RU2517958C1 - Increasing mean-trajectory specific thrust pulse of liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine to this end - Google Patents

Increasing mean-trajectory specific thrust pulse of liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine to this end Download PDF

Info

Publication number
RU2517958C1
RU2517958C1 RU2013116272/06A RU2013116272A RU2517958C1 RU 2517958 C1 RU2517958 C1 RU 2517958C1 RU 2013116272/06 A RU2013116272/06 A RU 2013116272/06A RU 2013116272 A RU2013116272 A RU 2013116272A RU 2517958 C1 RU2517958 C1 RU 2517958C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
shell
engine
fixed
chamber
Prior art date
Application number
RU2013116272/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Виктор Дмитриевич Горохов
Владимир Викторович Черниченко
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
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 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" filed Critical Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Priority to RU2013116272/06A priority Critical patent/RU2517958C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2517958C1 publication Critical patent/RU2517958C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: at engine operation in first-stage mode, fuel components combustion products expansion is confined by diameter of inner moving cylindrical shell with end surface, preferably, shaped. Said shell makes an integral part of nozzle profile to be accommodated in the nozzle fixed shell, preferably, at shell centre so that moving shell end surface makes the part of fixed shell profile part. Moving shell extends towards nozzle edge at engine operation at first-stage mode and displaces towards mixing head, primarily, to initial position at engine operation in second- and third-stage modes. Engine nozzle consists of fixed shell with at least two shaped consecutive parts connected with the chamber and/or engine structural elements and arranged with circular clearance relative to each other. It comprises the moving shell composed by hollow cylinder displacing axially along chamber axis and arranged in said circular clearance between fixed shell parts Cross-section of the joint between fixed and moving shells features the diameter making 4.0-5.0 of the nozzle throat diameters. Moving shell is connected with chamber and/or engine structural elements.
EFFECT: decreased thrust specific pulse, weight and overall dimensions.
4 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке ракетных двигателей с регулированием степени расширения сопла в полете.The invention relates to rocket technology and can be used in the development of rocket engines with regulation of the degree of expansion of the nozzle in flight.

Известен сопловой насадок в составе раздвижного сопла, содержащий стационарную часть, выдвигаемые секции, цилиндрические вставки, удаляемые после завершения раздвижки (международная заявка WO 98/28533 от 02.07.1998 г.).Known nozzle nozzles as part of a sliding nozzle containing a stationary part, extendable sections, cylindrical inserts that are removed after completion of the expansion (international application WO 98/28533 from 02.07.1998).

Известен также сопловой насадок (патент РФ №2293868 от 20.02.2007 г.), в котором на цилиндрическую вставку установлен кольцевой щиток. Раздвижка производится во время работы двигателя. При этом газовая струя продуктов сгорания топлива, взаимодействуя с цилиндрической вставкой и щитком, создает газодинамическую силу, которая обеспечивает движение и раздвижку насадков.Also known nozzle nozzles (RF patent No. 2293868 from 02.20.2007), in which an annular shield is installed on the cylindrical insert. The extension is made during engine operation. In this case, the gas jet of the products of fuel combustion, interacting with the cylindrical insert and the shield, creates a gas-dynamic force, which provides movement and extension of the nozzles.

Известен способ повышения среднетраекторного удельного импульса тяги и сопловой насадок для ракетного двигателя для реализации указанного способа, содержащий неподвижную часть, выдвигаемую секцию с цилиндрической вставкой и щитком, при этом разъем между неподвижной частью и выдвигаемой секцией выполнен в сечении, диаметр которого составляет 4,0-5,0 диаметров критического сечения сопла (патент РФ №2353791, МПК: F02K 1/09, P02K 9/97 - прототип).A known method of increasing the average trajectory specific impulse of thrust and nozzle nozzles for a rocket engine for implementing this method, comprising a fixed part, a telescoping section with a cylindrical insert and a shield, the connector between the fixed part and a telescoping section being made in cross section, the diameter of which is 4.0- 5.0 diameters of the nozzle critical section (RF patent No. 2353791, IPC: F02K 1/09, P02K 9/97 - prototype).

Сопловой насадок имеет неподвижную часть и выдвигаемую секцию, к которой крепится цилиндрическая вставка со щитком.The nozzle nozzle has a fixed part and a retractable section to which a cylindrical insert with a shield is attached.

Указанный способ реализуется следующим образом.The specified method is implemented as follows.

После расфиксации, выдвигаемую секцию под действием газодинамических сил, создаваемых на цилиндрической вставке и щитке, за счет истечения продуктов сгорания, перемещают из сложенного положения в рабочее. По завершении процесса раздвижки, цилиндрическую вставку и щиток удаляют из внутреннего контура сопла, при этом увеличивается степень расширения сопла и, соответственно, удельный импульс тяги. Указанная конструкция соплового насадка ракетного двигателя позволяет увеличить степень расширения сопла в полете, за счет того что расширение продуктов сгорания будет происходить по срезу выдвигаемой секции, который больше выходного диаметра неподвижной части.After unlocking, the retractable section under the action of gas-dynamic forces created on the cylindrical insert and the shield, due to the expiration of the combustion products, is moved from the folded position to the working one. Upon completion of the sliding process, the cylindrical insert and the shield are removed from the inner contour of the nozzle, while the degree of expansion of the nozzle and, accordingly, the specific impulse of thrust are increased. The specified design of the nozzle nozzle of the rocket engine allows you to increase the degree of expansion of the nozzle in flight, due to the fact that the expansion of the combustion products will occur through a section of the extendable section, which is larger than the output diameter of the fixed part.

Основными недостатками являются сложность конструкции, одноразовость применения цилиндрической вставки и щитка, возможность изменения степени расширения сопла дискретно, причем только в большую сторону.The main disadvantages are the complexity of the design, the one-time use of the cylindrical insert and the shield, the ability to change the degree of expansion of the nozzle discretely, and only to the greater side.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков, и создание способа повышения среднетраекторного удельного импульса тяги жидкостного ракетного двигателя и жидкостного ракетного двигателя для реализации предложенного способа, применение которых позволит снизить потери удельного импульса тяги, связанные с недорасширением/перерасширением продуктов сгорания, упростить конструкцию двигателя и улучшить его массогабаритные характеристики.The objective of the invention is to remedy these drawbacks, and to create a method for increasing the average trajectory specific impulse of the thrust of a liquid rocket engine and a liquid rocket engine to implement the proposed method, the use of which will reduce the loss of specific impulse of thrust associated with underexpansion / overexpansion of combustion products, simplify the design of the engine and improve its overall dimensions.

Решение указанной задачи достигается тем, что в предложенном способе повышения среднетраекторного удельного импульса тяги жидкостного ракетного двигателя, содержащего как минимум камеру с соплом, заключающемся в увеличении геометрической степени расширения сопла при изменении высоты полета путем изменения профиля сопла, согласно изобретению, при работе двигателя в режиме первой ступени, степень расширения продуктов сгорания компонентов топлива ограничивают диаметром подвижной внутренней цилиндрической оболочки с торцевой поверхностью, предпочтительно, профилированной, являющейся составной частью профиля сопла, которую размещают в неподвижной оболочке сопла, предпочтительно, в средней ее части, таким образом, что упомянутая торцевая поверхность указанной подвижной оболочки представляет собой часть профиля неподвижной оболочки, при этом упомянутую подвижную оболочку выдвигают по направлению к срезу сопла при работе двигателя на режиме первой ступени и перемещают по направлению к смесительной головке, преимущественно, в исходное положение, при работе двигателя в режиме второй и последующих ступеней.The solution of this problem is achieved by the fact that in the proposed method of increasing the average trajectory specific impulse of thrust of a liquid propellant rocket engine containing at least a chamber with a nozzle, which consists in increasing the geometric degree of expansion of the nozzle by changing the flight height by changing the nozzle profile, according to the invention, when the engine is operating in the first stage, the degree of expansion of the combustion products of the fuel components is limited by the diameter of the movable inner cylindrical shell with an end face preferably, profiled, which is an integral part of the nozzle profile, which is placed in the fixed shell of the nozzle, preferably in its middle part, so that said end surface of said movable shell is a part of the profile of the fixed shell, wherein said movable shell is extended along towards the nozzle exit when the engine is in the first stage mode and move towards the mixing head, mainly in the initial position, when the engine is running I am in the second and subsequent stages.

Для реализации указанного способа, предложен жидкостный ракетный двигатель, содержащий газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, размещенные, преимущественно, на регенеративно охлаждаемой камере, содержащей смесительную головку, камеру сгорания с соплом, состоящим из неподвижных и подвижных профилированных оболочек, взаимодействующих между собой и образующих профиль сопла, в котором, согласно изобретению, сопло выполнено состоящим из неподвижной оболочки, содержащей как минимум две профилированные последовательно расположенные части, соединенные с камерой и/или элементами конструкции двигателя и установленные с кольцевым зазором по отношению друг к другу, и подвижной оболочки, выполненной в виде полого цилиндра, имеющего возможность осевого перемещения вдоль оси камеры, и размещенной в кольцевом зазоре между упомянутыми частями неподвижной оболочки.To implement this method, a liquid-propellant rocket engine is proposed, comprising a gas generator, a turbopump unit, power and control units located mainly on a regeneratively cooled chamber containing a mixing head, a combustion chamber with a nozzle consisting of fixed and movable shaped shells interacting with each other and forming a nozzle profile, in which, according to the invention, the nozzle is made up of a fixed shell containing at least two profiled sections comfortably located parts connected to the chamber and / or engine structural elements and installed with an annular gap in relation to each other, and a movable shell made in the form of a hollow cylinder with axial movement along the axis of the chamber, and placed in the annular gap between the said parts motionless shell.

В варианте исполнения, разъем между неподвижной и подвижной оболочками выполнен в сечении, диаметр которого составляет 4,0-5,0 диаметров критического сечения сопла.In an embodiment, the connector between the fixed and movable shells is made in cross section, the diameter of which is 4.0-5.0 diameters of the critical section of the nozzle.

Величина 4,0-5,0 диаметров критического сечения определена по результатам экспериментальных исследований на модельных и крупногабаритных двигателях и является оптимальной также с точки зрения обеспечения заданных энергомассовых характеристик двигателя.The value of 4.0-5.0 diameters of the critical section is determined by the results of experimental studies on model and large-sized engines and is also optimal from the point of view of ensuring the specified energy-mass characteristics of the engine.

В варианте исполнения, подвижная оболочка соединена с камерой и/или элементами конструкции двигателя.In an embodiment, the movable shell is connected to the chamber and / or structural elements of the engine.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан общий вид предложенного двигателя, на фиг.2 - общий вид камеры с подвижной внутренней профилированной оболочкой в выдвинутом положении, на фиг.3 - схема камеры с подвижной внутренней профилированной оболочкой в выдвинутом положении, на фиг.4 - схема камеры с подвижной внутренней профилированной оболочкой в убранном положении.The invention is illustrated by drawings, where figure 1 shows a General view of the proposed engine, figure 2 is a General view of a camera with a movable inner profiled shell in an extended position, figure 3 is a diagram of a camera with a movable inner profiled shell in an extended position, 4 is a diagram of a camera with a movable inner profiled shell in the retracted position.

Предложенный способ может быть реализован при помощи жидкостного ракетного двигателя, имеющего следующую конструкцию.The proposed method can be implemented using a liquid rocket engine having the following design.

Двигатель содержит камеру 1 со смесительной головкой 2, газогенератор 3, турбонасосный агрегат 4, агрегаты питания и регулирования 5. Сопло камеры выполнено состоящим из двух профилированных оболочек - неподвижной 6 и подвижной 7. Камера 1 имеет критическое сечение 8.The engine comprises a chamber 1 with a mixing head 2, a gas generator 3, a turbopump unit 4, power supply and regulation units 5. The nozzle of the chamber is made up of two profiled shells - stationary 6 and movable 7. Chamber 1 has a critical section 8.

Выходная часть неподвижной профилированной оболочки 6 может быть закреплена как на камере 1, так и на элементах конструкции двигателя, предпочтительно, на раме двигателя 9. Перемещение подвижной внутренней профилированной оболочки 7, выполненной в виде полого цилиндра, осуществляется при помощи механизма выдвижения 10, содержащего зубчатую рейку 11 и шестерню с приводом 12.The output part of the fixed shaped shell 6 can be fixed both on the chamber 1 and on the structural elements of the engine, preferably on the frame of the engine 9. Moving the movable inner shaped shell 7, made in the form of a hollow cylinder, is carried out using the extension mechanism 10, containing gear rail 11 and gear with drive 12.

Предложенный способ может быть реализован при помощи предложенного жидкостного ракетного двигателя следующим образом.The proposed method can be implemented using the proposed liquid propellant rocket engine as follows.

Компоненты топлива при помощи турбонасосного агрегата 4, приводимого в действие продуктами сгорания компонентов топлива, получаемыми в газогенераторе 3, и управляемого агрегатами питания и регулирования 5, подают в смесительную головку 2. В смесительной головке происходит перемешивание компонентов топлива между собой, их воспламенение и дальнейшее сгорание в камере сгорания с образованием продуктов сгорания. Продукты сгорания поступают к критическому сечению 8 камеры 1, проходят его, ускоряются и поступают к выходному сечению сопла.The fuel components using a turbopump unit 4, driven by the combustion products of the fuel components obtained in the gas generator 3, and controlled by the power supply and regulation units 5, are fed to the mixing head 2. In the mixing head, the fuel components are mixed together, ignited and then combusted in the combustion chamber to form combustion products. The combustion products enter the critical section 8 of the chamber 1, pass it, accelerate and enter the output section of the nozzle.

При работе двигателя в режиме первой ступени, подвижную внутреннюю профилированную оболочку 7 выдвигают из неподвижной оболочки 6 таким образом, что на неподвижной профилированной оболочке 6 образуется кольцевой уступ с выходным диаметром, равным внутреннему диаметру подвижной внутренней профилированной оболочки 7. Выдвижение происходит путем подачи команды на привод 12 шестерни. Шестерня начинает вращаться и перемещается по зубчатой рейке 11 вдоль оси камеры 1 вместе с подвижной внутренней профилированной оболочкой 7 по направлению к срезу сопла камеры. Для исключения заклинивания подвижной внутренней профилированной оболочки 7 в направляющих применяется несколько приводов 12, работающих синхронно.When the engine is operating in the first stage mode, the movable inner profiled shell 7 is pulled out of the fixed shell 6 in such a way that an annular ledge with an output diameter equal to the inner diameter of the movable inner profiled shell 7 is formed on the fixed profiled shell 6. The extension takes place by sending a command to the drive 12 gears. The gear starts to rotate and moves along the gear rack 11 along the axis of the chamber 1 together with the movable inner shaped shell 7 towards the cut of the nozzle of the chamber. To prevent jamming of the movable inner profiled shell 7 in the rails, several drives 12 are used, operating synchronously.

В этом случае, расширение продуктов сгорания будет происходить по части неподвижной профилированной оболочки 6, до места установки подвижной внутренней профилированной оболочки 7, при этом степень расширения сопла будет определяться как отношение внутреннего диаметра подвижной внутренней профилированной оболочки 7 к площади критического сечения 8 камеры 1. В этом случае степень расширения продуктов сгорания будет расчетной для данного участка полета и давления окружающей среды.In this case, the expansion of the combustion products will occur along part of the stationary profiled shell 6, to the installation location of the movable inner profiled shell 7, while the degree of expansion of the nozzle will be determined as the ratio of the inner diameter of the movable inner profiled shell 7 to the critical section area 8 of chamber 1. B in this case, the degree of expansion of the combustion products will be calculated for a given section of flight and environmental pressure.

При работе двигателя в режиме второй и последующих ступеней, подвижную внутреннюю оболочку 7 перемещают по направлению к смесительной головке 2 и устанавливают в такое положение, при котором ее наружный профилированный контур будет являться частью профилированной неподвижной оболочки 6. Перемещение подвижной внутренней профилированной оболочки 7 в исходное положение происходит путем подачи команды на привод 12 шестерни. Шестерня начинает вращаться и перемещается по зубчатой рейке 11 вдоль оси камеры 1 вместе с подвижной профилированной оболочкой 7 по направлению к смесительной головке 2.When the engine is in the second and subsequent stages, the movable inner shell 7 is moved towards the mixing head 2 and set in such a position that its outer profiled contour will be part of the profiled fixed shell 6. Moving the movable inner profiled shell 7 to its original position occurs by issuing a command to the gear drive 12. The gear starts to rotate and moves along the gear rack 11 along the axis of the chamber 1 together with the movable shaped shell 7 towards the mixing head 2.

В этом случае, расширение продуктов сгорания будет происходить по внутренней поверхности неподвижной профилированной оболочки 6, при этом степень расширения сопла будет определяться как отношение диаметра среза сопла неподвижной профилированной оболочки 6 к площади критического сечения 8 камеры 1. В этом случае степень расширения продуктов сгорания также будет расчетной для данного участка полета и давления окружающей среды.In this case, the expansion of the combustion products will occur along the inner surface of the fixed shaped shell 6, while the degree of expansion of the nozzle will be defined as the ratio of the cut-off diameter of the nozzle of the fixed shaped shell 6 to the critical section area 8 of the chamber 1. In this case, the degree of expansion of the combustion products will also be calculated for a given section of flight and environmental pressure.

За счет того что при работе двигателя давление продуктов сгорания на срезе сопла на каждом участке траектории полета будет близко к оптимальному, потери, связанные с недорасширением/перерасширением продуктов сгорания, будут минимальными, что, в конечном итоге, позволит повысить среднетраекторный удельный импульс тяги и использовать один и тот же двигатель для работы в режиме первой и последующих ступеней.Due to the fact that during engine operation the pressure of the combustion products at the nozzle exit in each section of the flight path will be close to optimal, the losses associated with under-expansion / over-expansion of the combustion products will be minimal, which, ultimately, will allow to increase the average trajectory specific impulse of thrust and use the same engine for operation in the first and subsequent stages.

Использование предложенного технического решения позволит создать жидкостный ракетный двигатель с регулируемой степенью расширения сопла по всей траектории полета.Using the proposed technical solution will allow you to create a liquid rocket engine with an adjustable degree of expansion of the nozzle along the entire flight path.

Claims (4)

1. Способ повышения среднетраекторного удельного импульса тяги жидкостного ракетного двигателя, содержащего как минимум камеру с соплом, заключающийся в увеличении геометрической степени расширения сопла при изменении высоты полета путем изменения профиля сопла, отличающийся тем, что при работе двигателя в режиме первой ступени, степень расширения продуктов сгорания компонентов топлива ограничивают диаметром подвижной внутренней цилиндрической оболочки с торцевой поверхностью, предпочтительно, профилированной, являющейся составной частью профиля сопла, которую размещают в неподвижной оболочке сопла, предпочтительно, в средней ее части, таким образом, что упомянутая торцевая поверхность указанной подвижной оболочки представляет собой часть профиля неподвижной оболочки, при этом упомянутую подвижную оболочку выдвигают по направлению к срезу сопла при работе двигателя на режиме первой ступени и перемещают по направлению к смесительной головке, преимущественно, в исходное положение, при работе двигателя в режиме второй и последующих ступеней.1. A method of increasing the average trajectory specific impulse of thrust of a liquid propellant rocket engine containing at least a chamber with a nozzle, which consists in increasing the geometric degree of expansion of the nozzle by changing the flight height by changing the profile of the nozzle, characterized in that when the engine is in the first stage mode, the degree of expansion of the products combustion of fuel components is limited by the diameter of the movable inner cylindrical shell with an end surface, preferably profiled, which is a composite the th part of the nozzle profile, which is placed in the fixed shell of the nozzle, preferably in its middle part, so that the said end surface of said movable shell is a part of the profile of the fixed shell, while said movable shell is advanced towards the nozzle exit during engine operation in the mode of the first stage and move towards the mixing head, mainly in the initial position, when the engine is in the second and subsequent stages. 2. Жидкостный ракетный двигатель для реализации способа по п.1, содержащий устройство для получения рабочего тела для привода турбонасосного агрегата, преимущественно, газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, размещенные, преимущественно, на регенеративно охлаждаемой камере, содержащей смесительную головку, камеру сгорания с соплом, состоящим из неподвижных и подвижных профилированных оболочек, взаимодействующих между собой и образующих профиль сопла, отличающийся тем, что сопло выполнено состоящим из неподвижной оболочки, содержащей как минимум две профилированные последовательно расположенные части, соединенные с камерой и/или элементами конструкции двигателя, и установленные с кольцевым зазором по отношению друг к другу, и подвижной оболочки, выполненной в виде полого цилиндра, имеющего возможность осевого перемещения вдоль оси камеры, и размещенной в кольцевом зазоре между упомянутыми частями неподвижной оболочки.2. A liquid rocket engine for implementing the method according to claim 1, comprising a device for producing a working fluid for driving a turbopump unit, mainly a gas generator, a turbopump unit, power supply and control units, located mainly on a regeneratively cooled chamber containing a mixing head, a chamber combustion with a nozzle consisting of fixed and movable profiled shells interacting with each other and forming a nozzle profile, characterized in that the nozzle is made up of n a movable shell containing at least two profiled sequentially arranged parts connected to the camera and / or engine structural elements and installed with an annular gap in relation to each other, and a movable shell made in the form of a hollow cylinder having the possibility of axial movement along the axis of the chamber , and placed in the annular gap between the said parts of the fixed shell. 3. Жидкостный ракетный двигатель по п.2, отличающийся тем, что разъем между неподвижной и подвижной оболочками выполнен в сечении, диаметр которого составляет 4,0-5,0 диаметров критического сечения сопла.3. A liquid rocket engine according to claim 2, characterized in that the connector between the fixed and movable shells is made in cross section, the diameter of which is 4.0-5.0 diameters of the critical section of the nozzle. 4. Жидкостный ракетный двигатель по п.2, отличающийся тем, что подвижная оболочка соединена с камерой и/или элементами конструкции двигателя. 4. The liquid rocket engine according to claim 2, characterized in that the movable shell is connected to the camera and / or structural elements of the engine.
RU2013116272/06A 2013-04-09 2013-04-09 Increasing mean-trajectory specific thrust pulse of liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine to this end RU2517958C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013116272/06A RU2517958C1 (en) 2013-04-09 2013-04-09 Increasing mean-trajectory specific thrust pulse of liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine to this end

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013116272/06A RU2517958C1 (en) 2013-04-09 2013-04-09 Increasing mean-trajectory specific thrust pulse of liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine to this end

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2517958C1 true RU2517958C1 (en) 2014-06-10

Family

ID=51216241

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013116272/06A RU2517958C1 (en) 2013-04-09 2013-04-09 Increasing mean-trajectory specific thrust pulse of liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine to this end

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2517958C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2699867C1 (en) * 2018-08-16 2019-09-11 Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" Method for improving energy characteristics of serial produced liquid-propellant engines

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4676436A (en) * 1984-11-02 1987-06-30 Unidynamics Phoenix, Inc. Rocket motor nozzle extension system
US5894723A (en) * 1996-10-11 1999-04-20 Societe Europeenne De Propulsion Rocket engine nozzle with ejectable inserts
RU2164618C1 (en) * 1999-12-28 2001-03-27 Прищепа Владимир Иосифович Method of altitude control of overextended reaction nozzle for rocket engine
RU2180405C2 (en) * 2000-05-26 2002-03-10 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Extensible nozzle for rocket engine
RU2353791C1 (en) * 2007-10-29 2009-04-27 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Nozzle extension of rocket engine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4676436A (en) * 1984-11-02 1987-06-30 Unidynamics Phoenix, Inc. Rocket motor nozzle extension system
US5894723A (en) * 1996-10-11 1999-04-20 Societe Europeenne De Propulsion Rocket engine nozzle with ejectable inserts
RU2164618C1 (en) * 1999-12-28 2001-03-27 Прищепа Владимир Иосифович Method of altitude control of overextended reaction nozzle for rocket engine
RU2180405C2 (en) * 2000-05-26 2002-03-10 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Extensible nozzle for rocket engine
RU2353791C1 (en) * 2007-10-29 2009-04-27 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Nozzle extension of rocket engine

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2699867C1 (en) * 2018-08-16 2019-09-11 Акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" Method for improving energy characteristics of serial produced liquid-propellant engines

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8082728B2 (en) System and method of continuous detonation in a gas turbine engine
EP2050948B1 (en) A gas turbine engine assembly with a variable area nozzle and a method of controlling this nozzle
US20140196460A1 (en) Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet
US20120131901A1 (en) System and method for controlling a pulse detonation engine
DE602004000988T2 (en) Pulsed detonation system for gas turbines
CN114165357B (en) Rocket-based combined cycle engine based on detonation and detonation principles and application method
DE69008429T2 (en) Turbo jet and rocket combination engine.
CN104033286B (en) A kind of high-frequency pulse pinking combustion-powered apparatus
RU2517958C1 (en) Increasing mean-trajectory specific thrust pulse of liquid-propellant rocket engine and liquid-propellant rocket engine to this end
EP3315753A1 (en) Thrust vectoring nozzle
JPH0672573B2 (en) Nozzle structure for turbo-ramoo rocket coupled propulsion engine
CN106640420A (en) Pulse detonation engine with air entering from side portion
RU2142058C1 (en) Detonation combustion pulse-jet engine
US7685806B2 (en) Method and apparatus for supersonic and shock noise reduction in aircraft engines using pneumatic corrugations
CN203962199U (en) A kind of high-frequency pulse pinking combustion-powered apparatus
RU2382226C1 (en) Liquid propellant rocket engine
EP3475553B1 (en) Ignition device and ignition method
CN110529876A (en) Rotate detonation combustion system
US4529130A (en) Turbo machine nozzle with thrust reverser
DE102019118583A1 (en) Propulsion device, aircraft, spacecraft, combined aircraft / spacecraft and methods of operating an engine device
US7950235B1 (en) Jet engine
CN109131943A (en) Piston for laser chemistry joint propeller drives charge constitution
CA2798660A1 (en) Dual function cascade integrated variable area fan nozzle and thrust reverser
RU2482320C1 (en) Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber
RU2106511C1 (en) Hybrid rocket turbine engine