KR20210033885A - 연료전지를 전원으로 하는 전기모터 구동식 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치 - Google Patents

Abstract

본 발명은 연료전지를 전원으로 하는 전기모터 구동식 액체로켓엔진의 추진제 공급장치에 관한 것으로서, 본 발명인 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치는, 상기 액체로켓엔진의 연료 저장 탱크에서 공급되는 연료 및 산화제 저장 탱크에서 공급되는 산화제를 기반으로 전력을 생산하는 연료전지 및 상기 연료전지에서 생산된 전력으로 동작되는 제1모터 및 제2모터를 포함하되, 상기 제1모터는 상기 연료 저장 탱크로부터 제1 하우징으로 공급되는 연료가 상기 액체로켓엔진의 연소실로 공급되도록 제어하고, 상기 제2모터는 상기 산화제 저장 탱크로부터 제2하우징으로 공급되는 산화제가 상기 액체로켓엔진의 연소실로 공급되도록 제어할 수 있다.

Description

연료전지를 전원으로 하는 전기모터 구동식 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치{PROPELLANT SUPPLY DEVICE FOR AN ELECTRIC MOTOR DRIVEN LIQUID ROCKET ENGINE POWERED BY A FUEL CELL}

본 발명에 따른 연료전지를 전원으로 하는 전기모터 구동식 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치는, 액체로켓엔진의 추진제를 통해 전력을 생산하는 연료전지를 전원으로 포함하는 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치에 관한 것이다.

일반적으로, 로켓엔진 시스템의 추진방식은 i) 연료와 산화제의 화학 반응에 따른 에너지를 이용하는 화학적 추진방식과, ii) 추진제의 전자 방출에 따른 에너지를 이용하는 전자적 추진방식으로 분류할 수 있다.

이 때, 상기 화학적 추진방식에 따른 로켓엔진 시스템은, 추진제의 종류에 따라 분류할 수 있으며, 구체적으로, 로켓에 사용되는 연료 및 산화제를 하나의 추진제가 모두 포함하고 있는 단일추진제, 상기 연료와 산화제가 각각 분리된 이원추진제, 상기 이원추진제에 촉매제가 추가로 더해진 삼원추진제로 분류할 수 있다.

한편, 상기 화학적 추진 방식에 따른 로켓엔진 시스템은, 추진제의 저장 탱크, 이것의 공급계통 및 추력기로 구성될 수 있다. 여기서, 추진제는 로켓에 사용되는 연료와 산화제를 통칭하는 것으로서 앞서 설명한 다양한 종류의 추진제가 적용될 수 있다. 이 때 상기 추진제의 저장탱크는, 상기 연료 및 산화제를 각 추진제의 종류에 맞게 저장하기 위한 하나 이상의 물리적 공간을 말한다. 또한, 공급계통은 파이프, 밸브, 가압시스템으로 구성되며, 상기 추진제를 연소실로 공급하는 역할을 수행한다. 아울러, 상기 추력기는 인젝터, 점화장치, 연소실, 노즐을 포함하여 이루어지며, 상기 공급계통을 통해 공급되는 추진제를 이용하여 로켓에 동력을 발생시키는 역할을 수행한다.

한편, 로켓엔진의 출력을 증가시키기 위해서는, 상기 공급계통이 로켓엔진의 연료 및 산화제를 연소실로 공급할 때 고압으로 공급하는 것이 중요한데, 이를 위한 공급방식으로는 가압 방식 및 펌프 방식이 있다.

이 때, 가압 방식은 추진제 저장탱크로부터 연소실로 공급되는 연료 및 산화제의 압력을 일정하게 유지하거나 혹은 일정 수준 이상으로 상승시키기 위해, 추진제 저장탱크 전단에서 고압의 가스를 분사시키는 방식이며, 펌프 방식은 연료 및 산화제의 유동 압력을 증가시키기 위해 펌프를 사용하되, 상기 펌프가 가스터빈에 의해 작동되는 방식이다.

구체적으로, 상기 가압 방식은 비교적 그 구조가 간단하여 설계가 용이하다는 장점이 있지만, 고압을 견디기 위해 저장탱크의 벽면 두께와 무게가 증가할 수 밖에 없어 결과적으로 발사체인 로켓의 중량이 증가하게 되는 단점을 가지고 있다.

한편, 펌프 방식은 앞서 설명한 바와 같이 연료 및 산화제의 유동 압력을 증가시키기 위해 사용하는 펌프가 가스터빈에 의해 작동되는 방식인데, 이 때, 상기 가스터빈을 구동시키기 위한 가스를 공급하는 다양한 방식이 있으며, 구체적으로 가스발생기 방식, 익스팬더 방식 및 다단 연소 방식으로 분류될 수 있다.

위와 같은 펌프 방식의 경우, 만약 가스터빈과 펌프에서 토출되는 추진제가 서로 섞이게 되면, 이는 하나의 매질과 다른 하나의 매질이 섞이는 것이기 때문에 예상치 못한 화학 반응(Unexpected Chemical Reaction)이 발생될 수 있으며, 최악의 경우 폭발이 일어날 수도 있으므로, 가스터빈과 펌프 사이의 기밀을 유지하기 위한 기밀 설계(Sealing Design)가 필수적으로 수행되어야 한다.

다만, 펌프 방식은 저장탱크의 추진제가 펌프로 유입될 때 고압일 필요가 없으므로, 상기 가압 방식과 비교할 때 저장탱크의 벽면 두께와 무게를 획기적으로 감소시킬 수 있다는 장점이 있어, 대부분의 로켓엔진 시스템에서 사용되고 있는 실정이다.

이와 발맞추어, 근래에는 저장탱크의 무게 및 부피를 더욱 감소시키기 위해, 상기 추진제를 구성하는 연료 및/또는 산화제로서 극저온의 액체를 활용하고 있으며, 이와 같이 액체를 추진제로서 활용하는 로켓엔진 시스템을 액체로켓엔진 시스템이라고 한다.

위와 같은 액체로켓엔진 시스템이 근래에 각광받고 있는 것은, 액체는 기체보다 밀도가 훨씬 높기 때문에, 추진제로서 극저온의 액체를 활용한다면 추진제 저장탱크의 무게 및 부피를 더욱 감소시킬 수 있기 때문이다. 이 때 상기 극저온의 액체로서는 예컨대, 액체 수소(온도 20K 이하), 액체 산소(온도 90K 이하), 액체 메탄(120K 이하) 등을 들 수 있다.

한편, 펌프 방식 중에는 가스터빈 대신 전기모터를 이용하여 펌프를 작동시키는 전기모터-펌프 방식도 있다. 상기 전기모터-펌프 방식의 경우 가스터빈을 이용하지 않기 때문에 비교적 설계 및 제어가 단순해지지만, 요구 동력을 발생시키기 위해서는 고출력(수십 내지 수백kW)이 요구되어 전기모터가 약 5-10분 간 연속하여 작동하게 되며, 이 경우 예상되는 열 발생량 또한 매우 높은 수준(수 내지 수십kW)이기 때문에, 전기모터-펌프 방식의 원활한 사용을 위해서는 전기모터의 냉각이 매우 중요한 설계 요소로서 요구된다.

또한, 펌프의 구동부인 전기모터의 경우 연료를 공급하기 위하여 많은 양의 전력이 필요한데, 현재 리튬 이온 배터리를 이용하여 전기모터에 전력을 공급하고 있으나, 이는 효율이 매우 낮고 폐기시에 환경적인 문제가 따른다는 단점이 있다.

따라서, 위와 같은 문제점을 해소하기 위한 방법이 요구되고 있는 실정이다.

미국 등록특허공보 제6457306호(발명의 명칭: Electrical drive system for rocket engine propellant pumps)

본 발명인 연료전지를 전원으로 하는 전기모터 구동식 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치는, 액체로켓엔진의 추진제로 전력을 생산하는 연료전지를 상기 전기모터에 대한 전력원으로 사용하기 위한 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치를 제공하고자 한다.

본 발명의 일 실시예에 따른 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치는, 상기 액체로켓엔진의 연료 저장 탱크에서 공급되는 연료 및 산화제 저장 탱크에서 공급되는 산화제를 기반으로 전력을 생산하는 연료전지 및 상기 연료전지에서 생산된 전력으로 동작되는 제1모터 및 제2모터를 포함하되, 상기 제1모터는 상기 연료 저장 탱크로부터 제1 하우징으로 공급되는 연료가 상기 액체로켓엔진의 연소실로 공급되도록 제어하고, 상기 제2모터는 상기 산화제 저장 탱크로부터 제2하우징으로 공급되는 산화제가 상기 액체로켓엔진의 연소실로 공급되도록 제어할 수 있다.

본 실시예에 있어서, 상기 연료전지에서 생산된 전력은 상기 액체로켓엔진의 동작에 요구되는 전력 시스템에 공급될 수 있다.

본 실시예에 있어서, 상기 연료전지가 전력을 생산할 때 발생하는 생성물은 상기 제1모터 및 상기 제2모터의 냉매로 사용되며, 상기 생성물은 물(water)일 수 있다.

본 실시예에 있어서, 상기 연료 및 산화제는 액체 수소 또는 액체 산소를 포함하여 이루어질 수 있다.

본 실시예에 있어서, 상기 제1모터는 상기 연료 저장 탱크와 연결된 제1 하우징의 내부공간에 배치되는 제1임펠러를 회전시켜, 연료가 연소실로 공급되도록 하고, 상기 제2모터는 상기 산화제 저장 탱크와 연결된 제2 하우징의 내부공간에 배치되는 제2임펠러를 회전시켜, 산화제가 연소실로 공급되도록 할 수 있다.

