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우주발사체의 추진기관에 대한 연소시험 시 상기 우주발사체의 추력을 측정하는 디퓨저를 이용한 고공모사시험용 추력측정시스템에서, 일 면이 추력지지벽에 고정되며 상기 추력측정장치의 보정 및 상기 우주발사체 추진기관의 추력을 측정하는 추력측정/보정장치; 상기 추력측정/보정장치의 다른 일 면에 연결되며 추진기관홀더에 의해 고정되는 우주발사체 추진기관; 일면이 상기 우주발사체 추진기관의 추진부에 연결되는 진공챔버; 및 상기 진공챔버의 다른 일면에 연결되어 상기 우주발사체 후단의 압력 환경을 조절하는 디퓨저; 를 포함하며, 상기 추력측정/보정장치는, 제1지지대 및 제3지지대를 체결하며 상기 제1지지대 및 상기 제3지지대의 사이에 설치된 제2지지대를 관통하는 복수 개의 캘리브레이션 바; 상기 추력지지벽과 체결되는 추력지지벽 체결부와 상기 제2지지대를 체결하는 복수 개의 추력측정용 로드프레임; 상기 제2지지대 및 상기 제3지지대의 서로 마주보는 면에 각각 설치되어 각도 보정을 하는 2개의 플렉셔(flexure); 상기 2개의 플렉셔 사이에 설치된 로드셀; 일 단이 상기 제1지지대에 체결된 하중인가 볼 조인트; 상기 볼 조인트의 다른 일 단자와 상기 제2지지대 사이에 설치된 액츄에이터; 및 추진기관 체결부 및 제3지지대를 체결하는 복수 개의 에이프레임;을 포함하고, 상기 제1지지대 중 상기 하중인가 볼 조인트와 접하는 부분에는, 상기 볼 조인트와 상기 제1지지대의 접촉저항을 최소한으로 하는 접촉면적 최소화 홈이 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 디퓨저를 이용한 고공모사시험용 추력측정시스템
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제1항에 기재된 구성요소들의 각종 저항에 의한 오차를 보정하는 추력측정시스템을 이용한 추력측정방법에 있어서, 추력측정시스템의 보정단계; 및 추력측정시스템의 실제 연소시험 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 추력측정방법
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제4항에 있어서, 상기 추력측정시스템의 보정단계는, 상기 추력측정/보정장치에 장착하기 전의 액츄에이터에 인가하는 힘에 대한 액추에이터 전압의 관계를 파악하는 액추에이터 고유특성 파악단계; 상기 에이프레임를 제거한 상기 추력측정/보정장치를 상기 추력지지벽에 체결한 후 상기 액츄에이터에 힘을 가하여 인가한 힘에 대한 액추에이터 전압을 측정하는 캘리브레이션 바 저항 측정단계; 상기 추력지지벽에 상기 추력측정, 상기 보정장치 및 상기 추진기관을 연결한 후, 상기 액추에이터에 힘을 가하여 인가한 힘에 대한 액추에이터 전압을 측정하는 에이프레임과 추진기관의 중력에 의한 저항 측정단계; 및 상기 추력지지벽에 상기 추력측정/보정장치, 상기 진공챔버, 상기 추진기관 및 상기 디퓨저를 연결한 후, 상기 액츄에이터에 힘을 가하여 인가한 힘에 대한 액추에이터 전압을 측정하는 진공챔버와 디퓨저에 의한 저항 측정단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 추력측정방법
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제5항에 있어서, 상기 추력측정장치의 실제 연소시험 단계는, 상기 캘리브레이션 바와 상기 제3지지대의 체결을 해제한 상기 추력측정시스템을 이용하여 상기 우주발사체의 추력을 측정하는 것을 특징으로 하는 추력측정방법
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제6항에 있어서, 상기 캘리브레이션 바의 연신률 및 슬라이딩 부분의 저항은 상기 캘리브레이션 바 저항 측정단계에서 얻어진 액추에이터 전압이고, 상기 에이프레임 및 상기 추진기관의 중력에 의한 저항은 상기 캘리브레이션 바 저항 측정단계에서 얻어진 액추에이터 전압과 상기 에이프레임과 추진기관의 중력에 의한 저항 측정단계에서 얻어진 액추에이터 전압의 차이 값이며, 상기 진공챔버 및 상기 디퓨저에서 발생하는 저항은 상기 에이프레임과 추진기관의 중력에 의한 저항 측정단계에서 얻어진 액추에이터 전압과 상기 진공챔버와 디퓨저에 의한 저항 측정단계에서 얻어진 액추에이터 전압의 차이 값인 것을 특징으로 하는 추력측정방법
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제4항에 있어서, 상기 추력측정시스템의 보정단계 및 상기 추력측정시스템의 실제 연소시험 단계는 인장방향과 압축방향 모두에 대하여 수행하는 것을 특징으로 하는 추력측정방법
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