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11. 发明申请

WO0127554A3 PROPULSIVE TORQUE MOTOR 审中-公开
标题翻译：推力扭矩电机
公开(公告)号：WO0127554A3
公开(公告)日：2001-10-11
申请号：PCT/US0028033
申请日：2000-10-11
申请人： RAYTHEON CO
发明人： ADAMS ROBERT J , MCFARLAND MICHAEL B , SPATE WAYNE V , SCHNEIDER ARTHUR J , KAISERMAN MICHAEL J , WINTROBE STANTON L
IPC分类号： F42B10/30
CPC分类号： F42B10/30
摘要： A spin-stabilized missile (10, 210, 410) includes two or more spin nozzles (40, 240, 432) along a perimeter of the missile, the nozzles being operatively coupled to a pressurized gas source (42, 242). The pressurized gas source provides pressurized gas which passes through the nozzles and external to the missile, thereby providing circumferential thrust which causes a torque on the missile that results in the missile rolling or spinning. The pressurized gas source may be a pressure container (32) containing solid rocket fuel. The pressurized gas source for spinning the missile may be the same as that for the missile's main propulsion system (29).
摘要翻译：旋转稳定的导弹（10,210,410）沿着导弹的周边包括两个或更多个旋转喷嘴（40,240,432），喷嘴可操作地耦合到加压气体源（42,242）。加压气体源提供通过喷嘴并在导弹外部的加压气体，从而提供周向推力，其导致导弹的转矩导致导弹滚动或旋转。加压气体源可以是包含固体火箭燃料的压力容器（32）。用于旋转导弹的加压气源可能与导弹主推进系统相同（29）。

12. 发明申请

WO01090682A1 DIRECTIONAL CONTROL OF MISSILES 审中-公开
标题翻译： MISSILES的方向控制
公开(公告)号：WO01090682A1
公开(公告)日：2001-11-29
申请号：PCT/AU2001/000607
申请日：2001-05-25
IPC分类号： F42B10/60 , F41G7/20 , F42B5/03 , F42B10/30 , F42B10/48 , F42B10/66 , G05D1/12 , F42B15/01 , G05D1/10 , F41G7/00 , B64G1/24
CPC分类号： F41H11/02 , F41G7/20 , F42B5/035 , F42B10/30 , F42B10/48 , F42B10/66 , F42B10/661 , G05D1/12
摘要： Missile (10) includes one or more of barrel assemblies (11) which are displaced from the centre of gravity of missile (10). Each barrel assembly (11) includes a plurality of projectiles axially disposed within the barrel, and each projectiles is associated with a discrete propellant charge for propelling the projectile sequentially from the barrel. Each array of barrel assemblies (11) is capable of selectively firing the projectiles from selected barrels whereby missile (10) is accelerated by the reactionary force generated by said firing of projectiles and the missile is deflected onto a new course or trajectory. This enables missile (10) to be steered to intercept its target even if the target is undertaking evasive manoeuvre. Each barrel assembly (11) can include up to twelve projectiles.
摘要翻译：导弹（10）包括从导弹（10）的重心移位的一个或多个枪管组件（11）。每个枪管组件（11）包括轴向设置在枪管内的多个射弹，并且每个射弹与离散的推进剂装料相关联，用于从枪管顺序推进射弹。枪管组件（11）的每个阵列能够选择性地从所选择的炮筒中射出射弹，由此由射弹的射击产生的反作用力加速导弹（10），导弹偏转到新的路线或轨迹上。即使目标正在进行回避机动，这也可以使导弹（10）受到拦截。每个枪管组件（11）可以包括多达12个射弹。

13. 发明申请

WO2017191141A1 SELF CONTAINED INTERNAL CHAMBER FOR A PROJECTILE 审中-公开
标题翻译：自投的内部房间为一个项目
公开(公告)号：WO2017191141A1
公开(公告)日：2017-11-09
申请号：PCT/EP2017/060436
申请日：2017-05-02
申请人： PANOUSAKIS, Dimosthenis
发明人： PANOUSAKIS, Dimosthenis
IPC分类号： F42B15/00 , F42B10/30
摘要： The present disclosure provides a projectile (100) with a self-contained internal chamber (112). Reaction of propellant inside the internal chamber can generate high pressure and the resultant exhaust gases can be used for projectile linear acceleration, rotational acceleration or other purposes. Torque can be produced by exhausting the pressure via radially placed, tangential nozzles or other outlets and can be configured to induce sufficient projectile spin to stabilize the projectile without the need for barrel rifling. The internal chamber may be separate or integral to the projectile itself. The projectile may include two or more chambers or compartments internal to the chambers. The disclosed projectile allows for higher pressures in the internal chamber than in the barrel and greater flexibility on pressure manipulation in the barrel and the projectile, allowing for a more efficient propellant combustion and manipulation of projectile characteristics such as muzzle and rotational speeds.
摘要翻译：本公开提供了具有独立内部腔室（112）的射弹（100）。内室内的推进剂的反应可以产生高压并且所产生的废气可以用于抛射线性加速，旋转加速或其他目的。通过径向放置的切向喷嘴或其他出口排出压力可以产生扭矩，并且可以配置成诱导足够的抛射体旋转以稳定抛射体而不需要枪管枪膛。内腔可以与弹丸本身分开或整体形成。射弹可以包括室内部的两个或更多个室或隔室。所公开的射弹允许内部腔室中的压力高于枪管中的压力，并且在枪管和射弹中的压力操纵具有更大的灵活性，允许更有效的推进剂燃烧和操纵射弹特性，例如枪口和转速。

14. 发明专利

JP2016109417A 圧縮流体を使用して発射体を発射するための装置审中-公开
标题翻译：使用压缩流体启动项目的装置
公开(公告)号：JP2016109417A
公开(公告)日：2016-06-20
申请号：JP2015230316
申请日：2015-11-26
申请人：タレス
发明人：ステファン・ベザン , カロル・ビヨー , ディディエ・スタネック , ヤニク・ボダス
IPC分类号： F42B10/30 , F42B12/04 , B64G1/64 , F41F7/00
CPC分类号： F41B11/60 , F41B11/83 , F41G7/32 , F42B15/04
摘要：【課題】圧縮流体を使用して発射体を発射するための装置を提供する。【解決手段】圧縮流体を使用して発射するための装置140であって、発射体11と、2つの端部を有する砲身18であって、発射体11が砲身18の内側に配置され、2つの端部の第1端部は圧縮流体が砲身18に入ることを可能にし、2つの端部の第2端部は発射体が出ることを可能にする砲身18と、砲身18の2つの端部の第1端部に接続された圧縮流体の貯蔵部21とを含む装置140に関する。装置は、第1テープを含む接続装置130を含み、第1テープは、軸Zの周りで支持体の周囲に巻かれる構成から、軸Zに対して実質的に垂直な軸Xに沿って展開される構成へ移行することができ、テープは発射体11に固定された端部を有し、および支持体は砲身18に固定される。【選択図】図10
摘要翻译：要解决的问题：提供一种通过使用压缩流体发射抛射物的装置。解决方案：关于通过使用压缩流体发射的装置140，装置140包括弹丸11，具有两个端部的筒18，同时提供其中弹丸11在筒体18的内部，使得两个端部的第一端部分允许压缩流体进入筒体18，并且两个端部部分的第二端部部分允许射弹离开，并且压缩流体存储部21连接到筒18的两个端部的第一端部。该装置包括具有第一带的连接装置130，并且第一带可以沿着轴线Z从待缠绕在支撑件上的构造转移对于沿轴线X基本上垂直于轴线Z扩展的构造，带具有固定到射弹11的端部，并且支撑件固定到枪管18.选择的图示：图10

15. 发明专利

JP5635106B2 飛行における方向転換および姿勢制御のためのシステム及び方法有权
标题翻译：系统和方法在飞行中转向和姿态控制
公开(公告)号：JP5635106B2
公开(公告)日：2014-12-03
申请号：JP2012532070
申请日：2010-06-15
申请人：レイセオンカンパニー , レイセオンカンパニー
发明人：ラム、フランク・シー．
IPC分类号： F42B10/30 , F42B15/01
CPC分类号： F42B10/66 , B64G1/26 , F42B15/01

16. 发明专利

JP2014512504A Guidance system and method for minimizing the course change of the missile 有权
公开(公告)号：JP2014512504A
公开(公告)日：2014-05-22
申请号：JP2014502563
申请日：2012-01-31
申请人：レイセオンカンパニー
发明人：ドルフィン、アンドリュー・イー．
IPC分类号： F41G7/22 , F42B10/30
CPC分类号： F42B15/01 , G05D1/107 , G05D1/12
摘要：ミサイル誘導システムは、ミサイルが標的までの最接近点に到達するまでの時間の量である所要時間を推定するように構成されている。誘導システムは、ゼロ・エフォート・ミス・ベクトルに沿ったゼロ・エフォート・ミス・ディスタンスを推定するようにさらに構成され、ゼロ・エフォート・ミス・ディスタンスは、ミサイルが今後の操舵を行わない場合にミサイルが標的から外れることになる距離である。誘導システムは、ゼロ・エフォート・ミス・ディスタンスの許容誤差を決定するようにさらに構成され、この許容誤差は所要時間の関数である。誘導システムは、許容誤差を超えている推定されたゼロ・エフォート・ミス・ディスタンスが今後の検討から除かれるように推進燃料の消費を調整することによりミサイルの針路を修正するようにさらに構成されている。
【選択図】図１

17. 发明专利

JP2013178062A Vertical launch missile and launch device thereof 审中-公开
标题翻译：垂直发射器及其启动装置
公开(公告)号：JP2013178062A
公开(公告)日：2013-09-09
申请号：JP2012043109
申请日：2012-02-29
申请人： Toshiba Corp , 株式会社東芝
发明人： HARADA SHOGO
IPC分类号： F42B10/30 , F41F3/04
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a vertical launch missile that flies easily towards a target at an early stage to a direction close to substantially horizontally with a gyration radius being small, and to provide a launch device thereof.SOLUTION: A vertical launch missile 10 has: a body part 11; a head part 12 provided in front of the body part 11; a rear part 13 provided behind the body part 11; a rocket motor 17 provided in this rear part 13 for generating thrust; a side thruster 15 provided in the body part 11 for jetting gas; and a gas generation part 16 for supplying this side thruster 15 with the gas, and is launched vertically above by the launch device, wherein the missile 10 is launched by a launch mechanism provided in the launch device when launched.
摘要翻译：要解决的问题：提供一种垂直发射导弹，其在早期阶段向目标飞行，朝向接近基本水平的方向飞行，回转半径小，并提供其发射装置。解决方案：垂直发射导弹10 具有：身体部位11; 设置在主体部11的前方的头部12; 设置在主体部11的后方的后部13; 设置在该后部13中用于产生推力的火箭发动机17; 设置在主体部11中用于喷射气体的侧推进器15; 以及用于向该侧推进器15供给气体的气体产生部16，并且通过发射装置垂直向上发射，其中，当发射时，通过设置在发射装置中的发射机构发射导弹10。

18. 发明专利

JP2010230262A Side thruster of missile 审中-公开
标题翻译：侧面阻塞器
公开(公告)号：JP2010230262A
公开(公告)日：2010-10-14
申请号：JP2009079581
申请日：2009-03-27
申请人： Mitsubishi Electric Corp , 三菱電機株式会社
发明人： OGURA EIJI
IPC分类号： F42B10/30
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a side thruster of a missile capable of enlarging a high-pressure area of a body surface in front of an injection nozzle when the injection nozzle performs injection, while minimizing influence on aerodynamic characteristics when the injection nozzle does not perform injection, and simultaneously adjusting the change of aerodynamic characteristics of the missile through the injection while suppressing the enlargement of a low-pressure area of the body surface behind the injection nozzle.
SOLUTION: In this side thruster of the missile 1 including the injection nozzle 2 performing injection to the side, the injection nozzle 2 is wide in the direction vertical to the flying direction, a slit 7 is provided behind the injection nozzle 2 on the body surface of the missile 1, and the slit 7 is formed in the state of connecting the inner face of the injection nozzle 2 and the body surface of the missile 1.
COPYRIGHT: (C)2011,JPO&INPIT
摘要翻译：要解决的问题：提供一种导弹的侧推进器，当注射喷嘴执行喷射时，能够在注射喷嘴前方扩大体表面的高压区域，同时最小化对注射时对空气动力特性的影响喷嘴不进行喷射，同时通过喷射同时调节导弹的空气动力学特性的变化，同时抑制喷射喷嘴后面的体表面的低压区域的扩大。解决方案：喷射喷嘴2在导弹1的侧推进器中，包括喷射喷嘴2向侧面喷射，注射喷嘴2在垂直于飞行方向的方向上宽，在注射喷嘴2的后面设置狭缝7 导弹1的身体表面和狭缝7形成为连接注射喷嘴2的内表面和导弹1的体表面的状态。版权所有（C）2011，JPO＆INPIT

19. 发明专利

JPH07234097A MAIN BODY CONDUCTING SPINNING MOTION IN PERIPHERY OF SPIN SHAFT DURING FLIGHT 失效
公开(公告)号：JPH07234097A
公开(公告)日：1995-09-05
申请号：JP2276594
申请日：1994-02-21
申请人： BRITISH AEROSPACE
发明人： JIYON EDOWAADO GEIUTSUDO
IPC分类号： F42B10/30 , F42B10/54 , F42B10/66
摘要： PURPOSE: To vary the spinning speed simply during flight by fixing two nozzle members responsive to current speed rotatably to the body while arranging symmetrically to the spin axis. CONSTITUTION: A projectile comprises a body 1 to be fitted with a chamber 2 for incorporating the head part 3 of a target detecting/tracking unit, a warhead chamber 6 being driven by an annular filler 5 while incorporating a down range steering raster 4 and a hollow filler 6a, and a despin raster 7 being driven an annular filler 8. The raster 7 includes a pair of nozzle members arranged radially and symmetrically to X-X axis and it can measures spin speed from a torque around the spin axis being applied to the projectile in response to the current spin speed or can vary the effective radius without requiring to throttle a flow-out matter.

20. 实用新型

JPH043299U 失效
公开(公告)号：JPH043299U
公开(公告)日：1992-01-13
申请号：JP3902090
申请日：1990-04-13
IPC分类号： F42B10/30 , B64C15/14 , B64G1/00 , F42B10/66

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