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公开(公告)号：KR101520693B1
公开(公告)日：2015-05-18
申请号：KR1020130097363
申请日：2013-08-16
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: G06F17/50
Abstract: 본발명에따르면, 힘전달경로상의기계적요소와고립된유압작동유기둥의개별강성값의조합을이용하여상기서보구동기(2)가갖는무한주파수강성을예측하는무한주파수강성측정부; 인장및 압축부하경로상에위치하는단순한기계적형상구동기구성요소의개수를고려하여초기구성요소의등가강성값을할당하고해석식에의하여구성요소의주요치수를설계하는치수설계부; 구동기해당구성요소에의하여설계된확장및 수축유압격실작동유기둥의등가강성값을설계하는등가강성값설계부; 및설계한기계적구성요소들과작동유기둥의등가강성을조합하여구동기의무한주파수강성값을설계하는무한주파수강성설계부;를포함하는제어강성요구조건을충족시키는구동기설계시스템을개시한다.
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公开(公告)号：KR1020090068718A
公开(公告)日：2009-06-29
申请号：KR1020070136445
申请日：2007-12-24
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: An anti-surging pneumatic valve is provided to prevent damage or malfunction of pneumatic parts in a pneumatic system due to the surge pressure produced when opening a gas storage tank containing high pressure gas. An anti-surging pneumatic valve(100) is connected to a gas storage tank in which high pressure gas is contained, and includes a body(150), a plunger(110), an elastic member(112), and an anchoring bolt(130). The body is composed of an upper body(160) and a lower body(170). The plunger is positioned in the center of a through hole formed inside the upper body and has a protruding rod(113) in the central portion. The plunger is pressed downward by surge pressure flowing into the upper body and closed onto the top of a poppet(120) so that the surge pressure is blocked from flowing into the lower body. The elastic member is inserted through the protruding rod of the plunger and has elasticity for dampen the impact resulting from the contact between the plunger and the poppet and return the plunger to the original position. The anchoring bolt connects the upper and lower bodies to fix, and supports the bottom of the poppet. The poppet is fixed to the inside surface of the through hole of the upper body and supports the bottom of the elastic member.
Abstract translation: 提供防喘振气动阀，以防止由于在打开包含高压气体的储气罐时产生的浪涌压力而在气动系统中气动部件的损坏或故障。 防喘振气动阀（100）与容纳高压气体的储气罐连接，包括主体（150），柱塞（110），弹性部件（112）和锚定螺栓（ 130）。 身体由上身（160）和下身（170）构成。 柱塞位于形成在上体内部的通孔的中心，并且在中心部分具有突出的杆（113）。 柱塞被流入上体的冲击压力向下按压并且关闭到提升阀（120）的顶部，使得喘振压力被阻止流入下体。 弹性构件穿过柱塞的突出杆插入并且具有弹性，用于抑制由柱塞和提升阀之间的接触产生的冲击并将柱塞返回到原始位置。 锚固螺栓连接上部和下部主体以固定，并支撑提升阀的底部。 提升头固定在上身的通孔的内表面并支撑弹性构件的底部。
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公开(公告)号：KR1020060077376A
公开(公告)日：2006-07-05
申请号：KR1020040116217
申请日：2004-12-30
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: G01S1/00
Abstract: 본 발명에 따른 GPS수신기 시스템 시험장치는 GPS 수신기 시스템을 탑재한 상태에서 경사각(Pitch Angle)을 조정한 후, 고속 회전을 통해 항체가 비행할 때 나타나는 가속도 환경을 모사해 줄 수 있도록 된 시험장치 본체; 상기 시험장치 본체와 전기적으로 연결되어 시험장치 본체에 장착되어 있는 모터를 제어하고, 시험장치 본체로부터의 센서정보를 표시하도록 된 제어패널; 상기 제어패널이 자동모드로 설정되어 있는 경우에 제어패널과 전기적으로 연결되어 시험장치 본체에 장착된 모터를 제어하기 위한 명령을 송신하고, 시험장치 본체로부터의 센서정보를 관리하고, 디스플레이 시키도록 된 제어 PC를 포함하는 구성으로 이루어지는 것을 특징으로 한다.
본 발명은, 회전운동을 이용하여 지상에서 항체의 물리적인 동특성과, 경사각 조절을 통하여 항체의 자세변화를 모사할 수 있도록 한 시험장치를 제공함으로서, 실제 비행시험을 거치지 않고도 비행시험 환경과 유사한 동특성을 갖는 환경에서 GPS 수신기 시스템의 성능을 사전에 시험해 볼 수 있는 효과를 갖는다.-
公开(公告)号：KR100524181B1
公开(公告)日：2005-10-27
申请号：KR1020020070983
申请日：2002-11-15
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: H04B7/19
Abstract: 본 발명은 과학 관측 로켓 및 위성 발사체에 적용되어 외부에서 수신된 위성신호를 이용하여 과학 관측 로켓 및 위성 발사체의 항법정보를 계산할 수 있는 GPS 수신기에 관한 것으로, 로켓 및 위성 발사체의 자세가 변화하더라도 위성신호를 수신할 수 있도록 하는 3개의 고주파 수신단을 가지는 GPS 수신기에 관한 것이다.
이러한 본 발명에서는 3개의 안테나를 비행체의 기체 표면에 120도 간격으로 설치하되 안테나는 120도의 각도를 이루는 선과 수직으로 기체 표면에 설치하고,
이렇게 설치된 각각의 안테나로 수신된 위성신호는 고주파 수신단에 입력되어 위성항법을 수행하도록 GPS 수신기를 설계함으로써 이루어지는 것으로, 여러 개의 안테나를 연결하여 사용할 경우 발생될 수 있는 안테나간의 상호 간섭에 의한 위성신호의 전력 감쇄, 다중경로오차에 의한 항법정보의 정확도 저하 등을 제거할 수 있으며 비행체의 자세에 관계없이 위성신호를 수신할 수 있기 때문에 정확한 위성항법을 수행할 수 있다.-
公开(公告)号：KR100472223B1
公开(公告)日：2005-03-08
申请号：KR1020010086610
申请日：2001-12-28
IPC: F15B19/00
Abstract: 본 발명은 3차원 공간상에서 자유운동을 하는 이동좌표계에 설치된 폐회로 유압시스템에 있어서 이동좌표계가 적용 받는 중력과 임의 방향 운동에 의한 관성력과의 합성력에 의하여 생성되는 유압작동유 수두가 유압펌프의 유효흡입수두보다 작아질 경우 발생 가능한 유압펌프 입력포트에서의 진공상태 발생을 배제시키며 작동유를 원활히 공급할 수 있는 벨로우즈형 저유기에 관한 것이다.
펌프 입력포트에서의 진공현상 발생 및 이에 의한 기포 유입을 방지하기 위하여 기존의 폐회로 유압시스템 저유기 형상은 이중형 피스톤 및 실린더의 수압 면적비를 응용하여 강제적으로 유압작동유를 펌프 입력포트로 가압 및 송출시켜 주는 부트스트랩형 저유기가 적용되어 왔다.
이 경우 펌프 입력포트로의 작동유 가압을 유지시키기 위하여 적용한 이중형 피스톤과 실린더 형상에 의하여 구조의 복잡성 초래 및 초기 기동시 고압형성 불가에 의한 펌프 입력포트로의 송출량 부족, 피스톤과 실린더간 밀봉에 소요되는 운동형 밀봉재의 마모에 의한 누유현상 감시 및 방지를 위하여 주기적 점검과 교체작업을 소요로 하는 단점을 갖는다.
본 발명은 부트스트랩형 저유기에서 필수로 하는 이중형 피스톤과 실린더 형상의 가압장치와 이에 소요되는 운동형 밀봉재의 주기적 점검 및 교체를 배제시키기 위하여 가압 스프링과 용적 가변형 압력용기 역할을 동시에 구현할 수 있는 비부식성 벨로우즈를 사용한 벨로우즈형 저유기 개발을 명시한다.
벨로우즈형 저유기는 부트스트랩형 대비 이중형 피스톤과 실린더 형상 가압장치의 불필요에 의한 단순한 구조 및 초기 기동시에도 펌프 입력포트로의 충분한 작동유 공급과 운동형 밀봉재 제거에 의한 누유 상태 주기점검 및 밀봉재 교체 작업을 필요로 하지 않는 장점을 갖는다.-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR1020050008568A
公开(公告)日：2005-01-21
申请号：KR1020040108883
申请日：2004-12-20
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: A posture measurement system of a non-contact typed triaxial simulator is provided to obtain the exact position and posture information by precisely measuring the position and the posture of the triaxial simulator. CONSTITUTION: A posture measurement system contains an air bearing system, a coordinate plate(60), a camera(70) and a computer(80). The air bearing system comprises air-lift typed air bearing balls(20), a simulator(10) connected with rotation shafts(30) of the air bearing balls and a simulator support(50) to include three laser pointers(40). The coordinate plate is installed in the same direction as the rotation shafts outside the air bearing system. The camera photographs an image of the laser pointer on the coordinate plate by installing outside the air bearing system. The computer calculates the position and the posture of the simulator by using the image information from the camera.
Abstract translation: 目的：提供非接触型三轴模拟器的姿态测量系统，通过精确测量三轴模拟器的位置和姿势，获得准确的位置和姿势信息。 构成：姿势测量系统包括空气轴承系统，坐标板（60），相机（70）和计算机（80）。 空气轴承系统包括气升式空气轴承滚珠（20），与空气轴承滚珠的旋转轴（30）连接的模拟器（10）和包括三个激光指针（40）的模拟器支架（50）。 坐标板与空气轴承系统外的旋转轴方向相同。 摄像机通过安装在空气轴承系统外面，将坐标盘上的激光指示器的图像拍摄。 计算机通过使用来自相机的图像信息来计算模拟器的位置和姿势。
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公开(公告)号：KR100380814B1
公开(公告)日：2003-04-18
申请号：KR1020000070082
申请日：2000-11-23
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F41F7/00
Abstract: PURPOSE: An apparatus for aligning vertical axes of two structures is provided to improve the stability of a rocket when the rocket is initially ignited by simply aligning a rocket body axis with a vertical axis of an engine. CONSTITUTION: A rocket body is connected to an engine through a gimbal joint(2). An engine mount(3) is placed above a rocket engine(1). A pitch axis controller(4) is installed at a pitch axis and a main axis controller(5) is installed at a main axis. A piston is installed in a cylinder. A load end bearing connected to the pitch shaft or flank shaft is provided in the piston. A magnet is fixed to an inner end of the piston. An earth end assembly is connected to the cylinder through a knuckle ring. A position detecting sensor is installed in a housing. A servo controller(8) is provided to control the pitch axis controller(4) and the main axis controller(5). A sensor fixing member(9) is attached to the rocket body axis so as to mount an incline angle sensor(10) thereon. An engine incline angle sensor(7) is fixed to a sensor supporter(6).
Abstract translation: 目的：提供一种用于对准两个结构的垂直轴线的装置，以通过简单地将火箭主体轴线与发动机的垂直轴线对准来最初点火火箭时提高火箭的稳定性。 组成：火箭主体通过万向接头（2）连接到发动机。 发动机支架（3）放置在火箭发动机（1）的上方。 俯仰轴控制器（4）安装在俯仰轴上，主轴控制器（5）安装在主轴上。 活塞安装在气缸中。 连接到变桨轴或侧面轴的负载端轴承设置在活塞中。 磁铁固定在活塞的内端。 接地端组件通过转向节环连接到气缸。 位置检测传感器安装在壳体中。 提供伺服控制器（8）以控制俯仰轴控制器（4）和主轴控制器（5）。 传感器固定部件（9）安装在火箭本体轴线上，以便在其上安装倾斜角度传感器（10）。 发动机倾斜角度传感器（7）固定在传感器支架（6）上。
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公开(公告)号：KR1020150051716A
公开(公告)日：2015-05-13
申请号：KR1020130133565
申请日：2013-11-05
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 위성항법수신기및 이를이용한의사거리측정치보정방법이개시된다. 여기서, 위성항법수신기는발사체의자세및 반경, 다수의위성항법안테나각각이상기발사체에설치된위치를저장하는저장부, 그리고상기발사체의자세, 반경및 상기다수의위성항법안테나각각의설치위치를이용하여상기다수의위성항법안테나각각에서수신된의사거리측정치를상기발사체의중심기준으로보정하는보정부를포함한다.
Abstract translation: 公开了一种全球导航卫星接收机以及使用该导航卫星接收机补偿伪距测量值的方法。 全球导航卫星接收机包括：用于存储射弹的姿势和半径的存储部分和在射弹上安装多个全球导航卫星天线的位置; 以及补偿部分，用于使用射弹的姿态和半径以及全球导航卫星天线的安装位置，相对于射弹的中心来补偿从全球导航卫星天线接收的伪距测量值。
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公开(公告)号：KR101054734B1
公开(公告)日：2011-08-08
申请号：KR1020080138381
申请日：2008-12-31
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명에 따르면, (a) 추력 발생 축(L
1 )과 추력 측정 축(L
2 )이 평행한 상태로 추력기 어뎁터의 접합면에 추력기의 장착면을 장착하는 추력기 장착 단계; (b) 측정로드셀부의 측정어뎁터를 회전시켜 상기 측정어텝터의 일단부와 측정로드셀을 서로 접촉시키는 측정어뎁터 조절 단계; (c) 상기 측정로드셀 및 교정로드셀의 입력값을 초기화하는 입력값 초기화 단계; (d) 상기 추력기의 일측에 교정어뎁터를 고정 설치한 상태에서, 상기 교정어뎁터의 길이조절부를 단계별로 회전시켜 상기 측정로드셀 및 교정로드셀에 힘을 주입하여, 상기 측정로드셀 및 교정로드셀에 작용하는 힘값을 측정하는 힘값 측정 단계; (e) 상기 측정로드셀 및 교정로드셀에서 측정된 각 단계별 힘값을 기초로 하여, 상기 측정로드셀의 오차값을 산출 및 교정하는 오차값 산출 및 교정 단계; (f) 상기 추력기의 일측에서 교정어뎁터를 분리시킨 상태에서 상기 추력기를 가동하여, 상기 측정로드셀로 전달되는 상기 추력기의 추력을 측정하는 추력 측정 단계;를 포함하는 추력 측정 방법을 개시한다.
추력, 추력기, 베이스Abstract translation: 根据本发明，（a）推力产生轴线L.
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公开(公告)号：KR100875998B1
公开(公告)日：2008-12-26
申请号：KR1020070112195
申请日：2007-11-05
Applicant: 한국항공우주연구원
CPC classification number: G09B9/12 , G01M99/007
Abstract: A load simulator for flight control actuation system having stiffness implemental device of airframe mounting structure is provided to test the dynamic load characteristic test in the airframe mounting condition. The load simulator for flight control actuation system comprises the moment of inertia(2) copying the rotating inertia load, the moment arm(4) assembled in the shafting plane column shape, the load servo driver(6) copying the aviation load generated in flying, the location servo driver(5) performing the rotational fluctuation control of exercise of the operation object, the airframe structure supporting part rigidity realization equipment assembling(9) supporting the location servo driver, the simulator frame(10) supporting the moment arm, the driver neutrality road and the row information commercial gap phase.
Abstract translation: 提供了具有机身安装结构的刚度实现装置的用于飞行控制致动系统的负载模拟器，以测试机身安装状态下的动态负载特性测试。 用于飞行控制致动系统的负载模拟器包括惯性矩（2）复制旋转惯性负载，组装在轴系平面柱形状中的力臂（4），负载伺服驱动器（6）复制飞行中产生的航空负载 执行操作对象的运动的旋转变动控制的位置伺服驱动器（5），支撑定位伺服驱动器的机身结构支撑部刚性实现装置组装（9），支撑力矩臂的模拟器框架（10） 司机中立道路和行信息商业差距阶段。
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