RU2594844C1 - System for controlling thrust vector of liquid-propellant engine - Google Patents

System for controlling thrust vector of liquid-propellant engine Download PDF

Info

Publication number
RU2594844C1
RU2594844C1 RU2015129986/06A RU2015129986A RU2594844C1 RU 2594844 C1 RU2594844 C1 RU 2594844C1 RU 2015129986/06 A RU2015129986/06 A RU 2015129986/06A RU 2015129986 A RU2015129986 A RU 2015129986A RU 2594844 C1 RU2594844 C1 RU 2594844C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
gas
valves
thrust vector
pairs
Prior art date
Application number
RU2015129986/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Арнольд Михайлович Губертов
Вадим Всеволодович Миронов
Сергей Владимирович Мосолов
Марина Викторовна Ульянова
Николай Андреевич Давыденко
Original Assignee
Российская Федерация, от имени которой выступает Федеральное космическое агентство
Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Российская Федерация, от имени которой выступает Федеральное космическое агентство, Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" filed Critical Российская Федерация, от имени которой выступает Федеральное космическое агентство
Priority to RU2015129986/06A priority Critical patent/RU2594844C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2594844C1 publication Critical patent/RU2594844C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps, rocket engineering.
SUBSTANCE: invention can be used in systems of controlling thrust vector in rocket engines operating on liquid fuel with different schemes for organisation of working process. Thrust vector control system for liquid-propellant engine, consisting of manifold, pipelines and gas-dynamic control elements, comprises eight gas-dynamic control elements, each of which is a valve, through which gas is supplied into nozzle. Valves are arranged uniformly in pairs on outer surface of supersonic portion of nozzle supersonic in gas injection plane, perpendicular to longitudinal axis of nozzle. Valves in two pairs are symmetrical to pitch plane, while two other pairs are symmetrical to yaw plane. In each pair, axes of valves axis intersect at an angle 40°÷60°, and their intersection point is located at distance 1/3R…2/3R from centre of circle formed by intersection of nozzle inner surface with plane of gas injection, where R is radius of this circle.
EFFECT: invention provides control of thrust vector of liquid-propellant engines on pitch, yaw and bank, using one control system.
3 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано в системах управления вектором тяги в ракетных двигателях на жидком топливе с различными схемами организации рабочего процесса.The invention relates to rocket engine manufacturing and can be used in thrust vector control systems in liquid propellant rocket engines with various workflow organization schemes.

Система управления вектором тяги (СУВТ) жидкостных ракетных двигателей обеспечивает движение ракеты-носителя или космического аппарата по заданной траектории с заданной пространственной ориентацией относительно трех осей.The thrust vector control system (SUVT) of liquid-propellant rocket engines provides the motion of a launch vehicle or spacecraft along a predetermined path with a given spatial orientation with respect to three axes.

Для создания управляющих сил используют поворот основных или управляющих ракетных двигателей, камер, сопел, включение неподвижных рулевых сопел, а также газовые рули и вдув рабочего тела в закритическую часть сопла. Совместная работа органов управления обеспечивает угловое смещение ракеты-носителя (РН) или разгонного блока (РБ) относительно плоскостей тангажа, рысканья и крена. Поворотные или качающиеся агрегаты устанавливаются в карданном подвесе, обеспечивающем качание двигателя (камеры, сопла) относительно одной или двух поперечных осей с помощью специальных рулевых машин.To create control forces use the rotation of the main or control rocket engines, cameras, nozzles, the inclusion of stationary steering nozzles, as well as gas rudders and blowing the working fluid into the supercritical part of the nozzle. The joint work of the controls ensures the angular displacement of the launch vehicle (LV) or booster block (RB) relative to the pitch, yaw and roll planes. Swivel or swing units are mounted in a gimbal that provides the engine (camera, nozzle) to swing relative to one or two transverse axes using special steering machines.

С целью исключения механического воздействия рулевой машины, измеряемого тонна-силами, на двигатель (камеру или сопло), масса которых для маршевых ЖРД достигает нескольких тонн, возможно использовать вдув рабочего тела в сверхзвуковую часть сопла ЖРД. При этом создаваемая боковая управляющая сила является результирующей реактивной силы, возникающей при взаимодействии основного сверхзвукового потока и потока рабочего тела, вдуваемого с внутренней боковой поверхности сопла.In order to exclude the mechanical effect of the steering machine, measured in ton-forces, on the engine (chamber or nozzle), the mass of which for marching rocket engines reaches several tons, it is possible to use blowing the working fluid into the supersonic part of the rocket engine nozzle. In this case, the generated lateral control force is the resulting reactive force arising from the interaction of the main supersonic flow and the flow of the working fluid blown from the inner side surface of the nozzle.

Такое техническое решение реализовано в СУВТ для двигателей на твердом топливе. Известны системы управления вектором тяги с вдувом газа в сверхзвуковую часть сопла (патенты США №3426972, 11.02.1969, №3296799, 10.01.1967), содержащие клапаны вдува, трубопроводы для подачи газа, источники газа. При этом система управления вектором тяги обеспечивает дискретное управление по каналам тангажа и рыскания, а вдуваемый газ имеет очень высокую температуру, так как используются для вдува продукты сгорания твердого топлива. Условия работы СУВТ вызывают необходимость использования специальных высокотемпературных материалов и теплоизоляции, что приводит к значительному увеличению массы конструкции, а дискретный режим работы увеличивает массу системы управления и массу заряда твердого топлива, необходимого для работы СУВТ.Such a technical solution was implemented in SUVT for solid fuel engines. Known control systems for the thrust vector with gas injection into the supersonic part of the nozzle (US patent No. 3426972, 02/11/1969, No. 3296799, 01/10/1967) containing injection valves, pipelines for supplying gas, gas sources. At the same time, the thrust vector control system provides discrete control over the pitch and yaw channels, and the injected gas has a very high temperature, since solid fuel combustion products are used for injection. The operating conditions of the SUVT necessitate the use of special high-temperature materials and thermal insulation, which leads to a significant increase in the mass of the structure, and the discrete mode of operation increases the mass of the control system and the mass of the charge of solid fuel necessary for the operation of the SUVT.

Наиболее близким аналогом к предлагаемому изобретению является система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя, обеспечивающая управление по крену при вдуве газа в сверхзвуковую часть сопла (патент США №3229461, 18.01.1966), содержащая коллектор, сопла вдува, трубопроводы подачи газа, клапаны вдува, клапаны подачи газа и систему управления их работой. При этом вдув газа осуществляется через сопла, имеющие одну наклонную и одну прямую стенки, такая геометрия создает нецентральную тягу, которая в сочетании с косым срезом, возникающим в зоне пересечения сопла вдува с внутренней поверхностью сопла двигателя и поперечной струей, прижимающей поток к насадку, создает момент сил относительно оси сопла, то есть обеспечивает управление по крену. Клапаны подачи газа обеспечивают дискретный режим работы управляющих сопел.The closest analogue to the present invention is a thrust vector control system for a liquid propellant rocket engine, providing roll control during gas injection into the supersonic part of the nozzle (US patent No. 3229461, 01/18/1966), containing a manifold, injection nozzles, gas supply pipelines, injection valves, gas supply valves and a control system for their work. In this case, the gas is injected through nozzles having one inclined and one straight wall, this geometry creates an off-center thrust, which, in combination with the oblique cut that occurs in the zone of intersection of the injection nozzle with the inner surface of the engine nozzle and a transverse jet, pressing the flow to the nozzle, creates the moment of forces relative to the axis of the nozzle, that is, provides roll control. Gas supply valves provide a discrete mode of operation of the control nozzles.

Недостатком данного технического решения является невозможность управления по каналам тангажа и рыскания, а дискретный характер управления приводит к необходимости непрерывной работы СУВТ, что требует большого запаса вдуваемого газа при большой массе и сложности конструкции системы его хранения и подачи.The disadvantage of this technical solution is the inability to control the pitch and yaw channels, and the discrete nature of the control leads to the need for continuous operation of the SUVT, which requires a large supply of injected gas with a large mass and the complexity of the design of its storage and supply system.

Задачей изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и создание системы управления вектором тяги, обеспечивающей управление по тангажу, рысканию и крену за счет вдува газообразного компонента, отбираемого после турбины турбонасосного агрегата (ТНА).The objective of the invention is to remedy the above drawbacks and create a thrust vector control system that provides pitch, yaw and roll control by blowing a gaseous component taken after the turbine of the turbopump assembly (TNA).

Технический результат изобретения заключается в обеспечении возможности управления вектором тяги ЖРД по тангажу, рысканию и крену, используя одну систему управления.The technical result of the invention is to provide the ability to control the thrust vector of the rocket engine for pitch, yaw and roll, using one control system.

Для решения задачи и обеспечения технического результата предложена система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя, состоящая из коллектора, трубопроводов и газодинамических органов управления. Система содержит 8 газодинамических органов управления, каждый из которых представляет собой клапан, через который подается газ в сопло. При этом клапаны располагаются парами равномерно на наружной поверхности сверхзвуковой части сопла в плоскости инжекции газа, перпендикулярной продольной оси сопла. Клапаны в двух парах симметричны плоскости тангажа, а в двух других парах - плоскости рыскания. Причем для исключения взаимного влияния возмущений при вдуве оси клапанов в каждой паре пересекаются под углом 40°÷60°, а точка их пересечения находится на расстоянии 1/3R…2/3R от центра окружности, образованной пересечением внутренней поверхности сопла с плоскостью инжекции газа, где R - радиус этой окружности.To solve the problem and ensure the technical result, a thrust vector control system for a liquid propellant rocket engine is proposed, consisting of a collector, pipelines and gas-dynamic control elements. The system contains 8 gas-dynamic controls, each of which is a valve through which gas is supplied to the nozzle. In this case, the valves are arranged in pairs evenly on the outer surface of the supersonic part of the nozzle in the plane of gas injection perpendicular to the longitudinal axis of the nozzle. Valves in two pairs are symmetrical to the pitch plane, and in the other two pairs to the yaw plane. Moreover, to exclude the mutual influence of disturbances during injection, the valve axes in each pair intersect at an angle of 40 ° ÷ 60 °, and the point of their intersection is at a distance of 1 / 3R ... 2 / 3R from the center of the circle formed by the intersection of the inner surface of the nozzle with the gas injection plane, where R is the radius of this circle.

Внутри каждого клапана может быть размещен регулирующий элемент с приводом и инжектор, между которыми формируется регулируемое критическое сечение, изменяющее расход вдуваемого в сопло газа.A control element with an actuator and an injector can be placed inside each valve, between which an adjustable critical section is formed that changes the flow rate of gas injected into the nozzle.

На наружной поверхности сопла может быть установлен шпангоут, на котором располагаются пары клапанов, при этом длина канала инжектора каждого клапана обеспечивает безотрывность течения вдуваемого в сопло газа при любом положении регулирующего элемента.A frame can be mounted on the outer surface of the nozzle, on which pairs of valves are located, while the length of the injector channel of each valve ensures the continuity of the flow of gas injected into the nozzle at any position of the control element.

Шпангоут смонтирован на наружной поверхности сверхзвуковой части сопла и зафиксирован герметичным сварным швом. В шпангоуте и в стенке сопла выполнены восемь сквозных отверстий, попарно расположенных в плоскостях тангажа и рыскания. Оси этих отверстий расположены перпендикулярно касательным к продольному контуру сопла, проведенным через их центры. Над отверстиями в шпангоуте установлены монтажные фланцы для размещения клапанов. Высота патрубков с монтажными фланцами определяется длиной инжектора клапана. Клапаны установлены на монтажные фланцы, а соединительные трубопроводы обеспечивают их газовую связь с коллектором. Внутри клапана посредством привода перемещается регулирующий элемент. Длина инжектора клапана выбирается из условия безотрывного сверхзвукового течения газа. В зазоре, формирующемся на входе в инжектор, между ним и регулирующим элементом реализуются критические параметры вдуваемого газа, т.е. формируется критическое сечение. Перемещение регулирующего элемента приводит к изменению площади критического сечения, т.е. расхода вдуваемого газа. Изменение расхода приводит к соответствующему изменению возникающей поперечной управляющей силы. Включение клапанов осуществляется в определенном порядке, обеспечивающем создание одновременно поперечных сил и крутящего момента (момента крена). Газ в коллектор поступает из системы выхлопа турбины ТНА, и затем из коллектора через трубопроводы и клапаны направляется в сопло двигателя.The frame is mounted on the outer surface of the supersonic part of the nozzle and fixed with a hermetic weld. Eight through holes are made in the frame and in the nozzle wall, pairwise located in the pitch and yaw planes. The axes of these holes are perpendicular to the tangent to the longitudinal contour of the nozzle drawn through their centers. Mounting flanges are installed above the holes in the frame to accommodate the valves. The height of the nozzles with mounting flanges is determined by the length of the valve injector. Valves are mounted on mounting flanges, and connecting pipelines provide their gas connection with the manifold. Inside the valve, the control element moves through the actuator. The length of the valve injector is selected from the condition of a continuous supersonic gas flow. In the gap formed at the inlet of the injector, critical parameters of the injected gas are realized between it and the control element, i.e. a critical section is formed. The movement of the control element leads to a change in the area of the critical section, i.e. gas flow rate. A change in flow rate leads to a corresponding change in the emerging transverse control force. The valves are turned on in a certain order, ensuring the creation of both transverse forces and torque (heeling moment). Gas enters the manifold from the exhaust system of the TNA turbine, and then from the manifold through pipelines and valves is directed to the engine nozzle.

