RU2527798C2 - Jet engine thrust vector control device - Google Patents
Jet engine thrust vector control device Download PDFInfo
- Publication number
- RU2527798C2 RU2527798C2 RU2012151111/06A RU2012151111A RU2527798C2 RU 2527798 C2 RU2527798 C2 RU 2527798C2 RU 2012151111/06 A RU2012151111/06 A RU 2012151111/06A RU 2012151111 A RU2012151111 A RU 2012151111A RU 2527798 C2 RU2527798 C2 RU 2527798C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- thrust vector
- control
- nozzle
- symmetry
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Plasma Technology (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Область техникиTechnical field
Устройство управления вектором тяги реактивного двигателя относится к аэрокосмической технике.A thrust vector control device for a jet engine relates to aerospace engineering.
При патентном поиске и анализе других доступных источников информации технических решений по управлению вектором тяги, аналогичных предложенному, не выявлено.In a patent search and analysis of other available sources of information, technical solutions for thrust vector control, similar to the one proposed, were not identified.
Уровень техникиState of the art
Известно устройство синхрофазотрона для управления и разгона протонов в нарастающем магнитном поле. Советская энциклопедия, 1968 г., стр.168.A synchrophasotron device is known for controlling and accelerating protons in an increasing magnetic field. Soviet Encyclopedia, 1968, p. 168.
Признаком, являющимся общим для известного и заявленного устройства, является воздействие электромагнитного поля на элементарные частицы, в том числе и протоны.A sign that is common to the known and claimed device is the effect of an electromagnetic field on elementary particles, including protons.
К причинам, препятствующим получению указанного результата, относится то, что протоны находятся в тороидальной формы вакуумной камере, создающей условия для разгона этих протонов до очень высоких скоростей, но не для отклонения потока протонов от оси движения.The reasons that impede the achievement of this result include the fact that the protons are in a toroidal shape in a vacuum chamber, which creates conditions for the acceleration of these protons to very high speeds, but not for the deflection of the proton flux from the axis of motion.
Известно устройство формирования на поверхности ферромагнитной жидкости образований в виде «иголок ежа». Устройство представляет собой емкость, содержащую ферромагнитную (ионизированную) жидкость. Над емкостью сверху установлен магнит. При увеличении напряженности магнитного поля вблизи поверхности жидкости ферромагнитная жидкость притягивается и поднимается вверх, к магниту, и образует поверхность, похожую на шипы ежа. Журнал «Техника молодежи», №921, июнь, 2010 г., стр.42, репортаж с выставки инноваций, Иван Седов.A device is known for forming on the surface of a ferromagnetic fluid formations in the form of “hedgehog needles”. The device is a container containing a ferromagnetic (ionized) liquid. A magnet is mounted above the tank. With increasing magnetic field near the surface of the liquid, the ferromagnetic liquid is attracted and rises up to the magnet, and forms a surface similar to the spikes of a hedgehog. Youth Technology Magazine, No. 921, June 2010, p. 42, report from the Innovation Exhibition, Ivan Sedov.
Признаком, являющимся общим для известного и заявленного решения, является перемещение массы ионизированных частиц к полюсам магнита.A sign that is common to the known and claimed solution is the movement of the mass of ionized particles to the poles of the magnet.
Причиной, препятствующей получению требуемого результата, является то, что визуализация влияния магнитного поля на изменение формы поверхности поля проводилась на спокойной стационарной поверхности жидкости, находящейся в емкости.The reason that impedes obtaining the desired result is that the influence of the magnetic field on the change in the shape of the field surface was visualized on a calm stationary surface of the liquid in the tank.
Известно устройство выравнивания вихреобразного потока воздуха на входе в воздухозаборник газотурбинного двигателя (ГТД) с воздушным винтом за счет ионизации потока воздуха и воздействия на него магнитного поля.A device for leveling a vortex-like air stream at the inlet of an air intake of a gas turbine engine (GTE) with a propeller due to ionization of the air stream and the effect of a magnetic field on it.
Признаком, являющимся общим для известного и заявленного способа, является управляющее воздействие электромагнитов на ионизированный поток газа.A sign that is common to the known and claimed method is the control action of electromagnets on the ionized gas stream.
Причины, препятствующие получению требуемого результата в данном способе, заключаются в том, что для управления (выравнивания плотности) закрученным потоком воздуха перед воздухозаборником:The reasons that prevent obtaining the desired result in this method are that for controlling (equalizing the density) the swirling air flow in front of the air intake:
а) поток воздуха необходимо искусственно ионизировать за счет воздействия на него электрического разряда, образуемого введенными в поток электродами, тогда как в заявленном способе ионизация газового потока, истекающего из камеры сгорания, достигается за счет высокой температуры сгорания топлива (термической ионизации).a) the air stream must be artificially ionized due to the effect of an electric discharge formed by the electrodes introduced into the stream, while in the claimed method, the ionization of the gas stream flowing from the combustion chamber is achieved due to the high temperature of the fuel combustion (thermal ionization).
б) перемещение ионов газа в потоке происходит поперек оси движения потока от периферии к центру потока и не влияет на направление вектора тяги ГТД. Статья «Управление потоком ионизированного газа в дозвуковом входном устройстве ГТД (газотурбинного двигателя) с воздушным винтом», О.В. Драч, УДК 629.735.03.621.43.031.3 (045) http://www.nbuv.gov.ua/portal/natural/Vejpt/2007_6_4/EEJET_6_4_2007_13-16.pdf.b) the movement of gas ions in the flow occurs across the axis of the flow from the periphery to the center of the flow and does not affect the direction of the thrust vector of the gas turbine engine. The article "Control of the flow of ionized gas in a subsonic inlet device of a gas turbine engine (gas turbine engine) with a propeller", O.V. Drach, UDC 629.735.03.621.43.031.3 (045) http://www.nbuv.gov.ua/portal/natural/Vejpt/2007_6_4/EEJET_6_4_2007_13-16.pdf.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к заявленному изобретению является устройство управления пучком (потоком) электронов в кинескопе.The closest in technical essence and the achieved result to the claimed invention is a device for controlling an electron beam (flow) in a kinescope.
Признаком, являющимся общим для известного и заявленного устройства, является воздействие на поток заряженных частиц (электронов), вылетающих из электронной пушки, магнитного поля отклоняющей системы, состоящей из вертикальных и горизонтальных отклоняющих катушек, воздействующих на поток электронов магнитным полем и заставляющих поток электронов отклоняться в двух плоскостях (вверх-вниз и вправо-влево).A feature common to the known and claimed device is the effect on the flow of charged particles (electrons) emitted from the electron gun of the magnetic field of the deflecting system, consisting of vertical and horizontal deflecting coils, acting on the electron flow by a magnetic field and causing the electron flow to deviate in two planes (up-down and right-left).
К причинам, препятствующим получению указанного результата, относится то, что отклоняемый поток электронов в силу ничтожной массы потока не оказывает кинетического воздействия на элементы устройства.The reasons that impede the achievement of this result include the fact that the deflected electron flux, due to the negligible mass of the flux, does not exert a kinetic effect on the elements of the device.
Раскрытие изобретенияDisclosure of invention
Сущность заявляемого устройстваThe essence of the claimed device
Как известно, управление летательным аппаратом (ЛА) в полете по тангажу и рысканью осуществляется изменением направления вектора тяги относительно оси симметрии ЛА, проходящий через центр массы ЛА, или смещением центра массы ЛА относительно направления вектора тяги:As you know, control of an aircraft (LA) in flight by pitch and yaw is carried out by changing the direction of the thrust vector relative to the axis of symmetry of the aircraft passing through the center of mass of the aircraft, or by shifting the center of mass of the aircraft relative to the direction of the thrust vector:
- Управляющими малогабаритными реактивными двигателями- Driving small-sized jet engines
- Управляющими соплами- control nozzles
- Дефлекторами- baffles
- Газовыми рулями- gas rudders
- Аэродинамическими рулями- Aerodynamic rudders
- Отклонением головной части ЛА.- Deviation of the head of the aircraft.
Управление ЛА по крену производится устройством, создающим крутящий момент относительно продольной оси ЛА:Roll control of the aircraft is performed by a device that creates a torque relative to the longitudinal axis of the aircraft:
- При наличии одного центрального сопла - малогабаритными реактивными двигателями;- In the presence of one central nozzle - small-sized jet engines;
- При наличии двух и более сопел - отклонением подвижных частей сопел в противоположных направлениях.- In the presence of two or more nozzles, by the deviation of the movable parts of the nozzles in opposite directions.
Однако такие устройства сопряжены с увеличение массы ЛА и уменьшением надежности вследствие сложности конструкции:However, such devices are associated with an increase in the mass of the aircraft and a decrease in reliability due to the complexity of the design:
- Управляющих сопел;- control nozzles;
- Рулевого привода;- steering gear;
- Аккумуляторных батарей или других энергетических бортовых источников питания.- Rechargeable batteries or other on-board power sources.
Предлагаемое устройство управления вектором тяги позволяет значительно упростить конструкцию ЛА путем замены управляющих сопел стационарными, а также исключением рулевого привода, аккумуляторных батарей или дополнительных бортовых источников питания, тем самым значительно уменьшить вес и увеличить надежность ЛА.The proposed thrust vector control device can significantly simplify the design of the aircraft by replacing the control nozzles with stationary ones, as well as eliminating the steering drive, batteries or additional on-board power sources, thereby significantly reducing weight and increasing the reliability of the aircraft.
Истекающий из камеры сгорания поток газов при температуре от 3500°C в камере сгорания до 150°C на выходном срезе сопла является ионизированным до состояния плазмы за счет воздействия указанной температуры, т.е. состоящим из положительно заряженных ионов и электронов. При воздействии на ионизированный поток электромагнитами управления поток положительных ионов будет отклоняться в сторону отрицательного полюса магнита. При этом масса ионов в потоке на несколько порядков выше массы электронов. Вследствие этого направление вектора тяги определяется направлением потока ионов относительно оси сопла под воздействием на него электромагнитов управления.A gas stream flowing out of the combustion chamber at a temperature of from 3500 ° C in the combustion chamber to 150 ° C at the exit exit of the nozzle is ionized to a plasma state due to the influence of the indicated temperature, i.e. consisting of positively charged ions and electrons. When exposed to an ionized flux by control electromagnets, the flux of positive ions will deviate toward the negative pole of the magnet. In this case, the mass of ions in the flow is several orders of magnitude higher than the mass of electrons. As a result, the direction of the thrust vector is determined by the direction of the ion flow relative to the axis of the nozzle under the influence of control electromagnets on it.
Управление вектором тяги РД достигается отклонением относительно оси симметрии сопла истекающего из камеры сгорания потока плазмы вследствие изменения напряженности электромагнитного поля, которое создается электромагнитами управления.The control of the thrust vector of the taxiway is achieved by a deviation relative to the axis of symmetry of the nozzle of the plasma stream flowing out of the combustion chamber due to a change in the intensity of the electromagnetic field created by the control electromagnets.
Управление по тангажу осуществляется подачей командных сигналов системы управления на электромагниты управления (1) и (2) - положительного значения, а на электромагниты (3) и (4) - отрицательного значения. Вследствие этого истекающий поток будет отклоняться относительно оси симметрии ЛА в сторону сечения III. При этом нос (головная часть) ЛА уходит вниз.Pitch control is carried out by applying command signals of the control system to the control electromagnets (1) and (2) - a positive value, and to the electromagnets (3) and (4) - a negative value. As a result, the outflowing flow will deviate relative to the axis of symmetry of the aircraft in the direction of section III. In this case, the nose (head part) of the aircraft goes down.
Управление по рысканью осуществляется подачей командных сигналов системы управления на электромагниты управления (3) и (4) - положительного значения, а на электромагниты (7) и (8) - отрицательного значения. Вследствие этого истекающий поток будет отклоняться относительно оси симметрии ЛА в сторону сечения IV. При этом нос (головная часть) ЛА уходит влево.Yaw control is carried out by supplying command signals of the control system to the control electromagnets (3) and (4) - a positive value, and to the electromagnets (7) and (8) - a negative value. As a result, the outflowing flow will deviate relative to the axis of symmetry of the aircraft in the direction of section IV. In this case, the nose (head part) of the aircraft goes to the left.
Управление по крену осуществляется подачей командных сигналов системы управления на электромагниты управления, расположенные в плоскости симметрии I-III, (1) и (5) - положительного значения, а на электромагниты (2) и (6) - отрицательного значения. Аналогично управление производится с использованием электромагнитов (3), (4), (7), (8), расположенных в плоскости симметрии II-IV.The roll control is carried out by supplying command signals of the control system to the control electromagnets located in the symmetry plane I-III, (1) and (5) - of a positive value, and to the electromagnets (2) and (6) - of a negative value. Similarly, control is performed using electromagnets (3), (4), (7), (8) located in the plane of symmetry II-IV.
Вследствие этого истекающий поток будет закручиваться против часовой стрелки относительно продольной оси симметрии ЛА. При этом корпус ЛА также будет поворачиваться на определенный угол против часовой стрелки вокруг продольной оси симметрии ЛА.As a result, the outflowing stream will spin counterclockwise relative to the longitudinal axis of symmetry of the aircraft. In this case, the aircraft body will also rotate a certain angle counterclockwise around the longitudinal axis of symmetry of the aircraft.
Поворот корпуса по часовой стрелке производится сменой знака управляющего сигнала на электромагнитах.Turning the housing clockwise by changing the sign of the control signal on the electromagnets.
Вместе с этим, управлением ЛА по крену может производиться двумя малогабаритными двигателями, установленными в плоскости, например, II-IV. При этом отклонение потока плазмы относительно оси симметрии малогабаритных двигателей должно производиться в плоскости симметрии I-III, параллельной плоскости I-III ЛА в направлении сечения I при подаче командного сигнала системой управления на электромагниты управления, расположенные в сечении I малогабаритного двигателя отрицательного значения, а на управляющие электромагниты сечения III - положительного значения.At the same time, the roll control of the aircraft can be carried out by two small-sized engines installed in the plane, for example, II-IV. In this case, the deviation of the plasma flow relative to the axis of symmetry of small engines should be made in the plane of symmetry I-III, parallel to the plane I-III of the aircraft in the direction of section I when a command signal is sent by the control system to the control electromagnets located in section I of the small engine of a negative value, and on control electromagnets of section III - positive value.
Таким образом, управление вектором тяги двигателя достигается не наклоном оси подвижной части сопла относительно вектора движения потока истекающего газа, а отклонением массивной положительно заряженной части потока истекающего газа относительно оси сопла реактивного двигателя под воздействием магнитных полей управляющих электромагнитов, расположенных в плоскостях симметрии I-III и II-IV.Thus, the control of the thrust vector of the engine is achieved not by tilting the axis of the moving part of the nozzle relative to the flow vector of the outflowing gas, but by deflecting the massive positively charged part of the flow of the outgoing gas relative to the axis of the jet engine nozzle under the influence of magnetic fields of control electromagnets located in symmetry planes I-III II-IV.
Задачами заявляемого устройства управления вектором тяги реактивного двигателя летательного аппарата являются:The tasks of the claimed device for controlling the thrust vector of a jet engine of an aircraft are:
1. Упрощение конструкции сопел реактивного двигателя за счет замены управляющих (подвижных) сопел стационарными.1. Simplification of the nozzle design of the jet engine by replacing the control (movable) nozzles stationary.
2. Уменьшение веса реактивного двигателя.2. Reducing the weight of the jet engine.
Решение указанных задач достигается за счет исключения из конструкции сопла реактивного двигателя:The solution to these problems is achieved by eliminating from the design of the jet engine nozzle:
- электрогидравлических или электромеханических рулевых приводов, обеспечивающих отклонение подвижного сопла, и элементов их крепления;- electro-hydraulic or electromechanical steering gears, providing deflection of the movable nozzle, and their fastening elements;
- элементов подвески подвижной части сопла, герметизации и термоизоляции подвески;- suspension elements of the movable part of the nozzle, sealing and thermal insulation of the suspension;
- аккумуляторных батарей или других бортовых источников для рулевых приводов управляющих сопел ЛА.- rechargeable batteries or other on-board sources for steering drives of control nozzles of the aircraft.
Техническим результатом решения указанных задач является соответственно:The technical result of solving these problems is, respectively:
1. Повышение надежности работы реактивного двигателя летательного аппарата за счет исключения механических узлов из конструкции реактивного двигателя.1. Improving the reliability of the jet engine of the aircraft by eliminating mechanical components from the structure of the jet engine.
2. Увеличение дальности полета при равном количестве топлива за счет уменьшения веса конструкции реактивного двигателя.2. An increase in flight range with an equal amount of fuel by reducing the weight of the jet engine design.
Новизна технического решения заключается в том, что изменение направления вектора тяги РД происходит вследствие воздействия электромагнитами управления на истекающий из сопла поток продуктов сгорания топлива, представляющий собой ионизированный газ (плазму), за счет температуры горения топлива (термической ионизации). Температура продуктов сгорания находится в пределах от 3500°C градусов Цельсия в камере сгорания и до 1500°C градусов Цельсия на выходном срезе сопла. При этом масса потока положительных ионов на несколько порядков выше массы электронов.The novelty of the technical solution lies in the fact that a change in the direction of the thrust vector of the taxiway occurs due to the action of control electromagnets on the stream of fuel combustion products flowing out of the nozzle, which is an ionized gas (plasma), due to the combustion temperature of the fuel (thermal ionization). The temperature of the combustion products ranges from 3500 ° C degrees Celsius in the combustion chamber and up to 1500 ° C degrees Celsius at the exit section of the nozzle. In this case, the mass of the flow of positive ions is several orders of magnitude higher than the mass of electrons.
Перечень фигур чертежейList of drawings
Краткое описание чертежаBrief Description of the Drawing
Конструктивная схема устройства представлена на фиг.1 и фиг.2. На стационарном сопле (1) установлены парные электромагниты управления (2) в виде, например, продольных полос вдоль образующей закритической части на внешней поверхности раструба (3), в плоскостях симметрии I-III и II-IV.The structural diagram of the device shown in figure 1 and figure 2. Paired control electromagnets (2) are installed on the stationary nozzle (1) in the form, for example, of longitudinal strips along the generatrix of the supercritical part on the outer surface of the socket (3), in the planes of symmetry I-III and II-IV.
С целью получения электрического тока, необходимого для подачи на электромагниты управления вектором тяги сопла, по течению потока плазмы в его поперечном сечении, например в критическом сечении, установлен МГД-генератор (4). Электрический ток, вырабатываемый МГД-генератором, проходит через выпрямитель (5) и стабилизатор (6).In order to obtain the electric current necessary to supply the nozzle thrust vector to the control electromagnets, an MHD generator (4) is installed along the plasma stream in its cross section, for example, in a critical section. The electric current generated by the MHD generator passes through a rectifier (5) and a stabilizer (6).
При этом на парные электромагниты управления (2), установленные в плоскости симметрии I-III или II-IV, подается электрический ток противоположных знаков по командным сигналам системы управления летательным аппаратом.In this case, the paired control electromagnets (2), installed in the plane of symmetry I-III or II-IV, are supplied with electric current of opposite signs by command signals from the aircraft control system.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012151111/06A RU2527798C2 (en) | 2012-11-28 | 2012-11-28 | Jet engine thrust vector control device |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012151111/06A RU2527798C2 (en) | 2012-11-28 | 2012-11-28 | Jet engine thrust vector control device |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012151111A RU2012151111A (en) | 2014-06-20 |
| RU2527798C2 true RU2527798C2 (en) | 2014-09-10 |
Family
ID=51213324
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012151111/06A RU2527798C2 (en) | 2012-11-28 | 2012-11-28 | Jet engine thrust vector control device |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2527798C2 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2657400C1 (en) * | 2017-07-10 | 2018-06-13 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid rocket engine with a nozzle of carbon-carbon composite material (cccm) |
| RU2711005C1 (en) * | 2018-11-21 | 2020-01-14 | Андрей Андреевич Бычков | Electric jet engine |
| RU2711848C2 (en) * | 2015-06-23 | 2020-01-22 | Сафран Хеликоптер Энджинз | Propeller adjustment device with variable pitch angle of turboprop engine blades |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105043607B (en) * | 2015-07-13 | 2017-06-23 | 大连理工大学 | A kind of dual force source high thrust device for measuring vector quantity |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2782884A1 (en) * | 1998-08-25 | 2000-03-03 | Snecma | CLOSED ELECTRON DERIVATIVE PLASMA PROPELLER SUITABLE FOR HIGH THERMAL LOADS |
| RU2196396C2 (en) * | 2000-10-23 | 2003-01-10 | Петросов Валерий Александрович | Method and device for regulating thrust vector of electric rocket engine |
| RU2300007C1 (en) * | 2006-01-25 | 2007-05-27 | Игорь Константинович Тимошенко | Vortex rocket motor |
| RU2504683C1 (en) * | 2012-06-22 | 2014-01-20 | Михаил Никитович Алексенко | Method of control over aircraft jet thrust vector |
-
2012
- 2012-11-28 RU RU2012151111/06A patent/RU2527798C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2782884A1 (en) * | 1998-08-25 | 2000-03-03 | Snecma | CLOSED ELECTRON DERIVATIVE PLASMA PROPELLER SUITABLE FOR HIGH THERMAL LOADS |
| RU2196396C2 (en) * | 2000-10-23 | 2003-01-10 | Петросов Валерий Александрович | Method and device for regulating thrust vector of electric rocket engine |
| RU2300007C1 (en) * | 2006-01-25 | 2007-05-27 | Игорь Константинович Тимошенко | Vortex rocket motor |
| RU2504683C1 (en) * | 2012-06-22 | 2014-01-20 | Михаил Никитович Алексенко | Method of control over aircraft jet thrust vector |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2711848C2 (en) * | 2015-06-23 | 2020-01-22 | Сафран Хеликоптер Энджинз | Propeller adjustment device with variable pitch angle of turboprop engine blades |
| RU2657400C1 (en) * | 2017-07-10 | 2018-06-13 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid rocket engine with a nozzle of carbon-carbon composite material (cccm) |
| RU2711005C1 (en) * | 2018-11-21 | 2020-01-14 | Андрей Андреевич Бычков | Electric jet engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2012151111A (en) | 2014-06-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2527798C2 (en) | Jet engine thrust vector control device | |
| US8112982B2 (en) | Charged particle thrust engine | |
| JP6010132B2 (en) | Hall effect thruster | |
| US6996972B2 (en) | Method of ionizing a liquid propellant and an electric thruster implementing such a method | |
| US5291734A (en) | Primary force ring for magnetohydrodynamic propulsion system | |
| EP2613050B1 (en) | Plasma actuating propulsion system for aerial vehicles and propulsion method thereof | |
| CN103953517B (en) | Hall thruster improves device | |
| JP2018523449A (en) | Charge separation mechanism | |
| CN111140447A (en) | Vector magnetic nozzle for electric propulsion comprising a bypass electromagnetic coil | |
| CN102777342B (en) | Vector magnetic nozzle used for electric propulsion | |
| CN107645822A (en) | A kind of air intake duct shock wave control device and method based on the electric discharge of surface magnetic control arc | |
| Kai et al. | Experimental study on plasma jet deflection and energy extraction with MHD control | |
| EP3872341A1 (en) | Adjustable intake-collector for the optimum propulsion efficiency of an air-breathing electric thruster | |
| RU2504683C1 (en) | Method of control over aircraft jet thrust vector | |
| Karimov et al. | Acceleration of macroscopic clusters in crossed magnetic fields | |
| RU2323137C1 (en) | Method and device for control of flow in nozzle of flying vehicle jet engine | |
| US3505550A (en) | Plasma energy system and method | |
| US8205428B2 (en) | Capacitive stator | |
| Bardakov et al. | Plasma-optical mass separation of isotopes in the magnetic field of linear current | |
| Yang et al. | Integrated guidance and control of agile missiles using the finite-sdre approach | |
| RU2612312C1 (en) | Artificial satellite | |
| Sheikin | Local MHD effects on supersonic flows | |
| CN113217228B (en) | Magnetic control type thrust vector control device for solid rocket engine | |
| RU2711005C1 (en) | Electric jet engine | |
| RU2724375C1 (en) | Ionic rocket engine and method of its operation |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20151129 |