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公开(公告)号：KR101520817B1
公开(公告)日：2015-05-18
申请号：KR1020130152008
申请日：2013-12-09
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본발명의로켓이송장치는, 로켓엔진을이송하기위한로켓엔진이송장치로서, 상기로켓엔진이송장치는, 하부각 모서리부위에캐스터가설치되고, 일측에손잡이가설치된바디; 상기바디상에승강가능하게설치되는베이스; 상기베이스상에서전,후이동가능하게설치되는전후이동부재; 상기전후이동부재상에서좌우이동가능하게설치되는좌우이동부재; 및상기좌우이동부재상에서회전가능하게설치되며, 로켓엔진이안착되는안착부재;를포함하며, 상기베이스를바디로부터승강시키기위한승강수단을더 포함하되, 상기승강수단은, 상기바디의내부에승강용핸들에의해회전가능하게설치되며, 웜휠을갖는구동축; 상기구동축과제1 베벨기어에의해직교하게연결되어, 상기구동축과함께연동회전되는동력전달축; 상기동력전달축과제2 베벨기어에의해직교하게연결되어상기동력전달축과연동회전되며, 웜휠을갖는종동축; 상기바디내의각 모서리에설치된채, 상기구동축및 종동축의회전동력에의해승강되면서상기베이스를승강시켜주는스크류잭을포함하고있는복수의승강블록으로구성됨에따라,로켓엔진을로켓의몸체또는로켓엔진실험설비에정확하게장착하기위해, 높이조절, 전후좌우위치조절및 기울기조절등을용이하게시행할수 있는장점을얻을수 있다.
Abstract translation: 火箭发动机的转移装置技术领域本发明涉及一种火箭发动机的输送装置，其特征在于，具备：把手固定在一侧的主体和安装在各个角部的脚轮; 安装在身体上的基座; 前后可动构件; 安装在前后可动部件中的左右可动部件; 以及安装构件，其中所述火箭发动机被安装在可移动地安装在所述左右可动构件中，所述可移动构件还包括用于从所述主体升高基座的升降装置。 构造成多个升降块的升降装置包括：驱动轴，其具有由手柄可移动地安装以在所述主体内部升高的蜗轮; 动力传递轴，其与所述驱动轴一起旋转，与所述驱动轴正交连接;以及第一锥齿轮; 驱动轴，其具有与动力传递轴一起旋转的蜗轮，与动力传递轴正交连接;第二锥齿轮; 以及螺钉千斤顶，其通过驱动轴和从动轴的旋转动力而被安装在主体的每个角部中，从而将火箭准确地安装在火箭发动机或火箭发动机测试设备上，可以获得优点 作为高度调整，可以容易地进行向前调整，向后调整，右调整，左调整，倾斜调整等。
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公开(公告)号：KR101489433B1
公开(公告)日：2015-02-05
申请号：KR1020130124369
申请日：2013-10-18
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 코일건 방식을 이용한 발사장치가 개시되어 있다.
