KR20150122700A - 이동가능한 바늘형상부가 제공된 우주선 쓰러스터용 가변 넥부 부분을 구비한 노즐 - Google Patents

Abstract

본 발명은 항공 우주 비행체 쓰러스터용 가변 쓰로트 부분의 노즐에 관한 것이고, 상기 노즐은 원통형 하우징의 직경보다 더 작은 개구 직경의 쓰로트(30)를 갖는 상기 원통형 하우징과, 고 방출율 전방 위치와 저 방출율 후방 위치 사이에서 상기 하우징 내측에서 미끄러지는데 적당한 바늘형상부(24)를 포함하고, 상기 고 방출율 전방 위치에서 노우즈부(28)가 상기 하우징의 상기 쓰로트로부터 후방으로 설정되고, 상기 저 방출율 후방 위치에서 상기 노우즈부가 넥부에 대해 맞닿게 되며, 상기 바늘형상부는 상기 노즐의 상기 하우징 내측에서 미끄러지기 위한 로드(26)를 포함하고, 상기 로드는 감소하는 직경부의 노우즈부에서 종결한다. 로드의 노우즈부는 노즐 하우징의 착좌부-형성 넥부에 대해 맞닿게 하는데 적당하고, 그리고 상기 노우즈부가 상기 노즐의 하우징의 넥부에 대해 축선방향으로 맞닿게 될 때, 가스가 통과할 수 있도록, 그 외측 주변부에 형성된 적어도 두 개의 축선방향 홈(34)을 포함한다.

Description

이동가능한 바늘형상부가 제공된 우주선 쓰러스터용 가변 넥부 부분을 구비한 노즐{NOZZLE HAVING A VARIABLE NECK SECTION FOR A SPACECRAFT THRUSTER PROVIDED WITH A MOBILE NEEDLE}

본 발명은 전반적으로 가스 배출에 의한 또는 반응에 의한 추진의 원리를 사용하여, 미사일, 발사장치, 또는 실제 위성과 같은 항공 우주 비행체를 구동시키기 위한 쓰러스트(thrust)를 이송시키는 쓰러스터(thruster)의 분야에 관한 것이다. 더욱 상세하게는, 본 발명은 고체 추진체 쓰러스터에 끼워맞춰진 고정된 쓰로트 노즐(throat nozzle)에 관한 것이다.

고체 추진체 쓰러스터는 파우더의 블럭(추진체), 점화기, 및 고정된 분기 부분을 구비한 노즐을 수용하고 있는 쉘부(shell)에 의해 주로 구성된다. 파우더의 블럭은 연소실로서 작용하는 쓰러스터의 축선에 놓인 채널에 의해 천공된다. 점화기는 쉘부의 일 단부에서 파우더를 점화시키고 그리고 추진체의 연소가 쓰러스터의 전방으로부터 후방 쪽으로 전파한다. 파우더는 사전결정된 율(rate)로 연소하여, 노즐을 통해 배출되는 연소 가스를 만든다.

노즐의 쓰로트 부분은 예상되는 쓰러스트를 만들면서 요구되는 압력을 연소실에서 유지하기 위하여, 파우더의 블럭의 연소를 제어할 수 있게 한다. 따라서, 쓰러스트를 단 하나의 방출율로 이송하기 위한 쓰러스터에 대해, 노즐의 쓰로트 부분이 요구되는 레벨의 쓰러스트의 함수처럼 사전결정되고 변하지 않는다.

그럼에도 불구하고, 단일의 변하지 않는 쓰로트 부분을 사용하는 것은 두 개의 작동 율(전형적으로 고 방출율 및 저 방출율)을 갖는 쓰러스터에 대해 적당하지 않다.

