RU2019131586A - Агрегат реактивной тяги и способ эксплуатации агрегата реактивной тяги - Google Patents

Агрегат реактивной тяги и способ эксплуатации агрегата реактивной тяги Download PDF

Info

Publication number
RU2019131586A
RU2019131586A RU2019131586A RU2019131586A RU2019131586A RU 2019131586 A RU2019131586 A RU 2019131586A RU 2019131586 A RU2019131586 A RU 2019131586A RU 2019131586 A RU2019131586 A RU 2019131586A RU 2019131586 A RU2019131586 A RU 2019131586A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
jet thrust
wall
nozzle
section
fuel
Prior art date
Application number
RU2019131586A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2757376C2 (ru
RU2019131586A3 (ru
Inventor
Маркус ОРТЕЛЬТ
Херманн ХАЛЬД
Original Assignee
Дойчес Центрум Фюр Люфт- Унд Раумфарт А.Ф.
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Дойчес Центрум Фюр Люфт- Унд Раумфарт А.Ф. filed Critical Дойчес Центрум Фюр Люфт- Унд Раумфарт А.Ф.
Publication of RU2019131586A publication Critical patent/RU2019131586A/ru
Publication of RU2019131586A3 publication Critical patent/RU2019131586A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2757376C2 publication Critical patent/RU2757376C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/52—Injectors
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
    • F23R3/20—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants incorporating fuel injection means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged combustion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/17—Two-dimensional hyperbolic
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/27—Three-dimensional hyperboloid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/203—Heat transfer, e.g. cooling by transpiration cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/514—Porosity

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Nozzles (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)

Claims (47)

