RU2140002C1 - Solid-propellant rocket engine - Google Patents
Solid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2140002C1 RU2140002C1 RU98106584A RU98106584A RU2140002C1 RU 2140002 C1 RU2140002 C1 RU 2140002C1 RU 98106584 A RU98106584 A RU 98106584A RU 98106584 A RU98106584 A RU 98106584A RU 2140002 C1 RU2140002 C1 RU 2140002C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- sleeve
- piston
- injection
- cup
- differential piston
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании космического РДТТ с отческой тяги гашением посредством впрыска жидкого охладителя в камеру сгорания. The invention relates to rocket technology and can be used to create a space solid propellant rocket engine with extinguishing thrust by injection of a liquid cooler into the combustion chamber.
Известно [Патент РФ N 2100635], что процесс гашения РДТТ состоит из двух этапов:
- гашение газового объема, требующее впрыска необходимой порции охладителя за время 0,003 - 0,006 сек;
- охлаждение прогретых за время работы двигателя элементов конструкции (для исключения повторного самовоспламенения).It is known [RF Patent N 2100635] that the process of extinguishing a solid propellant rocket motor consists of two stages:
- quenching of the gas volume, requiring the injection of the necessary portion of the cooler for a time of 0.003 - 0.006 sec;
- cooling of structural elements warmed up during engine operation (to prevent re-ignition).
Эффективность охлаждения увеличивается, если время впрыска данной массы охладителя затягивается до 0,3 - 1 сек (за счет снижения расхода охладителя на два порядка). The cooling efficiency increases if the injection time of a given mass of the cooler is delayed to 0.3 - 1 sec (due to a decrease in the flow rate of the cooler by two orders of magnitude).
Если при отсечке тяги гашением устройство впрыска способно реагировать на быстроменяющиеся условия в камере сгорания, т.е. изменять расход впрыскиваемого охладителя, то суммарная масса охладителя, потребного для отсечки тяги, может быть снижена (соответственно снижается масса узла гидрогашения), а надежность работы узла гидрогашения (УГГ) - повышена. If during shutoff of the draft by quenching, the injection device is able to respond to rapidly changing conditions in the combustion chamber, i.e. to change the flow rate of the injected cooler, the total mass of the cooler required to cut off the draft can be reduced (the mass of the hydrotasher unit is correspondingly reduced), and the reliability of the operation of the hydrotreatment unit (UGG) is increased.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является ракетный двигатель твердого топлива [Патент РФ N 2100635], содержащий корпус, сопло, заряд и узел гидрогашения, состоящий из стакана, установленного в нем с возможностью осевого перемещения дифференциального поршня, жидкого охладителя, находящегося в подпоршневой полости стакана. Сопло двигателя выполнено в дифференциальном поршне узла гидрогашения, зафиксированном относительно стакана пирозамком. По окружности дифференциального поршня выполнены тангенциальные каналы, соединяющие подпоршневую и надпоршневую полости стакана таким образом, что надпоршневая полость стакана является центробежной форсункой, обращенной в полость корпуса двигателя, причем, на выходе из центробежной форсунки по окружности расположено несколько направляющих элементов. The closest in technical essence and the achieved positive effect to the proposed invention is a solid fuel rocket engine [RF Patent N 2100635], comprising a housing, nozzle, charge and hydro-quenching unit, consisting of a cup mounted in it with the possibility of axial movement of a differential piston, a liquid cooler located in the sub-piston cavity of the glass. The engine nozzle is made in the differential piston of the hydraulic quenching unit, fixed relative to the glass with a pyrozam. Tangential channels are made around the circumference of the differential piston, connecting the under-piston and over-piston cavities of the cup in such a way that the over-piston cavity of the cup is a centrifugal nozzle facing the cavity of the engine housing, and several guide elements are located around the circumference of the centrifugal nozzle.
Главным достоинством УГГ рассматриваемого двигателя является его авторегулируемость по внутрикамерному давлению:
- давление в камере сгорания высокое - расход впрыска интенсивный, достаточный для гашения газового объема;
- давление вследствие резкого охлаждения снизилось на порядок - соответственно уменьшилась интенсивность впрыска, увеличивая эффективность охлаждения (за счет увеличения времени охлаждения).The main advantage of the UGG of the engine in question is its auto-adjustment according to the internal chamber pressure:
- the pressure in the combustion chamber is high - the injection flow is intense, sufficient to extinguish the gas volume;
- pressure due to sudden cooling decreased by an order of magnitude - accordingly, the injection intensity decreased, increasing the cooling efficiency (by increasing the cooling time).
Важной особенностью авторегулируемого УГГ является то, что он "прощает" ошибки конструктора, заключающиеся в неточном расчете значения проходной площади форсуночных каналов. Например, если проходная площадь выполнена несколько меньше потребного значения, то падение внутрикамерного давления будет происходить медленнее расчетного, а значение движущей дифференциальный поршень силы и, соответственно, расход впрыска будет по времени уменьшаться также медленнее. Таким образом, изменение проходной площади в некотором интервале, изменяя пропорционально текущий расход, слабо влияет на интеграл движущей силы и на интегральный расход охладителя при первой стадии гашения. An important feature of autoregulated UGG is that it "forgives" the designer's mistakes, which consist in inaccurate calculation of the value of the passage area of the nozzle channels. For example, if the passage area is made slightly less than the required value, then the drop in the chamber pressure will be slower than the calculated one, and the value of the force driving the differential piston and, accordingly, the injection rate will also decrease slower in time. Thus, a change in the passage area in a certain interval, changing proportionally to the current flow rate, weakly affects the integral of the driving force and the integral flow rate of the cooler in the first stage of extinguishing.
К недостаткам рассматриваемого УГГ относятся:
- относительно малая глубина регулирования расхода (расход изменяется пропорционально изменению давления, т.е. в ≈ 10 раз вместо требуемой глубины > 100);
- характер пространственного распределения впрыскиваемого охладителя практически не меняется в зависимости от хода поршня (т.е. от стадии процесса гашения), т.е. направляющие элементы обеспечивают подачу струй охладителя в центральные области камеры сгорания в течение всего времени впрыска. Вместе с тем, подача охладителя в эти области требуется только в начальный период гашения газового объема, а остальное время весь охладитель необходимо подавать в периферийные области камеры сгорания на оголившиеся после выгорания заряда горячие элементы конструкции;
- при заданных поперечных размерах УГГ трудно обеспечить требуемую проходную площадь тангенциальных каналов, которая пропорциональна синусу угла подъема винтовой линии каналов, и если этот угол составляет 30-60o, то величина проходной площади не превышает 0,5 - 0,866 от максимально возможного значения.The disadvantages of the UGG under consideration include:
- a relatively shallow depth of flow control (flow varies proportionally to pressure change, i.e., ≈ 10 times instead of the required depth>100);
- the nature of the spatial distribution of the injected cooler remains virtually unchanged depending on the piston stroke (i.e., the stage of the quenching process), i.e. the guiding elements supply coolant jets to the central regions of the combustion chamber during the entire injection time. At the same time, the supply of a cooler to these areas is required only in the initial period of quenching of the gas volume, and the rest of the time, the entire cooler must be supplied to the peripheral areas of the combustion chamber to expose the hot structural elements after the charge has burned out;
- given the transverse dimensions of the UGG, it is difficult to provide the required passage area of the tangential channels, which is proportional to the sine of the angle of elevation of the helix of the channels, and if this angle is 30-60 o , then the size of the passage area does not exceed 0.5 - 0.866 of the maximum possible value.
Целью настоящего изобретения является повышение эффективности и надежности работы авторегулируемого УГГ за счет увеличения глубины регулирования интенсивности впрыска; создания условий для оптимального изменения по времени пространственной картины распыла; увеличения проходной площади узла впрыска при заданных поперечных размерах. The aim of the present invention is to increase the efficiency and reliability of the auto-adjustable UGG by increasing the depth of regulation of the injection intensity; creating conditions for the optimal change in time of the spatial pattern of the spray; increasing the passage area of the injection unit for a given transverse dimensions.
Сущность изобретения заключается в том, что в известном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, сопло, заряд и узел гидрогашения, состоящий из стакана и установленного в нем с возможностью продольного перемещения дифференциального поршня, зафиксированного относительно стакана стопорно-фиксирующим устройством, жидкого охладителя, находящегося в подпоршневой полости стакана, и винтовых каналов, соединяющих подпоршневую и надпоршневую полости стакана, винтовые каналы выполнены на внутренней цилиндрической поверхности стакана и имеют переменное по длине сечение. Со стороны среза стакана в нескольких секторах соседние винтовые каналы объединены на некоторой длине, образуя в этих секторах сплошную щель между дифференциальным поршнем и стаканом. В непосредственной близости от среза стакана на его внутренней цилиндрической поверхности выполнен цилиндрический поясок, по которому установлена герметизирующая подпоршневую полость кольцевая заглушка. The essence of the invention lies in the fact that in the known rocket engine of solid fuel, comprising a housing, nozzle, charge and a hydro-quenching unit, consisting of a cup and mounted therein with the possibility of longitudinal movement of the differential piston fixed relative to the cup by a locking-fixing device, a liquid cooler located in the sub-piston cavity of the glass, and screw channels connecting the sub-piston and supra-piston cavity of the glass, screw channels are made on the inner cylindrical surface cups and have a variable length section. On the cut side of the cup in several sectors, adjacent helical channels are combined at a certain length, forming a continuous gap between the differential piston and the cup in these sectors. In the immediate vicinity of the cut of the cup, a cylindrical girdle is made on its inner cylindrical surface, along which an annular sealing plug is installed.
Технический результат достигается тем, что при выполнении винтовых каналов на внутренней цилиндрической поверхности стакана появляется возможность изменять геометрические параметры и проходные площадки узла впрыска по ходу движения дифференциального поршня (т. е. по времени процесса гашения). Уменьшение проходного сечения винтовых каналов по ходу движения дифференциального поршня может обеспечивать изменение расхода впрыска в 10 и более раз. В совокупности с авторегулированием по внутрикамерному давлению, предлагаемое техническое решение обеспечивает потребную глубину регулирования (> 100). The technical result is achieved by the fact that when performing helical channels on the inner cylindrical surface of the glass, it becomes possible to change the geometric parameters and the passageways of the injection unit along the differential piston (i.e., according to the time of the blanking process). Reducing the bore of the screw channels along the direction of the differential piston can provide a change in injection flow rate by a factor of 10 or more. In conjunction with auto-regulation by intracameral pressure, the proposed technical solution provides the required regulation depth (> 100).
Объединенные в щели группы винтовых каналов при начальном положении дифференциального поршня работают как струйные щелевые форсунки, обеспечивая подачу охладителя в центральные области камеры сгорания. Так как в секторах между данными группами винтовые каналы не объединены между собой (т.е. между ними имеются разделительные винтовые ребра), эти каналы работают как центробежная форсунка, обеспечивая подачу охладителя в периферийные области камеры сгорания. Таким образом, при начальных положениях дифференциального поршня, узел впрыска работает в центробежно-струйном режиме, обеспечивая охват струями охладителя всего объема камеры сгорания. По мере движения дифференциального поршня рабочая длина щелевых групп объединенных винтовых каналов увеличивается относительно ширины этих групп. В результате относительного увеличения краевых (возмущенных, т.е. не прямолинейных) зон, прямолинейное струйное направление впрыска начинает сменяться центробежно-гиперболическим направлением. В момент подхода дифференциального поршня к границе щелевых групп, после которой все винтовые каналы разделены между собой винтовыми ребрами, весь впрыскиваемый охладитель получает первоначальную закрутку. Узел впрыска работает исключительно в центробежном режиме, обеспечивая подачу охладителя только на поверхность периферийных областей камеры сгорания (т. е. орошение горячих элементов конструкции). Таким образом, объединение в секторах на некоторой длине винтовых каналов в щели обеспечивает оптимальное изменение по времени гашения пространственной картины распыла. The groups of screw channels combined in the slots at the initial position of the differential piston act as jet slotted nozzles, providing a supply of cooler to the central regions of the combustion chamber. Since in the sectors between these groups the screw channels are not interconnected (i.e., there are separating screw ribs between them), these channels act as a centrifugal nozzle, providing coolant supply to the peripheral areas of the combustion chamber. Thus, at the initial positions of the differential piston, the injection unit operates in a centrifugal-jet mode, providing coverage of the entire volume of the combustion chamber with jets of a cooler. As the differential piston moves, the working length of the slotted groups of the combined helical channels increases relative to the width of these groups. As a result of the relative increase in edge (perturbed, i.e. not straight) zones, the straight-line jet direction of injection begins to be replaced by a centrifugal-hyperbolic direction. At the moment the differential piston approaches the boundary of the gap groups, after which all the screw channels are separated by screw ribs, the entire injected cooler receives the initial twist. The injection unit operates exclusively in centrifugal mode, providing the cooler only on the surface of the peripheral areas of the combustion chamber (i.e., irrigation of hot structural elements). Thus, combining in the sectors along a certain length of helical channels in the slit provides an optimal change in the time of quenching of the spatial pattern of the spray.
Возможность увеличения проходной площади узла впрыска при заданных поперечных размерах достигается тем, что большая часть узла впрыска в начальный период работает как струйная щелевая форсунка. Нормальное сечение к струйному щелевому потоку практически совпадает с поперечным сечением узла впрыска. Поэтому оно больше любого другого нормального сечения к винтовым каналам (т. е. к косонаправленному потоку), площадь которого является проекцией поперечного сечения узла впрыска на плоскость нормального сечения косонаправленного потока. The possibility of increasing the passage area of the injection unit for given transverse dimensions is achieved by the fact that most of the injection unit in the initial period works as a jet slotted nozzle. The normal section to the jet slit stream practically coincides with the cross section of the injection unit. Therefore, it is larger than any other normal section to the helical channels (i.e., to the oblique flow), whose area is the projection of the cross section of the injection unit onto the plane of the normal cross section of the oblique flow.
Предлагаемое настоящим изобретением техническое решение неизвестно из патентной и технической литературы. The technical solution proposed by the present invention is unknown from the patent and technical literature.
Изобретение поясняется следующим графическим материалом:
на фиг. 1 показана работа УГГ на стадии гашения газового объема - интенсивный впрыск в центробежно-струйном режиме;
на фиг. 2 показана работа УГГ при охлаждении прогретых элементов конструкции (заднего днища) - слабоинтенсивный впрыск в центробежном режиме;
на фиг. 3 показан продольный разрез узла гидрогашения и ось перемещений дифференциального поршня с обозначением его положений при смене режимов впрыска;
на фиг. 4 показан разрез по А-А фиг. 3;
на фиг. 5 показана развертка боковой внутренней цилиндрической поверхности стакана УГГ и ось перемещений дифференциального поршня.The invention is illustrated by the following graphic material:
in FIG. 1 shows the operation of the UGG at the stage of quenching the gas volume - intensive injection in a centrifugal-jet mode;
in FIG. 2 shows the operation of the UGG during cooling of heated structural elements (rear bottom) - low-intensity injection in a centrifugal mode;
in FIG. 3 shows a longitudinal section of a hydro-quenching unit and an axis of movements of a differential piston with a designation of its positions when changing injection modes;
in FIG. 4 shows a section along aa of FIG. 3;
in FIG. 5 shows a scan of the lateral inner cylindrical surface of the UGG cup and the axis of movements of the differential piston.
Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, сопло, заряд (см. фиг. 1) и узел гидрогашения. Узел гидрогашения (см. фиг. 3) состоит из стакана 1 и установленного в нем с возможностью продольного перемещения дифференциального поршня 2. В исходном положении дифференциальный поршень 2 относительно стакана 1 зафиксирован стопорно-фиксирующим устройством (не показано). В подпоршневой полости стакана находится жидкий охладитель. На внутренней цилиндрической поверхности стакана 1 выполнены винтовые каналы 3, соединяющие подпоршневую и надпоршневую полости стакана 1. Винтовые каналы 3 имеют переменное по длине сечение. Сечение винтовых каналов 3, например, может меняться ступенчато: у среза стакана 1 каналы 3 имеют большое сечение, ближе к дну стакана 1 сечение ступенчато уменьшается. Со стороны среза стакана 1 в трех секторах соседние винтовые каналы 3 объединены на некоторой длине, т. е. ребра, разделяющие соседние винтовые каналы 3, полностью (до образования гладкой цилиндрической поверхности) или частично (по высоте ребер) срезаны. В этих секторах образуется сплошная щель 4 между боковой цилиндрической поверхностью дифференциального поршня 2 (имеющей больший диаметр) и стаканом 1 (точнее, щелевым углублением 4 в стакане 1) (см. фиг. 4). Форма щелей 4 в плане представлена на развертке (фиг. 5). В непосредственной близости от среза стакана 1 на его внутренней цилиндрической поверхности выполнен цилиндрический поясок 5, на который выходят винтовые каналы 3 и щели 4. По цилиндрическому пояску 5 установлена герметизирующая подпоршневую полость кольцевая заглушка 6. The rocket engine of solid fuel contains a housing, a nozzle, a charge (see Fig. 1) and a hydro-quenching unit. The hydrodamping unit (see Fig. 3) consists of a
Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.
При работе РДТТ на дифференциальный поршень 2 и кольцевую заглушку 6 действуют силы внутрикамерного давления. Благодаря стопорно-фиксирующему устройству дифференциальный поршень 2 относительно стакана 1 остается неподвижен, а давление жидкого охладителя в подпоршневой полости равно нулю. При подаче команды на отсечку тяги срабатывает стопорно-фиксирующее устройство. В результате расфиксации дифференциального поршня 2 давление жидкого охладителя в подпоршневой полости возрастает от нуля до значения, превышающего давление в камере сгорания на величину мультипликации (т.е. во столько раз больше, во сколько площадь дифференциального поршня 2 со стороны жидкого охладителя меньше площади со стороны газа). В результате создавшегося перепада давления происходит вылет кольцевой заглушки 6 в полость камеры сгорания. Одновременно начинается движение дифференциального поршня 2, вытесняющего через винтовые каналы 3 и щели 4 жидкий охладитель в камеру сгорания. При этом щели 4 работают как струйные щелевые форсунки, обеспечивая подачу охладителя в центральные области объема камеры сгорания. Винтовые каналы 3 между щелями 4 работают как элементы центробежной форсунки, обеспечивая подачу струй охладителя в периферийные области объема камеры сгорания. Таким образом, при начале движения (участок 0-1 оси перемещения на фиг. 3 и 5) дифференциального поршня 2 узел впрыска работает в центробежно-струйном режиме, обеспечивая охват струями охладителя всего объема камеры сгорания (см. фиг. 1). На участке 1-2 движения дифференциального поршня (см. ось перемещений на фиг. 5) прямолинейное струйное направление впрыска через щели 4 начинает сменяться на центробежно-гиперболическое направление (ввиду увеличивающегося при возрастании длины щелей 4 влияния краевых косонаправленных зон). В момент перехода дифференциального поршня 2 на участок 2-3 (см. фиг. 5), где все винтовые каналы 3 разделены между собой винтовыми ребрами, весь впрыскиваемый охладитель получает первоначальную закрутку. В результате, течение струй охладителя как по винтовым каналам 3, так и по щелям 4 имеет практически одинаковый вихревой характер. Узел впрыска начинает работать исключительно в центробежном режиме. На участках движения дифференциального поршня 2 0-1; 1-2 и 2-3 в результате интенсивного поглощения тепла на нагреве и испарение жидкого охладителя происходит охлаждение парогазовой смеси. Так как охлаждение парогазовой смеси происходит более интенсивно, чем увеличение ее плотности, давление парогазовой смеси снижается. Совокупность данных термодинамических и тепловых процессов приводит к гашению газового объема. На участке 3-4 движения дифференциального поршня 2 расход впрыскиваемого охладителя существенно снижается вследствие уменьшения внутрикамерного давления (и соответствующей движущей силы) и из-за уменьшения проходного сечения винтовых каналов 3. Узел впрыска переходит на оптимальный для охлаждения прогретых элементов конструкции режим слабоинтенсивного впрыска, обеспечивая подачу охладителя только на поверхность периферийных областей камеры сгорания (см. фиг. 2). During operation of the solid propellant rocket motor, the forces of the internal chamber pressure act on the
Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом, в качестве которого взят ракетный двигатель твердого топлива [Патент РФ N 2100635], заключается в повышении эффективности и надежности работы авторегулируемого УГГ за счет увеличения глубины регулирования интенсивности впрыска; создания условий для оптимального изменения по времени пространственной картины распыла; увеличения проходной площади узла впрыска при заданных поперечных размерах. The technical and economic efficiency of the invention in comparison with the prototype, which is taken as a solid fuel rocket engine [RF Patent N 2100635], is to increase the efficiency and reliability of the auto-controlled UGG by increasing the depth of injection intensity regulation; creating conditions for the optimal change in time of the spatial pattern of the spray; increasing the passage area of the injection unit for a given transverse dimensions.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU98106584A RU2140002C1 (en) | 1998-04-06 | 1998-04-06 | Solid-propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU98106584A RU2140002C1 (en) | 1998-04-06 | 1998-04-06 | Solid-propellant rocket engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2140002C1 true RU2140002C1 (en) | 1999-10-20 |
Family
ID=20204506
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU98106584A RU2140002C1 (en) | 1998-04-06 | 1998-04-06 | Solid-propellant rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2140002C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2477810C1 (en) * | 2011-08-05 | 2013-03-20 | Открытое акционерное общество "ФНПЦ "Алтай" | Method for damping of operating solid-propellant rocket engine during tests, and plant for its implementation |
-
1998
- 1998-04-06 RU RU98106584A patent/RU2140002C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2477810C1 (en) * | 2011-08-05 | 2013-03-20 | Открытое акционерное общество "ФНПЦ "Алтай" | Method for damping of operating solid-propellant rocket engine during tests, and plant for its implementation |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| DE19903770B4 (en) | Gasification burner for a gas turbine engine | |
| US3667233A (en) | Dual mode supersonic combustion ramjet engine | |
| US6206660B1 (en) | Apparatus for controlling gas temperature in compressors | |
| DE602005004572T2 (en) | Afterburner with ablative nozzle | |
| JP2767186B2 (en) | Jet engine | |
| JPH0681713A (en) | Scrum jet fuel injector | |
| US5678517A (en) | Internal combustion reciprocating engine and method for burning a mixture of fuel and air therein | |
| RU2140002C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| CN100394011C (en) | Steam booster device and method for jet engine | |
| WO1992018983A1 (en) | Long life arcjet thruster having diffuse cathode arc attachment | |
| US9376933B2 (en) | Apparatus for distributing fluid into a gas turbine | |
| US3057334A (en) | Piston head with fuel directing means | |
| KR100440828B1 (en) | A fuel injection pump for internal combustion engines, in particular big, slow marine diesel engines | |
| RU2154748C2 (en) | Monopropellant thruster | |
| US4516548A (en) | Ignition device for improving the efficiency of and to reduce _emissions of internal combustion engines | |
| US5405103A (en) | Device for actuating a mechanical member, in particular for the force guidance of a missile, and missile equipped with said device | |
| RU2192555C2 (en) | Chamber of liquid propellant thruster | |
| US4194874A (en) | Variable flame shape oil burner | |
| EP2757242B1 (en) | Injector element for rocket engines | |
| US3046959A (en) | Combustion chambers for pistons | |
| RU2262613C2 (en) | Device for regulating jet engine nozzle flow division line | |
| RU2067669C1 (en) | Internal combustion engine | |
| EP1268994B1 (en) | Precombustion chamber for an ic engine and electrode assembly for producing combustion in one part of the precombustion chamber | |
| CH294833A (en) | Pre-chamber diesel engine. | |
| US2933072A (en) | Fuel injection combustion engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20070407 |