RU2481485C1 - Liquid-propellant engine chamber - Google Patents
Liquid-propellant engine chamber Download PDFInfo
- Publication number
- RU2481485C1 RU2481485C1 RU2012109703/06A RU2012109703A RU2481485C1 RU 2481485 C1 RU2481485 C1 RU 2481485C1 RU 2012109703/06 A RU2012109703/06 A RU 2012109703/06A RU 2012109703 A RU2012109703 A RU 2012109703A RU 2481485 C1 RU2481485 C1 RU 2481485C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pylon
- nozzle
- pylons
- blind
- tubular body
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).The invention relates to the field of power plants, and in particular to devices for mixing and atomizing fuel components, and can be used in the development of nozzles and mixing heads of liquid rocket engines (LRE).
В основу изобретения положена задача реализации смесеобразования, заключающегося в том, чтобы из форсунки в огневое пространство камеры сгорания выходила кольцевая струя окислительной среды, внутри которой располагалась струя горючего, а окружала струю окислительной среды также кольцевая струя горючего.The basis of the invention is the implementation of the mixture formation, which consists in the fact that from the nozzle into the firing space of the combustion chamber there is an annular jet of oxidizing medium, inside which there is a jet of fuel, and the ring jet of fuel is also surrounded by a stream of oxidizing medium.
Целесообразно, чтобы так работала как обычная форсунка, так и форсунка, выступающая в огневое пространство камеры сгорания, которая чаще всего предназначается для образования антипульсационных перегородок в огневом пространстве камер сгорания жидкостных ракетных двигателей.It is advisable that both the normal nozzle and the nozzle protrude into the firing space of the combustion chamber, which is most often intended to form anti-pulsation baffles in the firing space of the combustion chambers of liquid rocket engines.
Необходимость разработки таких форсунок продиктована как целесообразностью улучшения смесеобразования в камере сгорания, в частности, для повышения удельного импульса тяги двигателей, работающих на двух компонентах, так и потребностью в создании трехкомпонентных форсунок для жидкостных ракетных двигателей, в которых используются три компонента топлива.The need to develop such nozzles is dictated by the feasibility of improving mixture formation in the combustion chamber, in particular, to increase the specific thrust impulse of engines running on two components, and the need to create three-component nozzles for liquid rocket engines that use three fuel components.
В случае применения двухкомпонентного топлива в предлагаемых форсунках в качестве окислительной среды используется окислительный газогенераторный газ, а в обеих окружающих его струях одно и то же горючее.In the case of the use of two-component fuel in the proposed nozzles, an oxidizing gas-generating gas is used as the oxidizing medium, and the same fuel is used in both of the jets surrounding it.
В случае применения трехкомпонентного топлива (один окислитель и два разных компонента горючего) в качестве окислительной среды используется газогенераторный окислительный газ, один из компонентов горючего идет в наружной кольцевой струе, а другой - во внутренней.In the case of the use of three-component fuel (one oxidizer and two different components of the fuel), the gas-generating oxidizing gas is used as the oxidizing medium, one of the components of the fuel goes in the outer ring stream, and the other in the inner one.
Из анализа уровня техники известны двухкомпонентные форсунки с глухим осевым каналом и тангенциальными сквозными отверстиями, простирающимися от наружной поверхности форсунки до пересечения с этим осевым каналом. Таковой форсункой является форсунка камеры сгорания жидкостных ракетных двигателей РД-107, РД-108 (см., например, энциклопедию "Космонавтика". М., 1985, стр.426, параграф "Форсуночная головка"). Эту форсунку принимаем в качестве аналога изобретения.From the analysis of the prior art, two-component nozzles with a blind axial channel and tangential through holes extending from the outer surface of the nozzle to the intersection with this axial channel are known. Such a nozzle is the nozzle of the combustion chamber of liquid rocket engines RD-107, RD-108 (see, for example, the encyclopedia "Cosmonautics". M., 1985, p. 426, paragraph "nozzle head"). This nozzle is taken as an analogue of the invention.
Недостаток аналога в том, что в нем не может быть использован третий компонент топлива, а также в том, что в нем имеется резерв для улучшения смесеобразования и повышения удельного импульса тяги жидкостного ракетного двигателя.The disadvantage of the analogue is that it cannot use the third component of fuel, and also that it has a reserve for improving mixture formation and increasing the specific thrust of a liquid propellant rocket engine.
Из анализа уровня техники известна также газожидкостная двухкомпонентная струйно-струйная форсунка жидкостного ракетного двигателя РД-253 (см. учебник для вузов, авторы Г.Г.Гахун, В.И.Баулин, В.А.Володин и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М., 1989 г., стр.136, рис.7.14, поз.1). Эту форсунку принимаем также в качестве аналога.From the analysis of the prior art, a gas-liquid two-component jet-jet nozzle of the RD-253 liquid propellant rocket engine is also known (see textbook for high schools, authors G.G. Gakhun, V.I. Baulin, V.A. Volodin et al. Design and engineering of liquid rocket engines. M., 1989, p. 136, Fig. 7.14, item 1). This nozzle is also taken as an analogue.
Недостаток аналога в том, что в нем нельзя использовать третий компонент топлива, а кроме того, эта форсунка имеет резерв для улучшения смесеобразования и повышения удельного импульса тяги жидкостных ракетных двигателей, работающих на двухкомпонентном топливе.The disadvantage of the analogue is that it cannot use the third fuel component, and in addition, this nozzle has a reserve for improving mixture formation and increasing the specific thrust of liquid propellant rocket engines running on two-component fuel.
Известны форсунки, образующие антипульсационные перегородки головки двигателя SSME (см. Г.Г.Гахун, В.И.Баулин, В.А.Володин и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М., 1989 г., стр.135, рис.7.12, поз.3). Эти форсунки - двухкомпонентные, выдвинутые выходной своей частью в огневое пространство камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя. Эту форсунку принимаем в качестве аналога изобретений.Known nozzles forming the anti-pulsation partitions of the SSME engine head (see G.G. Gakhun, V.I. Baulin, V.A. Volodin, etc. Design and construction of liquid rocket engines. M., 1989, p. 135, fig. 7.12, item 3). These nozzles are two-component, extended by their output into the firing space of the combustion chamber of a liquid rocket engine. We accept this nozzle as an analogue of inventions.
Известна газожидкостная форсунка смесительной головки кислородно-водородного двигателя (см. Г.Г.Гахун, В.И.Баулин, В.А.Володин и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М., 1989 г., стр.136, рис.7.13, поз.2). Форсунка содержит имеющий осевой вход и выход трубчатый корпус с осевым каналом и коаксиально закрепленную внутри корпуса глухую трубку, выполненную зацело с пилоном и трубчатым корпусом. В пилонах выполнены сквозные отверстия, простирающиеся вдоль пилона от наружной поверхности форсунки до осевого канала в глухой трубке со стороны его глухого конца, при этом канал глухой трубки образован со стороны выхода ее глухим осевым каналом, а со стороны входа - входными сквозными отверстиями в пилоне.Known gas-liquid nozzle of the mixing head of an oxygen-hydrogen engine (see G.G. Gakhun, V.I. Baulin, V.A. Volodin and others. Design and construction of liquid rocket engines. M., 1989, p. 136, fig. 7.13, item 2). The nozzle contains a tubular body having an axial inlet and outlet with an axial channel and a blind tube coaxially fixed inside the housing, made integrally with the pylon and the tubular body. The pylons are provided with through holes extending along the pylon from the outer surface of the nozzle to the axial channel in the blind pipe from the side of its blind end, while the channel of the blind pipe is formed from the exit side by its blind axial channel, and from the input side by input through holes in the pylon.
Недостаток прототипа в том, что в нем имеется резерв для улучшения смесеобразования и повышения удельного импульса тяги двигателя, а кроме того, в нем нельзя использовать третий компонент топлива.The disadvantage of the prototype is that it has a reserve for improving mixture formation and increasing the specific impulse of engine thrust, and in addition, it cannot use a third fuel component.
Известна топливная форсунка камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащая имеющий осевой вход и выход трубчатый корпус с основным осевым каналом, а также не менее чем на одном пилоне закрепленную коаксиально корпусу внутри него глухую трубку, выполненную зацело с пилоном и трубчатым корпусом, причем в пилоне выполнено не менее чем одно входное сквозное отверстие, простирающееся вдоль пилона от наружной поверхности форсунки до осевого канала в глухой трубке со стороны ее глухого конца, канал глухой трубки образован со стороны выхода ее глухим осевым каналом, а со стороны входа - входным сквозным отверстием в пилоне, при этом основной осевой канал трубчатого корпуса со стороны выхода выполнен со ступенчатым расширением, в которое направлены выполненные тангенциально относительно оси форсунки сквозные отверстия, простирающиеся со стороны наружной поверхности форсунки до пересечения с основным осевым каналом (патент РФ №2232916, МПК F02K 9/52).Known fuel nozzle of a combustion chamber of a liquid propellant rocket engine containing an axial inlet and outlet tubular body with a main axial channel, and also at least on one pylon a blind tube fixed coaxially to the body inside it, made integrally with the pylon and the tubular body, moreover, the pylon is made at least one inlet through hole extending along the pylon from the outer surface of the nozzle to the axial channel in the blind pipe from the side of its blind end, the channel of the blind pipe is formed from the side they exit by a blind axial channel, and from the entrance side by an input through hole in the pylon, while the main axial channel of the tubular body on the output side is made with a stepwise expansion, into which through holes extending tangentially with respect to the nozzle axis are directed, extending from the outside of the nozzle surface to the intersection with the main axial channel (RF patent No. 2232916, IPC
Основными недостатками указанной форсунки является то, что форсунка не имеет настроечных элементов для настойки форсунки по линии горючего и окислителя на заданный расход, что приводит к нерасчетному соотношению компонентов и потерям удельного импульса тяги. Кроме того, полость керосина в форсунке используется только на режиме работы двигателя на компонентах «кислород-керосин-водород», в котором двигатель работает достаточно короткое время. При работе двигателя на компонентах «кислород-керосин», на режиме второй и последующих ступеней, такое выполнение выходной части форсунки приводит к значительным потерям экономичности, сопоставимым в ряде случаев с выигрышем от применения третьего компонента топлива, имеющего большую плотность, на режиме первой ступени.The main disadvantages of this nozzle is that the nozzle does not have tuning elements for adjusting the nozzle along the line of fuel and oxidizer at a given flow rate, which leads to an off-design ratio of components and loss of specific impulse of thrust. In addition, the kerosene cavity in the nozzle is used only in the engine operating mode on the oxygen-kerosene-hydrogen components, in which the engine runs for a fairly short time. When the engine is running on oxygen-kerosene components in the second and subsequent stages, this embodiment of the nozzle outlet leads to significant losses in economy, comparable in some cases to the gain from using the third component of the fuel, which has a higher density, in the first stage mode.
Известна камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, блок подачи водорода, огневое днище, коаксиальные соосно-струйные форсунки, включающие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны, цилиндрическую часть камеры с критическим сечением, сопло (Гахун Г.Г. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. М., Машиностроение, 1989 г., 420 стр. Камера ЖРД SSME, стр.122-123 - прототип).A known chamber of a liquid-propellant rocket engine comprising a mixing head including a housing, an oxidizer supply unit, a hydrogen supply unit, a firing plate, coaxial coaxial-jet nozzles including a hollow tip connecting the oxidizer cavity to the combustion zone, a sleeve covering the tip and connecting the cavity with a gap fuel with a combustion zone located in the mixing head along concentric circles and forming the central and peripheral zones, the cylindrical part of the chamber with a critical section, o (Gahun GG et al Construction and design of liquid rocket engines M., Mechanical Engineering, 1989, at page 420 LRE chamber SSME, str.122-123 -... prototype).
Указанная камера работает следующим образом.The specified camera operates as follows.
Окислитель из полости блока подачи окислителя смесительной головки по каналам внутри форсунок поступает в камеру сгорания для дальнейшего использования. Горючее из полости блока охлаждения огневого днища подается в камеру сгорания. Генераторный газ из полости блока генераторного газа по каналам внутри форсунок поступает в камеру сгорания. В камере сгорания компоненты перешиваются, воспламеняются и сгорают.The oxidizing agent from the cavity of the oxidizer supply unit of the mixing head through the channels inside the nozzles enters the combustion chamber for further use. Fuel from the cavity of the firing base cooling unit is supplied to the combustion chamber. The generator gas from the cavity of the generator gas block through the channels inside the nozzles enters the combustion chamber. In the combustion chamber, the components are altered, ignited and burned.
Основными недостатками данной камеры является недостаточно высокое значение полноты рабочего процесса, обусловленное несовершенством принятой системы смесеобразования.The main disadvantages of this camera is the insufficiently high value of the completeness of the working process, due to the imperfection of the adopted mixture formation system.
Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, применение которой позволит обеспечить повышенную экономичность рабочего процесса при работе форсунки как в качестве трехкомпонентной, на компонентах топлива «кислород-керосин-водород», так и в качестве двухкомпонентной, на компонентах топлива «кислород-водород».The objective of the invention is to remedy these drawbacks and create a combustion chamber of a liquid propellant rocket engine, the use of which will provide increased efficiency of the working process when the nozzle is operated as a three-component, on oxygen-kerosene-hydrogen fuel components, or as a two-component, on fuel components "Oxygen-hydrogen."
Решение поставленной задачи достигается тем, что в предложенной камере жидкостного ракетного двигателя, содержащей профилированную регенеративно охлаждаемую цилиндрическую часть, профилированное регенеративно охлаждаемое сопло, смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, блок подачи водорода, блок подачи керосина, соосно-струйные форсунки, установленные в указанных блоках смесительной головки по концентрическим окружностям и содержащие имеющий осевой вход и выход трубчатый корпус с основным осевым каналом, а также не менее чем на одном пилоне закрепленную коаксиально корпусу внутри него глухую трубку, выполненную за одно целое с пилоном и трубчатым корпусом, причем в пилоне выполнено не менее чем одно входное сквозное отверстие, простирающееся вдоль пилона от наружной поверхности форсунки до осевого канала в глухой трубке со стороны ее глухого конца, при этом канал глухой трубки образован со стороны выхода ее глухим осевым каналом, а со стороны входа - входным сквозным отверстием в пилоне, при этом основной осевой канал трубчатого корпуса со стороны выхода выполнен со ступенчатым изменением проходного сечения, отличающейся тем, что ступенчатое изменение проходного сечения трубчатого корпуса указанных форсунок выполнено с уменьшением проходного сечения упомянутого корпуса от пилонов к выходной части, преимущественно, в виде одного конфузора, на выходной части трубчатого корпуса установлена втулка с образованием между наружной поверхностью упомянутого корпуса и внутренней поверхностью втулки кольцевой полости, связанной с полостью блока подачи керосина, при этом в указанной кольцевой полости размещены винтовые каналы, со стороны осевого входа трубчатого корпуса выполнен настроечный элемент в виде фаски, выполненной с возможностью изменения ее геометрических параметров при настройке, трубчатый корпус выполнен разъемным, на наружной поверхности глухой трубки, размещенной в выходной части трубчатого корпуса, выполнены пилоны, взаимодействующие своей наружной поверхностью с внутренней поверхностью трубчатого корпуса, причем продольные оси упомянутых пилонов установлены под углом к продольной оси форсунки, при этом в пилонах выполнены каналы, входная часть которых соединяется с полостью глухой трубки, а выходная - с кольцевой полостью, образованной трубчатым корпусом и глухой трубкой, при этом глухая трубка выполнена разъемной, состоящей из пилонной части и наконечника, причем в месте их стыка установлен жиклер.The solution to this problem is achieved by the fact that in the proposed chamber of a liquid-propellant rocket engine containing a profiled regeneratively cooled cylindrical part, a profiled regeneratively cooled nozzle, a mixing head including a housing, an oxidizer supply unit, a hydrogen supply unit, a kerosene supply unit, coaxial-jet nozzles installed in the indicated blocks of the mixing head along concentric circles and containing a tubular body having an axial inlet and outlet with a main axial channel, and t Also, at least on one pylon, a blind tube fixed coaxially to the casing inside it is made integrally with the pylon and the tubular casing, and at least one inlet through hole extends along the pylon from the outer surface of the nozzle to the axial channel in the blind tube from the side of its blind end, while the channel of the blind tube is formed from the exit side by a blind axial channel, and from the input side by an inlet through hole in the pylon, while the main axial channel of the tubular body with The output orons are made with a stepwise change in the bore, characterized in that a stepwise change in the bore of the tubular casing of said nozzles is made with a decrease in the bore of the casing from the pylons to the output part, mainly in the form of one confuser, a sleeve is installed on the output part of the tubular body with the formation between the outer surface of the said housing and the inner surface of the sleeve of the annular cavity associated with the cavity of the block of supply of kerosene, while in the specified helical channels are placed in the annular cavity, on the side of the axial inlet of the tubular body, a tuning element is made in the form of a chamfer made with the possibility of changing its geometric parameters during adjustment, the tubular body is detachable, pylons are made on the outer surface of the blind tube located in the output part of the tubular body interacting with their outer surface with the inner surface of the tubular body, and the longitudinal axis of the said pylons are installed at an angle to the longitudinal axis of the force ni, while in the pylons channels are made, the inlet part of which connects to the cavity of the blind tube, and the output - to the annular cavity formed by the tubular body and the blind tube, while the blind tube is made detachable, consisting of the pillar part and the tip, and in their place junction installed nozzle.
В варианте исполнения глухая трубка форсунки закреплена коаксиально корпусу внутри него на двух радиально направленных и равнорасположенных по окружности пилонах, внутри каждого из которых размещено два поперечных относительно оси форсунки входных сквозных отверстия.In the embodiment, the nozzle blank tube is fixed coaxially to the body inside it on two pylons radially directed and equally spaced around the circumference, inside each of which two inlet openings are transverse with respect to the nozzle axis.
В варианте исполнения трубчатый корпус форсунки выполнен из двух частей, входной и выходной, герметично соединенных сварным швом, причем пилоны расположены в ее входной части.In an embodiment, the tubular nozzle body is made of two parts, the input and output, hermetically connected by a weld, and the pylons are located in its input part.
В варианте исполнения трубчатый корпус форсунки снабжен, по крайней мере, одним кольцевым утолщением.In an embodiment, the tubular nozzle body is provided with at least one annular thickening.
Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан осевой продольный разрез предложенной камеры жидкостного ракетного двигателя, на фиг.2 - выносной элемент А с изображением смесительной головки камеры, на фиг.3 - выносной элемент Б - соосно - струйная форсунка, на фиг.4 - выносной элемент В - выходная часть форсунки в увеличенном масштабе, на фиг.5 - поперечный разрез Г-Г выходной части форсунки.The invention is illustrated by drawings, in which Fig. 1 shows an axial longitudinal section of the proposed chamber of a liquid-propellant rocket engine, in Fig. 2 - an external element A with a picture of a mixing head of a chamber, in Fig. 3 - an external element B - a coaxial-jet nozzle, in Fig. .4 - remote element B - the output of the nozzle on an enlarged scale, figure 5 is a transverse section GG of the output of the nozzle.
Смесительная головка предложенной камеры жидкостного ракетного двигателя включает соосно-струйные форсунки, содержащие имеющий осевой вход и выход трубчатый корпус 1 с основным осевым каналом 2. Внутри корпуса 1 не менее чем на одном пилоне 3 закреплена коаксиально корпусу глухая трубка 4, выполненная за одно целое с пилоном 3 и трубчатым корпусом 1. В пилоне 3 выполнено не менее чем одно входное сквозное отверстие 5, простирающееся вдоль пилона 3 от наружной поверхности форсунки до осевого канала 6 в глухой трубке 4 со стороны ее глухого конца. Осевой канал 6 глухой трубки 4 образован со стороны выхода ее глухим осевым каналом, а со стороны входа - входным сквозным отверстием в пилоне. Основной осевой канал 2 трубчатого корпуса 1 со стороны выхода выполнен со ступенчатым изменением проходного сечения. Ступенчатое изменение проходного сечения трубчатого корпуса 1 выполнено с уменьшением проходного сечения корпуса 1 от пилонов к выходной части в виде одного конфузора 7. На выходной части трубчатого корпуса 1 установлена втулка 8 с образованием между наружной поверхностью корпуса 1 и внутренней поверхностью втулки 8 кольцевой полости 9, в которой размещены винтовые каналы 10. Со стороны осевого входа трубчатого корпуса 1 выполнен настроечный элемент 11 в виде фаски, выполненной с возможностью изменения ее геометрических параметров при настройке. Трубчатый корпус 1 выполнен разъемным. На наружной поверхности глухой трубки 4, размещенной в выходной части трубчатого корпуса 1, выполнены пилоны 12, взаимодействующие своей наружной поверхностью с внутренней поверхностью трубчатого корпуса 1. Продольные оси упомянутых пилонов 12 установлены под углом к продольной оси форсунки. В пилонах 12 выполнены каналы 13, входная часть 14 которых соединяется с полостью трубки 4, а выходная 15 - с кольцевой полостью 16, образованной трубчатым корпусом 1 и глухой трубкой 4. Глухая трубка 4 выполнена разъемной, состоящей из пилонной части 17 и наконечника 18, причем в месте их стыка установлен жиклер 19.The mixing head of the proposed chamber of a liquid-propellant rocket engine includes coaxial-jet nozzles containing a
Форсунки установлены в блоке окислителя 20, блоке водорода 21 и блоке керосина 22 по концентрическим окружностям, причем указанные блоки соединены между собой при помощи сварки.The nozzles are installed in the
Камера также содержит профилированную регенеративно охлаждаемую цилиндрическую часть 23 с критическим сечением 24 и соплом 25.The chamber also contains a profiled regeneratively cooled
Предложенная камера жидкостного ракетного двигателя работает следующим образом.The proposed chamber of a liquid propellant rocket engine operates as follows.
Первое горючее, преимущественно водород или продукты его сгорания, подается из корпуса блока 21 по осевому каналу 2 корпуса 1 к пилонам 12. Проходя пилоны 12, струя горючего приобретает вращательное движение и поступает в камеру сгорания. Настройка форсунки на заданный расход первого горючего осуществляется изменением геометрических размеров настроечного элемента 11, выполненного в виде фаски.The first fuel, mainly hydrogen or products of its combustion, is supplied from the casing of the
Второе горючее, преимущественно керосин, подается из блока керосина 22 в кольцевую полость 9, образованную втулкой 8 и наружной поверхностью трубчатого корпуса 1, проходит по винтовым пазам между винтовыми каналами 10, приобретает вращательное движение и подается в камеру сгорания.The second fuel, mainly kerosene, is fed from the block of
Окислитель подается из блока окислителя 20 внутрь глухой трубки 4 трубчатого корпуса 1 по отверстию 5. Из полости глухой трубки 4 по осевому каналу 6 поступает по направлению к камере сгорания. Настройка форсунки на заданный расход окислителя осуществляется изменением геометрических размеров настроечного элемента 19, выполненного в виде жиклера. В районе пилонов 12, часть расхода окислителя поступает во входную часть 14 каналов 13, проходит по ним и поступает из выходной части 15 указанных каналов 13 в поток первого горючего, подаваемого через кольцевую полость между наконечником 18 и трубчатым корпусом и внутренней поверхностью трубчатого корпуса 1.The oxidizing agent is supplied from the oxidizing
За счет расположения осей пилонов 12 под углом к продольной оси форсунки часть расхода окислителя, подаваемого через каналы 13, приобретает вращательное движение, что приводит у улучшению условий смесеобразования. Кроме того, отбор части расхода окислителя на каналы 13 позволяет уменьшить расход, поступающий через осевой канал 6 глухой трубки 4, что позволяет уменьшить длину нераспавшейся части основной струи окислителя и, тем самым, улучшить условия ее распадения.Due to the location of the axes of the
Продукты сгорания компонентов топлива из смесительной головки поступают в профилированную регенеративно охлаждаемую цилиндрическую часть 23, проходят через критическое сечение 24 и расширяются в сопле 25, создавая при этом тягу.The combustion products of the fuel components from the mixing head enter the profiled regeneratively cooled
Использование предложенного технического решения позволит обеспечить повышенную экономичность рабочего процесса при работе предложенной камеры жидкостного ракетного двигателя как в качестве трехкомпонентной, на компонентах топлива «кислород-керосин-водород», так и в качестве двухкомпонентной, на компонентах топлива «кислород-водород».Using the proposed technical solution will allow for increased efficiency of the working process when the proposed chamber of a liquid propellant rocket engine is used both as a three-component, on oxygen-kerosene-hydrogen fuel components, and as a two-component, on oxygen-hydrogen fuel components.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012109703/06A RU2481485C1 (en) | 2012-03-15 | 2012-03-15 | Liquid-propellant engine chamber |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012109703/06A RU2481485C1 (en) | 2012-03-15 | 2012-03-15 | Liquid-propellant engine chamber |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2481485C1 true RU2481485C1 (en) | 2013-05-10 |
Family
ID=48789544
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012109703/06A RU2481485C1 (en) | 2012-03-15 | 2012-03-15 | Liquid-propellant engine chamber |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2481485C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2017197544A1 (en) * | 2016-05-18 | 2017-11-23 | 葛明龙 | Four aeronautic/astronautic turbofan engines |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4707982A (en) * | 1981-06-26 | 1987-11-24 | Rockwell International Corporation | Thermal regenerative injector |
| RU2108477C1 (en) * | 1994-09-16 | 1998-04-10 | Конструкторское бюро химавтоматики | Method of and device for production of working medium on three-component fuel |
| DE19703630C1 (en) * | 1997-01-31 | 1998-08-20 | Daimler Benz Aerospace Ag | Fixing system for injection unit in base plate of rocket motor |
| RU2127820C1 (en) * | 1997-08-13 | 1999-03-20 | Конструкторское бюро химавтоматики | Liquid propellant rocket engine combustion chamber mixing head |
| RU2232916C2 (en) * | 2001-08-27 | 2004-07-20 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им.акад. В.П.Глушко" | Fuel nozzle of liquid-propellant rocket engine (versions) |
| RU2328615C1 (en) * | 2007-01-18 | 2008-07-10 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" | Liquid-propellant rocket engine chamber mixing head |
-
2012
- 2012-03-15 RU RU2012109703/06A patent/RU2481485C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4707982A (en) * | 1981-06-26 | 1987-11-24 | Rockwell International Corporation | Thermal regenerative injector |
| RU2108477C1 (en) * | 1994-09-16 | 1998-04-10 | Конструкторское бюро химавтоматики | Method of and device for production of working medium on three-component fuel |
| DE19703630C1 (en) * | 1997-01-31 | 1998-08-20 | Daimler Benz Aerospace Ag | Fixing system for injection unit in base plate of rocket motor |
| RU2127820C1 (en) * | 1997-08-13 | 1999-03-20 | Конструкторское бюро химавтоматики | Liquid propellant rocket engine combustion chamber mixing head |
| RU2232916C2 (en) * | 2001-08-27 | 2004-07-20 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им.акад. В.П.Глушко" | Fuel nozzle of liquid-propellant rocket engine (versions) |
| RU2328615C1 (en) * | 2007-01-18 | 2008-07-10 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" | Liquid-propellant rocket engine chamber mixing head |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Гахун Г.Г. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, Камера ЖРД SSME, с.122-125. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2017197544A1 (en) * | 2016-05-18 | 2017-11-23 | 葛明龙 | Four aeronautic/astronautic turbofan engines |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2481485C1 (en) | Liquid-propellant engine chamber | |
| RU2482320C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
| RU2481495C1 (en) | Coaxial spray injector | |
| RU2479740C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine combustion chamber | |
| RU2480606C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
| RU2484282C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
| RU2484288C1 (en) | Mixing head of liquid-propellant engine chamber | |
| RU2481487C1 (en) | Liquid-propellant engine chamber | |
| RU2480609C1 (en) | Coaxial spray injector | |
| RU2479739C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2482314C1 (en) | Liquid-propellant engine chamber | |
| RU2480607C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
| RU2482319C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
| RU2481491C1 (en) | Mixing head of liquid-propellant engine chamber | |
| RU2482317C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
| RU2483223C1 (en) | Method of feeding fuel components into liquid-propellant rocket engine chamber | |
| RU2481490C1 (en) | Coaxial spray injector | |
| RU2482318C1 (en) | Coaxial spray injector | |
| RU2481494C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
| RU2481492C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
| RU2484289C1 (en) | Mixing head of liquid-propellant engine chamber | |
| RU2479741C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine mixing chamber | |
| RU2481493C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
| RU2445497C1 (en) | Coaxial spray injector | |
| RU2502886C1 (en) | Method of fuel components feed in three-component liquid propellant rocket engine combustion chamber |