ES2268291T3 - Motor de cohete. - Google Patents
Motor de cohete. Download PDFInfo
- Publication number
- ES2268291T3 ES2268291T3 ES03290449T ES03290449T ES2268291T3 ES 2268291 T3 ES2268291 T3 ES 2268291T3 ES 03290449 T ES03290449 T ES 03290449T ES 03290449 T ES03290449 T ES 03290449T ES 2268291 T3 ES2268291 T3 ES 2268291T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- nozzle
- layer
- fuel
- rocket engine
- monolithic piece
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 58
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 49
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 44
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims abstract description 14
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims description 13
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 claims description 10
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 6
- 239000000463 material Substances 0.000 description 7
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 7
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 6
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 6
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 5
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 4
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 3
- 238000005470 impregnation Methods 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N silicon carbide Chemical compound [Si+]#[C-] HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 229910010271 silicon carbide Inorganic materials 0.000 description 3
- MPDDTAJMJCESGV-CTUHWIOQSA-M (3r,5r)-7-[2-(4-fluorophenyl)-5-[methyl-[(1r)-1-phenylethyl]carbamoyl]-4-propan-2-ylpyrazol-3-yl]-3,5-dihydroxyheptanoate Chemical compound C1([C@@H](C)N(C)C(=O)C2=NN(C(CC[C@@H](O)C[C@@H](O)CC([O-])=O)=C2C(C)C)C=2C=CC(F)=CC=2)=CC=CC=C1 MPDDTAJMJCESGV-CTUHWIOQSA-M 0.000 description 2
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 2
- 239000003546 flue gas Substances 0.000 description 2
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 2
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 2
- 125000004435 hydrogen atom Chemical class [H]* 0.000 description 2
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 2
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000000197 pyrolysis Methods 0.000 description 2
- 238000009958 sewing Methods 0.000 description 2
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 2
- LFQSCWFLJHTTHZ-UHFFFAOYSA-N Ethanol Chemical compound CCO LFQSCWFLJHTTHZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229920006328 Styrofoam Polymers 0.000 description 1
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 229940125898 compound 5 Drugs 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 239000012809 cooling fluid Substances 0.000 description 1
- 238000000280 densification Methods 0.000 description 1
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 1
- 239000006261 foam material Substances 0.000 description 1
- 239000002737 fuel gas Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 description 1
- 239000003507 refrigerant Substances 0.000 description 1
- 229910052710 silicon Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000008261 styrofoam Substances 0.000 description 1
- 238000009941 weaving Methods 0.000 description 1
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
- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
- F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements
-
- 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
- F02K9/44—Feeding propellants
- F02K9/52—Injectors
-
- 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
- F02K9/97—Rocket nozzles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
- F05D2240/128—Nozzles
- F05D2240/1281—Plug nozzles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Nozzles (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
- Toys (AREA)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
- Porous Artificial Stone Or Porous Ceramic Products (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Organic Low-Molecular-Weight Compounds And Preparation Thereof (AREA)
Abstract
Motor de cohete (I, II) que comporta una cámara de combustión (1, 60) en cuyo centro (C) se realiza la combustión de un combustible y de un comburente y que está conectada, por un cuello (3, 72), a una tobera divergente (2, 61) a través de la cual se escapan los gases resultantes de dicha combustión, estando dicho centro (C) alimentado con comburente por su extremo (5A) opuesto a dicho cuello y estando rodeado por una capa porosa de material compuesto termoestructural (5, 42, 66, 68) que recibe combustible en su lado externo opuesto a dicho centro, siendo una parte de este combustible introducida en dicho centro a través de la capa porosa, caracterizado porque dicha parte del combustible introducida en dicho centro (C) a través de dicha capa porosa (5, 42, 66, 68) constituye la alimentación de combustible de dicho motor y porque la parte de dicho combustible que no atraviesa dicha capa porosa está dirigida hacia dicho cuello (3, 72) para enfriarlo.
Description
Motor de cohete.
La presente invención se refiere a un motor de
cohete que comporta una cámara de combustión en la cual se realiza
la combustión de un combustible fluido (líquido o gaseoso), por
ejemplo hidrógeno, y de un comburente fluido (líquido o gaseoso),
por ejemplo oxígeno, estando dicha cámara de combustión conectada a
una tobera divergente a través de la cual se escapan los gases
resultantes de la combustión.
En los motores de cohetes conocidos de este
tipo, a causa de las temperaturas muy elevadas (del orden de 3300ºC)
alcanzadas en dicha cámara de combustión, la estructura de las
paredes es particularmente compleja con unas redes de canales para
la circulación de un fluido refrigerante, que por otra parte puede
ser el propio combustible. Se describen ejemplos de paredes
conocidas, por ejemplo en las patentes
FR-A-2 773 850,
FR-A-2 774 432,
FR-A-2 791 589. Además, la
estructura de dichas paredes no es uniforme, sino que por el
contrario varía a lo largo del eje del motor, en función de la
temperatura reinante en el mismo. Finalmente y en particular por el
hecho de que se utiliza el combustible como fluido refrigerante y
puede circular en los dos sentidos opuestos, necesitan estos motores
conocidos unos colectores complejos de alimentación de
combustible.
La presente invención tiene por objeto remediar
estos inconvenientes permitiendo la realización de un motor de
cohete simple, sin colector complejo y que comporta un número de
piezas muy limitado.
Con este fin, según la invención, el motor del
cohete comporta una cámara de combustión en cuyo centro se realiza
la combustión de un combustible y de un comburente y que está
conectada por un cuello, a una tobera divergente a través de la
cual se escapan los gases resultantes de dicha combustión, estando
dicho centro alimentado con comburente por su extremo opuesto a
dicho cuello y estando rodeado por una capa porosa de material
compuesto termoestructural que recibe el combustible por su lado
externo opuesto a dicho centro, siendo una parte de este combustible
introducida en dicho centro a través de dicha capa porosa, es
notable porque dicha parte del combustible introducida en dicho
centro a través de dicha capa porosa constituye la alimentación con
combustible de dicho motor y porque la parte de dicho combustible
que no atraviesa dicha capa porosa es dirigida hacia dicho cuello
para enfriarlo.
