公开(公告)号：WO2014006303A1

公开(公告)日：2014-01-09

申请号：PCT/FR2013/051498

申请日：2013-06-27

申请人： AIRCELLE

发明人： CARUEL, Pierre ,  HURLIN, Hervé ,  KERBLER, Olivier

IPC分类号： F02K1/76 ,  F02K9/80

CPC分类号： F02K1/15 ,  F02K1/763 ,  F02K9/80 ,  F05D2270/051

摘要： Procédé de commande d'une section detuyère variable d'un aéronef L'invention concerne un procédé de commande d'une position de tuyère de section variable d'un aéronef dans lequel, au cours d'un vol, on autorise le déplacement de la tuyère dans une position optimale après une durée prédéterminée.

摘要翻译： 一种用于控制飞行器的可变喷嘴部分的方法。 本发明涉及一种用于控制飞行器的可变喷嘴部分的位置的方法，其中在飞行期间，喷嘴被授权在预定时间段之后移动到最佳位置。

公开(公告)号：WO2009032447A1

公开(公告)日：2009-03-12

申请号：PCT/US2008/071905

申请日：2008-08-01

申请人： AEROJET-GENERAL CORPORATION ,  SPEAR, Guy, B. ,  CLOPECK, Katherine, L. ,  BROWN, Richard, T. ,  DIGIACOMO, Michael ,  WALLACE, William, M.

发明人： SPEAR, Guy, B. ,  CLOPECK, Katherine, L. ,  BROWN, Richard, T. ,  DIGIACOMO, Michael ,  WALLACE, William, M.

IPC分类号： F02K9/28

CPC分类号： F02K9/28 ,  F02K9/80 ,  F05D2240/1281

摘要： A multi-pulse rocket is equipped with a thermally insulating barrier that serves as a rupture disk or a movable plug or plate separating staged propellant grains. When a rupture disk it used, the disk can be equipped with a pyrotechnic actuator to weaken the disk upon command, enabling the propellant grain on the fore side of the disk to burst the disk at a relatively low pressure when ignition of the propeiiant grain is needed for additional thrust. Rupturing of the disk can also be controlled by attitude maneuvering ports on the tore side of the barrier whose open or closed conditions are controlled by independently operable closures. When a movable plug is used, the plug is movable between a closed position separating rocket chamber into subchambers isolating the propellant grains from each other and an open position allowing the flow of combustion gas between the two subchambers.

摘要翻译： 多脉冲火箭配备有绝热障碍物，其用作破裂盘或分离分段推进剂颗粒的活动塞子或板。 当使用破裂盘时，该盘可配备一个烟火执行机构，以便在命令下削弱磁盘，从而使驱动盘的前侧上的推进剂颗粒在相对较低的压力下以较低的压力爆裂， 需要额外的推力。 盘的破裂也可以通过在其开口或闭合状态由独立可操作的闭合来控制的障碍物的侧面上的姿态操纵端口来控制。 当使用可移动塞时，塞子可以将分离火箭箱的关闭位置与将推进剂颗粒彼此隔离的子舱以及允许两个子室之间的燃烧气体流动的打开位置之间移动。

公开(公告)号：WO2015022758A1

公开(公告)日：2015-02-19

申请号：PCT/JP2013/078381

申请日：2013-10-18

申请人： 三菱重工業株式会社

发明人： 日▲高▼　章三 ,  森脇　敦 ,  二橋　謙介 ,  保坂　修平 ,  長瀬　正明 ,  小島　康平 ,  稲田　満

IPC分类号： F02K9/80 ,  F02K9/86

CPC分类号： F02K9/86 ,  B64D27/023 ,  B64D31/00 ,  F02K9/80 ,  F02K9/94 ,  F05D2250/75

摘要： 　推力制御バルブは、噴射される作動ガスＧが流通するガス噴射通路Ｌが形成され、ガス噴射通路Ｌに弁座面Ｐ１が形成される弁体１５と、ガス噴射通路Ｌの内部に設けられ、弁座面Ｐ１に当接する被弁座面Ｐ５を有する弁棒１６と、を備え、弁棒１６の外周面には、弁体１５のガス噴射通路Ｌの内周面に接する案内面Ｐ４が形成されている。案内面Ｐ４は、作動ガスＧのガス流れ方向において、被弁座面Ｐ５の下流側に形成されている。弁棒１６は、案内面Ｐ４が形成される被弁座面Ｐ５の下流側の先端部に、作動ガスＧが流通するＶ溝３１が形成されている。

