KR20200046922A - Landing Acceleration Simulating Apparatus for Liquid Propulsion Rocket - Google Patents

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Abstract

The present invention relates to a simulation test apparatus for a ground test of a liquid-propelled rocket, and more specifically, to a simulation test apparatus for landing acceleration of a liquid-propelled rocket for recognizing flight heat or flow characteristics of a propellant in a projectile due to a change in landing acceleration of the liquid-propelled rocket by simulating flight acceleration when the liquid-propelled rocket lands.

Description

액체 추진 로켓의 착륙 가속도 모사 시험 장치{Landing Acceleration Simulating Apparatus for Liquid Propulsion Rocket}Landing Acceleration Simulating Apparatus for Liquid Propulsion Rocket

본 발명은 액체 추진 로켓의 지상 시험을 위한 모사 시험 장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 액체 추진 로켓의 착륙 시 비행 가속도를 모사하여 액체 추진 로켓의 착륙 가속도 변화로 인한 발사체 내 추진제의 열 또는 유동 특성을 파악하기 위한 액체 추진 로켓의 착륙 가속도 모사 시험 장치에 관한 것이다.The present invention relates to a simulation test apparatus for ground testing of a liquid-propelled rocket, and more specifically, heat or flow characteristics of a propellant in a projectile due to a change in the landing acceleration of a liquid-propelled rocket by simulating flight acceleration during landing of the liquid-propelled rocket. It relates to a simulation device for simulating the landing acceleration of a liquid-propelled rocket to grasp the.

일반적으로, 로켓은 대략 연료의 사용에 따라 화학로켓과 비화학로켓으로 구분되고, 화학로켓은 가장 일반적인 로켓의 형태로서 추진력을 내는 에너지가 화학 작용에 의해 발생하는 로켓으로, 연료의 화학 작용에 따라 고체로켓과 액체로켓으로 분류된다.Generally, rockets are roughly divided into chemical rockets and non-chemical rockets according to the use of fuel, and chemical rockets are the most common form of rockets, which are the rockets that generate energy by propulsive energy. It is classified into solid rocket and liquid rocket.

고체로켓은 고체상태의 추진제, 즉 연료를 내부공간에 저장하고 이것의 연소로 발생하는 고온고압 가스를 노즐로 분출하여 추진력을 얻는 로켓이고, 액체로켓은 연소에 필요한 연료를 산화제와 함께 별도의 연소실에서 연소한 후 고압의 가스를 각각의 노즐로 보내 추진력을 얻는 로켓으로 주로 대형 추진기관에 사용되며 고성능을 요하며 추진력의 제어가 용이한 우주 추진기관으로 현재 많이 사용되고 있다.A solid rocket is a propellant in a solid state, that is, a rocket that obtains propulsion by storing fuel in an internal space and ejecting high temperature and high pressure gas generated by its combustion with a nozzle. It is a rocket that obtains propulsion by sending high-pressure gas to each nozzle after burning in. It is mainly used in large propulsion engines and requires high performance, and is currently used as a space propulsion engine that is easy to control propulsion.

상기에서 언급한 액체로켓의 추진기관은 각종 밸브 및 센서 등이 설치된 연료탱크, 산화제탱크가 센터링 작업을 겸하여 일렬로 수직 위치하게 되고, 연소실에서 연료와 산화제가 연소되어 노즐을 통해 배출되면서 추진력을 얻는데, 상기 액체로켓의 추진기관을 지상에서 실험하기 위해 액체 로켓 모사 시험이 행하여지고 있었다.In the propulsion engine of the liquid rocket mentioned above, the fuel tank and the oxidant tank in which various valves and sensors are installed are positioned vertically in a row in combination with the centering operation. In order to test the propulsion engine of the liquid rocket on the ground, a liquid rocket simulation test was conducted.

도 1에는 종래의 액체 로켓 모사 시험 장치(10)의 개략도가 도시되어 있다. 도시된 바와 같이 액체 로켓 모사 시험 장치는, 추진제 탱크(11) 내부에 추진제가 충전되어 있고, 가압가스가 충전된 가압가스 탱크(12)에서 제1 라인(13)을 통해 추진제 탱크(11)로 가압가스를 공급하게 된다. 가압가스가 추진제 탱크(11)에 공급되면, 추진제가 배출 라인(14)을 통해 저장 탱크(15)로 배출되며, 위 과정에 따라 저장 탱크(15)로 공급되는 추진제의 배출량, 온도 및 압력, 추진제 수위 변화를 측정하여 액체 로켓의 엔진으로 공급되는 추진제의 열 또는 유동 특성 모사 시험이 이루어진다. 1 is a schematic diagram of a conventional liquid rocket simulation test apparatus 10. As shown, the liquid rocket simulation test apparatus, the propellant is filled in the propellant tank 11, and the pressurized gas tank 12 filled with the pressurized gas to the propellant tank 11 through the first line 13 Pressurized gas is supplied. When the pressurized gas is supplied to the propellant tank 11, the propellant is discharged to the storage tank 15 through the discharge line 14, and the discharge amount, temperature and pressure of the propellant supplied to the storage tank 15 according to the above process, The propellant level change is measured to simulate the thermal or flow properties of the propellant supplied to the engine of the liquid rocket.

일반적인 액체 로켓은 산화제 온도가 영하 180도씨 이하의 극저온이거나, 산화제와 연료 모두 극저온 유체이다. 이러한 산화제와 연료를 포함하는 극저온 추진제는 기상과 액상으로 상변화가 발생하며 탱크 내 약간의 온도와 압력 변화에 의해 상변화 양상이 크게 달라진다. 한편, 실제 액체 추진 로켓은 발사 후 비행 가속도가 점점 증가하며, 극저온 추진제의 온도와 압력을 시시각각 변화시켜 비행 성능에 영향을 미치게 된다. 따라서 액체 추진 로켓의 가속도 증가 환경을 지상 시험에서 모사하기 위한 방법이 다각적으로 연구되고 있다. A typical liquid rocket is a cryogenic fluid whose oxidant temperature is below 180 degrees Celsius or below, or both oxidant and fuel are cryogenic fluids. The cryogenic propellant containing these oxidizing agents and fuels undergoes phase change in the gas phase and liquid phase, and the phase change pattern is greatly changed by slight temperature and pressure changes in the tank. On the other hand, the actual liquid-propelled rocket increases the flight acceleration after launch, and changes the temperature and pressure of the cryogenic propellant momentarily, affecting flight performance. Therefore, methods for simulating the environment of increasing acceleration of liquid-propelled rockets in ground tests have been studied in various ways.

그러나 위와 같은 종래의 액체 추진 로켓 모사 시험 장치는 지상에 추진제 탱크가 고정된 상태에서 모사 시험이 이루어지기 때문에 로켓의 비행 가속도 변화 환경을 반영할 수 없으며, 로켓의 가속 비행 시 추진제 탱크 내부 상태 및 추진제 배출 상태는 계산을 통해 예측하게 되나, 대부분의 액체 추진 로켓에서 사용하는 극저온 추진제의 경우 위에서 언급한 바와 같이 상변화가 심해 정확한 예측이 불가능 하고, 모사 시험의 정확도가 떨어지는 원인이 되고 있다.However, the above conventional liquid-propelled rocket simulation test device cannot reflect the environment of change in flight acceleration of the rocket because the simulation test is performed while the propellant tank is fixed on the ground. The discharge state is predicted through calculation, but the cryogenic propellant used in most liquid-propelled rockets, as mentioned above, has a severe phase change, making it impossible to accurately predict, and causing the simulation test to be inaccurate.

특히 최근 선진국들은 재사용 발사체 개발에 집중하고 있으며 재사용 발사체의 착륙 시 비행 가속도는 1G 이하가 된다. 비행 가속도가 작아지면 엔진 입구압이 낮아져 추진제 탱크의 가압 압력을 올려야 하는 등 발사체 설계 및 운용에 어려움이 커진다. 따라서 착륙시의 가속도에 의한 영향을 파악하기 위해 실제 상황을 모사한 시험이 가능하다면 재사용 발사체 설계 시 비행 상황 예측 정확도가 향상되며 설계에 많은 도움이 되며, 정확한 예측을 통해 비행 시험의 횟수를 줄여 개발 비용을 낮출 수 있을 것으로 예상된다. In particular, recently developed countries are focusing on the development of reusable projectiles, and when the reusable projectiles land, the flight acceleration becomes less than 1G. As the flight acceleration decreases, the engine inlet pressure decreases, which increases the difficulty in designing and operating the projectile, such as increasing the pressure of the propellant tank. Therefore, if it is possible to simulate the actual situation in order to understand the effect of acceleration during landing, the accuracy of the flight situation prediction is improved when designing a reusable projectile, which is very helpful to the design, and the number of flight tests is reduced through accurate prediction. It is expected to lower costs.

한국공개특허 제10-2004-0009407호(2004.01.31. 공개)Korean Open Patent No. 10-2004-0009407 (published on January 31, 2004)

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서 본 발명의 목적은, 액체 추진 로켓의 지상 시험 시 액체 로켓의 착륙 가속도를 모사함에 따라 비행 가속도로 인한 로켓 내 액체 추진제의 열 또는 유동 특성을 보다 정밀하게 파악할 수 있는 액체 추진 로켓의 착륙 가속도 모사 시험 장치를 제공함에 있다.The present invention has been devised to solve the above problems, and an object of the present invention is to investigate the heat or flow characteristics of the liquid propellant in the rocket due to flight acceleration as it simulates the landing acceleration of the liquid rocket during the ground test of the liquid propellant rocket. The present invention is to provide a simulation device for simulating a landing acceleration of a liquid-propelled rocket that can be more accurately grasped.

특히 모사 발사체의 착륙 모사 시 감속 수단을 구비하여 감속 수단의 제어를 통해 실제 액체 로켓의 착륙 가속도인 1G 이하를 모사하도록 한 액체 추진 로켓의 착륙 가속도 모사 시험 장치를 제공함에 있다.In particular, the present invention provides a simulator for simulating a landing acceleration of a liquid-propelled rocket that is equipped with a deceleration means when simulating landing of a simulated projectile and simulates a landing acceleration of 1G or less, which is an actual acceleration of the landing of a liquid rocket through control of the reduction means.

본 발명의 일실시 예에 따른 액체 추진 로켓의 착륙 가속도 모사 시험 장치는, 추진제가 충전된 추진제 탱크, 상기 추진제 탱크에 가압가스를 공급하는 가압가스 탱크 및 상기 추진제 탱크에서 배출되는 추진제가 저장되는 추진제 저장 탱크를 포함하는, 모사 발사체; 및 상기 모사 발사체를 일정 높이까지 상승시키고, 상기 모사 발사체를 자유 낙하 시키기 위한 리프팅 수단; 을 포함한다. The apparatus for simulating landing acceleration of a liquid-propelled rocket according to an embodiment of the present invention includes a propellant tank filled with a propellant, a pressurized gas tank supplying pressurized gas to the propellant tank, and a propellant in which the propellant discharged from the propellant tank is stored A simulated projectile, comprising a storage tank; And lifting means for raising the simulated projectile to a predetermined height and freely falling the simulated projectile. It includes.

또한, 상기 모사 발사체는, 상기 모사 발사체의 상승 또는 하강을 안내하도록 상하 길이 방향을 따라 레일이 형성된 타워; 를 더 포함하고, 상기 모사 발사체는, 상기 레일을 따라 이동하며, 상기 레일에 제동력을 가하여 상기 모사 발사체를 감속시키기 위한 제동수단; 을 포함한다.In addition, the simulated projectile includes: a tower in which rails are formed along a vertical direction in order to guide the rise or fall of the simulated projectile; Further comprising, the simulated projectile, the moving along the rail, the braking means for slowing the simulated projectile by applying a braking force to the rail; It includes.

또한, 상기 레일은 금속 재질로 이루어지고, 상기 제동수단은, 상기 레일에 인력을 가하여 모사 발사체를 감속시키는 자석인 것을 특징으로 한다. In addition, the rail is made of a metal material, and the braking means is characterized in that the magnet is applied to the rail to slow the simulated projectile.

또한, 상기 제동수단은, 서로 다른 자기력을 갖는 영구자석의 교체를 통해 제동력을 가변하는 것을 특징으로 한다. In addition, the braking means is characterized by varying the braking force through the replacement of permanent magnets having different magnetic forces.

