KR20090073642A - Novel propulsion system combined with bipropellant rocket using hydrogen peroxide gas generator and operating method of the same - Google Patents

Novel propulsion system combined with bipropellant rocket using hydrogen peroxide gas generator and operating method of the same Download PDF

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KR20090073642A
KR20090073642A KR1020070141639A KR20070141639A KR20090073642A KR 20090073642 A KR20090073642 A KR 20090073642A KR 1020070141639 A KR1020070141639 A KR 1020070141639A KR 20070141639 A KR20070141639 A KR 20070141639A KR 20090073642 A KR20090073642 A KR 20090073642A
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hydrogen peroxide
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ramjet
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권세진
박근홍
안성용
임하영
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한국과학기술원
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    • F02K7/18Composite ram-jet/rocket engines

Abstract

A propulsion system combined with a bipropellant rocket using hydrogen peroxide gas generator and an operating method of the same are provided to progress as a ramjet gradually by initially forming combustion chamber environment in the ram combustion for thrust generation. A propulsion system combined with a bipropellant rocket using hydrogen peroxide gas generator comprises: a diffuser(160); a fuel injection nozzle(150); a combustion chamber; a control door(400) being equipped at the inlet of the diffuser and controlling air volume; a hydrogen peroxide gas generator(300) equipped at the front end of the combustion chamber; and a controller controlling the control door, a gas generator and a fuel injection nozzle. When the controller controls the control door and the hydrogen peroxide gas generator, inhaled air volume is gradually increased and the power of the hydrogen peroxide gas generator is gradually decreased.

Description

과산화수소 가스발생기를 이용한 이원추진제 로켓이 결합된 복합사이클 추진 시스템 및 그 운전방법{NOVEL PROPULSION SYSTEM COMBINED WITH BIPROPELLANT ROCKET USING HYDROGEN PEROXIDE GAS GENERATOR AND OPERATING METHOD OF THE SAME}NOVEL PROPULSION SYSTEM COMBINED WITH BIPROPELLANT ROCKET USING HYDROGEN PEROXIDE GAS GENERATOR AND OPERATING METHOD OF THE SAME}
본 발명은 램제트 복합사이클 추진 시스템에 관한 것으로, 좀 더 자세하게는 초기 추력 제공에 과산화수소 가스발생기를 이용한 이원추진제 로켓을 적용함으로써 추가적인 부스터가 필요 없어 원활한 추진 천이가 가능하고, 친환경적인 램제트 복합사이클 추진 시스템에 관한 것이다.The present invention relates to a ramjet hybrid cycle propulsion system, and more specifically, by applying a binary propulsion rocket using a hydrogen peroxide gas generator to provide an initial thrust, a smooth propulsion transition is possible without an additional booster, and an environmentally friendly ramjet hybrid cycle propulsion system is provided. It is about.
현재 미국과 일본을 비롯한 항공우주산업의 선진국들은 초음속 비행체 및 극초음속 성층권 비행체의 추진기관으로 사용할 수 있는 신개념 추진시스템에 대한 연구들을 국가적 프로젝트로 진행하고 있다. 이와 같은 배경에는 첫째, 급속히 증대하고 있는 전 세계 항공교통량 수요를 충족시키기 위한 초음속 수송기 개발과 더불어 이에 따른 고속 추진기관에 대한 개발 요구가 증대되고 있는 상황을 들 수 있다. 2006년에 미국과 일본은 차세대 초음속 여객기의 개발 계획을 밝혔다. 이 여객기가 개발되면 도쿄에서 로스앤젤레스 구간을 현재의 절반인 5시간 만에 주파할 수 있게 된다. 일본의 우주항공연구개발기구(JAXA)와 이시카와지마-하리마 중공업 및 가와사키 중공업이 참여하며, 미국에서는 미 항공우주국(NASA)과 보잉(Boeing)이 참여한다. 대형 여객기뿐만 아니라 전 세계적으로 특정 부유층과 비즈니스 고객을 대상으로 하는 8~12인승 초음속 비즈니스 제트기와 소형 초음속 여객기 등의 검토도 이루어지고 있으며, 유럽에서는 콩코드 보다 성능이 향상된 후속 모델에 대한 개발 계획이 구체화 되고 있는 등, 여객 수송용의 차세대 고속 비행체 개발이 점차 현실화 되고 있다.Currently, developed countries in the aerospace industry, including the United States and Japan, are conducting national projects on new concept propulsion systems that can be used as propulsion engines for supersonic and hypersonic stratospheric aircraft. First, the background of this situation is the development of a supersonic transport vehicle to meet the rapidly increasing demand for air traffic in the world and the demand for development of a high-speed propulsion engine. In 2006, the United States and Japan announced plans to develop the next generation of supersonic airliners. The airliner will be able to travel from Tokyo to Los Angeles in half the current five hours. Japan's Aerospace Research and Development Agency (JAXA), Ishikawajima-Harima Heavy Industries and Kawasaki Heavy Industries will participate, and NASA and Boeing will participate in the United States. In addition to large passenger planes, the company is reviewing 8-12-seater supersonic business jets and small supersonic passenger jets targeting specific wealthy and business customers around the world. In Europe, development plans for subsequent models with better performance than Concord are being specified. In recent years, the development of next-generation high-speed aircraft for passenger transportation is becoming a reality.
신개념 추진시스템에 대한 개발 배경 둘째로는, 현재의 위성발사 방법을 획기적으로 개선하기 위한 방법이 요구되고 있기 때문이다. 현재 한반도 상공을 돌고 있는 인공위성은 약 500여개 정도인데, 이중 한반도를 촬영하거나 감시할 수 있는 인공위성만도 400여개로 추정된다. 앞으로 군사, 기상 및 민간위성의 수요는 급증할 것이므로 저비용으로 높은 안정성과 신뢰도를 갖고, 저고도 지구궤도에까지 위성체를 운반시킬 수 있는 재사용이 가능한 새로운 추진기관에 대한 요구가 점차 증대되고 있기 때문이다.Development background of new concept propulsion system Secondly, there is a need for a method to drastically improve the current satellite launching method. There are about 500 satellites currently flying over the Korean peninsula, of which about 400 satellites can be photographed or monitored. As the demand for military, meteorological and civilian satellites will increase rapidly, there is a growing demand for new, reusable propulsion engines with high stability and reliability at low cost and capable of transporting satellites to low-altitude orbits.
