KR20220077612A - Gas ignitor for rocket engine - Google Patents
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Abstract
본 발명의 한 실시예에 따른 로켓엔진용 가스점화기는 스파크플러그, 연소실과, 상기 연소실로 연료를 공급하는 연료공급부와, 상기 연소실로 산화제를 공급하는 산화제공급부를 구비하며, 상기 스파크플러그가 상부에 결합하는 점화기몸체부, 그리고 상기 연소실로 연결되어 통하는 관통구멍을 구비하며, 상기 점화기몸체부의 하부에 결합하는 점화기팁을 포함하며, 상기 연료공급부는 상기 연소실의 내벽을 따라 상기 연료를 분사하는 복수 개의 연료분사홀을 구비하고, 상기 산화제공급부는 상기 연소실의 내벽을 따라 상기 산화제를 분사하는 복수 개의 산화제분사홀을 구비하며, 상기 연료실의 높이방향으로 볼 때, 상기 복수 개의 연료분사홀은 상기 복수 개의 산화제분사홀보다 상기 스파크플러그의 단부에 더 가까이 위치하는 것을 특징으로 한다.A gas igniter for a rocket engine according to an embodiment of the present invention includes a spark plug, a combustion chamber, a fuel supply unit for supplying fuel to the combustion chamber, and an oxidizer supply unit for supplying an oxidizer to the combustion chamber, wherein the spark plug is disposed on the upper part A plurality of igniter bodies coupled to each other, and a through hole connected to and passing through the combustion chamber, and an igniter tip coupled to a lower portion of the igniter body, wherein the fuel supply unit injects the fuel along the inner wall of the combustion chamber. A fuel injection hole is provided, and the oxidant supply unit has a plurality of oxidant injection holes for injecting the oxidizer along an inner wall of the combustion chamber, and when viewed in a height direction of the fuel chamber, the plurality of fuel injection holes are the plurality of fuel injection holes. It is characterized in that it is located closer to the end of the spark plug than the oxidant injection hole.
Description
본 발명은 로켓엔진용 가스점화기에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 고온의 연소가스로부터 스파크플러그, 가스점화기를 효과적으로 보호할 수 있는 로켓엔진용 가스점화기에 관한 것이다.The present invention relates to a gas igniter for a rocket engine, and more particularly, to a gas igniter for a rocket engine capable of effectively protecting a spark plug and a gas igniter from high-temperature combustion gas.
로켓엔진은 추진제의 연소시 발생하는 고압가스의 분사를 통해 추진력을 얻는 장치이다. A rocket engine is a device that obtains propulsion through the injection of high-pressure gas generated during combustion of a propellant.
액체로켓엔진을 점화시키는 방법의 하나로서, 가스를 이용하는 점화기는 산소/수소 또는 산소/메탄을 사용하는데, 가스점화기는 주로 전기를 이용한 스파크플러그로 점화를 시킨다.As one of the methods of igniting a liquid rocket engine, an igniter using gas uses oxygen/hydrogen or oxygen/methane, and a gas igniter mainly ignites with a spark plug using electricity.
한편, 이러한 가스점화기는 1회 또는 수 회 사용이 가능해야 하며, 로켓엔진의 작동 환경인 3,000 K 가 넘는 고온, 수십 bar 이상의 고압에 견뎌야 한다.On the other hand, such a gas igniter must be able to be used once or several times, and must withstand high temperatures of over 3,000 K and high pressures of tens of bars or more, which are the operating environment of a rocket engine.
그런데 종래의 로켓엔진용 가스점화기는 점화기의 파워를 높이면 점화기 연소실과 스파크플러그가 녹기 때문에 1회 이상 사용이 곤란한 문제점이 있었다. 또한, 이를 방지하기 위하여, 복잡한 형상 및 추가적인 구성을 가지는 점화기를 사용하여 스파크플러그와 연소실을 냉각하는 구성을 사용할 수 있으나, 이 경우 제작 비용이 고가인 문제점이 있었다.However, the conventional gas igniter for a rocket engine has a problem in that it is difficult to use it more than once because the igniter combustion chamber and spark plug melt when the power of the igniter is increased. In addition, in order to prevent this, a configuration for cooling the spark plug and the combustion chamber using an igniter having a complicated shape and an additional configuration may be used, but in this case, the manufacturing cost is high.
본 발명은 상술한 바와 같은 종래기술의 문제점을 해결하기 위한 것으로서, 본 발명의 목적은 고온의 연소가스로부터 스파크플러그, 가스점화기를 효과적으로 보호할 수 있는 로켓엔진용 가스점화기를 제공하는 것이다.The present invention is to solve the problems of the prior art as described above, and an object of the present invention is to provide a gas igniter for a rocket engine capable of effectively protecting a spark plug and a gas igniter from high temperature combustion gas.
상기의 목적을 달성하기 위하여, 본 발명의 한 실시예에 따른 로켓엔진용 가스점화기는 로켓엔진의 연소기에 장착되는 로켓엔진용 가스점화기로서, 스파크플러그, 연소실과, 상기 연소실로 연료를 공급하는 연료공급부와, 상기 연소실로 산화제를 공급하는 산화제공급부를 구비하며, 상기 스파크플러그가 상부에 결합하는 점화기몸체부, 그리고 상기 연소실로 연결되어 통하는 관통구멍을 구비하며, 상기 점화기몸체부의 하부에 결합하는 점화기팁을 포함하며, 상기 연료공급부는 상기 연소실의 내벽을 따라 상기 연료를 분사하는 복수 개의 연료분사홀을 구비하고, 상기 산화제공급부는 상기 연소실의 내벽을 따라 상기 산화제를 분사하는 복수 개의 산화제분사홀을 구비하며, 상기 연료실의 높이방향으로 볼 때, 상기 복수 개의 연료분사홀은 상기 복수 개의 산화제분사홀보다 상기 스파크플러그의 단부에 더 가까이 위치하는 것을 특징으로 한다.In order to achieve the above object, a gas igniter for a rocket engine according to an embodiment of the present invention is a gas igniter for a rocket engine mounted on a combustor of a rocket engine, a spark plug, a combustion chamber, and a fuel for supplying fuel to the combustion chamber An igniter comprising: a supply unit; a tip, wherein the fuel supply unit has a plurality of fuel injection holes for injecting the fuel along the inner wall of the combustion chamber, and the oxidant supply unit includes a plurality of oxidant injection holes for injecting the oxidizer along the inner wall of the combustion chamber. and, when viewed in the height direction of the fuel chamber, the plurality of fuel injection holes are located closer to the end of the spark plug than the plurality of oxidant injection holes.
또한, 상기 복수 개의 연료분사홀은 상기 가스점화기의 길이방향으로 2열로 구비되고, 상기 복수 개의 산화제분사홀은 상기 가스점화기의 길이방향으로 2열로 구비되는 것을 특징으로 한다.In addition, the plurality of fuel injection holes are provided in two rows in the longitudinal direction of the gas igniter, and the plurality of oxidant injection holes are provided in two rows in the longitudinal direction of the gas igniter.
또한, 상기 연료와 상기 산화제는 상기 연소실의 내벽을 따라 회전(swirl)하면서 공급되어 상기 연소실의 내벽을 막냉각(film-cooling) 하는 것을 특징으로 한다.In addition, the fuel and the oxidizer are supplied while rotating along the inner wall of the combustion chamber to perform film-cooling of the inner wall of the combustion chamber.
또한, 상기 연료공급부는 상기 복수 개의 연료분사홀에 각각 연결된 복수 개의 연료분사관과, 상기 복수 개의 연료분사관에 연결된 연료공급부환형홀을 포함하며, 상기 산화제공급부는 상기 복수 개의 산화제분사홀에 각각 연결된 복수 개의 산화제분사관과, 상기 복수 개의 산화제분사관에 연결된 산화제공급부환형홀을 포함하는 것을 특징으로 한다.In addition, the fuel supply unit includes a plurality of fuel injection pipes respectively connected to the plurality of fuel injection holes, and a fuel supply part annular hole connected to the plurality of fuel injection pipes, and the oxidant supply unit is respectively connected to the plurality of oxidant injection holes. It characterized in that it comprises a plurality of oxidizer injection pipe connected, and an oxidizer supply part annular hole connected to the plurality of oxidizer injection pipe.
또한, 상기 연료 대비 상기 산화제의 혼합비는 미리 정해진 혼합비로 혼합되어, 상기 연료의 일부만 연소하고, 연소하지 않은 연료는 상기 연소실의 내벽을 회전하면서 상기 점화기팁으로 배출되는 것을 특징으로 한다.In addition, the mixing ratio of the oxidizer to the fuel is mixed at a predetermined mixing ratio, only a portion of the fuel is burned, and the unburned fuel is discharged to the igniter tip while rotating the inner wall of the combustion chamber.
또한, 상기 연료가 메탄이고, 상기 산화제가 산소일 경우, 상기 혼합비는 0.7 내지 1.5 인 것을 특징으로 한다.In addition, when the fuel is methane and the oxidizing agent is oxygen, the mixing ratio is characterized in that 0.7 to 1.5.
또한, 상기 점화기팁은 상기 점화기몸체부로부터 멀어질수록 그 외경이 작아지게 테이퍼져(tapered) 있고, 이에 대응하여 상기 로켓엔진의 연소기도 테이퍼진 홀을 구비하는 것을 특징으로 한다.In addition, the igniter tip is tapered so that its outer diameter becomes smaller as it goes away from the igniter body, and the combustor of the rocket engine also has a tapered hole in response thereto.
상술한 구성을 가진 본 발명의 실시예에 따른 로켓엔진용 가스점화기는 다음과 같은 효과를 가진다.The gas igniter for a rocket engine according to an embodiment of the present invention having the above configuration has the following effects.
연료공급부로부터 공급된 연료는, 연료공급부환형홀을 따라 회전하면서 최종적으로 연료분사홀을 통하여 스월(swirl)을 일으키면서 연소실로 공급되고, 마찬가지로, 산화제공급부로부터 공급된 산화제도 산화제공급부환형홀을 따라 회전하면서 최종적으로 산화제분사홀을 통하여 스월을 일으키면서 연소실로 공급된다. 따라서, 이들은 연소실의 내벽을 따라 스월 유동을 하면서 연소실 표면에 막을 형성하게 되므로 고온의 연소 가스로부터 본 로켓엔진용 가스점화기를 효과적으로 보호할 수 있다The fuel supplied from the fuel supply unit is supplied to the combustion chamber while causing a swirl through the fuel injection hole while rotating along the fuel supply unit annular hole. While rotating, it is finally supplied to the combustion chamber while swirling through the oxidizer injection hole. Therefore, they form a film on the surface of the combustion chamber while swirling along the inner wall of the combustion chamber, so it is possible to effectively protect the gas igniter for the rocket engine from the high-temperature combustion gas.
또한, 본 로켓엔진용 가스점화기의 작동 조건은 연료(산소) 대비 산화제(메탄)의 혼합비는 미리 정해진 혼합비, 예들 들면, 0.7 내지 1.5 으로서 혼합비가 낮기 때문에 메탄의 일부만 연소하며, 연소하지 않은 메탄은 본 가스점화기의 연소실 내벽을 회전하면서 점화기팁으로 배출되기 때문에 고온의 연소가스로부터 연소실의 벽면을 보호할 수 있다. 즉, 연료 과농 분위기를 형성하여 스파크플러그를 보호할 수 있고, 또한 미연소된 연료가 연소실 표면을 고온으로부터 보호하는 역할을 한다. In addition, the operating condition of the gas igniter for this rocket engine is that only a part of methane is burned because the mixing ratio of fuel (oxygen) to oxidizer (methane) is a predetermined mixing ratio, for example, 0.7 to 1.5, and the mixing ratio is low. Since it is discharged to the igniter tip while rotating the inner wall of the combustion chamber of this gas igniter, the wall surface of the combustion chamber can be protected from the high-temperature combustion gas. That is, the spark plug can be protected by forming a fuel-rich atmosphere, and the unburned fuel serves to protect the surface of the combustion chamber from high temperature.
한편, 본 발명은 명시적으로 기재되지는 않았지만 상술한 구성으로부터 기대할 수 있는 다른 효과도 물론 포함한다.On the other hand, although not explicitly described, the present invention also includes other effects that can be expected from the above-described configuration.
도 1은 본 발명의 한 실시예에 따른 로켓엔진용 가스점화기의 모식도이다.
도 2는 도 1의 로켓엔진용 가스점화기의 단면도이다.
도 3은 도 1의 로켓엔진용 가스점화기의 점화기몸체부의 사시도이다.
도 4는 도 3의 점화기몸체부의 단면 사시도로서, 도 4의 (a)는 연료공급부를 보여주고, 도 4의 (b)는 산화제공급부를 보여준다.
도 5는 도 3의 점화기몸체부의 주요 내부 구성을 나타낸다.
도 6은 도 1의 로켓엔진용 가스점화기의 연료공급부의 연료분사홀을 보여주는 단면 사시도이다.
도 7은 도 1의 로켓엔진용 가스점화기의 산화제공급부의 산화제분사홀을 보여주는 단면 사시도이다.
도 8은 도 1의 로켓엔진용 가스점화기의 연소실에서 연료와 산화제의 스월 유동을 보여주는 모식도이다.
도 9는 도 1의 로켓엔진용 가스점화기가 로켓엔진의 연소실에 연결된 모습을 나타내는 모식도이다.1 is a schematic diagram of a gas igniter for a rocket engine according to an embodiment of the present invention.
Figure 2 is a cross-sectional view of the gas igniter for the rocket engine of Figure 1.
3 is a perspective view of the igniter body of the gas igniter for the rocket engine of FIG. 1 .
4 is a cross-sectional perspective view of the igniter body of FIG. 3 , wherein FIG. 4 (a) shows a fuel supply part, and FIG. 4 (b) shows an oxidizer supply part.
FIG. 5 shows the main internal configuration of the igniter body of FIG. 3 .
6 is a cross-sectional perspective view showing the fuel injection hole of the fuel supply part of the gas igniter for the rocket engine of FIG. 1 .
7 is a cross-sectional perspective view showing an oxidant injection hole of an oxidizer supply unit of the gas igniter for a rocket engine of FIG. 1 .
8 is a schematic diagram showing the swirl flow of fuel and oxidizer in the combustion chamber of the gas igniter for the rocket engine of FIG. 1 .
9 is a schematic view showing a state in which the gas igniter for the rocket engine of FIG. 1 is connected to the combustion chamber of the rocket engine.
이하, 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시예에 대하여 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 실시할 수 있도록 상세히 설명한다. 그러나 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다.Hereinafter, with reference to the accompanying drawings, embodiments of the present invention will be described in detail so that those of ordinary skill in the art to which the present invention pertains can practice. However, the present invention may be embodied in several different forms and is not limited to the embodiments described herein.
참고로, 도 1은 본 발명의 한 실시예에 따른 로켓엔진용 가스점화기의 모식도이고, 도 2는 도 1의 로켓엔진용 가스점화기의 단면도이고, 도 3은 도 1의 로켓엔진용 가스점화기의 점화기몸체부의 사시도이고, 도 4는 도 3의 점화기몸체부의 단면 사시도로서, 도 4의 (a)는 연료공급부를 보여주고, 도 4의 (b)는 산화제공급부를 보여주고, 도 5는 도 3의 점화기몸체부의 주요 내부 구성을 나타내고, 도 6은 도 1의 로켓엔진용 가스점화기의 연료공급부의 연료분사홀을 보여주는 단면 사시도이고, 도 7은 도 1의 로켓엔진용 가스점화기의 산화제공급부의 산화제분사홀을 보여주는 단면 사시도이다.For reference, FIG. 1 is a schematic diagram of a gas igniter for a rocket engine according to an embodiment of the present invention, FIG. 2 is a cross-sectional view of the gas igniter for a rocket engine of FIG. 1, and FIG. 3 is a gas igniter for a rocket engine of FIG. A perspective view of the igniter body, FIG. 4 is a cross-sectional perspective view of the igniter body of FIG. 3 , wherein FIG. 4 (a) shows a fuel supply part, FIG. 4 (b) shows an oxidizer supply part, and FIG. shows the main internal configuration of the igniter body of FIG. 6 is a cross-sectional perspective view showing the fuel injection hole of the fuel supply part of the gas igniter for the rocket engine of FIG. 1, and FIG. It is a cross-sectional perspective view showing the injection hole.
