RU2201519C2 - Method of protection of thermally stressed objects from action of high temperature flow - Google Patents
Method of protection of thermally stressed objects from action of high temperature flow Download PDFInfo
- Publication number
- RU2201519C2 RU2201519C2 RU2001115177A RU2001115177A RU2201519C2 RU 2201519 C2 RU2201519 C2 RU 2201519C2 RU 2001115177 A RU2001115177 A RU 2001115177A RU 2001115177 A RU2001115177 A RU 2001115177A RU 2201519 C2 RU2201519 C2 RU 2201519C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat
- protection
- protective
- temperature flow
- stressed object
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Drying Of Semiconductors (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к теплотехнике и может быть преимущественно использовано для тепловой и антикоррозийной защиты стенок камер сгорания и сопел воздушно-реактивных двигателей, жидкостно-реактивных двигателей, плазмотронов и химических реакторов от воздействия конвективного теплового потока и теплоэрозийного воздействия частиц. The invention relates to heat engineering and can be mainly used for thermal and anticorrosive protection of the walls of combustion chambers and nozzles of jet engines, liquid-jet engines, plasmatrons and chemical reactors from the effects of convective heat flow and heat-erosive particles.
Высокотемпературный поток содержит продукты сгорания топлива в виде газа и мелких частиц (см., например, [8]), поэтому необходимо защищать поверхность теплонапряженного объекта от обоих составляющих указанного потока. A high-temperature stream contains products of fuel combustion in the form of gas and small particles (see, for example, [8]), therefore, it is necessary to protect the surface of a heat-stressed object from both components of the specified stream.
Известны способы заградительной защиты теплонапряженного объекта (см., например, [1-7]) от воздействия высокотемпературного потока, обеспечивающие тепловую и антикоррозийную защиту от воздействия конвективного нагрева и налипающих частиц. Known methods of protective protection of a heat-stressed object (see, for example, [1-7]) from the effects of high-temperature flow, providing thermal and corrosion protection against the effects of convective heating and sticking particles.
Наиболее распространенным способом тепловой защиты является внешнее охлаждение, при котором высокотемпературный поток находится с одной (внутренней) стороны теплонапряженного объекта (стенки), а охлаждающий газ или жидкость - с другой (внешней) его стороны (см., например, [1, с. 254, рис. 144]). The most common method of thermal protection is external cooling, in which a high-temperature flow is located on one (inner) side of a heat-stressed object (wall), and a cooling gas or liquid is on the other (outer) side (see, for example, [1, p. 254, Fig. 144]).
Однако применение внешнего охлаждения становится затруднительным при увеличении удельных тепловых потоков, поскольку в этом случае значительно увеличивается перепад температур при заданной толщине теплонапряженного объекта (стенки), в результате чего его температура со стороны высокотемпературного потока будет выше допустимой. However, the use of external cooling becomes difficult with an increase in specific heat fluxes, since in this case the temperature difference significantly increases for a given thickness of a heat-stressed object (wall), as a result of which its temperature from the high-temperature flow side will be higher than permissible.
Кроме того, применение внешнего охлаждения не обеспечивает защиту теплонапряженного объекта от химического и механического воздействия высокотемпературного потока (см., например, [1, с. 336]). In addition, the use of external cooling does not provide protection of the heat-stressed object from the chemical and mechanical effects of the high-temperature flow (see, for example, [1, p. 336]).
Для обеспечения комплексной тепловой и антикоррозийной заградительной защиты теплонапряженного объекта применяют известные способы внутреннего заградительного (завесного) охлаждения. To ensure integrated thermal and anti-corrosion protective protection of a heat-stressed object, known methods of internal protective (curtain) cooling are used.
Известен способ заградительной защиты (пленочное охлаждение) теплонапряженного объекта от воздействия высокотемпературного потока (см., например, [1, с. 255, рис. 147]), включающий подачу защищающей жидкости в начало зоны защиты между теплонапряженным объектом и высокотемпературным потоком. При этом жидкость, которую подают через отверстие или щель, образует на поверхности теплонапряженного объекта защитную пленку. A known method of barrier protection (film cooling) of a heat-stressed object from the effects of high-temperature flow (see, for example, [1, p. 255, Fig. 147]), including the supply of a protective fluid at the beginning of the protection zone between the heat-stressed object and the high-temperature flow. In this case, the liquid that is supplied through the hole or slot forms a protective film on the surface of the heat-stressed object.
