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公开(公告)号：WO2011081341A2
公开(公告)日：2011-07-07
申请号：PCT/KR2010/009130
申请日：2010-12-21
CPC classification number: B01J21/04 , B01J23/02 , B01J35/023 , B01J35/1076 , B01J35/108 , B01J37/0018 , B01J37/0201 , C06D5/04
Abstract: 본 발명은 우주 비행체 추력기용 촉매를 담지하는 담체 및 그 제조방법에 관한 것으로, 보다 상세하게는 세공 유도 물질을 이용하여 담체의 세공 크기와 세공 분포를 제어함으로써 촉매의 수명을 개선할 수 있는 우주 비행체 추력기용 촉매 담체 및 그 제조방법에 관한 것이다.
Abstract translation: 本发明涉及一种用于支撑航天器推进器的催化剂的载体及其制备方法，更具体地涉及一种用于航天器推进器的催化剂载体及其制备方法，其中直径和分布 使用孔诱导材料控制载体的孔以延长催化剂的寿命。
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公开(公告)号：KR1020130073207A
公开(公告)日：2013-07-03
申请号：KR1020110140926
申请日：2011-12-23
Applicant: 한국항공우주연구원
CPC classification number: G01L5/12 , F03H1/0037
Abstract: PURPOSE: A micro thrust measuring device for an artificial satellite thruster is provided to obtain thrust accurately by measuring the displacement of the thruster with a laser displacement measuring device. CONSTITUTION: A micro thrust measuring device for an artificial satellite thruster comprises a base plate (100), a fixing table (110), a rotating bar (200), a support unit (210), a laser displacement measuring device (300), and a weight loading unit (400). The base plate is seated on the ground surface or the top surface of a working table. The fixing table is fixed on the top surface of the base plate perpendicularly. The upper part of the rotating bar is joined to the top surface of the fixing table, and the lower part thereof is moved horizontally. The support unit is installed in the lower part of the rotating bar, and the thruster is placed on the support unit. The laser displacement measuring device senses the movement of the support unit in a horizontal direction. The weight loading unit applies loads of weights (430) successively on the support unit.
Abstract translation: 目的：提供用于人造卫星推进器的微推力测量装置，通过用激光位移测量装置测量推进器的位移来精确地获得推力。 构造：用于人造卫星推进器的微推力测量装置包括基板（100），固定台（110），旋转杆（200），支撑单元（210），激光位移测量装置（300） 和重物装载单元（400）。 底板位于工作台的地面或顶面上。 固定台垂直固定在基板的顶面上。 旋转杆的上部与固定台的上表面接合，其下部水平移动。 支撑单元安装在旋转杆的下部，并且推进器被放置在支撑单元上。 激光位移测量装置感测支撑单元在水平方向上的移动。 重量加载单元在支撑单元上连续施加重物重量（430）。
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公开(公告)号：KR1020110079520A
公开(公告)日：2011-07-07
申请号：KR1020100134252
申请日：2010-12-24
Applicant: 한국항공우주연구원
CPC classification number: B01J21/04 , B01J23/02 , B01J35/023 , B01J35/1076 , B01J35/108 , B01J37/0018 , B01J37/0201 , C06D5/04
Abstract: PURPOSE: A catalytic carrier for a spacecraft thruster and a method for manufacturing the same are provided to control the distribution and the size of pores in the carrier using a pore inducting material. CONSTITUTION: A molded body is obtained based on a kneaded material containing a raw material and a pore inducing material. The molded body is immersed in an alkaline solution and undergoes a primary thermal treatment. The molded body through the primary thermal treatment undergoes a secondary thermal treatment by applying heat to the molded body in order to eliminate the power inducing material. The shape of the molded body is controlled.
Abstract translation: 目的：提供一种用于航天器推进器的催化载体及其制造方法，以使用孔隙感应材料控制载体中孔隙的分布和尺寸。 构成：基于含有原料和孔诱导材料的捏合材料获得成型体。 将成型体浸渍在碱性溶液中并进行一次热处理。 通过一次热处理的成型体通过对成型体施加热量进行二次热处理，以消除功率诱导材料。 成型体的形状受到控制。
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公开(公告)号：KR101256724B1
公开(公告)日：2013-04-23
申请号：KR1020110030229
申请日：2011-04-01
Applicant: 건국대학교 산학협력단 , 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 소형 추력기용 단일 추진제 인젝터에 관한 것으로서, 본 발명에 따른 소형 추력기용 단일 추진제 인젝터는 추력기의 연소실 내로 단일 추진제(monopropellant)를 공급하기 위한 인젝터에 있어서, 상기 연소실의 단부에 장착되는 분사 플레이트; 상기 단일 추진제를 액체상태로 상기 연소실 내부로 분사하되, 어느 하나의 분사방향으로부터 연장되는 가상의 직선은 적어도 다른 하나의 분사방향으로부터 연장되는 가상의 직선과 상기 연소실 내에서 교점을 이루도록 상기 분사 플레이트에 형성되는 복수개의 토출구;를 포함하며, 상기 복수개의 토출구로부터 토출되는 상기 단일 추진제는 상기 연소실 내에서 서로 충돌하여 미립화(atomized) 되는 것을 특징으로 한다.
