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公开(公告)号：KR100522018B1
公开(公告)日：2005-10-14
申请号：KR1020030090028
申请日：2003-12-11
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F01D11/14
Abstract: 본 발명은 밴디지를 구비한 터빈의 팁 간극 조절장치에 관한 것으로, 일면에 제 1 요부가 형성된 제 1 외부링과; 상기 제 1 요부와 마주하는 일면 원주 상에 비연속적으로 형성된 제 2 요부가 형성되어 있으며, 상기 제 1 요부에 상기 제 2 요부가 형성된 단부가 삽입된 내부링과; 상기 제 1 요부와 상기 제 2 요부 사이에 개재된 스프링 부재와; 상기 내부링이 상기 제 1 외부링으로부터 이탈되지 않도록 상기 제 1 외부링에 체결된 제 2 외부링과; 상기 내부링의 위치를 조절하도록 상기 제 2 외부링에 관통 설치된 간극 조절나사를 포함하여 구성됨으로써, 고속으로 회전하는 항공기, 로켓 및 발전용 터빈에 있어서 팁 간극을 가변적으로 구현하여 가스의 누설 손실을 최소화하여 터빈의 효율을 극대화함과 아울러, 연료의 절감 및 전체 시스템의 개선할 수 있는 효과가 있다.
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公开(公告)号：KR101454232B1
公开(公告)日：2014-10-23
申请号：KR1020120148153
申请日：2012-12-18
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명에 따르면, 로켓엔진 또는 가스터빈 엔진의 연소시험시 하부방향으로 배출되는 제트가스에 냉각수를 분사하여 소음을 저감시키는 소음기에 있어서, 지지부(150)에 지지되어 대략 수직방향으로 배치되고, 상부에는 상기 로켓엔진 또는 가스터빈 엔진으로부터 배출되는 제트가스가 화염과 함께 유입되는 유입구(117)가 형성된 수직덕트부(110); 상기 수직덕트부(110)와 내부가 상호 연통되도록 상기 수직덕트부(110)의 하부에 일단이 체결되며, 내부로 유입된 제트가스의 유동방향이 대략 수평방향으로 향하도록 절곡된 형상으로 형성된 절곡덕트부(120); 상기 절곡덕트부(120)와 내부가 상호 연통되도록 상기 절곡덕트부(120)의 타단에 체결되며, 지지부(150)에 지지되어 대략 수평방향으로 배치되는 수평덕트부(130); 및 상기 수직덕트부(110)의 측부에 관통삽입되어 주분사구(141)가 상기 수직덕트부(110)의 내부에 배치되며, 외부로부터 냉각수를 공급받아 상기 주분사구(141)를 통해 상기 제트가스가 유동하는 방향으로 냉각수를 분사하는 냉각노즐(140);을 포함하는 제트가스의 소음저감을 위한 곡관형 소음기를 개시한다.
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公开(公告)号：KR1020140078887A
公开(公告)日：2014-06-26
申请号：KR1020120148153
申请日：2012-12-18
Applicant: 한국항공우주연구원
CPC classification number: F01N13/08 , B01D47/06 , B60K13/04 , F01N3/04 , F01N2610/1453
Abstract: The present invention relates to a silencer for reducing noise by spraying a coolant to jet gas discharging downward during the combustion test of a rocket engine or a gas turbine engine. The silencer comprises a vertical duct unit supported by a support unit (150) to be placed in an approximately vertical direction and including an inlet (117) through which jet gas come from a gas turbine engine or a rocket engine with flame; a curved duct unit (120) whose one end is connected to the lower part of the vertical duct unit (110) such that the inner space thereof is connected to the inner space of the vertical duct unit (110) and which is curved to make the jet gas introduced into the inner space flow in an approximately horizontal direction; a horizontal duct unit (130) connected to the other end of the curved duct unit (120) such that the inner space thereof is connected to the inner space of the curved duct unit (120) and supported by the support unit (150) to be placed in an approximately horizontal direction; and a cooling nozzle (140) penetrated into the side of the vertical duct unit (110), having a main discharge port (141) placed in the vertical duct unit (110), receiving coolant from the outside, and spraying the coolant through the main discharge port in a direction where the jet gas flows.
Abstract translation: 本发明涉及一种消音器，用于通过在火箭发动机或燃气涡轮发动机的燃烧试验期间向下排出的喷射气体喷射冷却剂来降低噪音。 消声器包括由支撑单元（150）支撑以垂直放置的垂直导管单元，并包括入口（117），来自燃气涡轮发动机或具有火焰的火箭发动机的喷气通过该入口 弯曲的管道单元（120），其一端连接到垂直管道单元（110）的下部，使得其内部空间连接到垂直管道单元（110）的内部空间，并且弯曲形成 引入内部空间的喷射气体在大致水平方向上流动; 连接到弯曲管道单元（120）的另一端的水平管道单元（130），使得其内部空间连接到弯曲管道单元（120）的内部空间并由支撑单元（150）支撑到 放置在大致水平的方向; 以及穿过垂直管道单元（110）侧的冷却喷嘴（140），其具有放置在垂直管道单元（110）中的主排放口（141），从外部接收冷却剂，并且通过 主排出口沿着喷气流动的方向。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR1020110072151A
公开(公告)日：2011-06-29
申请号：KR1020090128977
申请日：2009-12-22
Applicant: 한국항공우주연구원
CPC classification number: F04C18/18 , F02K9/48 , F04C2240/30 , F16H1/28 , Y10S415/00 , Y10S417/00
Abstract: PURPOSE: A turbo pump system having a planetary gear device is provided to increase the efficiency of the turbo pump system by installing the planetary gear device between an oxidant pump and a fuel pump. CONSTITUTION: A turbo pump system comprises an oxidant pump(100), a fuel pump(200), a turbine(300) and a planetary gear device(400). The oxidant pump increases the pressure of oxidant to supply the oxidant to a combustion chamber. The oxidant pump comprises an oxidant pump shaft(110). The fuel pump increases pressure of fuel to supply the fuel to the combustion chamber. The fuel pump comprises a fuel pump shaft(210). The turbine transfers driving force to the fuel pump and the oxidant pump. The planetary gear device is coupled between the oxidant pump and the fuel pump.
Abstract translation: 目的：提供一种具有行星齿轮装置的涡轮泵系统，以通过将行星齿轮装置安装在氧化剂泵和燃料泵之间来提高涡轮泵系统的效率。 构成：涡轮泵系统包括氧化剂泵（100），燃料泵（200），涡轮机（300）和行星齿轮装置（400）。 氧化剂泵增加氧化剂的压力以将氧化剂供应到燃烧室。 氧化剂泵包括氧化剂泵轴（110）。 燃料泵增加燃料的压力以将燃料供应到燃烧室。 燃料泵包括燃料泵轴（210）。 涡轮将驱动力传递到燃料泵和氧化剂泵。 行星齿轮装置连接在氧化剂泵和燃料泵之间。
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公开(公告)号：KR101154846B1
公开(公告)日：2012-06-18
申请号：KR1020090128977
申请日：2009-12-22
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 산화제를 승압시켜 연소실로 공급하며, 산화제펌프 샤프트를 포함하는 산화제펌프; 연료를 승압시켜 연소실로 공급하며, 연료펌프 샤프트를 포함하는 연료펌프; 상기 산화제펌프와 상기 연료펌프에 구동력을 전달하는 터빈; 상기 산화제펌프와 상기 연료펌프 사이에 결합되는 유성기어장치;를 포함하는 터보펌프 시스템을 제공한다.
펌프, 유성기어, 로터, 터빈, 연료, 산화제-
公开(公告)号：KR100603053B1
公开(公告)日：2006-07-20
申请号：KR1020040109666
申请日：2004-12-21
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 유동장 확보를 위한 초저온용 주름관에 관한 것으로서, 특히 초저온의 액상 유체를 전달하는 배관에 있어서; 제 1배관이 일체로 형성된 원형의 상류 플랜지와; 상기 제 1배관과 동일한 내경을 갖되, 얇은 두께로 형성되어 상기 제 1배관과 내경을 일치시켜 상기 제 1배관의 끝단과 용접에 의해 결합되는 직관부와; 상기 직관부의 외경보다 넓은 내경을 갖는 제 2배관이 일체로 형성되고, 상기 직관부를 상기 제 2배관 내에 삽입시키는 하류 플랜지; 및 상기 직관부의 외주연에 위치하고, 상기 제 1배관 및 제 2배관의 끝단에 양끝단이 각각 결합되는 주름관을 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기와 같은 본 발명에 따르면 주름관 내부에 직관부를 두어 유동장을 확보함과 동시에 액체질소나 액체산소 등의 초저온 환경에서 열수축에 의한 구조물파손을 방지할 수 있다.
주름관, 초저온, 액체, 진동, 열수축, 유동장-
公开(公告)号：KR1020060070856A
公开(公告)日：2006-06-26
申请号：KR1020040109666
申请日：2004-12-21
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 유동장 확보를 위한 초저온용 주름관에 관한 것으로서, 특히 초저온의 액상 유체를 전달하는 배관에 있어서; 제 1배관이 일체로 형성된 원형의 상류 플랜지와; 상기 제 1배관과 동일한 내경을 갖되, 얇은 두께로 형성되어 상기 제 1배관과 내경을 일치시켜 상기 제 1배관의 끝단과 용접에 의해 결합되는 직관부와; 상기 직관부의 외경보다 넓은 내경을 갖는 제 2배관이 일체로 형성되고, 상기 직관부를 상기 제 2배관 내에 삽입시키는 하류 플랜지; 및 상기 직관부의 외주연에 위치하고, 상기 제 1배관 및 제 2배관의 끝단에 양끝단이 각각 결합되는 주름관을 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기와 같은 본 발명에 따르면 주름관 내부에 직관부를 두어 유동장을 확보함과 동시에 액체질소나 액체산소 등의 초저온 환경에서 열수축에 의한 구조물파손을 방지할 수 있다.
주름관, 초저온, 액체, 진동, 열수축, 유동장-
公开(公告)号：KR1020050057827A
公开(公告)日：2005-06-16
申请号：KR1020030090028
申请日：2003-12-11
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F01D11/14
Abstract: 본 발명은 밴디지를 구비한 터빈의 팁 간극 조절장치에 관한 것으로, 원주면을 따라 제 1 요부가 형성된 제 1 외부링과; 원주면을 따라 제 2 요부가 형성되어 있으며, 상기 제 1 요부에 상기 제 2 요부가 형성된 단부가 삽입된 내부링과; 상기 제 1 요부와 상기 제 2 요부 사이에 개재된 스프링 부재와; 상기 내부링이 상기 제 1 외부링으로부터 이탈되지 않도록 상기 제 1 외부링에 체결된 제 2 외부링과; 상기 내부링의 위치를 조절하도록 상기 제 2 외부링에 관통 설치된 간극 조절나사를 포함하여 구성됨으로써, 고속으로 회전하는 항공기, 로켓 및 발전용 터빈에 있어서 팁 간극을 가변적으로 구현하여 가스의 누설 손실을 최소화하여 터빈의 효율을 극대화함과 아울러, 연료의 절감 및 전체 시스템의 개선할 수 있는 효과가 있다.
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