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公开(公告)号：KR102199976B1
公开(公告)日：2021-01-07
申请号：KR1020190118005
申请日：2019-09-25
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: H01L21/67 , H01L21/66 , H01L21/677 , G01N21/95
Abstract: 본발명은웨이퍼검사방법및 장치에관한것으로, 본발명에따른웨이퍼검사장치는, 제1 라인빔(line beam)을발생하는제1 라인빔발생기, 그리고웨이퍼를이송하는웨이퍼이송부를포함한다. 웨이퍼이송부는, 제1 라인빔의일단이웨이퍼지름을따라이동하면서, 웨이퍼지름을기준으로나누어지는웨이퍼상면의제1 절반부분에제1 라인빔이조사되도록웨이퍼를제1 방향으로이송시키며, 웨이퍼의제1 절반부분은지름을기준으로제1 라인빔발생기의반대측에위치한다. 본발명에의하면고속으로정확하게웨이퍼모서리(edge) 부근표면까지검사가가능한장점이있다.
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公开(公告)号：KR101631891B1
公开(公告)日：2016-06-20
申请号：KR1020140183321
申请日：2014-12-18
Applicant: 한국항공우주연구원
Inventor： 설우석
Abstract: 본발명의실시예에따른핀틀-스월혼합형추진제분사장치는연소실을형성하는하우징부의내측에설치되어상기연소실측으로추진제를분사하는추진제분사장치로서, 상기하우징부에설치되어내측에상기추진제가유입되는유로를형성하고일부가상기연소실로노출되는관형의몸체부, 그리고상기연소실로노출된상기몸체부의단부에결합되어상기유로를통해유입되는상기추진제를상기몸체부의반경방향으로분사함과동시에, 상기몸체부의중심축방향으로분사하는분사팁을포함한다. 본발명에의하면, 분사팁을통하여추진제를몸체부의반경방향으로분사함과동시에, 몸체부의중심축방향으로분사함으로써, 분사팁의전방및 분사팁의반경방향에서재순환되는고온고압가스의연료/산화제혼합비를최적화하여효율적인연소가이루어질수 있고, 아울러고온고압의가스로부터분사팁을보호하여장치의성능을향상시킬수 있다.
Abstract translation: 根据本发明的一个实施例，一个枢轴旋转的混合推进剂注射装置安装在形成燃烧室的壳体的内部，以将燃料喷射到燃烧室，并且包括：主体单元，安装在壳体上以形成 其中推进剂流过的流动通道，其中一部分暴露于燃烧室; 以及安装在所述主体单元的暴露于所述燃烧室的端部的喷射尖端，以沿着所述主体单元的径向方向喷射流过所述流动通道的所述推进剂，并且在所述主体单元的中心轴线方向上喷射所述推进剂。 根据本发明，推进剂通过注射头在身体单元的径向方向和身体单元的中心轴线方向上同时注入，以优化高温高压气体的燃料/氧化剂的混合比 在注射头的正面和径向方向上再循环以允许有效的燃烧。 此外，注射尖端被保护免受高温高压气体的影响，以提高器件的性能。
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公开(公告)号：KR101144001B1
公开(公告)日：2012-05-09
申请号：KR1020090124922
申请日：2009-12-15
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: PURPOSE: A device for assembling a turbo pump in a liquid rocket engine is provided to assembly exact position by move and rotate three axes direction steadily. CONSTITUTION: A device for assembling a turbo pump in a liquid rocket engine comprises: a position adjusting frame(100), and a inclination adjusting frame(200). The position adjusting frame moves three axes direction and the inclination adjusting frame rotates three axes direction. The position adjusting frame comprises a lower and upper frames(110,120) and the lower frame comprises vertically moving gear and an upper plate and lower plate. A relative height of the upper plate and lower plate is control with a rotation of vertically moving gear. The upper frame has horizontally and longitudinally moving gears which transfer rotation power to horizontally and longitudinally moving plates slid along horizontal and longitudinal rails respectively.
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公开(公告)号：KR100897408B1
公开(公告)日：2009-05-14
申请号：KR1020070135522
申请日：2007-12-21
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은, 연결되는 적어도 둘의 배관과; 상기 배관들의 연결부를 감싸도록 설치되며 내부 공간부를 형성하는 케이싱과; 상기 케이싱의 외측에 상기 내부 공간부와 연통되어 기체를 유입 및 배출시키는 유, 출입 포터와; 상기 케이싱의 외측에 상기 내부 공간부와 연통되어 내부 공간부 상의 기체 압력을 측정하는 압력측정 포터를; 제공한다.
이에 의하면, 연결된 배관들의 양단 중 어느 한곳이 개방된 상황에서도 압력 측정을 할 수 있으며, 또한 연결 배관들의 내부에 압력차가 있는 경우에도 배관의 외측에서 기밀시험을 용이하게 실시할 수 있다는 장점이 있다.
배관 연결부, 압력측정, 기밀시험-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR100666161B1
公开(公告)日：2007-01-09
申请号：KR1020040115009
申请日：2004-12-29
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/62
Abstract: 본 발명은 액체로켓 연소기의 분사기형 배플에 관한 것으로, 특히 연소기의 분사헤드 분사면에 설치되어 연소실 내에서 추진제의 연소시 발생하는 고온, 고압의 조건에서 자체 내부냉각기능을 가지고 있어 파손되지 않으며, 액체연료와 산화제의 분사기능을 가지고 있어 연소효율을 높이면서도, 종래의 배플이 갖는 연소안정화를 이룰수 있는 액체로켓의 연소기의 분사기형 배플에 관한 것이다.
상기한 목적을 달성하기 위한 본 발명의 제 1특징은 액체로켓의 연소기 분사헤드의 분사면에 설치되어 연소실의 일부를 구획하는 배플에 있어서, 상기 배플은 액체연료와 산화제를 연소실로 분사시키는 다수의 분사기가 분사헤드의 분사면에 돌출되게 설치되어 연소실의 일부를 구획하도록 상기 다수의 분사기가 분사헤드 분사면상의 중앙부에 환형의 격벽을 이루도록 설치되며, 또한 다수의 분사기가 상기 환형의 격벽 외주로 방사형의 격벽을 이루도록 설치되는 액체로켓 연소기의 분사기형 배플에 있다.
액체로켓엔진, 로켓, 연소실, 연소안정화장치, 내부냉각-
公开(公告)号：KR100654966B1
公开(公告)日：2006-12-06
申请号：KR1020040099635
申请日：2004-12-01
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/52
Abstract: 개시된 본 발명은 국부적인 가열로 인한 온도편차의 유발을 방지할 수 있는 냉각성능이 향상된 액체 로켓엔진의 연료 분사면판을 제공하기 위한 것이다.
이의 실현을 위한 본 발명에서는, 산화제공급관과 연료공급관으로부터 공급된 산화제 및 연료를 연소실로 분사하기 위해 그 연소실 입구에 설치되는 액체 로켓엔진의 연료 분사면판에 있어서, 상기 산화제공급관의 출구측 공간과 상기 연소실 사이에 설치되어 양측 공간을 분할하는 상판과; 상기한 상판과 평행하게 상기 연소실 측에 설치되어 그 상판과의 사이에 상기 연료공급관과 연결된 공간을 형성하는 하판과; 상기 상판과 하판 사이의 공간을 분할하도록 이들 사이에 배치되며, 그 외곽선단이 상기한 상판과 하판의 외곽선단 보다 내측에 위치되고 중앙 부위는 천공된 분할판과; 상기 상판과 하판 및 분할판의 상응하는 다수 위치에 뚫린 구멍에 끼워지며, 상기 산화제공급관의 출구와 상기 연소실을 연결하는 중공 및, 상기 상,하판 사이의 공간과 상기 연소실을 연결하는 통공이 형성된 다수개의 중공형 인젝터를 포함하는 액체 로켓엔진의 연료 분사면판을 제공한다.
로켓, 엔진, 추진력, 작용, 반작용, 액체연료, 액체산소-
公开(公告)号：KR100614631B1
公开(公告)日：2006-08-21
申请号：KR1020030088182
申请日：2003-12-05
Applicant: 한국항공우주연구원
Abstract: 본 발명은, 로켓 연소기 노즐냉각장치에 관한 것이다.
