JPS6138147A - 宇宙飛行のためのロケツトエンジン - Google Patents
宇宙飛行のためのロケツトエンジンInfo
- Publication number
- JPS6138147A JPS6138147A JP16216285A JP16216285A JPS6138147A JP S6138147 A JPS6138147 A JP S6138147A JP 16216285 A JP16216285 A JP 16216285A JP 16216285 A JP16216285 A JP 16216285A JP S6138147 A JPS6138147 A JP S6138147A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- propulsion
- nozzle
- altitude
- ground
- propulsion nozzle
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Granted
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-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/97—Rocket nozzles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/97—Rocket nozzles
- F02K9/976—Deployable nozzles
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、地上推進ノズルと、軸方向に調節可能な高空
推進ノズルとを備え、この高空推進ノズルが地上からの
スタート時および比較的に低い高度で飛行する時に前方
へ引込められた状態にあり、そして高空飛行時にはその
前端が地上推進ノズルの後端に接続されている、宇宙飛
行のためのロケットエンジンに関スる。
推進ノズルとを備え、この高空推進ノズルが地上からの
スタート時および比較的に低い高度で飛行する時に前方
へ引込められた状態にあり、そして高空飛行時にはその
前端が地上推進ノズルの後端に接続されている、宇宙飛
行のためのロケットエンジンに関スる。
ロケットエンジンの場合推進ノズルは、燃焼室内で発生
するエネルギーを衝撃力に変換し、そのとき作動ガスの
圧力をできるだけその都度の周囲圧力まで低下させる働
きをする。しかし、高空飛行の際には海上高さＯはぼ１
バールから真空空間の零バールまで変化する。従って、
スタートエンジンおよび高空エンジンとして中断しない
で作動するロケットエンジンの場合には、推進のための
最適な効率を得るために、推進ノズルは長さおよび後方
出口面積に対するノズルのど部面積の比に関して連続的
に上昇飛行高度に適合しなければならない。これは実際
においては不可能である。構造的に良好な方法は、例え
ば米国特許５２２Ｂ４５７号に記載されているように、
推進ノズル全体を長さ方向で分割し、燃焼室に固定され
た地上推進ノズルと、軸方向に調節可能な高全推進ノズ
ルまたは高空推進ノズル部分を設けることにある。この
場合、スタート時および低い飛行高度のときに後方の推
進ノズル部分が前方へ引込められた状態にある。
するエネルギーを衝撃力に変換し、そのとき作動ガスの
圧力をできるだけその都度の周囲圧力まで低下させる働
きをする。しかし、高空飛行の際には海上高さＯはぼ１
バールから真空空間の零バールまで変化する。従って、
スタートエンジンおよび高空エンジンとして中断しない
で作動するロケットエンジンの場合には、推進のための
最適な効率を得るために、推進ノズルは長さおよび後方
出口面積に対するノズルのど部面積の比に関して連続的
に上昇飛行高度に適合しなければならない。これは実際
においては不可能である。構造的に良好な方法は、例え
ば米国特許５２２Ｂ４５７号に記載されているように、
推進ノズル全体を長さ方向で分割し、燃焼室に固定され
た地上推進ノズルと、軸方向に調節可能な高全推進ノズ
ルまたは高空推進ノズル部分を設けることにある。この
場合、スタート時および低い飛行高度のときに後方の推
進ノズル部分が前方へ引込められた状態にある。
すなわち、この推進ノズル部分は停止していて、固定さ
れた地上推進ノズルだけが作動する。飛行高度が増すに
つれて、高空推進ノズルの個々のノズル部分はエンジン
が動く際に地上推進ノズルの後方に接続される。それに
よって推進流の流出圧力ができるだけ周囲圧力に適合す
ることになる。推進ノズルが２個または複数個の膨張段
に分割されると、問題が生じる。すなわち、推進ノズル
を良好な効率で作動させるために、既述の如く、推進流
の流出圧力を周囲圧力に釣合わせる必要がある。これは
、大気の地上圧力に適合した推進ノズルが高度の増大に
つれて“低膨張状態″で作動することを意味する。従っ
て、推進噴流は推進ノズルを出た後で更に膨張するかま
たは拡がるので、高空運転への切換えの際に、膨張する
非常に高温の推進噴流の中を通って高空推進ノズルをそ
の接続位置まで後方へ動かさなければならない。これは
、装置を構造的に複雑にするだけでなく、運転を不確実
にする。この不確実な運転は絶対に回避しなければなら
ない。この難点を回避するために、地上推進ノズルをス
タート時および低い飛行高度のときに１過膨張状態“で
作動させ、比較的に高い飛行高度のときにまたは切換え
高度に達するときに、“低膨張状態″で作動させないよ
うにしなければならない。しかし、°過膨張１を行う推
進ノズルは絶えず、推進損失を伴いなが本発明の課題は
、公知の２段または多段型推進ノズルの欠点を除去する
こと、および構造的コストが比較的に少なくて済み、か
つ地上から真空空間までの全飛行過程においてすべての
高度範囲で平均して良好な効率で作動し、その際運転の
確実性が保証されるように、冒頭に述べた種の２段型推
進ノズルを備えたロケットエンジンを形成することであ
る。
れた地上推進ノズルだけが作動する。飛行高度が増すに
つれて、高空推進ノズルの個々のノズル部分はエンジン
が動く際に地上推進ノズルの後方に接続される。それに
よって推進流の流出圧力ができるだけ周囲圧力に適合す
ることになる。推進ノズルが２個または複数個の膨張段
に分割されると、問題が生じる。すなわち、推進ノズル
を良好な効率で作動させるために、既述の如く、推進流
の流出圧力を周囲圧力に釣合わせる必要がある。これは
、大気の地上圧力に適合した推進ノズルが高度の増大に
つれて“低膨張状態″で作動することを意味する。従っ
て、推進噴流は推進ノズルを出た後で更に膨張するかま
たは拡がるので、高空運転への切換えの際に、膨張する
非常に高温の推進噴流の中を通って高空推進ノズルをそ
の接続位置まで後方へ動かさなければならない。これは
、装置を構造的に複雑にするだけでなく、運転を不確実
にする。この不確実な運転は絶対に回避しなければなら
ない。この難点を回避するために、地上推進ノズルをス
タート時および低い飛行高度のときに１過膨張状態“で
作動させ、比較的に高い飛行高度のときにまたは切換え
高度に達するときに、“低膨張状態″で作動させないよ
うにしなければならない。しかし、°過膨張１を行う推
進ノズルは絶えず、推進損失を伴いなが本発明の課題は
、公知の２段または多段型推進ノズルの欠点を除去する
こと、および構造的コストが比較的に少なくて済み、か
つ地上から真空空間までの全飛行過程においてすべての
高度範囲で平均して良好な効率で作動し、その際運転の
確実性が保証されるように、冒頭に述べた種の２段型推
進ノズルを備えたロケットエンジンを形成することであ
る。
この課題は特許請求の範囲第１項に記載した本発明の特
徴によって解決される。
徴によって解決される。
本発明では、最初から過膨張作動する地上推進ノズルの
不利な作用が、第１の運転相、すなわちスタート時と低
い飛行高度においても高空推進ノズルを使用することに
よって補償される。
不利な作用が、第１の運転相、すなわちスタート時と低
い飛行高度においても高空推進ノズルを使用することに
よって補償される。
その際、高空推進ノズルは地上エンジンと共に第２の推
進円を形成し、それによって地上エンジンの中央の推進
噴流の流出速度を低下させ同時に全流量を増大させるこ
とによシ、地上エンジンの効率低下が回避される。従っ
て、高空推’１４ｒ ｊ −／ ＋−Ｉ＋Ｉ−
Ｊ＋／ｆ％ ４ｄ” ÷ｅｌｌ 履 Ｍ Ａｆ
ｉ Ｊ、Ｉｆ Ａ＋！ｒ Ａ ｊ）４ｆｉ Ｔ
ｈ −＆発揮し、スタート時および低い飛行高度では
死重量とならない。第２の推進臼の外側の推進噴流の駆
動は、第２の推進円内にある空気に対する、流出速度が
高い地上推進ノズルの中央の推進噴流のインゼクタ作用
の結果として、流体力学的なエネルギー伝達によシ行わ
れる。第２の推進円内の空気は前記インゼクタ作用によ
って加速される。その際同時に、地上推進ノズルの中央
の推進流の高い速度が好ましい状態で低下する。それに
よってその効率低下が回避される。
進円を形成し、それによって地上エンジンの中央の推進
噴流の流出速度を低下させ同時に全流量を増大させるこ
とによシ、地上エンジンの効率低下が回避される。従っ
て、高空推’１４ｒ ｊ −／ ＋−Ｉ＋Ｉ−
Ｊ＋／ｆ％ ４ｄ” ÷ｅｌｌ 履 Ｍ Ａｆ
ｉ Ｊ、Ｉｆ Ａ＋！ｒ Ａ ｊ）４ｆｉ Ｔ
ｈ −＆発揮し、スタート時および低い飛行高度では
死重量とならない。第２の推進臼の外側の推進噴流の駆
動は、第２の推進円内にある空気に対する、流出速度が
高い地上推進ノズルの中央の推進噴流のインゼクタ作用
の結果として、流体力学的なエネルギー伝達によシ行わ
れる。第２の推進円内の空気は前記インゼクタ作用によ
って加速される。その際同時に、地上推進ノズルの中央
の推進流の高い速度が好ましい状態で低下する。それに
よってその効率低下が回避される。
高空推進ノズルの後方移動は実質的にこの構造部分に熱
負荷を生じないで行われる。なぜなら、提案された切換
え高度において地上推進ノズルの推進流が軸線と＃ミぼ
平行に行われるからである。
負荷を生じないで行われる。なぜなら、提案された切換
え高度において地上推進ノズルの推進流が軸線と＃ミぼ
平行に行われるからである。
本発明の重要な効果は更に、宇宙飛行時に全推進ノズル
について最大膨張比が得られることにある。その際、ス
タートから宇宙までのすべての運転相において良好な効
率で運転される。
について最大膨張比が得られることにある。その際、ス
タートから宇宙までのすべての運転相において良好な効
率で運転される。
約１２〜１４ｋｍの高度への切換え相における高空推進
ノズルの過膨張運転状態は無視することができる。なぜ
なら、高い上昇速度が既に達成されているのでこの相が
短時間であシ、適切な膨張状態の運転相がきわめて迅速
に行われ、そして良好な効率を保証する低膨張状態の運
転相が行われるからでおる。
ノズルの過膨張運転状態は無視することができる。なぜ
なら、高い上昇速度が既に達成されているのでこの相が
短時間であシ、適切な膨張状態の運転相がきわめて迅速
に行われ、そして良好な効率を保証する低膨張状態の運
転相が行われるからでおる。
地上推進ノズルの膨張度合または出口圧力は、本発明の
範囲では、第１の運転段の臨界範囲において、すなわち
スタート時および比較的に低い飛行高度において推進ノ
ズル内壁からの流れの剥離が生じないように選択される
。地上推進ノズルの膨張度合としてのこの選択された限
界値によって、切換え高度が決定される。この切換え高
度は本発明では、大気圧が約０．２〜０．１５バールで
ある１２〜１４）ｃｍの高度に設定される。
範囲では、第１の運転段の臨界範囲において、すなわち
スタート時および比較的に低い飛行高度において推進ノ
ズル内壁からの流れの剥離が生じないように選択される
。地上推進ノズルの膨張度合としてのこの選択された限
界値によって、切換え高度が決定される。この切換え高
度は本発明では、大気圧が約０．２〜０．１５バールで
ある１２〜１４）ｃｍの高度に設定される。
その際、この飛行高度において地上推進ノズルが適切な
膨張状態（例えばｐ。Ｂ ／ １）ａ ＝α２／ＣＬ２
＝１ ）で作動するので、その推進噴流はほぼ平行に延
び、そして熱的な過負荷を生じないで高空推進ノズルを
後退させることができる。
膨張状態（例えばｐ。Ｂ ／ １）ａ ＝α２／ＣＬ２
＝１ ）で作動するので、その推進噴流はほぼ平行に延
び、そして熱的な過負荷を生じないで高空推進ノズルを
後退させることができる。
すなわち高温領域を通過させる必要がない。
更に、高空推進ノズルの膨張度合は、１２〜１４ｋｍの
切換え高度の範囲でノズル内壁から推進流が剥離しない
ように（例えばｐｊＨ／ ｐ６ ＝ａ０３／ａ１５＝（
Ｌ２）設定される。
切換え高度の範囲でノズル内壁から推進流が剥離しない
ように（例えばｐｊＨ／ ｐ６ ＝ａ０３／ａ１５＝（
Ｌ２）設定される。
自由空気流の外側でキャリア車輛に設けられる２段推進
ノズルを備えたロケットエンジンの本発明の構想実施形
では、外側の第２の推進臼のための空気入口が超音速空
気ディフューザとして形成され、エネルギーが特に高温
燃焼室壁と地上推進ノズルの高温壁を介しての熱伝達に
よって、前記推進臼を流れる空気に供給される。
ノズルを備えたロケットエンジンの本発明の構想実施形
では、外側の第２の推進臼のための空気入口が超音速空
気ディフューザとして形成され、エネルギーが特に高温
燃焼室壁と地上推進ノズルの高温壁を介しての熱伝達に
よって、前記推進臼を流れる空気に供給される。
それによって地上推進流から付加的なエネルギーが奪わ
れるので、中央の推進臼の効率損失が更に減少する。
れるので、中央の推進臼の効率損失が更に減少する。
図には本発明による実施例が示しである。
ロケットエンジンは実質的に燃焼室１からなシ、この燃
焼室は噴射ヘッド２と、構造的に一体化された地上推進
ノズル３および軸方向に前地上推進ノズル３は流体力学
的に次のように形成されている。すなわち、第１図に示
すように、始動時および地上近くにおいて中央の推進噴
流５が収れんするように形成されている。換言すると、
地上推進ノズルが約１２〜１４−の高度まで作動して過
膨張し、それによって外部圧力ｐａ または周囲圧力が
［１２〜α１５バールのノズル端部圧力′ｐｅＢ’よシ
も大きくなるように、形成されている。この運転相にお
いて高空推進ノスル４が前方へ引張らしているので、外
側の第２の推進臼６が形成される。その際高空推進ノズ
ル４−その後端４ｂは地上推進ノズル３の後端３ｂの後
方に位置する−の後方領域４ａは、半径方向内側にある
地上推進ノズル３および縮小した中央の推進噴流５と共
に、外側の推進噴流８のための収れん一発散形の超音速
ノズル７を形成する。この推進噴流８は中央の推進噴流
５のインゼクタ作用によって加速される。
焼室は噴射ヘッド２と、構造的に一体化された地上推進
ノズル３および軸方向に前地上推進ノズル３は流体力学
的に次のように形成されている。すなわち、第１図に示
すように、始動時および地上近くにおいて中央の推進噴
流５が収れんするように形成されている。換言すると、
地上推進ノズルが約１２〜１４−の高度まで作動して過
膨張し、それによって外部圧力ｐａ または周囲圧力が
［１２〜α１５バールのノズル端部圧力′ｐｅＢ’よシ
も大きくなるように、形成されている。この運転相にお
いて高空推進ノスル４が前方へ引張らしているので、外
側の第２の推進臼６が形成される。その際高空推進ノズ
ル４−その後端４ｂは地上推進ノズル３の後端３ｂの後
方に位置する−の後方領域４ａは、半径方向内側にある
地上推進ノズル３および縮小した中央の推進噴流５と共
に、外側の推進噴流８のための収れん一発散形の超音速
ノズル７を形成する。この推進噴流８は中央の推進噴流
５のインゼクタ作用によって加速される。
エンジンが自由空気流の中にないので、空気Ｌ＋２に１
ｉｎ）☆←−→−り日Ｅｌ四／Ｆ％＃ａ−”１フ、ζコ
ニ、ｒ）ｊＩ−Ｊ−＋１ｍ２１礒れる。
ｉｎ）☆←−→−り日Ｅｌ四／Ｆ％＃ａ−”１フ、ζコ
ニ、ｒ）ｊＩ−Ｊ−＋１ｍ２１礒れる。
第２図では、飛行体すなわちミサイルが既に高空飛行状
態にある。すなわち高空推進ノズル４が既に後方へ移動
している。この移動はテレスコープ状の駆動装置９によ
って行われる。そノ際、高空推進ノズル４はスライドブ
ツシュ１０を介して、機体に固定された直線ガイド１１
に活って案内される。切換え領域では、地上推進ノズル
３がほぼ適切な膨張状態で作動する。すなわち、その推
進噴流５ａはこの運転相において軸線とほぼ平行に（ま
だ発散しないで）延びる。従って、大きな熱負荷を生じ
ないで高空推進ノズル４を後退させることができる。
態にある。すなわち高空推進ノズル４が既に後方へ移動
している。この移動はテレスコープ状の駆動装置９によ
って行われる。そノ際、高空推進ノズル４はスライドブ
ツシュ１０を介して、機体に固定された直線ガイド１１
に活って案内される。切換え領域では、地上推進ノズル
３がほぼ適切な膨張状態で作動する。すなわち、その推
進噴流５ａはこの運転相において軸線とほぼ平行に（ま
だ発散しないで）延びる。従って、大きな熱負荷を生じ
ないで高空推進ノズル４を後退させることができる。
第３図は、地上推進ノズル３に接続した高空推進ノズル
４を示す。この高空推進ノズルは切換え領域の高空領域
において高い上昇速度が達成されているので短時間だけ
効率低下状態で過膨張作動する。その際、推進噴流１２
は狭窄される。
４を示す。この高空推進ノズルは切換え領域の高空領域
において高い上昇速度が達成されているので短時間だけ
効率低下状態で過膨張作動する。その際、推進噴流１２
は狭窄される。
第４図は真空空間でのエンジンまたは推進ノズル全体３
，４の運転状態を示している。ここでは、推進ノズルは
低膨張作動し、推進噴流１２は発散する。
，４の運転状態を示している。ここでは、推進ノズルは
低膨張作動し、推進噴流１２は発散する。
第５図には、自由空気流ＬＦ内にあるロケットエンジン
を示している。この場合、外側の第２の推進用６ａのた
めのリング状の空気入口が超音速ディフューザ１３とし
て形成され、そして流過する圧縮された空気が星形の熱
交換器１４と、燃焼室１の高温壁と、地上推進ノズル３
の高温壁のところで加熱される。
を示している。この場合、外側の第２の推進用６ａのた
めのリング状の空気入口が超音速ディフューザ１３とし
て形成され、そして流過する圧縮された空気が星形の熱
交換器１４と、燃焼室１の高温壁と、地上推進ノズル３
の高温壁のところで加熱される。
【図面の簡単な説明】
第１図は、比較的に低い高さでの飛行のときに外側の第
２の推進用を形成するために前へ引かれた高空推進ノズ
ルと地上推進ノズルを備えたロケットエンジンを示す図
、第２図は高空運転への切換えのときの同エンジンを示
す図、第３図は、地上推進ノズルに接続された高空推進
ノズルを備えた、高空運転への切換え直後のロケットエ
ンジンを示す図、第４図は真空空間で運転するときの高
空推進ノズルの後方部分を示す図、第５図は、第１図と
同様なロケットエンジンの外側の第２の推進用の変形を
示す図である。 １・・・燃焼室 ３・・・地上推進ノズル ５ｂ・・・地上推進ノズルの後端 ４・・・高空推進ノズル ４ａ・・・高空推進ノズルの後方領域 ４ｂ・・・高空推進ノズルの後端 ５・・・中央の推進噴流 ６・・・推進用 ７・・・超音速リングノズル ８・・・外側の推進噴流 １２−・・推進噴流 １３・・・超音速空気ディフューザ １４・・・熱交換器
２の推進用を形成するために前へ引かれた高空推進ノズ
ルと地上推進ノズルを備えたロケットエンジンを示す図
、第２図は高空運転への切換えのときの同エンジンを示
す図、第３図は、地上推進ノズルに接続された高空推進
ノズルを備えた、高空運転への切換え直後のロケットエ
ンジンを示す図、第４図は真空空間で運転するときの高
空推進ノズルの後方部分を示す図、第５図は、第１図と
同様なロケットエンジンの外側の第２の推進用の変形を
示す図である。 １・・・燃焼室 ３・・・地上推進ノズル ５ｂ・・・地上推進ノズルの後端 ４・・・高空推進ノズル ４ａ・・・高空推進ノズルの後方領域 ４ｂ・・・高空推進ノズルの後端 ５・・・中央の推進噴流 ６・・・推進用 ７・・・超音速リングノズル ８・・・外側の推進噴流 １２−・・推進噴流 １３・・・超音速空気ディフューザ １４・・・熱交換器
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、地上推進ノズルと、軸方向に調節可能な高空推進ノ
ズルとを備え、この高空推進ノズルが地上からのスター
ト時および比較的に低い高度で飛行する時に前方へ引込
められた状態にあり、そして高空飛行時にはその前端が
地上推進ノズルの後端に接続されている、宇宙飛行のた
めのロケットエンジンにおいて、地上推進ノズル（３）
が約１２〜１４ｋｍの飛行高度まで過膨張ノズルとして
形成され、その際約０．２〜０．１５バールのその推進
流（５）の流出圧力（ＰｅＢ）を発生し、地上からのス
タート時および約１２〜１４ｋｍの飛行高度まで高空推
進ノズル（４）が、外側の第２の推進円（６）を生じる
、前方へ引込められた状態にあり、その際高空推進ノズ
ル（４）― その後端（４ｂ）は流れ方向に見て地上推進ノズル（３
）の後端（３ｂ）のいくらか後方にあり―の後方領域（
４ａ）が、半径方向 内側にある地上推進ノズル（３）および縮小したその中
央の推進噴流（５）―この推進 噴流はインゼクタ作用によつて外側の推進噴流（８）を
駆動する―と共に、この外側の 推進噴流（８）のための収れん−発散した超音速リング
ノズル（７）を形成し、そして約１２〜１４ｋｍの飛行
高度または約０．２〜０．１５バールの周囲圧力で、高
空推進ノズル（４）が後退して軸方向で地上推進ノズル
（３）に接続され、高空推進ノズル（４）が、約０．０
３〜０．０２バールの推進噴流（１２）の流出圧力を生
