RU2014130803A - Liquid rocket engine chamber - Google Patents

Liquid rocket engine chamber Download PDF

Info

Publication number
RU2014130803A
RU2014130803A RU2014130803A RU2014130803A RU2014130803A RU 2014130803 A RU2014130803 A RU 2014130803A RU 2014130803 A RU2014130803 A RU 2014130803A RU 2014130803 A RU2014130803 A RU 2014130803A RU 2014130803 A RU2014130803 A RU 2014130803A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
firing
pins
square
nozzles
Prior art date
Application number
RU2014130803A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2581308C2 (en
Inventor
Владимир Викторович Черниченко
Виталий Борисович Шепеленко
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет"
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 бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет"
Priority to RU2014130803/06A priority Critical patent/RU2581308C2/en
Publication of RU2014130803A publication Critical patent/RU2014130803A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2581308C2 publication Critical patent/RU2581308C2/en

Links

Landscapes

  • Testing Of Engines (AREA)
  • Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)

Abstract

Камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая регенеративно охлаждаемые сопло и цилиндрическую часть, смесительную головку, включающую наружное, среднее и огневое днища, скрепленные между собой форсунками, штифтами, пайкой и сваркой, при этом форсунки горючего и окислителя расположены в шахматном порядке в огневом днище с переходом в периферийной зоне головки к расположению по окружностям, а штифты расположены на окружности в периферийной зоне смесительной головки, при этом расположенные на сторонах квадрата в центральной части смесительной головки форсунки, а также форсунки, находящиеся для каждой из сторон квадрата на двух лучах, протяженных от квадрата к периферии, выполнены выступающими в огневую полость камеры за огневое днище, образуя антипульсационные перегородки, при этом каждая периферийная, выступающая относительно огневого днища форсунка является форсункой горючего и расположена в местах пересечения окружности расположения штифтов с указанными лучами расположения выступающих форсунок, отличающаяся тем, что лучи являются продолжением сторон квадрата и соединяют его вершины с периферийной зоной смесительной головки, в каждом штифте выполнено как минимум три канала, соединяющих полость камеры сгорания с полостью, образованной средним и огневым днищами, причем выходная часть указанных каналов расположена параллельно оси камеры сгорания.A chamber of a liquid-propellant rocket engine containing a regeneratively cooled nozzle and cylindrical part, a mixing head including an outer, middle and firing bottoms fastened together by nozzles, pins, soldering and welding, while the fuel and oxidizer nozzles are staggered in the firing base with a transition in the peripheral zone of the head to the circumferential arrangement, and the pins are located on a circle in the peripheral zone of the mixing head, while located on the sides of the square in the Central part the kneading head of the nozzle, as well as the nozzle located on each side of the square on two beams extending from the square to the periphery, are made protruding into the firing cavity of the chamber behind the firing bottom, forming anti-pulsation partitions, while each peripheral protruding relative to the firing bottom of the nozzle is a nozzle fuel and is located at the intersection of the circumference of the location of the pins with the indicated rays of the location of the protruding nozzles, characterized in that the rays are an extension of the sides of the quad ata and connects vertices with the periphery of the mixing head area, each pin is formed as at least three channels connecting the combustion chamber cavity with the cavity formed by the middle and fired bottoms, wherein the output portion of said channel is arranged parallel to the combustor axis.

Claims (1)

Камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая регенеративно охлаждаемые сопло и цилиндрическую часть, смесительную головку, включающую наружное, среднее и огневое днища, скрепленные между собой форсунками, штифтами, пайкой и сваркой, при этом форсунки горючего и окислителя расположены в шахматном порядке в огневом днище с переходом в периферийной зоне головки к расположению по окружностям, а штифты расположены на окружности в периферийной зоне смесительной головки, при этом расположенные на сторонах квадрата в центральной части смесительной головки форсунки, а также форсунки, находящиеся для каждой из сторон квадрата на двух лучах, протяженных от квадрата к периферии, выполнены выступающими в огневую полость камеры за огневое днище, образуя антипульсационные перегородки, при этом каждая периферийная, выступающая относительно огневого днища форсунка является форсункой горючего и расположена в местах пересечения окружности расположения штифтов с указанными лучами расположения выступающих форсунок, отличающаяся тем, что лучи являются продолжением сторон квадрата и соединяют его вершины с периферийной зоной смесительной головки, в каждом штифте выполнено как минимум три канала, соединяющих полость камеры сгорания с полостью, образованной средним и огневым днищами, причем выходная часть указанных каналов расположена параллельно оси камеры сгорания. A chamber of a liquid-propellant rocket engine containing a regeneratively cooled nozzle and cylindrical part, a mixing head including an outer, middle and firing bottoms fastened together by nozzles, pins, soldering and welding, while the fuel and oxidizer nozzles are staggered in the firing base with a transition in the peripheral zone of the head to the circumferential arrangement, and the pins are located on a circle in the peripheral zone of the mixing head, while located on the sides of the square in the Central part the kneading head of the nozzle, as well as the nozzle located on each side of the square on two beams extending from the square to the periphery, are made protruding into the firing cavity of the chamber behind the firing bottom, forming anti-pulsation partitions, while each peripheral protruding relative to the firing bottom of the nozzle is a nozzle fuel and is located at the intersection of the circumference of the location of the pins with the indicated rays of the location of the protruding nozzles, characterized in that the rays are an extension of the sides of the quad ata and connects vertices with the periphery of the mixing head area, each pin is formed as at least three channels connecting the combustion chamber cavity with the cavity formed by the middle and fired bottoms, wherein the output portion of said channel is arranged parallel to the combustor axis.
RU2014130803/06A 2014-07-24 2014-07-24 Chamber of liquid rocket engine RU2581308C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014130803/06A RU2581308C2 (en) 2014-07-24 2014-07-24 Chamber of liquid rocket engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014130803/06A RU2581308C2 (en) 2014-07-24 2014-07-24 Chamber of liquid rocket engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014130803A true RU2014130803A (en) 2016-02-10
RU2581308C2 RU2581308C2 (en) 2016-04-20

Family

ID=55313246

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014130803/06A RU2581308C2 (en) 2014-07-24 2014-07-24 Chamber of liquid rocket engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2581308C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114215660A (en) * 2021-11-16 2022-03-22 北京航天动力研究所 High-efficient stable injector

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115435338B (en) * 2022-11-09 2023-01-03 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 Large-flow combustion heating injector adopting mixing nozzle

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3432607A1 (en) * 1984-09-05 1986-03-13 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Device for the damping of combustion chamber vibrations in liquid-fuelled rocket engines
RU2158841C2 (en) * 1999-01-21 2000-11-10 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" Liquid-propellant thrust chamber and its casing
RU2205973C2 (en) * 2000-06-30 2003-06-10 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" Injector assembly of liquid-propellant rocket engine and chamber with such injector assembly
RU124320U1 (en) * 2012-01-31 2013-01-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение Энергомаш имени академика В.П. Глушко" MIXING HEAD OF A LIQUID ROCKET ENGINE COMBUSTION CHAMBER

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114215660A (en) * 2021-11-16 2022-03-22 北京航天动力研究所 High-efficient stable injector

Also Published As

Publication number Publication date
RU2581308C2 (en) 2016-04-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2015069383A3 (en) A combustion chamber construction with dual mixing regions for opposed-piston engines
RU2014130803A (en) Liquid rocket engine chamber
RU2015124028A (en) INJECTOR ELEMENT FOR COMBUSTION CHAMBER OF ROCKET ENGINE
JP2015105766A5 (en)
RU2013125262A (en) COMBUSTION LIQUID ROCKET ENGINE CAMERA
RU2606202C2 (en) Mixing head of liquid-propellant engine chamber
RU2014128841A (en) Liquid rocket engine
RU2013110934A (en) LOW-THROUGH LIQUID ROCKET ENGINE
RU2649173C1 (en) Mixing head of liquid-propellant engine chamber
EA201650126A1 (en) IMPLOSIVE TUBULAR REACTOR
RU2013156187A (en) LOW-THROUGH LIQUID ROCKET ENGINE CAMERA
RU2571997C1 (en) Method of fuel components feed in liquid propellant rocket engine combustion chamber
RU2684701C1 (en) Mixing head of lpe combustion chamber
RU2015131047A (en) The layout of the marching multi-chamber propulsion system of a two-stage launch vehicle with a composite nozzle block
RU2671664C1 (en) Gas generator
RU2010132033A (en) SOLID FUEL ROCKET ENGINE
RU2013124773A (en) Solid propellant rocket engine
RU2017102894A (en) BURNING METHOD
RU2012126628A (en) SOCIAL JOINT INJECTOR
RU2016129880A (en) Pulsating jet engine
RU2016148586A (en) Combustion chamber of a liquid propulsion thruster
RU2011100992A (en) MIXING HEAD OF LRE CAMERA
RU2014108907A (en) LIQUID ROCKET CAMERA CAMERA
RU2700482C1 (en) Liquid rocket engine chamber mixing head
RU2005118278A (en) LOW-THREAD LIQUID ROCKET ENGINE CAMERA

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170725