DE3427169C2 - Rocket engine for space flights - Google Patents
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Abstract
Raketentriebwerk für Raumflüge, mit einer Bodenschubdüse und einer in axialer Richtung verstellbaren Höhenschubdüse, die während des Startens und des Fluges in niedrigen Höhen sich in vorgezogener Lage befindet, dagegen während des Höhenfluges am hinteren Ende der Bodenschubdüse angeschlossen ist. Die Bodenschubdüse ist bis in eine Flughöhe von etwa 12 bis 14 km als Überexpansionsdüse ausgelegt und erzeugt einen Austrittsdruck von etwa 0,2 bis 0,15 bar. Die Höhenschubdüse befindet sich bis in eine Flughöhe von etwa 12 bis 14 km in einer solchen vorgezogenen Stellung, daß ein zweiter, äußerer Schubkreis entsteht und dabei der hintere Bereich der Höhenschubdüse zusammen mit der radial innenliegenden Bodenschubdüse sowie mit deren eingezogenem zentralem Schubstrahl, der den äußeren Schubstrahl durch Injektorwirkung antreibt, eine konvergent-divergente Überschallringdüse für diesen äußeren Schubstrahl bildet. In etwa 12 bis 14 km Flughöhe wird die Höhenschubdüse zurückgestellt und axial an die Bodenschubdüse angeschlossen. Die Höhenschubdüse ist in bezug auf den in etwa 12 bis 14 km Flughöhe vorherrschenden Umgebungsdruck als Überexpansionsdüse so ausgelegt, daß sie einen Austrittsdruck von etwa 0,03 bis 0,02 bar erzeugt.Rocket engine for space flight, with a ground thrust nozzle and an axially adjustable altitude thrust nozzle which is in a forward position during take-off and flight at low altitudes, but is connected to the rear end of the ground thrust nozzle during high-altitude flight. The ground thrust nozzle is designed as an over-expansion nozzle up to a flight altitude of around 12 to 14 km and generates an outlet pressure of around 0.2 to 0.15 bar. The altitude thrust nozzle is in such a forward position up to a flight altitude of around 12 to 14 km that a second, outer thrust circle is created, with the rear area of the altitude thrust nozzle, together with the radially inner ground thrust nozzle and its retracted central thrust jet, which drives the outer thrust jet through an injector effect, forming a convergent-divergent supersonic ring nozzle for this outer thrust jet. At a flight altitude of around 12 to 14 km, the altitude thrust nozzle is moved back and connected axially to the ground thrust nozzle. The high-altitude thrust nozzle is designed as an overexpansion nozzle in relation to the ambient pressure prevailing at an altitude of approximately 12 to 14 km, so that it generates an outlet pressure of approximately 0.03 to 0.02 bar.
Description
Die Erfindung bezieht sich auf ein Raketentriebwerk für Raumflüge, mit einer Bodenschubdüse und einer in axialer Richtung verstellbaren Höhenschubdüse, die während des Startens vom Boden und während des Fluges in relativ niedrigen Höhen sich in vorgezogener Lage befindet, dagegen während des Höhenfluges mit ihrem vorderen Ende am hinteren Ende der Bodenschubdüse angeschlossen ist.The invention relates to a rocket engine for space flights, with a ground thrust nozzle and an axially adjustable altitude thrust nozzle, which is in a forward position during take-off from the ground and during flight at relatively low altitudes, but is connected with its front end to the rear end of the ground thrust nozzle during high-altitude flight.
Bei Raketentriebwerken dient die Schubhöhe dazu, die in der Brennkammer erzeugte Energie in Impuls umzuwandeln und dabei den Druck der Arbeitsgase möglichst bis auf den jeweiligen Umgebungsdruck abzubauen. Bei Höhenflügen ändert sich jedoch der Umgebungsdruck von etwa einem bar in Seehöhe bis zu praktisch null bar im luftleeren Raum. Daher müßte bei Raketentriebwerken, die sowohl als Starttriebwerke als auch als Höhentriebwerke ununterbrochen arbeiten, die Schubdüse der steigenden Flughöhe kontinuierlich nach Länge und dem Verhältnis der Düsenhalsfläche zur hinteren Austrittsfläche angepaßt werden, um einen optimalen Wirkungsgrad für den Schub zu erhalten. Dies ist objektiv nicht möglich. Ein konstruktiv gangbarer Weg besteht darin, die gesamte Schubdüse in bezug auf ihre Länge zu teilen und eine fest an der Brennkammer angeordnete Bodenschubdüse und eine axial verstellbare Höhenschubdüse oder Höhenschubdüsenteile vorzusehen, wie dies z. B. die US-PS 32 29 457 zeigt. Hierbei befinden sich beim Start und in niedrigen Flughöhen die hinteren Schubdüsenteile in vorgezogener Stellung, d. h. diese sind außer Betrieb und nur die feststehende Bodenschubdüse arbeitet. Mit zunehmender Flughöhe werden die einzelnen Düsenteile der Höhenschubdüse bei laufendem Triebwerk hinten an der Bodenschubdüse angeschlossen, um den Austrittsdruck der Schubströmung dem Umgebungsdruck nach Möglichkeit anzupassen. So vorteilhaft die Aufteilung der Schubdüse in zwei oder mehrere Expansionsstufen ist, so sind doch damit auch Probleme verbunden. Um nämlich eine Schubdüse mit gutem Wirkungsgrad arbeiten zu lassen, ist es, wie bereits weiter vorn erwähnt, erforderlich, den Austrittsdruck der Schubströmung dem Umgebungsdruck anzugleichen. Dies bedeutet, daß eine dem atmosphärischen Bodendruck angepaßte Schubdüse mit zunehmender Höhe "unterexpandiert" arbeitet, so daß der Schubstrahl nach Verlassen der Schubdüse weiter expandiert bzw. sich ausbreitet, so daß dann beim Umschalten auf Höhenbetrieb die Höhenschubdüse durch den expandierten, extrem heißen Schubstrahl hindurch nach hinten in ihre Anschlußstellung bewegt werden muß. Dies bringt neben einem komplizierten baulichen Aufwand Betriebsunsicherheiten mit sich, die unbedingt zu vermeiden sind. Um diese Schwierigkeit zu umgehen, müßte die Bodenschubdüse beim Start und in niedrigeren Flughöhen " überexpandiert" ausgelegt werden, um in relativ großen Flughöhen bzw. bei Erreichen der Umschalthöhe nicht " unterexpandiert" zu arbeiten. Eine "überexpandierte" Schubdüse arbeitet jedoch mit dauerndem Schubverlust.In rocket engines, the thrust height is used to convert the energy generated in the combustion chamber into momentum and, in doing so, to reduce the pressure of the working gases as far as possible to the respective ambient pressure. However, during high-altitude flights, the ambient pressure changes from about one bar at sea level to practically zero bar in a vacuum. Therefore, in rocket engines that work continuously both as take-off engines and as high-altitude engines, the thrust nozzle would have to be continuously adapted to the increasing altitude in terms of length and the ratio of the nozzle throat area to the rear exit area in order to achieve optimum thrust efficiency. This is objectively not possible. A structurally viable approach is to divide the entire thrust nozzle in relation to its length and to provide a bottom thrust nozzle fixed to the combustion chamber and an axially adjustable high-altitude thrust nozzle or high-altitude thrust nozzle parts, as shown, for example, in US Pat. No. 3,229,457. During takeoff and at low altitudes, the rear thrust nozzle parts are in the advanced position, i.e. they are not in use and only the fixed ground thrust nozzle works. As the altitude increases, the individual nozzle parts of the high-altitude thrust nozzle are connected to the ground thrust nozzle at the rear while the engine is running in order to adjust the outlet pressure of the thrust flow to the ambient pressure as far as possible. As advantageous as dividing the thrust nozzle into two or more expansion stages is, it also causes problems. In order to make a thrust nozzle work with good efficiency, it is necessary, as already mentioned, to adjust the outlet pressure of the thrust flow to the ambient pressure. This means that a thrust nozzle adapted to the atmospheric ground pressure works "under-expanded" with increasing altitude, so that the thrust jet continues to expand or spreads out after leaving the thrust nozzle, so that when switching to high-altitude operation, the high-altitude thrust nozzle must be moved backwards to its connection position through the expanded, extremely hot thrust jet. In addition to complicated construction work, this also brings with it operational uncertainties that must be avoided at all costs. To avoid this difficulty, the ground thrust nozzle would have to be designed to be "over-expanded" during take-off and at lower altitudes, so that it does not work "under-expanded" at relatively high altitudes or when the switchover altitude is reached. However, an "over-expanded" thrust nozzle works with a constant loss of thrust.
Es ist Aufgabe der Erfindung, die Nachteile der bekannten zwei- oder mehrstufigen Schubdüsenausführung zu vermeiden und ein Raketentriebwerk mit einer zweistufigen Schubdüse der eingangs genannten Art derart zu konzipieren, daß es bei verhältnismäßig geringem Bauaufwand während des gesamten Fluges vom Boden bis in den luftleeren Raum in allen Höhenbereichen im Durchschnitt mit gutem Wirkungsgrad arbeitet und daß dabei die Betriebssicherheit gewahrt bleibt.It is the object of the invention to avoid the disadvantages of the known two- or multi-stage thrust nozzle design and to design a rocket engine with a two-stage thrust nozzle of the type mentioned at the beginning in such a way that it operates with a good efficiency on average at all altitudes during the entire flight from the ground to the vacuum at relatively low construction costs and that operational safety is maintained.
Gelöst wird diese Aufgabe erfindungsgemäß durch die Merkmale des Patentanspruchs 1.This object is achieved according to the invention by the features of patent claim 1.
Durch die Erfindung wird erreicht, daß die nachteiligen Auswirkungen der anfänglich überexpandiert arbeitenden Bodenschubdüse kompensiert werden durch den Einsatz der Höhenschubdüse bereits in der ersten Betriebsphase, d. h. während des Starts und in niedrigen Flughöhen, wobei die Höhenschubdüse mit dem Bodentriebwerk einen zweiten Schubkreis bildet und dadurch die Wirkungsgradeinbußen des Bodentriebwerks durch Reduzierung der Ausströmgeschwindigkeit des zentralen Schubstrahls desselben bei gleichzeitiger Vermehrung des Gesamtdurchsatzes vermindert. Die Höhenschubdüse erfüllt daher neben ihrer Grundaufgabe eine zweite Funktion und stellt während des Startes und in geringen Flughöhen kein totes Gewicht dar. Der Antrieb des äußeren Schubstrahles des zweiten Schubkreises geschieht durch strömungsdynamische Energieübertragung infolge Injektorwirkung des eine hohe Ausströmgeschwindigkeit aufweisenden zentralen Schubstrahles der Bodenschubdüse auf die im zweiten Schubkreis vorhandene Luft, die dadurch beschleunigt wird. Gleichzeitig wird dabei die hohe Geschwindigkeit der zentralen Schubströmung der Bodenschubdüse in vorteilhafter Weise abgebaut. Damit aber werden deren Wirkungsgradverluste vermindert. Das Zurückfahren der Höhenschubdüse erfolgt im wesentlichen ohne thermische Belastung für dieses Bauteil, da in der vorgeschlagenen Umschalthöhe der Schubstrahl der Bodenschubdüse annähernd achsparallel verläuft.The invention ensures that the disadvantageous effects of the initially over-expanded ground thrust nozzle are compensated for by the use of the altitude thrust nozzle in the first operating phase, i.e. during take-off and at low altitudes, whereby the altitude thrust nozzle forms a second thrust circuit with the ground engine and thereby reduces the loss of efficiency of the ground engine by reducing the outflow speed of the central thrust jet of the same while simultaneously increasing the total throughput. The altitude thrust nozzle therefore fulfils a second function in addition to its basic task and does not represent dead weight during take-off and at low altitudes. The drive of the outer thrust jet of the second thrust circuit takes place through flow-dynamic energy transfer as a result of the injector effect of the central thrust jet with a high outflow speed. the ground thrust nozzle on the air in the second thrust circuit, which is thereby accelerated. At the same time, the high speed of the central thrust flow of the ground thrust nozzle is reduced in an advantageous manner. This, however, reduces its efficiency losses. The retraction of the high-altitude thrust nozzle takes place essentially without thermal stress for this component, since at the proposed switching height the thrust jet of the ground thrust nozzle runs almost parallel to the axis.
Der besondere Vorteil der Erfindung liegt ferner darin, daß für den Raumflug das größtmögliche Expansionsverhältnis, bezogen auf die Gesamtschubdüse, erreicht wird, wobei in allen Betriebsphasen, vom Start bis in den Weltraum, praktisch durchwegs mit guten Wirkungsgraden gefahren wird. Der überexpandierte Betriebszustand der Höhenschubdüse während der Umschaltphase in etwa 12 bis 14 km Höhe ist dabei vernachlässigbar, weil diese Phase infolge der bereits erreichten hohen Steiggeschwindigkeit kurzzeitig ist und sehr rasch die expansionsgerechte und dann die unterexpandierte Betriebsphase erreicht wird, die ohnehin gute Wirkungsgrade garantiert.The particular advantage of the invention is that the greatest possible expansion ratio is achieved for space flight, based on the total thrust nozzle, with good efficiency levels being achieved in all operating phases, from takeoff to space. The over-expanded operating state of the high-altitude thrust nozzle during the switchover phase at an altitude of around 12 to 14 km is negligible because this phase is short-lived due to the high climb rate already achieved and the expansion-appropriate and then the under-expanded operating phase are reached very quickly, which guarantees good efficiency levels anyway.
Der Expansionsgrad der Bodenschubdüse bzw. deren Austrittsdruck ist im Rahmen der Erfindung so gewählt bzw. nur so groß, daß im kritischen Bereich für die erste Betriebsstufe, nämlich während des Starts und in relativ niedrigen Flughöhen, keine Strömungsablösung an der Schubdüseninnenwand erfolgt. Im Hinblick auf diesen gewählten Grenzwert als Expansionsgrad für die Bodenschubdüse resultiert die Umschalthöhe, die erfindungsgemäß auf 12 bis 14 km Höhe festgelegt ist, in der ein Umgebungsdruck von etwa 0,2 bis 0,15 bar vorherrscht, wobei in dieser Flughöhe die Bodenschubdüse praktisch expansionsgerecht arbeitet (z. B.: p eB /p a = 0,2/0,2 = 1), so daß ihr Schubstrahl in etwa parallel verläuft und die Höhenschubdüse ohne thermische Überbelastung zurückgestellt werden kann, also nicht durch eine heiße Zone verschoben werden muß.The degree of expansion of the ground thrust nozzle or its outlet pressure is selected within the scope of the invention in such a way or only so large that in the critical area for the first operating stage, namely during take-off and at relatively low altitudes, no flow separation occurs on the inner wall of the thrust nozzle. In view of this selected limit value as the degree of expansion for the ground thrust nozzle, the switching altitude results, which is set according to the invention at an altitude of 12 to 14 km, at which an ambient pressure of around 0.2 to 0.15 bar prevails, whereby at this altitude the ground thrust nozzle works practically in accordance with expansion (e.g.: p eB / p a = 0.2/0.2 = 1), so that its thrust jet runs approximately parallel and the high-altitude thrust nozzle can be reset without thermal overload, i.e. does not have to be moved through a hot zone.
Ferner ist der Expansionsgrad der Höhenschubdüse erfindungsgemäß so ausgelegt, daß im Bereich der Umschalthöhe zwischen 12 bis 14 km noch keine Ablösung der Schubströmung an der Düseninnenwand auftritt (z. B.: p eH /p a = 0,03/0,15 = 0,2).Furthermore, the degree of expansion of the high-altitude thrust nozzle is designed according to the invention such that in the range of the switching altitude between 12 and 14 km no separation of the thrust flow on the inner wall of the nozzle occurs (e.g.: p eH / p a = 0.03/0.15 = 0.2).
In Ausgestaltung der erfindungsgemäßen Konzeption eines Raketentriebwerks mit zweistufiger Schubdüse, das am Trägerfahrzeug außen in der freien Luftströmung angeordnet ist, wird vorgeschlagen, den Lufteinlauf für den zweiten äußeren Schubkreis als Überschalldiffusor auszubilden und der durch diesen Schubkreis strömenden Luft Energie, insbesondere durch Wärmeübertragung über die heiße Brennkammerwand und die heiße Wand der Bodenschubdüse, zuzuführen. Damit wird der Bodenschubströmung zusätzlich Energie entzogen, wodurch die Wirkungsgradverluste des zentralen Schubkreises weiterhin reduziert werden.In the design of the rocket engine according to the invention with a two-stage thrust nozzle, which is arranged on the outside of the carrier vehicle in the free air flow, it is proposed to design the air inlet for the second outer thrust circuit as a supersonic diffuser and to supply energy to the air flowing through this thrust circuit, in particular by transferring heat via the hot combustion chamber wall and the hot wall of the bottom thrust nozzle. This removes additional energy from the bottom thrust flow, which further reduces the efficiency losses of the central thrust circuit.
In der Zeichnung sind zwei Ausführungsbeispiele gemäß der Erfindung dargestellt. Es zeigtThe drawing shows two embodiments according to the invention. It shows
Fig. 1 ein Raketentriebwerk mit einer Bodenschubdüse und einer vorgezogenen Höhenschubdüse zur Bildung eines zweiten äußeren Schubkreises während des Fluges in relativ niedrigen Höhen, Fig. 1 a rocket engine with a ground thrust nozzle and an advanced altitude thrust nozzle to form a second outer thrust circle during flight at relatively low altitudes,
Fig. 2 das gleiche Triebwerk während des Umschaltens auf Höhenbetrieb, Fig. 2 the same engine during switching to altitude operation,
Fig. 3 das Raketentriebwerk unmittelbar nach dem Umschalten auf Höhenbetrieb mit an die Bodenschubdüse angeschlossener Höhenschubdüse, Fig. 3 the rocket engine immediately after switching to high-altitude operation with the high-altitude thrust nozzle connected to the ground thrust nozzle,
Fig. 4 den hinteren Teil der Höhenschubdüse während des Betriebes im luftleeren Raum und Fig. 4 the rear part of the high-altitude thrust nozzle during operation in a vacuum and
Fig. 5 eine Variante des zweiten äußeren Schubkreises eines Raketentriebwerkes analog nach Fig. 1. Fig. 5 shows a variant of the second outer thrust circuit of a rocket engine analogous to Fig. 1.
Das Triebwerk besteht im wesentlichen aus einer Brennkammer 1 mit einem Einspritzkopf 2 und einer konstruktiv integrierten Bodenschubdüse 3 sowie einer in axialer Richtung vor- und zurückverstellbaren Höhenschubdüse 4.The engine essentially consists of a combustion chamber 1 with an injection head 2 and a structurally integrated bottom thrust nozzle 3 as well as an altitude thrust nozzle 4 that can be adjusted forwards and backwards in the axial direction.
Die Bodenschubdüse 3 ist strömungsdynamisch so ausgelegt, daß beim Start und in Bodennähe, wie die Fig. 1 demonstriert, der zentrale Schubstrahl 5 konvergiert, d. h. die Bodenschubdüse arbeitet bis zu einer Höhe von etwa 12 bis 14 km überexpandiert, so daß der Außendruck p a bzw. Umgebungsdruck größer ist als der Düsenenddruck p eB , der 0,2 bis 0,15 bar beträgt. In dieser Betriebsphase ist die Höhenschubdüse 4 vorgezogen, so daß ein zweiter äußerer Schubkreis 6 entsteht. Dabei bildet der hintere Bereich 4 a der Höhenschubdüse 4, deren hinteres Ende 4 b hinter dem hinteren Ende 3 b der Bodenschubdüse 3 liegt, zusammen mit der radial innenliegenden Bodenschubdüse 3 sowie mit deren eingezogenem zentralem Schubstrahl 5 eine konvergent-divergente Überschallringdüse 7 für den äußeren Schubstrahl 8, der durch Injektorwirkung des zentralen Schubstrahles 5 beschleunigt wird. Da das Triebwerk nicht in der freien Luftströmung liegt, wird die Luft L vorne am Einlauf nur aus dem umgebenden Einbauraum angesaugt.The ground thrust nozzle 3 is designed in terms of flow dynamics so that during take-off and near the ground, as demonstrated in Fig. 1, the central thrust jet 5 converges, i.e. the ground thrust nozzle overexpands up to an altitude of around 12 to 14 km, so that the external pressure p a or ambient pressure is greater than the nozzle end pressure p eB , which is 0.2 to 0.15 bar. In this operating phase, the altitude thrust nozzle 4 is pulled forward so that a second outer thrust circle 6 is created. The rear area 4 a of the altitude thrust nozzle 4 , the rear end 4 b of which lies behind the rear end 3 b of the ground thrust nozzle 3 , together with the radially inner ground thrust nozzle 3 and its retracted central thrust jet 5 , forms a convergent-divergent supersonic ring nozzle 7 for the outer thrust jet 8 , which is accelerated by the injector effect of the central thrust jet 5 . Since the engine is not located in the free air flow, the air L at the front of the inlet is only sucked in from the surrounding installation space.
Gemäß Fig. 2 befindet sich der Flugkörper bereits im Höhenflug, d. h. die Höhenschubdüse 4 wird bereits zurückgefahren. Dies geschieht durch einen teleskopartigen Antrieb 9, wobei die Höhenschubdüse 4 über Gleitbuchsen 10 auf zellenfesten Geradführungen 11 bewegt wird. Im Umschaltbereich arbeitet die Bodenschubdüse 3 etwa expansionsgerecht, d. h. ihr Schubstrahl 5 averläuft in dieser Betriebsphase im wesentlichen achsparallel (noch nicht divergent), so daß die Höhenschubdüse 4 ohne wesentliche thermische Belastung zurückgestellt werden kann.According to Fig. 2, the missile is already in high-altitude flight, ie the high-altitude thrust nozzle 4 is already being retracted. This is done by a telescopic drive 9 , whereby the high-altitude thrust nozzle 4 is moved via sliding bushes 10 on straight guides 11 fixed to the airframe. In the switchover range, the ground thrust nozzle 3 operates approximately in an expansion-like manner, ie its thrust jet 5a runs essentially parallel to the axis (not yet divergent) in this operating phase, so that the high-altitude thrust nozzle 4 can be retracted without significant thermal stress.
Die Fig. 3 zeigt die an die Bodenschubdüse 3 angeschlossene Höhenschubdüse 4, die im Höhenbereich des Umschaltpunktes infolge der bereits erreichten hohen Steiggeschwindigkeiten nur für kurze Zeit überexpandiert mit Wirkungsgradeinbußen arbeitet, wobei der Schubstrahl 12 eingeschnürt wird. Fig. 3 shows the altitude thrust nozzle 4 connected to the ground thrust nozzle 3 , which in the altitude range of the switchover point operates in an overexpanded state with a loss of efficiency only for a short time due to the high climb speeds already reached, whereby the thrust jet 12 is constricted.
Die Fig. 4 demonstriert den Betrieb des Triebwerks bzw. der Gesamtschubdüse 3, 4 im luftleeren Raum, wo sie unterexpandiert arbeitet und der Schubstrahl 12 divergiert. Fig. 4 demonstrates the operation of the engine or the entire thrust nozzle 3, 4 in a vacuum, where it operates under-expanded and the thrust jet 12 diverges.
In Fig. 5 ist ein Raketentriebwerk gezeigt, das in der freien Luftströmung L F liegt. Hierbei ist der ringförmige Lufteinlauf für den zweiten, äußeren Schubkreis 6 a als Überschalldiffusor 13 ausgebildet und die durchströmende verdichtete Luft wird durch Wärmeaustausch an einem sternförmigen Wärmeaustauscher 14 und natürlich auch an der heißen Wand der Brennkammer 1 und an der heißen Wand der Bodenschubdüse 3 aufgeheizt. Fig. 5 shows a rocket engine which is located in the free air flow L F. Here, the annular air inlet for the second, outer thrust circuit 6 a is designed as a supersonic diffuser 13 and the compressed air flowing through is heated by heat exchange at a star-shaped heat exchanger 14 and of course also at the hot wall of the combustion chamber 1 and at the hot wall of the bottom thrust nozzle 3 .
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Families Citing this family (14)
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|---|---|---|---|---|
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| FR2705738B1 (en) * | 1993-05-28 | 1995-08-18 | Europ Propulsion | Rocket engine nozzle with ejector diffuser. |
| FR2705739B1 (en) * | 1993-05-28 | 1995-08-18 | Europ Propulsion | Rocket engine nozzle with selectively reduced outlet section. |
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| FR2949821B1 (en) * | 2009-09-10 | 2011-09-30 | Snecma | ENGINE FUSEE DIVERGENT DEPLOYABLE |
| GB2519156A (en) * | 2013-10-11 | 2015-04-15 | Reaction Engines Ltd | A nozzle arrangement for an engine |
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Family Cites Families (10)
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| FR763118A (en) * | 1933-09-25 | 1934-04-24 | Thermal propellant reaction machine | |
| FR980029A (en) * | 1942-06-18 | 1951-05-07 | Regent | Improvements to propulsion systems |
| US3198459A (en) * | 1961-06-30 | 1965-08-03 | Geary Milford | Imposion thrust engine and vehicle |
| US3229457A (en) * | 1962-10-15 | 1966-01-18 | James R Rowe | Variable area ratio rocket nozzle |
| US3316716A (en) * | 1964-07-01 | 1967-05-02 | William J D Escher | Composite powerplant and shroud therefor |
| US3469787A (en) * | 1966-09-07 | 1969-09-30 | Thiokol Chemical Corp | Rocket motor thrust nozzle with means to direct atmospheric air into the interior of the nozzle |
| US3568443A (en) * | 1969-08-14 | 1971-03-09 | Robert S Estes | Starting apparatus for a fluid-dynamic engine |
| US4220001A (en) * | 1977-08-17 | 1980-09-02 | Aerojet-General Corporation | Dual expander rocket engine |
| US4387564A (en) * | 1980-10-03 | 1983-06-14 | Textron Inc. | Extendible rocket engine exhaust nozzle assembly |
| JPS5932656A (en) * | 1982-08-18 | 1984-02-22 | Natl Aerospace Lab | Nozzle for booster engine |
-
1984
- 1984-07-24 DE DE19843427169 patent/DE3427169C2/en not_active Expired
-
1985
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