JP2003524096A - ロケットモータ組立体 - Google Patents
ロケットモータ組立体Info
- Publication number
- JP2003524096A JP2003524096A JP2000608087A JP2000608087A JP2003524096A JP 2003524096 A JP2003524096 A JP 2003524096A JP 2000608087 A JP2000608087 A JP 2000608087A JP 2000608087 A JP2000608087 A JP 2000608087A JP 2003524096 A JP2003524096 A JP 2003524096A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- fluid
- rocket
- motor assembly
- oxidant
- engine
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims abstract description 142
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims abstract description 92
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 claims abstract description 78
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 44
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims abstract description 8
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 40
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 claims description 29
- 239000002245 particle Substances 0.000 claims description 23
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 6
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 6
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims description 6
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 claims description 3
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 abstract 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 41
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 13
- 239000002737 fuel gas Substances 0.000 description 8
- CRJZNQFRBUFHTE-UHFFFAOYSA-N hydroxylammonium nitrate Chemical compound O[NH3+].[O-][N+]([O-])=O CRJZNQFRBUFHTE-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 8
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 7
- PAWQVTBBRAZDMG-UHFFFAOYSA-N 2-(3-bromo-2-fluorophenyl)acetic acid Chemical compound OC(=O)CC1=CC=CC(Br)=C1F PAWQVTBBRAZDMG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- IAZDPXIOMUYVGZ-UHFFFAOYSA-N Dimethylsulphoxide Chemical compound CS(C)=O IAZDPXIOMUYVGZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 229910002651 NO3 Inorganic materials 0.000 description 4
- 238000007710 freezing Methods 0.000 description 4
- 230000008014 freezing Effects 0.000 description 4
- 229920002121 Hydroxyl-terminated polybutadiene Polymers 0.000 description 3
- NHNBFGGVMKEFGY-UHFFFAOYSA-N Nitrate Chemical compound [O-][N+]([O-])=O NHNBFGGVMKEFGY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 description 3
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 3
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 3
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 3
- POCJOGNVFHPZNS-ZJUUUORDSA-N (6S,7R)-2-azaspiro[5.5]undecan-7-ol Chemical compound O[C@@H]1CCCC[C@]11CNCCC1 POCJOGNVFHPZNS-ZJUUUORDSA-N 0.000 description 2
- JHJVSUCUNFXIHN-UHFFFAOYSA-N 1,2,5-oxadiazole-3,4-diamine Chemical compound NC1=NON=C1N JHJVSUCUNFXIHN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- OAKJQQAXSVQMHS-UHFFFAOYSA-N Hydrazine Chemical compound NN OAKJQQAXSVQMHS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- MHAJPDPJQMAIIY-UHFFFAOYSA-N Hydrogen peroxide Chemical compound OO MHAJPDPJQMAIIY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- BSPUVYFGURDFHE-UHFFFAOYSA-N Nitramine Natural products CC1C(O)CCC2CCCNC12 BSPUVYFGURDFHE-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000005062 Polybutadiene Substances 0.000 description 2
- 239000000654 additive Substances 0.000 description 2
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 2
- WFPZPJSADLPSON-UHFFFAOYSA-N dinitrogen tetraoxide Chemical compound [O-][N+](=O)[N+]([O-])=O WFPZPJSADLPSON-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 description 2
- 238000004880 explosion Methods 0.000 description 2
- 239000000499 gel Substances 0.000 description 2
- POCJOGNVFHPZNS-UHFFFAOYSA-N isonitramine Natural products OC1CCCCC11CNCCC1 POCJOGNVFHPZNS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 2
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- YCOWFDCCOFCZPM-UHFFFAOYSA-N n,n'-dihydroxyoxamide Chemical compound ONC(=O)C(=O)NO YCOWFDCCOFCZPM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- UAGLZAPCOXRKPH-UHFFFAOYSA-N nitric acid;1,2,3-triaminoguanidine Chemical compound O[N+]([O-])=O.NNC(NN)=NN UAGLZAPCOXRKPH-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000004806 packaging method and process Methods 0.000 description 2
