KR102380171B1 - 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치 - Google Patents

이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치 Download PDF

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Abstract

이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치에 관한 것으로서, 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치에 있어서, 1단 연소관(30); 상기 1단 연소관(30)의 전방에서 상기 1단 연소관(30)과 축방향으로 배치되고 상기 1단 연소관보다 직경이 작은 2단 연소관(20); 상기 2단 연소관(20)과 상기 1단 연소관(30)을 연결하는 접속부(22); 상기 2단 연소관(20)의 내주면을 따라 형성되고, 상기 접속부(22)를 지나 상기 1단 연소관과 상기 2단 연소관의 연결부를 지지하도록 내경이 확장되는 펄스분리장치(70); 상기 1단 연소관(30)의 후방에 연결된 노즐 결합체(40); 상기 1단 연소관(30)에 연결된 진공파이프(90)에 의해 상기 1단 연소관(30) 내부가 진공을 유지할 수 있도록 상기 노즐 결합체(40)의 단부를 밀폐하는 노즐 마개부(50); 상기 2단 연소관(20) 내부의 연소시 상기 펄스분리장치(70)의 파열압력을 측정하는 제1 압력 측정부(13); 를 포함하는 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치를 제공하여, 시험장치의 위치별 압력, 변형률 계측이 보다 정확하게 측정가능하고, 재사용마저 가능한 강점이 발휘된다.

