RU2094333C1 - Rocket-propelled flying vehicle (versions) and rocket engine - Google Patents
Rocket-propelled flying vehicle (versions) and rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2094333C1 RU2094333C1 RU95100182A RU95100182A RU2094333C1 RU 2094333 C1 RU2094333 C1 RU 2094333C1 RU 95100182 A RU95100182 A RU 95100182A RU 95100182 A RU95100182 A RU 95100182A RU 2094333 C1 RU2094333 C1 RU 2094333C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- casing
- rocket
- nozzle
- engine
- combustion chamber
- Prior art date
Links
- 239000013013 elastic material Substances 0.000 claims abstract description 9
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 37
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 4
- 238000010276 construction Methods 0.000 abstract description 2
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 12
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 9
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 7
- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N Atomic nitrogen Chemical compound N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 6
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 5
- RHUYHJGZWVXEHW-UHFFFAOYSA-N 1,1-Dimethyhydrazine Chemical compound CN(C)N RHUYHJGZWVXEHW-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 3
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 3
- 229910052757 nitrogen Inorganic materials 0.000 description 3
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 3
- 238000009825 accumulation Methods 0.000 description 2
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 2
- OAKJQQAXSVQMHS-UHFFFAOYSA-N hydrazine group Chemical group NN OAKJQQAXSVQMHS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000004952 Polyamide Substances 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 230000015271 coagulation Effects 0.000 description 1
- 238000005345 coagulation Methods 0.000 description 1
- 238000000354 decomposition reaction Methods 0.000 description 1
- 230000009365 direct transmission Effects 0.000 description 1
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 1
- -1 for example Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000011017 operating method Methods 0.000 description 1
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 1
- 229920002647 polyamide Polymers 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 1
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/401—Liquid propellant rocket engines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Plasma & Fusion (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относятся к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкциях ракетных летательных аппаратов и ракетных двигателей. The invention relates to rocket and space technology and can be used in the construction of rocket aircraft and rocket engines.
Известно, что эффективность ракетных летательных аппаратов при фиксированной начальной массе и характеристической скорости в основном определяется удельным импульсом двигателя, зависящим от используемых компонентов топлива, характером процессов в камере сгорания и геометрии сопла двигателя. Единственным способом увеличения удельного импульса приведенных аппаратов при сохранении габаритных размеров корпуса, его внутренней компоновки и используемых компонентов топлива является увеличение степени расширения сопла, однако при этом увеличивается продольный габаритный размер всего ракетного аппарата, что делает невозможным использование ракетного аппарата в составе многоступенчатых транспортных аппаратов. It is known that the efficiency of rocket aircraft with a fixed initial mass and characteristic speed is mainly determined by the specific impulse of the engine, depending on the used fuel components, the nature of the processes in the combustion chamber and the geometry of the engine nozzle. The only way to increase the specific impulse of these devices while maintaining the overall dimensions of the hull, its internal layout and the fuel components used is to increase the degree of expansion of the nozzle, however, the longitudinal overall size of the entire rocket apparatus increases, which makes it impossible to use the rocket apparatus as part of multi-stage transport vehicles.
Известно устройство ракетного летательного аппарата второй ступени ракеты МХ (Ракетная и космическая техника ГОНТИ-1. N 51, 1980, с.9-13), которое содержит корпус и ракетный двигатель, включающий камеру сгорания со сверхзвуковым осесимметричным соплом. Ракетный летательный аппарат дополнительно снабжен сопловым насадком. Корпус ракетного аппарата выполнен в виде оболочки, внутри которой размещен запас рабочего тела, полезная нагрузка, и необходимая аппаратура. В сложенном положении сопловый насадок размещен снаружи сопла. Перед запуском двигателя насадок перемещается в рабочее положение, при котором он устанавливается последовательно по отношению к соплу. При этом срез реактивного сопла совмещается с одним из торцов насадка, так что сопло и насадок образуют общую сверхзвуковую часть сопла заданного геометрического профиля. Сверхзвуковая часть сопла увеличивается, сохраняя заданный профиль по всей длине сопла и насадка. За счет увеличения геометрической степени расширения тяга и удельный импульс увеличиваются на 2 - 4%), что ведет к повышению эффективности ракетного летательного аппарата. A device is known for a missile aircraft of the second stage of the MX missile (Rocket and space technology GONTI-1. N 51, 1980, pp. 9-13), which contains a housing and a rocket engine, including a combustion chamber with a supersonic axisymmetric nozzle. The rocket aircraft is additionally equipped with a nozzle nozzle. The body of the rocket apparatus is made in the form of a shell, inside of which there is a supply of a working fluid, payload, and necessary equipment. In the folded position, the nozzle nozzles are placed outside the nozzle. Before starting the engine, the nozzle moves to the operating position at which it is installed in series with respect to the nozzle. In this case, the jet nozzle section is aligned with one of the ends of the nozzle, so that the nozzle and nozzles form a common supersonic part of the nozzle of a given geometric profile. The supersonic part of the nozzle increases, maintaining a given profile along the entire length of the nozzle and nozzle. By increasing the geometric degree of expansion, thrust and specific impulse increase by 2–4%), which leads to an increase in the efficiency of a rocket aircraft.
Однако это не является достаточным для решения ряда задач ракетными аппаратами, например, для доставки полезной нагрузки большой массы на геостационарную орбиту при применении в ракетном аппарате традиционных для ракетной космической техники компонентов топлива, таких как несимметричный диметилгидразин и азотный тетраксид и использовании ракет-носителей средней грузоподъемности типа "Дельта", "Союз", "Восток". Кроме того, применение сопловых насадков требует наличия в составе ракетного аппарата сложных и массивных механизмов для перевода насадка в рабочее положение, обеспечивающих также решение задачи передачи силовых нагрузок от истекающей струи к корпусу аппарата, решения вопросов поддержания стабильности геометрии профиля насадка по всей длине, тепловой защиты насадка. Это снижает эффективность ракетного летательного аппарата. However, this is not sufficient for solving a number of problems with rocket launchers, for example, for delivering a large mass payload to a geostationary orbit when using traditional rocket components of a propellant with fuel components such as asymmetric dimethylhydrazine and nitrogen tetraxide and using medium-sized launch vehicles such as "Delta", "Union", "East". In addition, the use of nozzle nozzles requires complex and massive mechanisms in the rocket apparatus for translating the nozzle into working position, which also provide the solution to the problem of transferring power loads from the flowing jet to the apparatus body, solving the problems of maintaining the geometry of the nozzle profile along the entire length, and thermal protection nozzle. This reduces the effectiveness of the rocket aircraft.