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 description 2
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 description 2
- 239000002002 slurry Substances 0.000 description 2
- VOXVCYMHFQQEMC-UHFFFAOYSA-O triethylazanium;nitrate Chemical compound [O-][N+]([O-])=O.CC[NH+](CC)CC VOXVCYMHFQQEMC-UHFFFAOYSA-O 0.000 description 2
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- IDCPFAYURAQKDZ-UHFFFAOYSA-N 1-nitroguanidine Chemical compound NC(=N)N[N+]([O-])=O IDCPFAYURAQKDZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- JSOGDEOQBIUNTR-UHFFFAOYSA-N 2-(azidomethyl)oxirane Chemical compound [N-]=[N+]=NCC1CO1 JSOGDEOQBIUNTR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- KUCWUAFNGCMZDB-UHFFFAOYSA-N 2-amino-3-nitrophenol Chemical compound NC1=C(O)C=CC=C1[N+]([O-])=O KUCWUAFNGCMZDB-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- GDDNTTHUKVNJRA-UHFFFAOYSA-N 3-bromo-3,3-difluoroprop-1-ene Chemical compound FC(F)(Br)C=C GDDNTTHUKVNJRA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- QGZKDVFQNNGYKY-UHFFFAOYSA-O Ammonium Chemical compound [NH4+] QGZKDVFQNNGYKY-UHFFFAOYSA-O 0.000 description 1
- ZOXJGFHDIHLPTG-UHFFFAOYSA-N Boron Chemical compound [B] ZOXJGFHDIHLPTG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N Magnesium Chemical compound [Mg] FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- IPLJNBHWBNOLJH-UHFFFAOYSA-N N,N-dimethylhydroxylamine nitric acid Chemical compound CN(C)O.O[N+]([O-])=O IPLJNBHWBNOLJH-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- GRYLNZFGIOXLOG-UHFFFAOYSA-N Nitric acid Chemical compound O[N+]([O-])=O GRYLNZFGIOXLOG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- YIKSCQDJHCMVMK-UHFFFAOYSA-N Oxamide Chemical compound NC(=O)C(N)=O YIKSCQDJHCMVMK-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000000996 additive effect Effects 0.000 description 1
- 125000005210 alkyl ammonium group Chemical group 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- DVARTQFDIMZBAA-UHFFFAOYSA-O ammonium nitrate Chemical class [NH4+].[O-][N+]([O-])=O DVARTQFDIMZBAA-UHFFFAOYSA-O 0.000 description 1
- CAMXVZOXBADHNJ-UHFFFAOYSA-N ammonium nitrite Chemical compound [NH4+].[O-]N=O CAMXVZOXBADHNJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000007864 aqueous solution Substances 0.000 description 1
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 description 1
- 229910052790 beryllium Inorganic materials 0.000 description 1
- ATBAMAFKBVZNFJ-UHFFFAOYSA-N beryllium atom Chemical compound [Be] ATBAMAFKBVZNFJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052796 boron Inorganic materials 0.000 description 1
- 125000003178 carboxy group Chemical group [H]OC(*)=O 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 238000000354 decomposition reaction Methods 0.000 description 1
- 238000004200 deflagration Methods 0.000 description 1
- 150000004679 hydroxides Chemical class 0.000 description 1
- BMMNWPYKMOFBBE-UHFFFAOYSA-N hydroxylamine;perchloric acid Chemical compound ON.OCl(=O)(=O)=O BMMNWPYKMOFBBE-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- HYYHQASRTSDPOD-UHFFFAOYSA-N hydroxylamine;phosphoric acid Chemical compound ON.OP(O)(O)=O HYYHQASRTSDPOD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000004615 ingredient Substances 0.000 description 1
- 230000002401 inhibitory effect Effects 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 229910052749 magnesium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011777 magnesium Substances 0.000 description 1
- DZWNVCMHKFYRLX-UHFFFAOYSA-N n,n-diethylhydroxylamine;nitric acid Chemical compound O[N+]([O-])=O.CCN(O)CC DZWNVCMHKFYRLX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910017604 nitric acid Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910052757 nitrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- JPBHWBCQHAMWBK-UHFFFAOYSA-N o-methylhydroxylamine;nitric acid Chemical compound CON.O[N+]([O-])=O JPBHWBCQHAMWBK-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- AHHWIHXENZJRFG-UHFFFAOYSA-N oxetane Chemical compound C1COC1 AHHWIHXENZJRFG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 1
