KR20230132766A - 단일 피스 로켓 엔진의 설계 및 제조 - Google Patents

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시에드 피르 모하메드 사아 카드리
스리나스 라비찬드란
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아그니쿨 코스모스 프라이빗 리미티드
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Abstract

본원에서는 우주선용 단일 피스의 일체형인 경량화된 비용 효율적인 3D 프린팅된 엔진이 개시된다. 도 5는 연료를 연소시키는 연소실, 상기 연료를 상기 연소실에 분사하는 분사기 플레이트(injector plate)(504), 상기 연료 혼합물을 점화시키는 점화기(502), 고온 가스를 통과시켜 추진력을 발생시키는 노즐(506) 및 재생 냉각을 위한 냉각 채널(508)을 포함하는 일체형 엔진을 도시한 것으로, 이들 모든 구성요소는 융합되어 단일 피스의 일체형 엔진을 형성한다. 본 발명의 엔진은 개별 구성요소를 조립할 필요가 없다. 또한, 엔진은 고급 항공우주 재료로 적층 제조된다. 따라서 조앨 제조된 엔진에 비해 엔진의 비용과 질량이 줄어들어 빈번한 미션 수행을 유도한다.

Description

단일 피스 로켓 엔진의 설계 및 제조
본 발명은 일반적으로 우주선(space vehicles)의 추진 엔진에 관한 것이다. 보다 구체적으로, 본 발명은 위성 발사체(satellite launch vehicle)에 사용되는 단일 피스(single piece)의 3D 프린팅된 일체형 추진 엔진(integrated propulsion engine)에 관한 것이다.
엔진은 하나의 형태의 에너지를 기계적 에너지로 변환하는데 사용되는 기계적 장치이다. 특히, 우주선의 추진 엔진은 물체를 앞으로 밀어내는 추진력(thrust)을 생성한다. 추진력은 로켓을 공기와 공간을 통해 이동시키는데 필요한 힘이다. 다른 유형의 엔진은 다른 방식으로 추진력을 발달시키지만, 모든 추진력은 뉴턴의 제 3 운동 법칙에 의존한다. 임의의 추진 시스템에서, 저장된 추진제(propellant)를 가속시키고, 이러한 가속에 대한 반응은 상기 시스템에 힘을 생성한다. 따라서, 추진력을 생성하기 위해, 로켓 추진제를 혼합하고 연소실에서 폭발시켜 노즐을 통과하는 고온 가스를 발생시켜서 추진력을 생성한다.
일반적으로, 추진제의 성질에 기초하면 우주선에 사용되는 엔진으로 2가지 유형이 있다. 액체 로켓의 경우에, 추진제는 개별적으로 저장되고 연소가 일어나는 연소실로 펌핑되는 반면, 고체 로켓의 경우에, 액체 추진제는 혼합되어 고체 실린더 내에 유지된다. 이러한 저장된 고체 추진제는 추진력을 생성하기 위해 점화기에 노출될 때에만 연소될 것이다.
전형적인 로켓 엔진을 제조하기 위한 시장에서의 종래의 관행은 수천 개의 하위구성요소들을 조심스럽게 제조한 다음, 이들을 용접하거나 이들을 함께 브레이싱(bracing)하는 것이다. 분사기 요소(injector elements), 엔진으로의 연료 주입을 담당하는 구성요소들은 컴퓨터 수치 제어(computer numerical control; CNC) 기계 상에서 약 6 내지 7개 피스의 금속으로 개별적으로 제조된다. 이어서, 이들 피스를 조심스럽게 함께 용접하여 하나의 분사기 요소를 제조한다. 전형적인 로켓 엔진은 수십 내지 수백 개의 분사기 요소를 갖는다. 따라서, 각각의 개별 분사기 요소는 금속 플레이트 상에 조심스럽게 조립된 다음, 플레이트 자체에 용접된다. 다음으로, 분사기 요소 사이의 플럼빙 통로(plumbing passages)(작은 파이프 또는 튜브)는 그 간극들(gaps)에서 조심스럽게 용접된다. 이러한 극도로 무거운 조립 구조물(extremely assembly heavy structure)을 분사기 플레이트(injector plate)라고 부른다. 이어서, 상기 분사기 플레이트는 연소실로 불리우는 원통형 피스(cylindrical piece)의 금속에 용접된다. 이어서, 이러한 일체형 구성요소들은 노즐에 다시 용접된다(이는 성형 또는 밀링에 의해 개별적으로 제조된다). 마지막으로, 냉각 채널(금속 튜브 또는 파이프)은 냉각제 유동을 허용하도록 엔진의 외곽(outside)를 따라 용접된다. 따라서, 종래 관행 하에서, 로켓 엔진은 총 약 1000개의 부품(parts)로 구성된다. 이어서, 전형적으로, 점화기가 또한 개별적으로 추가되어, 제조가 훨씬 더 복잡해진다.
