KR20230006371A - Combustor of rocket engine - Google Patents
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Abstract
Description
본 발명은 액체로켓엔진의 연소기에 관한 것으로, 상세하게는 연료 매니폴드의 소형화가 가능하고, 냉각 및 노즐목의 구조 강도 개선 등을 동시에 달성할 수 있는 액체로켓엔진의 연소기에 관한 것이다. The present invention relates to a combustor of a liquid rocket engine, and more particularly, to a combustor of a liquid rocket engine capable of miniaturizing a fuel manifold and simultaneously achieving cooling and improving the structural strength of a nozzle neck.
로켓은 고온 고압의 연료가스를 발생하고 이것을 분출시켜 그 반동력으로 전진하는 비행체로서, 추진제를 연소시키는 연소기와, 연소기에서 만들어진 가스를 가속하여 방향성을 갖게 하기 위한 노즐로 구성된다.A rocket is an aircraft that generates high-temperature, high-pressure fuel gas and ejects it to move forward with the reaction force.
이러한 로켓의 연소실 안에서 발생한 고온고압의 연소가스는 연소실 벽면으로 흐르면서 매우 큰 열전달이 일어나 벽을 보호하기 위해서는 충분한 냉각이 필요하다. 이와 같은 고열로부터 연소실 벽면을 보호하기 위한 방법으로 하나로서, 재생냉각방법이 사용되는 데, 이는 연소실의 냉각에 사용된 추진제를 다시 연소에 참여시키는 것이다.The high-temperature, high-pressure combustion gas generated in the combustion chamber of the rocket flows to the wall of the combustion chamber, resulting in a very large heat transfer, requiring sufficient cooling to protect the wall. As one of the methods for protecting the wall surface of the combustion chamber from such high heat, a regenerative cooling method is used, in which the propellant used for cooling the combustion chamber participates in combustion again.
한편, 도 1에 도시된 바와 같이, 종래의 액체로켓엔진 연소기는 모래시계 형으로 노즐목(100)이 움푹 들어가 있는 구조로 되어 있는데, 직경이 작은 노즐목(100)이 엔진의 진동에 의해 파손되지 않도록 노즐목(100)을 지지하는 노즐목 지지부(stiffener)(200)가 환형으로 노즐목(100)을 둘러싸도록 구비된다. On the other hand, as shown in FIG. 1, the conventional liquid rocket engine combustor has a structure in which the
그리고 종(bell) 타입의 확대 노즐부(400)에는 도넛 형태의 연료 입구(inlet)(300)가 구비되는데, 이는 터보펌프에서 압력을 높인 연료를 확대 노즐부(400) 및 연소기 챔버를 재생냉각한 후 연소실로 분사할 수 있도록 분배하는 역할을 한다.In addition, the bell-type enlarged
그런데 이러한 종래의 액체로켓엔진 연소기는 직경이 상대적으로 큰 부위에 연료 입구가 위치하여, 연료 매니폴드를 포함하는 연소기의 직경이 커져 무게가 증가하고, 또한 3D 프린팅 방법으로 제작하기 어려운 문제점이 있었다. However, such a conventional liquid rocket engine combustor has a problem in that the fuel inlet is located at a part having a relatively large diameter, so that the diameter of the combustor including the fuel manifold increases and the weight increases, and it is difficult to manufacture using a 3D printing method.
본 발명은 상술한 바와 같은 종래기술의 문제점을 해결하기 위한 것으로서, 본 발명의 목적은 연료 매니폴드의 소형화가 가능하고, 냉각 및 노즐목의 구조 강도 개선 등을 동시에 달성할 수 있으며, 3D 프린팅 기술의 적용이 가능한 액체로켓엔진의 연소기를 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 reduce the size of the fuel manifold, to achieve cooling and to improve the structural strength of the nozzle neck at the same time, 3D printing technology To provide a combustor of a liquid rocket engine that can be applied.
