KR20210017389A - Electric pump cycle liquid rocket engine having cooling structure of electric part - Google Patents

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Abstract

The present invention relates to an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of an electronic unit, which comprises: a fuel supply unit which accommodates fuel; a projectile supply unit which accommodates a projectile; a combustion unit which burns the fuel by using the fuel supplied from the fuel supply unit and the projectile supplied from the projectile supply unit; a pump unit which pumps up the fuel to the combustion unit; the electronic unit which provides driving force to the pump unit for the pump unit to be electrically operated; a fuel pressurizing unit which accommodates pressurizing gas, and supplies the pressurizing gas to the fuel supply unit for the fuel to be supplied to the combustion unit; and a projectile pressurizing unit which accommodates the pressurizing gas, supplies the pressurizing gas to the projectile supply unit for the projectile to be supplied to the combustion unit, and makes the pressurizing gas to pass through the electronic unit for the heat generated in the electronic unit to be absorbed by the pressurizing gas. According to the present invention, the electronic unit can be effectively cooled by the projectile pressurizing gas.

Description

전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진 및 이를 이용한 전동부의 냉각 방법{ELECTRIC PUMP CYCLE LIQUID ROCKET ENGINE HAVING COOLING STRUCTURE OF ELECTRIC PART}Electric pump cycle liquid rocket engine with cooling structure of electric part and cooling method of electric part using the same {ELECTRIC PUMP CYCLE LIQUID ROCKET ENGINE HAVING COOLING STRUCTURE OF ELECTRIC PART}

본 발명은 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진 및 이를 이용한 전동부의 냉각 방법에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 추진제 가압용 기체를 이용하여 전동부를 효과적으로 냉각 시킬 수 있는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진 및 이를 이용한 전동부의 냉각 방법에 관한 것이다.The present invention relates to an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of the electric unit and a cooling method of the electric unit using the same, and more particularly, to an electric unit capable of effectively cooling the electric unit using a gas for pressurizing a propellant. It relates to an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure, and a cooling method of an electric unit using the same.

액체로켓엔진은 추진제와 연료를 연소실로 공급한 다음 연소시켜 추력을 발생하는 장치이다. 액체로켓엔진에서 추진제와 연료를 연소실까지 공급하기 위해서는 가압장치로 압력을 증가시켜야 할 필요성이 있다. 상술한 바와 같은 추진제와 연료를 가압하는 형태에 따라 액체로켓엔진에는 여러 형태의 엔진 사이클이 구비될 수 있다.A liquid rocket engine is a device that generates thrust by supplying propellant and fuel to the combustion chamber and then burning it. In order to supply propellant and fuel to the combustion chamber in a liquid rocket engine, it is necessary to increase the pressure with a pressurizing device. Various types of engine cycles may be provided in the liquid rocket engine according to the form of pressurizing the propellant and fuel as described above.

액체로켓엔진의 추진제를 가압하는 수단으로는 펌프가 사용될 수 있다. 펌프는 회전함으로써 유체를 흡입하여 회전날개의 유체역학적인 효과에 의해 압력을 높이는 원심식이나 스크류형 축류식이 사용된다.A pump may be used as a means for pressurizing the propellant of the liquid rocket engine. The pump uses a centrifugal type or screw type axial flow type that sucks fluid by rotating and increases the pressure by the hydrodynamic effect of the rotating blade.

상술한 바와 같은 펌프의 회전운동은 터빈으로 구동력을 발생시킴으로써 이루어지게 되는데, 터빈에 유입되는 고온의 가스를 만들기 위해서는 가스발생기(혹은 예연소기)가 필요하다. 가스발생기는 사실상 연소기의 또 다른 형태이기 때문에, 가스발생기가 펌프에 사용되는 경우, 엔진의 신뢰성에 큰 영향을 주는 요인이 될 수 있으므로, 가스발생기 대신에 전동기를 사용하여 펌프를 구동하는 방법이 제안된 바 있다. 전동기를 사용하여 펌프를 구동하게 되면, 고온부가 차지하는 부분이 감소하여 구조가 단순화될 수 있는 이점이 있다.The rotational motion of the pump as described above is achieved by generating a driving force by the turbine, and a gas generator (or pre-burner) is required to create a high-temperature gas flowing into the turbine. Since the gas generator is actually another type of combustor, when the gas generator is used for a pump, it can be a factor that greatly affects the reliability of the engine, so a method of driving the pump using an electric motor instead of the gas generator is proposed. Has been done. When the pump is driven by using an electric motor, there is an advantage in that a portion occupied by the high temperature portion is reduced, and the structure can be simplified.

상술한 바와 같이 제안된 전동기를 이용하는 액체로켓엔진, 즉, 전기펌프 사이클 액체로켓엔진은 단순히 터빈의 역할을 전동기가 대체하는 형식으로 구성되어 있다. As described above, the liquid rocket engine using the proposed electric motor, that is, the electric pump cycle liquid rocket engine is configured in a form in which an electric motor replaces the role of a turbine simply.

