RU2379539C1 - Double-duty solid propellant rocket engine - Google Patents
Double-duty solid propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2379539C1 RU2379539C1 RU2008123659/06A RU2008123659A RU2379539C1 RU 2379539 C1 RU2379539 C1 RU 2379539C1 RU 2008123659/06 A RU2008123659/06 A RU 2008123659/06A RU 2008123659 A RU2008123659 A RU 2008123659A RU 2379539 C1 RU2379539 C1 RU 2379539C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- mode
- nozzle
- gas duct
- area
- section
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании имеющих большую тяговооруженность ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) с отсечкой тяги.The invention relates to rocket technology and can be used to create solid propellant rocket engines (solid propellant rocket engines) with thrust cutoff.
Известен [Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе. / В.И.Петренко, М.И.Соколовский, Г.А.Зыков, С.В.Лянгузов и др. Под общ. ред. М.И.Соколовского и В.И.Петренко. - М.: Машиностроение, 2003, 464 с., ил., страница 167, рис.3.4] РДТТ, отсечка тяги которого производится посредством вскрытия сопел противотяги. Реализация такого устройства возможна при умеренной тяге двигателя (т.е. при умеренных размерах сопла и его критического сечения), когда сопла противотяги свободно компонуются на переднем (или заднем) днище двигателя. В случае когда требуется большая тяга (большой расход), поперечные размеры маршевого сопла приближаются к размерам днищ двигателя. На фиг.4 показано, как в таком двигателе компонуются (точнее - не компонуются) сопла противотяги, задача которых - создавать тягу, превышающую тягу от маршевого сопла.Known [Controlled power plants for solid rocket fuel. / V.I. Petrenko, M.I.Sokolovsky, G.A. Zykov, S.V. Lyanguzov, etc. Under the general. ed. M.I.Sokolovsky and V.I. Petrenko. - M.: Mechanical Engineering, 2003, 464 pp., Ill., Page 167, Fig. 3.4] Solid propellant rocket motor, the thrust is cut off by opening the anti-throttle nozzles. The implementation of such a device is possible with moderate engine thrust (i.e., with moderate nozzle size and critical section), when the anti-draft nozzles are freely assembled on the front (or rear) bottom of the engine. In the case when high thrust (high flow rate) is required, the transverse dimensions of the sustainer nozzle approach the dimensions of the engine bottoms. Figure 4 shows how, in such an engine, anti-throttle nozzles are assembled (more precisely, are not composed), the task of which is to create thrust exceeding the thrust from the march nozzle.
В указанной ситуации в процессе отсечки тяги (или, в общем случае, переходе на новый режим тяги) целесообразно полностью (или частично) перекрывать (перенаправлять в другую сторону) газовый поток маршевого сопла, изначально направленный на создание маршевой тяги. Такую задачу выполняет сбрасываемое устройство дросселирования тяги (УДТ) [там же, страница 169, рис.3.5]. УДТ представляет собой зафиксированную пирозамком на раструбе маршевого сопла заглушку, в которой под углом к оси двигателя выполнены расходные отверстия (патент США № 3224681). Данное устройство применимо, если значение потребного суммарного импульса тяги на момент запуска двигателя уже известно. В случае когда логика полета основана на том, что необходимость перехода на пониженный режим (или отсечку) тяги формируется только в процессе работы двигателя, описываемое устройство неприменимо. Вместо того чтобы сбрасывать УДТ, его наоборот необходимо установить на маршевое сопло, ранее работавшее на обычном режиме (без дросселирования тяги).In this situation, in the process of cutting off the thrust (or, in general, switching to a new thrust mode), it is advisable to completely (or partially) block (redirect to the other side) the gas flow of the marching nozzle, which was originally aimed at creating the marching thrust. This task is performed by a resettable throttle throttle device (UDT) [ibid., Page 169, Fig. 3.5]. UDT is a plug fixed by a pyrozamock on the march nozzle socket, in which consumable holes are made at an angle to the axis of the engine (US patent No. 3224681). This device is applicable if the value of the required total thrust impulse at the time of engine start is already known. In the case where the flight logic is based on the fact that the need to switch to a reduced thrust mode (or cut-off) is formed only during the operation of the engine, the described device is not applicable. Instead of dropping the UDT, on the contrary, it must be installed on the marching nozzle, which previously worked in the normal mode (without throttle throttle).
