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公开(公告)号：KR101903734B1
公开(公告)日：2018-10-04
申请号：KR1020170063521
申请日：2017-05-23
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/96
CPC classification number: F02K9/96
Abstract: 본발명의일 실시예에따른화염유도로자동개폐장치는, 로켓엔진연소시험용화염유도로의입구가장자리에평행하게배치된레일, 상기레일상에서움직일수 있는제1 이동도어및 제2 이동도어를포함하고, 상기제1 이동도어및 제2 이동도어는열림모드(open mode)에서위아래로겹쳐져배치되어상기화염유도로의입구를열고, 닫힘모드(closed mode)에서나란히배치되어상기화염유도로의입구를닫는다.
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公开(公告)号：KR100933258B1
公开(公告)日：2009-12-22
申请号：KR1020080035139
申请日：2008-04-16
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 액체 추진제를 연료(산화제)로 사용하는 로켓엔진에서 산화제 저장용기를 포함하는 연료공급계를 세척하는 방법 및 장치에 관한 것이다.
본 발명에 따른 액체연료 로켓엔진용 연료공급계 세척방법은, 상기 저장용기에 산화제를 충전하는 제1단계; 상기 저장용기 내부에 고압의 가스를 공급하여 상기 저장용기 내부에 와류를 형성하면서 상기 저장용기 내부를 세척하는 함과 동시에 상기 저장용기 내의 산화제를 배출하는 제2단계; 및 필터를 사용하여 상기 저장용기로부터 배출되는 산화제 내의 이물질을 채취하는 제3단계;를 포함하며, 상기 제1단계 내지 상기 제3단계를 N회 반복 시행하고, 상기 N은 경험계수를 K, 상기 로켓엔진의 작동을 위해 허용 가능한 이물질의 농도를 C[mg/m
3 ], 채취된 상기 이물질의 농도를 C
t [mg/m
3 ] 라 할 때, 인 것을 특징으로 한다.Abstract translation: 目的：提供一种用于液体燃料火箭发动机的燃料供应系统的清洁方法和装置，以通过清洁包括燃料容器的燃料供应系统来开发高效可靠的火箭发动机。 一种液体燃料火箭发动机的燃料供给系统的清洗方法，其特征在于，包括：向容器内装入氧化剂的工序;向容器内供给高压气体，同时排出氧化剂的工序; 通过形成顶点的容器以及使用过滤器（12）收集从容器排出的氧化剂内的异物的步骤。
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公开(公告)号：KR1020090109751A
公开(公告)日：2009-10-21
申请号：KR1020080035139
申请日：2008-04-16
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: A cleaning method and apparatus of a fuel supply system for a liquid fuel rocket engine are provided to develop an efficient reliable rocket engine by cleaning a fuel supply system including a fuel container. CONSTITUTION: A cleaning method of a fuel supply system for a liquid fuel rocket engine comprises a step of charging an oxidizer in a container, a step of supplying high pressure gas into the container to discharge the oxidizer at the same time as cleaning the inside of the container by forming vertex, and a step of collecting foreign substances within the oxidizer discharged from the container using a filter(12).
Abstract translation: 目的：提供一种用于液体燃料火箭发动机的燃料供应系统的清洁方法和装置，以通过清洁包括燃料容器的燃料供应系统来开发有效的可靠的火箭发动机。 构成：用于液体燃料火箭发动机的燃料供给系统的清洁方法包括将容器内的氧化剂进行充气的步骤，向容器供给高压气体以在清洗内部的同时排出氧化剂的步骤 通过形成顶点的容器，以及使用过滤器（12）收集从容器排出的氧化剂内的异物的步骤。
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公开(公告)号：KR101381569B1
公开(公告)日：2014-04-14
申请号：KR1020120117301
申请日：2012-10-22
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: The present invention relates to a thrust measuring system and method for a high altitude simulation test with a diffuser which can test the accurate thrust of an upper propulsion of a space launch vehicle by previously compensating various resistance components connected to the upper propulsion through a propulsion measuring device prior to a combustion test. The thrust measuring system according to an embodiment of the present invention employs the diffuser for measuring the thrust of the space launch vehicle at the time of combustion test on an propulsion engine of the space launch vehicle, and includes a thrust measuring/compensating device, the propulsion engine of the space launch vehicle, a vacuum chamber, and the diffuser.
Abstract translation: 本发明涉及一种用于具有扩散器的高空模拟试验的推力测量系统和方法，其可以通过预先补偿通过推进测量连接到上部推进器的各种阻力分量来测试空间运载火箭的上推进的精确推力 装置在燃烧试验之前。 根据本发明的实施例的推力测量系统使用扩散器来测量在空间运载火箭的推进发动机上的燃烧试验时的空间运载火箭的推力，并且包括推力测量/补偿装置， 太空运载火箭的推进发动机，真空室和扩散器。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR1020130077195A
公开(公告)日：2013-07-09
申请号：KR1020110145774
申请日：2011-12-29
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: A ground test apparatus of rocket engine for high altitude environment and a method thereof are provided to simulate relatively low nozzle back pressure environment according to spraying cooling water to the inside of nozzle, thereby preventing the delamination phenomenon which is the reason of nozzle vibration. CONSTITUTION: A ground test apparatus of rocket engine for high altitude environment includes a supporting unit (110), a watertight cap (120), and a cooling water supplying unit (130). The supporting unit fixes a rocket engine (10). The watertight cap is installed at the front end of nozzle (12) adjacent to a combustion chamber (11). The cooling water supplying unit supplies the cooling water to the inside of the nozzle. The cooling water supplying unit includes a flow control valve (133) which controls the supplying amount of the cooling water.
Abstract translation: 目的：提供一种用于高空环境的火箭发动机的地面试验装置及其方法，以根据向喷嘴内喷射冷却水来模拟相对较低的喷嘴背压环境，从而防止作为喷嘴振动的原因的分层现象 。 构成：用于高空环境的火箭发动机的地面试验装置包括支撑单元（110），防水盖（120）和冷却水供应单元（130）。 支撑单元固定火箭发动机（10）。 防水帽安装在与燃烧室（11）相邻的喷嘴（12）的前端。 冷却水供给部将冷却水供给到喷嘴内部。 冷却水供给单元包括控制冷却水的供给量的流量控制阀（133）。
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公开(公告)号：KR1020120022040A
公开(公告)日：2012-03-09
申请号：KR1020100085093
申请日：2010-08-31
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: A testing device for an outer heat inflow calculation to a fuel tank of very low temperatures and a testing method thereof are provided to consider lots of outer heat inflow paths to a fuel tank of very low temperatures and a measured value can be reflected in a projectile operation. CONSTITUTION: A testing device(100) for an outer heat inflow calculation to a fuel tank of very low temperatures comprises a fuel tank of very low temperatures(1), an outer cover(2), a gas feeding part(3), a measurement part, and a pressure controller(5). The fuel tank of very low temperatures plans a fuel tank of an actual projectile and is filled with the fuel(6) of very low temperatures. The outer cover covers the external side of the fuel tank of very low temperatures. The gas feeding part supplies gas(7) between the fuel tank of very low temperatures and outer cover. The measurement part measures an inner state of the fuel tank of very low temperatures. The pressure controller controls the pressure inside the fuel tank of very low temperatures.
Abstract translation: 目的：提供一种用于对非常低温度的燃料箱进行外部热流入计算的测试装置及其测试方法，以考虑到非常低温度的燃料箱的大量外部热流入路径，并且测量值可以反映在 射弹作战。 构成：用于对非常低温度的燃料箱进行外部热流入计算的测试装置（100）包括非常低温度的燃料箱（1），外盖（2），气体供给部分（3）， 测量部件和压力控制器（5）。 极低温度的燃油箱计划了一个实际射弹的燃油箱，并装满了极低温度的燃油（6）。 外盖覆盖非常低温度的燃油箱的外侧。 供气部分在非常低温的燃料箱和外盖之间提供气体（7）。 测量部件测量非常低温度的燃油箱的内部状态。 压力控制器控制燃料箱内的压力极低。
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公开(公告)号：KR100866320B1
公开(公告)日：2008-10-31
申请号：KR1020070039194
申请日：2007-04-23
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 발사체 엔진 등의 추진기관을 지상에서 연소 시험할 때에 극저온 추진제 저장용기 내 액체연료 및 산화제의 품질을 보다 효율적으로 관리하기 위한 극저온 추진제 속 비응축성 가압용 가스량 측정방법 및 측정장치에 관한 것이다. 본 발명에 따른 극저온 추진제 속 비응축성 가압용 가스량 측정방법은 극저온 추진제 저장용기의 상부를 해압하는 단계, 상기 저장용기 상부를 해압하면서 상기 극저온 추진제의 온도 및 상기 저장용기의 상부 압력을 측정하는 단계, 및 상기 저장용기의 상부 압력이 떨어진 후 변화하지 않기 시작하는 시점에서 상기 저장용기 상부의 해압을 중단하는 단계를 포함한다.
추진기관, 극저온 추진제, 가압용 가스-
公开(公告)号：KR101200539B1
公开(公告)日：2012-11-13
申请号：KR1020100085093
申请日：2010-08-31
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 극저온 연료탱크로의 외부 열 유입량 산정을 위한 시험 장치 및 방법에 관한 것이다. 본 극저온 연료탱크로의 외부 열 유입량 산정을 위한 시험 장치는 실제 발사체의 연료탱크를 모사하고 내부에 극저온 연료가 충전되는 극저온 연료탱크, 상기 극저온 연료탱크의 외측을 감싸는 외피, 상기 극저온 연료탱크와 상기 외피의 사이에 가스를 공급하는 가스공급부, 상기 극저온 연료탱크의 내부의 상태를 측정하는 측정부, 그리고 상기 극저온 연료탱크의 내부의 압력을 제어하는 압력제어부를 포함하고, 상기 가스공급부는 상기 실제 발사체의 연료탱크의 내부에 유입되는 외부 열이 상기 가스를 통해 모사될 수 있도록 상기 가스의 온도 및 압력을 조절한다. 본 발명에 의하면, 보다 정확하게 외부 열 유입량을 파악할 수 있고, 실제 발사체의 연료탱크로 유입되는 외부 열 유입량의 최대값을 모사하여 외부 열 유입량을 파악할 수 있으며, 극저온 연료탱크로의 외부 열의 유입경로를 보다 많이 고려할 수 있다.
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公开(公告)号：KR1020070049622A
公开(公告)日：2007-05-11
申请号：KR1020070039194
申请日：2007-04-23
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 발사체 엔진 등의 추진기관을 지상에서 연소 시험할 때에 극저온 추진제 저장용기 내 액체연료 및 산화제의 품질을 보다 효율적으로 관리하기 위한 극저온 추진제 속 비응축성 가압용 가스량 측정방법 및 측정장치에 관한 것이다. 본 발명에 따른 극저온 추진제 속 비응축성 가압용 가스량 측정방법은 극저온 추진제 저장용기의 상부를 해압하는 단계, 상기 저장용기 상부를 해압하면서 상기 극저온 추진제의 온도 및 상기 저장용기의 상부 압력을 측정하는 단계, 및 상기 저장용기의 상부 압력이 떨어진 후 변화하지 않기 시작하는 시점에서 상기 저장용기 상부의 해압을 중단하는 단계를 포함한다.
추진기관, 극저온 추진제, 가압용 가스
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