NO338429B1 - Svingbar dyse for en rakettmotor. - Google Patents
Svingbar dyse for en rakettmotor. Download PDFInfo
- Publication number
- NO338429B1 NO338429B1 NO20043945A NO20043945A NO338429B1 NO 338429 B1 NO338429 B1 NO 338429B1 NO 20043945 A NO20043945 A NO 20043945A NO 20043945 A NO20043945 A NO 20043945A NO 338429 B1 NO338429 B1 NO 338429B1
- Authority
- NO
- Norway
- Prior art keywords
- nozzle
- rocket engine
- specified
- movable
- spherical surfaces
- Prior art date
Links
- 230000003068 static effect Effects 0.000 claims description 19
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 8
- 239000003831 antifriction material Substances 0.000 claims description 7
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical group [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 6
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 4
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 4
- 239000000314 lubricant Substances 0.000 claims description 4
- 229910002804 graphite Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000010439 graphite Substances 0.000 claims description 3
- 239000004519 grease Substances 0.000 claims description 3
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 7
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 6
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 3
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N Silicium dioxide Chemical compound O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000032683 aging Effects 0.000 description 2
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 2
- KXGFMDJXCMQABM-UHFFFAOYSA-N 2-methoxy-6-methylphenol Chemical compound [CH]OC1=CC=CC([CH])=C1O KXGFMDJXCMQABM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000004809 Teflon Substances 0.000 description 1
- 229920006362 Teflon® Polymers 0.000 description 1
- 238000002679 ablation Methods 0.000 description 1
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 230000005489 elastic deformation Effects 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 238000013101 initial test Methods 0.000 description 1
- 239000011810 insulating material Substances 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 239000005011 phenolic resin Substances 0.000 description 1
- 229920001568 phenolic resin Polymers 0.000 description 1
- 239000011148 porous material Substances 0.000 description 1
- 239000012783 reinforcing fiber Substances 0.000 description 1
- 239000012858 resilient material Substances 0.000 description 1
- 230000000717 retained effect Effects 0.000 description 1
- 239000000377 silicon dioxide Substances 0.000 description 1
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
- F02K9/84—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control using movable nozzles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Toys (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
- Pivots And Pivotal Connections (AREA)
- Nozzles (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Description
Oppfinnelsen vedrører rakettmotorer med styrbare dyser.
Feltet for søknaden ifølge oppfinnelsen er mer bestemt, men ikke ute-lukkende, feltet for missiler, særlig taktiske missiler som har en diameter som er mindre enn ca 500 millimeter (mm).
En styrbar dyse for en rakettmotor omfatter en kappe som avgrenser et forbrenningskammer som åpner ut gjennom en bakre endevegg, minst én dyse som omfatter et bevegelig divergerende parti og et statisk parti, en leddet forbindelsesinnretning som forbinder det bevegelige divergerende parti og det statiske parti, og en aktuatorinnretning som virker på dysen for å forandre dens orientering, og følgelig for å forandre retningen for skyvkraftvektoren som produseres ved at forbrennings-gass støtes ut fra kammeret.
En kjent leddet forbindelsesinnretning bruker en laminert sfærisk støttedel som består av en stabel av metall- eller komposittmateriallag som veksler med lag av fjærende materiale som er bundet til hverandre. En slik innretning gjør det mulig for dysen i en begrenset utstrekning å svinge i forhold til kappen ved skjær deformasjon av de fjærende lag. Den laminerte støttedel er montert slik at den vanligvis er trykk-belastet under påvirkning av kraften som utøves av forbrenningsgassen på dysen, gitt dens begrensede fasthet mot strekkrefter. Uheldigvis, i visse konfigurasjoner, kan den laminerte støttedel utsettes for strekkrefter. I tillegg er laminerte støttedeler utsatt for aldring, og det er vanskelig å lage laminerte støttedeler som er i stand til å motstå et svært bredt område av temperaturer.
