RU2482319C1 - Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber - Google Patents
Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber Download PDFInfo
- Publication number
- RU2482319C1 RU2482319C1 RU2012109751/06A RU2012109751A RU2482319C1 RU 2482319 C1 RU2482319 C1 RU 2482319C1 RU 2012109751/06 A RU2012109751/06 A RU 2012109751/06A RU 2012109751 A RU2012109751 A RU 2012109751A RU 2482319 C1 RU2482319 C1 RU 2482319C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pylons
- nozzle
- pylon
- tubular body
- blind
- 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.
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 oxidizing agent and two different components of the fuel, a 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", Moscow, 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, etc. "Design and Engineering 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 and others. "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 указанной форсунки в том, что в ней имеется резерв для улучшения смесеобразования и повышения удельного импульса тяги двигателя, а кроме того, в нем нельзя использовать третий компонент топлива.The disadvantage of this nozzle is that it has a reserve for improving mixture formation and increasing the specific impulse of engine thrust, and in addition, it is impossible to use a third fuel component in it.
Известен способ подачи компонентов топлива в камеру жидкостного ракетного двигателя и топливная форсунка камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, при помощи которой реализуется указанный способ, 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 - прототип).A known method of supplying fuel components to a chamber of a liquid propellant rocket engine and a fuel nozzle of a combustion chamber of a liquid propellant rocket engine, by which this method is implemented, comprising an axial inlet and outlet tubular body with a main axial channel, as well as at least one pylon mounted coaxially to the body inside it there is a blind tube made integrally with the pylon and the tubular body, and at least one inlet through hole extends along the pylon extending along the pylon from the 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 exit side by its blind axial channel, and from the input side by an input through hole in the pylon, while the main axial channel of the tubular body from the output side is made with stepwise expansion, into which through holes directed tangentially relative to the axis of the nozzle are directed, extending from the outside of the nozzle to the intersection with the main axial channel (RF Patent No. 2232916, IPC:
Окислитель подается в виде сплошной струи через трубчатый корпус с наконечником, а горючее - через кольцевые зазоры между трубчатым корпусом и трубкой окислителя.The oxidizing agent is supplied in the form of a continuous stream through a tubular body with a tip, and the fuel through the annular gaps between the tubular body and the oxidizer tube.
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 этого полость керосина в форсунке используется только на режиме работы двигателя на компонентах «кислород-керосин-водород», на которой 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, сопоставимыми 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, on 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.
Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание способа подачи компонентов топлива в камеру жидкостного ракетного двигателя, применение которого позволит обеспечить повышенную экономичность рабочего процесса при работе соосно-струйной 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 disadvantages and to create a method for supplying fuel components to the chamber of a liquid propellant rocket engine, the use of which will provide increased efficiency of the working process when the coaxial-jet nozzle operates as a three-component, on oxygen-kerosene-hydrogen fuel components, and as a two-component oxygen-hydrogen fuel component.
Решение поставленной задачи достигается тем, что в предложенном способе подачи компонентов топлива в камеру жидкостного ракетного двигателя, заключающемся в подаче окислителя и горючего в полость камеры сгорания из соответствующих полостей смесительной головки при помощи соосно-струйных форсунок, содержащих 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, причем основной осевой канал трубчатого корпуса со стороны выхода выполняют со ступенчатым изменением проходного сечения, согласно изобретению, ступенчатое изменение проходного сечения трубчатого корпуса выполняют с уменьшением проходного сечения упомянутого корпуса от пилонов к выходной части, преимущественно, в виде одного конфузора, при этом на выходной части трубчатого корпуса устанавливают втулку с образованием между наружной поверхностью упомянутого корпуса и внутренней поверхностью втулки кольцевой полости, в которой размещают винтовые каналы, простирающиеся со стороны наружной поверхности форсунки до сообщения с основным осевым каналом, со стороны осевого входа трубчатого корпуса выполняют настроечный элемент в виде фаски, выполненной с возможностью изменения ее геометрических параметров при настройке, трубчатый корпус выполняют разъемным, на наружной поверхности глухой трубки, размещенной в выходной части трубчатого корпуса, выполняют пилоны, взаимодействующие с внутренней поверхностью выходной части трубчатого корпуса, причем продольные оси упомянутых пилонов устанавливают под углом к продольной оси форсунки, при этом в пилонах выполняют каналы, выходную часть которых выполняют под углом к продольной оси форсунки, отличным от угла установки продольных осей указанных пилонов, при этом входную часть упомянутых каналов соединяют с полостью глухой трубки, а выходную - с кольцевой полостью, образованной трубчатым корпусом и глухой трубкой, которую выполняют разъемной, состоящей из пилонной части и наконечника, причем в месте их стыка устанавливают жиклер, при этом расход окислителя подают в камеру сгорания в виде двух потоков - основного и дополнительного, причем требуемую величину расхода окислителя обеспечивают путем изменения проходного сечения и геометрических размеров жиклера, который предварительно устанавливают в месте соединения пилонной части и наконечника глухой трубки, при этом основную часть расхода окислителя осесимметрично подают через канал внутри наконечника форсунки, а дополнительную - тангенциально через каналы, которые предварительно выполняют в пилонах наконечника форсунки, взаимодействующих своей наружной поверхностью с внутренней поверхностью трубчатого корпуса, причем продольные оси указанных каналов выполняют под углом к продольной оси форсунки, обеспечивая таким образом тангенциальную составляющую скорости дополнительной части потока и его закрутку, при этом расход горючего подают осесимметрично оси форсунки до месторасположения указанных пилонов и направляют на указанные пилоны, придавая ему тангенциальную составляющую скорости, причем требуемый расход горючего обеспечивают за счет изменения геометрических размеров настроечного элемента, предпочтительно, входной фаски на трубчатом корпусе, который предварительно выполняют с возможностью изменения его геометрических размеров.The solution to this problem is achieved by the fact that in the proposed method for supplying fuel components to the chamber of a liquid propellant rocket engine, which consists in supplying an oxidizing agent and fuel to the cavity of the combustion chamber from the respective cavities of the mixing head using coaxial-jet nozzles containing an axial inlet and outlet tubular body with the main axial channel, as well as at least on one pylon, a blind tube fixed coaxially to the body inside it, made in one piece with the pylon and the tubular body, with at least one inlet through hole is made in the pylon, 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, an input through hole in the pylon, and the main axial channel of the tubular body from the output side is performed with a stepwise change in the bore, according to the invention, a step change in the bore of the tubular body they are filled with a reduction in the passage section of the said housing from the pylons to the output part, mainly in the form of one confuser, while a sleeve is installed on the output part of the tubular body with the formation of an annular cavity between the outer surface of the said housing and the inner surface of the sleeve, in which there are screw channels extending from the side of the outer surface of the nozzle to the message with the main axial channel, from the side of the axial inlet of the tubular body carry out a tuning element in the form of a bevel, Filled with the possibility of changing its geometric parameters during adjustment, the tubular body is made detachable, on the outer surface of the blind tube located in the output part of the tubular body, pylons are made that interact with the inner surface of the output part of the tubular body, and the longitudinal axes of the said pylons are set at an angle to the longitudinal the nozzle axis, while in the pylons the channels are made, the outlet part of which is performed at an angle to the longitudinal axis of the nozzle, different from the installation angle of the longitudinal the axes of the said pylons, while the input part of the said channels is connected with the cavity of the blind tube, and the output is with the annular cavity formed by the tubular body and the blind pipe, which is detachable, consisting of the pillar part and the tip, and a nozzle is installed at the junction thereof, with this, the flow rate of the oxidizing agent is fed into the combustion chamber in the form of two streams - the main and additional, and the required value of the flow rate of the oxidizing agent is provided by changing the flow area and the geometric dimensions of the nozzle, which th is pre-installed at the junction of the pylon part and the tip of the blank tube, while the main part of the oxidizer flow is axisymmetrically fed through the channel inside the nozzle tip, and the additional one is tangentially through the channels that are previously performed in the pylons of the nozzle tip, interacting with their outer surface with the inner surface of the tubular housing, and the longitudinal axis of these channels is performed at an angle to the longitudinal axis of the nozzle, thus providing a tangential the velocity of the additional part of the flow and its swirling, while the fuel consumption is fed axisymmetrically to the nozzle axis to the location of these pylons and is directed to these pylons, giving it a tangential velocity component, and the required fuel consumption is provided by changing the geometric dimensions of the tuning element, preferably the input chamfer on a tubular body, which is preliminarily performed with the possibility of changing its geometric dimensions.
В варианте применения способа глухую трубку закрепляют коаксиально корпусу внутри него на двух радиально направленных и равнорасположенных по окружности пилонах, внутри каждого из которых размещают два поперечных относительно оси форсунки входных сквозных отверстия.In an application of the method, a blind 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 axis of the nozzle.
В варианте применения способа трубчатый корпус выполняют из двух частей, входной и выходной, которые герметично соединяют между собой сварным швом, причем пилоны располагают в его входной части.In an application of the method, the tubular body is made of two parts, the input and output, which are hermetically connected to each other by a weld, and the pylons are located in its input part.
Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан осевой продольный разрез соосно-струйной форсунки для реализации указанного способа, на фиг.2 - выносной элемент А с изображением выходной части форсунки в увеличенном масштабе, на фиг.3 - поперечный разрез Б-Б выходной части форсунки, на фиг.4 - выходная часть форсунки с пилонами на глухой трубке.The invention is illustrated by drawings, in which Fig. 1 shows an axial longitudinal section of a coaxial-jet nozzle for implementing the indicated method, Fig. 2 shows an external element A with an image of the nozzle outlet part on an enlarged scale, and Fig. 3 is a transverse section B-B the output part of the nozzle, in Fig.4 - the output part of the nozzle with pylons on a blank tube.
Соосно-струйная форсунка для реализации предложенного способа содержит имеющий осевой вход и выход трубчатый корпус 1 с основным осевым каналом 2, а также не менее чем на одном пилоне 3 закрепленную коаксиально корпусу внутри него глухую трубку 4, выполненную 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, причем оси указанных каналов 13 расположены под углом к продольной оси форсунки, отличным от угла установки самих пилонов 12. Глухая трубка 4 выполнена разъемной, состоящей из пилонной части 17 и наконечника 18, причем в месте их стыка установлен жиклер 19.The coaxial-jet nozzle for implementing the proposed method comprises an axial inlet and outlet
Предложенный способ реализуется следующим образом.The proposed method is implemented as follows.
Первое горючее, преимущественно водород или продукты его сгорания, подают по осевому каналу 2 корпуса 1 к пилонам 12. Проходя пилоны 12, струя горючего приобретает вращательное движение и поступает в камеру сгорания. Настройку форсунки на заданный расход первого горючего осуществляют изменением геометрических размеров настроечного элемента 11, выполненного в виде фаски.The first fuel, mainly hydrogen or products of its combustion, is fed through the
Второе горючее, преимущественно, керосин, подают в кольцевую полость 9, образованную втулкой 8 и наружной поверхностью трубчатого корпуса 1. Горючее проходит по винтовым пазам между винтовыми каналами 10, приобретает вращательное движение и подается в камеру сгорания.The second fuel, mainly kerosene, is fed into the
Окислитель подают внутрь глухой трубки 4 трубчатого корпуса 1 по отверстию 5, и далее, из полости глухой трубки 4 по осевому каналу 6, поступает по направлению к камере сгорания. Настройку форсунки на заданный расход окислителя производят изменением геометрических размеров настроечного элемента 19, выполненного в виде жиклера.The oxidizing agent is fed into the
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. За счет расположения осей пилонов 12 под углом к продольной оси форсунки часть расхода окислителя, подаваемого через каналы 13, приобретает вращательное движение, что приводит к улучшению условий смесеобразования.In the region of
За счет того, что оси каналов 13 расположены под углом к продольной оси форсунки, отличным от угла установки самих пилонов 12, часть расхода окислителя, подаваемого через каналы 13, приобретает тангенциальную составляющую скорости, отличную по величине и направлению от тангенциальной составляющей скорости потока горючего, подаваемого через пилоны 12. Таким образом, часть потока расхода окислителя и поток горючего начинают вращаться, образуя конусы распыла с различным углом наклона образующей к продольной оси форсунки, что обеспечивает их более интенсивное перемешивание.Due to the fact that the axis of the
Кроме этого, 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, что, в конечном итоге, приведет к улучшению условий смесеобразования.In addition, the selection of a part of the oxidizer flow rate to the
Использование предложенного технического решения 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».Using the proposed technical solution will allow for 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 oxygen-hydrogen fuel components.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012109751/06A RU2482319C1 (en) | 2012-03-15 | 2012-03-15 | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012109751/06A RU2482319C1 (en) | 2012-03-15 | 2012-03-15 | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2482319C1 true RU2482319C1 (en) | 2013-05-20 |
Family
ID=48789908
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012109751/06A RU2482319C1 (en) | 2012-03-15 | 2012-03-15 | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2482319C1 (en) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2543222A1 (en) * | 1983-03-22 | 1984-09-28 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Injection head for combustion chambers of rocket motors operating on liquid propergol |
| 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 |
| RU2083861C1 (en) * | 1986-09-15 | 1997-07-10 | Конструкторское бюро химавтоматики | Method of forming mixture in combustion chamber of lox/liquid hydrogen engine |
| RU2108477C1 (en) * | 1994-09-16 | 1998-04-10 | Конструкторское бюро химавтоматики | Method of and device for production of working medium on three-component fuel |
| 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) |
| RU2319853C2 (en) * | 2005-12-02 | 2008-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Method for organization of operating process in combustion chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine |
-
2012
- 2012-03-15 RU RU2012109751/06A patent/RU2482319C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2543222A1 (en) * | 1983-03-22 | 1984-09-28 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Injection head for combustion chambers of rocket motors operating on liquid propergol |
| 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 |
| RU2083861C1 (en) * | 1986-09-15 | 1997-07-10 | Конструкторское бюро химавтоматики | Method of forming mixture in combustion chamber of lox/liquid hydrogen engine |
| RU2108477C1 (en) * | 1994-09-16 | 1998-04-10 | Конструкторское бюро химавтоматики | Method of and device for production of working medium on three-component fuel |
| 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) |
| RU2319853C2 (en) * | 2005-12-02 | 2008-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") | Method for organization of operating process in combustion chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2482320C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
| RU2481495C1 (en) | Coaxial spray injector | |
| RU2482319C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
| RU2482317C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
| RU2480609C1 (en) | Coaxial spray injector | |
| RU2481494C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
| RU2484282C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
| RU2481485C1 (en) | Liquid-propellant engine chamber | |
| RU2483223C1 (en) | Method of feeding fuel components into liquid-propellant rocket engine chamber | |
| RU2484288C1 (en) | Mixing head of liquid-propellant engine chamber | |
| RU2479740C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine combustion chamber | |
| RU2482318C1 (en) | Coaxial spray injector | |
| RU2479739C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2481492C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
| RU2480606C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
| RU2481493C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
| RU2481487C1 (en) | Liquid-propellant engine chamber | |
| RU2482314C1 (en) | Liquid-propellant engine chamber | |
| RU2484289C1 (en) | Mixing head of liquid-propellant engine chamber | |
| RU2481491C1 (en) | Mixing head of liquid-propellant engine chamber | |
| RU2481490C1 (en) | Coaxial spray injector | |
| RU2479741C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine mixing chamber | |
| RU2480607C1 (en) | Liquid-propellant engine | |
| RU2445497C1 (en) | Coaxial spray injector | |
| RU2502886C1 (en) | Method of fuel components feed in three-component liquid propellant rocket engine combustion chamber |