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1. 发明申请

WO2023274096A1 一种固体火箭发动机后裙连接机械臂式级间分离试验装置及方法审中-公开
公开(公告)号：WO2023274096A1
公开(公告)日：2023-01-05
申请号：PCT/CN2022/101351
申请日：2022-06-26
申请人：西安航天动力测控技术研究所
发明人：祝子文 , 高永刚 , 曲悠扬 , 邱飞 , 杨建宏 , 颜文选 , 罗驭川 , 崔宇杰 , 韩黎亮
IPC分类号： F02K9/96 , F02K9/32
摘要：本发明提出了一种固体火箭发动机后裙连接机械臂式级间分离试验装置和方法，分离试验装置包括前抱环组件、后抱环组件和连接杆；前抱环组件与后抱环组件均分别包括上抱环、下抱环、机械臂以及滚轮组件，后抱环组件外端还固定有后连接板；后连接板上开有若干沿周向均布的连接孔，用于连接子级发动机的后裙；上抱环外表面的周向两侧设置有各自与机械臂连接的接口结构；接口结构能够与机械臂一端的弧板结构配合，使机械臂能够通过弧板结构沿上抱环外表面周向移动并在移动到位后固定。该分离试验装置便捷性在于所有组装过程均在地面，组装完毕后再吊起，不用在高空进行组装；所有的调整全部集中在机械臂上，调试方便，提高安全性的同时提高了工作效率。

2. 发明申请

WO2017142590A1 HYBRID ROCKET MOTOR WITH INTEGRAL OXIDIZER TANK 审中-公开
标题翻译：带整体式氧化罐的混合式火箭发动机
公开(公告)号：WO2017142590A1
公开(公告)日：2017-08-24
申请号：PCT/US2016/048387
申请日：2016-08-24
申请人： RAYTHEON COMPANY
发明人： SUMMERS, Matthew, H. , DANFORTH, Jeremy, C.
IPC分类号： F02K9/10 , F02K9/32 , F02K9/72
CPC分类号： F02K9/72 , B33Y10/00 , B33Y80/00 , F02K9/10 , F02K9/32 , F05D2230/22 , F05D2230/24 , F05D2230/30 , F05D2230/53
摘要： A hybrid rocket motor (10) includes a solid fuel element (12), and an oxidizer tank (14) containing an oxidizer (16). The solid fuel element adjoins and at least partially defines a combustion chamber (20) in which the solid fuel and the oxidizer are burned, to produce thrust from the hybrid rocket motor. The oxidizer tank is at least partially within the combustion chamber, and the entire oxidizer tank may be within the combustion chamber, The oxidizer tank may be protected by an insulating material, which may also serve as a structural material that contains the pressure of the oxidizer. The insulating material and the fuel material may both be polymer-based materials, although they may be different materials having different characteristics, for example including different additives to the same polymer material. The fuel element and the oxidizer tank may be made by additive manufacturing processes, for example by adding different materials in different locations.
摘要翻译：混合动力火箭发动机（10）包括固体燃料元件（12）和包含氧化剂（16）的氧化剂罐（14）。固体燃料元件邻接并且至少部分地限定其中燃烧固体燃料和氧化剂的燃烧室（20），以产生来自混合动力火箭发动机的推力。氧化剂罐至少部分在燃烧室内，并且整个氧化剂罐可以在燃烧室内。氧化剂罐可以由绝缘材料保护，绝缘材料也可以用作包含氧化剂压力的结构材料。绝缘材料和燃料材料都可以是基于聚合物的材料，尽管它们可以是具有不同特性的不同材料，例如包括对相同聚合物材料的不同添加剂。燃料元件和氧化剂罐可以通过增材制造工艺制造，例如通过在不同位置添加不同材料。

