RU2637787C2 - Способ работы ракетного двигателя малой тяги - Google Patents
Способ работы ракетного двигателя малой тяги Download PDFInfo
- Publication number
- RU2637787C2 RU2637787C2 RU2015125508A RU2015125508A RU2637787C2 RU 2637787 C2 RU2637787 C2 RU 2637787C2 RU 2015125508 A RU2015125508 A RU 2015125508A RU 2015125508 A RU2015125508 A RU 2015125508A RU 2637787 C2 RU2637787 C2 RU 2637787C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- working fluid
- insert
- heating chamber
- porous insert
- nozzle
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 20
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims abstract description 32
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 18
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 7
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 61
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 15
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 4
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 12
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 11
- 230000006698 induction Effects 0.000 description 10
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 7
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 6
- 238000011161 development Methods 0.000 description 5
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 5
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 4
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 3
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 3
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 3
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 3
- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N Atomic nitrogen Chemical compound N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000003990 capacitor Substances 0.000 description 2
- 238000000354 decomposition reaction Methods 0.000 description 2
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000005684 electric field Effects 0.000 description 2
- 230000005284 excitation Effects 0.000 description 2
- 239000001307 helium Substances 0.000 description 2
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 description 2
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 2
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 2
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 2
- 230000008018 melting Effects 0.000 description 2
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 2
- RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N Copper Chemical compound [Cu] RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- YZCKVEUIGOORGS-OUBTZVSYSA-N Deuterium Chemical compound [2H] YZCKVEUIGOORGS-OUBTZVSYSA-N 0.000 description 1
- 235000002918 Fraxinus excelsior Nutrition 0.000 description 1
- 239000002956 ash Substances 0.000 description 1
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 1
- 229910052802 copper Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010949 copper Substances 0.000 description 1
- 229910052805 deuterium Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 1
- 230000005672 electromagnetic field Effects 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 150000002431 hydrogen Chemical class 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 1
- 229910052757 nitrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 231100000252 nontoxic Toxicity 0.000 description 1
- 230000003000 nontoxic effect Effects 0.000 description 1
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 1
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 1
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- WFKWXMTUELFFGS-UHFFFAOYSA-N tungsten Chemical compound [W] WFKWXMTUELFFGS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052721 tungsten Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010937 tungsten Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F03H99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
- General Induction Heating (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к космическому энергомашиностроению и может быть использовано для создания силы тяги за счет использования в качестве рабочего тела воды и преобразования тепловой энергии высокотемпературного источника тепла, например источника тока высокой частоты. В способе работы ракетного двигателя малой тяги, содержащего камеру нагрева, сопло, источник тока высокой частоты, блок управления, систему подвода рабочего тела в камеру нагрева и в систему охлаждения, включающий подвод рабочего тела в пористую вставку, расположенную внутри камеры нагрева, нагрев пористой вставки с использованием энергии токов высокой частоты, истечение рабочего тела через сопло, новым является то, что в качестве рабочего тела используют воду, при этом величину давления перед пористой вставкой задают в зависимости от расхода рабочего тела и пористости вставки не менее 1000 бар, на первом этапе течения воды в пористой вставке вода превращается в пар, на втором этапе получают перегретый пар, при этом через сопло истекает перегретый пар. Пористость вставки предпочтительно задают от П=0,02 до П=0,2. Позволяет повысить безопасность, снизить энергозатраты и себестоимость при эксплуатации двигателя. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к космическому энергомашиностроению и может быть использовано для создания силы тяги за счет преобразования тепловой энергии высокотемпературного источника тепла, например источника тока высокой частоты.
Суть работы ракетных двигателей заключается в получении высокотемпературных продуктов сгорания (или продуктов разложения).
Особенностью верньерных двигателей является малый расход рабочего тела, в роли которого выступает газ под высоким давлением. Проблемой использования сжатого газа является необходимость хранения и транспортировки объемной твердостенной емкости для его хранения.
Во всех двигателях используется высокотемпературные продукты сгорания, которые из сопла двигателя будут выбрасываться наружу.
