RU2348828C1 - Ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, и способ его запуска - Google Patents
Ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, и способ его запуска Download PDFInfo
- Publication number
- RU2348828C1 RU2348828C1 RU2007142021/06A RU2007142021A RU2348828C1 RU 2348828 C1 RU2348828 C1 RU 2348828C1 RU 2007142021/06 A RU2007142021/06 A RU 2007142021/06A RU 2007142021 A RU2007142021 A RU 2007142021A RU 2348828 C1 RU2348828 C1 RU 2348828C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- chamber
- mixture
- combustion
- combustion chamber
- Prior art date
Links
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована для разработки ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), использующих газожидкостные несамовоспламеняющиеся компоненты ракетных топлив, с обеспечением многократного их включения в условиях эксплуатации на космических аппаратах, орбитальных пилотируемых космических станциях и средствах межорбитальной транспортировки, при отработке двигателей в стендовых условиях. РДМТ содержит камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, предкамеру с воспламенительным устройством, трубопроводы подвода компонентов топлива. В смесительную головку двигателя подают жидкое горючее и затем газообразный окислитель. Весь расход горючего и большая часть расхода окислителя поступают в тангенциальные каналы, где смешиваются с образованием пусковой порции смеси с избытком горючего. Образовавшуюся топливную смесь закручивают и подают одновременно в камеру сгорания и в предкамеру. В предкамеру по отдельному каналу одновременно подают остальную часть расхода окислителя. Поступившую в предкамеру смесь компонентов топлива смешивают с окислителем до образования оптимального для воспламенения состава и воспламеняют. Образовавшийся факел продуктов сгорания поджигает топливную смесь в камере сгорания и двигатель запускается. Изобретение обеспечивает многократный запуск РДМТ в сочетании с высокой полнотой сгорания топлива или, соответственно, удельным импульсом тяги и малой массой конструкции двигателя. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована для разработки ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), работающего на несамовоспламеняющемся газожидкостном топливе с обеспечением многократного включения РДМТ в условиях их эксплуатации на космических аппаратах, орбитальных пилотируемых космических станциях и средствах межорбитальной транспортировки, при отработке двигателей в стендовых условиях. Группа изобретений может быть использована также в авиационной технике и в агрегатах промышленной энергетики.
Известна конструкция ЖРД, работающего на несамовоспламеняющемся топливе, приведенная на рис.4.7, стр.77, в книге «Конструкции и проектирование жидкостных ракетных двигателей» /Под редакцией Г.Г.Гахуна [1]. Устройство включает основную камеру сгорания, предкамеру и раздельные линии подачи компонентов топлива в камеру сгорания и в предкамеру. Для воспламенения топлива в предкамере установлена электроискровая свеча.
Известен способ запуска ЖРД, реализованный в данном устройстве, который состоит в следующем. Пусковые порции окислителя и горючего поступают в предкамеру ЖРД. После смешения компонентов до заданного состава смесь воспламеняется от включенной электроискровой свечи. Образующаяся струя продуктов сгорания воспламеняет основной расход топлива, поступающий в камеру сгорания.
Применительно к ЖРД, расходы топлива, в которых значительные и составляют несколько килограмм в секунду, возможна организация раздельной подачи компонентов топлива в камеру сгорания и в предкамеру в количествах, позволяющих осуществлять воспламенение пусковой порции топлива с образованием факела с достаточной энергией для поджига основного расхода топлива в камере сгорания.
Недостатком такого устройства и способа запуска для РДМТ является то, что суммарные расходы компонентов топлива в РДМТ составляют граммы и доли грамма в секунду и раздельная подача такого малого расхода и, тем более, малых частей такого расхода с требуемым соотношением компонентов топлива в камеру сгорания и, особенно, в предкамеру крайне затруднительна. Кроме того, при многократных включениях с попаданием на свечу относительно крупных капель жидких компонентов топлива свеча загрязняется продуктами неполного сгорания топлива в предкамере. К недостаткам устройства следует отнести также наличие двух магистралей подачи в двигатель каждого из компонентов топлива.
Известна конструкция жидкостного ракетного двигателя малой тяги [2], включающая основную камеру сгорания и предкамеру с воспламенительным устройством. Подача газообразного окислителя осуществляется от одного трубопровода с разделением расхода во внутренних полостях смесительной головки для одновременной подачи в предкамеру и в камеру сгорания. Подача жидкого горючего в предкамеру и в камеру сгорания осуществляется по отдельным трубопроводам.
Известен способ запуска такого жидкостного ракетного двигателя малой тяги [2], включающий подачу газообразного окислителя в предкамеру и последующую подачу горючего в предкамеру с одновременным зажиганием компонентов топлива с последующим, после воспламенения пусковой порции топлива и установления определенного давления в камере сгорания, прекращением подачи горючего в предкамеру и подачей такого же расхода горючего в камеру сгорания двигателя.
Недостатком этих технических решений, принятых за прототип, является необходимость изменения в процессе работы двигателя порядка подачи горючего. К недостаткам способа следует отнести также подачу в предкамеру на первом этапе запуска двигателя всего расхода горючего, что может вызвать попадание на свечу крупных капель горючего, следствием чего будет «залив» свечи и незапуск двигателя. Кроме того, большой расход горючего и низкая полнота его сгорания в предкамере, в случае использования в качестве горючего углеводородов (например, керосина), вызовет интенсивное сажеобразование с отложением сажи на стенках предкамеры, на свече и на стенках газового тракта от предкамеры до камеры сгорания, что будет негативно влиять на процессы теплообмена продуктов сгорания со стенками конструкции и даже на геометрию проточной части. Недостатком конструкции двигателя является наличие двух трубопроводов и двух клапанов для подачи горючего в предкамеру и в камеру сгорания двигателя, что усложняет и утяжеляет конструкцию.
Технической задачей, на решение которой направлена группа изобретений, является обеспечение надежного многократного запуска и работы ракетного двигателя малой тяги (РДМТ) на несамовоспламеняющемся двухкомпонентном газожидкостном топливе в сочетании с высокой полнотой сгорания топлива или, соответственно, удельным импульсом тяги и малой массой конструкции двигателя.
Для решения этой задачи предлагается устройство - ракетный двигатель малой тяги (РДМТ) и способ его запуска.
РДМТ содержит камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, предкамеру с воспламенительным устройством, трубопроводы подвода компонентов топлива. Смесительная головка включает в себя линии подачи горючего и окислителя и осуществляет смешение компонентов топлива и поступление смеси в камеру сгорания и в предкамеру. Линия подачи горючего, включающая входной трубопровод, кольцевой коллектор и питающие их каналы, осуществляет подачу всего расхода жидкого горючего в тангенциальные каналы - зону предварительного смешения, через отверстия в их боковой стенке. Линия подачи окислителя включает входной трубопровод, кольцевой коллектор и каналы и осуществляет подачу большей части расхода газообразного окислителя в тангенциальные каналы через их осевые отверстия и меньшей части расхода окислителя по отдельному каналу (каналам) в предкамеру. Тангенциальные каналы сообщаются с полостью закрутки топливной смеси, которая, с одной стороны, сообщается с камерой сгорания, с другой стороны - через осевой канал - с предкамерой.
Для запуска РДМТ предлагается способ запуска ракетного двигателя малой тяги, включающий разновременную подачу горючего и окислителя в зону смешения, воспламенение образовавшейся топливной смеси в зоне первоначального воспламенения с последующим воспламенением топливной смеси в области основного горения, при этом большую часть окислителя подают в зону смешения компонентов топлива после поступления туда полного расхода горючего, образовавшуюся смесь закручивают и подают одновременно в зону первоначального воспламенения компонентов топлива и в область основного горения, а меньшую часть окислителя подают в зону первоначального воспламенения.
Технический результат достигается подачей жидкого горючего в тангенциальные каналы и образованием после поступления в них газообразного окислителя газожидкостной смеси с избытком горючего с последующим истечением ее в полость закрутки, из которой основная часть закрученной топливной смеси поступает в камеру сгорания, а небольшая часть, состоящая преимущественно из смеси газообразного окислителя с парами и мелкодисперсными каплями горючего, как более легких компонент вихревого течения и располагающихся ближе к оси закрутки потока, попадает в предкамеру. Подача дополнительного небольшого расхода окислителя при перемешивании с поступившей из полости закрутки в предкамеру смесью с избытком горючего осуществляет плавное изменение состава смеси в предкамере с обеспечением благоприятной для воспламенения концентрации горючего в смеси компонентов топлива.
В дальнейшем после воспламенения топливной смеси в предкамере и распространения процесса горения из предкамеры через осевой канал и полость закрутки в основную камеру процесс горения в предкамере прекращается из-за прекращения поступления смеси из полости закрутки в предкамеру и формирования избыточного давления в предкамере за счет продолжающегося поступления в нее газообразного окислителя из коллектора.
Суть изобретения поясняется представленной на чертеже конструктивной схемой РДМТ.
РДМТ включает камеру сгорания 1 с соплом 2, предкамеру 3 с воспламенительным устройством 4, клапаны (не показаны) и трубопроводы подачи в камеру газообразного окислителя 5 и жидкого горючего 6 и смесительную головку 7. Линия подачи горючего, включающая кольцевой коллектор 8 с подводящим каналом 9 и каналы 10, осуществляет подачу всего расхода горючего в тангенциальные каналы 11. Линия подачи окислителя, включающая кольцевой коллектор 12 с радиальным каналом 13, осуществляет подачу большей части расхода газообразного окислителя в тангенциальные каналы 11 и меньшей части расхода окислителя по отдельному каналу 14 в предкамеру. Тангенциальные каналы 11 сообщаются с полостью закрутки 15, которая в свою очередь сообщается с камерой сгорания 1 и осевым отверстием 16 - с предкамерой 3.
Способ запуска РДМТ реализуется предложенным устройством в следующей последовательности действий.
До запуска во всех полостях камеры двигателя давление одинаковое и равно давлению окружающей среды, как правило, вакуумному.
При запуске жидкое горючее подается в смесительную головку по трубопроводу 6 и через подводящий канал 9, кольцевой коллектор 8 и каналы 10 поступает в тангенциальные каналы 11, при этом под действием вакуума часть поступившего горючего в тангенциальных каналах испаряется.
После этого в смесительную головку по трубопроводу 5 подается газообразный окислитель, который через радиальный канал 13 поступает в кольцевой коллектор 12, из которого основная часть его расхода подается в тангенциальные каналы 11 и небольшая часть расхода окислителя через канал 14 поступает в предкамеру.
В тангенциальных каналах происходит смешение окислителя с горючим с образованием пусковой порции двухфазной топливной смеси с избытком горючего, которая поступает в полость закрутки 15.
Под действием центробежной силы жидкая, преимущественно крупно - и среднедисперсная, фракция горючего заполняет периферийную часть вихревого потока, а пары и мелкодисперсная фракция горючего располагаются в приосевой области вихревого потока. За счет истечения относительно большого расхода топливной смеси в полости закрутки создается давление, которое в начальный период протекания процесса запуска больше, чем давление в предкамере, создаваемое окислителем, поступающим через канал 14. Под действием образовавшегося перепада давлений часть топливной смеси из приосевой области вихревого потока в полости закрутки поступает через отверстие 16 в предкамеру 3, а основная часть топливной смеси истекает в камеру сгорания 1.
По мере поступления в предкамеру смеси из полости закрутки 15 и окислителя по каналу 14 образуется смесь с необходимым для воспламенения составом, которая при срабатывании воспламенительного устройства 4 загорается.
Высокотемпературные продукты сгорания истекают через осевое отверстие 16 и полость закрутки 15 в камеру сгорания 1, в результате чего процесс горения распространяется на весь объем камеры сгорания и двигатель запускается.
По мере работы двигателя окислитель, поступающий по каналу 14 в предкамеру, создает в ней давление большее, чем давление в полости закрутки, и горючая смесь перестает поступать в предкамеру, в результате процесс горения в предкамере прекращается, а воспламенительное устройство 4 оказывается в проточной среде низкотемпературного окислителя, защищающего воспламенительное устройство от воздействия тепловых потоков, поступающих из камеры сгорания.
Заявляемые технические решения дают следующие преимущества по сравнению с прототипом:
- существенное уменьшение вероятности попадания на воспламенительное устройство крупных и средних капель жидкого горючего и, соответственно, достижение лучших условий для воспламенения смеси, большей надежности запуска двигателя и повышение живучести свечи;
- упрощение процедуры запуска двигателя, т.к. не требуется изменение порядка подачи компонентов топлива в процессе запуска двигателя;
- снижение массы конструкции двигателя за счет уменьшения количества трубопроводов и клапанов управления подачей компонентов топлива в двигатель;
- реализацию более высокой полноты сгорания топлива, поступившего в камеру за включение (импульс) РДМТ.
Последнее утверждение может быть обосновано следующими соображениями. Для сравнения совершенства процессов сгорания топлива в заявляемом устройстве и в прототипе воспользуемся сопоставлением величин полноты сгорания топлива φk за полный импульс тяги одного включения двигателя. Для сравниваемых вариантов запуска двигателя импульс тяги можно представить как сумму двух составляющих: импульса тяги, вырабатываемого в результате горения топлива в предкамере и заканчивающегося моментом начала горения в камере сгорания, и импульса тяги, вырабатываемого двигателем при самостоятельном процессе горения в камере сгорания.
Тогда полнота сгорания топлива за импульс составит:
где - доля расходования топлива от общего за включение двигателя, φk - полнота сгорания топлива, индексы I к II относят параметры соответственно к 1-й и ко 2-й составляющим импульса тяги.
С достаточным основанием можно предположить, что полнота сгорания топлива в камере в обоих сравниваемых вариантах будут одинаковой, как и полнота сгорания топлива в предкамере. Количественно эти параметры можно характеризовать значениями φkI=0,7 и φkII=1,0 [2]. В этом случае определяющим при сравнении φk для заявляемого технического решения и для прототипа является распределение расходования топлива между 1-й и 2-й стадиями выработки импульса тяги.
Если записать выражение для как , где и mΣ - секундный расход топлива и полный расход за импульс тяги, а τ - продолжительность процесса, и сопоставить входящие в это выражение параметры для двух сравниваемых ситуаций, то можно констатировать следующее. В заявляемом решении секундный расход топлива в предкамеру будет очевидно меньше, чем у прототипа, т.к. основная его часть поступает из полости закрутки в предкамеру под действием небольшого перепада давлений, а у прототипа в предкамеру поступает весь расход горючего и часть расхода окислителя под относительно большим давлением подачи топлива в двигатель. Входящую в выражение продолжительность процесса горения в заявляемом решении можно характеризовать как бесконечно малую, а у прототипа минимально возможная продолжительность подачи топлива в предкамеру ограничена инерционностью линии подачи горючего (включая время задержки срабатывания клапана) и может составлять несколько миллисекунд или десятков миллисекунд. Таким образом, у заявляемого технического решения относительные затраты топлива на воспламенение будут существенно меньше, чем у прототипа при соответственно большей составляющей топливных затрат на 2-ю часть импульса тяги, а с учетом соотношения φkII>φkI средняя за импульс полнота сгорания топлива и, соответственно, удельный импульс тяги у заявляемого технического решения будет больше, чем у прототипа.
Анализ уровня техники на соответствие заявленных решений условию патентоспособности изобретения «изобретательский уровень» показал следующее.
Использование для многократного запуска РДМТ известных конструктивных решений и способов организации процесса запуска двигателя с инициированием процесса горения в предкамере требует применения раздельной подачи компонентов топлива в камеру сгорания и в предкамеру и наличия соответствующих агрегатов для реализации такой подачи, что усложняет конструкцию и снижает надежность работы.
В заявленном способе запуск РДМТ и последующая его работа осуществляются при однократном включении агрегатов подачи (электроклапанов) - одного для окислителя и второго для горючего. Плавное изменение соотношения компонентов топлива в предкамере при поступлении в нее топливной смеси с избытком горючего из полости закрутки и окислителя из коллектора, и небольшие расходы этих компонентов позволяют получать оптимальные условия воспламенения пусковой смеси при минимальных энергозатратах на воспламенение.
Как показала практика, в качестве воспламенителя в заявляемом устройстве может быть использован любой, рассматриваемый в настоящее время при разработке РДМТ тип свечи. При разработке экспериментальных образцов РДМТ в ФГУП «Центр Келдыша» и при проведении экспериментальных исследований для воспламенения топлива использовались свечи электроискрового, калильного или лазерного типа.
При характерных для РДМТ уровнях тяг и расходах компонентов топлива, таких как газообразный кислород с горючими: этиловый спирт или керосин, для запуска двигателя, осуществляемого с использованием заявляемого технического решения, достаточная мощность воспламенителя составляет около 4 Вт и 7 Вт соответственно. Этот результат подтверждается экспериментальными работами на стендах ФГУП «Центр Келдыша» с использованием в качестве воспламенителя серийной малогабаритной калильной свечи КС-2.
Таким образом, заявляемые технические решения удовлетворяют условию патентоспособности изобретения «изобретательский уровень».
Источники информации
1. «Конструкции и проектирование жидкостных ракетных двигателей». /Под редакцией Г.Г.Гахуна. М.: Машиностроение, 1989.
2. «Жидкостный ракетный двигатель малой тяги и способ запуска жидкостного ракетного двигателя малой тяги», патент Российской Федерации №2183761 от 11.05.2000.
Claims (2)
1. Ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, содержит камеру сгорания с соплом и смесительной головкой, предкамеру с воспламенительным устройством, трубопроводы подвода компонентов, отличающийся тем, что смесительная головка включает в себя линию подачи окислителя и линию подачи горючего, соединенных в тангенциальных каналах, сообщающихся с полостью закрутки топливной смеси, которая с одной стороны сообщается с камерой сгорания, с другой стороны - через осевой канал с предкамерой, линии подвода горючего и окислителя в тангенциальные каналы снабжены кольцевыми коллекторами с питающими их каналами, причем в линии подачи окислителя кольцевой коллектор снабжен по меньшей мере одним каналом подачи окислителя в предкамеру, а в линии подачи горючего коллектор сообщен с каналами ввода горючего в тангенциальные каналы.
2. Способ запуска ракетного двигателя малой тяги, включающий разновременную подачу горючего и окислителя в зону смешения, воспламенение образовавшейся топливной смеси в зоне первоначального воспламенения с последующим воспламенением топливной смеси в области основного горения, отличающийся тем, что большую часть окислителя подают в зону смешения компонентов топлива после поступления туда полного расхода горючего, образовавшуюся смесь закручивают и подают одновременно в зону первоначального воспламенения компонентов топлива и в область основного горения, а меньшую часть окислителя подают в зону первоначального воспламенения.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007142021/06A RU2348828C1 (ru) | 2007-11-15 | 2007-11-15 | Ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, и способ его запуска |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007142021/06A RU2348828C1 (ru) | 2007-11-15 | 2007-11-15 | Ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, и способ его запуска |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2348828C1 true RU2348828C1 (ru) | 2009-03-10 |
Family
ID=40528698
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007142021/06A RU2348828C1 (ru) | 2007-11-15 | 2007-11-15 | Ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, и способ его запуска |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2348828C1 (ru) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2468240C1 (ru) * | 2011-11-03 | 2012-11-27 | Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива и способ ее запуска |
RU2505749C1 (ru) * | 2012-07-27 | 2014-01-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Камера сгорания газотурбинного двигателя и способ ее работы |
RU2513527C1 (ru) * | 2012-12-20 | 2014-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Камера сгорания газотурбинного двигателя и способ ее работы |
RU2638418C1 (ru) * | 2016-07-05 | 2017-12-13 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Камера сгорания жрд с электроплазменным зажиганием |
RU175861U1 (ru) * | 2017-03-21 | 2017-12-21 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя |
-
2007
- 2007-11-15 RU RU2007142021/06A patent/RU2348828C1/ru active
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2468240C1 (ru) * | 2011-11-03 | 2012-11-27 | Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива и способ ее запуска |
RU2505749C1 (ru) * | 2012-07-27 | 2014-01-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Камера сгорания газотурбинного двигателя и способ ее работы |
RU2513527C1 (ru) * | 2012-12-20 | 2014-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Камера сгорания газотурбинного двигателя и способ ее работы |
RU2638418C1 (ru) * | 2016-07-05 | 2017-12-13 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Камера сгорания жрд с электроплазменным зажиганием |
RU175861U1 (ru) * | 2017-03-21 | 2017-12-21 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2400644C1 (ru) | Ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, и способ его запуска | |
US6912857B2 (en) | Torch igniter | |
RU2348828C1 (ru) | Ракетный двигатель малой тяги, работающий на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем, и способ его запуска | |
CN102095584B (zh) | 富氢/富氧燃气气气燃烧试验装置及其试验方法 | |
US4382771A (en) | Gas and steam generator | |
KR101562083B1 (ko) | 폭발을 발생시키기 위한 방법 및 장치 | |
US8024918B2 (en) | Rocket motor having a catalytic hydroxylammonium (HAN) decomposer and method for combusting the decomposed HAN-based propellant | |
US9273635B2 (en) | Hypergolic hybrid motor igniter | |
RU2326263C1 (ru) | Способ воспламенения компонентов топлива в камере сгорания ракетного двигателя и устройство для его осуществления (варианты) | |
CN106134417B (zh) | 小推力火箭发动机 | |
FR2478740A1 (fr) | Procede et dispositif d'amorcage de combustion par reaction thermochimique de l'hydrogene et de l'oxygene | |
CN109630314B (zh) | 一种吸气式发动机冷启动系统及冷启动方法 | |
US11408376B2 (en) | Thrust augmentation of an additively manufactured hybrid rocket system using secondary oxidizer injection | |
US5224344A (en) | Variable-cycle storable reactants engine | |
CN109653903A (zh) | 一种用于固液火箭发动机的可重复点火器 | |
RU2468240C1 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива и способ ее запуска | |
US5010728A (en) | Solid fuel turbine engine | |
RU2477383C1 (ru) | Способ работы камеры ракетного двигателя малой тяги | |
JP2017218899A (ja) | ロケットエンジン、飛しょう体、および、ロケットエンジンの動作方法 | |
RU2369766C1 (ru) | Камера ракетного двигателя малой тяги (рдмт), работающего на двухкомпонентном несамовоспламеняющемся газообразном топливе (варианты) | |
RU2623134C1 (ru) | Интегральный прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом горючем | |
RU2334916C1 (ru) | Газодинамический воспламенитель | |
US20050138933A1 (en) | Pulse detonation engine and method for initiating detonations | |
RU2448268C1 (ru) | Камера ракетного двигателя малой тяги, работающего на двухкомпонентном несамовоспламеняющемся газообразном топливе | |
US2992528A (en) | Liquid propellant gas generator for liquid propellant type rockets |