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41. 发明专利

JPS5187610A SUUPAAHIITATSUKI NETSUSUISHINSOCHI 失效
公开(公告)号：JPS5187610A
公开(公告)日：1976-07-31
申请号：JP7141575
申请日：1975-06-12
申请人： TRW INC
发明人： CHAARUSU KIRUBII MAACHI , CHAARUSU ROBAATO HANTAA
IPC分类号： B64G1/40 , C06D5/00 , C06D5/04 , F02K9/68

42. 发明专利

JP6574273B2 二段触媒スラスター有权
公开(公告)号：JP6574273B2
公开(公告)日：2019-09-11
申请号：JP2017568031
申请日：2015-06-30
申请人：エアロジェットロケットダインインコーポレイテッド
发明人：ドーソン,マシュー , ブルースター,ジェラルド
IPC分类号： F02K9/52 , F02K9/68

43. 发明专利

JP2018527501A 二段触媒スラスター审中-公开
公开(公告)号：JP2018527501A
公开(公告)日：2018-09-20
申请号：JP2017568031
申请日：2015-06-30
申请人：エアロジェットロケットダインインコーポレイテッド
发明人：ドーソン,マシュー , ブルースター,ジェラルド
IPC分类号： B01J35/02 , F02K9/68
CPC分类号： F02K9/52 , B64G1/401 , B64G1/402 , B64G1/403 , F02K9/58 , F02K9/68 , F02K9/94 , F02K9/97 , F05D2260/311
摘要：触媒スラスターは、対向する第1、第2のチャンバ端部間に延在する反応チャンバを含む。第1のチャンバ端部は、熱隔離碗状部を含む。反応チャンバ内に触媒床があり、供給管が、熱隔離碗状部を通って反応チャンバ内に延在する。

44. 发明专利

JP5992722B2 スラスタ装置及び宇宙機有权
标题翻译：推进器和航天器
公开(公告)号：JP5992722B2
公开(公告)日：2016-09-14
申请号：JP2012113428
申请日：2012-05-17
申请人：株式会社IHIエアロスペース
发明人：長尾徹 , 森田直樹
IPC分类号： F02K9/94 , F02K9/68
CPC分类号： F02K9/00 , B64G1/22 , B64G1/24 , B64G1/26 , B64G1/40 , B64G1/401 , B64G1/405 , B64G1/406 , F02K9/34 , F02K9/343 , F02K9/52 , F02K9/60 , F02K9/605 , F02K9/62 , F02K9/68 , F02K9/94 , F02K9/97 , F05C2201/0466 , F05D2300/133

45. 发明专利

JP5246417B2 One-pack thruster 有权
公开(公告)号：JP5246417B2
公开(公告)日：2013-07-24
申请号：JP2009015406
申请日：2009-01-27
申请人：株式会社Ihi
发明人：久和鬼塚 , 武臣出田 , 良二今井
IPC分类号： F02K9/68

46. 发明专利

JP2010229851A Catalyst decomposition type thruster for space vehicle 有权
标题翻译：用于空间车辆的催化分解型THRUSTER
公开(公告)号：JP2010229851A
公开(公告)日：2010-10-14
申请号：JP2009076628
申请日：2009-03-26
申请人： Japan Aerospace Exploration Agency , 独立行政法人宇宙航空研究開発機構
发明人： NAKATSUKA JUNICHI , SAWAI HIDEJIRO , HORI KEIICHI , KOBAYASHI KIYOKAZU , HASEGAWA KATSUYA , KATSUMI TOSHIYUKI
IPC分类号： F02K9/68 , B01J27/24 , B64G1/26 , C06D5/00 , F02K9/62
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a catalyst decomposition type thruster for a space vehicle, for actualizing high safety and easy assembly even when using HAN (Hydroxylammonium Nitrate) based liquid propellant for one liquid propulsion system. SOLUTION: The catalyst decomposition type thruster for the space vehicle includes a hollow tank for storing the liquid propellant, a combustor for decomposing the liquid propellant and injecting reactive gas, and a propellant valve for controlling the supply of the liquid propellant from the tank to the combustor. The combustor includes a catalyst member having a catalyst to be used for decomposing the liquid propellant, a heating device for heating the catalyst member, and an injector for supplying the liquid propellant to the catalyst member. The catalyst member is a ceramic integrally molded product. COPYRIGHT: (C)2011,JPO&INPIT
摘要翻译：要解决的问题：为了提供一种用于太空车辆的催化剂分解型推进器，即使在使用用于一液体推进系统的HAN（羟基硝酸铵）液体推进剂时也实现高安全性和容易的组装。解决方案：用于空间车辆的催化剂分解型推进器包括用于储存液体推进剂的中空罐，用于分解液体推进剂和喷射反应性气体的燃烧器，以及用于控制液体推进剂的供应的推进剂阀坦克到燃烧器。燃烧器包括具有用于分解液体推进剂的催化剂的催化剂部件，用于加热催化剂部件的加热装置和用于将液体推进剂供给催化剂部件的喷射器。催化剂构件是陶瓷整体模制产品。版权所有（C）2011，JPO＆INPIT

47. 发明专利

JP2010174649A Mono-liquid thruster 有权
标题翻译：单液压阀
公开(公告)号：JP2010174649A
公开(公告)日：2010-08-12
申请号：JP2009015406
申请日：2009-01-27
申请人： Ihi Corp , 株式会社Ihi
发明人： ONIZUKA HISAKAZU , IDETA TAKEOMI , IMAI RYOJI
IPC分类号： F02K9/68
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a mono-liquid thruster, quickly and surely removing a clearance generated by local or overall collapse or wear of a catalyst particle and excellent in durability, while securing reliability. SOLUTION: The mono-liquid thruster includes: a chamber 5 provided with an injector 3 and filled with a catalyst layer 4 generating cracked gas by decomposing hydrazine introduced through the injector 3; a nozzle 6 acquiring thrust by blowing off the cracked gas generated in the chamber 5; a circular downstream mesh 9 disposed in the chamber 5 to be axially movable and covering a nozzle-side end face of the catalyst layer 4; and a coil spring 10 constantly imparting a force toward an injector 3 side to the downstream mesh 9. When a diameter of the circular downstream mesh 9 is (a), a wire diameter of the coil spring 10 is (d), and a diameter of the coil spring 10 is D, the diameter D of the coil spring 10 is set to satisfy the expression of 0.5a COPYRIGHT: (C)2010,JPO&INPIT
摘要翻译：要解决的问题：为了提供单液体推进器，在确保可靠性的同时，快速且可靠地消除由于催化剂颗粒的局部或整体塌陷或磨损而产生的间隙以及耐久性优异。单液体推进器包括：室5，其设有喷射器3并填充催化剂层4，催化剂层4通过分解通过喷射器3引入的肼而产生裂化气体; 喷嘴6通过吹出在室5中产生的裂纹气体获得推力; 设置在腔室5中以便可轴向移动并覆盖催化剂层4的喷嘴侧端面的圆形下游网9; 以及螺旋弹簧10向喷射器3侧持续施加朝向下游网孔9的力。当圆形下游网9的直径为（a）时，螺旋弹簧10的线径为（d），直径螺旋弹簧10的直径D设定为满足0.5a

48. 发明专利

JP2009085155A Bi-propellant thruster 有权
标题翻译： BI-PROPELLANT THRUSTER
公开(公告)号：JP2009085155A
公开(公告)日：2009-04-23
申请号：JP2007258207
申请日：2007-10-02
申请人： Ihi Aerospace Co Ltd , 株式会社Ihiエアロスペース
发明人： NAKAGAWA ICHIRO
IPC分类号： F02K9/68 , F02K9/44
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a bi-propellant thruster capable of attaining high ignitability and combustion stability when generating propellent combustion gas by using a HAN system oxidizing agent and hydrocarbon system fuel as low-toxicity oxidizing agent and fuel.
SOLUTION: The bi-propellant thruster comprises a primary combustor 3, which receives a catalyst 7 inside and generates primary combustion gas by causing the supplied HAN system oxidizing agent to be exothermically decomposed and combusted with the inside catalyst 7, and a secondary combustor 5 to which the primary combustion gas and the hydrocarbon system fuel are supplied and which generates secondary combustion gas by combusting the hydrocarbon system fuel with the primary combustion gas, and jets out the secondary combustion gas to generate thrust.
COPYRIGHT: (C)2009,JPO&INPIT
摘要翻译：要解决的问题：提供一种双推进剂推进器，其能够通过使用HAN系统氧化剂和烃系统燃料作为低毒氧化剂和燃料产生推进燃烧气体时获得高的起燃性和燃烧稳定性。解决方案：双推进剂推进器包括主燃烧器3，主燃烧器3通过使供应的HAN系统氧化剂与内部催化剂7放热分解和燃烧而在内部接收催化剂7并产生一次燃烧气体，并且二次一次燃烧气体和烃系统燃料供给的燃烧器5，通过使一次燃烧气体燃烧烃系燃料而产生二次燃烧气体，并喷出二次燃烧气体以产生推力。版权所有（C）2009，JPO＆INPIT

49. 发明专利

JP2007016781A Booster rocket engine using gas hydrocarbon in catalytic cracked gas generator cycle 有权
标题翻译：使用气体烃在催化裂化气发电机循环中的增压器发动机
公开(公告)号：JP2007016781A
公开(公告)日：2007-01-25
申请号：JP2006180556
申请日：2006-06-30
申请人： United Technol Corp , ユナイテッドテクノロジーズコーポレイションUnited Technologies Corporation
发明人： FOWLER ROBERT B , JOYNER CLAUDE R
IPC分类号： F02K9/46 , F02K9/64 , F02K9/68
CPC分类号： F02K9/64 , F02K9/46 , F02K9/48 , F02K9/50 , F02K9/68
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a method and a device for feeding a combination of hydrocarbon and oxidizing agent propulsion fuel to a rocket engine for eliminating the problem of instability in a large chamber. SOLUTION: The method and the device are disclosed for feeding the combination of the propulsion fuel to the rocket engine. This method includes a step of supplying a flow of hydrocarbon propulsion fuel, a step of increasing pressure of the hydrocarbon propulsion fuel, a step of decomposing the hydrocarbon propulsion fuel in a decomposer, a step of introducing the decomposed hydrocarbon propulsion fuel into a combustion chamber of the rocket engine, and a step of introducing an oxidizing agent into the combustion chamber. The device is also disclosed for performing this method. COPYRIGHT: (C)2007,JPO&INPIT
摘要翻译：要解决的问题：提供一种将烃类和氧化剂推进燃料的组合供给到火箭发动机的方法和装置，以消除大室中不稳定的问题。
解决方案：公开了用于将推进燃料的组合馈送到火箭发动机的方法和装置。该方法包括提供烃推进燃料流的步骤，增加烃推进燃料的压力的步骤，在分解器中分解烃推进燃料的步骤，将分解的烃推进燃料引入燃烧室的火箭发动机，以及将氧化剂引入燃烧室的步骤。还公开了用于执行该方法的装置。版权所有（C）2007，JPO＆INPIT

50. 发明专利

JP2004331425A Han/hn-based monopropellant and method for developing hot gas using the same 有权
公开(公告)号：JP2004331425A
公开(公告)日：2004-11-25
申请号：JP2003126278
申请日：2003-05-01
申请人： Hosoya Fireworks Co Ltd , Ihi Aerospace Co Ltd , Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd , Masahiro Takano , 株式会社アイ・エイチ・アイ・エアロスペース , 石川島播磨重工業株式会社 , 細谷火工株式会社 , 雅弘高野
发明人： TAKANO MASAHIRO , AYABE TSUNEO , KASAMA TSUNEO , MIYAZAKI SHIGEFUMI
IPC分类号： F02C3/24 , B01J7/02 , C06B31/00 , C06B43/00 , C06D5/00 , F02K9/42 , F02K9/68 , F23R3/40
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a low-toxicity monopropellant which can be easily handled, drastically reduces or eliminates the necessity of wearing protective clothing etc., at its handling and has burning characteristics comparable to those of hydrazine, and a method for developing hot gas using the same.
SOLUTION: The HAN/HN-based monopropellant 1 comprising an HAN/NH mixture-based oxidizer containing hydroxylammonium nitrate (HAN), hydrazinium nitrate (HN) and water and a fuel constituent is directly sprayed on a catalyst 10 which has been preheated to a prescribed temperature to generate the hot gas.
COPYRIGHT: (C)2005,JPO&NCIPI

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