RU2462687C1 - Atmospheric liquid rocket /versions/ - Google Patents
Atmospheric liquid rocket /versions/ Download PDFInfo
- Publication number
- RU2462687C1 RU2462687C1 RU2011121688/11A RU2011121688A RU2462687C1 RU 2462687 C1 RU2462687 C1 RU 2462687C1 RU 2011121688/11 A RU2011121688/11 A RU 2011121688/11A RU 2011121688 A RU2011121688 A RU 2011121688A RU 2462687 C1 RU2462687 C1 RU 2462687C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- pumps
- impellers
- fuel
- engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетам на жидком топливе, преимущественно к военным ракетам всех классов, включая «воздух - воздух».The invention relates to liquid fuel missiles, mainly to military missiles of all classes, including air-to-air.
Известно, что жидкостные ракеты предпочтительнее твердотопливных, так как имеют примерно в 1,4 раза больший удельный импульс. Но определенной трудностью при их использовании является подача компонентов топлива в камеру сгорания. Известны два основных способа подачи компонентов топлива в жидкостный ракетный двигатель (далее ЖРД): турбонасосными агрегатами и вытеснением из баков избыточным давлением газов (см. а.с. 1804590).It is known that liquid rockets are preferable to solid rockets, since they have about 1.4 times greater specific impulse. But a certain difficulty in their use is the supply of fuel components to the combustion chamber. There are two main methods of supplying fuel components to a liquid propellant rocket engine (hereinafter referred to as LRE): turbopump units and gas displacement from tanks by excessive gas pressure (see AS 1804590).
Турбонасосный агрегат - сравнительно дорогая конструкция, что и ограничивает использование ракет на жидком топливе.The turbopump unit is a relatively expensive design, which limits the use of liquid fuel rockets.
Задача изобретения - снижение стоимости ракет.The objective of the invention is to reduce the cost of missiles.
ВАРИАНТ 1. Суть изобретения в том, что ракета, содержащая ЖРД и баки, имеет крыльчатки, установленные с возможностью вращения под действием набегающего потока воздуха и кинематически соединенные с топливными насосами.
Крыльчатки могут быть установлены по-разному: продольно сбоку, поперечно (как гребное колесо на пароходах) и т.п. Их число также может быть разным. Наиболее рациональным является вариант, в котором две крыльчатки расположены в задней части ракеты, вращаются в противоположных направлениях относительно продольной оси ракеты, выполняют функцию стабилизаторов и соединены с шестеренчатыми насосами посредством зубчатой передачи, причем последняя является общей для двух крыльчаток и обеспечивает равенство их скоростей вращения (см. фиг.1). Насосов может быть два - для горючего и окислителя, но учитывая, что горючего обычно требуется больше, насосов может быть несколько, один - для горючего, а остальные - для окислителя. Размеры насосов, кроме толщины, могут быть унифицированы.The impellers can be installed in different ways: longitudinally from the side, transversely (like a paddle wheel on steamers), etc. Their number may also be different. The most rational is the option in which two impellers are located at the rear of the rocket, rotate in opposite directions relative to the longitudinal axis of the rocket, act as stabilizers and are connected to gear pumps by means of a gear transmission, the latter being common to two impellers and ensuring the equality of their rotation speeds ( see figure 1). There can be two pumps - for fuel and an oxidizer, but given that usually more fuel is required, there can be several pumps, one for fuel, and the rest for an oxidizer. The dimensions of the pumps, in addition to thickness, can be standardized.
Насосы горючего и окислителя могут быть расположены на одном валу. Но поскольку они связаны общей кинематикой, это не обязательно. Шестеренчатые насосы могут быть как с внешним, так и с внутренним зацеплением. Скорость вращения шестеренчатых насосов не следует выбирать слишком большой - желательно не более 6000 об/мин.Fuel and oxidizer pumps can be located on the same shaft. But since they are connected by common kinematics, this is not necessary. Gear pumps can be with both external and internal gearing. The gear speed of the gear pumps should not be chosen too high - preferably no more than 6000 rpm.
Для пуска, а также для рециркуляции на холостом ходу имеются трехходовые краны, соединяющие входы насосов с их выходами (в нерабочем состоянии) или с баками (в рабочем состоянии).For starting, as well as for recycling at idle, there are three-way valves that connect the pump inputs to their outputs (inoperative) or to tanks (in working condition).
При применении изобретения на авиационных ракетах, когда крыльчатки долгое время должны крутиться вхолостую, в насосы заливается немного масла (примерно 10% от объема рециркуляции). В насосы для окислителя смазку следует заливать силиконовую или другую негорючую.When applying the invention to aircraft missiles, when the impellers have to idle for a long time, a little oil is poured into the pumps (approximately 10% of the recirculation volume). In oxidizer pumps, grease should be filled with silicone or other non-combustible.
Чтобы лопасти крыльчаток при вращении, особенно холостом, не создавали лишнего аэродинамического сопротивлении, они имеют крутку. То есть крыльчатка, как разновидность воздушного винта, имеет шаг.So that the impeller blades during rotation, especially at idle, do not create excessive aerodynamic drag, they have a twist. That is, the impeller, as a type of propeller, has a pitch.
Так как с ростом скорости подача топлива растет почти линейно (примерно как частное от скорости, деленной на шаг винта-крыльчатки), а аэродинамическое сопротивление ракеты растет примерно пропорционально квадрату скорости, то ракета с данным способом топливоподачи саморегулируется. То есть ракета разгоняется до тех пор, пока двигатель не выйдет на расчетный режим.Since, with increasing speed, the fuel supply grows almost linearly (approximately as a quotient of the speed divided by the pitch of the impeller), and the aerodynamic drag of the rocket increases approximately in proportion to the square of the speed, a rocket with this fuel delivery method will self-regulate. That is, the rocket accelerates until the engine reaches the calculated mode.
Но это для одной высоты полета. С ростом высоты плотность воздуха уменьшается, и скорость полета возрастает. Может возрасти и производительность насосов. Чтобы этого не произошло, площадь и шаг лопастей должны отвечать определенному условию. Расчет ведется методом последовательных приближений. Алгоритм расчета этой площади следующий.But this is for the same flight altitude. With increasing altitude, air density decreases, and flight speed increases. Pump performance may also increase. To prevent this, the area and pitch of the blades must meet a certain condition. The calculation is carried out by the method of successive approximations. The algorithm for calculating this area is as follows.
1. Считаем известными: зависимость аэродинамического сопротивления ракеты от скорости и высоты (по результатам расчетов или продувок), характеристики ЖРД, рабочие обороты и рабочий крутящий момент всех насосов.1. We consider it known: the dependence of the aerodynamic drag of a rocket on speed and altitude (according to the results of calculations or purges), the characteristics of the liquid propellant rocket engine, operating revolutions, and working torque of all pumps.
2. Задаемся установочным углом лопасти. Причем предпочтение отдается меньшим значениям. Этот угол разный для разных участков лопасти - на большем радиусе он больше. Но в данном случае с достаточной практической точностью можно вести расчет по среднему углу - углу на среднеарифметическом радиусе лопасти. Допустим, выбираем его равным 1.5 градуса. То есть задаемся шагом винта.2. We set the installation angle of the blade. Moreover, preference is given to lower values. This angle is different for different sections of the blade - it is larger at a larger radius. But in this case, with sufficient practical accuracy, you can calculate the average angle - the angle on the arithmetic mean radius of the blade. Suppose we select it equal to 1.5 degrees. That is, we set the pitch of the screw.
3. Задаемся высотой полета, допустим 1 км, и для этой высоты по графику аэродинамического сопротивления ракеты и по расчетной тяге двигателя определяем скорость полета, допустим 600 м/сек.3. We set the flight altitude, let’s say 1 km, and for this altitude we determine the flight speed from the graph of the aerodynamic drag of the rocket and the estimated engine thrust, say 600 m / s.
4. Задаемся углом атаки лопасти на этой высоте, допустим 0,2 градуса, и строим шаговый треугольник с углом у вершины 1,5-0,2=1,3 градуса. Определяем по среднеарифметическому радиусу основание треугольника как 2пR, и находим поступь винта как 2пR*Ctg 1,3. У пассивного воздушного винта поступь будет больше шага.4. We set the angle of attack of the blade at this height, let's say 0.2 degrees, and build a step triangle with an angle at the apex of 1.5-0.2 = 1.3 degrees. Using the arithmetic mean radius, we determine the base of the triangle as 2пR, and we find the tread of the screw as 2пR *
5. Как частное от скорости на поступь находим угловую скорость вращения крыльчатки об/сек.5. As a quotient of the speed on the gait, we find the angular speed of rotation of the impeller r / s.
