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1. 发明授权

US3803838A Apparatus and method of terminating thrust of a rocket motor 失效
标题翻译：终止电动机电枢的装置和方法
公开(公告)号：US3803838A
公开(公告)日：1974-04-16
申请号：US5890370
申请日：1970-07-28
申请人： AEROJET GENERAL CO
发明人： MORGAN M , MITCHELL S , PLATT C
IPC分类号： F02K9/38 , F02K9/92 , F02K9/04
CPC分类号： F02K9/92 , F02K9/38
摘要： Combustion and thrust of a solid propellant rocket motor are terminated by igniting a pyrotechnic material contained within a tube of quenchant fluid such as water located within the hollow propellant grain within the motor chamber. Burning of the pyrotechnic pressurizes the quenchant, bursting its container, so that it is ejected at high velocity, in all directions in the chamber.
摘要翻译：固体推进剂火箭发动机的燃烧和推力通过点燃包含在位于电动机室内的中空推进剂颗粒内的诸如水的淬火液体的管中的烟火材料来终止。烟火燃烧对淬火剂加压，使其容器爆裂，使其以高速度，在室中的所有方向喷射。

2. 发明授权

US3383861A Reverse thrust control for rocket engine 失效
标题翻译：反向推力控制火箭发动机
公开(公告)号：US3383861A
公开(公告)日：1968-05-21
申请号：US51338265
申请日：1965-12-13
申请人： THIOKOL CHEMICAL CORP
发明人： BELL JR HAROLD S
IPC分类号： F02K9/50 , F02K9/92
CPC分类号： F02K9/50 , F02K9/92

3. 发明授权

US3262267A Rocket nozzle shutoff device 失效
标题翻译：火箭喷嘴关闭装置
公开(公告)号：US3262267A
公开(公告)日：1966-07-26
申请号：US42536165
申请日：1965-01-13
申请人： WILLIAM PENNINGTON
发明人： WILLIAM PENNINGTON
IPC分类号： F02K9/92
CPC分类号： F02K9/92

4. 发明授权

US3221495A Thrust cut-off and thrust reversal system 失效
标题翻译：推力切断和推力反转系统
公开(公告)号：US3221495A
公开(公告)日：1965-12-07
申请号：US1810360
申请日：1960-03-28
申请人： UNITED AIRCRAFT CORP
发明人： TWEET JOHN H
IPC分类号： F02K9/92 , F02K9/97
CPC分类号： F02K9/978 , F02K9/92

5. 发明授权

US3177655A Rocket motor thrust termination and reversal device 失效
标题翻译：火箭发动机推力终止和反转装置
公开(公告)号：US3177655A
公开(公告)日：1965-04-13
申请号：US8460761
申请日：1961-01-24
申请人： THIOKOL CHEMICAL CORP
发明人： WHITE ROGER F
IPC分类号： F02K9/92
CPC分类号： F02K9/92

6. 发明授权

US3157123A Retro-nozzle 失效
标题翻译：复古喷嘴
公开(公告)号：US3157123A
公开(公告)日：1964-11-17
申请号：US25673663
申请日：1963-02-06
申请人： UNITED AIRCRAFT CORP
发明人： MATHESON JR JAMES C
IPC分类号： B64C30/00 , F02K9/92 , F02K9/97 , F42B10/48
CPC分类号： F02K9/92 , B64C30/00 , F02K9/97 , F05D2240/1281 , F42B10/48

7. 发明授权

US2667839A Rocket motor hot ash extinguishing and cooling device 失效
标题翻译：火箭发动机热灰灭火和冷却装置
公开(公告)号：US2667839A
公开(公告)日：1954-02-02
申请号：US27026652
申请日：1952-02-06
申请人： DE CARLO JOSEPH JAMES
发明人： DE CARLO JOSEPH JAMES
IPC分类号： F02K9/40 , F02K9/92
CPC分类号： F02K9/40 , F02K9/92

8. 发明授权

US11286887B2 Pneumatic circuit breaker based self resetting passive overspeed control valve for turbine pump assembly 有权
公开(公告)号：US11286887B2
公开(公告)日：2022-03-29
申请号：US14695082
申请日：2015-04-24
申请人： Hamilton Sundstrand Corporation
发明人： Richard A. Himmelmann
IPC分类号： F02K9/58 , F04D15/00 , F04D13/04 , F02K9/80 , F02C7/32 , F02K9/92 , F02K9/48 , F02K9/56
摘要： A turbine pump assembly has a turbine, a centrifugal pump, a passive electrical speed control system, and a pneumatic circuit breaker. The pneumatic circuit breaker has a plurality of elements that are configured to move to a position blocking an outlet duct of the turbine when a flow velocity exceeds a predetermined threshold. A rocket thrust vector control system is also disclosed.

9. 发明授权

US10830181B2 Thermally initiated variable venting system for rocket motor 有权
公开(公告)号：US10830181B2
公开(公告)日：2020-11-10
申请号：US16136125
申请日：2018-09-19
申请人： GOODRICH CORPORATION
发明人： Luis G. Interiano
IPC分类号： F02K9/38 , B64G1/40 , F42B39/20 , F02K9/92 , F02K9/26 , F42B39/14 , F02K9/08 , F02K9/95
摘要： A thermally initiated variable venting system may comprise a first linear shape charge (LSC) coupled to a first sensor and a second LSC coupled to a second sensor. An upper apex of the second LSC may be disposed within a lower apex of the first LSC. The output of the system may vary depending on whether the event is fast cook-off (FCO) or slow cook-off (SCO).

10. 发明授权

US4484439A Thrust reversal system 失效
标题翻译：推力反转系统
公开(公告)号：US4484439A
公开(公告)日：1984-11-27
申请号：US285224
申请日：1981-07-20
申请人： Victor Singer , Donald V. Lushis , Thomas J. Kirschner, Jr.
发明人： Victor Singer , Donald V. Lushis , Thomas J. Kirschner, Jr.
IPC分类号： F02K9/92 , F02K1/58
CPC分类号： F02K9/92
摘要： A thrust reversal system for reducing, neutralizing and/or reversing the thrust vector resultant of a solid propellant rocket motor utilizes a movable conical piston or plenum cover that fits over a plurality of small ports that are arranged in a circumferential band around the aft dome of the rocket motor. Before actuation, the cover seals the ports. When actuated, the cover is retracted aft a pre-set distance to uncover the ports, shock and the stroke time being controlled by a shock absorber which in one embodiment of the invention is of the hydraulic type and in other embodiments is of the mechanical type. The cover becomes a baffle which directs the combustion chamber gas exiting the ports outward and forward. Suitable control of the flow characteristics may be exercised by the setting of the travel distance of the piston cover and the number, size and orientation of the ports. The time to reach a negative thrust vector can be reduced by increasing the size of the hydraulic fluid control orifice or by the use of high rate stroke mechanical shock. The amount of reverse thrust may be increased by optimizing the reversal port area and the reversal nozzle angle.
摘要翻译：用于减少，中和和/或反转固体推进剂火箭发动机的推力矢量结果的推力反转系统利用可移动的锥形活塞或增压罩，该可移动的锥形活塞或增压罩安装在多个小孔口周围，火箭发动机。在致动之前，盖子密封端口。当被致动时，盖子被预先设置的距离缩回到预定的距离以露出端口，冲击和行程时间由减震器控制，在本发明的一个实施例中是减震器，在其它实施例中是机械式的。盖板成为导向从外部向前和向前排出的燃烧室气体的挡板。流量特性的适当控制可以通过设定活塞盖的移动距离和端口的数量，尺寸和方向来实现。可以通过增加液压流体控制孔的尺寸或通过使用高速冲程机械冲击来减小达到负推力矢量的时间。通过优化反向端口面积和反转喷嘴角度可以增加反向推力的量。

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