KR102254324B1 - Electric pump cycle liquid rocket engine having cooling structure of electric part - Google Patents

Electric pump cycle liquid rocket engine having cooling structure of electric part Download PDF

Info

Publication number
KR102254324B1
KR102254324B1 KR1020190096549A KR20190096549A KR102254324B1 KR 102254324 B1 KR102254324 B1 KR 102254324B1 KR 1020190096549 A KR1020190096549 A KR 1020190096549A KR 20190096549 A KR20190096549 A KR 20190096549A KR 102254324 B1 KR102254324 B1 KR 102254324B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
unit
electric
fuel
oxidizing agent
pressurized gas
Prior art date
Application number
KR1020190096549A
Other languages
Korean (ko)
Other versions
KR20210017389A (en
Inventor
윤영빈
윤준태
정기정
Original Assignee
서울대학교산학협력단
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 서울대학교산학협력단 filed Critical 서울대학교산학협력단
Priority to KR1020190096549A priority Critical patent/KR102254324B1/en
Priority to PCT/KR2020/010365 priority patent/WO2021025477A1/en
Publication of KR20210017389A publication Critical patent/KR20210017389A/en
Application granted granted Critical
Publication of KR102254324B1 publication Critical patent/KR102254324B1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/46—Feeding propellants using pumps
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C06—EXPLOSIVES; MATCHES
    • C06B—EXPLOSIVES OR THERMIC COMPOSITIONS; MANUFACTURE THEREOF; USE OF SINGLE SUBSTANCES AS EXPLOSIVES
    • C06B43/00—Compositions characterised by explosive or thermic constituents not provided for in groups C06B25/00 - C06B41/00
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C06—EXPLOSIVES; MATCHES
    • C06D—MEANS FOR GENERATING SMOKE OR MIST; GAS-ATTACK COMPOSITIONS; GENERATION OF GAS FOR BLASTING OR PROPULSION (CHEMICAL PART)
    • C06D5/00—Generation of pressure gas, e.g. for blasting cartridges, starting cartridges, rockets
    • C06D5/06—Generation of pressure gas, e.g. for blasting cartridges, starting cartridges, rockets by reaction of two or more solids
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C10—PETROLEUM, GAS OR COKE INDUSTRIES; TECHNICAL GASES CONTAINING CARBON MONOXIDE; FUELS; LUBRICANTS; PEAT
    • C10L—FUELS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; NATURAL GAS; SYNTHETIC NATURAL GAS OBTAINED BY PROCESSES NOT COVERED BY SUBCLASSES C10G, C10K; LIQUEFIED PETROLEUM GAS; ADDING MATERIALS TO FUELS OR FIRES TO REDUCE SMOKE OR UNDESIRABLE DEPOSITS OR TO FACILITATE SOOT REMOVAL; FIRELIGHTERS
    • C10L1/00—Liquid carbonaceous fuels
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C10—PETROLEUM, GAS OR COKE INDUSTRIES; TECHNICAL GASES CONTAINING CARBON MONOXIDE; FUELS; LUBRICANTS; PEAT
    • C10L—FUELS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; NATURAL GAS; SYNTHETIC NATURAL GAS OBTAINED BY PROCESSES NOT COVERED BY SUBCLASSES C10G, C10K; LIQUEFIED PETROLEUM GAS; ADDING MATERIALS TO FUELS OR FIRES TO REDUCE SMOKE OR UNDESIRABLE DEPOSITS OR TO FACILITATE SOOT REMOVAL; FIRELIGHTERS
    • C10L1/00—Liquid carbonaceous fuels
    • C10L1/02—Liquid carbonaceous fuels essentially based on components consisting of carbon, hydrogen, and oxygen only
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/425—Propellants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D13/00—Pumping installations or systems
    • F04D13/02—Units comprising pumps and their driving means
    • F04D13/06—Units comprising pumps and their driving means the pump being electrically driven
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/58—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/58—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer
    • F04D29/5806—Cooling the drive system
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/58—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer
    • F04D29/5813—Cooling the control unit

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Oil, Petroleum & Natural Gas (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • General Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)
  • Cooling Or The Like Of Electrical Apparatus (AREA)

Abstract

본 발명은 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진에 관한 것으로서, 연료가 수용되는 연료공급부; 산화제가 수용되는 산화제공급부; 상기 연료공급부로부터 공급되는 연료와 상기 산화제공급부로부터 공급되는 산화제를 이용하여 연료를 연소시키는 연소부; 상기 연료를 상기 연소부로 펌핑하는 펌프부; 상기 펌프부가 전기적으로 작동될 수 있도록 상기 펌프부에 구동력을 제공하는 전동부; 가압기체를 수용하며, 상기 연료가 상기 연소부로 공급될 수 있도록 가압기체를 상기 연료공급부로 공급하는 연료가압부; 및 가압기체를 수용하며, 상기 산화제가 상기 연소부로 공급될 수 있도록 가압기체를 상기 산화제공급부로 공급하되, 상기 전동부에서 발생되는 열이 상기 가압기체에 의해 흡수될 수 있도록 가압기체가 상기 전동부를 경유하도록 마련되는 산화제가압부를 포함하되, 상기 전동부는, 상기 펌프부를 구동하는 모터와, 상기 모터에 전기에너지를 공급하는 배터리와, 상기 배터리의 전력을 변환시켜 상기 모터로 공급하는 인버터를 포함한다.
본 발명에 따르면, 산화제 가압용 기체로 전동부를 효과적으로 냉각 시킬 수 있다.The present invention relates to an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of an electric unit, comprising: a fuel supply unit in which fuel is accommodated; An oxidizing agent supply unit in which the oxidizing agent is accommodated; A combustion unit for combusting the fuel using the fuel supplied from the fuel supply unit and the oxidizing agent supplied from the oxidizing agent supply unit; A pump unit for pumping the fuel to the combustion unit; An electric unit that provides a driving force to the pump unit so that the pump unit can be electrically operated; A fuel pressurizing unit receiving pressurized gas and supplying pressurized gas to the fuel supply unit so that the fuel can be supplied to the combustion unit; And supplying pressurized gas to the oxidizing agent supply unit so that the pressurized gas is accommodated, and the oxidizing agent is supplied to the combustion unit, and the pressurized gas is supplied to the transmission unit so that heat generated from the transmission unit is absorbed by the pressurized gas. An oxidizing pressure reducing unit provided to pass through, wherein the electric unit includes a motor driving the pump unit, a battery supplying electric energy to the motor, and an inverter converting power of the battery and supplying it to the motor.
According to the present invention, it is possible to effectively cool the electric motor with the gas for pressurizing the oxidizing agent.

