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1.发明申请SPACE PROPULSION MODULE HAVING ELECTRIC AND SOLID-FUEL CHEMICAL PROPULSION 审中-公开具有电动和固体燃料化学推进剂的空间推进模块
公开(公告)号：WO2014131990A3
公开(公告)日：2015-01-15
申请号：PCT/FR2014050412
申请日：2014-02-26
CPC分类号： B64G1/404 , B64G1/007 , B64G1/403 , B64G1/405 , B64G1/641 , F02K9/08 , F02K9/76 , F03H1/0075
摘要： A space propulsion module in particular for equipping spacecraft such as satellites, probes, or indeed upper stages of rockets. According to the invention, this space propulsion module comprises a solid-fuel chemical thruster (10), having a main body (11), and at least one electric thruster (30), said at least one electric thruster (30) being mounted on said main body (11) of the solid-fuel chemical thruster (10).
摘要翻译： 空间推进模块，特别是用于装备诸如卫星，探测器或实际上部火箭的航天器。 根据本发明，该空间推进模块包括具有主体（11）和至少一个电推进器（30）的固体燃料化学推进器（10），所述至少一个电推进器（30）安装在 所述固体燃料化学推进器（10）的主体（11）。
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公开(公告)号：WO2016047343A1
公开(公告)日：2016-03-31
申请号：PCT/JP2015/073738
申请日：2015-08-24
申请人： 三菱重工業株式会社 , 国立大学法人名古屋大学
CPC分类号： B64G1/40 , B64C29/04 , F02K9/76 , F02K9/80 , F02K9/90 , F02K9/96 , F05D2220/90 , G05D1/0883
摘要： 垂直離着陸機（１）は、機体（２）と、機体に設けられ、噴流を生成して推力を発生する複数のエンジン（３）と、複数のエンジンのうち異常が発生したエンジンの存在を示す異常信号を取得する異常信号取得部と、異常信号に基づいて、作動中の複数のエンジンのうち特定のエンジンを停止させる停止信号を出力するエンジン制御部と、を備える。
摘要翻译： 该垂直起降飞机（1）配有：机身（2）; 多个发动机（3），其安装在机身上并产生喷射流以产生推力; 异常信号获取单元，用于获取指示所述多个发动机中故障发动机的存在的异常信号; 以及发动机控制单元，其用于基于异常信号输出用于在操作中的多台发动机中停止特定发动机的停止信号。
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3.发明申请
公开(公告)号：WO2015177438A1
公开(公告)日：2015-11-26
申请号：PCT/FR2015/051258
申请日：2015-05-13
申请人： SNECMA
CPC分类号： B64G1/405 , B64G2001/245 , F02K9/62 , F02K9/76 , F02K9/97 , F03H1/0075
摘要： Moteur (10) pour engin spatial comportant un propulseur chimique comprenant une tuyère (30) pour l'éjection de gaz de combustion, ainsi qu'un propulseur à effet Hall. Le moteur est agencé de telle sorte que la tuyère sert de canal d'éjection de particules éjectées par le propulseur à effet Hall lorsque celui-ci est en fonctionnement. Le moteur peut délivrer une forte poussée avec une faible impulsion spécifique ou une poussée relativement faible avec une forte impulsion spécifique.
摘要翻译： 一种用于航天器的发动机（10），包括：化学推进器，包括用于喷射燃烧气体的喷嘴（30）和霍尔效应推进器。 发动机布置成使得当相同的操作时，喷嘴用作由霍尔推进器喷射的颗粒的喷射通道。 发动机可以以较低的冲量或相对较低的推力以高比冲量输送高推力。
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公开(公告)号：WO2016195761A1
公开(公告)日：2016-12-08
申请号：PCT/US2016/015954
申请日：2016-02-01
申请人： RAYTHEON COMPANY
摘要： A nozzleless hybrid rocket motor includes a fuel element that defines a combustion chamber therewithin, in which combustion of the fuel and an oxidizer occurs. The combustion gases produced by the combustion between the fuel and the oxidizer transition to supersonic flow before leaving the fuel element, eliminating the need for a separate nozzle. The fuel element may be a part of a structural element of a vehicle, for example being a part of a fuselage, wing, fairing, or other part of a space vehicle or an air vehicle, with the fuel element an integral and continuous part of the structural element. Combustion of part of the fuel element may allow vehicle structure to be used to provide thrust, such as for maneuver, consuming part of the structure. The fuel element may be made by an additive manufacturing process.
摘要翻译： 无喷嘴混合火箭发动机包括在其中限定燃烧室的燃料元件，其中发生燃料和氧化剂的燃烧。 由燃料和氧化剂之间的燃烧产生的燃烧气体在离开燃料元件之前转变为超音速流动，消除了对单独喷嘴的需要。 燃料元件可以是车辆的结构元件的一部分，例如是机身，翼，整流罩或空间飞行器或空中交通工具的其他部分的一部分，其中燃料元件是整体和连续的部分 结构元素。 燃料元件的一部分的燃烧可以允许车辆结构用于提供推力，例如用于操纵，消耗部分结构。 燃料元件可以通过添加剂制造工艺制成。
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5.发明申请MODULE DE PROPULSION SPATIALE A PROPULSION ELECTRIQUE ET CHIMIQUE A PROPERGOL SOLIDE 审中-公开具有电动和固体燃料化学推进剂的空间推进模块
公开(公告)号：WO2014131990A2
公开(公告)日：2014-09-04
申请号：PCT/FR2014/050412
申请日：2014-02-26
CPC分类号： B64G1/404 , B64G1/007 , B64G1/403 , B64G1/405 , B64G1/641 , F02K9/08 , F02K9/76 , F03H1/0075
摘要： Module de propulsion spatiale notamment pour équiper des engins spatiaux tels que des satellites, des sondes, ou encore des étages supérieurs de fusée. Selon l'invention, ce module de propulsion spatiale comprend un propulseur chimique à propergol solide (10), possédant un corps principal (11), et au moins un propulseur électrique (30), ledit au moins un propulseur électrique (30) étant monté sur ledit corps principal (11) du propulseur chimique à propergol solide (10).
摘要翻译： 空间推进模块，特别是用于装备诸如卫星，探测器或实际上部火箭的航天器。 根据本发明，该空间推进模块包括具有主体（11）和至少一个电推进器（30）的固体燃料化学推进器（10），所述至少一个电推进器（30）安装在 所述固体燃料化学推进器（10）的主体（11）。
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6.发明申请HYBRID ROCKET PROPULSION SYSTEM INCLUDING ARRAY OF HYBRID OR FLUID ATTITUDE-CONTROL ROCKET ENGINES 审中-公开混合式摇滚推进系统，包括混合或流体动力学控制火箭发动机的阵列
公开(公告)号：WO00058619A1
公开(公告)日：2000-10-05
申请号：PCT/US2000/007443
申请日：2000-03-22
摘要： This propulsion system of a rocket motor assembly includes an array of attitude-control rocket engines, one or more oxidizer-fluid sources, one or more ignition-fluid sources, and, optionally, one or more primary rocket engines. Each of the attitude-control rocket engines has a respective combustion chamber and is offset from the longitudinal axis of the rocket motor assembly so that when a selected one or group of the attitude-control rocket engines is fired, the flight path of the assembly is diverted and/or the rocket assembly spins. The oxidizer-fluid and ignition-fluid sources are in operative communication with the attitude-control rocket engines to respectively permit oxidizer fluid and ignition fluid to be supplied to selected ones or groups of the attitude-control rocket engines. Optionally, a portion of the ignition fluid from the ignition-fluid source can be cooled and used to pressurize the oxidizer-fluid source.
摘要翻译： 火箭发动机组件的该推进系统包括姿态控制火箭发动机，一个或多个氧化剂流体源，一个或多个点火液体源，以及可选地，一个或多个主要火箭发动机的阵列。 每个姿态控制火箭发动机具有相应的燃烧室并且与火箭发动机组件的纵向轴线偏移，使得当所选择的一组或一组姿态控制火箭发动机被点火时，组件的飞行路径为 转向和/或火箭组件旋转。 氧化剂流体和点燃液源与姿态控制火箭发动机操作性地连通，以分别允许将氧化剂流体和点火流体供应给所选择的姿态控制火箭发动机的一组或多组。 任选地，来自点火 - 流体源的点燃流体的一部分可以被冷却并用于对氧化剂 - 流体源加压。
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7.发明申请
公开(公告)号：WO2016055722A1
公开(公告)日：2016-04-14
申请号：PCT/FR2015/052637
申请日：2015-10-02
申请人： SNECMA
摘要： Tuyère (1) d'un moteur (M) d'engin spatial, comprenant une portion fixe (2) et une portion mobile (3) la tuyère (1) comprenant un système de déploiement (4) pneumatique comprenant : - un vérin de déploiement (5), déployer la portion mobile (3) de la tuyère (1), - un vérin de déverrouillage haut (6), - un vérin de déverrouillage bas (7), - un éjecteur (41) le système de déploiement (4) comprenant un système d'alimentation (8) configuré de manière à, séquentiellement : - déplacer vérin de déploiement (5) de sa position de support vers sa position de déploiement; - déplacer les vérins de déverrouillage haut (6) et bas (7) dans leurs positions de déverrouillage haut et bas; - actionner l'éjecteur de manière à éjecter le système de déploiement (4) hors de la tuyère (1).
摘要翻译： 包括固定部分（2）和移动部分（3）的航空发动机（M）的喷嘴（1），所述喷嘴（1）包括气动展开系统（4），所述气动展开系统包括： - 展开气缸（5） 展开喷嘴（1）的移动部分（3）， - 上解锁缸（6），下解锁缸（7）和喷射器（41），所述展开系统（4）包括电源 系统（8）被构造成顺序地： - 将展开气缸（5）从其支撑位置移动到其上的展开位置; - 将上部（6）和下部（7）解锁缸移动到其上部和下部解锁位置; - 并且以这样的方式激活喷射器，以将展开系统（4）从喷嘴（1）中排出。
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公开(公告)号：WO2013174211A1
公开(公告)日：2013-11-28
申请号：PCT/CN2013/075271
申请日：2013-05-07
申请人： 北京卫星环境工程研究所
CPC分类号： F03H1/0081 , F02K9/42 , F02K9/76 , F02K99/00 , F03H1/0012 , F03H1/0093
摘要： 一种化学-电磁混合可变比冲的推进器，化学推进器喷管喷出的化学推进产生的燃气（1）经过磁镜管一进入电离室（3）电离，电离后的燃气（1）在离子回旋波加热室（4）内通过射频离子回旋波加热提高动能，再利用磁镜管二使电离后燃气（1）中的离子在磁镜管之间多次往返加热后喷出，从而产生推力。采用上述推进器增大了推力和比冲。
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公开(公告)号：WO0236955A8
公开(公告)日：2005-11-10
申请号：PCT/SE0102381
申请日：2001-10-30
申请人： SAAB AB , NILSSON LARS , AX LARS
发明人： NILSSON LARS , AX LARS
摘要： The present invention relates to a method and an arrangement for, in multi-stage rockets (3) provided with a number of successively ignitable rocket engines (7, 13) arranged one in front of another in the flying direction of the rocket and joined together detachably with one another, each following rocket engine (13) in the ignition sequence depending, for its ignition, on being initiated after a preceding rocket engine (7) has been able to bun out, causing each preceding rocket engine (7) included in the ignition sequence to be jettisoned by virtue of the next engine having reached its working pressure. According to the invention, each preceding rocket engine is designed with a preferably conical guide part (11) which is directed forwards in the flying direction of the rocket and geometrically adapted to the exhaust nozzle (12) of the following rocket engine (13) and which, in the initial position, is fitted into said exhaust nozzle (12) and fixed in this position by means of at least one blocking part (15) which is deformable or capable of elastic recovery.
摘要翻译： 本发明涉及一种多级火箭（3）中的方法和装置，该多级火箭（3）具有在火箭的飞行方向上一个在另一个前方排列并连接在一起的若干连续可点燃的火箭发动机（7,13） 每个随后的火箭发动机（13）在点火顺序中依赖于其点火，在先前的火箭发动机（7）能够蹦出之后被启动，使得每个先前的火箭发动机（7）包括在 由于下一个发动机已经达到其工作压力而要排出的点火顺序。 根据本发明，每个先前的火箭发动机被设计成具有优选的圆锥形引导部分（11），其沿着火箭的飞行方向向前指向并几何地适应于随后的火箭发动机（13）的排气喷嘴（12）和 其在初始位置被装配到所述排气喷嘴（12）中并且通过至少一个可变形或能够弹性恢复的阻挡部分（15）固定在该位置。
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公开(公告)号：WO02036955A1
公开(公告)日：2002-05-10
申请号：PCT/SE2001/002381
申请日：2001-10-30
摘要： The present invention relates to a method and an arrangement for, in multi-stage rockets (3) provided with a number of successively ignitable rocket engines (7, 13) arranged one in front of another in the flying direction of the rocket and joined together detachably with one another, each following rocket engine (13) in the ignition sequence depending, for its ignition, on being initiated after a preceding rocket engine (7) has been able to bun out, causing each preceding rocket engine (7) included in the ignition sequence to be jettisoned by virtue of the next engine having reached its working pressure. According to the invention, each preceding rocket engine is designed with a preferably conical guide part (11) which is directed forwards in the flying direction of the rocket and geometrically adapted to the exhaust nozzle (12) of the following rocket engine (13) and which, in the initial position, is fitted into said exhaust nozzle (12) and fixed in this position by means of at least one blocking part (15) which is deformable or capable of elastic recovery.
摘要翻译： 本发明涉及一种多级火箭（3）中的方法和装置，该多级火箭（3）具有在火箭的飞行方向上一个在另一个前方排列并连接在一起的若干连续可点燃的火箭发动机（7,13） 每个随后的火箭发动机（13）在点火顺序中依赖于其点火，在先前的火箭发动机（7）能够蹦出之后被启动，使得每个先前的火箭发动机（7）包括在 由于下一个发动机已经达到其工作压力而要排出的点火顺序。 根据本发明，每个先前的火箭发动机被设计成具有优选的圆锥形引导部分（11），其沿着火箭的飞行方向向前指向并几何地适应于随后的火箭发动机（13）的排气喷嘴（12）和 其在初始位置被装配到所述排气喷嘴（12）中并且通过至少一个可变形或能够弹性恢复的阻挡部分（15）固定在该位置。
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