6. Как частное от скорости вращения крыльчатки, допустим 10 об/сек, на скорость вращения насосов, допустим 100 об/сек, находим передаточное число редуктора 0,1.6. As a quotient of the impeller rotation speed, let’s say 10 rpm, for the pump rotation speed, let’s say 100 rpm, we find the gear ratio of 0.1.
7. Как частное от вращательного момента насосов «m» и передаточного числа редуктора находим крутящий момент крыльчаток M=m/0,1=10 m.7. As a quotient of the rotational moment of the pumps “m” and the gear ratio of the gearbox, we find the impeller torque M = m / 0.1 = 10 m.
8. Как частное от момента крыльчаток и среднеарифметического радиуса R находим силу, с которой поток воздуха должен воздействовать на все лопасти F=M/R.8. As a quotient of the moment of the impellers and the arithmetic mean radius R, we find the force with which the air flow should affect all blades F = M / R.
9. По характеристике профиля лопасти для данной скорости и высоты и для данного угла атаки находим площадь всех лопастей S, которая обеспечила бы требуемую силу F.9. According to the profile characteristics of the blades for a given speed and height and for a given angle of attack, we find the area of all blades S, which would provide the required force F.
10. Теперь выбираем другую высоту, допустим 10 км, и для этой высоты определяем аналогично п.3 новую скорость полета ракеты, допустим 1200 м/сек.10. Now we select a different altitude, let's say 10 km, and for this altitude we determine, analogously to
11. Теперь выполняем действия по пунктам 4, 9 в обратной последовательности и в обратном направлении: по характеристике профиля лопасти при известных S и F находим угол атаки лопасти для новых скорости и высоты. Допустим 0,8 градуса.11. Now we perform the
12. Строим шаговый треугольник с углом при вершине 1,5-0,8=0,7 градуса и находим поступь винта как 2πR*Ctg0,7. Желаемый результат - увеличение поступи пропорционально увеличению скорости полета. В этом случае скорость вращения крыльчаток и, следовательно, скорость вращения насосов останется постоянной. Если получившаяся поступь больше желаемой, следует увеличить установочный угол и повторить расчет, и наоборот.12. We build a step triangle with an angle at the apex of 1.5-0.8 = 0.7 degrees and find the tread of the screw as 2πR * Ctg0.7. The desired result is an increase in tread proportional to an increase in flight speed. In this case, the speed of rotation of the impellers and, therefore, the speed of rotation of the pumps will remain constant. If the resulting tread is more than desired, you should increase the installation angle and repeat the calculation, and vice versa.
На легких ракетах, например на ракетах «воздух-воздух» ближнего боя, достаточно ограничиться подбором площади по вышеупомянутому алгоритму. Для более тяжелых ракет можно предпринять дополнительные меры для стабилизации работы двигателя. Например, возможен такой вариант: насосы имеют линию рециркуляции, в которой в направлении входа насоса установлен обратный клапан, рассчитанный на рабочее давление перед форсунками двигателя, а на входе в двигатель расположен общий для нескольких насосов синхронизатор расхода в виде двух объемных машин, связанных общей кинематикой, или несколько таких синхронизаторов. Синхронизатор нужен для того, чтобы не нарушилось стехиометрическое соотношение компонентов топлива, ведь характеристики обратных клапанов на линиях горючего и окислителя могут не совпадать, хотя их все же следует подбирать так, чтобы при одинаковом давлении они перепускали одинаковый процент жидкости (с учетом их разной вязкости). В качестве синхронизатора можно использовать те же самые шестеренчатые насосы, варьируя их толщину. Два насоса соединяются общим валом. Иногда бывает полезно управлять тягой. В этом случае следует применить следующий вариант: насосы имеют линию рециркуляции, в которой установлен клапан, управляемый автоматическим регулятором по сигналу датчика тяги, или датчика давления в камере сгорания, или датчика давления в трубопроводе перед форсунками, а также по сигналу задатчика, причем на входе в двигатель установлен общий для нескольких насосов синхронизатор расхода в виде двух объемных машин разной производительности, связанных общей кинематикой, или несколько таких синхронизаторов.On light missiles, such as melee air-to-air missiles, it is enough to confine oneself to selecting an area according to the above algorithm. For heavier missiles, additional measures can be taken to stabilize the engine. For example, this option is possible: the pumps have a recirculation line in which a check valve is installed in the direction of the pump inlet, designed for working pressure in front of the engine nozzles, and at the engine inlet there is a flow synchronizer common to several pumps in the form of two volume machines connected by common kinematics , or several such synchronizers. The synchronizer is needed so that the stoichiometric ratio of the fuel components is not violated, because the characteristics of the check valves on the lines of the fuel and the oxidizer may not coincide, although they should still be selected so that at the same pressure they pass the same percentage of liquid (taking into account their different viscosity) . As a synchronizer, you can use the same gear pumps, varying their thickness. Two pumps are connected by a common shaft. Sometimes it’s useful to drive traction. In this case, the following option should be applied: the pumps have a recirculation line in which a valve is installed, controlled by an automatic regulator by the signal of the draft sensor, or the pressure sensor in the combustion chamber, or the pressure sensor in the pipeline in front of the nozzles, as well as by the setpoint signal, at the input a flow synchronizer common to several pumps is installed in the engine in the form of two volume machines of different capacities connected by common kinematics, or several such synchronizers.
Следует отметить, что крыльчатки не являются «лишним» грузом и «лишним» аэродинамическим сопротивлением. Они очень хорошо выполняют роль стабилизаторов, причем не только лопастями, но и гироскопическим моментом. При вращении вхолостую они не оказывают лишнего аэродинамического сопротивления, а при вращении под нагрузкой отдают полученную энергию топливу.It should be noted that the impellers are not an "extra" load and an "extra" aerodynamic drag. They very well fulfill the role of stabilizers, not only with the blades, but also with the gyroscopic moment. When rotating idle, they do not exert excessive aerodynamic drag, and when rotating under load, they give the received energy to fuel.
На фиг.1 показана данная ракета, где 1 - бак, 2 - ЖРД, 3 - приваренная к баку труба с отверстиями. На трубе на подшипниках 4 вращаются две втулки 5 с лопастями 6, образующими две крыльчатки. Причем один край втулки выполнен в виде конической шестерни, которая взаимодействует с шестернями 7, расположенными на валах топливных насосов 8. Насосы и ЖРД могут крепиться к трубе 3, к торцу бака либо к тому и другому. Стрелками показана подача горючего и окислителя. Оптимальное количество лопастей - шесть.Figure 1 shows this rocket, where 1 is a tank, 2 is a rocket engine, 3 is a pipe welded to the tank with holes. On the pipe with bearings 4, two bushings 5 rotate with blades 6 forming two impellers. Moreover, one edge of the sleeve is made in the form of a bevel gear, which interacts with gears 7 located on the shafts of the fuel pumps 8. Pumps and LRE can be attached to the
По результатам испытаний, если ракета будет проявлять тенденцию к закручиванию, возможно, потребуется чуть увеличить площадь или установочный угол передней или задней крыльчатки.According to the test results, if the rocket shows a tendency to twist, it may be necessary to slightly increase the area or installation angle of the front or rear impeller.
Учитывая кратковременность работы, зубчатое зацепление работает без смазки, а подшипники могут быть расположены в углублении, образованном двумя ребордами на внутренней поверхности втулки 5, и заполнены консистентной смазкой, которая будет удерживаться в углублении центробежной силой.Given the short duration of the operation, the gearing works without lubrication, and the bearings can be located in the recess formed by two flanges on the inner surface of the sleeve 5 and filled with grease, which will be held in the recess by centrifugal force.
Работает ракета так: при закрытых пусковых трехходовых кранах (не показаны) насосы работают вхолостую, гоняя по линии рециркуляции воздух и масло. При открытии кранов топливо давлением наддува подается в насосы, которые с увеличенным давлением подают его в форсунки камеры сгорания ЖРД. Работа ЖРД самостабилизируется по скорости и высоте при правильном подборе шага и площади лопастей крыльчаток.The rocket works like this: with closed starting three-way cranes (not shown), the pumps idle, driving air and oil along the recirculation line. When cranes are opened, fuel is pressurized by boost pressure into pumps, which supply it with increased pressure to the nozzles of the LRE combustion chamber. The operation of the rocket engine is self-stabilizing in speed and height with the correct selection of the pitch and area of the impeller blades.
ВАРИАНТ 2. Ракета имеет крыльчатки, установленные на краю сопла ЖРД с возможностью вращения под действием истекающих из сопла газов и под действием набегающего потока воздуха. Эта ракета еще лучше саморегулируется, так как скорость истечения газов из сопла ЖРД и, следовательно, производительность топливных насосов мало меняется при увеличении скорости полета.
Чтобы действие крыльчаток было симметричным и не закручивало ракету, ракета имеет четное число крыльчаток, половина из которых вращается в одном направлении, половина - в другом.So that the action of the impellers is symmetrical and does not spin the rocket, the rocket has an even number of impellers, half of which rotate in one direction, half in the other.
Желательно, чтобы шестеренчатые насосы горючего и окислителя были расположены парами, то есть на одном валу. Можно расположить их на разных крыльчатках (не менее четырех), но тогда становится обязательным применение синхронизатора.It is desirable that the gear pumps of the fuel and oxidizer are arranged in pairs, that is, on the same shaft. You can arrange them on different impellers (at least four), but then it becomes mandatory to use a synchronizer.
В этом варианте крыльчатки также выполняют роль стабилизаторов (если их будет не менее четырех), но так как их площадь будет значительно меньше, чем в первом варианте, потребуются и традиционные неподвижные стабилизаторы.In this embodiment, the impellers also play the role of stabilizers (if there are at least four of them), but since their area will be much smaller than in the first embodiment, traditional fixed stabilizers will be required.
Разумеется, как и в первом варианте, может иметься линия рециркуляции, на которой стоит предохранительный или управляемый клапан. Синхронизатор в этом случае также обязателен.Of course, as in the first embodiment, there may be a recirculation line, on which stands a safety or controllable valve. A synchronizer is also required in this case.
Применение ракет по варианту 1 требует предварительного разгона с помощью самолета или с помощью первой ступени. Важным достоинством второго варианта является то, что ракета может стартовать из неподвижного положения. Для этого в камере сгорания ЖРД имеется заряд твердого ракетного топлива, имеющий канал/каналы для прохода газов от сгорания жидкого ракетного топлива. То есть сначала зажигается шашка твердого ракетного топлива, время ее работы сможет быть совсем небольшим - 0,1-0,2 сек, после чего ЖРД начинает работать самостоятельно примерено на 90% своей тяги. Характеристика горения шашки должна быть регрессивной: вначале - максимальная или какое-то время равномерная, а затем - с постепенным уменьшением до нуля. Следует отметить, что лопасть крыльчатки находится в струе горячих газов лишь меньшую часть времени, а в остальное время обдувается потоком воздуха, поэтому перегрев ей не грозит.The use of missiles according to
На фиг.2 показан вариант 2 ракеты, где 1 - бак, 2 - ЖРД, 3 - приваренная к баку труба, 8 - пара насосов горючего и окислителя, 9 - крыльчатки, вращающиеся на валах 10, закрепленных на краю сопла на цанговых графитовых подшипниках 11.Figure 2 shows the
Работает ракета по варианту 2 так: за счет разгона ракеты или за счет струи заряда твердого ракетного топлива крыльчатки 9 начинают вращаться, приводя в действие насосы 8, и двигатель начинает работать.The rocket works according to
Оба варианта ракеты позволяют при наличии управляемого клапана или линии рециркуляции управлять тягой или многократно включать и выключать двигатель. Изобретение предназначено для замены твердотопливных двигателей в военных ракетах и значительно повысит их тактико-технические характеристики. Например, ракеты класса «Смерч» или «Ураган» при равном весе будут иметь дальность в 2.5-3 раза большую. Такое существенное повышение дальности объясняется тем, что, во-первых, при увеличении начальной скорости на 41% ракета теоретически способна улететь в 2 раза дальше, а во-вторых, траектория ее полета будет пролегать примерно в 1,5 раза выше, то есть в более разреженных слоях атмосферы, где аэродинамическое сопротивление резко падает. Но, возможно, что более оптимальным окажется следующий вариант: ракета стартует под углом около 50 градусов и расходует примерно 75% топлива. Выйдя из плотных слоев атмосферы, ракета под углом около 40 градусов реализует оставшуюся часть импульса. Похожего результата можно добиться, применив двигатель с меньшей тягой (то есть с большим временем работы).Both variants of the rocket allow, in the presence of a controlled valve or a recirculation line, to control the thrust or repeatedly turn the engine on and off. The invention is intended to replace solid-fuel engines in military missiles and will significantly increase their tactical and technical characteristics. For example, Tornado or Hurricane class rockets with equal weight will have a range of 2.5-3 times greater. Such a significant increase in range is explained by the fact that, firstly, with an increase in the initial speed by 41%, the rocket is theoretically capable of flying 2 times further, and secondly, its flight path will lie about 1.5 times higher, i.e. more rarefied layers of the atmosphere, where aerodynamic drag drops sharply. But, perhaps, the following option will be more optimal: the rocket starts at an angle of about 50 degrees and consumes about 75% of the fuel. Coming out of the dense layers of the atmosphere, the rocket at an angle of about 40 degrees implements the remainder of the pulse. A similar result can be achieved by using an engine with less traction (that is, with a longer run time).
Возможность многократного включения открывает новые возможности перед ракетами классов «земля-воздух» и «воздух-воздух». Они могут совершить разгон по баллистической навесной траектории и выключить двигатель. При изменении направления или скорости движения цели - совершить коррекцию. А при приближении к цели могут снова включить двигатель для повышения маневренности. Очень удобной становится стрельба вбок и назад.The possibility of multiple inclusion opens up new opportunities for missiles of the "ground-to-air" and "air-to-air" classes. They can accelerate along a ballistic mounted trajectory and turn off the engine. When changing the direction or speed of the target - make a correction. And when approaching the target, they can turn on the engine again to increase maneuverability. Shooting to the side and back becomes very convenient.
Следует отметить, что работу на частичных режимах следует применять только в необходимых случаях, так как нерегулируемое сопло при этом работает с меньшим кпд. Рекомендуется в основном применять полет по баллистической траектории, так как при этом полет будет происходить в более разреженных слоях атмосферы.It should be noted that operation in partial modes should be used only in necessary cases, since an unregulated nozzle in this case works with lower efficiency. It is recommended to mainly use flight along a ballistic trajectory, since in this case the flight will occur in more rarefied layers of the atmosphere.
Claims (12)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011121688/11A RU2462687C1 (en) | 2011-05-27 | 2011-05-27 | Atmospheric liquid rocket /versions/ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011121688/11A RU2462687C1 (en) | 2011-05-27 | 2011-05-27 | Atmospheric liquid rocket /versions/ |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2462687C1 true RU2462687C1 (en) | 2012-09-27 |
Family
ID=47078568
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011121688/11A RU2462687C1 (en) | 2011-05-27 | 2011-05-27 | Atmospheric liquid rocket /versions/ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2462687C1 (en) |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0768509A2 (en) * | 1995-08-15 | 1997-04-16 | Hughes Missile Systems Company | Missile having non-cylindrical propulsion section |
| RU2149125C1 (en) * | 1999-08-09 | 2000-05-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Launch vehicle |
-
2011
- 2011-05-27 RU RU2011121688/11A patent/RU2462687C1/en active
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0768509A2 (en) * | 1995-08-15 | 1997-04-16 | Hughes Missile Systems Company | Missile having non-cylindrical propulsion section |
| RU2149125C1 (en) * | 1999-08-09 | 2000-05-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Launch vehicle |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN101716995A (en) | Waved wing and waved surface of object | |
| JP5582145B2 (en) | Rocket engine system that realizes high-speed response | |
| US20200141314A1 (en) | Gas turbine engine | |
| US11255544B2 (en) | Rotating detonation combustion and heat exchanger system | |
| GB981591A (en) | Aircraft and method of operating same | |
| CA2193118A1 (en) | Launch vehicle with engine mounted on a rotor | |
| CN103195612B (en) | Multifunctional turbofan jet engine | |
| US9410503B2 (en) | Packaged propellant air-induced variable thrust rocket engine | |
| Feodosiev et al. | Introduction to rocket technology | |
| RU2561757C1 (en) | Three-component air-jet engine | |
| SE510979C2 (en) | Device for turbo machine | |
| CN203906120U (en) | Combined engine for unmanned combat aircraft | |
| RU2462687C1 (en) | Atmospheric liquid rocket /versions/ | |
| FR3144212A1 (en) | Fuel management system | |
| RU2585211C1 (en) | Missile with air-jet engine | |
| Sutton | Turbopumps, a historical perspective | |
| RU2470834C1 (en) | Aircraft | |
| Pelosi-Pinhas et al. | Solid-fuel ramjet regulation by means of an air-division valve | |
| RU2773057C1 (en) | Rotating projectile launched from a smoothbore tubular rail | |
| US20170204863A1 (en) | Turbine pump assembly with vacuum purged centrifugal impeller shrouds | |
| RU2380650C1 (en) | Air-defense missile | |
| Гвоздецький et al. | Design оf Aviation Machines. Aircraft and Rocket Engines | |
| RU2252177C2 (en) | Mode of flying and arrangement for its execution | |
| RU2468333C1 (en) | Displacement-type liquid-propellant rocket (versions) | |
| FR3144205A1 (en) | Gas turbine fuel delivery |