KR20200057471A - Rocket thrust measuring device - Google Patents

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KR20200057471A
KR20200057471A KR1020180141945A KR20180141945A KR20200057471A KR 20200057471 A KR20200057471 A KR 20200057471A KR 1020180141945 A KR1020180141945 A KR 1020180141945A KR 20180141945 A KR20180141945 A KR 20180141945A KR 20200057471 A KR20200057471 A KR 20200057471A
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Abstract

An objective of the present invention is to enable precise and safe rocket propulsion measurement by stably mounting a rocket to a measuring apparatus. A rocket thrust measuring apparatus of the present invention includes: a main body having an interior space formed perpendicular to the center; a pressure sensor which is installed on the bottom surface of the interior space and wherein a tip of the rocket is contacted; a coupling means coupled to the interior space and supporting the outer periphery of the rocket vertically erected; and a control unit installed on the front of the main body, receiving a measurement value of the pressure sensor by thrust excluding weight when the rocket generates thrust, and displaying the measurement value externally.

Description

로켓 추력 측정장치{Rocket thrust measuring device}Rocket thrust measuring device

본 발명은 로켓 추력 측정장치에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 로켓을 측정장치에 안정적으로 장착하여 정확하고 안전한 로켓 추진력 측정을 가능하도록 하는 로켓 추력 측정장치에 관한 것이다.The present invention relates to a rocket thrust measuring apparatus, and more particularly, to a rocket thrust measuring apparatus that stably mounts a rocket to a measuring apparatus to enable accurate and safe rocket propulsion measurement.

로켓은 연료와 산화제의 형태에 따라 액체로켓, 고체로켓, 하이브리드 로켓으로 구분된다. 이러한 액체로켓은 연소 시험을 통해 로켓엔진의 성능 평가를 수행하며 로켓엔진의 노즐을 통해 분사되는 연소가스의 힘을 측정하여 로켓엔진의 추력 및 성능 특성을 분석하게 된다.Rockets are classified into liquid rockets, solid rockets, and hybrid rockets depending on the type of fuel and oxidant. The liquid rocket performs performance evaluation of the rocket engine through a combustion test and analyzes thrust and performance characteristics of the rocket engine by measuring the force of the combustion gas injected through the nozzle of the rocket engine.

로켓엔진은 대형 로켓엔진과 소형 로켓엔진으로 구분할 수 있다. 대형 로켓엔진 주추진의 경우는 연소가스에 의해 발생하는 추력의 6분력을 주로 측정하고, 소형 로켓엔진 보조추진의 경우는 연소가스에 의해 발생하는 추력의 1분력을 주로 측정한다.Rocket engines can be divided into large rocket engines and small rocket engines. In the case of the main propulsion of large rocket engines, the 6th part of the thrust generated by the combustion gas is mainly measured, and in the case of the subsidiary propulsion of the small rocket engine, the 1st part of thrust generated by the combustion gas is mainly measured.

대형 로켓엔진은 지상시험에서의 성능 평가시 추진체의 연소로 발생하는 연소가스가 노즐을 통해 대기 중에 분사될 때 로켓엔진의 상단에 설치된 엔진 어댑터를 통해 반력으로 전달되는 수평형 6분력 추력을 측정한다.Large-scale rocket engines measure the horizontal 6-minute thrust thrust delivered to the reaction force through the engine adapter installed at the top of the rocket engine when the combustion gas generated by combustion of the propellant is injected into the air through the nozzle during performance evaluation in the ground test. .

6분력은 X,Y,Z 축 방향의 직선힘과 X,Y,Z 각 방향으로의 회전을 합한 것으로 나타내며, 수평형 6분력 추력측정을 위해서는 미스얼라인먼트 및 스터링 특성을 구하게 된다. 그런데, 이 경우 각 방향의 힘을 정밀하게 측정하는 것이 요구되고 이를 위해 측정 정도 및 로켓엔진이 장착되는 시험대의 특성을 파악하는 것이 중요하다.The six-part force represents the sum of the linear forces in the X, Y, and Z-axis directions and the rotation in each of the X, Y, and Z directions, and misalignment and Stirling characteristics are obtained for horizontal six-part thrust measurement. However, in this case, it is required to accurately measure the force in each direction, and for this purpose, it is important to grasp the measurement accuracy and the characteristics of the test bench equipped with the rocket engine.