Description

이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치{Test Apparatus for Ignition Performance of Membrane Type Pulse Separation Device of Dual Pulse Rocket Motor at High Altitude}
본 발명은 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치에 관한 것이다.
이중펄스 추진기관은 하나의 충전체 내에 펄스분리장치를 설치하여 추진제 에너지를 효율적으로 배분하고, 각 펄스간의 시간간격을 조절함으로써 유도탄의 사거리 연장과 종말속도를 향상시키는 중요한 역할을 한다. 이중펄스 추진기관은 펄스분리장치(PSD; pulse separation device) 형상에 따라 격벽형(bulk head type)과 격막형(membrane type) 펄스분리장치로 구별된다.
격벽형 펄스분리장치는 1단 추진제와 2단 추진제 사이에 벌크헤드(bulk head) 장치를 설치하여 추진제를 완전히 격리시키는 형태이다. 1단과 2단이 완전이 분리되기 때문에 추진제 그레인 형상 설계가 자유롭다는 장점이 있다. 그러나 1단 연소관의 과도한 열적 부하 방지를 위해 두꺼운 내열재 및 고강도 구조체 설계가 필요하여, 무게가 증가하고 충전율이 감소되는 단점이 있다.
격막형 펄스분리장치는 1단 추진제와 2단 추진제 사이에 고무막을 설치하여 추진제를 완전히 격리시키는 장치이며 1단과 2단 사이에는 별도의 점화장치가 설치된다. 구조가 비교적 간단하고 격벽형 펄스분리장치에 비해 충전율과 무게 측면에서 비교적 더 가벼운 장점을 가지고 있다. 다만 펄스분리장치를 위한 고무 격막은 1단의 고온 고압의 연소가스에 직접 노출되므로 열적으로 안전해야하며, 2단 추진제용 점화기에 의해 설계 압력 범위에서 파단 될 수 있도록 신뢰성을 확보해야 한다.
고고도에서 작동하는 신뢰성 있는 이중펄스 추진기관을 설계하기 위해서는 안정적인 진공 점화 기술과 펄스분리장치 설계기술이 요구된다. 이를 위해서 고고도 진공환경을 모사하여 점화기의 진공점화 특성과 펄스분리장치의 파열압력을 확인할 수 있는 시험장치가 필요하다.
US 8291691 B2
위와 같은 종래 기술의 문제점을 극복하기 위한 본 발명은 고고도 진공환경을 모사하여 펄스분리장치 격막의 진공팽창 거동, 펄스분리장치의 파열압력, 점화기의 진공점화특성을 확인하기 위해 2단 점화기 압력, 1단 연소관 압력, 펄스분리장치 파단부 압력, 변형률 계측이 가능하면서 재사용이 가능한 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치를 제공하는 데 목적이 있다.
이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치에 있어서, 1단 연소관(30); 상기 1단 연소관(30)의 전방에서 상기 1단 연소관(30)과 축방향으로 배치되고 상기 1단 연소관보다 직경이 작은 2단 연소관(20); 상기 2단 연소관(20)과 상기 1단 연소관(30)을 연결하는 접속부(22); 상기 2단 연소관(20)의 내주면을 따라 형성되고, 상기 접속부(22)를 지나 상기 1단 연소관과 상기 2단 연소관의 연결부를 지지하도록 내경이 확장되는 펄스분리장치(70); 상기 1단 연소관(30)의 후방에 연결된 노즐 결합체(40); 상기 1단 연소관(30)에 연결된 진공파이프(90)에 의해 상기 1단 연소관(30) 내부가 진공을 유지할 수 있도록 상기 노즐 결합체(40)의 단부를 밀폐하는 노즐 마개부(50); 상기 2단 연소관(20) 내부의 연소시 상기 펄스분리장치(70)의 파열압력을 측정하는 제1 압력 측정부(13); 를 포함하는 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치를 포함한다.
또한, 상기 제1 압력 측정부(13)는 상기 접속부(22)에 마련된 것을 특징으로 하는 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치를 포함한다.
또한, 상기 펄스분리장치(70)의 단부는 상기 접속부(22) 및 상기 1단 연소관(30)의 연결부에 각각 접촉되는 단차부(24); 를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치를 포함한다.
또한, 상기 펄스분리장치(70)는 상기 2단 연소관(20)의 내주면을 따라 상기 접속부(22)까지 동일 직경으로 연장된 연장부(71); 상기 연장부(71)의 단부와 상기 단차부(24)를 수직하게 연결하는 수직부(73); 상기 연장부(71)의 단부에서 내경이 점차 확장되는 라운드부(74)를 가진 채 상기 단차부(24)의 타단에 연결된 다리부(72); 를 포함하는 것을 특징으로 하는 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치를 포함한다.
