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1. 发明授权

KR102384185B1 하이브리드형 덕티드 로켓 有权
公开(公告)号：KR102384185B1
公开(公告)日：2022-04-07
申请号：KR1020200057658
申请日：2020-05-14
IPC分类号： F02K9/62 , F02K9/97 , F02K9/58 , F02K7/10 , C10L1/12 , C10L1/195 , F41G7/00
摘要： 본발명에따르면, 산화제를저장하는산화제탱크, 상기산화제와반응하는연료를저장하며, 상기산화제와상기연료를반응시켜과농가스를생성하는 1차연소부, 상기산화제탱크와상기 1차연소부를연결하여상기산화제를이동시키는산화제라인및 외부로부터가열된공기를유입받아상기과농가스와상기공기를반응시켜연소가스를생성하는 2차연소부를포함하여고온인액상의금속입자침적에따른장치의손상을방지하는하이브리드형덕티드로켓이개시된다.

2. 发明授权

KR102015618B1 추진기관의 추력 조절 장치 有权
公开(公告)号：KR102015618B1
公开(公告)日：2019-08-28
申请号：KR1020190028302
申请日：2019-03-12
申请人： 국방과학연구소
发明人： 김정진 , 오석진
IPC分类号： F42B10/66 , F02K9/80 , F02K9/97

3. 发明授权

KR101974877B1 벌집구조를 이용한 연소실 및 노즐을 갖는 추력기 有权
公开(公告)号：KR101974877B1
公开(公告)日：2019-05-07
申请号：KR1020170148572
申请日：2017-11-09
申请人： 한국항공우주연구원
发明人： 채종원
IPC分类号： F02K9/97 , B22F3/105 , B33Y80/00

4. 发明授权

KR101945353B1 추력 방향 조절이 가능한 지상 연소시험 장치 및 이를 이용한 지상 연소시험 방법 有权
公开(公告)号：KR101945353B1
公开(公告)日：2019-02-07
申请号：KR1020170154138
申请日：2017-11-17
申请人： 주식회사 한화
发明人： 오지성 , 홍정환
IPC分类号： F02K9/96 , F02K9/97

5. 发明授权

KR101873186B1 초기 핀틀 스트로크 설정 장치 및 이를 이용한 초기 핀틀 스트로크 설정 방법 有权
公开(公告)号：KR101873186B1
公开(公告)日：2018-06-29
申请号：KR1020180015723
申请日：2018-02-08
申请人： 국방과학연구소
发明人： 김정훈 , 진정근
IPC分类号： F02K9/86 , F02K9/97 , F01D17/14
CPC分类号： F02K9/86 , F01D17/141 , F02K9/97
摘要： 제안기술은초기핀틀스트로크설정을위한알루미늄박막과이를이용한초기핀틀스트로크설정방법에관한것으로, 더욱상세하게는관통형핀틀이적용되는노즐에있어서핀틀의초기위치를보다정확하게설정하기위한알루미늄박막과이를이용한초기핀틀스트로크설정방법에관한발명이다.

6. 发明公开

KR1020170093751A 겔형 연료로 작동하는 미사일 및 킬 차량 제어용 장치 및 시스템 审中-实审
标题翻译：用凝胶燃料控制导弹和杀伤车辆的设备和系统
公开(公告)号：KR1020170093751A
公开(公告)日：2017-08-16
申请号：KR1020170016424
申请日：2017-02-06
申请人： 바이에른-체미 게젤샤프트 퓌르 플루크체미슈 안트리베 엠베하
发明人： 람젤위르겐 , 독터칼다스-핀토페드로 , 독터나우만칼빌란트 , 니더마이어헬무트 , 메이어토비아스 , 독터투만알버트 , 독터리세주잔네
IPC分类号： F42B10/66 , F42B15/01 , G05D1/10 , B64G1/26 , F02K9/97 , F02K9/62 , F02K9/42
CPC分类号： B64G1/26 , B64G1/401 , B64G1/402 , F02K9/52 , F02K9/68 , F02K9/72 , F02K9/80 , F02K9/88 , F02K9/94 , F41H11/02 , F42B10/663
摘要： 미사일(99)의위치제어및/또는궤적제어장치에관한것으로, 연료흐름제어밸브(124, 213)를갖는제어가능한가스제너레이터(109,200), 인젝터헤드(112,202), 연소쳄버(111) 및적어도하나의출력흐름노즐(103,204) 또는적어도하나의스로틀을포함한다.
摘要翻译：涉及一种导弹（99）的位置控制和/或该装置的轨迹控制，该控制包括燃料流量控制阀（124，213）可能的气体发生器（109,200），喷射器头（112 202）中，燃烧室（111）和至少一个或者输出流动喷嘴（103,204）的至少一个节流阀。

7. 发明公开

KR1020170069666A 후류가스 냉각장치 有权
标题翻译：唤醒气体冷却系统
公开(公告)号：KR1020170069666A
公开(公告)日：2017-06-21
申请号：KR1020150177163
申请日：2015-12-11
申请人： 한국항공우주연구원
发明人： 임하영
IPC分类号： F02K9/97 , B05B1/06 , B05B1/26 , B05B1/34 , B05B1/30 , F15D1/02
摘要： 본발명은후류가스냉각장치에관한것으로써, 더욱상세하게는로켓엔진등으로부터배출되는고온의연소가스를냉각하기위한후류가스냉각장치에관한것이다.
摘要翻译：尾气冷却装置技术领域本发明涉及尾气冷却装置，尤其涉及用于冷却从火箭发动机等排出的高温燃烧气体的尾气冷却装置。

