JP2001193565A - 密閉エンジンサイクルを有する液体燃料用ロケットエンジン - Google Patents
密閉エンジンサイクルを有する液体燃料用ロケットエンジンInfo
- Publication number
- JP2001193565A JP2001193565A JP2000367331A JP2000367331A JP2001193565A JP 2001193565 A JP2001193565 A JP 2001193565A JP 2000367331 A JP2000367331 A JP 2000367331A JP 2000367331 A JP2000367331 A JP 2000367331A JP 2001193565 A JP2001193565 A JP 2001193565A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- rocket engine
- gas generator
- branch
- main stream
- exhaust gas
- 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
- 239000000446 fuel Substances 0.000 title claims abstract description 51
- 239000007788 liquid Substances 0.000 title claims abstract description 30
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 18
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims abstract description 12
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 6
- 238000000034 method Methods 0.000 claims 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 103
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 12
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 6
- 238000009833 condensation Methods 0.000 description 5
- 230000005494 condensation Effects 0.000 description 5
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 4
- 238000002156 mixing Methods 0.000 description 3
- 238000009834 vaporization Methods 0.000 description 3
- 230000008016 vaporization Effects 0.000 description 3
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 2
- 230000003197 catalytic effect Effects 0.000 description 1
- 238000007796 conventional method Methods 0.000 description 1
- 238000000354 decomposition reaction Methods 0.000 description 1
- 238000007599 discharging Methods 0.000 description 1
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 1
- 229930195733 hydrocarbon Natural products 0.000 description 1
- 150000002430 hydrocarbons Chemical class 0.000 description 1
- 230000001771 impaired effect Effects 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/44—Feeding propellants
- F02K9/46—Feeding propellants using pumps
- F02K9/48—Feeding propellants using pumps driven by a gas turbine fed by propellant combustion gases or fed by vaporized propellants or other gases
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 簡単な構造を有する有効なロケットエンジン
を提供する。 【解決手段】 本発明は、少なくとも一つの燃焼室（１
４）への各液体燃料の供給部と、前記供給部の主流
（１，２）に設けられたターボポンプ（３，４）と、第
１の支流（５，６）に配置されたターボポンプ（３，
４）の駆動のためのガス発生器（７）と、前記主流
（１，２）に通じるガス発生器（７）の排気ガスを排出
するための排出管（８，９，１０）を備える密閉エンジ
ンサイクルを有するロケットエンジンに関する。ターボ
ポンプ（３，４）の上流側で排出管（９）の少なくとも
一部が液体燃料の少なくとも一つの主流（２）に合流し
ている。
を提供する。 【解決手段】 本発明は、少なくとも一つの燃焼室（１
４）への各液体燃料の供給部と、前記供給部の主流
（１，２）に設けられたターボポンプ（３，４）と、第
１の支流（５，６）に配置されたターボポンプ（３，
４）の駆動のためのガス発生器（７）と、前記主流
（１，２）に通じるガス発生器（７）の排気ガスを排出
するための排出管（８，９，１０）を備える密閉エンジ
ンサイクルを有するロケットエンジンに関する。ターボ
ポンプ（３，４）の上流側で排出管（９）の少なくとも
一部が液体燃料の少なくとも一つの主流（２）に合流し
ている。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、少なくとも一つ
の、燃焼室への各液体燃料の供給部が設けられており、
前記供給部の主流にターボポンプが挿入され、支流にタ
ーボポンプを駆動するためのガス発生器が配置された密
閉エンジンサイクルを有する液体燃料用ロケットエンジ
ンに関する。更にガス発生器の排気ガスを導くための、
主流に通じる排出管が設けられている。
の、燃焼室への各液体燃料の供給部が設けられており、
前記供給部の主流にターボポンプが挿入され、支流にタ
ーボポンプを駆動するためのガス発生器が配置された密
閉エンジンサイクルを有する液体燃料用ロケットエンジ
ンに関する。更にガス発生器の排気ガスを導くための、
主流に通じる排出管が設けられている。
【０００２】
【従来の技術】通常、液体燃料ロケットエンジンは、燃
料供給部（supply line）のターボポンプを工藤するガ
ス発生器（gas generator）に装備される。ガス発生器
は、ガス発生器を操作するための燃料を供給するため、
少なくとも１つのバイパス燃料ラインに接続されてい
る。排気ガス発生器からの排気ガスは排気ガスダクトか
ら主燃料供給部へ導入される。現技術水準から既密閉エ
ンジンサイクル又は開放エンジンサイクルを有する液体
燃料用ロケットエンジンが既に知られている。これは、
例えば米国特許５，４０４，７１５に、「直接補助フロ
ーサイクル(direct auxiliary flow cycle) 」または
「パラレル補助フローサイクル(parallel auxiliary fl
ow cycle)」を有するロケットエンジンに関連して記載
されている。この技術水準からの両原理はしかし、ある
種の欠点を有する。開放エンジンサイクルを有する既知
のロケットエンジンは確かに特に供給部と燃焼室の間の
境界部(Schnittstelle) に関して簡単な構造を有する
が、ガス発生器の排気ガスの単独の排出によってロケッ
トエンジンの推進性能(Schubleistung) を損なう運動量
損失(Impulsverlusten) がもたらされる。このような推
進性能の減少は現技術水準の密閉エンジンサイクルによ
って回避することができる。しかし、この既知の構造の
場合、特に高価な構造が必要であり、対応する部材は非
常に特殊に互いに調整をしなければならない。
料供給部（supply line）のターボポンプを工藤するガ
ス発生器（gas generator）に装備される。ガス発生器
は、ガス発生器を操作するための燃料を供給するため、
少なくとも１つのバイパス燃料ラインに接続されてい
る。排気ガス発生器からの排気ガスは排気ガスダクトか
ら主燃料供給部へ導入される。現技術水準から既密閉エ
ンジンサイクル又は開放エンジンサイクルを有する液体
燃料用ロケットエンジンが既に知られている。これは、
例えば米国特許５，４０４，７１５に、「直接補助フロ
ーサイクル(direct auxiliary flow cycle) 」または
「パラレル補助フローサイクル(parallel auxiliary fl
ow cycle)」を有するロケットエンジンに関連して記載
されている。この技術水準からの両原理はしかし、ある
種の欠点を有する。開放エンジンサイクルを有する既知
のロケットエンジンは確かに特に供給部と燃焼室の間の
境界部(Schnittstelle) に関して簡単な構造を有する
が、ガス発生器の排気ガスの単独の排出によってロケッ
トエンジンの推進性能(Schubleistung) を損なう運動量
損失(Impulsverlusten) がもたらされる。このような推
進性能の減少は現技術水準の密閉エンジンサイクルによ
って回避することができる。しかし、この既知の構造の
場合、特に高価な構造が必要であり、対応する部材は非
常に特殊に互いに調整をしなければならない。
【０００３】図６により、従来の技術の開放エンジンサ
イクル乃至密閉エンジンサイクルを有するロケットエン
ジンを説明する。図６（ａ）及び図６（ｂ）は、先に述
べた従来の技術を示す。図６（ａ）は、エンジンの開放
サイクルを示し、その場合において、燃焼室１４の液体
燃料の主流が導管１及び２に供給される。この導管１，
２には、液体燃料の圧力を増加するために用いられるタ
ーボポンプ３，４が設けられている。ターボポンプ３，
４の下流側で支流５，６が分岐しており、これらの支流
５，６はガス発生器７にその運転に必要とされる燃料を
供給する。ガス発生器７の排気ガスによって、ポンプド
ライブ７Ａを介して、ターボポンプ３，４は駆動され、
排気ガスは次いで排出管８を通って排出され、主流に再
び供給されることはない。結果として運動量損失がおこ
りロケットエンジンの推進作用の現象がおこる。
イクル乃至密閉エンジンサイクルを有するロケットエン
ジンを説明する。図６（ａ）及び図６（ｂ）は、先に述
べた従来の技術を示す。図６（ａ）は、エンジンの開放
サイクルを示し、その場合において、燃焼室１４の液体
燃料の主流が導管１及び２に供給される。この導管１，
２には、液体燃料の圧力を増加するために用いられるタ
ーボポンプ３，４が設けられている。ターボポンプ３，
４の下流側で支流５，６が分岐しており、これらの支流
５，６はガス発生器７にその運転に必要とされる燃料を
供給する。ガス発生器７の排気ガスによって、ポンプド
ライブ７Ａを介して、ターボポンプ３，４は駆動され、
排気ガスは次いで排出管８を通って排出され、主流に再
び供給されることはない。結果として運動量損失がおこ
りロケットエンジンの推進作用の現象がおこる。
【０００４】図６（ｂ）は密閉エンジンサイクルを有す
るロケットエンジンを示し、その場合においても同様に
主流の導管１，２にターボポンプ３，４が挿入されてお
り、ターボポンプ３，４は、主流１，２から分岐した支
流５，６から供給されるガス発生器７の排気ガスによっ
て駆動される。ガス発生器の排気ガスはしかし単独に排
出されるのではなく、本質的に運動量損失がおこらない
ように排出管８を通って再び主流に供給される。しかし
図６（ｂ）から明らかなように、燃焼室１４と液体燃料
の供給部との領域間の境界部の構成が複雑であり、費用
がかかる。
るロケットエンジンを示し、その場合においても同様に
主流の導管１，２にターボポンプ３，４が挿入されてお
り、ターボポンプ３，４は、主流１，２から分岐した支
流５，６から供給されるガス発生器７の排気ガスによっ
て駆動される。ガス発生器の排気ガスはしかし単独に排
出されるのではなく、本質的に運動量損失がおこらない
ように排出管８を通って再び主流に供給される。しかし
図６（ｂ）から明らかなように、燃焼室１４と液体燃料
の供給部との領域間の境界部の構成が複雑であり、費用
がかかる。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】それ故、本発明の課題
は、簡単な構造を有する有効なロケットエンジンを提供
することである。
は、簡単な構造を有する有効なロケットエンジンを提供
することである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】この課題は請求項１に記
載の特徴によって解決される。その場合において、少な
くともターボポンプの上流側でガス発生器の排気ガスを
排出するための排出管の少なくとも一部が液体燃料の少
なくとも一つの主流に合流している密閉エンジンサイク
ルを有する液体燃料用ロケットエンジンが提供される。
それ故、この排出管は、これまで現技術水準において普
通に行われているように、燃焼器又は燃焼室の噴射ヘッ
ドの領域においては主流に導かれるのではなく、排出管
は燃焼室から離れてターボポンプの上流側の領域で主流
に導かれ、その結果排出管は導管と燃焼室の間の境界部
を形成するときに考慮する必要はない。供給部の主流に
ターボポンプのみが設けられるとき、排出管はこのター
ボポンプの上流側で主流に合流する。しかし主流に複数
の連続するターボポンプを設けることもできる。そのと
き、排出管は下流方向に見て最後のターボポンプの上流
側で主流に合流するが、しかし、別の上流側でも、例え
ば全ての順に配列されたターボポンプの上流側で主流に
合流することができる。
載の特徴によって解決される。その場合において、少な
くともターボポンプの上流側でガス発生器の排気ガスを
排出するための排出管の少なくとも一部が液体燃料の少
なくとも一つの主流に合流している密閉エンジンサイク
ルを有する液体燃料用ロケットエンジンが提供される。
それ故、この排出管は、これまで現技術水準において普
通に行われているように、燃焼器又は燃焼室の噴射ヘッ
ドの領域においては主流に導かれるのではなく、排出管
は燃焼室から離れてターボポンプの上流側の領域で主流
に導かれ、その結果排出管は導管と燃焼室の間の境界部
を形成するときに考慮する必要はない。供給部の主流に
ターボポンプのみが設けられるとき、排出管はこのター
ボポンプの上流側で主流に合流する。しかし主流に複数
の連続するターボポンプを設けることもできる。そのと
