RU185328U1 - Rocket engine cooling device - Google Patents
Rocket engine cooling device Download PDFInfo
- Publication number
- RU185328U1 RU185328U1 RU2017121521U RU2017121521U RU185328U1 RU 185328 U1 RU185328 U1 RU 185328U1 RU 2017121521 U RU2017121521 U RU 2017121521U RU 2017121521 U RU2017121521 U RU 2017121521U RU 185328 U1 RU185328 U1 RU 185328U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- anode
- layer
- combustion chamber
- rocket
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 25
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 34
- 230000006870 function Effects 0.000 claims abstract description 11
- 230000008447 perception Effects 0.000 claims abstract description 9
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 6
- 239000000758 substrate Substances 0.000 claims abstract description 6
- 238000009413 insulation Methods 0.000 claims 1
- 238000010292 electrical insulation Methods 0.000 abstract description 5
- 239000007788 liquid Substances 0.000 abstract description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 238000005474 detonation Methods 0.000 abstract description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 2
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 abstract description 2
- 239000000969 carrier Substances 0.000 abstract 1
- 239000003779 heat-resistant material Substances 0.000 abstract 1
- 238000002679 ablation Methods 0.000 description 11
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 8
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 4
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 3
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 230000005684 electric field Effects 0.000 description 1
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 description 1
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 1
- 230000002028 premature Effects 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
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
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
- F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к ракетной технике и может быть использована при создании ракетных двигателей, в частности жидкостного, твердотопливного, детонационного и электрического ракетного двигателя.Устройство системы охлаждения ракетного двигателя, включающее в составе камеру сгорания и сопло, на обращенную ко внутреннему объему поверхность камеры сгорания и сопла, выполненных из элетропроводящих и жаропрочных материалов, нанесен слой из материала с низкой работой выхода, при этом эмиссионный слой, камера сгорания и сопло образуют катод, на выходе из сопла расположен анод, состоящий из токопроводящей подложки и слоя восприятия электронов, причем анод электрически последовательно связан с катодом, через источник электроэнергии, при этом анод находится в механическом контакте с соплом через слой электроизоляции. Анод электрически последовательно связан с катодом через электрическую нагрузку, а работа выхода электронов слоя восприятия анода ниже работы выхода электронов эмиссионного слоя.Технический эффект данного полезной модели заключается в том, что повышается надежность ракетного двигателя за счет снижения температуры стенки, уменьшения температурных градиентов и температурных напряжений. Кроме того, заявляемая система охлаждения ракетного двигателя можно применять совместно с другими системами охлаждения, например конвективного. Это позволяет применять заявленное полезная модель в двигателях многократного применения, например в составе многоразовых ракетоносителей. Предлагаемое устройство охлаждения возможно применять и при создании ракетных двигателей с соплами внешнего горения и расширения, поскольку решается проблема создания их системы охлаждения при большей рабочей поверхности. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.The utility model relates to rocket technology and can be used to create rocket engines, in particular a liquid, solid fuel, detonation and electric rocket engine. A device for a rocket engine cooling system, which includes a combustion chamber and a nozzle, on the surface of the combustion chamber facing the internal volume and nozzles made of electrically conductive and heat-resistant materials, a layer of material with a low work function is applied, while the emission layer, the combustion chamber and the nozzle form cathode, at the exit of the nozzle is an anode consisting of a conductive substrate and an electron perception layer, the anode being electrically connected in series with the cathode through an electric power source, while the anode is in mechanical contact with the nozzle through an electrical insulation layer. The anode is electrically connected in series with the cathode through an electrical load, and the electron work function of the anode perception layer is lower than the work function of the emission layer electrons. The technical effect of this utility model is to increase the reliability of the rocket engine by lowering the wall temperature, reducing temperature gradients and temperature stresses . In addition, the inventive rocket engine cooling system can be used in conjunction with other cooling systems, for example convective. This allows you to use the claimed utility model in engines of multiple applications, for example in reusable rocket carriers. The proposed cooling device can also be used to create rocket engines with external combustion and expansion nozzles, since the problem of creating their cooling system with a larger working surface is solved. 1 s.p. f-ly, 1 ill.
Description
Полезная модель относится к ракетной технике и может быть использована при создании ракетных двигателей, в частности жидкостного, твердотопливного, детонационного и электрического ракетного двигателя.The utility model relates to rocket technology and can be used to create rocket engines, in particular liquid, solid fuel, detonation and electric rocket engines.
Известна система охлаждения, приведенная в Энциклопедии "Космонавтика" под редакцией В.П. Глушко (Издательство: М.: Советская Энциклопедия, 1985 г. - 528 с. на с. 115 завесного типа, которая включает в своем составе систему щелей, через которые продавливается компонент топлива. В результате жидкость взаимодействует с продуктами сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), таким образом, что тепловая энергия от сгорания идет на испарение этого компонента.A well-known cooling system is given in the Encyclopedia "Cosmonautics" edited by V.P. Glushko (Publisher: M .: Sovetskaya Encyclopedia, 1985 - 528 pp. On page 115 of the curtain type, which includes a system of slots through which the fuel component is pressed. As a result, the liquid interacts with the products of combustion of a liquid-propellant rocket engine) ), so that the thermal energy from the combustion goes to the evaporation of this component.
Недостатком данного метода является сложность в изготовлении и эксплуатации, что приводит к высокой стоимости и низкому уровню надежности.The disadvantage of this method is the difficulty in manufacturing and operation, which leads to high cost and low level of reliability.
Прототипом заявленного полезной модели является устройство абляционного охлаждения, описанная на стр. 152 в книге «Жидкостные ракетные двигатели» (Волков Е.Б., Головков Л.Г., Сырицын Т.А., М.: Воениздат, 592 с. - 1970 г.)The prototype of the claimed utility model is the ablation cooling device described on page 152 in the book “Liquid Rocket Engines” (EB Volkov, LG Golovkov, TA Syritsyn, M .: Military Publishing House, 592 pp. - 1970 g.)
Устройство охлаждения состоит из камеры сгорания и сопла, а на их внутреннюю поверхность нанесен слой из абляционного материала.The cooling device consists of a combustion chamber and a nozzle, and a layer of ablation material is applied to their inner surface.
Устройство прототипа работает следующим образом:The prototype device works as follows:
При работе ЖРД стенки с абляционным слоем (покрытием) начинают нагреваться. При высоких температурах абляционный слой начинает претерпевать фазовые переходы (плавиться, испаряться или возгоняться напрямую) забирая тем самым тепловую энергию, поступающую от продуктов сгорания топлива. Сам абляционный слой при этом разрушается. Частицы абляционного слоя отделяются от оставшегося абляционного слоя и уносятся с потоком рабочего тела ЖРД в окружающую среду.During the operation of the LRE, the walls with the ablation layer (coating) begin to heat up. At high temperatures, the ablation layer begins to undergo phase transitions (to melt, evaporate or sublimate directly), thereby taking the thermal energy coming from the combustion products of the fuel. The ablation layer itself is destroyed. Particles of the ablation layer are separated from the remaining ablation layer and carried away with the flow of the LRE working fluid into the environment.
Недостатками двигателя по прототипу является низкая надежность и долговечность устройства охлаждения и ЖРД в целом по причине уноса абляционного слоя, изменению на данной основе формы обращенных к внутреннему объему поверхностей камеры сгорания и сопла, что может привести к усилению неравномерного нагрева оставшегося абляционного слоя, возникновению в нем значительных температурных напряжений и деформаций, преждевременному его разрушению. Также возможно воздействие отделившихся частиц абляционного слоя на другие участки поверхности камеры сгорания и сопла с вероятностью их повреждения и разрушения.The disadvantages of the prototype engine are the low reliability and durability of the cooling device and the rocket engine as a whole due to ablation of the ablation layer, a change on this basis of the shape of the surfaces of the combustion chamber and nozzle facing the internal volume, which can lead to increased uneven heating of the remaining ablation layer, the occurrence of it significant temperature stresses and deformations, its premature destruction. It is also possible the impact of the separated particles of the ablation layer on other parts of the surface of the combustion chamber and nozzle with the probability of damage and destruction.
Технической задачей, вытекающей из критики аналога и прототипа, является увеличение надежности системы охлаждения ЖРД.The technical problem arising from criticism of the analogue and prototype is to increase the reliability of the rocket engine cooling system.
Техническая задача решается тем, что устройство охлаждения ракетного двигателя, включающее камеру сгорания и сопло с нанесенным, на обращенную к внутреннему объему поверхность камеры сгорания и сопла, слоем, при этом камера сгорания и сопло выполнены из материалов с высокой жаропрочностью и электропроводностью, слой, нанесенный на обращенную к внутреннему объему поверхность камеры сгорания и сопла выполнен из материала с низкой работой выхода электронов и представляет собой эмиссионный слой, при этом эмиссионный слой, камера сгорания и сопло образуют катод, на выходе из сопла расположен анод, состоящий из токопроводящей подложки анода и слоя восприятия, электронов, причем анод электрически последовательно через источник электроэнергии связан с катодом, при этом анод находится в механическом контакте с соплом через слой электроизоляции. Анод электрически последовательно связан с катодом через электрическую нагрузку, а работа выхода электронов слоя восприятия электронов ниже работы выхода электронов эмиссионного слоя.The technical problem is solved in that the rocket engine cooling device, including a combustion chamber and a nozzle with a layer applied to the surface of the combustion chamber and nozzle facing the internal volume, the combustion chamber and nozzle made of materials with high heat resistance and electrical conductivity, a layer deposited the surface of the combustion chamber and nozzle facing the internal volume is made of a material with a low electron work function and is an emission layer, while the emission layer, the combustion chamber and the nozzle forms a cathode, at the exit of the nozzle there is an anode consisting of a conductive substrate of the anode and a sensing layer, electrons, the anode being connected electrically in series through an electric source to the cathode, while the anode is in mechanical contact with the nozzle through an electrical insulation layer. The anode is electrically connected in series with the cathode through an electrical load, and the electron work function of the electron perception layer is lower than the electron work function of the emission layer.
При работе ракетного двигателя, камера сгорания и сопло с эмиссионным слоем нагреваются до температур, при которых с поверхности эмиссионного слоя начинают выходить электроны. В результате, происходит охлаждение эмиссионного слоя, камеры сгорания и сопла.When a rocket engine is operating, the combustion chamber and the nozzle with the emission layer are heated to temperatures at which electrons begin to escape from the surface of the emission layer. As a result, the emission layer, the combustion chamber, and the nozzle are cooled.
Вышедшие электроны попадают в поток частично ионизированного рабочего тела. Далее при взаимодействии с потоком рабочего тела и полем от источника электроэнергии электроны направляются в сторону анода. Чем выше напряжение от источника электроэнергии, тем больше эмиссия и электронное охлаждение. Далее электроны при взаимодействии с электрическим полем от источника электроэнергии и частично ионизированного, движущегося с большой скоростью рабочего тела ракетного двигателя, направляются к аноду. При попадании на анод, электроны через слой восприятия электронов, токопроводящую подложку анода, источник электроэнергии, снова возвращаются на катод и цикл охлаждения повторяется снова.The released electrons enter the stream of a partially ionized working fluid. Further, when interacting with the flow of the working fluid and the field from the electric power source, the electrons are directed towards the anode. The higher the voltage from the source of electricity, the greater the emission and electronic cooling. Then, when interacting with an electric field from an electric power source and a partially ionized rocket engine moving at high speed, the electrons are sent to the anode. When it enters the anode, electrons through the electron perception layer, the conductive substrate of the anode, the source of electricity return to the cathode again and the cooling cycle is repeated again.
Анод располагается в механическом контакте с соплом, через слой электроизоляции.The anode is located in mechanical contact with the nozzle, through a layer of electrical insulation.
Заявляемое полезная модель может функционировать с одновременным получением электрической энергии. Для этого вместо источника электроэнергии можно установить электрическую нагрузку, в которой электроны эмиссии смогут совершать полезную работу, что обуславливает их охлаждение. Иными словами, в данном случае часть тепловой энергии нагрева эмиссионного слоя, стенки камеры сгорания и сопла преобразуется в электрическую энергию. Для этого также необходимо, чтобы работа выхода электронов слоя восприятия электронов была ниже работы выхода электронов эмиссионного слоя.The inventive utility model can operate while generating electrical energy. For this, instead of a source of electricity, it is possible to establish an electric load in which the emission electrons can perform useful work, which causes their cooling. In other words, in this case, part of the thermal energy of heating the emission layer, the wall of the combustion chamber and nozzle is converted into electrical energy. For this, it is also necessary that the electron work function of the electron perception layer be lower than the electron work function of the emission layer.
Технический эффект, достигаемый в результате реализации полезной модели, заключается в том, что повышается надежность и долговечность двигателя, за счет снижения температуры и температурных напряжений стенки камеры сгорания и сопла, путем обеспечения ее электронного охлаждения при термоэлектронной эмиссии.The technical effect achieved as a result of the implementation of the utility model consists in increasing the reliability and durability of the engine by lowering the temperature and temperature stresses of the wall of the combustion chamber and nozzle by providing its electronic cooling during thermionic emission.
Заявляемая полезная модель представлена на чертеже.The inventive utility model is presented in the drawing.
Устройство охлаждения ракетного двигателя содержит камеру сгорания 1, сопло 2, эмиссионный слой 3, слой восприятия электронов 4, токопроводящую подложку анода 5, источник электроэнергии 6, слой электроизоляции 7.A rocket engine cooling device comprises a
Эмиссионный слой 3 предназначен для обеспечения высокой плотности тока эмиссии электронов при нагреве. Слой восприятия электронов 4 предназначен для восприятия электронов из частично ионизированного высокоскоростного потока рабочего тела. Источник электроэнергии 6 предназначен для создания напряжения между катодом и анодом, что обеспечивает более высокий уровень плотности тока эмиссии при нагреве стенки и ее электронного охлаждения. Слой электроизоляции 7 предназначен для предотвращения утечек тока с анода. Камера сгорания 1 предназначена для обеспечения протекания химических реакций горения с последующим перенаправлением их в сопло 2, которое предназначено для разгона рабочего тела до высоких скоростей.The emission layer 3 is designed to provide a high current density of electron emission during heating. The layer of
Устройство заявленного полезной модели работает следующим образом:The device of the claimed utility model operates as follows:
При работе ракетного двигателя в камере сгорания 1 происходит процесс горения горючего и окислителя с образованием смеси газа, состоящего из продуктов сгорания - рабочего тела. При этом начинает нагреваться стенка камеры сгорания 1, стенка сопла 2 и эмиссионный слой 3.When a rocket engine is operating in
В результате, с эмиссионного слоя 3 начинают выходить электроны, охлаждая эмиссионный слой 3 и стенку камеры сгорания 1 и сопла 2.As a result, electrons begin to escape from the emission layer 3, cooling the emission layer 3 and the wall of the
Вышедшие электроны попадают в движущееся рабочее тело. При взаимодействии с рабочим телом и с полем от источника электроэнергии 6 вышедшие электроны направляются к слою восприятия электронов 4. От слоя восприятия электронов 4 они поступают на токопроводящую подложку анода 5, откуда через источник электроэнергии 6, стенку камеры сгорания 1 и сопла 2 поступают в эмиссионный слой 3, замыкая тем самым контур электронного охлаждения.The released electrons enter a moving working fluid. When interacting with the working fluid and with the field from the
Технический эффект данного полезной модели заключается в том, что повышается надежность ракетного двигателя за счет снижения температуры стенки, уменьшения температурных градиентов и температурных напряжений. Кроме того, заявляемая система охлаждения ракетного двигателя можно применять совместно с другими системами охлаждения, например, конвективного. Это позволяет применять заявленную полезная модель в двигателях многократного применения, например, в составе многоразовых ракет-носителей.The technical effect of this utility model is that the reliability of a rocket engine is increased by lowering the wall temperature, reducing temperature gradients and temperature stresses. In addition, the inventive rocket engine cooling system can be used in conjunction with other cooling systems, for example, convective. This allows you to use the claimed utility model in engines of multiple applications, for example, as part of reusable launch vehicles.
Кроме того, предлагаемое устройство охлаждение возможно применять и при создании ракетных двигателей с соплами внешнего горения и расширения, поскольку решается проблема создания их системы охлаждения при большей рабочей поверхности.In addition, the proposed cooling device can also be used to create rocket engines with external combustion and expansion nozzles, since the problem of creating their cooling system with a larger working surface is solved.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017121521U RU185328U1 (en) | 2017-06-19 | 2017-06-19 | Rocket engine cooling device |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017121521U RU185328U1 (en) | 2017-06-19 | 2017-06-19 | Rocket engine cooling device |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU185328U1 true RU185328U1 (en) | 2018-11-30 |
Family
ID=64577192
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017121521U RU185328U1 (en) | 2017-06-19 | 2017-06-19 | Rocket engine cooling device |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU185328U1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2758022C1 (en) * | 2021-02-05 | 2021-10-25 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Device for measuring the temperature of a liquid propellant rocket engine nozzle |
| RU2766960C1 (en) * | 2021-02-09 | 2022-03-16 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Apparatus for measuring the temperature of the nozzle of a rocket engine |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1203879A2 (en) * | 2000-11-02 | 2002-05-08 | Astrium GmbH | Cooling for a combustion chamber for rockets |
| RU2253150C2 (en) * | 2000-08-07 | 2005-05-27 | Дайболд, Инкорпорейтед | Atm system and method for realization thereof |
| RU2303155C2 (en) * | 2002-05-28 | 2007-07-20 | Вольво Аэро Корпорейшн | Web construction and member of space vehicle jet engine |
| JP2008101534A (en) * | 2006-10-19 | 2008-05-01 | Japan Aerospace Exploration Agency | Effusion cooling rocket combustor |
-
2017
- 2017-06-19 RU RU2017121521U patent/RU185328U1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2253150C2 (en) * | 2000-08-07 | 2005-05-27 | Дайболд, Инкорпорейтед | Atm system and method for realization thereof |
| EP1203879A2 (en) * | 2000-11-02 | 2002-05-08 | Astrium GmbH | Cooling for a combustion chamber for rockets |
| RU2303155C2 (en) * | 2002-05-28 | 2007-07-20 | Вольво Аэро Корпорейшн | Web construction and member of space vehicle jet engine |
| JP2008101534A (en) * | 2006-10-19 | 2008-05-01 | Japan Aerospace Exploration Agency | Effusion cooling rocket combustor |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2758022C1 (en) * | 2021-02-05 | 2021-10-25 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Device for measuring the temperature of a liquid propellant rocket engine nozzle |
| RU2766960C1 (en) * | 2021-02-09 | 2022-03-16 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Apparatus for measuring the temperature of the nozzle of a rocket engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Kravchik et al. | Numerical modeling of spark ignition and flame initiation in a quiescent methane-air mixture | |
| Uribarri et al. | Electron transpiration cooling for hot aerospace surfaces | |
| US9284886B2 (en) | Gas turbine with Coulombic thermal protection | |
| RU185328U1 (en) | Rocket engine cooling device | |
| CN109595100B (en) | Electric ignition green unit liquid rocket engine structure | |
| CN106640568A (en) | Bipolar solid ablation type plasma accelerator | |
| Glushkov et al. | Numerical study of ignition of a metallized condensed substance by a source embedded into the subsurface layer | |
| Ma et al. | Investigation on the Spatial-Temporal Distribution of Electromagnetic Gun Rail Temperature in Single and Continuous Launch Modes | |
| He et al. | Experimental study on characteristics of plasma synthetic jet actuators with different insulating materials | |
| Kim | Time-dependent one-dimensional modeling of pulsed plasma discharge in a capillary plasma device | |
| RU2573551C2 (en) | Gas turbine plant blades cooling | |
| Beilis | Physics of cathode phenomena in a vacuum arc with respect to a plasma thruster application | |
| Anshakov et al. | Electric-arc steam plasma generator | |
| RU189387U1 (en) | COOLING DEVICE OF THE ROCKET ENGINE OF THE AIRCRAFT | |
| JPH0670407B2 (en) | Plasma jet generation method and plasma generator | |
| RU154901U1 (en) | HYPERSONIC RANGE AIR REACTIVE ENGINE | |
| RU2788489C1 (en) | Охлаждаемый составной сопловой блок многокамерной двигательной установки | |
| Liu et al. | Temperature distribution and discharge modeling of a semiconductor bridge | |
| Beilis et al. | Effective cathode voltage in a vacuum arc with a black body electrode configuration | |
| Kim | Transient flowfield characteristics of polycarbonate plasma discharge from pulse-powered electrothermal gun operation | |
| RU2598984C2 (en) | Method of increasing hybrid rocket engine thrust | |
| JPS63503559A (en) | A method of launching a projectile at ultra-high speed and a launch pad capable of implementing this method | |
| RU2784745C1 (en) | Cooling system device of the propulsion system | |
| RU2780911C1 (en) | Cooling system of the central body of a multi-chamber propulsion system | |
| RU2578387C2 (en) | Gas turbine plant blades cooling device |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM9K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20181118 |