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公开(公告)号：KR1020100037295A
公开(公告)日：2010-04-09
申请号：KR1020080096546
申请日：2008-10-01
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: An extinguisher apparatus of solid motor for high altitude simulation equipment is provided, which enables to extinguish flame rapidly and exactly. CONSTITUTION: An extinguisher apparatus of solid motor for high altitude simulation equipment comprises: a nozzle which locates at the rear of the solid motor; a diffuser covering a nozzle; a container(110) in which the extinguishing medium is saved; a extinguisher pipe(120) discharging the extinguishing medium to the solid motor; and an extinguisher pipe guide unit(130) mounted on the extinguisher pipe. The extinguisher pipe guide unit includes: a connecting part mounted on the extinguisher pipe; a plurality of support stands connected to the connecting part; and a sliding member mounted on the other end of the support stand.
Abstract translation: 目的：提供高空模拟设备固体电动机灭火装置，快速，准确地熄灭火焰。 构成：用于高空模拟设备的固体电动机的灭火装置包括：位于实心电动机后部的喷嘴; 覆盖喷嘴的扩散器; 储存灭火介质的容器（110）; 将熄灭介质排放到固体电动机上的灭火器管道（120） 和安装在灭火器管上的灭火器导管单元（130）。 灭火器导管单元包括：安装在灭火器管上的连接部件; 连接到所述连接部的多个支撑架; 以及安装在所述支撑架的另一端的滑动构件。
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公开(公告)号：KR100911687B1
公开(公告)日：2009-08-10
申请号：KR1020070090894
申请日：2007-09-07
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 발사체의 추진 기관에 탑재되는 실제 추진제 중량이 상기 발사체의 산출된 목표 추진제 중량과 동일하게 되는 추진제 충전 기준 레벨 설정 방법에 관한 것이다. 본 발명에 따른 추진제 충전 기준 레벨 설정 방법은 상기 발사체의 목표 추진제 중량에 대응하는 추진제 충전 레벨을 산출하는 단계, 상기 산출된 추진제 충전 레벨을 상기 시험 설비의 추진 기관에 표시하는 단계, 상기 시험 설비의 추진 기관에 표시된 추진제 충전 레벨까지 추진제를 충전한 후 상기 추진 기관에 실제로 충전된 추진제의 실제 추진제 중량을 산출하는 단계, 상기 실제 추진제 중량이 상기 목표 추진제 중량과 동일하게 되도록 추진제 충전 레벨을 보정하는 단계, 그리고 상기 보정된 추진제 충전 레벨을 상기 발사체의 실제 추진제 충전 기준 레벨로 설정하는 단계를 포함한다.
발사체, 추진제, 충전, 중량-
公开(公告)号：KR100564656B1
公开(公告)日：2006-03-30
申请号：KR1020030073187
申请日：2003-10-20
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/58
Abstract: 본 발명은 과학 연구/탐사용 로켓 및 위성 발사용 발사체에서 극저온 추진제로 사용하고 있는 액체 산소를 로켓엔진으로 주입하기 위한 극저온 압력 밸런싱 시트 방식의 볼 밸브에 관한 것이다.
이러한 본 발명은 몸체(4)의 내부에 위치한 볼(3)의 일측으로 스프링(8)에 지지되는 디스크(10)를 설치하고 이 디스크(10)가 그라파이트(7)를 지지하며 그라파이트(7)의 일측으로 PCTFE(6)를 누르는 시트 가이드(9)를 설치하여 볼(3)과 PCTFE(6) 사이의 기밀을 유지하고,
상기 볼(3)의 일측으로 스탬(2, 2')의 연결부분에서 그라파이트(7')상측에 디스크(10')가 너트(12)에 의하여 고정되도록 설치함을 특징으로 하는 것이다.
극저온, 시트, 앵글 볼 밸브, 발사체-
公开(公告)号：KR1020050053905A
公开(公告)日：2005-06-10
申请号：KR1020030087156
申请日：2003-12-03
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은, 액체 로켓에서의 추진제 동시 소진 제어 시스템에 관한 것으로, 산화제의 수위를 측정하여 소정 시간(t
s )마다 산화제 수위 변화율(Δh
Ox )을 산출하는 산화제 수위 변화율 산출 수단, 산화제의 소정 수위 계측 시마다 연료 수위를 계측하여 연료 완전 소진 시간(t
f )을 산출하고, 상기 연료 완전 소진 시간을 기초로 산화제 목표 수위 변화율(Δh
Ox, set )을 산출하는 산화제 목표 수위 변화율 산출 수단, 기 설정된 산화제 목표 수위 변화율을 상기 산화제 목표 수위 변화율 산출 수단으로부터 수신한 새로운 산화제 목표 수위 변화율로 재설정하고, 재설정된 산화제 목표 수위 변화율에 상기 산화제 수위 변화율 산출 수단으로부터 수신한 측정된 산화제 수위 변화율이 일치하도록 하는 산화제 유량 조절 제어 신호를 출력하는 산화제 소모량 제어 � �단, 및, 상기 산화제 소모량 제어수단으로부터 수신한 제어 신호를 기초로 산화제 유량을 조절하는 산화제 유량 조절 수단을 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다. 상기와 같은 구성에 의하면, 액체 로켓의 총추력을 최대화 할 수 있는 이점이 있다.-
公开(公告)号：KR100467508B1
公开(公告)日：2005-01-24
申请号：KR1020020063358
申请日：2002-10-17
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: B64G1/42
Abstract: PURPOSE: A jig for carrying an igniter for a liquid rocket is provided to prevent the leakage of an ignition charge by safely carrying the igniter. CONSTITUTION: A protrusion(5') is formed at the lower part of a moving guide(5). An opening is formed at one side of a jig case(11). A moving rail(3) moves along the moving guides, and has a fixing clamp(2) for fixing an igniter(1). A cover(6) is formed at the front of the moving rail, and seals the jig case up. A nitrogen filling valve(8) is connected to the cover. A nitrogen discharge valve(9) is connected to the jig case. The jig case is filled with nitrogen.
Abstract translation: 目的：提供用于携带液体火箭点火器的夹具，以通过安全携带点火器来防止点火药的泄漏。 组成：在移动导轨（5）的下部形成突起（5'）。 在夹具壳体（11）的一侧形成开口。 移动轨道（3）沿着移动导轨移动，并具有用于固定点火器（1）的固定夹（2）。 盖（6）形成在移动轨道的前部，并将夹具壳体向上密封。 氮气充注阀（8）连接到盖子。 氮气排出阀（9）连接到夹具壳体。 夹具外壳充满氮气。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR1020020007049A
公开(公告)日：2002-01-26
申请号：KR1020000040748
申请日：2000-07-14
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: G01L23/04
Abstract: PURPOSE: A method for measuring 6 components of a horizontal thrust is provided to carry out the calibration of engine mounting or a structure by obtaining calibration matrix for 6 components measured when combustion gas is discharged to the atmosphere via nozzles. CONSTITUTION: A method for measuring 6 components of a horizontal thrust includes the steps of mounting calibration load cells and measuring load cells for 6 components and obtaining a calibration constant of a thrust measuring device by applying a force to the calibration load cells and a calibration constant when an engine is mounted, carrying out calibration on the basis of the calibration constants obtained in the above step, and verifying calibration constant matrix applied in the previous step by simultaneously applying more than two calibration forces.
Abstract translation: 目的：提供一种用于测量水平推力的6个部件的方法，用于通过获得燃烧气体通过喷嘴排放到大气中时测量的6个部件的校准矩阵来执行发动机安装或结构的校准。 构成：用于测量水平推力的6个部件的方法包括以下步骤：安装校准称重传感器并测量6个部件的称重传感器，并通过向校准称重传感器施加力并获得校准常数，并获得推力测量装置的校准常数 当安装发动机时，基于在上述步骤中获得的校准常数进行校准，并且通过同时施加两个以上的校准力来验证在前一步骤中应用的校准常数矩阵。
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公开(公告)号：KR1020010058424A
公开(公告)日：2001-07-06
申请号：KR1019990057850
申请日：1999-12-15
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: B64G3/00
Abstract: PURPOSE: A device for measuring and correcting a first shaft thrust is provided to detect thrust value by exactly measuring resistance value generated while measuring thrust measuring process in a liquid propulsion apparatus of an artificial satellite blastoff rocket and a science measure rocket. CONSTITUTION: A first shaft thrust measuring and correcting device comprises a pneumatic actuator(10) generating correcting force by being installed on a side of a concrete wall(1); a correcting rod cell(20) measuring the correcting force; a measuring rod cell(40) measuring the trust and transferring force; a pair of round bars(50) transferring the correcting force to the measuring rod cell by being mounted on the concrete wall; a sound bar(50) delivering thrust of an engine(2) into the measuring rod cell; a round bar supporter(60) established on a thrush testing bar(90) by supporting the thrust delivering round bar; an engine mounting plate(70) installing the engine by being mounted on a front end of the thrust delivering round bar; and an engine supporter(80). Thereby, the first shaft thrust measuring and correcting device detecting exact shaft direction thrust of the engine and equally maintains the thrust by measuring the resistance value.
Abstract translation: 目的：提供一种用于测量和校正第一轴推力的装置，通过精确测量在人造卫星爆破火箭和科学测量火箭的液体推进装置中测量推力测量过程中产生的电阻值来检测推力值。 构造：第一轴推力测量和校正装置包括气动致动器（10），其通过安装在混凝土墙（1）的侧面上产生校正力; 校正杆单元（20），其测量校正力; 测量所述信任和传递力的测量杆单元（40）; 一对圆棒（50）通过安装在混凝土墙壁上将校正力传递到测量杆单元; 将发动机（2）的推力输送到测量杆单元中的声杆（50） 通过支撑推力输送圆棒在鹅口疮试验棒（90）上建立的圆棒支撑件（60） 发动机安装板（70），其通过安装在推力传送圆杆的前端上来安装发动机; 和发动机支撑件（80）。 因此，第一轴推力测量和校正装置检测发动机的精确轴向推力，并通过测量电阻值同样保持推力。
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公开(公告)号：KR101381569B1
公开(公告)日：2014-04-14
申请号：KR1020120117301
申请日：2012-10-22
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: The present invention relates to a thrust measuring system and method for a high altitude simulation test with a diffuser which can test the accurate thrust of an upper propulsion of a space launch vehicle by previously compensating various resistance components connected to the upper propulsion through a propulsion measuring device prior to a combustion test. The thrust measuring system according to an embodiment of the present invention employs the diffuser for measuring the thrust of the space launch vehicle at the time of combustion test on an propulsion engine of the space launch vehicle, and includes a thrust measuring/compensating device, the propulsion engine of the space launch vehicle, a vacuum chamber, and the diffuser.
Abstract translation: 本发明涉及一种用于具有扩散器的高空模拟试验的推力测量系统和方法，其可以通过预先补偿通过推进测量连接到上部推进器的各种阻力分量来测试空间运载火箭的上推进的精确推力 装置在燃烧试验之前。 根据本发明的实施例的推力测量系统使用扩散器来测量在空间运载火箭的推进发动机上的燃烧试验时的空间运载火箭的推力，并且包括推力测量/补偿装置， 太空运载火箭的推进发动机，真空室和扩散器。
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公开(公告)号：KR1020130053580A
公开(公告)日：2013-05-24
申请号：KR1020110118870
申请日：2011-11-15
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: A projectile including a variable cowl is provided to reduce consumption of energy by suppressing aerodynamic loads because the variable cowl which moves according to movement of a gimbal engine is used. CONSTITUTION: A projectile(200) including a variable cowl comprises a projectile body(1), a gimbal engine(2), variable cowls(3,3'), and a flight control device. The variable cowl is separated from the gimbal engine at a minimum clearance distance and moves according to movement of a gimbal of the gimbal engine. The cowl in the opposite direction moves to the inside of an external diameter of the projectile as much as a ratio where a part of the variable cowl is out of the external diameter of the projectile. Each various cowl moves as much as an operation angle which is a minimum movement unit.
Abstract translation: 目的：提供包括可变罩的射弹，通过抑制空气动力学负载来减少能量的消耗，因为使用根据万向发动机的运动而移动的变量罩。 构成：包括变形罩的弹丸（200）包括射弹体（1），万向发动机（2），可变罩（3,3'）和飞行控制装置。 可变罩与最小间隙距离与万向发动机分离，并根据万向发动机的万向架的运动而移动。 相反方向的整流罩移动到射弹外径的内部，与可变罩的一部分超出射弹的外径的比例一样多。 每个不同的整流罩移动作为最小运动单元的操作角度。
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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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