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公开(公告)号：WO2012091368A2
公开(公告)日：2012-07-05
申请号：PCT/KR2011/010042
申请日：2011-12-23
CPC classification number: F23M5/08 , B21D22/16 , B21D51/16 , B21K21/02 , B22D18/06 , B22D21/025 , B22D25/02 , C22C9/00 , C22F1/08 , Y10T29/49991
Abstract: 본 발명은 재생 냉각형 연소기 챔버의 내측 구조물의 제작방법에 관한 것으로, 상세하게는 구리 합금을 진공 또는 대기주조 공정에 의하여 실린더 구조물을 제작하는 단계, 상기 실린더 구조물을 단조하고 압연하여 일정한 두께를 갖는 원형판을 제작하는 단계, 상기 원형판을 열처리 및 기계 가공한 다음, 스피닝 가공하여 재생 냉각형 연소기 챔버의 형상으로 제작한 후 열처리하는 단계를 포함함으로써, 연소기 챔버의 내측 구조물의 그레인 사이즈가 균일화, 미세화되어, 연소기 챔버의 외측 구조물과의 조립을 위한 내측 구조물의 벌징 공정에 있어서 구조물의 네킹(necking), 파손이 발생되지 않아 신뢰성 향상의 효과를 누릴 수 있는 재생 냉각형 연소기 챔버의 내측 구조물의 제작방법에 관한 것이다.
Abstract translation: 被
本发明包括通过使汽缸的结构，具体的步骤，根据再现冷却燃烧室至真空或空气铸造过程的内部结构，所述气缸结构的制造方法中的铜合金 该方法包括制造具有通过锻造和热处理和机加工轧制，圆形板的内部结构，然后，通过包括热处理，燃烧室的步骤在播放冷却燃烧室的形式产生的纺丝工序后的厚度均匀的圆板 通过防止在与燃烧室的外部结构组装在一起的内部结构的膨胀过程中结构的颈缩和破裂，能够获得提高可靠性的效果的冷却型燃烧室， 制造腔室的内部结构的方法技术领域本发明涉及一种制造腔室的内部结构的方法。
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公开(公告)号：KR1020110037780A
公开(公告)日：2011-04-13
申请号：KR1020090095346
申请日：2009-10-07
Applicant: 한국항공우주연구원
CPC classification number: F02K9/97 , B23P15/008 , F02K9/60 , F02K99/00
Abstract: PURPOSE: Device and method for manufacturing the outer cover of a combustor nozzle of a liquid rocket engine are provided to remove the need for a separate heating unit since a conical outer cover is heated using a rotary support and a gas torch. CONSTITUTION: A device for manufacturing the outer cover of a combustor nozzle of a liquid rocket engine comprises a lower tool(100) and an upper tool. The lower tool comprises lower tool mold(110) and a tool support(120). The lower tool mold has a shape, which matches with the inner shape of the outer cover of a nozzle. The tool support is coupled to the lower part of the lower tool mold and supports the lower tool mold. The upper tool comprises a upper tool mold, which has a shape matching with the outer shape of the outer cover of the nozzle, and a fixed plate, which is coupled to the upper end of the upper tool mold.
Abstract translation: 目的：提供用于制造液体火箭发动机的燃烧器喷嘴的外盖的装置和方法，以消除对单独的加热单元的需要，因为锥形外盖使用旋转支撑件和气体焰炬加热。 构成：用于制造液体火箭发动机的燃烧器喷嘴的外盖的装置包括下部工具（100）和上部工具。 下部工具包括下部工具模具（110）和工具支撑件（120）。 下模具具有与喷嘴的外盖的内部形状相匹配的形状。 工具支撑件联接到下工具模具的下部并支撑下模具。 上部工具包括具有与喷嘴的外盖的外形匹配的形状的上部工具模具和联接到上部模具的上端的固定板。
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公开(公告)号：KR101014787B1
公开(公告)日：2011-02-14
申请号：KR1020080083440
申请日：2008-08-26
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 액체로켓의 연소기 헤드에 관한 것으로서, 상부는 돔형으로 형성되고 그 내부에는 인젝터를 일정한 형태로 위치시키는 인젝터 페이스가 형성되어 있으며 그 중앙 상부에는 산화제 공급관이 연결된 헤드와, 상기 헤드의 플랜지부와 연소기를 김발구조물에 장착할 수 있도록 하는 조립링체 사이에 설치된 김발지지대를 포함하는 액체로켓 연소기에 있어서, 상기 산화제 공급관이 연결되는 연소기 헤드의 상면과 조립링체 사이에 헤드의 수직변형을 감소시키는 김발보강대가 설치된 것을 특징으로 하여, 연소기가 고압에서 작동 시 헤드의 변형을 감소시킬 수 있다.
액체로켓, 연소기, 헤드, 돔, 인젝터 페이스, 김발지지대, 수직보강재-
公开(公告)号：KR1020100024742A
公开(公告)日：2010-03-08
申请号：KR1020080083440
申请日：2008-08-26
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: A combustor head of a liquid propellant rocket is provided to facilitate the manufacture of a combustor by detachably installing a vertical reinforcing member inside a head. CONSTITUTION: A combustor head of a liquid propellant rocket comprises a head(110), a support(160), and a reinforcing frame(170). The head is domed. An injector and an injector pace face(112) are formed inside the head. An oxidizing agent supply pipe(140) is connected to the upper center of the head. The support is installed between a flange part(110a) of the head and an assembly ring body(150) for mounting a combustor. The reinforcing frame reduces the vertical deformation of the head between the upper side of the combustor head and the assembly ring body.
Abstract translation: 目的：提供液体推进剂火箭的燃烧器头部，以通过将头部内的垂直加强件可拆卸地安装来促进燃烧器的制造。 构成：液体推进剂火箭的燃烧器头包括头部（110），支撑件（160）和加强框架（170）。 头是圆顶。 头部内部形成有喷射器和喷射器起搏面（112）。 氧化剂供给管（140）连接到头部的上部中心。 支撑件安装在头部的凸缘部分（110a）和用于安装燃烧器的组装环体（150）之间。 加强框架减小了头部在燃烧器头部的上侧和组装环体之间的垂直变形。
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公开(公告)号：KR1020090073334A
公开(公告)日：2009-07-03
申请号：KR1020070141251
申请日：2007-12-31
Applicant: 한국항공우주연구원
CPC classification number: F02K9/64 , F02K9/96 , F05D2260/81
Abstract: A bidirectional regenerative cooling combustion chamber for a liquid rocket engine is provided to reduce the outermost diameter of an engine by positioning a fuel inlet pipe between the one end and head of a nozzle so that fuel bidirectionally flows in case two or more combustor are assembled. A bidirectional regenerative cooling combustion chamber(200) for a liquid rocket engine comprises: a fuel inlet pipe(110) being formed so that fuel flows into one side; a fuel ring which uniformly supplies the fuel flowed through the fuel inlet pipe to a cooling channel; an orifice inducing the supplied fuel to a head direction cooling channel or a nozzle direction cooling channel; and a return cooling channel inducing the fuel, supplied to the nozzle direction cooling channel, to the head direction in the end of the nozzle.
Abstract translation: 提供了一种用于液体火箭发动机的双向再生冷却燃烧室，用于通过将燃料入口管定位在喷嘴的一端和头部之间来减小发动机的最外径，使得在组装两个或多个燃烧器的情况下燃料双向流动。 用于液体火箭发动机的双向再生冷却燃烧室（200）包括：燃料进入管（110），其形成为使得燃料流入一侧; 燃料环，其将通过燃料入口管流动的燃料均匀地供应到冷却通道; 将供应的燃料引导到头部方向冷却通道或喷嘴方向冷却通道的孔口; 以及向喷嘴方向冷却通道供给燃料的返回冷却通道在喷嘴端部的头部方向。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR100666161B1
公开(公告)日：2007-01-09
申请号：KR1020040115009
申请日：2004-12-29
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/62
Abstract: 본 발명은 액체로켓 연소기의 분사기형 배플에 관한 것으로, 특히 연소기의 분사헤드 분사면에 설치되어 연소실 내에서 추진제의 연소시 발생하는 고온, 고압의 조건에서 자체 내부냉각기능을 가지고 있어 파손되지 않으며, 액체연료와 산화제의 분사기능을 가지고 있어 연소효율을 높이면서도, 종래의 배플이 갖는 연소안정화를 이룰수 있는 액체로켓의 연소기의 분사기형 배플에 관한 것이다.
상기한 목적을 달성하기 위한 본 발명의 제 1특징은 액체로켓의 연소기 분사헤드의 분사면에 설치되어 연소실의 일부를 구획하는 배플에 있어서, 상기 배플은 액체연료와 산화제를 연소실로 분사시키는 다수의 분사기가 분사헤드의 분사면에 돌출되게 설치되어 연소실의 일부를 구획하도록 상기 다수의 분사기가 분사헤드 분사면상의 중앙부에 환형의 격벽을 이루도록 설치되며, 또한 다수의 분사기가 상기 환형의 격벽 외주로 방사형의 격벽을 이루도록 설치되는 액체로켓 연소기의 분사기형 배플에 있다.
액체로켓엔진, 로켓, 연소실, 연소안정화장치, 내부냉각-
公开(公告)号：KR100614631B1
公开(公告)日：2006-08-21
申请号：KR1020030088182
申请日：2003-12-05
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은, 로켓 연소기 노즐냉각장치에 관한 것이다.
특히, 내측으로 챔버가 형성되는 원통형의 헤드부에 중공상의 몸체부가 고정결합되고 상기 몸체부를 일측에서 지지하는 지지부로 이루어지는 하우징과, 상기 헤드부의 챔버 내측으로 고정 결합되고, 내측으로 직경이 축소후 확대되는 노즐구가 형성되며 그 외주연으로 냉각수가 유동토록 원반형홈이 형성되는 노즐과, 상기 원반형홈에 소정간격 유지하며 끼워지는 한쌍의 인서트 슬랏를 포함하는 구성으로 이루어 진다.
이에따라, 로켓 엔진 연소기에서 고온의 가스와 접하게 되는 노즐을 높은 열로 부터 보호하기 위해 냉각수의 순환에 의해 효과적인 냉각이 이루어지고, 연소압을 안정하게 유지함으로서 노즐의 재사용을 가능토록 하여 시험에 소요되는 시간과 경비를 절감할 수 있도록 하는 것이다.
노즐, 연소기, 로켓-
公开(公告)号：KR1020130072726A
公开(公告)日：2013-07-02
申请号：KR1020110140269
申请日：2011-12-22
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: An unburned gas after-burning apparatus for the gas generator is provided to discharge the unburned gas by separating an unburned gas inlet pipe into a plurality of unburned gas separation pipes, thereby reducing the flow velocity of unburned gas which is induced by high pressure from the unburned outlet. CONSTITUTION: An unburned gas after-burning apparatus includes an unburned gas inlet pipe (110), an oxidizing agent supply pipe (120), and an igniter (130). The unburned gas inlet pipe is supplied with the unburned gas generated from the gas generator and discharges the unburned gas to an outlet (113). The oxidizing agent supply pipe is supplied with oxidizing agent for burning the unburned gas and discharges the oxidizing agent to the inside of oxidizing agent supply pipe. The igniter ignites and burns the oxidizing agent and the mixed unburned gas which are discharged from the outlet. The unburned gas inlet pipe is separated into a plurality of unburned gas separation pipes (111d) so as to reduce the flow velocity of unburned gas which is induced by the high pressure from the unburned gas outlet of the gas generator. [Reference numerals] (AA) Unburned gas; (BB) Oxidizing agent
Abstract translation: 目的：提供一种用于气体发生器的未燃气体后燃烧装置，通过将未燃气体入口管分离成多个未燃气体分离管来排出未燃烧气体，从而降低由高压引起的未燃气体的流速 从未燃烧的出口。 构成：未燃烧后燃烧装置包括未燃气体入口管（110），氧化剂供应管（120）和点火器（130）。 未燃气体入口管被供给由气体发生器产生的未燃气体，并将未燃烧气体排出到出口（113）。 向氧化剂供给管供给用于燃烧未燃烧气体的氧化剂，并将氧化剂排出到氧化剂供应管的内部。 点火器点燃并燃烧从出口排出的氧化剂和混合的未燃烧气体。 未燃气体入口管被分离成多个未燃气体分离管（111d），以便降低由来自气体发生器的未燃气体出口的高压引起的未燃气体的流速。 （附图标记）（AA）未燃烧气体; （BB）氧化剂
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公开(公告)号：KR100925540B1
公开(公告)日：2009-11-05
申请号：KR1020080022151
申请日：2008-03-10
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 수직 분리판 및 수평 분리판을 구비하는 액체로켓엔진용 연소기 헤드에 관한 것으로, 보다 구체적으로는 산화제유입구가 측면에 설치된 액체로켓엔진용 연소기 헤드에 있어서, 산화제 돔과 접합되어 산화제유입구를 통하여 유입된 산화제가 통과할 수 있도록 복수의 홀이 형성된 원통형의 수직 분리판과; 이 수직 분리판의 외주면을 감싸며 상기 산화제유입구를 통하여 유입된 산화제가 통과할 수 있도록 복수의 홀이 형성된 원반형의 수평 분리판을 구비한다.
본 발명에 의하면, 액체로켓엔진용 연소기 헤드의 측면으로 유입되는 산화제를 균일하게 분포시킴으로써 연소기 벽면에서의 국부적인 열 유속의 증가로 인한 손상 등을 방지할 수 있다.
액체로켓엔진, 연소기 헤드, 산화제, 균일분포, 분리판-
公开(公告)号：KR100668804B1
公开(公告)日：2007-01-12
申请号：KR1020050128139
申请日：2005-12-22
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: B64G1/40
Abstract: An igniter for a rocket engine is provided to reduce damage of the spark plug due to the impurities by placing the ignition part of the spark plug at the outer side of the compound gas guide conduit. An igniter(100) for a rocket engine is composed of a body(110) whose one end is formed with a mounting part(190); a combustion chamber(120) formed in the body; a compound gas guide conduit(160) communicated with the combustion chamber; a gas supply guide conduit(140) supplying the oxygen gas to the compound gas guide conduit; a gas methane guide conduit(150) supplying the gas fuel to the compound gas guide conduit; a spark plug(130) formed at one side of the compound gas guide conduit; a combustion pressure measuring part(180) placed at one surface of the combustion chamber to measure the pressure in the combustion chamber; and a combustion gas guide conduit(170) extended toward the mounting part.
Abstract translation: 提供火箭发动机的点火器以通过将火花塞的点火部分放置在复合气体导管的外侧来减少由于杂质而引起火花塞的损坏。 用于火箭发动机的点火器（100）由其一端形成有安装部分（190）的主体（110）组成; 形成在所述主体中的燃烧室（120） 与燃烧室连通的复合气体导管（160）; 将氧气供给至复合气体导管的气体供给引导导管（140） 气体甲烷引导管道（150），其将气体燃料供应到复合气体导管; 形成在所述复合气体导管的一侧的火花塞（130） 燃烧压力测量部分（180），其放置在所述燃烧室的一个表面处以测量所述燃烧室中的压力; 和朝向安装部分延伸的燃烧气体导管（170）。
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