또한, 상기 제동수단은, 전자석에 공급되는 전류를 가변하여 제동력을 가변하는 것을 특징으로 한다. In addition, the braking means is characterized in that to vary the braking force by varying the current supplied to the electromagnet.

또한, 상기 제동수단은, 상기 레일에 마찰을 가하여 모사 발사체를 감속시키는 브레이크 패드를 포함하는 것을 특징으로 한다. In addition, the braking means is characterized in that it comprises a brake pad to decelerate the simulated projectile by applying friction to the rail.

또한, 상기 모사 발사체는 상기 가압가스 탱크와 상기 추진제 탱크를 연결하는 제1 라인; 상기 제1 라인 상에 구비되며, 가압가스의 공급량 제어를 위한 제1 밸브; 상기 추진제 탱크와 저장 탱크를 연결하는 제2 라인; 및 상기 제2 라인 상에 구비되며, 추진제의 배출량 제어를 위한 제2 밸브를 포함한다. In addition, the simulated projectile includes a first line connecting the pressurized gas tank and the propellant tank; A first valve provided on the first line and controlling a supply amount of pressurized gas; A second line connecting the propellant tank and the storage tank; And it is provided on the second line, and includes a second valve for controlling the discharge amount of the propellant.

또한, 상기 시험 장치는, 상기 추진제 탱크 내부의 압력 또는 온도 또는 추진제의 수위 측정을 위한 센싱부가 구비된다. In addition, the test device is provided with a sensing unit for measuring the pressure or temperature inside the propellant tank or the level of the propellant.

또한, 상기 시험 장치는, 상기 추진제 탱크 내부에 구비되며, 추진제의 배출 패턴 모니터링을 위한 제1 카메라가 구비된다. In addition, the test device is provided inside the propellant tank, and is provided with a first camera for monitoring the discharge pattern of the propellant.

또한, 상기 추진제 탱크는 투명 재질로 이루어지고, 상기 시험 장치는, 상기 추진제 탱크 외부에 구비되며, 추진제의 배출 패턴 모니터링을 위한 제2 카메라가 구비된다. In addition, the propellant tank is made of a transparent material, the test device is provided outside the propellant tank, a second camera for monitoring the discharge pattern of the propellant is provided.

또한, 상기 모사 발사체는, 상기 추진제 탱크, 상기 가압가스 탱크 및 상기 저장 탱크가 수용되는 케이스를 포함하여 패키지 형태로 이루어진다. In addition, the simulated projectile is formed in a package form including a case in which the propellant tank, the pressurized gas tank, and the storage tank are accommodated.

또한, 상기 시험 장치는, 상기 추진제 탱크, 가압가스 탱크 및 추진제 저장 탱크가 거치되는, 스테이지를 포함하며, 상기 제동수단은 상기 스테이지 상에 구비된다. Further, the test apparatus includes a stage on which the propellant tank, the pressurized gas tank, and the propellant storage tank are mounted, and the braking means is provided on the stage.

또한, 상기 리프팅 수단은, 상기 모사 발사체를 상승 또는 하강시키기 위해 상기 스테이지에 연결되는 로프를 포함하는 호이스트 인 것을 특징으로 한다. In addition, the lifting means is characterized in that the hoist including a rope connected to the stage to raise or lower the simulated projectile.

아울러, 상기 추진제 탱크는, 상기 추진제 탱크 내부로 공급된 가압 가스를 외부로 배출하기 위해 추진제 탱크 내부와 외부를 연통하는 압력유지라인; 및 상기 압력유지라인 상에 구비되어 압력유지라인을 개폐하는 압력유지밸브; 를 포함하고, 상기 압력유지밸브는, 상기 추진제 탱크 내부가 일정 압력 이상으로 가압되는 경우 오픈되는 압력제어밸브인 것을 특징으로 한다. In addition, the propellant tank, the pressure maintaining line for communicating the inside and the outside of the propellant tank to discharge the pressurized gas supplied into the propellant tank to the outside; And a pressure maintenance valve provided on the pressure maintenance line to open and close the pressure maintenance line. Including, the pressure holding valve is characterized in that the pressure control valve that is opened when the inside of the propellant tank is pressurized to a predetermined pressure or more.

상기와 같은 구성에 의한 본 발명의 액체 추진 로켓의 착륙 가속도 모사 시험 장치는 액체 추진 로켓의 착륙 가속도 변화 환경(1G 이하)을 반영하여, 저장탱크(엔진)로 공급되는 추진제의 배출량, 온도 및 압력의 변화를 실제 상황과 유사하게 예측할 수 있어 모사 시험 정확도가 향상되고, 이에 따른 시험 결과를 액체 추진 로켓의 설계 시 고려하여 액체 추진 로켓의 성능 향상에 기여할 수 있는 효과가 있다.The apparatus for simulating the landing acceleration of the liquid-propelled rocket of the present invention according to the above configuration reflects the environment (1G or less) of the landing acceleration change of the liquid-propelled rocket, and the discharge amount, temperature, and pressure of the propellant supplied to the storage tank (engine). It is possible to predict the change of the vehicle in a similar way to the actual situation, improving the simulation test accuracy, and considering the result of the test in the design of the liquid propulsion rocket, there is an effect that can contribute to improving the performance of the liquid propulsion rocket.

도 1은 종래의 액체 추진 로켓 모사 시험 장치의 개략도
도 2는 본 발명의 일실시 예에 따른 액체 추진 로켓의 착륙 가속도 모사 시험 장치의 정면개략도
도 3 및 도 4는, 본 발명의 일실시 예에 따른 액체 추진 로켓의 착륙 가속도 모사 시험 장치의 작동상태 정면개략도
도 5는 본 발명의 일실시 예에 따른 모사 발사체의 후면개략도
도 6 및 도 7은 는 본 발명의 일실시 예에 따른 모사 발사체의 작동상태 후면개략도
도 8은 본 발명의 일실시 예에 따른 액체 추진 로켓의 착륙 가속도 모사 시험 장치의 저면개략도1 is a schematic diagram of a conventional liquid-propelled rocket simulation test apparatus
Figure 2 is a front schematic view of a simulation device for simulating the landing acceleration of a liquid-propelled rocket according to an embodiment of the present invention
3 and 4, a front schematic view of the operation state of the simulation apparatus for simulating landing acceleration of a liquid-propelled rocket according to an embodiment of the present invention
5 is a rear schematic view of a simulated projectile according to an embodiment of the present invention
6 and 7 is a schematic rear view of the operating state of the simulated projectile according to an embodiment of the present invention
8 is a bottom schematic view of a device for simulating a landing acceleration of a liquid-propelled rocket according to an embodiment of the present invention

