KR20100079801A - 액체로켓의 엔진의 시동장치 - Google Patents

액체로켓의 엔진의 시동장치 Download PDF

Info

Publication number
KR20100079801A
KR20100079801A KR1020080138376A KR20080138376A KR20100079801A KR 20100079801 A KR20100079801 A KR 20100079801A KR 1020080138376 A KR1020080138376 A KR 1020080138376A KR 20080138376 A KR20080138376 A KR 20080138376A KR 20100079801 A KR20100079801 A KR 20100079801A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
bearing
supply pump
inner ring
gas generator
fuel
Prior art date
Application number
KR1020080138376A
Other languages
English (en)
Other versions
KR101039415B1 (ko
Inventor
박순영
이은석
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 KR1020080138376A priority Critical patent/KR101039415B1/ko
Publication of KR20100079801A publication Critical patent/KR20100079801A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101039415B1 publication Critical patent/KR101039415B1/ko

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F02K9/95—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by starting or ignition means or arrangements
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G5/00—Ground equipment for vehicles, e.g. starting towers, fuelling arrangements
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

본 발명에 따른 액체로켓 엔진의 시동장치는, 연소기로 연료를 공급하는 연료 공급펌프; 상기 연소기로 산화제를 공급하는 산화제 공급펌프; 상기 연료공급펌프 및 산화제 공급펌프로부터 공급되는 연료 및 산화제의 일부를 공급받아 가스를 발생시키는 가스발생기; 가스발생기에서 발생한 가스를 공급받아 회전하며, 연료 공급펌프 및 산화제 공급펌프를 구동시키는 터빈; 및 시동시 상기 가스발생기에 직접 고압을 제공하는 압축기를 포함할 수 있다.
개시된 액체로켓 엔진의 시동장치는, 본 발명에 따른 액체로켓 엔진의 시동장치는, 액체로켓 엔진의 시동시 기계적 압축기가 연료 및 산화제를 압축하여 가스발생기에 공급하기 때문에 상기 가스발생기를 통해 터빈을 구동시켜 시동이 이루어지는 장점이 있다. 또한, 액체로켓 엔진의 시동시 상기 터빈을 구동시키기 위한 별도의 고출력 모터가 필요하지 않아 상기 액체로켓 엔진의 무게 및 크기를 줄일 수 있어 상기 액체로켓 엔진의 효율을 높일 수 있고 생산비가 절감되는 이점이 있다.
액체로켓, 압축기, 터빈, 연료, 산화제

