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公开(公告)号：KR101200539B1
公开(公告)日：2012-11-13
申请号：KR1020100085093
申请日：2010-08-31
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 극저온 연료탱크로의 외부 열 유입량 산정을 위한 시험 장치 및 방법에 관한 것이다. 본 극저온 연료탱크로의 외부 열 유입량 산정을 위한 시험 장치는 실제 발사체의 연료탱크를 모사하고 내부에 극저온 연료가 충전되는 극저온 연료탱크, 상기 극저온 연료탱크의 외측을 감싸는 외피, 상기 극저온 연료탱크와 상기 외피의 사이에 가스를 공급하는 가스공급부, 상기 극저온 연료탱크의 내부의 상태를 측정하는 측정부, 그리고 상기 극저온 연료탱크의 내부의 압력을 제어하는 압력제어부를 포함하고, 상기 가스공급부는 상기 실제 발사체의 연료탱크의 내부에 유입되는 외부 열이 상기 가스를 통해 모사될 수 있도록 상기 가스의 온도 및 압력을 조절한다. 본 발명에 의하면, 보다 정확하게 외부 열 유입량을 파악할 수 있고, 실제 발사체의 연료탱크로 유입되는 외부 열 유입량의 최대값을 모사하여 외부 열 유입량을 파악할 수 있으며, 극저온 연료탱크로의 외부 열의 유입경로를 보다 많이 고려할 수 있다.
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公开(公告)号：KR1020070049622A
公开(公告)日：2007-05-11
申请号：KR1020070039194
申请日：2007-04-23
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 발사체 엔진 등의 추진기관을 지상에서 연소 시험할 때에 극저온 추진제 저장용기 내 액체연료 및 산화제의 품질을 보다 효율적으로 관리하기 위한 극저온 추진제 속 비응축성 가압용 가스량 측정방법 및 측정장치에 관한 것이다. 본 발명에 따른 극저온 추진제 속 비응축성 가압용 가스량 측정방법은 극저온 추진제 저장용기의 상부를 해압하는 단계, 상기 저장용기 상부를 해압하면서 상기 극저온 추진제의 온도 및 상기 저장용기의 상부 압력을 측정하는 단계, 및 상기 저장용기의 상부 압력이 떨어진 후 변화하지 않기 시작하는 시점에서 상기 저장용기 상부의 해압을 중단하는 단계를 포함한다.
추진기관, 극저온 추진제, 가압용 가스-
公开(公告)号：KR100933258B1
公开(公告)日：2009-12-22
申请号：KR1020080035139
申请日：2008-04-16
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 액체 추진제를 연료(산화제)로 사용하는 로켓엔진에서 산화제 저장용기를 포함하는 연료공급계를 세척하는 방법 및 장치에 관한 것이다.
본 발명에 따른 액체연료 로켓엔진용 연료공급계 세척방법은, 상기 저장용기에 산화제를 충전하는 제1단계; 상기 저장용기 내부에 고압의 가스를 공급하여 상기 저장용기 내부에 와류를 형성하면서 상기 저장용기 내부를 세척하는 함과 동시에 상기 저장용기 내의 산화제를 배출하는 제2단계; 및 필터를 사용하여 상기 저장용기로부터 배출되는 산화제 내의 이물질을 채취하는 제3단계;를 포함하며, 상기 제1단계 내지 상기 제3단계를 N회 반복 시행하고, 상기 N은 경험계수를 K, 상기 로켓엔진의 작동을 위해 허용 가능한 이물질의 농도를 C[mg/m
3 ], 채취된 상기 이물질의 농도를 C
t [mg/m
3 ] 라 할 때, 인 것을 특징으로 한다.Abstract translation: 目的：提供一种用于液体燃料火箭发动机的燃料供应系统的清洁方法和装置，以通过清洁包括燃料容器的燃料供应系统来开发高效可靠的火箭发动机。 一种液体燃料火箭发动机的燃料供给系统的清洗方法，其特征在于，包括：向容器内装入氧化剂的工序;向容器内供给高压气体，同时排出氧化剂的工序; 通过形成顶点的容器以及使用过滤器（12）收集从容器排出的氧化剂内的异物的步骤。
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公开(公告)号：KR1020090109751A
公开(公告)日：2009-10-21
申请号：KR1020080035139
申请日：2008-04-16
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: A cleaning method and apparatus of a fuel supply system for a liquid fuel rocket engine are provided to develop an efficient reliable rocket engine by cleaning a fuel supply system including a fuel container. CONSTITUTION: A cleaning method of a fuel supply system for a liquid fuel rocket engine comprises a step of charging an oxidizer in a container, a step of supplying high pressure gas into the container to discharge the oxidizer at the same time as cleaning the inside of the container by forming vertex, and a step of collecting foreign substances within the oxidizer discharged from the container using a filter(12).
Abstract translation: 目的：提供一种用于液体燃料火箭发动机的燃料供应系统的清洁方法和装置，以通过清洁包括燃料容器的燃料供应系统来开发有效的可靠的火箭发动机。 构成：用于液体燃料火箭发动机的燃料供给系统的清洁方法包括将容器内的氧化剂进行充气的步骤，向容器供给高压气体以在清洗内部的同时排出氧化剂的步骤 通过形成顶点的容器，以及使用过滤器（12）收集从容器排出的氧化剂内的异物的步骤。
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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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Patent Agency Ranking
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：KR1020130077195A
公开(公告)日：2013-07-09
申请号：KR1020110145774
申请日：2011-12-29
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: A ground test apparatus of rocket engine for high altitude environment and a method thereof are provided to simulate relatively low nozzle back pressure environment according to spraying cooling water to the inside of nozzle, thereby preventing the delamination phenomenon which is the reason of nozzle vibration. CONSTITUTION: A ground test apparatus of rocket engine for high altitude environment includes a supporting unit (110), a watertight cap (120), and a cooling water supplying unit (130). The supporting unit fixes a rocket engine (10). The watertight cap is installed at the front end of nozzle (12) adjacent to a combustion chamber (11). The cooling water supplying unit supplies the cooling water to the inside of the nozzle. The cooling water supplying unit includes a flow control valve (133) which controls the supplying amount of the cooling water.
Abstract translation: 目的：提供一种用于高空环境的火箭发动机的地面试验装置及其方法，以根据向喷嘴内喷射冷却水来模拟相对较低的喷嘴背压环境，从而防止作为喷嘴振动的原因的分层现象 。 构成：用于高空环境的火箭发动机的地面试验装置包括支撑单元（110），防水盖（120）和冷却水供应单元（130）。 支撑单元固定火箭发动机（10）。 防水帽安装在与燃烧室（11）相邻的喷嘴（12）的前端。 冷却水供给部将冷却水供给到喷嘴内部。 冷却水供给单元包括控制冷却水的供给量的流量控制阀（133）。
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公开(公告)号：KR1020120022040A
公开(公告)日：2012-03-09
申请号：KR1020100085093
申请日：2010-08-31
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: A testing device for an outer heat inflow calculation to a fuel tank of very low temperatures and a testing method thereof are provided to consider lots of outer heat inflow paths to a fuel tank of very low temperatures and a measured value can be reflected in a projectile operation. CONSTITUTION: A testing device(100) for an outer heat inflow calculation to a fuel tank of very low temperatures comprises a fuel tank of very low temperatures(1), an outer cover(2), a gas feeding part(3), a measurement part, and a pressure controller(5). The fuel tank of very low temperatures plans a fuel tank of an actual projectile and is filled with the fuel(6) of very low temperatures. The outer cover covers the external side of the fuel tank of very low temperatures. The gas feeding part supplies gas(7) between the fuel tank of very low temperatures and outer cover. The measurement part measures an inner state of the fuel tank of very low temperatures. The pressure controller controls the pressure inside the fuel tank of very low temperatures.
Abstract translation: 目的：提供一种用于对非常低温度的燃料箱进行外部热流入计算的测试装置及其测试方法，以考虑到非常低温度的燃料箱的大量外部热流入路径，并且测量值可以反映在 射弹作战。 构成：用于对非常低温度的燃料箱进行外部热流入计算的测试装置（100）包括非常低温度的燃料箱（1），外盖（2），气体供给部分（3）， 测量部件和压力控制器（5）。 极低温度的燃油箱计划了一个实际射弹的燃油箱，并装满了极低温度的燃油（6）。 外盖覆盖非常低温度的燃油箱的外侧。 供气部分在非常低温的燃料箱和外盖之间提供气体（7）。 测量部件测量非常低温度的燃油箱的内部状态。 压力控制器控制燃料箱内的压力极低。
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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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