DE10156124A1

DE10156124A1 - Liquid-cooled rocket engine with meandering cooling channels

Info

Publication number: DE10156124A1
Application number: DE2001156124
Authority: DE
Inventors: Christian Hensel; Oliver Knab; Stefan Menne
Original assignee: Astrium GmbH
Current assignee: EADS Space Transportation GmbH
Priority date: 2001-11-16
Filing date: 2001-11-16
Publication date: 2003-06-12
Anticipated expiration: 2021-11-17
Also published as: DE10156124B4; ITMI20022367A1; FR2832461A1; FR2832461B1

Abstract

Beschrieben wird ein flüssigkeitsgekühltes Raketentriebwerk (1) mit einer Brennkammer (2) und einer Expansionsdüse (3), wobei die Brennkammer (2) und/oder die Expansionsdüse (3) Kühlkanäle (8) einer Flüssigkeitskühlung aufweisen. Dabei weist zumindest ein Teil der Kühlkanäle (8) zumindest abschnittsweise eine mäanderförmige Geometrie auf.A liquid-cooled rocket engine (1) with a combustion chamber (2) and an expansion nozzle (3) is described, the combustion chamber (2) and / or the expansion nozzle (3) having cooling channels (8) for liquid cooling. At least some of the cooling channels (8) have a meandering geometry, at least in sections.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein flüssigkeitsgekühltes Raketentriebwerk mit einer Brennkammer und einer Expansionsdüse, wobei die Brennkammer und/oder die Expansionsdüse Kühlkanäle einer Flüssigkeitskühlung aufweisen. Welcher der genannten Teile des Raketentriebwerkes mit einer Flüssigkeitskühlung versehen wird, hängt von den jeweiligen Anforderungen an das Triebwerk, den verwendeten Materialien sowie den Anwendungsbereichen für das Triebwerk ab. The present invention relates to a liquid-cooled rocket engine with a Combustion chamber and an expansion nozzle, the combustion chamber and / or the Expansion nozzle have cooling channels of a liquid cooling. Which of the parts of the Rocket engine with liquid cooling depends on the particular Requirements for the engine, the materials used and the Areas of application for the engine.

Solche Raketentriebwerke sind aus dem Stand der Technik hinreichend bekannt, beispielsweise aus G. P. Sutton "Rocket Propulsion Elements", Sixth Edition, John Wiley & Sons Inc. 1992, S. 289-298. In der Regel verlaufen dabei die Kühlkanäle in Längsrichtung, also in Axialrichtung des Raketentriebwerkes. Es sind aber auch Raketentriebwerke bekannt, bei denen die Kühlkanäle in Form einer Helix verlaufen. Hierzu wird beispielsweise auf US 5,221,045 verwiesen. Such rocket engines are well known from the prior art, for example from G. P. Sutton "Rocket Propulsion Elements", Sixth Edition, John Wiley & Sons Inc. 1992, pp. 289-298. As a rule, the cooling channels run in the longitudinal direction, ie in Axial direction of the rocket engine. Rocket engines are also known, however where the cooling channels run in the form of a helix. For this purpose, for example, US 5,221,045 directed.

Die genannten Raketentriebwerke sind thermisch hoch belastet und werden daher durch Abführung der Wärme aus dem Triebwerk durch die Triebwerkswand an eine Kühlflüssigkeit, insbesondere an einen Brennstoff, gekühlt, der durch die Kühlkanäle in der Triebwerkswand geleitet wird. Aufgrund der dabei auftretenden großen Temperaturgradienten im Wandbereich (siehe hierzu beispielsweise G. P. Sutton "Rocket Propulsion Elements") ergibt sich eine mehr oder weniger ausgeprägte Temperaturschichtung der Kühlflüssigkeit (Stratifizierung) im Verlauf des Kühlkanals, die mit zunehmender Lauflänge immer ausgeprägter wird. Es erfolgt also eine Ausbildung von stabilen Flüssigkeitsschichten unterschiedlicher Temperatur in der Kühlflüssigkeit. The rocket engines mentioned are highly thermally stressed and are therefore by Dissipation of heat from the engine through the engine wall to one Cooling liquid, in particular cooled to a fuel, through the cooling channels in the Engine wall is directed. Because of the large temperature gradients that occur in the wall area (see, for example, G. P. Sutton "Rocket Propulsion Elements") this results in a more or less pronounced temperature stratification of the coolant (Stratification) in the course of the cooling channel, which always increases with the length of the barrel becomes more pronounced. Stable liquid layers are thus formed different temperature in the coolant.

