RU2278987C1 - Способ дожигания продуктов неполного сгорания при утилизации ракетных двигателей твердого топлива - Google Patents
Способ дожигания продуктов неполного сгорания при утилизации ракетных двигателей твердого топлива Download PDFInfo
- Publication number
- RU2278987C1 RU2278987C1 RU2004138107/06A RU2004138107A RU2278987C1 RU 2278987 C1 RU2278987 C1 RU 2278987C1 RU 2004138107/06 A RU2004138107/06 A RU 2004138107/06A RU 2004138107 A RU2004138107 A RU 2004138107A RU 2278987 C1 RU2278987 C1 RU 2278987C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- oxidizing fluid
- solid
- afterburning
- mixing chamber
- products
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Processing Of Solid Wastes (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области уничтожения и утилизации ракетных двигателей твердого топлива путем сжигания зарядов твердого ракетного топлива. Способ дожигания продуктов неполного сгорания при утилизации ракетных двигателей на твердом топливе путем сжигания на стенде включает закрепление ракетного двигателя на твердом топливе сопловой частью внутрь смесительной камеры большого удлинения. Затем осуществляют воспламенение двигателя и подачу окислительного флюида в смесительную камеру во время горения твердого ракетного топлива для дожигания. Подачу окислительного флюида осуществляют равномерно по периметру смесительной камеры в зоне расположения сопловой части ракетного двигателя на твердом топливе. Перед воспламенением двигателя на твердом топливе проводят захолаживание магистралей подачи криогенного окислительного флюида. Окислительный флюид является смесью жидкого кислорода и жидкого азота. Подачу окислительного флюида производят из стационарной или транспортной емкости по трубопроводам с равными гидравлическими и термическими сопротивлениями на распылительные форсунки с мелкостью распыла 10-100 мкм, расположенные равномерно по периметру смесительной камеры. Изобретение позволяет снизить капитальные затраты на сооружение стендовой установки, сократить время монтажа и наладки объектов инфраструктуры, а также упростить и удешевить эксплуатацию стенда. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение относится к области уничтожения и утилизации ракетных двигателей твердого топлива путем сжигания зарядов твердого ракетного топлива (ТРТ) и, в частности, к способам утилизации зарядов ТРТ на стационарных стендовых установках.
Известен способ, реализованный на стендовой установке, позволяющей сжигать заряды ТРТ непосредственно в корпусе РДТТ. Установка представляет собой вертикально ориентированный стенд упорного типа, на котором заряд в корпусе размещается выходным отверстием корпуса вверх [1].
Недостатком данного способа является реализация расчетных параметров РДТТ (расход, температура, давление, длина факела), которые, как правило, велики, что приводит к невозможности использования существующих систем дожигания и очистки продуктов сгорания.
Известен способ, в соответствии с которым во время процесса сжигания заряда ТРТ высокотемпературные продукты сгорания направляют внутрь газохода, защитного кожуха из теплоемкого материала для частичного охлаждения. Далее продукты сгорания накапливают в газовых емкостях, частично нейтрализуют за счет подачи химических реагентов и на последнем этапе очистки дожигают продукты неполного сгорания атмосферным воздухом до СО2 и воды путем регулируемого выпуска в блок дожигания [2].
Недостатком этого способа является потребность в больших накопителях продуктов сгорания, объемы которых для сжигания крупногабаритных зарядов могут достигать сотен тысяч кубометров, сохранение в течение достаточно длительного времени продуктов неполного сгорания совместно с хлоросодержащими продуктами, что повышает вероятность образования диоксинов и фуразанов, уничтожение которых при обычном факельном дожигании может быть только частичным.
Наиболее близким по технической сущности и принятым за прототип является способ, в соответствии с которым дожигание продуктов неполного сгорания осуществляют непосредственно после их выхода из РДТТ в смесительную камеру большого удлинения путем подачи воздуха под давлением равномерно по периметру смесительной камеры в области сопловой части РДТТ, который закреплен на конце смесительной камеры с сопловой частью внутри смесительной камеры. Смесительную камеру снабжают турбулизирующим выходным соплом для лучшего перемешивания продуктов сгорания с воздухом [3].
Недостатком принятого за прототип способа является ограниченность его возможностей по характеристикам уничтожаемых РДТТ, поскольку подача воздуха в качестве окислительного флюида с расходами в два раза большими, чем расход продуктов сгорания из РДТТ, потребует либо исключительно больших мощностей компрессоров, либо исключительно больших накопительных емкостей в сочетании с компрессорами меньшей мощности. Например, для обеспечения воздухом дожигания продуктов сгорания заряда ТРТ массой 25000 кг необходимо иметь 48498 кг воздуха или 40360 нм3 при коэффициенте избытка воздуха 1,1. Если давление в накопительной емкости будет 3 МПа, то потребный объем составит 1500 м3. Известно сооружение емкостей на такое давление объемом 600 м3 из нержавеющей стали толщиной 40 мм с применением уникальной технологии сварки. Поскольку программа уничтожения крупногабаритных РДТТ является ограниченной, то после ее завершения дорогостоящие емкости окажутся бесполезными. Воздух дожигания с расходом ~300 м3/с и давлением 3 МПа может быть получен в турбокомпрессорном агрегате (ТКА) (агрегатах) общей мощностью около 1 ГВт. Серийно выпускаемые агрегаты такой единичной мощности не были найдены. Известны ТКА с выходными мощностями 16-30 МВт каждый и давлением на выходе порядка 0,5 МПа. Турбины в ТКА работают на углеводородном топливе, так что увеличение нагрузки на электросети будет небольшое. Такие ТКА представляют собой исключительно сложные и крупногабаритные блоки с большой собственной инфраструктурой и профессиональными кадрами обслуживания. Однако в рамках программы уничтожения РДТТ загрузка таких ТКА будет слишком малой, чтобы быть экономически оправданной. Кроме того, использование атмосферного воздуха безотносительно к типу топлива и времени работы может привести к перегреву и разрушению корпуса смесительной камеры.
Технической задачей, решаемой в настоящем изобретении, являлась разработка способа дожигания продуктов неполного сгорания твердого ракетного топлива на закрытом стенде с минимальной инфраструктурой подачи окислителя дожигания и регулированием температуры продуктов полного сгорания.
Решение поставленной технической задачи было достигнуто тем, что в способе дожигания продуктов неполного сгорания при утилизации ракетных двигателей твердого топлива путем сжигания на стенде, включающем закрепление ракетного двигателя твердого топлива околосопловой частью внутри смесительной камеры большого удлинения, воспламенение двигателя и подачу окислительного флюида в смесительную камеру во время горения твердого ракетного топлива равномерно по периметру смесительной камеры в зоне расположения сопловой части ракетного двигателя на твердом топливе для дожигания, проводят захолаживание магистралей подачи криогенного окислительного флюида перед воспламенением двигателя твердого топлива и подают из стационарной или транспортной емкости криогенный окислительный флюид, являющийся смесью жидкого кислорода и жидкого азота, по трубопроводам с равными гидравлическими и термическими сопротивлениями на распылительные форсунки с мелкостью распыла 10-100 мкм, расположенные равномерно по периметру смесительной камеры. Соотношение концентраций жидкого кислорода и жидкого азота в криогенном окислительном флюиде равно их соотношению в атмосферном воздухе. Распылительные форсунки являются струйными. Распылительные форсунки являются эжекторными. Криогенный окислительный флюид подают в смесительную камеру из транспортной или стационарной емкости под давлением самонаддува газовой подушки емкости. Криогенный окислительный флюид подают в смесительную камеру из транспортной или стационарной емкости с помощью насоса. Захолаживание трубопроводов проводят в два этапа, причем на первом этапе захолаживание выполняют с помощью внешнего жидкого циркулирующего в кожухе хладагента, на втором этапе после сброса кожуха захолаживание проводят криогенным окислительным флюидом.
