KR20050045605A - 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치 - Google Patents

액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치 Download PDF

Info

Publication number
KR20050045605A
KR20050045605A KR1020030079743A KR20030079743A KR20050045605A KR 20050045605 A KR20050045605 A KR 20050045605A KR 1020030079743 A KR1020030079743 A KR 1020030079743A KR 20030079743 A KR20030079743 A KR 20030079743A KR 20050045605 A KR20050045605 A KR 20050045605A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
liquid rocket
rocket engine
metal core
curved surface
closed curved
Prior art date
Application number
KR1020030079743A
Other languages
English (en)
Inventor
류철성
설우석
한상엽
Original Assignee
한국항공우주연구원
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 한국항공우주연구원 filed Critical 한국항공우주연구원
Priority to KR1020030079743A priority Critical patent/KR20050045605A/ko
Priority to US10/734,279 priority patent/US7036303B2/en
Priority to JP2004326516A priority patent/JP4065446B2/ja
Publication of KR20050045605A publication Critical patent/KR20050045605A/ko

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/34—Casings; Combustion chambers; Liners thereof
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

본 발명은 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치에 관한 것으로, 일면과 상기 일면에 대향된 면이 개방되어 있으며, 제 1 폐곡면을 갖는 중공 구조의 허브 부재와; 상기 제 1 폐곡면의 외측부에 각각의 일단부가 탈착 가능하도록 결합된 복수 개의 블레이드 리브 부재와; 일면과 상기 일면에 대향된 면이 개방되어 있으며, 제 2 폐곡면을 갖는 중공 구조로써 상기 제 2 폐곡면의 내측부가 상기 리브 부재의 각 타단부에 연결된 블레이드 연결 부재를 포함하여 구성됨으로써, 종래의 내부 냉각 방식을 이용하지 않고 금속 코어와 내열재를 활용한 복합 내열재 구조를 이용한 흡열 냉각 방식을 채택함으로써 액체 로켓 엔진 시스템을 단순화하여 엔진의 신뢰성을 증가시키고 제작 시간 및 비용을 절감할 수 있는 효과가 있다.

