RU2612978C1 - Система ориентируемого ракетного двигателя - Google Patents

Система ориентируемого ракетного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2612978C1
RU2612978C1 RU2015147955A RU2015147955A RU2612978C1 RU 2612978 C1 RU2612978 C1 RU 2612978C1 RU 2015147955 A RU2015147955 A RU 2015147955A RU 2015147955 A RU2015147955 A RU 2015147955A RU 2612978 C1 RU2612978 C1 RU 2612978C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rocket engine
nozzle
deformation
base
combustion chamber
Prior art date
Application number
RU2015147955A
Other languages
English (en)
Inventor
Фабрис РЮФФИНО
Бенжамен ФОР
Original Assignee
Эрбюс Дефенс Энд Спейс Сас
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эрбюс Дефенс Энд Спейс Сас filed Critical Эрбюс Дефенс Энд Спейс Сас
Application granted granted Critical
Publication of RU2612978C1 publication Critical patent/RU2612978C1/ru

Links

Images

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
    • 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
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/56—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
    • 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
    • F02K9/805—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control servo-mechanisms or control devices therefor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2240/00—Components
    • F05B2240/90—Mounting on supporting structures or systems
    • F05B2240/91—Mounting on supporting structures or systems on a stationary structure
    • F05B2240/912—Mounting on supporting structures or systems on a stationary structure on a tower
    • F05B2240/9121—Mounting on supporting structures or systems on a stationary structure on a tower on a lattice tower
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2250/00—Geometry
    • F05B2250/40—Movement of component
    • F05B2250/43—Movement of component with three degrees of freedom

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

Изобретение относится к ориентируемой системе ракетного двигателя для летательных аппаратов. Система ориентируемого ракетного двигателя для летательного аппарата, содержащая ракетный двигатель (4), содержащий камеру (7) сгорания и сопло (8), подсоединенное посредством горловины (9) сопла, при этом система выполнена с возможностью ориентировать ракетный двигатель (4) относительно исходного положения, определяющего исходную ось, которая, при нахождении ракетного двигателя (4) в исходном положении, ортогональна к отверстию (10) для выброса газов из сопла и проходит через центр (C) отверстия (10) для выброса газов, при этом система содержит средство (11) наклона, посредством которого ракетный двигатель (4) жестко подсоединен к горловине (9) сопла посредством прилегающей части сопла (8) и которое наклоняет сопло (8) и камеру (7) сгорания в противоположных направлениях так, что ракетный двигатель принимает, относительно исходного положения, наклонные положения, в которых центр (C) отверстия (10) для выброса газов из сопла (8) расположен, по меньшей мере, приблизительно на исходной оси, при этом средство (11) наклона содержит полую опорную конструкцию (14A), имеющую форму усеченной пирамиды, которая выполнена с возможностью деформации в обоих направлениях первого направления (12) деформации под действием первого приводного средства (15), на малом основании (24) которой размещен ракетный двигатель (4) и внутри которой размещена камера (7) сгорания. Изобретение обеспечивает улучшение работы летательного аппарата за счет уменьшение аэродинамического сопротивления. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к ориентируемой системе ракетного двигателя для летательных аппаратов.
Хотя и не исключительно, это изобретение особенно подходит для использования в космопланах, то есть самолетах, оборудованных и средствами аэробной тяги, такими как газотурбинные двигатели, и средствами анаэробной тяги, такими как ракетный двигатель, который способен отрываться от земли обычным для самолета способом, достигать высоты по меньшей мере сотни километров, летать на околозвуковой или даже сверхзвуковой скорости и затем приземляться также обычным способом для самолета.
Известно, что ракетный двигатель содержит камеру сгорания и сопло, подсоединенное посредством горловины сопла, и это является выгодным, чтобы управлять ориентацией упомянутого ракетного двигателя, для того чтобы ориентировать в полете летательный аппарат, оборудованный ракетным двигателем. Чтобы сделать это известным способом, конец камеры сгорания, противоположный горловине сопла, прикрепляется шарнирно, например посредством универсального шарнира, на конструкции летательного аппарата, и приводными средствами, такими как приводные механизмы, предусмотренными для поворота упомянутого ракетного двигателя относительно этого шарнирного конца камеры сгорания.
Такой путь производства имеет тот недостаток, что поскольку отверстие для выброса газов из сопла, отделено от упомянутого шарнирного конца камеры сгорания всей длиной ракетного двигателя, движение указанного отверстия для выброса газов из сопла значительно в поперечном направлении. Следовательно, кожух летательного аппарата, окружающий ракетный двигатель, должен иметь больший диаметр, чтобы позволить поперечное движение отверстия для выброса газов из сопла.
Результатом этого является то, что этот большой кожух является источником высокого аэродинамического сопротивления, которое ухудшает работу упомянутого летательного аппарата.
Объектом настоящего изобретения является устранение этих недостатков.
Для этой цели в соответствии с этим изобретением, система ориентируемого ракетного двигателя для летательного аппарата, содержащая упомянутый ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания и сопло, подсоединенное посредством горловины упомянутого сопла, при этом упомянутая система делает возможной ориентацию упомянутого ракетного двигателя относительно исходного положения, определяющего ось координат, которая, когда упомянутый ракетный двигатель находится в упомянутом исходном положении, ортогональна к отверстию для выброса газов из сопла и проходит через центр упомянутого отверстия выброса газов, отличается тем, что содержит средства наклона:
посредством которых упомянутый ракетный двигатель жестко соединен с упомянутой горловиной сопла посредством прилегающей части упомянутого сопла, и
которые способны наклонять упомянутое сопло и упомянутую камеру сгорания в противоположных направлениях так, что упомянутый ракетный двигатель принимает, относительно исходного положения, наклонные положения, в которых центр упомянутого отверстия для выброса газов из сопла расположен, по меньшей мере, приблизительно на упомянутой оси координат.
Таким образом, в силу настоящего изобретения, поперечное движение отверстия для выброса газов из сопла уменьшается, поскольку радиус его наклона также уменьшается и поскольку центр упомянутого отверстия остается в непосредственной близости от оси координат. Кожух ракетного двигателя может, поэтому иметь меньший диаметр и дает начало только нижнему аэродинамическому сопротивлению.
В предпочтительном варианте осуществления упомянутые средства наклона содержат полую конструкцию опоры, имеющей форму усеченной пирамиды:
которая может деформироваться в обоих направлениях первого направления деформации, под действием первых исполнительных средств,
которая несет упомянутый ракетный двигатель на ее малом основании, и
внутри которой расположена упомянутая камера сгорания.
Предпочтительно упомянутая полая конструкция деформируемой опоры формируется посредством решетки из шарнирных стержней, и упомянутые первые исполнительные средства являются механизмами управления, шарнирно прикрепленными на по меньшей мере одном шарнирном стержне упомянутой решетки.
Чтобы разрешить наклонение ракетного двигателя в любом направлении в пространстве, выгодно чтобы упомянутые средства наклона содержали в дополнение полую конструкцию основания, имеющую форму усеченной пирамиды:
которая монтируется на ее большом основании на упомянутом аппарате,
которая является деформируемой в обоих направлениях второго направления деформации, ортогонального к упомянутому первому направлению деформации под действием вторых исполнительных средств, и
которая несет упомянутую полую деформируемую конструкцию опоры на ее малом основании.
Как и в случае с конструкцией опоры, полая деформируемая конструкция основания может быть сформирована решеткой из шарнирных стержней и упомянутые вторые исполнительные средства могут быть механизмами управления, шарнирно прикрепленными на по крайней мере одном шарнирном стержне упомянутой решетки.
Шарнирные решетки упомянутой конструкции основания и упомянутой конструкции опоры выгодно расположены одна над другой с целью сформировать полый каркас усеченной пирамиды для упомянутых средств наклона. Упомянутые средства могут содержать промежуточный каркас для сборки решеток упомянутой конструкции основания и упомянутой конструкции опоры, промежуточная рамка на котором:
стержни упомянутой конструкции опоры шарнирно прикреплены вокруг первых осей вращения ортогонально к упомянутому направлению деформации, и
стержни упомянутой конструкции основания шарнирно прикреплены вокруг вторых осей вращения ортогонально к упомянутому направлению деформации.
Предпочтительно упомянутые первые исполнительные средства для деформации первой конструкции опоры опираются на промежуточную рамку.
Упомянутые средства наклона могут в дополнение содержать рамку основания для сборки решетки упомянутой конструкции основания на летательном аппарате, стержни решетки упомянутой конструкции основания шарнирно прикрепляются на упомянутой рамке основания вокруг подобных вторых осей вращения, ортогональных к упомянутому второму направлению деформации. Более того, является преимуществом, что упомянутые вторые средства наклона для деформации упомянутой конструкции основания опираются на упомянутую рамку основания.
Упомянутые средства наклона могут содержать концевую пластину для крепления упомянутого ракетного двигателя к упомянутой конструкции опоры, стержни упомянутой конструкции опоры прикреплены шарнирно на упомянутой концевой пластине вокруг подобных осей вращения, ортогональных к упомянутому первому направлению деформации.
Настоящее изобретение также относится к летательным аппаратам, особенно космопланам, содержащим ориентируемую систему ракетного двигателя, как оговорено выше.
Сопроводительные чертежи дадут ясное понимание того, как изобретение может быть выполнено. На этих чертежах одинаковые ссылочные позиции обозначают аналогичные элементы.
Фиг. 1 показывает в перспективе космоплан, оборудованный ориентируемым ракетным двигателем в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг. 2 показывает также в перспективе средства для наклона ракетного двигателя в соответствии с настоящим изобретением, этот ракетный двигатель находится в его исходном положении, естественном в ориентации.
Фиг. 3 является видом сверху средств наклона Фиг. 2.
Фиг. 4 является видом сбоку слева средств наклона Фиг. 2.
Фиг. 5 является видом сбоку снизу средств наклона Фиг. 2.
Фиг. 6 показывает в сравнении с Фиг.4 наклонение ракетного двигателя в первом направлении деформации.
Фиг. 7 показывает в сравнении с Фиг. 5 наклонение ракетного двигателя во втором направлении деформации, ортогональном к упомянутому первому направлению деформации.
Фиг. 8 показывает в сравнении с Фиг. 2 комбинированное наклонение ракетного двигателя, являющееся результатом одновременных наклонений в упомянутом первом и втором ортогональном направлениях деформации.
Космоплан 1, в соответствии с настоящим изобретением и показанный на Фиг. 1, содержит только одну ступень и способен совершать околозвуковые и/или сверхзвуковые полеты.
Этот космоплан 1, имеющий продольную ось L-L, содержит два боковых турбовальных двигателя 2 и 3 и ракетный двигатель 4, расположенные сзади упомянутого космоплана и внутри кожуха 5 основания, с предусмотренным газоразрядным отверстием 6. Как показано на Фиг. 2-8, ракетный двигатель 4 содержит камеру 7 сгорания и сопло 8, подсоединенное посредством горловины 9 сопла. Сопло 8 содержит газоразрядное отверстие 10, расположенное напротив выходного отверстия 6 кожуха 5 основания (показано схематически линиями точка с тире на Фиг. 4-7).
Ракетный двигатель 4 монтируется (в кожухе 5 основания) на средствах 11 наклона 11, способных деформироваться в обоих направлениях 12.1 и 12.2 и 13.1 и 13.2 каждого из двух ортогональных направлений 12 и 13 деформации. Средства 11 наклона содержат, во-первых, каркас 14 усеченной пирамиды, в решетке из шарнирных стрежней и, во-вторых, механизмы 15 и 16 управления.
Каркас 14 усеченной пирамиды содержит опорную конструкцию 14А усеченной пирамиды, несущую ракетный двигатель 4 посредством ее малого основания, и конструкцию 14В основания усеченной пирамиды, несущую опорную конструкцию 14А усеченной пирамиды посредством ее малого основания. Большое основание конструкции 14A усеченной пирамиды подсоединено к малому основанию конструкции 14В усеченной пирамиды с помощью промежуточной рамки 17, на которой шарнирные стрежни 18 конструкции 14В основания шарнирно прикреплены вокруг осей 19, ортогональных к направлению 13 деформации, и шарнирные стержни 20 конструкции 14A опоры шарнирно прикреплены вокруг осей 21, ортогональных к направлению 12 деформации.
Каркас 14 усеченной пирамиды также содержит на стороне большого основания конструкции 14B рамку 22 основания, делая возможным подсоединение упомянутого каркаса к конструкции космоплана 1. Шарнирные стержни 18 конструкции 14B основания шарнирно прикреплены на рамке 22 основания вокруг осей 23, ортогональных к направлению 13 деформации. Механизм 16 управления шарнирно прикреплен на рамке 22 основания, на которую он опирается, и на шарнирном стрежне 18, так чтобы быть способным наклонять конструкцию 14В усеченной пирамиды в обоих направлениях 13.1 и 13.2 направления 13 деформации, посредством поворота вокруг осей 19 и 23, ортогональных к упомянутому направлению деформации.
На малом основании конструкции 14B основания противоположно к ней, конструкция 14A опоры несет ракетный двигатель 4 методом жесткого соединения. Для этой цели малое основание представляет собой концевую пластину 24, к которой упомянутый ракетный двигатель жестко подсоединен посредством части сопла 8, прилегающей к горловине 9 сопла, так что камера 7 сгорания находится внутри каркаса 14. Шарнирные стержни 20 конструкции 14А опоры шарнирно прикреплены на концевой пластине 24 вокруг осей 25, ортогональных к упомянутому направлению 12 деформации. Механизм 15 управления шарнирно прикреплен на промежуточной рамке 17, на которую он опирается, и на шарнирном стержне 20, так чтобы быть способным наклонять конструкцию 14A усеченной пирамиды в обоих направлениях 12.1 и 12.2 направления 12 деформации, посредством поворота вокруг осей 21 и 25, ортогональных к упомянутому направлению наклона.
Таким образом, посредством управления механизмами 15 и 16 управления 6, возможно ориентировать ракетный двигатель 4 в пространстве.
В нейтральном положении Po ориентации, служащим как исходное положение (см. Фиг. 2, 4 и 5), ось ракетного двигателя 4 занимает положение mo–mo , являющееся ортогональным к газоразрядному отверстию 10 сопла 8, и проходит через центр C упомянутого отверстия. Это положение mo–mo служит как ось координат, относительно которой наклоняется ракетный двигатель 4.
Как показано на Фиг. 6, посредством удлинения или укорачивания, средство 15 управления деформирует конструкцию 14А опоры усеченной пирамиды в одном или в другом направлении 12.1, 12.2 направления 12 деформации. Такие деформации конструкции 14A опоры вызывают наклонение концевой пластины 24 так, что ракетный двигатель 4 принимает положение наклоненных положений P1 в направлениях 12.1, 12.2 направления 12, в которых его ось принимает положение положений m12–m12 отклоненных относительно оси mo–mo координат. В этих наклоненных положениях P1, камера сгорания 7 и сопло 8 наклоняются в противоположных направлениях, поскольку зафиксированный двигатель 4 жестко подсоединен к концевой пластине 24 посредством части сопла 8, прилегающей к горловине 9 сопла. В силу этого факта и строения конструкции 14A опоры, центр C газоразрядного отверстия сопла 10 может, в этих положениях P1 наклоненный в направлении 12 деформации, оставаться в непосредственной близости от оси mo–mo координат, если не на упомянутой оси. Движение сопла 10 в направлении 12 деформации, таким образом, может быть небольшим.
Аналогичным образом, как показано на Фиг. 7, посредством удлинения или укорачивания, механизм 16 управления деформирует конструкцию 14B основания усеченной пирамиды в одном или другом направлении 13.1, 13.2 направления 13 деформации. Такие деформации конструкции 14B основания вызывают наклонение промежуточной рамки 17 так, что ракетный двигатель 4 принимает положение наклоненных положений P2 в направлении 13.1, 13.2 направления 13 деформации, в которых его ось принимает положение положений m13–m13 отклоненных относительно оси координат mo–mo. В этих наклоненных положениях P2, камера 7 сгорания и сопло 8 также наклоняются в противоположных направлениях, поскольку зафиксированный двигатель 4 жестко подсоединен к концевой пластине 24 посредством части сопла 8, прилегающей к горловине 9 сопла. В силу этого факта и строения конструкции 14B основания, центр C газоразрядного отверстия сопла 10 может, в этих положениях P2 наклоненный в направлении 13 деформации, оставаться в непосредственной близости от оси mo–mo координат, если не на упомянутой оси. Движение сопла 10 в направлении 13 деформации может поэтому быть небольшим.
Естественно, как показано на Фиг. 8, механизмы 15 и 16 управления могут действовать одновременно, наклоненные и в направлении 12 деформации, и в направлении 13 деформации, чтобы обеспечить для ракетного двигателя 4 положения P3.

Claims (22)

1. Система ориентируемого ракетного двигателя для летательного аппарата, содержащая ракетный двигатель (4), содержащий камеру (7) сгорания и сопло (8), подсоединенное посредством горловины (9) сопла, при этом система выполнена с возможностью ориентировать ракетный двигатель (4) относительно исходного положения (Po), определяющего исходную ось (mo–mo), которая, при нахождении ракетного двигателя (4) в исходном положении (Po), ортогональна к отверстию (10) для выброса газов из сопла и проходит через центр (C) отверстия (10) для выброса газов,
при этом система содержит средство (11) наклона:
посредством которого ракетный двигатель (4) жестко подсоединен к горловине (9) сопла посредством прилегающей части сопла (8), и
которое наклоняет сопло (8) и камеру (7) сгорания в противоположных направлениях так, что ракетный двигатель принимает, относительно исходного положения (Po), наклонные положения (P1, P2, P3), в которых центр (C) отверстия (10) для выброса газов из сопла (8) расположен, по меньшей мере, приблизительно на исходной оси (mo–mo), при этом средство (11) наклона содержит полую опорную конструкцию (14A), имеющую форму усеченной пирамиды:
которая выполнена с возможностью деформации в обоих направлениях (12.1, 12.2) первого направления (12) деформации под действием первого приводного средства (15),
на малом основании (24) которой размещен ракетный двигатель (4), и
внутри которой размещена камера (7) сгорания.
2. Система по п. 1, в которой полая деформируемая опорная конструкция (14A) образована решеткой из шарнирных стрежней (20).
3. Система по п. 1, в которой средство (11) наклона дополнительно содержит полую конструкцию (14B) основания, имеющую форму усеченной пирамиды:
которая установлена своим большим основанием (22) на летательном аппарате,
которая выполнена с возможностью деформации в обоих направлениях (13.1 и 13.2) второго направления (13) деформации, ортогонального к первому направлению (12) деформации, под действием второго приводного средства (16), и
на малом основании которой размещена полая деформируемая опорная конструкция (14A).
4. Система по п. 3, в которой полая конструкция (14B) основания образована решеткой из шарнирных стрежней (18).
5. Система по п. 4, в которой решетки конструкции (14B) основания и опорной конструкции (14A) размещены одна над другой, чтобы формировать полую конструкцию (14) усеченной пирамиды для средства (11) наклона.
6. Система по п. 5, в которой средство (11) наклона содержит промежуточную рамку (17) для сборки решеток конструкции (14B) основания и опорной конструкции (14A) опоры, при этом на промежуточной рамке (17):
стержни (20) опорной конструкции (14A) выполнены с возможностью поворота вокруг первых осей (21) поворота ортогонально к первому направлению (12) деформации, и
стержни (18) конструкции (14B) основания выполнены с возможностью поворота вокруг вторых осей (19) поворота ортогонально ко второму направлению (13) деформации.
7. Система по п. 6, в которой приводное средство (15) для деформации опорной конструкции опирается на промежуточную рамку (17).
8. Система по п. 4, в которой средство (11) наклона содержит рамку (22) основания для сборки решетки конструкции (14B) основания на летательном аппарате, при этом стержни (18) решетки конструкции основания выполнены с возможностью поворота на рамке (22) основания вокруг вторых осей (23) поворота, ортогональных к направлению деформации.
9. Система по п. 8, в которой второе приводное средство (16) для деформации конструкции (14B) основания опирается на рамку (22) основания.
10. Система по п. 3, в которой средство (11) наклона содержит концевую пластину (24) для крепления ракетного двигателя (4) к опорной конструкции (4A), при этом стрежни (20) опорной конструкции выполнены с возможностью поворота на упомянутой концевой пластине (24) вокруг осей (25) поворота, ортогональных к первому направлению деформации.
11. Летательный аппарат, содержащий систему ориентируемого ракетного двигателя по п. 1.
RU2015147955A 2013-04-23 2014-04-22 Система ориентируемого ракетного двигателя RU2612978C1 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR13/53684 2013-04-23
FR1353684A FR3004762B1 (fr) 2013-04-23 2013-04-23 Systeme de moteur-fusee orientable
PCT/FR2014/000089 WO2014174163A1 (fr) 2013-04-23 2014-04-22 Système de moteur-fusée orientable

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2612978C1 true RU2612978C1 (ru) 2017-03-14

Family

ID=49322461

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015147955A RU2612978C1 (ru) 2013-04-23 2014-04-22 Система ориентируемого ракетного двигателя

Country Status (11)

Country Link
US (1) US10612493B2 (ru)
EP (1) EP2989314B1 (ru)
JP (1) JP6375366B2 (ru)
CN (1) CN105308301B (ru)
BR (1) BR112015026634A2 (ru)
ES (1) ES2630527T3 (ru)
FR (1) FR3004762B1 (ru)
PL (1) PL2989314T3 (ru)
RU (1) RU2612978C1 (ru)
SG (1) SG11201508609RA (ru)
WO (1) WO2014174163A1 (ru)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106368852B (zh) * 2016-10-14 2018-08-03 南京航空航天大学 一种小型液体/固体火箭矢量喷管伺服控制系统和方法
JP6882667B2 (ja) * 2017-03-29 2021-06-02 シンフォニアテクノロジー株式会社 駆動ギヤのロック制御装置及びアクチュエータのロック制御装置
CN107021209A (zh) * 2017-04-21 2017-08-08 杨爱迪 全要素矢量推进系统
FR3072947B1 (fr) 2017-10-30 2021-12-17 Airbus Operations Sas Aeronef comprenant au moins un ensemble moteur relie au fuselage de l'aeronef par deux bielles de poussee positionnees au moins partiellement dans une entree d'air de l'ensemble moteur
CN108082452A (zh) * 2017-12-04 2018-05-29 安徽工程大学 一种飞行器的喷气换向装置
CN109878702A (zh) * 2017-12-06 2019-06-14 林瑤章 推力向量控制器
WO2019227046A1 (en) 2018-05-25 2019-11-28 Radian Aerospace, Inc. Earth to orbit transportation system
WO2020010098A1 (en) * 2018-07-03 2020-01-09 Radian Aerospace, Inc. Rocket propulsion systems and associated methods
CN111121703B (zh) * 2019-12-11 2021-08-13 西安航天发动机有限公司 一种液体火箭发动机摆动干涉检测系统
CN113443119B (zh) * 2021-06-15 2022-07-29 中国科学院力学研究所 一种基于火箭增程的新型高速飞行器的控制方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1301649B (de) * 1965-02-03 1969-08-21 Martin Marietta Corp Schubvergroesserungsvorrichtung fuer einen Flugkoerper, der wenigstens einen Raketenmotor aufweist
FR2952034A1 (fr) * 2009-11-05 2011-05-06 Astrium Sas Engin volant, spatial ou aerien, pourvu d'un systeme propulsif a tuyere orientable
RU2418970C1 (ru) * 2009-12-07 2011-05-20 Николай Борисович Болотин Жидкостный ракетный двигатель и турбонасосный агрегат
RU2420669C1 (ru) * 2010-05-18 2011-06-10 Сергей Евгеньевич Варламов Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги и блок сопел крена

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3070329A (en) * 1960-02-16 1962-12-25 United Aircraft Corp Directional control for rockets
US3048011A (en) * 1960-04-22 1962-08-07 United Aircraft Corp Dirigible reaction motor
US3392918A (en) * 1962-07-09 1968-07-16 Thiokol Chemical Corp Rocket motor thrust control system
US3188024A (en) * 1963-05-06 1965-06-08 Schneider Albert Peter Aircraft steering and propulsion unit
US3191316A (en) * 1963-06-26 1965-06-29 Hugh L Dryden Lunar landing flight research vehicle
US3270505A (en) * 1964-10-21 1966-09-06 Norman L Crabill Control system for rocket vehicles
US4955559A (en) * 1988-01-26 1990-09-11 Trw Inc. Thrust vector control system for aerospace vehicles
JP2848410B2 (ja) * 1989-11-24 1999-01-20 防衛庁技術研究本部長 飛翔体の姿勢制御装置
JPH0769300A (ja) * 1993-09-02 1995-03-14 Masayuki Suzuki 宇宙機の推薬消費量の低減方法
US5505408A (en) * 1993-10-19 1996-04-09 Versatron Corporation Differential yoke-aerofin thrust vector control system
JP3519206B2 (ja) * 1996-03-11 2004-04-12 宇宙開発事業団 エンジンの推力調整によるロケットの制御方法
US6758437B1 (en) * 1997-02-07 2004-07-06 Mcdonnell Douglas Corporation Rocket engine nacelle
RU2159862C2 (ru) * 1998-06-22 2000-11-27 Московский государственный авиационный институт Двигательная установка летательного аппарата
RU2159352C2 (ru) * 1999-01-21 2000-11-20 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" Узел качания камеры жидкостного ракетного двигателя с дожиганием
RU2158838C2 (ru) * 1999-01-21 2000-11-10 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" Жидкостный ракетный двигатель
JP3771793B2 (ja) * 2000-11-01 2006-04-26 三菱重工業株式会社 推力偏向装置
KR101042456B1 (ko) * 2002-07-04 2011-06-16 에스엔에쎄엠아 프로폴지옹 솔리드 로켓엔진용 조향가능한 노즐
JP4155081B2 (ja) * 2003-04-02 2008-09-24 トヨタ自動車株式会社 垂直離着陸装置
US7481038B2 (en) * 2004-10-28 2009-01-27 United Technologies Corporation Yaw vectoring for exhaust nozzle
DE102007036883B4 (de) * 2007-08-04 2010-11-04 Bayern-Chemie Gesellschaft Für Flugchemische Antriebe Mbh Raketenmotor

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1301649B (de) * 1965-02-03 1969-08-21 Martin Marietta Corp Schubvergroesserungsvorrichtung fuer einen Flugkoerper, der wenigstens einen Raketenmotor aufweist
FR2952034A1 (fr) * 2009-11-05 2011-05-06 Astrium Sas Engin volant, spatial ou aerien, pourvu d'un systeme propulsif a tuyere orientable
RU2418970C1 (ru) * 2009-12-07 2011-05-20 Николай Борисович Болотин Жидкостный ракетный двигатель и турбонасосный агрегат
RU2420669C1 (ru) * 2010-05-18 2011-06-10 Сергей Евгеньевич Варламов Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги и блок сопел крена

Also Published As

Publication number Publication date
SG11201508609RA (en) 2015-11-27
FR3004762B1 (fr) 2017-09-01
CN105308301A (zh) 2016-02-03
US10612493B2 (en) 2020-04-07
PL2989314T3 (pl) 2017-07-31
JP6375366B2 (ja) 2018-08-15
EP2989314B1 (fr) 2017-03-08
WO2014174163A1 (fr) 2014-10-30
FR3004762A1 (fr) 2014-10-24
BR112015026634A2 (pt) 2017-07-25
US20160069299A1 (en) 2016-03-10
JP2016524065A (ja) 2016-08-12
EP2989314A1 (fr) 2016-03-02
ES2630527T3 (es) 2017-08-22
CN105308301B (zh) 2017-07-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2612978C1 (ru) Система ориентируемого ракетного двигателя
US11560221B2 (en) Rotor deployment mechanism for electric vertical take-off and landing aircraft
US12006034B2 (en) Articulated electric propulsion system and lightweight vertical take-off and landing aircraft using same
US9821909B2 (en) Rotating wing assemblies for tailsitter aircraft
JP6064065B1 (ja) 無人航空機
US10077108B2 (en) Vertical take-off and landing (VTOL) aircraft with exhaust deflector
RU2485021C2 (ru) Оптимизированная конфигурация двигателей для летательного аппарата
JP2020524106A (ja) 垂直離着陸機体
KR20160141791A (ko) 접이식 공역학적 구조를 포함하는 항공기 및 항공기용 접이식 공역학적 구조의 제조 방법
WO2015019255A1 (en) Boxwing aircraft
RU2363621C2 (ru) Летательный аппарат (варианты)
US8622342B2 (en) On-board aircraft auxiliary power systems having dual auxiliary power units
JP6872355B2 (ja) 航空機の翼のフェアリング駆動アセンブリ、システム、及び方法
US10239627B2 (en) Aircraft engine unit comprising an improved front engine attachment
EP3009345A1 (en) An aircraft
US10967967B2 (en) Systems and methods for winged drone platform
US8998126B2 (en) Lift generating device
KR101356554B1 (ko) 유도탄의 날개 전개 및 접힘 구조
US20120275905A1 (en) Lift fan spherical thrust vectoring nozzle
RU2532009C1 (ru) Летательный аппарат
KR102251624B1 (ko) 날개의 면적을 가변할 수 있는 수직 이착륙 비행장치
US11028944B2 (en) Duct support
US10048103B2 (en) Adjustable position pitot probe mount
JP2010280252A (ja) 飛行機の垂直尾翼
Haque et al. Design and construction of an unmanned aerial vehicle based on Coanda effect

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20200303

PD4A Correction of name of patent owner
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20200423