Dental bone mover (LRE), silnik odrzutowy działający na ciekłym paliwie rakietowym. Schemat LRE opracowany K. e. Ciołkowski w 1903 r. udowodnił możliwość wykorzystania LRE do lotów międzyplanetarnych. Zaproponowane przez niego zasady konstruktywnego rozwiązania LRE zostały uzupełnione przez Yu V. Kondratyuk i zostały zachowane w nowoczesne silniki. Pierwsze silniki rakietowe zostały opracowane i przetestowane przez amerykańskiego naukowca R. Goddarda w 1923 r. I niemieckiego naukowca G. Oberta w 1929 r. Francuski naukowiec R. Hainault Peltri, niemieccy naukowcy E. Senger, G. Walter i inni pracowali nad stworzeniem ciekłego silnika rakietowego za granicą. LRE: ORM (doświadczony silnik rakietowy) i ORM-1 zostały zbudowane i przetestowane Laboratorium dynamiczne gazu (GDL) w latach 1930-1931 V.P. Glushko ; Silnik OP-2 i 10 są zaprojektowane w Jet Propulsion Group F. A. Zander i przetestowany w latach 1932-33.
Jego płodne pomysły na projektowanie silników zaginęły w tak dużej, różnorodnej firmie. Aby zaspokoić swoje kreatywne impulsy, zbudował własne silniki, związał je z planami i wystrzelił na pustyni Mojave wraz z innymi entuzjastami z Reactions Research Society, najstarszego amerykańskiego amatorskiego klubu rakietowego.
Automatyczny system kontroli LRE
Ciekłe silniki rakietowe są tanie i zapewniają duże obciążenie, ale silniki polegają na różnych zaworach i uszczelkach, aby kontrolować przepływ i zwykle wymagają one przechłodzenia utleniaczy, takich jak ciekły tlen, do zmieszania z paliwem, aby mógł się zapalić. Wynikowe spalanie - w zasadzie kontrolowana eksplozja - jest wysyłane pod wysokie ciśnienie do dyszy, tworząc siłę, która promuje rakietę.
W latach 30. W ZSRR powstała rodzina LRE ORM-1 - ORM-102. Te silniki rakietowe zostały wykorzystane do opracowania elementów konstrukcyjnych, które zapewniają zapłon, uruchomienie, pracę w trybie na różnych paliwach ciekłych, a także do praktycznego wykorzystania w samolotach (na przykład ORM-50, ORM-52, itp.).
Od lat 40. W ZSRR i za granicą opracowano wiele rodzajów silników rakietowych, które znalazły szerokie zastosowanie w rakietach do różnych celów i na niektórych samolotach. W 1942 r. Rozpoczęto próby w locie rakiety V-2 V-Braun w Niemczech za pomocą silnika rakietowego na paliwo ciekłe 245 kn projekty V. Thiel. W latach 1943-46 samoloty V. Petlyakova, S. A. Lavochkina, A. S. Jakowlewa i P. Suchoj przeprowadzali próby lotnicze pomocniczych silników rakietowych stworzonych w Experimental Design Bureau, które wyrosły z GDL (GDL). OKB). W ZSRR na początku lat 50-tych. loty zostały wykonane przez pociski balistyczne, których LRE miało znacznie większe obciążenie. Następnie, pod kierunkiem Głuszki, A. M. Izajewa, S. A. Kosberga i innych, sowieccy projektanci opracowali i zbudowali silniki ( patrz rys. 1 ), które zapewniały loty pierwszych sowieckich sztucznych satelitów Ziemi, sztucznych satelitów Słońca, Księżyca, Marsa, automatycznych stacji do Księżyca, Wenus i Marsa, statków kosmicznych, wszystkich rakiet geofizycznych i innych rakiet w latach 1949-72. LRE był szeroko rozpowszechniony w USA, Wielkiej Brytanii, Francji i innych krajach.
Spojrzał na silnik rakietowy i zadał proste pytanie: "Czy możesz zbudować coś więcej?". Reklama - czytaj dalej poniżej. Muller nigdy nie wyprodukował tego silnika. Zabrał go z powrotem do garażu, gdzie nadal siedzi. Zamiast tego przyjął ofertę Musk, aby dołączyć do powstającej prywatnej firmy kosmicznej.
Sadza z próbnego strzelania obejmuje wysoką na 12 stóp strukturę. Siedem z dziewięciu silników na miejscu, technicy usunęli pozostałe dwa i podnieśli je pionowo na dyszach o szerokości prawie trzech stóp. Po naprawieniu wszystkich dziewięciu silników zespół zostanie wysłany do centrum testowego firmy w McGregor w Teksasie. Wypalanie jednego silnika w celu symulacji biegu na orbicie budzi dzieci w miastach odległych o kilka mil. Pełna gromada, która wytwarza około 1 miliona funtów ciągu, musi odbijać się w swoich łóżkach jak skakanka.
Silnik rakietowy na paliwo ciekłe składa się z komory spalania z dyszą, układów zasilania elementów paliwowych, regulatorów, zapłonu i urządzeń pomocniczych (wymienników ciepła, mieszalników itp.). LRE rozwija trakcję z mn (Silniki mikroprocesorowe) do kilku Mn (LRE 1-sza rakieta "Saturn-5" tworzy siłę ciągu około 7 Mn); specyficzny impuls sięga
Bieganie z Cape Canaveral jest jak odkrycie na Broadwayu. Zanim Musk zarobił miliony, wyodrębnił trzy główne obszary, które, jego zdaniem, mogą zapewnić maksymalne korzyści dla ludzkości: Internet, odnawialne źródła energii i eksplorację kosmosu. Ta eksploracja przestrzeni kosmicznej - "w szczególności przedłużenie życia poza Ziemię" - mówi - "ostatnia pozycja na liście. Musk chciał sfinansować podwozie Marsa, ale odkrył, że uruchomienie statku będzie kosztować więcej niż jego stworzenie.
Inne przykłady napędu odrzutowego
Zdecydował, że naprawdę potrzebuje świata - to były tanie rakiety. Merlin pracuje na wysoce oczyszczonej nafcie i chłodzonym kriogenicznie ciekłym tlenie i używa jednego wtryskiwacza, w przeciwieństwie do bardziej złożonych silników, które mieszają paliwo i utleniacze z kilkoma. Jednak nawet przy nowoczesnych technologiach silniki rakietowe są notorycznie nieprzewidywalne. Są to lakiery ablacyjne do powlekania i odklejania, gdy silnik przechodzi, co powoduje jego uszkodzenie. Podczas 60-sekundowego startu wydech zaczął topić metal w gardle silnika.
dla 2-komponentowego i do góry
dla paliw 3-składnikowych. Masa silnika, odniesiona do jednostki ciągu, wynosi 0,7-2 r / r; Ogólne wymiary różnią się znacznie. LRE występuje w wersji pojedynczej lub wielokrotnej, pojedynczej i wielokomorowej. Systemy napędowe rakiet mogą być pojedyncze lub wielosilnikowe. Układ zasilania paliwem w LRE może być pod ciśnieniem lub z zespołem turbopompy (THA) ( ryż 2 ). LRE z THA istnieją 2 główne schematy: bez dopalania gazu generatorowego i dopalania. W LRE z tha, bez dopalania gazu generatorowego, produkty wytwarzające gaz, po uruchomieniu w turbinie, są uwalniane do otoczenia przez pomocnicze dysze, które często sterują. Gaz generatorowy, produkt niecałkowitego spalania, ma stosunkowo niską temperaturę, a dysze pomocnicze mają mniejszy stopień rozszerzalności niż główne, w związku z czym specyficzny impuls otrzymany, gdy produkty spalania wygasają przez dysze pomocnicze, jest mniejszy niż specyficzny impuls głównego silnika rakietowego, tj. rozpęd. W LRE z dopalaniem gazu generatorowego, produkty o niskiej temperaturze wytwarzane w gazie o niskiej temperaturze, uzyskiwane z głównych składników paliwa, po wyzwoleniu w turbinie, są przesyłane do komory LRE w celu dopalenia. Takie LRE nie mają utraty określonego impulsu z powodu napędu THA. Do celu należy odróżnić LRE: główny (podtrzymujący), korekcyjny, hamujący, sterujący; mikro pociski LRE mogą być stabilizujące i orientacyjne. LRE zwykle działają przy stałym ciśnieniu w komorze spalania, ale mogą być napędzane za pomocą mikroprocesorowych silników. Opracowywane są silniki kombinowane wykorzystujące LRE: turbośmigłowe i rakietowe. W zależności od rodzaju utleniacza LRE są: kwas azotowy, nitroksyd, tlen, nadtlenek wodoru, fluor itp.
Ciekły silnik odrzutowy
Ciepło zagrażało także uszczelkom regulującym przepływ propelenta. Gdyby silnik pracował dłużej, wybuchłby. Korekta błędów zajęła miesiące. Zespół Müllera zmniejszył ilość ciekłego tlenu wprowadzanego do wtryskiwacza, aby uczynić silnik chłodniejszym i słabszym, a także wzmocnić uszczelki. Piętnaście miesięcy po tym pierwszym teście inżynierowie zaprosili mnie do przyłączenia się do nich w bunkrze, kiedy próbowali uruchomić silnik na cały cykl roboczy misji - czas potrzebny na wysłanie ładunku na orbitę.
Problemy, które pojawiają się podczas tworzenia LRE, są liczne. Racjonalny wybór paliwa, który spełnia określony określony impuls i warunki pracy, a także doskonałość procesu roboczego do osiągnięcia danego konkretnego impulsu. Jest wymagany stabilna praca w trybach ustawień, bez rozwiniętych oscylacji ciśnienia o niskiej i wysokiej częstotliwości, powodujących niszczące drgania silnika. Chłodzenie silnika narażonego na agresywne produkty spalania w bardzo wysokich temperaturach (do 5000 K) i ciśnieniach
Silnik działał bez zarzutu, wyłączając się po 2 sekundach, gdy jego zbiornik paliwa wyschnął. Po nagłej ciszy pokój wybuchł. "Call Elona!" Krzyknął Muller. "Powiedz mu, że po prostu kontynuowaliśmy przez całe życie!". Budowa niezawodnego silnika była jedynie początkiem zadań inżynierskich. Cofnięcie wyglądało idealnie, ale rakieta była skazana na porażkę.
Podczas tygodni przed lotem, słone powietrze Oceanu Spokojnego skorodowało aluminiową nakrętkę w silniku. Krótko przed podniesieniem, gdy zawory gazu napędowego otworzyły się, nakrętka zawiodła i spowodowała wyciek. Gdy silniki zapalą się 2 sekundy przed odlotem, rozlane paliwo zapali się. Kilka sekund później rakieta uderzyła w Ocean Spokojny. To był pierwszy z serii nieudanych startów. Badania wykazały, że ulepszenia silnika zwiększyły resztkowy ciąg, powodując szok. W ciągu niecałych dwóch miesięcy te drogie i zawstydzające porażki zostały zapomniane.
pogorszona w niektórych przypadkach przez obecność fazy skondensowanej, przedstawia znaczne trudności. Większość komór jest chłodzona przez jeden ze składników paliwa. Jeżeli nie jest możliwe schłodzenie dyszy i komory do temperatury wymaganej przez warunki wytrzymałościowe (przy użyciu całego paliwa), to w warstwie gazowej przylegającej do ścianki powstaje niższa temperatura przez wzbogacenie warstwy ściany o jeden ze składników. Często stosuje się chłodzenie mieszane, tj. Zewnętrzne i wewnętrzne w tym samym czasie ( ryż 3 ). Powłoki chroniące przed ciepłem są szeroko stosowane w celu ochrony ścian komory i dyszy przed nagrzewaniem i jednoczesnym ich ochłodzeniem. Wyzwaniem jest niezawodność podawania paliwa (kriogenicznego, agresywnego itp.) Pod presją
Obrazy z kamer zainstalowanych na rakiecie pokazały, że pierwszy etap powraca na Ziemię, a drugi etap uruchamia silnik, zwiększając rakietę w kosmos. Owijki na czubku Sokoła oddzieliły się i opadły; ostatecznie wracają do atmosfery. Musk i Muller stworzyli pierwszą prywatną rakietę paliwową, która dotarła na orbitę.
Rakieta z dziewięcioma silnikami stanowi dla niego ważny atut: niezawodność. Sonda kosmiczna Elon Mask, smok, siedzi na warsztacie w Hawthorne, technicy przygotowują pełnowymiarową kapsułkę do testów wibracyjnych, ustawiając obciążniki, by stanęły na niedokończonej awionice i innym sprzęcie, który będzie przechowywany w nieuszczelnionym sprzęcie bazy smoka. Właz otwiera się w drugim przedziale pod ciśnieniem dla ładunku, który nie wytrzyma próżni kosmicznej. Na kadłubie, z podłużnymi skrzydłami, laska narysowała indygo smoka.
Lit.: Tsiolkovsky K. E., Badanie przestrzeni światów za pomocą urządzeń odrzutowych. Kaluga, 1926; Dobrovolsky M.V., Silniki rakietowe na paliwo ciekłe, M., 1968; Alemasov V.Ye., Dregalin A. F., Tishin A.P., The Theory of Rocket Engines, 2nd ed., M., 1969; Petrovich G.V., Silniki rakietowe GDL-OKB. 1929-1969, M., 1969; Volkov E. B., Golovkov L. G., Syritsyn T. L., Liquid rakiet silników, M., 1970; Napęd rakietowy, Amst. - L. - N. Y., 1960.
Obraz uruchamia podwójne panele słoneczne, które otwierają się z kapsuły, aby zapewnić moc podczas długich misji, na przykład w eksperymentach z mikrograwitacją. Każdy statek Smoka, nawet ten, który ma tylko ładunek, ma okna.
Wraz z odkryciem spalania azotu część jego kariery zaczęła się jako chemik-silan i, jak się przekonamy, jako projektant nieskończonej przestrzeni kosmicznej. Peter Kramer, który dowiedział się o swoim zawodzie z piosenkarzem w małżeństwie. Jewgienij Shenger i jego żona, dr W latach 60. piosenkarki Irene opracowały koncepcję naddźwiękowych palników strumieniowych. Para miała świetny pomysł zastąpienia jednorazowych pocisków wielorazowymi, poziomymi systemami pokładowymi. Tutaj macierzysty samolot w kształcie delty musi dostarczyć rakietę odrzutową do Mach 6.
Ciecz z komory spalania silnik rakietowy obwód zamknięty zawiera kanał gazowy, głowicę z dwoma denkami i osadzonymi w nich dwuskładnikowymi dyszami gazowo-cieczowymi, wykonanymi w postaci kolejnych cylindrów o mniejszej średnicy na wlocie, wystających do kanału gazowego i większej. W centralnym kanale dysz, dwa rzędy stycznych otworów do dostarczania ciekłego składnika znajdują się w punkcie przejścia o mniejszej średnicy do większego. Komora mieszania wykonana jest o długości 1,4 - 1,5 średnicy wyjściowej dyszy dyszy. Centralny kanał bezpośrednio przed otworami stycznymi jest wykonany w postaci dyfuzora. Wynalazek chroni zależność definicji średnicy wejściowej i wyjściowej dyfuzora i wystających dysz w wylocie gazu. Ten przykład wykonania komory spalania zwiększa wydajność i trwałość procesu roboczego silnika. 4 il.
W tej chwili około 75% paliwa i utleniacza zostało już spalonych. Śpiewacy chcieli nosić przenośną rakietę - niesioną przez powietrze, a zatem równanie rakiety - tak długo, jak to możliwe, do wysokości 50 km, dzięki czemu powietrze zapewnia pływalność. Oczywiście w przypadku takiej metody ciekły wodór jest całkowicie niewłaściwym paliwem ze względu na jego objętość na masie. Podjęto tu skomplikowany pomysł, aby zapewnić dostarczanie gorącego powietrza w zakresie naddźwiękowym do palnika prostego i utknięcie tam.
Po pierwszym wraku promu eksperci w tej sprawie przewidzieli drugi wrak, tym razem po powrocie. Transfer, który został początkowo zatankowany po krótkiej kontroli w celu wykonania następnej misji, zakończy się katastrofą. Na przykład, jeśli zbudowano silnik rakietowy do obsługi 100 operacji, rozpoczął się niewiarygodny przegląd wszystkich tematów.
Wynalazek dotyczy komór spalania ciekłych silników rakietowych w obiegu zamkniętym.
Znany silnik rakietowy na paliwo stałe J-2 firmy Rokitdaydn (USA), pracujący na elementach paliwa wodorowo-tlenowego. Głowica tej komory zawiera dysze dwuskładnikowe, przez kanał centralny, z którego dostarczany jest ciekły tlen, przez promieniowe otwory - wodór. Pomiędzy kanałami tlenu i wodoru, oddzielająca cylindryczna tuleja jest pocięta pewną ilością z dyszy (JA Schelke Astronatics 1962, Vor 7, N 2, str. 41, 98. Zbiór przekładów artykułów opublikowanych w zagranicznej prasie "Hydrogen Rocket Engines", CIAM, Inventory 8942, 1963). Jednakże, dzięki niewielkiemu przycięciu, tuleja rozdzielająca zapobiega mieszaniu składników wewnątrz dyszy, a zatem wymaga dużej długości komory spalania, aby zapewnić niezbędne całkowite spalanie paliwa.
Plichta i przyjazny inżynier, dr. Klaus Kunkel opowiedział się za koncepcją zdefiniowania konkretnego impulsu, który zostanie wyjaśniony w dalszej części, konkretnego silanu. W tym momencie Plytta zapytał go przez telefon, czy kiedykolwiek wierzył, że silan jest paliwem rakietowym dla zwykłego utleniacza. Zespół badawczy, kierowany przez doktoranta Helmuta Bayera, rozłożył spiekanie krzemianu magnezu w temperaturze 600 ° C i wykonał zadanie uzyskania dużych ilości czystej disilanu, który jest płynny w stalowych butlach, takich jak butan.
Podobne odśrodkowe dysze dwuskładnikowe są stosowane w komorze spalania silnika rakietowego z zamkniętym obiegiem SSME amerykańskiej firmy Rokidain dla promu kosmicznego wahadłowca kosmicznego (Levin VR, Ilyin DV, Lipatov I.N., Galankin E. Moscow, American Oxygen-Hydrogenic LRE Rokidain SSME, CIAM Proceedings, Inv. 1018, 1982), w tych dyszach ciekły tlen jest również dostarczany przez kanał centralny, a gaz generatorowy bogaty w wodór jest podawany przez otwory promieniowe. Aby poprawić mieszanie składników paliwa wewnątrz dyszy, rękaw separacyjny jest przycinany do 6,1 mm przy średnicy komory mieszania 6,35 mm (l / d = 0,96).
Potem Dililan sprzedał Feherę za filmowanie za granicą. Po śmierci profesora Feera, wszystkie dostawy srebra zostały zniszczone na zlecenie profesora Baudelaire'a, chemicznej tragedii. Plihta powróciła do chemii srebrnej, a chemiczna tragedia, która zaczęła się od Stokesa jako niearyjskiego urzędnika pod hitlerowskim terrorem, nadal trwała.
Opierając się na ich empirycznym znaku, zachodni technicy rakiet próbowali obliczyć ciężar nowego radzieckiego pojazdu startowego. Rezultatem było zakłopotanie: obliczona masa rakiety odpowiadała masie pięciu lokomotyw, a zatem w przybliżeniu rozmiarowi statku kosmicznego, który wielu naukowców założyło wiele lat temu. Jednak te obliczenia opierały się na informacjach o sile napędowej zwykłych paliwa rakietowe. Dosłownie niewiarygodne obliczenia skłoniły wielu ekspertów do zapewnienia rosyjskim naukowcom rakietowym nowego przegrzania nieprzewidywalnej energii.
Jednak nawet w takich dyszach wydajność mieszania składników paliwa jest niewystarczająca ze względu na niewielką długość ich kontaktu, obecność tulei rozdzielającej pomiędzy warstwą gazową wodoru i ciekłym strumieniem tlenu. Ponadto przewodność akustyczna otworów stycznych jest mała i nie jest dostarczana do regulacji. Przewodność akustyczna kanału środkowego dyszy jest również mała ze względu na jego małą średnicę i nieoptymalną długość. Dlatego konstrukcja komory spalania jest skomplikowana przez przegródki antypulsacyjne i absorber akustyczny.
Amerykański ekspert satelitarny, profesor Fred Whipple, powiedział otwarcie: "Prawdopodobnie Rosjanie odkryli nowe paliwo". Raporty Związku Radzieckiego zdają się potwierdzać ten punkt. Jeszcze przed wojną badacze rakiet z Wydziału Uzbrojenia niemieckiej armii opracowali w swoich instytutach badawczych zasadę uruchamiania rakiet z ciekłym tlenem i wysokoenergetycznymi paliwami ciekłymi, takimi jak alkohol lub nafta. Niemieccy technicy zaczęli od pomysłu, że rakieta przelatująca przez praktycznie pustą przestrzeń, niesie tlen niezbędny do normalnego procesu spalania.
Niniejszy wynalazek ma na celu poprawę kompletności spalania paliwa i wysokiej częstotliwości akustycznej stabilności procesu roboczego w komorze spalania z dwuskładnikowymi dyszami gaz-ciecz mającymi centralny kanał do dostarczania gazowego komponentu i styczne otwory do dostarczania ciekłego składnika.
Pionier kosmosu, Herman Oberth, wybrał płynny alkohol z długiego katalogu nośników energii jako użytecznego paliwa pod koniec lat dwudziestych. Ponieważ ciekły alkohol - na przykład 70 procent wódki - najbardziej odpowiada wymaganiom technicznym pierwszego producenta rakiet.
W tak zwanych płynnych rakietach ciekły tlen i płynne paliwo są one przechowywane oddzielnie w dwóch zbiornikach - ciekły tlen, gdy zimny jest około 200 stopni poniżej zera, ponieważ odparowuje w wyższych temperaturach i zamienia się w tlen w celu oddychania. Ogromna, potężna pompa turbinowa wpycha dwie ciecze do komór spalania rakiety.
Zadanie to osiąga się przez to, że dwa rzędy otworów stycznych znajdują się w środkowym kanale dysz w punkcie przejścia o mniejszej średnicy do większego, długość komory przemieszczenia l1 jest równa l 1 = (1,4 ... 1,5) d 1, gdzie d 1 - średnica wylotu dyszy. Centralny kanał bezpośrednio przed stycznymi otworami jest wykonany w postaci dyfuzora (rysunek 2). Średnicę wejściową d3 dyfuzora przypisuje się od warunku zapewnienia maksymalnej całkowitej przepuszczalności dysz dla gazu, gdzie Dc jest średnicą komory, n f jest liczbą dysz.
Historia RD
Co sprawiło, że budowa większych i mocniejszych rakiet płynnych jest jeszcze trudniejsza, to wgląd uzyskany w latach testowania, że silniki rakietowe nie mogą być projektowane na desce kreślarskiej zgodnie z teoretycznie przejrzystymi prawami. Jeśli budowany jest silnik rakietowy o zmodyfikowanych wymiarach lub innych warunkach spalania, projektanci powinni określić wszystkie warunki budowy i pracy nowego silnika dopiero po kilku latach pracy na stanowiskach testowych.
Awaria pierwszych lotów rakietowych - na przykład awaria pocisków Atlas na Florydzie - powinna zostać zaakceptowana przez specjalistów technicznych jako nieodłączne ofiary w rozwoju każdego wysoko rozwiniętego typu rakietowego od samego początku. Znacznie trudniejsze niż te nieuchronne rutynowe wypadki, projektowanie płynnych rakiet z konwencjonalnym paliwem stanowi utrudnienie, które jest coraz bardziej niepokojące dla inżynierów rakiet: ruch wymaga tak dużej ilości paliwa, że stanowi około 80 procent całkowitej wagi podczas wystrzeliwania rakiety. Przez wiele lat naukowcy poszukiwali bardziej ekonomicznego paliwa, które pozwoli im znacząco zwiększyć ładowność rakiet.
Średnica wyjściowa d 2 dyfuzorów jest wyznaczona z warunku zapewnienia wysokości stopnia, równego średnicy otworów stycznych, a w konsekwencji początkowej grubości zawirowania cieczy. Część wtryskiwaczy wystających do kanału gazowego jest wykonana nie mniej niż 0,5 w całkowitej długości kanału centralnego. Całkowita długość środkowego kanału jest wybierana od warunku zapewnienia maksymalnej przewodności akustycznej.
Wykonanie długości komory mieszania, równe l 1 = (1,4 ... 1,5) d 1, dobiera się zgodnie z danymi doświadczalnymi. Kiedy l 1< 1,4 d 1 полнота сгорания топлива существенно снижается (фиг.3), при l 1 > 1,5 d 1 zaczyna się przegrzewać dyszę dyszy. Dwurzędowe rozmieszczenie stycznych otworów w warunkach otwartego kontaktu osłony cieczy i strumienia gazu optymalizuje charakterystykę skręcania i mieszania ciekłego składnika ze składnikiem gazowym. Pierwszy rząd wirujących strumieni cieczy poddawany jest silniejszemu wpływowi przepływu gazu i jest bardziej mieszany z nim, przy zachowaniu charakterystyk skrętu drugiego rzędu i czasu kontaktu wirującej cieczy z gazem. Wykonanie dyfuzora w centralnym kanale bezpośrednio przed otworami stycznymi zwiększa długość kontaktu elementów wewnątrz dysz w stałym stosunku l 1 / d 1 i dodatkowo zwiększa kompletność spalania paliwa o więcej niż 0,5% (na przykład pk = 0,984 zamiast 0,977). Obecność stopnia przy wyjściu z dyfuzora przed otworami stycznymi zapewnia również optymalną charakterystykę wirującej osłony cieczy i przez to przyczynia się do lepszego mieszania składników paliwa wewnątrz dyszy, a w konsekwencji do zwiększenia wydajności spalania paliwa.
Wykonywanie maksymalnej przepuszczalności dysz gazu, optymalizacja długości centralnego kanału i wysunięcie dyszy w kanale gazowym zapewnia zwiększenie usuwania energii falowej z komory spalania do kanału gazu, maksymalne rozproszenie energii fal i tym samym zwiększenie stabilności procesu roboczego w odniesieniu do oscylacji akustycznych o wysokiej częstotliwości. Wpływ tych czynników potwierdzają pełnowymiarowe testy eksperymentalne silników.
RYS. 4 przedstawia porównawcze dane doświadczalne dotyczące amplitud pulsacji ciśnienia w komorze spalania silnika o zamkniętym obwodzie w zależności od temperatury gazu generatorowego na wlocie do głowicy dla dysz o długości l / D do = 0,13 i l / D do = 0,23 z przycięciem tulei separacyjnej l 1 / d 1 = 0,66, 0,73 z l / D k = 0,13 i przy l 1 / d 1 = 0,98 przy l / D k = 0,23.
Dane te wskazują, że w komorze z dyszami o długości, która nie jest optymalna dla przewodnictwa akustycznego (l / Dk = 0,13), przycięcie tulei rozdzielającej o 1 / d1 = 0,66 zwiększa amplitudę pulsacji, gdy reżim temperatury gazu utleniającego wzrasta z 200 o C do 400 o C 3 razy, przycinanie na l 1 / d 1 = 0,73 - 6 razy już przy t gaz = 300 o C. Przy wydłużonych dyszach (l / D do = 0,23), wystające poniżej średniej dno w kanale gazowym (1 / d 1 = 0,5), amplituda pulsacji w komorze zwiększyła się zaledwie 1,7 razy, nawet w trybie z t = 540 oC. W trybie nominalnym przy t = 300 o C ok o L / D = 0,13 do l / d = 0,23 do zmniejszenia amplitudy pulsacji o więcej niż 5 razy (Figura 4).
RYS. 3 pokazuje eksperymentalną zależność wzrostu spalania paliwa na przycięciu tulei rozdzielającej z cylindrycznym i kanałem dyfuzora z przodu stycznych otworów. Z tego rysunku wynika, że przycięcie tulei rozdzielającej do l1 / D1 = 0,5 nie wpływa na kompletność spalania paliwa, dalszy wzrost przycinania do l1 / d1 = 1.46 zwiększył kompletność spalania paliwa o 3%, działanie dyfuzora w kanał centralny bezpośrednio przed otworami stycznymi - o kolejne 0,5%.
RYS. 1 przedstawia komorę spalania.
RYS. 2 - centralny kanał dysz.
RYS. 3 - zależność kompletności spalania od stosunku l 1 / d 1.
RYS. 4 - zależność amplitudy pulsacji ciśnienia od temperatury.
Schemat proponowanej komory spalania przedstawiono na RYS. 2. Komora spalania zawiera gaz 1, blisko ściany 2 i główne 3 dwuskładnikowe dysze, środkowe dno 4, ogniowe dno 9. Centralny kanał 5 ma średnicę d3 przy wejściu, ma dyfuzor 6 o średnicy wyjściowej d2 i komorę mieszania 11 z otworami stycznymi 7 Na styku dyfuzora 6 z komorą mieszania 11 znajduje się stopień 10 równy średnicy stycznych otworów dt. Główne dysze 3 wystają ponad środkowym dnem 4, a kanał gazowy 1 ma długość l3 nie mniejszą niż 0,5 całkowitej długości centralnego kanału. Długość komory mieszania 11 jest wykonana z długości l1 = (1,4 ... 1,5). Przepuszczalność dysz gazowych, równa stosunkowi całkowitej powierzchni centralnych kanałów dyszy do obszaru strefy spalania 11 komory, przypisana jest zgodnie z warunkiem: 
Całkowita długość środkowego kanału dyszy jest wybierana z warunku zapewnienia maksymalnej przewodności akustycznej.
Gaz generatorowy wzbogacony w tlen przepływa z przewodu gazowego 1 przez centralny kanał 5 dysz 3 i przez dyfuzor 6 do komory mieszania 11, płynny składnik przez styczne otwory 7 w komorze mieszania 11 wiruje wokół strumienia gazu i miesza się z nim. Uzyskana mieszanina wchodzi do strefy spalania 8. Energia fal wytworzona w strefie spalania jest prowadzona przez centralne kanały 5 dysz w kanale gazowym 1, gdzie jest rozpraszana pomiędzy 4 dyszami wystającymi ponad środkowe dno. Maksymalne usuwanie energii falowej zapewnia optymalizacja długości i średnicy kanału centralnego w celu uzyskania maksymalnej przewodności akustycznej.
Charakterystyka akustyczna cylindrycznej rury, a w konsekwencji strumienia wtryskiwacze gazowe określone w pracy A. Kukinova. "Jednowymiarowe oscylacje przepływu w rurce cylindrycznej", Proceedings of TsAGI, Issue 1231, M, wyd. Departament Tsagi, 1970
Zatem zastosowanie proponowanej komory spalania poprawi wydajność i trwałość procesu roboczego w ciekłych silnikach rakietowych w obiegu zamkniętym.
Komora spalania silnika rakietowego z ciekłym paliwem o zamkniętym obwodzie, zawierająca kanał gazowy, głowicę z dwoma denkami i osadzonymi w nich dwuskładnikowymi dyszami gazowo-cieczowymi, wykonanymi w postaci kolejnych cylindrów o mniejszej średnicy na wlocie wystających do kanału gazowego i większych na wylocie, charakteryzujących się tym, że w kanale środkowym dysze w punkcie przejścia o mniejszej średnicy do większego są dwoma rzędami otworów stycznych o średnicy dt do dostarczania składnika ciekłego, komora mieszania wykonana jest z długości l 1 = (1,4 - 1,5) d 1 gdzie d 1 jest średnicą wyjściową dyszy dyszy, środkowy kanał bezpośrednio przed otworami stycznymi jest wykonany w postaci dyfuzora, którego średnica wejściowa d3 jest przypisana od warunku zapewnienia maksymalnej całkowitej przepuszczalności dysz dla gazu 
gdzie D do - średnica komory;