RU2088782C1

RU2088782C1 - Chamber of liquid-propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2088782C1
Application number: RU93030931A
Authority: RU
Inventors: Виктор Николаевич Иванов
Original assignee: Виктор Николаевич Иванов
Priority date: 1993-06-17
Filing date: 1993-06-17
Publication date: 1997-08-27

Abstract

FIELD: heat engines, non-expendable liquid-propellant rocket engines. SUBSTANCE: proposed engine includes combustion chamber with nozzle and mixing head with injector members, after-valve chambers and fuel component supply mains with supply valves; after-valve chambers are brought in communication with separate chambers located in wall of combustion chamber, nozzle or cavity of combustion chamber by means of passages. EFFECT: enhanced reliability. 1 dwg

Description

Изобретение относится к области тепловых двигателей на химических топливах, обеспечивающих превращение химической энергии в энергию давления, далее в кинетическую энергию, а более конкретно к ЖРД (жидкостный ракетный двигатель) многократного включения. The invention relates to the field of heat engines using chemical fuels, providing the conversion of chemical energy into pressure energy, then into kinetic energy, and more specifically to multiple-rocket LRE (liquid rocket engine).

Известно устройство ракетный двигатель многоразового действия [1] имеющий камеру сгорания, в которую по трубопровадам с командными клапанами поступают горючее и окислитель, воспламеняющиеся самопроизвольно. Недостатком устройства является то, что внутренние полости между клапанами а камерой имеют сложную конфигурацию и достаточно большой объем. A device is known for a reusable rocket engine [1] having a combustion chamber, into which fuel and an oxidizing agent that spontaneously ignite spontaneously enter through pipelines with command valves. The disadvantage of this device is that the internal cavity between the valves and the camera have a complex configuration and a sufficiently large volume.

Известно устройство форсунка ЖРД, имеющая клапаны подачи компонентов топлива, трубопроводы подвода топлива к головке, промежуточные полости и форсуночные элементы [2]
Недостатком известных устройств является то, что не предусмотрено послепусковое удаление из полостей компонентов топлива, ввиду большего количества форсуночных элементов и наличия плоских днищ, объединяющих полости компонентов топлива для эффективного использования и тепловой энергии.A known device nozzle rocket engine having valves for supplying fuel components, pipelines for supplying fuel to the head, intermediate cavities and nozzle elements [2]
A disadvantage of the known devices is that there is no post-launch removal of fuel components from the cavities, due to the larger number of nozzle elements and the presence of flat bottoms combining the cavities of the fuel components for efficient use and thermal energy.

Основными задачами предложенного технического решения являются повышение надежности, увеличение ресурса и эффективности устройства. The main objectives of the proposed technical solution are to increase reliability, increase the resource and efficiency of the device.

Решение основных задачи достигается тем, что в ЖРД многократного включения, содержащем камеру сгорания с соплом и смесительную головку с форсуночными элементами с заклапанными полостями и магистралями подачи компонентов топлива с клапанами подачи, заклапанные полости каналами сообщены с отдельными полостями, расположенными в стенке камеры сгорания или сопла. The solution to the main problems is achieved by the fact that in a multiple rocket engine containing a combustion chamber with a nozzle and a mixing head with nozzle elements with valve cavities and fuel component supply lines with supply valves, the valve cavities are connected with separate cavities located in the wall of the combustion chamber or nozzle .

Предлагаемый двигатель многократного включения изображен на чертеже. The proposed engine is a multiple inclusion shown in the drawing.

Двигатель состоит из клапанов подачи компонентов 1, закрепленных в корпусе смесительной головки 2, клапана 1 сообщаются через заклапанные полости 3 и форсуночные элементы 4 с полостью камеры сгорания 5. В корпусе смесительной головки 2 и камере 5 выполнены каналы 6 соединяющие заклапанные полости 3 с полостями 7, расположенными в стенке камеры сгорания или сопла. The engine consists of component supply valves 1 fixed in the housing of the mixing head 2, valves 1 communicate through the valve cavities 3 and nozzle elements 4 with the cavity of the combustion chamber 5. In the housing of the mixing head 2 and chamber 5 there are channels 6 connecting the valve cavities 3 with cavities 7 located in the wall of the combustion chamber or nozzle.

Работа предлагаемого двигателя многократного включения происходит следующим образом. The operation of the proposed engine multiple starts is as follows.

После открытия клапанов 1 компоненты топлива (окислитель и горючее) через заклапанные полости 3 и форсуночные элементы 4 поступают в камеру сгорания 5, где происходит их сгорание, одновременно идет заполнение полостей 7 через каналы 6, по мере их заполнения компоненты переходят в парообразное состояние, которое поддерживается непрерывно работающим двигателем, пара в данном случае запираются давлением подачи компонентов в каналы 6 и полости 7. После выключения клапанов 1 давление паров, находящихся в полостях 7 и каналах 6, вытесняет остатки компонентов топлива из заклапанных полостей 3 в камеру двигателя 5 через форсуночные элементы 4. Применения (использование) полостей расположенных в стенке камеры сгорания сопла или в камере сгорания, сообщенных с заклапанными полостями, позволяет (обеспечивает) эффективно использовать остатки компонентов топлива, находящихся в заклапанных полостях после выключения двигателя их автоматической продувкой парами одновременных компонентов, тем самым исключая засорение полости продуктами сгорания в случае использования продуктов сгорания для продувки полостей. After the valves 1 are opened, the fuel components (oxidizing agent and fuel) through the valve cavities 3 and the nozzle elements 4 enter the combustion chamber 5, where they are combusted, the cavities 7 are filled through the channels 6 at the same time, as they are filled, the components go into a vapor state, which is supported by a continuously running engine, the steam in this case is blocked by the pressure of the components in the channels 6 and cavities 7. After turning off the valves 1, the vapor pressure in the cavities 7 and channels 6 displaces the remaining components of fuel from the valve cavities 3 to the engine chamber 5 through the nozzle elements 4. The use (use) of the cavities located in the wall of the combustion chamber of the nozzle or in the combustion chamber communicated with the valve cavities allows (ensures) efficient use of the remaining components of the fuel located in the valve cavities after turning off the engine by automatically blowing pairs of simultaneous components, thereby eliminating the clogging of the cavity with combustion products in the case of using combustion products To purge cavities.

Claims

The chamber of a liquid multiple-rocket rocket engine comprising a combustion chamber with a nozzle and a mixing head with nozzle elements, with valve cavities and fuel component supply lines with supply valves, characterized in that the valve cavities are in communication with separate closed cavities located in the wall of the combustion chamber, nozzles or directly into the cavity of the combustion chamber.