KR20100077268A - Each method and device of thrust measurement and calibration for rocket engine - Google Patents

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Abstract

PURPOSE: A device and a method for measuring and correcting the thrust of a rocket engine are provided to reduce the error in the test of a rocket engine by minimizing the resistance using a rail system. CONSTITUTION: A device(100) for measuring and correcting the thrust of a rocket engine comprises a propellant storage tank(110), a rocket engine(150), a propellant feeding pipe, a propellant feeding valve(130), a front load cell(140), and a rear load cell. The rocket engine is connected to the propellant storage tank. The propellant feeding pipe moves integrally with the rocket engine. The propellant feeding pipe connects the propellant storage tank to the spray part of the rocket engine. The propellant feeding valve is formed on the propellant feeding pipe. The front load cell is located in front of the propellant feeding valve. The front load cell measures receives the force through a front propellant feeding pipe(121a) to measure the thrust. The rear load cell makes contact with the rocket engine.

Description

로켓 엔진의 추력 측정 및 보정 장치와 그 방법{Each Method and Device of Thrust Measurement and Calibration for Rocket engine}Each Method and Device of Thrust Measurement and Calibration for Rocket Engine

본 발명은 로켓 엔진의 추력 측정 장치 및 보정 장치와 그 방법의 설계 및 구성에 관한 것으로 로켓 엔진의 성능 평가를 위해 추력을 측정한 후 보정할 수 있는 장치와 추력 측정 방법 및 보정 방법에 관한 것이다.The present invention relates to the design and configuration of a thrust measuring device and a correction device of the rocket engine and its method, and a device and a thrust measurement method and a correction method that can be corrected after measuring the thrust for the performance evaluation of the rocket engine.

로켓 엔진은 설계한 추력을 발생시키는 장치로서 추력기를 포함하는 개념이며 로켓 발사체 또는 인공위성에 부착되어 설정한 비행 궤도를 따라 비행하도록 해주는 장치이다.The rocket engine is a device that generates thrust and is designed to include a thruster. The rocket engine is a device that allows the rocket engine to fly along a flight trajectory that is attached to a rocket projectile or satellite.

도 1 은 종래의 제트엔진의 성능시험 장치를 도시한 분리 사시도를 나타낸다.1 is an exploded perspective view showing a performance test apparatus of a conventional jet engine.

도 1 을 참조하면 종래의 제트엔진의 성능시험 장치(10)는 상면에 서브 프레임(도면 미도시)이 설치된 프레임(도면 미도시)과 상기 프레임(도면 미도시)의 후면에 설치되는 조작 패널(도면 미도시)을 구비한다. 상기 서브 프레임(도면 미도 시)에는 서포트(21)에 의해 지지되는 한 쌍의 가이드 레일(22)과, 상기 가이드 레일(22)을 따라 슬라이딩 가능하게 설치되며 성능을 측정하기 위한 제트엔진이 장착되는 슬라이딩 부재(30)와, 상기 슬라이딩 부재(30)와 대향되는 측의 서브 프레임(도면 미도시)에 고정된 지지부재(23)에 의해 설치되어 가이드 레일(22)을 따라 가이드 되는 슬라이딩 부재(30)와 접촉되어 슬라이딩 부재(30)의 이송력에 의한 가압에 의해 제트엔진의 추력을 측정하는 추력 측정센서(24)를 구비하여 형성되어 있다.Referring to FIG. 1, a performance test apparatus 10 of a conventional jet engine includes a frame (not shown) in which a subframe (not shown) is installed on an upper surface thereof, and an operation panel installed on a rear surface of the frame (not shown). Not shown). The sub-frame (not shown) is provided with a pair of guide rails 22 supported by the support 21 and slidably installed along the guide rails 22 and equipped with a jet engine for measuring performance. The sliding member 30 is installed by the sliding member 30 and the supporting member 23 fixed to the subframe (not shown) on the side opposite to the sliding member 30 and guided along the guide rail 22. ) And a thrust measuring sensor 24 which measures the thrust of the jet engine by pressurization by the feed force of the sliding member 30.

액체 추진제 로켓의 경우 고체 추진제 로켓과 달리 추진제가 로켓 내부에 충전되어 있는 것이 아니라 지속적으로 외부에서 공급되는 구조를 갖고 있다. 따라서, 액체 추진제 로켓은 필연적으로 추진제 저장탱크 및 추진제 공급관과 연결되는데 이는 액체 추진제 로켓의 시험평가에서 추력 측정을 할 때 저항으로 작용한다. 또한, 액체 추진제 로켓 시험평가에서 압력, 온도 등과 같은 다양한 물리량을 측정하기 위해서는 각종 센서들이 액체 추진제 로켓에 부착되는데 이들 케이블 또한 추력에 간섭을 일으킨다.Liquid propellant rockets, unlike solid propellant rockets, have a structure in which the propellant is not supplied inside the rocket, but is continuously supplied from the outside. Therefore, the liquid propellant rocket necessarily connects with the propellant storage tank and the propellant supply line, which acts as a resistance when measuring thrust in the test evaluation of the liquid propellant rocket. In addition, in order to measure various physical quantities such as pressure and temperature in the liquid propellant rocket test evaluation, various sensors are attached to the liquid propellant rocket, and these cables also interfere with thrust.

종래의 제트엔진의 성능시험 장치(10)는 액체 추진제를 사용하게 될 경우 추진제 탱크, 추진제 공급관 및 각종 센서들의 저항으로 인해 실제 추력과 오차가 커지게 되는 단점이 있다. 더욱이 저추력 로켓의 경우 외부 요소들에 의한 영향은 더욱 크기 때문에 상대적으로 이러한 오차는 더욱 커지게 되는 문제점이 있다.Performance test apparatus 10 of the conventional jet engine has a disadvantage in that the actual thrust and error is increased due to the resistance of the propellant tank, the propellant supply pipe and various sensors when the liquid propellant is used. Moreover, in the case of low thrust rockets, the influence of external factors is greater, so there is a problem that this error becomes larger.

따라서, 액체 추진제를 사용할 경우 로켓의 시험평가에서 외부 요소들에 의한 오차를 수정할 수 있는 추력 측정 및 보정 장치와 그 방법의 개발이 요구된다.Therefore, when the liquid propellant is used, it is required to develop a thrust measurement and correction apparatus and a method for correcting errors caused by external factors in the rocket test evaluation.

본 발명은 로켓의 시험평가에서 외부 요소들에 의한 오차를 보정할 수 있도록 2개의 로드셀을 구비한 추력 측정 및 보정 장치를 제공하고자 한다.The present invention is to provide a thrust measurement and correction device having two load cells to correct the error due to external factors in the test evaluation of the rocket.

