RU2007142117A - LOW ROCKET MISSION ENGINE - Google Patents

LOW ROCKET MISSION ENGINE Download PDF

Info

Publication number
RU2007142117A
RU2007142117A RU2007142117/06A RU2007142117A RU2007142117A RU 2007142117 A RU2007142117 A RU 2007142117A RU 2007142117/06 A RU2007142117/06 A RU 2007142117/06A RU 2007142117 A RU2007142117 A RU 2007142117A RU 2007142117 A RU2007142117 A RU 2007142117A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
axis
channels
directed
chamber
rocket engine
Prior art date
Application number
RU2007142117/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2386846C2 (en
Inventor
Рашит Хурматович Кутуев (RU)
Рашит Хурматович Кутуев
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (ФГУП "НИИМаш") (RU)
Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш")
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (ФГУП "НИИМаш") (RU), Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (ФГУП "НИИМаш") (RU)
Priority to RU2007142117/06A priority Critical patent/RU2386846C2/en
Publication of RU2007142117A publication Critical patent/RU2007142117A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2386846C2 publication Critical patent/RU2386846C2/en

Links

Landscapes

  • Testing Of Engines (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)

Abstract

1. Ракетный двигатель малой тяги, содержащий камеру двигателя со смесительной головкой, огневое днище, воспламенитель с расположенной по оси полостью воспламенения, центробежную форсунку окислителя с тангенциальными каналами, исходящими из кольцевого коллектора, и камерой закручивания и направленными к оси струйными форсунками горючего, осевым и периферийными каналами, сообщающими камеру закручивания с полостью воспламенения, отличающийся тем, что полость воспламенения выполнена в виде полусферы, осевой канал имеет сходящуюся и расходящуюся части с минимальным сечением между ними, струйные форсунки горючего направлены под углом к оси смесительной головки в сторону камеры сгорания, выходы струйных форсунок чередуются с входами периферийных каналов и расположены в конце расходящейся части осевого канала за выходами тангенциальных каналов после косого среза этих каналов, огневое днище выполнено в виде полусферы. ! 2. Ракетный двигатель малой тяги по п.1, отличающийся тем, что на огневом днище выполнены тангенциальные каналы окислителя завесы, а оси струйных форсунок горючего направлены на их выходы. ! 3. Ракетный двигатель малой тяги по п.1, отличающийся тем, что тангенциальные каналы центробежной форсунки расположены под углом к камере закручивания и направлены в сторону полости воспламенения. ! 4. Ракетный двигатель малой тяги по п.1, отличающийся тем, что корпус камеры выполнен составным из переходника и жаропрочной камеры сгорания и сопла, а их узел соединения расположен в коллекторе окислителя.1. A small thrust rocket engine comprising an engine chamber with a mixing head, a firing base, an ignitor with an axis of ignition located along the axis, a centrifugal oxidizer nozzle with tangential channels emanating from the annular manifold, and a swirl chamber and jet nozzles of fuel, axial and directed to the axis peripheral channels communicating the swirl chamber with the ignition cavity, characterized in that the ignition cavity is made in the form of a hemisphere, the axial channel has a convergent and the flowing part with a minimum cross section between them, the fuel spray nozzles are directed at an angle to the axis of the mixing head towards the combustion chamber, the outputs of the spray nozzles alternate with the inputs of the peripheral channels and are located at the end of the diverging part of the axial channel beyond the tangential channel outputs after the oblique cut of these channels, the bottom is made in the form of a hemisphere. ! 2. The thrust rocket engine according to claim 1, characterized in that the tangential channels of the oxidizer of the curtain are made on the firing bottom, and the axis of the fuel spray nozzles are directed to their exits. ! 3. The thrust rocket engine according to claim 1, characterized in that the tangential channels of the centrifugal nozzle are located at an angle to the swirl chamber and are directed towards the ignition cavity. ! 4. The thrust rocket engine according to claim 1, characterized in that the chamber body is made up of an adapter and a heat-resistant combustion chamber and nozzle, and their joint is located in the oxidizer collector.

Claims (4)

1. Ракетный двигатель малой тяги, содержащий камеру двигателя со смесительной головкой, огневое днище, воспламенитель с расположенной по оси полостью воспламенения, центробежную форсунку окислителя с тангенциальными каналами, исходящими из кольцевого коллектора, и камерой закручивания и направленными к оси струйными форсунками горючего, осевым и периферийными каналами, сообщающими камеру закручивания с полостью воспламенения, отличающийся тем, что полость воспламенения выполнена в виде полусферы, осевой канал имеет сходящуюся и расходящуюся части с минимальным сечением между ними, струйные форсунки горючего направлены под углом к оси смесительной головки в сторону камеры сгорания, выходы струйных форсунок чередуются с входами периферийных каналов и расположены в конце расходящейся части осевого канала за выходами тангенциальных каналов после косого среза этих каналов, огневое днище выполнено в виде полусферы.1. A small thrust rocket engine comprising an engine chamber with a mixing head, a firing base, an ignitor with an axis of ignition located along the axis, a centrifugal oxidizer nozzle with tangential channels emanating from the annular manifold, and a swirl chamber and jet nozzles of fuel, axial and directed to the axis peripheral channels communicating the swirl chamber with the ignition cavity, characterized in that the ignition cavity is made in the form of a hemisphere, the axial channel has a convergent and the flowing part with a minimum cross section between them, the fuel spray nozzles are directed at an angle to the axis of the mixing head towards the combustion chamber, the outputs of the spray nozzles alternate with the inputs of the peripheral channels and are located at the end of the diverging part of the axial channel beyond the tangential channel outputs after the oblique cut of these channels, the bottom is made in the form of a hemisphere. 2. Ракетный двигатель малой тяги по п.1, отличающийся тем, что на огневом днище выполнены тангенциальные каналы окислителя завесы, а оси струйных форсунок горючего направлены на их выходы.2. The thrust rocket engine according to claim 1, characterized in that the tangential channels of the oxidizer of the curtain are made on the firing bottom, and the axis of the fuel spray nozzles are directed to their exits. 3. Ракетный двигатель малой тяги по п.1, отличающийся тем, что тангенциальные каналы центробежной форсунки расположены под углом к камере закручивания и направлены в сторону полости воспламенения.3. The thrust rocket engine according to claim 1, characterized in that the tangential channels of the centrifugal nozzle are located at an angle to the swirl chamber and are directed towards the ignition cavity. 4. Ракетный двигатель малой тяги по п.1, отличающийся тем, что корпус камеры выполнен составным из переходника и жаропрочной камеры сгорания и сопла, а их узел соединения расположен в коллекторе окислителя.4. The thrust rocket engine according to claim 1, characterized in that the chamber body is made up of an adapter and a heat-resistant combustion chamber and nozzle, and their joint is located in the oxidizer collector.
RU2007142117/06A 2007-11-14 2007-11-14 Low-thrust rocket engine RU2386846C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007142117/06A RU2386846C2 (en) 2007-11-14 2007-11-14 Low-thrust rocket engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007142117/06A RU2386846C2 (en) 2007-11-14 2007-11-14 Low-thrust rocket engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007142117A true RU2007142117A (en) 2009-05-20
RU2386846C2 RU2386846C2 (en) 2010-04-20

Family

ID=41021434

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007142117/06A RU2386846C2 (en) 2007-11-14 2007-11-14 Low-thrust rocket engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2386846C2 (en)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111765017A (en) * 2020-06-11 2020-10-13 安徽九州云箭航天技术有限公司 Torch electric ignition chamber for liquid rocket engine
CN113107710A (en) * 2021-05-10 2021-07-13 苏州旗磐科技有限公司 Low-thrust double-component attitude control engine
CN115059557A (en) * 2022-03-16 2022-09-16 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 Modularized coaxial shear type nozzle suitable for rectangular model rocket engine
CN109798202B (en) * 2019-04-04 2023-08-22 北京宇航推进科技有限公司 Liquid rocket engine injector integrating electric igniter

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103644044B (en) * 2013-11-26 2015-10-28 北京航空航天大学 Be applied to polychormism simulated engine and the ignition schemes thereof of the research of Vacuum Plume effect experiment
RU2605267C2 (en) * 2015-04-29 2016-12-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") Low-thrust rocket engines unit
RU2626189C1 (en) * 2016-10-03 2017-07-24 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" Low-thrust rocket engine on gaseous hydrogen and oxygen with centrifugal and spray nozzles
RU2641785C1 (en) * 2017-02-07 2018-01-22 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" Low-thrust rocket engine on gaseous hydrogen and oxygen with jet-type injectors in air cross-flow
RU2724069C1 (en) * 2019-06-11 2020-06-19 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" Low-thrust rocket engine on non-self-inflammable liquid fuel and gaseous oxidant

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109798202B (en) * 2019-04-04 2023-08-22 北京宇航推进科技有限公司 Liquid rocket engine injector integrating electric igniter
CN111765017A (en) * 2020-06-11 2020-10-13 安徽九州云箭航天技术有限公司 Torch electric ignition chamber for liquid rocket engine
CN111765017B (en) * 2020-06-11 2023-11-03 安徽九州云箭航天技术有限公司 Torch electric ignition chamber for liquid rocket engine
CN113107710A (en) * 2021-05-10 2021-07-13 苏州旗磐科技有限公司 Low-thrust double-component attitude control engine
CN113107710B (en) * 2021-05-10 2023-10-20 苏州旗磐科技有限公司 Low-thrust double-component attitude control engine
CN115059557A (en) * 2022-03-16 2022-09-16 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 Modularized coaxial shear type nozzle suitable for rectangular model rocket engine

Also Published As

Publication number Publication date
RU2386846C2 (en) 2010-04-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2007142117A (en) LOW ROCKET MISSION ENGINE
JP5611450B2 (en) Nozzle and gas turbine combustor, gas turbine
RU2005106776A (en) GAS-TURBINE ENGINE FORCING CHAMBER
RU2005129654A (en) FOAMING INJECTOR FOR THE AEROMECHANICAL SYSTEM OF INJECTING A FUEL-AIR MIXTURE TO THE TURBO MACHINE COMBUSTION CAMERA, THE AEROMECHANICAL INJECTION SYSTEM, TURBO MACHINE COMBUSTION CAMERA AND TURBO MACHINE
RU2013108313A (en) FUEL AIR INJECTOR (OPTIONS), COMBUSTION CAMERA FOR A GAS-TURBINE ENGINE (OPTIONS) AND METHOD OF OPERATION OF A FUEL AIR INJECTOR (OPTIONS)
US7475546B2 (en) Augmentor pilot nozzle
RU2010122334A (en) COMBUSTION UNIT FOR A GAS TURBINE ENGINE
RU2013139354A (en) GAS TURBINE COMBUSTION CAMERA INJECTOR WITH DOUBLE FUEL SYSTEM AND COMBUSTION CAMERA EQUIPPED, AT LEAST, ONE SUCH INJECTOR
CN110513719B (en) Oxygen/methane torch igniter
CN109028148A (en) Rotation detonating combustion device with fluid diode structure
US11415058B2 (en) Torch ignitors with tangential injection
RU2007134591A (en) FUEL INJECTOR WITH DISTRIBUTED CHANNELS
CN108351105A (en) Pre- membrane type fuel/air mixer
JP3939704B2 (en) Turbine engine augmentor
CN113154458A (en) Continuous rotation detonation combustion chamber and ramjet
CN211119489U (en) Blunt body structure stable combustion chamber
JP6092007B2 (en) Gas turbine combustor
CN114810290A (en) Heating device for an exhaust system of an internal combustion engine
RU77938U1 (en) Gas oil burner
RU2218471C1 (en) Gas-turbine engine afterburner
KR100858964B1 (en) Reer burning device for small jet engine using torch
RU2700482C1 (en) Liquid rocket engine chamber mixing head
RU151160U1 (en) GAS-LIQUID GAS-TURBINE ENGINE INJECTOR
RU158061U1 (en) GAS-TURBINE ENGINE COMBUSTION CHAMBER MODULE MODULE
CN115807704A (en) Heating device for an exhaust system of an internal combustion engine