1. Агрегат (86) реактивной тяги, включающий в себя камеру (10) сгорания реактивной тяги, имеющую полость (28) реактивной тяги, которая имеет первую секцию (32), примыкающую к ней вторую секцию (34), и примыкающую ко второй секции (34) третью секцию (36), причем полость (28) реактивной тяги во всех трех секциях (32, 34, 36) ограничена внешней стенкой (56)сопла с внешней поверхностью (62) полости реактивной тяги, причем внешняя поверхность (62) полости реактивной тяги в первой и второй секции (32, 34) сужается к третьей секции (36), в третьей секции (36) расширяется от второй секции (34), и на переходе от второй секции (34) к третьей секции (36) выполнен самый узкий участок (22), причем первая секция (32) ограничена внутренней стенкой (66) сопла с внутренней поверхностью (60) полости реактивной тяги, которая сужается ко второй секции (34), причем между внутренней поверхностью (60) полости реактивной тяги и внешней поверхностью (62) полости реактивной тяги выполнена кольцевая камера (46) сгорания, которая простирается по первой секции (32), причем агрегат (86) реактивной тяги включает в себя также несколько первых топливных впускных отверстий (68) для первого топливного компонента и несколько вторых топливных впускных отверстий (128) для второго топливного компонента, отличающийся тем, что внешняя стенка (56)сопла включает в себя, по меньшей мере, часть из нескольких первых топливных впускных отверстий (68).
2. Агрегат реактивной тяги по п. 1, отличающийся тем, что внешняя стенка (56)сопла, по меньшей мере, частично выполнена гидродинамически проницаемой для образования, по меньшей мере, части из нескольких первых топливных впускных отверстий (68).
3. Агрегат реактивной тяги по п. 1 или 2, отличающийся тем, что внешняя стенка (56)сопла выполнена пористой для образования, по меньшей мере, части из нескольких первых топливных впускных отверстий (68).
4. Агрегат реактивной тяги по п. 3, отличающийся тем, что
а) пористость внешней стенки (56)сопла, по меньшей мере, частично составляет, по меньшей мере, примерно 10%, предпочтительно, по меньшей мере, примерно 15%, еще более предпочтительно, по меньшей мере, примерно 20%, и/или
б) пористость внешней стенки (56)сопла изменяется в зависимости от расстояния (50) от первого конца (52) первой секции (32),
причем, прежде всего, пористость, начиная с первого конца (52) первой секции (32), уменьшается в направлении самого узкого участка (22).
5. Агрегат реактивной тяги по одному из предшествующих пунктов, отличающийся тем, что внутренняя стенка (66) сопла включает в себя, по меньшей мере, часть из нескольких первых топливных впускных отверстий (68).
6. Агрегат реактивной тяги по одному из предшествующих пунктов, отличающийся тем, что внутренняя стенка (66) сопла, по меньшей мере, частично выполнена гидродинамически проницаемой для образования, по меньшей мере, части из нескольких первых топливных впускных отверстий (68).
7. Агрегат реактивной тяги по п. 6, отличающийся тем, что внутренняя стенка (66) сопла выполнена пористой для образования, по меньшей мере, части из нескольких первых топливных впускных отверстий (68).
8. Агрегат реактивной тяги по п. 7, отличающийся тем, что
а) пористость внутренней стенки (66) сопла составляет, по меньшей мере, примерно 10%, предпочтительно, по меньшей мере, примерно 15%, еще более предпочтительно, по меньшей мере, примерно 20%, и/или
б) пористость внутренней стенки (66) сопла изменяется в зависимости от расстояния (50) от первого конца (52) первой секции (32),
причем, прежде всего, пористость, начиная с первого конца (52) первой секции (32), уменьшается в направлении второй секции (34).
9. Агрегат реактивной тяги по одному из предшествующих пунктов, отличающийся тем, что
а) все первые топливные впускные отверстия (68) расположены или выполнены во внешней стенке (56)сопла и во внутренней стенке (66) сопла, и/или
б) внутренняя стенка (66) сопла и внешняя стенка (56)сопла имеют исключительно первые топливные впускные отверстия (68), и/или
в) внутренняя стенка (66) сопла и/или внешняя стенка (56)сопла выполнены из керамического и/или металлического материала.
10. Агрегат реактивной тяги по одному из предшествующих пунктов, отличающийся тем, что внутренняя стенка (66) сопла включает в себя несколько внутренних впускных отверстий (76) хладагента и/или что внешняя стенка (56)сопла включает в себя несколько внешних впускных отверстий (76) хладагента для хладагента для охлаждения внутренней стенки (66) сопла и/или внешней стенки (56)сопла,
причем, прежде всего, несколько первых топливных впускных отверстий (68) образует несколько внутренних впускных отверстий (76) хладагента и/или несколько внешних впускных отверстий (76) хладагента.
11. Агрегат реактивной тяги по одному из предшествующих пунктов, отличающийся тем, что первая секция (32) полости (28) реактивной тяги на обращенной от второй секции (34) стороне ограничена инжекционной стенкой (126), которая соединяет друг с другом внутреннюю стенку (66) сопла и внешнюю стенку (56)сопла, и что в инжекционной стенке (126) расположена или выполнена, по меньшей мере, часть из нескольких вторых топливных впускных отверстий (128).
12. Агрегат реактивной тяги по п. 11, отличающийся тем, что
а) несколько вторых топливных впускных отверстий (128) расположены или выполнены исключительно в инжекционной стенке (126), и/или
б) инжекционная стенка (126) выполнена в форме кольца для закрытия выполненной в форме кольца кольцевой камеры (46) сгорания, и/или
в) инжекционная стенка (126) включает в себя исключительно вторые топливные впускные отверстия (128), и/или
г) несколько вторых топливных впускных отверстий (128) выполнены в форме каналов, которые имеют обращенные к кольцевой камере (46) сгорания окончания каналов.
13. Агрегат реактивной тяги по одному из предшествующих пунктов, отличающийся тем, что
а) внутренняя поверхность (60) полости реактивной тяги в направлении внешней поверхности (62) полости реактивной тяги выполнена выпукло изогнутой или выполнена по существу выпукло изогнутой, и/или
б) внешняя поверхность (62) полости реактивной тяги в направлении внутренней поверхности полости реактивной тяги (60) выполнена выпукло изогнутой или выполнена по существу выпукло изогнутой.
14. Агрегат реактивной тяги по одному из предшествующих пунктов, отличающийся тем, что камера (10) сгорания реактивной тяги задает продольную ось (14), и что камера (10) сгорания реактивной тяги, прежде всего первая секция (32) и/или вторая секция (34) и/или третья секция (36), выполнены вращательно-симметричными по отношению к продольной оси (14),
причем, прежде всего, внешняя поверхность (62) полости реактивной тяги и/или внутренняя поверхность (60) полости реактивной тяги выполнены вращательно-симметричными по отношению к продольной оси (14).
15. Агрегат реактивной тяги по одному из предшествующих пунктов, отличающийся тем, что
а) внутренняя поверхность (60) полости реактивной тяги и/или внешняя поверхность (62) полости реактивной тяги, по меньшей мере, частично имеют форму гиперболоида вращения, и/или
б) кольцевая камера (46) сгорания имеет постоянную или по существу постоянную площадь (48) поперечного сечения, и/или
в) площадь (48) поперечного сечения кольцевой камеры (46) сгорания изменяется в зависимости от расстояния (50) от первого конца (52) кольцевой камеры (46) сгорания для образования по меньшей мере одной области (82) смешивания топлива в кольцевой камере (46) сгорания.
16. Агрегат реактивной тяги по одному из предшествующих пунктов, отличающийся тем, что
а) первым инжекторным устройством для впрыскивания по меньшей мере одного первого топливного компонента в полость (28) реактивной тяги в направлении (70, 72) поперек, прежде всего перпендикулярно, внутренней поверхности (60) полости реактивной тяги и/или внешней поверхности (62) полости реактивной тяги.
причем, прежде всего, первое инжекторное устройство включает в себя первый насосный агрегат (98) для перекачки по меньшей мере одного первого топливного компонента из первого топливного накопителя (90) в полость (28) реактивной тяги через несколько первых топливных впускных отверстий (68),
и/или
б) вторым инжекторным устройством для впрыскивания по меньшей мере одного второго топливного компонента в первую секцию (32) в направлении (74) параллельно или по существу параллельно касательным к внутренней поверхности (60) полости реактивной тяги и/или внешней поверхности (62) полости реактивной тяги,
причем, прежде всего, второе инжекторное устройство включает в себя второй насосный агрегат (104) для перекачки по меньшей мере одного второго топливного компонента из второго топливного накопителя (92) в первую секцию (32) через несколько вторых топливных впускных отверстий (128).
17. Силовая установка (84), прежде всего для летающего тела (88) или летательного аппарата, включающая в себя агрегат (86) реактивной тяги по одному из предшествующих пунктов.
18. Летающее тело (88) или летательный аппарат, включающее (-ий) в себя первый топливный накопитель (90) по меньшей мере для одного первого топливного компонента, второй топливный накопитель (92) по меньшей мере для одного второго топливного компонента, и силовую установку (84) по п. 17.
19. Способ эксплуатации агрегата (86) реактивной тяги по одному из пп. 1-16, отличающийся тем, что, по меньшей мере, через часть из нескольких первых топливных впускных отверстий (68) в полость (28) реактивной тяги впрыскивают большее количество первого топливного компонента, чем это необходимо для охлаждения внутренней стенки (66) сопла и/или внешней стенки (56)сопла.
20. Способ по п. 19, отличающийся тем, что
а) через несколько первых топливных впускных отверстий (68) впрыскивают, по меньшей мере, более чем двойное количество первого топливного компонента, чем это необходимо для охлаждения внутренней стенки (66) сопла и/или внешней стенки (56)сопла, и/или
б) все количество первого топливного компонента впрыскивают в полость (28) реактивной тяги через несколько первых топливных впускных отверстий (68).
RU2019131586A 2017-03-15 2018-03-15 Агрегат реактивной тяги и способ эксплуатации агрегата реактивной тяги RU2757376C2 (ru)

Applications Claiming Priority (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102017105581.9 2017-03-15
DE102017105581 2017-03-15
DE102017106758.2A DE102017106758A1 (de) 2017-03-15 2017-03-29 Schubkammervorrichtung und Verfahren zum Betreiben einer Schubkammervorrichtung
DE102017106758.2 2017-03-29
PCT/EP2018/056517 WO2018167204A1 (de) 2017-03-15 2018-03-15 Schubkammervorrichtung und verfahren zum betreiben einer schubkammervorrichtung

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2019131586A true RU2019131586A (ru) 2021-04-15
RU2019131586A3 RU2019131586A3 (ru) 2021-08-16
RU2757376C2 RU2757376C2 (ru) 2021-10-14

Family

ID=63372042

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019131586A RU2757376C2 (ru) 2017-03-15 2018-03-15 Агрегат реактивной тяги и способ эксплуатации агрегата реактивной тяги

Country Status (7)

Country Link
US (1) US11555471B2 (ru)
EP (1) EP3596327B1 (ru)
CN (2) CN110475963B (ru)
DE (1) DE102017106758A1 (ru)
FR (1) FR3064031B1 (ru)
RU (1) RU2757376C2 (ru)
WO (1) WO2018167204A1 (ru)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102020123422A1 (de) 2020-09-08 2022-03-31 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Schubkammervorrichtung und Verfahren zum Betreiben einer Schubkammervorrichtung
DE102020124542A1 (de) 2020-09-21 2022-03-24 Arianegroup Gmbh Brennkammer mit schwingungsdämpfender Innenwandform und Verfahren zum Herstellen eines Brennkammerabschnitts
US12078100B2 (en) 2021-12-03 2024-09-03 General Electric Company Combustor size rating for a gas turbine engine using hydrogen fuel

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2555081A (en) * 1946-03-26 1951-05-29 Daniel And Florence Guggenheim Means for supplying liquids to an annular rotating combustion chamber
US2544419A (en) * 1947-03-22 1951-03-06 Daniel And Florence Guggenheim Combustion chamber with wide-angle discharge for use in propulsion apparatus
US2667740A (en) * 1950-06-06 1954-02-02 Daniel And Florence Guggenheim Means for supplying and cooling rocket type combustion chambers
US3451223A (en) * 1966-12-06 1969-06-24 Howard Vern Main Rocket engine chamber cooling and injection system
DE1926728B1 (de) * 1969-05-24 1971-03-25 Messerschmitt Boelkow Blohm Brennkammer fuer Strahltriebwerke,insbesondere fuer Raketen-Staustrahltriebwerke
DE2300983A1 (de) * 1973-01-10 1974-07-11 Messerschmitt Boelkow Blohm Zuendsystem fuer mit nichthypergolen treibstoffkomponenten betriebene brennkammern von raketentriebwerken
US4073138A (en) * 1974-05-28 1978-02-14 Aerojet-General Corporation Mixed mode rocket engine
US4835959A (en) 1986-10-14 1989-06-06 General Electric Company Multiple-propellant air vehicle and propulsion system
FR2610044A1 (fr) * 1986-10-14 1988-07-29 Gen Electric Systeme de propulsion comportant une garniture perfectionnee de la chambre de combustion et procede de fabrication d'une telle fabrication
US4841723A (en) * 1986-10-14 1989-06-27 General Electric Company Multiple-propellant air vehicle and propulsion system
FR2605053A1 (fr) * 1986-10-14 1988-04-15 Gen Electric Aeronef a combustibles multiples, et son systeme de propulsion
US4840025A (en) 1986-10-14 1989-06-20 General Electric Company Multiple-propellant air vehicle and propulsion system
US4926632A (en) * 1988-02-01 1990-05-22 Olin Corporation Performance arcjet thruster
DE19730674A1 (de) * 1997-07-17 1999-01-21 Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt Brennkammer und Verfahren zur Herstellung einer Brennkammer
US6279812B1 (en) * 1997-10-30 2001-08-28 Volvo Aero Corporation Method for producing rotational-symmetrical articles of sheet metal with double curved surface and varying thickness of material
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
FR2836699B1 (fr) 2002-03-04 2005-02-11 Eads Launch Vehicles Moteur de fusee
DE102005036137A1 (de) 2005-07-26 2007-02-01 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Brennkammer und Verfahren zur Herstellung einer Brennkammer
DE102006029586A1 (de) * 2006-06-20 2007-12-27 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Einblaskopf, Mischungsraum und Triebwerk
DE102011000383B4 (de) * 2011-01-28 2015-01-22 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Triebwerkvorrichtung und Verfahren zum Betreiben einer Triebwerkvorrichtung
FR2987081B1 (fr) 2012-02-21 2017-03-31 Snecma Ensemble et procede propulsifs
RU2511791C1 (ru) * 2013-03-18 2014-04-10 Николай Борисович Болотин Система охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя
DE102013105345B4 (de) 2013-05-24 2019-01-10 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Schubkammervorrichtung und Verfahren zum Betreiben einer Schubkammervorrichtung
DE102013105342B4 (de) 2013-05-24 2021-06-17 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Verfahren zur Herstellung eines Injektors und Injektor
CN103670797B (zh) * 2013-12-06 2015-12-09 北京动力机械研究所 一种固液冲压发动机
US20150267615A1 (en) * 2014-03-21 2015-09-24 Michael Marion McCulley Alternative fuel rocket augmentation device

