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1. 发明申请

WO2004038208A3 METHOD AND APPARATUS FOR THRUST VECTORING A FLIGHT VEHICLE USING A MULTI-PULSE ROCKET MOTOR 审中-公开
标题翻译：使用多脉冲电动机对飞行器进行转向的方法和装置
公开(公告)号：WO2004038208A3
公开(公告)日：2004-10-28
申请号：PCT/US0309656
申请日：2003-03-31
申请人： LOCKHEED CORP
发明人： BROWN CHARLES C , BEYER PHILIP T
IPC分类号： F02K9/28 , F02K9/42 , F02K9/80 , F02K9/94 , F42B10/64 , F42B10/66 , F42B15/01 , F02K9/76 , F02K9/90
CPC分类号： F42B10/66 , F02K9/28 , F02K9/42 , F02K9/80 , F02K9/94 , F42B10/64 , F42B15/01
摘要： A method and apparatus for thrust vectoring a flight vehicle (200) during homing are disclosed. The flight vehicle (200) includes a body (205); a plurality of attitude control mechanisms (215) on the body; a multi-pulse motor (230) housed at least partially in the body; and a control unit (225) housed in the body (205). The control unit (225) generates signals controlling an actuation of the attitude control mechanisms (215) and the multi-pulse motor (230) to initiate a follow-on burn of the multi-pulse motor (230) to effect a maneuver directed by the actuation of the attitude control mechanisms (215). The method includes conserving a second burn of a dual pulse motor (230) until target acquisition; acquiring a target; actuating a attitude control mechanism (215) for the flight vehicle (200) to alter the flight vehicle's heading; and initiating the second burn.
摘要翻译：公开了一种用于在归位期间对飞行器（200）进行推力矢量化的方法和装置。飞行器（200）包括主体（205）; 身体上的多个姿态控制机构（215）; 多个脉冲电机（230），其至少部分地容纳在所述主体中; 和容纳在主体（205）中的控制单元（225）。控制单元（225）产生控制姿态控制机构（215）和多脉冲马达（230）的致动的信号，以启动多脉冲马达（230）的后续燃烧，以进行由姿态控制机构（215）的致动。该方法包括保存双脉冲电动机（230）的第二次燃烧，直到目标获取; 获取目标; 启动用于所述飞行器（200）的姿态控制机构（215）以改变所述飞行器的航向; 并启动第二次烧伤。

2. 发明申请

WO2016047343A1 垂直離着陸機、及び垂直離着陸機の制御方法审中-公开
标题翻译：垂直起落架式飞机和垂直起落架式飞机的控制方法
公开(公告)号：WO2016047343A1
公开(公告)日：2016-03-31
申请号：PCT/JP2015/073738
申请日：2015-08-24
申请人：三菱重工業株式会社 , 国立大学法人名古屋大学
发明人：小早川　豊範 , 坂本　登 , 幅口　雄太
IPC分类号： B64C29/04 , F02K9/90
CPC分类号： B64G1/40 , B64C29/04 , F02K9/76 , F02K9/80 , F02K9/90 , F02K9/96 , F05D2220/90 , G05D1/0883
摘要：　垂直離着陸機（１）は、機体（２）と、機体に設けられ、噴流を生成して推力を発生する複数のエンジン（３）と、複数のエンジンのうち異常が発生したエンジンの存在を示す異常信号を取得する異常信号取得部と、異常信号に基づいて、作動中の複数のエンジンのうち特定のエンジンを停止させる停止信号を出力するエンジン制御部と、を備える。
摘要翻译：该垂直起降飞机（1）配有：机身（2）; 多个发动机（3），其安装在机身上并产生喷射流以产生推力; 异常信号获取单元，用于获取指示所述多个发动机中故障发动机的存在的异常信号; 以及发动机控制单元，其用于基于异常信号输出用于在操作中的多台发动机中停止特定发动机的停止信号。

3. 发明申请

WO2015125766A1 推力偏向装置审中-公开
标题翻译：调速装置
公开(公告)号：WO2015125766A1
公开(公告)日：2015-08-27
申请号：PCT/JP2015/054239
申请日：2015-02-17
申请人：三菱重工業株式会社
发明人：森脇　敦 , 田尻　慎介 , 藤澤　史典 , 日向　大輔
IPC分类号： F42B10/66 , F02K9/90
CPC分类号： F02K9/90 , F42B10/66 , F42B10/665
摘要：　開口部を有するシュラウド（１０２）と、シュラウド（１０２）の内部に配置されてシュラウド（１０２）の開口部を介してガスを噴射するノズル（１０４）と、シュラウド（１０２）の一面を貫通してシュラウド（１０２）の中心軸（Ｓ１０４）と平行に配置された回転駆動軸（Ｓ１４０）と、シュラウド（１０２）の外側に位置する回転駆動軸（Ｓ１４０）の一部に設けられてシュラウド（１０２）の一面に対向するジェットタブ偏向体（１３０）と、を備えている推力偏向装置（１０１）である。推力偏向装置（１０１）には、シュラウド（１０２）の一面及びジェットタブ偏向体（１３０）のシュラウド（１０２）の一面に対向する面のうち少なくともいずれか一方の面に回転駆動軸（Ｓ１４０）へ向かうガス（１５１）の流れに対向して配置された圧力変更部（１１０）が設けられている。
摘要翻译：一种装备有：具有开口的护罩（102）的推力矢量装置（101）喷嘴（104），用于通过所述护罩（102）中的开口喷射气体，并设置在所述护罩（102）的内部; 旋转驱动轴（S140），其平行于所述护罩（102）的中心轴（S104）定位，并且穿过所述护罩（102）的一个表面; 以及面向所述护罩（102）的一个表面并且设置在所述护罩（102）外部的所述旋转驱动轴（S140）的一个部分上的喷嘴突出物引导体（130）。此外，压力调节部（110）设置在推力矢量装置（101）中，以面向朝向旋转驱动轴（S140）的气体（151）的流动，并且位于护罩的一个表面（102）和/或所述喷射突出物引导体（130）的面向所述护罩（102）的一个表面的表面。

4. 发明申请

WO9725623A3 APPARATUS AND METHOD FOR CONTROLLING THE MOTION OF A SOLID BODY OR FLUID STREAM 审中-公开
标题翻译：用于控制固体或流体流动运动的装置和方法
公开(公告)号：WO9725623A3
公开(公告)日：1997-09-04
申请号：PCT/IL9600194
申请日：1996-12-29
申请人： UNIV RAMOT , SEIFERT AVI , WYGNANSKI ISRAEL
发明人： SEIFERT AVI , WYGNANSKI ISRAEL
IPC分类号： F02K9/80 , F02K9/82 , F02K9/90 , F42B10/66 , G01P
CPC分类号： F02K9/90 , F02K9/80 , F02K9/82 , F42B10/66 , F42B10/665
摘要： This invention discloses a fluid dynamic system including a fluid medium separated from a solid medium by a solid boundary, one of which media is moving with respect to the other, apparatus for controlling the motion of the moving medium, comprising, a perturbation-producing element at solid boundary, and a drive for cyclically driving the perturbation-producing element to produce cyclical fluid perturbations in the fluid medium sufficient to alter the motion of the moving medium. A method for including a fluid medium separated from a solid medium by a solid boundary in a fluid dynamic system is also disclosed. 00000
摘要翻译：本发明公开了一种流体动力学系统，其包括通过固体边界从固体介质分离的流体介质，其中一个介质相对于另一个介质移动，用于控制移动介质的运动的装置，包括扰动产生元件以及用于循环驱动扰动产生元件以在流体介质中产生足以改变移动介质的运动的循环流体扰动的驱动器。还公开了一种用于在流体动力系统中包括通过固体边界从固体介质分离的流体介质的方法。 00000

5. 发明申请

WO2022148942A1 JET VECTORING APPARATUS 审中-公开
公开(公告)号：WO2022148942A1
公开(公告)日：2022-07-14
申请号：PCT/GB2021/000129
申请日：2021-12-01
申请人： THE SECRETARY OF STATE FOR DEFENCE
发明人： MARTIN, Peter, Geoffrey
IPC分类号： F02K1/00 , F02K1/09 , F02K1/16 , F02K9/86 , F02K9/90
摘要： A jet vectoring apparatus has a nozzle (1) which comprises a throat aperture (8) and an exit aperture (9), the apparatus also having a post exit surface (10). Variation of at least one of the throat aperture (8), exit aperture (9) and post exit surface causes a pressure differential upon the post exit surface which permits the direction of propulsive jet flow (3) (also known as jet thrust) to be varied relative to the longitudinal axis (2) of the apparatus.

6. 发明申请

WO2021262225A1 DEFLECTABLE DISTRIBUTED AEROSPIKE ROCKET NOZZLE 审中-公开
公开(公告)号：WO2021262225A1
公开(公告)日：2021-12-30
申请号：PCT/US2020/065214
申请日：2020-12-16
申请人： RAYTHEON COMPANY
发明人： JOHNSON, Daniel K. , DULIN, Derek J. , FELT, Scott A.
IPC分类号： F02K9/90 , F02K9/97 , F02K1/002 , F02K1/40
摘要： A rocket engine nozzle includes an aerospike having a plurality of adjustable airfoil vanes distributed around a central longitudinal axis of a rocket engine combustion chamber. The aerospike is integrated on an exit plane at an exit end of the combustion chamber. The adjustable airfoil vanes and an inner perimeter of the combustion chamber define a plurality of apertures which choke an exhaust exiting the combustion chamber and cause the exhaust to expand supersonically along the adjustable airfoil vanes, creating a supersonic jet. An actuator is configured to adjust a position of each of the adjustable airfoil vane relative to each other so as to direct the exhaust exiting the rocket engine combustion chamber as the exhaust expands supersonically over the airfoil vanes without causing a shockwave to be imparted on the supersonic jet that is created. Accordingly, performance of the rocket engine is improved over conventional systems.

7. 发明申请

WO2015011198A1 TUYÈRE D'ÉJECTION DE GAZ DE COMBUSTION D'UN MOTEUR FUSÉE POURVUE D'UN DISPOSITIF D'ÉTANCHÉITÉ ENTRE UNE PARTIE FIXE ET UNE PARTIE MOBILE DE LA TUYÈRE 审中-公开
标题翻译：燃气喷射喷嘴用于在静止部件和喷嘴的移动部件之间提供密封装置的发动机
公开(公告)号：WO2015011198A1
公开(公告)日：2015-01-29
申请号：PCT/EP2014/065838
申请日：2014-07-23
申请人： ASTRIUM SAS
发明人： DUTHEIL, Jean-Philippe
IPC分类号： F02K1/80 , F02K9/90 , F02K9/97
CPC分类号： F02K9/86 , F02K1/805 , F02K9/90 , F02K9/97 , F02K9/978 , F05D2220/80 , F05D2240/128 , F05D2240/55
摘要： L'objet de l'invention est une tuyère d'éjection de gaz de combustion d'un moteur fusée comprenant une partie fixe (1) et une partie mobile (2), prolongeant la partie fixe, ladite partie mobile, réalisée au moyen de volets (2a, 2b), étant disposée en aval de la partie fixe et formant une extension de la tuyère, la tuyère comportant un dispositif d'étanchéité entre la partie fixe et la partie mobile sous forme d'une membrane souple (4) résistant à une température locale des gaz de combustion en sortie de tuyère et reliant l'extrémité de la partie fixe à une bordure des volets ou pétales formant la partie mobile, la membrane souple (4) formant une tubulure annulaire, le dispositif étant pourvu de moyens (5) d'injection de gaz au niveau de la membrane souple entre la partie fixe (1) et la partie mobile (2) prolongeant ladite tuyère.
摘要翻译：本发明涉及一种用于火箭发动机的燃烧气体排放喷嘴，其包括固定部分（1）和活动部分（2），所述静止部分（1）和活动部分（2）延伸固定部分，所述运动部分使用襟翼（2a，2b）所述固定部分形成所述喷嘴的延伸部，所述喷嘴在所述固定部分和所述可移动部分之间具有柔性膜（4）形式的密封装置，所述柔性膜（4）承受所述喷嘴出口处的燃烧气体的局部温度，固定部分的端部形成移动部分的翼片或花瓣的边界，柔性膜（4）形成环形管，该装置设置有用于在固定部分之间的柔性膜处注入气体的装置（5） 1）和移动部分（2）延伸所述喷嘴。

8. 发明申请

WO2006128686A1 STRUKTURELEMENT UND VERFAHREN ZUR HERSTELLUNG DESSELBEN 审中-公开
标题翻译：结构元素和方法生产同样
公开(公告)号：WO2006128686A1
公开(公告)日：2006-12-07
申请号：PCT/EP2006/005180
申请日：2006-05-31
申请人： DEUTSCHES ZENTRUM FÜR LUFT- UND RAUMFAHRT E.V. , FRIESS, Martin , NEDELE, Martin
发明人： FRIESS, Martin , NEDELE, Martin
IPC分类号： C04B35/573 , C04B35/83 , C04B41/51 , C04B41/52 , F02K9/90
CPC分类号： C04B41/009 , C04B35/573 , C04B35/83 , C04B41/5133 , C04B41/52 , C04B41/88 , C04B41/90 , C04B2111/00982 , F02K9/974 , F05D2300/603 , F05D2300/615 , Y10T428/249924 , C04B41/5057 , C04B35/806
摘要： Um ein Strukturelement, welches korrosiven und/oder abrasiven Heißgasströmungen standhält, zu schaffen, welches einerseits korrosiven und/oder abrasiven Heißgasströmungen während einer vorgegebenen Standzeit standhält und andererseits vorteilhaft herstellbar ist, wird vorgeschlagen, dass das Strukturelement einen faserkeramischen Grundkörper umfasst, dass der Grundkörper aus einem C/C-Formkörper gebildet ist, welcher in einem an eine Oberseite des Grundkörpers angrenzenden Volumenbereich eine mit Si zu C/C-SiC umgesetzte faserkeramische Struktur aufweist und dass mindestens auf einen Teilbereich der Oberseite des Grundkörpers eine ein Metall umfassende Schicht aufgetragen ist.
摘要翻译：为了提供能承受腐蚀性和/或磨料的热气体流过的结构元件，承受在一个预定的先前时间热气的一方面，腐蚀性和/或磨料流和在另一方面是有利的生产，它建议，所述结构元件包括纤维陶瓷基体，该基体由是C / C形本体，其具有在相邻于基体的体积范围内的上表面，以C / C-碳化硅与硅纤维陶瓷结构和金属层发生反应的区域的形成包括涂覆在所述基体的上表面的至少一部分上。

9. 发明申请

WO2015008037A1 A THRUST FLOW POWERED VEHICLE 审中-公开
标题翻译：推力动力车
公开(公告)号：WO2015008037A1
公开(公告)日：2015-01-22
申请号：PCT/GB2014/052114
申请日：2014-07-10
申请人： MBDA UK LIMITED
发明人： POULTON, Ross William , LEE, Daemon , HUSSAIN, Mohammad Azad , MACHELL, Anthony
IPC分类号： F02K9/80 , F02K9/90 , F02K1/00
CPC分类号： F02K1/78 , B63H11/12 , B64G1/40 , F02K1/002 , F02K9/805 , F02K9/90
摘要： Thrust flow powered vehicle (100) comprising a first thrust flow expeller (130) for expelling a first thrust flow in a first direction, a second thrust flow expeller (131) for expelling a second thrust flow in a second direction, the second direction being a different direction to the first direction but sharing a plane with the first direction, a thrust flow deflector surface (124) at an angle to the plane of the first and second directions, and an outlet portion for providing an output thrust flow, such that, in use, the thrust flow deflector surface deflects at least a portion of both the first and second thrust flows to form the output thrust flow such that the output thrust flow has a component in the plane of the first and second directions, and a component out of that plane.
摘要翻译：推力流动动力车辆（100）包括用于排出第一方向上的第一推力流的第一推力流动推进器（130），用于沿第二方向排出第二推力流的第二推力流动推进器（131），所述第二方向为与第一方向不同的方向，但是与第一方向共享平面，与第一和第二方向的平面成一定角度的推力流动偏转器表面（124）以及用于提供输出推力流的出口部分，使得在使用中，推力流动偏转器表面使第一和第二推力流的至少一部分偏转以形成输出推力流，使得输出推力流在第一和第二方向的平面中具有分量，出了那架飞机。

10. 发明申请

WO2009130226A1 FLUGKÖRPER 审中-公开
标题翻译：弹箭
公开(公告)号：WO2009130226A1
公开(公告)日：2009-10-29
申请号：PCT/EP2009/054758
申请日：2009-04-21
申请人： DEUTSCHES ZENTRUM FÜR LUFT- UND RAUMFAHRT E.V. , CIEZKI, Helmut , STARK, Ralf
发明人： CIEZKI, Helmut , STARK, Ralf
IPC分类号： F42B10/64 , F42B10/66 , F02K9/90
CPC分类号： F42B10/64 , F02K9/90 , F42B10/665
摘要： Um einen Flugkörper (10) mit einem Triebwerk (13), umfassend eine Brennkammer (14) mit einem Brennraum (16) und eine Düse (18) mit einem Düsenraum (20), welche auf die Brennkammer (14) folgt, wobei der Übergang zwischen Brennkammer (14) und Düse (18) in einer Ebene (24) liegt, in welcher sich ein Querschnitt des Brennraums (16) verjüngt, bereitzustellen, bei dem sich auf einfache Weise eine Schubregelung bezüglich Größe und/oder Schubvektor durchführen lässt, ist vorgesehen, dass in dem Düsenraum (20) außerhalb des Brennraums (16) mindestens teilweise ein von Verbrennungsprodukten umströmbarer Zentralkörper (38) angeordnet ist und dass an dem Zentralkörper (38) mindestens drei Strahlruder (52) angeordnet sind.
摘要翻译：随后的燃烧室（14）一种导弹（10）和具有一个喷嘴空间（20）的发动机（13）包括燃烧室（14）与燃烧室（16）和一个喷嘴（18），其特征在于，所述过渡在一个平面（24），其中，所述燃烧室的横截面（16）是锥形的，以提供，其中，推力控制可以相对于被执行以尺寸和/或以简单的方式推力矢量燃烧室（14）和喷嘴（18）之间，是提供的是，在燃烧室外部的喷嘴室（20）（16）的燃烧产物umströmbarer中央体（38）被布置成至少部分并且在所述中心体（38）的至少三个推进器（52）被布置。

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