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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. 发明公开

KR1020170079791A 극저온 탱크 내부의 극저온 액체 과냉각 장치 및 방법 无效
标题翻译：低温液体过冷装置和低温罐中的方法
公开(公告)号：KR1020170079791A
公开(公告)日：2017-07-10
申请号：KR1020150190752
申请日：2015-12-31
申请人： 한국항공우주연구원
发明人： 서대반 , 조남경 , 유병일 , 전준수 , 이정호 , 한영민
IPC分类号： F25B40/02 , F25B9/08 , F25B9/00 , F17C13/00
摘要： 극저온탱크내부의극저온액체과냉각장치가개시되어있다. 개시된극저온탱크내부의극저온액체과냉각장치는극저온액체가충진되는극저온탱크; 상기극저온탱크의상부주입구와연결된채, 극저온탱크의내측상부로고압가스를주입하는이젝터; 및상기극저온액체로헬륨을분사하는헬륨분사부재;를포함하는것을특징으로한다.
摘要翻译：公开了一种低温罐内的低温液体过冷装置。低温罐内的低温液体过冷却装置包括充满低温液体的低温罐; 喷射器，其连接到所述低温罐的上部喷射口并且将高压气体喷射到所述低温罐的内部上部; 以及用于将氦注入低温液体的氦注入部件。

3. 发明授权

KR101516410B1 화염유도로 자동 개폐장치 有权
标题翻译：自动打开和关闭设备
公开(公告)号：KR101516410B1
公开(公告)日：2015-05-06
申请号：KR1020130152075
申请日：2013-12-09
申请人： 한국항공우주연구원
发明人： 우성필 , 김지훈 , 김승한 , 한영민
IPC分类号： B64G5/00
CPC分类号： B64G7/00 , E05D15/06 , E06B5/16
摘要： 본발명은화염유도로의자동개폐장치에관한것으로서, 화염유도로에고정되게설치되는고정도어; 화염유도로에이동가능하게설치되어화염유도로를개폐시키는이동도어; 이동도어하부에설치되어이동도어의하면을받쳐지지하는승강수단; 및이동도어에구성되어하강된이동도어를고정도어의하부로이동시키는이동수단;을포함하는화염유도로자동개폐장치를제공한다.
摘要翻译：本发明涉及一种自动打开和关闭装置。本发明包括：安装在火焰滑行道上的固定门; 安装在火焰滑行道上的便携式移动门打开/关闭火焰滑行道; 安装在移动门的下部的升降装置，以支撑移动门的下侧; 以及整合到移动门中的变换装置，以将下降的移动门移动到固定门的下部。

4. 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

5. 发明公开

KR1020090097011A 수직 분리판 및 수평 분리판을 구비하는 액체로켓엔진용연소기 헤드 有权
标题翻译：用于包含垂直分离板和水平分离板的液体发动机的混合器混合头
公开(公告)号：KR1020090097011A
公开(公告)日：2009-09-15
申请号：KR1020080022151
申请日：2008-03-10
申请人： 한국항공우주연구원
发明人： 김종규 , 한영민 , 김홍집 , 김성구 , 최환석
IPC分类号： F02K9/62 , F02K9/60 , F02K9/42
摘要： A combustor mixing head for a liquid rocket engine comprising a vertical separate plate and a horizontal separate plate is provided to control the axis-directional displacement of oxidizer doom by providing a vertical separate plate coupled to an oxidizer doom when the pressure is increased within a manifold of a combustor head for a liquid rocket engine. A combustor mixing head for a liquid rocket engine comprising a vertical separate plate and a horizontal separate plate includes a cylindrical shaped vertical partition(150) and a semicircular horizontal partition(170). The cylindrical shaped vertical separation plate comprises plural holes. Oxidizing agent passes through the plural holes via an oxidizing agent inlet(110) when the holes are connected with an oxidizing agent dome(130). The semicircular horizontal separate plate surrounds the outer plane of the vertical separate plate, and includes plural holes. The oxidizing agent flowing from the oxidizing agent inlet passes through the holes of the semicircular horizontal separate plate.
摘要翻译：提供一种用于液体火箭发动机的燃烧器混合头，其包括垂直分隔板和水平分隔板，以通过在压力在歧管内增加时提供耦合到氧化剂末端的垂直分离板来控制氧化剂末端的轴向位移用于液体火箭发动机的燃烧器头部。一种用于液体火箭发动机的燃烧器混合头，其包括垂直分隔板和水平分隔板，其包括圆柱形垂直隔板（150）和半圆形水平隔板（170）。圆柱形垂直分隔板包括多个孔。当孔与氧化剂圆顶（130）连接时，氧化剂经由氧化剂入口（110）穿过多个孔。半圆形水平分隔板围绕垂直分隔板的外平面，并且包括多个孔。从氧化剂入口流出的氧化剂通过半圆形水平分离板的孔。

