RU2435063C2 - Система впрыска и зажигания для ракетного двигателя (варианты) и ракетный двигатель малой тяги - Google Patents

Система впрыска и зажигания для ракетного двигателя (варианты) и ракетный двигатель малой тяги Download PDF

Info

Publication number
RU2435063C2
RU2435063C2 RU2007116055/06A RU2007116055A RU2435063C2 RU 2435063 C2 RU2435063 C2 RU 2435063C2 RU 2007116055/06 A RU2007116055/06 A RU 2007116055/06A RU 2007116055 A RU2007116055 A RU 2007116055A RU 2435063 C2 RU2435063 C2 RU 2435063C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
injection
rocket
injection element
rocket fuel
front plate
Prior art date
Application number
RU2007116055/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2007116055A (ru
Inventor
Стивен С. ФИШЕР (US)
Стивен С. ФИШЕР
Original Assignee
Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн
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 Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн filed Critical Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн
Publication of RU2007116055A publication Critical patent/RU2007116055A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2435063C2 publication Critical patent/RU2435063C2/ru

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/95Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by starting or ignition means or arrangements
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44Feeding propellants
    • F02K9/52Injectors

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Ignition Installations For Internal Combustion Engines (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Spark Plugs (AREA)

Abstract

Изобретение относится к системам зажигания ракетных двигателей. Система впрыска и зажигания для ракетного двигателя, включает в себя первый и второй инжекционные элементы, и узел возбудителя разряда. Первый инжекционный элемент имеет проводящий слой, электрически соединенный с возбудителем разряда, и непроводящий слой, расположенный на внешней части проводящего слоя. Второй инжекционный элемент содержит проводящий материал и имеет проходящее сквозь него отверстие, сообщающееся по текучей среде с камерой сгорания. Конец первого инжекционного элемента расположен у отверстия во втором инжекционном элементе или вблизи от этого отверстия. Возбудитель разряда может создавать электрическую дугу между электропроводным слоем первого инжекционного элемента и вторым инжекционным элементом. Предложен вариант выполнения системы впрыска, а также ракетный двигатель малой тяги. Изобретение обеспечивает повышение надежности впрыска воспламенения негипергольного ракетного топлива. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к инжекторам и системам зажигания ракетных двигателей, точнее оно относится к инжекторам и системам зажигания для негипергольного ракетного топлива.
В типичном ракетном двигателе, работающем на жидком топливе, для облегчения впрыска, распределения, перемешивания и сгорания окислителя и топлива в камере сгорания предусмотрены инжекционные элементы для двухкомпонентного ракетного топлива. В большом ракетном двигателе могут использоваться сотни инжекционных элементов с большим узлом системы зажигания (или с узлом факельного зажигательного устройства), расположенным в центре ряда инжекционных элементов. Большой узел зажигания может обеспечивать воспламенение компонентов ракетного топлива посредством создания постоянного пламени или факела, подобного «запалу», который используют для начала горения внутри камеры сгорания. В таком большом узле зажигания используют специально предназначенную для него топливную смесь для создания и сохранения «запала», причем такие топливные смеси специального назначения значительно отличаются от смесей ракетного топлива, используемых для создания тяги двигателя. Необходимость использования специального «запального» топлива усложняет конструкцию двигателя. Использование больших узлов зажигания также приводит к потерям эксплуатационных качеств вследствие неоптимального перемешивания тех видов топлива, которые специально предназначены для создания «запала» (то есть, вследствие использования соотношения компонентов смеси, отличающегося от того соотношения, которое позволило бы обеспечить оптимальные рабочие характеристики в отношении создания тяги). Кроме того, большие «запальные» узлы, обеспечивающие зажигание, велики как в размере, так по массе, что делает их менее желательными для использования совместно с уменьшенными ракетными двигателями.
Также известны разрядные системы зажигания для создания искры зажигания внутри зоны реакции в камере сгорания. Однако у таких систем имеются трудности при изготовлении компонентов этих систем, а также встречаются проблемы износа компонентов в течение их использования. Например, требуются специальные инжекционные сопла и коллекторы для придания направления топливу и окислителю, чтобы создать легко воспламеняемую смесь компонентов ракетного топлива у открытых электродов. Системы непосредственного искрового зажигания, проходящие через инжекционную фронтальную пластину, также могут увеличить вес, повысить сложность конструкции и, как правило, действуют вне оптимальных соотношений компонентов смеси (обычно при соотношениях с большим содержанием топливного компонента), позволяющих предотвратить тепловое повреждение электродов, но понижающих общие эксплуатационные характеристики в части сгорания. В качестве примера такой системы можно указать в частности документ RU 2183761 С2, F02K 9/62, опубл. 20.06.2002, раскрывающий систему впрыска и зажигания для ракетного двигателя и ракетный двигатель малой тяги.
В меньших ракетных двигателях, например в двигателях систем позиционирования, исторически используют гипергольные топлива (то есть компоненты топлива, которые самопроизвольно воспламеняются при их объединении). Однако желательно разработать ракетные двигатели, в которых можно было бы использовать негипергольные топлива.
В настоящем изобретении создана система для впрыска и зажигания негипергольных компонентов топлива, которая пригодна для использования в относительно небольших ракетных двигателях.
Согласно настоящему изобретению предлагается система впрыска и зажигания для ракетного двигателя, предназначенная для двухкомпонентного ракетного топлива и содержащая:
первый инжекционный элемент, обеспечивающий впрыск первого компонента ракетного топлива в камеру сгорания, при этом первый инжекционный элемент имеет проводящий слой, и этот первый инжекционный элемент имеет первый конец и второй конец;
второй инжекционный элемент, содержащий проводящий материал и имеющий отверстие, образованное сквозь него и сообщающееся по текучей среде с камерой сгорания, при этом первый конец первого инжекционного элемента расположен у отверстия во втором инжекционном элементе или вблизи от него;
узел возбудителя разряда, электрически соединенный с проводящим слоем первого инжекционного элемента, при этом узел возбудителя разряда способен создавать электрическую дугу между проводящим слоем первого инжекционного элемента и вторым инжекционным элементом.
Предпочтительно дополнительно предусмотрен непроводящий слой, расположенный на наружной части проводящего слоя первого инжекционного элемента. Предпочтительно, непроводящий слой первого инжекционного элемента содержит керамический материал.
Второй инжекционный элемент может представлять собой топливный патрубок.
Предпочтительно, второй инжекционный элемент представляет собой инжекционную фронтальную пластину.
В предлагаемой системе отверстие, образованное во втором инжекционном элементе, может быть выполнено в форме усеченного конуса.
Предпочтительно, первый инжекционный элемент и второй инжекционный элемент установлены так, чтобы обеспечивать соосный впрыск компонентов ракетного топлива.
В одном варианте первый инжекционный элемент представляет собой трубку цилиндрической формы.
Также может быть предусмотрено, что первый конец первого инжекционного элемента углублен относительно поверхности второго инжекционного элемента, обращенной к камере сгорания.
Предпочтительно возбудитель подсоединен ко второму концу первого инжекционного элемента для ракетного топлива.
Также настоящим изобретением предлагается ракетный двигатель малой тяги, содержащий:
камеру сгорания;
инжекционную фронтальную пластину, имеющую множество образованных в ней отверстий;