Пленка сносится вдоль поверхности и испаряется. Обычно пленка не успевает полностью испариться и разрушается раньше вследствие потери устойчивости и разбрызгивания. В области, расположенной вниз по потоку от начала разрушения пленки, создается газовая завеса с температурой более низкой, чем температура потока. Газовая поверхность также предохраняет поверхность на некотором расстоянии (см., например, [1, с. 294]). The film is torn along the surface and evaporates. Typically, the film does not have time to completely evaporate and collapses earlier due to loss of stability and spraying. In the area located downstream from the beginning of the destruction of the film, a gas curtain is created with a temperature lower than the temperature of the stream. The gas surface also protects the surface at a certain distance (see, for example, [1, p. 294]).
Пленочное охлаждение преимущественно применяют для охлаждения и защиты от эрозии стенок камер сгорания и сопел жидкостно-реактивных двигателей (ЖРД), причем в качестве охладителя используют один из компонентов смеси (обычно горючее) или специальную нейтральную жидкость. При этом на практике применяют различные способы подачи защищающей жидкости в начало зоны защиты (пристеночный слой) между теплонапряженным объектом и высокотемпературным потоком (см., например, [1, с. 295, рис. 197], [2-7]). Film cooling is mainly used for cooling and protecting the walls of combustion chambers and nozzles of liquid-propellant engines (LRE) from erosion, moreover, one of the mixture components (usually fuel) or a special neutral liquid is used as a cooler. Moreover, in practice, various methods of supplying a protective fluid to the beginning of the protection zone (near-wall layer) between a heat-stressed object and a high-temperature flow are used (see, for example, [1, p. 295, Fig. 197], [2-7]).
Однако при использовании всех указанных известных способов заградительной защиты (пленочного, завесного охлаждения) теплонапряженного объекта от воздействия высокотемпературного потока возникает проблема обеспечения устойчивости защищающей пленки на поверхности теплонапряженного объекта при воздействии высокотемпературного потока. При больших скоростях подачи защищающей жидкости возможен отрыв пленки. Чем меньше скорость подачи защищающей жидкости и чем меньше толщина пленки, тем надежнее ее применение (см., например, [1, с. 297]). However, when using all of these known methods of protective protection (film, curtain cooling) of a heat-stressed object from exposure to a high-temperature flow, the problem arises of ensuring the stability of the protective film on the surface of a heat-stressed object when exposed to a high-temperature flow. At high feed rates of the protective fluid, the film may peel off. The lower the feed rate of the protective fluid and the smaller the thickness of the film, the more reliable its use (see, for example, [1, p. 297]).
В то же время чем меньше толщина защищающей пленки, тем быстрее она испаряется и тем меньше толщина газовой завесы, что снижает надежность охлаждения и защиты от эрозии поверхности теплонапряженного объекта при воздействии высокотемпературного потока. At the same time, the smaller the thickness of the protective film, the faster it evaporates and the smaller the thickness of the gas curtain, which reduces the reliability of cooling and protection against surface erosion of a heat-stressed object when exposed to high-temperature flow.
Наиболее близким к предлагаемому по совокупности признаков является способ заградительной защиты (заградительное охлаждение) теплонапряженного объекта от воздействия высокотемпературного потока (см., например, [1]), включающий подачу защищающего газа в начало зоны защиты между теплонапряженным объектом и высокотемпературным потоком. При этом струю холодного газа, защищающего поверхность теплонапряженного объекта, подают через отверстия или щель по направлению высокотемпературного потока. Closest to the proposed combination of features is a method of protective protection (protective cooling) of a heat-stressed object from the effects of a high-temperature flow (see, for example, [1]), which includes supplying a protective gas to the beginning of the protection zone between the heat-stressed object and the high-temperature flow. In this case, a stream of cold gas protecting the surface of a heat-stressed object is fed through holes or a slot in the direction of the high-temperature flow.
При этом на практике применяют различные способы подачи защищающего газа в начало зоны защиты (пристеночный слой) между теплонапряженным объектом и высокотемпературным потоком (см., например, [1, с. 255, рис. 145]). Moreover, in practice, various methods of supplying a protective gas to the beginning of the protection zone (near-wall layer) between a heat-stressed object and a high-temperature flow are used (see, for example, [1, p. 255, Fig. 145].
Заградительное охлаждение широко применяют для охлаждения и защиты от эрозии стенок камер сгорания и сопел воздушно-реактивных двигателей. Barrage cooling is widely used to cool and protect against the erosion of the walls of combustion chambers and nozzles of jet engines.
Однако при использовании указанного известного способа заградительной защиты (заградительного охлаждения) теплонапряженного объекта от воздействия высокотемпературного потока струя холодного защищающего газа постепенно перемешивается с горячим газом, вследствие чего температура защищаемой поверхности постепенно растет при удалении от места подачи защищающего газа, что снижает надежность охлаждения и защиты от эрозии поверхности теплонапряженного объекта. However, when using the specified known method of protective protection (protective cooling) of a heat-stressed object from the influence of a high-temperature flow, the jet of cold protective gas is gradually mixed with hot gas, as a result of which the temperature of the protected surface gradually increases with distance from the supply of protective gas, which reduces the reliability of cooling and protection against erosion of the surface of a heat-stressed object.
Поэтому в практических случаях делают последовательно несколько щелей (см. , например, [1]). Однако в этом случае при воздействии высокотемпературного потока трудно обеспечить требуемую надежность охлаждения и защиты от эрозии поверхности теплонапряженного объекта, поскольку нельзя обеспечить заданный расход защищающего газа (охладителя), который должен изменяться вдоль защищаемой поверхности пропорционально изменению тепловых потоков. Therefore, in practical cases, several slits are made sequentially (see, for example, [1]). However, in this case, when exposed to a high-temperature flow, it is difficult to provide the required reliability of cooling and protection against surface erosion of a heat-stressed object, since it is impossible to provide a given flow rate of the protective gas (cooler), which must vary along the surface to be protected in proportion to the change in heat fluxes.
Для устранения указанного недостатка необходимо обеспечить требуемые толщину и температуру газовой завесы по всей защищаемой поверхности теплонапряженного объекта. To eliminate this drawback, it is necessary to provide the required thickness and temperature of the gas curtain over the entire protected surface of the heat-stressed object.
Решение поставленной задачи достигается тем, что при использовании способа заградительной защиты теплонапряженного объекта от воздействия высокотемпературного потока, включающего подачу защищающего газа в начало зоны защиты между теплонапряженным объектом и высокотемпературным потоком, защищающий газ подают со сверхзвуковой скоростью. The solution to this problem is achieved by the fact that when using the method of protective protection of a heat-stressed object from the effects of a high-temperature flow, including the supply of a protective gas to the beginning of the protection zone between the heat-stressed object and a high-temperature flow, the protective gas is supplied at supersonic speed.
Предлагаемый способ заградительной защиты теплонапряженного объекта от воздействия высокотемпературного потока заключается в том, что струю защищающего газа подают со сверхзвуковой скоростью по направлению высокотемпературного потока (через отверстия или щель) в начало зоны защиты (пристеночный слой) между указанным потоком и теплонапряженным объектом. The proposed method of protecting the heat-stressed object from the effects of high-temperature flow is that a stream of protective gas is supplied at a supersonic speed in the direction of the high-temperature flow (through openings or slits) to the beginning of the protection zone (wall layer) between the specified flow and the heat-stressed object.
Благодаря сверхзвуковой скорости подачи защищающего газа во всей зоне защиты между теплонапряженным объектом и высокотемпературным потоком получают требуемые толщину и температуру газовой завесы, что и обеспечивает надежную защиту от конвективного теплового потока и защиту от эрозии поверхности теплонапряженного объекта. Due to the supersonic flow rate of the protective gas in the entire protection zone between the heat-stressed object and the high-temperature flow, the required thickness and temperature of the gas curtain are obtained, which provides reliable protection against convective heat flow and protection against surface erosion of the heat-stressed object.
При реализации предлагаемого способа заградительной защиты теплонапряженного объекта от воздействия высокотемпературного потока потребуется обеспечить больший расход защищающего газа, чем у прототипа. Однако при движении в зоне защиты (пристеночном слое) между теплонапряженным объектом и высокотемпературным потоком защищающий газ нагревается и является источником энергии, поэтому с целью получения дополнительного эффекта предлагается использовать энергию защищающего газа после обеспечения им заградительной защиты теплонапряженного объекта. When implementing the proposed method of protective protection of a heat-stressed object from the effects of a high-temperature flow, it will be necessary to provide a greater consumption of protective gas than that of the prototype. However, when moving in a protection zone (near-wall layer) between a heat-stressed object and a high-temperature flow, the protective gas heats up and is a source of energy, therefore, in order to obtain an additional effect, it is proposed to use the energy of the protective gas after providing them with protective protection of the heat-stressed object.
