KR20200028324A - 액체 추진제 로켓 엔진의 추진장치 - Google Patents

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Abstract

일 실시예에 따르는 액체 추진제 로켓 엔진의 추진장치에 있어서, 액체 추진제가 유입되는 본체; 상기 본체의 내부에 위치하는 인젝터 코어; 상기 인젝터 코어에 연결되어 연소가스를 배출하는 적어도 하나의 배출구; 및 상기 본체에 유입된 상기 액체 추진제를 배출하는 인젝터;를 포함하고, 상기 인젝터는 상기 배출구와 인접하는 영역에 위치하고, 상기 액체 추진제는 상기 본체의 프레임과 상기 인젝터 코어의 프레임 사이를 이동하는 추진장치가 제공된다.

Description

액체 추진제 로켓 엔진의 추진장치{PROPULSION DEVICE OF LIQUID PROPELLANT ROCKET ENGINE}
본 발명은 전기 점화 방식의 액체 추진제 로켓 엔진의 추진장치에 관한 것이다. 보다 상세하게는, 액상으로 저장되는 산화제 및 연료를 분사하여 연소가 이루어지는 액체 추진제 로켓 엔진의 추진장치에 관한 것이다.
로켓 장치의 주요 추진 기관으로 사용되는 제트 추진 기관은 사용하는 추진제의 특성에 따라 접촉점화성 추진제와 비 접촉점화성 추진제로 구분된다. 접촉점화성의 추진제는 산화제와 연료가 액체 또는 기체 상태로 접촉할 시 즉시 발화되어, 상온에서 보관이 가능하며 점화가 용이하다. 다만, 독성 및 폭발 위험성이 존재한다.
비 접촉점화성 추진제의 경우에도 그 점화를 위하여 독성을 내포한 트리에틸알루미늄(TEAL: Triethlaluminum) 또는 트리에틸보레인(TEB: Triethylborane) 등의 접촉점화성 물질이 사용된다.
이를 해결하기 위하여 전기점화 방식을 사용하는 액체 추진제 로켓 엔진의 추진장치에 대한 연구가 진행중이다.
일 과제는, 화염을 연소장치 전체에서 발생시킴으로써 연소장치 전체에 충분한 열량을 제공하여 점화 효율을 증가시키는 것이다.
다른 일 과제는, 점화를 위한 부가적 추진제 공급을 제거함으로써 엔진의 질량을 감소시키고 동작 신뢰성 부담을 감소시키는 것이다.
또 다른 일 과제는, 고온 및 고압에서 견딜 수 있는 실링 없는 구조를 제공하여, 엔진의 안정성을 상승시키고, 질량을 감소시키는 것이다.
또 다른 일 과제는, 점화시 잔여 추진제를 감소시킴으로써, 저주파 연소 불안정의 원인인 진동을 감소시키는 것이다.
또 다른 일 과제는, 추진제의 최초 착화가 연소 장치 전 영역에서 일어나게 함으로써, 연소장치의 착화 및 정상연소단계 도달 이전 시간 동안 잔류 추진제가 한 번에 연소하며 설계 압력 범위를 초과하는 압력이 가해지는 하드-스타트(hard start) 현상을 방지하는 것이다.
또 다른 일 과제는, 추진제 분사기 및 점화기를 단일 동축 형상으로 제조함으로써 부품 수를 감소시키고, 용접 등 복잡한 제작 공정이 필요 없는 간단한 구조를 제공함으로써 제작 기간 및 단가를 감소시키는 것이다.
또 다른 일 과제는, 최초 분사기 동작 시 착화 현상에 대한 신뢰성을 향상시키는 것이다.
또 다른 일 과제는, 추진제의 활성화 에너지를 낮춰 엔진의 초기 시동 시 압력 섭동으로 인한 고주파 압력 불안정을 방지하는 것이다.
또 다른 일 과제는, 중앙에 한 개의 분사기만을 이용하여 다양한 추력 및 크기의 로켓 엔진에 동일 설계가 적용되는 것이다.
