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PERFECTIONNEMENTS'AUX MOTEURS-FUSEE.
Cette invention est relative à un moteur fusée du type dans lequel des liquides propulseurs sont brûles ou dissociés et qui comporte un équipe- ment de combustion comprenant une chambre de combustion entourée d'une chemise dans laquelle un des liquides propulseurs circule pour refroidir la chambre de combustion, avant de pénétrer dans celle-ci. Chacun des liquides propul- seurs est évidemment amené sous pression, soit au moyen d'une pompe, soit par la pression engendrée dans le réservoir de liquide propulseur.
Le but principal de l'invention est d'empêcher que la pression créée par l'évaporation ou l'expansion du liquide propulseur dans la chemise ne le fasse couler dans la chambre de combustion après l'arrêt du moteur.
Autrement, quand on arrête le moteur, l'évaporation ou l'expansion ultérieure du liquide propulseur dans la chemise peut faire persister une flamme dans la chambre de combustion pendant quelque temps après l'arrêt du moteur ou elle peut provoquer dans la chambre une accumulation de liquide propulseur provoquant un démarrage brutal ou une explosion lorsqu'on remet le moteur en marche.
Suivant l'invention, la remise est reliée à une soupape de déchar- ge sensible à la pression qui est maintenue dans la position ouverte et qui peut être fermée par l'application d'une pression existant seulement' quand le moteur fonctionne. En conséquence; quand on arrête le moteur (ce qui fait tomber la pression appliquée sur la soupape de décharge et lui permet de s'ou-
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vrir), la ohemisel1est:;miae en communication,;8.vec l'atmospheretOe qui..empêche la pression créée par l'évaporation ou l'expansion du liquide propulseur dans la chemise et de le faire couler dans la chambre de combustion.
La soupape de décharge est raccordée de préférence à la partie inférieure de la chemise., le liquide propulseur qui y circule passant par une soupape de retenue en allant de l'extrémité de sortie de la-chemise à un pul-
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vérisateur débouchant dans la chambre de combustion. De plus, quand le liqui- de propulseur qui circule dans la chemise y est amené au moyen d'une pompé, celle-ci peut aussi être raccordée directement à la soupape de déchargé de- fagon à y appliquer une pression active, quand la pompe fonctionne, pour fer- mer cette soupape.
Dans le dessin schématique annexé : la figure 1 est une élévation de l'équipement de combustion d'un moteur fusée muni d'une soupape de décharge suivant l'invention, et la figure 2 est une coupe longitudinale à une beaucoup plus gran- de échelle de la soupape de décharge, la figure 3 étant une coupe partielle à la même échelle agrandie de la partie de l'enveloppe de l'équipement de com- bustion à laquelle doit être attachée la soupape de décharge.
L'invention est représentée dans son application à un équipement de combustion du type comprenant une chambre de combustion principale 11 dans laquelle sont brûlés les liquides propulseurs (par exemple, de l'oxygène li- quide ou un autre comburant et un combustible liquide tel qu'un mélange d'al- cool méthylique et d'eau).
La chambre de combustion est entourée d'une chemise 12 et un des liquides propulseurs (par exemple, le combustible liquide) circule dans la chemise avant de brûler. Ce liquide propulseur, amené dans la chemise par un tuyau 14, est conduit, après avoir circulé dans la chemise, par un tuyau 15 et une soupape de retenue 16, à un dispositif 17 destiné à pulvériser le combustible dans la chambre de combustion. L'autre liquide propulseur (par exemple;le comburant) est amené au pulvérisateur 17 par un tuyau dont une partie est représentée en 18.
Dans le présent cas, le combustible est amené d'un réservoir 20 au moyen d'une pompe, indiquée en 21, au tuyau 14 et bien entendu, il y a une vanne de commande appropriée (non représentée) sur le tuyau 14.
La soupape de décharge 24 est pourvue d'un passage 25 (figure 2) destiné à être relié à la partie inférieure de la chemise au moyen du raccord creux 26. La soupape de décharge possède une lumière 27 qui est mise en com- munication avec le passage 25, c'est-à-dire avec la chemise 13, quand l'orga- ne 28 de la soupapé de décharge est soulevé de son siège 29, comme le montre la figure 2.. Un ressort 30 agit sur un plongeur 31 solidaire de l'organe 28 pour maintenir celui-ci dans la position ouverte, le plongeur se déplaçant dans un cylindre 32.
L'extrémité du cylindre éloignée du passage 25 est pourvue d'une ouverture d'admission 34 qui est représentée sur la figure 1 directement re- liée par un tuyau 25 à la sortie de la pompe 21. Ainsi, quand la pompe est mise en marche et commence à refouler du combustible, la pression appliquée sur le plongeur 31 provoque la fermeture de.
la soupape tant que le moteur fu- sée fonctionne, ,
Cependant, comme déjà dit, quand on arrête le moteur et que la pompe 21 cesse de refouler du combustible et permet ainsi à la soupape 28 de revenir dans la position ouverte, la soupape de décharge met la chemise 13 en communication avec l'atmosphère .et de cette manière, la pression qui autrement aurait été créée dans la chemise par l'évaporation ou l'expansion du liquide propulseur ne peut ouvrir la soupape de retenue 16 et laisser cou- ler du liquide dans la chambre de combustion, évitant ainsi les inconvénients précités.
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FUSEE ENGINE IMPROVEMENTS.
This invention relates to a rocket engine of the type in which propellant liquids are burnt or dissociated and which comprises combustion equipment comprising a combustion chamber surrounded by a jacket in which one of the propellant liquids circulates to cool the combustion chamber. combustion, before entering it. Each of the propellant liquids is obviously brought under pressure, either by means of a pump, or by the pressure generated in the tank of propellant liquid.
The main object of the invention is to prevent the pressure created by the evaporation or expansion of the propellant liquid in the jacket from causing it to flow into the combustion chamber after stopping the engine.
Otherwise, when the engine is stopped, the evaporation or subsequent expansion of the propellant in the jacket may cause a flame to persist in the combustion chamber for some time after the engine has stopped or it may cause a build-up in the chamber. liquid propellant causing a sudden start or explosion when the engine is restarted.
According to the invention, the shed is connected to a pressure sensitive relief valve which is maintained in the open position and which can be closed by the application of pressure existing only when the engine is running. Consequently; when the engine is stopped (which releases the pressure applied to the relief valve and allows it to
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vrir), the ohemisel1est:; miae in communication,; 8.with the atmospheretOe which .. prevents the pressure created by the evaporation or the expansion of the propellant liquid in the jacket and to make it flow into the combustion chamber.
The relief valve is preferably connected to the lower part of the jacket, the propellant flowing therein passing through a check valve from the outlet end of the jacket to a pul-
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verifier opening into the combustion chamber. In addition, when the propellant liquid circulating in the jacket is brought there by means of a pump, this can also be connected directly to the discharge valve in order to apply an active pressure thereto, when the pump works, to close this valve.
In the accompanying schematic drawing: Fig. 1 is an elevation of the combustion equipment of a rocket engine provided with a relief valve according to the invention, and Fig. 2 is a longitudinal section on a much larger scale. scale of the relief valve, FIG. 3 being a partial section on the same enlarged scale of the part of the casing of the combustion equipment to which the relief valve is to be attached.
The invention is shown in its application to combustion equipment of the type comprising a main combustion chamber 11 in which the propellant liquids (for example, liquid oxygen or another oxidizer and a liquid fuel such as (a mixture of methyl alcohol and water).
The combustion chamber is surrounded by a jacket 12 and one of the propellant liquids (eg, liquid fuel) circulates through the jacket before burning. This propellant liquid, brought into the jacket by a pipe 14, is led, after having circulated in the jacket, by a pipe 15 and a check valve 16, to a device 17 intended to spray the fuel into the combustion chamber. The other propellant liquid (for example; the oxidizer) is brought to the atomizer 17 by a pipe, part of which is shown at 18.
In the present case, the fuel is supplied from a tank 20 by means of a pump, indicated at 21, to the pipe 14 and of course there is a suitable control valve (not shown) on the pipe 14.
The relief valve 24 is provided with a passage 25 (Figure 2) for connection to the lower part of the jacket by means of the hollow fitting 26. The relief valve has a lumen 27 which is communicated with. the passage 25, that is to say with the jacket 13, when the organ 28 of the relief valve is lifted from its seat 29, as shown in figure 2. A spring 30 acts on a plunger 31 integral with the member 28 to maintain the latter in the open position, the plunger moving in a cylinder 32.
The end of the cylinder remote from the passage 25 is provided with an inlet opening 34 which is shown in FIG. 1 directly connected by a pipe 25 to the outlet of the pump 21. Thus, when the pump is switched on. on and begins to deliver fuel, the pressure applied to the plunger 31 causes the closure of.
the valve as long as the rocket motor is running,,
However, as already said, when the engine is stopped and the pump 21 stops delivering fuel and thus allows the valve 28 to return to the open position, the relief valve places the jacket 13 in communication with the atmosphere. and in this way the pressure which would otherwise have been created in the jacket by the evaporation or expansion of the propellant liquid cannot open the check valve 16 and allow liquid to flow into the combustion chamber, thus avoiding disadvantages mentioned above.