특히, 내측으로 챔버가 형성되는 원통형의 헤드부에 중공상의 몸체부가 고정결합되고 상기 몸체부를 일측에서 지지하는 지지부로 이루어지는 하우징과, 상기 헤드부의 챔버 내측으로 고정 결합되고, 내측으로 직경이 축소후 확대되는 노즐구가 형성되며 그 외주연으로 냉각수가 유동토록 원반형홈이 형성되는 노즐과, 상기 원반형홈에 소정간격 유지하며 끼워지는 한쌍의 인서트 슬랏를 포함하는 구성으로 이루어 진다.
이에따라, 로켓 엔진 연소기에서 고온의 가스와 접하게 되는 노즐을 높은 열로 부터 보호하기 위해 냉각수의 순환에 의해 효과적인 냉각이 이루어지고, 연소압을 안정하게 유지함으로서 노즐의 재사용을 가능토록 하여 시험에 소요되는 시간과 경비를 절감할 수 있도록 하는 것이다.
노즐, 연소기, 로켓-
公开(公告)号：KR100573022B1
公开(公告)日：2006-04-24
申请号：KR1020030089668
申请日：2003-12-10
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: G01M99/00
Abstract: 본 발명은, 액체로켓엔진에서 인위적 주기함수를 발생시켜 인젝터 동특성 측정을 위한 압력교란장치에 관한 것이다.
특히, 유체탱크부로 부터 유입된 유체를 펄세이터부에서 인위적인 주기함수를 발생시켜 인젝터부로 배출하되, 상기 펄세이터부는 몸체 내측으로 유체가 임시 저장후 배출하기 위한 분배챔버와, 유체에 교란이 발생토록 상기 분배챔버 내부공간에 설치되는 펄세이터와, 유체가 이동되는 유로헤드를 개재하여 상기 인젝터부로 배출하기 위한 배출챔버 및, 배출되는 유체의 유량을 조절하는 유량제어밸브와 인젝터유입밸브가 각각 구비되는 구성으로 이루어진다.
이에따라, 연소시험시 연소가 안정된 환경에서 압력조절과 유량측정이 이루어질 수 있도록 하고, 압력섭동의 크기와 주파수 범위를 증가시켜 액체의 불균일성과 공동현상의 발생을 방지할 수 있도록 하는 것이다.
인젝터, 유량제어밸브, 인젝터유입밸브-
公开(公告)号：KR1020040045726A
公开(公告)日：2004-06-02
申请号：KR1020020073575
申请日：2002-11-25
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: F02K9/62
Abstract: PURPOSE: Heat resisting structure of a mixer for a rocket engine is provided to prevent the outlet from melting by heat by shielding heat from the combustion chamber with coating the outlet of the mixer with the heat shielding layer. CONSTITUTION: A rocket engine comprises a mixer injecting and mixing fuel and the oxidizing agent to the outlet combined with plural injectors, and a combustor combined with the rear end of the mixer to burn fuel and the oxidizing agent. The outlet is coated by a heat shielding layer(30) to restrict heat from being transmitted to the outlet in burning fuel and the oxidizing agent. The heat shielding layer includes a heat resisting material(32) including the zirconia compound, and an adhesive comprising the nickel compound to stick the heat resisting material to the outlet. The heat resisting material is 230-350 micrometers in thickness for shielding heat and bonding, and the adhesive is 80 -200 micrometers in thickness.
Abstract translation: 目的：提供用于火箭发动机的混合器的耐热结构，以通过用混合器的出口与隔热层一起涂覆来自燃烧室的热量来防止出口熔化。 构成：火箭发动机包括将燃料和氧化剂注入并混合到与多个喷射器组合的出口的混合器，以及与混合器的后端结合以燃烧燃料和氧化剂的燃烧器。 出口由隔热层（30）涂覆以限制在燃烧燃料和氧化剂中的热量被传递到出口。 隔热层包括包含氧化锆化合物的耐热材料（32）和包含镍化合物以将耐热材料粘贴到出口的粘合剂。 耐热材料的厚度为230-350微米，用于屏蔽热和粘合，并且粘合剂的厚度为80-200微米。
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