RU2577908C1 - Low-thrust liquid-propellant engine - Google Patents
Low-thrust liquid-propellant engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2577908C1 RU2577908C1 RU2014144694/06A RU2014144694A RU2577908C1 RU 2577908 C1 RU2577908 C1 RU 2577908C1 RU 2014144694/06 A RU2014144694/06 A RU 2014144694/06A RU 2014144694 A RU2014144694 A RU 2014144694A RU 2577908 C1 RU2577908 C1 RU 2577908C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- deflector
- combustion chamber
- mixing head
- centrifugal nozzle
- jet nozzles
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано в конструкции, в частности жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРДМТ).The invention relates to engine building and can be used in the construction, in particular of liquid propellant small thrust engines (LRE).
ЖРДМТ в настоящее время применяются в большинстве космических аппаратов, кораблях и разгонных блоках ракет носителей в качестве исполнительных органов системы управления. В связи с этим в последнее время существенно возрастают требования к ЖРДМТ по ресурсу, надежности работы и энергетическим показателям.Liquid propellant rocket engines are currently used in most spacecraft, ships and upper stages of launch vehicles as executive bodies of the control system. In this regard, in recent years, requirements for liquid propellant rocket engines have significantly increased in terms of resource, reliability and energy performance.
Для выполнения всех этих требований необходимо решение задачи по обеспечению приемлемого теплового состояния ЖРДМТ - запаса по температуре стенки камеры сгорания (особенно в районе критического сечения), неперегреве смесительной головки и агрегатов ЖРДМТ и недопущения вскипания компонентов топлива. При этом требуется реализовать его высокую экономичность (JУД≥2950 м/с).To fulfill all these requirements, it is necessary to solve the problem of ensuring an acceptable thermal state of the liquid propellant liquid propellant rocket engine - the temperature margin of the combustion chamber wall (especially in the region of the critical section), non-overheating of the mixing head and the liquid propellant rocket engine assemblies and preventing the boiling of fuel components. At the same time, it is necessary to realize its high profitability (J UD ≥2950 m / s).
Для решения этой задачи требуется обеспечение участия максимального количества топлива в процессе охлаждения камеры.To solve this problem, it is necessary to ensure the participation of the maximum amount of fuel in the process of cooling the chamber.
Известны технические решения, в которых для обеспечения эффективного охлаждения смешение компонентов осуществляется на начальном участке стенки камеры сгорания. Фирма «Bölkow Gesellschaft» из ФРГ имеет патент США №3169368 на однофорсуночную головку ЖРДМТ с 2-компонентной центробежной форсункой. Техническое решение, заявленное фирмой «ThiokolChemicalCarp» в патенте №3382677 США, предусматривает подачу компонента «Г» через тангенциальные отверстия, либо через струйные с закруткой на стенку, и подачу компонента «О» из центрального канала через радиальные струйные форсунки на отражательное кольцо. Оба этих решения не обеспечивают достаточного охлаждения стенок камеры сгорания вследствие возникновения колебаний в камере сгорания, срыва потока (в первом техническом решении), разрушения и затормаживания текущей пленки (во втором техническом решении), что ограничивает длительность непрерывных и импульсных пусков.Known technical solutions in which to ensure effective cooling, the mixing of the components is carried out at the initial section of the wall of the combustion chamber. Bölkow Gesellschaft from Germany has US Pat. No. 3,169,368 for a single-nozzle LPDMT with a 2-component centrifugal nozzle. The technical solution claimed by ThiokolChemicalCarp in US Pat. No. 3,382,677 provides for the supply of component “G” through the tangential holes or through the jet with a swirl on the wall, and the supply of the component “O” from the central channel through radial jet nozzles to the reflective ring. Both of these solutions do not provide sufficient cooling of the walls of the combustion chamber due to fluctuations in the combustion chamber, flow stall (in the first technical solution), destruction and braking of the current film (in the second technical solution), which limits the duration of continuous and pulse starts.
Известно техническое решение, заявленное фирмой ФРГ «Bölkow Gesellschaft», патент в США №3546883, во Франции №1578093, в Англии №1229628. Окислитель из кольцевого коллектора истекает через струйные форсунки под углом на цилиндрическую поверхность камеры сгорания. На растекающиеся пленки окислителя падает создаваемая конусом распыла осевой центробежной форсунки пленка горючего. От места контакта пленки текут вместе, осуществляя процесс жидкофазного смешения компонентов и одновременно участвуя в охлаждении камеры сгорания. За счет большой составляющей осевой скорости пленок компонентов обеспечивается эффективный теплосъем корневой части камеры сгорания. Но испытания опытных образцов, выполненных по указанной выше конструкции, выявили, что при длительных включениях в импульсном режиме, а также при длительных включениях на компонентах с температурой, близкой к верхнему пределу, заданному техническим заданием, наблюдается значительный рост температуры смесительной головки, что приводит к падению расхода окислителя и соответственно надежности двигателя.A technical solution is known, claimed by the Federal Republic of Germany "Bölkow Gesellschaft", patent in the USA No. 3546883, in France No. 1578093, in England No. 1229628. The oxidizing agent from the annular collector flows out through the jet nozzles at an angle to the cylindrical surface of the combustion chamber. A fuel film created by the spray cone of the axial centrifugal nozzle falls onto the spreading oxidizer films. From the point of contact, the films flow together, carrying out the process of liquid-phase mixing of the components and at the same time participating in the cooling of the combustion chamber. Due to the large component of the axial velocity of the films of the components, efficient heat removal of the root part of the combustion chamber is ensured. But tests of prototypes made according to the above design revealed that with prolonged switching on in pulsed mode, as well as with long switching on components with a temperature close to the upper limit set by the technical task, a significant increase in the temperature of the mixing head is observed, which leads to a decrease in oxidizer consumption and, accordingly, engine reliability.
Известный ЖРДМТ на самовоспламеняющемся двухкомпонентном топливе, взятый за прототип изобретения (см. патент на изобретение №2527825), содержит неохлаждаемую камеру сгорания, смесительную головку с внутренним днищем, осевой центробежной форсункой, периферийным поясом струйных форсунок и кольцевым коническим дефлектором между ними, причем срез центробежной форсунки углублен от выходной кромки образующей поверхности дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок, при этом коническая поверхность дефлектора в своей корневой части плавно переходит в цилиндрическую поверхность, соосную с дефлектором и плавно переходящую в обратный конус, острая кромка образующей которого ограничена цилиндрической поверхностью диаметром, меньшим диаметра расположения периферийного пояса струйных форсунок. Согласно этому решению окислитель через струйные форсунки попадает на конический дефлектор, на котором струя преобразуется в первичную пленку, стекающую с кромки дефлектора, и, попадая на внутреннюю стенку камеры сгорания, преобразуется в пленку вторичного растекания. Таким образом, струи окислителя преобразовываются в пленки, покрывающие практически всю окружность стенки камеры сгорания. Горючее через осевую центробежную форсунку в виде пленки конуса распыла попадает также на стенку камеры сгорания, где происходит соприкосновение самовоспламеняющихся компонентов топлива, совместное их течение по стенке камеры с взаимным их проникновением и жидкофазным смешением с образованием продуктов сгорания. Таким образом, практически все топливо: окислитель и горючее - попадает на стенку камеры сгорания и участвует в ее охлаждении и снятии значительной части теплового потока, направленного по стенке камеры сгорания от критического сечения в сторону смесительной головки. Установка дефлектора позволяет существенно снизить тепловой поток в головку от излучения продуктов горения в камере сгорания, поскольку кольцевой дефлектор закрывает значительную часть днища головки, а сам охлаждается окислителем.The well-known liquid-propellant liquid propellant liquid propellant rocket propellant fuel burner, taken as the prototype of the invention (see patent for invention No. 2527825), contains an uncooled combustion chamber, a mixing head with an inner bottom, an axial centrifugal nozzle, a peripheral belt of jet nozzles and an annular conical deflector between them, the nozzle is deepened from the output edge of the deflector forming surface towards the peripheral belt of the jet nozzles, while the conical surface of the deflector in its root h Asti smoothly passes into a cylindrical surface, coaxial with the deflector and smoothly passing into the inverse cone, the sharp edge of the generatrix of which is limited by a cylindrical surface with a diameter smaller than the diameter of the peripheral belt of the jet nozzles. According to this solution, the oxidizer through the jet nozzles enters the conical deflector, on which the jet is converted into a primary film flowing from the edge of the deflector, and, falling on the inner wall of the combustion chamber, is converted into a secondary spreading film. Thus, the oxidizer jets are transformed into films covering almost the entire circumference of the wall of the combustion chamber. Fuel through the axial centrifugal nozzle in the form of a spray cone film also enters the wall of the combustion chamber, where self-igniting fuel components come into contact, their joint flow along the chamber wall with their mutual penetration and liquid-phase mixing with the formation of combustion products. Thus, almost all fuel, oxidizing agent and fuel, enters the wall of the combustion chamber and participates in its cooling and removal of a significant part of the heat flux directed along the wall of the combustion chamber from the critical section towards the mixing head. The installation of the deflector allows to significantly reduce the heat flux into the head from the radiation of combustion products in the combustion chamber, since the annular deflector covers a significant part of the bottom of the head and is cooled by the oxidizer.
Недостаток решения по прототипу заключается в следующем. В ЖРДМТ тягой более 200 H, выполненном по прототипу, значительно увеличивается диаметр и длина камеры сгорания, и соответственно длина пролета пленки факела распыла центробежной форсунки до стенки камеры сгорания, поэтому для сокращения габаритов ЖРДМТ необходимо значительно увеличить углубление среза центробежной форсунки от выходной кромки образующей поверхности дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок. При значительном углублении (более 12 мм) среза центробежной форсунки от выходной кромки образующей поверхности дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок и большой длине пролета (более 20 мм) пленки факела распыла центробежной форсунки расстояние между кромкой дефлектора и пленкой факела распыла центробежной форсунки становится небольшим, порядка нескольких миллиметров. Поэтому в полости под внутренней поверхностью дефлектора и внутренним днищем смесительной головки, ограниченной пленкой факела распыла центробежной форсунки, вследствие эффекта эжекции возникает разряжение давления по отношению к давлению в камере сгорания. Возникающий перепад давления воздействует на пленку факела распыла центробежной форсунки, что приводит к увеличению угла факела распыла. Пленка факела распыла начинает попадать на внутреннюю поверхность дефлектора. Часть горючего отражается от дефлектора, часть - стекает с внутренней поверхности дефлектора. В итоге попадающее на стенку горючее в виде разорвавшейся пленки факела распыла центробежной форсунки с нерасчетным углом падения на стенку камеры сгорания распадается на капли, при этом значительно теряя скорость. Ухудшается процесс жидкофазного смешения. В результате всего этого, во-первых, ухудшается охлаждение камеры сгорания, а во-вторых, уменьшается стабильность работы и ухудшаются энергетические параметры ЖРДМТ.The disadvantage of the prototype solution is as follows. In an engine with a thrust of more than 200 N, made according to the prototype, the diameter and length of the combustion chamber increases significantly, and, accordingly, the span of the flame film of a centrifugal nozzle to the wall of the combustion chamber, therefore, to reduce the dimensions of an liquid engine, it is necessary to significantly increase the recess of the centrifugal nozzle from the outlet edge of the forming surface deflector towards the peripheral belt of the jet nozzles. With a significant deepening (more than 12 mm) of the centrifugal nozzle cut from the outlet edge of the deflector forming surface towards the peripheral belt of the jet nozzles and a long span of the centrifugal nozzle spray film, the distance between the deflector edge and the centrifugal nozzle spray film becomes small, about a few millimeters. Therefore, in the cavity under the inner surface of the deflector and the inner bottom of the mixing head, limited by the film of the spray torch of the centrifugal nozzle, due to the effect of ejection, a pressure discharge occurs in relation to the pressure in the combustion chamber. The resulting pressure drop acts on the film of the spray jet of the centrifugal nozzle, which leads to an increase in the angle of the spray jet. The spray torch film begins to hit the inside of the deflector. Part of the fuel is reflected from the deflector, part - flows from the inner surface of the deflector. As a result, fuel falling on the wall in the form of a torn torch film sprayed a centrifugal nozzle with an unaccounted angle of incidence on the wall of the combustion chamber breaks up into droplets, while significantly losing speed. The process of liquid-phase mixing is deteriorating. As a result of all this, firstly, the cooling of the combustion chamber deteriorates, and secondly, the stability of the operation decreases and the energy parameters of the liquid propellant rocket engine deteriorate.
Изобретение направлено на повышение стабильности работы ЖРДМТ и, следовательно, улучшение его параметров при повышении размерности двигателя.The invention is aimed at increasing the stability of the liquid propellant rocket engine and, therefore, improving its parameters while increasing the dimension of the engine.
Этот технический результат достигается тем, что в известном ЖРДМТ на двухкомпонентном топливе, содержащем неохлаждаемую камеру сгорания, смесительную головку с внутренним днищем, осевой центробежной форсункой, периферийным поясом струйных форсунок и кольцевым коническим дефлектором между ними, при этом срез центробежной форсунки углублен от выходной кромки образующей поверхности дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок, в отличие от прототипа выполнены каналы, сообщающие между собой полость камеры сгорания над наружной поверхностью дефлектора и полость под внутренней поверхностью дефлектора и внутренним днищем смесительной головки.This technical result is achieved by the fact that in the known liquid propellant liquid fuel engine on a two-component fuel containing an uncooled combustion chamber, a mixing head with an inner bottom, an axial centrifugal nozzle, a peripheral belt of jet nozzles and an annular conical deflector between them, while the cut of the centrifugal nozzle is deepened from the outlet the deflector surface towards the peripheral belt of the jet nozzles, in contrast to the prototype, channels are made that communicate with each other the combustion chamber cavity above uzhnoy surface of the baffle and the cavity below the inner surface of the baffle and the inner bottom of the mixing head.
При таком исполнении в полостях над наружной поверхностью дефлектора и под внутренней поверхностью дефлектора и внутренним днищем смесительной головки давления выравниваются, что полностью исключает возможность возникновения эффекта эжекции, и, следовательно, возникновения разряжения в полости под внутренней поверхностью дефлектора и внутренним днищем смесительной головки, ограниченной пленкой факела распыла центробежной форсунки. Поэтому перепад давления на пленке факела распыла не возникает и факел распыла не отклоняется от первоначального расчетно-проектного положения.With this design, in the cavities above the outer surface of the deflector and under the inner surface of the deflector and the inner bottom of the mixing head, the pressures are equalized, which completely eliminates the possibility of an ejection effect, and, consequently, the occurrence of vacuum in the cavity under the inner surface of the deflector and the inner bottom of the mixing head, limited by the film torch sprayed centrifugal nozzle. Therefore, the pressure drop across the spray torch film does not occur and the spray torch does not deviate from the original design-design position.
На чертеже Фиг. 1 показан пример исполнения ЖРДМТ по изобретению. На Фиг. 2 приведен выносной элемент А (см. Фиг. 1). На Фиг. 3 представлен факел распыла осевой центробежной форсунки в смесительной головке, выполненной по прототипу. На Фиг. 4 - факел распыла центробежной форсунки в смесительной головке, выполненной по изобретению. На Фиг. 5 показана регистрация давления в камере сгорания и на входе в двигатель, осуществляемая высокодинамичными датчиками давления в течение длительной огневой работы экспериментального ЖРДМТ, выполненного по заявленному техническому решению.In the drawing of FIG. 1 shows an exemplary embodiment of an LRE according to the invention. In FIG. 2 shows the remote element A (see Fig. 1). In FIG. 3 shows a spray torch of an axial centrifugal nozzle in a mixing head made according to the prototype. In FIG. 4 - spray torch of a centrifugal nozzle in a mixing head made according to the invention. In FIG. 5 shows the registration of pressure in the combustion chamber and at the engine inlet, carried out by highly dynamic pressure sensors during the long fire operation of the experimental liquid propellant rocket engine, performed according to the claimed technical solution.
ЖРДМТ содержит неохлаждаемую камеру 1, смесительную головку с внутренним днищем 2, осевую центробежную форсунку 3, периферийный пояс струйных форсунок 4, кольцевой конический дефлектор 5 между ними. Срез 6 центробежной форсунки углублен от выходной кромки 7 образующей поверхности дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок 4. В отличие от прототипа полость камеры сгорания 8 над наружной поверхностью 9 дефлектора и полость 10 под внутренней поверхностью 11 дефлектора и внутренним днищем смесительной головки сообщены между собой каналами 12. Пунктиром 13 показана разорвавшаяся пленка факела распыла центробежной форсунки с нерасчетным углом падения на стенку камеры сгорания, возникающая в прототипе в результате действия перепада давления. Факел распыла 14 центробежной форсунки соответствует первоначальному расчетно-проектному положению.The liquid propellant liquid propellant rocket engine contains an
В отличие от прототипа давление в полости 10 под внутренней поверхностью 11 дефлектора и внутренним днищем смесительной головки, ограниченной пленкой факела распыла 14 центробежной форсунки за счет сообщающихся каналов 12, соответствует давлению в полости камеры сгорания 8 над наружной поверхностью 9 дефлектора и соответственно давлению в камере сгорания под пленкой факела распыла 14 центробежной форсунки. Давление с обеих сторон пленки факела распыла 14 центробежной форсунки одинаковое, значит на факел распыла не оказывается никаких воздействий. Поэтому факел распыла центробежной форсунки устойчив, пленка факела распыла долетает до стенки камеры сгорания, не теряя скорости и заданного угла падения, где встречается с пленкой окислителя. Дальше они текут вдоль стенки камеры сгорания вместе, осуществляя жидкофазное смешение компонентов по всему периметру камеры и одновременно участвуя в ее охлаждении. Протекающий процесс жидкофазного смешения близок к оптимальному. Соответственно повышаются энергетические характеристики двигателя, а также осуществляется надежное охлаждение камеры сгорания и смесительной головки. Благодаря расположению каналов 12 в корневой части дефлектора 5 попадание растекающейся части первичной пленки окислителя по наружной поверхности 9 дефлектора в полость 10 под внутренней поверхностью 11 дефлектора не происходит. Кроме этого, наличие каналов позволяет значительно увеличивать углубление среза 6 центробежной форсунки от выходной кромки 7 образующей поверхности дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок 4, а это позволяет уменьшить габариты и массу ЖРДМТ.Unlike the prototype, the pressure in the cavity 10 under the inner surface 11 of the deflector and the inner bottom of the mixing head, limited by the film of the spray torch 14 of the centrifugal nozzle due to the communicating channels 12, corresponds to the pressure in the cavity of the combustion chamber 8 above the outer surface 9 of the deflector and, accordingly, the pressure in the combustion chamber 14 centrifugal nozzles sprayed under the torch film. The pressure on both sides of the spray torch film of the 14 centrifugal nozzle is the same, so there is no effect on the spray torch. Therefore, the spray torch of the centrifugal nozzle is stable, the spray torch film reaches the wall of the combustion chamber without losing speed and the specified angle of incidence, where it meets the oxidizer film. Then they flow along the wall of the combustion chamber together, carrying out liquid-phase mixing of the components around the entire perimeter of the chamber and at the same time participating in its cooling. The ongoing process of liquid-phase mixing is close to optimal. Accordingly, the energy characteristics of the engine are increased, and the combustion chamber and the mixing head are reliably cooled. Due to the location of the channels 12 in the root of the
Выполненные по заявленному изобретению опытные образцы ЖРДМТ тягой 400 проходили испытания на предприятии - заявителе. Были проведены сравнительные проливки смесительной головки, изготовленной по прототипу, и смесительной головки, изготовленной по изобретению. Результаты проливок приведены на Фиг. 3 и Фиг. 4. По фотографиям видно, что факел распыла центробежной форсунки, изготовленной по изобретению, более устойчив. Проведенные огневые испытания показали стабильную и устойчивую работу ЖРДМТ, выполненных по изобретению, без забросов в камере сгорания. Небольшие колебания давления в камере сгорания после пуска вызваны колебаниями давлений компонентов на входе в двигатель после открытия быстродействующих клапанов (см. Фиг. 5). Величина удельного импульса повысилась на 70-100 м/с (7-10 с). Температура стенки камеры сгорания не превышала 1200°C (при допустимой 1800°C), температура на смесительной головке и агрегатах ЖРДМТ - не более 35°C. Таким образом, заявленное изобретение позволяет повысить стабильность и устойчивость работы ЖРДМТ без колебаний и забросов давления в камере сгорания и обеспечить высокий удельный импульс, а также эффективное охлаждение камеры сгорания и смесительной головки ЖРДМТ. The prototypes of the liquid-propellant liquid propellant rocket engine manufactured by the 400 thrust performed according to the claimed invention were tested at the applicant enterprise. Comparative spills of the mixing head made according to the prototype and the mixing head made according to the invention were carried out. The results of the spillings are shown in FIG. 3 and FIG. 4. The photographs show that the spray torch of the centrifugal nozzle made according to the invention is more stable. The conducted fire tests showed the stable and stable operation of the liquid propellant rocket engine made according to the invention, without casting in the combustion chamber. Small fluctuations in the pressure in the combustion chamber after start-up are caused by fluctuations in the pressure of the components at the engine inlet after opening the high-speed valves (see Fig. 5). The specific impulse value increased by 70-100 m / s (7-10 s). The temperature of the wall of the combustion chamber did not exceed 1200 ° C (at a permissible 1800 ° C), the temperature on the mixing head and the LREMT units was not more than 35 ° C. Thus, the claimed invention allows to increase the stability and stability of the operation of the liquid propellant rocket engine without fluctuations and pressure spikes in the combustion chamber and to provide a high specific impulse, as well as effective cooling of the combustion chamber and the mixing head of the liquid propellant rocket engine.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014144694/06A RU2577908C1 (en) | 2014-11-05 | 2014-11-05 | Low-thrust liquid-propellant engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014144694/06A RU2577908C1 (en) | 2014-11-05 | 2014-11-05 | Low-thrust liquid-propellant engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2577908C1 true RU2577908C1 (en) | 2016-03-20 |
Family
ID=55648072
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014144694/06A RU2577908C1 (en) | 2014-11-05 | 2014-11-05 | Low-thrust liquid-propellant engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2577908C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2641323C1 (en) * | 2016-05-04 | 2018-01-17 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Low-thrust liquid-propellant rocket engine |
| WO2020010098A1 (en) * | 2018-07-03 | 2020-01-09 | Radian Aerospace, Inc. | Rocket propulsion systems and associated methods |
| US11059608B2 (en) | 2018-05-25 | 2021-07-13 | Radian Aerospace, Inc. | Earth to orbit transportation system |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3662547A (en) * | 1970-03-16 | 1972-05-16 | Nasa | Coaxial injector for reaction motors |
| FR2543222A1 (en) * | 1983-03-22 | 1984-09-28 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Injection head for combustion chambers of rocket motors operating on liquid propergol |
| 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 |
| RU2527825C1 (en) * | 2013-03-12 | 2014-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Low-thrust liquid-propellant rocket engine |
-
2014
- 2014-11-05 RU RU2014144694/06A patent/RU2577908C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3662547A (en) * | 1970-03-16 | 1972-05-16 | Nasa | Coaxial injector for reaction motors |
| FR2543222A1 (en) * | 1983-03-22 | 1984-09-28 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Injection head for combustion chambers of rocket motors operating on liquid propergol |
| 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 |
| RU2527825C1 (en) * | 2013-03-12 | 2014-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Low-thrust liquid-propellant rocket engine |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| US 2405465 A(, 06.08.1946. * |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2641323C1 (en) * | 2016-05-04 | 2018-01-17 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Low-thrust liquid-propellant rocket engine |
| US11059608B2 (en) | 2018-05-25 | 2021-07-13 | Radian Aerospace, Inc. | Earth to orbit transportation system |
| US11649070B2 (en) | 2018-05-25 | 2023-05-16 | Radian Aerospace, Inc. | Earth to orbit transportation system |
| US12065267B2 (en) | 2018-05-25 | 2024-08-20 | Radian Aerospace Inc. | Earth to orbit transportation system |
| WO2020010098A1 (en) * | 2018-07-03 | 2020-01-09 | Radian Aerospace, Inc. | Rocket propulsion systems and associated methods |
| US11643994B2 (en) | 2018-07-03 | 2023-05-09 | Radian Aerospace, Inc. | Rocket propulsion systems and associated methods |
| US11920543B2 (en) | 2018-07-03 | 2024-03-05 | Radian Aerospace, Inc. | Rocket propulsion systems and associated methods |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2319853C2 (en) | Method for organization of operating process in combustion chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine | |
| US10385809B2 (en) | Fuel nozzles | |
| RU2577908C1 (en) | Low-thrust liquid-propellant engine | |
| US8429914B2 (en) | Fuel injection system | |
| US20120138710A1 (en) | Hybrid Variable Area Fuel Injector With Thermal Protection | |
| EP2840316B1 (en) | Airblast fuel injector | |
| CN109539310B (en) | Integrated afterburner adopting adjustable preheating rectifying support plate | |
| CN104234870A (en) | Slotted coaxial pintle type injector thrust chamber | |
| CN107504517B (en) | Step type center cone with circumferential staggered terrace | |
| RU2572261C2 (en) | Low-thrust liquid-propellant rocket engine combustion chamber | |
| JP2007120333A (en) | Injection pipe of combustor for rocket and combustor for rocket | |
| RU2527825C1 (en) | Low-thrust liquid-propellant rocket engine | |
| JP5896443B2 (en) | Fuel nozzle | |
| US9995219B2 (en) | Turbine engine wall having at least some cooling orifices that are plugged | |
| RU2465482C2 (en) | Low-thrust liquid-propellant engine chamber | |
| KR102390242B1 (en) | burner nozzle | |
| CN109630319B (en) | Active cooling type pintle injector suitable for embedded ignition device | |
| RU2641323C1 (en) | Low-thrust liquid-propellant rocket engine | |
| US20210190012A1 (en) | Propulsion device for liquid propellant rocket engine | |
| RU2192555C2 (en) | Chamber of liquid propellant thruster | |
| RU2013156187A (en) | LOW-THROUGH LIQUID ROCKET ENGINE CAMERA | |
| RU2626617C1 (en) | Liquid propellant rocket for the first launch vehicle stage | |
| RU2318130C2 (en) | Chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine | |
| JP2007017023A (en) | Fuel nozzle for gas turbine combustor | |
| RU2558489C2 (en) | Combustion chamber of low-thrust liquid-propellant engine |