3. 发明申请

WO2020115403A1 PROPULSEUR SOLIDE POUR LANCEUR 审中-公开
公开(公告)号：WO2020115403A1
公开(公告)日：2020-06-11
申请号：PCT/FR2019/052831
申请日：2019-11-28
申请人： CENTRE NATIONAL D'ÉTUDES SPATIALES
发明人： BONNAL, Christophe
IPC分类号： F02K9/08 , F02K9/32 , F02K9/95
摘要： Propulseur (14) solide pour un lanceur, le propulseur étant adapté pour être séparé du reste du lanceur, et comportant une paroi (18) définissant une chambre de combustion (19) comportant une extrémité dite avant (19a) et une extrémité opposée dite arrière (19b), du propergol (24) disposé dans la chambre de combustion, un canal (26) de combustion traversant la chambre de combustion depuis l'extrémité avant vers l'extrémité arrière, une tuyère (22) disposée à l'extrémité arrière de la chambre de combustion, un allumeur (28) obturant le canal de combustion au niveau de l'extrémité avant de la chambre de combustion, une jupe (20) recouvrant l'allumeur à l'extrémité avant de la chambre de combustion, ladite jupe permettant la liaison mécanique avec le reste du lanceur, et un système d'éjection (34, 36, 38) de l'allumeur.

4. 发明申请

WO2017078931A1 FRAGMENTING NOZZLE SYSTEM 审中-公开
标题翻译：粉碎喷嘴系统
公开(公告)号：WO2017078931A1
公开(公告)日：2017-05-11
申请号：PCT/US2016/057603
申请日：2016-10-19
申请人： AEROJET ROCKETDYNE, INC.
发明人： STRACENER, Phillip , DERSTINE, Mark S. , MENDILLO, John
IPC分类号： F02K7/18 , F02K7/10 , F02K9/97 , F02K9/32
CPC分类号： F02K7/18 , F02K9/32 , F02K9/978 , F05D2250/90
摘要： A rocket motor includes a case and first and second nozzles in the case. The first nozzle is disposed in the second nozzle. The first nozzle includes a forward leg, a rear leg, and an intermediate leg. The intermediate leg has a convex conical geometry, and the forward leg has a forward lip that is spaced from the case. The rear leg has a rear lip that is spaced from the case. The forward leg and the rear leg at least partially define a flow passage through the first nozzle. The first nozzle is exclusively secured by the intermediate leg to at least one of the case or the second nozzle. At least a portion of a fragmentation system is disposed between the first and second nozzles.
摘要翻译：火箭发动机包括壳体以及壳体中的第一和第二喷嘴。第一喷嘴设置在第二喷嘴中。第一喷嘴包括前腿，后腿和中间腿。中间腿具有凸锥形几何形状，并且前腿具有与壳体间隔开的前唇。后腿有一个与外壳隔开的后唇。前腿和后腿至少部分地限定穿过第一喷嘴的流动通道。第一喷嘴仅通过中间支腿固定在壳体或第二喷嘴中的至少一个上。碎裂系统的至少一部分设置在第一和第二喷嘴之间。

5. 发明申请

WO99061774A1 MODULAR SOLID-FUEL ROCKET PROPELLING CHARGES WITH A CASING, A FILL-DRAIN SYSTEM, COOLING AND SUSPENSION 审中-公开
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：WO99061774A1
公开(公告)日：1999-12-02
申请号：PCT/DE1999/001517
申请日：1999-05-18
IPC分类号： C06D5/00 , F02K9/00 , F02K9/10 , F02K9/32 , F02K9/34 , F02K9/36 , F02K9/40 , 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.
摘要翻译：本发明涉及一种模块化具有不同推进剂组分和其它组分的固体火箭推进剂装料，例如燃料，氧化剂，增强能量的添加剂，粘结剂，添加剂，盖，抑制剂等，其可以是完全或部分片段化，即不存在在以往的准均匀的混合物的形式，但在具有任何合适的适当的配置的一个或多个宏观燃料元件，由此所有或单个部件也可以由具有物质的形式仅由在充分固态冷却提出。本发明具有提供同时提高发射性能的从冷却的故障而导致的危险情况的形成最小化，大幅度地提到这种类型的模块化固体火箭推进剂电荷的对象。这个目的是这样实现，即用一个特殊的壳体（1）其单个燃料元件被设置为一个整体，或者，允许存储这样的推进剂装料的模块和/或操作按预期运行，而不会由于机械特性的温度依赖性的问题或聚集的状态形成。

6. 发明申请

WO2020154809A1 ROCKET ENGINES 审中-公开
公开(公告)号：WO2020154809A1
公开(公告)日：2020-08-06
申请号：PCT/CA2020/050110
申请日：2020-01-30
申请人： LABORATOIRE REACTION DYNAMICS INC.
发明人： ELZEIN, Bachar , GOULET-BOURDON, Maxime , GAGNON, Miguel
IPC分类号： F02K9/28 , F02K9/08 , F02K9/32
摘要： A rocket engine has a combustion chamber having an inlet and an outlet, the inlet fluidly connectable to a source of oxidizer, the outlet in fluid communication with an environment outside the combustion chamber for expelling combustion gases, a first fuel having a first solid propellant and a second fuel having a second solid propellant, the first and second fuels located within the combustion chamber and configured to be exposed to the oxidizer injected in the combustion chamber via the inlet, the first solid propellant having a regression rate greater than that of the second solid propellant. A hybrid rocket engine with a thrust vector control device is disclosed. A rocket engine with an integrated catalyst in manifold is disclosed.

7. 发明申请

WO2017176311A1 THRUSTER WITH SEGMENTED PROPELLANT 审中-公开
标题翻译：推进器与分段推进剂
公开(公告)号：WO2017176311A1
公开(公告)日：2017-10-12
申请号：PCT/US2016/056387
申请日：2016-10-11
申请人： RAYTHEON COMPANY
发明人： KOEHLER, Frederick B. , DANFORTH, Jeremy C. , LYMAN, Ward D. , LANGHENRY, Mark T. , SUMMERS, Matt H. , PONTIUS, Paul E. , PAPE, Brian M. , STALLINGS, Jared D. , VILLARREAL, James K. , VILLARREAL, Thomas
IPC分类号： F02K9/26 , F02K9/32 , F02K9/94 , F02K9/95
摘要： A thruster includes multiple segments of electrically-operated propellant, electrodes for igniting one or a few of the electrically-operated propellant segments at a time, and a propellant feeder for moving further propellant segments into engagement with the electrodes. The segments may be configured to provide equal increments of thrust, or different amounts of thrust. The segments may each include an electrically-operated propellant material surrounded by a sealing material, so as to keep the propellant material away from moisture and other contaminants (and/or the vacuum of space) before each individual segment is to be used. The thruster may be included in any of a variety of flight vehicles, for example in a small satellite such as a CubeSat satellite, for instance having a volume of about 1 liter, and a mass of no more than about 1.33 kg.
摘要翻译：推进器包括多个电动推进剂段，用于一次点燃一个或几个电动推进剂段的电极，以及推进剂供给器，用于将另外的推进剂段移动到与电极。这些段可以被配置成提供相等的推力增量或不同的推力量。这些区段可以各自包括由密封材料围绕的电操作推进剂材料，以便在每个单独的区段将被使用之前使推进剂材料远离湿气和其他污染物（和/或空间的真空）。推进器可以包括在各种飞行器中的任何一种中，例如在诸如CubeSat卫星的小卫星中，例如具有大约1升的体积和不大于大约1.33kg的质量。

8. 发明申请

WO2012076797A1 MATERIAUX ET PIECES RESISTANTS A HAUTE TEMPERATURE EN MILIEU OXYDANT ET LEUR PROCEDE DE FABRICATION 审中-公开
标题翻译：能够在氧化介质中耐受高温的材料和部件及其制造方法
公开(公告)号：WO2012076797A1
公开(公告)日：2012-06-14
申请号：PCT/FR2011/052867
申请日：2011-12-05
申请人： SNECMA PROPULSION SOLIDE , CENTRE NATIONAL DE LA RECHERCHE SCIENTIFIQUE , ANDREANI, Anne-Sophie , REBILLAT, Francis , POULON, Agéline , THEBAULT, Jacques , SAUVEROCHE, Anne
发明人： ANDREANI, Anne-Sophie , REBILLAT, Francis , POULON, Agéline , THEBAULT, Jacques , SAUVEROCHE, Anne
IPC分类号： C04B35/56 , C04B35/58 , C04B41/50 , C04B41/51 , C04B35/515 , C04B35/66 , F02K9/32 , F02K9/97
CPC分类号： C04B35/505 , C04B35/515 , C04B35/5156 , C04B35/5622 , C04B35/58078 , C04B35/66 , C04B41/009 , C04B41/5057 , C04B41/5133 , C04B41/87 , C04B41/88 , C04B2235/3804 , C04B2235/3813 , C04B2235/3839 , C04B2235/3852 , C04B2235/666 , C04B2235/728 , C04B2235/9684 , F05D2300/123 , F05D2300/134 , F05D2300/135 , F05D2300/15 , Y10T428/30 , C04B35/83 , C04B41/4545 , C04B41/507
摘要： Un matériau réfractaire résistant à haute température en milieu oxydant contient au moins : - un premier constituant correspondant à de l'hafnium, ou un composé non oxyde de l'hafnium ou correspondant à un mélange d'au moins deux métaux et/ou cmoposés choisis parmi l'hafnium, um composé non oxyde de l'hafnium, - un deuxième constituant correspondant à du bore ou un composé non oxyde du bore, ou correspondant à un mélange de bore et d'un composé non oxyde du bore, - un troisième constituant correspondant à une terre rare RE ou un composé non oxyde de la terre rare RE, ou correspondant à un mélange de terre rare RE et d'un composé non oxyde de la terre rare RE, où RE est choisi parmi le scandium, 1 yttrium et les lanthanides. Le matériau ne contient pas de silicium ni de composé du silicium.
摘要翻译：本发明涉及一种能够承受氧化介质中的高温的耐火材料，其至少包含：铪或铪的非氧化物化合物的第一组分或选自至少两种金属和/或化合物的混合物来自铪或铪的非氧化物化合物; 第二组分是硼或硼的非氧化物化合物，或硼和硼的非氧化物化合物的混合物; 作为稀土元素（RE）的稀土元素（RE）或稀土元素（RE）的非氧化物化合物的第三成分，稀土元素（RE）和稀土元素的非氧化物化合物 RE），其中RE选自钪，钇和镧系元素。该材料不含任何硅或硅化合物。

9. 发明申请

WO2015151062A1 SOLID PROPELLANT ROCKET MOTOR 审中-公开
标题翻译：固体螺旋桨电机
公开(公告)号：WO2015151062A1
公开(公告)日：2015-10-08
申请号：PCT/IB2015/052448
申请日：2015-04-02
申请人： AVIO S.P.A.
发明人： BELLOMI, Paolo , MANCINI, Vincenzo
IPC分类号： F02K9/26 , F02K9/86 , F02K9/10 , F02K9/34 , F02K9/36 , F02K9/38 , F02K9/32 , F02K7/10
CPC分类号： F02K9/36 , F02K7/105 , F02K9/10 , F02K9/26 , F02K9/32 , F02K9/34 , F02K9/343 , F02K9/38 , F02K9/86 , F05D2220/80 , F05D2250/411 , F05D2260/30 , F05D2300/501
摘要： A solid propellant rocket motor (1) has a tubular casing (3) accommodating a mass (5) of solid propellant material and at least one opening (10) for the space in the casing (3) to communicate with the outside closed by a closing head (11); the closing head (11) being coupled to the casing (3) by means of one or the other of two blocking portions (28) (21A) with different strength both carried by a movement device (21,35) which can be elastically deformed and operated from the outside.
摘要翻译：固体推进剂火箭发动机（1）具有容纳固体推进剂材料块（5）的管状壳体（3）和用于壳体（3）中的空间的至少一个开口（10），以与外部连通闭合头（11）; 闭合头（11）通过两个阻挡部分（28）中的一个或另一个联接到壳体（3），两个阻挡部分（21A）具有不同的强度，由移动装置（21,35）承载，该运动装置可以弹性变形并从外面操作。

10. 发明申请

WO2014133911A3 ROCKET DELAY APPARATUSES, SYSTEMS AND METHODS 审中-公开
公开(公告)号：WO2014133911A3
公开(公告)日：2014-09-04
申请号：PCT/US2014/017834
申请日：2014-02-21
申请人： ROSENFIELD, Gary C.
发明人： ROSENFIELD, Gary C.
IPC分类号： F02K9/32
摘要： Delay tools, systems and methods for achieving a selection of alternative delay times, a tool of which including a body, a drill bit operable relative to the body and a knob operably connected to the drill bit, and operably disposed relative to the body for engagement of the body with a rocket motor bulkhead and the drill both relative to a delay to provide for achieving a selection of alternative delay times.

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