소형 로켓엔진은 지상시험에서의 성능 평가시 연소가스가 노즐을 통해 분사될 때 반력으로 전달되는 수평형 추력측정방법이 일반적이고 대체로 6분력이 아닌 1분력을 측정한다.For small rocket engines, when evaluating performance in ground tests, the horizontal thrust measurement method, which is transmitted as a reaction force when combustion gas is injected through a nozzle, is generally measured in 1 minute force rather than 6 minute force.

그런데, 기존의 소형 로켓엔진은 지상시험에서의 성능 평가시 실시간으로 추력보정이 어렵고, 그에 따라 로켓엔진의 정확한 추력을 얻는 것이 어려운 문제점이 있다.However, conventional small rocket engines have difficulty in real-time thrust correction when evaluating performance in ground tests, and accordingly, it is difficult to obtain accurate thrust of a rocket engine.

도 1 은 종래의 제트엔진의 성능시험 장치를 도시한 분리 사시도를 나타낸다.1 is an exploded perspective view showing a conventional jet engine performance test apparatus.

도 1 을 참조하면 종래의 제트엔진의 성능시험 장치(10)는 상면에 서브 프레임(도면 미도시)이 설치된 프레임(도면 미도시)과 상기 프레임(도면 미도시)의 후면에 설치되는 조작 패널(도면 미도시)을 구비한다. 상기 서브프레임(도면 미도시)에는 서포트(21)에 의해 지지되는 한 쌍의 가이드 레일(22)과, 상기 가이드 레일(22)을 따라 슬라이딩 가능하게 설치되며 성능을 측정하기 위한 제트엔진이 장착되는 슬라이딩 부재(30)와, 상기 슬라이딩 부재(30)와 대향되는 측의 서브 프레임(도면 미도시)에 고정된 지지부재(23)에 의해 설치되어 가이드 레일(22)을 따라 가이드 되는 슬라이딩 부재(30)와 접촉되어 슬라이딩 부재(30)의 이송력에 의한 가압에 의해 제트엔진의 추력을 측정하는 추력 측정센서(24)를 구비하여 형성되어 있다.Referring to FIG. 1, a conventional jet engine performance test apparatus 10 includes a frame (not shown) in which a sub-frame (not shown) is installed on an upper surface and an operation panel installed on the rear side of the frame (not shown). Drawings). The subframe (not shown) is provided with a pair of guide rails 22 supported by a support 21, and is slidably installed along the guide rails 22 and equipped with a jet engine for measuring performance. A sliding member 30 installed by a sliding member 30 and a supporting member 23 fixed to a sub frame (not shown) on the side opposite to the sliding member 30 and guided along the guide rail 22 ) And is formed with a thrust measurement sensor 24 that measures the thrust of the jet engine by pressing by the transfer force of the sliding member 30.

액체 추진제 로켓의 경우 고체 추진제 로켓과 달리 추진제가 로켓 내부에 충전되어 있는 것이 아니라 지속적으로 외부에서 공급되는 구조를 갖고 있다. 따라서, 액체 추진제 로켓은 필연적으로 추진제 저장탱크 및 추진제 공급관과 연결되는데 이는 액체 추진제 로켓의 시험평가에서 추력 측정을 할 때 저항으로 작용한다.In the case of a liquid propellant rocket, unlike a solid propellant rocket, the propellant is not filled in the rocket, but has a structure continuously supplied from the outside. Therefore, the liquid propellant rocket is inevitably connected to the propellant storage tank and the propellant supply pipe, which acts as a resistance when measuring thrust in the test evaluation of the liquid propellant rocket.

또한, 액체추진제 로켓 시험평가에서 압력, 온도 등과 같은 다양한 물리량을 측정하기 위해서는 각종 센서들이 액체 추진제 로켓에 부착되는데 이들 케이블 또한 추력에 간섭을 일으킨다.In addition, in order to measure various physical quantities such as pressure and temperature in liquid propellant rocket test evaluation, various sensors are attached to the liquid propellant rocket, and these cables also interfere with thrust.

