WO2017048041A1 - 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진 - Google Patents

전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진 Download PDF

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곽현덕
김진한
김대진
최창호
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes

Definitions

  • the present invention relates to a liquid rocket engine using a booster pump driven by an electric motor, and more particularly, by installing a booster pump between a propellant tank and a propellant pump, even if the internal pressure of the propellant tank is lowered. It can meet the inlet pressure to reduce the weight of the propellant tank, and the liquid rocket using the booster pump driven by the electric motor that can efficiently cool the electric motor driving the booster pump through the propellant and the cooling line. It's about the engine.
  • a turbopump engine for a rocket using a liquid propellant is to generate a thrust by sending the oxidant and fuel to the main combustion engine at a high pressure by using the hot gas generated in the gas generator.
  • a rocket turbopump engine using such a liquid propellant has a main combustion unit 11 for burning an oxidant and fuel, and a main oxidant line 12 guiding the oxidant to the main combustion unit 11.
  • Auxiliary fuel line 16 for guiding a portion of the fuel to gas generator 14, turbine 17 rotated by the high temperature and high pressure gas of gas generator 14, and oxidant pump interlocked monoaxially with turbine 17. 18 and a fuel pump 19.
  • the main oxidant on-off valve 12a and the main combustion machine 11 which turn on and off the oxidant guided to the main combustion machine 11.
  • the auxiliary fuel opening / closing valve 16a for turning off and reference numeral 17a are gas discharge pipes 17a for discharging gas passing through the turbine 17 to the outside.
  • Unexplained reference numeral 21 denotes a correction valve or orifice for correcting a thrust error
  • reference numeral 22 denotes a pyro starter or a turbine starter.
  • the starting process of the rocket turbopump engine using the liquid propellant is as follows.
  • the turbine 17 is first driven by the turbine starter 22 to create a state in which the pressure is increased by the oxidant pump 18 and the fuel pump 19.
  • the auxiliary oxidant valve 15a and the auxiliary fuel valve 16a are opened to supply the oxidant and fuel (hereinafter referred to as "propellant") to the gas generator 14.
  • the supplied propellant burns in the gas generator 14 to generate combustion gas, and the hot combustion gas drives the turbine 17 again to supply the oxidant pump 18 and the fuel pump 19 (hereinafter referred to as oxidant pump and fuel pump).
  • oxidant pump and fuel pump Collectively referred to as "pump").
  • main valve 12a and the main fuel valve 13a (hereinafter, the main oxidant valve and the main fuel valve) when the gas generator 14 is driven to generate a certain pressure of the pumps 18 and 19.
  • main valve is opened to supply propellant to the main combustion chamber (11).
  • the propellant supplied is burned in the main combustion machine 11 and discharged to the outside through the nozzle as a hot gas. This process starts the engine.
  • the propellant supplied to the oxidant pump and the fuel pump inlet must be maintained at a certain level or more to suppress the cavitation occurring in each pump.
  • the fuel tank must be maintained at a certain level of internal pressure and designed to be above a certain thickness to withstand the internal pressure. Therefore, there is a problem that the weight of the propellant tank increases in the projectile.
  • Korean Patent No. 10-0654412 includes a combustion chamber 110 as shown in FIG. 5; A fuel supply pump 120 for supplying fuel to the combustion chamber; An oxidant supply pump 130 for supplying an oxidant to the combustion chamber; A gas generator 140 receiving a portion of the fuel and the oxidant supplied from the fuel supply unit and the oxidant supply unit to generate a gas; A turbine 150 which rotates by receiving the gas generated from the gas generator and drives the fuel supply pump and the oxidant supply pump; A thrust control valve 160 for controlling the amount of oxidant supplied to the gas generator; An oxidant bypass pipe (170) branched from the gas generator side of the thrust control valve; And a mixing ratio stabilizer 200 for controlling the fuel supplied to the gas generating unit in accordance with the oxidant pressure supplied to the oxidant bypass pipe, from the fuel booster pump 126 and the oxidant booster pump 136 in which the oxidant is stored.
  • a liquid propellant rocket engine 100 configured to flow each liquid.
  • booster pumps are driven by a hydraulic turbine, which bypasses some of the high-pressure propellant at each propellant pump outlet to run the hydraulic turbine, which complicates the system and results in additional pump efficiency loss. There is a problem that occurs.
  • an object of the present invention is to provide a booster pump driven by an electric motor, to provide a liquid rocket engine for cooling the electric motor using a propellant.
  • a specific purpose of the present invention is to install a booster pump between the propellant tank and the propellant pump, it is possible to meet the inlet pressure required by the propellant pump even when the internal pressure of the propellant tank is lowered to reduce the weight of the propellant tank.
  • a liquid rocket engine using a booster pump driven by an electric motor includes a main combustion unit configured to combust an oxidant and fuel, and guide the oxidant contained in an oxidant tank to the main combustion unit.
  • a main oxidant line a main fuel line for guiding the fuel contained in a fuel tank to the main combustor, an oxidant pump disposed in the main oxidant line, a fuel pump disposed in the main fuel line, the oxidant tank and the An oxidant booster pump installed in the main oxidant line between the oxidant pump, a fuel booster pump installed in the main fuel line between the fuel tank and the fuel pump, and spaced between the oxidant booster pump and the fuel booster pump Disposed, the oxidant booster pump and the fuel booster An electric motor for driving a pump and branched at one side of the main oxidant line to guide a portion of the oxidant to the electric motor, or branched at one side of the main fuel line to cool a portion of the fuel to the electric motor A line, a cooling unit connected to the cooling line and installed in the electric motor, and a condenser installed in the cooling line, wherein at least one of the oxidant and the fuel moves the cooling line to cool the electric motor. It provides a liquid
  • the liquid rocket engine using the booster pump driven by the electric motor according to the present invention having the above configuration has the effect of installing the booster pump driven by the electric motor and cooling the electric motor by using a propellant.
  • liquid rocket engine using the booster pump driven by the electric motor by installing a booster pump between the propellant tank and the propellant pump, even if the internal pressure of the propellant tank is lowered, the inlet pressure required by the propellant pump The weight of the propellant tank can be reduced, and the electric motor driving the booster pump can be efficiently cooled through an oxidant and a cooling line.
  • FIGS. 1A and 1B are conceptual views illustrating a structure of a liquid rocket engine using a booster pump driven by an electric motor according to an embodiment of the present invention and a modification thereof.
  • FIGS. 1C to 1E are conceptual views illustrating the structure of a liquid rocket engine according to another embodiment of the present invention.
  • Fig. 2 is a longitudinal sectional view showing the structure of the electric motor casing for cooling of the present invention.
  • FIG. 3 is a view showing a cooling unit of the present invention having a structure different from that of FIG.
  • 4 and 5 are structural diagrams showing the structure of a conventional liquid rocket engine.
  • One aspect of the present invention is a main combustion unit for supplying and burning an oxidant and fuel, a main oxidant line for guiding the oxidant contained in an oxidant tank to the main combustion unit, and guiding the fuel contained in a fuel tank to the main combustion unit.
  • a fuel booster pump installed in the main fuel line between a tank and the fuel pump, an electric motor disposed between the oxidant booster pump and the fuel booster pump and driven to drive the oxidant booster pump and the fuel booster pump;
  • a gas generator for generating a gas of high temperature and high pressure
  • an auxiliary oxidant line branched between the main combustion unit and the oxidant pump to guide a part of the oxidant to the gas generator, and branched between the main combustion unit and the fuel pump
  • a turbine for rotating a portion of the fuel to the gas generator, the auxiliary fuel line and the high temperature and high pressure gas generated in the gas generator, and driving the oxidant pump and the fuel pump.
  • one end of the cooling line may be branched between the oxidant pump and the oxidant booster pump, and the other end may be connected between the oxidant booster pump and the oxidant tank.
  • one end of the cooling line may be branched between the fuel pump and the fuel booster pump, and the other end may be connected between the fuel booster pump and the fuel tank.
  • one end of the cooling line is connected to the oxidant pump and the other end is exposed to the outside, so that the oxidant leaking from the oxidant pump may exchange heat with the electric motor and be discharged to the outside.
  • one end of the cooling line may be branched between the main combustion chamber and the oxidant pump, and the other end may be connected between the oxidant tank and the oxidant pump.
  • one end of the cooling line may be branched between the main combustion engine and the fuel pump, and the other end may be connected between the fuel tank and the fuel pump.
  • the cooling unit may have a cylindrical shape for accommodating the electric motor, and a flow path may be disposed therein.
  • the cooling unit may be wound around the outer circumferential surface of the electric motor to have a coil shape, and may be connected to one end of the cooling line and the other end of the cooling line.
  • the electric motor may coaxially connect the oxidant booster pump and the fuel booster pump.
  • the electric motor may be provided in a pair connected to the oxidant booster pump and the fuel booster pump, respectively.
  • the apparatus may further include a battery connected to one side of the cooling line and supplying power to the electric motor, wherein the cooling line guides the oxidant or fuel to the battery, and the cooling unit may be installed in the battery. .
  • the battery may further include an igniter connected to the battery and installed at one side of the main combustion device to ignite the main combustion device with an electric spark.
  • At least one of the oxidant and the fuel may be condensed in the condenser after passing through the cooling unit.
  • FIGS. 1A and 1B are conceptual views illustrating a structure of a liquid rocket engine using a booster pump driven by an electric motor according to an embodiment of the present invention and modified examples thereof, and FIGS. 1C to 1E illustrate another embodiment of the present invention. It is a conceptual diagram which shows the structure of the liquid rocket engine which concerns on an example, and FIG. 2 is a longitudinal cross-sectional view which shows the structure of the electric motor casing for cooling of this invention.
  • the liquid rocket engine 100 using the booster pump driven by the electric motor according to the present invention is provided with an oxidant booster pump and a fuel booster pump at the inlet side of the oxidant pump and the fuel pump, respectively. It is configured to operate in low pressure conditions in oxidant tank and fuel tank.
  • the electric motor can be cooled by adding a cooling line and a cooling unit.
  • the liquid rocket engine 100 using the booster pump driven by the electric motor according to the present invention includes a main combustion unit 101 for burning and receiving an oxidant and fuel, and the oxidant contained in the oxidant tank to the main combustion unit ( A main oxidant line 110 leading to 101, a main fuel line 120 guiding the fuel contained in a fuel tank to the main combustion engine, and a main oxidant line 110 and a main fuel line 120, respectively.
  • the oxidant booster pump 140 and the fuel booster pump 145 which are electrically driven may have a significantly lower inlet pressure than the inlet pressure required by the oxidant pump 130 and the fuel pump 135 driven by the turbine 195. Because of this, the internal pressure of the oxidant tank and fuel tank can be lowered and the tank thickness can be made relatively thin to reduce the weight of the projectile.
  • a gas generator 190 for generating a gas of high temperature and high pressure, an auxiliary oxidant line 117 for guiding a part of an oxidant to the gas generator 190, and an auxiliary fuel line for guiding a part of fuel to the gas generator 190.
  • the turbine 195 is rotated by the high temperature and high pressure gas of the gas generator 190 to drive the oxidant pump 130 and the fuel pump 135.
  • main oxidant on-off valve 115 for turning on and off the oxidant guided to the main combustor 101
  • main fuel on-off valve 121 gas generator 190 for turning on and off the fuel guided to the main combustor 101
  • An auxiliary oxidant on / off valve 118 for turning on and off the oxidant guided to the secondary fuel outlet valve 128 for turning on and off the fuel guided to the gas generator 190 is installed.
  • the oxidant booster pump 140, the fuel booster pump 145 and the oxidant pump 130, the fuel pump 135 In this case, all the pumps are driven simultaneously or the oxidant booster pump 140 and the fuel booster pump 145 are driven first.
  • auxiliary oxidant valve 118 and the auxiliary fuel valve 128 are opened to supply oxidant and fuel to the gas generator, and the supplied propellant (oxidant and fuel) is burned in the gas generator so that combustion gas of high temperature and high pressure is generated.
  • the turbine is driven again to rotate the oxidant pump 130 and the fuel pump 135.
  • the electric motor 150 for driving the oxidant booster pump 140 and the fuel booster pump 145 is continuously overheated while being overheated.
  • the cooling line 170 described above for cooling the overheated electric motor 150 is performed.
  • a cooling part is comprised.
  • the cooling line 170 is connected to one side of the main oxidant line 110 to guide a part of the oxidant to the electric motor 150, a supply unit 171 for supplying the oxidant to the cooling unit, and the cooling
  • the discharge unit 175 may be configured to guide the oxidant discharged from the unit.
  • the supply unit 171 may be configured to provide a cooling line open / close valve 173 to supply the oxidant only when the electric motor 150 is overheated, or may be configured to always cool by omitting the open / close valve. .
  • the cooling unit cools the electric motor 150 by the oxidant supplied through the cooling line 170, and as shown in FIG. 2, the tubular cooling for accommodating the electric motor 150.
  • Motor casing 180 may be exemplified, but may be configured to include a flow path (not shown) inside the casing.
  • the main oxidant line 110 is a booster pump inlet side oxidant line 111 connected to the oxidant tank based on the oxidant booster pump 140 and a booster pump outlet connected to the oxidant pump 130.
  • the side oxidant line portion 113 is formed.
  • the supply part 171 is connected to the booster pump outlet side oxidant line part 113, and the discharge part 175 is preferably connected to the booster pump inlet side oxidant line part 111.
  • the oxidant may be liquefied oxygen, which is present as a liquid in the main oxidant line 110, but diffuses into the cooling electric motor casing 180 at the supply unit and is heated by contact with the electric motor 150. It vaporizes.
  • the vaporized oxidant cools the electric motor 150 while undergoing a process of flowing into the booster pump inlet side oxidant line part 111 while being liquefied again through the condenser 177 installed in the discharge part 175. .
  • the electric motor may be a pair of single-axis electric motors connected to the oxidant booster pump 140 and the fuel booster pump 145, respectively, as shown in FIG. 1A, and as shown in FIG. 1B.
  • the oxidant booster pump 140 and the fuel booster pump 145 may be illustrated as one biaxial electric motor connecting coaxially.
  • the liquid rocket engine system can be driven without loss of the oxidant.
  • An igniter 102 may be installed at one side of the main combustion device 101 to ignite the main combustion device 101.
  • the igniter 102 may be driven in an electric spark manner and may receive a driving source from the battery 151.
  • the battery 151 transmits a driving force to the electric motor 150, and may be spaced apart from or adjacent to the electric motor 150.
  • the conventional ignition system there is a limit on the number of engine ignitions. If the engine needs to be restarted, the number of times required is a cartridge.
  • the teal cartridge is in the form of aluminum powder, there is a possibility of explosion in handling, and additional control valves must be installed to control the teal cartridge.
  • the liquid rocket engine 100 since the liquid rocket engine 100 according to the embodiment of the present invention ignites the engine by using an electric spark, stability may be improved.
  • the igniter 102 since the igniter 102 may receive energy from the battery 151 driving the electric motor 150, the igniter 102 may reduce the volume and weight of the system.
  • the energy source can be continuously transmitted from the battery 151, the engine can be re-ignited without installing an additional cartridge.
  • the second embodiment of the present invention is different in that it uses a fuel other than an oxidant as a refrigerant for cooling the electric motor.
  • the cooling line includes a supply unit 171 for supplying the fuel to the cooling unit, for example, the electric motor casing 180 for cooling, and a discharge unit 175 for guiding the fuel discharged from the cooling unit. .
  • the main fuel line 120 includes a booster pump inlet side fuel line part 124 connected to the oxidant tank based on the fuel booster pump 145, and a booster pump outlet side connected to the fuel pump 135. It consists of a fuel line part 125.
  • the supply part 171 is connected to the booster pump outlet side fuel line part 125, and the discharge part 175 is connected to the booster pump inlet side fuel line part 124.
  • the oxidant is used as a coolant for cooling the electric motor and the like as in the first embodiment described above, but does not bypass the oxidant as in the first embodiment.
  • the difference is that the oxidant used for cooling is discharged to the outside.
  • the supply unit 175 of the cooling line is connected to the oxidant pump 130 on one side and the other side is connected to the cooling unit, specifically the casing 180 to supply the oxidant to the casing 180, the discharge unit One side 170 is connected to the casing 180 and the other side is exposed to the outside to guide the oxidant to the outside.
  • the cooling line can be used not only for the electric motor 150, but also for cooling the battery 151.
  • the fourth embodiment of the present invention is the same in that the electric motor or the battery is cooled by bypassing the oxidant as in the first and second embodiments described above, but the supply unit 171 is the oxidant.
  • the pump 130 is connected to the main oxidant line portion 115 at the outlet side connected to the main combustion apparatus 101, and the difference is that the discharge portion 175 is connected to the outlet oxidant line portion 113. .
  • the discharge unit 175 may be configured to communicate with the inlet-side main fuel line unit 122 to bypass the fuel.
  • FIG. 3 is a view showing a cooling unit of the present invention having a structure different from that of FIG.
  • the cooling unit is wound around the outer circumferential surface of the electric motor 150, and one end thereof communicates with the supply unit 171, and the other end thereof communicates with the discharge unit 175. It consists of a coil-shaped cooling tube 185.
  • the cooling tube 185 has the same diameter as that of the supply unit 171 and the discharge unit 175, the liquid oxidant is circulated as a refrigerant without vaporization.

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Abstract

본 발명은 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진에 관한 것으로, 보다 상세하게는 추진제 탱크와 추진제 펌프 사이에 부스터 펌프를 설치함으로써, 추진제 탱크의 내부 압력을 낮춘 상태에서도 추진제 펌프에서 요구하는 입구압력을 충족시킬 수 있어 추진제의 양 및 추진제 탱크의 중량을 줄일 수 있으며, 부스터 펌프를 구동하는 전기모터를 산화제 및 냉각라인 등을 통해 효율적으로 냉각시킬 수 있는 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진에 관한 것이다.

Description

전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진
본 발명은 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진에 관한 것으로, 보다 상세하게는 추진제 탱크와 추진제 펌프 사이에 부스터 펌프를 설치함으로써, 추진제 탱크의 내부 압력을 낮춘 상태에서도 추진제 펌프에서 요구하는 입구압력을 충족시킬 수 있어 추진제 탱크의 중량을 줄일 수 있으며, 부스터 펌프를 구동하는 전기모터를 추진제 및 냉각라인 등을 통해 효율적으로 냉각시킬 수 있는 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진에 관한 것이다.
일반적으로, 액체 추진제를 사용하는 로켓용 터보펌프식 엔진은 가스발생기에서 생성된 고온의 가스를 이용하여 산화제 및 연료를 고압 상태로 주연소기에 보내 추력을 생성하는 것이다.
이러한 액체 추진제를 사용하는 로켓용 터보펌프식 엔진은, 도 4에 도시된 바와 같이, 산화제와 연료를 연소시키는 주연소기(11), 산화제를 주연소기(11)로 안내하는 메인 산화제 라인(12), 연료를 주연소기(11)로 안내하는 메인 연료 라인(13), 고온 고압의 가스를 발생시키는 가스 발생기(14), 산화제의 일부를 가스 발생기(14)로 안내하는 보조 산화제 라인(15), 연료의 일부를 가스 발생기(14)로 안내하는 보조 연료 라인(16), 가스 발생기(14)의 고온 고압의 가스에 의해 회전되는 터빈(17), 터빈(17)과 단일축으로 연동되는 산화제 펌프(18) 및 연료펌프(19)를 포함한다.
나아가, 액체 추진제를 사용하는 로켓용 터보펌프식 엔진은, 도 4에 도시된 바와 같이, 주연소기(11)로 안내되는 산화제를 온-오프시키는 메인 산화제 개폐 밸브(12a), 주연소기(11)로 안내되는 연료를 온-오프시키는 메인연료 개폐 밸브(13a), 가스 발생기(14)로 안내되는 산화제를 온-오프시키는 보조 산화제 개폐 밸브(15a), 가스발생기(14)로 안내되는 연료를 온-오프시키는 보조 연료 개폐 밸브(16a), 및 도면 부호 "17a"는 터빈(17)을 통과한 가스를 외부로 배출하는 가스 토출관(17a)이다. 미 설명된 도면 부호 "21"은 추력 오차를 보정하기 위한 보정 밸브 또는 오리피스(orifice)이고, 도면 부호 "22"는 파이로 스타터(pyro starter) 또는 터빈 스타터(turbine starter)이다.
이하, 도 4를 다시 참조하여, 액체 추진제를 사용하는 로켓용 터보펌프식 엔진의 시동 과정을 살펴보면 다음과 같다.
터빈 스타터(22)로 터빈(17)를 먼저 구동시켜 산화제 펌프(18) 및 연료 펌프(19)에 의해 압력이 상승된 상태를 만든다. 이 상태에서, 보조 산화제 밸브(15a)와 보조 연료 밸브(16a)를 개방하여 산화제와 연료(이하, "추진제" 라 함)를 가스 발생기(14)로 공급한다. 공급된 추진제는 가스 발생기(14)에서 연소하여 연소 가스를 발생시키고 고온의 연소 가스는 다시 터빈(17)을 구동하여 산화제 펌프(18) 및 연료 펌프(19)(이하, 산화제 펌프와 연료 펌프를 총칭하여 "펌프"라 함)를 회전시킨다. 본격적으로, 가스 발생기(14)를 구동시켜 펌프(18,19)가 어느 정도의 압력을 생성하였을 때 메인 산화제 밸브(12a) 및 메인 연료 밸브(13a)(이하, 메인 산화제 밸브와 메인 연료 밸브를 총칭하여 "메인 밸브"라 함)를 개방하여 추진제를 주연소기(11)로 공급한다. 공급된 추진제는 주연소기(11)에서 연소하여 고온의 가스로 노즐을 통해 외부로 배출된다. 이 과정을 통해 엔진은 시동된다.
다만, 이와 같이 터빈과 가스 발생기를 구비한 액체로켓엔진은 산화제 펌프 및 연료 펌프 입구에 공급되는 추진제는 각 펌프 내부에서의 캐비테이션 발생을 억제하기 위해 일정 수준 이상의 압력으로 유지되어야 하는데, 이를 위해 산화제 탱크 및 연료 탱크는 내부 압력이 일정 수준 이상으로 유지되어야 하고, 내압을 견디기 위해 특정한 두께 이상으로 설계되어야 한다. 따라서 발사체에서 추진제 탱크의 중량이 증가하는 문제가 있다.
이러한 문제를 해결하기 위해 대한민국 등록특허 제10-0654412호에는 도 5에 도시된 바와 같이 연소실(110)과; 상기 연소실로 연료를 공급하는 연료 공급펌프(120)와; 상기 연소실로 산화제를 공급하는 산화제 공급펌프(130)와; 상기 연료공급부 및 상기 산화제 공급부로부터 공급되는 연료 및 산화제의 일부를 공급받아 가스를 발생시키는 가스 발생부(140)와; 상기 가스발생부에서 발생한 가스를 공급받아 회전하며, 상기 연료 공급펌프 및 산화제 공급펌프를 구동시키는 터빈(150)과; 상기 가스 발생부로 공급되는 산화제의 양을 조절하는 추력 제어 밸브(160)와; 상기 추력 제어 밸브의 가스 발생부 측에서 분기되는 산화제 바이패스관(170)과; 상기 산화제 바이패스관에 공급되는 산화제 압력에 따라 상기 가스 발생부에 공급되는 연료를 제어하는 혼합비 안정기(200)를 포함하며, 연료 부스터펌프(126)와, 산화제가 저장된 산화제 부스터펌프(136)로부터 각각의 액체가 유동하도록 구성되는 액체 추진제 로켓엔진(100)이 개시되어 있다.
일반적으로 부스터펌프는 유압터빈(hydaulic turbine)을 이용해 구동하는데, 유압터빈을 돌리기 위해 각 추진제 펌프 출구에서 고압의 추진제 일부를 바이패스하여 구동원으로 사용하는데, 이 경우 시스템이 복잡해지고 추가적인 펌프 효율의 손실이 발생하는 문제가 있다.
그리고 상기 등록특허의 각 부스터 펌프를 안정적으로 구동할 수 있는 구성이 필요한 실정이다.
이에 본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로서, 본 발명의 목적은 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 설치하고, 추진제를 이용하여 전기모터를 냉각시키는 액체로켓엔진을 제공하는 것이다.
또한, 본 발명의 구체적인 목적은 추진제 탱크와 추진제 펌프 사이에 부스터 펌프를 설치함으로써, 추진제 탱크의 내부 압력을 낮춘 상태에서도 추진제 펌프에서 요구하는 입구압력을 충족시킬 수 있어 추진제 탱크의 중량을 줄일 수 있으며, 부스터 펌프를 구동하는 전기모터를 산화제 및 냉각라인 등을 통해 효율적으로 냉각시킬 수 있는 액체로켓엔진을 제공하는 것이다.
상기한 목적을 달성하기 위하여 본 발명에 따른 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진은 산화제와 연료를 공급받아 연소시키는 주연소기와, 산화제 탱크에 수용된 상기 산화제를 상기 주연소기로 안내하는 메인 산화제 라인과, 연료 탱크에 수용된 상기 연료를 상기 주연소기로 안내하는 메인 연료 라인과, 상기 메인 산화제 라인에 배치되는 산화제 펌프와, 상기 메인 연료 라인에 배치되는 연료 펌프와, 상기 산화제 탱크와 상기 산화제 펌프 사이의 상기 메인 산화제 라인에 설치되는 산화제 부스터 펌프와, 상기 연료 탱크와 상기 연료 펌프 사이의 상기 메인 연료 라인에 설치되는 연료 부스터 펌프와, 상기 산화제 부스터 펌프와 상기 연료 부스터 펌프 사이에 이격되어 배치되고, 상기 산화제 부스터 펌프 및 상기 연료 부스터 펌프를 구동시키는 전기모터와, 상기 메인 산화제 라인의 일측에서 분지되어 상기 산화제의 일부를 상기 전기모터로 안내하거나, 상기 메인 연료 라인의 일측에서 분지되어 상기 연료의 일부를 상기 전기모터로 안내하는 냉각라인과, 상기 냉각라인에 연통되고 상기 전기모터에 설치되는 냉각부 및 상기 냉각라인에 설치되는 응축기를 포함하고, 상기 산화제 및 상기 연료 중 적어도 하나는 상기 냉각라인을 이동하여 상기 전기모터를 냉각시키는 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진을 제공한다.
이상과 같은 구성의 본 발명에 따른 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진은 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 설치하고, 추진제를 이용하여 전기모터를 냉각시키는 효과가 있다.
또한, 본 발명에 따른 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진은 추진제 탱크와 추진제 펌프 사이에 부스터 펌프를 설치함으로써, 추진제 탱크의 내부 압력을 낮춘 상태에서도 추진제 펌프에서 요구하는 입구압력을 충족시킬 수 있어 추진제 탱크의 중량을 줄일 수 있으며, 부스터 펌프를 구동하는 전기모터를 산화제 및 냉각라인 등을 통해 효율적으로 냉각시킬 수 있는 효과가 있다.
도 1a 및 도 1b는 본 발명의 일 실시예 및 그 변형예에 따른 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진의 구조를 도시하는 개념도이다.
도 1c 내지 도 1e는 본 발명의 다른 실시예에 따른 액체로켓엔진의 구조를 도시하는 개념도이다.
도 2는 본 발명의 냉각용 전기모터 케이싱의 구조를 도시하는 종단면도이다.
도 3은 도 2와 다른 구조로 이루어진 본 발명의 냉각부를 도시하는 도면이다.
도 4 및 도 5는 종래 액체로켓엔진의 구조를 도시하는 구조도이다.
본 발명의 일측면은, 산화제와 연료를 공급받아 연소시키는 주연소기와, 산화제 탱크에 수용된 상기 산화제를 상기 주연소기로 안내하는 메인 산화제 라인과, 연료 탱크에 수용된 상기 연료를 상기 주연소기로 안내하는 메인 연료 라인과, 상기 메인 산화제 라인에 배치되는 산화제 펌프와, 상기 메인 연료 라인에 배치되는 연료 펌프와, 상기 산화제 탱크와 상기 산화제 펌프 사이의 상기 메인 산화제 라인에 설치되는 산화제 부스터 펌프와, 상기 연료 탱크와 상기 연료 펌프 사이의 상기 메인 연료 라인에 설치되는 연료 부스터 펌프와, 상기 산화제 부스터 펌프와 상기 연료 부스터 펌프 사이에 이격되어 배치되고, 상기 산화제 부스터 펌프 및 상기 연료 부스터 펌프를 구동시키는 전기모터와, 상기 메인 산화제 라인의 일측에서 분지되어 상기 산화제의 일부를 상기 전기모터로 안내하거나, 상기 메인 연료 라인의 일측에서 분지되어 상기 연료의 일부를 상기 전기모터로 안내하는 냉각라인과, 상기 냉각라인에 연통되고 상기 전기모터에 설치되는 냉각부 및 상기 냉각라인에 설치되는 응축기를 포함하고, 상기 산화제 및 상기 연료 중 적어도 하나는 상기 냉각라인을 이동하여 상기 전기모터를 냉각시키는 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진을 제공한다.
또한, 고온 고압의 가스를 발생시키는 가스 발생기와, 상기 주연소기와 상기 산화제 펌프 사이에서 분지되어 상기 산화제의 일부를 상기 가스 발생기로 안내하는 보조 산화제 라인과, 상기 주연소기와 상기 연료 펌프 사이에서 분지되어 상기 연료의 일부를 상기 가스 발생기로 안내하는 보조 연료 라인 및 상기 가스 발생기에서 발생한 고온 고압의 가스에 의해 회전하고, 상기 산화제 펌프 및 상기 연료 펌프를 구동하는 터빈를 더 포함할 수 있다.
또한, 상기 냉각라인은 일단이 상기 산화제 펌프와 상기 산화제 부스터 펌프 사이에서 분지되고, 타단이 상기 산화제 부스터 펌프와 상기 산화제 탱크 사이로 연결될 수 있다.
또한, 상기 냉각라인은 일단이 상기 연료 펌프와 상기 연료 부스터 펌프 사이에서 분지되고, 타단이 상기 연료 부스터 펌프와 상기 연료 탱크 사이로 연결될 수 있다.
또한, 상기 냉각라인은 일단이 상기 산화제 펌프에 연결되고 타단이 외부로 노출되어, 상기 산화제 펌프에서 누출되는 상기 산화제가 상기 전기모터와 열교환하고 외부로 배출될 수 있다.
또한, 상기 냉각라인은 일단이 상기 주연소기와 상기 산화제 펌프 사이에서 분지되고, 타단이 상기 산화제 탱크와 상기 산화제 펌프 사이로 연결될 수 있다.
또한, 상기 냉각라인은 일단이 상기 주연소기와 상기 연료 펌프 사이에서 분지되고, 타단이 상기 연료 탱크와 상기 연료 펌프 사이로 연결될 수 있다.
또한, 상기 냉각부는 상기 전기모터를 수용하는 통 형상이고, 내부에 유로가 배치될 수 있다.
또한, 상기 냉각부는 상기 전기모터의 외주면에 권선되어 코일 형상을 가지고, 상기 냉각라인의 일단 및 상기 냉각라인의 타단과 연결될 수 있다.
또한, 상기 전기모터는 상기 산화제 부스터 펌프와 상기 연료 부스터 펌프를 동축으로 연결할 수 있다.
또한, 상기 전기모터는 상기 산화제 부스터 펌프와 상기 연료 부스터 펌프에 각각 연결되는 한 쌍으로 구비될 수 있다.
또한, 상기 냉각라인의 일측과 연결되고, 상기 전기모터에 전원을 공급하는 배터리를 더 포함하고, 상기 냉각라인은 상기 산화제 또는 연료를 상기 배터리로 안내하며, 상기 냉각부는 상기 배터리에 설치될 수 있다.
또한, 상기 배터리와 연결되며, 상기 주연소기의 일측에 설치되어 전기 스파크로 상기 주연소기를 점화하는 점화기를 더 포함할 수 있다.
또한, 상기 산화제 및 상기 연료 중 적어도 하나는 상기 냉각부를 통과한 뒤 상기 응축기에서 응축될 수 있다.
이하, 첨부된 도면들 및 후술 되어 있는 내용을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예들을 상세히 설명한다. 그러나, 본 발명은 여기서 설명되는 실시예들에 한정되지 않고 다른 형태로 구체화될 수도 있다. 오히려, 여기서 소개되는 실시예들은 개시된 내용이 철저하고 완전해질 수 있도록 그리고 당업자에게 본 발명의 기술적 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해 제공되어 지는 것이다.
그리고 본 발명의 설명에서 동일 또는 유사한 구성요소는 동일 또는 유사한 도면번호를 부여하고, 그 자세한 설명은 생략하기로 한다.
도 1a 및 도 1b는 본 발명의 일 실시예 및 그 변형예에 따른 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진의 구조를 도시하는 개념도이고, 도 1c 내지 도 1e는 본 발명의 다른 실시예에 따른 액체로켓엔진의 구조를 도시하는 개념도이며, 도 2는 본 발명의 냉각용 전기모터 케이싱의 구조를 도시하는 종단면도이다.
도 1a 및 1b를 참조하면, 본 발명에 따른 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진(100)은 산화제 펌프 및 연료 펌프의 입구측에 각각 산화제 부스터 펌프와, 연료 부스터 펌프를 설치하여 산화제 탱크와 연료 탱크 내의 압력이 낮은 상황에서도 작동할 수 있도록 구성된다.
또한, 냉각라인과 냉각부를 추가하여 전기모터를 냉각시킬 수 있는 것을 특징으로 한다.
구체적으로, 본 발명에 따른 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진(100)은 산화제와 연료를 공급받아 연소시키는 주연소기(101)와, 산화제 탱크에 수용된 상기 산화제를 상기 주연소기(101)로 안내하는 메인 산화제 라인(110)과, 연료 탱크에 수용된 상기 연료를 상기 주연소기로 안내하는 메인 연료 라인(120)과, 상기 메인 산화제 라인(110) 및 메인 연료 라인(120)에 각각 설치되는 산화제 펌프(130) 및 연료 펌프(135)와, 상기 메인 산화제 라인(110)에 설치되어 상기 산화제를 상기 산화제 펌프(130)로 공급하는 산화제 부스터 펌프(140)와, 상기 메인 연료 라인(120)에 설치되어 상기 연료를 상기 연료 펌프(135)로 공급하는 연료 부스터 펌프(145)와, 상기 산화제 부스터 펌프(140)와 연료 부스터 펌프(145)를 구동하는 전기모터(150)와, 상기 전기모터(150)에 전원을 공급하는 배터리(151) 와, 냉각라인(170) 및 냉각부를 포함한다.
전기로 구동되는 상기 산화제 부스터 펌프(140) 및 연료 부스터 펌프(145)는 터빈(195)으로 구동되는 산화제 펌프(130) 및 연료 펌프(135)에서 요구하는 입구압력에 비해 현저히 낮은 입구압력으로도 작동하기 때문에 산화제 탱크, 연료 탱크의 내부 압력을 낮추고 탱크 두께를 상대적으로 얇게 구성하여 발사체 중량을 경량화할 수 있다.
그리고 고온 고압의 가스를 발생시키는 가스 발생기(190), 산화제의 일부를 상기 가스 발생기(190)로 안내하는 보조 산화제 라인(117), 연료의 일부를 상기 가스 발생기(190)로 안내하는 보조 연료 라인(127), 상기 가스 발생기(190)의 고온 고압의 가스에 의해 회전되어 상기 산화제 펌프(130) 및 연료 펌프(135)를 구동하는 터빈(195)으로 구성된다.
그리고 주연소기(101)로 안내되는 산화제를 온-오프시키는 메인 산화제 개폐 밸브(115), 주연소기(101)로 안내되는 연료를 온-오프시키는 메인 연료 개폐 밸브(121), 가스 발생기(190)로 안내되는 산화제를 온-오프시키는 보조 산화제 개폐 밸브(118), 가스 발생기(190)로 안내되는 연료를 온-오프시키는 보조 연료 개폐 밸브(128)가 설치된다.
본 발명에 따른 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진의 작동 과정을 살펴보면, 상기 산화제 부스터 펌프(140), 연료 부스터 펌프(145) 및 상기 산화제 펌프(130), 연료 펌프(135)를 구동하는데, 이때 모든 펌프를 동시에 구동하거나, 상기 산화제 부스터 펌프(140), 연료 부스터 펌프(145)를 먼저 구동한다.
이 상태에서 보조 산화제 밸브(118)와, 보조 연료 밸브(128)를 개방하여 산화제와 연료를 가스 발생기로 공급하고, 공급된 추진제(산화제와 연료)는 가스 발생기에서 연소하여 고온 고압의 연소 가스는 다시 터빈을 구동하여 상기 산화제 펌프(130) 및 연료 펌프(135)를 회전시킨다.
그 다음 상기 메인 산화제 개폐 밸브(115)와 메인 연료 개폐 밸브(121)를 개방하여 추진제를 주연소기(101)로 공급하면 상기 주연소기(101)에서 연소되어 고온의 가스가 외부로 배출된다.
이때, 상기 산화제 부스터 펌프(140) 및 연료 부스터 펌프(145)를 구동시키는 전기모터(150)가 지속적으로 구동하면서 과열되는데, 과열된 전기모터(150)를 냉각하기 위해 상술한 냉각라인(170)과, 냉각부가 구성된다.
상기 냉각라인(170)은 메인 산화제 라인(110)의 일측에서 연통되고 상기 산화제의 일부를 상기 전기모터(150)로 안내하는 것으로서, 상기 냉각부로 상기 산화제를 공급하는 공급부(171)와, 상기 냉각부에서 배출되는 상기 산화제를 안내하는 배출부(175)로 이루어지는 것을 예시할 수 있다.
상기 공급부(171)에는 냉각라인 개폐 밸브(173)를 설치하여 상기 전기모터(150)가 과열된 상태에서만 산화제를 공급하도록 구성할 수 있고, 개폐 밸브를 생략하여 항상 냉각이 이루어지도록 구성할 수도 있다.
상기 냉각부는 상기 냉각라인(170)을 통해 공급되는 상기 산화제에 의해 상기 전기모터(150)를 냉각시키는 것으로서, 도 2에 도시된 바와 같이 상기 전기모터(150)를 수용하는 통 형상의 냉각용 전기모터 케이싱(180)인 것을 예시할 수 있으나, 케이싱 내부에 유로(미도시)를 구비하도록 구성할 수 있음은 물론이다.
한편, 상기 메인 산화제 라인(110)은 상기 산화제 부스터 펌프(140)를 기준으로 상기 산화제 탱크와 연결되는 부스터 펌프 입구측 산화제 라인부(111)와, 상기 산화제 펌프(130)와 연결되는 부스터 펌프 출구측 산화제 라인부(113)로 이루어진다.
여기서 상기 공급부(171)는 상기 부스터 펌프 출구측 산화제 라인부(113)와 연결되고, 상기 배출부(175)는 상기 부스터 펌프 입구측 산화제 라인부(111)와 연결되는 것이 바람직하다.
상기 산화제는 액화 산소인 것을 예시할 수 있는데, 상기 메인 산화제 라인(110)에서는 액체로 존재하나 상기 공급부에서 상기 냉각용 전기모터 케이싱(180) 내로 확산되고 상기 전기모터(150)와의 접촉에 의해 가열되면서 기화된다.
그리고 기화된 산화제는 상기 배출부(175)에 설치된 응축기(177)를 통해 다시 액화된 상태로 상기 부스터 펌프 입구측 산화제 라인부(111)로 유입되는 과정을 거치면서 전기모터(150)를 냉각시킨다.
한편, 전기모터는 도 1a에 도시된 바와 같이, 상기 산화제 부스터 펌프(140)와 연료 부스터 펌프(145)에 각각 연결되는 한 쌍의 단축식 전기모터일 수도 있고, 도 1b에 도시된 바와 같이, 상기 산화제 부스터 펌프(140)와 연료 부스터 펌프(145)를 동축으로 연결하는 하나의 양축식 전기모터인 것을 예시할 수 있다.
이와 같이, 상기 냉각용 전기모터 케이싱(180)으로 공급되어 전기모터(150)를 냉각시킨 산화제가 다시 메인 산화제 라인으로 유입되기 때문에 산화제의 손실 없이 액체로켓엔진 시스템을 구동할 수 있다.
주연소기(101)의 점화를 위해서 주연소기(101)의 일측에는 점화기(102)가 설치될 수 있다. 점화기(102)는 전기 스파크(electric spark) 방식으로 구동되고, 배터리(151)로부터 구동원을 전달 받을 수 있다. 배터리(151)는 전기모터(150)에 구동력을 전달하고, 전기모터(150)에 이격되거나, 인접하게 배치될 수 있다.
종래의 액체로켓엔진은 틸 카트리지(TEAL cartridge)를 이용하여 점화를 할 수 있다. 연료가 상기 틸 카트리지로 유입되면, 상기 틸 카트리지의 내부 압력이 증가하게 되고, 이후 산소가 유입되면 자발 착화가 발생하게 된다. 생성된 화염은 주 연소기로 이동하여 액체로켓엔진이 점화된다.
종래의 점화 방식에 의하면 엔진 점화 횟수에 한계가 있다. 엔진의 재시동이 필요한 경우에 사용 횟수만큼 틸 카트리지가 필요하다. 또한 틸 카트리지는 알루미늄 파우더 형태이므로 취급상 폭발 가능성이 있으며, 틸 카트리지를 제어하기 위해서 추가적으로 제어 밸브가 더 설치되어야 한다.
그러나 본 발명의 일 실시예에 따른 액체로켓엔진(100)은 전기 스파크를 이용하여 엔진을 점화하므로, 안정성이 향상될 수 있다. 또한, 점화기(102)는 전기모터(150)를 구동하는 배터리(151)에서 에너지를 전달받을 수 있으므로, 시스템의 부피와 중량을 줄일 수 있다. 또한, 배터리(151)에서 계속적으로 에너지원을 전달받을 수 있으므로 추가적인 카트리지 등의 설치 없이 엔진을 재점화 할 수 있다.
한편, 도 1c를 참조하면, 본 발명의 제2실시예는 앞서 설명한 제1실시예와 달리, 전기모터 등을 냉각시키는 냉매로서 산화제가 아닌 연료를 사용한다는 점에서 차이가 있다.
따라서 상기 냉각라인은 상기 냉각부, 예를 들어 냉각용 전기모터 케이싱(180)로 상기 연료를 공급하는 공급부(171)와, 상기 냉각부에서 배출되는 상기 연료를 안내하는 배출부(175)로 이루어진다.
그리고 상기 메인 연료 라인(120)은 상기 연료 부스터 펌프(145)를 기준으로 상기 산화제 탱크와 연결되는 부스터 펌프 입구측 연료 라인부(124)와, 상기 연료 펌프(135)와 연결되는 부스터 펌프 출구측 연료 라인부(125)로 이루어진다.
여기서 상기 공급부(171)는 상기 부스터 펌프 출구측 연료 라인부(125)와 연결되고, 상기 배출부(175)는 상기 부스터 펌프 입구측 연료 라인부(124)와 연결된다.
또 한편, 도 1d를 참조하면, 본 발명의 제3실시예는 앞서 설명한 제1실시예와 마찬가지로 전기모터 등을 냉각시키는 냉매로서 산화제가 이용되나, 제1실시예와 같이 산화제를 바이패스하지 않고, 냉각에 사용된 산화제를 외부로 배출한다는 점에서 차이가 있다.
이를 위해 냉각라인의 공급부(175)는 일측은 상기 산화제 펌프(130)에 연결되고 타측은 상기 냉각부, 구체적으로 케이싱(180)에 연결되어 상기 케이싱(180)으로 상기 산화제를 공급하며, 배출부(170)는 일측은 상기 케이싱(180)에 연결되고 타측은 외부로 노출되어 상기 산화제를 외부로 배출하도록 안내한다.
그리고 상기 공급부(171)의 일측이 산화제 펌프(130)에 연결된 이유는, 액체로켓엔진을 작동시키면 필연적으로 산화제 펌프의 일측에서 산화제가 누출되는데, 이를 외부로 바로 배출하지 않고, 전기 모터 등의 냉각에 사용한 다음 외부로 배출하기 위함이다.
한편, 상기 냉각라인은 전기모터(150) 뿐만 아니라, 배터리(151)의 냉각에도 이용될 수 있음은 물론이다.
또 한편, 도 1e를 참조하면, 본 발명의 제4실시예는 앞서 설명한 제1, 2실시예와 같이 산화제를 바이패스하여 전기모터 또는 배터리를 냉각시킨다는 점에서는 동일하나, 공급부(171)가 산화제 펌프(130)를 기준으로 주연소기(101)에 연결되는 출구측 메인 산화제 라인부(115)에 연결되고, 배출부(175)가 출구측 산화제 라인부(113)에 연결된다는 점에서 차이가 있다.
또한, 도시하지 않았으나 산화제 뿐만 아니라 연료를 바이패스하여 냉각하도록 구성할 수 있는데, 공급부(171)가 상기 연료 펌프(135)를 기준으로 주연소기(101)에 연결되는 출구측 메인 연료 라인부(123)에 연결되고, 배출부(175)가 입구측 메인 연료 라인부(122)에 연통되어 연료를 바이패스하도록 구성할 수 있음은 물론이다.
도 3은 도 2와 다른 구조로 이루어진 본 발명의 냉각부를 도시하는 도면이다.
도 3을 참조하면, 본 실시예에서는 앞서 설명한 실시예와 달리 상기 냉각부가 상기 전기모터(150)의 외주면에 권선되며 일단은 상기 공급부(171)에 연통되고 타단은 상기 배출부(175)에 연통되는 코일 형상의 냉각관(185)으로 구성된다.
그리고 상기 냉각관(185)이 상기 공급부(171)와 배출부(175)와 동일 직경으로 이루어지기 때문에 기화되지 않고 액상의 산화제가 냉매로서 순환하게 된다.
이상에서 설명된 본 발명은 예시적인 것에 불과하며, 본 발명이 속한 기술분야의 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 타 실시예가 가능하다는 점을 잘 알 수 있을 것이다. 그러므로 본 발명은 상기의 상세한 설명에서 언급되는 형태로만 한정되는 것은 아님을 잘 이해할 수 있을 것이다. 따라서 본 발명의 진정한 기술적 보호 범위는 첨부된 특허청구범위의 기술적 사상에 의해 정해져야 할 것이다. 또한, 본 발명은 첨부된 청구범위에 의해 정의되는 본 발명의 정신과 그 범위 내에 있는 모든 변형물과 균등물 및 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.
본 발명의 일 실시예에 의하면, 추진제 양을 줄일 수 있으며, 추진제를 순환시켜 과열된 전기모터를 효율적으로 냉각시킬 수 있는 액체로켓엔진을 제공하며, 산업상 이용하는 액체로켓엔진을 이용하는 로켓엔진, 추진장치, 우주항공장치 등에 본 발명의 실시예들을 적용할 수 있다.

Claims (14)

  1. 산화제와 연료를 공급받아 연소시키는 주연소기;
    산화제 탱크에 수용된 상기 산화제를 상기 주연소기로 안내하는 메인 산화제 라인;
    연료 탱크에 수용된 상기 연료를 상기 주연소기로 안내하는 메인 연료 라인;
    상기 메인 산화제 라인에 배치되는 산화제 펌프;
    상기 메인 연료 라인에 배치되는 연료 펌프;
    상기 산화제 탱크와 상기 산화제 펌프 사이의 상기 메인 산화제 라인에 설치되는 산화제 부스터 펌프;
    상기 연료 탱크와 상기 연료 펌프 사이의 상기 메인 연료 라인에 설치되는 연료 부스터 펌프;
    상기 산화제 부스터 펌프와 상기 연료 부스터 펌프 사이에 이격되어 배치되고, 상기 산화제 부스터 펌프 및 상기 연료 부스터 펌프를 구동시키는 전기모터;
    상기 메인 산화제 라인의 일측에서 분지되어 상기 산화제의 일부를 상기 전기모터로 안내하거나, 상기 메인 연료 라인의 일측에서 분지되어 상기 연료의 일부를 상기 전기모터로 안내하는 냉각라인;
    상기 냉각라인에 연통되고 상기 전기모터에 설치되는 냉각부; 및
    상기 냉각라인에 설치되는 응축기;를 포함하고,
    상기 산화제 및 상기 연료 중 적어도 하나는 상기 냉각라인을 이동하여 상기 전기모터를 냉각시키는, 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진.
  2. 제1 항에 있어서,
    고온 고압의 가스를 발생시키는 가스 발생기;
    상기 주연소기와 상기 산화제 펌프 사이에서 분지되어 상기 산화제의 일부를 상기 가스 발생기로 안내하는 보조 산화제 라인;
    상기 주연소기와 상기 연료 펌프 사이에서 분지되어 상기 연료의 일부를 상기 가스 발생기로 안내하는 보조 연료 라인; 및
    상기 가스 발생기에서 발생한 고온 고압의 가스에 의해 회전하고, 상기 산화제 펌프 및 상기 연료 펌프를 구동하는 터빈;를 더 포함하는, 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진.
  3. 제1 항에 있어서,
    상기 냉각라인은
    일단이 상기 산화제 펌프와 상기 산화제 부스터 펌프 사이에서 분지되고, 타단이 상기 산화제 부스터 펌프와 상기 산화제 탱크 사이로 연결되는, 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진.
  4. 제1 항에 있어서,
    상기 냉각라인은
    일단이 상기 연료 펌프와 상기 연료 부스터 펌프 사이에서 분지되고, 타단이 상기 연료 부스터 펌프와 상기 연료 탱크 사이로 연결되는, 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진.
  5. 제1 항에 있어서,
    상기 냉각라인은
    일단이 상기 산화제 펌프에 연결되고 타단이 외부로 노출되어, 상기 산화제 펌프에서 누출되는 상기 산화제가 상기 전기모터와 열교환하고 외부로 배출되는, 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진.
  6. 제1 항에 있어서,
    상기 냉각라인은
    일단이 상기 주연소기와 상기 산화제 펌프 사이에서 분지되고, 타단이 상기 산화제 탱크와 상기 산화제 펌프 사이로 연결되는, 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진.
  7. 제1 항에 있어서,
    상기 냉각라인은
    일단이 상기 주연소기와 상기 연료 펌프 사이에서 분지되고, 타단이 상기 연료 탱크와 상기 연료 펌프 사이로 연결되는, 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진.
  8. 제1 항에 있어서,
    상기 냉각부는
    상기 전기모터를 수용하는 통 형상이고, 내부에 유로가 배치되는, 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진.
  9. 제1 항에 있어서,
    상기 냉각부는
    상기 전기모터의 외주면에 권선되어 코일 형상을 가지고, 상기 냉각라인의 일단 및 상기 냉각라인의 타단과 연결되는, 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진.
  10. 제1 항에 있어서,
    상기 전기모터는
    상기 산화제 부스터 펌프와 상기 연료 부스터 펌프를 동축으로 연결하는, 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진.
  11. 제1 항에 있어서,
    상기 전기모터는
    상기 산화제 부스터 펌프와 상기 연료 부스터 펌프에 각각 연결되는 한 쌍으로 구비되는, 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진.
  12. 제1 항에 있어서,
    상기 냉각라인의 일측과 연결되고, 상기 전기모터에 전원을 공급하는 배터리;를 더 포함하고,
    상기 냉각라인은 상기 산화제 또는 연료를 상기 배터리로 안내하며,
    상기 냉각부는 상기 배터리에 설치되는, 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진.
  13. 제12 항에 있어서,
    상기 배터리와 연결되며, 상기 주연소기의 일측에 설치되어 전기 스파크로 상기 주연소기를 점화하는 점화기;를 더 포함하는, 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진.
  14. 제1 항에 있어서,
    상기 산화제 및 상기 연료 중 적어도 하나는
    상기 냉각부를 통과한 뒤 상기 응축기에서 응축되는, 전기모터로 구동되는 부스터 펌프를 사용하는 액체로켓엔진.
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