KR20160011656A - 듀얼 모드 화학 로켓 엔진, 및 상기 로켓 엔진을 포함하는 듀얼 모드 추진 시스템 - Google Patents

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크옐 안플로
괴란 버그만
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이삽스 에이비
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Abstract

본 발명은 1) 궤도 상승, 궤도 기동 및 유지 보수, 우주선의 자세 제어 및 궤도 이탈, 및/또는 2) 추진제 고정, 미사일의 자세 및 롤 제어, 발사 장치 및 우주 평면에 적용되는 우주 항공 우주 산업에 이용될 일반적으로 듀얼 모드인 이원 추진제 화학 로켓 추진 시스템에 관한 것이다. 또한, 본 발명은 이러한 시스템에 사용되는 듀얼 모드 화학 로켓 엔진에 관한 것이다. 엔진은 덜 위험하며 저장 가능한 액체 추진제를 사용하고, 단일 추진제 모드 또는 이원 추진제 모드 중 어느 하나로 작동될 수 있다. 사용된 각각의 단일 추진제는 덜 위험한 연료 과잉 액체 단일 추진제, 및 과산화수소이다.

Description

듀얼 모드 화학 로켓 엔진, 및 상기 로켓 엔진을 포함하는 듀얼 모드 추진 시스템{DUAL MODE CHEMICAL ROCKET ENGINE, AND DUAL MODE PROPULSION SYSTEM COMPRISING THE ROCKET ENGINE}
본 발명은 1) 궤도 상승(orbit raising), 궤도 기동 및 유지 보수, 우주선의 자세 제어 및 궤도 이탈, 및/또는 2) 추진제 고정(propellant settling), 미사일의 자세 및 롤 제어(roll control), 발사 장치 및 우주 평면에 적용되는 우주 항공 우주 산업에 이용될 일반적으로 듀얼 모드인 이원 추진제 화학 로켓 추진 시스템에 관한 것이다. 또한, 본 발명은 이러한 시스템에 사용되는 듀얼 모드 화학 로켓 엔진에 관한 것이다. 엔진은 종래 기술에 비해 덜 위험하며 저장 가능한 액체 단일 추진제를 사용하고, 단일 추진제 모드 또는 이원 추진제 모드 중 어느 하나로 작동될 수 있다. 사용된 각각의 단일 추진제는 덜 위험한 액체인 연료 과잉 단일 추진제, 및 과산화수소이다.
듀얼 모드 로켓 추진 시스템 및 듀얼 모드 로켓 엔진(또한, 추력기(thruster)로 지칭함)은 공지되어 있다. 현재, 많은 우주선은, 큰 추력(thrust) 동작을 위한 이원 추진제 엔진, 및 작은 추력을 위한 단일 추진제 엔진을 구비한 또는 최소 역적 비트(impulse bit)가 중요할 때 듀얼 모드 추진 시스템을 사용한다. 기술 분야에서 이원 추진제 및 단일 추진제 엔진 모두에 적합한 추진의 선택은 몇 가지 매우 위험한 추진제로 제한된다. 이러한 이원 추진제는 예컨대, 단일 메틸 히드라진(MMH) 및 비대칭 디메틸 히드라진(UDMH)와 같은 히드라진 또는 히드라진의 유도체를 포함한다. 듀얼 모드 추력기의 일 예는 2차 연소 보강 추력기(SCAT)로 나타내는 추력기이다. 듀얼 모드 기능(즉, 단일 추진제 모드 또는 이원 추진제 모드 중 하나로 작동하는 기능)을 갖는 이원 추진제 추력기를 포함하는 이원 추진제 듀얼 모드 로켓 추진 시스템은 미국 특허공보 US 6,135,393호에 기재되어 있고, 히드라진은 연료로 사용되고, 바람직하게는 사산화 질소(NTO)가 산화제로 사용된다.
높은 성능을 요구하는 특정 추진 시스템에 대한 우주 비행 요건은 성능 계수(figure of merit)로 정의된다. 가장 중요한 성능 계수 중 하나는 이러한 추진 시스템의 목적으로 우주선이 달성할 수 있는 최대 속도 변화를 나타내는 것으로서 비추력(Isp)(specific impulse)이다. 비추력은 추진제의 단위 질량 유량당 엔진에 의해 발생되는 추력으로 정의된다. 추력이 뉴튼(N)으로 측정되고, 유량이 초(s)당 킬로그램(kg)으로 측정되면, 비추력의 측정 단위는 Ns/kg이다. 상당한 속도 변화의 요구를 갖는 큰 우주선에 대한 매체를 위해, 비추력은 가장 중요한 파라미터이다. 치수가 제한될 수 있는 작은 우주선을 위해, 밀도 역적(density impulse), 즉, 추진제 체적당 NS는 주요한 성능 계수일 수 있다. 다른 성능 계수는 얼마나 길게 기동하는지 및 무엇을 가속할 것인지 결정하는 것으로서 로켓 엔진의 추력이다. 그러나, 다른 파라미터는 얼마나 정확하게 기동이 수행될 수 있는지를 결정하는 것으로 엔진을 발생시킬 수 있는 가장 작은 또는 최소 역적 비트(Ns)이다.
히드라진(연료)과 사산화 질소(산화제) 모두와 이들의 유도체는 높은 독성, 발암성, 부식성으로서 유출 및 배출되는 경우에 환경에 심각한 영향을 끼쳐 상당히 우려되며 인간에게 매우 유해하고, 따라서, 취급 및 안전 요구 사항이 매우 요구되며, 시간과 비용이 소요된다.
ECHA(유럽 화학 물질 관리 기구)는 화학 물질 및 화학 물질의 안전한 사용에 대한 유럽 공동체 규제로서 REACH(화학 물질의 등록, 평가, 허가 및 제한)를 수행하고, 히드라진은 매우 위험한 우려 물질로서 확인하여 새로운 개발에 히드라진의 사용이 금지될 수 있다. 또한, 유럽 우주 기구(ESA)에 의해 개시된 클린 스페이스(Clean Space)는 기존의 유해한 추진제를 대체할 것을 요구하고 있다.
또한, 프랑스에는 우주 잔해물에 대한 우주 운용 규정의 새로운 법이 있고, 더 이상 사용되지 않을 때 우주선이 궤도를 벗어날 것을 요구한다.
따라서, 히드라진, 사산화 질소, 및 이들의 유도체의 사용을 방지하는 듀얼 모드 추진 시스템을 제공하는 것이 바람직하다. 그러나, 지금까지 실행 가능한 로켓 추진 시스템, 로켓 엔진 및 종래의 위험한 히드라진 추진제와 비슷한 성능을 갖는 대응하는 대체 추진제는 실현되지 않았다.
본 발명은 저장 가능하고 덜 위험한 액체 추진제를 사용한 듀얼 모드 화학 로켓 엔진 및 추진 시스템을 제공하는 것이다.
본 발명의 발명자는, 종래의 듀얼 모드 화학 추진 시스템과 유사한 성능을 갖는 추진 시스템(즉, 주어진 시스템 질량에 대한 총 역적 관점에서)이 저장 가능하고 덜 위험한 액체 추진제를 사용한 듀얼 모드 화학 로켓 엔진에 의해 달성될 수 있다는 것을 알았다.
본 발명에 따르면, 연료 과잉 단일 추진제, 및 과산화수소 각각은 일차 및 이차 반응 챔버를 포함하는 듀얼 모드 로켓 엔진에 사용된다.
이에 따라, 일 관점에서, 본 발명 과산화수소용 일차 반응 챔버를 구비한 듀얼 모드 화학 로켓 엔진에 관한 것이고, 일차 반응 챔버는 연료 과잉 단일 추진제를 내부에 주입하는 수단을 갖는 이차 반응 챔버에 연결된다.
단일 추진제 모드 동작에서, 본 발명의 엔진은 일차 반응기에서 촉매로 분해되는 과산화수소를 사용한다. 단일 추진제 모드로 본 발명 엔진의 작동 및 개시는 예컨대, 전기 히터로 일차 반응기의 예열을 요구하지 않는다.
이원 추진제 모드로, 일차 반응기에서 발생하는 과산화수소의 촉매 연소는 이차 반응기에서 액체인 ADN 또는 HAN계 연료 과잉 단일 추진제의 열 분해를 개시하도록 산화제 및 열을 제공하는 데에 사용되고, 연료 과잉 단일 추진제는 이차 반응기 내로 주입된다. 이원 추진제 모드로 본 발명 엔진의 동작은 단일 추진제 모드로 동작하는 것에 비해 추력 및 추력기의 비추력(specific impulse)을 증가시키는 이점이 있다. 이원 추진제 모드로 본 발명 엔진의 동작 및 개시 또한 엔진 또는 반응기의 임의의 전기적인 예열을 요구하지 않는다.
이에 따라, 본 발명의 듀얼 모드 화학 로켓 엔진은 전기 히터를 포함하지 않도록 구성될 수 있다.
본 발명 엔진의 일 실시예에서, 주입 수단은 외부로부터의 추진제 공급 라인에서 이차 반응 챔버 내로 연료 과잉 단일 추진제의 주입을 가능하게 한다.
다른 관점에서, 본 발명은 본 발명의 듀얼 모드 화학 로켓 엔진을 포함하는 듀얼 모드 추진 시스템에 관한 것이다.
본 발명에 의해, "그린" 대체 단일 추진제에 기초한 통합 추진 시스템(UPS)이 예컨대, HPGP? 기술, 즉, 모든 엔진이 하나로 및 동일한 단일 추진제로 작동될 수 있는 시스템에 기초하여 달성될 수 있다. 이러한 시스템은 동일한 추진제 공급 시스템에 연결된 큰 듀얼 모드 추력기와 함께 작은 단일 추진제 추력기를 포함할 수 있다.
본 발명은 고성능, 저 위험 및 환경 친화적인 대체 추진제를 사용하고, 종래의 듀얼 모드 로켓 엔진 및 추진 시스템에 비해 실질적으로 시간과 비용 절감을 달성할 수 있는 잠재력을 갖는다.
본 발명의 주요 이점은 각각의 단일 추진제를 위해 현재 사용된 기존에 입증된 촉매 및 촉매 장치가 본 발명에 사용될 수 있다는 것이다. 따라서, 과산화수소에 특정한 일차 촉매 반응기는 임의의 변형을 요구하지 않는다.
본 발명의 바람직한 실시예에서, LMP-103S(WO 2012/166046호에 개시됨)이 연료 과잉 단일 추진제로 사용된다. LMP-103S로 작동되는 추력기는 지면에 고온 점화 테스트 및 우주 내 점화 중에 히드라진(단일 추진제)에 비해 6%를 초과하는 개선된 비추력, 및 30%를 초과하는 개선된 밀도 역적(density impulse)을 갖는 것으로 입증되었다.
상기 관점에서, 본 발명은 추력을 생성하는 방법에 관한 것으로, 연료 과잉 단일 추진제는 과산화수소의 분해로부터 얻어진 고온의 산화제 과잉 가스의 유동 내로 주입됨으로써, 연료 과잉 액체 단일 추진제는 산화제 과잉 가스와 함께 분해되고 연소된다.
본 발명은, 매우 위험하며 저장 가능한 액체 추진제를 사용하는 종래의 듀얼 모드 및 이원 추진제 로켓 추진 시스템을 유사한 성능을 가지고 현저하게 감소된 위험 및 환경 친화적인 대안 추진제 시스템으로 대체하는 활성화 기술을 제공하며, 이는 또한 추진제 취급 및 급유 동작을 감소시키고 용이하게 한다.
추가적인 이점 및 실시예는 이하의 상세한 설명 및 첨부된 청구항으로부터 명백해질 것이다.
본 발명에서, "단일 추진제"는 예컨대, LMP-103S와 같이, 하나 이상의 화합물로 구성되어 단일 추진제 블랜드로 간주될 수 있는 단일 추진제, 및 예컨대, H2O2(실제로는 일반적으로 수용성(aqueous)일 것이고, 따라서 일부 물을 포함)와 같이 단일 화합물 단일 추진제로 모두를 나타내는데 사용된다.
본 발명에서 "추진 시스템"은 우주선의 추진 추력을 생성하기 위한 하드웨어 및 그 부품, 발사기 자세 제어 시스템 등의 유압 구조 및 그 부품을 나타내는데 사용되며, 추진제 탱크(들), 가압제 탱크(들), 추진제 및 가압제 로딩 서비스 밸브, 추진제 및 가압제 라인, 격리 밸브(들), 추진제 시스템 필터(들), 압력 변환기(들), 추력기/로켓 엔진 및 다른 임무에 요구되는 특정 유체 부품을 포함한다. 이러한 시스템은 도 1에 개략적으로 도시된다.
도 1은 본 발명의 듀얼 모드 추진 시스템 실시예의 유압 개략도이다.
도 2는 일차 반응 챔버(140), 이차 반응 챔버(150), 연료 과잉 단일 추진제를 주입하는 주입 수단(125), 및 고온 저항성 촉매 장치(135)를 포함하는 본 발명의 듀얼 모드 화학 로켓 엔진(100)의 실시예를 도시한다.
본 발명에는 저장 가능하고 저 위험의 액체 단일 추진제가 사용된다. 본 발명의 엔진에 사용된 단일 추진제는 각각 연료 과잉 단일 추진제 및 과산화수소이다.
본 발명의 엔진은 듀얼 모드 또는 이원 추진제 동작에서 저 위험의 추진제를 사용 가능하게 하는 새로운 추진 기술을 구성한다.
기술 분야에서 상당한 성과는 많은 우주 응용 분야를 위해 단일 추진제로서 히드라진을 대체할 수 있다는 것이다. 이는 LMP-103S 단일 추진제 블렌드(예컨대, WO 2012/166046에 개시된 것과 같은) 및 일반적으로 0.5N 내지 200N 범위에 있는 대응 추력기(예컨대, WO2/095207호에 개시된 것과 같은)를 포함하는 HPGP? 기술을 사용하여 성공적으로 입증되었다. 메인 PRISMA 위성에 있는 A 1 N HPGP? 추진 시스템은 우주의 지구 궤도에 수년간 동작하고 있다.
본 발명의 엔진은 과산화수소의 분해를 위한 촉매 장치를 포함하는 과산화수소 분해용 일차 과산화수소 반응 챔버(140)를 포함하고, 상기 일차 반응 챔버는 연료 과잉 단일 추진제를 내부에 주입하는 수단(125)을 구비한 이차 반응 챔버(150)에 개방되며 연결된다.
본 발명 엔진의 이원 추진제 모드 동작은 이차 반응 챔버에서 균일한 기체상 연소를 사용할 수 있다. 대안적으로, 연소는 고온 저항성 촉매 장치를 사용하여 촉매에 의해 촉진될 수 있다. 이러한 실시예에서, 본 발명의 엔진은 예컨대, 도 2에 도시된 바와 같이 고온 저항성 촉매 장치(135)를 추가로 포함한다.
본 발명인 듀얼 모드 화학 엔진의 일 실시예에서, 연료 과잉 단일 추진제는 엔진의 외부에서 이차 반응 챔버 내로 주입된다. 이러한 실시예의 예는 도 2에 도시된다.
일차 반응 챔버(140)의 촉매는 반응물이 분해되어 연소 화학종에 노출되고, 현재 설계된 한계치보다 높은 온도에서 작동될 때 추력기의 수명 제한 요소가 될 것이다. 본 발명의 주요한 이점은 일차 반응기에서 촉매의 온도가 실질적으로 영향을 받지 않으면서 이차 반응 챔버(150)의 온도가 크게 증가될 수 있다는 것이다. 이에 따라, 과산화수소를 위해 현재 사용되는 기존에 입증된 촉매 및 촉매 장치가 본 발명에 또한 사용될 수 있다. 따라서, 과산화수소에 특정한 일차 반응기는 임의의 변형을 요구하지 않는다.
바람직하게, 일차 반응 챔버(140)는 과산화수소의 분해르 위해 종래의 기술을 사용한다.
연료 과잉 단일 추진제 블랜드는 본 발명의 목적을 위해 HAN계 일 수 있고, 달리 명시하지 않는 한 연료 과잉 단일 추진제 블랜드는 ADN계인 것이 일반적으로 바람직하다.
바람직하게, 액체, 수용성인 ADN계 단일 추진제는 연료 과잉 단일 추진제로 사용된다. 이러한 단일 추진제는 일반적으로 WO 00/50363호 및 WO 2002/096832호에 개시되어 있다. 특정 조성물의 예는 예컨대, LMP-101, LMP-103, LMP-103S, 및 FLP-106, 특히, WO 2012/166048호에 개시되어 있는 LMP-103S이다.
NASA-글렌 화학 평형 프로그램 CEA2로 수행된 계산에 따르면, 환경 친화적인 단일 추진제 LMP-103S를 사용하여 이원 추진제 모드로 로켓 엔진의 동작은 LMP-103S를 이용하여 오직 단일 추진제로서 사용될 때 최대 20% 비추력의 추가적인 개선을 초래하고, 이는 매우 위험한 기존의 저장 가능한 추진제, 즉, MMH 및 NTO로 작동되는 종래의 이원 추진제 엔진의 비추력과 비슷하다. 게다가, LMP-103S와 H2O2 단일 추진제 조합의 밀도 역적은 기존에 저장 가능한 추진제로 동작되는 종래의 이원 추진제 엔진의 밀도 역적을 5%까지 초과할 것이다.
바람직하게 과산화수소는 전 세계적으로 가장 연구되는 추진제이다. 그러나, 단일 추진제로서 과산화수소의 비추력은 상대적으로 낮은데, 농도에 따라 1,600-1,800Ns/kg 범위에 있다. 상대적으로 낮은 비추력과 과산화수소 저장성에 대한 우려는 히드라진 대신에 우주선 반응 제어 시스템(RCS)으로부터 변위했다. 과산화수소는 이원 추진제 모드의 산화제로 또한 사용될 수 있고, 1934년 이후로 추진 목적을 위해 연구되었다. 과산화수소는 반응성이고 가장 안정된 형태로 저장되는 시간 경과 동안 천천히 분해된다. 저장성에 대한 우려 및 과산화수소의 안전한 사용은 수년간 논의되어 왔다. 이러한 우려는 과장될 수 있고, 과산화수소가 안전하게 처리될 수 있음이 보고되었다. 그러나, 현재 최근 추진제의 독소 및 발암성에 대한 우려는 지난 10년 동안 과산화수소에 대한 새로운 관심을 초래했다.
H2O2 단일 추진제는 바람직하게는 적어도 80%, 더욱 바람직하게는 적어도 90%의 농도이다. 이에 따라, 로켓 추진제를 위한 종래 등급 및 농도의 H2O2의 가 본 발명에 사용될 수 있다.
도 2를 참조하여, 이하에서 본 발명 로켓 엔진(100)의 바람직한 실시예가 더욱 상세하게 설명될 것이다. 이러한 실시예에서, 로켓 엔진은, 일련의 여분 유동 제어 밸브(112) 및 추진제 공급 튜브(122)에 뒤이은 과산화수소를 위한 유입 포트(102), 및 일련의 여분 유동 제어 밸브(111) 및 이차 반응 챔버(150) 내로 유도하는 추진제 공급 튜브(121)에 뒤이은 연료 과잉 단일 추진제를 위한 하나의 유입 포트(101)를 포함한다.
엔진(100) 및 엔진의 작동이 이하에서 더욱 상세하게 설명될 것이다. 이원 추진제 모드에서, 과산화수소는 인젝터(110)를 통해 일차 반응 챔버(140) 내로 주입되며, 상기 단일 추진제는 (90% H2O2로 최대 900℃의) 열, 및 이차 반응 챔버(150) 내로 흐르는 산화제 과잉 수증기를 생성하는 발열 반응을 초래하며 촉매로 분해된다. 예컨대, LMP-103S와 같은 연료 과잉 단일 추진제는 인젝터(125)를 통해 이차 반응 챔버(150) 내로 주입되며, 상기 연료 과잉 단일 추진제는 세분화되고, 일차 반응기로부터의 산소와 함께 균일한 기체상으로 혼합되고 연소된다. 그렇게 함으로써, 정체된 가스 온도는 추가적으로 상당히 증가되며(최대 2,300℃), 연료 효율성의 관점에서 엔진의 성능, 즉, 배출 가스가 노즐(170)을 통해 가속되기 전에 추력을 발생시켜 비추력을 향상시킨다.
본 발명의 로켓 엔진(100)은 예컨대, (90% 이상의)고농도 과산화수소인 과산화수소만을 일차 반응 챔버(140) 내로 주입함으로써 낮은 추력 및 역적 비트를 위해 단일 추진제 모드로 또한 동작할 수 있고, 상기 단일 추진제는 열 및 이차 반응 챔버(150) 내로 유동하는 가스를 생성하는 발열 반응을 초래하며 촉매로 분해되며, 배출 가스가 노즐(170)을 통해 가속화되기 전에 추력을 생성한다.
일차 반응 챔버(140) 및 이차 반응 챔버(150) 각각은 예컨대, 도 2에 도시된 바와 같이 서로 직렬로 배치된다.
연료 과잉 HAN-계 단일 추진제 블랜드는 LMP-103S와 동일한 방식으로 사용될 수 있다.
본 발명 엔진의 이차 연소 챔버(150)는 매우 높은 연소 온도를 견디도록 이리듐으로 피복된(lined) 레늄으로 제조하는 것이 바람직하다.
본 발명의 추진 시스템
도 1에는 본 발명의 듀얼 모드 추진 시스템 실시예의 단순화된 유압 개략도가 도시되어 있다. 서비스 밸브(22 및 32)는 동작 전에 단일 추진제를 추진 시스템 내로 로드하는 데에 사용된다. 예컨대, LMP-103S와 같은 연료 과잉 단일 추진제는 추진제 탱크(21)에 포함되고, 과산화수소는 추진제 탱크(31)에 저장된다. 예컨대, 헬륨과 같은 고압(즉, 수백 바(bar))의 가압 가스는 추진 시스템의 동작 전에 서비스 밸브(11)를 통해 가압제 탱크(10) 내로 충전된다. 추진 시스템은 격리 밸브(23, 24)의 하류인 추진제 라인에서 블랭킹(blanking) 가스를 배출함으로써 작동되고, 이후에 제1 점화 전에 추력기에서 추진제의 점화를 수행한다. 임의의 추력기를 점화할 때, 탱크로부터(10)의 가압제 가스는 압력 조절기(12)로 추진제 공급 압력(즉, 수십 바)을 동작시키는 로켓 엔진에서 하향 조절된다. 가압제는 가압제 격리 밸브(13) 및 추가적으로 일-방향 밸브(20 및 30)를 통해 추진제 탱크(21 및 31)로 유동한다. 동작 모드, 즉, 단일 추진제 모드 또는 이원 추진제 모드에 따라, 점화될 때, 추진제 탱크(21 또는 31) 중 어느 하나 또는 양 탱크로부터의 단일 추진제는 각각의 추진제 필터(23 및 33)를 통해 본 발명의 엔진(들)으로 유동된다.
이원 추진제 액체 원지점 엔진(Liquid Apogee Engine)(LAE)(60)은 50N 내지 10kN 사이의 평가 추력 수준을 가지고 있다. 본 발명의 추진 시스템에서, 제시한 이원 추진제 액체 원지점 엔진(60)은 바람직하게는 본 발명의 듀얼 모드 엔진이다.
전환 듀얼 모드 추력기(50)는 5N 내지 50kN 사이의 평가 추력 수준을 갖는다. 본 발명의 추진 시스템에서, 제시된 전환 듀얼 모드 추력기(50)는 바람직하게는 예컨대, 엔진(100)과 같이 본 발명의 듀얼 모드 엔진이다.
본 발명의 듀얼 모드 추진 시스템의 임의의 단일 추진제 로켓 엔진은 예컨대, ADN 또는 HAN계 단일 추진제와 같은 액체, 연료 과잉 단일 추진제를 사용하는 것이 바람직하다.
RCS 추력기(40)는 LMP-103S로 동작되는 ECAPS사 1N 내지 22N의 HPGP 단일 추진제 추력기인 것이 바람직하다.
본 발명의 듀얼 모드 추진 시스템에서, 본 발명의 엔진 컨셉은 바람직하게는 초기 임무에 사용되는 엔진에 적용된다.
일차 반응기의 예열은 본 발명 엔진의 단일 추진제 모드 또는 이원 추진제 모드 동작 모두에 요구되지 않는다. 반응기 중 어느 하나의 전기적인 예열은 이원 추진제 모드로 본 발명의 엔진을 작동시키는데 요구되지 않는다.
이는 본 발명의 추진 시스템에 포함된 임의의 가열 시스템의 요구, 및 추진 시스템에 의해 요구되는 발열량(heating power)을 크게 감소시킬 것이다.
이에 따라, 사용될 본 발명의 엔진은 임의의 히터를 구비하지 않은 간략화한 엔진 설계를 허용한다.

Claims (13)

  1. 듀얼 모드 화학 로켓 엔진(100)으로,
    과산화수소를 위한 촉매 장치를 포함하는 과산화수소용 일차 반응 챔버(140)를 구비하며, 상기 일차 반응 챔버는 연료 과잉 단일 추진제를 내부에 주입하는 수단(125)을 구비한 이차 반응 챔버(150)에 연결되는 것을 특징으로 하는 듀얼 모드 화학 로켓 엔진.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 주입 수단(125)은 외부로부터의 추진제 공급 라인(121)에서 이차 반응 챔버(150) 내로 연료 과잉 단일 추진제를 주입 가능하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 듀얼 모드 화학 로켓 엔진.
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서,
    상기 이차 반응 챔버(150) 내에 고온 저항성 촉매 장치(135)를 추가적으로 포함하는 것을 특징으로 하는 듀얼 모드 화학 로켓 엔진.
  4. 선행하는 청구항들 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 이차 반응 챔버(150)는 레늄으로 제조되되, 바람직하게는 이리듐으로 피복된 레늄으로 제조되는 것을 특징으로 하는 듀얼 모드 화학 로켓 엔진.
  5. 듀얼 모드 추진 시스템으로,
    선행하는 청구항들 중 어느 한 항에 따른 듀얼 모드 화학 로켓 엔진(100)을 포함하는 듀얼 모드 추진 시스템.
  6. 제5항에 있어서,
    액체이며 저장 가능한 저 위험 연료 과잉 단일 추진제, 및 과산화수소를 포함하는 것을 특징으로 하는 듀얼 모드 추진 시스템.
  7. 제5항 또는 제6항에 있어서,
    상기 연료 과잉 단일 추진제는 ADN계 또는 HAN계인 것을 특징으로 하는 듀얼 모드 추진 시스템.
  8. 제5항 내지 제7항 중 어느 한 항에 있어서,
    제7항에 따른 연료 과잉 단일 추진제를 사용하는 단일 추진제 로켓 엔진(40)을 포함하는 것을 특징으로 하는 듀얼 모드 추진 시스템.
  9. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 따른 듀얼 모드 화학 로켓 엔진, 및/또는 제5항 내지 제8항 중 어느 한 항에 따른 듀얼 모드 추진 시스템을 포함하는 우주선.
  10. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 따른 듀얼 모드 화학 로켓 엔진에서, 제1 별도 탱크에 저장된 연료 과잉 ADN 또는 HAN계 단일 추진제 블랜드, 및 제2 별도 탱크에 저장된 고농도인 과산화수소로 구성되는 이원 추진제 조합의 용도.
  11. 추력을 생성하는 방법으로,
    연료 과잉 액체 단일 추진제는 과산화수소의 분해로부터 얻어진 고온의 산화제 과잉 가스의 유동 내에 주입됨으로써, 상기 연료 과잉 액체 단일 추진제는 상기 산화제 과잉 가스와 함께 분해되며 연소되는 것을 특징으로 하는 추력 생성 방법.
  12. 제11항에 있어서,
    상기 연료 과잉 액체 단일 추진제는 ADN계 또는 HAN계인 것을 특징으로 하는 추력 생성 방법.
  13. 제11항 또는 제12항에 있어서,
    상기 추력은 제1항의 엔진에서 생성되는 것을 특징으로 하는 추력 생성 방법.
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