RU2273752C2 - Nozzle with altitude compensation - Google Patents

Nozzle with altitude compensation Download PDF

Info

Publication number
RU2273752C2
RU2273752C2 RU2003132143/06A RU2003132143A RU2273752C2 RU 2273752 C2 RU2273752 C2 RU 2273752C2 RU 2003132143/06 A RU2003132143/06 A RU 2003132143/06A RU 2003132143 A RU2003132143 A RU 2003132143A RU 2273752 C2 RU2273752 C2 RU 2273752C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
nozzles
earth
altitude
section
Prior art date
Application number
RU2003132143/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2003132143A (en
Inventor
Василий Васильевич Семенов (RU)
Василий Васильевич Семенов
Александр Александрович Сергиенко (RU)
Александр Александрович Сергиенко
Владимир Сергеевич Судаков (RU)
Владимир Сергеевич Судаков
Николай Никитович Асташенков (RU)
Николай Никитович Асташенков
Original Assignee
ОАО "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко"
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 ОАО "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" filed Critical ОАО "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко"
Priority to RU2003132143/06A priority Critical patent/RU2273752C2/en
Publication of RU2003132143A publication Critical patent/RU2003132143A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2273752C2 publication Critical patent/RU2273752C2/en

Links

Images

Landscapes

  • Testing Of Engines (AREA)
  • Hydraulic Turbines (AREA)

Abstract

FIELD: rocket manufacture, in particular, nozzles with altitude compensation.
SUBSTANCE: the nozzle with altitude compensation has in its supersonic section one or several overlapped ring slots, the supersonic section of the nozzle is made of a terrestrial nozzle and one or several nozzle probes, and the mentioned slots are made in the form of radial clearances between the ground nozzle exit section, nozzle probe exit sections and the exit surfaces of the respective probes, the nozzle probes are movable relative to the axis of the terrestrial nozzle and coupled to it by the mechanism of their axial motion.
EFFECT: provided enhancement of the payload injected to orbit, or the flying range of the flight vehicle due to the engine thrust increment within a wide range of variation of the flight altitude of the flight vehicle.
2 cl, 5 dwg

Description

Область примененияApplication area

Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения, а более конкретно - к соплам с высотной компенсацией.The present invention relates to the field of rocket science, and more specifically to nozzles with high-altitude compensation.

Предшествующий уровень техникиState of the art

Известно сопло с высотной компенсацией, включающее группу конических металлических секций, концентрично расположенных вокруг жесткой части сопла. Отдельные секции взаимосвязаны, поддерживаются и выдвигаются множеством соединительных кронштейнов.Known nozzle with height compensation, including a group of conical metal sections concentrically arranged around the rigid part of the nozzle. The individual sections are interconnected, supported and advanced by a plurality of connecting brackets.

При подаче команды на выдвижение одновременно приводятся в действие пневмоцилиндры на каждом из опорных кронштейнов, и происходит поочередное выдвижение конических секций.When the extension command is given, the pneumatic cylinders on each of the support arms are simultaneously actuated, and the conical sections are alternately extended.

Предлагаемая конструкция сопла обеспечивает эффективную работу ЖРД только на больших высотах сразу после разделения ступеней ракеты.The proposed design of the nozzle ensures the effective operation of the rocket engine only at high altitudes immediately after the separation of the stages of the rocket.

Такое решение позволяет сократить длину последующих ступеней ракеты (см. патент США №3526365, НКИ 239-265.43, 1970 г.).This solution reduces the length of the subsequent stages of the rocket (see US patent No. 3526365, NKI 239-265.43, 1970).

Прототипом заявляемого изобретения является сопло ракетного двигателя с высотной компенсацией, обеспечивающее его эффективную работу на различных высотах над землей (см. патент США №3469787, НКИ 239-127.3, 1969 г.).The prototype of the claimed invention is a nozzle of a rocket engine with high-altitude compensation, ensuring its effective operation at various heights above the ground (see US patent No. 3469787, NKI 239-127.3, 1969).

На части раструба этого сопла с внешней поверхности выполнена обечайка, разделенная стойками на ряд секций, в каждой из которых в стенке сопла имеется кольцевая щель.On the part of the bell of this nozzle, a shell is made from the outer surface, divided by the struts into a series of sections, each of which has an annular gap in the nozzle wall.

При движении ракеты на относительно небольших высотах происходит инжекция наружного воздуха в сопло, который поступает в воздухозаборник, выполненный на срезе сопла, и поступает в полости секций, находящиеся между стенкой сопла и обечайкой, а затем - в указанные щели. Этим предотвращается значительное перерасширение газообразных продуктов сгорания и отрыв пограничного слоя, т.е. исключаются потери удельной тяги двигателя.When the rocket moves at relatively low altitudes, external air is injected into the nozzle, which enters the air intake made at the nozzle exit and enters the cavity of the sections located between the nozzle wall and the shell, and then into the indicated slots. This prevents a significant over-expansion of gaseous products of combustion and separation of the boundary layer, i.e. loss of specific engine thrust is excluded.

Однако наличие с наружной стороны сопла коллектора с перегородками, препятствующего передаче давления напрямую через каждую кольцевую щель, ухудшает тяговые характеристики двигателя на режимах перерасширения газа в сопле. Это связано с тем, что при подъеме ракеты на высоту и снижении атмосферного давления воздух перестает поступать внутрь сопла, так как газ с повышенным давлением проходит через первую кольцевую щель, расположенную ближе к критическому сечению, в коллектор, а затем в другие кольцевые щели.However, the presence of a manifold with partitions on the outside of the nozzle, which prevents the transmission of pressure directly through each annular gap, impairs the traction characteristics of the engine during gas over-expansion in the nozzle. This is due to the fact that when the rocket rises to a height and atmospheric pressure decreases, air stops flowing inside the nozzle, since gas with increased pressure passes through the first annular gap located closer to the critical section into the collector, and then into other annular slots.

Вследствие этого давление газа внутри коллектора (снаружи каждого сечения, где расположена кольцевая щель) не равно переменному атмосферному давлению, а равно постоянному давлению газа в сечении, где расположена первая щель. Поэтому в дальнейшем не происходит регулирования высотности реактивного сопла на режимах перерасширения газа.As a result, the gas pressure inside the collector (outside each section where the annular gap is located) is not equal to the variable atmospheric pressure, but equal to the constant gas pressure in the section where the first gap is located. Therefore, in the future, there is no regulation of the altitude of the jet nozzle in gas over-expansion modes.

Задачей настоящего изобретения является повышение среднего по траектории удельного импульса двигательной установки летательного аппарата.The objective of the present invention is to increase the average trajectory of the specific impulse of the propulsion system of the aircraft.

Эта задача решена за счет того, что в сопле с высотной компенсацией, содержащем в сверхзвуковой части одну или несколько перекрываемых кольцевых щелей, сверхзвуковая часть сопла выполнена из земного сопла и одного или нескольких сопловых насадков, а указанные щели выполнены в виде радиальных зазоров между срезом земного сопла, срезами сопловых насадков и выходными поверхностями соответствующих насадков, причем насадки подвижны относительно оси земного сопла и соединены с ним механизмом их осевого перемещения.This problem is solved due to the fact that in the nozzle with high-altitude compensation, containing in the supersonic part one or more overlapping annular slots, the supersonic part of the nozzle is made of an earth nozzle and one or more nozzle nozzles, and these slots are made in the form of radial gaps between the cut of the earth nozzles, sections of nozzle nozzles and exit surfaces of the respective nozzles, the nozzles being movable relative to the axis of the earth nozzle and connected to it by their axial movement mechanism.

Другими отличиями заявляемого изобретения является то, что:Other differences of the claimed invention is that:

- величина указанных радиальных зазоров изменяется в зависимости от величины осевого смещения насадков, которая не должна превышать двух радиусов критического сечения сопла;- the magnitude of these radial clearances varies depending on the magnitude of the axial displacement of the nozzles, which should not exceed two radii of the critical section of the nozzle;

- входные поверхности насадков выполнены в виде цилиндров, а срез земного сопла и срезы насадков снабжены направляющими стержнями, закрепленными по их периметру и параллельно оси сопла.- the input surfaces of the nozzles are made in the form of cylinders, and a section of the earth nozzle and sections of the nozzles are provided with guide rods fixed along their perimeter and parallel to the axis of the nozzle.

Технический результат, достигаемый заявляемым изобретением, состоит в повышении среднего по траектории удельного импульса ракетного двигателя.The technical result achieved by the claimed invention consists in increasing the average path specific impulse of a rocket engine.

Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings

Суть изобретения поясняется фиг.1, 2, 3а, 3б и 4.The essence of the invention is illustrated in figures 1, 2, 3a, 3b and 4.

На фиг.1 представлено сечение сопла с высотной компенсацией.Figure 1 shows the cross section of the nozzle with height compensation.

На фиг.2 - сечение А-А.Figure 2 is a section aa.

На фиг.3а и 3б представлены высотные характеристики сопла с высотной компенсацией кислородно-водородного (3а) и кислородно-керосинового (3б) ЖРД.On figa and 3b presents the altitude characteristics of the nozzle with altitude compensation of oxygen-hydrogen (3A) and oxygen-kerosene (3b) LRE.

На фиг.4 приведен график зависимости прироста тяги в сопле с регулируемой высотностью от режима его работы.Figure 4 shows a graph of the increase in thrust in the nozzle with adjustable height from the mode of its operation.

Пример реализации изобретенияAn example implementation of the invention

Сопло с высотной компенсацией 1 (фиг.1) включает земное сопло 2 и два сопловых насадка 3 и 4. Входные поверхности насадков 3 и 4 выполнены в виде цилиндров 5 и 6 соответственно. На срезе 7 сопла 2 и срезе 8 соплового насадка 3 жестко закреплены направляющие металлические стержни 9 и 10. Указанные стержни установлены параллельно оси О-О сопла 2 и не выступают за кольцевой контур среза 7 сопла 2 и среза 8 соплового насадка 3.The nozzle with height compensation 1 (Fig. 1) includes an earth nozzle 2 and two nozzle nozzles 3 and 4. The input surfaces of the nozzles 3 and 4 are made in the form of cylinders 5 and 6, respectively. On the cut 7 of the nozzle 2 and the cut 8 of the nozzle nozzle 3, the guide metal rods 9 and 10 are rigidly fixed. These rods are mounted parallel to the O-O axis of the nozzle 2 and do not protrude beyond the annular contour of the cut 7 of the nozzle 2 and the cut 8 of the nozzle nozzle 3.

Каждый насадок имеет шарнирно-рычажный механизм 11 и 12 с приводом, которые закреплены на сопле 2.Each nozzle has a linkage mechanism 11 and 12 with a drive, which are mounted on the nozzle 2.

При выполнении радиальных зазоров (кольцевых щелей) δ1 и δ2 между срезом сопла 2 и входной поверхностью цилиндра 5, а также между срезом насадка 3 и входной поверхностью цилиндра 6, указанные насадки с помощью механизмов 11 и 12 смещаются в сторону сужающейся части земного сопла на некоторое расстояние L от того положения, при котором они являются продолжением расширяющейся части контура высотного сопла (показан пунктиром).When performing radial clearances (ring slots) δ 1 and δ 2 between the nozzle exit 2 and the inlet surface of the cylinder 5, as well as between the nozzle exit 3 and the inlet surface of the cylinder 6, these nozzles are displaced by means of mechanisms 11 and 12 towards the tapering part of the earth nozzle a certain distance L from the position at which they are a continuation of the expanding part of the contour of the high-altitude nozzle (shown by a dotted line).

Расчеты показывают, что величина L осевого смещения насадков не должна превышать двух радиусов критического сечения земного сопла (Rкр).Calculations show that the value L of the axial displacement of the nozzles should not exceed two radii of the critical section of the earth nozzle (R cr ).

Работа устройстваDevice operation

При старте ракеты-носителя с Земли и полете ее в плотных слоях атмосферы внешнее давление превышает внутреннее в зонах радиальных зазоров (щелей) δ1 и δ2, и в сопле 1 происходит принудительный отрыв потока газа от его стенки. Благодаря отрыву потока в сопле уменьшается перерасширение газа. Сопловой насадок 3 за первым радиальным зазором δ1 как бы отключается (он не создает тягу и не вносит потерь), и сопло работает близко к расчетному режиму.When the launch vehicle starts from the Earth and flies in dense layers of the atmosphere, the external pressure exceeds the internal pressure in the zones of radial gaps (slots) δ 1 and δ 2 , and in the nozzle 1 there is a forced separation of the gas flow from its wall. Due to the separation of the flow in the nozzle, the overexpansion of gas is reduced. The nozzle nozzles 3 behind the first radial clearance δ 1 are turned off (it does not create traction and does not introduce losses), and the nozzle works close to the design mode.

При полете в верхних слоях атмосферы и снижении внешнего давления скачок уплотнения уходит с кромки первого радиального зазора δ1 (первой щели), и поток отрывается от стенки в сечении, где расположен второй радиальный зазор δ2 (вторая щель).When flying in the upper atmosphere and lowering external pressure, the shock wave leaves the edge of the first radial gap δ 1 (first gap), and the flow breaks away from the wall in the section where the second radial gap δ 2 (second gap) is located.

В это время для устранения потерь тяги из-за образования донного давления за кольцевым уступом (за первым кольцевым зазором δ1) сопловой насадок 3 за первой щелью с помощью механизма 11 выдвигается до образования единого контура с соплом 2, при этом цилиндр 5 скользит по направляющим стержням 9.At this time, to eliminate thrust losses due to the formation of bottom pressure behind the annular ledge (behind the first annular gap δ 1 ), the nozzle nozzles 3 behind the first slot are extended using the mechanism 11 until a single contour with the nozzle 2 is formed, while the cylinder 5 slides along the guides rods 9.

Наконец, на большой высоте скачок уходит с кромки второго кольцевого зазора δ2(второй щели) и высотное сопло работает полностью. В это время сопловой насадок 4 сопла за вторым кольцевым зазором δ2 с помощью механизма 13 выдвигается также до образования единого контура с соплом 2, при этом цилиндр 6 скользит по направляющим стержням 11.Finally, at high altitude, the jump leaves the edge of the second annular gap δ 2 (second gap) and the high-altitude nozzle works completely. At this time, the nozzle nozzle 4 of the nozzle behind the second annular gap δ 2 with the help of the mechanism 13 extends also to form a single circuit with the nozzle 2, while the cylinder 6 slides along the guide rods 11.

Благодаря последовательному включению в работу отдельных участков многощелевого сопла высотная характеристика такого сопла близка к характеристике сопла с непрерывно регулируемой высотностью.Due to the successive inclusion of individual sections of the multi-slot nozzle into operation, the height characteristic of such a nozzle is close to the characteristic of a nozzle with continuously adjustable height.

На фиг.3 представлена высотная характеристика сопла с регулируемой высотностью от режима его работы для кислородно-водородного ЖРД (фиг.3а) и кислородно-керосинового ЖРД (фиг.3б). По оси ординат отложен прирост тяги ДР соплового блока, отнесенный к тяге идеально регулируемого круглого сопла, а по оси абсцисс - высота h полета ракеты. Из графиков видно, что при использовании предлагаемого сопла обеспечивается прирост тяги в широком диапазоне изменения высоты полета летательного аппарата.Figure 3 presents the altitude characteristic of the nozzle with adjustable altitude from the mode of its operation for oxygen-hydrogen LRE (figa) and oxygen-kerosene LRE (fig.3b). The ordinate axis shows the increase in the thrust of the DR nozzle block, referred to the thrust of an ideally adjustable round nozzle, and the abscissa axis shows the height h of the rocket’s flight. The graphs show that when using the proposed nozzle provides an increase in thrust in a wide range of changes in the flight height of the aircraft.

Расчеты показывают, что в щелевом сопле по сравнению с гладким соплом с давлением на срезе ра=0.02 МПа выигрыш тяги при одинаковых условиях может составить на Земле до 8%, в космосе - 3,65%.Calculations show that in a slotted nozzle compared with a smooth nozzle with a cut-off pressure p a = 0.02 MPa, the thrust gain under the same conditions can be up to 8% on Earth and 3.65% in space.

Тяга на Земле круглого сопла с давлением на срезе ра=0.06 МПа и щелевого сопла с давлением на срезе ра=0.02 МПа одинаковая, а в космосе выигрыш тяги в щелевом сопле может составить 7-9% за счет увеличения геометрической степени расширения щелевого сопла.Link in the world circular nozzle with the pressure at the exit and p = 0.06 MPa, and a slot nozzle with the pressure at the exit and p = 0.02 MPa the same, and a gain in space thrust nozzle slit may reach 7-9% by increasing the geometric expansion ratio of the slot nozzle .

