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    인공 위성을 이동시키거나 제거하기 위한 장치
    2.
    发明公开
    인공 위성을 이동시키거나 제거하기 위한 장치 审中-实审
    移动或移除人为卫星的设备

    公开(公告)号：KR1020140066707A

    公开(公告)日：2014-06-02

    申请号：KR1020147004112

    申请日：2012-07-18

    申请人： 디-오르비트 에스.알.엘.

    发明人： 로세티니,루카 ,  투씨완드,쥬세페주세프 ,  파네시,레나토 ,  파노쪼,토마스

    IPC分类号： B64G1/24 ,  B64G1/26 ,  B64G1/40

    CPC分类号： B64G1/242 ,  B64G1/10 ,  B64G1/26 ,  B64G1/40 ,  B64G1/403 ,  B64G1/64

    摘要： 본 발명은 우주 위성(20',20")과의 결합을 위한 장치(10, 20, 40, 50)에 관한 것이며, 상기 장치는 상기 위성의 재궤도화 및/또는 이것의 지구로의 회수를 목적으로 발사된다. 상기 장치는 장치(10, 20, 40, 50)를 제어하기 위한 수단; 상기 제어 수단과 작동 가능하게 연결되는 추진 수단; 제어 수단과 작동 가능하게 연결된 신호를 수신하기 위한 수단; 장치(10, 20, 40, 50)에 전력을 공급하기 위한 수단; 장치가 발사되기 전에 상기 위성(20', 20")과 장치(10, 20, 40, 50)를 기계적으로 연결하기 위한 수단(310, 320, 330, 340', 340",350,360)을 포함한다. 상기 추진 수단은 상기 위성(20', 20")을 탈궤도화 하고 이것을 주어진 궤도로 전달하기 위해 제어 신호를 수신하면 제어 수단에 의해 인에이블링된다.

    摘要翻译： 控制器在接收到用于对卫星进行脱轨并将其转移到给定轨道的控制信号时启用推进系统。

    로켓트 추진기관의 조립방법
    3.
    发明授权
    로켓트 추진기관의 조립방법 失效
    用于螺旋桨的一部分的组装方法

    公开(公告)号：KR1019950007640B1

    公开(公告)日：1995-07-13

    申请号：KR1019920010786

    申请日：1992-06-20

    申请人： 국방과학연구소

    发明人： 김원훈 ,  오정록 ,  오광환 ,  조원만 ,  이태호

    IPC分类号： F42B33/06 ,  F42B33/04

    CPC分类号： B64G1/403 ,  F02K9/346 ,  F16J15/14 ,  Y10T29/49346

    摘要： coating a silicon sealant to a predetermined uniform thickness over the thermal insulation of the motor case and nozzle assembly; fastening a plurality of spacing bolts having threaded ends into the corresponding threaded spacing holes of the nozzle flange; aligning the nozzle assembly with the motor case such that an end of the after dome flange of the motor case is positioned over the first O-ring; maintaining the interior of the motor case at a primary vacuum pressure to move voids from the silicon sealant; applying a secondary vacuum pressure higher than the primary vacuum pressure to the interior of the motor case to move the nozzle assembly toward the motor case; and fastening the high strength bolts into the threaded holes of the motor case.

    摘要翻译： 在电机壳体和喷嘴组件的隔热层上涂覆硅密封剂至预定的均匀厚度; 将具有螺纹端的多个间隔螺栓紧固到喷嘴凸缘的相应螺纹间隔孔中; 将喷嘴组件与电动机壳体对准，使得电动机壳体的后圆顶凸缘的端部位于第一O形环上方; 将电动机壳体的内部保持在初级真空压力下以从硅密封剂移动空隙; 将高于初级真空压力的二次真空压力施加到电动机壳体的内部，以使喷嘴组件朝向电动机壳体移动; 并将高强度螺栓紧固到电动机壳体的螺纹孔中。

    이온 로켓용 구조적 추진제
    4.
    发明公开
    이온 로켓용 구조적 추진제 审中-实审
    用于离子火箭的结构推进剂

    公开(公告)号：KR1020170088306A

    公开(公告)日：2017-08-01

    申请号：KR1020170009649

    申请日：2017-01-20

    申请人： 더 보잉 컴파니

    发明人： 칠드레스,제이미제이 ,  케쓸러,토마스엘.

    IPC分类号： F02K9/56 ,  F02K9/50 ,  B23K26/38 ,  B23D19/00

    CPC分类号： F03H1/0012 ,  B64G1/403 ,  B64G1/405 ,  B64G1/409 ,  F03H1/0037 ,  F03H1/0075

    摘要： 본발명은이온로켓(SPIR)들을위한구조적추진제에대한시스템, 방법및 장치가개시된다. 하나또는그 초과의실시예들에서, 우주선의우주에서의추진을위한방법은우주선의구조물의일부분을, 제거디바이스에의해, 제거하는것을포함한다. 방법은, 제거디바이스에의해, 홀스러스터시스템내로그 일부분을공급하는것을더 포함한다. 또한, 방법은, 홀스러스터시스템에의해, 추진력을발생시키는추진제로서, 그일부분을활용하는것을포함한다. 하나또는그 초과의실시예들에서, 구조물은우주선의상부스테이지이다. 적어도하나의실시예에서, 상부스테이지는적어도하나의구조적서포트및/또는적어도하나의상부스테이지하우징을포함한다. 일부실시예들에서, 구조물은마그네슘, 비스무트, 아연및/또는인듐으로제조된다.

    摘要翻译： 公开了用于离子火箭（SPIR）的结构推进剂的系统，方法和设备。 在一个或多个实施例中，一种用于航天器的空间推进的方法包括通过去除装置去除航天器结构的一部分。 该方法还包括通过移除装置在机套系统中供应原木部分。 该方法还包括利用其一部分作为推进剂通过霍利斯特系统产生推进力。 在一个或多个实施例中，该结构是航天器的上部阶段。 在至少一个实施例中，上层包括至少一个结构支架和/或至少一个上层外壳。 在一些实施例中，该结构由镁，铋，锌和/或铟制成。

    고체 로켓의 추진부 구조
    5.
    发明授权
    고체 로켓의 추진부 구조 有权
    用于固体火箭的PROPELLANT装配

    公开(公告)号：KR100823575B1

    公开(公告)日：2008-04-21

    申请号：KR1020070033579

    申请日：2007-04-05

    申请人： 국방과학연구소

    发明人： 김창기 ,  길현용 ,  정규동 ,  황갑성

    IPC分类号： B64G1/40

    CPC分类号： B64G1/403

    摘要： A propellant assembly for a solid rocket is provided to prevent unnecessary consumption of propellant in case of a launching test of a rocket by controlling the number of propellants and igniters as occasion demands. A propellant assembly for a solid rocket comprises a propellant grain(20), a combustion pipe(18), a connector(17), and an elastic heat resisting diaphragm(15). The propellant grain is formed by sequentially connecting propellant/igniter assemblies(10) having a propellant(11) and an igniter(13). The combustion pipe forms an outer shape of the solid rocket. The propellant grain is installed in the combustion pipe. A nozzle(19) is installed at an end part of the combustion pipe. The connector is attached to a front end of the propellant grain and is coupled with a power supply device. The elastic heat resisting diaphragm is installed between the propellant/igniter assemblies and blocks thermal shock. The propellant/igniter assembly includes the propellant, an inhibitor(12), the igniter, an auxiliary ignition plate(14), the elastic heat resisting diaphragm, and an ignition wire(16). The inhibitor is coated at side surfaces of the propellant and prevents the thermal shock from being transmitted to the side parts. The auxiliary ignition plate is adhered on an upper surface of the inhibitor and amplifies output of the igniter. The ignition wire is installed along side surfaces of the elastic heat resisting diaphragm and the inhibitor and transmits fire signals to the auxiliary ignition plate of the adjacent propellant/igniter assembly.

    摘要翻译： 提供用于固体火箭的推进剂组件，用于在通过根据需要控制推进剂和点火器的数量进行火箭发射试验时防止不必要的消耗推进剂。 用于固体火箭的推进剂组件包括推进剂颗粒（20），燃烧管（18），连接器（17）和弹性耐热隔膜（15）。 推进剂颗粒通过依次连接具有推进剂（11）和点火器（13）的推进剂/点火器组件（10）而形成。 燃烧管形成固体火箭的外形。 推进剂颗粒安装在燃烧管中。 喷嘴（19）安装在燃烧管的端部。 连接器连接到推进剂颗粒的前端并与电源装置耦合。 弹性耐热隔膜安装在推进剂/点火器组件之间，阻止热冲击。 推进剂/点火器组件包括推进剂，抑制剂（12），点火器，辅助点火板（14），弹性耐热隔膜和点火线（16）。 抑制剂涂覆在推进剂的侧表面，并防止热冲击传递到侧面部件。 辅助点火板粘附在抑制剂的上表面并放大点火器的输出。 点火线沿着弹性耐热隔膜和阻尼器的侧面安装，并将火灾信号传递到相邻的推进剂/点火器组件的辅助点火板。