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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：KR101297583B1
公开(公告)日：2013-08-19
申请号：KR1020110140926
申请日：2011-12-23
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은 지면 또는 작업대의 상부에 안착되는 베이스 플레이트와, 상기 베이스 플레이트의 상부에 수직 방향으로 고정 설치되는 고정대와, 상단이 상기 고정대의 상부에 회동 가능하도록 결합되어 하단이 수평 방향으로 이동되는 회동바와, 상기 회동바의 하단부에 설치되어 추력기를 거치하는 거치부와, 상기 거치부가 수평 방향으로 이동되는 것을 감지하는 레이저 변위 측정계와, 상기 거치부에 순차적으로 분동의 하중을 걸어주는 분동공급유닛을 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 의하면, 분동공급유닛을 이용하여 추력 보정을 수행함으로써 정확한 추력 보정이 가능하고, 추력기의 이동된 변위를 레이저 변위 측정계에 의해 측정함으로써 정확한 추력을 도출할 수 있는 효과가 있다.-
Patent Agency Ranking
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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：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：KR100590729B1
公开(公告)日：2006-06-19
申请号：KR1020040116216
申请日：2004-12-30
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: B64G1/42
Abstract: 본 발명에 따른 다중탱크를 갖는 인공위성의 열펌핑을 이용한 잔여연료량 측정 장치는, 다수 개의 추진제 탱크가 구비되고, 상기 각 탱크들은 서로 연료라인을 통해 연결되도록 한 인공위성의 연료공급시스템에 있어서, 별도의 가압장치를 이용해서 상기 각 탱크 사이에서의 인위적인 온도 차가 발생되도록 하여 탱크 간 추진제가 이동하는 열펌핑 현상을 유도하고, 이때에 추진제가 이동하는 연료라인 상에 유량계를 설치하여 추진제의 이동 질유량을 측정함으로써, 각 탱크에 남아있는 잔여 연료량을 산출할 수 있도록 하는 것을 특징으로 한다.
상기 본 발명은 두 개 이상의 다중 탱크를 장착한 위성에 있어서, 각 탱크 간 온도 차이를 임의로 발생시켜 탱크 간에 추진제가 이동하는 열펌핑 현상을 유도시켜 추진제의 이동 질유량을 측정하고, 상기 측정된 이동 질유량을 통해 탱크내의 잔여 연료량을 추정함으로써, 인공위성의 보다 정확한 수명 예측이 가능해지는 효과가 있다.Abstract translation: 根据本发明的使用具有多个储罐的卫星的热泵来测量剩余燃料的设备包括多个推进剂容器，并且这些容器通过燃料管线相互连接， 通过使用加压装置感应热抽吸现象，其中，从储罐中的推进剂移动以产生所述差各箱之间人工环境温度下，在该时间上的燃料管线上安装流量计推进剂在运动来移动所述推进剂的质量流 这样可以计算每个水箱中剩余的燃料量。
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