6. 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

7. 发明授权

KR100717376B1 고압액체로켓엔진용 재생냉각 연소실 有权
标题翻译：具有用于高压液体火箭发动机的再生冷却的燃烧室
公开(公告)号：KR100717376B1
公开(公告)日：2007-05-10
申请号：KR1020040115635
申请日：2004-12-29
申请人： 한국항공우주연구원
发明人： 한영민 , 김승한 , 서성현 , 조원국 , 유철성 , 설우석
IPC分类号： F02K9/64
摘要： 본 발명은 고압액체로켓엔진용 재생냉각 연소실에 관한 것으로, 연소실의 재생냉각채널에 냉각수가 균일하게 공급 배출되도록 하며, 연소실 연소현상에 대한 상세정보를 파악할 수 있도록 함을 목적으로 한다.
개시된 본 발명에 따른 고압액체로켓엔진용 재생냉각 연소실은, 내통(10)과; 상기 내통의 외부에 결합되는 외통(20)과; 상기 내통과 외통의 사이에 형성되며 냉각수의 유동을 안내하는 재생냉각채널(30)과; 상기 외통의 양측에 각각 설치되며 냉각수가 원주방향으로 균일하게 분포되도록 하는 매니폴드부(41,51)가 구비되어 냉각수가 균일하게 공급 및 배출되도록 안내하는 매니폴드 블록(40,50)과; 상기 외통에 상기 매니폴드 블록과 각각 대응 형성되어 냉각수의 균일한 분포를 유도하는 공급/배출홀(23,24)과; 그리고, 상기 재생냉각채널의 입구측과 출구측에 상기 공급/배출홀과 대응 형성되는 매니폴드(33,34)를 포함하여 구성된다. 상기 재생냉각채널은 상기 내통의 둘레부에 원주방향을 따라 일정 간격을 두고 형성된 리브(31) 및 상기 리브들의 사이에 형성되는 냉각수로(32)로 이루어진다.
액체로켓, 연소기, 연소실, 재생냉각, 매니폴드, 센서

8. 发明授权

KR100611359B1 동축 스월 인젝터를 적용한 연소기의 기밀 및 수류시험장치 失效
标题翻译：使用同轴涡旋喷射器的冷流和燃烧器泄漏的测试装置
公开(公告)号：KR100611359B1
公开(公告)日：2006-08-11
申请号：KR1020040107220
申请日：2004-12-16
申请人： 한국항공우주연구원
发明人： 김종규 , 서성현 , 유철성 , 한영민 , 설우석
IPC分类号： G01M15/00
摘要： 본 발명은 동축 스월 인젝터를 적용한 연소기의 기밀 및 수류 시험장치에 관한 것으로서, 특히 다수의 동축 스월 인젝터가 결합된 연소기를 포함하는 액체 로켓 엔진에 있어서; 상기 동축 스월 인젝터의 분사의 산화제 노즐 및 연료 노즐에 삽입되어 상기 산화제 노즐 및 연료 노즐을 차폐하는 기밀 수단과; 원판 형태로 형성되고, 상기 연소기의 헤드와 볼트에 의해 결합이 가능하도록 가장자리에 탭이 형성되며, 상기 연소기의 복수의 동축 스월 인젝터와 대응되는 위치에 지지 볼트용 탭이 형성되는 기밀판과; 상기 기밀 수단을 지지하도록 상기 기밀판의 지지 볼트용 탭에 체결되는 지지 볼트와; 상기 동축 스월 인젝터의 분사되는 유량을 측정 가능하도록 상기 기밀판의 지지 볼트용 탭에 체결되는 유도관; 및 상기 연소기의 액체 연료 공급 라인과 산화제 공급 라인 내부에 설치되어 이들의 압력을 센싱하는 압력 센서를 포함하는 것을 특징으로 한다. 상기와 같은 본 발명에 따르면 각각의 동축 스월 인젝터의 기밀을 유지하고, 어느 하나의 인젝터의 유량을 측정할 수 있도록 함으로서 액체 로켓 엔진의 혼합기 헤드의 기밀 및 수류 시험을 통해 제작성 검토 및 인젝터들의 변형 유무를 파악할 수 있다.
액체 연료 로켓, 동축 스월 인젝터, 기밀, 수류, 측정

9. 发明公开

KR1020060068507A 동축 스월 인젝터를 적용한 연소기의 기밀 및 수류시험장치 失效
标题翻译：使用同轴旋转喷射器的冷气流和冷凝器泄漏的测试装置
公开(公告)号：KR1020060068507A
公开(公告)日：2006-06-21
申请号：KR1020040107220
申请日：2004-12-16
申请人： 한국항공우주연구원
发明人： 김종규 , 서성현 , 유철성 , 한영민 , 설우석
IPC分类号： G01M15/00
摘要： 본 발명은 동축 스월 인젝터를 적용한 연소기의 기밀 및 수류 시험장치에 관한 것으로서, 특히 다수의 동축 스월 인젝터가 결합된 연소기를 포함하는 액체 로켓 엔진에 있어서; 상기 동축 스월 인젝터의 분사의 산화제 노즐 및 연료 노즐에 삽입되어 상기 산화제 노즐 및 연료 노즐을 차폐하는 기밀 수단과; 원판 형태로 형성되고, 상기 연소기의 헤드와 볼트에 의해 결합이 가능하도록 가장자리에 탭이 형성되며, 상기 연소기의 복수의 동축 스월 인젝터와 대응되는 위치에 지지 볼트용 탭이 형성되는 기밀판과; 상기 기밀 수단을 지지하도록 상기 기밀판의 지지 볼트용 탭에 체결되는 지지 볼트와; 상기 동축 스월 인젝터의 분사되는 유량을 측정 가능하도록 상기 기밀판의 지지 볼트용 탭에 체결되는 유도관; 및 상기 연소기의 액체 연료 공급 라인과 산화제 공급 라인 내부에 설치되어 이들의 압력을 센싱하는 압력 센서를 포함하는 것을 특징으로 한다. 상기와 같은 본 발명에 따르면 각각의 동축 스월 인젝터의 기밀을 유지하고, 어느 하나의 인젝터의 유량을 측정할 수 있도록 함으로서 액체 로켓 엔진의 혼합기 헤드의 기밀 및 수류 시험을 통해 제작성 검토 및 인젝터들의 변형 유무를 파악할 수 있다.
액체 연료 로켓, 동축 스월 인젝터, 기밀, 수류, 측정

10. 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。

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