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 1
- 229910052698 phosphorus Inorganic materials 0.000 description 1
- 229920002857 polybutadiene Polymers 0.000 description 1
- 229920000728 polyester Polymers 0.000 description 1
- 229920000570 polyether Polymers 0.000 description 1
- 230000002028 premature Effects 0.000 description 1
- 150000003839 salts Chemical class 0.000 description 1
- 239000000779 smoke Substances 0.000 description 1
- 229920002725 thermoplastic elastomer Polymers 0.000 description 1
- MBYLVOKEDDQJDY-UHFFFAOYSA-N tris(2-aminoethyl)amine Chemical compound NCCN(CCN)CCN MBYLVOKEDDQJDY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/60—Steering arrangements
- F42B10/66—Steering by varying intensity or direction of thrust
- F42B10/663—Steering by varying intensity or direction of thrust using a plurality of transversally acting auxiliary nozzles, which are opened or closed by valves
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/72—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid and solid propellants, i.e. hybrid rocket-engine plants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/74—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant
- F02K9/76—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant with another rocket-engine plant; Multistage rocket-engine plants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
- F02K9/88—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control using auxiliary rocket nozzles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/97—Rocket nozzles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
Abstract
Description
して機能する偏心ロケットエンジンの配列を含むロケット推進装置に関する。
る。多数のこれらの装置は、推力と姿勢制御とを提供するように構成されている
。これらの装置の各々は、それ自身特徴ある利点と欠点とを有する。
大きなエネルギー密度と制御可能な推力の組み合わせを達成することができず、
同時に、流体またはハイブリッド装置の信頼性のある停止及び再点火性能を実現
することができないことである。
所望のときに個々のエンジンまたはエンジンの組を独立して停止し、信頼性のあ
る再点火を可能にすることができる推進装置を有するロケットモータ組立体を提
供することである。
を有する。以下に用いる「偏心」という用語は、偏心ロケットエンジンの選択さ
れたエンジンまたはグループの点火がロケット組立体の姿勢制御を可能にするよ
うに偏心ロケットエンジンが、ロケットモータ組立体の長手方向軸線から片寄っ
ていることを意味する。偏心ロケットエンジンは、ロケット組立体の長手方向軸
線から個々に片寄っているが、偏心モータは、例えば、集合的にロケット組立体
の長手方向軸線の周りに同心リングを形成し、偏心ロケットモータの一部分、ま
たはその全部を同時に点火することによって姿勢制御を行うことなくロケット組
立体に推力を与えることができる。この明細書で使用する「姿勢制御」という用
語は、飛行中のロケット組立体のピッチ(縦揺)、ヨー(偏揺)、及び/又はロ
ール(横揺)を制御することを意味する。
ら偏心ロケットエンジンの燃焼室に流体酸化剤を供給することができるように1
つまたは複数の流体酸化剤源(例えば、貯蔵タンク)を有する。例えば、流体酸
化剤を偏心ロケットエンジンの各々に送る1つの流体酸化剤源を備えることがで
きる。別の例として、複数の流体酸化剤源が、各々、対応する1つまたは複数の
偏心ロケットエンジンに連通することができる。代表的な流体酸化剤は、ヒドロ
ゲンパーオキサイド、ニトロゲンテトロキサイド、抑制赤煙硝酸(IRFNA)、ヒド
ロキシルアンモニウムニトレート(HAN)、アンモニウムニトレート(AN)、アンモ
ニウムパークロレート、ヒドロキシルアンモニウムパクロレート(HAP)、及びこ
の技術分野でよく知られた他の酸化剤のような主酸化剤を含む溶液、スラリ、ま
たはゲルを含む。
の燃焼室に点火流体を送ることができるようにするために偏心ロケットエンジン
と作動的に連通するように配置される。この場合にも、1つの流体点火剤が偏心
ロケットエンジンの各々に点火流体を送ることができる。別の例として、複数の
点火流体源が対応する1つの偏心ロケットエンジンまたは偏心ロケットエンジン
のグループに点火流体を送ることができる。
料粒子を用いるハイブリッドロケットエンジンである。この実施形態において、
通常、ガス状の高温の点火流体が流体酸化剤とともに燃焼室に導入されるとき、
燃焼反応が起こる。一旦点火すると、燃焼室への高温の点火流体の流れは、燃焼
反応を停止させることなく終結することができる。なぜならば、固体燃料源は燃
焼室にすでに存在するからである。この燃焼反応は、流体酸化剤源からハイブリ
ッドロケットエンジンの燃焼室への流体酸化剤の流れを停止することによって終
結することができる。この固体燃料粒子は、自己爆燃反応を生じるように十分な
濃度で粒子内に存在しない限り、固体酸化剤が無いか、少量の固体酸化剤を含む
ようにすることができる。
ケットエンジンである。この実施形態において、例えば、制御された燃焼によっ
て高温ガスに変換される固体推進剤を含むガス発生器である点火/燃料源は、燃
焼反応のための燃料成分を送り、点火に必要な熱を同時に供給することができる
。この二流体の実施形態において、点火/燃料源は、第1の好ましい実施形態の
ハイブリッドロケットエンジンの場合よりも高い流量で燃焼室に供給しなければ
ならない。なぜならば、ハイブリッドロケットエンジンの場合とは異なり、二流
体ロケットエンジンの燃焼室は、燃焼室に固体燃料粒子を含まないからである。
点火/燃料流体及び流体酸化剤の双方は、燃焼室に送られ、燃焼反応が開始され
る。この燃焼反応は、二流体ロケットエンジンの燃焼室へ流体酸化剤及び/又は
点火/燃料流体の流れを終結することによって停止することができる。
ンジンであり、全てのエンジンに送られる流体は、単一または複数の燃焼生成物
源から発生され送られ、前記燃焼生成物源の少なくともいくつかは、少なくとも
2つの偏心ロケットエンジンに接続されている。この実施形態において、偏心ロ
ケットエンジンの点火は、燃焼生成物の偏心ロケットエンジンに個々に流すこと
を可能にし終結することによって制御される。
とは本発明の範囲内にある。好ましくは、偏心ロケットエンジンは、各制御弁で
流体酸化剤源及び点火流体源に接続されており、これは、互いに独立して偏心ロ
ケットエンジンの選択された1つまたはグループの可変絞り、停止、及び再スタ
ートをさらに可能にすることが好ましい。
合的に軸線方向、即ち長手方向に沿って推力を生成するように構成され配置され
た複数の主エンジンを含む。主エンジンは、存在するとき、配列された偏心エン
ジンが個々に生成するよりも高度な推力をつくるように主推進源であることが好
ましい。主エンジンは、ハイブリッドエンジン、リバースハイブリッドエンジン
、二流体エンジン、自己爆燃固体推進剤エンジン、または二重室固体エンジンで
ある。主エンジンは、流体酸化剤及び流体燃料源から酸化剤及び/又は燃料を受
けることができる。
に接続する少なくとも1つの冷却装置を有する。点火流体源からの点火流体の一
部は、冷却装置を通して送られ、点火流体の温度を降下させ、流体酸化剤源の流
体酸化剤を加圧するために用いられる。種々の機械的及び空圧的装置が考えられ