이러한 약점을 완화시키기 위하여, 가변 쓰로트 부분이 노즐에 제공된다고 알려져 있다. 실제로, 전이부(translation)에서 이동가능한 바늘형상부가 노즐의 내측에 수용된다. 연소 가스의 유동에서의 바늘형상부의 위치는 노즐을 통과하는 가스용 유동 부분을 결정하도록 사용되고, 이에 따라 쓰러스터의 작동 율로 가스 배출 부분을 조정한다.

그럼에도 불구하고, 종래 기술상 알려진 가변 쓰로트 부분 쓰러스터는 쓰러스트 계수가 쓰러스터에서의 고 레벨의 압력(고 방출율에 대응)에서의 작동 단계 동안에 그리고 쓰러스터에서의 보다 낮은 레벨의 압력에서의 작동 단계 동안에(저 방출율에서의 작동에 대응) 최적화될 수 있게 하지 못한다.

따라서, 본 발명의 주요 목적은 고 방출율로부터 저 방출율로 변할 수 있는 방출율로 쓰러스터 노즐의 쓰로트 부분을 적용시키도록 제안함으로써 이러한 결함을 해결한다.

이러한 목적은 항공 우주 비행체 쓰러스터용 가변 쓰로트 부분의 노즐으로써 달성되고, 상기 노즐은, 후방 단부에서, 원통형 하우징의 직경보다 더 작은 개구 직경의 쓰로트를 갖는 상기 원통형 하우징과, 고 방출율 전방 위치와 저 방출율 후방 위치 사이에서 상기 하우징 내에서 미끄러지는데 적당한 바늘형상부를 포함하고, 상기 고 방출율 전방 위치에서 상기 바늘형상부의 노우즈부(nose)가 상기 하우징의 쓰로트로부터 후방으로 축선방향으로 설정되고, 상기 저 방출율 후방 위치에서 상기 바늘형상부의 노우즈부가 상기 하우징의 넥부(neck)에 대해 축선방향으로 맞닿고, 상기 바늘형상부는 상기 노즐의 상기 하우징 내측에서 미끄러지기 위한 원통형 로드를 포함하고, 상기 로드는 후방 단부에서 감소하는 직경의 노우즈부에서 종결하고, 상기 로드의 상기 노우즈부는 상기 노즐 하우징의 착좌부-형성 넥부(seat-forming neck)에 대해 축선방향으로 맞닿게 되는데 적당하고, 상기 노즐에서, 본 발명에 따라, 상기 바늘형상부의 로드의 노우즈부는, 상기 노우즈부가 상기 노즐의 하우징의 넥부에 대해 축선방향으로 맞닿게 될 때, 가스가 통과할 수 있도록 그 외측 주변부에 형성된 적어도 두 개의 축선방향 홈을 포함한다.

본 발명의 노즐의 바늘형상부는 노즐의 쓰로트에 대해 두 개의 작동 모드를 형성하도록 사용되는데, 이 두 개의 작동 모드는, 즉 상기 바늘형상부의 노우즈부가 상기 쓰로트로부터 축선방향으로 멀리 후방 설정되는 고 방출율에서의 제 1 작동 모드와, 상기 바늘형상부의 상기 노우즈부가 상기 쓰로트에 대해 축선방향으로 맞닿게 되는 저 방출율에서의 제 2 작동 모드이다. 제 1 모드의 작동에 있어서, 노즐을 떠나는 연소 가스용 유동 부분이 최대이다. 제 2 모드의 작동에 있어서, 연소 가스용 유동 부분은 바늘형상부의 노우즈부에 형성된 홈 보다 더 많지 않게 감소된다. 이러한 유동 부분은 그럼에도 불구하고 0이 아니고 그리고 가스 배출 부분이 쓰러스터의 저 방출율의 작동으로 조정될 수 있게 한다. 이 결과, 이러한 바늘형상부는 쓰러스터 내의 상이한 레벨의 압력에 대응하는 상기 쓰러스터의 상이한 단계의 작동으로 쓰러스트 계수를 최적화시킬 수 있게 한다.

더욱이, 이러한 바늘형상부가 쓰로트에 대해 축선방향 맞닿음 위치에 있을 때, 연소 가스의 온도를 견디는 우수한 능력을 나타낸다. 가스가 존재하는 열 교환 영역이 비교적 크고, 이에 따라서 열 소산을 향상시켜서 바늘형상부의 온도가 보다 작은 정도로 상승함에 따라 매우 적은 정도의 부식을 야기시킨다.

최종적으로, 본 발명의 노즐의 바늘형상부는, 쓰러스터의 모드의 작동과 무관하게, 구성된 부분의 열에 비교적 덜 민감한 노즐을 구비할 수 있게 한다. 고 방출 모드의 작동에 있어서, 노즐의 쓰로트가 통상적인 것인 반면에, 저 방출 모드의 작동에 있어서, 상기 쓰로트에 대한 바늘형상부의 노우즈부를 가압하는 것은 바늘형상부 및 쓰로트를 유지하는 구조부에 독립적인 방식으로 조정되는 가스 배출 부분을 야기한다.

바늘형상부의 로드의 노우즈부의 형상은 원추형을 취할 수 있다. 선택적으로, 노우즈부는 로드의 직경보다 더 작은 직경을 갖는 원통형 형상 부분에서 종결할 수 있다.

바람직하게, 로드의 노우즈부에서의 홈은 서로 규칙적인 간격으로 이격된다. 또한 바람직하게, 로드의 노우즈부는 서로 120°로 이격된 3개의 홈을 구비한다.

본 발명은 또한 상기 기술된 바와 같은 가변 쓰로트 부분의 노즐을 포함한 항공 우주 비행체 쓰러스터를 제공한다.

본 발명의 여러 특징 및 장점은, 단지 예시적인 실시예를 나타내고 있는 첨부한 도면을 참조한 아래 상세한 설명으로부터 명확하다.

도 1은 본 발명에 따른 노즐로 끼워맞춰진 쓰러스터의 개략적인 길이방향 단면도이고;
도 2는 도 1 노즐의 바늘형상부의 사시도이고;
도 3a 및 도 3b는 그 두 개의 작동 위치에서의 도 1 및 도 2의 바늘형상부의 도면이고; 그리고
도 4a 및 도 4b는 그 두 개의 작동 위치에서의 본 발명의 일 예시적인 실시예의 바늘형상부의 도면이다.

본 발명은, 가스를 배출시킴으로써 또는 반응에 의해, 쓰러스트를 제공하는 원리로 작동하는 (미사일, 발사장치, 또는 위성용) 임의의 항공 우주 비행체 쓰러스터에 관한 것이다.

도 1은 고체 추진체 쓰러스터(10)에 적용되는 단지 예시적인 실시예의 발명의 매우 개략적인 도면이다. 본래, 본 발명은 또한 여러 형태(액체, 고체, 또는 하이브리드)의 추진체를 사용하는 쓰러스터에 적용된다.

알려진 방식으로서, 도 1에 도시된 쓰러스터(10)는 원통형 형상의 하우징(14)을 또한 수용하고 있는, 실질적으로 원통형 형상인 외측 쉘부(12)를 주로 포함한다.

쓰러스터의 전방 단부에서, 하우징(14)은 예를 들면, (쓰러스터의 길이방향 축선 X-X를 따라) 전방 쪽으로 뻗어있는 파우더(16)의 블럭의 형태의 추진체를 수용한다.

파우더(16)의 블럭은 쓰러스터의 길이방향 축선 X-X에 위치된 채널(18)에 의해 천공되고, 이러한 채널은 연소실로 작용한다. 하우징(14)의 전방 단부에 장착된 점화기(20)에 의해 파우더가 점화될 수 있다.

추진체의 연소는 쓰러스터의 하우징(14) 전방으로부터 후방쪽으로 전파하고, 그리고 연소 가스가 상기 쓰러스터의 후방 단부에 배치된 고정식 분기 콘(stationary diverging cone)을 갖는 노즐(22)을 통해 방출된다.

쓰러스터는 또한 하우징(14) 내측에서 이동가능한 바늘형상부(24)를 구비한다. 바늘형상부는 하우징의 직경보다 더 작은 직경의 원통형 로드(26)를 포함한다. 바늘형상부는 노즐(22)을 떠나는 가스에 대한 유동 부분을 결정하도록 사용되는 연소 가스의 유동에서의 그 위치에서, 하우징 내에서 축선방향으로 미끄러지는데 적당하다.

바늘형상부의 로드(26)는 특히 복합 재료로, 특히 세라믹 매트릭스 복합 재료나 내화 복합 재료나, 또는 금속으로, 그리고 특히 텅스텐과 같은 다양한 재료로 만들어질 수 있다.

바늘형상부의 로드(26)는 그 후방 단부에서, "노우즈부"를 의미하고 있는 오목한 스팀라인의 프로파일을 형성하도록 감소하는 직경을 갖는 부분(28)에 의해 종결된다. 이러한 노우즈부는 연소 가스용 유출구 개구를 형성하고 있는 하우징의 기하학적 쓰로트(30)에 대해 축선방향으로 맞닿게 되는데 작당하다. 하우징의 직경보다 더 작은 개구 직경을 갖는 쓰로트(30)는 바늘형상부의 노우즈부(28)용 착좌부로 작용한다.

도 1, 도 2, 도 3a 및 도 3b의 실시예에 있어서, 바늘형상부(24)의 노우즈부(28)가 원추형 형상을 갖는다.

쓰러스터의 길이방향 축선 X-X에 평행한 방향을 따라서 하우징(14) 내측에서의 바늘형상부(24)의 이동은 엑츄에이터(32)에 의해, 예를 들면 전자기계식, 발화식(pyrotechnic), 공압식, 또는 실제 발화식/공압식 엑츄에이터에 의해 제어된다. 이동은 역전될 수 있거나 또는 역전될 수 없다.

엑츄에이터(32)의 명령에 따라, 바늘형상부가 고 방출율 위치를 의미하는 전방 위치로부터 저 방출율 위치를 의미하는 후방 위치까지 쓰러스터의 하우징에서 이동하고, 상기 고 방출율 위치에서, 노즐(28)이 상기 하우징의 쓰로트(30)로부터 축선방향으로 후방 설정되고(도 1, 도 3a 및 도 4a), 그리고 상기 저 방출율 위치에서, 상기 노우즈부가 상기 하우징의 쓰로트에 대해 축선방향으로 맞닿는다(도 3b 및 도 4b).

본 발명에 따라, 바늘형상부의 노우즈부(28)가 그 외측 주변부(도 2)에 배치된 적어도 두 개의 축선방향 홈(34)을 포함하여, 상기 노우즈부가 하우징의 쓰로트(30)에 대해 축선방향 맞닿음부에 있을 때, 가스가 통과될 수 있다.

도　1, 도 2, 도 3a, 도 3b, 도 4a 및 도 4b에 도시된 실시예에 있어서, 각각의 홈(34)이 노우즈부의 외측 표면으로부터 돌출하는 두 개의 텅부(26, tongue) 사이에서 더욱 특별하게는 원주방향으로 형성된다. 따라서, 바늘형상부가 그 후방, 저 방출율 위치로 이동될 때, 돌출한 텅부(26)는 쓰로트(30)에 대해 축선방향으로 맞닿게 되고, 이에 따라 연소 가스가 텅부 사이에 형성된 홈(34)을 따라서 통과함으로써 방출될 수 있다.

바늘형상부의 노우즈부의 홈(34)이 바람직하게는 (쓰러스터의 길이방향 축선 X-X 주위에서) 서로 규칙적으로 이격된다. 홈은 적어도 두 개일 수 있고, 그리고 바람직하게는 상기 홈은 120° 만큼 쌍을 이룬 인접한 홈 사이에서 원주방향으로 이격된 3개이다.

더욱이, 홈의 수 및 상기 홈의 유동 부분은, 바늘형상부가 그 후방 저 방출율 위치에 위치할 때, 노즐을 통해 배기되는 가스의 방출율을 교정하도록, 사전결정된다.

도 4a 및 도 4b는 본 발명에 따른 다른 일 실시예의 바늘형상부(24')를 나타내고 있으며, 여기서 바늘형상부의 노우즈부(28')가 쓰로트(30)의 직경보다 더 작은 직경을 갖는 원통형 형상의 부분(38')에 의해 종결된다. 바늘형상부의 다른 특징이 상기 기술된 실시예의 특징과, 특히 돌출한 텅부(36) 사이에 형성된 홈(34)의 노우즈부에서의 특징에 대해 동일하게 유지된다.

Claims (6)

1. 항공 우주 비행체 쓰러스터용 가변 쓰로트 부분의 노즐으로서,
   · 후방 단부에서, 원통형 하우징의 직경보다 더 작은 개구 직경의 쓰로트를 갖는 상기 원통형 하우징; 및
   · 고 방출율 전방 위치와 저 방출율 후방 위치 사이에서 상기 하우징 내에서 미끄러지는데 적당한 바늘형상부;를 포함하고,
   상기 고 방출율 전방 위치에서는 상기 바늘형상부의 노우즈부가 상기 하우징의 상기 쓰로트로부터 후방으로 축선방향으로 설정되고, 상기 저 방출율 후방 위치에서는 상기 바늘형상부의 상기 노우즈부가 상기 하우징의 넥부에 대해 축선방향으로 맞닿고, 상기 바늘형상부는 상기 노즐의 상기 하우징 내측에서 미끄러지기 위한 원통형 로드를 포함하고, 상기 로드는, 후방 단부에서, 감소하는 직경의 노우즈부에서 종결하고, 상기 로드의 상기 노우즈부는 노즐 하우징의 착좌부-형성 넥부에 대해 축선방향으로 맞닿게 되는데 적당하고,
   상기 바늘형상부의 상기 로드의 상기 노우즈부는, 상기 노우즈부가 상기 노즐의 상기 하우징의 넥부에 대해 축선방향으로 맞닿음 상태에 있을 때, 가스가 통과할 수 있도록 그 외측 주변부에 형성된 적어도 두 개의 축선방향 홈을 포함하는, 항공 우주 비행체 쓰러스터용 가변 쓰로트 부분의 노즐.
2. 청구항 1에 있어서,
   상기 바늘형상부의 상기 로드의 상기 노우즈부가 원추형 형상을 갖는, 항공 우주 비행체 쓰러스터용 가변 쓰로트 부분의 노즐.
3. 청구항 1에 있어서,
   상기 바늘형상부의 상기 로드의 상기 노우즈부가 상기 로드의 직경보다 더 작은 직경을 갖고 원통형 형상을 취한 부분에서 종결하는, 항공 우주 비행체 쓰러스터용 가변 쓰로트 부분의 노즐.
4. 청구항 1에 있어서,
   상기 바늘형상부의 상기 로드의 상기 노우즈부에서의 홈은 서로 규칙적으로 이격되어 있는, 항공 우주 비행체 쓰러스터용 가변 쓰로트 부분의 노즐.
5. 청구항 4에 있어서,
   상기 노즐의 상기 로드의 상기 노우즈부가 서로 120°의 각도로 이격된 3개의 홈을 구비하는, 항공 우주 비행체 쓰러스터용 가변 쓰로트 부분의 노즐.
6. 항공 우주 비행체 쓰러스터(10)로서,
   청구항 1 내지 5 중 어느 한 항에 따른 가변 부분의 노즐을 포함하는, 항공 우주 비행체 쓰러스터.

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