UA72352C2 - Ракетний двигун - Google Patents
Ракетний двигун Download PDFInfo
- Publication number
- UA72352C2 UA72352C2 UA20031211299A UA20031211299A UA72352C2 UA 72352 C2 UA72352 C2 UA 72352C2 UA 20031211299 A UA20031211299 A UA 20031211299A UA 20031211299 A UA20031211299 A UA 20031211299A UA 72352 C2 UA72352 C2 UA 72352C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- combustion chamber
- surface layer
- nozzle
- monolithic
- composite
- Prior art date
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 abstract description 40
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 abstract description 35
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 20
- 239000002344 surface layer Substances 0.000 description 36
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 7
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 7
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 5
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 5
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 5
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 4
- 238000005470 impregnation Methods 0.000 description 4
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 4
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 3
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 3
- 239000000047 product Substances 0.000 description 3
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N Silicium dioxide Chemical compound O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 2
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 2
- 238000000197 pyrolysis Methods 0.000 description 2
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 2
- 230000008719 thickening Effects 0.000 description 2
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 2
- BDHFFHBFJUZSBF-BYPYZUCNSA-N 3-(5-oxoisoxazolin-2-yl)-L-alanine zwitterion Chemical compound OC(=O)[C@@H](N)CN1C=CC(=O)O1 BDHFFHBFJUZSBF-BYPYZUCNSA-N 0.000 description 1
- 241001516584 Andrya Species 0.000 description 1
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- LFQSCWFLJHTTHZ-UHFFFAOYSA-N Ethanol Chemical compound CCO LFQSCWFLJHTTHZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 241000208125 Nicotiana Species 0.000 description 1
- 235000002637 Nicotiana tabacum Nutrition 0.000 description 1
- 241000159610 Roya <green alga> Species 0.000 description 1
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 1
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000010790 dilution Methods 0.000 description 1
- 239000012895 dilution Substances 0.000 description 1
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 1
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 125000004435 hydrogen atom Chemical class [H]* 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 1
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000012466 permeate Substances 0.000 description 1
- 229920006327 polystyrene foam Polymers 0.000 description 1
- 239000011148 porous material Substances 0.000 description 1
- 238000009958 sewing Methods 0.000 description 1
- HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N silicon carbide Chemical compound [Si+]#[C-] HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910010271 silicon carbide Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000377 silicon dioxide Substances 0.000 description 1
- 229920002994 synthetic fiber Polymers 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
- 238000009941 weaving Methods 0.000 description 1
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
-
- 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
- F02K9/44—Feeding propellants
- F02K9/52—Injectors
-
- 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
- F02K9/97—Rocket nozzles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
- F05D2240/128—Nozzles
- F05D2240/1281—Plug nozzles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Nozzles (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
- Toys (AREA)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Porous Artificial Stone Or Porous Ceramic Products (AREA)
- Organic Low-Molecular-Weight Compounds And Preparation Thereof (AREA)
Abstract
Камера згоряння ракетного двигуна складається щонайменше з однієї першої монолітної деталі з композиційного матеріалу, що містить пористий поверхневий шар (5), через який паливо попадає в робочу частину (С) камери згоряння. Невелика частина палива прямує до горловини (3) для її охолоджування.
Description
соплу, так, що внутрішній поверхневий шар виконує роль пористого поверхневого шару для подачі щонайменше частини палива в робочу частину камери згоряння.
Зовнішній поверхневий шар першої монолітної деталі може бути виконаний повністю непроникним по відношенню до рідин і газів, наприклад, шляхом нанесення відповідного покриття.
Переважно, щоб перша монолітна деталь мала діаметр, що перевищує діаметр горловини, і щоб кільцевий отвір проміжного простору, що знаходиться з боку сопла, знаходився навпроти частини горловини, яка сходиться.
Таким чином, можна використати невелику кількість палива для подачі в проміжний простір кільцевого перерізу для охолоджування зони горловини, але це паливо не проходитиме через внутрішній поверхневий шар в напрямі робочої частини.
Над горловиною сопло може містити кожух для установки першої монолітної деталі.
Таким чином, конструкція, що складається з сопла, горловини і кожуха, утворює другу монолітну деталь, в яку вставляють першу монолітну деталь. Друга монолітна деталь може бути, наприклад, металевою. Проте, переважно, щоб друга монолітна деталь була виконана з термоструктурного композиційного матеріалу. У цьому випадку друга монолітна деталь може утворити продовження зовнішнього поверхневого шару першої монолітної деталі яке є невід'ємною складовою частиною зовнішнього поверхневого шару. Таким чином, перша і друга монолітні деталі утворюють єдину деталь.
У варіанті виконання ракетного двигуна відповідно до даного винаходу камера згоряння розташовується в соплі, що розширюється, поруч з його вершиною.
У цьому випадку переважно, щоб камера згоряння містила першу внутрішню композиційну монолітну деталь циліндричної форми, коаксіальну з віссю двигуна і, що містить внутрішній поверхневий шар і зовнішній поверхневий шар, відділені один від одного проміжним простором кільцевого перерізу, і першу зовнішню композиційну монолітну деталь циліндричної форми, коаксіальну з віссю двигуна і, що містить внутрішній поверхневий шар і зовнішній поверхневий шар, відділені один від одного проміжним простором кільцевого перерізу, при цьому перша зовнішня деталь охоплює першу внутрішню деталь і між ними утворена робоча частина камери згоряння, перші внутрішня і зовнішня деталі утворять разом з вершиною сопла, що розширюється, кільцевий канал для сполучення з соплом, окислювач подається всередину робочої кільцевої частини камери згоряння з боку, протилежного вершині сопла, і паливо подається в проміжні простори кільцевого перерізу перших внутрішньої і зовнішньої деталей з боку, протилежного вершині.
У цьому варіанті виконання паливо надходить в робочу кільцеву частину камери згоряння через зовнішній поверхневий шар першої внутрішньої деталі і через внутрішній поверхневий шар першої зовнішньої деталі. Газоподібні продукти згоряння в цьому випадку проходять з кільцевої камери згоряння в сопло, що розширюється, через кільцевий канал сполучення, який утворює горловину. Паливо, що проходить через зовнішній поверхневий шар першої зовнішньої деталі забезпечує охолоджування сопла, що розширюється, поруч з кільцевим каналом сполучення. У разі необхідності внутрішній поверхневий шар першої внутрішньої деталі може бути виконаний непроникним по відношенню до рідин і газів.
Переважно у вершині сопла, що розширюється, виконаний отвір, і комплекс з перших внутрішньої і зовнішньої деталей жорстко сполучений з соплом за допомогою третьої монолітної деталі з композиційного матеріалу, виконаної у вигляді петлі.
У камеру згоряння паливо подається через деталь куполоподібної форми, розташовану з протилежної до вершини сопла сторони камери згоряння, при цьому опукла стінка камери направлена у бік сопла і виконана з термоструктурного композиційного матеріалу.
Надалі даний винахід пояснюється описом переважних варіантів виконання з посиланнями на супроводжуючі креслення, на яких:
Фіг.1 зображає, перший приклад виконання ракетного двигуна (осьовий розріз), згідно з винаходом;
Фіг.2А-2Е - варіанти виконання камери згоряння ракетного двигуна згідно з винаходом;
Фіг.зЗА-30 - схему переходу з стану, показаного на Ффіг.2Е, до стану, показаного на Фіг.2Е;
Фіг.ЗА - розріз по лінії ША-ША на Фіг.2Е; Фіг.30 - розріз по лінії ШО-ШО на Фіг.2Е, два відрізки кожного прошивального стібка для кращого розуміння показані далеко віддаленими один від одного згідно з винаходом;
Фіг.4 - ракетний двигун, що містить камеру згоряння згідно з винаходом;
Фіг.5 - другий варіант виконання ракетного двигуна (осьовий розріз) згідно з винаходом.
Опис переважних варіантів виконання винаходу
Ракетний двигун (Фіг.1) містить камеру 1 згоряння і сопло 2, що розширюється, сполучені один з одним горловиною 3. Продольна вісь двигуна І позначена 2-7.
Камера 1 згоряння містить зовнішню стінку 4, частина 4А якої, протилежна соплу 2, виконана практично циліндричною, а частина 48 зовнішньої стінки 4, розташована з боку сопла 2, виконана такою, що сходиться, і сполучається з горловиною 3. Таким чином, зовнішня стінка 4, горловина З і сопло 2 утворюють безперервну конструкцію і складають єдину деталь.
Камера 1 згоряння додатково містить внутрішню пористу стінку 5, вісь якої співпадає з віссю 2-7 і яка знаходиться всередині зовнішньої стінки 4, утворюючи разом з останньою проміжний циліндричний простір 6 з кільцевим перерізом. Внутрішня пориста стінка 5 також є практично циліндричною, її діаметр 0 перевищує діаметр й горловини 3. Навпроти частини 4В, що сходиться, зовнішньої стінки, 4 внутрішня стінка 5 містить частину 5В, що сходиться, яка разом з частиною 4В, що сходиться, визначає кільцевий канал 7, утворюючий звуження для кільцевого простору 6.
У варіанті виконання, що описується, камера 1 згоряння щонайменше частково утворена першою монолітною деталлю з термоструктурного композиційного матеріалу. Внутрішня пориста стінка 5 першої монолітної деталі утворена поверхневим шаром з композиційного матеріалу. Так само сопло 2, що розширюється, може утворювати всю або частину другої монолітної деталі з термоструктурного композиційного матеріалу. Перша і друга монолітні деталі, кожна з яких може містити частину горловини З або ж тільки одна з яких може містити горловину 3, жорстко сполучені одна з одною або виконані у вигляді єдиної монолітної деталі, утворюючи ракетний двигун.
У камері 1 згоряння горіння відбувається всередині циліндричного об'єму 3, обмеженого внутрішньою пористою стінкою 5 і утворюючого робочу частину камери згоряння. Потік окислювача, в основному кисню, надходить всередину робочої частини З через кінець 5А внутрішньої стінки 5, протилежний соплу 2 (показано стрілками 8). Потік палива, в основному водню, надходить в кільцевий проміжний простір 6 з кінця 6бА, протилежного соплу 2 (показано стрілками 9). Завдяки пористості внутрішньої стінки 5 і звуженню, утвореному каналом 7, основна частина палива, що надходить в кільцевий простір 6, проходить через внутрішню композиційну стінку 5 і попадає всередину робочої частини З (показано стрілками 10), де воно згоряє в атмосфері окислювача (стрілки 8).
Гази, що утворюються внаслідок згоряння, виходять з робочої частини З з кінця 5В стінки 5, протилежного кінцю 5А, і попадають в сопло 2, проходячи через горловину З (показано стрілками 11).
Крім того, незначна частина палива, що попадає в кільцевий проміжний простір 6 (стрілки 9), проходить через кільцевий канал 7 (показано стрілками 12), охолоджуючи частину 5В внутрішньої стінки 5, частину 48 зовнішньої стінки 4 і горловину 3. На рівні останньої паливо, що проходить через кільцевий канал 7, який сходиться, змішується з газоподібними продуктами згоряння (стрілки 11).
На Фіг.2А-2Е, ЗА-30 і 4 схематично показаний варіант виконання двигуна з композиційного матеріалу.
Для цього спочатку виконують, наприклад, з спіненого синтетичного матеріалу, що легко проколюється голкою, оправку 20 (Фіг.2А), відтворюючу внутрішню форму внутрішньої пористої стінки 5, в тому числі частини 5В, що сходиться. Потім на оправку 20 будь-яким відомим способом (намотування, переплетення) укладають структуру 21 з високоміцних волокон, таких як волокна на основі вуглецю, кремнезему або карбіду кремнію, для утворення волокнистої арматури для внутрішньої стінки 5 (Фіг.28). Після цього на волокнисту структуру 21 укладають кільцеве осердя 22 з пінополістиролу, який непіддатливий просоченню смолами, призначеними для утворення матриць з композиційного матеріалу, що відтворює форму кільцевого проміжного простору 6, в тому числі каналу 7 (Фіг.2С). Матеріал осердя 22 легко проколюється голкою і може бути видалений термічним шляхом.
На кільцеве осердя 22 укладають структуру 23 з високоміцних волокон (С, 5іС), для утворення волокнистої арматури щонайменше частини зовнішньої стінки 4 (Фіг.20).
Волокнисту структуру 21 (Фіг.2Е і Фіг.ЗА), кільцеве осердя 22 і волокнисту структуру 23 жорстко з'єднують один з одним прошиттям без перев'язування за допомогою безперервної нитки 24, яка складається з безлічі високоміцних волокон (С, 5іІС). Безперервна нитка 24 утворює відрізки 25, 26, що проходять через елементи 21, 22, 23 і почергово пов'язані один з одним містками 27, що накладаються на волокнисту структуру 23, і петлями 28, що проникають в оправку 20.
Після операції прошиття оправку 20 видаляють, а петлі 28 загинають і мнуть на волокнистій структурі 21, утворюючи потовщення 29 (Ффіг.3В), після чого волокнисті структури 21 і 23 одночасно просочують смолою, яка твердне, що володіє відносно низькою в'язкістю і, у разі необхідності, розрідженою, наприклад, спиртом. Переважно просочення здійснюють при розрідженні таким чином, щоб смола проникала не тільки у волокнисті структури 21 і 23, але також вздовж і всередину крізних відрізків нитки 25, 26. Під час цієї операції осердя 22 смолою не просочується, оскільки є по відношенню до смоли непроникним.
Смолу для просочення після цього отверджують, наприклад, шляхом підвищення температури протягом часу, достатнього для того, щоб волокнисті структури 21 і 23 сформували жорсткі поверхневі шари 30 ї 31 ї щоб крізні відрізки нитки 25 і 26 сформували жорсткі ниткоподібні перемички 32 (Ффіг.3С).
Перемички 32 міцно закріпляють кінцями в жорстких поверхневих шарах 30 і 31 за допомогою жорстких зв'язків 33 і 34, що відповідно утворилися з потовщень 29 і містків 27.
Для утворення матриці з жорстких поверхневих шарів 30 і 31 і перемичок 32 комплекс піддають піролізу при підвищеній температурі, близько 9007С, що дозволяє стабілізувати геометрію комплексу і видалити осердя 22. У разі необхідності комплекс можна ущільнити і обробити відомим чином, щоб його матриця стала керамічною. У результаті отримують монолітну деталь 40 (Фіг.2Е і 30), призначену для утворення, щонайменше, частини камери 1 згоряння, що містить зовнішній поверхневий шар 41 з композиційного матеріалу, що отримується з поверхневого шару 31, призначений для утворення, щонайменше, частини зовнішньої стінки 4, 4А, 48 камери 1 згоряння, внутрішній поверхневий шар 42 з композиційного матеріалу, що отримується з поверхневого шару 30, і призначений для утворення внутрішньої стінки 5, 5А, 5В камери 1 згоряння, безліч ниткоподібних перемичок 43 з композиційного матеріалу, що отримуються з перемичок 32.
У цій монолітній деталі 40 поверхневі шари 41 і 42 відстоять один від одного, обмежуючи кільцевий простір 44, що перетинається перемичками 43, але не закупорюється ними, для утворення кільцевого простору 6 камери 1 згоряння.
Відомо, що за своєю природою композиційний матеріал є пористим і пористість залежить від умов утворення матриці. Тому легко зрозуміти, що пористість внутрішнього поверхневого шару 42 може бути скоригована для придання останньому пористості, необхідної від внутрішньої стінки 5, 5А, 5В. Тим самим зовнішньому поверхневому шару 41 додають пористість, необхідну для внутрішньої стінки 42. Однак, оскільки зовнішня стінка 4 повинна бути герметичною, то переважно можна нанести зовні на зовнішній поверхневий шар 41 герметичне покриття 45 (Фіг.2Е).
Виконують другу монолітну композиційну деталь 50, необхідну для утворення щонайменше сопла 2.
Другу композиційну деталь 50 можна виконати шляхом намотування або переплетення міцних волокон (С, 5і) на відповідну оправку, потім шляхом просочення смолою і піролізу отриманої матриці. Щоб виконати двигун, монолітну композиційну деталь 40 з'єднують з монолітною композиційною деталлю 50. Таке з'єднання можна виконати будь-яким відомим способом, наприклад, механічним шляхом або склеюванням.
Крім того, в переважному варіанті виконання (Фіг.4) в монолітній композиційній деталі 50 виконують не тільки частину 51, створюючу горловину 3, але також частину 52, яка служить гніздом для установки монолітної композиційної деталі 40. У цьому випадку зовнішню стінку 4 двигуна виконують шляхом накладення один на інше і з'єднання поверхневого шару 41, у разі необхідності, покриття 45 і частин 52.
З вищевикладеного витікає, що друга композиційна деталь 50 може бути продовженням зовнішнього поверхневого шару 41 і може утворювати з ним єдину монолітну деталь (Фіг.1).
У другому варіанті виконання ракетного двигуна відповідно до даного винаходу, камера 60 згоряння (Фіг.5) знаходиться всередині сопла 61, що розширюється, поруч з вершиною 62 останнього. Сопло 61, що розширюється, складається з монолітної композиційної деталі, що отримується аналогічно соплу 2 (описано вище). Крім того, у вершині 62 сопла 61, що розширюється, виконують отвір 63.
Камера 60 згоряння містить внутрішню монолітну композиційну деталь 64 циліндричної форми, коаксіальну з віссю 2-2 двигуна і яка містить внутрішній композиційний поверхневий шар 65 і зовнішній композиційний поверхневий шар 66.
Композиційна деталь 64 може бути виконана аналогічно описаній вище композиційній деталі 40, зовнішню монолітну композиційну деталь 67 циліндричної форми, коаксіальну з віссю 2-7 двигуна і яка містить внутрішній композиційний поверхневий шар 68 і зовнішній композиційний поверхневий шар 69.
Композиційна деталь 64 також може бути виконана аналогічно описаній вище композиційній деталі 40.
Зовнішня композиційна деталь 67 охоплює внутрішню композиційну деталь 64, при цьому між ними обмежена кільцева робоча частина С камери 60 згоряння.
З боку сопла 61 композиційні деталі 64 і 67 жорстко сполучені з колектором 70, виконаним з можливістю подачі газоподібного палива, а з протилежної сторони - з третьою монолітною композиційною деталлю 71, виконаною у вигляді петлі і що з'єднує їх з соплом 61, що розширюється, вздовж краю отвору 63. Між камерою 60 згоряння і вершиною сопла 61 розташований кільцевий канал 72, який утворює горловину і забезпечує сполучення з соплом.
Так само як і стінку 41 деталі 40, внутрішній поверхневий шар 65 внутрішньої деталі 64 переважно виконують газонепроникним.
Через деталь 71 газоподібний окислювач надходить всередину кільцевої робочої частини С з боку, протилежного вершині 62, через форсунки 73. Через деталь 71 і колектор 70 з боку, протилежного вершині 62, паливо надходить в проміжні кільцеві простори 74 і 75 (аналогічні проміжному простору 44 деталі 40) композиційних деталей 64 і 67. Через зовнішній поверхневий шар 6б деталі 64 і через внутрішній поверхневий шар 68 деталі 67 паливо проходить в кільцеву робочу частину С, де воно згоряє разом з окислювачем. Газоподібні продукти згоряння виходять з камери 60 згоряння з боку вершини 62 і проходять в сопло 61 через горловину 72. Газоподібне паливо, що проходить через зовнішній поверхневий шар 69, охолоджує сопло 61 поруч з камерою 60 згоряння. Шляхи проходження газів показані стрілками на Фіг.5.
У варіанті виконання, представленому на Фіг.5, пристрій живлення паливом містить порожнистий купол 76, що живиться паливом через трубопровід 77, який проходить через деталь 71 і живить також колектор 70. Опукла сторона купола 76 направлена у бік сопла 61, протилежний камері 60 згоряння. Переважно щонайменше опуклу стінку 78 купола 7б виконують з термоструктурного композиційного пористого матеріалу, щоб купол охолоджувався при просоченні палива через опуклу стінку 78.
Я ї 8 ТМ 5А яд х М З ша і НН ія 4А й
Шо насу ТЕ Ві и -8 ур сни в Я В п- 5 ! . й бдят ді , 48
ПК
! ! : ! ! і ! шт
Що !
Фі л в
ФіслА
Дитя я
І
«Віго
ГУ т
ІЗ ДК К-т ще рин
ЩО м г, 5
З дию
І
«віг. 36 пути о фиииф ре
С - 2 щи о, пнкоою з
Х дн
Шо й ря в
Іран дра у З ЩІ
ТА зр. дк: пк ге я «гі ІН
НК НН й. І 5 ЩА КІ шк ДІ кі-: В
ОРЕ Бр» вер фея
Ка плов ож
Чу МЕ зе кіт а и 23 ТІ р шани
ТЯ дна я дея зв їх Пк ри ях. ЄКерЕ оса
КИ
ЧА нав, 28 2 МИ 1 32
Фіг. ЗА де. 0 ее й
І52--е я- мМ я 23 2 й
Фі Зв ор стрюе век жж
КВК: зн
НЯ о Я
СЬО» а м. БИОЯ
МН
МКК
У
І
Я жо тю
Фіг ЗО и іже 22: й
Ше сонці кеди дня
Б о мя шт Й
У Фкзо що «5 7 и г ша; ся--й 2441 В ро в--з х ШЕ вела ШИ у ВА їв т. Б ка Б. аташик: й - і
ЕЗЕсТнЙ і о і у й : З . і 5 й Е х ва й і - Н -
І : ! 1 з і ц й : А 7 роя хо д
І Я тй ди нн ная
БИ ше улакж ник
Бл й. Бк й и р П- 5 гу В Но | Кри вчу й т
Я ТАТІ і т ав м я т ах ; я ТИ | У КТ чі с ; ее ану ше г аа у й й ме ан й Я х ен нн ше Є фот тютюн, р а аа є ши
З 3 ШІ йймох
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0202686A FR2836699B1 (fr) | 2002-03-04 | 2002-03-04 | Moteur de fusee |
PCT/FR2003/000630 WO2003074859A1 (fr) | 2002-03-04 | 2003-02-27 | Moteur de fusee |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
UA72352C2 true UA72352C2 (uk) | 2005-02-15 |
Family
ID=27741403
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
UA20031211299A UA72352C2 (uk) | 2002-03-04 | 2003-02-27 | Ракетний двигун |
Country Status (11)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6915627B2 (uk) |
EP (1) | EP1342905B1 (uk) |
JP (1) | JP4439267B2 (uk) |
AT (1) | ATE331882T1 (uk) |
AU (1) | AU2003229842A1 (uk) |
DE (1) | DE60306435T2 (uk) |
ES (1) | ES2268291T3 (uk) |
FR (1) | FR2836699B1 (uk) |
RU (1) | RU2266423C2 (uk) |
UA (1) | UA72352C2 (uk) |
WO (1) | WO2003074859A1 (uk) |
Families Citing this family (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6895743B1 (en) * | 2003-09-05 | 2005-05-24 | Mcelheran Terry | Liquid propellant rocket motor |
DE102005036137A1 (de) * | 2005-07-26 | 2007-02-01 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Brennkammer und Verfahren zur Herstellung einer Brennkammer |
DE102006029586A1 (de) * | 2006-06-20 | 2007-12-27 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Einblaskopf, Mischungsraum und Triebwerk |
US20080264372A1 (en) * | 2007-03-19 | 2008-10-30 | Sisk David B | Two-stage ignition system |
US7900435B1 (en) | 2007-05-23 | 2011-03-08 | Xcor Aerospace | Micro-coaxial injector for rocket engine |
FR2933744B1 (fr) * | 2008-07-11 | 2011-06-03 | Snecma | Moteur-fusee et reacteur comportant une pluralite de tels moteurs-fusees. |
RU2465482C2 (ru) * | 2010-06-28 | 2012-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
RU2472962C2 (ru) * | 2011-02-11 | 2013-01-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель и способ охлаждения теплонапряженных участков его камеры |
FR2987081B1 (fr) * | 2012-02-21 | 2017-03-31 | Snecma | Ensemble et procede propulsifs |
GB2518211B (en) * | 2013-09-13 | 2015-11-18 | Carolyn Billie Knight | Rocket motor with combustion chamber having porous membrane |
RU2581756C2 (ru) * | 2013-12-17 | 2016-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
EP3129709B1 (en) * | 2014-04-09 | 2018-10-31 | AVIO S.p.A. | Combustor of a liquid propellent motor |
FR3026675B1 (fr) * | 2014-10-02 | 2016-11-11 | Mbda France | Procede pour la realisation d'une piece monolithique composite thermostructurale a double paroi et piece obtenue |
DE102017106758A1 (de) | 2017-03-15 | 2018-09-20 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Schubkammervorrichtung und Verfahren zum Betreiben einer Schubkammervorrichtung |
US11629669B1 (en) * | 2019-05-31 | 2023-04-18 | Exquadrum, Inc. | Liquid monopropellant controlled solid rocket motor with aft end injection deflector |
Family Cites Families (21)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3151546A (en) * | 1964-10-06 | Calculating machine | ||
US3069847A (en) * | 1959-12-10 | 1962-12-25 | United Aircraft Corp | Rocket wall construction |
US3151446A (en) * | 1959-12-15 | 1964-10-06 | Arthur R Parilla | Propulsion devices |
US3307359A (en) * | 1963-06-26 | 1967-03-07 | North American Aviation Inc | Turbopump assembly |
JPS58214652A (ja) * | 1982-06-08 | 1983-12-13 | Natl Aerospace Lab | 複合冷却ロケツト燃焼器 |
JPS6210264U (uk) * | 1985-07-02 | 1987-01-22 | ||
FR2610044A1 (fr) * | 1986-10-14 | 1988-07-29 | Gen Electric | Systeme de propulsion comportant une garniture perfectionnee de la chambre de combustion et procede de fabrication d'une telle fabrication |
US4840025A (en) * | 1986-10-14 | 1989-06-20 | General Electric Company | Multiple-propellant air vehicle and propulsion system |
FR2647533B1 (fr) * | 1989-05-29 | 1993-03-19 | Europ Propulsion | Chambre de statoreacteur a combustion supersonique |
FR2652615B1 (fr) * | 1989-10-04 | 1992-02-07 | Europ Propulsion | Chambre de combustion de propulseur. |
FR2685655B1 (fr) | 1991-12-31 | 1995-08-18 | Europ Propulsion | Procede de formation d'un passage etanche dans une piece en materiau composite refractaire, et application a la realisation d'une structure composite refractaire refroidie par circulation de fluide. |
FR2691209B1 (fr) * | 1992-05-18 | 1995-09-01 | Europ Propulsion | Enceinte contenant des gaz chauds refroidie par transpiration, notamment chambre propulsive de moteur-fusee, et procede de fabrication. |
FR2699963B1 (fr) * | 1992-12-24 | 1995-03-17 | Europ Propulsion | Générateur de gaz à combustion rapprochée. |
US5582895A (en) * | 1995-07-19 | 1996-12-10 | Gencorp Inc. | Integrally molded greenhouse trim |
US6418973B1 (en) * | 1996-10-24 | 2002-07-16 | Boeing North American, Inc. | Integrally woven ceramic composites |
DE19730674A1 (de) * | 1997-07-17 | 1999-01-21 | Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt | Brennkammer und Verfahren zur Herstellung einer Brennkammer |
DE19801407C2 (de) * | 1998-01-16 | 1999-12-02 | Daimler Chrysler Ag | Brennkammer für Hochleistungstriebwerke und Düsen |
DE19804232C2 (de) * | 1998-02-04 | 2000-06-29 | Daimler Chrysler Ag | Brennkammer für Hochleistungstriebwerke und Düsen |
DE19901422C2 (de) * | 1999-01-18 | 2000-11-16 | Daimler Chrysler Ag | Brennkammer-Kühlstruktur für ein Raketentriebwerk |
US6601380B2 (en) * | 1999-03-24 | 2003-08-05 | Orbital Technologies Corporation | Hybrid rocket engine and method of propelling a rocket |
DE19915082C1 (de) * | 1999-04-01 | 2000-07-13 | Daimler Chrysler Ag | Verfahren zur Herstellung einer gekühlten Düse für ein Raketentriebwerk |
-
2002
- 2002-03-04 FR FR0202686A patent/FR2836699B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2003
- 2003-02-26 EP EP03290449A patent/EP1342905B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2003-02-26 ES ES03290449T patent/ES2268291T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2003-02-26 DE DE60306435T patent/DE60306435T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2003-02-26 AT AT03290449T patent/ATE331882T1/de active
- 2003-02-27 JP JP2003573286A patent/JP4439267B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2003-02-27 UA UA20031211299A patent/UA72352C2/uk unknown
- 2003-02-27 US US10/476,568 patent/US6915627B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2003-02-27 AU AU2003229842A patent/AU2003229842A1/en not_active Abandoned
- 2003-02-27 RU RU2003135210/06A patent/RU2266423C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2003-02-27 WO PCT/FR2003/000630 patent/WO2003074859A1/fr active Application Filing
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2836699A1 (fr) | 2003-09-05 |
DE60306435T2 (de) | 2007-06-21 |
JP4439267B2 (ja) | 2010-03-24 |
RU2003135210A (ru) | 2005-05-20 |
US20040128980A1 (en) | 2004-07-08 |
FR2836699B1 (fr) | 2005-02-11 |
RU2266423C2 (ru) | 2005-12-20 |
DE60306435D1 (de) | 2006-08-10 |
ATE331882T1 (de) | 2006-07-15 |
WO2003074859A1 (fr) | 2003-09-12 |
US6915627B2 (en) | 2005-07-12 |
ES2268291T3 (es) | 2007-03-16 |
AU2003229842A1 (en) | 2003-09-16 |
EP1342905B1 (fr) | 2006-06-28 |
EP1342905A1 (fr) | 2003-09-10 |
JP2005519221A (ja) | 2005-06-30 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
UA72352C2 (uk) | Ракетний двигун | |
US7263772B2 (en) | Foam wall combustor construction | |
US5165887A (en) | Burner element of woven ceramic fiber, and infrared heater for fluid immersion apparatus including the same | |
CN102099313A (zh) | 由复合材料制成的喷嘴或扩张喷嘴元件的制造方法 | |
CN107084073A (zh) | 载人登月登火星火箭用超大型液氧推力室 | |
RU2016118695A (ru) | Ракетный двигатель и способ изготовления такого двигателя | |
JP3078300B2 (ja) | 熱防御構造の房状物装置およびその製造方法 | |
KR102655031B1 (ko) | 연소기 부품, 이 연소기 부품을 구비하는 연소기, 및 이 연소기를 구비하는 가스 터빈 | |
JP4237635B2 (ja) | ラムジェット・エンジン用燃焼室およびこれを備えたラムジェット・エンジン | |
US7155913B2 (en) | Turbomachine annular combustion chamber | |
US4780346A (en) | Tubular laminated structure for reinforcing a piece in composite material | |
EP1939529A1 (de) | CMC-Brennkammerauskleidung in Doppelschichtbauweise | |
DE102010043336B4 (de) | Brennkammervorrichtung | |
JPH0396645A (ja) | 超音速燃焼ラムジェット | |
US3981675A (en) | Ceramic burner construction | |
DE19901424B4 (de) | Brennkammer mit Transpirationskühlung | |
DE10230231B4 (de) | Mehrschichtiger Verbundwerkstoff | |
DE69012427T2 (de) | Reaktionskammer und Verfahren zu ihrer Herstellung. | |
DE102008020198B4 (de) | Düsenerweiterung für ein Triebwerk und Verfahren zur Herstellung und Kühlung einer Düsenerweiterung | |
US7850096B2 (en) | Injection head for the combustion chamber of a rocket propulsion unit | |
US6595264B2 (en) | Method of manufacturing a tube-and-plate structure of metal-matrix composite material | |
RU2000106192A (ru) | Фурма для донной продувки металла газами в ковше и способ ее изготовления | |
JPS608640Y2 (ja) | 炭素繊維製造用焼成炉のガスシ−ル装置 | |
US11988171B2 (en) | Rocket engine section having a porous inner wall portion and method for manufacturing a rocket engine section | |
RU93058130A (ru) | Теплоизолированная турбинная лопатка |