RU2766957C2 - Method for organizing workflow in chamber of low-thrust liquid rocket engine - Google Patents
Method for organizing workflow in chamber of low-thrust liquid rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2766957C2 RU2766957C2 RU2020111855A RU2020111855A RU2766957C2 RU 2766957 C2 RU2766957 C2 RU 2766957C2 RU 2020111855 A RU2020111855 A RU 2020111855A RU 2020111855 A RU2020111855 A RU 2020111855A RU 2766957 C2 RU2766957 C2 RU 2766957C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- liquid
- fuel components
- chamber
- phase
- combustion
- Prior art date
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
-
- 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
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к камерам сгорания ракетных двигателей малой тяги, работающих на двухкомпонентном самовоспламеняющемся жидком ракетном топливе.SUBSTANCE: invention relates to combustion chambers of low-thrust rocket engines operating on two-component self-igniting liquid propellant.
Известно описание процесса взаимодействия самовоспламеняющихся компонентов топлива, которые поступают в камеру ЖРДМТ в виде жидкостей, где перемешиваются, преобразуются в процессе экзотермических химических реакций в газообразные продукты сгорания и, истекая через сопло, создают тягу двигателя. Важную роль в качественном преобразовании компонентов топлива в продукты сгорания в камерах ЖРДМТ играют процессы жидкофазного перемешивания, в результате которых реализуется интенсификация перемешивания компонентов топлива за время от 5⋅10-5 до 1,5⋅10-3 с [1] от начала соприкосновения компонентов топлива.A description of the process of interaction of self-igniting fuel components that enter the chamber of the liquid propellant rocket engine is known, where they are mixed, converted in the process of exothermic chemical reactions into gaseous combustion products and, flowing through the nozzle, create engine thrust. An important role in the qualitative transformation of fuel components into combustion products in the LRE chambers is played by the processes of liquid-phase mixing, as a result of which the intensification of the mixing of fuel components is realized over a time from 5⋅10 -5 to 1.5⋅10 -3 s [1] from the beginning of the contact of the components fuel.
Известен также способ интенсификации процессов жидкофазного перемешивания и повышения энергетической эффективности процессов в ЖРДМТ в целом путем использования предкамерного устройства [2, 3]. Этот способ не лишен недостатков. Жидкофазное перемешивание и начало химических реакций компонентов топлива в предкамерном устройстве могут приводить к большой тепловой нагрузке конструкции ЖРДМТ в районе смесительной головки. Кроме того затруднительно организовать тепловую защиту стенок камеры сгорания компонентами топлива, участвующими в жидкофазном перемешивании в предкамерном устройстве.There is also known a method of intensifying the processes of liquid-phase mixing and increasing the energy efficiency of processes in the liquid-propellant rocket engine as a whole by using a pre-chamber device [2, 3]. This method is not without drawbacks. Liquid-phase mixing and the onset of chemical reactions of the fuel components in the pre-chamber device can lead to a large thermal load on the structure of the liquid-propellant rocket engine in the region of the mixing head. In addition, it is difficult to organize thermal protection of the walls of the combustion chamber by the fuel components involved in liquid-phase mixing in the pre-chamber device.
Предлагаемый в изобретении по патенту РФ №2535596 [4] способ эффективного жидкофазного смешения и высокоэффективного преобразования компонентов топлива в продукты сгорания позволяет получать удельный импульс тяги более 300 с для ЖРДМТ с номинальным уровнем тяги от 2,5 до 50 кгс с обеспечением одновременно приемлемого теплового состояния с запасом по температуре элементов ЖРДМТ за счет подачи практически всего самовоспламеняющегося топлива (окислителя и горючего) на внутреннюю стенку камеры сгорания. Этот способ имеет следующие недостатки.The method of efficient liquid-phase mixing and highly efficient conversion of fuel components into combustion products proposed in the invention according to RF patent No. 2535596 [4] makes it possible to obtain a specific thrust impulse of more than 300 s for a liquid propellant rocket engine with a nominal thrust level of 2.5 to 50 kgf while simultaneously ensuring an acceptable thermal state with a margin of temperature of the LREMT elements due to the supply of almost all self-igniting fuel (oxidizer and fuel) to the inner wall of the combustion chamber. This method has the following disadvantages.
