专利快速检索-快速检索全球专利，免费商用专利数据库-IPRDB

11. 发明授权

KR102166165B1 초전도 전기모터로 구동되는 액체로켓엔진의 추진제 공급 장치 有权
公开(公告)号：KR102166165B1
公开(公告)日：2020-10-15
申请号：KR1020190115432
申请日：2019-09-19
申请人： 주식회사 비츠로넥스텍
发明人： 박재홍 , 김계환
IPC分类号： F02K9/46 , F02K9/64 , F02K9/56

12. 发明授权

KR102161996B1 엔진 有权
公开(公告)号：KR102161996B1
公开(公告)日：2020-10-06
申请号：KR1020167011362
申请日：2014-10-10
申请人： 리액션 엔진스 리미티드
发明人： 본드,알란 , 바르빌,리처드
IPC分类号： F02K9/64 , F02K9/78 , F02C7/12 , F02C3/04 , F02C7/224

13. 发明公开

KR1020120080005A 이원 추진제 로켓 엔진의 막냉각 장치 및 그 시험 방법 无效
标题翻译： BIPROPELLANT ROCKET发动机的薄膜冷却装置及其测试方法
公开(公告)号：KR1020120080005A
公开(公告)日：2012-07-16
申请号：KR1020110001413
申请日：2011-01-06
申请人： 충남대학교산학협력단
发明人： 고영성 , 김선진 , 이양석 , 전준수 , 김보연 , 최유리
IPC分类号： F02K9/64 , F02K9/52 , F02K9/44
CPC分类号： F02K9/64 , F02K9/44 , F02K9/52 , F02K9/96
摘要： PURPOSE: A film cooling apparatus of a bi-propellant rocket engine and a testing method thereof are provided to simplify a system using hydrogen peroxide instead of cooling agents. CONSTITUTION: A film cooling apparatus(300) of a bi-propellant rocket engine comprises a body unit(310) and a distributing unit(320). A front end of the body unit is connected to a rear part of an injector, and an inflow path is formed on a side part of the body unit. Cooling agents are flow through the inflow path. The front end of the distributing unit is connected to the rear part of the body unit, and one end of the distributing unit is connected to the other end of the inflow path. A plurality of distribution passages are formed in the other end of the distributing unit. The distribution passages are radially formed on a circumference of the distributing unit.
摘要翻译：目的：提供双推进剂火箭发动机的薄膜冷却装置及其测试方法，以简化使用过氧化氢代替冷却剂的系统。构成：双推进剂火箭发动机的薄膜冷却装置（300）包括主体单元（310）和分配单元（320）。主体单元的前端连接到喷射器的后部，并且流体通道形成在主体单元的侧部。冷却剂流过流入路径。分配单元的前端连接到主体单元的后部，并且分配单元的一端连接到流入路径的另一端。多个分配通道形成在分配单元的另一端。分配通道径向地形成在分配单元的圆周上。

14. 发明公开

KR1020090076514A 니켈 및 크롬이 코팅된 액체로켓엔진용 재생냉각 연소실 및이의 코팅방법 失效
标题翻译：用镍和铬涂覆的液体推进式发动机的再生冷却燃烧室及其涂覆方法
公开(公告)号：KR1020090076514A
公开(公告)日：2009-07-13
申请号：KR1020080002508
申请日：2008-01-09
申请人： 한국항공우주연구원
发明人： 이광진 , 임병진 , 한영민 , 최환석 , 이수용
IPC分类号： F02K9/62 , F02K9/64 , F02K9/60
CPC分类号： F02K9/64 , F05D2230/90 , F05D2300/611
摘要： A regenerative-cooling combustion chamber for a liquid-propellant rocket engine coated by nickel and chrome and a coating method thereof are provided to improve abrasion resistance, heat resistance, and corrosion resistance by forming an electroless nickel layer and an electrolysis chrome layer inside a combustion chamber. A regenerative-cooling combustion chamber for a liquid-propellant rocket engine coated by nickel and chrome comprises: a combustion chamber inner coat(130) equipped with a cooling channel; and a combustion chamber outer coat(110) coupled with the single-side of the combustion chamber inner coat. The electroless nickel layer and the electrolysis chrome layer are successively coated on the other side of the combustion chamber inner coat. The thickness of the electroless nickel layer is 150~250 micron. The thickness of the electrolysis chrome layer is 100~200 micron.
摘要翻译：提供了一种用镍和铬涂覆的液体推进剂火箭发动机的再生冷却燃烧室及其涂覆方法，以通过在燃烧中形成无电镀镍层和电解铬层来改善耐磨性，耐热性和耐腐蚀性室。用于由镍和铬涂覆的液体推进剂火箭发动机的再生冷却燃烧室包括：配备有冷却通道的燃烧室内涂层（130）以及与燃烧室内涂层的单侧联接的燃烧室外涂层（110）。无电解镍层和电解铬层依次涂覆在燃烧室内涂层的另一侧。化学镀镍层的厚度为150〜250微米。电解铬层的厚度为100〜200微米。

15. 发明授权

KR100808675B1 재생냉각형 노즐의 제작 방법 有权
标题翻译：用于再生冷却气室喷嘴的制造方法
公开(公告)号：KR100808675B1
公开(公告)日：2008-02-29
申请号：KR1020060131867
申请日：2006-12-21
申请人： 한국항공우주연구원
发明人： 최환석 , 류철성 , 한영민
IPC分类号： F02K9/97 , F02K9/64 , F02K1/00
CPC分类号： B23P15/008 , F02K1/00 , F02K9/64 , F02K9/97
摘要： A method for manufacturing a regenerative cooling nozzle is provided to protect a nozzle expansion portion from deformation by performing bulging processes through multiple stages. A method for manufacturing a regenerative cooling nozzle includes a first step(S1) of forging a material for manufacturing an inner structure of the nozzle, a second step(S2) of performing heat treatment onto the forged material and furnace cooling, a third step(S3) of inspecting the organism of the material, a fourth step(S4) of manufacturing an inner structure having an outer surface with a cooling channel by using the inspected material, a fifth step(S5) of bulging one end of the inner structure, and a sixth step(S6) of brazing the inner structure and an outer structure of the nozzle and performing a process for ease of welding. The heat treatment is performed for 20 to 30 minutes at the temperature of 800 to 1030 deg.C. In the fourth step, the inner structure has an outer surface with a plurality of channel ribs for formation of a cooling channel. In the fifth step, a plurality of tapered bulging jigs are sequentially introduced into one end of the inner structure for bulging in accordance with the tapered degree of the bulging jigs.
摘要翻译：提供一种制造再生式冷却喷嘴的方法，以通过多级执行凸出加工来保护喷嘴膨胀部不发生变形。再生式冷却喷嘴的制造方法包括：锻造用于制造喷嘴内部结构的材料的第一工序（S1）;对锻造材料进行热处理的第二工序（S2）和炉冷却，第三工序 S3），通过使用被检查材料制造具有冷却通道的外表面的内部结构的第四步骤（S4），使内部结构的一端膨胀的第五步骤（S5）以及钎焊内部结构和喷嘴的外部结构的第六步骤（S6），并且执行易于焊接的处理。在800〜1030℃的温度下进行20〜30分钟的热处理。在第四步骤中，内部结构具有外表面，其具有用于形成冷却通道的多个通道肋。在第五步骤中，根据凸起夹具的锥度顺序地将多个锥形凸起夹具引入内部结构的一个端部，用于凸出。

16. 发明授权

KR102468746B1 열교환 구조를 포함하는 연소기 및 이를 포함하는 로켓 有权
公开(公告)号：KR102468746B1
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：KR1020200154546
申请日：2020-11-18
IPC分类号： F02K9/64 , F02K9/44
摘要： 본발명은열교환구조를포함하는연소기및 이를포함하는로켓에관한발명이다. 본발명의일 실시예에따른연소기는이너월, 상기이너월의외측면을커버하도록배치되는아우터자켓, 상기이너월과상기아우터자켓사이에배치되며, 연료탱크에서유입된연료가유동하는복수개의제1 열교환채널및 상기이너월과상기아우터자켓사이에배치되며, 가압기체탱크에서유입된가압기체가유동하는제2 열교환채널을포함한다.