따라서, 추진력을 생성하기 위해, 엔진의 질량 및 비용을 더 증가시키는 다수의 구성요소들이 요구된다. 또한, 전술한 바와 같이, 이들 다수의 구성요소들은 나사 및 볼트를 사용하여 순서대로 조립되어야 하고, 인력, 장비 및 비용의 요건이 높은 용접, 브레이싱 등과 같은 기술을 사용하여 조심스럽게 제조되어야 한다.
또한, 모든 엔진 구성요소들은 다양한 재료를 사용하여 다양한 장소에서 제조되며, 이것은 더 많은 시간 및 비용을 소비한다. 또한, 엔진을 형성하기 위한 다양한 구성요소들의 조립은 지루하고 번거롭다.
몇몇 종래 기술은 엔진의 다수의 구성요소들의 제작 및 엔진을 생산하기 위한 이들의 조립을 다룬다.
예를 들어 Dacunha Nelson 등의 유럽 특허 제3019722호(발명의 명칭: "Plated Polymer Components for A Gas Turbine Engine")는 원하는 기하학적 구조를 갖는 중합체 물품(polymer article)을 수동으로 성형하는 단계 및 상기 중합체 물품의 외부 표면을 무전해 도금, 전해 도금 또는 전기성형 방법을 이용하여 금속 층으로 도금하는 단계를 포함하는 가스 터빈 엔진에 일체로 될 수 있는 경량 금속 부품을 도금하는 방법을 다룬다.
Chen Yuntao 등의 미국 특허 제10215038 호(발명의 명칭: "Method and computer-readable model for additive manufacturing ducting arrangement for a gas turbine engine")는 가스 터빈 엔진을 위한 단일 구성요소들(즉, 덕트 장치(ducting arrangement))를 적층 제조하는 방법 및 컴퓨터-판독가능 모델을 다룬다.
엔진의 다양한 부품이 적층 제조(additive manufacturing)(3D 프린팅)를 이용하여 제조되더라도, 종래 기술 중 어느 것도 적층 제조에 의해 제조된 단일 피스의 일체형 엔진을 다루지 않아서, 엔진의 다양한 부품을 별도로 제조할 필요는 없었다.
게다가, 적층 제조에 있어서 종래의 엔진 설계(engine designs)는 다중 분사기-점화기 조합(multiple injector-igniter combinations)의 반복을 포함한다. 이들 부품은 통상적인 적층 제조 방법에 의해 다시 제조되는 경우 조립될 필요가 있는 다수의 개별 구성요소들로 구성된다.
따라서, 우주선에서 효과적으로 사용될 수 있는 3D 프린팅 방법에 의해 제조된 최적화된 설계를 갖는 단일의 일체형 추진 엔진에 대한 필요성이 존재한다.
본 발명의 주요 목적은 우주선용 단일 피스의 일체형 경량 엔진(single piece, integrated, light weight engine)을 적층 제조하는 방법을 제공하는 것이다.
본 발명의 다른 목적은 핵심 엔진 설계를 손상시키지 않고 상기 엔진에서 금속 분말을 탈-분말화하는 것을 돕는 엔진을 위한 신규하고 최적화된 설계를 제공하는 것이다.
본 발명의 또 다른 목적은 엔진 부품을 조립하는 데 사용되는 인력(manpower)을 없애고 엔진의 오류를 식별하는 데 도움이 되는 단일 피스(single piece)로 제조된 3D 프린팅된 엔진을 제공하는 것이다.
본 발명의 또 다른 목적은 서로 다른 구성요소들 사이의 부착 지점의 회피로 인해 신뢰성이 높은 3D 프린팅된 단일 피스의 일체형 엔진을 제공하는 것이다.
본 발명의 또 다른 목적은 3D 프린팅된 엔진의 질량을 감소시켜서 위성 발사 미션(satellite launching mission) 비용을 더욱 절감하는 것이다.
본 발명의 또 다른 목적은 적층 제조에 의한 엔진 제작의 턴어라운드 시간(turnaround time)을 고정시키는 것이며, 상기 제조 방법은 조립 공정을 더 신속하게 만들고 이에 의해 빈번한 발사(frequent launches)를 돕게 된다.
상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명은 단일 피스의 일체형 엔진을 적층 제조하는 방법을 제공한다.
상기 단일 피스의 일체형 엔진은 연료를 연소시키는 연소실, 상기 연료를 상기 연소실로 분사하는 분사기 플레이트(injector plate), 연료 혼합물을 점화시키는 점화기(igniter) 및 고온의 가스를 통과시켜서 추진력을 발생시키는 노즐을 포함하되, 여기서 이들 모든 구성요소는 적층 제조법에 의해 그들의 실제 생성 공정(their very creation process) 자체에서 일체화된다.
본 발명에 따르면, 단일 피스 엔진을 적층 제조하는 방법은: 엔진의 컴퓨터 지원 설계(computer-Aided Design; CAD)를 생성하는 단계; 각 층의 내부 채널(internal channels) 및 경로(paths)를 분석하여 CAD 파일을 검증하는 단계; 상기 CAD 파일을 표준 삼각형 언어(Standard Triangle Language; 이하 "STL"이라고 함) 파일로 변환시켜서 상기 엔진을 삼각형의 메쉬(meshes)로 형성하는 단계; 상기 STL 파일을 다중 층(multiple layers)으로 슬라이싱(slicing)하는 단계; 프린터 제조사 표준(printer manufacturer's standards)을 준수하도록 분말을 전-처리(pre-processing) 및 특성화(characterizing)하는 단계; 상기 분말을 빌드 플랫폼(build platform)에서 증착(depositing)하는 단계; 레이저 소스를 사용하여 상기 분말을 용융시킴으로써 분말 베드(powder bed)에서 분말을 선택적으로 융해시키는 단계; 상기 빌드 플랫폼을 아래로 이동시킴으로써 미리 증착된 층 위로 새로운 층의 분말을 스프레딩(spreading)하는 단계; 상기 단계들을 반복하여 단일 피스(single-piece)의 일체형 3D 프린팅된 엔진(integrated 3D printed engine)을 수득하는 단계;미-용융 분말(un-melted powders)을 제거하기 위해 회전 진동 테이블(rotating vibration table)을 사용하여 상기 프린팅된 부품을 탈-분말화(de-powdering)하는 단계; 상기 내부 채널 안에 남겨진 분말의 잔류물을 제거하기 위해 포트(ports)의 한 단부(end)로부터 공압(pneumatic pressure)을 가하는 단계; CT 스캔(scan)을 사용하여 상기 3D 프린팅된 엔진 부품을 검증하는 단계; 및 상기 엔진을 열처리하고 상기 빌드 플랫폼으로부터 설계된 3D 프린팅된 일체형 엔진을 제거하는 단계;를 포함한다.
엔진을 설계하는 동안, 기능 및 3D 프린팅을 고려하여 최적화된 설계를 얻기 위해 하기 영역에서 설계 반복이 수행된다: 점화기(예를 들어 화염 토치(flame torch), 피로테크닉(pyrotechnic) 및 피로포릭(pyrophoric) 점화기가 반복됨), 분사기(예를 들어 상이한 기하학적 구조를 구비한 핀틀(pintle), 동축, 샤워헤드 유형(showerhead types)이 반복됨), 노즐 및 재생 냉각 채널(regenerative cooling channels).
본 발명에 따르면, 단일 피스의 3D 프린팅된 엔진에서, 수백 번의 설계 반복은 서브 구성요소의 수를 감소시킨다. 3D 프린팅을 사용하여, (감산 제조(subtractive manufacturing)와는 대조적으로) 부품을 적층 제조하는 것이 가능하다. 단일 피스 엔진 설계는 다른 제조 공정에 대한 아무런 필요 없이 엔진이 3D 프린터에서 적층 제조되도록 신중하게 허용한다.
본 발명의 엔진은 위성 발사체(satellite launch vehicles), 위성 및 다른 우주 탐사선에 유용하다.
볼트, 나사, 용접 등이 없기 때문에, 상기 엔진은 유사한 추진력 등급의 엔진에 비해 극히 가볍다. 우주선에서 더 적은 질량을 갖는 3D 프린팅된 엔진을 사용하는 경우, 발사체 비용뿐만 아니라 미션 비용이 더 감소할 것이다.
본 발명의 목적 및 이점은 첨부된 도면과 함께 고려할 때 하기 상세한 설명으로부터 더 명백해질 것이다.
본 발명의 목적은 첨부된 도면을 참조하여 더욱 상세하게 설명될 것이다.
도 1의 1(a) 내지 1(e)는 CAD 공구에서 분사기의 하위구성요소 및 엔진의 분사기의 설계를 도시한다.
도 2의 2(a) 내지 2(d)는 CAD 공구에서 엔진의 점화기의 하위구성요소의 설계를 도시한다.
도 3의 3(a) 내지 3(f)는 CAD 공구에서 엔진의 재생 냉각 채널의 하위구성요소의 설계를 도시한다.
도 4(a) 및 도 4(b)는 본 발명에 따른 레이저 분말 베드 제조 공정의 셋업을 도시한다.
도 5는 본 발명의 3D 프린팅된 엔진의 전체 설계를 도시한다.
도 6은 엔진의 치수 사양을 제공한다.
도 7은 본 발명의 3D 프린팅된 엔진의 사시도를 도시한다.
도 8은 엔진의 다양한 탈-분말화 배향(de-powdering orientations)을 도시한다.
도 9는 위성 발사체에서 클러스터링된 구성으로 설계된 엔진을 도시한다.
본 발명은 우주선에서 사용되는 단일 피스의 일체형, 비용 효율적 엔진을 적층 제조하는 방법을 개시한다.
상기 단일 피스의 일체형 엔진은: 연료 및 산화제(oxidizer) 혼합물을 점화시키는 연소실, 상기 연료 및 산화제의 분무화된 혼합물을 상기 연소실에 분사하는 도 1a 내지 도 1e에 도시된 다수의 분사기 요소(multiple injector elements)를 포함한 분사기 플레이트, 상기 연료 혼합물을 점화하고 도 2a 내지 도 2d에 도시된 연소실에 분사된 주요 추진제를 점화시키는 화염을 제공하는 점화기(igniter), 플랜지(flanges) 또는 임의의 기계적 인터페이스(mechanical interfaces)의 사용 없이 연소실에 일체화되어 고온 가스(hot gas)를 통과시켜서 추진력을 발생시키는 노즐, 상기 연료를 순환시켜서 상기 엔진을 냉각시켜서 작동 온도를 유지시키는 도 3(a) 내지 도 3(f)에 도시된 재생 냉각 채널을 포함하되, 여기서 이들 모든 구성요소들은 적층 제조법에 의해서 그들의 실제 생성 공정 자체에서 융합 및 일체화된다.
