RU189387U1

RU189387U1 - COOLING DEVICE OF THE ROCKET ENGINE OF THE AIRCRAFT

Info

Publication number: RU189387U1
Application number: RU2018129415U
Authority: RU
Inventors: Владимир Андреевич Керножицкий; Алексей Васильевич Колычев; Андрей Айратович Хакимов; Константин Олегович Кузнецов
Priority date: 2018-08-10
Filing date: 2018-08-10
Publication date: 2019-05-21

Abstract

Полезная модель относится к ракетной технике и может быть использована при создании ракетных двигателей, в частности жидкостного, твердотопливного, детонационного, ядерного и электрического ракетного двигателя. Устройство охлаждения ракетного двигателя летательного аппарата (ЛА), размещаемое на элементах двигателя и включающее в своем составе камеру сгорания и сопло, причем на наружную поверхность камеры сгорания и сопла нанесен эмиссионный слой из материала игольчатой формы с низкой работой выхода электрона, причем камера сгорания и сопло с эмиссионным слоем образуют катод, внешняя оболочка представляет собой анод, причем анод находится в тепловом контакте с аккумулятором тепловой энергии, при этом анод электрически последовательно через источник напряжения связан с катодом. Технический эффект, достигаемый в результате реализации полезной модели - это увеличение надежности за счет упрощения конструкции системы охлаждения при отсутствии необходимости наличия системы конвективного охлаждения, снижения температуры, температурных напряжений и деформаций. Также может быть обеспечена возможность многоразового использования изделия за счет повышения уровня надежности. 1 ил.The invention relates to rocket technology and can be used to create rocket engines, in particular liquid, solid propellant, detonation, nuclear and electric rocket engines. The cooling device of the rocket engine of the aircraft (LA), placed on the engine elements and comprising in its composition the combustion chamber and the nozzle, and on the outer surface of the combustion chamber and the nozzle is applied an emission layer of needle-shaped material with low electron work function with the emission layer form a cathode, the outer shell is an anode, and the anode is in thermal contact with the battery thermal energy, while the anode is electrically sequentially through and Tocnik voltage associated with the cathode. The technical effect achieved as a result of the implementation of the utility model is an increase in reliability by simplifying the design of the cooling system without the need for a system of convective cooling, a decrease in temperature, temperature stresses and deformations. It may also be possible to reuse the product by increasing the level of reliability. 1 il.

Description

Полезная модель относится к ракетной технике и может быть использована при создании ракетных двигателей, в частности, жидкостного, твердотопливного, детонационного, ядерного и электрического ракетного двигателя ЛА.The invention relates to rocket technology and can be used to create rocket engines, in particular, liquid, solid propellant, detonation, nuclear and electric aircraft rocket engine.

Известна система охлаждения завесного типа, приведенная в энциклопедии "Космонавтика" под редакцией В.П. Глушко на с. 115, которая включает в себя систему щелей, через которые продавливается компонент топлива. В результате жидкость при контакте с продуктами сгорания жидкостного ракетного двигателя таким образом, что тепловая энергия отбирается на испарение этого компонента.Known cooling system of the curtain type, given in the encyclopedia "Cosmonautics", edited by V.P. Glushko on with. 115, which includes a system of gaps through which the fuel component is forced through. As a result, the liquid is in contact with the combustion products of the liquid-propellant rocket engine in such a way that thermal energy is taken to evaporate this component.

Недостатком данного метода является сложность в изготовлении и эксплуатации, что приводит к высокой стоимости и низкому уровню надежности двигателя.The disadvantage of this method is the difficulty in manufacturing and operation, which leads to high cost and low level of engine reliability.

Известен абляционный метод охлаждения, который заключается в том, что внутренняя поверхность стенки двигателя покрывается слоем теплозащитного покрытия (энциклопедия "Космонавтика" под редакцией В.П. Глушко), который в процессе работы двигателя переходит из твердого состояния в газообразное, поглощая при этом большое количество тепловой энергии.The ablation cooling method is known, which lies in the fact that the inner surface of the engine wall is covered with a layer of heat-shielding coating (Cosmonautics encyclopedia edited by VP Glushko), which, during engine operation, goes from solid to gaseous, absorbing a large number thermal energy.

Недостатком данного метода охлаждения является большая масса конструкции, изменение рабочего объема камеры сгорания в ходе работы и невозможность повторного использования двигателя без специальных мероприятий по восстановлению абляционного покрытия.The disadvantage of this cooling method is the large mass of the structure, the change in the working volume of the combustion chamber during operation and the impossibility of re-using the engine without special measures to restore the ablative coating.

Прототипом заявленной полезной модели является система охлаждения конфекционного типа, описанная в энциклопедии "Космонавтика" под редакцией В.П. Глушко на с. 13. Устройство охлаждения по прототипу состоит из камеры сгорания и сопла. Эквидистантно от них, через зазор, располагается оболочка, выполненная из жаропрочных материалов.The prototype of the claimed utility model is a confection-type cooling system, described in the Encyclopedia Cosmonautics, edited by V.P. Glushko on with. 13. The cooling device of the prototype consists of a combustion chamber and a nozzle. Equidistant from them, through the gap, is a shell made of heat-resistant materials.

Устройство прототипа работает следующим образом. В зазор между камерой сгорания и соплом и внешней оболочкой под давлением попадает компонент топлива, который проходит в зазоре между стенками и снимает тепло. В результате стенка охлаждается. Таким образом, отводится большое количество тепловой энергии, которая идет на нагрев проходящего в зазоре компонента топлива, а не на нагрев стенки.The device prototype works as follows. In the gap between the combustion chamber and the nozzle and the outer shell under pressure enters the fuel component, which passes through the gap between the walls and removes heat. As a result, the wall is cooled. Thus, a large amount of thermal energy is removed, which goes to heat the fuel component passing through the gap, and not to heat the wall.

Недостатками прототипа является сложность изготовления и низкая надежность особенно при многократном применении по причине возникающих температурных напряжений и деформаций.The disadvantages of the prototype is the complexity of manufacturing and low reliability, especially with repeated use due to the resulting thermal stresses and deformations.

Технической задачей, вытекающей из критики аналогов и прототипа, является увеличение надежности системы охлаждения ракетного двигателя.The technical problem arising from the criticism of the analogues and the prototype is to increase the reliability of the cooling system of the rocket engine.

Задача решается тем, что во внутреннем пространстве двигателя создается поле за счет подключения его элементов к источнику питания, где катодом выступают камера сгорания и сопло с нанесенным на них эмиссионным слой, а анодом - внешняя стенка двигателя. Таким образом, происходит отвод тепла из более теплонапряженного участка в менее теплонапряженный.The problem is solved by creating a field in the internal space of the engine by connecting its elements to a power source, where the combustion chamber and the nozzle with the emission layer deposited on them act as the cathode, and the external wall of the engine as the anode. Thus, there is a heat removal from a more heat-stressed area to a less heat-intensive one.

Технический эффект, достигаемый в результате реализации полезной модели - это увеличение надежности за счет упрощения конструкции системы охлаждения при отсутствии необходимости наличия системы конвекционного охлаждения, снижения температуры, температурных напряжений и деформаций. Также может быть обеспечена возможность многоразового использования изделия за счет повышения уровня надежности.The technical effect achieved as a result of the implementation of the utility model is an increase in reliability by simplifying the design of the cooling system without the need for a system of convection cooling, a decrease in temperature, temperature stresses and deformations. It may also be possible to reuse the product by increasing the level of reliability.

На фиг. 1 представлена схема устройства охлаждения ракетного двигателя ЛА.FIG. 1 is a diagram of a cooling device for a rocket engine of an aircraft

Конструкция представляет собой двигатель, имеющий внешнюю стенку (внутренняя поверхность корпуса) и условно внутреннюю стенку из поверхностей сопла и камеры сгорания, на которую нанесено покрытие из материала с низкой работой выхода электрона, имеющего игольчатую форму в виде заострений, обращенных к наружной стенке. Указанные элементы двигателя подключены к бортовому источнику напряжения, при этом корпус двигателя образует анод, а стенка поверхностей внутренних элементов образует катод.The design is an engine having an outer wall (inner surface of the housing) and conventionally an inner wall of nozzle surfaces and a combustion chamber, which is coated with a material with a low electron work function, having a needle shape in the form of points facing the outer wall. These elements of the engine are connected to the on-board voltage source, with the motor housing forming the anode, and the wall of the surfaces of the internal elements forming the cathode.

