RU2493408C1 - Mixing head of liquid propellant rocket engine chamber - Google Patents
Mixing head of liquid propellant rocket engine chamber Download PDFInfo
- Publication number
- RU2493408C1 RU2493408C1 RU2012126622/06A RU2012126622A RU2493408C1 RU 2493408 C1 RU2493408 C1 RU 2493408C1 RU 2012126622/06 A RU2012126622/06 A RU 2012126622/06A RU 2012126622 A RU2012126622 A RU 2012126622A RU 2493408 C1 RU2493408 C1 RU 2493408C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- tip
- cavity
- fuel
- channels
- unit
- 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).
На настоящем этапе развития космических транспортных средств сложилась ситуация, когда возможности по совершенствованию химических ракетных двигателей традиционных типов (на основе стационарных или медленно протекающих рабочих процессов) практически полностью исчерпаны и ограничены незначительным улучшением энерго-массовых характеристик, достигаемым, как правило, в ущерб надежности, безопасности и экологичности.At the present stage of the development of space vehicles, a situation has arisen when the opportunities for improving traditional-type chemical rocket engines (based on stationary or slowly running work processes) are almost completely exhausted and limited by a slight improvement in energy-mass characteristics, achieved, as a rule, to the detriment of reliability, safety and environmental friendliness.
Для разработки в дальнейшем наиболее эффективных одноступенчатых систем выведения необходимо создание ЖРД нового поколения, работающих при использовании с жидким кислородом двух горючих - водорода и углеводородного горючего (УВГ), чаще всего, керосина. Основным преимуществом трехкомпонентных ЖРД по сравнению с двухкомпонентными кислородно-водородными двигателями является уменьшение потребных запасов водорода в 1,5…2 раза, что позволит сократить затраты на выведение полезной нагрузки. Это обеспечит также уменьшение "сухой" массы конструкции носителя. Проведенные исследования показали конкурентоспособность и значительную эффективность ЖРД, работающих на трехкомпонентном топливе (жидкий кислород - углеводородное горючее/керосин - жидкий водород).To develop further the most effective single-stage excretion systems, it is necessary to create a new generation liquid-propellant rocket engine that works when using two fuels with liquid oxygen - hydrogen and hydrocarbon fuel (UVH), most often, kerosene. The main advantage of a three-component liquid-propellant rocket engine compared to two-component oxygen-hydrogen engines is a reduction in the required hydrogen reserves by 1.5 ... 2 times, which will reduce the cost of removing the payload. This will also provide a reduction in the “dry” mass of the carrier structure. Studies have shown the competitiveness and significant efficiency of liquid propellant rocket engines operating on three-component fuel (liquid oxygen - hydrocarbon fuel / kerosene - liquid hydrogen).
Одной из основных проблем при создании устройств для перемешивания и распыливания компонентов топлива является обеспечение предельно возможной полноты сгорания компонентов, что обеспечивается увеличением площади поверхности соприкосновения компонентов и уменьшением характерного поперечного размера струи одного из компонентов. В известных форсунках выполнение указанных условий приводит к значительному усложнению конструкции.One of the main problems in creating devices for mixing and atomizing fuel components is to ensure the maximum possible completeness of combustion of the components, which is achieved by increasing the contact surface area of the components and reducing the characteristic transverse jet size of one of the components. In known nozzles, the fulfillment of these conditions leads to a significant complication of the design.
Известна коаксиальная соосно-струйная форсунка, содержащая наконечник в виде полого цилиндра, соединяющий полость жидкого окислителя с зоной горения (полостью камеры сгорания), втулку с цилиндрической внутренней поверхностью, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость газообразного горючего с зоной горения (В.Е. Алемасов и др. «Теория ракетных двигателей»: Учебник для студентов машиностроительных специальностей вузов, М., Машиностроение, 1980-, рис.18.2, стр.225-226). В данной форсунке окислитель подается в зону горения по осевому каналу внутри наконечника, а горючее - по кольцевому зазору между втулкой и наконечником. На выходе из форсунки струя окислителя имеет форму сплошного конуса, обращенного вершиной к наконечнику форсунки, а струя горючего - форму полого конуса. Контакт горючего и окислителя происходит по поверхности сплошного конуса. Такая схема подачи не обеспечивает качественного распыла компонентов топлива, что приводит к уменьшению коэффициента полноты сгорания топлива, и, соответственно, потерям удельного импульса тяги.Known coaxial coaxial-jet nozzle containing a nozzle in the form of a hollow cylinder, connecting the cavity of the liquid oxidizer with the combustion zone (cavity of the combustion chamber), a sleeve with a cylindrical inner surface, covering the tip with a gap and connecting the cavity of the gaseous fuel with the combustion zone (B.E. Alemasov et al. “Theory of rocket engines”: Textbook for students of engineering specialties of universities, M., Mechanical Engineering, 1980-, Fig. 18.2, pp. 225-226). In this nozzle, the oxidizing agent is fed into the combustion zone along the axial channel inside the tip, and the fuel through the annular gap between the sleeve and the tip. At the outlet of the nozzle, the oxidizer stream has the shape of a continuous cone, with its tip facing the nozzle tip, and the fuel stream has the shape of a hollow cone. The contact of fuel and oxidizer occurs on the surface of a continuous cone. Such a supply scheme does not provide a high-quality atomization of fuel components, which leads to a decrease in the coefficient of completeness of fuel combustion, and, accordingly, loss of specific impulse of thrust.
Известна соосно-струйная форсунка, содержащая полый наконечник, соединяющий полость одного компонента топлива с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость другого компонента топлива с зоной горения, при этом в выходной части наконечника выполнены радиально расположенные пазы, а внутренняя поверхность втулки выполнена эквидистантно профилированной наружной поверхности пазов наконечника (патент РФ №2161719 от 23.02.99 МПК: F02K 9/53, 9/60).Known coaxial-jet nozzle containing a hollow tip connecting the cavity of one fuel component with the combustion zone, a sleeve covering the tip with a gap and connecting the cavity of the other fuel component with the combustion zone, while radially located grooves are made in the output part of the tip, and the inner surface of the sleeve made equidistant profiled outer surface of the grooves of the tip (RF patent No. 2161719 from 02.23.99 IPC: F02K 9/53, 9/60).
Увеличение полноты смесеобразования при использовании данных форсунок происходит за счет профилирования выходной части струи, увеличения периметра контакта компонентов и уменьшения длины нераспавшейся части струи.An increase in the completeness of mixture formation when using these nozzles occurs due to the profiling of the outlet part of the jet, an increase in the perimeter of the contact of the components, and a decrease in the length of the non-decayed part of the jet.
Основными недостатками данной форсунки является то, что ее конструкция не позволяет использовать форсунку для работы в качестве трехкомпонентной, для трехкомпонентного двигателя, работающего на режиме первой ступени на компонентах топлива «кислород-керосин - водород» с последующим переходом на режиме второй и последующих ступеней на компоненты топлива ««кислород- водород».The main disadvantages of this nozzle is that its design does not allow the nozzle to be used as a three-component, for a three-component engine operating in the first-stage mode on oxygen-kerosene-hydrogen fuel components with subsequent transition to the components in the second and subsequent stages “oxygen-hydrogen” fuel.
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, 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 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 9/53, 9/60).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, while the channel of the blind pipe forms n from the exit side by a 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 extending tangentially with respect to the nozzle axis are directed, extending from the outer side the nozzle surface to the intersection with the main axial channel (RF patent No. 2232916, IPC: F02K 9/53, 9/60).
Основным недостатком данной форсунки является значительная сложность конструкции и пониженная полнота рабочего процесса, вызванная тем, что расширение струи водорода происходит в полости керосина, что приводит к нерасчетным условиям работы и потерям удельного импульса тяги.The main disadvantage of this nozzle is the significant design complexity and reduced completeness of the working process, due to the fact that the expansion of the hydrogen stream occurs in the kerosene cavity, which leads to off-design operating conditions and loss of specific thrust impulse.
Известна смесительная головка камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащая блок подачи компонентов топлива с соосно-струйными форсунками, блок охлаждения огневого днища, включающий перегородку, размещенную между огневым днищем и блоком подачи компонентов топлива, и втулки, установленные вокруг выходных сопел форсунок, скрепленные с перегородкой и огневым днищем, при этом между блоками подачи компонентов топлива и охлаждения огневого днища выполнена смесительная выравнивающая полость, соединенная с полостями блока охлаждения, блока генераторного газа и камеры сгорания, а на периферийной части огневого днища, напротив периферийных соосно-струйных форсунок, на участке, ширина которого не превышает диаметра проходного сечения форсунки окислителя, выполнены каналы, соединяющие полость камеры сгорания с полостью блока охлаждения (патент РФ №2127820, МПК: F02K 9/52, 9/60 - прототип).A known mixing head of a combustion chamber of a liquid propellant rocket engine, comprising a fuel component supply unit with coaxial jet nozzles, a firing base cooling unit including a baffle located between the firing base and the fuel component supply unit, and bushings mounted around the nozzle exit nozzles fastened to the baffle and the firing bottom, while between the fuel component supply and cooling bottoms of the firing base there is a mixing leveling cavity connected to the cavities of the oh block of the deposition of the generator gas unit and the combustion chamber, and on the peripheral part of the firing base, opposite to the peripheral coaxial-jet nozzles, on a section the width of which does not exceed the diameter of the passage section of the oxidizer nozzle, channels are made connecting the cavity of the combustion chamber with the cavity of the cooling unit (RF patent No. 2127820, IPC: F02K 9/52, 9/60 - prototype).
Указанная головка работает следующим образом.The specified head works as follows.
Окислитель из полости блока подачи окислителя по каналам внутри форсунок поступает в камеру сгорания для дальнейшего использования.The oxidizing agent from the cavity of the oxidizer supply unit through the channels inside the nozzles enters the combustion chamber for further use.
Одна часть горючего из полости блока охлаждения огневого днища по каналам, выполненным в днище корпуса, поступает в смесительную выравнивающую полость, ограниченную днищем корпуса и днищем корпуса, где перераспределяется по форсункам головки, перемешивается с поступившим генераторным газом и по втулкам форсунок подается в камеру сгорания. Другая часть горючего по каналам поступает в камеру сгорания между втулками и огневой стенкой камеры сгорания, что обеспечивает пониженное соотношение компонентов в данной зоне и улучшает условия охлаждения стенки.One part of the fuel from the cavity of the firing base cooling unit through the channels made in the bottom of the body enters the mixing leveling cavity bounded by the bottom of the body and the bottom of the body, where it is redistributed along the nozzles of the head, mixed with the supplied generator gas and fed to the combustion chamber through the nozzles. Another part of the fuel through the channels enters the combustion chamber between the bushings and the fire wall of the combustion chamber, which provides a reduced ratio of components in this zone and improves the cooling conditions of the wall.
Генераторный газ из полости блока генераторного газа по каналам внутри форсунок поступает в смесительную выравнивающую полость, где перемешивается с горючим, поступившим в смесительную выравнивающую полость из полости блока охлаждения огневого днища по каналам, выполненным в днище перераспределяется по втулкам форсунок головки и поступает в камеру сгорания.The generator gas from the cavity of the generator gas block through the channels inside the nozzles enters the mixing leveling cavity, where it is mixed with fuel that enters the mixing leveling cavity from the cavity of the fire bottom cooling unit through the channels made in the bottom and redistributed along the nozzle bushings of the head and enters the combustion chamber.
Основными недостатками данной смесительной головки является недостаточно высокое значение полноты рабочего процесса, обусловленное несовершенством принятой системы смесеобразования и то, что ее нельзя использовать для трехкомпонентного топлива.The main disadvantages of this mixing head is the insufficiently high value of the completeness of the working process, due to the imperfection of the adopted mixture formation system and the fact that it cannot be used for three-component fuel.
Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание смесительной головки, конструкция которой позволит использовать ее в качестве трехкомпонентной с обеспечением повышенной полноты смесеобразования.The objective of the invention is to remedy these drawbacks and create a mixing head, the design of which will allow it to be used as a three-component to ensure increased completeness of mixture formation.
Поставленная задача достигается тем, что предложенная смесительная головка камеры ЖРД, согласно изобретению, содержит корпус, блок подачи окислителя, преимущественно, кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища, при этом в указанных блоках по концентрическим окружностям установлены коаксиальные соосно-струйные форсунки, образующие центральную и периферийную зоны, причем упомянутые коаксиальные соосно-струйные форсунки включают полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость первого горючего с зоной горения, при этом в наконечниках, как минимум, форсунок центральной зоны в выходной части имеются радиально расположенные пазы, выполненные в виде чередующихся выступов и впадин, причем радиально расположенные пазы выполнены таким образом, что периметр центральной части струи, ограниченный образующими лучей, составляет не более 3s, длина луча - 2,3…2,5s, где s - толщина луча, при этом число лучей равно трем, причем во втулке, между выступами наконечника, выполнены каналы, выходная часть которых открывается в зону горения, входная соединяется с полостью дополнительного горючего, при этом наружный профиль указанных каналов эквидистантен профилю наконечника.The task is achieved in that the proposed mixing head of the LRE chamber, according to the invention, comprises a housing, an oxidizing agent, mainly oxygen supply unit, a main fuel supply unit, an additional fuel supply unit, a fire bottom unit, and coaxial coaxial jet nozzles forming a central and peripheral zone, said coaxial coaxial jet nozzles comprising a hollow tip connecting the oxidizer cavity with a combustion zone, a sleeve covering the tip with a gap and connecting the cavity of the first fuel to the combustion zone, while at the tips of at least the nozzles of the central zone in the output part there are radially spaced grooves made in the form of alternating protrusions and depressions, with radially spaced grooves made in such a way that the perimeter of the central part of the jet limited by the generatrix of the rays is not more than 3s, the beam length is 2.3 ... 2.5s, where s is the thickness of the beam, and the number of rays is three, and in the sleeve, between the protrusions of the tip, channels are made, the outlet of which opens into the combustion zone, the inlet is connected to the additional fuel cavity, while the outer profile of these channels is equidistant to the tip profile.
Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 показана смесительная головка, на фиг.2 - осевой разрез соосно-струйной форсунки, на фиг.3 - поперечный разрез выходной части соосно-струйной форсунки с трехлучевой выходной частью наконечника, на фиг.4 - поперечный разрез выходной части соосно-струйной форсунки с трехлучевой выходной частью наконечника в районе входа в каналы дополнительного горючего.The invention is illustrated by drawings, in which Fig. 1 shows a mixing head, Fig. 2 is an axial section of a coaxial-jet nozzle, Fig. 3 is a cross-sectional view of the output of a coaxial-jet nozzle with a three-beam output of the tip, and Fig. 4 - cross section of the output part of the coaxial-jet nozzle with a three-beam output part of the tip at the entrance to the channels of additional fuel.
Соосно-струйная форсунка предложенной смесительной головки содержит полый наконечник 1, с осевым каналом 2 внутри него, соединяющим полость окислителя с полостью камеры сгорания. В выходной части наконечника выполнены радиально расположенные пазы, выполненные в виде чередующихся выступов 3 и впадин 4. На наконечник 1 с кольцевым зазором 5 установлена втулка 6, соединяющая полость между втулкой и наконечником с полостью камеры сгорания. Во втулке 6, между выступами 3 наконечника, выполнены каналы 7, выходная часть 8 которых открывается в зону горения, входная 9 - соединяется с полостью блока подачи керосина при помощи каналов 10, при этом наружный профиль каналов 7 эквидистантен профилю выходной части наконечника 1.The coaxial jet nozzle of the proposed mixing head contains a
Форсунки установлены в корпусе смесительной головки, содержащей блок подачи окислителя 11, блок подачи основного горючего - водорода 12 (блок подачи водорода), блок подачи дополнительного горючего - керосина 13 (блок подачи керосина), блок огневого днища 14.The nozzles are installed in the housing of the mixing head containing the
Предложенная смесительная головка работает следующим образом.The proposed mixing head operates as follows.
Из полости блока подачи окислителя 11 окислитель по осевому каналу 2 внутри наконечника 1 подается в камеру сгорания. В месте расположения радиальных пазов струя окислителя принимает форму выходного сечения наконечника, в данном случае форму радиальных пазов, что приводит к изменению формы поперечного сечения струи и увеличению периметра контакта при неизменной площади сечения.From the cavity of the
Изменение формы струи окислителя с круглой на трехлучевую звездообразную при неизменной площади выходного сечения улучшает условия разрушения струи, позволяет уменьшить характерный поперечный размер струи и длину нераспавшейся части струи. Кроме этого, контакт струи окислителя со струей горючего происходит по поверхности образовавшихся ребер, что приводит к его увеличению по сравнению с круглой струей на 30-45%.Changing the shape of the oxidizer jet from round to a three-beam star-shaped with a constant output cross-sectional area improves the conditions for the destruction of the jet, and reduces the characteristic transverse size of the jet and the length of the non-decaying part of the jet. In addition, the contact of the oxidizer jet with the fuel jet occurs on the surface of the formed ribs, which leads to its increase in comparison with a round jet by 30-45%.
Следовательно, на выходе из наконечника струя окислителя более склонна к потере своей целостности и быстрее распадается, что позволяет улучшить условия перемешивания компонентов на всех режимах.Consequently, at the exit from the tip, the oxidizer jet is more prone to loss of its integrity and decomposes faster, which improves the mixing conditions of the components in all modes.
Водород из полости блока подачи водорода 12 по зазору 5 между наконечником 1 и втулкой 6 подается в зону горения.Hydrogen from the cavity of the
На режиме первой ступени, через каналы 7, при помощи каналов 10 с входной частью 9 из полости блока подачи керосина 13 в камеру сгорания также подается керосин, который, соединяясь с водородом, увеличивает плотность горючего «водород-керосин», что приводит к повышению эффективности работы двигателя на режиме первой ступени.In the first stage mode, through
Выполнение наружного профиля указанных каналов эквидистантным профилю наконечника позволяет увеличить периметр контакта компонентов и уменьшить поперечный размер струи, что приводит к улучшению условий смесеобразования.The implementation of the external profile of these channels equidistant profile of the tip allows you to increase the perimeter of the contact components and reduce the transverse size of the jet, which leads to an improvement in the conditions of mixture formation.
Охлаждение блока огневого днища 14 на всех режимах осуществляется водородом.The cooling of the block of the
На режиме второй и последующих ступеней, подача керосина через каналы 7 отсекается, и двигатель продолжает работать на компонентах «водород-кислород» с повышенной эффективностью за счет улучшенного смесеобразования.In the second and subsequent stages, the supply of kerosene through
Применение предложенной смесительной головки в кислородно-водородных/керосиновых ЖРД позволит значительно упростить конструкцию смесительной головки и повысить эффективность работы двигателя на трехкомпонентном топливе.The use of the proposed mixing head in oxygen-hydrogen / kerosene liquid propellant rocket engines will significantly simplify the design of the mixing head and increase the efficiency of the engine using three-component fuel.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012126622/06A RU2493408C1 (en) | 2012-06-27 | 2012-06-27 | Mixing head of liquid propellant rocket engine chamber |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012126622/06A RU2493408C1 (en) | 2012-06-27 | 2012-06-27 | Mixing head of liquid propellant rocket engine chamber |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2493408C1 true RU2493408C1 (en) | 2013-09-20 |
Family
ID=49183483
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012126622/06A RU2493408C1 (en) | 2012-06-27 | 2012-06-27 | Mixing head of liquid propellant rocket engine chamber |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2493408C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107917016A (en) * | 2017-11-29 | 2018-04-17 | 北京航天动力研究所 | A kind of high pressure-bearing precombustion chamber head shell structure |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4707982A (en) * | 1981-06-26 | 1987-11-24 | Rockwell International Corporation | Thermal regenerative injector |
| 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 |
| US6185927B1 (en) * | 1997-12-22 | 2001-02-13 | Trw Inc. | Liquid tripropellant rocket engine coaxial injector |
| RU2171427C2 (en) * | 1999-09-20 | 2001-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Конструкторское бюро химавтоматики | Coaxial spray injector |
| RU2205289C2 (en) * | 2000-11-13 | 2003-05-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро химавтоматики" | Injector assembly of liquid-propellant rocket engine |
| 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) |
-
2012
- 2012-06-27 RU RU2012126622/06A patent/RU2493408C1/en active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4707982A (en) * | 1981-06-26 | 1987-11-24 | Rockwell International Corporation | Thermal regenerative injector |
| 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 |
| US6185927B1 (en) * | 1997-12-22 | 2001-02-13 | Trw Inc. | Liquid tripropellant rocket engine coaxial injector |
| RU2171427C2 (en) * | 1999-09-20 | 2001-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Конструкторское бюро химавтоматики | Coaxial spray injector |
| RU2205289C2 (en) * | 2000-11-13 | 2003-05-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро химавтоматики" | Injector assembly of liquid-propellant rocket engine |
| 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) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107917016A (en) * | 2017-11-29 | 2018-04-17 | 北京航天动力研究所 | A kind of high pressure-bearing precombustion chamber head shell structure |
| CN107917016B (en) * | 2017-11-29 | 2024-02-09 | 北京航天动力研究所 | Head shell structure of high-pressure-bearing precombustion chamber |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2493408C1 (en) | Mixing head of liquid propellant rocket engine chamber | |
| RU2498102C1 (en) | Mixing head of liquid rocket engine chamber | |
| RU2493407C1 (en) | Mixing head of liquid propellant rocket engine chamber | |
| RU2502886C1 (en) | Method of fuel components feed in three-component liquid propellant rocket engine combustion chamber | |
| RU2490502C1 (en) | Liquid-propellant engine chamber mixing head | |
| RU2488012C1 (en) | Method of feeding three-component propellant into combustion chamber of liquid-propellant rocket engine and coaxial-jet atomiser to this end | |
| RU2497011C1 (en) | Coaxial spray atomiser | |
| RU2497012C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2496022C1 (en) | Liquid-propellant engine mixing head | |
| RU2497009C1 (en) | Coaxial spray atomiser | |
| RU2501967C1 (en) | Method to supply fuel components in chamber of three-component liquid propellant rocket engine and coaxial jet nozzle for implementation of specified method | |
| RU2505697C1 (en) | Coaxial spray atomiser | |
| RU2493410C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2495271C1 (en) | Method of feeding three-component fuel into liquid-propellant rocket engine chamber | |
| RU2493404C1 (en) | Method to supply fuel components in chamber of three-component liquid propellant rocket engine | |
| RU2505698C1 (en) | Coaxial spray atomiser | |
| RU2490501C1 (en) | Coaxial spray injector | |
| RU2495272C1 (en) | Method of feeding three-component fuel into liquid-propellant rocket engine chamber | |
| RU2490500C1 (en) | Method for supplying fuel components to chamber ot three-component liquid-propellant engine | |
| RU2490504C1 (en) | Coaxial spray injector | |
| RU2502887C1 (en) | Method of fuel components feed in three-component liquid propellant rocket engine combustion chamber and aligned-jet nozzle to this end | |
| RU2497008C1 (en) | Method of fuel components feed in three-component liquid propellant rocket engine | |
| RU2493412C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| RU2482320C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
| RU2497013C1 (en) | Liquid propellant rocket engine chamber |