じるように、約１２〜１４ｋｍの飛行高度Ｏ約０．２〜
０．１５バールの周囲圧力に関連して過膨張ノズルとし
て形成されていることを特徴とするロケットエンジン。 ２、外側の第２の推進円（６ａ）のための勲気入口が超
音速空気ディフューザ（１３）として形成され、特に燃
焼室（１）の高温壁および地上推進ノズル（３）の高温
壁からの熱伝達および場合によつては熱交換器（１４）
を介して、エネルギーが前記推進円（６ａ）を通る空気
に供給されることを特徴とする特許請求の範囲第１項記
載のロケットエンジン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE19843427169 DE3427169A1 (de) | 1984-07-24 | 1984-07-24 | Raketentriebwerk fuer raumfluege |
| DE3427169.4 | 1984-07-24 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6138147A true JPS6138147A (ja) | 1986-02-24 |
| JPH0652061B2 JPH0652061B2 (ja) | 1994-07-06 |
Family
ID=6241379
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP60162162A Expired - Fee Related JPH0652061B2 (ja) | 1984-07-24 | 1985-07-24 | 宇宙飛行のためのロケツトエンジン |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0652061B2 (ja) |
| DE (1) | DE3427169A1 (ja) |
| FR (1) | FR2568316B1 (ja) |
| SE (1) | SE452354B (ja) |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2637017B1 (fr) * | 1988-09-28 | 1990-11-30 | Snecma | Structure de tuyere pour propulseur combine turbo-stato-fusee |
| 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 |
| FR2639404B1 (fr) * | 1988-11-21 | 1994-04-15 | Propulsion Ste Europeenne | Divergent de moteur-fusee a tuyere annulaire complementaire |
| FR2656382B1 (fr) * | 1989-12-21 | 1994-07-08 | Europ Propulsion | Moteur a propulsion combinee a haute adaptabilite pour aeronef ou avion spatial. |
| DE4222947C2 (de) * | 1992-07-11 | 1995-02-02 | Deutsche Aerospace | Strahltriebwerk |
| FR2705738B1 (fr) * | 1993-05-28 | 1995-08-18 | Europ Propulsion | Tuyère de moteur-fusée à diffuseur éjectable. |
| FR2705739B1 (fr) * | 1993-05-28 | 1995-08-18 | Europ Propulsion | Tuyère de moteur-fusée à section de sortie sélectivement réduite. |
| FR2754566B1 (fr) | 1996-10-11 | 1999-02-05 | Europ Propulsion | Tuyere de moteur-fusee a inserts ejectables |
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