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公开(公告)号：KR1020040051297A
公开(公告)日：2004-06-18
申请号：KR1020020079199
申请日：2002-12-12
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/96
Abstract: PURPOSE: A tube bundle shaped patternator for measuring the injection form of an injector is provided to precisely measure the two-dimensional mass distribution by minimizing the sampling error factor, to smoothly drain water by avoiding the bottle-neck phenomenon, and to maintain the airtightness of a tube. CONSTITUTION: A tube bundle shaped patternator for measuring the injection form of an injector comprises a supporting panel(2) having many tube insertion holes formed vertically and connected to a fluid drain pipe(3), a sampling tube installed in the tube insertion hole independently and vertically, and a Teflon tube(6) connected to the lower portion of the sampling tube and independently connected to a sampling vessel(8) via a connecting tube(9).
Abstract translation: 目的：提供一种用于测量注射器注射形式的管束形图案，以通过最小化采样误差因子来精确测量二维质量分布，通过避免瓶颈现象来平滑排水，并保持气密性 的管子。 构成：用于测量喷射器喷射形式的管束形图案器包括一个支撑面板（2），其具有垂直形成并连接到流体排放管（3）的许多管插入孔，一个独立地安装在管插入孔中的取样管 （6），其连接到采样管的下部并且经由连接管（9）独立地连接到采样容器（8）。
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公开(公告)号：KR1020170080404A
公开(公告)日：2017-07-10
申请号：KR1020160044233
申请日：2016-04-11
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 액체로켓연소기의연소시험비상정지방법이제공된다. 이방법은특정주파수폭 및진폭값을설정하는것, 액체로켓연소기로부터입력되는신호의주파수및 진폭을분석하는것, 및액체로켓연소기로부터입력되는신호의주파수가설정된특정주파수폭 내의값을가지고, 그리고액체로켓연소기로부터입력되는신호의진폭값이설정된진폭값보다클 경우액체로켓연소기의연소시험비상정지를수행하는것을포함한다.
Abstract translation: 提供了液体火箭燃烧器的燃烧测试紧急停止方法。 此方法是haneungeot设置一定的频率宽度和振幅值，haneungeot分析从液体火箭燃烧器输入的信号，并从火箭燃烧器中的输入信号的流体频率的频率和振幅，它具有预定的特定频率范围内的值，和一个液体 并且当从火箭燃烧器输入的信号的幅度值大于设定的幅度值时执行液体火箭燃烧器的燃烧测试紧急停止。
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公开(公告)号：KR101516410B1
公开(公告)日：2015-05-06
申请号：KR1020130152075
申请日：2013-12-09
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: B64G5/00
Abstract: 본발명은화염유도로의자동개폐장치에관한것으로서, 화염유도로에고정되게설치되는고정도어; 화염유도로에이동가능하게설치되어화염유도로를개폐시키는이동도어; 이동도어하부에설치되어이동도어의하면을받쳐지지하는승강수단; 및이동도어에구성되어하강된이동도어를고정도어의하부로이동시키는이동수단;을포함하는화염유도로자동개폐장치를제공한다.
Abstract translation: 本发明涉及一种自动打开和关闭装置。 本发明包括：安装在火焰滑行道上的固定门; 安装在火焰滑行道上的便携式移动门打开/关闭火焰滑行道; 安装在移动门的下部的升降装置，以支撑移动门的下侧; 以及整合到移动门中的变换装置，以将下降的移动门移动到固定门的下部。
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公开(公告)号：KR100776757B1
公开(公告)日：2007-11-19
申请号：KR1020050128273
申请日：2005-12-22
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명에 따른 연소안정성 평가장치의 펄스 압력파 공급장치는, 허니컴 구조로 형성된 멤브레인과, 이 멤브레인의 후측에 형성되며, 주장약과 기폭제가 저장되는 펄스건 기폭부와, 이 펄스건 기폭부의 후측에 장착되는 전기공급부를 포함하는 펄스건; 및 일측은 펄스건과 연결되고, 타측은 엔진의 연소실과 연결되는 펄스건 압력파 유입부를 구비하는 유도용 공동장치를 포함한다. 상기한 바와 같은 연소안정성 평가장치의 펄스 압력파 공급장치에 의하면, 펄스건의 성능과 신뢰성을 증대시켜 실험시 발생할 수 있는 시행착오를 줄이고 시간과 비용이 절감되는 장점이 있다.
펄스건, 압력파 유도장치, 로켓 엔진-
公开(公告)号：KR100717376B1
公开(公告)日：2007-05-10
申请号：KR1020040115635
申请日：2004-12-29
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/64
Abstract: 본 발명은 고압액체로켓엔진용 재생냉각 연소실에 관한 것으로, 연소실의 재생냉각채널에 냉각수가 균일하게 공급 배출되도록 하며, 연소실 연소현상에 대한 상세정보를 파악할 수 있도록 함을 목적으로 한다.
개시된 본 발명에 따른 고압액체로켓엔진용 재생냉각 연소실은, 내통(10)과; 상기 내통의 외부에 결합되는 외통(20)과; 상기 내통과 외통의 사이에 형성되며 냉각수의 유동을 안내하는 재생냉각채널(30)과; 상기 외통의 양측에 각각 설치되며 냉각수가 원주방향으로 균일하게 분포되도록 하는 매니폴드부(41,51)가 구비되어 냉각수가 균일하게 공급 및 배출되도록 안내하는 매니폴드 블록(40,50)과; 상기 외통에 상기 매니폴드 블록과 각각 대응 형성되어 냉각수의 균일한 분포를 유도하는 공급/배출홀(23,24)과; 그리고, 상기 재생냉각채널의 입구측과 출구측에 상기 공급/배출홀과 대응 형성되는 매니폴드(33,34)를 포함하여 구성된다. 상기 재생냉각채널은 상기 내통의 둘레부에 원주방향을 따라 일정 간격을 두고 형성된 리브(31) 및 상기 리브들의 사이에 형성되는 냉각수로(32)로 이루어진다.
액체로켓, 연소기, 연소실, 재생냉각, 매니폴드, 센서-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR1020050056627A
公开(公告)日：2005-06-16
申请号：KR1020030089667
申请日：2003-12-10
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/96
Abstract: 본 발명은 액체로켓엔진용의 고유량 분사기의 분무의 2차원 질량비 분포를 측정하기 위한 액체로켓엔진 고유량 분사기의 분무 형태 측정장치에 관한 것이다.
특히, 수직프레임과 상기 수직프레임의 높이방향을 따라 이격되는 수평프레임으로 이루어지는 하우징부와, 사각 격자 형상의 정사각다발튜브이 중앙에 설치되어 상부에서 분사되는 유체를 채집하는 채집부와, 일단이 상기 정사각다발튜브에 단부에 끼워진 원형튜브가 저부로 연장 형성되는 분배부 및, 상기 원형튜브를 통해 배출되는 유체를 집수하는 측정부로 이루어진다.
이에 따라, 액체로켓 엔진 개발의 초기 단계에서 수행될 연소시험 이전에 2차원적인 질량분포를 정확하게 계측할 수 있고, 측정 시의 높은 정확도와 채집효율을 확보하여 채집 오차 발생 요인을 최소화할 수 있도록 하는 것이다.-
公开(公告)号：KR1020030054461A
公开(公告)日：2003-07-02
申请号：KR1020010084624
申请日：2001-12-26
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: B64G5/00
Abstract: PURPOSE: An emergency stop system of a performance test in a liquid rocket engine test equipment and a method thereof are provided to protect the test equipment and the engine by stopping promptly in an emergency with detecting pressure and vibration signals. CONSTITUTION: An emergency stop system for a liquid rocket engine test equipment is composed of a dynamic pressure sensor(1) installed in the rocket engine to measure fluctuation of high frequency dynamic pressure; an acceleration sensor(2) mounted to a rocket engine support bar to measure high frequency vibration of the structure; a high frequency measuring unit(3) supplying power to the pressure sensor and the acceleration sensor and having an amplifier sending the signal to the gauge by amplifying the signal; a high frequency pass filter(4) removing low frequency signals according to pressure and vibration signals from sensors; an analog/digital converter(5) converting signals from the high frequency pass filter; a signal deciding unit(6) deciding transmission of an emergency stop synchronous signal to a PLC(Program Logic Controller) computer(9) by detecting vibration; and a digital/analog converter(8) transmitting a TTL signal to the PLC computer in satisfying emergency condition. The rocket engine and the test equipment are protected by stopping the test quickly in an emergency.
Abstract translation: 目的：提供液体火箭发动机试验设备的性能试验的紧急停止系统及其方法，用于通过检测压力和振动信号在紧急情况下及时停止，保护试验设备和发动机。 构成：液体火箭发动机试验设备的紧急停止系统由安装在火箭发动机中的动态压力传感器（1）组成，用于测量高频动压的波动; 安装在火箭发动机支撑杆上以测量结构的高频振动的加速度传感器（2）; 向压力传感器和加速度传感器供电的高频测量单元（3），并具有通过放大信号将信号发送到量规的放大器; 高通滤波器（4）根据来自传感器的压力和振动信号去除低频信号; 模拟/数字转换器（5），转换来自高频滤波器的信号; 信号判定单元（6），通过检测振动来决定对PLC（程序逻辑控制器）计算机（9）的紧急停止同步信号的发送; 以及数字/模拟转换器（8），在满足紧急情况下向PLC计算机发送TTL信号。 火箭发动机和测试设备受到紧急停止测试的保护。
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公开(公告)号：KR101454232B1
公开(公告)日：2014-10-23
申请号：KR1020120148153
申请日：2012-12-18
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명에 따르면, 로켓엔진 또는 가스터빈 엔진의 연소시험시 하부방향으로 배출되는 제트가스에 냉각수를 분사하여 소음을 저감시키는 소음기에 있어서, 지지부(150)에 지지되어 대략 수직방향으로 배치되고, 상부에는 상기 로켓엔진 또는 가스터빈 엔진으로부터 배출되는 제트가스가 화염과 함께 유입되는 유입구(117)가 형성된 수직덕트부(110); 상기 수직덕트부(110)와 내부가 상호 연통되도록 상기 수직덕트부(110)의 하부에 일단이 체결되며, 내부로 유입된 제트가스의 유동방향이 대략 수평방향으로 향하도록 절곡된 형상으로 형성된 절곡덕트부(120); 상기 절곡덕트부(120)와 내부가 상호 연통되도록 상기 절곡덕트부(120)의 타단에 체결되며, 지지부(150)에 지지되어 대략 수평방향으로 배치되는 수평덕트부(130); 및 상기 수직덕트부(110)의 측부에 관통삽입되어 주분사구(141)가 상기 수직덕트부(110)의 내부에 배치되며, 외부로부터 냉각수를 공급받아 상기 주분사구(141)를 통해 상기 제트가스가 유동하는 방향으로 냉각수를 분사하는 냉각노즐(140);을 포함하는 제트가스의 소음저감을 위한 곡관형 소음기를 개시한다.
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公开(公告)号：KR1020140078887A
公开(公告)日：2014-06-26
申请号：KR1020120148153
申请日：2012-12-18
Applicant: 한국항공우주연구원
CPC classification number: F01N13/08 , B01D47/06 , B60K13/04 , F01N3/04 , F01N2610/1453
Abstract: The present invention relates to a silencer for reducing noise by spraying a coolant to jet gas discharging downward during the combustion test of a rocket engine or a gas turbine engine. The silencer comprises a vertical duct unit supported by a support unit (150) to be placed in an approximately vertical direction and including an inlet (117) through which jet gas come from a gas turbine engine or a rocket engine with flame; a curved duct unit (120) whose one end is connected to the lower part of the vertical duct unit (110) such that the inner space thereof is connected to the inner space of the vertical duct unit (110) and which is curved to make the jet gas introduced into the inner space flow in an approximately horizontal direction; a horizontal duct unit (130) connected to the other end of the curved duct unit (120) such that the inner space thereof is connected to the inner space of the curved duct unit (120) and supported by the support unit (150) to be placed in an approximately horizontal direction; and a cooling nozzle (140) penetrated into the side of the vertical duct unit (110), having a main discharge port (141) placed in the vertical duct unit (110), receiving coolant from the outside, and spraying the coolant through the main discharge port in a direction where the jet gas flows.
Abstract translation: 本发明涉及一种消音器，用于通过在火箭发动机或燃气涡轮发动机的燃烧试验期间向下排出的喷射气体喷射冷却剂来降低噪音。 消声器包括由支撑单元（150）支撑以垂直放置的垂直导管单元，并包括入口（117），来自燃气涡轮发动机或具有火焰的火箭发动机的喷气通过该入口 弯曲的管道单元（120），其一端连接到垂直管道单元（110）的下部，使得其内部空间连接到垂直管道单元（110）的内部空间，并且弯曲形成 引入内部空间的喷射气体在大致水平方向上流动; 连接到弯曲管道单元（120）的另一端的水平管道单元（130），使得其内部空间连接到弯曲管道单元（120）的内部空间并由支撑单元（150）支撑到 放置在大致水平的方向; 以及穿过垂直管道单元（110）侧的冷却喷嘴（140），其具有放置在垂直管道单元（110）中的主排放口（141），从外部接收冷却剂，并且通过 主排出口沿着喷气流动的方向。
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