ES2264730T3 - Elemento de motor de cohete y procedimiento de fabricacion del mismo. - Google Patents
Elemento de motor de cohete y procedimiento de fabricacion del mismo.Info
- Publication number
- ES2264730T3 ES2264730T3 ES02729607T ES02729607T ES2264730T3 ES 2264730 T3 ES2264730 T3 ES 2264730T3 ES 02729607 T ES02729607 T ES 02729607T ES 02729607 T ES02729607 T ES 02729607T ES 2264730 T3 ES2264730 T3 ES 2264730T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- wall
- channel
- cooling
- flow
- guide surface
- 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 - Lifetime
Links
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims description 8
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 43
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 9
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 7
- 239000002826 coolant Substances 0.000 claims abstract description 6
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims abstract description 6
- 239000003507 refrigerant Substances 0.000 claims description 23
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 16
- 238000005057 refrigeration Methods 0.000 claims description 4
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims 1
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 claims 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 16
- 210000005036 nerve Anatomy 0.000 description 5
- 238000013517 stratification Methods 0.000 description 4
- 239000000463 material Substances 0.000 description 3
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 3
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 3
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 3
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 2
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 2
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 2
- 230000001154 acute effect Effects 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 1
- 239000000543 intermediate Substances 0.000 description 1
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 1
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 230000008439 repair process Effects 0.000 description 1
- 230000003746 surface roughness Effects 0.000 description 1
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
- B23P15/00—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass
- B23P15/008—Rocket engine parts, e.g. nozzles, combustion chambers
-
- 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
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
- F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements
-
- 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
- F02K9/972—Fluid cooling arrangements for nozzles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
- F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
- F28F1/00—Tubular elements; Assemblies of tubular elements
- F28F1/10—Tubular elements and assemblies thereof with means for increasing heat-transfer area, e.g. with fins, with projections, with recesses
- F28F1/40—Tubular elements and assemblies thereof with means for increasing heat-transfer area, e.g. with fins, with projections, with recesses the means being only inside the tubular element
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
- F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
- F28F13/00—Arrangements for modifying heat-transfer, e.g. increasing, decreasing
- F28F13/06—Arrangements for modifying heat-transfer, e.g. increasing, decreasing by affecting the pattern of flow of the heat-exchange media
- F28F13/12—Arrangements for modifying heat-transfer, e.g. increasing, decreasing by affecting the pattern of flow of the heat-exchange media by creating turbulence, e.g. by stirring, by increasing the force of circulation
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/10—Manufacture by removing material
- F05D2230/12—Manufacture by removing material by spark erosion methods
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
- F05D2230/26—Manufacture essentially without removing material by rolling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
- F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
- F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49346—Rocket or jet device making
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Thermal Sciences (AREA)
- Geometry (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
- Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
- Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)
- Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
- Lubrication Of Internal Combustion Engines (AREA)
- Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)
Abstract
Elemento de motor de cohete de combustible líquido (10) provisto de una estructura de pared de soporte de la carga (11, 14) que comprende una pluralidad de canales de refrigeración (11) para manejar flujo de refrigerante, cada canal de refrigeración (11) estando provisto de una superficie de guía del flujo (15, 16, 17, 19) que se extiende con un ángulo con relación al eje del canal de refrigeración, en el que dicha estructura de la pared de soporte de la carga (11, 14) comprende una pared curvada (14) y en el que una pared de cada uno de dichos canales de refrigeración está unida a dicha pared curvada, caracterizado porque el ángulo de la superficie de guía del flujo (15, 16, 17, 19) está entre 1° y 50°, para proporcionar al flujo axial de refrigerante un componente del flujo direccional radial añadido.
Description
Elemento de motor de cohete y procedimiento de
fabricación del mismo.
La presente invención se refiere a un elemento
de un motor de cohete de combustible líquido provisto de una
estructura de pared de soporte de la carga que comprende una
pluralidad de canales de refrigeración para manejar un flujo
refrigerante. La invención también se refiere a un procedimiento
para la fabricación del elemento de motor de cohete.
