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公开(公告)号：KR1020130141814A
公开(公告)日：2013-12-27
申请号：KR1020120064804
申请日：2012-06-18
Applicant: 한국항공우주연구원
CPC classification number: F02K9/96 , F02K9/64 , F05D2260/12 , F05D2260/81 , F05D2260/83
Abstract: The present invention relates to an apparatus for testing strength and airtightness for a regenerative cooling combustion chamber, which is installed inside a combustion chamber by being opposite to a film cooling hole of the combustion chamber, and comprises a mounting ring where an accommodating groove is formed to communicate with the film cooling hole; a first elastic unit which is inserted into the accommodating groove by being opposite to the film cooling hole; and a second elastic unit which is inserted into the accommodating groove, whose outer circumference is in contact with the inner circumference of the first elastic unit, and whose left and right circumferences are separated from the accommodating groove. The apparatus for testing strength and airtightness for a regenerative cooling combustion chamber can facilitate a test and prevent safety accidents of a testing person by supplying pressure at a higher strength than the regenerative cooling combustion chamber formed with the inner skin and the outer skin and at a higher pressure than an airtightness test and by sealing the film cooling hole during the airtightness test.
Abstract translation: 本发明涉及一种通过与燃烧室的薄膜冷却孔相对的方式安装在燃烧室内的再生式冷却燃烧室的强度和气密性的测试装置，包括形成容纳槽的安装环 与薄膜冷却孔通讯; 第一弹性单元，其通过与薄膜冷却孔相对插入到容纳槽中; 以及第二弹性单元，其插入到所述容纳槽中，所述第二弹性单元的外周与所述第一弹性单元的内周接触，并且其左右周与所述容纳槽分离。 用于再生冷却燃烧室的强度和气密性的测试装置可以通过以比内皮和外皮形成的再生式冷却燃烧室更高的强度提供压力来促进测试人员的安全事故，并且以 比气密性试验更高的压力和在气密性试验期间密封薄膜冷却孔。
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公开(公告)号：KR100959793B1
公开(公告)日：2010-05-28
申请号：KR1020070141251
申请日：2007-12-31
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 액체로켓엔진용 양방향 재생냉각 연소실에 관한 것으로, 보다 구체적으로는 냉각채널이 가공된 연소실 내피와, 상기 연소실 내피와 결합하는 연소실 외피를 구비하는 액체로켓엔진용 재생냉각 연소실에 있어서, 일측에 연료가 유입되도록 마련된 연료 입구 배관과; 연료 입구 배관을 통하여 유입된 연료를 냉각채널로 균일하게 공급하는 연료 링과; 연료 링에서 공급받은 연료를 연료 입구 배관을 기준으로 헤드방향 냉각채널 또는 노즐방향 냉각채널로 유도하는 오리피스와; 노즐방향 냉각채널로 공급된 연료를 노즐의 끝단에서 헤드방향으로 되돌려 유도하는 반환 냉각채널을 구비한다.
본 발명에 의하면, 연소기의 팽창비 변화에 관계없이 연소실 전 구간을 재생냉각할 수 있으며, 신뢰성이 향상된다는 장점이 있다.
재생냉각, 연소기, 연료균일성평가, 양방향-
公开(公告)号：KR1020090097011A
公开(公告)日：2009-09-15
申请号：KR1020080022151
申请日：2008-03-10
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: A combustor mixing head for a liquid rocket engine comprising a vertical separate plate and a horizontal separate plate is provided to control the axis-directional displacement of oxidizer doom by providing a vertical separate plate coupled to an oxidizer doom when the pressure is increased within a manifold of a combustor head for a liquid rocket engine. A combustor mixing head for a liquid rocket engine comprising a vertical separate plate and a horizontal separate plate includes a cylindrical shaped vertical partition(150) and a semicircular horizontal partition(170). The cylindrical shaped vertical separation plate comprises plural holes. Oxidizing agent passes through the plural holes via an oxidizing agent inlet(110) when the holes are connected with an oxidizing agent dome(130). The semicircular horizontal separate plate surrounds the outer plane of the vertical separate plate, and includes plural holes. The oxidizing agent flowing from the oxidizing agent inlet passes through the holes of the semicircular horizontal separate plate.
Abstract translation: 提供一种用于液体火箭发动机的燃烧器混合头，其包括垂直分隔板和水平分隔板，以通过在压力在歧管内增加时提供耦合到氧化剂末端的垂直分离板来控制氧化剂末端的轴向位移 用于液体火箭发动机的燃烧器头部。 一种用于液体火箭发动机的燃烧器混合头，其包括垂直分隔板和水平分隔板，其包括圆柱形垂直隔板（150）和半圆形水平隔板（170）。 圆柱形垂直分隔板包括多个孔。 当孔与氧化剂圆顶（130）连接时，氧化剂经由氧化剂入口（110）穿过多个孔。 半圆形水平分隔板围绕垂直分隔板的外平面，并且包括多个孔。 从氧化剂入口流出的氧化剂通过半圆形水平分离板的孔。
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公开(公告)号：KR100611359B1
公开(公告)日：2006-08-11
申请号：KR1020040107220
申请日：2004-12-16
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: G01M15/00
Abstract: 본 발명은 동축 스월 인젝터를 적용한 연소기의 기밀 및 수류 시험장치에 관한 것으로서, 특히 다수의 동축 스월 인젝터가 결합된 연소기를 포함하는 액체 로켓 엔진에 있어서; 상기 동축 스월 인젝터의 분사의 산화제 노즐 및 연료 노즐에 삽입되어 상기 산화제 노즐 및 연료 노즐을 차폐하는 기밀 수단과; 원판 형태로 형성되고, 상기 연소기의 헤드와 볼트에 의해 결합이 가능하도록 가장자리에 탭이 형성되며, 상기 연소기의 복수의 동축 스월 인젝터와 대응되는 위치에 지지 볼트용 탭이 형성되는 기밀판과; 상기 기밀 수단을 지지하도록 상기 기밀판의 지지 볼트용 탭에 체결되는 지지 볼트와; 상기 동축 스월 인젝터의 분사되는 유량을 측정 가능하도록 상기 기밀판의 지지 볼트용 탭에 체결되는 유도관; 및 상기 연소기의 액체 연료 공급 라인과 산화제 공급 라인 내부에 설치되어 이들의 압력을 센싱하는 압력 센서를 포함하는 것을 특징으로 한다. 상기와 같은 본 발명에 따르면 각각의 동축 스월 인젝터의 기밀을 유지하고, 어느 하나의 인젝터의 유량을 측정할 수 있도록 함으로서 액체 로켓 엔진의 혼합기 헤드의 기밀 및 수류 시험을 통해 제작성 검토 및 인젝터들의 변형 유무를 파악할 수 있다.
액체 연료 로켓, 동축 스월 인젝터, 기밀, 수류, 측정-
公开(公告)号：KR1020060068507A
公开(公告)日：2006-06-21
申请号：KR1020040107220
申请日：2004-12-16
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: G01M15/00
Abstract: 본 발명은 동축 스월 인젝터를 적용한 연소기의 기밀 및 수류 시험장치에 관한 것으로서, 특히 다수의 동축 스월 인젝터가 결합된 연소기를 포함하는 액체 로켓 엔진에 있어서; 상기 동축 스월 인젝터의 분사의 산화제 노즐 및 연료 노즐에 삽입되어 상기 산화제 노즐 및 연료 노즐을 차폐하는 기밀 수단과; 원판 형태로 형성되고, 상기 연소기의 헤드와 볼트에 의해 결합이 가능하도록 가장자리에 탭이 형성되며, 상기 연소기의 복수의 동축 스월 인젝터와 대응되는 위치에 지지 볼트용 탭이 형성되는 기밀판과; 상기 기밀 수단을 지지하도록 상기 기밀판의 지지 볼트용 탭에 체결되는 지지 볼트와; 상기 동축 스월 인젝터의 분사되는 유량을 측정 가능하도록 상기 기밀판의 지지 볼트용 탭에 체결되는 유도관; 및 상기 연소기의 액체 연료 공급 라인과 산화제 공급 라인 내부에 설치되어 이들의 압력을 센싱하는 압력 센서를 포함하는 것을 특징으로 한다. 상기와 같은 본 발명에 따르면 각각의 동축 스월 인젝터의 기밀을 유지하고, 어느 하나의 인젝터의 유량을 측정할 수 있도록 함으로서 액체 로켓 엔진의 혼합기 헤드의 기밀 및 수류 시험을 통해 제작성 검토 및 인젝터들의 변형 유무를 파악할 수 있다.
액체 연료 로켓, 동축 스월 인젝터, 기밀, 수류, 측정-
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：KR102243671B1
公开(公告)日：2021-04-22
申请号：KR1020190159914
申请日：2019-12-04
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본발명의한 실시예에따른패터네이터는제1 및제2 유체를방사상으로분무하는분사부, 상기분사부의하측에위치하고, 반구셀형상을가지며, 그표면에복수개의샘플링포트가형성된컬렉터, 상기복수개의샘플링포트에각각연결되는복수개의유도관, 상기복수개의유도관에각각연결된복수개의주입부, 상기복수개의주입부가고정되고, 상하방향으로이동가능한주입부고정판, 상기주입부고정판의하측에위치하고상기복수개의주입부각각에대응하는복수개의실린더, 및상기복수개의실린더의하측에상기복수개의실린더각각과접촉할수 있게배치된복수개의로드셀을포함하며, 상기분사부는상기컬렉터를위에서내려다볼때, 상기컬렉터의중심에위치하고, 상기복수개의샘플링포트각각은상기분사부의분무구를향하여방사상으로배치된것을특징으로한다.
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公开(公告)号：KR1020090077248A
公开(公告)日：2009-07-15
申请号：KR1020080003087
申请日：2008-01-10
Applicant: 한국항공우주연구원
CPC classification number: F02K9/97 , B23P15/008 , F02K9/64
Abstract: A nozzle manufacturing method of a combustor is provided to reduce time and manufacture cost and remove partial defects, necking, and instability of material. A nozzle manufacturing method of a combustor comprises: a step(a) preparing an outer cover of a cylindrical shape being made of stainless steel material and an inner cover of the cylindrical shape being made of copper alloy material; a step(b) processing the outer cover, and cutting the outer cover in order to be bisected in an axial direction to form an inner cover insertion part; a step(c) processing the inner cover in order to have the same external diameter as the inside diameter of the inner cover insertion part; a step(d) inserting the inner cover into the inner cover insertion part and assembling the outer cover and the inner cover; a step(e) brazing the cut part of the outer cover; and a step(f) processing the outer cover in order to have the final contour the outside shape of the outer cover.
Abstract translation: 提供了一种燃烧器的喷嘴制造方法，以减少时间和制造成本并消除材料的部分缺陷，颈缩和不稳定性。 燃烧器的喷嘴制造方法包括：（a）制备由不锈钢材料制成的圆筒形的外盖和由铜合金材料制成的圆筒形的内盖; 步骤（b）处理外盖，切割外盖以在轴向方向上二等分以形成内盖插入部; 步骤（c）处理内盖以具有与内盖插入部的内径相同的外径; 步骤（d）将内盖插入内盖插入部并组装外盖和内盖; 步骤（e）钎焊外盖的切割部分; 以及步骤（f）处理所述外盖以使所述最终轮廓具有所述外盖的外部形状。
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公开(公告)号：KR1020090067763A
公开(公告)日：2009-06-25
申请号：KR1020070135524
申请日：2007-12-21
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: A regeneration cooling channel simulated sample of a rocket combustor is provided to confirm whether caulking occurs due to reaction of copper alloy and hydrocarbon fuel and whether the copper alloy is damaged through simulated samples and use the confirmation result to manufacture a regeneration cooling channel of the rocket combustor. A regeneration cooling channel simulated sample of a rocket combustor includes a copper alloy tube(110), a stainless steel tube(120) and a power connector(130). The copper alloy tube is formed by wire-cutting an inner flow path(110a). The stainless steel tube is formed by wire cutting and has a diameter such that the copper alloy tube is inserted into the stainless steel tube. At least one temperature sensor mounting slot(120a) for sensing the surface temperature of the copper alloy tube is formed. The power connector is combined with both ends of the stainless steel tube.
Abstract translation: 提供火箭燃烧器的再生冷却通道模拟样品，以确认铜合金和碳氢燃料的反应是否发生堵缝，以及铜合金是否通过模拟样品损坏，并使用确认结果制造火箭的再生冷却通道 燃烧室。 火箭燃烧器的再生冷却通道模拟样品包括铜合金管（110），不锈钢管（120）和电源连接器（130）。 铜合金管通过线切割内部流路（110a）而形成。 不锈钢管通过线切割形成，并且具有使铜合金管插入不锈钢管的直径。 形成用于感测铜合金管的表面温度的至少一个温度传感器安装槽（120a）。 电源连接器与不锈钢管的两端相结合。
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公开(公告)号：KR1020060076550A
公开(公告)日：2006-07-04
申请号：KR1020040115009
申请日：2004-12-29
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/62
Abstract: 본 발명은 액체로켓 연소기의 분사기형 배플에 관한 것으로, 특히 연소기의 분사헤드 분사면에 설치되어 연소실 내에서 추진제의 연소시 발생하는 고온, 고압의 조건에서 자체 내부냉각기능을 가지고 있어 파손되지 않으며, 액체연료와 산화제의 분사기능을 가지고 있어 연소효율을 높이면서도, 종래의 배플이 갖는 연소안정화를 이룰수 있는 액체로켓의 연소기의 분사기형 배플에 관한 것이다.
상기한 목적을 달성하기 위한 본 발명의 제 1특징은 액체로켓의 연소기 분사헤드의 분사면에 설치되어 연소실의 일부를 구획하는 배플에 있어서, 상기 배플은 액체연료와 산화제를 연소실로 분사시키는 다수의 분사기가 분사헤드의 분사면에 돌출되게 설치되어 연소실의 일부를 구획하도록 상기 다수의 분사기가 분사헤드 분사면상의 중앙부에 환형의 격벽을 이루도록 설치되며, 또한 다수의 분사기가 상기 환형의 격벽 외주로 방사형의 격벽을 이루도록 설치되는 액체로켓 연소기의 분사기형 배플에 있다.
액체로켓엔진, 로켓, 연소실, 연소안정화장치, 내부냉각
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