るが、例えば、酸化剤源は、流体酸化剤と冷却された点火剤を分離しておくため
にピストンまたは伸縮可能なブラッダ等の装置を備えることができる。
酸化剤源の低温ガスと温暖ガスとを分離する可能性がある。この選択は、ある程
度の簡易性及び信頼性を与えるが、好ましい実施形態の改良されたパッケージン
グ及び性能が欠けている。
るために送られる推進剤ガスを冷却しない可能性がある。この場合、高温ガスは
、流体酸化剤源の少量の酸化剤を分解し、分解された酸化剤は、流体酸化剤源を
加圧する。この選択はある利点を提供するが、流体酸化剤を加圧するために達成
される分解量を注意深く制御する必要がある。
とした推進/姿勢制御装置のような公知の装置に比して改良されたパッケージン
グと性能を提供する。ハイブリッド及び/又は二流体推進剤技術の使用は、純粋
な固体燃料エンジンと比較して信頼性のある再点火及び絞り性能を提供するが、
非常に安全で効果的な防爆性も大きい。点火剤は、燃焼推進剤からなり、これは
、ハイブリッド技術のための流体点火剤としても、または二流体技術のための流
体点火剤及び燃料源としても機能する。
した明細書及び特許請求の範囲を読むとき当業者に明らかになる。
図示した実施形態は、航空宇宙飛行体の推進装置の構成例を示す図であり、これ
は、軸線方向の主エンジン18と、複数の姿勢制御エンジン19とを含む。主エ
ンジン18は、飛行体を推進する主な役割を果たすが、姿勢制御エンジン19に
は、飛行体の姿勢を制御する主な役割がある。しかしながら、エンジン18及び
19の機能は、これらの役割には制限されない。姿勢制御エンジン19は、飛行
体の推進時にエンジン18を補助するように作動することができる。主エンジン
18の場合、それ自身自在継手装置によって姿勢を制御することができるが、可
動ノズルによって推力ベクトルを自在に制御して姿勢制御機能を実行することも
できる。主エンジン18のベクトルの制御は、この技術分野で知られている。エ
ンジン18及び19のすべて、又はいくつかを固体燃料粒子を含むハイブリッド
モータとすることができるが、エンジン18及び19のいずれもハイブリッドモ
ータではないものであってよい。他方、エンジン18及び19のすべて、又はい
くつかを固体燃料粒子を含まない二流体モータとすることができるが、エンジン
18及び19いずれも二流体モータではないものであってもよい。
な流体供給装置(または噴射器)12及び14と、燃焼室16(エンジン18つ
いて示され、エンジン19について示されていない)とを有する。
2とを含む。点火ガスサブシステム20は、高温の点火ガスを推進装置に送るよ
うに機能し、高温の点火ガスとしては、燃料の濃いガスを選択することができる
。酸化剤源サブシステム22は、少なくとも1つの流体酸化剤を推進装置に送る
。図示した装置は、さらにサブシステム20及び22を接続する通路に沿って配
置された冷却剤床24を備えている。サブシステム20から冷却床24を通って
サブシステム22への高温点火ガスの流れは、流れ制御弁26によって制御され
る。図示した装置は、サブシステム20を流体供給装置12に接続する流体通路
に沿って配置された弁30と、サブシステム22を流体供給装置14に接続する
流体通路に沿って配置された弁32と、個々の流体供給装置12への点火流体の
流れを制御するために対応した1つの流体供給装置12に作動的に関連して配置
される弁34と、個々の流体供給装置14への流体酸化剤の流れを制御するため
に対応する1つの流体供給装置14と作動的に関連するように配置された弁36
とを有する。
場合には、サブシステム20によって供給されたガスは、固体燃料エンジン18
及び19の各々を点火する高温点火ガスとして機能する。他方、エンジン18及
び19が二流体エンジンの場合、サブ装置20によって供給されるガスは、各二
流体エンジンの燃料及び高温点火流体の双方として機能する。
二流体エンジンに対する温度と燃料含有量の適切な要求値に基づいて選択するこ
とができ、このような要求値は、この技術分野の技術者にとって公知である。サ
ブシステム20における高温ガス発生の制御は、当業者の標準的なやり方に基づ
くこともできる。例えば、サブシステム20は、エンジン18及び19に必要な
流体を発生するための単一の推進剤または複数の推進剤を含むことができる。も
し1つまたは複数のエンジン18及び19が二流体エンジンである場合には、サ
ブシステム20のガスを生成するために選択される推進剤は、燃料性成分が濃い
ことが望ましい。なぜならば、もしエンジン18及び19が二流体エンジンであ
る場合には固体燃料粒子がエンジン18及び19の燃焼室内に配置されていない
からである。もし、エンジン18及び19の全部が燃焼室内に固体燃料を含むハ
イブリッドロケットエンジンの場合には、サブシステム20の推進剤は、燃料が
豊富な成分を含むことは必要ではない。
レー及び/又はハイドロキシ端末ポリブタジエン(HTPB)バインダ内で不動
化されたアンモニウムパクオレート酸化剤を有する。サブシステム20の推進剤
の他の選択的な成分は、ニトラミン(HMX、RDX、CL−20他)の有機質
の酸化剤と、ジヒドロキシグリオキシム(DHG)、ダイアミノフラザン(DA
F)、トリアミノグアニジンニトレート(TAGNIT)、ニトログアニジン、
グアミジンニトレート、オキサミドのような他の燃料の豊富な成分及び二流体燃
料手段の技術分野で当業者に公知の他の成分を有する。グリシディルアジドポリ
マー(GAP)、ポリグリシジルニトレート(PGN)、オキセタン、カルボキ
シ端末ポリブタジエン(CTPB)、ポリエステル、サーモプラスチックエラス
トマー、ポリエーテル等の他の公知のバインダがサブシステム20の推進剤とし
て適当であり、さらに上述したHTPBバインダに加えて、又はその代わりのも
のとして使用することができる。組成分の調整はサブシステム22の酸化剤でエ
ンジン18及び19の性能を最適化することが可能である。
イブリッド燃料粒子は、サブシステム20の推進剤と同じ成分を含むことができ
るが、装置全体のエネルギー及びエネルギー密度を増大するためにボロン、ベリ
リウム、アルミニウム、及び/又はマグネシウム及び/又はこのような金属の水
酸化物のような他の金属燃料を加えることも考慮することができる。サブシステ
ム20の推進剤は、前述した金属を添加することが禁止されるものではないが、
弁26,30及び34を通って金属を流すことが望ましくないので好ましい実施
形態ではない。
を含まない二流体エンジンである場合には、サブシステム20からの燃料が豊富
なガスは、所望のエンジン推力を生じるためにサブシステム22から酸化剤の存
在で燃焼を行うエンジン燃料を構成する。燃料が豊富なガスは、固体燃料燃焼反
応によって発生され、この反応は、酸化剤の存在で点火剤及び燃料として作用す
るためにそのガスに十分な高温を与える。サブシステム20は、公知の手段及び
この技術分野で実施される貯蔵タンク内のまたはそのタンクに接続された単一ま
たは複数の固体燃料粒子を含む。電気または光学的に開始される導火爆管のよう
な標準の固体推進点火手段が固定燃料粒子の各々について使用される。もしサブ
システム20で複数の粒子が使用される場合には、エラストマーバリヤ、もろい
隔壁、防爆ディスクのような第2及びその後の粒子が早期の爆発をしないように
保護する標準の手段を使用することができる。
19の場合、サブシステム20からの点火流体は、主にサブスステム22によっ
て備えられた流体酸化剤の存在の下に固体燃料粒子を点火するために作用する。
しかしながら、また、サブシステム20からのガスは、酸化剤の存在の下に燃焼
を行い、エンジンが発生する推力に少なくともいくらか寄与する。
ンである場合には、サブシステム20によって供給されたガスは、燃料が豊富で
ある必要はなく、酸化剤の存在で固体燃料粒子を点火するために十分な温度で各
エンジンに送りさえすればよい。
剤は、その用途に依存して水溶液、スラリ、またはゲルのHAN、HAPまたは
同様に進歩した酸化剤を含み、好ましくはこれらからなる。例えば、HANは、
排気物にHCLを含まないことが望ましい場合、HANが好ましい。他方、HA
Pは、最大限のエネルギー性能が望まし場合に好ましい。HANまたはHAPは
、高密度、良好なエネルギー、及び無害/耐食性を提供する。溶液におけるHA
NまたはHAPの濃度は、中でも、溶液の凝固点を決定する。Biddleに付与され
た米国特許第4,527,389号参照。凝固点は、HANまたはHAPが濃度を増大す
るにしたがって上昇する傾向がある。したがって、濃度は、主として特定の用途
における所望の凝固点に基づいて選択される。なぜならば、すべての他の考慮は
、可能性のある最も高い濃度を使用することを要求するからである。
の添加物を含む。この添加剤は、HMX、RDX、CL−20のような1つまた
は複数のニトラミン、ANのような追加の酸化剤、テトラメチルアンモニウムニ
トレート及びトリエチルアンモニウムニトレート(TEAN)のようなアルキル
アンモニウムニトレート塩、メタンビス(Oヒドロキシラミン)ディニトレート
(MBODN)、ジエチルヒドロキシラミンニトレート(DEHAN)、N、O
ジメチルヒドロキシラミン ニトレート(DMHAN)のようなアルキルヒドラ
キシルアンモニウムニトレート及び凝固点及び装置のエネルギー含有要求値と矛
盾しない量のOメチルヒドロキシルアミンニトレート(OMHAN)、グアニダ
インニトレート、ヒドロキシルアミンフォスフェート(HAPT)、ジメチルス
ルフォキサイド(DMSD)、及びTREN3(トリ(2−アミノエチル)アミ
ントリニトレート)を含む他の成分から成る。長期の安定成分は、貯蔵寿命の要
求に基づいた要求される。例示的な液体酸化剤の組成は、70重量%のHAN、
15重量%のAN及び15%の水から成る。他の例示的な液体酸化剤の組成は、
85重量%HAP及び15重量%の水から成る。
8及び19にガスを送ることである。サブシステム20からのガスは、冷却剤床
24に送られ、酸化剤を分解し揮発することができないように十分に冷却された
後、サブシステム22に流れることができ、ここでガスは、サブシステム22の
酸化剤を加圧するように作用する。もし、サブシステム20からのガスがサブシ
ステム22を加圧するために使用される場合には、サブシステム20とサブシス
テム22とを分離することを維持することが非常に望ましい。図示はしなが、サ
ブシステム22は、ピストンまたはブラッダまたは同様の装置を備えたタンクを
有し、この装置は、サブシステム22の流体酸化剤からサブシステム20によっ
て供給された加圧ガスを物理的に分離し、それによって加圧ガスと酸化剤との間
の反応を防止する。
圧力を維持するために弁26の動作によって制御され、全てのエンジン18及び
19への流体酸化剤の適当な流量を保証する。
ドエンジンである、(b)エンジン18及び19の各々が二流体エンジンである
、(c)ハイブリッド及び二流体エンジンの組み合わせがエンジン18及び19
として選択される装置に使用される。
温ガスは、実施形態(a)と比較して性能を向上させるために燃料として選択さ
れる。
含むハイブリッドエンジンである場合である。しかしながら、実施形態(c)の
変形例は、1つまたは複数のエンジン19が固体燃料エンジンであり、エンジン
18が固体燃料エンジンか、またはガス燃料エンジン(または自己爆燃単推進剤
エンジン)のいずれかである。
ン19の組み合わせによって得られる推進装置を提供することは本発明の範囲内
である。また、ロケット組立体の軸線の周りに集合的に同心リングを形成する複
数の主エンジンを提供することも本発明の範囲内である。
、主流れ制御弁30によって制御される。サブシステム20から個々のエンジン
19への高温ガスの供給を制御するために流れ制御弁34が設けられており、流
れ制御弁34の各々は、対応するエンジン19の噴射器に関連して配置される。
図示はしないが、エンジン19への高温ガスの流れとは独立に高温ガスのエンジ
ン18への供給を制御するために制御弁30の下流に付加的な流れ制御弁を使用
することができる。サブシステム22からエンジン18及び19のグループへの
酸化剤の供給は、主流れ制御弁32によって制御される。サブシステム22から
個々のエンジン18及び19への酸化剤の供給は、流れ制御弁36によって個々
に制御され、流れ制御弁36の各々は、対応するエンジン19の噴射器14に対
応する。全ての弁30−36は、推進装置を搭載する飛行体の制御装置によって
作動される電気的に制御される弁でもよい。この弁の作動シーケンスは、流れ制
御原理と公知の方法による飛行体の推進及びガイダンスの要求によって決定され
る。
2の断面図で示されている。このエンジンは、固定燃料粒子45を含む燃焼室(
参照符号なし)を包囲するハウジング40と、ハウジング40から後方に延びる
排気ノズル42と、ハウジング40の前方に固定され、サブシステム22から加
圧された流体酸化剤を送る酸化剤送り通路46を含むマニフォルドブロック44
とを含む。酸化剤は、酸化剤送り通路46からマニフォルド52を介して噴射器
プレート50へ導入される。噴射器プレート50は、複数の出口オリフィスを含
む。
き、弁32は、サブシステム22から酸化剤送り通路46への酸化剤の供給に影
響を与え、弁30は、サブシステム20からガス送り通路48へのガスの送りに
影響を与える。もし、1つまたは複数の姿勢制御エンジン19が図2に示すハイ
ブリッドエンジンである場合には、姿勢制御エンジン19の酸化剤送り通路46
は、各々、弁36の1つに作動的に接続され、エンジン19のガス送り通路48
は、各々、弁34の1つに作動的に接続される。
す断面図であり、本発明の実施形態に使用できる。図2の対応する部品と同一の
部品は説明しないが、同じ参照符号で示されている。図3においても、ハウジン
グ40は、固体燃料を含まない。マニフォルドブロック54は、酸化剤供給通路
46と、高温点火燃料ガスを燃焼室に送るための環状高温点火及び燃料ガス送り
通路58とを有し、この高温点火及び燃料ガスの燃料成分は、酸化剤の存在下で
燃焼する。燃料ガス送り通路58は、エンジンが軸線方向のエンジン18か、ま
たは姿勢制御エンジン19の1つであるかどうかに依存して弁30又は弁30及
び34に接続される。燃料送り通路58は、ガスの環状シートを提供することが
でき、或いは、マニフォルドブロック54とハウジング40の境界で複数の噴射
オリフィスにガスを送る環状マニフォルドであることができる。
、マニフォルドブロック64を有し、このマニフォルドブロック64は、2つの
噴射器プレート66と、2つの酸化剤送り通路68と、2つの高温点火及び燃料
ガス送り通路70を備えている。
オリフィスまたはノズルを有する。1つのプレート66のオリフィスの数及び/
又は直径は、他のプレートのオリフィスの数及び/又は直径とは異なり、プレー
ト66の各々は、それ自身の明確な酸化剤流量をつくる。通路68の各々は、選
択された、したがって、可変流量で燃焼されるように対応する噴射器プレート6
6に酸化剤を送る弁に接続される。この弁は、双方が最大燃焼流量をつくるため
に開放することができる。
対応する弁に接続される。図示した通路70の各々は、高温のガスの流れを燃焼
室の軸線の周りに均一に供給するために前述のように環状の形状をしている。通
路70は、各々が高温ガスを通路70に送るために作動可能なように各弁に接続
されている。通路70を通る高温点火/燃料ガスの流量は、通路70の寸法を調
整することによって、また通路68を通る酸化剤の流量の関数として弁を調整す
ることによって制御される。通路70に接続された弁は、少なくとも最大燃焼流
量をつくるために少なくとも通路68に接続された弁の双方が開放されたときに
双方が開放されることができる。
、多段ロケットブースタの上方段として特に適している。本発明によって、推進
と姿勢制御の両方を単一の装置によって制御することができる。
。本発明を開示された詳細な実施形態に制限する意図はなされていない。本発明
の変形及び変更がなされることは当業者には明らかである。例えば、図3及び図
4に示す実施形態は、固体燃料粒子を燃焼室に導入することによって固体燃料ハ
イブリッドエンジンとして変形することができる。さらに、1つまたは複数のエ
ンジン18及び19は、リバースハイブリッドロケットエンジンであることも可
能であり、その結果、固体酸化剤の濃い粒子がハイブリッドロケットエンジンの
燃焼室に装填される。この実施形態において、適当な固体酸化剤粒子は、例えば
、高い比率のAPまたは他の酸化剤を有し、上述した金属燃料を有するか有しな
いフルオリネートポリマーを含む。流体状態で燃焼室に送られる代表的な燃料は
、例えば、サブシステム20で説明した燃料が豊富な組成分を含む。
別の用途について種々の実施形態について及び種々の変形例について本発明を理
解することができるようにする。本発明の範囲は、添付した請求の範囲内に含ま
れる種々の変形例及び等価物をカバーするものである。
Claims (20)
- 【請求項1】 各々が各燃焼室を備え、ロケットモータ組立体の長手方向軸
線から片寄っている偏心ハイブリッドロケットエンジンのうち選択された1つま
たはグループを独立して点火することによって前記ロケットモータ組立体の姿勢
制御を可能にするように構成配置された偏心ロケットエンジンの配列と、 前記偏心ロケットエンジンの1つまたはグループに流体酸化剤を送ることが可
能になるように前記偏心ロケットエンジンと作動的に連通している1つまたは複
数の流体酸化剤源と、 前記流体酸化剤と燃料成分との間で燃焼反応を開始するために十分な高温及び
/又は十分な濃さの燃料で前記偏心ロケットエンジンの選択された1つ及び/又
はグループに流体点火剤を供給することができるように前記偏心ロケットエンジ
ンと作動的に連通する1つまたは複数の流体点火剤源と、を有する推進装置を備
えたロケットモータ組立体。 - 【請求項2】 前記偏心ロケットエンジンの少なくともいくつかはハイブリッ
ドロケットエンジンであり、このロケットエンジンにおいて、前記燃料成分は、
前記ハイブリッドロケットエンジンの前記燃焼室に収容された固体燃料粒子を含
む請求項1に記載のロケットモータ組立体。 - 【請求項3】 前記推進装置は、前記ロケットモータ組立体の長手方向軸線に
沿って推力を発生するために構成配置された主軸線方向ロケットエンジンを有す
る請求項2に記載のロケットモータ組立体。 - 【請求項4】 前記主軸線方向ロケットエンジンは、1つまたは複数の前記流
体酸化剤源と流体連通するハイブッリッドロケットモータである請求項3に記載
のロケットモータ組立体。 - 【請求項5】 前記推進装置は、前記ロケットモータ組立体の長手方向軸線に
沿って集合的に推力を発生するように構成配置された複数の主ロケットエンジン
を有する請求項2に記載のロケットモータ組立体。 - 【請求項6】 前記主ロケットエンジンは、1つまたは複数の前記流体酸化剤
源に流体連通したハイブリッドロケットモータである請求項5に記載のロケット
モータ組立体。 - 【請求項7】 前記流体酸化剤源の各々は、前記ハイブリッドロケットエンジ