개시된 코일건 방식을 이용한 발사장치는 도체인 피투사체가 내장된 가속튜브의 표면을 따라 다수개의 솔레노이드 코일이 직렬 배열되어 있고, 상기 피투사체의 진행방향을 따라 상기 솔레노이드 코일이 순차적으로 통전되도록 함으로써 위치별 솔레노이드 코일의 자기장에 의한 연속적인 가속력에 의해 상기 피투사체가 전진되도록 하는 코일건 방식을 이용한 발사장치에 있어서,
n-1 솔레노이드 코일과 n 솔레노이드 코일은 제1 스위치에 의해 제1 캐패시터와 연결하고, 상기 n 솔레노이드 코일과 n+1 솔레노이드 코일은 제2 스위치에 의해 제2 캐패시터에 의해 연결하여, 각 솔레노이드 코일 사이에 비 자기장 영역이 없이 연속적으로 자기장이 형성되도록 한 것을 특징으로 한다.Abstract translation: 公开了使用线圈枪方法的发射器。 所公开的使用线圈枪方法的发射器通过位置螺线管线圈的磁场通过连续的加速力来投射物体，因为多个螺线管线圈沿着加速管的表面被串联布置，其中物体 被投影时被称为导体被安装在其中，螺线管线圈沿着待投射物体的逐行方向依次通电。 n + 1螺线管线圈和n电磁线圈通过第一开关与第一电容器连接，并且n电磁线圈和n + 1螺线管线圈通过第二开关与第二电容器连接。 因此，在没有非磁场区域的螺线管线圈之间连续地产生磁场。
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公开(公告)号：KR101410812B1
公开(公告)日：2014-06-27
申请号：KR1020120148141
申请日：2012-12-18
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: Disclosed is a pressurized fluid-conveying system to convey a high rate of fluid which comprises: a fluid tank (110) including a fluid supply pipe (112) which has an inside space (111), whereby fluid is stored formed therein, and is connected to a fluid supply source (S) and a fluid supply line (L1) to receive fluid and to inject the fluid into the inside space (111), and a fluid conveying pipe (113) connected to a fluid conveying line (L2) which conveys the fluid stored in the inside space outside; a first pressure sensor (120) mounted on one side of the fluid tank which measures the pressure in the inside space (111); a gas supply pipe (130) inserted into the upper part of the fluid tank (110) by penetrating, arranged in the inside space (111), connected to a gas tank (131) whereby gas is pressurized and stored, and to a gas supply line (L3) supplied with gas which pressurizes the fluid stored in the inside space (111) by injecting gas into the inside space (111); and an automatic valve (140) arranged on the gas supply line (L3) which performs an opening and closing operation according to a value measured by the first pressure sensor (120) and controls pressure in the inside space (111) by controlling the rate of gas injected through the gas supply pipe (130) into the inside space (111).
Abstract translation: 公开了一种用于输送高速率流体的加压流体输送系统，其包括：流体箱（110），其包括具有内部空间（111）的流体供应管（112），由此流体存储在其中，并且是 连接到流体供应源（S）和流体供应管线（L1）以接收流体并将流体注入到内部空间（111）中;以及流体输送管（113），其连接到流体输送管线（L2） 其将存储在内部空间中的流体传送到外部; 第一压力传感器（120），其安装在所述流体箱的一侧，其测量所述内部空间（111）中的压力; 气体供给管（130），其通过贯穿插入在所述内部空间（111）中的与所述气体罐（131）连接的气体（131）而被插入到所述流体罐（110）的上部， 供应管线（L3），其供应有通过将气体注入到内部空间（111）中而对存储在内部空间（111）中的流体加压的气体; 以及配置在所述气体供给管线（L3）上的自动阀，其根据由所述第一压力传感器（120）测量的值进行打开和关闭操作，并通过控制所述内部空间（111）的压力来控制所述内部空间 的气体从气体供给管道（130）喷射到内部空间（111）中。
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公开(公告)号：KR101368925B1
公开(公告)日：2014-03-05
申请号：KR1020120120378
申请日：2012-10-29
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: A latch valve (V) for opening and shutting thrust gas of the present invention includes an open gas inlet (V2) and an open gas outlet (V1) which are formed on one side of an open chamber (VO) of the latch valve (V), and a blocking gas inlet (V4) and a blocking gas outlet (V3) which are formed on one side of a blocking chamber (VC) of the latch valve (V), and can control the thrust gas by driving a plunger (P) while inputting or discharging a part of the thrust gas to an open chamber (VO) side or a blocking valve (VC) side. The latch valve (V) additionally includes: a first solenoid valve (S1) to which a part of the thrust gas is inputted; a regulator (R) provided at the rear end of the first solenoid valve (S1); a second solenoid valve (S2) provided at the rear end of the regulator (R) to input and control thrust gas to the blocking gas inlet (V4) of the blocking chamber (VC); a fourth solenoid valve (S4) diverging between the regulator (R) and the second solenoid valve (S2) and disposed at one side communicating with an open gas inlet (V2) side of the open chamber (VO); a third solenoid valve (S3) disposed at a blocking gas outlet (V3) side of the blocking chamber (VC) to control the discharged thrust gas; and a fifth solenoid valve (S5) disposed at an open gas outlet (V1) side of the open chamber (VO) to control the discharged thrust gas.
