DE1088291B - Rocket propulsion - Google Patents
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Description
DEUTSCHESGERMAN
Die Erfindung bezieht sich auf einen Raketenantrieb mit einer Brennkammer, die zwei getrennte Einlasse für zwei oder mehr Treibstoffe aufweist, von denen wenigstens einer sich in flüssigem Zustand befindet, und in der sich eine Turbine für den Antrieb von Förderpumpen und/oder sonstigem Zubehör befindet. Als flüssiger Treibstoff kann beispielsweise ein Kohlenwasserstoff wie Kerosen zur Verwendung kommen, während der andere Treibstoff ein Oxydationsmittel in flüssiger oder gasartiger Form sein kann. Zweckmäßig besteht der zweite Treibstoff aus einer gasartigen Mischung von Dampf und Sauerstoff, die durch katalytische Zersetzung von flüssigem Wasserstoffperoxyd erzeugt wird.The invention relates to a rocket engine with a combustion chamber having two separate inlets for two or more fuels, at least one of which is in the liquid state, and in which there is a turbine for driving feed pumps and / or other accessories. For example, a hydrocarbon such as kerosene can be used as the liquid fuel, while the other fuel can be an oxidizing agent in liquid or gaseous form. The second fuel expediently consists of a gaseous mixture of steam and oxygen, which generated by the catalytic decomposition of liquid hydrogen peroxide.
Damit die in flüssiger Form verwendeten Treibstoffe richtig verbrennen, sollten sie in fein zerstäubtem Zustand versetzt werden.In order for the fuels used in liquid form to burn properly, they should be in a finely atomized form State.
Nach der Erfindung ist wenigstens ein Durchlaß für flüssigen Treibstoff stromabwärts hinter dem Turbinenläufer vorgesehen, durch den der flüssige Treibstoff hindurchströmt und den Läufer kühlt, worauf er in fein verteiltem Zustand vom Umfang des Läufers abgeschleudert wird und die Bahn des zweiten Treibstoffs kreuzt, der zwischen den Turbinenschaufeln austritt.According to the invention there is at least one passage for liquid fuel downstream of the turbine runner provided through which the liquid fuel flows and cools the rotor, whereupon it is thrown off in a finely divided state from the circumference of the runner and the track of the second Fuel that is leaking between the turbine blades.
Die Anordnung von Durchlässen für ursprünglich flüssigen, im bekannten Fall dann allerdings schon größtenteils verdampften Treibstoff in Brennkammern von Strahltriebwerken stromabwärts hinter einem Turbinenläufer ist zwar an sich bekannt. Die Durchlasse befinden sich jedoch bei der bekannten Anordnun in der Innenwand der doppelwandigen Brennkammer und sind daher nicht geeignet, die Kühlung des Turbinenläufers sicherzustellen.The arrangement of passages for originally liquid, but in the known case then already Most of the fuel evaporated in the combustion chambers of jet engines downstream behind you Turbine rotor is known per se. However, the passages are in the known arrangement in the inner wall of the double-walled combustion chamber and are therefore not suitable for cooling of the turbine rotor.
