FR2698914A1 - Moteur-fusée à ergols liquides à flux dérivé et générateur de gaz intégré. - Google Patents
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Abstract
Le moteur-fusée est équipé d'un dispositif d'injection (30) comprenant une plaque d'injection unique (32, 36) comportant une partie centrale (32) qui délimite le fond de la zone du foyer (14) de la chambre de combustion (10) et contient des premiers injecteurs d'ergols (40) adaptés aux conditions de production de gaz chauds au foyer (14) et une partie périphérique (36) en forme de couronne qui délimite le fond d'une cavité annulaire (25) d'un générateur de gaz (20) et contient des seconds injecteurs d'ergols (21, 24) à bas rapport de mélange adaptés aux conditions de production de gaz chauds dans le générateur de gaz (20). Le générateur de gaz (20) est ainsi intégré à la chambre de combustion (10) et la cavité annulaire (25) du générateur de gaz (20) est séparée du foyer (14) de la chambre de combustion (10) par une paroi cylindrique (11) disposée dans le sens radial perpendiculairement à la plaque d'injection (32, 36) et fixée à cette dernière de façon étanche.
Description
MOTEUR-FUSEE A ERGOLS LIQUIDES A FLUX DERIVE ET
GENERATEUR DE GAZ INTEGRE
Domaine de l'invention L'invention concerne un moteur-fusée à ergols liquides à flux dérivé, comprenant une chambre de combustion délimitée par une paroi principale, un dispositif d'injection d'un premier et d'un second ergol dans la chambre de combustion, au moins une turbopompe pour alimenter le dispositif d'injection à l'aide des premier et second ergols sous une pression prédéterminée, et un
générateur de gaz pour entraîner au moins une turbine de ladite turbopompe.
Art antérieur On connaît déjà, notamment par le document US-A-3413 810, des moteurs-fusées à ergols liquides constituant des ensembles intégrés comprenant une turbopompe montée directement sur une chambre de combustion et comprenant une turbine entraînée par les gaz produits dans une chambre spécifique
annulaire située au-dessus de la plaque d'injection.
Le fait que, dans ce cas, la chambre auxiliaire de combustion soit placée axialement à un niveau différent de celui de la chambre principale, en amont de la plaque d'injection, empêche l'obtention d'une compacité maximale et cause une gène pour l'installation d'organes extérieurs au-dessus de la chambre principale, tels que par exemple un cardan qui est nécessaire lorsque la chambre de
combustion principale doit être orientable.
On connait encore, notamment par le document FR-A-2636 376, des systèmes dénommés "tap off" de prélèvement de gaz chauds dans la chambre de combustion principale d'un moteur-fusée, à travers la plaque d'injection Dans ce cas, il n'existe pas de générateur de gaz indépendant et les seuls injecteurs d'ergols mis en oeuvre sont des injecteurs disposés dans la plaque d'injection En revanche, il est nécessaire d'utiliser des pitots de prélèvement particuliers qui sont refroidis par un ergol et sont intercalés entre les injecteurs dans la plaque d'injection Un inconvénient de tels systèmes de prélèvement de gaz chauds réside dans le fait que l'on ne peut pas contrôler au départ la composition du mélange d'ergols qui est celui de la chambre principale, de sorte que l'on ne peut pas prélever des gaz
chauds dont l'état est adapté aux utilisations souhaitées.
Objet et description succincte de l'invention
La présente invention vise à remédier aux inconvénients précités et à permettre la réalisation d'un moteur-fusée à ergols liquides, dont l'encombrement est réduit dans le sens axial, qui facilite le montage de l'ensemble et réduit le coût de fabrication et qui offre une possibilité de réglage indépendant du rapport de mélange des ergols pour la production de gaz chauds utilisables en dehors de la chambre de combustion principale, pour des organes annexes tels qu'une turbopompe. Ces buts sont atteints grâce à un moteur-fusée à ergols liquides à flux dérivé, comprenant une chambre de combustion délimitée par une paroi principale, un dispositif d'injection d'un premier et d'un second ergol dans la chambre de combustion, au moins une turbopompe pour alimenter le dispositif d'injection à l'aide des premier et second ergols sous une pression prédéterminée, et un générateur de gaz pour entraîner au moins une turbine de ladite turbopompe, caractérisé en ce que ledit dispositif d'injection comprend une plaque d'injection unique comportant une partie centrale qui délimite le fond de la zone du foyer de la chambre de combustion et contient des premiers injecteurs d'ergols adaptés aux conditions de production de gaz chauds au foyer de la chambre de combustion et une partie périphérique en forme de couronne qui délimite le fond d'une cavité annulaire du générateur de gaz et contient des seconds injecteurs d'ergols à bas rapport de mélange adaptés aux conditions de production de gaz chauds dans le générateur de gaz, ledit générateur de gaz étant ainsi intégré à la chambre de combustion et la cavité annulaire du générateur de gaz étant séparée du foyer de la chambre de combustion par une paroi cylindrique disposée dans le sens radial perpendiculairement à la plaque d'injection et fixée à cette dernière de
façon étanche.
L'intégration du générateur de gaz à la chambre principale accroît la compacité de l'ensemble tout en simplifiant le montage et en offrant la possibilité de monter de façon simple par exemple un cardan au-dessus de la plaque
d'injection, pour permettre une orientation de la chambre principale.
Surtout, l'intégration d'injecteurs de types différents dans une seule plaque d'injection permet, malgré la simplicité du montage, de conserver une souplesse maximale pour l'adaptation des conditions de mélange des ergols aux conditions optimales de fonctionnement d'une part au sein de la chambre de combustion
principale et d'autre part au sein de la cavité annulaire du générateur de gaz.
Selon un premier mode de réalisation, la paroi cylindrique est constituée directement par la partie amont de la paroi principale de la chambre de combustion située au voisinage de la plaque d'injection, ladite partie amont de la paroi de la
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chambre de combustion étant rattachée de façon étanche à la plaque d'injection dans une zone intermédiaire entre ladite partie centrale et ladite partie périphérique. Dans ce cas, le générateur de gaz peut comprendre un tore pour l'évacuation des gaz chauds produits dans la cavité annulaire définie entre ladite partie amont de la paroi principale et une cloison cylindrique extérieure rattachée de façon
étanche à la plaque d'injection dans une zone extérieure de la partie périphérique.