Известны ракетные двигатели, в которых в качестве источника энергии для создания тяги используется электричество (ЭРД). В зависимости от способа преобразования электрической энергии в кинетическую энергию реактивной струи различают электротермические ракетные двигатели, электростатические (ионные) ракетные двигатели и электромагнитные ракетные двигатели.
Известны химические тепловые реактивные двигатели летательных аппаратов, использующие для обеспечения функционирования с целью получения тяги массу (как рабочее тело) и запас химической энергии вещества или совокупности веществ топлива (тепловые реактивные двигатели с совмещенными источниками массы и энергии: воздушно-реактивные ВРД, жидкостные ракетные двигатели ЖРД или, далее по тексту, химические тепловые РД, тепловые РД, двигатели или просто РД).
Тяга тепловых РД возникает при истечении в окружающее пространство вырабатываемых двигателем рабочего тела продуктов переработки вводимого в двигатель топлива за счет преобразования тепловой энергии рабочего тела в кинетическую энергию его направленного поступательного движения. В известных решениях энергообеспечение рабочего процесса тепловых РД воспроизводство рабочего тела с конкретными уровнями теплосодержания реализуется процессами горения (или разложения), обеспечивающими переработку вводимого в двигатель топлива в продукты сгорания (материальной массы для последующего отбрасывания в окружающее пространство рабочего тела двигателя) с удельным теплосодержанием RT (R - газовая постоянная, Т - температура), соответствующим по существу удельному содержанию химической энергии топлива, вводимого в двигатель (см., например: В.Е. Алемасов и др. Теория ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1989, 464 с.; М.В. Добровольский. Жидкостные ракетные двигатели. М.: Машиностроение, 1968, 394 с.; А.В. Васильев, В.М. Кудрявцев и др. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. М.: Высшая школа, кн. 1-2, 1993, стр. 704; А.А. Гарькавый, А.В. Чайковский, С.И. Ловинский. Двигатели летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1987, стр. 286).
Общим недостатком известного способа энергообеспечения теплового реактивного двигателя является ограничение сверху величиной удельного содержания химической энергии топлива (энтальпией) уровней теплосодержания рабочего тела (в свою очередь, определяющего достижимые уровни удельного импульса (Iуд) двигателя одной из важных характеристик, задачи увеличения которой определяют наиболее важные направления разработок в области авиационного и ракетного двигателестроения на всех этапах его развития). Указанное ограничение удельного теплосодержания рабочего тела (достижимого уровня Iуд) свойственно способу энергообеспечения в целом класса химических тепловых РД вне зависимости от их конкретного назначения, интегральных уровней тяговых характеристик, схемных, конструктивных и/или иных особенностей. Оно не может быть преодолено схемными, конструктивными или иными усовершенствованиями РД и, таким образом, носит принципиальный характер.
Ресурсы повышения эффективности способа энергообеспечения (удельного теплосодержания рабочих тел, а следовательно, и удельного импульса) тепловых реактивных двигателей на базе химической энергии традиционно оценивают двумя составляющими. Прежде всего, это составляющая, учитывающая реальные перспективы изыскания (разработки) и освоения новых составов топлив, отличающихся повышенными уровнями удельного содержания химической энергии по сравнению с уже освоенными композициями (см., например, М.С. Штехер. Топлива и рабочие тела ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1976, стр. 302; В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин, В.А. Худяков. Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания. Справочник в десяти томах, подготовлен под научным руководством академика В.П. Глушко. М.: АН СССР, 1971-1981 г.). Вторая составляющая ресурсов повышения эффективности способа энергообеспечения учитывает возможности повышения достижимых степеней преобразования конкретных уровней удельного содержания химической энергии топлива в тепловую энергию рабочего тела двигателя - продуктов сгорания топлива. Она формируется достижениями разнообразных методов оптимизации характеристик рабочего процесса двигателя, связывается с перспективами ограничений, свойственных процессам преобразования энергии диссипативных явлений, учитывает реальные возможности повышения экономичности элементарных составляющих и в целом рабочего процесса двигателей (см. вышеупомянутые источники, а также, например: В.М. Акимов, В.И. Бакулев, Р.И. Курзинер и др. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С.М. Шляхтенко. Учебник для вузов, 2-е перераб. и доп.. М.: Машиностроение, 1987, 587 с.; Волков Е.Б., Головков Л.Г., Сырицын Т.А. Жидкостные ракетные двигатели. М.: Воениздат, 1970, 592 с.; Б.Ф. Гликман. Автоматическое регулирование жидкостных ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1989, 296 с.).
Сопоставление предельно достижимых значений удельного импульса (с учетом уровней удельного энергосодержания любой из композиций топлив, реальной для настоящего времени номенклатуры. В рамках традиционных схем энергообеспечения тепловых двигателей достижимый уровень удельного импульса может быть определен диапазоном, не превышающим, по крайней мере, Iуд≤4500 мс-1) с уровнями Iуд, обеспечиваемыми известными разработками тепловых РД, обнаруживает, что:
- ресурсы возможностей дальнейшего повышения удельного импульса тепловых реактивных двигателей на базе химической энергии топлив любыми из отмеченных разновидностей способов в целом практически исчерпаны;
- потребности в существенном повышении обеспечиваемых уровней Iуд химических тепловых РД могут быть обеспечены лишь изысканием для их энергообеспечения дополнительных источников и видов энергии.
Известен способ энергообеспечения теплового реактивного двигателя (патент РФ №2216646, МПК F03H 5/00, опубл. 20.11.2003), в котором энергообеспечение теплового реактивного двигателя включает ввод в двигатель водородсодержащего топлива, его подготовку и переработку в рабочее тело, воздействие на рабочее тело через помещаемые в поток электроды электрическим полем и возбуждение экзотермической ядерной реакции в рабочем теле, при истечении которого в окружающее пространство возникает тяга. Рабочее тело образуют путем смещения водорода и дейтерия, а электрическое поле организуют в направлении движения рабочего тела с последующим возбуждением ограниченного по силе, объемного по характеру продольного электрического разряда и переводом рабочего тела в состояние с избыточным электрическим зарядом. Изобретение позволяет повысить удельный импульс двигателя за счет увеличения уровней удельного теплосодержания, преобразуемого при прочих равных условиях в кинетическую энергию потока рабочего тела двигателя положена задача разработки способа энергообеспечения теплового реактивного двигателя, обеспечивающего повышение удельного импульса двигателя за счет увеличения уровней удельного теплосодержания, преобразуемого при прочих равных условиях в кинетическую энергию потоков рабочих тел двигателя.
Известны индукционные (высокочастотные) ракетные двигатели, являющиеся разновидностью электротермического ракетного двигателя, наиболее близкие к заявляемому и принятые за прототип, в которых нагрев рабочего тела производится переменным высокочастотным электромагнитным полем, создаваемым индукционной катушкой. При ее питании от высокочастотного генератора мощностью в несколько кВт в объеме газа образуются сильные вихревые токи, способные разогреть его до 5000-6000 K. При этом отпадает необходимость в электродах, хотя возникает проблема охлаждения конструкционных элементов, подвергающихся воздействию высокочастотного поля. Возможность индукционного нагрева газа (в частности, гелия) доказана экспериментами на лабораторных установках. Индукционный двигатель включает сопло; рабочее тело; электропитание; нагревательный элемент (камера нагрева); высокочастотный генератор; индукционная катушка; магнитные силовые линии; охладитель. Практическому применению индукционных ракетных двигателей препятствует их малый кпд, большая масса и громоздкость электрогенераторов (см. Энциклопедия "Космонавтика" под редакцией В.П. Глушко (Москва, "Советская Энциклопедия", 1985).
Известен способ работы ракетного двигателя малой тяги (патент GB 1557590, МПК F02K 9/00, опубл. 12.12.1079 г.), содержащего камеру нагрева, сопло, источник тока высокой частоты, систему подвода рабочего тела в камеру нагрева, включающий подвод рабочего тела (газа), его нагрев с использованием энергии токов высокой частоты, истечение горячих газов через сопло, причем токами высокой частоты нагревают пористую вставку внутри камеры нагрева, перед которой увеличивают давление подачи рабочего тела в камеру нагрева, при этом рабочее тело нагревают как за счет тепла пористой вставки, так дополнительного тепла, выделяемого при трении рабочего тела внутри матрицы пористой вставки.
Особенностью верньерных двигателей является малый расход рабочего тела, в роли которого выступает газ под высоким давлением. Проблемой использования сжатого газа является необходимость хранения и транспортировки объемной твердостенной емкости для его хранения.
Технической проблемой является создание ракетного двигателя высокой эффективности и безопасного в эксплуатации.
Технический результат, на достижение которого направлено предлагаемое изобретение, заключается в упрощении конструкции за счет отсутствия баллонов со сжатым газом и в повышении безопасности при эксплуатации двигателя за счет использования воды в качестве рабочего тела, а также в снижении энергозатрат и себестоимости эксплуатации двигателя.
Технический результат достигается тем, что в способе работы ракетного двигателя малой тяги, содержащего камеру нагрева, сопло, источник тока высокой частоты, блок управления, систему подвода рабочего тела в камеру нагрева и в систему охлаждения, включающий подвод рабочего тела в пористую вставку, расположенную внутри камеры нагрева, нагрев пористой вставки с использованием энергии токов высокой частоты, истечение рабочего тела через сопло, новым является то, что в качестве рабочего тела используют воду, при этом величину давления перед пористой вставкой задают в зависимости от расхода рабочего тела и пористости вставки не менее 1000 бар, на первом этапе течения воды в пористой вставке вода превращается в пар, на втором этапе получают перегретый пар, при этом через сопло истекает перегретый пар.
Пористость вставки задают от П=0,02 до П=0,2.
На фигуре 1 изображена схема ракетного двигателя.
На фигуре 2 изображена схема индуктора.
Здесь: 1 - камера нагрева; 2 - сопло; 3 - источник тока высокой частоты (генератор индукционного нагревателя); 4 - индукционная катушка; 5 - блок управления; 6 - насос для прокачки рабочего тела в камеру нагрева и в систему охлаждения; 7 - резервуар рабочего тела; 8 - пористая вставка; 9 - дополнительный насос для прокачки рабочего тела в камеру нагрева 1; 10 - конденсатор; 11 - система охлаждения.
Ракетный двигатель малой тяги включает (фиг. 1) камеру нагрева 1, сопло 2, источник тока высокой частоты 3, конденсатор 10, блок управления 5, насос 6 для прокачки рабочего тела в камеру нагрева 1 и в систему охлаждения 11. Индукционная катушка 4 расположена внутри камеры нагрева 1 в ее передней части, при этом ее индуктирующие провода охватывают пористую вставку 8. Перед пористой вставкой 8 в системе подвода рабочего тела в камеру нагрева 1 установлен дополнительный шестеренчатый насос 9.
Рабочее тело (вода) подается через пористую вставку 8 в камеру нагрева 1 с помощью дополнительного насоса 9, (например, шестеренчатого).
Сущность способа заключается в том, что для нагрева рабочего тела (воды) используется энергия токов высокой частоты, полученная от высокочастотного генератора. Энергия подводится к пористой вставке 8, нагрев рабочего тела (воды) осуществляется за счет передачи тепла от пористой вставки 8 к рабочему телу (воде), так и тепла, выделяемого при трении рабочего тела внутри матрицы пористой вставки 8, при этом давление рабочего тела перед пористой вставкой задают в зависимости от расхода рабочего тела не менее 1000 бар.
Процесс нагрева в пористой вставке 8 протекает в два этапа. На первом этапе рабочее тело (вода) превращается в пар, на втором этапе получают перегретый пар до температуры ниже температуры плавления пористой вставки 8, а пористость вставки задают от П=0,02 до П=0,2.
В качестве материала пористой вставки применяются металлы, имеющие высокую температуру плавления (медь, вольфрам). Подвод энергии на превращение рабочего тела (воды) в пар и его перегрев осуществляются с помощью установки ТВЧ, КПД которых достигает 95%.
В качестве рабочего тела применяют воду (возможно применение жидкостей не агрессивных и не токсичных. К пористой вставке 8 необходимо подводить тепла столько, чтобы проходящее через нее рабочее тело не позволяло вставке расплавиться.
При уменьшении пористости вставки до 0,02, а также, при неизменной пористости и увеличении расхода (от 1 до 5 кг/(м2с), температура вставки повышается. При пористости вставки 0,20 влияние вязкостной диссипации отсутствует. За счет вязкостной диссипации рабочего тела при течении через пористую вставку происходит дополнительный нагрев рабочего тела.
При уменьшении пористости вставки увеличивается ее температура. Средняя разница в температуре по всей длине пористой вставки между П=0.2 и П=0.05 для кислорода 7,661%, для водорода 3,176%, для азота 7,366%, для гелия 4,58%, для воздуха 7,251%, продуктов сгорания 6,92%.
Температура пористой вставки возрастает по сравнению с температурой, определенной без учета подогрева пористой вставки за счет вязкостного трения охладителя. С ростом пористости выше 0,20 влияние вязкостной диссипации отсутствует.
При пористости П=0,05, с увеличением расхода рабочего тела, значение температуры с учетом диссипации существенно возрастает по сравнению со значениями без учета диссипации. При пористости более П=0,2 вязкостная диссипация минимальна и не происходит дополнительного нагрева.
Таким образом, при значениях пористости от П=0,02 до П=0,2 увеличение расхода рабочего тела приводит к росту температуры пористой вставки и, следовательно, к росту температуры рабочего тела (воды), что позволяет получить в камере нагрева рабочее тело с температурой, необходимой для обеспечения требуемых параметров ракетного двигателя на переменных режимах его работы. Использование воды в качестве рабочего тела приводит к упрощению конструкции за счет отсутствия баллонов со сжатым газом и к повышению безопасности при эксплуатации двигателя, а также снижаются энергозатраты и себестоимость эксплуатации двигателя.
Claims (2)
1. Способ работы ракетного двигателя малой тяги, содержащего камеру нагрева, сопло, источник тока высокой частоты, блок управления, систему подвода рабочего тела в камеру нагрева и в систему охлаждения, включающий подвод рабочего тела в пористую вставку, расположенную внутри камеры нагрева, нагрев пористой вставки с использованием энергии токов высокой частоты, истечение рабочего тела через сопло, отличающийся тем, что в качестве рабочего тела используют воду, при этом величину давления перед пористой вставкой задают в зависимости от расхода рабочего тела и пористости вставки не менее 1000 бар, на первом этапе течения в пористой вставке вода превращается в пар, на втором этапе получают перегретый пар, при этом через сопло истекает перегретый пар.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что пористость вставки задают от П=0,02 до П=0,2.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015125508A RU2637787C2 (ru) | 2015-06-26 | 2015-06-26 | Способ работы ракетного двигателя малой тяги |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015125508A RU2637787C2 (ru) | 2015-06-26 | 2015-06-26 | Способ работы ракетного двигателя малой тяги |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2015125508A RU2015125508A (ru) | 2017-01-10 |
| RU2637787C2 true RU2637787C2 (ru) | 2017-12-07 |
Family
ID=57955757
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015125508A RU2637787C2 (ru) | 2015-06-26 | 2015-06-26 | Способ работы ракетного двигателя малой тяги |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2637787C2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2020049528A1 (en) * | 2018-09-06 | 2020-03-12 | Oqab Dietrich Induction Inc. | Engine for producing thrust |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3083528A (en) * | 1959-05-12 | 1963-04-02 | Raytheon Co | Microwave engines |
| GB1557590A (en) * | 1976-10-25 | 1979-12-12 | Secr Defence | Gas thrusters |
| RU2044925C1 (ru) * | 1992-11-03 | 1995-09-27 | Евгений Кивович Белкин | Термический электрореактивный двигатель |
| RU2204047C2 (ru) * | 2001-04-19 | 2003-05-10 | Военный инженерно-космический университет им. А.Ф. Можайского | Жидкостный ракетный двигатель малой тяги |
| EP1640608A1 (en) * | 2004-09-22 | 2006-03-29 | Elwing LLC | Spacecraft thruster |
| RU2439359C2 (ru) * | 2010-02-16 | 2012-01-10 | Андрей Леонидович Шпади | Способ создания реактивной тяги, ракета на жидком топливе и пускозарядное устройство для его осуществления (варианты) |
-
2015
- 2015-06-26 RU RU2015125508A patent/RU2637787C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3083528A (en) * | 1959-05-12 | 1963-04-02 | Raytheon Co | Microwave engines |
| GB1557590A (en) * | 1976-10-25 | 1979-12-12 | Secr Defence | Gas thrusters |
| RU2044925C1 (ru) * | 1992-11-03 | 1995-09-27 | Евгений Кивович Белкин | Термический электрореактивный двигатель |
| RU2204047C2 (ru) * | 2001-04-19 | 2003-05-10 | Военный инженерно-космический университет им. А.Ф. Можайского | Жидкостный ракетный двигатель малой тяги |
| EP1640608A1 (en) * | 2004-09-22 | 2006-03-29 | Elwing LLC | Spacecraft thruster |
| RU2439359C2 (ru) * | 2010-02-16 | 2012-01-10 | Андрей Леонидович Шпади | Способ создания реактивной тяги, ракета на жидком топливе и пускозарядное устройство для его осуществления (варианты) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2020049528A1 (en) * | 2018-09-06 | 2020-03-12 | Oqab Dietrich Induction Inc. | Engine for producing thrust |
| US11821367B2 (en) | 2018-09-06 | 2023-11-21 | Oqab Dietrich Induction Inc. | Engine producing thrust using an induction heating assembly to energize the fuel |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2015125508A (ru) | 2017-01-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Wu et al. | Application and development of the pulsed plasma thruster | |
| US20240200455A1 (en) | Energy cell | |
| US4577461A (en) | Spacecraft optimized arc rocket | |
| US4851722A (en) | Magnetohydrodynamic system and method | |
| US3324316A (en) | Controlled fusion devices | |
| US8746120B1 (en) | Boosted electromagnetic device and method to accelerate solid metal slugs to high speeds | |
| Kirtley et al. | Steady operation of an FRC thruster on Martian atmosphere and liquid water propellants | |
| US20230120561A1 (en) | Method and system for fusion drive | |
| US4305783A (en) | Tokamak with liquid metal toroidal field coil | |
| Wang et al. | Theoretical and experimental study on constant volume heating of CO2 by porous electric heaters | |
| RU2605163C2 (ru) | Импульсная реактивная двигательная установка космического аппарата | |
| US12452989B2 (en) | Pulsed plasma thrusters with conductive liquid sacrificial electrode(s) | |
| Cambier | MHD power extraction from a pulse detonation engine | |
| You | Helicity drive: a novel scalable fusion concept for deep space propulsion | |
| US20150027433A1 (en) | Self-Regulated Hydrogen ThermoCell and Applications | |
| Tkachenko et al. | Resistive MHD simulations of a self-field magnetoplasmadynamic thruster over the 5 to 40 kA current range | |
| Starik et al. | On combustion enhancement mechanisms in the case of electrical-discharge-excited oxygen molecules | |
| RU2277643C1 (ru) | Плазменный источник тока | |
| WO2022225483A1 (en) | A generator | |
| Fowler | Pulsed spheromak reactor with adiabatic compression | |
| CN118979901A (zh) | 氢氧脉冲旋转爆轰燃烧泵 | |
| RU2537663C1 (ru) | Реактивное судно на воздушной подушке | |
| RU2538230C1 (ru) | Судно с малой площадью ватерлинии на водородном топливе | |
| RU2216646C1 (ru) | Способ энергообеспечения теплового реактивного двигателя | |
| JP2016054576A (ja) | 燃焼合成による発電システム及び発電方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| HZ9A | Changing address for correspondence with an applicant | ||
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180627 |