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公开(公告)号：KR101005756B1
公开(公告)日：2011-01-06
申请号：KR1020090019303
申请日：2009-03-06
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명에 따른 터보펌프 가스발생기 연계시험에서의 가스발생기 혼합비 제어장치 및 제어방법은, 산화제공급배관과 연료공급배관의 압력차에 의해 가스발생기로 공급되는 산화제와 연료의 유량을 조절함으로써, 상기 산화제와 연료의 혼합비의 변경이 용이하며, 변경된 혼합비를 실험과정에서 일정하게 유지할 수 있는 장점이 있다.
개시된 터보펌프 가스발생기 연계시험에서의 가스발생기 혼합비 제어장치는, 산화제공급배관과 연료공급배관의 압력차에 의해 가스발생기로 공급되는 산화제와 연료의 유량을 조절함으로써, 상기 산화제와 연료의 혼합비의 변경이 용이하며, 변경된 혼합비를 실험과정에서 일정하게 유지할 수 있는 장점이 있다.
액체로켓엔진, 가스발생기, 혼합비, 산화제, 연료-
公开(公告)号：KR1020050066070A
公开(公告)日：2005-06-30
申请号：KR1020030097277
申请日：2003-12-26
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/96
Abstract: 본 발명은 로켓 엔진에 적용되는 분사기의 연소 안정성 시험 평가를 위한 장치에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 기체 산소를 공급해주는 산화제 공급 시스템과 연료로 사용되는 기체 메탄과 프로판 공급 시스템, 각각 유량을 측정하는 유량 측정 시스템, 산화제와 연료가 분사되는 분사기 헤드, 산화제와 연료가 분사되어 혼합과정을 통해 연소하는 연소실, 그리고 연소실내에서 발생하는 동적인 압력(dynamic pressure)을 측정하는 계측 시스템으로 구성되는 로켓 엔진 분사기 연소 안정성 평가 장치에 관한 것이다.
이러한 본 발명은 산소 저장 실린더(100)와 메탄 저장 실린더(200) 및 프로판 저장 실린더(300)가 유량 측정 시스템(600)을 통과하여 공급되는 분사기(401)와,
상기 분사기(401)가 설치되며 연소실(500)에 분사되도록 하는 분사기 헤드(400)로 형성되어 연소 안정성 평가가 가능하도록 구성됨을 특징으로 하는 것이다.-
公开(公告)号：KR1020050056628A
公开(公告)日：2005-06-16
申请号：KR1020030089668
申请日：2003-12-10
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: G01M99/00
Abstract: 본 발명은, 액체로켓엔진에서 인위적 주기함수를 발생시켜 인젝터 동특성 측정을 위한 압력교란장치에 관한 것이다.
특히, 유체탱크부로 부터 유입된 유체를 펄세이터부에서 인위적인 주기함수를 발생시켜 인젝터부로 배출하되, 상기 펄세이터부는 몸체 내측으로 유체가 임시 저장후 배출하기 위한 분배챔버와, 유체에 교란이 발생토록 상기 분배챔버 내부공간에 설치되는 펄세이터와, 유체가 이동되는 유로헤드를 개재하여 상기 인젝터부로 배출하기 위한 배출챔버 및, 배출되는 유체의 유량을 조절하는 유량제어밸브와 인젝터유입밸브가 각각 구비되는 구성으로 이루어진다.
이에따라, 연소시험시 연소가 안정된 환경에서 압력조절과 유량측정이 이루어질 수 있도록 하고, 압력섭동의 크기와 주파수 범위를 증가시켜 액체의 불균일성과 공동현상의 발생을 방지할 수 있도록 하는 것이다.-
公开(公告)号：KR100495484B1
公开(公告)日：2005-06-14
申请号：KR1020020079199
申请日：2002-12-12
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/96
Abstract: 본 발명은 액체로켓 엔진 개발의 초기 단계에서 수행될 연소시험 이전에 액체로켓엔진의 단일 분사기에 대한 수력학적 특성인 분무의 질량분포 자료를 획득하기 위한 비연소(수류) 시험장치로서, 수류시험 대상 단일 분사기에서 분사되는 다양한 모의 유체 조합에 대해 분사기의 하부에서 추진제의 이차원적인 질량분포를 안정적으로 계측하는 인젝터의 분무형태를 측정하는 튜브다발 형상의 패터네이터에 관한 것이다.
이러한 본 발명은 다수의 관 삽입홀(20)이 형성되고 유체 배수판(3)에 연결되는 지지판(2)과,
상기 관 삽입홀(20)에 독립되게 수직으로 설치되는 채집관(1)과,
상기 채집관(1)의 하측에 연결되며 연결판(9)을 통하여 채집용기(8)에 독립되게 연결되는 테프론 튜브(6)로 이루어짐을 특징으로 하는 것이다.-
公开(公告)号：KR101755279B1
公开(公告)日：2017-07-07
申请号：KR1020150186513
申请日：2015-12-24
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본발명은기밀마개의재 사용이가능하고, 다양한압력조건에맞게진공분리시점을제어할수 있는고공환경모사장비용진공분리장치를제공하는것이그 기술적과제이다. 이를위해, 본발명의고공환경모사장비용진공분리장치는, 개방부를가지는진공용기를포함한고공환경모사장비에사용되는진공환경모사장비용진공분리장치로, 상기개방부를막는제1 기밀마개; 및상기진공용기와상기제1 기밀마개사이에구비되며상기제1 기밀마개를개방시키는제1 마개구동부를포함한다.
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR1020170076364A
公开(公告)日：2017-07-04
申请号：KR1020150186513
申请日：2015-12-24
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본발명은기밀마개의재 사용이가능하고, 다양한압력조건에맞게진공분리시점을제어할수 있는고공환경모사장비용진공분리장치를제공하는것이그 기술적과제이다. 이를위해, 본발명의고공환경모사장비용진공분리장치는, 개방부를가지는진공용기를포함한고공환경모사장비에사용되는진공환경모사장비용진공분리장치로, 상기개방부를막는제1 기밀마개; 및상기진공용기와상기제1 기밀마개사이에구비되며상기제1 기밀마개를개방시키는제1 마개구동부를포함한다.
Abstract translation: 本发明的技术目的是提供一种能够根据各种压力条件重新使用气密盖并且控制真空分离正时的用于高环境环境的真空分离装置。 为此，本发明的高海拔环境mosajang成本真空释放机构，在高海拔环境模拟设备的真空环境mosajang成本真空分离设备，其包括具有一个开口，一个第一气密塞子停止开口的真空腔室; 以及设置在真空容器与第一气密盖之间并打开第一气密盖的第一插塞驱动部。
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公开(公告)号：KR101520817B1
公开(公告)日：2015-05-18
申请号：KR1020130152008
申请日：2013-12-09
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본발명의로켓이송장치는, 로켓엔진을이송하기위한로켓엔진이송장치로서, 상기로켓엔진이송장치는, 하부각 모서리부위에캐스터가설치되고, 일측에손잡이가설치된바디; 상기바디상에승강가능하게설치되는베이스; 상기베이스상에서전,후이동가능하게설치되는전후이동부재; 상기전후이동부재상에서좌우이동가능하게설치되는좌우이동부재; 및상기좌우이동부재상에서회전가능하게설치되며, 로켓엔진이안착되는안착부재;를포함하며, 상기베이스를바디로부터승강시키기위한승강수단을더 포함하되, 상기승강수단은, 상기바디의내부에승강용핸들에의해회전가능하게설치되며, 웜휠을갖는구동축; 상기구동축과제1 베벨기어에의해직교하게연결되어, 상기구동축과함께연동회전되는동력전달축; 상기동력전달축과제2 베벨기어에의해직교하게연결되어상기동력전달축과연동회전되며, 웜휠을갖는종동축; 상기바디내의각 모서리에설치된채, 상기구동축및 종동축의회전동력에의해승강되면서상기베이스를승강시켜주는스크류잭을포함하고있는복수의승강블록으로구성됨에따라,로켓엔진을로켓의몸체또는로켓엔진실험설비에정확하게장착하기위해, 높이조절, 전후좌우위치조절및 기울기조절등을용이하게시행할수 있는장점을얻을수 있다.
Abstract translation: 火箭发动机的转移装置技术领域本发明涉及一种火箭发动机的输送装置，其特征在于，具备：把手固定在一侧的主体和安装在各个角部的脚轮; 安装在身体上的基座; 前后可动构件; 安装在前后可动部件中的左右可动部件; 以及安装构件，其中所述火箭发动机被安装在可移动地安装在所述左右可动构件中，所述可移动构件还包括用于从所述主体升高基座的升降装置。 构造成多个升降块的升降装置包括：驱动轴，其具有由手柄可移动地安装以在所述主体内部升高的蜗轮; 动力传递轴，其与所述驱动轴一起旋转，与所述驱动轴正交连接;以及第一锥齿轮; 驱动轴，其具有与动力传递轴一起旋转的蜗轮，与动力传递轴正交连接;第二锥齿轮; 以及螺钉千斤顶，其通过驱动轴和从动轴的旋转动力而被安装在主体的每个角部中，从而将火箭准确地安装在火箭发动机或火箭发动机测试设备上，可以获得优点 作为高度调整，可以容易地进行向前调整，向后调整，右调整，左调整，倾斜调整等。
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公开(公告)号：KR100911454B1
公开(公告)日：2009-08-11
申请号：KR1020070127772
申请日：2007-12-10
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명에 따르면, 액체로켓엔진의 회전수 정보, 진동 정보, 압력 정보, 온도 정보, 연소되는 불꽃의 감지에 따른 광학 정보를 포함한 센싱정보를 감지하여 전송하는 복수 개의 신호감지부; 각각의 신호감지부에 대응되도록 구비되고, 상기 신호감지부에서 전송받은 센싱정보를 디지털 신호 처리하고, 처리된 센싱정보와 기 저장된 임계조건을 상호 비교하여 비교 결과를 전송하는 복수 개의 신호처리부; 신호처리부로부터 비교결과를 전송받고, 2개 또는 2개 이상의 신호처리부에서 전송받은 각각의 센싱정보가 기 저장된 임계조건을 동시에 벗어난 경우, 액체로켓엔진을 비상 정지시키기 위한 비상정지신호를 발생하는 비상정지제어부; 및 액체로켓엔진의 구동을 제어하되, 비상정지제어부로부터 비상정지신호를 전송받는 경우 액체로켓엔진을 비상 정지시키는 액체로켓제어부를 포함하는 액체로켓엔진 비상보호 시스템이 제공된다. 개시된 액체로켓엔진 비상보호 시스템에 따르면, 신호감지부와 신호처리부를 다중으로 구축하고 2개 또는 2개 이상의 신호처리부에서 처리된 정보가 동시에 비상정지 요건에 해당되는 경우 액체로켓엔진의 비상보호가 수행되며, 별도의 모사신호의 검증을 통해 비상보호 시스템의 신뢰성 향상을 꾀할 수 있다.
액체로켓엔진, 센서, 비상정지, 비상보호-
公开(公告)号：KR1020050063237A
公开(公告)日：2005-06-28
申请号：KR1020030094616
申请日：2003-12-22
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F15B15/06
Abstract: 본 발명은 좁은 공간에 복잡한 설비를 구성할 때 볼밸브를 구동시키는 공압 액츄에이터에 관한 것으로,
더욱 상세하게는 공압에 의해 왕복운동을 하는 피스톤을 주동절로 하고, 직선왕복운동을 회전운동으로 전환하는 원통캠을 종동절로 하여, 피스톤의 왕복운동을 원통캠이 회전운동으로 전환하여 볼밸브를 개폐할 수 있도록 하는 원통캠을 이용한 볼밸브용 공압 액츄에이터에 관한 것이다.
이러한 본 발명은 공압에 의해 액츄에이터 몸체(1)의 내부에서 직선왕복운동하며 하측으로 회전안내 돌기(8)가 형성된 피스톤(2)과,
상기 회전안내 돌기(8)가 결합되는 회전안내홈(12)이 형성되어 피스톤(2)의 직선왕복운동을 회전운동으로 변환하는 원통캠(5)과,
상기 원통캠(5)의 회전운동을 볼밸브(13)에 전달하여 개폐되도록 하는 풀림방지 너트(10)로 이루어짐을 특징으로 하는 것이다.-
公开(公告)号：KR100444657B1
公开(公告)日：2004-08-30
申请号：KR1020010084624
申请日：2001-12-26
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: B64G5/00
Abstract: PURPOSE: An emergency stop system of a performance test in a liquid rocket engine test equipment and a method thereof are provided to protect the test equipment and the engine by stopping promptly in an emergency with detecting pressure and vibration signals. CONSTITUTION: An emergency stop system for a liquid rocket engine test equipment is composed of a dynamic pressure sensor(1) installed in the rocket engine to measure fluctuation of high frequency dynamic pressure; an acceleration sensor(2) mounted to a rocket engine support bar to measure high frequency vibration of the structure; a high frequency measuring unit(3) supplying power to the pressure sensor and the acceleration sensor and having an amplifier sending the signal to the gauge by amplifying the signal; a high frequency pass filter(4) removing low frequency signals according to pressure and vibration signals from sensors; an analog/digital converter(5) converting signals from the high frequency pass filter; a signal deciding unit(6) deciding transmission of an emergency stop synchronous signal to a PLC(Program Logic Controller) computer(9) by detecting vibration; and a digital/analog converter(8) transmitting a TTL signal to the PLC computer in satisfying emergency condition. The rocket engine and the test equipment are protected by stopping the test quickly in an emergency.
Abstract translation: 目的：提供一种在液体火箭发动机测试设备中的性能测试的紧急停止系统及其方法，以在紧急情况下通过检测压力和振动信号而立即停止以保护测试设备和发动机。 一种液体火箭发动机试验设备的急停系统，包括安装在火箭发动机中的动态压力传感器（1），用于测量高频动压的波动; 安装在火箭发动机支撑杆上的加速度传感器（2），用于测量结构的高频振动; 高频测量单元（3），向压力传感器和加速度传感器供电，并且具有通过放大信号而将信号发送到量表的放大器; 高频通滤波器（4），根据来自传感器的压力和振动信号去除低频信号; 模数转换器（5），用于转换来自高频通滤波器的信号; 信号判定单元（6），通过检测振动来判定向PLC（程序逻辑控制器）计算机（9）发送紧急停止同步信号; 和一个数字/模拟转换器（8），用于在满足紧急情况下向PLC计算机发送TTL信号。 在紧急情况下，火箭发动机和测试设备受到迅速停止测试的保护。
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