RU2655888C2 - Low-thrust liquid-propellant engine chamber - Google Patents

Low-thrust liquid-propellant engine chamber Download PDF

Info

Publication number
RU2655888C2
RU2655888C2 RU2015117109A RU2015117109A RU2655888C2 RU 2655888 C2 RU2655888 C2 RU 2655888C2 RU 2015117109 A RU2015117109 A RU 2015117109A RU 2015117109 A RU2015117109 A RU 2015117109A RU 2655888 C2 RU2655888 C2 RU 2655888C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blades
row
mixing element
outlet
combustion chamber
Prior art date
Application number
RU2015117109A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2015117109A (en
Inventor
Юрий Захарович Андреев
Original Assignee
Акционерное общество "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 Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (ФГУП "НИИМаш") filed Critical Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (ФГУП "НИИМаш")
Priority to RU2015117109A priority Critical patent/RU2655888C2/en
Publication of RU2015117109A publication Critical patent/RU2015117109A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2655888C2 publication Critical patent/RU2655888C2/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/52—Injectors

Abstract

FIELD: rocket technics.
SUBSTANCE: invention relates to missile technology, specifically to provision in liquid thruster of low thrust of a high degree by agitation of self-igniting fuel components. Chamber consists of a mixing head body with channels for supplying fuel components, a two-component mixing element made in the form of two coaxial capillary tubes, combustion chamber with a transverse partition located opposite the outlet of the mixing element and having channels on the periphery for the passage of the vapor gas. According to the invention, partition is in the form of turbulator with a central shaft with a flat end face facing the outlet of the mixing element and a minimum of two rows of blades with the opposite direction of twist. Additionally, the output edges of the first row of blades may be aligned with the input edges of the second row of blades, and the blades of the latter from the mixing element of the row at the outlet may have angle close to the generators of the combustion chamber.
EFFECT: invention provides intensification of process of mixture formation and obtaining high energy and dynamic characteristics of a liquid thruster of low thrust.
3 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к организации в ЖРД МТ высокой степени перемешивания самовоспламеняющихся компонентов топлива.The invention relates to rocket technology, and in particular, to the organization in a liquid propellant rocket engine of a high degree of mixing of self-igniting components of the fuel.

Известна горелка для сжигания жидкого топлива (см. а.с. СССР №1768870). Для повышения эффективности сжигания топлива горелка снабжена двумя завихрителями, один из которых закреплен внутри воздуховода (завихритель представляет собой направляющие лопатки, закрепленные под углом к продольной оси воздуховода в зоне расположения подводящего топливо насадка), другой завихритель установлен в конце горелки внутри стабилизатора-отражателя, часть внутренней поверхности которого выполнена в виде части логарифмической спирали. Наружная поверхность этого завихрителя выполнена также в виде части логарифмической спирали, идентичной внутренней поверхности стабилизатора-отражателя. Внутренняя поверхность второго завихрителя снабжена лопатками, закрепленными под углом к продольной оси завихрителя. Предусмотрено выполнение второго завихрителя стабилизатора-отражателя в виде проточек на его внутренней поверхности, расположенных с наклоном к его продольной оси.Known burner for burning liquid fuel (see AS USSR No. 1768870). To increase the efficiency of fuel combustion, the burner is equipped with two swirlers, one of which is fixed inside the duct (the swirl is guide vanes fixed at an angle to the longitudinal axis of the duct in the area where the fuel supply nozzle is located), the other swirl is installed at the end of the burner inside the reflector-stabilizer, part the inner surface of which is made as part of a logarithmic spiral. The outer surface of this swirl is also made in the form of a part of a logarithmic spiral, identical to the inner surface of the stabilizer-reflector. The inner surface of the second swirler is equipped with blades fixed at an angle to the longitudinal axis of the swirl. The implementation of the second swirl stabilizer-reflector in the form of grooves on its inner surface, located with an inclination to its longitudinal axis.

Внутренняя поверхность торцевой части камеры сжигания выполнена в виде логарифмической спирали. Стабилизатор-отражатель устанавливается в камере сгорания посредством кронштейнов, выполненных в виде направляющих лопаток, установленных с наклоном к продольной оси горелки. Наличие двух завихрителей улучшает процесс испарения и качество смеси и приводит к повышению эффективности сжигания топлива.The inner surface of the end part of the combustion chamber is made in the form of a logarithmic spiral. The stabilizer-reflector is installed in the combustion chamber by means of brackets made in the form of guide vanes mounted with an inclination to the longitudinal axis of the burner. The presence of two swirlers improves the evaporation process and the quality of the mixture and leads to an increase in the efficiency of fuel combustion.

Данная конструкция может быть использована только в двигателях, где хотя бы один компонент газообразный.This design can only be used in engines where at least one component is gaseous.

Кроме того, завихрители, примененные в изобретении, не могут быть использованы в жидкостных ракетных двигателях малой тяги из-за малых расходов компонентов топлива.In addition, the swirlers used in the invention cannot be used in liquid propulsion thrusters due to the low consumption of fuel components.

Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому результату к заявляемой камере является камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги (см. патент РФ №2288370). Изобретение относится к ЖРД МТ управления космическими летательными аппаратами и предназначено для организации процесса смесеобразования и сжигания жидких самовоспламеняющихся компонентов топлива в двигателях особо малых тяг. Камера состоит из корпуса смесительной головки с каналами подачи компонентов топлива, соосного двухкомпонентного элемента, установленного в нем и сообщенного с указанными каналами и камерой сгорания.The closest in technical essence and the achieved result to the claimed chamber is a chamber of a liquid propulsion thruster (see RF patent No. 2288370). The invention relates to a liquid propellant rocket engine for controlling spacecraft and is intended to organize the process of mixture formation and combustion of liquid self-igniting fuel components in especially small thrust engines. The chamber consists of a housing of the mixing head with channels for supplying fuel components, an coaxial two-component element installed in it and communicated with these channels and a combustion chamber.

Двухкомпонентный смесительный элемент выполнен в виде двух соосно установленных друг в друга капиллярных трубок, причем торцевая часть наружной трубки может выступать в камеру сгорания в осевом направлении по отношению к внутренней, а выходной участок наружной трубки может быть выполнен сужающимся. Напротив выхода из капиллярных трубок установлена в камере сгорания поперечная перфорированная перегородка с каналами для прохода парогаза.The two-component mixing element is made in the form of two capillary tubes aligned coaxially with each other, and the end part of the outer tube can protrude into the combustion chamber in the axial direction with respect to the inner one, and the outlet section of the outer tube can be made tapering. Opposite the exit from the capillary tubes, a transverse perforated partition with channels for the passage of gas and steam is installed in the combustion chamber.

Основными недостатками данной конструкции являются:The main disadvantages of this design are:

- технологическая сложность обеспечения соосности форсунок из-за малой жесткости внутренней форсунки, приводящей к изгибу ее при изготовлении и сборке форсуночного элемента. Несоосность форсунок приводит к переменному по окружности кольцевому зазору между форсунками, а это, в свою очередь, ведет к неравномерной толщине наружной пелены, в результате чего при столкновении пелен окислителя и горючего реализуется переменное соотношение компонентов топлива по периметру камеры сгорания, что приводит к снижению экономичности двигателя и ухудшению его теплового состояния;- the technological complexity of ensuring the alignment of the nozzles due to the low rigidity of the internal nozzle, leading to its bending in the manufacture and assembly of the nozzle element. The misalignment of the nozzles leads to a circumferential annular gap between the nozzles, and this, in turn, leads to an uneven thickness of the outer shroud, as a result of which, when the shroud of oxidizer and fuel collides, a variable ratio of fuel components along the perimeter of the combustion chamber is realized, which leads to a decrease in efficiency engine and deterioration of its thermal state;

- столкновение пелен окислителя и горючего, истекающих из капиллярных трубок, происходит под небольшим углом (особенно в случае, когда выходной участок наружной трубки выполнен без сужения); при столкновении пелен по линии касания приводит к началу химической реакции между окислителем и горючим с образованием жидкофазных промежуточных продуктов и выделением из них газофазных промежуточных продуктов; газофазные промежуточные продукты расталкивают реагирующие пелены (явление сепарации), и на этом, едва начавшись, заканчиваются реакции в жидкой фазе. Результат - неполное перемешивание окислителя и горючего в жидкой фазе и необходимость увеличения геометрических размеров (длины) камеры сгорания для повышения экономичности двигателя.- the collision of the veil of the oxidizer and fuel flowing from the capillary tubes occurs at a small angle (especially in the case when the output section of the outer tube is made without narrowing); in a collision, the shroud along the contact line leads to the onset of a chemical reaction between the oxidizing agent and the fuel with the formation of liquid-phase intermediates and the release of gas-phase intermediates from them; gas-phase intermediates push the reacting blankets (separation phenomenon), and this, barely starting, ends the reaction in the liquid phase. The result is incomplete mixing of the oxidizing agent and fuel in the liquid phase and the need to increase the geometric dimensions (length) of the combustion chamber to increase engine efficiency.

Задачей изобретения является интенсификация процесса смесеобразования и получение высоких энергетических и динамических характеристик ЖРД МТ.The objective of the invention is the intensification of the process of mixture formation and obtaining high energy and dynamic characteristics of the rocket engine MT.

Эта задача решается с помощью камеры жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящей из корпуса смесительной головки с каналами подачи компонентов топлива, двухкомпонентного смесительного элемента, выполненного в виде двух соосных капиллярных трубок, камеры сгорания с поперечной перегородкой, расположенной напротив выхода смесительного элемента и имеющей на периферии каналы для прохода газа. Согласно изобретению перегородка выполнена в виде турбулизатора с центральным стержнем с плоской торцевой поверхностью, обращенной к выходу смесительного элемента, и минимум двух рядов лопаток с противоположным направлением закрутки.This problem is solved with the help of a chamber of a liquid propulsion thruster, consisting of a housing of the mixing head with channels for supplying fuel components, a two-component mixing element made in the form of two coaxial capillary tubes, a combustion chamber with a transverse partition located opposite the outlet of the mixing element and having on the periphery channels for the passage of gas. According to the invention, the partition is made in the form of a turbulator with a central rod with a flat end surface facing the outlet of the mixing element, and at least two rows of blades with the opposite direction of twist.

Выходные кромки лопаток первого ряда могут быть совмещены с входными кромками лопаток второго ряда.The output edges of the blades of the first row can be aligned with the input edges of the blades of the second row.

Лопатки последнего от смесительного элемента ряда на выходе имеют угол, близкий по направлению к образующим камеры сгорания.The blades of the latter from the mixing element of the outlet row have an angle close to the generatrix of the combustion chamber.

Предлагаемое решение поясняется чертежами. На фиг. 1 приведен продольный разрез камеры, на фиг. 2 - разрез камеры (кроме турбулизатора), где показано расположение лопаток в первом и втором рядах турбулизатора, на фиг. 3 - разрез камеры (кроме турбулизатора), где показан третий ряд турбулизатора и расположение направляющих лопаток на нем. Выходная кромка лопаток предыдущего ряда и входная кромка последующего ряда могут быть расположены как без смешения друг относительно друга (фиг. 2), так и со смещением (фиг. 3).The proposed solution is illustrated by drawings. In FIG. 1 is a longitudinal section through the chamber; FIG. 2 is a sectional view of the chamber (except for the turbulator), which shows the location of the blades in the first and second rows of the turbulator, in FIG. 3 is a section of the chamber (except for the turbulator), where the third row of the turbulator and the location of the guide vanes on it are shown. The output edge of the blades of the previous row and the input edge of the next row can be located both without mixing relative to each other (Fig. 2), and with an offset (Fig. 3).

Камера ЖРД МТ состоит из смесительной головки 1 с установленным в нее смесительным элементом, состоящим из соосно установленных друг в друга капиллярных трубок 2 и 3, представляющих собой струйные форсунки окислителя и горючего соответственно.The MT rocket chamber consists of a mixing head 1 with a mixing element installed in it, consisting of capillary tubes 2 and 3 coaxially mounted into each other, which are jet nozzles of an oxidizer and fuel, respectively.

К корпусу смесительной головки прикреплена сваркой либо пайкой камера сгорания 4. Между камерой сгорания 4 и форсуночной головкой 1 устанавливается турбулизатор 5, состоящий из цилиндрических стержней 6 и направляющих лопаток 7, 8, 9. На наружных поверхностях цилиндрических стержней 6 выполнены пазы, расположенные с наклоном к продольной оси; в пазы устанавливаются и закрепляются лопатки, имеющие форму плоской пластины. Турбулизатор может состоять из двух или трех рядов (рис. 1, 2, 3), прижатых плотно друг к другу и скрепленных завальцовкой в корпусе 10; завальцовка исключает перемещение рядов как в осевом направлении, так и проворачивание относительно друг друга, что обеспечивает стабильность характеристик двигателя. В третьем ряду выходная часть направляющих лопаток выполнена криволинейной с углом на выходе, близким к углу образующих камеры сгорания, что обеспечивает направление истекающих продуктов практически без закрутки, чем уменьшаются потери в сопле.A combustion chamber 4 is attached to the housing of the mixing head by welding or soldering. Between the combustion chamber 4 and the nozzle head 1 a turbulator 5 is installed, consisting of cylindrical rods 6 and guide vanes 7, 8, 9. On the outer surfaces of the cylindrical rods 6 there are grooves arranged with an inclination to the longitudinal axis; in the grooves are installed and fixed blades in the form of a flat plate. The turbulator may consist of two or three rows (Fig. 1, 2, 3), pressed tightly to each other and fastened by rolling in the housing 10; rolling excludes movement of the rows both in the axial direction and rotation relative to each other, which ensures stability of the engine characteristics. In the third row, the output part of the guide vanes is made curved with an outlet angle close to the angle of the generatrix of the combustion chamber, which ensures the direction of the expiring products with virtually no twist, which reduces the loss in the nozzle.

Камера ЖРД МТ работает следующим образом. Окислитель и горючее, истекая из струйных соосно установленных капиллярных форсунок 2 и 3 соответственно, вступают в химическую реакцию друг с другом, однако, учитывая то обстоятельство, что столкновение пелен происходит под небольшим углом (практически пелена окислителя, чуть коснувшись пелены горючего, начинает отталкиваться от нее вследствие явления сепарации), происходит неполное жидкофазное смешение компонентов топлива. В следующий момент продукты неполного жидкофазного смешения ударяются о преграду, роль которой исполняет торец цилиндрического стержня 6 первого ряда турбулизатора. При столкновении с преградой происходит дополнительное перемешивание продуктов неполного жидкофазного смешения окислителя и горючего образовавшихся при выходе из смесительной головки 1 и неучаствовавших в химической реакции свободных окислителя и горючего. Это приводит к повышению коэффициента полноты преобразования топлива, который существенно зависит от зазора δ (см. фиг. 1) между стержнем 6 и торцом форсунки окислителя 2. Образовавшиеся в результате столкновения с преградой продукты продолжают движение по направляющим лопаткам 7 в камере сгорания через первый, а затем - через второй ряд турбулизатора; при переходе во второй ряд турбулизатора происходит соударение с лопатками 8 второго ряда, что приводит к дополнительному перемешиванию образовавшихся ранее продуктов и дополнительному повышению полноты преобразования топлива.Camera MTRE MT works as follows. The oxidizing agent and fuel, flowing out from the coaxially mounted jet capillary nozzles 2 and 3, respectively, enter into a chemical reaction with each other, however, taking into account the fact that the collision of the blankets occurs at a small angle (almost the oxidizer’s shroud, slightly touching the fuel shroud, starts to repel from due to the separation phenomenon), incomplete liquid-phase mixing of the fuel components occurs. At the next moment, products of incomplete liquid-phase mixing hit an obstacle, the role of which is played by the end face of the cylindrical rod 6 of the first row of the turbulator. In a collision with an obstacle, additional mixing of the products of incomplete liquid-phase mixing of the oxidizing agent and the fuel formed upon leaving the mixing head 1 and which did not participate in the chemical reaction of the free oxidizing agent and the fuel occurs. This leads to an increase in the fuel conversion completeness coefficient, which substantially depends on the gap δ (see Fig. 1) between the rod 6 and the end face of the oxidizer nozzle 2. The products formed as a result of the collision continue to move along the guide vanes 7 in the combustion chamber through the first, and then through the second row of the turbulator; upon transition to the second row of the turbulator, a collision with the blades 8 of the second row occurs, which leads to additional mixing of the previously formed products and an additional increase in the completeness of fuel conversion.

Применение дополнительного, третьего ряда турбулизатора с установкой направляющих лопаток 9 так, как показано на фиг. 3, приводит к еще одному соударению с преградой (лопатками 9) и к повышению полноты преобразования топлива ϕβ. Криволинейная часть лопаток 9 приводит к изменению направления потока образовавшихся продуктов в направлении, параллельном оси камеры сгорания.The use of an additional third row turbulator with the installation of guide vanes 9 as shown in FIG. 3, leads to another collision with the barrier (blades 9) and to increase the completeness of fuel conversion ϕ β . The curved part of the blades 9 leads to a change in the flow direction of the formed products in a direction parallel to the axis of the combustion chamber.

Установка дополнительного третьего ряда турбулизатора может быть рекомендована только для ЖРД МТ, работающих на топливе с большим временем индукции жидкофазной реакции (

Figure 00000001
), поскольку необходимо учитывать, что длина каналов от среза сопла форсунки окислителя до выхода из третьего ряда турбулизатора не должна превышать длины совместного пробега компонентов топлива до окончания периода жидкофазной индукции реакции топлива.The installation of an additional third row of turbulator can be recommended only for liquid propellant rocket engines operating on fuel with a long induction time of the liquid-phase reaction (
Figure 00000001
 ), since it is necessary to take into account that the length of the channels from the nozzle exit of the oxidizer nozzle to the exit from the third row of the turbulator should not exceed the combined path length of the fuel components until the end of the liquid-phase induction of the fuel reaction.

В отличие от прототипа предлагаемое решение улучшает степень жидкофазного перемешивания окислителя и горючего, что приводит к увеличению полноты преобразования топлива и, в конечном итоге, - к увеличению экономичности двигателя и уменьшению размера камеры.In contrast to the prototype, the proposed solution improves the degree of liquid-phase mixing of the oxidizing agent and fuel, which leads to an increase in the completeness of fuel conversion and, ultimately, to an increase in engine efficiency and a decrease in the size of the chamber.

При этом присущие прототипу высокие динамические характеристики (из-за малых заклапанных объемов и малого объема камеры сгорания) сохраняются в заявляемом изобретении.In this case, the high dynamic characteristics inherent in the prototype (due to the small valve volumes and the small volume of the combustion chamber) are preserved in the claimed invention.

Установка в камеру ЖРД МТ турбулизатора позволяет, не прибегая к усложнениям конструкции смесительной головки, направленным на улучшение полноты преобразования топлива, получить тот же результат, но с меньшими затратами.The installation of a turbulator in the MT LRE chamber allows, without resorting to complications in the design of the mixing head, aimed at improving the completeness of fuel conversion, to obtain the same result, but at a lower cost.

Claims (3)

1. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящая из корпуса смесительной головки с каналами подачи компонентов топлива, двухкомпонентного смесительного элемента, выполненного в виде двух соосных капиллярных трубок, камеры сгорания с поперечной перегородкой, расположенной напротив выхода смесительного элемента и имеющей на периферии каналы для прохода парогаза, отличающаяся тем, что перегородка выполнена в виде турбулизатора с центральным стержнем с плоской торцевой поверхностью, обращенной к выходу смесительного элемента, и минимум двух рядов лопаток с противоположным направлением закрутки.1. The chamber of a liquid propellant small thrust rocket engine, consisting of a housing for the mixing head with channels for supplying fuel components, a two-component mixing element made in the form of two coaxial capillary tubes, a combustion chamber with a transverse partition opposite the outlet of the mixing element and having channels for passage on the periphery steam gas, characterized in that the partition is made in the form of a turbulator with a central rod with a flat end surface facing the outlet of the mixing element enta, and at least two rows of blades with the opposite direction of twist. 2. Камера по п. 1, отличающаяся тем, что выходные кромки лопаток первого ряда совмещены с входными кромками лопаток второго ряда.2. The chamber according to claim 1, characterized in that the output edges of the blades of the first row are aligned with the input edges of the blades of the second row. 3. Камера по п. 1, отличающаяся тем, что лопатки последнего от смесительного элемента ряда на выходе имеют угол, близкий по направлению к образующим камеры сгорания.3. The chamber according to claim 1, characterized in that the blades of the latter from the mixing element of the outlet row have an angle close to the generatrix of the combustion chamber.
RU2015117109A 2015-05-05 2015-05-05 Low-thrust liquid-propellant engine chamber RU2655888C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015117109A RU2655888C2 (en) 2015-05-05 2015-05-05 Low-thrust liquid-propellant engine chamber

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015117109A RU2655888C2 (en) 2015-05-05 2015-05-05 Low-thrust liquid-propellant engine chamber

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015117109A RU2015117109A (en) 2016-11-27
RU2655888C2 true RU2655888C2 (en) 2018-05-29

Family

ID=57758936

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015117109A RU2655888C2 (en) 2015-05-05 2015-05-05 Low-thrust liquid-propellant engine chamber

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2655888C2 (en)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3662547A (en) * 1970-03-16 1972-05-16 Nasa Coaxial injector for reaction motors
RU2041375C1 (en) * 1990-02-28 1995-08-09 Научно-исследовательский институт машиностроения Combustion chamber for liquid low-thrust rocket engine
EP0740063A1 (en) * 1995-04-29 1996-10-30 Daimler-Benz Aerospace Aktiengesellschaft Injector of coaxial configuration for a rocket combustion chamber
RU2288370C2 (en) * 2004-05-20 2006-11-27 Федеральное государственное унитарное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения (ФГУП НИИМаш) Chamber of liquid-propellant thruster
US20140048625A1 (en) * 2011-03-07 2014-02-20 Snecma Injector for mixing two propellants comprising at least one injection element with a tricoaxial structure
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

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3662547A (en) * 1970-03-16 1972-05-16 Nasa Coaxial injector for reaction motors
RU2041375C1 (en) * 1990-02-28 1995-08-09 Научно-исследовательский институт машиностроения Combustion chamber for liquid low-thrust rocket engine
EP0740063A1 (en) * 1995-04-29 1996-10-30 Daimler-Benz Aerospace Aktiengesellschaft Injector of coaxial configuration for a rocket combustion chamber
RU2288370C2 (en) * 2004-05-20 2006-11-27 Федеральное государственное унитарное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения (ФГУП НИИМаш) Chamber of liquid-propellant thruster
US20140048625A1 (en) * 2011-03-07 2014-02-20 Snecma Injector for mixing two propellants comprising at least one injection element with a tricoaxial structure
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

Also Published As

Publication number Publication date
RU2015117109A (en) 2016-11-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20210003285A1 (en) Systems, Apparatuses And Methods For Improved Rotation Detonation Engines
US11952965B2 (en) Rocket engine's thrust chamber assembly
RU2319853C2 (en) Method for organization of operating process in combustion chamber of low-thrust liquid-propellant rocket engine
EP3076082A1 (en) Fuel nozzles
EP3076083A1 (en) Fuel nozzles
JP2011047638A (en) Constitution of pulse detonation combustor to improve transition from deflagration to detonation
US20220235727A1 (en) Rotating detonation engine
RU2655888C2 (en) Low-thrust liquid-propellant engine chamber
US20200332744A1 (en) Liquid Combustion Concentric Injector and Ignitor
JP4172270B2 (en) Coaxial jet injection device
US20200149496A1 (en) Rotating detonation combustor with contoured inlet
RU2453722C2 (en) Low-thrust liquid-propellant rocket engine combustion chamber
US11745859B2 (en) Combustion-powered flow control actuator with heated walls
RU2463469C2 (en) Mixing head
US11549465B1 (en) Air breathing solid fuel rotating detonation engine
RU2765592C1 (en) Nozzle with nozzle elements arranged in circumferential rows that alternate between counterclockwise twisting and clockwise twisting
RU2783308C1 (en) Two-component coaxial jet nozzle
RU2685166C2 (en) Combustion chamber of low-thrust liquid-propellant engine
RU2602028C2 (en) Mixing head of low-thrust liquid-propellant rocket engine
RU2288370C2 (en) Chamber of liquid-propellant thruster
RU2479740C1 (en) Liquid-propellant rocket engine combustion chamber
RU2480609C1 (en) Coaxial spray injector
RU2484282C1 (en) Liquid-propellant engine
RU2720657C2 (en) Mixing head of low-thrust liquid-fuel rocket engine
RU2731779C1 (en) Low-thrust single-component liquid-propellant rocket engine