RU2382227C1 - Liquid propellant rocket engine - Google Patents
Liquid propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2382227C1 RU2382227C1 RU2008149585/06A RU2008149585A RU2382227C1 RU 2382227 C1 RU2382227 C1 RU 2382227C1 RU 2008149585/06 A RU2008149585/06 A RU 2008149585/06A RU 2008149585 A RU2008149585 A RU 2008149585A RU 2382227 C1 RU2382227 C1 RU 2382227C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- combustion chamber
- engine
- mixing head
- rocket engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгенераторных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде.The invention relates to the field of rocket propulsion and can be used to create generatorless liquid rocket engines running on cryogenic components, such as oxygen and hydrogen.
В настоящее время одной из основных проблем при создании жидкостных ракетных двигателей является получение высокого значения удельного импульса тяги при уменьшении габаритных размеров камеры, в частности сопла. Одним из путей, позволяющих обеспечить достаточно высокое значение удельного импульса тяги при уменьшении габаритных размеров камеры, является использование вместо обычных круглых сопел Лаваля кольцевых сопел. Отличие между соплом Лаваля и кольцевым состоит в том, что кольцевое сопло имеет форму критического сечения не круглую, а кольцевую. Кольцевые сопла позволяют увеличить площадь выходного сечения сопла и разместить часть агрегатов в центральной части, что приводит к уменьшению линейных размеров двигателя.Currently, one of the main problems in creating liquid-propellant rocket engines is to obtain a high specific thrust impulse while reducing the overall dimensions of the chamber, in particular the nozzle. One of the ways to ensure a sufficiently high specific thrust impulse while reducing the overall dimensions of the chamber is to use ring nozzles instead of the usual round Laval nozzles. The difference between the Laval nozzle and the annular one is that the annular nozzle has a critical cross-sectional shape not circular, but circular. Annular nozzles allow you to increase the area of the outlet section of the nozzle and place part of the units in the Central part, which leads to a decrease in the linear dimensions of the engine.
Известна принципиальная схема кольцевой камеры жидкостного ракетного двигателя, реализующая данный принцип (А.П.Васильев и др. "Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей", Москва, "Высшая школа", 1967 г., рис.X. 186).A well-known circuit diagram of the annular chamber of a liquid-propellant rocket engine that implements this principle (A.P. Vasiliev and others. "Fundamentals of the theory and calculation of liquid-propellant rocket engines", Moscow, "Higher School", 1967, Fig. X. 186).
Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий кольцевую камеру со смесительной головкой, тарельчатым соплом внешнего расширения, профилированным центральным телом и кольцевым критическим сечением, агрегаты управления и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат с турбиной, расположенные в полости профилированного центрального тела (М.В.Добровольский и др. "Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования", Москва, "Высшая школа", 1968 г., рис.2.32, стр.59).A liquid-propellant rocket engine is known, comprising an annular chamber with a mixing head, an external expansion disk nozzle, a profiled central body and an annular critical section, control units and power units including a turbopump unit with a turbine located in the cavity of the profiled central body (M.V.Dobrovolsky and etc. "Liquid rocket engines. Fundamentals of design", Moscow, "Higher school", 1968, Fig. 2.32, p. 59).
Указанный двигатель работает следующим образом. Компоненты топлива подаются в смесительную головку, воспламеняются и истекают через кольцевое критическое сечение. В тарельчатом сопле внешнего расширения продукты сгорания расширяются, причем внешняя граница расширения определяется атмосферным давлением, а внутренняя - контуром профилированного центрального тела.The specified engine operates as follows. The fuel components are fed into the mixing head, ignited and expire through the annular critical section. In a disk-shaped nozzle of external expansion, the combustion products expand, the external boundary of expansion being determined by atmospheric pressure, and the internal boundary by the contour of the profiled central body.
Недостатками данного двигателя являются сложность пневмогидравлической схемы, недостаточно высокие массово-габаритные характеристики, а также то, что для изменения направления вектора тяги необходимо качать весь двигатель во взаимно перпендикулярных плоскостях.The disadvantages of this engine are the complexity of the pneumohydraulic circuit, insufficiently high mass-dimensional characteristics, and the fact that in order to change the direction of the thrust vector it is necessary to pump the entire engine in mutually perpendicular planes.
Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий тарельчатое сопло, в полость которого открываются сопла камер с соплом Лаваля (А.П.Васильев и др. Под общей редакцией Кудрявцева В.М. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. М., Высшая школа, 1967, 670 стр., рис.Х22, стр.342).Known liquid rocket engine containing a disk nozzle, in the cavity of which the nozzles of the chambers open with a Laval nozzle (A.P. Vasiliev and others. Under the general editorship of V. Kudryavtsev. Fundamentals of the theory and calculation of liquid rocket engines. M., Higher School, 1967 , 670 p., Fig. X22, p. 342).
