公开(公告)号：EP3318745B1

公开(公告)日：2020-03-11

申请号：EP16846862.7

申请日：2016-09-13

申请人： Korea Aerospace Research Institute

发明人： KWAK, Hyun Duck ,  KIM, Jin Han ,  KIM, Dae Jin ,  CHOI, Chang Ho

IPC分类号： F02K9/46 ,  F02K9/48

公开(公告)号：EP3571385A1

公开(公告)日：2019-11-27

申请号：EP18704278.3

申请日：2018-01-19

申请人： ArianeGroup SAS

发明人： VUILLAMY, Didier ,  EDELINE, Emmanuel ,  LASSOUDIERE, François

IPC分类号： F02K9/46 ,  F02K9/60 ,  H02K7/18

公开(公告)号：EP3491251A1

公开(公告)日：2019-06-05

申请号：EP17749562.9

申请日：2017-07-26

申请人： Aerojet Rocketdyne, Inc.

发明人： CHILCOAT, Thaddeus

IPC分类号： F04D29/10 ,  F02K9/46 ,  F16J15/00 ,  F16J15/16 ,  F04D13/12 ,  F04D13/04

公开(公告)号：EP3199792A4

公开(公告)日：2018-05-30

申请号：EP14902357

申请日：2014-09-25

申请人： PATCHED CONICS LLC

发明人： KAWAGUCHI JUNICHIRO

IPC分类号： F02K9/50 ,  B64G1/26 ,  F02K9/46

CPC分类号： F02K9/46 ,  B64G1/26 ,  F02K9/50 ,  F04B27/00 ,  F04B39/0005 ,  F04B39/0027 ,  F04B39/06 ,  F04F13/00 ,  F05D2220/80 ,  F17C7/04 ,  F17C2221/013 ,  F17C2221/014 ,  F17C2221/033 ,  F17C2223/013 ,  F17C2225/0123 ,  F17C2227/0142 ,  F17C2227/0302 ,  F17C2260/02 ,  F17C2270/0197

摘要： [Problem] A heat exchanger generally employs a method for supplying liquid having critical pressure or higher or high pressure in order to suppress boiling. However, gas obtained by a evaporator behind the heat exchanger has relatively low pressure, and therefore supplying the liquid to the heat exchanger requires a system for converting an energy form of the obtained gas into kinetic energy or electrical energy, and increasing the pressure by a mechanical pump. Thus, the complicated system involving an efficiency loss is only solution, and it is difficult to achieve simplification of a system or reduction in the weight of a propellant supply device in a moving body, specifically, a flying object. [Solution] To provide a device of the present invention that pressurizes and supplies raw fluid as a material of gas by use of the relatively low pressure gas itself obtained by vaporizing liquid without requiring conversion of an energy form of the gas into kinetic energy or electrical energy, and to provide a system and a method that uses the device to supply propellant in a moving body, specifically, a flying object.

公开(公告)号：EP3030775B1

公开(公告)日：2017-11-01

申请号：EP14790172.2

申请日：2014-08-04

申请人： ArianeGroup SAS ,  Centre National d'Etudes Spatiales (CNES)

发明人： DANGUY, François ,  LEMAITRE, Alban ,  FABBRI, Laurent ,  PENDARIES, Vincent

IPC分类号： F02K9/46

CPC分类号： F02K9/46

公开(公告)号：EP3210890A1

公开(公告)日：2017-08-30

申请号：EP17156949.4

申请日：2017-02-20

申请人： Airbus-Safran Launchers GmbH

发明人： Isselhorst, Armin ,  Duong, Linh ,  Haase, Manfred

IPC分类号： B64D37/34 ,  B64G1/40 ,  F02K9/46

CPC分类号： B64D37/34 ,  B64G1/402 ,  F02K9/46 ,  F02K9/60 ,  Y02T50/44

摘要： Ein erfindungsgemäßer Wärmetauscher dient einem Kühlen von Treibstoff für ein Triebwerk mittels eines Kühlstroms. Er umfasst eine Hauptstromleitung (11) zum Durchleiten des zu kühlenden Treibstoffs und eine Nebenstromleitung (12) zum Durchleiten des Kühlstroms. Die Nebenstromleitung zweigt dabei von der Hauptstromleitung ab.
Ein erfindungsgemäßes Versorgungssystem (20) für ein Triebwerk mit Treibstoff umfasst einen Tank (21), ein Förderleitungssystem (22a, 22b) und einen oder mehrere erfindungsgemäße Wärmetauscher (10, 10') gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche umfasst.
Ein erfindungsgemäßes Verfahren umfasst ein Einleiten von Treibstoffs in eine Hauptstromleitung (11) eines Wärmetauschers (10, 10'), ein Abzweigen eines Kühlstroms von der Hauptstromleitung in eine Nebenstromleitung (12) des Wärmetauschers, ein Absenken einer Temperatur des Kühlstroms in der Nebenstromleitung und ein Kühlen mindestens eines Abschnitts (11b) der Hauptstromleitung mit dem Kühlstrom in der Nebenstromleitung.