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является РДТТ с двухпозиционным соплом [Абугов Д.И., Бобылев В.М. Теория и расчет ракетных двигателей твердого топлива: Учебник для машиностроительных вузов. - М.: Машиностроение, 1987 - 272 с: ил., страницы 169-170, рис.10.8], критическое сечение которого изменяется ступенчатым образом при снижении давления в камере после выгорания стартовой части топливного заряда. В данной конструкции сопло первого режима перекрывается по команде (хотя и частично). Недостатком такого РДТТ является то, что перекрытие сопла первого режима может происходить не в любой момент времени, а привязано к моменту выгорания стартовой части топливного заряда. Если двигатель снарядить зарядом, имеющим нейтральную зависимость поверхности горения от свода, и пренебречь существенным повышением внутрикамерного давления при частичном перекрытии сопла, то перекрыть сопло можно в любой момент работы двигателя. Однако это вызовет противоположный эффект. Тяга двигателя не понизится, а наоборот, повысится. Данное устройство решает техническую задачу только в случае, если поток газа через сопло второго режима будет направлен в стороны от оси двигателя, а не соосно соплу первого режима. Реализовать такой разворот газового потока в данном устройстве проблематично.The closest in technical essence and the achieved positive effect to the proposed invention is a solid propellant rocket engine with a two-position nozzle [Abugov D.I., Bobylev V.M. Theory and calculation of solid propellant rocket engines: A textbook for engineering universities. - M .: Mashinostroenie, 1987 - 272 p., Ill., Pages 169-170, Fig. 10.8], the critical section of which changes in a stepwise manner when the pressure in the chamber decreases after the starting part of the fuel charge burns out. In this design, the nozzle of the first mode is blocked by a command (although partially). The disadvantage of this solid propellant rocket motor is that the overlap of the nozzle of the first mode may not occur at any time, but is tied to the moment the starting part of the fuel charge burns out. If the engine is equipped with a charge that has a neutral dependence of the combustion surface on the roof and neglected by a significant increase in the chamber pressure with partial blocking of the nozzle, then the nozzle can be shut off at any time during engine operation. However, this will cause the opposite effect. The engine thrust will not decrease, but rather increase. This device solves the technical problem only if the gas flow through the nozzle of the second mode will be directed away from the axis of the engine, and not coaxially with the nozzle of the first mode. To implement such a turn of the gas flow in this device is problematic.
Технической задачей настоящего изобретения является уменьшение габаритов двухрежимного РДТТ и его массы.The technical task of the present invention is to reduce the size of the dual-mode solid propellant rocket motor and its mass.
Сущность изобретения заключается в том, что в известном двухрежимном РДТТ, содержащем корпус, центральное сопло маршевого режима, соосный ему сопловой блок второго режима, установленный с возможностью осевого перемещения внутри корпуса и зафиксированный стопорным устройством, сопловой блок второго режима выполнен в виде цилиндрического газовода, наружный диаметр которого равен диаметру критического сечения сопла маршевого режима, на торце газовода установлено днище, снабженное штангой, проходящей через критическое сечение сопла маршевого режима, а на днище и газоводе в несколько рядов выполнены радиальные и (или) наклонные отверстия. Сопловой блок второго режима установлен на переднем днище корпуса посредством направляющего устройства. Площадь поперечного сечения штанги равна площади поперечного сечения стенки газовода. Суммарная проходная площадь радиальных и наклонных отверстий соплового блока второго режима равна площади критического сечения сопла маршевого режима. Днище соплового блока второго режима имеет вытянутую коническую или ступенчато-цилиндрическую форму, наружный и соответственно внутренний диаметры днища выполнены переменными по длине так, что площадь внутреннего проходного сечения данного участка днища равна суммарной площади радиальных и наклонных отверстий рядов, расположенных далее по потоку. Направляющее устройство выполнено в виде телескопически расположенных цилиндров. Один или несколько цилиндров направляющего устройства образуют гидротормоз, соответственно полость над ними заполнена жидкостью, а в цилиндрах выполнены сливные каналы. Сопловой блок второго режима снабжен ограничительным уступом, расположенным на наружной цилиндрической поверхности газовода у его входной части.The essence of the invention lies in the fact that in the known dual-mode solid propellant rocket motor, comprising a housing, a central marching nozzle, a second mode nozzle block aligned therewith, axially movable inside the housing and secured by a locking device, the second mode nozzle block is made in the form of a cylindrical gas duct, the outer whose diameter is equal to the diameter of the critical section of the marching nozzle, a bottom is installed at the end of the gas duct, equipped with a rod passing through the critical section of the nozzle neck mode, and on the bottom and the gas duct in several rows made radial and (or) inclined holes. The second mode nozzle block is mounted on the front bottom of the housing by means of a guide device. The cross-sectional area of the rod is equal to the cross-sectional area of the gas duct wall. The total passage area of the radial and inclined holes of the second mode nozzle block is equal to the critical section area of the march mode nozzle. The bottom of the nozzle block of the second mode has an elongated conical or step-cylindrical shape, the outer and accordingly the inner diameters of the bottom are made variable in length so that the area of the internal passage section of this section of the bottom is equal to the total area of the radial and inclined holes of the rows located downstream. The guide device is made in the form of telescopically arranged cylinders. One or more cylinders of the guide device form a hydraulic brake, respectively, the cavity above them is filled with liquid, and drainage channels are made in the cylinders. The nozzle block of the second mode is equipped with a limiting ledge located on the outer cylindrical surface of the gas duct at its inlet.
Технический результат достигается тем, что устройство уменьшения тяги не противостоит большой тяге маршевого сопла, а перенаправляет весь газовый поток через радиальные и наклонные отверстия соплового блока второго режима. Сопловой блок второго режима при этом получается компактным за счет того, что его суммарное критическое сечение не превышает (но и не меньше) критического сечения маршевого сопла, его отверстиям не требуется раструбов, т.к. требований по тяге к отверстиям не предъявляется. Проходящая через критическое сечение маршевого режима штанга обеспечивает постоянство критического сечения двигателя как до, так и после ввода в сопло газовода, частично перекрывающего проходную площадь сопла маршевого режима. Постоянство критического сечения обеспечивает отсутствие забросов внутрикамерного давления, т.е. не вызывает необходимости увеличения массы двигателя. На наружный торец штанги, находящейся в раструбе сопла маршевого режима, действует низкое давление. Таким образом, на сопловой блок второго режима постоянно действует сила, равная произведению внутрикамерного давления на площадь поперечного сечения штанги. Эта сила используется для начала выдвижения соплового блока второго режима при отсечке тяги.The technical result is achieved in that the thrust reduction device does not withstand the high thrust of the march nozzle, but redirects the entire gas flow through the radial and inclined holes of the second mode nozzle block. In this case, the nozzle block of the second mode is compact due to the fact that its total critical section does not exceed (but not less) the critical section of the march nozzle, its holes do not require bells, because requirements for traction for holes are not presented. The rod passing through the critical section of the marching mode ensures the constancy of the critical section of the engine both before and after the gas duct is introduced into the nozzle, partially covering the passage area of the marching mode nozzle. The constancy of the critical section ensures that there are no overburden of intracameral pressure, i.e. does not necessitate an increase in engine mass. On the outer end of the rod located in the socket of the nozzle marching mode, low pressure. Thus, a force equal to the product of the in-chamber pressure and the cross-sectional area of the rod is constantly acting on the nozzle block of the second mode. This force is used to start the extension of the nozzle block of the second mode when cutting the thrust.
Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.This technical solution is not known from the patent and technical literature.
Изобретение поясняется следующими чертежами:The invention is illustrated by the following drawings:
на фиг.1 показан двухрежимный РДТТ в исходном состоянии (и в состоянии работы на режиме маршевой тяги);figure 1 shows a dual-mode solid propellant rocket motor in the initial state (and in the state of operation in the mode of sustainer thrust);
на фиг.2 показан двухрежимный РДТТ в момент отсечки тяги (перехода на новый режим работы);figure 2 shows a dual-mode solid propellant rocket motor at the time of cutoff thrust (transition to a new mode of operation);
на фиг.3 показана выноска А фиг.1;figure 3 shows the leader And figure 1;
на фиг.4 показана схема, иллюстрирующая проблематичность использования обычных сопел противотяги в РДТТ, имеющем большую тяговооруженность.figure 4 shows a diagram illustrating the problematic use of conventional traction nozzles in solid propellant rocket motors with a large thrust ratio.
Двухрежимный РДТТ содержит корпус 1 и центральное сопло 2 маршевого режима. Внутри корпуса 1 соосно соплу 2 маршевого режима установлен с возможностью осевого перемещения сопловой блок 3 второго режима. Сопловой блок 3 второго режима установлен на переднем днище корпуса 1 посредством направляющего устройства 4 и зафиксирован относительно корпуса 1 стопорным устройством 5. Сопловой блок 3 второго режима выполнен в виде цилиндрического газовода 6, наружный диаметр которого равен диаметру критического сечения (диаметру горловины) сопла 2 маршевого режима. На торце газовода 6 установлено днище 7, снабженное штангой 8, проходящей через критическое сечение сопла 2 маршевого режима. Площадь поперечного сечения штанги 8 равна площади поперечного сечения стенок газовода 6. На днище 7 и газоводе 6 в несколько рядов выполнены радиальные 9 и (или) наклонные 10 отверстия. Суммарная проходная площадь радиальных 9 и наклонных 10 отверстий равна площади критического сечения сопла 2 маршевого режима. Под площадью критического сечения понимается проходная площадь горловины сопла 2 с учетом вычета площади поперечного сечения находящейся в ней штанги 8. Направление (вперед или назад) и величина наклона отверстий 10 зависит от необходимого характера второго режима работы РДТТ. Если второй режим работы соответствует отсечке (реверсу) тяги, то отверстия 10 наклонены вперед по полету (как показано на фиг.1 и фиг.2). Если на втором режиме работы требуется просто понизить тягу, то РДТТ изготавливается с наклоном отверстий 10 назад. Ряд отверстий, расположенный первым по потоку, состоит из радиально расположенных отверстий 9, т.к. первоначальное проходное сечение газовода 6 должно быть максимальным, т.е. иметь самую тонкую стенку. Потребная толщина стенки для наклонного отверстия 10 выше, чем для радиального 9. Днище 7 соплового блока 3 второго режима имеет вытянутую коническую или ступенчато-цилиндрическую форму. Наружный и соответственно внутренний диаметры днища 7 выполнены переменными по длине так, что площадь внутреннего проходного сечения данного участка днища 7 равна суммарной площади радиальных 9 и наклонных 10 отверстий рядов, расположенных далее по потоку. Такая форма днища 7 выбрана исходя из того, чтобы в любом промежуточном положении соплового блока 3 второго режима не происходило бы уменьшение площади критического сечения РДТТ в целом (или дополнительное перекрытие было минимальным) - см. описание работы устройства. Направляющее устройство 4 выполнено в виде телескопически раздвигаемых цилиндров 11 (см. фиг.3). На переднем днище корпуса 1 жестко закреплен цилиндр 11А. На него надет с возможностью осевого перемещения цилиндр 11Б, на который также надет цилиндр 11В. На цилиндр 11В надет с возможностью осевого перемещения сопловой блок 3 второго режима. Цилиндры 11 снабжены упорными буртиками 12. Сопловой блок 3 второго режима также снабжен упорным буртиком 13. Один или несколько цилиндров 11 направляющего устройства 4 образуют гидротормоз. Полости между этими цилиндрами 11 заполнены жидкостью 14, а в цилиндрах 11 выполнены сливные каналы 15. Сливные каналы 15 в исходном положении закрыты пробками. Сопловой блок 3 второго режима снабжен ограничительным уступом 16, расположенным на наружной цилиндрической поверхности газовода 6 у его входной части 17. Входная часть 17 образована радиальными окнами, выполненными в газоводе 6. Кроме того, на цилиндре 11А в непосредственной близости от переднего днища корпуса 1 выполнены окна 18, а напротив них, на газоводе 6 выполнены окна 19. Окна 18,19 обеспечивают удобство прохода газов от воспламенителя 20 к заряду при запуске РДТТ, исключают перепады давления на сопловой блок 3 второго режима и направляющее устройство 4 во время работы РДТТ на маршевом режиме, а окна 18 совместно с окнами 17 формируют более благоприятный вход газа в сопловой блок 3 второго режима во время отсечки тяги. РДТТ снаряжен зарядом 21.The dual-mode solid propellant solid propellant rocket motor includes a housing 1 and a
Устройство работает следующим образом. При запуске двухрежимного РДТТ продукты сгорания от воспламенителя 20 через окна 18, 19 попадают на заряд 21, и РДТТ выходит на режим маршевой тяги. Внутри корпуса 1 и соплового блока 3 второго режима устанавливается внутрикамерное давление. Это давление действует на торец штанги 8, сопряженный с днищем 7 соплового блока 3 второго режима. На второй торец штанги 8, находящейся в раструбе сопла 2 маршевого режима, действует низкое давление. Таким образом, на сопловой блок 3 второго режима постоянно действует сила, равная произведению внутрикамерного давления на площадь поперечного сечения штанги 8. Эта сила используется для начала выдвижения соплового блока второго режима при отсечке тяги. При работе РДТТ на маршевом режиме сопловой блок 3 второго режима (на который действует указанная сила) удерживается на переднем днище корпуса 1 посредством стопорного устройства 5. По подаваемой на стопорное устройство 5 команде на отсечку тяги (переход РДТТ на второй режим тяги) происходит снятие жесткой связи между корпусом 1 и сопловым блоком 3 второго режима. Сопловой блок 3 второго режима под действием ранее указанной силы начинает движение по цилиндру 11B (см. фиг.3) в сторону сопла 2 маршевого режима. Вхождение днища 7 соплового блока 3 второго режима в критическое сечение сопла 2 маршевого режима не вызывает значительного изменения суммарной площади критического сечения двигателя в целом (соответственно, расхода продуктов сгорания и внутрикамерного давления). В момент когда через критическое сечение сопла 2 маршевого режима при движении соплового блока 3 второго режима прошел первый ряд радиальных отверстий 10, проходная площадь горловины сопла 2 маршевого режима уменьшилась за счет ее частичного перекрытия первой ступенькой днища 7. Однако к расходу продуктов сгорания РДТТ, протекающих через уменьшившуюся горловину сопла 2 маршевого режима, прибавляется расход через первый ряд наклонных отверстий 10 соплового блока 3 второго режима. Благодаря тому что суммарная проходная площадь первого ряда наклонных отверстий 10 равна разнице площадей проходных сечений первой ступеньки днища 7 и штанги 8, расход продуктов сгорания РДТТ остается неизменным. После прохождения горловины сопла 2 маршевого режима следующей ступеньки днища 7 (и следующего ряда наклонных отверстий 10) аналогичным образом происходит перераспределение следующей части расхода от сопла 2 маршевого режима к сопловому блоку 3 второго режима. Таким образом, в любом промежуточном положении соплового блока 3 второго режима не происходит уменьшение площади критического сечения РДТТ в целом (или дополнительное перекрытие является минимальным). На первой стадии движения соплового блока 3 второго режима (когда он еще не перекрыл сопло 2 маршевого режима), внутрикамерное давление действует только на нескомпенсированную площадь поперечного сечения штанги 8, поэтому особого торможения движению не требуется. При дальнейшем выдвижении нескомпенсированная площадь существенно возрастает (до площади горловины сопла 2 маршевого режима) и соответственно требуется торможение соплового блока 3 второго режима. В этот момент упорный буртик 13 соплового блока 3 второго режима касается упорного буртика 12 цилиндра 11B и тащит его за собой. При этом жидкость 14 вытекает через сливные каналы 15. За счет дросселирования перетекания жидкости 14 через сливные каналы 15, дальнейшее выдвижение соплового блока 3 второго режима происходит со значительным торможением. Торможение необходимо для минимизации ударных процессов в конечный момент выдвижения соплового блока 3 второго режима. В зависимости от конструктивного исполнения РДТТ окончание выдвижения происходит либо при контакте упорных буртиков 12 цилиндров 11Б и 11А (ограничительный уступ 16 соплового блока 3 второго режима при этом до сопла 2 не доходит), либо при контакте ограничительного уступа 16 и соплового блока 3 второго режима сопла 2 (контакт упорных буртиков 12 цилиндров 11Б и 11А при этом не происходит). Окончательно выдвинутый сопловой блок 3 второго режима (см. фиг.2) перенаправляет весь газовый поток через свои радиальные 10 и наклонные 9 отверстия. РДТТ далее работает на режиме пониженной тяги (или ее реверса).The device operates as follows. When starting a dual-mode solid propellant solid propellant rocket, the products of combustion from the igniter 20 through the
Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения, по сравнению с прототипом, в качестве которого выбран РДТТ с двухпозиционным соплом [Абугов Д.И., Бобылев В.М. Теория и расчет ракетных двигателей твердого топлива: Учебник для машиностроительных вузов. - М.: Машиностроение, 1987-272 с.: ил., страницы 169-170, рис.10.8], заключается в уменьшении габаритов двухрежимного РДТТ и его массы.Technical and economic efficiency of the invention, compared with the prototype, which is selected as a solid propellant rocket engine with a two-position nozzle [Abugov D.I., Bobylev V.M. Theory and calculation of solid propellant rocket engines: A textbook for engineering universities. - M .: Engineering, 1987-272 p.: Ill., Pages 169-170, Fig. 10.8], consists in reducing the dimensions of the dual-mode solid propellant rocket motor and its mass.
Claims (7)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008123659/06A RU2379539C1 (en) | 2008-06-10 | 2008-06-10 | Double-duty solid propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008123659/06A RU2379539C1 (en) | 2008-06-10 | 2008-06-10 | Double-duty solid propellant rocket engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2379539C1 true RU2379539C1 (en) | 2010-01-20 |
Family
ID=42120844
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008123659/06A RU2379539C1 (en) | 2008-06-10 | 2008-06-10 | Double-duty solid propellant rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2379539C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2461729C1 (en) * | 2011-08-02 | 2012-09-20 | Николай Евгеньевич Староверов | Self-adjusted two-mode nozzle (versions) |
| RU2631958C1 (en) * | 2016-07-11 | 2017-09-29 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Reactive engine, method for shooting with rocket ammunition and rocket ammunition |
| RU2687500C1 (en) * | 2017-12-13 | 2019-05-14 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Dual-mode solid-propellant rocket engine |
-
2008
- 2008-06-10 RU RU2008123659/06A patent/RU2379539C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2461729C1 (en) * | 2011-08-02 | 2012-09-20 | Николай Евгеньевич Староверов | Self-adjusted two-mode nozzle (versions) |
| RU2631958C1 (en) * | 2016-07-11 | 2017-09-29 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Reactive engine, method for shooting with rocket ammunition and rocket ammunition |
| RU2687500C1 (en) * | 2017-12-13 | 2019-05-14 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Dual-mode solid-propellant rocket engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1151181B1 (en) | Turbocharger for an internal combustion engine | |
| EP1282766B1 (en) | Free piston motor | |
| RU2379539C1 (en) | Double-duty solid propellant rocket engine | |
| US9903325B2 (en) | Dual fuel fuel-injector | |
| US3374954A (en) | Nozzle cooling and thrust vector control apparatus | |
| CN103089444B (en) | Structure for reducing back pressure of air inlet channel of inspiration type impulse knocking engine | |
| RU2435056C2 (en) | Nacelle for double-flow jet turbine engine with high bypass ratio | |
| JP5737632B2 (en) | engine | |
| US5419117A (en) | Turbo jet/RAM jet propulsion system | |
| ITTV20090238A1 (en) | ENDOREACTOR AND METHOD OF CONTROL OF COMBUSTION IN THE SAME ENDOREACTOR | |
| US2948112A (en) | Combined rocket and ram-jet engine | |
| CN103089445A (en) | Counter pressure preventing structure of air inlet channel of inspiration type impulse knocking engine | |
| JP5446749B2 (en) | Engine exhaust nozzle and aircraft engine | |
| DE102005015585B3 (en) | Combination-supersonic-adjustment-nozzle for e.g. injector-centrifugal-turbines-engine, has nozzle stream bundling unit with small supersonic auxiliary nozzles to load initial-intake-injector to increase the intake effect of engines | |
| CN102606343B (en) | Detonation chamber of pulse detonation engine | |
| US6883304B2 (en) | Pulsejet ejector thrust augmentor | |
| JP2012512033A (en) | Intensifier and die casting equipment | |
| US20030230256A1 (en) | Combustion chamber system with obstacles for use within combustion-powered fastener-driving tools, and combustion-powered fastener-driving tools having combustion chamber system incorporated therein | |
| CN115263608A (en) | Solid rocket engine | |
| US3495408A (en) | Self-actuating nozzle plug | |
| US3604211A (en) | Combined pulse jet and variable ram jet engine | |
| KR101608588B1 (en) | A Gas flow adjuster | |
| RU2183762C1 (en) | Two-mode nozzle unit for rocket engine | |
| RU2687500C1 (en) | Dual-mode solid-propellant rocket engine | |
| JP2006153113A (en) | Valve built-in type hydraulic cylinder |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130611 |