17. 发明授权

KR101925015B1 연소가스와의 혼합성능이 우수한 냉각유체 분사부를 가지는 증기발생기 有权
公开(公告)号：KR101925015B1
公开(公告)日：2018-12-05
申请号：KR1020170102084
申请日：2017-08-11
申请人： 충남대학교산학협력단
发明人： 고영성 , 유이상 , 박진수 , 오정화
IPC分类号： F02K9/96 , F02K9/64
摘要： 본 발명은 고공환경을 모사하는 로켓엔진 중 초음속 디퓨저 후방에서 이동하는 고온의 연소가스에 냉각유체를 분사하여 연소가스와 냉각유체를 혼합시키고, 이 과정에서 연소가스를 통해 증발시킴으로써 설비 내부의 온도 및 압력 조절뿐만 아니라, 이젝터에서 주유동의 모멘텀을 발생시키는 동시에 이젝터의 유량비, 압축비 및 팽창비에 영향을 주게 되어 성능을 개선시키는 연소가스와의 혼합성능이 우수한 냉각유체 분사부를 가지는 증기발생기를 제공하는 것이다.
이를 위하여, 본 발명은 고온의 연소가스가 분사되는 분사헤드와, 전단이 상기 분사헤드와 결합되며, 상기 분사헤드로부터 분사되는 상기 연소가스가 이동 및 냉각되는 냉각관과, 상기 냉각관의 내주면을 따라 배치되며, 상기 연소가스와 혼합되어 상기 연소가스를 냉각시키는 냉각유체가 분사되는 냉각유체 분사부와, 상기 냉각관 후단에 배치되어, 상기 냉각관에서 혼합된 상기 연소가스와 상기 냉각유체가 분사되는 노즐부를 포함하며, 상기 냉각유체 분사부는 상기 냉각관의 길이방향과 평행한 분사각도를 가지는 제1 냉각유체 분사부 및 상기 냉각관의 길이방향으로부터 25°내지 35°의 분사각도를 가지는 제2 냉각유체 분사부를 포함한다.

18. 发明公开

KR1020160068826A 엔진 审中-实审
标题翻译：发动机
公开(公告)号：KR1020160068826A
公开(公告)日：2016-06-15
申请号：KR1020167011362
申请日：2014-10-10
申请人： 리액션 엔진스 리미티드
发明人： 본드,알란 , 바르빌,리처드
IPC分类号： F02K9/64 , F02K9/78 , F02C7/12 , F02C3/04 , F02C7/224
CPC分类号： F02K9/78 , F02C7/143 , F02C7/185 , F02K9/64 , F02C3/04 , F02C7/12 , F02C7/224
摘要： 본개시내용은, 항공기, 비행기계, 또는항공우주운반체내에서와같은항공우주적용예에서이용될수 있는 2개의동작모드 - 공기호흡및 로켓 - 를가지는엔진에관한것이다. 로켓모드를위해서이용되는저온연료를이용하여공기호흡모드에서흡입공기를냉각시키기위해서전냉각기(precooler) 배열체를이용하는것에의해서, 엔진의효율이최대화될수 있다. 전냉각기및 특정의다른엔진사이클구성요소를도입하는것, 그리고그들을설명된바와같이배열하고동작시키는것에의해서, 높은연료및 중량요건그리고결빙형성과연관된것과같은문제점이완화될수 있다.
摘要翻译：本公开涉及具有两种操作模式的发动机 - 呼吸空气和火箭 - 可以用于航空航天应用中，例如飞机，飞行器或航空航天器。使用用于火箭模式的低温燃料，通过使用预冷器装置来冷却吸气模式下的进气，可以最大化发动机的效率。通过引入预冷却器和某些其他发动机循环部件并如所述那样布置和操作它们，可以减轻诸如高燃料和重量要求以及与结冰相关的问题。

19. 发明公开

KR1020100072394A 액체로켓의 재생냉각 연소기 내피와 외피의 확산접합장치 失效
标题翻译：用于内部和外部的回收燃烧室夹套的扩散结合装置
公开(公告)号：KR1020100072394A
公开(公告)日：2010-07-01
申请号：KR1020080130792
申请日：2008-12-22
申请人： 한국항공우주연구원
发明人： 윤종훈 , 김진구 , 이영무 , 이호성
IPC分类号： F02K9/64 , F02K9/62 , B23K20/00 , F02K9/60
摘要： PURPOSE: A diffusion bonding device is provided to diffusion-bond the inner and outer jackets of a regenerative cooling combustor of a liquid propellant rocket using the pressure of molding gas for the inner jacket and upper and lower molds. CONSTITUTION: A diffusion bonding device comprises inner and outer jackets(O,P) of a regenerative cooling combustor of a liquid propellant rocket, a blocking plate(B), an upper mold(110), a lower mold(120), and a heating unit. The inner jacket has openings on the front and rear ends and an internal space forming a cooling path. The blocking plate closes the inside of the inner jacket and is connected to a molding gas supply pipe. The upper and lower molds with protection gas feed holes press the outer jacket. The heating unit heats the upper mold and the lower mold to a molding temperature.
摘要翻译：目的：提供扩散接合装置，用于使用内套和上下模具的成型气体的压力将液体推进剂火箭的再生冷却燃烧器的内外套扩散粘合。构成：扩散接合装置包括液体推进剂火箭的再生冷却燃烧器的内外套（O，P），阻挡板（B），上模具（110），下模具（120）和加热单元内护套在前端和后端具有开口，并形成形成冷却路径的内部空间。挡板关闭内护套的内部并连接到成型气体供应管。具有保护气体进料孔的上下模带压外护套。加热单元将上模和下模加热到成型温度。

20. 发明公开

KR1020090073334A 액체로켓엔진용 양방향 재생냉각 연소실 및 이의 모사시험장치 失效
标题翻译：液压推进式发动机双向再生冷却燃烧室
公开(公告)号：KR1020090073334A
公开(公告)日：2009-07-03
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
CPC分类号： F02K9/64 , F02K9/96 , F05D2260/81
摘要： A bidirectional regenerative cooling combustion chamber for a liquid rocket engine is provided to reduce the outermost diameter of an engine by positioning a fuel inlet pipe between the one end and head of a nozzle so that fuel bidirectionally flows in case two or more combustor are assembled. A bidirectional regenerative cooling combustion chamber(200) for a liquid rocket engine comprises: a fuel inlet pipe(110) being formed so that fuel flows into one side; a fuel ring which uniformly supplies the fuel flowed through the fuel inlet pipe to a cooling channel; an orifice inducing the supplied fuel to a head direction cooling channel or a nozzle direction cooling channel; and a return cooling channel inducing the fuel, supplied to the nozzle direction cooling channel, to the head direction in the end of the nozzle.
摘要翻译：提供了一种用于液体火箭发动机的双向再生冷却燃烧室，用于通过将燃料入口管定位在喷嘴的一端和头部之间来减小发动机的最外径，使得在组装两个或多个燃烧器的情况下燃料双向流动。用于液体火箭发动机的双向再生冷却燃烧室（200）包括：燃料进入管（110），其形成为使得燃料流入一侧; 燃料环，其将通过燃料入口管流动的燃料均匀地供应到冷却通道; 将供应的燃料引导到头部方向冷却通道或喷嘴方向冷却通道的孔口; 以及向喷嘴方向冷却通道供给燃料的返回冷却通道在喷嘴端部的头部方向。

你已经成功收藏专利！

检索式保存成功!

IPRDB

热门服务

关于我们

友情链接

联系方式