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公开(公告)号：KR1020050078695A
公开(公告)日：2005-08-08
申请号：KR1020040006443
申请日：2004-01-31
Applicant: 국방과학연구소
IPC: F42B10/66
CPC classification number: F42B10/665
Abstract: 본 발명은 제트 베인 추력방향 조종 시스템에 관한 것이다. 종래 장치는 실제 작동 환경을 고려한 설계 기술상에 문제점을 내포하고 있으며, 특히 각 부품 조합 설계 측면에서 현실적으로 신뢰성이 결여되어 있다. 본 발명은 제트 베인의 회전각도가 최대 ±30°까지 작동되어 유도탄의 추력방향 조종 및 고기동성 성능이 크게 향상되며, 유도탄의 정해진 비행시간 동안 구성 요소들의 손상을 확실하게 방지하여 유도탄의 추력방향 조종이 더욱 정확하게 이루어지게 되고, 특히 모듈화 설계함으로써 제작 및 조립과정에서 보다 정밀하고 신뢰성 있는 시스템을 구현하였다.
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公开(公告)号：KR100742596B1
公开(公告)日：2007-08-02
申请号：KR1020060016958
申请日：2006-02-21
Applicant: 국방과학연구소
IPC: F02K9/08
Abstract: A side thruster module is provided to minimize the size of an airplane in a direction perpendicular to the longitudinal direction so as to accomplish a slim structure and generate an appropriate propulsion force. A side thruster module includes an airplane body skin(10), a first thruster(20), and a shift nozzle(30). The airplane body skin is a hollow member extending in the longitudinal direction of an airplane. The airplane body skin has screw grooves formed at both ends thereof to be coupled to a front skin(100) and a rear skin(200). The first thruster is disposed in the longitudinal direction of the airplane and extends in the same direction. The first thruster may be a plurality of thrusters disposed in the circumferential direction of the airplane body skin. The shift nozzle has an inlet port connected to an outlet port of the first thruster, and an outlet port to generate a thrust force in the radial direction of the airplane body skin.
Abstract translation: 提供侧推进器模块以使飞机在垂直于纵向的方向上的尺寸最小化，从而实现纤细的结构并产生适当的推进力。 侧推进器模块包括飞机本体蒙皮（10），第一推进器（20）和换档喷嘴（30）。 飞机机身蒙皮是沿飞机纵向延伸的中空部件。 飞机本体蒙皮在其两端形成有螺纹槽，以连接到前蒙皮（100）和后蒙皮（200）。 第一推进器沿飞机的纵向设置并沿相同的方向延伸。 第一推进器可以是沿飞机主体蒙皮的圆周方向设置的多个推进器。 换档喷嘴具有连接到第一推力器的出口端口的入口端口和用于在飞机机身蒙皮的径向方向上产生推力的出口端口。
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公开(公告)号：KR1019950007640B1
公开(公告)日：1995-07-13
申请号：KR1019920010786
申请日：1992-06-20
Applicant: 국방과학연구소
CPC classification number: B64G1/403 , F02K9/346 , F16J15/14 , Y10T29/49346
Abstract: coating a silicon sealant to a predetermined uniform thickness over the thermal insulation of the motor case and nozzle assembly; fastening a plurality of spacing bolts having threaded ends into the corresponding threaded spacing holes of the nozzle flange; aligning the nozzle assembly with the motor case such that an end of the after dome flange of the motor case is positioned over the first O-ring; maintaining the interior of the motor case at a primary vacuum pressure to move voids from the silicon sealant; applying a secondary vacuum pressure higher than the primary vacuum pressure to the interior of the motor case to move the nozzle assembly toward the motor case; and fastening the high strength bolts into the threaded holes of the motor case.
Abstract translation: 在电机壳体和喷嘴组件的隔热层上涂覆硅密封剂至预定的均匀厚度; 将具有螺纹端的多个间隔螺栓紧固到喷嘴凸缘的相应螺纹间隔孔中; 将喷嘴组件与电动机壳体对准，使得电动机壳体的后圆顶凸缘的端部位于第一O形环上方; 将电动机壳体的内部保持在初级真空压力下以从硅密封剂移动空隙; 将高于初级真空压力的二次真空压力施加到电动机壳体的内部，以使喷嘴组件朝向电动机壳体移动; 并将高强度螺栓紧固到电动机壳体的螺纹孔中。
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公开(公告)号：KR101366820B1
公开(公告)日：2014-02-26
申请号：KR1020120054155
申请日：2012-05-22
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 본 발명은 파열디스크에 관한 것으로 더욱 상세하게는, 다단의 추진 챔버가 구비되는 로켓의 각 챔버 사이에 구비되는 파열디스크의 중앙을 관통하여 상기 로켓의 점화 추진모듈이 설치될 수 있도록 중공이 형성된 파열디스크에 관한 것이다.