Для этого при использовании предлагаемого способа заградительной защиты теплонапряженного объекта от воздействия высокотемпературного потока защищающий газ выводят в конце зоны защиты между теплонапряженным объектом и высокотемпературным потоком и утилизируют. To do this, when using the proposed method of protective protection of a heat-stressed object from exposure to a high-temperature flow, the protective gas is removed at the end of the protection zone between the heat-stressed object and the high-temperature flow and disposed of.
Благодаря тому, что в конце зоны защиты защищающий газ имеет сверхзвуковую скорость движения и сосредоточен в пристеночном слое, вывод его можно осуществить с помощью сверхзвукового кольцевого диффузора. Due to the fact that at the end of the protection zone the protective gas has a supersonic speed and is concentrated in the wall layer, it can be removed using a supersonic ring diffuser.
Утилизируют выведенный защищающий газ различными способами. Dispose of the removed protective gas in various ways.
Например, при использовании в качестве защищающего газа смеси компонентов топлив в газообразном состоянии при защите стенок камер сгорания и сопел ЖРД его подают на дожигание в камеру сгорания. При использовании в качестве защищающего газа нейтрального газа его могут использовать для конвективного обогрева других объектов. For example, when using a mixture of fuel components in a gaseous state as a protective gas when protecting the walls of the combustion chambers and LPRE nozzles, it is fed to the combustion chamber for afterburning. When using neutral gas as a shielding gas, it can be used for convective heating of other objects.
При реализации данного способа заградительной защиты поток защищающего газа контролируется регулятором давления, что в свою очередь приводит к регулированию площади критического сечения. When implementing this method of protective protection, the flow of protective gas is controlled by a pressure regulator, which in turn leads to regulation of the critical section area.
На фиг.1 показана схема сопла камеры сгорания ЖРД при реализации предлагаемого способа заградительной защиты теплонапряженного объекта от воздействия высокотемпературного потока, а на фиг.2 - схема выполнения этого способа для плазмотрона. Figure 1 shows the diagram of the nozzle of the combustion rocket engine when implementing the proposed method of protective protection of a heat-stressed object from the effects of high temperature flow, and figure 2 is a diagram of the implementation of this method for a plasma torch.
При реализации предлагаемого способа заградительной защиты теплонапряженного объекта от воздействия высокотемпературного потока для защиты стенок камеры сгорания ЖРД (см. фиг.1) защищающий газ поступает из газогенератора высокого давления 1 по магистрали 2 через регулятор давления 3 под давлением Р03, которое не менее 2,2Р0, где Р0 - полное давление в сопле камеры сгорания ЖРД, и с температурой Т03 от 800 до 1200oС в форкамеру 4 сверхзвукового кольцевого сопла 5. Сверхзвуковое кольцевое сопло 5 располагается в дозвуковой части сопла камеры сгорания ЖРД, где безразмерная скорость движения газа λ≈0,6. Сверхзвуковой поток защищающего газа, истекающий из сверхзвукового кольцевого сопла, движется вдоль стенок 6 сопла камеры сгорания ЖРД, образуя защитный сверхзвуковой пристеночный слой 7, толщина которого будет увеличиваться по мере разгона газа в сопле камеры сгорания ЖРД. В конце зоны защиты, которая располагается в сверхзвукой части сопла камеры сгорания ЖРД, где реализуется скорость λ≈1,6, располагается сверхзвуковой кольцевой диффузор 8, забирающий защищающий газ. По магистрали 9 защищающий газ, забираемый сверхзвуковым диффузором, подается самотеком на дожигание в область огневой стенки 10 камеры сгорания ЖРД. Следовательно, данная схема внутренней защиты будет работать по замкнутой схеме, т.е. с дожиганием защищающего газа.When implementing the proposed method of protective protection of a heat-stressed object from the effects of high-temperature flow to protect the walls of the LRE combustion chamber (see Fig. 1), the protective gas comes from a high-pressure gas generator 1 through line 2 through a pressure regulator 3 under pressure P 03 , which is at least 2, 2P 0 , where P 0 is the total pressure in the nozzle of the LRE combustion chamber, and with a temperature T 03 from 800 to 1200 o C in the prechamber 4 of the supersonic annular nozzle 5. The supersonic annular nozzle 5 is located in the subsonic part of the nozzle of the combustion chamber LRE, where the dimensionless gas velocity λ≈0.6. A supersonic flow of protective gas flowing out of a supersonic annular nozzle moves along the walls 6 of the nozzle of the LRE combustion chamber, forming a protective supersonic wall layer 7, the thickness of which will increase as the gas accelerates in the nozzle of the LRE combustion chamber. At the end of the protection zone, which is located in the supersonic part of the nozzle of the LRE combustion chamber, where the speed λ≈1.6 is realized, there is a supersonic annular diffuser 8, which takes away the protective gas. On line 9, the protective gas taken by the supersonic diffuser is fed by gravity to the afterburning into the region of the fire wall 10 of the rocket engine's combustion chamber. Therefore, this internal protection circuit will operate in a closed circuit, i.e. with afterburning of the protective gas.