An dieser Stelle sei ferner bemerkt, daß es bei Gasturbinenläufern bekannt ist, neben dem Läufer, und zwar stromauf davon, einen Durchlaß für flüssigen Treibstoff vorzusehen, durch den der Treibstoff hindurchströmt und den Läufer kühlt, worauf er in fein verteiltem Zustand vom Umfang des Läufers abgeschleudert wird und die Bahn der für die Verbrennung zugeführten Luft kreuzt. Hierbei handelt es sich allerdings nicht um einen Raketenantrieb wie bei der vorliegenden Erfindung, und dies ist aus folgenden Gründen wesentlich. Bei der bekannten Gasturbinenanlage nämlich tritt eine Verbrennung erst ein, wenn die Mischung aus Brennstoff und Luft die Turbine verlassen hat und in die eigentliche Brennkammer ein- " tritt. Bei einem Raketentriebwerk dagegen werden die Treibmittel infolge der beträchtlichen Hitze sofort entzündet. Daher läßt sich die bekannte Anordnung nicht auf Raketentriebwerke übertragen. Die Hitze in dem vor den Turbinenschaufeln liegenden Raum wäre nämlich so groß, daß die" Läuferschaufeln RaketenantriebAt this point it should also be noted that in gas turbine rotors is known, next to the runner, and upstream of it, a passage for liquid Provide fuel through which the fuel flows and cools the runner, whereupon it turns into fine distributed state is thrown off the circumference of the rotor and the path of the combustion supplied air crosses. However, this is not a rocket engine like the one present invention, and this is essential for the following reasons. In the known gas turbine plant namely, combustion does not occur until the mixture of fuel and air hits the turbine has left and enters the actual combustion chamber. In the case of a rocket engine, however, will the propellant ignited immediately as a result of the considerable heat. Therefore, the known arrangement not transferred to rocket engines. The heat in the one in front of the turbine blades Space would be so large that the "rotor blades rocket propulsion
Anmelder:Applicant:
The De Havilland Engine Co. Ltd.,
Leavesden, Hertfordshire (Großbritannien)The De Havilland Engine Co. Ltd.,
Leavesden, Hertfordshire (UK)
Vertreter: Dipl.-Ing. K. Lengner, Patentanwalt,
Hamburg 1, Mönckebergstr. 7Representative: Dipl.-Ing. K. Lengner, patent attorney,
Hamburg 1, Mönckebergstr. 7th
Frank Bernard Haiford, Northwood, Middlesex,Frank Bernard Haiford, Northwood, Middlesex,
und Georg Edward Preece, Prestbury, Cheltenham,and Georg Edward Preece, Prestbury, Cheltenham,
Gloucestershire (Großbritannien),Gloucestershire (UK),
sind als Erfinder genannt wordenhave been named as inventors
sogleich verbrennen oder wegschmelzen würden. Diese Schwierigkeit wird gemäß der Erfindung gemeistert, indem man den einen Treibstoff über die stromabwärts gerichtete Seite des Läufers hinwegströmen läßt und ihn mit dem anderen Treibstoff erst mischt, wenn dieser die Schaufeln der Turbine verlassen hat.would burn or melt away immediately. This difficulty is overcome according to the invention, by flowing one fuel over the downstream side of the runner leaves and mixes it with the other fuel only when it has left the blades of the turbine.
Des weiteren ist es bekannt, bei innengekühlten Turbinen eine von der Turbine angetriebene Scheibe stromab des Turbinenläufers vorzusehen. Über diese stromabwärts gerichtete Oberfläche soll Luft geleitet werden, die bei der bekannten Bauart aber ein reines Kühlmittel darstellt, das aus den Hohlschaufeln der Turbine austritt und sich nicht mit den Gasen mischt, die durch die Turbinenschaufeln hindurchtreten. Demgegenüber wird bei einem Raketenantrieb nach der Erfindung eine innige Mischung der beiden zur Verbrennung nötigen Bestandteile nach erzielter Kühlung des Turbinenrotors angestrebt und erreicht.It is also known to have a disk driven by the turbine in internally cooled turbines to be provided downstream of the turbine rotor. Air is said to be passed over this downstream surface are, which in the known design is a pure coolant that comes from the hollow blades of the Turbine leaks and does not mix with the gases passing through the turbine blades. In contrast in a rocket engine according to the invention, an intimate mixture of the two for combustion required components after the cooling of the turbine rotor has been achieved.
