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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：KR100530110B1
公开(公告)日：2005-11-22
申请号：KR1020030095320
申请日：2003-12-23
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: B64G1/58
Abstract: 본 발명은, 우주비행체 자세제어 추력기의 복사열전달 차단용 열차폐막 형성방법 및 그 형상구조에 관한 것이다.
특히, 노즐 차폐막과 연소실 차폐막을 형성하고, 전개된 상기 노즐 차폐막과 연소실 차폐막을 원형으로 말아 상호 접촉시킨 후, 용접이음면과 용접면을 용접함으로서, 노즐에 대응되는 형상으로 이루어지는 노즐 차폐막과, 상기 노즐 차폐막의 적어도 일측이 연결되며 연소실의 대응되는 면적을 갖는 연소실 차폐막과, 상기 연소실 차폐막과 용접되어 최종 열차폐막을 형성토록 상기 노즐 차폐막과, 연소실 차폐막의 일측에서 연장형성되는 용접이음면과, 상기 용접이음면에 겹쳐 용접토록 상기 노즐 차폐막과 연소실 차폐막의 연장형성되는 용접면을 형성한다.
이에따라, 엄격한 열차폐막의 품질 요구조건을 만족시키고, 추력기가 연소반응으로 인해 고온상태에 도달시 직접적인 복사열전달을 차단하여 열적손상으로 인한 우주비행체의 오작동을 방지할 수 있는 특징이 있다.-
公开(公告)号：KR101357488B1
公开(公告)日：2014-02-03
申请号：KR1020120112322
申请日：2012-10-10
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: The present invention relates to an auxiliary test device for a thermostat for a continuity check test of a harness for controlling a heater and to a method for applying the same. More specifically, the present invention relates to an auxiliary test device for a thermostat for a continuity check test allowing a thermostat to act as a switch in a heater control manner of supplying heat to protect a satellite in a low temperature state of a space orbit, which is a representative heat control manner and is configured by a heater, a thermostat, a power supply device and a harness connected therebetween, so that a heater can be operated in a certain temperature range and being capable of inspecting abnormality of entire connection after mounting the device in the satellite, and to a method for applying the same. The auxiliary test device for a thermostat for a continuity check test of a harness for controlling a heater comprises a protection cover which has space formed therein to cover a thermostat in the space; and a coolant container which has a hole of a bigger size than the thermostat in the bottom surface so that the thermostat can be located in the hole and supplies coolant to coolant space between the protection cover and the side surface by connecting the bottom surface to the protection cover.
Abstract translation: 本发明涉及用于控制加热器的线束的连续性检查试验用恒温器的辅助试验装置及其应用方法。 更具体地，本发明涉及一种用于连续性检查测试的恒温器的辅助测试装置，其允许恒温器以加热器控制方式充当开关，以保护在空间轨道的低温状态下的卫星， 这是代表性的热控制方式，并且由加热器，恒温器，电源装置和连接在其间的线束构成，使得加热器可以在一定温度范围内操作并且能够在安装之后检查整个连接的异常 卫星中的设备，以及应用它的方法。 用于控制加热器的线束的连续性检查测试的恒温器的辅助测试装置包括：保护盖，其具有形成在其中的空间以覆盖该空间中的恒温器; 以及冷却剂容器，其具有比底表面中的恒温器大的尺寸的孔，使得恒温器可以位于孔中，并且通过将底表面连接到保护盖和侧表面之间将冷却剂供应到保护盖和侧表面之间的冷却剂空间 防护罩。
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公开(公告)号：KR1020130139619A
公开(公告)日：2013-12-23
申请号：KR1020120063230
申请日：2012-06-13
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: The present invention relates to a shock absorber applying to a space landing module. According to an embodiment of the present invention, the shock absorber for a landing module comprises a first cylinder wherein a shock absorbing space is prepared; a second cylinder which is installed in the shock absorbing space in order to move along the longitudinal direction of the first cylinder, and wherein an auxiliary shock absorbing space is prepared; an elastic member which is installed in between the first and second cylinders in order to elastically support the second cylinder; and a shock absorber which is included the shock absorbing space. The shock absorber is pressed out to the auxiliary shock absorbing space from the shock absorbing space through the second cylinder during compressing of the second cylinder. According to the present invention, the shock absorber is pressed out through an orifice, and the deformation energy of the shock absorber passing through the orifice absorbs shock energy in order to be applied as a shock absorber by replacing hydraulic oil or pneumatic pressure in a gravity-free state or a low vacuum space environment. In addition, the shock absorber can maximize shock absorbing efficiency by performing a shock absorbing function, by including a ductile shock absorber and multiple elastic members inside the first and second cylinders in order to connectionally operate during the addition of impact loads.