종래의 제트엔진의 성능시험 장치(10)는 액체 추진제를 사용하게 될 경우 추진제 탱크, 추진제 공급관 및 각종 센서들의 저항으로 인해 실제 추력과 오차가 커지게 되는 단점이 있다. 더욱이 저추력 로켓의 경우 외부 요소들에 의한 영향은 더욱 크기 때문에 상대적으로 이러한 오차는 더욱 커지게 되는 문제점이 있다.The performance test apparatus 10 of the conventional jet engine has a disadvantage in that when a liquid propellant is used, the actual thrust and error increase due to the resistance of the propellant tank, the propellant supply pipe, and various sensors. Moreover, in the case of a low thrust rocket, the influence of external factors is greater, so this error is relatively large.

따라서, 액체 추진제를 사용할 경우 로켓의 시험평가에서 외부 요소들에 의한 오차를 수정할 수 있는 추력 측정 및 보정 장치와 그 방법의 개발이 요구된다.Therefore, when using a liquid propellant, it is required to develop a thrust measurement and correction device and a method for correcting an error due to external factors in a test evaluation of a rocket.

또한, 도 2는 종래의 완구용 로켓 엔진의 성능시험 장치를 나타낸 사진이다.In addition, Figure 2 is a photograph showing a performance test apparatus of a conventional toy rocket engine.

도 2에서 보는 바와 같이, 로켓이 고정되어 있는 고정통 아랫 부분이 뚫려 있으면 로켓이 밑으로 내려가면서 저울 판을 밑으로 내려 통과 저울 판 사이에 간에 거리가 생겨 로켓이 빠져나올 수 있어 안전사고의 위험성을 내포하고 있다.As shown in FIG. 2, if the lower portion of the fixed cylinder in which the rocket is fixed is pierced, the rocket descends downward and the scale plate descends downward, causing a distance between the scale plates to escape, causing the safety of the rocket. Implied.

그리고, 고정통 아랫 부분이 막혀 있으면 통과 고정대 사이의 마찰 때문에 로켓의 추력이 약해져 로켓 추진력에 대한 정확한 측정이 불가한 단점이 있었다.In addition, when the lower portion of the fixing cylinder was blocked, the thrust of the rocket was weakened due to friction between the passing fixtures, and thus it was impossible to accurately measure the rocket propulsion.

아울러, 고정통 안에 로켓이 들어있으므로 통 안에서 로켓이 정확히 고정이 되지 않아 로켓이 자칫 고정통에서 이탈될 수 있는 문제점이 있다.In addition, since the rocket is contained in the fixed cylinder, there is a problem in that the rocket is not correctly fixed in the cylinder, so that the rocket may be detached from the fixed cylinder.

나아가. 고정통의 구조가 불안정하기 때문에 추력을 측정할 때 유동이 발생하게 위면 정확한 로켓 추진력 측정이 불가능한 문제점이 있었다.Furthermore. Since the structure of the fixed cylinder is unstable, there is a problem in that it is impossible to accurately measure the rocket propulsion force when the thrust is measured so that flow occurs.

상기와 같은 문제점을 해소하기 위한 본 발명의 목적은 로켓을 측정장치에 안정적으로 장착하여 정확하고 안전한 로켓 추진력 측정을 가능하도록 한다.An object of the present invention for solving the above problems is to stably mount the rocket to the measuring device to enable accurate and safe rocket propulsion measurement.

또한, 본 발명의 다른 목적은 측정장치에서 로켓의 결합이 정확한 직립성을 유지하도록 하면서 유동이 방지되도록 하여 추진력의 손실을 방지하여 정확한 측정값을 검출할 수 있다.In addition, another object of the present invention is to prevent the loss of propulsion by preventing the flow while preventing the coupling of the rocket in the measuring device to maintain the correct uprightness, it is possible to detect an accurate measurement value.

또한, 본 발명의 다른 목적은 로켓의 다양한 지름에 맞추어 해당 지름을 갖는 지지수단의 탈부착을 가능하도록 하여 로켓 추진력 측정을 위한 호환성을 갖는다.In addition, another object of the present invention has a compatibility for measuring the rocket propulsion by enabling the attachment and detachment of the support means having a corresponding diameter according to various diameters of the rocket.

