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1. 发明公开

KR1020170080404A 액체 로켓 연소기의 연소 시험 비상 정지 방법 无效
标题翻译：液体火箭燃烧器燃烧试验急停方法
公开(公告)号：KR1020170080404A
公开(公告)日：2017-07-10
申请号：KR1020160044233
申请日：2016-04-11
申请人： 한국항공우주연구원
发明人： 이광진 , 김승한 , 황창환 , 한영민
IPC分类号： G01M15/14 , G01H13/00
摘要： 액체로켓연소기의연소시험비상정지방법이제공된다. 이방법은특정주파수폭 및진폭값을설정하는것, 액체로켓연소기로부터입력되는신호의주파수및 진폭을분석하는것, 및액체로켓연소기로부터입력되는신호의주파수가설정된특정주파수폭 내의값을가지고, 그리고액체로켓연소기로부터입력되는신호의진폭값이설정된진폭값보다클 경우액체로켓연소기의연소시험비상정지를수행하는것을포함한다.
摘要翻译：提供了液体火箭燃烧器的燃烧测试紧急停止方法。此方法是haneungeot设置一定的频率宽度和振幅值，haneungeot分析从液体火箭燃烧器输入的信号，并从火箭燃烧器中的输入信号的流体频率的频率和振幅，它具有预定的特定频率范围内的值，和一个液体并且当从火箭燃烧器输入的信号的幅度值大于设定的幅度值时执行液体火箭燃烧器的燃烧测试紧急停止。

2. 发明授权

KR100959793B1 액체로켓엔진용 양방향 재생냉각 연소실 및 이의 모사시험장치 失效
标题翻译：液体推进剂火箭发动机双向再生冷却燃烧室及其试验装置
公开(公告)号：KR100959793B1
公开(公告)日：2010-05-28
申请号：KR1020070141251
申请日：2007-12-31
申请人： 한국항공우주연구원
发明人： 이광진 , 김종규 , 김성구 , 한영민 , 최환석
IPC分类号： F02K9/64 , F02K9/62 , F02K9/60
摘要： 본 발명은 액체로켓엔진용 양방향 재생냉각 연소실에 관한 것으로, 보다 구체적으로는 냉각채널이 가공된 연소실 내피와, 상기 연소실 내피와 결합하는 연소실 외피를 구비하는 액체로켓엔진용 재생냉각 연소실에 있어서, 일측에 연료가 유입되도록 마련된 연료 입구 배관과; 연료 입구 배관을 통하여 유입된 연료를 냉각채널로 균일하게 공급하는 연료 링과; 연료 링에서 공급받은 연료를 연료 입구 배관을 기준으로 헤드방향 냉각채널 또는 노즐방향 냉각채널로 유도하는 오리피스와; 노즐방향 냉각채널로 공급된 연료를 노즐의 끝단에서 헤드방향으로 되돌려 유도하는 반환 냉각채널을 구비한다.
본 발명에 의하면, 연소기의 팽창비 변화에 관계없이 연소실 전 구간을 재생냉각할 수 있으며, 신뢰성이 향상된다는 장점이 있다.
재생냉각, 연소기, 연료균일성평가, 양방향

3. 发明授权

KR100776757B1 연소안정성 평가장치의 펄스 압력파 공급장치 失效
标题翻译：用于稳定等级试验的装置的脉压功率的供给装置
公开(公告)号：KR100776757B1
公开(公告)日：2007-11-19
申请号：KR1020050128273
申请日：2005-12-22
申请人： 한국항공우주연구원
发明人： 이광진 , 서성현 , 강동혁 , 문일윤 , 김승한 , 한영민 , 최환석
IPC分类号： F02K9/96 , G01M15/00
摘要： 본 발명에 따른 연소안정성 평가장치의 펄스 압력파 공급장치는, 허니컴 구조로 형성된 멤브레인과, 이 멤브레인의 후측에 형성되며, 주장약과 기폭제가 저장되는 펄스건 기폭부와, 이 펄스건 기폭부의 후측에 장착되는 전기공급부를 포함하는 펄스건; 및 일측은 펄스건과 연결되고, 타측은 엔진의 연소실과 연결되는 펄스건 압력파 유입부를 구비하는 유도용 공동장치를 포함한다. 상기한 바와 같은 연소안정성 평가장치의 펄스 압력파 공급장치에 의하면, 펄스건의 성능과 신뢰성을 증대시켜 실험시 발생할 수 있는 시행착오를 줄이고 시간과 비용이 절감되는 장점이 있다.
펄스건, 압력파 유도장치, 로켓 엔진

4. 发明公开

KR1020030054461A 액체로켓엔진 시험설비의 지상성능시험 비상정지 시스템 失效
标题翻译：液压发动机紧急试验装置的系统及方法
公开(公告)号：KR1020030054461A
公开(公告)日：2003-07-02
申请号：KR1020010084624
申请日：2001-12-26
申请人： 한국항공우주연구원
发明人： 한영민 , 김승한 , 박성진 , 이광진
IPC分类号： B64G5/00
摘要： PURPOSE: An emergency stop system of a performance test in a liquid rocket engine test equipment and a method thereof are provided to protect the test equipment and the engine by stopping promptly in an emergency with detecting pressure and vibration signals. CONSTITUTION: An emergency stop system for a liquid rocket engine test equipment is composed of a dynamic pressure sensor(1) installed in the rocket engine to measure fluctuation of high frequency dynamic pressure; an acceleration sensor(2) mounted to a rocket engine support bar to measure high frequency vibration of the structure; a high frequency measuring unit(3) supplying power to the pressure sensor and the acceleration sensor and having an amplifier sending the signal to the gauge by amplifying the signal; a high frequency pass filter(4) removing low frequency signals according to pressure and vibration signals from sensors; an analog/digital converter(5) converting signals from the high frequency pass filter; a signal deciding unit(6) deciding transmission of an emergency stop synchronous signal to a PLC(Program Logic Controller) computer(9) by detecting vibration; and a digital/analog converter(8) transmitting a TTL signal to the PLC computer in satisfying emergency condition. The rocket engine and the test equipment are protected by stopping the test quickly in an emergency.
摘要翻译：目的：提供液体火箭发动机试验设备的性能试验的紧急停止系统及其方法，用于通过检测压力和振动信号在紧急情况下及时停止，保护试验设备和发动机。构成：液体火箭发动机试验设备的紧急停止系统由安装在火箭发动机中的动态压力传感器（1）组成，用于测量高频动压的波动; 安装在火箭发动机支撑杆上以测量结构的高频振动的加速度传感器（2）; 向压力传感器和加速度传感器供电的高频测量单元（3），并具有通过放大信号将信号发送到量规的放大器; 高通滤波器（4）根据来自传感器的压力和振动信号去除低频信号; 模拟/数字转换器（5），转换来自高频滤波器的信号; 信号判定单元（6），通过检测振动来决定对PLC（程序逻辑控制器）计算机（9）的紧急停止同步信号的发送; 以及数字/模拟转换器（8），在满足紧急情况下向PLC计算机发送TTL信号。火箭发动机和测试设备受到紧急停止测试的保护。

5. 发明授权

KR102169985B1 로켓 엔진의 재점화를 위한 점화 시스템 有权
公开(公告)号：KR102169985B1
公开(公告)日：2020-10-26
申请号：KR1020190101131
申请日：2019-08-19
申请人： 한국항공우주연구원
发明人： 이정호 , 한영민 , 전준수 , 이광진
IPC分类号： F02K9/94 , F02K9/95 , F02K9/42 , F02K9/46

6. 发明公开

KR1020180096265A 로켓 엔진의 재점화를 위한 점화 시스템 有权
公开(公告)号：KR1020180096265A
公开(公告)日：2018-08-29
申请号：KR1020170022744
申请日：2017-02-21
申请人： 한국항공우주연구원
发明人： 이정호 , 전준수 , 우성필 , 이광진 , 유병일 , 한영민
IPC分类号： F02K9/94 , F02K9/95 , F02K9/42
CPC分类号： F02K9/94 , F02K9/425 , F02K9/95
摘要： 본발명은로켓엔진의재점화가가능한점화시스템에관한것으로, 더욱상세하게는, 다단연소로켓엔진의발사체의상단부에주로사용되는로켓엔진의재점화가가능하도록한 점화시스템에관한것이다.

7. 发明公开

KR1020130077082A 액체로켓엔진 연소기용 가스 토치 점화기 无效
标题翻译：气体发动机燃烧器燃气喷嘴
公开(公告)号：KR1020130077082A
公开(公告)日：2013-07-09
申请号：KR1020110145600
申请日：2011-12-29
申请人： 한국항공우주연구원
发明人： 이광진 , 한영민
IPC分类号： F23Q13/00 , F23R3/20
摘要： PURPOSE: A gas torch igniter for a liquid rocket engine is provided to enable to semi-permanently use by installing a cooling induction pipe in the igniter and to facilitate installation in a desired portion of the liquid rocket engine combustor. CONSTITUTION: A gas torch igniter for a liquid rocket engine combustor comprises a spark plug (20) for igniting a gas torch, an igniter body (10), and an installation part (15). The igniter body is coupled to the spark plug and has a cavity serving as a combustion chamber. The installation part has a nozzle for spraying the gas torch ignited in the igniter body and is coupled to the liquid rocket engine combustor. The igniter body has a gaseous oxygen induction pipe and a gaseous fuel induction pipe.
摘要翻译：目的：提供用于液体火箭发动机的燃气割炬点火器，以便能够通过在点火器中安装冷却感应管而使其半永久使用，并且便于安装在液体火箭发动机燃烧室的所需部分。构成：用于液体火箭发动机燃烧器的燃气割炬点火器包括用于点燃气体炬的火花塞（20），点火器本体（10）和安装部分（15）。点火器主体联接到火花塞并具有用作燃烧室的空腔。安装部分具有喷嘴，用于喷射点火器主体点燃的气体喷枪并联接到液体火箭发动机燃烧器。点火器体具有气态氧气导入管和气体燃料导入管。

8. 发明公开

KR1020070066779A 연소안정성 평가장치의 펄스 압력파 공급장치 失效
标题翻译：用于稳定性等级测试的装置的脉冲压力供应装置
公开(公告)号：KR1020070066779A
公开(公告)日：2007-06-27
申请号：KR1020050128273
申请日：2005-12-22
申请人： 한국항공우주연구원
发明人： 이광진 , 서성현 , 강동혁 , 문일윤 , 김승한 , 한영민 , 최환석
IPC分类号： F02K9/96 , G01M15/00
摘要： A supply apparatus for pulse pressure power of an apparatus for a stability rating test is provided to prevent the ignition of a second pulse gun at an undesired time due to pressure power generated during the ignition of a first pulse gun. A supply apparatus(100) for pulse pressure power of an apparatus for a stability rating test includes a pulse gun(110) and an induction cavity(120). The pulse gun includes a membrane(111) having a honeycomb structure, a pulse gun igniting unit(112) formed in the rear part of the membrane to store a main charge and an ignition agent, and an electricity supply unit(113) mounted in the rear part of the pulse gun igniting unit. Here, the membrane is formed to a thickness of 1mm to protect the pulse gun igniting unit against high temperature and pressure gas induced from a combustion chamber(130) and to induce the pressure power ignited by the pulse gun to the combustor. 1/3 of the thickness of the membrane is formed to have a honeycomb structure advantageous to increase strength with respect to weight. When the membrane is applied to the pulse gun, it is possible to prevent a pulse gun(140) from igniting due to pressure power at an undesired time.
摘要翻译：提供用于稳定性额定试验的装置的脉压功率的供给装置，以防止由于在第一脉冲枪的点火期间产生的压力而在不期望的时间点燃第二脉冲枪。用于稳定等级试验的装置的脉压功率的供给装置（100）包括脉冲枪（110）和感应腔（120）。脉冲枪包括具有蜂窝结构的膜（111），形成在膜的后部的脉冲枪点火单元（112），用于存储主要电荷和点火剂，以及电力供应单元（113），安装在脉冲枪的后部点燃单元。这里，膜形成为1mm的厚度，以保护脉冲枪点火单元抵抗从燃烧室（130）感应的高温和高压气体，并且将由脉冲枪点燃的压力引导到燃烧器。膜的1/3的厚度形成为具有有利于提高相对于重量的强度的蜂窝结构体。当膜施加到脉冲枪时，可以防止脉冲枪（140）在不期望的时间由于压力而点燃。