Практически все топливо подается на стенку камеры сгорания, где происходит жидкофазное смешение и преобразование компонентов топлива в продукты сгорания, что способствует отводу части тепловой энергии химических реакций из зарождающихся очагов взаимодействия компонентов топлива на стенке камеры сгорания. Это приводит к уменьшению эффективности процессов преобразования компонентов топлива в продукты сгорания за счет потери части тепловой энергии химических реакций на компенсацию потерь при теплообмене материала стенки камеры сгорания и продуктов реакций компонентов топлива в камере двигателя, а также затягивает динамические процессы изменения давления и температуры в камере сгорания при запуске и останове ЖРДМТ.Almost all fuel is supplied to the combustion chamber wall, where liquid-phase mixing and conversion of fuel components into combustion products takes place, which contributes to the removal of part of the thermal energy of chemical reactions from the emerging centers of interaction of fuel components on the combustion chamber wall. This leads to a decrease in the efficiency of the processes of converting fuel components into combustion products due to the loss of part of the thermal energy of chemical reactions to compensate for losses during heat exchange of the material of the combustion chamber wall and reaction products of fuel components in the engine chamber, and also delays the dynamic processes of pressure and temperature changes in the combustion chamber when starting and stopping the LRE.
При значениях тяги ЖРДМТ в диапазоне от 0,1 до 1,36 кгс применение известного способа организации рабочего процесса в камере сгорания становится малоэффективным. С уменьшением тяги двигателя уменьшаются расходы компонентов топлива, поступающих в камеру сгорания для химических преобразований в продукты сгорания, и уменьшается количество теплоты, выделяющейся при химических реакциях на внутренних стенках камеры сгорания а, значит, возрастает роль тепловых потерь при передаче тепла от реагирующих компонентов топлива в материал стенки камеры сгорания. Кроме того пленки жидких компонентов топлива на стенке камеры сгорания с уменьшением массового расхода становятся значительно тоньше, доходя до значений менее 0,1 мм, а значит уменьшаются среднемассовые скорости компонентов топлива в пленке на стенке за счет тормозящего влияния стенки камеры сгорания. Кроме того, скорости по толщине пленки компонентов топлива существенно не равномерны. Это приводит к снижению эффективности жидкофазного смешения компонентов топлива и уменьшению энергетической эффективности ЖРДМТ в целом.When the values of thrust LRE in the range from 0.1 to 1.36 kgf application of the known method of organizing the working process in the combustion chamber becomes ineffective. With a decrease in engine thrust, the consumption of fuel components entering the combustion chamber for chemical transformations into combustion products decreases, and the amount of heat released during chemical reactions on the internal walls of the combustion chamber decreases, which means that the role of heat losses increases in the transfer of heat from the reacting fuel components to material of the combustion chamber wall. In addition, the films of liquid fuel components on the wall of the combustion chamber with a decrease in mass flow become much thinner, reaching values of less than 0.1 mm, which means that the average mass velocities of the fuel components in the film on the wall decrease due to the braking effect of the combustion chamber wall. In addition, the velocities across the film thickness of the fuel components are not significantly uniform. This leads to a decrease in the efficiency of liquid-phase mixing of fuel components and a decrease in the energy efficiency of the LRE as a whole.
Задачей предлагаемого решения является повышение эффективности процессов смесеобразования и воспламенения компонентов самовоспламеняющегося топлива при удовлетворительном тепловом состоянии камеры двигателя.The task of the proposed solution is to increase the efficiency of the processes of mixture formation and ignition of the components of self-igniting fuel with a satisfactory thermal state of the engine chamber.
Для решения этой задачи предлагается способ организации рабочего процесса в камере жидкостного ракетного двигателя, заключающийся в подаче самовоспламеняющихся компонентов топлива через форсуночные элементы смесительной головки с жидкофазным смешением компонентов топлива в зоне форсуночных элементов в камере сгорания, получении жидкофазных и газофазных промежуточных продуктов взаимодействия, воспламенении, горении и истечении продуктов горения через сопло камеры.To solve this problem, a method is proposed for organizing a working process in the chamber of a liquid-propellant rocket engine, which consists in supplying self-igniting fuel components through nozzle elements of a mixing head with liquid-phase mixing of fuel components in the zone of nozzle elements in the combustion chamber, obtaining liquid-phase and gas-phase intermediate products of interaction, ignition, combustion and the outflow of combustion products through the chamber nozzle.
Согласно изобретению рабочий процесс жидкофазного перемешивания и преобразования компонентов топлива в продукты сгорания выполняют в камере сгорания при давлении меньшем или равном давлению насыщенных паров хотя бы одного из компонентов топлива.According to the invention, the working process of liquid-phase mixing and conversion of fuel components into combustion products is performed in the combustion chamber at a pressure less than or equal to the saturated vapor pressure of at least one of the fuel components.
Это создает необходимые условия для возникновения развитого пузырькового кипения в зоне перемешивания компонентов до начала предпламенных химических реакций, что способствует интенсификации турбулентного обмена между компонентами топлива в зоне смешения [6, 7], в целом ускоряя процесс жидкофазного перемешивания. Течение и перемешивание компонентов топлива в определенном диапазоне температур в камере сгорания, например для N2O4 от 20 до 240°С, сопровождается преобразованием компонента окислителя по химической реакции N2O4=2NO2 с поглощением 623,4 кДж/кг тепловой энергии (первая фаза разложения). Химическая реакция сопровождается фазовым переходом компонента окислителя из жидкого в газообразное состояние. При дальнейшем повышении температуры в камере сгорания выше 240°С разложение окислителя протекает по реакции 2NO+O2 с поглощением 1225,9 кДж/кг тепловой энергии [5] (вторая фаза разложения). За счет частичного парообразования с поверхности компонента окислителя, в том числе по указанным химическим реакциям еще до зоны перемешивания в области камеры сгорания, окружающей движущиеся струи или пелены компонентов топлива, образуется зона пониженных температур парогаза, способствующая снижению температуры конструкции смесительной головки и камеры сгорания.This creates the necessary conditions for the occurrence of developed nucleate boiling in the mixing zone of the components before the start of pre-flame chemical reactions, which contributes to the intensification of the turbulent exchange between the fuel components in the mixing zone [6, 7], generally accelerating the process of liquid-phase mixing. The flow and mixing of fuel components in a certain temperature range in the combustion chamber, for example, for N 2 O 4 from 20 to 240 ° C, is accompanied by the transformation of the oxidizer component according to the chemical reaction N 2 O 4 \u003d 2NO 2 with the absorption of 623.4 kJ / kg of thermal energy (first phase of decomposition). The chemical reaction is accompanied by a phase transition of the oxidizer component from liquid to gaseous state. With a further increase in the temperature in the combustion chamber above 240°C, the decomposition of the oxidizer proceeds by the reaction 2NO + O 2 with the absorption of 1225.9 kJ/kg of thermal energy [5] (the second phase of decomposition). Due to partial vaporization from the surface of the oxidant component, including the above chemical reactions, even before the mixing zone in the combustion chamber area surrounding the moving jets or sheets of fuel components, a zone of low vapor-gas temperatures is formed, which helps to reduce the temperature of the mixing head and combustion chamber structure.
Частичный фазовый переход из жидкого состояния в газообразное компонента окислителя и создание условий для развитого пузырькового кипения компонентов топлива при жидкофазном перемешивании может быть достигнуто различными способами, например, увеличением температуры компонентов топлива за счет предварительного подогрева, либо изменением давления в зоне движения компонентов топлива при их перемешивании.A partial phase transition from a liquid state to a gaseous state of the oxidizer component and the creation of conditions for developed nucleate boiling of the fuel components during liquid-phase mixing can be achieved in various ways, for example, by increasing the temperature of the fuel components due to preheating, or by changing the pressure in the zone of movement of the fuel components during their mixing. .
Предлагаемый способ поясняется чертежами и графиками. На фиг. 1 приведена схема смесеобразования с двумя сталкивающимися струями. На фиг. 2 - зона столкновения и смешения струй. На фиг. 3 - схема смесеобразования с дефлектором в виде клинового элемента, а на фиг. 4 - пелена растекания окислителя на поверхности дефлектора. На фиг. 5 приведен график зависимости удельного импульса тяги опытного двигателя от dmin при входных условиях, обеспечивающих режим работы двигателя близкий к расчетному.The proposed method is illustrated by drawings and graphs. In FIG. 1 shows a mixture formation scheme with two colliding jets. In FIG. 2 - zone of collision and mixing of jets. In FIG. 3 is a diagram of mixture formation with a deflector in the form of a wedge element, and in Fig. 4 - veil of spreading of the oxidizer on the surface of the deflector. In FIG. Figure 5 shows a graph of the specific thrust impulse of an experimental engine versus d min under input conditions that provide an engine operation mode close to the calculated one.
Смесительная головка 1 имеет струйные форсунки окислителя 2 и горючего 3, через которые осуществляется подача окислителя в виде струи 4 и горючего в виде струи 5. В схеме смесеобразования с дефлектором 6 (фиг. 3) струи ударяются о поверхность дефлектора и образуют пелены окислителя 7 и горючего 8.Mixing
При работе двигателя в предлагаемых условиях подача окислителя осуществляется через струйную форсунку 2, горючего через струйную форсунку 3 в виде струй окислителя 4 и горючего 5. Т.к. окислитель подается в камеру двигателя с давлением ниже давления насыщенных паров, то уже на выходе из струйной форсунки на поверхности струи образуется парогаз, в том числе по реакции первой фазы разложения N2O4=2NO2. Выделившийся парогаз создает зону пониженных температур в области смесительной головки камеры сгорания. При столкновении струи окислителя со струей горючего на поверхности соприкосновения компонентов топлива возникают необходимые условия для начала развитого пузырькового кипения в струе окислителя, которое способствует более активному перемешиванию компонентов топлива и активизирует предпламенные процессы, что приводит к повышению эффективности рабочего процесса в целом.When the engine is running under the proposed conditions, the oxidizer is supplied through the
Более развитую зону пониженной температуры с одновременной интенсификацией процессов жидкофазного перемешивания и преобразования компонентов топлива в продукты сгорания удается обеспечить в схеме смесеобразования с дефлектором при подаче компонента окислителя в камеру сгорания при давлении меньшем или равном давлению насыщенных паров. При преобразовании струй в пелену 7 окислителя и пелену 8 горючего за счет увеличения площади пелены существенно увеличивается количество выделяемой парогазовой фазы окислителя со свободной поверхности пелены на дефлекторе, создавая более обширную зону продуктов сгорания с пониженной температурой, способствуя тем самым тепловой защите конструкции камеры сгорания и смесительной головки. При встрече пелен компонентов топлива за счет развитого пузырькового кипения повышается турбулентный обмен в зоне смешения, что способствует интенсификации перемешивания компонентов топлива при предпламенных процессах и повышает эффективность рабочего процесса в целом.A more developed zone of low temperature with simultaneous intensification of the processes of liquid-phase mixing and conversion of fuel components into combustion products can be provided in the mixture formation scheme with a deflector when an oxidizer component is supplied to the combustion chamber at a pressure less than or equal to the pressure of saturated vapors. When the jets are converted into a
Интенсификация турбулентного обмена жидкофазного перемешивания компонентов топлива с одновременным снижением температуры конструкции камеры сгорания и смесительной головки при давлении подачи окислителя в камеру сгорания меньшем или равном давлению насыщенных паров будет наблюдаться в случаях применения других схем смесеобразования. Например, в случае применения центробежных форсунок для получения пленочного распыла окислителя и горючего, или движении струй или пелен компонентов топлива по стенке камеры сгорания ЖРДМТ. При этом вследствие частичного перехода из жидкого в газообразное состояние компонента окислителя со свободной поверхности его пленки по выше описанной реакции первой фазы образуется зона пониженной температуры, способствуя уменьшению температуры конструкции камеры сгорания и смесительной головки двигателя, а в слое смешения компонентов топлива пузырьки газообразного окислителя интенсифицируют турбулентный обмен при жидкофазном перемешивании, что приводит к увеличению эффективности рабочего процесса (увеличению удельного импульса тяги).The intensification of the turbulent exchange of liquid-phase mixing of fuel components with a simultaneous decrease in the temperature of the structure of the combustion chamber and the mixing head at a pressure of supplying an oxidizer to the combustion chamber less than or equal to the pressure of saturated vapors will be observed in cases where other mixture formation schemes are used. For example, in the case of using centrifugal nozzles to obtain a film spray of oxidizer and fuel, or the movement of jets or shrouds of fuel components along the wall of the combustion chamber of the LRE. At the same time, due to the partial transition from the liquid to the gaseous state of the oxidizer component from the free surface of its film, according to the above-described reaction of the first phase, a zone of low temperature is formed, contributing to a decrease in the temperature of the structure of the combustion chamber and the mixing head of the engine, and in the mixing layer of the fuel components, the bubbles of the gaseous oxidizer intensify the turbulent exchange during liquid-phase mixing, which leads to an increase in the efficiency of the working process (an increase in the specific impulse of thrust).
На фиг. 5 приведены значения удельного импульса тяги и температуры конструкции камеры сгорания при реализации процесса фазового перехода при движении жидких компонентов топлива и их перемешивании в камере сгорания при различных значениях диаметра минимального сечения сопла. Зависимости построены для расчетного режима работы двигателя, когда тяга и массовое соотношение компонентов топлива двигателя соответствовали расчетным значениям, принятым при проектировании.In FIG. Figure 5 shows the values of the specific thrust impulse and temperature of the combustion chamber structure during the implementation of the phase transition process during the movement of liquid fuel components and their mixing in the combustion chamber at various values of the diameter of the minimum nozzle cross section. The dependencies are plotted for the calculated engine operation mode, when the thrust and the mass ratio of the engine fuel components corresponded to the design values adopted during the design.
На графике, на правой вертикальной шкале, приведены значения максимальной температуры конструкции двигателя зарегистрированные при испытаниях. Из данных представленных на рисунке следует, что при увеличении минимального диаметра сопла от 1,86 до 1,92 мм происходит уменьшение удельного импульса тяги с 289,6 ед. при dmin=1.86 мм до 280 ед. при dmin=1.92 мм. При этом происходит одновременное увеличение температуры конструкции камеры сгорания с 1471°С при dmin=1.86 мм до 1479°С при dmin=1.92 мм. Дальнейшее увеличение dmin до 1,98 мм приводит к увеличению удельного импульса тяги с 280 до 289 ед. при значительном снижении температуры стенки камеры сгорания с 1479 до 1398°С. Увеличение удельного импульса тяги с одновременным снижением максимальной тепловой нагрузки на конструкцию при увеличении минимального диаметра сопла от 1,92 до 1,98 мм связано с увеличением интенсивности процессов перемешивания компонентов топлива за счет перехода компонента окислителя из жидкого в газообразное состояние в зоне движения струй и в зоне перемешивания.On the graph, on the right vertical scale, the values of the maximum temperature of the engine structure recorded during the tests are shown. It follows from the data presented in the figure that with an increase in the minimum nozzle diameter from 1.86 to 1.92 mm, the specific thrust impulse decreases from 289.6 units. at d min =1.86 mm up to 280 units. at d min =1.92 mm. In this case, there is a simultaneous increase in the temperature of the combustion chamber structure from 1471°C at d min =1.86 mm to 1479°C at d min =1.92 mm. A further increase in d min to 1.98 mm leads to an increase in the specific thrust impulse from 280 to 289 units. with a significant decrease in the temperature of the combustion chamber wall from 1479 to 1398°C. An increase in the specific thrust impulse with a simultaneous decrease in the maximum thermal load on the structure with an increase in the minimum nozzle diameter from 1.92 to 1.98 mm is associated with an increase in the intensity of the mixing processes of the fuel components due to the transition of the oxidizer component from a liquid to a gaseous state in the jet movement zone and in mixing zone.
Значительный рост удельного импульса тяги при одновременном снижении максимальной температуры конструкции подтверждают, что при фазовом переходе из жидкого в газообразное состояние интенсифицируется турбулентный обмен в зоне жидкофазного перемешивания и одновременно формируется зона пониженной температуры парогаза, обеспечивая удовлетворительное тепловое состояние смесительной головки и стенки камеры сгорания.A significant increase in the specific thrust impulse with a simultaneous decrease in the maximum temperature of the structure confirms that during the phase transition from the liquid to the gaseous state, the turbulent exchange in the liquid-phase mixing zone is intensified and at the same time a zone of low steam-gas temperature is formed, providing a satisfactory thermal state of the mixing head and the combustion chamber wall.
Из данных, приведенных на графике видно, что при увеличении значения dmin более чем 1,98 мм возможно дальнейшее увеличение удельного импульса тяги и снижение максимальной температуры конструкции.From the data shown in the graph, it can be seen that with an increase in the value of d min more than 1.98 mm, a further increase in the specific thrust impulse and a decrease in the maximum temperature of the structure are possible.
Полученная характеристика удельного импульса тяги подтверждена прямым измерением тяги ЖРДМТ тягой 3 Н. Это позволяет с большой эффективностью управлять рабочим процессом в камере сгорания с целью оптимизации основных энергетических характеристик и температуры конструкции разрабатываемых перспективных ЖРДМТ.The obtained characteristic of the specific thrust impulse was confirmed by direct measurement of the LPRE thrust with a thrust of 3 N. This makes it possible to control the working process in the combustion chamber with great efficiency in order to optimize the main energy characteristics and design temperature of the advanced LPREs under development.
Список литературы:Bibliography:
1. В.Е. Нигодюк, А.В. Сулинов. Исследование закономерностей жидкофазного взаимодействия компонентов СЖРТ. Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, №3(19), 2009 с. 316-321.1. V.E. Nigodyuk, A.V. Sulinov. Investigation of the regularities of the liquid-phase interaction of the components of the LFRT. Bulletin of the Samara State Aerospace University, No. 3 (19), 2009 p. 316-321.
2. В.Е. Нигодюк, А.В. Сулинов. Повышение энергетической эффективности ЖРДМТ тягой (0,1-1) Н со струйной схемой смесеобразования. Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, №3(27), 2011 с. 265-267.2. V.E. Nigodyuk, A.V. Sulinov. Improving the Energy Efficiency of LREMT with (0.1-1) N thrust with a jet mixture formation scheme. Bulletin of the Samara State Aerospace University, No. 3 (27), 2011 p. 265-267.
3. В.Е. Нигодюк. Перспективы применения предкамер в ЖРДМТ на самовоспламеняющихся компонентах топлива. [Текст] / В.Е. Нигодюк, А.В. Сулинов // Проблемы и перспективы развития двигателестроения: Материалы междунар. науч.-техн. конф. -Ч. 1 Самара: СГАУ. 2009. - С. 120-122.3. V.E. Nigodyuk. Prospects for the use of pre-chambers in liquid propellant rocket engines on self-igniting fuel components. [Text] / V.E. Nigodyuk, A.V. Sulinov // Problems and prospects for the development of engine building: Proceedings of the Intern. sci.-tech. conf. -Ch. 1 Samara: SSAU. 2009. - S. 120-122.
4. Способ организации рабочего процесса в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги. Патент РФ №2535596, з. №201312068 от 06.05.2013.4. A method of organizing a working process in the combustion chamber of a low-thrust liquid-propellant rocket engine. RF patent No. 2535596, no. No. 201312068 dated 05/06/2013.
5. Физико-химические и теплофизические свойства химически реагирующей системы N2O4⇔2NO2⇔2NO+O2. Под ред. В.Б. Нестеренко. Минск, "Наука и техника", 1976 г., 344 с. - С. 22.5. Physicochemical and thermophysical properties of the chemically reacting system N 2 O 4 ⇔2NO 2 ⇔2NO+O 2 . Ed. V.B. Nesterenko. Minsk, "Science and Technology", 1976, 344 p. - S. 22.
6. Малышев А.А., Мамченко В.О., Киссер К.В. Теплообмен и гидродинамика двухфазных потоков хладагентов: Учеб.-метод, пособие. -СПб.: Университет ИТМО, 2016. - 116 с. - С. 16, 21-23.6. Malyshev A.A., Mamchenko V.O., Kisser K.V. Heat transfer and hydrodynamics of two-phase refrigerant flows: Study method, manual. - St. Petersburg: ITMO University, 2016. - 116 p. - S. 16, 21-23.
7. Е.Н. Слободина, А.Г. Михайлов, С.В. Теребилов. Исследование турбулентного течения при кипении жидкости в вакуумном котле. Динамика систем, механизмов и машин. 2018. Том 6, №3 164-169 с - С. 168. DOI: 10.25206/2310-9793-2018-6-3-164-169.7. E.N. Slobodina, A.G. Mikhailov, S.V. Terebilov. Study of turbulent flow during liquid boiling in a vacuum boiler. Dynamics of systems, mechanisms and machines. 2018.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020111855A RU2766957C2 (en) | 2020-03-23 | 2020-03-23 | Method for organizing workflow in chamber of low-thrust liquid rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020111855A RU2766957C2 (en) | 2020-03-23 | 2020-03-23 | Method for organizing workflow in chamber of low-thrust liquid rocket engine |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2020111855A RU2020111855A (en) | 2021-09-23 |
| RU2020111855A3 RU2020111855A3 (en) | 2021-11-16 |
| RU2766957C2 true RU2766957C2 (en) | 2022-03-16 |
Family
ID=77836497
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020111855A RU2766957C2 (en) | 2020-03-23 | 2020-03-23 | Method for organizing workflow in chamber of low-thrust liquid rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2766957C2 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2405465A (en) * | 1943-05-07 | 1946-08-06 | Aerojet Engineering Corp | Jet propulsion motor |
| DE102004006665A1 (en) * | 2004-02-11 | 2005-09-08 | Eads Space Transportation Gmbh | Coaxial injector with two combustion zones for kerosene and oxidant for rocket motor has axial entrance for kerosene and bores leading to first chamber leading to oxidant injection zones |
| RU2535596C1 (en) * | 2013-05-06 | 2014-12-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Method of organising of working process in combustion chamber of low thrust liquid fuel rocket motor |
| RU2605496C2 (en) * | 2015-04-01 | 2016-12-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (ФГУП "НИИМаш" | Mixing head of liquid-propellant engine of especially low thrust |
-
2020
- 2020-03-23 RU RU2020111855A patent/RU2766957C2/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2405465A (en) * | 1943-05-07 | 1946-08-06 | Aerojet Engineering Corp | Jet propulsion motor |
| DE102004006665A1 (en) * | 2004-02-11 | 2005-09-08 | Eads Space Transportation Gmbh | Coaxial injector with two combustion zones for kerosene and oxidant for rocket motor has axial entrance for kerosene and bores leading to first chamber leading to oxidant injection zones |
| RU2535596C1 (en) * | 2013-05-06 | 2014-12-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Method of organising of working process in combustion chamber of low thrust liquid fuel rocket motor |
| RU2605496C2 (en) * | 2015-04-01 | 2016-12-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (ФГУП "НИИМаш" | Mixing head of liquid-propellant engine of especially low thrust |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2020111855A3 (en) | 2021-11-16 |
| RU2020111855A (en) | 2021-09-23 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10384180B2 (en) | Supersonic shock wave reactors, and associated systems and methods | |
| JP4531015B2 (en) | Booster rocket engine using gaseous hydrocarbons in catalytic cracking gas generator cycle | |
| RU2766957C2 (en) | Method for organizing workflow in chamber of low-thrust liquid rocket engine | |
| Jang et al. | Design and validation of a liquid film-cooled hydrogen peroxide/kerosene bipropellant thruster | |
| CN113944568A (en) | Powder fuel support plate ejection rocket-based combined cycle engine based on HAN monopropellant | |
| US3378596A (en) | Process for producing nitrohydrocarbons | |
| RU2581756C2 (en) | Low-thrust liquid-propellant engine chamber | |
| RU2463469C2 (en) | Mixing head | |
| Kanda | Off-design combustion in liquid-propellant rocket engine with high-frequency instability | |
| Waidmann | Thrust modulation in hybrid rocket engines | |
| RU2605496C2 (en) | Mixing head of liquid-propellant engine of especially low thrust | |
| RU2720657C2 (en) | Mixing head of low-thrust liquid-fuel rocket engine | |
| Russell et al. | Modeling and validation of an ejector primary rocket for shielded afterburning fuel injection | |
| Meng et al. | Experimental and numerical investigation on thermochemical erosion and mechanical erosion of carbon-based nozzles in hybrid rocket motors | |
| RU2746593C2 (en) | Method of organizing working process of liquid rocket low-thrust engine | |
| Zhuang et al. | Effects of swirl coaxial injector parameters on LOX/GH2 engine combustion performance | |
| RU2724067C2 (en) | Method of operating a working process in a liquid gas generator | |
| US2698514A (en) | Rocket motor | |
| Meng et al. | Large-Size Catalytic Bed Performance Study of Hybrid Rocket Motor Based on 98% Hydrogen Peroxide | |
| US11840988B1 (en) | Film cooling with rotating detonation engine to secondary combustion | |
| Summerfield | The Liquid Propellant Rocket Engine | |
| RU2149276C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| RU2156721C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| Knowlen et al. | Petrochemical pyrolysis with shock waves | |
| RU2179650C2 (en) | Liquid-propellant rocket engine |