이러한 종래의 전기펌프 사이클 액체로켓엔진은 전동기를 구동하기 위한 인버터, 배터리 등이 추가적인 구성이 요구되며, 이러한 추가적인 구성은 작동 중 상당한 열발생을 동반하는 문제가 있다. 이에, 발생된 열을 냉각하기 위해 추진제의 일부를 냉각유로 등의 장치로 공급하는 방식이 제안된 바 있으나, 상기 제안에 따르면, 냉각용으로 사용된 추진제를 액체로켓엔진 내부에 잔존시키기 위해서는 보관용기를 추가로 탑재하여야 하며, 사용된 추진제를 선외로 방출할 경우에는 비행체의 운동에 영향을 주기 않도록 하기 위한 별도의 조치도 추가적으로 필요하게 되는데, 이러한 점은 엔진의 구성을 복잡하게 하며 그에 따른 질량증가가 동반되는 문제를 야기한다.Such a conventional electric pump cycle liquid rocket engine requires an additional configuration such as an inverter and a battery for driving an electric motor, and this additional configuration has a problem that a considerable amount of heat is generated during operation. Accordingly, in order to cool the generated heat, a method of supplying a part of the propellant to a device such as a cooling channel has been proposed, but according to the above proposal, in order to retain the propellant used for cooling in the liquid rocket engine, a storage container In the case of discharging the used propellant outboard, additional measures are required to prevent it from affecting the movement of the aircraft.This complicates the engine configuration and increases the mass accordingly. Causes the accompanying problem.

본 발명의 목적은 상술한 종래의 문제점을 해결하기 위한 것으로서, 추진제 가압용 기체를 이용하여 전동부를 효과적으로 냉각 시킬 수 있는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진 및 이를 이용한 전동부의 냉각 방법을 제공함에 있다.An object of the present invention is to solve the above-described conventional problems, and an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of an electric unit capable of effectively cooling an electric unit using a gas for pressurizing a propellant, and an electric unit using the same. To provide a cooling method.

상기 목적은, 본 발명에 따라, 연료가 수용되는 연료공급부; 추진제가 수용되는 추진제공급부; 상기 연료공급부로부터 공급되는 연료와 상기 추진제공급부로부터 공급되는 추진제를 이용하여 연료를 연소시키는 연소부; 상기 연료를 상기 연소부로 펌핑하는 펌프부; 상기 펌프부가 전기적으로 작동될 수 있도록 상기 펌프부에 구동력을 제공하는 전동부; 가압기체를 수용하며, 상기 연료가 상기 연소부로 공급될 수 있도록 가압기체를 상기 연료공급부로 공급하는 연료가압부; 및 가압기체를 수용하며, 상기 추진제가 상기 연소부로 공급될 수 있도록 가압기체를 상기 추진제공급부로 공급하되, 상기 전동부에서 발생되는 열이 상기 가압기체에 의해 흡수될 수 있도록 가압기체가 상기 전동부를 경유하도록 마련되는 추진제가압부를 포함하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진에 의해 달성된다.The object is, according to the present invention, a fuel supply unit in which fuel is accommodated; Propellant supply unit in which the propellant is accommodated; A combustion unit that burns the fuel using the fuel supplied from the fuel supply unit and the propellant supplied from the propellant supply unit; A pump unit for pumping the fuel to the combustion unit; An electric unit that provides a driving force to the pump unit so that the pump unit can be electrically operated; A fuel pressurizing unit for receiving pressurized gas and supplying pressurized gas to the fuel supply unit so that the fuel can be supplied to the combustion unit; And a pressurized gas, and supplying a pressurized gas to the propellant supply unit so that the propellant can be supplied to the combustion unit, and the pressurized gas is transmitted so that the heat generated from the electric unit can be absorbed by the pressurized gas. It is achieved by an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of the electric unit including a propellant pressure unit provided to pass through the unit.

또한, 상기 전동부는, 상기 펌프부를 구동하는 모터와, 상기 모터에 전기에너지를 공급하는 배터리와, 상기 배터리의 전력을 변환시켜 상기 모터로 공급하는 인버터를 포함할 수 있다.In addition, the electric unit may include a motor driving the pump unit, a battery supplying electric energy to the motor, and an inverter converting power of the battery and supplying it to the motor.

또한, 상기 연료는, 액체메탄(LCH4)으로 마련될 수 있다.In addition, the fuel may be provided with liquid methane (LCH 4 ).

또한, 상기 추진제는, 액체산소(LOX)로 마련될 수 있다.In addition, the propellant may be provided with liquid oxygen (LOX).

또한, 상기 가압기체는, 헬륨(He)으로 마련될 수 있다.In addition, the pressurized gas may be provided with helium (He).

또한, 상기 연료공급부 내의 가압기체의 압력은, 상기 추진제공급부 내의 가압기체의 압력 보다 더 낮을 수 있다.In addition, the pressure of the pressurized gas in the fuel supply unit may be lower than the pressure of the pressurized gas in the propellant supply unit.

