FR2568316A1 - Ground launched space rocket - Google Patents
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Abstract
Description
Propulseur-fusée pour vols spaciaux.Rocket thruster for spaceflight.
L'invention se rapporte à un propulseur-fusée pour vols spatiaux, comprenant une tuyère de poussée au sol et une tuyère de poussée pour vol à haute altitude qui est réglable dans le sens axial et qui, pendant le décollage du sol et le vol à des altitudes relativement basses, se trouve en position avancée, tandis que pendant le vol à haute altitude elle est raccordée par son extrémité avant à l'extrémité arrière de la tuyère de poussée au sol. The invention relates to a rocket booster for spaceflight, comprising a ground thrust nozzle and a thrust nozzle for flight at high altitude which is adjustable in the axial direction and which, during take-off of the ground and flight to relatively low altitudes, is in advanced position, while during the high-altitude flight it is connected by its front end to the rear end of the thrust nozzle on the ground.
Dans les propulseurs-fusées, la tuyère de poussée sert à transformer en impulsions l'énergie produite dans la chambre de combustion et à abaisser alors la pression des qaz de travail si possible jusqu'à la pression ambiante régnant dans chaque cas considéré. Aux vols aux hautes altitudes, la pression ambiante varie cependant d'environ 1 bar au niveau de la mer à pratiquement 0 bar dans l'espace vide d'air. Par conséquent, dans les propulseurs-fusées, qui fonctionnent de façon ininterrompue aussi bien en tant que propulseurs de décollage que de propulseurs aux hautes altitudes, la tuyère de poussée, en ce qui concerne la longueur et le rapport de la surface du col à la surface de sortie arrière, devrait être continuellement adaptée au fur et à mesure de l'augmentation de l'altitude en vue d'obtenir un rendement optimal pour la poussée.Cela n'est objectivement pas possible. Un moyen de construction praticable consiste à diviser la totalité de la tuyère de poussée par rapport à sa longueur et à prévoir une tuyère de poussée au sol montée fixe sur la chambre de combustion et une tuyère de poussée pour vol à haute altitude ou parties de celle-ci déplaçables axialement, comme cela est par exemple indiqué dans le brevet américain 3 229 457. En pareil cas, au décollage et pendant le vol à basse altitude, les parties arrière de la tuyère de poussée se trouvent en position avancée, c'està-dire que celles-ci sont hors service et que c'est seule ment la tuyère de poussée au sol fixe qui fonctionne.Au fur et à mesure que l'altitude augmente,les différentes parties de la tuyère de poussée pour vol à haute altitude, le propulseur étant en route, sont raccordées à l'arrière de la tuyère de poussée au sol afin d'adapter au mieux, la pression de sortie du jet de poussée à la pression ambiante. In the rocket boosters, the thrust nozzle is used to pulse the energy produced in the combustion chamber and then lower the pressure of the qaz working if possible up to the prevailing ambient pressure in each case. At high altitudes, however, the ambient pressure varies from about 1 bar at sea level to almost 0 bar in the void space. Therefore, in rocket boosters, which operate uninterruptedly as both take-off and high-altitude thrusters, the thrust nozzle, with respect to the length and ratio of the surface of the neck to the rear exit surface, should be continually adapted as the altitude increases in order to obtain optimum performance for the thrust.This is objectively not possible. A practicable construction means is to divide the entire thrust nozzle relative to its length and to provide a fixed thrust nozzle on the ground mounted on the combustion chamber and a thrust nozzle for high altitude flight or parts thereof. axially displaceable, as is for example indicated in US Pat. No. 3,229,457. In such a case, during take-off and during low-altitude flight, the rear parts of the thrust nozzle are in the advanced position, which is ie that they are out of service and that it is only the fixed ground thrust nozzle that operates. As the altitude increases, the different parts of the thrust nozzle for high altitude flight , the thruster being en route, are connected to the rear of the thrust nozzle on the ground in order to best adapt the pressure of the thrust jet to the ambient pressure.
