Rocket propulsion systems and associated methods are disclosed. A representative system includes a combustion chamber having an inwardly-facing chamber wall enclosing a combustion zone. The chamber has a generally spherical shape and is exposed to the combustion zone. A propellant injector is coupled to the combustion chamber and has at least one fuel injector nozzle positioned to direct a flow of cooling fuel radially outwardly along the inwardly-facing chamber wall. In addition to or in lieu of the foregoing features, the injector can include an oxidizer piston and a fuel piston that deliver oxidizer and fuel, respectively, to the combustion chamber, in a sequenced manner so that the oxidizer is introduced prior to the fuel.
L'invention concerne des systèmes de propulsion de fusées et des procédés associés. Un système représentatif comprend une chambre de combustion ayant une paroi de chambre tournée vers l'intérieur entourant une zone de combustion. La chambre a une forme généralement sphérique et est exposée à la zone de combustion. Un injecteur de propergol est couplé à la chambre de combustion et a au moins une buse d'injecteur de carburant positionnée pour diriger un flux de carburant de refroidissement radialement vers l'extérieur le long de la paroi de chambre tournée vers l'intérieur. En plus ou au lieu des caractéristiques précédentes, l'injecteur peut comprendre un piston de comburant et un piston de carburant qui délivrent du comburant et du combustible, respectivement, à la chambre de combustion, de manière séquencée de telle sorte que le comburant est introduit avant le carburant.
ROCKET PROPULSION SYSTEMS AND ASSOCIATED METHODS
SYSTÈMES DE PROPULSION DE FUSÉES ET PROCÉDÉS ASSOCIÉS
2020-01-09
Patent
Electronic Resource
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