公开(公告)号：US09169807B2

公开(公告)日：2015-10-27

申请号：US13395344

申请日：2010-09-06

申请人： Olivier Dobek ,  Noel David ,  Nicolas Ravier

发明人： Olivier Dobek ,  Noel David ,  Nicolas Ravier

IPC分类号： F02K1/09 ,  F02K9/97

CPC分类号： F02K9/976

摘要： A rocket engine with an extendible exit cone including an exhaust nozzle for gas from a combustion chamber, the nozzle presenting a longitudinal axis having a first portion defining a nozzle throat and a stationary first exit cone segment, at least one extendible second exit cone segment of section greater than the section of the stationary first exit cone segment, and an extension mechanism for extending the extendible second exit cone segment, the mechanism being located outside the first and second exit cone segments. A rigid thermal protection shield is interposed between the extension mechanism and the stationary first exit cone segment. The thermal protection shield presents a convex wall on its face facing towards the stationary first exit cone segment.

摘要翻译： 一种具有可扩展出口锥体的火箭发动机，其包括用于来自燃烧室的气体的排气喷嘴，所述喷嘴具有纵向轴线，所述纵向轴线具有限定喷嘴喉部的第一部分和固定的第一出口锥形段，至少一个可延伸的第二出口锥形段 大于所述固定的第一出口锥形段的截面的延伸机构，以及用于延伸所述可延伸的第二出口锥形段的延伸机构，所述机构位于所述第一和第二出口锥形段的外部。 在延伸机构和固定的第一出口锥形段之间插入有刚性的热保护屏蔽。 热保护屏在其面向固定的第一出口锥段的表面上呈现凸壁。

公开(公告)号：US20120144797A1

公开(公告)日：2012-06-14

申请号：US13384469

申请日：2010-07-16

申请人： Olivier Dobek ,  Daniel Le Dortz

发明人： Olivier Dobek ,  Daniel Le Dortz

IPC分类号： F02K9/72

CPC分类号： F02K9/972 ,  F02K9/50 ,  F02K9/64

摘要： A cyrogenic-propellant rocket engine includes: at least a first tank for a first liquid propellant; a second tank for a second liquid propellant; a third tank for an inert fluid; an axisymmetrical nozzle including a combustion chamber, a device for injecting first and second liquid propellants into the combustion chamber, a nozzle throat, and a divergent section; and a heater device including at least one duct for conveying the inert fluid and arranged outside the nozzle in immediate proximity thereof, but without making contact therewith, to recover energy of thermal radiation emitted when the rocket engine is in operation and to heat the inert fluid.

摘要翻译： 核动力推进剂火箭发动机包括：用于第一液体推进剂的至少第一罐; 用于第二液体推进剂的第二罐; 用于惰性流体的第三罐; 包括燃烧室的轴对称喷嘴，用于将第一和第二液体推进剂喷射到燃烧室中的装置，喷嘴喉部和发散部分; 以及加热器装置，其包括用于输送惰性流体并且布置在喷嘴外部的至少一个管道，其直接邻近但不与其接触，以回收当火箭发动机运行时发射的热辐射的能量并且加热惰性流体 。

公开(公告)号：US09222438B2

公开(公告)日：2015-12-29

申请号：US13384469

申请日：2010-07-16

申请人： Olivier Dobek ,  Daniel Le Dortz

发明人： Olivier Dobek ,  Daniel Le Dortz

IPC分类号： F02K9/50 ,  F02K9/97 ,  F02K9/64

CPC分类号： F02K9/972 ,  F02K9/50 ,  F02K9/64

摘要： A cyrogenic-propellant rocket engine includes: at least a first tank for a first liquid propellant; a second tank for a second liquid propellant; a third tank for an inert fluid; an axisymmetrical nozzle including a combustion chamber, a device for injecting first and second liquid propellants into the combustion chamber, a nozzle throat, and a divergent section; and a heater device including at least one duct for conveying the inert fluid and arranged outside the nozzle in immediate proximity thereof, but without making contact therewith, to recover energy of thermal radiation emitted when the rocket engine is in operation and to heat the inert fluid.

摘要翻译： 核动力推进剂火箭发动机包括：用于第一液体推进剂的至少第一罐; 用于第二液体推进剂的第二罐; 用于惰性流体的第三罐; 包括燃烧室的轴对称喷嘴，用于将第一和第二液体推进剂喷射到燃烧室中的装置，喷嘴喉部和发散部分; 以及加热器装置，其包括用于输送惰性流体并且布置在喷嘴外部的至少一个管道，其直接邻近但不与其接触，以回收当火箭发动机运行时发射的热辐射的能量并且加热惰性流体 。

公开(公告)号：US20120167575A1

公开(公告)日：2012-07-05

申请号：US13395344

申请日：2010-09-06

申请人： Olivier Dobek ,  Noel David ,  Nicolas Ravier

发明人： Olivier Dobek ,  Noel David ,  Nicolas Ravier

IPC分类号： F02K1/00

CPC分类号： F02K9/976

摘要： A rocket engine with an extendible exit cone including an exhaust nozzle for gas from a combustion chamber, the nozzle presenting a longitudinal axis having a first portion defining a nozzle throat and a stationary first exit cone segment, at least one extendible second exit cone segment of section greater than the section of the stationary first exit cone segment, and an extension mechanism for extending the extendible second exit cone segment, the mechanism being located outside the first and second exit cone segments. A rigid thermal protection shield is interposed between the extension mechanism and the stationary first exit cone segment. The thermal protection shield presents a convex wall on its face facing towards the stationary first exit cone segment.

摘要翻译： 一种具有可扩展出口锥体的火箭发动机，其包括用于来自燃烧室的气体的排气喷嘴，所述喷嘴具有纵向轴线，所述纵向轴线具有限定喷嘴喉部的第一部分和固定的第一出口锥形段，至少一个可延伸的第二出口锥形段 大于所述固定的第一出口锥形段的截面的延伸机构，以及用于延伸所述可延伸的第二出口锥形段的延伸机构，所述机构位于所述第一和第二出口锥形段的外部。 在延伸机构和固定的第一出口锥形段之间插入有刚性的热保护屏蔽。 热保护屏在其面向固定的第一出口锥段的表面上呈现凸壁。

公开(公告)号：US09222439B2

公开(公告)日：2015-12-29

申请号：US13384477

申请日：2010-07-16

申请人： Olivier Dobek ,  Daniel Le Dortz

发明人： Olivier Dobek ,  Daniel Le Dortz

IPC分类号： F02K9/50 ,  F02K9/97 ,  F02K9/64

CPC分类号： F02K9/972 ,  F02K9/50 ,  F02K9/64

摘要： A cryogenic-propellant rocket engine includes: at least a first tank for a first liquid propellant; a second tank for a second liquid propellant; a third tank for an inert fluid; an axisymmetrical nozzle including a combustion chamber, a device for injecting first and second liquid propellants into the combustion chamber, a nozzle throat, and a divergent section; and a heater device including at least one duct for conveying the inert fluid and arranged outside the nozzle in immediate proximity thereof, but without making contact therewith, to recover energy of thermal radiation emitted when the rocket engine is in operation and to heat the inert fluid.

摘要翻译： 低温推进剂火箭发动机包括：用于第一液体推进剂的至少第一罐; 用于第二液体推进剂的第二罐; 用于惰性流体的第三罐; 包括燃烧室的轴对称喷嘴，用于将第一和第二液体推进剂喷射到燃烧室中的装置，喷嘴喉部和发散部分; 以及加热器装置，其包括用于输送惰性流体并且布置在喷嘴外部的至少一个管道，其直接邻近但不与其接触，以回收当火箭发动机运行时发射的热辐射的能量并且加热惰性流体 。

公开(公告)号：US20120131903A1

公开(公告)日：2012-05-31

申请号：US13384477

申请日：2010-07-16

申请人： Olivier Dobek ,  Daniel Le Dortz

发明人： Olivier Dobek ,  Daniel Le Dortz

IPC分类号： F02K9/50 ,  F02K9/97 ,  F02K9/60

CPC分类号： F02K9/972 ,  F02K9/50 ,  F02K9/64

摘要： A cryogenic-propellant rocket engine includes: at least a first tank for a first liquid propellant; a second tank for a second liquid propellant; a third tank for an inert fluid; an axisymmetrical nozzle including a combustion chamber, a device for injecting first and second liquid propellants into the combustion chamber, a nozzle throat, and a divergent section; and a heater device including at least one duct for conveying the inert fluid and arranged outside the nozzle in immediate proximity thereof, but without making contact therewith, to recover energy of thermal radiation emitted when the rocket engine is in operation and to heat the inert fluid.

摘要翻译： 低温推进剂火箭发动机包括：用于第一液体推进剂的至少第一罐; 用于第二液体推进剂的第二罐; 用于惰性流体的第三罐; 包括燃烧室的轴对称喷嘴，用于将第一和第二液体推进剂喷射到燃烧室中的装置，喷嘴喉部和发散部分; 以及加热器装置，其包括用于输送惰性流体并且布置在喷嘴外部的至少一个管道，其直接邻近但不与其接触，以回收当火箭发动机运行时发射的热辐射的能量并且加热惰性流体 。