-
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.
-
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.
-
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-
公开(公告)号：KR100408093B1
公开(公告)日：2003-12-01
申请号：KR1020000040748
申请日：2000-07-14
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: G01L23/04
Abstract: PURPOSE: A method for measuring 6 components of a horizontal thrust is provided to carry out the calibration of engine mounting or a structure by obtaining calibration matrix for 6 components measured when combustion gas is discharged to the atmosphere via nozzles. CONSTITUTION: A method for measuring 6 components of a horizontal thrust includes the steps of mounting calibration load cells and measuring load cells for 6 components and obtaining a calibration constant of a thrust measuring device by applying a force to the calibration load cells and a calibration constant when an engine is mounted, carrying out calibration on the basis of the calibration constants obtained in the above step, and verifying calibration constant matrix applied in the previous step by simultaneously applying more than two calibration forces.
Abstract translation: 目的：提供一种测量水平推力的6个分量的方法，通过获得燃烧气体通过喷嘴向大气排放时测量的6个部件的校准矩阵来执行发动机安装或结构的校准。 构成：一种测量水平推力6个分量的方法包括以下步骤：安装校准称重传感器和测量6个部件的称重传感器，并通过对校准称重传感器施加力来获得推力测量设备的校准常数，以及校准常数 当安装发动机时，根据在上述步骤中获得的校准常数执行校准，并通过同时施加两个以上校准力来验证在前一步骤中应用的校准常数矩阵。
-
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。
-
Patent Agency Ranking
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。
-
公开(公告)号：KR101004360B1
公开(公告)日：2010-12-27
申请号：KR1020080096546
申请日：2008-10-01
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 고고도 시험설비의 고체 모터 소화 장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 고체 모터의 고고도 환경 실험 종료 후 고체 모터의 잔류 화염의 소화를 위한 고고도 시험설비의 고체 모터 소화 장치에 관한 것이다.
본 발명에 따른 고고도 시험설비의 고체 모터 소화 장치는 고체 모터 후방에 위치하는 노즐, 상기 노즐을 감싸는 디퓨져(diffuser)를 포함하는 고고도 시험설비의 고체 모터를 소화시키는 장치에 있어서, 소화(消火) 물질이 저장되는 용기, 상기 소화 물질을 상기 고체 모터로 배출하는 소화 배관, 상기 소화 배관에 장착되는 소화 배관 가이드부를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 따르면, 소화 물질의 배출을 위한 소화 배관을 고체 모터의 후방의 노즐에 인접하게 위치시켜 고체 모터의 잔류 화염을 소화함으로써, 고체 모터의 잔류 화염의 소화를 안전하고, 효율적으로 할 수 있다.
고체 모터, 디퓨져, 용기, 소화 배관, 소화 배관 가이드부-
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：KR1020030052127A
公开(公告)日：2003-06-26
申请号：KR1020010082019
申请日：2001-12-20
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F16K15/00
Abstract: PURPOSE: A check valve is provided to design a passage not to largely generate the inner differential pressure and to maintain the sealing though the elasticity of a spring for the inner sealing is not large. CONSTITUTION: The inside of a valve body(1) is formed in a streamline. A seat(2) is fixed in a secondary side(2) of the valve body through a seat bolt(6). A guide(5) is installed in a primary side(1') of the valve body. A spring(6) is installed between a spool(3) and the guide. The spool is combined with the guide. The spool maintains the sealing of the secondary side by contacting to the seat. Thereby, the processing error of the body and the seat is prevented and the leakage is prevented.
Abstract translation: 目的：提供止回阀来设计通道，不会大量产生内压差并保持密封，尽管内密封弹簧的弹性不大。 构成：阀体（1）的内部形成为流线。 座椅（2）通过座椅螺栓（6）固定在阀体的次级侧（2）中。 引导件（5）安装在阀体的初级侧（1'）中。 弹簧（6）安装在阀芯（3）和引导件之间。 阀芯与导轨结合。 阀芯通过与座椅接触来保持次级侧的密封。 由此，防止了主体和座椅的加工误差，防止了泄漏。
-
公开(公告)号：KR1020100037295A
公开(公告)日：2010-04-09
申请号：KR1020080096546
申请日：2008-10-01
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: An extinguisher apparatus of solid motor for high altitude simulation equipment is provided, which enables to extinguish flame rapidly and exactly. CONSTITUTION: An extinguisher apparatus of solid motor for high altitude simulation equipment comprises: a nozzle which locates at the rear of the solid motor; a diffuser covering a nozzle; a container(110) in which the extinguishing medium is saved; a extinguisher pipe(120) discharging the extinguishing medium to the solid motor; and an extinguisher pipe guide unit(130) mounted on the extinguisher pipe. The extinguisher pipe guide unit includes: a connecting part mounted on the extinguisher pipe; a plurality of support stands connected to the connecting part; and a sliding member mounted on the other end of the support stand.
Abstract translation: 目的：提供高空模拟设备固体电动机灭火装置，快速，准确地熄灭火焰。 构成：用于高空模拟设备的固体电动机的灭火装置包括：位于实心电动机后部的喷嘴; 覆盖喷嘴的扩散器; 储存灭火介质的容器（110）; 将熄灭介质排放到固体电动机上的灭火器管道（120） 和安装在灭火器管上的灭火器导管单元（130）。 灭火器导管单元包括：安装在灭火器管上的连接部件; 连接到所述连接部的多个支撑架; 以及安装在所述支撑架的另一端的滑动构件。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
15
records
(took 0.021 seconds)