이에 의하여, 촉매 이용률을 향상시킬 수 있는 소형 추력기용 단일 추진제 인젝터가 제공된다.-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR100681481B1
公开(公告)日：2007-02-09
申请号：KR1020050119452
申请日：2005-12-08
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: An apparatus for measuring performance of an iridium catalyst is provided to be able to prevent enormous expense incurred by performance lowering of the catalyst, and delay of the schedule through the performance measurement of the iridium catalyst according to simple principle, thereby smoothly performing the development of artificial satellite. The apparatus for measuring performance of an iridium catalyst comprises: a propellant pressurizing portion(100) controlling a highly pressured pressurizing agent(1) of an inert gas which is emitted by controlling a plurality of valves within a certain range of pressure so as to discharge the pressurizing agent and including a pressurizing agent supplying valve(2), a pressure control valve for high pressure(4) and a pressure control for low pressure(6); a propellant supplying portion(200) applying the pressurizing agent input from the propellant pressurizing portion into a propellant(11) stored in a certain space to discharge the propellant according to the input pressurizing agent to supply the propellant and including a supply tank(12), a discharge tank(17), and a vapor discharge tank(10); a catalyst reaction portion(300) which controls the propellant input from the propellant supplying portion to a predetermined temperature, prevents rapid pressure change thereof and then sprays it to an iridium catalyst(25) placed at a reaction facility to allow the reaction thereof and includes a water jacket(20), a circulator(21), an orifice(22), a solenoid valve(23), a reactor(26), and an electric heater(24); and a test measurement portion(400) which controls the supply of the propellant input from the catalyst reaction portion and analyzes transmitted signals detected from a plurality of sensors installed at the surrounding of the catalyst reaction portion and includes a D/A converter(30), an A/D converter(32) and a computer(31).
Abstract translation: 提供了一种用于测量铱催化剂性能的设备，以便能够通过根据简单原理通过铱催化剂的性能测量来防止由于催化剂性能下降而导致的巨大费用，以及延迟计划，从而顺利地进行 卫星。 用于测量铱催化剂性能的设备包括：推进剂加压部分（100），用于控制通过在一定压力范围内控制多个阀而排放的惰性气体的高压加压剂（1），以排出 （2），用于高压（4）的压力控制阀和用于低压（6）的压力控制器，所述加压剂包括加压剂供给阀（2）。 推进剂供给部分，将从推进剂加压部分输入的加压剂输入到存储在特定空间中的推进剂中，以根据输入的加压剂排出推进剂以供给推进剂并且包括供给箱; ，排放罐（17）和蒸汽排放罐（10）; 控制从推进剂供给部分的推进剂输入到预定温度的催化剂反应部分（300）防止其快速压力变化，然后将其喷射到放置在反应设施处的铱催化剂（25）以允许其反应并包括 水套（20），循环器（21），节流孔（22），电磁阀（23），反应器（26）和电加热器（24）。 和控制从催化剂反应部分输入的推进剂的供给并分析从安装在催化剂反应部分的周围的多个传感器检测到的传送信号的测试测量部分（400），并包括D / A转换器（30） ，A / D转换器（32）和计算机（31）。
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公开(公告)号：KR1020130109575A
公开(公告)日：2013-10-08
申请号：KR1020120031416
申请日：2012-03-28
Applicant: 전남대학교산학협력단 , 한국항공우주연구원
CPC classification number: B01J21/04 , B01J23/10 , B01J35/1014 , B01J37/0018 , B01J37/0027 , B01J37/0201 , B01J37/04 , B01J37/08 , B01J2523/22 , B01J2523/23 , B01J2523/24 , B01J2523/25 , B01J2523/3706 , B01J2523/3712
Abstract: PURPOSE: Provided are a catalyst carrier for rocket thrusters wherein the catalyst carrier has maintains porosity and high-strength features and has a large specific surface area at high temperatures of 1473-1673K, and thereby maintaining activation of the catalyst even when an environment-friendly propellant is used. The activation of the catalyst is maintained even in case of using the environment-friendly propellant, and the manufacturing method thereof. CONSTITUTION: A method for manufacturing a catalyst carrier for a rocket comprises the steps of: molding alumina particles; and impregnating the alumina element with a solution including a group 2 element or a lanthanoid element, and thereby manufacturing hexaaluminate particles including the elements.
Abstract translation: 目的：提供一种用于火箭推进器的催化剂载体，其中催化剂载体保持孔隙率和高强度特征，并且在1473-1673K的高温下具有大的比表面积，从而即使在环境友好的情况下也保持催化剂的活化 推进剂被使用。 甚至在使用环境友好的推进剂的情况下也保持催化剂的活化及其制造方法。 构成：用于制造用于火箭的催化剂载体的方法包括以下步骤：模制氧化铝颗粒; 并用包含第2族元素或镧系元素的溶液浸渍氧化铝元件，从而制造包含这些元素的六铝酸盐颗粒。
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公开(公告)号：KR1020110020096A
公开(公告)日：2011-03-02
申请号：KR1020090077816
申请日：2009-08-21
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: A cover structure of thermal shield for a geostationary satellite is provided to prevent excessive heat from being emitted from a satellite to an outer space. CONSTITUTION: A cover structure of thermal shield for a geostationary satellite comprises a cover winding roller(30), a cover supporter(50), a guiderail(40), cover guides(60), and cover fixing units. The cover winding roller is installed in one side of a satellite panel. The cover supporter connects the cover guides in the end of a cover(20). The guiderail guides the cover guides installed in both ends of the cover. The cover fixing units fixes or unfixes the cover.
Abstract translation: 目的：提供用于对地静止卫星的防护罩的盖结构，以防止过多的热量从卫星发射到外部空间。 构成：用于对地静止卫星的隔热罩的盖结构包括盖卷绕辊（30），盖支撑件（50），导轨（40），盖导向件（60）和盖固定单元。 盖卷绕辊安装在卫星面板的一侧。 盖支架连接盖（20）端部的盖导轨。 导轨引导安装在盖两端的盖导板。 盖固定单元固定或不固定盖。
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公开(公告)号：KR101335865B1
公开(公告)日：2013-12-02
申请号：KR1020120031416
申请日：2012-03-28
Applicant: 전남대학교산학협력단 , 한국항공우주연구원
Abstract: 우주 비행체 추력기용 촉매 담체 및 이의 제조방법이 개시된다. 본 발명에 의한 우주 비행체 추력기용 촉매 담체는 알루미늄 75 ∼ 95중량% 및 2족 원소 또는 란탄족 원소 5 ∼ 25 중량%를 포함함으로써 다공성 및 고강도 특성을 유지함과 동시에 약 1473K ∼ 1673K의 고온에서도 열적 안정성과 큰 비표면적을 가져 친환경 추진제를 사용하는 경우에도 촉매의 활성을 유지시킬 수 있다. 또한, 본 발명에 의한 우주 비행체 추력기용 촉매 담체의 제조방법은 알루미나 입자를 성형하는 단계,상기 알루미나 입자를 2족 원소 또는 란탄족 원소가 포함된 용액에 함침하여 상기 원소가 포함된 헥사알루미네이트 입자를 제조하는 단계를 포함함으로써 제조되는 입자의 형태 및 다공성을 간단하고 용이하게 제어할 수 있다.
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公开(公告)号：KR101183453B1
公开(公告)日：2012-09-18
申请号：KR1020100053202
申请日：2010-06-07
IPC: F02K9/44 , F02K9/97 , B01J31/06 , C01B15/013
Abstract: 본 발명은 단일추진제 추력기에 관한 것으로, 본 발명의 목적은 추진제와 촉매 반응을 사용하는 단일추진제 추력기에 있어서, 추진제가 촉매 반응기를 지나며 발생하는 압력강하는 최소화함과 동시에, 다량의 추진제를 분해시켜 단일추진제 추력기의 추력 성능을 향상시킬 수 있는, 단일추진제 추력기를 제공함에 있다.
상기한 바와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명의 단일추진제 추력기는, 촉매 반응을 통해 가스를 생성하는 촉매 반응기(110)와, 상기 촉매 반응기(110)에서 생성된 가스를 분사하여 추력을 발생시키는 노즐(120)을 포함하여 이루어지는 단일추진제 추력기(100)에 있어서, 상기 노즐(120)을 통과하는 가스의 흐름 방향을 축 방향이라 하고, 축 방향에 수직한 방향을 반경 방향이라 하고, 상기 촉매 반응기(110)에서 축 방향에 나란한 면을 측면이라 할 때, 촉매가 상기 촉매 반응기(110)의 측면으로 공급되는 것을 특징으로 한다.
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