Description

액체로켓의 엔진의 시동장치{Starting apparatus of liquid rocket engine}
본 발명은 액체로켓의 엔진의 시동장치에 관한 것으로, 더욱 자세하게는 기계식 압축기를 사용하는 액체로켓의 엔진의 시동장치에 관한 것이다.
일반적으로, 이원추진제를 사용하는 액체로켓 엔진의 시동을 위해서는 터빈을 초기에 구동시켜야 한다. 상기 터빈을 구동하기 위한 동력원으로는 압축공기나 고체 가스발생기(solid spin-starter)를 사용한다.
상기와 같은 별도의 터빈 시동기를 사용하는 이유는, 이원추진제 액체로켓 엔진의 가스발생기는 대략 10~15 bar(정격 가스발생기 연소압이 수십 50~60 bar 일 경우)의 높은 압력으로 분사기를 통하여 분사된 연료와 산화제가 무화되어 연소되므로 이러한 분사압력까지 터보펌프를 구동하기 위한 동력원이 필요하기 때문이다.
도 1은 종래기술에 따른 액체로켓 엔진의 시동장치가 도시된 구성도이다.
종래기술에 따른 액체로켓 엔진의 시동장치는, 연소기(Combustion Chamber, 11)로 연료를 공급하는 연료 공급펌프(Fuel Pump, 12)와, 상기 연소기(11)로 산화 제를 공급하는 산화제 공급펌프(Oxidizer Pump, 13)와, 상기 연료 공급펌프(12) 및 산화제 공급펌프(13)로부터 공급되는 연료 및 산화제의 일부를 공급받아 가스를 발생시키는 가스발생기(Gas Generator, 14)와, 가스발생기(14)에서 발생한 가스를 공급받아 회전하며, 연료 공급펌프(12) 및 산화제 공급펌프(13)를 구동시키는 터빈(Turbine, 15)과, 상기 터빈(15)에 직접 연결되어 시동시 상기 터빈(15)을 구동시키는 시동기(19)로 이루어진다.
상기 시동기(19)는 일반적으로 모터 등이 사용된다.
한편, 도 1에서 미 설명된 도면부호 중, MOV는 주산화제 종단밸브(Main Oxidizer shutoff Valve), MFV는 주연료 종단밸브(Main Fuel shutoff Valve), GOV는 가스발생기 산화제 종단밸브(GG Oxidizer shutoff Valve), GFV는 가스발생기 연료 종단밸브(GG Fuel shutoff Valve), TEAL은 연소기(11) 점화용 자발화성 액체(Triethylealuminium), TEN은 터빈 출구노즐(Tubine Exhaust Nozzle)을 나타낸다.
상기 시동기(19)는 일반적으로 모터 등이 사용된다.
즉, 종래기술에 따른 액체로켓 엔진의 시동장치는, 상기 액체로켓 엔진의 시동을 위해서 상기 시동기(19)로 상기 터빈(15)에 고압의 가스를 분출시켜 상기 터빈(15)을 구동시키고, 상기 터빈(15)의 구동에 의해 상기 산화제 공급펌프(13)와 연료 공급펌프(12)를 구동한 후 상기 가스발생기(14) 분사압을 생성한다.
다음, 순차적으로 가스발생기 종단밸브를 열어주어 초기 점화를 이룸으로써 정상상태 엔진 운행으로 천이한다.
그러나 종래기술에 따른 액체로켓 엔진의 시동장치는 상기 터빈(15)을 구동시켜야 액체로켓 엔진의 시동이 이루어지기 때문에, 상기 시동기(19)로 고출력의 모터가 사용되어야 하는 단점이 있다.
즉, 상기 시동기(19)로 고출력의 모터를 사용함으로써, 액체로켓 엔진 자체의 크기가 커지고 무게가 증가하여 엔진자체의 효율이 낮아지고, 생산비가 증가하는 단점이 있다.
본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 창안된 것으로서, 기계식 압축기가 연결된 가스발생기가 터빈을 직접 구동시켜 액체로켓 엔진을 시동하기 때문에 시동시 터빈 구동을 위한 별도의 고출력 모터를 필요로 하지 않음으로써 액체로켓 엔진의 무게를 감소시킬 수 있으며 시동의 신뢰성을 높일 수 있는 액체로켓 엔진의 시동장치를 제공하는 것을 목적으로 한다.
본 발명에 따른 액체로켓 엔진의 시동장치는, 연소기로 연료를 공급하는 연료 공급펌프; 상기 연소기로 산화제를 공급하는 산화제 공급펌프; 상기 연료공급펌프 및 산화제 공급펌프로부터 공급되는 연료 및 산화제의 일부를 공급받아 가스를 발생시키는 가스발생기; 가스발생기에서 발생한 가스를 공급받아 회전하며, 연료 공급펌프 및 산화제 공급펌프를 구동시키는 터빈; 및 시동시 상기 가스발생기에 직접 고압을 제공하는 압축기를 포함할 수 있다.
