子分类：
| 序号 | 专利名 | 申请号 | 申请日 | 公开（公告）号 | 公开（公告）日 | 发明人 |
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| 21 | 固定的亚音速冲压式喷气发动机 | CN200980119198.2 | 2009-03-25 | CN102046954B | 2014-12-31 | 鲁弗斯·G·克雷; 罗伯特·G·霍克黛 |
| 一种冲压式喷气发动机(3，4，5)，其以3马赫速度飞行具有64％的效率，以4马赫速度飞行具有76％的效率。冲压式喷气发动机当前仅用于超音速飞行，并且没有用作具有机械输出的固定发动机。除了亚音速飞行之外，本发明可以作为固定发动机操作，并且可以将冲压式喷气发动机的使用延伸到车辆、电厂中的机械输出，以及延伸到用于大型建筑物、家庭和工厂的发电机。本发明通过形成几乎绝热的压缩机(1，2，12，13，14，15)和膨胀器(6，7，8，9，10，11)来提供将冲压式喷气发动机用作固定发动机的装置，该压缩机和膨胀器能够使压缩(减压)比达至92∶1，以供应冲压式喷气发动机所需的高能量空气/气体，本发明示出了在无节流区域的情况下，如何用将超音速转换成亚音速流的音速转换器(49、50、51)和将亚音速转换成超音速流的音速转换器(45、46、47)来取代德拉尔喷嘴。 | ||||||
| 22 | 喷管装置及其制造方法 | CN201280051792.4 | 2012-08-17 | CN103987948A | 2014-08-13 | T·R·康纳斯; P·A·亨; D·C·豪 |
| 在本文中公开了适于与超音速喷气发动机一起使用的一种喷管装置，所述超音速喷气发动机配置成产生排气羽流。喷管装置包括但不限于具有后缘的喷管以及部分地定位在喷管内的塞体。塞体具有膨胀表面以及膨胀表面下游侧的压缩表面。塞体的突出部分在后缘的下游侧延伸的长度大于常规塞体长度。塞体配置成使得排气气体成形，使得排气气体基本平行于流动离开喷管后缘的空气自由流，并且使得排气羽流使空气自由流等熵地转向以在平行于塞体纵向轴线的方向上移动。 | ||||||
| 23 | 风动透平冲压发动机 | CN201110037475.4 | 2011-02-14 | CN102146858A | 2011-08-10 | 靳北彪 |
| 本发明公开了一种风动透平冲压发动机，包括冲压进气道、燃烧室、推进喷管和风动透平，所述冲压进气道与所述燃烧室连通，所述燃烧室与所述推进喷管连通，在所述冲压进气道的前方和/或内部设压气机，所述风动透平对所述压气机输出动力。本发明所公开风动透平冲压发动机，在燃烧室以及燃烧室以后的高温气流中没有运动部件，降低了喷气式发动机的制造成本。 | ||||||
| 24 | 固定的亚音速冲压式喷气发动机 | CN200980119198.2 | 2009-03-25 | CN102046954A | 2011-05-04 | 鲁弗斯·G·克雷; 罗伯特·G·霍克黛 |
| 一种冲压式喷气发动机(3，4，5)，其以3马赫速度飞行具有64％的效率，以4马赫速度飞行具有76％的效率。冲压式喷气发动机当前仅用于超音速飞行，并且没有用作具有机械输出的固定发动机。除了亚音速飞行之外，本发明可以作为固定发动机操作，并且可以将冲压式喷气发动机的使用延伸到车辆、电厂中的机械输出，以及延伸到用于大型建筑物、家庭和工厂的发电机。本发明通过形成几乎绝热的压缩机(1，2，12，13，14，15)和膨胀器(6，7，8，9，10，11)来提供将冲压式喷气发动机用作固定发动机的装置，该压缩机和膨胀器能够使压缩(减压)比达至92∶1，以供应冲压式喷气发动机所需的高能量空气/气体，本发明示出了在无节流区域的情况下，如何用将超音速转换成亚音速流的音速转换器(49、50、51)和将亚音速转换成超音速流的音速转换器(45、46、47)来取代德拉尔喷嘴。 | ||||||
| 25 | 用于超音速飞行器的等熵压缩入口 | CN200680052414.2 | 2006-12-15 | CN101384486A | 2009-03-11 | P·A·亨纳; T·R·康纳斯; D·C·豪 |
| 本发明的实施例涉及一种通过设置入口的压缩表面形状改进净推进力的、采用松弛等熵压缩的超音速入口。入口的松弛等熵压缩表面形状能起到减少机罩前缘表面角度的作用，从而改进入口阻力特性和干涉阻力特性。使用依照本发明的超音速入口，也证明能够在维持性能的同时减少峰值音爆超压。 | ||||||
| 26 | 用于产生动力的方法 | CN00136142.2 | 1996-06-07 | CN1319718A | 2001-10-31 | 肖恩·P·劳勒 |
| 本发明公开了一种利用作在低空气动力学阻力的、有锥度的圆盘转子(114)的圆周上的部分敞开式的超音速冲压式喷气发动机的推力组件(118)的方法。一个开式的冲压式喷气发动机入口(120),通过利用推力组件入口结构和相邻的壳体侧壁(105,106)压缩冲击的输入气流。燃料在推力组件中氧化,产生燃烧气体,使冲压式喷气发动机,以超音速围绕轴(108)转动,以产生动力。排出的燃烧气体中的热量,可以通过热交换器(440),在热力学方面加以利用。 | ||||||
| 27 | 사거리 연장형 램제트 추진탄 | KR1020150029062 | 2015-03-02 | KR101609507B1 | 2016-04-05 | 주형욱; 권태수; 박주현; 권세진; 강신재; 박철 |
| 본발명은비추력이높은램제트기관을탑재하면서고폭탄탑재량을최대화함으로써화력지원효과를향상시킬수 있도록한 사거리연장형램제트추진탄에관한것으로서, 공기를흡입하여압축한후 고체연료(22)를연소시켜발생한연소가스를후미의노즐(24)을통해분사하는램제트기관(20)을구비한사거리연장형램제트추진탄에있어서, 상기고체연료(22)는원통형상의포탄외피(11)의내벽에부착되는환상의제1 고체연료(22a)와, 포탄(10)의중앙구조물(15)에부착되고상기제1 고체연료(22a)의내경에비해작은외경을갖는환상의제2 고체연료(22b)로이루어지고, 상기제1 고체연료(22a)와제2 고체연료(22b)가이중환상구조로배치되는것을특징으로한다.. | ||||||
| 28 | 아음속 정치식 램제트 엔진 | KR1020107023665 | 2009-03-25 | KR101572434B1 | 2015-11-27 | 크레이루퍼스쥐; 하커데이로버트쥐 |
| 마하 3으로비행하는램제트엔진 (3, 4, 5)은 64% 효율성을갖고, 마하 4에서는 76% 효율성을갖는다. 램제트엔진은현재초음속비행용으로만사용되고, 기계적출력을갖는정치식엔진으로는사용되지않고있다. 본발명은, 아음속비행에더하여, 정치식엔진으로서작동될수 있고, 차량, 발전소내와대형빌딩, 가정용, 산업용발전기내 기계적출력용램제트엔진의용도로확대될수 있다. 본발명은압축비를약 92: 1로올릴수 있는단열압축기 (1, 2, 12, 13, 14, 15) 및팽창기 (6, 7, 8, 9, 10, 11) 근처에설치됨으로써정치식엔진으로서램제트엔진을사용하는수단을제공하여, 램제트엔진에의해요구되는높은에너지와가스/공기를공급하고, 어떻게초음속을아음속흐름으로변환하는음파변환기 (49, 50, 51)와초크영역이없고아음속을초음속흐름으로변환하는음파변환기 (45, 46, 47)로드 라발노즐을교체하는지를보여준다. | ||||||
| 29 | 펼쳐질 수 있는 송신/수신 모듈 장치와 함께 램제트를 가진 무인항공기 | KR1020170025271 | 2017-02-27 | KR1020170134184A | 2017-12-06 | 인영다니엘킴; 라이언에스.윌슨 |
| 바이스태틱레이더타겟검출을위한시스템은 UAV(14)의초음속순항을제공하는램제트엔진(30)을갖는무인항공기(UAV)(14)를이용한다. 펼쳐질수 있는안테나아암들(22)은반사레이더펄스들의바이스태틱수신을위한패시브레이더수신기를지원한다. UAV(14)는레이더범위한계를넘는공역내의 UAV 비행프로파일을가지고동작한다. 펼쳐질수 있는안테나아암들(22)은초음속순항을위한제1 수축된포지션을갖고, 공기제동기로서작동하고레이더수신기의보어사이트정렬을제공하는제2 확장된포지션으로의펼침을위해적용된다. 모선항공기(10)는레이더펄스들을전송하기위한레이더송신기를가지고, 레이더범위한계밖의항공기비행프로파일을가지고동작한다. 통신데이터링크는 UAV(14)와전술모선항공기(10)를동작가능하게상호연결하고, UAV 레이더안테나(46)에서의반사레이더펄스들의바이스태틱수신에의해생성된데이터를모선항공기(10)에전송한다. | ||||||
| 30 | 흡입구 흐름 제한기 | KR1020160062555 | 2016-05-23 | KR1020170004844A | 2017-01-11 | 케빈제랄드보우커트; 토마스러셀스미스 |
| 극초음속운송수단(10)은바디(20)와, 조종면(30), 및극초음속에어-브리딩엔진(40)을갖는다. 엔진은제1 단면영역을갖춘고정된카울링(110)과제2 단면영역을갖춘스로트(120)를갖춘컨버징흡입구(100)를포함한다. 흐름제한기(200)는격납된위치와완전하게전개된위치사이에서이동가능하다. 흐름제한기(200)는제1 단면영역보다더 작은제3 단면영역을갖추어, 일괸된갭(210)이완전하게전개된위치에서흐름제한기(200)의주변(220)과흐름제한기(200)를구비하는카울링(110)의내부표면(114) 사이에서형성되고, 제1 단면영역과제3 단면영역사이의차이가제2 단면영역과대략동등하다. | ||||||
| 31 | 직사각형단면을 가지는 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진 | KR1020140179177 | 2014-12-12 | KR101616647B1 | 2016-04-28 | 이양지 |
| 일실시예에따른극초음속공기흡입식복합사이클엔진은, 고속흡입식추진기관및 상기추진기관과병렬로배치되는로켓을포함하고, 상기추진기관은순서대로흡입구, 격리부, 연소기, 및노즐로구성되며, 속도영역에따라, 마하 0 내지 3에서는이젝터로켓모드, 마하 3 내지 5.4에서는램제트모드, 마하 5.4 내지 10에서는스크램제트모드, 마하 10 이상또는대기권돌파시에는로켓모드로작동되며, 상기로켓의출구는상기격리부의출구와같은선상에배치되고, 상기이젝터로켓모드및 로켓모드에서는상기추진기관의흡입구가닫히고, 상기로켓및 상기추진기관은직사각형단면으로구성될수 있다. | ||||||
| 32 | 램제트/스크램제트 엔진을 시동하기 위한 다목적 가스발생기를 가진 시스템과 램제트/스크램제트 엔진을시동하기 위한 방법 | KR1020070005106 | 2007-01-17 | KR1020070078978A | 2007-08-03 | 도노휴제임스엠.; 가일로이엔. |
| A system having a multipurpose gas generator for starting a ramjet/scramjet engine and a method for starting a ramjet/scramjet engine are provided to start the ramjet/scramjet engine at a low temperature. A system includes a unit which ignites a combustion device of a ramjet/scramjet engine(14), generates power for vehicle sub system, pumps and previously heats fuel. The unit includes a gas generator(12) which generates gas product used to generate power for vehicle sub system, pump and previously heat fuel, a start turbine(18), a power generator(20), and a fuel pump(26). The start turbine receives the gas product from the gas generator. The power generator is connected to the start turbine and generates the power. The fuel pump is driven by the start turbine in order to pump the fuel. The ramjet/scramjet engine has a plurality of walls and a fuel which is supplied from the fuel pump to a cooling passage of the wall. | ||||||
| 33 | ノズル構造体およびノズル構造体の製造方法 | JP2014527208 | 2012-08-17 | JP6126095B2 | 2017-05-10 | ティモシー・アール・コナーズ; プレストン・エー・ヘンネ; ドナルド・シー・ハウ |
| 34 | ジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法 | JP2014070205 | 2014-03-28 | JP2015190740A | 2015-11-02 | 上野 祥彦; 古谷 正二郎 |
| 【課題】機体を大きく改造することなく、高圧領域がインレットへ到達して発生する逆流を防止する。 【解決手段】ジェットエンジンは、空気を取り込むインレット11と、空気を用いて燃料を燃焼する燃焼器12を具備している。燃焼器12は、噴射器20と、複数の保炎器21、22と、消失部31とを備えている。噴射器20は、燃料を噴射する。複数の保炎器21、22は、噴射器20よりも後方に設けられ、燃焼器12での燃焼に用いる炎Fを維持可能である。消失部31は、複数の保炎器21、22のうちの噴射器20の近傍の第1保炎器21の凹みを覆うように設けられ、飛行中に経時的に消失する。 【選択図】図5A |
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| 35 | 燃焼器、ジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法 | JP2014064200 | 2014-03-26 | JP2015183683A | 2015-10-22 | 上野 祥彦; 鈴木 佑; 古谷 正二郎 |
| 【課題】機体の質量を低減し、及び、機体の設計を簡素化することのできる燃焼器、ジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの作動方法を提供する。 【解決手段】ジェットエンジンは、空気を取り込むインレット6と、空気を用いて燃料を燃焼する燃焼器7を具備している。燃焼器7は、燃料噴射器62と、空気と燃料との混合気に着火するための点火器61とを備えている。点火器61は、インレット6から取り込まれた空気の圧縮により生じる熱および圧力により自動的に発火して作動する。 【選択図】図4 |
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| 36 | Isentropic compression inlet for supersonic aircraft | JP2008545814 | 2006-12-15 | JP4846808B2 | 2011-12-28 | ティモシー・アール・コナーズ; ドナルド・シー・ハウ; プレストン・エイ・ヘン |
| A supersonic inlet employs relaxed isentropic compression to improve net propulsive force by shaping the compression surface of the inlet. Relaxed isentropic compression shaping of the inlet compression surface functions to reduce cowl lip surface angles, thereby improving inlet drag characteristics and interference drag characteristics. Supersonic inlets in accordance with the invention also demonstrate reductions in peak sonic boom overpressure while maintaining performance. | ||||||
| 37 | Isentropic compression inlet for supersonic aircraft | JP2008545814 | 2006-12-15 | JP2009520142A | 2009-05-21 | ティモシー・アール・コナーズ; ドナルド・シー・ハウ; プレストン・エイ・ヘン |
| 本発明の実施の形態は、緩和等エントロピー圧縮を備える超音速インレットに関し、それによって、インレットの圧縮面を形付けることによって正味推進力を改善する。 インレット圧縮面の緩和等エントロピー圧縮形状は、カウルリップ面の角度を低減するように機能し、それによって、インレット抗力特性及び障害抗力特性を改善する。 本発明に係る超音速インレットを用いることによって、性能を維持する一方でピーク・ソニック・ブームの過度の圧力を低減する。 | ||||||
| 38 | Ram jet engine combustion chamber and ramjet engine with this | JP2003573285 | 2003-02-27 | JP4237635B2 | 2009-03-11 | フランソワ ファルムパン，; マール ブシェ， |
| 39 | Integrated air intake system for a multi-promote aviation engine | JP2006554174 | 2005-02-16 | JP2007526418A | 2007-09-13 | エス． ビリグ，フレデリック; ジェイ． ブルマン，メルビン |
| 空気吸込み複合サイクル航空エンジンのための一体化空気取入れダクトであって、内部が低速エンジンコンポーネントと高速エンジンコンポーネントのための別個のチャンネルに分割されており、ダクト内部に完全に収納された1つ以上の可動パネルを包含し、この可動パネルが、入ってくる空気を両方のチャンネルに向かわせる開位置と、入ってくる空気を全部、高速エンジンに通じるチャンネルの方に向かわせる閉位置の間で旋回する。 この一体化空気ダクトは、エンジンの空気捕獲部分またはエンジン自体の幾何形状を変えることなく、また、可動前方エッジを空気流にさらすことなく、飛行の全段階で入ってくる空気を全部利用する。 その結果、衝撃波は最小限に抑えられ、高効率のエンジン運転が達成される。 | ||||||
| 40 | Device and method for starting ramjet/scramjet engine | JP2007015758 | 2007-01-26 | JP2007205353A | 2007-08-16 | DONOHUE JAMES M; GUILE ROY N |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a device and a method for starting a ramjet/scramjet engine at normal temperatures. SOLUTION: This device for starting the ramjet/scramjet engine 14 comprises a gas generator 12 igniting the combustor 30 of the engine 14, generating a power used for a sub system 25 for an airframe, force-feeding a fuel, and producing gas products pre-heating the fuel. This method for starting the engine 14 at normal temperatures comprises the step of using the gas generator 12 generating gas products, the step of using the gas products for igniting the combustor 30, generating the power used for the sub system 25 for the airframe, and force-feeding the fuel, and the step of using the gas products for pre-heating the liquid fuel. By the device and method, the engine 14 can be started at normal temperatures. COPYRIGHT: (C)2007,JPO&INPIT | ||||||
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