RU1820018C - Method for starting liquid-gas combustion chamber - Google Patents
Method for starting liquid-gas combustion chamberInfo
- Publication number
- RU1820018C RU1820018C SU4842805A RU1820018C RU 1820018 C RU1820018 C RU 1820018C SU 4842805 A SU4842805 A SU 4842805A RU 1820018 C RU1820018 C RU 1820018C
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- pressure
- gaseous component
- chamber
- supersonic
- Prior art date
Links
Abstract
Изобретение относитс к ракетно-кос- Мической технике и технике высоких температур и может быть использовано при эксплуатации камер сгорани , работающих при сверхзвуковых перепадах давлени (между давлением в камере и давлением окружающей среды). Цель изобретени заключаетс в повышении надежности за счет обеспечени сверхзвукового истечени газообразного компонента в камеру сгорани , котора обеспечиваетс подачей газообразного компонента под давлением Рп, определ емым соотношением К --- 1 .: / 2 к Рп S Рк тт-пгт где PK давление в камере сгорани ; К - показатель адиабаты газа; при этом подачу жидкого компонента в газообразный компонент осуществл ют перед сечением, где устанавливаетс скорость звука. 1 ил. ел СThe invention relates to space rocket and high temperature technology and can be used in the operation of combustion chambers operating at supersonic pressure drops (between the pressure in the chamber and the ambient pressure). The purpose of the invention is to increase reliability by providing a supersonic outflow of the gaseous component into the combustion chamber, which is provided by supplying the gaseous component under a pressure Pp defined by the ratio K − 1. burn; K is the gas adiabat index; wherein the supply of the liquid component to the gaseous component is carried out before the section where the speed of sound is established. 1 ill. ate with
Description
Изобретение относитс к ракетно-кос- мической технике и технике высоких темпе- гратур и может быть использовано при эксплуатации камер сгорани , работающих при сверхзвуковых перепадах давлени (между давлением в камере и давлением окружающей среды).The invention relates to rocket and space technology and high temperature technology and can be used in the operation of combustion chambers operating at supersonic pressure drops (between the pressure in the chamber and the ambient pressure).
Целью изобретени вл етс повышение надежности камеры за счет обеспечени сверхзвукового истечени газообразного компонента в камеру сгорани .The aim of the invention is to increase the reliability of the chamber by providing a supersonic outflow of the gaseous component into the combustion chamber.
На чертеже изображена камера сгорани дл осуществлени способа.The drawing shows a combustion chamber for implementing the method.
Проводились запуски камеры сгорани , работающей на компонентах: воздух (окислитель ) - этиловый спирт (горючее). Спирт подавлс в камеру сгорани 1 через пневматическую форсунку 2. Давление в камереLaunches of the combustion chamber operating on the components were carried out: air (oxidizing agent) - ethyl alcohol (fuel). The alcohol is suppressed into the combustion chamber 1 through the pneumatic nozzle 2. The pressure in the chamber
измен лось от Рк 0,25 МПа перед воспламенением до Рк 0,6 МПа после воспламенени . При этом давление подачи Рп 1,2 МПа и не измен лось во врем запуска и был равен 2 0,5.varied from Pk 0.25 MPa before ignition to Pk 0.6 MPa after ignition. In this case, the supply pressure Pp was 1.2 MPa and did not change during start-up and was equal to 2.5.
Использование предлагаемого способа запуска камер сгорани обеспечивает, в отличие от существующих способов, надежность обеспечени сверхзвукового истечени газообразного компонента в камеру сгорани . Это увеличивает надежность камер сгорани и упрощает их отработку .Using the proposed method for starting combustion chambers provides, in contrast to existing methods, the reliability of providing a supersonic outflow of the gaseous component into the combustion chamber. This increases the reliability of the combustion chambers and simplifies their development.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4842805 RU1820018C (en) | 1990-06-25 | 1990-06-25 | Method for starting liquid-gas combustion chamber |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4842805 RU1820018C (en) | 1990-06-25 | 1990-06-25 | Method for starting liquid-gas combustion chamber |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU1820018C true RU1820018C (en) | 1993-06-07 |
Family
ID=21522885
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU4842805 RU1820018C (en) | 1990-06-25 | 1990-06-25 | Method for starting liquid-gas combustion chamber |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU1820018C (en) |
-
1990
- 1990-06-25 RU SU4842805 patent/RU1820018C/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
1. Пажи Д.Г., Кор гин А.А., Ламм Э.Л. Распыл ющие устройства в химической промышленности, М.: Хими , 1975, с. 115, рис.5.2. 2, Лефевр А. Процессы в камерах сгора- ни ГТД. М.: Мир, 1986, с. 430. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
FI822422A0 (en) | FOERFARANDE FOER ATT ANVAENDA AVKOK FRAON KYLVAETSKOR SAOSOM BRAENSLE I EN TVAOTAKTS-DIESELMOTOR SAMT SYSTEM FOER UTNYTTJANDE AV FOERFARANDET | |
US2689454A (en) | Rocket engine | |
GB1390919A (en) | Lasers | |
US3782112A (en) | Hybrid generator | |
RU1820018C (en) | Method for starting liquid-gas combustion chamber | |
US3382679A (en) | Jet engine with vaporized liquid feedback | |
GB702779A (en) | Means for supplying propellents to a rocket motor | |
JPS59557U (en) | Mainstream structure type liquid fuel rocket drive engine | |
GB853495A (en) | Improvements in or relating to liquid propellent rocket motors | |
GB574554A (en) | Improvements in or relating to internal combustion engines | |
KR101596659B1 (en) | Full Flow Staged Combustion Cycle Liquid Rocket Engine System Using Liquid Methane and Liquid Oxygen | |
GB1530331A (en) | Starting device for a gas turbine engine | |
US6497091B1 (en) | Hypergolic ignitor assembly | |
RU96106610A (en) | METHOD FOR OPERATION OF A LIQUID ROCKET ENGINE AND A LIQUID ROCKET ENGINE | |
GB1392783A (en) | Reaction propulsion engine and method of operation | |
SU1548604A1 (en) | Method of igniting a two-phase fuel | |
US6845605B1 (en) | Hypergolic ignitor | |
FR2270448A1 (en) | Gas turbine combustion chamber - has spring loaded bellows controlling annular air flow control membrane | |
GB998819A (en) | An injector head for a liquid fuel rocket | |
RU6842U1 (en) | COMBINED HYDROGEN AIR REACTIVE ENGINE | |
JPH0586980A (en) | Liquid ram rocket | |
JPH09133047A (en) | Air turbo-ramjet engine | |
JPS54158510A (en) | Purging method and device for pressure atomizing type 2-fuel burning nozzle for gas turbine | |
SU702758A1 (en) | Afterburning chamber of double-circuit turbojet engine | |
SU1180650A2 (en) | Igniter |