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公开(公告)号：KR101844518B1
公开(公告)日：2018-04-02
申请号：KR1020170063522
申请日：2017-05-23
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: B64G5/00
CPC classification number: B64G5/00
Abstract: 본발명의일 실시예에따른발사체고정시스템은, 발사대스탠드에형성된발사체삽입로를둘러싸는형태로상기발사대스탠드위에설치되는제1 고정대; 및제2 고정대, 상기제2 고정대의위치를조절하는위치조절부및 상기위치조절부를지지하는지지부를가지고, 상기제1 고정대의바깥쪽에설치되며, 개방모드와고정모드를전환할수 있는복수개의전환식고정장치;를포함한다. 상기개방모드에서, 상기위치조절부는상기제2 고정대가상기제1 고정대보다상기발사체삽입로에가까운방향으로더 돌출되지않도록상기제2 고정대를상기발사체삽입로에서멀어지는방향으로이동시키고, 상기고정모드에서, 상기위치조절부는상기제2 고정대의아랫면이상기제1 고정대의윗면과맞닿도록상기제2 고정대를이동시킨다.
Abstract translation: 根据本发明的一个实施例的抛射物固定系统包括：第一夹具，其以包围形成在发射架上的抛射物插入路径的形式安装在发射架上; 以及多个可切换单元，其设置在第一固定单元的外部并且能够在打开模式和固定模式之间切换， 和一个固定装置。 在开放模式下，位置控制部向所述第二支承单元从更加在方向突出移动靠近所述射弹插入比的方向上的第二固定台虚拟基础第一引导从插入到在固定模式弹丸远， 并且位置调节器移动第二固定台，以便抵接第二固定基座的下固定基座1固定基座的上表面。
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公开(公告)号：KR1020150136275A
公开(公告)日：2015-12-07
申请号：KR1020140063508
申请日：2014-05-27
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본발명은파이로에의한구속해제모듈을지상용플레이트에설치한파이로고정분리장치에관한것으로서, 상기구속해제모듈은, 상기비행용플레이트와상기지상용플레이트에연결되며, 확장및 수축에의해상기비행용플레이트와상기지상용플레이트상호간을구속및 해제시키는콜렛; 상기콜렛의내부로체결되어상기콜렛내부의전단이동에의한상기콜렛의확장과상기콜렛내부의후단이동에의한상기콜렛의수축을유도하는확장수축유도부재; 및상기확장수축유도부재를후단으로이동시키는제1구속해제수단;을포함하도록설치하여, 발사체의전체무게를경감시킨파이로고정분리장치에관한것이다.
Abstract translation: 本发明涉及一种有效载荷喷射或分离装置，其中限制和释放模块安装在用于通过火焰进行研磨的板中。 此外，限制释放模块包括：与板的飞行连接的夹头和用于地面的板，并且用于通过膨胀和收缩来限制和释放用于飞行的板和用于地面的板之间的间隙; 紧固在夹头内的膨胀和收缩诱导构件，用于通过夹头内的前端运动引起夹头的膨胀，以及通过筒夹内的后端运动来收缩夹头; 以及用于使膨胀和收缩诱导构件向后端移动的第一限制释放装置。 因此，热解固定分离装置能够减少抛射体的总重量。
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公开(公告)号：KR1020150133969A
公开(公告)日：2015-12-01
申请号：KR1020140060675
申请日：2014-05-21
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: B64G1/64
CPC classification number: B64G1/64
Abstract: 본발명은마주하는단 상호간의플레이트에각각적어도하나가형성되며, 상기배관은구면축수베어링에의해상기배관의축정렬각이제어되는분리공압커넥터에관한것으로, 복수개의다단으로형성된발사체의각 단의연결부위에형성되어단 상호간의분리를용이하게수행시키는분리공압커넥터에관한것이다.
Abstract translation: 本发明涉及一种分离气动连接器，其具有在彼此面对的每个端板上的至少一个轴控制装置，并且管的轴对准角度由球形提升轴承控制。 分离气动连接器形成在多级形成的射弹的每个端部的连接部分中，以容易地将端部彼此分离。
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公开(公告)号：KR1020030076120A
公开(公告)日：2003-09-26
申请号：KR1020020015791
申请日：2002-03-22
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F41F3/00
CPC classification number: F41F3/04 , F17C13/04 , F17C2221/017
Abstract: PURPOSE: A separable system for a helium pressure valve of a rocket is provided to improve the reliability and the safety by attaching and detaching an umbilical valve from the rocket conveniently in launching and by converting the position according to fluctuation of the helium supply pipe. CONSTITUTION: A separable system of a helium pressure valve(32) comprises a helium supply pipe(23) connected to a helium tank; an umbilical valve detachably assembled with the helium supply pipe to supply compressed helium; a pneumatic pressure supply unit separating the umbilical valve from the helium supply pipe automatically by supplying air to the umbilical valve; an LM guide(50) moving linearly and conveniently in separating the umbilical valve from the helium supply pipe; a plate(60) mounting the LM guide and a bolt assembling part; and a pneumatic driving unit combined with the bolt assembling part to transfer the plate.
Abstract translation: 目的：提供火箭氦压力阀的可分离系统，通过将脐带阀从火箭上轻松安装和拆卸，通过氦气供应管的波动方便地发射和转换位置，提高了可靠性和安全性。 构成：氦压力阀（32）的可分离系统包括连接到氦气罐的氦气供应管（23）; 氦气阀与氦气供应管可拆卸地组装以供应压缩氦气; 气动供给单元，通过向脐带阀供给空气来自动分离脐带阀与氦气供给管; LM引导件（50）在将脐带阀与氦气供应管分离时线性地和方便地移动; 安装LM导轨和螺栓组装部件的板（60）; 以及与所述螺栓组装部结合的气动驱动单元以转移所述板。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR1020180096265A
公开(公告)日：2018-08-29
申请号：KR1020170022744
申请日：2017-02-21
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본발명은로켓엔진의재점화가가능한점화시스템에관한것으로, 더욱상세하게는, 다단연소로켓엔진의발사체의상단부에주로사용되는로켓엔진의재점화가가능하도록한 점화시스템에관한것이다.
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公开(公告)号：KR1020170079821A
公开(公告)日：2017-07-10
申请号：KR1020150190799
申请日：2015-12-31
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 로켓엔진추진제용연료냉각및 가열장치가개시되어있다. 개시된로켓엔진추진제용연료냉각및 가열장치는냉각냉매또는가열냉매가충진되는밀폐형케이스; 상기밀폐형케이스의내부에배치된채, 추진제연료인케로신을냉각냉매또는가열냉매와열교환하기위한열교환기; 및상기밀폐형케이스에설치된채, 상기가열냉매를가열하기위한가열히터;를포함하는것을특징으로한다.
Abstract translation: 公开了一种用于火箭发动机推进剂的燃料冷却和加热装置。 所公开的用于火箭发动机推进剂的燃料冷却和加热装置包括填充有冷却制冷剂或加热制冷剂的密封壳体; 一种设置在密闭壳体内的热交换器，用于用冷却制冷剂或加热制冷剂交换煤油作为推进剂燃料; 加热器安装在密封外壳内并加热加热的制冷剂。
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公开(公告)号：KR101583660B1
公开(公告)日：2016-01-19
申请号：KR1020140063508
申请日：2014-05-27
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본발명은파이로에의한구속해제모듈을지상용플레이트에설치한파이로고정분리장치에관한것으로서, 상기구속해제모듈은, 상기비행용플레이트와상기지상용플레이트에연결되며, 확장및 수축에의해상기비행용플레이트와상기지상용플레이트상호간을구속및 해제시키는콜렛; 상기콜렛의내부로체결되어상기콜렛내부의전단이동에의한상기콜렛의확장과상기콜렛내부의후단이동에의한상기콜렛의수축을유도하는확장수축유도부재; 및상기확장수축유도부재를후단으로이동시키는제1구속해제수단;을포함하도록설치하여, 발사체의전체무게를경감시킨파이로고정분리장치에관한것이다.
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公开(公告)号：KR101381569B1
公开(公告)日：2014-04-14
申请号：KR1020120117301
申请日：2012-10-22
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: The present invention relates to a thrust measuring system and method for a high altitude simulation test with a diffuser which can test the accurate thrust of an upper propulsion of a space launch vehicle by previously compensating various resistance components connected to the upper propulsion through a propulsion measuring device prior to a combustion test. The thrust measuring system according to an embodiment of the present invention employs the diffuser for measuring the thrust of the space launch vehicle at the time of combustion test on an propulsion engine of the space launch vehicle, and includes a thrust measuring/compensating device, the propulsion engine of the space launch vehicle, a vacuum chamber, and the diffuser.
Abstract translation: 本发明涉及一种用于具有扩散器的高空模拟试验的推力测量系统和方法，其可以通过预先补偿通过推进测量连接到上部推进器的各种阻力分量来测试空间运载火箭的上推进的精确推力 装置在燃烧试验之前。 根据本发明的实施例的推力测量系统使用扩散器来测量在空间运载火箭的推进发动机上的燃烧试验时的空间运载火箭的推力，并且包括推力测量/补偿装置， 太空运载火箭的推进发动机，真空室和扩散器。
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公开(公告)号：KR1020120022040A
公开(公告)日：2012-03-09
申请号：KR1020100085093
申请日：2010-08-31
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: A testing device for an outer heat inflow calculation to a fuel tank of very low temperatures and a testing method thereof are provided to consider lots of outer heat inflow paths to a fuel tank of very low temperatures and a measured value can be reflected in a projectile operation. CONSTITUTION: A testing device(100) for an outer heat inflow calculation to a fuel tank of very low temperatures comprises a fuel tank of very low temperatures(1), an outer cover(2), a gas feeding part(3), a measurement part, and a pressure controller(5). The fuel tank of very low temperatures plans a fuel tank of an actual projectile and is filled with the fuel(6) of very low temperatures. The outer cover covers the external side of the fuel tank of very low temperatures. The gas feeding part supplies gas(7) between the fuel tank of very low temperatures and outer cover. The measurement part measures an inner state of the fuel tank of very low temperatures. The pressure controller controls the pressure inside the fuel tank of very low temperatures.
Abstract translation: 目的：提供一种用于对非常低温度的燃料箱进行外部热流入计算的测试装置及其测试方法，以考虑到非常低温度的燃料箱的大量外部热流入路径，并且测量值可以反映在 射弹作战。 构成：用于对非常低温度的燃料箱进行外部热流入计算的测试装置（100）包括非常低温度的燃料箱（1），外盖（2），气体供给部分（3）， 测量部件和压力控制器（5）。 极低温度的燃油箱计划了一个实际射弹的燃油箱，并装满了极低温度的燃油（6）。 外盖覆盖非常低温度的燃油箱的外侧。 供气部分在非常低温的燃料箱和外盖之间提供气体（7）。 测量部件测量非常低温度的燃油箱的内部状态。 压力控制器控制燃料箱内的压力极低。
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