KR20040009471A - 로켓의 후류 연소용 수소버너 - Google Patents

Abstract

본 발명은 종래의 로켓의 후류 연소용 수소버너가 후류 가스의 압력 때문에 불꽃이 후류 가스의 중심에까지 도달하지 못하게 되어 후류 가스에 포함된 미연 가스를 실질적으로 연소시키지 못하는 문제점이 있기 때문에,

외부로부터 공급된 수소를 연소시켜 생성된 화염을 방사하는 인젝터와, 상기 인젝터의 내부에 위치되고 점화용 스파크를 발생시키는 점화기와, 일단이 상기 인젝터에 결합되고 타단이 로켓의 후류 중심에 위치되어 인젝터에서 발생된 화염을 후류 중심부까지 안내하는 연소관과, 상기 인젝터의 내측으로 수소를 공급하는 수소관과, 상기 연소관에 연결되어 공기를 공급하는 공기관으로 구성됨으로써,

로켓의 노즐을 통해 분사되는 후류 가스의 중심부에 화염과 공기를 동시에 공급하여 후류 가스에 포함된 미연 가스를 연소시키게 되므로 로켓의 연소 시험시 발생되는 미연 가스의 양을 최소화하여 대기 오염의 발생을 방지할 수 있는 로켓의 후류 연소용 수소버너에 관한 것이다.

Description

로켓의 후류 연소용 수소버너 { Hydrogen gas burner for burning out of rocket's after flame gas }

본 발명은 로켓 엔진을 설계 제작한 다음 연소 시험을 할 때 발생되는 후류 가스를 재연소시킬 수 있도록 하는 수소버너에 관한 것으로서, 특히 수소의 연소에따라 발생되는 화염 및 공기를 후류 가스의 중심으로 공급하여 후류 가스에 포함된 미연가스를 최대한 연소시킬 수 있게 하는 로켓의 후류 연소용 수소버너에 관한 것이다.

일반적으로 로켓은 연료를 태워서 만드는 고압가스를 내뿜어 추진력을 얻는 장치이며, 이와 같은 방식의 엔진을 로켓엔진이라 한다. 로켓엔진은 크기에 비해 가장 큰 힘을 내는 엔진으로서, 같은 크기의 자동차 엔진보다 3,000배 이상의 힘을 낸다. 로켓은 매우 큰 힘을 내는 만큼 연료를 빨리 태우므로 짧은 시간 동안에 많은 연료를 소모하고, 높은 온도를 발생시킨다. 따라서 로켓기관은 높은 온도와 높은 압력, 그리고 강한 힘에 견디면서도 가벼워야 하기 때문에 매우 복잡하고 어려운 기술이 필요하다.

로켓의 작동 원리는 작용-반작용의 법칙으로, 물체에 어떤 힘이 가해져서 작용이 생기면 크기는 같지만 방향이 반대인 반작용이 생기는 것을 이용하여 강력한 로켓이 앞으로 나아갈 수 있도록 하는 것이다. 로켓의 연소실에서 특수 연료가 연소되면 매우 빠르게 팽창하는 가스가 만들어지며, 이 팽창가스의 압력은 로켓 안의 모든 방향으로 똑같이 작용하고, 어떤 한 방향으로 가해지는 압력은 그 반대 방향으로 가해지는 압력과 균형을 이룬다. 하지만 로켓 뒤쪽으로 흐르는 가스는 노즐을 통해 내뿜어져 로켓 앞쪽의 압력과 균형을 이루지 못하게 되어, 이 때 생기는 압력차로 로켓이 앞으로 나아간다. 노즐을 통해 내뿜어지는 가스가 뉴턴의 운동 법칙에서 말하는 '작용'이고, 내뿜어지는 가스의 반대쪽인 앞쪽으로 로켓을 미는 추진력이 '반작용'이다.

