인공위성 자세제어용 디지털 태양센서의 구조및 신호처리 방법
인공위성에 사용되는 디지탈태양센서의 정확도를높이기 위한 기술- 제안된 방법을 이용한 고정밀 태양센서 개발 가능- 인공위성의 자세제어에 적용
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- 한국항공우주연구원
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- 2000-11-22
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- 기술분류 우주·항공·천문·해양 > 기타 항공기
검색 결과 106건
4 / 6 페이지태양전지판 전개 시험장치
인공위성 태양전지판을 지상에서 전개시험하는 장치번지케이블 및 마찰계수가 극히 적은 베어링을 장착, 지상에서 무중력상태를 모사
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- 한국항공우주연구원
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- 2000-11-22
인공위성 자세제어 모의실험을 위한 1축 회전시뮬레이터
인공위성의 피치방향 자세제어 지상 모의실험 장치 (추력기 및 반작용 휠에 의한 자세제어)포텐셔미터 각센서 및 각속도 센서부터 자세정보를 얻어 외부의 컴퓨터를 통해 적절한 제어 명령을 산출한 후 추력기나 반작용 휠을 구동하여 피치방향 자세를 제어함
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- 한국항공우주연구원
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- 2000-11-22
인공위성 3축자세제어 실험장치
공기부양에 의한 인공위성 3축 자세제어 지상 모의실험 장치 (추력기 및 반작용 휠에 의한 자세제어)각속도 센서부터 자세정보를 얻어 내부에 탑재된 컴퓨터를 통해 적절한 제어 명령을 산출한 후 추력기나 반작용 휠을 구동하여 3축으로의 자세를 제어함
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- 한국항공우주연구원
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- 2000-11-22
인공위성 3축자세제어 구조물
인공위성 3축 자세제어 실험장치의 부품 배치와 하중 분산에 용이한 구조물인공위성 3축 자세제어 실험장치의 구조물에 나사홈을 형성하여 부품 배치를 용이하게 하고, 하중 지지에 불필요한 공간을 제거하여 전체 무게를 줄임
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- 한국항공우주연구원
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- 2000-11-22
레이저응용 3차원 영상 분무크기/분포 측정기술 (Optical Patternator)
·현재의 에너지 수요 중 많은 부분이 액체 연료의 분무 연소가 차지 (가솔린, 디젤 등의 자동차 엔진, 가스터빈, 산업용 로 등)·액체 분무는 농업, 의학, 기상학 등 여러 응용 분야에 광범위하게 적용·노즐의 설계와 개발, 실제 적용에서의 성능 제어를 위해서 분무의 정량적인 측정이 필요·레이저를 이용해 평면 이미지를 얻어 분무의 분포(Distribution)/크기(SMD)를 분석·광학적 patternator는 분무 액적의 표면적에 비례하는 Mie 산란신호와 체적에 비례하는 형광신호를 이용 분무의 2차원 분포를 정량적으로 측정·각 단면의 질량 유량 분포를 이용하여 3차원 분무 구조를 재구성·3차원 동시 속도측정(3-D PIV)을 통한 질량 플럭스(Massflux) 측정·구성 하드웨어/소프트웨어가 개발되어 있음·정확도 확보(정량화)를 위한 일련의 연구가 진행되고 있음·기계적 patternator는 공간 분해능이 떨어질 뿐만 아니라 유동을 교란시킬 수 있기 때문에 복잡한 재순환 유동이나 화학 반응이 있는 유동에서 적용이 어렵다.·위상 도플러 입자분석기(PDPA)는 입자의 크기와 속도를 동시에 측정하는 장점이 있지만, 점측정 방식이므로 전체 분무 분석을 위해서 많은 시간과 노력이 필요·이에 반해 레이저 평면 이미지 기법을 이용한 분무 특성 측정은 유동에 대한 교란 없이, 높은 공간 해상도의 2-D/3-D 분무 분포/크기/속도 측정을 할 수 있다. 그리고 손쉽고 빨리 많은 공간상의 정보를 얻을 수 있다.응용분야:·자동차용 가솔린/디젤 연료 인젝터 개발 및 산업용 연료 노즐 개발·산업용/항공기용 가스 터빈 연소기의 연료 분사 노즐 개발·농업용 농약 살포 노즐 및 의학용 구강 흡입 투약기 개발에 이용
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- 2001-04-30
헬리콥터 로우터 구성 부품의 피로시험 장치대
본 기술은 헬리콥터 로우터 구성부품, 특히 실제 운용에 가까운 비행 하중을 받고 있는 헬리콥터 로우터 구성 부품의 피로시험 장치대에 관한 것이다. 일반적으로 기존의 깃 피로시험 장치대는 양측과 중앙에 프레임이 설치되며 중앙의 프레임에 유압실린더와 실린더로드가 직립되게 설치되어 로우프를 통하여 마름모꼴 부품의 앵측에서 플랩힌지로 연결된다. 그러나, 기존의 장치대는 다른 시험 영역에서 원심력의 축병향 펄스의 진폭을 일정하게 유지하면서 가해주는 것이 불가능하며, 지상-비행-지상의 비행 사이클을 정확하게 구현하는 것이 불가능한 문제가 있다. 본 기술은 원심력의 축방향 펄스진폭의 조절과 헬리콥터 비행 하중 사이클을 부여함으로써 헬리콥터 비행 운용 하중 구현의 정확도를 증가시켜 지상-비행-지상의 비행 운용에 따른 비행 사이클을 정확하게 구현할 수 있도록 하였다. 본 기술은 프레임에 연결된 시편과 프레임에 연결된 힌지레버의 상측에서 플랩힌지와 연결되는 시편이 브래킷으로 연결되며, 플랩힌지가 하중셀과 연결된 벨-크랭크에 로우프로 연결되고, 브래킷의 상측으로 전기·유압식 서보밸브가 연결된 가진기를 구동시키는 가진장치, 하중셀에 연결되어 시편의 축력을 따라 피드 백을 받는 실린더로드가 유압실린더에 연결되며 유압식 서보밸브와 전기·유압식 서보밸브를 통하여 구동되도록 하는 원심력 조절장치로 구성되는 특징이 있다. 본 기술에 의하면 헬리콥터 실제 비행 하중 운용 모드를 주 로우터 깃 세로대 피로시험 장치대에 구현할 때 문제가 되었던 하중의 불안정성을 해결함으로써 주 로우터 깃 세로대의 정확한 운용 수명을 계산할 수 있는 효과가 있다.
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- 한국항공우주연구원
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- 2001-05-04
무인 항공기용 수직 속도계
본 기술은 무인 항공기 및 경 항공기에 적용될 수 있는 무인 항공기용 수직 속도계에 관한 것이다. 일반적으로 대기압과 시간에 대한 대기압 미분 값을 측정하여 계산하는 수직 속도 성분은 많은 오차를 유발하게 되며, 통상 무인 항공기가 상승 비행시 통상 1∼ 5m/sec로 상승 하는데, 고도 출력의 변화는 초당 0.6∼2mV 만큼 상승함으로 전기 노이즈 신호에서 깨끗한 신호를 얻는데 어려움이 따르는 문제가 있다. 본 기술은 용량이 작은 차압형 압력계를 사용하여 항공기의 고도 변화에 민감하게 반응하도록 하는 한편 현재 상태에서 압력의 변화를 측정하고 이를 미분하여 수직속도를 구함으로써 고도 변화에 대한 전기 신호의 민감도를 증가시켜 보다 정밀한 수직 속도를 측정할 수 있도록 하였다. 본 기술은 좌우 공간의 압력차를 측정하는 차압계, 차압계의 제한용량을 넘지 않도록 하는 솔레노이드 밸브, 좌우공간의 압력차를 서서히 줄이는 포러스 미디어, 외부공기의 오염을 방지하는 에어필터로 이루어진 차압계장치와 차압계 출력을 미분하여 수직 속도를 얻도록 하는 한편 차압계의 운용 범위를 넘지 않는 상태에서 운용하기 위하여 좌우 공간의 압력차를 순간적으로 줄여 주는 수직속도 출력부로 이루러진 수직 속도계의 구성에 특징이 있다. 이 기술의 적용시 반 밀폐된 공간의 압력 변화를 매우 작도록 함으로써 응답 특성이 매우 빠르고 정밀하게 수직 속도를 측정할 수 있는 효과가 있다.
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- 한국항공우주연구원
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- 2001-05-03
구조시험용 하중패드 하중방향 변경장치
본 기술은 항공기 구조시험에서 시험체에 하중을 가할 때 인가된 인장하중을 시험체 반대방향으로 가해지도록 방향을 변환시켜줌으로서 하중패드에 압축하중을 가할 수 있게 하여 하중패드의 접착력보다 큰 하중을 하중 인가방향을 유지하면서 인가할 수 있도록 링크장치를 사용하는 구조시험용 하중패드 하중방향 변경장치에 관한 것이다. 일반적으로 통상 시험체의 구조시험에는 한 개의 큰 집중하중을 여러 개의 작은 하중으로 분산하기 위한 하중패드와 하중레버를 많이 사용하게 되나, 접착제의 박리강도보다 큰 하중이 가해질 경우 레버의 길이 비를 조정하거나 하중을 압축하중 형태로 바꾸어야 하는 단점을 가지고 있으며, 인장/압축용 휘플트리를 반대방향에 설치하므로 시간이 오래 걸리고 복잡한 문제가 있다. 본 기술은 하중패드의 접착력보다 큰 인장 방향 하중을 반대쪽의 압축방향으로 바꾸어 줌으로써 항공기 시험에서 중요한 인자인 개발시간 단축을 위해 하중을 재배치하거나, 복잡한 인장/압축용 휘플트리를 사용하지 않고 인장하중용 휘플트리만을 이용하여 구조시험을 수행할 수 있도록 하였다. 본 기술은 통상적으로 사용하고 있는 하중레버를 사용하여 인장하중경로를 연결하고 하중방향에 수직방향의 자유도를 가진 링크를 통하여 하중변환대에 하중이 전달되고 반대쪽에 있는 하부픽업을 통해 최종적으로 하중패드에 축방향의 압축하중으로 변하여 시험체에 하중이 부가되도록 한 특징이 있다. 하중레버에 연결되는 링크의 연결보울트는 ⊃형으로 형성된 하중변환대의 상측 나사공에 연결되고, 이에 따라 하중레버의 인장하중은 링크를 통하여 하중변환대에 연결된다. 본 기술에 의하면 인장하중용 휘플리트를 사용함으로써 레버의 길이 비를 조정하거나 하중을 압축하중 형태로 빠꾸기 위한 시간의 소모를 줄일 수 있으며, 하중패드의 접착력보다 큰 인장 방향 하중을 반대쪽의 압축방향으로 바꾸어 줌으로써 인장하중용 휘플트리만을 이용하여 구조시험을 수행할 수 있도록 하여 정확한 하중부가를 구현하는 효과가 있
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- 한국항공우주연구원
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- 2001-05-04
결합 구조물의 분리장치
본 기술은 과학연구 및 탐사용 로켓과 위성 발사용 발사체에 필연적으로 적용되는 로켓의 단분리와 위성체의 분리에 적용되는 장치로서 두 구조물의 결합을 순간적으로 분리시키며 분리시 다른 물체에 손상을 가하지 않도록 작동하는 결합 구조물의 분리장치에 관한 것이다.본 기술에서는 작동상의 정확성과 작동시 파편들에 의해 탑재물이 손상을 입지 않도록 하는 결합 구조물의 분리장치를 구현할 수 있다본 기술에 의한 전기적 작동신호에 의해 추진제가 폭발하여 두 구조물의 결합을 해체시키는 분리장치는 전기적 작동신호를 받는 착화기에 의해 점화되어 폭발압을 발생시키는 추진제가 내장되는 기폭기와, 기폭기가 일측에 결합되어 추진제의 폭발압이 작용하는 실린더가 형성되는 실린더 몸체와, 실린더 몸체의 실린더에 삽입되어 추진제의 폭발압에 의해 작동하는 피스톤과, 기폭기의 대향측에서 실린더 몸체에 끼워져 전단핀에 의해 고정되는 분할너트와, 분할너트에 체결되도록 양측에 볼트 나사산이 형성되는 고정볼트와 분할너트의 대향측에서 고정볼트에 체결되는 고정너트로 이루어진다.이와 같이 이루어진 본 기술에 의하면, 작동의 정확성과 작동상에서 발생하는 파편이 적고 파편의 낮은 비산성으로 탑재물이나 구조물에 손상을 가하지 않아, 위성체 추진기관의 분리시스템뿐만 아니라 구조물의 순간적인 분리가 요구되는 분야 및 안전과 위험의 영향이 고려되는 분야에 적용이 가능하게 된다
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- 한국항공우주연구원
- 등록일
- 2001-05-08
인공위성용 배터리 감시장치
본 기술은 부가인원의 감시없이 자동으로 배터리의 유지보관을 할 수 있도록 인공위성용 배터리를 감시하는 장치에 관한 것이다.기존의 인공위성용 배터리로 슈퍼 니켈 카드뮴 배터리가 일반적으로 사용되고 있는데, 슈퍼 니켈 카드뮴 배터리는 매우 고가의 부품이고, 일반적인 니켈 카드뮴 배터리와는 달리 보관시에 만충전후 특정온도에서 세류충전을 계속해 주어야 하기 때문에 위성체에 탑재시키기 전에 배터리를 보관하기 위해서는 특정인원이 24시간 동안 배터리 상태를 모니터하여야 하는 문제가 발생한다.반면, 본 기술에서는 슈퍼 니켈 카드뮴 배터리의 보관조건을 무인 감시하여 조건에 이상이 발생할 경우 이상 발생원인을 제거하여 충전전류를 재투입시킬 때까지 자동적으로 충전전류를 차단시킴으로써 부가인원의 감시 없이 자동으로 배터리를 유지보관할 수 있도록 배터리 감시장치를 구현할 수 있다본 기술에 의한 인공위성용 배터리 감시장치는 챔버와 배터리의 온도를 감지하고 배터리의 충전전류와 충전전압을 감지하는 센서가 부착된 챔버와, 센서출력을 인식하고 컴퓨터의 감시조건과 비교하여 감시조건을 벗어날 때 경보신호를 발생시키는 센싱IC와, 센싱IC에 감시조건을 입력시키는 컴퓨터와, 센싱 IC의 경보신호출력을 홀딩하고 리셋트 스위치가 부착된 D-플립플롭과 D-플립플롭의 출력에 의하여 구동되는 드라이브IC와 드라이브IC의 구동시 오픈되고 배터리에 인가되는 충전전류를 차단시키는 릴레이로 구성되는 제어수단으로 이루어진다. 이와 같이 이루어진 본 기술에 의하면, 인공위성용 배터리의 보관시 온도, 전압, 전류를 체크하여 이상사태 발생시 충전을 차단시킨 후 이상원인 제거 후에 재충전이 이루어지도록 함으로써 고가의 배터리 보관유지에 따른 추가 감시인원이 불필요하고 인공위성용 배터리를 최적의 상태로 보관하여 위성체에 탑재시킬 수 있게 된다
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- 한국항공우주연구원
- 등록일
- 2001-05-08
재생 냉각형 로켓 엔진 연소실
본 기술은 열차폐성이 좋은 세라믹(지르코니아)을 로켓 엔진 연소실 벽면에 배치하고 냉각액이 흐르는 반대면에 금속재를 배치함에 있어서, 세라믹과 금속모재 사이의 결합력을 높이고 열차페성을 키우도록 한 재생 냉각형 로켓 엔진 연소실에 관한 것이다. 기존의 로켓엔진 재료로서 동 혹은 니켈과 같이 단일 금속재료를 주로 사용하고 있으나 이 경우, 재료의 열전도가 커서 흡열량을 작게하기 위해 냉각유량을 많게 하고 연소실의 두께를 두껍게 하는 것이 필요하고 이에 따라 엔진이 무거워지며 성능이 저하되는 경향이 있다. 이 때문에 열차폐성이 높은 지르코니아 같은 재료로 열차단 코팅을 해서 연소실 벽면으로의 열전달량을 줄이는 것이 효과적이데, 지르코니아가 금속모재와의 밀착성이 작기때문에 금속과 지르코니아 경계면의 파괴현상이 발생한다. 이를 해결하기 위한 저압 플라즈마 스프레이 방법은 대기 플라즈마 스프레이 방법에 비해 조직이 치밀하여 결합력이 뛰어난 반면 저압을 유지시킬 수 있는 장치가 필요하고 이에 따라 저압플라즈마 스프레이방법 이용시 가공에 따른 비용이 많이 드는 문제점이 있다.반면, 본 기술에서는 하나의 두꺼운 플라즈마 스프레이 층 보다는 얇은 플라즈마 스프레이 층을 다수 적층시키며 조성을 변화시켜서 경사기능 재료층을 구성하는 것이 결합력과 열차폐 특성에 있어서 뛰어나다는 사실을 이용한 것으로, 단일 고가인 저압 플라즈마 스프레이 공법을 대신해서 저가의 대기 플라즈마 스프레이 공법으로 경사기능 재료층을 형성시킨 후 그 위에 전주성형기법으로 2차 경사기능재료층을 형성시킴으로써 열차폐성이 높은 로켓 엔진 연소실을 구현할 수 있다본 기술에 의한 재생 냉각형 로켓 엔진 연소실은 연소실에 대기 플라즈마 스프레이 공법을 이용하여 연소실에서 외측으로 금속함량은 높이고 세라믹 함량을 줄여가며 다층으로 1차 경사기능재료층을 형성시키고, 1차 경사기능재료층 위에 전주성형공법으로 2차 경사기능재료층을 형성시켜 구현하는데, 1차 경사기능재료층은 3∼7층으로 이루어지고 각층의 두께는 10μm ∼ 200μm이며, 1차 경사기능재료층에 사용되는 세라믹 재료는 지르코니아 계열 또는 대기 플라즈마 스프레이 공정이 가능한 세라믹 재료로 이루어진다.이와 같이 이루어진 본 기술에 의하면, 대기 플라즈마 스프레이 공법에 의한 1차 경사기능재료층과 전주성형기법에 의한 2차 경사기능재료층을 형성함으로써 2중 경사기능재료층에 의해 세라믹과 금속모재 사이의 결합력을 높이고 열차폐성을 높이는 효과가 있다.
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- 한국항공우주연구원
- 등록일
- 2001-05-08
멀티 셀 구조물의 부분적 일체 성형 구조 및 방법
본 기술은 복합재료 항공기의 날개 구조물 및 이와 유사한 멀티 셀(Multi - Cell) 구조물의 부분적 일체 성형을 위한 성형 구조 및 방법에 관한 것이다.기존의 멀티 셀 구조물은 얇고 길게 성형된 상, 하부 스킨 의 조립시 비틀림과 틀어짐 및 휘어짐 현상이 발생되어 정교한 조립용 치공구를 이용하여 완전 조립시까지 잡아 주어야 하므로 고가의 조립용 치공구가 필요하게 되고 또한 날개 박스의 귀퉁이마다 연결부위가 존재하게 되어 날개가 받는 하중을 크게 감소시키게 된다. 그리고 금속재료로 항공기 날개와 같은 멀티 셀 구조물을 제작하는 방식은 합성수지 또는 섬유 보강재료로 제작하는 경우보다 많은 연결부위가 필요하게 된다.본 기술은 상기된 점들을 감안하여 항공기 날개와 같은 멀티 셀 구조물의 단면을 하나의 요철곡면과 부속곡면으로 분리하되 가능한 한 요철곡면을 이루는 단일부재의 표면적을 넓게 하는 멀티 셀 구조물의 부분적 일체 성형구조 및 방법이다본 기술은 상부스킨의 일부, 모든 스파캡, 모든 웨브 및 하부스킨의 일부를 하나의 요철곡면으로 한번에 일체 성형시키고 상부스킨 일부 및 하부스킨 일부를 부속곡면으로 분리성형 시킨 후 요철곡면에 부속곡면을 결합 고정시키는 것이다. 따라서 성형 몰드물을 최종 조립용 치공구로 그대로 이용할 수 있어 날개 제작 시 원가절감 시킬 수 있다. 그리고 이러한 기술에 의한 멀티 셀 구조물 제작 시 각각의 셀이 다른 셀과 완전히 독립되므로 셀 내부 밀봉 작업이나 시스템 장탈착이 기존 보다 용이하며 또한 날개 박스를 구성하기 위한 연결부위 숫자가 기존 방식보다 적어 구조적으로 하중을 견디는 힘이 뛰어나게 되며 하중 전달이 양호하여 그만큼 더 큰 하중을 견딜수 있다. 또한 이러한 일체 성형으로 항공기 날개의 가장 중요한 날개 박스가 기존 방식에 비하여 구조적으로 견실하게 된다
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- 한국항공우주연구원
- 등록일
- 2001-05-11
물을 이용한 소음감쇠장치
본 기술은 액체로켓엔진 지상시험에서의 성능시험시 추진제의 연소로 발생되는 연소가스가 노즐을 통하여 대기중으로 배출될 때 발생되는 소음을 현저하게 감소시키는 소음 감쇠장치에 관한 것이다.기존의 액체로켓 지상연소시험에서 엔진의 연소성능시 추진제가 추력실에서 연소시 고온, 고압의 연소가스가 발생하여 대기중으로 분출되는 초음속 배기가스에 의하여 발생되는 소음은 약 150db 정도로서 소음감쇠장치 없이 연소시험을 할 경우 생물체에 심각한 피해를 주는 문제점을 가지고 있다.반면, 본 기술에서는 고속으로 배출되는 고온, 고압의 배기가스에 물을 분사시켜 배기가스가 증발되면서 온도를 낮추어 밀도를 높이고 대기중으로 배출되는 부분의 면적을 증대시켜 소음의 강도를 감쇠시키는데, 분사시키는 물은 서로 충돌시키는 충돌형으로 제트와 물의 상호 혼합시간을 지연시키고 내부에서 미립화된 유체분포가 일정하게 하는 한편 고온, 고속 제트의 온도를 낮추고 제트의 운동에너지를 흡수하는 역할 이외에도 소음감쇠장치를 냉각시킬 수 있도록 구현된다본 기술에 의한 물을 이용한 소음감쇠장치는 프레임 상부에 설치되고 유입구에서 배기구쪽으로 갈수록 큰 직경을 다단형으로 형성되며 일측에 흡음재가 감싸여진 이중구조의 덕트와, 유입구에 설치되고 배기구쪽으로 일정분사각으로 물을 분사하는 각 분사링헤더와, 덕트 내부에 일정간격으로 설치되고 배기구쪽으로 배기가스와 평행하게 물을 분사하는 수평분사링헤더와, 각 분사링헤더 및 수평분사링헤더에 연결관으로 연결되어 물을 공급하는 급수관으로 이루어지는데, 각 분사링헤더는 원주면 내측에 방사상의 일정간격으로 다수의 분사노즐이 형성되어지되 배기구쪽으로 일정각도만큼 꺾여지게 설치된 분사노즐을 통해 분사되는 물은 상호 충돌되므로써 배기가스와의 혼합성능을 높이고 미립화된 유체분포를 일정하게 한다.이와 같이 이루어진 본 기술에 의하면, 우주발사체 엔진시험뿐만 아니라 항공기나 기타 대형연소기 등의 연소성능 시험시 발생되는 소음을 감소시킬 필요가 있는 분야에서도 탁월한 소음감소 효과가 있게 된다
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- 한국항공우주연구원
- 등록일
- 2001-05-08
1축 추력 측정 및 교정장치
본 기술은 과학 관측로켓 및 인공위성 발사용 로켓의 액체 추진기관에 있어 엔진의 추력을 정확하게 측정하는 과정에서 발생되는 저항값을 정확히 측정하여 실추력값을 구할 수 있도록 한 1축 추력 측정 및 교정장치에 관한 것이다. 기존의 액체 로켓엔진의 발사전 지상시험에 있어서 엔진의 실제 축방향 추력을 정확하게 측정하는 것은 중요한데, 측정과정상에서 배관연결 등에 의하여 추력저항이 발생되므로 특히 이 저항값을 정확히 측정하여야만 신뢰성 있는 실추력값을 구할 수 있으나, 실제 축방향 추력을 정확하게 측정할 수 있는 장치가 마련되어 있지 않아 정밀도 있는 측정이 이루어지지 못하고 추력의 고정 또한 매우 신뢰성이 떨어지는 문제점이 발생한다.반면, 본 기술에서는 두 개의 로드셀과 공압액츄에이터 등을 이용하여 엔진의 축방향 추력을 측정하고, 시스템의 저항력을 측정하여 추력을 교정할 수 있도록 측정 및 교정장치를 구현할 수 있다본 기술에 의한 1축 추력 측정 및 교정장치는 콘크리트벽 일측에 설치되어 교정력을 발생시키는 고압액츄에이터와, 공압액츄에이터 타측에 설치되어 교정력을 측정하는 교정용로드셀과, 교정용로드셀에 일측이 고정되고 콘크리트벽에 매설된 채 타측 측정용로드셀에 교정력을 전달시키는 한쌍의 교정력전달용 환봉과, 교정력전달용 환봉에 연결 설치되어 전달력을 측정하는 한편 엔진연소시 발생되는 추력을 측정하는 측정용로드셀과, 측정용로드셀에 엔진에서 발생되는 추력을 전달시키는 추력전달용 환봉과, 추력전달용 환봉을 지지하고 추력시험대 상부에 입설되는 환봉지지대와, 추력전달용 환봉선단에 설치되고 엔진이 장착되는 엔진장착대와, 엔진장착대에 장착된 엔진을 지지하고 추력시험대에 이동가능하게 입설되는 엔진지지대로 이루어진다.이와 같이 이루어진 본 기술에 의하면, 엔진의 정확한 축방향 추력측정이 가능하고 추력측정 과정에서 발생되는 저항값을 정확히 측정하므로써 추력을 교정할 수 있는 효과가 있다
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- 한국항공우주연구원
- 등록일
- 2001-05-08
6분력 수평형 추력 측정방법
본 기술은 로켓 엔진으로부터 배출되는 연소가스에 반하여 발생하는 추력의 6분력을 측정할 수 있는 6분력 수평형 추력 측정방법에 관한 것이다. 일반적으로 기존의 로드 셀 들이 상호간의 간섭에 의해 설치된 로드 셀의 방향이외의 하중 성분들에 의해 원치 않는 추력값이 측정되는 문제가 있다. 그리고, 엔진장착 및 구조물 자체에 대한 교정을 수행할 수 없으며, 2개 이상의 교정을 가할 수 없고 검증 또한 불가능하다는 문제가 있다. 본 기술은 6분력에 대해 각각 교정용 및 측정용 로드 셀이 설치되어 있는 경우에 교정용 로드 셀에 힘을 인가하여 추력 측정장치 자체의 구조물 뿐만이 아니라 엔진이 실제로 장착된 경우에 있어서 교정 상수를 직접 구함으로써 측정의 정밀도를 높일 수 있도록 하였다. 본 기술은 6분력에 대해 교정용 로드 셀 및 측정용 로드 셀이 설치되며 교정용 로드 셀에 힘을 인가하여 추력측정장치 자체의 교정상수와 엔진이 장착된 경우의 교정상수를 구하는 제1 스텝, 제1 스텝에서 구해진 교정상수를 근거로 교정을 수행하는 제2 스텝, 제2 스텝에서 인가된 교정상수의 행렬은 두 개 이상의 교정력을 동시에 가하여 검증하는 제3 스텝으로 구성되어 액체로켓엔진 지상시험에서 추력을 측정할 수 있도록 한 특징이 있다. 본 기술에 의하면 액체로켓엔진 지상시험에서의 성능 시험시 추진제의 연소로 발생하는 연소가스가 노즐을 통해 대기 중에 분사될 때 엔진 상단에 설치된 엔진 어댑터를 통해 반력으로 전달되는 수평형 6분력의 추력 성분을 측정할 수 있는 효과가 있다.
- 보유기관
- 한국항공우주연구원
- 등록일
- 2001-05-08
전개형 로켓 단분리 장치
본 기술은 로켓(발사체)에서 고유 임무가 종료된 부분 조합체를 특정 고도 도달 혹은 특정시간에 로켓의 비행 성능 향상을 위해 전기적 신호에 의해 내장 화약을 폭발시켜 분리되도록 하는 전개형 로켓 단분리 장치에 관한 것이다. 일반적으로 상단 스테이지를 분리하는 기두 개방장치는 이미 출원된 바 있으나 중간부분을 분리하는 것은 매우 어렵고, 외피를 체결하는 체결력이 강하지 못하면 비행중에 외피가 개방될 염려가 있으며, 고온의 공역 가열로부터 내부의 탑재물 오동작 및 파괴의 위험성이 있으며, 또한 외피 구조물을 벗겨주는 과정에서 오동작으로 피분리 구조물과 충돌의 위험성의 문제가 있다. 본 기술은 로켓이 필요 고도에 도달하거나 특정시간이 되면 전기적 신호에 의해 내장 화약을 폭발시켜 외피 구조물을 벗겨주어 로켓의 비행 성능을 향상시킬 수 있도록 하였다.본 기술은 상부 스테이지와 하부 스테이지의 사이에 형성된 외피를 체결밴드로 연결되도록 하는 로켓을 상부 스테이지와 분리간격(H)의 외피 조합체 및 하부 스테이지 등 3단계로 분리 가능하도록 구성된다. 이러한 구성의 로켓에서 전기적 신호에 의하여 분리되는 체결밴드의 내부에 고정된 전방 프레임의 돌출부에 체결밴드가 분리되면 기축 방향의 운동이 시작되는 압출 스프링 조합체가 설치되며, 돌출부의 하측으로 연결된 트러스봉의 하측에 숫 힌지구가 암 힌지구의 힌지축에 연결되고, 힌지축의 일측으로 전개 비틀림 스프링이 연결된 외피 조합체가 외측으로 전개된 후 회전되어 정지되도록 하여 로켓과 단분리 되도록 하는 특징이 있다. 본 기술에 의하면 고유 임무가 종료되어 특정 고도 도달 또는 특정시간에 외피 조합체를 피분리물간의 충돌을 최소화하면서 안전하게 분리되도록 하고, 분리운동이 전개됨과 동시에 하측의 전개 비틀림 스프링이 트러스 봉을 외측으로 전개시켜 외피가 6등분으로 분리되면서 30°결사지게 회전된 후 정지되도록 하여 피분리물과의 충돌을 방지하는 효과가 있다.
- 보유기관
- 한국항공우주연구원
- 등록일
- 2001-05-08
위성체 추진장치 얼라이먼트 측정용 타켓 미러의 고정장치
본 기술은 위성체의 자세제어용 추진체 분사장치 노즐에 대한 얼라이먼트를 측정하기 위한 타켓 미러를 안정되게 고정되도록 하는 위성체 추진장치 얼라이먼트 측정용 타켓 미러의 고정장치에 관한 것이다. 일반적으로 로켓의 저면으로 추진체 분사장치가 4쌍이 설치되어 8개의 노즐이 돌출되어 있으면서 우주 궤도에서 설정된 궤도를 이탈하거나 위치가 상이하면 추진체 분사장치의 일방향에서 분사되어 설정된 자세로 제어되는 것이나, 정확한 자세제어를 위해서 정확한 얼라이먼트의 측정이 가능해야 하는 문제가 있다. 본 기술은 위성체의 자세제어용 장치인 추진체 분사장치 노즐에 대한 얼라인먼트를 측정하기 위한 미러 브라켓을 제공하는 것으로, 미러 브라켓의 일측으로 타켓 미러를 설치하고, 추진체 분사장치의 노즐부에 안정되게 설치하여 정확한 얼라인먼트를 측정할 수 있도록 하였다. 본 기술은 타켓 미러가 삽입되는 미러 삽입홈에서 실리콘 접착제로 고정되며, 반대편으로 절개홈이 형성된 삽입고정 돌기를 갖고, 삽입고정 돌기의 내부에서 타켓 미러에 적어도 3개의 미러 높이조절 나사를 설치한 미러 브라켓으로 인공위성 추진체 분사장치의 노즐부에서 얼라인먼트를 측정하도록 하는 특징이 있다. 즉, 미러 브라켓의 일측으로 타켓 미러를 설치하여 추진체 분사장치의 노즐부에 안정되게 설치되도록 함으로서 정확한 얼라인먼트를 측정할 수 있도록 한 특징이 있다. 본 기술에 의하면 미러 브라켓의 일측으로 타켓 미러를 설치함으로써 추진체 분사장치의 노즐부에 안정되게 설치되도록 하는 효과가 있으며, 정확한 얼라인먼트의 측정이 가능하며, 얼라인먼트의 측정값을 신뢰할 수 있다.