상기 목적은, 본 발명에 따라, 연료가압부에서 가압기체가 연료공급부로 공급되는 제1공급단계; 펌핑부가 연료를 펌핑하여 연소부로 연료가 공급되는 연료공급단계; 추진제가압부에서 가압기체가 전동부로 공급되는 제2공급단계; 추진제가압부에서 공급되는 가압기체가 전동부의 열에너지를 흡수하는 에너지흡수단계; 전동부의 열에너지를 흡수한 가압기체가 추진제공급부로 유입되는 유입단계; 및 추진제가 연소부로 공급되는 추진제공급단계를 포함하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법에 의해 달성된다.The object is, according to the present invention, a first supply step in which the pressurized gas is supplied from the fuel pressurization unit to the fuel supply unit; A fuel supply step in which the pumping unit pumps fuel to supply fuel to the combustion unit; A second supply step in which the pressurized gas is supplied from the propellant pressure unit to the electric unit; An energy absorption step in which the pressurized gas supplied from the propellant pressure unit absorbs the heat energy of the electric unit; An inlet step in which the pressurized gas absorbing the thermal energy of the electric unit is introduced into the propellant supply unit; And it is achieved by a method of cooling the electric unit using a liquid rocket engine with an electric pump cycle having a cooling structure of the electric unit including a propellant supply step of supplying the propellant to the combustion unit.

또한, 상기 연료는, 액체메탄(LCH4)으로 마련될 수 있다.In addition, the fuel may be provided with liquid methane (LCH 4 ).

또한, 상기 추진제는, 액체산소(LOX)로 마련될 수 있다.In addition, the propellant may be provided with liquid oxygen (LOX).

또한, 상기 가압기체는, 헬륨(He)으로 마련될 수 있다.In addition, the pressurized gas may be provided with helium (He).

또한, 상기 연료공급부 내의 가압기체의 압력은, 상기 추진제공급부 내의 가압기체의 압력 보다 더 낮을 수 있다.In addition, the pressure of the pressurized gas in the fuel supply unit may be lower than the pressure of the pressurized gas in the propellant supply unit.

본 발명에 따르면, 추진제 가압용 기체로 전동부를 효과적으로 냉각 시킬 수 있다.According to the present invention, it is possible to effectively cool the electric motor with the gas for pressurizing the propellant.

한편, 본 발명의 효과는 이상에서 언급한 효과들로 제한되지 않으며, 이하에서 설명할 내용으로부터 통상의 기술자에게 자명한 범위 내에서 다양한 효과들이 포함될 수 있다.Meanwhile, the effects of the present invention are not limited to the above-mentioned effects, and various effects may be included within a range that will be apparent to a person skilled in the art from the contents to be described below.

도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 전체적으로 도시한 것이고,
도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진의 구성간 전기적인 연결을 도시한 것이고,
도 3은 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진의 추진제 가압용 기체의 흐름을 도시한 것이고,
도 4는 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진의 엔진 연소과정을 도시한 것이고,
도 5는 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진의 엔진 연소과정의 순서도 이다.
도 6은 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법의 순서도 이다.1 is an overall view of an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of an electric unit according to an embodiment of the present invention,
2 is a diagram showing the electrical connection between the configurations of the electric pump cycle liquid rocket engine having the cooling structure of the electric unit according to an embodiment of the present invention,
3 is a flow diagram illustrating a gas for pressurizing a propellant in an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of an electric unit according to an embodiment of the present invention,
4 is a diagram showing an engine combustion process of an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of an electric unit according to an embodiment of the present invention,
5 is a flow chart of an engine combustion process of an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of an electric unit according to an embodiment of the present invention.
6 is a flowchart of a method of cooling an electric unit using an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of the electric unit according to an embodiment of the present invention.

이하, 본 발명의 일부 실시 예들을 예시적인 도면을 통해 상세하게 설명한다. 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야한다.Hereinafter, some embodiments of the present invention will be described in detail through exemplary drawings. In adding reference numerals to elements of each drawing, it should be noted that the same elements have the same numerals as possible even if they are indicated on different drawings.

그리고 본 발명의 실시 예를 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 실시예에 대한 이해를 방해한다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다.In addition, in describing an embodiment of the present invention, if it is determined that a detailed description of a related known configuration or function interferes with an understanding of the embodiment of the present invention, a detailed description thereof will be omitted.

또한, 본 발명의 실시 예의 구성요소를 설명하는 데 있어서, 제1, 제2, A, B, (a), (b) 등의 용어를 사용할 수 있다. 이러한 용어는 그 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하기 위한 것일 뿐, 그 용어에 의해 해당 구성 요소의 본질이나 차례 또는 순서 등이 한정되지 않는다.In addition, terms such as first, second, A, B, (a), and (b) may be used in describing the components of the embodiment of the present invention. These terms are only used to distinguish the component from other components, and the nature, order, or order of the component is not limited by the term.

지금부터 첨부한 도면을 참조하여, 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 상세히 설명한다.Hereinafter, with reference to the accompanying drawings, an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of an electric unit according to an embodiment of the present invention will be described in detail.

도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 전체적으로 도시한 것이고, 도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진의 구성간 전기적인 연결을 도시한 것이고, 도 3은 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진의 추진제 가압용 기체의 흐름을 도시한 것이고, 도 4는 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진의 엔진 연소과정을 도시한 것이고, 도 5는 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진의 엔진 연소과정의 순서도 이다.1 is an overall view of an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of an electric unit according to an embodiment of the present invention, and FIG. 2 is a cooling structure of an electric unit according to an embodiment of the present invention. The electric pump cycle shows the electrical connection between the components of the liquid rocket engine, and FIG. 3 shows the flow of gas for pressurizing the propellant of the electric pump cycle liquid rocket engine having the cooling structure of the electric unit according to an embodiment of the present invention. 4 is a diagram illustrating an engine combustion process of an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of an electric unit according to an embodiment of the present invention, and FIG. It is a flow chart of the engine combustion process of the electric pump cycle liquid rocket engine with the eastern cooling structure.