Description

전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진 및 이를 이용한 전동부의 냉각 방법{ELECTRIC PUMP CYCLE LIQUID ROCKET ENGINE HAVING COOLING STRUCTURE OF ELECTRIC PART}Electric pump cycle liquid rocket engine with cooling structure of electric part and cooling method of electric part using the same {ELECTRIC PUMP CYCLE LIQUID ROCKET ENGINE HAVING COOLING STRUCTURE OF ELECTRIC PART}

본 발명은 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진 및 이를 이용한 전동부의 냉각 방법에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 산화제 가압용 기체를 이용하여 전동부를 효과적으로 냉각 시킬 수 있는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진 및 이를 이용한 전동부의 냉각 방법에 관한 것이다.The present invention relates to an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of the electric unit and a cooling method of the electric unit using the same, and more particularly, to an electric unit capable of effectively cooling the electric unit by using a gas for pressurizing an oxidizing agent. It relates to an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure, and a cooling method of an electric unit using the same.

액체로켓엔진은 산화제와 연료를 연소실로 공급한 다음 연소시켜 추력을 발생하는 장치이다. 액체로켓엔진에서 산화제와 연료를 연소실까지 공급하기 위해서는 가압장치로 압력을 증가시켜야 할 필요성이 있다. 상술한 바와 같은 산화제와 연료를 가압하는 형태에 따라 액체로켓엔진에는 여러 형태의 엔진 사이클이 구비될 수 있다.A liquid rocket engine is a device that generates thrust by supplying oxidizer and fuel to the combustion chamber and then burning it. In order to supply oxidizer and fuel to the combustion chamber in a liquid rocket engine, it is necessary to increase the pressure with a pressurizing device. Various types of engine cycles may be provided in the liquid rocket engine according to the form of pressurizing the oxidizing agent and fuel as described above.

액체로켓엔진의 산화제를 가압하는 수단으로는 펌프가 사용될 수 있다. 펌프는 회전함으로써 유체를 흡입하여 회전날개의 유체역학적인 효과에 의해 압력을 높이는 원심식이나 스크류형 축류식이 사용된다.A pump may be used as a means for pressurizing the oxidizing agent of the liquid rocket engine. The pump uses a centrifugal type or screw type axial flow type that sucks the fluid by rotating and increases the pressure by the hydrodynamic effect of the rotating blade.

상술한 바와 같은 펌프의 회전운동은 터빈으로 구동력을 발생시킴으로써 이루어지게 되는데, 터빈에 유입되는 고온의 가스를 만들기 위해서는 가스발생기(혹은 예연소기)가 필요하다. 가스발생기는 사실상 연소기의 또 다른 형태이기 때문에, 가스발생기가 펌프에 사용되는 경우, 엔진의 신뢰성에 큰 영향을 주는 요인이 될 수 있으므로, 가스발생기 대신에 전동기를 사용하여 펌프를 구동하는 방법이 제안된 바 있다. 전동기를 사용하여 펌프를 구동하게 되면, 고온부가 차지하는 부분이 감소하여 구조가 단순화될 수 있는 이점이 있다.The rotational motion of the pump as described above is achieved by generating a driving force by the turbine, and a gas generator (or pre-burner) is required to create a high-temperature gas flowing into the turbine. Since the gas generator is actually another type of combustor, when the gas generator is used for a pump, it can be a factor that greatly affects the reliability of the engine.Therefore, a method of driving the pump using an electric motor instead of the gas generator is proposed. Has been done. When the pump is driven by using an electric motor, there is an advantage in that a portion occupied by the high temperature portion is reduced, and the structure can be simplified.

상술한 바와 같이 제안된 전동기를 이용하는 액체로켓엔진, 즉, 전기펌프 사이클 액체로켓엔진은 단순히 터빈의 역할을 전동기가 대체하는 형식으로 구성되어 있다. As described above, the liquid rocket engine using the proposed electric motor, that is, the electric pump cycle liquid rocket engine is configured in a form in which an electric motor simply replaces the role of a turbine.

이러한 종래의 전기펌프 사이클 액체로켓엔진은 전동기를 구동하기 위한 인버터, 배터리 등이 추가적인 구성이 요구되며, 이러한 추가적인 구성은 작동 중 상당한 열발생을 동반하는 문제가 있다. 이에, 발생된 열을 냉각하기 위해 산화제의 일부를 냉각유로 등의 장치로 공급하는 방식이 제안된 바 있으나, 상기 제안에 따르면, 냉각용으로 사용된 산화제를 액체로켓엔진 내부에 잔존시키기 위해서는 보관용기를 추가로 탑재하여야 하며, 사용된 산화제를 선외로 방출할 경우에는 비행체의 운동에 영향을 주기 않도록 하기 위한 별도의 조치도 추가적으로 필요하게 되는데, 이러한 점은 엔진의 구성을 복잡하게 하며 그에 따른 질량증가가 동반되는 문제를 야기한다.Such a conventional electric pump cycle liquid rocket engine requires an additional configuration such as an inverter and a battery for driving an electric motor, and this additional configuration has a problem that a considerable amount of heat is generated during operation. Accordingly, a method of supplying a part of the oxidizing agent to a device such as a cooling channel has been proposed to cool the generated heat, but according to the above proposal, in order to remain inside the liquid rocket engine, the storage container In the case of discharging the used oxidizing agent outboard, additional measures are required to prevent it from affecting the movement of the aircraft.This complicates the engine configuration and increases the mass accordingly. Causes the accompanying problem.

본 발명의 목적은 상술한 종래의 문제점을 해결하기 위한 것으로서, 산화제 가압용 기체를 이용하여 전동부를 효과적으로 냉각 시킬 수 있는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진 및 이를 이용한 전동부의 냉각 방법을 제공함에 있다.An object of the present invention is to solve the above-described conventional problems, and an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of an electric unit capable of effectively cooling an electric unit using a gas for pressurizing an oxidizing agent, and an electric unit using the same. It is to provide a cooling method.

상기 목적은, 본 발명에 따라, 연료가 수용되는 연료공급부; 산화제가 수용되는 산화제공급부; 상기 연료공급부로부터 공급되는 연료와 상기 산화제공급부로부터 공급되는 산화제를 이용하여 연료를 연소시키는 연소부; 상기 연료를 상기 연소부로 펌핑하는 펌프부; 상기 펌프부가 전기적으로 작동될 수 있도록 상기 펌프부에 구동력을 제공하는 전동부; 가압기체를 수용하며, 상기 연료가 상기 연소부로 공급될 수 있도록 가압기체를 상기 연료공급부로 공급하는 연료가압부; 및 가압기체를 수용하며, 상기 산화제가 상기 연소부로 공급될 수 있도록 가압기체를 상기 산화제공급부로 공급하되, 상기 전동부에서 발생되는 열이 상기 가압기체에 의해 흡수될 수 있도록 가압기체가 상기 전동부를 경유하도록 마련되는 산화제가압부를 포함하되, 상기 전동부는, 상기 펌프부를 구동하는 모터와, 상기 모터에 전기에너지를 공급하는 배터리와, 상기 배터리의 전력을 변환시켜 상기 모터로 공급하는 인버터를 포함하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진에 의해 달성된다.
또한, 상기 연료는, 액체메탄(LCH4)으로 마련될 수 있다.
또한, 상기 산화제는, 액체산소(LOX)로 마련될 수 있다.
또한, 상기 가압기체는, 헬륨(He)으로 마련될 수 있다.
또한, 상기 연료공급부 내의 가압기체의 압력은, 상기 산화제공급부 내의 가압기체의 압력 보다 더 낮을 수 있다.

상기 목적은, 본 발명에 따라, 연료가압부에서 가압기체가 연료공급부로 공급되는 제1공급단계; 펌프부가 연료를 펌핑하여 연소부로 연료가 공급되는 연료공급단계; 산화제가압부에서 가압기체가 전동부로 공급되는 제2공급단계; 산화제가압부에서 공급되는 가압기체가 전동부의 열에너지를 흡수하는 에너지흡수단계; 전동부의 열에너지를 흡수한 가압기체가 산화제공급부로 유입되는 유입단계; 및 산화제가 연소부로 공급되는 산화제공급단계를 포함하되, 상기 전동부는, 상기 펌프부를 구동하는 모터와, 상기 모터에 전기에너지를 공급하는 배터리와, 상기 배터리의 전력을 변환시켜 상기 모터로 공급하는 인버터를 포함하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법에 의해 달성된다.
또한, 상기 연료는, 액체메탄(LCH4)으로 마련될 수 있다.
또한, 상기 산화제는, 액체산소(LOX)로 마련될 수 있다.
또한, 상기 가압기체는,헬륨(He)으로 마련될 수 있다.
또한, 상기 연료공급부 내의 가압기체의 압력은, 상기 산화제공급부 내의 가압기체의 압력 보다 더 낮을 수 있다.The object is, according to the present invention, a fuel supply unit in which the fuel is accommodated; An oxidizing agent supply unit in which the oxidizing agent is accommodated; A combustion unit for combusting the fuel using the fuel supplied from the fuel supply unit and the oxidizing agent supplied from the oxidizing agent supply unit; A pump unit for pumping the fuel to the combustion unit; An electric unit that provides a driving force to the pump unit so that the pump unit can be electrically operated; A fuel pressurizing unit receiving pressurized gas and supplying pressurized gas to the fuel supply unit so that the fuel can be supplied to the combustion unit; And supplying pressurized gas to the oxidizing agent supply unit so that the pressurized gas is accommodated, and the oxidizing agent is supplied to the combustion unit, and the pressurized gas is supplied to the transmission unit so that heat generated from the transmission unit is absorbed by the pressurized gas. An electric power supply including an oxidant pressure unit provided to pass through, wherein the electric unit includes a motor driving the pump unit, a battery supplying electric energy to the motor, and an inverter converting power of the battery and supplying it to the motor. It is achieved by an electric pump cycle liquid rocket engine with an eastern cooling structure.
In addition, the fuel may be provided with liquid methane (LCH 4 ).
In addition, the oxidizing agent may be provided with liquid oxygen (LOX).
In addition, the pressurized gas may be provided with helium (He).
In addition, the pressure of the pressurized gas in the fuel supply unit may be lower than the pressure of the pressurized gas in the oxidant supply unit.

The object is, according to the present invention, a first supply step of supplying pressurized gas from the fuel pressurization unit to the fuel supply unit; A fuel supply step in which the pump unit pumps fuel to supply fuel to the combustion unit; A second supply step of supplying the pressurized gas from the oxidant pressure unit to the electric unit; An energy absorption step in which the pressurized gas supplied from the oxidizing agent pressure unit absorbs the heat energy of the electric unit; An inlet step in which the pressurized gas absorbing the thermal energy of the electric unit is introduced into the oxidizing agent supply unit; And an oxidizing agent supply step in which the oxidizing agent is supplied to the combustion unit, wherein the electric unit includes a motor driving the pump unit, a battery supplying electric energy to the motor, and an inverter converting power of the battery and supplying it to the motor. The electric pump cycle having a cooling structure of the electric unit including a liquid rocket engine is achieved by a cooling method of the electric unit.
In addition, the fuel may be provided with liquid methane (LCH 4 ).
In addition, the oxidizing agent may be provided with liquid oxygen (LOX).
In addition, the pressurized gas may be provided with helium (He).
In addition, the pressure of the pressurized gas in the fuel supply unit may be lower than the pressure of the pressurized gas in the oxidant supply unit.

삭제delete

삭제delete

삭제delete

삭제delete

삭제delete

삭제delete

삭제delete

삭제delete

삭제delete

삭제delete

삭제delete

본 발명에 따르면, 산화제 가압용 기체로 전동부를 효과적으로 냉각 시킬 수 있다.According to the present invention, it is possible to effectively cool the electric motor with the gas for pressurizing the oxidizing agent.

한편, 본 발명의 효과는 이상에서 언급한 효과들로 제한되지 않으며, 이하에서 설명할 내용으로부터 통상의 기술자에게 자명한 범위 내에서 다양한 효과들이 포함될 수 있다.Meanwhile, the effects of the present invention are not limited to the above-mentioned effects, and various effects may be included within a range that is apparent to a person skilled in the art from the contents to be described below.

도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 전체적으로 도시한 것이고,
도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진의 구성간 전기적인 연결을 도시한 것이고,
도 3은 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진의 산화제 가압용 기체의 흐름을 도시한 것이고,
도 4는 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진의 엔진 연소과정을 도시한 것이고,
도 5는 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진의 엔진 연소과정의 순서도 이다.
도 6은 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법의 순서도 이다.1 is an overall view of an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of an electric unit according to an embodiment of the present invention,
2 is a diagram showing the electrical connection between the configurations of the electric pump cycle liquid rocket engine having the cooling structure of the electric unit according to an embodiment of the present invention,
3 is a diagram illustrating a flow of a gas for pressurizing an oxidant in an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of an electric unit according to an embodiment of the present invention,
4 is a diagram showing an engine combustion process of an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of an electric unit according to an embodiment of the present invention,
5 is a flowchart of an engine combustion process of an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of an electric unit according to an embodiment of the present invention.
6 is a flowchart of a method of cooling an electric unit using an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of the electric unit according to an embodiment of the present invention.

이하, 본 발명의 일부 실시 예들을 예시적인 도면을 통해 상세하게 설명한다. 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야한다.Hereinafter, some embodiments of the present invention will be described in detail through exemplary drawings. In adding reference numerals to elements of each drawing, it should be noted that the same elements are assigned the same numerals as possible, even if they are indicated on different drawings.

그리고 본 발명의 실시 예를 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 실시예에 대한 이해를 방해한다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다.Further, in describing an embodiment of the present invention, if it is determined that a detailed description of a related known configuration or function interferes with the understanding of the embodiment of the present invention, a detailed description thereof will be omitted.

또한, 본 발명의 실시 예의 구성요소를 설명하는 데 있어서, 제1, 제2, A, B, (a), (b) 등의 용어를 사용할 수 있다. 이러한 용어는 그 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하기 위한 것일 뿐, 그 용어에 의해 해당 구성 요소의 본질이나 차례 또는 순서 등이 한정되지 않는다.In addition, terms such as first, second, A, B, (a), (b) may be used in describing the constituent elements of the embodiment of the present invention. These terms are for distinguishing the constituent element from other constituent elements, and the nature, order, or order of the constituent element is not limited by the term.

지금부터 첨부한 도면을 참조하여, 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 상세히 설명한다.Hereinafter, with reference to the accompanying drawings, an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of an electric unit according to an embodiment of the present invention will be described in detail.

도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 전체적으로 도시한 것이고, 도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진의 구성간 전기적인 연결을 도시한 것이고, 도 3은 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진의 산화제 가압용 기체의 흐름을 도시한 것이고, 도 4는 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진의 엔진 연소과정을 도시한 것이고, 도 5는 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진의 엔진 연소과정의 순서도 이다.1 is a general view of an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of an electric unit according to an embodiment of the present invention, and FIG. 2 is a cooling structure of an electric unit according to an embodiment of the present invention. The electric pump cycle shows the electrical connection between the configurations of the liquid rocket engine, and FIG. 3 shows the flow of gas for pressurizing the oxidant of the electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of the electric unit according to an embodiment of the present invention. 4 is a diagram illustrating an engine combustion process of an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of an electric unit according to an embodiment of the present invention. It is a flow chart of the engine combustion process of the electric pump cycle liquid rocket engine with the cooling structure of the eastern part.

도 1 내지 도 4에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진(100)은 연료공급부(110)와, 산화제공급부(120)와, 연소부(130)와, 펌프부(140)와, 전동부(150)와, 연료가압부(160)와, 산화제가압부(170)를 포함한다.1 to 4, the electric pump cycle liquid rocket engine 100 having a cooling structure of an electric unit according to an embodiment of the present invention includes a fuel supply unit 110, an oxidizing agent supply unit 120, and , A combustion unit 130, a pump unit 140, an electric unit 150, a fuel pressurizing unit 160, and an oxidizing agent pressurizing unit 170.

연료공급부(110)는 연료가 수용되는 것으로서, 일단이 후술하는 펌프부(140)에 연통되며, 타단은 후술하는 연료가압부(160)에 연통된다. 이때, 연료공급부(110)에 수용되는 연료는 액체메탄(LCH4)으로 마련될 수 있다.The fuel supply unit 110 accommodates fuel, and one end is in communication with the pump unit 140 to be described later, and the other end is in communication with the fuel pressurization unit 160 to be described later. In this case, the fuel accommodated in the fuel supply unit 110 may be provided with liquid methane (LCH 4 ).

후술하는 연료가압부(160)에 수용된 가압연료가 연료공급부(110)로 유입되면, 연료공급부(110)에 수용된 연료가 가압되어 펌프부(140) 측으로 유동되며, 이후, 펌프부(140)가 구동되면, 펌프부(140)의 펌핑에 의해 연료가 후술하는 연소부(130)로 공급된다.When the pressurized fuel accommodated in the fuel pressurizing unit 160 to be described later flows into the fuel supply unit 110, the fuel accommodated in the fuel supply unit 110 is pressurized and flows toward the pump unit 140, after which the pump unit 140 is When driven, fuel is supplied to the combustion unit 130 to be described later by pumping of the pump unit 140.

산화제공급부(120)는 산화제가 수용되는 것으로서, 일단이 후술하는 연소부(130)에 연통되며, 타단은 후술하는 전동부(150)에 연통된다. 이때, 산화제공급부(120)에 수용되는 산화제는 극저온의 액체산소(LOX)로 마련될 수 있다.The oxidizing agent supply unit 120 is one in which the oxidizing agent is accommodated, and one end is in communication with the combustion unit 130 to be described later, and the other end is in communication with the transmission unit 150 to be described later. In this case, the oxidizing agent accommodated in the oxidizing agent supply unit 120 may be provided with cryogenic liquid oxygen (LOX).

후술하는 산화제가압부(170)에 수용된 가압연료가 전동부(150)를 경유하여 산화제공급부(120)로 유입되면, 산화제가압부(170)에 수용된 산화제가 가압되어 연소부(130)로 공급된다.When the pressurized fuel accommodated in the oxidizing agent pressure unit 170 to be described later flows into the oxidizing agent supply unit 120 via the electric unit 150, the oxidizing agent accommodated in the oxidizing agent pressure unit 170 is pressurized and supplied to the combustion unit 130. .

연소부(130)는 연료공급부(110)로부터 공급되는 연료와 산화제공급부(120)로부터 공급되는 산화제를 이용하여 연료를 연소시키는 것으로서, 산화제공급부(120)와 펌프부(140)에 각각 연통된다. 연소부(130)로 공급되는 연료와 산화제는 혼합됨으로써 연소되며, 이에 따라 로켓엔진은 추진력을 획득할 수 있다.The combustion unit 130 combusts the fuel by using the fuel supplied from the fuel supply unit 110 and the oxidizing agent supplied from the oxidizing agent supply unit 120, and communicates with the oxidizing agent supply unit 120 and the pump unit 140, respectively. The fuel supplied to the combustion unit 130 and the oxidizing agent are combusted by mixing, and accordingly, the rocket engine can acquire propulsion.

펌프부(140)는 연료를 연소부(130)로 펌핑하는 것으로서, 일단이 상술한 연료공급부(110)에 연통되며, 타단이 상술한 연소부(130)에 연통된다. 이러한 펌프부(140)는 후술하는 전동부(150)로부터 전력을 공급받아 작동된다.The pump unit 140 pumps fuel to the combustion unit 130, and one end is in communication with the above-described fuel supply unit 110, and the other end is in communication with the above-described combustion unit 130. The pump unit 140 is operated by receiving power from the electric unit 150 to be described later.

