RU2170841C1 - Liquid-propellant rocket engine combustion chamber mixing head - Google Patents
Liquid-propellant rocket engine combustion chamber mixing head Download PDFInfo
- Publication number
- RU2170841C1 RU2170841C1 RU99124002A RU99124002A RU2170841C1 RU 2170841 C1 RU2170841 C1 RU 2170841C1 RU 99124002 A RU99124002 A RU 99124002A RU 99124002 A RU99124002 A RU 99124002A RU 2170841 C1 RU2170841 C1 RU 2170841C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- channels
- liquid
- mixing head
- combustion
- mixing
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 36
- 239000003380 propellant Substances 0.000 title claims abstract description 7
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims abstract description 33
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 27
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 6
- 238000010276 construction Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 3
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 2
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 2
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 2
- 238000006386 neutralization reaction Methods 0.000 description 2
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 2
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 2
- 229910000881 Cu alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- VNNRSPGTAMTISX-UHFFFAOYSA-N chromium nickel Chemical compound [Cr].[Ni] VNNRSPGTAMTISX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000004020 conductor Substances 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 238000009432 framing Methods 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 description 1
- 230000035699 permeability Effects 0.000 description 1
- 238000005476 soldering Methods 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 238000009827 uniform distribution Methods 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области жидкостных реактивных двигателей, применяемых в ракетной технике; оно может быть использовано в авиационной технике и в агрегатах промышленной энергетики. The invention relates to the field of liquid propellant engines used in rocket technology; It can be used in aircraft and in industrial power units.
Известна смесительная головка жидкостного реактивного двигателя J-2, имеющая силовое днище и двухкомпонентные форсунки, в которых смешиваются коаксиальные потоки горючего и окислителя, (см. Неустойчивость горения в ЖРД. Под ред. Д.Т. Харье и Ф.Г. Рирдона. М.: Мир, 1975, рис. 7.41, с. 496). Такое устройство смесительной головки не обеспечивает эффективного смешения и не приводит к полному сгоранию компонентов топлива. Процесс горения в камере с такой смесительной головкой устойчив не на всех режимах работы. Known mixing head of a liquid-propellant jet engine J-2, having a power bottom and two-component nozzles in which coaxial flows of fuel and oxidizer are mixed (see. Instability of combustion in the liquid propellant rocket engine. Edited by D.T. Harje and F.G. Reardon. M .: Mir, 1975, Fig. 7.41, p. 496). Such a device of the mixing head does not provide effective mixing and does not lead to complete combustion of the fuel components. The combustion process in a chamber with such a mixing head is not stable at all operating modes.
Известна также смесительная головка камеры сгорания посадочного лунного корабля, представляющая собой коаксиально расположенные кольцевые каналы, установленные на днище, потоки окислителя и горючего, из которых при истечении сталкиваются между собой, образуя реагирующую топливную смесь, (см. Неустойчивость горения в ЖРД. Под ред. Д.Т. Харье и Ф.Г. Рирдона; М.: Мир, 1975, рис. 7. 50, с. 507). В такой смесительной головке при взаимодействии потоков компонентов топлива не для всех топлив достигаются условия для полного сгорания и получения необходимого удельного импульса. Кроме того, устойчивость процесса горения в камере с такой смесительной головкой оказывается недостаточно стабильной. Also known is the mixing head of the combustion chamber of the landing lunar ship, which is a coaxially located annular channels mounted on the bottom, flows of oxidizer and fuel, from which, when they expire, they collide with each other, forming a reactive fuel mixture, (see Combustion instability in LRE. Ed. D.T. Harje and F.G. Reardon; M .: Mir, 1975, Fig. 7.50, p. 507). In such a mixing head, when the flows of fuel components interact, not for all fuels conditions are achieved for complete combustion and the required specific impulse. In addition, the stability of the combustion process in a chamber with such a mixing head is not stable enough.
Задачей настоящего изобретения является обеспечение практически полного сгорания различных видов топлив, устойчивости горения в широком диапазоне изменения режимов работы с одновременным обеспечением стойкости конструкции к термическому воздействию продуктов сгорания. The objective of the present invention is to provide almost complete combustion of various types of fuels, combustion stability in a wide range of modes of operation, while ensuring structural stability to the thermal effects of combustion products.
Сущность изобретения заключается в том, что в смесительную головку камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащую корпус с днищем и установленные на нем втулки, зазоры между которыми образуют кольцевые каналы подвода жидкого и газообразного компонентов, введены смесительные элементы, закрепленные на выходных торцах втулок, каждый смесительный элемент состоит из двух концентрически соединенных между собой колец, на одной из внутренних поверхностей которых выполнены две винтовые нарезки, с образованием коллектора между ними; коллектор соединен наклонными отверстиями с каналами подвода газообразного компонента, причем, наклонные отверстия, выполненные на противоположных стенках газового канала, равномерно смещены относительно друг друга, а на входе в каналы газообразного компонента выполнены дросселирующие отверстия. The essence of the invention lies in the fact that in the mixing head of the combustion chamber of a liquid propellant rocket engine, comprising a housing with a bottom and bushings mounted on it, gaps between which form annular channels for supplying liquid and gaseous components, mixing elements are introduced, fixed to the output ends of the bushings, each mixing the element consists of two rings concentrically interconnected, on one of the inner surfaces of which two screw threads are made, with the formation of a collector between E; the collector is connected by inclined holes to the supply channels of the gaseous component, moreover, the inclined holes made on opposite walls of the gas channel are uniformly offset from each other, and throttling holes are made at the entrance to the channels of the gaseous component.
Улучшение полноты сгорания и устойчивости процесса горения в широком диапазоне режимов работы осуществляется введением смесительного элемента, выполненного указанным образом. Improving the completeness of combustion and the stability of the combustion process in a wide range of operating modes is carried out by introducing a mixing element made in this way.
Первая винтовая нарезка по потоку горючего обеспечивает, во-первых, стойкость поверхности канала от термического воздействия горения в канале, во-вторых, турбулизируя из-за закрутки поток горючего перед отверстиями, создает условия для их более интенсивного разрушения поперечным потоком газа. The first screw cutting along the fuel flow provides, firstly, the resistance of the channel surface from the thermal effects of combustion in the channel, and secondly, turbulence due to swirling the fuel flow in front of the holes, creates conditions for their more intense destruction by the transverse gas flow.
Подача горючего в каналы газообразного компонента из наклонных отверстий с обеих сторон газового канала производится так, чтобы максимальным образом заполнить его сечение распыленным жидким компонентом. Из опыта отработки камер известно, что полнота сгорания в данном случае напрямую зависит от равномерности заполнения газового канала факелами распыла горючего. Поэтому оси отверстий жидкого компонента на противоположных сторонах газового канала равномерно смещаются относительно друг друга, чтобы создать условия для максимального заполнения сечения газового канала факелами распыла жидкого компонента. The supply of fuel to the channels of the gaseous component from inclined openings on both sides of the gas channel is carried out so as to maximize its cross-sectionalization with the atomized liquid component. From the experience of working out the chambers, it is known that the completeness of combustion in this case directly depends on the uniformity of the filling of the gas channel with fuel spray torches. Therefore, the axes of the holes of the liquid component on opposite sides of the gas channel are uniformly shifted relative to each other in order to create conditions for the maximum filling of the cross section of the gas channel with spray torches of the liquid component.
Повышению полноты сгорания благоприятствует также подача части горючего через торец смесительного элемента посредством винтовой нарезки. В результате окислительный газ, находящийся в обратном токе перед торцом канала горючего, также реагирует с необходимым количеством горючего. Кроме того, подача части горючего через торец канала обеспечивает стойкость конструкции головки от термического воздействия горения струй горючего. Improving the completeness of combustion is also favored by the supply of part of the fuel through the end face of the mixing element by means of screw cutting. As a result, the oxidizing gas located in the reverse current in front of the end of the fuel channel also reacts with the required amount of fuel. In addition, the supply of part of the fuel through the end of the channel ensures the stability of the head structure from the thermal effects of the combustion of fuel jets.
Дросселирующие отверстия, введенные в газовые каналы на их входе, в силовом днище головки, обеспечивают специальное увеличение гидравлического сопротивления газового канала, обеспечивая тем самым необходимое распределение расходов газа по газовым каналам. В этом случае обеспечивается нейтрализация различных величин тепловых сопротивлений от горения струй жидкого компонента от канала к каналу. The throttling holes introduced into the gas channels at their inlet, in the power bottom of the head, provide a special increase in the hydraulic resistance of the gas channel, thereby ensuring the necessary distribution of gas flow through the gas channels. In this case, the neutralization of various values of thermal resistance from combustion of the jets of the liquid component from channel to channel is ensured.
Технический результат введения этих элементов смесеобразования в итоге заключается в том, что в данном устройстве смесительной головки образуются наиболее благоприятные условия для смешения и горения газообразного и жидкого компонентов топлива. Опыт отработки этой смесительной головки в составе газожидкостной камеры двигателя, работающего с дожиганием генераторного газа в камере, показывает, что достигается практически полное сгорание компонентов топлива при устойчивом процессе горения на любом режиме работы, и одновременно обеспечивается стойкость конструкции смесительной головки к термическому воздействию продуктов сгорания. The technical result of introducing these elements of the mixture formation in the end lies in the fact that in this device of the mixing head the most favorable conditions are formed for mixing and burning of the gaseous and liquid components of the fuel. Experience in working out this mixing head as part of a gas-liquid chamber of an engine operating with afterburning of the generator gas in the chamber shows that almost complete combustion of the fuel components is achieved with a stable combustion process in any operating mode, and at the same time, the design of the mixing head is resistant to the thermal effects of combustion products.
Следует отметить, что такое устройство смесительной головки камеры, обладая более высокой проницаемостью газовых каналов по сравнению с форсуночной головкой, например, головкой камеры двигателя лунного модуля, более благоприятно с точки зрения обеспечения устойчивого горения в камере на различных режимах ее работы. Опыт эксплуатации камеры с такой головкой показал, что процесс горения в камере устойчив практически на всех возможных режимах. It should be noted that such a device of the mixing head of the chamber, having a higher permeability of gas channels in comparison with the nozzle head, for example, the head of the chamber of the engine of the lunar module, is more favorable from the point of view of ensuring stable combustion in the chamber at various modes of its operation. The operating experience of a chamber with such a head showed that the combustion process in the chamber is stable in almost all possible modes.
Суть изобретения поясняется чертежами. The essence of the invention is illustrated by drawings.
Фиг. 1- общий вид смесительной головки;
фиг. 2 - смесительный элемент и газовый канал;
фиг. 3 - вид А на смесительную головку;
фиг. 4 - вид на отверстия жидкого компонента, расположенные со смещением.FIG. 1- general view of the mixing head;
FIG. 2 - a mixing element and a gas channel;
FIG. 3 - view A of the mixing head;
FIG. 4 is a view of the holes of the liquid component located with offset.
Смесительная головка включает в себя силовое днище (1), связанное с диффузором (2) подачи газообразного компонента, выполненное, например, из хромоникелевой стали Х18Н9Т, в котором выполняются дросселирующие отверстия газовых каналов (3). К силовому днищу прикрепляются концентрически расположенные втулки (4), выполненные, например, также из Х18Н9Т, образующие концентрически расположенные каналы жидкого (5) и газообразного (6) компонентов. Втулки, образующие каналы жидкого компонента, соединены между собой перепускными каналами (7), в данном случае выполненными в виде сплющенных трубок. К торцам втулок присоединяются путем пайки или сварки смесительные элементы, состоящие из двух соединенных между собой концентрических колец (8), выполненные из теплопроводного материала, например из медного сплава М-1, содержащие винтовые нарезки (9,10) с образованием коллектора (11) и сквозные отверстия (12). Первая винтовая нарезка (9) по потоку жидкости пропускает весь расход жидкого компонента через данный канал. Поток жидкого компонента через нее одновременно снимает некоторое количество тепла, выделяющееся при горении струй жидкого компонента в газовом канале, и тем самым обеспечивает стойкость конструкции. Одновременно, закрутка потока этой винтовой нарезкой турбулизирует поток жидкого компонента перед сквозными отверстиями горючего (12), создавая тем самым условия для более быстрого разрушения струй жидкости в сносящем потоке газа. The mixing head includes a power bottom (1) connected to the diffuser (2) for supplying the gaseous component, made, for example, of X18H9T chromium-nickel steel, in which the throttling holes of the gas channels (3) are made. Concentrically arranged bushings (4) are attached to the power bottom, made, for example, also of X18H9T, forming concentrically located channels of the liquid (5) and gaseous (6) components. The bushings forming the channels of the liquid component are interconnected bypass channels (7), in this case made in the form of flattened tubes. Mixing elements are joined to the ends of the bushings by soldering or welding, consisting of two concentric rings interconnected (8), made of a heat-conducting material, for example, copper alloy M-1, containing screw threads (9.10) to form a collector (11) and through holes (12). The first screw thread (9) through the fluid flow passes the entire flow rate of the liquid component through this channel. The flow of the liquid component through it simultaneously removes a certain amount of heat released during the combustion of the jets of the liquid component in the gas channel, and thereby ensures the stability of the structure. At the same time, swirling the flow with this screw thread turbulizes the flow of the liquid component in front of the through holes of the fuel (12), thereby creating conditions for more rapid destruction of the liquid jets in the carrying gas flow.
Наклонные отверстия жидкого компонента (12), выходящие в газовые каналы, могут быть как нормальными к направлению газового потока, так и наклонными (как показано на фиг. 2) в соответствии с необходимостью правильного внедрения потока жидкого компонента в поток газа. Подача жидкого компонента с обеих сторон газового канала благоприятствует получению максимально равномерного распределения горючего по сечению газового канала. Этому благоприятствует также смещение отверстий на противоположных стенках газового канала равномерно относительно друг друга. The inclined openings of the liquid component (12) exiting into the gas channels can be either normal to the direction of the gas flow or inclined (as shown in Fig. 2) in accordance with the need for the correct introduction of the flow of the liquid component into the gas flow. The supply of the liquid component on both sides of the gas channel favors the obtaining of the most uniform distribution of fuel over the cross section of the gas channel. This is also favored by the displacement of the holes on the opposite walls of the gas channel uniformly relative to each other.
Вторая винтовая нарезка (10) пропускает через себя расход жидкого компонента, составляющий не более 20% от всего расхода жидкого компонента через данный канал. На выходе из этой нарезки закрученный поток жидкого компонента реагирует с газообразным компонентом, находящимся у торца канала (13). Тем самым обеспечивается выгорание и этого количества газа. The second screw thread (10) passes through the flow rate of the liquid component, which is no more than 20% of the total flow rate of the liquid component through this channel. At the exit from this cut, the swirling flow of the liquid component reacts with the gaseous component located at the end of the channel (13). This ensures the burnout of this amount of gas.
Работает данное устройство смесительной головки следующим образом. Газообразный компонент из газовода от турбины поступает во входной диффузор (2) смесительной головки, протекает через дросселирующие отверстия (3) и поступает в каналы газообразного компонента (6). При движении по ним газ выравнивает неоднородности поля скоростей, возникающие после обтекания перепускных каналов горючего (7). При дальнейшем движении газообразный компонент разрушает поперечные струи жидкого компонента, вытекающие из отверстий (12) с обеих сторон газового канала (6). Образующаяся в результате взаимодействия потоков обоих компонентов топливная смесь горит в непосредственной близости от отверстий жидкого компонента (12), образуя, как правило, у отверстий следы якорного горения, обрамляющие отверстия жидкости. Возникающее интенсивное горение компонентов топлива в газовых каналах образует значительное тепловое сопротивление потоку газа, значение которого может составлять от канала к каналу 0,5-0,75 кг/см2. Нейтрализация этой разности сопротивлений на распределение расходов газа по каналам производится путем специального увеличения гидравлического сопротивления течению газа до 4-5 кгс/см2; для чего на входе в газовые каналы вводятся специальные дросселирующие отверстия (3).This device operates the mixing head as follows. The gaseous component from the gas duct from the turbine enters the inlet diffuser (2) of the mixing head, flows through the throttling holes (3) and enters the channels of the gaseous component (6). When moving along them, the gas equalizes the inhomogeneities of the velocity field that arise after the flow around the bypass channels of the fuel (7). With further movement, the gaseous component destroys the transverse jets of the liquid component flowing from the holes (12) on both sides of the gas channel (6). The fuel mixture resulting from the interaction of the flows of both components burns in the immediate vicinity of the holes of the liquid component (12), forming, as a rule, at the holes traces of anchor combustion, framing the holes of the liquid. The resulting intense combustion of the fuel components in the gas channels forms a significant thermal resistance to the gas flow, the value of which can be from 0.5 to 0.75 kg / cm 2 from the channel to the channel. The neutralization of this difference in resistance to the distribution of gas flow through the channels is carried out by a special increase in hydraulic resistance to gas flow to 4-5 kgf / cm 2 ; why special throttling holes (3) are introduced at the entrance to the gas channels.
Жидкий компонент поступает в каналы из входного коллектора (на чертеже не показан) смесительной головки через перепускные каналы (7), соединяющие одновременно втулки (4), образующие каналы головки. В каждом канале жидкий компонент протекает через первую винтовую нарезку (9), после чего основной его расход истекает в газовые каналы (6), сгорая там в газообразном компоненте. Остальная часть жидкого компонента истекает в камеру через вторую винтовую нарезку (10) и сгорает с газообразным компонентом, находящимся у торцов каналов (13). The liquid component enters the channels from the inlet manifold (not shown) of the mixing head through the bypass channels (7) connecting simultaneously the bushings (4) forming the channel of the head. In each channel, the liquid component flows through the first screw thread (9), after which its main flow flows into the gas channels (6), burning there in the gaseous component. The rest of the liquid component flows into the chamber through the second screw thread (10) and burns with the gaseous component located at the ends of the channels (13).
Таким образом, совокупность новых признаков, отсутствующих в известных технических решениях, позволяет достичь практически полного сгорания компонентов топлива в камере газожидкостного ракетного двигателя при устойчивом процессе горения на всех режимах работы и обеспечить стойкость конструкции к термическому воздействию продуктов сгорания. Thus, the combination of new features that are absent in the known technical solutions, allows to achieve almost complete combustion of the fuel components in the chamber of a gas-liquid rocket engine with a stable combustion process in all operating modes and to ensure the design's resistance to the thermal effects of combustion products.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99124002A RU2170841C1 (en) | 1999-11-15 | 1999-11-15 | Liquid-propellant rocket engine combustion chamber mixing head |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99124002A RU2170841C1 (en) | 1999-11-15 | 1999-11-15 | Liquid-propellant rocket engine combustion chamber mixing head |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2170841C1 true RU2170841C1 (en) | 2001-07-20 |
Family
ID=20226968
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU99124002A RU2170841C1 (en) | 1999-11-15 | 1999-11-15 | Liquid-propellant rocket engine combustion chamber mixing head |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2170841C1 (en) |
Cited By (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2265748C1 (en) * | 2004-04-27 | 2005-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр им. М.В. Келдыша" | Mixing element for burner plate of chamber of liquid-propellant engine |
| RU2324835C1 (en) * | 2006-10-12 | 2008-05-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" | Mixer head of liquid propellant system and method of providing of its specified flow-tension |
| RU2445494C1 (en) * | 2011-03-24 | 2012-03-20 | Владимир Викторович Черниченко | Liquid-propellant engine chamber |
| RU2445499C1 (en) * | 2011-03-24 | 2012-03-20 | Владимир Викторович Черниченко | Liquid-propellant engine chamber mixing head |
| RU2445493C1 (en) * | 2011-03-24 | 2012-03-20 | Владимир Викторович Черниченко | Liquid-propellant engine chamber mixing head |
| RU2490505C1 (en) * | 2012-06-27 | 2013-08-20 | Владимир Викторович Черниченко | Liquid-propellant engine chamber |
| RU2493409C1 (en) * | 2012-06-27 | 2013-09-20 | Владимир Викторович Черниченко | Chamber of liquid-propellant engine |
| RU2497012C1 (en) * | 2012-06-27 | 2013-10-27 | Владимир Викторович Черниченко | Liquid propellant rocket engine |
| RU2522119C2 (en) * | 2011-01-12 | 2014-07-10 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" | Liquid-propellant rocket engine mixing head |
| RU2649173C1 (en) * | 2017-05-11 | 2018-03-30 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Mixing head of liquid-propellant engine chamber |
| CN107917016A (en) * | 2017-11-29 | 2018-04-17 | 北京航天动力研究所 | A kind of high pressure-bearing precombustion chamber head shell structure |
| RU2658160C1 (en) * | 2017-04-13 | 2018-06-19 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Lpe combustion chamber mixing head |
| RU2700482C1 (en) * | 2019-02-15 | 2019-09-17 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid rocket engine chamber mixing head |
| RU2700801C1 (en) * | 2019-02-07 | 2019-09-23 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Slit mixing head of liquid-propellant rocket engine chamber |
| RU2703889C1 (en) * | 2018-08-09 | 2019-10-22 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Lpe combustion chamber mixing head |
| RU2725397C1 (en) * | 2019-08-28 | 2020-07-02 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid-propellant rocket engine chamber slit-type mixing head |
| RU2742216C1 (en) * | 2020-06-16 | 2021-02-03 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Mixing head of lpe chamber operating according to scheme with afterburning of generator gas |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3446024A (en) * | 1965-12-13 | 1969-05-27 | United Aircraft Corp | Axial concentric sheet injector |
| SU1580118A1 (en) * | 1988-06-08 | 1990-07-23 | Уфимский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе | Combustion chamber |
| FR2705120A1 (en) * | 1993-05-11 | 1994-11-18 | Europ Propulsion | Injection system with concentric slots and associated injection elements. |
-
1999
- 1999-11-15 RU RU99124002A patent/RU2170841C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3446024A (en) * | 1965-12-13 | 1969-05-27 | United Aircraft Corp | Axial concentric sheet injector |
| SU1580118A1 (en) * | 1988-06-08 | 1990-07-23 | Уфимский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе | Combustion chamber |
| FR2705120A1 (en) * | 1993-05-11 | 1994-11-18 | Europ Propulsion | Injection system with concentric slots and associated injection elements. |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ХАРЬЕ Д.Т. и др. Неустойчивость горения в ЖРД. - М.: Мир, 1975, стр.507, рис.7.50. ХАРЬЕ Д.Т. и др. Неустойчивость горения в ЖРД. - М.: Мир, 1975, стр.496, рис.7.41. * |
Cited By (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2265748C1 (en) * | 2004-04-27 | 2005-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр им. М.В. Келдыша" | Mixing element for burner plate of chamber of liquid-propellant engine |
| RU2324835C1 (en) * | 2006-10-12 | 2008-05-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" | Mixer head of liquid propellant system and method of providing of its specified flow-tension |
| RU2522119C2 (en) * | 2011-01-12 | 2014-07-10 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" | Liquid-propellant rocket engine mixing head |
| RU2445493C1 (en) * | 2011-03-24 | 2012-03-20 | Владимир Викторович Черниченко | Liquid-propellant engine chamber mixing head |
| RU2445494C1 (en) * | 2011-03-24 | 2012-03-20 | Владимир Викторович Черниченко | Liquid-propellant engine chamber |
| RU2445499C1 (en) * | 2011-03-24 | 2012-03-20 | Владимир Викторович Черниченко | Liquid-propellant engine chamber mixing head |
| RU2490505C1 (en) * | 2012-06-27 | 2013-08-20 | Владимир Викторович Черниченко | Liquid-propellant engine chamber |
| RU2493409C1 (en) * | 2012-06-27 | 2013-09-20 | Владимир Викторович Черниченко | Chamber of liquid-propellant engine |
| RU2497012C1 (en) * | 2012-06-27 | 2013-10-27 | Владимир Викторович Черниченко | Liquid propellant rocket engine |
| RU2658160C1 (en) * | 2017-04-13 | 2018-06-19 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Lpe combustion chamber mixing head |
| RU2649173C1 (en) * | 2017-05-11 | 2018-03-30 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Mixing head of liquid-propellant engine chamber |
| CN107917016A (en) * | 2017-11-29 | 2018-04-17 | 北京航天动力研究所 | A kind of high pressure-bearing precombustion chamber head shell structure |
| CN107917016B (en) * | 2017-11-29 | 2024-02-09 | 北京航天动力研究所 | Head shell structure of high-pressure-bearing precombustion chamber |
| RU2703889C1 (en) * | 2018-08-09 | 2019-10-22 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Lpe combustion chamber mixing head |
| RU2700801C1 (en) * | 2019-02-07 | 2019-09-23 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Slit mixing head of liquid-propellant rocket engine chamber |
| RU2700482C1 (en) * | 2019-02-15 | 2019-09-17 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid rocket engine chamber mixing head |
| RU2725397C1 (en) * | 2019-08-28 | 2020-07-02 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid-propellant rocket engine chamber slit-type mixing head |
| RU2742216C1 (en) * | 2020-06-16 | 2021-02-03 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Mixing head of lpe chamber operating according to scheme with afterburning of generator gas |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2170841C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine combustion chamber mixing head | |
| JP2597785B2 (en) | Air-fuel mixer for gas turbine combustor | |
| US5899388A (en) | Injection system and an associated tricoaxial element | |
| US6910879B2 (en) | Combustion method comprising separate injections of fuel and oxidant and burner assembly therefor | |
| US6253539B1 (en) | Convective and turbulent shear mixing injector | |
| US5829967A (en) | Combustion chamber with two-stage combustion | |
| EP0627596B1 (en) | Dual fuel ultra-low NOx combustor | |
| US3748852A (en) | Self-stabilizing pressure compensated injector | |
| US4067190A (en) | Catalytic gas turbine combustor with a fuel-air premix chamber | |
| US8272219B1 (en) | Gas turbine engine combustor having trapped dual vortex cavity | |
| GB2316161A (en) | Oxygen-fuel swirl burner | |
| JPH07280223A (en) | Premixing type burner | |
| US3807169A (en) | Integral precombustor/ramburner assembly | |
| EP4086517B1 (en) | Furcating pilot pre-mixer for main mini-mixer array in a gas turbine engine | |
| JPH05187639A (en) | Burner for operating combustion engine, combustion chamber of gas turbo group or furnace | |
| WO1997008442A1 (en) | Rocket engine burner with porous metal injector | |
| GB2035540A (en) | A gas turbine engine fuel injector | |
| US5131840A (en) | Combustion device for combustion of two fluid components | |
| RU2517940C2 (en) | Jet engine composed by set of jet engines | |
| US5531590A (en) | Shock-stabilized supersonic flame-jet method and apparatus | |
| RU1734442C (en) | Composite rocket engine | |
| RU2192555C2 (en) | Chamber of liquid propellant thruster | |
| RU2724069C1 (en) | Low-thrust rocket engine on non-self-inflammable liquid fuel and gaseous oxidant | |
| RU2121113C1 (en) | Gas turbine combustion chamber | |
| US4896501A (en) | Turbojet engine with sonic injection afterburner |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20181116 |