본 발명에 따르면, 단일 피스 엔진을 적층 제조하는 방법은: 엔진의 컴퓨터 지원 설계(CAD)를 생성하는 단계; 전산 유체 역학(computational fluid mechanics) 및 3D 모델링(3D modeling)을 사용하여 각 층의 내부 채널 및 경로를 분석함으로써 CAD 파일을 검증하는 단계; 상기 CAD 파일을 표준 삼각형 언어(이하 "STL"이라고 함) 파일로 변환시켜서 상기 엔진을, 삼각형의 메쉬를 포함하는, 표면 파일(surface file)로 변환하는 단계; 상기 STL 파일을 다중 층으로 슬라이싱하는 단계; 프린터 제조사 표준(printer manufacturer's standards)을 준수하도록 분말을 전-처리(pre-processing) 및 특성화(characterizing)하는 단계; 한 층의 분말을 빌드 플랫폼(100) 위에 스프레딩하는 단계; 상기 분말을 빌드 플랫폼에서 증착하는 단계; 레이저 소스를 사용하여 상기 분말을 용융시킴으로써 분말 베드에서 분말을 선택적으로 융해시키는 단계; 상기 빌드 플랫폼을 아래로 이동시킴으로써 미리 증착된 층 위로 새로운 층의 분말을 스프레딩하는 단계; 상기 단계들을 반복하여 단일 피스의 일체형 3D 프린팅된 엔진을 수득하는 단계; 프린팅된 부품을 탈-분말화하여 미-용융 분말을 제거하는 단계; 상기 내부 채널 안에 남겨진 분말의 잔류물을 제거하기 위해 포트(ports)의 한 단부(end)로부터 공압(pneumatic pressure)을 가하는 단계; CT 스캔을 사용하여 상기 3D 프린팅된 엔진 부품을 검증하는 단계; 및 상기 엔진을 열처리하고 상기 빌드 플랫폼으로부터 상기 설계된 3D 프린팅된 일체형 엔진을 제거하는 단계;를 포함한다.
본 발명에 따르면, 엔진의 CAD 파일을 다중 층으로 슬라이싱시킨다. 레이저 분말 베드 융합 기술(laser powder bed fusion technology)을 이용하여 상기 엔진을 한층씩(layer-by-layer) 성장시킨다. 이 기술에서, 상기 엔진의 각 부분은 엔진의 길이를 따라 일체화된 방식으로 동시에 성장시킨다. 레이저 분말 베드 융합을 이용하는 적층 제조의 기본 공정이 도 4a 및 도 4b에 도시되어 있다. 먼저, 분말 층이 빌드 플랫폼(100) 상에 스프레딩되고, 선택적 영역(104)에서 분말을 용융시키는데 레이저 소스(102)가 사용된다. 일단 상기 층이 완성되면, 빌드 플랫폼(100)이 아래로 이동하고 분말의 새로운 층이 이전 층 위에 스프레딩된다. 상기 공정은 완전한 부품이 제조될 때까지 계속된다.
엔진을 설계하는 동안, 기능 및 3D 프린팅을 고려하여 최적화된 설계를 얻기 위해 하기 영역에서 설계 반복이 수행된다: 점화기(예를 들어 화염 토치, 피로테크닉 및 피로포릭 점화기가 반복됨), 분사기(예를 들어 상이한 기하학적 구조를 구비한 핀틀, 동축, 샤워헤드 유형이 반복됨), 노즐 및 재생 냉각 채널. 본 발명의 3D 프린팅된 엔진의 전체 설계는 도 5에 도시되어 있고, 그 치수 사양은 도 6에 도시되어 있다.
본 발명에서, 도 7을 참조하면, 엔진(500)의 CAD 설계는 하나의 피스로 일체화된 점화기(502), 분사기 및 분사기 플레이트(504), 냉각 채널(508), 트러스트 챔버(thrust chamber) 및 노즐(506)과 같은 모든 부품을 포함한다. CAD 파일 검증은 형성된 지지체가 경로를 차단할 수 있고 제거하는 것이 어렵게 되기 때문에 내부 채널 및 경로가 형성된 지지체가 없도록 만들어지는지를 보장하도록 각각의 층을 분석함으로써 완료된다.