Le fait que le générateur de gaz soit entièrement extérieur à la chambre de combustion dont la paroi est raccordée de façon étanche à la plaque d'injection permet d'avoir une pression très faible dans le générateur de gaz qui est tout-à-fait indépendant de la chambre principale Dans un tel mode de réalisation, avantageusement, la paroi principale de la chambre de combustion est refroidie de façon régénérative par la circulation d'un faible débit de l'un des premier et deuxième ergols à travers des canaux de passage ménagés dans ladite paroi principale Selon un second mode de réalisation possible, la paroi cylindrique est constituée par une cloison cylindrique disposée à l'intérieur du volume défini par la paroi principale de la chambre de combustion et rattachée à sa partie amont de façon étanche à la plaque d'injection dans une zone intermédiaire entre ladite partie centrale et ladite partie périphérique, la paroi principale de la chambre de combustion étant elle-même rattachée de façon étanche à la plaque d'injection dans une zone extérieure de la partie périphérique, et des passages de communication étant ménagés entre ladite paroi principale et la cloison à la partie
aval de celle-ci.
De façon plus particulière, la partie aval de la cloison cylindrique peut être reliée à la paroi principale de la chambre de combustion par des entretoises percées d'orifices. Dans le cas de ce second mode de réalisation, le générateur de gaz peut comprendre un piquage radial réalisé dans la paroi principale de la chambre de combustion pour assurer l'évacuation des gaz chauds produits dans la cavité annulaire définie entre ladite cloison cylindrique et la paroi principale de la
chambre de combustion.
Avantageusement, la cloison cylindrique est refroidie par circulation le long de celle-ci, du côté de la zone du foyer, d'un film de l'un des ergols injectés
dans ladite zone du foyer.
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Le second mode de réalisation correspond à une intégration maximale du générateur de gaz qui se trouve situé entre la paroi extérieure de la chambre de combustion principale et une paroi cylindrique interne interrompue à une certaine distance au-dessous de la plaque d'injection et située à distance de la paroi externe pour délimiter une partie centrale constituant le foyer de la chambre de combustion proprement dite et une partie annulaire périphérique constituant le générateur de gaz. Selon une caractéristique particulière de la présente invention, le dispositif d'injection comprend des première et deuxième chambres de répartition alimentées respectivement par un premier et un deuxième ergol, disposées entre une paroi extérieure et la plaque d'injection et séparées entre elles par une cloison, une première série de tubes d'injection du premier ergol prenant naissance dans ladite première chambre de répartition et traversant la deuxième chambre de répartition et la partie centrale de la plaque d'injection et une deuxième série de tubes d'injection du deuxième ergol prenant naissance dans ladite deuxième chambre de répartition et traversant de part en part ladite partie centrale de la plaque d'injection. Dans ce cas, le moteur-fusée peut comprendre un tore d'alimentation en deuxième ergol, qui entoure la partie périphérique de la plaque d'injection et assure l'alimentation de la deuxième chambre de répartition à travers des canaux radiaux
ménagés dans la partie périphérique de la plaque d'injection.
De façon plus particulière, le moteur-fusée comprend des canaux d'injection du premier ergol qui prennent naissance dans la première chambre de répartition et traversent la partie périphérique de la plaque d'injection pour
alimenter la cavité annulaire du générateur de gaz.
Par ailleurs, le moteur-fusée comprend des canaux d'injection du deuxième ergol qui sont formés dans la partie périphérique de la plaque d'injection, sont alimentés à partir d'un second tore d'alimentation en deuxième ergol, qui entoure la partie périphérique de la plaque d'injection, et débouchent dans la cavité annulaire
du générateur de gaz.
Avantageusement, les tubes d'injection du premier et du deuxième ergol traversant la partie centrale de la plaque d'injection débouchent de façon coaxiale
dans la zone du foyer de la chambre de combustion.
De même, les canaux d'injection du premier et du deuxième ergol traversant la partie périphérique de la plaque d'injection débouchent de façon
coaxiale dans la cavité annulaire du générateur de gaz.
Selon une caractéristique qui simplifie la réalisation, la partie périphérique de la plaque d'injection se prolonge en amont au-delà de la partie centrale de la plaque d'injection pour constituer la paroi latérale périphérique des première et deuxième chambres de répartition d'ergol. A titre d'exemple, les premiers injecteurs d'ergol à haut rapport de mélange sont adaptés à la production de gaz chauds à une température de l'ordre de 3000 K dans la zone du foyer de la chambre de combustion tandis que les seconds injecteurs d'ergol à bas rapport de mélange sont adaptés à la production de gaz chauds à une température de l'ordre de 900 K dans la cavité annulaire du
générateur de gaz.
Brève description des dessins
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront de la
description suivante de modes particuliers de réalisation, donnés à titre d'exemple,
en référence aux dessins annexés, sur lesquels: la figure 1 est une vue en coupe axiale de la chambre de combustion d'un moteur-fusée à générateur de gaz intégré, selon un premier mode de réalisation de l'invention, la figure 2 est une vue en coupe selon la ligne II-II de la figure 1, la figure 3 est une vue de détail en section selon la ligne III-III de la figure 1, d'un exemple de dispositif individuel d'injection d'ergols pouvant être utilisé dans le cadre de la présente invention, la figure 4 est une vue en coupe axiale de la chambre de combustion d'un moteur-fusée à générateur de gaz intégré, selon un deuxième mode de réalisation de l'invention, la figure 5 est une vue en coupe selon la ligne V-V de la figure 4, et la figure 6 est une vue schématique d'ensemble d'un moteur-fusée à
ergols liquides à flux dérivé auquel est applicable l'invention.
Description détaillée de modes particuliers de réalisation
Les moteurs-fusées à ergols liquides fonctionnent en général soit selon un
cycle à flux dérivé, soit selon un cycle à flux intégré.
Les moteurs-fusées à flux intégré comprennent une préchambre de combustion qui est distincte de la chambre de propulsion principale Les gaz chauds produits en sortie de la préchambre présentent un débit important et sont réinjectés dans la chambre de combustion principale après avoir subi une faible
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détente au niveau de la turbine d'une turbopompe d'alimentation en ergol Un tel cycle à flux intégré présente un bon rendement mais conduit à des réalisations dont
le développement et la fabrication sont très coûteux.
Les moteurs-fusées à flux dérivé, dont le schéma est représenté sur la figure 6, présentent une plus grande souplesse de conception et de fabrication et sont par suite plus répandus Les réalisations existantes présentent toutefois en
général un encombrement important.
On décrira en référence à la figure 6 le schéma d'ensemble d'un moteur-
fusée à ergols liquides à flux dérivé auquel s'applique la présente invention.