Vor allem in denjenigen Bereichen eines Triebwerkes, die eine gleichmäßige Kontur aufweisen (zylindrisch, gleichmäßig konisch), kann sich die Stratifizierung weitgehend ungestört ausbilden. Die in solchen gleichmäßig konturierten Teiles des Triebwerkes auftretende Stratifizierung des Kühlmediums führt zu einer verminderten Wärmeabfuhr, da der übertragene Wärmestrom annähernd proportional zum Temperaturunterschied zwischen Brennkammerwand und Kühlmedium ist. Bei stratifizierter Strömung führt die höhere Temperatur der Kühlmittelschicht in Wandnähe zu einer Verringerung der Kühlleistung und damit zu höheren Wandtemperaturen und einer geringeren Lebensdauer der Kammer. Especially in those areas of an engine that have an even contour stratification can be largely undisturbed form. The one occurring in such evenly contoured part of the engine Stratification of the cooling medium leads to reduced heat dissipation, since the transferred heat flow approximately proportional to the temperature difference between Combustion chamber wall and cooling medium. With stratified flow, the higher temperature leads the coolant layer near the wall to reduce the cooling capacity and thus higher wall temperatures and a shorter chamber life.

Zusätzlich gibt es Anwendungen, in denen eine möglichst hohe Aufheizung des Kühlmediums gefordert wird (z. B. bei regenerativ gekühlten Triebwerken, d. h. Expander Cycle Triebwerken). Diese Anforderungen können bei Vorliegen einer stratifizierten Strömung ebenfalls nur bedingt erfüllt werden. In addition, there are applications in which the highest possible heating of the Cooling medium is required (e.g. in the case of regeneratively cooled engines, i.e. expander cycle Engines). These requirements can be met if there is a stratified flow can also be met only to a limited extent.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es daher, ein verbessertes Raketentriebwerk mit Flüssigkeitskühlung bereitzustellen, das einen höheren Wärmeübertrag von der Triebwerkswand in das Kühlmedium garantiert, und dabei insbesondere die in den Kühlkanälen auftretende Stratifizierung des Kühlmediums entweder auszuschließen oder wenigstens zu vermindern. The object of the present invention is therefore to provide an improved rocket engine To provide liquid cooling that has a higher heat transfer from the Engine wall in the cooling medium guaranteed, and especially in the cooling channels Stratification of the cooling medium occurring either to be excluded or at least to Reduce.

Diese Aufgabe wird gelöst durch die Merkmale des Anspruchs 1. Die Erfindung umfasst ein flüssigkeitsgekühltes Raketentriebwerk mit einer Brennkammer und einer Expansionsdüse, wobei die Brennkammer und/oder die Expansionsdüse Kühlkanäle einer Flüssigkeitskühlung aufweisen. Gemäß der Erfindung ist nun vorgesehen, dass zumindest ein Teil der Kühlkanäle zumindest abschnittsweise eine mäanderförmige Geometrie aufweist. Mäanderförmig bedeutet dabei, dass die Kühlkanäle mindestens eine Krümmung in positive Umfangsrichtung sowie mindestens eine Krümmung in negative Umfangsrichtung aufweist. Der Effekt dieser speziellen Geometrie ist folgender: Tritt eine Krümmung des Kühlkanals auf, werden durch die daraus resultierende Strömungsumlenkung, abhängig vom lokalen Krümmungsradius, Zentrifugalkräfte und Corioliskräfte induziert, die sich in der Ausbildung eines im Strömungsquerschnitts liegenden Wirbelpaares auswirken. Dieses Wirbelpaar sorgt für einen erheblichen konvektiven Strömungsaustausch innerhalb des Strömungsquerschnitts, wodurch die Temperaturschichtung (Stratifizierung) im Kühlmedium verringert wird. Es erfolgt also die Induzierung einer Querströmung innerhalb des Kühlkanalquerschnitts, die zu einem effektiven Temperaturaustausch durch konvektive Vermischung innerhalb des Kühlmediums führt. This object is achieved by the features of claim 1. The invention comprises a liquid-cooled rocket engine with a combustion chamber and an expansion nozzle, wherein the combustion chamber and / or the expansion nozzle cooling channels Have liquid cooling. According to the invention it is now provided that at least part of the Cooling channels has a meandering geometry at least in sections. Meandering means that the cooling channels have at least one curvature in positive Has circumferential direction and at least one curvature in the negative circumferential direction. The effect of this special geometry is as follows: If the cooling duct bends due to the resulting flow deflection, depending on the local Radius of curvature, centrifugal forces and Coriolis forces induced in training of a vortex pair lying in the flow cross-section. This pair of vertebrae ensures a significant convective flow exchange within the Flow cross section, whereby the temperature stratification (stratification) in the cooling medium is reduced. So there is the induction of a cross flow within the Cooling channel cross-section, which leads to an effective temperature exchange through convective mixing leads within the cooling medium.

Wie bereits erwähnt tritt der Effekt der Stratifizierung besonders deutlich in Bereichen mit gleichmäßiger Geometrie auf. Damit können besonders in solchen Bereichen mäanderförmige Kühlkanäle vorgesehen werden. So kann insbesondere vorgesehen sein, dass die Kühlkanäle in einem zylindrischen Bereich der Brennkammer des Raketentriebwerkes zumindest abschnittsweise eine mäanderförmige Geometrie auf weisen. Je nach Anforderung und verwendeten Materialien des Triebwerkes kann alternativ oder zusätzlich aber auch vorgesehen sein, dass die Kühlkanäle im Bereich der Düsenerweiterung der Brennkammer und/oder im Bereich der Expansionsdüse zumindest abschnittsweise eine mäanderförmige Geometrie aufweisen. As already mentioned, the effect of stratification is particularly evident in areas uniform geometry. This can be particularly useful in such areas meandering cooling channels are provided. In particular, it can be provided that the Cooling channels in a cylindrical area of the combustion chamber of the rocket engine have a meandering geometry at least in sections. Depending on requirements and materials used for the engine can alternatively or additionally also be provided that the cooling channels in the region of the nozzle extension of the combustion chamber and / or in the region of the expansion nozzle, at least in sections, a meandering one Have geometry.

Die Gestaltung der mäanderförmigen Geometrie der Kühlkanäle ist weitgehend frei wählbar und kann jeweils an den gewünschten Wärmeübergang von der Triebwerkswand in das Kühlmittel durch Variation der Krümmungsradien sowie der Anzahl der Krümmungen pro Längeneinheit angepasst werden. Es ist dabei jedoch gegebenenfalls der durch die Krümmungen induzierte zusätzliche Druckverlust zu berücksichtigen. Dieser kann minimieret werden durch geeignete Wahl der Zahl und der geometrischen Ausbildung der Krümmungen. Dabei kann insbesondere vorgesehen werden, dass in Bereichen höherer Wärmebelastung die mäanderförmige Geometrie der Kühlkanäle eine größere Zahl von Krümmungen pro Längeneinheit aufweist als in Bereichen geringerer Wärmebelastung. The design of the meandering geometry of the cooling channels is largely freely selectable and can each of the desired heat transfer from the engine wall in the Coolant by varying the radii of curvature and the number of curvatures per Length unit can be adjusted. However, it may be the one by Curvature induced additional pressure loss to be considered. This can be minimized are selected by suitable choice of the number and the geometric design of the Curvatures. It can in particular be provided that higher areas Heat stress the meandering geometry of the cooling channels a larger number of curvatures per unit length than in areas with lower thermal loads.

Spezielle Ausführungsbeispiele der vorliegenden Erfindung werden nachfolgend anhand der Fig. 1 bis 4 erläutert. Special exemplary embodiments of the present invention are explained below with reference to FIGS. 1 to 4.

Es zeigen: Show it:

Fig. 1 Raketentriebwerk mit Kühlkanal-Geometrie nach dem Stand der Technik Fig. 1 rocket engine with cooling channel geometry according to the prior art

Fig. 2 Raketentriebwerk mit mäanderförmiger Kühlkanal-Geometrie im Brennkammer- Bereich Fig. 2 rocket engine with meandering cooling channel geometry in the combustion chamber area

Fig. 3 Raketentriebwerk mit mäanderförmiger Kühlkanal-Geometrie im Bereich der Düsenerweiterung bzw. der Expansionsdüse Fig. 3 rocket engine with a meandering cooling channel geometry in the area of the nozzle extension or the expansion nozzle

Fig. 4 Raketentriebwerk mit variierender mäanderförmiger Kühlkanal-Geometrie in Bereichen unterschiedlicher Wärmebelastung Fig. 4 rocket engine with varying meandering cooling channel geometry in areas of different thermal loads

Fig. 1 zeigt schematisch ein Raketentriebwerk 1, welches insbesondere eine Brennkammer 2 und eine Expansionsdüse 3 (hier nur angedeutet) aufweist. Die Brennkammer 2 besteht dabei aus einem zylindrischen Teil 4 und einem konturierten Düsenteil 5, welches wiederum einen Brennkammerhals 6 und eine Düsenerweiterung 7 umfasst. Das Triebwerk 1 besitzt eine Flüssigkeitskühlung, die durch Kühlkanäle 8 realisiert wird, welche in die Wand 12 des Triebwerkes 1 eingelassen sind und sich in Längsrichtung x des Triebwerkes 1 erstrecken. Durch die Kühlkanäle 8 wird ein flüssiges Kühlmedium, insbesondere ein Treibstoff wie z. B. flüssiger Wasserstoff, geleitet, um die heiße Innenseite 11 der Triebwerkswand 12 während des Betriebs zu kühlen. Für diese Kühlkanäle 8 ist also der Winkel θ entsprechend der üblichen Bauweise immer konstant, da sich die Kühlkanäle 8 in einer Ebene parallel zur x-Achse erstrecken. Der in Fig. 1 exemplarisch dargestellte Kühlkanal 8 erstreckt sich in Fig. 1 nur über den Bereich der Brennkammer 2, er kann aber je nach Anforderung sich auch weiter in den Bereich der Expansionsdüse 3 erstrecken. Fig. 1 shows schematically a rocket engine 1 , which in particular has a combustion chamber 2 and an expansion nozzle 3 (only indicated here). The combustion chamber 2 consists of a cylindrical part 4 and a contoured nozzle part 5 , which in turn comprises a combustion chamber neck 6 and a nozzle extension 7 . The engine 1 has liquid cooling, which is realized by cooling channels 8 , which are embedded in the wall 12 of the engine 1 and extend in the longitudinal direction x of the engine 1 . Through the cooling channels 8 , a liquid cooling medium, in particular a fuel such as. B. liquid hydrogen passed to cool the hot inside 11 of the engine wall 12 during operation. For these cooling channels 8 , the angle θ is therefore always constant in accordance with the usual design, since the cooling channels 8 extend in a plane parallel to the x-axis. The cooling duct 8 shown as an example in FIG. 1 extends in FIG. 1 only over the area of the combustion chamber 2 , but it can also extend further into the area of the expansion nozzle 3 , depending on requirements.

Wie bereits beschrieben weisen solche Triebwerke jedoch den Nachteil auf, dass vor allem in denjenigen Bereichen des Triebwerkes 1, die eine gleichmäßige Kontur aufweisen (zylindrisch, gleichmäßig konisch), sich eine Stratifizierung des Kühlmediums weitgehend ungestört ausbilden kann. Die in solchen gleichmäßig konturierten Teil des Triebwerkes 1 auftretende Stratifizierung des Kühlmediums führt dann zu einer unerwünschten Verminderung der Wärmeabfuhr. Das Triebwerk 1 nach Fig. 1 weist vor allem drei gleichmäßig konturierte Bereiche auf, nämlich den zylindrischen Teil 4, die Düsenerweiterung 7 sowie die sich daran anschließende Expansionsdüse 3. In den Fig. 2 bis 4 werden analoge Komponenten ebenfalls mit den vorstehend genannten Bezugszeichen bezeichnet. As already described, however, such engines have the disadvantage that, particularly in those areas of the engine 1 which have a uniform contour (cylindrical, uniformly conical), stratification of the cooling medium can develop largely undisturbed. The stratification of the cooling medium occurring in such a uniformly contoured part of the engine 1 then leads to an undesirable reduction in the heat dissipation. The engine 1 according to FIG. 1 has, above all, three uniformly contoured areas, namely the cylindrical part 4 , the nozzle extension 7 and the expansion nozzle 3 adjoining it. In Figs. 2 to 4 analog components are also indicated by the above reference numerals.

Fig. 2 zeigt ein erfindungsgemäßes Triebwerk 1, wobei im Bereich des zylindrischen Teils 4 eine mäanderförmige Geometrie des Kühlkanals 8 vorgesehen ist. Mäanderförmig bedeutet dabei, dass der Kühlkanal 8 mindestens eine Krümmung in positive θ-Richtung sowie mindestens eine Krümmung in negative θ-Richtung, also mindestens eine Krümmung in positive Umfangsrichtung sowie mindestens eine Krümmung in negative Umfangsrichtung aufweist. Es wird dadurch eine Stratifizierung des Kühlmediums im Kühlkanal 8 vermieden, und vielmehr eine Durchmischung des Kühlmediums erreicht. Die Mischung der Strömungsbereiche des Kühlmediums im Kühlkanalquerschnitt wird durch Verwendung der mäanderförmigen Krümmungen des Kühlkanals 8 erreicht, die, wie vorher geschildert, zur Ausbildung eines Wirbelpaares im Kühlkanalquerschnitt führt, induziert durch Zentrifugalkräfte und Corioliskräfte. Diese Krümmungen des Kühlkanals 8 liegen dabei in einer Mantelfläche, also in einer Fläche, die durch die Koordinaten (x, θ) definiert wird. Fig. 2 shows an inventive power plant 1, wherein in the region of the cylindrical portion 4, a meander-like geometry of the cooling channel 8 is provided. Meandering here means that the cooling channel 8 has at least one curvature in the positive θ direction and at least one curvature in the negative θ direction, that is to say at least one curvature in the positive circumferential direction and at least one curvature in the negative circumferential direction. A stratification of the cooling medium in the cooling channel 8 is thereby avoided, and mixing of the cooling medium is achieved. The mixing of the flow areas of the cooling medium in the cooling channel cross section is achieved by using the meandering curvatures of the cooling channel 8 , which, as previously described, leads to the formation of a vortex pair in the cooling channel cross section, induced by centrifugal forces and Coriolis forces. These curvatures of the cooling channel 8 lie in a lateral surface, that is to say in a surface which is defined by the coordinates (x, θ).

Bedingt durch die Lage der Kühlkanalkrümmung in einer radialen (x, θ)-Mantelfläche liegt die Symmetrieachse des Wirbelpaares in Umfangsrichtung (θ), also entlang eines Kreises mit konstantem Radius r. Daraus ergibt sich eine untere und eine obere Wirbelzelle. Insbesondere bei besonders in Hochleistungs-Raketentriebwerken verwendeten Kühlkanälen 8 mit großem Verhältnis von Kühlkanalhöhe zu Kühlkanalbreite ergibt sich für die so erzeugten Wirbelpaare eine sehr günstige, weitgehend runde Wirbelform. Due to the position of the cooling channel curvature in a radial (x, θ) surface, the axis of symmetry of the vortex pair lies in the circumferential direction (θ), i.e. along a circle with a constant radius r. This results in a lower and an upper vertebral cell. Particularly in the case of cooling channels 8, which are used particularly in high-performance rocket engines and have a large ratio of cooling channel height to cooling channel width, the vortex pairs produced in this way have a very favorable, largely round vortex shape.

Fig. 3 zeigt eine alternative oder zusätzliche Anwendung der vorliegenden Erfindung, wobei nun alternativ oder zusätzlich zu mäanderförmigen Kühlkanälen 8 im Bereich des zylinderförmigen Teils der Brennkammer 2 auch mäanderförmige Kühlkanäle 8 im Bereich der Düsenerweiterung 7 bzw. der Expansionsdüse 3 vorgesehen werden können. Fig. 3 shows an alternative or additional use of the present invention with now be alternatively or in addition to the meander-shaped cooling channels 8 in the region of the cylindrical part of the combustion chamber 2 also meandering cooling channels 8 may be provided in the region of the nozzle extension 7 and the expansion nozzle 3.

Fig. 4 zeigt eine weitere alternative Ausführungsform der vorliegenden Erfindung. Hierbei sei angenommen, dass in einem ersten Bereich 9 eine geringere Wärmebelastung der Triebwerkswand 12 vorliegt als in einem zweiten Bereich 10, in dem also eine höhere Wärmebelastung der Triebwerkswand 12 gegeben sein soll. Es kann dann vorgesehen werden, dass in dem zweiten Bereich 10 mit höherer Wärmebelastung die Geometrie der Kühlkanäle 8 eine größere Zahl von Krümmungen pro Längeneinheit aufweist als in dem ersten Bereich 9, also in dem zweiten Bereich 10 die Krümmungen eine kürzere "Wellenlänge" besitzen. Es kann dadurch in dem zweiten Bereich 10 mit einer größeren Zahl von Krümmungen pro Längeneinheit eine noch stärkere Durchmischung des Kühlmediums erreicht werden und so eine noch weiter verbesserte Wärmeaufnahme garantiert werden. Fig. 4 shows a further alternative embodiment of the present invention. It is assumed here that in a first area 9 there is a lower thermal load on the engine wall 12 than in a second area 10 , in which a higher heat load of the engine wall 12 should therefore be given. It can then be provided that the geometry of the cooling channels 8 has a greater number of curvatures per unit length in the second region 10 with higher thermal load than in the first region 9 , that is to say in the second region 10 the curvatures have a shorter “wavelength”. As a result, an even stronger mixing of the cooling medium can be achieved in the second region 10 with a larger number of curvatures per unit length and thus an even further improved heat absorption can be guaranteed.

Claims

1. Liquid-cooled rocket engine ( 1 ) with a combustion chamber ( 2 ) and an expansion nozzle ( 3 ), the combustion chamber ( 2 ) and / or the expansion nozzle ( 3 ) having cooling channels ( 8 ) of a liquid cooling, characterized in that at least part of the Cooling channels ( 8 ) have a meandering geometry at least in sections.

2. Rocket engine according to claim 1, characterized in that the cooling channels ( 8 ) in a cylindrical region ( 4 ) of the combustion chamber ( 2 ) at least in sections have a meandering geometry.

3. rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the cooling channels ( 8 ) in the region of the nozzle extension ( 7 ) of the combustion chamber ( 2 ) and / or in the region of the expansion nozzle ( 3 ) at least in sections have a meandering geometry.

4. rocket engine according to one of claims 1 to 3, characterized in that in areas of higher thermal load ( 10 ) the meandering geometry of the cooling channels ( 8 ) has a greater number of curvatures per unit length than in areas ( 9 ) of lower thermal load.