き、排出管は下流方向に見て最後のターボポンプの上流
側で主流に合流するが、しかし、別の上流側でも、例え
ば全ての順に配列されたターボポンプの上流側で主流に
合流することができる。
【０００７】ガス発生器に燃料を供給する支流には種々
の源から流入させることができる。例えば、これらの支
流を液体燃料の主流から分岐することが提供される。こ
れらの分岐は主流のすべての適当な個所で行うことがで
きる。好ましくはガス発生器に燃料を供給するための支
流がターボポンプの下流側で主流から分岐することが提
供される。それによってガス発生器に既に高圧の状態の
燃料が供給されることが達成される。それ故ガス発生器
自体の領域に対するより高い圧力をガス発生器の排気ガ
スに対しても同様に得ることができ、それは一方におい
て排気ガスの主流への送還を減少させ、他方においてロ
ケットエンジンの運動量損失をより少なくする。また他
方において第１の支流には少なくとも部分的に別の燃料
源から供給されることが提供される。この場合、ガス発
生器が他の燃料組成物又は基本的に他の燃料でロケット
エンジンの燃焼室として動かされることが提供される。
このようなロケットエンジンは三成分以上の成分系に相
当する。
の源から流入させることができる。例えば、これらの支
流を液体燃料の主流から分岐することが提供される。こ
れらの分岐は主流のすべての適当な個所で行うことがで
きる。好ましくはガス発生器に燃料を供給するための支
流がターボポンプの下流側で主流から分岐することが提
供される。それによってガス発生器に既に高圧の状態の
燃料が供給されることが達成される。それ故ガス発生器
自体の領域に対するより高い圧力をガス発生器の排気ガ
スに対しても同様に得ることができ、それは一方におい
て排気ガスの主流への送還を減少させ、他方においてロ
ケットエンジンの運動量損失をより少なくする。また他
方において第１の支流には少なくとも部分的に別の燃料
源から供給されることが提供される。この場合、ガス発
生器が他の燃料組成物又は基本的に他の燃料でロケット
エンジンの燃焼室として動かされることが提供される。
このようなロケットエンジンは三成分以上の成分系に相
当する。
【０００８】液体燃料の主流の圧力をターボポンプの前
でさらに高めるために、気化がおこることなくガス発生
器の排気ガスの導入に必要な圧力条件を可能にするため
に、少なくともターボポンプの一つの前に圧縮機段（ブ
ーストポンプ又はジェットポンプ）を接続することが提
供される。ガス発生器の排気ガスの排出管は好ましくは
圧縮機段の領域で主流に合流する。同時にキャビテーシ
ョン比の改良を達成するためにターボポンプとして二流
(zweiflutige) ポンプを利用することができる。過剰圧
力下のガス発生器の排気ガスの導入はその場合同様にキ
ャビテーション比に好ましい影響を与える。最後に適当
な圧力及び温度状態によって排出管の合流の領域におい
て主流における液体燃料の気化を減少させることができ
る。更にガス発生器の排気ガスの急速な混合にかかわら
ず尚も不完全な排気ガスの凝縮に対応するために、ター
ボポンプの羽根の相応の配列によって改良することがで
きる。
でさらに高めるために、気化がおこることなくガス発生
器の排気ガスの導入に必要な圧力条件を可能にするため
に、少なくともターボポンプの一つの前に圧縮機段（ブ
ーストポンプ又はジェットポンプ）を接続することが提
供される。ガス発生器の排気ガスの排出管は好ましくは
圧縮機段の領域で主流に合流する。同時にキャビテーシ
ョン比の改良を達成するためにターボポンプとして二流
(zweiflutige) ポンプを利用することができる。過剰圧
力下のガス発生器の排気ガスの導入はその場合同様にキ
ャビテーション比に好ましい影響を与える。最後に適当
な圧力及び温度状態によって排出管の合流の領域におい
て主流における液体燃料の気化を減少させることができ
る。更にガス発生器の排気ガスの急速な混合にかかわら
ず尚も不完全な排気ガスの凝縮に対応するために、ター
ボポンプの羽根の相応の配列によって改良することがで
きる。
【０００９】主流におけるガス発生器の排気ガスの凝縮
は、排気ガスの温度が排気ガスが主流に導入される前に
下げられることによって軽減することができる。それに
ついて、排出管がガス発生器の排気ガスを冷却するため
に熱交換機を有することが提供される。このために排出
管は主流への熱的接触を有することができる。それ故例
えば排出管は主流の回りを何回か巡ることができ、その
場合に主流の管への熱的接触をつくることができる。そ
のとき冷たい主流は排気ガスの温度を下げる。ガス発生
器の排気ガスの温度を下げる第２の可能性は、主流から
別の支流が分岐し、この支流は排出管に供給される事に
ある。ガス発生器の排気ガスはそれ故既に主流に導入さ
れる前に冷却された流体燃料の一定量と混合され、それ
によって排気ガスの温度は明らかに下げられ、連続する
主流への導入時に凝縮は軽減される。
は、排気ガスの温度が排気ガスが主流に導入される前に
下げられることによって軽減することができる。それに
ついて、排出管がガス発生器の排気ガスを冷却するため
に熱交換機を有することが提供される。このために排出
管は主流への熱的接触を有することができる。それ故例
えば排出管は主流の回りを何回か巡ることができ、その
場合に主流の管への熱的接触をつくることができる。そ
のとき冷たい主流は排気ガスの温度を下げる。ガス発生
器の排気ガスの温度を下げる第２の可能性は、主流から
別の支流が分岐し、この支流は排出管に供給される事に
ある。ガス発生器の排気ガスはそれ故既に主流に導入さ
れる前に冷却された流体燃料の一定量と混合され、それ
によって排気ガスの温度は明らかに下げられ、連続する
主流への導入時に凝縮は軽減される。
【００１０】出発段階の間にロケットエンジンの点火を
軽減するために、排出管は逆転弁を有する分岐部を有す
ることができる。その場合において、既に述べたように
第１の分枝がターボポンプの上流側で主流に合流し、第
２の分枝がターボポンプの下流側で主流に合流する。出
発段階の間に逆転弁を排気ガスが先ずターボポンプの下
流側でだけ主流に導入されるように逆転弁を制御するこ
とができる。ロケットエンジンの駆動状態が十分に安定
化したときにガス発生器の排気ガスが既に述べたように
再びターボポンプの上流側で主流に導入されるように逆
転弁の逆転を行うことができる。それと同時に第２の分
枝はガス発生器の排気ガスに対して閉鎖される。
軽減するために、排出管は逆転弁を有する分岐部を有す
ることができる。その場合において、既に述べたように
第１の分枝がターボポンプの上流側で主流に合流し、第
２の分枝がターボポンプの下流側で主流に合流する。出
発段階の間に逆転弁を排気ガスが先ずターボポンプの下
流側でだけ主流に導入されるように逆転弁を制御するこ
とができる。ロケットエンジンの駆動状態が十分に安定
化したときにガス発生器の排気ガスが既に述べたように
再びターボポンプの上流側で主流に導入されるように逆
転弁の逆転を行うことができる。それと同時に第２の分
枝はガス発生器の排気ガスに対して閉鎖される。
【００１１】
【発明の実施の形態】次に本発明の特別の実施例につい
て図１乃至５に基づいて説明する。
て図１乃至５に基づいて説明する。
【００１２】図１は、密閉エンジンサイクルを有する本
発明のロケットエンジンを示す。図２は、ターボポンプ
の前でガス発生器の排気ガスの導入部を有する図１のロ
ケットエンジンを示す。図３は、圧縮機段の領域に排気
ガスの導入部を有し、液体燃料の供給による排気ガスの
冷却部を有する図１のロケットエンジンを示す。図４
は、ターボポンプの前の排気ガスの導入部とガス発生器
用の別の燃料源を有する図１のロケットエンジンを示
す。図５は図１に示すロケットエンジンの別の装置を示
す。