도 1 및 도 2에 도시된 바와 같이, 본 발명의 한 실시예에 따른 로켓엔진용 가스점화기(이하, 간단히 '본 로켓엔진용 가스점화기'라 한다)는, 스파크플러그(1), 점화기몸체부(2), 그리고 점화기팁(3)을 주요 구성으로 포함한다.1 and 2, the gas igniter for a rocket engine according to an embodiment of the present invention (hereinafter, simply referred to as 'the present gas igniter for a rocket engine') is a spark plug 1, an igniter body part. (2), and the igniter tip (3) as a main component.
스파크플러그(1)는 연료와 산화제의 혼합연료의 연소 반응을 촉진하기 위해 고전압에 의해 혼합연료에 직접 불꽃을 일으킨다. The spark plug 1 directly generates a spark in the mixed fuel by a high voltage to promote a combustion reaction of the mixed fuel of the fuel and the oxidizing agent.
점화기몸체부(2)는 연소실(21), 연료공급부(22), 그리고 산화제공급부(23)를포함하며, 스파크플러그(1)가 점화기본체부(2)의 상부에, 예를 들면, 나사 결합한다. 점화기몸체부(2)는 스테인리스 또는 인코넬 합금으로 제작될 수 있다. The
도 6에 도시된 바와 같이, 연료공급부(22)는 연소실(21)로 연료를 공급한다. 연료공급부(22)는 연소실(21)의 내벽을 따라 연료를 분사하는 복수 개의 연료분사홀(221)을 구비한다.As shown in FIG. 6 , the
예시적으로, 이들 복수 개의 연료분사홀(221)은 연소실(2)의 높이방향(도 5 기준 상하 방향)으로 2열로 구비될 수 있다.Illustratively, the plurality of
연료공급부(22)는 복수 개의 연료분사홀(221)에 각각 연결된 복수 개의 연료분사관(222)과, 복수 개의 연료분사관(222)에 연결된 연료공급부환형홀(223)을 구비한다. The
산화제공급부(23)는 연소실(21)로 산화제를 공급한다. 도 7에 도시된 바와 같이, 산화제공급부(23)는 연소실(21)의 내벽을 따라 산화제를 분사하는 복수 개의 산화제분사홀(231)을 구비한다.The oxidizing
예시적으로, 이들 복수 개의 산화제분사홀(231)은 연소실(2)의 높이방향(도 5 기준 상하 방향)으로 2열로 구비될 수 있다.Illustratively, the plurality of
산화제공급부(23)는 복수 개의 산화제분사홀(231)에 각각 연결된 복수 개의 산화제분사관(232)과, 복수 개의 산화제분사관(232)에 연결된 산화제공급부환형홀(233)을 구비한다. The
한편, 연료공급부(22)로부터 공급된 연료(예컨대, 메탄 또는 수소)는, 연료공급부환형홀(223)을 따라 회전하면서 최종적으로 연료분사홀(221)을 통하여 스월(swirl)을 일으키면서 연소실로 공급되고, 마찬가지로, 산화제공급부(23)로부터 공급된 산화제도 산화제공급부환형홀(233)을 따라 회전하면서 최종적으로 산화제분사홀(231)을 통하여 스월을 일으키면서 연소실로 공급된다. 따라서, 이들은 연소실(21)의 내벽을 따라 스월 유동을 하면서 연소실 표면에 막을 형성하게 되므로 고온의 연소 가스로부터 본 로켓엔진용 가스점화기를 보호할 수 있다(도 8 참조). On the other hand, the fuel (eg, methane or hydrogen) supplied from the