摘要翻译： 一种配备有阀元件（15）的推力控制阀，其中形成有喷射操作气体（G）的气体注入通道（L），其中形成有阀座表面（P1）， 气体注入通道（L）; 和阀杆（16），其设置在气体喷射通道（L）的内部，并且具有与阀座表面（P1）接触的就座表面（P5）。 在阀杆（16）的外周面上形成有与阀体（15）的气体注入通道的内周面接触的引导面（P4）。 引导面（P4）在工作气体（G）的流动方向上形成在从坐着面（P5）的下游。 工作气体（G）流过的V形槽（31）形成在阀杆（16）的顶端，在形成有引导面（P4）的就座面（P5）的下游。

公开(公告)号：WO2008030175A1

公开(公告)日：2008-03-13

申请号：PCT/SE2007/050615

申请日：2007-09-04

申请人： NANOSPACE AB ,  GRÖNLAND, Tor-Arne ,  RANGSTEN, Pelle ,  JOHANSSON, Håkan ,  BEJHED, Johan

发明人： GRÖNLAND, Tor-Arne ,  RANGSTEN, Pelle ,  JOHANSSON, Håkan ,  BEJHED, Johan

IPC分类号： F02K9/62 ,  B64G1/40 ,  F03H5/00

CPC分类号： B82Y15/00 ,  B64G1/1078 ,  B64G1/26 ,  B64G1/401 ,  B81B7/0006 ,  B81B2207/092 ,  B81B2207/096 ,  F02K9/62 ,  F02K9/80 ,  F05D2250/82 ,  F05D2250/84 ,  Y10T29/49083 ,  Y10T29/49099 ,  Y10T29/49155 ,  Y10T29/49346 ,  Y10T29/49718 ,  Y10T29/49746

摘要： A nozzle arrangement for use in a gas thruster is presented. At least one heater micro structure (20) is arranged in a stagnation chamber (12) of the gas thruster. The heater microstructure (20) comprises a core of silicon or a silicon compound coated by a surface metal or metal compound coating. The heater microstructure (20) is manufactured in silicon or a silicon compound and covered by a surface metal coating. The heater microstructure (20) is mounted in the stagnation chamber (12) before or after the coverage of the surface metal or metal compound coating. The coverage is performed by heating the heater microstructure and flowing a gas comprising low quantities of a metal compound. The compound decomposes at the heated heater microstructure (20), forming the surface metal or metal compound coating. The same principles of coating can be used for repairing the heater microstructure (20) in situ. The driving gas comprises preferably a compound exhibiting an exothermic reaction when coming into contact with a catalytically active material. If the gas is exposed to heater microstructures being covered with the catalytically active material, the gas is further heated by the catalytic reaction.

摘要翻译： 提出了一种用于气体推进器的喷嘴装置。 至少一个加热器微结构（20）布置在气体推进器的停滞室（12）中。 加热器微结构（20）包括由核或硅化合物涂覆的表面金属或金属化合物涂层。 加热器微结构（20）由硅或硅化合物制成并被表面金属涂层覆盖。 加热器微结构（20）在表面金属或金属化合物涂层的覆盖之前或之后安装在停滞室（12）中。 通过加热加热器微结构并流动包含少量金属化合物的气体来进行覆盖。 该化合物在加热的加热器微结构（20）处分解，形成表面金属或金属化合物涂层。 相同的涂层原理可用于原位修复加热器微结构（20）。 当与催化活性材料接触时，驱动气体优选包含表现出放热反应的化合物。 如果气体暴露于被催化活性材料覆盖的加热器微结构，则气体被催化反应进一步加热。

公开(公告)号：WO2004038208A2

公开(公告)日：2004-05-06

申请号：PCT/US2003/009656

申请日：2003-03-31

申请人： LOCKHEED MARTIN CORPORATION

发明人： BROWN, Charles, C. ,  BEYER, Philip, T.

IPC分类号： F02K9/00

CPC分类号： F42B10/66 ,  F02K9/28 ,  F02K9/42 ,  F02K9/80 ,  F02K9/94 ,  F42B10/64 ,  F42B15/01

摘要： A method and apparatus for thrust vectoring a flight vehicle during homing are disclosed. The flight vehicle includes a body; a plurality of attitude control mechanisms on the body; a multi-pulse motor housed at least partially in the body; and a control unit housed in the body. The control unit generates signals controlling an actuation of the attitude control mechanisms and the multi-pulse motor to initiate a follow-on burn of the multi-pulse motor to effect a maneuver directed by the actuation of the attitude control mechanisms. The method includes conserving a second burn of a dual pulse motor until target acquisition; acquiring a target; actuating a attitude control mechanism for the flight vehicle to alter the flight vehicle's heading; and initiating the second burn.