La chambre de combustion 210 d'un moteur-fusée 200 à flux dérivé comprend de façon classique une paroi cylindrique 211 qui délimite un espace interne 214 constituant le foyer et se prolonge en aval du foyer 214 par une partie rétrécie 212 formant le col d'une tuyère dont le divergent 213 présente une forme essentiellement conique ou en cloche Les ergols constituant un combustible et un comburant, qui sont stockés dans des réservoirs surmontant la chambre de combustion 210, sont approvisionnés à travers des conduites respectivement 284, 286, à l'aide de pompes respectivement 283, 285 pour alimenter par des canalisations respectivement 251, 243 et 241 un dispositif 230 d'injection des
ergols dans la zone du foyer 214 de la chambre de combustion 210.
Un générateur de gaz indépendant 220 comprenant une enceinte de combustion 225 est alimenté en ergols comburant et combustible par l'intermédiaire de canalisations 221, 224 respectivement qui constituent des dérivations à la sortie des pompes 283, 285 respectivement et permettent de prélever une fraction des débits principaux circulant dans les conduites principales 241, 251 d'alimentation du dispositif d'injection 230 en ergols respectivement comburant et combustible Les gaz chauds issus du générateur de gaz 220 servent à l'entraînement d'une turbine 281 de l'ensemble turbopompe 280 assurant l'alimentation en ergols de la chambre principale de combustion 210 et du générateur de gaz 220 Après avoir subi une forte détente dans la turbine 281, les gaz chauds issus du générateur de gaz 220 sont évacués à travers une canalisation séparée 226 se terminant à sa partie aval par une petite tuyère 229 débouchant dans
le milieu ambiant.
La chambre de combustion 210 et la tuyère 212, 213 qui la prolonge présentent souvent une double paroi définissant des canaux de passage 253 permettant à l'un des ergols, tel que l'ergol combustible, de circuler dans ces canaux 253 avant d'être injecté dans la chambre de combustion 210 à travers le dispositif d'injection 230 Il est ainsi constitué un circuit régénératif 250 comprenant par exemple un tore 252 de distribution de l'ergot de refroidissement, qui peut être situé à la partie aval du divergent 213 de la tuyère, ou à mi-hauteur de celui- ci, et qui reçoit l'ergol circulant dans la canalisation 251 Les canaux 253 sont approvisionnés en ergol à partir du tore de distribution 252 et débouchent dans un tore de collecte 254 lui-même placé au voisinage du dispositif d'injection 230, l'ergot réchauffé présent dans le tore de collecte 254 étant lui-même appliqué au
dispositif d'injection 230 par une conduite 243.
Un moteur-fusée à flux dérivé, contrairement au moteur-fusée à flux intégré, permet une mise au point indépendante des divers composants, tels que le générateur de gaz et la chambre de combustion principale, puisque les gaz issus du
générateur de gaz ne sont pas réinjectés dans la chambre de combustion principale.
En principe, les réalisations existantes conduisent cependant à un encombrement souvent excessif et le coût est accru par la réalisation, notamment d'ensembles d'injection et de chambres totalement distincts pour le générateur de gaz 220 et la
chambre principale 210.
On a représenté sur la figure 1 un premier mode de réalisation de l'invention, qui permet d'obtenir un moteur-fusée à flux dérivé dont le fonctionnement correspond à celui qui vient d'être décrit en référence à la figure 6, mais dont la structure est à la fois d'une compacité accrue et d'un coût réduit tout
en permettant d'améliorer l'agencement général du moteur-fusée.
Ainsi, on voit sur la figure 1 un générateur de gaz 20 qui entoure la chambre de combustion 10 d'un moteur-fusée et comprend une cavité annulaire 25 coaxiale à la zone du foyer 14 de la chambre de combustion 10 et n'est séparée de celle-ci que par la partie amont 11 de la paroi principale de la chambre de combustion. La paroi 11 de la chambre de combustion 10 se prolonge en aval par une partie convergente définissant un col 12, puis par une partie divergente 13 qui peut constituer l'ensemble du divergent de la tuyère du moteur-fusée, ou, comme représenté sur la figure 1, peut n'être que de faible longueur et présente alors un élément de raccord tel qu'une bride 15 sur lequel vient se monter un divergent
séparé prolongeant la partie divergente 13.
On a représenté sur la figure 1 un système de refroidissement de la paroi de la chambre de combustion 10 qui constitue un circuit régénératif 50 pouvant être
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classique L'ergol de refroidissement est alimenté par une turbopompe telle que la turbopompe 280 de la figure 6, à partir d'un réservoir et arrive par une canalisation 51 dans un tore de répartition 52 placé au voisinage de la bride 15, et dans lequel prennent naissance des canaux ou tubes 53 qui sont répartis sur tout le pourtour de la chambre de combustion 10 et s'étendent le long de toute la paroi 11, 12, 13 de la chambre de combustion 10 jusqu'au voisinage du dispositif 30 d'injection d'ergol,
o ils débouchent dans une chambre de répartition 35.
Le dispositif d'injection 30 comprend une plaque d'injection unique qui est traversée de façon étanche par l'extrémité supérieure de la paroi 11 de la chambre de combustion 10 Seuls les canaux ou tubes 53 débouchent dans la chambre 35 située immédiatement au-dessus de la plaque d'injection La plaque d'injection unique (figures 1 et 2) comporte une partie centrale 32 qui délimite le fond de la zone du foyer 14 de la chambre de combustion 10 et une partie périphérique 36 en forme de couronne qui délimite le fond de la cavité annulaire 25 du générateur de gaz 20 La partie centrale 32 contient des premiers injecteurs d'ergols 40 à rapport de mélange élevé adaptés aux conditions de production de gaz chauds au foyer 14, tandis que la partie périphérique 36 contient des seconds injecteurs d'ergols 21, 24 à bas rapport de mélange adaptés aux conditions de production de gaz chauds dans le générateur de gaz 20 A partir d'une même plaque d'injection, grâce aux injecteurs de types différents pour la zone du foyer 14 et la cavité annulaire 25 du générateur de gaz 20 séparée du foyer 14 de la chambre de combustion 10 par la paroi cylindrique 11 disposée dans le sens axial perpendiculairement à la plaque d'injection, il est possible de régler de façon indépendante, malgré la compacité de l'ensemble, les conditions de mélange d'ergols pour la zone du foyer 14 et pour le
générateur de gaz 20.
La cavité annulaire 25 du générateur de gaz 20 est délimitée d'une part de façon interne par la paroi 11 de la chambre de combustion et d'autre part de façon externe par une paroi cylindrique externe 27 rattachée de façon étanche à la plaque d'injection dans une zone extérieure de la partie périphérique 36 Les gaz chauds produits dans la cavité annulaire 25 peuvent être collectés par un tore 26 pour être
évacués vers une zone d'utilisation telle que la turbine 281 de la figure 6.
Comme on peut le voir sur la figure 1, une chambre 31 de répartition dans laquelle l'un des ergols, tel que le comburant, est introduit sous pression par une conduite 33, est située au-dessus de la chambre de répartition 35 et séparée de celle-ci par une cloison 34 La chambre de répartition 31 est délimitée à sa partie supérieure par une paroi extérieure 39 rattachée à la partie périphérique 36 de la plaque d'injection, qui se prolonge au-delà de la partie centrale 32 pour constituer
la paroi latérale périphérique des chambres de répartition d'ergol 31, 35.
Comme on peut le voir sur les figures 1 et 2, la chambre de répartition 35 est alimentée en ergol combustible d'une part à partir des tubes 53 qui débouchent dans la chambre de répartition 35 dans la zone délimitant dans la plaque d'injection la partie centrale 32 de la partie périphérique 36, et d'autre part à partir de canaux radiaux 38 ménagés dans la partie périphérique 36 de la plaque d'injection et servant à l'introduction d'ergol combustible sous pression à partir d'un tore 37 qui entoure la partie périphérique 36 de la plaque d'injection et reçoit l'ergol combustible directement à partir d'un réservoir, par l'intermédiaire d'une turbopompe La chambre de répartition 35 peut ainsi recevoir à la fois par les tubes 53 une certaine quantité d'ergol ayant déjà assuré un refroidissement de la paroi de la chambre de combustion 10 et, par les canaux 38, une autre quantité d'ergol sous pression provenant directement d'un réservoir de stockage L'invention s'applique toutefois également au cas o la chambre de répartition 35 ne serait alimentée que par l'un ou l'autre des moyens d'alimentation constitués par les tubes 53 ou les
canaux 38.
Dans le mode de réalisation des figures 1 et 2, des premiers tubes 41 d'injection de l'ergol comburant prennent naissance dans la chambre de répartition 31, par exemple au niveau de la cloison 34 de séparation des chambres de répartition 31 et 35, et traversent la chambre de répartition 35 et la partie centrale 32 de la plaque d'injection pour injecter dans la zone du foyer 14 un débit
prédéterminé d'ergol comburant prélevé dans la chambre de répartition 31.
Des seconds tubes 42 d'injection de l'ergol combustible prennent naissance dans la chambre de répartition 35, et traversent de part en part la partie centrale 32 de la plaque d'injection Avantageusement, les tubes d'injection 41 et 42 sont réalisés de façon à déboucher de façon coaxiale dans la zone du foyer 14 de la
chambre de combustion.
Comme on l'a représenté sur la figure 3, un injecteur coaxial 40 peut comprendre un tube extérieur 42 définissant avec un tube interne 41 un canal annulaire pour l'alimentation en ergol combustible tandis que le tube interne 41 sert à l'injection de l'ergol comburant Comme on peut le voir sur la figure 3, le tube extérieur 42 peut se prolonger dans la chambre de répartition 35, dès lors que des trous radiaux 43 sont ménagés dans ce tube extérieur pour permettre l'introduction de l'ergol combustible de la chambre de répartition 35 dans le canal
annulaire défini par les tubes 42 et 43.
La cavité annulaire 25 du générateur de gaz 20 peut elle-même être alimentée en ergol comburant à partir de la chambre de répartition 31 par des canaux 21 qui prennent naissance dans la chambre de répartition 31 et traversent la
partie périphérique 36 de la plaque d'injection.
Des canaux 24, qui peuvent être coaxiaux aux canaux 21, comme dans le cas des injecteurs 40, et débouchent dans la cavité annulaire 25 du générateur de gaz 20, sont également formés dans la partie périphérique 36 de la plaque d'injection pour injecter l'ergol combustible dans la cavité annulaire 25 Les canaux 24 peuvent être alimentés à partir du tore 22 de distribution sous pression par une conduite 59 (fig 2) Toutefois, comme on l'a représenté sur la figure 1, un second tore 22 d'alimentation en ergol combustible peut être disposé sous le premier tore 37, en étant séparé de celui-ci par de simples brides de montage 28, 27 a, de manière à entourer également la partie périphérique 36 de la plaque d'injection, au voisinage de la cavité annulaire 25, de manière à permettre aux canaux 24 d'être alimentés, à travers des canaux radiaux 23 directement à partir du
second tore 22.
A titre d'exemple, les injecteurs d'ergol 40 à haut rapport de mélange disposés dans la partie centrale 32 de la plaque d'injection peuvent être adaptés à la production de gaz chauds à une température de l'ordre de 3 000 K tandis que les injecteurs d'ergol 21, 24 à bas rapport de mélange disposés dans la partie périphérique 36 de la plaque d'injection peuvent être adaptés à la production de gaz chauds à des températures bien plus basses de l'ordre de 900 à 1000 K. Dans ce qui précède, on a considéré que l'ergol comburant, tel que de l'oxygène liquide (L Ox) était introduit dans la chambre de répartition 31 tandis que l'ergol combustible, tel que de l'hydrogène liquide (LH 2) était introduit dans la
chambre de répartition 35 par les tubes 53 et le tore 37, ainsi que dans le tore 22.
Les rôles des deux ergols pourraient toutefois être inversés en fonction des applications ou des natures des ergols, sans que le principe de réalisation de la présente invention soit modifié De même, les injecteurs 40 et 21, 24 peuvent être
réalisés de façons très diverses et la description qui précède n'est pas limitative.
On notera qu'un avantage de la disposition du générateur de gaz 20 de façon concentrique à la chambre de combustion 10 réside dans le dégagement de la paroi supérieure 39 de la chambre de répartition 31, qui facilite la suspension par
exemple par un cardan 60, dans le cas o la chambre de combustion 10 du moteur-
fusée doit être orientable.
On décrira maintenant en référence aux figures 4 et 5 un deuxième mode de
réalisation particulier de la présente invention.
Dans ce deuxième mode de réalisation, les éléments jouant le même rôle que ceux du premier mode de réalisation sont affectés des mêmes numéros de référence précédés du chiffre " 1 " et ne seront pas décrits à nouveau en détail lorsque ces éléments présentent une structure identique ou analogue à celle des
éléments correspondants du premier mode de réalisation des figures 1 et 2.
Le moteur-fusée des figures 4 et 5 comprend une chambre de combustion qui, comme dans le cas des figures 1 et 2, est associée très étroitement à un générateur de gaz 120 dans la mesure o la cavité annulaire 125 du générateur de gaz 120 est concentrique à la zone du foyer 114 et séparée de celle-ci par une simple paroi cylindrique 171 disposée dans le sens axial perpendiculairement à une
plaque d'injection unique 132, 136 et fixée à celle-ci de façon étanche.
Dans le cas des figures 4 et 5, la paroi cylindrique de séparation entre la zone du foyer 114 de la chambre de combustion 110 et la cavité annulaire 125 du générateur de gaz 120 est constituée par une simple cloison cylindrique 171 disposée à l'intérieur du volume défini par la paroi principale 111 de la chambre de combustion 110 et rattachée à sa partie amont de façon étanche à la plaque d'injection 132, 136 dans une zone intermédiaire entre la partie centrale 132 de celle-ci et la partiepériphérique 136 La paroi principale 111 de la chambre de combustion est elle-même rattachée de façon étanche à la plaque d'injection dans une zone extérieure de la partie périphérique 136 Des passages de communication sont ménagés entre la paroi principale 111 et la cloison 171 à la partie aval de celle-ci. Comme on peut le voir sur la figure 4, la partie aval de la cloison cylindrique 171 peut être reliée à la paroi principale 111 de la chambre de
combustion 110 par des entretoises 172 percées d'orifices 173.
L'évacuation des gaz chauds produits dans la cavité annulaire 125 du générateur de gaz 120 définie entre la cloison cylindrique 171 et la paroi principale 111 peut s'effectuer à travers un piquage radial 126 réalisé directement dans la
paroi principale 111 de la chambre de combustion 110.
Le dispositif d'injection 130 des figures 4 et 5 peut être tout-à-fait semblable au dispositif d'injection 30 des figures 1 et 2, la cloison 171 et la paroi il 111 jouant respectivement le rôle de la paroi principale 11 et de la paroi extérieure 27 Les injecteurs 40 peuvent être réalisés par exemple selon le mode de réalisation
de la figure 3.
On n'a pas représenté sur les figures 4 et 5 de système de refroidissement de la paroi principale 111 de la chambre de combustion 110, mais un système de canaux de refroidissement analogue aux canaux 53 des figures 1 et 2 pourrait être incorporé dans la paroi 111 La cloison interne 171 peut elle-même être refroidie par circulation le long de celle-ci du côté de la zone du foyer 114, d'un film 174 de l'un des ergols injectés dans la zone du foyer 114, par exemple l'ergot combustible
tel que de l'hydrogène liquide.
La paroi cylindrique 171 qui confine les gaz chauds destinés à l'entraînement des turbines, dans la partie périphérique 125 de la chambre de combustion, autour du foyer 114, peut être réalisée par exemple en matériau
composite ou en un alliage tel que par exemple le Waspaloy.
Pour le mode de réalisation des figures 1 et 2 ou celui des figures 4 et 5 on peut réaliser une plaque d'injection, commune à la chambre de combustion 10, 110 et au générateur de gaz 20, 120, qui présente un diamètre par exemple de l'ordre de à 300 mm, la partie périphérique 36; 136 pouvant elle-même présenter une largeur de l'ordre de 20 à 30 mm A titre d'exemple, 500 injecteurs coaxiaux 40 peuvent être disposés dans la partie centrale 32, 132 de la plaque d'injection, tandis qu'environ 60 injecteurs coaxiaux 21, 24; 121, 124 peuvent être disposés dans la
partie périphérique 36, 136 de la plaque d'injection.
Comme cela a déjà été indiqué, les injecteurs 40 destinés à alimenter la zone du foyer 14; 114 de la chambre de combustion 10; 110 présentent un rapport de mélange plus élevé que les injecteurs 21, 24; 121, 124 destinés à alimenter la
cavité annulaire 25; 125 du générateur de gaz 20; 120.
A titre d'exemple, dans un cas o un circuit régénératif tel que le circuit 50 de la figure 1 est mis en oeuvre, les injecteurs 40 peuvent présenter un rapport de mélange entre l'ergot combustible et l'ergol comburant de l'ordre de 5,5 pour un mélange 02/H 2 tandis que les injecteurs 21, 24 ou 121, 124 peuvent présenter un rapport de mélange entre l'ergol combustible et l'ergot comburant qui est de l'ordre
de 1 pour un mélange 02/H-2.
Claims (13)
1 Moteur-fusée à ergols liquides à flux dérivé, comprenant une chambre de combustion ( 10; 110; 210) délimitée par une paroi principale ( 11; 111), un dispositif ( 30; 130, 241; 243) d'injection d'un premier et d'un second ergol dans la chambre de combustion ( 10; 110; 210), au moins une turbopompe ( 280) pour alimenter le dispositif d'injection ( 30; 130; 241; 243) à l'aide des premier et second ergols sous une pression prédéterminée, et un générateur de gaz ( 20; 120; 220) pour entraîner au moins une turbine ( 281) de ladite turbopompe
( 280),
caractérisé en ce que ledit dispositif d'injection ( 30; 130) comprend une plaque d'injection unique ( 32, 36; 132; 136) comportant une partie centrale ( 32; 132) qui délimite le fond de la zone du foyer ( 14; 114) de la chambre de combustion ( 10; 110) et contient des premiers injecteurs d'ergols ( 40) adaptés aux conditions de production de gaz chauds au foyer ( 14; 114) de la chambre de combustion ( 10; 110) et une partie périphérique ( 36; 136) en forme de couronne qui délimite le fond d'une cavité annulaire ( 25; 125) du générateur de gaz ( 20; 120) et contient des seconds injecteurs d'ergols ( 21, 24; 121, 124) à bas rapport de mélange adaptés aux conditions de production de gaz chauds dans le générateur de gaz ( 20; 120), ledit générateur de gaz ( 20; 120) étant ainsi intégré à la chambre de combustion ( 10; 110) et la cavité annulaire ( 25; 125) du générateur de gaz ( 20; 120) étant séparée du foyer ( 14; 114) de la chambre de combustion ( 10; 110) par une paroi cylindrique ( 11; 171) disposée dans le sens radial perpendiculairement à la plaque d'injection ( 32,36; 132,136) et fixée à cette
dernière de façon étanche.
2 Moteur-fusée selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite paroi cylindrique est constituée directement par la partie amont de la paroi principale ( 11) de la chambre de combustion ( 10) située au voisinage de la plaque d'injection ( 32, 36), ladite partie amont de la paroi de la chambre de combustion ( 10) étant rattachée de façon étanche à la plaque d'injection ( 32, 36) dans une zone
intermédiaire entre ladite partie centrale ( 32) et ladite partie périphérique ( 36).
3 Moteur-fusée selon la revendication 2, caractérisé en ce que le générateur de gaz ( 20) comprend un tore ( 26) pour l'évacuation des gaz chauds produits dans la cavité annulaire ( 25) définie entre ladite partie amont de la paroi principale ( 11) et une cloison cylindrique extérieure ( 27) rattachée de façon étanche à la plaque d'injection ( 32, 36) dans une zone extérieure de la partie
périphérique ( 36).
4 Moteur-fusée selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite paroi cylindrique est constituée par une cloison cylindrique(I 71) disposée à l'intérieur du volume défini par la paroi principale ( 111) de la chambre de combustion ( 110) et rattachée à sa partie amont de façon étanche à la plaque d'injection ( 132, 136) dans une zone intermédiaire entre ladite partie centrale ( 132) et ladite partie périphérique ( 136), la paroi principale ( 111) de la chambre de combustion ( 110) étant elle-même rattachée de façon étanche à la plaque d'injection ( 132, 136) dans une zone extérieure de la partie périphérique ( 136), et des passages de communication étant ménagés entre ladite paroi principale ( 111) et
la cloison ( 171) à la partie aval de celle-ci.
Moteur-fusée selon la revendication 4, caractérisé en ce que la partie aval de la cloison cylindrique ( 171) est reliée à la paroi principale ( 111) de la
chambre de combustion ( 110) par des entretoises ( 172) percées d'orifices ( 173).
6 Moteur-fusée selon la revendication 4 ou la revendication 5, caractérisé en ce que le générateur de gaz ( 120) comprend un piquage radial ( 126) réalisé dans la paroi principale ( 111) de la chambre de combustion ( 110) pour assurer l'évacuation des gaz chauds produits dans la cavité annulaire ( 125) définie entre ladite cloison cylindrique ( 171) et la paroi principale ( 111) de la chambre de
combustion ( 110).
7 Moteur-fusée selon l'une quelconque des revendications 1 à 6,
caractérisé en ce que ledit dispositif ( 30; 130) d'injection comprend des première et deuxième chambres ( 31; 131; 35; 135) de répartition alimentées respectivement par un premier et un deuxième ergol, disposées entre une paroi extérieure ( 39; 139) et la plaque d'injection ( 32, 36; 132; 136) et séparées entre elles par une cloison ( 34; 134), une première série de tubes ( 41) d'injection du premier ergol prenant naissance dans ladite première chambre de répartition ( 31; 131) et traversant la deuxième chambre de répartition ( 35; 135) et la partie centrale ( 32; 132) de la plaque d'injection ( 32, 36; 132, 136) et une deuxième série de tubes ( 42) d'injection du deuxième ergol prenant naissance dans ladite deuxième chambre de répartition ( 35; 135) et traversant de part en part ladite partie centrale ( 32; 132) de
la plaque d'injection ( 32, 36; 132; 136).
8 Moteur-fusée selon la revendication 7, caractérisé en ce qu'il comprend un tore ( 37; 137) d'alimentation en deuxième ergol, qui entoure la partie périphérique ( 36; 136) de la plaque d'injection et assure l'alimentation de la deuxième chambre de répartition ( 35; 135) à travers des canaux radiaux ( 38; 138) ménagés dans la partie périphérique ( 36; 136) de la plaque d'injection ( 32, 36
132, 136).
9 Moteur-fusée selon l'une quelconque des revendications 7 et 8,
caractérisé en ce qu'il comprend des canaux ( 21) d'injection du premier ergol qui prennent naissance dans la première chambre de répartition ( 31; 131) et traversent la partie périphérique ( 36; 136) de la plaque d'injection ( 32, 36; 132, 136) pour
alimenter la cavité annulaire ( 25; 125) du générateur de gaz ( 20; 120).
Moteur-fusée selon la revendication 9, caractérisé en ce qu'il comprend des canaux ( 23, 24; 123, 124) d'injection du deuxième ergol qui sont formés dans la partie périphérique ( 36; 136) de la plaque d'injection ( 32, 36; 132, 136), sont alimentés à partir d'un second tore ( 22; 122) d'alimentation en deuxième ergol, qui entoure la partie périphérique ( 36; 136) de la plaque d'injection, et débouchent dans la cavité annulaire ( 25; 125) du
générateur de gaz ( 20; 120).
11 Moteur-fusée selon l'une quelconque des revendications 7 à 10,
caractérisé en ce que les tubes d'injection ( 41 et 42) du premier et du deuxième ergol traversant la partie centrale ( 32; 132) de la plaque d'injection débouchent de
façon coaxiale dans la zone du foyer ( 14; 114) de la chambre de combustion.
12 Moteur-fusée selon la revendication 10, caractérisé en ce que les canaux ( 21, 23, 24; 121, 123, 124) d'injection du premier et du deuxième ergol traversant la partie périphérique ( 36; 136) de la plaque d'injection ( 32, 36; 132, 136) débouchent de façon coaxiale dans la cavité annulaire ( 25; 125)
du générateur de gaz ( 20; 120).
13 Moteur-fusée selon l'une quelconque des revendications 7 à 12,
caractérisé en ce que la partie périphérique ( 36; 136) de la plaque d'injection se prolonge en amont au-delà de la partie centrale ( 32; 132) de la plaque d'injection pour constituer la paroi latérale périphérique des première et deuxième chambres
de répartition d'ergol ( 31, 35; 131, 135).
14 Moteur-fusée selon l'une quelconque des revendications 1 à 13,
caractérisé en ce que les premiers injecteurs d'ergol ( 40) à haut rapport de mélange sont adaptés à la production de gaz chauds à une température de l'ordre de 3000 K dans la zone du foyer ( 14; 114) de la chambre de combustion ( 10; 110) tandis que les seconds injecteurs d'ergol ( 21, 24; 121, 124) à bas rapport de mélange sont adaptés à la production de gaz chauds à une température de l'ordre de 900 K dans
la cavité annulaire ( 25; 125) du générateur de gaz ( 20; 120).
Moteur-fusée selon la revendication 2 ou la revendication 3, caractérisé en ce que la paroi principale ( 11) de la chambre de combustion ( 10) est refroidie de façon régénérative par la circulation d'un faible débit de l'un des premier et deuxième ergols à travers des canaux de passage ménagés dans ladite
paroi principale ( 11).
16 Moteur-fusée selon l'une quelconque des revendications 4 à 6,
caractérisé en ce que ladite cloison cylindrique ( 171) est refroidie par circulation le long de celle-ci, du côté de la zone du foyer ( 14; 114), d'un film de l'un des ergols
injectés dans ladite zone du foyer ( 14; 114).
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| JP30895593A JP3310078B2 (ja) | 1992-12-09 | 1993-12-09 | 平行補助流を有する液体推進燃料ロケットエンジンおよび統合されたガス発生機 |
| US08/163,713 US5404715A (en) | 1992-12-09 | 1993-12-09 | Liquid propellant rocket engine with parallel auxiliary flow, and an integrated gas generator |
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Cited By (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2445494C1 (ru) * | 2011-03-24 | 2012-03-20 | Владимир Викторович Черниченко | Камера жидкостного ракетного двигателя |
| RU2445498C1 (ru) * | 2011-03-24 | 2012-03-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2445496C1 (ru) * | 2011-03-24 | 2012-03-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2488517C1 (ru) * | 2012-03-23 | 2013-07-27 | Николай Борисович Болотин | Атомная подводная лодка и жидкостный ракетный двигатель морского исполнения |
| RU2490503C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-08-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2490505C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-08-20 | Владимир Викторович Черниченко | Камера жидкостного ракетного двигателя |
| RU2490506C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-08-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2490507C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-08-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2493411C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-09-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2493409C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-09-20 | Владимир Викторович Черниченко | Камера жидкостного ракетного двигателя |
| RU2493410C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-09-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2493412C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-09-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2494274C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-09-27 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2494004C1 (ru) * | 2012-03-29 | 2013-09-27 | Николай Борисович Болотин | Атомная подводная лодка |
| RU2496021C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-10-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2497012C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-10-27 | Владимир Викторович Черниченко | Камера жидкостного ракетного двигателя |
| FR3071554A1 (fr) * | 2017-09-27 | 2019-03-29 | Arianegroup Sas | Paroi d'injection pour une chambre de combustion de moteur-fusee |
| CN109630318A (zh) * | 2018-10-23 | 2019-04-16 | 陕西蓝箭航天技术有限公司 | 用于液体发动机的喷注器及液体发动机 |
Families Citing this family (41)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2127820C1 (ru) * | 1997-08-13 | 1999-03-20 | Конструкторское бюро химавтоматики | Смесительная головка камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя |
| RU2158841C2 (ru) * | 1999-01-21 | 2000-11-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" | Камера жидкостного ракетного двигателя и ее корпус |
| DE19903664C2 (de) * | 1999-01-29 | 2000-11-16 | Daimler Chrysler Ag | Einrichtung zur Treibstoffzufuhr für ein Raketentriebwerk und Wärmetauscher zur Verwendung in der Einrichtung |
| US6298659B1 (en) * | 1999-03-24 | 2001-10-09 | Orbital Technologies Corporation | Vortex flow field and apparatus and method for producing the same |
| US6601380B2 (en) | 1999-03-24 | 2003-08-05 | Orbital Technologies Corporation | Hybrid rocket engine and method of propelling a rocket |
| US6189315B1 (en) * | 1999-06-18 | 2001-02-20 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Low-cost gas generator and ignitor |
| DE19958310C2 (de) | 1999-12-03 | 2002-01-17 | Daimler Chrysler Ag | Raketentriebwerk für Flüssigtreibstoffe mit einem geschlossenen Triebwerkskreislauf |
| JP4460795B2 (ja) * | 2001-04-24 | 2010-05-12 | 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 | スラスタ装置 |
| DE10141108B4 (de) * | 2001-08-22 | 2005-06-30 | Eads Space Transportation Gmbh | Raketentriebwerk mit geschlossenen Triebwerkskreislauf mit modularer Zuführung der Turbinenabgase |
| KR100470278B1 (ko) * | 2002-07-23 | 2005-02-07 | 주식회사 로템 | 실험용 로켓엔진 |
| US7124574B2 (en) * | 2002-12-04 | 2006-10-24 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for a substantially coaxial injector element |
| US6860099B1 (en) * | 2003-01-09 | 2005-03-01 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Liquid propellant tracing impingement injector |
| US6832471B2 (en) * | 2003-03-12 | 2004-12-21 | Aerojet-General Corporation | Expander cycle rocket engine with staged combustion and heat exchange |
| US6918243B2 (en) * | 2003-05-19 | 2005-07-19 | The Boeing Company | Bi-propellant injector with flame-holding zone igniter |
| DE10353423B3 (de) * | 2003-11-15 | 2005-04-14 | Eads Space Transportation Gmbh | Einspritzelement |
| US7273352B2 (en) * | 2004-01-09 | 2007-09-25 | United Technologies Corporation | Inlet partial blades for structural integrity and performance |
| DE102004018725B4 (de) * | 2004-04-17 | 2015-02-12 | Astrium Gmbh | Dämpfung von Schwingungen einer Brennkammer durch Resonatoren |
| JP4100518B2 (ja) * | 2005-04-18 | 2008-06-11 | 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 | ピントル噴射器 |
| US8122703B2 (en) | 2006-04-28 | 2012-02-28 | United Technologies Corporation | Coaxial ignition assembly |
| US20100326043A1 (en) * | 2007-01-31 | 2010-12-30 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Expander cycle rocket engine nozzle |
| US20080264035A1 (en) * | 2007-04-25 | 2008-10-30 | Ricciardo Mark J | Coolant flow swirler for a rocket engine |
| JP5481978B2 (ja) * | 2009-07-10 | 2014-04-23 | 株式会社Ｉｈｉ | ロケットエンジン |
| JP2012189014A (ja) * | 2011-03-11 | 2012-10-04 | Ihi Aerospace Co Ltd | ガス発生器 |
| 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 |
| US9777674B2 (en) * | 2014-02-26 | 2017-10-03 | Deepak Atyam | Injector plate for a rocket engine |
| CN103775246B (zh) * | 2014-03-03 | 2015-08-05 | 葛明龙 | 过氧化氢/液氢气体发生器和推力室 |
| DE102015001271A1 (de) * | 2015-02-04 | 2016-08-04 | Airbus Ds Gmbh | Turbopumpe für ein Raketentriebwerk mit einer Radialstufe |
| CN106939850B (zh) * | 2017-03-09 | 2018-10-30 | 上海空间推进研究所 | 单组元发动机用防回火喷注装置 |
| CN106837608A (zh) * | 2017-04-01 | 2017-06-13 | 北京航空航天大学 | 一种分段装药端燃变推力固液火箭发动机结构 |
| CN107178437B (zh) * | 2017-06-05 | 2019-01-08 | 上海空间推进研究所 | 微型气和气双组元推进剂的燃烧器 |
| WO2018227317A1 (fr) * | 2017-06-15 | 2018-12-20 | 葛明龙 | Chambre de poussée de fusée super-grande et grande pour l'exploration lunaire par l'homme ou l'exploration de mars |
| RU2703889C1 (ru) * | 2018-08-09 | 2019-10-22 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Смесительная головка камеры сгорания жрд |
| US11661907B2 (en) | 2018-10-11 | 2023-05-30 | Sierra Space Corporation | Vortex hybrid rocket motor |
| US11378040B2 (en) * | 2018-11-15 | 2022-07-05 | Stratolaunch, Llc | Swirl preburner system and method |
| US20210148307A1 (en) | 2019-01-30 | 2021-05-20 | Laboratoire Reaction Dynamics Inc. | Rocket engine with integrated oxidizer catalyst in manifold and injector assembly |
| US11572851B2 (en) | 2019-06-21 | 2023-02-07 | Sierra Space Corporation | Reaction control vortex thruster system |
| CN113389658B (zh) * | 2021-07-21 | 2022-08-26 | 北京航空航天大学 | 针栓式自适应变推力固液火箭发动机头部结构 |
| US11952967B2 (en) | 2021-08-19 | 2024-04-09 | Sierra Space Corporation | Liquid propellant injector for vortex hybrid rocket motor |
| US11879414B2 (en) | 2022-04-12 | 2024-01-23 | Sierra Space Corporation | Hybrid rocket oxidizer flow control system including regression rate sensors |
| WO2023221250A1 (fr) * | 2022-05-18 | 2023-11-23 | 卢驭龙 | Moteur de fusée à propergol liquide coaxial utilisant un cycle de combustion étagée à flux complet |
| WO2024074993A1 (fr) * | 2022-10-05 | 2024-04-11 | D-ORBIT S.p.A. | Propulseur pour manœuvres orbitales, système de propulsion pour manœuvres orbitales et véhicule de transport orbital |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3036428A (en) * | 1950-12-16 | 1962-05-29 | Curtiss Wright Corp | Self-feeding rocket motor |
| US3286469A (en) * | 1961-07-07 | 1966-11-22 | United Aircraft Corp | Rocket nozzle cooling and thrust recovery device |
| US3413810A (en) * | 1965-05-15 | 1968-12-03 | Bolkow Gmbh | Fuel injection device for liquid fuel rocket engines |
| US3553964A (en) * | 1968-01-15 | 1971-01-12 | Thiokol Chemical Corp | Propellant feed system for rocket powerplants |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3134224A (en) * | 1961-05-26 | 1964-05-26 | United Aircraft Corp | Gas bleed from rocket chamber |
| DE3506826A1 (de) * | 1985-02-27 | 1986-08-28 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Verfahren zum betreiben eines fluessigkeitsraketentriebwerks und raketentriebwerk zur durchfuehrung des verfahrens |
| FR2636376B1 (fr) * | 1988-09-14 | 1993-12-03 | Propulsion Ste Europeenne | Dispositif de prelevement de gaz chauds dans une chambre de combustion et tete d'injection equipee d'un dispositif de prelevement |
-
1992
- 1992-12-09 FR FR9214852A patent/FR2698914B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
1993
- 1993-12-04 DE DE4341376A patent/DE4341376B4/de not_active Expired - Fee Related
- 1993-12-09 US US08/163,713 patent/US5404715A/en not_active Expired - Lifetime
- 1993-12-09 JP JP30895593A patent/JP3310078B2/ja not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3036428A (en) * | 1950-12-16 | 1962-05-29 | Curtiss Wright Corp | Self-feeding rocket motor |
| US3286469A (en) * | 1961-07-07 | 1966-11-22 | United Aircraft Corp | Rocket nozzle cooling and thrust recovery device |
| US3413810A (en) * | 1965-05-15 | 1968-12-03 | Bolkow Gmbh | Fuel injection device for liquid fuel rocket engines |
| US3553964A (en) * | 1968-01-15 | 1971-01-12 | Thiokol Chemical Corp | Propellant feed system for rocket powerplants |
Cited By (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2445494C1 (ru) * | 2011-03-24 | 2012-03-20 | Владимир Викторович Черниченко | Камера жидкостного ракетного двигателя |
| RU2445498C1 (ru) * | 2011-03-24 | 2012-03-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2445496C1 (ru) * | 2011-03-24 | 2012-03-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2488517C1 (ru) * | 2012-03-23 | 2013-07-27 | Николай Борисович Болотин | Атомная подводная лодка и жидкостный ракетный двигатель морского исполнения |
| RU2494004C1 (ru) * | 2012-03-29 | 2013-09-27 | Николай Борисович Болотин | Атомная подводная лодка |
| RU2493411C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-09-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2494274C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-09-27 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2490507C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-08-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2490505C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-08-20 | Владимир Викторович Черниченко | Камера жидкостного ракетного двигателя |
| RU2493409C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-09-20 | Владимир Викторович Черниченко | Камера жидкостного ракетного двигателя |
| RU2493410C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-09-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2493412C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-09-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2490506C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-08-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2490503C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-08-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2496021C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-10-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2497012C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-10-27 | Владимир Викторович Черниченко | Камера жидкостного ракетного двигателя |
| FR3071554A1 (fr) * | 2017-09-27 | 2019-03-29 | Arianegroup Sas | Paroi d'injection pour une chambre de combustion de moteur-fusee |
| WO2019063935A1 (fr) * | 2017-09-27 | 2019-04-04 | Arianegroup Sas | Paroi d'injection pour une chambre de combustion de moteur-fusee |
| CN109630318A (zh) * | 2018-10-23 | 2019-04-16 | 陕西蓝箭航天技术有限公司 | 用于液体发动机的喷注器及液体发动机 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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| DE4341376A1 (de) | 1994-06-16 |
| DE4341376B4 (de) | 2004-06-17 |
| US5404715A (en) | 1995-04-11 |
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