이를 위하여 본 발명은 다단의 추진 챔버가 구비되는 로켓의 각 챔버 사이에 설치되는 파열디스크에 있어서, 상기 파열디스크는 상기 파열디스크의 파열압력을 조절하는 파열홈이 구비되는 돔부와, 상기 돔부의 둘레를 따라 형성되어 상기 챔버의 내벽면에 결합되는 플랜지 및 상기 돔부의 중앙에 형성되어 상기 로켓의 점화 추진모듈이 결합될 수 있는 중공을 포함된다.-
公开(公告)号：KR1020130130384A
公开(公告)日：2013-12-02
申请号：KR1020120054155
申请日：2012-05-22
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: The present invention relates to a rupture disk, and more specifically to a rupture disk with formation of hollowness so that an ignition propulsion module of a rocket may be installed by penetrating through a center of the rupture disk provided between each chamber of the rocket having multi-stage propulsion chambers. For this, the present invention provides a rupture disk installed between each chamber of the rocket having multi-stage chambers, which comprises; a dome part provided with a rupture groove to control rupture pressures of the rupture disk; and a flange formed along the periphery of the dome part to be combined to an inside wall of the chamber; and hollowness formed in the center of the dome part to allow combining of an ignition propulsion module of the rocket.
Abstract translation: 本发明涉及一种破裂盘，更具体地说，涉及一种具有中空度的破裂盘，使得可以通过穿过设置在具有多个火箭的火箭的每个室之间的破裂盘的中心来安装火箭的点火推进组件 级推进室。 为此，本发明提供一种安装在具有多级室的火箭的每个室之间的破裂盘，包括： 具有破裂槽的圆顶部分，用于控制破裂盘的破裂压力; 以及沿着所述圆顶部的周边形成的凸缘，以与所述腔室的内壁组合; 并且形成在圆顶部分的中心的中空部，以允许组合火箭的点火推进模块。
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公开(公告)号：KR101354161B1
公开(公告)日：2014-01-27
申请号：KR1020120049220
申请日：2012-05-09
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 본 발명은 다단 추진기관의 격벽에 관한 것으로서, 본 발명에 따른 다단 추진기관의 격벽은, 저단 추진기관과 고단 추진기관 사이에 설치되며, 복수의 확공과, 점화기 체결공이 형성된 몸체;와, 상기 몸체의 일측에 결합되는 제1내열재;와, 상기 몸체의 타측에 결합되는 제2내열재;가 포함되는 것을 특징으로 한다.
이상 상술한 바와 같은 본 발명에 의하면, 저단 추진기관의 연소시 압력 및 열로 인하여 고단 추진기관을 점화시키지 않으며, 고단 추진기관의 연소시 몸체에 가해지는 압력에 의해 몸체가 파손되지 않고 열에 의한 용융을 견딜 수 있는 장점이 있다.-
公开(公告)号：KR1020130125584A
公开(公告)日：2013-11-19
申请号：KR1020120049220
申请日：2012-05-09
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: The present invention relates to a bulkhead of multi-stepped propeller. The bulkhead of multi-stepped propeller according to the present invention comprises: a body installed between a lower propeller and an upper propeller and in which a plurality of holes and an igniter combining hole are formed; a first insulation member connected to one side of the body; and a second insulation member connected to the other side of the body. According to the present invention, the upper propeller is not ignited by the pressure and the heat when the lower propeller is combusted. The body is not damaged by the pressure applied to the body when the upper propeller is combusted and is prevented from fusing caused by the heat.
Abstract translation: 本发明涉及多级螺旋桨的舱壁。 根据本发明的多级螺旋桨的隔壁包括：安装在下螺旋桨和上螺旋桨之间并且其中形成有多个孔和点火器组合孔的主体; 连接到所述主体的一侧的第一绝缘构件; 以及连接到所述主体的另一侧的第二绝缘构件。 根据本发明，当下螺旋桨燃烧时，上螺旋桨不被压力和热量点燃。 当上部螺旋桨燃烧时，身体不会受到施加到身体上的压力的损害，并且防止热量引起的熔化。
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公开(公告)号：KR100540182B1
公开(公告)日：2006-01-11
申请号：KR1020040006443
申请日：2004-01-31
Applicant: 국방과학연구소
IPC: F42B10/66
CPC classification number: F42B10/665
Abstract: 본 발명은 제트 베인 추력방향 조종 시스템에 관한 것이다. 종래 장치는 실제 작동 환경을 고려한 설계 기술상에 문제점을 내포하고 있으며, 특히 각 부품 조합 설계 측면에서 현실적으로 신뢰성이 결여되어 있다. 본 발명은 제트 베인의 회전각도가 최대 ±30°까지 작동되어 유도탄의 추력방향 조종 및 고기동성 성능이 크게 향상되며, 유도탄의 정해진 비행시간 동안 구성 요소들의 손상을 확실하게 방지하여 유도탄의 추력방향 조종이 더욱 정확하게 이루어지게 되고, 특히 모듈화 설계함으로써 제작 및 조립과정에서 보다 정밀하고 신뢰성 있는 시스템을 구현하였다.
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