摘要翻译： 公开了一种用于在归位期间对飞行器车辆进行推力矢量化的方法和装置。 飞行器包括一个机体; 身体上的多个姿态控制机构; 至少部分地容纳在身体中的多脉冲电机; 以及容纳在身体中的控制单元。 控制单元产生控制姿态控制机构和多脉冲电动机的致动的信号，以启动多脉冲电动机的后续燃烧，以实现由姿态控制机构的致动引导的操纵。 该方法包括保存双脉冲电机的第二次烧伤，直到目标获取; 获取目标; 启动飞行器的姿态控制机构改变飞行器的航向; 并启动第二次烧伤。

公开(公告)号：WO2013028027A3

公开(公告)日：2013-05-16

申请号：PCT/KR2012006756

申请日：2012-08-24

申请人： KOREA AEROSPACE RES INST ,  LEE JOONG YOUP

发明人： LEE JOONG YOUP

IPC分类号： F02K9/58 ,  F02K9/56 ,  F02K9/80

CPC分类号： G05B11/18 ,  F02K9/56 ,  F02K9/58 ,  F02K9/80

摘要： According to the present invention, a method for multistage control of a flow control valve using a DC motor comprises a sleeve which is opened and closed according to the rotation of a DC motor such that a flow rate is adjusted. Provided is a method for multistage control of a flow control valve, wherein: in order to schedule, by stages, an angular speed value of a DC motor which is determined according to a driving voltage applied to said DC motor, an angular speed-limiting area of said DC motor, in accordance with each stage, is divided on the basis of a plurality of boundary values (SP1, SP2, SP3, SP4...); and the flow control valve is controlled such that the DC motor is rotated with a determined angular speed value according to an angular speed command (Sn) of the corresponding DC motor within one angular speed-limiting area, wherein if the angular speed value of the DC motor is out of the range of a boundary value (SPn) of the corresponding angular speed-limiting area, the flow control valve is controlled such that the DC motor is rotated with the determined angular speed value until the DC motor is out of the range of a boundary value (SPn+1) of the corresponding limiting area according to an angular speed command (Sn+1) of the corresponding DC motor within an angular speed-limiting area of a next stage.

摘要翻译： 根据本发明，使用直流电动机的流量控制阀的多级控制方法包括根据直流电动机的旋转而打开和关闭的套筒，从而调节流量。 提供了一种用于流量控制阀的多级控制的方法，其中：为了分阶段安排根据施加到所述DC电动机的驱动电压确定的DC电动机的角速度值，限制角速度 基于多个边界值（SP1，SP2，SP3，SP4 ...）分割所述直流电动机的每一级的区域。 并且控制流量控制阀，使得DC电机根据相应的直流电动机的角速度指令（Sn）在一个角速度限制区域内以确定的角速度值旋转，其中如果 直流电动机超出对应角速度限制区域的边界值（SPn）的范围，控制流量控制阀使得直流电动机以确定的角速度值旋转，直到直流电动机不在 根据下一级的角速度限制区域内的对应的直流电动机的角速度指令（Sn + 1），对应的限制区域的边界值（SPn + 1）的范围。

公开(公告)号：WO2013028027A2

公开(公告)日：2013-02-28

申请号：PCT/KR2012/006756

申请日：2012-08-24

申请人： 한국항공우주연구원 ,  이중엽

发明人： 이중엽

IPC分类号： F02K9/58 ,  F02K9/56 ,  F02K9/80

CPC分类号： G05B11/18 ,  F02K9/56 ,  F02K9/58 ,  F02K9/80

摘要： 본 발명에 따르면, DC 모터의 회전에 따라 슬리브가 개폐되어 유량이 조절되는 DC 모터를 이용한 유량제어 밸브의 다단제어 방법에 있어서, 상기 DC 모터에 인가되는 구동전압에 따라 정해지는 DC 모터의 각속도값을 단계별로 스케줄링할 수 있도록 복수 개의 한계값(SP1, SP2, SP3, SP4...)을 기준으로 상기 DC 모터의 단계별 각속도 제한 영역을 구획하며, 하나의 각속도 제한 영역 내에서 해당하는 DC 모터의 각속도 지령(Sn)에 따라 DC 모터가 정해진 각속도값으로 회전하도록 제어하되, DC 모터의 각속도값이 해당 각속도 제한 영역의 한계값(SPn)을 벗어나게 되면, 다음 단계의 각속도 제한 영역 내에서 해당하는 DC 모터의 각속도 지령(Sn+1)에 따라 DC 모터가 해당 제한 영역의 한계값(SPn+1)을 벗어날 때까지 정해진 각속도값으로 회전하도록 제어하는 것을 특징으로 유량제어 밸브의 다단제어 방법이 제공된다.

