RU2517940C2 - Реактивный двигатель, содержащий множество ракетных двигателей - Google Patents
Реактивный двигатель, содержащий множество ракетных двигателей Download PDFInfo
- Publication number
- RU2517940C2 RU2517940C2 RU2011103719/06A RU2011103719A RU2517940C2 RU 2517940 C2 RU2517940 C2 RU 2517940C2 RU 2011103719/06 A RU2011103719/06 A RU 2011103719/06A RU 2011103719 A RU2011103719 A RU 2011103719A RU 2517940 C2 RU2517940 C2 RU 2517940C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- fuel
- rocket
- combustion chamber
- wall
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
- F02K7/18—Composite ram-jet/rocket engines
-
- 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
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
- F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Nozzles (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Сверхзвуковой реактивный двигатель содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель, имеющий камеру сгорания топливовоздушной смеси, и множество ракетных двигателей, расположенных в воздушном потоке выше по потоку камеры сгорания. Питаемый смесью топливных компонентов ракетный двигатель содержит трубчатый корпус, снабженный внутри коаксиальной стенкой. Коаксиальная стенка образует экран, определяющий кольцевую зону впрыска топлива, проходящую на большей части длины корпуса, и форсунку окислителя, выходящую по оси внутрь экрана вблизи его переднего конца. Экран содержит перфорированную цилиндрическую стенку или пористую стенку. Изобретение направлено на охлаждение камеры сгорания. 7 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение в целом относится к сверхзвуковому двигателю, то есть к использованию как ракетного двигателя, так и воздушно-реактивного двигателя типа прямоточного воздушно-реактивного или сверхзвукового воздушно-реактивного двигателя. Двигатель в ракетном режиме используется для разгона судна до сверхзвуковой скорости, достаточной для его работы в режиме прямоточного воздушно-реактивного двигателя. В частности, изобретение относится к установке нескольких ракетных двигателей особого типа в прямоточном воздушно-реактивном двигателе для получения прямоточного воздушно-реактивного двигателя, который имеет очень длительный срок службы и может использоваться неоднократно.
Уровень техники
Расположение нескольких малых ракетных двигателей в прямоточном воздушно-реактивном двигателе известно, например, из статьи автора W.B. Scott, опубликованной в журнале "Aviation Week and Space Technology" от 5 июля 1999 г. Однако в статье остается нераскрытой конкретная конструкция таких малых ракетных двигателей.
Главная проблема состоит в охлаждении камер сгорания и сопел таких малых ракетных двигателей с учетом того, что температура продуктов сгорания превышает 3000 К. Это делает обеспечение срока службы таких систем весьма проблематичным, особенно если желательно получить устройство многократного использования.
Раскрытие изобретения
Изобретение позволяет решить эту проблему за счет выбора особого типа используемых ракетных двигателей.
Более конкретно, изобретение обеспечивает сверхзвуковой реактивный двигатель, отличающийся тем, что содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий камеру сгорания топливовоздушной смеси, и множество ракетных двигателей, расположенных в воздушном потоке выше по потоку камеры сгорания, причем питаемый смесью компонентов топлива ракетный двигатель содержит трубчатый корпус, снабженный внутри коаксиальной стенкой, которая образует экран, образующий кольцевую зону впрыска топлива, расположенную на большей части длины корпуса, и форсунку окислителя, выходящую по оси внутрь экрана вблизи его переднего конца.
Камера сгорания ракетного двигателя, по существу, образована объемом внутри экрана, а способ впрыска топлива обеспечивает его охлаждение.
Такая конструкция обеспечивает возможность бокового впрыска всего топлива или обогащенной топливно-газовой смеси через стенку экрана. В данном способе использован принцип охлаждения, называемый «выпотеванием». Этот способ впрыска топлива позволяет обеспечить простое охлаждение стенки камеры сгорания за счет формирования защитной пленки. При этом можно выполнить ракетные двигатели малого диаметра и сгруппировать их в узкие пилоны с рядным расположением сопел. «Пилон» составлен из множества ракетных двигателей, установленных бок о бок параллельно в один ряд. Такие пилоны могут быть расположены таким образом, чтобы образовать решетку, установленную в воздушном потоке выше по потоку камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Эта решетка оказывает относительно низкое сопротивление воздушному потоку.
Таким образом, например, стенка камеры сгорания при необходимости охлаждается посредством создания пленки обогащенной водородно-газовой смеси, которая впрыскивается сбоку и защищает стенку камеры сгорания. До настоящего времени этот тип охлаждения недооценивали, поскольку в принципе он снижает эффективность единичного ракетного двигателя данного типа. Однако в случае установки внутри прямоточного воздушно-реактивного двигателя эти потери компенсируются дальше по потоку смешиванием излишнего топлива (т.е. водорода, использованного для охлаждения) с воздухом, проходящим через прямоточный воздушно-реактивный двигатель, и последующим сгоранием. В результате в целом изобретение обеспечивает показатели, по меньшей мере, равные, если не превосходящие показатели традиционных ракетных двигателей, питаемых смесью кислорода и водорода.
Краткий перечень чертежей
Далее со ссылками на прилагаемые чертежи изобретение будет подробно описано на не имеющем ограничительного характера примере выполнения ракетного двигателя и сверхзвукового воздушно-реактивного двигателя, оснащенного множеством таких ракетных двигателей.
На чертежах:
фиг.1 схематично изображает ракетный двигатель по изобретению в продольном сечении,
фиг.2 изображает в перспективе с вырывом и разрезом переднюю часть пилона ракетных двигателей,
фиг.3 схематично изображает сверхзвуковой реактивный двигатель по изобретению.
Осуществление изобретения
На фиг.1 и 2 представлен ракетный двигатель 11, пригодный для установки в прямоточном воздушно-реактивном двигателе, который будет описан дальше.
Ракетный двигатель 11 содержит корпус 12 в целом цилиндрической формы с заостренной спереди носовой частью 15 и выходным соплом 17, которое имеет горловину 19, образующую ограничитель потока для повышения скорости истекающих газов. Форсунка 21 впрыска окислителя расположена на оси спереди и выходит в камеру 23 сгорания, которая здесь имеет в целом цилиндрическую форму и расположена между отверстием форсунки 21 (спереди) и соплом 17 (сзади). Стенка 27 камеры 23 сгорания коаксиальна стенке корпуса 12. Эти две стенки образуют между собой кольцевое цилиндрическое пространство 29.
В описываемом примере выполнения ракетный двигатель 11 образует часть пилона 39, объединяющего множество сходных ракетных двигателей, расположенных продольно бок о бок. Такой пилон содержит передний блок 14, образующий заостренную носовую часть 15 всех ракетных двигателей, и задний блок 13, объединяющий все выходные сопла 17. Два боковых листа 16 соединяют передний блок 14 и задний блок 13. Они обеспечивают обтекаемую форму пилона 39 и защищают корпуса 12 всех ракетных двигателей.
Дальше подробно описана конструкция пилона.
Согласно важной конструктивной особенности изобретения стенка 27 камеры сгорания выполнена в виде сетчатого экрана, и пространство 29 между двумя стенками образует кольцевую зону впрыска топлива, которая, таким образом, расположена на большей части длины корпуса. Топливная форсунка 33 расположена спереди. Она сообщается с пространством 29. Термин «сетчатый» означает, что стенка пропускает топливо или обогащенную топливно-газовую смесь через множество отверстий, распределенных по всей поверхности стенки. Такой экран может быть образован пористым материалом или цилиндром, содержащим отверстия 34 малого диаметра, как это показано на чертеже. Данная конструкция обеспечивает охлаждение стенки посредством «выпотевания» с образованием вдоль внутренней поверхности экрана защитной пленки топлива, что обеспечивает стойкость стенки, несмотря на высокую температуру в камере 23 сгорания.
Распределение отверстий перфорации может быть переменным по длине камеры сгорания для получения достаточной пленки, в том числе для защиты горловины 19.
Предпочтительно предусмотрены дополнительные средства 35 впрыска обогащенной топливно-газовой смеси. Эти средства сообщаются с камерой сгорания непосредственно перед горловиной 19, чтобы повысить эффективность защитной пленки, движущейся по стенке горловины. Обогащенная топливно-газовая смесь может подаваться от того же источника, который питает камеру сгорания, или быть более холодной благодаря подаче дополнительного количества топлива.
Кроме того, в пространстве вокруг горловины 19 предусмотрены каналы 37 для подачи и впрыска топлива. Целесообразность устройства этих каналов и их конструкция описаны дальше.
Такой ракетный двигатель может функционировать за счет реакции двух топливных компонентов, например, обогащенной водородно-газовой смеси в качестве проходящего через экран топлива и жидкого кислорода в качестве окислителя.
Как показано на фиг.2 и 3, конструкция ракетного двигателя вследствие его малого диаметра пригодна для реализации узких пилонов 39 и получения плотной решетки пилонов, которая оказывает низкое сопротивление воздушному потоку внутри прямоточного воздушно-реактивного двигателя 40, выше по потоку его камеры 42 смешивания и сгорания.
Как показано на фиг.3, множество описанных выше ракетных двигателей установлено внутри прямоточного воздушно-реактивного двигателя 40. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит вход 41 для воздуха, камеру 42 сгорания, которая принимает топливо прямоточного воздушно-реактивного двигателя, и выходное сопло 43. Средства впрыска топлива прямоточного воздушно-реактивного двигателя не показаны. Вход для воздуха сообщается с камерой сгорания. Ракетные двигатели 11 установлены в воздушном потоке выше по потоку камеры 42 сгорания. Они расположены параллельно направлению истечения газа.
Как показано на чертежах, ракетные двигатели 11 установлены бок о бок в пилонах, причем каждый пилон расположен поперечно воздушному потоку. Заостренная носовая часть 15 является общей для всех ракетных двигателей одного пилона. Она имеет в целом форму заостренного спереди ребра и содержит канал 45 подачи топлива и канал 47 подачи окислителя. Канал 45 подачи топлива сообщается со всеми кольцевыми пространствами 29, а канал 47 подачи окислителя сообщается со всеми камерами 23 сгорания с помощью параллельных трубопроводов 49, которые выходят по оси в переднюю часть соответствующих камер 23 сгорания.
Таким образом, множество пилонов 39 могут быть расположены параллельно друг другу в воздушном потоке (или по кольцу в кольцевом воздушном потоке) на расстоянии друг от друга, достаточном для формирования решетки, которая оказывает малое сопротивление воздушному потоку.
При работе пленка топлива или обогащенной топливно-газовой смеси, которая обеспечивает охлаждение посредством выпотевания, сгорает в процессе последующего сгорания в прямоточном воздушно-реактивном двигателе.
Подобным образом каналы 37 подают топливо в камеру 42 сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Они используются не во время работы ракетных двигателей, а в сверхзвуковой рабочей фазе. Эффективность сгорания повышается за счет небольшого расстояния между пилонами.
Claims (8)
1. Сверхзвуковой реактивный двигатель, отличающийся тем, что содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель (40), содержащий камеру (42) сгорания топливовоздушной смеси, и множество ракетных двигателей (11), расположенных в воздушном потоке выше по потоку камеры (42) сгорания, причем питаемый смесью топливных компонентов ракетный двигатель (11) содержит трубчатый корпус (12), снабженный внутри коаксиальной стенкой (27), которая образует экран, определяющий кольцевую зону (29) впрыска топлива, проходящую на большей части длины корпуса (12), и форсунку (21) окислителя, выходящую по оси внутрь экрана вблизи его переднего конца.
2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что ракетные двигатели (11) расположены бок о бок в пилонах (39), а пилоны (39) расположены на расстоянии друг от друга в воздушном потоке.
3. Двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что в ракетном двигателе (11) экран содержит перфорированную цилиндрическую стенку.
4. Двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что в ракетном двигателе (11) экран содержит пористую стенку.
5. Двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что нижний по потоку конец ракетного двигателя (11) снабжен выходным соплом (17), содержащим горловину (19).
6. Двигатель по п.5, отличающийся тем, что в ракетном двигателе (11) предусмотрены дополнительные средства (35) впрыска топлива, расположенные непосредственно вблизи горловины (19) выше нее по потоку для создания защитной пленки для стенки горловины (19).
7. Двигатель по п.5, отличающийся тем, что в ракетном двигателе (11), в имеющемся пространстве вокруг горловины (19), выполнены каналы (37) для подачи и впрыска топлива.
8. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что топливом является обогащенная топливно-газовая смесь, а окислителем является кислород.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0854770 | 2008-07-11 | ||
FR0854770A FR2933744B1 (fr) | 2008-07-11 | 2008-07-11 | Moteur-fusee et reacteur comportant une pluralite de tels moteurs-fusees. |
PCT/FR2009/051389 WO2010004232A1 (fr) | 2008-07-11 | 2009-07-10 | Reacteur comportant une pluralite de moteurs-fusees |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2011103719A RU2011103719A (ru) | 2012-08-20 |
RU2517940C2 true RU2517940C2 (ru) | 2014-06-10 |
Family
ID=40091338
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011103719/06A RU2517940C2 (ru) | 2008-07-11 | 2009-07-10 | Реактивный двигатель, содержащий множество ракетных двигателей |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8950172B2 (ru) |
EP (1) | EP2313635B1 (ru) |
JP (1) | JP5593313B2 (ru) |
FR (1) | FR2933744B1 (ru) |
RU (1) | RU2517940C2 (ru) |
WO (1) | WO2010004232A1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2674832C2 (ru) * | 2013-10-11 | 2018-12-13 | Риэкшн Энджинс Лимитед | Двигатель |
Families Citing this family (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN102374071A (zh) * | 2011-09-15 | 2012-03-14 | 西北工业大学 | 一种圆形结构的中心火箭式双模态冲压发动机 |
FR2987081B1 (fr) | 2012-02-21 | 2017-03-31 | Snecma | Ensemble et procede propulsifs |
FR3006380B1 (fr) * | 2013-05-31 | 2017-05-19 | Pierre Francois Yannick Agostini | Dispositif de propulsion hybride de type "aerobie et anaerobie" a fonctionnement en regime permanent de type combine et simultane et systeme et ensembles propulses comportant un tel dispositif |
CN110469367A (zh) * | 2018-10-25 | 2019-11-19 | 姚永新 | 宽厚体叶浆主动力结构发动机 |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3069847A (en) * | 1959-12-10 | 1962-12-25 | United Aircraft Corp | Rocket wall construction |
GB2196393A (en) * | 1986-10-14 | 1988-04-27 | Gen Electric | Propulsion apparatus and method |
EP0604279A1 (fr) * | 1992-12-24 | 1994-06-29 | Societe Europeenne De Propulsion | Injecteur avec paroi poreuse pour chambre de combustion d'une fusée |
RU2078974C1 (ru) * | 1993-12-14 | 1997-05-10 | Саратовская научно-производственная фирма "Растр" | Регулируемая детонационная камера пульсирующего реактивного двигателя |
RU2200864C2 (ru) * | 2001-01-31 | 2003-03-20 | Миленький Виктор Юрьевич | Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (варианты) |
EP1342905A1 (fr) * | 2002-03-04 | 2003-09-10 | Eads Launch Vehicles | Moteur de fusée |
Family Cites Families (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1025681B (de) * | 1953-02-25 | 1958-03-06 | Snecma | Rueckstosstriebwerk |
US3423942A (en) * | 1963-09-20 | 1969-01-28 | Us Navy | Standing detonation wave rocket engine |
US5205119A (en) * | 1991-06-14 | 1993-04-27 | Aerojet-General Corporation | Ejector ramjet |
FR2691209B1 (fr) * | 1992-05-18 | 1995-09-01 | Europ Propulsion | Enceinte contenant des gaz chauds refroidie par transpiration, notamment chambre propulsive de moteur-fusee, et procede de fabrication. |
DE19730674A1 (de) * | 1997-07-17 | 1999-01-21 | Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt | Brennkammer und Verfahren zur Herstellung einer Brennkammer |
DE10325170A1 (de) * | 2003-06-04 | 2004-12-30 | Eads Space Transportation Gmbh | Verfahren und Vorrichtung zur Schuberhöhung von Raketen |
US6981364B2 (en) * | 2003-07-22 | 2006-01-03 | National Aerospace Laboratory Of Japan | Combine engine for single-stage spacecraft |
-
2008
- 2008-07-11 FR FR0854770A patent/FR2933744B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2009
- 2009-07-10 EP EP09784511.9A patent/EP2313635B1/fr not_active Not-in-force
- 2009-07-10 RU RU2011103719/06A patent/RU2517940C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2009-07-10 JP JP2011517220A patent/JP5593313B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2009-07-10 US US13/003,371 patent/US8950172B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2009-07-10 WO PCT/FR2009/051389 patent/WO2010004232A1/fr active Application Filing
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3069847A (en) * | 1959-12-10 | 1962-12-25 | United Aircraft Corp | Rocket wall construction |
GB2196393A (en) * | 1986-10-14 | 1988-04-27 | Gen Electric | Propulsion apparatus and method |
EP0604279A1 (fr) * | 1992-12-24 | 1994-06-29 | Societe Europeenne De Propulsion | Injecteur avec paroi poreuse pour chambre de combustion d'une fusée |
RU2078974C1 (ru) * | 1993-12-14 | 1997-05-10 | Саратовская научно-производственная фирма "Растр" | Регулируемая детонационная камера пульсирующего реактивного двигателя |
RU2200864C2 (ru) * | 2001-01-31 | 2003-03-20 | Миленький Виктор Юрьевич | Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (варианты) |
EP1342905A1 (fr) * | 2002-03-04 | 2003-09-10 | Eads Launch Vehicles | Moteur de fusée |
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
фиг.1. * |
фиг.4. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2674832C2 (ru) * | 2013-10-11 | 2018-12-13 | Риэкшн Энджинс Лимитед | Двигатель |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP2313635B1 (fr) | 2014-04-16 |
JP2011527401A (ja) | 2011-10-27 |
FR2933744A1 (fr) | 2010-01-15 |
US8950172B2 (en) | 2015-02-10 |
FR2933744B1 (fr) | 2011-06-03 |
WO2010004232A1 (fr) | 2010-01-14 |
EP2313635A1 (fr) | 2011-04-27 |
JP5593313B2 (ja) | 2014-09-24 |
US20110173985A1 (en) | 2011-07-21 |
RU2011103719A (ru) | 2012-08-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4406127B2 (ja) | トラップ渦空洞を有するガスタービンエンジン燃焼器用の燃料噴射棒 | |
US6286298B1 (en) | Apparatus and method for rich-quench-lean (RQL) concept in a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity | |
EP2821627B1 (en) | Afterburner and aircraft engine | |
US9476399B1 (en) | Glow plug type acoustic resonance igniter | |
US5619855A (en) | High inlet mach combustor for gas turbine engine | |
RU2309329C2 (ru) | Вспенивающая аэродинамическая система инжектирования топливовоздушной смеси в камеру сгорания турбомашины, камера сгорания турбомашины и турбомашина | |
RU2517940C2 (ru) | Реактивный двигатель, содержащий множество ракетных двигателей | |
CN107270328B (zh) | 用于燃气涡轮发动机增大器的闭合驻涡腔引燃器 | |
RU2345238C1 (ru) | Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя | |
US2705869A (en) | Combustion apparatus | |
US8272219B1 (en) | Gas turbine engine combustor having trapped dual vortex cavity | |
EP3101260B1 (en) | Aircraft engine comprising an afterburner | |
RU2619673C2 (ru) | Способ смешивания вступающих в реакцию горения веществ для камеры сгорания газотурбинного двигателя | |
US10352570B2 (en) | Turbine engine fuel injection system and methods of assembling the same | |
WO2015146376A1 (ja) | ジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法 | |
RU2291975C1 (ru) | Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя | |
US10436117B2 (en) | Carbureted fuel injection system for a gas turbine engine | |
CN116697403A (zh) | 基于平面射流的火焰稳定器和火焰稳定方法 | |
RU2347144C1 (ru) | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя и способ ее работы | |
RU2315193C1 (ru) | Прямоточный воздушно-реактивный двигатель с распределенным по длине тепломассоподводом | |
RU36724U1 (ru) | Фронтовое устройство камеры сгорания газотурбинного двигателя | |
JP2006090602A (ja) | ローブミキサー及び予混合器 | |
JPH07248116A (ja) | 低公害燃焼器およびその燃焼制御方法 | |
JP3559867B2 (ja) | ラムジェット・エンジン用燃焼装置 | |
JP2004137956A (ja) | ハイブリッドロケットエンジンの固体モータとその燃焼方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190711 |