도 1 내지 도 4에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진(100)은 연료공급부(110)와, 추진제공급부(120)와, 연소부(130)와, 펌프부(140)와, 전동부(150)와, 연료가압부(160)와, 추진제가압부(170)를 포함한다.1 to 4, the electric pump cycle liquid rocket engine 100 having a cooling structure of an electric unit according to an embodiment of the present invention includes a fuel supply unit 110 and a propellant supply unit 120 And, it includes a combustion unit 130, a pump unit 140, an electric unit 150, a fuel pressurizing unit 160, and a propellant pressurizing unit 170.

연료공급부(110)는 연료가 수용되는 것으로서, 일단이 후술하는 펌프부(140)에 연통되며, 타단은 후술하는 연료가압부(160)에 연통된다. 이때, 연료공급부(110)에 수용되는 연료는 액체메탄(LCH4)으로 마련될 수 있다.The fuel supply unit 110 accommodates fuel, and one end is in communication with the pump unit 140 to be described later, and the other end is in communication with the fuel pressurization unit 160 to be described later. In this case, the fuel accommodated in the fuel supply unit 110 may be provided with liquid methane (LCH 4 ).

후술하는 연료가압부(160)에 수용된 가압연료가 연료공급부(110)로 유입되면, 연료공급부(110)에 수용된 연료가 가압되어 펌프부(140) 측으로 유동되며, 이후, 펌프부(140)가 구동되면, 펌프부(140)의 펌핑에 의해 연료가 후술하는 연소부(130)로 공급된다.When the pressurized fuel accommodated in the fuel pressurization unit 160 to be described later flows into the fuel supply unit 110, the fuel accommodated in the fuel supply unit 110 is pressurized and flows toward the pump unit 140, after which the pump unit 140 is When driven, fuel is supplied to the combustion unit 130 to be described later by pumping the pump unit 140.

추진제공급부(120)는 추진제가 수용되는 것으로서, 일단이 후술하는 연소부(130)에 연통되며, 타단은 후술하는 전동부(150)에 연통된다. 이때, 추진제공급부(120)에 수용되는 추진제는 극저온의 액체산소(LOX)로 마련될 수 있다.The propellant supply unit 120 is one in which the propellant is accommodated, and one end is in communication with the combustion unit 130 to be described later, and the other end is in communication with the electric unit 150 to be described later. At this time, the propellant accommodated in the propellant supply unit 120 may be provided with cryogenic liquid oxygen (LOX).

후술하는 추진제가압부(170)에 수용된 가압연료가 전동부(150)를 경우하여 추진제공급부(120)로 유입되면, 추진제가압부(170)에 수용된 추진제가 가압되어 연소부(130)로 공급된다.When the pressurized fuel contained in the propellant pressure unit 170 to be described later flows into the propellant supply unit 120 in the case of the electric unit 150, the propellant contained in the propellant pressure unit 170 is pressurized and supplied to the combustion unit 130 do.

연소부(130)는 연료공급부(110)로부터 공급되는 연료와 추진제공급부(120)로부터 공급되는 추진제를 이용하여 연료를 연소시키는 것으로서, 추진제공급부(120)와 펌프부(140)에 각각 연통된다. 연소부(130)로 공급되는 연료와 추진제는 혼합됨으로써 연소되며, 이에 따라 로켓엔진은 추진력을 획득할 수 있다.The combustion unit 130 combusts the fuel by using the fuel supplied from the fuel supply unit 110 and the propellant supplied from the propellant supply unit 120, and communicates with the propellant supply unit 120 and the pump unit 140, respectively. do. The fuel supplied to the combustion unit 130 and the propellant are combusted by mixing, and accordingly, the rocket engine can acquire propulsion.

펌프부(140)는 연료를 연소부(130)로 펌핑하는 것으로서, 일단이 상술한 연료공급부(110)에 연통되며, 타단이 상술한 연소부(130)에 연통된다. 이러한 펌프부(140)는 후술하는 전동부(150)로부터 전력을 공급받아 작동된다.The pump unit 140 pumps fuel to the combustion unit 130, and one end is in communication with the above-described fuel supply unit 110, and the other end is in communication with the above-described combustion unit 130. The pump unit 140 is operated by receiving power from the electric unit 150 to be described later.

전동부(150)는 펌프부(140)가 전기적으로 작동될 수 있도록 펌프부(140)에 구동력을 제공하는 것으로서, 상술한 펌프부(140)에 전기적으로 연결된다.The electric unit 150 provides driving force to the pump unit 140 so that the pump unit 140 can be electrically operated, and is electrically connected to the above-described pump unit 140.

전동부(150)는 보다 상세하게, 펌프부(140)를 구동하는 모터(151)와, 모터(151)에 전기에너지를 공급하는 배터리(152)와, 배터리(152)의 전력을 변환시켜 모터(151)로 공급하는 인버터(153)를 포함할 수 있다.In more detail, the electric unit 150 converts the motor 151 that drives the pump unit 140, the battery 152 that supplies electric energy to the motor 151, and the power of the battery 152 It may include an inverter 153 supplied to the 151.

한편, 후술하는 추진제가압부(170)에 수용된 가압기체는 전동부(150)를 경유하여 상술한 추진제공급부(120)로 공급된다. 이러한 가압기체의 경유에 따르면, 모터(151), 배터리(152), 인버터(153)는 작동됨에 따라 열이 효과적으로 감소될 수 있다.On the other hand, the pressurized gas accommodated in the propellant pressurizing unit 170 to be described later is supplied to the propellant supply unit 120 described above via the electric power unit 150. According to the passage of such a pressurized gas, heat can be effectively reduced as the motor 151, the battery 152, and the inverter 153 are operated.

연료가압부(160)는 가압기체를 수용하며, 연료가 상술한 연소부(130)로 공급될 수 있도록 가압기체를 연료공급부(110)로 공급하는 것으로서, 연소부(130)에 연통된다. 이때, 연료가압부(160)에 수용되는 가압기체는 헬륨(He)으로 마련될 수 있다.The fuel pressurizing unit 160 accommodates the pressurized gas and supplies pressurized gas to the fuel supply unit 110 so that the fuel can be supplied to the combustion unit 130, and is communicated with the combustion unit 130. In this case, the pressurized gas accommodated in the fuel pressurizing unit 160 may be provided with helium (He).

한편, 연소부(130)에 도달하는 연료와 추진제는 동일한 압력으로 구비되어야하는 바, 연료가압부(160)에서 연료공급부(110)로 공급되는 가압기체의 압력은 추진제가압부(170)에서 추진제가압부(170)로 공급되는 가압기체의 압력보다 더 높은 압력으로 마련되는 것이 바람직하다. 왜냐하면, 추진제가압부(170)에서 추진제가압부(170)로 공급되는 가압기체는 상술한 전동부(150)를 경유하면서 열에너지를 전달받는 과정에 압력이 상승하기 때문이다.Meanwhile, the fuel reaching the combustion unit 130 and the propellant must be provided at the same pressure, and the pressure of the pressurized gas supplied from the fuel pressurizing unit 160 to the fuel supply unit 110 is propelled by the propellant pressurizing unit 170 It is preferable that it is provided at a pressure higher than the pressure of the pressurized gas supplied to the pressure reduction unit 170. This is because the pressure of the pressurized gas supplied from the propellant pressurizing unit 170 to the propellant pressurizing unit 170 increases in pressure during the process of receiving heat energy while passing through the aforementioned electric unit 150.

추진제가압부(170)는 가압기체를 수용하며, 추진제가 상술한 연소부(130)로 공급될 수 있도록 가압기체를 추진제공급부(120)로 공급하는 것으로서, 추진제공급부(120)에 연통되되, 전동부(150)에서 발생되는 열이 가압기체에 의해 흡수될 수 있도록 가압기체가 전동부(150)를 경유하도록 마련된다. 이때, 연료가압부(160)에 수용되는 가압기체는 연료가압부(160)와 마찬가지로 헬륨(He)으로 마련될 수 있다.The propellant pressure unit 170 accommodates the pressurized gas, and supplies the pressurized gas to the propellant supply unit 120 so that the propellant can be supplied to the above-described combustion unit 130, and is communicated to the propellant supply unit 120. , The pressurized gas is provided to pass through the electric unit 150 so that the heat generated from the electric unit 150 can be absorbed by the pressurized gas. At this time, the pressurized gas accommodated in the fuel pressurizing unit 160 may be provided with helium (He), similar to the fuel pressurizing unit 160.

상술한 바와 같은 추진제가압부(170)에 따르면, 추진제가 추진제공급부(120)에 도달하기 전에 전동부(150)를 경유하게 되며, 이에 따라 전동부(150)에서 발생되는 열에너지가 효과적으로 흡수될 수 있다.According to the propellant pressure unit 170 as described above, the propellant is passed through the electric unit 150 before reaching the propellant supply unit 120, and thus the heat energy generated from the electric unit 150 can be effectively absorbed. I can.

한편, 연소부(130)에 도달하는 연료와 추진제는 동일한 압력으로 구비되어야하는 바, 추진제가압부(170)에서 추진제가압부(170)로 공급되는 가압기체의 압력은 연료가압부(160)에서 연료공급부(110)로 공급되는 가압기체의 압력 보다 더 낮은 압력으로 마련되는 것이 바람직하다. 왜냐하면, 추진제가압부(170)에서 추진제가압부(170)로 공급되는 가압기체는 상술한 전동부(150)를 경유하면서 열에너지를 전달받는 과정에서 압력이 상승하기 때문이다.On the other hand, the fuel reaching the combustion unit 130 and the propellant must be provided at the same pressure, and the pressure of the pressurized gas supplied from the propellant pressure unit 170 to the propellant pressure unit 170 is in the fuel pressurization unit 160 It is preferable that it is provided at a pressure lower than the pressure of the pressurized gas supplied to the fuel supply unit 110. This is because the pressure of the pressurized gas supplied from the propellant pressurizing unit 170 to the propellant pressurizing unit 170 increases in pressure in the process of receiving heat energy while passing through the aforementioned electric unit 150.

