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公开(公告)号：KR1020100122698A
公开(公告)日：2010-11-23
申请号：KR1020090041723
申请日：2009-05-13
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: A method and a device for testing the cavitation characteristic of a pump are provided to change the thermodynamic state of working fluid and not heating the whole fluid within a tank, thereby remarkably reducing the working load. CONSTITUTION: A flow valve(10) and an drain valve(26) control supply or discharge of a gas phase supply pipe line(32) of cryogenic liquid. A thermal heat exchanger(11) heats the cryogenic liquid and makes the gas phase. The gas phase flow rate, and pressure and temperature sensors(28,27/29,30) measure the temperature, pressure and flow rate of the gas phase. A gas phase supply pressure controller(13) for the gas phase supply controls the flow rate of the gas phase.
Abstract translation: 目的：提供一种用于测试泵的气蚀特性的方法和装置，以改变工作流体的热力学状态，而不是加热罐内的整个流体，从而显着降低了工作负荷。 构成：流量阀（10）和排水阀（26）控制低温液体的气相供给管线（32）的供给或排出。 热交换器（11）加热低温液体并产生气相。 气相流速，压力和温度传感器（28,27 / 29,30）测量气相的温度，压力和流量。 用于气相供给的气相供应压力控制器（13）控制气相的流量。
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公开(公告)号：KR1020090060831A
公开(公告)日：2009-06-15
申请号：KR1020070127772
申请日：2007-12-10
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: A system for emergency protection of a liquid rocket engine is provided to perform emergency protection operation by transmitting last emergency stop command in case the information processed in two or more signal processing parts are included under the emergency stop condition. A system for emergency protection of a liquid rocket engine comprises: a plurality of signal sensing parts(110) sensing the sensing information including the revolution per minute, vibration, pressure, temperature, and optical information of the liquid rocket engine; a plurality of signal processing parts(120) processing sensing information as a digital signal and comparing the processed sensing information with the critical condition stored in advance; an emergency stop control part(130) generating emergency stop signals stopping the liquid rocket engine in case the sensing information transmitted from two or more signal processing parts is deviated from the critical condition stored in advance at the same time; and a liquid rocket controller(140) controlling the drive of the liquid rocket engine and stopping the liquid rocket engine in an emergency according to the emergency stop signals.
Abstract translation: 提供一种用于液体火箭发动机的紧急保护的系统，以在紧急停止条件下包括在两个或多个信号处理部分中处理的信息的情况下，通过发送最后紧急停止命令来执行紧急保护操作。 一种用于液体火箭发动机的紧急保护的系统包括：多个信号感测部件（110），其感测包括液体火箭发动机的每分钟转数，振动，压力，温度和光学信息的感测信息; 多个信号处理部件（120）处理感测信息作为数字信号，并将处理过的感测信息与预先存储的危险条件进行比较; 在从两个以上信号处理部发送的感测信息同时偏离了预先存储的危险条件的情况下，产生停止液体火箭发动机的紧急停止信号的紧急停止控制部（130） 以及根据紧急停止信号，在紧急情况下控制液体火箭发动机的驱动并停止液体火箭发动机的液体火箭控制器（140）。
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Patent Agency Ranking
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公开(公告)号：KR101117570B1
公开(公告)日：2012-03-09
申请号：KR1020090083101
申请日：2009-09-03
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본발명은실제로켓의발사시에추진제에가스가용해되는상태가엔진에미치는영향을지상에서정확하고빠르며간편하게모사하는액체로켓엔진추진제의가스함유모사시험방법및 모사시험장치를개시(introduce)한다. 상기다른기술적과제를이루기위한본 발명에따른액체로켓엔진추진제의가스함유모사시험장치는추진제저장탱크안에설치되어비응축성가스와추진제의포화증기의혼합물을저장하는작은용기(5), 상기작은용기내부의압력을측정하는압력센서(P3), 상기작은용기에연결된혼합물충전밸브(6) 및상기작은용기에연결된드레인밸브(15)를구비한다.
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公开(公告)号：KR101093544B1
公开(公告)日：2011-12-14
申请号：KR1020090041723
申请日：2009-05-13
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 극저온 유체를 작동 매질로 하는 펌프의 캐비테이션 특성을 확인하는 시험에 관한 것이다. 펌프의 캐비테이션 시험을 수행함에 있어서 펌프 입구에서 열역학적 파라미터들을 변화시켜야 하는데, 본 발명에서는 펌프 입구에서 극저온 액체만의 포화상태 또는 2상(액체상+기체상)을 갖는 포화상태유동을 만들기 위하여 펌프에 사용되는 작동 매질과 동일한 액체를 기체상으로 만들어서 극저온 유체 공급관에 투입하고 혼합시키는 방법을 사용한다.
본 발명은 펌프(16)의 캐비테이션 시험을 위한 극저온 액체를 담고 있는 저장탱크(1)와 저장탱크(1)로부터 펌프(16)로 연결된 극저온유체 공급배관라인(31) 그리고 극저온 액체를 기체상으로 만들어서 극저온유체 공급배관라인(31)에 투입하기 위한 기체상 공급배관라인(32)으로 구성되어 있다. 기체상 공급배관라인(32)에는 가열식열교환기(11)가 설치되어 극저온 액체를 가열하여 기체상으로 만들고, 기체상의 유량을 조절함에 따라 펌프(16)의 입구에서 액체포화유동상태 및 2상(증기상 포함)포화유동상태을 만들 수 있게 되어 있다.
극저온 유체, 캐비테이션, 펌프, 액체포화유동상태, 2상포화유동상태, 시험설비-
公开(公告)号：KR1020110024914A
公开(公告)日：2011-03-09
申请号：KR1020090083101
申请日：2009-09-03
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: A gas containing simulation test method and a propellant supply system for a liquid-propellant rocket engine are provided to conveniently and accurately simulate the gas saturated state of a propellant, being implemented in the actual launching or flight of a rocket, on the ground. CONSTITUTION: A gas containing simulation test method for a liquid-propellant rocket engine is as follows. A required quantity of propellant is charged in a propellant tank through a propellant tank charge rocket valve of a propellant supply system(1). Non-condensable gas and propellant steam are charged in a small container installed under the propellant tank through a small container gas mixture charge valve up to the pressure corresponding to the saturated state. The propellant tank is pressurized through a propellant tank pressurization valve to 1.25 times the pressure at the time of charge. Gas bubble is supplied to the propellant through a gas bubble supply valve(7) and a gas injector(8) while maintaining the pressure of the propellant tank. The gas bubble supply to the propellant is cut off by closing the gas bubble supply valve at the designated timing. The pressure of the propellant tank is lowered through a propellant tank pressure control valve(11) and checks the region in which the pressure is constant. The propellant tank is pressurized through the propellant tank pressurization valve so as to maintain the saturated state.
Abstract translation: 目的：提供一种含气体模拟试验方法和液体推进剂火箭发动机的推进剂供应系统，以方便，准确地模拟在实际发射或飞行中的推进剂在地面上的气体饱和状态 。 构成：液体推进剂火箭发动机的含气体模拟试验方法如下。 通过推进剂供应系统（1）的推进剂罐充电火箭阀将所需量的推进剂装入推进剂罐中。 将不可冷凝气体和推进剂蒸汽通过小容器气体混合物充气阀装入安装在推进剂罐下方的小容器中，直到达到饱和状态的压力。 推进剂罐通过推进剂罐加压阀加压至充电时的1.25倍压力。 在保持推进剂罐的压力的同时，气泡通过气泡供给阀（7）和气体喷射器（8）供应到推进剂。 通过在指定的时间关闭气泡供应阀来切断对推进剂的气泡供应。 推进剂罐的压力通过推进剂罐压力控制阀（11）降低，并检查压力恒定的区域。 推进剂罐通过推进剂罐加压阀加压，以保持饱和状态。
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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
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