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    Rocket enginge
    2.
    发明公开
    Rocket enginge 有权
    火箭发动机

    公开(公告)号：EP1905997A1

    公开(公告)日：2008-04-02

    申请号：EP07023338.2

    申请日：2000-03-10

    申请人： Williams International Co., L.L.C.

    发明人： Stephens, Richard D. ,  Thompson, Robert S., Jr. ,  Defever, Guido J. ,  Jones, John F. ,  Musgrave, Dean S. ,  Williams, Gregg G.

    IPC分类号： F02K1/00 ,  F02K9/00 ,  F02K9/44

    CPC分类号： F02K9/48 ,  F02K9/52 ,  F02K9/62 ,  F02K9/64 ,  F02K9/66 ,  F02K9/72

    摘要： A rocket engine (10) comprises first (76) and second (142) rotary injectors for injecting respective fuel (20) and oxidizer (18) propellant components into a first combustion chamber (34), and the effluent (38) therefrom drives a turbine (40) that rotates the rotary injectors (76, 142). The mixture within the first combustion chamber (34) is preferably fuel-rich so as to reduce the associated combustion temperature, and the fuel-rich effluent mixes in a second combustion chamber (36) with additional oxidizer injected by a third rotary injector (182) so as to generate a high temperature effluent (214) suitable for propulsion. The rotary injectors (76, 142, 182) are adapted with associated rotary pressure traps (86, 146, 174) so as to isolate the low pressure propellant supply (22', 24') from the relatively high pressures in the respective combustion chambers (34, 36). A portion of the fuel-rich effluent from the first combustion chamber (34) is directed through an annular passage (198, 204) surrounding the combustion chambers (34, 36) to provide effusion cooling of a surface (218) of the second combustion chamber (36).

    摘要翻译： 火箭发动机（10）包括用于将各自的燃料（20）和氧化剂（18）推进剂组分喷射到第一燃烧室（34）中的第一旋转喷射器（76）和第二旋转喷射器（142），并且流出物（38） 涡轮机（40）使旋转喷射器（76,142）旋转。 第一燃烧室（34）内的混合物优选是富含燃料的以降低相关的燃烧温度，并且富燃料流出物在第二燃烧室（36）中与由第三旋转喷射器（182）喷射的附加氧化剂混合 ）以产生适合于推进的高温流出物（214）。 旋转式喷射器（76,142,182）适合于相关的旋转压力阱（86,146,174），以便将低压推进剂供应（22'，24'）与相应燃烧室 （34,36）。 来自第一燃烧室（34）的一部分富含燃料的流出物被引导通过围绕燃烧室（34,36）的环形通道（198,204），以提供第二燃烧的表面（218）的喷射冷却 室（36）。