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公开(公告)号：KR1020050064537A
公开(公告)日：2005-06-29
申请号：KR1020030096001
申请日：2003-12-24
Applicant: 한국항공우주연구원
Inventor： 김성룡
IPC: B64G5/00
Abstract: 본 발명은 로켓에서 분사되는 화염이 로켓으로 다시 역류함이 없이, 그리고 화염 유도로의 외부로 원활하게 배출되도록 한 로켓 화염 편향기와 이를 이용한 화염 유도로에 관한 것이다.
본 발명에 의하면, 화염 입구와 화염 출구를 구비하는 로켓 발사대의 화염 유도로에 있어서, 상기 화염 유도로의 화염 입구 하방에 위치하여 화염 입구로부터 유입되는 화염을 제 1 소정각으로 유도하는 상단부, 상기 상단부와 제 2 소정각 절곡 연장 형성되어 상단부로부터 유입되는 화염을 제 2 소정각 편향하는 중단부, 및 상기 중단부와 제 3 소정각 절곡 연장 형성되어 상기 중단부로부터 유입되는 화염을 제 3 소정각 편향시켜서 상기 화염 출구로 배출하는 하단부를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다. 상기와 같은 구성에 의하면, 로켓에서 분사되는 화염이 역류하는 것을 방지함과 동시에 화염 유도로 외부로 원활하게 화염을 원활하게 배출할 수 있는 이점이 있다.-
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公开(公告)号：KR1020140083263A
公开(公告)日：2014-07-04
申请号：KR1020120152808
申请日：2012-12-26
Applicant: 한국항공우주연구원
Inventor： 김성룡
CPC classification number: F02K9/96 , G01M99/002 , G01N3/60 , G01N2203/0057 , G01N2203/0226
Abstract: An objective of the present invention is to provide a machine for a close-to-life simulation of heating a basal portion of a real rocket by exhaust gas. Provided is a complex heating apparatus which simulates radiant heat and convection heat close to reality in accordance with a heat transfer phenomenon where radiant heating by the exhaust gas of a rocket engine occurs at first, and, after a predetermined time, convection heating by the direct contact of high temperature gas occurs additionally, when the basal portion of a ballistic body is heated.
Abstract translation: 本发明的目的是提供一种用于通过废气加热真实火箭的基部的近似模拟的机器。 提供了一种复杂的加热装置，其根据传热现象模拟接近实际的辐射热和对流热，其中首先发生火箭发动机的废气的辐射加热，并且在预定时间之后，通过直接的对流加热 当弹道体的基部被加热时，另外发生高温气体的接触。
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公开(公告)号：KR100545164B1
公开(公告)日：2006-01-24
申请号：KR1020030096001
申请日：2003-12-24
Applicant: 한국항공우주연구원
Inventor： 김성룡
IPC: B64G5/00
Abstract: 본 발명은 로켓에서 분사되는 화염이 로켓으로 다시 역류함이 없이, 그리고 화염 유도로의 외부로 원활하게 배출되도록 한 로켓 화염 편향기와 이를 이용한 화염 유도로에 관한 것이다.
본 발명에 의하면, 화염 입구와 화염 출구를 구비하는 로켓 발사대의 화염 유도로에 있어서, 상기 화염 유도로의 화염 입구 하방에 위치하여 화염 입구로부터 유입되는 화염을 제 1 소정각으로 유도하는 상단부, 상기 상단부와 제 2 소정각 절곡 연장 형성되어 상단부로부터 유입되는 화염을 제 2 소정각 편향하는 중단부, 및 상기 중단부와 제 3 소정각 절곡 연장 형성되어 상기 중단부로부터 유입되는 화염을 제 3 소정각 편향시켜서 상기 화염 출구로 배출하는 하단부를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다. 상기와 같은 구성에 의하면, 로켓에서 분사되는 화염이 역류하는 것을 방지함과 동시에 화염 유도로 외부로 원활하게 화염을 원활하게 배출할 수 있는 이점이 있다.
로켓, 로켓 발사대, 화염, 화염 유도로, 편향기-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR101644293B1
公开(公告)日：2016-08-01
申请号：KR1020150190724
申请日：2015-12-31
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본발명은발사체단 이송및 기립장치에관한것이다. 본발명의일실시예에따른발사체단 이송및 기립장치는운반체에의해발사대또는단 시험설비로운반되며, 상기발사대또는단 시험설비의바닥에고정되도록말단에보스가구비된서포트러그및 상기서포트러그가양 측면에배열설치된베이스프레임을포함하는하부유닛, 상기하부유닛의상부에배치되며회동가능하도록하부유닛에힌지연결된베이스빔 및상기베이스빔의안쪽에서포트빔을통해배치되며서로이격된제1,2 슬라이드레일을포함하는상부유닛, 상기상,하부유닛에양단이회동가능하게체결되어상부유닛을기립시키는기립유닛, 상기제1 슬라이드레일에슬라이딩가능하게연결되며발사체단의전단부를지지하고결속하는제1 슬라이딩유닛, 상기제2 슬라이드레일에연결되어슬라이딩구동부를매개로제2 슬라이드레일을따라슬라이딩하는제2 슬라이딩유닛, 상기제1,2 슬라이딩유닛을연결하여연동시키는커넥팅프레임및 상기발사체단의후단부에접속되는원판형의어댑터링에연결되고적어도일부가슬라이딩프레임에체결된원추형의지지체및 상기지지체에구비되어발사대또는단 시험설비에설치되는서포트프레임이구비된고정자를포함한다. 따라서발사대또는단 시험설비에발사체단을기립설치하기위한작업및 유지보수가용이한측면이있다.
Abstract translation: 发射台运输和架设装置技术领域本发明涉及发射台传送和架设装置。 根据本发明的实施例的发射台传送和架设装置包括：通过传送器传送到发射台或台架测试设备的下部单元，并且包括在终端上具有凸台的支撑腿，以固定在底部 的发射台或舞台测试装置，以及具有布置在其两个侧表面上的支撑腿的基座; 上部单元，其包括布置在下部单元的上部并且铰链连接到要旋转的下部单元的基部梁，以及布置在基部梁的内侧上并彼此分离的第一和第二滑轨; 与所述上部和下部单元联接以使两端旋转以竖起所述上部单元的竖立单元; 第一滑动单元，连接到第一滑轨以被滑动并支撑并联接发射台的前端; 第二滑动单元，连接到所述第二滑轨并沿着所述第二滑轨滑动; 连接和连接第一和第二滑动单元的连接框架; 以及定子，其包括连接到连接到发射台的后端的盘式适配器环的圆锥形支撑件，并且具有至少一部分与滑动框架联接的支撑框架，并且形成在支撑件上并安装在支架上 发射台或舞台测试设备。 因此，发射台运输和架设装置可以方便地在发射台或舞台测试设备上架设发射台，并且易于维护。
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公开(公告)号：KR1020150076545A
公开(公告)日：2015-07-07
申请号：KR1020130164861
申请日：2013-12-27
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본발명은로켓엔진의하부에설치되는베이스프레임; 상기베이스프레임에의해지지되되, 내부에유동공간이형성되는화염유도부재; 및상기화염유도부재의내부유동공간으로냉각수를공급하여상기화염유도부재를냉각시키는냉각부;를포함하는것을특징으로한다. 본발명에의하면, 복수개의화염유도부재를상호연결하여이의결합체에의해로켓엔진의화염을유도함으로써, 로켓엔진의화염에의해화염유도부재가변형또는파손시 변형또는파손된화염유도부재만을교체할수 있도록하여보수비용을절감하고보수시간을단축할수 있는효과가있다.
Abstract translation: 本发明涉及一种火箭发动机燃烧测试设备的火焰引导系统，包括：安装在火箭发动机下方的底架; 火焰引导构件，其由所述基座框架支撑以在内部形成流动空间; 以及用于将冷却剂供给到火焰引导构件内部的流动空间以冷却火焰引导构件的冷却部件。 根据本发明，火箭发动机燃烧检测设备的火焰引导系统通过在火焰引导构件被火箭的火焰变形或损坏时允许专门更换变形或损坏的火焰引导构件来降低维护成本和时间 作为多个火焰引导构件的发动机连接在一起以引导火箭发动机的火焰。
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公开(公告)号：KR101428314B1
公开(公告)日：2014-09-23
申请号：KR1020120152808
申请日：2012-12-26
Applicant: 한국항공우주연구원
Inventor： 김성룡
Abstract: 실제 로켓 배기 가스에 의한 기저부 가열을 실제에 가깝게 모사할 수 있는 장비를 제공하기 위한 것이다. 발사체 기저부 가열은 로켓 엔진의 배기가스에 의한 복사가열이 먼저 나타나고 일정 시간 후에 고온 가스에 직접 접촉하는 대류 가열에 추가적으로 나타나는 열 전달 현상에 맞추어 실제에 가까운 복사열, 대류열을 모사하는 복합 가열장치를 제공하는 것 에 있다.
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公开(公告)号：KR101301338B1
公开(公告)日：2013-08-29
申请号：KR1020110127929
申请日：2011-12-01
Applicant: 한국항공우주연구원
Inventor： 김성룡
Abstract: 본 발명은 진공 탈기 방식의 발사체용 단열재에 관한 것으로, 구체적으로 본 발명은 단열재 내부에 불활성 기체가 충진되므로, 단열재가 열로 인해 손상되는 것을 방지할 수 있고, 전도와 복사 열 전달을 동시에 차단할 수 있는 진공 탈기 방식의 발사체용 단열재에 관한 것이다.
또한, 본 발명은 발사체의 외면에 부착되는 단열재에 있어서, 단열재의 내부에는 기공이 형성되고, 기공에는 불활성 기체가 충진되어, 주변 압력이 진공이 되면 불활성 기체가 단열재의 외부로 빠져나오는 것을 특징으로 한다.-
公开(公告)号：KR1020100079805A
公开(公告)日：2010-07-08
申请号：KR1020080138380
申请日：2008-12-31
Applicant: 한국항공우주연구원
Inventor： 김성룡
CPC classification number: F23G7/065 , F23G5/16 , F23G2202/103 , F23G2209/14 , F23G2900/50213
Abstract: PURPOSE: A Low-Nitrogen Oxide combustor is provided to secure complete combustion by connecting first and second combustion chambers using a pulse tube. CONSTITUTION: A Low-Nitrogen Oxide combustor(100) comprises first and second combustion chambers(130,160), an air valve(140), a fuel valve(150), and a pulse tube(170). A first air feeding pipe(110) is coupled to one side of the first combustion chamber, and a fuel feeding pipe(120) is coupled to the other side. The air valve and the fuel valve are opened and closed by a difference between the supply pressure supplied to the first combustion chamber and the internal pressure of the first combustion chamber. A second air feeding pipe(161) is coupled to one side of the second combustion chamber, and an exhaust pipe(163) is coupled to the other side. The pulse tube connects the first and second combustion chambers.
Abstract translation: 目的：提供低氮氧化物燃烧器，以通过使用脉冲管连接第一和第二燃烧室来确保完全燃烧。 构成：低氮氧化物燃烧器（100）包括第一和第二燃烧室（130,160），空气阀（140），燃料阀（150）和脉冲管（170）。 第一空气供给管（110）联接到第一燃烧室的一侧，并且燃料供给管（120）联接到另一侧。 通过供给到第一燃烧室的供给压力和第一燃烧室的内部压力之间的差，打开和关闭空气阀和燃料阀。 第二空气供给管161联接到第二燃烧室的一侧，并且排气管163被联接到另一侧。 脉冲管连接第一和第二燃烧室。
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