이상, 상술한 바와 같은 연료공급부(110)와, 추진제공급부(120)와, 연소부(130)와, 펌프부(140)와, 전동부(150)와, 연료가압부(160)와, 추진제가압부(170)를 포함하는 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진(100)에 따르면, 추진제 가압용 기체로 전동부(150)를 효과적으로 냉각 시킬 수 있다.As described above, the fuel supply unit 110, the propellant supply unit 120, the combustion unit 130, the pump unit 140, the electric unit 150, the fuel pressurization unit 160, as described above, According to the electric pump cycle liquid rocket engine 100 having a cooling structure of the electric unit according to an embodiment of the present invention including the propellant pressure unit 170, the electric unit 150 is effectively cooled with a gas for pressurizing a propellant. I can make it.

지금부터는 첨부한 도면을 참조하여 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법에 대해서 상세히 설명한다.Hereinafter, with reference to the accompanying drawings will be described in detail a cooling method of the electric unit using the electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of the electric unit according to an embodiment of the present invention.

도 6은 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법의 순서도 이다.6 is a flowchart of a method of cooling an electric unit using an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of the electric unit according to an embodiment of the present invention.

도 6에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법(S100)은 제1공급단계(S110)와, 연료공급단계(S120)와, 제2공급단계(S130)와, 에너지흡수단계(S140)와, 유입단계(S150)와, 추진제공급단계(S160)를 포함한다.As shown in Fig. 6, the cooling method (S100) of the electric unit using the electric pump cycle liquid rocket engine having the cooling structure of the electric unit according to an embodiment of the present invention includes a first supply step (S110), A fuel supply step (S120), a second supply step (S130), an energy absorption step (S140), an introduction step (S150), and a propellant supply step (S160).

제1공급단계(S110)는 연료가압부(160)에서 가압기체가 연료공급부(110)로 공급되는 단계로, 연료가압부(160)와 연소부(130) 사이에 설치된 밸브를 개방함으로서 실시될 수 있다.The first supply step (S110) is a step in which pressurized gas is supplied from the fuel pressurization unit 160 to the fuel supply unit 110, and is performed by opening a valve installed between the fuel pressurization unit 160 and the combustion unit 130. I can.

연료공급단계(S120)는 펌핑부가 연료를 펌핑하여 연소부(130)로 연료가 공급되는 단계로, 상술한 제1공급단계(S110)에 따라 가압기체가 연료공급부(110)로 공급되면, 가압기체에 의해 연료가 압력을 받아 연소부(130) 측으로 전달되는 과정을 통해 실시된다.The fuel supply step (S120) is a step in which the pumping unit pumps fuel to supply fuel to the combustion unit 130. When the pressurized gas is supplied to the fuel supply unit 110 according to the above-described first supply step (S110), pressurization It is carried out through a process in which the fuel is pressured by the gas and transferred to the combustion unit 130.

제2공급단계(S130)는 추진제가압부(170)에서 가압기체가 전동부(150)로 공급되는 단계로, 추진제가압부(170)와 추진제공급부(120) 사이에 설치된 밸브를 개방함으로서 실시될 수 있다.The second supply step (S130) is a step in which the pressurized gas is supplied from the propellant pressure unit 170 to the electric unit 150, and is carried out by opening a valve installed between the propellant pressure unit 170 and the propellant supply unit 120 Can be.

에너지흡수단계(S140)는 추진제가압부(170)에서 공급되는 가압기체가 전동부(150)의 열에너지를 흡수하는 단계로, 추진제가압부(170)에서 가압기체가 전동부(150)를 경유함에 따라 실시된다.The energy absorption step (S140) is a step in which the pressurized gas supplied from the propellant pressure unit 170 absorbs the heat energy of the electric unit 150, and the pressurized gas in the propellant pressurization unit 170 passes through the electric unit 150. Is carried out accordingly.

유입단계(S150)는 전동부(150)의 열에너지를 흡수한 가압기체가 추진제공급부(120)로 유입되는 단계로, 유입단계(S150)에 따라면, 상술한 에너지흡수단계(S140) 이후 열에너지를 흡수한 추진제가 추진제공급부(120)로 유동되어 추진제에 압력을 가하게 된다.The inflow step (S150) is a step in which the pressurized gas absorbing the thermal energy of the electric unit 150 is introduced into the propellant supply unit 120. According to the inflow step (S150), the thermal energy after the above-described energy absorption step (S140) The propellant absorbed is flowed to the propellant supply unit 120 to apply pressure to the propellant.

추진제공급단계(S160)는 추진제가 연소부(130)로 공급되는 단계로, 상술한 유입단계(S150) 이후, 열에너지를 흡수한 가압기체가 추진제공급부(120)에 수용된 추진제를 가압함으로써 실시될 수 있다.The propellant supply step (S160) is a step in which the propellant is supplied to the combustion unit 130, and after the inflow step (S150) described above, the pressurized gas absorbing the heat energy is carried out by pressing the propellant contained in the propellant supply unit 120. I can.