発明のロケットエンジンを示す。図２は、ターボポンプ
の前でガス発生器の排気ガスの導入部を有する図１のロ
ケットエンジンを示す。図３は、圧縮機段の領域に排気
ガスの導入部を有し、液体燃料の供給による排気ガスの
冷却部を有する図１のロケットエンジンを示す。図４
は、ターボポンプの前の排気ガスの導入部とガス発生器
用の別の燃料源を有する図１のロケットエンジンを示
す。図５は図１に示すロケットエンジンの別の装置を示
す。
【００１３】図１は液体燃料用ロケットエンジンの改良
された、本発明の装置を示す。ここでは同様に液体燃料
の供給の主流１，２にターボポンプ３，４が設けられて
おり、図１に示す本実施例においては可燃性の液体燃料
(Fuel)用の第１の主流１が設けられ、第２の主流２は液
体酸素(Lox) の供給に用いられる。その場合液体酸素用
のターボポンプ４の前にはさらにブーストポンプ(Boost
pumpe)の形態の圧縮機段(Verdichterstufe) １１が接続
される。ターボポンプ３，４の下流側で主流１，２から
支流５，６が分岐しており、支流５，６を通って液体燃
料はガス発生器７に供給される。なお、支流５，６に
は、各々適切なバルブ５Ａ，６Ａが設けられている。ガ
ス発生器７においては大量の液体酸素過剰の下で液体燃
料相互の反応がおこり、尚も酸素の豊富な排気ガスが発
生しこの排気ガスは、ポンプドライブ７Ａを介して、タ
ーボポンプ３，４を駆動する。ガス発生器の排気ガスは
排出管８，９，１０によって排出される。ポンプドライ
ブ７Ａの出口側で、排出管の第１の部分８は逆転弁（tw
o-way valve）１３を有する分岐部に通じており、この
分岐部において排出管は第１の分枝９と第２の分枝１０
に分かれる。第１の分枝９は熱交換器１２を通って導か
れ液体酸素用のターボポンプ４の上流側の圧縮機段１１
の領域で液体酸素ＬＯＸ用の主流２に、図の２Ａの矢印
方向に示すように、合流する。圧縮機段１１は排気ガス
の導入に必要な圧力条件を作りだし、その条件のとき気
化は回避される。第２の分枝１０は、ガス発生器の排気
ガスの導入が燃焼室１４の前の領域で連続して行われる
ようにターボポンプ４の下流側で主流に合流している。
逆転弁１３は第１の分枝９または第２の分枝１０の何れ
かがガス発生器７の排気ガスに対して開放されるように
設計されている。
された、本発明の装置を示す。ここでは同様に液体燃料
の供給の主流１，２にターボポンプ３，４が設けられて
おり、図１に示す本実施例においては可燃性の液体燃料
(Fuel)用の第１の主流１が設けられ、第２の主流２は液
体酸素(Lox) の供給に用いられる。その場合液体酸素用
のターボポンプ４の前にはさらにブーストポンプ(Boost
pumpe)の形態の圧縮機段(Verdichterstufe) １１が接続
される。ターボポンプ３，４の下流側で主流１，２から
支流５，６が分岐しており、支流５，６を通って液体燃
料はガス発生器７に供給される。なお、支流５，６に
は、各々適切なバルブ５Ａ，６Ａが設けられている。ガ
ス発生器７においては大量の液体酸素過剰の下で液体燃
料相互の反応がおこり、尚も酸素の豊富な排気ガスが発
生しこの排気ガスは、ポンプドライブ７Ａを介して、タ
ーボポンプ３，４を駆動する。ガス発生器の排気ガスは
排出管８，９，１０によって排出される。ポンプドライ
ブ７Ａの出口側で、排出管の第１の部分８は逆転弁（tw
o-way valve）１３を有する分岐部に通じており、この
分岐部において排出管は第１の分枝９と第２の分枝１０
に分かれる。第１の分枝９は熱交換器１２を通って導か
れ液体酸素用のターボポンプ４の上流側の圧縮機段１１
の領域で液体酸素ＬＯＸ用の主流２に、図の２Ａの矢印
方向に示すように、合流する。圧縮機段１１は排気ガス
の導入に必要な圧力条件を作りだし、その条件のとき気
化は回避される。第２の分枝１０は、ガス発生器の排気
ガスの導入が燃焼室１４の前の領域で連続して行われる
ようにターボポンプ４の下流側で主流に合流している。
逆転弁１３は第１の分枝９または第２の分枝１０の何れ
かがガス発生器７の排気ガスに対して開放されるように
設計されている。
【００１４】図１から明らかなように、本発明のロケッ
トエンジンは、既知の図６（ｂ）に示すロケットエンジ
ンよりも本質的に簡単な構造を有する。それにもかかわ
らず運動量の損失は密閉エンジンサイクルによって回避
される。
トエンジンは、既知の図６（ｂ）に示すロケットエンジ
ンよりも本質的に簡単な構造を有する。それにもかかわ
らず運動量の損失は密閉エンジンサイクルによって回避
される。
【００１５】図２は図１に示す装置の変形を示し、その
場合においてガス発生器の排気ガスの排気管８は分岐部
なしに主流２に合流しておりターボポンプ４の前に圧縮
機段１１はない。排出管８は主流２の適当な箇所に合流
することができる。
場合においてガス発生器の排気ガスの排気管８は分岐部
なしに主流２に合流しておりターボポンプ４の前に圧縮
機段１１はない。排出管８は主流２の適当な箇所に合流
することができる。
【００１６】図３は図１に示すロケットエンジンのさら
に別の変形を示し、排出管８は、混合分岐点８Ａ（ｍｉ
ｘｉｎｇ ｊｕｎｃｔｉｏｎ）に接続し、ガス発生器７
の排気ガスの冷却のために主流２からターボポンプ４の
下流側で分岐し、排出管８に通じている別の支流１６が
設けられている。それ故、図３の例の場合、既にガス発
生器７の排気ガスの導入の前で主流２において既に液体
燃料の一部分を有する排気ガスが液体酸素と混合され、
それによって冷却される。それによってキャビテーショ
ン比の改良が達成される。さらにキャビテーション比を
改良するために、図３の例では、ターボポンプ４が、２
つの入力ライン部２Ｂ，２Ｃから酸素を入力する二流ポ
ンプとして設計されている。入力ライン部２Ｂ，２Ｃは
各々圧縮機段の出力ポートに接続されている。
に別の変形を示し、排出管８は、混合分岐点８Ａ（ｍｉ
ｘｉｎｇ ｊｕｎｃｔｉｏｎ）に接続し、ガス発生器７
の排気ガスの冷却のために主流２からターボポンプ４の
下流側で分岐し、排出管８に通じている別の支流１６が
設けられている。それ故、図３の例の場合、既にガス発
生器７の排気ガスの導入の前で主流２において既に液体
燃料の一部分を有する排気ガスが液体酸素と混合され、
それによって冷却される。それによってキャビテーショ
ン比の改良が達成される。さらにキャビテーション比を
改良するために、図３の例では、ターボポンプ４が、２
つの入力ライン部２Ｂ，２Ｃから酸素を入力する二流ポ
ンプとして設計されている。入力ライン部２Ｂ，２Ｃは
各々圧縮機段の出力ポートに接続されている。
【００１７】図４に示す例は図１に示すロケットエンジ
ンの別の変形を示す。その場合支流５には、ガス発生器
７に供給するために例えば図４に示す例においてはＨ2
Ｏ2用の燃料タンクを含む別の燃料源１５から供給され
る。それ故三成分系を示す。この三成分系は燃焼室１４
を駆動するために液体可燃性燃料及び液体酸素を提供
し、ガス発生器７の駆動のためにＨ2Ｏ2を提供する。Ｈ
2Ｏ2はガス発生器７の駆動時に触媒作用による分解によ
って主成分Ｈ2ＯとＯ2に分解される。それ故Ｈ2Ｏ2は、
酸素及び例えば炭化水素等の液体可燃性燃料の下での酸
化剤豊富な燃焼と同様な条件を提供する。
ンの別の変形を示す。その場合支流５には、ガス発生器
７に供給するために例えば図４に示す例においてはＨ2
Ｏ2用の燃料タンクを含む別の燃料源１５から供給され
る。それ故三成分系を示す。この三成分系は燃焼室１４
を駆動するために液体可燃性燃料及び液体酸素を提供
し、ガス発生器７の駆動のためにＨ2Ｏ2を提供する。Ｈ
2Ｏ2はガス発生器７の駆動時に触媒作用による分解によ
って主成分Ｈ2ＯとＯ2に分解される。それ故Ｈ2Ｏ2は、
酸素及び例えば炭化水素等の液体可燃性燃料の下での酸
化剤豊富な燃焼と同様な条件を提供する。
【００１８】最後に、図５は図１に示すロケットエンジ
ンの別の装置を示し、その場合においてガス発生器の排
気ガスを冷却するために排出管８は熱交換器１２を備え
る。その場合、排出管８はターボポンプ４の下流側で主
流２を巡り主流２に熱的接触をもたらすことが提供され
る。それ故、ガス発生器７の排気ガスは液体酸素の冷た
い主流２によって冷却される。それによってガス発生器
７の排気ガスの凝縮が主流２への導入後に軽減され、そ
の結果キャビテーション比が改良せしめられる。
ンの別の装置を示し、その場合においてガス発生器の排
気ガスを冷却するために排出管８は熱交換器１２を備え
る。その場合、排出管８はターボポンプ４の下流側で主
流２を巡り主流２に熱的接触をもたらすことが提供され
る。それ故、ガス発生器７の排気ガスは液体酸素の冷た
い主流２によって冷却される。それによってガス発生器
７の排気ガスの凝縮が主流２への導入後に軽減され、そ
の結果キャビテーション比が改良せしめられる。
【００１９】液体可燃性燃料と液体酸素との反応が燃焼
室１４において極力僅かしか影響を受けないようにする
ために既に述べたように好ましくは、燃料の強力な酸化
剤豊富な燃焼が行われることが提供される。ガス発生器
の燃焼生成物及びガス発生器７の排気ガスは圧倒的に酸
素からなる。この排気ガスは再び主流２に導入されるの
で液体酸素の組成は本質的に変わらず、それ故燃焼室１
４における燃焼比は本質的に損なわれない。
室１４において極力僅かしか影響を受けないようにする
ために既に述べたように好ましくは、燃料の強力な酸化
剤豊富な燃焼が行われることが提供される。ガス発生器
の燃焼生成物及びガス発生器７の排気ガスは圧倒的に酸
素からなる。この排気ガスは再び主流２に導入されるの
で液体酸素の組成は本質的に変わらず、それ故燃焼室１
４における燃焼比は本質的に損なわれない。
【００２０】
【発明の効果】本発明によれば、簡単な構造を有する有
効なロケットエンジンを提供することができる。さら
に、キャビテーション性能を向上し、主液体燃料供給部
からの液体フローの消散を防止できる。また、主燃料フ
ロー又は少なくとも１つの燃料要素とガス発生器の排気
ガス（例えば、液体酸素）の急速な混合を達成すること
ができる。このとき、ガス発生器の排気ガスの不完全な
凝縮を回避することができる。さらに、密閉フローサイ
クル液体燃料ロケットエンジンの始動時に、初期イグニ
ッションを促進することが可能となる。
効なロケットエンジンを提供することができる。さら
に、キャビテーション性能を向上し、主液体燃料供給部
からの液体フローの消散を防止できる。また、主燃料フ
ロー又は少なくとも１つの燃料要素とガス発生器の排気
ガス（例えば、液体酸素）の急速な混合を達成すること
ができる。このとき、ガス発生器の排気ガスの不完全な
凝縮を回避することができる。さらに、密閉フローサイ
クル液体燃料ロケットエンジンの始動時に、初期イグニ
ッションを促進することが可能となる。
【図１】密閉エンジンサイクルを有する本発明のロケッ
トエンジンを示す。
トエンジンを示す。
【図２】ターボポンプの前でガス発生器の排気ガスの導
入部を有する図１のロケットエンジンを示す。
入部を有する図１のロケットエンジンを示す。
【図３】圧縮機段の領域に排気ガスの導入部を有し、液
体燃料の供給による排気ガスの冷却部を有する図１のロ
ケットエンジンを示す。
体燃料の供給による排気ガスの冷却部を有する図１のロ
ケットエンジンを示す。
【図４】ターボポンプの前の排気ガスの導入部とガス発
生器用の別の燃料源を有する図１のロケットエンジンを
示す。
生器用の別の燃料源を有する図１のロケットエンジンを
示す。
【図５】図１に示すロケットエンジンの別の装置を示
す。
す。
【図６】従来の技術の開放エンジンサイクル乃至密閉エ
ンジンサイクルを有するロケットエンジンを示す。
ンジンサイクルを有するロケットエンジンを示す。
【符号の説明】 １ 導管（主流） ２ 導管（主流） ３ ターボポンプ ４ ターボポンプ ５ 支流 ６ 支流 ７ ガス発生器 ８ 排出管 ９ 排出管（第１の分枝） １０ 排出管（第２の分枝） １１ 圧縮機段 １２ 熱交換機 １３ 逆転弁 １４ 燃焼室 １５ 燃料源 １６ 第２の支流
Claims (9)
- 【請求項１】 少なくとも一つの燃焼室（１４）への各
液体燃料の供給部と、 前記供給部の主流（１，２）に設けられたターボポンプ
（３，４）と、第１の支流（５，６）に配置されたター
ボポンプ（３，４）の駆動のためのガス発生器（７）
と、 前記主流（１，２）に通じるガス発生器（７）の排気ガ
スを排出するための排出管（８，９，１０）を備える密
閉エンジンサイクルとを有するロケットエンジンであっ
て、 ターボポンプ（３，４）の上流側で排出管（９）の少な
くとも一部が液体燃料の少なくとも一つの主流（２）に
合流していることを特徴とする密閉エンジンサイクルを
有するロケットエンジン。 - 【請求項２】 第１の支流（５，６）は主流（１，２）
から分岐していることを特徴とする請求項１に記載のロ
ケットエンジン。 - 【請求項３】 第１の支流（５，６）はターボポンプ
（３，４）の下流側で主流（１，２）から分岐している
ことを特徴とする請求項２に記載のロケットエンジン。 - 【請求項４】 第１の支流（５，６）には少なくとも部
分的に別の燃料源（１５）から燃料が供給されることを
特徴とする請求項１に記載のロケットエンジン。 - 【請求項５】 ターボポンプ（３，４）の少なくとも一
つの前に圧縮機段（ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ）（１１）が
接続されており、排出管（９）が圧縮機段（１１）の領
域において主流（１，２）に合流していることを特徴と
する請求項１乃至４の何れか一項に記載のロケットエン
ジン。 - 【請求項６】 排出管（８，９，１０）がガス発生器
（７）の排気ガスの冷却のための熱交換器（１２）を有
することを特徴とする請求項１乃至５の何れか一項に記
載のロケットエンジン。 - 【請求項７】 排出管（８，９，１０）が主流（１，
２）への熱的接触部を有することを特徴とする請求項６
に記載のロケットエンジン。 - 【請求項８】 主流（１，２）から排出管（８，９，１
０）に通じている第２の支流（１６）が分岐しているこ
とを特徴とする請求項１乃至７の何れか一項に記載のロ
ケットエンジン。 - 【請求項９】 排出管（８，９，１０）が逆転弁（１
３）を有する分岐部を有し、その場合において第１の分
枝（９）がターボポンプ（３，４）の上流側で主流
（１，２）に合流しており、第２の分枝（１０）がター
ボポンプ（３，４）の下流側で主流（１，２）に合流し
ていることを特徴とする請求項１乃至８の何れか一項に
記載のロケットエンジン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE19958310A DE19958310C2 (de) | 1999-12-03 | 1999-12-03 | Raketentriebwerk für Flüssigtreibstoffe mit einem geschlossenen Triebwerkskreislauf |
| DE19958310.2 | 1999-12-03 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001193565A true JP2001193565A (ja) | 2001-07-17 |
| JP4430226B2 JP4430226B2 (ja) | 2010-03-10 |
Family
ID=7931295
