KR102462373B1 - 액체추진제 로켓 엔진의 터보펌프를 가열하기 위한 시스템 및 이를 포함하는 터보펌프 - Google Patents

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Abstract

액체추진제 로켓 엔진의 터보펌프를 가열할 수 있도록 구성되는 가열 시스템은 상기 터보펌프의 적어도 하나의 구성 부품에 설치되는 적어도 하나의 전기 히터, 그리고 상기 전기 히터의 작동을 제어하는 컨트롤러를 포함한다.

Description

액체추진제 로켓 엔진의 터보펌프를 가열하기 위한 시스템 및 이를 포함하는 터보펌프{System for heating turbo-pump of liquid propellant rocket engine and turbo-pump including same}
본 발명은 액체추진제 로켓 엔진의 터보펌프에 관한 것이며, 보다 상세하게는 터보펌프를 가열하기 위한 시스템 및 이를 포함하는 액체추진제 로켓 엔진의 터보펌프에 관한 것이다.
액체추진제 로켓 엔진은 액상의 산화제(예를 들어, 극저온 상태의 액체산소)와 연료(예를 들어, 케로신, 액체수소 등)를 연소시켜 얻어지는 고온고압 가스를 이용하여 로켓의 추력을 발생시킨다. 산화제와 연료는 저압의 상태로 탱크에 저장되며 이를 가압하여 고유량으로 연소기에 공급하기 위해 터보펌프가 사용된다.
터보펌프는 산화제와 연료의 고압화 및 이송을 위한 각각의 펌프, 즉 산화제펌프와 연료펌프, 그리고 펌프를 구동하기 위한 터빈을 포함한다. 터빈의 구동을 위하여, 산화제펌프와 연료펌프가 공급하는 산화제와 연료의 일부를 가스발생기 또는 프리버너(pre-burner)라고 불리는 작은 연소기에 공급하고, 이로부터 얻어지는 고온고압 가스를 터빈에 공급한다. 터빈은 이러한 고온고압 가스를 팽창시켜 고속화하고 이 고속 유동을 로터에서 회전 구동력으로 변환한다.
구조의 단순화 및 무게 저감을 위해 많은 터보펌프가 산화제펌프, 연료펌프 및 터빈을 하나의 축으로 연결하는 구조를 가진다. 이때, 터빈이 산화제펌프와 연료펌프 사이에 배치되기도 하고, 설계 목적에 따라 산화제펌프, 연료펌프, 터빈의 순서 또는 연료펌프, 산화제펌프, 터빈의 순서로 배열되기도 한다.
터보펌프는 회전기기의 특성상 고정부인 케이스와 회전부인 축계 사이에 틈이 항상 존재하며, 이 틈의 존재에 의해 유동 누설이 발생한다. 이로 인해 산화제펌프와 연료펌프 모두에서 누설이 발생하며, 이는 펌프 효율 손실의 요인이 되나, 이 누설 유동을 베어링으로 흐르게 하여 베어링의 냉각에 사용한다.
산화제펌프와 연료펌프가 연결된 구조에서는 산화제 누설 유동과 연료 누설 유동이 만날 수 있으며, 산화제와 연료의 만남은 화재의 가능성을 야기한다. 이런 이유로 산화제펌프와 연료펌프 사이에 산화제와 연료의 혼합을 줄이거나 방지하기 위한 씰(seal)이 구비되기도 하고 별도의 퍼지 가스(purge gas)를 공급하기도 한다.
위에서 설명한 액체추진제 로켓 엔진은 다음과 같은 주요 과정을 통해 운용된다. 먼저, 엔진 작동 전 수 시간에 걸쳐 극저온의 산화제를 엔진시스템에 천천히 공급하는 예냉각 과정을 거친다. 예냉각 과정을 통해 액체산소가 각종 배관들과 펌프를 통해 연소기에 흘러가는 과정에서 배관 등 주변 시스템에서 열을 공급받아 기화되는 문제를 예방할 수 있다. 예냉이 진행되는 동안 산화제펌프와 연결된 연료펌프의 온도 역시 일정량만큼 하락한다. 터빈의 온도는 크게 하락하지 않으나 실온 이하의 온도로 대기한다. 다음으로, 산화제와 연료가 시스템에 충전되면 별도로 설치된 시동장치를 이용하여 터보펌프의 터빈을 구동한다. 터빈의 작동이 시작되면 산화제와 연료가 시스템에 흐르게 되며 그 중 일부가 가스발생기로 공급되어 고온고압 가스가 생성되며 이로부터 터빈의 주된 작동이 시작된다. 다음으로, 터빈이 회전함에 따라 펌프가 작동하고, 펌프는 연소기로 산화제와 연료를 공급한다. 연소기로 공급된 산화제와 연료는 연소기에서 연소되고 이로부터 고온고압의 가스가 발생한다. 다음으로, 발생된 고온고압 가스가 연소기 하부의 노즐을 통과함에 따라 고속의 토출유동이 발생하며, 이에 의해 추력이 생성된다.
이러한 기존의 액체추진제 로켓 엔진에서, 예냉각 과정 혹은 정상작동 환경에서 과냉각 산화제의 주입, 산화제와 연료 사이의 과도한 열전달, 과도한 산화제 누설 유량, 낮은 퍼지가스 온도나 유량 등과 같은 작동환경이나 설계에 따라 연료펌프 측의 냉각이 과도하게 이루어지는 문제가 있다. 연료펌프 측의 과도한 냉각은 연료펌프 및 그에 저장된 연료를 얼게 할 수 있으며, 이 경우 터보펌프의 작동이 실패할 수 있다. 이를 방지하기 위해 산화제펌프와 연료펌프 사이에 분리막을 설치하는 방안, 퍼지가스의 온도, 유량, 공급시간 증가 등의 수동적 방법이 사용될 수 있다. 그러나 이러한 수동적 방법은 시스템의 무게 증가, 시스템의 복잡성 증가, 제작기간 및 제작비용의 증가의 문제를 동반하며, 결과적으로 시스템의 효율이 저하되고 문제에 대한 능동적 대처가 불가능하다.
또한 터빈의 디스크와 날개의 온도는 가스발생기의 고온고압 가스의 공급의 시작에 따라 짧은 시간, 대략 수 초(sec) 동안 수 백 도의 온도, 작동 환경에 따라 800 K 이상의 온도로 상승하며, 이로 인한 열 부하로 인해 크랙(crack)이 발생할 수 있다. 이러한 크랙은 터빈의 신뢰성 및 성능 저하의 원인이 되며 재사용 로켓의 활용성을 크게 저하시킬 수 있다. 또한 연료펌프의 근처에서 구동 축을 지지하는 베어링에 연료가 동결되는 문제가 발생할 수 있는데, 기존의 방법들은 베어링의 동결 방지 및 동결 해소의 문제를 해결하기 어렵다.
대한민국 공개특허공보 제10-2018-0056934 (2018.05.30.)
본 발명이 해결하고자 하는 과제는 가스발생기에서 공급되는 고온고압 가스에 의한 열 부하로 인해 터빈에 크랙이 발생하는 것을 방지할 수 있는 가열 시스템 및 이를 포함하는 터보펌프를 제공하는 것이다. 또한 발명이 해결하고자 하는 다른 과제는 대기상태에서 연료펌프의 근처에 배치되는 베어링에 연료가 동결되는 것을 방지할 수 있고 작동상태에서 베어링의 동결을 능동적으로 해소할 수 있는 가열 시스템 및 이를 포함하는 터보펌프를 제공하는 것이다.
본 발명의 실시예에 따른 액체추진제 로켓 엔진의 터보펌프를 가열할 수 있도록 구성되는 가열 시스템은 상기 터보펌프의 적어도 하나의 구성 부품에 설치되는 적어도 하나의 전기 히터, 그리고 상기 전기 히터의 작동을 제어하는 컨트롤러를 포함한다.
상기 적어도 하나의 전기 히터는 상기 터보펌프의 터빈에 설치되는 전기 히터, 그리고 상기 터보펌프의 구동 축에 설치되는 전기 히터 중 하나 이상을 포함할 수 있다.
상기 터빈에 설치되는 전기 히터는 상기 터빈의 디스크에 설치될 수 있다.
상기 구동 축에 설치되는 전기 히터는 상기 터보펌프의 연료펌프의 근처에 배치되는 베어링에 인접하도록 상기 구동 축에 설치될 수 있다.
본 발명의 다른 실시예에 따른 가열 시스템은 상기 적어도 하나의 전기 히터의 근처에 각각 설치되어 상기 구성 부품 근처의 온도를 감지하는 적어도 하나의 온도 센서를 더 포함할 수 있고, 상기 컨트롤러는 상기 적어도 하나의 온도 센서의 신호를 기초로 상기 전기 히터의 작동을 제어하도록 구성될 수 있다.
상기 적어도 하나의 전기 히터는 상기 터보펌프의 터빈에 설치되는 전기 히터를 포함할 수 있고, 상기 적어도 하나의 온도 센서는 상기 전기 히터의 근처에 위치하도록 상기 터빈에 설치되는 온도 센서를 포함할 수 있다.
상기 전기 히터는 상기 터빈의 디스크에 설치될 수 있으며, 상기 온도 센서는 상기 터빈의 블레이드의 표면 근처의 온도를 감지할 수 있도록 배치될 수 있다.
상기 컨트롤러는 상기 터빈의 대기 상태에서 상기 전기 히터로의 전력 공급이 이루어지도록 제어할 수 있고 상기 온도 센서에 의해 감지되는 온도가 미리 설정된 온도에 도달하면 상기 전기 히터로의 전력 공급이 차단되도록 제어할 수 있다.
상기 적어도 하나의 전기 히터는 상기 터보펌프의 연료펌프의 근처에 배치되는 베어링에 인접하도록 상기 구동 축에 설치되는 전기 히터를 포함할 수 있고, 상기 적어도 하나의 온도 센서는 상기 전기 히터에 인접하도록 상기 구동 축에 설치되는 온도 센서를 포함할 수 있다.
상기 컨트롤러는 상기 온도 센서에 의해 감지되는 온도가 미리 설정된 온도에 도달하면 상기 전기 히터로의 전력 공급이 개시되도록 제어할 수 있다.
상기 적어도 하나의 전기 히터로 공급되는 전력을 공급하는 배터리를 더 포함할 수 있다.
상기 배터리와 상기 컨트롤러는 상기 터보펌프의 구동 축에 설치될 수 있다.
본 발명의 다른 실시예에 따른 가열 시스템은 전력을 생성할 수 있도록 구성되는 발전 장치를 더 포함할 수 있다.
상기 발전 장치는 상기 배터리 또는 상기 컨트롤러로 생성된 전력을 공급할 수 있도록 구성될 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 액체추진제 로켓 엔진의 터보펌프는 산화제를 가압하여 공급하는 산화제펌프, 연료를 가압하여 공급하는 연료펌프, 상기 산화제펌프에 의해 공급되는 산화제의 일부와 상기 연료펌프에서 공급되는 연료의 일부를 공급받아 연소시켜 고압 가스를 생성하도록 구성되는 가스발생기, 상기 가스발생기에 의해 생성된 고압 가스에 의해 회전 구동될 수 있도록 구성되며 구동 축을 통해 상기 산화제펌프와 상기 연료펌프에 연결되어 상기 산화제펌프와 상기 연료펌프를 회전 구동할 수 있도록 구성되는 터빈, 그리고 상기 터빈 또는 상기 구동 축에 설치되어 전력 공급에 따라 열을 발생하도록 구성되는 가열 시스템을 포함한다.
상기 예열 시스템은 상기 터빈 또는 상기 구동 축에 설치되는 적어도 하나의 전기 히터, 상기 적어도 하나의 전기 히터의 근처에 각각 설치되어 상기 구성 부품 근처의 온도를 감지하는 적어도 하나의 온도 센서, 그리고 상기 적어도 하나의 온도 센서의 신호를 기초로 상기 전기 히터의 작동을 제어하는 컨트롤러를 포함할 수 있다.
상기 적어도 하나의 전기 히터는 상기 터보펌프의 터빈에 설치되는 전기 히터를 포함할 수 있고, 상기 적어도 하나의 온도 센서는 상기 전기 히터의 근처에 위치하도록 상기 터빈에 설치되는 온도 센서를 포함할 수 있다.
상기 컨트롤러는 상기 터빈의 대기 상태에서 상기 전기 히터로의 전력 공급이 이루어지도록 제어하고 상기 온도 센서에 의해 감지되는 온도가 미리 설정된 온도에 도달하면 상기 전기 히터로의 전력 공급이 차단되도록 제어할 수 있다.
상기 적어도 하나의 전기 히터는 상기 터보펌프의 연료펌프의 근처에 배치되는 베어링에 인접하도록 상기 구동 축에 설치되는 전기 히터를 포함할 수 있고, 상기 적어도 하나의 온도 센서는 상기 전기 히터에 인접하도록 상기 구동 축에 설치되는 온도 센서를 포함할 수 있다.
상기 컨트롤러는 상기 온도 센서에 의해 감지되는 온도가 미리 설정된 온도에 도달하면 상기 전기 히터로의 전력 공급이 개시되도록 제어할 수 있다.
한편, 본 발명의 다른 실시예에 따르면, 상기 가열 시스템은 상기 터빈 또는 상기 구동 축에 설치되는 적어도 하나의 전기 히터, 그리고 상기 전기 히터의 작동을 제어하는 컨트롤러를 포함할 수 있다.
상기 적어도 하나의 전기 히터는 상기 터보펌프의 터빈에 설치되는 전기 히터, 그리고 상기 터보펌프의 구동 축에 설치되는 전기 히터 중 하나 이상을 포함할 수 있다.
상기 터빈에 설치되는 전기 히터는 상기 터빈의 디스크에 설치될 수 있다.
상기 구동 축에 설치되는 전기 히터는 상기 터보펌프의 연료펌프의 근처에 배치되는 베어링에 인접하도록 상기 구동 축에 설치될 수 있다.
본 발명에 의하면, 가스발생기에서 생성되는 고온고압 가스 대신 전력을 이용하여 터보펌프의 구성 부품을 예열할 수 있기 때문에, 고온고압 가스에 의한 급격한 온도 상승을 피할 수 있어 열 부하로 인한 터빈의 크랙 발생을 방지할 수 있다. 또한 액체추진제 로켓 엔진의 대기상태, 즉 예냉각 과정 중 전기 히터를 이용하여 연료펌프 근처에서 구동 축을 지지하는 베어링을 예열함으로써, 베어링에 연료가 결빙되는 것을 효과적으로 방지할 수 있다. 나아가, 액체추진제 로켓 엔진의 작동 상태(working mode)에서 연료펌프 근처에서 구동 축을 지지하는 베어링을 능동적으로 가열함으로써, 베어링 인근의 동결을 능동적으로 해소할 수 있다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 터보펌프가 적용된 액체추진제 로켓 엔진의 개략도를 도시한다.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 터보펌프의 축을 가열하기 위한 시스템의 개략도를 도시한다.
아래에서 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예에 대해 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가지는 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다. 그러나 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 설명된 실시예에 한정되지 않는다.
액체추진제 로켓 엔진은 극저온 상태의 액체산소와 같은 액상의 산화제와 케로신, 액체수소 등과 같은 연료를 연소시켜 얻어지는 고온고압 가스를 이용하여 추력을 발생시키는 장치이다.
터보펌프(10)는 산화제와 연료를 가압하여 연소기(21)로 공급할 수 있도록 구성된다. 도 1을 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 터보펌프(10)는 산화제의 고압화 및 이송을 위한 산화제펌프(11), 연료의 고압화 및 이송을 위한 연료펌프(12), 그리고 산화제펌프(11)와 연료펌프(12)를 구동하기 위한 터빈(13)을 포함한다. 산화제펌프(11), 연료펌프(12) 및 터빈(13)은 펌프 하우징(19) 내에 배치될 수 있다. 도면에 명시적으로 도시되지 않았으나, 산화제펌프(11)는 산화제탱크(도시되지 않음)로부터 산화제를 공급받을 수 있고 연료펌프(12)는 연료탱크(도시되지 않음)로부터 연료를 공급받을 수 있도록 구성된다. 산화제펌프(11), 연료펌프(12) 및 터빈(13)은 도 1에 도시된 바와 같은 순서로 배열될 수 있으나, 다른 실시예에서는 이와 다른 순서로 배열될 수도 있다. 산화제펌프(11), 연료펌프(12) 및 터빈(13)은 구동 축(18)을 통해 회전 구동이 가능하도록 서로 연결될 수 있으며, 이러한 연결에 의해 산화제펌프(11)와 연료펌프(12)는 터빈(13)의 회전에 의해 회전 구동된다. 구동 축(18)은 산화제펌프(11), 연료펌프(12) 및 터빈(13)을 연결하는 단일 축으로 형성될 수도 있고, 두 개의 축, 즉 산화제펌프(11)와 연료펌프(12)를 연결하는 축 및 연료펌프(12)와 터빈(13)을 연결하는 축으로 형성될 수도 있다.