본 발명은 액체 추진 로켓을 모사하기 위한 시험 장치에 있어서, 실제 로켓이 발사 후 착륙 과정에서 비행 가속도가 점점 감소하는 환경, 특히 자유낙하속도보다 느린 1G 이하에서 비행 가속도가 감소하는 환경을 반영하도록 하여 보다 정확한 착륙 모사 시험을 수행함에 그 특징이 있다. 이를 위해 본 발명은 모사 발사체를 리프팅 수단을 이용하여 일정 높이로 상승시킨 후 레일을 따라 자유 낙하시켜 액체 로켓의 착륙 가속도를 모사하도록 구성하였다. 특히 1G 이하의 가속도를 갖는 실제 로켓의 착륙 상황과 유사한 환경을 모사하도록 낙하 시 레일을 따라 이동하는 모사 발사체에 감속 수단을 구비하여 감속 수단의 제어를 통해 실제 액체 로켓의 착륙 가속도를 모사함에 또 하나의 특징이 있다. The present invention, in the test apparatus for simulating a liquid-propelled rocket, the actual rocket to reflect the environment in which the flight acceleration gradually decreases during the landing process after launch, in particular, the environment in which the flight acceleration decreases below 1G slower than the free fall speed. It is characterized by performing more accurate landing simulation tests. To this end, the present invention is configured to simulate a landing acceleration of a liquid rocket by raising the simulated projectile to a predetermined height using a lifting means and then freely falling along the rail. In particular, a simulated projectile that moves along the rail when falling to simulate an environment similar to the landing situation of an actual rocket having an acceleration of 1G or less is provided with a deceleration means to simulate the landing acceleration of a real liquid rocket through control of the deceleration means. There is a characteristic.

이하, 상기와 같은 본 발명의 일실시예에 따른 액체 추진 로켓의 착륙 가속도 모사 시험 장치에 대하여 도면을 참조하여 상세히 설명한다.Hereinafter, an apparatus for simulating a landing acceleration simulation of a liquid-propelled rocket according to an embodiment of the present invention will be described in detail with reference to the drawings.

도 2에는 본 발명의 일실시 예에 따른 액체 추진 로켓의 착륙 가속도 모사 시험 장치(1000, 이하 "시험 장치")의 평면도가 도시되어 있다. 도시된 바와 같이 시험 장치(1000)는 액체 추진 로켓의 모사 시험을 위한 모사 발사체(100)와, 모사 발사체(100)를 상승시켜 수직 자유 낙하시키기 위한 호이스트(300)와, 모사 발사체(100)의 상승 및 하강을 안내하는 타워(500)를 포함하여 구성된다. 2 is a plan view of a landing acceleration simulation test apparatus 1000 (hereinafter referred to as a “test apparatus”) of a liquid-propelled rocket according to an embodiment of the present invention. As shown, the test apparatus 1000 includes a simulated projectile 100 for simulating a liquid-propelled rocket, a hoist 300 for vertically falling by raising the simulated projectile 100, and a simulated projectile 100. It comprises a tower 500 to guide the rise and fall.

모사 발사체(100)는 크게 추진제가 내부에 충전된 추진제 탱크(110)와, 추진제 탱크(110)에서 배출되는 추진제를 저장하는 추진제 저장탱크(120)와, 모사 발사체(100)가 거치되고, 타워(500)를 따라 모사 발사체(100)를 상승 또는 하강시키는 스테이지(150)로 구성되며, 모사 발사체(100)의 세부 구성은 이하 도면을 참조하여 후술한다. The simulated projectile 100 is largely equipped with a propellant tank 110 filled with a propellant therein, a propellant storage tank 120 for storing a propellant discharged from the propellant tank 110, and a simulated projectile 100, and a tower It consists of a stage 150 for raising or lowering the simulated projectile 100 along the (500), the detailed configuration of the simulated projectile 100 will be described later with reference to the drawings.

호이스트(300)는 화물의 운반이나 공장에서의 기계분해 또는 조립에 사용되는 일반적인 호이스트가 적용된다. 원동기, 기어감속장치, 감기통 등을 한 조로 하고 권상용(捲上用) 로프 끝에 훅(hook)을 장치하여 화물을 들어 올리도록 구성된다. 본 실시 예에서 호이스트(300)는 단부가 스테이지(150)에 연결되는 복수의 로프(310)를 포함하며, 로프(310)의 권취를 통해 모사 발사체(100)를 일정 높이로 상승시키고, 착륙 가속도 모사 시험 시 권취된 로프(310)를 풀어 모사 발사체(100)를 하강시키도록 구성된다. The hoist 300 is a general hoist used for transportation of cargo or mechanical disassembly or assembly in a factory. It is composed of a prime mover, a gear reduction device, a winding cylinder, etc., and a hook installed at the end of a rope for hoisting to lift cargo. In this embodiment, the hoist 300 includes a plurality of ropes 310, the end of which is connected to the stage 150, through the winding of the rope 310 to raise the simulated projectile 100 to a certain height, acceleration of landing It is configured to lower the simulated projectile 100 by releasing the wound rope 310 during the simulated test.

타워(500)는, 상하 길이 방향을 따라 형성되어 모사 발사체(100)의 상승이나 하강을 안내하도록 구성되며, 보다 구체적으로 타워(500) 상에는 한 쌍의 레일 (510)이 형성되어 모사 발사체(100)의 스테이지(150)가 레일(510)을 따라 승강 또는 하강하도록 구성된다. 도면상에는 레일(510)이 한 쌍 구비된 것으로 도시되어 있으나, 단수 또는 복수 개 구비될 수 있다. The tower 500 is formed along the longitudinal direction in the vertical direction and is configured to guide the rise or fall of the simulated projectile 100, and more specifically, a pair of rails 510 are formed on the tower 500 to simulate the simulated projectile 100 ) Stage 150 is configured to elevate or descend along rail 510. Although a pair of rails 510 is illustrated in the drawing, it may be provided in singular or plural.

위와 같은 구성을 갖는 본 발명의 일실시 예에 따른 액체 추진 로켓의 착륙 가속도 모사 시험 장치(1000)의 모사 과정에 대하여 도면을 참조하여 설명하면, 도 3에는 본 발명의 일실시 예에 따른 시험장치(1000)의 준비 과정을 나타낸 정면개락도가 도시되어 있고, 도 4에는 본 발명의 일실시 예에 따른 시험장치(1000)의 착륙 모사 과정을 나타낸 정면개략도가 도시되어 있다. Referring to the drawing for the simulation process of the landing acceleration simulation test apparatus 1000 of the liquid-propelled rocket according to an embodiment of the present invention having the above configuration, FIG. 3 is a test apparatus according to an embodiment of the present invention A frontal opening diagram showing the preparation process of (1000) is shown, and FIG. 4 is a frontal schematic view showing the landing simulation process of the test apparatus 1000 according to an embodiment of the present invention.

도 3에 도시된 바와 같이 모사 발사체(100)의 스테이지(150)가 호이스트 (300)의 로프(310)에 지지된 상태에서 로프(310)를 권취하여 모사 발사체(100)를 일정 높이까지 상승시키게 된다. 모사 발사체(100)가 일정 높이에 도달하게 되면, 로프(510)가 권취된 권취드럼(미도시)을 고정시켜 모사 발사체(100)를 일정 높이에 고정시키게 된다. As shown in FIG. 3, the stage 150 of the simulated projectile 100 is wound on the rope 310 while being supported by the rope 310 of the hoist 300 to raise the simulated projectile 100 to a certain height. do. When the simulated projectile 100 reaches a certain height, the rope 510 is fixed to the wound drum (not shown) to fix the simulated projectile 100 at a predetermined height.

다음으로 도 4에 도시된 바와 같이 호이스트(300)의 로프(310)가 권취된 상기 권취드럼의 고정을 해제하면, 모사 발사체(100)가 자중에 의해 타워(500)의 레일(510)을 따라 자유 낙하하게 된다. 이때 모사 발사체(100)의 스테이지(150) 상에는 제동수단(151)이 구비되고, 레일(510)을 따라 이동되는 제동수단(151)의 제어를 통해 모사 발사체(100)를 감속 시켜 모사 발사체(100)의 착륙 가속도를 모사하도록 구성된다.Next, as shown in FIG. 4, when the rope 310 of the hoist 300 is unfixed, the imitation projectile 100 follows the rail 510 of the tower 500 by its own weight. Free fall. At this time, a braking means 151 is provided on the stage 150 of the mimic projectile 100, and the mimic projectile 100 is decelerated through the control of the braking means 151 moved along the rail 510 to decelerate the mimic projectile 100 ) To simulate the landing acceleration.

이하 모사 발사체(100)의 세부 구성에 대하여 도면을 참조하여 상세히 설명한다. Hereinafter, a detailed configuration of the simulated projectile 100 will be described in detail with reference to the drawings.

도 5에는 본 발명의 일실시 예에 따른 모사 발사체(100)의 정면 투시개략도가 도시되어 있다. 5 is a front perspective schematic diagram of a simulated projectile 100 according to an embodiment of the present invention.

도시된 바와 같이 모사 발사체(100)는 추진제가 내부에 충전된 추진제 탱크(110)와, 추진제 탱크(110)에 가압 가스를 공급하기 위한 가압가스 탱크(130)와, 추진제 탱크(110)에 공급되는 가압 가스로 인해 추진제 탱크(110)에서 배출되는 추진제를 저장하는 추진제 저장탱크(120)를 포함한다. 또한, 모의 발사체(100)는 위 추진제 탱크(110)와, 가압가스 탱크(130)와, 추진제 저장탱크(120)를 거치하고, 모의 발사체(100)를 상승 또는 하강 시키는 스테이지(150)를 포함한다.As shown, the simulated projectile 100 is supplied to the propellant tank 110 filled with the propellant therein, the pressurized gas tank 130 for supplying pressurized gas to the propellant tank 110, and the propellant tank 110 Propellant storage tank 120 for storing the propellant discharged from the propellant tank 110 due to the pressurized gas. In addition, the simulated projectile 100 includes a stage 150 for mounting the upper propellant tank 110, the pressurized gas tank 130, and the propellant storage tank 120, and raising or lowering the simulated projectile 100. do.

부가적으로 모사 발사체(100)는 가압가스 탱크(130)와 추진제 탱크(110)를 연결하는 제1 라인(141)과, 제1 라인(141)을 유동하는 가압가스의 유량 제어를 위한 제1 밸브(V1)와, 추진제 탱크(110)와 추진제 저장탱크(120)를 연결하는 제2 라인(142)과, 제2 라인(142)을 유동하는 추진제의 유량 제어를 위한 제2 밸브(V2)를 포함한다. Additionally, the simulated projectile 100 includes a first line 141 connecting the pressurized gas tank 130 and the propellant tank 110, and a first for controlling the flow rate of the pressurized gas flowing through the first line 141. The valve V1, the second line 142 connecting the propellant tank 110 and the propellant storage tank 120, and the second valve V2 for controlling the flow rate of the propellant flowing through the second line 142 It includes.

또한, 추진제 탱크(110) 상에는, 추진제 탱크(110) 내부와 외부를 연통하는 압력유지라인(143) 및 압력유지라인(143)의 개폐를 제어하는 압력유지밸브(V3)가 구비된다. 압력유지라인(143)은 추진제 탱크(110) 내부로 공급되는 가압 가스를 외부로 배출하기 위한 구성으로, 추진제 탱크(110) 내부의 압력이 정해진 압력 이상으로 상승할 경우 압력유지밸브(V3)가 개방되어 추진제 탱크(110) 내부의 압력을 정해진 압력으로 일정하게 유지시키도록 구성된다. 따라서 압력유지밸브(V3)는, 추진제 탱크(110) 내부가 일정 압력 이상으로 가압되는 경우 오픈되는 압력제어밸브일 수 있다. In addition, on the propellant tank 110, a pressure holding line 143 communicating the inside and the outside of the propellant tank 110 and a pressure holding valve V3 for controlling opening and closing of the pressure holding line 143 are provided. The pressure maintaining line 143 is a configuration for discharging the pressurized gas supplied to the inside of the propellant tank 110 to the outside, and when the pressure inside the propellant tank 110 rises above a predetermined pressure, the pressure maintenance valve V3 Opened and configured to maintain the pressure inside the propellant tank 110 at a constant pressure. Therefore, the pressure holding valve V3 may be a pressure control valve that opens when the propellant tank 110 is pressurized to a predetermined pressure or more.

또한, 모사 시험 시 추진제 탱크(110) 내부 환경을 측정하기 위해 추진제 탱크(110) 내부에는 센싱부(160)가 구비된다. 센싱부(160)는 추진제 탱크(110) 내부 추진제의 압력 측정을 위한 압력센서, 온도 측정을 위한 온도 센서, 추진제의 배출량을 측정하기 위한 수위센서 중 선택되는 어느 하나 이상의 조합으로 이루어질 수 있다. 추가적으로 추진제 탱크(110) 내부에는, 추진제의 배출 패턴을 모니터링 하기 위한 제1 카메라(171)가 구비되며, 제1 카메라(171)는 하단부 추진제의 배출 패턴의 촬영이 용이하도록 추진제 탱크(110) 내부 상의 상측에 구비될 수 있다. 또한, 추진제 탱크(110)의 외부에도 추진제의 배출 패턴을 모니터링 하기 위한 제2 카메라(172)가 구비되며, 제2 카메라(172)는 추진제 탱크(110)의 둘레에 구비될 수 있다. 제2 카메라(172)는 스테이지(150)에 고정될 수 있다. 또한, 추진제 탱크(110)의 재질은 일반적인 탱크 재질과 동일한 재질이 적용될 수도 있고, 제2 카메라(172)가 구비되는 경우 투명한 재질로 이루어질 수도 있다. In addition, a sensing unit 160 is provided inside the propellant tank 110 to measure the environment inside the propellant tank 110 during the simulation test. The sensing unit 160 may be formed of any one or more combinations selected from a pressure sensor for measuring the pressure of the propellant inside the propellant tank 110, a temperature sensor for measuring the temperature, and a water level sensor for measuring the discharge amount of the propellant. Additionally, inside the propellant tank 110, a first camera 171 for monitoring a discharge pattern of the propellant is provided, and the first camera 171 is provided inside the propellant tank 110 to facilitate photographing of the discharge pattern of the lower propellant. It may be provided on the upper side of the top. In addition, a second camera 172 for monitoring the discharge pattern of the propellant is also provided outside the propellant tank 110, and the second camera 172 may be provided around the propellant tank 110. The second camera 172 may be fixed to the stage 150. In addition, the material of the propellant tank 110 may be applied to the same material as the general tank material, or may be made of a transparent material when the second camera 172 is provided.

위와 같은 구성의 모사 발사체(100)의 동작에 대하여 간단히 설명하면, 우선 제1 밸브(V1)의 조절을 통해 가압가스를 추진제 탱크(110)에 가압가스 디퓨저(111)를 통해 공급하게 되며, 추진제 내부 압력이 증가하게 된다. 다음으로 제2 밸브(V2)의 조절을 통해 추진제를 추진제 저장탱크(120)로 배출하게 되며, 이때 추진제 탱크(110) 내부의 압력, 온도, 추진제 배출량, 추진제의 배출 패턴 등을 센싱부(160), 제1 카메라(171) 및 제2 카메라(172)를 통해 모니터링 하게 된다. To briefly describe the operation of the simulated projectile 100 having the above configuration, first, the pressurized gas is supplied through the pressurized gas diffuser 111 to the propellant tank 110 through the adjustment of the first valve V1, and the propellant The internal pressure increases. Next, the propellant is discharged to the propellant storage tank 120 through the adjustment of the second valve V2. At this time, the sensing unit 160 detects pressure, temperature, propellant discharge amount, and propellant discharge pattern inside the propellant tank 110. ), The first camera 171 and the second camera 172 to monitor.

한편, 모사 발사체(100)는 위에서 언급된 추진제 탱크(110), 가압가스 탱크(130) 및 추진제 저장탱크(120)가 스테이지(150) 상에 거치되도록 패키지화될 수 있다. 또한 추진제 탱크(110)의 하단에 추진제 저장탱크(120)가 배치된 구성이면 어떠한 배치 구성도 적용이 가능하다.Meanwhile, the simulated projectile 100 may be packaged such that the propellant tank 110, the pressurized gas tank 130, and the propellant storage tank 120 mentioned above are mounted on the stage 150. In addition, if the propellant storage tank 120 is disposed at the bottom of the propellant tank 110, any arrangement can be applied.

위와 같은 구성을 갖는 본 발명의 일실시 예에 따른 모사 발사체(1000)의 모사 과정에 대하여 도면을 참조하여 설명하면, 도 6에는 본 발명의 일실시 예에 따른 모사 발사체(100)의 준비 과정을 나타낸 정면개락도가 도시되어 있고, 도 7에는 본 발명의 일실시 예에 따른 모사 발사체(100)의 착륙 모사 과정을 나타낸 정면개략도가 도시되어 있다. Referring to the drawing for the simulation process of the simulated projectile 1000 according to an embodiment of the present invention having the above configuration, FIG. 6 shows the preparation process of the simulated projectile 100 according to an embodiment of the present invention. The front opening diagram is shown, and FIG. 7 is a front schematic diagram showing a landing simulation process of the simulated projectile 100 according to an embodiment of the present invention.

도 6에 도시된 바와 같이 모사 발사체(100)의 내부에는 추진제(Propellant)가 일정량 저장된 상태에서 일정 높이까지 상승하게 된다. As shown in FIG. 6, the inside of the simulated projectile 100 is raised to a certain height in a state in which a certain amount of a propellant is stored.

다음으로 도 7에 도시된 바와 같이 모사 발사체(100)가 자중에 의해 타워(500)의 레일(510)을 따라 자유 낙하하게 되고, 이때 제1 밸브(V1)의 조절을 통해 가압가스를 추진제 탱크(110)에 가압가스 디퓨저(111)를 통해 공급하게 되며, 추진제 내부 압력이 증가하게 된다. 다음으로 제2 밸브(V2)의 조절을 통해 추진제를 추진제 저장탱크(120)로 배출하게 되며, 이때 추진제 탱크(110) 내부의 압력, 온도, 추진제 배출량, 추진제의 배출 패턴 등을 센싱부(160), 제1 카메라(171) 및 제2 카메라(172)를 통해 모니터링 하게 된다. Next, as shown in FIG. 7, the simulated projectile 100 freely falls along the rail 510 of the tower 500 by its own weight, and at this time, the propellant tank is supplied with pressurized gas through adjustment of the first valve V1. It is supplied to the 110 through the pressurized gas diffuser 111, and the internal pressure of the propellant is increased. Next, the propellant is discharged to the propellant storage tank 120 through the adjustment of the second valve V2. At this time, the sensing unit 160 detects pressure, temperature, propellant discharge amount, and propellant discharge pattern inside the propellant tank 110. ), The first camera 171 and the second camera 172 to monitor.

도 8에는, 본 발명의 일실시 예에 따른 액체 추진 로켓의 착륙 가속도 모사 시험 장치의 저면개략도가 도시되어 있다. 도면을 참조하면, 모사 발사체(100)의 스테이지(150) 상에는 제동수단(151)이 구비되고, 타워(500)의 레일(510)을 따라 이동되는 제동수단(151)의 제어를 통해 모사 발사체(100)를 감속 시켜 모사 발사체(100)의 착륙 가속도를 모사하도록 구성된다. 8, a bottom schematic view of a device for simulating a landing acceleration of a liquid-propelled rocket according to an embodiment of the present invention is shown. Referring to the drawing, a braking means 151 is provided on the stage 150 of the mimic projectile 100, and the mimic projectile is controlled through control of the braking means 151 moved along the rail 510 of the tower 500 ( It is configured to simulate the landing acceleration of the simulated projectile 100 by slowing down 100).

레일(510)을 금속재질로 구성하고, 제동수단(151)을 자성체로 구성하여 자성체의 자성 조절을 통해 레일(510)을 따라 이동하는 모사 발사체(100)를 제동하도록 구성될 수 있다. 제동수단(151)은 자성의 크기가 서로 다른 영구자석을 교체하여 제동력을 조절하거나, 전자석을 이용하여 전류의 세기 조절을 통해 제동력을 조절하도록 구성할 수 있다. The rail 510 may be made of a metal material, and the braking means 151 may be made of a magnetic material to be configured to brake the simulated projectile 100 moving along the rail 510 through magnetic adjustment of the magnetic material. The braking means 151 may be configured to control the braking force by replacing permanent magnets having different magnetic sizes, or to adjust the braking force by adjusting the current intensity using an electromagnet.

다른 실시 예로 제동수단(151)은 레일(510)에 마찰을 가하여 모사 발사체(100)를 제동하는 일반적인 브레이크 시스템이 적용될 수도 있다. 따라서 제동수단(151)을 통해 레일(510)에 가해지는 마찰력을 조절하여 모사 발사체(100)의 제동력을 조절하도록 구성할 수 있다. As another embodiment, the braking means 151 may be applied with a general brake system that applies friction to the rail 510 to brake the simulated projectile 100. Accordingly, the friction force applied to the rail 510 may be adjusted through the braking means 151 to adjust the braking force of the simulated projectile 100.

본 발명의 상기한 실시 예에 한정하여 기술적 사상을 해석해서는 안 된다. 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.It should not be interpreted that the technical spirit is limited to the above-described embodiments of the present invention. Of course, the scope of application is various, and various modifications can be implemented at the level of those skilled in the art without departing from the gist of the present invention as claimed in the claims. Accordingly, such improvements and modifications fall within the protection scope of the present invention as long as it is apparent to those skilled in the art.

1000 : 액체 추진 로켓 착륙 모사 시험 장치
100 : 모사 발사체
110 : 추진제 탱크 111 : 디퓨저
120 : 추진제 저장탱크 130 : 가압가스 탱크
141 : 제1 라인 142 : 제2 라인
143 : 압력유지라인
150 : 스테이지 151 : 제동수단
300 : 호이스트 310 : 로프
500 : 타워 510 : 레일
V1 : 제1 밸브 V2 : 제2 밸브
V3 : 압력유지밸브1000: liquid propulsion rocket landing simulation test device
100: simulated projectile
110: propellant tank 111: diffuser
120: propellant storage tank 130: pressurized gas tank
141: first line 142: second line
143: Pressure maintenance line
150: stage 151: braking means
300: hoist 310: rope
500: Tower 510: Rail
V1: First valve V2: Second valve
V3: Pressure holding valve

Claims (13)

추진제가 충전된 추진제 탱크, 상기 추진제 탱크에 가압가스를 공급하는 가압가스 탱크 및 상기 추진제 탱크에서 배출되는 추진제가 저장되는 추진제 저장 탱크를 포함하는 모사 발사체;
상기 모사 발사체를 일정 높이까지 상승시키고, 상기 모사 발사체를 자유 낙하 시키기 위한 리프팅 수단;
상기 모사 발사체의 상승 또는 하강을 안내하도록 상하 길이 방향을 따라 레일이 형성된 타워; 및
상기 레일을 따라 이동하며, 상기 레일에 제동력을 가하여 상기 모사 발사체를 감속시키기 위한 제동수단;
을 포함하는, 액체 추진 로켓의 착륙 가속도 모사 시험 장치.
A simulated projectile including a propellant tank filled with a propellant, a pressurized gas tank supplying pressurized gas to the propellant tank, and a propellant storage tank in which the propellant discharged from the propellant tank is stored;
Lifting means for raising the simulated projectile to a predetermined height and freely falling the simulated projectile;
A tower having rails formed in a vertical direction in order to guide the rising or falling of the simulated projectile; And
A braking means moving along the rail and applying a braking force to the rail to decelerate the simulated projectile;
Including, the liquid propulsion rocket landing acceleration simulation test apparatus.
제 1항에 있어서,
상기 레일은 금속 재질로 이루어지고,
상기 제동수단은,
상기 레일에 인력을 가하여 모사 발사체를 감속시키는 자석인 것을 특징으로 하는, 액체 추진 로켓의 착륙 가속도 모사 시험 장치.
According to claim 1,
The rail is made of a metal material,
The braking means,
Characterized in that the magnet to reduce the simulated projectile by applying an attractive force to the rail, the simulated test apparatus for landing acceleration of a liquid-propelled rocket.
제 2항에 있어서,
상기 제동수단은,
서로 다른 자기력을 갖는 영구자석의 교체를 통해 제동력을 가변하는 것을 특징으로 하는, 액체 추진 로켓의 착륙 가속도 모사 시험 장치.
According to claim 2,
The braking means,
A device for simulating a landing acceleration of a liquid-propelled rocket, characterized in that the braking force is varied by replacing permanent magnets having different magnetic forces.
제 2항에 있어서,
상기 제동수단은,
전자석에 공급되는 전류를 가변하여 제동력을 가변하는 것을 특징으로 하는, 액체 추진 로켓의 착륙 가속도 모사 시험 장치.
According to claim 2,
The braking means,
A device for simulating a landing acceleration of a liquid-propelled rocket, characterized in that the braking force is varied by varying the current supplied to the electromagnet.
제 1항에 있어서,
상기 제동수단은,
상기 레일에 마찰을 가하여 모사 발사체를 감속시키는 브레이크 패드를 포함하는 것을 특징으로 하는, 액체 추진 로켓의 착륙 가속도 모사 시험 장치.
According to claim 1,
The braking means,
And a brake pad that applies friction to the rail to decelerate the simulated projectile, and simulates a landing acceleration of the liquid-propelled rocket.
제 1항에 있어서,
상기 모사 발사체는
상기 가압가스 탱크와 상기 추진제 탱크를 연결하는 제1 라인;
상기 제1 라인 상에 구비되며, 가압가스의 공급량 제어를 위한 제1 밸브;
상기 추진제 탱크와 저장 탱크를 연결하는 제2 라인; 및
상기 제2 라인 상에 구비되며, 추진제의 배출량 제어를 위한 제2 밸브를 포함하는, 액체 추진 로켓의 가속도 모사 시험 장치.
According to claim 1,
The simulated projectile
A first line connecting the pressurized gas tank and the propellant tank;
A first valve provided on the first line and controlling a supply amount of pressurized gas;
A second line connecting the propellant tank and the storage tank; And
It is provided on the second line, and includes a second valve for controlling the discharge amount of the propellant, acceleration simulation test device of the liquid-propelled rocket.
제 1항에 있어서,
상기 시험 장치는,
상기 추진제 탱크 내부의 압력 또는 온도 또는 추진제의 수위 측정을 위한 센싱부가 구비되는, 액체 추진 로켓의 가속도 모사 시험 장치.
According to claim 1,
The test device,
A sensing unit for measuring the pressure or temperature inside the propellant tank or the level of the propellant is provided, an apparatus for simulating acceleration of a liquid-propelled rocket.
제 1항에 있어서,
상기 시험 장치는,
상기 추진제 탱크 내부에 구비되며, 추진제의 배출 패턴 모니터링을 위한 제1 카메라가 구비되는, 액체 추진 로켓의 가속도 모사 시험 장치.
According to claim 1,
The test device,
It is provided inside the propellant tank, the first camera for monitoring the discharge pattern of the propellant is provided, the apparatus for simulating the acceleration of the liquid-propelled rocket.
제 1항에 있어서,
상기 추진제 탱크는 투명 재질로 이루어지고,
상기 시험 장치는,
상기 추진제 탱크 외부에 구비되며, 추진제의 배출 패턴 모니터링을 위한 제2 카메라가 구비되는, 액체 추진 로켓의 가속도 모사 시험 장치.
According to claim 1,
The propellant tank is made of a transparent material,
The test device,
It is provided on the outside of the propellant tank, the second camera for monitoring the discharge pattern of the propellant is provided, a device for simulating the acceleration of the liquid-propelled rocket.
제 1항에 있어서,
상기 모사 발사체는,
상기 추진제 탱크, 상기 가압가스 탱크 및 상기 저장 탱크가 수용되는 케이스를 포함하여 패키지 형태로 이루어진, 액체 추진 로켓의 가속도 모사 시험 장치.
According to claim 1,
The simulated projectile,
The propellant tank, the pressurized gas tank and the storage tank is configured in a package form including a case, the acceleration simulation test device of the liquid-propelled rocket.
제 1항에 있어서,
상기 시험 장치는,
상기 추진제 탱크, 가압가스 탱크 및 추진제 저장 탱크가 거치되는, 스테이지를 포함하며,
상기 제동수단은 상기 스테이지 상에 구비되는, 액체 추진 로켓의 가속도 모사 시험 장치.
According to claim 1,
The test device,
The propellant tank, the pressurized gas tank and the propellant storage tank is mounted, including a stage,
The braking means is provided on the stage, a device for simulating the acceleration of a liquid-propelled rocket.
제 11항에 있어서,
상기 리프팅 수단은,
상기 모사 발사체를 상승 또는 하강시키기 위해 상기 스테이지에 연결되는 로프를 포함하는 호이스트 인 것을 특징으로 하는, 액체 추진 로켓의 가속도 모사 시험 장치.
The method of claim 11,
The lifting means,
An apparatus for simulating acceleration of a liquid-propelled rocket, characterized in that it is a hoist comprising a rope connected to the stage to raise or lower the simulated projectile.
제 1항에 있어서,
상기 추진제 탱크는,
상기 추진제 탱크 내부로 공급된 가압 가스를 외부로 배출하기 위해 추진제 탱크 내부와 외부를 연통하는 압력유지라인; 및
상기 압력유지라인 상에 구비되어 압력유지라인을 개폐하는 압력유지밸브; 를 포함하고,
상기 압력유지밸브는, 상기 추진제 탱크 내부가 일정 압력 이상으로 가압되는 경우 오픈되는 압력제어밸브인 것을 특징으로 하는, 액체 추진 로켓의 가속도 모사 시험 장치.According to claim 1,
The propellant tank,
A pressure maintaining line communicating the inside and the outside of the propellant tank to discharge the pressurized gas supplied into the propellant tank to the outside; And
A pressure maintenance valve provided on the pressure maintenance line to open and close the pressure maintenance line; Including,
The pressure holding valve is a pressure control valve that is opened when the inside of the propellant tank is pressurized to a predetermined pressure or higher, an apparatus for simulating acceleration of a liquid-propelled rocket.
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