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公开(公告)号：KR101703840B1
公开(公告)日：2017-02-07
申请号：KR1020160124094
申请日：2016-09-27
Applicant: 국방과학연구소
CPC classification number: G01M3/26 , F04B27/005 , F04B37/10 , F04B41/02 , F15B3/00
Abstract: 본발명은, 압축공기를생성하는컴프레서; 상기컴프레서에서생성되는압축공기를수용하는공기저장탱크; 상기컴프레서및 공기저장탱크와각각연결되어상기압축공기의압력을제어하는레귤레이터; 상기레귤레이터와연결되어상기압축공기를이동시키는메인공급라인; 상기메인공급라인과연결되고, 시험대상체의양 단에형성되는입력포트및 출력포트에상기압축공기를각각전달하는입력포트라인과출력포트라인; 및상기입력포트라인이나상기출력포트라인에수용되는압축공기를가압하기위한공압부스터를포함하며, 상기시험대상체의성능시험을위해상기입력포트및 출력포트에상기가압된압축공기를인가하는성능시험장치에관한것이다.
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公开(公告)号：KR101802603B1
公开(公告)日：2017-11-30
申请号：KR1020150150760
申请日：2015-10-29
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 본발명의공압장치(100)는고압(~4,000 psig)의공압하에서화약의기폭이이루어지는활성화타입파이로장치(4)의작동성능과작동전후기밀유지상태를제자리에서측정할수 있고, 특히고압(~4,000 psig)의공압을파이로장치(4)로전달하는파이로밸브(3)를이용함으로써화약의기폭이이루어지지않는비활성화타입파이로장치(4)의작동성능과작동전후기밀유지상태를제자리에서측정할수 있다. 그러므로, 상기공압장치(100)는다양한파이로장치의공압성능시험이제자리에서(in-situ) 효율적으로수행할수 있으면서측정시스템안정화를통해초당누설압력이정밀하게측정되는특징을갖는다.
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公开(公告)号：KR1020090128910A
公开(公告)日：2009-12-16
申请号：KR1020080054890
申请日：2008-06-11
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: PURPOSE: A clamping member assembly and a pressure vessel including the same are provided to make at least a part of the body of an inserted member have a circular cross section, thereby alleviating or preventing the leakage of explosion pressure when an explosion gunpowder is exploded. CONSTITUTION: A clamping member assembly(200) comprises a clamping member(210) and an inserted member(220). The clamping member has both end parts(213) which recede or approach each other. The clamping member has a circular band shape. The inserted member supports weight which is applied between both end parts of the clamping member. The inserted member is bursts by gunpowder. The inserted member comprises a body(221), an explosion gunpowder(230), and an explosion inducing part(240). The body is located between both end parts(223). The explosion gunpowder is built in the inserted member body. The explosion inducing part is connected to the explosion gunpowder to ignite the explosion gunpowder.
Abstract translation: 目的：提供夹紧构件组件和包括该夹紧构件的压力容器，以使插入构件的主体的至少一部分具有圆形横截面，从而减轻或防止爆炸火药爆炸时爆炸压力的泄漏。 构成：夹紧构件组件（200）包括夹紧构件（210）和插入构件（220）。 夹紧构件具有彼此后退或接近的两个端部部分（213）。 夹紧构件具有圆形带形状。 插入构件支撑施加在夹紧构件的两个端部之间的重物。 插入的成员被火药爆发。 插入构件包括主体（221），爆炸火药（230）和爆炸诱导部分（240）。 主体位于两个端部（223）之间。 爆炸火药内置在插入的成员体内。 爆炸诱发部分连接爆炸火药点燃爆炸火药。
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公开(公告)号：KR1020070013723A
公开(公告)日：2007-01-31
申请号：KR1020050068289
申请日：2005-07-27
Applicant: 국방과학연구소
IPC: F02K9/92
Abstract: A thrust cutoff device for a rocket motor is provided to prevent a cap from being inclined and improve air-tightness by averaging strength of a snap ring when a high pressure is applied to the cap. A thrust cutoff device(200) comprises a cap(210) which is fitted into an inner surface of a thrust termination port and blocks the thrust terminal port which is formed on a combustion pipe assist unit(120) so that the thrust termination port is communicated to a combustion chamber(104) of a rocket motor; and a snap ring(230) coupled to an inner surface of the thrust termination port so as to support the cap in front of the cap. The snap ring has a support rib formed at the side opposite to an opening thereof, so that the support rib is fitted into the inner surface of the thrust termination port. A wedge(240) is inserted into the opening of the snap ring so that an outer edge of the wedge is fitted into the inner surface of the thrust termination port.