8. 发明授权

KR101729234B1 로켓 노즐 내열재용 페놀 컴파운드 조성물 및 이를 이용하여 제조된 로켓 노즐 有权
标题翻译：用于火箭喷嘴抗性树脂和火箭喷嘴的PENNOL复合组合物使用相同的
公开(公告)号：KR101729234B1
公开(公告)日：2017-04-21
申请号：KR1020160147888
申请日：2016-11-08
申请人： 주식회사 신금하
发明人： 김영생 , 김호생 , 김화섭
IPC分类号： C08L61/04 , C08K7/14 , C08K3/36 , C08K5/17 , C08K5/34 , C08J3/20 , B29C43/58 , B29C37/00 , F02K9/97
摘要： 본발명은로켓노즐내열재용페놀컴파운드조성물및 이를이용하여제조된로켓노즐에관한것으로써, 본발명에따른로켓노즐내열재용페놀컴파운드조성물은페놀수지(Phenolic Resin) 25 내지 30 중량%, 헥사민(Hexamine) 5 내지 6 중량%, 유리섬유(Fiber Glass) 20 내지 45 중량%, 실리카파우더 9 내지 20 중량%, 실란(Silane) 2 내지 3 중량%, 이형제 4 내지 5 중량%, 솔벤트블랙(Solvent Black) 4 내지 5 중량%, 그리고, 운모(Mica)5 내지 10 중량%를포함하여제조된것이다.
摘要翻译：本发明涉及用于耐火火箭喷嘴的酚类化合物组合物和使用其制备的火箭喷嘴，其中用于火箭喷嘴耐热材料的酚类化合物组合物包含25至30重量％的酚醛树脂， 5至6重量％的六胺，20至45重量％的玻璃纤维，9至20重量％的二氧化硅粉末，2至3重量％的硅烷，4至5重量％的防粘剂，）4〜5重量％，云母（云母）5〜10重量％。

9. 发明公开

KR1020140047971A 추진기관 및 이를 구비하는 로켓 有权
标题翻译：推进系统和具有相同的弹簧
公开(公告)号：KR1020140047971A
公开(公告)日：2014-04-23
申请号：KR1020120114400
申请日：2012-10-15
申请人： 국방과학연구소
发明人： 박병열 , 구송회 , 유지창 , 도영대
IPC分类号： F41F3/055 , F41F3/052 , F02K9/97
CPC分类号： F02K9/978 , F02K9/38
摘要： The present invention provides a propulsion unit including a combustion pipe including a propellant inside; a nozzle jetting combustion gas generated in the ignition of the propellant by being installed on the rear end of the combustion pipe; and a nozzle separation unit which mounts the nozzle on the combustion pipe by being individually connected to the combustion pipe and the nozzle and separates the nozzle from the combustion pipe as at least a part is melted when reaching a pre-set temperature.
摘要翻译：本发明提供一种推进装置，包括内部具有推进剂的燃烧管，喷嘴，其通过安装在燃烧管的后端上喷射在推进剂的点燃中产生的燃烧气体; 以及喷嘴分离单元，其通过单独地连接到燃烧管和喷嘴将喷嘴安装在燃烧管上，并且在达到预定温度时至少部分熔化时将喷嘴与燃烧管分离。

10. 发明公开

KR1020130077195A 고공 환경용 로켓 엔진의 지상 시험 장치 및 방법 无效
标题翻译：用于高海拔环境的岩石发动机地面测试装置和方法
公开(公告)号：KR1020130077195A
公开(公告)日：2013-07-09
申请号：KR1020110145774
申请日：2011-12-29
申请人： 한국항공우주연구원
发明人： 김상헌 , 베르샤드스키비탈리
IPC分类号： F02K9/96 , F02K9/97
摘要： PURPOSE: A ground test apparatus of rocket engine for high altitude environment and a method thereof are provided to simulate relatively low nozzle back pressure environment according to spraying cooling water to the inside of nozzle, thereby preventing the delamination phenomenon which is the reason of nozzle vibration. CONSTITUTION: A ground test apparatus of rocket engine for high altitude environment includes a supporting unit (110), a watertight cap (120), and a cooling water supplying unit (130). The supporting unit fixes a rocket engine (10). The watertight cap is installed at the front end of nozzle (12) adjacent to a combustion chamber (11). The cooling water supplying unit supplies the cooling water to the inside of the nozzle. The cooling water supplying unit includes a flow control valve (133) which controls the supplying amount of the cooling water.
摘要翻译：目的：提供一种用于高空环境的火箭发动机的地面试验装置及其方法，以根据向喷嘴内喷射冷却水来模拟相对较低的喷嘴背压环境，从而防止作为喷嘴振动的原因的分层现象。构成：用于高空环境的火箭发动机的地面试验装置包括支撑单元（110），防水盖（120）和冷却水供应单元（130）。支撑单元固定火箭发动机（10）。防水帽安装在与燃烧室（11）相邻的喷嘴（12）的前端。冷却水供给部将冷却水供给到喷嘴内部。冷却水供给单元包括控制冷却水的供给量的流量控制阀（133）。

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