터빈(13)의 구동을 위한 가스발생기(14)가 구비된다. 가스발생기(14)는 프리버너(pre-burner)라고도 불리며 작은 연소기로 구현될 수 있다. 가스발생기(14)는 제1 및 제2 제어 밸브(15, 16)를 통해 산화제펌프(11)가 공급하는 산화제와 연표펌프(12)가 공급하는 연료의 일부를 공급받을 수 있도록 구성된다. 가스발생기(14)로 공급된 산화제와 연료의 연소에 의해 고온고압 가스가 발생하며, 발생된 고온고압 가스는 터빈(13)을 경유한 후 배출된다. 제1 및 제2 제어 밸브(15, 16)는 별도의 콘트롤러에 의해 작동되어 추진제와 연료의 흐름을 조절할 수 있도록 구성된다.
산화제펌프(11)와 연료펌프(12)에서 공급되는 산화제와 연료는 연소실(21)로 공급되어 연소되며 이로부터 고온고압 가스가 발생한다. 고온고압 가스가 연소기(21) 후단의 노즐(22)을 통과함에 따라 고속의 토출유동이 생성되며 이로부터 추력이 생성된다. 이때, 연료는 노즐(22)에 형성된 열교환기(23)를 통과하면서 토출유동과 열교환을 한 후 연소실(21)로 공급될 수 있다.
이러한 액체추진제 로켓 엔진은, 이미 알려진 바와 같이, 극저온 산화제에 의한 예냉각, 별도의 시동장치에 의한 터빈의 구동, 터빈의 구동에 의한 가스발생기의 작동, 가스발생기에 의해 생성된 고온고압 가스에 의한 터빈의 주된 작동, 터빈의 작동에 의한 추진제와 연료의 공급, 공급된 산화제와 연료에 의한 연소, 연소 생성물의 고온고압 가스의 발생, 고온고압 가스의 토출에 의한 추력 생성 등의 과정을 통해 작동될 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 가열 시스템(30)은 터보펌프(10)의 부품 중 적어도 일부를 가열할 수 있도록 구성되며, 특히 전기 에너지를 이용하여 열을 생성함으로써 가열 기능을 수행하도록 구성될 수 있다. 가열 시스템(30)을 통해 터빈(13)의 디스크와 날개를 예열함으로써 터빈(13)의 디스크와 날개 등의 온도의 급격한 상승이 방지되도록 할 수 있고, 엔진의 대기 상태에서 구동 축(18)을 지지하는 베어링을 예열함으로써 연료펌프(12) 인근의 베어링의 동결을 방지할 수 있고, 엔진의 작동 상태에서는 구동 축(18)을 지지하는 베어링을 가열함으로써 베어링 인근의 동결을 능동적으로 해소할 수 있다.
도 2를 참조하면, 가열 시스템(30)은 전기 히터(31, 41), 온도 센서(32, 42) 그리고 컨트롤러(33)를 포함할 수 있다. 전기 히터(31, 41)는 주울 가열(joule heating) 작용에 의해 전력 공급에 따라 열을 발생하도록 구성될 수 있다. 도면부호 31에 의해 지시된 전기 히터는 터빈(13)의 디스크(131)의 내부에 설치될 수 있으며, 도면부호 41에 의해 지시된 전기 히터는 구동 축(18)의 내부, 바람직하게는 연료펌프(112)의 근처에 배치되어 구동 축(18)을 회전 가능하게 지지하는 래디얼 베어링(radial bearing)(52)의 내측 근처에 설치될 수 있다. 도면부호 31에 의해 지시된 전기 히터는 터빈(31)의 디스크(131) 및 블레이드(132)를 가열할 수 있으며, 도면부호 41에 의해 지시된 전기 히터(32)는 구동 축(18)을 지지하는 베어링(52)의 인근을 가열할 수 있다. 전기 히터(31, 32)에 의한 터빈(13) 및 베어링(52)의 인근의 예열 또는 능동적 가열을 통해 가스발생기(14)에서 공급되는 고온고압 가스에 의한 터빈(13)의 크랙 발생의 방지 및 연료펌프(12) 근처에 베어링(52)에 연료의 결빙의 방지가 도모될 수 있다. 도 2에는 두 개의 전기 히터(31, 41)가 예시적으로 도시되어 있으나, 두 개의 전기 히터 중 어느 하나만 구비될 수도 있고 전기 히터의 위치가 변경될 수도 있다.
온도 센서(32, 42)는 전기 히터(31, 41)의 근처에 설치되어 설치된 부분의 온도를 검출한다. 도 2에 예시적으로 도시된 바와 같이, 도면부호 32에 의해 지시된 온도 센서는 터빈(13)의 디스크의 내부 또는 블레이드에 설치될 수 있으며, 도면부호 42에 의해 지시된 온도 센서는 구동 축(18)을 지지하는 베어링(52)의 내주면의 근처에 설치될 수 있다. 한편, 다른 실시예에서는, 전기 히터와 온도 센서가 구동 축(18)을 지지하는 다른 베어링(51, 53)의 근처에 설치될 수도 있다. 온도 센서(32, 42)는 검출된 온도를 나타내는 온도 신호를 출력할 수 있으며, 컨트롤러(33)는 온도 센서(32, 42)로부터 온도 신호를 수신하고 그를 이용하여 전기 히터(31, 41)를 구동할 수 있다. 컨트롤러(33)는 마이크로프로세서, 메모리 및 관련 하드웨어와 소프트웨어를 포함할 수 있으며, 마이크로프로세서는 온도 센서(32, 42)의 온도 신호를 기초로 전기 히터(31, 41)에 공급되는 전력의 양 및 공급 시점을 능동적으로 제어하도록 프로그램될 수 있다.
한 예로, 베어링(52)에서 연료 결빙이 발생할 수 있는 베어링(52) 근처의 온도(베어링(52)의 표면 온도에 근사한 온도)가 컨트롤러(33)에 저장되어 있고, 컨트롤러(33)는 온도 센서(42)에 의해 검출된 베어링(52) 근처의 온도가 해당 온도에 도달하면 전기 히터(42)로 전력 공급을 시작하도록 구성될 수 있다. 다른 예로, 터빈 블레이드(132)의 크랙을 방지할 수 있는 터빈 블레이드(132)의 표면 온도, 구체적으로 온도 센서(32)가 설치된 부분의 온도가 컨트롤러(33)에 저장되어 있고, 컨트롤러(33)는 전기 히터(31)에 의해 예열이 이루어지고 있는 터빈(13)의 대기 상태에서 터빈 블레이드(132)의 표면 온도가 해당 온도에 도달하면 전기 히터(31)의 전력 공급을 차단하도록 구성될 수 있다.
도 2에는 컨트롤러(33)가 터보펌프(10)에 내장되는 경우가 예시적으로 도시되어 있으나, 컨트롤러는 터보펌프(10)의 외부에 설치되어 온도 신호를 무선 통신을 통해 전송받고 무선 통신을 통해 전기 히터를 구동하는 제어 신호를 전송할 수 있도록 구성될 수도 있다.
전기 히터(31, 41)로 인가되는 전력을 공급하는 배터리(34)가 구비될 수 있다. 배터리를 전력을 공급할 수 있는 임의의 형태의 전기 저장 장치로 구현될 수 있다. 한편, 전력 생성을 위한 발전 장치(35)가 구비될 수 있다. 예를 들어, 발전 장치(35)는 코일과 자석으로 이루어지는 전기 생성 장치로 구현될 수 있다. 발전 장치(35)에 의해 생성된 전력은 배터리(34)를 통해 컨트롤러(33)로 공급되거나 컨트롤러(33)로 직접 공급될 수 있으며, 컨트롤러(33)는 공급된 전력을 전기 히터(31, 41)로 공급할 수 있도록 구성되는 전기 회로를 포함할 수 있다.
위에서 컨트롤러가 온도 센서의 신호를 기초로 전기 히터의 작동을 제어하는 실시예들에 대해 설명하였으나, 본 발명의 다른 실시예에서는 온도 센서 없이 컨트롤러가 타이머에 따라 전기 히터를 온/오프 하도록 구성될 수도 있다. 예를 들어, 컨트롤러는 예냉각이 시작된 후 미리 정해진 시간, 예를 들어 30분이 지나면 자동적으로 전기 히터를 구동하고 전기 히터가 정해진 시간, 예를 들어 5분 작동한 후 오프 되도록 제어하도록 구성될 수 있다.
위에서 설명한 바와 같이, 본 발명의 실시예에 따른 터보펌프의 가열 시스템은 터보펌프의 베어링, 특히 연료펌프 근처의 베어링의 예열 또는 능동적 가열, 터빈의 예열을 수행할 수 있으며, 그에 의해 연료의 결빙 및 터빈의 크랙 발생을 효과적으로 방지할 수 있다.
이상에서 본 발명의 실시예를 설명하였으나, 본 발명의 권리범위는 이에 한정되지 아니하며 본 발명의 실시예로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 용이하게 변경되어 균등한 것으로 인정되는 범위의 모든 변경 및 수정을 포함한다.
10 터보펌프
11 산화제펌프
12 연료펌프
13 터빈
131 디스크
132 터빈 블레이드
14 가스발생기
15, 16 제어 밸브
18 구동 축
21 연소기
22 노즐
23 열교환기
30 예열 시스템
31, 41 전기 히터
32, 42 온도 센서
33 컨트롤러
34 배터리
35 발전 장치

Claims (24)

  1. 액체추진제 로켓 엔진의 터보펌프를 가열할 수 있도록 구성되는 가열 시스템에 있어서,
    상기 터보펌프의 적어도 하나의 구성 부품에 설치되는 적어도 하나의 전기 히터,
    상기 적어도 하나의 전기 히터의 근처에 각각 설치되어 상기 구성 부품 근처의 온도를 감지하는 적어도 하나의 온도 센서, 그리고
    상기 전기 히터의 작동을 제어하는 컨트롤러를 포함하고,
    상기 컨트롤러는 상기 적어도 하나의 온도 센서의 신호를 기초로 상기 전기 히터의 작동을 제어하도록 구성되는 가열 시스템.
  2. 제1항에서,
    상기 적어도 하나의 전기 히터는 상기 터보펌프의 터빈에 설치되는 전기 히터, 그리고 상기 터보펌프의 구동 축에 설치되는 전기 히터 중 하나 이상을 포함하는 가열 시스템.
  3. 제2항에서,
    상기 터빈에 설치되는 전기 히터는 상기 터빈의 디스크에 설치되는 가열 시스템.
  4. 제2항에서,
    상기 구동 축에 설치되는 전기 히터는 상기 터보펌프의 연료펌프의 근처에 배치되는 베어링에 인접하도록 상기 구동 축에 설치되는 가열 시스템.
  5. 삭제
  6. 제1항에서,
    상기 적어도 하나의 전기 히터는 상기 터보펌프의 터빈에 설치되는 전기 히터를 포함하고,
    상기 적어도 하나의 온도 센서는 상기 전기 히터의 근처에 위치하도록 상기 터빈에 설치되는 온도 센서를 포함하는
    가열 시스템.
  7. 제6항에서,
    상기 전기 히터는 상기 터빈의 디스크에 설치되며,
    상기 온도 센서는 상기 터빈의 블레이드의 표면 근처의 온도를 감지할 수 있도록 배치되는
    가열 시스템.
  8. 제6항에서,
    상기 컨트롤러는 상기 터빈의 대기 상태에서 상기 전기 히터로의 전력 공급이 이루어지도록 제어하고 상기 온도 센서에 의해 감지되는 온도가 미리 설정된 온도에 도달하면 상기 전기 히터로의 전력 공급이 차단되도록 제어하는 가열 시스템.
  9. 제6항에서,
    상기 적어도 하나의 전기 히터는 상기 터보펌프의 연료펌프의 근처에 배치되는 베어링에 인접하도록 상기 터보펌프의 구동 축에 설치되는 전기 히터를 포함하고,
    상기 적어도 하나의 온도 센서는 상기 전기 히터에 인접하도록 상기 구동 축에 설치되는 온도 센서를 포함하는
    가열 시스템.
  10. 제9항에서,
    상기 컨트롤러는 상기 온도 센서에 의해 감지되는 온도가 미리 설정된 온도에 도달하면 상기 전기 히터로의 전력 공급이 개시되도록 제어하는 가열 시스템.
  11. 제1항에서,
    상기 적어도 하나의 전기 히터로 공급되는 전력을 공급하는 배터리를 더 포함하는 가열 시스템.
  12. 제11항에서,
    상기 배터리와 상기 컨트롤러는 상기 터보펌프의 구동 축에 설치되는 가열 시스템.