본 실시예에 있어서, 상기 제1하우징의 내부공간에 배치되되, 상기 제1모터의 샤프트에 결합되어, 제1임펠러와 함께 회전되는 제1인듀서 및 상기 제2하우징의 내부공간에 배치되되, 상기 제2모터의 샤프트에 결합되어, 제2임펠러와 함께 회전되는 제2인듀서를 포함하여 이루어질 수 있다.

본 발명의 일실시예에 따른 액체로켓의 추진 시스템은, 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치, 연료 저장 탱크, 산화제 저장 탱크 및 상기 추진제 공급 장치로부터 추진제를 공급받아 연소시키는 연소장치를 포함하여 이루어질 수 있다.

본 발명인 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치에 따르면, 다음과 같은 효과가 제공될 수 있으나, 이에 제한되지는 않는다.

본 발명인 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치는 액체로켓엔진의 추진제로 전력을 생산하는 연료전지를 상기 전기모터에 대한 전력원으로 사용하기 위한 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치를 제공할 수 있다.

본 발명인 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치는, 환경오염을 야기하지 않도록 물을 생성물로 하는 연료전지를 제공할 수 있다.

본 발명인 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치는, 리튬 이온 전지 보다 높은 에너지 밀도를 가지고 있는 연료전지를 제공할 수 있어 고출력 고효율의 로켓 추진이 가능한 효과가 있다.

본 발명인 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치는, 추진제를 보충하는 것만으로도 전력 공급원이 확보되므로, 배터리 충전의 매커니즘이 생략 가능한 효과가 있다.

도 1은 액체로켓의 추진 시스템을 보여주는 도면이다.
도 2는 가스터빈에 의해 펌프가 구동되는 액체로켓의 추진 시스템과 전기모터에 의해 펌프가 구동되는 액체로켓의 추진 시스템을 보여주는 도면이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치를 보여주는 도면이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치를 포함하는 액체로켓엔진 추진 시스템을 보여주는 도면이다.

이하에서는 첨부한 도면을 참조하여, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 본 발명의 실시예를 상세히 설명한다. 그러나, 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다. 그리고, 도면에서 본 발명을 명확하게 설명하기 위해서 설명과 관계없는 부분은 생략하였으며, 명세서 전체를 통하여 유사한 부분에 대해서는 유사한 도면 부호를 붙였다.

명세서 전체에서, 어떤 부분이 다른 부분과 "연결"되어 있다고 할 때, 이는 "직접적으로 연결"되어 있는 경우뿐만 아니라, 그 중간에 다른 소자를 사이에 두고 "전기적으로 연결"되어 있는 경우도 포함한다. 또한, 어떤 부분이 어떤 구성요소를 "포함"한다고 할 때, 이는 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성요소를 제외하는 것이 아니라 다른 구성요소를 더 포함할 수 있는 것을 의미한다.

이하에서는 본 발명의 일 실시예에 따른 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치(1)에 대하여 상세히 설명하기로 한다.

도 1은 액체로켓의 추진 시스템을 보여주는 도면이며, 도 2는 가스터빈에 의해 펌프가 구동되는 액체로켓의 추진 시스템과 전기모터에 의해 펌프가 구동되는 액체로켓의 추진 시스템을 보여주는 도면이다.

도 1 및 도 2를 참조하면, 액체로켓의 추진 시스템은 크게 추진제 저장 탱크, 공급계통, 연소장치를 포함할 수 있다. 이 때, 상기 추진제 저장 탱크는 도 1에 도시된 바와 같이 산화제를 저장하는 산화제 저장 탱크와 연료를 저장하는 연료 저장 탱크로 각각 구성될 수 있다.

앞서 설명한 바와 같이 추진제는, 로켓에 사용되는 연료와 산화제를 하나의 추진제가 모두 포함하고 있는 단일추진제, 상기 연료와 산화제가 각각 분리된 이원추진제, 상기 이원추진제에 촉매제가 추가로 더해진 삼원추진제로 이루어질 수 있다.

이원추진제나 삼원추진제의 경우, 추진제를 이루는 각 구성들이 연소실에 이르기 전 서로 섞이게 될 경우 예상치 못한 화학 반응 혹은 최악의 경우 폭발이 이루어질 수도 있기 때문에, 각각 분리되어 저장/공급될 필요가 있으므로, 상기 추진제의 종류에 따라 추진제 저장 탱크의 개 수 및/또는 재질 등은 설계에 따라 다양하게 이루어질 수 있으며, 본 발명에서도 추진제 저장 탱크의 개 수 및/또는 재질은 제한되지 않는다.

