RU2502645C2 - Liquid-propellant rocket engine thrust unit - Google Patents
Liquid-propellant rocket engine thrust unit Download PDFInfo
- Publication number
- RU2502645C2 RU2502645C2 RU2011145928/11A RU2011145928A RU2502645C2 RU 2502645 C2 RU2502645 C2 RU 2502645C2 RU 2011145928/11 A RU2011145928/11 A RU 2011145928/11A RU 2011145928 A RU2011145928 A RU 2011145928A RU 2502645 C2 RU2502645 C2 RU 2502645C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- protection device
- thrust unit
- rocket engine
- combustion chamber
- channels
- Prior art date
Links
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике.The invention relates to rocket technology.
Известен блок тяги жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), содержащий раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны - патент RU 2347725 С2 B64G 1/52, B64G 1/40 на изобретение «Донная защита хвостового отсека ракеты-носителя», опубликовано 27.02.2009.Known thrust block of a liquid rocket engine (LRE) containing a frame, a combustion chamber with a nozzle and a thrust block protection device having bottom screens - Patent RU 2347725 C2 B64G 1/52, B64G 1/40 for the invention “Bottom protection of the tail section of a launch vehicle ", Published on 02.27.2009.
По своим признакам и достигаемому результату этот блок тяги ЖРД наиболее близок к заявляемому и принят за прототип.According to its characteristics and the achieved result, this thrust block of the rocket engine is closest to the claimed one and adopted as a prototype.
Недостаток известного блока тяги ЖРД заключается в малой надежности, обусловленной недостаточной защитой рамы от теплового излучения, снижающего несущую способность рамы в процессе работы блока.A disadvantage of the known thrust rocket engine thrust unit is its low reliability due to insufficient protection of the frame from thermal radiation, which reduces the carrying capacity of the frame during operation of the unit.
Технический результат изобретения заключается в повышении надежности блока тяги ЖРД.The technical result of the invention is to increase the reliability of the thrust unit of the rocket engine.
Названный технический результат достигается тем, что в блоке тяги ЖРД, содержащем раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны, согласно изобретению устройство защиты блока тяги дополнительно оснащено устройством тепловой защиты рамы, выполненным в виде устройства охлаждения стенки камеры сгорания с каналами в ней, сообщающимися с каналами подачи одного из компонентов топлива к форсуночной камере.The named technical result is achieved by the fact that in the thrust block of the liquid propellant rocket engine containing a frame, a combustion chamber with a nozzle and a thrust block protection device having bottom screens, according to the invention, the thrust block protection device is additionally equipped with a thermal frame protection device made in the form of a cooling device for cooling the wall of the combustion chamber with channels in it, communicating with the supply channels of one of the components of the fuel to the nozzle chamber.
Ниже, со ссылкой на прилагаемый чертеж, дается описание предлагаемого изобретения.Below, with reference to the attached drawing, describes the invention.
Блок тяги ЖРД содержит силовую раму 1, камеру сгорания 2 с соплом 3 и устройство защиты 4 блока тяги, имеющее донные экраны - неподвижный 5 и подвижный 6.The thrust block of the liquid propellant rocket engine contains a power frame 1, a combustion chamber 2 with a nozzle 3, and a protection device 4 of the thrust block having bottom screens — fixed 5 and movable 6.
Устройство защиты 4 блока тяги дополнительно оснащено устройством тепловой защиты 7 рамы 1, выполненым в виде устройства охлаждения стенки 8 камеры сгорания 2, с каналами 9 в ней, сообщающимися с каналами 10 подачи одного из компонентов топлива к форсуночной камере 11.The protection device 4 of the thrust unit is additionally equipped with a thermal protection device 7 of the frame 1, made in the form of a cooling device for the wall 8 of the combustion chamber 2, with channels 9 in it, communicating with the channels 10 for supplying one of the fuel components to the nozzle chamber 11.
При работе блока тяги ЖРД окислитель и горючее по отдельным каналам подаются под давлением в форсуночную камеру 11. Одновременно из каналов 10 часть окислителя напрямую по каналам А отводится в продольные каналы 9 стенки 8 камеры сгорания 2 и через отверстия 12 истекает в высокотемпературную реактивную струю продуктов горения, перемещающихся по камере сгорания 2 в направлении сопла 3.During the operation of the thrust rocket engine thrust unit, the oxidizer and fuel are supplied under pressure to the nozzle chamber 11 through pressurized channels 11. At the same time, from the channels 10, part of the oxidizer is directed directly to the longitudinal channels 9 of the walls 8 of the combustion chamber 2 through channels A and through the openings 12 flows into the high-temperature jet stream of combustion products moving along the combustion chamber 2 in the direction of the nozzle 3.
Перемещающийся по каналам 9 «холодный» окислитель значительно уменьшает нагрев стенки 8 при работе блока и поток теплового излучения от нее на силовую раму 1 (что значительно уменьшает ослабление силовой рамы, особенно при долговременной работе блока тяги ЖРД).The “cold” oxidizer moving through the channels 9 significantly reduces the heating of the wall 8 during operation of the unit and the flow of thermal radiation from it to the power frame 1 (which significantly reduces the attenuation of the power frame, especially during long-term operation of the thrust rocket engine thrust unit).
Блок тяги ЖРД характеризуется по сравнению с прототипом повышенной надежностью.The thrust block of the rocket engine is characterized by increased reliability compared to the prototype.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011145928/11A RU2502645C2 (en) | 2011-11-11 | 2011-11-11 | Liquid-propellant rocket engine thrust unit |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011145928/11A RU2502645C2 (en) | 2011-11-11 | 2011-11-11 | Liquid-propellant rocket engine thrust unit |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2011145928A RU2011145928A (en) | 2013-05-20 |
| RU2502645C2 true RU2502645C2 (en) | 2013-12-27 |
Family
ID=48788885
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011145928/11A RU2502645C2 (en) | 2011-11-11 | 2011-11-11 | Liquid-propellant rocket engine thrust unit |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2502645C2 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0780563A2 (en) * | 1995-12-18 | 1997-06-25 | United Technologies Corporation | Rocket thrust chamber |
| WO2004072465A2 (en) * | 2003-02-05 | 2004-08-26 | Aerojet-General Corporation | Diversion of combustion gas within a rocket engine to preheat fuel |
| RU2347725C2 (en) * | 2006-11-20 | 2009-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-ПРОГРЕСС" (ФГУП ГНПРКЦ "ЦСКБ-ПРОГРЕСС") | Rocket-carrier rocket tail compartment bottom protection |
| RU2431756C1 (en) * | 2010-05-18 | 2011-10-20 | Николай Борисович Болотин | Liquid propellant engine with controlled thrust vector, and nozzle block of roll |
-
2011
- 2011-11-11 RU RU2011145928/11A patent/RU2502645C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0780563A2 (en) * | 1995-12-18 | 1997-06-25 | United Technologies Corporation | Rocket thrust chamber |
| WO2004072465A2 (en) * | 2003-02-05 | 2004-08-26 | Aerojet-General Corporation | Diversion of combustion gas within a rocket engine to preheat fuel |
| RU2347725C2 (en) * | 2006-11-20 | 2009-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-ПРОГРЕСС" (ФГУП ГНПРКЦ "ЦСКБ-ПРОГРЕСС") | Rocket-carrier rocket tail compartment bottom protection |
| RU2431756C1 (en) * | 2010-05-18 | 2011-10-20 | Николай Борисович Болотин | Liquid propellant engine with controlled thrust vector, and nozzle block of roll |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2011145928A (en) | 2013-05-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| KR102161997B1 (en) | Engine | |
| JP2007192221A (en) | Acoustic cavity manifold for rocket engine, rocket engine, and method for improving efficiency of specific impulse of rocket engine | |
| JP6323877B2 (en) | Propulsion assembly for rocket | |
| RU2610624C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine chamber | |
| RU2502645C2 (en) | Liquid-propellant rocket engine thrust unit | |
| JP5593313B2 (en) | Jet with multiple rocket engines | |
| RU2465482C2 (en) | Low-thrust liquid-propellant engine chamber | |
| RU2392477C1 (en) | Liquid-propellant engine annular chamber | |
| KR101183453B1 (en) | Monopropellant Thruster | |
| RU2422664C2 (en) | Liquid-propellant engine annular chamber | |
| KR101615291B1 (en) | Pintle Injector for Thrust Control of Liquid Rocket | |
| RU2681733C1 (en) | Camera lpr | |
| RU2429368C1 (en) | Solid-propellant rocket engine (versions) | |
| RU2315193C1 (en) | Ramjet engine with lengthwise heat-mass distribution | |
| RU2511785C1 (en) | Cooling system of liquid-propellant engine chamber | |
| JP5137192B2 (en) | One component thruster | |
| RU2640893C1 (en) | Combustion chamber of liquid-propellant engine with afterburning of generator gas | |
| RU2638420C1 (en) | Combustion chamber of liquid-propellant engine (lpe) without generator | |
| RU2538345C1 (en) | Liquid fuel rocket motor | |
| JP6441724B2 (en) | Jet engine and flying body | |
| RU2626617C1 (en) | Liquid propellant rocket for the first launch vehicle stage | |
| RU2511961C1 (en) | Cooling system of liquid-propellant engine chamber | |
| RU2674829C1 (en) | Gas generator | |
| RU2686645C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine chamber | |
| RU2692598C1 (en) | Liquid-propellant engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20201112 |