множество инжекционных трубок для компонента ракетного топлива, при этом каждая инжекционная трубка для компонента ракетного топлива расположена у соответствующего отверстия в инжекционной фронтальной пластине;
возбудитель разряда, электрически соединенный с первой из множества инжекционных трубок для компонента ракетного топлива для создания искры зажигания между первой инжекционной трубкой для компонента ракетного топлива и инжекционной фронтальной пластиной и для зажигания компонентов ракетного топлива, подаваемых к камере сгорания.
Предпочтительно, в двигателе первая инжекционная трубка для компонента ракетного топлива имеет цилиндрическую форму.
Также возможен вариант, в котором первая инжекционная трубка для компонента ракетного топлива содержит:
проводящий слой;
непроводящий слой, расположенный на проводящем слое.
Предпочтительно, непроводящий слой содержит керамический материал.
Также может быть предусмотрено, что отверстия в инжекционной фронтальной пластине и соответствующие инжекционные трубки определяют кольцеобразные отверстия для топливного компонента.
В одном варианте отверстия в инжекционной фронтальной пластине имеют форму усеченного конуса.
Также в настоящем изобретении предлагается система впрыска и зажигания для ракетного двигателя, содержащая:
фронтальную пластину, расположенную вблизи от камеры сгорания ракеты, при этом фронтальная пластина имеет проходящее сквозь нее отверстие для впрыска компонентов ракетного топлива в камеру сгорания;
инжекционную трубку, имеющую первый конец и второй конец, при этом инжекционная трубка имеет, по меньшей мере, одно входное отверстие для компонента ракетного топлива, а также имеет выходное отверстие для компонента ракетного топлива, причем первый конец инжекционной трубки расположен у отверстия во фронтальной пластине или вблизи от него, и инжекционная трубка содержит проводящий материал и имеет внутренний проход для образования первого пути подачи компонента ракетного топлива между, по меньшей мере, одним входным отверстием для компонента ракетного топлива и выходным отверстием для компонента ракетного топлива;
промежуточное разделительное устройство для компонентов ракетного топлива, образующее первый путь подачи компонента ракетного топлива, по текучей среде сообщающийся, по меньшей мере, с одним входным отверстием для компонента ракетного топлива в инжекционной трубке, и второй путь подачи компонента ракетного топлива, образованный между промежуточным разделительным устройством для компонентов ракетного топлива и фронтальной пластиной;
непроводящий слой, расположенный на инжекционной трубке для электрической изоляции инжекционной трубки относительно фронтальной пластины;
возбудитель, электрически соединенный с инжекционной трубкой для создания электрического разряда между инжекционной трубкой и фронтальной пластиной.
Предпочтительно, отверстие, образуемое во втором инжекционном элементе, имеет кольцеобразную форму.
Также возможно, что отверстие, образуемое во втором инжекционном элементе, имеет форму усеченного конуса.
В другом варианте может быть предусмотрено, что первый конец первого инжекционного элемента углублен относительно поверхности второго инжекционного элемента, обращенной к камере сгорания.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
На фиг.1 представлен схематический вид в поперечном сечении ракетного двигателя, имеющего систему зажигания согласно настоящему изобретению.
На фиг.2 представлен график зависимости температуры смешанных газов H2/O2 от соотношения смеси окислителя/топлива (O/F), демонстрирующий предел воспламеняемости и зоны, указывающие на условия сгорания.
На фиг.3 представлен вид в поперечном сечении узла элемента зажигания.
На фиг.4А представлен вид в поперечном сечении части первого альтернативного варианта осуществления узла элемента зажигания.
На фиг.4В представлен вид в поперечном сечении части второго альтернативного варианта осуществления узла элемента зажигания.
На фиг.4С представлен вид в поперечном сечении части третьего альтернативного варианта осуществления узла элемента зажигания.
На фиг.4D представлен вид в поперечном сечении части четвертого альтернативного варианта осуществления узла элемента зажигания.
В настоящем изобретении предложен узел элемента зажигания для реактивных двигателей, в которых используют негипергольные компоненты ракетного топлива. В общем, узел элемента зажигания обеспечивает возможность создания разряда между инжекционной трубкой и инжекционной фронтальной пластиной для начала сгорания смешанных компонентов ракетного топлива в смежной камере сгорания. Узел возбудителя разряда, подсоединенный к инжекционной трубке, подает электрическую энергию для создания разряда. В ракетном двигателе могут быть использованы один или более узлов элементов зажигания, предназначенные для зажигания смесей компонентов ракетного топлива, которые поступают в камеру сгорания. Ниже более подробно описано, что узел элемента зажигания согласно настоящему изобретению позволяет получить ряд преимуществ по сравнению с известными системами, предназначенными для обеспечения начала сгорания в ракетном двигателе.
На фиг.1 представлен схематический вид в поперечном сечении ракетного двигателя 20, имеющего систему зажигания согласно настоящему изобретению. Двигатель 20 включает в себя камеру сгорания 22 (или основную камеру тяги), имеющую сходящиеся и расходящиеся стенки, инжекционную фронтальную пластину 24 и ряд инжекционных трубок 26, 28 и 30. Показанный двигатель 20 представляет собой небольшой двигатель, например, двигатель малой тяги для управления положением транспортного средства или спутника с экипажем исследователей. Однако следует иметь в виду, что настоящее изобретение в случае других альтернативных вариантов его осуществления может быть использовано и с другими типами ракетных двигателей.
Инжекционная фронтальная пластина 24 имеет определенное количество проходящих сквозь нее отверстий 32А-32С, при этом каждое отверстие 32А-32С находится в определенном положении по отношению к одному из инжекционных трубок соответственно 26, 28 и 30. Первый коллектор 34, который образует первый путь подачи для подвода компонентов ракетного топлива, образован между фронтальной пластиной 24 и промежуточным разделительным устройством в виде промежуточной пластины 36, разделяющей компоненты ракетного топлива. Второй коллектор 38, который образует второй путь подачи для подвода компонентов ракетного топлива, образован между промежуточной пластиной 36 и куполом 40.
Один из компонентов ракетного топлива подают из первого подводящего коллектора 34 через инжекционные трубки 26, 28 и 30. Второй компонент ракетного топлива подают к камере сгорания 22 из второго подводящего коллектора 38 через кольца, образуемые инжекционными трубками 26, 28 и 30 и отверстиями 32А-32С в инжекционной фронтальной пластине 24. Один или более инжекционных элементов в ряду также сконструированы для функционирования в качестве узла зажигания. В варианте осуществления конструкции, показанном на фиг.1, центральная инжекционная трубка 30 также функционирует в качестве воспламенителя. Разряд, например искру 42, используют для обеспечения начала сгорания компонентов топлива, текущих у инжекционной трубки 30, и этот горящий поток, в свою очередь, воспламеняет компоненты топлива, находящиеся в камере сгорания 22. После зажигания искра 42 исчезает и центральная инжекционная трубка 30 будет функционировать точно так же, как и другие инжекционные трубки 26 и 28 ряда с тем же самым соотношением компонентов смеси для обеспечения высоких эксплуатационных характеристик.
Сгорание смеси негипергольного двухкомпонентного ракетного топлива используют для создания тяги двигателя. Смесь двухкомпонентного ракетного топлива включает в себя окислитель, например O2, и топливо, например Н2. Следует заметить, что согласно настоящему изобретению может быть использовано разнообразие материалов, служащих в качестве компонентов ракетного топлива. Компоненты ракетного топлива подают к камере сгорания 22 в виде соосного потока с градиентом скорости известным квалифицированным специалистам в этой области способом, при этом поток с градиентом скорости используют для распыления и перемешивания компонентов ракетного топлива перед сгоранием в реакционной зоне камеры сгорания 22. Двигатель 20 обычно обеспечивает сгорание смесей, имеющих соотношения компонентов, которые выше пределов воспламеняемости при оптимальном перемешивании компонентов ракетного топлива.
На фиг.2 представлен график зависимости температуры смешанных газов Н2/O2 от соотношения компонентов в смеси окислитель/топливо (O/F) для двухкомпонентной смеси ракетного топлива Н2/O2 с O2 в качестве окислителя и H2 в качестве топлива. График демонстрирует предел воспламеняемости 50, который делит график на воспламеняемую зону 52 и не воспламеняемую зону 54. Приемлемое соотношение компонентов смеси O/F порядка 6,0 (для Н2/O2) естественным образом обеспечит высокую рабочую характеристику двигателя в виде тяги/скорости потока ракетного топлива. Зона 56 является показателем стандартного двигателя малой тяги и основных условий камеры сгорания, где температуры горения составляют порядка 6000° по Ранкину (Ra), а рабочая характеристика высока. Если проводить сравнение, то зона 58 является показателем турбинного привода и условий газогенератора, где температуры сгорания составляют примерно 1500°Ra. Смеси компонентов ракетного топлива в зоне 58 не вполне способствуют зажиганию и распространению пламени. Поэтому для прежних систем зажигания необходимы более высокие соотношения компонентов смеси, что, в свою очередь, снижает срок службы турбины. В прежних системах зажигания также используют источники зажигания у каждой инжекционной трубки для зажигания всех компонентов ракетного топлива. Поскольку смеси компонентов ракетного топлива в зоне 56 более благоприятны для горения, чем смеси в зоне 58, можно использовать иную схему зажигания. Смеси компонентов ракетного топлива, в общем, попадающие в зону 56, легко обеспечивают распространение пламени в камере сгорания 22, поскольку они оптимальным образом попадают в зону 52 воспламенения. Как показано на фиг.1, может быть использован один инжекционный/воспламеняющий элемент 30 для зажигания смеси компонентов ракетного топлива, попадающей в зону 52. Как только сгорание начинается у инжекционного/воспламеняющего элемента 30, оно будет распространяться по камере сгорания 22 для зажигания по существу всех компонентов ракетного топлива, введенных в камеру сгорания 22. Однако следует иметь в виду, что в других вариантах осуществления конструкции способность зажигания может иметь более чем один инжекционный элемент ряда. Кроме того, композиции компонентов ракетного топлива, соотношения компонентов в смеси и температуры смеси компонентов ракетного топлива могут изменяться, при этом характеристики, касающиеся конкретного применения, будут оказывать влияние на характеристики зоны 56 на графике, подобном графику по фиг.2.
На фиг.3 представлен вид в поперечном сечении узла 100 элемента зажигания. Узел 100 элемента зажигания пригоден для использования совместно с двигателем 20, показанным на фиг.1 и описанным со ссылкой на нее. Узел 100 элемента зажигания включает в себя инжекционную фронтальную пластину 24, промежуточную пластину 36, отделяющую компоненты топлива, купол 40 для окислителя и трубка 130 для окислителя.
Инжекционная фронтальная пластина 24 представляет собой проводящую металлическую пластину, имеющую отверстие 132 в форме усеченного конуса, образованное между внутренней поверхностью 134 и наружной поверхностью 136, при этом наружная поверхность 136 расположена с прилеганием к камере сгорания 22. Текучая среда может проходить через отверстие 132 к камере сгорания 22. Путь подведения топлива через первый коллектор 34 образован между внутренней поверхностью 134 фронтальной пластины 24 и промежуточной пластиной 36. К коллектору 34, служащему для подачи топлива, топливо обычным образом подводят из зон хранения (не показаны), при этом его можно нагнетать через коллектор 34 посредством турбонасоса или иных приемлемых механизмов. Топливо протекает через кольцо, образованное между отверстием 132 во фронтальной пластине 24 и трубкой 130 для окислителя, которая установлена таким образом, что приходит в отверстие 132. Следует иметь в виду, что настоящее изобретение может быть использовано почти с любым типом инжекционного узла для обеспечения соосной подачи негипергольных компонентов ракетного топлива, при этом конкретный вариант конструкции, показанный на фиг.3, приведен лишь в качестве примера.
Трубка 130 для окислителя представляет собой комбинированную трубку, имеющую первый конец 138 и противоположный второй конец 140. Первый конец 138 трубки 130 для окислителя расположен в отверстии 132, проходящем через инжекционную фронтальную пластину 24. В варианте осуществления конструкции, представленном на фиг.3, первый конец 138 трубки 130 выровнен с плоскостью, образуемой наружной поверхностью 136 фронтальной пластины 24. Трубка 130 имеет внутреннюю полость 142, которая образует путь подачи окислителя к камере сгорания 22. В трубке образованы одно или более боковые отверстия 144 для возможности сообщения по текучей среде между внутренней полостью 142 и вторым коллектором 38 для подачи компонента ракетного топлива, в данном случае для подачи окислителя, который образует путь подачи окислителя между куполом 40 и промежуточной пластиной 36. Окислитель подводят к коллектору 38, служащему для подачи окислителя, от зон хранения (не показаны) обычным образом, при этом его можно нагнетать через коллектор посредством турбонасоса или иных приемлемых механизмов.
Трубка 130 для окислителя, в общем, включает в себя внутреннюю проводящую часть 146 или слой и наружную непроводящую часть 148 или слой. Две части 146 и 148 могут быть припаяны друг к другу для формирования комбинированной трубки 130 для окислителя. Проводящая часть 146 может быть изготовлена из металлических материалов, например из медных сплавов, нержавеющих сталей и никелевых сплавов высокой прочности. Непроводящая часть 148 может быть изготовлена из керамического материала, например из такого керамического материала, как Maycor™ (может быть получен от Ceramic Products Inc., Palisades Park, штат Нью-Джерси), из карбида кремния или из иных изоляционных материалов (например, из неэлектропроводных полимерных материалов). Проводящая часть 146 проходит между первым концом 138 и вторым концом 140 трубки 130. Непроводящая часть 148 расположена между первым и вторым концами 138, 140 трубки 130 и оставляет зоны проводящей части 146, которые выставлены наружу у каждого из концов 138, 140. Непроводящая часть 148 трубки 130 для окислителя обеспечивает возможность выполнения электрической изоляции проводящей части 146 трубки 130 для окислителя от других компонентов, например от промежуточной пластины 36, отделяющей компоненты топлива, купола 40 для окислителя и подобное. Крепежная конструкция 150, которая может представлять собой резьбовую зону, образована у второго конца 140 трубки 130, чтобы облегчить электрическое соединение между возбудителем 152 разряда и проводящей частью 146 трубки 130.
Возбудитель 152 разряда схематически показан на фиг.3. Возбудитель 152, электрически соединенный с проводящей частью 146 трубки 130, может представлять собой обычный электронный узел для создания искры, который генерирует соответствующие напряжение и ток для создания искры через воздушный зазор между трубкой 130 для окислителя и инжекционной фронтальной пластиной 24.
Промежуточная пластина 36 расположена между куполом 40 для окислителя и инжекционной фронтальной пластиной 24 и разделяет путь подачи топлива и путь подачи окислителя. Трубка 130 для окислителя проходит через промежуточную пластину 36, причем промежуточная пластина 36 припаяна к непроводящей части 148 трубки для формирования между ними уплотнения 154. Материал твердого припоя уплотнения 154 может представлять собой сплав, содержащий, например, сочетание золота, серебра, никеля и меди.
Купол 40 для окислителя представляет собой купол обычного типа, используемый с инжекторами ракетных двигателей. Трубка 130 для окислителя проходит через купол 40, при этом непроводящая часть 148 трубки 130 припаяна к куполу, чтобы образовать между ними уплотнение 156. Твердый припой уплотнения 156 может быть подобен твердому припою уплотнения 154.
В альтернативном варианте осуществления конструкции, например в том случае, когда непроводящую часть изготавливают из неэлектропроводного полимерного материала, уплотнения 154 и 156 могут быть образованы посредством воздействия сжимающей нагрузки, а не посредством использования пайки. Уплотнение 154 может быть сформировано посредством воздействия сжимающей нагрузки на непроводящую часть 148 между проводящей частью 146 и промежуточной пластиной 36, а уплотнение 156 может быть сформировано подобным же образом посредством воздействия сжимающей нагрузки на непроводящую часть 148 между проводящей частью 146 и куполом 40 для окислителя.
При работе разряд создают между проводящей частью 146 трубки 130 для окислителя (у его первого конца 138) и инжекционной фронтальной пластиной 24 посредством создания потенциала напряжения между ними с помощью возбудителя 152. На фиг.3 показанная в качестве примера искра 158 представлена как электрическая дуга, проходящая между трубкой 130 для окислителя и фронтальной пластиной 24. Как только создана дуга зажигания, начинается подача окислителя и топлива по путям подачи соответственно окислителя и топлива, чтобы создать соосный поток компонентов ракетного топлива к камере сгорания 22. Соосный поток компонентов ракетного топлива создает двухкомпонентную смесь ракетного топлива, которая будет воспламенена посредством искры 158. Далее горение может быть распространено в камеру сгорания 22 для воспламенения компонентов ракетного топлива, подаваемых из других инжекционных элементов (см. фиг.1).
Узел 100 элемента зажигания, показанный на фиг.3, представляет собой только пример возможных вариантов осуществления конструкции элементов зажигания согласно настоящему изобретению. Далее представлены примеры альтернативных вариантов осуществления конструкции. На фиг.4А представлен вид в поперечном сечении части первого альтернативного узла 200 элемента зажигания. Узел 200, в общем, подобен узлу 100, показанному на фиг.3 и описанному со ссылкой на нее. Однако в случае элемента зажигания 200 первый конец трубки 130 для окислителя углублен относительно наружной поверхности 136 инжекционной фронтальной пластины 24 на расстояние D. Расстояние D, в общем, меньше толщины Т фронтальной пластины 24. Углубленное положение первого конца 138 трубки 130 для окислителя способствует контролю места создания искры 158, а также может содействовать улучшению рабочей характеристики, касающейся соосного впрыска компонентов ракетного топлива в камеру сгорания 22.
На фиг.4В представлен вид в поперечном сечении части второго альтернативного варианта осуществления конструкции узла 300 элемента зажигания. Узел 300, в общем, подобен узлу 100, показанному на фиг.3 и описанному со ссылкой на нее. Однако в случае узла 300 элемента зажигания отверстие 332 в инжекционной фронтальной пластине 24 имеет большое количество диаметров для создания ступенчатой формы. Отверстие 332 имеет первую часть 332А с диаметром D1, смежную с внутренней поверхностью 134 фронтальной пластины 24, и вторую часть 332В с меньшим, вторым диаметром D2, смежную с наружной поверхностью 136 фронтальной пластины 24. Ступенчатая форма отверстия 332 облегчает создание потока топлива в камеру сгорания 22, имеющего желаемый градиент скорости.
На фиг.4С представлен вид в поперечном сечении части третьего альтернативного варианта осуществления конструкции узла 400 элемента зажигания. Узел 400 элемента зажигания, в общем, подобен элементу 100, показанному на фиг.3 и описанному со ссылкой на нее. Однако в случае узла 400 непроводящая вставка 402 расположена вдоль периметрической части отверстия 132 в инжекционной фронтальной пластине 24. Непроводящая вставка 402 может быть выполнена из керамического материала, припаянного к фронтальной пластине, при этом керамический материал и материал твердого припоя могут быть подобны описанным выше материалам. Непроводящая вставка 402 расположена с прилеганием к внутренней поверхности 134 фронтальной пластины, чтобы обеспечить проводящую часть 404 у периметра отверстия 132 во фронтальной пластине 24 вблизи от наружной поверхности 136 фронтальной пластины 24. Непроводящая вставка 402 способствует контролю места создания искры 158 и фокусировке энергии искры 158.
На фиг.4D представлен вид в поперечном сечении части четвертого альтернативного варианта осуществления конструкции узла 500 элемента зажигания. Узел 500 элемента зажигания, в общем, подобен элементу зажигания 100, показанному на фиг.3 и описанному со ссылкой на нее. Элемент зажигания 500 дополнительно включает в себя топливный патрубок 502, который закреплен между инжекционной фронтальной пластиной 24 и проводящей частью 148 трубки 130 для окислителя. Топливный патрубок может быть припаян в надлежащем месте. В топливном патрубке 502 образованы одно или более боковые отверстия 504 для возможности сообщения по текучей среде между путем подачи топлива и камерой сгорания 22. В представленном варианте осуществления конструкции искру 158 создают между проводящей частью 146 трубки 130 для окислителя и топливным патрубком 502. Преимущество конструкции с топливным патрубком 502 заключается в том, что он создает дополнительную конструктивную опору для инжекционной фронтальной пластины 24.
Настоящее изобретение обеспечивает ряд выгод и преимуществ. Например, узел элемента зажигания согласно настоящему изобретению относительно мал и имеет небольшую массу по сравнению с большими элементами зажигания, в которых используют специально предназначенные средства подачи ракетного топлива для сохранения постоянного факела или «запала». Такие выгоды в отношении размера и массы способствуют использованию данного узла элемента зажигания в небольших ракетных двигателях. Кроме того, ракетный двигатель, имеющий ряд инжекционных элементов, должен включать в себя узел элемента зажигания только у одного из инжекционных элементов в ряду, чтобы обеспечить начало горения внутри камеры сгорания.
Поскольку узел элемента зажигания согласно настоящему изобретению после зажигания может действовать подобно типичному инжекционному элементу, могут быть сохранены высокие характеристики сгорания. Это позволяет получить выгоды в отношении рабочих характеристик по сравнению с предшествующими системами, в которых используют специально предназначенные для них воспламеняющие компоненты ракетного топлива вне пиковых условий, что ведет к снижению общих характеристик двигателя, касающихся тяги.
Кроме того, элемент зажигания согласно настоящему изобретению относительно легко и просто изготавливать. Поскольку возбудитель узла может быть расположен на удалении от места выполнения процесса сгорания и на удалении от путей прохождения компонентов ракетного топлива, относительно легко проложить к возбудителю провода или другие электрические соединительные конструкции. Конструкция узлов зажигания согласно настоящему изобретению дополнительно упрощена, поскольку узел зажигания не требует специальной системы трубопроводов для воспламеняющего топлива или сопел для прохождения воспламеняющего потока.
Далее, создание искры зажигания между электрически изолированными компонентами инжекционного элемента позволяет избежать других потенциальных проблем. Например, узлы для искрового зажигания, расположенные так, что проходят от стенки камеры сгорания, создают трудности, касающиеся обеспечения отверстия через стенку камеры сгорания, которая обычно включает в себя охлаждающие каналы. Охлаждающие каналы, которые изменяют направление, нежелательным образом усложняют конструкцию двигателя. Кроме того, трудно обеспечить и сохранить требуемое уплотнение, препятствующее прохождению горячих газов под высоким давлением, вокруг узла для искрового зажигания, проходящего через стенку камеры сгорания. Если в качестве другого примера взять системы зажигания, которые должны быть расположены в пределах зоны сгорания ракетного топлива, то они также создают значительные проблемы, связанные с износом и разрушением компонентов, например с плавлением или эрозией искрового электрода вследствие экстремальных условий, которые возникают в таких местах. Использование соотношений компонентов смеси, не являющихся оптимальными, чтобы избежать такого повреждения, приведет к пониженным рабочим характеристикам.
Хотя настоящее изобретение описано со ссылкой на предпочтительные варианты его осуществления, квалифицированным специалистам в этой области будет понятно, что без отклонения от существа и объема изобретения могут быть выполнены изменения в отношении формы и деталей. Например, конкретные размеры и формы компонентов узла элемента зажигания согласно настоящему изобретению могут быть изменены в соответствии с конкретным применением. Кроме того, может быть использовано разнообразие негипергольных ракетных топлив.

Claims (20)

1. Система впрыска и зажигания для ракетного двигателя, предназначенная для двухкомпонентного ракетного топлива и содержащая:
первый инжекционный элемент, обеспечивающий впрыск первого компонента ракетного топлива в камеру сгорания, при этом первый инжекционный элемент имеет проводящий слой, и этот первый инжекционный элемент имеет первый конец и второй конец;
второй инжекционный элемент, содержащий проводящий материал и имеющий отверстие, образованное сквозь него и сообщающееся по текучей среде с камерой сгорания, при этом первый конец первого инжекционного элемента расположен у отверстия во втором инжекционном элементе или вблизи от него;
узел возбудителя разряда, электрически соединенный с проводящим слоем первого инжекционного элемента, при этом узел возбудителя разряда способен создавать электрическую дугу между проводящим слоем первого инжекционного элемента и вторым инжекционным элементом.
2. Система по п.1, дополнительно содержащая
непроводящий слой, расположенный на наружной части проводящего слоя первого инжекционного элемента.
3. Система по п.2, в которой непроводящий слой первого инжекционного элемента содержит керамический материал.
4. Система по п.1, в котором второй инжекционный элемент представляет собой топливный патрубок.
5. Система по п.1, а которой второй инжекционный элемент представляет собой инжекционную фронтальную пластину.
6. Система по п.1, которой отверстие, образованное во втором инжекционном элементе, имеет форму усеченного конуса.
7. Система по п.1, в которой первый инжекционный элемент и второй инжекционный элемент установлены так, чтобы обеспечивать соосный впрыск компонентов ракетного топлива.
8. Система по п.1, в которой первый инжекционный элемент представляет собой трубку цилиндрической формы.
9. Система по п.1, в которой первый конец первого инжекционного элемента углублен относительно поверхности второго инжекционного элемента, обращенной к камере сгорания.
10. Система по п.1, в которой узел возбудителя подсоединен ко второму концу первого инжекционного элемента для ракетного топлива.
11. Ракетный двигатель малой тяги, содержащий:
камеру сгорания;
инжекционную фронтальную пластину, имеющую множество образованных в ней отверстий;
множество инжекционных трубок для компонента ракетного топлива, при этом каждая инжекционная трубка для компонента ракетного топлива расположена у соответствующего отверстия в инжекционной фронтальной пластине;
возбудитель разряда, электрически соединенный с первой из множества инжекционных трубок для компонента ракетного топлива для создания искры зажигания между первой инжекционной трубкой для компонента ракетного топлива и инжекционной фронтальной пластиной и для зажигания компонентов ракетного топлива, подаваемых к камере сгорания.
12. Двигатель по п.11, в котором первая инжекционная трубка для компонента ракетного топлива имеет цилиндрическую форму.
13. Двигатель по п.11, в котором первая инжекционная трубка для компонента ракетного топлива содержит:
проводящий слой;
непроводящий слой, расположенный на проводящем слое.
14. Двигатель по п.13, в котором непроводящий слой содержит керамический материал.
15. Двигатель по п.11, в котором отверстия в инжекционной фронтальной пластине и соответствующие инжекционные трубки определяют кольцеобразные отверстия для топливного компонента.
16. Двигатель по п.11, в котором отверстия в инжекционной фронтальной пластине имеют форму усеченного конуса.
17. Система впрыска и зажигания для ракетного двигателя, содержащая:
фронтальную пластину, расположенную вблизи от камеры сгорания ракеты, при этом фронтальная пластина имеет проходящее сквозь нее отверстие для впрыска компонентов ракетного топлива в камеру сгорания;
инжекционную трубку, имеющую первый конец и второй конец, при этом инжекционная трубка имеет, по меньшей мере, одно входное отверстие для компонента ракетного топлива, а также имеет выходное отверстие для компонента ракетного топлива, причем первый конец инжекционной трубки расположен у отверстия во фронтальной пластине или вблизи от него, и инжекционная трубка содержит проводящий материал и имеет внутренний проход для образования первого пути подачи компонента ракетного топлива между, по меньшей мере, одним входным отверстием для компонента ракетного топлива и выходным отверстием для компонента ракетного топлива;
промежуточное разделительное устройство для компонентов ракетного топлива, образующее первый путь подачи компонента ракетного топлива, по текучей среде сообщающийся, по меньшей мере, с одним входным отверстием для компонента ракетного топлива в инжекционной трубке, и второй путь подачи компонента ракетного топлива, образованный между промежуточным разделительным устройством для компонентов ракетного топлива и фронтальной пластиной;
непроводящий слой, расположенный на инжекционной трубке для электрической изоляции инжекционной трубки относительно фронтальной пластины;
возбудитель, электрически соединенный с инжекционной трубкой для создания электрического разряда между инжекционной трубкой и фронтальной пластиной.
18. Система по п.17, в которой отверстие, образуемое во втором инжекционном элементе, имеет кольцеобразную форму.
19. Система по п.17, в которой отверстие, образуемое во втором инжекционном элементе, имеет форму усеченного конуса.
20. Система по п.17, в которой первый конец первого инжекционного элемента углублен относительно поверхности второго инжекционного элемента, обращенной к камере сгорания.
RU2007116055/06A 2006-04-28 2007-04-27 Система впрыска и зажигания для ракетного двигателя (варианты) и ракетный двигатель малой тяги RU2435063C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/414,605 2006-04-28
US11/414,605 US8122703B2 (en) 2006-04-28 2006-04-28 Coaxial ignition assembly

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007116055A RU2007116055A (ru) 2008-11-10
RU2435063C2 true RU2435063C2 (ru) 2011-11-27

Family

ID=38565066

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007116055/06A RU2435063C2 (ru) 2006-04-28 2007-04-27 Система впрыска и зажигания для ракетного двигателя (варианты) и ракетный двигатель малой тяги

Country Status (4)

Country Link
US (1) US8122703B2 (ru)
JP (1) JP2007298031A (ru)
DE (1) DE102007020010A1 (ru)
RU (1) RU2435063C2 (ru)

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2914368B1 (fr) * 2007-03-30 2009-10-16 Snecma Sa Allumeur electrolytique pour moteur-fusee a ergols liquides
FR2914369B1 (fr) * 2007-03-30 2014-02-07 Snecma Allumeur electrolytique pour moteur-fusee a monergol
US7900435B1 (en) * 2007-05-23 2011-03-08 Xcor Aerospace Micro-coaxial injector for rocket engine
JP5074896B2 (ja) 2007-11-16 2012-11-14 株式会社キーエンス 検査支援システム及び画像処理コントローラ
US8763362B1 (en) * 2008-10-03 2014-07-01 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Injector element which maintains a constant mean spray angle and optimum pressure drop during throttling by varying the geometry of tangential inlets
JP5455411B2 (ja) * 2009-03-30 2014-03-26 三菱重工業株式会社 ロケット用噴射器
CN102242669A (zh) * 2011-08-02 2011-11-16 徐和平 可控固体燃料发动机
US20130160426A1 (en) * 2011-12-23 2013-06-27 Bradley C. Johnson Rocket engine injector assembly with cryogenic cavity insulation
RU2499973C1 (ru) * 2012-09-18 2013-11-27 Николай Евгеньевич Староверов Реактивный гранатомет и ракета для него /варианты/
KR20160055169A (ko) * 2013-08-29 2016-05-17 디지털 솔리드 스테이트 프로펄젼 인크. 전기적으로 점화되고 스로틀링되는 초전성 추진제 로켓 엔진
US9194334B1 (en) 2014-02-27 2015-11-24 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Propellant feed system for swirl-coaxial injection
FR3047277B1 (fr) 2016-01-29 2019-12-20 Arianegroup Sas Element d'injection muni d'un dispositif d'allumage
DE102016209650B4 (de) * 2016-06-02 2019-03-14 Arianegroup Gmbh Einspritzvorrichtung für ein raketentriebwerk
EP3488095B1 (en) * 2016-07-19 2020-11-25 Aerojet Rocketdyne, Inc. Injector element for rocket engine
KR102427107B1 (ko) * 2020-10-16 2022-07-29 한국항공우주연구원 극저온 연료와 액체 산소를 이용하는 로켓 엔진의 점화 장치 일체형 연소기 및 이를 포함하는 로켓
CN114087089A (zh) * 2021-11-19 2022-02-25 北京航天试验技术研究所 一种高效点火锥面喷注器
CN115263604A (zh) * 2022-06-22 2022-11-01 北京控制工程研究所 一种应用于轻质快响双组元发动机的对孔互击喷注器

Family Cites Families (83)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2523656A (en) 1947-11-01 1950-09-26 Daniel And Florence Guggenheim Combustion apparatus comprising successive combustion chambers
US2928240A (en) * 1953-01-27 1960-03-15 Thiokol Chemical Corp Control system for reaction motor ignitors
US3085393A (en) 1958-06-03 1963-04-16 North American Aviation Inc Rocket engine starting method
US3048966A (en) 1958-12-15 1962-08-14 Snecma Rocket propulsion method
US3178884A (en) 1960-11-14 1965-04-20 Marquardt Corp Pulse rocket
US3137130A (en) 1961-07-25 1964-06-16 United Aircraft Corp Variable thrust liquid propellant rocket injector
US3272770A (en) 1963-02-01 1966-09-13 United Aircraft Corp Method and manufacture for propellant aeration
US3266241A (en) 1963-07-29 1966-08-16 United Aircraft Corp Propellant injector
US3691769A (en) 1964-01-16 1972-09-19 United Aircraft Corp Multi-component propellant jet propulsion
FR1423755A (fr) 1964-10-22 1966-01-07 Snecma Dispositif de stabilisation et gouverne des fusées-sondes et autres engins
US3334490A (en) 1964-11-04 1967-08-08 United Aircraft Corp Liquid engine injector
US4171615A (en) 1966-04-21 1979-10-23 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Supercharged topping rocket propellant feed system
US4214439A (en) 1966-05-13 1980-07-29 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Multi component propulsion system and method
US3662960A (en) 1966-11-21 1972-05-16 United Aircraft Corp Injector head
US3699772A (en) 1968-01-08 1972-10-24 Trw Inc Liquid propellant rocket engine coaxial injector
US3446924A (en) 1968-07-09 1969-05-27 Holzer Patent Ag Device for controlling the wash cycle of a washing machine
DE1751962C2 (de) 1968-08-24 1974-07-04 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen Raketenbrennkammer für flüssige, mittels Strahlpumpen geförderte Treibstoffe, insbesondere für hypergole Treibstoffe
US3490238A (en) 1969-02-06 1970-01-20 Nasa Two-step rocket engine bipropellant valve
US3577735A (en) 1969-11-05 1971-05-04 Bolkow Ges Mit Beschrankter Liquid fuel rocket engine construction
US3662547A (en) 1970-03-16 1972-05-16 Nasa Coaxial injector for reaction motors
US3695041A (en) 1970-05-08 1972-10-03 Rocket Research Corp Two-stage hydrazine rocket motor
US3780952A (en) 1972-05-17 1973-12-25 Us Air Force Tension brazed face injector
US3882676A (en) 1972-11-01 1975-05-13 Messerschmitt Boelkow Blohm Main stream liquid-fuel rocket engine construction
DE2300983A1 (de) 1973-01-10 1974-07-11 Messerschmitt Boelkow Blohm Zuendsystem fuer mit nichthypergolen treibstoffkomponenten betriebene brennkammern von raketentriebwerken
US3903693A (en) 1973-03-26 1975-09-09 Anthony Fox Rocket motor housing
US3910037A (en) 1973-07-30 1975-10-07 Robert J Salkeld Dual fuel rocket engine
US4073138A (en) 1974-05-28 1978-02-14 Aerojet-General Corporation Mixed mode rocket engine
US3926169A (en) 1974-06-21 1975-12-16 Fuel Injection Dev Corp Combined fuel vapor injector and igniter system for internal combustion engines
US4220001A (en) 1977-08-17 1980-09-02 Aerojet-General Corporation Dual expander rocket engine
US4326377A (en) 1980-01-18 1982-04-27 Rockwell International Corporation Injection shut-off valve for regenerative injection
US4707982A (en) 1981-06-26 1987-11-24 Rockwell International Corporation Thermal regenerative injector
US4583362A (en) 1983-12-12 1986-04-22 Rockwell International Corporation Expander-cycle, turbine-drive, regenerative rocket engine
US4589253A (en) 1984-04-16 1986-05-20 Rockwell International Corporation Pre-regenerated staged-combustion rocket engine
US4621492A (en) 1985-01-10 1986-11-11 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Low loss injector for liquid propellant rocket engines
US4912925A (en) 1985-10-04 1990-04-03 United Technologies Corporation Rocket engine with redundant capabilities
US4801092A (en) 1986-02-24 1989-01-31 Rockwell International Corporation Injector assembly for a fluid fueled engine
JPS62261652A (ja) 1986-05-07 1987-11-13 Natl Space Dev Agency Japan<Nasda> 液体ロケツトエンジン
DE3617757C1 (ru) 1986-05-30 1987-07-02 Erno Raumfahrttechnik Gmbh, 2800 Bremen, De
US4721081A (en) 1986-06-03 1988-01-26 Caterpillar Inc. Flame incubating and propagating apparatus for a fuel combustion system
US4771600A (en) 1986-10-20 1988-09-20 United Technologies Corporation Tripropellant rocket engine
US4771599A (en) 1986-10-20 1988-09-20 United Technologies Corporation Tripropellant rocket engine with injector
US4777794A (en) 1987-01-20 1988-10-18 Rockwell International Corporation Mass flow rate regulation of propellant fluid in the feed system of a bi-propellant, pressure-fed rocket engine
GB8811126D0 (en) 1988-05-11 1988-12-14 Royal Ordnance Plc Bipropellant rocket engines
JPH079219B2 (ja) 1988-09-13 1995-02-01 三菱重工業株式会社 ロケットエンジン
US4998410A (en) 1989-09-05 1991-03-12 Rockwell International Corporation Hybrid staged combustion-expander topping cycle engine
US5109669A (en) 1989-09-28 1992-05-05 Rockwell International Corporation Passive self-contained auto ignition system
US5054287A (en) 1989-11-30 1991-10-08 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Extended temperature range rocket injector
US5267437A (en) 1991-05-23 1993-12-07 United Technologies Corporation Dual mode rocket engine
US5873241A (en) 1991-05-23 1999-02-23 United Technologies Corporation Rocket engine auxiliary power system
FR2698914B1 (fr) 1992-12-09 1995-03-03 Europ Propulsion Moteur-fusée à ergols liquides à flux dérivé et générateur de gaz intégré.
US5873240A (en) 1993-04-14 1999-02-23 Adroit Systems, Inc. Pulsed detonation rocket engine
FR2705120B1 (fr) 1993-05-11 1995-08-04 Europ Propulsion Systeme d'injection a fentes concentriques et elements d'injection associes.
FR2712030B1 (fr) 1993-11-03 1996-01-26 Europ Propulsion Système d'injection et éléments d'injection tricoaxiaux associés.
US5444973A (en) 1993-12-13 1995-08-29 United Technologies Corporation Pressure-fed rocket booster system
US5551230A (en) 1994-03-14 1996-09-03 Rockwell International Corporation Heat induced high pressure lox pump rocket engine cycle
US5941062A (en) 1995-05-11 1999-08-24 Societe Europeenne De Propulsion Pulse rocket engine
US5647201A (en) 1995-08-02 1997-07-15 Trw Inc. Cavitating venturi for low reynolds number flows
US5715788A (en) 1996-07-29 1998-02-10 Cummins Engine Company, Inc. Integrated fuel injector and ignitor assembly
US6253539B1 (en) 1996-09-24 2001-07-03 Boeing North America Inc. Convective and turbulent shear mixing injector
DE19651646C2 (de) 1996-12-12 2002-07-11 Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt Verfahren zum Einblasen einer ersten und zweiten Brennstoffkomponente und Einblaskopf
US5980782A (en) 1997-04-25 1999-11-09 Exxon Research And Engineering Co. Face-mixing fluid bed process and apparatus for producing synthesis gas
US5918460A (en) 1997-05-05 1999-07-06 United Technologies Corporation Liquid oxygen gasifying system for rocket engines
EP0899447B1 (en) 1997-08-29 2003-12-03 Hughes Electronics Corporation Attachment ring for a rocket combustion chamber
EP0899449B1 (en) 1997-08-29 2003-03-12 Hughes Electronics Corporation Rocket engine having a transition attachment between a combustion chamber and an injector
US6082098A (en) 1998-04-29 2000-07-04 United Technologies Corporation Ignition system for rocket engines
US6469424B1 (en) 1998-12-14 2002-10-22 United Technologies Corporation Ignitor for liquid fuel rocket engines
RU2158839C2 (ru) 1999-01-21 2000-11-10 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза
RU2158841C2 (ru) 1999-01-21 2000-11-10 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" Камера жидкостного ракетного двигателя и ее корпус
DE19903664C2 (de) 1999-01-29 2000-11-16 Daimler Chrysler Ag Einrichtung zur Treibstoffzufuhr für ein Raketentriebwerk und Wärmetauscher zur Verwendung in der Einrichtung
RU2159351C1 (ru) 1999-03-01 2000-11-20 Открытое акционерное общество НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко Газогенератор
US6272847B1 (en) 1999-12-01 2001-08-14 Carl C. Dietrich Centrifugal direct injection engine
DE19958310C2 (de) 1999-12-03 2002-01-17 Daimler Chrysler Ag Raketentriebwerk für Flüssigtreibstoffe mit einem geschlossenen Triebwerkskreislauf
RU2183761C2 (ru) 2000-05-11 2002-06-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Жидкостный ракетный двигатель малой тяги и способ запуска жидкостного ракетного двигателя малой тяги
RU2191278C2 (ru) 2000-10-30 2002-10-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева" Способ запуска камеры ракетного двигателя со смесительной головкой со струями в сносящем потоке и устройство для его осуществления
US6505463B2 (en) 2001-01-17 2003-01-14 Trw Inc. Pre-burner operating method for rocket turbopump
US6591603B2 (en) 2001-03-08 2003-07-15 Trw Inc. Pintle injector rocket with expansion-deflection nozzle
US6568171B2 (en) 2001-07-05 2003-05-27 Aerojet-General Corporation Rocket vehicle thrust augmentation within divergent section of nozzle
US6769242B1 (en) 2001-11-21 2004-08-03 Mse Technology Applications, Inc. Rocket engine
US6799417B2 (en) 2003-02-05 2004-10-05 Aerojet-General Corporation Diversion of combustion gas within a rocket engine to preheat fuel
US6832471B2 (en) 2003-03-12 2004-12-21 Aerojet-General Corporation Expander cycle rocket engine with staged combustion and heat exchange
US6918243B2 (en) 2003-05-19 2005-07-19 The Boeing Company Bi-propellant injector with flame-holding zone igniter
US7640726B2 (en) * 2005-09-28 2010-01-05 Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. Injector assembly having multiple manifolds for propellant delivery
US7565795B1 (en) * 2006-01-17 2009-07-28 Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. Piezo-resonance igniter and ignition method for propellant liquid rocket engine

