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:
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.
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:
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:
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:
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.
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, 담체
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:
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.
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).