摘要翻译： 根据本发明的热交换器用于通过冷却流来冷却发动机的燃料。 它包括用于使待冷却的燃料通过的主流管线（11）和用于通过冷却流的旁通管线（12）。 旁路线从主电源线分支出来。 根据本发明的供电系统（20），用于发动机与包括罐（21），一个输送管路系统中的燃料（22A，22B），并根据本发明的（10，10“）的一个或多个热交换器包括，根据前述权利要求中的一个。 根据本发明的方法包括：将燃料引入一个热交换器（10，10“）的主流动管线（11），一个分支从热交换器的旁通管路（12）的主电源线的冷却流，从而降低在所述旁路管线的冷却流的温度和 利用旁路流管线中的冷却流来冷却主流管线的至少一部分（11b）。

公开(公告)号：EP2198145B1

公开(公告)日：2016-04-13

申请号：EP08837897.1

申请日：2008-10-07

申请人： Airbus Defence and Space SAS

发明人： RAYMOND, Gérald ,  CAYE, Paul ,  RICHARD, Frédéric

IPC分类号： F02K9/46 ,  F02K9/56

CPC分类号： F02K9/46 ,  F02K9/563

公开(公告)号：EP2946104A1

公开(公告)日：2015-11-25

申请号：EP14700706.6

申请日：2014-01-16

申请人： Airbus Defence and Space SAS

发明人： DUTHEIL, Jean-Philippe ,  VINET, Pierre

IPC分类号： F02K9/46 ,  F02K9/78 ,  F02C6/08 ,  F02C7/26

CPC分类号： F02C6/08 ,  F02C7/26 ,  F02C7/32 ,  F02K9/46 ,  F02K9/78

摘要： The subject of the invention is a device for starting a turbopump (1) of a rocket motor (2) of an aircraft comprising a turbine engine for propelling the aircraft and a rocket motor, which comprises a pneumatic supply of compressed air to a turbine (1a) of the turbopump, this compressed air being tapped from a tapping (4) on a compressor stage (6a) of the aircraft propulsion turbine engine (5) upstream of the combustion chamber (7) of said turbine engine. It applies notably to an aircraft of the space airplane type.

公开(公告)号：EP2681438A4

公开(公告)日：2015-04-29

申请号：EP12751939

申请日：2012-03-01

申请人： GAME CHANGERS LLC

发明人： ZONENBERG ANDREW D ,  SANCHEZ JASON D ,  GARBUZ PIOTR A

IPC分类号： F02K3/08 ,  F02K9/46 ,  F02K9/62 ,  F02K9/80 ,  F03H1/00 ,  F03H99/00

CPC分类号： F03H1/0037 ,  F02K3/08 ,  F02K9/46 ,  F02K9/62 ,  F02K9/80 ,  F03H1/0018 ,  F03H99/00 ,  F05D2240/40 ,  F05D2270/09 ,  F05D2270/62

摘要： A control system for controlling the operation of a plurality of micro thrusters arranged in a plurality of parallel horizontal rows and a plurality of parallel vertical columns, the control system requires a power source, a first plurality of power lines connected to the power source and coupled to at least one micro thruster of the plurality of micro thrusters in a horizontal row of the plurality of parallel horizontal rows, a second plurality of power lines connected to the power source and coupled to at least one micro thruster of the plurality of micro thrusters in a vertical column of the plurality of parallel vertical columns, and a control unit coupled to the power source to control activation of the first plurality of power lines and activation of the second plurality of power lines.

摘要翻译： 一种控制系统，用于控制布置在多个平行水平行和多个平行垂直列中的多个微推进器的操作，所述控制系统需要电源，连接到所述电源的第一多个电力线并且 连接到所述多个平行水平行的水平行中的所述多个微型推进器中的至少一个微型推进器，连接到所述动力源并耦合到所述多个微推进器中的至少一个微型推进器的第二多个电力线， 所述多个平行垂直列的垂直列，以及耦合到所述电源以控制所述第一多个电力线的激活和所述第二多个电力线的启动的控制单元。

公开(公告)号：EP1995444A3

公开(公告)日：2012-06-27

申请号：EP08250859.9

申请日：2008-03-13

申请人： Pratt & Whitney Rocketdyne Inc. ,  Schmotolocha, Stephen N.

发明人： Pederson, Robert J. ,  Schmotolocha, Stephen N.

IPC分类号： F02K9/46 ,  F02K9/64

CPC分类号： F02K9/64 ,  F02K9/48 ,  F02K9/52

摘要： A compact rocket engine with advanced swirl combustion can generate vacuum thrust in the 500 1b f to 100,000 1b f range. The rocket engine (10) includes a feed system (21), combustor assembly (12), swirl generator (14) and nozzle (16). The feed system (21) delivers the oxidizer and fuel (18,20) to the combustor assembly (12) in the proper phase suitable for use with the swirl generator (14), which is positioned within the combustor assembly (12). This causes a highly turbulent three-dimensional swirling flowfield produced for rapid and efficient mixing and burning of the fuel/oxidizer combustion products, which are expanded through the nozzle (16) to produce thrust. The aerothermochemical processes are extremely efficient, and consequently produce nearly ideal thrust levels. Swirl enhanced combustion significantly reduces combustor length, weight, complexity and cost, yet provides high propulsion efficiencies and wide rocket engine (10) throttling operability. In one embodiment, the rocket engine is integrated into a dual-throat, expansion/deflection rocket engine to provide deep throttleability with high Isp.