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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：KR101063793B1
公开(公告)日：2011-09-08
申请号：KR1020080102225
申请日：2008-10-17
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 본 발명은 내부에 추진제를 구비하는 연소관과; 상기 연소관의 내부에 배치되며, 상기 추진제를 점화시키는 점화기와; 상기 연소관의 일단에 장착되며, 추진 가스를 배출시키는 출력 노즐; 및 상기 출력 노즐의 내측에 배치되며, 상기 점화기에서 발생한 연소가스를 상기 연소관의 내부에 일정 시간 체류시킨 후 방출시키는 밀폐 부재를 포함하고, 상기 밀폐 부재는 상기 연소가스에 의해 일정량만큼 탄성 변형된 후 파열되도록 구성되는 것을 특징으로 하는 추진기관에 관한 것으로서, 연소관 내부의 연소가스 체류시간을 증가시킴으로써 점화 성능을 향상시킴과 아울러 추진기관의 신뢰도를 향상시키기 위한 것이다.
Abstract translation: 本发明提供了一种燃料电池，其包括：其中具有推进剂的燃烧管; 设置在燃烧管内用于点燃推进剂的点火器; 安装在燃烧管的一端用于排出推进剂气体的输出喷嘴; 另外，为了使点火器内产生的燃烧气体在燃烧管内停留规定时间，然后将封闭部件排出，封闭部件被燃烧气体弹性变形规定量 其中通过增加燃烧气体在燃烧管中的停留时间来提高点火性能，并且推进发动机的可靠性得到改善。
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公开(公告)号：KR1020100042980A
公开(公告)日：2010-04-27
申请号：KR1020080102225
申请日：2008-10-17
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: PURPOSE: A screw pipe for a residence time of a combustion gas is provided to steadily secure flame in an initial ignition. CONSTITUTION: A screw pipe for a residence time of a combustion gas comprises a combustion chamber(110), an igniter(120), a jet nozzle(140), and a sealing member(130). A combustion chamber comprises a propellant(111). The igniter is arranged inside the combustion chamber. The igniter ignites the propellant. The get nozzle discharges a propellant gas. The sealing member is arranged in the inner side of the get nozzle. The sealing member releases the constant after making the combustion gas staying inside the combustion chamber for a fixed time.
Abstract translation: 目的：提供燃烧气体停留时间的螺旋管，以便在初始点火时稳定地固定火焰。 构成：用于燃烧气体停留时间的螺旋管包括燃烧室（110），点火器（120），喷嘴（140）和密封构件（130）。 燃烧室包括推进剂（111）。 点火器布置在燃烧室内。 点火器点燃推进剂。 得到喷嘴排出推进剂气体。 密封件布置在吸嘴的内侧。 使燃烧气体在燃烧室内停留一定时间后，密封构件释放恒定。
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公开(公告)号：KR100823575B1
公开(公告)日：2008-04-21
申请号：KR1020070033579
申请日：2007-04-05
Applicant: 국방과학연구소
IPC: B64G1/40
CPC classification number: B64G1/403
Abstract: A propellant assembly for a solid rocket is provided to prevent unnecessary consumption of propellant in case of a launching test of a rocket by controlling the number of propellants and igniters as occasion demands. A propellant assembly for a solid rocket comprises a propellant grain(20), a combustion pipe(18), a connector(17), and an elastic heat resisting diaphragm(15). The propellant grain is formed by sequentially connecting propellant/igniter assemblies(10) having a propellant(11) and an igniter(13). The combustion pipe forms an outer shape of the solid rocket. The propellant grain is installed in the combustion pipe. A nozzle(19) is installed at an end part of the combustion pipe. The connector is attached to a front end of the propellant grain and is coupled with a power supply device. The elastic heat resisting diaphragm is installed between the propellant/igniter assemblies and blocks thermal shock. The propellant/igniter assembly includes the propellant, an inhibitor(12), the igniter, an auxiliary ignition plate(14), the elastic heat resisting diaphragm, and an ignition wire(16). The inhibitor is coated at side surfaces of the propellant and prevents the thermal shock from being transmitted to the side parts. The auxiliary ignition plate is adhered on an upper surface of the inhibitor and amplifies output of the igniter. The ignition wire is installed along side surfaces of the elastic heat resisting diaphragm and the inhibitor and transmits fire signals to the auxiliary ignition plate of the adjacent propellant/igniter assembly.