Сущность изобретения поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.

На фиг. 1 схематично показан жидкостной ракетный двигатель с системой управления вектором тяги согласно изобретению.In FIG. 1 schematically shows a liquid propellant rocket engine with a thrust vector control system according to the invention.

На фиг. 2 приведен разрез B-В.In FIG. 2 shows a section BB.

На фиг. 3 приведена конструкция клапана.In FIG. 3 shows the design of the valve.

Жидкостной ракетный двигатель 1 (фиг. 1-2) содержит трубопровод 2, соединяющий коллектор 3 системы управления вектором тяги с выхлопной системой турбины ТНА. Восемь газодинамических органов управления СУВТ состоят из клапанов 4-11, соединенных трубопроводами 12 с коллектором 3. Внутри каждого клапана (фиг. 3) расположен регулирующий элемент 13, соединенный с приводом 16, а инжектор 14 клапана монтируется на кольцевом шпангоуте 15, приваренном к внешней силовой оболочке расширяющейся сверхзвуковой части сопла.Liquid rocket engine 1 (Fig. 1-2) contains a pipe 2 connecting the collector 3 of the thrust vector control system to the exhaust system of the TNA turbine. The eight gas-dynamic controls of the SUVT consist of valves 4-11 connected by pipelines 12 to the collector 3. Inside each valve (Fig. 3) there is a regulating element 13 connected to the actuator 16, and the valve injector 14 is mounted on an annular frame 15 welded to the external the power shell of the expanding supersonic part of the nozzle.

Работа системы управления вектором тяги осуществляется от блока команд системы управления ракетой путем подачи электрических сигналов на привод 16 каждого из восьми клапанов 4-11. При перемещении регулирующих элементов 13 над инжектором 14 формируется кольцевая щель (зазор), через которую газ вдувается в основной поток газа в сопле. В кольцевой щели формируется критическое сечение и реализуются критические параметры во вдуваемом газе, а в инжекторе формируется сверхзвуковой поток вдуваемого газа. Изменение величины управляющей силы реализуется за счет изменения расхода вдуваемого газа, которое регламентируется величиной площади кольцевого зазора, формирующегося между регулирующим элементом 13 и верхней частью инжектора 14. Алгоритм работы СУВТ реализуется соответствующим порядком включения клапанов 4-11. Расположение клапанов СУВТ согласно предлагаемому изобретению позволяет одновременно создавать поперечные (управляющие) силы и момент крена.The operation of the thrust vector control system is carried out from the command block of the missile control system by supplying electrical signals to the actuator 16 of each of the eight valves 4-11. When moving the control elements 13 above the injector 14, an annular gap (gap) is formed through which gas is blown into the main gas stream in the nozzle. A critical section is formed in the annular gap and critical parameters are realized in the injected gas, and a supersonic flow of injected gas is formed in the injector. A change in the magnitude of the control force is realized due to a change in the flow rate of the injected gas, which is regulated by the size of the annular gap formed between the regulating element 13 and the upper part of the injector 14. The SUWT operation algorithm is implemented by the corresponding valve switching procedure 4-11. The location of the valves SUVT according to the invention allows to simultaneously create transverse (control) forces and moment of heel.

Изобретение может быть использовано при создании ЖРД для перспективных ракет-носителей нового поколения.The invention can be used to create LRE for promising new generation launch vehicles.

Claims (3)

1. Система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя, состоящая из коллектора, трубопроводов и газодинамических органов управления, отличающаяся тем, что содержит 8 газодинамических органов управления, каждый из которых представляет собой клапан, через который подается газ в сопло, при этом клапаны располагаются парами равномерно на наружной поверхности сверхзвуковой части сопла в плоскости инжекции газа, перпендикулярной продольной оси сопла, клапаны в двух парах симметричны плоскости тангажа, а в двух других парах - плоскости рыскания, причем в каждой паре оси клапанов пересекаются под углом 40°÷60°, а точка их пересечения находится на расстоянии 1/3R…2/3R от центра окружности, образованной пересечением внутренней поверхности сопла с плоскостью инжекции газа, где R - радиус этой окружности.1. The thrust vector control system of a liquid rocket engine, consisting of a manifold, pipelines and gas-dynamic controls, characterized in that it contains 8 gas-dynamic controls, each of which is a valve through which gas is supplied to the nozzle, while the valves are arranged in pairs evenly on the outer surface of the supersonic part of the nozzle in the gas injection plane perpendicular to the longitudinal axis of the nozzle, the valves in two pairs are symmetrical to the pitch plane, and in the other two pairs - pl yaw rate, moreover, in each pair the valve axes intersect at an angle of 40 ° ÷ 60 °, and their intersection point is at a distance of 1 / 3R ... 2 / 3R from the center of the circle formed by the intersection of the inner surface of the nozzle with the gas injection plane, where R is the radius this circle. 2. Система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что внутри каждого клапана размещен регулирующий элемент с приводом и инжектор, между которыми формируется регулируемое критическое сечение, изменяющее расход вдуваемого в сопло газа.2. The thrust vector control system of a liquid propellant rocket engine according to claim 1, characterized in that a regulating element with a drive and an injector is placed inside each valve, between which an adjustable critical section is formed that changes the flow rate of gas injected into the nozzle. 3. Система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя по п. 2, отличающаяся тем, что на наружной поверхности сопла установлен шпангоут, на котором располагаются пары клапанов, при этом длина канала инжектора каждого клапана обеспечивает безотрывность течения вдуваемого в сопло газа при любом положении регулирующего элемента. 3. The thrust vector control system of a liquid propellant rocket engine according to claim 2, characterized in that a frame is mounted on the outer surface of the nozzle, on which pairs of valves are located, while the length of the injector channel of each valve ensures a continuous flow of gas injected into the nozzle at any position of the control element .
RU2015129986/06A 2015-07-21 2015-07-21 System for controlling thrust vector of liquid-propellant engine RU2594844C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015129986/06A RU2594844C1 (en) 2015-07-21 2015-07-21 System for controlling thrust vector of liquid-propellant engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015129986/06A RU2594844C1 (en) 2015-07-21 2015-07-21 System for controlling thrust vector of liquid-propellant engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2594844C1 true RU2594844C1 (en) 2016-08-20

Family

ID=56697506

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015129986/06A RU2594844C1 (en) 2015-07-21 2015-07-21 System for controlling thrust vector of liquid-propellant engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2594844C1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111655990A (en) * 2017-11-14 2020-09-11 联合发动机制造集团股份公司 Method for controlling an anti-icing system for an aircraft gas turbine engine air intake
RU2771254C1 (en) * 2021-07-21 2022-04-29 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Chamber of a liquid rocket engine with a gas-dynamic method for controlling the thrust vector
RU2786606C1 (en) * 2022-07-06 2022-12-22 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Chamber of liquid rocket engine (lre) with gas-dynamic method for control of thrust vector and nozzle of carbon-carbon composite material (cccm)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB749560A (en) * 1952-12-12 1956-05-30 Snecma Device for controlling the flow of a fluid by means of an auxiliary flow
US3229461A (en) * 1965-05-04 1966-01-18 Burton A Jones Fluid amplification device for propulsion system roll control
RU2046202C1 (en) * 1992-06-05 1995-10-20 Варюхин Александр Сергеевич Device for control of thrust vector by injection of propulsive mass into supersonic part of nozzle
US6298658B1 (en) * 1999-12-01 2001-10-09 Williams International Co., L.L.C. Multi-stable thrust vectoring nozzle
RU2190115C2 (en) * 2000-05-18 2002-09-27 Общество с ограниченной ответственностью Научно-производственное предприятие "Краев" Engine plant
RU2412368C1 (en) * 2009-08-10 2011-02-20 Российская Федерация в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России ) Method to control vector of jet engine thrust and supersonic nozzle

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB749560A (en) * 1952-12-12 1956-05-30 Snecma Device for controlling the flow of a fluid by means of an auxiliary flow
US3229461A (en) * 1965-05-04 1966-01-18 Burton A Jones Fluid amplification device for propulsion system roll control
RU2046202C1 (en) * 1992-06-05 1995-10-20 Варюхин Александр Сергеевич Device for control of thrust vector by injection of propulsive mass into supersonic part of nozzle
US6298658B1 (en) * 1999-12-01 2001-10-09 Williams International Co., L.L.C. Multi-stable thrust vectoring nozzle
RU2190115C2 (en) * 2000-05-18 2002-09-27 Общество с ограниченной ответственностью Научно-производственное предприятие "Краев" Engine plant
RU2412368C1 (en) * 2009-08-10 2011-02-20 Российская Федерация в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России ) Method to control vector of jet engine thrust and supersonic nozzle

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111655990A (en) * 2017-11-14 2020-09-11 联合发动机制造集团股份公司 Method for controlling an anti-icing system for an aircraft gas turbine engine air intake
RU2771254C1 (en) * 2021-07-21 2022-04-29 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Chamber of a liquid rocket engine with a gas-dynamic method for controlling the thrust vector
RU2791932C1 (en) * 2022-06-15 2023-03-14 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф.Устинова Nozzle
RU2786606C1 (en) * 2022-07-06 2022-12-22 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Chamber of liquid rocket engine (lre) with gas-dynamic method for control of thrust vector and nozzle of carbon-carbon composite material (cccm)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2594844C1 (en) System for controlling thrust vector of liquid-propellant engine
RU2435054C2 (en) Outlet manifold for working gases in aircraft, operating method of outlet manifold, and gas turbine engine
JPH08578U (en) Thrust vector controller for aerospace aircraft
US6860099B1 (en) Liquid propellant tracing impingement injector
US20220381201A1 (en) Hybrid propulsion unit for space vehicle
US10316796B2 (en) Combustion gas discharge nozzle for a rocket engine provided with a sealing device between a stationary part and a moving part of the nozzle
US4707981A (en) Variable expansion ratio reaction engine
US6298658B1 (en) Multi-stable thrust vectoring nozzle
KR102033205B1 (en) Combined steering and drag-reduction device
RU2490508C1 (en) Liquid-propellant engine with afterburning of generator gas
US3233833A (en) Method and device for deflecting a rocket jet
US3058304A (en) Steering control for rocket
US20070000233A1 (en) Thrust orienting nozzle
US3292865A (en) Thrust vector control with clustered nozzles
US3255971A (en) Jet thrust vector control apparatus
RU2707015C1 (en) Multi-chamber liquid-propellant rocket engine with afterburning with controlled thrust vector
US3070330A (en) Attitude and propellant flow control system and method
WO2011155871A2 (en) Jet propulsion device with thrust vector control
US3692258A (en) Missile configurations,controls and utilization techniques
US3302884A (en) Self-trimming ablative nozzle
Blinov et al. Experimental studies of correction propulsion system elements for small space vehicles manufactured due to additive method
RU2703599C1 (en) Solid propellant rocket engine with variable thrust vector direction and nozzle plug
Majil Design and analysis of jet vane thrust vectoring nozzle using CFD and optimization of nozzle parameters
Heidari et al. Investigation and comparison effects of fluid injection type in thrust vector control
US3614026A (en) Self-sustained attitude control system

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner