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    VARIABLE BURN-RATE SOLID ROCKET MOTOR IGNITION METHOD
    1.
    发明申请
    VARIABLE BURN-RATE SOLID ROCKET MOTOR IGNITION METHOD 审中-公开

    公开(公告)号：WO2022055545A1

    公开(公告)日：2022-03-17

    申请号：PCT/US2021/016718

    申请日：2021-02-05

    Applicant: RAYTHEON COMPANY

    Inventor： KOEHLER, Frederick B. ,  MEISNER, Mark J. ,  VOLLIN, Jeff L.

    IPC: F02K9/70 ,  F02K9/95 ,  F02K9/08 ,  F42C19/08 ,  F02K9/28

    Abstract: A solid rocket motor uses at least one thermally conductive wire or at least one pair of electrically conductive wires to increase a burn surface area of a propellant grain and thus a thrust of the rocket motor. The rocket motor includes a pulse chamber containing a burnable propellant grain, a propellant inhibited center bore bonded to surfaces of the burnable propellant grain, and at least one conductive wire coupled to the burnable propellant grain and arranged in variable regions along the propellant inhibited center bore. The conductive wire is configured for passive or active activation to ignite the propellant inhibited center bore that subsequently burns in the variable regions. The thermally conductive wire is formed of a refractory metal or refractory alloy material that enables the entire length of the wire to be heated simultaneously or nearly simultaneously when the wire is passively activated.

    COLD GAS THRUSTER WITH SOLID PROPELLANT
    2.
    发明申请
    COLD GAS THRUSTER WITH SOLID PROPELLANT 审中-公开

    公开(公告)号：WO2021110841A1

    公开(公告)日：2021-06-10

    申请号：PCT/EP2020/084479

    申请日：2020-12-03

    Applicant: THRUSTME

    Inventor： RAFALSKYI, Dmytro ,  MARTÍNEZ MARTÍNEZ, Javier ,  ZORZOLI ROSSI, Elena

    IPC: B64G1/40 ,  B64G1/26 ,  F02K9/08 ,  F02K9/34

    Abstract: The invention relates to a space cold gas thruster operating with a solid propellant. The cold gas thruster of the invention comprises a tank (1) suitable for containing a solid propellant and a tank (1) heating device suitable for sublimating said solid propellant and forming gaseous propellant, the tank (1) having an aperture (7) for transferring said gaseous propellant outside said tank (1), such as a nozzle (7). The invention also relates to a process for determining the amount of remaining propellant in the propellant tank (1) of a cold gas thruster of the invention.

    PROPULSEUR SOLIDE POUR LANCEUR
    3.
    发明申请
    PROPULSEUR SOLIDE POUR LANCEUR 审中-公开

    公开(公告)号：WO2020115403A1

    公开(公告)日：2020-06-11

    申请号：PCT/FR2019/052831

    申请日：2019-11-28

    Applicant: CENTRE NATIONAL D'ÉTUDES SPATIALES

    Inventor： BONNAL, Christophe

    IPC: F02K9/08 ,  F02K9/32 ,  F02K9/95

    Abstract: Propulseur (14) solide pour un lanceur, le propulseur étant adapté pour être séparé du reste du lanceur, et comportant une paroi (18) définissant une chambre de combustion (19) comportant une extrémité dite avant (19a) et une extrémité opposée dite arrière (19b), du propergol (24) disposé dans la chambre de combustion, un canal (26) de combustion traversant la chambre de combustion depuis l'extrémité avant vers l'extrémité arrière, une tuyère (22) disposée à l'extrémité arrière de la chambre de combustion, un allumeur (28) obturant le canal de combustion au niveau de l'extrémité avant de la chambre de combustion, une jupe (20) recouvrant l'allumeur à l'extrémité avant de la chambre de combustion, ladite jupe permettant la liaison mécanique avec le reste du lanceur, et un système d'éjection (34, 36, 38) de l'allumeur.

    СПОСОБ ГИПЕРЗВУКОВОЙ ЗАЩИТЫ ТАНКА
    4.
    发明申请
    СПОСОБ ГИПЕРЗВУКОВОЙ ЗАЩИТЫ ТАНКА 审中-公开
    一种坦克的超人保护方法

    公开(公告)号：WO2016114743A1

    公开(公告)日：2016-07-21

    申请号：PCT/UA2016/000002

    申请日：2016-01-05

    Applicant: ГАЛЬЧЕНКО, Николай Алексеевич ,  ГАЛЬЧЕНКО, Наталия Евгеньевна

    Inventor： ГАЛЬЧЕНКО, Николай Алексеевич ,  ГАЛЬЧЕНКО, Наталия Евгеньевна

    IPC: F42B12/32 ,  F41H7/02 ,  F02K9/08

    CPC classification number: F02K9/08 ,  F41H7/02 ,  F42B12/32

    Abstract: Изобретение относится к области защитных устройств танка. Способ защиты танка включает непрерывное излучение в окружающее пространство электромагнитных волн, выявление атакующего противотанкового боеприпаса, его сопровождение, определение скорости, направление подлета к танку, расчет оптимальной точки встречи атакующего боеприпаса, создание гиперзвуковой струи, направленной в расчетную точку, переносящей картечь и подрыв шрапнельного снаряда вблизи атакующего боеприпаса. Для создания гиперзвуковой струи и переноса картечи используется сферическая камера сгорания и сверхзвуковое сопло. Камера сгорания и сопло соединены конечными проводами с информационно-управляющей системой. Достигается повышение степени защиты танка.