상기의 목적을 달성하기 위하여, 본 발명의 한 실시예에 따른 연소기는 재생냉각채널이 구비된 노즐부를 포함하며, 상기 노즐부는 연료 매니폴드 외피와, 연소기 내피와, 하부방향채널 유입구를 구비하는 연소기 외피를 포함하며, 상기 연소기는, 상기 노즐부의 노즐목에 연결된 연료 입구, 상기 연료 매니폴드 외피와 상기 연소기 외피 사이에 형성되고, 상기 연료 입구로부터 유입되는 연료가 유동하는 연료 매니폴드, 상기 하부방향채널 유입구를 통하여 상기 연료 매니폴드에 연결되어 통하고, 상기 연소기의 상부에서 하부 방향으로 연장되는 하부방향채널, 상기 노즐부의 말단부에 구비되고, 상기 하부방향채널에 연결되어 통하는 방향전환 매니폴드, 그리고 상기 방향전환 매니폴드에 연결되어 통하고, 상기 연소기의 상부 방향으로 연장되는 상부방향채널을 포함한다.In order to achieve the above object, a combustor according to an embodiment of the present invention includes a nozzle unit having a regenerative cooling channel, and the nozzle unit is a combustor having a fuel manifold shell, a combustor inner shell, and a lower channel inlet. The combustor includes a fuel inlet connected to the nozzle neck of the nozzle unit, a fuel manifold formed between the fuel manifold shell and the combustor shell, through which fuel introduced from the fuel inlet flows, and the lower direction. A downward channel connected to the fuel manifold through a channel inlet and extending downward from an upper portion of the combustor, a direction change manifold provided at an end portion of the nozzle unit and connected to the lower channel, and and an upper direction channel connected to the direction change manifold and extending in an upper direction of the combustor.
또한, 상기 하부방향채널은 상기 연소기 외피의 내벽과 상기 연소기 내피의 외벽 사이에 형성되고, 상기 상부방향채널은 상기 연소기 내피의 내부를 상하 방향으로 관통하여 연장하며, 상기 상부방향채널과 상기 하부방향채널은 서로 이격된다.In addition, the lower channel is formed between an inner wall of the combustor outer shell and an outer wall of the combustor endothelium, and the upper channel extends through the inside of the combustor endothelium in a vertical direction, and the upper channel and the lower direction channel The channels are spaced apart from each other.
또한, 상기 방향전환 매니폴드는 환형으로 형성되고, 상기 하부방향채널로부터 유입되는 연료를 상기 상부방향채널로 유동하게 한다.In addition, the direction change manifold is formed in an annular shape and allows fuel introduced from the lower direction channel to flow into the upper direction channel.
또한, 상기 연료매니폴드 외피는 상기 연료입구 및 상기 연소기 외피에 각각 이어진다.Further, the fuel manifold shell is connected to the fuel inlet and the combustor shell, respectively.
또한, 상기 상부방향채널은 상기 하부방향채널의 양쪽에 각각 위치하는 제1, 제2 상부방향채널로 분기되었다가, 미리 정해진 지점에서 단일의 상부방향채널로 합류된다.In addition, the upper direction channel diverges into first and second upper direction channels located on both sides of the lower direction channel, and then merges into a single upper direction channel at a predetermined point.
또한, 상기 노즐목에는 상기 노즐목을 지지하는 별도의 노즐목 지지부재(stiffener)가 구비되지 않는다.In addition, the nozzle neck is not provided with a separate nozzle neck support member (stiffener) for supporting the nozzle neck.
또한, 상기 하부방향채널은, 상기 연소기 외피의 내벽을 따라 형성된 환형부와, 상기 환형부 쪽으로 연장되고 상기 제1, 제2 상부방향채널 사이에 위치하는 반경방향부를 포함한다.Further, the lower channel includes an annular portion formed along an inner wall of the combustor shell, and a radial portion extending toward the annular portion and positioned between the first and second upper channels.
상술한 구성을 가진 본 발명의 실시예에 따른 액체로켓엔진의 연소기는 다음과 같은 효과를 가진다.The combustor of the liquid rocket engine according to the embodiment of the present invention having the above configuration has the following effects.
본 실시예에서는 노즐목을 지지하는 노즐목 지지부를 별도로 구비하지 않고, 연료 입구 및 연료 매니폴드를 노즐부에서 구조가 가장 취약한 노즐목에 배치하여, 별도의 지지 구조물이 필요하지 않는 형상을 구현함으로써 액체로켓엔진의 연소기의 무게를 감소시킬 수 있다.In the present embodiment, a nozzle neck support for supporting the nozzle neck is not separately provided, and a fuel inlet and a fuel manifold are disposed at the nozzle neck having the weakest structure in the nozzle unit, thereby realizing a shape that does not require a separate support structure. The weight of the combustor of a liquid rocket engine can be reduced.
