公开(公告)号：WO2022251763A2

公开(公告)日：2022-12-01

申请号：PCT/US2022/071688

申请日：2022-04-13

申请人： STOKE SPACE TECHNOLOGIES, INC.

发明人： MCCULLOUGH, Thomas, Ryan ,  FELDMAN, Thomas ,  LAPSA, Andrew ,  SANDER, Zachary

IPC分类号： F02K9/88 ,  B64G1/40 ,  B64G1/62 ,  F02K9/00 ,  F02K9/66 ,  F02K9/80 ,  F02K9/86 ,  F02K9/97 ,  B64G1/002 ,  B64G1/58 ,  F05D2250/31

摘要： An annular aerospike nozzle for a vehicle, such as an upper stage rocket, is disclosed. The annular aerospike nozzle includes a centerbody and a plurality of thrust chambers spaced around the centerbody. Each thrust chamber has a throat and a nozzle portion extending aft of the throat. The nozzle portion has an exit dimension Dexit at an aft end. Each thrust chamber is spaced away from adjacent thrust chambers by a spacing distance Dspace, such that Dspace ≥ M * Dexit, where M ≥ 1.

公开(公告)号：WO2018224998A1

公开(公告)日：2018-12-13

申请号：PCT/IB2018/054092

申请日：2018-06-07

申请人： AVIO S.P.A.

发明人： ROSATI, Roberto

IPC分类号： B64G1/40 ,  F02K9/80 ,  F02K9/86

摘要： An attitude control and thrust boosting system (100) for a space launcher is disclosed, wherein the space launcher is equipped with a rocket engine (303) provided with an exhaust nozzle. The exhaust nozzle comprises a divergent portion (302) so designed as to make a supersonic gas flow exit through an exit section defined by a given angle of divergence with respect to a longitudinal axis of the rocket engine. The attitude control and thrust boosting system (100) comprises flaps (110, 111, 112, 113) that are arranged around the exit section, are shaped so as to extend the divergent portion of the exhaust nozzle, are mechanically decoupled from said exhaust nozzle and can be actuated to take different angular positions with respect to the longitudinal axis of the rocket engine. Control means (130) are also provided to receive quantities indicative of an actual attitude of the space launcher and an ambient static pressure, and to make the flaps (110,111,112,113) take a neutral angular position where the flaps (110,111,112,113) are inclined, with respect to the longitudinal axis of the rocket engine, according to an inclination angle greater than, or equal to, the given angle of divergence, in order to control the neutral angular position taken by the flaps (110,111,112,113) according to the ambient static pressure and to make one or more flaps (110,111,112,113) take an angular position different than the neutral angular position according to the actual attitude of the space launcher and to a required attitude for said space launcher.

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：WO2014135786A1

公开(公告)日：2014-09-12

申请号：PCT/FR2014/050479

申请日：2014-03-04

申请人： HERAKLES

发明人： CLERMONT, Mathieu ,  SORGEON, Sylvain ,  LARRIEU, Jean-Michel

IPC分类号： F02K9/86 ,  F02K1/08 ,  F02K9/80

CPC分类号： F02K9/86 ,  F02K1/08 ,  F02K9/26 ,  F02K9/805

摘要： Tuyère à section de col variable de propulseur d'engin aérospatial, comprenant un logement cylindrique présentant un col (30) de diamètre d'ouverture inférieur au diamètre du logement, et un pointeau (24) apte à coulisser à l'intérieur du logement entre une position avant de fonctionnement à haut débit dans laquelle un nez (28) est en retrait par rapport au col du logement et une position arrière de fonctionnement à bas débit dans laquelle le nez est en butée contre le col, le pointeau comprenant une tige (26) destinée à coulisser à l'intérieur du logement de la tuyère, la tige se terminant par le nez ayant un diamètre décroissant. Le nez de la tige est apte à venir en butée contre le col du logement de la tuyère formant siège et comprend au moins deux rainures (34) axiales ménagées à sa périphérie externe pour permettre le passage de gaz lorsque le nez est en butée axiale contre le col du logement de la tuyère.

摘要翻译： 一种具有用于航天器推进器的可变颈部的喷嘴，包括具有颈部（30）的圆柱形壳体，所述颈部的开口直径小于所述壳体的直径，以及能够在所述壳体内滑动的针（24） 其中鼻子（28）相对于所述壳体的颈部凹陷的高流动操作的前部位置和鼻子抵靠颈部的低流动操作的后部位置，所述针头包括杆（26）， 旨在滑入喷嘴中的壳体，杆以鼻直径减小的方式结束。 杆的鼻部能够在形成座椅的喷嘴中抵靠壳体的颈部，并且包括设置在其上的至少两个轴向凹槽（34），以在气门轴向 靠在喷嘴中壳体的颈部。

公开(公告)号：WO2008142290A3

公开(公告)日：2009-02-19

申请号：PCT/FR2008000517

申请日：2008-04-14

申请人： ASTRIUM SAS ,  LAINE ROBERT

发明人： LAINE ROBERT

IPC分类号： F02K9/58 ,  F02K9/50 ,  F02K9/80

CPC分类号： F02K9/50 ,  F02K9/52 ,  F02K9/56 ,  F05D2260/205 ,  Y10T137/87153

摘要： According to the invention, upstream of the injection means, the combustible propellant and the oxidant propellant are mixed at constant pressure; and to inject the said mixture of propellants at constant pressure into the combustion chamber (1), injection means (7 to 11) are chosen, making it possible to vary the flow rate of the said injected mixture.

摘要翻译： 根据本发明，喷射装置的上游，可燃推进剂和氧化剂推进剂在恒定压力下混合; 并且将恒定压力的所述推进剂混合物注入到燃烧室（1）中，选择注入装置（7至11），使得可以改变所述注入的混合物的流速。

公开(公告)号：WO2022177594A1

公开(公告)日：2022-08-25

申请号：PCT/US2021/038389

申请日：2021-06-22

申请人： RAYTHEON COMPANY

发明人： STARKEY, Ryan ,  ALTAMIRANO, Dario N. ,  MESCHBERGER, John

IPC分类号： F02K9/10 ,  F02K9/80 ,  F42B15/00

摘要： A rocket booster has an annular shape, with a casing defining an annular space therewithin, and a solid rocket fuel in the annular spacing. The rocket booster also includes one or more nozzle pieces, mechanically coupled to the casing, that define one or more nozzles at the aft side of the rocket booster. The rocket booster may be mechanically coupled to an object protruding from the back of a fuselage of a flight vehicle, such as a missile. For example, the rocket booster may be placed around an aft turbojet nozzle of the flight vehicle. This allows the rocket booster to be used in situations where primary propulsion must be running both before and after (and perhaps during) the firing of the rocket booster.

公开(公告)号：WO2019063939A1

公开(公告)日：2019-04-04

申请号：PCT/FR2018/052369

申请日：2018-09-26

申请人： ARIANEGROUP SAS

发明人： LE GONIDEC, Serge

IPC分类号： F02K9/80

摘要： Ensemble comportant un support (10) configuré pour être fixé à un engin spatial, un propulseur, un dispositif d'orientation (40) comportant au moins un actionneur (44) apte à modifier l'orientation du propulseur, l'actionneur (44) comprenant au moins deux électrodes et au moins un polymère électro-actif disposé entre les au moins deux électrodes.

公开(公告)号：WO2018004828A1

公开(公告)日：2018-01-04

申请号：PCT/US2017/031523

申请日：2017-05-08

申请人： AEROJET ROCKETDYNE, INC.

发明人： COLEMAN, Arthur

IPC分类号： F02K9/80 ,  F16J15/16

摘要： A duct includes first and second bellows sections. First and second torsional rings are attached to, respectively, the first and second bellows sections. First and second dynamic seals are sandwiched between the first and second torsional rings.

摘要翻译： 管道包括第一和第二波纹管部分。 第一和第二扭转环分别连接到第一和第二波纹管部分。 第一和第二动态密封夹在第一和第二扭转环之间。

公开(公告)号：WO2017013341A1

公开(公告)日：2017-01-26

申请号：PCT/FR2016/051823

申请日：2016-07-15

申请人： AIRBUS SAFRAN LAUNCHERS SAS

发明人： CAUBET, Pascal ,  LARRIEU, Jean-Michel

IPC分类号： F02K9/80 ,  F02K9/86

CPC分类号： F02K9/86 ,  F02K9/805 ,  F05D2240/1281 ,  F05D2250/41 ,  F05D2250/712 ,  F05D2260/36 ,  F05D2270/051 ,  F05D2270/303

摘要： Un dispositif de modulation de section d'éjection de gaz (130) destiné à être placé dans une tuyère (120) en amont du col (121) de ladite tuyère comprend un pointeau (140). Le pointeau (140) comporte une partie proximale (142) reliée à un guide de commande (134) et une partie distale (143) en forme de pièce de révolution, le pointeau (140) étant mobile entre une position rétractée et une position avancée. Le pointeau (140) présente dans sa partie distale (143) une première section de forme concave (1431) et une deuxième section de forme concave (1432) située en aval de la première section.

摘要翻译： 用于改变旨在放置在所述喷嘴的喉部（121）上游的喷嘴（120）中的气体喷射部分（130）的装置包括针（140）。 针（140）包括连接到控制引导件（134）的近端部分（142）和旋转部件形式的远端部分（143），所述针头（140）可在缩回位置和高级 位置。 针（140）在其远端部分（143）中具有位于第一部分下游的凹形（1431）的第一部分和凹形（1432）的第二部分。

公开(公告)号：WO2006115605A1

公开(公告)日：2006-11-02

申请号：PCT/US2006/009539

申请日：2006-03-16

申请人： RAYTHEON COMPANY ,  CHASMAN, Daniel, B. ,  LEAL, Michael ,  HAIGHT, Stephen, D.

发明人： CHASMAN, Daniel, B. ,  LEAL, Michael ,  HAIGHT, Stephen, D.

IPC分类号： F42B10/66 ,  F02K9/30 ,  F02K9/80 ,  F16K3/08

CPC分类号： F42B10/666 ,  F02K9/30 ,  F02K9/805 ,  F02K9/86 ,  F05D2240/128 ,  F05D2250/323 ,  F05D2250/324 ,  F05D2250/41 ,  F05D2260/60 ,  F16K3/085 ,  F42B10/663

摘要： A missile (12) includes a control system (10) having divert and attitude control system thrusters (16, 18) with control valves (20). Each of the control valves has a nozzle plate (26) having a plurality of small nozzles (24) therein. The nozzle plate includes a pair of portions (30, 32), one of which is rotatable relative to the other. Control of flow through the nozzle plate may be effected by relative positioning of the portions of the nozzle plate. An upstream convergent portion of the nozzle plate may be fixed relative to the missile, with a downstream throat and/or divergent portion of the nozzle plate moveable. Movement of the movable portion of the nozzle plate may be accomplished by use of an actuator that is external to the missile body. The control valve provides a simple, lightweight and compact way of controlling flow from a divert thruster.

摘要翻译： 导弹（12）包括具有带有控制阀（20）的转向和姿态控制系统推进器（16,18）的控制系统（10）。 每个控制阀具有在其中具有多个小喷嘴（24）的喷嘴板（26）。 喷嘴板包括一对部分（30,32），其中一个部分可相对于另一个旋转。 通过喷嘴板的流动的控制可以通过喷嘴板的部分的相对定位来实现。 喷嘴板的上游收敛部分可以相对于导弹固定，喷嘴板的下游喉部和/或发散部分可移动。 可以通过使用在导弹体外部的致动器来实现喷嘴板的可移动部分的移动。 控制阀提供了一种控制来自转向推进器的流量的简单，轻便和紧凑的方式。