RU2810847C1

RU2810847C1 - Liquid rocket engine chamber

Info

Publication number: RU2810847C1
Application number: RU2023121523A
Authority: RU
Inventors: Владислав Юрьевич Климов
Original assignee: Владислав Юрьевич Климов
Filing date: 2023-08-16
Publication date: 2023-12-28

Abstract

FIELD: rocket technology.

SUBSTANCE: invention relates to the field of rocket technology and may be used to create chambers of liquid rocket engines (LRE). The LRE chamber comprises outer and inner uncooled cylindrical housings installed coaxially and forming an annular combustion chamber, whereas the housings are interconnected by means of a mixing head comprising triplet mixing elements evenly spaced around the circumference and ensuring the collision of jets of fuel components entering the annular combustion chamber, and at the end of the outer body there is a central body forming an annular critical section with the inner body.

EFFECT: increase in the specific thrust impulse with minimal dimensions.

1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).The invention relates to the field of rocket technology and can be used to create chambers for liquid rocket engines (LPRE).

Известна камера ЖРД, содержащая тарельчатое сопло с кольцевым критическим сечением, камеру сгорания со смесительной головкой, выполненной в виде цилиндра с цилиндрическим огневым днищем, расположенную осесимметрично внутри сопла (М.В. Добровольский и др. «Жидкостные ракетные двигатели», Москва, «Высшая школа», 1967 г., рис. 2.26, стр. 50 - прототип).A known liquid-propellant rocket engine chamber contains a disk-shaped nozzle with an annular critical section, a combustion chamber with a mixing head made in the form of a cylinder with a cylindrical fire bottom, located axisymmetrically inside the nozzle (M.V. Dobrovolsky et al. “Liquid rocket engines”, Moscow, “Higher school", 1967, Fig. 2.26, p. 50 - prototype).

Недостатком данной камеры ЖРД являются значительные диаметральные размеры.The disadvantage of this liquid-propellant rocket engine chamber is its significant diametrical dimensions.

Задачей изобретения является устранение указанного недостатка и создание камеры ЖРД, позволяющей обеспечить достаточно высокое значение удельного импульса тяги при минимальных габаритных размерах.The objective of the invention is to eliminate this drawback and create a liquid propellant engine chamber that makes it possible to provide a sufficiently high value of the specific impulse of thrust with minimal overall dimensions.

Решение указанной задачи достигается тем, что предложенная камера сгорания ЖРД содержит наружный и внутренний неохлаждаемые цилиндрические корпуса, установленные коаксиально и образующие кольцевую камеру сгорания, при этом корпуса соединены между собой с помощью смесительной головки, содержащей триплетные смесительные элементы, равномерно расположенные по окружности и обеспечивающие соударение струй компонентов топлива, поступающих в кольцевую камеру сгорания, причем на торце наружного корпуса закреплено центральное тело, образующее с внутренним корпусом кольцевое критическое сечение.The solution to this problem is achieved by the fact that the proposed combustion chamber of a liquid-propellant rocket engine contains external and internal uncooled cylindrical casings installed coaxially and forming an annular combustion chamber, while the casings are interconnected using a mixing head containing triplet mixing elements evenly spaced around the circumference and ensuring impact jets of fuel components entering the annular combustion chamber, and a central body is fixed at the end of the outer casing, forming an annular critical section with the inner casing.

Предлагаемая конструкция камеры ЖРД за счет своих отличительных признаков обеспечивает решение поставленной технической задачи.The proposed design of the liquid-propellant rocket engine chamber, due to its distinctive features, provides a solution to the technical problem.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1 показан продольный разрез камеры ЖРД; на фиг. 2 - разрез А-А - поперечный разрез камеры ЖРД; на фиг. 3 - выносной элемент Б - продольный размер смесительной головки.The essence of the invention is illustrated by drawings, where in Fig. Figure 1 shows a longitudinal section of the liquid-propellant rocket engine chamber; in fig. 2 - section AA - cross-section of the liquid-propellant rocket engine chamber; in fig. 3 - remote element B - longitudinal size of the mixing head.

Камера ЖРД содержит наружный неохлаждаемый цилиндрический корпус 1, соединенный с помощью смесительной головки 2 с внутренним неохлаждаемым цилиндрическим корпусом 3. Корпуса 1 и 3 установлены коаксиально и образуют кольцевую камеру сгорания 4. На торце наружного корпуса 1 закреплено центральное тело 5, образующее с внутренним корпусом 3 кольцевое критическое сечение 6.The liquid-propellant rocket engine chamber contains an outer uncooled cylindrical housing 1, connected via a mixing head 2 to an internal uncooled cylindrical housing 3. Housings 1 and 3 are installed coaxially and form an annular combustion chamber 4. At the end of the outer housing 1, a central body 5 is fixed, forming with the inner housing 3 annular critical section 6.

Смесительная головка 2 содержит триплетные смесительные элементы 7, равномерно расположенные по окружности и обеспечивающие соударение струй компонентов топлива, поступающих в кольцевую камеру сгорания 4.Mixing head 2 contains triplet mixing elements 7, evenly spaced around the circumference and ensuring the collision of jets of fuel components entering the annular combustion chamber 4.

Предложенная камера ЖРД работает следующим образом.The proposed LRE chamber works as follows.

Компоненты топлива поступают в смесительную головку 2 и далее через триплетные смесительные элементы 7 направляются в кольцевую камеру сгорания 4, где они смешиваются между собой и сгорают. Образовавшиеся высокотемпературные продукты сгорания компонентов топлива направляются вдоль оси камеры ЖРД к критическому сечению 6, при прохождении через которое они меняют направление своего движения на противоположное. В полости, образованной центральным телом 5 и внутренним корпусом 3, происходит расширение высокотемпературных продуктов сгорания компонентов топлива. После чего они истекают в окружающую среду, создавая при этом тягу.The fuel components enter the mixing head 2 and then through the triplet mixing elements 7 are sent to the annular combustion chamber 4, where they mix with each other and burn. The resulting high-temperature combustion products of fuel components are directed along the axis of the liquid-propellant rocket engine chamber to the critical section 6, when passing through which they change the direction of their movement to the opposite. In the cavity formed by the central body 5 and the inner housing 3, the expansion of high-temperature combustion products of fuel components occurs. After which they flow into the environment, creating draft.

Использование предложенного технического решения позволит создать камеру ЖРД, имеющую достаточно высокое значение удельного импульса тяги при минимальных габаритных размерах.The use of the proposed technical solution will make it possible to create a liquid propellant rocket engine chamber with a fairly high specific thrust impulse with minimal overall dimensions.

Claims

A chamber of a liquid-propellant rocket engine containing outer and inner uncooled cylindrical casings installed coaxially and forming an annular combustion chamber, with the casings being interconnected by means of a mixing head containing triplet mixing elements evenly spaced around the circumference and ensuring the collision of jets of fuel components entering the an annular combustion chamber, and a central body is fixed at the end of the outer casing, forming an annular critical section with the inner casing.