전동부(150)는 펌프부(140)가 전기적으로 작동될 수 있도록 펌프부(140)에 구동력을 제공하는 것으로서, 상술한 펌프부(140)에 전기적으로 연결된다.The electric unit 150 provides a driving force to the pump unit 140 so that the pump unit 140 can be electrically operated, and is electrically connected to the above-described pump unit 140.

전동부(150)는 보다 상세하게, 펌프부(140)를 구동하는 모터(151)와, 모터(151)에 전기에너지를 공급하는 배터리(152)와, 배터리(152)의 전력을 변환시켜 모터(151)로 공급하는 인버터(153)를 포함할 수 있다.In more detail, the electric unit 150 converts the motor 151 that drives the pump unit 140, the battery 152 that supplies electric energy to the motor 151, and the power of the battery 152 to convert the motor. It may include an inverter 153 supplied to the 151.

한편, 후술하는 산화제가압부(170)에 수용된 가압기체는 전동부(150)를 경유하여 상술한 산화제공급부(120)로 공급된다. 이러한 가압기체의 경유에 따르면, 모터(151), 배터리(152), 인버터(153)는 작동됨에 따라 열이 효과적으로 감소될 수 있다.On the other hand, the pressurized gas accommodated in the oxidizing agent pressure unit 170 to be described later is supplied to the oxidizing agent supply unit 120 described above through the electric unit 150. According to the passage of such a pressurized gas, heat can be effectively reduced as the motor 151, the battery 152, and the inverter 153 are operated.

연료가압부(160)는 가압기체를 수용하며, 연료가 상술한 연소부(130)로 공급될 수 있도록 가압기체를 연료공급부(110)로 공급하는 것으로서, 연소부(130)에 연통된다. 이때, 연료가압부(160)에 수용되는 가압기체는 헬륨(He)으로 마련될 수 있다.The fuel pressurization unit 160 accommodates the pressurized gas and supplies the pressurized gas to the fuel supply unit 110 so that the fuel can be supplied to the combustion unit 130, and communicates with the combustion unit 130. At this time, the pressurized gas accommodated in the fuel pressurizing unit 160 may be provided with helium (He).

한편, 연소부(130)에 도달하는 연료와 산화제는 동일한 압력으로 구비되어야하는 바, 연료가압부(160)에서 연료공급부(110)로 공급되는 가압기체의 압력은 산화제가압부(170)에서 산화제가압부(170)로 공급되는 가압기체의 압력보다 더 높은 압력으로 마련되는 것이 바람직하다. 왜냐하면, 산화제가압부(170)에서 산화제가압부(170)로 공급되는 가압기체는 상술한 전동부(150)를 경유하면서 열에너지를 전달받는 과정에 압력이 상승하기 때문이다.Meanwhile, the fuel reaching the combustion unit 130 and the oxidizing agent must be provided at the same pressure, and the pressure of the pressurized gas supplied from the fuel pressurizing unit 160 to the fuel supply unit 110 is It is preferable that it is provided at a higher pressure than the pressure of the pressurized gas supplied to the pressurizing unit 170. This is because the pressure of the pressurized gas supplied from the oxidizing agent pressurizing unit 170 to the oxidizing agent pressurizing unit 170 increases in pressure during the process of receiving heat energy while passing through the above-described electric unit 150.

산화제가압부(170)는 가압기체를 수용하며, 산화제가 상술한 연소부(130)로 공급될 수 있도록 가압기체를 산화제공급부(120)로 공급하는 것으로서, 산화제공급부(120)에 연통되되, 전동부(150)에서 발생되는 열이 가압기체에 의해 흡수될 수 있도록 가압기체가 전동부(150)를 경유하도록 마련된다. 이때, 연료가압부(160)에 수용되는 가압기체는 연료가압부(160)와 마찬가지로 헬륨(He)으로 마련될 수 있다.The oxidizing agent pressure unit 170 accommodates the pressurized gas, and supplies the pressurized gas to the oxidizing agent supply unit 120 so that the oxidizing agent can be supplied to the above-described combustion unit 130, and is in communication with the oxidizing agent supply unit 120. The pressurized gas is provided to pass through the transmission unit 150 so that the heat generated in the eastern part 150 can be absorbed by the pressurized gas. In this case, the pressurized gas accommodated in the fuel pressurizing unit 160 may be provided with helium (He), similar to the fuel pressurizing unit 160.

상술한 바와 같은 산화제가압부(170)에 따르면, 산화제가 산화제공급부(120)에 도달하기 전에 전동부(150)를 경유하게 되며, 이에 따라 전동부(150)에서 발생되는 열에너지가 효과적으로 흡수될 수 있다.According to the oxidizing agent pressure unit 170 as described above, the oxidizing agent passes through the electric unit 150 before reaching the oxidizing agent supply unit 120, so that the thermal energy generated from the electric unit 150 can be effectively absorbed. have.

한편, 연소부(130)에 도달하는 연료와 산화제는 동일한 압력으로 구비되어야하는 바, 산화제가압부(170)에서 산화제가압부(170)로 공급되는 가압기체의 압력은 연료가압부(160)에서 연료공급부(110)로 공급되는 가압기체의 압력 보다 더 낮은 압력으로 마련되는 것이 바람직하다. 왜냐하면, 산화제가압부(170)에서 산화제가압부(170)로 공급되는 가압기체는 상술한 전동부(150)를 경유하면서 열에너지를 전달받는 과정에서 압력이 상승하기 때문이다.On the other hand, the fuel reaching the combustion unit 130 and the oxidizing agent must be provided at the same pressure, and the pressure of the pressurized gas supplied from the oxidizing agent pressure unit 170 to the oxidizing agent pressure unit 170 is It is preferable that it is provided at a pressure lower than the pressure of the pressurized gas supplied to the fuel supply unit 110. This is because the pressure of the pressurized gas supplied from the oxidizing agent pressurizing unit 170 to the oxidizing agent pressurizing unit 170 increases in pressure in the process of receiving heat energy while passing through the above-described electric unit 150.

이상, 상술한 바와 같은 연료공급부(110)와, 산화제공급부(120)와, 연소부(130)와, 펌프부(140)와, 전동부(150)와, 연료가압부(160)와, 산화제가압부(170)를 포함하는 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진(100)에 따르면, 산화제 가압용 기체로 전동부(150)를 효과적으로 냉각 시킬 수 있다.As described above, the fuel supply unit 110, the oxidant supply unit 120, the combustion unit 130, the pump unit 140, the transmission unit 150, the fuel pressurization unit 160, and the oxidizing agent as described above. According to the electric pump cycle liquid rocket engine 100 having the cooling structure of the electric unit according to an embodiment of the present invention including the pressurizing unit 170, the electric unit 150 can be effectively cooled with a gas for pressurizing an oxidizing agent. I can.

지금부터는 첨부한 도면을 참조하여 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법에 대해서 상세히 설명한다.Hereinafter, with reference to the accompanying drawings will be described in detail a cooling method of the electric unit using the electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of the electric unit according to an embodiment of the present invention.

도 6은 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법의 순서도 이다.6 is a flowchart of a method of cooling an electric unit using an electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of the electric unit according to an embodiment of the present invention.

도 6에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법(S100)은 제1공급단계(S110)와, 연료공급단계(S120)와, 제2공급단계(S130)와, 에너지흡수단계(S140)와, 유입단계(S150)와, 산화제공급단계(S160)를 포함한다.As shown in Fig. 6, the cooling method (S100) of the electric unit using the electric pump cycle liquid rocket engine having the cooling structure of the electric unit according to an embodiment of the present invention includes a first supply step (S110), It includes a fuel supply step (S120), a second supply step (S130), an energy absorption step (S140), an inflow step (S150), and an oxidant supply step (S160).

제1공급단계(S110)는 연료가압부(160)에서 가압기체가 연료공급부(110)로 공급되는 단계로, 연료가압부(160)와 연소부(130) 사이에 설치된 밸브를 개방함으로서 실시될 수 있다.The first supply step (S110) is a step in which pressurized gas is supplied from the fuel pressurization unit 160 to the fuel supply unit 110, and is performed by opening a valve installed between the fuel pressurization unit 160 and the combustion unit 130. I can.

연료공급단계(S120)는 펌프부(140)가 연료를 펌핑하여 연소부(130)로 연료가 공급되는 단계로, 상술한 제1공급단계(S110)에 따라 가압기체가 연료공급부(110)로 공급되면, 가압기체에 의해 연료가 압력을 받아 연소부(130) 측으로 전달되는 과정을 통해 실시된다.The fuel supply step (S120) is a step in which the pump unit 140 pumps fuel to supply the fuel to the combustion unit 130, and the pressurized gas is transferred to the fuel supply unit 110 according to the above-described first supply step (S110). When supplied, the fuel is pressurized by the pressurized gas and delivered to the combustion unit 130 through a process.

제2공급단계(S130)는 산화제가압부(170)에서 가압기체가 전동부(150)로 공급되는 단계로, 산화제가압부(170)와 산화제공급부(120) 사이에 설치된 밸브를 개방함으로서 실시될 수 있다.The second supply step (S130) is a step in which the pressurized gas is supplied from the oxidant pressure unit 170 to the electric unit 150, and is performed by opening a valve installed between the oxidant pressure unit 170 and the oxidant supply unit 120. I can.

에너지흡수단계(S140)는 산화제가압부(170)에서 공급되는 가압기체가 전동부(150)의 열에너지를 흡수하는 단계로, 산화제가압부(170)에서 가압기체가 전동부(150)를 경유함에 따라 실시된다.The energy absorption step (S140) is a step in which the pressurized gas supplied from the oxidizing pressurizing unit 170 absorbs the thermal energy of the electric unit 150, and the pressurized gas in the oxidizing pressurizing unit 170 passes through the electric unit 150. It is carried out accordingly.

유입단계(S150)는 전동부(150)의 열에너지를 흡수한 가압기체가 산화제공급부(120)로 유입되는 단계로, 유입단계(S150)에 따라면, 상술한 에너지흡수단계(S140) 이후 열에너지를 흡수한 산화제가 산화제공급부(120)로 유동되어 산화제에 압력을 가하게 된다.The inflow step (S150) is a step in which the pressurized gas absorbing the thermal energy of the electric unit 150 is introduced into the oxidant supply unit 120, and according to the inflow step (S150), the thermal energy after the above-described energy absorption step (S140) is The absorbed oxidizing agent flows to the oxidizing agent supply unit 120 to apply pressure to the oxidizing agent.

산화제공급단계(S160)는 산화제가 연소부(130)로 공급되는 단계로, 상술한 유입단계(S150) 이후, 열에너지를 흡수한 가압기체가 산화제공급부(120)에 수용된 산화제를 가압함으로써 실시될 수 있다.The oxidizing agent supply step (S160) is a step in which the oxidizing agent is supplied to the combustion unit 130, and after the inflow step (S150) described above, the pressurized gas absorbing the thermal energy pressurizes the oxidizing agent contained in the oxidizing agent supply unit 120. have.

이상, 상술한 바와 같은 제1공급단계(S110)와, 연료공급단계(S120)와, 제2공급단계(S130)와, 에너지흡수단계(S140)와, 유입단계(S150)와, 산화제공급단계(S160)를 포함하는 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법(S100)에 따르면, 로켓의 작동시 발생되는 전동부(150)의 열을 효과적으로 감소시킬 수 있다.Above, as described above, the first supply step (S110), the fuel supply step (S120), the second supply step (S130), the energy absorption step (S140), the inflow step (S150), and the oxidant supply step According to the cooling method (S100) of the electric unit using the electric pump cycle liquid rocket engine having the cooling structure of the electric unit according to an embodiment of the present invention including (S160), the electric unit generated when the rocket is operated ( 150) heat can be effectively reduced.

이상에서, 본 발명의 실시 예를 구성하는 모든 구성 요소들이 하나로 결합하거나 결합하여 동작하는 것으로 설명되었다고 해서, 본 발명이 반드시 이러한 실시 예에 한정되는 것은 아니다. 즉, 본 발명의 목적 범위 안에서라면, 그 모든 구성요소들이 하나 이상으로 선택적으로 결합하여 동작할 수도 있다.In the above, even if all the constituent elements constituting the embodiments of the present invention have been described as being combined into one or operating in combination, the present invention is not necessarily limited to these embodiments. That is, as long as it is within the scope of the object of the present invention, one or more of the components may be selectively combined and operated.

또한, 이상에서 기재된 "포함하다", "구성하다" 또는 "가지다" 등의 용어는, 특별히 반대되는 기재가 없는 한, 해당 구성 요소가 내재할 수 있음을 의미하는 것이므로, 다른 구성 요소를 제외하는 것이 아니라 다른 구성 요소를 더 포함할 수 있는 것으로 해석되어야 한다. 기술적이거나 과학적인 용어를 포함한 모든 용어들은, 다르게 정의되지 않는 한, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미가 있다. 사전에 정의된 용어와 같이 일반적으로 사용되는 용어들은 관련 기술의 문맥상의 의미와 일치하는 것으로 해석 되어야 하며, 본 발명에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.In addition, terms such as "include", "consist of" or "have" described above mean that the corresponding component may be present unless otherwise stated, excluding other components. It should not be construed as being able to further include other components. All terms, including technical or scientific terms, have the same meaning as commonly understood by one of ordinary skill in the art, unless otherwise defined, to which the present invention belongs. Terms generally used, such as terms defined in the dictionary, should be interpreted as being consistent with the meaning of the context of the related technology, and are not interpreted as ideal or excessively formal meanings unless explicitly defined in the present invention.

그리고 이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정 및 변형이 가능할 것이다.In addition, the above description is merely illustrative of the technical idea of the present invention, and those of ordinary skill in the art to which the present invention pertains will be able to make various modifications and variations without departing from the essential characteristics of the present invention.

따라서, 본 발명에 개시된 실시예들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.Accordingly, the embodiments disclosed in the present invention are not intended to limit the technical idea of the present invention, but to explain the technical idea, and the scope of the technical idea of the present invention is not limited by these embodiments. The scope of protection of the present invention should be interpreted by the following claims, and all technical ideas within the scope equivalent thereto should be construed as being included in the scope of the present invention.

100 : 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진
110 : 연료공급부
120 : 산화제공급부
130 : 연소부
140 : 펌프부
150 : 전동부
151 : 모터
152 : 배터리
153 : 인버터
160 : 연료가압부
170 : 산화제가압부
S100 : 본 발명의 일실시예에 따른 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법
S110 : 제1공급단계
S120 : 연료공급단계
S130 : 제2공급단계
S140 : 에너지흡수단계
S150 : 유입단계
S160 : 산화제공급단계100: Electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of the electric unit according to an embodiment of the present invention
110: fuel supply unit
120: oxidant supply unit
130: combustion part
140: pump part
150: electric part
151: motor
152: battery
153: inverter
160: fuel pressurization unit
170: oxidizing agent pressure section
S100: Cooling method of the electric part using the electric pump cycle liquid rocket engine having the cooling structure of the electric part according to an embodiment of the present invention
S110: First supply stage
S120: Fuel supply stage
S130: 2nd supply stage
S140: energy absorption step
S150: Inflow stage
S160: oxidizing agent supply step

Claims (11)

연료가 수용되는 연료공급부;
산화제가 수용되는 산화제공급부;
상기 연료공급부로부터 공급되는 연료와 상기 산화제공급부로부터 공급되는 산화제를 이용하여 연료를 연소시키는 연소부;
상기 연료를 상기 연소부로 펌핑하는 펌프부;
상기 펌프부가 전기적으로 작동될 수 있도록 상기 펌프부에 구동력을 제공하는 전동부;
가압기체를 수용하며, 상기 연료가 상기 연소부로 공급될 수 있도록 가압기체를 상기 연료공급부로 공급하는 연료가압부; 및
가압기체를 수용하며, 상기 산화제가 상기 연소부로 공급될 수 있도록 가압기체를 상기 산화제공급부로 공급하되, 상기 전동부에서 발생되는 열이 상기 가압기체에 의해 흡수될 수 있도록 가압기체가 상기 전동부를 경유하도록 마련되는 산화제가압부를 포함하되,
상기 전동부는,
상기 펌프부를 구동하는 모터와, 상기 모터에 전기에너지를 공급하는 배터리와, 상기 배터리의 전력을 변환시켜 상기 모터로 공급하는 인버터를 포함하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진.A fuel supply unit in which fuel is accommodated;
An oxidizing agent supply unit in which the oxidizing agent is accommodated;
A combustion unit for combusting the fuel using the fuel supplied from the fuel supply unit and the oxidizing agent supplied from the oxidizing agent supply unit;
A pump unit for pumping the fuel to the combustion unit;
An electric unit that provides a driving force to the pump unit so that the pump unit can be electrically operated;
A fuel pressurizing unit receiving pressurized gas and supplying pressurized gas to the fuel supply unit so that the fuel can be supplied to the combustion unit; And
The pressurized gas is supplied to the oxidizing agent supply unit so that the pressurized gas is accommodated and the oxidizing agent is supplied to the combustion unit, and the pressurized gas passes through the transmission unit so that the heat generated from the transmission unit can be absorbed by the pressurized gas. The oxidizing agent is provided to include a pressure portion,
The electric power unit,
An electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of an electric unit including a motor driving the pump unit, a battery supplying electric energy to the motor, and an inverter converting power of the battery and supplying it to the motor. 삭제delete 청구항 1에 있어서,
상기 연료는,
액체메탄(LCH4)으로 마련되는 것을 특징으로 하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진.The method according to claim 1,
The fuel is,
Electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of the electric unit, characterized in that provided with liquid methane (LCH 4). 청구항 3에 있어서,
상기 산화제는,
액체산소(LOX)로 마련되는 것을 특징으로 하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진.The method of claim 3,
The oxidizing agent,
Electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of the electric unit, characterized in that provided with liquid oxygen (LOX). 청구항 4에 있어서,
상기 가압기체는,
헬륨(He)으로 마련되는 것을 특징으로 하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진.The method of claim 4,
The pressurized gas,
Electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of the electric unit, characterized in that provided with helium (He). 청구항 5에 있어서,
상기 연료공급부 내의 가압기체의 압력은,
상기 산화제공급부 내의 가압기체의 압력 보다 더 낮은 것을 특징으로 하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진.The method of claim 5,
The pressure of the pressurized gas in the fuel supply unit,
Electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of the electric unit, characterized in that lower than the pressure of the pressurized gas in the oxidizing agent supply unit. 연료가압부에서 가압기체가 연료공급부로 공급되는 제1공급단계;
펌프부가 연료를 펌핑하여 연소부로 연료가 공급되는 연료공급단계;
산화제가압부에서 가압기체가 전동부로 공급되는 제2공급단계;
산화제가압부에서 공급되는 가압기체가 전동부의 열에너지를 흡수하는 에너지흡수단계;
전동부의 열에너지를 흡수한 가압기체가 산화제공급부로 유입되는 유입단계; 및
산화제가 연소부로 공급되는 산화제공급단계를 포함하되,
상기 전동부는,
상기 펌프부를 구동하는 모터와, 상기 모터에 전기에너지를 공급하는 배터리와, 상기 배터리의 전력을 변환시켜 상기 모터로 공급하는 인버터를 포함하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법.A first supply step of supplying pressurized gas from the fuel pressurization unit to the fuel supply unit;
A fuel supply step in which the pump unit pumps fuel to supply fuel to the combustion unit;
A second supply step of supplying the pressurized gas from the oxidant pressure unit to the electric unit;
An energy absorption step in which the pressurized gas supplied from the oxidizing agent pressure unit absorbs the heat energy of the electric unit;
An inlet step in which the pressurized gas absorbing the thermal energy of the electric unit is introduced into the oxidant supply unit; And
Including an oxidizing agent supply step in which the oxidizing agent is supplied to the combustion unit,
The electric power unit,
An electric pump cycle liquid rocket engine having a cooling structure of an electric unit including a motor driving the pump unit, a battery supplying electric energy to the motor, and an inverter converting power of the battery and supplying it to the motor. Cooling method of the used electric part. 청구항 7에 있어서,
상기 연료는,
액체메탄(LCH4)으로 마련되는 것을 특징으로 하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법.The method of claim 7,
The fuel is,
An electric pump cycle having a cooling structure of an electric unit, characterized in that it is provided with liquid methane (LCH 4 ). A method of cooling the electric unit using a liquid rocket engine. 청구항 7에 있어서,
상기 산화제는,
액체산소(LOX)로 마련되는 것을 특징으로 하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법.The method of claim 7,
The oxidizing agent,
Electric pump cycle having a cooling structure of the electric unit, characterized in that provided with liquid oxygen (LOX) A cooling method of the electric unit using a liquid rocket engine. 청구항 9에 있어서,
상기 가압기체는,
헬륨(He)으로 마련되는 것을 특징으로 하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법.The method of claim 9,
The pressurized gas,
An electric pump cycle having a cooling structure of the electric unit, characterized in that provided with helium (He), a cooling method of the electric unit using a liquid rocket engine. 청구항 10에 있어서,
상기 연료공급부 내의 가압기체의 압력은,
상기 산화제공급부 내의 가압기체의 압력 보다 더 낮은 것을 특징으로 하는 전동부의 냉각 구조를 구비하는 전기펌프 사이클 액체로켓엔진을 이용한 전동부의 냉각 방법.The method of claim 10,
The pressure of the pressurized gas in the fuel supply unit,
The cooling method of the electric pump using a liquid rocket engine with an electric pump cycle having a cooling structure of the electric unit, characterized in that lower than the pressure of the pressurized gas in the oxidant supply unit.
KR1020190096549A 2019-08-08 2019-08-08 Electric pump cycle liquid rocket engine having cooling structure of electric part KR102254324B1 (en)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020190096549A KR102254324B1 (en) 2019-08-08 2019-08-08 Electric pump cycle liquid rocket engine having cooling structure of electric part
PCT/KR2020/010365 WO2021025477A1 (en) 2019-08-08 2020-08-06 Electric pump cycle-liquid rocket engine equipped with cooling structure for power transmission part, and method for cooling power transmission part using same

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020190096549A KR102254324B1 (en) 2019-08-08 2019-08-08 Electric pump cycle liquid rocket engine having cooling structure of electric part

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20210017389A KR20210017389A (en) 2021-02-17
KR102254324B1 true KR102254324B1 (en) 2021-05-20

Family

ID=74502741

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020190096549A KR102254324B1 (en) 2019-08-08 2019-08-08 Electric pump cycle liquid rocket engine having cooling structure of electric part

Country Status (2)

Country Link
KR (1) KR102254324B1 (en)
WO (1) WO2021025477A1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20230139586A (en) 2022-03-28 2023-10-05 (주)이노스페이스 Oxidizer supply device and hybrid rocket equipped with this

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113404621B (en) * 2021-06-19 2022-08-16 西北工业大学 Solid-liquid mixed engine and method for Mars ascending aircraft

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2016524071A (en) * 2013-06-07 2016-08-12 エアロジェット ロケットダイン インコーポレイテッド Storage pressure drive cycle

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH09308189A (en) * 1996-05-14 1997-11-28 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd Turbo type air compressor
KR200456710Y1 (en) * 2011-05-11 2011-11-14 (주)하나메탈 The underwater pump which has the dc voltage rise inverter
US20140260186A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-18 Patrick R.E. Bahn Rocket engine systems with an independently regulated cooling system
US11060482B2 (en) * 2015-09-14 2021-07-13 Korea Aerospace Research Institute Liquid rocket engine using booster pump driven by electric motor

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2016524071A (en) * 2013-06-07 2016-08-12 エアロジェット ロケットダイン インコーポレイテッド Storage pressure drive cycle

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20230139586A (en) 2022-03-28 2023-10-05 (주)이노스페이스 Oxidizer supply device and hybrid rocket equipped with this

Also Published As

Publication number Publication date
WO2021025477A1 (en) 2021-02-11
KR20210017389A (en) 2021-02-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9964073B1 (en) Liquid rocket engine with hybrid electric motor driven pump
JP6627983B2 (en) Electric assist liquid fuel rocket propulsion system
KR102254324B1 (en) Electric pump cycle liquid rocket engine having cooling structure of electric part
US8381508B2 (en) Closed-cycle rocket engine assemblies and methods of operating such rocket engine assemblies
JP2003278600A (en) System for providing combustion chamber with oxidant and fuel, system for providing and cooling oxidant and fuel, and procedure for providing rocket engine with fuel and oxidant
US20080229751A1 (en) Cooling system for gas turbine engine having improved core system
JP5769695B2 (en) Power generation system and method for stopping power generation system
RU2648480C2 (en) Starting device for rocket motor turbopump
US20230392524A1 (en) Hydrogen-oxygen fueled powerplant with water and heat recovery
EP2275656A2 (en) System for cooling cooling-air in a gas turbine engine
RU2352804C1 (en) Liquid propellant jet engine
US20060232071A1 (en) Turbo set with starting device
CA2543379C (en) Turbo set with starting device
CN101694189A (en) Super-conducting electromagnetic pump circulating system of liquid rocket engine
US20150300262A1 (en) Power generation system
JP2021067180A (en) Rocket engine propellant supply system
US20220403759A1 (en) Methods and systems for starting and stopping a closed-cycle turbomachine
ES2907280T3 (en) Turbopump rocket engine having a motor-generator
WO2008129652A1 (en) Gas turbine power generating apparatus and method of starting the same
JP2017027719A (en) Fuel cell system, hybrid system, aircraft and auxiliary power device mounted on aircraft
RU2301352C1 (en) Liquid propellant rocket engine (versions)
US20240026801A1 (en) Rotor cooling system for shutdown
CN116044610B (en) Double-expansion circulation liquid rocket engine system
RU2383766C1 (en) Turbopump unit for three-component liquid propellant rocket engine
KR102473169B1 (en) Liquid Propellant Rocket Engine having Hybrid Turbopump System

Legal Events

Date Code Title Description
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant