KR20040079218A - 방출배기를 이용한 분사추진기관 - Google Patents

Abstract

엔진 내에서 연소되어 방출되는 배기가스에서 터빈을 회전시킴으로서 추력을 얻도록 하는 방출배기를 이용한 분사추진기관은 몸체, 몸체 내에 설치되고 압축된 공기에 연료를 분사하여 연소시키는 연소실, 연소실로부터 방출되는 고압 배기에 의해 회전하게 되는 고압 터빈단, 고압 터빈단을 빠져나온 저압배기에 의해 회전하게 되는 저압 터빈단, 그 꼬리부분쯤에 부가적으로 형성된 추력생산 부위, 고압 및 저압 터빈단의 회전중심에 결합되는 회전축, 및 회전축과 함께 회전하면서 연소실로부터 저압 터빈단을 통해 방출되는 배기가스의 측면방향 후부쪽 속도성분을 상기 추력생산부위가 축방향을 향해 방향 전환시킴으로써 추진력을 얻도록 하는 추진력 제공수단을 포함한다.

Description

방출배기를 이용한 분사추진기관{JET ENGINE USING EXHAUST GAS}

본 발명은 터보제트와 같은 분사추진기관에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 엔진 내에서 연소되어 방출되는 배기가스 내에서 팬을 회전시킴으로서 추력을 얻도록 하는 방출배기를 이용한 분사추진기관에 관한 것이다.

일반적으로, 분사추진기관은 기관 내부에서 연소시킨 고온의 배기가스를 제트노즐을 통해 분출시켜, 그 반동력을 추력으로 사용하는 열기관을 말한다. 이러한 분사추진기관은 제트엔진 이외에도 연소에 필요한 산소원(酸素源)을 내장하고 있는 로켓 엔진이 포함 된다.

제트엔진은 대부분 항공용 원동기로서 사용되며, 구조와 기능에 따라 대략적으로 4가지 종류로 분류된다.

먼저, 터보제트(Turbo jet)는 대기에서 흡입한 압축공기를 연소실로 유도하여 팽창과정을 거치게 한 다음, 거기에서 얻어진 열로 분사된 연료를 연소시켜 고온 고압의 배기가스를 생산하게 된다. 생산된 배기가스는 배기에 앞서 압축기 구동용 터빈 단을 구동하여 작동 사이클을 유지하게 하고 나머지가 노즐을 통해서 분사되어 추진력을 얻게 된다.

이 기관에서는 터빈 재료의 내열성 면에서 연소가스 온도가 너무 높지 않도록 하기 위해 다량의 공기를 받아들이고 있어서 연소가스 중에는 다량의 산소가 남아 있게 된다, 여기에 긴 꼬리 파이프를 설치하고 2차 연료를 분사하면 재연소(reheating)작용이 일어나 추가적인 추진에너지를 얻게 되는데, 일명 에프터 버너가 부착된 터보제트로서 추진력에 비해 연료소모율이 지나쳐 속도를 중요시 하는 군용기와 일부 초고속 여객기에만 사용되고 있다.

다음으로, 터보제트에 프로펠러를 장착한 구조를 갖는 분사추진기관으로 터보 프롭(Turbo prop)이 있다. 이 터보 프롭은 터보제트와 비슷하지만 연소가스 에너지의 대부분을 프로펠러의 구동력으로 바꿔서 프로펠러에 의한 추력과 제트추력의 두 가지를 함께 사용하고 있다. 성능은 프로펠러기와 터보제트기의 중간이며, 그다지 고속비행을 필요로 하지 않는 중형 여객기나 수송기 등의 엔진으로 적합하다.

또, 터보프롭의 프로펠러 대신에 축류압축기 형태의 팬을 갖추고서, 이것에 의해 압축된 공기의 일부를 연소실의 바깥둘레를 통해서 연소가스와 함께 분출시키는 바이패스제트(Bypass Jet)도 있다. 이것은 터보프롭의 결점인 감속기어가 필요하지 않다는 장점이 있고, 저압으로 압축된 공기의 일부를 고압 압축기에 보낼 수 있으므로 압축비가 증가되고 연료소비가 줄어들어 아음속대 및 고속에서 가장 많이 사용되는 엔진이다.

분사추진기관의 또 다른 형태로는 램제트 엔진(Ram Jet Engine)이 있다. 비행속도가 빨라지면 기관에 상대적으로 흘러 들어가게 되는 대기공기는 공기자체의 정체성에 의해서 자연압축이 된다. 이것을 "램 효과" 라 하며, 램제트는 이 램 효과를 이용한 압축공기를 연소실로 유도하여 연료를 분사한다. 램제트는 여기에서 얻어진 폭발성 연소가스를 노즐을 통해서 분출시켜 그 반동력을 추력으로 사용하는기관인데, 구조가 간단하고 작동부분이 없어서 음속의 2∼4 배인 초음속 비행체(SST)의 원동기나 소모성 추진기로서 사용되고 있다.

그러나, 램제트는 시동시 외부로부터 고속의 공기를 유입 받아야 기동이 되기 때문에, 저속에서는 터보제트로 작동한 후 고속에 도달하면 비로소 램제트로 전환하는 터보 램제트 복합엔진이 사용되며 연료 소모율이 크다는 단점을 갖고 있다.

또한, 분사추진기관의 또 다른 형태로는 펄스제트(Pulse Jet)가 있다. 펄스제트의 공기흡입구 앞 끝에는 자동개폐 밸브가 있어 비행속도로 유입되는 공기는 이 밸브를 밀어서 열게 하며, 확산실로 들어가면 속도는 낮아져 압력이 상승하게 된다. 이것에 연료를 분사하여 연소시키는데 연소에 의해 다시 압력이 상승하게 되면 자동개폐 밸브가 닫혀지므로, 연소가스는 제트노즐에서 분출하여 추력이 생긴다. 연소가스가 분출하게 되면 연소실의 압력이 낮아져 다시 공기가 자동개폐 밸브를 통해서 연소실에 흘러 들어가게 된다.

이와 같이 펄스제트의 연소는 다른 제트엔진의 연소가 일정한 압력 아래에서 연속적인 연소로 진행하는데 반하여 간헐적으로 이루어지는 것이 특징이다. 이러한 펄스제트는 구조는 간단하지만 연료소비량이 크며 기관의 수명도 짧다는 단점이 있다.

이러한 제트엔진에서 가장 요구되는 것은 신뢰성으로, 그 성능을 평가할 때 중요한 것으로는, 엔진의 추력이 중량에 비해서 커야하며, 전면(前面) 면적당 추력이 커야하고, 또한 연료소비율이 적어야 한다는 기준이 있다.

그러나, 이들 세 가지 조건이 동시에 충족되는 것은 어려운 일이다. 특히,터보제트의 경우 소음이 심하고 연료소모율이 커서 최근에는 사용빈도가 줄어들고 있는 실정이며, 초고속 비행체에 사용되는 램제트는 구조가 단순하고 전면 면적당 추력이 크다는 장점은 있으나, 연료소모율 또한 크다는 단점을 갖고 있다.

또한, 터보팬과 터보프롭의 경우 기본적인 터보제트에서 생산된 분사에너지를 전면에 설치된 팬 또는 프로펠러의 회전에너지로 바꾸어 연료소모율을 낮추기는 하였으나, 일반적으로 밀도가 낮은 대기공기를 상대로 추진활동을 펼치기 때문에 전면 면적에 비해 추력이 크지 못하다는 단점이 있다. 이는 대기공기의 밀도가 낮아 팬 또는 프로펠러가 회전할 때 얻어지는 전방향 추진력에 헛 손실이 많이 생기기 때문이다.

더구나, 터보팬 및 터보프롭은 전방에서 일직선으로 유입되는 대기공기를 상대로 추진활동을 펼치기 때문에, 아음속대 이하의 속도에서는 제 기능을 발휘하나 그 이상의 속도에서는 상대적으로 밀려들어오는 대기공기를 뒤로 밀어내지 못하여 오히려 충돌에 의한 장애요인으로 작용된다.

또한, 터보팬 및 터보프롭에 사용되는 팬 및 프로펠러는 지름이 큰 대형이기 때문에 엔진 전체의 부피가 커지고 무거워진다는 단점이 있으며, 특히 대형 프러펠러의 경우는 감속기어로 인한 문제점이 수반된다.

따라서 엔진의 중량 증가를 줄이면서 전면 면적당 추력이 크고 연료소모율이 적은 제트엔진에 대한 요구는 여전히 남아 있는 실정이다.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위해 창안된 것으로서, 밀도가 높은 배기가스 내에서 팬을 회전시킴으로서 단순한 구조변경에 의해 보다 높은 추력을 얻는데 그 목적이 있다.

본 명세서에 첨부되는 다음의 도면들은 본 발명의 바람직한 실시 예를 예시한 것이며, 후술하는 발명의 상세한 설명과 함께 본 발명의 기술사상을 더욱 이해시키는 역할을 하는 것이므로, 본 발명은 그러한 도면에 기재된 사항에만 한정되어 해석되어서는 아니 된다.

도 1은 본 발명에 따른 분사추진기관을 도시하는 단면도.

도 2는 도 1의 분사추진기관에서 저압 터빈단 및 그에 따른 추력 생산부위를 지나는 배기가스의 유동경로를 나타내는 도면.

도 3은 본 발명의 원리가 다른 형태의 분사추진기관에 적용된 사례를 나타내는 단면도.

도 4는 본 발명의 원리가 또 다른 형태의 분사추진기관에 적용된 사례를 나타내는 단면도.

＜도면 주요 부분에 대한 부호의 설명＞

10, 10', 10"…분사추진기관 12… 몸체 14… 연소실

16,20… 고압 터빈단, 저압 터빈단 22… 회전단 24… 안내단

26… 회전축 30'… 추력 생산부위 40… 압축기

50… 압축실 60… 연료 저장실 62…산소 저장실

상기와 같은 목적을 달성하기 위하여 본 발명에 따른 방출배기를 이용한 분사추진기관은 몸체, 몸체 내에 설치되고 압축된 공기에 연료를 분사하여 연소시키는 연소실, 연소실로부터 방출되는 고압 배기에 의해 회전하게 되는 고압 터빈단, 고압 터빈단을 통과한 후 떨어진 속도 및 압력의 배기가스에 의해 회전하게 되는 저압 터빈단, 고압 및 저압 터빈단의 회전중심에 결합되는 회전축, 및 회전축과 함께 회전하면서 연소실로부터 터빈단을 통해 방출되는 배기가스의 후부쪽 측방향의 속도에너지를 후부쪽 축방향을 향해서 분출되도록 한 방향전환에 의해서 추가적인 추력을 얻는 추진력 제공수단을 포함한다.

바람직하게, 상기의 저압 터빈단 블레이드 자체에 후방쪽을 향해서 많이 굴곡 형성된 또 다른 꼬리부분이나 턱을 갖게 함으로써, 이러한 꼬리부분이 그 사이사이를 통과한 배기가스의 측 방향 운동에너지를 곧바로 후방을 향해서 방향 전환케 하여 그 반작용에 의해서 추가적인 추력을 얻는 방법이다. 이것은 저압 터빈단을 구성하고 있는 블레이드의 형성 각 자체가 수평선을 기준으로 선단부분이 대략 30°- 50°의 기울기를 나타내고 있으며, 뿌리 쪽이 40°∼ 60°의 기울기를 나타내고 있기 때문에 추력을 생산해 낼 수 있는 추진각도 60°∼ 80°도에는 여유 각이 존재하기 때문에 가능한 것이다.

그리고 통상적으로, 마지막 터빈단을 벗어난 배기가스의 진행방향은 에너지의 손실을 줄이기 위해 축 방향에 대해 0°∼ 15°의 적은 각도 내에서 이루어지도록 설계하는 것이 보통이나, 본 발명과 같이 자신의 배기가스를 상대로 추진활동을 펼치게 하기 위해서는 분사각도를 축 방향에 대해서 더 벌어지게 하여 후술할 추력 생산부위에 그 영향력이 충분히 미치게 할 수 있는 기술조건이 병행되어야 바람직하다.

바람직하게, 본 발명의 추진원리는 연소실로 공급되는 대기공기를 압축하기 위한 회전압축기가 설치된 터보제트 형태로 구현될 수도 있으며, 몸체의 앞부분에 몸체의 전진력에 의해서 유입되는 대기공기를 자연압축 시키는 램제트 형태로 구현될 수도 있고, 몸체의 앞부분이 밀폐되고 몸체 내에는 연소실에 공급될 산소를 저장하는 로켓 형태로 구현될 수도 있다.

이하 첨부된 도면을 참조로 본 발명의 바람직한 실시 예를 상세히 설명하기로 한다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정해석 되어서는 아니 되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다. 따라서 본 명세서에 기재된 실시 예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 실시 예에 불과할 뿐이고, 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등 물과 변형 예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.

먼저, 분사추진기관은 흔히 제트엔진이라 불리는, 기관 내부에서 연소시킨고온의 배기가스를 노즐을 통해 분출시켜 그 반동력을 추력으로 사용하는 열기관을 의미하며, 이하에서 설명되는 본 발명의 원리 및 특징은 터보제트, 터보팬, 터보프롭, 램제트, 펄스제트, 로켓 등 다양한 열기관에 적용될 수 있음을 이해하여야 한다.

도 1은 본 발명의 제1 실시 예에 따른 분사추진기관의 구성을 보여주는 단면도로서, 일반적인 형태의 터보제트 엔진에 본 발명의 원리를 적용한 사례를 나타내는 것이다.

도 1을 참조하여 설명하면, 본 발명의 분사추진기관(10)은 대략적인 외형을 이루는 몸체(12)를 구비한다. 몸체(12)의 형상은 엔진의 종류 및 필요한 부품에 따라서 다양한 형태로 변형될 수 있으며, 대략적으로 앞부분에서 외부공기를 유입하고 뒤로는 배기가스를 분출하는 원통형으로 형성된다.

몸체(12) 내에는 연소실(14)이 설치된다. 연소실(14)은 압축 팽창된 공기에 연료를 분사하여 연소할 수 있는 공간을 제공한다. 그리고 연소실(14)에서 연소된 공기와 연료는 폭발 팽창되어 후방의 노즐(46)을 통해 외부로 배출하게 된다.

이때, 본 실시 예로써 터보제트엔진의 경우, 몸체(12)의 앞부분에는 연소실(14)에 공급될 산소를 공급하기 위한 공기 압축용 회전압축기(40)가 설치된다. 회전압축기(40)는 다수의 블레이드 및 안내단으로 이루어지며, 후술되는 고압 터빈단(16)의 구동력에 의해서 회전하게 된다. 이러한 회전압축기(40)는 주로 고속용 터보제트 엔진에 사용되며, 그 이상 초고속운항을 목적으로 하는 램 제트엔진 등에는 사용되지 않는다.

압축기(40)의 전방에는 노즈 콘(Nose Cone; 44)이 설치된다. 노즈 콘(44)은 전진할 때 공기의 저항을 줄이고 또한 전방으로부터 최대한 많은 대기공기를 압축기(40)로 유입시키는 역할을 하게 된다.

연소실(14)의 후방에는 고압 터빈단(16) 및 저압 터빈단(20)이 설치된다. 본 실시 예에서는 고압 터빈이 2단, 그리고 저압 터빈이 3단인 두 종류의 터빈이 사용된 것으로 도시되었으나, 터빈의 종류 및 개수는 이에만 한정되는 것은 아니며 다양한 형태로 변형될 수 있다.

고압 터빈단(16) 및 저압 터빈단(20)은 회전체의 원주에 다수의 블레이드가 형성된 회전단(22)이 설치된 형태로 이루어지며, 연소실(14)로부터 배출되는 고온고압의 배출가스에 의해 고속으로 회전하게 된다. 이러한 고압 및 저압 터빈단(16, 20)은 유체가 가지는 직선 운동에너지를 유용한 기계적 회전에너지로 변환시키는데, 고압 터빈단(16)에서 발생된 회전에너지는 축(26)을 통해 전술한 회전압축기(40)로 전달되고, 저압 터빈단(20)에서 발생된 회전에너지는 부가적으로 함께 형성된 추력 생산부위 즉, 또 다른 꼬리부분에 전달하게 된다.

터빈단(16, 20)의 각 회전단(rotor; 22) 앞에는 각 회전단의 블레이드로 공급되는 배기가스의 유동방향을 각 블레이드의 각도 및 형상에 알맞게 조절해주는 안내단(stator; 24)이 설치된다. 안내단(24)은 몸체(12)의 내주 면에 고정 장착되며 회전하지는 않는다.

도 2는, 상기에서 기술한 터빈단(22)과 추력을 생산하여 주는 꼬리부분(30')의 굴곡상태, 그리고 이들 사이사이를 통과하는 배기가스의 유동경로를 나타내었는바, 도 2를 참조하여 설명하면 다음과 같다. 추력을 생산하여주는 꼬리부분(30')은 기존의 저압 터빈단 블레이드(22)의 후방쪽 꼬리 부분(30) 쯤에 부가적으로 형성하여 주는 또 하나의 날개 깃 형태로써, 기존의 꼬리부분(30)에 비해 후방 쪽으로 많이 구부러진 형상을 갖고 있다. 즉, 이러한 꼬리부분(30')은 배기가스가 그의 모체인 저압 터빈단(20)의 블레이드(22)를 밀어내 회전시키고서 방향을 전환하여 후부쪽 측면부위를 향해 빠져 나갈 때, 그 진로를 후부쪽 축방향을 향해 밀어내게 하여 그 반작용에 의해 추가적인 추진에너지를 얻게 된다.

도면 2 에서 보는 바와 같이, 저압 터빈단(20)으로 유입되는 배기가스는 맨처음 일직선으로 유입된다. 그리고서, 회전단(22)의 앞에 설치된 안내단(24)에 의해 배기가스는 경사진 회전단(22)의 표면에 효율적으로 부딪칠 수 있게 유동방향이 굴절된다.

즉, 안내단(24)을 통과한 배기가스는 수평선을 기준으로 대략 15°∼20°의 기울기로 분사되며, 이 가스는 회전단(22)을 밀어내 회전시킴과 동시에 회전단(22)의 굴곡형상을 따라서 다시 유동방향이 굴절되어 대략 -30°∼-60°의 후부쪽 측면 방향을 향해 진행하게 된다. 도면에서는 이와 같은 이동과정을 한 개의 회전단(22)과 한 개의 안내단(24)을 통해서 이루어지게 하였으며, 화살표()는 회전단(22)이 배기가스에 의해 밀리면서 회전하게 되는 방향을 나타내는 것이고, 화살표()는 일직선으로 유입된 배기가스가 안내단(24)에 의해 방향이 굴절된 다음 회전단(22)의 머리부분에 충돌하여서 회전력을 생산해 내는 상태와, 여기서 방향이전환된 다음 후부쪽 측면부위로 진행 하는 중에 회전단(22)의 추력 생산부위(30')에 부딪침으로써 추진력 생산 활동에 도움을 주는 상태, 그에 의해 또다시 방향이 굴절되어 후부쪽 축방향을 향해 빠져나가는 상태를 나타낸 것이다.

터빈단(20)의 회전은 곧, 부가적으로 함께 형성된 추력 생산부위(30')로 하여금 후부쪽 측방향을 향해 빠져나가는 배기가스의 유동방향을 후부쪽 축방향을 향해 밀어내게 하여, 그리고 회전한 거리만큼 속도를 가해 밀어내게 하여 그 반작용에 의해 추가적인 추진에너지를 얻게 되는데, 이와 같이 저압 터빈단(20)의 회전단(22)과 함께 부가적으로 설치 형성된 추력생산부위(30')는 대기공기압보다 밀도가 높고 속도에너지 및 운동에너지까지 함유한 배기가스 내에서 회전되기 때문에, 적은 부피의 경사 면적만으로도 힘의 손실 없이 강한 추력을 생산해낼 수 있는 것이다. 그리고 터빈(20)의 각 단마다 이러한 굴곡부(30')를 함께 설치할 수가 있어서 모든 단에서 추진에너지를 동시에 얻을 수 있을 뿐만 아니라, 일을 마치고난 배기가스가 다음의 안내단(24)에 유입될 시에는 그 입사각을 줄여주는 역할을 하기도하여서 에너지의 손실을 덜어주기도 한다.

일반적으로 터보팬 또는 터보프롭에서 사용하던 대형 팬이나 프로펠러는 엔진의 전면 단면적을 증가시켜서 고속 운항시 공기의 마찰이 가중된다는 단점이 있었고 엔진에 추가적인 무게를 부담시키는 단점이 있었으나, 이와 같이 회전단(22)과 함께 구성된 추력생산 부위(30')는 이러한 종래의 문제점을 모두 해결할 수 있는 요인이 된다. 또한, 이와 같은 본 발명의 분사추진기관은 자신의 배기가스를 매체로 삼아 추진효율을 높이게 됨으로써, 우주에서와 같은 무중력 상태에서도 로켓엔진과 같은 비효율적인 추진 장치를 대체할 수 있게 된다.

도면에서 미 설명부호 (32)는 스트럿 프레임(strut frame)이다.

이와 같은 배기가스의 이동경로는 각각의 회전단(22)과 고정단(24)을 지나는 동안 반복 진행되며, 마지막 회전단(22)을 지난 후 배기가스는 외부로 방출된다.

본 발명의 이러한 특징은 터보제트 이외에 다른 형태의 분사 추진기관에도 적용될 수 있는데, 그 예로서 램제트와 로켓엔진을 들어 설명하면 다음과 같다.

도 3은 본 발명의 원리를 램제트 엔진에 적용한 사례를 나타내는 단면도이다. 도면을 참조하여 설명하면, 램제트 엔진(10')은 일반적으로 초고속 항공용에 사용되기 때문에 흡입구를 통하여 유입되는 대기공기가 저절로 압축되는 램 효과로 인해서 별도의 회전압축기를 필요로 하지는 않는다. 다만, 이를 위해서 몸체(12)의 앞부분에 몸체(12)의 전진력에 의해서 유입되는 대기공기를 자연압축 시키는 디퓨저(diffuser)형태의 자연 압축실(40')이 설치될 뿐이다. 압축실(40')을 통해 유입된 빠른 압축공기는 기존의 터보제트 엔진에서처럼 엔진(12)의 내면 둘레에 환형으로 구성해 놓은 연소실(14)에 들어가 팽창과정을 거친 뒤 분사된 연료와 함께 연소 작용을 일으킨다. 연소 작용에서 생겨난 고온 고압의 배기가스는 노즐(46)을 통해 후방으로 분사되는데, 배기에 앞서 이러한 분사작용은 앞선 실시 예 에서처럼 후방에 설치된 고압 터빈단(16)의 회전단(22)을 회전시켜 기계적인 회전에너지를 얻게 된다. 기계적 회전에너지는 곧 회전단(22)과 함께 부가적으로 설치 형성된 추력 생산부위(30')로 하여금 회전단(22) 사이사이를 통해 후부쪽 측면부위로 빠져나가는 배기가스의 유동방향을 축방향 0에 가깝게 밀어내게 하여, 그리고 회전한 거리만큼속도를 가해 밀어내게 하여 램제트 엔진에서도 기본적인 분사작용 이외에 추가적인 추진에너지를 얻게 되는데, 추력 대비 연료소모율이 줄어들게 됨으로써 추진효율 및 성능이 향상되는 것이다.

도면에서 미 설명부호 (32)는 스트럿트 프레임(strut frame) 이다.

도 4는 본 발명의 이러한 원리를 로켓엔진에 적용한 사례를 나타낸 것이다.도 4를 참조하여 설명하면, 로켓엔진(10")의 특성상 몸체(12)는 앞부분(13)이 밀폐되어 있다. 그리고 몸체(12)의 내부에는 연소실(14)에 공급될 연료 외에 산소를 내장하는 산소 저장실(62)이 더 구비된다. 연료 저장실(60) 및 산소저장실(62)은 로켓의 사용목적 및 구조적 특성에 따라 다양한 크기 및 형태로 구현될 수 있으며, 어느 특정한 예로 한정하지는 않는다.

연료 저장실(60) 및 산소 저장실(62)에 저장되는 연료 및 산소는 부피를 줄이기 위해 액체상태로 저장되며, 별도의 배관을 통해 기존의 터보제트 엔진에서처럼 엔진(12)의 내면 둘레에 환형으로 구성해 놓은 연소실(14)에 들어가 연소작용을 일으키게 된다. 연소 작용에서 생겨난 고온 고압의 배기가스는 노즐(46)을 통해 후방으로 분사되는데, 배기에 앞서 이러한 분사작용은 앞선 실시 예에서처럼 후방에 설치된 터빈단(20)의 회전단(22)을 회전시켜 기계적인 회전에너지를 얻게 된다. 기계적 회전에너지는 곧 회전단(22)과 함께 부가적으로 설치 형성된 추력 생산부위(30')로 하여금 회전단(22) 사이사이로 빠져 나가는 배기가스의 측방향 속도에너지를 축방향 0에 가깝게 밀어내게 하여, 그리고 회전한 거리만큼 속도를 가해 밀어내게 하여 기본적인 분사작용 이외에 추가적인 추진에너지를 얻게 되는데,추력 대비연료 소모율이 줄어들게 됨으로써 추진효율 및 성능이 향상되어 우주에서와 같은 무중력 상태에서도 비효율적인 로켓엔진을 대체할 수 있는 것이다.

도면에서 미 설명부호 (32)는 스트럿트 프레임(strut frame) 이다.

이상과 같이, 본 발명은 비록 한정된 실시 예와 도면에 의해 설명되었으나, 본 발명은 이것에 의해 국한되는 것이 아니며, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 본 발명의 기술사상과 아래에 기재될 특허청구범위의 균등범위 내에서 다양한 수정 및 변형이 가능함은 물론이다.

이와 같이 구성된 본 발명에 따른 방출배기를 이용한 분사추진기관은 밀도가 낮은 대기공기 대신에 밀도가 높고 속도에너지 및 운동에너지 까지 함유한 배기가스 내에서 추진 활동을 펼치기 때문에, 추력을 발생할 시에 수반되는 에너지의 손실을 최소화 할 수 있다는 장점이 있다.

또한, 본 발명의 분사추진기관은 기존의 터보팬 또는 터보프롭에서 사용되던 대형 팬이나 프로펠러를 장착하지 않고, 터빈단의 블레이드에 직접 부가적으로 형성하여 설치함으로써 무게부담을 줄일 수 있으며, 엔진의 전면 면적이 줄어들기 때문에 항공기 운항시에는 공기마찰에 의한 충돌저항을 줄일 수 있다는 장점도 갖는다.

또한, 이러한 추진원리는 램제트 엔진 및 로켓 엔진에도 적용되어, 단순한 배기가스 분출력 이외에는 더 이상의 추진력을 생산해 낼 수 없는 기술의 한계를 극복 할 수 있고, 연료 절감도 이루어낼 수가 있어서 효율향상 및 성능향상에 도움이 되는 것이다.

Claims (4)

1. 몸체:

   상기 몸체 내에 설치되고 압축된 공기에 연료를 분사하여 연소시키는 연소실;

   다수의 회전단을 구비하여 상기 연소실로부터 방출되는 고압 배기에 의해 회전하게 되는 고압 터빈단;

   다수의 회전단을 구비하고 상기 고압 터빈단 으로부터 전달받은 회전력을 동력으로 이용하는 회전압축기;

   다수의 회전단을 구비하여 상기 고압 터빈단을 통과한 저압배기에 의해 회전하게 되는 저압 터빈단;

   상기 고압 및 저압 터빈단의 회전중심에 결합되는 회전축; 및

   상기 회전축과 함께 회전하면서 상기 연소실로부터 상기 저압 터빈단을 통해 방출되는 배기가스의 측방향 속도에너지를 후방을 향하도록 방향 전환 시킴으로써 추력을 제공하는 추진력 제공수단을 포함하는 것을 특징으로 하는 방출배기를 이용한 분사 추진장치 .
2. 제 1항에 있어서,

   상기 추진력 제공수단은 상기 저압 터빈단의 회전단 꼬리부분 후방쪽에 부가적으로 형성하여 주는 추력 생산부위 이고,

   상기 추력 생산부위는 회전시 배기가스가 상기 저압 터빈단의 회전단을 벗어나기 직전에 배기가스의 측방향 속도에너지를 축방향으로 전환하여주기 위해서 후부쪽으로 많이 구부러진 형상을 갖게 한 것을 특징으로 하는 방출배기를 이용한 분사 추진장치 .
3. 제 1항 내지 제 2항 중 어느 한 항에 있어서,

   상기 몸체의 앞부분에는 본 발명의 수단을 위해서 상기 몸체의 전진력에 의해서 유입되는 대기공기를 자연 압축시키기 위한 디퓨져 형태의 자연 압축실이 설치되는 것을 특징으로 하는 방출배기를 이용한 분사 추진장치.
4. 제 1항 내지 제 2항 중 어느 한 항에 있어서,

   상기 몸체의 앞부분은 본 발명의 수단을 위해서 밀폐되고, 몸체의 내부에는 상기 연소실에 공급될 산소를 내장하는 산소저장부가 더 구비되는 것을 특징으로 하는 방출배기를 이용한 분사 추진장치.