Description

액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치 {An ablative baffle for a liquid rocket engine}
본 발명은 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 액체 로켓 엔진의 연소시 연소실 내에 발생되는 특정한 음향 모드를 갖는 연소 불안정성을 개선할 수 있는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치에 관한 것이다.
액체 로켓 엔진은 산화제와 연료를 연소실 내로 분사시켜 연소시킨 후 발생되는 고온 고압의 연소 가스를 노즐을 통해 대량 방출시킴으로써 추력을 얻는 장치이다.
그러나, 이러한 액체 로켓 엔진은 연소실 내에서 연소가 이루어지는 동안에 임의의 특정한 음향 모드(acoustic mode)를 갖는 연소 불안정성이 발생될 확률이 높다. 더욱이, 연소 불안정성의 발생과 이의 증폭은 엔진 파손의 치명적인 문제점을 야기하여 액체 로켓 엔진의 신뢰성을 저해한다.
최근에 들어, 액체 로켓 엔진의 연소 불안정성을 해소하기 위하여 제안된 기술은 음향공(acoustic absorber) 또는 배플(baffle)을 활용하는 것이다.
먼저, 음향공은 엔진 상부의 헤드부 또는 연소실부에 일정한 형태의 공간을 형성하여 연소실의 공진 주파수를 감쇄시키는 것이다. 그리고, 배플은 분사기가 위치한 면에 칸막이 형태의 구조물을 장착하여 연소 가스의 유동을 제어함으로써 공진 주파수를 감쇄하는 것이다.
일반적으로, 널리 활용되는 연소 불안정성의 해소 방안은 배플을 활용한 기술이나 구조물이 연소실 내부에 장착되기 때문에 고온 고압의 연소 가스에 노출되어 용융 또는 파손되는 단점이 있다. 더욱이, 연소 불안정성에 기인하여 엔진과 결하된 다른 구조물 및 부품들이 파손되는 단점이 있다.
따라서, 구조물의 용융 또는 파손을 방지하도록 채택될 수 있는 일반적인 방안은 일정 온도 이상으로 구조물의 온도가 상승되지 않도록 연소안정화 장치의 내부에 냉각 유로를 만들어 추진제를 통과시켜 냉각하는 방식이다. 이 방식의 경우 제작 방식이 복잡해지며 구조물이 고온이 연소가스 열에 의하여 손상되지 않도록 하기 위해서는 고압으로 추진제를 분사시켜야 하기 때문에 저압 엔진 시스템을 사용할 경우 충분한 냉각을 위해서는 별도의 가압 장치를 부설하여 고압으로 연료를 분사시켜 냉각하여야 하지만, 엔진 형상 및 전체적인 전체적인 추진 시스템이 복잡해지는 부차적인 문제를 야기한다. 또한, 추진제 탱크를 고압으로 가압하여 연소안정화 장치를 냉각시키는 일 방안은 고압에 견딜 수 있도록 탱크의 두께를 증가시켜 탱크의 중량비를 증가시켜 전체적인 발사체의 구조 중량비가 증가됨으로써 발사체의 성능을 저하시키는 치명적인 문제점을 야기한다.
상기와 같은 문제점을 해소하기 위하여 창출된 본 발명의 목적은, 기하학적 형상에 의해 액체 로켓 엔진의 연소 불안정성을 제어할 수 있는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치를 제공함에 있다.
이러한 본 발명의 목적은, 일면과 일면에 대향된 면이 개방되어 있으며, 제 1 폐곡면을 갖는 중공 구조의 허브 부재와; 제 1 폐곡면의 외측부에 각각의 일단부가 탈착 가능하도록 결합된 복수 개의 블레이드 리브 부재와; 일면과 일면에 대향된 면이 개방되어 있으며, 제 2 폐곡면을 갖는 중공 구조로써 제 2 폐곡면의 내측부가 리브 부재의 각 타단부에 연결된 블레이드 연결 부재를 포함하여 구성된 것을 특징으로 하는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치에 의해 달성될 수 있다.
바람직하게는, 본 발명의 제 1 폐곡면은 원주를 따라 형성된 링 형상의 면이다.
보다 바람직하게는, 본 발명의 제 1 폐곡면에는 블레이드 리브 부재의 각 일단부가 결합되는 복수 개의 결합공과, 결합공 보다 내경이 작은 복수 개의 점화 화염 유도공이 형성된다.
보다 바람직하게는, 본 발명의 결합공과 점화 화염 유도공의 중심은 제 1 폐곡면의 동일한 원주를 따라 형성된다.
바람직하게는, 본 발명의 허브 부재는 금속 코어와, 금속 코어의 표면에 형성된 내열재로 구성된다.
보다 바람직하게는, 본 발명의 금속 코어는 결합공을 기준으로 하여 허브 부재의 양측 폭 방향에 각기 하나씩 내열재에 내장된다.
보다 바람직하게는, 본 발명의 내열재의 일측에 내장된 금속 코어는 내열재에 대하여 적어도 일면 이상이 부분 노출되어 있으며, 금속 코어의 노출된 일면에 단턱부가 형성된다.
바람직하게는, 본 발명의 블레이드 리브 부재는 금속 코어와, 금속 코어의 표면에 형성된 내열재로 구성된다.
보다 바람직하게는, 본 발명의 금속 코어는 내열재에 대하여 일면이 노출되어 있으며, 노출된 일면에 철부(凸部)가 형성된다.
보다 바람직하게는, 본 발명의 금속 코어의 폭 방향 단면 형상은 사각 로드 형상을 기본으로 하여 사각 로드의 길이 방향을 따라 복수 개의 쐐기가 이격 형성된 복합 형상이다.
보다 바람직하게는, 본 발명의 금속 코어는 복수 개의 관통공이 형성된다.
바람직하게는, 본 발명의 제 2 폐곡면은 원주를 따라 형성된 링 형상의 면이다.
바람직하게는, 본 발명은 제 2 폐곡면에 복수 개의 조립 관통공이 형성된다.
보다 바람직하게는, 본 발명은 제 2 폐곡면의 일측면에 단턱부가 형성된다.
보다 바람직하게는, 본 발명은 제 2 폐곡면의 내측면에 코팅 형성된 지르코니아 내열 코팅막을 더 포함한다.
바람직하게는, 본 발명의 블레이드 연결 부재는 블레이드 부재 및 허브 부재의 높이 보다 낮은 높이이다.
바람직하게는, 본 발명의 블레이드 연결 부재는 복수 개로 분할된 분할편으로 구성되어 있되, 분할편들은 각기 대응된 하나 이상의 리브 부재와 연결된다.
보다 바람직하게는, 본 발명의 블레이드 연결 부재는 2N 개 (N : 양의 정수) 이상으로 균등 분할된 복수 개의 분할편으로 구성된다.
이하, 도면을 참조하여 본 발명의 구성을 상세히 설명하면 다음과 같다.
도 1은 본 발명에 의한 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치를 나타내는 사시도이고, 도 2는 도 1의 결합 사시도이다.
도 1 및 도 2를 참조하면, 본 발명에 의한 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치는 허브 부재(10)와, 허브 부재(10)의 외측면에 일단부가 각기 결합된 복수 개의 블레이드 리브 부재(20)와, 블레이드 리브 부재(20)의 각 타단부와 연결된 블레이드 연결 부재(30)를 포함하여 구성되어 있다.
허브 부재(10)는 상부면과 그 상부면에 대향된 하부면이 개방되어 있으며, 제 1 폐곡면(12)을 갖는 중공 구조이다.
제 1 폐곡면(12)은 원주를 따라 형성된 면이며 예컨대 링 형상으로 형성되어 있다.
제 1 폐곡면(12)은 블레이드 리브 부재(20)의 각 일단부가 결합되는 복수 개의 결합공(12a)과, 결합공(12a) 보다 내경이 작은 복수 개의 점화 화염 유도공 (12b)이 형성되어 있다. 여기서, 결합공(12a) 및 점화 화염 유도공(12b)은 제 1 폐곡면(12)의 폭 방향 지름이 원주 방향 지름보다 큰 장방향의 관통공이다.
그리고, 결합공(12a) 및 점화 화염 유도공(12b)의 중심은 제 1 폐곡면(12)의 동일한 원주를 따라 위치된다. 또한, 점화 화염 유도공(12b)은 결합공(12a) 사이에 복수 개가 형성되어 있다.
블레이드 리브 부재(20)는 각각의 돌출된 일단부(22)가 허브 부재(10)의 결합공(12a)에 삽입되어 결합되어 있으며, 각기 대응된 타단부는 블레이드 연결 부재 (30)에 연결되어 있다. 즉, 블레이드 리브 부재(20)는 블레이드 연결 부재(30)와 일체로 형성되어 있다.
블레이드 연결 부재(30)는 상부면과 그 상부면에 대향된 면이 개방되어 있으며, 제 2 폐곡면(32)을 갖는 중공 구조이다. 여기서, 블레이드 연결 부재(30)는 블레이드 리브 부재(20) 및 허브 부재(10)의 높이 보다 낮은 높이를 갖는다.
제 2 폐곡면(32)은 원주를 따라 형성된 면이며 예컨대 링 형상으로 형성되어 있다.
또한, 제 2 폐곡면(32)은 액체 로켓 엔진(도시 안됨)의 헤드부와 체결되도록 복수 개의 조립 관통공(32a)이 형성되어 있다. 그리고, 제 2 폐곡면(32)의 하측부는 액체 로켓 엔진의 헤드부 및 인젝터 페이스(Injector face)와 끼워맞춤되어 진동 및 구조적인 안정성을 제공하도록 단턱부(32b)가 형성되어 있다.
제 2 폐곡면(32)의 내측면은 고온의 연소 가스와 접촉되어 열 손상되는 것을 방지하도록 지르코니아(zirconia)를 이용하여 내열 코팅막(32c)이 형성되어 있다(도 2의 확대 단면도 참조).
또한, 블레이드 연결 부재(30)는 복수 개로 분할된 분할편(34)으로 조립되어 있되, 분할편들(34)은 각기 대응된 리브 부재(20)와 일체로 형성되어 있다. 특히, 블레이드 연결 부재는 균등하게 6분할되어 있다.
본 발명에 의한 블레이드 연결 부재(30)는 6 균등 분할된 것에 한정하여 설명되었지만, 이에 한정하지 않고 2N 개 또는 2N ＋ 1 개 (N : 양의 정수) 이상으로 균등 분할될 수 있다.
도 3은 본 발명에 의한 허브 부재를 나타내는 사시도이고, 도 4는 도 3의 Ⅳ - Ⅳ선을 따라 절단한 단면도이고, 도 5는 도 3의 Ⅴ - Ⅴ선을 따라 절단한 단면도이다.
도 3 내지 도 5를 참조하면, 본 발명에 의한 허브 부재(10)는 제 1 폐곡면 (12)의 동일한 원주를 따라 6개의 결합공(12a) 및 12개의 점화 화염 유도공(12b)이 형성되어 있다.
여기서, 결합공(12a)은 리브 부재(20)의 일단부가 삽입 결합되는 관통공이며, 점화 화염 유도공(12b)은 초기 점화기(도시 안됨)에서 발생한 점화 화염을 연소실(도시 안됨) 내부에 잘 분포되도록 하는 관통공이다.
허브 부재(10)의 단면 구조를 살펴 보면, 허브 부재(10)는 금속 코어(11)와, 금속 코어(11)의 표면에 형성된 내열재(13)로 구성되어 있다.
이를 좀 더 상세히 설명하면, 본 발명에 의한 허브 부재(10)의 금속 코어 (11)는 결합공(12a)을 기준으로 하여 허브 부재(10)의 양측 폭 방향에 각기 하나씩 내열재에 내장되어 있다. 또한, 내열재(13)의 하측부에 내장된 금속 코어(11)는 내열재(13)에 대하여 적어도 일면 이상이 부분 노출되어 있으며, 금속 코어(11)의 노출된 일면에 단턱부(11a)가 형성되어 있다.
도 6은 본 발명에 의한 블레이드 리브 부재 및 블레이드 연결 부재를 나타내는 사시도이고, 도 7은 도 6의 Ⅶ - Ⅶ선을 따라 절단한 단면도이고, 도 8은 도 6의 Ⅷ - Ⅷ선을 따라 절단한 단면도이다.
도 6 내지 도 8을 참조하면, 본 발명에 의한 블레이드 리브 부재(20)와 블레이드 연결 부재(30)는 일체로 형성되어 있으며, 블레이드 연결 부재(30)는 4개의 조립 관통공(32a)이 형성되어 있다.
여기서, 미설명부호 "22"는 돌출된 "일단부"이다.
블레이드 리브 부재(20)는 금속 코어(21)와, 금속 코어(23)의 표면에 형성된 내열재(23)로 구성되어 있다. 여기서, 금속 코어(21)는 내열재(23)에 대하여 하측면이 노출되어 있으며, 노출된 하측면에는 철부(凸部)(21a)가 형성되어 있다.
그리고, 금속 코어(21)의 폭 방향 단면 형상은 사각 로드 형상을 기본으로 하여 상기 사각 로드의 길이 방향을 따라 복수 개의 쐐기가 이격 형성된 복합 형상이다. 또한, 금속 코어(21)는 복수 개의 관통공(21b)이 형성되어 있으며, 이 관통공 (21b)에 내열재(23)가 충전되어 있다.
블레이드 연결 부재(30)의 하측부는 액체 로켓 엔진의 헤드부 및 인젝터 페이스(Injector face)와 끼워맞춤되어 진동 및 구조적인 안정성을 제공하도록 단턱부 (32b)가 형성되어 있다.
도 9는 종래 기술에 의한 액체 로켓 엔진의 엔진 연소기 내부 압력 섭동상태를 나타내는 그래프이고, 도 10은 본 발명에 의한 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치를 장착한 로켓 엔진의 엔진 연소기 내부 압력 섭동상태를 나타내는 그래프이다.
먼저 도 9에 도시된 바와 같이, 일반적인 액체 로켓 엔진은 엔진 연소기 내부에서 발생된 압력 섭동이 시간의 경과에 따라 감쇄되지 않는 것이 확인되었다. 따라서, 이러한 액체 로켓 엔진은 전술된 바와 같이 공진 주파수가 증가되어 엔진 파손의 치명적인 문제점을 야기할 수 있다.
또한 도 10에 도시된 바와 같이, 본 발명에 의한 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치를 장착한 로켓 엔진은 엔진 연소기 내부에서 초기에 압력 섭동이 발생하지만 시간의 경과에 따라 현저하게 감쇄되는 것을 확인되었다. 따라서, 본 발명은 간단한 기하학적인 형상을 갖는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치에 의해 엔진 연소기의 내부에 발생되는 압력 섭동이 단시간에 감쇄되어 종래 기술에서 야기될 수 있는 엔진의 파손과 같은 치명적인 문제점을 원천적으로 방지할 수 있는 효과가 있다.
도 11 및 도 12는 본 발명에 의한 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치를 장착한 로켓 엔진의 연소 전, 후를 나타내는 칼라 사진으로써, 엔진 연소기 내부에는 그을름이 많이 형성되었으나 도 10에 도시된 바와 같이, 압력 섭동이 감쇄되어 본 발명에 의한 액체 엔진 로켓용 연소 안정화장치가 파손되지 않고 최초 설치된 형태를 유지하고 있음을 나타내고 있다.
이상에서 설명된 본 발명은 일실시예에 한정되어 설명되었지만, 이에 한정되지 않고 본 발명이 속하는 분야의 통상적인 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있는 정도의 변형은 본 발명의 기술적 사상에 속하는 것임은 자명하다.
이상의 구성을 갖는 본 발명은 다음과 같은 이점(利點)이 있다.
첫째, 본 발명은 간단한 기하학적 형상을 갖는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치에 의해 액체 로켓 엔진의 완전 연소를 구현할 수 있다. 본 발명은 종래의 내부 냉각 방식을 이용하지 않고 금속 코어와 내열재를 활용한 복합 내열재 구조를 이용한 흡열 냉각 방식을 채택함으로써 액체 로켓 엔진 시스템을 단순화하여 엔진의 신뢰성을 증가시키고 제작 비용을 절감할 수 있다.
둘째, 본 발명은 액체 로켓 엔진의 점화시 엔진 연소기 내부에 발생되는 압력 섭동을 단시간에 감쇄시켜 연소 불안정성을 개선할 수 있다. 결과적으로, 본 발명은 연소 불안정에 의해 야기되던 구조물의 용융 또는 파손 그리고, 탱크의 파손 등을 미연에 방지할 수 있다.
셋째, 본 발명은 액체 로켓 엔진의 구조 변경없이 액체 로켓 엔진의 헤드부에 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치를 장착 및 탈착이 가능하도록 하여 액체 로켓 엔진을 개발할 때 연소안정하 장치가 손상되더라도 엔진 헤드부를 재제작하지 않고 연소안정화 장치만 교체할 수 있다.
넷째, 본 발명은 구성이 간단하여 제작 비용이 저렴하며 장착 또는 탈거가 용이하여 유지 보수가 간단하다. 따라서, 본 발명의 구성은 연소 안정성이 확보된 액체 로켓 엔진의 개발 시간을 단축할 수 있는 특징이 있다.
도 1은 본 발명에 의한 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치를 나타내는 사시도이다.
도 2는 도 1의 결합 사시도이다.
도 3은 본 발명에 의한 허브 부재를 나타내는 사시도이다.
도 4는 도 3의 Ⅳ - Ⅳ선을 따라 절단한 단면도이다.
도 5는 도 3의 Ⅴ - Ⅴ선을 따라 절단한 단면도이다.
도 6은 본 발명에 의한 블레이드 리브 부재 및 블레이드 연결 부재를 나타내는 사시도이다.
도 7은 도 6의 Ⅶ - Ⅶ선을 따라 절단한 단면도이다.
도 8은 도 6의 Ⅷ - Ⅷ선을 따라 절단한 단면도이다.
도 9는 일반적인 액체 로켓 엔진의 엔진 연소기 내부 압력 섭동상태를 나타내는 그래프이다.
도 10은 본 발명에 의한 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치를 장착한 로켓 엔진의 엔진 연소기 내부 압력 섭동상태를 나타내는 그래프이다.
도 11은 본 발명에 의한 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치가 로켓 엔진 헤드부에 장착된 상태를 나타내는 사진이다.
도 12는 도 11의 연소 시험후 상태를 나타내는 사진이다.
<< 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명 >>
10 : 허브 부재
11 : 금속 코어 11a : 단턱부
12 : 제 1 폐곡면 12a : 결합공
12b : 점화 화염 유도공
13 : 내열재
20 : 블레이드 리브 부재
21 : 금속 코어 21a : 철부(凸部)
21b : 관통공
22 : 돌출된 일단부
23 : 내열재
30 : 블레이드 연결 부재
32 : 제 2 폐곡면 32a : 조립 관통공
32b : 단턱부

Claims (18)

  1. 일면과 상기 일면에 대향된 면이 개방되어 있으며, 제 1 폐곡면을 갖는 중공 구조의 허브 부재와;
    상기 제 1 폐곡면의 외측부에 각각의 일단부가 탈착 가능하도록 결합된 복수 개의 블레이드 리브 부재와;
    일면과 상기 일면에 대향된 면이 개방되어 있으며, 제 2 폐곡면을 갖는 중공 구조로써 상기 제 2 폐곡면의 내측부가 상기 리브 부재의 각 타단부에 연결된 블레이드 연결 부재를 포함하여 구성된 것을 특징으로 하는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 폐곡면은 원주를 따라 형성된 링 형상의 면인 것을 특징으로 하는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치.
  3. 제 3 항에 있어서,
    상기 제 1 폐곡면에는 상기 블레이드 리브 부재의 각 일단부가 결합되는 복수 개의 결합공과, 상기 결합공 보다 내경이 작은 복수 개의 점화 화염 유도공이 형성된 것을 특징으로 하는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치.
  4. 제 3 항에 있어서,
    상기 결합공과 상기 점화 화염 유도공의 중심은 상기 제 1 폐곡면의 동일한 원주를 따라 형성된 것을 특징으로 하는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 허브 부재는 금속 코어와, 상기 금속 코어의 표면에 형성된 내열재로 구성된 것을 특징으로 하는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치.
  6. 제 3 항 또는 제 5 항에 있어서,
    상기 금속 코어는 상기 결합공을 기준으로 하여 상기 허브 부재의 양측 폭 방향에 각기 하나씩 상기 내열재에 내장된 것을 특징으로 하는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치.
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 내열재의 일측에 내장된 상기 금속 코어는 상기 내열재에 대하여 적어도 일면 이상이 부분 노출되어 있으며, 상기 금속 코어의 노출된 일면에 단턱부가 형성된 것을 특징으로 하는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치.
  8. 제 1 항에 있어서,
    상기 블레이드 리브 부재는 금속 코어와, 상기 금속 코어의 표면에 형성된 내열재로 구성된 것을 특징으로 하는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치.
  9. 제 8 항에 있어서,
    상기 금속 코어는 상기 내열재에 대하여 일면이 노출되어 있으며, 상기 노출된 일면에 철부(凸部)가 형성된 것을 특징으로 하는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치.
  10. 제 8 항에 있어서,
    상기 금속 코어의 폭 방향 단면 형상은 사각 로드 형상을 기본으로 하여 상기 사각 로드의 길이 방향을 따라 복수 개의 쐐기가 이격 형성된 복합 형상인 것을 특징으로 하는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치.
  11. 제 8 항에 있어서,
    상기 금속 코어는 복수 개의 관통공이 형성된 것을 특징으로 하는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치.
  12. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 2 폐곡면은 원주를 따라 형성된 링 형상인 것을 특징으로 하는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치.
  13. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 2 폐곡면에 복수 개의 조립 관통공이 형성된 것을 특징으로 하는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치.
  14. 제 12 항에 있어서,
    상기 제 2 폐곡면의 일측면에 단턱부가 형성된 것을 특징으로 하는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치.
  15. 제 14 항에 있어서,
    상기 제 2 폐곡면의 내측면에 코팅 형성된 지르코니아 내열 코팅막을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치.
  16. 제 1 항에 있어서,
    상기 블레이드 연결 부재는 상기 블레이드 부재 및 상기 허브 부재의 높이 보다 낮은 높이인 것을 특징으로 하는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치.
  17. 제 1 항에 있어서,
    상기 블레이드 연결 부재는 복수 개로 분할된 분할편으로 구성되어 있되,
    상기 분할편들은 각기 대응된 하나 이상의 상기 리브 부재와 연결된 것을 특징으로 하는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치.
  18. 제 17 항에 있어서,
    상기 블레이드 연결 부재는 2N 개 (N : 양의 정수) 이상으로 균등 분할된 복수 개의 분할편으로 구성된 것을 특징으로 하는 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치.
KR1020030079743A 2003-11-12 2003-11-12 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치 KR20050045605A (ko)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020030079743A KR20050045605A (ko) 2003-11-12 2003-11-12 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치
US10/734,279 US7036303B2 (en) 2003-11-12 2003-12-15 Ablative baffle for a liquid rocket engine thrust chamber
JP2004326516A JP4065446B2 (ja) 2003-11-12 2004-11-10 液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020030079743A KR20050045605A (ko) 2003-11-12 2003-11-12 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20050045605A true KR20050045605A (ko) 2005-05-17

Family

ID=34545859

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020030079743A KR20050045605A (ko) 2003-11-12 2003-11-12 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치

Country Status (3)

Country Link
US (1) US7036303B2 (ko)
JP (1) JP4065446B2 (ko)
KR (1) KR20050045605A (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102270755B1 (ko) 2019-12-20 2021-06-29 한국항공우주연구원 일체형 배플 분사기 및 이의 제조방법

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080264372A1 (en) * 2007-03-19 2008-10-30 Sisk David B Two-stage ignition system
US8794545B2 (en) * 2009-09-25 2014-08-05 General Electric Company Internal baffling for fuel injector
DE102016209650B4 (de) 2016-06-02 2019-03-14 Arianegroup Gmbh Einspritzvorrichtung für ein raketentriebwerk
USD878515S1 (en) * 2018-05-11 2020-03-17 Trans Tank International Pty Ltd Fluid baffle component
CN110439710B (zh) * 2019-08-16 2020-09-08 西北工业大学 一种变工况液体火箭发动机推力室
CN111964527B (zh) * 2020-07-14 2022-07-29 北京航天发射技术研究所 一种高效低成本的发射平台热防护系统

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2884859A (en) * 1955-11-04 1959-05-05 James M Alexander Rocket projectile
US3242670A (en) * 1962-08-27 1966-03-29 United Aircraft Corp Segmented baffle injector design
US3790088A (en) * 1967-08-29 1974-02-05 Us Army Propellant splash plate having flow directing means
US3479819A (en) * 1967-09-12 1969-11-25 United Aircraft Corp Injector
US3545203A (en) * 1968-10-29 1970-12-08 Aerojet General Co Ablative injectors
US3742701A (en) * 1971-06-16 1973-07-03 Us Navy Propellant injector assembly
US6352030B1 (en) * 1998-11-12 2002-03-05 Cordant Technologies Inc. Gas generating eject motor

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102270755B1 (ko) 2019-12-20 2021-06-29 한국항공우주연구원 일체형 배플 분사기 및 이의 제조방법

Also Published As

Publication number Publication date
US7036303B2 (en) 2006-05-02
US20050097883A1 (en) 2005-05-12
JP2005147147A (ja) 2005-06-09
JP4065446B2 (ja) 2008-03-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8973365B2 (en) Gas turbine combustor with mounting for Helmholtz resonators
US7076956B2 (en) Combustion chamber for gas turbine engine
EP3832208B1 (en) Method for operating a multi-fuel injector for a gas turbine engine and combustor for a gas turbine engine
US7197877B2 (en) Support system for a pilot nozzle of a turbine engine
JP5475757B2 (ja) Ｃｍｃデフレクタを備えるガスタービンエンジンの燃焼チャンバ
US6851263B2 (en) Liner for a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity
US20100272953A1 (en) Cooled hybrid structure for gas turbine engine and method for the fabrication thereof
JP6423760B2 (ja) ガスタービン燃焼器の燃料ノズル構造
JP2011064200A (ja) インピンジメント冷却式クロスファイア管組立体
EP1262715A2 (en) Pilot nozzle for a gas turbine combustor and supply path converter
JP6543756B1 (ja) 燃焼器部品、燃焼器、ガスタービン及び燃焼器部品の製造方法
CA2470928C (en) Turbomachine annular combustion chamber
KR20050045605A (ko) 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치
WO2020071399A1 (ja) 航空機用のアニュラ型ガスタービン燃焼器
EP3225917B1 (en) Gas turbine combustor with cross fire tube assembly
US3757522A (en) Devices for pre-vaporising liquid fuel
KR100638112B1 (ko) 액체 로켓 엔진 연소 안정화장치 개발용 임시 배플장치
JPS63143422A (ja) ガスタ−ビン燃焼器
EP3832206B1 (en) Combustor for a gas turbine engine
CN112923398A (zh) 一种加力燃烧室防振隔热屏
CN209876983U (zh) 燃油喷嘴、燃烧室以及燃气轮机
RU2766382C9 (ru) Камера сгорания газовой турбины и способ изготовления топливной форсунки
EP2719950B1 (en) System and method for separating fluids
JPH1114056A (ja) ガスタービン燃焼器
WO2023127718A1 (ja) ガスタービンの燃焼器

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E601 Decision to refuse application