Ferner ist auch bekannt, Umlaufverdampfer für den einer Brennkammer zuzuführenden flüssigen Treibstoff zu verwenden, bei denen der Treibstoff der Mitte einer umlaufenden Scheibe zugeführt wird, durch die Fliehkraft auf der Scheibe nach außen befördert und während dieses Transports über die Scheibenoberfläche durch deren hohe Temperatur verdampft wird. Dieser Treibstoffdampf mischt sich sodann mit der von außen her radial nach innen über die Scheibenoberfläche zugeleiteten Verbrennungsluft, in der er verbrennt und hierbei die Verdampferscheibe ständig auf der notwendigen hohen Temperatur hält. Ein Absprühen des flüssigen Brennstoffs von der um-Furthermore, it is also known to use a circulation evaporator for the liquid fuel to be supplied to a combustion chamber to be used in which the fuel is fed to the center of a rotating disc, conveyed to the outside by the centrifugal force on the disc and during this transport over the Disk surface is evaporated due to the high temperature. This fuel vapor then mixes with the combustion air supplied from the outside radially inwards via the pane surface, in which it burns and keeps the evaporator disc at the necessary high temperature. Spraying the liquid fuel off the surrounding
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laufenden Scheibe in die am Scheibenrand vorbeiströ- erzeugt, die durch die Drosselöffnung 13 hindurchmende Verbrennungsluft erfolgt hier also nicht. treten und in der Düsenmündung 14 expandieren, wo-running disk into which flows past the edge of the disk, which flows through the throttle opening 13 So there is no combustion air here. step and expand in the nozzle mouth 14, where-
Schließlich ist auch ein Turbo-Brenner fürSchweröl bei sie einen sehr kräftigen Vortrieb erzeugen,
bekanntgeworden, bei dem ein Umlaufzerstäuber Das Gehäuse 10 ist daher hohen Temperaturen undFinally, there is also a turbo burner for heavy oil which generates very powerful propulsion,
became known in which a circulation atomizer The housing 10 is therefore high temperatures and
für den einer Brennkammer zuzuführenden flüssigen 5 hohen Innendrücken ausgesetzt; es ist daher notwen-Treibstoff benutzt wird. Dieser Treibstoff wird vom dig, es gut zu kühlen. Aus diesem Grunde wird eine Umfang einer rotierenden Scheibe in fein zerstäubtem Regenerativ-Kühlung verwendet, bei der das zu zer-Zustand abgeschleudert und gelangt hierbei in die am setzende Wasserstoffperoxyd zunächst außen um das Rand der Scheibe vorbeiströmende Verbrennungsluft. Gehäuse 10 herumgeführt wird, um Wärme von ihm Bei dieser bekannten Bauart eines Brenners wird aber io aufzunehmen. Das Wasserstoffperoxyd gelangt durch die umlaufende Scheibe nicht, oder zumindest in nicht Öffnungen 15 in der Wandung des äußeren Gehäuses ausreichendem Maße, durch den zugeführten flüssigen 11 in eine Ringkammer 16, die außen von dem GeBrennstoff gekühlt, denn zwischen Brennkammer und häuse 11 und innen von einer Hülse od. dgl. 17 beumlaufender Scheibe ist bei der bekannten Bauart grenzt wird. Diese Hülse umgibt das. Gehäuse 10 im eine Abdeckung vorgesehen, die die Scheibe vor einer 15 Bereiche des hinteren Teiles des Verbrennungsraumes, Wärmeeinstrahlung aus der Brennkammer schützt. der Düsenöffnung und des Düsenauslasses; zwischenexposed to high internal pressures for the liquid 5 to be supplied to a combustion chamber; it is therefore necessary fuel is used. This fuel is used by the dig to cool it well. Because of this, a Scope of a rotating disc used in finely atomized regenerative cooling, in which the to zer-state spun off and gets into the hydrogen peroxide that is set on the outside first around the Combustion air flowing past the edge of the pane. Housing 10 is led around to remove heat from it With this known type of burner, however, io will be recorded. The hydrogen peroxide gets through the rotating disk is not, or at least not in openings 15 in the wall of the outer housing sufficient, through the supplied liquid 11 in an annular chamber 16, which is cooled on the outside by the fuel, because between the combustion chamber and housing 11 and inside by a sleeve or the like 17 circulating Disc is in the known design is bordered. This sleeve surrounds the. Housing 10 in a cover is provided that covers the disc in front of a 15 area of the rear part of the combustion chamber, Protects heat radiation from the combustion chamber. the nozzle opening and the nozzle outlet; between