본 발명이 해결하고자 하는 과제가 상술한 과제로 제한되는 것은 아니며, 언급되지 아니한 과제들은 본 명세서 및 첨부된 도면으로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
일 실시예에 따르면, 액체 추진제 로켓 엔진의 추진장치에 있어서, 액체 추진제가 유입되는 본체; 상기 본체의 내부에 위치하는 인젝터 코어; 상기 인젝터 코어에 연결되어 연소가스를 배출하는 적어도 하나의 배출구; 및 상기 본체에 유입된 상기 액체 추진제를 배출하는 인젝터;를 포함하고, 상기 인젝터는 상기 배출구와 인접하는 영역에 위치하고, 상기 액체 추진제는 상기 본체의 프레임과 상기 인젝터 코어의 프레임 사이를 이동하는 추진장치가 제공될 수 있다.
본 발명의 과제의 해결 수단이 상술한 해결 수단들로 제한되는 것은 아니며, 언급되지 아니한 해결 수단들은 본 명세서 및 첨부된 도면으로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
일 실시예에 의하면, 화염을 연소장치 전체에서 발생시킴으로써 연소장치 전체에 충분한 열량을 제공하여 점화 효율을 증가시킬 수 있다.
다른 일 실시예에 의하면, 점화용 별도 점화제 계통을 제거함으로써 엔진의 질량을 감소시키고 동작 신뢰성 부담을 감소시킬 수 있다.
또 다른 일 실시예에 의하면, 고온 및 고압에서 견딜 수 있는 실링 없는 구조를 제공하여, 엔진의 안정성을 상승시키고, 질량을 감소시킬 수 있다.
또 다른 일 실시예에 의하면, 잔여 추진제를 감소시킴으로써, 저주파 연소 불안정의 원인인 진동을 감소시킬 수 있다.
또 다른 일 실시예에 의하면, 추진제의 최초 착화가 연소 장치 전 영역에서 일어나게 함으로써, 연소장치의 착화 및 정상연소단계 도달 이전 시간 동안 잔류 추진제가 한 번에 연소하며 설계 압력 범위를 초과하는 압력이 가해지는 하드-스타트(hard start) 현상을 방지할 수 있다.
또 다른 일 실시예에 의하면, 추진제 분사기 및 점화기를 단일 동축 형상으로 제조함으로써 부품 수를 감소시키고, 용접 등 복잡한 제작 공정이 필요 없는 간단한 구조를 제공함으로써 제작 기간 및 단가를 감소시킬 수 있다.
또 다른 일 실시예에 의하면, 최초 분사기 동작 시 착화 현상에 대한 신뢰성을 향상시킬 수 있다.
또 다른 일 실시예에 의하면, 추진제의 활성화 에너지를 낮춰 엔진의 초기 시동 시 압력 섭동으로 인한 고주파 압력 불안정을 방지할 수 있다.
또 다른 일 실시예에 의하면, 중앙에 한 개의 분사기만을 이용하여 다양한 추력 및 크기의 로켓 엔진에 동일 설계를 적용할 수 있다.
본 발명의 효과가 상술한 효과들로 제한되는 것은 아니며, 언급되지 아니한 효과들은 본 명세서 및 첨부된 도면으로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확히 이해될 수 있을 것이다.
도 1은 종래 기술에 따른 추진장치에 관한 도면이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 추진장치에 관한 도면이다.
도 3은 본 발명의 다른 일 실시예에 따른 추진장치에 관한 도면이다.
도 4는 도 1의 추진장치의 주연소실 내부의 초기 점화 시퀀스에서 시간에 따른 압력변화를 나타내는 도면이다.
도 5는 도 3의 추진장치의 주연소실 내부의 초기 점화 시퀀스에서 시간에 따른 압력변화를 나타내는 도면이다.
이하에서는 도면을 참조하여 본 발명의 구체적인 실시예를 상세하게 설명한다. 다만, 본 발명의 사상은 제시되는 실시예에 제한되지 아니하고, 본 발명의 사상을 이해하는 당업자는 동일한 사상의 범위 내에서 다른 구성요소를 추가, 변경, 삭제 등을 통하여, 퇴보적인 다른 발명이나 본 발명 사상의 범위 내에 포함되는 다른 실시예를 용이하게 제안할 수 있을 것이나, 이 또한 본원 발명 사상 범위 내에 포함된다고 할 것이다.
또한, 각 실시예의 도면에 나타나는 동일한 사상의 범위 내의 기능이 동일한 구성요소는 동일한 참조부호를 사용하여 설명한다.
본 명세서에서 사용되는 용어는 본 발명에서의 기능을 고려하여 가능한 현재 널리 사용되고 있는 일반적인 용어를 선택하였으나 이는 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자의 의도, 관례 또는 새로운 기술의 출현 등에 따라 달라질 수 있다. 다만, 이와 달리 특정한 용어를 임의의 의미로 정의하여 사용하는 경우에는 그 용어의 의미에 관하여 별도로 기재할 것이다. 따라서 본 명세서에서 사용되는 용어는 단순한 용어의 명칭이 아닌 그 용어가 가진 실질적인 의미와 본 명세서의 전반에 걸친 내용을 토대로 해석되어야 한다.
일 실시예에 따르면, 액체 추진제 로켓 엔진의 추진장치에 있어서, 액체 추진제가 유입되는 본체; 상기 본체의 내부에 위치하는 인젝터 코어; 상기 인젝터 코어에 연결되어 연소가스를 배출하는 적어도 하나의 배출구; 및 상기 본체에 유입된 상기 액체 추진제를 배출하는 인젝터;를 포함하고, 상기 인젝터는 상기 배출구와 인접하는 영역에 위치하고, 상기 액체 추진제는 상기 본체의 프레임과 상기 인젝터 코어의 프레임 사이를 이동하는 추진장치가 제공될 수 있다.
일 실시예에 따르면, 상기 인젝터 코어와 연결되는 점화기;를 더 포함하고, 상기 연소가스는 상기 점화기에 의해 연소되는 추진장치가 제공될 수 있다.
일 실시예에 따르면, 상기 인젝터 코어는 제1 축을 따라 연장되어 형성되고, 상기 배출구는 제2 축을 따라 연장되어 형성되며, 상기 제1 축과 상기 제2 축은 서로 다른 축인 추진장치가 제공될 수 있다.
일 실시예에 따르면, 상기 제1 축과 상기 제2 축은 직각인 추진장치가 제공될 수 있다.
일 실시예에 따르면, 상기 연소가스는 상기 인젝터 코어 내부에서는 제1 방향을 따라 이동하고, 상기 배출구 내부에서 제2 방향을 따라 이동하여 외부로 배출되며, 상기 제1 방향과 상기 제2 방향은 서로 다른 방향인 추진장치가 제공될 수 있다.
일 실시예에 따르면, 상기 연소가스는 상기 배출구로부터 배출된 이후, 주 연소실 내부에서 제3 방향을 따라 이동하고, 상기 제 3 방향은 상기 제1 방향 및 상기 제2 방향과 다른 방향인 추진장치가 제공될 수 있다.
일 실시예에 따르면, 상기 액체 추진제는 상기 본체의 프레임과 상기 인젝터 코어의 프레임 사이에서 제4 방향을 따라 외부로 배출되고, 상기 제4 방향은 상기 제1 방향 및 상기 제2 방향과 다른 방향인 추진장치가 제공될 수 있다.
일 실시예에 따르면, 상기 배출구는 상기 인젝터 코어의 타단에서 상기 인젝터 코어의 둘레방향으로 위치하는 것을 특징으로 하는 추진장치가 제공될 수 있다.
일 실시예에 따르면, 상기 본체는 인젝터 내측부 슬리브를 포함하고 상기 인젝터 코어는 상기 배출구 방향에 가까울수록 둘레 방향으로 확장되며, 상기 인젝터 내측부 슬리브는 상기 인젝터 코어의 확장 형상에 기초하여 확장되는 형상을 가지는 추진장치가 제공될 수 있다.
일 실시예에 따르면, 상기 점화기는 일단에는 점화기 스파크 플러그를 포함하고, 타단에는 상기 인젝터 코어와 체결되는 연소가스 배기구를 포함하며, 상기 점화기는 부 연소실 및 추진제 유입구를 포함하는 추진장치가 제공될 수 있다.