상기 압축기는, 양단이 개구된 파이프; 상기 파이프의 일단에 결합되되 내륜이 회전가능하게 구비된 베어링; 상기 파이프의 외면을 감싸되, 일측이 상기 베어링의 외륜에 고정되고 타측이 상기 파이프의 외면에 실링된 벨로우즈; 상기 파이프의 외면과 상기 벨로우즈의 사이에 구비되되, 일측이 상기 베어링의 내륜에 고정되고 타측이 상기 파이프의 외면에 실링된 벨로우즈의 타측에 고정된 스프링; 상기 베어링의 내륜의 회전에 따라 회전되도록 상기 베어링의 내륜에 고정된 블레이드; 상기 베어링의 내륜과 결합되어 상기 베어링의 내륜을 회전시키는 회전조작부; 및 상기 회전조작부를 고정시키는 스토퍼를 포함할 수 있다.
상기 회전조작부의 일측에는 삽입홈이 형성되고, 상기 스토퍼는, 전진 및 후진되어 상기 회전조작부의 삽입홈에 삽입 및 이탈되는 고정바; 상기 고정바가 전진 및 후진을 단속하는 솔레노이드 작동 작동스위치로 이루어질 수 있다.
상기 베어링은 제1베어링 및 제2베어링으로 구비되고, 상기 회전조작부는 상기 제1베어링과 제2베어링의 사이에 배치되어 상기 제1베어링 및 제2베어링의 내륜에 결합되며, 상기 스프링 및 블레이드는 상기 제1베어링의 내륜에 결합될 수 있다.
상기 압축기는, 상기 연료 공급펌프와 상기 가스발생기를 연통시키는 연료 공급배관에 구비된 제1압축기; 및 상기 산화제 공급펌프와 상기 가스발생기를 연통시키는 산화제 공급배관에 구비된 제2압축기를 포함하며, 상기 제1압축기는 상기 연료 공급배관에 체크밸브와 병렬로 연결되며, 상기 제2압축기는 상기 산화제 공급배관에 체크밸브와 병렬로 연결될 수 있다.
본 발명에 따른 액체로켓 엔진의 시동장치는, 액체로켓 엔진의 시동시 기계적 압축기가 연료 및 산화제를 압축하여 가스발생기에 공급하기 때문에 상기 가스발생기를 통해 터빈을 구동시켜 시동이 이루어지는 장점이 있다.
또한, 액체로켓 엔진의 시동시 상기 터빈을 구동시키기 위한 별도의 고출력 모터가 필요하지 않아 상기 액체로켓 엔진의 무게 및 크기를 줄일 수 있어 상기 액 체로켓 엔진의 효율을 높일 수 있고 생산비가 절감되는 이점이 있다.
이하, 첨부된 도면을 참조하면서 본 발명에 따른 바람직한 실시예를 상세히 설명한다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 해석되어서는 아니 되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여, 본 발명의 기술적 사상에 부합되는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다.
따라서 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일 실시에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서, 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형예들이 있을 수 있음을 이해해야한다.
도 2는 본 발명에 따른 액체로켓 엔진의 시동장치가 도시된 구성도, 도 3은 본 발명에 따른 액체로켓 엔진의 시동장치 중 압축기가 도시된 단면도이다.
본 발명에 따른 액체로켓 엔진의 시동장치는 연소기(110)로 연료를 공급하는 연료 공급펌프(120)와, 상기 연소기(110)로 산화제를 공급하는 산화제 공급펌프(130)와, 상기 연료 공급펌프(120) 및 산화제 공급펌프(130)로부터 공급되는 연료 및 산화제의 일부를 공급받아 가스를 발생시키는 가스발생기(140)와, 가스발생기(140)에서 발생한 가스를 공급받아 회전하며, 연료 공급펌프(120) 및 산화제 공급펌프(130)를 구동시키는 터빈(150)과, 시동시 상기 가스발생기(140)에 직접 고압을 제공하는 압축기(160a,160b)를 포함한다.
상기 압축기(160a,160b)는, 상기 연료 공급펌프(120)와 상기 가스발생기(140)를 연통시키는 연료 공급배관(FP)에 구비된 제1압축기(160a)와, 상기 산화제 공급펌프(130)와 상기 가스발생기(140)를 연통시키는 산화제 공급배관(OP)에 구비된 제2압축기(160b)를 포함하며, 상기 제1압축기(160a)는 상기 연료 공급배관(FP)에 체크밸브(CV)와 병렬로 연결되며, 상기 제2압축기(160b)는 상기 산화제 공급배관(OP)에 체크밸브(CV)와 병렬로 연결된다.
상기 체크밸브(CV)는 시동시 연료 및 산화제의 역류를 방지하기 위해서 구비된다.
상기 압축기(160a,160b)는, 양단이 개구된 파이프(161)와, 상기 파이프(161)의 일단에 결합되되 내륜(162a)이 회전가능하게 구비된 베어링(162)과, 상기 파이프(161)의 외면을 감싸되, 일측이 상기 베어링(162)의 외륜(162b)에 고정되고 타측이 상기 파이프(161)의 외면에 실링된 벨로우즈(164)와, 상기 파이프(161)의 외면과 상기 벨로우즈(164)의 사이에 구비되되, 일측이 상기 베어링(162)의 내륜(162a)에 고정되고 타측이 상기 파이프(161)의 외면에 실링된 벨로우즈(164)의 타측에 고정된 스프링(165)과, 상기 베어링(162)의 내륜(162a)의 회전에 따라 회전되도록 상기 베어링(162)의 내륜(162a)에 고정된 블레이드(166)와, 상기 베어링(162)의 내륜(162a)과 결합되어 상기 베어링(162)의 내륜(162a)을 회전시키는 회전조작부(167)와, 상기 회전조작부(167)를 고정시키는 스토퍼를 포함한다.
상기 파이프(161)는 상기 연료 공급배관(FP) 또는 산화제 공급배관(OP)에 구비되어 내부로 상기 연료 또는 산화제가 유동된다. 본 실시예에서 상기 연료 또는 산화제는 상기 베어링(162)이 결합된 단부방향으로 유출된다. 즉, 상기 베어링(162)이 결합된 방향에 상기 가스발생기(140)가 위치된다.
바람직하게는, 상기 베어링은 제1베어링(162) 및 제2베어링(163)으로 구비되고, 상기 회전조작부(167)는 상기 제1베어링(162)과 제2베어링(163)의 사이에 배치되어 상기 제1베어링(162)의 내륜(162a) 및 제2베어링(163)의 내륜(163a)에 결합되며, 상기 스프링(165) 및 블레이드(166)는 상기 제1베어링(162)의 내륜(162a)에 결합된다.
즉, 상기 회전조작부(167)를 용이하게 회전시킬 수 있도록 상기 회전조작부(167)는 상기 제1베어링(162) 및 상기 제2베어링(163) 사이에 배치된다,
결국, 본 실시예에서 상기 회전조작부(167)는 상기 제1베어링(162)의 내륜(162a), 제2베어링(163)의 내륜(163a), 스프링(165) 및 블레이드(166)가 하나의 몸체로 회전되도록 구비된다.
상기 벨로우즈(164)의 타측에는 상기 파이프(161)의 외면과의 실링을 위해 링형의 실링부재(D)가 구비된다.
상기 회전조작부(167)와 상기 제1베어링(162) 및 제2베어링(163)의 외륜(163b)과의 마찰을 줄이기 위해 상기 회전조작부(167)와 상기 제1베어링(162) 및 제2베어링(163)의 외륜(162b,163b) 사이에는 볼 베어링이 구비될 수 있다.
상기 회전조작부(167)의 일측에는 삽입홈(167a)이 형성되고, 상기 스토퍼는, 전진 및 후진되어 상기 회전조작부(167)의 삽입홈(167a)에 삽입 및 이탈되는 고정바(168)와, 상기 고정바(168)가 전진 및 후진을 단속하는 작동스위치(169)로 이루 어진다.
상기 회전조작부(167)의 일측에는 상기 회전조작부(167)를 회전시키는 구동부가 구비될 수 있다. 상기 구동부는 기어 등을 통해 상기 회전조작부(167)를 회전시키는 소형 모터 등으로 구비될 수 있다. 즉, 종래기술과 같이 터빈(150)을 구동시키기 위해서는 고출력의 대형 모터가 필요하지만, 본 발명과 같이 상기 회전조작부(167)를 회전시키기 위해서는 소형의 모터를 사용할 수 있는 이점이 있다.
상기 작동스위치(169)는 전기신호로 상기 고정바(168)를 전진 및 후진시키는 솔레노이드 스위치로 구비된다.
상기 제2베어링(163)의 일측에는 상기 압축기(160a,160b)가 상기 연료 공급배관(FP) 또는 산화제 공급배관(OP)과 용이하게 결합되기 위한 연결배관(C)이 구비된다.
도 2에서 미 설명된 도면부호 중, MOV는 주산화제 종단밸브(Main Oxidizer shutoff Valve), MFV는 주연료 종단밸브(Main Fuel shutoff Valve), GOV는 가스발생기 산화제 종단밸브(GG Oxidizer shutoff Valve), GFV는 가스발생기 연료 종단밸브(GG Fuel shutoff Valve), TEAL은 연소기 점화용 자발화성 액체(Triethylealuminium), TEN은 터빈 출구노즐(Tubine Exhaust Nozzle)을 나타낸다.
상기와 같이 구성된 본 발명에 따른 액체로켓 엔진의 시동장치의 작용효과를 설명하면 다음과 같다.
먼저, 상기 액체로켓 엔진의 시동을 위해 상기 회전조작부(167)를 회전시켜야 한다. 즉 상기 구동부를 통해 상기 회전조작부(167)를 회전시켜 상기 스프링(165)이 탄성력을 갖도록 회전시킨다.
본 실시에에서 상기 회전조작부(167)는 상기 제1베어링(162)의 내륜(162a)과 결합되어 있고, 상기 스프링(165)의 일측은 상기 제1베어링(162)의 내륜(162a)과 결합되어 있기 때문에, 상기 회전조작부(167)의 회전에 의해 상기 스프링(165)이 탄성력을 보유하며 회전된다.
상기 스프링(165)이 탄성력을 보유한 상태에서 상기 작동스위치(169)를 조작하여 상기 회전조작부(167)의 삽입홈(167a)에 상기 고정바(168)가 삽입되도록 한다.
상기 고정바(168)의 삽입으로 상기 스프링(165)은 탄성력을 보유한 상태에서 고정된다.
다음 상기 액체로켓 엔진 시동시키는 경우에는, 상기 작동스위치(169)를 조작하여 상기 고정바(168)를 상기 회전조작부(167)의 삽입홈(167a)에서 이탈시킨다.
상기 고정바(168)의 이탈에 의해 상기 스프링(165)은 탄성력에 의해 회전되며, 상기 스프링(165)의 회전에 의해 상기 제1베어링(162)의 내륜(162a)이 회전된다.
상기 제1베어링(162)의 내륜(162a)의 회전에 의해 상기 제1베어링(162)의 내륜(162a)에 결합된 블레이드(166)도 상기 제1베어링(162)의 내륜(162a)을 따라 회전된다.
상기 블레이드(166)의 회전에 의해 상기 가스발생기(140)로 유동되는 상기 연료 및 산화제를 가압하게 된다. 즉, 상기 스프링(165)의 탄성력에 의해 상기 블레이드(166)가 회전되고, 상기 블레이드(166)의 회전으로 초기 점화에 필요한 수준의 연료 및 산화제 분사압을 얻고, 상기 산화제와 연료를 점화시켜 상기 터빈(150)을 구동시킨다.
상기 터빈(150)의 구동에 의해 본격적으로 연료 공급펌프(120) 및 산화제 공급펌프(130)의 작동되어 상기 가스발생기(140)로 상기 연료 및 산화제가 공급되어 정상상태 운전이 가능해진다.
상기 스프링(165)은 수백 밀리초(mmSec)에서 1 초(Sec)정도의 시간동안 회전하여 상기 가스발생기(140)에 분사압을 발생시킬 수 있는 정도의 스프링(165) 회전수로 설계되는 것이 바람직하다.
이상과 같이, 본 발명은 비록 한정된 실시예와 도면에 의해 설명되었으나, 본 발명은 이것에 의해 한정되지 않으며 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 본 발명의 기술 사상과 아래에 기재될 청구범위의 균등 범위 내에서 다양한 수정 및 변형이 가능함은 물론이다.
도 1은 종래기술에 따른 액체로켓 엔진의 시동장치가 도시된 구성도,
도 2는 본 발명에 따른 액체로켓 엔진의 시동장치가 도시된 구성도,
도 3은 본 발명에 따른 액체로켓 엔진의 시동장치 중 압축기가 도시된 단면도이다.
<도면의 주요 부분에 관한 부호의 설명>
110: 연소기 120: 연료 공급펌프
130: 산화제 공급펌프 140: 가스발생기
150: 터빈 160a: 제1압축기
160b: 제2압축기 135: 레일
161: 파이프 162: 제1베어링
163: 제2베어링 162a,163a: 내륜
162b,163b: 외륜 164: 벨로우즈
165: 스프링 166: 블레이드
167: 회전조작부 167a: 삽입홈
168: 고정바 169: 작동스위치
C: 연결밸브 CV: 체크밸브
FP: 연료 공급배관 OP: 산화제 공급배관

Claims (5)

  1. 연소기로 연료를 공급하는 연료 공급펌프;
    상기 연소기로 산화제를 공급하는 산화제 공급펌프;
    상기 연료공급펌프 및 산화제 공급펌프로부터 공급되는 연료 및 산화제의 일부를 공급받아 가스를 발생시키는 가스발생기;
    가스발생기에서 발생한 가스를 공급받아 회전하며, 연료 공급펌프 및 산화제 공급펌프를 구동시키는 터빈; 및
    시동시 상기 가스발생기에 직접 고압을 제공하는 압축기를 포함하는 액체로켓 엔진의 시동장치.
  2. 청구항 1에 있어서,
    상기 압축기는,
    양단이 개구된 파이프;
    상기 파이프의 일단에 결합되되 내륜이 회전가능하게 구비된 베어링;
    상기 파이프의 외면을 감싸되, 일측이 상기 베어링의 외륜에 고정되고 타측이 상기 파이프의 외면에 실링된 벨로우즈;
    상기 파이프의 외면과 상기 벨로우즈의 사이에 구비되되, 일측이 상기 베어링의 내륜에 고정되고 타측이 상기 파이프의 외면에 실링된 벨로우즈의 타측에 고정된 스프링;
    상기 베어링의 내륜의 회전에 따라 회전되도록 상기 베어링의 내륜에 고정된 블레이드;
    상기 베어링의 내륜과 결합되어 상기 베어링의 내륜을 회전시키는 회전조작부; 및
    상기 회전조작부를 고정시키는 스토퍼를 포함하는 것을 특징으로 하는 액체로켓 엔진의 시동장치.
  3. 청구항 2에 있어서,
    상기 회전조작부의 일측에는 삽입홈이 형성되고,
    상기 스토퍼는,
    전진 및 후진되어 상기 회전조작부의 삽입홈에 삽입 및 이탈되는 고정바;
    상기 고정바가 전진 및 후진을 단속하는 솔레노이드 작동 작동스위치로 이루어지는 것을 특징으로 하는 액체로켓 엔진의 시동장치.
  4. 청구항 2에 있어서,
    상기 베어링은 제1베어링 및 제2베어링으로 구비되고,
    상기 회전조작부는 상기 제1베어링과 제2베어링의 사이에 배치되어 상기 제1베어링 및 제2베어링의 내륜에 결합되며,
    상기 스프링 및 블레이드는 상기 제1베어링의 내륜에 결합되는 것을 특징으로 하는 액체로켓 엔진의 시동장치.
  5. 청구항 1에 있어서,
    상기 압축기는,
    상기 연료 공급펌프와 상기 가스발생기를 연통시키는 연료 공급배관에 구비된 제1압축기; 및
    상기 산화제 공급펌프와 상기 가스발생기를 연통시키는 산화제 공급배관에 구비된 제2압축기를 포함하며,
    상기 제1압축기는 상기 연료 공급배관에 체크밸브와 병렬로 연결되며,
    상기 제2압축기는 상기 산화제 공급배관에 체크밸브와 병렬로 연결되는 것을 특징으로 하는 액체로켓 엔진의 시동장치.
KR1020080138376A 2008-12-31 2008-12-31 액체로켓의 엔진의 시동장치 KR101039415B1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020080138376A KR101039415B1 (ko) 2008-12-31 2008-12-31 액체로켓의 엔진의 시동장치

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020080138376A KR101039415B1 (ko) 2008-12-31 2008-12-31 액체로켓의 엔진의 시동장치

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20100079801A true KR20100079801A (ko) 2010-07-08
KR101039415B1 KR101039415B1 (ko) 2011-06-08

Family

ID=42640848

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020080138376A KR101039415B1 (ko) 2008-12-31 2008-12-31 액체로켓의 엔진의 시동장치

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101039415B1 (ko)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101409938B1 (ko) * 2013-01-16 2014-06-20 한국항공우주연구원 액체 추진제를 사용하는 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치
KR20180045030A (ko) * 2015-09-14 2018-05-03 한국항공우주연구원 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진
CN112628019A (zh) * 2020-12-18 2021-04-09 西安航天动力研究所 一种补燃循环发动机推力室喷注器冷却流路及其设计方法
RU2786605C1 (ru) * 2022-02-08 2022-12-22 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070175222A1 (en) * 2006-01-31 2007-08-02 United Technologies Corporation Multipurpose gas generator ramjet/scramjet cold start system

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101409938B1 (ko) * 2013-01-16 2014-06-20 한국항공우주연구원 액체 추진제를 사용하는 로켓용 터보펌프 엔진의 압력 보정 장치
KR20180045030A (ko) * 2015-09-14 2018-05-03 한국항공우주연구원 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진
CN112628019A (zh) * 2020-12-18 2021-04-09 西安航天动力研究所 一种补燃循环发动机推力室喷注器冷却流路及其设计方法
RU2786605C1 (ru) * 2022-02-08 2022-12-22 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием

Also Published As

Publication number Publication date
KR101039415B1 (ko) 2011-06-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7401461B2 (en) Reduced-weight fuel system for gas turbine engine, gas turbine engine having a reduced-weight fuel system, and method of providing fuel to a gas turbine engine using a reduced-weight fuel system
JP6627983B2 (ja) 電動アシスト液体燃料ロケット推進システム
CN110005546A (zh) 一种多次起动火箭发动机及起动方法
US4161102A (en) Turbine engine starting system
KR101039415B1 (ko) 액체로켓의 엔진의 시동장치
US9464576B2 (en) System and method for operating a power plant
RU2418970C1 (ru) Жидкостный ракетный двигатель и турбонасосный агрегат
JP2008267385A (ja) エキスパンダサイクルロケットエンジンおよびエキスパンダサイクルロケットエンジンを作動させる方法
JP2017500493A (ja) 推進部組立体及び推進剤供給方法
RU2299345C1 (ru) Жидкостный ракетный двигатель и способ его запуска
RU2382223C1 (ru) Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель и способ его работы
EP3203053B1 (en) Gas turbine engine fuel system
RU2412370C1 (ru) Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги и узел подвески камеры сгорания
KR100654412B1 (ko) 액체 추진제 로켓엔진
RU2300657C1 (ru) Жидкостный ракетный двигатель
KR20210017389A (ko) 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진 및 이를 이용한 전동부의 냉각 방법
RU2484285C1 (ru) Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель
RU2431053C1 (ru) Жидкостный ракетный двигатель и блок сопел крена
EP3346110B1 (en) System and method for purging fuel from turbomachine
JP2016118196A (ja) 燃料パージシステム及びパージの方法
RU2382224C1 (ru) Многоступенчатая ракета-носитель, трехкомпонентный ракетный двигатель, способ его работы и турбонасосная система подачи топлива
JP2013185585A (ja) 液体燃料作動からガス燃料作動に燃焼器を作動する方法
RU2443894C1 (ru) Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель и способ его работы
US20240026801A1 (en) Rotor cooling system for shutdown
RU2481488C1 (ru) Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
LAPS Lapse due to unpaid annual fee