도 5에 도시된 바와 같이, 연소실의 높이 방향으로 볼 때, 복수 개의 연료분사홀(221)은 복수 개의 산화제분사홀(231)보다 스파크플러그(1)의 단부에 더 가까이 위치한다. 이를 통하여, 점화기 작동 중에, 연료가 스파크플러그(1) 쪽으로 분사되도록 하여 본 로켓엔진용 가스점화기의 작동 중에 고온의 연소 가스로부터 스파크플러그(1)를 보호할 수 있다. 5 , when viewed in the height direction of the combustion chamber, the plurality of
본 실시예에서는 연료 및 산화제가 연소실에 스월을 하면서 공급되도록 점화기몸체부(2)의 구성을 구현하고 있는데, 이를 위하여 3D 프린팅 기술을 이용하여 재료를 쌓아 올려서 입체를 만드는 적층제조방법(additive manufacturing)을 사용하여 점화기몸체부(2)를 제작한다.In this embodiment, the configuration of the
점화기팁(3)은 연소실(21)로 연결되어 통하는 관통구멍(31)을 구비하며, 점화기몸체부(2)의 하부에, 예를 들면 나사 결합될 수 있다. The
열부하가 많이 걸리는 점화기팁(3)은 고온에서 견디는 텅스텐으로 제작하여 본 로켓엔진용 가스점화기의 작동 중에 점화기팁(3)이 파손되지 않도록 할 수 있다.The
그리고 도 9에 도시된 바와 같이, 점화기팁(3)은 점화기몸체부(2)로부터 멀어질수록 그 외경이 작아지게 테이퍼져(tapered) 있다. 이에 대응하여 로켓엔진의 연소기(4)도 테이퍼진 홀을 구비한다. 이를 통하여 본 로켓엔진용 가스점화기가 사용 도중, 예컨대, 텅스텐 재질의 점화기팁(3)이 절단될 경우, 액체로켓엔진의 연소기(4) 내부로 들어가서 사고를 일으키는 것을 방지할 수 있다. 점화기팁(3)의 테이퍼 형상에 대응하여 점화기팁(3)이 장착되는 연소기(4) 부분의 홀 형상도 테이퍼 져 있다. 참고로, 도 9에서 도면부호 41은 연소기의 연소실을 가리킨다. And, as shown in FIG. 9, the
한편, 본 로켓엔진용 가스점화기의 작동 조건은 연료(산소) 대비 산화제(메탄)의 혼합비는 미리 정해진 혼합비, 예들 들면, 0.7 내지 1.5 이고, 연소압력은 0.5 내지 1.5MPa 이다. On the other hand, the operating conditions of the gas igniter for the present rocket engine is that the mixing ratio of the fuel (oxygen) to the oxidizing agent (methane) is a predetermined mixing ratio, for example, 0.7 to 1.5, and the combustion pressure is 0.5 to 1.5 MPa.
이 경우, 혼합비가 낮기 때문에 메탄의 일부만 연소하며, 연소하지 않은 메탄은 본 로켓엔진용 가스점화기의 연소실 내벽을 회전하면서 점화기팁으로 배출되기 때문에 고온의 연소가스로부터 연소실의 벽면을 보호할 수 있다. 즉, 연료 과농 분위기를 형성하여 스파크플러그를 보호할 수 있고, 또한 미연소된 연료가 연소실 표면을 고온으로부터 보호하는 역할을 한다. In this case, because the mixing ratio is low, only a part of the methane is burned, and the unburned methane is discharged to the igniter tip while rotating the inner wall of the combustion chamber of the gas igniter for a rocket engine. That is, the spark plug can be protected by forming a fuel-rich atmosphere, and the unburned fuel serves to protect the surface of the combustion chamber from high temperature.
만일, 본 실시예와 달리, 메탄을 복수 개의 홀을 통하여 스월 시키면서 공급하는 구조를 가지지 않을 경우, 연소실은 고온으로부터 보호되지 않아 파손될 수 문제점을 가지게 된다.If, unlike this embodiment, it does not have a structure in which methane is supplied while swirling through a plurality of holes, the combustion chamber is not protected from high temperature and may be damaged.
이상에서 본 발명의 바람직한 실시예에 대하여 상세하게 설명하였지만 본 발명의 권리범위는 이에 한정되는 것은 아니고 다음의 청구범위에서 정의하고 있는 본 발명의 기본 개념을 이용한 당업자의 여러 변형 및 개량 형태 또한 본 발명의 권리범위에 속하는 것이다.Although preferred embodiments of the present invention have been described in detail above, the scope of the present invention is not limited thereto, and various modifications and improvements by those skilled in the art using the basic concept of the present invention as defined in the following claims are also provided. is within the scope of the
1...스파크플러그
2...점화기몸체부
21...연소실
22...연료공급부
221..연료분사홀, 222...연료분사관
223...연료공급부환형홀
23...산화제공급부
231...산화제분사홀, 232...산화제분사관
233...산화제공급부환형홀
3...점화기팁
4...로켓엔진 연소기1....Spark plug
2...Igniter body part
21...combustion chamber
22...Fuel supply
221..Fuel injection hole, 222..Fuel injection pipe
223...Fuel supply part annular hole
23...Oxidizer supply unit
231...Oxidant injection hall, 232...Oxidant injection pipe
233...Oxidant supply part annular hole
3...Igniter Tips
4...Rocket engine combustor
Claims (7)
스파크플러그,
연소실과, 상기 연소실로 연료를 공급하는 연료공급부와, 상기 연소실로 산화제를 공급하는 산화제공급부를 구비하며, 상기 스파크플러그가 상부에 결합하는 점화기몸체부, 그리고
상기 연소실로 연결되어 통하는 관통구멍을 구비하며, 상기 점화기몸체부의 하부에 결합하는 점화기팁
을 포함하며,
상기 연료공급부는 상기 연소실의 내벽을 따라 상기 연료를 분사하는 복수 개의 연료분사홀을 구비하고,
상기 산화제공급부는 상기 연소실의 내벽을 따라 상기 산화제를 분사하는 복수 개의 산화제분사홀을 구비하며,
상기 연료실의 높이방향으로 볼 때, 상기 복수 개의 연료분사홀은 상기 복수 개의 산화제분사홀보다 상기 스파크플러그의 단부에 더 가까이 위치하는
로켓엔진용 가스점화기.As a gas igniter for a rocket engine mounted on the combustor of the rocket engine,
spark plug,
An igniter body comprising a combustion chamber, a fuel supply unit for supplying fuel to the combustion chamber, and an oxidizer supply unit for supplying an oxidizer to the combustion chamber, the spark plug coupled thereto;
An igniter tip having a through hole connected to and passing through the combustion chamber and coupled to the lower portion of the igniter body
includes,
The fuel supply unit is provided with a plurality of fuel injection holes for injecting the fuel along the inner wall of the combustion chamber,
The oxidizer supply unit includes a plurality of oxidizer injection holes for injecting the oxidizer along the inner wall of the combustion chamber,
When viewed in the height direction of the fuel chamber, the plurality of fuel injection holes are located closer to the end of the spark plug than the plurality of oxidant injection holes.
Gas igniter for rocket engine.
상기 복수 개의 연료분사홀은 상기 가스점화기의 길이방향으로 2열로 구비되고,
상기 복수 개의 산화제분사홀은 상기 가스점화기의 길이방향으로 2열로 구비되는
로켓엔진용 가스점화기.In claim 1,
The plurality of fuel injection holes are provided in two rows in the longitudinal direction of the gas igniter,
The plurality of oxidant injection holes are provided in two rows in the longitudinal direction of the gas igniter.
Gas igniter for rocket engine.
상기 연료와 상기 산화제는 상기 연소실의 내벽을 따라 회전(swirl)하면서 공급되어 상기 연소실의 내벽을 막냉각(film-cooling) 하는
로켓엔진용 가스점화기.In claim 1,
The fuel and the oxidizer are supplied while rotating along the inner wall of the combustion chamber to film-cool the inner wall of the combustion chamber.
Gas igniter for rocket engine.
상기 연료공급부는 상기 복수 개의 연료분사홀에 각각 연결된 복수 개의 연료분사관과, 상기 복수 개의 연료분사관에 연결된 연료공급부환형홀을 포함하며,
상기 산화제공급부는 상기 복수 개의 산화제분사홀에 각각 연결된 복수 개의 산화제분사관과, 상기 복수 개의 산화제분사관에 연결된 산화제공급부환형홀을 포함하는
로켓엔진용 가스점화기.In claim 1,
The fuel supply unit includes a plurality of fuel injection pipes respectively connected to the plurality of fuel injection holes, and a fuel supply part annular hole connected to the plurality of fuel injection pipes,
The oxidizer supply unit includes a plurality of oxidizer injection pipes respectively connected to the plurality of oxidant injection holes, and an oxidizer supply part annular hole connected to the plurality of oxidizer injection pipes.
Gas igniter for rocket engine.
상기 연료 대비 상기 산화제의 혼합비는 미리 정해진 혼합비로 혼합되어, 상기 연료의 일부만 연소하고, 연소하지 않은 연료는 상기 연소실의 내벽을 회전하면서 상기 점화기팁으로 배출되는
로켓엔진용 가스점화기.In claim 1,
The mixing ratio of the oxidizer to the fuel is mixed at a predetermined mixing ratio, so that only a part of the fuel is burned, and the unburned fuel is discharged to the igniter tip while rotating the inner wall of the combustion chamber
Gas igniter for rocket engine.
상기 연료가 메탄이고, 상기 산화제가 산소일 경우, 상기 혼합비는 0.7 내지 1.5 인
로켓엔진용 가스점화기.In claim 5,
When the fuel is methane and the oxidizer is oxygen, the mixing ratio is 0.7 to 1.5
Gas igniter for rocket engine.
상기 점화기팁은 상기 점화기몸체부로부터 멀어질수록 그 외경이 작아지게 테이퍼져(tapered) 있고,
이에 대응하여 상기 로켓엔진의 연소기도 테이퍼진 홀을 구비하는
로켓엔진용 가스점화기.In claim 1,
The igniter tip is tapered so that its outer diameter becomes smaller as it goes away from the igniter body,
Correspondingly, the combustor of the rocket engine also has a tapered hole.
Gas igniter for rocket engine.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1020200166721A KR20220077612A (en) | 2020-12-02 | 2020-12-02 | Gas ignitor for rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1020200166721A KR20220077612A (en) | 2020-12-02 | 2020-12-02 | Gas ignitor for rocket engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| KR20220077612A true KR20220077612A (en) | 2022-06-09 |
Family
ID=81985886
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| KR1020200166721A KR20220077612A (en) | 2020-12-02 | 2020-12-02 | Gas ignitor for rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| KR (1) | KR20220077612A (en) |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20000048063A (en) | 1998-12-14 | 2000-07-25 | 레비스 스테픈 이 | Ignitor for liquid fuel rocket engines |
| KR20030083196A (en) | 2002-04-19 | 2003-10-30 | 현대모비스 주식회사 | spark plug of rocket engine |
-
2020
- 2020-12-02 KR KR1020200166721A patent/KR20220077612A/en not_active Application Discontinuation
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20000048063A (en) | 1998-12-14 | 2000-07-25 | 레비스 스테픈 이 | Ignitor for liquid fuel rocket engines |
| KR20030083196A (en) | 2002-04-19 | 2003-10-30 | 현대모비스 주식회사 | spark plug of rocket engine |
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