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公开(公告)号：KR1020050042973A
公开(公告)日：2005-05-11
申请号：KR1020030077639
申请日：2003-11-04
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/34
Abstract: 본 발명은 재생냉각형 로켓엔진 연소실의 구조를 강화하기 위하여 필라멘트 와인딩 제작방식을 이용한 구조물을 이용하는 구조 및 형태에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 재생냉각형 연소실의 채널 혹은 튜브를 감싸는 외부 금속구조물을 필라멘트 와인딩 구조물에 의해 강화함으로써, 큰 무게증가 없이 외부구조물만으로도 연소실 내부의 고압에 의한 하중을 견디기에 충분하도록 제작하는 필라멘트 와인딩에 의해 강화된 재생냉각 로켓엔진의 연소실에 관한 것이다.
이러한 본 발명은 상기 로켓엔진 연소실(6)의 재생 냉각부(1) 외측으로 비교적 얇은 외부 금속판형 구조물(2)을 접합하고,
상기 외부 금속판형 구조물(2)의 바깥쪽을 큰 강성을 갖고 있는 복합재인 필라멘트 와인딩(3)으로 감싸도록 하는 것이다.-
公开(公告)号：KR1020040045726A
公开(公告)日：2004-06-02
申请号：KR1020020073575
申请日：2002-11-25
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/62
Abstract: PURPOSE: Heat resisting structure of a mixer for a rocket engine is provided to prevent the outlet from melting by heat by shielding heat from the combustion chamber with coating the outlet of the mixer with the heat shielding layer. CONSTITUTION: A rocket engine comprises a mixer injecting and mixing fuel and the oxidizing agent to the outlet combined with plural injectors, and a combustor combined with the rear end of the mixer to burn fuel and the oxidizing agent. The outlet is coated by a heat shielding layer(30) to restrict heat from being transmitted to the outlet in burning fuel and the oxidizing agent. The heat shielding layer includes a heat resisting material(32) including the zirconia compound, and an adhesive comprising the nickel compound to stick the heat resisting material to the outlet. The heat resisting material is 230-350 micrometers in thickness for shielding heat and bonding, and the adhesive is 80 -200 micrometers in thickness.
Abstract translation: 目的：提供用于火箭发动机的混合器的耐热结构，以通过用混合器的出口与隔热层一起涂覆来自燃烧室的热量来防止出口熔化。 构成：火箭发动机包括将燃料和氧化剂注入并混合到与多个喷射器组合的出口的混合器，以及与混合器的后端结合以燃烧燃料和氧化剂的燃烧器。 出口由隔热层（30）涂覆以限制在燃烧燃料和氧化剂中的热量被传递到出口。 隔热层包括包含氧化锆化合物的耐热材料（32）和包含镍化合物以将耐热材料粘贴到出口的粘合剂。 耐热材料的厚度为230-350微米，用于屏蔽热和粘合，并且粘合剂的厚度为80-200微米。
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公开(公告)号：KR1020040045717A
公开(公告)日：2004-06-02
申请号：KR1020020073566
申请日：2002-11-25
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: B65H54/06
CPC classification number: B65H54/06 , B65H54/28 , B65H54/553 , B65H55/04
Abstract: PURPOSE: A filament is wound in a helical way, and attached to a product tightly to have an enough strength and to reduce used filament. CONSTITUTION: A rotation shaft(51) supports both sides of a product(60) to wind a filament(50). Hemispherical vices are attached to both sides of the product, and are connected to the rotation shaft. A filament supplying device(52) is provided to supply the filament moving shaft direction of the product. The filament supplying device is positioned adjacent to the product, and moves to the position of the hemispherical vices.
