DE3427169A1 - Rocket drive for space flights - Google Patents
Rocket drive for space flightsInfo
- Publication number
- DE3427169A1 DE3427169A1 DE19843427169 DE3427169A DE3427169A1 DE 3427169 A1 DE3427169 A1 DE 3427169A1 DE 19843427169 DE19843427169 DE 19843427169 DE 3427169 A DE3427169 A DE 3427169A DE 3427169 A1 DE3427169 A1 DE 3427169A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- thrust
- nozzle
- altitude
- thrust nozzle
- floor
- 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.)
- Granted
Links
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
- F02K9/97—Rocket nozzles
-
- 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
- F02K9/97—Rocket nozzles
- F02K9/976—Deployable nozzles
Abstract
Description
34271633427163
9579 Patentabteilung9579 Patent Department
Raketentriebwerk für RaumflügeRocket engine for space flights
Die Erfindung bezieht sich auf ein Raketentriebwerk für Raumflüge, mit einer Bodenschubdüse und einer in axialer Richtung verstellbaren Höhenschubdüse, die während des Startens vom Boden und während des Fluges in relativ niedrigen Höhen sich in vorgezogener Lage befindet, dagegen während des Höhenfluges mit ihrem vorderen Ende am hinteren Ende der Bodenschubdüse angeschlossen ist.The invention relates to a rocket engine for space flights, with a floor thrust nozzle and one in an axial direction Direction adjustable height thrust nozzle, which during take-off from the ground and during flight in relative at low altitudes is in a preferred position, on the other hand during high-altitude flight with its front end is connected to the rear end of the floor thrust nozzle.
Bei Raketentriebwerken dient die Schubdüse dazu, die in der Brennkammer erzeugte Energie in Impuls umzuwandeln und dabei den Druck der Arbeitsgase möglichst bis auf den jeweiligen Umgebungsdruck abzubauen. Bei Höhenflügen ändert sich jedoch der Umgebungsdruck von etwa einem bar in Seehöhe bis zu praktisch null bar im luftleeren Raum. Daher müßte bei Raketentriebwerken, die sowohl als Starttriebwerke als auch als Höhentriebwerke ununterbrochen arbeiten, die Schubdüse der steigenden Flughöhe kontinuierlich nach Länge und dem Verhältnis der Düsenhaisfläche zur hinteren Austrittsfläche angepaßt werden, um einen optimalen Wirkungsgrad für den Schub zu erhalten. Dies ist objektiv nicht möglich. Ein konstruktiv gangbarer Weg besteht darin, die gesamte Schubdüse in bezug auf ihre Länge zu teilen und eine fest an der Brennkammer angeordnete Bodenschubdüse und eine axial verstellbare Höhenschubdüse oder Höhenschubdüsenteile vorzusehen, wie dies z. B. die US-PS 3 229 457 zeigt. Hierbei befinden sich beim Start und in niedrigen Flughöhen die hinteren Schubdüsenteile in vorgezogener Stellung, d.h. diese sind außer Betrieb und nur die feststehende Bodenschubdüse arbeitet. Mit zunehmender Flughöhe werden die einzelnen DüsenteileIn rocket engines, the thrust nozzle is used to convert the energy generated in the combustion chamber into impulse and at the same time the pressure of the working gases, if possible up to to reduce the respective ambient pressure. During high-altitude flights, however, the ambient pressure changes by about one bar at sea level to practically zero bar in a vacuum. Therefore, in the case of rocket engines, the Both as take-off engines and as elevator engines work continuously, the thrust nozzle of the soaring Flight height continuously adjusted according to length and the ratio of the nozzle shark area to the rear exit area in order to obtain optimal efficiency for the thrust. Objectively, this is not possible. A constructively feasible way is to share the entire exhaust nozzle in terms of its length and one Floor thrust nozzle fixed to the combustion chamber and an axially adjustable height thrust nozzle or height thrust nozzle parts provide how this z. U.S. Patent 3,229,457 shows. Here are at startup and at low altitudes, the rear thruster parts are in the advanced position, i.e. they are out of operation and only the fixed floor thrust nozzle works. With increasing flight altitude, the individual nozzle parts
34271 —'342 71 - '
4747
16.07.84 Hn/er, 0106A 9579 Patentabteilung07/16/84 Hn / er, 0106A 9579 patent department
der Höhenschubdüse bei laufendem Triebwerk hinten an der Bodenschubdüse angeschlossen, um den Austrittsdruck der Schubströmung dem Umgebungsdruck nach Möglichkeit anzupassen. So vorteilhaft die Aufteilung der Schubdüse in zwei oder mehrere Expansionsstufen ist, so sind doch damit auch Probleme verbunden. Um nämlich eine Schubdüse mit gutem Wirkungsgrad arbeiten zu lassen, ist es, wie bereits weiter vorn erwähnt, erforderlich, den Austrittsdruck der Schubströmung dem Umgebungsdruck anzugleichen. Dies bedeutet, daß eine dem atmosphärischen Bodendruck angepaBte Schubdüse mit zunehmender Höhe "unterexpandiert" arbeitet, so daß der Schubstrahl nach Verlassen der Schubdüse weiter expandiert bzw. sich ausbreitet, so daß dann beim Umschalten auf Höhenbetrieb die Höhenschubdüse durch den expandierten, extrem heißen Schubstrahl hindurch nach hinten in ihre Anschlußstellung bewegt werden muß. Dies bringt neben einem komplizierten baulichen Aufwand Betriebsunsicherheiten mit sich, die unbedingt zu vermeiden sind. Um diese Schwierigkeit zu umgehen, müßte die Bodenschubdüse beim Start und in niedrigeren Flughöhen "überexpandiert" ausgelegt werden, um in relativ großen Flughöhen bzw. bei Erreichen der Umschalthöhe nicht "unterexpandiert" zu arbeiten. Eine "überexpandierte" Schubdüse arbeitet jedoch mit dauerndem Schubverlust.the altitude thrust nozzle is connected to the rear of the floor thrust nozzle while the engine is running, in order to control the outlet pressure adjust the thrust flow to the ambient pressure if possible. So advantageous is the division of the exhaust nozzle is in two or more stages of expansion, so are problems associated with it. In order to make a thrust nozzle work with good efficiency, it is As already mentioned above, it is necessary to adjust the outlet pressure of the thrust flow to the ambient pressure. This means that a thrust nozzle that is adapted to the atmospheric pressure of the ground increases with increasing altitude "Underexpanded" works, so that the thrust jet continues to expand or expand after leaving the thrust nozzle spreads, so that when you switch to high-altitude operation, the height thrust nozzle through the expanded, extreme hot thrust jet has to be moved backwards into its connection position. This brings next to one Complicated construction work with operational uncertainties that must be avoided at all costs. Around To avoid this difficulty, the ground thruster would have to "overexpand" during take-off and at lower altitudes. are designed so that they are not "underexpanded" at relatively high altitudes or when the switchover altitude is reached to work. An "overexpanded" thrust nozzle, however, works with constant loss of thrust.
Es ist Aufgabe der Erfindung, die Nachteile der bekannten zwei- oder mehrstufigen Schubdüsenausführungen zu vermeiden und ein Raketentriebwerk mit einer zweistufigen Schubdüse der eingangs genannten Art derart zu konzipieren, daß es bei verhältnismäßig geringem Bauaufwand während des gesamten Fluges vom Boden bis in den luftleeren Raum in allen Höhenbereichen im Durchschnitt mit gutem Wirkungsgrad arbeitet und daß dabei die Betriebssicherheit gewahrt bleibt.It is the object of the invention to address the disadvantages of the known two-stage or multi-stage thrust nozzle designs avoid and design a rocket engine with a two-stage thrust nozzle of the type mentioned at the outset in such a way that that it is with relatively little construction effort during the entire flight from the ground to the Vacuum space in all height ranges works on average with good efficiency and that thereby the operational safety is preserved.
5 16.07.845 07/16/84
MBBMBB Hn/er, 0106AHn / er, 0106A
9579 Patentabteilung9579 Patent Department
Gelöst wird diese Aufgabe durch die im Patentanspruch 1 niedergelegten erfindungsgemäßen Merkmale.This object is achieved by the features according to the invention laid down in claim 1.