또한, 본 발명에 따르면, 분말은 입자 크기 분포, 유동성(flowability), 탭 밀도(tap density) 및 재료 조성을 측정/분석하는 것을 특징으로 한다. 이러한 특성화는 원하는 기계적 특성을 얻기 위해 3D 프린터 제조사 표준과 비교된다. 일반적으로 사용되는 금속 분말은 인코넬 718(Inconel 718) 및 CuCrZr 합금을 포함하지만, 이로써 제한되지는 않는다.
본 발명에 따르면, 탈-분말화는 회전 진동 테이블(rotating vibration table)을 사용하여 수행된다. 빌드 플랫폼과 함께 엔진은 상기 회전 테이블 상에 로딩된다. 이어서, 미-용융 분말이 부품으로부터 제거되도록 상이한 배향으로 회전된다. 마지막으로, 포트의 일 단부로부터 공압이 가해져서 내부 채널 내부에 남아 있는 분말의 잔류물을 제거한다.
한 구현예에서, 본 발명의 단일 피스의 일체형 엔진은 직접 금속 레이저 소결(direct metal laser sintering), 레이저 용융 또는 전자 빔 용융(electron beam melting)과 같은 적층 제조 방법에 의해 제조된다.
탈-분말화는 특히 단일 피스의 엔진에 대한 직접 금속 레이저 소결법에서 가장 중요한 공정이다. 엔진 설계는 코어 엔진 설계를 손상시키지 않고 탈-분말화를 돕고, 또한 그 치수 정확도는 3D 프린터 자체의 고 해상도로 인해 매우 높다.
엔진의 모든 부품이 3D 프린팅되면, 모든 내부 냉각 채널 및 완전한 부품이 분말로 덮인다. 설계는 내부 공동으로부터 분말의 제거를 돕는다. 모든 내부 채널은 양 단부에서 개구에 연결된다. 이는 공압을 가함으로써 탈-분말화를 용이하게 할 것이다. 분말은 다른 단부를 통한 압력에 의해 채널로부터 제거된다. 이는 복합 채널로부터 분말을 제거하기 위한 별도의 포트를 추가하는 것을 피하는 것을 돕는다. 도 8은 엔진이 탈-분말화를 위해 유지되어야 하는 상이한 구성을 도시한다.
본 발명의 구현예에 따르면, 설계된 단일 피스의 일체형 엔진은 도 9에 도시된 바와 같이 위성 발사체에서 클러스터된 구성(clustered configuration)으로 사용될 수 있다.
상기 제안된 방법에 의해 제조된 단일 피스의 3D 프린팅된 엔진 설계의 이점은, 제한되지는 않지만, 하기의 것들을 포함한다:
● 모든 단일 엔진 구성요소는 3D 프린팅될 수 있다.
● 모든 단일 구성요소는 동일한 구성요소에서 동시에 3D 프린팅될 수 있다.
● 상기 구성요소(들)로부터의 미-용융 분말은 추가의 수동 제작 공정 없이 제거될 수 있다.
● 제조 공정 동안 인간 개입이 요구되지 않는다.
● 전체 로켓 엔진을 제조/제작하는데 96시간 미만이 걸린다.
● 동일한 양의 추진력을 생성하는데 유사 엔진보다 적은 질량.
● 모든 실현된 버전의 엔진은 제작 공정에서 인간 개입이 없기 때문에 정확하게 복제 가능하다.
또한, 단일 일체형 엔진은 엔진을 더 경량화하는 고급 항공우주 재료(aerospace materials)를 사용하여 제조된다. 상기 고급 항공우주 재료는 구리 및 그의 합금, 인코넬(inconel), 모넬(monel) 및 티타늄(titanium)과 같은 재료의 군으로부터 선택된다.
본 발명의 3D 프린팅된 엔진은 위성 발사체, 위성 및 다른 우주 탐사선에 유용하다. 본 발명은 또한 경량이고 비용 효율적인 엔진을 요구하는 임의의 유형의 차량(vehicle)에 적용 가능하다.
따라서, 제한되지는 않지만 본 발명의 이점은 단일 일체형 엔진의 안전성이 상이한 구성요소들 사이의 부착 지점의 회피로 인해 더 높다는 것을 포함한다. 단일 피스로서 엔진을 제조하는 것은 전통적으로 조립된 다중 구성요소 엔진에 비해 오류를 훨씬 쉽게 식별할 수 있으므로 검증이 더 쉽고 빠르다.
또한, 적층 제조 방법은 보다 빠른 회분식 생산(batch production)을 유도하고, 따라서 엔진을 조립하는 데 더 적은 시간이 소요된다. 또한, 볼트, 시일 및 다른 인터페이스 조인트의 회피로 인해, 적층 제조된 단일 피스 엔진(예를 들어 5 내지 6 kg)의 질량이 종래 제조된 엔진(예를 들어 20 내지 25 kg)보다 더 적다. 엔진의 질량이 더 적으면 차량의 전체 질량이 감소되고, 이에 의해 미션 비용 또한 감소된다.
더욱이, 기계 가공 작업이 감소되어 제조 공정에서 인간 개입이 더 적게 되고, 빠른 턴어라운드 시간을 유도한다. 엔진 제조의 보다 빠른 턴어라운드 시간은 조립 공정을 더 빠르게 하고, 이에 의해서 빈번한 발사를 돕는다. 엔진 제조를 위한 턴어라운드 시간은 약 3일이고 1주일 이내에 비행할 수 있는 자격이 부여된다. 이는 발사체의 조립을 빠르고 적절하게 한다.
본 발명의 전술한 기술은 통상의 기술자가 현재 최선의 방식으로 간주되는 것을 만들고 사용할 수 있게 하지만, 통상의 기술자는 본 명세서의 특정 구현예, 방법 및 구체예의 변형, 조합 및 등가물의 존재를 이해하고 인식할 것이다. 따라서, 본 발명은 전술한 구현예, 방법 및 구체예에 의해 제한되지 않아야 하지만, 청구된 바와 같은 본 발명의 범주 내의 모든 구현예 및 방법에 의해 제한되어야 한다.
100: 빌드 플랫폼 102: 레이저 소스
104: 부품/영역 500: 퍼포먼스 뷰
502: 점화기 504: 분사기 플레이트
506: 노즐 508: 재생 냉각 채널

Claims (10)

  1. 위성 발사체(satellite launch vehicle)용 엔진을 적층(additively) 제조하는 방법으로서,
    a. 상기 엔진의 컴퓨터 지원 설계(computer-Aided Design; CAD)를 생성하는 단계;
    b. 각 층의 내부 채널(internal channels) 및 경로(paths)를 분석하여 CAD 파일을 검증하는 단계;
    c. 상기 CAD 파일을 표준 삼각형 언어(Standard Triangle Language; "STL") 파일로 변환시켜서 삼각형의 메쉬(meshes)를 포함하는 표면 파일(surface file)로 변환하는 단계;
    d. 상기 STL 파일을 다중 층(multiple layers)으로 슬라이싱(slicing)하는 단계;
    e. 프린터 제조사 표준(printer manufacturer's standards)을 준수하도록 분말을 전-처리(pre-processing) 및 특성화(characterizing)하는 단계;
    f. 분말의 층을 빌드 플랫폼(build platform)(100) 위에 스프레딩(spreading)하는 단계;
    g. 상기 전-처리된 분말을 상기 빌드 플랫폼(100)에서 증착(depositing)하는 단계;
    h. 레이저 소스(102)를 사용하여 상기 분말을 용융시킴으로써 분말 베드(powder bed)에서 분말을 선택적으로 융해시키는 단계;
    i. 상기 빌드 플랫폼(100)을 아래로 이동시킴으로써 미리 증착된 층 위로 새로운 층의 분말을 스프레딩하는 단계;
    j. 상기 단계 e 내지 h를 반복하여 단일 피스(single-piece)의 일체형 3D 프린팅된 엔진(integrated 3D printed engine)을 수득하는 단계;
    k. 상기 엔진의 길이를 따라 설계된 엔진의 각각의 부품을 한층씩(layer-by-layer) 일체화된 방식(integrated fashion)으로 동시에 프린팅하는 단계;
    l. 미-용융 분말(un-melted powders)을 제거하기 위해 회전 진동 테이블(rotating vibration table)을 사용하여 상기 프린팅된 부품을 탈-분말화(de-powdering) 하는 단계;
    m. 상기 내부 채널 안에 남겨진 분말의 잔류물을 제거하기 위해 포트(ports)의 한 단부(end)로부터 공압(pneumatic pressure)을 가하는 단계;
    n. CT 스캔(scan)을 사용하여 상기 3D 프린팅된 엔진 부품을 검증하는 단계; 및
    o. 상기 엔진을 열처리하고 상기 빌드 플랫폼으로부터 설계된 3D 프린팅된 일체형 엔진을 제거하는 단계;
    를 포함하는, 방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    점화기(igniters)(502), 분사기(injectors), 노즐(nozzle)(506) 및 재생 냉각 채널(regenerative cooling channels)(508)을 포함하는 엔진 구성요소를 포함한 설계 기능(design functions)을 반복하는 것을 포함하는, 방법.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 점화기(502)는 화염 토치(flame torch), 피로테크닉(pyrotechnic) 및 피로포릭(pyrophoric) 점화기를 포함하는 군으로부터 선택되는, 방법.
  4. 제 2 항에 있어서,
    상기 분사기는 가변 기하학적 구조를 구비한 핀틀(pintle), 동축, 샤워헤드 유형(showerhead types)을 포함하는 군으로부터 선택되는, 방법.
  5. 제 1 항에 있어서,
    입자 크기 분포(particle size distribution), 유동성(flowability), 탭 밀도(tap density) 및 재료 조성(material composition)을 측정(measuring)하기 위해 상기 분말을 특성화하는, 방법.
  6. 제 1 항에 있어서,
    전산 유체 역학(computational fluid mechanics) 및 3D 모델링(3D modeling)을 사용하여 각 층의 상기 내부 채널 및 경로를 분석하는, 방법.
  7. 위성 발사체에서의 엔진으로서,
    a. 연료 및 산화제(oxidizer) 혼합물을 점화하는 연소실(combustion chamber);
    b. 상기 연료 및 산화제의 분무화된 혼합물을 상기 연소실로 분사하기 위한 다중 분사기 요소(multiple injector elements)를 포함하는 분사기 플레이트(injector plate)(504);
    c. 연료 혼합물을 점화하고 상기 연소실 내로 분사된 주요 추진제(main propellants)를 점화하기 위한 화염을 제공하는 점화기(502);
    d. 플랜지(flanges) 또는 임의의 기계적 인터페이스(mechanical interfaces)의 사용 없이 상기 연소실에 일체화되어 고온 가스(hot gas)를 통과시켜서 추진력(thrust)을 발생시키는 노즐(506); 및
    e. 상기 연료를 순환시키고 상기 엔진을 냉각시켜서 작동 온도를 유지시키는 재생 냉각 채널(508);
    을 포함하되,
    상기 a 내지 e는 제 1 항의 적층 제조 방법에 의해 융합되고 일체화되어 단일 피스의 일체형 엔진을 형성하는,
    엔진.
  8. 제 7 항에 있어서,
    상기 점화기(502)는 연소실 및 상기 연료 및 산화제 혼합물을 점화하여, 상기 주요 추진제를 점화하는 화염을 생성하는 스파크 플러그(spark plug)를 구비하는, 엔진.
  9. 제 7 항에 있어서,
    상기 엔진은 항공우주 재료(aerospace materials)로 적층 제조되는, 엔진.
  10. 제 9 항에 있어서,
    상기 항공우주 재료는 구리 및 그의 합금, 인코넬(inconel), 모넬(monel) 및 티타늄(titanium)을 포함하는 군으로부터 선택되는, 엔진.
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