KR100470278B1 - rocket engine for test - Google Patents
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Abstract
본 발명에 의한 실험용 로켓엔진은 연료공급통로가 형성되어 로켓본체에 연결설치되는 연료공급부와, 상기 연료공급부가 연결설치되고 측부에 산화제공급구가 구비되며 복수의 인젝터가 설치된 혼합기헤드와, 상기 혼합기헤드에 연결설치되고 측부에 점화기 설치구가 형성된 점화기 설치부와, 이중원통으로 형성되어 바깥 원통부에 제 1연료주입구 및 제 1연료출구가 각각 구비되며 상기 점화기 설치부에 연결설치되는 연소실과, 이중원통으로 형성되어 바깥 원통부에 제 2연료주입구 및 제 2연료출구가 각각 구비되며 상기 연소실에 연결설치된 노즐부를 포함하여 구성되어, 로켓엔진에 천연가스를 연료로 사용할 수 있도록 실험용으로 모사제작된 실험용 로켓엔진으로 구성되어, 실험에 소요되는 비용이 저감되고, 지상에서 로켓엔진의 연소특성의 관측이 용이해지는 효과가 있다.Experimental rocket engine according to the present invention has a fuel supply passage is formed in the fuel supply passage is connected to the rocket main body, the fuel supply unit is connected to the mixer is provided with an oxidant supply port on the side and a plurality of injector is installed, the mixer An igniter installation unit connected to the head and formed with an igniter installation unit on the side, a combustion cylinder connected to the igniter installation unit, and a combustion chamber formed in a double cylinder and having a first fuel inlet and a first fuel outlet respectively formed in a double cylinder. Experimental rocket formed in a cylinder and provided with a second fuel inlet and a second fuel outlet, respectively, and including a nozzle unit connected to the combustion chamber, and simulated to use natural gas as fuel in the rocket engine. It is composed of an engine, which reduces the cost of the experiment and improves the combustion characteristics of the There is an effect that the observation becomes easy.
Description
본 발명은 연료와 산화제를 추진제로 사용하는 실험용 로켓엔진에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 천연가스를 연료로 사용하여 지상에서 용이하게 실험할 수 있도록 개량한 실험용 로켓엔진에 관한 것이다.The present invention relates to an experimental rocket engine using a fuel and an oxidant as a propellant, and more particularly, to an experimental rocket engine improved by using natural gas as a fuel to be easily tested on the ground.
일반적으로 로켓은 추진제를 태워서 만드는 고압가스를 분사하여 추진력을 얻는 장치로서, 인공위성을 지구 궤도상에 올리기 위해 사용된다.In general, a rocket is a device that obtains propulsion by injecting high-pressure gas produced by burning propellant, and is used to put satellites in orbit.
상기한 로켓의 엔진은 매우 큰 힘을 내는 만큼 추진제를 빨리 태우므로 짧은 시간 동안에 많은 추진제를 소모하고, 고온의 연소가스를 발생시킨다.The engine of the rocket burns propellant as quickly as it exerts a very large force, so it consumes a lot of propellant in a short time and generates hot combustion gas.
여기서, 추진제는 연료와 산화제로 구분되는데, 상기 연료로는 가솔린, 파라핀, 액체수소 따위가 사용되며, 산화제로는 사산화이질소(N2O4), 액화산소 따위가 사용된다. 산화제는 연료가 탈 때 필요한 산소를 공급해주기 때문에 공기 중에 산소가 거의 없는 우주공간에서도 날아갈 수 있다.Here, the propellant is divided into a fuel and an oxidizing agent. As the fuel, gasoline, paraffin, and liquid hydrogen are used, and as the oxidizing agent, dinitrogen tetraoxide (N 2 O 4 ) and liquefied oxygen are used. The oxidant provides the oxygen needed to burn fuel, so it can fly in space where there is little oxygen in the air.
