CN1178000C - 用于控制传导到膨胀循环式火箭发动机中喷嘴侧壁上的热量的装置 - Google Patents
用于控制传导到膨胀循环式火箭发动机中喷嘴侧壁上的热量的装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN1178000C CN1178000C CNB018005497A CN01800549A CN1178000C CN 1178000 C CN1178000 C CN 1178000C CN B018005497 A CNB018005497 A CN B018005497A CN 01800549 A CN01800549 A CN 01800549A CN 1178000 C CN1178000 C CN 1178000C
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- nozzle
- side wall
- surface roughness
- nozzle wall
- heat transfer
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
- 230000003746 surface roughness Effects 0.000 claims abstract description 16
- 239000002826 coolant Substances 0.000 claims abstract description 7
- 239000000659 freezing mixture Substances 0.000 claims description 6
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 16
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 15
- RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N Copper Chemical compound [Cu] RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 229910052802 copper Inorganic materials 0.000 description 5
- 239000010949 copper Substances 0.000 description 5
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 4
- 239000000463 material Substances 0.000 description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 4
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 description 4
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 2
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000000151 deposition Methods 0.000 description 1
- 238000000227 grinding Methods 0.000 description 1
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 1
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 238000003801 milling Methods 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/97—Rocket nozzles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Coating By Spraying Or Casting (AREA)
Abstract
本发明涉及一种用于增加传导到冷却剂上的热量的装置，其中所述冷却剂位于膨胀循环式火箭发动机中带有冷却剂通道的喷嘴侧壁的内侧。为了实现该目的，本发明提出：为了扰乱喷嘴侧壁上的附面层并且从而增加热传导，喷嘴侧壁上面对火焰的内侧面具有一个特别选定的增大的表面粗糙度，该表面粗糙度的大小使之能够穿透喷嘴侧壁上的附面层的粘性底层。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于提高膨胀循环式火箭发动机(expander cyclerocket engines)功率的装置，尤其是涉及一种用于增加传导到冷却剂的热量的装置，其中所述冷却剂位于膨胀循环式火箭发动机中带有冷却剂通道的喷嘴侧壁的侧面上。
背景技术
例如，由US-3712546公知了需要对火箭发动机中喷嘴侧壁上的附面层(the boundary layer)进行控制。对附面层进行这种控制的目的是为了减小燃烧废气与喷嘴侧壁之间的摩擦力，以便提高火箭发动机喷嘴、尤其是真空喷嘴(vacuum nozzles)的膨胀率，从而提高该火箭发动机的功率。根据这篇文件用于提高火箭发动机功率的目的通过利用另外一种不同于根据本发明的装置的方式来得以实现。
US-5363645描述了一种用于在火箭发动机燃烧腔室的喉部中对燃烧废气进行发散冷却的装置。但是，这个发明的目的在于优化冷却剂的消耗量，而并非提高火箭发动机的功率。
通常，根据氧化剂流和燃料流在发动机中是如何进行组织搭配的，可以将火箭发动机分成不同的发动机循环。在火箭发动机的燃烧循环和气体发生循环中，燃烧会在该发动机中的两个地方进行，即在主燃烧腔室内和在辅助燃烧器内。从辅助燃烧器中产生的燃烧废气用于驱动燃料和氧化剂泵的涡轮。
但是，在膨胀循环式火箭发动机中，燃烧仅在主燃烧腔室中进行，而用于驱动燃料和氧化剂泵的涡轮由流经主燃烧腔室和喷嘴侧壁中的冷却剂通道的燃料(通常是液态氢)来进行驱动。因此，这也就意味着从储罐中供送出的燃料，通过泵使其压力增加，然后使燃料流经喷嘴和主燃烧腔室的侧壁中的冷却剂通道，然后流过燃料和氧化剂泵的涡轮，并且随后从泵中流出而流入到燃烧腔室中，在该燃烧腔室中，燃料与氧化剂一同燃烧。这也就意味着被加热和发生膨胀的燃料越多，由这些燃料产生、用于驱动所述涡轮的能量就越多，从而使得发动机的效率得以提高。
因此，可以通过对在冷却剂通道中被加热的燃料的量进行设定，来对能够达到的最大燃烧腔室压力进行设定。因而，由于尽可能高的燃烧腔室压力会使得火箭发动机达到最大功率，所以所希望获得尽可能高的燃烧腔室压力。
为了提高这种压力，并且从而提高膨胀循环式火箭发动机的功率，非常重要的一点，是要使得传导给燃料、用于升高燃料温度的热量达到最大化。即使燃料温度的微小提高也非常重要，这是因为发动机的功率会因此而得以提高。
用于增加传导到燃料中的热量的现有方式包括，比如利用具有半圆形或者圆形横剖面的导管来制造喷嘴侧壁，以增大喷嘴侧壁上面对火焰的面积。另外一种方式是利用具有高导热性的材料来制造喷嘴侧壁，比如利用铜。
现有技术中的缺点是，由半圆形或者圆形横剖面导管制成的喷嘴侧壁沿切线方向的强度较低，从而必须利用不同的方式来在其外侧面上进行补强。这就意味着喷嘴将更为笨重，并且会降低其有效负载能力。利用铜来制造喷嘴侧壁则具有这样的缺点，即难以对铜进行焊接，并且铜的拉伸强度低于诸如钢和镍基材料这样的材料的拉伸强度，这也意味着由铜制成的喷嘴将比由钢制成的相应喷嘴更为笨重。
发明内容
本发明的目的在于消除现有技术中的前述缺点。
根据本发明能够实现该目的，即为了扰乱喷嘴侧壁上的附面层从而增加热传导，该喷嘴侧壁上面对火焰的内侧面具有一个特别选定的增大的表面粗糙度，该表面粗糙度的大小使之能够穿透喷嘴侧壁上附面层的粘性底层(viscous sublayer)。
附图的简述
下面将参照所附附图对本发明的一个非限制性实施例进行描述，其中所附附图是半个根据本发明并且附着有燃烧腔室的火箭发动机喷嘴的剖视图。
具体实施方式
正如从附图中所能够看到的那样，在喷嘴侧壁1的内侧面上示出了一个特别选定的增大的表面粗糙度。该表面粗糙度必须足够大，以致于其能够穿透附面层的粘性底层。
所述表面粗糙度能够全面影响导热性的下限可以根据下述公式进行确定：
y+＝(cf×u2/2)0.5×y/v
其中cf是表面摩擦力，u是在附面层处的流速，v是粘滞度，而y是垂直于喷嘴侧壁的距离。
所述表面粗糙度必须至少为下限50y+，毫无疑问，在该数值范围内表面粗糙度将穿透附面层的粘性底层。
对于膨胀循环式火箭发动机中的一般喷嘴来说，表面粗糙度应该从该喷嘴的入口向出口逐步增大。在入口处的表面粗糙度应该大约为0.15毫米，而在出口处则应该大约为1毫米。
喷嘴内侧面上的这种表面粗糙度例如可以通过机械加工工艺，比如磨削工艺，铣削工艺，或者利用通过火焰燃烧使得材料发生淀积的工艺或者利用等离子喷镀工艺而获得。
通过以这种方式增大表面粗糙度，能够使得冷却剂(燃料)的温度至少升高10K，这将使得前述类型的火箭发动机中的冷却效果至少提高1％或者更多。
Claims (3)
1.一种用于增加传导到冷却剂中的热量的装置，其中所述冷却剂位于膨胀循环式火箭发动机中带有冷却剂通道的喷嘴侧壁(1)的侧面上，其特征在于：为了扰乱所述喷嘴侧壁上的附面层并且从而增加热传导，该喷嘴侧壁上面对火焰的内侧面具有一个特别选定的增大的表面粗糙度，该表面粗糙度的大小使之能够穿透喷嘴侧壁上的附面层的粘性底层。
2.根据权利要求1中所述的装置，其特征在于：所述表面粗糙度从喷嘴的入口向出口逐步增大。
3.根据权利要求2中所述的装置，其特征在于：所述表面粗糙度从喷嘴入口处的大约0.15毫米变化到喷嘴出口处的大约1毫米。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SE00008953 | 2000-03-17 | ||
| SE0000895A SE516046C2 (sv) | 2000-03-17 | 2000-03-17 | Anordning för styrning av värmeöverföringen till munstycksväggen hos raketmotorer av expandertyp |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN1364218A CN1364218A (zh) | 2002-08-14 |
| CN1178000C true CN1178000C (zh) | 2004-12-01 |
Family
ID=20278854
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CNB018005497A Expired - Fee Related CN1178000C (zh) | 2000-03-17 | 2001-03-16 | 用于控制传导到膨胀循环式火箭发动机中喷嘴侧壁上的热量的装置 |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6675571B2 (zh) |
| EP (1) | EP1179132B1 (zh) |
| JP (1) | JP4570310B2 (zh) |
| CN (1) | CN1178000C (zh) |
| AU (1) | AU4294201A (zh) |
| DE (1) | DE60108016T2 (zh) |
| ES (1) | ES2233617T3 (zh) |
| RU (1) | RU2264555C2 (zh) |
| SE (1) | SE516046C2 (zh) |
| UA (1) | UA70364C2 (zh) |
| WO (1) | WO2001069070A1 (zh) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SE512942C2 (sv) * | 1998-10-02 | 2000-06-12 | Volvo Aero Corp | Förfarande för tillverkning av utloppsmunstycken för raketmotorer |
| DE10054333B4 (de) | 2000-11-02 | 2006-11-30 | Eads Space Transportation Gmbh | Brennkammer mit erhöhtem Wärmeeintrag in eine Kühleinrichtung |
| US20080264372A1 (en) * | 2007-03-19 | 2008-10-30 | Sisk David B | Two-stage ignition system |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2022517A1 (de) | 1970-05-08 | 1971-11-25 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Raketentriebwerksduese mit Grenzschichtabsaugung |
| JPS62261652A (ja) * | 1986-05-07 | 1987-11-13 | Natl Space Dev Agency Japan<Nasda> | 液体ロケツトエンジン |
| US4799543A (en) * | 1987-11-12 | 1989-01-24 | Arthur H. Iversen | Means for temperature control of heated surfaces |
| US5410874A (en) * | 1990-11-19 | 1995-05-02 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for increasing combustion chamber pressure in a high pressure expander cycle rocket engine |
| DE4116396C2 (de) * | 1991-05-18 | 1996-04-25 | Grace Gmbh | Modifizierte amorphe Kieselsäure, Verfahren zu deren Herstellung und Antiblockingmittel |
| US5267437A (en) * | 1991-05-23 | 1993-12-07 | United Technologies Corporation | Dual mode rocket engine |
| FR2691209B1 (fr) | 1992-05-18 | 1995-09-01 | Europ Propulsion | Enceinte contenant des gaz chauds refroidie par transpiration, notamment chambre propulsive de moteur-fusee, et procede de fabrication. |
| JPH07243351A (ja) * | 1994-03-03 | 1995-09-19 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 流体熱交換装置 |
| US5832719A (en) * | 1995-12-18 | 1998-11-10 | United Technologies Corporation | Rocket thrust chamber |
| DE10054333B4 (de) * | 2000-11-02 | 2006-11-30 | Eads Space Transportation Gmbh | Brennkammer mit erhöhtem Wärmeeintrag in eine Kühleinrichtung |
-
2000
- 2000-03-17 SE SE0000895A patent/SE516046C2/sv not_active IP Right Cessation
-
2001
- 2001-03-16 UA UA2001117853A patent/UA70364C2/uk unknown
- 2001-03-16 CN CNB018005497A patent/CN1178000C/zh not_active Expired - Fee Related
- 2001-03-16 JP JP2001567925A patent/JP4570310B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2001-03-16 WO PCT/SE2001/000555 patent/WO2001069070A1/en active IP Right Grant
- 2001-03-16 US US09/980,481 patent/US6675571B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2001-03-16 EP EP01915998A patent/EP1179132B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2001-03-16 ES ES01915998T patent/ES2233617T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2001-03-16 AU AU42942/01A patent/AU4294201A/en not_active Abandoned
- 2001-03-16 DE DE60108016T patent/DE60108016T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2001-03-16 RU RU2001133736/06A patent/RU2264555C2/ru not_active IP Right Cessation
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE60108016D1 (de) | 2005-02-03 |
| EP1179132A1 (en) | 2002-02-13 |
| SE0000895L (sv) | 2001-09-18 |
| DE60108016T2 (de) | 2005-12-08 |
| ES2233617T3 (es) | 2005-06-16 |
| SE0000895D0 (sv) | 2000-03-17 |
| CN1364218A (zh) | 2002-08-14 |
| UA70364C2 (uk) | 2004-10-15 |
| WO2001069070A1 (en) | 2001-09-20 |
| AU4294201A (en) | 2001-09-24 |
| US6675571B2 (en) | 2004-01-13 |
| JP4570310B2 (ja) | 2010-10-27 |
| EP1179132B1 (en) | 2004-12-29 |
| RU2264555C2 (ru) | 2005-11-20 |
| US20020134071A1 (en) | 2002-09-26 |
| SE516046C2 (sv) | 2001-11-12 |
| JP2003527529A (ja) | 2003-09-16 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| SE1250994A1 (sv) | Super-turbokompressor som har en fast höghastighetsväxel och en kontinuerligt variabel transmission | |
| US6729137B2 (en) | Miniaturized waste heat engine | |
| RU2345238C1 (ru) | Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя | |
| JP2009532608A (ja) | 噴射着火式機関用の加熱および触媒作用を受ける燃料インジェクタ | |
| CN1178000C (zh) | 用于控制传导到膨胀循环式火箭发动机中喷嘴侧壁上的热量的装置 | |
| CN102146858A (zh) | 风动透平冲压发动机 | |
| CN111219249A (zh) | 一种新型轮式发动机 | |
| RU2447363C1 (ru) | Способ утилизации попутного нефтяного газа и энергетическая машина для его осуществления | |
| US9022006B2 (en) | Method and devices for process intensified wall integrated operations for IC engines | |
| CN202001139U (zh) | 风动透平冲压发动机 | |
| CN1328497C (zh) | 用于柴油机冷启动的辅助预混燃烧装置 | |
| CN112682228B (zh) | 一种旁路进气加热装置 | |
| US20180038262A1 (en) | Internal combustion engine exhaust pipe fluidic purger system | |
| US3893428A (en) | Thermodynamic cycle for rotary engines | |
| CN112455642A (zh) | 一种基于蒸汽引射的冷凝水增压装置及凝水系统 | |
| CN2758507Y (zh) | 用于柴油机冷启动的辅助预混燃烧装置 | |
| Nonavinakere Vinod et al. | Experimental Characterization of Transcritical Spray with Varying Fuel Temperature and Injection Pressure | |
| Nonavinakere Vinod et al. | Experimental Spray Characterization for Jet-A1 Under Temperature Controlled Subcritical, Transcritical, and Supercritical Spray Conditions | |
| RU2446310C1 (ru) | Ветротепловая электростанция | |
| CN208535972U (zh) | 一种精确控温的分体式比例调节燃烧器 | |
| CN112377916A (zh) | 基于碳氢燃料深度裂解反应流的再生冷却系统与方法 | |
| CN111219209B (zh) | 多功能转动机 | |
| US20200325816A1 (en) | Internal combustion engine exhaust pipe fluidic purger system | |
| CN204611711U (zh) | 一种移动式小型蒸汽装置 | |
| CN2392994Y (zh) | 集中燃料供应系统及其燃烧装置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| C17 | Cessation of patent right | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20041201 Termination date: 20130316 |