- 보유기관
- 한국항공우주연구원
- 등록일
- 2001-05-08
소형 로켓 기두 개방 시스템
본 기술은 로켓에서 어떤 임무를 갖는 탑재물 보호 외피 구조물을 발사후 필요고도 도달과 동시에 전기적 신호에 의해 내장 화약을 폭발시켜 외피 구조물을 벗겨주는 시스템에 관한 것이다. 국가주도 연구과제인 중형과학 로켓 연구개발 사업에서 개발 로켓 임무 수행상 요구되는 소형 관측 로켓 가두 개방 시스템 개발의 필요성과 대형 인공위성 발사체 개발에서 필요한 기두 개방 시스템의 선행 기초연구가 필요한 것이다.본 기술은 기두 개방 장치와 나사로 체결되는 후방 노즈팀을 열전도 특성이 낮고 고온에서의 기동 특성이 좋은 복합재료(Glass/Phenol)로 설계 제작 되었으며, 전체 분리 시스템 설계는 세 개의 피분리물(노즈팁,좌우 외피 조합체)이 조립되어 있고, 분리 전기신호에 의해 가두 개방장치내의 화약이 폭발하여 장치내 두 개 피스톤의 순차적 작동으로 로켓 몸체에서 피분리물을 분리시켜주는 전체 분리 시스템으로 설계 되었다. 본 기술은 앞으로 대형 인공위성 발사체의 기두 개방 시스템 개발에 전체 시스템 및 요소 설계 내용들이 많이 활용될 것으로 기대되고, 또한 안정성 문제로 사람이 접근할 수 없는 곳의 구조물 분리가 필요한 민간 사업 분야에서도 응용 적용할 것으로 판단한다.
- 보유기관
- 한국항공우주연구원
- 등록일
- 2001-05-16
클램프 블록형 대형 로켓 기두 개방장치
본 기술은 로켓에서 어떤 임무를 갖는 탑재물을 로켓 고속비행으로 인한 위해 요소(마찰열, 태양복사 등)로부터의 보호와 비행 성능 향상을 위한 원추형 콘 외피 구조물을 발사 후 필요 고도전까지 감싸고 있다가 필요 고도 도달과 동시에 외피 구조물을 벗져주는 클램프 블록형 대형 로켓 기두 개방장치에 관한 것이다. 보통 발사된 로켓은 고속 비행으로 인하여 마찰열, 태양 복사 등 위해요소의 영향으로 기능의 발휘가 어렵게 되고, 비행 성능이 저하되는 결점이 있으므로 위해요소로부터의 보호와 비행성능을 향상시키기 위하여 원추형의 외피 구조물 내부에 탑재물을 보관하여 필요 고도까지 도달되도록 한다. 그런데 외피를 체결하는 체결력이 강하지 못하면 비행중에 기두가 개방될 염려가 있으며, 공기와의 마찰로 인한 고온 때문에 내부의 탑재물이 오동작하거나 파괴될 위험이 있다. 본 기술은 원추형 콘 외피 구조물이 필요 고도에 도달하게 되면 전기적 신호에 의해 내장 화약을 폭발시켜 외피 구조물을 벗겨주어 내부 탑재물의 임무 수행이 가능하도록 하였다. 본 기술은 2등분되는 좌,우측 외피의 상측에 노즈팁 조합체를 설치하고 하측으로 좌,우측 외피를 분리하는 페어링장치, 페어링장치에 연결 와이어로 연결되며 걸림돌기를 구속시키는 클램프를 갖는 클램프 블록 조합체, 좌,우측 외피의 하측에서 전탑 외피 조합체와 결속하는 밴드조합체, 좌,우측외피를 전탑 외피 조합체에 연결하여 분리운동 궤적을 일정하게 하는 크램셀 힌지 조합체로 이루어져 필요한 높이에 도달하면 전기적 신호에 의해 내장 화약을 폭발시켜 외피를 벗겨줄 수 있도록 했다. 본 기술에 의하면 클램프 블록 조합체를 통하여 외피간의 결합을 견고하게 하고 밴드조합에를 통하여 분리되기 전까지 전탑외피조합체와 견고한 결합력을 갖도록 하므로써 조립성이 우수하고 견고하다. 또한 고온의 공력가열(공기 마찰에 의한 열)로부터 내부 탑재물의 파괴나 오동작의 위험성을 배제시켜 안정된 구조를 제공한다. 로켓의 비행 가속도에 관계없이 필요한 고도에 도달함과 동시에 외피가 일정 궤적으로 분리되도록 외피와 로켓 본체와의 충돌 위험성을 해소시키는 효과가 있다
- 보유기관
- 한국항공우주연구원
- 등록일
- 2001-05-06