Si avantageuse que soit la division de la tuyère de poussée en deux ou plusieurs étages d'expansion, elle est toutefois assorite d'un certain nombre de problèmes. Pour, en effet, faire fonctionner une tuyère de poussée avec un bon rendement, il est nécessaire, comme déjà pentionné auparavant, d'adpater la pression de sortie du jet de poussée à la pression ambiante.Cela revient à dire qu'une tuyère de poussée adaptée à la pression atmosphérique régnant au niveau du sol fonctionne avec sous expansion à mesure que l'altitude augmente, si bien que le jet e poussée après sa sortie de la tuyère continue à se détendre et à s'élargir et qu'ensuite, lors de la commutation au fonctionnement aux hautes altitudes, la tuyère de poussée pour vol à haute altitude doit être déplacée vers l'arrière et installée à sa position de raccordement en traversant le jet de poussée détendu extremement chaud. En plus de la complexcité de la construction, cela entraîne un manque de fiabilité qui doit absolument être évité.Pour pallier cette difficulté, il faudrait que la tuyère de poussée au sol fonctionne "avec surexpansion" pendant le décollage et le vol à basse altitude afin de ne pas fonctionner "avec expansion" à des altitudes relativement élevées ou lorsque la zone de commutation pour passer en fonctionnement aux hautes altitudes est atteinte.Although it is advantageous for the thrust nozzle to be divided into two or more stages of expansion, it nevertheless has a certain number of problems. In fact, in order to operate a thrust nozzle with a good efficiency, it is necessary, as already thought before, to adpater the output pressure of the thrust jet at ambient pressure. thrust adapted to the atmospheric pressure prevailing at ground level operates with expansion as the altitude increases, so that the thrust thrust after its exit from the nozzle continues to relax and expand and thereafter when switching to high altitude operation, the high altitude thrust nozzle must be moved back and installed at its connecting position through the extremely hot expanded thrust jet. In addition to the complexity of the construction, this leads to a lack of reliability that must absolutely be avoided.To overcome this difficulty, it would be necessary that the thrust nozzle on the ground operates "with overexpansion" during takeoff and low-altitude flight to not to operate "with expansion" at relatively high altitudes or when the switching zone to operate at high altitudes is reached.
Une tuyère de poussée "avec surexpansion" fonctionne cependant avec une perte de poussée constante.An "over-expansion" thrust nozzle, however, operates with constant thrust loss.
L'objet de l'invention est par conséquent d'éliminer les inconvénients des modes de réalisation connus des tuyères de poussée à deux ou plusieurs étages et de concevoir un propulseur-fusée comprenant une tuyère de poussée à deux étages du type précité qui, bien que de construction relativement simple, fonctionne en moyenne avec un bon rendement à toutes les altitudes pendant la totalité du vol du sol jusqu'à l'espace vide d'air, et ce, tout en garantissant une bonne fiabilité. The object of the invention is therefore to eliminate the drawbacks of the known embodiments of thrust nozzles with two or more stages and to design a rocket booster comprising a two-stage thrust nozzle of the aforementioned type which, although It has a relatively simple construction, operates on average with good performance at all altitudes during the entire flight from the ground to the void space, while ensuring good reliability.
Ce résultat est atteint selon l'invention par le fait que la tuyère de poussée au sol jusqu'à une altitude d'environ 12 à 14 km est réalisée sous la forme d'une tuyère à surexpansion et produit alors une pression de sortie d'à peu près 0,2 à 0,15 bar pour son jet de poussée et que, lors du décollage du sol et jusqu'à une altitude d'environ 12 à 14 km, la tuyère de poussée pour vol à haute altitude se trouve dans une position avancée de manière à engendrer un second cercle de poussée extérieur et qu'alors la zone arrière de la tuyère de poussée pour vol à haute altitude dont l'extrémité arrière - vue dans le sens delPécoulement - se situe légèrement derrière lSextrémité arrière de la tuyère de poussée au sol, forme, en liaison avec la tuyère de poussée au sol placée radialement à l'intérieur ainsi qu'avec son jet de poussée central convergent qui entraîne le jet de poussée extérieur par un effet d'injection, une tuyère annulaire supersonique convergente-divergente pour ce jet de poussée extérieur, et qu'à une altitude d'environ 12 à 14 km et à une pression ambiante d'a peu près 0,2 à 0,15 bar, la tuyère de poussée pour vol à haute altitude est reculée et raccordée axialement à la tuyère de poussée au sol et que la tuyère de poussée pour vol à haute altitude est réalisée, par rapport à la pression ambiante de quelque 0,2 à 0,15 bar régnant 14altitude d'environ 12 à 14 km, sous la forme d'une tuyère à surexpansion de manière à produire une pression de sortie d'à peu près 0,03 à 0,02 bar pour le jet de poussée 12. This result is achieved according to the invention in that the thrust nozzle on the ground up to an altitude of about 12 to 14 km is in the form of an over-expansion nozzle and then produces an outlet pressure of approximately 0.2 to 0.15 bar for its thrust and that, during take-off and to an altitude of approximately 12 to 14 km, the high-altitude thrust nozzle is within an advanced position to generate a second outer thrust circle and then the rear area of the high altitude thrust nozzle with its rear end - seen in the flow direction - is slightly behind the rear end of the thrust nozzle on the ground, in connection with the thrust nozzle on the ground placed radially on the inside and with its convergent central thrust jet which drives the thrust jet by an injection effect, an annular nozzle Superson convergent-divergent pattern for this external thrust jet, and at an altitude of about 12 to 14 km and at an ambient pressure of about 0.2 to 0.15 bar, the thrust nozzle for flight to high altitude is retracted and axially connected to the thrust nozzle on the ground and that the thrust nozzle for high altitude flight is performed, relative to the ambient pressure of some 0.2 to 0.15 bar prevailing altitude of about 12 at 14 km, in the form of an over-expansion nozzle so as to produce an outlet pressure of approximately 0.03 to 0.02 bar for the thrust jet 12.
Grace à l'invention, on arrive à ce que les effets préjudiciables de la tuyère de poussée au sol fonctionnant nitialennt "avec sure-Dansion" soient compensés par la mise en service de la tuyère de poussée pour vol à haute altitude dès la première phase de fonctionnement, c'est-à dire lors du décollage @ < aux basses altitudes, phase pen- dant laquelle la tuyère de poussée pour vol à haute altitude forme avec le propulseur de poussée au sol un second cercle de poussée et diminue ainsi les pertes de rendement du propulseur de poussée au sol en réduisant la vitesse de sortie du jet de poussée central de celui-ei tout en augmentant simultanément le débit total.En plus de sa mission de base, la tuyère de poussee pour vol à haute altitude remplit donc une seconde fonction et ne constitue pas un poids mort pendant le décollage et le vol aux basses altitudes. L'entraînement du jet extérieur du second cercle de poussée s'effectue par transfert d'énergie suivant la dynamique des fluides par suite de l'effet d'injection que le jet de poussée central, animé d'une grande vitesse d'écoulement, de la tuyère de poussée au sol, exerce sur l'air qui est pré- sent dans le second cercle de poussée et qui se trouve ainsi accéléré. La grande vitesse du jet central de la tuyère de poussée au sol et en même temps avantageusement diminuée. Thanks to the invention, it is possible that the detrimental effects of the ground thrust nozzle operating nitialennt "with sure-Dansion" are compensated by the commissioning of the thrust nozzle for high altitude flight from the first phase operating, that is, during take-off @ <at low altitudes, the phase during which the high altitude thrust nozzle forms a second thrust circle with the thrust propellor on the ground and thus reduces the thrust propulsion efficiency losses on the ground by reducing the speed of thrust. output of the central thrust jet of the same while simultaneously increasing the total flow. In addition to its basic mission, the thrust nozzle for high altitude flight fulfills a second function and does not constitute a dead weight during takeoff and flying at low altitudes. The outer jet of the second thrust circle is driven by energy transfer according to the fluid dynamics as a result of the injection effect that the central thrust jet, driven by a high flow velocity, from the thrust nozzle to the ground, exerts on the air which is present in the second thrust circle and which is thus accelerated. The high speed of the central jet of the thrust nozzle on the ground and at the same time advantageously diminished.
Ses pertes de rendement sont ainsi elles-mêmes réduites. Le recul de la tuyère de poussée pour vol à haute altitude s'effectue à peu près sans contrainte thermique pour cet élément de construction attendu qu'à l'altitude de commutation proposée, le jet de la tuyère de poussée au sol est sensiblement parallèle à l'axe.Its yield losses are thus themselves reduced. The recoil of the thrust nozzle for high-altitude flight takes place with almost no thermal stress for this construction element, which, at the proposed switching altitude, the jet of the thrust nozzle on the ground is substantially parallel to axis.
Le principal avantage de l'invention réside, en outre, dans le fait que, pour le vol spatial, on obtient le plus grand taux d'expansion possible rapporté à la tuyère de poussée prise dans son ensemble, d'où les excellents rendements pratiquement obtenus de bout en bout dans toutes les phases de fonctionnement depuis le décollage jusque dans l'espace. L'état de fonctionnement en surexpansion de la tuyère de poussée pour vol à haute altitude pendant la phase de commutation à une altitude d'environ 12 à 14 km est en pareil cas négligeable, attendu que cette phase, en raison de la grande vitesse ascentionnelle déjà atteinte, n'est que de courte durée et qu'on passe très rapidement à la phase de fonctionnement avec expansion normale, puis avec sous expansion qui garantit de toute façon de bons rendements. The main advantage of the invention lies, moreover, in the fact that, for spaceflight, the largest possible expansion ratio is obtained relative to the thrust nozzle as a whole, hence the excellent efficiencies substantially. obtained from end to end in all phases of operation from take-off to space. The over-expansion operating state of the thrust nozzle for high-altitude flight during the switching phase at an altitude of approximately 12 to 14 km is negligible in this case, given that this phase, due to the high speed of climb already reached, is only of short duration and that one goes very quickly to the phase of operation with normal expansion, then with under expansion which guarantees anyway good returns.
Le degré d'expansion de la tuyère de poussée au sol et sa pression de sortie sont choisis dans le cadre de l'invention de façon à ne pas dépasser une certaine valeur limite afin que dans la zone critique pour le premier étage de fonctionnement, à savoir au décollage et en vol à des altitudes relativement basses, il ne se produise aucun décollement de l'écoulement sur la paroi interne de la tuyère de poussée.C'est cette valeur limite choisie comme degré d'expansion pour la tuyère de poussée au sol qui donne l'altitude de commutation qui se situe selon l'invention à une altitude comprise entre 12 et-14 km à laquelle prédomine une pression ambiante d'environ 0,2 à 0,15 bar, la tuyère de poussée au sol fonctionnant pratiquement avec une expansion normale à cette hauteur de vol (par exemple PeB/Pa = 0,2/0,2 = 1) si bien que son jet est disposé sensi- blement parallèlement et que la tuyère de poussée pour vol à haute altitude peut être reculée sans contrainte thermique, donc sans avoir à traverser une zone chaude. The degree of expansion of the thrust nozzle on the ground and its outlet pressure are chosen within the scope of the invention so as not to exceed a certain limit value so that in the critical zone for the first stage of operation, flight and take off at relatively low altitudes, there is no detachment of the flow on the inner wall of the thrust nozzle.It is this limit value chosen as the degree of expansion for the thrust nozzle at ground which gives the switching altitude which is located according to the invention at an altitude of between 12 and 14 km at which an ambient pressure of approximately 0.2 to 0.15 bar prevails, the ground thrust nozzle operating practically with a normal expansion at this flight height (eg PeB / Pa = 0.2 / 0.2 = 1) so that its jet is arranged substantially parallel and the high altitude thrust nozzle can to be retreated without constraint t hermetic, so without having to cross a hot zone.
Par ailleurs, le degré d'expansion de la tuyère de poussée pour vol à haute altitude est établi selon l'invention de manière que dans le domaine des altitudes de commutation entre 12 à 14 km, il se produise encore aucun décollement de l'écoulement du jet de poussée sur la paroi interne de la tuyère (par exemple : PeH/pa = 0,03/0,15 = 0,2). Furthermore, the degree of expansion of the thrust nozzle for high altitude flight is established according to the invention so that in the range of switching altitudes between 12 to 14 km, there is still no detachment of the flow thrust jet on the inner wall of the nozzle (eg: PeH / pa = 0.03 / 0.15 = 0.2).
Dans un mode de réalisation d'un propulseurfusée conçu selon l'invention qui comporte une tuyère de poussée à deux étages et qui est placée sur le vecteur à l'extérieur dans l'écoulement libre de l'air, on propose de
réaliser l'entrée d'air pour le second cercle de poussée
extérieur sous la forme d'un diffuseur ultrasonique et de
fournir de l'énergie à l'air s'écoulant par ce cercle de
poussée, en particulier par transfert de chaleur par la
paroi chaude de la chambre de combustion et par la paroi
chaude de la tuyère de poussée au sol. On enlève ainsi
en plus de l'énergie au jet de poussée au sol, ce qui ré
duit encore les pertes de rendement du cercle de poussée
central.In one embodiment of a fuzed thruster designed according to the invention which has a two-stage thrust nozzle and which is placed on the outside vector in the free flow of air, it is proposed to
realize the air inlet for the second thrust circle
exterior in the form of an ultrasonic diffuser and
supply energy to the air flowing through this circle of
thrust, in particular by heat transfer by the
hot wall of the combustion chamber and through the wall
hot thrust nozzle on the ground. We thus remove
in addition to ground thrust energy, which is
the performance losses of the thrust circle
central.
L'invention sera mieux comprise à l'aide de la description de deux modes de réalisation pris comme exemple, mais non limitatifs, et illustrés par le dessin annexé, sur lequel
la figure 1 représente un propulseur-fusée comprenant une tuyère de poussée au sol et une tuyère de poussée pour vol à haute altitude avancée pour la formation d'un second cercle de poussée extérieur pendant le vol à des altitudes relativement basses;
la figure 2 représente le même propulseur pendant la commutation pour le fonctionnement à haute altitude;
la figure 3 représente le propulseur-fusée immédiatement après la commutation pour le fonctionnement à haute altitude avec tuyère de poussée pour vol à haute altitude raccordée à la tuyère de poussée au sol;
la figure 4 représente la partie arrière de la tuyère de poussée pour vol à haute altitude pendant le fonctionnement dans l'espace vide d'air; et
la figure 5 représente une variante du second cercle de poussée extérieur d'un propulseur-fusée analogue à la figure 1.The invention will be better understood from the description of two embodiments taken as an example, but not limited to, and illustrated by the appended drawing, in which:
FIG. 1 shows a rocket booster comprising a ground thrust nozzle and an advanced high altitude thrust nozzle for forming a second outer thrust circle during flight at relatively low altitudes;
Figure 2 shows the same thruster during switching for high altitude operation;
FIG. 3 shows the rocket propulsion unit immediately after switching for high altitude operation with a high altitude thrust nozzle connected to the thrust nozzle on the ground;
Figure 4 shows the rear portion of the thrust nozzle for high altitude flight during operation in the air void space; and
FIG. 5 represents a variant of the second external thrust circle of a rocket booster similar to FIG. 1.
Le propulseur se compose pour l'essentiel d'une chambre de combustion 1 avec une tête d'injection 2 et d'une tuyère de poussée au sol 3 constructivement intégrée ainsi que d'une tuyère de poussée pour vol à haute altitude 4 dé
plaçable en avant et en arrière dans le sens axial. The thruster consists essentially of a combustion chamber 1 with an injection head 2 and a ground thrust nozzle 3 constructively integrated and a thrust nozzle for high altitude flight 4 dice.
Placeable forward and backward in the axial direction.
La tuyère de poussée au sol 3 est réalisée du point de vue de la dynamique des fluides de manière qu'au décollage et à proximité du sol, comme illustré à la figure 1, le jet de poussée central 5 converge, c'est-à-dire que la tuyère de poussée au sol fonctionne avec surexpansion jusqu'à une altitude d'environ 12 à 14 kilomètres de telle sorte que la pression externe p a ou pression ambiante est plus grande que la poussée finale PeB de la tuyère qui est de 0,2 à 0,15 bar. Dans cette phase de fonctionnement, la tuyère de poussée pour vol à haute altitude 4 est avancée et créé un second cercle de poussée extérieure 6.La zone arrière 4a de la tuyère de poussée pour vol à haute altitude 4 dont l'extrémité arrière 4b se trouve derrière l'extrémité arrière 3b de la tuyère de poussée au sol 3 forme alors, en liaison avec la tuyère de poussée au sol située radialement à l'intérieur ainsi qu'avec son jet de poussée central convergent 5, une tuyère annulaire ultrasonique convergente-divergente pour le jet de poussée extérieur 8 qui est accéléré par l'effet d'injection du jet de poussée central 5. Comme le propulseur ne se trouve pas dans l'écoulement d'air libre, l'air L à l'avant de l'entrée nsest aspiré qu'à partir de l'espace clos environnant. The ground thrust nozzle 3 is made from the point of view of fluid dynamics so that at take-off and near the ground, as illustrated in FIG. 1, the central thrust jet 5 converges, that is to say ie, the ground thrust nozzle operates with overexpansion to an altitude of about 12 to 14 kilometers so that the external pressure pa or ambient pressure is greater than the final thrust PeB of the nozzle which is 0 , 2 to 0.15 bar. In this operating phase, the thrust nozzle for high altitude flight 4 is advanced and creates a second outer thrust circle 6. The rear zone 4a of the thrust nozzle for high altitude flight 4 whose rear end 4b is located behind the rear end 3b of the ground thrust nozzle 3 then forms, in connection with the radially inward ground thrust nozzle and with its convergent central thrust jet 5, a convergent ultrasonic annular nozzle. -divergent for the external thrust jet 8 which is accelerated by the injection effect of the central thrust jet 5. As the thruster is not in the free air flow, the air L at the front from the entrance is sucked only from the surrounding enclosed space.
Sur la figure 2, le missile se trouve déjà à une certaine altitude, 7 c'est-à-dire que la tuyère de poussée pour vol à haute altitude 4 est maintenant reculée. Celas'effectue au moyen d'un système de commande télescopique 9, la tuyère de poussée 4 se déplaçant par l'intermédiaire de douilles de glissement 10 sur des guidages rectilignes Il solidaires de la cellule.Dans la zone de commutation, la tuyère de poussee au sol 3 fonctionne à peu près avec expansion normalea csest-à-dire que son jet de poussée Sa est sensiblement disposé parallèlement à l'axe (pas encore divergent) dans cette phase de fonctionnement, de telle sorte que la tuyère de poussée pour vol à haute altitude 4 peut être reculée sans contrainte thermique importante
La figure 3 représente la tuyère de poussée pour vol à haute altitude 4 qui est raccordée à la tuyère de poussée au sol 3 et qui, dans la zone d'altitude du point de commutation, ne fonctionne qu'un court instant avec surexpansion et pertes de rendement en raison des vitesses ascentionnelles élevées déjà atteintes, le jet de poussée 12 étant resserré.In FIG. 2, the missile is already at a certain altitude, that is to say that the thrust nozzle for high altitude flight 4 is now retracted. This is effected by means of a telescopic control system 9, the thrust nozzle 4 moving via sliding bushes 10 on straight guides II integral with the cell.In the switching zone, the thrust nozzle the ground 3 operates approximately with normal expansion, that is to say that its thrust jet Sa is substantially disposed parallel to the axis (not yet divergent) in this operating phase, so that the thrust nozzle for theft at high altitude 4 can be retreated without significant thermal stress
FIG. 3 represents the high altitude thrust nozzle 4 which is connected to the ground thrust nozzle 3 and which, in the altitude zone of the switching point, only functions for a short time with over-expansion and losses. efficiency due to the high ascending speeds already reached, the thrust jet 12 being tightened.
La figure 4-représente le fonctionnement du propulseur et des tuyères de poussée 3, 4 prises dans leur ensemble dans l'espace vide flair où elles fonctionnent avec sous expansion et divergence du jet de poussée 12. FIG. 4 shows the operation of the thruster and the thrust nozzles 3, 4 taken as a whole in the empty flair space where they operate with expansion and divergence of the thrust jet 12.
La figure 5 représente un propulseur-fusée qui est placé dans l'écoulement d'air libre LF. Dans ce cas, l'entrée d'air annulaire pour le second cercle de poussée extérieur 6a est réalisée- sous la forme d'un diffuseur ultrasonique 13 et l'air comprimé le traversant est chauffé par échange thermique au niveau d'un échangeur de chaleur 14 en forme d'étoile et naturellement aussi le long de la paroi chaude de la chambre de combustion 1 et de la paroi chaude de la tuyère de poussee au sol 3. Figure 5 shows a rocket booster which is placed in the free air flow LF. In this case, the annular air inlet for the second outer thrust circle 6a is made in the form of an ultrasonic diffuser 13 and the compressed air passing therethrough is heated by heat exchange at a heat exchanger. star-shaped heat 14 and of course also along the hot wall of the combustion chamber 1 and the hot wall of the thrust nozzle 3.
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Applications Claiming Priority (1)
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Publications (2)
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Country Status (4)
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| SE (1) | SE452354B (en) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2637017A1 (en) * | 1988-09-28 | 1990-03-30 | Snecma | NOZZLE STRUCTURE FOR TURBO-STATO-FUSEE COMBINED PROPELLER |
| FR2639404A1 (en) * | 1988-11-21 | 1990-05-25 | Europ Propulsion | DIVERGENT OF MOTOR ROCKET WITH ADDITIONAL ANNULAR NOZZLE |
| EP0434565A1 (en) * | 1989-12-21 | 1991-06-26 | Societe Europeenne De Propulsion | Versatile combined propulsion engine for aeroplane or space shuttle |
| US5052176A (en) * | 1988-09-28 | 1991-10-01 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation | Combination turbojet-ramjet-rocket propulsion system |
| EP0578951A1 (en) * | 1992-07-11 | 1994-01-19 | Daimler-Benz Aerospace Aktiengesellschaft | Jet engine |
| EP0626513A1 (en) * | 1993-05-28 | 1994-11-30 | Societe Europeenne De Propulsion | Rocket nozzle with reduced output section |
| FR2705738A1 (en) * | 1993-05-28 | 1994-12-02 | Europ Propulsion | Rocket engine nozzle with ejectable diffuser. |
| EP0836001A1 (en) | 1996-10-11 | 1998-04-15 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation, "S.N.E.C.M.A." | Rocket nozzle with ejectable inserts |
| GB2519156A (en) * | 2013-10-11 | 2015-04-15 | Reaction Engines Ltd | A nozzle arrangement for an engine |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102005039742B4 (en) * | 2005-08-23 | 2008-10-02 | Technische Universität Dresden | Discharge nozzle for rockets with retractable nozzle extension |
| FR2949821B1 (en) * | 2009-09-10 | 2011-09-30 | Snecma | ENGINE FUSEE DIVERGENT DEPLOYABLE |
| RU2595006C1 (en) * | 2015-09-02 | 2016-08-20 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid propellant rocket engine with nozzle |
| RU2705677C2 (en) * | 2016-11-21 | 2019-11-11 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Pyrotechnic cartridge for precipitation stimulation |
| 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 (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| 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 |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3229457A (en) * | 1962-10-15 | 1966-01-18 | James R Rowe | Variable area ratio rocket nozzle |
| 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
- 1985-07-22 SE SE8503554A patent/SE452354B/en not_active IP Right Cessation
- 1985-07-23 FR FR8511239A patent/FR2568316B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1985-07-24 JP JP60162162A patent/JPH0652061B2/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| 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 |
Cited By (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2637017A1 (en) * | 1988-09-28 | 1990-03-30 | Snecma | NOZZLE STRUCTURE FOR TURBO-STATO-FUSEE COMBINED PROPELLER |
| EP0362052A1 (en) * | 1988-09-28 | 1990-04-04 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Nozzle structure for a combined turbo-static rocket |
| US5052176A (en) * | 1988-09-28 | 1991-10-01 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation | Combination turbojet-ramjet-rocket propulsion system |
| FR2639404A1 (en) * | 1988-11-21 | 1990-05-25 | Europ Propulsion | DIVERGENT OF MOTOR ROCKET WITH ADDITIONAL ANNULAR NOZZLE |
| EP0370887A1 (en) * | 1988-11-21 | 1990-05-30 | Societe Europeenne De Propulsion | Rocket nozzle having a divergent skirt with an annular complementary nozzle |
| EP0434565A1 (en) * | 1989-12-21 | 1991-06-26 | Societe Europeenne De Propulsion | Versatile combined propulsion engine for aeroplane or space shuttle |
| FR2656382A1 (en) * | 1989-12-21 | 1991-06-28 | Europ Propulsion | COMBINED PROPULSION ENGINE HAVING HIGH ADAPTABILITY FOR AIRCRAFT OR AIRCRAFT. |
| US5159809A (en) * | 1989-12-21 | 1992-11-03 | Societe Europeenne De Propulsion | Highly adaptable combined propulsion engine for an aircraft or a space-going airplane |
| EP0578951A1 (en) * | 1992-07-11 | 1994-01-19 | Daimler-Benz Aerospace Aktiengesellschaft | Jet engine |
| EP0626513A1 (en) * | 1993-05-28 | 1994-11-30 | Societe Europeenne De Propulsion | Rocket nozzle with reduced output section |
| FR2705739A1 (en) * | 1993-05-28 | 1994-12-02 | Europ Propulsion | Rocket engine nozzle with selectively reduced output section. |
| FR2705738A1 (en) * | 1993-05-28 | 1994-12-02 | Europ Propulsion | Rocket engine nozzle with ejectable diffuser. |
| EP0632197A1 (en) * | 1993-05-28 | 1995-01-04 | Societe Europeenne De Propulsion | Rocket nozzle with ejectable diffuser |
| US5481870A (en) * | 1993-05-28 | 1996-01-09 | Societe Europeenne De Propulsion | Rocket engine nozzle with selectively smaller outlet cross-section |
| US5490629A (en) * | 1993-05-28 | 1996-02-13 | Societe Europeenne De Propulsion | Rocket engine nozzle with an engine diffuser |
| EP0836001A1 (en) | 1996-10-11 | 1998-04-15 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation, "S.N.E.C.M.A." | Rocket nozzle with ejectable inserts |
| GB2519156A (en) * | 2013-10-11 | 2015-04-15 | Reaction Engines Ltd | A nozzle arrangement for an engine |
| WO2015052471A1 (en) * | 2013-10-11 | 2015-04-16 | Reaction Engines Limited | A nozzle arrangement for an engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0652061B2 (en) | 1994-07-06 |
| DE3427169A1 (en) | 1986-01-30 |
| SE8503554D0 (en) | 1985-07-22 |
| JPS6138147A (en) | 1986-02-24 |
| SE452354B (en) | 1987-11-23 |
| FR2568316B1 (en) | 1990-07-27 |
| DE3427169C2 (en) | 1987-04-30 |
| SE8503554L (en) | 1986-01-25 |
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