FR2473629A1 - Rocket engine with two combustion chambers - has fuel mounted around secondary chamber with annular air intakes - Google Patents
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Abstract
Description
La présente invention se rapporte à une fusée à statoréacteur comprenant un corps de fusée ayant une tuyère et des chambres primaire et secondaire de combustion agencées à travers la tuyère, un propulsif solide disposé dans la chambre primaire de combustion, et un diffuseur d'air ouvert dans la chambre secondaire de combustion. The present invention relates to a ramjet rocket comprising a rocket body having a nozzle and primary and secondary combustion chambers arranged through the nozzle, a solid propellant disposed in the primary combustion chamber, and an open air diffuser. in the secondary combustion chamber.
Dans une fusée à statoréacteur de la nature ci-dessus spécifiée, des gaz de combustion sont produits par la combustion incomplète du propulsif solide dans la chambre primaire de combustion etsont mélanges à l'air frais dirigé comme air du statoréacteur à travers le diffuseur dans la chambre secondaire de combustion pour une combustion complète avec l'aide de l'air frais. In a ramjet rocket of the kind specified above, combustion gases are produced by the incomplete combustion of the solid propellant in the primary combustion chamber and are mixed with fresh air directed as air from the ramjet through the diffuser in the secondary combustion chamber for complete combustion with the help of fresh air.
En général, les fusées à statoréacteur doivent répondre aux nécessités qui suivent : construction compacte des fusées, en particulier de leur système de propulsion et capacité de conserver un vol stabilisé sur de longues distances. Pour répondre à ces nécessités, le propulsif solide utilisé dans une fusée à statoréacteur de la nature ci-dessus spécifiée est habituellement du type pouvant briller graduellement de l'extrémité arrière vers l'extrémité avant du propulsif afin d'aider au vol long et à longue distance de la fusée. In general, ramjet rockets must meet the following needs: compact construction of rockets, in particular of their propulsion system and ability to maintain a stabilized flight over long distances. To meet these needs, the solid propellant used in a ramjet rocket of the above specified nature is usually of the type which may gradually shine from the rear end to the front end of the propellant in order to assist in long flight and long distance from the rocket.
Afin d'augmenter la poussée utilisable pour propulser une telle fusée à statoréacteur, on a proposé et prévu une garniture de combustible dans la chambre secondaire de combustion de la fusée. La garniture de combustible est brûlée à l'aide de ltexcès d'air contenu dans le mélange d'air frais provenant du diffuseur et des gaz combustibles provenant de la chambre primaire de combustion.Cependant, étant donné le fait que la chaleur e l'activité thermique des gaz incomplètement bztlés produits dans la chambre primaire de combustion sont insuffisantes pour aider à la combustion de la garniture de combustible, cette garniture ne peut etre bolée de façon satisfaisante et en conséquence, la fusée ne peut recevoir ur.e quantité appropriée de poussée pendant son vol. La présente invention envisage la prévision d'une fusée à statoréacteur perfectionnée, permettant d'éliminer ces inconvénients inhérents aux fusées à stato réacteur-- selon l'art antérieur. In order to increase the thrust that can be used to propel such a ramjet rocket, a fuel lining has been proposed and provided in the secondary combustion chamber of the rocket. The fuel lining is burnt with excess air from the mixture of fresh air from the diffuser and combustible gases from the primary combustion chamber, however, given that heat and thermal activity of the incompletely bztlated gases produced in the primary combustion chamber are insufficient to aid in the combustion of the fuel lining, this lining cannot be bolted satisfactorily and consequently the rocket cannot receive an appropriate quantity of thrust during its flight. The present invention envisages the provision of a rocket with an improved ramjet, making it possible to eliminate these drawbacks inherent in rockets with ramjet - according to the prior art.
La présente invention a par conséquent pourobjet une fusée à statoréacteur ayant un système de propulsion pouvant produire une quantité accrue de poussée pendant son vol. The present invention therefore relates to a ramjet rocket having a propulsion system capable of producing an increased amount of thrust during its flight.
La présente invention a pour autre objet une fusée à statoréacteur avec un agencement perfectionné du propulsif solide pouvant produire des quantités accrues de gaz de combustion dans la chambre primaire de combustion de la fusée. Another subject of the present invention is a ramjet rocket with an improved arrangement of solid propellant capable of producing increased quantities of combustion gas in the primary combustion chamber of the rocket.
Afin d'atteindre ces objectifs, la présente invention propose une fusée à statoréacteur comprenant un corps de fusée ayant une direction d'avant en arrière et comprenant une partie de paroi interne avec une tuyère et des parties de paroi généralement cylindriques respectivement formées avec une chambre primaire de combustion placée à l'avant de la tuyère et une chambre secondaire de combustion placée à l'arrière de la tuyère, et un diffuseur d'air débouchant dans la chambre secondaire de combustion, un propulsif ou ergol solide maintenu en position dans la chambre primaire de combustion, et qui est allongé en direction d'avant en arrière du corps de la fusée, le propulsif solide ou ergol étant forméccun alésage axial ouvert à ses extrémités avant et arrière, un organe externe restreignant la combustion maintenu fixement en position dans la chambre primaire de combustion et ayant une surface interne attachée très précisément à sensiblement toute la surface externe du propulsif solide, et un organe interne restreignant la combustion attaché à sensiblement toute la surface interne du propulsif solide, et ayant un passage débouchant aux extrémités axiales et opposées de l'organe interne restreignant la combustion. In order to achieve these objectives, the present invention provides a ramjet rocket comprising a rocket body having a direction from front to rear and comprising an internal wall part with a nozzle and generally cylindrical wall parts respectively formed with a chamber primary combustion placed at the front of the nozzle and a secondary combustion chamber placed at the rear of the nozzle, and an air diffuser opening into the secondary combustion chamber, a solid propellant or propellant held in position in the primary combustion chamber, which is elongated in the front-to-rear direction of the rocket body, the solid propellant or propellant being formed with no axial bore open at its front and rear ends, an external combustion-restricting member fixedly fixed in position in the primary combustion chamber and having an internal surface attached very precisely to substantially the entire external surface of the solid propellant, e t an internal organ restricting combustion attached to substantially the entire internal surface of the solid propellant, and having a passage opening at the axial and opposite ends of the internal organ restricting combustion.
De préférence, le propulsif solide a une configuration généralement cylindrique et chacun des organes externe et interne restreignant la combustion a de meme une configuration cylindrique. Dans ce cas, l'organe externe a une surface périphérique interne très précisément attachée sensiblement à toute la surface périphérique externe du propulsif solide tandis que l'organe interne restreignant la combustion a une surface périphérique externe très précisément attachée sensiblement à toute la surface périphérique interne du propulsif solide. Preferably, the solid propellant has a generally cylindrical configuration and each of the external and internal organs restricting combustion likewise has a cylindrical configuration. In this case, the external member has an internal peripheral surface very precisely attached to substantially the entire external peripheral surface of the solid propellant while the internal organ restricting combustion has an external peripheral surface very precisely attached to substantially the entire internal peripheral surface solid propellant.
L'invention sera mieux comprise et d'autres buts, caractéristiques, détails et avantages de celle-ci apparai- tront plus clairement au cours de la description explicative qui va suivre faite en référence aux dessins schématiques annexés donnés uniquement à titre d'exemple illustrant un mode de réalisation de l'invention et dans lesquels
- la figure 1 est une vue en coupe longitudinale, et partiellement en élévation interne d'une fusée à statoréacteur selon l'art antérieur ; et
- la figure 2 est une vue semblable à la figure 1 mais montrant un mode de réalisation de la présente invention.The invention will be better understood and other objects, characteristics, details and advantages thereof will appear more clearly during the explanatory description which follows, made with reference to the appended schematic drawings given solely by way of example illustrating an embodiment of the invention and in which
- Figure 1 is a longitudinal sectional view, and partially in internal elevation of a ramjet rocket according to the prior art; and
- Figure 2 is a view similar to Figure 1 but showing an embodiment of the present invention.
