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1. 发明申请

WO2021245821A1 亜酸化窒素の自己分解を利用した推進システムとその方法审中-公开
公开(公告)号：WO2021245821A1
公开(公告)日：2021-12-09
申请号：PCT/JP2020/021878
申请日：2020-06-03
申请人：合同会社パッチドコニックス
发明人：川口淳一郎
IPC分类号： F02K9/62
摘要：宇宙機搭載の推進システムでは、性能向上のために反応器の温度を高温化させる必要があるが、高エネルギー物質の連続的な自己分解を生ぜしめるための触媒が、生成された高温ガスにさらされ損傷するため、繰り返し使用が制限されていた。　亜酸化窒素の連続的な自己分解を、触媒を要せずに蓄熱材によって生じせしめる方法を用い、予備の分解反応器を前段に設けることで、亜酸化窒素の連続的な自己分解を開始させるための電力を低減させる。

2. 发明申请

WO2020041675A1 LINEAR THROTTLING HIGH REGRESSION RATE VORTEX FLOW FIELD INJECTION SYSTEM WITHIN A HYBRID ROCKET ENGINE 审中-公开
公开(公告)号：WO2020041675A1
公开(公告)日：2020-02-27
申请号：PCT/US2019/047858
申请日：2019-08-23
申请人： ROCKET CRAFTERS PROPULSION LLC
发明人： WALLACE, Kineo M.
IPC分类号： F02K9/52 , F02K9/62 , F02K9/58
摘要： A hybrid rocket engine with a vortex flow field injection system that produces a high-speed sustained vortex flow field is described. The hybrid rocket engine includes a generally cylindrical injection chamber with an inner circumference to comprise an outer edge of a solid propellant grain in the hybrid rocket engine. The engine also includes an injection system that has a throttle valve and an injector that injects injection fluid into the engine and produces a vortex flow-field for the injected fluid. The injector includes at least one primary feed line that distributes the injection fluid throughout a pre-swirl chamber and multiple orifices along an inner edge of the injection chamber. The pre-swirl chamber connects to the injection chamber and at least one of the primary feed lines and redirects a primary fluid flow of the injected fluid from a primary axial direction to a centrifugal direction.

3. 发明申请

WO2018227317A1 载人登月登火星用超大型和大型火箭推力室审中-公开
公开(公告)号：WO2018227317A1
公开(公告)日：2018-12-20
申请号：PCT/CN2017/000482
申请日：2017-08-01
申请人：葛明龙 , 葛静
发明人：葛明龙
IPC分类号： F02K9/62
CPC分类号： F02K9/62
摘要：一种载人登月登火星用超大型和大型火箭推力室，其可用做液氧煤油、液氧液氢、过氧化氢/NHMF或煤油或液氢或切换燃料等推力室，该推力室给出29区等再生冷却隔板(3)结构，能有效抑制高频不稳定燃烧；采用多孔锥壳(6)，对导入的富氧气进行整流；具有多孔锥壳(6)、外锥壳(7)、双或单承力连接件(9、10)和厚喷注器盘(12)的高强度头部，提高工作可靠性；采用液气互击和自击互击喷注器，利于减振、保护面板和提高燃烧效率；用液氢或过氧化氢或水作为再生冷却隔板(3)的再生冷却剂和推力室内冷却膜液，冷却效果好，或成为结构不复杂化的三组元推力室。该推力室结构较简单、零件数大量减少，工作条件显著改善，可以降低技术难度、缩短研制周期和减少研制经费，可多次重复使用，结构通用性好和用途广泛。