ンの選択された1つまたはグループと流体酸化剤源と作動的に連通する各流体制
御弁を有する請求項2に記載のロケットモータ組立体。 - 【請求項8】 前記流体制御弁は、前記ハイブリッドロケットエンジンの1つ
またはグループに前記流体酸化剤の可変制御を可能にする請求項7に記載のロケ
ットモータ組立体。 - 【請求項9】 流体点火剤を冷却し、前記流体酸化剤を前記流体酸化剤源で加
圧することができるように1つまたは複数の前記流体酸化剤源を1つまたは複数
の前記流体点火剤源に接続する通路に配置される少なくとも1つの冷却装置を有
する請求項2に記載のロケットモータ組立体。 - 【請求項10】 前記流体点火剤は、前記流体酸化剤とともに燃焼可能な燃料
成分を含む請求項2に記載のロケットモータ組立体。 - 【請求項11】 前記流体点火剤源の各々は、前記流体点火剤源を選択された
1つまたは複数の前記ハイブリッドエンジンに作動的に連通させるために各流体
制御弁を有する請求項2に記載のロケットモータ組立体。 - 【請求項12】 前記偏心ロケットエンジンの少なくともいくつかは前記流体
点火剤と前記燃料成分が同じであり、前記流体点火剤は、前記流体酸化剤と前記
流体点火剤との間で燃焼反応を開始するために十分な濃さを有し十分に高温であ
る二流体ロケットエンジンである請求項1に記載のロケットモータ組立体。 - 【請求項13】 前記推進装置は、前記ロケットモータ組立体の長手方向軸線
に沿って推力を生じるように構成配置された主軸線方向ロケットエンジンを有す
る請求項12に記載のロケットモータ組立体。 - 【請求項14】 前記主軸線方向ロケットエンジンは、1つまたは複数の前記
流体酸化剤源と流体連通している請求項13に記載のロケットモータ組立体。 - 【請求項15】 前記推進装置は、前記ロケットモータ組立体の長手方向に軸
線に沿って集合的に推力を生じるように構成配置された複数の主ロケットエンジ
ンを有する請求項12に記載のロケットモータ組立体。 - 【請求項16】 前記酸化剤源の各々は、前記二流体ロケットエンジンの選択
された1つまたはグループと前記流体酸化剤源と作動的に連通させるために各流
体制御弁を有する請求項12に記載のロケットモータ組立体。 - 【請求項17】 前記流体制御弁は、前記二流体エンジンの前記選択された1
つまたはグループへの前記流体酸化剤の可変制御を可能にする請求項16に記載
のロケットモータ組立体。 - 【請求項18】 流体点火剤を冷却し前記流体酸化剤源で前記流体酸化剤を加
圧するために1つまたは複数の前記流体酸化剤源を1つまたは複数の前記流体点
火剤源に接続する通路に配置される少なくとも1つの冷却装置を有する請求項2
に記載のロケットモータ組立体。 - 【請求項19】 前記点火剤源の各々は、前記流体点火剤源を選択された1つ
またはグループに作動的に連通させるために各流体制御弁を有する請求項12に
記載のロケットモータ組立体。 - 【請求項20】 前記流体制御弁は、前記二流体ロケットエンジンの選択され
た1つまたはグループへの前記流体燃料の可変制御を可能にする請求項19に記
載のロケットモータ組立体。
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US12637799P | 1999-03-26 | 1999-03-26 | |
US60/126,377 | 1999-03-26 | ||
PCT/US2000/007443 WO2000058619A1 (en) | 1999-03-26 | 2000-03-22 | Hybrid rocket propulsion system including array of hybrid or fluid attitude-control rocket engines |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2003524096A true JP2003524096A (ja) | 2003-08-12 |
JP4113333B2 JP4113333B2 (ja) | 2008-07-09 |
Family
ID=22424510
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2000608087A Expired - Fee Related JP4113333B2 (ja) | 1999-03-26 | 2000-03-22 | ロケットモータ組立体 |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6393830B1 (ja) |
EP (1) | EP1173668B1 (ja) |
JP (1) | JP4113333B2 (ja) |
AU (1) | AU6046100A (ja) |
DE (1) | DE60005497T2 (ja) |
WO (1) | WO2000058619A1 (ja) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2014517243A (ja) * | 2011-05-19 | 2014-07-17 | エラクレス | ビークルの飛行中の推力操舵及び姿勢制御のためのシステム、並びにそのシステムを備えた飛行体 |
Families Citing this family (36)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CA2367197A1 (en) * | 2001-01-10 | 2002-07-10 | Cesaroni Technology Incorporated | Liquid/solid fuel hybrid propellant system for a rocket |
US6576072B2 (en) * | 2001-02-27 | 2003-06-10 | The United States Of Americas As Represented By The Secretary Of The Navy | Insensitive high energy booster propellant |
US6739121B2 (en) * | 2002-01-22 | 2004-05-25 | Environmental Areoscience Corp. | Flame holder for a hybrid rocket motor |
US20040103170A1 (en) * | 2002-11-21 | 2004-05-27 | Borzilleri James V. | Extended domain name method, apparatus, and system |
US7008111B2 (en) * | 2002-12-16 | 2006-03-07 | Aerojet-General Corporation | Fluidics-balanced fluid bearing |
US7281367B2 (en) * | 2003-12-05 | 2007-10-16 | Alliant Techsystems Inc. | Steerable, intermittently operable rocket propulsion system |
US7069717B2 (en) * | 2004-04-15 | 2006-07-04 | Spacedev, Inc. | Hybrid propulsion system |
CA2504993A1 (en) * | 2004-04-28 | 2005-10-28 | Anthony Joseph Cesaroni | Injector system for rocket motors |
DE102004045855B4 (de) * | 2004-09-20 | 2006-06-29 | Eads Space Transportation Gmbh | Steuer- und/oder Antriebseinrichtung für einen Flugkörper |
US7503165B2 (en) | 2004-09-29 | 2009-03-17 | Spacedev, Inc. | Hybrid propulsion system |
US7404288B2 (en) * | 2004-10-28 | 2008-07-29 | Spacedev, Inc. | High propulsion mass fraction hybrid propellant system |
US7966809B2 (en) | 2006-02-01 | 2011-06-28 | Spacedev, Inc. | Single-piece hybrid rocket motor |
US7716912B2 (en) * | 2006-03-02 | 2010-05-18 | Alliant Techsystems Inc. | Propulsion thrust control system and method |
US7633917B2 (en) * | 2006-03-10 | 2009-12-15 | Cisco Technology, Inc. | Mobile network device multi-link optimizations |
US8539753B2 (en) * | 2006-06-29 | 2013-09-24 | Spacedev, Inc. | Hybrid rocket motor with annular, concentric solid fuel elements |
US7966805B2 (en) * | 2007-05-15 | 2011-06-28 | Raytheon Company | Hydroxyl amine based staged combustion hybrid rocket motor |
DE102007036881B3 (de) * | 2007-08-04 | 2009-01-22 | Bayern-Chemie Gesellschaft Für Flugchemische Antriebe Mbh | Anzündvorrichtung für gelförmige Treibstoffe |
FR2929339B1 (fr) | 2008-03-27 | 2012-10-05 | Snpe Materiaux Energetiques | Procede et dispositifs de propulsion pyrotechnique avec modulation de poussee, engin spatial comprenant un tel dispositif |
US8336287B1 (en) * | 2008-03-27 | 2012-12-25 | University Of Central Florida Research Foundation, Inc. | Solid propellant rocket motor having self-extinguishing propellant grain and systems therefrom |
US8024918B2 (en) * | 2008-04-29 | 2011-09-27 | Honeywell International Inc. | Rocket motor having a catalytic hydroxylammonium (HAN) decomposer and method for combusting the decomposed HAN-based propellant |
US9677504B2 (en) | 2010-05-11 | 2017-06-13 | Orbital Atk, Inc. | Rockets, methods of rocket control and methods of rocket evaluation utilizing pressure compensation |
IT1403760B1 (it) * | 2011-01-07 | 2013-10-31 | Hypotheses Srl | Camere di combustione con presenza di vorticatori e sistemi di iniezione injectorless per motori ibridi |
US8735788B2 (en) | 2011-02-18 | 2014-05-27 | Raytheon Company | Propulsion and maneuvering system with axial thrusters and method for axial divert attitude and control |
US8975565B2 (en) * | 2012-07-17 | 2015-03-10 | Raytheon Company | Integrated propulsion and attitude control system from a common pressure vessel for an interceptor |
US11407531B2 (en) | 2012-07-30 | 2022-08-09 | Utah State University Space Dynamics Laboratory | Miniaturized green end-burning hybrid propulsion system for CubeSats |
US11408376B2 (en) | 2012-07-30 | 2022-08-09 | Utah State University | Thrust augmentation of an additively manufactured hybrid rocket system using secondary oxidizer injection |
US10774789B2 (en) | 2012-07-30 | 2020-09-15 | Utah State University | Methods and systems for restartable, hybrid-rockets |
US10527004B2 (en) | 2012-07-30 | 2020-01-07 | Utah State University | Restartable ignition devices, systems, and methods thereof |
JP6000091B2 (ja) | 2012-11-27 | 2016-09-28 | 三菱重工業株式会社 | 軌道姿勢制御装置、軌道姿勢制御方法 |
JP6008713B2 (ja) | 2012-11-28 | 2016-10-19 | 三菱重工業株式会社 | 軌道姿勢制御装置、軌道姿勢制御方法 |
JP2014105657A (ja) * | 2012-11-28 | 2014-06-09 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 軌道姿勢制御装置、軌道姿勢制御方法 |
RU2611707C1 (ru) * | 2016-03-31 | 2017-02-28 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Многокамерный жидкостный ракетный двигатель |
RU2725345C1 (ru) * | 2019-10-01 | 2020-07-02 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги |
US20220042479A1 (en) * | 2020-08-05 | 2022-02-10 | Stephen A. Whitmore | Hybrid Rocket Motor |
RU2771474C1 (ru) * | 2021-06-09 | 2022-05-04 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги |
CN115258200A (zh) * | 2022-07-01 | 2022-11-01 | 宁波天擎航天科技有限公司 | 一种双模式变推力的推进系统及推进方法 |
Family Cites Families (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2637161A (en) * | 1949-11-10 | 1953-05-05 | Us Army | Process of ignition for rockets and the like |
US3112611A (en) * | 1958-07-21 | 1963-12-03 | Gen Electric | Rocket motor employing a plug type nozzle |
US3102386A (en) * | 1958-09-26 | 1963-09-03 | Standard Oil Co | Discharge pressure controlled gas generators |
US3107485A (en) | 1959-05-27 | 1963-10-22 | Ohio Commw Eng Co | Propulsion means and method for space vehicles employing a volatile alkene and metalcarbonyl |
US3135088A (en) * | 1961-03-02 | 1964-06-02 | United Aircraft Corp | Sequencing system |
US3311130A (en) * | 1963-10-25 | 1967-03-28 | Marquardt Corp | Thrust vectoring system and control valve therefor |
US3557556A (en) | 1968-05-20 | 1971-01-26 | Us Air Force | Thrust modulator for hybrid rockets |
FR1595755A (ja) | 1968-11-25 | 1970-06-15 | ||
US3677011A (en) | 1969-01-22 | 1972-07-18 | Us Air Force | Thrust control system for hybrid rocket motors |
US3732693A (en) | 1970-11-27 | 1973-05-15 | Chin Chu Ju | Controllable solid propulsion system |
DE2241424C3 (de) | 1972-08-23 | 1978-06-22 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen | Verfahren zum Betreiben eines Flüssigkeitsraketentriebwerkes |
US4527389A (en) | 1982-06-21 | 1985-07-09 | Thiokol Corporation | Highly soluble, non-hazardous hydroxylammonium salt solutions for use in hybrid rocket motors |
GB8610849D0 (en) | 1986-05-02 | 1986-08-20 | Marconi Co Ltd | Gas thruster |
JP3136065B2 (ja) * | 1994-12-28 | 2001-02-19 | 株式会社アイ・エイチ・アイ・エアロスペース | ロケットエンジンおよびロケットエンジンの姿勢制御方法 |
EP0763468B1 (en) * | 1995-09-18 | 2002-03-20 | Microcosm, Inc. | Economic launch vehicle |
-
2000
- 2000-03-22 AU AU60461/00A patent/AU6046100A/en not_active Abandoned
- 2000-03-22 DE DE60005497T patent/DE60005497T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2000-03-22 JP JP2000608087A patent/JP4113333B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2000-03-22 EP EP00946750A patent/EP1173668B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2000-03-22 WO PCT/US2000/007443 patent/WO2000058619A1/en active IP Right Grant
- 2000-03-22 US US09/532,301 patent/US6393830B1/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2014517243A (ja) * | 2011-05-19 | 2014-07-17 | エラクレス | ビークルの飛行中の推力操舵及び姿勢制御のためのシステム、並びにそのシステムを備えた飛行体 |
KR101927564B1 (ko) * | 2011-05-19 | 2018-12-10 | 사프란 세라믹스 | 비행체의 비행중 자세제어 및 직접추력 비행제어 시스템과 이러한 시스템을 포함하는 비행체 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO2000058619A1 (en) | 2000-10-05 |
JP4113333B2 (ja) | 2008-07-09 |
AU6046100A (en) | 2000-10-16 |
DE60005497D1 (de) | 2003-10-30 |
DE60005497T2 (de) | 2004-05-06 |
US6393830B1 (en) | 2002-05-28 |
EP1173668A1 (en) | 2002-01-23 |
EP1173668B1 (en) | 2003-09-24 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4113333B2 (ja) | ロケットモータ組立体 | |
US11787752B2 (en) | High density hybrid rocket motor | |
US8056319B2 (en) | Combined cycle missile engine system | |
US5765361A (en) | Hybrid-LO2-LH2 low cost launch vehicle | |
US7921638B2 (en) | Bi-propellant rocket motor having controlled thermal management | |
US8024918B2 (en) | Rocket motor having a catalytic hydroxylammonium (HAN) decomposer and method for combusting the decomposed HAN-based propellant | |
EP2158395B1 (en) | Hydroxy amine based staged combustion hybrid rocket motor | |
US3388554A (en) | Organic fusible solid fuel binders and stabilizers and method of extruding and burning | |
US5648052A (en) | Liquid monopropellant gas generator | |
US20070280865A1 (en) | Electrically induced propellant decomposition | |
WO2018186923A2 (en) | Propellant | |
US3507719A (en) | Extrudable solid propellant composition containing metallic fuel particles and oxidizer particles dispersed in a waxy binder | |
Silva et al. | Hypergolic systems: a review in patents | |
US9970740B2 (en) | Viscous liquid monopropellant | |
JP2024509729A (ja) | 燃料 | |
JP2002527344A (ja) | 不活性ポリマーにペーストした弾道調整剤を含むダブルベース固体ロケット推進薬の投入 | |
US5574240A (en) | Propellants useful in electrothermal-chemical guns | |
JP2003089590A (ja) | 固体燃料及びハイブリッド推進薬 | |
JP3032377B2 (ja) | ラムジェットエンジンの点火手段 | |
JP3025812B2 (ja) | 液体ラムロケット | |
WO2023008310A1 (ja) | ハイブリッドロケット燃料の燃焼方法および燃焼装置 | |
Rusek et al. | Non-toxic homogeneous miscible fuel (NHMF) development for hypergolic bipropellant engines | |
Sparks et al. | Fifty years of solid propellant technical achievements at Atlantic Research Corporation | |
WO2024081055A2 (en) | Stabilized peroxide rotating detonation rocket engine | |
Yamashita et al. | Performance of Gas-Generator-Type Hybrid Thruster Using a Laser Ignition |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20050330 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20071127 |
|
A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20080218 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20080321 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20080411 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110418 Year of fee payment: 3 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110418 Year of fee payment: 3 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120418 Year of fee payment: 4 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120418 Year of fee payment: 4 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130418 Year of fee payment: 5 |
|
LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |