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公开(公告)号：KR101014787B1
公开(公告)日：2011-02-14
申请号：KR1020080083440
申请日：2008-08-26
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 액체로켓의 연소기 헤드에 관한 것으로서, 상부는 돔형으로 형성되고 그 내부에는 인젝터를 일정한 형태로 위치시키는 인젝터 페이스가 형성되어 있으며 그 중앙 상부에는 산화제 공급관이 연결된 헤드와, 상기 헤드의 플랜지부와 연소기를 김발구조물에 장착할 수 있도록 하는 조립링체 사이에 설치된 김발지지대를 포함하는 액체로켓 연소기에 있어서, 상기 산화제 공급관이 연결되는 연소기 헤드의 상면과 조립링체 사이에 헤드의 수직변형을 감소시키는 김발보강대가 설치된 것을 특징으로 하여, 연소기가 고압에서 작동 시 헤드의 변형을 감소시킬 수 있다.
액체로켓, 연소기, 헤드, 돔, 인젝터 페이스, 김발지지대, 수직보강재-
公开(公告)号：KR1020100024742A
公开(公告)日：2010-03-08
申请号：KR1020080083440
申请日：2008-08-26
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: A combustor head of a liquid propellant rocket is provided to facilitate the manufacture of a combustor by detachably installing a vertical reinforcing member inside a head. CONSTITUTION: A combustor head of a liquid propellant rocket comprises a head(110), a support(160), and a reinforcing frame(170). The head is domed. An injector and an injector pace face(112) are formed inside the head. An oxidizing agent supply pipe(140) is connected to the upper center of the head. The support is installed between a flange part(110a) of the head and an assembly ring body(150) for mounting a combustor. The reinforcing frame reduces the vertical deformation of the head between the upper side of the combustor head and the assembly ring body.
Abstract translation: 目的：提供液体推进剂火箭的燃烧器头部，以通过将头部内的垂直加强件可拆卸地安装来促进燃烧器的制造。 构成：液体推进剂火箭的燃烧器头包括头部（110），支撑件（160）和加强框架（170）。 头是圆顶。 头部内部形成有喷射器和喷射器起搏面（112）。 氧化剂供给管（140）连接到头部的上部中心。 支撑件安装在头部的凸缘部分（110a）和用于安装燃烧器的组装环体（150）之间。 加强框架减小了头部在燃烧器头部的上侧和组装环体之间的垂直变形。
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公开(公告)号：KR1020090073334A
公开(公告)日：2009-07-03
申请号：KR1020070141251
申请日：2007-12-31
Applicant: 한국항공우주연구원
CPC classification number: F02K9/64 , F02K9/96 , F05D2260/81
Abstract: A bidirectional regenerative cooling combustion chamber for a liquid rocket engine is provided to reduce the outermost diameter of an engine by positioning a fuel inlet pipe between the one end and head of a nozzle so that fuel bidirectionally flows in case two or more combustor are assembled. A bidirectional regenerative cooling combustion chamber(200) for a liquid rocket engine comprises: a fuel inlet pipe(110) being formed so that fuel flows into one side; a fuel ring which uniformly supplies the fuel flowed through the fuel inlet pipe to a cooling channel; an orifice inducing the supplied fuel to a head direction cooling channel or a nozzle direction cooling channel; and a return cooling channel inducing the fuel, supplied to the nozzle direction cooling channel, to the head direction in the end of the nozzle.
Abstract translation: 提供了一种用于液体火箭发动机的双向再生冷却燃烧室，用于通过将燃料入口管定位在喷嘴的一端和头部之间来减小发动机的最外径，使得在组装两个或多个燃烧器的情况下燃料双向流动。 用于液体火箭发动机的双向再生冷却燃烧室（200）包括：燃料进入管（110），其形成为使得燃料流入一侧; 燃料环，其将通过燃料入口管流动的燃料均匀地供应到冷却通道; 将供应的燃料引导到头部方向冷却通道或喷嘴方向冷却通道的孔口; 以及向喷嘴方向冷却通道供给燃料的返回冷却通道在喷嘴端部的头部方向。
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公开(公告)号：KR100666161B1
公开(公告)日：2007-01-09
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-
公开(公告)号：KR100614631B1
公开(公告)日：2006-08-21
申请号：KR1020030088182
申请日：2003-12-05
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은, 로켓 연소기 노즐냉각장치에 관한 것이다.
특히, 내측으로 챔버가 형성되는 원통형의 헤드부에 중공상의 몸체부가 고정결합되고 상기 몸체부를 일측에서 지지하는 지지부로 이루어지는 하우징과, 상기 헤드부의 챔버 내측으로 고정 결합되고, 내측으로 직경이 축소후 확대되는 노즐구가 형성되며 그 외주연으로 냉각수가 유동토록 원반형홈이 형성되는 노즐과, 상기 원반형홈에 소정간격 유지하며 끼워지는 한쌍의 인서트 슬랏를 포함하는 구성으로 이루어 진다.
이에따라, 로켓 엔진 연소기에서 고온의 가스와 접하게 되는 노즐을 높은 열로 부터 보호하기 위해 냉각수의 순환에 의해 효과적인 냉각이 이루어지고, 연소압을 안정하게 유지함으로서 노즐의 재사용을 가능토록 하여 시험에 소요되는 시간과 경비를 절감할 수 있도록 하는 것이다.
노즐, 연소기, 로켓-
Patent Agency Ranking
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-
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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：KR101803449B1
公开(公告)日：2017-11-30
申请号：KR1020150190814
申请日：2015-12-31
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본발명은액체로켓추진기관시험설비용엔진시뮬레이터에관한것이다. 본발명의일실시예에따른액체로켓추진기관시험설비용엔진시뮬레이터는추진제탱크(110);상기추진제탱크(110)와추진제공급라인(120)을매개로연결된터보펌프목업(130);상기터보펌프목업(130)에연결되어추진제를외부로배수하는드레인유닛(131);상기드레인유닛(131)과추진제탱크(110)에연결되어외부로배수되는추진제를상기추진제탱크(110)로재순환시키는메인재순환라인(132);상기추진제공급라인(120)에연결되어, 터보펌프목업(130)에극저온의추진제를유입시키고, 추진제탱크(110)에극저온의추진제를충전시킴과동시에상기추진제탱크(110)에서배출되는극저온의추진제를외부로배출하여실제엔진에극저온의추진제가충전배출되는과정을모사하며, 추진제충전배출배관및 상기추진제충전배출관(121a)에설치되어이를개폐하는개폐밸브(121b)로이루어진추진제충전배출라인(121);상기추진제탱크(110)에연결되어, 추진제탱크의내부로헬륨가스를순환방식으로공급하는헬륨가스공급라인(140);상기헬륨가스공급라인(140)에설치되어, 헬륨가스공급라인을통해추진제탱크(110)로유입되는헬륨가스의가압을제어하며, 직렬또는병렬로설치되는복수의솔레노이드밸브(141); 상기헬륨가스공급라인(140)에서추진제탱크와상기솔레노이드밸브(141) 사이에설치되어, 극저온의헬륨가스를 277~327℃로가열하여주는헬륨가열기(142); 및상기터보펌프목업(130)의일측에배관연결되는드레인라인(131a)을매개로상기터보펌프목업에연결되어, 상기드레인라인(131a)을통해배출되는극저온추진제의배수량을제어하는멈춤밸브(131b)를포함하며,상기추진제공급라인(120)에서상기터보펌프목업(130)을분리한후, 이를대신하여상기추진제공급라인(120)에연결되는연장관(151);상기연장관(151) 상에설치되어수류시험시, 극저온추진제의유량을일정하게조절하여캐치탱크로토출하는유량제어밸브(150);상기추진제공급라인(120)과추진제탱크(110)에연결되어추진제를상기추진제탱크로재순환시키는보조재순환라인(122); 및상기연장관(151)의상기유량제어밸브(150) 앞전에설치되어극저온추진제의배수량을제어하기위한멈춤밸브(152)를더 포함하고,상기추진제탱크(110), 추진제공급라인(120) 및터보펌프목업(130)에부착된센서모듈(111)을더 포함할수 있다.
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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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