KR20120080005A - 이원 추진제 로켓 엔진의 막냉각 장치 및 그 시험 방법 - Google Patents

이원 추진제 로켓 엔진의 막냉각 장치 및 그 시험 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 이원 추진제 로켓 엔진의 연소열을 냉각시키기 위한 막냉각 장치 및 그 시험 방법에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 과산화수소를 추진제로 사용하는 로켓 엔진에 과산화수소를 냉매로 사용하는 막냉각 장치 및 그 시험 방법에 관한 것이다.
상기와 같은 구성에 의한 본 발명의 이원 추진제 로켓 엔진의 막냉각 장치는 추진제인 과산화수소를 냉각제로도 사용하기 때문에 별로의 냉각제 구성이 필요 없어 시스템이 간소화 되고, 막냉각 방식을 이용하여 연소실을 냉각시켜 안정된 연소를 이끌어 냄과 동시에 냉각 효율을 극대화 시킬 수 있는 효과가 있다.
또한 본 발명의 이원 추진제 로켓 엔진의 막냉각 시험 방법은 막냉각 장치의 성능과 품질을 안전하게 시험 할 수 있는 효과가 있다.

Description

이원 추진제 로켓 엔진의 막냉각 장치 및 그 시험 방법{Film Cooling Apparatus for Bipropellant Rocket Engine and Testing Method of the same}
본 발명은 이원 추진제 로켓 엔진의 연소열을 냉각시키기 위한 막냉각 장치 및 그 시험 방법에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 과산화수소를 추진제로 사용하는 로켓 엔진에 과산화수소를 냉매로 사용하는 막냉각 장치 및 그 시험 방법에 관한 것이다.
인공위성 및 로켓 발사체에서 엔진은 우주 공간에서 이동하는데 필요한 추력을 발생시키는 유일한 장치이다. 화학적인 방식을 이용하는 액체 로켓 엔진은 하나의 추진제를 사용하는 단일추진제 방식과, 연료와 산화제를 각각 사용하여 연소시킨 후 추력을 얻는 이원추진제 방식이 있다.
과산화수소와 케로신을 주 추진제로 사용하는 이원 추진제 로켓 엔진은 단일추진제 방식과 비교할 때, 단위 추진제 유량 당 얻을 수 있는 비추력(Specific Impulse)은 두 배 가까이 높다는 장점을 지닌다.
이원 추진제 로켓 엔진의 점화 방법으로는 전기스파크(Electro spark), 예열플러그(Glow plug), 촉매(Catalyst) 등의 방법이 연구되고 있다. 그러나 전기스파크나 예열플러그의 방법은 로켓 전체 시스템의 전자 장비와 간섭이 발생할 수 있고, 특수 변압기를 추가 적용해야 하기 때문에 로켓 시스템의 신뢰도 및 반복성 측면에서 단점으로 작용한다. 반면 촉매 점화 방법의 경우 상기 전기스파크 및 예열플러그의 점화방법과는 다르게 별도의 전력이 필요하지 않으며 구조가 단순하여 인공위성 자세 제어용 추력기와 같이 소형 로켓 엔진에 사용하기에 유리하다.
그러나 상기와 같은 방식의 로켓 엔진은 추진제 연소 시 연소실 내부의 온도가 섭씨 3000도에 육박하기 때문에 연소실 내부를 냉각시키기 위한 장치가 요구된다. 따라서 연소 반응을 최대한 유지시키면서 연소실 및 기타 로켓 장비의 내구성을 보장하도록 효율적인 냉각 장치의 개발이 요구되고 있는 실정이다.
본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서 본 발명의 목적은, 과산화수소를 추진제로 사용하는 이원 추진제 로켓 엔진에 과산화수소를 냉각제로 이용하며, 막냉각 방식으로 연소실 및 노즐을 냉각시킬 수 있는 이원 추진제 로켓 엔진의 막냉각 장치 및 상기 막냉각 장치를 안전하게 시험 할 수 있는 방법을 제공함에 있다.
본 발명의 이원 추진제 로켓 엔진의 막냉각 장치는 연소실(200)을 냉각시키기 위해 인젝터(100)와 연소실(200) 사이에 설치되는 막냉각 장치(300)에 있어서, 환형으로 전단이 상기 인젝터(100)의 후단에 결합되고, 측면에 냉각제를 유입받기 위한 유입유로(311)가 관통 형성되는 바디부(310); 및 환형으로 전단이 상기 바디부(310)의 후단에 결합되며, 일단이 상기 유입유로(311)의 타단에 연통되고 타단이 상기 연소실(200)의 내주면 둘레에 노출되는 다수의 분배유로(321)가 형성되는 분배부(320); 를 포함하되, 상기 분배유로(321)는 상기 분배부(320)의 둘레에 방사상으로 형성되는 것을 특징으로 한다.
이때, 상기 막냉각 장치(300)는, 상기 분배부(320)의 후단에 결합되며, 일단이 상기 분배유로(321)에 연통되며, 타단이 상기 연소실(200)의 내주면 둘레에 노출되는 복수 개의 스월유로(332)를 통해 냉각제를 스월(swirl) 분사시키기 위한 스월부(330)를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 스월유로(332)는, 상기 스월부(330)의 외주면에 상기 연소실(200)의 연소방향과 일정 각도 기울어져 홈 형상으로 함몰 형성되고, 냉각제가 분사되었을 때 그물망 형태를 이루도록 다수개가 상기 스월부(330)의 둘레를 따라 일정거리 이격되고, 연소 방향과 이루는 경사각이 10~60도 인 것을 특징으로 한다.
본 발명의 막냉각 장치 시험 방법은 연소실 내부 퍼지(Purge) 수행 및 점화기에 과산화수소를 공급하는 제1 단계(S1); 점화기에 케로신이 공급되는 제2 단계(S2); 인젝터 및 막냉각 장치에 과산화수소를 공급하는 제3 단계(S3); 인젝터에 케로신을 공급하는 제4 단계(S4); 를 순차적으로 수행하는 것을 특징으로 한다.
이때, 연소가 종료된 후에도 2초 동안 막냉각 장치에 과산화수소 공급을 유지하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 퍼지는 초기에 저압 퍼지를 공급하며, 상기 제2 단계(S20) 수행 3초 후 고압 퍼지로 전환하는 것을 특징으로 한다.
아울러, 상기 제1 단계(S1) 수행 10초 후에 제2 단계(S2)를 수행하며, 상기 제2 단계(S2) 수행 5초 후에 제3 단계(S3)를 수행하고, 상기 제3 단계(S3) 수행 1초 후에 제4 단계(S4)를 수행하는 것을 특징으로 한다.
상기와 같은 구성에 의한 본 발명의 이원 추진제 로켓 엔진의 막냉각 장치는 추진제인 과산화수소를 냉각제로도 사용하기 때문에 별로의 냉각제 구성이 필요 없어 시스템이 간소화 되고, 막냉각 방식을 이용하여 연소실을 냉각시켜 안정된 연소를 이끌어 냄과 동시에 냉각 효율을 극대화 시킬 수 있는 효과가 있다.
또한 본 발명의 이원 추진제 로켓 엔진의 막냉각 시험 방법은 막냉각 장치의 성능과 품질을 안전하게 시험 할 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 발명의 막냉각 장치가 장착된 로켓의 부분단면도
도 2는 본 발명의 막냉각 장치의 전체단면도
도 3은 본 발명의 바디부 단면도
도 4는 본 발명의 바디부 사시도
도 5는 본 발명의 분배부 단면도
도 6은 본 발명의 분배부 사시도
도 7은 본 발명의 스월부 단면도
도 8은 본 발명의 스월부 사시도
도 9는 본 발명의 막냉각 장치 시험 방법 순서도
도 10은 본 발명의 막냉각 장치 시험 방법 시퀀스 그래프
본 발명의 이원 추진 로켓 엔진의 막냉각 장치 및 방법은 산화제 촉매 분해를 이용한 촉매 점화 방식의 이원 추진제 로켓의 엔진에 적용된다. 촉매 점화 방식이란 산화제를 촉매반응을 통해 고온의 산소 혼합가스로 만들어 점화제와 함께 분사하는 방식을 말한다. 공급된 고온의 산소 혼합가스가 점화제와의 자연점화(Auto- Ignition)를 유도하게 되는 것이다.
상기 산화제(O)는 과산화수소(H2O2)가 사용될 수 있다.
과산화수소는 상온에서 저장이 가능하여 취급이 용이하며, 독성이 없고, 촉매와 접촉하면 물과 산소로 반응되며 열을 발생시키는 단순함과 친환경성을 특징으로 하기 때문에 본 발명의 산화제(O)로 가장 적합하다고 할 수 있다.
과산화수소는 화학식이 H 2 O 2 로 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 아래 화학식과 같은 반응을 한다.
2H 2 O 2 (l) → 2H 2 O(g) + O 2 (g) + 열(Heat)
과산화수소의 장점은 다음과 같다.
(1)저장성이 우수하다; 과산화수소는 상온에서 액체 상태를 유지하며 적절한 용기에서 장기간 보관이 가능하므로 액체산소처럼 저장탱크, 배관 등에 단열을 할 필요가 없다.
(2) 독성이 없다; 대부분의 저장성 연료들이 암을 유발하는 등의 강력한 독성을 가진 것과 달리 과산화수소는 사람의 호흡기관에서 자연적으로 반응되고 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) 대기와 반응하지 않는다; 과산화수소는 대기의 어떤 성분과도 화학적으로 반응을 하지 않으므로 과산화수소를 사용하는 로켓에 공기가 유입되어도 특별한 문제를 일으키지 않는다.
(4) 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 연료 탱크의 부피를 줄일 수 있으며 결과적으로 보관 탱크의 무게를 줄여준다.
상기 촉매제는 유입된 산화제(O)를 촉매 반응시켜 고온의 산소를 발생시키는 역할을 수행한다. 상기 촉매제는 백금(Pt), 은(Ag), 로듐(Rh), 루세늄(Ru) 등의 귀금속 촉매 및 산화망간계(MnOx), 망간을 포함하는 복합 산화금속 중 선택되는 1종 또는 2종이상일 수 있다. 상기 촉매(220)는 그레인(Grain) 또는 스크린(Screen) 형태로 유입된 산화제(O)와의 촉매 반응 면적을 넓혀 촉매 반응 효율을 증가 시킬 수 있다.
상기 점화제로는 분무 특성이 우수하고 촉매 반응된 산화제와 접촉 시 자연 발화가 가능한 케로신(Kerosene)이 사용된다.
도 1에 도시된 바와 같이 본 발명의 막냉각 장치(300)는 추진제와 촉매제가 혼합 분사되는 인젝터(100)와, 추진제 및 촉매제가 반응하여 연소되며 노즐을 통해 추력을 발생하는 연소실(200) 사이에 설치된다. 따라서 상기 막냉각 장치(300)를 통해 상기 연소실(200)의 내벽이 막냉각 방식을 통해 냉각된다.
이하, 상기와 같은 본 발명의 막냉각 장치(300)의 일실시예에 대하여 도면을 참조하여 상세히 설명한다.
도 2에 도시된 바와 같이 본 발명의 막냉각 장치(300)는 인젝터의 후단에 연결되며, 과산화수소를 공급받는 바디부(310)와, 상기 바디부(310)의 후단에 결합되며 공급받은 과산화수소를 분배 하는 분배부(320)와, 상기 분배부(320)의 후단에 결합되며 분배된 과산화수소를 후단의 연소실로 스월화 하여 토출하는 스월부(330)로 구성된다.
도 3 및 도 4에 도시된 바와 같이 상기 바디부(310)는 환형으로 이루어진다. 상기 바디부(310)의 전단에는 상기 인젝터(100)의 외주면이 끼워지도록 제1 결합턱(312)이 내주면에 형성된다. 또한, 상기 바디부(310)의 후단에는 상기 분배부(320)가 끼워지도록 제2 결합턱(313)이 내주면에 형성된다. 이때, 상기 바디부(310)의 측면에는 유입유로(311)가 형성된다. 상기 유입유로(311)는 일단이 외부에 노출되며, 타단이 상기 바디부(310)의 내주면에 노출되도록 상기 바디부(310)의 측면을 관통하여 형성된다. 상기 유입유로(311)는 상기 바디부(310)의 측면 둘레를 따라 다수 개가 방사상을 이루며 형성된다. 상기 유입유로(311)의 일단에는 냉각제 유입수단(미도시)이 연결되어 냉각제를 공급받게 된다.
도 5 및 도 6에 도시된 바와 같이 상기 분배부(320)는 환형으로 이루어진다. 상기 분배부(320)는 외주면이 상기 제2 결합턱(313)에 끼움 결합된다. 상기 분배부(320)에는 내주면 내측으로 함몰 형성되는 제1 유동공간(322)이 형성된다. 상기 분배부(320)에는 일단이 상기 유입유로(311)의 타단에 연통되는 분배유로(321)가 형성된다. 상기 분배유로(321)는 타단이 상기 분배부(320)의 제1 유동공간(322)에 노출되도록 상기 분배부(320)의 일단과 상기 제1 유동공간(322)을 관통하도록 형성된다. 상기 분배유로(321)는 상기 분배부(320)의 둘레를 따라 다수 개가 방사상을 이루며 형성된다.
도 7 내지 도 9에 도시된 바와 같이 상기 스월부(330)는 환형으로 이루어진다. 상기 스월부(330)는 결합링(330a)과 스월링(330b)으로 구성된다.
상기 결합링(330a)은 상기 스월부(330)의 전측에 형성되며, 외주면이 상기 분배부(320)의 후측 내주면에 끼움 결합된다. 상기 결합링(330a)에는 내주면 내측으로 함몰 형성되는 제2 유동공간(331)이 형성된다. 상기 제2 유동공간(331)은 상기 제1 유동공간(322)과 맞닿도록 구성되며, 상기 스월부(330)가 상기 분배부(320)에 결합되었을 때, 상기 제1 유동공간(322)과 제2 유동공간(331)이 맞닿아 냉각제 유동유로(W1)가 형성된다.
상기 스월링(330b)은 상기 스월부(330)의 후측에 형성된다. 상기 스월링(330b)의 외주면에는 스월유로(332)가 형성된다. 상기 스월유로(332)는 일단이 상기 냉각제 유동유로(W1)에 연통되도록 상기 결합링(330a)을 관통 형성된다. 상기 스월유로(332)는 상기 스월링(330b)의 외주면 상에 연소 방향으로 형성되되, 나선 홈으로 함몰 형성된다. 상기 스월유로(332)를 홀 형태의 유로가 아닌 홈 형태로 구성하여 스월유로(332)를 유동하는 냉각제의 마찰을 최소화 하고, 스월 효과만을 극대화 시킬 수 있다.
상기 스월유로(332)는 연소 방향에서 일정각도 기울어지도록 구성된다. 또한 상기 스월유로(332)는 다수 개가 상기 스월링(330b)의 둘레를 따라 일정거리 이격 형성된다. 이는 유동유로(W1)의 냉각제가 만충되면, 상기 스월유로(332)를 따라 배출되는데 이때 냉각제가 그물망 형태로 배출되도록 하기 위함이다. 냉각제가 그물망 형태로 배출되면, 연소실의 막냉각 효율이 높아진다.
이때 상기 스월유로(332)는 로켓 엔진의 연소방향과 이루는 경사각이 10~60도 인 것이 바람직하다. 상기 각도보다 경사각이 작으면 스월 효과가 미미하여 연소실 벽면 전체를 냉각하지 못하고, 상기 각도보다 경사각이 크면 연소 가스에 의하 냉각제가 너무 빨리 해체되어 냉각제로서의 제역할을 못하게 된다.
이하에서는 상기와 같이 구성된 본 발명의 막냉각 장치의 시험 방법에 대하여 도면을 참조하여 설명한다.
도 9 내지 도 10을 참조하면,
연소실 내부에 저압 퍼지(Low Pressure Purge)를 공급함과 동시에 점화기(100)에 과산화수소를 공급하는 제1 단계(S1)를 수행한다. 저압 퍼지는 과산화수소와 촉매와의 반응 시 형성되는 연소실 압력에 의한 인젝터로의 열 침입을 방지하기 위해 수행한다. 점화기로 공급되는 과산화수소는 10초 동안 촉매와의 반응을 통해 핫개스(Hot gas)를 만들어 연소실 내부의 온도를 상승시킨다.
상기 제1 단계(S1) 수행 10초 후 점화기에 케로신이 공급되는 제2 단계(S2)를 수행한다. 점화기로 케로신이 공급 되면서 점화기가 작동을 시작하게 된다.
이때, 상기 제2 단계(S2) 수행 3초 후 저압 퍼지를 중단하고, 고압 퍼지(High Pressure Purge)를 공급한다. 초기부터 고압 퍼지를 실시하지 않는 이유는 고압 퍼지를 처음부터 공급할 경우 압력에 의해 점화기가 작동하지 않는 경우가 발생하기 때문에 초기에 저압 퍼지를 수행한 후 고압퍼지로 전환 시키는 것이다. 고압 퍼지 공급 시점은 상기 제2 단계 이후 제3 단계 전에 수행하는 것이 바람직하다.
상기 제2 단계(S2)를 수행 5초 후에 인젝터 및 막냉각 장치에 과산화수소를 공급하는 제3 단계(S3)를 수행한다. 점화기의 점화 시간을 5초로 둔 이유는 초기 점화지연으로 인한 사고를 예방하기 위한 것으로 점화 여부를 판단하고 응급 정지 (Emergency Stop) 시간을 충분히 두기 위함이다. 또한, 과산화수소를 인젝터와 막냉각 장치에 동시에 공급하는 이유는 막냉각을 위한 과산화수소를 더 늦게 공급하게 될 때 연소실 내부 압력이 급격하게 상승할 위험이 있기 때문에 동시 공급을 하게 된다.
상기 제3 단계(S3)를 수행 1초 후 인젝터에 케로신을 공급하는 제4 단계(S4)를 수행한다. 케로신이 분사되면, 연소실 내부에서 과산화수소와 반응하여 연소가 이루어진다. 과산화수소가 공급되고 케로신이 공급되기까지 1초의 시간을 둔 이유는 과산화수소 메인 유량에 의한 점화기 화염의 존재 여부를 판단하기 위한 것으로, 점화기 화염이 존재하지 않을 경우 시험을 중단해야한다.
시험을 종료하고자 할 경우 인젝터로 공급되는 과산화수소와 케로신을 차단하여 연소를 중단 시키고 그와 동시에 점화기로 공급되는 케로신을 차단하여 점화기 화염도 소염시킨다. 모든 연소가 종료되고 2초 동안은 막냉각 장치에 과산화수소 공급을 유지시킨다. 이는 냉각제 공급을 통해 연소실 내부 온도를 낮추어주고, 점화기로 공급되는 과산화수소도 2초 동안 유지되면서 잔류하고 있는 연료를 태우는 역할을 한다.
본 발명의 상기한 실시 예에 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.
100 : 점화기 200 : 연소실
300 : 막냉각 장치
310 : 바디부 311 : 유입유로
312 : 제1 결합턱 313 : 제2 결합턱
320 : 분배부 321 : 분배유로
322 : 제1 유동공간
330 : 스월부 330a : 결합링
330b : 스월링 331 : 제2 유동공간
332 : 스월유로

Claims (10)

  1. 연소실(200)을 냉각시키기 위해 인젝터(100)와 연소실(200) 사이에 설치되는 막냉각 장치(300)에 있어서,
    환형으로 전단이 상기 인젝터(100)의 후단에 결합되고, 측면에 냉각제를 유입받기 위한 유입유로(311)가 관통 형성되는 바디부(310); 및
    환형으로 전단이 상기 바디부(310)의 후단에 결합되며, 일단이 상기 유입유로(311)의 타단에 연통되고 타단이 상기 연소실(200)의 내주면 둘레에 노출되는 다수의 분배유로(321)가 형성되는 분배부(320);
    를 포함하되,
    상기 분배유로(321)는 상기 분배부(320)의 둘레에 방사상으로 형성되는 것을 특징으로 하는 이원 추진제 로켓 엔진의 막냉각 장치.
  2. 제 1항에 있어서,
    상기 막냉각 장치(300)는,
    상기 분배부(320)의 후단에 결합되며, 일단이 상기 분배유로(321)에 연통되며, 타단이 상기 연소실(200)의 내주면 둘레에 노출되는 복수 개의 스월유로(332)를 통해 냉각제를 스월(swirl) 분사시키기 위한 스월부(330);를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 이원 추진제 로켓 엔진의 막냉각 장치.
  3. 제 2항에 있어서,
    상기 스월유로(332)는,
    상기 스월부(330)의 외주면에 상기 연소실(200)의 연소방향과 일정 각도 기울어져 홈 형상으로 함몰 형성되는 것을 특징으로 하는 이원 추진제 로켓 엔진의 막냉각 장치.
  4. 제 3항에 있어서,
    상기 스월유로(332)는,
    냉각제가 분사되었을 때 그물망 형태를 이루도록 다수개가 상기 스월부(330)의 둘레를 따라 일정거리 이격되고, 상기 연소방향과 이루는 경사각이 10~60도 인 것을 특징으로 하는 이원 추진제 로켓 엔진의 막냉각 장치.
  5. 제 1항 내지 제 4항 중 어느 한 항의 막냉각 장치 시험 방법에 있어서,
    연소실 내부 퍼지(Purge) 수행 및 점화기에 과산화수소를 공급하는 제1 단계(S1);
    점화기에 케로신이 공급되는 제2 단계(S2);
    인젝터 및 막냉각 장치에 과산화수소를 공급하는 제3 단계(S3);
    인젝터에 케로신을 공급하는 제4 단계(S4);
    를 순차적으로 수행하는 것을 특징으로 하는 막냉각 장치 시험 방법.
  6. 제 5항에 있어서,
    상기 막냉각 장치 시험 방법은,
    연소가 종료된 후에도 2초 동안 막냉각 장치에 과산화수소 공급을 유지하는 것을 특징으로 하는 막냉각 장치 시험 방법.
  7. 제 5항에 있어서,
    상기 퍼지는 초기에 저압 퍼지를 공급하며, 상기 제2 단계(S20) 수행 3초 후 고압 퍼지로 전환하는 것을 특징으로 하는 막냉각 장치 시험 방법.
  8. 제 5항에 있어서,
    상기 제1 단계(S1) 수행 10초 후에 제2 단계(S2)를 수행하는 것을 특징으로 하는 막냉각 장치 시험 방법.
  9. 제 5항에 있어서,
    상기 제2 단계(S2) 수행 5초 후에 제3 단계(S3)를 수행하는 것을 특징으로 하는 막냉각 장치 시험 방법.
  10. 제 5항에 있어서,
    상기 제3 단계(S3) 수행 1초 후에 제4 단계(S4)를 수행하는 것을 특징으로 하는 막냉각 장치 시험 방법.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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KR20200046867A (ko) * 2018-10-26 2020-05-07 한국항공우주연구원 엑체로켓엔진 연소기의 벽체 냉각장치 및 이를 구비한 로켓엔진

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