RU2766960C1 - Apparatus for measuring the temperature of the nozzle of a rocket engine - Google Patents

Apparatus for measuring the temperature of the nozzle of a rocket engine Download PDF

Info

Publication number
RU2766960C1
RU2766960C1 RU2021103252A RU2021103252A RU2766960C1 RU 2766960 C1 RU2766960 C1 RU 2766960C1 RU 2021103252 A RU2021103252 A RU 2021103252A RU 2021103252 A RU2021103252 A RU 2021103252A RU 2766960 C1 RU2766960 C1 RU 2766960C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
anode
measuring
temperature
low
Prior art date
Application number
RU2021103252A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Алексей Васильевич Колычев
Павел Александрович Архипов
Максим Евгеньевич Ренев
Виталий Андреевич Савелов
Владимир Андреевич Керножицкий
Станислав Алексеевич Матвеев
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ")
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 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ")
Priority to RU2021103252A priority Critical patent/RU2766960C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2766960C1 publication Critical patent/RU2766960C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers
    • F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

FIELD: measuring.
SUBSTANCE: invention relates to methods for functional monitoring and diagnostics of the condition of complex pneumohydraulic objects, e.g., liquid rocket engines (LRE). Proposed is an apparatus for measuring the temperature of the nozzle of a rocket engine, containing a nozzle made of electrically conductive and heat-resistant materials, applied to the inner surface whereof is a layer of material with a low output operation, wherein the emission layer on the surface of the nozzle is formed by a cathode, an anode is located at the outlet of the nozzle, wherein the anode is electrically series-connected with the cathode via an electric power source, the anode is in mechanical contact with the nozzle via an electrical insulation layer, the emission layer is made in the form of a ring with a thickness of 5 to 10 mm, in the critical section area, in the electrical circuit between the anode and the voltage source, a measuring complex is located, wherein an apparatus for storing and supplying substances with a low ionisation potential is added in the form of a nozzle for supplying substances with a low ionisation potential, located in the combustion chamber before the critical section of the nozzle and hydraulically, via a pipeline and an adjustable valve, connected with the tank for storing substances with a low ionisation potential (SLIP), wherein the adjustable valve is electrically connected with the signal output of the measuring complex, the outlet of the nozzle for supplying substances with a low ionisation potential is located flush with the surface of the LRE wall.
EFFECT: accuracy of measurement of the temperature of the monitored surface with a high reaction rate; also realised is a possibility of long-term operation in extreme temperatures due to the surface cooling.
1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к способам функционального контроля и диагностирования состояния сложных пневмогидравлических объектов, например, жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).The invention relates to methods for functional monitoring and diagnosing the state of complex pneumohydraulic objects, such as liquid propellant rocket engines (LRE).

Известно, что ЖРД эксплуатируются в экстремальных условиях, в условиях высоких температур и давлений в газовых трактах при весьма жестких ограничениях по текущим параметрам. В таких условиях даже кратковременный выход параметра (параметров) за пределы допустимых значений способен привести к выходу двигателя из строя. Поэтому весьма важно при возникновении неисправности в работе ЖРД как можно быстрее определить ее, определить степень ее влияния на работу ЖРД и принять управляющее решение - либо продолжить работу, либо отключить неисправный узел, либо отключить ЖРД.It is known that LREs are operated under extreme conditions, under conditions of high temperatures and pressures in gas paths, with very severe restrictions on current parameters. Under such conditions, even a short-term output of the parameter (parameters) beyond the limits of permissible values can lead to engine failure. Therefore, it is very important if a malfunction occurs in the operation of the LRE as soon as possible to determine it, determine the degree of its influence on the operation of the LRE and make a control decision - either continue operation, or turn off the faulty node, or turn off the LRE.

Весьма важна быстрота реакции на такие случаи, которая должна обеспечиваться системой управления ЖРД. В то же время инерционность известных систем диагностики зачастую не позволяет осуществить функцию скорейшего отключения ЖРД в случае возникновения такого класса неисправностей.Very important is the speed of response to such cases, which must be ensured by the control system of the rocket engine. At the same time, the inertia of the known diagnostic systems often does not allow the function of the early shutdown of the LRE in the event of such a class of malfunctions.

Известен способ измерения температуры стенки ЖРД посредством установки термопар на внешнюю стенку (см., например, «Испытания ЖРД» под ред. Левина В.Я. Москва, «Машиностроение», 1981 г., с. 133). В результате анализа данного метода стоит отметить, что термопары обладают весьма высокой инерционностью и невозможно их применение внутри двигателя, а температуру внутренней поверхности стенки возможно измерить только с помощью косвенных измерений. Вследствие чего можно сделать вывод о том, что их применение не может дать точных показаний температуры внутренней стенки сопла с высокой точностью и скоростью, необходимой для использования системах управления.A known method of measuring the temperature of the LRE wall by installing thermocouples on the outer wall (see, for example, "Test LRE" edited by Levin V.Ya. Moscow, "Engineering", 1981, p. 133). As a result of the analysis of this method, it should be noted that thermocouples have a very high inertia and it is impossible to use them inside the engine, and the temperature of the inner surface of the wall can only be measured using indirect measurements. As a result, it can be concluded that their use cannot give accurate readings of the temperature of the inner wall of the nozzle with the high accuracy and speed required for the use of control systems.

Известно устройство по патенту №1840369 RU, «Устройство для измерения основных параметров малоразмерного ракетного двигателя», которое содержит сопло, несколько электродов, первичным из которых является стенка сопла, а вторичным являются электроды, расположенные в зоне течения продуктов сгорания и соединенные с измерительной цепью. С целью повышения точности измерения за счет увеличения абсолютной величины разности потенциалов, вторичный электрод установлен за срезом сопла и выполнен в виде конуса с углом у основания большим или равным 45°, причем величина диаметра основания конуса больше величины диаметра среза сопла.A device is known according to patent No. 1840369 RU, "Device for measuring the main parameters of a small-sized rocket engine", which contains a nozzle, several electrodes, the primary of which is the nozzle wall, and the secondary are electrodes located in the flow zone of combustion products and connected to the measuring circuit. In order to improve the measurement accuracy by increasing the absolute value of the potential difference, the secondary electrode is installed behind the nozzle exit and is made in the form of a cone with an angle at the base greater than or equal to 45°, and the diameter of the cone base is greater than the diameter of the nozzle exit.

Основным недостатком указанного аналога является низкая точность измерения температуры из-за зашумленности первичного сигнала.The main disadvantage of this analogue is the low accuracy of temperature measurement due to the noisiness of the primary signal.

Ближайшим аналогом заявляемого изобретения является полезная модель по патенту №185328 RU «Устройство охлаждения ракетного двигателя», которое включает камеру сгорания и сопло, на обращенную ко внутреннему объему поверхность камеры сгорания и сопла, выполненных из электропроводящих и жаропрочных материалов, нанесен слой из материала с низкой работой выхода, при этом эмиссионный слой, камера сгорания и сопло образуют катод, на выходе из сопла расположен анод, причем анод электрически последовательно связан с катодом через источник напряжения, анод находится в механическом контакте с соплом через слой электроизоляции.The closest analogue of the claimed invention is a utility model according to patent No. 185328 RU "Rocket engine cooling device", which includes a combustion chamber and a nozzle, on the surface of the combustion chamber and nozzle facing the internal volume, made of electrically conductive and heat-resistant materials, a layer of material with low work function, while the emission layer, the combustion chamber and the nozzle form a cathode, an anode is located at the outlet of the nozzle, and the anode is electrically connected in series with the cathode through a voltage source, the anode is in mechanical contact with the nozzle through the electrical insulation layer.

Устройство по ближайшему аналогу работает следующим образом.The device for the closest analogue works as follows.

При работе ракетного двигателя в камере сгорания происходит процесс горения горючего и окислителя с образованием смеси газа, состоящего из продуктов сгорания - рабочего тела. При этом начинает нагреваться стенка камеры сгорания, стенка сопла и эмиссионный слой.During the operation of a rocket engine in the combustion chamber, the combustion of fuel and oxidizer occurs with the formation of a gas mixture consisting of combustion products - the working fluid. In this case, the wall of the combustion chamber, the wall of the nozzle and the emission layer begin to heat up.

В результате, с эмиссионного слоя начинают выходить электроны, охлаждая эмиссионный слой и стенку камеры сгорания и сопла. Через поток рабочего тела электроны термоэмиссии попадают на анод. От анода через источник напряжения электроны возвращаются в эмиссионный слой и цикл охлаждения повторяется заново.As a result, electrons begin to escape from the emission layer, cooling the emission layer and the wall of the combustion chamber and nozzle. Through the flow of the working fluid, thermionic electrons enter the anode. From the anode through the voltage source, the electrons return to the emission layer and the cooling cycle is repeated anew.

Основным недостатком указанного ближайшего аналога является низкая точность измерения температуры внутренней поверхности стенки сопла ЖРД в интересующих местах, в том числе в критическом сечении сопла из-за отсутствия локализации термоэлектронов, приходящих на анод устройства.The main disadvantage of this closest analogue is the low accuracy of measuring the temperature of the inner surface of the wall of the liquid-propellant rocket engine nozzle in places of interest, including in the critical section of the nozzle due to the lack of localization of thermionics arriving at the anode of the device.

Технической задачей заявляемого изобретения является повышение точности измерения температуры стенки камеры сгорания и сопла ЖРДThe technical objective of the claimed invention is to improve the accuracy of measuring the temperature of the combustion chamber wall and the LRE nozzle

Указанная техническая задача решается тем, что Устройство для измерения температуры стенок ракетного двигателя которое содержит выполненное из элетропроводящих и жаропрочных материалов сопло, на внутреннюю поверхность которого, нанесен слой из материала с низкой работой выхода, при этом эмиссионный слой на поверхности сопла, образуют катод, на выходе из сопла расположен анод, причем анод электрически последовательно связан с катодом через источник электроэнергии, анод находится в механическом контакте с соплом через слой электроизоляции, эмиссионный слой выполнен в форме кольца толщиной от 5 до 10 мм, в области критического сечения, в электрической цепи между анодом и источником напряжения располагается измерительный комплекс, при этом добавлено устройство хранения и подачи веществ с низким потенциалом ионизации в форме форсунки подачи веществ с низким потенциалом ионизации расположенной в камере сгорания перед критическим сечением сопла и гидравлически через трубопровод и регулируемый клапан, соединенной с баком для хранения веществ с низким потенциалом ионизации (ВНПИ), причем регулируемый клапан электрически соединен с сигнальным выходом измерительного комплекса, выходное отверстие форсунки подачи веществ с низким потенциалом ионизации расположено заподлицо с поверхностью стенки ЖРД.This technical problem is solved by the fact that the device for measuring the temperature of the walls of a rocket engine, which contains a nozzle made of electrically conductive and heat-resistant materials, on the inner surface of which a layer of a material with a low work function is deposited, while the emission layer on the surface of the nozzle forms a cathode, on the anode is located at the outlet of the nozzle, and the anode is electrically connected in series with the cathode through an electric power source, the anode is in mechanical contact with the nozzle through the electrical insulation layer, the emission layer is made in the form of a ring with a thickness of 5 to 10 mm, in the region of the critical section, in the electrical circuit between the anode and voltage source are the measuring complex, while a device for storing and supplying substances with a low ionization potential in the form of a nozzle for supplying substances with a low ionization potential is added located in the combustion chamber in front of the critical section of the nozzle and hydraulically through the pipeline and adjustable valve connected to the low ionization potential (LIP) storage tank, wherein the adjustable valve is electrically connected to the signal output of the measuring complex, the outlet of the low ionization potential injector is located flush with the LRE wall surface.

Технический результат, получаемый в результате применения изобретения, является повышение точности измерения температуры области критического сечения сопла ЖРД.The technical result obtained as a result of the application of the invention is to increase the accuracy of measuring the temperature of the region of the critical section of the liquid-propellant rocket engine nozzle.

Пример реализации заявляемого способа представлен на фиг. 1.An example of the implementation of the proposed method is shown in Fig. one.

На фиг. 1 обозначены: 1 - сопло ЖРД, 2 - покрытие с низкой работой выхода (катод), 3 - электроизоляция, 4 - анод, 5 - источник напряжения, 6 -измерительный комплекс, 7 - устройство хранения ВНПИ, 8 - форсунка, 9 -регулируемый клапан, 10 - измерительный комплексIn FIG. 1 are marked: 1 - LRE nozzle, 2 - coating with low work function (cathode), 3 - electrical insulation, 4 - anode, 5 - voltage source, 6 - measuring complex, 7 - VNPI storage device, 8 - nozzle, 9 - adjustable valve, 10 - measuring complex

Сопло 1 предназначено для сжигания топлива и создания реактивной тяги, 2 - покрытие с низкой работой выхода для испускания электронов в результате нагрева, при этом эмиссионный слой 2 с участком сопла 1 в области критического сечения образуют катод, электроизоляция 3 предназначена для изоляции катода 2 от анода 4, 4 - анод предназначен для улавливания электронов из потока продуктов сгорания и создания разности потенциалов с катодом 2. Анод 4 имеет форму, обеспечивающую восприятие всех термоэлектронов, вышедших с термоэмиссионного слоя, 5 - источник напряжения предназначен для создания разности потенциалов между катодом и анодом и обеспечения направленного движения электронов из потока продуктов сгорания к аноду и от анода через измерительный комплекс 6 к катоду, 6 - измерительный комплекс предназначен для снятия показаний силы тока между катодом 2 и анодом 4 для последующего вычисления значения температуры, 7 - устройство хранения ВНПИ, 8 - форсунка предназначена для впрыска ВНПИ в поток продуктов сгорания, 9 -регулируемый клапан предназначен для открытия и закрытия канала между устройством хранения ВНПИ и форсункой 8 с целью подачи или прекращения подачи ВНПИ, 10 - блок управления предназначен для выработки сигнала управления на управляемый клапан 9.Nozzle 1 is designed to burn fuel and create reactive thrust, 2 - a coating with a low work function for emitting electrons as a result of heating, while the emission layer 2 with the section of nozzle 1 in the region of the critical section forms a cathode, electrical insulation 3 is designed to isolate cathode 2 from the anode 4, 4 - the anode is designed to capture electrons from the flow of combustion products and create a potential difference with the cathode 2. The anode 4 has a shape that ensures the perception of all thermionics emerging from the thermionic layer, 5 - the voltage source is designed to create a potential difference between the cathode and the anode and ensuring the directed movement of electrons from the flow of combustion products to the anode and from the anode through the measuring complex 6 to the cathode; the nozzle is designed to inject VNPI into the sweat ok combustion products, 9 - adjustable valve is designed to open and close the channel between the VNPI storage device and the nozzle 8 in order to supply or stop the supply of VNPI, 10 - the control unit is designed to generate a control signal to the controlled valve 9.

Изобретение работает следующим образом.The invention works as follows.

При работе ракетного двигателя будет происходить нагревание камеры сгорания и сопла 1, в том числе область критического сечения, с нанесенным на его поверхность эмиссионным слоем 2. С эмиссионного слоя 2 будут выходить термоэлектроны - будет происходит термоэлектронная эмиссия. Вышедшие электроны будут переходить на анод 4 через поток рабочего тела, а от анода к измерительному комплексу 6. Чем выше нагрев области критического сечения, тем выше ток термоэмиссии и ток, регистрируемый в измерительном комплексе 6. Одновременно, по команде блока управления 10 через регулируемый клапан 9 и форсунку 8 из емкости хранения ВНПИ 7 в рабочее тело подаются ВНПИ, что увеличивает концентрацию заряженных частиц в рабочем теле и достигается увеличение тока термоэмиссии.During the operation of the rocket engine, the combustion chamber and nozzle 1 will be heated, including the region of the critical section, with the emission layer 2 deposited on its surface. Thermionics will come out of the emission layer 2 - thermionic emission will occur. The released electrons will pass to the anode 4 through the flow of the working fluid, and from the anode to the measuring complex 6. The higher the heating of the region of the critical section, the higher the thermal emission current and the current recorded in the measuring complex 6. At the same time, at the command of the control unit 10 through the adjustable valve 9 and the nozzle 8 from the storage tank VNPI 7 are fed into the working fluid VNPI, which increases the concentration of charged particles in the working medium and an increase in the thermal emission current is achieved.

Благодаря близкой к экспоненциальной зависимости термоэмиссии от температуры, небольшое увеличение температуры катода может приводить к существенному росту тока термоэмиссии. Причем ток термоэмиссии может на 1-2 порядка превосходить сторонние токи и шумы, что также повышает точность и надежность производимых измерений.Due to the close to exponential dependence of thermal emission on temperature, a slight increase in the cathode temperature can lead to a significant increase in the thermal emission current. Moreover, the thermal emission current can exceed external currents and noise by 1-2 orders of magnitude, which also increases the accuracy and reliability of measurements.

Например, при работе выхода электронов в 2 эВ и температуре стенки 1500 К, плотность тока эмиссии по Ричардсону составляет величину 51.79 А/см2. При увеличении температуры на 1 К плотность тока увеличивается до 52.40 А/см2 или на 0.4 А. При этом цена деления современных приборов измерения может составлять единицы мкА. Тогда точность измерений температуры заявляемым устройством в данном можно оценить в 0.00001 К по порядку величины.For example, for an electron work function of 2 eV and a wall temperature of 1500 K, the Richardson emission current density is 51.79 A/cm2 . With an increase in temperature by 1 K, the current density increases to 52.40 A/cm2, or by 0.4 A. In this case, the division value of modern measuring instruments can be units of μA. Then the accuracy of temperature measurements by the claimed device in this case can be estimated at 0.00001 K in order of magnitude.

Такая система измерения температуры внутри камеры сгорания ЖРД, обладает низкой инерционностью и высокой точностью, в условиях экстремальных температур и не оказывает существенного влияния на течение продуктов сгорания.Such a temperature measurement system inside the LRE combustion chamber has low inertia and high accuracy under extreme temperatures and does not significantly affect the flow of combustion products.

Высокий уровень снимаемых токов и чувствительность термоэмиссии к температуре позволяют с повышенной точностью производить измерения температуры.The high level of currents taken and the sensitivity of thermionic emission to temperature make it possible to measure temperature with increased accuracy.

На основе измеренных значений температуры можно прогнозировать остаточный ресурс ЖРД, в том числе и при многократном применении. Это может сильно увеличить надежность многоразовой аэрокосмической техники.On the basis of the measured temperature values, it is possible to predict the residual life of the LRE, including those with repeated use. This can greatly increase the reliability of reusable aerospace equipment.

Таким образом, решается указанная выше техническая задача и достигается технический результат, который заключается в повышении точности измерения значений температуры области критического сечения сопла ЖРД. При этом обеспечивается высокая скорость реакции. Так же реализована возможностью длительной работы в условиях экстремальных температур за счет охлаждения поверхности.Thus, the above technical problem is solved and the technical result is achieved, which consists in increasing the accuracy of measuring the temperature values of the region of the critical section of the liquid-propellant rocket engine nozzle. This ensures a high reaction rate. It is also implemented the possibility of long-term operation in extreme temperatures due to surface cooling.

Claims (1)

Устройство для измерения температуры сопла ракетного двигателя, которое содержит выполненное из элетропроводящих и жаропрочных материалов сопло, на внутреннюю поверхность которого нанесен слой из материала с низкой работой выхода, при этом эмиссионный слой на поверхности сопла образуют катод, на выходе из сопла расположен анод, причем анод электрически последовательно связан с катодом через источник электроэнергии, анод находится в механическом контакте с соплом через слой электроизоляции, отличающееся тем, что эмиссионный слой выполнен в форме кольца шириной с центром на оси сопла от 5 до 10 мм, в области критического сечения, в электрической цепи между анодом и источником напряжения располагается измерительный комплекс, при этом добавлено устройство хранения и подачи веществ с низким потенциалом ионизации в форме форсунки подачи веществ с низким потенциалом ионизации, расположенной в камере сгорания перед критическим сечением сопла и гидравлически через трубопровод и регулируемый клапан, соединенной с баком для хранения веществ с низким потенциалом ионизации (ВНПИ), причем регулируемый клапан электрически соединен с сигнальным выходом измерительного комплекса, выходное отверстие форсунки подачи веществ с низким потенциалом ионизации расположено заподлицо с поверхностью стенки жидкостного ракетного двигателя (ЖРД).A device for measuring the temperature of a rocket engine nozzle, which contains a nozzle made of electrically conductive and heat-resistant materials, on the inner surface of which a layer of a material with a low work function is deposited, while the emission layer on the surface of the nozzle forms a cathode, an anode is located at the outlet of the nozzle, and the anode electrically connected in series with the cathode through a power source, the anode is in mechanical contact with the nozzle through the electrical insulation layer, characterized in that the emission layer is made in the form of a ring with a width of 5 to 10 mm centered on the axis of the nozzle, in the area of the critical section, in the electric circuit a measuring complex is located between the anode and the voltage source, while a device for storing and supplying substances with a low ionization potential is added in the form of a nozzle for supplying substances with a low ionization potential, located in the combustion chamber in front of the critical section of the nozzle and hydraulically through a pipeline and an adjustable valve pan, connected to a tank for storing substances with a low ionization potential (VNPI), and the adjustable valve is electrically connected to the signal output of the measuring complex, the outlet of the nozzle for supplying substances with a low ionization potential is located flush with the wall surface of the liquid rocket engine (LRE).
RU2021103252A 2021-02-09 2021-02-09 Apparatus for measuring the temperature of the nozzle of a rocket engine RU2766960C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021103252A RU2766960C1 (en) 2021-02-09 2021-02-09 Apparatus for measuring the temperature of the nozzle of a rocket engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021103252A RU2766960C1 (en) 2021-02-09 2021-02-09 Apparatus for measuring the temperature of the nozzle of a rocket engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2766960C1 true RU2766960C1 (en) 2022-03-16

Family

ID=80736914

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2021103252A RU2766960C1 (en) 2021-02-09 2021-02-09 Apparatus for measuring the temperature of the nozzle of a rocket engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2766960C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3413844A (en) * 1965-04-23 1968-12-03 Sunbeam Corp Jet engine thrust indicator
SU1840369A1 (en) * 1987-07-07 2006-10-10 Самарский государственный аэрокосмический университет им. академика С.П.Королева Device for measuring main parameters of small-dimensional rocket engine
RU185328U1 (en) * 2017-06-19 2018-11-30 Общество с ограниченной ответственностью "Термоэмиссионные Турбины" Rocket engine cooling device
RU2691702C2 (en) * 2017-08-15 2019-06-17 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") Hypersonic ramjet engine
JP2020165360A (en) * 2019-03-29 2020-10-08 三菱重工業株式会社 High-temperature component and manufacturing method of high-temperature component

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3413844A (en) * 1965-04-23 1968-12-03 Sunbeam Corp Jet engine thrust indicator
SU1840369A1 (en) * 1987-07-07 2006-10-10 Самарский государственный аэрокосмический университет им. академика С.П.Королева Device for measuring main parameters of small-dimensional rocket engine
RU185328U1 (en) * 2017-06-19 2018-11-30 Общество с ограниченной ответственностью "Термоэмиссионные Турбины" Rocket engine cooling device
RU2691702C2 (en) * 2017-08-15 2019-06-17 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") Hypersonic ramjet engine
JP2020165360A (en) * 2019-03-29 2020-10-08 三菱重工業株式会社 High-temperature component and manufacturing method of high-temperature component

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Polk et al. An overview of the results from an 8200 hour wear test of the NSTAR ion thruster
RU2766960C1 (en) Apparatus for measuring the temperature of the nozzle of a rocket engine
US2538642A (en) Thermopile flame detector for combustion devices
US2799136A (en) Flame detection and control in aircraft engines
RU2758022C1 (en) Device for measuring the temperature of a liquid propellant rocket engine nozzle
Yanes et al. Ion acoustic turbulence and ion energy measurements in the plume of the HERMeS thruster hollow cathode
Drobny et al. Development of a C12A7 electride hollow cathode and joint operation with a plasma thruster
US3545252A (en) Flammability test chamber
RU2406864C1 (en) Plant for determining burning speed of solid rocket fuel
CN117233079B (en) Online calibration device and calibration method for corrosion rate of propeller channel
US3866041A (en) Method and apparatus for evaluating the gas content of materials
CN111271195B (en) High-precision solid propellant gas generation amount testing device
Leveroni et al. Electric probe diagnostics in thermal plasmas: Double probe theory and experimental results
RU2587524C1 (en) Apparatus for determining thermal conductivity coefficient and long-term performance of heat shielding coating
RU2569799C2 (en) Experimental gas generator
US5419119A (en) High pressure slab motor
JP6923473B2 (en) Gas sensor inspection device
KR102536365B1 (en) Ignition apparatus for boiler burner of gas turbine
RU2766478C1 (en) Method of testing and checking serviceability of spark plugs of gas turbine engines
CN112577996A (en) Experimental device for combustible gas explosion limit under survey high temperature condition
RU2766315C1 (en) Device for testing and checking the performance of the spark plugs
Bobrov et al. Experimental study of the working process in liquid rocket engines by an electrophysical diagnostic method
JPS60166815A (en) Monitor for matter attached to compressor blade of gas turbine
RU2521823C1 (en) Accelerated test of plasma engine cathodes and device to this end
US3413844A (en) Jet engine thrust indicator