RU2552020C2 - Rocket engine nozzle - Google Patents
Rocket engine nozzle Download PDFInfo
- Publication number
- RU2552020C2 RU2552020C2 RU2013142868/06A RU2013142868A RU2552020C2 RU 2552020 C2 RU2552020 C2 RU 2552020C2 RU 2013142868/06 A RU2013142868/06 A RU 2013142868/06A RU 2013142868 A RU2013142868 A RU 2013142868A RU 2552020 C2 RU2552020 C2 RU 2552020C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- contour
- rocket
- bell
- rocket engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопел ракетных двигателей, в частности при разработке конструкции сопел жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), имеющих радиационно охлаждаемый сопловой насадок (НРО).The invention relates to rocket technology and can be used to create nozzles for rocket engines, in particular when developing the design of nozzles of liquid rocket engines (LRE) having radiation-cooled nozzle nozzles (NRA).
НРО ракетного двигателя охлаждается только излучением тепла его поверхностью, поэтому температура НРО достигает существенно высоких значений, зависящих от свойств продуктов сгорания и степени черноты его поверхностей, соответственно, материал НРО должен выдерживать эти температуры. Если максимальная температура НРО позволяет, то НРО обычно изготавливается из жаростойких металлов или металлических сплавов, а если она превышает их допустимую температуру, то НРО может быть изготовлен из более температуростойкого углерод-углеродного или углерод-керамического композиционного материала (УУКМ или УККМ). Однако НРО из УУКМ или УККМ существенно дороже металлического НРО и имеет ограничения на применение. Наиболее простым и недорогостоящим путем обеспечения регулирования температуры стенок сопла ракетного двигателя является выбор определенной формы сопла с изломом контура.The NRA of a rocket engine is cooled only by heat radiation by its surface, so the temperature of the NRA reaches substantially high values, depending on the properties of the combustion products and the degree of blackness of its surfaces, respectively, the NRA material must withstand these temperatures. If the maximum temperature of the NRA allows, the NRA is usually made of heat-resistant metals or metal alloys, and if it exceeds their permissible temperature, then the NRA can be made of a more heat-resistant carbon-carbon or carbon-ceramic composite material (UKKM or UKKM). However, NRA from UKUKM or UKKM is significantly more expensive than metal NRA and has restrictions on its use. The most simple and inexpensive way to control the temperature of the walls of the nozzle of a rocket engine is to select a specific shape of the nozzle with a kink in the loop.
Известен патент RU 2156875 (опубл. 27.09.2000 г.) «Ракетное сопло с регулируемой температурой», в котором предлагается профилировать расширяющуюся часть сопла ракетного двигателя в виде т.н. «двойного колокола» с изломом контура сопла в точке между двумя колокольными формами, таким, что угол наклона контура скачкообразно увеличивается в точке излома на 2-7° для понижения конвективных тепловых потоков от продуктов сгорания в стенку сопла, расположенную ниже по потоку от точки излома контура, соответственно, для уменьшения температуры этой стенки.Known patent RU 2156875 (publ. 09/27/2000) "Rocket nozzle with temperature control", which proposes to profile the expanding part of the nozzle of the rocket engine in the form of the so-called. A “double bell” with a kink in the nozzle contour at a point between two bell-shaped forms, such that the angle of inclination of the contour increases abruptly at the kink point by 2–7 ° to reduce the convective heat fluxes from the combustion products into the nozzle wall located downstream of the kink point contour, respectively, to reduce the temperature of this wall.