Durante el funcionamiento, la carga por el calor
es muy intensa dentro de la cámara de combustión de un cohete. Las
paredes de la cámara de combustión se deben refrigerada eficazmente
para que no se fundan o para que no se destruya de otro modo la
estructura. El modo más común de enfriar la pared de la cámara es
refrigerado por convección. El combustible frío e incluso el
oxidante se utiliza para la refrigeración.
La vida útil de servicio de las cámaras a menudo
es un problema. Se debe tener mucho cuidado en asegurar un
funcionamiento adecuado. La inspección y la reparación en el
desarrollo y en la utilización de motores son muy costosas. La vida
de servicio útil depende mucho del nivel de temperatura de la
estructura de la pared más cerca de la llama. El gradiente de
temperatura sobre los canales de refrigeración genera tensiones
térmicas. Las elevadas temperaturas degradan las propiedades de los
materiales. Por lo tanto, la vida de servicio útil está muy
fuertemente influida por la temperatura. La reducción de la
temperatura en 100°K conduce a un incremento aproximadamente de
tres veces la vida de servicio útil y en un incremento de 10 veces
de la duración de la termofluencia.
La carga intensa de calor conduce a la
estratificación del refrigerante. El refrigerante más próximo a la
pared caliente se calienta lo que resulta en un incremento de la
temperatura. La viscosidad del refrigerante se rebaja conduciendo a
una velocidad incrementada del flujo más cerca de la pared caliente.
Por lo tanto, el refrigerante se estratifica con gradientes agudos
de temperatura. Una gran proporción del refrigerante sólo se
calienta a un nivel bajo de temperatura, reduciendo el rendimiento
del sistema de refrigeración. La diferencia de temperatura en el
refrigerante puede ser del orden de 600-700ºK. En el
lado exterior del canal de refrigeración, cerca del extremo de
salida, el refrigerante puede tener todavía la temperatura de
admisión de 60ºK.
Se ha propuesto agrandar la superficie de
refrigeración de la pared de refrigeración, un ejemplo disponiendo
aletas longitudinales a lo largo del interior de los canales. Sin
embargo, las aletas tienen que tener alguna altura para penetrar en
la capa límite térmica. La velocidad del flujo del refrigerante se
frenará en el espacio entre las aletas en el caso en el que estén
fabricadas altas y juntas cerca. Por lo tanto, el incremento de la
transferencia de calor está limitado con esta medida. Además, el
fondo de las aletas tiene que ser agudo para dar lugar a un mayor
número de aletas. El fondo agudo es perpendicular a la primera
tensión principal. El fondo del canal presenta una importante
concentración de tensiones. Las aletas son delicadas de fabricar.
La anchura de los canales en el área del cuello es del orden de 1,0
mm, lo que significa que la anchura máxima de una de tres aletas es
0,3 mm y la punta de la aleta se hace extremadamente
delicada.
delicada.
Además, se ha propuesto hacer más eficaz la
transferencia de calor incrementando la rugosidad de la superficie
de la pared del canal para generar turbulencia en el flujo del
refrigerante. La rugosidad de la superficie incrementa los vórtices
en la pared, pero el efecto es pequeño con un fluyente de viscosidad
muy baja como el hidrógeno.
El documento RU 2061890 muestra una cámara de
combustión con canales de refrigeración formados mediante insertos
conformados con una sección en I. Protusiones de turbulencias
fabricadas como alambres están soldadas a través de los canales.
El documento GB 904887 muestra una cámara de
combustión con una pluralidad de tubos de metal dispuestos uno al
lado del otro con paredes laterales planas apoyándose a aquellas de
los tubos vecinos. Los tubos de metal están soldados juntos, el
interior de los tubos sirve como canales de refrigeración.
El documento JP 60048127 muestra la utilización
de una banda de acero enroscada en el interior de un canal de
refrigeración horizontal para forzar un flujo secundario para evitar
la estratificación. Este procedimiento se propone para la aplicación
en plantas nucleares en tuberías horizontales de reactores, bombas
intermedias, intercambiadores de calor y boquillas de admisión de
generadores de vapor. La banda de acero puede conducir a puntos
calientes en el lado caliente y un sobrecalentamiento del material
debido al flujo reducido de refrigerante en el canal.
Un objeto de la presente invención es por lo
tanto proporcionar un elemento de motor de cohete con una
estratificación reducida del refrigerante en el interior de los
canales de refrigeración.
Esto se consigue por medio del elemento de
acuerdo con la invención, el cual está caracterizado porque cada
canal de refrigeración está provisto con una superficie de guía del
flujo que se extiende en un ángulo con respecto al eje del canal de
refrigeración, para proporcionar al flujo de refrigerante axial un
componente de flujo direccional radial añadido. La superficie de
guía del flujo fuerza al refrigerante a girar a medida que fluye a
través del canal, de forma que se evita la estratificación.
El procedimiento de acuerdo con la invención
está caracterizado por los pasos del afilado de la superficie de
lámina de metal para proporcionar una superficie de guía del flujo,
el plegado de la lámina de metal en canales de refrigeración y la
unión de los canales de refrigeración a la estructura de la
pared.
Formas de realización ventajosas de la invención
se pueden derivar de las reivindicaciones condicionales
subsiguientes.
La invención se describirá adicionalmente en lo
que sigue a continuación, de un modo no limitativo, con referencia a
los dibujos que se acompañan en los cuales:
La figura 1 es una vista en perspectiva
esquemática, parcialmente cortada, de una cámara de combustión de un
cohete de acuerdo con la invención.
La figura 2 muestra a mayor escala una sección
longitudinal a través del canal de refrigeración de la cámara de
combustión representada en la figura 1, de acuerdo con una primera
forma de realización de la invención.
La figura 3 es una sección transversal del canal
de refrigeración de acuerdo con las figuras 1 y 2.
La figura 4 es una sección a lo largo de la
línea A-A de la figura 3.
La figura 5 es una sección que corresponde a la
figura 2, de acuerdo con una segunda forma de realización de la
invención. Y
La figura 6 es una sección transversal del canal
de refrigeración de acuerdo con la figura 5.
La figura 7 es una sección correspondiente a la
figura 2, de acuerdo con una tercera forma de realización de la
invención.
La figura 8 es una sección transversal del canal
de refrigeración de acuerdo a la figura 7.
La figura 9 y la figura 10 ilustran un ejemplo
de la fabricación de cada una de las estructuras de canal en las que
la figura 9 muestra una lámina sin plegar mecanizada y la figura 10
muestra la lámina de la figura 9 en un estado plegado, formando una
pieza de un canal de refrigeración.
La figura 1 muestra una vista lateral
esquemática y algo simplificada de una cámara de combustión de un
motor de cohete 10 que ha sido fabricada de acuerdo con la presente
invención. La cámara de combustión está pensada para utilizarla en
motores de cohete del tipo que utiliza combustible líquido, por
ejemplo hidrógeno líquido. El funcionamiento de un motor de cohete
de este tipo es conocido anteriormente por sí mismo y por lo tanto
no se describe en detalle aquí. La cámara de combustión 10 está
refrigerada con la ayuda de un medio refrigerante que también se
utiliza preferiblemente como combustible en el motor de cohete
particular. La invención sin embargo no está limitada a las cámaras
de combustión de este tipo.
La cámara de combustión 10 está fabricada con
una forma exterior que conforma un cuerpo de revolución provisto de
un eje de revolución y una sección transversal que varía en diámetro
a lo largo de dicho eje.
La pared de la cámara de combustión es una
estructura que comprende una pluralidad de canales de refrigeración
mutuamente adyacentes 11 que se extienden substancialmente en
paralelo al eje longitudinal de la cámara de combustión 10 desde el
colector extremo de admisión 12 hasta su colector extremo de salida
13. El exterior de la estructura incluye una camisa de presión de
una pieza 14. Los canales de refrigeración en forma de U 11 están
curvados en la dirección longitudinal para conformar el contorno de
la camisa y están axialmente orientados a lo largo de la pared, en
esta posición, están unidos a la pared de la camisa de metal
mediante soldadura fuerte.
En la forma de realización de acuerdo con las
figuras 2-4, cada canal de refrigeración 11 tiene
una superficie de guía del flujo interior que comprende una
pluralidad de nervios que sobresalen 15 que se extienden en ángulo
con relación al eje del canal de refrigeración. El ángulo de los
nervios forzará al refrigerante a girar en el interior del canal a
medida que el refrigerante fluye a lo largo del canal. De este modo
el refrigerante sin calentar será transportado desde el exterior del
canal al interior y el refrigerante calentado será transportado
desde el interior del canal al exterior.
La figura 3 muestra una sección transversal de
uno de los canales de acuerdo con la figura 1. La figura 2 muestra
una sección longitudinal (una vista en corte lateral) del canal a lo
largo de la línea B-B de la figura 3 y la figura 4
muestra una sección longitudinal (una vista en corte desde arriba)
del canal a lo largo de la línea A-A de la figura
3.
La superficie de guía del flujo se extiende en
un ángulo con respecto al eje del canal de refrigeración, dicho
ángulo es distinto de 0° y 90° en relación con el eje del canal de
refrigeración. Dicho ángulo está preferiblemente entre 1° y 50°,
especialmente entre 5° y 30° y particularmente entre 10° y 20° en
relación con el eje del canal de refrigeración.
Será posible reducir la temperatura de la cámara
de combustión en 100ºK remplazando aproximadamente el 15% del
refrigerante ya calentado con refrigerante sin calentar. La
velocidad del flujo radial del refrigerante será entonces
aproximadamente el 15% de su velocidad axial. Esto representa un
ángulo de 9° desde el vector de la velocidad axial. Este pequeño
ángulo impone únicamente una pequeña caída de presión al flujo de
refrigerante.
La superficie del canal con nervios incrementa
los pequeños vórtices y la fricción en el lado caliente
contribuyendo también a incrementar la transferencia de calor. En
lugar de la superficie con nervios de las figuras
2-4, la superficie puede estar provista de ranuras
en la pared del canal. La topología debe ser bastante suave en el
lado caliente del canal en el que está la ubicación de la limitación
de la vida del servicio, para reducir las concentraciones de
tensiones.
Las figuras 5 y 6 muestran una segunda forma de
realización de la invención, en la que las superficies de guía del
flujo están provistas en el canal por medio de una estructura de
inserto separada 16 provista de un núcleo central, o cuerpo, con
partes roscadas exteriores 17. La estructura 16 está adaptada para
ser firmemente fijada al canal. La estructura de inserto 16 está
provista por lo tanto de medios 24 para mantener la distancia entre
la pared del canal 14 y el núcleo central. Dichos medios de
mantenimiento de la distancia están aquí formados por partes que se
prolongan radialmente dispuestas a distancias mutuas en la dirección
longitudinal del canal. Puesto que hay partes roscadas 17 en el lado
interior de la pared del canal 18, el inserto no bloquea el acceso
del refrigerante a la pared caliente.
Las figuras 7 y 8 muestran una tercera forma de
realización de la invención. Como una alternativa al inserto 16
representado en las figuras 5 y 6, el inserto en esta forma de
realización está formado por una espiral helicoidal 19 sin un núcleo
central. La espiral helicoidal 19, o resorte, se extiende a lo largo
de la forma de un cilindro circular imaginario y está dispuesta en
contacto con por lo menos una parte de la pared del canal
interior.
Los canales 11 pueden tener una sección
transversal más pequeña en el colector de admisión 12 que en el
colector de salida 13. Adicionalmente, la anchura del elemento de
canal en la dirección circunferencial del elemento de motor de
cohete puede variar a lo largo de la longitud del elemento de canal.
Preferiblemente, la anchura de los elementos de canal se escoge de
manera que los elementos de canal estén dispuestos en contacto unos
con otros, esto es, sin que exista separación mutua, en la dirección
circunferencial en la parte de la cámara de combustión de un
elemento de motor de cohete. Por otra parte, los elementos de canal
pueden tener una anchura tal y pueden estar dispuestos de tal forma
que exista separación mutua en la dirección circunferencial en la
parte de expansión del gas del elemento de motor de cohete.
Preferiblemente, elementos de canal de refrigeración separados están
estampados para presentar la estructura de la superficie con nervios
o ranurada. Estos elementos están plegados a la anchura deseada del
canal cónico. Finalmente los canales separados se montan dentro de
la cámara simétrica rotacional y se sueldan con soldadura fuerte.
Por lo tanto, se simplifica la fabricación de la camisa y de los
colectores.
El procedimiento para fabricación del elemento
de motor de cohete se describe más adelante con referencia a las
figuras 9 y 10 de acuerdo con un ejemplo. En la figura 9, una lámina
de metal está representada en forma de una placa 20. Un lado de la
placa se mecaniza de tal manera que la superficie presenta nervios o
ranuras. En la figura 9, la lámina de metal 20 se enrolla por medio
de la rodadura y la presión de un cilindro 21 contra la placa. En
este caso, el cilindro está provisto de nervios helicoidales 22 en
su superficie exterior. Mediante este proceso de rodadura, los
nervios helicoidales 22 forman ranuras en diagonal 23 en la lámina
de metal 20. Después de eso, se pliega la lámina, o se conforma, de
tal manera que forme una pieza de un canal de refrigeración, véase
la figura 10. Una pluralidad de tales láminas plegadas después de
eso se unen a la pared 14.
Como una alternativa, la estructura de la
superficie se puede aplicar a los canales con lados paralelos. Esto
se puede hacer extrayendo material, por ejemplo por medio de
mecanizado por electro erosión.
La invención no está limitada a las formas de
realización anteriormente descritas, sino que son posibles diversas
modificaciones dentro del ámbito de las siguientes reivindicaciones.
Por ejemplo, la estructura mejorada de la pared fría también se
puede aplicar a motores de cohete de expansión externa tales como
motores lineales de aerofrenado. La superficie de guía del flujo no
tiene que extenderse a lo largo de toda la longitud del canal de
refrigeración. Por lo tanto, la superficie de guía del flujo se
puede aplicar a la parte del canal de refrigeración sometida a la
carga térmica más elevada, por ejemplo la zona del cuello.
Adicionalmente, el ángulo de la superficie de guía del flujo con
relación al eje de canal de refrigeración puede cambiar a lo largo
de la longitud del canal de refrigeración. Como un ejemplo, el
ángulo se reduce desde el extremo de admisión del canal hasta el
extremo de salida del canal.
El canal de refrigeración puede tener una
sección transversal en una forma que difiera de la forma en U, tal
como por ejemplo una forma de la sección transversal circular o
rectangular.
La invención no está limitada a las formas de
realización representadas, en las que una pluralidad de canales de
refrigeración están unidos a una lámina de metal continua a fin de
formar la estructura de la pared. En cambio, los canales de
refrigeración pueden estar unidos lateralmente uno a otro, formando
por ellos mismos la estructura de la pared de soporte de la carga.
La unión de las paredes de los canales de refrigeración unas con
otras se puede llevar a cabo mediante soldadura.
Adicionalmente, la superficie de guía del flujo
se puede aplicar a la superficie de metal de la lámina de otros
modos distintos al de rodadura, tal como por ejemplo mediante
estampación.
Adicionalmente, los medios para mantener la
distancia en el núcleo central de la realización representada en la
figura 5 pueden estar formados en cambio mediante dichas partes
roscadas exteriores.
Adicionalmente, el elemento de motor de cohete
puede formar sustancialmente sólo la cámara de combustión,
sustancialmente sólo formar una boquilla para la expansión de los
gases calientes, o formar un elemento que esté pensado para ambas
funciones.
Claims (10)
1. Elemento de motor de cohete de combustible
líquido (10) provisto de una estructura de pared de soporte de la
carga (11, 14) que comprende una pluralidad de canales de
refrigeración (11) para manejar flujo de refrigerante, cada canal de
refrigeración (11) estando provisto de una superficie de guía del
flujo (15, 16, 17, 19) que se extiende con un ángulo con relación al
eje del canal de refrigeración, en el que dicha estructura de la
pared de soporte de la carga (11, 14) comprende una pared curvada
(14) y en el que una pared de cada uno de dichos canales de
refrigeración está unida a dicha pared curvada, caracterizado
porque el ángulo de la superficie de guía del flujo (15, 16, 17, 19)
está entre 1° y 50°, para proporcionar al flujo axial de
refrigerante un componente del flujo direccional radial añadido.
2. Elemento de acuerdo con la reivindicación 1
caracterizado porque la superficie de guía del flujo (15)
está incorporada dentro de la pared del canal
(18).
(18).
3. Elemento de acuerdo con la reivindicación 2
caracterizado porque la superficie de guía del flujo
comprende una pluralidad de ranuras en la pared del canal (18).
4. Elemento de acuerdo con la reivindicación 2
o 3 caracterizado porque la superficie de guía del flujo (15)
comprende una pluralidad de nervios que sobresalen (15) desde la
pared del canal (18).
5. Elemento de acuerdo con cualquiera de las
reivindicaciones 1-4 caracterizado porque la
superficie de guía del flujo (16, 17, 19) comprende una estructura
separada dentro del canal de refrigeración (11).
6. Elemento de acuerdo con la reivindicación 5
caracterizado porque la estructura comprende una espiral
helicoidal (19).
7. Elemento de acuerdo con la reivindicación 5
caracterizado porque la estructura comprende un tornillo
roscado (16, 17).
8. Procedimiento para la fabricación de un
elemento de motor de cohete de combustible líquido (10) provisto de
una estructura de pared de soporte de la carga (11, 14) que
comprende una pluralidad de canales de refrigeración (11) para
manejar flujo de refrigerante, caracterizado por los pasos
de:
conformación de una superficie de una lámina de
metal para proporcionar una superficie de guía del flujo (15),
plegado de la lámina de metal en canales de
refrigeración (11), y
formación de dicha estructura de la pared
mediante por lo menos dicha lámina de metal plegada uniendo dicha
lámina de metal plegada a una pared (14) y formando de ese modo
dicha estructura de la pared.
9. Procedimiento de acuerdo con la
reivindicación 8 caracterizado porque la superficie de la
lámina de metal está conformada mediante la estampación de ranuras
en la superficie.
10. Procedimiento de acuerdo con la
reivindicación 8 o 9 caracterizado porque la superficie de la
lámina de metal está conformada mediante estampación para formar
nervios que sobresalen (15) en la superficie.