다만, 이하에서는 설명의 편의를 위해, 추진제로서 이원추진제를 사용함을 가정 하되, 그에 따라 상기 추진제 저장 탱크는 도 1과 같이 연료 저장 탱크와 산화제 저장 탱크로 이루어져 있음을 전제한다.

한편, 공급계통 중 펌프는, 저장 탱크에 저장된 추진제를 연소장치로 공급하는 동력을 제공하기 위한 것이다. 이 때, 상기 펌프는 원심펌프와 축류펌프로 구분될 수 있으며, 본 발명에서는 원심펌프를 사용하는 것을 전제로 하여 설명하기로 하나, 이에 제한되지는 않는다.

여기에서, 상기 원심펌프는 축 방향으로 유입되는 추진제가 인듀서 및/또는 임펠러와 같은 펌프 내 회전체를 통과하면서 원심력에 의한 압력에너지와 속도에너지를 부여받은 뒤, 다시 볼루트 형상을 통과하며 속도에너지도 압력에너지로 변한 다음, 축의 직각 방향으로 배출되는 것으로서, 추진제가 원심력에 의해 매우 높은 압력으로 송출될 수 있는 펌프를 말한다.

또한, 상기 축류펌프는 축 방향으로 유입되는 추진제가 펌프 내 회전체를 통과하면서 속도에너지를 부여 받은 뒤, 다시 속도에너지가 압력에너지로 변한 다음, 축 방향으로 배출되는 것으로서, 추진제가 속도에너지의 상승에 의해 높은 압력으로 송출될 수 있는 펌프를 말한다.

이 때, 공급계통의 펌프에 대한 구동부로서 가스터빈과 전기모터가 사용될 수 있으며, 가스터빈이 사용되는 경우(도 2의 (a) 참조)에는 추진제의 유동형성을 위해 가스발생기(Gas Generator) 혹은 예연소기(Pre-burner)가 포함될 수 있다. 또한, 전기모터가 사용되는 경우(도 2의 (b) 참조)에는 전기모터의 구동 전력 공급을 목적으로 배터리(Battery)가 포함될 수 있으며, 상기 전기모터의 제어를 위한 인버터(Inverter)가 포함될 수 있다.

본 발명의 일 실시예에 따른 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치(1)는 공급계통으로서 전기모터가 사용되는 경우에 해당되는 것이며, 보다 구체적으로는 액체로켓엔진의 추진제를 통해 전력을 생산하는 연료전지를 이용하여 전기모터를 구동시킬 수 있는 추진제 공급 장치(1)에 관한 것이다.

도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치(1)를 보여주는 도면이다.

도 3을 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치(1)(이하 '추진제 공급 장치')는 제1, 2하우징(10, 20), 제1, 2 볼루트(10A, 20A), 제1, 2임펠러(11, 21), 제1, 2인듀서(12, 22), 제1, 2모터(13, 23), 제1, 2모터하우징(미도시), 제1, 2메인유로(14, 24), 연료전지(30)를 포함할 수 있다.

제1, 제2하우징(10, 20)은 펌프의 외곽을 형성하는 부분으로서, 그 내부공간에 추진제 저장탱크로부터 유입된 추진제가 유동되고, 제1, 제2하우징(10, 20)은 각각 제1임펠러(11)와 제1인듀서(12) 및 제2임펠러(21)와 제2인듀서(22) 등의 펌프 유닛을 수용할 수 있다. 특히, 제1, 제2하우징(10, 20)은 그 내곽의 형상이 볼루트(Volute, 10A, 20A) 형상으로 이루어 질 수 있으며, 이는 유입된 내부 유체가 흐르게 되는 유로가, 일부는 폭이 넓게 다른 일부는 폭이 좁게 형성된 구조를 말한다. 제1, 제2하우징(10, 20)은 이러한 구조적 특성에 따라 해당 유로들을 통과하게 되는 내부 유체의 동압을 정압으로 바꿔주는 역할을 수행하게 된다. 이에 대한 추가적인 설명은 후술하기로 한다.

한편, 본 발명의 일실시예에 따르면, 상기 추진제 공급 장치(1)에서 사용되는 추진제는 연료전지에 쓰일 수 있거나 혹은 연료전지에 쓰일 때 효율적인 추진제일 수 있다. 예를 들어 상기 추진제는 수소, 산소 등을 포함하여 구성될 수 있으나 이에 제한되지는 않는다. 또한, 상기 추진제는 로켓엔진 시스템에서 사용되는 경우, 극저온의 액체가 될 수도 있다. 나아가, 극저온이 아닌 액체도 추진제가 될 수 있음은 물론이다. 따라서, 본 발명에서의 추진제는 현재까지 발견되었거나 혹은 향후 발견 될 연료전지에 쓰일 수 있는 다양한 물질을 모두 포함할 수 있다.

또한, 추진제는 연료와 산화제를 통칭하는 것인데, 일 예로 연료는 액체 수소로, 산화제는 액체 산소로 구성될 수 있다.

제1, 2하우징(10, 20)은 상방의 일단이 개방되어 저장 탱크에 각각 저장된 연료와 산화제가 유입되는 제1, 2추진제 유입유로(101, 201)를 포함할 수 있고, 나아가 상기 제1, 2하우징(10, 20)은 상기 유입된 추진제가 토출되는 통로를 형성하도록 측방으로 개구 형성되는 측단을 포함할 수 있다. 이 때, 상기 측단은 후술 할 제1, 2메인유로(14, 24)와 연결되어 있어, 상기 토출된 추진제가 연소실로 공급되도록 할 수 있다.

한편, 앞서 전제한 바에 따라 상기 추진제가 이원 추진제인 경우에는, 추진제를 구성하는 연료 및 산화제가 개별적인 저장 탱크에 저장되었다가, 각각 상응하는 추진제 공급 장치로 유입된 다음, 하나의 연소장치로 토출될 수 있으므로, 도 4에 도시된 바와 같이 추진제 저장 탱크는 연료 저장 탱크(2)와 산화제 저장 탱크(3)가 각각 개별적으로 형성될 수 있으며, 이 경우 상기 추진제 공급 장치(1) 또한 각각 개별적으로 형성될 수 있다. 예컨대, 이를 각각 제1 추진제 공급 장치와 제2 추진제 공급 장치로 명명하기로 한다.

즉, 이원 추진제인 경우에는 상기 연료 저장 탱크(2)에 저장된 연료는 제1 추진제 공급 장치로 유입된 후 연소실로 공급될 수 있고, 상기 산화제 저장 탱크(3)에 저장된 산화제는 제2 추진제 공급 장치로 유입된 후 연소실로 공급될 수 있다.

또한, 상기 연료나 산화제는 앞서 언급한 바와 같이 연료전지에 쓰일 수 있거나 혹은 연료전지에 쓰일 때 효율적인 추진제(예컨대, 수소, 산소 등)일 수 있다. 또한, 상기 연료나 산화제는 로켓엔진 시스템에서 사용되는 경우에는 둘다 극저온 액체일 수도 있으나, 둘 중 어느 하나는 극저온 액체이고 다른 하나는 극저온 액체가 아닐 수도 있다. 혹은 둘다 극저온의 액체가 아닐 수도 있다.

예를 들어, 로켓엔진 시스템에서 사용되는 산화제는 극저온의 액체이나, 연료는 극저온의 액체가 아닌 경우, 앞서 설명한 바와 마찬가지로 상기 극저온 액체인 산화제는 제1 추진제 공급 장치로 유입될 수 있고, 상기 극저온 액체가 아닌 연료는 제2 추진제 공급 장치로 유입될 수 있다.

이 때, 본 발명의 일실시예에 따르면, 제1 추진제 공급 장치로 유입되는 극저온 액체인 산화제는 모터 하우징 내로 유입되어 전기모터에 대한 냉매로 이용될 수 있으며, 이 경우, 상기 제2 추진제 공급 장치로 유입된 극저온 액체가 아닌 연료는 모터 하우징 내로의 유입없이 곧바로 메인유로로 토출되어 연소실로 공급될 수 있다.

제1, 2인듀서(12, 22)는 각각 제1, 2유입유로(101, 201) 내부로 추진제의 흡입을 할 수 있으며, 특히, 상기 제1, 2 유입유로(101, 201) 내부로 유입되는 추진제에 대하여 승압을 수행할 수 있다.

구체적으로, 상기 제1, 2 유입유로(101, 201) 내부로 유입되는 추진제가 제1, 2 하우징(10, 20) 내 제1, 2 임펠러(11, 21)를 통과하게 되면, 급격한 동압 상승이 이루어짐과 함께 급격한 정압 하강도 이루어지게 되고, 그로 인해 압력 변화에 따라 추진제에 공동이 생기는 현상, 즉, 캐비테이션(Cavitation)이 발생할 수 있다. 따라서, 상기 제1, 2 인듀서(12, 22)는 이러한 캐비테이션 발생을 방지하기 위해, 상기 제1, 2임펠러(11, 21) 보다 앞서 위치하되, 상기 제1, 2 유입유로(101, 201) 내부로 유입되는 추진제에 대하여 승압을 수행하게 된다.

한편, 상기 제1, 2인듀서(12, 22)는 상기 제1, 2유입유로(101, 201) 내부에 배치되되, 후술할 제1, 2모터(13, 23) 각각의 샤프트(131, 231)에 결합되어 360도 회전할 수 있다. 이를 위해 상기 샤프트(131, 231)에는 상기 샤프트를 지지하고 회전을 용이하게 하기 위해 베어링이 결합되어 있을 수 있다. 이 때, 제1, 2인듀서(12, 22)는 앞서 언급한 바와 같이 제1, 2임펠러(11, 21)보다 제1, 2하우징(10, 20)의 내부공간에 추진제가 유입되는 부분에 인접하게 배치될 수 있다.

제1, 2임펠러(11, 21)는 제1, 2하우징(10, 20)의 내부공간에서 제1, 2인듀서(12, 22)를 통과한 연료 및 산화제가 각각 제1, 2메인유로(14, 24)로 배출되도록 유동을 형성하기 위한 것일 수 있으며, 특히, 제1, 2임펠러(11, 21)는 내부 유체의 속도를 향상시켜 동압을 상승시키는 역할을 수행할 수 있다. 따라서, 상기 제1, 2인듀서(12, 22)를 통과하며 약간의 압력이 상승된 추진제는, 상기 제1, 2임펠러(11, 12)를 통과하면서 시스템 요구 수준으로 동압이 상승될 수 있다. 이 때, 상기 제1, 2임펠러(11, 12)를 통과하면서 동압이 상승된 추진제는 앞서 설명한 바와 같이 제1, 2하우징(10, 20) 내 볼루트(10A, 20A) 형상의 유로들을 통과하게 되며, 이 과정에서 상기 추진제의 동압은 정압으로 바뀌게 된다.

한편, 상기 제1, 2임펠러(11, 21)는 제1, 2하우징(10, 20)의 내부공간에 배치되며 제1, 2인듀서(12, 22)와 마찬가지로 제1, 2 모터(13, 23)의 각 샤프트(131, 231)에 결합되어 360도 회전될 수 있다. 이를 위해 상기 샤프트(131, 231)에는 상기 샤프트를 지지하고 회전을 용이하게 하기 위해 베어링이 결합되어 있을 수 있다. 예를 들어, 제1, 2임펠러(11, 21)는 노형, 프로펠러형, 스크루형 등의 다양한 형상으로 형성될 수 있으나, 이에 제한되지는 않으며, 다양한 형태로 구현될 수 있다.

제1, 2모터(13, 23)는 샤프트(131, 231)를 회전시켜서 제1, 2임펠러(11, 21) 및 제1, 2인듀서(12, 22)를 회전시키기 위한 것이다. 본 발명에서 상기 제1, 2모터(13, 23)는 초전도코일을 포함할 수 있으며, 상기 초전도코일은 초전도성(superconductivity)을 갖는 물질로 이루어진 것일 수 있다.

즉, 상기 제1, 2모터(13, 23)는 초전도성을 갖는 초전도코일을 포함하는 모터일 수 있으며, 이 때, 초전도성이라 함은 온도가 극저온(절대온도)에 가까워졌을 때 전기 저항이 0(zero)에 가까워지고 내부 자기장도 밀쳐내는 완전반자성을 보이는 현상으로서, 전력 손실이 거의 없이 큰 전류를 흐르게 할 수 있는 상태를 의미한다.

이러한 초전도성을 가질 수 있는 초전도체로는 홑원소물질로 나이오븀(Nb), 바나듐(V), 수은(Ag) 등 20여 종의 금속원소가 있으며, 합금으로는 나이오븀과 저마늄의 합금(Nb₃Ge) 등이 있고, 네오디뮴(Nd), 란타넘(La) 등의 원소를 포함하는 금속화합물도 있다.

본 발명의 일실시예에 따르면, 상술한 추진제는 상기 제1, 제2 모터 하우징(15, 25)에 형성된 통로를 따라 흐르면서 상기 제1, 2모터(13, 23)의 초전도코일에 냉매로 작용하여, 가열된 초전도코일이 초전도 상태를 유지할 수 있도록 냉각시킬 수 있다. 따라서, 극저온의 추진제가 제1, 2모터(13, 23)의 온도를 일정 온도 이하로 유지하면, 초전도성을 가지는 초전도모터로서 고출력을 발생시킬 수 있다.

제1, 제2 모터 하우징(15, 25)은 제1, 2모터(13, 23) 및 냉매용 추진제를 수용하기 위한 것이다. 제1, 제2 모터 하우징(15, 25)은 제1, 2하우징(10, 20) 내부의 추진제가 그의 내부공간으로 임의 유입되거나 배출되어 폭발 또는 고장을 일으키지 않도록 제1, 2하우징(10, 20)과 기밀 결합(16, 26) 될 수 있다.

이 때, 상기 기밀결합(16, 26)은 IPS(Interpropellant Seal)로 이루어질 수 있으며, 상기 IPS는 고속으로 회전하는 회전체에 형성된 기밀은 완벽하게 이루어질 수 없다는 전제하에, 그에 대한 보완으로서 상기 회전체 내 기밀이 필요한 영역에 지속적으로 헬륨, 아르곤 등의 가스를 주입하여 다층(약 3개의 층)으로 이루어진 가스층을 통해 상기 기밀을 형성하는 방식을 의미한다.

한편, 제1, 2메인유로(14, 24)는 제1, 2임펠러(11, 21)에 의해 동압이 증가된 후 제1, 2하우징(10, 20)의 볼루트(10A, 20A) 형상에 의해 증가된 정압을 갖게 된 추진제가 연소실로 토출되기 위한 통로이다. 상기 제1, 2메인유로(14, 24)의 일단은 제1, 2하우징(10, 20)에 연결되며, 타단은 액체로켓엔진의 연소실에 연결될 수 있다.

연료전지(30)는 액체로켓엔진의 연료 저장 탱크에서 공급되는 연료와, 산화제 저장 탱크에서 공급되는 산화제를 이용하여 액체로켓 시스템에 필요한 전력을 생산하는 것일 수 있다. 즉, 본 발명의 일실시예에 따르면, 연료전지는 액체로켓엔진의 추진제를 통해 전력을 생산하는 것일 수 있다.

예를 들어, 연료전지(30)는 연료 저장 탱크에서 공급되는 액체 수소와, 산화제 저장 탱크에서 공급되는 액체 산소를 이용하되, 이들의 산화-환원 반응을 통하여 전력을 생산하는 것일 수 있다. 이 경우, 상기 연료전지(30)는 수소와 산소의 반응에 의해 전기를 직접 생산하는 것이기 때문에 로켓시스템에 통상적으로 사용되는 다른 전지에 비해 발전 효율이 매우 높은 장점이 있다.

한편, 본 발명의 일실시예에 따라 액체로켓엔진의 추진제를 연료로 사용하는 연료전지(30)는, 그 생산된 전력을 액체로켓의 추진에 사용할 수 있는 것뿐만 아니라, 기타 통제기기, 조명기기, 내부 환경 유지 기기 등 전력이 소모되는 다양한 항공전자 등의 전력 시스템에 공급되어 사용될 수 있다.

또한, 상기 연료전지(30)에서 전력을 생산할 때 발생하는 생성물은 저온의 물(water)이 될 수 있으며, 이는 상기 제1, 2 모터(13, 23)에 공급되어 냉매(냉각수)로 사용될 수 있다.

이상으로 설명한, 본 발명의 일 실시예에 따른 추진제 공급 장치(1)는 액체로켓엔진의 추진제를 연료전지(30)의 연료로 활용하여 전력을 생산하되, 이를 통해 액체로켓엔진의 추진 및 기타 전력 시스템을 운영할 수 있으므로, 발사체의 전력 효율을 매우 상승시킬 수 있다.

또한, 본 발명의 일 실시예에 따른 추진제 공급 장치(1)는 제1, 2모터(13, 23)가 초전도성을 가질 수 있도록 초전도 코일을 포함할 수도 있으므로, 기존의 모터(13, 23)를 사용한 것보다 고출력을 유지하고, 효율을 향상시킬 수 있다는 장점이 있다.

이하에서는, 도 4를 통해 본 발명의 일 실시예에 따른 추진제 공급 장치(1)를 포함하는 액체로켓의 추진 시스템에 대하여 설명하기로 한다.

도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 추진제 공급 장치(1)를 포함하는 액체로켓의 추진 시스템을 보여주는 도면이다.

도 4를 참조하면, 액체로켓의 추진 시스템은 추진제 공급 장치(1), 연료 저장 탱크(2), 산화제 저장 탱크(3), 연소장치(4)를 포함할 수 있다.

추진제 공급 장치(1)의 제1, 2모터는 초전도 코일을 포함할 수 있으며, 연료전지(30)의 전력 생산을 위해 사용되는 추진제(즉, 상온 또는 극저온의 산소, 수소 등)는 상기 초전도 코일에 냉매로도 작용할 수도 다.

추진제 저장 탱크(2, 3)는 연료 및 산화제와 같은 추진제를 저장하기 위한 것이다. 상기 추진제 저장 탱크(2, 3)는 2개로 구비되어 그 중 하나의 탱크는 연료 저장 탱크(2)로 사용되고, 다른 하나는 산화제 저장 탱크(3)로 사용될 수 있다. 추진제 저장 탱크(2 ,3)는 추진제 공급 장치(1)의 펌핑에 의해 연소장치(4)로 공급될 수 있다. 또한 추진제 저장 탱크(2, 3)는 각각 연료전지(30)와 연결될 수 있으며, 이를 통해 상기 추진제 저장 탱크(2, 3)에 저장된 연료 및 산화제가 상기 연료전지(30)에 원료로서 공급되도록 할 수 있다.

