the external space of the liquid rocket engine before starting the combustion of the liquid rocket engine.

1. 미국특허등록 제925549호 ("Laser ignition for liquid propellant rocket engine injectors", 2016.02.09.)1. US Patent Registration No. 925549 ("Laser ignition for liquid propellant rocket engine injectors", 2016.02.09.)

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로, 본 발명의 목적은 액체로켓엔진 점화장치 개발의 높은 비용을 줄이고, 개발난이도가 높아 상용화가 어려운 레이저점화장치를 쉽게 적용할 수 있게 하며 기능적으로는 상기 액체로켓엔진 점화장치가 적용된 액체로켓엔진이 지상에서 추진제가 연소되는 연소실 내부로 유입되는 습기 및 불순물에 의한 파손을 막을 수 있고, 진공상태의 우주공간 및 고공 상태에서 연소실의 일정압력으로 유지되는 연소 환경 조성과 높은 신뢰성의 점화를 얻을 수 있는 액체로켓엔진 점화장치를 제공함에 있다. The present invention was conceived to solve the above problems, and an object of the present invention is to reduce the high cost of developing a liquid rocket engine ignition device, and to make it possible to easily apply a laser ignition device that is difficult to commercialize due to high development difficulty. The liquid rocket engine to which the liquid rocket engine ignition device is applied can prevent damage due to moisture and impurities flowing into the combustion chamber where the propellant is combusted on the ground, and at a constant pressure in the combustion chamber in space and high altitude in a vacuum state. It is to provide a liquid rocket engine ignition device capable of obtaining a maintained combustion environment and high reliability ignition.

상기한 과제를 해결하기 위한 본 발명 액체로켓엔진 점화장치는 연료가 연소되는 연소실과 연소된 배기가스가 분사되는 노즐을 포함하는 액체로켓엔진에 점화 반응을 일으키는 액체로켓엔진 점화장치에 있어서,
상기 연소실에 부착되어 상기 연소실 내부로 레이저를 조사하는 레이저모듈;
상기 레이저모듈의 레이저 조사 위치에 배치되어 조사되는 레이저에 의해 연소반응을 시작하는 점화제; 및
상기 노즐 내부 상기 노즐 목에 구비되어 연소실 내 압력을 기 설정된 압력조건으로 유지하도록 외부환경과 상기 연소실간 유체 유동을 제한하도록 형성된 노즐목플러그;를 포함하되
상기 노즐목플러그는, 상기 노즐 목 기준 연소실방향 일측에 노즐을 막는형태로 구비되는 상부 플레이트, 타측에 노즐을 막는 형태로 구비되는 하부 플레이트 및 상기 상부 플레이트와 상기 하부 플레이트를 연결하는 지지부재를 구비하며
상기 지지부재는, 상기 상부 플레이트 및 상기 하부 플레이트에 형성된 관통홀로 상기 연소실과 상기 노즐로 연장되어 형성되는 지지대 및 상기 관통홀 틈새로 유체 유동을 제한하는 체결구를 포함하되,
상기 지지대는, 상기 지지대의 상기 연소실방향 일측단에 상기 점화제가 배치되는 것
을 특징으로 하는 액체로켓엔진 점화장치.In the liquid rocket engine ignition device of the present invention for solving the above problems, the liquid rocket engine ignition device for causing an ignition reaction in a liquid rocket engine comprising a combustion chamber in which fuel is burned and a nozzle in which the burned exhaust gas is injected,
A laser module attached to the combustion chamber to irradiate a laser into the combustion chamber;
An igniter disposed at the laser irradiation position of the laser module and starting a combustion reaction by the irradiated laser; And
A nozzle neck plug provided in the nozzle neck inside the nozzle and configured to limit fluid flow between the external environment and the combustion chamber so as to maintain the pressure in the combustion chamber under a preset pressure condition;
The nozzle neck plug includes an upper plate provided in the form of blocking a nozzle on one side of the combustion chamber direction based on the nozzle neck, a lower plate provided in a form of blocking the nozzle on the other side, and a support member connecting the upper plate and the lower plate. And
The support member includes a support that extends to the combustion chamber and the nozzle through a through hole formed in the upper plate and the lower plate, and a fastener that restricts fluid flow through a gap in the through hole,
In the support, the ignition agent is disposed at one end of the support in the direction of the combustion chamber
Liquid rocket engine ignition device, characterized in that.

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또한 상기 지지대는 상기 지지대 길이방향으로 위치조절이 가능한 것을 특징으로 할 수 있다.In addition, the support may be characterized in that the position can be adjusted in the longitudinal direction of the support.

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또한 상기 상부 플레이트는 상기 노즐 내벽과 상기 상부 플레이트 사이에 차단부가 개재될 수 있다.In addition, the upper plate may have a blocking portion interposed between the inner wall of the nozzle and the upper plate.

또한 상기 상부 플레이트는 상기 연소실 내 압력을 기 설정된 압력조건 이상 시 변형되는 트임부가 적어도 하나 이상 구비될 수 있다.In addition, the upper plate may be provided with at least one opening portion that is deformed when the pressure in the combustion chamber exceeds a preset pressure condition.

또한 상기 트임부는 하나이상의 절곡부를 가진 슬릿 형상으로 형성될 수 있다.
In addition, the opening portion may be formed in a slit shape having one or more bent portions.

본 발명의 액체로켓엔진 점화장치는 액체로켓엔진의 점화방법 중 자발착화성 점화방법의 높은 비용 및 요구조건을 줄이고, 난해한 개발난이도로 액체로켓엔진에 상용화하기 어려운 레이저점화방법을 쉽게 액체로켓엔진에 적용할 수 있도록 하는 액체로켓엔진 점화장치로서 더욱 자세하게는 액체로켓엔진에 부착된 레이저모듈과 노즐목플러그 일측단에 배치된 점화제를 레이저 조사 위치까지 정렬함으로서 기존 레이저점화장치의 단점인 연소실 형태 및 연소실 환경별 상이한 레이저 조사 위치 선정의 곤란함을 제거하고, 지상, 고공환경 및 진공상태의 우주환경에서 노즐목플러그를 통해 낮은 추진제 온도로 인한 습기 및 불순물의 액체로켓엔진 내부에서 빙결되어 파손되는 것을 방지하여 내구성 향상을 기대하는 동시에 액체로켓엔진 연소실 내부를 기 설정된 압력으로 내부 환경을 조성하여 압력이 낮은 고공환경 및 진공상태의 우주환경에서 정확한 점화 시퀀스를 얻을 수 있는 장점이 있다. The liquid rocket engine ignition device of the present invention reduces the high cost and requirements of the self-ignition ignition method among the ignition methods of liquid rocket engines, and the laser ignition method, which is difficult to commercialize in liquid rocket engines with difficult development difficulty, can be easily applied to liquid rocket engines. As a liquid rocket engine ignition device that can be applied, in more detail, the laser module attached to the liquid rocket engine and the ignition agent disposed at one end of the nozzle neck plug are aligned to the laser irradiation position. It eliminates the difficulty of selecting different laser irradiation locations for each combustion chamber environment, and prevents damage due to freezing and damage of moisture and impurities inside the liquid rocket engine due to low propellant temperature through the nozzle neck plug in the ground, high altitude environment, and space environment under vacuum conditions. It is advantageous in that it is possible to obtain an accurate ignition sequence in a high altitude environment with low pressure and a space environment in a vacuum state by creating an internal environment in the combustion chamber of the liquid rocket engine at a preset pressure while expecting improved durability by preventing it.

