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公开(公告)号：KR101004360B1
公开(公告)日：2010-12-27
申请号：KR1020080096546
申请日：2008-10-01
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 고고도 시험설비의 고체 모터 소화 장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 고체 모터의 고고도 환경 실험 종료 후 고체 모터의 잔류 화염의 소화를 위한 고고도 시험설비의 고체 모터 소화 장치에 관한 것이다.
본 발명에 따른 고고도 시험설비의 고체 모터 소화 장치는 고체 모터 후방에 위치하는 노즐, 상기 노즐을 감싸는 디퓨져(diffuser)를 포함하는 고고도 시험설비의 고체 모터를 소화시키는 장치에 있어서, 소화(消火) 물질이 저장되는 용기, 상기 소화 물질을 상기 고체 모터로 배출하는 소화 배관, 상기 소화 배관에 장착되는 소화 배관 가이드부를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 따르면, 소화 물질의 배출을 위한 소화 배관을 고체 모터의 후방의 노즐에 인접하게 위치시켜 고체 모터의 잔류 화염을 소화함으로써, 고체 모터의 잔류 화염의 소화를 안전하고, 효율적으로 할 수 있다.
고체 모터, 디퓨져, 용기, 소화 배관, 소화 배관 가이드부-
公开(公告)号：KR1020100122698A
公开(公告)日：2010-11-23
申请号：KR1020090041723
申请日：2009-05-13
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: A method and a device for testing the cavitation characteristic of a pump are provided to change the thermodynamic state of working fluid and not heating the whole fluid within a tank, thereby remarkably reducing the working load. CONSTITUTION: A flow valve(10) and an drain valve(26) control supply or discharge of a gas phase supply pipe line(32) of cryogenic liquid. A thermal heat exchanger(11) heats the cryogenic liquid and makes the gas phase. The gas phase flow rate, and pressure and temperature sensors(28,27/29,30) measure the temperature, pressure and flow rate of the gas phase. A gas phase supply pressure controller(13) for the gas phase supply controls the flow rate of the gas phase.
Abstract translation: 目的：提供一种用于测试泵的气蚀特性的方法和装置，以改变工作流体的热力学状态，而不是加热罐内的整个流体，从而显着降低了工作负荷。 构成：流量阀（10）和排水阀（26）控制低温液体的气相供给管线（32）的供给或排出。 热交换器（11）加热低温液体并产生气相。 气相流速，压力和温度传感器（28,27 / 29,30）测量气相的温度，压力和流量。 用于气相供给的气相供应压力控制器（13）控制气相的流量。
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公开(公告)号：KR100866320B1
公开(公告)日：2008-10-31
申请号：KR1020070039194
申请日：2007-04-23
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 발사체 엔진 등의 추진기관을 지상에서 연소 시험할 때에 극저온 추진제 저장용기 내 액체연료 및 산화제의 품질을 보다 효율적으로 관리하기 위한 극저온 추진제 속 비응축성 가압용 가스량 측정방법 및 측정장치에 관한 것이다. 본 발명에 따른 극저온 추진제 속 비응축성 가압용 가스량 측정방법은 극저온 추진제 저장용기의 상부를 해압하는 단계, 상기 저장용기 상부를 해압하면서 상기 극저온 추진제의 온도 및 상기 저장용기의 상부 압력을 측정하는 단계, 및 상기 저장용기의 상부 압력이 떨어진 후 변화하지 않기 시작하는 시점에서 상기 저장용기 상부의 해압을 중단하는 단계를 포함한다.
추진기관, 극저온 추진제, 가압용 가스-
公开(公告)号：KR1020030052127A
公开(公告)日：2003-06-26
申请号：KR1020010082019
申请日：2001-12-20
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F16K15/00
Abstract: PURPOSE: A check valve is provided to design a passage not to largely generate the inner differential pressure and to maintain the sealing though the elasticity of a spring for the inner sealing is not large. CONSTITUTION: The inside of a valve body(1) is formed in a streamline. A seat(2) is fixed in a secondary side(2) of the valve body through a seat bolt(6). A guide(5) is installed in a primary side(1') of the valve body. A spring(6) is installed between a spool(3) and the guide. The spool is combined with the guide. The spool maintains the sealing of the secondary side by contacting to the seat. Thereby, the processing error of the body and the seat is prevented and the leakage is prevented.
Abstract translation: 目的：提供止回阀来设计通道，不会大量产生内压差并保持密封，尽管内密封弹簧的弹性不大。 构成：阀体（1）的内部形成为流线。 座椅（2）通过座椅螺栓（6）固定在阀体的次级侧（2）中。 引导件（5）安装在阀体的初级侧（1'）中。 弹簧（6）安装在阀芯（3）和引导件之间。 阀芯与导轨结合。 阀芯通过与座椅接触来保持次级侧的密封。 由此，防止了主体和座椅的加工误差，防止了泄漏。
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公开(公告)号：KR101280231B1
公开(公告)日：2013-07-05
申请号：KR1020110118870
申请日：2011-11-15
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 김발엔진과 최소의 여유거리를 유지하며 김발엔진의 움직임에 따라 움직이는 가변형 카울을 구비하는 가변형 카울을 구비하는 발사체를 개시(introduce)한다. 본 발명에 따른 가변형 카울을 구비하는 발사체는, 발사체 바디, 상기 발사체 바디의 추진 부분에 장착된 복수 개의 김발엔진 및 각각 상기 김발엔진들과 최소여유거리로 벌어져 있으며, 상기 복수 개의 김발엔진의 김발 움직임에 따라 움직이는 복수 개의 가변형 카울을 구비한다.
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR101200539B1
公开(公告)日：2012-11-13
申请号：KR1020100085093
申请日：2010-08-31
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 극저온 연료탱크로의 외부 열 유입량 산정을 위한 시험 장치 및 방법에 관한 것이다. 본 극저온 연료탱크로의 외부 열 유입량 산정을 위한 시험 장치는 실제 발사체의 연료탱크를 모사하고 내부에 극저온 연료가 충전되는 극저온 연료탱크, 상기 극저온 연료탱크의 외측을 감싸는 외피, 상기 극저온 연료탱크와 상기 외피의 사이에 가스를 공급하는 가스공급부, 상기 극저온 연료탱크의 내부의 상태를 측정하는 측정부, 그리고 상기 극저온 연료탱크의 내부의 압력을 제어하는 압력제어부를 포함하고, 상기 가스공급부는 상기 실제 발사체의 연료탱크의 내부에 유입되는 외부 열이 상기 가스를 통해 모사될 수 있도록 상기 가스의 온도 및 압력을 조절한다. 본 발명에 의하면, 보다 정확하게 외부 열 유입량을 파악할 수 있고, 실제 발사체의 연료탱크로 유입되는 외부 열 유입량의 최대값을 모사하여 외부 열 유입량을 파악할 수 있으며, 극저온 연료탱크로의 외부 열의 유입경로를 보다 많이 고려할 수 있다.
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公开(公告)号：KR100760274B1
公开(公告)日：2007-09-19
申请号：KR1020060119596
申请日：2006-11-30
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: A method for aligning a thrust axis of a launch apparatus is provided to reduce a cost and to improving efficiency and accuracy by attaching an inclinometer at the launch apparatus. A method for aligning a thrust axis of a launch apparatus by using an inclinometer comprises the steps: installing a standard inclinometer bracket at the launch apparatus of which the other surface to be perpendicularly crossed to a shaft of the launch apparatus; installing an alignment inclinometer bracket to a nozzle; computing an angle between the shaft of the launch apparatus and the shaft vertically crossed with an earth axis; computing the angle between a nozzle axis and the shaft vertically crossed with the earth axis; and regulating the nozzle axis for difference of the angle between the nozzle axis and the shaft vertically crossed with the earth axis. The standard inclinometer is installed at the one surface of the standard inclinometer bracket. The alignment inclinometer is mounted at one surface of the alignment inclinometer bracket.
Abstract translation: 提供了一种用于对准发射装置的推力轴的方法，以通过在发射装置上安装倾斜仪来降低成本并提高效率和精度。 一种通过使用倾斜计对准发射装置的推力轴的方法包括以下步骤：在发射装置上安装标准倾斜计支架，其中另一表面垂直于发射装置的轴; 将一个对准的倾斜计支架安装到喷嘴上; 计算发射装置的轴与垂直与接地轴线交叉的轴之间的角度; 计算喷嘴轴线与垂直与地球轴线交叉的轴之间的角度; 并且调节喷嘴轴线，以使喷嘴轴线和垂直于接地轴线的轴线之间的角度不同。 标准倾角仪安装在标准倾斜计支架的一个表面。 对准倾斜计安装在对准倾斜计支架的一个表面。
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公开(公告)号：KR1020070049622A
公开(公告)日：2007-05-11
申请号：KR1020070039194
申请日：2007-04-23
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 발사체 엔진 등의 추진기관을 지상에서 연소 시험할 때에 극저온 추진제 저장용기 내 액체연료 및 산화제의 품질을 보다 효율적으로 관리하기 위한 극저온 추진제 속 비응축성 가압용 가스량 측정방법 및 측정장치에 관한 것이다. 본 발명에 따른 극저온 추진제 속 비응축성 가압용 가스량 측정방법은 극저온 추진제 저장용기의 상부를 해압하는 단계, 상기 저장용기 상부를 해압하면서 상기 극저온 추진제의 온도 및 상기 저장용기의 상부 압력을 측정하는 단계, 및 상기 저장용기의 상부 압력이 떨어진 후 변화하지 않기 시작하는 시점에서 상기 저장용기 상부의 해압을 중단하는 단계를 포함한다.
추진기관, 극저온 추진제, 가압용 가스-
公开(公告)号：KR100527605B1
公开(公告)日：2005-11-09
申请号：KR1020030087156
申请日：2003-12-03
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은, 액체 로켓에서의 추진제 동시 소진 제어 시스템에 관한 것으로, 산화제의 수위를 측정하여 소정 시간(t
s )마다 산화제 수위 변화율(Δh
Ox )을 산출하는 산화제 수위 변화율 산출 수단, 산화제의 소정 수위 계측 시마다 연료 수위를 계측하여 연료 완전 소진 시간(t
f )을 산출하고, 상기 연료 완전 소진 시간을 기초로 산화제 목표 수위 변화율(Δh
Ox, set )을 산출하는 산화제 목표 수위 변화율 산출 수단, 기 설정된 산화제 목표 수위 변화율을 상기 산화제 목표 수위 변화율 산출 수단으로부터 수신한 새로운 산화제 목표 수위 변화율로 재설정하고, 재설정된 산화제 목표 수위 변화율에 상기 산화제 수위 변화율 산출 수단으로부터 수신한 측정된 산화제 수위 변화율이 일치하도록 하는 산화제 유량 조절 제어 신호를 출력하는 산화제 소모량 제어 � �단, 및, 상기 산화제 소모량 제어수단으로부터 수신한 제어 신호를 기초로 산화제 유량을 조절하는 산화제 유량 조절 수단을 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다. 상기와 같은 구성에 의하면, 액체 로켓의 총추력을 최대화 할 수 있는 이점이 있다.
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