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000367331A Expired - Fee Related JP4430226B2 (ja) | 1999-12-03 | 2000-12-01 | 密閉エンジンサイクルを有する液体燃料用ロケットエンジン |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6470670B2 (ja) |
| JP (1) | JP4430226B2 (ja) |
| DE (1) | DE19958310C2 (ja) |
| FR (1) | FR2801936B1 (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2012133041A1 (ja) * | 2011-03-31 | 2012-10-04 | 三菱重工業株式会社 | 航空機・宇宙機用流体冷却システム及び航空機・宇宙機用流体冷却方法 |
| WO2018051566A1 (ja) * | 2016-09-14 | 2018-03-22 | 株式会社Ihi | 電動アシスト液体燃料ロケット推進システム |
| RU2692598C1 (ru) * | 2018-07-31 | 2019-06-25 | Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко" | Жидкостный ракетный двигатель |
| JP2022501547A (ja) * | 2018-09-06 | 2022-01-06 | オーカブ ディートリック インダクション インク.Oqab Dietrich Induction Inc. | 推力を生成するためのエンジン |
Families Citing this family (29)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP3870252B2 (ja) * | 2001-07-19 | 2007-01-17 | 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 | キャビテーション抑制ポンプシステム |
| US6769242B1 (en) * | 2001-11-21 | 2004-08-03 | Mse Technology Applications, Inc. | Rocket engine |
| US6918243B2 (en) * | 2003-05-19 | 2005-07-19 | The Boeing Company | Bi-propellant injector with flame-holding zone igniter |
| US6968673B1 (en) * | 2003-11-14 | 2005-11-29 | Knight Andrew F | Cool gas generator and ultra-safe rocket engine |
| US7418814B1 (en) | 2005-06-30 | 2008-09-02 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Dual expander cycle rocket engine with an intermediate, closed-cycle heat exchanger |
| US7389636B2 (en) * | 2005-07-06 | 2008-06-24 | United Technologies Corporation | Booster rocket engine using gaseous hydrocarbon in catalytically enhanced gas generator cycle |
| US20100048450A1 (en) * | 2005-10-07 | 2010-02-25 | Klinken S Peter | Sumoylation Control Agent and Uses Thereof |
| US7565795B1 (en) | 2006-01-17 | 2009-07-28 | Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. | Piezo-resonance igniter and ignition method for propellant liquid rocket engine |
| US8122703B2 (en) | 2006-04-28 | 2012-02-28 | United Technologies Corporation | Coaxial ignition assembly |
| US7685807B2 (en) * | 2006-09-06 | 2010-03-30 | United Technologies Corporation | Three component injector for kerosene-oxygen rocket engine |
| US20080264372A1 (en) * | 2007-03-19 | 2008-10-30 | Sisk David B | Two-stage ignition system |
| US20080299504A1 (en) * | 2007-06-01 | 2008-12-04 | Mark David Horn | Resonance driven glow plug torch igniter and ignition method |
| FR2921979B1 (fr) * | 2007-10-08 | 2014-06-13 | Astrium Sas | Dispositif et procede de motorisation de pompe pour moteur fusee par moteur a combustion interne |
| US8814562B2 (en) | 2008-06-02 | 2014-08-26 | Aerojet Rocketdyne Of De, Inc. | Igniter/thruster with catalytic decomposition chamber |
| US8161725B2 (en) | 2008-09-22 | 2012-04-24 | Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. | Compact cyclone combustion torch igniter |
| US8381508B2 (en) * | 2009-05-28 | 2013-02-26 | Alliant Techsystems Inc. | Closed-cycle rocket engine assemblies and methods of operating such rocket engine assemblies |
| RU2476706C1 (ru) * | 2011-09-21 | 2013-02-27 | Николай Борисович Болотин | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2476709C1 (ru) * | 2011-11-25 | 2013-02-27 | Николай Борисович Болотин | Жидкостный ракетный двигатель |
| RU2476708C1 (ru) * | 2011-11-25 | 2013-02-27 | Николай Борисович Болотин | Жидкостный ракетный двигатель |
| US9200596B2 (en) | 2011-12-13 | 2015-12-01 | Aerojet Rocketdyne, Inc. | Catalytically enhanced gas generator system for rocket applications |
| FR2985804B1 (fr) | 2012-01-17 | 2014-02-07 | Snecma | Moteur pour fusee a alimentation optimisee |
| RU2481550C1 (ru) * | 2012-03-07 | 2013-05-10 | Николай Борисович Болотин | Жидкостный ракетный двигатель (варианты) |
| EP2806138B1 (de) * | 2013-05-22 | 2015-09-02 | Astrium GmbH | Gaserzeugungssystem |
| FR3009586B1 (fr) * | 2013-08-06 | 2015-08-28 | Snecma | Dispositif d'alimentation en ergol de moteur-fusee |
| US9695786B2 (en) * | 2015-01-13 | 2017-07-04 | Caterpillar Inc. | Engine intake system and method for operating same |
| US11333074B2 (en) | 2016-07-29 | 2022-05-17 | Aerojet Rocketdyne, Inc. | Liquid propellant rocket engine turbopump drain |
| CN111963337B (zh) * | 2020-08-21 | 2022-07-19 | 西安航天动力研究所 | 一种富氧补燃发动机推力室直连热试系统及热试方法 |
| FR3115838A1 (fr) | 2020-10-29 | 2022-05-06 | Marc Grosman | Moteur-fusée à antimatière. |
| CN112377331B (zh) * | 2021-01-18 | 2021-04-06 | 北京星际荣耀空间科技股份有限公司 | 一种火箭发动机多次点火起动装置及具有其的火箭发动机 |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE1626082B1 (de) * | 1967-07-26 | 1970-06-25 | Erno Raumfahrttechnik Gmbh | Raketentriebwerk fuer fluessige treibstoffe |
| DE2241383C3 (de) * | 1972-08-23 | 1978-07-27 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen | Flüssigkeitsraketentriebwerk der Hauptstrombauart |
| US4831818A (en) * | 1988-03-09 | 1989-05-23 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Dual-fuel, dual-mode rocket engine |
| GB8811126D0 (en) * | 1988-05-11 | 1988-12-14 | Royal Ordnance Plc | Bipropellant rocket engines |
| FR2698914B1 (fr) * | 1992-12-09 | 1995-03-03 | Europ Propulsion | Moteur-fusée à ergols liquides à flux dérivé et générateur de gaz intégré. |
| US5551230A (en) * | 1994-03-14 | 1996-09-03 | Rockwell International Corporation | Heat induced high pressure lox pump rocket engine cycle |
| RU2095607C1 (ru) * | 1995-07-19 | 1997-11-10 | Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе |
| RU2158839C2 (ru) * | 1999-01-21 | 2000-11-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" | Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза |
-
1999
- 1999-12-03 DE DE19958310A patent/DE19958310C2/de not_active Expired - Fee Related
-
2000
- 2000-12-01 JP JP2000367331A patent/JP4430226B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2000-12-01 FR FR0015567A patent/FR2801936B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 2000-12-01 US US09/729,126 patent/US6470670B2/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2012133041A1 (ja) * | 2011-03-31 | 2012-10-04 | 三菱重工業株式会社 | 航空機・宇宙機用流体冷却システム及び航空機・宇宙機用流体冷却方法 |
| JP2012214148A (ja) * | 2011-03-31 | 2012-11-08 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 航空機・宇宙機用流体冷却システム及び航空機・宇宙機用流体冷却方法 |
| US9476654B2 (en) | 2011-03-31 | 2016-10-25 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Aircraft/spacecraft fluid cooling system and aircraft/spacecraft fluid cooling method |
| WO2018051566A1 (ja) * | 2016-09-14 | 2018-03-22 | 株式会社Ihi | 電動アシスト液体燃料ロケット推進システム |
| JPWO2018051566A1 (ja) * | 2016-09-14 | 2019-02-07 | 株式会社Ihi | 電動アシスト液体燃料ロケット推進システム |
| RU2711887C1 (ru) * | 2016-09-14 | 2020-01-23 | АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН | Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной элктрической мощностью |
| RU2692598C1 (ru) * | 2018-07-31 | 2019-06-25 | Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко" | Жидкостный ракетный двигатель |
| JP2022501547A (ja) * | 2018-09-06 | 2022-01-06 | オーカブ ディートリック インダクション インク.Oqab Dietrich Induction Inc. | 推力を生成するためのエンジン |
| US11821367B2 (en) | 2018-09-06 | 2023-11-21 | Oqab Dietrich Induction Inc. | Engine producing thrust using an induction heating assembly to energize the fuel |
| JP7506075B2 (ja) | 2018-09-06 | 2024-06-25 | オーカブ ディートリック インダクション インク． | 推力を生成するためのエンジン |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20010015063A1 (en) | 2001-08-23 |
| FR2801936B1 (fr) | 2004-07-02 |
| DE19958310C2 (de) | 2002-01-17 |
| DE19958310A1 (de) | 2001-06-28 |
| JP4430226B2 (ja) | 2010-03-10 |
| US6470670B2 (en) | 2002-10-29 |
| FR2801936A1 (fr) | 2001-06-08 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4430226B2 (ja) | 密閉エンジンサイクルを有する液体燃料用ロケットエンジン | |
| RU2158839C2 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза | |
| RU2576403C2 (ru) | Комбинированный турбопрямоточный реактивный двигатель | |
| US4964270A (en) | Gas turbine engine fuel system | |
| US7784268B1 (en) | Partial superheat cycle for operating a pump in a rocket system | |
| US6536208B1 (en) | Device for supplying fuel for a rocket propulsion unit and heat exchanger to be used in said device | |
| JPH0791279A (ja) | ガスタービンエンジンの燃焼生成物からの熱エネルギー回収方法 | |
| US5444973A (en) | Pressure-fed rocket booster system | |
| US5992139A (en) | Turbine engine with turbocompressor for supplying atomizing fluid to turbine engine fuel system | |
| JP2006084171A (ja) | 改善されたコアシステムを有するガスタービンエンジンのための冷却システム | |
| US5267437A (en) | Dual mode rocket engine | |
| US4223530A (en) | Liquid fuel rocket engine having a propellant component pump turbine with a secondary thrust discharge and to a method of operating a liquid fuel rocket engine | |
| RU2302547C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2095607C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе | |
| RU2299345C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель и способ его запуска | |
| CN116771549A (zh) | 推力室装置和用于运行推力室装置的方法 | |
| RU2065985C1 (ru) | Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2300657C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2197628C2 (ru) | Способ работы жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной подачей криогенного топлива на основе кислородного окислителя и углеводородного горючего и жидкостный ракетный двигатель для осуществления способа | |
| RU2187684C2 (ru) | Способ работы жидкостного ракетного двигателя и жидкостной ракетный двигатель | |
| KR101920528B1 (ko) | 내연 피스톤 엔진에서 분위기로의 연료 재료 슬립을 저감시키는 배열체, 및 내연 피스톤 엔진을 업그레이드하는 방법 | |
| JP4347447B2 (ja) | ハイブリッドエンジン | |
| RU2095608C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2183759C2 (ru) | Кислородо-водородный жидкостный ракетный двигатель | |
| JP2001207912A (ja) | ロケットエンジンの運転方法及びそれを用いるロケットエンジン |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20070727 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20091215 |
|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20091217 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121225 Year of fee payment: 3 |
|
| R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 Ref document number: 4430226 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20131225 Year of fee payment: 4 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |