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公开(公告)号：KR101257877B1
公开(公告)日：2013-04-23
申请号：KR1020120119221
申请日：2012-10-25
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: PURPOSE: A flying object with an integral wing is provided to minimize a drag force by smoothly forming the external skin of a flying object and to prevent damage from deformation due to heat using a coupling member. CONSTITUTION: A flying object with an integral wing comprises a body part, an operation wing, and a tail wing(40). The body part is extended in one way direction, and the operation wing is installed to be close to one end of the body part. An area of the tail wing is arranged in the other end of the body part, and comprises a nozzle assembly(410), an external skin(420), and a wing part(421). The nozzle assembly is formed in the inner side of the body part and discharges a combusted propellant to the outside.
Abstract translation: 目的：提供具有整体翼的飞行物体，以通过平滑地形成飞行物体的外部皮肤并且防止由于使用联接构件的热而引起的变形而损坏。 构成：具有整体翼的飞行物体包括主体部分，操作翼和尾翼（40）。 主体部分沿单向方向延伸，操作翼安装成接近身体部分的一端。 尾翼的区域布置在主体部分的另一端，并且包括喷嘴组件（410），外部皮肤（420）和翼部（421）。 喷嘴组件形成在主体部分的内侧，并将燃烧的推进剂排放到外部。
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公开(公告)号：KR100722829B1
公开(公告)日：2007-05-30
申请号：KR1020050068289
申请日：2005-07-27
Applicant: 국방과학연구소
IPC: F02K9/92
Abstract: 본 발명은 로켓 모터의 추력중단장치에 관한 것으로서, 로켓 모터의 추력중단구멍을 통해 연소가스를 토출시켜, 로켓 모터의 추력을 중단시키고자 할 경우, 상기 추력중단구멍을 막고 있는 마개와 스냅링에 대한 구조적인 안정성을 향상시키는 것을 목적으로 한다.
본 발명의 추력중단장치는, 로켓 모터의 연소실(104)과 통하도록 연소관 도움부(120)에 형성된 추력중단구멍(122)을 막도록, 상기 추력중단구멍의 내주면에 삽입되어 지지되는 마개(210)와; 상기 마개의 앞쪽에서 상기 마개를 지지하도록 상기 추력중단구멍의 내주면에 결합되는 스냅링(230);을 구비한다. 상기 스냅링은 그 개구부(232)의 반대쪽에 지지리브(234)가 형성된다. 상기 스냅링의 개구부에는 쐐기(240)가 삽입된다. 상기 마개(210)에는 상기 쐐기의 일부가 삽입되는 삽입홈(216)이 형성된다. 상기 마개(210)의 외주면에는, 기밀용 오링(220, 222)이 각각 결합되는 2개의 링홈(212, 214)이 형성되고, 상기 마개중 스냅링(230)과 접촉하는 부분은 다른 부분보다 두껍게 형성된다.
로켓, 모터, 추력, 중단, 역추력, 마개, 스냅링, 쐐기-
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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公开(公告)号：KR101925786B1
公开(公告)日：2018-12-06
申请号：KR1020170112813
申请日：2017-09-04
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 본 발명은, 가변형 추력기의 고온의 연소가스로부터 전달되는 열에 노출된 핀틀과 추력기 구성품 내부에 화학적 흡열 분해반응을 보이는 흡열재를 삽입함으로써, 추력기 동적 기밀 재료의 안전성 및 내구성을 증가시키는 가변형 추력기에 관한 것으로서, 본 명세서의 실시예들에 따른 가변형 추력기는, 직선 왕복운동을 수행하는 구동기와; 가변형 추력기 내에 배치되고, 상기 직선 왕복운동을 하면서 상기 가변형 추력기의 노즐을 통해 유출되는 연소가스의 양을 조절하는 핀틀과; 상기 핀틀이 직선 왕복운동을 하도록 상기 핀틀의 일부를 감싸는 라이너와; 상기 연소가스에 의한 상기 핀틀쪽으로의 열전달이 최소화되도록 상기 핀틀에 형성되고, 화학적 흡열 분해반응을 일으키는 흡열재를 포함할 수 있다.
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公开(公告)号：KR101875733B1
公开(公告)日：2018-07-09
申请号：KR1020170021846
申请日：2017-02-17
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 본발명은추진기관점화후 점화기가노즐목을빠져나가상기추진기관으로부터이탈하는후방점화용노즐기밀시스템에관한것으로서, 로켓추진기관의후방점화용노즐기밀시스템에있어서, 노즐목을포함하는노즐, 상기노즐목에배치되는후방점화기, 상기후방점화기를상기노즐목에고정시키도록적어도일부가상기노즐목에밀착되는후방점화기마운트, 점화신호를인가하도록상기후방점화기일단과연결되는점화케이블및 상기점화케이블의적어도일부가관통되는가시창을포함하고, 상기노즐의기밀을유지하도록상기노즐의일 측에결합되는노즐마개를포함하는것을특징으로하는후방점화용노즐기밀시스템을제공할수 있다.
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR101055669B1
公开(公告)日：2011-08-10
申请号：KR1020080107368
申请日：2008-10-30
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 본 발명은 로켓 추진장치 및 로켓 추진장치 조립방법에 관한 것으로, 상기 로켓 추진장치는 추진제가 내장되고 관 형태를 이루는 케이스부와, 상기 케이스부에 적어도 일부가 삽입되고 상기 추진제의 연소에 의한 가스를 배출하는 노즐부, 및 상기 노즐부를 감도록 배치되고, 양단이 개방된 띠 형상으로 형성되는 잠금부를 포함하고, 상기 케이스부 원주상의 일 영역에는 상기 잠금부가 삽입될 수 있는 관통공이 형성되고 상기 일 영역과 마주보는 영역에는 상기 잠금부의 양단이 배치되는 것을 특징으로 한다. 이에 의하여 구조가 간단하고 추력선의 정렬이 용이한 로켓 추진장치가 구현된다.
추력선, 추진장치, 로켓-
公开(公告)号：KR1020090117541A
公开(公告)日：2009-11-12
申请号：KR1020080043642
申请日：2008-05-09
Applicant: 국방과학연구소
CPC classification number: G01N3/08 , G01N3/02 , G01N2203/0016 , G01N2203/0075
Abstract: PURPOSE: A stress relaxation testing apparatus is provided to set the same initial deformation rate for multiple tests or target objects. CONSTITUTION: A stress relaxation testing apparatus includes a chamber(10), a frame(20), a pressing unit(30), a protrusion(40), and a control unit(50). The temperature of the internal cavity of the chamber is controllable. A part of the frame is arranged in the internal cavity and supports a test target, while the other is arranged outside the chamber. The pressing unit is connected to the frame and moved to selectively press the test target. The protrusion is formed on one of the frame and the pressing unit. The control unit is formed on the other of the frame and the pressing unit and moved to regulate the degree that the pressing unit presses the test target.
Abstract translation: 目的：提供一种应力松弛测试装置，为多个试验或目标物体设定相同的初始变形率。 构成：应力松弛试验装置包括室（10），框架（20），按压单元（30），突起（40）和控制单元（50）。 室内腔的温度是可控的。 框架的一部分布置在内腔中并且支撑测试目标，而另一个布置在室外。 按压单元连接到框架并移动以选择性地按压测试目标。 突起形成在框架和按压单元中的一个上。 控制单元形成在框架和按压单元的另一个上，并且移动以调节按压单元按压测试对象的程度。
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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：KR101452978B1
公开(公告)日：2018-04-27
申请号：KR1020130085348
申请日：2013-07-19
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 본발명은추력제어용밸브에관한것으로, 구조체역할을하는밸브케이스, 상기밸브케이스내부에형성되어유체의흐름를안내하는굽은형상의가이드부재, 상기가이드부재의내부에형성되어, 상기가이드부재를통해유입된유체의압력이증가되도록하는노즐목, 일측은상기밸브케이스및 가이드부재를관통하여형성되며, 타측은노즐목의상류에위치하여왕복이동함으로써노즐목으로유입되는유체의양을조절하는핀틀조립체, 상기가이드부재와핀틀조립체의사이에구비되어상기유체의기밀을유지하도록하는실링부재및 상기핀틀조립체의후단에위치하여상기핀틀조립체를이동시키는액츄에이터로드를포함하는추력제어용밸브를제공하여, 오링으로의열전달을최소화하여장시간동안고온고압환경에서기밀을유지할수 있도록하였다.
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公开(公告)号：KR1020100048275A
公开(公告)日：2010-05-11
申请号：KR1020080107368
申请日：2008-10-30
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: PURPOSE: A rocket propulsion device and assembling method thereof are provided to ensure economic effect by enabling a case and a nozzle to be connected in a small space. CONSTITUTION: A rocket propulsion device comprises a tube type case(110), a nozzle unit(120) and a locking unit(130). A propellant is built in the case. At least a part of the nozzle unit is inserted into the case. The nozzle unit discharges the gas generated by the combustion of the propellant. The locking unit covers the nozzle unit. Both ends(131a,131b) of the locking unit are formed in the shape of an open strap. A through-hole(118) is formed at the part of the circumference of the case. The locking unit is inserted into the through-hole.
Abstract translation: 目的：提供火箭推进装置及其组装方法，以通过使壳体和喷嘴在小空间内连接来确保经济效果。 构成：火箭推进装置包括管状壳体（110），喷嘴单元（120）和锁定单元（130）。 在这种情况下建立了推进剂。 喷嘴单元的至少一部分插入壳体中。 喷嘴单元排出由推进剂的燃烧产生的气体。 锁定单元覆盖喷嘴单元。 锁定单元的两端（131a，131b）形成为开放带的形状。 在壳体的圆周部分处形成有通孔（118）。 锁定单元插入到通孔中。
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