RU2303154C2 - Устройство (варианты) и способ сжигания ракетного топлива - Google Patents
Устройство (варианты) и способ сжигания ракетного топлива Download PDFInfo
- Publication number
- RU2303154C2 RU2303154C2 RU2004114493/06A RU2004114493A RU2303154C2 RU 2303154 C2 RU2303154 C2 RU 2303154C2 RU 2004114493/06 A RU2004114493/06 A RU 2004114493/06A RU 2004114493 A RU2004114493 A RU 2004114493A RU 2303154 C2 RU2303154 C2 RU 2303154C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- reactor
- combustion chamber
- rocket
- combustion
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 63
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 14
- 239000003380 propellant Substances 0.000 title abstract description 13
- 238000012986 modification Methods 0.000 title description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 title description 2
- 238000010494 dissociation reaction Methods 0.000 claims abstract description 13
- 230000005593 dissociations Effects 0.000 claims abstract description 13
- 239000003054 catalyst Substances 0.000 claims abstract description 12
- 150000003839 salts Chemical class 0.000 claims abstract description 11
- CRJZNQFRBUFHTE-UHFFFAOYSA-N hydroxylammonium nitrate Chemical compound O[NH3+].[O-][N+]([O-])=O CRJZNQFRBUFHTE-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 7
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 71
- 238000000354 decomposition reaction Methods 0.000 claims description 45
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 32
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 claims description 32
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 21
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims description 14
- LFQSCWFLJHTTHZ-UHFFFAOYSA-N Ethanol Chemical compound CCO LFQSCWFLJHTTHZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 10
- 239000002360 explosive Substances 0.000 claims description 5
- -1 ion salt Chemical class 0.000 claims description 5
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- OKKJLVBELUTLKV-UHFFFAOYSA-N Methanol Chemical compound OC OKKJLVBELUTLKV-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 12
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 9
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 description 6
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 description 6
- 230000008569 process Effects 0.000 description 4
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 4
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 description 3
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 3
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 3
- VOXVCYMHFQQEMC-UHFFFAOYSA-O triethylazanium;nitrate Chemical compound [O-][N+]([O-])=O.CC[NH+](CC)CC VOXVCYMHFQQEMC-UHFFFAOYSA-O 0.000 description 3
- DHMQDGOQFOQNFH-UHFFFAOYSA-N Glycine Chemical compound NCC(O)=O DHMQDGOQFOQNFH-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910002651 NO3 Inorganic materials 0.000 description 2
- NHNBFGGVMKEFGY-UHFFFAOYSA-N Nitrate Chemical compound [O-][N+]([O-])=O NHNBFGGVMKEFGY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- GRYLNZFGIOXLOG-UHFFFAOYSA-N Nitric acid Chemical compound O[N+]([O-])=O GRYLNZFGIOXLOG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- GQPLMRYTRLFLPF-UHFFFAOYSA-N Nitrous Oxide Chemical compound [O-][N+]#N GQPLMRYTRLFLPF-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000009471 action Effects 0.000 description 2
- 150000001413 amino acids Chemical class 0.000 description 2
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 2
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 2
- 230000000977 initiatory effect Effects 0.000 description 2
- 229910017604 nitric acid Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 2
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 2
- 239000004471 Glycine Substances 0.000 description 1
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
- 125000003158 alcohol group Chemical group 0.000 description 1
- 150000001298 alcohols Chemical class 0.000 description 1
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 description 1
- 238000007084 catalytic combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000003421 catalytic decomposition reaction Methods 0.000 description 1
- 238000006555 catalytic reaction Methods 0.000 description 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 1
- 239000001307 helium Substances 0.000 description 1
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 description 1
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000011261 inert gas Substances 0.000 description 1
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 1
- 239000012212 insulator Substances 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000001272 nitrous oxide Substances 0.000 description 1
- TWNQGVIAIRXVLR-UHFFFAOYSA-N oxo(oxoalumanyloxy)alumane Chemical compound O=[Al]O[Al]=O TWNQGVIAIRXVLR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- RVTZCBVAJQQJTK-UHFFFAOYSA-N oxygen(2-);zirconium(4+) Chemical compound [O-2].[O-2].[Zr+4] RVTZCBVAJQQJTK-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 238000010248 power generation Methods 0.000 description 1
- 229910052702 rhenium Inorganic materials 0.000 description 1
- WUAPFZMCVAUBPE-UHFFFAOYSA-N rhenium atom Chemical compound [Re] WUAPFZMCVAUBPE-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 229910001928 zirconium oxide Inorganic materials 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/68—Decomposition chambers
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C06—EXPLOSIVES; MATCHES
- C06B—EXPLOSIVES OR THERMIC COMPOSITIONS; MANUFACTURE THEREOF; USE OF SINGLE SUBSTANCES AS EXPLOSIVES
- C06B31/00—Compositions containing an inorganic nitrogen-oxygen salt
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C06—EXPLOSIVES; MATCHES
- C06B—EXPLOSIVES OR THERMIC COMPOSITIONS; MANUFACTURE THEREOF; USE OF SINGLE SUBSTANCES AS EXPLOSIVES
- C06B47/00—Compositions in which the components are separately stored until the moment of burning or explosion, e.g. "Sprengel"-type explosives; Suspensions of solid component in a normally non-explosive liquid phase, including a thickened aqueous phase
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/425—Propellants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/44—Feeding propellants
- F02K9/50—Feeding propellants using pressurised fluid to pressurise the propellants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41A—FUNCTIONAL FEATURES OR DETAILS COMMON TO BOTH SMALLARMS AND ORDNANCE, e.g. CANNONS; MOUNTINGS FOR SMALLARMS OR ORDNANCE
- F41A1/00—Missile propulsion characterised by the use of explosive or combustible propellant charges
- F41A1/04—Missile propulsion using the combustion of a liquid, loose powder or gaseous fuel, e.g. hypergolic fuel
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B19/00—Marine torpedoes, e.g. launched by surface vessels or submarines; Sea mines having self-propulsion means
- F42B19/12—Propulsion specially adapted for torpedoes
- F42B19/22—Propulsion specially adapted for torpedoes by internal-combustion engines
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B63—SHIPS OR OTHER WATERBORNE VESSELS; RELATED EQUIPMENT
- B63H—MARINE PROPULSION OR STEERING
- B63H21/00—Use of propulsion power plant or units on vessels
- B63H21/12—Use of propulsion power plant or units on vessels the vessels being motor-driven
- B63H21/16—Use of propulsion power plant or units on vessels the vessels being motor-driven relating to gas turbines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Inorganic Chemistry (AREA)
- Organic Low-Molecular-Weight Compounds And Preparation Thereof (AREA)
- Processing Of Solid Wastes (AREA)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
- Spray-Type Burners (AREA)
- Hydrogen, Water And Hydrids (AREA)
Abstract
Устройство для сжигания ракетного топлива содержит источник ракетного топлива на основе ионной соли, например, гидроксиламмонийнитрата, камеру сгорания и реактор. Реактор служит для диссоциации основной части ионной соли, содержащейся в ракетном топливе, и установлен с возможностью подачи в камеру сгорания продуктов диссоциации совместно с дополнительным топливным компонентом, содержащимся в ракетном топливе. Способ сжигания топлива в устройстве для сжигания ракетного топлива на основе гидроксиламмонийнитрата заключается в диссоциации гидроксиламмонийнитрата и сжигании в камере сгорания продуктов диссоциации указанного гидроксиламмонийнитрата вместе с не вступившими в реакцию топливными компонентами, содержащимися в ракетном топливе. Согласно указанному способу ракетное топливо вводят в реактор и осуществляют его разложение в реакторе с диссоциацией, по крайней мере, большей части гидроксиламмонийнитрата, содержащегося в ракетном топливе. Затем направляют выходные продукты реактора в камеру сгорания. Изобретения позволяют повысить надежность воспламенения, а также увеличить число циклов использования катализатора. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к сжиганию ракетного топлива. В частности, изобретение относится к сжиганию унитарного ракетного топлива.
Изобретение сделано при поддержке Правительства США в соответствии с контрактом, заключенным с Национальным управлением по аэронавтике и исследованию космического пространства (НАСА). Правительство США обладает определенными правами на это изобретение.
Уровень техники
Использование унитарных (однокомпонентных) топлив в ракетных двигателях и при выработке мощности для вспомогательных/аварийных устройств известно. В патенте США №5,485,722 раскрыто каталитическое разложение/сжигание унитарных топлив на основе гидроксиламмонийнитрата (ГАН). Вообще говоря, большинство топлив на основе ГАН представляет собой смесь трех первичных компонентов: ГАН, вода и топливный компонент (горючее). Для повышения смешиваемости топливный компонент обычно находится в ионном, частично ионном или в полярном виде. Топливный компонент может представлять собой ионную соль, подобно ГАН. Триэтиламмонийнитрат (ТЭАН) и 2-гидроксиэтилгидрозиннитрат (ГЭГН) являются двумя наиболее распространенными органическими компонентами. Частично ионные топливные компоненты могут включать в себя аминокислоты (например, глицин). Полярные горючие могут включать спирты (например, этанол или метанол). Большинство из этих топливных смесей примерно на 60-80% состоят из ГАН. Концентрации ГАН могут быть снижены путем добавления большего количества воды. Это делают для снижения температуры горения до уровней, при которых сохраняется устойчивость материалов, используемых в традиционных ракетных двигателях малой тяги. В некоторых наиболее экзотических смесях используют небольшие количества селитры в качестве дополнительного окислителя и/или используют смеси из нескольких топливных компонентов.
Раскрытие изобретения
Согласно одному аспекту изобретение относится к устройству, содержащему источник ракетного топлива на основе ГАН, реактор для диссоциации основной части ГАН, содержащегося в ракетном топливе, и камеру сгорания для сжигания продуктов диссоциации совместно с дополнительным топливным компонентом, содержащемся в ракетном топливе. В различных вариантах осуществления изобретения топливо может содержать смесь из ГАН, дополнительного топливного компонента, содержащего спирт, и воды. Источник ракетного топлива может включает в себя бак (резервуар), содержащий ракетное топливо, и автоматически регулируемый клапан управления потоком между баком и реактором. Реактор может содержать кольцевой подогреваемый канал, а также слой катализатора, размещенный с возможностью прохождения через него ракетного топлива. Устройство может дополнительно содержать пористую перегородку между реактором и камерой сгорания. Устройство также может содержать средства обратной передачи тепла от камеры сгорания к реактору. Далее устройство также может содержать турбину, установленную с возможностью приведения в действие продуктами сгорания; генератор, установленный с возможностью приведения в действие турбиной; гидравлический насос, установленный с возможностью приведения в действие турбиной. Устройство также может содержать корпус, установленный с возможностью удержания устройства в толще воды, гребной винт, установленный с возможностью приведения в действие турбиной и продвижения устройства через толщу воды, и взрывную боеголовку.
Другой аспект изобретения относится к способу сжигания топлива в устройстве для сжигания ракетного топлива на основе ГАН. Ракетное топливо вводят в реактор и осуществляют его разложение в реакторе с диссоциацией по крайней мере большей части ГАН, содержащегося в ракетном топливе. Выходные продукты из реактора затем направляют в камеру сгорания и сжигают в камере сгорания продукты диссоциации указанного ГАН вместе с не вступившими в реакцию топливными компонентами, содержащимися в ракетном топливе. В различных вариантах осуществления изобретения при сжигании высвобождают по крайней мере 60% энергии ракетного топлива, а при разложении топлива разлагают большую часть содержащегося в нем ГАН. Разложение топлива осуществляют посредством его пропуска через катализатор. При направлении выходных продуктов реактора в камеру сгорания пропускают их через пористую перегородку и/или направляют противоположно направлению движения продуктов сгорания. Способ может дополнительно включать передачу тепла от камеры сгорания обратно к реактору в достаточном для начала указанного разложения количестве.
Другой аспект изобретения относится к устройству, содержащему источник ракетного топлива, включающего в себя ионную соль и дополнительный топливный компонент, средства разложения основной части указанной ионной соли и средства сжигания дополнительного топливного компонента и продуктов разложения указанной основной части. Ракетное топливо содержит по крайней мере 50 мас.% ионной соли, в частности, смесь из ГАН, спирта и, по крайней мере, 5% воды. Средство разложения может содержать пористый слой катализатора, дополнительный топливный компонент может содержать одну или более ионных солей.
Детали вариантов выполнения изобретения изложены ниже в прилагаемых фигурах и описании. Другие признаки, особенности и преимущества изобретения будут ясны из описания и фигур, а также из формулы изобретения.
Краткое описание чертежей
На фиг.1 представлено частично схематично изображение устройства ракетного двигателя малой тяги.
На фиг.2 представлено частично схематичное изображение устройства аварийной силовой установки.
На фиг.3 представлено частично схематичное изображение второго устройства аварийной силовой установки.
На фиг.4 представлено частично схематичное изображение торпеды.
На фиг.5 представлено частично схематичное изображение устройства силовой установки торпеды с фиг.4.
На фиг.6 представлено частично схематичное изображение альтернативного устройства ракетного двигателя малой тяги.
Аналогичные ссылочные номера и обозначения на различных чертежах относятся к одинаковым элементам.
Осуществление изобретения
На фиг.1 в качестве иллюстрации представлено устройство 20, предназначенное для использования в ракетном двигателе малой тяги (например, двигателе для космического корабля). Устройство включает сосуд под давлением или бак 22, содержащий рабочее тело 24, представляющее собой унитарное топливо. Свободное пространство 26 бака находится под повышенным давлением за счет инертного газа (например, гелия), попадающего через напорную трубку 28 в вышерасположенную по потоку часть бака. Через нижерасположенную часть бака проходит выходной канал 30, имеющий клапан 32, регулируемый системой управления космического корабля (автоматически регулируемый клапан управления потоком между баком и реактором). Клапан 32 может представлять собой, например, клапан на основе соленоида, имеющий корпус 34 с выходным каналом, величина которого регулируется нижерасположенной по направлению потока головкой поршня 36, положение которого изменяется с помощью катушки 38. Ниже по направлению потока клапана 32 канал 30 проходит до свободного пространства 40 камеры разложения топлива или испарительного реактора 42. В качестве примера камера 42 разложения топлива сформирована в вышерасположенной по направлению потока части резервуара 44, отделенной от нижерасположенной части пористой термической перегородкой 46 (например, из окиси алюминия или окиси циркония). Нижняя по направлению потока часть служит камерой сгорания 48 и снабжена сходящимся/расходящимся соплом 50, имеющим сужение 52 и выход 54. Ниже по направлению потока свободного пространства 40 в камере 42 разложения топлива имеется средство для ускорения разложения унитарного топлива. В качестве примера это средство может содержать слой 60 катализатора (например, рения), лежащий между свободным пространством 40 и перегородкой 46 и/или нагреватель 62 (например, электрический нагреватель или жидкостной теплообменный нагреватель). Действие устройства иллюстративно можно описать следующим образом. Нагреватель (если он присутствует) предварительно нагревает камеру разложения топлива, после чего клапан 32 открывается и пропускает унитарное топливо в камеру разложения топлива. В режиме работы с дискретной подачей клапан может быть затем закрыт. В режиме работы с непрерывной подачей клапан может оставаться открытым. В результате нагревания и/или каталитической реакции ГАН распадается на нагретые газообразные продукты. Эти продукты вместе с парами топливного компонента или частичками и различными другими компонентами (например, парами воды) проходят через перегородку 46 в камеру сгорания 48. В альтернативном варианте выполнения изобретения камеры разложения топлива и сгорания могут быть удалены друг от друга, и передача продуктов с выхода камеры разложения топлива может осуществляться через соответствующие каналы и регулироваться соответствующими клапанами.
В устройстве может быть предусмотрено средство для инициирования горения в камере сгорания. В качестве примера это средство содержит катушку 80 высокого напряжения, имеющую соответствующие клеммы, соединенные с заземляющей шиной 82 и шиной 84 высокого напряжения. Шина высокого напряжения в свою очередь соединена с искровым электродом 86 (например, анодом), имеющим удаленную концевую часть, выходящую в камеру сгорания. Катушка может быть соединена с системой управления и работать либо в дискретном, либо в непрерывном режиме. В качестве примера анод 86 концентрически охвачен изолятором 90, отделяющим анод от имеющего вид втулки 92 катода, который может быть заземлен. Теплопроводящие свойства резервуара 44 и перегородки 46 могут быть подобраны так, чтобы ограничивать обратное поступление тепла от камеры сгорания к камере разложения топлива. Однако в предпочтительном варианте эти свойства могут быть выбраны таким образом, чтобы была возможность существования значительного обратного потока тепла для поддержки реакции испарения в камере разложения топлива, не приводящего при этом к какому-либо (по крайней мере значительному) горению в камере разложения топлива. Альтернативными по отношению к искровому воспламенителю являются устройства инициирования горения, содержащие воспламенитель с нагретой проволокой и/или свечи подогрева.
В качестве примера унитарное топливо содержит ГАН, дополнительный топливный компонент (например, спирт, такой как метанол) и воду. Различные примеры топлив раскрыты выше. Группа этих унитарных топлив может быть в общем охарактеризована тем, что она имеет как основную часть (например, по крайней мере 75% (здесь и далее весовых процентов, если не указано другое) одну или более ионных солей. Содержание воды составляет около по крайней мере 4%, или более предпочтительно от 5 до 20%. Содержание другого топливного компонента, если оно присутствует, может находиться в диапазоне до примерно 20%. Особый интерес представляют унитарные топлива на основе ГАН (например, по крайней мере 50% по весу ГАН, или более широко, по крайней мере 50% неводной массы). Происходящий в камере разложения топлива процесс приводит к выпариванию воды и разложению ГАН на газообразные продукты (окислители и пары воды). Дополнительный топливный компонент будет испаряться, если он соответственно имеет летучую форму (например, если это спирт или легкая аминокислота), или диспергироваться с газообразными продуктами испарения в виде мелких капелек жидкости. Диссоциация происходит путем частичной экзотермической реакции преимущественно ГАН по типу:
7ГАН→4N2О+4ГАН+4НNO3+12Н2О
с небольшим количеством (например, около 3% весовых) NO и NO2.
Наличие спирта и воды способствует уменьшению эффективной температуры реакции. Теоретическая температура такой реакции составляет около 560°С (выше температуры самовоспламенения смеси газов), но из-за поглощения тепла водой и на испарение топливного компонента, а также потерь тепла в конструкции реальная температура будет меньше, чем теоретическая. Иллюстративно реальная температура лежит в районе 500К (например, меньше, чем 800К, а более предпочтительно, в диапазоне от 400К до 700К). Выделяемое при реакции тепло в значительной степени обеспечивает испарение спирта и воды без основной реакции этих смесей. Первоначально, чтобы реакция началась, камера разложения топлива должна быть в достаточной степени нагрета (например, до температуры около 120-130°С в вакууме, но потенциально меньше с учетом наличия слоя катализатора). Например, давление разложения на газообразные продукты лежит в диапазоне от 100 до 200 psia (от 690 до 1380 кПа) или более предпочтительно от 150 до 200 psia (от 1030 до 1380 кПа). Предпочтительно, чтобы давление в камере разложения топлива было немного выше, чем давление в камере сгорания, которое зависит от конкретного приложения. При успешном протекании процесса разложения происходит полное разложение на газообразные продукты (без соединения) при допустимом небольшом выгорании (например, 5-10%) компонентов. Для примера, при давлении в одну атмосферу смесь из 75,4% ГАН, 16,0% метанола и 8,6% воды (проценты весовые) может вступать в реакцию при температуре приблизительно более 400К. Чистый ГАН, вступающий в реакцию при указанном давлении, должен иметь температуру более 800К.
Горение проходит при существенно больших пиковых температурах и давлениях. В качестве примера, горение может приводить к возникновению температур значительно больших, чем 2000К и пиковых давлениях существенно больших, чем 1000 psia (6900 кПа). При горении газообразных продуктов высвобождается основная часть энергии смеси (например, около 80% для приведенной в качестве образца смеси, или более широко 60-95% и 70-85%). Для достижения высоко эффективного почти полного сгорания в камере разложения топлива предпочтительно, чтобы было сведено к минимуму неполное разложение на газообразные продукты, соединение компонентов и/или возникновение взрывных процессов. Такие характеристики зависят от параметров смешивания и параметров потока, которые могут быть индивидуальны для каждого приложения. Преимущественно общее выгорание составляет по крайней мере 95%. Температура горения зависит от термических параметров устройства каждого ракетного двигателя и смеси унитарного топлива. Горение происходит за счет экзотермической реакции продуктов распада ГАН с не вступившим в реакцию топливным компонентом, для которого существуют две ключевые реакции с выделившимися в результате диссоциации ГАН закисью азота и азотной кислотой с одной стороны и топливным компонентом с другой стороны. Например, для топливного компонента на основе метанола:
3N2O+СН3ОН→2Н2О+СО2+3N2
6HNO3+5СН3ОН→13Н2O+5СO2+3N2
В ситуациях, когда унитарное топливо содержит как ГАН, так и другую соль, такую как ТЭАН или ГЭГН, эта другая соль преимущественно играет роль спирта, вступая в реакцию, в основном, только в камере сгорания. Надо полагать, что такие топливные компоненты переносятся из камеры разложения топлива в камеру сгорания в виде мельчайших капелек жидкости в потоке продуктов разложения ГАН.
Физическое разделение процессов разложения ГАН и сжигания топливного компонента может быть использовано для достижения одного или нескольких технических результатов. Этими результатами может быть достижение большого числа циклов и надежность воспламенения. Непосредственное воспламенение унитарного топлива может быть ненадежно. Использование же катализатора может повышать надежность. Однако, если катализатор или другое средство разложения подвергнуть воздействию нагревания до высокой температуры, присущей горению, он может быть израсходован в течение небольшого количества циклов. Разложение, отделенное от горения, может обеспечить надежное воспламенение при одновременной защите средства разложения и обеспечении его повторного использования в течение большого количества циклов. Необходимое количество циклов зависит от конкретного приложения. Для многих приложений было бы предпочтительным иметь такую конструкцию термической изоляции камеры разложения топлива (имея ввиду ее физические параметры и параметры конкретного требуемого процесса горения (включая время цикла)), чтобы сохранить средство разложения в течение, по крайней мере, ста циклов, в других же приложениях необходимое количество циклов может превышать десять тысяч.
На фиг.2 представлено устройство 110, предназначенное для использования в качестве гидравлической аварийной силовой установки (EPU) летательного аппарата. Узел 120 разложения/сгорания может быть, в основном, таким же, как устройство 20 на фиг.1 и не подлежит отдельному обсуждению. Выход камеры сгорания узла 120 соединен с входом 122 корпуса (кожуха) 124 узла 125 турбины. Выхлопные продукты, выходящие из узла 120, используются для приведения в движение турбины 126, имеющей вал 128, установленный в корпусе с возможностью вращения относительно оси вала. Выхлопные продукты проходят через корпус и выходят через выход 130. Вал соединяет турбину с рабочим колесом 140 центробежного насоса 141. Насос имеет корпус 142 с входом 144 и выходом 146, предназначенными для прокачки гидравлической жидкости через аварийную силовую установку. В альтернативном варианте в аварийной силовой установке может быть использован электрический генератор (фиг.3) вместо или вдобавок к насосу.
На фиг.4 показана торпеда 200, имеющая корпус 202, проходящий от носовой оконечности или носа 204 к кормовой части или хвосту 206. У кормовой части торпеда имеет гребной винт 208 и группу рулей (ребер оперения) 210, формирующих управляющие поверхности. Система 212 управления регулирует положение рулей и соединена с взрывной боеголовкой (фугасной боевой частью) 214, находящейся внутри корпуса торпеды. Система управления также соединена с узлом 220 разложения/горения (фиг.5), который может быть, в основном, схожим с устройством 20. В показанном узле 220 не создается аналогичным образом давление в его баке 222, а его действие основано на работе насоса 224, находящегося между баком и камерой 226 разложения топлива. Так же как в описанном варианте аварийной силовой установки выхлопные газы из камеры 228 сгорания могут быть направлены в устройство 230 турбины. Вал 232 турбины в свою очередь соединен с винтом 208 и приводит его во вращение вокруг оси вала, перемещая торпеду в воде. Выхлопные газы могут выходить в воду через выход 234 турбины.
На фиг.6 представлен вариант устройства ракетного двигателя малой тяги, альтернативный устройству на фиг.1. Устройство 310 имеет входной канал 312 для унитарного ракетного топлива, по которому топливо подается от источника ракетного топлива (например, бака, как было описано ранее) к клапану 314 на основе соленоида. Участок 316 этого канала, лежащий ниже клапана по направлению потока, проходит до корпуса 320 камеры сгорания ракетного двигателя. В представленном в качестве иллюстрации варианте выполнения изобретения корпус ракетного двигателя имеет вышерасположенную по направлению потока часть 322, охватывающую камеру 324 сгорания, и лежащую ниже по направлению потока массивную теплоемкую часть 326, охватывающую часть сопла 327.
В представленном в качестве иллюстрации варианте выполнения изобретения массивная часть охватывает и формирует основную часть сходящегося объема 328 сопла, лежащую выше по направлению потока горловины 330. Расходящийся объем 332, лежащий ниже горловины по направлению потока, может быть сформирован отдельным элементом. Лежащая ниже по направлению потока часть 326 корпуса ограничивает кольцевой путь 340, предназначенный для прохождения потока унитарного топлива в противоположном направлении от хвостовой части к головной. Иллюстративно этот путь показан в виде спиралевидного канала, имеющего вход 342 из канала 316 и выход 344 у нижерасположенного по направлению потока края камеры сгорания. В представленном в качестве иллюстрации варианте выполнения изобретения выход 344 лежит у выходной части камеры сгорания, отделенной от лежащей ниже по направлению потока входной части кольцевой стенкой 350. В представленном примере унитарное топливо, текущее по кольцевому каналу, разлагается, по крайней мере частично, теплом выхлопных продуктов, выбрасываемых через объем 328 в противоточный теплообменник. В канал или выше его по направлению потока может быть введен катализатор. Продукты разложения, выходящие из канала через выход 344, движутся вперед через кольцевое пространство 352 между наружной стенкой 354 камеры сгорания вышерасположенной по направлению потока части корпуса и внутренней стенкой 350. Достигая выше/нижерасположенного по направлению потока края камеры сгорания, выходные продукты поджигаются воспламенителем 360 и выбрасываются вниз по направлению потока через внутреннее пространство 362, ограниченное кольцевой стенкой 350, и далее через горловину 330 объема и объем 332. В процессе описанного движения разложение оставшейся части унитарного топлива способствует передача тепла через поверхность, ограничивающую объем 328. Преимущественно теплопроводные свойства корпуса 326 выбирают так, чтобы обеспечить высокий уровень разложения.
Описаны один или несколько вариантов выполнения настоящего изобретения. Тем не менее, понятно, что могут быть предложены различные модификации без отступления от идеи и объема изобретения. Например, детали какого-либо конкретного применения окажут влияние на соответствующую реализацию изобретения. Соответственно, другие варианты выполнения подпадают под рамки нижеследующей формулы изобретения.
Claims (20)
1. Устройство для сжигания ракетного топлива, содержащее источник ракетного топлива на основе гидроксиламмонийнитрата (ГАН) и камеру сгорания, отличающееся тем, что оно содержит реактор для диссоциации основной части ГАН, содержащегося в ракетном топливе, установленный с возможностью подачи в камеру сгорания продуктов диссоциации совместно с дополнительным топливным компонентом, содержащимся в ракетном топливе.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что указанный дополнительный топливный компонент содержит спирт, а ракетное топливо включает в себя смесь указанного ГАН, указанного дополнительного топливного компонента и воды.
3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что источник ракетного топлива включает в себя бак, содержащий ракетное топливо, и автоматически регулируемый клапан управления потоком между баком и реактором.
4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что реактор содержит кольцевой подогреваемый канал.
5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что реактор содержит слой катализатора, размещенный с возможностью прохождения через него ракетного топлива.
6. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит пористую перегородку между реактором и камерой сгорания.
7. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит средства обратной передачи тепла от камеры сгорания к реактору.
8. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит турбину, установленную с возможностью приведения в действие продуктами сгорания.
9. Устройство по п.8, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит генератор, установленный с возможностью приведения в действие турбиной.
10. Устройство по п.8, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит гидравлический насос, установленный с возможностью приведения в действие турбиной.
11. Устройство по п.8, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит корпус, установленный с возможностью удержания устройства в толще воды, гребной винт, установленный с возможностью приведения в действие турбиной и продвижения устройства через толщу воды, и взрывную боеголовку.
12. Способ сжигания топлива в устройстве для сжигания ракетного топлива на основе гидроксиламмонийнитрата (ГАН), в котором осуществляют диссоциацию ГАН и сжигают в камере сгорания продукты диссоциации указанного ГАН вместе с не вступившими в реакцию топливными компонентами, содержащимися в ракетном топливе, отличающийся тем, что ракетное топливо вводят в реактор и осуществляют его разложение в реакторе с диссоциацией, по крайней мере. большей части ГАН, содержащегося в ракетном топливе, а затем направляют выходные продукты реактора в камеру сгорания.
13. Способ по п.12, отличающийся тем, что при сжигании высвобождают по крайней мере 60% энергии ракетного топлива, а при разложении топлива разлагают большую часть содержащегося в нем ГАН.
14. Способ по п.12, отличающийся тем, что разложение топлива осуществляют посредством его пропуска через катализатор.
15. Способ по п.12, отличающийся тем, что при направлении выходных продуктов реактора в камеру сгорания пропускают их через пористую перегородку и/или направляют противоположно направлению движения продуктов сгорания.
16. Способ по п.12, отличающийся тем, что дополнительно осуществляют передачу тепла от камеры сгорания обратно к реактору в достаточном для начала указанного разложения количестве.
17. Устройство для сжигания ракетного топлива, содержащее источник ракетного топлива, включающего в себя ионную соль и дополнительный топливный компонент, отличающееся тем, что оно содержит реактор, соединенный ниже по потоку с указанным источником и являющийся средством разложения основной части указанной ионной соли и камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с реактором и являющуюся средством сжигания дополнительного топливного компонента и продуктов разложения указанной основной части.
18. Устройство по п.17, отличающееся тем, что ракетное топливо содержит смесь из ГАН, спирта и по крайней мере 5 мас.% воды.
19. Устройство по п.17, отличающееся тем, что средство разложения содержит пористый слой катализатора.
20. Устройство по п.17, отличающееся тем, что ионная соль представляет собой неорганическую ионную соль, а дополнительный топливный компонент содержит органическую ионную соль.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US10/436,861 | 2003-05-13 | ||
| US10/436,861 US6931832B2 (en) | 2003-05-13 | 2003-05-13 | Monopropellant combustion system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004114493A RU2004114493A (ru) | 2005-10-27 |
| RU2303154C2 true RU2303154C2 (ru) | 2007-07-20 |
Family
ID=33029782
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004114493/06A RU2303154C2 (ru) | 2003-05-13 | 2004-05-13 | Устройство (варианты) и способ сжигания ракетного топлива |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6931832B2 (ru) |
| EP (2) | EP1953378A3 (ru) |
| JP (1) | JP2004340148A (ru) |
| RU (1) | RU2303154C2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2717729C2 (ru) * | 2019-05-24 | 2020-03-25 | Александр Юрьевич Песков | Многотопливная жидкостная реактивная двигательная установка, работающая на однокомпонентных топливах |
Families Citing this family (35)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7757476B2 (en) * | 2003-07-22 | 2010-07-20 | The Aerospace Corporation | Catalytically activated transient decomposition propulsion system |
| JP4061382B2 (ja) * | 2005-05-26 | 2008-03-19 | 国立大学法人九州工業大学 | 二液式液体推進薬、飛行体推進方法および推進機 |
| US8337765B2 (en) * | 2005-08-26 | 2012-12-25 | Honeywell International Inc. | Electrocatalytically induced propellant decomposition |
| JP5154568B2 (ja) * | 2006-12-04 | 2013-02-27 | ファイアースター エンジニアリング，エルエルシー | フラッシュバックバリアを備えた火花一体型推進薬噴射器ヘッド |
| US8572946B2 (en) | 2006-12-04 | 2013-11-05 | Firestar Engineering, Llc | Microfluidic flame barrier |
| DE102007006444B4 (de) * | 2007-02-05 | 2015-05-13 | Airbus Defence and Space GmbH | Mikrotriebwerk, insbesondere zur Verwendung als Lageregelungstriebwerk, Kleintriebwerk sowie Verfahren zum Herstellen eines Mikrotriebwerks |
| US20090133788A1 (en) * | 2007-11-09 | 2009-05-28 | Firestar Engineering, Llc | Nitrous oxide fuel blend monopropellants |
| US8024918B2 (en) * | 2008-04-29 | 2011-09-27 | Honeywell International Inc. | Rocket motor having a catalytic hydroxylammonium (HAN) decomposer and method for combusting the decomposed HAN-based propellant |
| DE102008025217B4 (de) * | 2008-05-27 | 2013-08-22 | Bayern-Chemie Gesellschaft Für Flugchemische Antriebe Mbh | Kraftmaschine |
| US8413419B2 (en) * | 2008-12-08 | 2013-04-09 | Firestar Engineering, Llc | Regeneratively cooled porous media jacket |
| JP5250873B2 (ja) * | 2009-03-26 | 2013-07-31 | 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 | 宇宙飛翔体用触媒分解式スラスタ |
| WO2011005895A1 (en) * | 2009-07-07 | 2011-01-13 | Firestar Engineering Llc | Aluminum porous media |
| US20110180032A1 (en) * | 2010-01-20 | 2011-07-28 | Firestar Engineering, Llc | Insulated combustion chamber |
| US8727284B2 (en) * | 2010-01-22 | 2014-05-20 | Hamilton Sundstrand Corporation | Turbine powered electromechanical actuation system |
| US20110219742A1 (en) * | 2010-03-12 | 2011-09-15 | Firestar Engineering, Llc | Supersonic combustor rocket nozzle |
| JP5721371B2 (ja) * | 2010-08-27 | 2015-05-20 | 三菱重工業株式会社 | スラスタ用推薬 |
| KR100988770B1 (ko) | 2010-09-10 | 2010-10-20 | 충남대학교산학협력단 | 이원 추진제 로켓 엔진의 점화기 |
| FR2986229B1 (fr) * | 2012-01-27 | 2014-03-21 | Centre Nat Detudes Spatiales Cnes | Nouveaux monergols ioniques a base de n2o pour la propulsion spatiale |
| CN104126058B (zh) * | 2012-02-23 | 2016-07-06 | 昭和电工株式会社 | 发电装置、发电方法、分解气体锅炉和分解气体涡轮 |
| KR101339963B1 (ko) * | 2012-06-25 | 2013-12-10 | 한국과학기술원 | 친환경의 혼합형 추진제 및 추력기 |
| BR112015028843A2 (pt) * | 2013-05-20 | 2017-07-25 | Ecaps Ab | monopropelente líquido rico em oxidante, combinação de bipropelente, uso de um monopropelente, método para decompor um monopropelente, e, método de geração de empuxo |
| EP3004031B1 (en) * | 2013-05-29 | 2020-01-01 | ECAPS Aktiebolag | Dual mode chemical rocket engine, and dual mode propulsion system comprising the rocket engine |
| US9493252B2 (en) | 2013-06-28 | 2016-11-15 | Busek Co., Inc. | Long life thruster |
| JP6155447B2 (ja) * | 2013-08-02 | 2017-07-05 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | 酸化二窒素／エタノール噴射器とこれを用いた燃焼装置 |
| WO2015031825A1 (en) * | 2013-08-29 | 2015-03-05 | Digital Solid State Propulsion, Inc. | Electrically ignited and throttled pyroelectric propellant rocket engine |
| JP2015107895A (ja) * | 2013-12-05 | 2015-06-11 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | Ｈａｎ／ｈｎベースモノプロペラント |
| US9035226B1 (en) | 2014-01-20 | 2015-05-19 | Raytheon Company | Control system with regenerative heat system |
| WO2015126644A1 (en) * | 2014-02-21 | 2015-08-27 | Aerojet Rocketdyne, Inc. | Hydroxylammonium nitrate monopropellant with burn rate modifier |
| US10836505B2 (en) | 2016-06-23 | 2020-11-17 | Raytheon Technologies Corporation | Operating auxiliary power unit during off-nominal propulsion system operation |
| US10539397B2 (en) | 2017-04-12 | 2020-01-21 | Wilcox Industries Corp. | Modular underwater torpedo system |
| US11150066B2 (en) * | 2019-05-10 | 2021-10-19 | Hamilton Sundstrand Corporation | Multi-use torpedo propulsion system starter |
| CN110259605B (zh) * | 2019-06-14 | 2020-04-07 | 中国科学院力学研究所 | 一种低温等离子体协同催化的adn基单组元推力器 |
| JP7360988B2 (ja) | 2020-04-10 | 2023-10-13 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | 加圧ガス供給装置とこれを用いた衛星用推進装置 |
| DE102020122337A1 (de) | 2020-08-26 | 2022-03-03 | LabOrbital GmbH | Heißgaserzeugungsvorrichtung mit monergolem ionischen Treibstoff und Niederspannungsanzündung |
| US20230323838A1 (en) * | 2022-03-17 | 2023-10-12 | Skyrocket Industries, Llc | Advanced monopropellant thruster |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5062966A (en) * | 1990-11-02 | 1991-11-05 | Olin Corporation | Process for decomposing solutions of hydroxylammonium salts |
| US5232526A (en) * | 1992-07-10 | 1993-08-03 | Thiokol Corporation | Diethanolammoniummethylcubane nitrates hydroxylammonium nitrate (HAN) solutions as aqueous liquid gun propellant ingredients |
| US5485722A (en) * | 1993-10-07 | 1996-01-23 | Olin Corporation | Catalytic decomposition of hydroxylammonium nitrate-based monopropellants |
| RU2118685C1 (ru) * | 1996-01-25 | 1998-09-10 | Опытное конструкторское бюро "Факел" | Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель |
| RU2154748C2 (ru) * | 1996-09-09 | 2000-08-20 | Опытное конструкторское бюро "Факел" | Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5223057A (en) * | 1969-03-28 | 1993-06-29 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Monopropellant aqueous hydroxyl ammonium nitrate/fuel |
| US5608179A (en) * | 1994-02-18 | 1997-03-04 | The United States Of America As Represented By The Administration Of The National Aeronautics And Space Administration | Catalytic ignitor for regenerative propellant gun |
| US5768885A (en) * | 1996-12-03 | 1998-06-23 | Autoliv Asp, Inc. | Regenerative piston liquid propellant rocket motor |
| US6032460A (en) * | 1998-05-05 | 2000-03-07 | Pahl; Donald A. | Torpedo with external combustion engine for use with concentrated fuel |
| US6047541A (en) * | 1998-08-26 | 2000-04-11 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | HAN TEAN (xm-46) mixing gas generator propellant tank pressurizer for launch vehicles and spacecraft |
| US6505463B2 (en) * | 2001-01-17 | 2003-01-14 | Trw Inc. | Pre-burner operating method for rocket turbopump |
-
2003
- 2003-05-13 US US10/436,861 patent/US6931832B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2004
- 2004-05-12 EP EP08005938A patent/EP1953378A3/en not_active Withdrawn
- 2004-05-12 EP EP04252759A patent/EP1477663A3/en not_active Withdrawn
- 2004-05-13 JP JP2004143032A patent/JP2004340148A/ja active Pending
- 2004-05-13 RU RU2004114493/06A patent/RU2303154C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5062966A (en) * | 1990-11-02 | 1991-11-05 | Olin Corporation | Process for decomposing solutions of hydroxylammonium salts |
| US5232526A (en) * | 1992-07-10 | 1993-08-03 | Thiokol Corporation | Diethanolammoniummethylcubane nitrates hydroxylammonium nitrate (HAN) solutions as aqueous liquid gun propellant ingredients |
| US5485722A (en) * | 1993-10-07 | 1996-01-23 | Olin Corporation | Catalytic decomposition of hydroxylammonium nitrate-based monopropellants |
| RU2118685C1 (ru) * | 1996-01-25 | 1998-09-10 | Опытное конструкторское бюро "Факел" | Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель |
| RU2154748C2 (ru) * | 1996-09-09 | 2000-08-20 | Опытное конструкторское бюро "Факел" | Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2717729C2 (ru) * | 2019-05-24 | 2020-03-25 | Александр Юрьевич Песков | Многотопливная жидкостная реактивная двигательная установка, работающая на однокомпонентных топливах |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20040226280A1 (en) | 2004-11-18 |
| EP1953378A2 (en) | 2008-08-06 |
| US6931832B2 (en) | 2005-08-23 |
| JP2004340148A (ja) | 2004-12-02 |
| EP1953378A3 (en) | 2011-03-16 |
| EP1477663A3 (en) | 2006-08-23 |
| EP1477663A2 (en) | 2004-11-17 |
| RU2004114493A (ru) | 2005-10-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2303154C2 (ru) | Устройство (варианты) и способ сжигания ракетного топлива | |
| US11181076B2 (en) | Rocket engine bipropellant supply system including an electrolyzer | |
| JP4113333B2 (ja) | ロケットモータ組立体 | |
| US8024918B2 (en) | Rocket motor having a catalytic hydroxylammonium (HAN) decomposer and method for combusting the decomposed HAN-based propellant | |
| US20090007541A1 (en) | Thruster using nitrous oxide | |
| US3535881A (en) | Combination rocket and ram jet engine | |
| EP3004031B1 (en) | Dual mode chemical rocket engine, and dual mode propulsion system comprising the rocket engine | |
| US8337765B2 (en) | Electrocatalytically induced propellant decomposition | |
| US5648052A (en) | Liquid monopropellant gas generator | |
| US3133413A (en) | Control and cooling of rocket motors | |
| RU2095607C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе | |
| US3336753A (en) | Propulsion devices | |
| US6148609A (en) | Turbo-rocket thruster | |
| JP7199416B2 (ja) | 宇宙推進システム | |
| US8814562B2 (en) | Igniter/thruster with catalytic decomposition chamber | |
| US3230701A (en) | Two step reaction propulsion method | |
| Boiron et al. | Hybrid rocket motor upscaling and development test campaign at Nammo Raufoss | |
| Götz et al. | Application of non-toxic propellants for future launch vehicles | |
| KR20090073642A (ko) | 과산화수소 가스발생기를 이용한 이원추진제 로켓이 결합된복합사이클 추진 시스템 및 그 운전방법 | |
| Li et al. | Study on electrical ignition characteristics of ammonium dinitramide (ADN)-based liquid propellant droplet in nitrous oxide environment | |
| RU2313683C1 (ru) | Реактивный двигатель | |
| Tsujikado et al. | An application of commercial grade hydrogen peroxide for hybrid/liquid rocket engine (II) | |
| US3158992A (en) | Propulsion process using phosphorus and metallic fuel | |
| Berg et al. | Monopropellant combustion system | |
| ES2222018T3 (es) | Motor mixto susceptible de poner en practica al menos un modo estatorreactor y un modo superestatorreactor. |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20080514 |