신개념 추진시스템에 대한 개발 배경 셋째로, 최근에 군사적 목적으로 초음속 추진기관에 대한 필요성이 대두되고 있기 때문이다. 미국을 위시한 각국은 현재 우주전의 예비 단계로 '준(準) 궤도전(semi-orbital combat)'을 구상중이다. 준 궤도란 인공위성이 활동 중인 궤도에 조금 못 미치는 지상 100km 정도의 높이이다. 한 나라의 영공을 지표면으로부터 대기권까지로 구분하고 있지만 국제 관례상 지상 80~100km 이상은 영공의 범위에 포함시키지 않고 있기 때문이다. 사실상 준 궤도는 우주와 마찬가지로 누구나 사용할 수 있는 공간인 것이다. 즉, 자국의 영공에서 준 궤도에 진입, 초음속으로 적국의 영공으로 날아간 뒤 적진 바로 위에서 재진입하는 비행체를 개발해낸다면 타국의 영공 침해 논란에서 완전히 벗어나 최단거리 루트로 적을 공격하는 것이 가능하다. 지난 2004년 영국 버진 캘럭틱사의 민간 우주여행선 스페이스쉽 원(Spaceship One)이 지상 111km에서의 비행에 성공한 것에서 알 수 있듯이 공격형 위성과 달리 준 궤도 비행체는 이미 관련기술이 안정화 및 검증화 단계에 도달해 있다. 이와 관련하여 대표적인 군용 준 궤도 비행기 개발 계획은 미 해군우주사령부의 '서스테인(Sustain) 프로젝트'와 미 공군의 '오로라(Aurora) 프로젝트'를 들 수 있다. 서스테인은 준 궤도를 통해 해군 특수부대를 수송하는 일종의 우주 수송기다. 13명의 대원을 태울 수 있는 착륙기 '핫 이글(Hot Eagle)'과 이를 대기권 밖으로 싣고 갈 모선(mother ship)을 결합한 형태로 고안되고 있는데, 오는 2025년 프로토타입 모델의 시험비행을 목표로 하고 있다. 핫 이글에는 최대 마하 10의 속도를 낼 수 스크램젯(scramjet)엔진이 장착될 계획이며 동남아시아 지역은 단 몇 분이면 파병이 가능하고 가장 멀리 떨어진 국가라 해도 2시간 이내에 도착할 수 있다.Third, the background of the development of a new concept propulsion system is because the need for a supersonic propulsion engine has recently emerged for military purposes. Countries, including the United States, are now planning "semi-orbital combat" as a preliminary phase of space warfare. The quasi-orbit is about 100 kilometers above the ground, just below the satellite's orbit. Although the airspace of a country is divided from the surface to the atmosphere, international customs do not include more than 80 to 100 kilometers above the ground. In fact, quasi-orbit is space that anyone can use like the universe. In other words, if you develop a vehicle that enters a quasi-orbit from its own airspace, flies into the airspace of an enemy at supersonic speeds, and reenters just above the enemy, it is possible to attack the enemy with the shortest route completely out of the controversy of invasion of other countries. In contrast to the attack satellites, in 2004, the Virgin Spacecraft One, a British space traveler, Spaceship One, succeeded in flying 111 km above the ground, quasi-orbital aircraft have already reached the stabilization and validation stage. Do it. Representative plans for the development of military quasi-orbital aircraft in this regard include the US Navy Space Command's Sustain Project and the US Air Force's Aurora Project. Sustain is a type of spacecraft that transports naval special forces through suborbits. It is designed as a combination of a 13 crew landing aircraft, the 'Hot Eagle' and a mother ship that will carry it out of the atmosphere, aiming for a prototype flight in 2025. . The Hot Eagles will be equipped with a scramjet engine capable of speeds up to Mach 10. Southeast Asia can be deployed in just a few minutes and arrive in less than two hours, even in the farthest countries.
한편, 음속 또는 극초음속 비행체용 추진기관은 산화제 공급방식에 따라 공기흡입형과 로켓 그리고 이들을 혼합한 형태인 복합사이클 추진기관으로 구분할 수 있다. 재사용이 가능하다는 측면에서 미래의 추진기관들은 공기흡입형과 복합사이클이 주류를 이룰 것으로 예상되는데, 그 중에서도 램제트 엔진은 대표적인 공기흡입형 추진기관의 일종으로 산화제가 필요 없어 컴팩트(compact)하게 저중량으로 규현할 수 있다는 장점으로 선진국을 중심으로 집중적으로 연구되어 왔다.On the other hand, the propulsion engine for a sonic or ultrasonic vehicle can be classified into an air intake type and a rocket and a combined cycle propulsion engine in the form of a mixture thereof, depending on the oxidant supply method. In terms of reusability, future propulsion engines are expected to be mainstream with air suction and combined cycles. Among them, ramjet engine is a representative air suction propulsion engine, which does not require oxidizing agent. It has been intensively researched in developed countries for its merits.
램제트 추진기관은 램압축 효과를 통한 공기흡입 방법을 도입한 것으로 별도의 압축장치가 필요 없는 공기흡입식 추진기관의 일종이다. Ramjet propulsion engine adopts air suction method through ram compression effect and is a kind of air suction propulsion engine that does not need a separate compression device.
도 1에 종래 실용화된 램제트 추진기관을 간략하게 도시하였다. 터보제트는 터빈에서 동력을 얻어 압축기로 공기를 압축하는데 반해, 램제트는 압축기를 없애고 고속 비행으로 인한 기압(램압)으로 공기를 압축한다. 따라서 압축기와 터빈이 불필요하게 되어 구조가 아주 간단하다. 램제트 추진기관을 장착한 비행체가 초음속(M>1)으로 비행하면 램제트 입구로 공기가 초음속 상태로 들어와 디퓨져(diffuser)를 지나면서 아음속(M<1)으로 속도가 떨어진다. 이 때, 공기압이 급속이 상승하여 터보제트의 압축기와 같은 효과를 얻는다. 연료 인젝터로부터 고압의 공기에 연료가 분사되고, 연료실에서 연소가 일어나며, 고온고압의 연소가스가 노즐을 지나 초음속으로 토출된다. 상기 토출가스의 반작용으로 추진력이 발생한다.Figure 1 briefly shows a conventional ramjet propulsion engine. Turbojets use power from turbines to compress air into compressors, while ramjets compress air to air pressure (ram pressure) due to high speed flight. Therefore, the compressor and the turbine are unnecessary, and the structure is very simple. When a vehicle equipped with a ramjet propulsion engine flies at supersonic speed (M> 1), air enters the supersonic state at the ramjet inlet, and passes through a diffuser and drops to subsonic speed (M <1). At this time, the air pressure rises rapidly to obtain the same effect as the compressor of the turbojet. Fuel is injected into the high pressure air from the fuel injector, combustion occurs in the fuel chamber, and the high temperature and high pressure combustion gas is discharged at a supersonic speed through the nozzle. The driving force is generated by the reaction of the discharge gas.
그러나 상기 램제트 추진기관은 여러 가지 장점에도 불구하고 실용화되기는 쉽지 않다. 가장 큰 이유는 램제트 엔진이 초음속에서 작동하는 바, 정지상태에서 는 작동하지 않으며 낮은 속도에서는 효율이 떨어진다는 점 외에도, 운전속도에 도달하기 위해 초기 추력 제공을 위한 부가적인 추진기관이 필요하다는 것이다.However, the ramjet propulsion engine is not easy to be used despite various advantages. The main reason is that the ramjet engine operates at supersonic speed, which does not work at standstill and is less efficient at low speeds, and requires additional propulsion to provide initial thrust to reach the operating speed.
도 2에는 초기 추력 제공이 가능하도록 구현된 것 중, 대표적인 실시예로 IRR(Integrated Rocket Ramjet)을 도시하였다. IRR은 다시 액체연료를 이용하는 LIRR(Liquid-fueled IRR)과 SIRR(Solid-fueled IRR)로 나뉘는데, SIRR은 연료량 조절은 쉽지 않으나 신뢰도가 높고 형태가 간단하다는 이유로 주로 이용되고 있다. 도 2는 SIRR의 일종으로 연소챔버(10) 내에 고체연료를 사용하는 로켓부스터를 결합해 넣은 형태이다. 도 2(a)에서와 같이 초기 추력 제공단계에서는 흡입구 도어(70)를 폐쇄한 상태에서 부스터 그레인(20)의 연료를 태워 로켓부스터만으로 속도를 올린다. 속도가 초음속으로 진입하여 램제트가 작동할 수 있는 환경으로 바뀌면, 도 2(b)와 같이 부스터 노즐(30)은 떼어 내어 버리고 입구포트커버(40)를 파열시킨 후, 흡입구 도어(70)를 열어 공기를 받아들이는 천이단계를 진행한다. 도 2(c)에서와 같이 램제트 연료(60)가 공급되고, 램압력에 의하여 압축된 공기와의 혼합으로 연소가 정상적으로 진행되면 비로소 램제트 추진단계가 완료된다.FIG. 2 illustrates an integrated rocket ramjet (IRR) as a representative embodiment among those implemented to provide initial thrust. IRR is divided into liquid-fueled IRR (LiRR) and solid-fueled IRR (SIRR), which are used for liquid fuel control. Figure 2 is a type of SIRR coupled to the rocket booster using a solid fuel in the combustion chamber 10. In the initial thrust providing step as shown in Figure 2 (a) by burning the fuel of the booster grain 20 in a state in which the inlet door 70 is closed to increase the speed by only the rocket booster. When the speed enters the supersonic speed and changes to an environment in which the ramjet can operate, the booster nozzle 30 is removed and the inlet port cover 40 is ruptured as shown in FIG. 2 (b), and then the inlet door 70 is opened. Proceed with the transition stage to receive air. When the ramjet fuel 60 is supplied as shown in FIG. 2 (c) and the combustion proceeds normally by mixing with the compressed air by the ram pressure, the ramjet propulsion step is completed.
상기 SIRR의 복합사이클 추진기관은 로켓부스터가 램제트의 연소실 안으로 결합되어 구조가 간단하며 로켓보다 높은 비추력을 갖는다는 장점은 있으나, 부스터 연료와 액체 램제트 연료가 서로 달라 연소특성의 차이가 발생하고, 천이단계에서 부스터 노즐을 떼어내야 하는 등의 기구적 난이점으로 인해 원활한 추진력의 천 이가 어렵다는 문제점이 있다.The SIRR's combined cycle propulsion engine has the advantage that the rocket booster is coupled to the combustion chamber of the ramjet and has a simple structure and a higher non-thrust than the rocket. However, since the booster fuel and the liquid ramjet fuel are different from each other, there are differences in combustion characteristics. Due to mechanical difficulties such as removing the booster nozzle at the stage, there is a problem that it is difficult to smoothly transition the driving force.
또한, 최근 우주개발, 비행체개발의 추세는 저비용/친환경으로 정의할 수 있는데, 이는 강화되는 환경기준으로 인한 것이며, 성능은 우수하지만 독성이 있거나 환경에 유해한 추진제의 사용이 점차 제한되고 있는 추세이다. 기존의 추진제를 사용하면서 환경요구조건을 충족시키기 위해 소요되는 비용이 매우 커짐에 따라 주변 환경에 최소한의 영향을 미치는 추진제에 대한 개발이 활발히 진행되고 있으며, 이러한 친환경적인 추진제를 "green propellant"라고 하고, 이와 관련된 학술대회도 활발히 개최되고 있다. 인공위성 또는 발사체의 자세제어용 추력기의 단일추진제로 하이드라진을 많이 사용하고 있다. 그러나 하이드라진은 높은 비추력을 가지고 있으나, 하이드라진 및 배출가스가 발암물질로서 독성이 강해 취급이 어렵고 이에 따라 취급 및 처리에 많은 비용이 소요되는 문제점을 갖는다.In addition, the recent trend of space development and aircraft development can be defined as low cost / eco-friendly, which is due to the strengthened environmental standards, the use of propellants which are excellent in performance but toxic or harmful to the environment is gradually being restricted. As the cost of meeting existing environmental requirements is very high with the use of existing propellants, the development of propellants that have minimal impact on the surrounding environment is being actively developed. This eco-friendly propellant is called "green propellant". In addition, academic conferences are being actively held. Hydrazine is widely used as a single propulsion agent for thrusters for satellite or projectile attitude control. However, hydrazine has a high non-thrust, but hydrazine and exhaust gases are carcinogenic and toxic and thus difficult to handle, and thus have a high cost of handling and processing.
본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위한 것으로, 초기 추력 제공은 무리 없이 가능하되, 추가적인 부스터가 필요 없어 원활한 추진 천이가 가능하며, 친환경적인 램제트 복합사이클 추진 시스템을 제공하고자 하는 것이다.The present invention is to solve the above problems, it is possible to provide the initial thrust without difficulty, it is possible to provide a smooth propulsion transition without the need for an additional booster, to provide an environment-friendly ramjet composite cycle propulsion system.
상기의 목적을 달성하기 위하여 본 발명은 디퓨져(160), 연료분사기(150) 및 연소챔버(130)를 포함하는 램제트 추진 시스템에 있어서, 상기 램제트 추진 시스템은 디퓨져(160)의 입구에 구비되어 흡입되는 공기량을 조절하는 콘트롤도어(400); 연소챔버(130)의 전단에 구비되는 과산화수소 가스발생기(300); 및 상기 콘트롤도어(400), 가스발생기(300) 및 연료분사기(150)를 제어하는 제어부(도면 미도시);를 포함하는 것이 특징인 이원추진제 로켓이 결합된 램제트 추진 시스템을 제공한다.In order to achieve the above object, the present invention provides a ramjet propulsion system including a diffuser 160, a fuel injector 150 and a combustion chamber 130, the ramjet propulsion system is provided at the inlet of the diffuser 160, suction Control door 400 for adjusting the amount of air that is; A hydrogen peroxide gas generator 300 provided at the front end of the combustion chamber 130; And a control unit (not shown) for controlling the control door 400, the gas generator 300, and the fuel injector 150. The ramjet propulsion system in which the binary propulsion rocket is coupled is provided.
상기 제어부(도면 미도시)는 콘트롤도어(400)와 과산화수소 가스발생기(300)를 제어함에 있어서, 흡입되는 공기량을 점차적으로 증가시킴에 따라 과산화수소 가스발생기(300)의 파워를 점차적으로 줄이는 것이 특징이다.The control unit (not shown) is characterized in that to control the control door 400 and the hydrogen peroxide gas generator 300, the power of the hydrogen peroxide gas generator 300 is gradually reduced as the amount of intake air is gradually increased. .
상기 콘트롤도어(400)는 복수의 블레이드(410)를 포함하고, 상기 블레이드(410)는 힌지축(420)에 연결된 회전모듈(430)에 의하여 회전 가능하다.The control door 400 includes a plurality of blades 410, the blade 410 is rotatable by the rotation module 430 connected to the hinge shaft 420.
또한, 상기 과산화수소 가스발생기(300)는 과산화수소를 저장하는 저장탱크(310); 저장탱크(310)에서 공급되는 과산화수소를 액적화하는 스프레이노즐(320); 저온용 1차촉매베드(330); 고온용 2차촉매베드(340); 및 축소노즐(350)을 순차적으로 포함하는 것이 특징이다.In addition, the hydrogen peroxide gas generator 300 includes a storage tank 310 for storing hydrogen peroxide; A spray nozzle 320 to droplet hydrogen peroxide supplied from the storage tank 310; Low temperature primary catalyst bed 330; High temperature secondary catalyst bed 340; And a reduction nozzle 350 in sequence.
더욱, 상기 1차촉매베드에는 백금촉매가 포함되고, 상기 2차촉매베드에는 LSC촉매가 포함되는 것이 바람직하다.Further, it is preferable that the first catalyst bed includes a platinum catalyst, and the second catalyst bed includes an LSC catalyst.
한편, 상기 디퓨져(160)의 외곽의 일부는 콘부(210)를 포함하는 프라이머리로켓(200)에 의하여 형성되고, 상기 프라이머리로켓(200)의 후단에는 리세스(220)가 포함되며, 상기 과산화수소 가스발생기(300)는 상기 리세스(220)에 장착되는 것이 유리하다.On the other hand, a portion of the outer portion of the diffuser 160 is formed by the primary rocket 200 including the cone portion 210, the rear end of the primary rocket 200 includes a recess 220, Hydrogen peroxide gas generator 300 is advantageously mounted to the recess 220.
본 발명의 다른 일 측면으로서, 본 발명은 상기한 이원추진제 로켓이 결합된 램제트 추진 시스템을 운전하는 방법에 있어서, 상기 방법은 콘트롤도어(400)를 폐쇄한 후, 과산화수소 가스발생기(300)를 비예열 시동하고, 연료분사기(150)에서 연료를 분사하여 로켓 형태로 운전하는 초기 추력 제공단계; 램제트 운전이 가능한 것이 확인되면, 콘트롤도어(400)를 점차적으로 개방하되, 과산화수소 가스발생기(300)의 파워를 점차적으로 줄여나가는 천이 단계; 콘트롤도어(400)를 완전히 개방하고, 과산화수소 가스발생기(300)를 오프시키는 램제트 추진단계;를 포함하는 것이 특징인 램제트 추진 시스템의 운전방법을 제공한다.In another aspect of the present invention, the present invention is a method for operating a ramjet propulsion system coupled to the binary propulsion rocket, the method after closing the control door 400, the hydrogen peroxide gas generator 300 An initial thrust providing step of preheating starting and driving the fuel in the rocket form by injecting fuel from the fuel injector 150; If it is confirmed that the ramjet operation is possible, gradually opening the control door 400, the transition step of gradually reducing the power of the hydrogen peroxide gas generator 300; Ramjet propulsion step to completely open the control door 400, the hydrogen peroxide gas generator 300; provides a method of operating a ramjet propulsion system comprising a.
본 발명에서 제공하는 과산화수소 가스발생기를 포함하는 이원추진제 로켓을 이용한 램제트 복합사이클 추진 시스템이 개발됨에 따라 초기 추력 제공단계에서 램제트 운전단계로 원활한 천이가 가능하고, 친환경적인 비행이 가능하며, 비교적 간단한 방법으로 각종 운송수요를 만족시킬 수 있게 된다.With the development of a ramjet combined cycle propulsion system using a dual-propellant rocket including a hydrogen peroxide gas generator provided by the present invention, a smooth transition from an initial thrust providing step to a ramjet operation step is possible, an environmentally friendly flight is possible, and a relatively simple method. As a result, various transportation demands can be satisfied.
본 발명의 구체적 실시예를 첨부한 도면을 참조하여 자세히 설명한다. 도 3은 본 발명의 이원추진제 로켓을 적용한 복합사이클 추진 시스템 사시도이고, 도 4는 본 발명의 복합사이클 추진 시스템의 작동을 나타내는 개략 측단면도이며, 도 5는 본 발명의 과산화수소 가스발생기의 개략 측단면도를 나타낸다. 한편, 도 6은 본 발명의 복합사이클 추진 시스템의 추진 제어 순서도를 나타낸다. 종래 기술과 다르지 않은 부분으로서 필요하지 않은 사항은 설명에서 제외하나, 본 발명의 기술적 사상과 그 보호범위가 이에 제한되는 것은 아니다.Specific embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. Figure 3 is a perspective view of a combined cycle propulsion system applying the binary propulsion rocket of the present invention, Figure 4 is a schematic side cross-sectional view showing the operation of the combined cycle propulsion system of the present invention, Figure 5 is a schematic side cross-sectional view of the hydrogen peroxide gas generator of the present invention Indicates. On the other hand, Figure 6 shows a propulsion control flowchart of the combined cycle propulsion system of the present invention. Matters that are not required as a part that is not different from the prior art are excluded from the description, but the technical spirit and protection scope of the present invention are not limited thereto.
먼저 도 3 및 도 4를 이용하여 본 발명의 과산화수소 가스발생기를 이용한 이원추진제 로켓 결합형의 복합사이클 추진 시스템을 자세히 설명한다.First, the dual cycle propulsion rocket-coupled combined cycle propulsion system using the hydrogen peroxide gas generator of the present invention will be described in detail with reference to FIGS. 3 and 4.
본 발명의 복합사이클 추진 엔진은 동체(100)의 전방에 프라이머리로켓(200, primary rocket)이 동체(100)와의 사이에 공기가 지날 수 있는 디퓨져(160)가 형성되도록 결합되고, 상기 프라이머리로켓(200)의 후단에는 과산화수소 가스발생기(300)가 포함되며, 이 후 동체(100)의 중단에는 연료분사기(150)를 구비함으로써 구성된다. 동체(100)의 후미 말단에는 노즐(140)이 결합되어, 연소가스에 의한 추진력이 극대화된다.The combined cycle propulsion engine of the present invention is coupled to the primary rocket (200, primary rocket) in front of the body 100 to form a diffuser 160 through which air can pass between the body 100, the primary The rear end of the rocket 200 includes a hydrogen peroxide gas generator 300, and after the stop of the body 100 is configured by having a fuel injector 150. The nozzle 140 is coupled to the rear end of the body 100, maximizing the driving force by the combustion gas.
상기 동체(100)는 대략 원통형의 강성체로 되나 이에 국한될 필요는 없고, 미사일, 비행체 등 부착되는 주비행체의 형상에 따라 최적화될 수 있다. 동체(100)의 전단에는 노즈(110, nose)가 포함된다. 상기 노즈(110)는 상기 디퓨져(160)의 덕트 외곽을 형성하고, 비행체가 초음속으로 비행할 때 공력에 의한 저항을 최소화하도록 최적화된다. 상기 노즈(110)는 추후 설명할 콘트롤도어(400)의 지지체로서도 작용한다. 전술한 바와 같이 상기 동체(100)의 전단에는 프라이머리로켓(200)이 포함된다.The body 100 is made of a substantially cylindrical rigid body, but need not be limited thereto, and may be optimized according to the shape of a main vehicle attached to a missile or a vehicle. A nose 110 is included at the front end of the body 100. The nose 110 forms an outer duct of the diffuser 160 and is optimized to minimize resistance due to aerodynamic force when the aircraft flies at supersonic speed. The nose 110 also serves as a support for the control door 400 to be described later. As described above, the front end of the fuselage 100 includes a primary rocket 200.
프라이머리로켓(200)은 뾰족한 선단을 갖는 콘부(210)와 리세스(220)를 갖도록 구비된다. 프라이머리로켓(200)은 노즈(110)와의 사이에 디퓨져(160)의 공기통로 입구를 구성하고, 상기 콘트롤도어(400)의 지지체로 작용한다. 상기 리세스(220)에는 과산화수소 가스발생기(300)가 장착되며, 가스발생기(300)에서 형성되는 해리제트(360, decomposed jet)가 토출될 수 있도록 일단이 열린 형태로 구비된다.The primary rocket 200 is provided to have a cone portion 210 and a recess 220 having a pointed tip. The primary rocket 200 constitutes an air passage inlet of the diffuser 160 between the nose and the nose 110, and serves as a support of the control door 400. The recess 220 is equipped with a hydrogen peroxide gas generator 300, and is provided in an open form so that a discomposed jet 360 formed in the gas generator 300 may be discharged.
프라이머리로켓(200)의 공기 흐름 상 후방으로는 연료분사기(150)가 포함된다. 연료분사기(150)는 연료탱크(3)에 연결되어 스프레이 형태로 연료를 분사한다. 연료는 케로신으로 케로신은 Jet A-1 항공유를 사용하나 이에 한정되는 것은 아니다. 도 3에서는 연료분사기(150)가 연소챔버(130)의 상하로 일조 구비되는 것으로 도시하였으나, 동체(100)의 원주를 돌며 3개 이상의 복수로 구비될 수도 있다. 상기 연료분사기(150)와 연료탱크(3) 사이에는 당 기술분야에서 널리 알려진 연료압 조정을 위한 제반장치(미도시)가 포함되어야 함은 당연하다.The fuel injector 150 is included in the rear of the air flow of the primary rocket 200. The fuel injector 150 is connected to the fuel tank 3 to inject fuel in the form of a spray. Fuel is kerosine and kerosene uses Jet A-1 aviation but is not limited to this. In FIG. 3, the fuel injector 150 may be provided to the upper and lower portions of the combustion chamber 130, but may be provided in three or more circumferences of the body 100. Naturally, the fuel injector 150 and the fuel tank 3 should include an apparatus (not shown) for adjusting fuel pressure which is well known in the art.
한편, 도 4에서 보는 바와 같이 과산화수소 가스발생기(300)와 연료분사기(150) 사이로는 혼합실(120)이 포함된다. 상기 혼합실(120)은 램제트 운전단계에서 디퓨져(160)를 통해 들어온 고온고압의 공기와 과산화수소의 해리제트(360)가 원활하게 혼합되는 영역이다. 산소가 농축 혼합된 고온고압의 공기로 연료분사기(150)에서 연료가 분사되면 연소챔버(130) 내에서 안정적이고 정상적인 연소가 일어나고, 연소에 의한 연소가스는 노즐(140)로 토출되어 추진력을 발생시킨다.Meanwhile, as shown in FIG. 4, a mixing chamber 120 is included between the hydrogen peroxide gas generator 300 and the fuel injector 150. The mixing chamber 120 is an area in which the high-temperature, high-pressure air and the dissociation jet 360 of hydrogen peroxide introduced through the diffuser 160 in the ramjet operation step are smoothly mixed. When fuel is injected from the fuel injector 150 into the high-temperature, high-pressure air in which oxygen is concentrated and mixed, stable and normal combustion occurs in the combustion chamber 130, and combustion gas by combustion is discharged to the nozzle 140 to generate propulsion force. Let's do it.
본 발명의 복합사이클 추진 시스템은 운전단계에 따라 흡입되는 공기량을 조절하게 된다. 도 3에 도시한 바와 같이 프라이머리로켓(200)과 동체(100)의 노즈(110) 사이에는 인입되는 공기량을 조절하는 콘트롤도어(400)가 구비된다. 상기 콘트롤도어(400)는 디퓨져(160)의 입구측에 배치되어 디퓨져(160)로 들어와 램압에 의하여 압축되는 공기량을 조절한다. 이를 위해 콘트롤도어(400)는 다수개의 블레이드(410)를 포함한다. 상기 블레이드(410)는 힌지축(도면 미도시)을 기점으로 구동용 액츄에이터(미도시)가 포함되는 회전모듈(도면 미도시)에 의하여 각도가 0도에서 90까지 조절될 수 있다. 회전모듈(도면 미도시)은 추진 시스템의 전체 제어부(도면 미도시)에 의하여 적절히 제어된다. 블레이드(410)의 각도가 0도인 경우 흡입되는 공기량이 최대가 되고, 90도가 되면 완전히 밀폐되어 공기의 흡입은 최소화된다. 본 발명에서는 블레이드(410)를 이용하는 셔터식 실시예를 도시하였으나, 당 기술분야에서 공지되어 있는 다양한 기술을 동원하여 동일한 목적이 달성될 수 있을 것이다. 도 4에서는 발명의 기술적 구성의 이해를 돕기 위하여 블레이드(410) 대신 공력높이로 단순화하여 도시하였다. 도 4(a)는 콘트롤도어(400)가 완전히 닫힌 경우이고, 도 4(b)는 중간 정도 열린 경우이며, 도 4(c)는 완전히 열려 램제트 상태로 운전되는 경우를 도시하고 있다.The combined cycle propulsion system of the present invention is to adjust the amount of air sucked in accordance with the operating step. As shown in FIG. 3, a control door 400 is provided between the primary rocket 200 and the nose 110 of the fuselage 100 to adjust the amount of air introduced therein. The control door 400 is disposed at the inlet side of the diffuser 160 to enter the diffuser 160 to adjust the amount of air compressed by the ram pressure. For this purpose, the control door 400 includes a plurality of blades 410. The blade 410 may be adjusted from 0 degrees to 90 degrees by a rotating module (not shown) including a driving actuator (not shown) starting from a hinge axis (not shown). The rotary module (not shown) is suitably controlled by the entire control unit (not shown) of the propulsion system. When the angle of the blade 410 is 0 degrees, the amount of air sucked is maximized, and when the angle of the blade 410 is 90 degrees, the air is completely enclosed and the intake of air is minimized. In the present invention, although the shutter-type embodiment using the blade 410 is shown, the same object can be achieved by mobilizing various techniques known in the art. In Figure 4 it is shown to simplify the aerodynamic height instead of the blade 410 to help understand the technical configuration of the invention. FIG. 4 (a) illustrates the case where the control door 400 is completely closed, FIG. 4 (b) illustrates the case where the control door 400 is fully opened, and FIG.
다음으로 도 4 및 도 5를 이용하여 본 발명의 과산화수소 가스발생기(300)를 자세히 설명한다.Next, the hydrogen peroxide gas generator 300 of the present invention will be described in detail with reference to FIGS. 4 and 5.
과산화수소는 상온에서 저장이 가능하여 취급이 용이하며, 독성이 없고, 촉매와 접촉하면 물과 산소로 분해되며 열을 발생시키는 단순함과 친환경성으로 인해 인공위성 자세제어용 추력기, RCS(reaction control system), 터보펌프 구동용 가스발생기 등 많은 분야에서 널리 사용되고 있다. 그러나 하이드라진과 같은 종래의 추진제에 비해 비추력이 조금 낮은 단점으로 인해 한동안 관심을 끌지 못하다가 최근의 우주개발 추세에 가장 적합한 추진제로서 여러 장점들이 부각되어 다시 우주 분야에서 주목을 받고 있다. 아울러 과산화수소는 미공군에서 요구하는 친환경 추진제의 요구조건인 80/20 법칙(기존 연료의 20%의 비용으로 80%의 성능을 발휘)에 가장 부합되는 친환경 추진제라고 할 수 있다.Hydrogen peroxide can be stored at room temperature, making it easy to handle, non-toxic, decomposed into water and oxygen when in contact with a catalyst, and the simple and eco-friendly thruster for satellite attitude control, RCS (reaction control system), turbo It is widely used in many fields such as a gas generator for driving a pump. However, due to the disadvantage that the non-thrust is slightly lower than the conventional propellant, such as hydrazine, it has not attracted attention for a while, and as the most suitable propellant for the recent space development trend, various advantages have been highlighted and attracted attention again in the space field. In addition, hydrogen peroxide is the most environmentally friendly propellant that meets the 80/20 law (80% performance at 20% cost of existing fuel), which is required by the US Air Force.
과산화수소는 화학식이 H2O2로 물보다 산소원자가 하나 더 있는 물질이다. 무색무취로 물에 극히 잘 녹는 액체로서 촉매와 접촉하면 아래와 같은 화학반응을 일으키며 고온의 가스를 만들기 때문에 1930년대부터 여러 가지 기관의 동력원으로 사용하였다. 과산화수소는 다음과 같은 반응을 한다.Hydrogen peroxide is a chemical formula H 2 O 2 with one more oxygen atom than water. It is a colorless and odorless liquid that is extremely soluble in water. When it comes into contact with a catalyst, it causes chemical reactions as below and produces hot gases. Hydrogen peroxide reacts as follows.
2H2O2(l)→2H2O(g)+O2(g)+Heat2H 2 O 2 (l) → 2H 2 O (g) + O 2 (g) + Heat
100%의 과산화수소는 2884.47kJ/kg의 열이 나오는 발열반응이며 67% 이하에서는 발생열이 과산화수소가 녹아있는 물의 잠열로 흡수되기 때문에 과산화수소의 끓는점 이상으로 온도가 올라가지 않는다. 때문에 추진제로는 70% 이상의 농도를 사용하며 보통 85% 이상의 과산화수소를 Rocket grade peroxide라고 부른다. 100%의 과산화수소가 단일추진제로 사용될 때 약 163sec의 비추력을 가지며 케로신을 연료로 사용할 경우엔 최대 335sec의 비추력을 가진다. 추진제로서의 과산화수소의 장점은 다음과 같다.  100% hydrogen peroxide is an exothermic reaction with 2884.47kJ / kg of heat, and below 67%, the generated heat is absorbed by the latent heat of water in which hydrogen peroxide is dissolved, so the temperature does not rise above the boiling point of hydrogen peroxide. Therefore, more than 70% of the concentration is used as a propellant, and more than 85% of hydrogen peroxide is called Rocket grade peroxide. 100% of hydrogen peroxide has a non-thrust of about 163 sec when used as a single propulsion agent and a maximum of 335 sec when using kerosene as fuel. The advantages of hydrogen peroxide as a propellant are:
(1) 매우 높은 밀도를 갖는다; 100%의 과산화수소는 1.45의 비중을 가지며 이것은 액체산소의 비중 1.14보다 23%정도 크며 1.01인 하이드라진 보다 44%가 크다. 따라서 추진제 탱크의 크기와 무게를 줄일 수 있으며 90% 농도의 과산화수소 시스템은 동일한 조건의 하이드라진 시스템에 비해 밀도비추력(density specific impulse)이 약 6%정도 더 높다. 높은 밀도비추력은 과산화수소의 단점인 낮은 비추력을 보완해준다. 높은 밀도비추력은 발사체/위성체의 부피를 줄여줄 수 있으며, 이로 인해 시스템의 무게와 공력저항을 줄여주어 결과적으로 시스템 설계 구속조건을 완화시켜준다.(1) has a very high density; 100% of hydrogen peroxide has a specific gravity of 1.45, which is about 23% greater than that of liquid oxygen and about 44% greater than 1.01 hydrazine. Therefore, the size and weight of the propellant tank can be reduced, and the 90% hydrogen peroxide system has a density specific impulse of about 6% higher than the hydrazine system under the same conditions. High density non-thrust compensates for the low non-thrust, a disadvantage of hydrogen peroxide. High density ratio thrust can reduce the volume of the projectile / satellite, thereby reducing the weight and aerodynamic drag of the system and consequently mitigating system design constraints.
(2)저장성이 우수하다; 과산화수소는 상온에서 액체 상태를 유지하며 적절한 용기에서 장기간 보관이 가능하므로 액체산소처럼 저장탱크, 배관 등에 단열을 할 필요가 없다. 지구 최초의 정지궤도 위성인 미국의 Syncom II, III에 적용되어 3~5년간 사용되었으며, 미국 텍사스 기후 조건에서 17년 동안 0.4%의 농도 저하를 보였고 5℃ 보관에서는 농도변화가 거의 없었다.(2) excellent storage; Hydrogen peroxide maintains its liquid state at room temperature and can be stored for a long time in a suitable container, so there is no need to insulate storage tanks, pipes, etc. like liquid oxygen. It was applied to Syncom II, III of the earth's first geostationary satellite and used for 3 ~ 5 years. It showed 0.4% concentration drop for 17 years under Texas climate condition of USA and little change in 5 ℃ storage.
(3) 독성이 없다; 대부분의 저장성 추진제들이 암을 유발하는 등의 강력한 독성을 가진 것과 달리 과산화수소는 사람의 호흡기관에서 자연적으로 분해되고 생성되기도 한다. 3% 농도의 과산화수소를 소독약으로 쓰기도 하듯이 인체에 아무런 해를 입히지 않는다. 매우 낮은 증기압으로 인해 상온에서 증기가 발생하기 어려우며 환기만 잘해주면 되며, 촉매 반응 후 생성되는 물질 또한 물과 산소로서 아무런 독성이 없기 때문에 주변 환경에 미치는 영향이 매우 적다. 독성이 없기 때문에 취급에 특별한 장비가 필요 없고 연소생성물을 처리할 특별한 장치가 필요 없어 저렴한 비용으로 장치를 개발할 수 있다.(3) no toxicity; Unlike most hypotonic propellants, such as those that cause cancer, hydrogen peroxide is naturally broken down and produced in the human respiratory tract. 3% hydrogen peroxide is used as a disinfectant, so it does not harm the human body. Due to the very low vapor pressure, it is difficult to generate steam at room temperature and only needs to be well ventilated. Since the material produced after the catalytic reaction is also non-toxic as water and oxygen, the effect on the surrounding environment is very small. Because of its no toxicity, no special equipment is required for handling and no special equipment is needed to deal with the combustion products.
(4) 대기와 반응하지 않는다; 과산화수소는 대기의 어떤 성분과도 화학적으로 반응을 하지 않으므로 과산화수소를 사용하는 추력기 등에 공기가 유입되어도 특별한 문제를 일으키지 않는다. 반면 하이드라진은 이산화탄소와 반응을 하여 화합물을 생성하기 때문에 하이드라진 시스템에 공기가 유입되지 않도록 각별한 주의를 기울여야한다.(4) does not react with the atmosphere; Hydrogen peroxide does not react chemically with any component of the atmosphere, so even if air is introduced into a thruster using hydrogen peroxide, there is no particular problem. Hydrazine, on the other hand, reacts with carbon dioxide to produce compounds, so special care must be taken to prevent air from entering the hydrazine system.
(5) 높은 혼합비를 갖는다; 과산화수소를 산화제로 사용할 경우 동일한 연료에 대하여 다른 산화제에 비해 비교적 높은 혼합비를 갖는다.(85% 농도를 케로신에 적용할 때 약8의 혼합비) 높은 밀도와 높은 혼합비를 가지기 때문에 추진제 탱크의 부피를 줄일 수 있으며 결과적으로 보관 탱크의 무게를 줄여준다.(5) has a high mixing ratio; When hydrogen peroxide is used as an oxidant, it has a relatively high mixing ratio for the same fuel compared to other oxidizing agents (about 8 mixing ratio when 85% concentration is applied to kerosine). And consequently reduces the weight of the storage tank.
(6) 증발 압력이 낮다; 과산화수소는 액체산소에 비해 대단히 낮은 증발압력을 가지기 때문에 터보 펌프를 가지는 추진시스템에 적용할 경우 입구압력이 낮아도 되므로 추진제 탱크의 두께가 얇아져 무게를 줄일 수 있다.(6) low evaporation pressure; Since hydrogen peroxide has a much lower evaporation pressure than liquid oxygen, when applied to a propulsion system with a turbopump, the inlet pressure may be low, thereby reducing the weight of the propellant tank.
(7) 높은 비열을 갖고 있다; 과산화수소는 물과 비교할 수 있을 만큼 높은 비열(100% 농도에서 0.6 cal/g℃)을 갖기 때문에 액체로켓의 재생냉각에 사용할 경우 시스템을 매우 단순하게 만들 수 있다.(7) has a high specific heat; Hydrogen peroxide has a specific heat (0.6 cal / g ° C at 100% concentration) that is comparable to water, making the system very simple when used for regenerative cooling of liquid rockets.
상기한 바와 같은 과산화수소의 친환경성을 인지하고, 본 발명에서는 과산화수소를 이용하여 이원추진제 로켓을 구성하고 램제트 추진 시스템과 결합하는 발명을 안출하였다. 본 발명의 과산화수소 가스발생기(300)는 프라이머리로켓(200)의 후단부에 마련된 리세스(220)에 장착되어 과산화수소 해래제트(360)를 만든다. 가스발생기(300)는 과산화수소의 저장탱크(310)를 포함한다.Recognizing the eco-friendliness of hydrogen peroxide as described above, the present invention has been devised an invention that constitutes a binary propellant rocket using hydrogen peroxide and combined with a ramjet propulsion system. The hydrogen peroxide gas generator 300 of the present invention is mounted in a recess 220 provided at the rear end of the primary rocket 200 to make the hydrogen peroxide haze jet 360. The gas generator 300 includes a storage tank 310 of hydrogen peroxide.
도 5에는 본 발명의 가스발생기(300)를 도시하였다. 저장탱크(310)에 저장되어 있던 고농도의 과산화수소는 공지의 압력조절장치(미도시) 등을 거쳐 스프레이노즐(320)로 인입된다. 스프레이 노즐(320)은 과산화수소를 액적화하고, 액적 상태의 과산화수소가 가스발생기(300)의 1차촉매베드(330)로 유입되면 촉매의 활성물질과 접촉을 하면서 기체 산소와 물로 분해된다. 분해되면서 발생한 열에 의해 물은 다시 수증기가 되며 분해되지 않은 과산화수소는 기체 상태로 뜨거워진다. 뜨거워진 기체상태의 생성물들은 2차촉매베드(340)를 지나면서 촉매의 온도를 높이는 동시에 분해되지 않은 과산화수소 기체들이 활성 물질과 접촉하면서 촉매분해가 왕성하게 되고 일부는 열에 의해 분해가 되면서 밖으로 배출된다. 배출되기 전 축소노즐(350)에 의해 생성 기체의 속도가 급격히 올라가고 결국, 해리된 과산화수소는 제트(360)의 형태로 되어 동체(100)의 혼합실(120)로 토출된다.5 shows a gas generator 300 of the present invention. The high concentration of hydrogen peroxide stored in the storage tank 310 is introduced into the spray nozzle 320 through a known pressure regulator (not shown). The spray nozzle 320 droplets hydrogen peroxide, and when the hydrogen peroxide in the droplet state enters the primary catalyst bed 330 of the gas generator 300, it is decomposed into gaseous oxygen and water while contacting the active material of the catalyst. The heat generated during decomposition decomposes water vapor again and the undecomposed hydrogen peroxide heats up in a gaseous state. The heated gaseous products pass through the secondary catalyst bed 340 to increase the temperature of the catalyst and at the same time the undecomposed hydrogen peroxide gases come into contact with the active material, resulting in vigorous catalytic cracking and some of which are decomposed by heat. . The velocity of the product gas is rapidly increased by the reduction nozzle 350 before being discharged, and eventually, the released hydrogen peroxide is discharged into the mixing chamber 120 of the body 100 in the form of a jet 360.
본 발명에서 1차촉매베드(330)로는 저온 시동성이 우수한 백금 촉매를 사용하여 과산화수소를 기화시키도록 하고, 2차촉매베드(340)에는 고온에서의 안정성이 우수한 LSC 촉매를 배치하여 고온에서의 촉매 및 열분해를 담당하도록 하였다. 이로서 비예열 시동이 가능하고, 안정적인 수명을 가지며 고농도의 과산화수소의 촉매 분해 온도에 견딜 수 있도록 한다.In the present invention, as the primary catalyst bed 330, a hydrogen peroxide is vaporized using a platinum catalyst having excellent low temperature startability, and an LSC catalyst having excellent stability at high temperature is disposed in the secondary catalyst bed 340 to provide a catalyst at high temperature. And pyrolysis. This enables non-preheating start, stable life and withstands catalytic decomposition temperatures of high concentrations of hydrogen peroxide.
다음으로 도 4 및 도 6을 이용하여 본 발명의 복합사이클 추진 시스템의 작동 및 장점을 설명한다. 먼저 초기 추력 제공단계에서는 디퓨져(160)의 콘트롤도어(400)는 폐쇄된다(S100). 폐쇄 상태에서 과산화수소 가스발생기(300)가 비예열 시동되고, 고농도의 해리제트(360)가 발생하며, 연료분사기(150)에서 액상의 케로신이 분사되면서 점화된다(S100). 가스발생기(300)에서 생성되는 산소는 약 700도의 고온고압으로서 축소노즐(350)을 통과하여도 다른 점화장치가 필요 없이 자연발화가 가능한 온도를 유지할 수 있다. 연소되어 노즐(140)을 통해 토출되는 고온고압의 연소가스는 동체(100)에 초기 추력을 제공하게 된다. 이와 같은 초기 추력 제공단계는 동체(100)가 초음속(M>1)에 이르러 램제트 추진이 가능할 때까지 진행된다(S200).Next, the operation and advantages of the combined cycle propulsion system of the present invention will be described with reference to FIGS. 4 and 6. First, in the initial thrust providing step, the control door 400 of the diffuser 160 is closed (S100). In the closed state, the hydrogen peroxide gas generator 300 is preheated and started, a high concentration dissociation jet 360 is generated, and the fuel kerosene is injected from the fuel injector 150 to be ignited (S100). Oxygen generated by the gas generator 300 may maintain a temperature capable of spontaneous combustion without the need for another ignition device even though passing through the reduction nozzle 350 at a high temperature and high pressure of about 700 degrees. The combustion gas of high temperature and high pressure, which is combusted and discharged through the nozzle 140, provides initial thrust to the body 100. This initial thrust providing step proceeds until the fuselage 100 reaches the supersonic speed (M> 1) is possible ram propulsion (S200).
동체(100)가 램제트 운전속도에 접어들면 도 4(b)와 같이 추력의 천이단계를 진행한다. 디퓨져(160)의 콘트롤도어(400)가 점차적으로 열리기 시작하면서 디퓨져(160)로 공기가 유입되고 램압력에 의하여 압축된 공기가 혼합실(120)로 공급된다(S300). 혼합실(120)에 공급되는 공기량이 증가함에 따라 과산화수소 가스발생기(300)에 공급되는 과산화수소량은 점차 감소시켜 해리제트(360)의 크기를 줄인 다(S300). 해리제트(360)의 강도가 줄어들더라도 램압력에 의해 고온고압의 공기가 디퓨져(160)로부터 적절히 공급되므로 연소 현상이 급격히 달라지거나 비정상적으로 바뀌는 일은 발생하지 않는다. 즉, 추력 발생을 위해 램연소시의 연소실 환경을 초기부터 형성하여 줌으로써 기존의 램제트의 내부 유동에 큰 변화 없이 점진적으로 램제트로 진행하는 것이 가능하다는 장점이 있다. 또한 종래의 SIRR에서와 같이 로켓의 연료에서 램제트의 연료로 급작스럽게 연소특성이 크게 달라지지 않으므로 원활한 추진력의 천이가 가능하다. 또한, 로켓부스터의 노즐을 떼어내는 등의 외력도 작용하지 않으므로 더욱더 안전한 천이(transition)가 가능하다.When the fuselage 100 enters the ramjet operation speed, the transition of thrust proceeds as shown in FIG. 4 (b). While the control door 400 of the diffuser 160 is gradually opened, air is introduced into the diffuser 160 and air compressed by the ram pressure is supplied to the mixing chamber 120 (S300). As the amount of air supplied to the mixing chamber 120 increases, the amount of hydrogen peroxide supplied to the hydrogen peroxide gas generator 300 is gradually reduced to reduce the size of the dissociation jet 360 (S300). Even if the strength of the dissociation jet 360 decreases, since the high temperature and high pressure air is properly supplied from the diffuser 160 by the ram pressure, the combustion phenomenon does not rapidly change or change abnormally. In other words, by forming the combustion chamber environment at the time of ram combustion for the generation of thrust has the advantage that it is possible to proceed gradually to the ramjet without significant change in the existing flow of the ramjet. In addition, as in the conventional SIRR, since the combustion characteristics do not suddenly change greatly from the fuel of the rocket to the fuel of the ramjet, smooth propulsion is possible. In addition, since external force such as removing the nozzle of the rocket booster does not work, a more secure transition is possible.
콘트롤도어(400)가 완전히 열리고(S400) 과산화수소 가스발생기(300)로부터의 과산화수소 발생이 완전히 멈추면 천이단계는 종료하고 도 4(c)와 같은 램제트 추진단계로 진입하게 된다(S500). 램제트 추진으로 로켓보다 높은 비추력을 갖게 되고, 저고도 고속 비행이 가능하며, 군사 무기에 적용되어 우수한 침투력 및 생존성을 보인다.When the control door 400 is completely opened (S400) and the generation of hydrogen peroxide from the hydrogen peroxide gas generator 300 stops completely, the transition step ends and the ramjet propulsion step as shown in FIG. 4 (c) is entered (S500). Ramjet propulsion has higher non-thrust than rockets, low-altitude high-speed flight, and applied to military weapons, showing excellent penetration and survivability.
본 발명에 의한 이원추진제 로켓이 결합된 복합사이클 추진 시스템은 상용 비행기에 장착되어 효율적인 고속 비행이 가능하도록 하고, 무기체계 등에 적용될 수도 있어 산업상 이용가능성이 충분하다고 할 수 있다.The combined cycle propulsion system combined with the dual-propellant rocket according to the present invention may be mounted on a commercial airplane to enable efficient high-speed flight, and may be applied to a weapon system or the like, so that industrial application is sufficient.
도 1은 종래의 램제트 추진기관의 측면 개략 단면도1 is a side schematic cross-sectional view of a conventional ramjet propulsion engine
도 2는 로켓부스터를 결합한 IRR 형태의 램제트 추진기관 개략 단면도Figure 2 is a schematic cross-sectional view of the ramjet propulsion engine of the IRR combined with the rocket booster
도 3은 본 발명의 이원추진제 로켓을 적용한 복합사이클 추진 시스템 사시도3 is a perspective view of a combined cycle propulsion system to which the dual-propellant rocket of the present invention is applied.
도 4는 본 발명의 복합사이클 추진 시스템의 작동을 나타내는 개략 측단면도4 is a schematic side cross-sectional view showing operation of the combined cycle propulsion system of the present invention.
도 5는 본 발명의 과산화수소 가스발생기의 개략 측단면도5 is a schematic side cross-sectional view of a hydrogen peroxide gas generator of the present invention.
도 6은 본 발명의 복합사이클 추진 시스템의 추진 제어 순서도6 is a flow chart of the propulsion control of the combined cycle propulsion system of the present invention
**도면의 주요부분에 대한 부호의 설명**** Description of the symbols for the main parts of the drawings **
1 : 엔진1: engine
3 : 연료탱크 100 : 동체3: fuel tank 100: fuselage
110 : 노즈 130 : 연소챔버110: nose 130: combustion chamber
140 : 노즐 150 : 연료분사기140: nozzle 150: fuel injection
200 : 프라이머리로켓 300 : 가스발생기200: primary rocket 300: gas generator
330 : 1차촉매베드 340 : 2차촉매베드330: first catalyst bed 340: second catalyst bed
400 : 콘트롤도어 410 : 블레이드400: control door 410: blade

Claims (7)

  1. 디퓨져(160), 연료분사기(150) 및 연소챔버(130)를 포함하는 램제트 추진 시스템에 있어서, 상기 램제트 추진 시스템은In a ramjet propulsion system comprising a diffuser 160, a fuel injector 150, and a combustion chamber 130, the ramjet propulsion system is
    디퓨져(160)의 입구에 구비되어 흡입되는 공기량을 조절하는 콘트롤도어(400);A control door 400 provided at an inlet of the diffuser 160 to adjust an amount of air sucked in;
    연소챔버(130)의 전단에 구비되는 과산화수소 가스발생기(300); 및A hydrogen peroxide gas generator 300 provided at the front end of the combustion chamber 130; And
    상기 콘트롤도어(400), 가스발생기(300) 및 연료분사기(150)를 제어하는 제어부(도면 미도시);를 포함하는 것이 특징인 이원추진제 로켓이 결합된 램제트 추진 시스템.And a control unit (not shown) for controlling the control door (400), the gas generator (300), and the fuel injector (150).
  2. 제 1 항에 있어서,The method of claim 1,
    상기 제어부(도면 미도시)는 콘트롤도어(400)와 과산화수소 가스발생기(300)를 제어함에 있어서, 흡입되는 공기량을 점차적으로 증가시킴에 따라 과산화수소 가스발생기(300)의 파워를 점차적으로 줄이는 것이 특징인 이원추진제 로켓이 결합된 램제트 추진 시스템.The control unit (not shown) is characterized in that in controlling the control door 400 and the hydrogen peroxide gas generator 300, the power of the hydrogen peroxide gas generator 300 is gradually reduced as the amount of intake air is gradually increased. Ramjet propulsion system combined with binary propulsion rocket.
  3. 제 1 항에 있어서,The method of claim 1,
    상기 콘트롤도어(400)는 복수의 블레이드(410)를 포함하고, 상기 블레이드(410)는 힌지축(도면 미도시)에 연결된 회전모듈(도면 미도시)에 의하여 회전 가능한 것이 특징인 이원추진제 로켓이 결합된 램제트 추진 시스템.The control door 400 includes a plurality of blades 410, the blade 410 is a binary propellant rocket, characterized in that rotatable by a rotating module (not shown) connected to a hinge axis (not shown) Combined Ramjet Propulsion System.
  4. 제 1 항에 있어서,The method of claim 1,
    상기 과산화수소 가스발생기(300)는 과산화수소를 저장하는 저장탱크(310); 저장탱크(310)에서 공급되는 과산화수소를 액적화하는 스프레이노즐(320); 저온용 1차촉매베드(330); 고온용 2차촉매베드(340); 및 축소노즐(350)을 순차적으로 포함하는 것이 특징인 이원추진제 로켓이 결합된 램제트 추진 시스템.The hydrogen peroxide gas generator 300 includes a storage tank 310 for storing hydrogen peroxide; A spray nozzle 320 to droplet hydrogen peroxide supplied from the storage tank 310; Low temperature primary catalyst bed 330; High temperature secondary catalyst bed 340; And Ramjet propulsion system coupled to the binary propulsion rocket characterized in that it comprises a reduction nozzle 350 in sequence.
  5. 제 4 항에 있어서,The method of claim 4, wherein
    상기 1차촉매베드에는 백금촉매가 포함되고, 상기 2차촉매베드에는 LSC촉매가 포함되는 것이 특징인 이원추진제 로켓이 결합된 램제트 추진 시스템.The first catalyst bed includes a platinum catalyst, the second catalyst bed is a ramjet propulsion system combined with a binary propulsion rocket, characterized in that the LSC catalyst.
  6. 제 1 항 내지 제 5 항 중 어느 한 항에 있어서,The method according to any one of claims 1 to 5,
    상기 디퓨져(160)의 외곽의 일부는 콘부(210)를 포함하는 프라이머리로켓(200)에 의하여 형성되고, 상기 프라이머리로켓(200)의 후단에는 리세스(220)가 포함되며, 상기 과산화수소 가스발생기(300)는 상기 리세스(220)에 장착되는 것이 특징인 이원추진제 로켓이 결합된 램제트 추진 시스템.A portion of the outer portion of the diffuser 160 is formed by the primary rocket 200 including the cone portion 210, the rear end of the primary rocket 200 includes a recess 220, the hydrogen peroxide gas Generator 300 is a ramjet propulsion system coupled to the binary propulsion rocket, characterized in that mounted to the recess (220).
  7. 제 1 항 내지 제 5 항 중 어느 한 항에 기재된 이원추진제 로켓이 결합된 램제트 추진 시스템을 운전하는 방법에 있어서, 상기 방법은A method of driving a ramjet propulsion system incorporating a binary propulsion rocket according to any one of claims 1 to 5,
    콘트롤도어(400)를 폐쇄한 후, 과산화수소 가스발생기(300)를 비예열 시동하고, 연료분사기(150)에서 연료를 분사하여 로켓 형태로 운전하는 초기 추력 제공단계;After closing the control door 400, the pre-heating start of the hydrogen peroxide gas generator 300, an initial thrust providing step of injecting fuel from the fuel injector 150 to operate in the form of a rocket;
    램제트 운전이 가능한 것이 확인되면, 콘트롤도어(400)를 점차적으로 개방하되, 과산화수소 가스발생기(300)의 파워를 점차적으로 줄여나가는 천이 단계;If it is confirmed that the ramjet operation is possible, gradually opening the control door 400, the transition step of gradually reducing the power of the hydrogen peroxide gas generator 300;
    콘트롤도어(400)를 완전히 개방하고, 과산화수소 가스발생기(300)를 오프시키는 램제트 추진단계;를 포함하는 것이 특징인 램제트 추진 시스템의 운전방법.Ramjet propulsion step of completely opening the control door (400), off the hydrogen peroxide gas generator (300); operating method of a ramjet propulsion system comprising a.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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KR101032622B1 (en) * 2009-09-28 2011-05-09 한국과학기술원 Bipropellant rocket engine using Decomposition of hydrogen peroxide and propulsion method thereof
KR101126861B1 (en) * 2009-12-23 2012-03-23 한국항공우주연구원 Combined cycle engine for hypersonic air-breathing and it's engine mode
CN109779784A (en) * 2018-12-14 2019-05-21 西安航天动力研究所 A kind of RBCC engine inner flow passage of the preposition center layout of rocket

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