본 발명은 로켓 엔진의 하단에 레일을 구비하여 마찰 저항이 최소화 될 수 있는 추력 측정 및 보정 장치를 제공하고자 한다.The present invention is to provide a thrust measurement and correction device having a rail at the bottom of the rocket engine can be minimized frictional resistance.

본 발명은 로켓의 시험평가에서 추력을 측정하고 외부 요소들에 의한 오차를 보정하는 측정 방법을 제공하고자 한다.The present invention is to provide a measuring method for measuring the thrust in the test evaluation of the rocket and correct the error caused by external factors.

본 발명은 추진제의 가압 크기에 따라 측정된 추력의 오차를 보정하는 방법을 제공하고자 한다.The present invention is to provide a method for correcting the error of the thrust measured according to the pressure of the propellant.

본 발명은 추진제 저장탱크(110); 상기 추진제 저장탱크(110)로부터 연결되는 로켓 엔진(150); 상기 로켓 엔진(150)과 일체로 이동하며 상기 추진제 저장탱크(110)와 상기 로켓 엔진(150)의 분사부를 연결하는 추진제 공급관(120); 상기 추진제 공급관(120)에 형성되는 추진제 공급 밸브(130); 상기 추진제 공급관(120) 중 상기 추진제 공급 밸브(130) 전방에 위치하는 전방 추진제 공급관(121a)을 통해 힘을 전달받아 추력을 측정하는 전방 로드셀(140); 및 상기 로켓 엔진(150)에 추력을 가할 수 있도록 상기 로켓 엔진(150)에 접촉되는 후방 로드셀(160); 을 포함하는 것을 특징으로 한다.The present invention propellant storage tank 110; A rocket engine 150 connected from the propellant storage tank 110; A propellant supply pipe 120 moving integrally with the rocket engine 150 and connecting the propellant storage tank 110 and the injection unit of the rocket engine 150; A propellant supply valve 130 formed at the propellant supply pipe 120; A front load cell 140 receiving a force through a front propellant supply pipe 121a positioned in front of the propellant supply valve 130 of the propellant supply pipe 120 to measure a thrust; And a rear load cell 160 in contact with the rocket engine 150 to apply thrust to the rocket engine 150. Characterized in that it comprises a.

또한, 본 발명은 상기 로켓 엔진(150)을 지지하기 위한 엔진 지지대(151); 상기 엔진 지지대(151)의 하단에 결합되는 레일(153); 및 상기 엔진 지지대(151)와 상기 레일(153)을 연결하며 내부에 베어링(155)이 장착되어 있는 연결 장치(152); 를 포함하는 것을 특징으로 한다.In addition, the present invention includes an engine support 151 for supporting the rocket engine 150; A rail 153 coupled to the lower end of the engine support 151; And a connecting device 152 connecting the engine support 151 and the rail 153 and having a bearing 155 mounted therein. Characterized in that it comprises a.

본 발명은 로켓 엔진의 지상시험에서 추력을 측정하고 오차를 보정하는 방법에 있어서, (a) 로켓 엔진(150)을 장착하고 추진제를 주입한 뒤 설정 압력으로 추진제를 가압하되 추진제 공급 밸브(130)를 차단하는 준비 단계; (b) 후방 로드셀(160)을 통하여 상기 로켓 엔진(150)의 전방으로 힘을 인가하며 상기 로켓 엔진(150)에 직접 인가되는 힘을 측정하는 단계; (c) 상기 로켓 엔진(150)에 힘이 가해진 경우 상기 추진제 공급 밸브(130) 전방에 연결되는 전방 추진제 공급관(121a)과 접촉하는 전방 로드 셀(140)에 전달되는 힘을 측정하는 단계; (d) 상기 후방 로드셀(160)을 제거한 뒤 상기 추진제 공급 밸브(130)를 개방하여 상기 로켓 엔진(150)을 작동시키며 상기 전방 추진제 공급관(121a)을 통해 상기 전방 로드셀(140)에 전달되는 힘을 측정하는 단계; 및 (e) 상기 (d) 단계에서 측정된 힘에 상기 (b)단계에서 측정된 힘과 상기 (c) 단계에서 측정된 힘의 차이인 시스템 저항치를 더하여 상기 로켓 엔진의 실제 추진력을 산출하는 단계; 로 이루어지는 것을 특징으로 한다.The present invention is a method for measuring the thrust in the ground test of the rocket engine and correct the error, (a) after mounting the rocket engine 150 and injecting the propellant to pressurize the propellant at a set pressure but the propellant supply valve 130 Preparatory step of blocking; (b) applying a force to the front of the rocket engine 150 through a rear load cell 160 and measuring the force applied directly to the rocket engine 150; (c) measuring a force transmitted to the front load cell 140 in contact with the front propellant supply pipe 121a connected to the front of the propellant supply valve 130 when a force is applied to the rocket engine 150; (d) a force transmitted to the front load cell 140 through the front propellant supply pipe 121a to operate the rocket engine 150 by removing the rear load cell 160 and then opening the propellant supply valve 130. Measuring; And (e) calculating actual propulsion of the rocket engine by adding a system resistance value that is a difference between the force measured in step (d) and the force measured in step (b) and the force measured in step (c). ; Characterized in that consists of.

한편, 본 발명은 상기 (b)단계에서 측정되는 힘 및 (c)단계에서 측정되는 힘은 추진제를 추진제 공급관(120)으로 가압하는 가압용 가스탱크(111)의 가압 크기에 대응하여 각각 측정되는 것을 특징으로 한다.On the other hand, the present invention is the force measured in step (b) and the force measured in step (c) is respectively measured corresponding to the pressure size of the pressure gas tank 111 for pressurizing the propellant to the propellant supply pipe 120 It is characterized by.

본 발명은 로켓 엔진의 후단에 로드셀을 추가로 장착하여 추력을 모사해 줌으로써 로켓 엔진의 시험평가에서 추력 측정에 간섭을 미치는 요소의 보정이 쉽고 간단해지는 장점이 있다.The present invention has an advantage that the load cell is additionally mounted on the rear end of the rocket engine to simulate the thrust, thereby making it easy and simple to correct an element that interferes with the thrust measurement in the test evaluation of the rocket engine.

본 발명은 레일 시스템을 이용하여 저항을 최소화함으로써 로켓 엔진의 시험평가에서의 오차 발생을 줄일 수 있으며 타 방식의 추력 측정방식에 비해 로켓 엔진의 장착이 용이하고 레일을 교체할 수 있는 범용적인 추력 스탠드를 구현할 수 있는 장점이 있다.The present invention can reduce the occurrence of errors in the test evaluation of the rocket engine by minimizing the resistance by using a rail system, it is easier to install the rocket engine compared to other thrust measurement method, the general thrust stand that can replace the rail There is an advantage that can be implemented.

이하, 도면을 참조하여 본 발명의 일실시예에 대하여 상세히 설명한다.Hereinafter, an embodiment of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

도 2 는 본 발명에 의한 추력 측정 장치의 구조도를, 도 3 은 본 발명에 의한 추력 측정 및 보정 장치의 확대 구조도를, 도 4 는 본 발명에 의한 추력 측정 및 보정 방법을 나타내기 위한 순서도를, 도 5 는 본 발명에 의한 추력 측정 및 보정 장치에서 고농도 과산화수소(90 wt%)를 추진제 저장탱크에 채운 후 20 bar로 가압할 경우의 추력 보정 결과 그래프를 나타낸다.2 is a structural diagram of a thrust measuring apparatus according to the present invention, FIG. 3 is an enlarged structural diagram of a thrust measuring and correction apparatus according to the present invention, and FIG. 4 is a flowchart for illustrating a thrust measuring and correction method according to the present invention. FIG. 5 shows a graph of a thrust correction result when a high concentration of hydrogen peroxide (90 wt%) is charged to a propellant storage tank and pressurized to 20 bar in the thrust measurement and correction device according to the present invention.

도 2 를 참조하면 로켓 엔진의 추력 측정 장치(100)는 추진제 저장탱 크(110), 로켓 엔진(150), 추진제 공급관(120), 추진제 공급 밸브(130), 전방 로드셀(140), 후방 로드셀(160)을 포함한다. 또한, 가압용 가스탱크(111), 엔진 지지대(151), 연결 장치(152), 레일(153), 레일 지지대(154), 지지용 구조물(170)을 선택적으로 포함할 수 있다. 상기 연결 장치(152)에는 베어링(155)을 포함할 수 있고 베어링(155)의 형태는 다양할 수 있다. 이하 구체적으로 살펴본다.Referring to FIG. 2, the thrust measuring device 100 of the rocket engine includes a propellant storage tank 110, a rocket engine 150, a propellant supply pipe 120, a propellant supply valve 130, a front load cell 140, and a rear load cell. 160. In addition, the pressure gas tank 111, the engine support 151, the connecting device 152, the rail 153, the rail support 154, may include a support structure 170 selectively. The connection device 152 may include a bearing 155 and the shape of the bearing 155 may vary. It looks at in detail below.

일반적으로 로켓은 연료를 태워서 만드는 고압가스를 내뿜어 추진력을 얻는 장치이며 이와 같은 방식의 엔진을 로켓 엔진 이라한다. 로켓 엔진은 크기에 비해 가장 큰 힘을 내는 엔진으로서, 같은 크기의 자동차 엔진보다 3,000배 이상의 힘을 낸다. 로켓은 매우 큰 힘을 내는 만큼 연료가 빨리 연소되므로 짧은 시간동안 많은 연료를 소모하고, 높은 온도를 발생시킨다. 따라서, 로켓 기관은 높은 온도와 높은 압력, 그리고 강한 힘에 견디면서도 가벼워야 하기 때문에 매우 복잡하고 어려운 기술이 필요하다.In general, a rocket is a device that obtains propulsion by exhaling high-pressure gas produced by burning fuel, and such an engine is called a rocket engine. Rocket engines are the most powerful engines of their size, producing more than 3,000 times the power of car engines of the same size. The rocket burns fast because of its high power, consuming a lot of fuel in a short time and generating high temperatures. Therefore, rocket engines need to be very complex and difficult because they have to withstand high temperatures, high pressures, and strong forces.

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 생성되며, 이 팽창 가스의 압력은 로켓 안의 모든 방향으로 균일하게 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 발생하는 압력차로 로켓이 앞으로 나아간다. 노즐을 통해 내뿜어지는 가스가 뉴턴의 운동 법칙에서 말하는 '작용'에 해당하고, 내뿜어지는 가스의 반대쪽인 진행 방향으로 로켓을 미는 추진력이 '반작용'에 해당한다.The working principle of a rocket is the law of action-reaction, which allows a powerful rocket to move forward by using reactions of the same magnitude but opposite direction when a force is applied to an object. The combustion of special fuel in the rocket's combustion chamber produces a gas that expands very rapidly, and the pressure of the expanding gas acts uniformly in all directions within the rocket, and the pressure exerted in one direction is equal to the pressure applied in the opposite direction. Balance However, the gas flowing behind the rocket is blown out through the nozzle and out of balance with the pressure in front of the rocket, causing the rocket to move forward. The gas exhaled through the nozzle corresponds to Newton's law of motion, and the propulsion to push the rocket toward the opposite direction of the exhaled gas corresponds to the reaction.

로켓은 추진 방식에 따라 액체 연료에 의한 방법과 고체 연료에 의한 방법 크게 두 가지로 나뉜다. 액체 연료에 의한 추진 방법은, 기체 내에 채워져 있는 연료와 산화제의 연소에 의해서 생기는 가스를 기체 후방으로 고속 분출시켜 그 반동력으로 전진을 하며, 고체 연료에 의한 추진 방법은, 기체 내에 채워져 있는 고체연료의 연소에 의해서 그 추진력을 이용하여 전진하게 된다. 상기 두 가지 추진 방법 중 단위 질량의 추진제로 낼 수 있는 추력을 정의하는 비추력은 고체 연료 로켓보다 액체 연료 로켓이 크고 추력 조절이 용이하므로 우주 산업에서는 액체 연료를 추진제로 사용하는 경우가 많다.There are two main types of rockets, liquid fuel and solid fuel. The liquid fuel propulsion method forwards the gas generated by the combustion of the fuel and oxidant filled in the gas to the rear of the gas at high speed and advances it with its reaction force. The solid fuel propulsion method uses the solid fuel filled in the gas. Combustion advances using its propulsion. Of the two propulsion methods, the non-thrust defining the thrust that can be produced by the unit mass propellant is larger than the solid fuel rocket, and the liquid fuel rocket is larger than the solid fuel rocket.