Also Published As

Publication number Publication date
FR3064031B1 (fr) 2021-12-10
US11555471B2 (en) 2023-01-17
EP3596327A1 (de) 2020-01-22
DE102017106758A1 (de) 2018-09-20
EP3596327B1 (de) 2021-06-09
FR3064031A1 (fr) 2018-09-21
WO2018167204A1 (de) 2018-09-20
RU2757376C2 (ru) 2021-10-14
CN110475963A (zh) 2019-11-19
CN110475963B (zh) 2023-06-23
RU2019131586A3 (ru) 2021-08-16
US20200095956A1 (en) 2020-03-26
CN116771549A (zh) 2023-09-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2019131586A (ru) Агрегат реактивной тяги и способ эксплуатации агрегата реактивной тяги
US8544770B2 (en) Spray hole profile
RU2012149129A (ru) Поршень, у которого форма полости сгорания обеспечивает требуемое соотношение между эффективностью сгорания и составом выхлопа
RU2017135574A (ru) Топливный инжектор с изменяемым направлением потока
US9562503B2 (en) Fuel injection nozzle
CN106795816B (zh) 双燃料-燃料喷射器
JP6481968B2 (ja) ディーゼルエンジン
US20150204275A1 (en) Gas injector for the direct injection of gaseous fuel into a combustion chamber
WO2020123000A3 (en) Fuel injector for hypersonic jet engine operation
US20220003156A1 (en) Device for Injecting Water into a Combustion Chamber or into an Intake Tract of an Internal Combustion Engine
JP2007278220A (ja) 内燃機関のピストン冷却構造
CN104791139A (zh) 用于将气体燃料直接喷射到燃烧室中的气体喷射器
RU2009136218A (ru) Вращающееся уплотнение
US10677133B2 (en) Tank system for a reducing agent
RU2465482C2 (ru) Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги
KR20150132586A (ko) 유니플로 소기식 2사이클 엔진
US20190316547A1 (en) Water Distributor for an Internal Combustion Engine
US9605637B2 (en) Fuel injection valve
RU2577908C1 (ru) Жидкостный ракетный двигатель малой тяги
FR3015010B1 (fr) Paroi annulaire pour chambre de combustion de turbomachine comprenant des orifices de refroidissement a effet contra-rotatif
US20130045083A1 (en) Turbine rotor disk inlet orifice for a turbine engine
JP6222244B2 (ja) ユニフロー掃気式２サイクルエンジン
RU2677437C1 (ru) Сопло топливного клапана для впрыска топлива в цилиндры большого двухтактного двигателя внутреннего сгорания с турбонаддувом с воспламенением от сжатия, а также сам двигатель
US20210277857A1 (en) Piston Pump, in particular High-Pressure Fuel Pump for an Injection System of an Internal Combustion Engine
US9926829B2 (en) Laminar flow of piston cooling jets