Die Turbine kann ferner ausgenutzt werden, um in diesen Teilen und der Hülse 17 verbleibt ein Ringspalt der Brennkammer stromabwärts hinter dem Turbinen- 18. Am hinteren Ende des Hülsenteiles 17 befindet läufer eine Scheibe anzutreiben, der ein Teil des flüs- sich ein Spalt 19, durch den das Wasserstoffperoxyd sigen Treibstoffs zugeführt wird, so daß dieser vom 20 in den Ringraum 18 eintreten kann. Schraubenförmige Umfang der Scheibe in fein zerstäubtem Zustand ab- Führungsrippen 20 befinden sich zwischen der Hülse geschleudert wird. 17 und der Außenseite des Gehäuses 10, so daß dasThe turbine can also be used to leave an annular gap in these parts and the sleeve 17 the combustion chamber downstream behind the turbine 18. Located at the rear end of the sleeve part 17 Runner to drive a disk, part of which flows through a gap 19 through which the hydrogen peroxide Sigen fuel is supplied so that it can enter the annular space 18 from the 20. Helical The circumference of the disc in a finely atomized state - guide ribs 20 are located between the sleeve is thrown. 17 and the outside of the housing 10, so that the
Die Anordnung, bei der dem Turbinenläufer selbst Wasserstoffperoxyd gezwungen ist, das Gehäuse 10 der gesamte flüssige Treibstoff zugeführt wird, hat auf ausgedehnter Bahn zu umspülen. Ist das flüssige den Vorteil, daß dadurch die Kühlung der Turbine 25 Wasserstoffperoxyd durch den Ringkanal 18 nach erleichtert wird. Wenn andererseits in der Strömungs- vorn geleitet worden, so> gelangt es in einen Ringrichtung hinter der Turbine eine besondere Scheibe raum 21, der von der Außenwandung des Gehäuses 11 vorgesehen ist, so hat dies den.Vorteil, daß der Tür- und der Innenwandung des Gehäuses 10 umschlossen binenrotor dadurch wenigstens teilweise gegen die wird. Schließlich verläßt das Wasserstoffperoxyd den Verbrennungshitze abgeschirmt ist. 30 Ringraum 21 und gelangt in eine Kammer 22, die vorThe arrangement in which the turbine runner itself is forced to use hydrogen peroxide, the housing 10 all of the liquid fuel supplied has to wash over an extended path. Is that liquid the advantage that thereby the cooling of the turbine 25 hydrogen peroxide through the annular channel 18 after is facilitated. If, on the other hand, the forward flow has been diverted, then> it arrives in a ring direction behind the turbine a special disk space 21, which from the outer wall of the housing 11 is provided, this has the advantage that the door and the inner wall of the housing 10 are enclosed Binenrotor thereby at least partially against the is. Eventually the hydrogen peroxide leaves the Combustion heat is shielded. 30 annular space 21 and enters a chamber 22, which is in front
Die Achse der umlaufenden Scheibe wird in der einem ringförmigen Katalysator 23 angeordnet ist;
Regel mit der Längsachse der Verbrennungskammer dieser Katalysator besteht aus einer Katalysatorzusammenfallen,
so daß das nach außen abgeschleu- masse, beispielsweise Silbergaze, die in der Lage ist,
derte Treibmittel quer in die Bahn des anderen Treib- das Wasserstoffperoxyd in eine heiße gasförmige
Stoffs geschleudert wird, der mit erheblicher Ge- 35 Mischung von Dampf und Sauerstoff zu zerlegen,
schwindigkeit in der Axialrichtung zugeführt wird. Die Zersetzungsprodukte verlassen den KatalysatorThe axis of the rotating disk is arranged in the an annular catalytic converter 23; Usually with the longitudinal axis of the combustion chamber this catalyst consists of a catalyst coinciding so that the outwardly thrown off mass, for example silver gauze, which is able to throw the propellant across the path of the other propellant, the hydrogen peroxide in a hot gaseous substance to decompose with a considerable amount of mixture of steam and oxygen,
speed is supplied in the axial direction. The decomposition products leave the catalyst