В этом случае несколько камер с соплом Лаваля установлены вне тарельчатого сопла внутреннего расширения, а полости их сопел открываются в полость тарельчатого сопла, и, таким образом, истекающие потоки продуктов сгорания из круглых сопел расширяются по стенкам тарельчатого сопла. При качании одной из камер с соплом Лаваля струя продуктов сгорания взаимодействует и перемешивается с остальными струями, что снижает эффективность регулирования.In this case, several chambers with a Laval nozzle are installed outside the disk nozzle of the internal expansion, and the cavities of their nozzles open into the cavity of the disk nozzle, and thus, the effluent flows of combustion products from the round nozzles expand along the walls of the disk nozzle. When swinging one of the chambers with a Laval nozzle, the stream of combustion products interacts and mixes with the rest of the streams, which reduces the efficiency of regulation.
Недостатком данного двигателя является то, что для управления вектором тяги по крену и тангажу необходимо качать весь двигатель в карданном подвесе.The disadvantage of this engine is that to control the thrust vector for roll and pitch, it is necessary to swing the entire engine in a gimbal.
Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий тарельчатое сопло, кольцевую камеру со смесительной головкой, расположенную осесимметрично внутри сопла, коллекторы подвода горючего и окислителя, при этом камера сгорания выполнена с профилированной внутренней стенкой и расположена вдоль продольной оси камеры, внутри камеры сгорания установлен охлаждаемый цилиндр, один торец которого соединен со смесительной головкой, другой - с центральной частью сопла и вместе с профилированной внутренней стенкой камеры сгорания образует кольцевое критическое сечение (Патент РФ №2151318, МПК F02K - прототип).Known liquid rocket engine containing a disk nozzle, an annular chamber with a mixing head, located axisymmetrically inside the nozzle, the fuel and oxidizer supply manifolds, while the combustion chamber is made with a profiled inner wall and is located along the longitudinal axis of the chamber, a cooled cylinder is installed inside the combustion chamber, one the end face of which is connected to the mixing head, the other - with the central part of the nozzle and together with the profiled inner wall of the combustion chamber forms a ring th critical section (RF Patent №2151318, IPC F02K - prototype).
В данном двигателе компоненты топлива подаются в смесительную головку, воспламеняются и поступают к кольцевому критическому сечению. В критическом сечении поток продуктов сгорания разворачивается на 180° и подается к срезу тарельчатого сопла. В тарельчатом сопле внешнего расширения продукты сгорания расширяются, причем внешняя граница расширения определяется атмосферным давлением, а внутренняя - контуром камеры сгорания, которая выполнена в виде профилированного охлаждаемого цилиндра, состоящего из нескольких оболочек.In this engine, fuel components are fed into the mixing head, ignited and fed to the critical annular cross section. In a critical section, the flow of combustion products is rotated through 180 ° and fed to the cut-off of the disk nozzle. In the disk-shaped nozzle of the external expansion, the combustion products expand, the external expansion boundary being determined by atmospheric pressure, and the internal one by the contour of the combustion chamber, which is made in the form of a profiled cooled cylinder consisting of several shells.
Для управления вектором тяги по крену и тангажу необходимо качать весь двигатель в карданном подвесе, что приводит к значительному усложнению узла подвески двигателя и ухудшению массово-габаритных характеристик.To control the thrust vector for roll and pitch, it is necessary to pump the entire engine in a gimbal, which leads to a significant complication of the engine mount and deterioration of the mass-dimensional characteristics.
Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание жидкостного ракетного двигателя, конструкция которого позволяет обеспечить достаточно высокое значение удельного импульса тяги и упростить управление вектором тяги при движении летательного аппарата.The objective of the invention is to eliminate these drawbacks and the creation of a liquid rocket engine, the design of which allows for a sufficiently high value of the specific impulse of thrust and to simplify the control of the thrust vector during the movement of the aircraft.
Поставленная задача достигается тем, что в предложенном жидкостном ракетном двигателе, содержащем тарельчатое сопло, кольцевую камеру сгорания со смесительной головкой, расположенную осесимметрично внутри сопла, коллекторы подвода горючего и окислителя, при этом камера сгорания выполнена с профилированной внутренней стенкой и расположена вдоль продольной оси камеры, внутри камеры сгорания установлен охлаждаемый цилиндр, один торец которого соединен со смесительной головкой, другой - с центральной частью сопла и вместе с профилированной внутренней стенкой камеры сгорания образует кольцевое критическое сечение, согласно изобретению внутри кольцевой камеры сгорания, за смесительной головкой, осесимметрично установлен с возможностью качания во взаимно перпендикулярных плоскостях жидкостный ракетный двигатель с соплом Лаваля, при этом полость сопла этого двигателя открывается в полость тарельчатого сопла.The problem is achieved in that in the proposed liquid propellant rocket engine containing a disk nozzle, an annular combustion chamber with a mixing head located axisymmetrically inside the nozzle, the fuel and oxidizer supply manifolds, the combustion chamber being made with a profiled inner wall and located along the longitudinal axis of the chamber, a cooled cylinder is installed inside the combustion chamber, one end of which is connected to the mixing head, the other to the central part of the nozzle and together with the profile hydrochloric inner combustion chamber wall forms an annular throat of the invention in an annular combustion chamber, with the mixing head, axially mounted swingably in mutually perpendicular planes liquid rocket engine with a Laval nozzle, wherein the nozzle cavity of the engine opens into the cavity of the nozzle plate.
В этом случае, для изменения направления вектора тяги двигателя с тарельчатым соплом, необходимо изменить в пространстве только положение ЖРД с соплом Лаваля, который имеет значительно меньшие габариты и массу, чем основной двигатель.In this case, to change the direction of the thrust vector of an engine with a disk nozzle, it is necessary to change in space only the position of the LRE with a Laval nozzle, which has significantly smaller dimensions and mass than the main engine.
Сущность изобретения иллюстрируется чертежом, где показан осевой разрез предложенного двигателя.The invention is illustrated in the drawing, which shows an axial section of the proposed engine.
Двигатель состоит из кольцевой камеры сгорания 1 со смесительной головкой 2 и тарельчатым соплом 3 внешнего расширения с кольцевым критическим сечением 4. Внутри кольцевой камеры 1, за смесительной головкой 2, осесимметрично установлен с возможностью качания во взаимно перпендикулярных плоскостях жидкостный ракетный двигатель 5 с соплом Лаваля.The engine consists of an annular combustion chamber 1 with a
Предложенное устройство работает следующим образом.The proposed device operates as follows.
Двигатель с тарельчатым соплом неподвижно устанавливается на раму летательного аппарата.An engine with a disk nozzle is fixedly mounted on the frame of the aircraft.
Компоненты топлива подаются в смесительную головку 2, воспламеняются и истекают через кольцевое критическое сечение 4. В кольцевом критическом сечении 4 поток продуктов сгорания разворачивается на 180° и поступает в тарельчатое сопло 3. В тарельчатом сопле 3 внешнего расширения продукты сгорания расширяются, причем внешняя граница расширения определяется атмосферным давлением, а внутренняя - контуром охлаждаемой камеры сгорания 1. Продукты сгорания компонентов топлива двигателя с тарельчатым соплом истекают по оси двигателя.The components of the fuel are fed into the
Часть компонентов подается в двигатель 5. Продукты сгорания компонентов топлива двигателя с соплом Лаваля также истекают по оси двигателя.Part of the components is fed into the
При необходимости изменения направления вектора тяги в одной из плоскостей изменяют положение двигателя 5 на карданном подвесе.If necessary, changes in the direction of the thrust vector in one of the planes change the position of the
Использование предложенного технического решения позволит упростить конструкцию узла подвески двигателя с тарельчатым соплом, улучшить массово-габаритные характеристики двигателя и упростить управление вектором тяги ЖРД с тарельчатым соплом.Using the proposed technical solution will simplify the design of the engine mount with a poppet nozzle, improve the mass-dimensional characteristics of the engine and simplify the thrust vector control of a rocket engine with a poppet nozzle.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008149585/06A RU2382227C1 (en) | 2008-12-17 | 2008-12-17 | Liquid propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008149585/06A RU2382227C1 (en) | 2008-12-17 | 2008-12-17 | Liquid propellant rocket engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2382227C1 true RU2382227C1 (en) | 2010-02-20 |
Family
ID=42127109
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008149585/06A RU2382227C1 (en) | 2008-12-17 | 2008-12-17 | Liquid propellant rocket engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2382227C1 (en) |
-
2008
- 2008-12-17 RU RU2008149585/06A patent/RU2382227C1/en not_active IP Right Cessation
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2525070A1 (en) | Ramjet engine with detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet engine | |
RU2391540C1 (en) | Liquid-propellant engine annular chamber | |
US9726080B2 (en) | Helical cross flow (HCF) pulse detonation engine | |
US20190003423A1 (en) | Dual-expander short-length aerospike engine | |
JP2007192221A (en) | Acoustic cavity manifold for rocket engine, rocket engine, and method for improving efficiency of specific impulse of rocket engine | |
RU2382226C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
RU2382225C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
RU2392477C1 (en) | Liquid-propellant engine annular chamber | |
RU2391546C1 (en) | Control method of thrust vector of liquid propellant engine | |
RU2382227C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
RU2422664C2 (en) | Liquid-propellant engine annular chamber | |
RU2525787C1 (en) | Liquid-propellant engine combustion chamber atomiser head | |
RU2391536C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
RU2391535C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
RU2388923C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
RU2391538C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
RU2390648C1 (en) | Fluid propellant rocket engine | |
RU2391534C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
RU2481495C1 (en) | Coaxial spray injector | |
RU2450154C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
RU2482320C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
RU2480606C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
RU2391532C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
RU2183762C1 (en) | Two-mode nozzle unit for rocket engine | |
RU2445501C1 (en) | Liquid-propellant engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20101218 |