Abstract translation: 目的：丝线以螺旋方式缠绕，并紧紧地附着在产品上以具有足够的强度并减少使用过的细丝。 构成：旋转轴（51）支撑产品（60）的两侧以卷绕细丝（50）。 半球形附件连接到产品的两侧，并连接到旋转轴。 提供灯丝供给装置（52）以供应产品的灯丝移动轴方向。 灯丝供应装置定位成与产品相邻，并且移动到半球状的位置。
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公开(公告)号：KR1020040045715A
公开(公告)日：2004-06-02
申请号：KR1020020073564
申请日：2002-11-25
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/62
Abstract: PURPOSE: A rocket engine is provided to cut down manufacturing cost, and to increase the productivity by gaining materials easily and processing conveniently with forming the desired shape of the baffle by pressing at high temperature in winding the heat resisting material made of glass fiber on the metal frame. CONSTITUTION: A rocket engine comprises a mixer(10) injecting compound by mixing fuel with an oxidizer; a combustion chamber forming the space for burning fuel and the oxidizer in the rear part of the mixer; and plural baffles(52,54) installed in the rear part of the mixer to divide the part of the combustion chamber for completely burning fuel and the oxidizer from the mixer. The baffle is manufactured by winding a heat resisting material on a frame to prevent transfer of heat from the combustion chamber to the mixer. The heat resisting material is formed by weaving glass fiber, and the textile is pressed at high temperature.
Abstract translation: 目的：提供一种火箭发动机，以降低制造成本，并通过轻松获得材料并通过在高温下压制形成所需形状的挡板而提高生产率，将玻璃纤维制成的耐热材料卷绕在 金属框架。 构成：火箭发动机包括通过将燃料与氧化剂混合来注入化合物的混合器（10）; 燃烧室，形成用于燃烧燃料的空间和混合器后部的氧化剂; 和多个挡板（52,54），其安装在混合器的后部，以分隔燃烧室的一部分以将燃料和氧化剂从混合器中完全燃烧。 挡板是通过将耐热材料卷绕在框架上来制造的，以防止热量从燃烧室传递到混合器。 耐热材料通过编织玻璃纤维形成，纺织品在高温下被压制。
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公开(公告)号：KR1020090077248A
公开(公告)日：2009-07-15
申请号：KR1020080003087
申请日：2008-01-10
Applicant: 한국항공우주연구원
CPC classification number: F02K9/97 , B23P15/008 , F02K9/64
Abstract: A nozzle manufacturing method of a combustor is provided to reduce time and manufacture cost and remove partial defects, necking, and instability of material. A nozzle manufacturing method of a combustor comprises: a step(a) preparing an outer cover of a cylindrical shape being made of stainless steel material and an inner cover of the cylindrical shape being made of copper alloy material; a step(b) processing the outer cover, and cutting the outer cover in order to be bisected in an axial direction to form an inner cover insertion part; a step(c) processing the inner cover in order to have the same external diameter as the inside diameter of the inner cover insertion part; a step(d) inserting the inner cover into the inner cover insertion part and assembling the outer cover and the inner cover; a step(e) brazing the cut part of the outer cover; and a step(f) processing the outer cover in order to have the final contour the outside shape of the outer cover.
Abstract translation: 提供了一种燃烧器的喷嘴制造方法，以减少时间和制造成本并消除材料的部分缺陷，颈缩和不稳定性。 燃烧器的喷嘴制造方法包括：（a）制备由不锈钢材料制成的圆筒形的外盖和由铜合金材料制成的圆筒形的内盖; 步骤（b）处理外盖，切割外盖以在轴向方向上二等分以形成内盖插入部; 步骤（c）处理内盖以具有与内盖插入部的内径相同的外径; 步骤（d）将内盖插入内盖插入部并组装外盖和内盖; 步骤（e）钎焊外盖的切割部分; 以及步骤（f）处理所述外盖以使所述最终轮廓具有所述外盖的外部形状。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR100832487B1
公开(公告)日：2008-05-26
申请号：KR1020060132831
申请日：2006-12-22
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: C22C38/40
CPC classification number: C22C38/50 , C22C38/002 , C22C38/02 , C22C38/04 , C22C38/06 , C22C38/44 , C22C38/54 , C22C2202/00
Abstract: A high strength stainless steel having high yield strength and excellent elongation in a cryogenic environment is provided to manufacture a structure of the combustor head part easily and reduce weight of the structure by manufacturing a combustor head part of a liquid rocket engine from high strength stainless steel, and reduce size and weight of the structures by manufacturing structures such as low temperature tanks or valves from the high strength stainless steel. A high strength stainless steel having high yield strength and excellent elongation at cryogenic temperatures comprises 9.0 to 10.5 wt.% of nickel(Ni), 11.5 to 12.5 wt.% of chromium(Cr), 0.10 to 0.25 wt.% of titanium(Ti), 0.5 to 0.8 wt.% of molybdenum(Mo), and the balance of iron(Fe), and further comprises 0.01 to 0.03 wt.% of carbon(C), 0.001 to 0.01 wt.% of sulfur(S), 0.1 to 0.3 wt.% of manganese(Mn), 0.1 to 0.3 wt.% of silicon(Si), 0.001 to 0.01 wt.% of phosphorous(P), 0.1 to 0.2 wt.% of aluminum(Al), 0.01 to 0.1 wt.% of zirconium(Zr), 0.001 to 0.005 wt.% of boron(B), and 0.01 to 0.05 wt.% of calcium(Ca).
Abstract translation: 提供了一种在低温环境下具有高屈服强度和优异伸长率的高强度不锈钢，通过从高强度不锈钢制造液体火箭发动机的燃烧器头部，可以容易地制造燃烧器头部的结构并减轻结构的重量 ，并通过从高强度不锈钢制造诸如低温罐或阀的结构来减小结构的尺寸和重量。 在低温下具有高屈服强度和优异的伸长率的高强度不锈钢包括9.0〜10.5重量％的镍（Ni），11.5〜12.5重量％的铬（Cr），0.10〜0.25重量％的钛（Ti ），0.5〜0.8重量％的钼（Mo），余量为铁（Fe），还含有0.01〜0.03重量％的碳（C），0.001〜0.01重量％的硫（S） 0.1〜0.3重量％的锰（Mn），0.1〜0.3重量％的硅（Si），0.001〜0.01重量％的磷（P），0.1〜0.2重量％的铝（Al），0.01〜 0.1重量％的锆（Zr），0.001〜0.005重量％的硼（B）和0.01〜0.05重量％的钙（Ca）。
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公开(公告)号：KR100808675B1
公开(公告)日：2008-02-29
申请号：KR1020060131867
申请日：2006-12-21
Applicant: 한국항공우주연구원
CPC classification number: B23P15/008 , F02K1/00 , F02K9/64 , F02K9/97
Abstract: A method for manufacturing a regenerative cooling nozzle is provided to protect a nozzle expansion portion from deformation by performing bulging processes through multiple stages. A method for manufacturing a regenerative cooling nozzle includes a first step(S1) of forging a material for manufacturing an inner structure of the nozzle, a second step(S2) of performing heat treatment onto the forged material and furnace cooling, a third step(S3) of inspecting the organism of the material, a fourth step(S4) of manufacturing an inner structure having an outer surface with a cooling channel by using the inspected material, a fifth step(S5) of bulging one end of the inner structure, and a sixth step(S6) of brazing the inner structure and an outer structure of the nozzle and performing a process for ease of welding. The heat treatment is performed for 20 to 30 minutes at the temperature of 800 to 1030 deg.C. In the fourth step, the inner structure has an outer surface with a plurality of channel ribs for formation of a cooling channel. In the fifth step, a plurality of tapered bulging jigs are sequentially introduced into one end of the inner structure for bulging in accordance with the tapered degree of the bulging jigs.
Abstract translation: 提供一种制造再生式冷却喷嘴的方法，以通过多级执行凸出加工来保护喷嘴膨胀部不发生变形。 再生式冷却喷嘴的制造方法包括：锻造用于制造喷嘴内部结构的材料的第一工序（S1）;对锻造材料进行热处理的第二工序（S2）和炉冷却，第三工序 S3），通过使用被检查材料制造具有冷却通道的外表面的内部结构的第四步骤（S4），使内部结构的一端膨胀的第五步骤（S5） 以及钎焊内部结构和喷嘴的外部结构的第六步骤（S6），并且执行易于焊接的处理。 在800〜1030℃的温度下进行20〜30分钟的热处理。 在第四步骤中，内部结构具有外表面，其具有用于形成冷却通道的多个通道肋。 在第五步骤中，根据凸起夹具的锥度顺序地将多个锥形凸起夹具引入内部结构的一个端部，用于凸出。
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公开(公告)号：KR1020050045605A
公开(公告)日：2005-05-17
申请号：KR1020030079743
申请日：2003-11-12
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K1/06
Abstract: 본 발명은 액체 로켓 엔진용 연소 안정화장치에 관한 것으로, 일면과 상기 일면에 대향된 면이 개방되어 있으며, 제 1 폐곡면을 갖는 중공 구조의 허브 부재와; 상기 제 1 폐곡면의 외측부에 각각의 일단부가 탈착 가능하도록 결합된 복수 개의 블레이드 리브 부재와; 일면과 상기 일면에 대향된 면이 개방되어 있으며, 제 2 폐곡면을 갖는 중공 구조로써 상기 제 2 폐곡면의 내측부가 상기 리브 부재의 각 타단부에 연결된 블레이드 연결 부재를 포함하여 구성됨으로써, 종래의 내부 냉각 방식을 이용하지 않고 금속 코어와 내열재를 활용한 복합 내열재 구조를 이용한 흡열 냉각 방식을 채택함으로써 액체 로켓 엔진 시스템을 단순화하여 엔진의 신뢰성을 증가시키고 제작 시간 및 비용을 절감할 수 있는 효과가 있다.
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公开(公告)号：KR100638112B1
公开(公告)日：2006-10-24
申请号：KR1020030081396
申请日：2003-11-18
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/96
Abstract: 본 발명은 액체 로켓 엔진 연소 안정화장치 개발용 임시 배플장치에 관한 것으로, 상부 및 하부가 개방된 중공 구조로써, 주벽(周壁)에 각기 복수 개의 결합공 및 점화 화염 유도공이 형성된 허브 부재와; 상기 결합공 중에서 임의로 선택된 각각의 상기 결합공에 각기 대응된 일단부가 탈착 가능하도록 삽입된 복수 개의 리브 부재와; 상부에 복수 개의 결합홈이 형성되어 있으며, 상기 결합홈 중에서 임의로 선택된 각각의 상기 결합홈에 각기 대응된 상기 리브 부재의 타단부가 탈착 가능하도록 삽입된 링 부재를 포함하여 구성됨으로써, 종래에는 실제 비행용으로 개발된 복합 내열재 타입이나 내부 냉각 방식의 최적화된 배플 장치를 실제 연소 시험에 사용하기 때문에 많은 비용과 시간이 소요되었으나, 본 발명은 최적 설계된 연소 안정화 장치의 성능 검증용으로 배플 장치를 대용함으로써 이를 해소하며, 짧은 시간과 저비용으로 최적화된 배플 장치를 제공할 수 있도록 함은 물론, 액체 로켓 엔진의 개발을 단축할 수 있는 효과가 있다.
액체 로켓 엔진, 연소 안정화장치, 임시 배플-
公开(公告)号：KR100499805B1
公开(公告)日：2005-07-07
申请号：KR1020020073575
申请日：2002-11-25
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/62
Abstract: 본 발명에 의한 로켓엔진의 혼합기는 연료와 산화제가 공급될 수 있도록 연료 저장부와 산화제 저장부에 연결된 혼합기 구조체; 혼합기 구조체의 출구부에 설치되어 내측에 산화제 공급부가 구획되는 상판; 상판과 소정간격 이격되게 설치되어 연료 공급부가 구획되며, 연료와 산화제의 연소에 의해 발생된 열이 전달되는 것을 차단시키도록 외면에 열차폐층이 코팅되어 있는 하판; 및 산화제 공급부의 산화제를 하판의 하측으로 분사되도록 하는 산화제 공급통로와, 연료 공급부의 연료를 하판의 하측으로 분사되도록 하며 하부로 갈수록 중심을 향하도록 경사지게 형성되는 연료 공급통로와, 측면방향으로 관통하도록 형성되며 연료가 통과하는 관통홀을 포함하며, 상판에 상부가 접합되고 하판에 하부가 접합되며 외부로 돌출되지 않도록 형성되는 다수의 충돌식 단위 인젝터를 포함한다.
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