이상, 상술한 바와 같은 제1공급단계(S110)와, 연료공급단계(S120)와, 제2공급단계(S130)와, 에너지흡수단계(S140)와, 유입단계(S150)와, 추진제공급단계(S160)를 포함하는 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법(S100)에 따르면, 로켓의 작동시 발생되는 전동부(150)의 열을 효과적으로 감소시킬 수 있다.As described above, the first supply step (S110), the fuel supply step (S120), the second supply step (S130), the energy absorption step (S140), the introduction step (S150), and the propellant supply step as described above. According to the cooling method (S100) of the electric unit using the electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of the electric unit according to an embodiment of the present invention including (S160), the electric unit generated when the rocket is operated ( 150) heat can be effectively reduced.

이상에서, 본 발명의 실시 예를 구성하는 모든 구성 요소들이 하나로 결합하거나 결합하여 동작하는 것으로 설명되었다고 해서, 본 발명이 반드시 이러한 실시 예에 한정되는 것은 아니다. 즉, 본 발명의 목적 범위 안에서라면, 그 모든 구성요소들이 하나 이상으로 선택적으로 결합하여 동작할 수도 있다.In the above, even if all the constituent elements constituting an embodiment of the present invention have been described as being combined into one or operating in combination, the present invention is not necessarily limited to these embodiments. That is, within the scope of the object of the present invention, all the constituent elements may be selectively combined and operated in one or more.

또한, 이상에서 기재된 "포함하다", "구성하다" 또는 "가지다" 등의 용어는, 특별히 반대되는 기재가 없는 한, 해당 구성 요소가 내재할 수 있음을 의미하는 것이므로, 다른 구성 요소를 제외하는 것이 아니라 다른 구성 요소를 더 포함할 수 있는 것으로 해석되어야 한다. 기술적이거나 과학적인 용어를 포함한 모든 용어들은, 다르게 정의되지 않는 한, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미가 있다. 사전에 정의된 용어와 같이 일반적으로 사용되는 용어들은 관련 기술의 문맥상의 의미와 일치하는 것으로 해석 되어야 하며, 본 발명에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.In addition, terms such as "include", "consist of" or "have" described above mean that the corresponding component may be present unless otherwise stated, excluding other components Rather, it should be interpreted as being able to further include other components. All terms, including technical or scientific terms, have the same meaning as commonly understood by a person of ordinary skill in the art, unless otherwise defined. Terms generally used, such as terms defined in the dictionary, should be interpreted as being consistent with the meaning of the context of the related technology, and are not interpreted as ideal or excessively formal meanings unless explicitly defined in the present invention.

그리고 이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정 및 변형이 가능할 것이다.And the above description is merely illustrative of the technical idea of the present invention, and those of ordinary skill in the technical field to which the present invention pertains will be able to make various modifications and variations without departing from the essential characteristics of the present invention.

따라서, 본 발명에 개시된 실시예들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.Accordingly, the embodiments disclosed in the present invention are not intended to limit the technical idea of the present invention, but to explain the technical idea, and the scope of the technical idea of the present invention is not limited by these embodiments. The scope of protection of the present invention should be interpreted by the following claims, and all technical ideas within the scope equivalent thereto should be interpreted as being included in the scope of the present invention.

100 : 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진
110 : 연료공급부
120 : 추진제공급부
130 : 연소부
140 : 펌프부
150 : 전동부
151 : 모터
152 : 배터리
153 : 인버터
160 : 연료가압부
170 : 추진제가압부
S100 : 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법
S110 : 제1공급단계
S120 : 연료공급단계
S130 : 제2공급단계
S140 : 에너지흡수단계
S150 : 유입단계
S160 : 추진제공급단계100: Electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of the electric unit according to an embodiment of the present invention
110: fuel supply unit
120: propellant supply unit
130: combustion part
140: pump part
150: electric part
151: motor
152: battery
153: inverter
160: fuel pressure section
170: propellant pressure section
S100: Cooling method of the electric part using an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of the electric part according to an embodiment of the present invention
S110: First supply stage
S120: Fuel supply stage
S130: 2nd supply stage
S140: energy absorption step
S150: Inflow stage
S160: Propellant supply stage

Claims (11)

연료가 수용되는 연료공급부;
추진제가 수용되는 추진제공급부;
상기 연료공급부로부터 공급되는 연료와 상기 추진제공급부로부터 공급되는 추진제를 이용하여 연료를 연소시키는 연소부;
상기 연료를 상기 연소부로 펌핑하는 펌프부;
상기 펌프부가 전기적으로 작동될 수 있도록 상기 펌프부에 구동력을 제공하는 전동부;
가압기체를 수용하며, 상기 연료가 상기 연소부로 공급될 수 있도록 가압기체를 상기 연료공급부로 공급하는 연료가압부; 및
가압기체를 수용하며, 상기 추진제가 상기 연소부로 공급될 수 있도록 가압기체를 상기 추진제공급부로 공급하되, 상기 전동부에서 발생되는 열이 상기 가압기체에 의해 흡수될 수 있도록 가압기체가 상기 전동부를 경유하도록 마련되는 추진제가압부를 포함하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진.A fuel supply unit receiving fuel;
Propellant supply unit in which the propellant is accommodated;
A combustion unit that burns the fuel using the fuel supplied from the fuel supply unit and the propellant supplied from the propellant supply unit;
A pump unit for pumping the fuel to the combustion unit;
An electric unit that provides a driving force to the pump unit so that the pump unit can be electrically operated;
A fuel pressurizing unit for receiving pressurized gas and supplying pressurized gas to the fuel supply unit so that the fuel can be supplied to the combustion unit; And
The pressurized gas is supplied to the propellant supply unit so that the pressurized gas is accommodated and the propellant is supplied to the combustion unit, and the pressurized gas is supplied to the transmission unit so that heat generated from the electric unit can be absorbed by the pressurized gas. Electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of the electric unit including a propellant pressure unit provided to pass through. 청구항 1에 있어서,
상기 전동부는,
상기 펌프부를 구동하는 모터와, 상기 모터에 전기에너지를 공급하는 배터리와, 상기 배터리의 전력을 변환시켜 상기 모터로 공급하는 인버터를 포함하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진.The method according to claim 1,
The electric unit,
An electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of an electric unit including a motor driving the pump unit, a battery supplying electric energy to the motor, and an inverter converting power of the battery and supplying it to the motor. 청구항 1에 있어서,
상기 연료는,
액체메탄(LCH4)으로 마련되는 것을 특징으로 하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진.The method according to claim 1,
The fuel is,
Electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of the electric unit, characterized in that provided with liquid methane (LCH 4 ). 청구항 3에 있어서,
상기 추진제는,
액체산소(LOX)로 마련되는 것을 특징으로 하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진.The method of claim 3,
The propellant,
Electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of the electric unit, characterized in that provided with liquid oxygen (LOX). 청구항 4에 있어서,
상기 가압기체는,
헬륨(He)으로 마련되는 것을 특징으로 하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진.The method of claim 4,
The pressurized gas,
Electric pump cycle liquid rocket engine provided with a cooling structure of the electric unit, characterized in that provided with helium (He). 청구항 5에 있어서,
상기 연료공급부 내의 가압기체의 압력은,
상기 추진제공급부 내의 가압기체의 압력 보다 더 낮은 것을 특징으로 하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진.The method of claim 5,
The pressure of the pressurized gas in the fuel supply unit,
Electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of the electric unit, characterized in that lower than the pressure of the pressurized gas in the propellant supply unit. 연료가압부에서 가압기체가 연료공급부로 공급되는 제1공급단계;
펌핑부가 연료를 펌핑하여 연소부로 연료가 공급되는 연료공급단계;
추진제가압부에서 가압기체가 전동부로 공급되는 제2공급단계;
추진제가압부에서 공급되는 가압기체가 전동부의 열에너지를 흡수하는 에너지흡수단계;
전동부의 열에너지를 흡수한 가압기체가 추진제공급부로 유입되는 유입단계; 및
추진제가 연소부로 공급되는 추진제공급단계를 포함하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법.A first supply step of supplying pressurized gas from the fuel pressurization unit to the fuel supply unit;
A fuel supply step in which the pumping unit pumps fuel to supply fuel to the combustion unit;
A second supply step in which the pressurized gas is supplied from the propellant pressure unit to the electric unit;
An energy absorption step in which the pressurized gas supplied from the propellant pressure unit absorbs the heat energy of the electric unit;
Inflow step in which the pressurized gas absorbing the heat energy of the electric unit is introduced into the propellant supply unit; And
A method of cooling the electric unit using a liquid rocket engine with an electric pump cycle having a cooling structure of the electric unit including a propellant supply step in which the propellant is supplied to the combustion unit. 청구항 7에 있어서,
상기 연료는,
액체메탄(LCH4)으로 마련되는 것을 특징으로 하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법.The method of claim 7,
The fuel is,
An electric pump cycle having a cooling structure of the electric unit, characterized in that it is provided with liquid methane (LCH 4 ). A method of cooling the electric unit using a liquid rocket engine. 청구항 7에 있어서,
상기 추진제는,
액체산소(LOX)로 마련되는 것을 특징으로 하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법.The method of claim 7,
The propellant,
Electric pump cycle having a cooling structure of the electric unit, characterized in that provided with liquid oxygen (LOX) A cooling method of the electric unit using a liquid rocket engine. 청구항 9에 있어서,
상기 가압기체는,
헬륨(He)으로 마련되는 것을 특징으로 하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법.The method of claim 9,
The pressurized gas,
An electric pump cycle having a cooling structure of the electric unit, characterized in that provided with helium (He), a cooling method of the electric unit using a liquid rocket engine. 청구항 10에 있어서,
상기 연료공급부 내의 가압기체의 압력은,
상기 추진제공급부 내의 가압기체의 압력 보다 더 낮은 것을 특징으로 하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법.The method of claim 10,
The pressure of the pressurized gas in the fuel supply unit,
The cooling method of the electric pump cycle using a liquid rocket engine having a cooling structure of the electric unit, characterized in that lower than the pressure of the pressurized gas in the propellant supply unit.
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