Сравнительный анализ существенных признаков прототипа и предлагаемого способа показывает, что отличительными существенными признаками предложения являются те, в соответствии с которыми:
- проводят захолаживание магистралей подачи криогенного окислительного флюида перед воспламенением двигателя твердого топлива;
- подают криогенный окислительный флюид, являющийся смесью жидкого кислорода и жидкого азота, из стационарной или транспортной емкости через распылительные форсунки в смесительную камеру;
- от транспортной или стационарной емкости до распылительных форсунок прокладывают трубопроводы подачи криогенного окислительного флюида с равными гидравлическими и термическими сопротивлениями;
- криогенную смесь жидкого кислорода и жидкого азота подают в смесительную камеру из транспортной или стационарной емкости под давлением самонаддува газовой подушки емкости;
- криогенным окислительным флюидом является жидкий воздух.
Сущность настоящего изобретения будет более понятна из рассмотрения фигур чертежей, где:
фиг.1 представляет принципиальную схему установки для осуществления способа дожигания продуктов неполного сгорания;
фиг.2 показывает схему разводки трубопроводов подачи криогенного окислительного флюида к распылительным форсункам на примере сектора поперечного сечения смесительной камеры (газохода) в плоскости форсуночного пояса;
фиг.3 поясняет механизм работы кожуха предварительного захолаживания со схемой его в исходном состоянии;
фиг.4 поясняет механизм работы кожуха предварительного захолаживания после сброса путем разворота и следующего описания примера осуществления способа дожигания при утилизации ракетных двигателей твердого топлива путем сжигания зарядов твердого ракетного топлива.
Как показано на фиг.1, установка для реализации предлагаемого способа утилизации ракетных двигателей твердого топлива в бессопловом варианте содержит смесительную камеру большого удлинения (газоход) 1, круглого, например, с внутренним диаметром 4 м или аналогичного по площади прямоугольного поперечного сечения, к передней торцевой стенке которой присоединяют корпус РДТТ 2 с зарядом твердого топлива 3 с массой 25000 кг, закрепленный на стапель-платформе (не показана) таким образом, что люк заднего днища корпуса, например диаметром 0,78 м, открыт в полость газохода. Сопловой раструб снят. В зоне заднего днища корпуса РДТТ по периметру газохода установлен форсуночный пояс 4, в котором расположены струйные форсунки 5 подачи криогенного окислительного флюида. Форсунки 5 общим числом 128 имеют диаметр выходного сечения 10-12 мм и расположены с шагом 100 мм. К каждой форсунке подсоединен трубопровод 6 подачи криогенного окислительного флюида. На фиг.1 показан дополнительный форсуночный пояс 4', расположенный по периметру торцевой стенки газохода 1, используемый в случае подачи дополнительного расхода криогенного окислительного флюида. Транспортная емкость 7 с криогенным окислительным флюидом теплоизолированными или вакуумно-изолированными магистралями 8, 9 и 9' соединена с клапанами 10 и 10' подачи флюида по системам трубопроводов 6 и 6' в форсуночные пояса 4 и 4'. Как показано на фиг.2, трубопроводы 6 соединяются таким образом, чтобы поток из транспортной емкости от клапана 10 или 10' сначала делился пополам в тройнике с подводом под прямым углом, затем каждая часть делилась опять пополам и таким образом далее, вплоть до каждой форсунки 5. Все трубопроводы форсуночного пояса 4, кроме наиболее крупных, располагаются внутри двух полукруговых раздвижных полукожухов 11 и 11', снабженных циркуляционными системами 12 и 12' охлаждения жидким хладагентом от обычной холодильной установки 13, подсоединенной к кожухам гибкими шлангами 14. Как видно на фиг.3, 4, полукожухи 11 и 11' снабжены общей осью разворота 15 под газоходом и механизмом разворота (не показан). В сведенном положении (фиг.3) полукожухи 11 и 11' удерживаются с помощью пироболта 16. При необходимости, к выходному торцу смесительной камеры подсоединяют либо выходное турбулизирующее сопло при сжигании твердых ракетных топлив, продукты сгорания которых не содержат конденсированную фазу и токсичные примеси типа хлорида водорода, или дополнительную цепь очистных устройств для удаления конденсированных продуктов и нейтрализации токсичных примесей.
При работе установки фиг.1 в соответствии с предложенным способом и задействованным форсуночным поясом 4 операции сжигания начинают с предварительного захолаживания трубопроводов 6 подачи криогенного окислительного флюида, например жидкого воздуха. Предварительное захолаживание с помощью циркуляционной змеевиковой системы охлаждения 12 полукожухов 11 и 11' кипящим жидким хладагентом позволяет сократить потребление криогенного окислительного флюида. Хладагент конденсируется в стационарной или подвижной холодильной установке 13, например, серии AM или МКТ. При использовании таких хладагентов как хладоны типа R22 при предварительном захолаживании температура трубопроводов 6 может быть понижена до -30°С и более. Вследствие того, что трубопроводы 6 не снабжены внешней теплоизоляцией или вакуумной изоляцией из-за кратковременности операций сжигания и длительных пауз между операциями, существенно сокращаются расходы на изготовление и монтаж системы подачи криогенного окислительного флюида. Затем открывают клапан 10 на предварительную ступень открытия для захолаживания трубопроводов 6 криогенным окислительным флюидом, находящимся в транспортной емкости 7 под давлением 1,0 МПа самонаддува, с помощью контура испарения криогенного окислительного флюида (не показан). Одновременно подают команду на раскрытие кожуха 11-11' (фиг.4) с тем, чтобы не затрачивать криогенный окислительный флюид на захолаживание кожуха. При этом срабатывает пироболт 16 и включается механизм разворота(не показан) кожуха 11-11' вокруг оси 15 и происходит сброс кожуха с форсуночного пояса 4. Криогенный окислительный флюид с небольшим расходом и начальной температурой около 105 К проходит по магистралям 8, 9 и трубопроводам 6 и охлаждает их за счет теплоты испарения и исходной низкой температуры, превращаясь в газ. Чем выше температура трубопроводов и выше удельная теплоемкость материала, тем больше окислительного флюида потребуется для захолаживания и больше времени будет затрачено на эту операцию. Подача криогенного окислительного флюида к форсункам по системе трубопроводов с делением потока в тройниках, с подводом под прямым углом позволяет обеспечить равные гидравлические и термические сопротивления путей подачи к каждой форсунке 5, начиная от транспортной емкости 7. При таком делении потоков в каждый отвод из тройника поступает равное количество газовой и капельно-жидкой фазы испаряющегося криогенного флюида, и вклад каждой фазы в общее гидравлическое сопротивление отрезков линий подачи является одинаковым. Термическое сопротивление, обусловливающее нагрев, кипение и испарение криогенного флюида, также будет одинаковым для этих двух отводов тройников. Когда из форсунок 5 начинает истекать жидкий окислительный флюид, захолаживание заканчивают и подают команду на воспламенение ракетного двигателя твердого топлива. Одновременно открывают клапан 10 подачи криогенного окислительного флюида на главную ступень. С помощью форсунок 5 в околосопловой зоне газохода 1 получают облако мелкодисперсного криогенного окислительного флюида, который быстро испаряется и в виде окислительного газа смешивается с продуктами сгорания, истекающими из люка заднего днища корпуса РДТТ 2. Поскольку криогенный окислительный флюид вводят в зону рециркуляции струи продуктов сгорания в газоходе, то пониженное давление в этой зоне способствует быстрому испарению. За счет поступления испаренного окислительного флюида в зону рециркуляции происходит повышение давления в этой зоне и снижение интенсивности рециркуляции, что приводит к стабилизации струи и образованию на начальном участке спутного течения воздуха по периферии газохода и продуктов сгорания по центральной части. Смешение происходит в режиме турбулентного пограничного слоя. В результате исключается взаимодействие горячих продуктов сгорания со стенками газохода, что повышает ресурс газохода.
Жидкий окислительный флюид, соответствующий составу жидкого воздуха, т.е. 78% масс. азота и 22% кислорода, при нормальном атмосферном давлении имеет температуру кипения 78,8 К, плотность 874 кг/м3, уд. теплоемкость 1,96 кДж/кг-К и теплоту испарения 205,2 кДж/кг. С увеличением давления насыщения температура кипения и удельная теплоемкость растут, а плотность и теплота испарения уменьшаются.
Температуру продуктов полного сгорания можно регулировать за счет изменения состава и расхода криогенного окислительного флюида. Повышение содержания азота будет приводить к снижению температуры, а снижение содержания азота - к повышению температуры. Азот является балластирующим компонентом в смеси продуктов сгорания твердого ракетного топлива и криогенного окислительного флюида. В любом случае кислород подают с расходом, обеспечивающим коэффициент избытка по меньшей мере 1,1.
При высоких гидравлических сопротивлениях линий подачи криогенного окислительного флюида, например при больших расстояниях между газоходом и транспортной или стационарной емкостью, возможно применение насосной подачи флюида.
Повышение давления самонаддува в емкостях ограничено, в основном, прочностными характеристиками емкостей и в транспортных емкостях не может быть выше 1,4 МПа (отчет министерства энергетики США DOE/EM-0382.1998). С ростом давления насыщения (температуры насыщения) в емкости происходит некоторое снижение плотности флюида, что приводит к изменению расходных характеристик форсунок. Так при повышении температуры флюида от 80 до 100К (давление насыщения 114,5 и 666 кПа, соответственно) массовый расход флюида через форсунку с одними и теми же площадью проходного сечения и коэффициентом расхода вырастет в 2,26 раза вместо 2,41 раза для расхода при постоянной плотности среды.
Транспортные емкости (автоцистерны) имеют емкость 5-20 м3. Потери криогенного продукта за счет испарения составляют менее 2% от объема загрузки в сутки. Потери в железнодорожных емкостях объемом 50 м3 не превышают 0,6% в сутки. Для осуществления сжигания крупногабаритного ракетного двигателя твердого топлива могут использоваться две транспортных емкости.
В РФ изготовляются стационарные криогенные резервуары РЦВ-3, РЦВ-8, РЦВ-25, РЦВ-63, РЦГ-50, РЦГ-100, РЦГ-225, РЦ-1400, что позволяет выбрать необходимый объем загрузки для обеспечения работы стенда.
Заданная мелкость распыла жидкости форсункой позволяет осуществлять испарение на достаточно малых расстояниях пролета и за короткое время. Так по данным Европейской ассоциации промышленных газов (EIGA, IGC Doc 82/01/E.2001) при диаметре капель жидкого воздуха 100 мкм время испарения при окружающей температуре 100°С составляет менее 0,1 с, так что при скорости истечения из форсунки 30 м/с предельное расстояние (без учета сопротивления окружающей среды) составит 3 м, т.е. будет в пределах газохода.
Крупнорасходные струйные форсунки в проточном тракте содержат турбулизаторы для повышения нестабильности течения и быстрого разрушения струи на выходе. Малорасходные форсунки устанавливают в несколько рядов в шахматном порядке.
В эжекторных форсунках организуют подсос окружающего горячего газа жидкостной струей для быстрого испарения распыленного криогенного окислительного флюида.
Использование установки для утилизации ракетных двигателей твердого топлива в соответствии с предлагаемым способом позволит снизить капитальные затраты на сооружение стендовой установки, сократить время монтажа и наладки объектов инфраструктуры, а также упростить и удешевить эксплуатацию стенда.
Источники информации
1. Конструкция и отработка РДТТ /Под ред. Виницкого А.М. - М.: Машиностроение, 1980, с.106-107, рис.2, 10.
2. Патент РФ № 2087804, кл. F 23 G 7/00, 1997.
3. Патент США № 6101957, кл. F 23 G 7/00, 2000.
Claims (7)
1. Способ дожигания продуктов неполного сгорания при утилизации ракетных двигателей на твердом топливе путем сжигания на стенде, включающий закрепление ракетного двигателя на твердом топливе сопловой частью внутрь смесительной камеры большого удлинения, воспламенение двигателя и подачу окислительного флюида в смесительную камеру во время горения твердого ракетного топлива равномерно по периметру смесительной камеры в зоне расположения сопловой части ракетного двигателя на твердом топливе для дожигания, отличающийся тем, что проводят захолаживание магистралей подачи криогенного окислительного флюида перед воспламенением двигателя на твердом топливе, подают из стационарной или транспортной емкости криогенный окислительный флюид, являющийся смесью жидкого кислорода и жидкого азота, по трубопроводам с равными гидравлическими и термическими сопротивлениями на распылительные форсунки с мелкостью распыла 10-100 мкм, расположенные равномерно по периметру смесительной камеры.
2. Способ дожигания продуктов неполного сгорания по п.1, отличающийся тем, что соотношение концентраций жидкого кислорода и жидкого азота в криогенном окислительном флюиде равно их соотношению в атмосферном воздухе.
3. Способ дожигания продуктов неполного сгорания по п.1, отличающийся тем, что распылительные форсунки являются струйными.
4. Способ дожигания продуктов неполного сгорания по п.1, отличающийся тем, что распылительные форсунки являются эжекторными.
5. Способ дожигания продуктов неполного сгорания по п.1, отличающийся тем, что криогенный окислительный флюид подают в смесительную камеру из транспортной или стационарной емкости под давлением самонаддува газовой подушки емкости.
6. Способ дожигания продуктов неполного сгорания по п.1, отличающийся тем, что криогенный окислительный флюид подают в смесительную камеру из транспортной или стационарной емкости с помощью насоса.
7. Способ дожигания продуктов неполного сгорания по п.1, отличающийся тем, что захолаживание магистралей проводят в два этапа, причем на первом этапе захолаживание выполняют с помощью внешнего жидкого циркулирующего в кожухе хладагента, на втором этапе после сброса кожуха захолаживание проводят криогенным окислительным флюидом.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004138107/06A RU2278987C1 (ru) | 2004-12-27 | 2004-12-27 | Способ дожигания продуктов неполного сгорания при утилизации ракетных двигателей твердого топлива |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004138107/06A RU2278987C1 (ru) | 2004-12-27 | 2004-12-27 | Способ дожигания продуктов неполного сгорания при утилизации ракетных двигателей твердого топлива |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004138107A RU2004138107A (ru) | 2006-06-10 |
| RU2278987C1 true RU2278987C1 (ru) | 2006-06-27 |
Family
ID=36712308
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004138107/06A RU2278987C1 (ru) | 2004-12-27 | 2004-12-27 | Способ дожигания продуктов неполного сгорания при утилизации ракетных двигателей твердого топлива |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2278987C1 (ru) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2446355C2 (ru) * | 2009-10-23 | 2012-03-27 | Закрытое акционерное общество "Петровский научный центр "Фугас" | Способ утилизации фрагментированных отходов взрывчатых веществ и баллиститных твердых ракетных топлив |
| CN103291499A (zh) * | 2013-06-08 | 2013-09-11 | 西北工业大学 | 一种实现脉冲爆震火箭发动机高频工作方法 |
| RU2576765C2 (ru) * | 2013-03-29 | 2016-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Струйная форсунка жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
| WO2021010810A1 (ru) * | 2019-07-17 | 2021-01-21 | Андрей Николаевич КОПЫЛОВ | Система топливной эмиссии реактивного двигателя с газодинамическим компрессором |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104359113B (zh) * | 2014-11-04 | 2016-08-24 | 宜兴市智博环境设备有限公司 | 一种废气、废液焚烧系统及方法 |
-
2004
- 2004-12-27 RU RU2004138107/06A patent/RU2278987C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2446355C2 (ru) * | 2009-10-23 | 2012-03-27 | Закрытое акционерное общество "Петровский научный центр "Фугас" | Способ утилизации фрагментированных отходов взрывчатых веществ и баллиститных твердых ракетных топлив |
| RU2576765C2 (ru) * | 2013-03-29 | 2016-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Струйная форсунка жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
| CN103291499A (zh) * | 2013-06-08 | 2013-09-11 | 西北工业大学 | 一种实现脉冲爆震火箭发动机高频工作方法 |
| WO2021010810A1 (ru) * | 2019-07-17 | 2021-01-21 | Андрей Николаевич КОПЫЛОВ | Система топливной эмиссии реактивного двигателя с газодинамическим компрессором |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2004138107A (ru) | 2006-06-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3958413A (en) | Combustion method and apparatus | |
| Fan et al. | Investigation of vaporized kerosene injection and combustion in a supersonic model combustor | |
| US6073437A (en) | Stable-combustion oxidizer for hybrid rockets | |
| CN100572919C (zh) | 安装在液化气运输船舶或者液化气终端上的气体焚烧炉 | |
| JP2007205215A (ja) | ガスタービンの制御方法及びガスタービンの制御装置 | |
| CN109764358A (zh) | 燃烧器以及包括其的燃气轮机 | |
| CN113154391B (zh) | 一种气氧气甲烷火炬点火装置及其火炬生成方法 | |
| CN104379905A (zh) | 用于连续燃气涡轮的局部负载co减小操作的方法 | |
| RU2278987C1 (ru) | Способ дожигания продуктов неполного сгорания при утилизации ракетных двигателей твердого топлива | |
| CN114659138A (zh) | 燃烧室用喷嘴、燃烧室及燃气轮机 | |
| CN104949152A (zh) | 航空燃气轮机lng/航空煤油双燃料燃烧室 | |
| Wickman | In-situ Mars rocket and jet engines burning carbon dioxide | |
| Bonanos et al. | Dual-mode combustion experiments with an integrated aeroramp-injector/plasma-torch igniter | |
| Shaffar et al. | A liquid fueled, lean burn, gas turbine combustor injector | |
| Sanchez et al. | Development and testing of a O 2/CH 4 torch igniter for propulsion systems | |
| JP2002038970A (ja) | ガスタービン燃焼器 | |
| McDaniel | Test gas vitiation effects in a dual-mode combustor | |
| Yang et al. | Influence of the multicavity shape on the solid scramjet | |
| Svensson et al. | Effects of using hydrogen on aero gas turbine pollutant emissions, performance and design | |
| Guerra | Fuel Regression Studies of a Miniature Optically Accessible Solid Fuel Ramjet Slab Burner | |
| James | Gas Turbine Combustion Chamber | |
| JP2020505580A (ja) | 燃焼後デバイス及び方法 | |
| CN117846820B (zh) | 一种连续爆轰发动机预爆轰管点火控制系统及其控制方法 | |
| Benhidjeb-Carayon et al. | Hypergolic Hybrid Rocket Motor Characterization with MON-25 at Atmospheric and Reduced Pressures | |
| JPS63255531A (ja) | ガスタ−ビンの燃料供給装置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20101228 |