Abstract translation: 提供用于固体火箭的推进剂组件，用于在通过根据需要控制推进剂和点火器的数量进行火箭发射试验时防止不必要的消耗推进剂。 用于固体火箭的推进剂组件包括推进剂颗粒（20），燃烧管（18），连接器（17）和弹性耐热隔膜（15）。 推进剂颗粒通过依次连接具有推进剂（11）和点火器（13）的推进剂/点火器组件（10）而形成。 燃烧管形成固体火箭的外形。 推进剂颗粒安装在燃烧管中。 喷嘴（19）安装在燃烧管的端部。 连接器连接到推进剂颗粒的前端并与电源装置耦合。 弹性耐热隔膜安装在推进剂/点火器组件之间，阻止热冲击。 推进剂/点火器组件包括推进剂，抑制剂（12），点火器，辅助点火板（14），弹性耐热隔膜和点火线（16）。 抑制剂涂覆在推进剂的侧表面，并防止热冲击传递到侧面部件。 辅助点火板粘附在抑制剂的上表面并放大点火器的输出。 点火线沿着弹性耐热隔膜和阻尼器的侧面安装，并将火灾信号传递到相邻的推进剂/点火器组件的辅助点火板。
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Patent Agency Ranking
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：KR101226979B1
公开(公告)日：2013-01-28
申请号：KR1020110065460
申请日：2011-07-01
Applicant: 국방과학연구소
IPC: G01N1/04
Abstract: 본 발명은 미사일과 같이 고체 추진제가 금속 용기에 담겨 있는 고체 추진기관으로부터 시편을 얻기 위하여 고체 추진기관을 절단하는 방법 및 장치에 관한 것으로서,
고체 추진기관의 절단방법은, 절단이 이루어지고 있는 부위에 추진제의 물성 변화를 유발하지 않으면서 물과 유사한 점도를 갖는 냉각액을 지속적으로 투입하여 냉각하면서 절단 작업을 수행하는 것을 특징으로 하고,
고체 추진기관의 절단장치는, 레일(11)을 따라 전후 방향으로 이동하는 작업대(12)와; 작업대(12)에 설치되어 고체 추진기관의 금속 용기(30)가 움직이지 않도록 고정하는 고정치구(13)와; 베이스 프레임(10)의 중간 부분에 입설된 메인 프레임(15)의 내측에 위치하는 고정판(14)과; 고정판(14)의 상단 부분에 설치되어 다이아몬드가 코팅된 스틸 와이어(20)를 풀어주거나 회수하는 한 쌍의 상부 롤러(21)와; 고정판(14)의 양측에서 상하로 승강하는 롤러 고정판(16)에 각각 설치되며 상부 롤러(21)에 의해 움직이는 스틸 와이어(20)를 이용하여 금속 용기(30)를 절단하는 한 쌍의 하부 롤러(22)와; 고정판(14)에 형성된 한 쌍의 가이드 홈(14")에 각각 설치되어 스틸 와이어(30)의 장력을 조절하는 한 쌍의 장력 조절 롤러(23)와; 고정판(14)에 설치되어 불소계 탄소화합물(18)이 이동하는 통로를 형성하며, 플렉시블형 단부(17')를 통해 불소계 탄소화합물(18)을 절단이 진행되는 부분으로 분무하는 냉각액 튜브(17);를 포함하는 것을 특징으로 한다.
이와 같이 불소계 탄소화합물로 이루어진 냉각액을 절단계면에 분무하여 냉각시킴에 따라 시편 절단 작업을 빠르게 완료할 수 있음은 물론 절단 부위의 온도 상승으로 인하여 추진제가 점화되어 발생할 수 있는 안전 사고를 예방할 수 있고, 금속 용기는와 그 내부의 추진제에 물성 변화가 거의 일어나지 않게 되어 채취된 시편에 대한 시험 신뢰도가 향상된다.-
公开(公告)号：KR1020130003850A
公开(公告)日：2013-01-09
申请号：KR1020110065460
申请日：2011-07-01
Applicant: 국방과학연구소
IPC: G01N1/04
Abstract: PURPOSE: A device and a method for cutting a solid propeller are provided to continuously inject coolant with viscosity similar to the viscosity of water to a cut portion, thereby rapidly cutting a specimen. CONSTITUTION: A device for cutting a solid propeller is composed of a base frame(10), a working table(12), a fixing jig(13), a main frame(15), a fixing plate(14), an upper roller(21), a lower roller(22), a tension adjusting roller(23), and a coolant tube(17). A rail(11) is formed on the top surface of the base frame. The working table moves backward and forward along the rail. The fixing jig is installed on the working table, thereby fixing a metal container(30) of the solid propeller. The main frame is built-in in the middle unit of the base frame. The fixing plate is arranged in an inner side of the main frame and a moving path(14') where the metal container moves is formed. The upper roller is installed in the upper unit of the fixing plate, thereby unwinding or returning a steel wire(20) on which a diamond is coated.
Abstract translation: 目的：提供用于切割固体螺旋桨的装置和方法，以将与粘度相似的冷却剂连续地喷射到切割部分，从而快速切割样品。 构成：用于切割固体螺旋桨的装置由基架（10），工作台（12），固定夹具（13），主框架（15），固定板（14），上辊 （21），下辊（22），张力调节辊（23）和冷却剂管（17）。 轨道（11）形成在基架的顶面上。 工作台沿轨道向前和向前移动。 固定夹具安装在工作台上，由此固定固体螺旋桨的金属容器（30）。 主框架内置在基架的中间单元中。 固定板布置在主框架的内侧，并且形成金属容器移动的移动路径（14'）。 上辊安装在固定板的上部单元中，从而展开或返回其上镀有金刚石的钢丝（20）。
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公开(公告)号：KR101466020B1
公开(公告)日：2014-11-28
申请号：KR1020140077428
申请日：2014-06-24
Applicant: 국방과학연구소
CPC classification number: F42B10/663 , B64C15/14
Abstract: 본 발명은 기체를 분사하여 추력을 발생시키는 측 추력기의 셔터 및 이를 포함하는 비행체에 관한 것으로, 축을 감싸며 결합되고, 원통형으로 형성되는 바디, 상기 바디의 외측 일단부에 형성되고, 기결정된 각도 사이를 회전가능하게 이루어지는 회전부, 상기 회전부에 형성되고, 측 추력기 내부에서 외부로 기체가 빠져나가는 노즐을 회전을 통하여 막거나 개방시키는 셔터부, 및 상기 셔터부를 관통하며 형성되고, 상기 셔터부가 상기 노즐을 막고 있고 있는 상태에서 상기 노즐을 개방하는 상태로 회전 시 상기 셔터부의 양측에서 발생되는 압력차이에 의해 상기 셔터부의 회전에 대한 저항이 저감되도록, 상기 기체가 통과되는 기체가이드홀을 포함하는 측 추력기의 셔터 및 이를 포함하는 비행체를 개시한다.
Abstract translation: 本发明涉及一种通过喷射气体产生推力的侧面喷射推进器的挡板和包括该挡板的飞行器。 公开了一种侧喷流推进器的闸门，包括：主体通过覆盖轴线并以圆筒形式组合; 旋转单元，其形成在所述主体的外侧的一端上并且能够在预定角度内旋转; 形成在旋转单元上的快门单元，并且阻止或打开气体，其中气体通过旋转从侧面喷射推进器的内部流出到外部; 以及气体引导孔，其通过通过快门单元并被气体通过，以在快门单元阻挡喷嘴的状态下旋转时由快门单元的两侧产生的压力差导致的快门单元的旋转减小的阻力 ，然后打开喷嘴。 此外，公开了包括该飞行器的飞行器。
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