따라서, 상기 연료전지(30)는 상기 추진제(연료 및 산화제)를 전력 생산의 원료로서 활용할 수 있도록 구성될 수 있으며, 일례로 수소 및 산소 간 산화-환원 반응을 유발시키는 반응부 및/또는 이들을 통해 얻을 수 있는 전력을 저장하기 위한 저장부가 형성되어 있을 수 있다.

연소장치(4)는 인젝터, 점화장치, 연소실, 노즐을 포함할 수 있다. 인젝터는 추진제를 미립화하여 균질하게 연소실로 분사시키기 위한 것이고, 점화장치는 인젝터에 의해 미립화 된 추진제(연료 및 산화제)의 연소반응을 일으키기 위한 장치이며, 연소실은 추진제가 연소되는 내부공간을 형성하는 것일 수 있고, 노즐은 연소로 생성된 가스를 가속시켜 운동에너지로 변환시키기 위한 것이다.

이상으로 설명한 액체로켓의 추진 시스템은 연료전지를 사용하여 항공 전자의 구동 전력을 생산하므로, 설계 한계를 높일 수 있다는 장점이 있다.

또한, 액체로켓의 추진 시스템은 추진제 공급 장치(1)의 제1, 2모터가 초전도성을 가지고 극저온의 추진제를 사용하므로, 고출력 및 고효율로 추진이 가능하다는 장점이 있다.

또한, 본 발명에 따른 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치는 생성물이 물이므로 환경오염을 야기하지 않을 수 있으며, 연료전지는 리튬 이온 전지 보다 높은 에너지 밀도를 가지고 있어, 고출력 고효율의 로켓 추진이 가능한 효과가 있다.

또한, 본 발명에 따른 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치는 추진제를 보충하는 것만으로도 전력 공급원이 확보되므로, 배터리 충전의 매커니즘이 생략 가능한 장점이 있다.

이상의 설명은 본 발명의 기술적 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. 따라서, 본 발명에 개시된 실시예는 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 기술적 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.

1: 추진제 공급 장치
2: 연료 저장 탱크
3: 산화제 저장 탱크
4: 연소장치
10, 20: 하우징
11, 21: 임펠러
12, 22: 인듀서
13, 23: 모터
14, 24: 메인유로
15, 25: 모터 하우징
101, 201: 유입유로
131, 231: 샤프트
30: 연료전지

Claims (7)

1. 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치에 있어서,
   상기 액체로켓엔진의 연료 저장 탱크에서 공급되는 연료 및 산화제 저장 탱크에서 공급되는 산화제를 기반으로 전력을 생산하는 연료전지; 및
   상기 연료전지에서 생산된 전력으로 동작되는 제1모터 및 제2모터;를 포함하되,
   상기 제1모터는 상기 연료 저장 탱크로부터 제1 하우징으로 공급되는 연료가 상기 액체로켓엔진의 연소실로 공급되도록 제어하고, 상기 제2모터는 상기 산화제 저장 탱크로부터 제2하우징으로 공급되는 산화제가 상기 액체로켓엔진의 연소실로 공급되도록 제어하는, 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치.
2. 제1항에 있어서,
   상기 연료전지에서 생산된 전력은 상기 액체로켓엔진의 동작에 요구되는 전력 시스템에 공급되는, 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치.
3. 제1항에 있어서,
   상기 연료전지가 전력을 생산할 때 발생하는 생성물은 상기 제1모터 및 상기 제2모터의 냉매로 사용되며,
   상기 생성물은 물(water)인, 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치.
4. 제1항에 있어서,
   상기 연료 및 산화제는 액체 수소 또는 액체 산소를 포함하여 이루어지는, 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치.
5. 제1항에 있어서,
   상기 제1모터는 상기 연료 저장 탱크와 연결된 제1 하우징의 내부공간에 배치되는 제1임펠러를 회전시켜, 연료가 연소실로 공급되도록 하고,
   상기 제2모터는 상기 산화제 저장 탱크와 연결된 제2 하우징의 내부공간에 배치되는 제2임펠러를 회전시켜, 산화제가 연소실로 공급되도록 하는, 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치.
6. 제5항에 있어서,
   상기 제1하우징의 내부공간에 배치되되, 상기 제1모터의 샤프트에 결합되어, 제1임펠러와 함께 회전되는 제1인듀서; 및
   상기 제2하우징의 내부공간에 배치되되, 상기 제2모터의 샤프트에 결합되어, 제2임펠러와 함께 회전되는 제2인듀서;를 포함하여 이루어지는, 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치.
7. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 따른 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치;
   연료 저장 탱크;
   산화제 저장 탱크; 및
   상기 추진제 공급 장치로부터 추진제를 공급받아 연소시키는 연소장치;를 포함하여 이루어지는, 액체로켓의 추진 시스템.

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