Applications Claiming Priority (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US26105001P | 2001-01-11 | 2001-01-11 | |
| SE0100075 | 2001-01-11 | ||
| SE0100075A SE520242C2 (sv) | 2001-01-11 | 2001-01-11 | Del till en raketmotor för flytande bränsle samt förfarande för framställning av en del till en raketmotor |
| US261050P | 2001-01-11 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2264730T3 true ES2264730T3 (es) | 2007-01-16 |
Family
ID=26655367
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES02729607T Expired - Lifetime ES2264730T3 (es) | 2001-01-11 | 2002-01-09 | Elemento de motor de cohete y procedimiento de fabricacion del mismo. |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7302794B2 (es) |
| EP (1) | EP1352170B1 (es) |
| JP (1) | JP4014208B2 (es) |
| AT (1) | ATE329148T1 (es) |
| DE (1) | DE60212069T2 (es) |
| ES (1) | ES2264730T3 (es) |
| RU (1) | RU2278292C2 (es) |
| WO (1) | WO2002055864A1 (es) |
Families Citing this family (21)
| 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 |
| US7121481B2 (en) | 2002-10-10 | 2006-10-17 | Volvo Aero Corporation | Fuel injector |
| DE10343049B3 (de) | 2003-09-16 | 2005-04-14 | Eads Space Transportation Gmbh | Brennkammer mit Kühleinrichtung und Verfahren zur Herstellung der Brennkammer |
| US7596940B2 (en) * | 2005-03-22 | 2009-10-06 | Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. | Rocket engine nozzle and method of fabricating a rocket engine nozzle using pressure brazing |
| WO2007030039A1 (en) * | 2005-09-06 | 2007-03-15 | Volvo Aero Corporation | A method of producing an engine wall structure |
| KR100674118B1 (ko) * | 2006-07-07 | 2007-01-24 | (주)씨앤스페이스 | 로켓 추진용 메탄엔진 |
| US20080264035A1 (en) * | 2007-04-25 | 2008-10-30 | Ricciardo Mark J | Coolant flow swirler for a rocket engine |
| US20090235636A1 (en) * | 2008-03-21 | 2009-09-24 | Robert Oehrlein | Reinforced, regeneratively cooled uni-body rocket engine |
| EP2886448B1 (en) * | 2013-12-20 | 2017-03-08 | Airbus Operations GmbH | A load bearing element and a method for manufacturing a load bearing element |
| US20150219405A1 (en) * | 2014-02-05 | 2015-08-06 | Lennox Industries Inc. | Cladded brazed alloy tube for system components |
| EP3129709B1 (en) | 2014-04-09 | 2018-10-31 | AVIO S.p.A. | Combustor of a liquid propellent motor |
| US10527003B1 (en) * | 2015-04-12 | 2020-01-07 | Rocket Lab Usa, Inc. | Rocket engine thrust chamber, injector, and turbopump |
| RU2614902C2 (ru) * | 2015-09-15 | 2017-03-30 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя |
| TWI622255B (zh) * | 2017-05-03 | 2018-04-21 | 具有流道之液冷式冷卻裝置 | |
| JP2019015180A (ja) * | 2017-07-03 | 2019-01-31 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | 燃焼室の冷却機構 |
| US11333104B1 (en) | 2019-01-24 | 2022-05-17 | Firefly Aerospace Inc. | Liquid rocket engine cross impinged propellant injection |
| US11391247B1 (en) | 2019-01-24 | 2022-07-19 | Firefly Aerospace Inc. | Liquid rocket engine cooling channels |
| RU2728657C1 (ru) * | 2019-05-20 | 2020-07-31 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме (варианты) |
| US11008977B1 (en) | 2019-09-26 | 2021-05-18 | Firefly Aerospace Inc. | Liquid rocket engine tap-off power source |
| US11846251B1 (en) | 2020-04-24 | 2023-12-19 | Firefly Aerospace Inc. | Liquid rocket engine booster engine with combustion gas fuel source |
| CN114439652B (zh) * | 2021-12-29 | 2023-03-10 | 北京航天动力研究所 | 一种热防护增强型3d打印喷管延伸段 |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB904887A (en) * | 1958-04-08 | 1962-09-05 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Metal tube for forming part of a wall of a combustion chamber |
| DE3011282C2 (de) * | 1980-03-24 | 1985-08-08 | Kernforschungsanlage Juelich Gmbh, 5170 Juelich | Wärmeabsorber, insbesondere Plasmastrahlenabsorber |
| US4781019A (en) * | 1983-04-04 | 1988-11-01 | Rockwell International Corporation | Keel-rib coolant channels for rocket combustors |
| DE4129598A1 (de) * | 1991-09-06 | 1993-03-11 | Ruhrgas Ag | Verfahren und vorrichtung zum steigern des waermeuebergangs zwischen einer wand und einem waermetraegerfluid |
| RU2061890C1 (ru) * | 1992-07-21 | 1996-06-10 | Научно-исследовательский институт "Гермес" | Камера сгорания жидкостного реактивного двигателя с трактом регенеративного охлаждения |
| 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 |
-
2002
- 2002-01-09 AT AT02729607T patent/ATE329148T1/de not_active IP Right Cessation
- 2002-01-09 EP EP02729607A patent/EP1352170B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-01-09 DE DE60212069T patent/DE60212069T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2002-01-09 WO PCT/SE2002/000027 patent/WO2002055864A1/en active IP Right Grant
- 2002-01-09 ES ES02729607T patent/ES2264730T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2002-01-09 RU RU2003123785/06A patent/RU2278292C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2002-01-09 JP JP2002556494A patent/JP4014208B2/ja not_active Expired - Fee Related
-
2003
- 2003-07-11 US US10/604,333 patent/US7302794B2/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP1352170B1 (en) | 2006-06-07 |
| DE60212069D1 (de) | 2006-07-20 |
| ATE329148T1 (de) | 2006-06-15 |
| JP4014208B2 (ja) | 2007-11-28 |
| RU2278292C2 (ru) | 2006-06-20 |
| US20040103639A1 (en) | 2004-06-03 |
| RU2003123785A (ru) | 2005-02-27 |
| JP2004518061A (ja) | 2004-06-17 |
| DE60212069T2 (de) | 2006-12-21 |
| US7302794B2 (en) | 2007-12-04 |
| EP1352170A1 (en) | 2003-10-15 |
| WO2002055864A1 (en) | 2002-07-18 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2264730T3 (es) | Elemento de motor de cohete y procedimiento de fabricacion del mismo. | |
| ES2354437T3 (es) | Tubo de transferencia de calor para suministrar agua caliente. | |
| ES2239573T3 (es) | Refrigerador de aire de admision. | |
| ES2324500T3 (es) | Intercambiador de calor de haces de tubos. | |
| ES2266804T3 (es) | Intercambiador de calor de gas de escape. | |
| ES2764838T3 (es) | Intercambiador de calor que tiene una placa de aleta para reducir una diferencia de presión de gas EGR | |
| ES2639506T3 (es) | Método para producir un paso de enfriamiento próximo a la superficie en un componente con alta tensión térmica, y componente que tiene un paso de este tipo | |
| ES2755759T3 (es) | Motor de cohete | |
| JP4958150B2 (ja) | 給湯機用水熱交換器 | |
| ES2660244T3 (es) | Enfriador EGR de tubo helicoidal | |
| ES2605386T3 (es) | Intercambiador térmico para sistema de almacenamiento térmico | |
| ES2428616T3 (es) | Captador solar, e instalación de generación de energía eléctrica que comprende dichos captadores solares | |
| ES2847858T3 (es) | Tubo de transferencia de calor y caldera con un tubo de transferencia de calor de este tipo | |
| ES2278241T3 (es) | Tubos ranurados para intercambiadores de calor para fluidos monofasicos tipicamente acuosos. | |
| ES2645743T3 (es) | Método para formar, insertar y unir permanentemente nervios en tubos de caldera | |
| CN111551068A (zh) | 换热装置、换热组件及扰流结构 | |
| US8347826B2 (en) | Heat exchanger, water heater and water tube | |
| ES2576989T3 (es) | Dispositivo tubular para el tránsito de un fluido intercambiador de calor particularmente para intercambiadores de calor, y un intercambiador de calor de líquido/gas particularmente para calderas, comprendiendo una serie de dispositivos tubulares | |
| ES2672642T3 (es) | Elemento de tubería para un medio intercambiador de calor | |
| ES2266498T3 (es) | Elemento de motor de cohete y procedimiento para la fabricacion del mismo. | |
| JP2007003115A (ja) | 熱交換器および熱交換器の製造方法 | |
| ES2263854T3 (es) | Intercambiador de calor. | |
| ES2729565T3 (es) | Elemento de tubo para medios de intercambiador de calor | |
| US3277960A (en) | Tubular element with fins | |
| ES2202024T3 (es) | Tubo de intercambio termico provisto de nervaduras y procedimiento para su fabricacion, intercambiador de calor provisto de tal tubo. |