Abstract translation: 用于打开和关闭本发明的推压气体的闭锁阀（V）包括开口气体入口（V2）和开口气体出口（V1），其形成在闩锁阀的开放室（VO）的一侧上 V）和形成在所述闭锁阀（V）的阻挡室（VC）的一侧上的阻塞气体入口（V4）和阻塞气体出口（V3），并且可以通过驱动柱塞 （P），同时将一部分推力气体输入或排出到开放室（VO）侧或截止阀（VC）侧。 所述闩锁阀（V）还包括：第一电磁阀（S1），一部分所述推力气体输入到所述第一电磁阀; 设置在所述第一电磁阀（S1）的后端的调节器（R）; 设置在所述调节器（R）的后端的第二电磁阀（S2），用于向所述阻挡室（VC）的阻塞气体入口（V4）输入和控制推进气体; 第四电磁阀（S4），其在所述调节器（R）和所述第二电磁阀（S2）之间分叉并且设置在与所述开放室（VO）的开放气体入口（V2）侧连通的一侧; 第三电磁阀（S3），设置在阻塞室（VC）的阻塞气体出口（V3）侧，以控制排出的推压气体; 以及设置在所述开放室（VO）的开放气体出口（V1）侧的第五电磁阀（S5），以控制排出的推进气体。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR101361579B1
公开(公告)日：2014-02-13
申请号：KR1020120061380
申请日：2012-06-08
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 상기의 목적을 달성하기 위한 본 발명의 서지방지 밸브는 밸브케이스와 이 밸브케이스의 내부에 위치하며 상하방향으로 제1유로가 형성된 상부포핏조합체와 상부포핏조합체의 하부에 위치하며 중심부에 상하방향으로 제2유로가 형성된 하부포핏조합체와 상부포핏조합체를 상하방향으로 관통하여 위치하며 하단에 수평방향으로 걸림부가 형성된 플런저와 이 플런저를 상하로 이동시키는 플런저이동부와 플런저의 걸림부와 상부포핏조합체의 사이에 위치하여 상하방향으로 탄성력을 부가하는 제1탄성부재 및 상부포핏조합체와 밸브케이스 사이에 위치하여 상하방향으로 탄성력을 부가하는 제2탄성부재를 포함하며, 하부포핏조합체의 상면에는 플런저의 걸림부와 접하는 돌출부가 형성되어, 유로의 직경을 줄이거나 코일의 무게를 증가시키지 않으� �서 서지압력에 대응하여 원활하게 작동할 수 있으며, 서지압력을 방지하기 위한 별도의 추가장치가 필요없으므로 비용을 절감할 수 있고, 우주항공분야에서 매우 중요한 문제인 무게를 감량할 수 있다는 장점이 있다.
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公开(公告)号：KR101054734B1
公开(公告)日：2011-08-08
申请号：KR1020080138381
申请日：2008-12-31
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명에 따르면, (a) 추력 발생 축(L
1 )과 추력 측정 축(L
2 )이 평행한 상태로 추력기 어뎁터의 접합면에 추력기의 장착면을 장착하는 추력기 장착 단계; (b) 측정로드셀부의 측정어뎁터를 회전시켜 상기 측정어텝터의 일단부와 측정로드셀을 서로 접촉시키는 측정어뎁터 조절 단계; (c) 상기 측정로드셀 및 교정로드셀의 입력값을 초기화하는 입력값 초기화 단계; (d) 상기 추력기의 일측에 교정어뎁터를 고정 설치한 상태에서, 상기 교정어뎁터의 길이조절부를 단계별로 회전시켜 상기 측정로드셀 및 교정로드셀에 힘을 주입하여, 상기 측정로드셀 및 교정로드셀에 작용하는 힘값을 측정하는 힘값 측정 단계; (e) 상기 측정로드셀 및 교정로드셀에서 측정된 각 단계별 힘값을 기초로 하여, 상기 측정로드셀의 오차값을 산출 및 교정하는 오차값 산출 및 교정 단계; (f) 상기 추력기의 일측에서 교정어뎁터를 분리시킨 상태에서 상기 추력기를 가동하여, 상기 측정로드셀로 전달되는 상기 추력기의 추력을 측정하는 추력 측정 단계;를 포함하는 추력 측정 방법을 개시한다.
추력, 추력기, 베이스Abstract translation: 根据本发明，（a）推力产生轴线L.
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公开(公告)号：KR100617602B1
公开(公告)日：2006-09-01
申请号：KR1020040108883
申请日：2004-12-20
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 로켓 자세제어 3축 시뮬레이터의 자세를 정밀하게 측정하기 위한 비접촉식 3축 시뮬레이터의 자세 측정 시스템에 관한 것이다. 이러한 본 발명은 레이저 포인터가 표시되는 좌표 플레이트와; 상기 표시된 레이저 포인터의 영상을 측정하는 카메라; 및 상기 카메라에 의해 획득된 영상정보를 이용하여 대상물의 위치 및 자세를 계산하는 컴퓨터를 포함하는 통상의 비접촉식 자세 측정 시스템에 있어서, 상기 대상물은 공기부양식 에어베어링 볼과, 이 에어베어링 볼 회전축에 연결되어 있는 시뮬레이터, 및 3개의 레이저 포인터가 고정설치된 시뮬레이터 받침대로 이루어져 피치 축, 요 축, 롤 축의 3축으로 회전되는 에어베어링 시스템이고, 상기 좌표 플레이트는 상기 에어베어링 시스템 외부에 에어베어링 볼 회전축과 일치되게 동일방향으로 설치되어 상기 카메라에 의한 영상정보 획득시 좌표 측정이 용이하도록 색깔이 다른 두 가지 색으로 도색되고, 상기 카메라는 에어베어링 시스템 외부에 설치되어 상기 좌표 플레이트상의 3개의 레이저 포인터가 형성한 삼각형의 영상을 측정하고, 상기 컴퓨터는 카메라에 의해 측정되어 획득된 영상에서 시뮬레이터의 피치 각, 요 각, 롤 각을 산출하되, 피치 각은 상기 삼각형의 좌표값과 식 , 요 각은 상기 삼각형의 좌표값과 식 , 롤 각은 상기 삼각형의 좌표값과 식 에 의해 산출하는 것을 특징으로 한다. 이러한 본 발명은 공기부양에 의해 에어베어링 시스템이 움직이면 에어베어링 시스템에 장착된 레이저 포인터들도 에어베어링 시스템과 동일한 모션으로 좌표 플레이트 상에서 움직이게 된다. 이때 카메라는 이를 감지하여 컴퓨터에 영상을 전송하고, 컴퓨터 내부에서 영상을 처리하여 시뮬레이터의 현재 위치 및 자세를 계산하여 저장하게 된다.
