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1. 发明公开

CN106065829A 固体火箭发动机地面试验用壳体腹部防烧穿水喷淋冷却装置有权
公开(公告)号：CN106065829A
公开(公告)日：2016-11-02
申请号：CN201610573012.2
申请日：2016-07-20
申请人：西安航天动力测控技术研究所
发明人：王汉文 , 张侃 , 刘洋 , 奚秀玲 , 惠娟 , 吴佳龙 , 吴振祥 , 张伟 , 邹朝辉 , 韩佳洁
IPC分类号： F02K9/40 , F02K9/96
CPC分类号： F02K9/40 , F02K9/96
摘要：本发明提出一种固体火箭发动机地面试验用壳体腹部防烧穿水喷淋冷却装置，包括运送工具、底座、法兰盘、稳固钢板、水压缓冲器、管件和水喷淋头；底座上表面焊接有法兰盘；法兰盘上焊接稳固钢板；水压缓冲器由粗镀锌管和细镀锌管组成；粗镀锌管插入稳固钢板中心圆孔并焊接固定，在粗镀锌管下部开有进水口并连接加压水泵；细镀锌管伸入粗镀锌管，且伸入长度占粗镀锌管长度的2/3；细镀锌管与粗镀锌管密封焊接固定；细镀锌管上端侧壁均布若干连接孔，每个连接孔连接管件，管件末端安装水喷淋头；细镀锌管顶端也安装有花洒喷头。本发明实现了喷淋水均匀的喷射到壳体腹部，降低壳体腹部的温度，防止壳体腹部被烧穿，避免安全隐患的发生，同时还可重复长期使用，节约了成本。

2. 发明授权

CN1121550C 带外套、充排系统、冷却装置和挂架的模块式固体燃料火箭推进剂装药失效
公开(公告)号：CN1121550C
公开(公告)日：2003-09-17
申请号：CN99806509.9
申请日：1999-05-18
申请人：罗格·E·洛
发明人：罗格·E·洛
IPC分类号： F02K9/10 , F02K9/34 , F02K9/40 , F02K9/36 , C06B45/00
CPC分类号： F02K9/40 , F02K9/00 , F02K9/10 , F02K9/32 , F02K9/36
摘要：本发明涉及模块的固体燃料火箭推进剂装药，包括不同的推进剂组分和其他组分，例如燃料、氧化剂、提升能量的添加剂、胶合剂、添加剂、保护层、抑制剂等，它们全部或部分可以成碎块，亦即不是以传统的准均匀混合物的形式而是以一个或多个具有任意恰当形状的宏观燃料元件的形式存在，其中，全部或个别组分也可以由那些必须冷却后才处于充分的固体状态的物质构成。本发明的目的在于，按这样的方式制备前言所述类型的模块式固体燃料火箭推进剂装药，即，将由于冷却系统故障造成的危险状况在增加运载火箭功率的同时十分有效地降低到最小程度。为达到此目的，模块作为一个整体或它们的各个燃料元件设有特殊的外套(1)，它允许这种推进剂装药进行储存和/或按规定工作，不会发生机械性能和物态受温度影响的问题。

3. 发明公开

CN102308077A 再生冷却式多孔介质护套无效
公开(公告)号：CN102308077A
公开(公告)日：2012-01-04
申请号：CN200980156245.0
申请日：2009-12-08
申请人：火星工程有限公司
发明人：格雷格·蒙加斯 , 戴维·J·费希尔 , 阿达姆·波洛克·伦敦 , 杰克·梅里尔·弗赖尔
IPC分类号： F02K9/40 , F02K9/34 , F02K9/62 , F02K9/64
CPC分类号： F02K9/00 , F02K9/34 , F02K9/40 , F02K9/64 , F02K9/972 , F05D2260/20 , Y10T29/49346
摘要：本发明提出了关于具有多孔介质冷却剂护套的火箭燃烧腔室的再生冷却的流体和热传递理论。此模型用来设计再生冷却式火箭或其他高温发动机冷却护套。本发明公开了包括不能渗透的内壁和外壁以及多孔介质通路的冷却护套。本发明还公开了一些多孔介质冷却剂护套，它们具有被设计为将热量从内壁直接传递至外壁的附加结构，以及被设计为引导冷却剂流体的从内壁至外壁的运动的结构。本发明还公开了制造这样的护套的方法。

4. 发明公开

CN1302353A 带外套、充排系统、冷却装置和挂架的模块式固体燃料火箭推进剂装药失效
公开(公告)号：CN1302353A
公开(公告)日：2001-07-04
申请号：CN99806509.9
申请日：1999-05-18
申请人：罗格·E·洛
发明人：罗格·E·洛
IPC分类号： F02K9/10 , F02K9/34 , F02K9/40 , F02K9/36 , C06B45/00
CPC分类号： F02K9/40 , F02K9/00 , F02K9/10 , F02K9/32 , F02K9/36
摘要：本发明涉及模块的固体燃料火箭推进剂装药,包括不同的推进剂组分和其他组分,例如燃料、氧化剂、提升能量的添加剂、胶合剂、添加剂、保护层、抑制剂等,它们全部或部分可以成碎块,亦即不是以传统的准均匀混合物的形式而是以一个或多个具有任意恰当形状的宏观燃料元件的形式存在,其中,全部或个别组分也可以由那些必须冷却后才处于充分的固体状态的物质构成。本发明的目的在于,按这样的方式制备前言所述类型的模块式固体燃料火箭推进剂装药,即,将由于冷却系统故障造成的危险状况在增加运载火箭功率的同时十分有效地降低到最小程度。为达到此目的,模块作为一个整体或它们的各个燃料元件设有特殊的外套(1),它允许这种推进剂装药进行储存和/或按规定工作,不会发生机械性能和物态受温度影响的问题。

5. 发明公开

EP1080302A1 MODULARE FESTSTOFFRAKETENTREIBSÄTZE MIT UMMANTELUNG, FILL-DRAIN SYSTEM, KÜHLUNG UND AUFHÄNGUNG 有权
标题翻译：与环绕模块化固体火箭DRIVE套件，填漏系统，冷却和暂停
公开(公告)号：EP1080302A1
公开(公告)日：2001-03-07
申请号：EP99936294.0
申请日：1999-05-18
申请人： Lo, Roger E.
发明人： Lo, Roger E.
IPC分类号： F02K9/10 , F02K9/34 , F02K9/40 , F02K9/36 , C06B45/00
CPC分类号： F02K9/40 , F02K9/00 , F02K9/10 , F02K9/32 , F02K9/36
摘要： The invention relates to modular solid-fuel rocket propelling charges comprising different propellant components and other components, for example, fuels, oxidators, energy increasing admixtures, binders, additives, coatings, inhibitors, etc. which can be completely or partially fragmented, i.e. they are not provided in the form of the conventional quasi homogeneous mixture, rather they are available in the form of one or more macroscopic combustible elements having any appropriate configuration. All or individual components can also be comprised of substances which must first be sufficiently brought to a solid state by cooling. The aim of the invention is to provide modular solid-fuel rocket propelling charges of the aforementioned type such that the development of dangerous situations resulting from a cooling failure during simultaneous power increases of the carrier rockets is drastically minimized. To this end, the modules are provided as an assembly or the individual combustible elements thereof are provided with a special casing (1). Said special casing permits the storage of such propelling charges and/or the operation thereof according to prescription in such a way that problems do not occur due to the dependence on temperature of the mechanical characteristics or of the state of the aggregate.

6. 发明公开

EP2693033A4 AIRCRAFT/SPACECRAFT FLUID COOLING SYSTEM AND AIRCRAFT/SPACECRAFT FLUID COOLING DEVICE 审中-公开
标题翻译：液体冷却系统，用于飞机/飞行器飞机/太空飞行器和油冷却器
公开(公告)号：EP2693033A4
公开(公告)日：2015-01-14
申请号：EP12762853
申请日：2012-03-21
申请人： MITSUBISHI HEAVY IND LTD
发明人： KITAYAMA OSAMU , ISHIKAWA KEITARO , MIHARA YORICHIKA , AOYAMA TAICHI , NISHIMURA SHINJI
IPC分类号： F02K9/40 , B64G1/00 , B64G1/40 , F02K9/32 , F02K9/60 , F02K9/64 , F28D7/10
CPC分类号： F28F1/00 , B64G1/402 , F02C1/08 , F02C7/16 , F02C7/18 , F02C7/185 , F02C7/224 , F02K9/34 , F02K9/40 , F02K9/46 , F02K9/48 , F02K9/60 , F02K9/64 , F02K9/972 , F05D2260/20 , F28D7/106 , F28F2265/26
摘要： Provided are an aircraft/spacecraft fluid cooling system and an aircraft/spacecraft fluid cooling method in which a fluid in a pipe installed in aircraft or spacecraft can be cooled efficiently so that the amount of fluid required for cooling the fluid can be reduced. A fluid cooling system (1) includes a feed line (6) that feeds a fluid from a storage tank (4) to a pump (8), and a cooling section (26) that expands a propellant having traveled through the pump (8), feeds the propellant to the outer periphery of the feed line (6) so as to cool the propellant in the feed line (6), and discharges the expanded propellant outside.

7. 发明专利

JP2016166595A 燃焼室の冷却機構、冷却機構を備えるロケットエンジン、及び、冷却機構の製造方法有权
标题翻译：用于燃烧室的冷却机构，具有冷却机构的发动机和冷却机构制造方法
公开(公告)号：JP2016166595A
公开(公告)日：2016-09-15
申请号：JP2015047695
申请日：2015-03-10
申请人：三菱重工業株式会社 , 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構
发明人：渡邊大輝 , 足立将基 , 小林弘之 , 黒須明英 , 川島秀人 , 根来延樹
IPC分类号： F02K9/40 , F02K9/64
CPC分类号： F02K9/40 , F02K9/64
摘要：【課題】冷却媒体の撹拌を促進し、冷却機構による冷却効率を改善する燃焼室の冷却機構、冷却機構を備えるロケットエンジン、及び、冷却機構の製造方法を提供する。【解決手段】燃焼室に接する底壁22と、上壁30と、底壁22と上壁30との間に配置される冷却流路40とを具備する。冷却流路40は、第1方向に延びる第1流路50と、第1方向に延びる第2流路60と、第1流路50と第2流路60とに接続される接続部分70とを備える。第2流路60は、第1流路50に対して、底壁22に沿い、かつ、第1方向に垂直な第2方向にオフセットして配置される。【選択図】図5B
摘要翻译：要解决的问题：提供一种用于促进冷却介质的搅动并且通过冷却机构提高冷却效率的燃烧室冷却机构，具有冷却机构的火箭发动机和冷却机构制造方法。解决方案：冷却机构包括：接触燃烧室的底壁22; 上壁30; 以及布置在底壁22和上壁30之间的冷却通道40.冷却通道40包括：沿第一方向延伸的第一通道50; 沿第一方向延伸的第二通道60; 以及连接到第一通道50和第二通道60的连接部分70.第二通道60布置成相对于第一通道50沿底壁22延伸，并且在垂直于第一方向的第二方向上偏移图5B

8. 发明申请

WO2019009235A1 燃焼室の冷却機構审中-公开
公开(公告)号：WO2019009235A1
公开(公告)日：2019-01-10
申请号：PCT/JP2018/025032
申请日：2018-07-02
申请人：国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構
发明人：川島　秀人 , 砂川　英生 , 根岸　秀世
IPC分类号： F02K9/64 , F02K9/40
CPC分类号： F02K9/40 , F02K9/64
摘要：この燃焼室の冷却機構は、燃焼室に接する底壁と、底壁に対して燃焼室とは反対側に配置された上壁と、底壁及び上壁と接し、底壁に沿う第１方向に延び、第１方向に直交する第２方向に並べて配置された複数の側壁と、を備え、底壁と上壁との間であって第２方向に隣り合う側壁の間に、略一定の幅の流路が形成されており、流路内を流れる冷媒に、底壁を介して伝達される燃焼室からの熱を、分散させて伝達させる熱分散構造が流路内に設けられている。

9. 发明申请

WO2010068636A3 REGENERATIVELY COOLED POROUS MEDIA JACKET 审中-公开
标题翻译：再次冷却的多孔介质夹克
公开(公告)号：WO2010068636A3
公开(公告)日：2010-10-14
申请号：PCT/US2009067219
申请日：2009-12-08
申请人： FIRESTAR ENGINEERING LLC , MUNGAS GREG , FISHER DAVID J , LONDON ADAM POLLOK , FRYER JACK MERRILL
发明人： MUNGAS GREG , FISHER DAVID J , LONDON ADAM POLLOK , FRYER JACK MERRILL
IPC分类号： F02K9/40 , F02K9/34 , F02K9/62 , F02K9/64
CPC分类号： F02K9/00 , F02K9/34 , F02K9/40 , F02K9/64 , F02K9/972 , F05D2260/20 , Y10T29/49346
摘要： The fluid and heat transfer theory for regenerative cooling of a rocket combustion chamber with a porous media coolant jacket is presented. This model is used to design a regeneratively cooled rocket or other high temperature engine cooling jacket. Cooling jackets comprising impermeable inner and outer walls, and porous media channels are disclosed. Also disclosed are porous media coolant jackets with additional structures designed to transfer heat directly from the inner wall to the outer wall, and structures designed to direct movement of the coolant fluid from the inner wall to the outer wall. Methods of making such jackets are also disclosed.
摘要翻译：介绍了利用多孔介质冷却剂夹套再生冷却火箭燃烧室的流体和传热理论。该型号用于设计再生冷却火箭或其他高温发动机冷却套。公开了包括不可渗透的内壁和外壁以及多孔介质通道的冷却套。还公开了多孔介质冷却剂套管，该多孔介质冷却剂套管具有设计成将热量从内壁直接传递到外壁的附加结构，以及设计成引导冷却剂流体从内壁向外壁移动的结构。还公开了制造这种夹克的方法。

10. 发明申请

WO2016143827A1 燃焼室の冷却機構、冷却機構を備えるロケットエンジン、及び、冷却機構の製造方法审中-公开
标题翻译：用于燃烧室的冷却机构，具有冷却机构的发动机和冷却机械生产方法
公开(公告)号：WO2016143827A1
公开(公告)日：2016-09-15
申请号：PCT/JP2016/057429
申请日：2016-03-09
申请人：三菱重工業株式会社 , 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構
发明人：渡邊　大樹 , 足立　将基 , 小林　弘之 , 黒須　明英 , 川島　秀人 , 根来　延樹
IPC分类号： F02K9/64 , F02K9/40
CPC分类号： F02K9/64 , F02K9/40 , F05D2260/2212 , F05D2260/2214 , F23M5/08 , F23R3/005 , F23R2900/03043
摘要：　燃焼室に接する底壁（２２）と、上壁（３０）と、底壁（２２）と上壁（３０）との間に配置される冷却流路（４０）とを具備する。冷却流路（４０）は、第１方向に延びる第１流路（５０）と、第１方向に延びる第２流路（６０）と、第１流路（５０）と第２流路（６０）とに接続される接続部分（７０）とを備える。第２流路（６０）は、第１流路（５０）に対して、底壁（２２）に沿い、かつ、第１方向に垂直な第２方向にオフセットして配置される。
摘要翻译：本发明设置有与燃烧室接触的底壁（22），上壁（30）和冷却流路（40），其设置在地板壁（22）和上壁（30）。冷却流路40设置有沿第一方向延伸的第一流路50，在第一方向上延伸的第二流路60以及与第一流路连接的连接部70，第一流路（50）和第二流路（60）。第二流动路径60相对于第一流路50沿着地板壁22延伸，并且在垂直于第一方向的第二方向偏移设置。

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