For å overvinne de ovenstående ulemper har det fremkommet forslag om en dyse med et styrbart divergerende parti som har en sfærisk overflate i direkte kontakt med en komplementær sfærisk overflate som er tildannet på det statiske parti av dysen (system med kule og fatning) idet en forandring i orienteringen av dysens divergerende parti ledsages av at de sfæriske overflater glir den ene over den andre. Dette er beskrevet i US 3,142,153 og GB 827 299. De partier av det bevegelige divergerende parti og det statiske parti av dysen som er i innbyrdes kontakt er typisk laget av et karbon/karbon (C/C) komposittmateriale som oppviser god termo-dynamisk oppførsel, særlig ved høy temperatur, og høy bestandighet mot ablasjon. Ved en slik montering unngås ulempene ved monteringer som har laminerte sfæriske støttedeler, men problemet som skal løses er å tilveiebringe en gasstetthet mellom de sfæriske overflater som er i kontakt med hverandre for alle orienteringer av dysens divergerende parti. For å oppnå dette er det nødvendig å tilveiebringe permanent kontakt mellom kulen og fatningen uten hensyn til aktiveringsvinkelen. Innledende tester har blitt utført med en slik styrbar dyse. Disse testene har vist at konseptet er gjennomførbart, men med begrensninger på styring i kipplanet og giringsplanet, idet kulen presses mot fatningen med forspente aktuatorer.
En hensikt med oppfinnelsen er å tilveiebringe en rakettmotor med en styrbar dyse som ikke oppviser ulempene ved teknikkens stand ved bruk av en forbindelse via den ovennevnte laminerte sfæriske støttedel, og særlig å foreslå en leddet montering som er robust og pålitelig, samtidig som den også tilveiebringer gasstetthet ved flatene som er i kontakt med hverandre for enhver ønsket orientering av dysen.
Hensikten oppnås ved hjelp av en rakettmotor med en styrbar dyse, i hen-hold til det selvstendige krav 1, som omfatter: en kappe som omgir et forbrenningskammer og har en bakre endevegg; en dyse som omfatter et bevegelig divergerende parti og et statisk parti som er fastholdt til den bakre endevegg; en leddet forbindelsesinnretning som forbinder det bevegelige divergerende parti av dysen til det statiske parti, idet det bevegelige divergerende parti og det statiske parti er i innbyrdes kontakt via respektive sfæriske overflater; og en aktuatorinnretning som virker på det bevegelige divergerende parti av dysen for å gjøre det mulig å variere retningen av motorens skyvkraftvektor ved å modifisere dysens orientering ved at de sfæriske overflater glir den ene på den andre,
hvilken rakettmotor med styrbar dyse videre omfatter, i samsvar med oppfinnelsen, fjærende returmidler som er plassert mellom det bevegelige divergerende parti av dysen og det statiske parti, idet midlene virker på det bevegelige divergerende parti, i en retning motsatt i forhold til gasstrømmens retning gjennom dysen, for å presse dette partiet mot det statiske parti for å holde de sfæriske overflater i innbyrdes kontakt for enhver ønsket orientering av dysen.
Ytterligere trekk ved oppfinnelsen fremgår av de uselvstendige krav.
Ved hjelp av den fjærende returkraft som utøves, kan det sørges for at en relativ stabil kraft presser de sfæriske overflater mot hverandre, uten hensyn til de forflytninger som utføres under operasjonen, hvilket gjør det mulig å utføre en aktuering i en hvilken som helst retning uten å påvirke gasstettheten mellom disse sfæriske overflater.
Forbindelsesinnretningen kan være av kardangmonteringstypen, omfattende en ring, to første forbindelsesarmer som forbinder det bevegelige divergerende parti av dysen til ringen via to første hengsler, og to andre forbindelsesarmer som forbinder det statiske parti av dysen til ringen via to andre hengsler.
De fjærende returmidler kan være integrert i de første forbindelsesarmer. De kan utgjøres av forspente fjærer.
I en annen utførelse utgjøres de fjærende returmidler i det minste delvis av en elastisk deformerbar del av forbindelsesinnretningen, eksempelvis ringen i kardangmonteringen, hvilken deformeres elastisk ved sammenstilling.
Anti-friksjonsmidler kan forefinnes mellom de sfæriske overflater som er i innbyrdes kontakt. Anti-friksjonsmidlene kan utgjøres av et smøremiddel, eksempelvis et grafittfett. I en variant kan anti-friksjonsmidlene utgjøres av et belegg på en grenseflatedel som er anordnet i kontaktsonen mellom de sfæriske overflater, eksempelvis et belegg av materialet som har en lav friksjonskoeffisient og som er tildannet på en av overflatene eller på begge disse.
Aktuatorinnretningen kan konvensjonelt utgjøres av lineære aktuatorer eller sylindere. I en variant, når forbindelsesinnretningen er en kardangmontering som har to dreieakser, omfatter aktuatorinnretningen rotasjonsaktuatorer som er posisjonert på kardangmonteringens akse for det formål å styre dem direkte.
Sammenlignet med kjente innretninger som bruker en laminert sfærisk støttedel, oppviser den styrbare dysesammenstilling ifølge den foreliggende oppfin-nelse betydelige fordeler: - den er mer robust overfor miljøbetingelser og aldring; - den gjør det mulig å oppnå store skyvkraftavbøyningsvinkler ved bruk av større sfæriske kontaktområder, hvilket kombineres med fenomenet med økt skyvkraftavbøyning som er iboende for innretninger som har et bevegelig divergerende parti, og som skyldes de aerodynamiske effekter innvendig i dysen; - den er mindre sensitiv for innadgående kraftfenomener, det vil si som virker på det bevegelige divergerende parti mot dets oppstrøms ende, hvor slike krefter kan skade laminerte støttedeler, og tas opp av de sfæriske overflater som er i kontakt med hverandre i dysen ifølge oppfinnelsen; og - den gjør det mulig å unngå ikke bare en laminert sfærisk støttedel, hvilket er en komponent som er relativt kostbar, men også å utelate den termiske beskyttelse som må forbindes med denne.
Oppfinnelsen vil forstås bedre ved å lese den følgende beskrivelse som er utarbeidet med henvisning til de ledsagende tegninger, hvor: - Figur 1 er et fragmentarisk og skjematisk perspektivriss av en rakettmotor i samsvar med oppfinnelsen; - Figur 2 er et fragmentarisk langsgående snittriss av rakettmotoren på figur 1; og
- Figur 3 er et tverrsnittriss langs planet lll-lll på figur 2.
Figur 1 til 3 er diagrammer som viser en rakettmotor som har en kappe 10 som omgir et forbrenningskammer 12 hvor det er mottatt en blokk av fast drivstoff (ikke vist). Kammeret 12 åpner ut gjennom sine bakre endevegg 14, inn i fronten av en dyse som omfatter en halsdel 16 og et divergerende parti 20.
Halsdelen 16 avgrenser ikke bare dysens hals på en skikkelig måte, men også det konvergerende parti og begynnelsen av det divergerende parti, og det er festet eksempelvis ved at det er skrudd inn i en ring 18 som er festet til kappens endevegg 14, for å fastholdes til endeveggen 14.
Halsdelen 16 er typisk laget av C/C komposittmateriale, og ringen 18 er typisk laget av isolerende komposittmateriale. Termiske beskyttelseslag er anordnet på kappens innside. En slik forbrenningskammerstruktur er i seg selv velkjent.
Dysens divergerende parti 20 (eller i det minste en del av dette) er bevegelig, idet det er montert på et statisk parti av dysen, og spesifikt delen 16. Som det også er kjent er det fordelaktig å fremstille en styrbar dyse ved hjelp av et bevegelig divergerende parti, idet det gjør det mulig å øke skyvkraftens avbøyning i forhold til den faktiske dreievinkel for hovedaksen i det divergerende parti.
Det bevegelige divergerende parti 20 omfatter typisk en kappe 22, eksempelvis laget av metall, som har et innvendig lag 23 av ablativt isolerende materiale, eksempelvis laget av en kompositt av armeringsfibere av karbon eller silika med en matriks av fenolharpiks. Ved sin oppstrøms ende har det bevegelige divergerende parti 20 en del 24 i form av en innvendig ring som typisk er laget av C/C komposittmateriale.
Halsdelen 16 og den bevegelige divergerende del 24 er i innbyrdes kontakt via respektive sfæriske overflater 16a og 24a som er sentrert om dysens akse 11.
Det bør observeres at delene 22, 24 og 23 av det bevegelige divergerende parti kan være forent for å danne en enkelt del av komposittmaterialet.
Det bevegelige divergerende parti av dysen er forbundet til dens statiske parti via en mekanisk forbindelse av kardang monteringstypen, omfattende en ring 30, som eksempelvis er laget av metall, som er anordnet rundt kappens endevegg, to forbindelsesarmer 32 og 34 som er fastholdt til kappen 22 av dysens bevegelige divergerende parti, og som ved sine ender er forbundet til ringen via to respektive hengsler 36 og 38, og to andre forbindelsesarmer 42 og 44 som er fastholdt til ringen 30 og som ved sine ender er forbundet til endeveggen 14 av forbrenningskammerets kappe 10, og følgelig til dysens statiske parti, via to andre respektive hengsler 46, 48.
Armene 32, 34 og hengslene 36, 38 er anordnet i lokaliseringer som står motsatt omkring aksen 11, idet aksene i hengslene 36, 38 avgrenser en dreieakse 39 som er anordnet i et plan som står vinkelrett på aksen 11.
Armene 42, 44 og hengslene 46, 48 er tilsvarende anordnet i lokaliseringer som står motsatt omkring forbrenningskammerets akse 21, idet aksene i hengslene 46, 48 avgrenser en dreieakse 49 som er anordnet i et plan som står vinkelrett på aksen 21. Hengslene 36, 38, 46, 48 er atskilt med en vinkel på en regelmessig måte rundt ringen 30, slik at dreieaksene 39 og 49 er ortogonale.
Støtteflatene 16b, 24b av delene 16 og 24 begrenser størrelsen av vinkel-forflytning som er mulig mellom aksen 11 og aksen 21.
Dysen kan aktueres enten med en flerhet av lineæraktuatorer eller sylindere som har en ende som er opplagret ved kappen 22 av dysens divergerende parti 20, og en motsatt ende som er opplagret ved forbrenningskammerets kappe 10, eller ved hjelp av en flerhet av rotasjonsaktuatorer som er posisjonert ved kardangmonteringen på aksene 39 og 49 for direkte å styre kardangmonteringens to dreieakser.
I det viste eksempel er det tilveiebrakt kun to lineære aktuatorer 50a og 50b, idet disse er forbundet til kappene 10 og 22 via hengsler 52a, 52b og 54a, 54b, og meridianplanene som inneholder aksene 51a og 51b for aktuatorene 50a og 50b danner mellom seg en vinkel som er lik ca 90°.
I en variant skal det observeres at aktuatorene kan være montert mellom ringen 30 og dysens bevegelige divergerende parti 20. Det bør også observeres at antallet aktuatorer kan være større enn to.
I samsvar med oppfinnelsen er det tilveiebrakt fjærende returmidler, hvilke virker på dysens bevegelige divergerende parti 20 i en retning motsatt i forhold til gasstrømmens retning gjennom dysen, for å holde overflatene 16a og 24a permanent i innbyrdes kontakt, uten hensyn til den ønskede orientering av dysens diver gerende parti. Som et resultat av dette bevares gasstetthet mellom overflatene 16a og 24a for enhver mulig orientering av aksen 21 i forhold til aksen 11.
I det viste eksempel utgjøres de fjærende returmidler av fjærer 62, 64, eksempelvis av typen Belleville-skiver, som er trykkforspent, og som er mottatt i armene 32 og 34.
Mer nøyaktig omfatter hver arm 32, 34 en stang 31, 33 som har en ende som er forbundet til leddet 36, 38, og dens andre ende passerer gjennom et hull 26a, 28a i et øre 26, 28 som er fastholdt til kappen 22 av dysens divergerende parti.
Denne andre enden holdes ved hjelp av en mutter 45, 47 som er skrudd på stangens ende, med fjæren 62, 64 plassert mellom mutteren 45, 47 og øret 26, 28. Som et eksempel befinner fjæren 62, 64 seg i den forstørrede ende av en bøssing 66, 68 som er inngrep i hullet 26a, 28a.
Bøssingene 66, 68 er innsatt i hullene 26a, 28a, og stengene 31, 33 passerer gjennom dem uten klaring, for å eliminere, eller i det minste redusere, klaringen mellom stengene 31, 33 og hullene 26a, 28a, og slik unngås enhver mulig dreiing av det bevegelige divergerende parti omkring dets akse 21.
Trykkforspenningen av fjærene 62, 64 er bestemt slik at det sørges for en virksom retur av overflatene 16a, 24a mot hverandre for enhver mulig orientering av dysens divergerende parti 20.
Under aktuering av den styrbare dyse ved påvirkning av aktuatorene 50a, 50b blir de sfæriske overflater 16a, 24a som har kontakt med hverandre gnidd mot hverandre. Friksjonen mellom delene 16, 24 kan være tørr friksjon. Det er også mulig å gjøre bruk av anti-friksjonsmidler, så som et belegg eller en grenseflatedel som finnes i kontaktsonen mellom kulen og fatningen på den ene eller den andre av de to sfæriske overflater som utgjør kulen og fatningen, eksempelvis et materiale som er basert på Teflon<®>eller et smøremiddel, så som et grafittfett som penetrerer i det minste delvis inn i de gjenværende porer av delen 16.
Andre midler enn fjærer kan brukes for tilveiebringelse av den fjærende retur som er nødvendig for en korrekt operasjon av motoren for hver mulig orientering av dysen. Som et eksempel kan retur tilveiebringes av en elastisk deformerbar del av forbindelsesinnretningen som forbinder dysens bevegelige divergerende parti til dysens statiske parti, idet delen blir elastisk deformert ved sammenstilling.
Følgelig, i en variant av utførelsen på figur 2 og 3, tilveiebringes retur ved elastisk deformasjon av ringen 30 uten å gjøre bruk av fjærene 62 og 64. For dette formål har ringen 30, som eksempelvis er laget av stål, en tykkelse, eller den har partier med redusert tykkelse, som er bestemt slik at det er mulig å deformere den elastisk på grunn av den effekt at mutterne 45, 47 trekkes til.
Claims (11)
1. Rakettmotor med styrbar dyse, omfattende: en kappe (10) som omgir et forbrenningskammer (12) og som har en bakre endevegg (14); en dyse som omfatter et bevegelig divergerende parti (20) og et statisk parti (16) som er fastholdt til den bakre endevegg; en leddet forbindelsesinnretning som forbinder det bevegelige divergerende parti av dysen til det statiske parti, idet det bevegelige divergerende parti og det statiske parti er i innbyrdes kontakt via respektive sfæriske overflater (24a, 16a); og en aktuatorinnretning (50a, 50b) som virker på det bevegelige divergerende parti av dysen for å gjøre det mulig å variere retningen for motorens skyvkraftvektor ved å modifisere dysens orientering, idet de sfæriske overflater glir den ene på den andre, hvilken rakettmotor er
karakterisert vedat fjærende returmidler (62, 64) er plassert mellom det bevegelige divergerende parti (20) av dysen og det statiske parti (16), idet midlene virker på det bevegelige divergerende parti i en retning motsatt i forhold til gasstrøm-mens retning gjennom dysen for å presse det bevegelige divergerende parti mot det statiske parti, for å holde de sfæriske overflater (24a, 16a) i innbyrdes kontakt for enhver ønsket orientering av dysen.
2. Rakettmotor som angitt i krav 1, hvor forbindelsesinnretningen er en kardangmontering som omfatter en ring (30), to første forbindelsesarmer (32, 34) som forbinder det bevegelige divergerende parti (20) av dysen til ringen via to første hengsler (36, 38), og to andre forbindelsesarmer (42, 44) som forbinder ringen (30) til den bakre endevegg (14) av kappen via to andre hengsler (46, 48), hvilken dyse erkarakterisert vedat de fjærende returmidler (62, 64) er integrert i forbindelsesarmer.
3. Rakettmotor som angitt i krav 2,
karakterisert vedat de fjærende returmidler (62, 64) er integrert i de første forbindelsesarmer (32, 34).
4. Rakettmotor som angitt i ethvert av kravene 1 til 3,
karakterisert vedat de fjærende returmidler utgjøres av forspente fjærer (62, 64).
5. Rakettmotor som angitt i krav 1 eller krav 2,
karakterisert vedat de fjærende returmidler utgjøres i det minste delvis av en elastisk deformerbar del av forbindelsesinnretningen som er elastisk deformert ved sammenstilling.
6. Rakettmotor som angitt i kravene 2 og 5,
karakterisert vedat den elastisk deformerbare del er ringen i kardangmonteringen.
7. Rakettmotor som angitt i ethvert av kravene 1 til 6,
karakterisert vedat anti-friksjonsmidler forfinnes mellom de sfæriske overflater i innbyrdes kontakt.
8. Rakettmotor som angitt i krav 7,
karakterisert vedat anti-friksjonsmidlene utgjøres av et smøremiddel.
9. Rakettmotor som angitt i krav 8,
karakterisert vedat smøremidlet er et grafittfett.
10. Rakettmotor som angitt i krav 7,
karakterisert vedat anti-friksjonsmidlene utgjøres av et belegg eller av en grenseflatedel i kontaktsonen mellom de sfæriske overflater.
11. Rakettmotor som angitt i ethvert av kravene 1 til 10, hvor forbindelsesinnretningen er en kardangmontering som har to dreieakser, hvilken rakettmotor erkarakterisert vedat aktuatorinnretningen omfatter rotasjonsaktuatorer som er posisjonert på kardangaksene for å styre aksene direkte.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0208370A FR2841939B1 (fr) | 2002-07-04 | 2002-07-04 | Tuyere orientable par divergent mobile sur cardan pour moteur fusee |
| PCT/FR2003/002067 WO2004005690A1 (fr) | 2002-07-04 | 2003-07-03 | Tuyere orientable pour moteur fusee |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| NO20043945L NO20043945L (no) | 2004-09-21 |
| NO338429B1 true NO338429B1 (no) | 2016-08-15 |
Family
ID=29725149
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| NO20043945A NO338429B1 (no) | 2002-07-04 | 2004-09-21 | Svingbar dyse for en rakettmotor. |
Country Status (12)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6948307B2 (no) |
| EP (1) | EP1529163B1 (no) |
| JP (1) | JP4361483B2 (no) |
| AU (1) | AU2003260651A1 (no) |
| CA (1) | CA2484262C (no) |
| DE (1) | DE60336062D1 (no) |
| FR (1) | FR2841939B1 (no) |
| IL (2) | IL162928A0 (no) |
| NO (1) | NO338429B1 (no) |
| RU (1) | RU2309281C2 (no) |
| UA (1) | UA79965C2 (no) |
| WO (1) | WO2004005690A1 (no) |
Families Citing this family (21)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100540182B1 (ko) * | 2004-01-31 | 2006-01-11 | 국방과학연구소 | 제트 베인 추력방향 조종 시스템 |
| KR100739468B1 (ko) * | 2005-11-02 | 2007-07-25 | 국방과학연구소 | 볼 소켓 조인트의 롤 회전 방지장치 |
| JP4974279B2 (ja) * | 2007-02-07 | 2012-07-11 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | 可動ノズル駆動装置及びロケットモータ |
| US20080264372A1 (en) * | 2007-03-19 | 2008-10-30 | Sisk David B | Two-stage ignition system |
| US20120042628A1 (en) * | 2008-05-30 | 2012-02-23 | Ross-Hime Designs, Inc. | Robotic manipulator |
| FR2932851B1 (fr) * | 2008-06-24 | 2011-06-03 | Snecma | Dispositif pour amortir les efforts lateraux de decollement de jet agissant sur une tuyere de moteur-fusee. |
| FR2942205B1 (fr) * | 2009-02-18 | 2012-08-03 | Airbus France | Attache moteur a courbe charge/deformation adaptee |
| JP5303360B2 (ja) * | 2009-05-26 | 2013-10-02 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | ボールジョイント装置 |
| RU2444652C2 (ru) * | 2009-12-28 | 2012-03-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Карданная подвеска |
| FR2970702B1 (fr) * | 2011-01-26 | 2013-05-10 | Astrium Sas | Procede et systeme de pilotage d'un engin volant a propulseur arriere |
| RU2475428C1 (ru) * | 2011-07-29 | 2013-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ управления угловым движением ракеты космического назначения |
| FR3002289B1 (fr) * | 2013-02-15 | 2016-06-17 | Herakles | Tuyere a divergent mobile avec systeme de protection thermique |
| RU2551467C1 (ru) * | 2014-03-11 | 2015-05-27 | Открытое акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения | Каркас поворотного сопла из композиционных материалов, способ его изготовления и выкладочно-прессовочная оснастка для осуществления способа |
| US10001085B2 (en) * | 2014-09-24 | 2018-06-19 | Orbital Atk, Inc. | Space storable, thrust-vectorable rocket motor nozzle and related methods |
| US10094646B2 (en) | 2015-04-13 | 2018-10-09 | The Boeing Company | Spring-assisted deployment of a pivotable rocket motor |
| WO2019014386A1 (en) * | 2017-07-12 | 2019-01-17 | Jetoptera, Inc. | AUGMENTATION FAIRING IN CARDAN |
| RU2666031C1 (ru) * | 2017-09-19 | 2018-09-05 | Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Сопло ракетного двигателя на роликовой опоре |
| RU2705496C1 (ru) * | 2019-01-21 | 2019-11-07 | Андрей Павлович Рябков | Сопло ракетного двигателя на цилиндрических эластичных шарнирах |
| US10837402B2 (en) * | 2020-01-09 | 2020-11-17 | Guanhao Wu | Thrust vector nozzle |
| US11697506B2 (en) * | 2020-05-15 | 2023-07-11 | General Electric Company | Methods and apparatus for gas turbine bending isolation |
| CN112555049A (zh) * | 2020-12-03 | 2021-03-26 | 北方工业大学 | 一种微型涡轮喷气发动机的外套式矢量喷管结构 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB827299A (en) * | 1956-06-26 | 1960-02-03 | Pye Ltd | Improvements in or relating to guided missiles |
| US3142153A (en) * | 1961-06-09 | 1964-07-28 | Pneumo Dynamics Corp | Solid propellant rocket thrust vectoring system |
Family Cites Families (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3811713A (en) * | 1958-11-28 | 1974-05-21 | Us Army | Fluid-tight high temperature flexible joint |
| US3140584A (en) * | 1959-05-07 | 1964-07-14 | Thiokol Chemical Corp | Steering device for rocket-powered vehicles |
| FR1237219A (fr) * | 1959-06-16 | 1960-07-29 | France Etat | Tuyère orientable |
| FR1277138A (fr) * | 1960-01-03 | 1961-11-24 | United Aircraft Corp | Tuyère orientable pour fusée |
| US3032982A (en) * | 1960-10-04 | 1962-05-08 | Gen Motors Corp | Tilting jet nozzle |
| US3090198A (en) * | 1960-11-17 | 1963-05-21 | Gen Motors Corp | Swivel nozzle control |
| US3237890A (en) * | 1961-03-09 | 1966-03-01 | Trw Inc | Integrated thrust vector control system |
| GB1605006A (en) * | 1961-07-05 | 1981-12-16 | British Aircraft Corp Ltd | Rocket motors |
| US3302885A (en) * | 1962-06-22 | 1967-02-07 | Lockheed Aircraft Corp | Swinveled rocket motor nozzle |
| US3392918A (en) * | 1962-07-09 | 1968-07-16 | Thiokol Chemical Corp | Rocket motor thrust control system |
| US3390899A (en) * | 1965-03-15 | 1968-07-02 | Lockheed Aircraft Corp | Flexible joint means |
| US3401887A (en) * | 1966-05-02 | 1968-09-17 | Thiokol Chemical Corp | Controllable rocket nozzle with pressure amplifier for reducing actuating force |
| US3436021A (en) * | 1966-11-29 | 1969-04-01 | Thiokol Chemical Corp | Rocket nozzle support and actuation apparatus |
| US3570768A (en) * | 1968-08-08 | 1971-03-16 | Aerojet General Co | Omnivector nozzle |
| GB1291586A (en) * | 1969-10-23 | 1972-10-04 | Rolls Royce | Propulsive jet nozzle assembly |
| GB1579434A (en) * | 1976-04-30 | 1980-11-19 | Sperry Ltd | Combined actuation and suspension systems for exhaust nozzles of jet propelled vehicles |
| FR2370864A1 (fr) * | 1976-11-10 | 1978-06-09 | United Technologies Corp | Systeme de commande du vecteur de poussee a tuyere mobile |
| DE3119183C2 (de) * | 1981-05-14 | 1984-01-19 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | "Schwenkdüse an einem Gasleitrohr eines Raketentriebwerks" |
-
2002
- 2002-07-04 FR FR0208370A patent/FR2841939B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2003
- 2003-03-07 UA UA20041210785A patent/UA79965C2/uk unknown
- 2003-07-03 WO PCT/FR2003/002067 patent/WO2004005690A1/fr active Application Filing
- 2003-07-03 AU AU2003260651A patent/AU2003260651A1/en not_active Abandoned
- 2003-07-03 IL IL16292803A patent/IL162928A0/xx unknown
- 2003-07-03 CA CA2484262A patent/CA2484262C/en not_active Expired - Fee Related
- 2003-07-03 DE DE60336062T patent/DE60336062D1/de not_active Expired - Lifetime
- 2003-07-03 RU RU2004122626/06A patent/RU2309281C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2003-07-03 JP JP2004518867A patent/JP4361483B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2003-07-03 EP EP03762731A patent/EP1529163B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2003-07-03 US US10/500,248 patent/US6948307B2/en not_active Expired - Lifetime
-
2004
- 2004-07-08 IL IL162928A patent/IL162928A/en unknown
- 2004-09-21 NO NO20043945A patent/NO338429B1/no not_active IP Right Cessation
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB827299A (en) * | 1956-06-26 | 1960-02-03 | Pye Ltd | Improvements in or relating to guided missiles |
| US3142153A (en) * | 1961-06-09 | 1964-07-28 | Pneumo Dynamics Corp | Solid propellant rocket thrust vectoring system |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| AU2003260651A1 (en) | 2004-01-23 |
| FR2841939A1 (fr) | 2004-01-09 |
| CA2484262A1 (en) | 2004-01-15 |
| RU2309281C2 (ru) | 2007-10-27 |
| WO2004005690A1 (fr) | 2004-01-15 |
| RU2004122626A (ru) | 2005-05-27 |
| IL162928A0 (en) | 2005-11-20 |
| CA2484262C (en) | 2012-05-22 |
| EP1529163A1 (fr) | 2005-05-11 |
| DE60336062D1 (de) | 2011-03-31 |
| IL162928A (en) | 2008-07-08 |
| FR2841939B1 (fr) | 2006-09-22 |
| JP4361483B2 (ja) | 2009-11-11 |
| US20050016158A1 (en) | 2005-01-27 |
| NO20043945L (no) | 2004-09-21 |
| JP2005531724A (ja) | 2005-10-20 |
| EP1529163B1 (fr) | 2011-02-16 |
| UA79965C2 (en) | 2007-08-10 |
| US6948307B2 (en) | 2005-09-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| NO338429B1 (no) | Svingbar dyse for en rakettmotor. | |
| US6079670A (en) | Hot air diffuser for a jet engine air inlet cowl with de-icing circuit | |
| CA2715338C (en) | Restraint and release device | |
| JP3375996B2 (ja) | 支持構造体と被支持構造体の間で振動を受動的に絶縁するための振動絶縁および減衰装置 | |
| US7216831B2 (en) | Shape changing structure | |
| EP2032427B1 (en) | Centrifugal force bearing with steady pitching moment | |
| US8083177B2 (en) | Means for preventing the rotation of a pin supporting a turbine engine suspension member | |
| US20180202590A1 (en) | Gimbaled flexure for spherical flex joints | |
| KR20150119330A (ko) | 열적 보호 시스템을 구비하는 가동의 발산부를 갖는 노즐 | |
| US20170233074A1 (en) | Multi-Directional Elastomeric Dampened Ball Joint Assembly | |
| Berdoyes | Snecma Propulsion Solide Advanced Technology SRM Nozzles. History and Future. | |
| EP1864076B1 (en) | Tow cable termination | |
| US5720451A (en) | High temperature thrust chamber for spacecraft | |
| KR101042456B1 (ko) | 로켓엔진용 조향가능한 노즐 | |
| EP1541850B1 (fr) | Dispositif d'adaptation pour tuyère de moteur fusée à divergent mobile | |
| EP3480447B1 (en) | Exhaust assembly mounting configuration | |
| RU2316088C1 (ru) | Антенный обтекатель летательного аппарата | |
| Pitt et al. | SAMPSON smart inlet design overview and wind tunnel test: Part II: wind tunnel test | |
| US6543717B1 (en) | Compact optimal and modulatable thrust device for controlling aerospace vehicles | |
| CA2326790C (en) | System for activating a steerable thrust-vectoring nozzle for a jet propulsion system using several circumferentially distributed elastic assemblies | |
| CA2056536A1 (en) | Temperature compensating transmission mount | |
| RU2377162C1 (ru) | Устройство для крепления газотурбинного двигателя к летательному аппарату | |
| GB2036669A (en) | Thrust vectoring nozzle | |
| US3210936A (en) | Jetevator for missile control | |
| Petersen et al. | Recent Thermo-mechanical Test Series and Innovative Test Procedures |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| CHAD | Change of the owner's name or address (par. 44 patent law, par. patentforskriften) |
Owner name: HERAKLES, FR |
|
| MM1K | Lapsed by not paying the annual fees |