상기와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명의 로켓 추력 측정장치는 중심에 수직으로 형성된 내부공간을 갖는 본체와, 상기 내부공간 바닥면에 설치되어 로켓의 선단이 접촉되는 압력센서와, 상기 내부공간에 결합되어 수직으로 입설되는 로켓의 외주연을 지지하는 결합수단과, 상기 본체 전면에 설치되어 로켓에 추력이 발생할 때 무게를 제외한 추력에 의한 압력센서의 측정값을 제공받아 외부로 표시하는 제어부로 구성한다.The rocket thrust measuring apparatus of the present invention for achieving the above object is a main body having an inner space formed vertically at the center, a pressure sensor installed on the bottom of the inner space to contact the tip of the rocket, and the inner space. Composed of a combination means for supporting the outer periphery of a rocket that is vertically installed and coupled, and a control unit that is installed on the front of the main body and receives measurement values of the pressure sensor by thrust excluding weight when the rocket generates thrust, and displays it externally. do.

본 발명에 따르면, 상기 결합수단은 내부가 관통된 결합공이 형성되고, 상기 결합공 내주연 일단과 타단에 각각 설치되는 한 쌍의 지지수단으로 구성하여 상기 지지수단의 내주연에 로켓이 결합되도록 구성한다.According to the present invention, the coupling means is configured such that a coupling hole is formed through which the inside penetrates, and a pair of supporting means installed at one end and the other end of the coupling hole are coupled to the inner periphery of the supporting means. do.

본 발명에 따르면, 상기 결합공의 내주연에 길이방향으로 가이드홈을 형성하고 상기 지지수단의 외주연에는 결합턱을 형성시켜 상호 가이드홈과 결합턱의 결합에 의해 지지수단이 결합공 내주연에 결합상태를 유지하도록 구성한다.According to the present invention, a guide groove is formed in the longitudinal direction of the inner periphery of the engaging hole and an engaging jaw is formed on the outer periphery of the supporting means so that the supporting means is joined to the inner periphery of the engaging hole by combining the mutual guide groove and the engaging jaw. It is configured to maintain the bonding state.

상술한 바와 같은 본 발명의 로켓 추력 측정장치는 중심에 수직으로 형성된 내부공간을 갖는 본체와, 상기 내부공간 바닥면에 설치되어 로켓의 선단이 접촉되는 압력센서와, 상기 내부공간에 결합되어 수직으로 입설되는 로켓의 외주연을 지지하는 결합수단과, 상기 본체 전면에 설치되어 로켓에 추력이 발생할 때 무게를 제외한 추력에 의한 압력센서의 측정값을 제공받아 외부로 표시하는 제어부로 구성한다.The rocket thrust measuring apparatus of the present invention as described above is a main body having an inner space formed perpendicular to the center, a pressure sensor installed at the bottom of the inner space to contact the tip of the rocket, and vertically coupled to the inner space It consists of a coupling means for supporting the outer periphery of the rocket being installed, and a control unit installed on the front of the main body and receiving a measurement value of the pressure sensor by thrust excluding weight when the rocket generates thrust.

이를 통해, 로켓을 측정장치에 안정적으로 장착하여 정확하고 안전한 로켓 추진력 측정을 가능하도록 하는 효과가 있다.Through this, it is possible to stably mount the rocket to the measuring device, thereby enabling accurate and safe rocket propulsion measurement.

특히, 측정장치에서 로켓의 결합이 정확한 직립성을 유지하도록 하면서 유동이 방지되도록 하여 추진력의 손실을 방지하여 정확한 측정값을 검출할 수 있는 효과가 있다.In particular, the measurement device has an effect capable of detecting an accurate measurement value by preventing the loss of propulsion by preventing the flow while preventing the coupling of the rocket while maintaining the correct uprightness.

아울러, 로켓의 다양한 지름에 맞추어 해당 지름을 갖는 지지수단의 탈부착을 가능하도록 하여 로켓 추진력 측정을 위한 호환성을 향상시키는 효과가 있다.In addition, it is possible to attach and detach the supporting means having a corresponding diameter according to various diameters of the rocket, thereby improving the compatibility for rocket propulsion measurement.

도 1은 종래의 제트엔진의 성능시험 장치를 도시한 분리 사시도.
도 2는 종래의 완구용 로켓의 성능시험 장치를 도시한 사진.
도 3은 본 발명의 로켓 추력 측정장치를 나타낸 사시도.
도 4는 본 발명의 로켓 추력 측정장치를 나타낸 단면 사시도.
도 5는 본 발명의 로켓 추력 측정장치의 결합수단을 타나낸 분해 사시도.1 is an exploded perspective view showing a conventional jet engine performance test apparatus.
Figure 2 is a photograph showing a performance test apparatus of a conventional toy rocket.
Figure 3 is a perspective view showing a rocket thrust measuring device of the present invention.
Figure 4 is a sectional perspective view showing a rocket thrust measuring device of the present invention.
Figure 5 is an exploded perspective view showing the coupling means of the rocket thrust measuring device of the present invention.

이하 본 발명에 첨부된 도면을 참조하여 발명의 실시를 위한 구체적인 내용에서는 본 발명의 바람직한 일실시예를 상세히 설명하기로 한다. 우선, 도면들 중, 동일한 구성요소 또는 부품들은 가능한 한 동일한 참조부호를 나타내고 있음에 유의하여야 한다. 본 발명을 설명함에 있어, 관련된 공지기능 혹은 구성에 대한 구체적인 설명은 본 발명의 요지를 모호하지 않게 하기 위하여 생략한다.Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings in the present invention. First, it should be noted that, among the drawings, the same components or parts indicate the same reference numerals as possible. In describing the present invention, detailed descriptions of related known functions or configurations will be omitted so as not to obscure the subject matter of the present invention.

본 명세서에서 사용되는 정도의 용어 “약”, “실질적으로” 등은 언급된 의미에 고유한 제조 및 물질 허용오차가 제시될 때 그 수치에서 또는 그 수치에 근접한 의미로 사용되고, 본 발명의 이해를 돕기 위해 정확하거나 절대적인 수치가 언급된 개시 내용을 비양심적인 침해자가 부당하게 이용하는 것을 방지하기 위해 사용된다.As used herein, the terms “about”, “substantially”, and the like are used in terms of or close to those values when manufacturing and substance tolerances specific to the stated meanings are presented, and the understanding of the present invention. To aid, accurate or absolute figures are used to prevent unscrupulous use of the disclosed disclosure by unscrupulous infringers.

도 3은 본 발명의 로켓 추력 측정장치를 나타낸 사시도이고, 도 4는 본 발명의 로켓 추력 측정장치를 나타낸 단면 사시도이며, 도 5는 본 발명의 로켓 추력 측정장치의 결합수단을 타나낸 분해 사시도이다.Figure 3 is a perspective view showing a rocket thrust measuring device of the present invention, Figure 4 is a sectional perspective view showing a rocket thrust measuring device of the present invention, Figure 5 is an exploded perspective view showing a coupling means of the rocket thrust measuring device of the present invention .

먼저, 도 3 내지 도 5에서 도시한 바와 같이, 본 발명의 로켓 추력 측정장치 100는 본체 110, 압력센서 120, 결합수단 130 및 제어부 150로 구성한다.First, as shown in Figures 3 to 5, the rocket thrust measuring apparatus 100 of the present invention comprises a body 110, a pressure sensor 120, a coupling means 130 and a control unit 150.

상기 본체 110는 중심에 수직으로 형성된 내부공간을 갖는다.The main body 110 has an inner space formed perpendicular to the center.

상기 본체 110는 반구 형상을 갖고, 상부 중심부터 하부 방향으로 구멍 형태의 내부공간을 갖는다.The body 110 has a hemispherical shape, and has a hole-shaped inner space from the upper center to the lower direction.

그리고, 상기 압력센서 120는 상기 내부공간 바닥면에 설치되어 로켓의 선단이 접촉된다.Then, the pressure sensor 120 is installed on the bottom surface of the inner space to contact the tip of the rocket.

상기 결합수단 130은 상기 내부공간에 결합되어 수직으로 입설되는 로켓의 외주연을 지지한다.The coupling means 130 is coupled to the internal space to support the outer periphery of the rocket vertically installed.