В этом патенте указано, что эта точка излома расположена между поперечным сечением сопла с отношением площади этого сечения к площади минимального сечения сопла, равным 10, и поперечным сечением сопла с величиной этого отношения, составляющей 0,85 от величины этого отношения в выходном сечении сопла. Кроме того, в этом патенте отмечено, что в точке излома контура пристеночный слой завесного охлаждения стенки сопла будет резко ускоряться, что стабилизирует этот слой и поддерживает его эффективность. Однако предложенное в этом патенте техническое решение задачи понижения температуры стенки сопла имеет следующие недостатки:This patent indicates that this break point is located between the nozzle cross section with a ratio of the area of this section to the area of the minimum nozzle section equal to 10 and the nozzle cross section with a ratio of 0.85 of the ratio in the nozzle exit section. In addition, in this patent it is noted that at the break point of the contour, the wall layer of curtain cooling of the nozzle wall will sharply accelerate, which stabilizes this layer and maintains its effectiveness. However, the technical solution proposed in this patent for the task of lowering the temperature of the nozzle wall has the following disadvantages:
- излом контура выполнен в виде угловой точки, что при работе двигателя приведет к отрыву в этом месте пограничного слоя и пристеночного слоя завесного охлаждения стенки, следовательно, к образованию в этом месте отрывной зоны и скачка сжатия, что ведет, соответственно, к повышению конвективных тепловых потоков от продуктов сгорания к стенке сопла;- the kink of the contour is made in the form of a corner point, which, when the engine is running, will lead to the separation of the boundary layer and the wall layer of the curtain wall cooling at this place, therefore, to the formation of a separation zone and compression shock at this place, which leads, respectively, to an increase in convective thermal flows from the combustion products to the nozzle wall;
- в современных ракетных двигателях увеличение угла наклона стенки в точке излома контура на предлагаемые в этом патенте 2÷7° явно недостаточно для необходимого понижения максимальной температуры НРО и обычно составляет 8÷20°;- in modern rocket engines, an increase in the angle of inclination of the wall at the break point of the contour by 2–7 ° proposed in this patent is clearly not enough for the necessary reduction of the maximum temperature of the NRA and is usually 8–20 °;
- для понижения конвективных тепловых потоков от продуктов сгорания к стенке сопла и температуры стенки сопла ниже по потоку от точки излома только излома контура недостаточно, так как при неверном профилировании этой части сопла возможно торможение потока продуктов сгорания на этом участке сопла и, соответственно, повышение этих тепловых потоков и температуры стенки вместо их понижения;- to reduce the convective heat fluxes from the combustion products to the nozzle wall and the temperature of the nozzle wall downstream of the break point, only a loop break is not enough, since if this section of the nozzle is incorrectly shaped, the flow of combustion products in this section of the nozzle can be slowed down and, accordingly, these heat fluxes and wall temperatures instead of lowering them;
- в патенте не указано влияние местоположения и величины излома контура на величину удельного импульса тяги камеры двигателя, а также влияние на эту величину контура сопла ниже по потоку от точки излома, координат контура и угла наклона контура к оси симметрии сопла в выходном сечении сопла.- the patent does not indicate the effect of the location and magnitude of the contour of the contour on the specific impulse of the thrust of the engine chamber, as well as the influence on this magnitude of the contour of the nozzle downstream of the kink, the coordinates of the contour and the angle of inclination of the contour to the axis of symmetry of the nozzle in the outlet section of the nozzle.
Технической задачей настоящего изобретения является устранение указанных недостатков, а именно понижение температуры стенки концевой части сопла ракетного двигателя до заданного уровня путем профилирования сопла с изломом контура с минимальным снижением при этом эффективного (т.е. с учетом влияния контура на массу сопла) удельного импульса тяги камеры по сравнению с камерой, имеющей сопло без излома контура.The technical task of the present invention is to remedy these drawbacks, namely, lowering the temperature of the wall of the end part of the nozzle of the rocket engine to a predetermined level by profiling the nozzle with a kink in the loop with a minimum decrease in this specific (i.e. taking into account the influence of the circuit on the mass of the nozzle) specific thrust impulse cameras compared to a camera having a nozzle without kink.
Для достижения технического результата контур сопла ракетного двигателя выполняется в форме аксиально сдвоенного колокола с изломом контурной линии между двумя колокольными формами так, что этот излом контура сопла ракетного двигателя выполнен в виде дуги окружности, начало и конец которой определяется точками ее касания контуров первой и второй колокольных форм. Контур второй колокольной формы спрофилирован по кривой второго порядка с углом наклона θ1 к оси симметрии ракетного сопла в точке конца излома контура ракетного сопла, а θ1>θ0+8°, где θ0 - угол наклона контура первой колокольной формы к оси симметрии ракетного сопла в точке начала излома контура.To achieve a technical result, the contour of the nozzle of the rocket engine is made in the form of an axially doubled bell with a kink in the contour line between two bell forms so that this kink of the contour of the nozzle of the rocket engine is made in the form of an arc of a circle, the beginning and end of which is determined by the points of contact with the contours of the first and second bell forms. The second bell-shaped contour is profiled according to a second-order curve with an angle of inclination θ 1 to the axis of symmetry of the rocket nozzle at the end point of the fracture of the rocket nozzle contour, and θ 1 > θ 0 + 8 °, where θ 0 is the angle of inclination of the first bell-shaped contour to the axis of symmetry rocket nozzle at the start point of a contour break.
Одним из важных отличительных признаков предлагаемого изобретения является выполнение излома контура сопла ракетного двигателя в виде дуги окружности радиуса R, начало и конец которой определяется точками ее касания контуров первой и второй колокольных форм (точки В и С на Фигуре). Это позволяет предотвратить в этом месте отрыв пограничного слоя и пристеночного слоя завесного охлаждения стенки, следовательно, предотвратить образование в этом месте отрывной зоны и скачка сжатия, которые привели бы к повышению конвективных тепловых потоков от продуктов сгорания к стенке сопла, соответственно не позволили бы решить поставленную задачу.One of the important distinguishing features of the present invention is the kink of the nozzle of a rocket engine in the form of an arc of a circle of radius R, the beginning and end of which is determined by the points of contact with the contours of the first and second bell shapes (points B and C in the Figure). This makes it possible to prevent the separation of the boundary layer and the wall layer of curtain wall cooling in this place, therefore, to prevent the formation of a separation zone and a compression shock in this place, which would lead to an increase in convective heat fluxes from the combustion products to the nozzle wall and, accordingly, would not allow to solve task.
Контур первой колокольной формы может быть спрофилирован методом характеристик с равномерной или вариационной выходной характеристикой с координатами xB, yB в точке его касания с дугой окружности излома, при этом угол его наклона к оси симметрии сопла в этой точке θ0 не оптимизируется, т.к. определяется этими оптимизируемыми координатами. Начальный участок этого контура может быть задан дугой окружности, или весь этот контур может быть задан по «промежуточной» линии тока (см. Пирумов У.Г., Росляков Г.С. Течения газа в соплах. М., Изд. МГУ, 1978). Этот контур может быть также спрофилирован методом прямой оптимизации (т.е. оптимизации параметров, определяющих контур, например, методом покоординатного спуска, см. ниже) в выбранном семействе аналитически задаваемых контуров с оптимизацией не только координат точки его касания с дугой окружности излома, но и угла θ0. Оптимизация координат xB, yB точки В касания этого контура с дугой окружности излома и, соответственно, угла θ0 осуществляется, как описано ниже, в совокупности с оптимизацией радиуса дуги излома R и параметров θ1, θ2, xD, yD контура второй колокольной формы с целью решения технической задачи настоящего изобретения, т.е. понижения температуры стенки концевой части сопла ракетного двигателя до заданного уровня путем профилирования сопла с изломом контура с минимальным снижением при этом эффективного удельного импульса тяги камеры двигателя по сравнению с камерой, имеющей сопло без излома контура.The contour of the first bell-shaped form can be profiled by the method of characteristics with a uniform or variational output characteristic with coordinates x B , y B at the point of contact with the arc of the circumference of the fracture, while the angle of inclination to the nozzle symmetry axis at this point θ 0 is not optimized, i.e. to. determined by these optimized coordinates. The initial section of this circuit can be defined by an arc of a circle, or this entire circuit can be defined by an “intermediate” stream line (see Pirumov UG, Roslyakov GS, Gas Flows in Nozzles. M., Moscow State University Publishing House, 1978 ) This contour can also be profiled by the direct optimization method (i.e., optimization of the parameters defining the contour, for example, by the method of coordinate descent, see below) in a selected family of analytically defined contours with optimization not only of the coordinates of its tangent point with the arc of a circle of a kink, but and angle θ 0 . The optimization of the coordinates x B , y B of the point B of touching this contour with the arc of the circle of kink and, accordingly, of the angle θ 0 is carried out, as described below, in conjunction with optimization of the radius of the arc of kink R and the parameters θ 1 , θ 2 , x D , y D the contour of the second bell form in order to solve the technical problem of the present invention, i.e. lowering the temperature of the wall of the end of the nozzle of the rocket engine to a predetermined level by profiling the nozzle with a kink in the loop with a minimum reduction in this case of the effective specific impulse of the thrust of the engine chamber compared to a chamber having a nozzle without a kink.
Контур второй колокольной формы целесообразно профилировать методом прямой оптимизации (т.е. оптимизации параметров, определяющих контур, например, методом покоординатного спуска, см. ниже) в аналитически задаваемом семействе кривых, например двухпараметрическом (при заданных точках начала и конца контура) семействе кривых второго порядка с начальным (θ1) и конечным (θ2) углами наклона к оси симметрии сопла и координатами xD, yD точки D выходного сечения сопла (см. Фигуру), так, чтобы решить техническую задачу настоящего изобретения, а именно:It is advisable to profile the second bell-shaped contour by direct optimization (i.e., optimization of the parameters that determine the contour, for example, by the method of coordinate descent, see below) in an analytically defined family of curves, for example, a two-parameter (for given points of beginning and end of the contour) family of curves of the second order with the initial (θ 1 ) and final (θ 2 ) angles of inclination to the nozzle symmetry axis and the coordinates x D , y D of the point D of the nozzle exit section (see Figure), so as to solve the technical problem of the present invention, and the names but:
- получить разницу углов θ1-θ0 на дуге излома, достаточную для понижения температуры стенки сопла на участке этого контура до заданной величины;- get the difference in angles θ 1 -θ 0 on the arc of a break, sufficient to lower the temperature of the nozzle wall in the area of this circuit to a predetermined value;
- обеспечить непрерывное ускорение потока продуктов сгорания вдоль стенки сопла на участке этого контура;- to provide continuous acceleration of the flow of combustion products along the nozzle wall in the area of this circuit;
- с учетом контура первой колокольной формы обеспечить минимальное снижение эффективного удельного импульса тяги камеры ракетного двигателя по сравнению с камерой, имеющей сопло без излома контура.- taking into account the contour of the first bell-shaped form, to ensure a minimum decrease in the effective specific impulse of thrust of the rocket engine chamber as compared with a chamber having a nozzle without a break in the loop.
Угол наклона контура сопла в точке касания дуги излома контура второй колокольной формы θ1>θ0+8°, где θ0 - угол наклона контура первой колокольной формы к оси симметрии ракетного сопла в точке касания дуги излома, обеспечивает необходимое понижение температуры стенки, расположенной ниже по потоку от излома контура части сопла ракетного двигателя до заданного уровня, а угол θ2≥arctg((yD-yB)/(xD-xB))+θ0-θ1 обеспечивает непрерывное ускорение потока продуктов сгорания вдоль стенки НРО вплоть до выходного сечения сопла (точки D) и минимальное снижение эффективного удельного импульса тяги камеры ракетного двигателя по сравнению с камерой, имеющей сопло без излома контура.The angle of inclination of the nozzle contour at the point of contact of the arc of the kink of the second bell-shaped contour θ 1 > θ 0 + 8 °, where θ 0 is the angle of inclination of the contour of the first bell-shaped form to the axis of symmetry of the rocket nozzle at the point of contact of the arc of the kink, provides the necessary decrease in the temperature of the wall located downstream from the fracture of the contour of the nozzle part of the rocket engine to a predetermined level, and the angle θ 2 ≥arctg ((y D -y B ) / (x D -x B )) + θ 0 -θ 1 provides continuous acceleration of the flow of combustion products along the walls of the NRA up to the exit section of the nozzle (point D) and the minimum bottom ix effective specific impulse chamber thruster as compared with a camera having no fracture nozzle contour.
Предлагаемое изобретение поясняется представленным рисунком на Фигуре, где показаны параметры семейства контуров сопла ракетного двигателя с изломом контура. Участок АВ - контур первой колокольной формы с координатами, точки В касания контура с дугой излома и углом наклона контура к оси симметрии сопла θ0 в этой точке; участок ВС - дуга окружности радиуса R, образующая излом контура; участок CD - контур второй колокольной формы с углом наклона к оси симметрии сопла θ1 в точке С касания контура с дугой излома, координатами, концевой точки D этого контура (выходное сечение сопла) и углом наклона к оси симметрии сопла θ2 в этой точке.The invention is illustrated by the presented figure in the Figure, which shows the parameters of the family of contours of the nozzle of a rocket engine with a fracture of the circuit. Section AB — contour of the first bell-shaped form with coordinates, points B of touching the contour with an arc of kink and the angle of inclination of the contour to the axis of symmetry of the nozzle θ 0 at this point; section BC - an arc of a circle of radius R, forming a kink of the contour; section CD is a second bell-shaped contour with an angle of inclination to the nozzle symmetry axis θ 1 at the point C of touching the contour with an arc of kink, coordinates, end point D of this contour (output section of the nozzle) and an angle of inclination to the nozzle symmetry axis θ 2 at this point.
При этом оптимизацию контуров колокольных форм, т.е. их параметров xB, yB, θ1, θ2, xD, yD, и радиуса дуги окружности излома контура R осуществляют совместно, любым подходящим для этого методом оптимизации, например методом покоординатного спуска (см., например, Химмельблау Д. Прикладное нелинейное программирование. М., «Мир», 1975), с использованием в качестве целевой функции этой оптимизации эффективного (т.е. с учетом влияния контура на массу сопла) удельного импульса тяги камеры, который при этом максимизируется при условии, что максимальная температура НРО не превышает допустимую для материала НРО температуру и поток газообразного рабочего тела ракетного двигателя (обычно продукты сгорания топлива) непрерывно ускоряется вдоль стенки сопла.Moreover, the optimization of the contours of bell-shaped forms, i.e. their parameters x B , y B , θ 1 , θ 2 , x D , y D , and the radius of the arc of a circle of a kink of the contour of R are carried out jointly by any optimization method suitable for this, for example, the method of coordinate descent (see, for example, Himmelblau D. Applied Nonlinear Programming. M., Mir, 1975), using as an objective function of this optimization an effective (that is, taking into account the influence of the contour on the nozzle mass) specific impulse of the camera thrust, which is maximized under the condition that the maximum NRA temperature does not exceed permissible for the material and the NRA temperature and flow of the gaseous working fluid of the rocket engine (usually the products of fuel combustion) is continuously accelerated along the nozzle wall.
Предложенное устройство сопла ракетного двигателя работает следующим образом. При работе ракетного двигателя поток продуктов сгорания топлива сначала обтекает участок сопла АВ (Фигура), заданный первой колокольной формой, затем с существенно увеличившимся ускорением обтекает дугу окружности ВС излома контура, а затем без какого-либо торможения, с продолжающей увеличиваться скоростью обтекает участок сопла CD, заданный второй колокольной формой. Вследствие более высокой скорости обтекания стенки сопла на участке BD снижается конвективный тепловой поток в стенку сопла от продуктов сгорания, соответственно снижается температура стенки сопла на этом участке по сравнению с температурой стенки сопла на этих же геометрических степенях расширения сопла этого же двигателя, но без излома контура. Поскольку параметры контуров первой и второй колокольных форм оптимизируются, то эффективный (с учетом изменения массы сопла) удельный импульс тяги камеры двигателя с соплом с изломом контура минимально понижается по сравнению с эффективным удельным импульсом тяги камеры этого же двигателя с соплом без излома контура.The proposed device nozzle rocket engine operates as follows. When the rocket engine is operating, the flow of fuel combustion products first flows around the nozzle section AB (Figure), specified by the first bell shape, then, with a significantly increased acceleration, it flows around the circular arc of the circuit break, and then without any braking, the nozzle section CD flows around with increasing speed defined by the second bell form. Due to the higher velocity of flow around the nozzle wall in section BD, the convective heat flow to the nozzle wall from the combustion products decreases, respectively, the temperature of the nozzle wall in this section decreases compared to the temperature of the nozzle wall at the same geometric degrees of expansion of the nozzle of the same engine, but without kink . Since the parameters of the contours of the first and second bell forms are optimized, the effective (taking into account the change in mass of the nozzle) specific impulse of the thrust of the engine chamber with the nozzle with a kink is minimized compared to the effective specific thrust of the chamber of the same engine with the nozzle without a kink.
Так, в расчетах, выполненных для камеры кислородно-керосинового ЖРД с диаметром минимального сечения сопла 62 мм и давлением в камере сгорания 8,0 МПа, получено, что у этой камеры НРО оптимального сопла без излома контура имеет максимальную температуру 1560 К, а профилирование этого сопла с изломом контура, выполненным по предлагаемому изобретению, позволяет понизить максимальную температуру НРО до 1350 К, при этом эффективный (с учетом изменения массы сопла) пустотный удельный импульс тяги камеры с соплом с изломом всего на 0,56 с меньше, чем у камеры с соплом без излома контура.So, in the calculations performed for an oxygen-kerosene liquid propellant rocket chamber with a minimum nozzle diameter of 62 mm and a pressure in the combustion chamber of 8.0 MPa, it was found that for this chamber the NRA of the optimal nozzle without a break in the circuit has a maximum temperature of 1560 K, and profiling of this nozzles with a kink of the circuit, made according to the invention, allows to lower the maximum temperature of the NRA to 1350 K, while the effective (taking into account the change in mass of the nozzle) void specific impulse of thrust of the chamber with the nozzle with a kink is only 0.56 s less than for kam Frames with nozzle without kink.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013142868/06A RU2552020C2 (en) | 2013-09-23 | 2013-09-23 | Rocket engine nozzle |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013142868/06A RU2552020C2 (en) | 2013-09-23 | 2013-09-23 | Rocket engine nozzle |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013142868A RU2013142868A (en) | 2015-03-27 |
| RU2552020C2 true RU2552020C2 (en) | 2015-06-10 |
Family
ID=53286524
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013142868/06A RU2552020C2 (en) | 2013-09-23 | 2013-09-23 | Rocket engine nozzle |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2552020C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2794687C1 (en) * | 2022-09-14 | 2023-04-24 | Владимир Федорович Петрищев | Liquid rocket engine |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108563896B (en) * | 2018-04-20 | 2021-06-04 | 大连理工大学 | Expansion section profile design method for improving performance of rocket engine nozzle |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE897568C (en) * | 1948-01-26 | 1953-11-23 | Condenseurs Delas Soc D | Nozzle for expanding a gas or vapor medium |
| US3394549A (en) * | 1965-07-06 | 1968-07-30 | North American Rockwell | Step nozzle |
| RU2156875C2 (en) * | 1996-09-23 | 2000-09-27 | Вольво Аэро Корпорэйшн | Rocket nozzle at adjustable temperature |
| RU2209333C2 (en) * | 1998-12-04 | 2003-07-27 | Вольво Аэро Корпорэйшн | Conour of rocket nozzle to control division of flow and reduct side load |
-
2013
- 2013-09-23 RU RU2013142868/06A patent/RU2552020C2/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE897568C (en) * | 1948-01-26 | 1953-11-23 | Condenseurs Delas Soc D | Nozzle for expanding a gas or vapor medium |
| US3394549A (en) * | 1965-07-06 | 1968-07-30 | North American Rockwell | Step nozzle |
| RU2156875C2 (en) * | 1996-09-23 | 2000-09-27 | Вольво Аэро Корпорэйшн | Rocket nozzle at adjustable temperature |
| RU2209333C2 (en) * | 1998-12-04 | 2003-07-27 | Вольво Аэро Корпорэйшн | Conour of rocket nozzle to control division of flow and reduct side load |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2794687C1 (en) * | 2022-09-14 | 2023-04-24 | Владимир Федорович Петрищев | Liquid rocket engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2013142868A (en) | 2015-03-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP6232954B2 (en) | Internal combustion engine | |
| CA2795002C (en) | Ultrasonic nozzle for use in metallurgical installations and method for dimensioning an ultrasonic nozzle | |
| JP4532546B2 (en) | Exhaust gas diffuser | |
| US8888448B2 (en) | Method for the manufacture of a circular revolution thermomechanical part including a titanium-based load-bearing substrate lined with steel or superalloy, a turbomachine compressor housing which is resistant to titanium fire obtained according to this method | |
| RU2552020C2 (en) | Rocket engine nozzle | |
| US9915150B2 (en) | Turbine blade | |
| RU2015132757A (en) | FIRE PIPE OF THE COMBUSTION CHAMBER FOR A TUBULAR-RING GAS-TURBINE ENGINE AND A METHOD FOR PRODUCING SUCH FIRING PIPE | |
| RU2011105218A (en) | LIQUID ROCKET ENGINE AND COOLING METHOD FOR HEAT-TENSIONED PLOTS OF ITS CAMERA | |
| WO2014178746A1 (en) | Detonation method and device for use in a gas turbine engine combustion chamber | |
| US11261794B2 (en) | Acoustic device and gas turbine | |
| JP2017001235A (en) | Thermal insulation structure | |
| RU2511791C1 (en) | Cooling system of liquid-propellant engine combustion chamber | |
| CN112832930B (en) | Method for designing equal hydraulic diameter cooling channel for rocket engine | |
| CN105298649B (en) | A kind of gaseous film control pore structure for gas-turbine unit thin-walled hot-end component | |
| CN106382136B (en) | A kind of transonic speed tip active control device | |
| JP3924326B2 (en) | Controlled temperature rocket nozzle | |
| RU2698780C1 (en) | Propulsion system | |
| RU2379540C1 (en) | Rocket engine nozzle supersonic section | |
| JP2017008394A (en) | Hvaf spray coating device for low temperature spray coating | |
| RU2629858C2 (en) | Hot gas pipeline | |
| KR20160018532A (en) | Piston ring | |
| RU2539512C1 (en) | Molten metals sputtering device | |
| CN103742914A (en) | Ceramic kiln burner and nozzle thereof | |
| RU2476785C2 (en) | Vortex tube | |
| RU2493461C1 (en) | Hot gas flow rate control valve |