  13. 제1항 또는 제11항에서,
    전력을 생성할 수 있도록 구성되는 발전 장치를 더 포함하는 가열 시스템.
  14. 제13항에서,
    상기 발전 장치는 상기 배터리 또는 상기 컨트롤러로 생성된 전력을 공급할 수 있도록 구성되는 가열 시스템.
  15. 액체추진제 로켓 엔진의 터보펌프에 있어서,
    산화제를 가압하여 공급하는 산화제펌프,
    연료를 가압하여 공급하는 연료펌프,
    상기 산화제펌프에 의해 공급되는 산화제의 일부와 상기 연료펌프에서 공급되는 연료의 일부를 공급받아 연소시켜 고압 가스를 생성하도록 구성되는 가스발생기,
    상기 가스발생기에 의해 생성된 고압 가스에 의해 회전 구동될 수 있도록 구성되며 구동 축을 통해 상기 산화제펌프와 상기 연료펌프에 연결되어 상기 산화제펌프와 상기 연료펌프를 회전 구동할 수 있도록 구성되는 터빈, 그리고
    상기 터빈 또는 상기 구동 축에 설치되어 전력 공급에 따라 열을 발생하도록 구성되는 가열 시스템
    을 포함하는 터보펌프.
  16. 제15항에서,
    상기 가열 시스템은
    상기 터빈 또는 상기 구동 축에 설치되는 적어도 하나의 전기 히터,
    상기 적어도 하나의 전기 히터의 근처에 각각 설치되어 상기 터보펌프의 구성 부품 근처의 온도를 감지하는 적어도 하나의 온도 센서, 그리고
    상기 적어도 하나의 온도 센서의 신호를 기초로 상기 전기 히터의 작동을 제어하는 컨트롤러
    를 포함하는 터보펌프.
  17. 제16항에서,
    상기 적어도 하나의 전기 히터는 상기 터보펌프의 터빈에 설치되는 전기 히터를 포함하고,
    상기 적어도 하나의 온도 센서는 상기 전기 히터의 근처에 위치하도록 상기 터빈에 설치되는 온도 센서를 포함하는
    터보펌프.
  18. 제17항에서,
    상기 컨트롤러는 상기 터빈의 대기 상태에서 상기 전기 히터로의 전력 공급이 이루어지도록 제어하고 상기 온도 센서에 의해 감지되는 온도가 미리 설정된 온도에 도달하면 상기 전기 히터로의 전력 공급이 차단되도록 제어하는 터보펌프.
  19. 제16항에서,
    상기 적어도 하나의 전기 히터는 상기 터보펌프의 연료펌프의 근처에 배치되는 베어링에 인접하도록 상기 구동 축에 설치되는 전기 히터를 포함하고,
    상기 적어도 하나의 온도 센서는 상기 전기 히터에 인접하도록 상기 구동 축에 설치되는 온도 센서를 포함하는
    터보펌프.
  20. 제19항에서,
    상기 컨트롤러는 상기 온도 센서에 의해 감지되는 온도가 미리 설정된 온도에 도달하면 상기 전기 히터로의 전력 공급이 개시되도록 제어하는 터보펌프.
  21. 제15항에서,
    상기 가열 시스템은
    상기 터빈 또는 상기 구동 축에 설치되는 적어도 하나의 전기 히터, 그리고
    상기 전기 히터의 작동을 제어하는 컨트롤러
    를 포함하는 터보펌프.
  22. 제21항에서,
    상기 적어도 하나의 전기 히터는 상기 터보펌프의 터빈에 설치되는 전기 히터, 그리고 상기 터보펌프의 구동 축에 설치되는 전기 히터 중 하나 이상을 포함하는 터보펌프.
  23. 제22항에서,
    상기 터빈에 설치되는 전기 히터는 상기 터빈의 디스크에 설치되는 터보펌프.
  24. 제22항에서,
    상기 구동 축에 설치되는 전기 히터는 상기 터보펌프의 연료펌프의 근처에 배치되는 베어링에 인접하도록 상기 구동 축에 설치되는 터보펌프.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2019536931A (ja) * 2016-09-30 2019-12-19 アリアーヌグループ ソシエテ パ アクシオンス シンプリフィエ 急冷装置及び方法

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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR930001054Y1 (ko) * 1990-08-28 1993-03-08 대한정밀공업 주식회사 원격식 수도계량기의 리드 구성장치
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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