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公开(公告)号：KR101181420B1
公开(公告)日：2012-09-19
申请号：KR1020100052125
申请日：2010-06-03
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F16L23/032 , F16L23/02 , F16L23/16 , F16L23/18
Abstract: 본 발명은 구띠형 플랜지를 이용한 배관 이음 구조에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 분리가 가능하도록 설계된 배관의 연결에 사용되면서, 연결되는 배관의 중심축이 일치하지 않고 소정 각도 회전이 가능하도록 플랜지 접촉부를 볼록한 구띠부 및 오목한 구띠부로 형성되도록 하고, 상기 접촉부에는 이에 적합한 실링부재가 구비된 구띠형 플랜지를 이용한 배관 이음 구조에 관한 것으로, 일단에 제1플랜지를 구비한 제1배관과, 일단에 상기 제1배관의 제1플랜지와 결합되는 제2플랜지를 구비한 제2배관 및 상기 제1플랜지와 상기 제2플랜지를 상호 연결하여 상기 제1배관과 상기 제2배관을 결합하는 볼트를 포함하여 구성되는 배관의 이음 구조에 관한 것으로, 상기 제1플랜지 및 상기 제2플랜지가 결합되는 접촉부는, 상기 제1플랜지의 볼록한 구띠부와, 상기 제1플랜지의 볼록한 구띠부에 상응하는 상기 제2플랜지의 오목한 구띠부가 상호 결합되어 형성된 것을 특징으로 하는 구띠형 플랜지를 이용한 배관 이음 구조를 제공한다.
나아가, 상기 제1,2플랜지 사이에 설치되어 상기 제1,2배관의 접촉부로 유체의 누출을 방지하는 링 형상의 실링부재가 더 구비되는 것을 특징으로 하며, 상기 실링부재는 본 발명에 적합하도록 하단이 상기 실링홀에 거치되고 상단은 상기 제2플랜지의 오목한 구띠부에 거치되는 수직지지링 및 상기 수직지지링의 상부에 좌우로 구비되는 하나는 상기 실링홀에 거치되고 다른 하나는 상기 제2플랜지의 오목한 구띠부에 거치되는 제1,2날개링을 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.-
公开(公告)号：KR101926151B1
公开(公告)日：2018-12-07
申请号：KR1020170110276
申请日：2017-08-30
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 액체로켓엔진 내부 유분 세척방법에 관한 것으로, 액체로켓엔진의 시운전 후, 상기 액체로켓엔진 내에 잔여한 주연료를 배출하는 단계, 상기 액체로켓엔진 내에 세정제를 공급하는 단계, 상기 세정제를 이용하여 액체로켓엔진 내부를 세척하는 단계 및 상기 액체로켓엔진 내의 세정제를 배출하는 단계를 포함하여 이루어지며, 상기 주연료는 케로신(Kerosene)으로 이루어지고, 상기 세정제는 에탄올(C
2 H
5 OH)을 포함하는 것을 특징으로 하여, 친환경적이면서도 세척효율이 우수하며, 나아가 액체로켓엔진을 재사용 시에 발생되는 문제를 해소할 수 있도록 하는 액체로켓엔진 내부 유분 세척방법이다.-
公开(公告)号：KR101434171B1
公开(公告)日：2014-09-22
申请号：KR1020130011119
申请日：2013-01-31
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 노즐 내부에서의 박리 없이 엔진의 연소시험을 수행하여 엔진의 시동특성을 시험할 수 있는 로켓엔진 지상연소시험시스템을 개시(introduce)한다. 상기 로켓엔진 지상연소시험시스템은, 로켓엔진의 추력 측정베이스가 되는 스러스트 월(Thrust Wall), 메일노즐을 구비하는 로켓엔진, 상기 스러스트 월과 상기 로켓엔진 사이에 놓여, 상기 로켓엔진의 연소시험을 수행하는 로켓엔진 제어계측부 및 상기 로켓엔진 메인노즐의 가장자리 부분을 따라 설치되며 각각 보조노즐을 구비하는 복수개의 보조로켓엔진을 포함하는 보조노즐부를 포함한다.
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公开(公告)号：KR1020140098454A
公开(公告)日：2014-08-08
申请号：KR1020130011119
申请日：2013-01-31
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: Introduced in the present invention is a ground-based combustion testing system of a rocket engine, capable of conducting starting properties of an engine by performing a combustion test of an engine without a delamination inside a nozzle. The ground-based combustion testing system of a rocket engine includes a thrust wall which acts as a base for measuring the thrust of a rocket engine; a rocket engine having a main nozzle; a rocket engine control-measurement unit positioned between the thrust wall and the rocket engine to conduct the combustion test of the rocket engine; and an auxiliary nozzle unit installed along the bordering portions of the rocket engine main nozzle, while including a plurality of auxiliary rocket engines having respective auxiliary nozzles.
Abstract translation: 在本发明中引入的是一种火箭发动机的基于地面的燃烧测试系统，其能够通过在喷嘴内进行发动机的分层而进行发动机的燃烧试验来进行发动机的起动性能。 火箭发动机的基于地面的燃烧测试系统包括作为用于测量火箭发动机的推力的基座的推力壁; 具有主喷嘴的火箭发动机; 位于推力壁和火箭发动机之间的火箭发动机控制测量单元，用于进行火箭发动机的燃烧试验; 以及沿着火箭发动机主喷嘴的边界部分安装的辅助喷嘴单元，同时包括具有相应辅助喷嘴的多个辅助火箭发动机。
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公开(公告)号：KR1020140057777A
公开(公告)日：2014-05-14
申请号：KR1020120123951
申请日：2012-11-05
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: The present invention relates to a high temperature and pressure air generator and, more specifically, to a high temperature and pressure air generator simply and conveniently generating high temperature and pressure air. The high temperature and pressure air generator comprises: a head plate having a path through which liquid oxygen (LOx) and fuel are introduced; an spraying unit which is coupled to the head plate and mixes and sprays the introduced liquid oxygen and fuel; a head unit which is coupled with the spraying unit and the head plate and fixes and supports the spraying unit and the head plate; a chamber unit which is coupled to the head part and which discharges high temperature and pressure air mixed of combustion gas and liquid nitrogen (LN2) after combusting the liquid oxygen and fuel sprayed from the spraying unit; and an introducing hole which is provided on side of the chamber unit and is a passage through which the liquid nitrogen is introduced into the chamber unit. The chamber unit includes: a combustion zone which is a space for generating combustion gas by combusting the liquid oxygen and fuel; and a mixing zone which is a space in which the combustion gas generated in the combustion zone and the liquid nitrogen are mixed.
Abstract translation: 本发明涉及一种高温高压空气发生器，更具体地说，涉及高温高压空气发生器，简单地且方便地产生高温和高压的空气。 高温高压空气发生器包括：头板，其具有通过液体氧（LOx）和燃料引入的路径; 喷射单元，其联接到头板并混合并喷射引入的液氧和燃料; 头单元，其与喷射单元和头板联接，并固定和支撑喷射单元和头板; 连接到头部并在燃烧液体氧气和从喷射单元喷射的燃料之后排出燃烧气体和液氮（LN2）混合的高温和高压空气的室单元; 以及引导孔，其设置在所述室单元的侧面，并且是将液氮引入所述室单元的通道。 室单元包括：燃烧区，其是通过燃烧液体氧和燃料而产生燃烧气体的空间; 以及混合区，其是在燃烧区中产生的燃烧气体和液氮混合的空间。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR1020110132670A
公开(公告)日：2011-12-09
申请号：KR1020100052125
申请日：2010-06-03
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F16L23/032 , F16L23/02 , F16L23/16 , F16L23/18
CPC classification number: F16L23/0283 , F16L23/032 , F16L23/20 , F16L25/12
Abstract: PURPOSE: A pipe joint structure using a sphere zone-shaped flange is provided to increase the freedom of pipe connection by assembling flanges even if the flanges are not horizontal state. CONSTITUTION: A pipe joint structure using a sphere zone-shaped flange comprises first and second pipes(10,20), a bolt(30) and a contact unit. The first and second pipes have first and second flanges(11,21) upon each one end. The second flange of the second pipe is combined with the first flange of the first pipe. The bolt connects the first and second flanges and couples the first and second pipes. The first and second flanges are combined in the contact unit. The sphere zone-shaped protruded portion(12) of the first flange and the sphere zone-shaped recessed portion(22) of the second flange are each other combined and the contact unit is formed. The sphere zone-shaped protruded portion corresponds to the sphere zone-shaped recessed portion.
Abstract translation: 目的：提供一种使用球形区域法兰的管接头结构，即使法兰不是水平状态，也可通过组装法兰来增加管道连接的自由度。 构成：使用球形区域形凸缘的管接头结构包括第一和第二管道（10,20），螺栓（30）和接触单元。 第一和第二管在每一端上具有第一和第二凸缘（11,21）。 第二管的第二凸缘与第一管的第一凸缘组合。 螺栓连接第一和第二法兰并连接第一和第二管道。 第一和第二凸缘组合在接触单元中。 第一凸缘的球形区域形突出部分（12）和第二凸缘的球形区域形凹部（22）彼此组合，形成接触单元。 球形区域形突出部分对应于球形区域形凹部。
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公开(公告)号：KR101596661B1
公开(公告)日：2016-02-23
申请号：KR1020140120309
申请日：2014-09-11
Applicant: 한국항공우주연구원
Inventor： 문인상
IPC: F02K9/44
CPC classification number: F02K9/44
Abstract: 본발명은기체산화제와기체연료를사용하는연소기에관한것으로더욱상세하게는기체산화제와기체연료를반응시켜연소하는로켓연소기를형성함으로써, 하나이상이액체로형성되는종래의연소기에비해연소안정성이뛰어나며, 액체연료가연소기를통과한후, 기체연료로변환하여연소기에공급하여연소시킴으로써, 연소에의해발생하는열을냉각시킬수 있는장점이있을뿐만아니라, 연소기를냉각하기위한별도의냉각장치가불필요하거나의존도가줄어드는장점이있는기체산화제와기체연료를사용하는연소기에관한것이다.
Abstract translation: 本发明涉及一种使用气体氧化剂和气态燃料的火箭燃烧器，更具体地涉及使用气态氧化剂和气态燃料的火箭燃烧器，其通过使气态氧化剂和气体燃料反应以进行燃烧稳定性来进行燃烧 与由至少一种液体形成的常规燃烧器相比是优异的。 此外，液体燃料通过燃烧器以改变为气体燃料供给燃烧器以被燃烧，从而具有冷却由燃烧产生的热量的优点，并且进一步降低附加冷却装置的冷却依赖性 作为附加冷却装置的燃烧器是不必要的。
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公开(公告)号：KR101596659B1
公开(公告)日：2016-02-23
申请号：KR1020140120240
申请日：2014-09-11
Applicant: 한국항공우주연구원
Inventor： 문인상
Abstract: 본발명은액체메탄과액체산소를추진제로사용하는전추진제다단연소사이클액체로켓엔진시스템에관한것으로, 더욱상세하게는액상의액체산화제와액체연료(메탄)를연소반응을통해기상의산화제과잉가스와연료과잉가스를생성한후, 상기산화제과잉가스와연료과잉가스의반응에의해추력을생성함으로써, 연소안정성이뛰어나며, 주연소실내부에서액체를미립화(atomization)할필요가없으므로높은가격의분사기의구비가필요없으며, 액상의액체산화제와액체연료를가압하기위한산화제펌프와연료펌프를따로형성하여구동함으로써, 엔진시스템의효율이높아지는장점이있는액체메탄과액체산소를추진제로사용하는전추진제다단연소사이클액체로켓엔진시스템에관한것이다.
Abstract translation: 本发明涉及使用液体甲烷和液氧作为推进剂的全推进剂多级燃烧循环液体火箭发动机系统，更具体地涉及使用液体甲烷和液氧的全推进剂多级燃烧循环液体火箭发动机系统 作为推进剂，其中，在通过液化氧化剂和甲烷的液体燃料的燃烧反应产生气态氧化剂后，产生过量气体和燃料过剩气体时，通过氧化剂过量气体和燃料过剩气体的反应产生推力。 因此，燃烧稳定性优异，并且不需要设置昂贵的喷射器，因为主燃烧室内的液体不需要雾化。 此外，分别形成用于对液化液体氧化剂和液体燃料进行加压的氧化剂泵和燃料泵，以提高发动机系统的效率。
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公开(公告)号：KR1020150059303A
公开(公告)日：2015-06-01
申请号：KR1020130142749
申请日：2013-11-22
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본발명은돌출된구조의연소실분사기면에관한것으로써, 특히, 연소실의음향파를난반사시키거나난류소산시켜연소의안정성을향상시키기위해돌출구조를갖도록제작한연소실분사기면에관한것이다.
Abstract translation: 本发明涉及具有突出结构的燃烧室的喷射器面板，更具体地，涉及一种具有突出结构的燃烧室的喷射器面板，以通过将声波漫反射或湍流地消散来提高燃烧稳定性 燃烧室。
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