로켓은 '추진제'라고 하는 화합물을 태워 추진력을 공급하는데, 추진제는 연료와 산화제로 이루어져 있다. 연료로는 가솔린, 파라핀, 액체수소 따위가 사용되며, 산화제로는 사산화이질소(N₂O₄), 액체산소 따위가 사용된다. 산화제는 연료가 탈 때 필요한 산소를 공급해주기 때문에 공기 중에 산소가 거의 없는 우주공간에서도 날아갈 수 있다. 제트기관도 작용-반작용의 원리로 추진력을 얻지만 로켓과 달리 필요한 산소를 공기 중에서 얻으므로 대기권 밖에서는 사용할 수 없다.

물론, 상기 추진제의 형태에 따라 로켓을 고체 로켓과 액체 로켓으로 구분할 수 있다. 고체 로켓은 추진제가 연소실의 내부에 장착되어 있기 때문에 외형상 하나의 대형 연소실로 구성되며, 연료공급장치 등을 구성할 필요가 없어 구조가 매우 간단하다. 고체 로켓에서 추진제의 연소는 점화기에 의해 이루어지는데, 추진제가 전부 소모될 때까지 연소가 계속 진행되며 연소 도중에 차단하기가 매우 어려운 단점이 있다. 이와 같은 고체 로켓은 구조가 간단하고 유지 보수가 거의 필요없기 때문에 군사용으로 많이 사용되고 있다.

이와 달리 액체 로켓은 액체 상태의 연료와 산화제를 혼합하여 태우게 되므로, 액체 로켓은 연료와 산화제를 분리된 탱크에 따로 보관한다. 연료와 산화제는 파이프와 밸브로 이루어진 연료공급장치를 통해 연소실에 공급된다. 연료와 산화제는 혼합되기 전에 연소실 외벽을 따라 순환하는데 그에 따라, 연소실은 냉각되고 추진제는 연소가 잘 되도록 예열된다.

액체추진제는 같은 시간 동안 연소하는 고체추진제보다 더 큰 추진력을 내며, 액체추진제는 고체추진제보다 연소를 시작하거나 중지하기가 쉬운 장점이 있다. 액체추진제의 연소는 밸브를 열고 닫아 연소 상태를 조절할 수 있는 특징이 있으나, 액체추진제의 재료를 점화시키지 않은 상태로 혼합하면 폭발하기 쉬우므로 다루기가 어렵다. 따라서, 액체추진제를 사용하는 액체 로켓은 고체 로켓보다 구조가 더 복잡하며, 우주선 발사 등에 사용되고 있다.

이와 같은 이유로 액체 로켓은 설계 및 제작을 위한 여러 시험이 요구되고 있으며, 시제품을 제작한 이후에도 필요한 만큼의 추진력이 나오는지 연소 시험을 할 필요가 있다. 액체 로켓의 연소 시험은 연소실로 액체추진제와 산화제를 공급하여 연소가 이루어지도록 하면서, 노즐을 통해 분사되는 연소 가스의 추진력을 측정하게 된다.

그런데, 노즐을 통해 분사되는 연소 가스는 액체추진제가 충분히 산화되지 않은 상태의 것이기 쉽다. 즉, 액체추진제가 완전히 연소되기 이전에 그 폭발적인 힘에 의하여 노즐을 통해 분사되므로, 미연 가스인 상태로 분사되는 것이다. 따라서, 이와 같은 미연 가스를 재연소시켜 대기 오염을 방지할 필요가 있다. 이와 같은 이유로 액체 로켓의 연소 시험장에는 도 1에 도시된 바와 같이 로켓(10)의 노즐(11)을 통해 분사되는 후류 가스(15)에 포함된 미연 가스를 재연소시키기 위한 버너(20)가 구비되어 있다. 이 버너(20)는 통상적으로 수소를 연료로 사용하는 수소버너인데, 수소가 공급됨에 따라 불꽃을 후류 가스(15) 쪽으로 분사하여 후류 가스(15)에 포함된 미연 가스가 연소되도록 하는 것이다.

그러나, 상기와 같이 구성된 종래의 로켓의 후류 연소용 수소버너는 후류 가스의 압력 때문에 불꽃이 후류 가스의 중심에까지 도달하지 못하게 되어 후류 가스에 포함된 미연 가스를 실질적으로 연소시키지 못하는 문제점이 있다.

그렇다고 수소버너를 후류 가스의 중심부에 위치시킬 경우에는 연료로 공급된 수소 및 미연 가스를 연소시킬 수 있는 산소가 부족하여 미연 가스를 실질적으로 연소시키지 못하게 되는 경우는 마찬가지다.

본 발명은 상기한 종래 기술의 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서, 불꽃을 후류 가스의 중심에까지 공급함과 동시에 공기를 후류 가스의 중심쪽으로 공급하여 후류 가스에 포함된 미연 가스가 완전히 연소될 수 있도록 함으로써 로켓의 연소 시험에 따른 대기 오염 문제를 해결할 수 있는 로켓의 후류 연소용 수소버너를 제공하는데 그 목적이 있다.

도 1은 로켓의 후류 연소용 버너의 작동 개념이 개략적으로 도시된 개념도,

도 2는 본 발명에 의한 로켓의 후류 연소용 수소버너가 도시된 단면도,

도 3은 본 고안의 수소버너를 이용한 로켓의 후류 연소 형태가 도시된 개념도이다.

<도면의 주요 부분에 관한 부호의 설명>

50 : 수소버너 51 : 인젝터

52 : 점화기 53 : 연소관

54 : 수소관 55 : 공기관

상기한 기술적 과제를 해결하기 위한 본 발명은 외부로부터 공급된 수소를 연소시켜 생성된 화염을 방사하는 인젝터와, 상기 인젝터의 내부에 위치되고 점화용 스파크를 발생시키는 점화기와, 일단이 상기 인젝터에 결합되고 타단이 로켓의 후류 중심에 위치되어 인젝터에서 발생된 화염을 후류 중심부까지 안내하는 연소관과, 상기 인젝터의 내측으로 수소를 공급하는 수소관과, 상기 연소관에 연결되어 공기를 공급하는 공기관으로 구성된 것을 특징으로 한다.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시 예를 설명하면 다음과 같다.

본 발명에 따른 로켓의 후류 연소용 수소버너는 도 2에 도시된 바와 같이 외부로부터 공급된 수소를 연소시켜 생성된 화염을 방사하는 인젝터(51)와, 상기 인젝터(51)의 내부에 위치되고 점화용 스파크를 발생시키는 점화기(52)와, 일단이 상기 인젝터(51)에 결합되고 타단이 로켓의 후류 중심에 위치되어 인젝터(51)에서 발생된 화염을 후류 중심부까지 안내하는 연소관(53)과, 상기 인젝터(51)의 내측으로 수소를 공급하는 수소관(54)과, 상기 연소관(53)에 연결되어 공기를 공급하는 공기관(55)으로 구성된다.

여기서, 상기 연소관(53)은 교체가 가능하도록 상기 인젝터(51)에 조립식으로 결합되는 것이 바람직하고, 상기 공기관(55) 역시 상기 연소관(53)의 교체시 분해가 가능하도록 조립식으로 결합되는 것이 바람직하다. 또, 상기 연소관(53)은 화염이 인젝터(51)와의 결합부에 이르지 않도록 상기 인젝터(51)의 선단으로부터 소정 거리 안쪽에서 결합되고, 상기 공기관(55)도 화염이 연소관(53)과의 결합부에 이르지 않도록 상기 인젝터(51)의 선단으로부터 소정 거리 안쪽에서 연소관(53)에 결합된다.

상기와 같이 구성된 본 발명의 로켓의 후류 연소용 수소버너는 도 3에 도시된 바와 같이 연소관의 끝 부분이 로켓의 노즐로부터 분사되는 후류 가스의 중심 부분에 위치되도록 설치되어 로켓의 후류 가스에 포함된 미연 가스를 연소시키게 된다.

수소관(54)을 통해 공급된 수소와 공기관(55)을 통해 공급된 공기가 혼합된 상태에서 점화기(52)가 점화용 스파크를 발생시키게 되면, 인젝터(51)의 내부에서 수소가 연소된다. 수소의 연소에 따라 상기 인젝터(51)의 내부 압력이 증가하며,인젝터(51)에 형성된 구멍(51')을 통하여 고온의 연소가스가 공기와 혼합되어 분출된다. 분출된 고온의 연소가스는 연소관(53)을 통해 로켓(60)의 후류 가스(65)의 중심으로 공급되며, 동시에 공급된 공기를 이용하여 로켓(60)의 후류 가스(65)에 포함된 미연 가스를 연소시키게 된다.

이때, 상기 공기관(55)을 통해 공급되는 공기의 압력은 수소의 연소에 따라 증가되는 인젝터(51) 내부의 압력보다 높아야 하며, 수소의 연소에 필요한 양 보다 많은 양의 공기가 공급되어야 로켓(60)의 노즐(61)을 통해 분사되는 후류 가스(65)에 포함된 미연 가스를 연소시킬 수 있다. 다시 말해서, 본 발명의 수소버너(50)는 로켓(60)의 후류 가스(65)의 중심부에 화염을 방사함과 동시에 다량의 공기를 공급하여 후류 가스(65)에 포함되어 있는 미연 가스가 연소될 수 있도록 한다.

그런데, 상기 연소관(53)은 내부 및 외부로 고온의 연소가스 및 후류 가스(65)가 흐르게 되므로, 고열에 의하여 끝 부분이 녹아 내리는 현상이 발생될 수 있다. 이 경우 화염이 후류 가스(65)의 중심까지 공급되지 못하게 되거나 후류 가스(65) 속으로 공급되는 공기의 양이 줄게 되고, 그에 따라 원하는 효과를 얻을 수 없게 된다. 이와 같은 현상이 발생되면, 연소관(53)을 인젝터(51)로부터 분해하고 새로운 연소관(53)을 결합시켜 사용하여야 한다. 상기 연소관(53)을 분해할 때 공기관(55)이 방해가 될 수 있으므로, 공기관(55)을 먼저 분해한 다음 연소관(53)을 분해하는 것이 바람직하다.

상기와 같이 구성된 본 발명의 로켓의 후류 연소용 수소버너는 로켓의 노즐을 통해 분사되는 후류 가스의 중심부에 화염과 공기를 동시에 공급하여 후류 가스에 포함된 미연 가스를 연소시키게 되므로 로켓의 연소 시험시 발생되는 미연 가스의 양을 최소화하여 대기 오염의 발생을 방지할 수 있는 이점이 있다.

Claims (6)

1. 외부로부터 공급된 수소를 연소시켜 생성된 화염을 방사하는 인젝터와, 상기 인젝터의 내부에 위치되고 점화용 스파크를 발생시키는 점화기와, 일단이 상기 인젝터에 결합되고 타단이 로켓의 후류 중심에 위치되어 인젝터에서 발생된 화염을 후류 중심부까지 안내하는 연소관과, 상기 인젝터의 내측으로 수소를 공급하는 수소관과, 상기 연소관에 연결되어 공기를 공급하는 공기관으로 구성된 것을 특징으로 하는 로켓의 후류 연소용 수소버너.
2. 제 1항에 있어서,

   상기 연소관은 교체가 가능하도록 상기 인젝터에 조립식으로 결합된 것을 특징으로 하는 로켓의 후류 연소용 수소버너.
3. 제 1항 또는 제 2항에 있어서,

   상기 공기관은 상기 연소관의 교체시 분해가 가능하도록 조립식으로 결합된 것을 특징으로 하는 로켓의 후류 연소용 수소버너.
4. 제 1항에 있어서,

   상기 연소관은 화염이 인젝터와의 결합부에 이르지 않도록 상기 인젝터의 선단으로부터 소정 거리 안쪽에서 결합된 것을 특징으로 하는 로켓의 후류 연소용 수소버너.
5. 제 1항 또는 제 4항에 있어서,

   상기 공기관은 화염이 연소관과의 결합부에 이르지 않도록 상기 인젝터의 선단으로부터 소정 거리 안쪽에서 연소관에 결합된 것을 특징으로 하는 로켓의 후류 연소용 수소버너.
6. 제 1항에 있어서,

   상기 공기관을 통하여 공급되는 공기는 수송의 연소에 의해 발생되는 인젝터의 내부 압력보다 높은 압력으로 공급되는 것을 특징으로 하는 로켓의 후류 연소용 수소버너.