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公开(公告)号：KR100499797B1
公开(公告)日：2005-07-07
申请号：KR1020020073564
申请日：2002-11-25
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/62
Abstract: 본 발명은 연료와 산화제가 완전 연소되도록 배플이 설치된 로켓 엔진에 관한 것으로서, 특히 소재 수급이 용이할 뿐 아니라 제작 및 가공이 용이한 배플이 설치된 로켓 엔진에 관한 것이다.
본 발명에 따른 로켓 엔진은 연료와 산화제를 혼합하여 분사시키는 혼합기와, 상기 혼합기의 후단에 연료와 산화제가 연소되는 공간을 형성하는 연소실과, 상기 혼합기로부터 분사되는 연료와 산화제가 완전 연소되도록 상기 혼합기의 후단에 상기 연소실 일부를 구획하도록 설치되는 복수개의 배플로 구성되고, 상기 배플은 상기 연소실의 열이 상기 혼합기 측으로 전달되지 않도록 프레임에 내열재가 감겨진 형태로 제작됨으로 소재 수급이 용이할 뿐 아니라 제작 및 가공이 용이하여 생산 원가를 절감할 수 있고, 생산성을 향상시킬 수 있는 이점이 있다.-
公开(公告)号：KR1020050056627A
公开(公告)日：2005-06-16
申请号：KR1020030089667
申请日：2003-12-10
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/96
Abstract: 본 발명은 액체로켓엔진용의 고유량 분사기의 분무의 2차원 질량비 분포를 측정하기 위한 액체로켓엔진 고유량 분사기의 분무 형태 측정장치에 관한 것이다.
특히, 수직프레임과 상기 수직프레임의 높이방향을 따라 이격되는 수평프레임으로 이루어지는 하우징부와, 사각 격자 형상의 정사각다발튜브이 중앙에 설치되어 상부에서 분사되는 유체를 채집하는 채집부와, 일단이 상기 정사각다발튜브에 단부에 끼워진 원형튜브가 저부로 연장 형성되는 분배부 및, 상기 원형튜브를 통해 배출되는 유체를 집수하는 측정부로 이루어진다.
이에 따라, 액체로켓 엔진 개발의 초기 단계에서 수행될 연소시험 이전에 2차원적인 질량분포를 정확하게 계측할 수 있고, 측정 시의 높은 정확도와 채집효율을 확보하여 채집 오차 발생 요인을 최소화할 수 있도록 하는 것이다.-
公开(公告)号：KR1020030028150A
公开(公告)日：2003-04-08
申请号：KR1020010060153
申请日：2001-09-27
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/52
Abstract: PURPOSE: An ortho-radial injector array is provided to prevent damage of injector by maintaining a uniform distribution of combustion area through the use of combination of orthogonal and radial injectors. CONSTITUTION: A plurality of unit injectors(10) are arrayed on a liquid rocket engine injector plane(11), wherein each of unit injectors has two oxidizing agent injection holes(1) formed at the center portion of the unit injector and two fuel injection holes(2) formed at the side portion of the unit injector. The unit injectors are arrayed on the liquid rocket engine injector plane in an ortho-radial fashion where an orthogonal fashion and a radial fashion are combined. Fuel injection holes(3) for cooling are disposed in the portion which does not allow for ease of installation of unit injectors.
Abstract translation: 目的：通过使用正交和径向注射器的组合，通过保持燃烧区域的均匀分布来提供正射径喷射器阵列以防止喷射器损坏。 构成：多个单元喷射器（10）排列在液体火箭发动机喷射器平面（11）上，其中每个单元喷射器具有形成在单元喷射器的中心部分的两个氧化剂喷射孔（1）和两个燃料喷射 形成在单元喷射器的侧部的孔（2）。 单元喷射器以垂直 - 径向方式排列在液体火箭发动机喷射器平面上，其中组合正交方式和径向方式。 用于冷却的燃料喷射孔（3）设置在不容易安装单元喷射器的部分中。
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公开(公告)号：KR1020010066307A
公开(公告)日：2001-07-11
申请号：KR1019990067906
申请日：1999-12-31
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: G01N15/02
Abstract: PURPOSE: A technique for measuring spraying by using two light polarization is provided to measure a polarization ratio of scattering light beams from a liquid drop by using two color CCD cameras and two light beams of different colors having polarization perpendicular to each other, thereby measuring a size of the whole spraying in a short time at a low cost. CONSTITUTION: In a technique for measuring spraying by using two light polarization, a size of particles is measured with color CCD cameras(12,14) by using polarized dual light beams which have difference wave length from each other and are polarized perpendicularly to each other by passing through via a cylindrical lens(13) controlling a thickness and a mirror reflection plate(10) from a single sheet beam(9) generated by a cylindrical beam expander(8).
Abstract translation: 目的：提供一种通过使用两种光偏振来测量喷射的技术，以通过使用两个彩色CCD照相机和具有彼此垂直的偏振的两种不同颜色的光束来测量来自液滴的散射光的偏振比，从而测量 整个喷涂的尺寸在短时间内以低成本。 构成：在通过使用两个光偏振来测量喷涂的技术中，通过使用彼此具有差波长并且彼此垂直偏振的偏振双光束，用彩色CCD照相机（12,14）测量颗粒的尺寸 通过经由圆柱形扩束器（8）产生的单张片（9）经由控制厚度的柱面透镜（13）和镜反射板（10）穿过。
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公开(公告)号：KR1020120070011A
公开(公告)日：2012-06-29
申请号：KR1020100131390
申请日：2010-12-21
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: A device for rotating liquid rocket engine is provided to minimize necessary torque by positioning a rotary shaft in the center of gravity of an engine, and to generate the torque with little power using a worm gear pack. CONSTITUTION: A device for rotating liquid rocket engine comprises an engine fixing ring(50), a lower frame(60), and a worm gear pack(70). The lower frame supports the engine fixing ring. The engine fixing ring comprises a frame for fixing the center of gravity of a fixing ring, a frame for fixing an engine gimbal mount, and a plate for fixing the engine gimbal mount. The worm gear pack is inserted into the lower frame.
Abstract translation: 目的：提供一种用于旋转液体火箭发动机的装置，通过将旋转轴定位在发动机的重心中并使用蜗轮组产生小功率的扭矩来最小化所需的扭矩。 构成：用于旋转液体火箭发动机的装置包括发动机固定环（50），下部框架（60）和蜗轮组件（70）。 下框架支撑发动机固定环。 发动机固定环包括用于固定固定环的重心的框架，用于固定发动机万向架安装架的框架和用于固定发动机万向架安装件的板。 蜗轮组件插入下框架。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR101117570B1
公开(公告)日：2012-03-09
申请号：KR1020090083101
申请日：2009-09-03
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본발명은실제로켓의발사시에추진제에가스가용해되는상태가엔진에미치는영향을지상에서정확하고빠르며간편하게모사하는액체로켓엔진추진제의가스함유모사시험방법및 모사시험장치를개시(introduce)한다. 상기다른기술적과제를이루기위한본 발명에따른액체로켓엔진추진제의가스함유모사시험장치는추진제저장탱크안에설치되어비응축성가스와추진제의포화증기의혼합물을저장하는작은용기(5), 상기작은용기내부의압력을측정하는압력센서(P3), 상기작은용기에연결된혼합물충전밸브(6) 및상기작은용기에연결된드레인밸브(15)를구비한다.
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公开(公告)号：KR101093544B1
公开(公告)日：2011-12-14
申请号：KR1020090041723
申请日：2009-05-13
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 극저온 유체를 작동 매질로 하는 펌프의 캐비테이션 특성을 확인하는 시험에 관한 것이다. 펌프의 캐비테이션 시험을 수행함에 있어서 펌프 입구에서 열역학적 파라미터들을 변화시켜야 하는데, 본 발명에서는 펌프 입구에서 극저온 액체만의 포화상태 또는 2상(액체상+기체상)을 갖는 포화상태유동을 만들기 위하여 펌프에 사용되는 작동 매질과 동일한 액체를 기체상으로 만들어서 극저온 유체 공급관에 투입하고 혼합시키는 방법을 사용한다.
본 발명은 펌프(16)의 캐비테이션 시험을 위한 극저온 액체를 담고 있는 저장탱크(1)와 저장탱크(1)로부터 펌프(16)로 연결된 극저온유체 공급배관라인(31) 그리고 극저온 액체를 기체상으로 만들어서 극저온유체 공급배관라인(31)에 투입하기 위한 기체상 공급배관라인(32)으로 구성되어 있다. 기체상 공급배관라인(32)에는 가열식열교환기(11)가 설치되어 극저온 액체를 가열하여 기체상으로 만들고, 기체상의 유량을 조절함에 따라 펌프(16)의 입구에서 액체포화유동상태 및 2상(증기상 포함)포화유동상태을 만들 수 있게 되어 있다.
극저온 유체, 캐비테이션, 펌프, 액체포화유동상태, 2상포화유동상태, 시험설비-
公开(公告)号：KR1020110024914A
公开(公告)日：2011-03-09
申请号：KR1020090083101
申请日：2009-09-03
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: A gas containing simulation test method and a propellant supply system for a liquid-propellant rocket engine are provided to conveniently and accurately simulate the gas saturated state of a propellant, being implemented in the actual launching or flight of a rocket, on the ground. CONSTITUTION: A gas containing simulation test method for a liquid-propellant rocket engine is as follows. A required quantity of propellant is charged in a propellant tank through a propellant tank charge rocket valve of a propellant supply system(1). Non-condensable gas and propellant steam are charged in a small container installed under the propellant tank through a small container gas mixture charge valve up to the pressure corresponding to the saturated state. The propellant tank is pressurized through a propellant tank pressurization valve to 1.25 times the pressure at the time of charge. Gas bubble is supplied to the propellant through a gas bubble supply valve(7) and a gas injector(8) while maintaining the pressure of the propellant tank. The gas bubble supply to the propellant is cut off by closing the gas bubble supply valve at the designated timing. The pressure of the propellant tank is lowered through a propellant tank pressure control valve(11) and checks the region in which the pressure is constant. The propellant tank is pressurized through the propellant tank pressurization valve so as to maintain the saturated state.
Abstract translation: 目的：提供一种含气体模拟试验方法和液体推进剂火箭发动机的推进剂供应系统，以方便，准确地模拟在实际发射或飞行中的推进剂在地面上的气体饱和状态 。 构成：液体推进剂火箭发动机的含气体模拟试验方法如下。 通过推进剂供应系统（1）的推进剂罐充电火箭阀将所需量的推进剂装入推进剂罐中。 将不可冷凝气体和推进剂蒸汽通过小容器气体混合物充气阀装入安装在推进剂罐下方的小容器中，直到达到饱和状态的压力。 推进剂罐通过推进剂罐加压阀加压至充电时的1.25倍压力。 在保持推进剂罐的压力的同时，气泡通过气泡供给阀（7）和气体喷射器（8）供应到推进剂。 通过在指定的时间关闭气泡供应阀来切断对推进剂的气泡供应。 推进剂罐的压力通过推进剂罐压力控制阀（11）降低，并检查压力恒定的区域。 推进剂罐通过推进剂罐加压阀加压，以保持饱和状态。
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公开(公告)号：KR100911454B1
公开(公告)日：2009-08-11
申请号：KR1020070127772
申请日：2007-12-10
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명에 따르면, 액체로켓엔진의 회전수 정보, 진동 정보, 압력 정보, 온도 정보, 연소되는 불꽃의 감지에 따른 광학 정보를 포함한 센싱정보를 감지하여 전송하는 복수 개의 신호감지부; 각각의 신호감지부에 대응되도록 구비되고, 상기 신호감지부에서 전송받은 센싱정보를 디지털 신호 처리하고, 처리된 센싱정보와 기 저장된 임계조건을 상호 비교하여 비교 결과를 전송하는 복수 개의 신호처리부; 신호처리부로부터 비교결과를 전송받고, 2개 또는 2개 이상의 신호처리부에서 전송받은 각각의 센싱정보가 기 저장된 임계조건을 동시에 벗어난 경우, 액체로켓엔진을 비상 정지시키기 위한 비상정지신호를 발생하는 비상정지제어부; 및 액체로켓엔진의 구동을 제어하되, 비상정지제어부로부터 비상정지신호를 전송받는 경우 액체로켓엔진을 비상 정지시키는 액체로켓제어부를 포함하는 액체로켓엔진 비상보호 시스템이 제공된다. 개시된 액체로켓엔진 비상보호 시스템에 따르면, 신호감지부와 신호처리부를 다중으로 구축하고 2개 또는 2개 이상의 신호처리부에서 처리된 정보가 동시에 비상정지 요건에 해당되는 경우 액체로켓엔진의 비상보호가 수행되며, 별도의 모사신호의 검증을 통해 비상보호 시스템의 신뢰성 향상을 꾀할 수 있다.
액체로켓엔진, 센서, 비상정지, 비상보호-
公开(公告)号：KR1020060076550A
公开(公告)日：2006-07-04
申请号：KR1020040115009
申请日：2004-12-29
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/62
Abstract: 본 발명은 액체로켓 연소기의 분사기형 배플에 관한 것으로, 특히 연소기의 분사헤드 분사면에 설치되어 연소실 내에서 추진제의 연소시 발생하는 고온, 고압의 조건에서 자체 내부냉각기능을 가지고 있어 파손되지 않으며, 액체연료와 산화제의 분사기능을 가지고 있어 연소효율을 높이면서도, 종래의 배플이 갖는 연소안정화를 이룰수 있는 액체로켓의 연소기의 분사기형 배플에 관한 것이다.
상기한 목적을 달성하기 위한 본 발명의 제 1특징은 액체로켓의 연소기 분사헤드의 분사면에 설치되어 연소실의 일부를 구획하는 배플에 있어서, 상기 배플은 액체연료와 산화제를 연소실로 분사시키는 다수의 분사기가 분사헤드의 분사면에 돌출되게 설치되어 연소실의 일부를 구획하도록 상기 다수의 분사기가 분사헤드 분사면상의 중앙부에 환형의 격벽을 이루도록 설치되며, 또한 다수의 분사기가 상기 환형의 격벽 외주로 방사형의 격벽을 이루도록 설치되는 액체로켓 연소기의 분사기형 배플에 있다.
액체로켓엔진, 로켓, 연소실, 연소안정화장치, 내부냉각
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