Известно устройство ракетного двигателя (Космонавтика. Энциклопедия. М. Советская энциклопедия, 1985, с.368), которое содержит камеру сгорания и осесимметричное сверхзвуковое сопло. Ракетный двигатель дополнительно содержит выдвижной насадок. A device for a rocket engine is known (Cosmonautics. Encyclopedia. M. Soviet Encyclopedia, 1985, p. 368), which contains a combustion chamber and an axisymmetric supersonic nozzle. The rocket engine further comprises a retractable nozzle.
В сложенном положении выдвижной насадок размещен снаружи сверхзвукового сопла. Перед запуском двигателя сопловый насадок переводится в рабочее положение, при котором он устанавливается последовательно по отношению к сверхзвуковому соплу. При этом срез сопла двигателя совмещается с одним из торцов насадка, так, что сопло образует общую сверхзвуковую часть сопла заданного геометрического профиля. Сверхзвуковая часть сопла увеличивается, сохраняется заданный профиль по всей длине сопла и насадка. За счет увеличения выходного сечения увеличивается тяга ракетного двигателя, а следовательно, и удельный импульс. Увеличение тяги двигателя составляет 2 4%
Недостатки известного двигателя, в основном, те же, что и у известного ракетного летательного аппарата.In the folded position, the retractable nozzle is located outside the supersonic nozzle. Before starting the engine, the nozzle nozzle is placed in the operating position at which it is installed in series with respect to the supersonic nozzle. In this case, the cut of the engine nozzle is combined with one of the ends of the nozzle, so that the nozzle forms a common supersonic part of the nozzle of a given geometric profile. The supersonic part of the nozzle increases, the specified profile is preserved along the entire length of the nozzle and nozzle. Due to the increase in the output section, the thrust of the rocket engine increases, and, consequently, the specific impulse. Engine thrust increase is 2 4%
The disadvantages of the known engine are basically the same as the well-known rocket aircraft.
Наиболее близким аналогом изобретения является ракетный летательный аппарат, содержащий корпус, ракетный двигатель с камерой сгорания и осесимметричным сверхзвуковым соплом, а также установленный на корпусе снаружи двигателя кожух, при этом кромка среза сопла размещена внутри кожуха с зазором относительно внутренней поверхности кожуха (патент US, N 48968484, B 64 G 1/40, 30.01.90). The closest analogue of the invention is a rocket aircraft containing a housing, a rocket engine with a combustion chamber and an axisymmetric supersonic nozzle, as well as a casing mounted on the housing outside the engine, while the nozzle exit edge is placed inside the housing with a gap relative to the inner surface of the housing (US patent, N 48968484, B 64
Наиболее близким аналогом служит также ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с осесимметричным сверхзвуковым соплом, а также установленный снаружи его кожух, при этом кромка среза сопла размещена внутри кожуха с зазором относительно внутренней поверхности кожуха (указанный патент США). The closest analogue is also a rocket engine containing a combustion chamber with an axisymmetric supersonic nozzle, as well as a casing mounted on the outside, with the nozzle exit edge placed inside the casing with a gap relative to the inner surface of the casing (U.S. Patent Specified).
Недостатками известных ракетного летательного аппарата и ракетного двигателя являются недостаточно высокие тяга и удельный импульс, которые могут быть достигнуты в условиях массо-габаритных ограничений на летательный аппарат и при минимальной массе конструкции двигателя. The disadvantages of the known rocket aircraft and rocket engine are not high enough thrust and specific impulse, which can be achieved under conditions of mass-dimensional restrictions on the aircraft and with a minimum mass of the engine structure.
Техническим результатом изобретения, в части летательного аппарата, является повышение эффективности аппарата за счет увеличения тяги и удельного импульса его двигательной установки в условиях массо-габаритных ограничений на ракетный аппарат. The technical result of the invention, in terms of the aircraft, is to increase the efficiency of the device by increasing the thrust and specific impulse of its propulsion system under conditions of mass-dimensional restrictions on the rocket device.
Техническим результатом предлагаемого ракетного двигателя является повышение удельного импульса ракетного двигателя при минимальной массе его конструкции. The technical result of the proposed rocket engine is to increase the specific impulse of the rocket engine with a minimum mass of its structure.
Технический результат достигается предложенными вариантами ракетного аппарата принципиально одним и тем же путем. The technical result is achieved by the proposed variants of the rocket apparatus in essentially the same way.
Согласно первому варианту, аппарат снабжен установленным на корпусе аппарата кожухом, включающим герметично соединенные друг с другом газонепроницаемые дно и боковую стенку, при этом ракетный двигатель установлен таким образом, что кромка среза сопла размещена на расстоянии от открытого торца кожуха, не меньшем, чем полуразность диаметров среза сопла и торца. При этом дно кожуха может быть образовано оболочкой корпуса аппарата. According to the first embodiment, the device is equipped with a casing installed on the device’s casing, including a gas-tight bottom and side wall, and the rocket engine is installed in such a way that the nozzle exit edge is located at a distance from the open end of the casing not less than half the diameters cut nozzle and end. In this case, the bottom of the casing may be formed by the shell of the apparatus.
Кроме того, корпус может быть выполнен торообразным, при этом двигатель размещен в его осевом проеме, а оболочка корпуса соединена с дном и боковой стенкой кожуха. Кожух может быть образован также элементами конструкции корпуса. In addition, the housing can be made toroidal, while the engine is placed in its axial opening, and the shell of the housing is connected to the bottom and side wall of the casing. The casing can also be formed by structural elements of the housing.
Согласно второму варианту, в указанном ракетном летательно аппарате газонепроницаемый кожух герметично соединен с камерой сгорания и расположен относительно двигателя геометрически так, как указано выше. According to a second embodiment, in said rocket aircraft, the gas-tight casing is hermetically connected to the combustion chamber and is located geometrically relative to the engine as described above.
В обоих вариантах ракетного аппарата, как правило, кожух выполнен осесимметричным и установлен соосно соплу ракетного двигателя. In both versions of the rocket apparatus, as a rule, the casing is made axisymmetric and mounted coaxially to the nozzle of the rocket engine.
В обоих вариантах выполнения ракетного аппарата боковая стенка кожуха может быть выполнена с возможностью изменения ее длины. При этом боковая стенка кожуха выполнена из эластичного материала с возможностью складывания или свертывания вдоль продольной оси. Боковая стенка кожуха может быть также выполнена в форме усеченного конуса, большее основание которой соединено с дном. In both versions of the rocket apparatus, the side wall of the casing can be configured to change its length. In this case, the side wall of the casing is made of elastic material with the possibility of folding or coagulation along the longitudinal axis. The side wall of the casing may also be in the form of a truncated cone, the larger base of which is connected to the bottom.
Технический результат достигается в предлагаемом двигателе тем, что в нем выполнен кожух содержащим газонепроницаемые дно и боковую стенку, герметично соединен с камерой сгорания и установлен так, что расстояние между срезом сопла и открытым торцем кожуха выбрано не меньшим, чем полуразность диаметров среза сопла и торца. The technical result is achieved in the proposed engine by the fact that it has a casing containing a gas-tight bottom and side wall, is hermetically connected to the combustion chamber and installed so that the distance between the nozzle exit and the open end of the casing is chosen not less than the half-difference between the nozzle and end cut diameters.
Как правило, кожух выполнен осесимметричным и установлен вдоль оси ракетного двигателя. As a rule, the casing is made axisymmetric and mounted along the axis of the rocket engine.
Боковая стенка кожуха может быть выполнена в виде цилиндра или в виде усеченного конуса. The side wall of the casing can be made in the form of a cylinder or in the form of a truncated cone.
При выполнении боковой стенки кожуха в виде усеченного конуса большее основание усеченного конуса может быть расположено со стороны камеры сгорания. When performing the side wall of the casing in the form of a truncated cone, the larger base of the truncated cone can be located on the side of the combustion chamber.
Кожух может быть установлен также на камере сгорания, его дно образовано стенкой камеры сгорания. The casing can also be installed on the combustion chamber, its bottom is formed by the wall of the combustion chamber.
Боковая стенка кожуха может быть выполнена с возможностью изменения ее длины. В этом случае боковая стенка кожуха выполнена из эластичного материала с возможностью складывания или свертывания вдоль продольной оси. The side wall of the casing can be made with the possibility of changing its length. In this case, the side wall of the casing is made of elastic material with the possibility of folding or folding along the longitudinal axis.
При наличии в составе ракетного летательного аппарата или ракетного двигателя кожуха, содержащего газонепроницаемые дно и боковую стенку, внутри которого помещен срез сверхзвукового сопла, периферийные линии тока свободно расширяющегося газа, истекающего из сопла, ограничиваются боковой стенкой кожуха. При этом во внутренней полости кожуха происходит накопление небольшой массы газа. Конфигурация струи истекающего из сопла газа соответствует определенному давлению во внутреннем пространстве кожуха, возникающего за счет отражения боковой стенкой кожуха периферийных струй газа, вытекающих из сопла. Это давление газа во внутренней полости кожуха воздействует на дно и боковую стенку кожуха. Проекция равнодействующей этого давления на продольную ось ракетного аппарата, вследствие превышения площади открытого торца кожуха площади среза сопла, определяет дополнительную составляющую тяги ракетного двигателя. If there is a casing in the composition of the rocket aircraft or rocket engine containing a gas-tight bottom and a side wall, inside which a section of a supersonic nozzle is placed, the peripheral flow lines of freely expanding gas flowing from the nozzle are limited by the side wall of the casing. At the same time, a small mass of gas accumulates in the inner cavity of the casing. The configuration of the jet of gas flowing out of the nozzle corresponds to a certain pressure in the inner space of the casing, arising due to the reflection by the side wall of the casing of the peripheral gas jets flowing from the nozzle. This gas pressure in the inner cavity of the casing acts on the bottom and side wall of the casing. The projection of the resultant of this pressure on the longitudinal axis of the rocket apparatus, due to the excess of the open end surface of the casing of the nozzle cut-off area, determines the additional thrust component of the rocket engine.
Это определяет повышение удельного импульса ракетного двигателя. При этом повышается и эффективность ракетного удельного аппарата, что обуславливается как повышением удельного импульса ракетного двигателя, так и небольшой массой конструктивных элементов, необходимых для получения этого эффекта. This determines the increase in the specific impulse of the rocket engine. At the same time, the efficiency of the rocket specific apparatus also increases, which is caused by both an increase in the specific impulse of the rocket engine and a small mass of structural elements necessary to obtain this effect.
Наибольшее повышение эффективности ракетного аппарата достигается при включении в конструкцию кожуха элементов корпуса ракетного аппарата. Герметичное соединение боковой стенки кожуха с корпусом ракетного летательного аппарата, не нарушая газоизолированности внутренней полости кожуха, обеспечивает непосредственную передачу равнодействующей сил давления на внутреннюю поверхность боковой стенки кожуха на корпус ракетного летательного аппарата. Кроме того, за счет отсутствия силовых элементов, соединяющих кожух и корпус, повышается эффективность ракетного аппарата. Этот эффект значительно усиливается, если дно кожуха образовано непосредственно оболочкой корпуса ракетного аппарата, в качестве которой может быть использована герметичная стенка топливного бака или приборного отсека, которые размещены в донной части корпуса ракетного аппарата и образуют газонепроницаемую поперечную перегородку. The greatest increase in the efficiency of the rocket apparatus is achieved when elements of the body of the rocket apparatus are included in the casing structure. The tight connection of the side wall of the casing with the body of the rocket aircraft, without violating the gas insulation of the internal cavity of the casing, provides direct transmission of the resultant pressure forces to the inner surface of the side wall of the casing on the body of the rocket aircraft. In addition, due to the lack of power elements connecting the casing and the housing, the efficiency of the rocket apparatus is increased. This effect is significantly enhanced if the bottom of the casing is formed directly by the shell of the rocket apparatus body, which can be used as a sealed wall of the fuel tank or instrument compartment, which are located in the bottom of the rocket apparatus body and form a gas-tight transverse partition.
В случае выполнения корпуса торообразной формы с размещением сопла и камеры сгорания в осевом проеме тора целесообразно боковую стенку кожуха герметично соединить с данной частью корпуса, крышку кожуха разместить в проеме тора над камерой сгорания, герметично соединив ее с корпусом ракетного аппарата. При этом при минимальной массе конструкции и минимальных габаритах блока за счет превышения удельного импульса повышается эффективность ракетного аппарата. In the case of the execution of a toroidal shape with the nozzle and combustion chamber in the axial opening of the torus, it is advisable to tightly connect the side wall of the casing to this part of the casing, place the casing cover in the torus opening above the combustion chamber, tightly connecting it to the rocket casing. In this case, with a minimum mass of the structure and the minimum dimensions of the block due to the excess of the specific impulse, the efficiency of the rocket apparatus increases.
Выполнение кожуха осесимметричным и установка его соосно ракетному двигателю обеспечивает минимальные возмущающие моменты относительно центра масс аппарата от дополнительной составляющей тяги, что делает устройство аппарата более простым и экономит массу топлива на стабилизацию аппарата во время работы двигателя. The execution of the casing axisymmetric and installing it coaxially to the rocket engine provides minimal disturbing moments relative to the center of mass of the apparatus from the additional component of the thrust, which makes the device more simple and saves a lot of fuel to stabilize the apparatus during engine operation.
Обеспечение эффекта накопления газа во внутренней полости кожуха во многих случаях достигается при расположении открытого торца кожуха от среза сопла на расстоянии не меньшем, чем полуразность размеров среза сопла и открытого торца кожуха. В случае расположения открытого торца кожуха на меньшем расстоянии от среза сопла двигателя во многих случаях не обеспечивается эффективное накопление газа во внутренней полости кожуха. Ensuring the effect of gas accumulation in the inner cavity of the casing in many cases is achieved when the open end of the casing from the nozzle exit is located at a distance no less than the half difference in the size of the nozzle exit and the open end of the housing. If the open end of the casing is located at a shorter distance from the cut of the engine nozzle, in many cases efficient accumulation of gas in the internal cavity of the casing is not ensured.
При выполнении боковой стенки кожуха в виде цилиндра проекция равнодействующей сил внутреннего давления кожуха в продольном направлении, воздействующей сил внутреннего давления кожуха в продольном направлении, воздействующей на боковую стенку кожуха, равна нулю, т.е. боковая стенка кожуха разгружена в продольном направлении. При этом значительно снижаются требования по прочности боковой стенки, снижается его масса и повышается как эффективность ракетного летательного аппарата, так и минимизируется масса ракетного двигателя, снабженного кожухом. When the side wall of the casing is in the form of a cylinder, the projection of the resultant forces of the internal pressure of the casing in the longitudinal direction, the acting forces of the internal pressure of the casing in the longitudinal direction, acting on the side wall of the casing, is zero, i.e. the side wall of the casing is unloaded in the longitudinal direction. At the same time, the requirements for the strength of the side wall are significantly reduced, its mass is reduced and the efficiency of the rocket aircraft is increased, and the mass of the rocket engine equipped with a casing is minimized.
Выполнение боковой стенки кожуха в виде усеченного конуса, большее основание которого расположено со стороны камеры сгорания, обеспечивает устойчивость формы кожуха под действием небольшого избыточного давления во внутренней полости кожуха. Это наиболее целесообразно использовать при выполнении боковой стенки кожуха из эластичных неметаллических материалов. The execution of the side wall of the casing in the form of a truncated cone, the larger base of which is located on the side of the combustion chamber, ensures the stability of the casing under the action of a small overpressure in the internal cavity of the casing. This is most appropriate to use when performing the side wall of the casing of elastic non-metallic materials.
Повышение эффективности ракетного двигателя за счет использования кожуха окружающего сопла принципиально возможно и в случае применения кожуха иных, отличных от формы оболочки вращения, форм, например при выполнении кожуха в виде призмы. Improving the efficiency of the rocket engine through the use of the casing of the surrounding nozzle is fundamentally possible in the case of using the casing of other forms other than the shape of the shell of rotation, for example, when the casing is in the form of a prism.
Соединение боковой стенки кожуха с камерой сгорания двигателя и образование дна кожуха стенкой корпуса камеры сгорания наиболее эффективно использовать для ракетных двигателей малой тяги и для ракетных двигателей твердого топлива. При этом снижается масса двигателя и уменьшаются его габариты. The connection of the side wall of the casing with the combustion chamber of the engine and the formation of the bottom of the casing by the wall of the housing of the combustion chamber are most effectively used for rocket thrusters and for rocket engines of solid fuel. At the same time, the engine mass is reduced and its dimensions are reduced.
На фиг. 1 3 показаны схемы первого варианта ракетного летательного аппарата с кожухами различных модификаций; на фиг. 4 компоновочная схема ракетного летательного аппарата по первому варианту с кожухом, дно которого образовано оболочкой корпуса; на фиг. 5 и 6 компоновочная схема первого варианта ракетного летательного аппарата с торообразным корпусом и раскладываемым кожухом из эластичного материала; на фиг. 7 9 компоновочные схемы второго варианта ракетного летательного аппарата с кожухами различных конфигураций; на фиг. 10 и 11 схема геометрического расположения кромки среза ракетного двигателя в кожухе; на фиг. 12 14 схемы ракетного двигателя с кожухами различных конфигураций; на фиг. 15 компоновочная схема ракетного двигателя с кожухом, установленным на камере сгорания, и дном, образованным стенкой камеры сгорания. In FIG. 1 to 3 are diagrams of a first embodiment of a rocket aircraft with shrouds of various modifications; in FIG. 4 is a layout diagram of a rocket aircraft according to the first embodiment with a casing, the bottom of which is formed by the shell of the hull; in FIG. 5 and 6, a layout diagram of a first embodiment of a rocket aircraft with a toroidal hull and a folding casing of elastic material; in FIG. 7 9 layout diagrams of the second variant of a rocket aircraft with casings of various configurations; in FIG. 10 and 11 a diagram of the geometric location of the cut edge of the rocket engine in the casing; in FIG. 12 14 rocket engine circuits with casings of various configurations; in FIG. 15 is a layout diagram of a rocket engine with a casing mounted on the combustion chamber and a bottom formed by the wall of the combustion chamber.
Ракетный летательный аппарат, в первом варианте, содержит корпус 1 и ракетный двигатель с осесимметричным сверхзвуковым соплом 2, связанным с камерой сгорания 3. Внутри корпуса размещены емкости с топливом и необходимая аппаратура. Сопло с камерой сгорания крепится к корпусу с помощью силовых элементов (не показаны). Не показаны также и трубопроводы, связывающие топливные емкости с камерой сгорания. Ракетный аппарат снабжен кожухом 4, содержащим боковую стенку 5 и дно 6. Кожух установлен на корпусе аппарата снаружи двигателя и может быть закреплен на корпусе с помощью переходной фермы 7. Дно и боковые стенки выполнены газонепроницаемыми. Газонепроницаемость может быть достигнута за счет выполнения стенок и дна из металла, например из алюминиевого сплава. The rocket aircraft, in the first embodiment, contains a
Один торец боковой стенки кожуха герметично соединен с дном, а другой торец 8 выполнен открытым. Герметичное соединение дна и боковой стенки может быть осуществлено традиционным для космической техники приемами. One end of the side wall of the casing is hermetically connected to the bottom, and the
Герметичный стык трубопроводов, обеспечивающих питание двигателя, размещенного внутри кожуха, со стенками кожуха может быть выполнен традиционными для космической техники средствами. The tight joint of pipelines providing power to the engine located inside the casing with the walls of the casing can be performed by means traditional for space technology.
Площадь отрытого торца 8 кожуха выбрана большей, чем площадь среза 9 сопла ракетного двигателя. Ракетный двигатель установлен внутри кожуха так, что кромка среза сопла размещена внутри кожуха с зазором относительно внутренней поверхности стенки кожуха. The area of the
Кожух ракетного аппарата может быть выполнен в форме цилиндра (фиг. 1), в форме усеченного конуса (фиг. 2 и 3). The casing of the rocket apparatus can be made in the form of a cylinder (Fig. 1), in the form of a truncated cone (Fig. 2 and 3).
Приведенные на фиг. 1 3 схемы ракетных летательных аппаратов с кожухом предусматривают изолированное размещение кожуха по отношению к корпусу в компоновочной схеме ракетного аппарата. При этом кожух соединен с корпусом с помощью переходных элементов, например фермы, как показано на фиг. 1 3. Referring to FIG. 1 3 schemes of rocket aircraft with a casing provide for an isolated placement of the casing with respect to the body in the layout of the rocket apparatus. In this case, the casing is connected to the housing by means of transition elements, for example trusses, as shown in FIG. thirteen.
В целом ряде случаев предпочтительнее соединять кожух непосредственно с корпусом ракетного летательного аппарата без использования дополнительных силовых элементов. In a number of cases, it is preferable to connect the casing directly to the body of the rocket aircraft without the use of additional power elements.
При использовании в составе ракетного аппарата корпуса, содержащего в донной части газонепроницаемую поперечную оболочку, целесообразно дно кожуха непосредственно включить в состав оболочки корпуса ракетного аппарата. Пример такого компоновочного решения ракетного аппарата показан на фиг. 4. When using a housing comprising a gas-tight transverse shell in the bottom of the rocket apparatus, it is advisable to directly include the bottom of the casing in the shell of the rocket apparatus. An example of such a layout solution of a rocket apparatus is shown in FIG. 4.
Корпус ракетного аппарата (фиг. 4) выполнен из цилиндрической оболочки со сферическим днищем в донной части 10. Внутри корпуса размещен запас рабочего тела двигателя. Последовательно по отношению к корпусу установлено сопло, соединенное с камерой сгорания, размещенной внутри корпуса. Боковая стенка кожуха герметично соединена с оболочкой корпуса аппарата, а дно кожуха образовано газонепроницаемой оболочкой донной части корпуса. Стык оболочки донной части корпуса, выполняющей роль дна кожуха, с соплом двигателя при этом также необходимо выполнять герметичным. The body of the rocket apparatus (Fig. 4) is made of a cylindrical shell with a spherical bottom in the
Боковые стенки кожуха могут быть выполнены с возможностью изменения ее длины (раскладывания, свертывания, раздвигания). Конструкция кожуха такого типа может быть выполнена аналогично конструкции сопловых насадков ракетных двигателях изменяемой длины. The side walls of the casing can be made with the possibility of changing its length (folding, folding, pushing apart). The design of the casing of this type can be performed similarly to the design of the nozzle nozzles of rocket engines of variable length.
В качестве примера реализации ракетного летательного аппарата по первому варианту рассмотрим устройство с торообразным корпусом (фиг. 5 и 6). Корпус этого ракетного аппарата выполнен в виде связки сферических емкостей 11 и 12, в четырех (поз. 11) из которых размещен рабочий запас топлива, а в двух других (поз. 12) необходимая аппаратура. Связка сферических емкостей имеет торообразную форму, центральная ось 13 которого совмещена с продольной осью ракетного аппарата. В центральном проеме торообразной формы размещено сопло с камерой сгорания. К донной части корпуса прикреплены промежуточная коническая оболочка 14 и шпангоут 15, на котором закреплена боковая стенка кожуха. Боковая стенка кожуха выполнена с возможностью изменения длины, что может быть достигнуто, например, использованием комбинации полиэмидной пленки (внешний слой) и аримидной ткани (внутренний слой). В сложенном состоянии (поз. 16) эластичная оболочка боковой стенки кожуха сложена у донной части оболочки корпуса ракетного аппарата. Боковая стенка кожуха снабжена механизмом развертывания 17 и подкрепляющими кольцевыми элементами 18. Боковая стенка кожуха в развернутом виде имеет форму усеченного конуса. Большее основание обращено к донной части корпуса ракетного аппарата и скреплено с ней через шпангоут и промежуточную оболочку. Верхняя часть проема закрыта дном кожуха. Дно герметично соединено с оболочкой корпуса. As an example of the implementation of a rocket aircraft according to the first embodiment, we consider a device with a toroidal body (Figs. 5 and 6). The body of this rocket apparatus is made in the form of a bunch of
Таким образом, кожух с открытым торцем образован боковой стенкой, дном и частично оболочкой корпуса ракетного аппарата, а именно ее донной частью и внутренней боковой поверхностью. Thus, the casing with an open end is formed by the side wall, the bottom and partially the shell of the rocket apparatus, namely its bottom part and the inner side surface.
Ракетный летательный аппарат, во втором варианте, содержит корпус 1 и ракетный двигатель с осесимметричным сверхзвуковым соплом 2, связанным с камерой сгорания 3. Внутри корпуса размещены емкости с топливом и необходимая аппаратура. Сопло с камерой сгорания крепится к корпусу с помощью силовых элементов, которые могут быть выполнены в виде ферменной конструкции 7. Не показаны трубопроводы, связывающие топливные емкости с камерой сгорания, и элементы пневмогидравлической схемы, располагаемые на двигателе. Ракетный двигатель снабжен кожухом 4, содержащим боковую стенку 5 и дно 6. Кожух установлен на ракетном двигателе снаружи двигателя и может быть закреплен на нем на выходной части сопла, как показано на фиг. 7 9. Возможно и иное крепление кожуха на ракетном двигателе. Дно и боковые стенки выполнены газонепроницаемыми. Требованиям к материалам и характеру соединения элементов кожуха аналогичны приведенным в описании устройства первого варианта. The missile aircraft, in the second embodiment, includes a
Площадь открытого торца кожуха 8 выбрана большей, чем площадь среза сопла 9 ракетного двигателя. Ракетный двигатель установлен внутри кожуха так, что кромка среза сопла размещена внутри кожуха с зазором относительно внутренней поверхности стенки кожуха. The area of the open end of the
Кожух ракетного аппарата может быть выполнен в форме цилиндра (фиг. 7), в форме усеченного конуса (фиг. 8 и 9). The casing of the rocket apparatus can be made in the form of a cylinder (Fig. 7), in the form of a truncated cone (Fig. 8 and 9).
На приведенных фиг. 1 9 представлено выполнение кожуха в виде осесимметричной оболочки, установленной соосно соплу ракетного двигателя. In the FIGS. 1 9 shows the casing in the form of an axisymmetric shell mounted coaxially to the nozzle of the rocket engine.
Кожух на ракетном аппарате и кожух на ракетном двигателе целесообразно размещать относительно среза сопла так, чтобы расстояние между срезом сопла и открытым торцем кожуха было не меньшим, чем полуразность диаметров среза сопла и торца
L ≥ 0,5 x (D d),
где L расстояние от среза сопла до открытого торца кожуха;
D-диаметр открытого торца кожуха;
d диаметр среза сопла ракетного двигателя.It is advisable to place the casing on the rocket apparatus and the casing on the rocket engine relative to the nozzle exit so that the distance between the nozzle exit and the open end of the casing is not less than the half difference between the nozzle and end cut diameters
L ≥ 0.5 x (D d),
where L is the distance from the nozzle exit to the open end of the casing;
D-diameter of the open end of the casing;
d cutting diameter of the nozzle of the rocket engine.
Ракетный двигатель согласно изобретению содержит камеру сгорания 3 с осесимметричным сверхзвуковым соплом 2 (фиг. 12 14). Ракетный двигатель снабжен установленным на нем кожухом 4. На фиг. 12 14 показана установка кожуха на сопле двигателя. Возможно и иное закрепление кожуха на ракетном двигателе, например на силовой конструкции, предназначенной для крепления ракетного двигателя на корпусе аппарата. Кожух содержит герметично соединенные друг с другом газонепроницаемые дно 6 и боковую стенку 5, при этом площадь открытого торца 8 кожуха больше площади среза 9 сопла. Кожух установлен таким образом, что кромка среза сопла размещена внутри кожуха с зазором относительно внутренней поверхности стенки кожуха. The rocket engine according to the invention comprises a
Расстояние между срезом сопла и открытым торцем кожуха целесообразно выбирать не меньшим, чем полуразность диаметров среза сопла и торца. It is advisable to choose a distance between the nozzle exit and the open end of the casing not less than the half difference in the diameters of the exit nozzle and end.
Как показано на фиг. 12 15, кожух может быть выполнен осесимметричным и установлен вдоль оси ракетного двигателя. Возможными видами осесимметричной формы кожуха могут быть цилиндр и усеченный конус. В случае выполнения боковой стенки кожуха в виде усеченного конуса в ряде случаев удобно располагать большее основание конуса со стороны камеры сгорания. As shown in FIG. 12 15, the casing may be axisymmetric and mounted along the axis of the rocket engine. Possible types of axisymmetric casing may be a cylinder and a truncated cone. In the case of the execution of the side wall of the casing in the form of a truncated cone, in some cases it is convenient to have a larger base of the cone from the side of the combustion chamber.
На фиг. 15 показан вариант ракетного двигателя, отличающийся тем, что кожух установлен на камере сгорания, а его дно образовано стенкой камеры сгорания. In FIG. 15 shows a variant of a rocket engine, characterized in that the casing is mounted on the combustion chamber, and its bottom is formed by the wall of the combustion chamber.
Боковая стенка кожуха может быть выполнена с возможностью изменения ее длины. Принципиальные конструкции схемы выполнения такой боковой стенки указаны в части описания первого варианта ракетного летательного аппарата. The side wall of the casing can be made with the possibility of changing its length. The principal designs of the circuitry for performing such a side wall are indicated in the description part of the first embodiment of the rocket aircraft.
Боковая стенка кожуха может быть выполнена из эластичного материала с возможностью складывания или свертывания вдоль продольной оси. Возможные материалы для этой стенки указаны в описании первого варианта ракетного летательного аппарата. The side wall of the casing may be made of elastic material with the possibility of folding or folding along the longitudinal axis. Possible materials for this wall are indicated in the description of the first embodiment of the rocket aircraft.
Предлагаемый первый вариант ракетного летательного аппарата работает следующим образом. The proposed first version of a rocket aircraft operates as follows.
В случае использования в составе ракетного аппарата с боковой стенкой, допускающей возможность изменения длины, на этапах работы предыдущих ступеней ракетных блоков боковая стенка кожуха находится в транспортном (свернутом) положении. Перед началом работы двигателя ракетного аппарата с помощью механизма развертывания производится раскладывание ее из сложенного положения в рабочее развернутое положение. In the case of using a rocket apparatus with a side wall that allows the possibility of changing the length, at the stages of operation of the previous stages of the rocket blocks, the side wall of the casing is in the transport (collapsed) position. Before starting the operation of the engine of the rocket apparatus using the deployment mechanism, it is laid out from a folded position to a working deployed position.
В процессе работы топливо, находящееся в емкостях корпуса, подается в камеру сгорания. Газовый поток, разгоняясь в реактивном сопле до сверхзвуковых скоростей, истекает через срез сопла во внутреннюю полость кожуха. Основная центральная часть струи газового потока истекает через открытый торец кожуха без препятствий, а периферийные потоки тормозятся и создают во внутренней полости кожуха небольшое избыточное давление. За счет превышения размеров открытого торца по сравнению с размером среза сопла создается дополнительная составляющая тяги и удельной тяги двигателя (фиг. 11). Дополнительное тяговое усилие от кожуха передается непосредственно на корпус ракетного летательного аппарата. During operation, the fuel in the containers of the housing is fed into the combustion chamber. The gas stream, accelerating in the jet nozzle to supersonic speeds, expires through the nozzle exit into the internal cavity of the casing. The main central part of the gas stream jet flows through the open end of the casing without obstacles, and the peripheral flows are inhibited and create a slight excess pressure in the inner cavity of the casing. Due to the excess size of the open end compared with the size of the cut nozzle creates an additional component of the thrust and specific thrust of the engine (Fig. 11). Additional traction from the casing is transmitted directly to the body of the rocket aircraft.
Анализ теплового состояния кожуха показывает, что температура на его боковой поверхности составляет не более 450oC при использовании в составе ракетного аппарата с двигателем среднего уровня тяги (порядка 20000 Н и использования традиционного для космической техники топлива азотного тетраксида и несимметричного диметилгидразина.An analysis of the thermal state of the casing shows that the temperature on its side surface is not more than 450 o C when used as part of a rocket apparatus with an engine with an average thrust level (about 20,000 N and the use of nitrogen tetraxide and asymmetric dimethylhydrazine, which is traditional for space technology).
Работа предлагаемого второго варианта ракетного летательного аппарата и ракетного двигателя принципиально не отличается от описанного выше порядка работы первого варианта ракетного аппарата. The operation of the proposed second variant of the rocket aircraft and the rocket engine does not fundamentally differ from the above-described operating procedure of the first variant of the rocket apparatus.
Исключение составляет лишь то, что во втором варианте аппарата и ракетном двигателе дополнительное тяговое усилие от кожуха передается сначала на двигатель, а от двигателя к корпусу ракетного аппарата. The only exception is that in the second version of the apparatus and the rocket engine, additional traction from the casing is transmitted first to the engine, and from the engine to the body of the rocket apparatus.
Приведем некоторые оценки эффективности первого варианта ракетного летательного аппарата. Here are some estimates of the effectiveness of the first version of a rocket aircraft.
Масса полезной нагрузки ракетного аппарата начальной массой 8500 кг с двигателем тягой 20000 Н при использовании в качестве компонентов топлива азотного тетраксида и несимметричного диметилгидразина, имеющего удельную тягу порядка 3250 Н•с/кг, составляет приблизительно 2300 кг при характеристической скорости 3000 м/с. The payload mass of the rocket apparatus with an initial mass of 8500 kg and an engine with a thrust of 20,000 N when using nitrogen tetraxide and asymmetric dimethylhydrazine having a specific thrust of the order of 3250 N • s / kg as components of fuel is approximately 2300 kg at a characteristic speed of 3000 m / s.
Масса кожуха при выполнении боковой стенки свертываемой из эластичного материала, может составить при диаметре открытого торца кожуха 2,9 м, расстоянии от среза сопла ракетного двигателя диаметром 0,4 0,5 м до открытого торца кожуха 4,5 м не более 50 60 кг, что обуславливает дополнительное увеличение тяги двигателя на 1500 Н, а удельного импульса до 3550 Н•с/кг, что больше на 200 кг массы полезного груза ракетного аппарата без кожуха. The mass of the casing when performing the side wall coiled from an elastic material can be 2.9 m with an open end diameter of the casing, a distance from the cut of the nozzle of a rocket engine with a diameter of 0.4 0.5 m to the open end of the casing 4.5 m, not more than 50 60 kg , which leads to an additional increase in engine thrust by 1500 N, and specific impulse to 3550 N • s / kg, which is more than 200 kg of the payload mass of the rocket apparatus without a casing.
Наиболее целесообразно использование первого варианта ракетного летательного аппарата в компоновочных схемах верхних ступеней ракет- носителей, разгонных блоков и космических летательных аппаратов с ракетными двигателями тягой 5000 Н и выше. It is most advisable to use the first version of a rocket aircraft in the layout diagrams of the upper stages of launch vehicles, booster blocks and spacecraft with rocket engines with a thrust of 5000 N and above.
При использовании кожуха в составе ракетного двигателя тягой 50 100 Н, работающего на продуктах разложения гидразина, тяга двигателя может быть повышена на 5 10%
Второй вариант ракетного летательного аппарата наиболее целесообразно использовать в космических аппаратах, снабженных ракетными двигателями малого и среднего уровня тяги (до 3000 5000 Н), что характерно, например, для ракетных летательных аппаратов, предназначенных для перевода полезных грузов на геостационарную орбиту с помощью включения двигательной установки в апогее орбиты.When using a casing as a part of a rocket engine with a thrust of 50 100 N operating on the products of decomposition of hydrazine, the thrust of the engine can be increased by 5 10%
The second variant of a rocket aircraft is most appropriate to use in spacecraft equipped with rocket engines of small and medium thrust (up to 3000 5000 N), which is typical, for example, for rocket aircraft designed to transfer payloads into geostationary orbit by turning on the propulsion system at the peak of orbit.
Claims (20)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU95100182A RU2094333C1 (en) | 1995-01-12 | 1995-01-12 | Rocket-propelled flying vehicle (versions) and rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU95100182A RU2094333C1 (en) | 1995-01-12 | 1995-01-12 | Rocket-propelled flying vehicle (versions) and rocket engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU95100182A RU95100182A (en) | 1996-12-10 |
| RU2094333C1 true RU2094333C1 (en) | 1997-10-27 |
Family
ID=20163780
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU95100182A RU2094333C1 (en) | 1995-01-12 | 1995-01-12 | Rocket-propelled flying vehicle (versions) and rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2094333C1 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2454356C2 (en) * | 2011-03-21 | 2012-06-27 | Александр Михайлович Гультяев | Spaceraft |
| RU2478536C2 (en) * | 2011-06-15 | 2013-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Rocket-propelled vehicle |
| RU2482031C2 (en) * | 2007-11-29 | 2013-05-20 | Астриум Сас | Air drag reducer |
| RU2509039C2 (en) * | 2008-09-08 | 2014-03-10 | Снекма | Cluster of two pairs of tanks and flying launcher equipped with such cluster |
| RU2526998C2 (en) * | 2012-11-30 | 2014-08-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Method of lfre chamber geometrical axis installation and compensating closing device for its implementation |
-
1995
- 1995-01-12 RU RU95100182A patent/RU2094333C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. Ракетная и космическая техника. ГОНТИ-1, N 51, 1980, с.9 - 13. 2. Космонавтика. Энциклопедия. - М.: СЭ, 1985, с.368. 3. Патент США N 4896848, кл.B 64G 1/40, 1990. * |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2482031C2 (en) * | 2007-11-29 | 2013-05-20 | Астриум Сас | Air drag reducer |
| RU2509039C2 (en) * | 2008-09-08 | 2014-03-10 | Снекма | Cluster of two pairs of tanks and flying launcher equipped with such cluster |
| RU2454356C2 (en) * | 2011-03-21 | 2012-06-27 | Александр Михайлович Гультяев | Spaceraft |
| RU2478536C2 (en) * | 2011-06-15 | 2013-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Rocket-propelled vehicle |
| RU2526998C2 (en) * | 2012-11-30 | 2014-08-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Method of lfre chamber geometrical axis installation and compensating closing device for its implementation |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU95100182A (en) | 1996-12-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP0620895B1 (en) | Satellite propulsion and power system | |
| US5946904A (en) | Ejector ramjet engine | |
| RU2265132C2 (en) | Jet engine installation | |
| US6293091B1 (en) | Axisymmetrical annular plug propulsion system for integrated rocket/ramjet or rocket/scramjet | |
| US6591603B2 (en) | Pintle injector rocket with expansion-deflection nozzle | |
| US5282357A (en) | High-performance dual-mode integral propulsion system | |
| US6354074B1 (en) | Hybrid injection thrust vector control | |
| US6036144A (en) | Mass producible launch system | |
| JP2005517862A (en) | Ejector base engine | |
| US5533331A (en) | Safe propulsion system for missile divert thrusters and attitude control thrusters and method for use of same | |
| US3300978A (en) | Directional control means for rocket motor | |
| US3695041A (en) | Two-stage hydrazine rocket motor | |
| US3151446A (en) | Propulsion devices | |
| US3270505A (en) | Control system for rocket vehicles | |
| RU2094333C1 (en) | Rocket-propelled flying vehicle (versions) and rocket engine | |
| US4480437A (en) | Unfoldable device for extending the nozzle of a rocket engine | |
| US3116603A (en) | Combined nozzle cooling and thrust vectoring | |
| US5490629A (en) | Rocket engine nozzle with an engine diffuser | |
| US6499696B1 (en) | Rocket engine with reduced thrust and stagable venting system | |
| EP0880645B1 (en) | Rocket engine nozzle | |
| US5469701A (en) | Fluid storage and expulsion system | |
| JP3012329B2 (en) | High performance dual mode integral propulsion system | |
| RU2088787C1 (en) | Multistage rocket | |
| RU2095294C1 (en) | Rocket pod | |
| RU2043956C1 (en) | Self-contained rocket pod |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20080113 |