일 실시예에 따르면, 상기 점화기는 상기 인젝터 코어와 동축을 가지는 추진장치가 제공될 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 상기 주 연소실 내부 압력은 30%이하의 초과압력편차를 가질 수 있다.
도 1은 종래 기술에 따른 추진장치에 관한 도면이다.
도 1의 B-1 및 B-2를 참고하면, 종래의 추진장치(100)는 한 개의 점화기(30)와 혼합 헤드(21)가 결합된 추진장치(100)를 사용했다. 여기에서, 혼합 헤드(21)는 복수의 인젝터(20)가 결합되어 추진제를 배출하는 장치이다.
이 경우에, 점화기(30)와 인젝터(20)는 서로 다른 부품이므로, 점화기(30)는 혼합 헤드(21) 또는 주 연소실(200)의 측면부에서 별도의 체결부를 통해 결합되어야 한다. 주 연소실(200)는 2500K 이상의 고온 및 200bar 이상의 고압에서 작동되므로, 고온 및 고압에서 견딜 수 있는 실링(sealing)이 요구된다.
추가적으로, 점화기(30)는 이 경우에는 화염(50)의 발생이 주 연소실(200)내 특정 지점에서 발생하므로 주 연소실(200) 전체에 충분한 열량을 고르게 도포할 수 없다. 또한, 추진제 액막(51)중 일부분만이 화염과 직접적으로 접촉한다. 따라서, 점화기(30)는 필요로 하는 절대적인 열량에 비해 더 많은 추진제를 소모하여야 하는 문제점이 있다.
도 2는 일 실시예에 따르는 추진 장치를 설명하기 위한 도면이다. 보다 구체적으로는, 도 2의 A는 추진제 분사 및 연소기 점화 장치의 정면도이다. 이 때, 도2의 A1은 측면도이고, 도 2의 A2는 45도 투시도이다. 도2의 B는 도2의 A1의 평면B-B에 대한 단면도이다. 도 2의 C는 추진제 분사 및 연소기 점화 장치를 아래에서 바라본 도면이다.
도 2를 참조하면, 추진장치(100)는 본체(10), 인젝터(20), 점화기(30) 및 배출구(40)을 포함할 수 있다. 본체(10)는 액체 추진제 주입 돔(101), 액체 추진제 주입 플레이트(102), 추진제 매니폴드(103), 인젝터 내측부 슬리브(22)를 포함할 수 있고, 인젝터(20)는 인젝터 코어(21)를 포함할 수 있다.
점화기(30)는 점화기 스파크 플러그(31), 부 연소실(32), 추진제 유입구(33) 및 연소가스 배기구(34)를 포함할 수 있다. 일 실시예에 따르면, 점화기 스파크 플러그(31)는 추진제 유입구(33)와 인접하는 위치에 체결될 수 있다. 일 실시예에 따르면, 점화기(30)의 일단에는 점화기 스파크 플러그(31)가 체결되고, 연소가스 배기구(34)는 점화기(30)의 타단에 체결될 수 있다.
연소가스 배기구(34)는 인젝터 코어(21)의 일단-입구 부분-과 체결될 수 있다. 일 실시예에 따르면 인젝터 코어(21)는 원통 형상일 수 있다. 이 경우에, 인젝터 코어(21)의 축인 제1 축의 방향과 같은 방향인 제1 방향으로 연소가스가 분사될 수 있다.
배출구(40)는 인젝터 내측부 슬리브(22)와 체결되고, 인젝터 코어(21)의 타단- 출구 부분-에 인젝터 코어(21)의 둘레 방향(XY)으로 위치될 수 있다. 이 경우에, 배출구(40)는 제2 축을 따라 연장되어 형성되며, 제1 축과 제2 축은 서로 다른 축이다. 일 실시예에 따르면, 제1 축과 제2 축은 서로 직각일 수 있다.
상기 제1 축과 제2 축은 각도를 가질 수 있다. 상기 제1 축과 제2 축은 예각을 가질 수 있다. 예를 들어, 상기 배출구(40)는 상기 인젝터 코어(21)를 기준으로 경사를 가지도록 형성될 수 있다. 즉, 제1축과 배출구(40) 사이의 거리는 상기 점화기(30)로부터 제1 축을 따라 멀어지는 방향으로 갈수록 커질 수 있다.
배출구(40)는 환형의 구조인 한 개의 배출구일 수 있고, 파이프 모양인 복수 개의 배출구일 수도 있다. 배출구(40)가 복수 개인 경우에, 배출구(40)의 출구 부분은 입구 부분보다 단면적의 크기가 작을 수 있다.
인젝터 코어(21)는 원통 형상의 타단-출구 부분-에서 둘레 방향(XY)인 제2방향으로 넓어지는 형상일 수 있다. 제2 방향은 제2 축의 방향일 수 있다.
인젝터 내측부 슬리브(22)는 인젝터 코어(21)가 넓어짐에 따라, 인젝터 내측부 슬리브(22)의 타단에서 인젝터 코어(21)의 확장 형상에 맞게 간격을 유지하며 확장되는 형상을 가질 수 있다.
액체 추진제는 본체(10)의 프레임과 인젝터 코어(21)의 프레임 사이를 이동하여 배출될 수 있다. 일 실시예에 따르면, 본체(10)에 포함된 인젝터 내측부 슬리브(22)의 내면과 인젝터 코어(21)의 외면 사이를 이동하여 배출될 수 있다.
액체 추진제 주입 돔(101)은 추진제 매니폴드(103)을 포함할 수 있다. 일 실시예에 따르면, 추진제 매니폴드(103)는 환형일 수 있다.
액체 추진제 주입 돔(101)는 점화기(30) 방향으로는 인젝터 내측부 슬리브(22)와 연결될 수 있고, 주 연소기 방향으로는 외측부 액체 추진제 주입 플레이트(102)와 연결될 수 있다.
외측부 액체 추진제 주입 플레이트(102)는 주 연소실(200)과 체결될 수 있다. 외측부 액체 추진제 주입 플레이트(102)에서는 액체 추진제가 유입될 수 있다.
이 경우에, 인젝터(20) 및 점화기(30)는 인젝터 코어(101)의 제1 축과 같은 축 방향으로 연장되어 형성된다. 즉, 인젝터(20)에서 배출되는 액체 추진제는 점화기(30)에서 점화되어 연소가스 배기구(34)를 통하여 배출되는 화염(50)과 같은 축을 공유하는 형태로 배출된다. 배출구(40)가 점화기(30)와 동축으로 배치되어 있으므로, 인젝터(20)에서 배출되는 액체 추진제는 배출구(40)에서 배출되는 화염(50)과 같은 축을 공유하며 추진제 액막(83)을 형성한다.
도 3은 본 발명의 다른 일 실시예에 따른 추진장치에 관한 도면이다.
도 3을 참조하면, 추진장치(100)는 적어도 한 개 이상의 배출구(40)를 통하여 화염(50)을 배출하고, 인젝터(20)을 통하여 추진제를 분사하여 추진제 액막(51)을 형성한다.
도 3의 A-1을 참조하면, 점화기(30)의 점화기 스파크 플러그(31)에서 연소가스의 점화가 발생하고, 이에 따라 화염(50)이 발생한다. 발생한 화염(50)은 인젝터 코어(21)의 내부를 통하여 제1 방향을 따라 이동하고, 인젝터 코어(21)에 연결된 배출구(40) 내부를 통하여 제2 방향을 따라 이동하여 주 연소실(200)로 분출된다.
액체 추진제는 본체(10)의 프레임과 인젝터 코어(21)의 프레임 사이를 이동하여 주 연소실(200)로 분출된다. 이 경우에, 액체 추진제는 인젝터 코어(21)의 외면과 본체(10)에 포함된 인젝터 내측부 슬리브(22)를 통하여 주 연소실(200)으로 배출된다.
액체 추진제는 액체 추진제 주입 돔(101), 액체 추진제 주입 플레이트(102) 및 추진제 매니폴드(103)를 통하여 본체(10)에 유입될 수 있다. 이 경우에, 액체 추진제 주입 돔(101)은 점화기(30) 방향으로는 인젝터 내측부 슬리브(22)와 결합되고, 주 연소실(200) 방향으로는 외측부 액체 추진제 주입 플레이트(102)와 결합될 수 있다. 또한, 액체 추진제 주입 돔(101)은 추진제 매니폴드(103)을 포함할 수 있다.
도3의 A-2를 참조하면, 주 연소실(9)에서 종래 기술인 도1의 B-2와 비교했을 때, 넓은 면적의 화염(50) 및 추진제 액막(51)의 형상이 나타난다. 이 경우에, 추진제의 최초 착화가 주 연소실(200) 전 영역에서 동시에 일어날 수 있다. 그러므로, 점화기(30)의 화염(50)이 닿지 않는 잉여 잔류 추진제가 존재하지 않기 때문에 점화 직후 내부의 압력이 설계 압력 범위를 초과하는 하드-스타트 현상을 방지할 수 있다.
배출구(40)는 복수개로 제공되어 주 연소실(9)에 연소가스를 배출할 수 있다. 이 경우에, 도 3의 A-2에서는 6개의 배출구(40)가 사용되었지만, 배출구(40)의 개수는 로켓 엔진의 출력 및 크기에 따라 상이할 수 있다. 이 경우에, 배출구(40)에서 배출되는 연소가스는 화염(50)일 수 있다.
또한, 연소가스가 배출구(40)로부터 배출되어 제3 방향으로 이동할 수 있다. 제3 방향은 제1 방향 및 제2 방향과 다를 수 있다.
인젝터(20)로부터 배출되는 액체 추진제는 제4 방향으로 이동할 수 있다. 제4 방향은 제1 방향 및 제2 방향과 다를 수 있다.
제 3방향과 제4 방향은 동일하여, 연소가스와 액체 추진제(50)의 혼합이 증대될 수 있고, 제 3방향과 제 4방향은 난류로 인한 혼합을 증대시키기 위한 각도 차이를 유지한 채 배출 될 수도 있다.
도 4는 도 1의 추진장치의 주연소실 내부의 초기 점화 시퀀스에서 시간에 따른 압력변화를 나타내는 도면이고, 도 5는 도 3의 추진장치의 주연소실 내부의 초기 점화 시퀀스에서 시간에 따른 압력변화를 나타내는 도면이다.
도 4의 종래의 추진장치의 주연소실 내부의 초기 점화 시퀀스에서의 시간에 따른 압력 변화는 제1 구간과 제2 구간을 포함할 수 있다.
상기 제1 구간은 과도구간으로 정의하고, 제2 구간은 정상구간일 수 있다. 상기 제1 구간은 주연소실 내부의 압력이 안정되지 않는 구간일 수 있고, 제2 구간은 주연소실 내부의 압력이 안정되는 구간일 수 있다.
제1 구간은 압력이 급격히 상승하는 하드스타트 구간을 포함한다. 즉, 점화기에 의해 화염이 발생하는 경우 약 0.2초간 급격한 압력 상승이 발생한다.
종래의 추진장치는 추진제가 주연소실 내로 주입된 후 일정시간이 지난뒤 연소되므로 주입된 추진제가 한번에 연소되어 하드스타트 현상이 발생할 수 있다.
도 5를 참조하면, 실시 예에 따른 추진장치의 주연소실 내부의 초기 점화 시퀀스에서의 시간에 따른 압력 변화는 제1 구간과 제2 구간을 포함할 수 있다.
실시 예에 따른 추진장치는 종래의 추진장치에 비해 짧은 제1 구간을 가진다. 실시 예에 따른 추진장치는 종래의 추진장치에 비해 짧은 제1 구간을 가지므로, 점화후 빠른 시간내에 정상구간에 도달할 수 있는 효과가 있다.
또한, 종래의 추진장치에서 발생하는 하드스타트 현상이 없다. 실시 예에 따른 추진장치는 화염이 반경방향으로 분사되는 추진제에 즉시 충돌하므로 하드스타트 현상을 방지할 수 있고, 이를 통해 안정된 출력을 가지는 추진장치를 구현할 수 있다.
실시 예에 따른 추진장치는 30%이하의 초과압력편차를 가질 수 있다. 초과 압력 편차는 제2 구간에서의 압력의 평균 값을 기초로 평균 값을 초과하는 압력사이의 편차로 정의될 수 있다.
상기 추진장치는 제1 구간에서의 압력의 진폭이 제2 구간에 비해 크므로, 제1 구간에서의 압력의 최대값과 제2 구간에서의 압력의 평균 값의 차이를 압력의 평균 값으로 나눈 값을 초과압력편차로 정의할 수 있다.
실시 예에 따른 추진장치는 30%이하의 초과압력편차를 가짐으로써 주연소실 내부의 압력이 정상상태로 도달하는 시간이 짧아져 안정된 출력을 제공할 수 있다.상기에서는 본 발명에 따른 실시예를 기준으로 본 발명의 구성과 특징을 설명하였으나 본 발명은 이에 한정되지 않으며, 본 발명의 사상과 범위 내에서 다양하게 변경 또는 변형할 수 있음은 본 발명이 속하는 기술분야의 당업자에게 명백한 것이며, 따라서 이와 같은 변경 또는 변형은 첨부된 특허청구범위에 속함을 밝혀둔다.
10: 본체
20: 인젝터
21: 인젝터 코어
22: 인젝터 내측부 슬리브
30: 점화기
31: 점화기 스파크 플러그
32: 부 연소실
33: 추진제 유입구
34: 연소가스 배기구
40: 배출구
50: 화염
51: 추진제 액막
100: 추진장치
101: 액체 추진제 주입 돔
102: 액체 추진제 주입 플레이트
103: 추진제 매니폴드

Claims (12)

  1. 액체 추진제 로켓 엔진의 추진장치에 있어서,
    액체 추진제가 유입되는 본체;
    상기 본체의 내부에 위치하는 인젝터 코어;
    상기 인젝터 코어에 연결되어 연소가스를 배출하는 적어도 하나의 배출구; 및
    상기 본체에 유입된 상기 액체 추진제를 배출하는 인젝터;를 포함하고,
    상기 인젝터는 상기 배출구와 인접하는 영역에 위치하고,
    상기 액체 추진제는 상기 본체의 프레임과 상기 인젝터 코어의 프레임 사이를 이동하는
    추진장치.
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 인젝터 코어와 연결되는 점화기;를 더 포함하고,
    상기 연소가스는 상기 점화기에 의해 연소되는
    추진장치.
  3. 제1 항에 있어서,
    상기 인젝터 코어는 제1 축을 따라 연장되어 형성되고,
    상기 배출구는 제2 축을 따라 연장되어 형성되며,
    상기 제1 축과 상기 제2 축은 서로 다른 축인
    추진장치.
  4. 제3 항에 있어서,
    상기 제1 축과 상기 제2 축은 직각인
    추진장치.
  5. 제1 항에 있어서,
    상기 연소가스는 상기 인젝터 코어 내부에서는 제1 방향을 따라 이동하고, 상기 배출구 내부에서 제2 방향을 따라 이동하여 외부로 배출되며,
    상기 제1 방향과 상기 제2 방향은 서로 다른 방향인
    추진장치.
  6. 제5 항에 있어서,
    상기 연소가스는 상기 배출구로부터 배출된 이후, 주 연소실 내부에서 제3 방향을 따라 이동하고,
    상기 제 3 방향은 상기 제1 방향 및 상기 제2 방향과 다른 방향인
    추진장치.
  7. 제3 항에 있어서,
    상기 액체 추진제는 상기 본체의 프레임과 상기 인젝터 코어의 프레임 사이에서 제4 방향을 따라 외부로 배출되고,
    상기 제4 방향은 상기 제1 방향 및 상기 제2 방향과 다른 방향인
    추진장치.
  8. 제1 항에 있어서,
    상기 배출구는 상기 인젝터 코어의 타단에서 상기 인젝터 코어의 둘레방향으로 위치하는 것을 특징으로 하는
    추진장치.
  9. 제1 항에 있어서,
    상기 본체는 인젝터 내측부 슬리브를 포함하고
    상기 인젝터 코어는 상기 배출구 방향에 가까울수록 둘레 방향으로 확장되며,
    상기 인젝터 내측부 슬리브는 상기 인젝터 코어의 확장 형상에 기초하여 확장되는 형상을 가지는
    추진장치.
  10. 제2 항에 있어서,
    상기 점화기는 일단에는 점화기 스파크 플러그를 포함하고, 타단에는 상기 인젝터 코어와 체결되는 연소가스 배기구를 포함하며,
    상기 점화기는 부 연소실 및 추진제 유입구를 포함하는
    추진장치.
  11. 제2 항에 있어서,
    상기 점화기는 상기 인젝터 코어와 동축을 가지는
    추진장치.
  12. 제6 항에 있어서,
    상기 주 연소실 내부 압력은 30%이하의 초과압력편차를 가지는
    추진장치.
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113790335B (zh) * 2021-09-14 2023-04-07 湖北三江航天红林探控有限公司 一种用于发动机燃气输出的空间复合管路

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20000048063A (ko) * 1998-12-14 2000-07-25 레비스 스테픈 이 액체 연료 엔진용 점화기 및 액체 연료 로켓의 트러스트챔버내의 연료 및 산화제 점화 방법
KR101187592B1 (ko) * 2012-08-21 2012-10-08 한국항공우주연구원 냉각 수단을 갖는 이원 추진제 로켓 엔진의 인젝터
KR101631891B1 (ko) * 2014-12-18 2016-06-20 한국항공우주연구원 핀틀-스월 혼합형 추진제 분사장치
KR101738946B1 (ko) * 2016-04-07 2017-05-23 한국생산기술연구원 초 저공해 연소기
KR20180022328A (ko) * 2016-08-24 2018-03-06 한국항공대학교산학협력단 연료 공급 압력으로 개도가 제어되는 핀틀 인젝터

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3056257A (en) * 1959-06-25 1962-10-02 United Aircraft Corp Rocket ignitor construction
US3533233A (en) * 1967-09-13 1970-10-13 Lockheed Aircraft Corp Hot gas generator utilizing a mono-propellant fuel
GB8811126D0 (en) * 1988-05-11 1988-12-14 Royal Ordnance Plc Bipropellant rocket engines
US5768885A (en) * 1996-12-03 1998-06-23 Autoliv Asp, Inc. Regenerative piston liquid propellant rocket motor
US6912839B2 (en) * 2002-10-11 2005-07-05 Hy-Pat Corporation Ignition systems for hybrid and solid rocket motors
US7278611B2 (en) * 2003-03-11 2007-10-09 Science Applications International Corporation Pulsed detonation engines for reaction control systems
US6918243B2 (en) * 2003-05-19 2005-07-19 The Boeing Company Bi-propellant injector with flame-holding zone igniter
JP4215203B2 (ja) * 2003-08-20 2009-01-28 株式会社Ｉｈｉエアロスペース 液体燃料と液体酸化剤を用いる点火器一体型燃料噴射器
US20080264372A1 (en) * 2007-03-19 2008-10-30 Sisk David B Two-stage ignition system
FR2914369B1 (fr) * 2007-03-30 2014-02-07 Snecma Allumeur electrolytique pour moteur-fusee a monergol
EP3295012B1 (en) * 2015-05-08 2019-04-03 ECAPS Aktiebolag Rocket engine ignition system

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20000048063A (ko) * 1998-12-14 2000-07-25 레비스 스테픈 이 액체 연료 엔진용 점화기 및 액체 연료 로켓의 트러스트챔버내의 연료 및 산화제 점화 방법
KR101187592B1 (ko) * 2012-08-21 2012-10-08 한국항공우주연구원 냉각 수단을 갖는 이원 추진제 로켓 엔진의 인젝터
KR101631891B1 (ko) * 2014-12-18 2016-06-20 한국항공우주연구원 핀틀-스월 혼합형 추진제 분사장치
KR101738946B1 (ko) * 2016-04-07 2017-05-23 한국생산기술연구원 초 저공해 연소기
KR20180022328A (ko) * 2016-08-24 2018-03-06 한국항공대학교산학협력단 연료 공급 압력으로 개도가 제어되는 핀틀 인젝터

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