Abstract translation: 提供了一种用于火箭发动机的推力切断装置，以防止盖子倾斜，并且当高压施加到盖子时，通过平均卡环的强度来改善气密性。 推力切断装置（200）包括盖子（210），该盖子装配到推力终止口的内表面，并且阻挡形成在燃烧管道辅助单元（120）上的止推端子端口，使得止推端接口 传送到火箭发动机的燃烧室（104）; 以及联接到推力终端口的内表面的卡环（230），以便将盖子支撑在盖子的前面。 卡环具有在与其开口相对的一侧形成的支撑肋，使得支撑肋嵌入推力终止端口的内表面中。 楔形件（240）插入到卡环的开口中，使得楔形件的外边缘装配到推力终止端口的内表面中。
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公开(公告)号：KR101097181B1
公开(公告)日：2011-12-21
申请号：KR1020110107702
申请日：2011-10-20
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: PURPOSE: A variable rapid pressure rising rate simulator for a nozzle is provided to accurately simulate the inside of the combustion chamber of a nozzle since only high-pressure air with a flow rate controlled by a flow-rate control unit flows into a simulating unit. CONSTITUTION: A variable rapid pressure rising rate simulator for a nozzle comprises a flow-rate control unit(30), an opening unit(20), and a high-pressure gas generating unit(10). A nozzle(40) with a cap(45) is coupled to one side of the flow-rate control unit. The flow-rate control unit controls the amount of air and senses the change in pressure of a simulating unit(35) corresponding to the inside of the combustion pipe of a real nozzle. The opening unit is coupled to the other side of the flow-rate control unit and instantaneously discharges inner high-pressure air to the flow-rate control unit, if inner pressure rises to over a given value.
Abstract translation: 目的：提供一种用于喷嘴的可变快速升压速率模拟器，以精确地模拟喷嘴的燃烧室的内部，因为只有具有由流量控制单元控制的流量的高压空气流入模拟单元。 构成：用于喷嘴的可变快速升压速率模拟器包括流量控制单元（30），打开单元（20）和高压气体发生单元（10）。 具有盖（45）的喷嘴（40）联接到流量控制单元的一侧。 流量控制单元控制空气量并感测与实际喷嘴的燃烧管内部对应的模拟单元（35）的压力变化。 如果内压上升到超过给定值，则打开单元联接到流量控制单元的另一侧并且瞬时将内部高压空气排放到流量控制单元。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR100749003B1
公开(公告)日：2007-08-13
申请号：KR1020050104066
申请日：2005-11-02
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 본 발명은 로켓 모터의 추력중단장치에 관한 것으로서, 추력 중단명령이 내려지면 낮은 압력상태에서도 추력중단장치를 쉽게 제거할 수 있음과 아울러, 추력중단포트를 순차적이고 저충격으로 정숙하게 개방시키는 것을 목적으로 한다.
본 발명의 추력중단장치는, 상기 추력중단포트(132)를 막도록 상기 추력중단포트에 설치되고, 바닥에 통기공(210)이 형성된 메인 실린더(210)와; 상기 메인 실린더의 내부로부터 상기 통기공에 걸쳐 설치되는 1차 피스톤(220)과; 상기 메인 실린더의 내부에서 상기 1차 피스톤의 둘레로 설치되어, 상기 1차 피스톤의 이동으로 상기 연소실의 압력을 상기 통기공을 통해 전달받는 2차 피스톤(230)과; 상기 2차 피스톤의 선단부 둘레로 설치되어, 상기 2차 피스톤과 결합되는 압력하중 전달치구(250)와; 상기 압력하중 전달치구, 1/2차 피스톤을 구속하고, 추력중단명령 실행시 상기 구속 상태를 해제하도록 견인되는 당김줄(262)이 일단에 연결된 구속핀(260)과; 그리고, 상기 압력하중 전달치구와 메인실린더의 앞쪽에 배치되어 상기 압력하중 전달치구와 메인실린더를 구속하는 십자판(270);을 포함하여 이루어진다.
로켓, 모터, 추력, 중단, 역추력, 실린더, 피스톤, 십자판, 분할핀Abstract translation: 本发明的目的，并且可以容易地移除推力停止装置，则发出一个推力停止命令时，甚至在涉及到火箭发动机的推力停止装置以及低压力条件下，连续地推力停止端口和安静在低冲击开 它应。
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公开(公告)号：KR100686632B1
公开(公告)日：2007-02-26
申请号：KR1020050104059
申请日：2005-11-02
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: A thrust termination device for a rocket motor is provided to open a thrust termination port by deviating a wedge through the drawing force applied via a pulling string so that the thrust termination port is opened by the pressure of combustion gas. A thrust termination device for a rocket motor, comprises a lid(210) for closing a thrust termination port in an air tightness manner; a snap ring(220) having an outer edge coupled to a groove formed at an inner surface of the thrust termination port so as to support the lid; a wedge(230) interposed between free ends of the snap ring; a deviation preventing plate having a front end restricting a front surface of the wedge and a rear end fixed at the lid so as to support the wedge; and a pulling string(250) having one end connected to the wedge so that the pulling string is pulled during thrust termination and the wedge is deviated.
Abstract translation: 提供一种用于火箭发动机的推力终止装置，以通过经由牵引绳施加的牵引力使楔形物偏离来打开推力终止端口，使得推力终止端口由燃烧气体的压力打开。 一种用于火箭发动机的推力终止装置，包括用于以气密方式关闭止推端口的盖（210） 卡环（220），其具有连接到形成在所述止推端口的内表面处的凹槽的外边缘，以支撑所述盖; 插入卡环的自由端之间的楔形物（230） 防偏板，其具有限制所述楔的前表面的前端和固定在所述盖处的后端以支撑所述楔; （250），其一端连接到所述楔块上，使得在推进终止过程中牵拉所述牵拉绳索并且所述楔块偏离。
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公开(公告)号：KR101232722B1
公开(公告)日：2013-02-13
申请号：KR1020100126389
申请日：2010-12-10
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 본 발명에 따른 다중 로켓 발사관의 점화회로 감시장치는, 다중 로켓 발사관의 각 튜브 내에 설치되어 있는 점화회로를 감시하기 위한 장치로서, 로켓의 점화기에 점화전원을 공급하는 점화전원부; 상기 점화전원부와 전기적으로 접속되며, 로켓의 발사모드와 점화전류 공급시간을 결정하는 발사부; 및 상기 발사부와 전기적으로 접속되며, 로켓의 점화회로의 건전성을 판단하는 회로점검부를 포함한다.
이와 같은 본 발명에 의하면, 다중 로켓 발사관의 발사기능과 발사관 내의 점화회로 상의 판-스프링 형태의 전기 접점들의 건전성을 로켓의 연속 발사 중에도동시에 감시할 수 있으며, 따라서 로켓의 미발사 상황이 발생될 경우, 그 원인이 로켓의 이상인지 발사관 점화회로의 문제인지를 신속히 확인할 수 있는 장점이 있다.-
公开(公告)号：KR1020110010915A
公开(公告)日：2011-02-08
申请号：KR1020090068267
申请日：2009-07-27
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: PURPOSE: A low shock separation device of ball type is provided to minimize the blast impact delivered to an around electronic device or sensors in an isolation process. CONSTITUTION: A low shock separation device of ball type comprises a pressure cartridge(100), a bolt(200), a piston and a ball(400). The pressure cartridge is included of a housing(110), an igniter(120) and a socket(130). The housing has a receiving space and a hemispherical groove. A part of the igniter closes the upper side of the receiving space. The socket unites the housing and the igniter. The bolt has a bolt body, a screw unit and a plurality of ball insertion holes.
Abstract translation: 目的：提供一种球型低冲击分离装置，以最大限度地减少在隔离过程中向周围电子设备或传感器传递的爆炸冲击。 构成：球型的低震动分离装置包括压力盒（100），螺栓（200），活塞和球（400）。 压力盒包括壳体（110），点火器（120）和插座（130）。 壳体具有接收空间和半球形凹槽。 点火器的一部分关闭接收空间的上侧。 插座将外壳和点火器结合在一起。 螺栓具有螺栓体，螺钉单元和多个球插入孔。
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公开(公告)号：KR1020070047389A
公开(公告)日：2007-05-07
申请号：KR1020050104066
申请日：2005-11-02
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 본 발명은 로켓 모터의 추력중단장치에 관한 것으로서, 추력 중단명령이 내려지면 낮은 압력상태에서도 추력중단장치를 쉽게 제거할 수 있음과 아울러, 추력중단포트를 순차적이고 저충격으로 정숙하게 개방시키는 것을 목적으로 한다.
본 발명의 추력중단장치는, 상기 추력중단포트(132)를 막도록 상기 추력중단포트에 설치되고, 바닥에 통기공(210)이 형성된 메인 실린더(210)와; 상기 메인 실린더의 내부로부터 상기 통기공에 걸쳐 설치되는 1차 피스톤(220)과; 상기 메인 실린더의 내부에서 상기 1차 피스톤의 둘레로 설치되어, 상기 1차 피스톤의 이동으로 상기 연소실의 압력을 상기 통기공을 통해 전달받는 2차 피스톤(230)과; 상기 2차 피스톤의 선단부 둘레로 설치되어, 상기 2차 피스톤과 결합되는 압력하중 전달치구(250)와; 상기 압력하중 전달치구, 1/2차 피스톤을 구속하고, 추력중단명령 실행시 상기 구속 상태를 해제하도록 견인되는 당김줄(262)이 일단에 연결된 구속핀(260)과; 그리고, 상기 압력하중 전달치구와 메인실린더의 앞쪽에 배치되어 상기 압력하중 전달치구와 메인실린더를 구속하는 십자판(270);을 포함하여 이루어진다.
로켓, 모터, 추력, 중단, 역추력, 실린더, 피스톤, 십자판, 분할핀
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