상기 결합수단 130은 다양한 크기를 갖는 로켓의 외주연에 맞추어 내주연 지름을 갖는 해당 결합결수단을 적용할 수 있다.The coupling means 130 may be applied to the coupling means having an inner peripheral diameter in accordance with the outer circumference of the rocket having various sizes.

이를 위해, 상기 결합수단 130은 내부가 관통된 결합공 131이 형성되고, 상기 결합공 131 내주연 일단과 타단에 각각 설치되는 한 쌍의 지지수단 140으로 구성하여 상기 지지수단 140의 내주연에 로켓이 결합되도록 한다.To this end, the coupling means 130 is formed of a coupling hole 131 through which the inside is formed, and the coupling hole 131 is composed of a pair of supporting means 140 respectively installed at one end and the other end of the coupling hole rocket to the inner periphery of the supporting means 140 Let this be combined.

즉, 상기 결합공 131에 결합되는 로켓은 다양한 지름이 적용될 수 있다.That is, various diameters may be applied to the rocket coupled to the coupling hole 131.

다시 말해, 결합공 131 보다 작은 지름을 갖는 로켓의 경우 수직 방향으로 정확하게 직립되지 못하고 기울어진 상태로 장착되면, 상기 로켓에 추진력이 발생할 때 로켓의 선단에 집중되는 압력 하중이 분산된다.In other words, in the case of a rocket having a diameter smaller than that of the coupling hole 131, when the rocket is not accurately upright and is mounted in an inclined state, the pressure load concentrated on the front end of the rocket is distributed when the thrust is generated in the rocket.

이는, 압력센서 120에 입력되는 압력의 정확한 추진력 측정값의 오류가 발생하게 되는 문제점이 있었다.This has a problem in that an error in an accurate thrust force measurement value of the pressure input to the pressure sensor 120 occurs.

이를 보완하기 위해 상기 결합공 131에는 한 쌍의 지지수단 140을 결합한다.To compensate for this, a pair of support means 140 is coupled to the coupling hole 131.

상기 지지수단 140은 환형으로 형성되어 지름은 로켓의 외주연에 맞추어 다양하게 적용될 수 있다.The support means 140 is formed in an annular shape so that the diameter can be variously applied according to the outer periphery of the rocket.

즉, 실험대상 로켓의 외주연에 맞추어 해당 내주연 지름을 갖는 지지수단 140을 적용한다.That is, the supporting means 140 having a corresponding inner peripheral diameter is applied to the outer peripheral edge of the rocket to be tested.

그리고, 상기 지지수단 140은 결합공 131에 긴밀하게 결합될 수 있도록 상기 결합공 131의 내주연에 길이방향으로 가이드홈 132을 형성하고, 상기 지지수단 140의 외주연에는 결합턱 141을 형성시켜 상호 가이드홈 132과 결합턱 141의 결합에 의해 지지수단 140이 결합공 131 내주연에 결합상태를 유지하도록 한다.In addition, the support means 140 forms a guide groove 132 in the longitudinal direction on the inner periphery of the engaging hole 131 so as to be tightly coupled to the engaging hole 131, and forms an engaging jaw 141 on the outer periphery of the supporting means 140 to mutually By the coupling of the guide groove 132 and the engaging jaw 141, the support means 140 is maintained in the engaging state on the inner periphery of the engaging hole 131.

또한, 상기 가이드홈 132과 결합턱 141이 상호 이동이 가능하도록 결합 또는 분리가 가능하여 지지수단 140의 탈부착이 가능하다.In addition, the guide groove 132 and the engaging jaw 141 can be combined or separated so that they can be moved together, so that the support means 140 can be detached.

아울러, 상기 제어부 150는 상기 본체 110 전면에 설치되어 로켓에 추력이 발생할 때 무게를 제외한 추력에 의한 압력센서 120의 측정값을 제공받아 외부로 표시한다.In addition, the control unit 150 is installed on the front of the main body 110 when the thrust is generated in the rocket receives the measurement value of the pressure sensor 120 by the thrust excluding weight and displays it to the outside.

상기와 같이 구성되는 로켓 추력 측정장치 100는 로켓을 측정장치 100에 안정적으로 장착하여 정확하고 안전한 로켓 추진력 측정을 가능하도록 하는 효과가 있다.The rocket thrust measuring apparatus 100 configured as described above has an effect of stably mounting the rocket to the measuring apparatus 100 to enable accurate and safe rocket propulsion measurement.

특히, 측정장치 100에서 로켓의 결합이 정확한 직립성을 유지하도록 하면서 유동이 방지되도록 하여 추진력의 손실을 방지하여 정확한 측정값을 검출할 수 있는 효과가 있다.In particular, the measurement device 100 has an effect capable of detecting an accurate measurement value by preventing the loss of propulsion by preventing the flow while preventing the coupling of the rocket while maintaining the correct uprightness.

아울러, 로켓의 다양한 지름에 맞추어 해당 지름을 갖는 지지수단 140의 탈부착을 가능하도록 하여 로켓 추진력 측정을 위한 호환성을 향상시키는 효과가 있다.In addition, it is possible to attach and detach the support means 140 having a corresponding diameter according to various diameters of the rocket, thereby improving the compatibility for rocket propulsion measurement.

이상에서 설명한 본 발명은 전술한 실시예 및 첨부된 도면에 의해 한정되는 것은 아니고, 본 발명의 기술적 사상을 벗어나지 않는 범위 내에서 여러 가지 치환, 변형 및 변경이 가능함은 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 있어서 명백할 것이다.The present invention described above is not limited by the above-described embodiments and the accompanying drawings, and various substitutions, modifications, and changes are possible within the scope of the present invention without departing from the technical spirit of the present invention. It will be obvious to those who have the knowledge of

100 : 로켓 추력 측정장치 110 : 본체
120 : 압력센서 130 : 결합수단
131 : 결합공 132 : 가이드홈
140 : 지지수단 141 : 결합턱
150 : 제어부100: rocket thrust measuring device 110: main body
120: pressure sensor 130: coupling means
131: coupling hole 132: guide groove
140: support means 141: engaging jaw
150: control unit

Claims (3)

중심에 수직으로 형성된 내부공간을 갖는 본체와,
상기 내부공간 바닥면에 설치되어 로켓의 선단이 접촉되는 압력센서와,
상기 내부공간에 결합되어 수직으로 입설되는 로켓의 외주연을 지지하는 결합수단과,
상기 본체 전면에 설치되어 로켓에 추력이 발생할 때 무게를 제외한 추력에 의한 압력센서의 측정값을 제공받아 외부로 표시하는 제어부로 구성한 것을 특징으로 하는 로켓 추력 측정장치.
A body having an internal space formed perpendicular to the center,
A pressure sensor installed on the bottom of the interior space to contact the tip of the rocket,
A coupling means coupled to the inner space to support the outer periphery of the rocket vertically erected;
A rocket thrust measuring device installed on the front of the main body and configured as a control unit that receives a measurement value of a pressure sensor by thrust excluding weight and displays it externally when thrust occurs in the rocket.
제1항에 있어서,
상기 결합수단은 내부가 관통된 결합공이 형성되고,
상기 결합공 내주연 일단과 타단에 각각 설치되는 한 쌍의 지지수단으로 구성하여
상기 지지수단의 내주연에 로켓이 결합되도록 구성한 것을 특징으로 하는 로켓 추력 측정장치.
According to claim 1,
The coupling means has a coupling hole through which the inside is formed,
The coupling hole consists of a pair of support means, which are respectively installed at one end and the other end of the inner periphery.
Rocket thrust measuring device, characterized in that the rocket is configured to be coupled to the inner periphery of the support means.
제1항에 있어서,
상기 결합공의 내주연에 길이방향으로 가이드홈을 형성하고
상기 지지수단의 외주연에는 결합턱을 형성시켜 상호 가이드홈과 결합턱의 결합에 의해 지지수단이 결합공 내주연에 결합상태를 유지하도록 구성한 것을 특징으로 하는 로켓 추력 측정장치.According to claim 1,
A guide groove is formed in the longitudinal direction on the inner periphery of the coupling hole,
Rocket thrust measuring device characterized in that the support means is configured to form a coupling jaw on the outer periphery of the support means so that the support means maintains the engagement state on the inner periphery of the coupling hole by coupling the mutual guide groove and the coupling jaw.
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