摘要翻译： 根据

本发明中，所述套筒被打开，并与根据使用直流马达，其流量被控制，施加到所述DC马达的驱动电压的流量控制阀的多级控制方法的DC电机的转动而关闭 在阶段集，使得DC电动机的角速度值，该值可以预定，并且将所述步骤的分步角速率限制性基于所述多个阈值（SP1，SP2，SP3，SP4 ...），所限制的角速度中的一个的DC马达的区域 当根据角速度命令的区域内对应于DC电动机的（SN），但控制所述DC电机在预定的角速度值旋转，所述DC电动机的角速度值是关闭的角速度限制区，下面的步骤的阈值（SPN）： 到所述DC马达中确定的角速度的控制值旋转，直到它是免费的禁区（SPN + 1）的根据DC电动机的角速度指令（SN + 1）的角速度在限制区域的限制 提供流量控制阀的多级控制方法。

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

IPC分类号： F02K9/72 ,  F02K9/76 ,  F02K9/80 ,  F02K9/88 ,  F02K9/95 ,  F02K9/97

CPC分类号： F42B10/663 ,  F02K9/72 ,  F02K9/76 ,  F02K9/80 ,  F02K9/88 ,  F02K9/97

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。

公开(公告)号：WO1997025623A2

公开(公告)日：1997-07-17

申请号：PCT/IL1996000194

申请日：1996-12-29

申请人： RAMOT UNIVERSITY AUTHORITY FOR APPLIED RESEARCH AND INDUSTRIAL DEVELOPMENT LTD. ,  SEIFERT, Avi ,  WYGNANSKI, Israel

发明人： RAMOT UNIVERSITY AUTHORITY FOR APPLIED RESEARCH AND INDUSTRIAL DEVELOPMENT LTD.

IPC分类号： G01P00/00

CPC分类号： F02K9/90 ,  F02K9/80 ,  F02K9/82 ,  F42B10/66 ,  F42B10/665

摘要： This invention discloses a fluid dynamic system including a fluid medium separated from a solid medium by a solid boundary, one of which media is moving with respect to the other, apparatus for controlling the motion of the moving medium, comprising, a perturbation-producing element at solid boundary, and a drive for cyclically driving the perturbation-producing element to produce cyclical fluid perturbations in the fluid medium sufficient to alter the motion of the moving medium. A method for including a fluid medium separated from a solid medium by a solid boundary in a fluid dynamic system is also disclosed.

摘要翻译： 本发明公开了一种流体动力学系统，其包括通过固体边界从固体介质分离的流体介质，其中一个介质相对于另一个介质移动，用于控制移动介质的运动的装置，包括扰动产生元件 以及用于循环驱动扰动产生元件以在流体介质中产生足以改变移动介质的运动的循环流体扰动的驱动器。 还公开了一种用于在流体动力系统中包括通过固体边界从固体介质分离的流体介质的方法。

公开(公告)号：WO1983000721A1

公开(公告)日：1983-03-03

申请号：PCT/US1980000116

申请日：1980-02-04

申请人： BAILEY, John, M.

IPC分类号： F01D17/06

CPC分类号： F42B10/663 ,  F01D17/06 ,  F02K9/80 ,  F03B1/04 ,  F03B15/20 ,  F42B10/665 ,  F42B10/668 ,  Y02E10/223 ,  Y02E10/226

摘要： An impulse turbine system (10) includes a rotatably mounted turbine wheel (12) and a speed sensing system (40) to sense the speed of the turbine wheel (12). A flow diversion nozzle (14) normally provides a jet of driving fluid to power the turbine wheel (12). This nozzle (14) includes an internal flow diverter (30, 38, 58, 74, 76, 88, 90, 94, 104, 110, 118) which operates under the control of the speed sensing system (40) when the turbine wheel (12) reaches an overspeed condition to angularly divert the jet of driving fluid issuing from the nozzle opening (26).

摘要翻译： 脉冲涡轮机系统（10）包括可旋转地安装的涡轮机叶轮（12）和用于感测涡轮机叶轮（12）的速度的速度感测系统（40）。 分流喷嘴（14）通常提供驱动流体的射流以对涡轮机叶轮（12）供电。 该喷嘴（14）包括内部流动分流器（30,38,58,74,76,88,90,94,104,110,118），其在速度感测系统（40）的控制下工作，当涡轮机叶轮 （12）达到超速状态，以使从喷嘴开口（26）发出的驱动流体的角度转向。