На фиг.4 представлен график зависимости прироста тяги сопла с высотной компенсацией от режима его работы. По оси ординат отложен прирост тяги ДР соплового блока, отнесенный к тяге идеально регулируемого круглого сопла, а по оси абсцисс Рα/РН - отношение давлений окружающей среды и истекающей струи газа. Из графика видно, что при использовании предлагаемого сопла обеспечивается прирост тяги в широком диапазоне изменения высоты полета летательного аппарата.Figure 4 presents a graph of the dependence of the increase in thrust of the nozzle with high-altitude compensation from the mode of its operation. The ordinate axis shows the increase in the thrust of the DR nozzle block, referred to the thrust of an ideally adjustable round nozzle, and the abscissa axis P α / P N is the ratio of the ambient pressures and the outgoing gas stream. The graph shows that when using the proposed nozzle provides an increase in thrust in a wide range of changes in the flight altitude of the aircraft.

Смещение контура за щелью практически не влияет на величину прироста тяги, которая составляет 6-7% (фиг.4). Однако в сопле со смещенным контуром диапазон изменения давления значительно шире из-за того, что скачок уплотнения дольше задерживается на кромке щели за счет передачи давления по пограничному слою. Испытания также показали, что при смещенном контуре передача через щель атмосферного давления внутрь сопла оказывает слабое влияние на прирост тяги. Объясняется это тем, что основной вклад в прирост тяги вносит разрыв контура.The displacement of the contour behind the gap practically does not affect the magnitude of the increase in traction, which is 6-7% (figure 4). However, in a nozzle with a displaced circuit, the range of pressure changes is much wider due to the fact that the shock wave is delayed longer at the edge of the gap due to pressure transfer along the boundary layer. Tests also showed that with a displaced circuit, transmission through the gap of atmospheric pressure into the nozzle has a weak effect on the increase in thrust. This is explained by the fact that the main contribution to the increase in traction is made by a contour break.

Предлагаемое изобретение обеспечивает возможность увеличения полезного груза, выводимого на Орбиту, или дальности полета летательного аппарата за счет прироста тяги двигателя, все это, несомненно, дает экономический эффект.The present invention provides the possibility of increasing the payload brought to Orbit, or the flight range of the aircraft due to the increase in engine thrust, all this, of course, gives an economic effect.

Промышленная применимостьIndustrial applicability

Изобретение может найти применение в ракетной технике и, в частности, в однокамерных и многокамерных ЖРД первых ступеней ракет.The invention can find application in rocket technology and, in particular, in single-chamber and multi-chamber rocket engines of the first stages of missiles.

Claims (3)

1. Сопло с высотной компенсацией, содержащее в сверхзвуковой части одну или несколько перекрываемых кольцевых щелей, отличающееся тем, что сверхзвуковая часть сопла выполнена из земного сопла и одного или нескольких сопловых насадков, а указанные щели выполнены в виде радиальных зазоров между срезом земного сопла, срезами сопловых насадков и выходными поверхностями соответствующих насадков, причем насадки подвижны относительно оси земного сопла и соединены с ним механизмом их осевого перемещения.1. A nozzle with altitude compensation, containing in the supersonic part one or more overlapping annular slots, characterized in that the supersonic part of the nozzle is made of an earth nozzle and one or more nozzle nozzles, and these slots are made in the form of radial gaps between the cut of the earth nozzle, slices nozzle nozzles and exit surfaces of the respective nozzles, the nozzles being movable relative to the axis of the earth nozzle and connected to it by their axial movement mechanism. 2. Сопло по п.1, отличающееся тем, что величина указанных радиальных зазоров изменяется в зависимости от величины осевого смещения насадков, которая не должна превышать двух радиусов критического сечения земного сопла.2. The nozzle according to claim 1, characterized in that the magnitude of these radial clearances varies depending on the magnitude of the axial displacement of the nozzles, which should not exceed two radii of the critical section of the earth nozzle. 3. Сопло по п.1, отличающееся тем, что входные поверхности насадков выполнены в виде цилиндров, а срез земного сопла и срезы насадков снабжены направляющими стержнями, закрепленными по их периметру и параллельно оси сопла.3. The nozzle according to claim 1, characterized in that the input surfaces of the nozzles are made in the form of cylinders, and a section of the earth nozzle and sections of the nozzles are provided with guide rods fixed along their perimeter and parallel to the axis of the nozzle.
RU2003132143/06A 2003-11-05 2003-11-05 Nozzle with altitude compensation RU2273752C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2003132143/06A RU2273752C2 (en) 2003-11-05 2003-11-05 Nozzle with altitude compensation

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2003132143/06A RU2273752C2 (en) 2003-11-05 2003-11-05 Nozzle with altitude compensation

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2003132143A RU2003132143A (en) 2005-05-10
RU2273752C2 true RU2273752C2 (en) 2006-04-10

Family

ID=35746307

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2003132143/06A RU2273752C2 (en) 2003-11-05 2003-11-05 Nozzle with altitude compensation

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2273752C2 (en)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2454354C2 (en) * 2006-10-12 2012-06-27 Эйрион Корпорейшн Supersonic aircraft jet engine
RU2531009C2 (en) * 2009-09-10 2014-10-20 Снекма Rocket engine with sliding diffuser
RU2551244C2 (en) * 2013-07-16 2015-05-20 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) Process to up the rocket engine supersonic nozzle thrust
RU2595006C1 (en) * 2015-09-02 2016-08-20 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Liquid propellant rocket engine with nozzle
RU2620480C1 (en) * 2016-03-29 2017-05-25 Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Rocket engine nozzle
RU2640903C1 (en) * 2016-11-07 2018-01-12 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Liquid-propellant rocket engine chamber with controlled nozzle
RU2757311C1 (en) * 2020-09-11 2021-10-13 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Nozzle attachment

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2454354C2 (en) * 2006-10-12 2012-06-27 Эйрион Корпорейшн Supersonic aircraft jet engine
RU2531009C2 (en) * 2009-09-10 2014-10-20 Снекма Rocket engine with sliding diffuser
RU2551244C2 (en) * 2013-07-16 2015-05-20 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) Process to up the rocket engine supersonic nozzle thrust
RU2595006C1 (en) * 2015-09-02 2016-08-20 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Liquid propellant rocket engine with nozzle
RU2620480C1 (en) * 2016-03-29 2017-05-25 Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Rocket engine nozzle
RU2640903C1 (en) * 2016-11-07 2018-01-12 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Liquid-propellant rocket engine chamber with controlled nozzle
RU2757311C1 (en) * 2020-09-11 2021-10-13 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Nozzle attachment

Also Published As

Publication number Publication date
RU2003132143A (en) 2005-05-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US3094072A (en) Aircraft, missiles, missile weapons systems, and space ships
USRE43731E1 (en) Integrated air inlet system for multi-propulsion aircraft engines
US7174704B2 (en) Split shroud exhaust nozzle
US6668542B2 (en) Pulse detonation bypass engine propulsion pod
US3367579A (en) Supersonic convergent-divergent jet exhaust nozzle
RU2004125487A (en) EJECTIVE AIR-REACTIVE ENGINE
CN105264212A (en) Dual-mode plug nozzle
RU2273752C2 (en) Nozzle with altitude compensation
RU2326259C1 (en) High-altitude laval nozzle
EP2069630A1 (en) Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle
US4214703A (en) Aircraft engine nozzle
US10378477B2 (en) Nozzle for jet engines
AU2018279791B2 (en) Flight vehicle air breathing engine with isolator having bulged section
US6629416B1 (en) Afterburning aerospike rocket nozzle
Webster Liquid fueled integral rocket/ramjet technology review
US5148673A (en) Integrated turboramjet engine
US3403873A (en) Guided missile
US6176077B1 (en) Rocket engine nozzle
US3067573A (en) Telescoping-spike supersonic inlet for aircraft engines
KR20240017790A (en) An annular aerospike nozzle having widely spaced thrust chambers, an engine including an annular aerospike nozzle, and a vehicle including the engine
RU61681U1 (en) MULTI-STAGE CARRIER ROCKET
US6308514B2 (en) Rocket engine nozzle
RU2273761C2 (en) Nozzle unit of rocket engine
US8763361B2 (en) Propulsion system with movable thermal choke
CN115182827A (en) Variable nozzle adapting to series turbine/rocket combined power and method

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20181106