비접촉식, 시뮬레이터, 자세측정, 카메라, 레이저 포인터, 좌표 플레이트-
公开(公告)号：KR100468084B1
公开(公告)日：2005-01-26
申请号：KR1020020076278
申请日：2002-12-03
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: G09B9/52
Abstract: PURPOSE: A three-axis simulator for rocket stance control simulation is provided to control the stance of the rocket by using a rocket stance control simulation method. CONSTITUTION: A three-axis simulator for rocket stance control simulation includes an air bearing system, a first and a second shaft, a first supporter, a second supporter, a third supporter, a fourth supporter, a first and a second thruster fixing unit, a plurality of sliding balance brackets, a first and a second thruster, and a balancing cylinder. The air bearing system(10) is formed with a rotary member. The first and the second shafts(21,22) are installed at a left side and a right side of an air-bearing ball of the air bearing system. The second supporter is fixed by the first supporter and a frame supporter. The third supporter is fixed by the fourth supporter and the frame supporter. The first and the second thruster fixing units(29,30) are coupled to the first and the fourth supporters. The sliding balance brackets are installed at the first and the fourth supporters. The first and the second thrusters are fixed to the second thruster. The balancing cylinder(27) is moved along the first and the second shafts.
Abstract translation: 目的：提供一种用于火箭姿态控制仿真的三轴模拟器，通过使用火箭姿态控制模拟方法来控制火箭的姿态。 一种用于火箭姿态控制仿真的三轴模拟器，包括空气轴承系统，第一和第二轴，第一支撑件，第二支撑件，第三支撑件，第四支撑件，第一和第二推进器固定单元， 多个滑动平衡支架，第一和第二推进器以及平衡缸。 空气轴承系统（10）形成有旋转构件。 第一和第二轴（21,22）安装在空气轴承系统的空气轴承球的左侧和右侧。 第二支撑件由第一支撑件和框架支撑件固定。 第三支架由第四支架和支架固定。 第一和第二推进器固定单元（29,30）联接到第一和第四支撑件。 滑动平衡支架安装在第一和第四个支架上。 第一个和第二个推进器固定在第二个推进器上。 平衡缸（27）沿着第一和第二轴移动。
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公开(公告)号：KR1020040048502A
公开(公告)日：2004-06-10
申请号：KR1020020076278
申请日：2002-12-03
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: G09B9/52
Abstract: PURPOSE: A three-axis simulator for rocket stance control simulation is provided to control the stance of the rocket by using a rocket stance control simulation method. CONSTITUTION: A three-axis simulator for rocket stance control simulation includes an air bearing system, a first and a second shaft, a first supporter, a second supporter, a third supporter, a fourth supporter, a first and a second thruster fixing unit, a plurality of sliding balance brackets, a first and a second thruster, and a balancing cylinder. The air bearing system(10) is formed with a rotary member. The first and the second shafts(21,22) are installed at a left side and a right side of an air-bearing ball of the air bearing system. The second supporter is fixed by the first supporter and a frame supporter. The third supporter is fixed by the fourth supporter and the frame supporter. The first and the second thruster fixing units(29,30) are coupled to the first and the fourth supporters. The sliding balance brackets are installed at the first and the fourth supporters. The first and the second thrusters are fixed to the second thruster. The balancing cylinder(27) is moved along the first and the second shafts.
Abstract translation: 目的：提供火箭姿态控制仿真的三轴模拟器，通过火箭姿态控制仿真方法来控制火箭的姿态。 构成：用于火箭姿势控制模拟的三轴模拟器包括空气轴承系统，第一和第二轴，第一支撑件，第二支撑件，第三支撑件，第四支撑件，第一和第二推进器固定单元， 多个滑动平衡支架，第一和第二推进器以及平衡缸。 空气轴承系统（10）形成有旋转构件。 第一和第二轴（21,22）安装在空气轴承系统的空气轴承球的左侧和右侧。 第二个支持者由第一个支持者和一个框架支持者来修复。 第三支持者由第四支持者和框架支持者固定。 第一和第二推进器固定单元（29,30）联接到第一和第四支撑件。 滑动平衡支架安装在第一和第四支持者处。 第一和第二推进器固定在第二推进器上。 平衡缸（27）沿第一和第二轴移动。
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