Durch die Erfindung wird erreicht, daß die nachteiligen Auswirkungen der anfänglich überexpandiert arbeitenden Bodenschubdüse kompensiert werden durch den Einsatz der Höhenschubdüse bereits in der ersten Betriebsphase, d. h. während des Starts und in niedrigen Flughöhen, wobei die Höhenschubdüse mit dem Bodentriebwerk einen zweiten Schubkreis bildet und dadurch die Wirkungsgradeinbußen des Bodentriebwerks durch Reduzierung der Ausströmgeschwindigkeit des zentralen Schubstrahls desselben bei gleichzeitiger Vermehrung des Gesamtdurchsatzes vermindert. Die Höhenschubdüse erfüllt daher neben ihrer Grundaufgabe eine zweite Funktion und stellt während des Startes und in geringen Flughöhen kein totes Gewicht dar. Der Antrieb des äußeren Schubstrahles des zweiten Schubkreises geschieht durch strömungsdynamische Energieübertragung infolge Injektorwirkung des eine hohe Ausströmgeschwindigkeit aufweisenden zentralen Schubstrahles der Bodenschubdüse auf die im zweiten Schubkreis vorhandene Luft, die dadurch beschleunigt wird. Gleichzeitig wird dabei die hohe Geschwindigkeit der zentralen Schubströmung der Bodenschubdüse in vorteilhafter Weise abgebaut. Damit aber werden deren Wirkungsgradverluste vermindert. Das Zurückfahren der Höhenschubdüse erfolgt im wesentlichen ohne thermische Belastung für dieses Bauteil, da in der vorgeschlagenen Umschalthöhe der Schubstrahl der Bodenschubdüse annähernd achsparallel verläuft.The invention achieves that the adverse effects of the initially overexpanded working Floor thrust nozzles are compensated by using the height thrust nozzle in the first operating phase, d. H. during take-off and at low altitudes, with the altitude thruster engaging the ground engine forms the second thrust circuit and thereby the loss of efficiency of the ground engine by reducing the outflow speed of the central thrust jet with a simultaneous increase in the total throughput. The height thrust nozzle therefore fulfills next their basic task has a second function and does not cause a dead end during take-off and at low altitudes The drive of the outer thrust jet of the second thrust circle is done by fluid dynamics Energy transfer as a result of the injector effect of the central one, which has a high outflow velocity Thrust jet of the floor thrust nozzle on the air present in the second thrust circle, which accelerates it will. At the same time, the high speed of the central thrust flow of the floor thrust nozzle is more advantageous Way degraded. This, however, reduces their loss of efficiency. The retraction of the elevation nozzle takes place essentially without thermal stress for this component, as in the proposed Switching height of the thrust jet of the floor thrust nozzle is approximately axially parallel.
Der besondere Vorteil der Erfindung liegt ferner darin, daß für den Raumflug das größtmögliche Expansionsverhältnis, bezogen auf die Gesamtschubdüse, erreicht wird, wobei in allen Betriebsphasen, vom Start bis inThe particular advantage of the invention is that the greatest possible expansion ratio for space flight, based on the total thrust nozzle, whereby in all operating phases, from start to in
- *. if-- *. if-
MBBMBB
Hn/er, 0106AHn / er, 0106A
9579 Patentabteilung9579 Patent Department
den Weltraum, praktisch durchwegs mit guten Wirkungsgraden gefahren wird. Der überexpandierte Betriebszustand
der Höhenschubdüse während der Umschaltphase in etwa 12 bis 14 km Höhe ist dabei vernachlässigbar, weil
diese Phase infolge der bereits erreichten hohen Steiggeschwindigkeit kurzzeitig ist und sehr rasch die expansionsgerechte
und dann die unterexpandierte Betriebsphase erreicht wird, die ohnehin gute Wirkungsgrade
garantiert.
10space, is practically always driven with good efficiency. The overexpanded operating state of the elevation thrust nozzle during the switching phase at an altitude of about 12 to 14 km is negligible because this phase is short-term due to the high rate of climb already achieved and the expansion-appropriate and then the underexpanded operating phase is reached very quickly, which guarantees good efficiency in any case.
10
Der Expansionsgrad der Bodenschubdüse bzw. deren Austrittsdruck ist im Rahmen der Erfindung so gewählt bzw. nur so groß, daß im kritischen Bereich für die erste Betriebsstufe, nämlich während des Starts und in relativ niedrigen Flughöhen, keine Strömungsablösung an der Schubdüseninnenwand erfolgt. Im Hinblick auf diesen gewählten Grenzwert als Expansionsgrad für die Bodenschubdüse resultiert die UmschaIthöhe, die erfindungsgemäß auf 12 bis 14 km Höhe festgelegt ist, in der ein Umgebungsdruck von etwa O,2 bis O,15 bar vorherrscht, wobei in dieser Flughöhe die Bodenschubdüse praktisch expansionsgerecht arbeitet (z. B.: p._/pThe degree of expansion of the floor thrust nozzle or its outlet pressure is selected within the scope of the invention or only so large that in the critical area for the first operating stage, namely during start-up and in relative terms low altitudes, there is no flow separation on the inner wall of the thruster. With regard to this The limit value selected as the degree of expansion for the floor thrust nozzle results in the switching height, which according to the invention is set at an altitude of 12 to 14 km, at which an ambient pressure of about 0.2 to 0.15 bar prevails, whereby at this altitude the floor thruster works practically expansion-oriented (e.g .: p ._ / p
Qd a Qd a
0,2/0,2 =1), so daß ihr Schubstrahl in etwa parallel verläuft und die Höhenschubdüse ohne thermische überbelastung zurückgestellt werden kann, also nicht durch eine heiße Zone verschoben werden muß.0.2 / 0.2 = 1), so that your thrust jet is roughly parallel runs and the height thrust nozzle can be reset without thermal overload, i.e. not through a hot zone needs to be moved.
Ferner ist der Expansionsgrad der Höhenschubdüse erfindungsgemäß so ausgelegt, daß im Bereich der Umschalthöhe zwischen 12 bis 14 km noch keine Ablösung der Schubströmung an der Düseninnenwand auftritt (z. B.: PeH/pa = 0,03/0,15 = O,2).Furthermore, the degree of expansion of the height thrust nozzle is designed according to the invention in such a way that in the area of the switching height between 12 to 14 km there is no separation of the thrust flow on the nozzle inner wall (e.g .: P eH / p a = 0.03 / 0.15 = O , 2).
MBBMBB
Hn/er, 0106AHn / er, 0106A
9579 Patentabteilung9579 Patent Department
In Ausgestaltung der erfindungsgemäßen Konzeption eines Raketentriebwerks mit zweistufiger Schubdüse, das am Trägerfahrzeug außen in der freien Luftströmung angeordnet ist, wird vorgeschlagen, den Lufteinlauf für den zweiten äußeren Schubkreis als überschalluftdiffusor auszubilden und der durch diesen Schubkreis strömenden Luft Energie, insbesondere durch Wärmeübertragung über die heiße Brennkammerwand und die heiße Wand der Bodenschubdüse, zuzuführen. Damit wird der Bodenschubströmung zusätzlich Energie entzogen, wodurch die Wirkungsgradverluste des zentralen Schubkreises weiterhin reduziert werden.In an embodiment of the inventive conception of a Rocket engine with two-stage thrust nozzle, which is arranged on the outside of the carrier vehicle in the free air flow it is proposed to use the air inlet for the second outer thrust circuit as a supersonic air diffuser train and the air flowing through this thrust circuit energy, in particular through heat transfer the hot combustion chamber wall and the hot wall of the bottom thrust nozzle. This is the bottom thrust flow additional energy is withdrawn, which further reduces the efficiency losses of the central thrust circuit will.
In der Zeichung sind zwei Ausführungsbeispiele gemäß der Erfindung dargestellt. Es zeigenTwo exemplary embodiments according to the invention are shown in the drawing. Show it
Fig. 1 ein Raketentriebwerk mit einer Bodenschubdüse und einer vorgezogenen Höhenschubdüse zur Bildung eines zweiten äußeren Schubkreises während des Fluges in relativ niedrigen Höhen,Fig. 1 shows a rocket engine with a bottom thrust nozzle and a raised height thrust nozzle for formation a second outer thrust circle during flight at relatively low altitudes,
Fig. 2 das gleiche Triebwerk während des Umschaltens auf Höhenbetrieb,Fig. 2 shows the same engine during switchover on high altitude,
Fig. 3 das Raketentriebwerk unmittelbar nach dem Umschalten auf Höhenbetrieb mit an die Bodenschubdüse angeschlossener Höhenschubdüse,3 shows the rocket engine immediately after switching on altitude operation with the altitude nozzle connected to the floor nozzle,
Fig. 4 den hinteren Teil der Höhenschubdüse während des Betriebes im luftleeren Raum und4 shows the rear part of the height thrust nozzle during operation in a vacuum
Fig. 5 eine Variante des zweiten äußeren Schubkreises eines Raketentriebwerkes analog nach Fig. 1.FIG. 5 shows a variant of the second outer thrust circle of a rocket engine analogous to FIG. 1.
8 16.07.848 07/16/84
MBB Hn/er, 0106A MBB Hn / er, 0106A
9579 Patentabteilung9579 Patent Department
Das Triebwerk besteht im wesentlichen aus einer Brennkammer 1 mit einem Einspritzkopf 2 und einer konstruktiv integrierten Bodenschubdüse 3 sowie einer in axialer Richtung vor- und zurückverstellbaren Höhenschubdüse 4.The engine consists essentially of a combustion chamber 1 with an injection head 2 and a structurally integrated bottom thrust nozzle 3 as well as an axial Direction of adjustable height thrust nozzle 4.
Die Bodenschubdüse 3 ist strömungsdynamisch so ausgelegt, daß beim Start und in Bodennähe, wie die Fig. 1 demonstriert, der zentrale Schubstrahl 5 konvergiert, d.h. die Bodenschubdüse arbeitet bis zu einer Höhe von etwa 12 bis 14 km überexpandiert, so daß der Außendruck ρ bzw. Umgebungsdruck größer ist als der Düsenend-The floor thrust nozzle 3 is designed in terms of flow dynamics so that at takeoff and near the floor, as in FIG. 1 demonstrates that the central thrust jet 5 converges, i.e. the floor thrust nozzle works up to a height of about 12 to 14 km overexpanded, so that the external pressure ρ or ambient pressure is greater than the nozzle end
elel
druck pß, der 0,2 bis O,15 bar beträgt. In dieser Betriebsphase ist die Höhenschubdüse 4 vorgezogen, so daß ein zweiter äußerer Schubkreis 6 entsteht. Dabei bildet der hintere Bereich 4a der Höhenschubdüse 4, deren hinteres Ende 4b hinter dem hinteren Ende 3b der Bodenschubdüse 3 liegt, zusammen mit der radial innenliegenden Bodenschubdüse 3 sowie mit deren eingezogenem zentralem Schubstrahl 5 eine konvergent-divergente Uberschallringdüse 7 für den äußeren Schubstrahl 8, der durch Injektorwirkung des zentralen Schubstrahles 5 beschleunigt wird. Da das Triebwerk nicht in der freien Luftströmung liegt, wird die Luft L vorne am Einlauf nur aus dem umgebenden Einbauraum angesaugt.pressure p ß , which is 0.2 to 0.15 bar. In this operating phase, the height thrust nozzle 4 is preferred so that a second outer thrust circle 6 is created. The rear area 4a of the vertical thrust nozzle 4, the rear end 4b of which lies behind the rear end 3b of the floor thrust nozzle 3, forms, together with the radially inner floor thrust nozzle 3 and its retracted central thrust jet 5, a convergent-divergent supersonic ring nozzle 7 for the outer thrust jet 8, which is accelerated by the injector effect of the central thrust jet 5. Since the engine is not in the free air flow, the air L at the front of the inlet is only sucked in from the surrounding installation space.
Gemäß Fig. 2 befindet sich der Flugkörper bereits im Höhenflug, d.h. die Höhenschubdüse 4 wird bereits zurückgefahren. Dies geschieht durch einen teleskopartigen Antrieb 9, wobei die Höhenschubdüse 4 über Gleitbuchsen 10 auf zellenfesten Geradführungen 11 bewegt wird. Im Umschaltbereich arbeitet die Bodenschubdüse 3 etwa expansionsgerecht, d.h. ihr Schubstrahl 5a ver-According to FIG. 2, the missile is already flying high, i.e. the altitude thrust nozzle 4 is already being retracted. This is done by a telescopic drive 9, the height thrust nozzle 4 via sliding bushes 10 is moved on linear guides 11 fixed to the cells. The floor thrust nozzle 3 works in the switchover area roughly expansion-appropriate, i.e. its thrust jet 5a
9 16.07.849 07/16/84
MBB Hn/er, 0106A MBB Hn / er, 0106A
9579 Patentabteilung9579 Patent Department
läuft in dieser Betriebsphase im wesentlichen achsparallel (noch nicht divergent), so da8 die Höhenschubdüse 4 ohne wesentliche thermische Belastung zurückgestellt werden kann.runs in this operating phase essentially axially parallel (not yet divergent), so that the height thrust nozzle 4 can be reset without significant thermal stress.
Die Fig. 3 zeigt die an die Bodenschubdüse 3 angeschlossene Höhenschubdüse 4, die im Höhenbereich des Umschaltpunktes infolge der bereits erreichten hohen Steiggeschwindigkeiten nur für kurze Zeit überexpandiert mit Wirkungsgradeinbußen arbeitet, wobei der Schubstrahl 12 eingeschnürt wird.3 shows the vertical thrust nozzle 4 connected to the floor thrust nozzle 3, which is located in the height range of the Switchover point only overexpanded for a short time due to the high rate of climb that has already been achieved works with a loss of efficiency, the thrust jet 12 being constricted.
Die Fig. 4 demonstriert den Betrieb des Triebwerks bzw. der Gesamtschubdüse 3, 4 im luftleeren Raum, wo sie unterexpandiert arbeitet und der Schubstrahl 12 divergiert. Fig. 4 demonstrates the operation of the engine or the total thrust nozzle 3, 4 in the vacuum where they works under-expanded and the thrust jet 12 diverges.
In Fig. 5 ist ein Raketentriebwerk gezeigt, das in der freien Luftströmung L_ liegt. Hierbei ist der ring-In Fig. 5 a rocket engine is shown, which is in the free air flow L_. Here the ring
förmige Lufteinlauf für den zweiten, äußeren Schubkreis 6a als überschalldiffusor 13 ausgebildet und die durchströmende verdichtete Luft wird durch Wärmeaustausch an einem sternförmigen Wärmeaustauscher 14 und natürlich auch an der heißen Wand der Brennkammer 1 und an der heißen Wand der Bodenschubdüse 3 aufgeheizt.shaped air inlet for the second, outer thrust circle 6a is designed as a supersonic diffuser 13 and the compressed air flowing through is activated by heat exchange a star-shaped heat exchanger 14 and of course also on the hot wall of the combustion chamber 1 and on the hot wall of the floor thrust nozzle 3 is heated.
- Leerseite -- blank page -
Claims (2)
Priority Applications (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE19843427169 DE3427169A1 (en) | 1984-07-24 | 1984-07-24 | Rocket drive for space flights |
| SE8503554A SE452354B (en) | 1984-07-24 | 1985-07-22 | SPACIAL ROCKET DRIVER |
| FR8511239A FR2568316B1 (en) | 1984-07-24 | 1985-07-23 | ROCKET PROPELLER FOR SPACE FLIGHTS |
| JP60162162A JPH0652061B2 (en) | 1984-07-24 | 1985-07-24 | Rocket engine for space flight |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE19843427169 DE3427169A1 (en) | 1984-07-24 | 1984-07-24 | Rocket drive for space flights |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| DE3427169A1 true DE3427169A1 (en) | 1986-01-30 |
| DE3427169C2 DE3427169C2 (en) | 1987-04-30 |
Family
ID=6241379
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| DE19843427169 Granted DE3427169A1 (en) | 1984-07-24 | 1984-07-24 | Rocket drive for space flights |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0652061B2 (en) |
| DE (1) | DE3427169A1 (en) |
| FR (1) | FR2568316B1 (en) |
| SE (1) | SE452354B (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5351480A (en) * | 1992-07-11 | 1994-10-04 | Deutsche Aerospace Ag | Jet engine |
| WO2007022771A2 (en) * | 2005-08-23 | 2007-03-01 | Technische Universität Dresden | Propelling nozzle for missiles with a deployable nozzle extension |
| RU2531009C2 (en) * | 2009-09-10 | 2014-10-20 | Снекма | Rocket engine with sliding diffuser |
| RU2595006C1 (en) * | 2015-09-02 | 2016-08-20 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid propellant rocket engine with nozzle |
| RU2699867C1 (en) * | 2018-08-16 | 2019-09-11 | Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Method for improving energy characteristics of serial produced liquid-propellant engines |
| RU2705677C2 (en) * | 2016-11-21 | 2019-11-11 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Pyrotechnic cartridge for precipitation stimulation |
Families Citing this family (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2637017B1 (en) * | 1988-09-28 | 1990-11-30 | Snecma | NOZZLE STRUCTURE FOR TURBO-STATO-FUSEE COMBINED PROPELLER |
| US5052176A (en) * | 1988-09-28 | 1991-10-01 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation | Combination turbojet-ramjet-rocket propulsion system |
| FR2639404B1 (en) * | 1988-11-21 | 1994-04-15 | Propulsion Ste Europeenne | DIVERGENT OF MOTOR ROCKET WITH ADDITIONAL ANNULAR NOZZLE |
| FR2656382B1 (en) * | 1989-12-21 | 1994-07-08 | Europ Propulsion | HIGH ADAPTABILITY COMBINED PROPULSION ENGINE FOR AIRCRAFT OR SPACE AIRCRAFT. |
| FR2705739B1 (en) * | 1993-05-28 | 1995-08-18 | Europ Propulsion | Rocket engine nozzle with selectively reduced outlet section. |
| FR2705738B1 (en) * | 1993-05-28 | 1995-08-18 | Europ Propulsion | Rocket engine nozzle with ejector diffuser. |
| FR2754566B1 (en) | 1996-10-11 | 1999-02-05 | Europ Propulsion | NOZZLE OF FLEET MOTOR WITH EJECTABLE INSERTS |
| GB2519156A (en) * | 2013-10-11 | 2015-04-15 | Reaction Engines Ltd | A nozzle arrangement for an engine |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3229457A (en) * | 1962-10-15 | 1966-01-18 | James R Rowe | Variable area ratio rocket nozzle |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR763118A (en) * | 1933-09-25 | 1934-04-24 | Thermal propellant reaction machine | |
| FR980029A (en) * | 1942-06-18 | 1951-05-07 | Regent | Improvements to propulsion systems |
| US3198459A (en) * | 1961-06-30 | 1965-08-03 | Geary Milford | Imposion thrust engine and vehicle |
| US3316716A (en) * | 1964-07-01 | 1967-05-02 | William J D Escher | Composite powerplant and shroud therefor |
| US3469787A (en) * | 1966-09-07 | 1969-09-30 | Thiokol Chemical Corp | Rocket motor thrust nozzle with means to direct atmospheric air into the interior of the nozzle |
| US3568443A (en) * | 1969-08-14 | 1971-03-09 | Robert S Estes | Starting apparatus for a fluid-dynamic engine |
| US4220001A (en) * | 1977-08-17 | 1980-09-02 | Aerojet-General Corporation | Dual expander rocket engine |
| US4387564A (en) * | 1980-10-03 | 1983-06-14 | Textron Inc. | Extendible rocket engine exhaust nozzle assembly |
| JPS5932656A (en) * | 1982-08-18 | 1984-02-22 | Natl Aerospace Lab | Nozzle for booster engine |
-
1984
- 1984-07-24 DE DE19843427169 patent/DE3427169A1/en active Granted
-
1985
- 1985-07-22 SE SE8503554A patent/SE452354B/en not_active IP Right Cessation
- 1985-07-23 FR FR8511239A patent/FR2568316B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1985-07-24 JP JP60162162A patent/JPH0652061B2/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3229457A (en) * | 1962-10-15 | 1966-01-18 | James R Rowe | Variable area ratio rocket nozzle |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5351480A (en) * | 1992-07-11 | 1994-10-04 | Deutsche Aerospace Ag | Jet engine |
