CIP 2013 : F02K 9/97 : Toberas de cohetes (control del empuje o del vector de empuje F02K 9/80).

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Notas[t] desde F01 hasta F04: MOTORES O BOMBAS
F SECCION F — MECANICA; ILUMINACION; CALEFACCION; ARMAMENTO; VOLADURA.
F02 MOTORES DE COMBUSTION; PLANTAS MOTRICES DE GASES CALIENTES O DE PRODUCTOS DE COMBUSTION.
F02K PLANTAS MOTRICES DE PROPULSION A REACCION (disposición o montaje de instalaciones de propulsión a reacción sobre vehículos de tierra o vehículos en general B60K; disposición o montaje de instalaciones de propulsión a reacción en buques B63H; control de la posición de aeronaves, dirección del vuelo o de la altitud, por propulsión a reacción B64C; disposición o montaje de instalaciones de propulsión a reacción en aeronaves B64D; instalaciones caracterizadas porque la potencia del fluido energético se divide entre propulsión a reacción y otra forma de propulsión, p. ej. a hélice, F02B, F02C; características de las instalaciones de propulsión a reacción comunes a las plantas de turbinas de gas o control de la alimentación de combustible en las instalaciones de propulsión a reacción que consumen aire F02C).
F02K 9/00 Plantas o instalaciones de motor cohético, es decir, instalaciones que llevan combustible y oxidante; Su control (composiciones químicas de propulsión C06B, C06D).
F02K 9/97 · Toberas de cohetes (control del empuje o del vector de empuje F02K 9/80).

CIP2013: Invenciones publicadas en esta sección.

  1. 1.-

    TOBERA PLÁSTICA DE PROPULSIÓN PARA COHETES

    . Ver ilustración. Solicitante/s: THOR INTERNATIONAL SAS. Inventor/es:

    La presente invención se relaciona con una tobera plástica de propulsión para ser utilizada en cohetes, la cual se caracteriza porque se fabrica en un material plástico con inyección de fibra de vidrio que tiene unas propiedades características que permiten que todo el proceso de ignición y disparo del cohete se lleve a cabo de forma exitosa sin presentar el problema que la tobera se pueda derretir o dañar por el calor del lanzamiento, donde la tobera fabricada a base de material plástico presenta las ventajas de reducción de peso que permite al cohete una mayor autonomía de vuelo y un vuelo más confiable pues desplaza el centro de presión del cohete mejorando su aerodinámica, lo que también permite aumentar la carga útil del cohete, es decir, la cabeza de guerra sin sacrificar distancia de vuelo.

  2. 2.-

    Un revestimiento para una sección de turbina en un motor de turbina de gas, estando dicho revestimientoadaptado para ser refrigerado por aire, comprendiendo dicho revestimiento una primera pared , unapluralidad de bandas interconectadas con y proyectándose desde dicha primera pared , y unapluralidad de canales de refrigeración , estando cada uno de dichos canales de refrigeración delimitado pordos bandas adyacentes y dicha primera pared , en el que cada canal de refrigeración presenta unaaltura correspondiente a la...

  3. 3.-

    Un componente configurado para ser sometido a una elevada carga térmica durante el funcionamiento,que comprende una estructura de pared con canales de refrigeración adaptadospara encargarse de un flujo de refrigerante, en el que al menos un primer canal de refrigeración está adaptado para transportar el refrigerante desde una primera porción del componente hasta unasegunda porción del componente, en el que al menos un segundo canal de refrigeración de lasegunda porción está cerrado de manera que se impide al menos sustancialmente que entre el refrigeranteen el segundo canal de refrigeración cerrado desde un canal de refrigeración...

  4. 4.-

    Tobera de Laval de expansión de motor de cohete que comprende una garganta; una primera sección de expansión y una segunda sección de expansión unidas entre sí, que definen una superficie de tobera interior que delimita una zona de expansión para producir empuje en la dirección de un eje de tobera por expansión de un flujo de gases de escape descargados a través de dicha garganta, una ranura anular , que se extiende circunferencialmente alrededor de dicho eje de tobera, formado entre dichas primera y segunda secciones de expansión , en la unión de dichas primera y segunda secciones de expansión ; así como un dispositivo de inyección de gas con unos...

  5. 5.-

    SISTEMA DE OBTURACION PARA UN ORIFICIO DE UNA VIA DE INTRODUCCION DE AIRE EN LA CAMARA DE COMBUSTION DE UN STATORREACTOR, ASI COMO STATORREACTOR Y MISIL COMPRENDIENDO DICHO SISTEMA.

    . Solicitante/s: MBDA FRANCE. Inventor/es:

    Sistema de obturación para un orificio de una vía de introducción de aire de una cámara de combustión de un estatorreactor , comportando dicho sistema de obturación : - al menos un obturador que comprende una placa de vidrio que es susceptible de obturar completamente dicho orificio de la vía de introducción de aire ; - al menos un dispositivo de destrucción de dicha placa de vidrio de dicho obturador , caracterizado porque dicho obturador comporta, además, una pluralidad de elementos de protección de elastómero que están fijados al menos sobre una primera cara de dicha placa de vidrio , que es susceptible de ser sometida a agresiones, estando separados los unos de los otros como máximo por una distancia máxima predeterminada y extendiéndose sobre toda dicha primera cara.

  6. 6.-

    PROTECCION CONTRA LA OXIDACION DE PIEZAS DE MATERIAL COMPUESTO.

    . Solicitante/s: SNECMA PROPULSION SOLIDE. Inventor/es:

    Procedimiento de protección contra la oxidación de una pieza de material compuesto, que comprende: la aplicación sobre la pieza de una composición que contiene una mezcla de por lo menos un boruro en forma de polvo, de por lo menos un óxido refractario vítreo en forma de polvo que tiene propiedades cicatrizantes por formación de un vidrio, y de un ligante que comprende una resina precursora de una cerámica refractaria; y la reticulación de la resina, caracterizado porque dicho polvo de boruro está constituido mayoritariamente por diboruro de titanio TiB2, y dicho polvo de por lo menos un óxido refractario vítreo comprende mayoritariamente una mezcla borosilicatada.

  7. 7.-

    MOTOR DE COHETE.

    . Ver ilustración. Solicitante/s: EADS LAUNCH VEHICLES MBDA FRANCE. Inventor/es:

    Motor de cohete (I, II) que comporta una cámara de combustión en cuyo centro (C) se realiza la combustión de un combustible y de un comburente y que está conectada, por un cuello , a una tobera divergente a través de la cual se escapan los gases resultantes de dicha combustión, estando dicho centro (C) alimentado con comburente por su extremo (5A) opuesto a dicho cuello y estando rodeado por una capa porosa de material compuesto termoestructural que recibe combustible en su lado externo opuesto a dicho centro, siendo una parte de este combustible introducida en dicho centro a través de la capa porosa, caracterizado porque dicha parte del combustible introducida en dicho centro (C) a través de dicha capa porosa constituye la alimentación de combustible de dicho motor y porque la parte de dicho combustible que no atraviesa dicha capa porosa está dirigida hacia dicho cuello para enfriarlo.

  8. 8.-

    Elemento de motor de cohete de combustible líquido provisto de una estructura de pared de soporte de la carga que comprende una pluralidad de canales de refrigeración en el que el exterior de la estructura de la pared incluye una pared de chapa de metal curvada y en la que los canales de refrigeración están longitudinalmente unidos, substancialmente en paralelo al eje longitudinal de la boquilla, a la pared de chapa de metal caracterizado porque un material con una conductividad térmica más elevada que la estructura de la pared de soporte de...

  9. 9.-

    ELEMENTO DE MOTOR DE COHETE Y PROCEDIMIENTO DE FABRICACION DEL MISMO.

    . Ver ilustración. Solicitante/s: VOLVO AERO CORPORATION. Inventor/es:

    Elemento de motor de cohete de combustible líquido provisto de una estructura de pared de soporte de la carga que comprende una pluralidad de canales de refrigeración para manejar flujo de refrigerante, cada canal de refrigeración estando provisto de una superficie de guía del flujo que se extiende con un ángulo con relación al eje del canal de refrigeración, en el que dicha estructura de la pared de soporte de la carga comprende una pared curvada y en el que una pared de cada uno de dichos canales de refrigeración está unida a dicha pared curvada, caracterizado porque el ángulo de la superficie de guía del flujo está entre 1° y 50°, para proporcionar al flujo axial de refrigerante un componente del flujo direccional radial añadido.

  10. 10.-

    BOQUILLA DE SALIDA Y PROCEDIMIENTO DE FABRICACION DE LA MISMA.

    . Ver ilustración. Solicitante/s: VOLVO AERO CORPORATION. Inventor/es:

    Boquilla de salida para utilizarla en un motor de cohete de combustible líquido, dicha boquilla formando un cuerpo de revolución que tiene un eje de revolución y una sección transversal que varía en diámetro a lo largo de dicho eje y provista de una estructura de pared que comprende una pluralidad de canales de refrigeración mutuamente adyacentes , que se extienden helicoidalmente sustancialmente en paralelo desde dicho extremo de admisión de la boquilla hasta su extremo de salida , caracterizada porque la boquilla comprende por lo menos dos secciones longitudinalmente dispuestas (10a, 10b) y porque existen un desplazamiento entre un ángulo de canal positivo y uno negativo en la transición desde una sección a la sección adyacente.

  11. 11.-

    Un dispositivo de salida para un motor a reacción, que incluye un canal de salida, que define una dirección de flujo (a) principal para un chorro del motor a reacción, en el que el canal de salida tiene un extremo (3') corriente arriba para estar conectado al motor a reacción y un extremo (3'') corriente abajo, en el que el canal de salida en la proximidad del extremo (3'') corriente abajo tiene una forma alargada, vista en sección a través de la dirección de flujo (a), e incluye al menos dos porciones (4 – 6) que están separadas entre sí para un flujo de salida respectivo de dicho chorro, caracterizado porque las...

  12. 12.-

    APARATO PARA EL CONTROL DE LA LINEA DE SEPRACION DE FLUJO DE LAS TOBERAS DE COHETES.

    . Ver ilustración. Solicitante/s: VOLVO AERO CORPORATION. Inventor/es:

    Aparato para el control de la línea de separación de flujo de las toberas de cohetes para la reducción de las cargas laterales, caracterizado porque el interior de la tobera presenta zonas espaciadas regularmente en sentido circunferencial con rugosidad superficial incrementada comparada con el resto de la parte interior de la tobera.

  13. 13.-

    APARATO PARA CONTROLAR LA TRANSMISION DE CALOR A LA PARED DE LA TOBERA EN MOTORES DE COHETE DE CICLO DE EXPANSION.

    . Ver ilustración. Solicitante/s: VOLVO AERO CORPORATION. Inventor/es:

    Aparato para incrementar la transmisión de calor al refrigerante en el interior de la pared de tobera provista de canales de refrigeración de motores de cohete de ciclo de expansión, caracterizado porque, para perturbar la capa límite sobre la pared de la tobera y, por consiguiente, incrementar la transmisión del calor, el interior de la pared de la tobera orientado hacia la llama presenta una rugosidad superficial creciente particularmente escogida cuya dimensión es tal que penetra en la subcapa viscosa de la capa límite sobre la pared de la tobera.

  14. 14.-

    Sistema de obturación para un orificio de una vía de introducción de aire de una cámara de combustión de un estatorreactor , comportando dicho sistema de obturación : - al menos un obturador de cristal susceptible de obturar completamente dicho orificio ; y - al menos un dispositivo de destrucción susceptible de destruir dicho obturador de cristal de manera que se abra dicho orificio , comprendiendo dicho dispositivo de destrucción al menos un proyectil y un medio de proyección accionable, que es susceptible de proyectar dicho proyectil y que está dispuesto fuera de dicha vía de introducción...

  15. 15.-

    PROCESO PARA LA FABRICACION DE UN COMPONENTE DE CONSTRUCCION RESISTENTE A LA OXIDACION A BASE DE CFC, EN PARTICULAR PARA VIAJES ESPACIALES.

    . Solicitante/s: DAIMLER-BENZ AEROSPACE AKTIENGESELLSCHAFT. Inventor/es:

    PARA LA FABRICACION DE UNA PIEZA DE CONSTRUCCION RESISTENTE A LOS CAMBIOS DE TEMPERATURA Y A LA OXIDACION, EN ESPECIAL DE CUERPO HUECO, PARA VIAJE ESPACIAL SE PARTE DE FIBRA CORTA DE CARBONO Y UN MEDIO AGLOMERANTE DE RESINA ENDURECIBLE DE FIBRA CORTA NO DIRIGIDA QUE DISPONE DE CUERPOS COMPLETOS CFC CON UNA DENSIDAD DE 0,1 HASTA 0,8 G/CM3. A PARTIR DEL CUERPO COMPLETO CFC SE OBTIENE UN MATERIAL BRUTO CFC CON LOS COMPONENTES A FABRICAR POR MEDIO DE GIRO O PREPARACION DE OTROS MATERIALES DESMONTADOS. EL MATERIAL BRUTO CFC SE SOMETE A UN PROCESO DE FILTRADO CON MATERIAL SINTETICO PIROLITICO HASTA UNA DENSIDAD MAXIMA DE 1,0 G/CM3 Y A CONTINUACION SE FILTRA CON SILICIO METALICO, DE FORMA QUE SU DENSIDAD ALCANZA MAS DE 2,0 G/CM3. UNA PARTE DEL SILICIO METALICO SE TRANSFORMA A SILICIO CARBURO CON EL MATERIAL SINTETICO PIROLITICO. LA PROPORCION QUE PERMANECE EN EL COMPONENTE DE CONSTRUCCION DESPUES DE LA TRANSFORMACION DEL SILICIO METALICO NO TRANSFORMADO ALCANZA AL MENOS EL 15% EN PESO.

  16. 16.-

    DISPOSITIVO DE PROTECCION TERMICA DE LA PARED INTERNA DE UNA ESTRUCTURA HUECA SOMETIDA A UNA CIRCULACION ABLATIVA Y SU PROCESO DE FABRICACION.

    . Solicitante/s: AEROSPATIALE SOCIETE NATIONALE INDUSTRIELLE. Inventor/es:

    EL DISPOSITIVO DE PROTECCION TERMICA SE OBTIENE POR BOBINADO DE HILOS REFRACTARIOS DE BUCLECITOS Y DE REDES DE ARMAMENTOS RADIAL Y DE REFUERZO TAMBIEN DE FIBRAS REFRACTARIAS VENTAJOSAMENTE RETORCIDAS. LOS BUCLECITOS Y LAS REDES TIENEN UNA ORIENTACION Y/O UN PASO PREDETERMINADOS RESPECTO DEL SENTIDO DE CIRCULACION ABLATIVO EN LA ESTRUCTURA HUECA. APLICACION EN LA REALIZACION DE LA VIROLA DE UNA CAMARA DE MOTOR ESTATOREACTOR.

  17. 17.-

    AMORTIGUADOR DE ONDA DE CHOQUE PARA UN SISTEMA DE PROPULSION A REACCION.

    . Solicitante/s: AEROSPATIALE SOCIETE NATIONALE INDUSTRIELLE. Inventor/es:

    AMORTIGUADOR DE ONDA DE CHOQUE PARA UN SISTEMA DE PROPULSION A REACCION. UN SISTEMA DE CAUDAL DE FLUIDO COMPRESIBLE CON PUESTA BAJO PRESION BRUTAL QUE COMPRENDE UN CANAL DE EVACUACION DE FLUIDO (8+ 9) CARACTERIZADO EN QUE LLEVA EN EL INTERIOR DE ESTE CANAL UN AMORTIGUADOR DE ONDA DE CHOQUE (30, 30') QUE PRESENTA AL MENOS UN DISCO TRANSVERSAL RIGIDO A ESTE CANAL, DE SECCION INFERIOR A LA SECCION LOCAL (9A) DE ESTE CANAL.

  18. 18.-

    DISPOSITIVO FRANJEADO DE PROTECCION TERMICA DE ESTRUCTURA Y PROCEDIMIENTO ADAPTADO A SU FABRICACION.

    . Solicitante/s: AEROSPATIALE SOCIETE NATIONALE INDUSTRIELLE. Inventor/es:

    DISPOSITIVO DE PROTECCION TERMICA DESTINADO A LA PROTECCION DE PAREDES DE ESTRUCTURAS SOMETIDAS A UN VERTIDO ABLATIVO A ALTA TEMPERATURA EN PRESENCIA DE VIBRACIONES, DEL TIPO QUE CONSTA, UNIDA EN UNA MATRIZ TERMICAMENTE AISLANTE, UN ARMAZON REFRACTARIO FORMADO POR UN ACOLCHADO FRANJEADO QUE TIENE UNA PARTE ENMALLADA SOMETIDA AL VERTIDO ABLATIVO Y UNAS FRANJAS DESTINADAS A SER DIRIGIDAS HACIA LA PARED DE LA ESTRUCTURA A PROTEGER. SE CARACTERIZA PORQUE CONSTA ADEMAS DE UN TEJIDO REFRACTARIO DE MALLAS VACIADAS, PARALELO A LA PARTE ENMALLADA DE ARMAZON Y ATRAVESADO, EN FAVOR DE SUS PROPIAS MALLAS, POR DICHAS FRANJAS.