En se référant à la figure I des dessins, une fusée à statoréacteur connue comporte un fuselage 10 intérieurement formé d'une tuyère 11 et de chambres primaire et secondaire de combustion 12 et 13 qui sont agencées à travers la tuyère 11 Un propulsif solide et cylindre 14 du type brillant par la fin, est reçu dans la chambre primaire de combustion 12. Des agencements sont prévus de façon que la combustion avance de la face extrême arrière du propulsif solide 14 une fois que la réaction chimique du propulsif est amorcée par un allumeur 15.Les gaz combustibles produits à la suite de la combustion incomplète du propulsif solide 14 sont dirigés à travers la tuyère Il dans la chambre secondaire de combustion 13 et sont mélangés avec de l'air frais introduisant la chambre 13 par un diffuseur 16 ayant une extrémité 17 d'entrée d'air à son extrémité la plus avant comme on peut le voir. Le mélange résultant des gaz incomplètement brûlés et d'air frais est brûlé dans la chambre secondaire 13. Simultanément, une garniture de carburant 18 définissant la chambre secondaire cylindrique de combustion 14 est brûlée à l'aide de l'air en excès dans le mélange des gaz incomplètement brûlés et d'air.Les gaz de combustion à haute pression et haute température ainsi produits dans la chambre secondaire 13 sont évacués vers l'arrière par une tuyère de queue 19 formée à une partie extrême arrière du fuselage 10, afin de produire ainsi une poussée pour propulser la fusée pour la faire avancer. Referring to Figure I of the drawings, a known rocket rocket comprises a fuselage 10 internally formed of a nozzle 11 and primary and secondary combustion chambers 12 and 13 which are arranged through the nozzle 11 A solid propellant and cylinder 14 of the shiny type at the end, is received in the primary combustion chamber 12. Arrangements are provided so that combustion advances from the extreme rear face of the solid propellant 14 once the chemical reaction of the propellant is initiated by an igniter 15. The combustible gases produced following the incomplete combustion of the solid propellant 14 are directed through the nozzle II into the secondary combustion chamber 13 and are mixed with fresh air introducing the chamber 13 through a diffuser 16 having a air inlet end 17 at its foremost end as can be seen. The mixture resulting from the incompletely burnt gases and fresh air is burned in the secondary chamber 13. Simultaneously, a fuel lining 18 defining the cylindrical secondary combustion chamber 14 is burned using excess air in the mixture incompletely burnt gases and air. The high pressure and high temperature combustion gases thus produced in the secondary chamber 13 are discharged towards the rear by a tail nozzle 19 formed at an aft rear part of the fuselage 10, in order to thus producing a thrust to propel the rocket to make it advance.
Le système de propulsion de fusée de cette nature présente un inconvénient parce que les gaz combustibles ne sont pas produits en une quantité appropriée par la combustion incomplète du propulsif solide 14 configuré et agencé comme cela est représenté sur le dessin. Pour cette raison, quand on utilise du polyéthylène ou tout autre matériau facilement disponible pour la garniture de carburant 18, cette garniture ne peut être brûlée de façon satisfaisante et en conséquence, la poussée obtenue dans la fusée n'atteint pas la quantité souhaitée. Cèla est dû au fait que les gaz combustibles produits dans la chambre primaire de combustion sont à une température relativement faible et en une quantité inappropriée. The rocket propulsion system of this nature has a disadvantage because the combustible gases are not produced in an appropriate amount by the incomplete combustion of the solid propellant 14 configured and arranged as shown in the drawing. For this reason, when polyethylene or any other readily available material is used for the fuel lining 18, this lining cannot be burnt satisfactorily and consequently, the thrust obtained in the rocket does not reach the desired quantity. This is due to the fact that the combustible gases produced in the primary combustion chamber are at a relatively low temperature and in an inappropriate quantity.
La figure 2 montre un mode de réalisation d'une fusée à statoréacteur selon l'invention, construite et agencée pour surmonter l'inconvénient inhérent à la fusée de l'art antérieur représentée sur la figure 1. FIG. 2 shows an embodiment of a ramjet rocket according to the invention, constructed and arranged to overcome the drawback inherent in the rocket of the prior art shown in FIG. 1.
En se référant à la figure 2, une fusée à statoréacteur selon la présente invention comprend un corps de fusée ou fuselage 10 ayant une direction d'avant en arrière et comprenant une partie de paroi interne avec une tubulure convergente -divergente 10, comme lafusée selon l'art antérieur de la figure 1. Egalement, comme pour la fusée traditionnelle de la figure 1, le fuselage 10 de la. fusée selon l'invention comprend de plus des parties de paroi cylindrique respectivement formées avec une chambre primaire de combustion 12 placée immédiatement à l'avant de la tuyère Il et une chambre secondaire de combustion 13 placée à l'arrière de la tuyère 11. Les chambres primaire et secondaire 12 et 13 ont des configurations cylindriques qui sont axialement alignées avec la tuyère Il en direction d'avant en arrière du fuselage 10. Un allumeur 15 fait saillie du fuselage 10 dans une partie extrême arrière de la chambre primaire de combustion 12. Referring to Figure 2, a ramjet rocket according to the present invention comprises a rocket body or fuselage 10 having a direction from front to rear and comprising an inner wall part with a convergent-divergent pipe 10, as the rocket according the prior art of FIG. 1. Also, as for the traditional rocket of FIG. 1, the fuselage 10 of the. rocket according to the invention further comprises cylindrical wall portions respectively formed with a primary combustion chamber 12 placed immediately in front of the nozzle II and a secondary combustion chamber 13 placed at the rear of the nozzle 11. The primary and secondary chambers 12 and 13 have cylindrical configurations which are axially aligned with the nozzle II in the direction from front to rear of the fuselage 10. An igniter 15 projects from the fuselage 10 in an extreme rear part of the primary combustion chamber 12 .
La fusée représentée sur la figure 2 comprend de plus un diffuseur d'air 16 entourant coaxialement une partie du fuselage 10 et ayant une extrémité d'entrée d'air 17 qui débouche à l'extrémité avant du diffuseur 16 comme cela est représenté. Le diffuseur 16 a un passage qui débouche radialement vers l'intérieur dans une partie extrême avant de la chambre secondaire 13. Ainsi, l'air frais de l'atmosphère, introduit comme air de statoréacteur dans le passage du diffuseur par l'extrémité d'entrée 17 est dirigé vers l'intérieur dans des directions radiales, dans la chambre secondaire 13 et est comprimé dans cette chambre 13 quand la fusée est en vol. The rocket shown in Figure 2 further comprises an air diffuser 16 coaxially surrounding a portion of the fuselage 10 and having an air inlet end 17 which opens at the front end of the diffuser 16 as shown. The diffuser 16 has a passage which opens radially inwards in an extreme front part of the secondary chamber 13. Thus, the fresh air from the atmosphere, introduced as ramjet air into the passage of the diffuser by the end d input 17 is directed inwards in radial directions, in the secondary chamber 13 and is compressed in this chamber 13 when the rocket is in flight.
Comme dans la fusée selon l'art antérieur représentes sur la figure 1, une garniture de carburant 18, tassée sous une forme cylindrique et creuse, est attachée à la surface périphérique de la partie de paroi du fuselage 10 formée avec la chambre secondaire 13. La garniture 18 est formée d'un matériau combustible à base de polyéthylène, de polmréthane ou d'aluminium et couvre un propulsif solide (non représenté) qui doit être consommé pour propulser la fusée en un stade initial du vol de la fusée lancée. As in the rocket according to the prior art shown in FIG. 1, a fuel lining 18, packed in a cylindrical and hollow shape, is attached to the peripheral surface of the wall part of the fuselage 10 formed with the secondary chamber 13. The lining 18 is formed of a combustible material based on polyethylene, polmethane or aluminum and covers a solid propellant (not shown) which must be consumed to propel the rocket in an initial stage of the flight of the launched rocket.
A proximité de l'extrémité arrière de la garniture 18, la chambre secondaire 13 se confond vers l'arrière avec une tuyère de queue 19 de forme convergente -divergente , qui est formée à une partie extrême arrière du fuselage 10, également comme dans la fusée de la figure 1.Near the rear end of the lining 18, the secondary chamber 13 merges towards the rear with a tail nozzle 19 of convergent-divergent shape, which is formed at an extreme rear part of the fuselage 10, also as in the Figure 1 rocket.
La chambre primaire 12 est chargée d'un propulsif cylindrique et solide 20 ayant une configuration qui sera décrite ci-après. Le propulsif solide 20 a une face extrême arrière qui est espacée, vers l'avant, de la tuyère 11 et forme ainsi la partie extrême arrière ci-dessus mentionnée de la chambre primaire 12 entre la tuyère 11 et la face extrême arrière du propulsif solide 20. The primary chamber 12 is charged with a solid cylindrical propellant 20 having a configuration which will be described below. The solid propellant 20 has a rear end face which is spaced, towards the front, from the nozzle 11 and thus forms the above-mentioned rear end part of the primary chamber 12 between the nozzle 11 and the rear end face of the solid propellant 20.
A la partie de paroi interne du fuselage 10 qui est formée avec la tuyère Il sot;solidement attachézun élément de filtrage 21 faisant saillie, de façon semi-circulaire, au loin de la tuyère Il dans la partie extrême arrière de la chambre primaire de combustion 12, et un élément éjecteur perforé 22 faisant saillie de façon semi-circulaire de la tuyère dans une partie extrême avant de la chambre secondaire de combustion 13.L'élément éjecteur 22 est formé d'une multiplicité de pores permettant la communication entre la tuyère Il et la chambre 13
Le propulsif solide cylindrique 20 disposé dans la chambre primaire de combustion 12 est formé avec un alésage axial 2v qui est ouvert aux extrémités axiales et opposées du propulsif 20, et dont l'axe central est de préférence sensiblement coincidant avec celui du propulsif 20. Le propulsif solide 20 est enfermé dans un organe externe cylindrique et creux 24 restreignant la combustion dont la surface périphérique interne est collée ou autrement fixée solidement sensiblement à toute la surface periphérique externe du propulsif 20.La surface périphérique externe de l'organe 24 s'adapte très précisément sur la surface périphérique interne de la partie de paroi du fuselage 10 formée avec la chambre primaire de combustion 12.To the part of the internal wall of the fuselage 10 which is formed with the nozzle Il sot; securely attach a filtering element 21 projecting, in a semi-circular manner, away from the nozzle Il in the rear rear part of the primary combustion chamber 12, and a perforated ejector element 22 projecting in a semi-circular manner from the nozzle in an extreme front part of the secondary combustion chamber 13. The ejector element 22 is formed from a multiplicity of pores allowing communication between the nozzle He and room 13
The cylindrical solid propellant 20 disposed in the primary combustion chamber 12 is formed with an axial bore 2v which is open at the axial and opposite ends of the propellant 20, and whose central axis is preferably substantially coincident with that of the propellant 20. The solid propellant 20 is enclosed in a hollow cylindrical external member 24 restricting combustion, the internal peripheral surface of which is glued or otherwise fixed substantially substantially to the entire external peripheral surface of the propellant 20. The external peripheral surface of the organ 24 adapts very precisely on the internal peripheral surface of the wall part of the fuselage 10 formed with the primary combustion chamber 12.
Par ailleurs, le propulsif solide 20 a un organe interne cylindrique et creux 25 restreignant la combustion dont la surface périphérique externe est collée ou autrement très précisément attachée sensiblement à toute la surface périphérique interne du propulsif solide percé 20. Chacun des organes externe et interne 24 et 25 restreignant la combustion, couvrant ainsi respectivement les surfaces périphériques externe et interne du propulsif solide percé 20 est efficace pour empêcher ce propulsif 20 de brûler sur ces surfaces en présence de gaz de combustion dans la chambre primaire 12. Chacun des organes 24 et 25 prévus dans ce but est construit en un matériau résistant à la chaleur approprié comme, par exemple, une résine époxy et un copolymère de chloroprène (commercialisé sous la dénomination commerciale de Néoprène).Furthermore, the solid propellant 20 has a cylindrical and hollow internal member 25 restricting combustion, the external peripheral surface of which is bonded or otherwise very precisely attached substantially to the entire internal peripheral surface of the pierced solid propellant 20. Each of the external and internal organs 24 and 25 restricting combustion, thus covering respectively the external and internal peripheral surfaces of the pierced solid propellant 20 is effective in preventing this propellant 20 from burning on these surfaces in the presence of combustion gases in the primary chamber 12. Each of the members 24 and 25 provided for this purpose is constructed of a suitable heat resistant material such as, for example, an epoxy resin and a chloroprene copolymer (marketed under the trade name Neoprene).
Le propulsif solide 20 est maintenu fixement en position dans la chambre primaire 12 au moyen d'une plaque extrême avant 26 fixée au fuselage 10 et d'un élément d'espacement 27 de forme annulaire qui s'adapte tres précisément au fuselage 10 entre l'extrémité arrière de l'organe externe de restriction 24 et la partie de paroi interne du fuselage formée avec la tuyère 11 comme cela est représenté. La plaque extrême 26 fait saillie sous une forme sensiblement renflée au loin de la face extrême avant du propulsif solide 20. Ainsi, la chambre 12 a une partie extrême avant ouverte définie entre la plaque extrême 26 et la face extrême annulaire avant du propulsif solide 20.La partie extrême avant ouverte de la chambre primaire 12 est en communication constante avec la partie extrême arrière ouverte de la chambre 12 à travers le passage axial dans l'organe interne de restriction 25. The solid propellant 20 is fixedly held in position in the primary chamber 12 by means of a front end plate 26 fixed to the fuselage 10 and a spacer element 27 of annular shape which adapts very precisely to the fuselage 10 between the rear end of the external restriction member 24 and the internal wall portion of the fuselage formed with the nozzle 11 as shown. The end plate 26 projects in a substantially swollen form away from the front end face of the solid propellant 20. Thus, the chamber 12 has an open front end part defined between the end plate 26 and the front annular end face of the solid propellant 20 The open front end part of the primary chamber 12 is in constant communication with the open rear end part of the chamber 12 through the axial passage in the internal restriction member 25.
L'élément d'espacement 27 est de préférence construit en métal ou en matière plastique renforcée de fibresde verre.The spacer 27 is preferably constructed of metal or plastic reinforced with glass fibers.
On décrira ci-après le fonctionnement de la fusée à statoréacteur ainsi construite et agencée selon l'invention. The operation of the ramjet rocket thus constructed and arranged according to the invention will be described below.
Pour lancer la fusée, le propulsif solide stocké dans la chambre secondaire de combustion 13 et ainsi enfermé dans la garniture 18 est allumé pour impartir une vitesse initiale de vol à la fusée. Quand la fusée est ainsi lancée, l'allumeur 15 est automatiquement actionné pour brûler le propulsif solide 20 à sa face extrême arrière annulaire. To launch the rocket, the solid propellant stored in the secondary combustion chamber 13 and thus enclosed in the lining 18 is ignited to impart an initial flight speed to the rocket. When the rocket is thus launched, the igniter 15 is automatically actuated to burn the solid propellant 20 at its annular end rear face.
Les gaz de combustion sont ainsi produits initialement à la partie extrême arrière de la chambre primaire 12 et passent partiellement vers l'avant à travers le passage dans l'organe de restriction interne 25 et ils atteignent la partie extrême avant ouverte de la chambre primaire 12. De cette façon, la combustion du propulsif solide 20 se passe graduellement en direction axiale et opposée à partir des faces extrêmes initiales avant et arrière du propulsif 20. Dans ce cas, les gaz de combustion produits par la combustion incomplète du propulsif solide 20 sont à des températures relativement faibles et ont une activité thermique relativement faible, ainsi le propulsif solide 20 qui est brûlé à partir des extrémités axiales et opposées est un combustible à un état stable de façon satisfaisante.The combustion gases are thus produced initially at the rear end part of the primary chamber 12 and pass partially forward through the passage in the internal restriction member 25 and they reach the open front end part of the primary chamber 12 In this way, the combustion of the solid propellant 20 takes place gradually in an axial and opposite direction from the initial front and rear end faces of the propellant 20. In this case, the combustion gases produced by the incomplete combustion of the solid propellant 20 are at relatively low temperatures and have relatively low thermal activity, thus the solid propellant which is burnt from the axial and opposite ends is a fuel in a satisfactorily stable state.
Les gaz de combustion produits de cette façon par la combustion incomplète du propulsif solide 20 passent à travers 1'élément de -filtrage 21 vers la tuyère Il et sant éjectés à travers les pores de l'élément éjecteur 22dans la chambre secondaire de combustion 13. Tandis que les gaz incomplètement brûlés sont ainsi éjectés dans la chambre 13, de l'air frais est introduit sous forme d'air de statoréacteur dans le passage du diffuseur 16 à travers l'extrémité annulaire d'entrée d'air 17 de ce diffuseur. The combustion gases produced in this way by the incomplete combustion of the solid propellant 20 pass through the filter element 21 to the nozzle II and are ejected through the pores of the ejector element 22 in the secondary combustion chamber 13. While the incompletely burnt gases are thus ejected into the chamber 13, fresh air is introduced in the form of ramjet air into the passage of the diffuser 16 through the annular air inlet end 17 of this diffuser .
L'air est comprimé dans le diffuseur 16 et est dirigé vers l'intérieur, dans des directions radiales, dans la chambre secondaire 13. Les gaz incomplètement brûlés sont mélangés avec flair comprimé et totalement brûlés dans la chambre 13. La combustion des gaz incomplètement brûlés est accompagnée de la combustion de la garniture 18 avec l'aide de l'air en excès dans le mélange des gaz incomplètement brûlés et de l'air comprimé. En conséquence, la pression des gaz dans la chambre secondaire 13 est maintenue à un niveau requis pour assurer le vol d'avance de la fusée, ou au-dessus, par les gaz de combustion évacués de la chambre secondaire 13 par la tuyère de queue 19.The air is compressed in the diffuser 16 and is directed inwards, in radial directions, in the secondary chamber 13. The incompletely burned gases are mixed with compressed flair and completely burned in the chamber 13. The combustion of the gases incompletely burned is accompanied by the combustion of the lining 18 with the help of excess air in the mixture of incompletely burnt gases and compressed air. Consequently, the gas pressure in the secondary chamber 13 is maintained at a level required to ensure the flight in advance of the rocket, or above, by the combustion gases discharged from the secondary chamber 13 by the tail nozzle 19.
Tandis que la combustion du propulsif solide 20 se passe de sa face initiale avant à sa face initiale arrière, chacun des organes externe et interne de restriction 24 et 25 est brûlé de ses extrémités avant et arrière vers sa partie axialement médiane. Les fractions de carbone ainsi produites dans la chambre primaire 12 sont recueillies dans le filtre 21 et ne peuvent ainsi traverser la tuyère Il. While the combustion of the solid propellant 20 takes place from its initial front face to its initial rear face, each of the external and internal restriction members 24 and 25 is burnt from its front and rear ends towards its axially median part. The carbon fractions thus produced in the primary chamber 12 are collected in the filter 21 and cannot therefore pass through the nozzle II.
Bien entendu l'invention n'est nullement limitéeau mode de réalisation décrit et représenté qui n'a été donné qu'à titre d'exemple. En particulier elle comprend tous les moyens constituant des équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci sont exécutées suivant son esprit et mises en oeuvre dans le cadre de la protection comme revendiquée. Of course, the invention is in no way limited to the embodiment described and shown, which has been given only by way of example. In particular it includes all the means constituting technical equivalents of the means described as well as their combinations if these are executed according to the spirit and implemented in the context of protection as claimed.
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- 1980-12-02 FR FR8025566A patent/FR2473629A1/en not_active Withdrawn
Patent Citations (7)
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| CN103758663A (en) * | 2014-01-20 | 2014-04-30 | 西北工业大学 | Rocket-based combined cycle ejector mode performance test engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS5681246A (en) | 1981-07-03 |
| DE3044919A1 (en) | 1981-09-17 |
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