RU2015117109A - Small thrust liquid propellant rocket chamber - Google Patents

Small thrust liquid propellant rocket chamber Download PDF

Info

Publication number
RU2015117109A
RU2015117109A RU2015117109A RU2015117109A RU2015117109A RU 2015117109 A RU2015117109 A RU 2015117109A RU 2015117109 A RU2015117109 A RU 2015117109A RU 2015117109 A RU2015117109 A RU 2015117109A RU 2015117109 A RU2015117109 A RU 2015117109A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blades
mixing element
row
outlet
chamber
Prior art date
Application number
RU2015117109A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2655888C2 (en
Inventor
Юрий Захарович Андреев
Original Assignee
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") filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш")
Priority to RU2015117109A priority Critical patent/RU2655888C2/en
Publication of RU2015117109A publication Critical patent/RU2015117109A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2655888C2 publication Critical patent/RU2655888C2/en

Links

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
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/52—Injectors

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

1. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящая из корпуса смесительной головки с каналами подачи компонентов топлива, двухкомпонентного смесительного элемента, выполненного в виде двух соосных капиллярных трубок, камеры сгорания с поперечной перегородкой, расположенной напротив выхода смесительного элемента и имеющей на периферии каналы для прохода парогаза, отличающаяся тем, что перегородка выполнена в виде турбулизатора с центральным стержнем с плоской торцевой поверхностью, обращенной к выходу смесительного элемента, и минимум двух рядов лопаток с противоположным направлением закрутки.2. Камера по п. 1, отличающаяся тем, что выходные кромки лопаток первого ряда совмещены с входными кромками лопаток второго ряда.3. Камера по п. 1, отличающаяся тем, что лопатки последнего от смесительного элемента ряда на выходе имеют угол, близкий по направлению к образующим камеры сгорания.1. The chamber of a liquid propellant small thrust rocket engine, consisting of a housing for the mixing head with channels for supplying fuel components, a two-component mixing element made in the form of two coaxial capillary tubes, a combustion chamber with a transverse partition opposite the outlet of the mixing element and having channels for passage on the periphery steam gas, characterized in that the partition is made in the form of a turbulator with a central rod with a flat end surface facing the outlet of the mixing element ent, and at least two rows of blades with the opposite direction of twist. 2. The chamber according to claim 1, characterized in that the output edges of the blades of the first row are aligned with the input edges of the blades of the second row. The chamber according to claim 1, characterized in that the blades of the latter from the mixing element of the outlet row have an angle close to the generatrices of the combustion chamber.

Claims (3)

1. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящая из корпуса смесительной головки с каналами подачи компонентов топлива, двухкомпонентного смесительного элемента, выполненного в виде двух соосных капиллярных трубок, камеры сгорания с поперечной перегородкой, расположенной напротив выхода смесительного элемента и имеющей на периферии каналы для прохода парогаза, отличающаяся тем, что перегородка выполнена в виде турбулизатора с центральным стержнем с плоской торцевой поверхностью, обращенной к выходу смесительного элемента, и минимум двух рядов лопаток с противоположным направлением закрутки.1. The chamber of a liquid propellant small thrust rocket engine, consisting of a housing for the mixing head with channels for supplying fuel components, a two-component mixing element made in the form of two coaxial capillary tubes, a combustion chamber with a transverse partition opposite the outlet of the mixing element and having channels for passage on the periphery steam gas, characterized in that the partition is made in the form of a turbulator with a central rod with a flat end surface facing the outlet of the mixing element enta, and at least two rows of blades with the opposite direction of twist. 2. Камера по п. 1, отличающаяся тем, что выходные кромки лопаток первого ряда совмещены с входными кромками лопаток второго ряда.2. The chamber according to claim 1, characterized in that the output edges of the blades of the first row are aligned with the input edges of the blades of the second row. 3. Камера по п. 1, отличающаяся тем, что лопатки последнего от смесительного элемента ряда на выходе имеют угол, близкий по направлению к образующим камеры сгорания. 3. The chamber according to claim 1, characterized in that the blades of the latter from the mixing element of the outlet row have an angle close to the generatrix of the combustion chamber.
RU2015117109A 2015-05-05 2015-05-05 Low-thrust liquid-propellant engine chamber RU2655888C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015117109A RU2655888C2 (en) 2015-05-05 2015-05-05 Low-thrust liquid-propellant engine chamber

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015117109A RU2655888C2 (en) 2015-05-05 2015-05-05 Low-thrust liquid-propellant engine chamber

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015117109A true RU2015117109A (en) 2016-11-27
RU2655888C2 RU2655888C2 (en) 2018-05-29

Family

ID=57758936

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015117109A RU2655888C2 (en) 2015-05-05 2015-05-05 Low-thrust liquid-propellant engine chamber

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2655888C2 (en)

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3662547A (en) * 1970-03-16 1972-05-16 Nasa Coaxial injector for reaction motors
RU2041375C1 (en) * 1990-02-28 1995-08-09 Научно-исследовательский институт машиностроения Combustion chamber for liquid low-thrust rocket engine
DE19515879C1 (en) * 1995-04-29 1996-06-20 Daimler Benz Aerospace Ag Coaxial injection unit for rocket combustion chambers
RU2288370C2 (en) * 2004-05-20 2006-11-27 Федеральное государственное унитарное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения (ФГУП НИИМаш) Chamber of liquid-propellant thruster
RU2598920C2 (en) * 2011-03-07 2016-10-10 Снекма Injector for mixing two components of fuel, comprising at least injection element with three coaxial channels
RU2527825C1 (en) * 2013-03-12 2014-09-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" Low-thrust liquid-propellant rocket engine

Also Published As

Publication number Publication date
RU2655888C2 (en) 2018-05-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2669580A3 (en) Fuel injection assembly for use in turbine engines and method of assembling same
RU2013120728A (en) MIXED FUEL INJECTOR
RU2018126668A (en) FUEL INJECTOR WITH DOUBLE INJECTION OF MAIN FUEL
CN103982351A (en) Visual nozzle
RU2013119486A (en) COMBUSTION CHAMBER INJECTOR, GAS TURBINE, METHOD INCLUDING AIR AND FUEL MIXING, AND METHOD INCLUDING AT LEAST ONE CHANNEL
RU2017134597A (en) SWEEPER, BURNER AND COMBUSTION SYSTEM FOR A GAS-TURBINE ENGINE
RU2013125262A (en) COMBUSTION LIQUID ROCKET ENGINE CAMERA
RU2014101385A (en) HYBRID ROCKET AND RECTANOUS AIR-REACTIVE AEROSPACE ENGINE
RU2013120725A (en) FUEL INJECTOR AND COMBUSTION CHAMBER (OPTIONS)
RU2658160C1 (en) Lpe combustion chamber mixing head
RU2525787C1 (en) Liquid-propellant engine combustion chamber atomiser head
RU2015117109A (en) Small thrust liquid propellant rocket chamber
RU2016111100A (en) Fuel nozzle for a turbomachine
RU2009138089A (en) COMBUSTION CAMERA OF A LIQUID LIQUID ROCKET ENGINE
EA201650126A1 (en) IMPLOSIVE TUBULAR REACTOR
RU2014131936A (en) METHOD FOR FUEL BURNING AND KNOCKING DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION
BR112018069039A2 (en) incineration system
PL423902A1 (en) Grain of propellant for the rocket engine with prolonged working time
RU2018147310A (en) Combustion chamber of a ram engine for an aircraft
RU2014130803A (en) Liquid rocket engine chamber
RU2725397C1 (en) Liquid-propellant rocket engine chamber slit-type mixing head
RU120719U1 (en) FUEL COMPONENTS CONNECTOR COLLECTOR TO REGENERATIVE COOLING CHANNELS OF A LIQUID-ROCKET ENGINE CAMERA
RU2017144370A (en) FUEL SUPPLY SYSTEM IN THE FORTLEMENT COMBUSTION CHAMBER
RU2014117882A (en) COMBUSTION LIQUID ROCKET ENGINE CAMERA
RU2016129880A (en) Pulsating jet engine