Also Published As

Publication number Publication date
JP2007298031A (ja) 2007-11-15
US8122703B2 (en) 2012-02-28
US20090320447A1 (en) 2009-12-31
RU2007116055A (ru) 2008-11-10
DE102007020010A1 (de) 2007-11-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2435063C2 (ru) Система впрыска и зажигания для ракетного двигателя (варианты) и ракетный двигатель малой тяги
US10823398B2 (en) Swirl torch igniter
US5367871A (en) Aircraft engine ignition system
JP4406127B2 (ja) トラップ渦空洞を有するガスタービンエンジン燃焼器用の燃料噴射棒
EP2813683B1 (en) Continuous ignition systems
US6244041B1 (en) Liquid-propellant rocket engine chamber and its casing
US7452513B2 (en) Triple helical flow vortex reactor
US7685807B2 (en) Three component injector for kerosene-oxygen rocket engine
CN109798202B (zh) 一种集电点火器于一体的液体火箭发动机喷注器
US20200240365A1 (en) Thrust vector control for hybrid propellants rocket engine with embedded fluid injection ports
JPH08144853A (ja) 注入器
US5321327A (en) Electric generator with plasma ball
US20020134767A1 (en) Plasma torch comprising electrodes separated by an air gap and igniter incorporating same
JP4004959B2 (ja) 産業および航空エンジン用の二元燃料ガスタービン用のバルクヘッド
US3057159A (en) Rocket ignitor
JP4215203B2 (ja) 液体燃料と液体酸化剤を用いる点火器一体型燃料噴射器
JP6898335B2 (ja) 点火装置を有する噴射器要素
US7619178B2 (en) Directly connected magnetron powered self starting plasma plume igniter
CN116771548A (zh) 一种空间用化学-电弧组合动力推力器及其运用方法
US3073122A (en) Rocket igniter
RU2183763C2 (ru) Устройство для воспламенения компонентов топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя
US6315238B1 (en) Thrusting apparatus
KR20200028324A (ko) 액체 추진제 로켓 엔진의 추진장치
JPH0814561A (ja) 点火トーチ
US3424541A (en) Fluid fuel burner

Legal Events

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

Effective date: 20150428