CN1892011A - 在催化增强的气体发生器循环中使用气态烃的火箭发动机 - Google Patents

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Abstract

介绍了一种用于输送混合推进剂给火箭发动机的方法的系统。该方法包括步骤：提供烃推进燃料流；升高所述烃推进燃料的压力；在裂解设备中裂解所述烃推进燃料；将所述裂解的烃推进燃料引入所述火箭发动机的燃烧室；以及将氧化剂引入所述燃烧室。还介绍了一种用于执行该方法的系统。

Description

在催化增强的气体发生器循环中使用气态烃的火箭发动机
技术领域
本发明涉及一种在催化增强的气体发生器循环中使用气态烃的诸如助推火箭发动机的火箭发动机。
背景技术
在高推力火箭发动机应用中的液态氧/煤油混合推进剂的主要问题是不稳定性。在燃烧室内具有足够大到造成结构损害的值的压力波动是被指为不稳定性的东西。以特别频率由原子能和化学不稳定性驱动的气体动力驱动压力变化是不稳定性问题的来源。这些变化通常是高频(1000赫兹或更高)而且非常有破坏性的。
在燃烧过程期间，液态燃料(煤油)为了燃烧必须蒸发并裂解成为它的亚成分，而煤油滴所需的蒸发时间是煤油不稳定问题中的一个关键因素。当液滴进入燃烧区时，辐射能造成液滴更快地蒸发并且燃烧前缘更靠近面板地移动。然而，面板是冷的以致液滴的尺寸增加且火焰前缘向后移动。由于燃烧造成了急剧的压力增加，因此形成了压力波。这些形成了设立在燃烧室内的轴向波。燃烧室的直径越大，不稳定性发生的机会越多。
发明内容
本发明的一个目的是提供一种输送烃/氧化剂混合推进剂给火箭发动机的方法和系统，其避免了大的燃烧室不稳定性问题。
上述的目的由本发明的方法和系统实现。
根据本发明，提供了一种输送混合推进剂给火箭发动机的方法。该方法主要包括步骤：提供烃推进燃料流；升高该烃推进燃料的压力；在裂解设备中裂解该烃推进燃料；将该裂解的烃推进燃料引入该火箭发动机的燃烧室；并将氧化剂引入该燃烧室。
进一步地，根据本发明，提供了一种输送混合推进剂给火箭发动机的系统。该系统主要包括：提供烃推进燃料流的装置；升高该烃推进燃料的压力的装置；裂解该烃推进燃料的裂解设备；将该裂解的烃推进燃料引入该火箭发动机的燃烧室的装置；和将氧化剂引入该燃烧室的装置。
附图说明
在催化增强的气体发生器循环中使用气态烃的助推火箭发动机的其他细节以及目的和伴随的优点均在以下的具体实施方式和附图中得到说明，其中类似的参考标号代表类似的元件。
图1是供应烃/氧化剂混合推进剂给火箭发动机的系统的图示。
图2是用于图1中的系统的喷射头的一部分的图示。
图3是燃烧室的剖视图。
图4是显示了薄膜冷却回路的燃烧室的剖视图。
具体实施方式
本发明通过在将燃料引入燃烧室之前对其的裂解解决了大的燃烧室不稳定性问题。本发明的方法利用了如果燃料以裂解蒸汽而非液体进入燃烧室，那么燃烧快速发生，而造成不稳定性不发生根源的液滴蒸发现象不再发生。
现在参照图1，图示了用于输送诸如煤油/液态氧混合剂的烃/氧化剂混合推进剂给火箭发动机12的系统10。系统10使用了已经被指定为催化增强的气体发生器循环(CEGG)的循环。使用气体发生器(GG)类型的循环减少了设计长寿命的涡轮和预燃器的负担。GG可以用于制造驱动涡轮的气体，然而，与分段燃烧循环不同，来自涡轮驱动器的废气并不返回到燃烧室燃烧。在CEGG系统中，废气提供热量给裂解设备并然后被排出。这对其有两个优点。第一个优点是GG可以轻微地燃烧富燃料(fuel rich)以便流体可以保持相当的冷却。第二个优点是穿过涡轮的压力比可以是任何需要完成能量平衡并满足涡轮功率需求的。因此，在具有大约2500psia的Pc的系统中，GG和涡轮可以以更低的压力运转。低温低压、非氧化性的环境非常有助于满足这些部件的寿命需求的机会。此方法固有地比以高压高温运转的分段燃烧循环安全。
在来自GG的流体用于主泵上的驱动涡轮后，有一个如何使用废气的选择。流体可以仅向船外排出。可以在末端添加喷嘴以加速流体并增加推力的轻微的量。在船尾的燃烧是不可能的，然而，如果在船尾的喷嘴是辐射冷却底座，那么废气可以注入作为薄膜层来帮助冷却底座。这减小了进入烃燃料的热负荷并应该允许简单、低成本的喷嘴设计。
如上所述，图1显示了采用根据本发明的CEGG循环的系统10的图示。诸如煤油的烃推进燃料通过燃料进给阀(FIV)14进入燃料推进泵16。燃料推进泵16提高燃料压力到可接受的程度以将燃料导入涡轮泵18。燃料推进泵16可以通过可由第二分段燃料泵流道21用动力推动的水轮机20驱动。来自推进泵16的涡轮排放物通过喷射泵喷嘴22发送到主燃料流道内以进一步提高压力。烃推进燃料进入将压力提高到理论上的约4700psig的涡轮泵18的主泵第一分段24。出自第一分段泵24的一部分烃推进燃料发送到第二分段燃料泵25，在第二分段燃料泵25压力被提高以驱动燃料推进泵16并给用动力推动推力矢量和在推进线中的驱动马达的传动装置提供水力。出自第一分段泵24的剩余烃推进燃料流至火箭发动机12的燃烧室26和喷嘴28。如图3所示，烃推进燃料流经槽壁27以冷却燃烧室26和喷嘴28。流体进入恰高于低处底座32的歧管30并朝着喷射头34向上通过该装置。如图4所示，单独的回路36提供冷却燃料以薄膜冷却内燃烧室。单独的阀门37控制此流动以说明因节流而对推力的变化。
燃料离开燃烧室26和喷嘴28并被引导(plumb)到包含将烃推进燃料分解为烃成分的催化剂的裂解设备40。催化剂可以是本领域技术人员熟知能完成此目的的、诸如美国专利No.5,232,672说明的任何合适的催化剂。裂解设备40使用来自用于驱动涡轮泵18的涡轮38的废气的热量以帮助推动裂解过程。出自裂解设备40的燃料是超过其蒸汽气压的烃混合物的热液体。现在参照图2，烃推进燃料进入喷射头34并向下通过同轴喷射元件42的中心，在此进入燃烧室26。燃料仍旧处于液态(高于其三相点)直至其离开元件42的末端44，在末端44其膨胀并成为轻量的烃蒸汽。将自裂解过程沉淀出来的碳粒子保持成流动是重要的，以使他们可以被带出废气。离开裂解设备40的一些燃料转移到GG 50以提供驱动涡轮38的能量。推动控制阀52位于GG 50上游的线路53中以控制燃料流动和相应的涡轮泵速度和发动机推力。由于燃料在裂解设备40之后被转移，GG 50为了其内的稳定性也可使用气化燃料，这也具有历史性地燃烧风险。
来自GG 50的废气用于驱动高压比的主涡轮泵18上的冲力式涡轮机38。GG 50优选使用富燃料以便可以足够低的温度，而无需满足寿命需求的复合涂膜或冷却系统。涡轮流量然后穿过裂解设备40为裂解过程提供热量并且然后发送到喷嘴28的低处部分62上的歧管60。此时，废流体充分冷却到可以用作喷嘴低处部分62的薄膜冷却液。歧管60通过斜钻孔(图未示)喷射流体提供热防护以便简单、轻量的出口喷嘴64可以使用。这将排除制造已历史性地成为可靠性问题的大且复杂的再生喷嘴部分的需要。
氧化系统在诸如液态氧的氧化剂进入氧化剂推进泵70以及然后并入主涡轮泵18的氧化剂泵68方面是简化的。推进泵70可以是液压驱动但也可以由喷射泵代替。氧化剂通常以少于3000psig的压力离开主涡轮泵18。一些氧化剂通过线路71和主氧化剂控制阀82发送到GG 50。剩余的氧化剂作为冷却液体进入喷射头34给面板72提供冷却剂，以及分散到在喷射元件42的外部回路中的燃烧室26内。阀80控制燃料/氧化剂混合物的比例。在喷射头34下腔室中的氧化剂有助于通过散发冷却来保持面板72冷却。如果需要，氧化剂可以使用REGIMESH设计透过面板72。以此方式使用氧化剂将确保没有散热问题，且寿命将极大改善而超过富氧化剂的分段内燃机。这也意味着面板72的焦化在定态运转或热背浸(soak-back)条件期间不会发生。
用于本发明的系统中的循环允许对于制造载人航天飞行的大的诸如煤油/液态氧的烃/氧化剂的助推发动机的问题而言是非常安全且可靠方案的发动机设计。

Claims (20)

1.一种用于输送混合推进剂给火箭发动机的方法，包括步骤：
提供烃推进燃料流；
升高所述烃推进燃料的压力；
在裂解设备中裂解所述烃推进燃料；
将所述裂解的烃推进燃料引入所述火箭发动机的燃烧室；以及
将氧化剂引入所述燃烧室。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，提供所述烃推进燃料流的步骤包括提供煤油流。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述升高压力的步骤包括通过推进泵且然后通过第一段涡轮泵传递所述烃推进燃料流。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于进一步包括使用所述烃推进燃料流的一部分驱动涡轮，所述涡轮驱动所述推进泵，并通过喷射泵喷嘴将用于驱动所述涡轮的烃推进燃料从所述涡轮的排气装置发送到所述烃推进燃料流中。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于进一步包括在将所述烃推进燃料流引入所述裂解设备之前使用所述烃推进燃料流冷却推力室和所述火箭发动机的喷嘴，所述使用所述烃推进燃料流冷却所述推力室和所述火箭发动机的喷嘴的步骤包括将所述烃推进燃料流传递进入槽壁内并然后进入定位在低处底座上的歧管。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于进一步包括使用所述烃推进燃料流的一部分来薄膜冷却所述燃烧室。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于进一步包括提供来自涡轮驱动废气的热量帮助驱动所述裂解过程并使用出自所述裂解设备的所述涡轮驱动废气冷却所述发动机喷嘴的低处部分。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述裂解燃料引入步骤包括将所述液态裂解燃料引入具有同轴喷射元件的喷射头内并允许所述液态燃料向下通过同轴喷射头的中心并允许所述液态燃料在所述燃烧室内膨胀成为包含蒸汽的烃。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于进一步包括将出自所述裂解设备的所述燃料的一部分转移到气体发生器以提供驱动主涡轮泵的涡轮的能量，以及控制来自所述裂解设备的燃料流和相应的涡轮泵的速度和发动机推力。
10.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述氧化剂引入步骤包括在将所述氧化剂引入喷射头之前通过推进泵并然后通过主涡轮泵传递所述氧化剂，通过所述喷射头传递所述氧化剂流以冷却所述喷射头的面板，以及将出自所述涡轮泵的所述氧化剂的一部分转移到气体发生器。
11.一种输送混合推进剂给火箭发动机的系统，包括：
用于提供烃推进燃料流的装置；
用于升高所述烃推进燃料的压力的装置；
用于裂解所述烃推进燃料的裂解设备；
用于将所述裂解的烃推进燃料引入所述火箭发动机的燃烧室的装置；和
用于将氧化剂引入所述燃烧室的装置。
12.根据权利要求11所述的系统，其特征在于，所述烃推进燃料流提供装置包括提供煤油流的装置。
13.根据权利要求11所述的系统，其特征在于，所述压力升高装置包括所述烃推进燃料流流经的推进泵和涡轮泵。
14.根据权利要求13所述的系统，其特征在于进一步包括使用所述烃推进燃料流的一部分驱动用于驱动所述推进泵的涡轮的装置，以及通过喷射泵喷嘴将用于驱动所述涡轮的烃推进燃料从所述涡轮的排气装置发送到所述烃推进燃料流中的装置。
15.根据权利要求11所述的系统，其特征在于进一步包括在将所述烃推进燃料流引入所述裂解设备之前使用所述烃推进燃料流冷却推力室和所述火箭发动机的喷嘴的装置、所述使用所述烃推进燃料流冷却所述推力室和所述喷嘴的装置包括将所述烃推进燃料流传递进入槽壁内并然后进入定位在低处底座上的歧管的装置。
16.根据权利要求11所述的系统，其特征在于进一步包括使用所述烃推进燃料流的一部分来薄膜冷却所述燃烧室的装置。
17.根据权利要求11所述的系统，其特征在于进一步包括提供来自涡轮驱动废气的热量帮助驱动所述裂解过程的装置，以及使用出自所述裂解设备的所述涡轮驱动废气冷却所述发动机喷嘴的低处部分的装置。
18.根据权利要求11所述的系统，其特征在于，所述裂解燃料引入装置包括将所述液态裂解燃料引入具有同轴喷射元件的喷射头内并允许所述液态燃料向下通过同轴喷射头的中心并允许所述液态燃料在所述燃烧室内膨胀成为包含蒸汽的烃的装置。
19.根据权利要求11所述的系统，其特征在于进一步包括将出自所述裂解设备的所述燃料的一部分转移到气体发生器以提供驱动主涡轮泵的涡轮的能量的装置，以及控制来自所述裂解设备的燃料流和相应的涡轮泵的速度和发动机推力的装置。
20.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，所述氧化剂引入装置包括在将所述氧化剂引入喷射头之前通过推进泵并然后通过主涡轮泵传递所述氧化剂的装置，还包括通过所述喷射头产生所述氧化剂的流以冷却所述喷射头的面板的装置，以及将出自所述涡轮泵的所述氧化剂的一部分转移到气体发生器的装置。
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Cited By (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102648343A (zh) * 2009-09-08 2012-08-22 株式会社Ihi 实现高速响应性的火箭发动机系统
CN103133183A (zh) * 2013-02-06 2013-06-05 北京航天试验技术研究所 一种火箭发动机推力室低温氢气安全处理装置
CN103790734A (zh) * 2014-02-18 2014-05-14 苟仲武 一种液态空气加力助推火箭发动机设备及方法
CN104919167A (zh) * 2013-02-19 2015-09-16 三菱重工业株式会社 火箭发动机、火箭及火箭发动机的启动方法
CN108412637A (zh) * 2018-03-16 2018-08-17 北京航天动力研究所 一种新型氢氧火箭发动机系统
CN109630317A (zh) * 2018-12-06 2019-04-16 上海空间推进研究所 基于电动泵的轨姿控一体化空间推进系统
CN109723578A (zh) * 2018-12-21 2019-05-07 中国人民解放军空军工程大学 一种边缘分布等离子体裂解活化补油装置及方法
CN111412084A (zh) * 2020-04-07 2020-07-14 北京航天动力研究所 一种多级泵级间分流的核热发动机系统
CN111535939A (zh) * 2019-12-12 2020-08-14 西北工业大学 一种适用于再生冷却爆震燃烧室的燃油喷射系统及方法
CN111720239A (zh) * 2019-07-03 2020-09-29 西安航天动力研究所 一种深度变推多次起动液体火箭动力系统
CN111963337A (zh) * 2020-08-21 2020-11-20 西安航天动力研究所 一种富氧补燃发动机推力室直连热试系统及热试方法
CN111963340A (zh) * 2020-08-04 2020-11-20 西安航天动力研究所 一种液体火箭发动机气动增压装置多次起动系统
CN112628019A (zh) * 2020-12-18 2021-04-09 西安航天动力研究所 一种补燃循环发动机推力室喷注器冷却流路及其设计方法
CN113266492A (zh) * 2021-04-16 2021-08-17 北京星际荣耀空间科技股份有限公司 发动机推力室、火箭发动机、液体火箭
CN113632347A (zh) * 2019-03-26 2021-11-09 株式会社荏原制作所 屏蔽电机和由该屏蔽电机驱动的泵、以及使用了该屏蔽电机的火箭发动机系统和液体燃料火箭
CN115263606A (zh) * 2022-09-23 2022-11-01 北京星河动力装备科技有限公司 发动机推力室、火箭发动机和液体火箭
CN115355106A (zh) * 2022-08-24 2022-11-18 深圳驭龙航天科技有限公司 燃烧室抽气循环液体火箭发动机

Families Citing this family (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100674118B1 (ko) * 2006-07-07 2007-01-24 (주)씨앤스페이스 로켓 추진용 메탄엔진
US7997510B2 (en) * 2006-07-24 2011-08-16 Thomas Clayton Pavia Systems, methods and apparatus for propulsion
US7685807B2 (en) * 2006-09-06 2010-03-30 United Technologies Corporation Three component injector for kerosene-oxygen rocket engine
US20100326043A1 (en) * 2007-01-31 2010-12-30 Florida Turbine Technologies, Inc. Expander cycle rocket engine nozzle
US20090211228A1 (en) * 2007-03-12 2009-08-27 Honeywell International, Inc. High performance liquid fuel combustion gas generator
US20080264372A1 (en) * 2007-03-19 2008-10-30 Sisk David B Two-stage ignition system
FR2915245A1 (fr) * 2007-04-20 2008-10-24 Pratt Whitney Rocketdyne Inc Moteur-fusee a cycle de dilatation et a chambres de poussee multiples avec turbogenerateur commun
US7900436B2 (en) * 2007-07-20 2011-03-08 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Gas-generator augmented expander cycle rocket engine
FR2921980B1 (fr) * 2007-10-08 2014-05-09 Astrium Sas Dispositif et procede de motorisation de pompe pour moteur fusee par roue d'inertie
US8613189B1 (en) * 2009-11-30 2013-12-24 Florida Turbine Technologies, Inc. Centrifugal impeller for a rocket engine having high and low pressure outlets
US8407981B1 (en) * 2010-02-05 2013-04-02 Florida Turbine Technologies, Inc. Johnson Sexton cycle rocket engine
KR101179666B1 (ko) 2010-12-17 2012-09-05 한국항공우주연구원 냉각 채널을 갖는 조립체
US20120204535A1 (en) * 2011-02-15 2012-08-16 Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. Augmented expander cycle
US8250853B1 (en) * 2011-02-16 2012-08-28 Florida Turbine Technologies, Inc. Hybrid expander cycle rocket engine
JP2012189018A (ja) * 2011-03-11 2012-10-04 Ihi Aerospace Co Ltd ガス発生器用の燃料／酸化剤供給装置
JP5666353B2 (ja) * 2011-03-11 2015-02-12 株式会社Ｉｈｉエアロスペース 液体ロケットエンジン用ノズル
JP2012189014A (ja) * 2011-03-11 2012-10-04 Ihi Aerospace Co Ltd ガス発生器
FR2975440B1 (fr) * 2011-05-17 2015-11-20 Snecma Systeme d'alimentation et procede de suppression d'effet pogo
US9217389B1 (en) 2011-11-10 2015-12-22 Blue Origin, Llc Rocket turbopump valves and associated systems and methods
US9200596B2 (en) 2011-12-13 2015-12-01 Aerojet Rocketdyne, Inc. Catalytically enhanced gas generator system for rocket applications
FR2985804B1 (fr) * 2012-01-17 2014-02-07 Snecma Moteur pour fusee a alimentation optimisee
US8695540B2 (en) 2012-06-18 2014-04-15 Aerojet Rocketdyne Of De, Inc. Fuel-cracking diesel engine system
RU2513023C2 (ru) * 2012-07-31 2014-04-20 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" Способ обеспечения бессрывной работы турбонасосного агрегата многорежимного жидкостного ракетного двигателя на режимах глубокого дросселирования
RU2531831C1 (ru) * 2013-06-18 2014-10-27 Николай Борисович Болотин Жидкостный ракетный двигатель
RU2531835C1 (ru) * 2013-07-02 2014-10-27 Николай Борисович Болотин Жидкостный ракетный двигатель
RU2531833C1 (ru) * 2013-07-17 2014-10-27 Николай Борисович Болотин Жидкостный ракетный двигатель
RU2562315C1 (ru) * 2014-08-05 2015-09-10 Николай Борисович Болотин Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель
DE102015001271A1 (de) * 2015-02-04 2016-08-04 Airbus Ds Gmbh Turbopumpe für ein Raketentriebwerk mit einer Radialstufe
JP6416015B2 (ja) * 2015-02-26 2018-10-31 三菱重工業株式会社 ロケットエンジン、および、点火システム
US11408373B1 (en) 2015-06-26 2022-08-09 Rocket Labs USA, Inc. Jettisonable battery systems for powering electrical turbopumps for launch vehicle rocket engine systems
US11060482B2 (en) * 2015-09-14 2021-07-13 Korea Aerospace Research Institute Liquid rocket engine using booster pump driven by electric motor
EP3488111B1 (en) * 2016-07-22 2022-03-23 Aerojet Rocketdyne, Inc. Boost turbo-pump with axially fed turbine
US10414521B1 (en) 2018-04-17 2019-09-17 Hardy Engineering & Manufacturing, Inc. Nuclear rocket engine with pebble fuel source
US10414520B1 (en) 2018-04-17 2019-09-17 Hardy Engineering & Manufacturing, Inc. Fuel retention reactor for nuclear rocket engine
KR102101659B1 (ko) * 2018-11-29 2020-04-17 (주)이노스페이스 전기모터 구동식 산화제 펌프를 사용하는 하이브리드 로켓엔진
US11174966B1 (en) 2020-03-09 2021-11-16 Blue Origin, Llc Fluid damped check valve, and associated systems and mei'hods
US11391243B1 (en) 2020-03-09 2022-07-19 Blue Origin, Llc Seal for gimbaling and/or fixed rocket engine nozzles, and associated systems and methods
CN112555056B (zh) * 2020-12-02 2022-05-10 西安航天动力研究所 补燃循环液体发动机核心系统热试验装置及参数协调方法

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2949007A (en) * 1955-02-24 1960-08-16 North American Aviation Inc Rocket engine feed system
US3062004A (en) * 1959-05-18 1962-11-06 United Aircraft Corp Rocket motor starter
US3149460A (en) * 1960-09-28 1964-09-22 Gen Electric Reaction propulsion system
US3283508A (en) * 1965-10-06 1966-11-08 William A Schulze Missile control system
DE1776010A1 (de) * 1968-09-03 1971-09-16 Messerschmitt Boelkow Blohm Verfahren zum Foerdern von fluessigen Treibstoffen fuer Gaserzeuger bzw.Raketenbrennkammern,und Foerdersystem zur Durchfuehrung des Verfahrens
US4185456A (en) * 1976-07-02 1980-01-29 Cummings Donald Ray Providing energy from the combustion of methanol
US4589253A (en) * 1984-04-16 1986-05-20 Rockwell International Corporation Pre-regenerated staged-combustion rocket engine
JPS62261652A (ja) * 1986-05-07 1987-11-13 Natl Space Dev Agency Japan<Nasda> 液体ロケツトエンジン
US4811556A (en) * 1986-10-14 1989-03-14 General Electric Company Multiple-propellant air vehicle and propulsion system
US4841723A (en) * 1986-10-14 1989-06-27 General Electric Company Multiple-propellant air vehicle and propulsion system
US4998410A (en) * 1989-09-05 1991-03-12 Rockwell International Corporation Hybrid staged combustion-expander topping cycle engine
US5873241A (en) * 1991-05-23 1999-02-23 United Technologies Corporation Rocket engine auxiliary power system
FR2728627B1 (fr) * 1994-12-27 1997-03-14 Europ Propulsion Autopressurisation de reservoir
DE19730674A1 (de) * 1997-07-17 1999-01-21 Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt Brennkammer und Verfahren zur Herstellung einer Brennkammer
RU2158839C2 (ru) * 1999-01-21 2000-11-10 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза
RU2159351C1 (ru) * 1999-03-01 2000-11-20 Открытое акционерное общество НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко Газогенератор
DE19958310C2 (de) * 1999-12-03 2002-01-17 Daimler Chrysler Ag Raketentriebwerk für Flüssigtreibstoffe mit einem geschlossenen Triebwerkskreislauf

Cited By (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102648343B (zh) * 2009-09-08 2014-09-17 株式会社Ihi 实现高速响应性的火箭发动机系统
CN102648343A (zh) * 2009-09-08 2012-08-22 株式会社Ihi 实现高速响应性的火箭发动机系统
CN103133183B (zh) * 2013-02-06 2015-11-04 北京航天试验技术研究所 一种火箭发动机推力室低温氢气安全处理装置
CN103133183A (zh) * 2013-02-06 2013-06-05 北京航天试验技术研究所 一种火箭发动机推力室低温氢气安全处理装置
CN104919167A (zh) * 2013-02-19 2015-09-16 三菱重工业株式会社 火箭发动机、火箭及火箭发动机的启动方法
CN103790734A (zh) * 2014-02-18 2014-05-14 苟仲武 一种液态空气加力助推火箭发动机设备及方法
CN103790734B (zh) * 2014-02-18 2015-10-21 苟仲武 一种液态空气加力助推火箭发动机设备及方法
CN108412637A (zh) * 2018-03-16 2018-08-17 北京航天动力研究所 一种新型氢氧火箭发动机系统
CN108412637B (zh) * 2018-03-16 2020-04-10 北京航天动力研究所 一种新型氢氧火箭发动机系统
CN109630317B (zh) * 2018-12-06 2021-05-04 上海空间推进研究所 基于电动泵的轨姿控一体化空间推进系统
CN109630317A (zh) * 2018-12-06 2019-04-16 上海空间推进研究所 基于电动泵的轨姿控一体化空间推进系统
CN109723578A (zh) * 2018-12-21 2019-05-07 中国人民解放军空军工程大学 一种边缘分布等离子体裂解活化补油装置及方法
CN113632347A (zh) * 2019-03-26 2021-11-09 株式会社荏原制作所 屏蔽电机和由该屏蔽电机驱动的泵、以及使用了该屏蔽电机的火箭发动机系统和液体燃料火箭
CN111720239B (zh) * 2019-07-03 2021-05-25 西安航天动力研究所 一种深度变推多次起动液体火箭动力系统
CN111720239A (zh) * 2019-07-03 2020-09-29 西安航天动力研究所 一种深度变推多次起动液体火箭动力系统
CN111535939A (zh) * 2019-12-12 2020-08-14 西北工业大学 一种适用于再生冷却爆震燃烧室的燃油喷射系统及方法
CN111535939B (zh) * 2019-12-12 2022-05-27 西北工业大学 一种适用于再生冷却爆震燃烧室的燃油喷射系统
CN111412084A (zh) * 2020-04-07 2020-07-14 北京航天动力研究所 一种多级泵级间分流的核热发动机系统
CN111963340A (zh) * 2020-08-04 2020-11-20 西安航天动力研究所 一种液体火箭发动机气动增压装置多次起动系统
CN111963340B (zh) * 2020-08-04 2021-10-19 西安航天动力研究所 一种液体火箭发动机气动增压装置多次起动系统
CN111963337A (zh) * 2020-08-21 2020-11-20 西安航天动力研究所 一种富氧补燃发动机推力室直连热试系统及热试方法
CN112628019A (zh) * 2020-12-18 2021-04-09 西安航天动力研究所 一种补燃循环发动机推力室喷注器冷却流路及其设计方法
CN113266492A (zh) * 2021-04-16 2021-08-17 北京星际荣耀空间科技股份有限公司 发动机推力室、火箭发动机、液体火箭
CN115355106A (zh) * 2022-08-24 2022-11-18 深圳驭龙航天科技有限公司 燃烧室抽气循环液体火箭发动机
CN115263606A (zh) * 2022-09-23 2022-11-01 北京星河动力装备科技有限公司 发动机推力室、火箭发动机和液体火箭

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