RU2607199C1 - Method of solid fuel unit pulse determining - Google Patents
Method of solid fuel unit pulse determining Download PDFInfo
- Publication number
- RU2607199C1 RU2607199C1 RU2015124614A RU2015124614A RU2607199C1 RU 2607199 C1 RU2607199 C1 RU 2607199C1 RU 2015124614 A RU2015124614 A RU 2015124614A RU 2015124614 A RU2015124614 A RU 2015124614A RU 2607199 C1 RU2607199 C1 RU 2607199C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- sample
- fuel
- gas
- combustion
- solid fuel
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 18
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 title claims abstract description 16
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 34
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 31
- 238000007664 blowing Methods 0.000 claims abstract description 15
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims abstract description 13
- 239000000203 mixture Substances 0.000 abstract description 4
- 239000007787 solid Substances 0.000 abstract description 3
- 238000009532 heart rate measurement Methods 0.000 abstract 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 29
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 3
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 3
- ATUOYWHBWRKTHZ-UHFFFAOYSA-N Propane Chemical compound CCC ATUOYWHBWRKTHZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910000975 Carbon steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000000418 atomic force spectrum Methods 0.000 description 1
- 239000010962 carbon steel Substances 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 1
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 125000004435 hydrogen atom Chemical class [H]* 0.000 description 1
- 239000011261 inert gas Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000001294 propane Substances 0.000 description 1
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/96—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by specially adapted arrangements for testing or measuring
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
- G01N33/00—Investigating or analysing materials by specific methods not covered by groups G01N1/00 - G01N31/00
- G01N33/22—Fuels; Explosives
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Biochemistry (AREA)
- Medicinal Chemistry (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Analytical Chemistry (AREA)
- Food Science & Technology (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Immunology (AREA)
- Pathology (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Investigating Or Analyzing Materials Using Thermal Means (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способам определения характеристик новых композиций твердого ракетного топлива, в частности для прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД).The invention relates to rocket technology, and in particular to methods for determining the characteristics of new solid rocket fuel compositions, in particular for ramjet engines.
Известен способ определения единичного импульса твердого топлива по патенту РФ №2494394 (опубл. 27.09.2013 г.), принятый за прототип и включающий сжигание бронированного образца исследуемого топлива в объеме газа, измерение реактивной силы истекающих продуктов сгорания.A known method of determining a single impulse of solid fuel according to the patent of the Russian Federation No. 2494394 (publ. 09/27/2013), adopted as a prototype and including the burning of an armored sample of the studied fuel in the gas volume, measuring the reactive force of the expiring combustion products.
Недостатком прототипа является невозможность моделирования условий горения твердого топлива в натурном двигателе в связи с отсутствием обдува образца исследуемого топлива (ОИТ) потоком газа, обеспечивающего его горение, что снижает достоверность определения величины единичного импульса (основной энергетической характеристики твердого топлива).The disadvantage of the prototype is the inability to simulate the conditions of combustion of solid fuel in a full-scale engine due to the lack of blowing of a sample of the studied fuel (ICU) with a gas flow that ensures its combustion, which reduces the reliability of determining the magnitude of a single impulse (the main energy characteristic of solid fuel).
Задачей настоящего изобретения является разработка более эффективного способа определения единичного импульса твердого топлива, позволяющего повысить достоверность измерения основной энергетической характеристики исследуемого топлива за счет создания условий, моделирующих параметры горения заряда твердого топлива в реальном ПВРД, а также сократить длительность и количество дорогостоящих натурных испытаний.The objective of the present invention is to develop a more efficient method for determining a single pulse of solid fuel, which allows to increase the reliability of measuring the main energy characteristics of the studied fuel by creating conditions that simulate the combustion parameters of the charge of solid fuel in real ramjet, as well as to reduce the duration and number of expensive full-scale tests.
Поставленная задача решается способом определения единичного импульса твердого топлива, включающим сжигание бронированного образца исследуемого топлива в объеме газа, измерение реактивной силы истекающих продуктов сгорания. Особенность заключается в том, что образец топлива размещают в модели камеры дожигания, газодинамически подобной камере дожигания натурного двигателя, и обдувают потоком газа с параметрами, соответствующими обдуву заряда твердого топлива натурного двигателя, при этом часть поверхности образца покрывают бронировкой, обеспечивающей задержку воспламенения бронированной поверхности в течение времени, составляющего 10-50% от длительности сгорания образца исследуемого топлива без бронировки.The problem is solved by the method of determining a single pulse of solid fuel, including burning an armored sample of the test fuel in a gas volume, measuring the reactive strength of the expiring combustion products. The peculiarity lies in the fact that the fuel sample is placed in the model of the afterburner, which is gasdynamically similar to the afterburner of the full-scale engine, and is blown with a gas stream with parameters corresponding to the blowing of the charge of the solid fuel of the full-scale engine, while part of the surface of the sample is covered with an armor providing a delay in ignition of the armored surface in the passage of time, amounting to 10-50% of the duration of the combustion of a sample of the studied fuel without reservation.
В частности, после сгорания образца исследуемого топлива в модель камеры дожигания продолжают подавать газ в течение времени, составляющего 10-50% от длительности горения образца без бронировки.In particular, after burning a sample of the test fuel, gas continues to be supplied to the afterburner model for a time amounting to 10-50% of the burning time of the sample without reservation.
Для повышения достоверности измерения параметры газа, обдувающего исследуемый образец топлива (давление, скорость, температура, содержание основных компонентов), соответствуют параметрам газа, обдувающего заряд твердого топлива натурного двигателя.To increase the reliability of the measurement, the parameters of the gas blowing the fuel sample under study (pressure, speed, temperature, and the content of the main components) correspond to the parameters of the gas blowing the charge of the solid fuel of a full-scale engine.
Предлагаемый способ отличается от известного способа моделированием процесса горения заряда твердого топлива в реальном двигателе: ОИТ обдувается газом, обеспечивающим его горение в модели камеры дожигания с параметрами, близкими к натурному двигателю (в прототипе процесс горения организуют в объеме инертного газа, предварительно закачанного под давлением в камеру постоянного объема).The proposed method differs from the known method by modeling the process of burning a charge of solid fuel in a real engine: the OIT is blown with gas, which ensures its combustion in the afterburner chamber model with parameters close to the full-scale engine (in the prototype, the combustion process is organized in an inert gas volume, previously injected under pressure in constant volume camera).
При этом для отделения реактивной силы, создаваемой продуктами сгорания ОИТ от реактивной силы, создаваемой обдувающим газом, часть поверхности горения образца бронируют. В прототипе бронировку используют для обеспечения горения образца топлива по заданной поверхности.In this case, to separate the reactive force created by the combustion products of the ICU from the reactive force created by the blowing gas, part of the combustion surface of the sample is armored. In the prototype, the reservation is used to ensure the combustion of the fuel sample on a given surface.
Задержка воспламенения ОИТ позволяет на начальном этапе замерить реактивную силу, создаваемую истечением только обдувающего газа и продуктов сгорания бронировки и определить начало горения ОИТ. Подключение к горению ОИТ приведет к возрастанию реактивной силы.The ignition delay of the ICD allows at the initial stage to measure the reactive force created by the outflow of only blowing gas and combustion products of the armor and determine the beginning of the combustion of the ICU. Connection to the combustion of the ICU will lead to an increase in reactive force.
После сгорания образца исследуемого топлива в модель камеры дожигания продолжают подавать газ в течение времени, составляющего 10-50% от длительности горения образца без бронировки, что позволяет более точно определить момент окончания горения ОИТ и значение реактивной силы, обусловленной истечением газа.After combustion of the sample of the test fuel, gas continues to be supplied to the afterburner model for a time amounting to 10-50% of the burning time of the sample without reservation, which makes it possible to more accurately determine the moment of completion of combustion of the ICT and the value of the reactive force due to the outflow of gas.
Подача газа в модель камеры дожигания в течение времени, составляющего менее 10% от длительности горения образца - это около 1 с, может совпадать с истечением догорающих остатков топлива, а в течение времени, составляющего более 50% от длительности горения образца - не имеет смысла, так как догорание топлива завершено и реактивная сила обусловлена истечением только обдувающего газа.The gas supply to the afterburner chamber model for a time of less than 10% of the sample burning time - this is about 1 s, may coincide with the expiration of burning fuel residues, and for a time of more than 50% of the sample burning time - it makes no sense, since the combustion of the fuel is completed and the reactive force is due to the expiration of only blowing gas.
Повышенный уровень силы будет продолжаться до полного выгорания ОИТ. При этом не важно, какой вид будет иметь диаграмма реактивной силы за время горения образца топлива. Важно, что на диаграмме усилие-время появляется начало и конец отсчета времени горения образца. Начало соответствует началу повышения реактивной силы, конец - снижению реактивной силы до уровня, соответствующего истечению обдувающего газа.The increased level of force will continue until the ICU burns out completely. It doesn’t matter what form the reactive force diagram will have during the burning of the fuel sample. It is important that on the force-time diagram, the beginning and end of the sample burning time appears. The beginning corresponds to the beginning of an increase in reactive force, the end corresponds to a decrease in reactive force to a level corresponding to the outflow of a blowing gas.
Подсчитав интеграл превышения силы над начальным уровнем за время горения образца и разделив его на массу сгоревшего ОИТ, можно определить его единичный импульс тяги.By calculating the integral of the excess of force over the initial level during the burning of the sample and dividing it by the mass of the burnt IC, it is possible to determine its unit thrust momentum.
Задержка воспламенения в течение времени, составляющего менее 10% от длительности горения образца исследуемого топлива, слишком мала для стабилизации процесса горения, стабилизации тепловых потерь, измерения реактивной силы и выгорания бронировки. При этом на диаграмме усилие-время реактивная сила соответствует потоку обдувающего газа и продуктов сгорания бронировки.The ignition delay for a time of less than 10% of the burning time of a sample of the studied fuel is too small to stabilize the combustion process, stabilize heat loss, measure reactive power and burn out a reservation. Moreover, in the force-time diagram, the reactive force corresponds to the flow of the blowing gas and the combustion products of the armor.
Увеличение задержки, а соответственно и толщины бронировки, в течение времени, составляющего более 50% длительности горения образца не имеет смысла, так как процесс истечения газа и параметры реактивной силы будут стабилизированы. Вклад продуктов сгорания бронировки в создание реактивной силы можно учесть продувкой инертных образцов, геометрически одинаковых с образцом исследуемого топлива с бронировкой и без нее.An increase in the delay, and, accordingly, the thickness of the reservation, over a period of more than 50% of the burning time of the sample does not make sense, since the gas outflow and the reactive force parameters will be stabilized. The contribution of the armor combustion products to the creation of reactive power can be taken into account by blowing inert samples geometrically identical with the sample of the studied fuel with and without armoring.
Сущность изобретения поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.
На фиг. 1 показан общий вид экспериментальной установки для реализации предложенного способа с использованием образца с бронировкой по внутреннему каналу (частный случай частичной бронировки).In FIG. 1 shows a General view of the experimental setup for implementing the proposed method using a sample with reservation through the internal channel (a special case of partial reservation).
Установка содержит корпус 1 с камерой 2 дожигания двигателя, газодинамически подобной натурной камере дожигания, в которой размещен образец 3 исследуемого топлива, внутренний канал которого покрыт бронировкой 4. В передней части корпуса 1 расположена камера смешения и сгорания газов 5, в которую посредством штуцера 6 подают кислородсодержащий газ (например, воздух), а посредством штуцера 7 - горючий газ (например, водород, метан, пропан, продукты сгорания безметального топлива и т.п.). Передний торец корпуса 1 контактирует с датчиком силы 8. Корпус 1 подвешен на лентах 9, выполненных, например, из углеродистой стали (ГОСТ 7419-90).The installation comprises a
На фиг. 2 представлен график изменения реактивной силы R в процессе испытаний, где τ - время.In FIG. Figure 2 shows a graph of the change in reactive force R during the test, where τ is time.
- участок 0-1 (от τ0 до τ1) - реактивная сила, создаваемая обдувающим газом и продуктами сгорания бронировки;- section 0-1 (from τ 0 to τ 1 ) - reactive force created by blowing gas and combustion products of the reservation;
- участок 1-2 (от τ1 до τ2) - сила, создаваемая истечением обдувающего газа и продуктов сгорания образца исследуемого топлива;- section 1-2 (from τ 1 to τ 2 ) - the force created by the expiration of the blowing gas and combustion products of the sample of the studied fuel;
- участок 2-3 (от τ2 до τ3) - сила, создаваемая истечением газа после сгорания образца.- section 2-3 (from τ 2 to τ 3 ) - the force created by the outflow of gas after combustion of the sample.
Предлагаемый способ реализуется следующим образом.The proposed method is implemented as follows.
В штуцер 6 подают горючий газ, а в штуцер 7 - кислородсодержащий газ. Затем с помощью автомобильной свечи (условно не показана) или любым другим способом, известным специалистам, в камере смешения и сгорания газов 5 производят воспламенение смеси подаваемых газов. При этом сначала происходит воспламенение бронировки 4 образца 3 исследуемого топлива, которая за время от τ0 до τ1 выгорает. На диаграмме R-τ показан участок 0-1. Затем, в течение времени от τ1 до τ2 выгорает образец исследуемого топлива. Этому процессу соответствует участок диаграммы 1-2. После выгорания образца исследуемого топлива датчиком силы регистрируется участок 2-3. Площадь S над пунктирной линией 1-2 - это суммарный интеграл реактивной силы, создаваемой образцом исследуемого топливаCombustible gas is supplied to
J∑ - суммарный интеграл тяги, создаваемый истечением ОИТ;J ∑ is the total thrust integral created by the outflow of ICU;
ΔR - текущее значение превышения силы над пунктирной линией 1-2 при интегрировании кривой силы над линией 1-2;ΔR is the current value of the excess of force over the dashed line 1-2 when integrating the force curve over the line 1-2;
dτ - текущее значение времени при интегрировании.dτ is the current value of time during integration.
Разделив этот интеграл на массу выгоревшего образца исследуемого топлива, получим единичный импульс тяги исследуемого топлива в условиях, близких к работе натурного двигателя.Dividing this integral by the mass of the burnt-out sample of the studied fuel, we obtain a single thrust impulse of the studied fuel under conditions close to the operation of a full-scale engine.
J1 - единичный импульс тяги ОИТ;J 1 - unit impulse of thrust of the ICU;
m0 - масса выгоревшего ОИТ.m 0 is the mass of burned-out ICD.
Пример конкретного выполнения.An example of a specific implementation.
Использовали образец исследуемого топлива в виде цилиндрической канальной шашки со следующими размерами: наружный диаметр - 36 мм, внутренний диаметр - 10 мм, длина - 30 мм. Масса ОИТ (m0) - 0,0426 кг.We used a sample of the studied fuel in the form of a cylindrical channel checker with the following dimensions: outer diameter - 36 mm, inner diameter - 10 mm, length - 30 mm. The mass of the ICU (m 0 ) is 0.0426 kg.
Образец забронирован по каналу слоем резины толщиной 0,5 мм и вклеен в стальной корпус.The sample is reserved through the channel with a layer of rubber 0.5 mm thick and glued into a steel case.
Образец обдували газом с содержанием кислорода 22-24% и температурой 1650-1680°К. Скорость обдува дозвуковая, порядка 330-350 м/с. Давление газа перед образцом - 0,5 МПа. В процессе эксперимента бронировка образца выгорела в течение 1,7 с, а сам образец горел 8,3 с. The sample was blown with a gas with an oxygen content of 22-24% and a temperature of 1650-1680 ° K. The speed of blowing is subsonic, about 330-350 m / s. The gas pressure in front of the sample is 0.5 MPa. During the experiment, the armor of the sample burned out for 1.7 s, and the sample itself burned for 8.3 s.
Суммарный интеграл превышения реактивной силы от сгорания ОИТ над начальным участком (пунктирная линия 1-2 на диаграмме R-τ, фиг. 2) составилThe total integral of the excess of reactive force from the combustion of the ICU over the initial section (dashed line 1-2 in the diagram R-τ, Fig. 2) amounted to
Разделив суммарный интеграл превышения на массу образца получаем единичный импульс топлива, равный 2352 м/с.Dividing the total excess integral by the mass of the sample, we obtain a single fuel momentum equal to 2352 m / s.
Таким образом, предлагаемый способ позволяет достаточно просто выделить из суммарного импульса реактивной силы импульс, создаваемый ОИТ и, в конечном итоге, определить реальный единичный импульс топлива в условиях моделирования параметров реального двигателя.Thus, the proposed method makes it possible to quite easily extract from the total impulse of the reactive force the impulse created by the OIT and, ultimately, determine the real unit impulse of fuel under conditions of modeling the parameters of a real engine.
Причем, необходимо отметить, что этот единичный импульс соответствует этому двигателю, этой камере дожигания, этому соотношению расходов воздуха и ОИТ, этой степени расширения сопла и т.д.Moreover, it should be noted that this single impulse corresponds to this engine, this afterburner, this ratio of air flow rate and ICT, this degree of expansion of the nozzle, etc.
Кроме того, предлагаемый способ может быть использован для оптимизации характеристик реального двигателя: расхода воздуха, длины камеры дожигания, композиции твердого горючего материала (ТГМ), конфигурации заряда ТГМ и др.In addition, the proposed method can be used to optimize the characteristics of a real engine: air flow, afterburner chamber, solid combustible material (TGM) composition, TGM charge configuration, etc.
Использование предлагаемого способа определения единичного импульса твердого топлива при проектировании ПВРД позволит сократить длительность и количество дорогостоящих натурных испытаний.Using the proposed method for determining a single pulse of solid fuel in the design of ramjet engine will reduce the duration and number of expensive field tests.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015124614A RU2607199C1 (en) | 2015-06-23 | 2015-06-23 | Method of solid fuel unit pulse determining |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015124614A RU2607199C1 (en) | 2015-06-23 | 2015-06-23 | Method of solid fuel unit pulse determining |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2015124614A RU2015124614A (en) | 2017-01-10 |
| RU2607199C1 true RU2607199C1 (en) | 2017-01-10 |
Family
ID=57955680
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015124614A RU2607199C1 (en) | 2015-06-23 | 2015-06-23 | Method of solid fuel unit pulse determining |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2607199C1 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3392524A (en) * | 1966-06-23 | 1968-07-16 | Thiokol Chemical Corp | Tube burning rate sensor for solid propellant back bleed tube rocket motors |
| US4554823A (en) * | 1984-06-25 | 1985-11-26 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Method for burning rate characterization of solid propellants |
| RU2091736C1 (en) * | 1994-09-27 | 1997-09-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Method of measurement of rocket engine thrust momentum and test bench for its realization |
| RU2135976C1 (en) * | 1998-06-16 | 1999-08-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Device for measuring constituents of traction force of jet engine |
| RU2494394C2 (en) * | 2011-12-26 | 2013-09-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Национальный исследовательский Томский государственный университет" (ТГУ) | Method of determining unit pulse of solid fuel |
-
2015
- 2015-06-23 RU RU2015124614A patent/RU2607199C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3392524A (en) * | 1966-06-23 | 1968-07-16 | Thiokol Chemical Corp | Tube burning rate sensor for solid propellant back bleed tube rocket motors |
| US4554823A (en) * | 1984-06-25 | 1985-11-26 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Method for burning rate characterization of solid propellants |
| RU2091736C1 (en) * | 1994-09-27 | 1997-09-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Method of measurement of rocket engine thrust momentum and test bench for its realization |
| RU2135976C1 (en) * | 1998-06-16 | 1999-08-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Device for measuring constituents of traction force of jet engine |
| RU2494394C2 (en) * | 2011-12-26 | 2013-09-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Национальный исследовательский Томский государственный университет" (ТГУ) | Method of determining unit pulse of solid fuel |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2015124614A (en) | 2017-01-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN104061089B (en) | A kind of solid fuel melting characteristic test device and method of testing | |
| CN108548754B (en) | A device and method for rapidly extinguishing solid propellant under high pressure conditions | |
| CN103697935B (en) | Bottom row propellant transient pressure relief combustion instability characteristics test device | |
| Xu et al. | Laminar burning characteristics of upgraded biomass pyrolysis fuel derived from rice husk at elevated pressures and temperatures | |
| Litke et al. | Assessment of the Performance of a Pulsejet and Comparison with a Pulsed-Detonation Engine | |
| Chiaverini et al. | Instantaneous regression behavior of HTPB solid fuels burning with GOX in a simulated hybrid rocket motor | |
| RU2607199C1 (en) | Method of solid fuel unit pulse determining | |
| Cooper et al. | Effect of deflagration-to-detonation transition on pulse detonation engine impulse | |
| Conte et al. | Design, modeling and testing of a O2/CH4 igniter for a hybrid rocket motor | |
| Aarnio et al. | Multiple cycle detonation experiments during the development of a pulse detonation engine | |
| RU2763879C1 (en) | Method for determining the ignition delay period of fuel compositions based on liquid jet fuels | |
| CN109738196B (en) | A method for converting the performance of ramjet engine based on the ground direct connection test | |
| Maraden et al. | Appropriateness of Burning Rate measuring Technique with The Measuring Conditions and Requested Data | |
| Azevedo et al. | Experimental investigation of high regression rate paraffin for solid fuel ramjet propulsion | |
| RU2569799C2 (en) | Experimental gas generator | |
| Mechentel et al. | Hybrid propulsion in-situ resource utilization test facility results for performance characterization | |
| Sieder et al. | Development history and verification of the flight model of a 500 N Ethanol/LOX rocket engine | |
| Makled | Beeswax Material: Non-Conventional Solid Fuel for Hybrid Rocket Motors. | |
| Werner et al. | Development and performance of the 10 kN hybrid rocket motor for the stratos II sounding rocket | |
| CN113218663B (en) | A pressure compensation type engine throttle backfire simulation generating device and method | |
| RU2345277C2 (en) | Method of unitary solid fuel combustion in liquid medium | |
| Valli et al. | Thrust measurement of Single tube Valve less Pulse Detonation engine | |
| Shiplyuk et al. | An experimental study of the combustion of paraffin and ceresin with the addition of metal-organic compounds in an oxygen stream | |
| CN116398325B (en) | Test apparatus and method for different states of dual-pulse solid rocket motor compartment opening | |
| RU2704584C1 (en) | Bench for measuring shooting parameters |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180624 |