도 1은 종래 레이저 점화장치를 나타낸 도면.
도 2는 본 발명의 액체로켓엔진 점화장치 일 실시예에 따른 단면도.
도 3은 본 발명의 노즐목플러그 일 실시예에 따른 사시도.
도 4는 본 발명의 노즐목플러그 일 실시예에 따른 분해사시도.
도 5는 본 발명의 노즐목플러그 일 실시예에 따른 노즐목플러그 상부 플레이트 정면도.
도 6은 본 발명의 노즐목플러그 일 실시예에 따른 지지대 위치조절 작동관계도.
도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 연소실로 누수 된 추진제 흐름을 나타낸 단면도.
도 8은 본 발명의 일 실시예에 따른 기 설정된 연소실 압력 이하에서 노즐 목 부근 추진제 흐름을 나타낸 확대단면도.
도 9은 본 발명의 일 실시예에 따른 기 설정된 연소실 압력 초과 시 노즐 목 부근 추진제 흐름을 나타낸 확대단면도.1 is a view showing a conventional laser ignition device.
Figure 2 is a cross-sectional view according to an embodiment of the liquid rocket engine ignition device of the present invention.
Figure 3 is a perspective view according to an embodiment of the nozzle neck plug of the present invention.
Figure 4 is an exploded perspective view according to an embodiment of the nozzle neck plug of the present invention.
Figure 5 is a front view of the nozzle neck plug upper plate according to an embodiment of the nozzle neck plug of the present invention.
6 is a view illustrating the operation of adjusting the position of the support according to an embodiment of the nozzle neck plug of the present invention.
7 is a cross-sectional view showing the flow of the propellant leaked into the combustion chamber according to an embodiment of the present invention.
Figure 8 is an enlarged cross-sectional view showing the flow of the propellant near the nozzle neck under a preset combustion chamber pressure according to an embodiment of the present invention.
9 is an enlarged cross-sectional view showing the flow of propellant near the nozzle neck when the pressure in the preset combustion chamber is exceeded according to an embodiment of the present invention.

이하, 본 발명의 기술적 사상을 첨부된 도면을 사용하여 더욱 구체적으로 설명한다.Hereinafter, the technical idea of the present invention will be described in more detail using the accompanying drawings.

첨부된 도면은 본 발명의 기술적 사상을 더욱 구체적으로 설명하기 위하여 도시한 일예에 불과하므로 본 발명의 기술적 사상이 첨부된 도면의 형태에 한정되는 것은 아니다.The accompanying drawings are only an example shown to describe the technical idea of the present invention in more detail, so the technical idea of the present invention is not limited to the form of the accompanying drawings.

본 발명의 액체로켓엔진 점화장치의 전체적인 구성The overall configuration of the liquid rocket engine ignition device of the present invention

본 발명의 액체로켓엔진 점화장치(1000)는 액체로켓엔진(20) 점화 시 레이저모듈(100)과 점화제(300)를 이용하여 상기 액체로켓엔진(20)의 연소실 내부에 공급되는 추진제를 점화하여 추력을 얻는다. 상기 점화제(300)는 상기 레이저모듈(100)의 레이저 조사위치 까지 정렬되어 상기 레이저모듈(100)에서 조사되는 레이저를 통해 상기 액체로켓엔진의 연소실에 공급되는 추진제에 점화반응을 일으킨다. 상기 점화제(300)는 상기 액체로켓엔진의 노즐 내부 상기 노즐 목에 구비된 노즐목플러그(200)를 활용하여 상기 레이저모듈(100)의 레이저 조사 위치까지 정렬된다. 상기 노즐목플러그(200)는 상기 점화제(300)를 배치하는 기능 이외에 상기 액체로켓엔진(20)의 상기 노즐 목에 구비되어 상기 연소실 내부를 기 설정된 압력으로 유지하고, 외부환경에서 유입되는 유체를 제한하여 알맞은 점화환경을 제공한다.The liquid rocket engine ignition device 1000 of the present invention ignites the propellant supplied to the inside of the combustion chamber of the liquid rocket engine 20 using the laser module 100 and the ignition agent 300 when igniting the liquid rocket engine 20 To get thrust. The ignition agent 300 is aligned to the laser irradiation position of the laser module 100 and causes an ignition reaction to the propellant supplied to the combustion chamber of the liquid rocket engine through the laser irradiated from the laser module 100. The ignition agent 300 is aligned to the laser irradiation position of the laser module 100 by utilizing the nozzle neck plug 200 provided in the nozzle neck inside the nozzle of the liquid rocket engine. The nozzle neck plug 200 is provided on the nozzle neck of the liquid rocket engine 20 in addition to the function of disposing the igniter 300 to maintain the inside of the combustion chamber at a preset pressure, and fluid flowing from the external environment To provide a suitable ignition environment.

도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 단면도이다. 도 2에 도시한 바와 같이 본 발명의 액체로켓엔진 점화장치(1000)는 레이저모듈(100), 노즐목플러그(200) 및 점화제(300)를 포함할 수 있다. 상기 액체로켓엔진 점화장치(1000)의 각 구성요소에 대하여 자세히 설명하면 다음과 같다.2 is a cross-sectional view according to an embodiment of the present invention. As shown in FIG. 2, the liquid rocket engine ignition device 1000 of the present invention may include a laser module 100, a nozzle neck plug 200, and an ignition agent 300. Each component of the liquid rocket engine ignition device 1000 will be described in detail as follows.

상기 레이저모듈(100)은 연소실 일측에 부착되어 상기 연소실 내부로 레이저를 조사하는 역할을 한다. 보다 상세히 설명하면 상기 레이저모듈(100)은 상기 액체로켓엔진(20)의 상기 연소실에 일측에 배치되어 상기 연소실 내부로 레이저를 조사 가능하다. 상기 레이저모듈(100)은 상기 레이저모듈(100)의 레이저 조사 위치까지 정렬된 상기 점화제(300)에 레이저를 조사하여 액체로켓엔진(20)의 점화를 시작할 수 있다.The laser module 100 is attached to one side of the combustion chamber and serves to irradiate a laser into the combustion chamber. In more detail, the laser module 100 is disposed on one side of the combustion chamber of the liquid rocket engine 20 to irradiate a laser into the combustion chamber. The laser module 100 may start ignition of the liquid rocket engine 20 by irradiating a laser onto the ignition agent 300 aligned to the laser irradiation position of the laser module 100.

다시 말하면, 본 발명 액체로켓엔진 점화장치(1000)는 상기 레이저모듈(100)에서 상기 레이저모듈(100)의 레이저 조사 위치에 정렬된 상기 점화제(300)를 레이저로 점화시킬 수 있으면 되는 구조이다, 따라서 상기 레이저모듈(100)이 상기 연소실에 부착되는 위치와 상기 레이저모듈(100)의 종류는 여러 실시예를 가질 수 있다.In other words, the liquid rocket engine ignition device 1000 of the present invention has a structure that can ignite the ignition agent 300 aligned with the laser irradiation position of the laser module 100 with a laser in the laser module 100. Accordingly, the position where the laser module 100 is attached to the combustion chamber and the type of the laser module 100 may have various embodiments.

상기 노즐목플러그(200)는 상기 액체로켓엔진(20)의 노즐 내부 노즐 목에서 상기 연소실에 누수 된 추진제를 기 설정된 압력조건으로 상기 연소실 내부를 유지 할 수 있는 기능을 한다. 그리고 상기 노즐목플러그(200)는 외부의 불순물 및 습기를 상기 연소실 내부로 유입되지 않도록 하는 기능을 한다. 때문에 상기 노즐목플러그(200)는 상기 액체로켓엔진(20)의 상기 노즐 목을 양측에서 막는 형태로 구비될 수 있다. The nozzle neck plug 200 functions to maintain the inside of the combustion chamber under a preset pressure condition for the propellant leaking from the nozzle neck of the liquid rocket engine 20 into the combustion chamber. In addition, the nozzle neck plug 200 functions to prevent external impurities and moisture from flowing into the combustion chamber. Therefore, the nozzle neck plug 200 may be provided in a form that blocks the nozzle neck of the liquid rocket engine 20 from both sides.

또한 상기 노즐목플러그(200)는 상기 액체로켓엔진(20) 점화 시에만 상기 연소실 내부에 알맞은 점화환경을 제공할 수 있으면 된다. 다시 말하면, 상기 노즐목플러그(200)는 상기 연소실에서 상기추진제의 점화시작 후 상기 추진제의 산화에 의해 상기 연소실의 높은 압력이 형성되어 상기 압력에 의해 상기 노즐목플러그(200)가 상기 액체로켓엔진(20) 외부로 배출되거나 상기 연소실로 공급되는 추진제의 연소에 의해 약 3000℃ 까지 상기 연소실 온도가 상승되기 때문에 상기 노즐목플러그(200)는 상기 연소실 온도에 의해 용융되어 상기 액체로켓엔진(20) 외부로 유출될 수 있으면 된다. 따라서 상기 노즐목플러그(200)가 상기 액체로켓엔진(20)의 상기 노즐 목에 구비되는 방법에는 여러 실시예를 가질 수 있다.In addition, the nozzle neck plug 200 only needs to be able to provide an ignition environment suitable for the inside of the combustion chamber only when the liquid rocket engine 20 is ignited. In other words, the nozzle neck plug 200 starts ignition of the propellant in the combustion chamber, and then a high pressure in the combustion chamber is formed by oxidation of the propellant, so that the nozzle neck plug 200 becomes the liquid rocket engine (20) Since the combustion chamber temperature is raised to about 3000°C by combustion of the propellant discharged to the outside or supplied to the combustion chamber, the nozzle neck plug 200 is melted by the combustion chamber temperature and the liquid rocket engine 20 It just needs to be able to leak to the outside. Accordingly, a method in which the nozzle neck plug 200 is provided on the nozzle neck of the liquid rocket engine 20 may have several embodiments.

상기 점화제(300)는 상기 노즐목플러그(200)의 연소실방향 일측단에 배치되어 상기 레이저모듈(100)의 레이저 조사 위치까지 상기 노즐목플러그(200)를 이용하여 상기 점화제(300)를 정렬할 수 있다.The ignition agent 300 is disposed at one end of the nozzle neck plug 200 in the combustion chamber direction, and the ignition agent 300 is supplied to the laser irradiation position of the laser module 100 by using the nozzle neck plug 200. You can sort.

상기 점화제(300)는 상기 레이저모듈(100)에서 조사되는 레이저로 발화를 일으킬 수 있는 고체연료 및 자발착화성 점화제 앰플 등 상기 레이저모듈에서 조사되는 레이저의 온도범위에서 연소를 시작 할 수 있는 물질로 구성되는 것이 바람직하다.The ignition agent 300 is a solid fuel that can cause ignition with the laser irradiated by the laser module 100 and an ampoule of self-igniting igniter, which can start combustion in the temperature range of the laser irradiated by the laser module. It is preferably composed of a material.

도 3은 본 발명의 노즐목플러그(200) 일 실시예에 따른 사시도이다. 도 4는 본 발명의 노즐목플러그(200) 일 실시예에 따른 결합사시도이다. 도 3 및 도 4에 도시한 바와 같이 상기 노즐목플러그(200)는 상기 노즐 목 상기 연소실방향 일측에 구비되는 상부플레이트(210), 상기 노즐 목 상기 연소실방향 타측에 구비되는 하부플레이트(220) 및 상기 상부플레이트(210)와 하부플레이트(220)를 연결하는 지지부재(230)를 포함할 수 있다. 각 구성에 대하여 보다 상세히 설명하면 다음과 같다.3 is a perspective view according to an embodiment of the nozzle neck plug 200 of the present invention. 4 is a perspective view of a nozzle neck plug 200 according to an embodiment of the present invention. 3 and 4, the nozzle neck plug 200 includes an upper plate 210 provided on one side of the nozzle neck in the combustion chamber direction, a lower plate 220 provided on the other side of the nozzle neck in the combustion chamber direction, and A support member 230 connecting the upper plate 210 and the lower plate 220 may be included. Each configuration is described in more detail as follows.

상기 상부플레이트(210)는 상기 연소실로 외부 유체의 유동을 제한하고 상기 연소실을 기 설정된 압력으로 유지하여 고공 및 진공상태의 우주공간에서 상기 연소실 내부에 알맞은 점화환경을 형성하는 역할을 한다, 때문에 상기 상부플레이트(210)는 상기 액체로켓엔진(20) 노즐 내부 상기 노즐 목 연소실방향 일측에서 상기 연소실을 막는 형태로 구비될 수 있다.The upper plate 210 serves to limit the flow of external fluid into the combustion chamber and maintain the combustion chamber at a preset pressure to form an ignition environment suitable for the interior of the combustion chamber in a high altitude and vacuum state. The upper plate 210 may be provided inside the nozzle of the liquid rocket engine 20 in the form of blocking the combustion chamber at one side in the direction of the nozzle neck combustion chamber.

상기 하부플레이트(220)는 외부환경에서 상기 액체로켓엔진(20)에 유입되는 불순물 및 습기의 유동을 제한하는 역할을 한다. 때문에 상기 하부플레이트(220)는 상기 액체로켓엔진(10) 노즐 내부 상기 노즐 목 연소실방향 타측에서 상기 연소실을 막는 형태로 구비될 수 있다.The lower plate 220 serves to limit the flow of impurities and moisture flowing into the liquid rocket engine 20 in an external environment. Therefore, the lower plate 220 may be provided in the form of blocking the combustion chamber from the other side of the nozzle neck combustion chamber inside the nozzle of the liquid rocket engine 10.

상기 지지부재(230)는 상기 상부플레이트(210)와 하부플레이트(220)를 연결하는 역할을 한다. 보다 상세히 설명하면 상기 지지부재(230)는 지지대(231) 및 체결구(232a, 232b)를 포함할 수 있다.The support member 230 serves to connect the upper plate 210 and the lower plate 220. In more detail, the support member 230 may include a support 231 and fasteners 232a and 232b.

상기 지지대(231)는 상기 상부플레이트(210)와 상기 하부플레이트(220)에 형성된 관통홀을 관통하여 상기 연소실 및 상기 노즐방향으로 연장되어 형성될 수 있다. 또한 상기 지지대(231)는 상기 연소실방향 일측단에 상기 점화제(300)가 배치되어 상기 레이저모듈(100)의 레이저 조사 위치와 정렬될 수 있다.The support 231 may be formed to penetrate through holes formed in the upper plate 210 and the lower plate 220 and extend toward the combustion chamber and the nozzle. In addition, the support 231 may be aligned with the laser irradiation position of the laser module 100 by arranging the igniter 300 at one end in the direction of the combustion chamber.

상기 체결구(232a, 232b)는 상기 상부플레이트(210)와 상기 지지대(231)를 그리고 상기 하부플레이트와 상기 지지대(231)를 고정시키는 역할을 한다.The fasteners 232a and 232b serve to fix the upper plate 210 and the support 231 and the lower plate and the support 231.

도 2 및 도 4를 참조하여 상기 노즐목플러그(200)의 구성을 더욱 상세하게 설명하면 다음과 같다. 상기 상부플레이트(210)는 상기 액체로켓엔진(20)의 노즐 내부 상기 노즐 목 연소실방향 일측에 구비된다. 상기 상부플레이트(210)는 상기 연소실과 외부로 유체의 유동을 제한하면서 상기 연소실이 기 설정 압력까지 될 수 있도록 버티는 기능을 제공한다. 상기 기능을 발현하기 위해서 상기 상부플레이트(210)는 상기 액체로켓엔진(20)의 노즐 내부 외벽방향으로 일정압력을 가하는 형태로 구비되어야 하는 조건이 있다. 상기 조건을 만족하는 일 실시예는 도 2에 도시한 바와 같이 상기 상부플레이트(210)가 굽어진 평판 형태로 상기 액체로켓엔진(20)에 구비되는 것이 바람직하다. 따라서 상기 상부플레이트(210)는 일정량 굽힘 변형 후 원래의 형상으로 복원하려는 탄성력을 가진 알루미늄 등과 같은 재질로 형성되는 것이 바람직하다. 그리고 상기 상부플레이트(210)는 상기 노즐목플러그(200)가 사용되는 상기 액체로켓엔진(20)의 연소실 및 노즐 형상에 따라 크기 및 형상이 달라질 수 있다.The configuration of the nozzle neck plug 200 will be described in more detail with reference to FIGS. 2 and 4 as follows. The upper plate 210 is provided inside the nozzle of the liquid rocket engine 20 at one side in the direction of the nozzle neck combustion chamber. The upper plate 210 provides a function of holding the combustion chamber to a preset pressure while limiting the flow of fluid to the combustion chamber and the outside. In order to realize the above function, the upper plate 210 has to be provided in a form in which a certain pressure is applied toward the inner and outer wall of the nozzle of the liquid rocket engine 20. In an embodiment that satisfies the above conditions, it is preferable that the upper plate 210 is provided in the liquid rocket engine 20 in the form of a curved flat plate as shown in FIG. 2. Therefore, the upper plate 210 is preferably formed of a material such as aluminum having an elastic force to restore to its original shape after a certain amount of bending deformation. In addition, the size and shape of the upper plate 210 may vary according to the shape of the combustion chamber and nozzle of the liquid rocket engine 20 in which the nozzle neck plug 200 is used.

상기 하부플레이트(220)는 액체로켓엔진(20)의 노즐 내부 상기 노즐 목에 구비되어 외부에서 유입되는 불순물 및 습기를 막는 기능이 있다. 상기 기능을 발현하기 위해서 상기 하부플레이트(220)는 상기 액체로켓엔진(20)의 노즐 내부 외벽방향으로 일정압력을 가하는 형태로 구비되어야 하는 조건이 있다. 상기 조건을 만족하는 일 실시예의 상기 하부플레이트(220)는 도 2에 도시한 바와 같이 상기 하부플레이트(220)가 굽어진 평판 형태로 상기 액체로켓엔진(20)에 구비되는 것이 바람직하다. 따라서 상기 하부플레이트(220)는 일정량 굽힘 변형 후 원래의 형상으로 복원하려는 탄성력을 가진 알루미늄과 같은 재질로 형성되는 것이 바람직하다. 그리고 상기 하부플레이트(220)는 상기 하부플레이트(220)가 사용되는 상기 액체로켓엔진(20)의 연소실 및 노즐 형상에 따라 크기 및 형상이 달라지는 것이 바람직하다.The lower plate 220 is provided at the neck of the nozzle inside the nozzle of the liquid rocket engine 20 to prevent impurities and moisture from entering from the outside. In order to express the above function, the lower plate 220 has to be provided in a form in which a certain pressure is applied toward the inner and outer wall of the nozzle of the liquid rocket engine 20. It is preferable that the lower plate 220 of an embodiment satisfying the above conditions is provided in the liquid rocket engine 20 in the form of a flat plate in which the lower plate 220 is bent as shown in FIG. 2. Therefore, the lower plate 220 is preferably formed of a material such as aluminum having elasticity to be restored to its original shape after a certain amount of bending deformation. In addition, it is preferable that the size and shape of the lower plate 220 vary according to the shape of the combustion chamber and nozzle of the liquid rocket engine 20 in which the lower plate 220 is used.

상기 지지부재(230)는 상기 액체로켓엔진(20) 점화 시작 후 탈락 및 용융되어 외부로 배출시키기 용이하고 우주발사체의 무게를 줄이기 위해 밀도가 낮으면서 일정 강성의 두랄루민(duralumin) 및 티타늄(Ti)과 같은 항공기 소재 등으로 형성될 수 있다.The support member 230 is easily removed and melted after the start of the ignition of the liquid rocket engine 20 to be easily discharged to the outside, and has a low density and a certain rigidity to reduce the weight of the space launcher. It may be formed of aircraft material such as.

상기 체결구(232a, 232b)는 상기 지지대(231)가 관통되는 상기 상부 플레이트(210)와 상기 하부 플레이트(220)에 형성된 관통홀 틈새로 유동을 제한할 수 있는 테프론 소재 등으로 이루어진 씰링부재가 추가로 포함될 수 있다.The fasteners 232a and 232b include a sealing member made of a Teflon material or the like capable of restricting flow through a gap between the upper plate 210 through which the support 231 passes and the through hole formed in the lower plate 220. May be additionally included.

도 5는 본 발명의 노즐목플러그(200) 일 실시예에 따른 상부플레이트(210) 정면도이다. 도 5에 도시된 바와 같이 상기 상부플레이트(210)는 차단부(211) 및 트임부(212)를 포함하여 이루어질 수 있다.5 is a front view of an upper plate 210 according to an embodiment of the nozzle neck plug 200 of the present invention. As shown in FIG. 5, the upper plate 210 may include a blocking portion 211 and an opening 212.

상기 차단부(211)는 상기 액체로켓엔진(20)의 노즐 내벽과 상기 상부플레이트(210)사이에 개재될 수 있다. 상기 차단부(211)는 상기 액체로켓엔진(20)의 발사 중 생성되는 진동을 저감시키고 상기 상부플레이트(210)의 설치를 돕는 역할을 한다. 그리고 상기 액체로켓엔진(20)에 상기 상부플레이트(210)의 상기 노즐 연소실방향 일측 내벽에 설치하기 위해 상기 노즐 목을 통과할 때 상기 차단부(211)를 굽혀 상기 노즐목을 쉽게 통과하도록 하는 역할을 한다. 더욱 상세히 상기 차단부(211)를 설명하면 다음과 같다.The blocking part 211 may be interposed between the inner wall of the nozzle of the liquid rocket engine 20 and the upper plate 210. The blocking part 211 serves to reduce vibrations generated during launch of the liquid rocket engine 20 and assist in the installation of the upper plate 210. In order to install the liquid rocket engine 20 on one inner wall of the upper plate 210 in the direction of the nozzle combustion chamber, when passing through the nozzle neck, the blocking portion 211 is bent to easily pass through the nozzle neck. Do it. The blocking unit 211 will be described in more detail as follows.

상기 상부플레이트(210)는 상기 액체로켓엔진(20)의 노즐 목 보다 반경이 크기 때문에 상기 노즐목플러그(200) 설치 시 상기 상부플레이트(210)가 상기 노즐 목 통과하기 어려운 문제점이 발생한다. 따라서 상기 상부플레이트(210)가 상기 노즐 목을 통과할 때는 상기 상부플레이트(210)의 정면을 상기 노즐 반경과 일정 각도를 형성한 후 삽입하게 된다. 따라서 상기 차단부(211)는 일부 접혀서 상기 노즐 목의 통과를 용이하게 하는 역할을 할 수 있다. 또한 상기 노즐 목을 통과 후에는 다시 원형으로 복구되어 상기 노즐 목을 덮어 상기 상부플레이트(210)가 상기 노즐 목을 막는 형태로 구비될 수 있다.Since the upper plate 210 has a larger radius than the nozzle neck of the liquid rocket engine 20, when the nozzle neck plug 200 is installed, it is difficult for the upper plate 210 to pass through the nozzle neck. Therefore, when the upper plate 210 passes through the nozzle neck, the front of the upper plate 210 is inserted after forming a predetermined angle with the nozzle radius. Therefore, the blocking part 211 may be partially folded to facilitate passage of the nozzle neck. In addition, after passing through the nozzle neck, it is restored to a circular shape to cover the nozzle neck, and the upper plate 210 may be provided in a form to close the nozzle neck.

따라서 상기 차단부(211)는 도 5에 도시한 바와 같이 상기 기능을 위해 상기 차단부(211)와 구분된 상기 상부플레이트(210)의 중앙부보다 강성은 낮지만 상기 상부플레이트(210)의 중앙부보다 탄성 및 소성이 높은 소재로 구성되는 것이 바람직하다. 또한 추가적으로 상기 노즐 내벽과 상기 상부플레이트 사이에 상기 연소실에서 외부로 유출되는 유체를 제한할 수 있는 테프론 소재 등으로 이루어진 씰링부재가 추가로 포함될 수 있다.Therefore, the blocking portion 211 is less rigid than the central portion of the upper plate 210 separated from the blocking portion 211 for the function as shown in FIG. 5, but is less than the central portion of the upper plate 210 It is preferable to be made of a material having high elasticity and plasticity. In addition, a sealing member made of a Teflon material or the like capable of limiting fluid flowing out from the combustion chamber to the outside may be additionally included between the inner wall of the nozzle and the upper plate.

상기 트임부(212)는 상기 상부플레이트(210)의 정면에 상기 상부플레이트(210)정면에서 상기 상부플레이트(210) 배면까지 관통하는 슬릿으로 적어도 하나이상 상기 상부플레이트(210)의 정면 상에 형성될 수 있다. 상기 트임부(212)는 상기 액체로켓엔진(20)의 상기 연소실을 기 설정된 압력으로 유지하기 위해 상기 연소실이 기 압력 이상일 때 상기 트임부(212)가 변형되어 상기 액체로켓엔진(20)에서 누수 된 추진제의 통로 기능을 한다. 따라서 상기 트임부(212)는 상기 액체로켓엔진(20)의 상기 연소실이 기 설정압력 이상 상태로 조성되면 상기 연소실 내부에 농후한 상태의 추진제가 상기 트임부(212) 주변에 압력을 가하여 상기 트임부(212)가 변형될 수 있다.The opening portion 212 is formed on the front of the upper plate 210 as at least one slit penetrating from the front of the upper plate 210 to the rear of the upper plate 210. Can be. In order to maintain the combustion chamber of the liquid rocket engine 20 at a preset pressure, the opening part 212 is deformed when the combustion chamber is above atmospheric pressure and leaks from the liquid rocket engine 20 It functions as a passage for the propellant. Therefore, when the combustion chamber of the liquid rocket engine 20 is formed in a state above a preset pressure, the opening portion 212 applies pressure to the vicinity of the opening portion 212 with a propellant having a rich state in the combustion chamber. The pregnant woman 212 may be deformed.

다시 말하면, 상기 트임부(212)는 상기 연소실 내부가 기 설정압력 이상으로 형성될 시 상기 트임부(212)주변에 상기 연소실에서 누수된 추진제가 상기 트임부(212)를 변형시켜 상기 액체로켓엔진에서 누수 된 추진제가 빠져나갈 수 있는 형태면 되기 때문에 상기 트임부(212)는 여러 형상 및 여러 가지 배치방법이 제시될 수 있다.In other words, when the inside of the combustion chamber is formed above a preset pressure, the opening portion 212 deforms the opening portion 212 by the propellant leaking from the combustion chamber around the opening portion 212, and the liquid rocket engine Since the propellant leaked from the propellant can escape, the opening 212 may have various shapes and various arrangement methods.

상기 트임부(212)는 상기 연소실의 기 설정된 압력이상 시 변형되어 농후한 추진제가 상기 트임부(212)에 형성되는 틈새로 상기 추진제가 빠져나가는 기능을 발현할 수 있는 코일 등과 같은 탄성이 있는 탄성부재로 상기 트임부(212)의 틈새가 기 압력조건 이상에서 변형되는 걸 쉽고 용이하게 보조 하는 구성을 추가적으로 제시할 수 있다. The opening portion 212 is deformed when the pressure of the combustion chamber exceeds a preset pressure and has elastic elasticity such as a coil capable of expressing a function of escaping the propellant through a gap formed in the opening portion 212 As a member, it is possible to additionally propose a configuration that easily and easily assists the gap of the opening portion 212 to be deformed under pressure conditions or more.

도 5에 도시된 바와 같이 상기 트임부(212)는 상기 상부 플레이트(210) 중앙에 형성 된 상기 지지대(231)가 통과하는 관통홀을 중심으로 방사형으로 복수개가 배치되어 형성되는 것이 바람직하다.As shown in FIG. 5, it is preferable that a plurality of the openings 212 are radially disposed around a through hole through which the support 231 formed in the center of the upper plate 210 passes.

또한 상기 트임부(212)가 기 압력조건 이상에서 변형되어 상기 연소실 압력에 따른 상기 상부 플레이트면 응력집중을 시뮬레이션 및 실험을 통해 예측하기 쉽고 기타 요인에 의해 변형되는 변수가 작아야한다. 그리고 기 압력조건 이상에서 상기 트임부(212)가 벌어져 상기 연소실에 유출된 유체를 외부로 나갈 수 있는 유로역할을 할 수 있어야한다. 따라서 상기 트임부(212)는 하나이상의 절곡부를 가진 'ㄱ'형상의 슬릿형상으로 형성될 수도 있다.In addition, since the opening 212 is deformed under the atmospheric pressure condition, it is easy to predict the stress concentration on the upper plate surface according to the combustion chamber pressure through simulation and experiment, and the variable deformed by other factors should be small. In addition, the opening 212 should be able to function as a flow path through which the fluid leaked into the combustion chamber can be discharged to the outside by opening the opening part 212 under the atmospheric pressure condition. Accordingly, the opening portion 212 may be formed in a slit shape having one or more bent portions.

도 6은 본 발명의 노즐목플러그(200) 일 실시예에 따른 지지대(231) 위치조절 작동관계도이다. 도 6에 도시한 바와 같이 상기 점화제(300)는 상기 레이저모듈(100)의 레이저 조사 위치까지 상기 노즐목플러그(200)를 이용하여 정렬되어야하는 조건이 있다. 상기 조건을 만족하는 일 실시예는 상기 상부플레이트(210)와 상기 하부플레이트(220)에 연결된 상기 지지대(231)를 축 방향 일측으로 회전 시 상기 지지대(231)가 상기 연소실방향 일측으로 이동하고 상기 지지대(231) 축 방향 타측으로 회전 시 상기 지지대(231)가 상기 연소실방향 타측으로 이동하여 상기 레이저모듈(100)의 레이저 조사위치까지 상기 점화제(300)가 정렬되면 상기 체결구(232a, 232b)로 고정하는 일실시예를 제시할 수 있다.6 is a view showing the operation relationship of the position adjustment of the support 231 according to an embodiment of the nozzle neck plug 200 of the present invention. As shown in FIG. 6, there is a condition in which the igniter 300 must be aligned using the nozzle neck plug 200 to the laser irradiation position of the laser module 100. In an embodiment that satisfies the above conditions, when the support 231 connected to the upper plate 210 and the lower plate 220 is rotated in one axial direction, the support 231 moves to one side in the combustion chamber direction, and the When the support 231 is rotated to the other side in the axial direction, the support 231 moves to the other side in the combustion chamber direction and the ignition agent 300 is aligned to the laser irradiation position of the laser module 100, the fasteners 232a, 232b An embodiment of fixing with) can be presented.

결국 상기 지지부재(230)에 의한 상기 점화제(300)의 위치조절은 상기 레이저모듈(100)의 레이저 조사 위치까지 상기 점화제(300)의 위치를 상기 노즐목플러그(200)로 조절하면 되기 때문에 여러 가지 실시예를 가질 수 있다.Eventually, the position of the ignition agent 300 by the support member 230 can be adjusted by adjusting the position of the ignition agent 300 to the laser irradiation position of the laser module 100 with the nozzle neck plug 200. Therefore, it can have several embodiments.

도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 연소실로 누수 된 추진제 흐름을 나타낸 단면도이다. 도 7에 도시한 바와 같이 액체로켓엔진(20)을 사용하는 우주발사체는 추진제가 지상 또는 고공환경 및 우주환경에서 상기 액체로켓엔진(20)의 연료 및 산화제 밸브에서 불가피하게 지속적으로 소량 누수 될 수밖에 없다. 따라서 본 발명의 액체로켓엔진 점화장치(1000)와 같이 상기 노즐목플러그(200)가 상기 액체로켓엔진(20)의 상기 연소실 내부로 누수 된 추진제를 상기 상부플레이트(210)로 기 설정된 압력까지 막아 상기 연소실 내부에 일정압력이 유지될 수 있도록 한다. 따라서 상기 노즐목플러그(200)을 통해 상기 연소실은 고공환경 및 진공의 우주공간에서 연소실내부가 일정압력이 유지된 상태로 추후 상기 연소실에서 발생하는 점화를 더욱 용이하게 할 수 있도록 상기 연소실 내부 환경을 조성할 수 있다.7 is a cross-sectional view showing the flow of the propellant leaked into the combustion chamber according to an embodiment of the present invention. As shown in FIG. 7, in the space launch vehicle using the liquid rocket engine 20, the propellant inevitably continuously leaks a small amount from the fuel and oxidant valves of the liquid rocket engine 20 in the ground or high altitude environment and space environment. none. Therefore, like the liquid rocket engine ignition device 1000 of the present invention, the nozzle neck plug 200 prevents the propellant leaked into the combustion chamber of the liquid rocket engine 20 to a preset pressure by the upper plate 210 A constant pressure can be maintained inside the combustion chamber. Therefore, through the nozzle neck plug 200, the combustion chamber maintains a constant pressure in the combustion chamber in a high altitude environment and in a vacuum space, so that ignition occurring in the combustion chamber can be further facilitated. Can be created.

도 8은 본 발명의 일 실시예에 따른 기 설정된 연소실 압력 이하에서 노즐 목 부근 추진제 흐름을 나타낸 확대단면도이다. 도 8에 도시한 바와 같이 본 발명의 액체로켓엔진(20)의 상기 연소실 내부가 기 설정압력 이하인 경우 상기 액체로켓엔진(20)의 상기 연소실로 누수 되는 추진제가 상기 상부플레이트(210)에 의해 제한된다. 외부환경의 불순물 및 습기는 상기 연소실 내부에 누수 된 극저온의 추진제와 만나 빙결되어 상기 연소실 내부 파손을 야기하기 때문에 도 8에 도시된 것처럼 상기 하부플레이트(220)는 외부에서 유입되는 불순물 및 습기가 상기 연소실 내부로 유입되지 않도록 상기 액체로켓엔진 노즐 내부 상기 노즐목 연소실방향 타측에서 상기 노즐 목을 막는형태로 구비된다. 상기 효과에 따라 상기 액체로켓엔진(20)은 지상환경, 고공환경 및 진공상태의 우주환경에서 상기 액체로켓엔진(20)의 파손과 상기 연소실 내부 점화환경 조성실패로 인한 우주발사체 발사 실패의 위험을 줄이는 효과를 얻을 수 있다. 8 is an enlarged cross-sectional view showing a propellant flow near a nozzle neck under a preset combustion chamber pressure according to an embodiment of the present invention. As shown in Figure 8, when the inside of the combustion chamber of the liquid rocket engine 20 of the present invention is less than a preset pressure, the propellant leaking into the combustion chamber of the liquid rocket engine 20 is limited by the upper plate 210 do. Since impurities and moisture in the external environment meet with the cryogenic propellant leaked into the combustion chamber and freeze to cause damage to the interior of the combustion chamber, the lower plate 220 is exposed to impurities and moisture introduced from the outside. The nozzle neck is provided in the form of blocking the nozzle neck at the other side of the nozzle neck in the combustion chamber direction so as not to flow into the combustion chamber. According to the above effect, the liquid rocket engine 20 reduces the risk of failure to launch a space launch vehicle due to damage of the liquid rocket engine 20 and failure to create an ignition environment inside the combustion chamber in a ground environment, a high altitude environment, and a space environment in a vacuum state. You can get the effect of reducing.

도 9는 본 발명의 일 실시예에 따른 기 설정된 연소실 압력 초과 시 노즐 목 부근 추진제 흐름을 나타낸 확대단면도이다. 도 9에 도시한 바와 같이 상기 연소실 내부가 기 설정압력 이상인 경우 상기 상부 플레이트(210)에 형성된 상기 트임부(212)가 변형되어 틈새가 생길 수 있다. 상기 틈새로 상기 연소실에 농후하게 조성된 추진제가 빠져나오게 된다. 상기 상부플레이트(210)에서 누수 된 추진제는 상기 상부플레이트(210)와 상기 하부플레이트(220) 사이에 적층되어 상대적으로 낮은 압력의 고공환경 및 진공상태의 우주환경인 외부보다 상기 적층된 추진제의 압력이 높기 때문에 상기 노즐 벽에 밀착된 상기 하부플레이트(220)를 외부방향으로 변형시키게 된다. 따라서 상기 변형 된 하부플레이트(220)와 상기 노즐 벽 사이로 틈새가 생성된다. 상기 틈새가 상기 누수 된 추진제가 빠져갈 수 있는 통로 역할을 하여 상기 연소실을 기 설정압력으로 계속 유지 할 수 있도록 한다. 따라서 상기 효과에 따라 상기 액체로켓엔진(20)은 고공환경 및 진공상태의 우주환경에서 상기 연소실 내부 점화환경 조성실패로 인한 점화실패로 우주발사체 발사 실패의 위험을 줄이는 효과를 얻을 수 있다. 9 is an enlarged cross-sectional view showing a propellant flow near a nozzle neck when a preset combustion chamber pressure is exceeded according to an embodiment of the present invention. As shown in FIG. 9, when the inside of the combustion chamber is greater than or equal to a preset pressure, the opening portion 212 formed in the upper plate 210 may be deformed to create a gap. The propellant richly formed in the combustion chamber escapes through the gap. The propellant leaked from the upper plate 210 is stacked between the upper plate 210 and the lower plate 220, so that the pressure of the stacked propellant is higher than the outside, which is a high altitude environment with a relatively low pressure and a space environment in a vacuum state. Since this is high, the lower plate 220 in close contact with the nozzle wall is deformed outward. Accordingly, a gap is created between the deformed lower plate 220 and the nozzle wall. The gap serves as a passage through which the leaked propellant can escape, so that the combustion chamber can be kept at a preset pressure. Accordingly, according to the above effect, the liquid rocket engine 20 can obtain an effect of reducing the risk of failure to launch a space launch vehicle due to ignition failure due to a failure to create an ignition environment inside the combustion chamber in a high altitude environment and a space environment in a vacuum state.

상술한 구성에 따른 본 발명의 액체로켓엔진은 종래 액체로켓엔진의 연소실 형태 및 점화환경에 따라 조사위치가 달라져야하는 종래의 레이저점화방식과 다르게 고공환경 및 우주공간에서의 정확한 점화시퀀스 및 높은 점화신뢰도를 가지도록 액체로켓엔진 연소실에 내부로 조사 가능한 레이저모듈을 구비하고, 상기 레이저모듈 위치에 정렬된 점화제에 레이저를 조사하여 점화를 시작하고, 상기 액체로켓엔진 노즐의 내부 상기 노즐 목에 노즐목플러그를 장착하여 외부환경의 불순물 및 습기가 액체로켓엔진 내부로 유입되는 것을 막아 극저온의 추진제로 인한 엔진 파손을 막으며, 노즐목플러그로 상기 연소실을 기 설정된 압력으로 유지하여 진공상태의 우주공간 및 고공에서의 알맞은 점화환경을 조성하며, 상기 점화방식을 위해 상기 노즐목플러그를 활용하여 상기 점화제를 상기 레이저모듈 레이저 조사 위치까지 정렬하는 점화방식의 액체로켓엔진에 관한 것이다. The liquid rocket engine of the present invention according to the above-described configuration has an accurate ignition sequence and high ignition reliability in a high altitude environment and space space, unlike the conventional laser ignition method in which the irradiation position must be changed according to the combustion chamber type and ignition environment of the conventional liquid rocket engine. A laser module that can be irradiated inside is provided in the combustion chamber of the liquid rocket engine to have a, and the ignition is started by irradiating a laser to the igniter aligned at the position of the laser module, and the nozzle neck is located inside the nozzle neck of the liquid rocket engine. The plug is installed to prevent impurities and moisture from the external environment from entering the inside of the liquid rocket engine to prevent engine damage due to cryogenic propellants.The nozzle neck plug maintains the combustion chamber at a preset pressure to maintain a vacuum space and The present invention relates to a liquid rocket engine of an ignition method in which an appropriate ignition environment at high altitude is created, and the ignition agent is aligned to the laser module laser irradiation position using the nozzle neck plug for the ignition method.

본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명을 하고자 한다. 그러나 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다. In the present invention, various modifications may be made and various embodiments may be provided, and specific embodiments will be illustrated in the drawings and described in detail. However, this is not intended to limit the present invention to a specific embodiment, it is to be understood to include all changes, equivalents, or substitutes included in the spirit and scope of the present invention.

어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다거나 "접속되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다. When a component is referred to as being "connected" or "connected" to another component, it is understood that it may be directly connected or connected to the other component, but other components may exist in the middle. Should be.

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. Unless otherwise defined, all terms, including technical or scientific terms, used herein have the same meaning as commonly understood by one of ordinary skill in the art to which the present invention belongs.

일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥상 가지는 의미와 일치하는 의미를 가지는 것으로 해석되어야 하며, 본 출원에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다. 이때 사용되는 기술 용어 및 과학 용어에 있어서 다른 정의가 없다면, 이 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 통상적으로 이해하고 있는 의미를 가지며, 하기의 설명 및 첨부 도면에서 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있는 공지 기능 및 구성에 대한 설명은 생략한다.Terms such as those defined in commonly used dictionaries should be interpreted as having a meaning consistent with the meaning in the context of the related technology, and should not be interpreted as an ideal or excessively formal meaning unless explicitly defined in this application. Does not. If there are no other definitions in the technical terms and scientific terms used at this time, they have the meanings commonly understood by those of ordinary skill in the technical field to which this invention belongs, and the gist of the present invention is unnecessary in the following description and accompanying drawings. Descriptions of known functions and configurations that may be blurred will be omitted.

본 발명은 상기한 일 실시예에 한정되지 아니하며, 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 다양한 변형 실시가 가능한 것은 물론이다.It goes without saying that the present invention is not limited to the above-described embodiment, and the scope of application thereof is diverse, and various modifications can be implemented without departing from the gist of the present invention claimed in the claims.

10 : 레이저 분사 장치 조립체 시스템
1 : 레이저빔 2 : 렌즈
3 : 윈도우 4 : 다중 단면 피라미드 리플렉터
5 : 원뿔체 6: 인젝터면판
20 : 액체로켓엔진
1000 : 액체로켓엔진 점화장치
100 : 레이저모듈 300 : 점화제
200 : 노즐목 플러그 210 : 상부 플레이트
211 : 차단부 212 : 트임부
220 : 하부 플레이트 230 : 지지부재
231 : 지지대 232a, 232b : 체결구10: laser injection device assembly system
1: laser beam 2: lens
3: Window 4: Multi-section pyramid reflector
5: cone 6: injector face plate
20: liquid rocket engine
1000: Liquid rocket engine ignition device
100: laser module 300: igniter
200: nozzle neck plug 210: upper plate
211: blocking part 212: opening part
220: lower plate 230: support member
231: support 232a, 232b: fastener

Claims (9)

연료가 연소되는 연소실과 연소된 배기가스가 분사되는 노즐을 포함하는 액체로켓엔진에 점화 반응을 일으키는 액체로켓엔진 점화장치에 있어서,
상기 연소실에 부착되어 상기 연소실 내부로 레이저를 조사하는 레이저모듈;
상기 레이저모듈의 레이저 조사 위치에 배치되어 조사되는 레이저에 의해 연소반응을 시작하는 점화제; 및
상기 노즐 내부의 노즐 목에 구비되어 연소실 내 압력을 기 설정된 압력조건으로 유지하도록 외부환경과 상기 연소실간 유체 유동을 제한하도록 형성된 노즐목플러그;를 포함하되
상기 노즐목플러그는, 상기 노즐 목 기준 연소실방향 일측에 노즐을 막는형태로 구비되는 상부 플레이트, 타측에 노즐을 막는 형태로 구비되는 하부 플레이트 및 상기 상부 플레이트와 상기 하부 플레이트를 연결하는 지지부재를 구비하며
상기 지지부재는, 상기 상부 플레이트 및 상기 하부 플레이트에 형성된 관통홀로 상기 연소실과 상기 노즐로 연장되어 형성되는 지지대 및 상기 관통홀 틈새로 유체 유동을 제한하는 체결구를 포함하되,
상기 지지대는, 상기 지지대의 상기 연소실방향 일측단에 상기 점화제가 배치되는 것
을 특징으로 하는 액체로켓엔진 점화장치.
In the liquid rocket engine ignition device for causing an ignition reaction in a liquid rocket engine comprising a combustion chamber in which fuel is burned and a nozzle in which burned exhaust gas is injected,
A laser module attached to the combustion chamber to irradiate a laser into the combustion chamber;
An igniter disposed at the laser irradiation position of the laser module and starting a combustion reaction by the irradiated laser; And
A nozzle neck plug provided in the nozzle neck inside the nozzle and formed to limit fluid flow between the external environment and the combustion chamber so as to maintain the pressure in the combustion chamber under a preset pressure condition;
The nozzle neck plug includes an upper plate provided in the form of blocking a nozzle on one side of the combustion chamber direction based on the nozzle neck, a lower plate provided in a form of blocking the nozzle on the other side, and a support member connecting the upper plate and the lower plate. And
The support member includes a support that extends to the combustion chamber and the nozzle through a through hole formed in the upper plate and the lower plate, and a fastener that restricts fluid flow through a gap in the through hole,
In the support, the ignition agent is disposed at one end of the support in the direction of the combustion chamber
Liquid rocket engine ignition device, characterized in that.
삭제delete 삭제delete 삭제delete 제 1항에 있어서,
상기 지지대는, 상기 지지대 길이방향으로 위치조절이 가능한 것을 특징으로 하는 액체로켓엔진 점화장치.
The method of claim 1,
The support, a liquid rocket engine ignition device, characterized in that the position can be adjusted in the longitudinal direction of the support.
삭제delete 제 1항에 있어서,
상기 상부 플레이트는, 상기 노즐 내벽과 상기 상부 플레이트 사이에 차단부가 개재된 것을 특징으로 하는 액체로켓엔진.
The method of claim 1,
The upper plate is a liquid rocket engine, characterized in that the blocking portion is interposed between the inner wall of the nozzle and the upper plate.
제 1항에 있어서,
상기 상부 플레이트는, 상기 연소실 내 압력을 기 설정된 압력조건 이상 시 변형되는 트임부가 적어도 하나 이상 구비된 것을 특징으로 하는 액체로켓엔진 점화장치.
The method of claim 1,
The upper plate is a liquid rocket engine ignition device, characterized in that at least one opening portion is provided with a deformed when the pressure in the combustion chamber exceeds a preset pressure condition.
제 8항에 있어서,
상기 트임부는, 하나이상의 절곡부가 있는 슬릿 형상으로 형성된 것을 특징으로 하는 액체로켓엔진.The method of claim 8,
The opening portion, a liquid rocket engine, characterized in that formed in a slit shape with one or more bent portions.
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