-
公开(公告)号：KR101081562B1
公开(公告)日：2011-11-08
申请号：KR1020080134845
申请日：2008-12-26
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본발명의구성은, 압력이유입되는입구포트와, 상기입구포트에서유입된압력을토출시키는토출포트가형성되는하우징; 상기하우징에결합되는제1,2캡;상기제1캡에는입구포트에서형성되는압력을조절하는압력조절부; 및상기제2캡에관통결합되며전단부에제2스풀이형성되는인풋로드; 를포함하여이루어지는것을특징으로한다.
-
公开(公告)号：KR1020100076713A
公开(公告)日：2010-07-06
申请号：KR1020080134845
申请日：2008-12-26
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: A hydraulic meter valve is provided to minimize unnecessary leakage in a condition which requires a regular discharge pressure for various hydraulic circuits or an aircraft wheel brake and to continuously maintain system operation pressure. CONSTITUTION: A hydraulic meter valve comprises a housing(100) wherein an inlet port(110) wherein pressure is transferred to the inlet port and a discharge port(120) which discharges the pressure transferred to the inlet port are formed on the housing, a first and a second cap(200,300) which are coupled to the housing, a pressure regulator(500) which controls the pressure formed at the inlet port, and an input rod(400) which is coupled to the second cap by passing through the cap and wherein a second spool(410) is formed on the front-end of the input rod.
Abstract translation: 目的：提供一种液压计阀，以便在需要各种液压回路或飞机车轮制动器的正常排放压力并持续维持系统运行压力的条件下，减少不必要的泄漏。 构成：液压计阀包括壳体（100），其中压力传递到入口的入口端口（110）和排出转移到入口端口的压力的排出口（120）形成在壳体上， 第一和第二帽（200,300），其联接到所述壳体，控制在所述入口处形成的压力的压力调节器（500）和输入杆（400），所述输入杆通过穿过所述帽 并且其中在所述输入杆的前端上形成有第二卷轴（410）。
-
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：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.
-
-
-
Search Results
4
records
(took 0.018 seconds)
