RU2704521C1 - Fuel supply unit to decomposition chamber of single-component liquid rocket engine of low thrust - Google Patents
Fuel supply unit to decomposition chamber of single-component liquid rocket engine of low thrust Download PDFInfo
- Publication number
- RU2704521C1 RU2704521C1 RU2019105743A RU2019105743A RU2704521C1 RU 2704521 C1 RU2704521 C1 RU 2704521C1 RU 2019105743 A RU2019105743 A RU 2019105743A RU 2019105743 A RU2019105743 A RU 2019105743A RU 2704521 C1 RU2704521 C1 RU 2704521C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- capillary tube
- decomposition chamber
- engine
- tube
- control valve
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании однокомпонентных жидкостных ракетных двигателей, входящих в состав двигательных установок малой тяги спутников для решения задач орбитального маневрирования.The invention relates to space technology and can be used to create single-component liquid rocket engines that are part of the satellite thrust propulsion systems for solving orbital maneuvering problems.
Одной из проблем, присущих однокомпонентным жидкостным двигателям с относительно малыми тягами, имеющими в своем составе осевую капиллярную трубку подачи топлива от управляющего клапана в камеру разложения, особенно при работе двигателя в импульсных режимах работы, является обеспечение тепловой устойчивости в функционировании капиллярной трубки из-за частичного или полного вскипание жидкого топлива в капиллярной трубке вследствие превышения поступающего теплового потока со стороны камеры разложения на капиллярную трубку над отводящим тепловым потоком по капиллярной трубке в сторону управляющего клапана (с учетом впрыскиваемого топлива). Образование паровой пробки от перегрева капиллярной трубки ведет к возрастанию гидравлического сопротивления по длине капиллярной трубки, соответствующем снижении расхода топлива и характеристик двигателя в целом. Снижение расхода топлива, в этом случае, дополнительно увеличивает поступающий тепловой поток по капиллярной трубке от камеры в сторону клапана двигателя, что ведет к дальнейшему перегреву капиллярной трубки и, соответственно, к нарушению работоспособности двигателя в целом. Наблюдается эффект «теплового запирания» узла подачи топлива в камеру разложения двигателя.One of the problems inherent in single-component liquid engines with relatively small thrusts, incorporating an axial capillary tube for supplying fuel from the control valve to the decomposition chamber, especially when the engine is operating in pulsed operation modes, is to ensure thermal stability in the functioning of the capillary tube due to partial or complete boiling of liquid fuel in the capillary tube due to excess of the incoming heat flux from the decomposition chamber on the capillary tube above the outlet shear heat flow through the capillary tube towards the control valve (taking into account the injected fuel). The formation of a steam plug from overheating of the capillary tube leads to an increase in hydraulic resistance along the length of the capillary tube, corresponding to a decrease in fuel consumption and engine performance in general. Reducing fuel consumption, in this case, additionally increases the incoming heat flux through the capillary tube from the chamber toward the engine valve, which leads to further overheating of the capillary tube and, accordingly, to a malfunction of the engine as a whole. The effect of “thermal locking” of the fuel supply unit to the engine decomposition chamber is observed.
Известен электротермический газовый тяговый блок, включающий узел подачи топлива в камеру разложения, состоящий из управляющего клапана и капиллярной трубки, входной конец которой соединен с управляющим клапаном, а выходной конец закреплен в заглушке удлинительной трубки, камеру разложения и сопло. Удлинительная трубка соединена с диафрагмой со спицами для обеспечения отвода тепла от камеры разложения на опорный цилиндр двигателя и далее на управляющий клапан. Камера разложения с соплом и удлинительной трубкой закрыты теплоизолирующим материалом (Патент Великобритании GB № 2095336, МПК F02K 9/42, 1981 г.).Known electrothermal gas traction unit, comprising a node for supplying fuel to the decomposition chamber, consisting of a control valve and a capillary tube, the input end of which is connected to the control valve, and the output end is fixed in the plug of the extension tube, the decomposition chamber and the nozzle. An extension tube is connected to the diaphragm with spokes to ensure heat removal from the decomposition chamber to the engine support cylinder and then to the control valve. The decomposition chamber with the nozzle and extension tube is closed with a heat insulating material (GB Patent GB No. 2095336, IPC F02K 9/42, 1981).
Известному двигателю присущи следующие недостатки:The known engine has the following disadvantages:
- капиллярная трубка через заглушку введена в камеру разложения через относительно короткую по сравнению с длинами камеры разложения и самой капиллярной трубкой удлинительную трубку. Так как удлинительная трубка расположена под теплоизолирующим материалом камеры разложения со стороны ее выходной торцевой поверхности - это приводит к относительно высоким температурам в месте паяного соединения выходной части капиллярной трубки в заглушке. Для парирования перегрева выходной части капиллярной трубки и исключения частичного или полного вскипания жидкого топлива в капиллярной трубке отвод существенного теплового потока с удлинительной трубки (в итоге - с камеры разложения) на опорный цилиндр двигателя осуществляется за счет диафрагмы со спицами, вероятно, с относительно низким тепловым сопротивлением. Таким образом температура в месте крепления капиллярной трубки в заглушке понижается с (600-900)°С до около 300°С, что ведет к неэффективному использованию тепла камеры, выделившегося от разложения топлива, и, соответственно, к ухудшению характеристик двигателя в целом;- the capillary tube through the plug is introduced into the decomposition chamber through a relatively short extension tube compared to the lengths of the decomposition chamber and the capillary tube itself. Since the extension tube is located under the heat-insulating material of the decomposition chamber from the side of its outlet end surface, this leads to relatively high temperatures at the soldered joint of the outlet part of the capillary tube in the plug. To parry the overheating of the output part of the capillary tube and to exclude partial or complete boiling of liquid fuel in the capillary tube, a significant heat flow is removed from the extension tube (as a result, from the decomposition chamber) to the engine support cylinder due to a diaphragm with spokes, probably with a relatively low thermal resistance. Thus, the temperature at the attachment point of the capillary tube in the plug decreases from (600-900) ° C to about 300 ° C, which leads to inefficient use of the heat of the chamber released from the decomposition of the fuel, and, accordingly, to the deterioration of the characteristics of the engine as a whole;
- существенно возрастают риски обеспечения работоспособности двигателя при работе двигателя с относительно малыми расходами топлива (тягами) и, тем более, в импульсных режимах работы, из-за вероятного перегрева выходной части капиллярной трубку и последующего появления эффекта «теплового запирания» в работе двигателя.- the risks of ensuring the engine’s operability when the engine is running with relatively low fuel consumption (traction) and, especially, in pulsed operation modes increase significantly, due to the likely overheating of the output part of the capillary tube and the subsequent occurrence of the “thermal blocking” effect in engine operation.
Известен двигатель для космического аппарата, работающий на гидразине, принятый за прототип, включающий узел подачи топлива в камеру разложения, содержащий управляющий клапан, опорную трубку, герметично соединяющую клапан и камеру разложения, и капиллярную трубку, по которой осуществляется подача топлива в камеру разложения. Капиллярная трубка соосно размещена в опорной трубке, причем ее входной конец закреплен на выходе управляющего клапана, а выходной конец находится на уровне или во входной части камеры разложения (Патент Великобритании GB № 1470664, МПК F02K 9/02, 1973 г.).A known hydrazine-powered engine for a spacecraft adopted for the prototype, comprising a fuel supply unit to the decomposition chamber, comprising a control valve, a support tube tightly connecting the valve and the decomposition chamber, and a capillary tube through which fuel is supplied to the decomposition chamber. The capillary tube is coaxially placed in the support tube, and its inlet end is fixed to the outlet of the control valve, and the outlet end is at the level or in the inlet of the decomposition chamber (GB Patent GB No. 1470664, IPC F02K 9/02, 1973).
Известному двигателю присущи следующие недостатки:The known engine has the following disadvantages:
- выходная часть капиллярной трубки находится на уровне или даже во входной части камеры разложения, где допускается либо контакт между капиллярной трубкой, изготовленной из материала, стойкого к азотированию в среде гидразина или его продуктов разложения, и опорной трубкой или камерой разложения, либо в этой зоне могут быть расположены элементы дополнительной механической опоры капиллярной трубкой на опорную трубку, если материал капиллярной трубки менее стоек к процессу азотирования. В этих случаях на выходной конец капиллярной трубки воздействуют большие тепловые потоки в сторону управляющего клапана как со стороны камеры разложения, так и по опорной трубке. При работе двигателя, особенно в импульсных режимах, такая накачка тепла в паузах между включениями двигателя в выходную часть капиллярной трубки возрастет настолько, что после очередной подачи топлива оно частично или полностью вскипит, образуя паровую пробку из вскипевшего гидразина в капиллярной трубке. Следствием этого будет существенное возрастания перепада давления на капиллярной трубке, снижение расхода и, как следствие, существенное ухудшение характеристик двигателя или даже его отказ. Возникнет явление «теплового запирания» узла подачи топлива в работе двигателя;- the output part of the capillary tube is at or even in the input part of the decomposition chamber, where either contact between the capillary tube made of a material resistant to nitriding in the medium of hydrazine or its decomposition products and the supporting tube or decomposition chamber is allowed, or in this zone elements of additional mechanical support of the capillary tube to the support tube may be located if the material of the capillary tube is less resistant to the nitriding process. In these cases, large heat fluxes act on the outlet end of the capillary tube towards the control valve both from the side of the decomposition chamber and along the support tube. When the engine is operating, especially in pulsed modes, such a heat pump in the pauses between engine starts in the output part of the capillary tube will increase so much that after the next supply of fuel it will partially or completely boil, forming a vapor plug from boiled hydrazine in the capillary tube. The consequence of this will be a significant increase in the pressure drop across the capillary tube, a decrease in flow rate and, as a consequence, a significant deterioration in engine performance or even its failure. There will be a phenomenon of "thermal locking" of the fuel supply unit in the engine;
- существенно возрастают риски обеспечения работоспособности двигателя при работе двигателя с относительно малыми расходами топлива (тягами) и, тем более, в импульсных режимах работы, из-за вероятного перегрева выходной части капиллярной трубки и последующего появления эффекта «теплового запирания» в работе двигателя.- the risks of ensuring the engine’s operability when the engine is running at relatively low fuel consumption (traction) and, especially, in pulsed operation modes increase significantly, due to the likely overheating of the output part of the capillary tube and the subsequent occurrence of the “thermal blocking” effect in engine operation.
При создании изобретения решалась задача исключения эффекта «теплового запирания» в узле подачи топлива при функционировании двигателя с относительно малым расходом топлива и особенно в импульсных режимах работы, и, как следствие, обеспечения стабильности импульсов тяги, а также исключения критических по амплитуде забросов давления при включении двигателя.When creating the invention, the problem was solved of eliminating the effect of "thermal locking" in the fuel supply unit during operation of the engine with a relatively low fuel consumption and especially in pulsed operation modes, and, as a result, ensuring the stability of the thrust pulses, as well as eliminating pressure-critical overshoots when turned on engine.
Поставленная задача решена за счет того, что в известном узле подачи топлива в камеру разложения однокомпонентного жидкостного ракетного двигателя малой тяги, содержащего управляющий клапан, опорную трубку, герметично соединяющую управляющий клапан и камеру разложения, и соосно размещенную внутри опорной трубки капиллярную трубку, согласно изобретению капиллярная трубка закреплена консольно на выходе из управляющего клапана, расстояние от выходной торцевой поверхности капиллярной трубки до торцевой поверхности камеры разложения составляет (0,7-0,8) от длины опорной трубки от выходной части управляющего клапана до торцевой поверхности камеры разложения, а между капиллярной и опорной трубками с зазором установлен ограничитель радиального смещения.The problem is solved due to the fact that in the known site for supplying fuel to the decomposition chamber of a single-component liquid propulsion thruster, comprising a control valve, a support tube, hermetically connecting the control valve and the decomposition chamber, and a capillary tube coaxially placed inside the support tube, according to the invention the tube is fixed cantilever at the outlet of the control valve, the distance from the output end surface of the capillary tube to the end surface of the decomposition chamber with stavlyaet (0.7-0.8) of the length of the support tube on the output side of the control valve to the end surface of the expansion chamber and between the capillary tubes and the support with a clearance limiter set radial displacement.
Также поставленная задача решена за счет того, ограничитель радиального смещения выполнен в виде цилиндрической спирали из металлической проволоки с высоким тепловым сопротивлением, концы которой закреплены на капиллярной трубке, причем отношение расстояния от крайнего витка спирали проволоки, закрепленного на выходе капиллярной трубки, до входа в катализатор камеры разложения к длине спирали составляет не более 1,8.Also, the problem is solved due to the fact that the radial displacement limiter is made in the form of a cylindrical spiral of metal wire with high thermal resistance, the ends of which are fixed to the capillary tube, and the ratio of the distance from the extreme turn of the spiral wire fixed at the exit of the capillary tube to the entrance to the catalyst decomposition chamber to the length of the spiral is not more than 1.8.
Консольное закрепление капиллярной трубки на выходе из управляющего клапана на определенном расстоянии от ее выходной торцевой поверхности до камеры разложения позволяет обеспечить «разрыв» струи топлива от камеры разложения и исключить, таким образом, закипание топлива в капиллярной трубке и, соответственно, исключить возможность появления «теплового запирания» узла подачи топлива, ведущее к нарушению работоспособности двигателя.The cantilever fastening of the capillary tube at the outlet of the control valve at a certain distance from its outlet end surface to the decomposition chamber makes it possible to “break” the fuel jet from the decomposition chamber and, thus, eliminate fuel boiling in the capillary tube and, accordingly, eliminate the possibility of the appearance of a “thermal locking "fuel supply unit, leading to disruption of the engine.
Установка с зазором между опорной и капиллярной трубками ограничителя радиального смещения в виде спирали из металлической проволоки позволяет обеспечить соосность капиллярной и опорной трубок при механических и тепловых воздействиях, а также в процессе функционирования двигателя и, соответственно, исключить попадание впрыскиваемой струи топлива на внутреннюю стенку опорной трубки и, тем самым, исключить критические по амплитуде забросы давления при включении двигателя. При этом, при установке ограничителя радиального смещения обеспечивается тепловой поток от опорной трубки на капиллярную трубку не выше допускаемого во всех режимах функционирования двигателя.Installation with a gap between the support and capillary tubes of a radial displacement limiter in the form of a spiral of metal wire allows coaxiality of the capillary and support tubes under mechanical and thermal influences, as well as during the operation of the engine and, accordingly, to prevent the injection of fuel jet from entering the internal wall of the support tube and, thereby, eliminate pressure-critical pressure overshoots when the engine is turned on. Moreover, when the radial displacement limiter is installed, the heat flow from the support tube to the capillary tube is not higher than that allowed in all modes of engine operation.
Изобретение иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1 показан общий вид узла подачи топлива в камеру разложения однокомпонентного жидкостного ракетного двигателя малой тяги; на фиг. 2 - крайний (худший) случай допускаемого несоосного положения капиллярной трубки с ограничителем радиального смещения.The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a general view of a fuel supply unit to a decomposition chamber of a single-component liquid propulsion thruster; in FIG. 2 - extreme (worst) case of the permissible misaligned position of the capillary tube with a radial displacement limiter.
Узел подачи топлива в камеру разложения однокомпонентного жидкостного ракетного двигателя малой тяги содержит управляющий клапан 1, опорную трубку 2, герметично соединяющую клапан 1 с камерой разложения 3 с размещенным внутри нее катализатором 4, капиллярную трубку 5 и ограничитель радиального смещения 6 капиллярной трубки 5. Капиллярная трубка 5 соосно размещена внутри опорной трубки 2 и консольно закреплена на выходе управляющего клапана 1 посредством втулки 7. Расстояние «l1» от выходной торцевой поверхности капиллярной трубки 5 до камеры разложения 3 подбирается из условия обеспечения работоспособности двигателя с относительно малыми тягами в эксплуатационных условиях его применения и на всех возможных режимах работы двигателя и составляет (0,7-0,8) от длины «L» опорной трубки 2 от выходной части управляющего клапана 1 до торцевой поверхности камеры разложения 3. Ограничитель радиального смещения 6 установлен с зазором между капиллярной 5 и опорной 2 трубками, обеспечивая их достаточную соосность, и выполнен в виде цилиндрической спирали из металлической проволоки, концы которой закреплены на капиллярной трубке 5 посредством сварки. Материал проволоки должен обладать относительно высоким тепловым сопротивлением для снижения теплопередачи от опорной трубки 2 на капиллярную трубку 5. Соотношения между размерами элементов узла подачи топлива, обеспечивающие гарантированное попадание струи топлива на катализатор камеры разложения, т.е. без попадания на опорную трубку, определяются упрощенными выражениями:The unit for supplying fuel to the decomposition chamber of a one-component liquid propellant small thrust engine comprises a
где D - диаметр (внутренний) опорной трубки;where D is the diameter (inner) of the support tube;
d1 - диаметр проволоки спирали;d 1 is the diameter of the wire of the spiral;
d2 - диаметр (наружный) капиллярной трубки;d 2 - diameter (outer) of the capillary tube;
d3 - диаметр (внутренний) капиллярной трубки;d 3 is the diameter (inner) of the capillary tube;
δ - минимально допускаемый зазор между спиралью и внутренним диаметром опорной трубки по обеспечению необходимой соосности капиллярной трубки внутри опорной трубки при допустимом тепловом потоке на капиллярную трубку со стороны опорной трубки;δ is the minimum allowable gap between the spiral and the inner diameter of the support tube to ensure the necessary alignment of the capillary tube inside the support tube with an allowable heat flow to the capillary tube from the side of the support tube;
l2 - длина спирали;l 2 - the length of the spiral;
l3 - расстояние от крайнего витка спирали проволоки на выходе капиллярной трубки до входа в катализатор камеры разложения.l 3 is the distance from the extreme turn of the wire spiral at the exit of the capillary tube to the entrance to the decomposition chamber catalyst.
Работа узла подачи топлива в двигатель осуществляется следующим образом. При необходимости, камера разложения 3 предварительно разогревается электронагревателем (на чертеже не показан), установленным на ее корпусе, до температуры надежного запуска двигателя. В момент запуска, при открытии управляющего клапана 1 жидкое топливо поступает в капиллярную трубку 5. На выходе из капиллярной трубки 5 поток топлива формируется в струю, которая пролетает внутри опорной трубки 2, не касаясь ее, и попадает непосредственно на входную поверхность катализатора 4 в камере разложения 3. При контакте впрыскиваемой струи топлива с катализатором 4 топливо начинает разлагаться с выделением большого количества теплоты в камере разложения 3. После выключения двигателя (при закрытии управляющего клапана 1) большая часть тепла от камеры разложения 3 кондуктивно поступает по опорной трубке 2 в сторону управляющего клапана 1. В случае отклонения капиллярной трубки 5 от оси в пределах допускаемого определенного диаметрального зазора между спиралью ограничителя 6 и внутренней стенкой опорной трубки 2 (см. фиг. 2) крайние витки спирали могут касаться внутренней стенки опорной трубки 2, при этом выходящая из капиллярной трубки 5 струя топлива гарантированно попадает на катализатор 4 в камере разложения 3. При радиальном смещении по какой-либо причине консольно закрепленной капиллярной трубки 5 с закрепленной на ней спиралью, выполненной с относительно большим шагом, касание витков спирали с внутренней поверхностью опорной трубки 2 будет либо в одной, либо максимум в двух точках крайних витков спирали. Причем это касание внутренней поверхности опорной трубки с витком спирали меньшего диаметра будет иметь минимально возможную площадь, практически на уровне точечного контакта. Тем самым, введение ограничителя радиального смещения в виде спирали, практически не увеличивает тепловой поток на капиллярную трубку 5 со стороны опорной трубки 2.The operation of the fuel supply unit to the engine is as follows. If necessary, the
Экспериментальная отработка однокомпонентного жидкостного ракетного двигателя малой тяги с заявляемым узлом подачи топлива в камеру разложения показала высокую работоспособность с обеспечением стабильности импульсов тяги в импульсных режимах функционирования, в том числе при относительно малых тягах и без критических по амплитуде забросов давления при включениях двигателя.The experimental development of a single-component liquid propellant small thrust rocket engine with the inventive fuel supply unit to the decomposition chamber has shown high efficiency with ensuring stability of thrust pulses in pulsed operation modes, including at relatively low thrusts and without amplitude-critical pressure overshoots when the engine is turned on.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019105743A RU2704521C1 (en) | 2019-02-28 | 2019-02-28 | Fuel supply unit to decomposition chamber of single-component liquid rocket engine of low thrust |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019105743A RU2704521C1 (en) | 2019-02-28 | 2019-02-28 | Fuel supply unit to decomposition chamber of single-component liquid rocket engine of low thrust |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2704521C1 true RU2704521C1 (en) | 2019-10-29 |
Family
ID=68500593
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019105743A RU2704521C1 (en) | 2019-02-28 | 2019-02-28 | Fuel supply unit to decomposition chamber of single-component liquid rocket engine of low thrust |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2704521C1 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1470664A (en) * | 1974-08-02 | 1977-04-21 | Secr Defence | Spacecraft thruster devices |
| EP0601305A1 (en) * | 1992-12-05 | 1994-06-15 | Daimler-Benz Aerospace Aktiengesellschaft | Rocket based on catalytic and for thermal decomposition |
| RU2163685C2 (en) * | 1999-04-27 | 2001-02-27 | Опытное конструкторское бюро "Факел" | Method of organization of working process of liquid-propellant rocket engine and liquid- propellant rocket engine for realization of this method |
| RU2186237C2 (en) * | 2000-05-15 | 2002-07-27 | Конструкторское бюро "Полет" ГУДП ГП Производственное объединение "Полет" | Method of and electrothermal microengine for creating reactive thrust |
-
2019
- 2019-02-28 RU RU2019105743A patent/RU2704521C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1470664A (en) * | 1974-08-02 | 1977-04-21 | Secr Defence | Spacecraft thruster devices |
| EP0601305A1 (en) * | 1992-12-05 | 1994-06-15 | Daimler-Benz Aerospace Aktiengesellschaft | Rocket based on catalytic and for thermal decomposition |
| RU2163685C2 (en) * | 1999-04-27 | 2001-02-27 | Опытное конструкторское бюро "Факел" | Method of organization of working process of liquid-propellant rocket engine and liquid- propellant rocket engine for realization of this method |
| RU2186237C2 (en) * | 2000-05-15 | 2002-07-27 | Конструкторское бюро "Полет" ГУДП ГП Производственное объединение "Полет" | Method of and electrothermal microengine for creating reactive thrust |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9487310B2 (en) | Spacecraft fitted with a de-orbiting device comprising a detonation engine | |
| US11952965B2 (en) | Rocket engine's thrust chamber assembly | |
| US2711630A (en) | Rockets | |
| EP3004031B1 (en) | Dual mode chemical rocket engine, and dual mode propulsion system comprising the rocket engine | |
| US9932934B2 (en) | Reactor for ammonium dinitramide-based liquid mono-propellants, and thruster including the reactor | |
| RU2704521C1 (en) | Fuel supply unit to decomposition chamber of single-component liquid rocket engine of low thrust | |
| EP3283749A1 (en) | Liquid propellant chemical rocket engine reactor thermal management system | |
| RU2218473C2 (en) | Chamber of rocket engine | |
| EP3295012B1 (en) | Rocket engine ignition system | |
| US3147592A (en) | Hydrazine gas generator | |
| US3295323A (en) | Means for vaporizing liquid propellants | |
| RU2154748C2 (en) | Monopropellant thruster | |
| ES2809722T3 (en) | Ignition device as well as ignition procedure | |
| US3302403A (en) | Method and apparatus for injecting a liquid propellant in hybrid rocket motors | |
| US20160237951A1 (en) | Device and a method for feeding a rocket engine propulsion chamber | |
| KR102300963B1 (en) | Propulsion device of liquid propellant rocket engine | |
| US5711257A (en) | Sleeved boiler-reactor | |
| RU2638420C1 (en) | Combustion chamber of liquid-propellant engine (lpe) without generator | |
| RU2705982C1 (en) | Low-thrust single-component liquid-propellant rocket engine | |
| RU2731463C1 (en) | Method of controlling mass flow rate of fuel in one-component liquid rocket engine of extremely low thrust | |
| US3753423A (en) | Chemical reactor boiler assembly | |
| RU2209334C1 (en) | Liquid-propellend thruster | |
| RU2799267C1 (en) | Wall of liquid propellant system chamber | |
| Scharlemann et al. | Test of a turbo-pump fed miniature rocket engine | |
| RU2451202C1 (en) | Method of augmenting liquid-propellant rocket engine thrust and liquid-propellant rocket engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20210506 |