Auf diese Weise wird eine stark turbulente Ver- 23 und gelangen durch einen Ring ortsfester Schaumischung und eine gute Verbrennung erzielt. fein oder Düsen 24, wo sie expandieren und eine hoheIn this way there is a highly turbulent flow and pass through a ring of stationary foam mixture and achieved good combustion. fine or nozzles 24 where they expand and a high
Sollen zwei verschiedene flüssige Treibstoffe der Geschwindigkeit annehmen; außerdem werden sie so Verbrennungskammer zugeführt werden, so können 40 abgelenkt, daß sie in der richtigen Richtung auf sie beide der Scheibe zugeleitet werden, so daß sie Schaufeln 26 eines Turbinenrotors 27 treffen. Der sich innig vermischen noch während sie vor der Zer- Turbinenrotor sitzt auf einer Welle 28, die nach vorn stäubung und Verbrennung sich in flüssigem Zustand bis zur Vorderseite des Raketenantriebes durchläuft befinden. und dort zum Antrieb von Pumpen für die FörderungShall assume two different liquid fuels of speed; besides, they will be like that Combustion chamber can be fed so that 40 can be deflected in the right direction they are both fed to the disk so that they hit blades 26 of a turbine rotor 27. Of the still mix intimately while they are sitting in front of the Zer turbine rotor on a shaft 28 which is forward Dusting and combustion run through in a liquid state to the front of the rocket engine are located. and there to drive pumps for conveyance
Führt man den zu zerstäubenden Treibstoff der 45 der Treibmittel sowie zum Antrieb sonstiger HilfsScheibe
oder dem Turbinenläufer durch eine hohle einrichtungen des Raketenantriebes dienen.
Achse zu, so kann hierbei auch eine Kühlung dieser Der für die Verbrennung benötigte Brennstoff wirdIf the propellant to be atomized is fed to the propellant and other auxiliary disks or the turbine runner, they are used through a hollow device of the rocket drive.
Axis closed, so this can also be a cooling of the fuel required for the combustion
Achse erzielt werden. Durch Anordnung von radial durch die Bohrung 29 der Welle 28 zugeführt, die an gerichteten Kanälen von hinreichender Länge für die ihrem hinteren Ende in der Strömungsrichtung hinter Zufuhr des Treibstoffs kann durch Fliehkraftwirkung 50 dem Turbinenrotor 27 eine Zerstäuberscheibe 30 trägt, der Druck des flüssigen Treibstoffs auf den Wert ge- Auf beiden Seiten dieser Scheibe nahe ihrer Nabe steigert werden, der für das Einführen des Treibstoffs angeordnete radiale Kanäle 31 stehen mit der Bohrung in die Verbrennungskammer benötigt wird. 29 der Welle 28 in Verbindung und ermöglichen esAxis can be achieved. By the arrangement of radially through the bore 29 of the shaft 28 supplied to the directed channels of sufficient length for their rear end in the direction of flow behind The fuel can be supplied to the turbine rotor 27 by the effect of centrifugal force 50 on an atomizer disk 30, the pressure of the liquid fuel to the value- On both sides of this disc near its hub are increased, the arranged for the introduction of the fuel radial channels 31 are with the bore is needed in the combustion chamber. 29 of the shaft 28 in connection and enable it
Weitere Einzelheiten und Vorteile des Raketen- dem Brennstoff, zu beiden Seiten der Scheibe nach antriebes nach der Erfindung gehen aus der nächste- 55 außen zu treten. Die Scheibe wird mit hoher Gehenden Beschreibung eines in der Zeichnung veran- schwindigkeit in Drehung versetzt und der Brennschaulichten Längsschnittes durch die Brennkammer stoff am Scheibenumfang in feinzerstäubtem Zustand und die ihr benachbarten Teile hervor. abgeschleudert. Dieser Brennstoff durchquert dieMore details and advantages of the rocket - the fuel, on both sides of the disc after Drive according to the invention go from the next 55 to step outside. The disc is walking with high Description of a rotating speed in the drawing and the focus lights Longitudinal section through the combustion chamber fabric on the disc circumference in a finely atomized state and the parts adjacent to it. thrown off. This fuel crosses the
Die Brennkammer wird von einem festen Innenge- Bahn der heißen, sauerstoffhaltigen Gase, die vom
häuse 10 gebildet, das von einem äußeren Gehäuse 1ΐ 6o Turbinenschaufelring 26 austreten, so daß sofortige
umschlossen ist. Das Gehäuse 10 umschließt den und wirksame Verbrennung stattfindet.
Hauptverbrennungsraum 12, der in eine verengte An der in Strömungsrichtung hinteren Seite desThe combustion chamber is formed by a solid inner pathway of the hot, oxygen-containing gases, which are formed by the housing 10 and which emerge from an outer housing 1ΐ 6o turbine blade ring 26, so that it is immediately enclosed. The housing 10 encloses the and effective combustion takes place.
Main combustion chamber 12, which is in a narrowed to the rear in the flow direction of the
Düse 13 und anschließend in eine sich erweiternde Turbinenrotors 27 ist eine Schirmplatte 32 vorgese-Düsenmündung 14 übergeht. ■ ' hen, die von dem Rotor in einem spaltartigen AbstandNozzle 13 and then in a widening turbine rotor 27 is a shield plate 32 provided nozzle orifice 14 passes. ■ 'hen that of the rotor at a gap-like distance
■ Der Raketenantrieb arbeitet ' durch Verbrennung 65 33 liegt, der gleichfalls mit.der Bohrung29 der Welle eines Treibstoffes, wie z.B.'Kerösen zusammen mit 28 in Verbindung steht, und zwar durch Kanäle34. Sauerstoff, der in den Zersetzungprodukten konzen- Brennstoff wird also auch zwischen der Schirmplatte inerten Wasserstoffperoxids enthalten ist. Der Re- -und dem Rotor 27 nach außen geschleudert und trifft •aktionsvorgang ist sehr" fcefiig und große Mengen auf die heißen sauerstoffhaltigen Gase im ..Bereiche heißen Gases werden in^H&m Verbrennungsraum^ 70 der Wurzeln der Turbinenschauf ein 26. ... .The rocket drive works by combustion 65 33, which is also connected to the bore29 of the shaft of a propellant, such as Kerösen together with 28, through channels34. Oxygen, which is concentrated in the decomposition products, is therefore also contained between the shield plate of inert hydrogen peroxide. The Re- and the rotor 27 are thrown outwards and hit the action process is very fcefiig and large amounts of the hot oxygen-containing gases in the areas of hot gas are in ^ H & m combustion chamber ^ 70 of the roots of the turbine blade 26 ... .
Die umlaufende Scheibe 30, die Schirmplatte 32 und der Umstand, daß der Brennstoff zwischen dieser Schirmplatte 32 und dem Turbinenrotor 27 austritt, haben zur Folge, daß der Turbinenrotor gegenüber der großen Verbrennungshitze geschützt ist und gekühlt wird.The rotating disc 30, the faceplate 32 and the fact that the fuel between these Shield plate 32 and the turbine rotor 27 exits, have the consequence that the turbine rotor opposite the large combustion heat is protected and cooled.
Eine zusätzliche Kühlwirkung wird dadurch erzielt, daß ein Teil des flüssigen Wasserstoffperoxyds aus dem Raum 22 durch Kanäle 35 geleitet wird. Dieser Kühlstrom tritt außen an der umlaufenden Welle 28 entlang und gelangt durch Kanäle 36 und 37 an der inneren Ringwandung des Katalysators 23 wieder zurück.An additional cooling effect is achieved in that part of the liquid hydrogen peroxide is passed from the space 22 through channels 35. This cooling flow occurs on the outside of the rotating shaft 28 along and passes through channels 36 and 37 on the inner ring wall of the catalytic converter 23 again return.
Claims (2)
Deutsche Patentschriften Nr. 892 096, 858 335;
schweizerische Patentschrift Nr. 308 992;
französische Patentschrift Nr. 735 757;
britische Patentschrift Nr. 771 896;
USA.-Patentschrift Nr. 2 589 215.Considered publications:
German Patent Nos. 892 096, 858 335;
Swiss Patent No. 308 992;
French Patent No. 735,757;
British Patent No. 771,896;
U.S. Patent No. 2,589,215.
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Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE1219733B (en) * | 1961-02-24 | 1966-06-23 | Boelkow Gmbh | Rocket engine |
| DE1257489B (en) * | 1965-05-15 | 1967-12-28 | Boelkow Gmbh | Rocket engine for liquid fuels with a main combustion chamber and a pre-combustion chamber |
| DE1272636B (en) * | 1966-08-05 | 1968-07-11 | Boelkow Gmbh | Main flow rocket engine |
| DE1278182B (en) * | 1966-11-11 | 1968-09-19 | Boelkow Gmbh | Formation and mounting of the heat shield in liquid rocket engines in the main flow design |
| CN101956981A (en) * | 2010-07-08 | 2011-01-26 | 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 | Gas-liquid component high chamber-pressure large-range variable working condition combustor |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR735757A (en) * | 1931-07-27 | 1932-11-15 | Turbulent heavy oil turbo-burner | |
| US2589215A (en) * | 1946-11-06 | 1952-03-18 | John D Atwood | Jet engine |
| DE858335C (en) * | 1943-12-11 | 1952-12-04 | Versuchsanstalt Fuer Luftfahrt | Reduction of the cooling air losses of internally cooled turbines |
| DE892096C (en) * | 1950-12-02 | 1953-08-20 | Armstrong Siddeley'Motors Limited, Coventry, Warwickshire (Großbritannien) | Combustion chamber for liquid fuel |
| CH308992A (en) * | 1951-05-16 | 1955-08-15 | Power Jets Res & Dev Ltd | Gas turbine plant. |
| GB771896A (en) * | 1959-11-15 | 1957-04-03 | Havilland Engine Co Ltd | Rocket motors fuelled by a monopropellant |
-
1958
- 1958-04-15 DE DEH33002A patent/DE1088291B/en active Pending
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR735757A (en) * | 1931-07-27 | 1932-11-15 | Turbulent heavy oil turbo-burner | |
| DE858335C (en) * | 1943-12-11 | 1952-12-04 | Versuchsanstalt Fuer Luftfahrt | Reduction of the cooling air losses of internally cooled turbines |
| US2589215A (en) * | 1946-11-06 | 1952-03-18 | John D Atwood | Jet engine |
| DE892096C (en) * | 1950-12-02 | 1953-08-20 | Armstrong Siddeley'Motors Limited, Coventry, Warwickshire (Großbritannien) | Combustion chamber for liquid fuel |
| CH308992A (en) * | 1951-05-16 | 1955-08-15 | Power Jets Res & Dev Ltd | Gas turbine plant. |
| GB771896A (en) * | 1959-11-15 | 1957-04-03 | Havilland Engine Co Ltd | Rocket motors fuelled by a monopropellant |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE1219733B (en) * | 1961-02-24 | 1966-06-23 | Boelkow Gmbh | Rocket engine |
| DE1257489B (en) * | 1965-05-15 | 1967-12-28 | Boelkow Gmbh | Rocket engine for liquid fuels with a main combustion chamber and a pre-combustion chamber |
| DE1272636B (en) * | 1966-08-05 | 1968-07-11 | Boelkow Gmbh | Main flow rocket engine |
| DE1278182B (en) * | 1966-11-11 | 1968-09-19 | Boelkow Gmbh | Formation and mounting of the heat shield in liquid rocket engines in the main flow design |
| CN101956981A (en) * | 2010-07-08 | 2011-01-26 | 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 | Gas-liquid component high chamber-pressure large-range variable working condition combustor |
| CN101956981B (en) * | 2010-07-08 | 2012-05-23 | 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 | Gas-liquid component high chamber-pressure large-range variable working condition combustor |
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