최근의 세계적인 동향으로는 환경오염이 적고 높은 추력을 발생시키는 청정연료로 알려진 천연가스를 연료로 사용하는 로켓엔진 개발의 필요성이 대두되고 있다. 이러한 로켓엔진의 개발기술은 수많은 시험과 경험을 통하여 얻을 수 있다.Recent global trends have led to the need for the development of rocket engines using natural gas, known as clean fuel, which produces less environmental pollution and generates high thrust. The development technology of such a rocket engine can be obtained through numerous tests and experiences.
그러나, 종래의 실험용 로켓엔진은 엔진의 형상 및 연소특성이 상기 천연가스와 상이한 일반연료를 기준으로 제작되어 정확한 실험이 불가하고, 운용시 비용이 많이 소요되며, 관측이 용이하지 않은 문제점이 있다.However, the conventional experimental rocket engine has a problem in that the shape and combustion characteristics of the engine are manufactured on the basis of general fuel different from the natural gas, so that accurate experiments are impossible, costly in operation, and not easy to observe.
본 발명은 상기한 종래 기술의 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서, 천연가스를 연료로 사용하는 로켓엔진을 실험용으로 모사제작하여 저렴한 비용으로 지상에서 용이하게 실험할 수 있는 실험용 로켓엔진을 제공하는데 그 목적이 있다.The present invention has been made to solve the above problems of the prior art, by providing a laboratory rocket engine that can be easily experimented on the ground at low cost by simulating the rocket engine using natural gas as an experiment for that There is a purpose.
도 1은 본 발명에 의한 실험용 로켓엔진이 도시된 정면도,1 is a front view showing an experimental rocket engine according to the present invention;
도 2는 본 발명에 의한 실험용 로켓엔진이 도시된 단면도이다.2 is a cross-sectional view showing an experimental rocket engine according to the present invention.
<도면의 주요 부분에 관한 부호의 설명><Explanation of symbols on main parts of the drawings>
10 : 연료공급부 11 : 연료공급통로10: fuel supply unit 11: fuel supply passage
12 : 연료확산부 15 : 제 1연결호스12: fuel diffusion unit 15: the first connection hose
20 : 혼합기헤드 21 : 산화제공급구20: mixer head 21: oxidant supply port
30 : 점화기 설치부 31 : 점화기 설치구30: igniter mounting portion 31: igniter mounting hole
32 : 점화플러그 40 : 연소실32: spark plug 40: combustion chamber
41 : 제 1연료출구 42 : 제 1연료주입구41: first fuel exit 42: first fuel injection
43 : 제 1공간부 45 : 제 2연결호스43: first space part 45: second connection hose
50 : 노즐부 51 : 제 2연료출구50 nozzle part 51 second fuel outlet
52 : 제 2연료주입구 53 : 제 2공간부52: second fuel injection port 53: the second space
S1 : 연료 S2 : 산화제S1: fuel S2: oxidant
상기한 과제를 해결하기 위한 본 발명에 의한 실험용 로켓엔진은 연료공급통로가 형성된 연료공급부와, 상기 연료공급부에 연결설치되고 측부에 산화제공급구가 구비되며 복수의 인젝터가 설치된 혼합기헤드와, 상기 혼합기헤드에 연결설치되고 측부에 점화기 설치구가 형성된 점화기 설치부와, 이중원통으로 형성되어 바깥 원통부에 제 1연료주입구 및 제 1연료출구가 각각 구비되며 상기 점화기 설치부에 연결설치되는 연소실과, 이중원통으로 형성되어 바깥 원통부에 제 2연료주입구 및 제 2연료출구가 각각 구비되며 상기 연소실에 연결설치된 노즐부를 포함하여 구성된다.Experimental rocket engine according to the present invention for solving the above problems is a fuel supply unit is formed with a fuel supply passage, a mixer head connected to the fuel supply unit and provided with an oxidant supply port on the side and a plurality of injectors, the mixer An igniter installation unit connected to the head and formed with an igniter installation unit on the side, a combustion cylinder connected to the igniter installation unit, and a combustion chamber formed in a double cylinder and having a first fuel inlet and a first fuel outlet respectively formed in a double cylinder. A second fuel injection port and a second fuel outlet are respectively formed in the outer cylinder portion and are provided with a nozzle unit connected to the combustion chamber.
이하, 본 발명의 실시 예를 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명한다.Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.
도 1은 본 발명에 의한 실험용 로켓엔진이 도시된 정면도이고, 도 2는 본 발명에 의한 실험용 로켓엔진이 도시된 단면도이다.1 is a front view showing an experimental rocket engine according to the present invention, Figure 2 is a cross-sectional view showing an experimental rocket engine according to the present invention.
본 발명에 의한 실험용 로켓엔진은 도 1과 도 2에 도시된 바와 같이, 연료공급통로(11)가 형성된 연료공급부(10)와, 상기 연료공급부(10)가 연결설치되고 측부에 산화제공급구(21)가 구비되며 복수의 인젝터(23)가 설치된 혼합기헤드(20)와, 상기 혼합기헤드(20)에 연결설치되고 측부에 점화기 설치구(31)가 형성된 점화기 설치부(30)와, 이중원통으로 형성되어 바깥 원통부에 제 1연료주입구(42) 및 제 1연료출구(41)가 각각 구비되며 상기 점화기 설치부(30)에 연결설치되는 연소실(40)과, 이중원통으로 형성되어 바깥 원통부에 제 2연료주입구(52) 및 제 2연료출구(51)가 각각 구비되며 상기 연소실(40)에 연결설치된 노즐부(50)를 포함하여 구성된다.As illustrated in FIGS. 1 and 2, the experimental rocket engine according to the present invention includes a fuel supply unit 10 in which a fuel supply passage 11 is formed, and the fuel supply unit 10 is connected and an oxidant supply port is formed at a side thereof. A mixer head 20 having a plurality of injectors 23 is provided, a igniter mounting portion 30 connected to the mixer head 20 and having an igniter mounting portion 31 formed at a side thereof, and a double cylinder. It is formed in the outer cylindrical portion is provided with a first fuel inlet 42 and the first fuel outlet 41, respectively, and is connected to the igniter installation portion 30, the combustion chamber 40 and a double cylinder formed in the outer cylindrical portion The second fuel injection port 52 and the second fuel outlet 51 are provided, respectively, and include a nozzle unit 50 connected to the combustion chamber 40.
상기 연료공급부(10)는 상기 연료공급통로(11)에서 공급되는 연료가 상기 로켓엔진의 축방향으로 균질하게 분출되도록 연료가 확산되는 연료확산부(12)가 형성된다.The fuel supply unit 10 has a fuel diffusion unit 12 in which fuel is diffused so that the fuel supplied from the fuel supply passage 11 is uniformly ejected in the axial direction of the rocket engine.
상기 혼합기헤드(20)는 측면에 형성된 산화제공급구(21)를 통해 산화제(S2)가 공급되어 상기 연료공급부(10)에서 분출되는 연료가 충돌되며 미립질로 혼합되어 분무되도록 구성된다.The mixer head 20 is configured to supply the oxidant (S2) through the oxidant supply port 21 formed on the side to collide with the fuel ejected from the fuel supply unit 10 and to be mixed and sprayed into fine particles.
한편, 상기 점화기 설치부(30)는 상기 점화기 설치구(31)에 점화플러그(32)가 삽입되어 상기 혼합기헤드(20)에서 미립질로 혼합된 연료와 산화제에 불꽃을 일으켜 상기 연료와 산화제가 발화되도록 이루어진다.On the other hand, the igniter mounting portion 30 is a spark plug 32 is inserted into the igniter mounting hole 31 to ignite the fuel and oxidant mixed finely in the mixer head 20 to ignite the fuel and oxidant Is made possible.
상기 연소실(40)은 상기 점화기 설치부(30)에서 점화된 연료 및 산화제의 연소가 촉진되는 곳으로서, 연소된 고온, 고압의 연소가스가 상기 노즐부(50)로 분사된다.The combustion chamber 40 is a place where the combustion of the fuel and the oxidant ignited by the igniter installation unit 30 is promoted, and the combustion gas of the high temperature and high pressure that is combusted is injected into the nozzle unit 50.
여기서, 상기 연소실(40)은 이중원통의 내부에 상기 제 1연료주입구(42)에서 주입된 연료가 상기 연소실(40)의 외측을 순환되며 고온으로 가열된 상기 연소실(40)과 열교환되며 상기 연소실(40)을 냉각시키는 동시에 예열되어 상기 제 1연료출구(41)로 배출되도록 연료가 관통되는 제 1공간부(43)가 형성된다.Here, the combustion chamber 40 is a fuel injected from the first fuel inlet 42 inside the double cylinder is circulated outside the combustion chamber 40 and heat exchanged with the combustion chamber 40 heated to a high temperature and the combustion chamber A first space portion 43 is formed through which the fuel penetrates while cooling the 40 and is preheated to be discharged to the first fuel outlet 41.
상기 노즐부(50)는 상기 연소실(40)에서 분사되는 고온, 고압의 연소가스가 분사되며 추진력을 발생시키는 곳으로서, 상기 노즐부(50)는 종을 두 개 업어놓은 모양의 컨버전-디버전형 노즐로 형성된다. 즉, 상기 노즐부(50)는 상기 연소실(40)에서 멀어질수록 단면적이 작아지다가 다시 커지는 형태로 형성된다.The nozzle unit 50 is a place where the high-temperature, high-pressure combustion gas injected from the combustion chamber 40 is injected and generates a propulsion force, and the nozzle unit 50 is a conversion-diversion type of two vertically stacked shapes. It is formed by a nozzle. That is, the nozzle unit 50 is formed in a shape where the cross-sectional area decreases as the distance from the combustion chamber 40 decreases and then increases again.
또한, 상기 노즐부(50)는 이중원통의 내부에 상기 제 2연료주입구(52)에서 주입된 연료(S1)가 상기 노즐부(50)의 외측을 순환되며 고온으로 가열된 상기 노즐부(50)와 열교환되며 상기 노즐부(50)를 냉각시키는 동시에 예열되어 상기 제 2연료출구(51)로 배출되도록 연료가 관통되는 제 2공간부(53)가 형성된다.In addition, the nozzle unit 50 has the fuel (S1) injected from the second fuel injection port 52 inside the double cylinder circulated outside the nozzle unit 50 and heated to a high temperature in the nozzle unit 50 And a second space portion 53 through which the fuel penetrates to be preheated and discharged to the second fuel outlet 51 while simultaneously exchanging heat with the nozzle 50.
한편, 상기 실험용 로켓엔진은 상기 연료공급통로(11)와 상기 제 1연료출구(41)의 연결부에 제 1연결호스(15)가 연결되고, 상기 제 1연료주입구(42)와 상기 제 2연료출구(51)의 연결부에 제 2연결호스(45)가 연결되어 상기 제 2연료주입구(52)로 주입된 연료(S1)가 상기 연료공급부(10)로 공급되도록 구성된다.In the experimental rocket engine, a first connection hose 15 is connected to a connection portion between the fuel supply passage 11 and the first fuel outlet 41, and the first fuel inlet 42 and the second fuel are connected to each other. The second connection hose 45 is connected to the connection portion of the outlet 51 so that the fuel S1 injected into the second fuel inlet 52 is supplied to the fuel supply unit 10.
한편, 상기 실험용 로켓엔진은 내부관찰이 용이토록 각각의 부품이 분해가능하게 이루어지는데 이를 위해 각부품이 연결되는 곳에는 분해가능한 체결수단이 형성된다.On the other hand, the experimental rocket engine is made to decompose each component so that the internal observation is easy, for this purpose, a decomposable fastening means is formed where each component is connected.
이를 위해 상기 체결수단은 각각의 단부에 플랜지(16)(26)(46)(48)(56)가 형성되고, 상기 플랜지의 내측에는 기밀유지를 위해 개스킷이 배치되며, 근접하는 두 개의 플랜지의 어느 한쪽의 플랜지에 암나사 가공된 볼트구멍이 다수개 형성되어 다른 한쪽의 플랜지에 형성된 볼트홀을 통해 볼트로서 일체로 체결된다.To this end, the fastening means are flanges 16, 26, 46, 48, 56 are formed at each end, a gasket is disposed inside the flange for airtightness, the two adjacent flanges A plurality of female threaded bolt holes are formed in one flange, and are integrally fastened as bolts through the bolt holes formed in the other flange.
여기서, 상기 개스킷은 메탈재질로 형성되고, 상기 혼합기헤드(20) 제 2플랜지(26)의 일측에 형성된 제 1나사부(22)에 제 1볼트(17a)가 상기 연료공급부(10)의 제 1플랜지(16)의 일측에 형성된 제 1볼트홀(17)을 관통되어 상기 연료공급부(10)와 상기 혼합기헤드(20)를 일체로 체결시킨다.Here, the gasket is formed of a metal material, and the first bolt 17a is formed on the first screw portion 22 formed on one side of the mixer head 20 and the second flange 26. The fuel supply unit 10 and the mixer head 20 are integrally fastened by passing through the first bolt hole 17 formed at one side of the flange 16.
그리고, 상기 혼합기헤드(20) 제 2플랜지(26)의 일측에 형성된 제 1나사부(22)의 다른 한편에 제 2볼트(47a)가 상기 연소실(40)의 제 3플랜지(46) 일측에 형성된 제 2볼트홀(47)을 관통되어 상기 점화기 설치부(30) 및 상기 연소실(40)을 일체로 체결시킨다.In addition, a second bolt 47a is formed at one side of the third flange 46 of the combustion chamber 40 on the other side of the first screw portion 22 formed at one side of the second flange 26 of the mixer head 20. The second bolt hole 47 penetrates the igniter installation unit 30 and the combustion chamber 40 integrally.
또한, 상기 연소실(40)의 제 4플랜지(48) 일측에 형성된 제 2나사부(49)에 상기 노즐부(50)의 제 5플랜지(56) 일측에 형성된 볼트홀(57)을 통해 볼트(57a)로서 일체로 체결된다.In addition, the bolt 57a is formed in the second screw part 49 formed at one side of the fourth flange 48 of the combustion chamber 40 through a bolt hole 57 formed at one side of the fifth flange 56 of the nozzle part 50. It is fastened integrally as
이때, 상기 로켓엔진에 형성된 각각의 플랜지(16)(26)(46)(48)(56) 조립면에 형성된 단차가 고온, 고압의 연소가스에 용융되는 것이 방지되도록 내측단차가 0.3mm 내지 0.5mm 이하로 제한되는 한편, 상기 단차의 모서리가 유류저항이 감소되도록 라운드형상으로 형성된다.At this time, the inner step is 0.3mm to 0.5 so that the step formed on each of the flanges 16, 26, 46, 48 and 56 formed on the rocket engine is prevented from melting in the combustion gas of high temperature and high pressure. While limited to mm or less, the corner of the step is formed in a round shape so that the oil resistance is reduced.
여기서, 상기 실험용 로켓엔진의 주진력을 발생시키는 연료(S1)로 환경친화성이 우수한 천연가스로 이루어지고, 상기 연료를 산화시키는 산화제(S2)는 액화산소로 이루어진다.Here, the fuel (S1) for generating the main force of the experimental rocket engine is made of natural gas excellent in environmental friendliness, the oxidizing agent (S2) for oxidizing the fuel is made of liquefied oxygen.
상기와 같이 구성된 실험용 로켓엔진의 작동을 설명하면 다음과 같다.Referring to the operation of the experimental rocket engine configured as described above are as follows.
먼저, 천연가스탱크(미도시)으로부터 천연가스가 공급되어 노즐부(50)의 일측에 형성된 제 2연료주입구(52)에 주입되고, 상기 제 2연료주입구(52)에 주입된 천연가스는 상기 노즐부(50)의 제 2공간부(53)를 관통하여 상기 제 2연료출구(51)를 통해 배출된다.First, natural gas is supplied from a natural gas tank (not shown) to be injected into the second fuel inlet 52 formed at one side of the nozzle unit 50, and the natural gas injected into the second fuel inlet 52 is Penetrating through the second space portion 53 of the nozzle unit 50 is discharged through the second fuel outlet (51).
상기 제 2연료출구(51)로 배출된 천연가스는 제 2연결호스(45)를 통해 제 1연료주입구(42)에 주입되고, 상기 제 1연료주입구(42)에 주입된 천연가스는 연소실(40)의 제 1공간부(43)를 관통하여 상기 제 1연료출구(41)를 통해 배출된다.여기서, 상기 연소실(40)과, 노즐부(50)에 각 제1연료주입구(42)와 제2연료주입구(52)를 형성한 것은, 로켓엔진을 구성하고 있는 소재의 용융점보다도 로켓엔진의 연소가스 온도가 매우 높기 때문에 로켓엔진을 냉각하지 않으면 점화 후, 곧바로 타버리게 되므로, 엔진의 냉각이 반드시 필요하다.따라서, 로켓엔진은 비행을 위해 연료와 산화제 뿐만 아니라 연소실과 노즐 등을 냉각할 수 있는 별도의 냉각제까지 탑재해야 하는데, 이럴경우, 발사체의 중량이 너무 커지게 되므로 비행효율 등이 떨어진다.이러한 문제를 해결하기 위해, 연료를 냉각제로 사용하고, 연소실과 노즐을 효율적으로 냉각시킬 수 있도록, 노즐부(50)의 제2연료주입구(52)에서 주입된 연료가 제2공간부(53)를 통해 노즐을 냉각한 다음, 이어서 연소실(40)에 형성된 제1연료주입구(42)와 제1공간부(43)를 거쳐 연소실을 냉각시킨 후, 배출되도록 한 것이다.The natural gas discharged to the second fuel outlet 51 is injected into the first fuel inlet 42 through the second connection hose 45, and the natural gas injected into the first fuel inlet 42 is combusted. It is discharged through the first fuel outlet 41 through the first space portion 43 of the 40. Here, each of the first fuel inlet 42 and the combustion chamber 40 and the nozzle unit 50 and The second fuel injection port 52 is formed because the combustion gas temperature of the rocket engine is much higher than the melting point of the material constituting the rocket engine, so if the rocket engine is not cooled, it will be burned immediately after ignition. Therefore, the rocket engine must be equipped with fuel and oxidant as well as a separate coolant to cool the combustion chamber and nozzles for flight, in which case the weight of the projectile becomes too large and flight efficiency decreases. To solve these problems, The fuel injected from the second fuel inlet 52 of the nozzle unit 50 cools the nozzle through the second space part 53 so that the material is used as a coolant and the cooling chamber and the nozzle can be efficiently cooled. Subsequently, the combustion chamber is cooled after passing through the first fuel injection port 42 and the first space portion 43 formed in the combustion chamber 40, and then discharged.
이후, 상기 제 1연료출구(41)로 배출된 천연가스는 연료공급통로(11)를 통해 연료공급부(10)로 공급되고, 상기 연료공급부(10)에서 균질하게 확장되어 혼합기헤드(20)로 분출된다. 이때, 상기 혼합기헤드(20)의 측면에서는 액화산소탱크(미도시)로부터 액화산소가 공급되며 기화되고, 상기 연료공급부(10)에서 분출되는 천연가스와 충돌되며 미립화되어 점화기 설치부(30)로 분무된다.Thereafter, the natural gas discharged to the first fuel outlet 41 is supplied to the fuel supply unit 10 through the fuel supply passage 11, and is uniformly expanded in the fuel supply unit 10 to the mixer head 20. Squirt. At this time, the liquefied oxygen is supplied from the liquefied oxygen tank (not shown) on the side of the mixer head 20, the gas is collided with the natural gas ejected from the fuel supply unit 10 and atomized to the igniter installation unit 30 Sprayed.
상기 혼합기헤드(20)에서 상기 점화기 설치부(30)로 분무된 천연가스 및 산소는 점화플러그(32)에 의해 점화되어 상기 연소실(40)로 분사되고, 상기연소실(40)에서 급속하게 연소된다.The natural gas and oxygen sprayed from the mixer head 20 to the igniter installation unit 30 are ignited by the ignition plug 32, injected into the combustion chamber 40, and rapidly burned in the combustion chamber 40. .
여기서, 상기 연소실(40)은 화염의 전파속도가 마하 0.3정도의 속도로 유지되어 상기 실험용 로켓엔진의 작동시간 동안 상기 천연가스 및 산소의 혼합물이 연속발화된다.Here, in the combustion chamber 40, the propagation speed of the flame is maintained at a speed of about Mach 0.3 so that the mixture of natural gas and oxygen is continuously ignited during the operation time of the experimental rocket engine.
이와 같이, 상기 연소실에서 연소된 천연가스와 산화제의 연소가스가 상기 노즐을 통해 고속, 고압으로 분사되며 상기 로켓에 추진력을 발생시킨다.As such, the combustion gas of the natural gas and the oxidant combusted in the combustion chamber are injected at high speed and high pressure through the nozzle to generate propulsion force in the rocket.
이때, 상기 고온, 고압의 연소가스에 의해 가열된 상기 연소실(40) 및 상기 노즐부(50)는 제 1공간부(43)와 제 2공간부(53)를 관통하는 저온의 천연가스와 열교환되어 냉각되고, 동시에 상기 천연가스는 상기 연소실(40) 및 상기 노즐부(50)와 열교환됨에 따라 연료로 흡입된 열량은 초기 열량을 증대시켜 연소가스의 발열량을 크게 하여 , 액체로켓엔진의 추력을 증대시키는 부수적인 효과를 가져오게 된다.At this time, the combustion chamber 40 and the nozzle unit 50 heated by the combustion gas of high temperature and high pressure exchange heat with the low temperature natural gas passing through the first space portion 43 and the second space portion 53. As the natural gas is heat-exchanged with the combustion chamber 40 and the nozzle unit 50 at the same time, the amount of heat sucked into the fuel increases the initial heat amount to increase the calorific value of the combustion gas, thereby increasing the thrust of the liquid rocket engine. It will have a side effect of increasing.
상기와 같이 작동되는 실험용 로켓엔진은 필요에 의해 연결부를 분리 또는 결합하며 연소특성을 실험한다.The experimental rocket engine operated as described above tests the combustion characteristics by separating or coupling the connection as necessary.
이상과 같이 본 발명에 따른 실험용 로켓엔진을 예시된 도면을 참조로 설명하였으나, 본 명세서에 개시된 실시예와 도면에 의해 본 발명은 한정되지 않으며 그 발명의 기술사상 범위내에서 당업자에 의해 다양한 변형이 이루어질 수 있음은 물론이다.Although the experimental rocket engine according to the present invention has been described with reference to the illustrated drawings, the present invention is not limited by the embodiments and drawings disclosed herein, and various modifications may be made by those skilled in the art within the technical scope of the present invention. Of course it can be done.
상기와 같이 구성되는 본 발명의 실험용 로켓엔진은 로켓엔진에 천연가스를연료로 사용할 수 있도록 실험용으로 모사제작된 실험용 로켓엔진으로 구성되어, 실험에 소요되는 비용이 저감되고, 지상에서 로켓엔진의 연소특성의 관측이 용이해지는 효과가 있다.Experimental rocket engine of the present invention configured as described above is composed of a laboratory rocket engine simulated for experimental use to use natural gas as fuel in the rocket engine, the cost required for the experiment is reduced, the combustion of the rocket engine on the ground There is an effect that observation of a characteristic becomes easy.
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