RU2527825C1 - Low-thrust liquid-propellant rocket engine - Google Patents
Low-thrust liquid-propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2527825C1 RU2527825C1 RU2013110934/06A RU2013110934A RU2527825C1 RU 2527825 C1 RU2527825 C1 RU 2527825C1 RU 2013110934/06 A RU2013110934/06 A RU 2013110934/06A RU 2013110934 A RU2013110934 A RU 2013110934A RU 2527825 C1 RU2527825 C1 RU 2527825C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- deflector
- combustion chamber
- jet
- propellant rocket
- cylindrical surface
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Nozzles (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано в конструкции, в частности, жидкостных ракетных двигателях 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 являются в настоящее время одним из основных исполнительных органов в системе управления космических летательных аппаратов. Они служат для ориентации, стабилизации и коррекции летательных аппаратов в пространстве. Исходя из назначения ЖРДМТ и условий их эксплуатации к ним предъявляются специфические требования:The liquid propellant rocket engines are currently one of the main executive bodies in the control system of spacecraft. They serve to orient, stabilize and correct aircraft in space. Based on the purpose of the liquid propellant rocket engine and their operating conditions, specific requirements are imposed on them:
- многорежимности, обусловленной работой двигателя в непрерывном (длительностью до 103 с и более) и в различных импульсных режимах с минимальным временем включения (0,03 с и менее) и с различными паузами (от 0,03 с до нескольких суток). Импульсный режим может реализовываться в виде одиночных коротких включений двигателя с большими паузами между ними, посредством чередования коротких включений с паузами различной продолжительности, а также путем «связанных» включений при очень коротких паузах;- multi-mode, due to the operation of the engine in continuous (duration up to 10 3 s and more) and in various pulse modes with a minimum on time (0.03 s or less) and with various pauses (from 0.03 s to several days). The pulse mode can be realized in the form of single short engine starts with long pauses between them, by alternating short turns with pauses of various durations, as well as by “connected” turns on with very short pauses;
- большого ресурса по суммарному времени работы (до 50000 с и более);- a large resource for the total operating time (up to 50,000 s or more);
- большого ресурса по суммарному количеству (до 106) включений;- a large resource by the total number (up to 10 6 ) of inclusions;
- допущения любого сочетания времен включений и пауз;- assumptions of any combination of on and off times;
- высокой экономичности;- high profitability;
- высокой надежности при эксплуатации более 10 лет, для чего требуется обеспечения приемлемого теплового состояния двигателя как при его работе, так и в период длительного «молчания».- high reliability during operation for more than 10 years, which requires ensuring an acceptable thermal state of the engine both during its operation and during a long “silence”.
Выполнение перечисленных требований вызывает большие трудности при проектировании ЖРДМТ в планах организации смесеобразования и рабочего процесса сгорания компонентов топлива, обусловленные:The fulfillment of these requirements causes great difficulties in the design of liquid propellant rocket engines in the plans for the organization of mixture formation and the working process of combustion of fuel components, due to:
- малым расходом топлива;- low fuel consumption;
- малым числом элементов форсуночной головки;- a small number of elements of the nozzle head;
- невозможностью создания регенеративного охлаждения;- the impossibility of creating regenerative cooling;
- трудностью обеспечения равномерного распределения смешанного топлива по объему камеры сгорания;- the difficulty of ensuring a uniform distribution of mixed fuel throughout the volume of the combustion chamber;
- трудностью организации эффективного жидкофазного смесеобразования и обеспечения высокой полноты сгорания топлива.- the difficulty of organizing effective liquid-phase mixture formation and ensuring high completeness of fuel combustion.
Все приведенные особенности обуславливают проблемы в обеспечении приемлемого теплового состояния ЖРДМТ - запаса по температуре стенки камеры сгорания (особенно в районе критического сечения при наиболее теплонапряженных непрерывных включениях двигателя), неперегреве форсуночной головки и недопущения вскипания компонентов топлива в наиболее теплонапряженных импульсных режимах двигателя при реализации его высокой экономичности (JУД≥2950 м/с).All of these features cause problems in ensuring an acceptable thermal state of the liquid propellant liquid propellant rocket engine - margin on the temperature of the wall of the combustion chamber (especially in the critical section at the most heat-charged continuous engine starts), overheating of the nozzle head and preventing boiling of fuel components in the most heat-stressed pulse modes of the engine when its high profitability (J UD ≥2950 m / s).
Все это требует максимального участия топлива в охлаждении внутренней стенки камеры сгорания при проектировании ЖРДМТ.All this requires the maximum participation of fuel in cooling the internal wall of the combustion chamber during the design of liquid propellant rocket engines.
Анализируя достижения в области ракетного двигателестроения в России и за рубежом, можно сделать вывод, что одним из основных направлений для повышения надежности ЖРДМТ является применение тугоплавких камер сгорания с допустимой температурой стенки 1800°С и выше. В России наиболее распространенным материалом является сплав ниобия с тугоплавким дисилицидным покрытием MoSi2. В большинстве ЖРДМТ для поддержания приемлемого его теплового состояния, особенно в режиме длительных пауз, используется жидкостная система терморегулирования (СТР). Некоторые ЖРДМТ, которые не снабжаются СТР, имеют ограничения по циклограмме включений из-за перегрева форсуночной головки. Наличие СТР существенно ухудшает массовые характеристики двигательных установок в целом. Поэтому ставится задача создания конструкций ЖРДМТ, обеспечивающих автономно приемлемое тепловое состояние конструкций как при его работе, так и в период длительны пауз.Analyzing the achievements in the field of rocket engine manufacturing in Russia and abroad, we can conclude that one of the main directions for improving the reliability of liquid propellant rocket engines is the use of refractory combustion chambers with an allowable wall temperature of 1800 ° C and above. In Russia, the most common material is an alloy of niobium with a refractory disilicide coating MoSi 2 . In most liquid fuel rail engines, to maintain an acceptable thermal state, especially in the mode of long pauses, a liquid temperature control system (CTP) is used. Some liquid propellant liquid propellant rocket engines that are not equipped with a PAGE have limitations on the cycle of inclusions due to overheating of the nozzle head. The presence of STR significantly worsens the mass characteristics of propulsion systems in general. Therefore, the task is to create LREMT designs that provide an autonomously acceptable thermal state of structures both during its operation and during long periods of pause.
Применение ниобиевых сплавов с жаростойким покрытием позволяет решить эту задачу, однако вследствие более высоких рабочих температур и соответственно больших тепловых потоков в форсуночную головку требуют решения задачи по эффективному теплосъему корневой части камеры сгорания на длительных импульсных и непрерывных режимах.The use of niobium alloys with a heat-resistant coating allows us to solve this problem, however, due to higher operating temperatures and correspondingly higher heat fluxes to the nozzle head, they require solving the problem of efficient heat removal of the root part of the combustion chamber for long pulse and continuous modes.
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. Такое техническое решение наряду с положительным фактором, характеризующим качественный процесс смесеобразования, имеет недостаток в виде неустойчивости камерного процесса. Значительные по амплитуде колебания давления приводят к срыву пелены завесы охлаждения, росту температуры стенки камеры сгорания, что снижает надежность и ресурс работы камеры сгорания, ограничивает длительность непрерывной и импульсной работы.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. This technical solution, along with a positive factor characterizing the high-quality mixture formation process, has a disadvantage in the form of instability of the chamber process. Significant in amplitude pressure fluctuations lead to the breakdown of the veil of the cooling curtain, an increase in the temperature of the wall of the combustion chamber, which reduces the reliability and life of the combustion chamber, limits the duration of continuous and pulsed operation.
Техническое решение, заявленное фирмой «Thiokol Chemical Carp» 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. Это решение имеет следующий недостаток. Пелена компонента «О», образованная отражательным кольцом в виде отдельных «жгутов-легоментов», падает на пелену компонента «Г», имеющую тангенциальную закрутку, частично разрушает и затормаживает ее, что существенно ухудшает охлаждающее действие пелены.The technical solution claimed by Thiokol Chemical Carp in US Pat. No. 3,382,677 provides for the supply of component “G” through tangential openings or through inkjet with swirling on the wall and the supply of component “O” from the central channel through radial jet nozzles to the reflective ring. This solution has the following drawback. The shroud of the component “O”, formed by the reflective ring in the form of separate “bundles-moments”, falls on the shroud of the component “G”, having a tangential twist, partially destroys and slows it down, which significantly worsens the cooling effect of the shroud.
Известно техническое решение, заявленное фирмой ФРГ «Bölkow Gesellschaft», патент в США №3546883, во Франции №1578093, в Англии №1229628, обеспечивающее эффективный теплосъем корневой части камеры сгорания и надежное охлаждение камеры. Окислитель из кольцевого коллектора истекает через струйные форсунки под углом на цилиндрическую камеру сгорания. На растекающиеся пелены, имеющие большую составляющую энергии в осевом направлении, падает создаваемая конусом распыла осевой центробежной форсунки пелена горючего. От места контакта пелены текут вместе вдоль стенки камеры сгорания, осуществляя жидкофазное перемешивание компонентов по всему периметру камеры и одновременно участвуя в ее охлаждении. Испытания опытных образцов, выполненные по указанной выше конструкции, выявили следующие недостатки: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, which provides effective heat removal of the root part of the combustion chamber and reliable cooling of the chamber. The oxidizing agent from the annular collector flows out through the jet nozzles at an angle to the cylindrical combustion chamber. On the spreading shroud, having a large component of energy in the axial direction, the shroud of the fuel shroud created by the spray cone of the axial centrifugal nozzle falls. From the point of contact, shrouds flow together along the wall of the combustion chamber, carrying out liquid-phase mixing of the components around the entire perimeter of the chamber and simultaneously participating in its cooling. Tests of prototypes, performed according to the above design, revealed the following disadvantages:
- при работе двигателя в длительных включениях на компонентах с температурой, близкой к верхнему пределу, заданному техническим заданием, наблюдается значительное падение расхода окислителя;- when the engine is running in long-term starts on components with a temperature close to the upper limit specified by the technical specifications, a significant decrease in the oxidizer consumption is observed;
- на длительных включениях в импульсном режиме в определенных сочетаниях времен включений и пауз наблюдается значительный рост температуры головки, что приводит к падению расхода окислителя и соответственно надежности двигателя.- on long-term starts in the pulse mode in certain combinations of turn-on and pause times, a significant increase in the head temperature is observed, which leads to a decrease in the oxidizer consumption and, accordingly, the engine reliability.
В известном ЖРДМТ на самовоспламеняющемся двухкомпонентном топливе, взятом за прототип изобретения, (см. научно-технический журнал «Космонавтика и ракетостроение», ЦНИИМАШ, 2009, №5 (57), с.171, рис.1), содержащем неохлаждаемую камеру сгорания, смесительную головку с внутренним днищем, осевой центробежной форсункой, периферийным поясом струйных форсунок и кольцевым коническим дефлектором, образующая которого расположена под острым углом к образующей стенки камеры сгорания, а его кромка расположена на уровне среза центробежной форсунки. Согласно этому решению окислитель через струйные форсунки попадает на конический дефлектор, на котором струя преобразуется в первичную пелену, стекающую с кромки дефлектора, и, попадая на внутреннюю стенку камеры сгорания, преобразуется в пелену вторичного растекания. Таким образом, струи окислителя преобразовываются в пелены, 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 форсуночной головки. Установка дефлектора позволяет существенно снизить тепловой поток в головку от излучения факела горения в камере сгорания, поскольку кольцевой дефлектор закрывает значительную часть днища головки, а сам охлаждается окислителем. Однако такая схема смешения требует применения конструктивных мер к повышению стабильности формирования пленок окислителя и горючего.In the well-known liquid propellant liquid propellant rocket engine using a self-igniting two-component fuel, taken as a prototype of the invention (see the scientific and technical journal Cosmonautics and Rocket Engineering, TsNIIMASH, 2009, No. 5 (57), p.171, Fig. 1), containing an uncooled combustion chamber, a mixing head with an internal bottom, an axial centrifugal nozzle, a peripheral belt of jet nozzles and an annular conical deflector, the generatrix of which is located at an acute angle to the generatrix of the combustion chamber wall, and its edge is located at the cutoff level of the centrifugal nozzle. According to this solution, the oxidizer through the jet nozzles enters a conical deflector, on which the jet is converted into a primary sheet, flowing down from the edge of the deflector, and, falling on the inner wall of the combustion chamber, is converted into a secondary spreading sheet. Thus, the jet of oxidizer is converted into shroud, 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: oxidizer and fuel, gets on 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 nozzle head. The installation of the deflector can significantly reduce the heat flux into the head from the radiation of the combustion torch in the combustion chamber, since the annular deflector covers a significant part of the bottom of the head and is cooled by the oxidizing agent. However, this mixing scheme requires the use of constructive measures to increase the stability of the formation of oxidizer and fuel films.
Недостаток решения по прототипу заключается в увеличении габаритов и массы при соблюдении такого конструктивного исполнения для ЖРДМТ больших значений тяги из-за большего диаметра камеры и, следовательно, большей длины пролета пленки конуса распыла осевой центробежной форсунки до встречи со стенкой камеры сгорания. При этом значительно увеличивается и пробег пленок окислителя по стенке камеры, что может привести, из-за влияния трения, к уменьшению интенсивности движения пленок и, следовательно, к ухудшению эффективности жидкофазного смешения компонентов. Исполнение дефлектора по прототипу может также привести к проявлению нестабильности формирования пленок окислителя и нестабильности работы и, следовательно, ухудшению параметров ЖРДМТ, особенно на форсированных режимах вследствие повышенного расхода окислителя в «затылочную» область пленки (в противоположную сторону от направления ее движения) и возможного влияния его на падающую струю окислителя.The disadvantage of the solution according to the prototype is to increase the dimensions and weight, while observing such a design for liquid propellant rocket engines of large thrust due to the larger diameter of the chamber and, consequently, the longer span of the film of the spray cone of the axial centrifugal nozzle until it meets the wall of the combustion chamber. At the same time, the path of the oxidizer films along the chamber wall increases significantly, which can lead, due to the influence of friction, to a decrease in the intensity of motion of the films and, consequently, to a deterioration in the efficiency of liquid-phase mixing of the components. The execution of the deflector according to the prototype may also lead to instability of the formation of oxidizer films and instability of work and, consequently, to the deterioration of the parameters of the liquid fuel rail engine, especially in forced modes due to the increased consumption of the oxidizer in the “occipital” region of the film (in the opposite direction from the direction of its movement) and possible influence him on the falling stream of oxidizing agent.
Изобретение направлено на повышение стабильности работы ЖРДМТ и, следовательно, улучшения его параметров, а так же уменьшения его габаритов и массы.The invention is aimed at increasing the stability of the liquid propellant rocket engine and, consequently, improving its parameters, as well as reducing its dimensions and mass.
Этот технический результат достигается тем, что в известном ЖРДМТ на двухкомпонентном топливе, содержащем неохлаждаемую камеру сгорания, смесительную головку с внутренним днищем, осевую центробежную форсунку, периферийные струйные форсунки и кольцевой конический дефлектор между ними, в отличие от прототипа 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.This technical result is achieved by the fact that in the known liquid propellant liquid propellant rocket engine on an uncooled combustion chamber, a mixing head with an internal bottom, an axial centrifugal nozzle, peripheral jet nozzles and an annular conical deflector between them, in contrast to the prototype, the section of the centrifugal nozzle is deepened from the outlet the deflector forming surface towards the peripheral belt of the jet nozzles, while the conical surface of the deflector in its root part smoothly passes into cylin a surface that is coaxial with the deflector and smoothly transitions to the inverse cone, the sharp edge of the generatrix of which is bounded by a cylindrical surface with a diameter smaller than the diameter of the peripheral belt of the jet nozzles.
На чертеже Фиг.1 показан пример исполнения ЖРДМТ по изобретению. На Фиг.2 представлены пелены, стекающие с кромки дефлектора, выполненного по прототипу. На Фиг.3 - пелены, стекающие с кромки дефлектора, выполненного по изобретению.In the drawing of Fig. 1 shows an example of the performance of the liquid propellant rocket engine according to the invention. Figure 2 presents the shroud draining from the edge of the deflector made according to the prototype. Figure 3 - shroud draining from the edge of the deflector made according to the invention.
ЖРДМТ содержит неохлаждаемую камеру 1, смесительную головку с внутренним днищем 2, осевую центробежную форсунку 3, периферийный пояс струйных форсунок 4, кольцевой конический дефлектор 5, расположенный между ними. В отличие от прототипа срез центробежной форсунки 6 углублен от выходной кромки 7 образующей поверхности дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок 4. Это позволяет уменьшить габариты и вес камеры сгорания, особенно для ЖРДМТ больших тяг, например тягой более 100 Н, за счет обеспечения попадания пленки конуса распыла горючего от центробежной форсунки 3 на внутреннюю стенку камеры сгорания ближе к смесительной головке 2. Такое конструктивное решение также позволяет обеспечить пробег пленок окислителя на внутренней стенке камеры сгорания до места встречи с пленкой горючего без значительного ухудшения интенсивности ее движения вследствие влияния трения. Большой пробег приводит к уменьшению количества движения пленок окислителя из-за потерь на трение, что в свою очередь ухудшает эффективность жидкофазного смешения компонентов топлива, а следовательно, и к ухудшению его параметров. В отличие от прототипа коническая поверхность дефлектора в своей корневой части плавно переходит в цилиндрическую поверхность 8, соосную с дефлектором, которая в свою очередь плавно переходит в обратный конус 9, острая кромка 10 которого ограниченна цилиндрической поверхностью 11 диаметром DOK, меньшим диаметра DФ расположения периферийного пояса струйных форсунок 4.The liquid propellant liquid propellant rocket engine contains an
При попадании струй окислителя на поверхность конического дефлектора 5 окислитель преобразуется в первичную пленку, растекаясь от центра давления струи 12, в том числе в направлении «затылочной» области, направленной в сторону форсуночной головки. При работе ЖРДМТ, особенно на форсированном режиме, расход в «затылочную» область увеличивается и в конструктивном исполнении прототипа влияет на стабильность формообразования пленок, что в сою очередь влияет на эффективность жидкофазного смешения компонентов топлива, а следовательно, и на его параметры. Это наглядно видно на Фиг.2 и Фиг.3. При выполнении дефлектора по предлагаемому изобретению пленки формируются на его поверхности более стабильно, что приводит к большей стабильности работы ЖРДМТ и улучшает его параметры.When the oxidizing jets hit the surface of the
Экспериментальная проверка опытных образцов ЖРДМТ тягой 400, выполненных по заявленному изобретению, проведенная на предприятии-заявителе, в диапазоне входных давлений от 8 до 28 кг/см2, что соответствует по тяге от 170 до 520 Н, показала стабильную устойчивую работу ЖРДМТ без колебаний и забросов давления в камере сгорания (ЖРДМТ, выполненные по прототипу, часто имеют значительные (до 30…40%) колебания давления в камере сгорания). Температура стенки камеры сгорания не превышала 1200°С (при допустимой 1800°С), температура форсуночной головки не превышала 35°С. Значение удельного импульса в номинальных условиях составило 309 с. Срез центробежной форсунки углублен от выходной кромки дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок на 12 мм.An experimental verification of prototypes of liquid-propellant liquid propellant rocket engines with a thrust of 400 made according to the claimed invention, carried out at the applicant plant, in the input pressure range from 8 to 28 kg / cm 2 , which corresponds to a thrust from 170 to 520 N, showed stable stable operation of the liquid propellant rocket engine without oscillations and pressure surges in the combustion chamber (LREMT, made according to the prototype, often have significant (up to 30 ... 40%) pressure fluctuations in the combustion chamber). The temperature of the wall of the combustion chamber did not exceed 1200 ° C (at a permissible 1800 ° C), the temperature of the nozzle head did not exceed 35 ° C. The specific impulse value under nominal conditions was 309 s. The section of the centrifugal nozzle is deepened from the outlet edge of the deflector towards the peripheral belt of the jet nozzles by 12 mm.
Таким образом, заявленная совокупность признаков позволяет повысить стабильность и устойчивость работы ЖРДМТ без колебаний и забросов давления в камере сгорания, обеспечить высокий удельный импульс (JУД=309 с, у прототипа не выше 290 с) при обеспечении приемлемого теплового состояния ЖРДМТ, а также сократить габариты и массу ЖРДМТ.Thus, the claimed combination of features allows to increase the stability and stability of the liquid propellant rocket engine without fluctuations and pressure spikes in the combustion chamber, to provide a high specific impulse (J UD = 309 s, for the prototype no higher than 290 s) while ensuring an acceptable thermal state of the liquid propellant rocket engine, and also to reduce dimensions and weight of liquid propellant rocket engines.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013110934/06A RU2527825C1 (en) | 2013-03-12 | 2013-03-12 | Low-thrust liquid-propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013110934/06A RU2527825C1 (en) | 2013-03-12 | 2013-03-12 | Low-thrust liquid-propellant rocket engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2527825C1 true RU2527825C1 (en) | 2014-09-10 |
| RU2013110934A RU2013110934A (en) | 2014-09-20 |
Family
ID=51540132
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013110934/06A RU2527825C1 (en) | 2013-03-12 | 2013-03-12 | Low-thrust liquid-propellant rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2527825C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2577908C1 (en) * | 2014-11-05 | 2016-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Low-thrust liquid-propellant engine |
| RU2655888C2 (en) * | 2015-05-05 | 2018-05-29 | Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (ФГУП "НИИМаш") | Low-thrust liquid-propellant engine chamber |
| RU2681564C1 (en) * | 2016-07-12 | 2019-03-11 | Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (АО "НИИМаш") | Mixing head of liquid rocket thruster |
| CN114562389A (en) * | 2022-03-21 | 2022-05-31 | 唐虎 | Liquid rocket engine needle-bolt type injector with stable flow structure |
Citations (4)
| 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 |
| RU2192555C2 (en) * | 2000-06-22 | 2002-11-10 | Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения | Chamber of liquid propellant thruster |
| EP2143929A1 (en) * | 2008-07-11 | 2010-01-13 | Snecma | Monoprollant injection device with flow modulation and stable injection speed |
-
2013
- 2013-03-12 RU RU2013110934/06A patent/RU2527825C1/en not_active IP Right Cessation
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 |
| RU2041375C1 (en) * | 1990-02-28 | 1995-08-09 | Научно-исследовательский институт машиностроения | Combustion chamber for liquid low-thrust rocket engine |
| RU2192555C2 (en) * | 2000-06-22 | 2002-11-10 | Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения | Chamber of liquid propellant thruster |
| EP2143929A1 (en) * | 2008-07-11 | 2010-01-13 | Snecma | Monoprollant injection device with flow modulation and stable injection speed |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Журнал "Космонавтика и ракетостроение", ЦНИИМАШ, 2009, N5(57), с.171, рис.1. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2577908C1 (en) * | 2014-11-05 | 2016-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Low-thrust liquid-propellant engine |
| RU2655888C2 (en) * | 2015-05-05 | 2018-05-29 | Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (ФГУП "НИИМаш") | Low-thrust liquid-propellant engine chamber |
| RU2681564C1 (en) * | 2016-07-12 | 2019-03-11 | Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (АО "НИИМаш") | Mixing head of liquid rocket thruster |
| CN114562389A (en) * | 2022-03-21 | 2022-05-31 | 唐虎 | Liquid rocket engine needle-bolt type injector with stable flow structure |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2013110934A (en) | 2014-09-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2527825C1 (en) | Low-thrust liquid-propellant rocket engine | |
| EP2900974B1 (en) | Flow modifier for combustor fuel nozzle tip | |
| US9765969B2 (en) | Counter swirl doublet combustor | |
| WO2014148567A1 (en) | Combustor and gas turbine | |
| CN104234870A (en) | Slotted coaxial pintle type injector thrust chamber | |
| US10704517B2 (en) | Combustion chamber and a combustion chamber fuel injector seal | |
| RU2007142117A (en) | LOW ROCKET MISSION ENGINE | |
| RU2577908C1 (en) | Low-thrust liquid-propellant engine | |
| US20170328568A1 (en) | Fuel lance with means for interacting with a flow of air and improve breakage of an ejected liquid jet of fuel | |
| RU2724069C1 (en) | Low-thrust rocket engine on non-self-inflammable liquid fuel and gaseous oxidant | |
| JP6898335B2 (en) | Injector element with igniter | |
| RU2535596C1 (en) | Method of organising of working process in combustion chamber of low thrust liquid fuel rocket motor | |
| RU54102U1 (en) | LOW-THREAD LIQUID ROCKET ENGINE CAMERA | |
| RU2641323C1 (en) | Low-thrust liquid-propellant rocket engine | |
| JP2010054142A (en) | Combustor | |
| RU2581308C2 (en) | Chamber of liquid rocket engine | |
| RU2481495C1 (en) | Coaxial spray injector | |
| KR102089300B1 (en) | Device to correct flow non-uniformity within a combustion system | |
| RU2482320C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber | |
| RU2558489C2 (en) | Combustion chamber of low-thrust liquid-propellant engine | |
| CN110529289B (en) | Anti-backfire nozzle and liquid rocket engine with same | |
| EP2757242A1 (en) | Injector element for rocket engines | |
| RU2727736C1 (en) | Low-thrust liquid-propellant engine chamber | |
| RU2480609C1 (en) | Coaxial spray injector | |
| RU2482317C1 (en) | Method for supplying fuel components to liquid-propellant engine chamber |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20210205 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20210313 |