| WO2007022771A2 (en) * | 2005-08-23 | 2007-03-01 | Technische Universität Dresden | Propelling nozzle for missiles with a deployable nozzle extension |
| WO2007022771A3 (en) * | 2005-08-23 | 2007-05-18 | Univ Dresden Tech | Propelling nozzle for missiles with a deployable nozzle extension |
| RU2531009C2 (en) * | 2009-09-10 | 2014-10-20 | Снекма | Rocket engine with sliding diffuser |
| RU2595006C1 (en) * | 2015-09-02 | 2016-08-20 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid propellant rocket engine with nozzle |
| RU2705677C2 (en) * | 2016-11-21 | 2019-11-11 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Pyrotechnic cartridge for precipitation stimulation |
| RU2699867C1 (en) * | 2018-08-16 | 2019-09-11 | Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Method for improving energy characteristics of serial produced liquid-propellant engines |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| SE452354B (en) | 1987-11-23 |
| JPH0652061B2 (en) | 1994-07-06 |
| DE3427169C2 (en) | 1987-04-30 |
| SE8503554L (en) | 1986-01-25 |
| FR2568316B1 (en) | 1990-07-27 |
| SE8503554D0 (en) | 1985-07-22 |
| FR2568316A1 (en) | 1986-01-31 |
| JPS6138147A (en) | 1986-02-24 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| DE3738703C2 (en) | ||
| DE3427169A1 (en) | Rocket drive for space flights | |
| DE3617915C1 (en) | Combination drive | |
| DE3909050C1 (en) | ||
| DE2833678A1 (en) | POWER PLANT FOR VERTICAL / SHORT TAKE-OFF AND SHORT LANDING AIRCRAFT | |
| DE2507797A1 (en) | FAIRING ARRANGEMENT FOR TURBO FAN ENGINE | |
| DE2831802A1 (en) | GAS TURBINE ENGINE AND PROCEDURE FOR OPERATING IT | |
| DE2813667A1 (en) | AREA VARIABLE BYPASS INJECTOR FOR A CYCLE VARIABLE DOUBLE BYPASS GAS TURBO ENGINE | |
| DE3223201A1 (en) | CONNECTED POWER PLANT | |
| DE1301650B (en) | By-pass gas turbine jet engine | |
| DE3720578C2 (en) | Gas turbine bypass engine with variable bypass ratio | |
| DE112009001558T5 (en) | Outflow nozzle with double protrusions | |
| CH704302B1 (en) | Thrust generators Airplane method for generating thrust and method for improving the driving efficiency of an aircraft. | |
| DE1118538B (en) | Bypass gas turbine jet engine | |
| DE2250355B2 (en) | PROCEDURE FOR DRIVING THE ROTOR OF A GAS TURBINE SYSTEM AND GAS TURBINE SYSTEM FOR CARRYING OUT THIS PROCEDURE | |
| DE2801119A1 (en) | DEVICE FOR PREVENTING THE HUMB IN SUPPLY INLET INLETS FOR BREATHING AIR AIR BREATHING ENGINES, ESPECIALLY PUMP JET ENGINES | |
| CH404416A (en) | plane | |
| DE4439073C1 (en) | Discus-shaped missile with a jet engine and a rocket engine arrangement | |
| DE102019118583B4 (en) | Engine apparatus, aircraft, spacecraft, aerospacecraft combination and method of operating an engine apparatus | |
| DE2617039A1 (en) | REVERSIBLE OR EMPLOYMENT VARIABLES FAN WITH DIVIDED FLOW DIVIDER | |
| DE4010471C2 (en) | ||
| DE2025399C3 (en) | ||
| DE102020113053A1 (en) | GAS TURBINE ENGINE | |
| DE1481518A1 (en) | Propulsion for aircraft | |
| DE4012103C1 (en) | Hypersonic aircraft reaction drive - has flow tube with frontal air entry slot and trough at trailing end |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| 8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
| D2 | Grant after examination | ||
| 8364 | No opposition during term of opposition | ||
| 8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: DEUTSCHE AEROSPACE AG, 8000 MUENCHEN, DE |
|
| 8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: DAIMLER-BENZ AEROSPACE AKTIENGESELLSCHAFT, 80804 M |
|
| 8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: DAIMLERCHRYSLER AEROSPACE AKTIENGESELLSCHAFT, 8099 |
|
| 8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: DAIMLERCHRYSLER AEROSPACE AG, 85521 OTTOBRUNN, DE |
|
| 8320 | Willingness to grant licences declared (paragraph 23) |