An aerial vehicle engine is proposed which may be powered an adjustable, vortex-based virtual aerospike engine. The vehicle may also include a combustion chamber which may be coupled to the exit nozzle. The combustion chamber may include one or more gas inlets, one or more blanket inlets and one or more main inlets. The gas inlet may be configured to let in a column of gases into the combustion chamber in a direction parallel to the direction of the rocket with minimal angular velocity to prevent the column of gases from mixing with a vortex of propellants or gases. The one or more main inlets may be configured to spray fuel or oxidizer at a specific angle, where the angle may be adjustable for forming the vortex of propellants or gases. The one or more blanket inlets may be configured to spray fuel/oxidizer/(inert) coolant at a specific angle, where the angle may be adjustable and may or may form a vortex, a stagnant pocket of gases (acting as a blanket) or a stream of gases that exits through the exit nozzle. Further, the column of gases inside the combustion chamber leading up to the exit nozzle may form a virtual aerospike nozzle, the virtual aerospike nozzle may exit the gases to propel the vehicle, wherein the virtual aerospike nozzle may not require cooling.

    Un moteur de véhicule aérien est proposé qui peut être alimenté en énergie par un moteur aerospike virtuel réglable, à base de vortex. Le véhicule peut également comprendre une chambre de combustion qui peut être couplée à la tuyère de sortie. La chambre de combustion peut comprendre une ou plusieurs entrées de gaz, une ou plusieurs entrées de couverture et une ou plusieurs entrées principales. L'entrée de gaz peut être configurée pour laisser pénétrer une colonne de gaz dans la chambre de combustion dans une direction parallèle à la direction de la fusée avec une vitesse angulaire minimale pour empêcher la colonne de gaz de se mélanger avec un vortex de propergols ou de gaz. Les une ou plusieurs entrées principales peuvent être configurées pour pulvériser du combustible ou un oxydant à un angle spécifique, l'angle pouvant être réglable pour former le vortex de propergols ou de gaz. Les une ou plusieurs entrées de couverture peuvent être configurées pour pulvériser du combustible/un oxydant/du liquide de refroidissement (inerte) à un angle spécifique, l'angle pouvant être réglable et pouvant former un vortex, une poche stagnante de gaz (servant de couverture) ou un courant de gaz qui sort à travers la tuyère de sortie. En outre, la colonne de gaz à l'intérieur de la chambre de combustion s'étendant jusqu'à la tuyère de sortie peut former une tuyère aerospike virtuelle, la tuyère aerospike virtuelle peut faire sortir les gaz pour propulser le véhicule, la tuyère aerospike virtuelle ne nécessitant pas de refroidissement.


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    Title :

    SINGLE STAGE TO ORBIT ROCKET ENGINE


    Additional title:

    MOTEUR-FUSÉE EN ORBITE À ÉTAGE UNIQUE


    Contributors:

    Publication date :

    2023-02-09


    Type of media :

    Patent


    Type of material :

    Electronic Resource


    Language :

    English


    Classification :

    IPC:    B64G Raumfahrt , COSMONAUTICS / F02K JET-PROPULSION PLANTS , Strahltriebwerke



    Effects of rocket engine on single-stage-to-orbit vehicle

    Huang, W. D. / Wang, K. C. / Chen, Q. Z. | AIAA | 1998



    Rocket Propulsion For Single Stage To Orbit

    Limerick, C. D. / American Institute of Aeronautics and Astronautics / Society of Automotive Engineers et al. | British Library Conference Proceedings | 1994


    Effects of the rocket engine on the single-stage-to-orbit vehicle

    Huang, W. / Wang, K. / Chen, Q. | AIAA | 1997


    Effects of the Rocket Engine on the Single-Stage-to-Orbit Vehicle

    Huang, W. D. / Wang, K. C. / Chen, Q. Z. et al. | British Library Conference Proceedings | 1997