    Abstract translation: 本发明涉及油箱保护装置领域。 本发明的储罐保护方法包括向周围空间连续发射电磁波，检测攻击反坦克武器，跟踪，确定其对坦克的速度和方向，计算与攻击武器的最佳接合点，产生 指向计算点的超音速喷气机传送射击，并在攻击武器附近引爆弹片。 球形燃烧室和超音速喷嘴用于产生超音速喷射和输送射流。 燃烧室和喷嘴通过端子引线连接到信息和控制系统。 结果是对罐的防护程度提高了。

    THRUST-PRODUCING DEVICE WITH DETONATION MOTOR
    5.
    发明申请
    THRUST-PRODUCING DEVICE WITH DETONATION MOTOR 审中-公开
    带爆震电机的制动装置

    公开(公告)号：WO2014077889A1

    公开(公告)日：2014-05-22

    申请号：PCT/US2013/034910

    申请日：2013-04-02

    Applicant: RAYTHEON COMPANY

    Inventor： DANFORTH, Jeremy C. ,  BUTTIGIEG, Gavin ,  LUKOW, Brian J.

    IPC: F02K7/02 ,  F02K9/08 ,  F42B3/04 ,  B64G1/26

    CPC classification number: F42B10/661 ,  F02K7/02 ,  F02K9/08 ,  F42B3/04

    Abstract: A detonation thrust-producing device (10) includes an explosive (32) located in a recess (34) in an external surface of a body (16). Detonation of the explosive expels material out of the recess, providing thrust to the body in an opposite direction. A mass, such as a metal disk (58), may be placed blocking or covering the external opening. The body may be a part of a vehicle, such as an airborne projectile (12). The thrust-producing device may include multiple detonation motors arrayed around the body, capable of being individually or multiply detonated. Such thrust-producing devices may be used for attitude adjustment, steering, or other control of the flight of the projectile or other air vehicle. The detonation thrust-producing devices have the advantage of a faster-response time than propellant-based devices, and do not need the nozzles that are used with many propellant-based devices.

    Abstract translation: 爆炸推力产生装置（10）包括位于主体（16）的外表面中的凹部（34）中的炸药（32）。 爆炸物的爆炸将材料排出凹槽，向相反方向的身体提供推力。 可以将诸如金属盘（58）的块放置成阻挡或覆盖外部开口。 身体可能是车辆的一部分，例如机载射弹（12）。 推力产生装置可以包括围绕身体排列的多个爆震电动机，能够单独或多次引爆。 这种推力产生装置可以用于姿态调节，转向或其他控制飞弹或其他空中飞行器的飞行。 爆炸推力产生装置具有比基于推进剂的装置更快的响应时间的优点，并且不需要与许多基于推进剂的装置一起使用的喷嘴。

    HYBRID ROCKET SYSTEM
    6.
    发明申请
    HYBRID ROCKET SYSTEM 审中-公开
    混合摇篮系统

    公开(公告)号：WO2007065220A1

    公开(公告)日：2007-06-14

    申请号：PCT/AU2006/001861

    申请日：2006-12-07

    Applicant: ROCKETONE AEROSPACE PTY LTD ,  HO, Sook, Ying

    Inventor： HO, Sook, Ying

    IPC: F02K9/72 ,  F02K9/08 ,  F02K9/26 ,  F02K9/84

    CPC classification number: F02K9/72 ,  F02K9/26 ,  F05D2270/051

    Abstract: The present invention describes a hybrid rocket motor that includes a first solid reactant and at least one thrust nozzle and at least one moveable combustion control member within the hybrid rocket motor that restricts the contact of a first fluid reactant to the solid reactant in the combustion chamber. In this way it is then possible to regulate the exposure of the solid reactant to the fluid reactant and thus control thrust.

    Abstract translation: 本发明描述了一种混合式火箭发动机，其包括第一固体反应物和至少一个推力喷嘴和混合式火箭发动机内的至少一个可移动燃烧控制构件，其限制第一流体反应物与燃烧室中固体反应物的接触 。 以这种方式，可以调节固体反应物暴露于流体反应物，从而控制推力。

    ROCKET MOTOR NOZZLE ASSEMBLY COMPRISING A REFRACTORY METAL SHELL
    7.
    发明申请
    ROCKET MOTOR NOZZLE ASSEMBLY COMPRISING A REFRACTORY METAL SHELL 审中-公开
    ROCKET电动喷枪组件，包括一个耐火金属外壳

    公开(公告)号：WO01053683A1

    公开(公告)日：2001-07-26

    申请号：PCT/US2001/001930

    申请日：2001-01-19

    IPC: B01J19/08 ,  B21D51/16 ,  C23C4/00 ,  C23C30/00 ,  F02K9/08 ,  F02K9/97

    CPC classification number: C23C30/00 ,  C23C4/00 ,  F02K9/974 ,  F05D2300/13 ,  F05D2300/224 ,  F05D2300/2263 ,  F05D2300/502

    Abstract: The rocket motor nozzle assembly of this invention includes a throat insert (22) and a carbon or silica protective eyelid (50). The throat insert has a carbon throat support (30) and a refractory metal shell (42, 44, 46). The shell is positioned radially inside the throat support to cover the inner surface of the throat support. The protective eyelid (50) covers a sufficient portion of the forward surface region (42) of the shell and the underlying converging portion of the throat support to protect these components against particle impingement. The protective eyelid extends sufficiently far forward along the converging/diverging pathway to cover and protect the forward face or edge of the throat insert and prevent the combustion gases from passing under the throat insert and reaching the radially outer surface of the throat insert. However, the protective eyelid leaves the throat surface region of the shell exposed to the converging/diverging pathway.

    Abstract translation: 本发明的火箭发动机喷嘴组件包括喉部插入件（22）和碳或二氧化硅保护性眼睑（50）。 喉部插入件具有碳喉支撑件（30）和难熔金属壳体（42,44,46）。 壳体径向地位于喉部支撑件的内部以覆盖喉部支撑件的内表面。 保护性眼睑（50）覆盖壳体的前表面区域（42）和喉部支撑件的下面的会聚部分的足够部分，以保护这些部件免受颗粒撞击。 保护性眼睑沿着会聚/发散路径向前延伸得足够远，以覆盖并保护喉部插入物的前面或边缘，并防止燃烧气体通过喉部插入物下方并到达喉部插入物的径向外表面。 然而，保护眼皮离开暴露于会聚/分流途径的壳的喉表面区域。

    MONOPROPELLANT AND PROPELLANT COMPOSITIONS INCLUDING MONO AND POLYAMINOGUANIDINE DINITRATE
    8.
    发明申请
    MONOPROPELLANT AND PROPELLANT COMPOSITIONS INCLUDING MONO AND POLYAMINOGUANIDINE DINITRATE 审中-公开
    单丙烯酸和推进剂组合物，包括单硝酸和聚酰胺胍硝酸盐

    公开(公告)号：WO0024693A2

    公开(公告)日：2000-05-04

    申请号：PCT/US9923544

    申请日：1999-10-12

    Applicant: ATLANTIC RES CORP

    Inventor： LUNDSTROM NORMAN H

    IPC: B60R21/26 ,  B01J7/00 ,  C06B25/00 ,  C06B25/34 ,  C06B29/02 ,  C06B29/22 ,  C06B31/12 ,  C06B31/32 ,  C06D5/00 ,  C06D5/06 ,  F02K9/08 ,  C06B

    CPC classification number: C06B25/34 ,  C06D5/06

    Abstract: A pyrotechnic gas generant composition including a high oxygen balance fuel that is the resulting reaction product of an aminoguanidine or polyaminoguanidine salt and nitric acid, namely, aminoguanidine dinitrate, diaminoguanidine dinitrate, and triaminoguanidine dinitrate. Specifically, aminoguanidine dinitrate, diaminoguanidine dinitrate, and triaminoguanidine dinitrate can be used as monopropellants or in combination with oxidizers and additives as a solid bipropellant composition. In each instance, the high oxygen balance fuel(s) of the present invention provide(s) both high gas output and low production of solid combustion products. Specifically, the high oxygen balance fuel(s) may be incorporated into gas generators, gun propellants, inflation and expulsion devices, flotation devices, pyrotechnics, fire suppression devices and smokeless, reduced smoke and metallized rocket propellants.

    Abstract translation: 包含高氧平衡燃料的烟火气体产生剂组合物，所述高氧平衡燃料是氨基胍或聚氨基胍盐与硝酸的所得反应产物，即二硝酸氨基胍，二硝酸二氨基胍和二硝酸三氨基胍。 具体而言，可以将二硝酸氨基胍，二硝酸二氨基胍和二硝酸三氨基胍作为单一推进剂或与氧化剂和添加剂组合用作固体双组元推进剂组合物。 在每种情况下，本发明的高氧平衡燃料均提供了高的气体输出量和低的固体燃烧产物产量。 具体而言，可以将高氧平衡燃料结合到气体发生器，喷枪推进剂，充气和排出装置，浮选装置，烟火，灭火装置和无烟，减少烟雾和金属化火箭推进剂中。

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