RU2318130C2 - Chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine - Google Patents
Chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2318130C2 RU2318130C2 RU2005118278/06A RU2005118278A RU2318130C2 RU 2318130 C2 RU2318130 C2 RU 2318130C2 RU 2005118278/06 A RU2005118278/06 A RU 2005118278/06A RU 2005118278 A RU2005118278 A RU 2005118278A RU 2318130 C2 RU2318130 C2 RU 2318130C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- chamber
- oxidizer
- nozzles
- combustion chamber
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а более конкретно к конструкции камер ЖРД малой тяги (ЖРДМТ), предназначенных для использования в исполнительных органах систем управления и коррекции полета космических летательных аппаратов (КЛА).The invention relates to the field of liquid-propellant rocket engines (LRE), and more particularly, to the design of small thrust rocket engine chambers (LREMT) intended for use in executive bodies of spacecraft control and correction systems.
Известны конструкции камер ЖРДМТ, в которых используются смесительные головки со струйными форсунками подвода компонентов топлива, обеспечивающие подачу и распыл топлива для организации рабочего процесса в камере двигателя и одновременного охлаждения стенок (п. США №3603092, НПК 60/258, пр. 24.09.69).There are known designs of LHDMT chambers in which mixing heads with jet nozzles for supplying fuel components are used, which provide fuel supply and atomization for organizing the working process in the engine chamber and simultaneous cooling of the walls (US Pat. No. 3,603,092, NPK 60/258, pr. 24.09.69 )
При этом организация горения топливных компонентов осуществляется за счет распыливания, дробления и перемешивания сталкивающихся под углом друг к другу в объеме камеры струй компонентов. Охлаждение камер двигателей является завесным и производится подбором скоростей и углов столкновения струй или подачей части расхода одного из компонентов в пристеночный слой для создания низкотемпературного пристенка, обогащенного одним из компонентов.In this case, the organization of combustion of the fuel components is carried out by spraying, crushing and mixing the jets of components that collide at an angle to each other in the chamber volume. The cooling of the engine chambers is a curtain and is carried out by selecting the speeds and angles of collision of the jets or by supplying a part of the flow rate of one of the components to the wall layer to create a low-temperature wall enriched with one of the components.
Специфика организации рабочего процесса ЖРДМТ, связанная с требованием по получению высоких значений удельного импульса и надежности работы при длительном функционировании КЛА на орбите, значительно усложняет конструкцию камеры, определяющую основные параметры ЖРДМТ.The specifics of the organization of the LREMT working process, associated with the requirement to obtain high values of specific impulse and reliability during long-term operation of the spacecraft in orbit, significantly complicates the design of the chamber, which determines the main parameters of the LRE.
Так, например, в конструкции ЖРДМТ R4D (см. обзор Иностранной литературы №22, выпуск VII, ГОНТИ-8, стр.19-21, 1971 г.) смесительная головка со струйными форсунками обеспечивает столкновение струй компонентов под углом друг к другу в объеме камеры и подачу до 30...40% расхода горючего в пристеночный слой для завесного охлаждения, а камера сгорания имеет форкамеру и дефлекторы для улучшения организации рабочего процесса.So, for example, in the design of the R4D liquid propellant rocket engine (see Foreign Literature Review No. 22, Issue VII, GONTI-8, pp. 19-21, 1971), a mixing head with jet nozzles provides a collision of the component jets at an angle to each other in volume chamber and supply up to 30 ... 40% of the fuel consumption in the wall layer for curtain cooling, and the combustion chamber has a pre-chamber and deflectors to improve the organization of the working process.
Сложность конструктивного исполнения и технологии серийного изготовления подобной камеры определяется необходимостью точного поддержания оптимальных характеристик по углам и скоростям столкновения струй, размерам и расположению форкамеры и дефлекторов. Отклонения характеристик приводят к неравномерности горения в камере и, как следствие, к снижению удельного импульса и (или) к снижению надежности двигателя по тепловому состоянию камеры сгорания. Последнее приводит к необходимости использования жаропрочных дорогостоящих материалов и покрытий для изготовления камеры сгорания.The complexity of the design and serial production technology of such a camera is determined by the need to accurately maintain optimal characteristics in terms of angles and collision speeds of jets, the size and location of the chamber and deflectors. Deviations of the characteristics lead to uneven combustion in the chamber and, as a result, to a decrease in the specific impulse and (or) to a decrease in the reliability of the engine in terms of the thermal state of the combustion chamber. The latter leads to the need to use heat-resistant expensive materials and coatings for the manufacture of a combustion chamber.
Кроме того, подача части расхода одного из компонентов для завесного охлаждения изменяет коэффициент соотношения расхода компонентов в основном ядре горения в сторону от оптимального, что ухудшает параметры рабочего процесса.In addition, the supply of a part of the flow rate of one of the components for curtain cooling changes the coefficient of the ratio of the flow rate of the components in the main combustion core to the side from the optimal one, which worsens the parameters of the working process.
Перечисленные сложности и проблемы в наибольшей степени проявляются для камер подобного типа при переходе к двигателям тягой менее 25 Н.The listed difficulties and problems are most evident for cameras of this type when switching to engines with a thrust of less than 25 N.
Из материалов патента США №3508712, НПК 239-600 (МКИ В05B 7/00), пр. 4.10.60 известна камера сгорания ЖРДМТ, состоящая из корпуса камеры с соплом, смесительной головки со струйными форсунками окислителя и горючего, направленными под острым углом на внутреннюю поверхность камеры сгорания. Форсунки распределены равномерно по окружности, образуя три концентрических ряда. Внутренний и средний ряды форсунок образуют пары со сталкивающимися струями (оси форсунок пересекаются в пространстве камеры сгорания), а оси форсунок наружного ряда направлены на стенку камеры сгорания.From the materials of US patent No. 3508712, NPK 239-600 (MKI B05B 7/00), pr. 4.10.60, the combustion chamber of a liquid propellant rocket engine is known, consisting of a chamber body with a nozzle, a mixing head with jet nozzles of oxidizer and fuel, directed at an acute angle to the inner surface of the combustion chamber. The nozzles are distributed evenly around the circle, forming three concentric rows. The inner and middle rows of the nozzles form pairs with colliding jets (the axis of the nozzles intersect in the space of the combustion chamber), and the axis of the nozzles of the outer row are directed to the wall of the combustion chamber.
Эта камера сгорания имеет перечисленные выше недостатки, но струи компонента топлива, направляемого на стенку камеры сгорания для организации пристеночного слоя, способны создать довольно надежный защитный слой, который при достаточной энергии струи может достигать критического сечения сопла.This combustion chamber has the above-mentioned disadvantages, but the jets of the fuel component directed to the wall of the combustion chamber to organize the wall layer can create a fairly reliable protective layer, which with sufficient jet energy can reach the critical nozzle section.
Задачей настоящего изобретения является устранение недостатков известных конструкций и получение надежной тепловой защиты с помощью пленочного охлаждения при высоком удельном импульсе и надежности работы камеры двигателя и упрощение технологии изготовления.The objective of the present invention is to eliminate the disadvantages of the known structures and obtain reliable thermal protection using film cooling with a high specific impulse and the reliability of the engine chamber and simplification of manufacturing technology.
Задача решается следующим образом. В известной камере жидкостного ракетного двигателя малой тяги, содержащей камеру сгорания с соплом, смесительную головку со струйными форсунками окислителя и горючего, направленными под острым углом на внутреннюю поверхность камеры сгорания, оси струйных форсунок окислителя и горючего лежат в радиальных плоскостях и пересекают поверхность камеры сгорания на двух разных уровнях, причем форсунки окислителя на одном уровне, а форсунки горючего - на другом.The problem is solved as follows. In a known chamber of a small thrust liquid propellant rocket engine containing a combustion chamber with a nozzle, a mixing head with jet nozzles of an oxidizer and fuel directed at an acute angle to the inner surface of the combustion chamber, the axis of the jet nozzles of an oxidizer and fuel lie in radial planes and intersect the surface of the combustion chamber at two different levels, with the oxidizer nozzles on the same level, and the fuel nozzles on the other.
Оси струйных форсунок окислителя и горючего могут лежать попарно в равномерно расположенных по окружности радиальных плоскостях.The axis of the jet nozzles of the oxidizing agent and fuel may lie in pairs in radial planes evenly spaced around the circumference.
Оси струйных форсунок окислителя и горючего могут лежать каждая в своей радиальной плоскости и чередоваться по окружности.The axes of the jet nozzles of the oxidizer and fuel can each lie in its own radial plane and alternate around the circumference.
Оси струйных форсунок окислителя и горючего могут быть размещены в радиальных плоскостях, расположенных с равномерным по окружности шагом.The axis of the jet nozzles of the oxidizing agent and fuel can be placed in radial planes arranged with a uniform pitch around the circumference.
Устранение непосредственного контакта компонентов в объеме камеры, обеспечиваемое непересекающимися направлениями струйных форсунок, снижает требование по точности изготовления смесительных головок в части обеспечения точности положения осей струйных форсунок, что повышает технологичность конструкции.Eliminating direct contact of components in the chamber volume, provided by the disjoint directions of the jet nozzles, reduces the requirement for precision manufacturing of mixing heads in terms of ensuring the accuracy of the position of the axes of the jet nozzles, which increases the manufacturability of the design.
Это объясняется тем, что в предлагаемой конструкции камеры основные процессы смесеобразования происходят на поверхности стенки камеры сгорания за счет турбулентного перемешивания чередующихся пелен компонентов при их совместном движении после падения струй топлива на стенку.This is explained by the fact that in the proposed design of the chamber, the main processes of mixture formation occur on the surface of the wall of the combustion chamber due to turbulent mixing of alternating diapers of components during their joint movement after the jet of fuel falls on the wall.
При этом процессы турбулентного перемешивания пелен окислителя и горючего на стенке являются более стабильными и в меньшей степени определяются точностью выполнения углов ориентации осей форсунок по сравнению с процессом перемешивания сталкивающихся под углом в объеме камеры струй компонентов.Moreover, the processes of turbulent mixing of oxidizer and fuel sheets on the wall are more stable and to a lesser extent are determined by the accuracy of the angles of orientation of the nozzle axes in comparison with the process of mixing components jets that collide at an angle in the chamber volume.
Наличие чередующихся пелен окислителя и горючего, совместно движущихся по внутренней стенке камеры, создает условия для протекания рабочего процесса при оптимальном соотношении компонентов, что обеспечивает высокое значение удельного импульса.The presence of alternating swaddles of oxidizer and fuel, jointly moving along the inner wall of the chamber, creates conditions for the flow of the working process with an optimal ratio of components, which ensures a high value of specific impulse.
Подача всего расхода топлива на стенку камеры сгорания обеспечивает более надежное завесное охлаждение ее поверхности при растекании струй компонентов топлива по сравнению с завесным охлаждением посредством подачи части расхода одного из компонентов.The supply of the total fuel consumption to the wall of the combustion chamber provides a more reliable curtain cooling of its surface during spreading of the jets of fuel components compared to curtain cooling by supplying part of the flow rate of one of the components.
На приведенных чертежах представлены варианты конструктивного выполнения предлагаемой камеры ЖРДМТ.The drawings provide options for the structural implementation of the proposed chamber LRDMT.
На фиг.1 изображен продольный разрез камеры, на фиг.2 - поперечное сечение камеры сгорания, в которой форсунки окислителя и горючего лежат попарно в одной радиальной плоскости, а на фиг.3 - плоскости, в которых лежат оси форсунок одного компонента, расположены симметрично между плоскостями размещения форсунок другого компонента, на фиг.4 показаны следы струй, когда разноименные компоненты топлива подаются через форсунки, лежащие в одной плоскости, на фиг.5 - разноименные компоненты топлива подаются через форсунки, лежащие каждая в своей плоскости и равномерно чередующиеся по окружности, на фиг.6 - форсунки окислителя и горючего размещены в своей плоскости, но эти плоскости попарно приближены друг к другу.Figure 1 shows a longitudinal section of the chamber, figure 2 is a cross section of the combustion chamber, in which the nozzles of the oxidizer and fuel lie in pairs in the same radial plane, and figure 3 - the plane in which the axis of the nozzles of one component lie are located symmetrically between the planes of the nozzles of the other component, in Fig. 4 shows the traces of the jets when the opposite components of the fuel are fed through nozzles lying in the same plane, in Fig. 5 - the opposite components of the fuel are fed through nozzles lying in their own plane STI and uniformly circumferentially alternating, 6 - oxidant nozzle and fuel are arranged in its plane, but these planes mutually close to each other.
Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги имеет корпус камеры с камерой сгорания 1, смесительную головку 2 с каналами подачи окислителя 3 и горючего 4. Канал подачи окислителя 3 сообщен с коллектором окислителя 5, из которого исходят струйные форсунки 6. Коллектор 5 выполнен во втулке 7. Канал подачи горючего 4 сообщен с коллектором горючего 8, выполненным в кольцевой вставке 9. Из коллектора 8 исходят струйные форсунки горючего 10.The chamber of a liquid propellant small thrust engine has a chamber body with a combustion chamber 1, a mixing head 2 with feed channels for oxidizer 3 and fuel 4. The feed channel for oxidizer 3 is in communication with the collector of oxidizer 5, from which the
На фиг.1 условно показано два пояса: I пояс - уровень падения струй горючего на стенку камеры сгорания, II пояс - уровень падения струй окислителя на стенку камеры сгорания. Струйные форсунки 6 и 10 окислителя и горючего направлены под острым углом к стенке камеры сгорания 1, лежат в радиальных плоскостях и в объеме камеры сгорания не пересекаются.In figure 1, two belts are conventionally shown: I belt - the level of incidence of fuel jets on the wall of the combustion chamber, II belt - the level of incidence of jets of oxidizer on the wall of the combustion chamber. The
Следы струй на поверхности камеры сгорания показаны на фиг.4-6. На развертке приведены три варианта. В первом варианте (фиг.4) разноименные компоненты топлива подаются через форсунки, лежащие в одной плоскости. При этом след струи компонента второго пояса накладывается на след струи компонента первого пояса. Во втором варианте (фиг.5) разноименные компоненты топлива подаются через форсунки, лежащие каждая в своей плоскости и равномерно чередующиеся по окружности. Следы струй компонентов параллельными потоками перемещаются в сторону сопла камеры ЖРДМТ. При этом, растекаясь по стенке камеры сгорания, струи смыкаются. В третьем варианте (фиг.6) форсунки окислителя и горючего размещены каждая в своей плоскости, но эти плоскости, а следовательно, и следы струй попарно приближены друг к другу. Следы струй компонента второго пояса частично накладываются на следы струй компонента первого пояса.Traces of jets on the surface of the combustion chamber are shown in FIGS. 4-6. The scan shows three options. In the first embodiment (figure 4), the opposite components of the fuel are fed through nozzles lying in the same plane. In this case, the trace of the jet component of the second belt is superimposed on the trace of the jet component of the first belt. In the second embodiment (figure 5), the opposite components of the fuel are fed through nozzles, each lying in its own plane and evenly alternating around the circumference. Traces of jets of components in parallel streams move towards the nozzle of the LRMT chamber. At the same time, spreading along the wall of the combustion chamber, the jets are closed. In the third version (Fig.6), the oxidizer and fuel nozzles are each located in its own plane, but these planes, and therefore the traces of the jets, are pairwise close to each other. The traces of the jets of the component of the second belt are partially superimposed on the traces of the jets of the component of the first belt.
Предлагаемая камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги работает следующим образом.The proposed chamber of a liquid propellant small thrust engine operates as follows.
Компоненты топлива поступают в коллекторы 5 и 8 смесительной головки 2 по каналам подачи окислителя 3 и горючего 4. В коллекторах 5 и 8 происходит выравнивание давления компонентов топлива перед струйными форсунками окислителя 6 и горючего 10, что обеспечивает равномерное распределение расхода компонентов топлива по форсункам. Истекающие через струйные форсунки 6 и 10 компоненты топлива в виде струй и капель жидкости попадают на стенку камеры сгорания 1, не пересекаясь друг с другом в объеме камеры сгорания. Проходя через турбулентные потоки продуктов сгорания, циркулирующие в прилегающей к смесительной головке 2 части объема камеры сгорания струи и капли компонентов топлива частично испаряются, обеспечивая надежную тепловую защиту смесительной головки 2 от действия высокотемпературных продуктов сгорания. После падения на стенку камеры сгорания 1 компоненты топлива растекаются по ней в виде пелен, охлаждая участок камеры в местах падения струй (см. фиг.4-6). Параметры движения пелены на начальном участке определяются углом наклона струи, скоростным напором и факторами, влияющими на торможение жидкости (такие как вязкость жидкости, расстояние, шероховатость поверхности камеры, соотношение температур поверхности камеры и жидкости). На последующих участках движение чередующихся жидких пелен компонентов топлива и их паров в большей степени определяется процессами, происходящими при взаимодействии компонентов друг с другом и с потоком продуктов сгорания.The fuel components enter the manifolds 5 and 8 of the mixing head 2 through the feed channels of the oxidizing agent 3 and fuel 4. In the manifolds 5 and 8, the pressure of the fuel components is equalized in front of the jet nozzles of the oxidizing
Часть компонентов, движущихся по стенке параллельно оси камеры, образует защитный пристеночный слой, который по мере движения испаряется и частично перемешивается с продуктами сгорания. Другая часть окислителя и горючего движется в чередующихся пеленах по стенке камеры в поперечном направлении с определенными скоростями (навстречу друг другу). В местах столкновения чередующихся пелен образуются границы раздела окислителя и горючего. Вдоль границ раздела лежат зоны, в которых происходят процессы смешивания, испарения и горения. В указанные зоны по поверхности стенки камеры поступают компоненты топлива, а образующиеся пары и высокотемпературные продукты сгорания вытесняются от стенки внутрь камеры сгорания, унося с собой выделившуюся при сгорании тепловую энергию.Some of the components moving along the wall parallel to the axis of the chamber form a protective wall layer, which evaporates and partially mixes with the combustion products as it moves. Another part of the oxidizing agent and fuel moves in alternating shades along the chamber wall in the transverse direction with certain speeds (towards each other). In places of collision of alternating diapers, an oxidizer-fuel interface is formed. Along the interface lie the zones in which the processes of mixing, evaporation, and combustion take place. Fuel components enter these zones along the surface of the chamber wall, and the resulting fumes and high-temperature combustion products are displaced from the wall into the combustion chamber, taking with them the thermal energy released during combustion.
Развитые зоны смешения, расположенные на стенке камеры, обеспечивают высокую экономичность двигателя и снижают зависимость качества процессов смесеобразования от технологических факторов (например, требуется относительно невысокая точность выполнения отверстий струйных форсунок). С другой стороны, подача всего расхода топлива на поверхность стенки камеры повышает эффективность использования топлива как для охлаждения стенки, так и для создания защитного пристеночного слоя.Developed mixing zones located on the chamber wall provide high engine efficiency and reduce the dependence of the quality of the mixture formation processes on technological factors (for example, relatively low accuracy of hole making for jet nozzles is required). On the other hand, the supply of all fuel consumption to the surface of the chamber wall increases the fuel efficiency both for cooling the wall and for creating a protective wall layer.
Для повышения интенсивности перемешивания компонентов за счет увеличения скоростей столкновения возможны варианты частичного (см. III вариант на фиг.6) или полного (см. I вариант на фиг.4) наложения струи окислителя на пелену горючего (и наоборот - струи горючего на пелену окислителя, в зависимости от свойств окислителя и горючего). В этом случае струя за счет располагаемого скоростного напора вытесняет частично затормозившийся при течении по стенке второй компонент и образует зоны интенсивного перемешивания.In order to increase the mixing intensity of the components by increasing the collision rates, partial (see III option in Fig. 6) or full (see I option in Fig. 4) application of an oxidizer jet to a fuel sheet (and vice versa - a jet of fuel to an oxidizer sheet) is possible , depending on the properties of the oxidizing agent and fuel). In this case, the jet, due to the available velocity head, displaces the second component, which is partially inhibited during the flow along the wall and forms zones of intense mixing.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005118278/06A RU2318130C2 (en) | 2005-06-14 | 2005-06-14 | Chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005118278/06A RU2318130C2 (en) | 2005-06-14 | 2005-06-14 | Chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2005118278A RU2005118278A (en) | 2006-12-20 |
| RU2318130C2 true RU2318130C2 (en) | 2008-02-27 |
Family
ID=37666600
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005118278/06A RU2318130C2 (en) | 2005-06-14 | 2005-06-14 | Chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2318130C2 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2463469C2 (en) * | 2009-10-14 | 2012-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Mixing head |
| RU2605496C2 (en) * | 2015-04-01 | 2016-12-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (ФГУП "НИИМаш" | Mixing head of liquid-propellant engine of especially low thrust |
-
2005
- 2005-06-14 RU RU2005118278/06A patent/RU2318130C2/en active IP Right Revival
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2463469C2 (en) * | 2009-10-14 | 2012-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Mixing head |
| RU2605496C2 (en) * | 2015-04-01 | 2016-12-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (ФГУП "НИИМаш" | Mixing head of liquid-propellant engine of especially low thrust |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2005118278A (en) | 2006-12-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11111888B2 (en) | Fuel nozzles | |
| EP3076082B1 (en) | Fuel nozzles | |
| US8347630B2 (en) | Air-blast fuel-injector with shield-cone upstream of fuel orifices | |
| US10788209B2 (en) | Combustor for gas turbine engine | |
| US9765969B2 (en) | Counter swirl doublet combustor | |
| JP3917668B2 (en) | Fuel injection struts for ramjets operating over a wide range of Mach numbers | |
| CN105765305A (en) | Fuel nozzle with fluid lock and purge apparatus | |
| CA1190391A (en) | Flame spraying device with rocket acceleration | |
| US20130074472A1 (en) | Injector having multiple impingement lengths | |
| US7261556B2 (en) | Combustion apparatus for high velocity thermal spraying | |
| RU2572261C2 (en) | Low-thrust liquid-propellant rocket engine combustion chamber | |
| RU2318130C2 (en) | Chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine | |
| EP2500657B1 (en) | Flat fan air assist injectors | |
| US6351939B1 (en) | Swirling, impinging sheet injector | |
| US4329848A (en) | Cooling of combustion chamber walls using a film of air | |
| RU2535596C1 (en) | Method of organising of working process in combustion chamber of low thrust liquid fuel rocket motor | |
| RU2724069C1 (en) | Low-thrust rocket engine on non-self-inflammable liquid fuel and gaseous oxidant | |
| RU2577908C1 (en) | Low-thrust liquid-propellant engine | |
| RU2581756C2 (en) | Low-thrust liquid-propellant engine chamber | |
| RU2581308C2 (en) | Chamber of liquid rocket engine | |
| EP0092002B1 (en) | Fuel atomisers for oil burners | |
| US9551489B2 (en) | Turbine engine combustion chamber | |
| RU2558489C2 (en) | Combustion chamber of low-thrust liquid-propellant engine | |
| US3274775A (en) | Hot gas generators and in particular rocket motors | |
| GB2084903A (en) | Atomising liquid fuel |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200615 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20211006 |