RU2572261C2 - Low-thrust liquid-propellant rocket engine combustion chamber - Google Patents

Low-thrust liquid-propellant rocket engine combustion chamber Download PDF

Info

Publication number
RU2572261C2
RU2572261C2 RU2013125262/06A RU2013125262A RU2572261C2 RU 2572261 C2 RU2572261 C2 RU 2572261C2 RU 2013125262/06 A RU2013125262/06 A RU 2013125262/06A RU 2013125262 A RU2013125262 A RU 2013125262A RU 2572261 C2 RU2572261 C2 RU 2572261C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
component
directed
manifold
fuel
deflector
Prior art date
Application number
RU2013125262/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2013125262A (en
Inventor
Юрий Захарович Андреев
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш")
Priority to RU2013125262/06A priority Critical patent/RU2572261C2/en
Publication of RU2013125262A publication Critical patent/RU2013125262A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2572261C2 publication Critical patent/RU2572261C2/en

Links

Images

Landscapes

  • Testing Of Engines (AREA)
  • Nozzles For Spraying Of Liquid Fuel (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: invention relates to rocketry, particularly, to mixing and combusting processes in liquid-propellant rocket engine of low and super low thrust. Claimed combustion chamber consists of the chamber, mixing head casing with fuel components feed channels and fuel first component manifold with atomisers for chamber walls cooling directed to circular conical deflector and second component manifold communicated with the central mixer atomisers. In compliance with this invention, the first fuel component manifold is composed of female circular cavity around the second fuel component axial manifold. The first row of the first fuel component is directed radially to the circular deflector. The central mixer is composed of the jet atomisers directed to the second deflector shaped to two conjugating conical surfaces. The circular manifold jet atomisers of the first component are directed perpendicular to one of the latter. The axial manifold jet atomisers of the first component are directed perpendicular to the other said surface. The second deflector can have the surface shaped to torus sector while the atomisers are directed to said surface.
EFFECT: higher engine efficiency, perfected dynamic characteristics.
2 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно - к организации смесеобразования и горения в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя малой и особо малой тяги.The invention relates to rocket technology, and more specifically to the organization of mixture formation and combustion in the combustion chamber of a liquid rocket engine of small and especially low thrust.

Известна схема смесеобразования (М.В. Добровольский, «Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования», Москва, издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005, стр.93, рис.3.12 в), где оси струйных форсунок направлены на смесительный экран (дефлектор).The known mixture formation scheme (MV Dobrovolsky, “Liquid rocket engines. Design basis”, Moscow, MSTU named after NE Bauman, 2005, p. 93, Fig. 3.12 c), where the axis of the jet nozzles are directed to the mixing screen (deflector).

Основным недостатком приведенной схемы смесеобразования (когда струи окислителя и горючего попадают на поверхность дефлектора не под прямым углом к этой поверхности) являются растекание струй по поверхности экрана в виде пелен, поверхность жидкофазного контакта которых существенно меньше, чем у капель. При этом образующиеся в результате химических реакций газофазные промежуточные продукты образуют газовую прослойку, которая разделяет пелены окислителя и горючего. Оставшиеся непрореагировавшими слои окислителя и горючего снижают полноту перемешивания топлива и, как результат - снижается полнота сгорания. Эта схема смесеобразования не позволяет распылить струи на мелкие капли даже при больших скоростях столкновения струи с экраном порядка 30 м/с и более.The main drawback of the above mixture formation scheme (when the oxidizer and fuel jets do not reach the deflector surface at a right angle to this surface) are the jets spreading over the screen surface in the form of blankets, the surface of the liquid-phase contact of which is substantially smaller than that of droplets. In this case, gas-phase intermediates formed as a result of chemical reactions form a gas layer that separates the oxidant and fuel shroud. The remaining unreacted layers of oxidizer and fuel reduce the completeness of mixing of the fuel and, as a result, the completeness of combustion is reduced. This mixture formation scheme does not allow spraying jets into small droplets even at high collision speeds between jets and a screen of the order of 30 m / s and more.

Известна также камера сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги (Статья Ю.И. Агеенко «Исследование параметров смесеобразования и методический подход к расчетам и проектированию ЖРДМТ со струйно-центробежной схемой смешения компонентов AT и НДМГ на стенке камеры сгорания», Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, №3 (19), 2009, стр.171-177).The combustion chamber of a liquid propellant small thrust engine is also known (Article by Yu.I. Ageenko “Study of mixing parameters and a methodological approach to calculating and designing liquid propellant rocket engines with a jet-centrifugal mixing circuit of AT and UDMH components on the wall of the combustion chamber”, Bulletin of Samara State Aerospace University, No. 3 (19), 2009, pp. 171-177).

Известная камера сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги состоит из камеры, корпуса смесительной головки с каналами подачи компонентов топлива и коллектором первого из компонентов топлива с форсунками для пленочного охлаждения стенок камеры, направленными на кольцевой конический дефлектор, и коллектором второго компонента, сообщенного с форсунками центрального смесителя. Центральный смеситель представляет собой центробежную форсунку, пелена компонента топлива которой накладывается на пелену первого компонента топлива, растекающегося по стенке камеры. Процессы смесеобразования и воспламенения происходят на стенке камеры.The known combustion chamber of a liquid propellant small thrust engine consists of a chamber, a housing of the mixing head with channels for supplying fuel components and a manifold of the first of the fuel components with nozzles for film cooling of the chamber walls directed to the annular conical deflector, and a manifold of the second component in communication with the nozzles of the central mixer . The central mixer is a centrifugal nozzle, the shroud of the fuel component of which is superimposed on the shroud of the first fuel component spreading over the chamber wall. The processes of mixture formation and ignition occur on the wall of the chamber.

К недостаткам данной камеры сгорания можно отнести совмещение процесса охлаждения стенок камеры и организации смесеобразования и горения на стенке камеры и вблизи нее. И действительно, с учетом неравномерности толщины пелен и жгутов, стекающих с дефлектора на стенку камеры сгорания, и неравномерности распределения по окружности компонента топлива, поступающего на стенку камеры из центробежной форсунки, задача организации качественного смесеобразования и быстрого выхода двигателя на режим номинальной тяги становится трудноосуществимой. Некачественное перемешивание компонентов топлива приводит к снижению полноты сгорания и экономичности двигателя.The disadvantages of this combustion chamber include the combination of the cooling process of the chamber walls and the organization of mixture formation and combustion on and near the chamber wall. Indeed, taking into account the uneven thickness of the shroud and bundles flowing from the deflector to the wall of the combustion chamber, and the uneven distribution of the fuel component around the circumference of the fuel coming to the chamber wall from the centrifugal nozzle, the task of organizing high-quality mixture formation and the engine quickly reaches rated thrust becomes difficult. Poor mixing of fuel components leads to a decrease in the completeness of combustion and engine efficiency.

Задачами изобретения являются повышение экономичности двигателя за счет мелкодисперсного распыливания компонентов топлива и перемешивания их в ядре потока и улучшение динамических характеристик двигателя за счет уменьшения объема заклапанных полостей и увеличения площади контакта компонентов топлива в непосредственной близости от форсуночной головки при сохранении удовлетворительного теплового состояния камеры и форсуночной головки.The objectives of the invention are to increase the efficiency of the engine due to fine atomization of the fuel components and mixing them in the flow core and to improve the dynamic characteristics of the engine by reducing the volume of valve cavities and increasing the contact area of the fuel components in the immediate vicinity of the nozzle head while maintaining a satisfactory thermal state of the chamber and nozzle head .

Решение заключается в том, что в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящей из камеры, корпуса смесительной головки с каналами подачи компонентов топлива и коллектором первого из компонентов топлива с форсунками для пленочного охлаждения стенок камеры, направленными на кольцевой конический дефлектор, и коллектора второго компонента, сообщенного с форсунками центрального смесителя, согласно изобретению коллектор первого компонента выполнен в виде кольцевой полости вокруг осевого коллектора второго компонента, а первый ряд форсунок первого компонента направлен радиально на кольцевой конический дефлектор, а центральный смеситель выполнен в виде струйных форсунок, направленных на второй дефлектор, имеющий форму двух сопрягающихся конических поверхностей, на одну из которых направлены перпендикулярно струйные форсунки первого компонента из кольцевого коллектора, а на вторую - перпендикулярно струйные форсунки из осевого коллектора второго компонента топлива. Второй дефлектор может быть выполнен с поверхностью в виде торового сектора, а форсунки направлены перпендикулярно к этой поверхности.The solution lies in the fact that in the combustion chamber of a liquid propellant small thrust rocket engine consisting of a chamber, a housing of the mixing head with fuel component supply channels and a manifold of the first of the fuel components with nozzles for film cooling of the chamber walls directed to an annular conical deflector, and a second component communicated with nozzles of the central mixer, according to the invention, the collector of the first component is made in the form of an annular cavity around the axial collector of the second component nt, and the first row of nozzles of the first component is directed radially at the annular conical deflector, and the central mixer is made in the form of jet nozzles directed to the second deflector, having the form of two mating conical surfaces, one of which is directed perpendicular to the nozzle of the first component from the annular collector, and on the second - perpendicularly jet nozzles from the axial collector of the second fuel component. The second deflector can be made with a surface in the form of a torus sector, and the nozzles are directed perpendicular to this surface.

Такая конструкция камеры сгорания позволяет организовать смесеобразование в ядре потока, что способствует существенному повышению экономичности двигателя и улучшению его динамических характеристик.This design of the combustion chamber allows you to organize a mixture in the core of the stream, which contributes to a significant increase in the efficiency of the engine and improve its dynamic characteristics.

Предлагаемая конструкция поясняется чертежом. На фиг. 1 показан продольный разрез камеры сгорания ЖРДМТ со вторым дефлектором, имеющим конические поверхности; на фиг. 2 - продольный разрез смесительной головки с дефлектором в виде поверхности торового сектора.The proposed design is illustrated in the drawing. In FIG. 1 shows a longitudinal section through a combustion chamber of a liquid fuel rail engine with a second deflector having conical surfaces; in FIG. 2 is a longitudinal section through a mixing head with a deflector in the form of a torus sector surface.

Камера сгорания ЖРДМТ состоит из корпуса форсуночной головки 1, кольцевого коллектора 2 окислителя, первого кольцевого конического дефлектора 3, камеры 4, центрального распылителя 5 с форсунками окислителя 6, исходящими из коллектора 2 окислителя, и форсунками горючего 7, исходящими из коллектора горючего 8, второго кольцевого дефлектора 9 с сопряженными коническими поверхностями 10 и 11 или с поверхностью торового сектора 12 (фиг. 2). Форсунки окислителя 13 направлены на первый конический дефлектор 3 и служат для организации пленочного охлаждения стенки камеры 4. Окислитель поступает в коллектор окислителя 2 по подводящему каналу 14, а горючее - в коллектор 8 по подводящему каналу 15.The LHDM combustion chamber consists of the body of the nozzle head 1, the annular collector 2 of the oxidizer, the first annular conical deflector 3, the chamber 4, the central atomizer 5 with the nozzles of the oxidizer 6 coming from the collector 2 of the oxidizer, and the nozzles of the fuel 7 coming from the fuel manifold 8, the second annular deflector 9 with conjugate conical surfaces 10 and 11 or with the surface of the torus sector 12 (Fig. 2). The oxidizer nozzles 13 are directed to the first conical deflector 3 and are used to organize film cooling of the chamber wall 4. The oxidizing agent enters the oxidizer collector 2 through the supply channel 14, and the fuel enters the collector 8 through the supply channel 15.

Камера сгорания работает следующим образом. Окислитель через подводящий канал 14, выполненный в корпусе форсуночной головки 1, поступает в кольцевой коллектор 2 окислителя, где разделяется на две части: одна часть через струйные форсунки 13 поступает в виде струй на коническую кольцевую поверхность первого дефлектора 3, на которой струи растекаются, преобразуясь в пелену; пелена, стекая с кромки кольцевого дефлектора 3, попадает на внутреннюю поверхность камеры 4 и охлаждает ее; другая часть окислителя через струйные форсунки 6 центрального распылителя 5 в виде струй по нормали к конической поверхности 11 ударяется об эту поверхность и распыляется в виде тумана. Дисперсность распыленных струй зависит от скорости: чем больше скорость струи, тем меньше размер капель.The combustion chamber operates as follows. The oxidizing agent through the inlet channel 14, made in the housing of the nozzle head 1, enters the annular collector 2 of the oxidizer, where it is divided into two parts: one part through the jet nozzles 13 enters in the form of jets onto the conical annular surface of the first deflector 3, on which the jets spread, transforming in the veil; the veil draining from the edge of the annular deflector 3, falls on the inner surface of the chamber 4 and cools it; the other part of the oxidizer through the jet nozzles 6 of the central atomizer 5 in the form of jets normal to the conical surface 11 hits this surface and is sprayed in the form of fog. The dispersion of the sprayed jets depends on the speed: the higher the speed of the jet, the smaller the droplet size.

Горючее поступает через подводящий канал 15 в коллектор горючего 8 центрального распылителя 5 и через струйные форсунки 7 в виде струй по нормали к конической поверхности 10 дефлектора 9. Ударяясь о поверхность дефлектора, струи распыляются в виде тумана. Конические поверхности 10 и 11 обращены к центру камеры сгорания и имеют тупой внутренний угол сопряжения. Точки соударения пары струй окислителя и горючего располагаются вблизи друг от друга, но на разных конических поверхностях дефлектора 9. За счет такой формы дефлектора отраженные от поверхности и распыленные в виде тумана потоки капель окислителя и горючего пересекаются и проникают один в другой, обеспечивая качественное и быстрое перемешивание компонентов топлива. Распыленные в виде тумана окислитель и горючее образуют развитые поверхности столкновения мелких капель. Происходит жидкофазное перемешивание столкнувшихся капель компонентов топлива с образованием жидкофазных промежуточных продуктов, повышением температуры промежуточных продуктов и образованием парогаза, в результате чего образуются очаги пламени и продукты сгорания. Вихревые токи вблизи дефлектора 9 способствуют выравниванию состава газов, что, в свою очередь, приводит к выравниванию распределения соотношения компонентов топлива по сечению камеры сгорания.The fuel enters through the inlet channel 15 into the fuel manifold 8 of the central atomizer 5 and through the jet nozzles 7 in the form of jets normal to the conical surface 10 of the deflector 9. Hitting the surface of the deflector, the jets are sprayed in the form of fog. The conical surfaces 10 and 11 face the center of the combustion chamber and have a blunt internal mating angle. The points of impact of the pair of jets of oxidizer and fuel are located close to each other, but on different conical surfaces of the deflector 9. Due to this shape of the deflector, the flows of droplets of oxidizer and fuel reflected from the surface and sprayed in the form of fog intersect and penetrate one another, ensuring high-quality and fast mixing fuel components. The oxidizing agent and fuel sprayed in the form of fog form developed collision surfaces of small droplets. Liquid-phase mixing of the droplets of the fuel components encountered occurs with the formation of liquid-phase intermediate products, an increase in the temperature of the intermediate products and the formation of steam and gas, resulting in the formation of foci of flame and combustion products. Eddy currents near the deflector 9 help to equalize the composition of the gases, which, in turn, leads to equalization of the distribution of the ratio of the components of the fuel over the cross section of the combustion chamber.

Результирующий поток каждой пары перемешиваемых распыленных струй направлен к центру камеры, в результате чего происходит столкновение этих потоков и вторичное перемешивание, что ведет к увеличению полноты сгорания.The resulting stream of each pair of mixed spray jets is directed towards the center of the chamber, as a result of which there is a collision of these flows and secondary mixing, which leads to an increase in the completeness of combustion.

На дефлекторе с отражающей поверхностью в виде торового сектора 12 (фиг.2) происходят процессы, аналогичные описанным выше, но концентрация потоков распыленных окислителя и горючего возрастает, а значит, возрастает интенсивность перемешивания и жидкофазные предпламенные процессы протекают быстрее, что, помимо увеличения полноты сгорания, должно привести к улучшению динамических характеристик двигателя.On a deflector with a reflecting surface in the form of a torus sector 12 (Fig. 2), processes similar to those described above occur, but the concentration of the streams of atomized oxidizer and fuel increases, which means that the mixing intensity increases and liquid-phase pre-flame processes proceed faster, which, in addition to increasing the completeness of combustion should lead to an improvement in the dynamic characteristics of the engine.

Положительными качествами заявляемой конструкции являются:The positive qualities of the claimed design are:

- организация смесеобразования в ядре потока, позволяющая получить равномерное по сечению камеры распределение соотношения компонентов топлива, которое, в свою очередь, способствует равномерному распределению температуры продуктов сгорания по сечению камеры и совместно с организованным охлаждением стенок камеры и сопла обеспечивает удовлетворительное тепловое состояние и высокую экономичность двигателя;- organization of mixture formation in the flow core, which allows to obtain a uniform distribution of the ratio of fuel components over the chamber cross section, which, in turn, contributes to a uniform distribution of the temperature of the combustion products over the chamber cross section and, together with the organized cooling of the chamber and nozzle walls, provides a satisfactory thermal state and high engine efficiency ;

- размещение коллекторов окислителя и горючего в осевой зоне камеры сгорания позволяет существенно уменьшить объемы заклапанных полостей, и как следствие - улучшить динамические характеристики двигателя;- the location of the collectors of the oxidizer and fuel in the axial zone of the combustion chamber can significantly reduce the volume of the valve cavities, and as a result - improve the dynamic characteristics of the engine;

- применение струйных форсунок в конструкции камеры сгорания приводит к значительному улучшению технологичности двигателя.- the use of jet nozzles in the design of the combustion chamber leads to a significant improvement in the adaptability of the engine.

Claims (2)

1. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящая из камеры, корпуса смесительной головки с каналами подачи компонентов топлива и коллектором первого из компонентов топлива с форсунками для пленочного охлаждения стенок камеры, направленными на кольцевой конический дефлектор, и коллектора второго компонента, сообщенного с форсунками центрального смесителя, отличающаяся тем, что коллектор первого компонента выполнен в виде кольцевой полости вокруг осевого коллектора второго компонента, а первый ряд форсунок первого компонента направлен радиально на кольцевой конический дефлектор, а центральный смеситель выполнен в виде струйных форсунок, направленных на второй дефлектор, имеющий форму двух сопрягающихся конических поверхностей, на одну из которых направлены перпендикулярно струйные форсунки первого компонента из кольцевого коллектора, а на вторую - перпендикулярно струйные форсунки из осевого коллектора второго компонента топлива.1. The combustion chamber of a liquid propellant small thrust engine, consisting of a chamber, a housing for the mixing head with channels for supplying fuel components and a manifold of the first of the fuel components with nozzles for film cooling of the chamber walls directed to the annular conical deflector, and a manifold of the second component in communication with the nozzles central mixer, characterized in that the collector of the first component is made in the form of an annular cavity around the axial collector of the second component, and the first row of nozzles of the first of the component is directed radially at the annular conical baffle, and the central mixer is made in the form of jet nozzles directed to the second baffle, having the form of two mating conical surfaces, one of which is directed perpendicularly to the jet nozzles of the first component from the annular collector, and to the second, perpendicular to the jet nozzles from the axial manifold of the second fuel component. 2. Камера по п. 1, отличающаяся тем, что второй дефлектор выполнен с поверхностью в виде торового сектора, а форсунки направлены перпендикулярно к этой поверхности. 2. The chamber according to claim 1, characterized in that the second deflector is made with a surface in the form of a torus sector, and the nozzles are directed perpendicular to this surface.
RU2013125262/06A 2013-05-30 2013-05-30 Low-thrust liquid-propellant rocket engine combustion chamber RU2572261C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013125262/06A RU2572261C2 (en) 2013-05-30 2013-05-30 Low-thrust liquid-propellant rocket engine combustion chamber

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013125262/06A RU2572261C2 (en) 2013-05-30 2013-05-30 Low-thrust liquid-propellant rocket engine combustion chamber

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013125262A RU2013125262A (en) 2014-12-10
RU2572261C2 true RU2572261C2 (en) 2016-01-10

Family

ID=53381391

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013125262/06A RU2572261C2 (en) 2013-05-30 2013-05-30 Low-thrust liquid-propellant rocket engine combustion chamber

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2572261C2 (en)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2641785C1 (en) * 2017-02-07 2018-01-22 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" Low-thrust rocket engine on gaseous hydrogen and oxygen with jet-type injectors in air cross-flow
RU2648040C1 (en) * 2017-02-16 2018-03-21 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" Gaseous hydrogen and oxygen rocket thruster with preliminary mixing of components in the mixing head unit
RU2681564C1 (en) * 2016-07-12 2019-03-11 Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (АО "НИИМаш") Mixing head of liquid rocket thruster
RU2685166C2 (en) * 2016-12-09 2019-04-16 Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (АО "НИИМаш") Combustion chamber of low-thrust liquid-propellant engine
RU2702060C1 (en) * 2019-04-10 2019-10-03 Вячеслав Геннадьевич Певгов Combustion chamber of liquid-propellant engine with vortex movement of fuel and oxidizer
RU2724069C1 (en) * 2019-06-11 2020-06-19 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" Low-thrust rocket engine on non-self-inflammable liquid fuel and gaseous oxidant

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3790088A (en) * 1967-08-29 1974-02-05 Us Army Propellant splash plate having flow directing means
RU2041375C1 (en) * 1990-02-28 1995-08-09 Научно-исследовательский институт машиностроения Combustion chamber for liquid low-thrust rocket engine
DE102007008942A1 (en) * 2007-02-21 2008-09-04 Eads Astrium Gmbh Injection head for the combustion chamber of a rocket engine
FR2975442A1 (en) * 2011-05-16 2012-11-23 Snecma Injector for injecting propellant in combustion chamber of rocket engine, has pipe for injecting propellant into combustion chamber, porous and permeable body received in pipe, and dismountable sleeve forming external wall of pipe

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3790088A (en) * 1967-08-29 1974-02-05 Us Army Propellant splash plate having flow directing means
RU2041375C1 (en) * 1990-02-28 1995-08-09 Научно-исследовательский институт машиностроения Combustion chamber for liquid low-thrust rocket engine
DE102007008942A1 (en) * 2007-02-21 2008-09-04 Eads Astrium Gmbh Injection head for the combustion chamber of a rocket engine
FR2975442A1 (en) * 2011-05-16 2012-11-23 Snecma Injector for injecting propellant in combustion chamber of rocket engine, has pipe for injecting propellant into combustion chamber, porous and permeable body received in pipe, and dismountable sleeve forming external wall of pipe

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Добровольский М.В. "Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования", Москва, изд. МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2005, с.93, рис.3.12в. *

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2681564C1 (en) * 2016-07-12 2019-03-11 Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (АО "НИИМаш") Mixing head of liquid rocket thruster
RU2685166C2 (en) * 2016-12-09 2019-04-16 Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (АО "НИИМаш") Combustion chamber of low-thrust liquid-propellant engine
RU2641785C1 (en) * 2017-02-07 2018-01-22 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" Low-thrust rocket engine on gaseous hydrogen and oxygen with jet-type injectors in air cross-flow
RU2648040C1 (en) * 2017-02-16 2018-03-21 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" Gaseous hydrogen and oxygen rocket thruster with preliminary mixing of components in the mixing head unit
RU2702060C1 (en) * 2019-04-10 2019-10-03 Вячеслав Геннадьевич Певгов Combustion chamber of liquid-propellant engine with vortex movement of fuel and oxidizer
RU2724069C1 (en) * 2019-06-11 2020-06-19 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" Low-thrust rocket engine on non-self-inflammable liquid fuel and gaseous oxidant

Also Published As

Publication number Publication date
RU2013125262A (en) 2014-12-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2572261C2 (en) Low-thrust liquid-propellant rocket engine combustion chamber
CN110259604B (en) Pintle injector
US9970356B2 (en) Atomizer, combustion device including atomizer, and gas turbine plant
WO2012001802A1 (en) Fuel injection valve and internal combustion engine
CN203570457U (en) Two-stage mixing type nozzle device
US20120138710A1 (en) Hybrid Variable Area Fuel Injector With Thermal Protection
CN106907742B (en) A kind of fuel feeding blends integrated standing vortex burning chamber head device and its working method
JP6491898B2 (en) Spray nozzle, combustion apparatus using spray nozzle, and gas turbine plant
CN113503565B (en) Contraction and expansion type annular evaporation pipe for micro turbine engine
US6351939B1 (en) Swirling, impinging sheet injector
CN109630319B (en) Active cooling type pintle injector suitable for embedded ignition device
US20180283339A1 (en) Spray targeting and plume shaping for colliding jet atomizer with asymmetrical radial distribution
RU2577908C1 (en) Low-thrust liquid-propellant engine
KR102390242B1 (en) burner nozzle
CN114483380B (en) Small-sized gas generator capable of being started for multiple times
RU54102U1 (en) LOW-THREAD LIQUID ROCKET ENGINE CAMERA
RU2558489C2 (en) Combustion chamber of low-thrust liquid-propellant engine
JP2014047698A (en) Fuel injection valve
JP7016739B2 (en) Gas turbine fuel nozzles and combustors and gas turbines
RU2318130C2 (en) Chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine
RU2605496C2 (en) Mixing head of liquid-propellant engine of especially low thrust
RU2191913C2 (en) Injector assembly
CN114877376B (en) Dual-channel detonation combustion chamber
CN114991997B (en) Body and thrust chamber
RU2592948C2 (en) Combustion chamber of low-thrust liquid-propellant engine

Legal Events

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

Effective date: 20200531