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公开(公告)号：KR101320625B1
公开(公告)日：2013-10-23
申请号：KR1020110139292
申请日：2011-12-21
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K7/14
Abstract: 본 발명에 따른 스크램제트 엔진은, 연료를 공급받아 비행체의 추진력을 발생시키는 센터바디(110);와 상기 센터바디(110)를 둘러싸는 형태로 상기 비행체에 체결되어 상기 센터바디(110)와의 간격을 통해 공기가 흡입되고 상기 연료를 연소시키며 추진력이 발생되는 공간을 형성하는 카울바디(120);를 포함하는 스크램제트 엔진에 있어서, 상기 센터바디(110)는, 전방에 배치되며 상향 경사지게 형성되어 유입되는 공기를 공기흡입구(112)로 안내하는 유입부(111)와, 중앙에 배치되며 공급되는 연료를 연소시키는 연소부(113) 및, 후방에 배치되며 하향 경사지게 형성되어 연소된 가스를 팽창시켜 분사하는 추력노즐부(114)를 포함하며, 상기 추력노즐부(114)에서 절곡되어 하향 경사지기 시작하는 확장부(115)는, 하향으로 경사지며 라운드진 형태로 형성되어 상기 � �소된 가스의 완만한 팽창을 유도하는 것을 특징으로 한다.
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公开(公告)号：KR1020120063065A
公开(公告)日：2012-06-15
申请号：KR1020100124085
申请日：2010-12-07
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: A hypersonic nozzle radial pitot pressure measuring rake is provided to stably drive an air channel and to obtain a nozzle pitot pressure data with one inspection. CONSTITUTION: A hypersonic nozzle radial pitot pressure measuring rake comprises a measuring object, a pressure measuring rake(10), and rake supports(20,30). The pressure measuring rake measures pitot pressure of a measurement object. The rake supports mounted on the measuring object to be detached supports the pressure measuring rake. The pressure measuring rake comprises a plurality of pitot tubes(11), a tube supporting structure(13), and a tube cover(15). The plurality of pitot tubes is arranged in a radial shape.
Abstract translation: 目的：提供超音速喷嘴径向皮托压力测量耙，以稳定驱动空气通道，并通过一次检查获得喷嘴皮托管压力数据。 构成：超音速喷嘴径向皮托压力测量耙包括测量对象，压力测量耙（10）和耙架（20,30）。 压力测量耙测量测量对象的皮托管压力。 安装在待拆卸的测量对象上的耙式支架支撑测压耙。 压力测量耙包括多个皮托管（11），管支撑结构（13）和管盖（15）。 多个皮托管配置成径向的形状。
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公开(公告)号：KR101046024B1
公开(公告)日：2011-07-01
申请号：KR1020080129814
申请日：2008-12-19
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 고속추진장치의 초음속/아음속 기류에서의 추진성능 시험이 용이한 고속추진기관의 성능시험장치가 개시된다. 개시된 본 발명에 의한 고속추진기관의 성능시험장치는, 추진력을 발생시키는 시험체 즉, 연소기가 선택적으로 장착되며 공기의 흡입구와 배출구를 가지는 시험부, 시험부의 흡입구와 연결되는 유입배관, 시험부의 배출구와 연결되는 디퓨저 및, 유입배관과 시험부의 흡입구 사이에 마련되는 시험배관을 포함하며, 시험배관의 내부에는 초음속 기류 형성부 또는 아음속 기류 형성부가 선택적으로 장착된다.
고속추진, 성능, 시험, 초음속, 아음속, 교체.Abstract translation: 通过在高速推进系统容易的超音速/亚音速流测试的推进性能高速推进系统的测试设备的性能被公开。 由本发明所公开的高速推进系统的性能测试装置是用于产生驱动力，该力的检体中，燃烧器被选择性地安装，并且所述入口管连接到测试单元，具有入口和空气出口，并且测试单元出口处的测试部分的入口和 包括一个之间设置并连接到所述扩散器，所述入口管和所述测试部入口，并且测试管的内部的测试管，形成附加的空气流超音速或亚音速流形成部是选择性地安装。
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公开(公告)号：KR101224764B1
公开(公告)日：2013-01-21
申请号：KR1020100127541
申请日：2010-12-14
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 소유량 압력조정기 또는 단일 압력조정기의 조정유량한계를 초과하는 유량을 조정할 수 있는 압력조정시스템이 개시된다. 대용량 압력조정시스템은, 상류관, 하류관, 상기 상류관과 상기 하류관 사이를 연결하고 병렬로 연결된 복수의 분지관, 상기 각 분지관에 구비되어 상기 각 분지관을 개폐하는 개폐 밸브, 상기 각 분지관에 구비되는 오리피스 및 상기 분지관 중 하나의 분지관에 구비된 압력조정기를 포함하여 구성된다. 여기서, 상기 상류관의 압력 강하에 따라 상기 각 분지관을 순차적으로 개방하여 압력을 조정한다.
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公开(公告)号：KR100718808B1
公开(公告)日：2007-05-16
申请号：KR1020050124317
申请日：2005-12-16
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 고속 추진기관의 성능시험에 사용되는, 고온 및 고압 환경 모사용 축열식 가열기 내부의 복사온도 전달부의 내벽에 적층되는 단열재에 관한 것이다. 본 발명에 의한 축열식 가열기 내 복사온도 전달부의 단열재 브릭은 고속 추진기관의 성능시험에 사용되는, 고온 및 고압 환경 모사용 축열식 가열기 내부의 복사온도 전달부의 내벽에 적층되는 단열재 브릭으로서, 호상이며, 상면의 중앙부위에 원주방향으로 제1홈이 형성되어 있고, 하면의 중앙부위에 원주방향으로 상기 제1홈에 대응하는 제1돌기가 형성되어 있으며, 일측면의 중앙부위에 수직방향으로 제2홈이 형성되어 있고, 반대측면의 중앙부위에 수직방향으로 상기 제2홈에 대응하는 제2돌기가 형성되어 있다. 본 발명의 단열재 브릭은 축열식 가열기의 통풍시 고온환경에서의 단열재의 열팽창과 고압환경에서의 단열재의 부상에 의해서 단열재 적층이 흐트러지는 것을 방지한다.
축열식 가열기, 복사온도 전달부, 단열재, 브릭, 적층Abstract translation: 本发明涉及到在性能试验中，在高温和高压环境中使用的高速推进系统中使用的内转印单元副本温度蓄热式燃烧器的所有内壁要层压隔热材料。 保温砖再生加热器根据本发明提供了一种性能测试，高温和高压环境模型中所用保温砖被堆叠在高速推进系统中使用的内部蓄热式燃烧器的内壁拷贝温度传递部，和圆弧状的上表面通过辐射温度份 对应于第一凹槽的第一凸起形成在下表面的沿圆周方向的中心处，并且第二凸起对应于第二凹槽 并且与第二凹槽对应的第二凸起形成在垂直方向的相反侧的中央部分中。 砖本发明的绝热材料也防止了由绝热材料在再生加热器的时间绝缘体干扰通风热膨胀和高压环境损伤的高温环境中的绝缘材料层压。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR100718807B1
公开(公告)日：2007-05-16
申请号：KR1020050124315
申请日：2005-12-16
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 고속 추진기관의 성능시험에 사용되는, 고온 및 고압 환경 모사용 축열식 가열기의 내부에 적층되는 축열재에 관한 것이다. 본 발명에 의한 축열식 가열기용 호상 축열재 브릭은 고속 추진기관의 성능시험에 사용되는, 고온 및 고압 환경 모사용 축열식 가열기의 내부에 적층되는 축열재 브릭으로서, 호상이며, 다수의 관통공이 형성되어 있고, 상면의 중앙부에 소정 형상의 홈이 형성되어 있으며, 하면의 양단부에 각각 상기 홈의 절반에 해당하는 돌기가 형성되어 있다. 본 발명을 통하여 적층 및 구축된 축열식 가열기는 기존에 사용되어 온 페블 타입 축열식 가열기에 비하여 분진 및 부상의 위험을 최소화할 수 있기 때문에, 고속 추진기관의 성능 시험설비로 공급되는 시험기류를 안전하고 깨끗하게 공급할 수 있게 된다.
축열식 가열기, 호상, 축열재, 브릭, 적층Abstract translation: 本发明涉及到使用蓄热式燃烧器，在高温和在高速推进系统的性能测试中使用的高压环境在基座的内部沉积在储热材料。 在根据本发明指定的圆弧状蓄热材料砖再生式提供了一种储热材料使用蓄热式燃烧炉，在高温和在高速推进系统的性能测试中使用的高压环境，和圆弧形，球多个通形成在所述基部的内部，以层叠的砖，和 ，并且在中央部形成具有预定形状的槽的顶面中，对应于在两个端部的槽的一半相应的突起的下部形成。 层压和组内置蓄热有可能以最小化与卵石型蓄热式燃烧器已经在现有被用于比较的尘埃和受伤的风险，固定测试气体流干净地通过本发明被提供给高速推进的测试设备 它能够提供。
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公开(公告)号：KR1020130071841A
公开(公告)日：2013-07-01
申请号：KR1020110139292
申请日：2011-12-21
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K7/14
Abstract: PURPOSE: A scramjet engine is provided to prevent a flow freeze due to a sudden expansion of a combustion gas by relieving a sudden expansion angle change by forming an expanded part of a thrust nozzle unit as a round shape with inclining downwardly. CONSTITUTION: A scramjet engine comprises a center body (110). The center body comprises an influx unit (111), a combustion unit (113), a thrust nozzle unit (114), and an expanded part (115). The influx unit is arranged in a front, and formed to incline upwardly. The influx unit guides air flowed in to an air inlet port (112). The combustion unit is arranged in a center, and a supplied fuel is burnt. The thrust nozzle unit is arranged in a rear, and formed to incline downwardly. The thrust nozzle unit expands and sprays a burning gas. The expanded part induces a slow expansion of the burning gas by forming the expanded part as a round shape.
Abstract translation: 目的：提供一种冲压喷气发动机，以通过将推力喷嘴单元的膨胀部分形成向下倾斜的圆形形状来防止由于燃烧气体的突然膨胀而导致的突然膨胀角变化的流动冻结。 构成：冲击式发动机包括中心体（110）。 中心体包括流入单元（111），燃烧单元（113），推力喷嘴单元（114）和膨胀部分（115）。 流入单元布置在前部，并形成为向上倾斜。 流入单元引导流入空气入口（112）的空气。 燃烧单元布置在中心，并且供应的燃料被燃烧。 推力喷嘴单元布置在后部并形成为向下倾斜。 推力喷嘴单元膨胀并喷射燃烧气体。 膨胀部分通过将膨胀部分形成为圆形来引起燃烧气体的缓慢膨胀。
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公开(公告)号：KR101046759B1
公开(公告)日：2011-07-06
申请号：KR1020090128976
申请日：2009-12-22
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명품은 스크램제트 엔진 연소기 내부의 초음속 유동구간에서 화염을 생성 유지시키는 보염기로, 종래 단순 공동(Cavity) 형상의 보염기보다 향상된 연소반응율을 보여주는 것을 특징으로 한다.
본 보염기는 초음속의 공기를 흡입하여 연료를 혼합하여 연소하여 배출하는 연소기에 관한 것으로, 초음속의 공기를 흡입하는 흡입경로에 수직한 방향으로 지그재그 라인 형상으로 구비된 공동(cavity) 및 상기 지그재그 라인 형상의 공동의 꼭지점 부위에 각각 구비되는 연료분사부(Sonic Fuel Injector)를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.
즉, 본 보염기는 연소기 벽면에 지그재그(Zigzag) 형태로 파내어 배치된 공동(Cavity) 와 그 상류에 지그재그(Zigzag) 형태로 배치된 연료분사부(Sonic fuel injector)로 구성된다.
이렇게 공동(Cavity) 및 연료분사부(Fuel injector)를 지그재그(Ziazag) 형태로 배치하면 유동에 대해 가로방향으로 압력불균형을 유발하게 되므로 연료와 공기의 혼합을 증진시켜 높은 연소반응율을 나타나게 된다. 실험결과 본 발명을 통한 보염기는 단순 공동(cavity) 형상보다 연소압력이 최대 17% 가량 증진되는 것으로 나타났다. 본 발명품을 스크램제트 엔진에 적용하면 항력저감 및 추력증진의 효과를 기대할 수 있다.
스크램제트(Scramjet), 연소기(Combustor), 보염기(Flame holder), 공동(Cavity)Abstract translation: 本发明的特征在于，它示出了一个改进的响应速度比燃烧火焰稳定超音速冲压喷气发动机以保持火焰稳定在燃烧器内的超声流区域产生火焰，（腔）常规的简单联合形状。
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公开(公告)号：KR101229224B1
公开(公告)日：2013-02-01
申请号：KR1020100124085
申请日：2010-12-07
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 극초음속 풍동에서 노즐의 피토 압력 측정을 위한 레이크는, 측정 대상체, 피토 튜브를 포함하고, 상기 측정 대상체의 피토 압력을 측정하는 압력 측정 레이크 및 상기 측정 대상체에 탈착 가능하게 장착되어 상기 압력 측정 레이크를 지지하는 레이크 지지대를 포함하여 구성된다.
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公开(公告)号：KR1020110072801A
公开(公告)日：2011-06-29
申请号：KR1020090129878
申请日：2009-12-23
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: A hypersonic air-intake type of a composite-cycle engine device and an engine mode thereof are provided to prevent a risk of flight stop since repetitive usage by a cross range of flight is possible and an alternative base is selected even if the operation of some engines stops in rising. CONSTITUTION: A hypersonic air-intake type of a composite-cycle engine device comprises a central body(10), a cowl body(20), a rocket engine(30), a combustor, a nozzle(40), a flame holder(50) and a connecting pilot(60). The central body receives fuel and generates driving force of a rocket. The cowl body has a hollow can shape and is located in a form of protecting the central body. The rocket engine is installed on the rear of the central body and sucks air through rocket ejection. The combustor consists of a fuel injector(45) and mixes and burns air with fuel. The nozzle obtains thrust through the combustion of the combustor. The flame holder is used if flame has to be kept. The connecting pilot is located on the rear of the central body and is connected to the cowl body.
Abstract translation: 目的：提供超音速空气进气型复合循环发动机装置及其发动机模式，以防止飞行停止的危险，因为可以进行跨越飞行范围的重复使用，并且即使操作 一些发动机停止上升。 构成：超音速进气型复合循环发动机装置包括中心体（10），整流罩体（20），火箭发动机（30），燃烧器，喷嘴（40），火焰保持器 50）和连接导向件（60）。 中心体接收燃料并产生火箭的驱动力。 整流罩主体具有中空罐形状并且以保护中心体的形式定位。 火箭发动机安装在中心体的后部，通过火箭喷射吸入空气。 燃烧器由燃料喷射器（45）组成，并与燃料混合并燃烧空气。 喷嘴通过燃烧器的燃烧获得推力。 如果必须保持火焰，则使用火焰支架。 连接飞行员位于中央主体的后部，并连接到整流罩主体。
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