RU2327052C2 - Method of pressure gasdynamic stabilisation in pilot engine chamber with solid-propellant charges with high combustion rate susceptibility to pressure - Google Patents
Method of pressure gasdynamic stabilisation in pilot engine chamber with solid-propellant charges with high combustion rate susceptibility to pressure Download PDFInfo
- Publication number
- RU2327052C2 RU2327052C2 RU2006127100/06A RU2006127100A RU2327052C2 RU 2327052 C2 RU2327052 C2 RU 2327052C2 RU 2006127100/06 A RU2006127100/06 A RU 2006127100/06A RU 2006127100 A RU2006127100 A RU 2006127100A RU 2327052 C2 RU2327052 C2 RU 2327052C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pressure
- charge
- combustion
- rate
- burning
- Prior art date
Links
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике, в частности к способу стабилизации давления в камере твердотопливной регулируемой двигательной установке (ТРДУ) с зарядами твердого ракетного топлива (ТРТ) с высокой чувствительностью скорости горения от давления с показателем степени ν более 1,0.The invention relates to rocket technology, in particular, to a method for stabilizing the pressure in a chamber of a solid propellant adjustable propulsion system (TRJ) with charges of solid rocket fuel (TRT) with a high sensitivity of the burning speed from pressure with an exponent ν of more than 1.0.
Для зарядов ТРТ с высокой чувствительностью скорости горения от давления с показателем степени ν более 1,0 в законе скорости горения U=U1рν нет способа стабилизации давления для обеспечения устойчивой работы двигателя при постоянном проходном сечении сопла. В начале работы двигателя давление в камере сгорания либо повышается до предельного значения, при котором двигатель разрывается, либо резко понижается, в результате чего горение заряда прекращается.For TRT charges with a high sensitivity of the burning velocity from pressure with an exponent ν greater than 1.0, there is no way to stabilize the pressure in the law of the burning velocity U = U 1 p ν to ensure stable operation of the engine with a constant nozzle cross-section. At the beginning of engine operation, the pressure in the combustion chamber either rises to a limit value at which the engine breaks or decreases sharply, as a result of which the combustion of the charge ceases.
В твердотопливной регулируемой двигательной установке (ТРДУ) изменение давления в камере двигателя осуществляется с помощью сложной и дорогостоящей автоматической системы регулирования проходного сечения сопла, при котором соответственно регулируется величина давления в камере ТРДУ.In a solid propellant adjustable propulsion system (TRDU), the pressure in the engine chamber is changed using a complex and expensive automatic system for regulating the nozzle bore, in which the pressure in the turbojet engine is accordingly regulated.
При разработке ТРДУ возникают трудности, связанные с обеспечением устойчивости (стабильности) рабочего процесса. Неустойчивость в ТРДУ сопровождается колебаниями давления в камере сгорания и вибрациями элементов конструкции, которые могут вызвать повреждения двигателя и ракеты, снижение ресурса двигателя, нарушение работы чувствительной к вибрациям аппаратуры системы управления и других систем / Артамонов К. И. Термогидроакустическая устойчивость. М.: Машиностроение, 1982; Нестационарные процессы горения в ракетных двигателях. Итоги науки и техники. Авиационные и ракетные двигатели. /Под ред. А.З.Чулкова. Т.2. М.: ВИНИТИ АН СССР, 1977. 199 с./.When developing a turbojet engine, difficulties arise associated with ensuring the stability (stability) of the work process. Instability in a turbojet engine is accompanied by fluctuations in the pressure in the combustion chamber and vibrations of structural elements that can cause engine and rocket damage, reduced engine life, and malfunction of the vibration-sensitive control system equipment and other systems / K. Artamonov, Thermohydroacoustic stability. M .: Engineering, 1982; Unsteady combustion processes in rocket engines. Results of science and technology. Aircraft and rocket engines. / Ed. A.Z. Chulkova. T.2. M.: VINITI AN USSR, 1977.199 p. /.
В настоящее время известны способ и устройство стабилизации давления РДТТ с помощью автоматической системы регулирования давления в камере типа пружинного клапана и модельного двигателя для определения скорости горения ТРТ /Д.Абугов и В.Бобылев. "Теория и расчет ракетных двигателей твердого топлива", "Машиностроение", М., 1987, с.164-165, 169, 171; Сало Н.В., Калашников В.И., Ключников А.Н., Меркулов В.М., Милехин Ю.М. "Модельный двигатель для определения скорости горения твердого ракетного топлива". RU №2215170 С1, МПК F02K 9/96, 2003/.Currently, there is a known method and device for stabilizing the pressure of a solid propellant rocket engine using an automatic pressure control system in a chamber such as a spring valve and a model engine for determining the combustion speed of a TRT / D.Abugov and V. Bobylev. "Theory and calculation of solid propellant rocket engines", "Mechanical Engineering", Moscow, 1987, p.164-165, 169, 171; Salo N.V., Kalashnikov V.I., Klyuchnikov A.N., Merkulov V.M., Milekhin Yu.M. "Model engine for determining the burning rate of solid rocket fuel." RU No. 2215170 C1, IPC F02K 9/96, 2003 /.
Этот способ и модельный двигатель могут быть использованы для автоматической стабилизации давления в камере РДТТ с зарядами ТРТ с высокой чувствительностью скорости горения от давления с показателем ν более 1,0 в законе скорости горения U=U1рν. Однако способ /Д.Абугов и В.Бобылев. "Теория и расчет ракетных двигателей твердого топлива", "Машиностроение", М., 1987, с.169/ обладает инерционностью системы стабилизации давления в камере РДТТ, связанной со статической неравномерностью регулирования и невозможностью его использования для многоступенчатого или многорежимного РДТТ, где глубина регулирования тяги достигает более 8.This method and model engine can be used to automatically stabilize the pressure in the solid propellant rocket chamber with TPT charges with high sensitivity of the burning rate from pressure with an index ν greater than 1.0 in the law of the burning rate U = U 1 p ν . However, the method / D.Abugov and V. Bobylev. "Theory and calculation of solid propellant rocket engines", "Mechanical Engineering", Moscow, 1987, p. 169 / has an inertia of the pressure stabilization system in the solid propellant rocket chamber associated with static regulation unevenness and the inability to use it for multi-stage or multi-mode solid propellant rocket engines, where the regulation depth traction reaches more than 8.
За прототип изобретения выбран способ газодинамической стабилизации давления в камере модельного двигателя с зарядом твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления, заключающийся в создании дополнительного источника расхода продуктов сгорания путем введения в камеру модельного двигателя имитирующего заряда с низкой чувствительностью скорости горения от давления /Сало Н.В., Калашников В.И., Ключников А.Н., Меркулов В.М., Милехин Ю.М. "Модельный двигатель для определения скорости горения твердого ракетного топлива". RU №2215170 С1, МПК F02K 9/96, 2003, л.3, кол.2, в документе 5 л./.For the prototype of the invention, a method of gas-dynamic pressure stabilization in the model engine chamber with a charge of solid rocket fuel with high sensitivity of the burning rate from pressure is selected, which consists in creating an additional source of consumption of combustion products by introducing a simulating charge with low sensitivity of the burning rate from pressure into the model engine chamber / Fat N.V., Kalashnikov V.I., Klyuchnikov A.N., Merkulov V.M., Milekhin Yu.M. "Model engine for determining the burning rate of solid rocket fuel." RU No. 2215170 C1, IPC F02K 9/96, 2003, l. 3, col. 2, in the document 5 l. /.
В настоящее время в ТРДУ используются заряды твердого ракетного топлива, имеющие в степенной зависимости скорости горения от давления показатель степени ν более 1,0 (далее по тексту - заряд твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления, имеющий в степенной зависимости скорости горения от давления показатель степени ν более 1,0). В предлагаемом изобретении (см. чертеж) вводится имитирующий заряд 2 твердого ракетного топлива с низкой чувствительностью скорости горения от давления, имеющий в степенной зависимости скорости горения от давления показатель степени ν менее 0,3 и служащий как дополнительный источник расхода продуктов сгорания для реализации газодинамического способа стабилизации давления, который в двигателе выполняет функцию регулятора расхода продуктов сгорания смеси топлив через фиксированное проходное сечение сопла.Currently, solid propellant charges are used in the turbojet engine, which have a power-law dependence of the burning rate on pressure of an exponent ν of more than 1.0 (hereinafter - solid propellant charge with a high sensitivity of the burning rate on pressure, which has a power-law dependence of the burning rate on pressure exponent ν over 1.0). In the present invention (see drawing), a simulating charge 2 of solid rocket fuel is introduced with a low sensitivity of the burning velocity to pressure, having a power exponent ν less than 0.3 in the power-law dependence of the burning velocity on pressure and serving as an additional source of consumption of combustion products for implementing the gas-dynamic method pressure stabilization, which in the engine acts as a regulator of the flow rate of the products of combustion of a mixture of fuels through a fixed nozzle orifice.
Заряды твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления с показателем степени ν более 1,0 в ракетном двигателе твердого топлива с постоянным критическим сечением сопла горят неустойчиво, что сопровождается аномальным подъемом давления и демонтажом двигателя или падением давления и гашением заряда. Поэтому создание дополнительного источника продуктов сгорания путем введения в камеру модельного двигателя имитирующего заряда с низкой чувствительностью скорости горения является ключом обеспечения стабильной работы модельного двигателя.Charges of solid rocket fuel with a high sensitivity of the burning rate from pressure with an exponent ν of more than 1.0 in a rocket engine of solid fuel with a constant critical section of the nozzle burn unstable, which is accompanied by an abnormal increase in pressure and dismantling of the engine or pressure drop and charge quenching. Therefore, the creation of an additional source of combustion products by introducing a simulating charge with a low burning speed sensitivity into the model engine chamber is the key to ensuring the stable operation of the model engine.
Предметом изобретения является создание газодинамического способа стабилизации давления в камере модельного двигателя с зарядами твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления. Сущность его заключается в создании в камере модельного ракетного двигателя твердого топлива с постоянным критическим сечением сопла условий, одинаковых с натурной ТРДУ, газодинамических параметров (давления, температуры) смеси продуктов сгорания заряда твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления и имитирующего заряда твердого ракетного топлива с низкой чувствительностью скорости горения от давления. При этом заряд твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления, имеющий в степенной зависимости скорости горения от давления показатель степени ν более 1,0, должен работать стабильно в широком диапазоне давлений в камере ракетного двигателя твердого топлива без аномалий путем введения в камеру ракетного двигателя твердого топлива (см. чертеж) имитирующего заряда 2, при котором реализуется газодинамический способ стабилизации давления, поскольку имитирующий заряд в двигателе выполняет функцию регулятора расхода продуктов сгорания смеси топлив через фиксированное проходное сечение сопла. Для этого необходимо ограничиться пределом суммарных значений показателя степени ν∑ менее 1,0, при котором РДТТ работает стабильно в заданном диапазоне давлений.The subject of the invention is the creation of a gas-dynamic method of stabilizing the pressure in the chamber of a model engine with charges of solid rocket fuel with high sensitivity of the burning rate from pressure. The essence of it is to create in the chamber of a model rocket engine of solid fuel with a constant critical nozzle section conditions identical to the full-scale turbojet engine, gas-dynamic parameters (pressure, temperature) of a mixture of products of combustion of a charge of solid rocket fuel with a high sensitivity of the burning rate from pressure and simulating a charge of a solid rocket fuel with a low sensitivity of the burning rate from pressure. At the same time, the charge of solid rocket fuel with a high sensitivity of the burning rate to pressure, which has a power exponent ν greater than 1.0 in the power-law dependence of the rate of burning, should work stably over a wide range of pressures in the chamber of the rocket engine of solid fuel without anomalies by introducing rocket into the chamber engine of solid fuel (see drawing) simulating charge 2, which implements a gas-dynamic method of pressure stabilization, since the simulating charge in the engine performs the function of regulating ora mixture flow of combustion products of fuel through a fixed passage cross section of the nozzle. For this, it is necessary to limit the limit of the total values of the exponent ν ∑ to less than 1.0, at which the solid propellant rocket motor operates stably in a given pressure range.
Известно, что скорость химических реакций в камере двигателя, по мнению академика Я.Б.Зельдовича, является мгновенной, что устраняет в системе регулирования газодинамических процессов такие факторы как инерционность и запаздывание.It is known that the speed of chemical reactions in the engine chamber, according to academician Ya.B. Zeldovich, is instantaneous, which eliminates factors such as inertia and delay in the system of regulation of gas-dynamic processes.
В этом аспекте ограничение предела суммарных значений показателя степени ν∑ менее 1,0 при газодинамической стабилизации давления в камере двигателя является определяющим и должно удовлетворять условию:In this aspect, the limitation of the limit of the total values of the exponent ν ∑ less than 1.0 for gas-dynamic stabilization of the pressure in the engine chamber is determining and must satisfy the condition:
где 
При создании способа газодинамической стабилизации давления в камере модельного двигателя используется наиболее простая форма заряда в виде цилиндра с каналом и внутренним конусом (см. чертеж), обеспечивающая простоту ее изготовления и эксплуатации и, кроме того, позволяющая варьировать газодинамические параметры газового потока по каналу (путем изменения количества корпусов с вклеенными зарядами) при изучении влияния того или иного физико-химического или газодинамического фактора, имеющего место в камере сгорания ТРДУ.When creating a method of gas-dynamic pressure stabilization in the chamber of a model engine, the simplest form of charge is used in the form of a cylinder with a channel and an internal cone (see drawing), which ensures the simplicity of its manufacture and operation and, in addition, allows you to vary the gas-dynamic parameters of the gas flow through the channel (by changes in the number of bodies with glued charges) when studying the influence of a particular physico-chemical or gas-dynamic factor that takes place in the combustion chamber of a turbojet engine.
Внутреннее горение заряда по каналу обеспечивает минимальные количественные характеристики теплообмена при течении продуктов сгорания топлива.The internal combustion of the charge along the channel provides the minimum quantitative characteristics of heat transfer during the flow of fuel combustion products.
Поскольку заряды твердого ракетного топлива обладают высокой чувствительностью скорости горения от давления с показателем степени ν в законе горения 1,0 и более, то для регулирования расходных характеристик ТРДУ в широких пределах необходимо программное автоматическое регулирование проходного критического сечения сопла с помощью сложной системы стабилизации давления. Она обеспечивает заданные уровни давления в камере сгорания по заданной циклограмме. Однако изготовление соответствующего устройства очень дорого, из-за чего нерентабельно использовать эту систему в модельном двигателе для исследования баллистических характеристик в камере ТРДУ. Поэтому вместо нее разработан газодинамический способ стабилизации давления в камере модельного двигателя с зарядами твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления, заключающийся в создании дополнительного источника расхода продуктов сгорания путем введения в камеру модельного двигателя имитирующего заряда с низкой чувствительностью скорости горения от давления, имеющего такое же значение температуры продуктов сгорания твердого ракетного топлива и с показателем степени в законе скорости горения νи, удовлетворяющим условию:Since the charges of solid rocket fuel have a high sensitivity of the burning rate to pressure with an exponent ν in the law of combustion of 1.0 or more, software for automatic control of the critical nozzle cross section through a complex pressure stabilization system is necessary to control the flow characteristics of the turbojet engine over a wide range. It provides the specified pressure levels in the combustion chamber according to a given sequence diagram. However, the manufacture of the corresponding device is very expensive, which is why it is unprofitable to use this system in a model engine for studying the ballistic characteristics in the chamber of a turbojet engine. Therefore, instead of it, a gas-dynamic method was developed for stabilizing the pressure in the chamber of a model engine with solid rocket propellant charges with a high sensitivity of combustion velocity from pressure, which consists in creating an additional source of consumption of combustion products by introducing into the chamber of a model engine a simulating charge with a low sensitivity of combustion velocity from pressure having the same value of the temperature of the combustion products of solid rocket fuel and with an exponent in the law of speed of mountain ν and satisfying the condition:
где S - площадь поверхности горения заряда; ρи - плотность имитирующего заряда; Uи - скорость горения имитирующего заряда; νи - показатель степени в законе скорости горения имитирующего заряда с низкой чувствительностью скорости горения от давления; ρг - плотность заряда с высокой чувствительностью скорости горения от давления; Uг - скорость горения заряда с высокой чувствительностью скорости горения от давления; νг - показатель степени в законе скорости горения заряда с высокой чувствительностью скорости горения от давления /Сало Н.В., Шишов Н.И., Матвеев А.А. Экспериментальное исследование баллистических характеристик ТРТ в модельном двигателе с целью прогнозирования внутрибаллистических характеристик ДГР. Труды МИТ. Научно-технический сборник том 7, часть 2, М., 2005, с.76-81/.where S is the surface area of the combustion of the charge; ρ and is the density of the simulating charge; U and - burning speed of a simulating charge; ν and is the exponent in the law of the burning speed of a simulating charge with low sensitivity of the burning speed from pressure; ρ g - charge density with high sensitivity of the burning rate from pressure; U g - burning rate of the charge with high sensitivity of the burning rate of pressure; ν g - exponent in the law of the rate of combustion of a charge with a high sensitivity of the rate of combustion of pressure / Salo N.V., Shishov N.I., Matveev A.A. An experimental study of the ballistic characteristics of TRT in a model engine with the aim of predicting the ballistic characteristics of the GDR. Proceedings of MIT. Scientific and technical collection volume 7, part 2, M., 2005, p. 76-81 /.
При этом имитирующий заряд 2 с низкой чувствительностью скорости горения от давления располагался у сопловой части камеры сгорания (см. чертеж), а заряд 1 с высокой чувствительностью скорости горения от давления - в передней части (см. чертеж). Представленная компоновочная схема расположения основного заряда 1 с высокой чувствительностью скорости горения от давления у донной части модельного двигателя и имитирующего заряда 2 с низкой чувствительностью скорости горения от давления у сопловой части исключает газодинамическое воздействие продуктов сгорания имитирующего заряда на процессы горения основного заряда 1, поскольку имитирующий заряд в двигателе выполняет функцию своего рода стабилизатора расхода продуктов сгорания смеси топлив через фиксированное проходное сечение сопла.In this case, a simulating charge 2 with a low sensitivity of the burning velocity from pressure was located at the nozzle part of the combustion chamber (see the drawing), and a charge 1 with a high sensitivity of the burning velocity from pressure was located in the front part (see the drawing). The presented layout diagram of the location of the main charge 1 with a high sensitivity of the burning rate from pressure at the bottom of the model engine and a simulating charge 2 with a low sensitivity of the burning rate from pressure at the nozzle part eliminates the gas-dynamic effect of the products of combustion of the simulating charge on the combustion processes of the main charge 1, since the simulating charge in the engine performs the function of a kind of stabilizer of the flow rate of the products of combustion of the fuel mixture through a fixed passage other nozzles.
Способ газодинамической стабилизации давления в камере модельного двигателя с зарядом твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления, заключающийся в создании дополнительного источника расхода продуктов сгорания путем введения в камеру модельного двигателя имитирующего заряда с низкой чувствительностью скорости горения от давления, реализован в модельном двигателе (см. чертеж), содержащем цилиндрический корпус, вклеенный в него имитирующий заряд 2 с низкой чувствительностью скорости горения от давления, торцевые крышки, датчик давления, сопло и воспламенитель. Имитирующий заряд 2 с низкой чувствительностью скорости горения от давления выполнен из ТРТ, имеющего в степенной зависимости скорости горения от давления показатель степени ν не более 0,3, а корпус состыкован с такими же по размерам дополнительными корпусом и зарядом 1, имеющим в степенной зависимости скорости горения от давления показатель степени ν более 1,0.The method of gas-dynamic pressure stabilization in the chamber of a model engine with a charge of solid rocket fuel with high sensitivity of the burning rate from pressure, which consists in creating an additional source of consumption of combustion products by introducing into the chamber of the model engine a simulating charge with low sensitivity of the burning rate from pressure, is implemented in the model engine ( see drawing) containing a cylindrical body glued into it simulating charge 2 with a low sensitivity of the burning rate from pressure, end caps, pressure sensor, nozzle and igniter. The simulating charge 2 with a low sensitivity of the burning velocity to pressure is made of TRT, which has a power law ν of 0.3 in the power-law dependence of the burning velocity on pressure, and the housing is docked with the same size additional housing and charge 1, which has a power-law velocity burning from pressure exponent ν more than 1.0.
Разработанный способ газодинамической стабилизации давления в камере модельного двигателя позволяет прогнозировать баллистические характеристики зарядов твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления в камере натурной ТРДУ и является уникальным способом при разработке и использовании модельного двигателя для определения удельного импульса тяги новых твердых ракетных топлив с высокой чувствительностью скорости горения от давления, значения которых вносятся в паспорт-карточку на указанное топливо.The developed method of gas-dynamic pressure stabilization in the model engine chamber allows predicting the ballistic characteristics of solid rocket fuel charges with high sensitivity of the burning rate versus the pressure in the full-scale turbofan engine chamber and is a unique way in developing and using a model engine to determine the specific thrust impulse of new solid rocket fuels with high sensitivity combustion speed from pressure, the values of which are entered in the passport card at the indicated livo.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006127100/06A RU2327052C2 (en) | 2006-07-26 | 2006-07-26 | Method of pressure gasdynamic stabilisation in pilot engine chamber with solid-propellant charges with high combustion rate susceptibility to pressure |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006127100/06A RU2327052C2 (en) | 2006-07-26 | 2006-07-26 | Method of pressure gasdynamic stabilisation in pilot engine chamber with solid-propellant charges with high combustion rate susceptibility to pressure |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2006127100A RU2006127100A (en) | 2008-02-10 |
| RU2327052C2 true RU2327052C2 (en) | 2008-06-20 |
Family
ID=39265616
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006127100/06A RU2327052C2 (en) | 2006-07-26 | 2006-07-26 | Method of pressure gasdynamic stabilisation in pilot engine chamber with solid-propellant charges with high combustion rate susceptibility to pressure |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2327052C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2569799C2 (en) * | 2014-03-21 | 2015-11-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Федеральный центр двойных технологий "Союз" (ФГУП "ФЦДТ "Союз") | Experimental gas generator |
-
2006
- 2006-07-26 RU RU2006127100/06A patent/RU2327052C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2569799C2 (en) * | 2014-03-21 | 2015-11-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Федеральный центр двойных технологий "Союз" (ФГУП "ФЦДТ "Союз") | Experimental gas generator |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2006127100A (en) | 2008-02-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Sun et al. | Numerical investigation of a non-premixed hollow rotating detonation engine | |
| Sun et al. | Effects of air injection throat width on a non-premixed rotating detonation engine | |
| Ben-Yakar et al. | Investigation of a solid fuel scramjet combustor | |
| US3040516A (en) | Detonative combustion method and means for ram-jet engine | |
| Tian et al. | Dynamic characteristics study of regression rate in variable thrust hybrid rocket motor | |
| Razzaqi et al. | Hypervelocity experiments on oxygen enrichment in a hydrogen-fueled scramjet | |
| Tian et al. | Ignition theory investigation and experimental research on hybrid rocket motor | |
| Zhdan | Mathematical model of continuous detonation in an annular combustor with a supersonic flow velocity | |
| Gallegos et al. | Utilizing unique fuel geometries to increase performance in solid fuel ramjets | |
| Komornik et al. | Study of a hybrid gas generator for a ducted rocket | |
| Meng et al. | Effects of aluminum and aluminum hydride additives on the performance of hybrid rocket motors based on 95% hydrogen peroxide | |
| Vinogradov et al. | A review of fuel pre-injection in supersonic, chemically reacting flows | |
| RU2327052C2 (en) | Method of pressure gasdynamic stabilisation in pilot engine chamber with solid-propellant charges with high combustion rate susceptibility to pressure | |
| Ben-Yakar et al. | Experimental study of a solid fuel scramjet | |
| Knuth et al. | Experimental investigation of a vortex-driven high-regression rate hybrid rocket engine | |
| Celebi et al. | Response of angled and tapered liquid injectors to passing detonation fronts at high operating pressures | |
| Brophy et al. | Detonation initiation improvements using swept-ramp obstacles | |
| Veraar et al. | Sustained combustion limits of a central dump solid fuel ramjet combustor at high altitude operational conditions | |
| Ivanchenko et al. | Deep regulation and reusable rocket propulsion using premixed slurry propellant | |
| Pelosi-Pinhas et al. | Solid-fuel ramjet regulation by means of an air-division valve | |
| El-Naggar et al. | Experimental investigation of star grains in dual thrust solid propellant motors | |
| Karabeyoglu | Lecture 10 Hybrid Rocket propulsion Design Issues | |
| Gafni et al. | Experimental investigation of an aluminized gel fuel ramjet combustor | |
| Coy et al. | Pulse combustion rockets for space propulsion applications | |
| Saito et al. | Response mechanisms in axial-injection end-burning hybrid rockets |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190727 |