KR20230089195A - Liquid rocket propulsion system - Google Patents

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KR20230089195A
KR20230089195A KR1020210177632A KR20210177632A KR20230089195A KR 20230089195 A KR20230089195 A KR 20230089195A KR 1020210177632 A KR1020210177632 A KR 1020210177632A KR 20210177632 A KR20210177632 A KR 20210177632A KR 20230089195 A KR20230089195 A KR 20230089195A
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김철웅
임병직
이준성
이기주
박재성
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한국항공우주연구원
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Abstract

A liquid rocket propulsion system according to one embodiment of the present invention comprises: an LOX tank; an LNG tank; a combustor; a first line which is connected to the LOX tank to supply an oxidizing agent to the combustor; a second line which is connected to the LNG tank to supply fuel to the combustor; an oxidizing agent pump which increases the pressure of the oxidizing agent of the LOX tank to move the same to the first line; a fuel pump which increases the pressure of the fuel of the LNG tank to move the same to the second line; and a turbine of a turbo pump which operates the oxidizing agent pump and the oxidizing agent pump. The second line comprises: a 2-1 line which guides fuel to a regenerative cooling channel of the combustor from the LNG tank; a 2-2 line which guides fuel discharged from the regenerative cooling channel of the combustor to the turbine of the turbo pump; and a 2-3 line which guides the fuel which has passed through the turbine to the combustion chamber of the combustor. Before the liquid rocket propulsion system is started, the first line and the 2-1 line are purged before starting. Furthermore, a starting and purging line which supplies turbo pump driving gas, provided to operate the turbine of the turbo pump, is connected to the entrance of the regenerative cooling channel. Therefore, starting may be easily performed.

Description

액체로켓추진기관{Liquid rocket propulsion system}Liquid rocket propulsion system

본 발명은 액체로켓추진기관에 관한 것으로, 상세하게는 자가증기가압(autogenous pressurization)을 사용하는 팽창식 사이클(expander cycle)을 적용한 액체로켓추진기관에 관한 것이다.The present invention relates to a liquid rocket propulsion engine, and more particularly, to a liquid rocket propulsion engine to which an expander cycle using autogenous pressurization is applied.

액체로켓추진기관은 액체 추진제(propellant)를 사용하는 로켓의 추진장치로서, 보통 연료(fuel)와 산화제(oxidizer)를 각각 별개의 탱크에 저장해 두었다가, 펌프 또는 가스의 압력에 의하여 고압의 연소실로 강제로 보내어 연소시킨다. A liquid rocket propulsion engine is a rocket propulsion system that uses liquid propellant. Usually, fuel and oxidizer are stored in separate tanks, and then forced into a high-pressure combustion chamber by a pump or gas pressure. send to burn

도 1을 참조하여, 기존의 액체로켓추진기관의 한 예에 대해 간략히 설명한다.Referring to FIG. 1, an example of a conventional liquid rocket propulsion engine will be briefly described.

극저온 LOX 탱크(100) 내에 배치된 헬륨 탱크(300)로부터 이송된 헬륨은 열교환기(400)를 거치면서 온도가 높아지고, 산화제탱크(100)와 연료탱크(200)로 다시 이송되어 헬륨이 산화제탱크(100)와 연료탱크(200)를 각각 가압하는 구성이다. The temperature of helium transported from the helium tank 300 disposed in the cryogenic LOX tank 100 increases as it passes through the heat exchanger 400, and is transferred back to the oxidizer tank 100 and the fuel tank 200 so that the helium is transferred to the oxidizer tank. (100) and the fuel tank (200) are each pressurized.

그런데 기존의 액체로켓추진기관은 헬륨으로 추진제 탱크(100,200)를 가압함으로써 별도의 헬륨 탱크(300)를 필요로 하는 등 구조가 복잡하고, 비용이 증가하며, 누설 등으로 신뢰성이 감소하는 문제점이 있었다. 또한, 기존의 액체로켓추진기관은 자세 제어(RCS; Reaction Control System)를 위하여 추력기(thruster)가 추가로 설치되어야 하며, 재점화시 가스발생기(프리버너, pre-burner)의 점화가 필요하였다. 또한, 우주환경에서는 추진제 포집장치(acquisition device)가 추가로 요구되는 문제점이 있었다.However, the conventional liquid rocket propulsion engine has problems such as requiring a separate helium tank 300 by pressurizing the propellant tanks 100 and 200 with helium, increasing cost, and reducing reliability due to leakage. . In addition, in the existing liquid rocket propulsion engine, a thruster must be additionally installed for a reaction control system (RCS), and a gas generator (pre-burner) needs to be ignited during re-ignition. In addition, there was a problem in that a propellant collection device (acquisition device) is additionally required in the space environment.