4. 发明申请

WO2016062155A1 阵列多点集爆式脉冲爆震发动机审中-公开
公开(公告)号：WO2016062155A1
公开(公告)日：2016-04-28
申请号：PCT/CN2015/087252
申请日：2015-08-17
申请人：赵晴堂
发明人：赵晴堂
IPC分类号： F02K7/04 , F02K9/62
CPC分类号： F02K7/04 , F02K9/62
摘要：一种阵列多点集爆式脉冲爆震发动机，由多个爆震管（3）、合成爆震室（2）、进气控制阀（1）、尾喷管（4）、燃料辅助混合器（5）和控制器（15）组成，合成爆震室是一个装有爆震管阵列的腔体，爆震管相对布设并以一定角度朝向尾喷管方向，爆震管由环形多点点火电极（11）、爆震室（10）、爆震喷管（12）、旋转式混合阀（9）、固定角度旋转电机（8）、连接管道（14）组成。采用混合有起爆药、炸药成分、增稠剂，可直接引爆的液态或胶体混合的燃料和氧化剂。该爆震发动机可以提高工作稳定性，降低燃料浪费。

5. 发明申请

WO2011106446A1 PACKAGED PROPELLANT AIR-INDUCED VARIABLE THRUST ROCKET ENGINE 审中-公开
标题翻译：包装的推进式空气诱导变速箱式发动机
公开(公告)号：WO2011106446A1
公开(公告)日：2011-09-01
申请号：PCT/US2011/025949
申请日：2011-02-23
申请人： INNOVATIVE DEFENSE, LLC , MUNSON, David, Murray, Jr. , COLLIER, Nicholas
发明人： MUNSON, David, Murray, Jr. , COLLIER, Nicholas
IPC分类号： F02K9/62
CPC分类号： F02K9/62
摘要： This invention is a packaged propellant air-induced variable thrust rocket engine that has a vast number of uses and applications for this invention. The primary purpose of the device described here is to provide a light weight, torque and vibration free thrust generator for the propulsion of aircraft. This device will facilitate the fabrication of very light weight aircraft because of the lack these forces. This device can also be used anywhere high velocity air flow and or the resulting thrust is needed. The invention uses aerodynamic principles to compress and accelerate the incoming air, prior to it being heated and accelerated by a short duration burst of thermal and kinetic energy from discrete packets of a mixture of oxidizable fuels. The heated and accelerated air then expands as it travels thru the device providing thrust.
摘要翻译：本发明是一种包装推进剂空气诱导可变推力火箭发动机，其具有用于本发明的广泛用途和应用。这里描述的装置的主要目的是为飞机的推进提供一种重量轻，无扭矩和无振动的推力发生器。由于缺乏这些力量，该装置将有助于制造非常轻型的飞机。该设备也可用于需要高速气流和所产生的推力的地方。本发明使用空气动力学原理来压缩和加速进入的空气，在它被加热和加速之前，通过来自可分解的燃料混合物的离散的分组的热和动能的短时间的爆发。加热和加速的空气随着通过提供推力的装置行进而膨胀。