Así, gracias a la presente invención, se obtiene
un motor de cohete simple, de masa reducida, pudiendo comportar
solamente unas pocas piezas y ser de fácil fabricación.
Se observará que la patente
WO-99/04156 describe un motor de cohete que comporta
una cámara de combustión en cuyo centro se realiza la combustión de
un combustible y de un comburente y que está conectada, por un
cuello, a una tobera divergente a través de la cual se escapan los
gases resultantes de dicha combustión, estando dicho centro
alimentado con comburente por su extremo opuesto a dicho cuello y
estando rodeado por una capa porosa de material compuesto
termoestructural que recibe el combustible en su lado externo
opuesto a dicho centro, siendo una parte de este combustible
introducida en dicho centro a través de dicha capa porosa.
Sin embargo, se debe constatar que, en el motor
de cohete de la patente WO-99/04156, la parte del
combustible introducida en el centro a través de la capa porosa es
reducida y está destinada a refrigerar por exudación de la pared de
dicho centro y que la parte del combustible que no atraviesa la
capa porosa es devuelta a unos inyectores de combustible. Por el
contrario, en el motor de cohete según la presente invención, la
parte del combustible introducida en dicho centro a través de dicha
capa porosa es importante y constituye la alimentación con
combustible de dicho motor, mientras que la parte de dicho
combustible que no atraviesa dicha capa porosa es dirigida hacia
dicho cuello para enfriarlo.
Además, esta patente anterior preveía la
realización de canales de circulación de combustible en dicha capa
porosa, por lo que la presente invención evita las estructuras
originales de cámara de combustión propuestas.
Se observará además que, en el motor de cohete
de la invención, se utilizan los materiales compuestos
termoestructurales -con matriz de carbono o con matriz de cerámica-
no solamente por sus propiedades mecánicas y de resistencia térmica
bien conocidas, sino también por su porosidad intrínseca, que se
considera generalmente más bien un inconveniente (ver la patente
US-5 583 895).
Gracias a las excelentes propiedades mecánicas y
de resistencia térmica de los materiales compuestos
termoestructurales, el motor de cohete según la presente invención
puede presentar una masa muy reducida en relación con los motores
conocidos. Gracias a la porosidad de estos materiales compuestos,
puede realizarse una capa porosa simple, pero que presente una gran
resistencia al calor. Naturalmente, la porosidad de dicho
revestimiento puede adaptarse, de modo conocido, a cualquier valor
deseado en el momento de la densificación de la matriz del material
compuesto que la constituye.
Preferentemente, dicha capa porosa forma parte
de una primera pieza monolítica compuesta termoestructural que
comporta dos capas de material compuesto espaciadas la una de la
otra disponiendo entre sí un espacio intermedio y unidas la una con
la otra por una pluralidad de montantes filiformes de material
compuesto, que atraviesan dicho espacio intermedio pero que no
impiden la libre circulación de un fluido en dicho espacio
intermedio.
Así, si en el motor de cohete de la presente
invención, dicha tobera divergente está dispuesta en prolongación de
dicha cámara de combustión, en el lado de dicho cuello opuesto a
esta última:
- -
- dicha primera pieza monolítica puede ser cilíndrica y estar dispuesta coaxialmente al eje longitudinal de dicho motor, de modo que una de dichas capas sea interna, mientras que la otra sea externo;
- -
- dicho comburente puede ser introducido en el interior del cuerpo cilíndrico delimitado por dicha capa interna, en el lado opuesto a dicha tobera, formando entonces este cuerpo el centro de dicha cámara de combustión; y
- -
- dicho combustible puede ser introducido en dicho espacio intermedio, entonces con sección anular, igualmente en el lado opuesto a dicha tobera, de modo que dicha capa interna desempeñe el papel de capa porosa para introducir al menos una parte de dicho combustible en el interior del centro de dicha cámara de combustión.
Dicha capa externa de dicha primera pieza
monolítica puede volverse completamente estanca a los líquidos y a
los gases, por ejemplo por aplicación de una capa apropiada.
Es ventajoso que dicha primera pieza monolítica
presente un diámetro interno superior al de dicho cuello y que el
orificio anular de dicho espacio intermedio, dispuesto en el lado de
dicha tobera, se encuentre enfrentado a la parte convergente de
dicho cuello.
Así, es posible utilizar fácilmente una pequeña
parte del combustible, introducido en dicho espacio intermedio de
sección anular pero que no atraviese dicha capa interna en dirección
del centro, para enfriar la zona del cuello.
Dicha tobera puede comportar, más allá de dicho
cuello, una funda apta para alojar dicha primera pieza
monolíti-
ca.
ca.
Así, el conjunto de la tobera, del cuello y de
la funda forma entonces una segunda pieza monolítica, en la cual se
inserta dicha primera pieza monolítica. Esta segunda pieza
monolítica puede, por ejemplo, ser metálica. Sin embargo, por las
razones mencionadas más arriba, es ventajoso que, al igual que dicha
primera pieza, sea realizada a su vez en material compuesto
termoestructural. En este caso, dicha segunda pieza monolítica puede
ventajosamente constituir una prolongación de dicha capa externa de
dicha primera pieza monolítica, formando esta prolongación parte
integrante de dicha capa externa. Resulta entonces que dichas
primera y segunda piezas monolíticas forman una única pieza.
En una variante de realización del motor de
cohete según la presente invención, dicha cámara de combustión está
dispuesta en dicha tobera divergente, cerca del vértice de esta
última.
En este caso, es ventajoso que:
- -
- dicha cámara de combustión comporte:
- \bullet
- una primera pieza monolítica compuesta interior, de forma cilíndrica, dispuesta coaxialmente al eje del motor y que presente una capa interna y una capa externa separadas por un espacio intermedio de sección anular; y
- \bullet
- una primera pieza monolítica compuesta exterior, de forma cilíndrica, dispuesta coaxialmente a dicho eje y que presente una capa interna y una capa externa separadas por un espacio intermedio de sección anular, rodeando dicha primera pieza exterior dicha primera pieza interior, de modo que forme entre ellas un centro de combustión anular;
- -
- dichas primeras piezas interior y exterior disponen entre sí y el vértice de dicha tobera divergente, un paso anular de comunicación con dicha tobera;
- -
- dicho comburente es introducido en el interior de dicho centro de combustión anular, en el lado opuesto a dicho vértice de la tobera; y
- -
- dicho combustible es introducido en dichos espacios intermedios de sección anular de dichas primeras piezas interior y exterior, igualmente en el lado opuesto a dicho vértice.
Así, en este modo de realización, se introduce
el combustible en dicho centro de combustión anular a través de la
capa externa de dicha primera pieza interior y a través de la capa
interna de dicha primera pieza exterior. Los gases de combustión
pasan entonces de dicha cámara de combustión anular a la tobera
divergente a través de dicho paso anular de comunicación que forma
un cuello. El combustible que atraviesa la capa externa de la
primera pieza exterior permite enfriar la tobera divergente cerca de
dicho paso anular de comunicación. En caso de necesidad, la capa
interna de la primera pieza interior se vuelve estanca a los
líquidos y a los gases.
Ventajosamente, el vértice de dicha tobera
divergente tiene practicado un orificio y el conjunto de dichas
primeras piezas interior y exterior es solidarizado con dicha tobera
por una tercera pieza monolítica de material compuesto en forma de
trompeta.
Preferentemente, dicha cámara de combustión es
alimentada con combustible por medio de una pieza en forma de
cúpula, dispuesta en el lado de dicha cámara de combustión opuesto
al vértice de la tobera y cuya pared convexa está dirigida al lado
de dicha tobera y está elaborada en material compuesto
termoestructural.
Las figuras del dibujo anexo harán comprender
como puede realizarse la invención. En estas figuras, referencias
idénticas designan elementos semejantes.
La figura 1 representa, en sección axial
esquemática, un primer ejemplo de realización del motor de cohete
según la presente invención.
Las figuras 2A a 2F ilustran esquemáticamente un
modo de realización de la cámara de combustión del motor de la
figura 1.
Las figuras 3A a 3D ilustran esquemáticamente, a
mayor escala, las etapas del procedimiento que permiten pasar del
estado de la figura 2E al estado de la figura 2F, correspondiendo la
figura 3A a la línea de sección IIIA-IIIA de la
figura 2E y la figura 3D a la línea de sección de
IIID-IIID de la figura 2F. En estas figuras 3A a 3D,
los dos tramos de cada punto de cosido están representados muy
separados para mayor claridad.
La figura 4 ilustra esquemáticamente un modo de
realización del motor de la figura 1, que comporta la cámara de
combustión de la figura 2F.
La figura 5 representa, en sección axial
esquemática, un segundo ejemplo de realización del motor de cohete
según la presente invención.
El ejemplo de realización del motor de cohete I,
según la presente invención y representado esquemáticamente en la
figura 1, comporta una cámara de combustión 1 y una tobera
divergente 2, conectadas entre sí por un cuello 3. El eje
longitudinal del motor I tiene la referencia
Z-Z.
La cámara de combustión 1 comporta una pared
externa 4, cuya parte 4A, opuesta a la tobera 2, es sensiblemente
cilíndrica, mientras que la parte 4B de la pared externa 4,
dispuesta en el lado de dicha tobera 2, es convergente para unirse
al cuello 3. Así, la pared externa 4, el cuello 3 y la tobera 2
están en continuidad y son susceptibles de constituir una pieza
única.
La cámara de combustión 1 comporta además una
pared interna porosa 5, cuyo eje se confunde con el eje
Z-Z y que está dispuesta en el interior de la pared
externa 4, disponiendo con esta última un espacio intermedio
cilíndrico de sección anular 6. La pared interna porosa 5 es también
sensiblemente cilíndrica y su diámetro D es mayor que el diámetro d
del cuello 3. Enfrente de la pared convergente 4B de la pared
externa 4, la pared interna 5 comporta una parte convergente 5B, que
determina, con dicha parte convergente 4B, un paso anular 7,
formando una limitación para el espacio anular 6.
En el ejemplo representado, dicha cámara de
combustión 1 está constituida, al menos en parte, por una primera
pieza monolítica de material compuesto termoestructural, en la cual
dicha pared interna porosa 5 está constituida por una capa de
material compuesto. Asimismo, dicha tobera divergente 2 puede
constituir o formar parte de una segunda pieza monolítica de
material compuesto termoestructural. Dichas primera y segunda piezas
monolíticas, que pueden comportar, cada una, una parte del cuello 3
ó bien una sola de las cuales comporta dicho cuello 3, están
solidarizadas entre sí o realizadas en una única pieza monolítica
para formar el motor de cohete I.
En la cámara de combustión 1, la combustión se
produce en el interior del volumen cilíndrico C delimitado por la
pared interna porosa 5 y que forma el centro de dicha cámara de
combustión. Un flujo de comburente, esencialmente oxígeno, es
introducido en el interior del centro C a través del extremo 5A de
dicha pared interna 5, opuesta a la tobera 2, como se ilustra por
las flechas 8. Un flujo de combustible, esencialmente hidrógeno, es
introducido en el espacio intermedio anular 6, a través del extremo
6A de éste opuesto a la tobera 2, como se ilustra por las flechas
9. Gracias a la porosidad apropiada de la pared compuesta interna 5
y a la limitación formada por el paso 7, la mayor parte del
combustible introducido en el espacio anular 6 atraviesa dicha pared
compuesta interna 5 y penetra en el interior del centro C como se
indica por las flechas 10 -donde se quema, gracias a la aportación
del comburente (flechas 8).
Los gases resultantes de la combustión se
escapan de dicho centro C, a través del extremo 5B de la pared 5,
opuesto al extremo 5A y pasan a la tobera 2, atravesando el cuello
3, como se ilustra por las flechas 11.
Por otra parte, una pequeña parte del
combustible introducido en el espacio intermedio anular 6 (flechas
9) pasa a través del paso anular 7, como se ilustra por las flechas
12, enfriando la parte 5B de la pared interna 5, la parte 4B de la
pared externa 4 y el cuello 3. Al nivel de éste, el combustible que
atraviesa el paso anular convergente 7 se mezcla con los gases de
combustión (flechas 11).
La figuras 2A a 2F, 3A a 3D y 4 ilustran
esquemáticamente un modo de realización, bajo forma de material
compuesto, del motor I de la figura 1.
Para esto, se comienza realizando, por ejemplo
en un material sintético de espuma susceptible de ser cosido por una
aguja, un mandril 20 (ver la figura 2A) que presenta la forma
interior de la pared porosa interna 5, incluida la parte
convergente 5B. A continuación sobre este mandril 20, se aplica con
cualquier método conocido (bobinado, tejido, etc.) una estructura
21 de fibras de elevada resistencia, tales como fibras a base de
carbono o de carburo de silicio, destinada a constituir una armadura
fibrosa para dicha pared interna 5 (ver la figura 2B). A
continuación, sobre la estructura fibrosa 21, se aplica un ánima
anular 22, por ejemplo una espuma de poliestireno, no impregnable
por las resinas destinadas a formar las matrices de material
compuesto y representativa del espacio intermedio anular 6 incluido
el paso 7 (ver la figura 2C). El material del ánima 22 es
susceptible de ser cosido por una aguja y de ser eliminado
térmicamente.
Sobre el ánima anular 22, se aplica una
estructura 23 de fibras de elevada resistencia (C, SiC, ...)
destinada a constituir una armadura fibrosa para al menos una parte
de dicha pared externa 4 (ver la figura 2D).
Como muestran la figura 2E y a mayor escala, la
figura 3A, la estructura fibrosa 21, el ánima anular 22 y la
estructura fibrosa 23 se solidarizan las unas con las otras por
cosido sin nudos con un hilo continuo 24, constituido a su vez por
una pluralidad de fibras de elevada resistencia (C, SiC, ...). El
hilo continuo 24 forma unos tramos 25, 26 que atraviesan los
elementos 21, 22, 23 y están unidos alternativamente los unos a los
otros por unos puentes 27, aplicados en la estructura fibrosa 23, y
por unos bucles 28 que penetran en el mandril 20.
Tras esta operación de cosido, se elimina el
mandril 20 y los bucles 28 son doblados y presionados contra la
estructura fibrosa 21 para formar aglomerados 29 (ver la figura 3B),
impregnándose a continuación se impregna el conjunto de las
estructuras fibrosas 21 y 23 con una resina endurecible,
relativamente poco viscosa y eventualmente diluida, con alcohol por
ejemplo. La impregnación se realiza preferentemente en vacío, de
modo que dicha resina penetre, no solamente en las estructuras
fibrosas 21 y 23, sino también a lo largo y en los tramos de hilo
que atraviesan 25, 26. En el curso de esta impregnación, el ánima 22
no es impregnada por la resina, ya que es impermeable a
ésta.
ésta.
La resina impregnada es a continuación
endurecida, por ejemplo por elevación de temperatura, con una
duración suficiente para que las estructuras fibrosas 21 y 23 se
conviertan en unas capas rígidas 30 y 31, respectivamente, y que
los tramos de hilo que atraviesan 25 y 26 se conviertan en unos
montantes rígidos filiformes 32 (ver la figura 3C). Estos montantes
32 están fuertemente anclados a sus extremos en las capas rígidas
30 y 31, gracias a los anclajes rígidos 33 y 34 formados,
respectivamente, por los aglomerados 29 y por los puentes 27.
Para formar la matriz del conjunto de los
revestimientos rígidos 30 y 31 y de los montantes 32, se somete
dicho conjunto a una pirólisis a temperatura elevada, por ejemplo
del orden de 900ºC, lo que estabiliza la geometría de dicho conjunto
y elimina el ánima 22. Eventualmente, este conjunto puede ser
densificado y tratado de manera conocida para que su matriz
devenga del tipo cerámica. Se obtiene entonces la pieza monolítica
40 (ver las figuras 2F y 3D), destinada a formar, al menos en parte,
la cámara de combustión 1 y que comporta:
- -
- una capa externa 41 de material compuesto, procedente de la capa 31 y destinada a formar, al menos en parte, la pared externa 4, 4A, 4B de la cámara de combustión 1;
- -
- una capa interna 42 de material compuesto procedente de la capa 30 y destinada a formar la pared interna 5, 5A, 5B de la cámara de combustión 1; y
- -
- una pluralidad de montantes filiformes 43 de material compuesto, procedentes de las montantes 32.
En esta pieza monolítica 40, las capas 41 y 42
están espaciadas la una de la otra delimitando un espacio anular
44, atravesado sin ser obturado por los montantes 43 y destinado a
formar el espacio anular 6 de la cámara de combustión 1.
Es sabido que, por naturaleza, un material
compuesto es poroso y que esta porosidad depende de las condiciones
de formación de la matriz. Se concibe entonces fácilmente que la
porosidad de la capa interna 42 pueda ser ajustada para comunicar a
este último la porosidad exigida para la pared interna 5, 5A, 5B. De
este modo, se proporciona a la capa externa 41 una porosidad
idéntica a la deseada para la capa interna 42. Pero ocurre que, como
la pared externa 4 tiene que ser estanca, puede ser ventajoso
revestir exteriormente la capa externa 41 con una capa de
estanqueidad 45, tal como se representa en la figura 2F.
Se realiza una segunda pieza monolítica
compuesta 50 destinada a formar al menos dicha tobera 2. Dicha
segunda pieza compuesta 50 es fácilmente realizable por bobinado o
tejido de fibras resistentes (C, Si, ...) en un mandril adecuado, y
a continuación por impregnación con una resina y pirólisis de la
matriz así formada. A continuación para obtener el motor I, se
ensambla la pieza monolítica compuesta 40 a la pieza monolítica
compuesta 50. Esto puede obtenerse, con cualquier método conocido,
por ejemplo mecánicamente o por encolado. Además, en un modo de
realización preferido, ilustrado esquemáticamente en la figura 4, se
prevé sobre la pieza compuesta monolítica 50, no solamente una parte
51, apta para formar el cuello 3, sino igualmente una parte 52,
apta para servir de alojamiento a dicha pieza monolítica compuesta
40. En este caso, la pared externa 4 del motor I está entonces
formada por la superposición y el ensamblaje de la capa 41,
eventualmente de la capa 45 y de la parte 52.
En una variante, se comprenderá fácilmente lo
que acaba de ser descrito, que la segunda pieza compuesta 50 puede
ser la prolongación de la capa externa 41 y formar una pieza
monolítica con esta última, como se ilustra esquemáticamente en la
figura 1.
En la variante de realización II del motor de
cohete, según la presente invención y representada en la figura 5,
la cámara de combustión 60 está dispuesta en el interior de la
tobera divergente 61, cerca del vértice 62 de esta última. Esta
tobera divergente 61, está, por ejemplo, constituida por una pieza
monolítica compuesta, obtenida de modo parecido a la de la tobera 2,
anteriormente descrita. Además, se prevé que el vértice 62 de la
tobera divergente 61 tenga practicado un orificio 63.
La cámara de combustión 60 comporta:
- -
- una pieza monolítica compuesta interior 64, de forma cilíndrica, dispuesta coaxialmente al eje Z-Z del motor y que presenta una capa compuesta interna 65 y una capa compuesta externa 66. Esta pieza compuesta 64 puede ser obtenida del modo descrito más arriba a propósito de la pieza compuesta 40; y
- -
- una pieza monolítica compuesta exterior 67, de forma cilíndrica, dispuesta coaxialmente con el eje Z-Z y que presenta una capa compuesta interna 68 y una capa compuesta externa 69. La pieza compuesta 67 puede igualmente ser obtenida de modo parecido a la pieza 40.
La pieza compuesta exterior 67 rodea la pieza
compuesta interior 64 delimitando entre ellas un centro anular C
para dicha cámara de combustión 60.
Las piezas compuestas 64 y 67 están
solidarizadas, en el lado de la tobera 61, a un colector 70 apto
para alimentarlas con combustible gaseoso y, en el lado opuesto, con
una tercera pieza monolítica compuesta 71, con forma de trompeta,
que las conecta a la tobera divergente 61, a lo largo del borde del
orificio 63. La cámara de combustión 60 dispone, entre ella y el
vértice de la tobera 61, un paso anular 72 que forma un cuello y que
asegura la comunicación con dicha tobera.
Al igual que la pared 41 de la pieza 40, la capa
interna 65 de la pieza interior 64 se convierte ventajosamente
estanca al gas.
A través de la pieza 71, el comburente gaseoso
es introducido en el interior del centro anular C, en el lado
opuesto al vértice 62, por medio de inyectores 73. A través de la
pieza 71 y del colector 70, el combustible es introducido en el
lado opuesto al vértice 62, en los espacios intermedios anulares 74
y 75 (análogos al espacio intermedio 44 de la pieza 40) de las
piezas compuestas 64 y 67. A través de la capa externa 66 de la
pieza 64 y a través de la capa interna 68 de la pieza 67, dicho
combustible pasa al centro anular C, donde se quema con el
comburente. Los gases de combustión se escapan de la cámara de
combustión 60 en el lado del vértice 62 y pasan a la tobera 61 a
través del cuello 72. Al escaparse el gas combustible a través de
la capa externa 69, enfría la tobera 61, cerca de la cámara de
combustión 60. Los trayectos gaseosos son indicados por unas flechas
en la figura 5.
En el modo de realización representado en la
figura 5, el dispositivo de alimentación con combustible comporta
una cúpula hueca 76, alimentada con combustible por un conducto 77
que pasa a través de dicha pieza 71 y que alimenta a su vez al
colector 70. La convexidad de la cúpula 76 está dirigida hacia el
lado de la tobera 61, enfrente de la cámara de combustión 60. De
preferencia, al menos la pared convexa 78 de dicha cúpula 76 está
elaborada en material compuesto termoestructural -por lo tanto
poroso-, de modo que este último sea enfriado por exudación de dicho
combustible a través de dicha pared convexa 78.
Claims (12)
1. Motor de cohete (I, II) que comporta una
cámara de combustión (1, 60) en cuyo centro (C) se realiza la
combustión de un combustible y de un comburente y que está
conectada, por un cuello (3, 72), a una tobera divergente (2, 61) a
través de la cual se escapan los gases resultantes de dicha
combustión, estando dicho centro (C) alimentado con comburente por
su extremo (5A) opuesto a dicho cuello y estando rodeado por una
capa porosa de material compuesto termoestructural (5, 42, 66, 68)
que recibe combustible en su lado externo opuesto a dicho centro,
siendo una parte de este combustible introducida en dicho centro a
través de la capa porosa, caracterizado porque dicha parte
del combustible introducida en dicho centro (C) a través de dicha
capa porosa (5, 42, 66, 68) constituye la alimentación de
combustible de dicho motor y porque la parte de dicho combustible
que no atraviesa dicha capa porosa está dirigida hacia dicho
cuello (3, 72) para enfriarlo.
2. Motor de cohete según la reivindicación
1,
caracterizado porque dicha capa porosa
(5, 42, 66, 68) forma parte de una primera pieza monolítica
compuesta termoestructural (40, 61, 67) que comporta dos capas de
material compuesto (41, 42; 65, 66; 68, 69) espaciadas la una de la
otra disponiendo entre ellas un espacio intermedio (44, 73, 74) y
unidas entre sí por una pluralidad de montantes filiformes (43) de
material compuesto.
3. Motor de cohete según la reivindicación 2,
que está provisto de un eje longitudinal (Z-Z) y en
el cual dicha tobera divergente (2) está dispuesta en prolongación
de dicha cámara de combustión (1), en el lado de dicho cuello (3)
opuesto a esta última,
caracterizado porque:
- -
- dicha primera pieza monolítica (40) es cilíndrica y está dispuesta coaxialmente a dicho eje longitudinal (Z-Z) de modo que una de dichas capas (5, 42) es interna, mientras que la otra (41) es externa;
- -
- dicho comburente es introducido en el interior del cuerpo cilíndrico (C) delimitado por dicha capa interna (5, 42) y que forma el centro de dicha cámara de combustión, en el lado opuesto a dicha tobera (2); y
- -
- dicho combustible es introducido en dicho espacio intermedio (6, 44) que tiene entonces una sección anular, igualmente en el lado opuesto a dicha tobera (2).
4. Motor de cohete según la reivindicación
3,
caracterizado porque dicha capa externa
(41) de dicha primera pieza monolítica (40) se vuelve estanca a los
líquidos y a los gases.
5. Motor de cohete según una de las
reivindicaciones 3 ó 4,
caracterizado porque dicha primera pieza
monolítica (40) presenta un diámetro interno (D) superior al (d) de
dicho cuello y porque el orificio anular (7) de dicho espacio
intermedio (6), dispuesto en el lado de dicha tobera (2), se
encuentra enfrente de la parte convergente (4B) de dicho cuello
(3).
6. Motor de cohete según una de las
reivindicaciones 2 a 5,
caracterizado porque dicha tobera (2)
comporta, más allá de dicho cuello (3), una funda (52) apta para
alojar dicha primera pieza monolítica.
7. Motor de cohete según una de las
reivindicaciones 2 a 6,
caracterizado porque dicha tobera (2)
está constituida por una segunda pieza monolítica de material
compuesto (50, 61).
8. Motor de cohete según una de las
reivindicaciones 2 a 5,
caracterizado porque dicha tobera (2)
está constituida por una segunda pieza monolítica de material
compuesto (50) y porque dicha segunda pieza monolítica (50)
constituye una prolongación de dicha capa externa (41) de dicha
primera pieza monolítica (40), formando esta prolongación parte
integrante de dicha capa externa (41).
9. Motor de cohete según la reivindicación 2,
que está provisto de un eje longitudinal (Z-Z) y en
el cual dicha cámara (60) está dispuesta en dicha tobera divergente
(61), cerca del vértice (62) de esta última,
caracterizado porque:
- -
- dicha cámara de combustión (60) comporta:
- \bullet
- una primera pieza monolítica compuesta interna (64), de forma cilíndrica, dispuesta coaxialmente a dicho eje (Z-Z) y que presenta una capa compuesta interna (65) y una capa compuesta externa (66); y
- \bullet
- una primera pieza monolítica compuesta externa (67), de forma cilíndrica, dispuesta coaxialmente a dicho eje (Z-Z) y que presenta una capa compuesta interna (68) y una capa compuesta externa (69), rodeando dicha primera pieza externa (67) dicha primera pieza interna, de modo que forme entre ellas un centro anular (C) para dicha cámara de combustión (60);
- -
- dichas primeras piezas internas (64) y externas (67) disponen entre ellas y el vértice de dicha tobera divergente un paso anular (72) de comunicación con dicha tobera (61);
- -
- dicho comburente es introducido en el interior del centro anular (C) de dicha cámara de combustión, en el lado opuesto a dicho vértice de la tobera; y
- -
- dicho combustible es introducido en los espacios intermedios (74, 75) de sección anular de dichas primeras piezas internas (64) y externas (67), en el lado opuesto a dicho vértice de la tobera.
10. Motor de cohete según la reivindicación
9,
caracterizado porque la capa interna (65)
de la primera pieza interna (64) se vuelve estanca a los líquidos y
los gases.
11. Motor de cohete según una de las
reivindicaciones 9 ó 10,
caracterizado porque en el vértice (62)
de dicha tobera divergente (61) se ha practicado un orificio (63) y
porque el conjunto de dichas primeras piezas internas (64) y
externas (67) está solidarizado con dicho tobera (61) por una
tercera pieza monolítica de material compuesto (71) en forma de
trompeta.
12. Motor de cohete según una de las
reivindicaciones 9 a 11,
caracterizado porque dicha cámara de
combustión (60) es alimentada con combustible por medio de una pieza
(76) en forma de cúpula, dispuesta en el lado de dicha cámara de
combustión opuesta al vértice de la tobera y cuya pared convexa (78)
está dirigida hacia el lado de la tobera y está elaborada en
material compuesto termoestructural.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0202686A FR2836699B1 (fr) | 2002-03-04 | 2002-03-04 | Moteur de fusee |
| FR0202686 | 2002-03-04 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2268291T3 true ES2268291T3 (es) | 2007-03-16 |
Family
ID=27741403
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES03290449T Expired - Lifetime ES2268291T3 (es) | 2002-03-04 | 2003-02-26 | Motor de cohete. |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6915627B2 (es) |
| EP (1) | EP1342905B1 (es) |
| JP (1) | JP4439267B2 (es) |
| AT (1) | ATE331882T1 (es) |
| AU (1) | AU2003229842A1 (es) |
| DE (1) | DE60306435T2 (es) |
| ES (1) | ES2268291T3 (es) |
| FR (1) | FR2836699B1 (es) |
| RU (1) | RU2266423C2 (es) |
| UA (1) | UA72352C2 (es) |
| WO (1) | WO2003074859A1 (es) |
Families Citing this family (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6895743B1 (en) * | 2003-09-05 | 2005-05-24 | Mcelheran Terry | Liquid propellant rocket motor |
| DE102005036137A1 (de) * | 2005-07-26 | 2007-02-01 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Brennkammer und Verfahren zur Herstellung einer Brennkammer |
| RU2344310C2 (ru) * | 2005-12-02 | 2009-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Способ внутреннего охлаждения двухкомпонентного жидкостного ракетного двигателя малой тяги и устройство для его осуществления |
| RU2304727C1 (ru) * | 2006-04-20 | 2007-08-20 | Александр Федорович Чабак | Двигательная установка на кислородно-водородном топливе |
| DE102006029586A1 (de) * | 2006-06-20 | 2007-12-27 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Einblaskopf, Mischungsraum und Triebwerk |
| US20080264372A1 (en) * | 2007-03-19 | 2008-10-30 | Sisk David B | Two-stage ignition system |
| US7900435B1 (en) | 2007-05-23 | 2011-03-08 | Xcor Aerospace | Micro-coaxial injector for rocket engine |
| RU2403491C2 (ru) * | 2008-03-26 | 2010-11-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Термосиловая охлаждаемая конструкция стенки элемента высокотемпературного воздушно-газового тракта |
| FR2933744B1 (fr) * | 2008-07-11 | 2011-06-03 | Snecma | Moteur-fusee et reacteur comportant une pluralite de tels moteurs-fusees. |
| RU2465482C2 (ru) * | 2010-06-28 | 2012-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
| RU2472962C2 (ru) * | 2011-02-11 | 2013-01-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель и способ охлаждения теплонапряженных участков его камеры |
| FR2987081B1 (fr) * | 2012-02-21 | 2017-03-31 | Snecma | Ensemble et procede propulsifs |
| GB2518211B (en) * | 2013-09-13 | 2015-11-18 | Carolyn Billie Knight | Rocket motor with combustion chamber having porous membrane |
| RU2581756C2 (ru) * | 2013-12-17 | 2016-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
| ES2707507T3 (es) * | 2014-04-09 | 2019-04-03 | Avio Spa | Quemador o cámara de combustión de un motor de combustible líquido |
| FR3026675B1 (fr) * | 2014-10-02 | 2016-11-11 | Mbda France | Procede pour la realisation d'une piece monolithique composite thermostructurale a double paroi et piece obtenue |
| DE102017106758A1 (de) | 2017-03-15 | 2018-09-20 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Schubkammervorrichtung und Verfahren zum Betreiben einer Schubkammervorrichtung |
| US11629669B1 (en) * | 2019-05-31 | 2023-04-18 | Exquadrum, Inc. | Liquid monopropellant controlled solid rocket motor with aft end injection deflector |
| JP7767670B1 (ja) * | 2025-05-29 | 2025-11-11 | 櫻護謨株式会社 | 燃焼器 |
Family Cites Families (27)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3151546A (en) * | 1964-10-06 | Calculating machine | ||
| US3069847A (en) * | 1959-12-10 | 1962-12-25 | United Aircraft Corp | Rocket wall construction |
| US3151446A (en) * | 1959-12-15 | 1964-10-06 | Arthur R Parilla | Propulsion devices |
| US3307359A (en) * | 1963-06-26 | 1967-03-07 | North American Aviation Inc | Turbopump assembly |
| US4245469A (en) * | 1979-04-23 | 1981-01-20 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Heat exchanger and method of making |
| JPS58214652A (ja) * | 1982-06-08 | 1983-12-13 | Natl Aerospace Lab | 複合冷却ロケツト燃焼器 |
| JPS6210264U (es) * | 1985-07-02 | 1987-01-22 | ||
| FR2610044A1 (fr) * | 1986-10-14 | 1988-07-29 | Gen Electric | Systeme de propulsion comportant une garniture perfectionnee de la chambre de combustion et procede de fabrication d'une telle fabrication |
| US4840025A (en) * | 1986-10-14 | 1989-06-20 | General Electric Company | Multiple-propellant air vehicle and propulsion system |
| FR2647533B1 (fr) * | 1989-05-29 | 1993-03-19 | Europ Propulsion | Chambre de statoreacteur a combustion supersonique |
| FR2652615B1 (fr) * | 1989-10-04 | 1992-02-07 | Europ Propulsion | Chambre de combustion de propulseur. |
| FR2685655B1 (fr) * | 1991-12-31 | 1995-08-18 | Europ Propulsion | Procede de formation d'un passage etanche dans une piece en materiau composite refractaire, et application a la realisation d'une structure composite refractaire refroidie par circulation de fluide. |
| 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. |
| FR2699963B1 (fr) * | 1992-12-24 | 1995-03-17 | Europ Propulsion | Générateur de gaz à combustion rapprochée. |
| RU2079684C1 (ru) * | 1994-07-25 | 1997-05-20 | Малое инновационное предприятие Научно-исследовательского института тепловых процессов "Теплоэн" | Парогенератор |
| FR2733581B1 (fr) * | 1995-04-27 | 1997-07-18 | Europ Propulsion | Enceinte de combustion avec refroidissement par transpiration |
| US5582895A (en) * | 1995-07-19 | 1996-12-10 | Gencorp Inc. | Integrally molded greenhouse trim |
| US6418973B1 (en) * | 1996-10-24 | 2002-07-16 | Boeing North American, Inc. | Integrally woven ceramic composites |
| RU2124639C1 (ru) * | 1996-11-12 | 1999-01-10 | Бобров Анатолий Васильевич | Устройство для защиты поверхностей от горячих газов или плазмы с помощью жидкости и ее пара |
| DE19730674A1 (de) * | 1997-07-17 | 1999-01-21 | Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt | Brennkammer und Verfahren zur Herstellung einer Brennkammer |
| DE19801407C2 (de) * | 1998-01-16 | 1999-12-02 | Daimler Chrysler Ag | Brennkammer für Hochleistungstriebwerke und Düsen |
| DE19804232C2 (de) | 1998-02-04 | 2000-06-29 | Daimler Chrysler Ag | Brennkammer für Hochleistungstriebwerke und Düsen |
| DE19901422C2 (de) * | 1999-01-18 | 2000-11-16 | Daimler Chrysler Ag | Brennkammer-Kühlstruktur für ein Raketentriebwerk |
| RU2219363C2 (ru) * | 1999-03-22 | 2003-12-20 | Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
| US6601380B2 (en) * | 1999-03-24 | 2003-08-05 | Orbital Technologies Corporation | Hybrid rocket engine and method of propelling a rocket |
| DE19915082C1 (de) | 1999-04-01 | 2000-07-13 | Daimler Chrysler Ag | Verfahren zur Herstellung einer gekühlten Düse für ein Raketentriebwerk |
| RU2204732C2 (ru) * | 2000-02-15 | 2003-05-20 | ОАО "Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д. Кузнецова" | Газогенератор жидкостного ракетного двигателя |
-
2002
- 2002-03-04 FR FR0202686A patent/FR2836699B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2003
- 2003-02-26 AT AT03290449T patent/ATE331882T1/de active
- 2003-02-26 ES ES03290449T patent/ES2268291T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2003-02-26 DE DE60306435T patent/DE60306435T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2003-02-26 EP EP03290449A patent/EP1342905B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2003-02-27 RU RU2003135210/06A patent/RU2266423C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2003-02-27 UA UA20031211299A patent/UA72352C2/uk unknown
- 2003-02-27 JP JP2003573286A patent/JP4439267B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2003-02-27 US US10/476,568 patent/US6915627B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2003-02-27 AU AU2003229842A patent/AU2003229842A1/en not_active Abandoned
- 2003-02-27 WO PCT/FR2003/000630 patent/WO2003074859A1/fr not_active Ceased
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| UA72352C2 (uk) | 2005-02-15 |
| RU2266423C2 (ru) | 2005-12-20 |
| FR2836699B1 (fr) | 2005-02-11 |
| EP1342905A1 (fr) | 2003-09-10 |
| FR2836699A1 (fr) | 2003-09-05 |
| RU2003135210A (ru) | 2005-05-20 |
| DE60306435D1 (de) | 2006-08-10 |
| DE60306435T2 (de) | 2007-06-21 |
| AU2003229842A1 (en) | 2003-09-16 |
| ATE331882T1 (de) | 2006-07-15 |
| JP4439267B2 (ja) | 2010-03-24 |
| JP2005519221A (ja) | 2005-06-30 |
| US6915627B2 (en) | 2005-07-12 |
| US20040128980A1 (en) | 2004-07-08 |
| EP1342905B1 (fr) | 2006-06-28 |
| WO2003074859A1 (fr) | 2003-09-12 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2201257T3 (es) | Poste de inyeccion de combustible para un estatorreactor enfriado por transpiracion. | |
| US6915627B2 (en) | Rocket engine | |
| CN106537042B (zh) | 燃气涡轮发动机的燃烧装置 | |
| ES2223410T3 (es) | Camara de combustion para un motor de turbina de gas. | |
| CN106461211B (zh) | 燃气涡轮发动机的燃烧装置 | |
| JP5341175B2 (ja) | 燃焼機関の副室ユニット | |
| ES2399064T3 (es) | Procedimiento de fabricación de pieza de forma compleja en material compuesto | |
| ES2312731T3 (es) | Sistema de inyeccion de una mezcla aire/combustible en una camara de combustion. | |
| JP5985514B2 (ja) | デュアル燃料回路を有するガスタービンの燃焼室用の噴射装置および少なくとも１つのそのような噴射装置が設けられた燃焼室 | |
| ES2197463T3 (es) | Valvula de inyeccion de combustible y uso de una valvula de inyeccion de combustible. | |
| ES2264095T3 (es) | Dispositivo de estanqueidad para bujia no soldada a la pared de la camara. | |
| US7197877B2 (en) | Support system for a pilot nozzle of a turbine engine | |
| ES2803754T3 (es) | Disposición de depósito de propelente de cohete, unidad de propulsión de cohete, y cohete | |
| US20090235636A1 (en) | Reinforced, regeneratively cooled uni-body rocket engine | |
| KR102953733B1 (ko) | 우주선용 하이브리드 추진 유닛 | |
| ES3056933T3 (en) | Pre-chamber spark plug having an improved cap | |
| ES3054893T3 (en) | Prechamber spark plug with optimized cap and combustion engine | |
| ES2266742T3 (es) | Camara de combustion para estatorreactor y estatorreactor provisto de dicha camara de combustion. | |
| ES2312746T3 (es) | Elemento de recubrimiento para cabezas de combustion de gas y quemador de gas que comprende tal elemento de recubrimiento. | |
| ES2902011T3 (es) | Elemento de inyección provisto de un dispositivo de encendido | |
| US3303654A (en) | Combustion chamber for ram-jets or rocket power units employing a cooling film of liquid fuel | |
| RU2171388C2 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя | |
| ES2586399T3 (es) | Estufa de aire forzado caliente de combustión por la parte superior | |
| JP7167772B2 (ja) | 燃焼器 | |
| ES2809722T3 (es) | Aparato de encendido, así como procedimiento de encendido |