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公开(公告)号：KR100573022B1
公开(公告)日：2006-04-24
申请号：KR1020030089668
申请日：2003-12-10
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: G01M99/00
Abstract: 본 발명은, 액체로켓엔진에서 인위적 주기함수를 발생시켜 인젝터 동특성 측정을 위한 압력교란장치에 관한 것이다.
특히, 유체탱크부로 부터 유입된 유체를 펄세이터부에서 인위적인 주기함수를 발생시켜 인젝터부로 배출하되, 상기 펄세이터부는 몸체 내측으로 유체가 임시 저장후 배출하기 위한 분배챔버와, 유체에 교란이 발생토록 상기 분배챔버 내부공간에 설치되는 펄세이터와, 유체가 이동되는 유로헤드를 개재하여 상기 인젝터부로 배출하기 위한 배출챔버 및, 배출되는 유체의 유량을 조절하는 유량제어밸브와 인젝터유입밸브가 각각 구비되는 구성으로 이루어진다.
이에따라, 연소시험시 연소가 안정된 환경에서 압력조절과 유량측정이 이루어질 수 있도록 하고, 압력섭동의 크기와 주파수 범위를 증가시켜 액체의 불균일성과 공동현상의 발생을 방지할 수 있도록 하는 것이다.
인젝터, 유량제어밸브, 인젝터유입밸브-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR1020100100417A
公开(公告)日：2010-09-15
申请号：KR1020090019303
申请日：2009-03-06
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: A mixture ratio control system for a gas generator and a control method thereof are provided to facilitate the change of the mixing ratio of oxidizer and fuel by controlling the flow rate of oxidizer and fuel. CONSTITUTION: A mixture ratio control system for a gas generator and a control method thereof comprises an oxidizer pump(OP), a fuel supply pump(FP), a turbine(T), an oxidizer pressure gauge(111), a fuel pressure indicator(121), an oxidizer throttle valve(113), a fuel throttle valve(123), and a controller. The oxidizer pump supplies oxidizer to a gas generator(GG) through an oxidizer supply pipe(110). The fuel supply pump supplies the fuel to a gas generator through a fuel supply pipe(120). The turbine drives the fuel supply pump and the oxidizer supply pump. The oxidizer pressure gauge measures the feed pressure of the oxidizer.
Abstract translation: 目的：提供一种用于气体发生器的混合比例控制系统及其控制方法，以通过控制氧化剂和燃料的流量来促进氧化剂和燃料的混合比的变化。 构成：用于气体发生器的混合比率控制系统及其控制方法包括氧化剂泵（OP），燃料供应泵（FP），涡轮机（T），氧化剂压力计（111），燃料压力指示器 （121），氧化剂节流阀（113），燃料节流阀（123）和控制器。 氧化剂泵通过氧化剂供应管（110）将氧化剂供应给气体发生器（GG）。 燃料供给泵通过燃料供给管（120）向燃气发生器供给燃料。 涡轮驱动燃料供应泵和氧化剂供应泵。 氧化剂压力表测量氧化剂的进料压力。
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公开(公告)号：KR1020090060831A
公开(公告)日：2009-06-15
申请号：KR1020070127772
申请日：2007-12-10
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: A system for emergency protection of a liquid rocket engine is provided to perform emergency protection operation by transmitting last emergency stop command in case the information processed in two or more signal processing parts are included under the emergency stop condition. A system for emergency protection of a liquid rocket engine comprises: a plurality of signal sensing parts(110) sensing the sensing information including the revolution per minute, vibration, pressure, temperature, and optical information of the liquid rocket engine; a plurality of signal processing parts(120) processing sensing information as a digital signal and comparing the processed sensing information with the critical condition stored in advance; an emergency stop control part(130) generating emergency stop signals stopping the liquid rocket engine in case the sensing information transmitted from two or more signal processing parts is deviated from the critical condition stored in advance at the same time; and a liquid rocket controller(140) controlling the drive of the liquid rocket engine and stopping the liquid rocket engine in an emergency according to the emergency stop signals.
Abstract translation: 提供一种用于液体火箭发动机的紧急保护的系统，以在紧急停止条件下包括在两个或多个信号处理部分中处理的信息的情况下，通过发送最后紧急停止命令来执行紧急保护操作。 一种用于液体火箭发动机的紧急保护的系统包括：多个信号感测部件（110），其感测包括液体火箭发动机的每分钟转数，振动，压力，温度和光学信息的感测信息; 多个信号处理部件（120）处理感测信息作为数字信号，并将处理过的感测信息与预先存储的危险条件进行比较; 在从两个以上信号处理部发送的感测信息同时偏离了预先存储的危险条件的情况下，产生停止液体火箭发动机的紧急停止信号的紧急停止控制部（130） 以及根据紧急停止信号，在紧急情况下控制液体火箭发动机的驱动并停止液体火箭发动机的液体火箭控制器（140）。
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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：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-
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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