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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-
公开(公告)号：KR1020070066779A
公开(公告)日：2007-06-27
申请号：KR1020050128273
申请日：2005-12-22
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: A supply apparatus for pulse pressure power of an apparatus for a stability rating test is provided to prevent the ignition of a second pulse gun at an undesired time due to pressure power generated during the ignition of a first pulse gun. A supply apparatus(100) for pulse pressure power of an apparatus for a stability rating test includes a pulse gun(110) and an induction cavity(120). The pulse gun includes a membrane(111) having a honeycomb structure, a pulse gun igniting unit(112) formed in the rear part of the membrane to store a main charge and an ignition agent, and an electricity supply unit(113) mounted in the rear part of the pulse gun igniting unit. Here, the membrane is formed to a thickness of 1mm to protect the pulse gun igniting unit against high temperature and pressure gas induced from a combustion chamber(130) and to induce the pressure power ignited by the pulse gun to the combustor. 1/3 of the thickness of the membrane is formed to have a honeycomb structure advantageous to increase strength with respect to weight. When the membrane is applied to the pulse gun, it is possible to prevent a pulse gun(140) from igniting due to pressure power at an undesired time.
Abstract translation: 提供用于稳定性额定试验的装置的脉压功率的供给装置，以防止由于在第一脉冲枪的点火期间产生的压力而在不期望的时间点燃第二脉冲枪。 用于稳定等级试验的装置的脉压功率的供给装置（100）包括脉冲枪（110）和感应腔（120）。 脉冲枪包括具有蜂窝结构的膜（111），形成在膜的后部的脉冲枪点火单元（112），用于存储主要电荷和点火剂，以及电力供应单元（113），安装在 脉冲枪的后部点燃单元。 这里，膜形成为1mm的厚度，以保护脉冲枪点火单元抵抗从燃烧室（130）感应的高温和高压气体，并且将由脉冲枪点燃的压力引导到燃烧器。 膜的1/3的厚度形成为具有有利于提高相对于重量的强度的蜂窝结构体。 当膜施加到脉冲枪时，可以防止脉冲枪（140）在不期望的时间由于压力而点燃。
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公开(公告)号：KR100668804B1
公开(公告)日：2007-01-12
申请号：KR1020050128139
申请日：2005-12-22
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: B64G1/40
Abstract: An igniter for a rocket engine is provided to reduce damage of the spark plug due to the impurities by placing the ignition part of the spark plug at the outer side of the compound gas guide conduit. An igniter(100) for a rocket engine is composed of a body(110) whose one end is formed with a mounting part(190); a combustion chamber(120) formed in the body; a compound gas guide conduit(160) communicated with the combustion chamber; a gas supply guide conduit(140) supplying the oxygen gas to the compound gas guide conduit; a gas methane guide conduit(150) supplying the gas fuel to the compound gas guide conduit; a spark plug(130) formed at one side of the compound gas guide conduit; a combustion pressure measuring part(180) placed at one surface of the combustion chamber to measure the pressure in the combustion chamber; and a combustion gas guide conduit(170) extended toward the mounting part.
Abstract translation: 提供火箭发动机的点火器以通过将火花塞的点火部分放置在复合气体导管的外侧来减少由于杂质而引起火花塞的损坏。 用于火箭发动机的点火器（100）由其一端形成有安装部分（190）的主体（110）组成; 形成在所述主体中的燃烧室（120） 与燃烧室连通的复合气体导管（160）; 将氧气供给至复合气体导管的气体供给引导导管（140） 气体甲烷引导管道（150），其将气体燃料供应到复合气体导管; 形成在所述复合气体导管的一侧的火花塞（130） 燃烧压力测量部分（180），其放置在所述燃烧室的一个表面处以测量所述燃烧室中的压力; 和朝向安装部分延伸的燃烧气体导管（170）。
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公开(公告)号：KR1020060077002A
公开(公告)日：2006-07-05
申请号：KR1020040115635
申请日：2004-12-29
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/64
CPC classification number: 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：KR100558981B1
公开(公告)日：2006-03-10
申请号：KR1020040111905
申请日：2004-12-24
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 개시된 액체로켓의 터보펌프 구동용 가스발생기는, 연소과정을 통해 터보펌프로 보낼 가스가 생성되는 연소챔버와, 연소챔버로 연소를 위한 연료와 산화제의 혼합액을 분사하는 분사기와, 분사된 혼합액을 점화시키는 점화기와, 분사기로 연료를 공급하는 연료공급유닛 및, 분사기로 산화제를 공급하는 산화제공급유닛을 포함하며, 분사기를 통해 연소챔버로 공급되는 산화제와 연료의 혼합비(산화제 중량/연료 중량)가 0.32 이상에서 0.36 이하의 범위가 된다. 이와 같은 가스발생기는 연료와 산화제의 혼합비 조절을 통해 연소가스 온도를 850~1000K 정도로 유지할 수 있어서 터빈 블레이드의 열충격에 의한 손상을 억제할 수 있다.
액체로켓, 가스발생기, 터보펌프Abstract translation: 涡轮泵驱动气体发生器，用于所公开的液体火箭，生成用于通过所述燃烧气体喷射燃料和氧化剂的燃烧腔室的混合物的喷射器以发送到涡轮泵，在燃烧室内的燃烧，点火注入的液体混合物的 更轻和包括氧化剂供应单元，用于供应氧化剂到燃料供应单元和喷射器到喷射器供应燃料，氧化剂的混合比例和通过喷射器供给到燃烧室中的燃料（氧化剂重量/燃料重量计）0.32至 为0.36以下。 这种气体发生器可以在燃烧气体温度通过调节燃料的混合比例和氧化剂围绕850〜1000K抑制损伤维持由于涡轮叶片的热冲击。
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公开(公告)号：KR1020040049157A
公开(公告)日：2004-06-11
申请号：KR1020020077006
申请日：2002-12-05
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: G01M15/00
Abstract: PURPOSE: A pulse gun and a reusable cavity apparatus are provided to perform a stability rating test for a rocket engine, to reduce time/cost required for manufacturing the rocket engine, and to improve reliability of the rocket engine. CONSTITUTION: A pulse gun includes an explosive section(A) and a pressure inducing section. The explosive section(A) has a detonation part(24). The detonation part(24) has a membrane(1) for sealing a pulse gun cavity(8). A detonator(9) is installed in the detonation part(24). An electric connector(7) is connected to the detonator(9) through an electricity supplying section(4). A sealing section fixing part(10) is provided to connect the electric connector(7) to the detonator part(24). A fixing pin(6) is installed in the sealing section fixing part(10). A coupling nut is installed at an outer portion of the detonation part(24).
Abstract translation: 目的：提供脉冲枪和可重复使用的空腔装置，以对火箭发动机进行稳定等级试验，以减少制造火箭发动机所需的时间/成本，并提高火箭发动机的可靠性。 构成：脉冲枪包括爆炸部分（A）和压力诱导部分。 爆炸部分（A）具有引爆部分（24）。 引爆部分（24）具有用于密封脉冲枪腔（8）的膜（1）。 雷管（9）安装在爆震部（24）中。 电连接器（7）通过供电部分（4）连接到雷管（9）。 设置密封部固定部（10），将电连接器（7）与雷管部（24）连接。 固定销（6）安装在密封部分固定部分（10）中。 联接螺母安装在爆震部分（24）的外部。
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公开(公告)号：KR101013934B1
公开(公告)日：2011-02-14
申请号：KR1020080090779
申请日：2008-09-16
Applicant: 한국항공우주연구원
CPC classification number: F02K9/52 , F05D2230/60 , F23L2900/07004 , Y02E20/344
Abstract: 본 발명은 산화제와 연료가 혼합된 혼합기를 연소실에 공급하는 액체로켓 연소기의 분사기 헤드에 있어서, 상기 연소실의 상면을 형성하되 다수의 관통홀이 구비된 분사판; 상기 분사판과의 사이에 공간이 형성되도록 상기 분사판의 상측에 이격되어 설치된 격막판; 상기 분사판과 격막판 사이에 구비된 연료공급 매니폴드로부터 공급된 연료를 상기 연소실로 분사하되, 상측이 상기 격막판의 하면에 결합되고 하측이 상기 분사판의 관통홀에 삽입된 연료분사기; 상기 격막판의 상부에 구비된 산화제공급 매니폴드로부터 공급된 산화제를 분사하되 상기 격막판의 상면에 결합되는 산화제분사기를 포함하며, 상기 격막판에는 상기 산화제 분사기로부터 분사된 산화제를 상기 연료분사기로부터 분사된 연료로 유동시키는 산화제 공급홀이 형성되는 것을 특징으로 한다.
개시된 액체로켓 연소기의 분사기 헤드에 따르면, 연소실에 산화제를 공급하는 산화제 분사기와 연소실에 연료를 공급하는 연료 분사기가 별개로 구비됨으로써, 상기 산화제 또는 연료가 누설되어 상기 분사기 헤드 내부에서 혼합되는 것을 방지할 수 있는 장점이 있다.
액체로켓, 산화제분사기, 연료분사기, 격막판, 분사판-
公开(公告)号：KR100931002B1
公开(公告)日：2009-12-10
申请号：KR1020080003087
申请日：2008-01-10
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 연소기의 노즐 제작방법에 관한 것으로서, 더욱 자세하게는, (a) 스테인리스 스틸 재질인 원통 형상의 외피와 동합금 재질인 원통 형상의 내피를 각각 준비하는 단계; (b) 상기 외피의 축방향을 따라 상기 내피가 삽입되는 내피 삽입부가 형성되도록 상기 외피를 가공하고, 상기 외피를 축방향으로 이등분이 되도록 절단하는 단계; (c) 상기 내피 삽입부의 내경과 동일한 외경을 갖도록 상기 내피를 가공하는 단계; (d) 상기 내피 삽입부에 상기 내피를 삽입하여 상기 외피와 상기 내피를 조립하는 단계; (e) 상기 외피의 절단된 부분을 브레이징(Brazing)하는 단계; 및 (f) 상기 외피의 외부 형상이 최종적인 윤곽을 갖도록 상기 외피를 가공하는 단계;를 포함하고, 연소기 노즐의 기하학적 형상으로 인해 발생하는 내,외피의 까다롭고 불량률이 높은 조립방식을 개선할 수 있는 효과가 있다.
액체로켓엔진, 연소기, 노즐, 외피, 내피, 스레인리스, 동합금, 절단, 브레이징, 용접용 밴드Abstract translation: 提供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局部缺陷，颈缩和不稳定性。 一种燃烧器的喷嘴的制造方法，其特征在于，包括：工序（a），准备由不锈钢材料构成的圆筒状的外包覆层和由铜合金材料构成的圆筒状的内包覆层; （b）加工所述外罩，并且切割所述外罩以在轴向上平分以形成内罩插入部; （c）对内盖进行加工以具有与内盖插入部的内径相同的外径; （d）将内盖插入内盖插入部分并组装外盖和内盖; 步骤（e）钎焊外罩的切割部分; 和（f）加工外罩，以使最终轮廓具有外罩的外部形状。
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公开(公告)号：KR1020050066070A
公开(公告)日：2005-06-30
申请号：KR1020030097277
申请日：2003-12-26
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/96
Abstract: 본 발명은 로켓 엔진에 적용되는 분사기의 연소 안정성 시험 평가를 위한 장치에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 기체 산소를 공급해주는 산화제 공급 시스템과 연료로 사용되는 기체 메탄과 프로판 공급 시스템, 각각 유량을 측정하는 유량 측정 시스템, 산화제와 연료가 분사되는 분사기 헤드, 산화제와 연료가 분사되어 혼합과정을 통해 연소하는 연소실, 그리고 연소실내에서 발생하는 동적인 압력(dynamic pressure)을 측정하는 계측 시스템으로 구성되는 로켓 엔진 분사기 연소 안정성 평가 장치에 관한 것이다.
이러한 본 발명은 산소 저장 실린더(100)와 메탄 저장 실린더(200) 및 프로판 저장 실린더(300)가 유량 측정 시스템(600)을 통과하여 공급되는 분사기(401)와,
상기 분사기(401)가 설치되며 연소실(500)에 분사되도록 하는 분사기 헤드(400)로 형성되어 연소 안정성 평가가 가능하도록 구성됨을 특징으로 하는 것이다.
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