또한, 상기 2단 연소관(20), 상기 접속부(22), 상기 1단 연소관(30) 및 상기 노즐 결합체(40)는 서로 분리 및 재결합 가능하도록 체결되는 것을 특징으로 하는 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치를 포함한다.
또한, 일단이 상기 2단 연소관(20) 내부에 마련된 점화기(80)에 연결되고, 타단은 상기 접속부(22)의 일정 영역까지 연장된 채 상기 점화기(80)에 의해 점화되는 추진제(60); 를 포함하는 것을 특징으로 하는 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치를 포함한다.
또한, 상기 제1 압력 측정부(13)는 상기 접속부(22)에서 상기 추진제(60)에 인접되어 설치된 것을 특징으로 하는 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치를 포함한다.
또한, 상기 1단 연소관(30)에는 내부 압력을 측정하는 제2 압력 측정부(12); 를 포함하는 것을 특징으로 하는 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치를 포함한다.
또한, 상기 제2 압력 측정부(12)는 상기 추진제(60)의 연소에 의해 상기 1단 연소관(30) 중앙에 설치되는 것을 특징으로 하는 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치를 포함한다.
또한, 상기 1단 연소관(30)에는 진공파이프(90)가 연결되어 상기 1단 연소관(30) 내부의 압력을 진공으로 형성시키는 것을 특징으로 하는 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치를 포함한다.
또한, 상기 진공파이프(90)는 상기 추진제(60)의 연소에 의해 상기 1단 연소관(30) 중앙에 연결된 것을 특징으로 하는 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치를 포함한다.
또한, 상기 노즐 결합체(40)에는 노즐목 삽입재(11)가 마련된 것을 특징으로 하는 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치를 포함한다.
또한, 상기 2단 연소관(20)의 전방에는 상기 2단 연소관(20) 내부 압력을 측정하는 제3 압력 측정부(14)가 마련된 것을 특징으로 하는 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치를 포함한다.
위와 같은 본 발명에 따르면 다음과 같은 효과가 있다.
첫째, 고고도 진공환경을 모사하여 펄스분리장치 격막의 진공팽창 거동, 펄스분리장치의 파열압력, 점화기의 진공점화특성을 쉽고 정확하게 확인 가능해지는 강점이 발휘된다.
둘째, 2단 점화기 압력, 1단 연소관 압력, 펄스분리장치 파단부 압력, 변형률 계측이 가능한 이점이 있다.
셋째, 재사용이 가능한 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치를 제공하기 때문에 비용 절감적인 장점이 있다.
넷째, 밀착부(75)는 외주면에서 소정의 후방영역에서 소정의 단턱을 가지고 있고, 이 단턱은 1단 연소관(30)의 내주면에 형성된 걸림턱에 걸려 후방으로의 후퇴가 억제된 채로 견고히 지지될 수 있게 되며, 이로써 별도의 고정수단이 없이도 펄스분리장치(70)가 2단 연소관(20) 및 1단 연소관(30) 내부에서 화염에 의한 후방추진력을 견디며 견고히 고정될 수 있게 되는 강점이 발휘된다.
넷째, 제1 압력 측정부(13)는 접속부(22)에 마련되기 때문에 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치의 위치별 압력, 변형률 계측이 보다 정확하게 측정됨으로써 진공환경에서 이중펄스 추진기관의 각 위치별 압력 변화, 펄스분리장치의 거동 및 파열압력 데이터를 쉽고 정확하게 확보할 수 있게 되는 이점이 발휘된다.
도 1은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치의 구성도이다.
도 2는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치의 제1 확대도다.
도 3은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치의 연결부 주변 확대도다.
도 4는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치의 제2 확대도다.
도 5는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치의 제3 확대도다.
본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명에 구체적으로 설명하고자 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.
각 도면을 설명하면서 유사한 참조부호를 유사한 구성요소에 대해 사용한다.
제 1, 제 2등의 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 제 1 구성요소는 제 2구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제 2 구성요소도 제 1 구성요소로 명명될 수 있다. "및/또는" 이라는 용어는 복수의 관련된 기재된 항목들의 조합 또는 복수의 관련된 기재된 항목들 중의 어느 항목을 포함한다.
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 의미가 있다.
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 않아야 한다.
설명에 앞서 용어를 정리한다.
??전방??이라 함은 도 1의 1단 연소관(30)를 기준으로 2단 연소관(20) 를 향하는 방향을 가리키고, ??후방??이라 함은 그 반대 방향이다.
즉, 점화기 마개부(10)는 2단 연소관(20)의 전방에 위치하며, 노즐 결합체(40)는 1단 연소관(30)의 후방에 위치되고 있다.
본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치는 점화기 마개부(10), 노즐목 삽입재(11), 제2 압력 측정부(12), 제1 압력 측정부(13), 제3 압력 측정부(14), 제1 밸브(15), 제2 밸브(16), 2단 연소관(20), 접속부(22), 단차부(24), 1단 연소관(30), 노즐 결합체(40), 노즐 마개부(50), 추진제(60), 펄스분리장치(70), 다리부(72), 점화기(80), 진공파이프(90), 진공펌프(100)를 포함할 수 있다.
1단 연소관(30)은 전체적으로 소정의 제1 직경을 가지는 원통형으로 형성될 수 있다.
2단 연소관(20)은 1단 연소관(30)의 전방에서 1단 연소관(30)과 축방향으로 배치되고 1단 연소관보다 직경이 작은 제2 직경을 가지는 원통형으로 형성될 수 있다.
이 때, 제1 직경은 제2 직경의 2배일 수 있다.
점화기 마개부(10)는 2단 연소관(20)의 전방에서 2단 연소관(20)을 마감한다.
접속부(22)는 2단 연소관(20)과 1단 연소관(30)을 연결하는 부분이다.
보다 상세하게는 접속부(22)는 단면의 외측이 단턱을 가지는 계단식 구조를 가지고, 단면의 내측은 소정의 경사를 가지는 편평한 경사면으로 형성될 수 있다.
이 때, 접속부(22)의 내측에 형성된 편평한 경사면과 펄스분리장치(70) 사이에는 소정의 공간이 형성될 수 있다.
한편, 펄스분리장치(70)는 2단 연소관(20)의 내주면을 따라 형성되고, 접속부(22)를 지나 1단 연소관과 2단 연소관의 연결부를 지지하도록 내경이 확장될 수 있다.
이 때, 펄스분리장치(70)의 단부는 접속부(22) 및 1단 연소관(30)의 연결부에 각각 접촉되는 단차부(24) 를 더 포함할 수 있다.
또한, 펄스분리장치(70)는 연장부(71)와 수직부(73) 그리고 다리부(72)를 포함할 수 있다.
보다 상세하게는, 연장부(71)는 2단 연소관(20)의 내주면을 따라 접속부(22)까지 동일 직경으로 연장된다.
수직부(73)는 연장부(71)의 단부와 단차부(24)를 수직하게 연결한다.
다리부(72)는 연장부(71)의 단부에서 내경이 점차 확장되는 라운드부(74)를 가진 채 단차부(24)에 밀착되어 지지되는 밀착부(75)를 포함할 수 있다.
밀착부(75)는 단차부(24)에 볼트 등의 별도의 고정수단 없이 밀착되어 지지된다.
따라서, 펄스분리장치(70)가 2단 연소관(20) 및 1단 연소관(30) 내주면에 고정하는 것이 매우 용이해진다.
보다 상세하게는, 밀착부(75)의 일측은 접속부(22)의 내주면과 밀착되며, 밀착부(75)의 타측면은 소정의 돌기를 가진 채 1단 연소관(30)의 내주면에 밀착되는데, 이 때 1단 연소관(30)의 내주면에는 소정의 걸림턱이 형성되고 있다.
바꿔 말하면, 밀착부(75)는 외주면에서 소정의 후방영역에서 소정의 단턱을 가지고 있고, 이 단턱은 1단 연소관(30)의 내주면에 형성된 걸림턱에 걸려 후방으로의 후퇴가 억제된 채로 견고히 지지될 수 있게 되며, 이로써 별도의 고정수단이 없이도 펄스분리장치(70)가 2단 연소관(20) 및 1단 연소관(30) 내부에서 화염에 의한 후방추진력을 견디며 견고히 고정될 수 있게 되는 강점이 발휘된다.
노즐 결합체(40)는 1단 연소관(30)의 후방에 연결된다.
노즐 마개부(50)가 외부와의 기밀을 유지하기 위하여 노즐 결합체(40)의 단부를 마감할 수 있다.
한편, 1단 연소관(30)에는 진공파이프(90)가 연결되어 1단 연소관(30) 내부의 압력을 진공으로 형성시킬 수 있다.
이 때, 노즐 마개부(50) 및 1단 연소관(30)에 연결된 진공파이프(90)에 의해 1단 연소관(30) 내부가 진공을 유지할 수 있다.
보다 상세하게는 진공파이프(90)는 일단이 1단 연소관(30)에 연결되고, 타단이 점화기 마개부(10)에 연결되며, 진공파이프(90)의 라인 상에는 제1 밸브(15) 및 제2 밸브(16)가 마련될 수 있다.
제1 밸브(15)는 차단밸브이며, 제2 밸브(16)는 회귀밸브로 이루어질 수 있다.
즉, 제1 밸브(15)는 점화가스가 진공펌프(100)로 역류하는 것을 방지하고, 제2 밸브(16)는 시험장치와 내부와 대기압 사이의 압력을 유동적으로 조절하여 시험 수행간 안전을 확보할 수 있는 역할을 한다.
한편, 제1 압력 측정부(13)는 2단 연소관(20) 내부의 연소시 펄스분리장치(70)의 파열압력을 측정할 수 있다.
이 때, 제1 압력 측정부(13)는 접속부(22)에 마련되는 것이 바람직할 수 있다.
제1 압력 측정부(13)는 펄스분리장치(70)가 추진제(60) 연소시 접속부(22) 아래 영역에서 파열되기 때문에 접속부(22)에 위치하는 것이 바람직할 수 있다.
제1 압력 측정부(13)는 접속부(22)에서 추진제(60)에 인접되어 설치된다.
보다 상세하게는, 제1 압력 측정부(13)는 접속부(22)에서 전후방으로 연장부(71)과 나란하게 형성된 수평부 상에서 마련될 수 있다.
2단 연소관(20), 접속부(22), 1단 연소관(30) 및 노즐 결합체(40)는 서로 분리 및 재결합 가능하도록 체결되는 것이 바람직할 수 있다.
따라서, 본 발명의 바람직한 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치의 재사용이 가능해진다.
추진제(60)는 일단이 2단 연소관(20) 내부에 마련된 점화기(80)에 연결되고, 타단은 접속부(22)의 일정 영역까지 연장된 채 점화기(80)에 의해 점화될 수 있다.
제2 압력 측정부(12)는 1단 연소관(30)의 내부 압력을 측정하는 부분이다.
보다 상세하게는, 제2 압력 측정부(12)는 추진제(60)의 연소에 의해 1단 연소관(30) 내부에 형성되는 전체 압력 변화를 정확하게 측정하기 위해 1단 연소관(30)의 중앙부에 위치되는 것이 보다 바람직할 수 있다.
진공파이프(90)는 추진제(60)의 연소에 의해 1단 연소관(30) 내부가 보다 빠른 시간에 효율적으로 진공으로 형성되기 위해 1단 연소관(30)의 중앙부에 위치되는 것이 보다 바람직할 수 있다.
리디벨로핑영역(Redeveloping zone)이란 재부착지점(Reattachment point)에 충돌한 화염이 계속하여 1단 연소관(30) 내부에 후방으로 뿜어져 나갈 때 다시 재발달되어져 유동이 활발하게 이루어지는 영역일 수 있다.
따라서, 진공파이프(90)가 리디벨로핑영역(Redeveloping zone)에 연결됨으로써 화염이 재발달되는 영역에서 진공 형성을 보다 확실하고 효과적으로 수행할 수 있게 된다.
노즐 결합체(40)에는 노즐목 삽입재(11)가 마련될 수 있다.
이 때, 노즐목 삽입재(11)는 삭마에 의한 노즐목 확공을 억제시키기 위해서 내상마성이 우수한 소재를 적용하는 것이 바람직할 수 있고, 노즐목 삽입재(11)의 소재로는 흑연(graphite), 탄소/탄소 복합재료(carbon/carbon composites)를 적용할 수 있다.
제3 압력 측정부(14)는 2단 연소관(20)의 전방에 마련되어 2단 연소관(20) 내부 압력을 측정할 수 있다.
이와 같은 본 발명의 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치에 따르면, 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치의 위치별 압력, 변형률 계측이 가능하여 진공환경에서 이중펄스 추진기관의 각 위치별 압력 변화, 펄스분리장치의 거동 및 파열압력 데이터를 쉽고 정확하게 확보할 수 있게 되는 이점을 선사하게 된다.
10 : 점화기 마개부
11 : 노즐목 삽입재
12 : 제2 압력 측정부
13 : 제1 압력 측정부
14 : 제3 압력 측정부
15 : 제1 밸브
16 : 제2 밸브
20 : 2단 연소관
22 : 접속부
24 : 단차부
30 : 1단 연소관
40 : 노즐 결합체
50 : 노즐 마개부
60 : 추진체
70 : 펄스분리장치
71 : 연장부
72 : 다리부
73 : 수직부
74 : 라운드부
75 : 밀착부
80 : 점화기
90 : 진공파이프
100 : 진공펌프

Claims (13)

  1. 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치에 있어서,
    1단 연소관(30);
    상기 1단 연소관(30)의 전방에서 상기 1단 연소관(30)과 축방향으로 배치되고 상기 1단 연소관보다 직경이 작은 2단 연소관(20);
    상기 2단 연소관(20)과 상기 1단 연소관(30)을 연결하는 접속부(22);
    상기 2단 연소관(20)의 내주면을 따라 형성되고, 상기 접속부(22)를 지나 상기 1단 연소관과 상기 2단 연소관의 연결부를 지지하도록 내경이 확장되는 펄스분리장치(70);
    상기 1단 연소관(30)의 후방에 연결된 노즐 결합체(40);
    상기 1단 연소관(30)에 연결된 진공파이프(90)에 의해 상기 1단 연소관(30) 내부가 진공을 유지할 수 있도록 상기 노즐 결합체(40)의 단부를 밀폐하는 노즐 마개부(50);
    상기 2단 연소관(20) 내부의 연소시 상기 펄스분리장치(70)의 파열압력을 측정하는 제1 압력 측정부(13); 를 포함하되,
    상기 제1 압력 측정부(13)는 상기 접속부(22)에 마련된 것을 특징으로 하는,
    이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치.
  2. 삭제
  3. 제1항에 있어서,
    상기 펄스분리장치(70)의 단부는 상기 접속부(22) 및 상기 1단 연소관(30)의 연결부에 각각 접촉되는 단차부(24); 를 더 포함하는 것을 특징으로 하는,
    이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 펄스분리장치(70)는 상기 2단 연소관(20)의 내주면을 따라 상기 접속부(22)까지 동일 직경으로 연장된 연장부(71);
    상기 연장부(71)의 단부와 상기 단차부(24)를 수직하게 연결하는 수직부(73);
    상기 연장부(71)의 단부에서 내경이 점차 확장되는 라운드부를 가진 채 상기 단차부(24)의 타단에 연결된 다리부(72); 를 포함하는 것을 특징으로 하는,
    이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 2단 연소관(20), 상기 접속부(22), 상기 1단 연소관(30) 및 상기 노즐 결합체(40)는 서로 분리 및 재결합 가능하도록 체결되는 것을 특징으로 하는,
    이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치.
  6. 제1항에 있어서,
    일단이 상기 2단 연소관(20) 내부에 마련된 점화기(80)에 연결되고, 타단은 상기 접속부(22)의 일정 영역까지 연장된 채 상기 점화기(80)에 의해 점화되는 추진제(60); 를 포함하는 것을 특징으로 하는,
    이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 제1 압력 측정부(13)는 상기 접속부(22)에서 상기 추진제(60)에 인접되어 설치된 것을 특징으로 하는,
    이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 1단 연소관(30)에는 내부 압력을 측정하는 제2 압력 측정부(12); 를 포함하는 것을 특징으로 하는,
    이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치.
  9. 제8항에 있어서,
    상기 제2 압력 측정부(12)는 상기 추진제(60)의 연소에 의해 상기 1단 연소관(30) 중앙에 설치되는 것을 특징으로 하는,
    이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 1단 연소관(30)에는 진공파이프(90)가 연결되어 상기 1단 연소관(30) 내부의 압력을 진공으로 형성시키는 것을 특징으로 하는,
    이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치.
  11. 제10항에 있어서,
    상기 진공파이프(90)는 상기 추진제(60)의 연소에 의해 상기 1단 연소관(30) 중앙에 연결된 것을 특징으로 하는,
    이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치.
  12. 제1항에 있어서,
    상기 노즐 결합체(40)에는 노즐목 삽입재(11)가 마련된 것을 특징으로 하는,
    이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치.
  13. 제1항에 있어서,
    상기 2단 연소관(20)의 전방에는 상기 2단 연소관(20) 내부 압력을 측정하는 제3 압력 측정부(14)가 마련된 것을 특징으로 하는,
    이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치.
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102432385B1 (ko) * 2022-03-25 2022-08-12 국방과학연구소 격막 변형 모의 실험 방법 및 시스템
KR102449276B1 (ko) * 2022-04-27 2022-09-28 국방과학연구소 고고도 연소시험용 2단 펄스 추진기관

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101192203B1 (ko) * 2012-05-08 2012-10-17 국방과학연구소 추진기관 및 이를 구비하는 로켓
US8291691B2 (en) 2007-08-02 2012-10-23 Aerojet-General Corporation Multi-functional pulse-divided rocket

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8291691B2 (en) 2007-08-02 2012-10-23 Aerojet-General Corporation Multi-functional pulse-divided rocket
KR101192203B1 (ko) * 2012-05-08 2012-10-17 국방과학연구소 추진기관 및 이를 구비하는 로켓

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102432385B1 (ko) * 2022-03-25 2022-08-12 국방과학연구소 격막 변형 모의 실험 방법 및 시스템
KR102449276B1 (ko) * 2022-04-27 2022-09-28 국방과학연구소 고고도 연소시험용 2단 펄스 추진기관

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