9. 发明授权

KR100668804B1 로켓엔진용 점화기 失效
标题翻译：使用发动机的灯具
公开(公告)号：KR100668804B1
公开(公告)日：2007-01-12
申请号：KR1020050128139
申请日：2005-12-22
申请人： 한국항공우주연구원
发明人： 서성현 , 이광진 , 한영민 , 김종규 , 임병직 , 안규복 , 최환석
IPC分类号： B64G1/40
CPC分类号： B64G1/401 , F02K9/95
摘要： An igniter for a rocket engine is provided to reduce damage of the spark plug due to the impurities by placing the ignition part of the spark plug at the outer side of the compound gas guide conduit. An igniter(100) for a rocket engine is composed of a body(110) whose one end is formed with a mounting part(190); a combustion chamber(120) formed in the body; a compound gas guide conduit(160) communicated with the combustion chamber; a gas supply guide conduit(140) supplying the oxygen gas to the compound gas guide conduit; a gas methane guide conduit(150) supplying the gas fuel to the compound gas guide conduit; a spark plug(130) formed at one side of the compound gas guide conduit; a combustion pressure measuring part(180) placed at one surface of the combustion chamber to measure the pressure in the combustion chamber; and a combustion gas guide conduit(170) extended toward the mounting part.
摘要翻译：提供火箭发动机的点火器以通过将火花塞的点火部分放置在复合气体导管的外侧来减少由于杂质而引起火花塞的损坏。用于火箭发动机的点火器（100）由其一端形成有安装部分（190）的主体（110）组成; 形成在所述主体中的燃烧室（120）与燃烧室连通的复合气体导管（160）; 将氧气供给至复合气体导管的气体供给引导导管（140）气体甲烷引导管道（150），其将气体燃料供应到复合气体导管; 形成在所述复合气体导管的一侧的火花塞（130）燃烧压力测量部分（180），其放置在所述燃烧室的一个表面处以测量所述燃烧室中的压力; 和朝向安装部分延伸的燃烧气体导管（170）。

10. 发明授权

KR100558981B1 액체로켓의 터보펌프 구동용 가스발생기 失效
标题翻译：用于驱动液体火箭涡轮泵的气体发生器
公开(公告)号：KR100558981B1
公开(公告)日：2006-03-10
申请号：KR1020040111905
申请日：2004-12-24
申请人： 한국항공우주연구원
发明人： 서성현 , 김승한 , 한영민 , 문일윤 , 이광진 , 임병직 , 설우석
IPC分类号： B64G1/42 , B64G1/66
摘要： 개시된 액체로켓의 터보펌프 구동용 가스발생기는, 연소과정을 통해 터보펌프로 보낼 가스가 생성되는 연소챔버와, 연소챔버로 연소를 위한 연료와 산화제의 혼합액을 분사하는 분사기와, 분사된 혼합액을 점화시키는 점화기와, 분사기로 연료를 공급하는 연료공급유닛 및, 분사기로 산화제를 공급하는 산화제공급유닛을 포함하며, 분사기를 통해 연소챔버로 공급되는 산화제와 연료의 혼합비(산화제 중량/연료 중량)가 0.32 이상에서 0.36 이하의 범위가 된다. 이와 같은 가스발생기는 연료와 산화제의 혼합비 조절을 통해 연소가스 온도를 850~1000K 정도로 유지할 수 있어서 터빈 블레이드의 열충격에 의한 손상을 억제할 수 있다.
액체로켓, 가스발생기, 터보펌프
摘要翻译：涡轮泵驱动气体发生器，用于所公开的液体火箭，生成用于通过所述燃烧气体喷射燃料和氧化剂的燃烧腔室的混合物的喷射器以发送到涡轮泵，在燃烧室内的燃烧，点火注入的液体混合物的更轻和包括氧化剂供应单元，用于供应氧化剂到燃料供应单元和喷射器到喷射器供应燃料，氧化剂的混合比例和通过喷射器供给到燃烧室中的燃料（氧化剂重量/燃料重量计）0.32至为0.36以下。这种气体发生器可以在燃烧气体温度通过调节燃料的混合比例和氧化剂围绕850〜1000K抑制损伤维持由于涡轮叶片的热冲击。

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