「rocket engine」を含む例文一覧(168)
＜前へ 1 2 3 4- Since the ducted rocket engine 2 is an engine capable of operating until the missile 1 bits a target, power is continuously generated during operation of the missile, and by commonly using fuel, miniaturization is made possible, and the space inside the missile can be saved.
ダクテッドロケットエンジン２は飛しょう体１が目標に会合するまで運転可能なエンジンであるため、飛しょう体作動期間中継続的な発電が可能となり、さらに燃料を共通化したことにより小型化が可能となり、飛しょう体内部の省スペース化が図られる。 - 特許庁 - To provide the nozzle for a rocket engine regeneratively cooled by a flowing coolant and the manufacturing method thereof.
流動する冷却剤によって再生冷却される、ロケットエンジン用ノズルの改良された製造方法及び改良された特徴を備える流動する冷却剤によって再生冷却される、ロケットエンジン用ノズルを提供すること。 - 特許庁 - A boundary layer is formed between a combustion gas stream and a wall part 14 of the chamber by injection of reinforcing gas to reduce heat load of the wall part 14 of the chamber and improve specific impulse of the rocket engine 10.
補強ガスの噴射によって、燃焼ガス流とチャンバ壁部１４との間に境界層が形成され、このチャンバ壁部１４の熱負荷が軽減されるとともにロケットエンジン１０の比推力が向上する。 - 特許庁 - In a hybrid rocket engine 1 using a solid fuel 10 and a fluid oxidizing agent, the solid fuel 10 is formed by mixing a metallic fiber such as a steel wool into a resin material such as a thermoplastic elastomer.
固体燃料１０及び流体の酸化剤を使用するハイブリッドロケットエンジン１において、固体燃料１０を熱可塑性エラストマ等の樹脂材料にスチールウール等の金属繊維を混和させて成形する。 - 特許庁 - To provide a solid fuel and a hybrid rocket engine using the same that can sustain the solid fuel in a desired form, secure a performance of, for example, a specific impulse, and improve a combustion speed.
固体燃料を所望の形状に維持することでき、比推力等の性能を確保できる上、燃焼速度を向上させることのできる固体燃料及びこの固体燃料を用いたハイブリッドロケットエンジンを提供すること。 - 特許庁 - For example, the irregularity is suitably attached to fuselage of a wing, a fuselage or an engine cylinder of an aircraft, the flying vehicle such as a rocket, a high-speed train, a vehicle, a ship, a helmet for a game, and clothes thereof through an air channel test to reduce air resistance during flight.
例えば、飛行機の翼、胴体、エンジン筒の表面、ロケット等飛翔体、高速列車、車、船舶、競技用ヘルメット、同衣服などに風洞試験を通じて適切凹凸を付け飛行中の空気抵抗を減少させる。 - 特許庁 - Each horizontal wing is provided with a cabin, a propeller device supported in the gimbal shape, and producing the thrust in the arbitrary direction, a jet engine capable of controlling a backwardly directed nozzle hole to be directed to oblique upper and lower directions, and a rocket engine capable of controlling the direction of a downwardly directed injection nozzle in the longitudinal, lateral and vertical directions.
水平翼にはキャビン、ジンバル状に支持され任意の方向に推力を発生可能なプロペラ推進装置、後方へ向く噴口を斜め上下方に向くように制御可能なジェットエンジン及び下方へ向く噴射ノズルの方向を前後、左右及び上下方向において制御可能なロケットエンジンを設ける。 - 特許庁 - To provide a hybrid rocket engine, which increases combustion efficiency by increasing the quantity of heat to solid fuel by combustion gas passing through a port and promoting the degree of mixing of vaporized solid fuel with oxidizer.
ポート内を通過する燃焼ガスによる固体燃料への熱量伝達の増大と、気化した固体燃料と酸化剤との混同度の促進とによって燃焼効率を増加させることができるハイブリッドロケットエンジンを提供することを目的とする。 - 特許庁 - The rocket engine is provided with a first rotary injection system 76 and a second revolving injection system which inject fuel and oxidant into a first combustion chamber 34 and a turbine 40 which rotates the rotary injection system 76, 142 by the discharged fluid from the first combustion chamber is activated.
燃料、酸化剤を第１の燃焼室３４へ噴射する第１のロータリー噴射装置７６、第２の回転噴射装置を備え、第１の燃焼室からの流出流体によりロータリー噴射装置７６、１４２を回転させるタービン４０が駆動される。 - 特許庁 - The rocket engine is provided with a first rotary injection system 76 and a second revolving injection system which inject fuel and oxidant into a first combustion chamber 34 and a turbine 40 which rotates the rotary injection system 76, 142 by the discharged fluid from the first combustion chamber is activated.
燃料、酸化剤を第１の燃焼室３４へ噴射する第１のロータリー噴射装置７６、第２の回転噴射装置を備え、第１の燃焼室からの流出流体（によりロータリー噴射装置７６、１４２を回転させるタービン４０が駆動される。 - 特許庁 - To provide a rocket engine nozzle system to enable the space allocated to the individual nozzles around the axially symmetrical central core to be optimized, while nevertheless ensuring high expansion ratios for the gas expelled by the individual nozzles and reducing thermal resistance problems for the central core.
軸対称の中心コアの周りで個別ノズルに割当てられる空間を最適化することができ、個別ノズルから放出されるガスの高い膨張比を保証し、中心コアに関する熱抵抗の問題を軽減するロケットエンジンノズルシステムを提供する。 - 特許庁 - To manufacture the nozzle for a rocket engine regeneratively cooled by a flowing coolant, a nozzle body is formed by winding a tubular material 6 through which the coolant is streamed during the operation of the nozzle to a wind core in a spiral shape composite structure 5.
流動する冷却剤によって再生冷却されるロケットエンジン用ノズルを製造するために、ノズル本体３が、ノズルの作動中に冷却剤が貫流する管状材料６を巻心にスパイラル状複合構造５の形態に巻き付けることによって形成される。 - 特許庁 - A conduit is provided to the rocket engine to apply an inactive given pressure gas to a pressure tank 34 and remove pressure gas from it, apply fuel to a fuel tank 30 and remove fuel from it, and apply an oxidizing agent to an oxidizing agent tank 32 and remove the oxidizing agent from it.
ロケットエンジンには導管が提供されて、それによって不活性与圧ガスを圧力タンク３４に加えたりそこから圧力ガスを取り除いたり、燃料を燃料タンク３０へ加えたりそこから燃料を除去したり、酸化剤を酸化剤タンク３２に加えたりそこから酸化剤を除去したりする。 - 特許庁 - A rocket engine system includes a combustion chamber 22 defining a centerline axis, an oxidizer supply 12, a first fuel delivery circuit A connected to a fuel supply 16A, a second fuel delivery circuit B connected to a fuel supply 16B, and an injector assembly 10 positioned at the combustion chamber 22.
本発明のロケットエンジンシステムは、中心線を画定する燃焼室２２と、酸化剤供給部１２と、燃料供給部１６Ａに接続された第一の燃料搬送回路Ａと、燃料供給部１６Ｂに接続された第二の燃料搬送回路Ｂと、燃焼室２２に配置されたインジェクタアセンブリ１０と、を含む。 - 特許庁 - To provide a method for measuring a multicomponent of force capable of detecting an external force working onto a hollow shell structure such as a rocket engine or its extension nozzle without being influenced by an internal force such as an internal pressure or deformation caused by heat, and a measuring system of the multicomponent of force.
本発明の課題は、ロケットエンジンやその伸展ノズルのような中空殻構造体に作用する外力を、内圧や熱による変形といった内力の影響を受けないで検出できる多分力を計測する手法を提示すると共に、そのような多分力計測システムを提供することにある。 - 特許庁 - In the combustion chamber including at least one liner formed with a composite material involving a fiber texture comprising carbon containing fibers and a ceramic mother phase and being used for rocket engine for example, the fiber texture comprises a plurality of fiber layers 1a, 1b, and 1c, and the plurality of the fiber layers form a three dimensional structure.
炭素含有繊維から成る繊維組織体とセラミック系母相とを含んで成る複合材料で形成した少なくとも１つのライナーを備えた、例えばロケットエンジンなどに用いる燃焼室において、繊維組織体を複数の繊維層１ａ，１ｂ，１ｃで構成し、それら複数の繊維層が３次元構造を形成しているようにする。 - 特許庁 - This method includes a step of supplying a flow of hydrocarbon propulsion fuel, a step of increasing pressure of the hydrocarbon propulsion fuel, a step of decomposing the hydrocarbon propulsion fuel in a decomposer, a step of introducing the decomposed hydrocarbon propulsion fuel into a combustion chamber of the rocket engine, and a step of introducing an oxidizing agent into the combustion chamber.
該方法は、炭化水素推進燃料の流れを供給するステップと、炭化水素推進燃料の圧力を上昇させるステップと、分解装置中で炭化水素推進燃料を分解するステップと、分解された炭化水素推進燃料をロケットエンジンの燃焼室内に導入するステップと、酸化剤を燃焼室内に導入するステップを含んでなる。 - 特許庁 - This rocket engine comprises a charging part of each liquid fuel to at least one combustion chamber 14, turbo pumps 3, 4 mounted on mainstreams 1, 2 of the charging part, a gas generator 7 to drive the turbo pumps 3, 4 mounted on first branch streams 5, 6 and exhaust pipes 8, 9, 10 to exhaust gas exhausted from the gas generator 7 communicated with the mainstreams 1, 2.
本発明は、少なくとも一つの燃焼室（１４）への各液体燃料の供給部と、前記供給部の主流（１，２）に設けられたターボポンプ（３，４）と、第１の支流（５，６）に配置されたターボポンプ（３，４）の駆動のためのガス発生器（７）と、前記主流（１，２）に通じるガス発生器（７）の排気ガスを排出するための排出管（８，９，１０）を備える密閉エンジンサイクルを有するロケットエンジンに関する。 - 特許庁
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