6. 发明申请

WO0057048A3 ROCKET ENGINE 审中-公开
标题翻译： ROCKET发动机
公开(公告)号：WO0057048A3
公开(公告)日：2001-01-18
申请号：PCT/US0006393
申请日：2000-03-10
申请人： WILLIAMS INT CO LLC
发明人： STEPHENS RICHARD D , THOMPSON ROBERT S JR , DEFEVER GUIDO J , JONES JOHN F , MUSGRAVE DEAN S , WILLIAMS GREGG G
IPC分类号： F02K9/50 , F02K9/48 , F02K9/52 , F02K9/56 , F02K9/60 , F02K9/62 , F02K9/64 , F02K9/66 , F02K9/72 , F02K9/97 , F02K11/00 , F23R3/00
CPC分类号： F02K9/52 , F02K9/48 , F02K9/62 , F02K9/64 , F02K9/66 , F02K9/72 , F05D2240/40
摘要： A rocket engine (10) comprises first (76) and second (142) rotary injectors for injecting respective fuel (20) and oxidizer (18) propellant components into a first combustion chamber (34), and the effluent (38) therefrom drives a turbine (40) that rotates the rotary injectors (76, 142). The mixture within the first combustion chamber (34) is preferably fuel-rich so as to reduce the associated combustion temperature, and the fuel-rich effluent mixes in a second combustion chamber (36) with additional oxidizer injected by a third rotary injector (182) so as to generate a high temperature effluent (214) suitable for propulsion. The rotary injectors (76, 142, 182) are adapted with associated rotary pressure traps (86, 146, 174) so as to isolate the low pressure propellant supply (22', 24') from the relatively high pressures in the respective combustion chambers (34, 36). A portion of the fuel-rich effluent from the first combustion chamber (34) is directed through an annular passage (198, 204) surrounding the combustion chambers (34, 36) to provide effusion cooling of a surface (218) of the second combustion chamber (36).
摘要翻译：火箭发动机（10）包括用于将相应燃料（20）和氧化剂（18）推进剂组分喷射到第一燃烧室（34）中的第一（76）和第二（142）旋转喷射器，并且其中的流出物（38）驱动使旋转喷射器（76,142）旋转的涡轮机（40）。第一燃烧室（34）内的混合物优选为富燃料，以便降低相关联的燃烧温度，并且富含燃料的流出物在第二燃烧室（36）中与另外的由第三旋转喷射器（182）注入的氧化剂混合），以产生适于推进的高温流出物（214）。旋转喷射器（76,142,182）适配于相关联的旋转压力捕集器（86,146,174），以将低压推进剂供应源（22'，24'）与相应燃烧室中相对较高的压力隔离（34,36）。来自第一燃烧室（34）的富含燃料的流出物的一部分被引导通过围绕燃烧室（34,36）的环形通道（198,204），以提供第二燃烧表面（218）的渗出冷却室（36）。

7. 发明申请

WO00079116A1 ROCKET THRUST CHAMBER 审中-公开
标题翻译：火箭发动机推力室
公开(公告)号：WO00079116A1
公开(公告)日：2000-12-28
申请号：PCT/DE2000/001826
申请日：2000-06-06
IPC分类号： B64G1/26 , B23K15/00 , F02K9/62
CPC分类号： F02K9/62 , Y10T29/49346
摘要： The invention relates to a thrust chamber housing (1) for a propulsion thruster used for aerospace applications which is fastened to an injection head (2) with the first end (3) thereof. In addition, the thrust chamber housing comprises a combustion chamber housing (11) made of a high-temperature resistant steel, has a nozzle part (13) made of an platinum-iridium alloy, and comprises an expansion nozzle housing (17) also made of a high-temperature resistant steel. The combustion chamber housing (11) is welded by means of weld joints to the nozzle part (13) via a first intermediate ring (12), and the nozzle part (13) is welded to the expansion nozzle housing (17) via a second intermediate ring (14), whereby the first (12) and the second (14) intermediate rings are made of a platinum-rhodium alloy.
摘要翻译：推力室壳体（1），用于航空航天应用的驱动发动机，其上的喷射头（2）通过其第一端部（3）和由高耐热钢的燃烧室壳体（11）固定的，由铂 - 铱合金的喷嘴部（13），和由高耐热钢的膨胀喷嘴壳体（17），其特征在于，经由第一中间环（12）经由第二中间环（14）向膨胀喷嘴壳体的喷嘴部（13）和所述喷嘴部分（13）的燃烧室壳体（11）（17）通过焊接接头的装置被焊接，其中，所述形成由铂 - 铑合金的第一（12）和第二（14）中间环。

8. 发明申请

WO2021252087A2 OMNIVOROUS SOLAR THERMAL THRUSTER, COOLING SYSTEMS, AND THERMAL ENERGY TRANSFER IN ROCKETS 审中-公开
公开(公告)号：WO2021252087A2
公开(公告)日：2021-12-16
申请号：PCT/US2021/029205
申请日：2021-04-26
申请人： TRANS ASTRONAUTICA CORPORATION
发明人： SERCEL, Joel, C. , WAHL, Philip, J. , JENSEN, Conrad, T. , SMALL, James, G. , WORKINGER, Benjamin, G. , DAUGHERTY-SAUNDERS, Samuel
IPC分类号： F02K9/62 , F02K9/64 , B64G1/401 , B64G1/402 , B64G1/446 , F02K9/00
摘要： Omnivorous solar thermal thrusters and adjustable cooling structures are disclosed. In one aspect, a solar thermal rocket engine includes a solar thermal thruster configured to receive solar energy and one or more propellants, and heat the one or more propellants using the solar energy to generate thrust. The solar thermal thruster is further configured to use a plurality of different propellant types, either singly or in combination simultaneously. The solar thermal thruster is further configured to use the one or more propellants in both liquid and gaseous states. Related structures can include valves and variable-geometry cooling channels in thermal contact with a thruster wall.

