CN114729611A - 催化推进器 - Google Patents

催化推进器 Download PDF

Info

Publication number
CN114729611A
CN114729611A CN201980102366.0A CN201980102366A CN114729611A CN 114729611 A CN114729611 A CN 114729611A CN 201980102366 A CN201980102366 A CN 201980102366A CN 114729611 A CN114729611 A CN 114729611A
Authority
CN
China
Prior art keywords
impeller
catalyst bed
pusher
nozzle
catalyst
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201980102366.0A
Other languages
English (en)
Inventor
V·C·亚诺特
S·斯坦利
G·乌尔班
M·T·贾库贝克
R·L·阿古斯特
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Aerojet Rocketdyne Inc
Original Assignee
Aerojet Rocketdyne Inc
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Aerojet Rocketdyne Inc filed Critical Aerojet Rocketdyne Inc
Publication of CN114729611A publication Critical patent/CN114729611A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/68—Decomposition chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/52—Injectors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y10/00—Processes of additive manufacturing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
    • F05D2230/232—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together by welding
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/30—Manufacture with deposition of material

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Devices And Processes Conducted In The Presence Of Fluids And Solid Particles (AREA)
  • Powder Metallurgy (AREA)
  • Exhaust Gas After Treatment (AREA)

Abstract

根据本公开的示例性方面的单组元推进剂推进器包括第一部分等，该第一部分具有催化剂床、推力室以及喷嘴。该第一部分经由单一增材制造过程一体地形成。推进器进一步包括第二部分，该第二部分是封闭件。还公开了一种方法。

Description

催化推进器
背景技术
在例如卫星和其他航空航天载具上使用催化推进器，以用于调整载具位置。这样的推进器能够包括容纳催化剂的推力室和用于将推进剂递送到推力室中的进料管。在存在催化剂的情况下，推进剂发生反应以生成气体，该气体通过喷嘴排出以生成推力。
发明内容
根据本公开的示例性方面的单组元推进剂推进器包括具有催化剂床、推力室以及喷嘴的第一部分等。第一部分经由单一增材制造过程一体地形成。推进器进一步包括第二部分，第二部分是封闭件(closeout)。
在前述推进器的进一步的非限制性实施例中，第一部分和第二部分中的一个具有注入器(injector)。
在前述推进器中的任一种的进一步的非限制性实施例中，第一部分和第二部分中的一个具有推进器安装件。
在前述推进器中的任一种的进一步的非限制性实施例中，第一部分包括进料管和推进器的外本体。
在前述推进器中的任一种的进一步的非限制性实施例中，进料管包括主通路区段，该主通路区段从进料管入口延伸到从主通路延伸的多个分支。
在前述推进器中的任一种的进一步的非限制性实施例中，多个分支围绕推进器的中心轴线彼此间隔开，并且相对于推进器的中心轴线倾斜。
在前述推进器中的任一种的进一步的非限制性实施例中，多个分支中的每个分裂成通向进料管出口的两个区段。
在前述推进器中的任一种的进一步的非限制性实施例中，第一部分包括中空圆柱形区段进料管出口和催化剂床。
在前述推进器中的任一种的进一步的非限制性实施例中，催化剂床基本上是截头圆锥形的。
在前述推进器中的任一种的进一步的非限制性实施例中，催化剂床包括多个孔口，所述多个孔口容许从催化剂床到喷嘴的流体流。
在前述推进器中的任一种的进一步的非限制性实施例中，第一部分包括床流尖刺，该床流尖刺具有表现出随着表面朝向推进器的中心轴线延伸而增加的斜率的表面。
在前述推进器中的任一种的进一步的非限制性实施例中，外本体包括附接区段、结构支承件以及喷嘴。
在前述推进器中的任一种的进一步的非限制性实施例中，第一部分包括室内的热屏蔽件。
在前述推进器中的任一种的进一步的非限制性实施例中，第一部分通过焊接来附接到第二部分。
在前述推进器中的任一种的进一步的非限制性实施例中，催化剂位于催化剂床中。
根据本公开的示例性方面的方法包括：通过以增材方式制造催化剂床以及推力室和喷嘴来形成推进器的第一部分；以及使推进器的第二部分附接到第一部分，其中，第二部分是封闭件。
在前述方法的进一步的非限制性实施例中，附接步骤包括将第二部分焊接到第一部分。
在前述方法中的任一种的进一步的非限制性实施例中，该方法包括在形成步骤与附接步骤之间将催化剂添加到催化剂床中。
附图说明
图1示出示例性推进器。
图2是示例性推进器的部分的截面图。
图3是示例性推进器的部分的分解截面图。
图4是示例性推进器的部分的特写截面图，并且特别地示出催化剂床相对于进料管的示例性布置。
图5在某种程度上示意性地示出进料管的出口区段的示例性布置。
图6示出包括热屏蔽件的另一个示例性推进器。
具体实施方式
图1示出沿着中心轴线A布置的示例性单组元推进剂催化推进器20(“推进器20”)。例如，推进器20可被附接到卫星、火箭或另一种类型的航空航天载具，并且可被用作反应控制系统的部分。推进器20不限于与航空航天载具一起使用，并且可对于陆地载具或海洋载具来使用。
推进器20包括横跨在第一相对端部24和第二相对端部26之间的外壳体22。从第一端部24轴向地移动，推进器包括附接区段28、结构支承件30、推力室32以及终止于第二端部26处的喷嘴34。推力室32包含催化剂颗粒(未示出，诸如基于铱的催化剂颗粒)的催化剂床36(图2)，催化剂颗粒填充催化剂床36内的容积。将在下文中论述推力室32和催化剂床36的额外的细节。
返回参考图1，推进器20可经由附接区段28安装到物体，诸如火箭或其他载具。推进器安装或附接区段28可包括被构造成接纳紧固件并且由此促进使推进器20附接到火箭或其他载具的多个开口38。
贯穿结构支承件30，推进器20大体上在直径上减小。具体地，从附接区段28移动到推力室32，推进器20大体上在直径上减小。特别地，在该示例中，结构支承件30基本上是截头圆锥形的。结构支承件30能够具有不同的几何结构，诸如圆柱形、圆锥形、球形等等。结构支承件30可位于第一端部24与第二端部26之间的任何位置。
在该示例中，推力室32表现出基本上恒定的直径。在该示例中，喷嘴34是收敛-发散喷嘴，并且包括收敛区段40(图2)、喉部区段42以及发散区段44。收敛区段40在从推力室32轴向地延伸到喉部区段42的过程中在直径上减小，并且，发散区段44从喉部区段42到第二端部26在直径上增加。
参考图2-4，催化剂床36被布置于推力室32中，并且包括与彼此分开地形成的第一部分46和第二部分48。图3示出在第二部分48被附接到第一部分46之前的第二部分48。可通过单独的增材制造过程(诸如，直接金属激光烧结或其他已知的增材制造技术)来形成第一部分46和第二部分48。备选地，以增材方式制造第一部分46，并且可以使用另一种制造技术来制作第二部分48。
在该示例中，第一部分46和第二部分48限定催化剂床36的轴向边界和径向边界。用语“径向”在本文中用于指代正交于中心轴线A的径向方向。第一部分46和第二部分48可被称为固持板、固持圆锥体、固持圆柱体、床板、床圆锥体、床圆柱体等等。第一部分46基本上是截头圆锥形的，并且在从结构支承件30延伸到喷嘴34的过程中在直径上逐渐减小。第一部分46包括多个槽和/或孔口50，所述槽和/或孔口50被构造成固持催化剂，诸如催化剂颗粒，但容许气体流过所述槽和/或孔口50。在其他示例中，用于催化剂的衬底可与第一部分46或第二部分48一体地形成。
相邻于结构支承件30，第一部分46还包括围绕第一部分46周向地延伸的通道52。通道52被设定尺寸为且成形为接纳第二部分48。第二部分48基本上呈具有中心圆柱形切口的盘形，并且被设定尺寸为且成形为适配于通道52内。在一个示例中，第二部分48是封闭件，这意味着第二部分48使催化剂床36封闭。在该示例中，在第二部分48被附接到第一部分46之前，催化剂被添加到催化剂床36。第二部分48然后诸如通过焊接或另一种已知的附接技术来附接到第一部分46，以使催化剂床36封闭并且将催化剂固持于催化剂床36中。
在进一步的示例中，第二部分48可包括推进器安装件和/或注入器。在再进一步的示例中，第一部分46可包括推进器安装件和/或注入器。在又一个示例中，可部分地由第一部分46并且部分地由第二部分48提供推进器安装件和/或注入器。
催化剂床36的第一部分46以机械方式支承注入器或进料管54。进料管54包括与附接区段28相邻的入口56。例如，进料管54的外径可包括诸如凸出部60的附接特征，所述附接特征被构造成以机械方式联接到被连接到推进剂(诸如，肼)源62的导管。进料管54基本上是圆柱形的，并且从入口56延伸到出口区段64，该出口区段64使推进剂源62流体地联接到催化剂床36。出口区段64与第一部分46轴向地并且径向地间隔开，这容许通过相对于第一部分46装填催化剂来将催化剂装载到催化剂床36中，而不是相对于进料管54的出口区段64装填催化剂。
在该示例中，进料管54包括主通路区段66，该主通路区段66从入口56朝向出口区段64沿着中心轴线A延伸。在出口区段64中，主通路区段66分裂成多个分支68。分支68沿着相对于中心轴线A倾斜的轴线B延伸。进一步，在该示例中，分支68中的每个包括直接地通向催化剂床36中的分裂区段70。存在四个分支68，所述四个分支68围绕中心轴线A与彼此周向地间隔开。
分裂区段70位于与相应的分支68的轴线B的公共平面上，但沿着相对于相应的分支68的轴线B倾斜的轴线延伸。在该示例中，分支68具有比分裂区段70的直径大，但比主通路区段66的直径小的直径。图5在某种程度上示意性地示出了出口区段64的布置，其包括主通路区段66、分支68以及分裂区段70。出口区段64的布置使推进剂相对于催化剂床36中的催化剂均匀地分布。
参考图2，中空、基本上圆柱形的结构72从出口区段64沿着中心轴线A朝向喷嘴34凸出。结构72限定催化剂床36的径向内边界。结构72改善推力室32的传热性质。
结构72连接到床流尖刺(bed flow spike)74，床流尖刺74远离催化剂床36轴向地凸出到喷嘴34的收敛区段40中。在这方面中，在床流尖刺74突出通过喷嘴的喉部到喷嘴34的发散区段中时，床流尖刺74的部分提供喷嘴34的部分。在示例中，床流尖刺74的形成喷嘴34的部分的端部区段可被截断。床流尖刺74具有由逐渐增加的斜率限定的外表面。特别地，部分地由第一部分46和床流尖刺74限定并且面向喷嘴34的表面76沿着第一区段78具有基本上恒定的斜率，并且在第一区段78与末梢82之间沿着第二区段80具有逐渐增加的斜率，末梢82在中心轴线A上可为尖锐或倒圆的。床流尖刺74防止离开催化剂床36的流体在其进入喷嘴34时的流动分离。喷嘴34可相对于中心轴线A倾斜。
在操作期间，推进剂从源62通过进料管54、沿着主通路区段66、通过分支68和分裂区段70流动到催化剂床36中，其中在存在催化剂的情况下，推进剂分解以生成热气，该热气通过第一部分46的孔口50并且然后通过喷嘴34排出，以通过减小静压并且使气体加速来以已知的方式生成推力。
在该示例中，除了催化剂，推进器20由两个部分组成。即，推进器由第一部分和第二部分制成，该第一部分包括外壳体22和第一部分46，该第二部分为第二部分48。特别地，第一部分包括附接区段28、结构支承件30、推力室32、喷嘴34以及第一部分46。推进器20的至少第一部分可通过增材制造来形成。使用这样的技术容许形成独特的几何结构，诸如截头圆锥形状的第一部分46、出口区段64的复杂几何结构以及床流尖刺74等。推进器20的第一部分可以增材方式构建，其首先从形成附接区段28开始，并且添加额外的层，朝向喷嘴34加工，直到形成了整个第一部分为止。在一个示例中，第一部分是一体形成的无缝结构。在一个示例中，推进器20中的唯一接缝是第一部分46与第二部分48之间的接头，诸如焊接接头。例如，第一部分和第二部分可由镍基合金(诸如，合金A625)制成。推进器20能够缩放以在不同应用中使用。
在图6中示出另一个示例性推进器120。在未另外描述或示出的范围内，推进器120对应于图1-5的实施例，其中，除非在下文中另外指明，否则相似的部分具有前附有“1”的附图标记。
在图6的示例中，推进器120包括与第一部分146一体地形成的热屏蔽件184。该热屏蔽件184与外壳体122向内径向地由空间S间隔开。空间S沿着热屏蔽件184的长度基本上恒定，并且热屏蔽件184基本上跟随推力室132和喷嘴134的收敛区段140的轮廓。热屏蔽件184从第一部分146凸出，并且在喉部142附近具有自由端部。热屏蔽件184在推力室132内的热气与外壳体122之间产生空间，这减小外壳体122上的热应力，同时通过防止热损失来改善推进器120的性能。
应当理解，除了另外标出的情况之外，在上文中参考推进器20的正常操作姿态来使用诸如“轴向”、“径向”以及“周向”的用语。进一步，在本文中出于解释的目的而使用这些用语，并且不应当以其他方式被认为是限制性的。诸如“大体上”、“基本上”以及“大约”的用语不旨在为无边界的用语，并且应当与本领域技术人员将解释那些用语的方式一致地解释。
尽管不同示例具有在说明中所示出的具体构件，但本公开的实施例不限于那些特定的组合。有可能将来自示例中的一个的构件或特征中的一些与来自示例中的另一个的特征或构件组合来使用。此外，伴随本公开的各个图不一定按比例绘制，并且一些特征可被扩大或缩小，以示出特定构件或布置的某些细节。
本领域普通技术人员将理解，上述的实施例是示例性且非限制性的。即，本公开的改型将落在权利要求书的范围内。因此，应当研究所附的权利要求书以确定其真实的范围和内容。

Claims (20)

1. 一种单组元推进剂推进器，包括：
第一部分，其具有催化剂床、推力室以及喷嘴，其中，所述第一部分经由单一增材制造过程一体地形成；以及
第二部分，其中，所述第二部分是封闭件。
2.根据权利要求1所述的推进器，其特征在于，所述第一部分和所述第二部分中的一个具有注入器。
3.根据权利要求2所述的推进器，其特征在于，所述第一部分和所述第二部分中的一个具有推进器安装件。
4.根据权利要求1所述的推进器，其特征在于，所述第一部分包括进料管和推进器的外本体。
5.根据权利要求4所述的推进器，其特征在于，所述进料管包括主通路区段，所述主通路区段从进料管入口延伸到从所述主通路延伸的多个分支。
6.根据权利要求5所述的推进器，其特征在于，所述多个分支围绕所述推进器的中心轴线彼此间隔开，并且相对于所述推进器的中心轴线倾斜。
7.根据权利要求6所述的推进器，其特征在于，所述多个分支中的每个分裂成通向进料管出口的两个区段。
8.根据权利要求6所述的推进器，其特征在于，所述第一部分包括中空圆柱形区段进料管出口和所述催化剂床。
9.根据权利要求8所述的推进器，其特征在于，所述催化剂床基本上是截头圆锥形的。
10.根据权利要求9所述的推进器，其特征在于，所述催化剂床包括多个孔口，所述多个孔口容许从所述催化剂床到所述喷嘴的流体流。
11.根据权利要求8所述的推进器，其特征在于，所述第一部分包括床流尖刺，所述床流尖刺具有表现出随着所述表面朝向所述推进器的中心轴线延伸而增加的斜率的表面。
12.根据权利要求4所述的推进器，其特征在于，所述外本体包括附接区段、结构支承件以及喷嘴。
13.根据权利要求12所述的推进器，其特征在于，所述第一部分包括所述推力室内的热屏蔽件。
14.根据权利要求1所述的推进器，其特征在于，所述第一部分通过焊接来附接到所述第二部分。
15.根据权利要求1所述的推进器，其特征在于，所述推进器进一步包括位于所述催化剂床中的催化剂。
16. 一种方法，包括：
通过以增材方式制造催化剂床以及推力室和喷嘴来形成推进器的第一部分；以及
使所述推进器的第二部分附接到所述第一部分，其中，所述第二部分是封闭件。
17.根据权利要求16所述的方法，其特征在于，附接步骤包括将所述第二部分焊接到所述第一部分。
18.根据权利要求16所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括：
在形成步骤与附接步骤之间，将催化剂添加到所述催化剂床中。
19.根据权利要求16所述的方法，其特征在于，所述喷嘴中心线的中心线相对于所述推进器的中心轴线倾斜。
20.根据权利要求16所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括与所述第一部分和所述第二部分中的一个一体地形成催化剂衬底。
CN201980102366.0A 2019-11-22 2019-11-22 催化推进器 Pending CN114729611A (zh)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/US2019/062788 WO2021101568A1 (en) 2019-11-22 2019-11-22 Catalytic thruster

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN114729611A true CN114729611A (zh) 2022-07-08

Family

ID=69005822

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201980102366.0A Pending CN114729611A (zh) 2019-11-22 2019-11-22 催化推进器

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20220307450A1 (zh)
EP (1) EP4062045A1 (zh)
JP (1) JP7406631B2 (zh)
CN (1) CN114729611A (zh)
WO (1) WO2021101568A1 (zh)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4324096A (en) * 1979-04-23 1982-04-13 Hughes Aircraft Company Hydrazine thruster
DE4240962C1 (de) * 1992-12-05 1994-04-07 Erno Raumfahrttechnik Gmbh Triebwerk
JP2009057935A (ja) * 2007-09-03 2009-03-19 Ihi Corp 一液スラスタ
CN104265507A (zh) * 2014-09-23 2015-01-07 贵州航天红光机械制造有限公司 一种肼类小推力单组元发动机的推力室喷注器
US20170284339A1 (en) * 2016-04-05 2017-10-05 Raytheon Company Thruster with segmented propellant
KR101969901B1 (ko) * 2017-12-22 2019-04-17 경일대학교산학협력단 단열셀을 구비한 소형 추력기 및 이를 구비한 비행체

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4352782A (en) * 1981-02-20 1982-10-05 Rocket Research Company Catalytic gas generator
PL3128165T3 (pl) * 2015-08-06 2022-01-03 Arianegroup Gmbh Komora katalityczna z osadzonym w niej złożem katalizatora do silnika sterującego na jednoskładnikowy materiał pędny stanowiącego część silnika rakietowego
CN109296474B (zh) * 2018-09-27 2024-05-28 宁波天擎航天科技有限公司 一种火箭发动机

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4324096A (en) * 1979-04-23 1982-04-13 Hughes Aircraft Company Hydrazine thruster
DE4240962C1 (de) * 1992-12-05 1994-04-07 Erno Raumfahrttechnik Gmbh Triebwerk
EP0601305A1 (de) * 1992-12-05 1994-06-15 Daimler-Benz Aerospace Aktiengesellschaft Triebwerk auf der Basis von katalytischer und/oder thermischer Zersetzung
JP2009057935A (ja) * 2007-09-03 2009-03-19 Ihi Corp 一液スラスタ
CN104265507A (zh) * 2014-09-23 2015-01-07 贵州航天红光机械制造有限公司 一种肼类小推力单组元发动机的推力室喷注器
US20170284339A1 (en) * 2016-04-05 2017-10-05 Raytheon Company Thruster with segmented propellant
KR101969901B1 (ko) * 2017-12-22 2019-04-17 경일대학교산학협력단 단열셀을 구비한 소형 추력기 및 이를 구비한 비행체

Also Published As

Publication number Publication date
US20220307450A1 (en) 2022-09-29
EP4062045A1 (en) 2022-09-28
JP7406631B2 (ja) 2023-12-27
JP2023503409A (ja) 2023-01-30
WO2021101568A1 (en) 2021-05-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4095021B2 (ja) ノズルの末広部分内の、ロケットビークル推力増強体
US6591603B2 (en) Pintle injector rocket with expansion-deflection nozzle
US9249758B2 (en) Propulsion assembly and method
US3925982A (en) Fluid-dynamic shock ring for controlled flow separation in a rocket engine exhaust nozzle
CN108138697A (zh) 改善的液氧-液态丙烯火箭发动机
EP1811163A2 (en) Gas augmented rocket engine
US4938021A (en) Sustainer propulsion system
US9404441B2 (en) Low velocity injector manifold for hypergolic rocket engine
US3049876A (en) Annular rocket motor and nozzle configuration
JP2009508042A (ja) プラグ・ノズルおよび膨張・偏向ノズルにおける推力増大方法
CN114729611A (zh) 催化推进器
KR20150122700A (ko) 이동가능한 바늘형상부가 제공된 우주선 쓰러스터용 가변 넥부 부분을 구비한 노즐
US11555471B2 (en) Thrust chamber device and method for operating a thrust chamber device
RU2800409C1 (ru) Каталитический двигатель малой тяги
CN114930000A (zh) 增强气动尖锥喷嘴、包括增强气动尖锥喷嘴的发动机以及包括发动机的运载工具
EP3354322B1 (en) Fire suppression with multi-directional pass through nozzle
US3684215A (en) Missile
US2981059A (en) Dual thrust chamber rocket
JP5829278B2 (ja) 飛行機械、特にミサイル用の推進システム
EP0880645B1 (en) Rocket engine nozzle
KR20240017790A (ko) 넓게 이격된 스러스트 챔버를 갖는 환형 에어로스파이크 노즐, 환형 에어로스파이크 노즐을 포함하는 엔진, 및 엔진을 포함하는 비히클
US3325998A (en) Variable thrust rocket motor
WO2018017788A1 (en) Boost turbo-pump with axially fed turbine
US3430445A (en) Combined rocket-ramjet aircraft
KR101763491B1 (ko) 단일추진제 추력기의 촉매 수명 연장을 위한 삽입형 분사기 및 단일추진제 추력기

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination