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1. 发明专利

JP2017537252A 液体推進剤エンジンのための改良された点火方法审中-公开
公开(公告)号：JP2017537252A
公开(公告)日：2017-12-14
申请号：JP2017521528
申请日：2015-10-19
申请人：エアバス・サフラン・ローンチャーズ・エス・ア・エス
发明人：ユエ，バランタン
IPC分类号： F02K9/44 , B64G1/40 , F02K9/56 , F02K9/95
CPC分类号： F02K9/62 , F02K9/50 , F02K9/52 , F02K9/58 , F02K9/94 , F02K9/95
摘要：液体推進剤エンジンのための改良された点火方法宇宙船エンジンの燃焼を開始する方法であって、推進剤タンクヒータ(25)を点火するステップと、一旦ヒータ(25)が安定状態に達すると、第1の推進剤を含む第1のタンク(23)および第2の推進剤を含む第2のタンク(24)を加圧するステップ、および並行して、温度の点火閾値(T13、T14)および圧力の点火閾値(P13、P14)に達するまで、第1の点火器タンク(13)をガス形態の第1の推進剤で充填し、第2の点火器タンク(14)をガス形態の第2の推進剤で充填するステップと、第1の点火器タンクおよび第2の点火器タンク(13および14)の中に含まれたガス形態の第1の推進剤および第2の推進剤をエンジンの点火器(12)の中に噴射して、燃焼を開始するステップとを含む、方法。

2. 发明专利

JP2017516021A 宇宙機のためのエンジンと、上記エンジンを備える宇宙機审中-公开
公开(公告)号：JP2017516021A
公开(公告)日：2017-06-15
申请号：JP2016568567
申请日：2015-05-13
申请人：サフランエアークラフトエンジンズ , サフランエアークラフトエンジンズ
发明人：ジョセフズールバッハステファン , ジョセフズールバッハステファン , ラファエルジャンマルシャンディスフレデリク , ラファエルジャンマルシャンディスフレデリク
IPC分类号： F03H1/00 , B64G1/40
CPC分类号： B64G1/405 , B64G2001/245 , F02K9/62 , F02K9/76 , F02K9/97 , F03H1/0075
摘要：ホール効果スラスターと共に、燃焼ガスを放出するためのノズル(30)を有する化学スラスターを備える宇宙飛行体エンジン(10)。このエンジンは、ホール効果スラスターが動作中である時にホール効果スラスターによって放出される粒子のための放出流路としてノズルが機能するように構成されている。このエンジンは、低い比推力を伴う大きな推力、又は、大きな比推力を伴う比較的小さい推力を提供することが可能である。【選択図】図2

3. 发明专利

JP2017089397A 燃焼器及びロケットエンジン审中-公开
公开(公告)号：JP2017089397A
公开(公告)日：2017-05-25
申请号：JP2015215975
申请日：2015-11-02
申请人：三菱重工業株式会社 , Mitsubishi Heavy Ind Ltd , 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 , National Research And Development Agency Japan Aerospace Exploration Agency
发明人： ISONO MITSUNORI , MASAKO HIROYASU , WATANABE SHINICHIRO , KAWASHIMA HIDETO
IPC分类号： F02K9/62
CPC分类号： F02K9/62
摘要：【課題】燃焼器及びロケットエンジンにおいて、燃焼振動の発生を抑制しながら大型化や重量増の抑制を図る。【解決手段】噴射面23から酸化剤及び燃料を噴射する噴射装置11と、噴射装置11から噴射される酸化剤及び燃料を燃焼することで燃焼ガスを発生させる燃焼室12と、燃焼室12に連通路35を介して連通されるレゾネータ31と、連通路35に設けられる多孔板41とを設ける。【選択図】図3

4. 发明专利

JP2015075071A ガス発生器有权
标题翻译：气体发电机
公开(公告)号：JP2015075071A
公开(公告)日：2015-04-20
申请号：JP2013213725
申请日：2013-10-11
申请人：株式会社IHI
发明人：多屋公平 , 石川康弘
IPC分类号： F02K9/62 , F02K9/52
CPC分类号： F02K9/52 , F02K9/62
摘要：【課題】高温燃焼域と低温燃焼域の燃焼状態の評価を簡便に行うこと。【解決手段】噴射器1の基板10に複数配置した各噴射エレメント11に、基板10の前方の燃焼箇所CPに燃料及び酸化剤を噴射する異種衝突型の燃焼用酸化剤噴射ノズル13及び燃焼用燃料噴射ノズル15と、燃焼箇所CPよりもさらに前方の希釈箇所DPに希釈用の燃料を噴出する希釈用噴射ノズル17とを設けた。そして、燃焼箇所CPの近傍の高温燃焼域HAにおいて燃料と酸化剤を、着火性や保炎性が担保される適切な範囲内の混合比で燃焼させ、これにより発生した燃焼ガスを希釈用燃料又は希釈用酸化剤で希釈して、配管接続部4の近傍の低温燃焼域LAにおいて燃焼ガスを低混合比(燃料リッチ)又は超高混合比(酸素リッチ)の状態で燃焼させて低温化及び均一化させる構成とした。【選択図】図4
摘要翻译：要解决的问题：易于评估高温燃烧区域和低温燃烧区域的燃烧状态。解决方案：布置在喷射器1的基板10上的多个喷射元件11中的每一个包括：燃烧氧化剂喷射喷嘴13和用于不同类型碰撞的燃烧燃料喷嘴15，用于将燃料和氧化剂分别喷射到基板10前面的燃烧部分CP; 以及将稀释燃料喷射到燃烧部CP前方的稀释部DP的稀释喷嘴17。在燃烧部CP附近的高温区域HA中，将燃料和氧化剂以适当范围的混合比烧成，以确保点火性能和火焰保持性能，并且由此产生的燃烧气体用稀释燃料或稀释氧化剂。在管连接部4附近的低温区域LA中，以低混合比（富燃料）状态或非常高的混合比（富氧）状态燃烧燃烧气体，燃烧气体可以使温度更低，均匀。

5. 发明专利

JP2014159769A Rocket motor 有权
标题翻译： ROCKET发动机
公开(公告)号：JP2014159769A
公开(公告)日：2014-09-04
申请号：JP2013030410
申请日：2013-02-19
申请人： Mitsubishi Heavy Ind Ltd , 三菱重工業株式会社
发明人： KAWAMATA YOSHIHIRO , OBASE KIMITO
IPC分类号： F02K9/64 , F02K9/46 , F02K9/68
CPC分类号： F02K9/48 , B64G1/00 , B64G1/401 , F02K9/62 , F02K9/64 , F02K9/68 , F02K9/972 , F05D2260/85
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a reliable rocket engine reduced in energy loss, and using hydrocarbon as fuel.SOLUTION: A rocket engine comprises: fuel flow passages 31-39; a catalyst part 51; a turbine 12; a first pump 11; a combustion chamber 21; and a nozzle 22. Hydrocarbon-based fuel flows in the fuel flow passages 31-39. The catalyst part 51 is disposed in the halfway of the fuel flow passages 31-39 so as to gasify the fuel. The turbine 12 is driven by the gasified fuel. The first pump 11 supplies the fuel to the fuel flow passages 31-39 by driving of the turbine 12. The combustion chamber 21 burns the gasified fuel supplied from the fuel flow passages 31-39, and an oxidizer. The nozzle 22 sends out the combustion gas of the combustion chamber 21, and heat-exchanges with a part of the fuel flow passages 31-39, and is cooled.
摘要翻译：要解决的问题：提供可靠的火箭发动机，减少能量损失，并使用碳氢化合物作为燃料。解决方案：火箭发动机包括：燃料流动通道31-39; 催化剂部分51; 涡轮12; 第一泵11; 燃烧室21; 烃类燃料在燃料流路31-39中流动。催化剂部分51设置在燃料流动通道31-39的中途，以使燃料气化。涡轮12由气化燃料驱动。第一泵11通过驱动涡轮机12将燃料供给到燃料流路31-39。燃烧室21燃烧从燃料流路31-39供给的气化燃料和氧化剂。喷嘴22将燃烧室21的燃烧气体送出，与燃料流路31-39的一部分进行热交换，并进行冷却。

6. 发明专利

JP2013520615A Packaged propellant air induction variable thrust rocket engine 有权
公开(公告)号：JP2013520615A
公开(公告)日：2013-06-06
申请号：JP2012555119
申请日：2011-02-23
申请人：イノヴェイティヴディフェンス,エルエルシー
发明人：マンソン，デヴィッド，マレー，ジュニア , コリアー，ニコラス
IPC分类号： F02K9/62
CPC分类号： F02K9/62
摘要：本発明は、本発明に対する極めて多くの使用法および用途を有するパッケージ化推進薬空気誘導可変推力ロケット・エンジンである。ここで説明されているデバイスの主な目的は、航空機を推進させるための、軽量で、トルクおよび振動がない推力発生器を提供することである。このデバイスは、これらの力が小さいため、極めて軽量の航空機の製造を容易にすることができる。また、このデバイスは、高速空気流およびまたは結果として得られる推力を必要とするどこででも使用することができる。本発明には、流入した空気を、酸化可能燃料の混合物の離散パケットからの熱エネルギーおよび運動エネルギーの短い継続期間のバーストによって加熱し、かつ、加速する前に、この流入する空気を圧縮し、かつ、加速する空力原理が使用されている。加熱され、かつ、加速された空気は、次に、デバイスを通って移動する際に膨張して推力を提供する。

8. 发明专利

JP2009508042A Thrust increase method in a plug nozzle and the expansion and deflection nozzle 有权
公开(公告)号：JP2009508042A
公开(公告)日：2009-02-26
申请号：JP2008530006
申请日：2006-09-08
申请人：アエロジェットジェネラルコーポレイション
发明人：ジェイ．ブルマン，メルビン , ローステン，メルリン
IPC分类号： F02K9/90 , F02K9/52 , F02K9/97
CPC分类号： F02K9/90 , F02K9/62 , F02K9/82 , F05D2240/1281
摘要：【課題】種々の高度で適切に推力を変化させるように設計されて推力増大を行うロケット用ノズルを備えた推進システムを提供する。
【解決手段】ロケット用ノズルの推力増大は、未燃焼燃料および酸化剤をノズル内に導入してノズル内で燃焼させることにより、ノズル内への進入に先立ち燃焼する燃料および酸化剤により提供される主要推力を追加するインジェクタを取入れることにより達成される。これらの補助インジェクタは、膨張・偏向ノズルおよびプラグ・ノズルのデザインに取入れられる。膨張・偏向ノズルにおいてインジェクタは、流れ偏向器自体内、または、ノズルの広がり区画の壁部内のいずれかに設置される。プラグ・ノズルにおいてインジェクタは、中央体の前端を囲繞するノズルの外殻内、または、中央体自体内のいずれかに設置される。
【選択図】図１

9. 发明专利

JP6000159B2 ロケットエンジン有权
标题翻译：火箭发动机
公开(公告)号：JP6000159B2
公开(公告)日：2016-09-28
申请号：JP2013030410
申请日：2013-02-19
申请人：三菱重工業株式会社
发明人：川又善博 , 尾場瀬公人
IPC分类号： F02K9/68 , F02K9/46 , F02K9/64
CPC分类号： F02K9/48 , B64G1/00 , B64G1/401 , F02K9/62 , F02K9/64 , F02K9/68 , F02K9/972 , F05D2260/85

10. 发明专利

JP2016135905A ロケットエンジンの燃焼器の製造方法、ロケットエンジンの燃焼器、および、ロケットエンジン有权
标题翻译：岩石发动机燃烧器，发动机燃烧器和发动机的生产方法
公开(公告)号：JP2016135905A
公开(公告)日：2016-07-28
申请号：JP2015011787
申请日：2015-01-23
申请人：三菱重工業株式会社
发明人：高橋孝幸 , 都築圭紀 , 梶間一広
IPC分类号： C23C26/00 , C25D7/04 , B22F3/105 , B22F7/04 , F02K9/62 , F02K9/97 , B22F3/16 , C23C28/00
CPC分类号： B22F3/105 , B22F3/16 , B22F7/04 , C23C26/00 , C23C28/00 , C25D7/04 , F02K9/62 , F02K9/64 , F02K9/97
摘要：【課題】より低コストで作製可能であり、かつ、フープ荷重および冷却媒体の圧力に対して耐力のあるロケットエンジンの燃焼器、ロケットエンジン、および、ロケットエンジンの燃焼器の製造方法を提供する。【解決手段】ロケットエンジンの燃焼器の製造方法は、冷却用の溝24を有する燃焼器内筒20を準備する工程と、冷却用の溝24を覆うように、燃焼器内筒20の外周面上に外層30を設ける工程と、外層30の外周面上に、LMD処理によって、LMD層50を積層する工程とを具備する。【選択図】図7
摘要翻译：要解决的问题：提供一种可以更廉价生产的火箭发动机的燃烧器，并具有支撑力和冷却介质的压力的承受力; 并提供火箭发动机和火箭发动机的燃烧器的制造方法。解决方案：火箭发动机的燃烧器的制造方法包括以下步骤：制备具有冷却槽24的燃烧器内筒20; 在燃烧器内筒20的外周面上设置外层30，以覆盖冷却槽24; 并通过LMD处理层压LMD层50在外层30的外周面上。图7

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