한국특허등록 제10-2015602호(2019.08.22.)Korean Patent Registration No. 10-2015602 (2019.08.22.)

본 발명은 상술한 바와 같은 종래기술의 문제점을 해결하기 위한 것으로서, 본 발명의 목적은 가스발생기가 없어도 시동 및 재시동이 용이하고, 무중력 상태에서 터보펌프 구동 없는 아이들(idle) 모드에서 시동이 가능하며, 또한 추진제 탱크 내부에서 기화로 인한 자가증기가압이 가능한 액체로켓추진장치를 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 easily start and restart without a gas generator, and to start in idle mode without turbo pump driving in zero gravity, In addition, it is to provide a liquid rocket propulsion device capable of self-vapor pressurization due to vaporization inside the propellant tank.

상기의 목적을 달성하기 위하여, 본 발명의 한 실시예에 따른 액체로켓추진장치는 LOX 탱크, LNG 탱크, 연소기, 상기 LOX 탱크에 연결되어 상기 연소기로 산화제를 공급하는 제1 라인, 상기 LNG 탱크에 연결되어 상기 연소기로 연료를 공급하는 제2 라인, 상기 LOX 탱크의 산화제를 승압하여 상기 제1 라인으로 이동시키는 산화제펌프, 상기 LNG 탱크의 연료를 승압하여 상기 제2 라인으로 이동시키는 연료펌프, 그리고 상기 산화제펌프 및 상기 산화제펌프를 가동하는 터보펌프의 터빈을 포함하며, 상기 제2 라인은, 상기 LNG 탱크로부터 상기 연소기의 재생냉각채널로 연료를 안내하는 제2-1 라인, 상기 연소기의 재생냉각채널로부터 유출되는 연료를 상기 터보펌프의 터빈으로 안내하는 제2-2 라인, 그리고 상기 터빈을 통과한 연료를 상기 연소기의 연소챔버로 안내하는 제2-3 라인을 포함하며, 상기 액체로켓추진장치의 시동 전에 상기 제1 라인 및 상기 제2-1 라인의 시동 전 배관 퍼지를 하고, 더불어 상기 터보펌프의 터빈을 구동하기 위한 터보펌프구동용 가스를 공급하는 시동 및 퍼지 라인이 재생냉각채널의 입구에 연결된 것을 특징으로 한다.In order to achieve the above object, the liquid rocket propulsion device according to an embodiment of the present invention is a LOX tank, an LNG tank, a burner, a first line connected to the LOX tank to supply an oxidizing agent to the burner, and a first line connected to the LNG tank A second line connected to supply fuel to the combustor, an oxidant pump that boosts the oxidant in the LOX tank and moves it to the first line, a fuel pump that boosts the fuel in the LNG tank and moves it to the second line, and It includes the oxidizer pump and a turbine of a turbo pump that operates the oxidizer pump, and the second line includes a 2-1 line for guiding fuel from the LNG tank to a regenerative cooling channel of the combustor, and regenerative cooling of the combustor. A 2-2 line for guiding the fuel flowing out from the channel to the turbine of the turbo pump, and a 2-3 line for guiding the fuel passing through the turbine to the combustion chamber of the combustor, the liquid rocket propulsion device The starting and purge lines supplying the gas for driving the turbo pump for driving the turbine of the turbo pump and purging the pipe before starting the first line and the line 2-1 before starting the regenerative cooling channel It is characterized by being connected to.

또한, 상기 제1 라인에는 액체로켓추진엔진의 시동 전에 상기 제1 라인에 유동한 상기 산화제를 외부 또는 상기 LOX 탱크로 배출하는 제4-1 라인이 연결되고, 상기 제2 라인에는 상기 액체로켓추진엔진의 시동 전에 상기 제2-1 라인에 유동한 상기 연료를 외부 또는 상기 LNG 탱크로 배출하는 제2-4 라인이 연결된 것을 특징으로 한다.In addition, a 4-1 line for discharging the oxidant flowing in the first line to the outside or to the LOX tank is connected to the first line before starting the liquid rocket propulsion engine, and to the second line is the liquid rocket propulsion engine. It is characterized in that the 2-4 line for discharging the fuel flowing in the 2-1 line to the outside or to the LNG tank before starting the engine is connected.

또한, 상기 제2-3 라인에 연결되어, 가온 된 연료 가스를 상기 LNG 탱크로 안내하는 제2-5 라인과, 상기 산화제펌프의 베어링부를 통과하면서 기화된 일부 산화제의 가스를 상기 LOX 탱크로 안내하는 제4-2 라인을 포함하는 것을 특징으로 한다.In addition, a 2-5 line connected to the 2-3 line and guiding the heated fuel gas to the LNG tank, and a gas of some oxidizing agent vaporized while passing through the bearing part of the oxidizing agent pump to the LOX tank. It is characterized in that it comprises a 4-2 line to do.

또한, 상기 제2-3 라인에 연결되고 상기 액체로켓추진기관의 작동시 일부 연료 가스를 방향제어용 RCS 노즐로 안내하는 제2-6 라인을 포함하는 것을 특징으로 한다.In addition, it is characterized in that it includes a line 2-6 connected to the line 2-3 and guiding some of the fuel gas to the RCS nozzle for direction control when the liquid rocket propulsion engine is operated.

또한, 상기 제2-1 라인에는 상기 재생냉각채널로의 연료의 유량 및 압력을 제어하는 제1 밸브가 구비되고, 상기 제1 라인에는 상기 연소챔버로의 산화제의 유량 및 압력을 제어하는 제2 밸브가 구비되는 것을 특징으로 한다.In addition, the 2-1 line is provided with a first valve for controlling the flow rate and pressure of the fuel into the regenerative cooling channel, and the first line has a second valve that controls the flow rate and pressure of the oxidizer into the combustion chamber. It is characterized in that a valve is provided.

또한, 상기 제2 밸브의 상류에는 제3 밸브가 구비되는 것을 특징으로 한다.In addition, it is characterized in that a third valve is provided upstream of the second valve.

상술한 구성을 가진 본 발명의 실시예에 따른 액체로켓추진장치는 다음과 같은 효과를 가진다.The liquid rocket propulsion device according to an embodiment of the present invention having the above configuration has the following effects.

본 액체로켓추진장치는 가스발생기가 없어서 시동 및 재시동에 용이하고, 구조가 간단하여 신뢰성이 높으며, 특히 무중력 상태에서 터보펌프 구동 없는 아이들 모드에서 시동이 가능하다.This liquid rocket propulsion device has no gas generator, so it is easy to start and restart, has a simple structure and is highly reliable, and can be started in idle mode without turbo pump operation in zero gravity.

또한, 고비용의 복잡한 헬륨 가압시스템의 사용을 배제할 수 있어, 무게가 감소되고, 추진제 탱크 내부에서 기화로 인한 자가증기가압이 가능하다.In addition, since the use of an expensive and complicated helium pressurization system can be excluded, the weight is reduced, and self-vapor pressurization due to vaporization inside the propellant tank is possible.

또한, 지상 또는 온보드 공압용기의 가스를 이용하여 터보펌프를 시동할 수 있다. In addition, the turbo pump can be started using gas from the ground or onboard pneumatic container.

또한, LNG 탱크 또는 제2 라인의 연료 가스를 이용하여 자세제어(RCS) 및 초저추력 비행이 가능하다.In addition, attitude control (RCS) and ultra-low thrust flight are possible using the LNG tank or the fuel gas of the second line.

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 액체로켓추진기관의 모식도이다.
도 2는 본 발명의 한 실시예에 따른 액체로켓추진기관의 주요구성의 모식도이다.1 is a schematic diagram of a conventional liquid rocket propulsion engine.
2 is a schematic diagram of the main configuration of a liquid rocket propulsion engine according to an embodiment of the present invention.

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 2에는 본 발명의 한 실시예에 따른 액체로켓추진기관의 모식도가 도시되어 있다. 한편, 본 기술이 속하는 기술분야에서 액체로켓엔진은 터보펌프, 연소기, 밸브, 배관의 집합체이고, 액체로켓추진기관은 액체로켓엔진에 추진제 탱크를 포함하는 개념으로 주로 사용된다. 2 is a schematic diagram of a liquid rocket propulsion engine according to an embodiment of the present invention. Meanwhile, in the technical field to which the present technology belongs, a liquid rocket engine is an assembly of a turbo pump, a combustor, a valve, and a pipe, and a liquid rocket propulsion engine is mainly used as a concept including a propellant tank in a liquid rocket engine.

본 발명의 한 실시예에 따른 액체로켓추진기관은 극저온 추진제(Cryogenic Propellant)를 담고 있는 LOX 탱크(1) 및 LNG 탱크(2)와, 연소기(3)와, LOX 탱크(1)에 연결되어 연소기(3)로 산화제를 공급하는 제1 라인(4)과, LNG 탱크(2)에 연결되어 연소기(3)로 연료를 공급하는 제2 라인(5)과, LOX 탱크(1)의 산화제를 승압하여 제1 라인(4)으로 이동시키는 산화제펌프(6)와, LNG 탱크(2)의 연료를 승압하여 제2 라인(5)으로 이동시키는 연료펌프(7)와, 산화제펌프(6) 및 연료펌프(7)를 가동하는 터빈(8)을 포함한다. 참고로, 터보펌프는 터빈, 연료 펌프, 산화제 펌프를 포함하며, 하나의 축으로 연결된 산화제 펌프와 연료 펌프가 같은 회전수로 구동되는 시스템일 수 있다. A liquid rocket propulsion engine according to an embodiment of the present invention is connected to a LOX tank (1) containing a cryogenic propellant, an LNG tank (2), a combustor (3), and a LOX tank (1) to generate a burner. The first line (4) for supplying the oxidizing agent to (3), the second line (5) connected to the LNG tank (2) and supplying fuel to the combustor (3), and the oxidizing agent in the LOX tank (1) are boosted. An oxidizer pump 6 for moving the fuel to the first line 4, and a fuel pump 7 for increasing the pressure of the fuel in the LNG tank 2 and moving it to the second line 5, the oxidizer pump 6 and the fuel It includes a turbine (8) which drives the pump (7). For reference, the turbo pump includes a turbine, a fuel pump, and an oxidizer pump, and may be a system in which the oxidizer pump and the fuel pump connected by one shaft are driven at the same rotational speed.

LOX 탱크(1)에는 산화제로서 액체산소(LOX)가 저장되고, LNG 탱크(2)에는 연료로서 액체메탄(LNG)이 저장된다.Liquid oxygen (LOX) is stored in the LOX tank 1 as an oxidizing agent, and liquid methane (LNG) is stored in the LNG tank 2 as a fuel.

제2 라인(5)은 배관 라인으로서 제2-1 라인(51), 제2-2 라인(52), 그리고 제2-3 라인(53)을 포함한다.The second line 5 includes a 2-1 line 51, a 2-2 line 52, and a 2-3 line 53 as a pipe line.

제2-1 라인(51)은 LNG 탱크(2)로부터 연소기(3)의 재생냉각채널(regenerative cooling channel)(31)로 연료를 안내한다. 참고로, 로켓의 연소실 안에서 발생한 고온고압의 연소가스는 연소실 벽면으로 흐르면서 매우 큰 열전달이 일어나는데, 이와 같은 고열로부터 연소실 벽면을 보호하기 위한 방법으로 재생냉각방법이 사용되고 있으며, 이는 연소실의 냉각에 사용된 추진제를 다시 연소에 참여시키는 것이다. 연소기 챔버에 재생냉각채널을 형성하여 연소실 벽면을 냉각시키는 구성은 널리 알려진 기술로서 본 발명의 요지와는 무관하므로 이에 대한 상세한 설명은 생략한다. The 2-1 line 51 guides the fuel from the LNG tank 2 to the regenerative cooling channel 31 of the combustor 3. For reference, the high-temperature, high-pressure combustion gas generated in the combustion chamber of the rocket flows along the wall of the combustion chamber, resulting in very large heat transfer. As a method to protect the wall surface of the combustion chamber from such high heat, the regenerative cooling method is used, which is used for cooling the combustion chamber. to re-engage the propellant in combustion. The configuration of forming a regenerative cooling channel in the combustor chamber to cool the wall of the combustion chamber is a well-known technique and is not related to the gist of the present invention, so a detailed description thereof will be omitted.

제2-2 라인(52)은 연소기(3)의 재생냉각채널(31)로부터 기화되어 유출되는 연료를 터보펌프의 터빈(8)으로 안내한다.The 2-2 line 52 guides the fuel vaporized and discharged from the regenerative cooling channel 31 of the combustor 3 to the turbine 8 of the turbo pump.

제2-3 라인(53)은 터빈(8)을 통과한 연료를 연소기(3)의 연소챔버(32)로 안내한다.The 2-3 line 53 guides the fuel passing through the turbine 8 to the combustion chamber 32 of the combustor 3.

액체로켓엔진의 시동 전에 제1 라인(4) 및 재생냉각채널(31), 제2-2 라인(52), 제2-3 라인(53)의 퍼지와 터보펌프의 터빈(8)을 구동하기 위한 헬륨 또는 질소를 공급하는 가스 라인(시동 및 퍼지 라인)(9)이 재생냉각채널(31)의 입구에 연결된다. 참고로, 본 액체로켓추진기관은 극저온 추진제를 사용하므로, 산화제펌프(6) 및 연료펌프(7)에 발생할 수 있는 캐비테이션(cavitation) 손상을 방지하기 위하여, 액체로켓엔진의 시동 전에 이들 배관 라인들을 추진제를 이용하여 사전에 냉각시킨다.To drive the purge of the first line 4, the regenerative cooling channel 31, the 2-2 line 52, and the 2-3 line 53 and the turbine 8 of the turbo pump before starting the liquid rocket engine. A gas line (start-up and purge line) 9 supplying helium or nitrogen for cooling is connected to the inlet of the regenerative cooling channel 31 . For reference, since this liquid rocket propulsion engine uses cryogenic propellant, in order to prevent cavitation damage that may occur to the oxidizer pump (6) and fuel pump (7), these pipe lines are disconnected before starting the liquid rocket engine. It is cooled in advance using a propellant.

또한, 제1 라인(4)에는 액체로켓엔진의 시동 전에 제1 라인(4)에 유동한 산화제(액체산소)를 외부 또는 LOX 탱크(1)로 배출하는 제4-1 라인(41)이 연결된다. 그리고 제2 라인(5)에는 액체로켓엔진의 시동 전에 제2-1 라인(51)에 유동한 연료(액체메탄)를 외부 또는 LNG 탱크(2)로 배출하는 제2-4 라인(54)이 연결된다.In addition, a 4-1 line 41 is connected to the first line 4 to discharge the oxidizing agent (liquid oxygen) flowing in the first line 4 to the outside or to the LOX tank 1 before starting the liquid rocket engine. do. And in the second line 5, the 2-4 line 54 for discharging the fuel (liquid methane) flowing in the 2-1 line 51 to the outside or to the LNG tank 2 before starting the liquid rocket engine. Connected.

본 액체로켓추진기관은 제2-5 라인(55)과 제4-2 라인(42)을 더 포함한다.This liquid rocket propulsion engine further includes a 2-5 line (55) and a 4-2 line (42).

제2-5 라인(55)은 제2-3 라인(53)에 연결되어, 가온 된 연료의 가스(메탄 가스)를 LNG 탱크(1)로 안내한다.The 2-5 line 55 is connected to the 2-3 line 53 and guides the heated fuel gas (methane gas) to the LNG tank 1.

제4-2 라인(42)은 산화제펌프(6)의 베어링부(미도시)를 통과하면서 기화된 산화제를 LOX 탱크(1)로 안내한다. 참고로, 터보펌프의 회전축의 고속회전으로 인해 산화제펌프(6)의 베어링부에는 고열이 발생하는데, 일부의 극저온 산화제를 산화제펌프의 베어링부로 흘려 냉각시키며, 이때 가열된 산화제의 가스(기체 산소)를 LOX 탱크(1)로 돌려 자가증기가압을 시행한다.The 4-2 line 42 guides the vaporized oxidant to the LOX tank 1 while passing through the bearing part (not shown) of the oxidant pump 6. For reference, due to the high-speed rotation of the rotating shaft of the turbo pump, high heat is generated in the bearing part of the oxidizing agent pump 6, and some cryogenic oxidizing agent is cooled by flowing into the bearing part of the oxidizing agent pump. to the LOX tank (1) to perform self-steam pressurization.

또한, 제2-6 라인(56)이 구비되며, 이는 제2-3 라인(53)에 연결되고 액체로켓추진장치의 작동시 일부 연료 가스(메탄 가스)를 방향제어용 RCS(Reaction Control System) 노즐(10)로 안내하여, 예컨대, 액체로켓의 롤(roll) 제어를 수행할 수 있다. In addition, a 2-6 line 56 is provided, which is connected to the 2-3 line 53 and when the liquid rocket propulsion device operates, some fuel gas (methane gas) is provided with a Reaction Control System (RCS) nozzle for direction control. Guided by 10, it is possible to perform, for example, roll control of a liquid rocket.

한편, 제2-1 라인(51)에는 연소기(3)의 재생냉각채널(31)로의 연료를 공급하는 개폐밸브(제1 밸브)(21)가 구비되고, 제1 라인(4)에는 연소기(3)의 연소챔버(32)로의 산화제의 유량 및 압력을 제어하는 제2 밸브(23)가 구비된다. 또한, 제2 밸브(23)의 하류에는 개폐밸브(제3 밸브)(22)가 구비될 수 있다. 유량제어밸브인 제2 밸브(23)는 엔진의 추진제 혼합비를 제어하는데 사용된다. 도 2에서, TCV(Thrust Control Valve)와 MRV(Mixture Ratio Valve)는 유량제어밸브이고, MOV(Main Oxidizer Valve)와 MFV(Main Fuel Valve)는 개폐밸브이다. On the other hand, the 2-1 line 51 is provided with an opening/closing valve (first valve) 21 for supplying fuel to the regenerative cooling channel 31 of the combustor 3, and the first line 4 has a combustor ( 3) is provided with a second valve 23 for controlling the flow rate and pressure of the oxidizing agent into the combustion chamber 32. In addition, an on/off valve (third valve) 22 may be provided downstream of the second valve 23 . The second valve 23, which is a flow control valve, is used to control the propellant mixture ratio of the engine. 2, a thrust control valve (TCV) and a mixture ratio valve (MRV) are flow control valves, and a main oxidizer valve (MOV) and a main fuel valve (MFV) are open/close valves.

이하에서는 상술한 구성을 가진 본 발명의 한 실시예에 따른 액체로켓추진기관의 작용에 대하여 설명한다.Hereinafter, the operation of the liquid rocket propulsion engine according to an embodiment of the present invention having the above-described configuration will be described.

일반적인 팽창식 사이클 액체로켓엔진은 상온의 재생냉각채널을 통과하면서 덥혀진 기체 메탄으로 터보펌프를 시동한다. 본 액체로켓엔진은 이에 추가하여 시동/퍼지 온보드 공압용기에 있는 가스를 사용하여 터보펌프의 시동을 빠르게 할 수 있다.A typical expandable cycle liquid rocket engine starts the turbopump with gaseous methane heated by passing through a room temperature regenerative cooling channel. In addition, this liquid rocket engine can start the turbo pump quickly by using the gas in the start/purge onboard pneumatic container.

또한, 본 액체로켓추진기관은 종래의 추진기관이 구비하던 가스발생기(Gas Generator)를 포함하지 않으며, 추진제 탱크(1,2) 내부에서 기화로 인한 자가증기가압(autogenous pressurization)이 가능하다. 참고로, 자가증기가압은 로켓의 액체 추진체를 가압하기 위해 스스로 생성된 기체 추진제를 사용하는 것이다. 기존의 액체 추진제 로켓은 헬륨과 같은 다른 기체로 가압된 경우가 많으며, 이를 사용하기 위해서는 가압 기체용 탱크를 배관 및 제어 시스템과 함께 수반해야 하는 문제점이 있었다. In addition, this liquid rocket propulsion engine does not include a gas generator that conventional propulsion engines had, and autogenous pressurization is possible due to vaporization inside the propellant tanks 1 and 2. For reference, self-steam pressurization is the use of self-generated gaseous propellant to pressurize the liquid propellant of a rocket. Conventional liquid propellant rockets are often pressurized with other gases such as helium, and in order to use them, a tank for pressurized gas must be accompanied with piping and control systems.

또한, 본 실시예에서는 연료 개폐밸브(21)와 산화제 개폐밸브(22)를 개방하여 액체로켓엔진을 시동한다.In addition, in this embodiment, the liquid rocket engine is started by opening the fuel on-off valve 21 and the oxidant on-off valve 22.

그러면, 제2-1 라인(51)을 유동한 액체 연료는 연소기(3)의 재생냉각채널(31)을 통과하면서 연소기(3)가 가지고 있는 초기의 열에 의해 기화된 후 제2-2 라인(52), 제2-3 라인(53)을 순차적으로 통과하면서 연소챔버(32)로 공급된다(터빈도 구동되기 시작함). 연료 가스의 일부는 제2-3 라인(53)에 연결된 제2-5 라인(55)을 따라 유동하여 LNG 탱크(2)로 보내져 LNG 탱크(2) 내의 액체 연료를 가압 즉, 자가증기가압을 시행한다. Then, the liquid fuel flowing through the 2-1 line 51 is vaporized by the initial heat of the combustor 3 while passing through the regenerative cooling channel 31 of the combustor 3, and then the 2-2 line ( 52), and is supplied to the combustion chamber 32 while sequentially passing through the 2-3 lines 53 (the turbine also starts to operate). A part of the fuel gas flows along the 2-5 line 55 connected to the 2-3 line 53 and is sent to the LNG tank 2 to pressurize the liquid fuel in the LNG tank 2, that is, self-vapor pressure. enforce

그리고 터보펌프의 회전축의 고속 회전에 따라 산화제펌프의 베어링부에는 고열이 발생하는데, LOX 탱크(1)로부터 극저온 산화제를 이 베어링부로 흘려보내고, 이때 기화된 산화제 가스 즉, 기체 산소를 제4-2 라인(42)을 통하여 LOX 탱크(1)로 돌려보내 자가증기가압을 시행한다. In addition, high heat is generated in the bearing part of the oxidant pump according to the high-speed rotation of the rotary shaft of the turbo pump. It is returned to the LOX tank (1) through line (42) for self-steam pressurization.

상술한 바와 같이 자가증기가압을 실시하여 액체 추진제를 로켓엔진에 공급할 때 펌프 입구에서 필요한 압력으로 유지하는데 도움을 줄 수 있다. As described above, self-steam pressurization can help to maintain the required pressure at the pump inlet when the liquid propellant is supplied to the rocket engine.

한편, 본 실시예에서는 제2-5 라인(55)을 구비하여 LNG 탱크(2)를 자가증기가압시키는 구성을 예시하고 있으나, 상술한 바와 같은 LOX 탱크(1)를 자가증기가압 시키는 구성을 LNG 탱크(2)에도 동일하게 적용할 수 있다. On the other hand, this embodiment exemplifies a configuration for self-steam pressurization of the LNG tank 2 with the 2-5 line 55, but the configuration for self-steam pressurization of the LOX tank 1 as described above is LNG The same can be applied to the tank 2 as well.

또한, 본 액체로켓추진기관은 기존의 추진기관의 가스발생기(프리버너)를 포함하지 않고, 팽창식 사이클(expander cycle)을 적용하고 있다. In addition, this liquid rocket propulsion engine does not include a gas generator (pre-burner) of an existing propulsion engine, and an expander cycle is applied.

즉, 연소 전의 추진제 중 연료를 연소기의 재생냉각채널(31)을 통과시킴으로써 고온의 노즐 및 연소실 주변에 순환시켜 열교환으로 에너지를 받아 가스화된 연료를 제2-2 라인(52)으로 흘려보내 터보펌프(터빈)(8)를 구동시킨다. 터보펌프(8)를 구동시킨 뒤 연료는 연소기의 연소챔버(32)로 보내져 산화제와 함께 연소된다. That is, by passing the fuel of the propellant before combustion through the regenerative cooling channel 31 of the combustor, it circulates around the high-temperature nozzle and combustion chamber, receives energy through heat exchange, and flows the gasified fuel to the 2-2 line 52 to the turbo pump (turbine) (8) is driven. After driving the turbo pump 8, the fuel is sent to the combustion chamber 32 of the combustor and combusted together with the oxidizer.

이와 같이, 본 실시예에서 액체로켓엔진은 가스발생기가 없어도 시동 및 재시동에 용이하고, 구조가 간단하여 신뢰성이 높으며, 특히 무중력 상태에서 터보펌프 구동 없는 아이들 모드에서 시동이 가능하다.As such, the liquid rocket engine in this embodiment is easy to start and restart without a gas generator, has a simple structure and is highly reliable, and can be started in an idle mode without turbo pump operation in zero gravity.

또한, 본 액체로켓추진기관은 제2-3 라인(53)으로부터 분기된 제2-6 라인(56)을 통하여 방향제어용 RCS 노즐(10)에 연료 가스(메탄 가스)를 공급하여 로켓의 자세제어 및 초저추력 비행을 수행할 수 있다. 한편, 본 실시예에서는 제2-6 라인(56)을 통하여 연료 가스를 RCS 노즐(10)로 공급하는 것을 예시하고 있으나, LNG 탱크(2) 내의 연료 가스를 이용하는 것도 가능하다. 이를 통하여, 엔진이 우주에서 정지 상태로 있을 때, 연료 가스를 추출해서 작은 추력이나 방향 제어를 할 수 있다.In addition, this liquid rocket propulsion engine controls the attitude of the rocket by supplying fuel gas (methane gas) to the RCS nozzle 10 for direction control through the 2-6 line 56 branched from the 2-3 line 53. and ultra-low thrust flight. On the other hand, in this embodiment, although supplying the fuel gas to the RCS nozzle 10 through the 2-6 line 56 is exemplified, it is also possible to use the fuel gas in the LNG tank 2. This allows for small thrust or direction control by extracting fuel gas when the engine is stationary in space.

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...LOX 탱크
2...LNG 탱크
3...연소기
31...재생냉각채널
4...제1 라인
41...제4-1 라인, 42...제4-2 라인
5...제2 라인
51...제2-1 라인, 52...제2-2 라인
53...제2-3 라인, 54...제2-4 라인
55...제2-5 라인, 56...제2-6 라인
6...산화제펌프
7...연료펌프
8...터빈
9...배관퍼지용 라인
10...방향제어용 RCS 노즐
21...연료 개폐밸브(제1 밸브)
22...산화제 개폐밸브(제2 밸브)1...LOX tank
2...LNG tank
3... Combustor
31 ... regenerative cooling channel
4...first line
41... 4-1 line, 42... 4-2 line
5...second line
51... line 2-1, 52... line 2-2
53... line 2-3, 54... line 2-4
55... line 2-5, 56... line 2-6
6 ... oxidant pump
7... fuel pump
8... turbine
9...Pipe purge line
10... RCS nozzle for direction control
21 ... fuel on-off valve (first valve)
22 ... oxidizer on-off valve (second valve)

Claims (6)

LOX 탱크, LNG 탱크, 연소기, 상기 LOX 탱크에 연결되어 상기 연소기로 산화제를 공급하는 제1 라인, 상기 LNG 탱크에 연결되어 상기 연소기로 연료를 공급하는 제2 라인, 상기 LOX 탱크의 산화제를 승압하여 상기 제1 라인으로 이동시키는 산화제펌프, 상기 LNG 탱크의 연료를 승압하여 상기 제2 라인으로 이동시키는 연료펌프, 그리고 상기 산화제펌프 및 상기 연료펌프를 가동하는 터보펌프의 터빈을 포함하는 액체로켓추진기관에서,
상기 제2 라인은,
상기 LNG 탱크로부터 상기 연소기의 재생냉각채널로 연료를 안내하는 제2-1 라인,
상기 연소기의 재생냉각채널로부터 유출되는 연료를 상기 터보펌프의 터빈으로 안내하는 제2-2 라인, 그리고
상기 터빈을 통과한 연료를 상기 연소기의 연소챔버로 안내하는 제2-3 라인
을 포함하며,
액체로켓엔진의 시동 전에 상기 제1 라인 및 상기 제2-1 라인의 시동 전 배관 퍼지를 하고, 더불어 상기 터보펌프의 터빈을 구동하기 위한 터보펌프구동용 가스를 공급하는 시동 및 퍼지 라인이 상기 재생냉각채널의 입구에 연결된 것
을 특징으로 하는 액체로켓추진기관.A LOX tank, an LNG tank, a combustor, a first line connected to the LOX tank and supplying an oxidant to the combustor, a second line connected to the LNG tank and supplying fuel to the combustor, and a step-up of the oxidant in the LOX tank A liquid rocket propulsion engine comprising an oxidant pump for moving the first line, a fuel pump for boosting the fuel in the LNG tank and moving the fuel in the second line, and a turbine of a turbo pump for operating the oxidizer pump and the fuel pump. at,
The second line is
A 2-1 line for guiding fuel from the LNG tank to the regenerative cooling channel of the combustor;
A 2-2 line for guiding the fuel discharged from the regenerative cooling channel of the combustor to the turbine of the turbo pump, and
2-3 line for guiding the fuel passing through the turbine to the combustion chamber of the combustor
Including,
Before starting the liquid rocket engine, the pipe purging of the first line and the line 2-1 is performed, and the starting and purge lines supplying the gas for driving the turbo pump to drive the turbine of the turbo pump are regenerated. connected to the inlet of the cooling channel
A liquid rocket propulsion engine characterized by a. 제1항에서,
상기 제1 라인에는 상기 액체로켓엔진의 시동 전에 상기 제1 라인에 유동한 상기 산화제를 외부 또는 상기 LOX 탱크로 배출하는 제4-1 라인이 연결되고,
상기 제2 라인에는 상기 액체로켓엔진의 시동 전에 상기 제2-1 라인에 유동한 상기 연료를 외부 또는 상기 LNG 탱크로 배출하는 제2-4 라인이 연결된 것
을 특징으로 하는 액체로켓추진기관.In paragraph 1,
The first line is connected to a 4-1 line for discharging the oxidant flowing in the first line to the outside or to the LOX tank before starting the liquid rocket engine,
The second line is connected to a 2-4 line for discharging the fuel flowing in the 2-1 line to the outside or to the LNG tank before starting the liquid rocket engine.
A liquid rocket propulsion engine characterized by a. 제1항에서,
상기 제2-3 라인에 연결되어, 가온 된 연료 가스를 상기 LNG 탱크로 안내하는 제2-5 라인과,
상기 산화제펌프의 베어링부를 통과하면서 기화된 일부 산화제의 가스를 상기 LOX 탱크로 안내하는 제4-2 라인
을 포함하는 것
을 특징으로 하는 액체로켓추진기관.In paragraph 1,
A 2-5 line connected to the 2-3 line and guiding the heated fuel gas to the LNG tank;
The 4-2 line for guiding the gas of some of the oxidizing agent vaporized while passing through the bearing part of the oxidizing agent pump to the LOX tank.
to include
A liquid rocket propulsion engine characterized by a. 제1항에서,
상기 제2-3 라인에 연결되고 상기 액체로켓추진기관의 작동시 일부 연료 가스를 방향제어용 RCS 노즐로 안내하는 제2-6 라인을 포함하는 것
을 특징으로 하는 액체로켓추진기관.In paragraph 1,
Connected to the 2-3 line and including a 2-6 line for guiding some fuel gas to the RCS nozzle for direction control when the liquid rocket propulsion engine is operated
A liquid rocket propulsion engine characterized by a. 제4항에서,
상기 제2-1 라인에는 상기 재생냉각채널로의 연료의 유량 및 압력을 제어하는 제1 밸브가 구비되고,
상기 제1 라인에는 상기 연소챔버로의 산화제의 유량 및 압력을 제어하는 제2 밸브가 구비되는 것
을 특징으로 하는 액체로켓추진기관.In paragraph 4,
The 2-1 line is provided with a first valve for controlling the flow rate and pressure of the fuel to the regenerative cooling channel,
The first line is provided with a second valve for controlling the flow rate and pressure of the oxidizing agent into the combustion chamber.
A liquid rocket propulsion engine characterized by a. 제5항에서,
상기 제2 밸브의 상류에는 제3 밸브가 구비되는 것을 특징으로 하는 액체로켓추진기관.In paragraph 5,
A liquid rocket propulsion engine, characterized in that a third valve is provided upstream of the second valve.
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