9. 发明申请

WO2021091613A2 STAGED COMBUSTION LIQUID ROCKET ENGINE CYCLE WITH THE TURBOPUMP UNIT AND PREBURNER INTEGRATED INTO THE STRUCTURE OF THE COMBUSTION CHAMBER 审中-公开
公开(公告)号：WO2021091613A2
公开(公告)日：2021-05-14
申请号：PCT/US2020/049588
申请日：2020-09-05
申请人： SPECIAL AEROSPACE SERVICES, LLC
发明人： BULK, Timothy , HAYES, Christopher
IPC分类号： F02K9/48 , F02K9/52 , F02K9/64 , F02K9/62 , F02K9/972
摘要： Devices and methods of rocket propulsion are disclosed. In one aspect, a staged combustion liquid rocket engine with prebumer and turbopump unit (TPU) integrated into the structure of the combustion chamber is described. An initial propellant mixture is combusted in a preburner combustion chamber formed as an annulus around a main combustion chamber, the combustion products from the preburner driving the turbine of the TPU and subsequently injected into the main combustion chamber for secondary combustion along with additional propellants, generating thrust through a supersonic nozzle. The preburner inner cylindrical wall is shared with the outer cylindrical wall of the engine's main combustion chamber and the turbine is axially aligned with the main combustion chamber. Liquid propellants supplied to the engine are utilized for regenerative cooling of the combustion chamber and preburner, where the liquid propellants are gasified in cooling manifolds before injection into the preburner and main combustion chamber.

10. 发明申请

WO2012156596A1 MOTEUR À ONDE DE DÉTONATION CONTINUE ET ENGIN VOLANT POURVU D'UN TEL MOTEUR. 审中-公开
标题翻译：连续发射波浪发动机和这种发动机提供的飞机
公开(公告)号：WO2012156596A1
公开(公告)日：2012-11-22
申请号：PCT/FR2012/000185
申请日：2012-05-09
申请人： MBDA FRANCE , FALEMPIN, François
发明人： FALEMPIN, François
IPC分类号： F02K7/08 , F02K9/62 , F23R3/42
CPC分类号： F02K7/08 , F02K7/00 , F02K9/62 , F23R3/425 , F23R7/00
摘要： Moteur à onde de détonation continue et engin volant pourvu d'un tel moteur. Le moteur à onde de détonation continue (1 ) fonctionne avec un mélange combustible/oxydant détonant et comporte notamment une chambre de détonation (3) comprenant un fond d'injection (1 0) dont la longueur est définie selon une ligne ouverte (1 7), de manière à former une chambre de détonation (3) présentant une forme allongée dans un plan transversal, ainsi qu'un système d'injection (4) qui est agencé de manière à injecter le mélange combustible/oxydant dans ladite chambre de détonation (3) au niveau d'au moins un tronçon dudit fond d'injection (1 0).
摘要翻译：本发明涉及具有这种发动机的连续爆震波发动机和飞机。连续爆震波发动机（1）以燃料和氧化剂的爆炸混合物操作，并且特别包括包括喷射基座（10）的爆炸室（3），该喷射基座的长度沿开放线（17）限定，，诸如在横向平面中形成具有细长形式的引爆室（3）以及设置成将燃料/氧化剂混合物喷射到爆炸室（3）中的至少一个喷射系统（4）的喷射系统（4）注射基底（10）的段。

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