Регулируя давление Р03 регулятором давления 3, получают нужную площадь пристеночного слоя 7, что приводит к изменению площади критического сечения Fкр, таким образом регулируют площадь критического сечения.By adjusting the pressure P 03 by the pressure regulator 3, the desired area of the parietal layer 7 is obtained, which leads to a change in the critical cross-sectional area F cr , thereby controlling the critical cross-sectional area.
При реализации предлагаемого способа заградительной защиты теплонапряженного объекта от воздействия высокотемпературного потока для защиты стенок плазмотрона (см. фиг.2) защищающий газ поступает из газового баллона высокого давления 11 по магистрали 12 через регулятор давления 13 под давлением Р03, которое не менее 2,2Р0, где Р0 - полное давление в плазмотроне, и с температурой Т03 от 800 до 1200oC в форкамеру 14 сверхзвукового кольцевого сопла 15. Сверхзвуковое кольцевое сопло располагается в дозвуковой части плазмотрона, после электродугового подогревателя 16. Сверхзвуковой поток защищающего газа, истекающий из сверхзвукового кольцевого сопла, движется вдоль стенок 17 плазмотрона, образуя защитный сверхзвуковой пристеночный слой 18, толщина которого будет увеличиваться по мере разгона газа в плазмотроне. В конце зоны защиты, которая располагается в сверхзвукой части плазмотрона, располагается сверхзвуковой кольцевой диффузор 19, забирающий защищающий газ. По магистрали 20 защищающий газ, забираемый сверхзвуковым диффузором, подается самотеком в плазмотрон. Следовательно, данная схема внутренней защиты будет работать по замкнутой схеме.When implementing the proposed method of protective protection of a heat-stressed object from the effects of high-temperature flow to protect the walls of the plasma torch (see figure 2), the protective gas comes from a high-
Регулируя давление Р03 регулятором давления 13, получают нужную площадь пристеночного слоя 18, что приводит к изменению площади критического сечения Fкр, таким образом регулируют площадь критического сечения.By adjusting the pressure P 03 by the
Предлагаемый способ заградительной защиты теплонапряженного объекта от воздействия высокотемпературного потока благодаря сверхзвуковой скорости подачи защищающего газа во всей зоне защиты между теплонапряженным объектом и высокотемпературным потоком позволяет получить требуемые толщину и температуру газовой завесы, что и обеспечивает надежную защиту от конвективного теплового потока и защиту от эрозии поверхности теплонапряженного объекта. The proposed method of protecting the heat-stressed object from the effects of high-temperature flow due to the supersonic flow rate of the protective gas in the entire protection zone between the heat-stressed object and the high-temperature flow allows to obtain the required thickness and temperature of the gas curtain, which provides reliable protection against convective heat flow and protection against surface erosion of the heat-stressed object.
Источники информации
1. Основы теплопередачи в авиационной и ракетной технике. /Под ред. В.К. Кошкина. - М.: Оборонгиз, 1960, с. 254, 255, рис. 145.Sources of information
1. The basics of heat transfer in aircraft and rocket technology. / Ed. VK. Koshkina. - M .: Oborongiz, 1960, p. 254, 255, fig. 145.
2. Ракетные двигатели. Д.Саттон. - М.: Иностранная литература, 1952, с. 154-155. 2. Rocket engines. D. Sutton. - M .: Foreign literature, 1952, p. 154-155.
3. Ракетные двигатели. К.А.Гильзин. - М.: Оборонгиз, 1950, с. 59. 3. Rocket engines. K.A. Gilzin. - M .: Oborongiz, 1950, p. 59.
4. Патент РФ 2135809, МКИ F 02 К 9/64, 1999. 4. RF patent 2135809, MKI F 02 K 9/64, 1999.
5. Патент США 3267664, кл. 60-35.3, 1966. 5. US patent 3267664, CL. 60-35.3, 1966.
6. Патент ФРГ 16266048, МКИ F 02 К 11/02, 1971. 6. The patent of Germany 16266048, MKI F 02
7. Патент США 3605412, кл. 60-260, 1971. 7. US patent 3605412, CL 60-260, 1971.
8. Детонация и двухфазное течение. /Под ред. С.С.Пеннера. - М.: Мир, 1966, с. 121. 8. Detonation and two-phase flow. / Ed. S.S. Penner. - M.: Mir, 1966, p. 121.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001115177A RU2201519C2 (en) | 2001-06-06 | 2001-06-06 | Method of protection of thermally stressed objects from action of high temperature flow |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001115177A RU2201519C2 (en) | 2001-06-06 | 2001-06-06 | Method of protection of thermally stressed objects from action of high temperature flow |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2201519C2 true RU2201519C2 (en) | 2003-03-27 |
Family
ID=20250358
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001115177A RU2201519C2 (en) | 2001-06-06 | 2001-06-06 | Method of protection of thermally stressed objects from action of high temperature flow |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2201519C2 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2514570C1 (en) * | 2012-10-16 | 2014-04-27 | Государственный научный центр Российской Федерации-федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Device for regenerative cooling of liquid-propellant engine supersonic section |
| RU2687548C1 (en) * | 2018-07-31 | 2019-05-14 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Device for regenerative cooling of supersonic part of liquid rocket engine nozzle |
-
2001
- 2001-06-06 RU RU2001115177A patent/RU2201519C2/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| КОШКИН В.К. и др. Основы теплопередачи в авиационной и ракетной технике. - М.: Оборонгиз, 1960, с. 254-255, рис. 145. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2514570C1 (en) * | 2012-10-16 | 2014-04-27 | Государственный научный центр Российской Федерации-федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Device for regenerative cooling of liquid-propellant engine supersonic section |
| RU2687548C1 (en) * | 2018-07-31 | 2019-05-14 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Device for regenerative cooling of supersonic part of liquid rocket engine nozzle |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5120582A (en) | Maximum combustion energy conversion air fuel internal burner | |
| US5271965A (en) | Thermal spray method utilizing in-transit powder particle temperatures below their melting point | |
| US7628606B1 (en) | Method and apparatus for combusting fuel employing vortex stabilization | |
| US20090288390A1 (en) | Simplified thrust chamber recirculating cooling system | |
| RU2201293C2 (en) | Detonation self-sustauining device | |
| KR20070005470A (en) | Booster rocket engine using gaseous hydrocarbon in catalytically enhanced gas generator cycle | |
| Carlile et al. | An experimental investigation of high-aspect-ratio cooling passages | |
| US20090013663A1 (en) | Methane engine for rocket propulsion | |
| ES2452548T3 (en) | Nozzle for a thermal spray gun and thermal spray method | |
| RU2201519C2 (en) | Method of protection of thermally stressed objects from action of high temperature flow | |
| Mueller et al. | TRW 40 klbf LOX/RP-1 low cost pintle engine test results | |
| RU2403491C2 (en) | Thermal power cooled wall construction of high-temperature air-gas path element | |
| EP0734782B1 (en) | Shock-stabilized supersonic flame-jet method and apparatus | |
| GB2528548A (en) | A turbine engine wall having at least some cooling orifices that are plugged | |
| Yu et al. | Investigation of vaporized kerosene injection in a supersonic model combustor | |
| RU2429368C1 (en) | Solid-propellant rocket engine (versions) | |
| RU2219363C2 (en) | Chamber of liquid propellant thruster | |
| Judd et al. | Development testing of a LOX/methane engine for in-space propulsion | |
| Hasegawa et al. | Laser ignition characteristics of GOX/GH2 and GOX/GCH4 propellants | |
| Boden | Heat transfer in rocket motors and the application of film and sweat cooling | |
| JP3205126B2 (en) | Combustion heater | |
| Mueller et al. | Theoretical effects of aluminum gel propellant secondary atomization on rocket engine performance | |
| Kitagawa et al. | Effects of swirling liquid oxygen flow on combustion of a hybrid rocket engine | |
| Lemieux | (Hornung Invited Session) Development of a Reusable Aerospike Nozzle for Hybrid Rocket Motors | |
| Marchan et al. | 3D printed acoustic igniter of oxygen-kerosene mixtures for aerospace applications |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20140515 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170607 |