또한, 노즐부의 하부 즉, 확대 노즐부에 연료 매니폴드를 배치하는 종래의 연소기에 비하여, 직경이 상대적으로 작은 매니폴드를 사용할 수 있어, 연료 매니폴드 자체의 무게도 줄일 수 있다.In addition, a manifold having a relatively small diameter can be used compared to a conventional combustor in which the fuel manifold is disposed at the lower part of the nozzle part, that is, at the enlarged nozzle part, so that the weight of the fuel manifold itself can be reduced.
또한, 확대 노즐부에 연료 매니폴드가 위치하는 종래의 연소기는 연료 매니폴드의 크기로 인하여 직경이 증가하여 3D 프린팅 기술의 적용이 어려웠던 반면에, 본 실시예에서는 크기 제약이 존재하는 3D 프린팅 기술의 적용이 수월하여 제작 비용 절감이 가능하다.In addition, the conventional combustor in which the fuel manifold is located in the enlarged nozzle part has an increased diameter due to the size of the fuel manifold, making it difficult to apply 3D printing technology. It is easy to apply and can reduce production cost.
또한, 가장 많은 열이 발생하는 노즐목에 배치된 연료 매니폴드를 통하여 연료를 유입시켜줌으로써 노즐목의 열을 식혀줄 수 있으므로 냉각효과 및 노즐목의 구조 강도 개선에도 유리하다.In addition, since the heat of the nozzle neck can be cooled by introducing fuel through the fuel manifold disposed at the nozzle neck where the most heat is generated, it is advantageous to improve the cooling effect and structural strength of the nozzle neck.
한편, 본 발명은 명시적으로 기재되지는 않았지만 상술한 구성으로부터 기대할 수 있는 다른 효과도 물론 포함한다.On the other hand, the present invention, although not explicitly described, of course includes other effects that can be expected from the above configuration.
도 1은 종래의 액체로켓엔진의 연소기의 모식도이다.
도 2는 본 발명의 한 실시예에 따른 액체로켓엔진의 연소기의 모식도이다.
도 3은 도 2의 P-P 방향으로의 연소기의 부분 단면도이다.
도 4는 도 2의 A-A 방향으로의 연소기의 단면도이다.
도 5는 도 2의 연소기의 연료 매니폴드 부근의 확대 사시 단면도이다.
도 6은 도 9의 W 부분의 부분확대도로서, 도 3의 V 지점에 대략 위치하는 하부방향채널 유입구의 모식도이다.
도 7은 도 3의 C-C 방향의 단면에서 바라본, 하부방향채널과 상부방향채널의 사시 단면도이다.
도 8은 도 2의 연소기의 방향전환 매니폴드 부근의 사시 단면도이다.
도 9 및 도 10은 도 2의 연소기의 노즐부의 연료 유동의 모식도이다.1 is a schematic diagram of a combustor of a conventional liquid rocket engine.
2 is a schematic diagram of a combustor of a liquid rocket engine according to an embodiment of the present invention.
3 is a partial cross-sectional view of the combustor in the PP direction of FIG. 2 .
FIG. 4 is a cross-sectional view of the combustor in the AA direction of FIG. 2 .
5 is an enlarged perspective cross-sectional view of the vicinity of the fuel manifold of the combustor of FIG. 2;
FIG. 6 is a partially enlarged view of a portion W of FIG. 9 and is a schematic view of an inlet of a lower direction channel approximately located at a point V in FIG. 3 .
FIG. 7 is a perspective cross-sectional view of a lower channel and an upper channel, as viewed from the cross section in the CC direction of FIG. 3 .
8 is a perspective cross-sectional view of the vicinity of the redirection manifold of the combustor of FIG. 2;
9 and 10 are schematic diagrams of fuel flow in the nozzle part of the combustor of FIG. 2 .
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 skilled in the art can practice the present invention. However, the present invention may be embodied in many different forms and is not limited to the embodiments described herein.
도 2 및 도 3에 도시된 바와 같이, 본 발명의 한 실시예에 따른 액체로켓엔진의 연소기(이하, '본 액체로켓엔진의 연소기'라 한다)는 재생냉각채널이 구비된 노즐부(1)를 포함한다.As shown in FIGS. 2 and 3, the combustor of the liquid rocket engine according to an embodiment of the present invention (hereinafter, referred to as 'the combustor of the liquid rocket engine') includes a nozzle unit 1 equipped with a regenerative cooling channel. includes
본 액체로켓엔진의 연소기에서, 노즐부(1)는 연료 매니폴드 외피(3)와, 연소기 내피(4)와, 하부방향채널 유입구(92)를 구비하는 연소기 외피(9)를 포함한다. In the combustor of this liquid rocket engine, the nozzle part (1) comprises a fuel manifold shell (3), a combustor inner shell (4), and a combustor shell (9) with a lower channel inlet (92).
또한, 도 2, 도 3, 도 7, 도 8 등에 도시된 바와 같이, 본 액체로켓엔진의 연소기는, 연료 입구(2), 연료 매니폴드(5), 하부방향채널(6), 방향전환 매니폴드(7), 상부방향채널(8)을 포함한다.In addition, as shown in FIGS. 2, 3, 7, and 8, the combustor of the liquid rocket engine includes a
특히, 본 실시예에서. 노즐목(11)에는 노즐목(11)을 지지하는 별도의 노즐목 지지부재(stiffener)가 구비되지 않고, 연료 입구(2)가 노즐부(1)의 노즐목(11)에 연결된다. 구체적으로, 연료 입구(2)는 도 3 및 도 5에 도시된 바와 같이, 연료 매니폴드 외피(3)에 연결되어, 연료 입구(2)의 유출구(21)는 연료 매니폴드(5)에 연결되어 통한다.Especially in this embodiment. The
상술한 바와 같이, 종래의 연소기는 직경이 작은 노즐목이 엔진의 진동에 의해 파손되지 않도록 노즐목을 지지하는 노즐목 지지부(stiffener)를 구비하고, 종(bell) 타입의 확대 노즐부에는 도넛 형태의 연료 매니폴드(manifold)가 구비된다. 그러나 본 실시예에서는 노즐목(11)을 지지하는 노즐목 지지부를 별도로 구비하지 않고, 연료 입구(2)와 연료 매니폴드(5)와 연료매니폴드 외피(3)를 노즐부(1)에서 구조가 가장 취약한 노즐목(11)에 배치하여 기존의 노즐목 지지부의 기능을 달성하고 있다. 이를 통하여, 별도의 노즐목 지지부를 삭제하여 액체로켓엔진의 연소기의 무게를 감소시킬 수 있고, 또한 노즐부의 하부 즉, 확대 노즐부에 연료 매니폴드를 배치하는 종래의 연소기에 비하여, 직경이 상대적으로 작은 매니폴드를 사용할 수 있어, 연료 매니폴드 자체의 무게도 줄일 수 있다.As described above, the conventional combustor includes a nozzle neck stiffener that supports the nozzle neck so that the nozzle neck is not damaged by engine vibration, and the bell-type enlarged nozzle portion has a donut shape. A fuel manifold is provided. However, in this embodiment, the nozzle neck support for supporting the
덧붙여, 확대 노즐부에 연료 매니폴드가 위치하는 종래의 연소기는 연료 매니폴드의 크기로 인하여 직경이 증가하여 3D 프린팅 기술의 적용이 어려웠던 반면에, 본 실시예에서는 3D 프린팅 기술의 적용이 가능하여 제작 비용 절감이 가능하다. 또한, 통상적으로, 가장 많은 열이 발생하는 노즐목에 배치된 연료 매니폴드를 통하여 연료를 유입시켜줌으로써 노즐목의 열을 식혀줄 수 있으므로 냉각효과 및 노즐목의 구조 강도 개선에도 더욱 유리하다.In addition, the conventional combustor in which the fuel manifold is located in the enlarged nozzle part has an increased diameter due to the size of the fuel manifold, making it difficult to apply 3D printing technology, whereas in this embodiment, 3D printing technology can be applied and manufactured Cost savings are possible. In addition, since the heat of the nozzle neck can be cooled by introducing fuel through the fuel manifold disposed at the nozzle neck where the most heat is generated, it is more advantageous to improve the cooling effect and structural strength of the nozzle neck.
한편, 연료 매니폴드(5)는 도 3 내지 도 5에 도시된 바와 같이, 연료 매니폴드 외피(3)와 연소기 외피(9) 사이에 형성되고, 연료 입구(2)를 통하여 유입되는 연료(F)가 흘러들어오면서 유동한다.Meanwhile, as shown in FIGS. 3 to 5, the
연료매니폴드 외피(3)는 연료입구(2) 및 연소기 외피(9)에 각각 이어진다.A fuel manifold shell (3) leads to the fuel inlet (2) and combustor shell (9) respectively.
하부방향채널(6)은 도 6 및 도 7에 도시된 바와 같이, 하부방향채널 유입구(92)를 통하여 연료 매니폴드(5)에 연결되어 통하고, 연소기의 상부 방향(도 3 및 도 6 기준 위쪽 방향)에서 하부 방향(도 3 및 도 6 기준 아래쪽 방향)으로 연장된다. 연료 입구(2)를 통해 유입된 연료는 하부방향채널 유입구(92)을 통하여 하부방향채널(6)로 유입되어 연소기 하부 방향으로 유동한다(F1). 구체적으로, 도 7에 도시된 바와 같이, 도 3의 C-C 방향의 단면에서 바라본 지점에서는 하부방향채널(6)은 연소기 내피(4)의 내벽(41)과 연소기 외피(9)의 내벽(91) 사이에 형성된다.As shown in FIGS. 6 and 7, the
또한, 하부방향채널(6)은, 도 7에 도시된 바와 같이, 연소기 외피(9)의 내벽(91)을 따라 형성된 환형부(61)와, 환형부(61) 쪽으로 연장되고 제1, 제2 상부방향채널(81,82) 사이에 위치하는 반경방향부(62)를 포함한다. 환형부(61)로 인해 연소기의 하부 방향으로의 연료의 유동(F12)을 최대한 용이하게 하고, 또한 반경방향부(62)를 통해 연소기 냉각에 기여할 수 있다(F11). In addition, as shown in FIG. 7, the
방향전환 매니폴드(7)는 도 8 및 도 9에 도시된 바와 같이, 노즐부(1)의 말단부에 형성되고, 하부방향채널(6)에 연결되어 통한다. 구체적으로, 방향전환 매니폴드(7)는 노즐부의 말단부의 둘레를 따라 환형으로 형성되고, 하부방향채널(6)로부터 유입되는 연료를 상부방향채널(8)로 방향을 바꿔 유동하게 한다.As shown in Figs. 8 and 9, the
상부방향채널(8)은 도 7 내지 도 10에 도시된 바와 같이, 방향전환 매니폴드(7)에 연결되어 통하고, 연소기의 상부 방향으로 연장된다. 구체적으로, 도 7에 도시된 바와 같이, 도 3의 C-C 방향의 단면에서 바라본 지점에서는 상부방향채널(8)은 연소기 내피(4)의 내부를 상하 방향으로 관통하여 연장된다. 예시적으로, 상부방향채널(81,82:8)은 각각의 하부방향채널(6)의 양쪽에 1개씩 위치한다(도 9 참조). 즉, 하부방향채널(6)로 유입된 연료는 각각의 하부방향채널(6)의 양쪽에 각각 위치하는 제1, 제2 상부방향채널(81,82)로 분기되어 연소기의 상부로 유동한다(F2). 그리고 미리 정해진 지점에서 이들 분기된 제1,제2 상부방향채널(81,82)은 단일의 상부방향채널(8)로 합류된다(도 10 참조). As shown in FIGS. 7 to 10 , the
한편, 이들 상부방향채널(8)과 하부방향채널(6)은 각각의 채널에서 유동하는 연료가 인접한 다른 채널로 침범하지 않도록 서로 이격되게 형성된다. Meanwhile, the
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 the 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 of those skilled in the art using the basic concept of the present invention defined in the following claims are also made according to the present invention. falls within the scope of the rights of
1...노즐부
2...연료 입구
3...연료 매니폴드 외피
4...연소기 내피
5...연료 매니폴드
6...하부방향채널
7...방향전환 매니폴드
8...상부방향채널
9...연소기 외피
91...연소기 외피의 내벽
92...하부방향채널 유입구1... Nozzle part
2...fuel inlet
3...Fuel manifold shell
4... Combustor lining
5...fuel manifold
6...lower channel
7...direction manifold
8...upward channel
9...combustor shell
91 ... the inner wall of the combustor shell
92 ... lower channel inlet
Claims (7)
상기 노즐부는 연료 매니폴드 외피와, 연소기 내피와, 하부방향채널 유입구를 구비하는 연소기 외피를 포함하며,
상기 연소기는,
상기 노즐부의 노즐목에 연결된 연료 입구,
상기 연료 매니폴드 외피와 상기 연소기 외피 사이에 형성되고, 상기 연료 입구로부터 유입되는 연료가 유동하는 연료 매니폴드,
상기 하부방향채널 유입구를 통하여 상기 연료 매니폴드에 연결되어 통하고, 상기 연소기의 상부에서 하부 방향으로 연장되는 하부방향채널,
상기 노즐부의 말단부에 구비되고, 상기 하부방향채널에 연결되어 통하는 방향전환 매니폴드, 그리고
상기 방향전환 매니폴드에 연결되어 통하고, 상기 연소기의 상부 방향으로 연장되는 상부방향채널
을 포함하는
액체로켓엔진의 연소기.As a combustor of a liquid rocket engine comprising a nozzle unit equipped with a regenerative cooling channel,
The nozzle unit includes a fuel manifold shell, a combustor inner shell, and a combustor shell having a lower channel inlet,
the burner,
A fuel inlet connected to the nozzle neck of the nozzle unit;
A fuel manifold formed between the fuel manifold shell and the combustor shell, through which fuel introduced from the fuel inlet flows;
a lower channel connected to the fuel manifold through the lower channel inlet and extending downward from an upper portion of the combustor;
A direction change manifold provided at the distal end of the nozzle unit and connected to the lower direction channel, and
An upper direction channel connected to the direction change manifold and extending in an upper direction of the combustor.
containing
The combustor of a liquid rocket engine.
상기 하부방향채널은 상기 연소기 외피의 내벽과 상기 연소기 내피의 외벽 사이에 형성되고,
상기 상부방향채널은 상기 연소기 내피의 내부를 상하 방향으로 관통하여 연장하며,
상기 상부방향채널과 상기 하부방향채널은 서로 이격된
액체로켓엔진의 연소기.In paragraph 1,
The lower channel is formed between an inner wall of the combustor outer shell and an outer wall of the combustor inner shell,
The upward channel extends through the interior of the combustor endothelium in a vertical direction,
The upper direction channel and the lower direction channel are spaced apart from each other.
The combustor of a liquid rocket engine.
상기 방향전환 매니폴드는 환형으로 형성되고, 상기 하부방향채널로부터 유입되는 연료를 상기 상부방향채널로 유동하게 하는
액체로켓엔진의 연소기.In paragraph 2,
The direction change manifold is formed in an annular shape and allows the fuel introduced from the lower channel to flow into the upper channel.
The combustor of a liquid rocket engine.
상기 연료매니폴드 외피는 상기 연료입구 및 상기 연소기 외피에 각각 이어지는
액체로켓엔진의 연소기.In paragraph 1,
The fuel manifold shell is connected to the fuel inlet and the combustor shell, respectively.
The combustor of a liquid rocket engine.
상기 상부방향채널은 상기 하부방향채널의 양쪽에 각각 위치하는 제1, 제2 상부방향채널로 분기되었다가, 미리 정해진 지점에서 단일의 상부방향채널로 합류되는
액체로켓엔진의 연소기.In paragraph 3,
The upper direction channel diverges into first and second upper direction channels located on both sides of the lower direction channel, and then merges into a single upper direction channel at a predetermined point.
The combustor of a liquid rocket engine.
상기 노즐목에는 상기 노즐목을 지지하는 별도의 노즐목 지지부재(stiffener)가 구비되지 않는 액체로켓엔진의 연소기.In paragraph 1,
The combustor of a liquid rocket engine in which the nozzle neck is not provided with a separate nozzle neck support member (stiffener) for supporting the nozzle neck.
상기 하부방향채널은,
상기 연소기 외피의 내벽을 따라 형성된 환형부와,
상기 환형부 쪽으로 연장되고 상기 제1, 제2 상부방향채널 사이에 위치하는 반경방향부
를 포함하는 액체로켓엔진의 연소기.In paragraph 5,
The lower direction channel,
An annular portion formed along an inner wall of the combustor shell;
A radial portion extending toward the annular portion and located between the first and second upper channels.
A combustor of a liquid rocket engine comprising a.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US17/539,846 US11598290B2 (en) | 2021-07-02 | 2021-12-01 | Combustor of liquid rocket engine |
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|---|---|---|---|
| KR1020210087334 | 2021-07-02 | ||
| KR20210087334 | 2021-07-02 |
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| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
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Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| KR1020210150527A KR20230006371A (en) | 2021-07-02 | 2021-11-04 | Combustor of rocket engine |
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| Country | Link |
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Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20090073334A (en) | 2007-12-31 | 2009-07-03 | 한국항공우주연구원 | Two-direction regenerative cooling combustion chamber for liquid propellant rocket engine |
-
2021
- 2021-11-04 KR KR1020210150527A patent/KR20230006371A/en not_active Application Discontinuation
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20090073334A (en) | 2007-12-31 | 2009-07-03 | 한국항공우주연구원 | Two-direction regenerative cooling combustion chamber for liquid propellant rocket engine |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| E902 | Notification of reason for refusal |