Abstract translation: 本发明涉及一种应用于空间着陆模块的减震器。 根据本发明的实施例，用于着陆模块的减震器包括：第一缸，其中制备减震空间; 第二气缸，其安装在所述减震空间中，以沿着所述第一气缸的长度方向移动，并且其中准备辅助减震空间; 弹性构件，安装在第一和第二气缸之间，以便弹性地支撑第二气缸; 以及包括减震空间的减震器。 在第二气缸的压缩期间，减震器被从冲击吸收空间通过第二气缸压出到辅助减震空间。 根据本发明，通过孔口将减震器压出，通过孔口的减震器的变形能吸收冲击能量，以便通过在重力中替换液压油或气压来作为减震器 自由状态或低真空空间环境。 此外，通过在第一和第二气缸内包括延性减震器和多个弹性构件，减震器可以通过执行减震功能来最大限度地提高冲击吸收效率，以便在加载冲击载荷期间进行连接操作。
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公开(公告)号：KR1020110137459A
公开(公告)日：2011-12-23
申请号：KR1020100057407
申请日：2010-06-17
Applicant: 한국항공우주연구원
CPC classification number: G01N25/28 , G01K7/02 , G01N33/225
Abstract: PURPOSE: A method and a device for estimating the properties of combustion gas using a temperature measurement are provided to reduce manufacturing costs because only temperature measuring work of combustion gas is required. CONSTITUTION: A method for estimating the properties of combustion gas using a temperature measurement is as follows. The real temperature of combustion gas inside a combustor is measured(S1). A temperature estimation value is obtained by calculating the Governing Differential Equations of heat fluid through the assumed properties of the combustion gas(S4). If an objective function value about a difference between the temperature estimation value and the measured real temperature is converged within a determined reference value, the assumed properties are used as real properties(S7). If the objective function value is diverged from the determined reference value, the assumed properties are controlled using optimized algorithm(S8).
Abstract translation: 目的：提供一种用于使用温度测量来估计燃烧气体的性质的方法和装置，以降低制造成本，因为仅需要燃烧气体的温度测量工作。 构成：使用温度测量来估计燃烧气体的性质的方法如下。 测量燃烧室内燃烧气体的实际温度（S1）。 通过计算燃烧气体的假设特性，通过计算热流体的控制微分方程来获得温度估计值（S4）。 如果关于温度估计值和测量的实际温度之间的差异的目标函数值收敛在确定的参考值内，则将假定的属性用作实数属性（S7）。 如果目标函数值与确定的参考值分开，则使用优化算法来控制假设属性（S8）。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR101348135B1
公开(公告)日：2014-01-09
申请号：KR1020120063230
申请日：2012-06-13
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 우주용 착륙선에 적용되는 충격 완충장치에 관한 것으로서, 본 발명의 실시예에 따른 착륙선용 충격 완충장치는 내부에 완충 공간이 마련된 제1 실린더, 상기 제1 실린더의 길이 방향을 따라 이동 가능하도록 상기 완충 공간에 설치되고 내부에 보조 완충 공간을 구비하는 제2 실린더, 상기 제1 실린더와 상기 제2 실린더 사이에 설치되어 상기 제2 실린더를 탄력 지지하는 탄성부재, 그리고 상기 완충 공간에 구비되는 충격 흡수재를 포함하고, 상기 충격 흡수재는 상기 제2 실린더의 압축 시 상기 제2 실린더를 통해 상기 완충 공간에서 상기 보조 완충 공간으로 압출된다. 본 발명에 의하면, 충격 흡수재를 오리피스를 통해 압출하여 오리피스를 통과한 충격 흡수재의 변형에너지가 충격에너지를 흡수하게 함으로써, 무중력 및 저진공 우주환경에서 유압유 및 공압을 대체하여 충격완충장치로 적용할 수 있고, 연성 재질의 충격 흡수재 및 복수의 탄성부재를 제1 실린더 및 제2 실린더 내부에 구비하여 충격하중 부가 시 서로 연계적으로 작동함으로써, 이중으로 충격완충 기능을 수행하여 충격완충 효율을 극대화할 수 있다.
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公开(公告)号：KR101061237B1
公开(公告)日：2011-08-31
申请号：KR1020080137289
申请日：2008-12-30
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 알루미늄 금속염을 녹인 알루미늄 전구체를 포함하는 용액을 볼밀에 의해 분쇄된 상용 알루미나에 첨가하여 고르게 분산 시키는 첨가단계; 상기 분산된 알루미늄 전구체를 건조 한 후 열처리하는 열처리단계; 상기 첨가단계 및 열처리단계를 반복하는 반복단계; 상기 반복단계를 거친 알루미나를 암모니아 용액으로 포화 시키는 포화단계; 상기 포화된 알루미나를 건조 한 후 열처리하는 최종 열처리단계;를 포함하는 고밀도 알루미나 담체의 제조방법에 관한 것이다.
본 발명에 의하면, 기존의 상용 알루미나 담체의 밀도를 향상 시키고, 비표면적 및 세공부피를 감소시켜 실제 하이드라진 추진제 추력기용 촉매 담체로서 적합한 성능을 발휘할 수 있으며, 이로써 하이드라진 추진제 추력기에 사용되는 이리듐 촉매의 수명을 연장시키는 효과가 있다.
하이드라진, 추력기, 알루미나, 담체Abstract translation: 本发明的加成步骤被均匀地通过加入含有在用球磨机粉碎市售氧化铝铝前体溶解铝盐溶液的分散; 将分散的铝前体干燥并进行热处理的热处理步骤; 重复添加步骤和热处理步骤; 用氨溶液饱和进行重复步骤的氧化铝的饱和步骤; 最后的热处理步骤是干燥饱和氧化铝，然后热处理饱和氧化铝。
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公开(公告)号：KR1020100078907A
公开(公告)日：2010-07-08
申请号：KR1020080137289
申请日：2008-12-30
Applicant: 한국항공우주연구원
CPC classification number: C01F7/027 , B01J21/04 , B01J23/468 , B01J35/1019 , B01J35/1038 , C01F7/023 , C01F7/026 , C01P2006/12 , C01P2006/14
Abstract: PURPOSE: A producing method of a high-density alumina carrier for a hydrazine monopropellant thruster is provided to improve the density of the alumina carrier, and to reduce the specific surface area and the pore volume of the alumina carrier. CONSTITUTION: A producing method of a high-density alumina carrier comprises the following steps: uniformly dispersing a solution containing an aluminum precursor obtained by melting aluminum metal salt to a crushed commercial alumina by ball-milling; drying and heat-treating the dispersed aluminum precursor; repeating the steps of dispersing, drying and heat-treating; saturating the alumina with an ammonia solution; and drying and heat-treating the saturated alumina. The aluminum metal salt contains anhydride or hydrate of hydrochloric acid aluminum or aluminum nitrate, and aluminum alcoholate.
Abstract translation: 目的：提供一种用于肼单组元推进剂的高密度氧化铝载体的制备方法，以改善氧化铝载体的密度，并降低氧化铝载体的比表面积和孔体积。 构成：高密度氧化铝载体的制造方法包括以下步骤：将通过熔融铝金属盐获得的含有铝前体的溶液均匀分散在粉碎的商业氧化铝上， 干燥和热处理分散的铝前体; 重复分散，干燥和热处理的步骤; 用氨溶液使氧化铝饱和; 并干燥并热处理饱和氧化铝。 铝金属盐含有盐酸铝或硝酸铝的酸酐或水合物，以及醇铝。
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公开(公告)号：KR1020050064050A
公开(公告)日：2005-06-29
申请号：KR1020030095320
申请日：2003-12-23
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: B64G1/58
Abstract: 본 발명은, 우주비행체 자세제어 추력기의 복사열전달 차단용 열차폐막 형성방법 및 그 형상구조에 관한 것이다.
특히, 노즐 차폐막과 연소실 차폐막을 형성하고, 전개된 상기 노즐 차폐막과 연소실 차폐막을 원형으로 말아 상호 접촉시킨 후, 용접이음면과 용접면을 용접함으로서, 노즐에 대응되는 형상으로 이루어지는 노즐 차폐막과, 상기 노즐 차폐막의 적어도 일측이 연결되며 연소실의 대응되는 면적을 갖는 연소실 차폐막과, 상기 연소실 차폐막과 용접되어 최종 열차폐막을 형성토록 상기 노즐 차폐막과, 연소실 차폐막의 일측에서 연장형성되는 용접이음면과, 상기 용접이음면에 겹쳐 용접토록 상기 노즐 차폐막과 연소실 차폐막의 연장형성되는 용접면을 형성한다.
이에따라, 엄격한 열차폐막의 품질 요구조건을 만족시키고, 추력기가 연소반응으로 인해 고온상태에 도달시 직접적인 복사열전달을 차단하여 열적손상으로 인한 우주비행체의 오작동을 방지할 수 있는 특징이 있다.-
公开(公告)号：KR1020040045671A
公开(公告)日：2004-06-02
申请号：KR1020020073517
申请日：2002-11-25
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: An apparatus and a method for calibration for a micro flow rate of an impulse-output type flowmeter are provided to precisely measure a micro flow rate of fluid by converting an impulse value into a value of the micro flow rate. CONSTITUTION: A flow rate calibration apparatus includes a fluid feeding tank, a static pressure calibration tank, an impulse-output type flowmeter, and an output signal processing unit. The fluid feeding tank stores fluid therein. When a flow rate valve(7) connected to a compensation tank(10) is opened, the fluid feeding tank feeds fluid into various components. The static pressure calibration tank includes the flow rate valve(7), a storage tank(10), a balance(17), a static pressure control valve(13), a flexible pipe(12), thermometers(14,16) and a pressure meter(15).
Abstract translation: 目的：提供一种用于脉冲输出型流量计的微流量校准的装置和方法，以通过将脉冲值转换为微流量的值来精确地测量流体的微流量。 构成：流量校准装置包括流体供给箱，静压校准箱，脉冲输出型流量计和输出信号处理单元。 流体供给罐在其中储存流体。 当连接到补偿罐（10）的流量阀（7）打开时，流体供给罐将流体供给到各种部件中。 静压力校准箱包括流量阀（7），储罐（10），余量（17），静压控制阀（13），柔性管（12），温度计（14,16）和 压力计（15）。
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