「Rocket engine」を含む例文一覧(168)
＜前へ 1 2 3 4 次へ＞- To provide an engine and a rocket suitable to be used in an education program.
教育プログラムにおいて用いるのに適したエンジンおよびロケットを提供すること。 - 特許庁 - a small rocket engine that provides the thrust needed to maneuver a spacecraft
宇宙船を制御するのに必要な強い突きを提供する小さなロケットエンジン - 日本語WordNet - SECONDARY COMBUSTION IGNITION CONTROL METHOD AND DEVICE OF RAM ROCKET ENGINE, AND HIGH-SPEED MISSILE
ラムロケットエンジンの二次燃焼着火制御方法及び装置並びに高速飛しょう体 - 特許庁 - BOOSTER ROCKET ENGINE USING GAS HYDROCARBON IN CATALYTIC CRACKED GAS GENERATOR CYCLE
接触分解ガス発生装置サイクルにおいて気体炭化水素を利用したブースターロケットエンジン - 特許庁 - GENERATING SET USING ROCKET ENGINE AND TURBINE BY LIQUID HYDROGEN FUEL AND STEAM ENGINE, AND OPERATING METHOD OF GENERATING SET
液体水素燃料のロケットエンジンとタービン及び蒸気タービンを使用した発電装置及び発電装置の運転方法 - 特許庁 - The method and the device are disclosed for feeding the combination of the propulsion fuel to the rocket engine.
ロケットエンジンに推進燃料の組み合わせを送給するための方法並びに装置を開示する。 - 特許庁 - To provide a rocket engine having a simple constitution to be additionally capable of obtaining a high specific impulse.
簡単な構成で、かつ、高い比推力を得ることができるロケットエンジンを提供すること。 - 特許庁 - The expander cycle rocket engine is provided with a plurality of thrust chamber assemblies (TCA) sharing a turbo machine.
エキスパンダサイクルロケットエンジンは、ターボ機械を共有する複数の推力室アセンブリ（ＴＣＡ）を備える。 - 特許庁 - POWER SOURCE DEVICE USING HYDROGEN FUEL ROCKET ENGINE, TURBINE AND STEAM ENGINE, OPERATION METHOD, POWER GENERATION DEVICE AND POWER GENERATION METHOD
水素燃料のロケットエンジンとタービン及び蒸気タービンを使用した動力源装置及び運転方法発電装置及び発電方法 - 特許庁 - To provide an expander cycle rocket engine capable of increasing a heat transmission capacity for generating high thrust.
高推力を発生させるために、熱伝達能力を高めたエキスパンダサイクルロケットエンジンを提供する。 - 特許庁 - To provide a rocket nozzle capable of suitably performing the transition of a combustion gas flow, and a control method for a rocket engine combustion gas flow.
本発明の目的は、燃焼ガスの流れの状態の遷移が適切に行われるロケットノズル及びロケットエンジン燃焼ガス流れの制御方法を提供することである。 - 特許庁 - To provide a rocket nozzle, and a control method for a rocket engine combustion gas flow, in which transition of flow states of the combustion gas flow is properly performed.
本発明の目的は、燃焼ガスの流れの状態の遷移が適切に行われるロケットノズル及びロケットエンジン燃焼ガス流れの制御方法を提供することである。 - 特許庁 - To provide a driving method of a rocket engine capable of raising gas temperature by burning fuel gas after driving a turbo pump in a combustor to improve engine performance and fuel efficiency and a rocket engine using it.
ターボポンプを駆動した後の燃料ガスを燃焼器内で燃焼させることでガス温度の上昇を可能とし、エンジン性能の向上と燃料の効率的利用を可能とするロケットエンジンの運転方法及びそれを用いるロケットエンジンを提供する。 - 特許庁 - SYSTEM AND METHOD CONTROLLING PRESSURE OSCILLATION HYDRODYNAMICALLY GENERATED IN SOLID PROPELLANT ROCKET ENGINE
固体推進剤ロケットエンジン内に流体力学的に発生される圧力振動を制御するシステム並びに方法 - 特許庁 - To provide an improved method for applying copper deposit on the surface of a manifold used for a rocket engine.
ロケットエンジンに使用されるマニホルドの表面に銅の堆積物を施すための改良された方法を提供する。 - 特許庁 - a jet or rocket engine based on a form of aerodynamic propulsion in which the vehicle emits a high-speed stream
車両が高速な流れを発する空気力学的な推進力の形に基づくジェットエンジンまたはロケットエンジン - 日本語WordNet - The propeller device, the jet engine and the rocket engine are successively driven in this order when climbing to allow the space craft to easily enter into satellite orbit of the outer space.
上昇時には、プロペラ推進装置、ジェットエンジン及びロケットエンジンの順で駆動して容易に大気圏外の宇宙空間の衛星軌道に乗せる。 - 特許庁 - To provide a combustion chamber which is capable of enduring a thermal load and various mechanical loads, and is useable for a rocket engine for example.
熱負荷及び様々な機械的負荷に耐え得る、例えばロケットエンジンなどに用いる燃焼室を提供する。 - 特許庁 - To provide a rocket engine analysis device capable of improving the analysis precision of the state quantity of fluid in a pipe passage.
管路内流体の状態量の解析精度を向上させることができるロケットエンジン解析装置を提供する。 - 特許庁 - To provide a non-automatic firing propellant injection and ignition system suitable for use in a relatively small rocket engine.
比較的小型のロケットエンジンで使用するのに適した非自動点火性推進剤噴射および点火システムを提供する。 - 特許庁 - To provide an ignition system simple and clear in a structure with high safety for igniting in a combustion chamber of a rocket engine.
安全性が高く構造的に簡明な、ロケットエンジンの燃焼室に点火するための点火システムを提供する。 - 特許庁 - To provide a system passively controlling pressure oscillation hydrodynamically generated in a solid propellant rocket engine 61.
固体推進剤ロケットエンジン（６１）内に流体力学的に発生される圧力振動を受動的に制御するシステムを提供する。 - 特許庁 - To provide a cooling device of an infrared ray sensor, capable of easily cooling an infrared ray sensor attached to a mobile body whose power source is an internal combustion engine, an external combustion engine or a rocket engine, without taking a maintenance cost.
内燃機関、外燃機関又はロケットエンジンを動力源とする移動体に取り付けられた赤外線センサーを、維持費をかけることなく容易に冷却することができる赤外線センサーの冷却装置を提供する。 - 特許庁 - To improve certainty of re-ignition of an engine in launch requiring multiple combustion of the engine and reduce a cost and weight of an ignition system for a liquid fuel rocket engine.
液体燃料ロケットエンジン用点火システムにおいて、エンジンの多数回の燃焼を必要とする打上げにおけるエンジン再点火の確実性を増大せしめ、また点火システムのコスト及び重量を減少せしめること。 - 特許庁 - To provide a new insensitive solid propellant composition which is insensitive to impact and thermal reaction and used for a solid rocket propulsion engine.
衝撃及び熱反応に鈍感な固体ロケット推進機関に使用することができる新規な固体推進剤組成物を提供する。 - 特許庁 - The system for jetting the coolant or including the coolant physically separates the propellant before the propellant enters the rocket engine.
冷却材を噴出するか、または冷却材を含むシステムは、推進剤がロケットエンジンに入る前に、推進剤を物理的に分離する。 - 特許庁 - To provide a pulse detonation engine capable of switching between two modes of an air suction type jet mode and a rocket mode by oxidizer injection.
空気吸い込み式のジェットモードと、酸化剤噴射によるロケットモードの２つのモードに切り替えできるパルスデトネーションエンジンを提供する。 - 特許庁 - To sufficiently improve engine performance of a rocket engine 1 by reducing dispersion of injection pressure in a plurality of fuel injection ports 27 and enhancing the injection pressure as a whole of an injector.
複数の燃料噴射口２７の中で噴射圧のバラツキを低減したり、噴射器全体としての噴射圧を高めたりして、ロケットエンジン１のエンジン性能を十分を向上させること。 - 特許庁 - This solid propellant rocket engine having a body 62 storing a loading material 63 of solid propellant is characterized in having, at least, a single inclusion 100 laterally positioned to the flow direction E of combustion gas of the solid propellant in the body of the rocket engine.
固体推進剤の装填物（６３）を収容したボディ（６２）を有する固体推進ロケットエンジンの特徴は、ロケットエンジンのボディ内に、固体推進剤の燃焼ガスのフロー方向（Ｅ）に対して横方向に位置された少なくとも１つの挿入物（１００）を有することである。 - 特許庁 - A rocket engine (10) is mounted to a nozzle (12), and includes at least the two same drive assemblies (A, B) for absorbing the lateral force applied to the nozzle.
ロケットエンジン（10）は、ノズル（12）に取付けられ、ノズルに作用する横方向力を取除く少なくとも２つの同一の駆動組立体（A,B）を有する。 - 特許庁 - To provide a method for manufacturing a combustion chamber in a liquid fuel rocket engine capable of securely forming an outer cylinder on an outer surface of an inner cylinder.
内筒の外面に外筒を確実に形成することができる液体ロケットエンジンにおける燃焼室の製造方法を提供する。 - 特許庁 - This rocket engine chamber 10 has a back material structure 20 and a heat exchanger structure 18 arranged on an inner side in the radial direction of the back material structure 20.
ロケットエンジン室（１０）は、裏材構造（２０）と、この裏材構造（２０）の径方向内側に配置された熱交換器構造（１８）とを有する。 - 特許庁 - To provide an injection pipe of a combustion apparatus for a rocket engine for eliminating difficulties in manufacturing and setting, and having various injection forms.
製作及びセッティングの困難さを解消し且つ多様な噴射形態を得ることが可能なロケットエンジン用燃焼装置の噴射管の提供。 - 特許庁 - To provide a heat exchange injector assembly 22 for a rocket engine promoting gasification of an oxidizer even under a condition of relatively low propellant flows.
比較的低い二元推進剤の流量条件下にあっても酸化剤のガス化を促進するロケットエンジンの熱交換インジェクタアセンブリ２２を提供すること。 - 特許庁 - To specify a system for cooling a part of a rocket engine with inactive compound and transferring thermal energy from the inert compound to a propellant.
ロケットエンジンの一部を不活性化合物で冷却し、さらには熱エネルギを不活性化合物から推進剤へと伝達するためのシステムを特定する。 - 特許庁 - This connecting device is provided with a load transmitting structure formed into a shape possible to be fitted to a core rocket main body at a point thereof and at least one load receiver structure possible to be fitted to the booster rocket engine to distribute the load.
該結合装置は、コアロケット機体に対しほぼ点荷重取り付け可能な形態とされた荷重伝達構造体と、ブースタロケットエンジンに対し荷重分布取り付け可能にされた少なくとも１つの荷重受け入れ構造体とを備えている。 - 特許庁 - To provide a superalloy having a high melting point and excellent creep characteristics and sufficient room-temperature ductility which is usable as a member of high-temperature equipment such as a jet engine, rocket engine, gas turbine for power generation, turbine vane, turbine blade, space shuttle engine which is used in a high temperature and high stress.
ジェットエンジン、ロケットエンジン、発電用ガスタービン、タービンベーン、タービンブレード、宇宙往還機のエンジンなど、高温、高応力下で使用可能な、高融点で、優れたクリープ特性と充分な室温延性を有する超合金を提供する。 - 特許庁 - The newly produced LOX flows to an oxidizer tank 42 for storing the LOX through a turbine 41 until it is used for starting a rocket engine of the spacecraft.
新たにつくられたＬＯＸは、宇宙船のロケット・エンジンを始動するように用いられるまで、貯蔵される酸化剤タンク４２へタービン４１をかいして流れる。 - 特許庁 - An opening/closing port of flowing-in of air of the pulse jet engine is made to a combination type of a funnel and a circular cone, and by improving flowing-in of air and installing a fan rotating at high speed at a front side, acceleration of the rocket engine or the like is not required.
パルスジェット・エンジンの空気流入の開閉口を漏斗と円錐の組み合わせ型とし、空気の流入を改善し、その前方に高速回転するファンを設置する事により、ロケットエンジン等の加速を必要としない。 - 特許庁 - This heating system 8 to heat an injector to inject propellant for thrust generation of a rocket engine is furnished with an induction heating part 12 for heating the injector 4 by electromagnetic induction.
ロケットエンジンの推力発生用の推薬を噴射するインジェクタ４に対して加熱を行う加熱装置８であって、インジェクタ４を電磁誘導により加熱する誘導加熱部１２を備える。 - 特許庁 - To provide a method and a device for feeding a combination of hydrocarbon and oxidizing agent propulsion fuel to a rocket engine for eliminating the problem of instability in a large chamber.
大型チャンバにおける不安定性問題が排除された、ロケットエンジンに炭化水素／酸化剤推進燃料の組み合わせを送給するための方法並びに装置を提供する。 - 特許庁 - This rocket engine injector 1 has a truncated cone shaped fuel inlet 5 provided on an upper part of an injecting hole 7, and a propellant regulating bar 4 is provided thereon for free moving in an upward/downward direction.
ロケットエンジン噴射器１の噴射孔７の上部に円錐台形状の燃料流入口５を設け、その上部において、推薬調整棒４を上下移動可能にする。 - 特許庁 - A channel 6 to introduce the outside air to the downstream side of an exhaust nozzle 4, arranged on an outer periphery of the exhaust nozzle 4 of a rocket engine 3 and to take in the outside air from the upstream side of the exhaust nozzle 4 is formed.
ロケットエンジン３の排気ノズル４の外周に配置され、排気ノズル４の上流側から外気を取り込み、排気ノズル４の下流側へ外気を導入する流路６を形成した。 - 特許庁 - A large amount of hydrogen contained in fuel gas generated in a primary combustion chamber 5 of ducted rocket engine 2 acting as a propulsion device of the missile is supplied to a fuel cell 10 to generate power.
飛しょう体の推進装置として搭載されているダクテッドロケットエンジン２の１次燃焼室５で発生した燃料ガスに含まれる多量の水素を燃料電池１０に供給して発電する。 - 特許庁 - To provide an injection element for a rocket engine capable of dividing the flow of a propellant to be supplied to a combustion chamber, and independently injecting two divided currents to the combustion chamber.
燃焼室へ供給しようとする推進剤の流れを分割し、それによって得られる２つの分割流を、個別に燃焼室内へ噴射するようにしたロケットエンジンの噴射エレメントを提供する。 - 特許庁 - A nozzle N for a liquid rocket engine includes an annular manifold 1 on a circumference downstream from a throat T, the manifold making a cooling fluid introduced from the outside of the nozzle flow out along the nozzle inner face.
スロート部Ｔよりも下流側の周上に、ノズル外部から導入した冷却用流体をノズル内面に沿って流出させる環状マニホルド１を備えた液体ロケットエンジン用ノズルＮとした。 - 特許庁 - The inclusion is provided with an opening part 101 having a non-axisymmetrical shape for producing a three-dimensional effect to the flow and preventing the formation of a turbulent flow mode in the rocket engine.
この挿入物は、フローに三次元効果を生じさせてロケットエンジン内に軸対称の乱流モードが形成されるのを防ぐために、非軸対称の形状を有する開口部（１０１）を有する。 - 特許庁 - The reduced gain thrust control valve 10 to be used for the rocket engine comprises a housing 12 having a fluid inlet and a piston cylinder unit 14 for controlling the fluid output of the control valve 10.
ロケットエンジンに使用するための低減利得推力制御弁１０は、流体入口を有するハウジング１２と、制御弁１０の流体出力を制御するピストン・シリンダユニット１４と、を備える。 - 特許庁 - A rocket engine 24 for supplying given pressure as propulsion force directs a combustion product in the direction in which it leaves a launching vehicle and has a nozzle provided with the direction relatively fixed on the launching vehicle.
推進力としての与圧供給のロケットエンジン２４は燃焼生成物を打上げビークルから離れる方向に向け、又、打上げビークルに相対的に固定的な方向を備えたノズルを有する。 - 特許庁 - SYSTEM FOR PROVIDING COMBUSTION CHAMBER WITH OXIDANT AND FUEL, SYSTEM FOR PROVIDING AND COOLING OXIDANT AND FUEL, AND PROCEDURE FOR PROVIDING ROCKET ENGINE WITH FUEL AND OXIDANT
酸化剤および燃料を燃焼室に提供するためのシステム、酸化剤および燃料の提供および冷却のためのシステム、ならびに燃料および酸化剤をロケットエンジンに提供するための方法 - 特許庁