시스템상의 차이에 있어서, 모든 시스템이 로켓 내부에 장착되어 있는 고체 연료 로켓과는 달리 액체 연료 로켓은 외부에 추진제 저장탱크, 추진제 공급 배관 및 제어 장치들이 부착되어 있기 때문에 로드셀에서 나타나는 추력과 실제 추력과는 어느 정도 차이가 있다. 저추력 로켓의 경우에는 외부 요소들에 의한 영향이 더욱 크기 때문에 오차를 보정할 수 있는 장치가 필수적이다.In terms of system differences, unlike solid fuel rockets where all systems are mounted inside the rocket, liquid fuel rockets have external thrust and actual thrust in the load cell because propellant storage tanks, propellant supply lines and controls are attached to the outside. Is somewhat different. In the case of low thrust rockets, the influence of external factors is greater, and a device capable of correcting errors is essential.

도 2 를 참조하면 상기 추진제 저장탱크(110)는 추진제를 보관하고 있는 저장용 탱크이며 추진제는 과산화수소(hydrogen peroxide), 하이드라진(hydrazine)등 기타 물질일수 있으며 도 2 는 구조도이므로 상기 추진제 저장탱크(110)의 형상은 원기둥, 정육면체, 직육면체 등 다양한 형상으로 이루어 질 수 있다.Referring to FIG. 2, the propellant storage tank 110 is a storage tank for storing a propellant, and the propellant may be hydrogen peroxide, hydrazine, or other materials, and FIG. 2 is a structural diagram of the propellant storage tank 110. The shape of) can be made of various shapes such as cylinder, cube, cube.

도 2 를 참조하면 상기 가압용 가스탱크(111)는 추진제를 가압하기 위한 고 압의 불활성 가스로 채워져 있으며 상기 추진제 저장탱크(110)에 있는 추진제를 가압하여 상기 추진제 공급관(120)을 통해 상기 로켓 엔진(150)으로 공급한다. 도 2 는 구조도이므로 상기 가압용 가스탱크(111)의 형상은 원기둥, 정육면체, 직육면체 등 다양한 형상으로 이루어 질 수 있다.Referring to FIG. 2, the pressurized gas tank 111 is filled with a high pressure inert gas to pressurize a propellant and pressurizes a propellant in the propellant storage tank 110 to protrude the rocket through the propellant supply pipe 120. Supply to the engine 150. 2 is a structural diagram, the pressurized gas tank 111 may be formed in various shapes such as a cylinder, a cube, and a cube.

도 2 를 참조하면 상기 추진제 공급관(120)은 상기 추진제 저장탱크(110)와 상기 로켓 엔진(150)을 연결하여 형성될 수 있으며 상기 추진제 저장탱크(110) 내부에 있는 추진제를 상기 로켓 엔진(150)으로 공급해주는 통로이다. 상기 추진제 저장탱크(110) 및 전방 로드셀(140)과 로켓 엔진(150)의 중심에서 'ㅗ'형상으로 형성되어 있다. Referring to FIG. 2, the propellant supply pipe 120 may be formed by connecting the propellant storage tank 110 and the rocket engine 150, and the propellant provided in the propellant storage tank 110 may be the rocket engine 150. ) It is a passage to supply. At the center of the propellant storage tank 110 and the front load cell 140 and the rocket engine 150 is formed in a 'ㅗ' shape.

상기 추진제 공급관(120)에서 'ㅡ'형상의 부분인 수평 방향 공급관(121)은 그 일단이 상기 로켓 엔진(150)에 연결되어 추진제를 공급하며 타단은 상기 전방 로드셀(140)과 접촉할 수 있도록 형성될 수 있다. 로켓 엔진의 지상시험에서 상기 로켓 엔진(150)에 힘이 가해지는 경우 상기 전방 로드셀(140)까지 힘이 전달될 수 있도록 상기 수평 방향 공급관(121)은 강성이 있는 재질로 이루어지는 것이 바람직하다.In the propellant supply pipe 120, a horizontal supply pipe 121 having a '-' shape portion is connected to the rocket engine 150 to supply a propellant and the other end thereof to be in contact with the front load cell 140. Can be formed. When the force is applied to the rocket engine 150 in the ground test of the rocket engine, the horizontal supply pipe 121 is preferably made of a rigid material so that the force can be transmitted to the front load cell 140.

또한, 상기 수평 방향 공급관(121)에는 상기 로켓 엔진(150)으로 공급되는 추진제의 양을 조절하며 필요시 차단할 수 있는 추진제 공급 밸브(130)가 형성될 수 있다. 상기 추진제 공급 밸브(130)는 글로브 밸브나 앵글 밸브와 같은 스톱 밸브, 평행 슬라이드 밸브, 웨지 밸브, 체크 밸브, 감압 밸브, 이스케이프 밸브, 안전 밸브, 스로틀 밸브 등 다양한 형태일 수 있으며 그 재료는 추진제와 반응하지 않는 금속 재료 범위 내에서 다양할 수 있다.In addition, the horizontal supply pipe 121 may be provided with a propellant supply valve 130 to control the amount of propellant supplied to the rocket engine 150 and to block if necessary. The propellant supply valve 130 may have various forms such as a stop valve such as a globe valve or an angle valve, a parallel slide valve, a wedge valve, a check valve, a pressure reducing valve, an escape valve, a safety valve, a throttle valve, and the like. It may vary within the range of metal materials that do not react.

상기 수평 방향 공급관(121)은 상기 추진제 공급 밸브(130)를 중심으로 나누어 질 수 있다. 상기 전방 로드셀(140)과 접촉하여 힘이 전달될 수 있도록 형성된 측은 전방 추진제 공급관(121a), 상기 로켓 엔진(150)에 연결되어 추진제를 공급하도록 형성된 측은 후방 추진제 공급관(121b)이 될 수 있다.The horizontal supply pipe 121 may be divided around the propellant supply valve 130. The side formed to be in contact with the front load cell 140 to transfer the force may be the front propellant supply pipe 121a, the side connected to the rocket engine 150 to supply the propellant may be a rear propellant supply pipe 121b.

상기 추진제 공급관(120)에서 'l'형상의 부분인 수직 방향 공급관(122)은 그 일단이 상기 추진제 저장탱크(110)와 연결되어 추진제를 공급받으며 타단은 상기 수평 방향 공급관(121)에 연결되어 형성될 수 있다. 상기 수직 방향 공급관(122)은 유연성이 있는 재질로 이루어져 추력 측정 실험시 상기 수평 방향 공급관(121)이 추진 방향으로 좌우 이동하더라도 이동 방향에 따라 연동될 수 있도록 하는 것이 바람직하다.In the propellant supply pipe 120, the vertical supply pipe 122, which is a 'l' shape portion, is connected to the propellant storage tank 110 so that one end receives propellant and the other end is connected to the horizontal supply pipe 121. Can be formed. The vertical supply pipe 122 is made of a flexible material, it is preferable to allow the horizontal supply pipe 121 to be interlocked according to the movement direction even when the horizontal supply pipe 121 moves left and right in the propulsion direction when the thrust measurement experiment.

도 2 를 참조하면 상기 로켓 엔진(150)은 상기 후방 추진제 공급관(121b)에 연결되며 상기 추진제 저장탱크(110)로부터 추진제를 공급받는다. 상기 로켓 엔진(150)은 인공위성의 자세 제어를 위한 아주 작은 로켓 엔진이라 할 수 있는 추력기를 포함하며, 로켓 분사를 이용한 모든 엔진을 포함한다. 추진제가 하이드라진(hydrazine) 또는 과산화수소(hydrogen peroxide)인 경우 상기 로켓 엔진(150)에서 촉매에 의해 분해 반응 매커니즘을 거쳐 추력을 발생시킬 수 있으며, 추진제가 액체 메탄(methane)등 인 경우 상기 로켓 엔진(150)에서 연소 반응 매커니즘을 거쳐 추력을 발생시킬 수 있다. 다만, 과산화수소의 분해 반응은 고온, 고압의 가스를 생성하는 점에서 그 특성이 연소 반응과 유사하다. 상기 촉매는 채널 형태의 모 노리스(monolith) 촉매, 금속 스크린(screen) 촉매, 펠렛(pellet) 또는 그레인(grain) 형태의 촉매가 모두 사용될 수 있다. 상기 촉매에 사용되는 활성물질은 과산화수소(hydrogen peroxide)와 반응하는 귀금속 계열 금속이거나 전이금속(transition metal)의 산화물중 선택되는 어느 하나이거나 이들의 결합인 것이 바람직하다.Referring to FIG. 2, the rocket engine 150 is connected to the rear propellant supply pipe 121b and receives a propellant from the propellant storage tank 110. The rocket engine 150 includes a thruster, which is a very small rocket engine for attitude control of a satellite, and includes all engines using rocket injection. When the propellant is hydrazine or hydrogen peroxide, the rocket engine 150 may generate thrust through a decomposition reaction mechanism by a catalyst in the rocket engine 150. When the propellant is liquid methane, the rocket engine ( Thrust may be generated via a combustion reaction mechanism. However, the decomposition reaction of hydrogen peroxide is similar to the combustion reaction in that it generates a gas of high temperature and high pressure. The catalyst may be a monolith catalyst in the form of a channel, a metal screen catalyst, a catalyst in the form of pellets or grains. The active material used in the catalyst is preferably one selected from the group consisting of noble metal-based metals reacting with hydrogen peroxide or oxides of transition metals or a combination thereof.

도 2 및 도 3 을 참조하면 상기 전방 로드셀(140)은 상기 전방 추진제 공급관(121a)과 접촉할 수 있도록 형성되어 있다. 상기 후방 로드셀(160)을 통하여 상기 로켓 엔진(150)의 전방으로 힘을 인가하는 경우 강성이 있는 상기 수평 방향 공급관(121)을 통해 힘이 전달되어 상기 전방 로드셀(140)에서 힘을 측정할 수 있다. 또한, 상기 로켓 엔진(150)을 작동시키는 경우에도 강성이 있는 상기 수평 방향 공급관(121)을 통해 힘이 전달되어 상기 전방 로드셀(140)에서 힘을 측정할 수 있다. 상기 전방 로드셀(140)은 로드셀에 한정되지 않고 이송력을 추력으로 환산할 수 있는 모든 추력 측정 장치를 포함할 수 있다. 예컨데, 소정의 탄성계수를 갖는 스프링으로 이루어져 이의 변위를 측정함으로써 이루어질 수 있으며, 가변저항기(potentiometer) 또는 푸쉬풀 게이지로서 이루어질 수 있다. 로드셀의 경우 인디케이터를 별도로 구비해야 하나 크기가 작고 형상이 다양하여 로켓 엔진의 지상시험에서 설치가 용이한 장점이 있다.2 and 3, the front load cell 140 is formed to be in contact with the front propellant supply pipe 121a. When the force is applied to the front of the rocket engine 150 through the rear load cell 160, the force is transmitted through the rigid horizontal direction supply pipe 121 to measure the force in the front load cell 140. have. In addition, even when the rocket engine 150 is operated, a force is transmitted through the rigid horizontal supply pipe 121 to measure the force in the front load cell 140. The front load cell 140 may include any thrust measuring device capable of converting a transfer force into thrust, not limited to the load cell. For example, it may be made of a spring having a predetermined modulus of elasticity to measure its displacement, and may be made as a potentiometer or a push-pull gauge. In the case of a load cell, an indicator must be provided separately, but the size is small and the shape is various, so it is easy to install in the ground test of the rocket engine.

도 2 및 도 3 을 참조하면 상기 후방 로드셀(160)은 상기 로켓 엔진(150)에 추력을 가할 수 있도록 상기 로켓 엔진(150)에 접촉되어 형성될 수 있다. 상기 후방 로드셀(160)을 통하여 상기 로켓 엔진(150)의 전방으로 힘을 인가한 경우 상기 로켓 엔진(150)에 직접 인가되는 힘을 상기 후방 로드셀(160)에서 측정할 수 있다. 이에 의해 시스템 저항치를 계산하여 추력을 보정하여 실제 추력을 산출할 수 있는데 이에 대해서는 후술하기로 한다. 상기 후방 로드셀(160)은 로드셀에 한정되지 않고 이송력을 추력으로 환산할 수 있는 모든 추력 측정 장치를 포함할 수 있으며, 이에 대해서는 상기 전방 로드셀(140)의 경우와 같다.2 and 3, the rear load cell 160 may be formed in contact with the rocket engine 150 to apply thrust to the rocket engine 150. When a force is applied to the front of the rocket engine 150 through the rear load cell 160, the force applied directly to the rocket engine 150 may be measured by the rear load cell 160. As a result, the thrust may be corrected by calculating the system resistance, and the actual thrust may be calculated. The rear load cell 160 may include any thrust measuring device capable of converting a transfer force into thrust, without being limited to the load cell, as in the case of the front load cell 140.

도 2 및 도 3 을 참조하면 상기 엔진 지지대(151)는 상기 로켓 엔진(150)의 하부에 설치되어 상기 로켓 엔진(150)과 일체로 이동할 수 있다. 따라서, 로켓 엔진의 추력 측정 시험에서 상기 로켓 엔진(150)이 추진 방향으로 좌우 이동할 때 함께 연동될 수 있으며 이를 위해 판 형태의 금속 구조물인 것이 바람직하다.2 and 3, the engine support 151 may be installed under the rocket engine 150 to move integrally with the rocket engine 150. Therefore, in the thrust measurement test of the rocket engine, the rocket engine 150 may be interlocked together when moving left and right in the propulsion direction.

도 2 및 도 3 을 참조하면 상기 레일(153)과 레일 지지대(154)가 상기 엔진 지지대(151)의 하단에 형성될 수 있다. 또한, 도 2 및 도 3 을 참조하면 상기 연결 장치(152)는 상기 엔진 지지대(151)와 상기 레일(153)을 연결하며 내부에 베어링(155)이 장착될 수 있다. 상기 레일(153)을 하부에서 지지하는 레일 지지대(154)가 형성될 수 있다. 상기 레일(153)은 상기 로켓 엔진(150)의 크기와 종류에 따라 교체하여 사용할 수 있으며 이에 따라 다양한 크기와 종류의 로켓 엔진에 대해 추력 측정할 수 있는 장점이 있다. 상기 레일(153)의 구조와 재질은 통상 사용되는 레일과 동일하므로 자세한 설명은 생략하기로 한다. 로켓 엔진의 추력 측정 시험에서 상기 로켓 엔진(150)이 추진 방향으로 좌우 이동할 때 상기 엔진 지지대(151)가 함께 연동되며 연동시 마찰을 최소화하기 위해 상기 레일(153)과 레일 지지대(154)를 통해 슬라이딩 되도록 할 수 있다. 상기 베어링(155)은 리니어 베어링, 구름 베 어링 등으로 이루어 질 수 있으며, 가능한 상기 레일(153)을 따라 이송시 마찰 저항이 최소화되며 표면 마찰이 영에 가까운 슬라이딩이 이루어지도록 하는 역할을 한다.2 and 3, the rail 153 and the rail support 154 may be formed at a lower end of the engine support 151. 2 and 3, the connection device 152 connects the engine support 151 and the rail 153, and a bearing 155 may be mounted therein. Rail support 154 may be formed to support the rail 153 from the bottom. The rail 153 may be used interchangeably according to the size and type of the rocket engine 150, and accordingly, there is an advantage in that thrust can be measured for rocket engines of various sizes and types. Since the structure and material of the rail 153 are the same as those of a rail which is usually used, detailed description thereof will be omitted. In the thrust measurement test of the rocket engine, when the rocket engine 150 moves left and right in the propulsion direction, the engine support 151 is interlocked together and through the rail 153 and the rail support 154 to minimize friction when interlocked. It can be made to slide. The bearing 155 may be formed of a linear bearing, a rolling bearing, etc., and minimizes frictional resistance when transporting along the rail 153, and serves to make surface friction close to zero.

도 2 및 도 3 을 참조하면 상기 지지용 구조물(170)은 상기 레일 지지대(154)의 하부에 형성될 수 있으며 전체 추력 측정 및 보정 장치 시스템을 지지한다. 상기 지지용 구조물(170)은 테이블 형상에서 상부에 상기 레일 지지대(154)가 올려져 있으며 상기 전방 로드셀(140)을 고정시킬 수 있도록 'l'형상의 구조물이 테이블의 상부에서 연장되어 형성될 수 있다.2 and 3, the support structure 170 may be formed under the rail support 154 to support the entire thrust measurement and correction device system. The support structure 170 has a rail support 154 is mounted on the upper portion in a table shape and an 'l' shaped structure may be formed to extend from the upper portion of the table so as to fix the front load cell 140. have.

도 4 를 참조하면 로켓 엔진의 추력 측정 및 보정 방법은 다음과 같다.Referring to Figure 4 the thrust measurement and correction method of the rocket engine is as follows.

(a)단계step (a)

먼저, 실험 대상이 되는 로켓 엔진과 추진제 및 압력을 설정한 뒤 상기 로켓 엔진(150)을 상기 엔진 지지대(151)에 장착하고 상기 추진제 저장탱크(110)로부터 추진제를 주입한다. 이때, 상기 가압용 가스탱크(111)를 이용하여 설정된 압력으로 추진제를 주입하되 상기 추진제 공급 밸브(130)를 잠그어 둔다. 따라서, 주입된 추진제는 상기 전방 추진제 공급관(121a)까지 주입되며 상기 추진제 공급 밸브(130)에서 차단되어 상기 후방 추진제 공급관(121b)와 로켓 엔진(150)에는 추진제가 주입되지 않는다.First, after setting the rocket engine and the propellant and the pressure to be tested, the rocket engine 150 is mounted on the engine support 151 and the propellant is injected from the propellant storage tank 110. At this time, the propellant is injected at the set pressure using the pressurized gas tank 111, and the propellant supply valve 130 is locked. Therefore, the injected propellant is injected up to the front propellant supply pipe 121a and is blocked by the propellant supply valve 130 so that propellant is not injected into the rear propellant supply pipe 121b and the rocket engine 150.

(b)단계(b) step

다음, 상기 로켓 엔진(150)에 접촉되도록 엔진이 분사되는 부위에 상기 후방 로드셀(160)을 장착한 뒤 상기 로켓 엔진(150)의 추진 방향으로 상기 후방 로드셀(160)에 직접 힘을 인가하여 압력을 측정한다. 이때, 다양한 크기의 힘을 인가하면서 상기 후방 로드셀(160)에서의 압력을 측정한다.Next, the rear load cell 160 is mounted at a portion at which the engine is injected to contact the rocket engine 150, and then a force is directly applied to the rear load cell 160 in the propulsion direction of the rocket engine 150. Measure At this time, the pressure in the rear load cell 160 is measured while applying various sizes of force.

(c)단계step (c)

다음, 상기 후방 로드셀(160)에 직접 힘을 인가하는 경우 이는 상기 로켓 엔진(150)과 상기 수평 방향 공급관(121)을 통해 힘이 전달되며 상기 전방 추진제 공급관(121a)과 접촉하는 상기 전방 로드셀(140)에 힘이 전달된다. 상기 전방 로드셀(140)에 인가된 압력을 측정한다. 이때, 상기 추진제 저장탱크(110)와 추진제 공급관(120)은 저항으로 작용하여 상술한 (b)단계에서 측정한 상기 후방 로드셀(160)에서의 측정치와 달라질 수 있다. 또한, 압력과 온도를 측정하기 위한 다양한 센서들이 상기 로켓 엔진(150)에 부착되는데 이들의 케이블로 인해 추력에 간섭을 일으킬 수 있으므로 상술한 (b)단계에서의 측정치와 오차는 커질 수 있다. 따라서, 상술한 (b)단계에서의 후방 로드셀(160)에서의 측정치와 (c)단계에서의 전방 로드셀(140)에서의 측정치의 차이가 시스템의 저항치가 된다.Next, when a force is directly applied to the rear load cell 160, the force is transmitted through the rocket engine 150 and the horizontal supply pipe 121, and the front load cell contacting the front propellant supply pipe 121a ( 140) the force is transmitted. The pressure applied to the front load cell 140 is measured. At this time, the propellant storage tank 110 and the propellant supply pipe 120 may act as a resistance and may differ from the measured value in the rear load cell 160 measured in step (b). In addition, various sensors for measuring the pressure and temperature are attached to the rocket engine 150, because their cables can interfere with the thrust due to the measurement and error in step (b) can be large. Therefore, the difference between the measured value in the rear load cell 160 in step (b) and the measured value in the front load cell 140 in step (c) becomes the resistance of the system.

(d)단계(d) step

다음, 상기 로켓 엔진(150)에 접촉되도록 설치된 상기 후방 로드셀(160)을 제거한 뒤 상기 추진제 공급 밸브(130)를 개방한다. 상기 전방 추진제 공급관(121a)에 머물러 있던 추진제는 압력에 의해 상기 후방 추진제 공급관(121b)을 통해 상기 로켓 엔진(150)으로 공급된다. 추진제가 공급된 상기 로켓 엔진(150)을 작동시키면 상술한 추진제의 종류에 따라 분해 반응 매커니즘 또는 연소 반응 매커 니즘에 의해 추력이 발생된다. 발생한 추력은 상기 수평 방향 공급관(121)으로 전달되며 이와 접촉하는 상기 전방 로드셀(140)로 다시 전달된다. 상기 전방 로드셀(140)에 전달되는 힘을 측정한다.Next, the rear load cell 160 installed to contact the rocket engine 150 is removed and then the propellant supply valve 130 is opened. The propellant stayed in the front propellant supply pipe 121a is supplied to the rocket engine 150 through the rear propellant supply pipe 121b by pressure. When the rocket engine 150 is supplied with a propellant, thrust is generated by a decomposition reaction mechanism or a combustion reaction mechanism according to the type of propellant described above. The generated thrust is transmitted to the horizontal supply pipe 121 and is transmitted back to the front load cell 140 in contact with it. The force transmitted to the front load cell 140 is measured.

(e)단계(e) step

다음, 로켓 엔진의 실제 추진력을 산출하는 단계이다. 상기 전방 로드셀(140)에서 측정된 힘을 F1 이라하고, 상기 후방 로드셀(160)에서 측정된 힘을 F2 이라하면, 실제 추진력은 다음과 같다.Next, calculating the actual propulsion force of the rocket engine. When the force measured at the front load cell 140 is called F 1 , and the force measured at the rear load cell 160 is called F 2 , the actual driving force is as follows.

Figure 112008089584242-PAT00001
Figure 112008089584242-PAT00001

Figure 112008089584242-PAT00002
Figure 112008089584242-PAT00002

Figure 112008089584242-PAT00003
: 시스템의 저항치
Figure 112008089584242-PAT00003
: Resistance of system

F1 : 전방 로드셀에서 측정된 힘F 1 : Force measured at front load cell

F2 : 후방 로드셀에서 측정된 힘F 2 : Force measured at the rear load cell

위와 같은 방법으로 로켓 엔진의 정확한 추력을 산출할 수 있다.In this way, the exact thrust of the rocket engine can be calculated.

도 5 를 참조하면 로켓 엔진의 추력을 보정한 결과를 확인할 수 있다. 도 5 는 추진제로 고농도 과산화수소(90 wt%)를 사용하며 20 bar로 가압할 경우의 추력 보정 결과 예시이며 로켓 엔진 및 추진제의 종류와 압력에 따라 결과는 달라질 수 있다.Referring to FIG. 5, a result of correcting the thrust of the rocket engine may be confirmed. FIG. 5 is an example of thrust correction results when a high concentration of hydrogen peroxide (90 wt%) is used as a propellant and pressurized to 20 bar, and the result may vary depending on the type and pressure of the rocket engine and the propellant.

본 발명의 상기한 실시예에 한정하여 기술적 사상을 해석해서는 안된다. 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 당업자의 수준에서 다양한 변형 실시가 가능하다. 따라서 이러한 개량 및 변경은 당업자에게 자명한 것인 한 본 발명의 보호범위에 속하게 된다.The technical idea should not be construed as being limited to the above-described embodiment of the present invention. Various modifications may be made at the level of those skilled in the art without departing from the spirit of the invention as claimed in the claims. Therefore, such improvements and modifications fall within the protection scope of the present invention as long as it is obvious to those skilled in the art.

도 1 은 종래의 제트엔진의 성능시험 장치를 도시한 분리 사시도.1 is an exploded perspective view showing a performance test apparatus of a conventional jet engine.

도 2 는 본 발명에 의한 추력 측정 장치의 구조도.2 is a structural diagram of a thrust measuring device according to the present invention.

도 3 은 본 발명에 의한 추력 측정 및 보정 장치의 확대 구조도.3 is an enlarged structural diagram of a thrust measurement and correction device according to the present invention.

도 4 는 본 발명에 의한 추력 측정 및 보정 방법을 나타내기 위한 순서도.4 is a flowchart showing a thrust measurement and correction method according to the present invention.

도 5 는 본 발명에 의한 추력 측정 및 보정 장치에서 고농도 과산화수소(90 wt%)를 추진제 저장탱크에 채운 후 20 bar로 가압할 경우의 추력 보정 결과 그래프.Figure 5 is a graph of the thrust correction result when pressurized to 20 bar after filling the propellant storage tank with a high concentration of hydrogen peroxide (90 wt%) in the thrust measurement and correction apparatus according to the present invention.

<도면의 주요부분에 대한 부호의 설명><Description of the symbols for the main parts of the drawings>

10 : 제트 엔진 성능 시험 장치10: jet engine performance test device

21 : 서포트 22 : 가이드 레일21: support 22: guide rail

23 : 지지부재 24 : 추력 측정 센서23 support member 24 thrust measuring sensor

30 : 슬라이딩 부재 31 : 베어링 수단30: sliding member 31: bearing means

32 : 이송 프레임 33 : 엔진 장착부32: transfer frame 33: engine mounting

34 : 가압부34: pressurization

40 : 제트 엔진 41 : 배기 덕트40: jet engine 41: exhaust duct

42 : 흡입 덕트42: suction duct

50 : 제어부50: control unit

100 : 로켓 엔진의 추력 측정 및 보정 장치100: thrust measurement and correction device of the rocket engine

110 : 추진제 저장탱크 111 : 가압용 가스탱크110: propellant storage tank 111: pressurized gas tank

120 : 추진제 공급관 121 : 수평 방향 공급관120: propellant supply pipe 121: horizontal supply pipe

121a : 전방 추진제 공급관 121b : 후방 추진제 공급관121a: forward propellant supply pipe 121b: rear propellant supply pipe

122 : 수직 방향 공급관122: vertical feed pipe

130 : 추진제 공급 밸브130: propellant supply valve

140 : 전방 로드셀140: front load cell

150 : 로켓 엔진 151 : 엔진 지지대150: rocket engine 151: engine support

152 : 연결 장치 153 : 레일152: connecting device 153: rail

154 : 레일 지지대 155 : 베어링154: rail support 155: bearing

160 : 후방 로드셀160: rear load cell

170 : 지지용 구조물170: support structure

Claims (4)

추진제 저장탱크(110);Propellant storage tank 110; 상기 추진제 저장탱크(110)로부터 연결되는 로켓 엔진(150);A rocket engine 150 connected from the propellant storage tank 110; 상기 로켓 엔진(150)과 일체로 이동하며 상기 추진제 저장탱크(110)와 상기 로켓 엔진(150)의 분사부를 연결하는 추진제 공급관(120);A propellant supply pipe 120 moving integrally with the rocket engine 150 and connecting the propellant storage tank 110 and the injection unit of the rocket engine 150; 상기 추진제 공급관(120)에 형성되는 추진제 공급 밸브(130);A propellant supply valve 130 formed at the propellant supply pipe 120; 상기 추진제 공급관(120) 중 상기 추진제 공급 밸브(130) 전방에 위치하는 전방 추진제 공급관(121a)을 통해 힘을 전달받아 추력을 측정하는 전방 로드셀(140); 및A front load cell 140 receiving a force through a front propellant supply pipe 121a positioned in front of the propellant supply valve 130 of the propellant supply pipe 120 to measure a thrust; And 상기 로켓 엔진(150)에 추력을 가할 수 있도록 상기 로켓 엔진(150)에 접촉되는 후방 로드셀(160);A rear load cell 160 in contact with the rocket engine 150 to apply thrust to the rocket engine 150; 을 포함하는 것을 특징으로 하는 로켓 엔진의 추력 측정 및 보정 장치.Thrust measurement and correction device of the rocket engine comprising a. 제 1 항에 있어서,The method of claim 1, 상기 로켓 엔진(150)을 지지하기 위한 엔진 지지대(151);An engine support 151 for supporting the rocket engine 150; 상기 엔진 지지대(151)의 하단에 결합되는 레일(153); 및A rail 153 coupled to the lower end of the engine support 151; And 상기 엔진 지지대(151)와 상기 레일(153)을 연결하며 내부에 베어링(155)이 장착되어 있는 연결 장치(152);A connection device 152 connecting the engine support 151 and the rail 153 and having a bearing 155 mounted therein; 를 포함하는 것을 특징으로 하는 로켓 엔진의 추력 측정 및 보정 장치.Thrust measurement and correction device of the rocket engine comprising a. 로켓 엔진의 지상시험에서 추력을 측정하고 오차를 보정하는 방법에 있어서,In the ground test of the rocket engine, the method of measuring the thrust and correcting the error, (a) 로켓 엔진(150)을 장착하고 추진제를 주입한 뒤 설정 압력으로 추진제를 가압하되 추진제 공급 밸브(130)를 차단하는 준비 단계;(a) preparing the rocket engine 150, injecting a propellant, pressurizing the propellant to a set pressure, and blocking the propellant supply valve 130; (b) 후방 로드셀(160)을 통하여 상기 로켓 엔진(150)의 전방으로 힘을 인가하며 상기 로켓 엔진(150)에 직접 인가되는 힘을 측정하는 단계;(b) applying a force to the front of the rocket engine 150 through a rear load cell 160 and measuring the force applied directly to the rocket engine 150; (c) 상기 로켓 엔진(150)에 힘이 가해진 경우 상기 추진제 공급 밸브(130) 전방에 연결되는 전방 추진제 공급관(121a)과 접촉하는 전방 로드 셀(140)에 전달되는 힘을 측정하는 단계;(c) measuring a force transmitted to the front load cell 140 in contact with the front propellant supply pipe 121a connected to the front of the propellant supply valve 130 when a force is applied to the rocket engine 150; (d) 상기 후방 로드셀(160)을 제거한 뒤 상기 추진제 공급 밸브(130)를 개방하여 상기 로켓 엔진(150)을 작동시키며 상기 전방 추진제 공급관(121a)을 통해 상기 전방 로드 셀(140)에 전달되는 힘을 측정하는 단계; 및(d) removing the rear load cell 160 and opening the propellant supply valve 130 to operate the rocket engine 150 and being transmitted to the front load cell 140 through the front propellant supply pipe 121a. Measuring force; And (e) 상기 (d) 단계에서 측정된 힘에 상기 (b)단계에서 측정된 힘과 상기 (c) 단계에서 측정된 힘의 차이인 시스템 저항치를 더하여 상기 로켓 엔진의 실제 추진력을 산출하는 단계;(e) calculating actual propulsion of the rocket engine by adding a system resistance value that is a difference between the force measured in step (d) and the force measured in step (b) and the force measured in step (c); 로 이루어지는 것을 특징으로 하는 로켓 엔진의 추력 측정 및 보정 방법.Thrust measurement and correction method of the rocket engine, characterized in that consisting of. 제 3 항에 있어서,The method of claim 3, wherein 상기 (b)단계에서 측정되는 힘 및 (c)단계에서 측정되는 힘은 추진제를 추진제 공급관(120)으로 가압하는 가압용 가스탱크(111)의 가압 크기에 대응하여 각각 측정되는 것을 특징으로 하는 로켓 엔진의 추력 측정 및 보정 방법.The force measured in step (b) and the force measured in step (c) are respectively measured in response to the pressure of the pressure gas tank 111 for pressurizing the propellant to the propellant supply pipe 120. Thrust measurement and correction method of the engine.
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