Устройство для охлаждения двигателя размещается на элементах двигателя ЛА и включает: камеру сгорания 1, сопло 2, бортовой источник напряжения 3, внутренняя стенка двигателя 4 с эмиссионным слоем 5, внешняя стенка двигателя 6, аккумулятор тепловой энергии 7. Эмиссионный слой 5 предназначен для обеспечения высокой эмиссии электронов при нагреве от внутренней 4 ко внешней стенке 6, причем внутренняя стенка 4 и эмиссионный слой 5 образуют катод; эмиссионный слой имеет игольчатую поверхность в целях увеличения разности потенциалов между внутренней и внешней стенками; внешняя стенка (анод) 6 принимает вместе с электронами тепловую энергию от катода, а затем отдает тепловую энергию аккумулятору тепловой энергии 7, с которым находится в тепловом контакте; аккумулятор тепловой энергии 7 предназначен для отвода тепловой энергии от анода путем восприятия этого тепла за счет теплоемкости и частичного рассеивания тепловой энергии в окружающую среду.A device for cooling the engine is placed on the elements of the LA engine and includes: combustion chamber 1, nozzle 2, on-board voltage source 3, inner wall of engine 4 with emission layer 5, outer wall of engine 6, heat energy accumulator 7. Emission layer 5 is designed to ensure high electron emission during heating from the inner 4 to the outer wall 6, and the inner wall 4 and the emission layer 5 form a cathode; the emission layer has a needle-like surface in order to increase the potential difference between the inner and outer walls; the outer wall (anode) 6 receives together with electrons thermal energy from the cathode, and then transfers thermal energy to the accumulator of thermal energy 7, with which it is in thermal contact; thermal energy accumulator 7 is designed to remove heat from the anode by perceiving this heat due to heat capacity and partial dissipation of heat energy to the environment.

Устройство работает следующим образом.The device works as follows.

В начальный момент времени и на всем протяжении работы ракетного двигателя происходят горение топлива в камере сгорания 1 и дальнейший выброс продуктов сгорания из сопла 2. Горение топлива протекает с большим выделением тепла. Одновременно бортовой источник напряжения 3 создает разность электрических потенциалов на внутренней стенке 4 и внешней стенке 6 двигателя. В результате внутренняя стенка 4, а далее эмиссионный слой 5, образующие катод, нагреваются до высоких температур, при которых в присутствие электростатического поля с поверхности эмиссионного слоя 5 игольчатой формы начинают выходить электроны, отводя тепловую энергию. Происходит явление термоэлектронной эмиссии, в результате которой внутренняя стенка 4 охлаждается. Далее электроны переходят на внешнюю стенку (анод) 6, где отдают часть тепловой энергии, полученной при нагреве. Внешняя стенка 6 находится в тепловом контакте с аккумулятором тепловой энергии 7. При этом, за счет более высокой теплоемкости и теплопроводности тепловой аккумулятор имеет более низкую температуру, чем катод. Далее электроны, отдавшие энергию (тепло), через бортовой источник напряжения 3 возвращаются на внутреннюю стенку 4. Данный процесс проходит циклично пока существует разность электрических потенциалов. Принцип работы заключается в создании последовательной электрической цепи, где катодом выступают внутренняя стенка и эмиссионный слой, а анодом - внешняя стенка двигателя. Процесс термоэлектронной эмиссии идет за счет наличия разности электрических потенциалов на двух стенках двигателя. Для того, чтобы электрон покинул эмиссионный слой (внутренняя стенка двигателя) и перешел во второй (внешняя стенка двигателя), необходимо затратить энергию, превышающую работу выхода электрона из материала. Для повышения разности потенциалов эмиссионному слою придают игольчатую или иную заостренную форму, тем самым увеличивая интенсивность термоэлектронной эмиссии и, следовательно, охлаждения. В этом случае происходит интенсивный отвод от механически напряженных и теплонапряженных элементов конструкции двигателя ЛА в элементы конструкции менее напряженные. При этом одновременно снижаются температура конструкции, температурные напряжения и деформации, что приводит к повышению надежности, долговечности, сохранению формы двигателя и обеспечению возможности многократного повторного применения двигателяAt the initial moment of time and throughout the operation of the rocket engine, fuel combustion takes place in combustion chamber 1 and a further emission of combustion products from the nozzle 2. The combustion of the fuel proceeds with a large amount of heat. At the same time, the on-board voltage source 3 creates the electric potential difference on the inner wall 4 and the outer wall 6 of the engine. As a result, the inner wall 4, and then the emission layer 5, forming the cathode, heats up to high temperatures at which electrons begin to escape from the surface of the needle-shaped emission layer 5 in the presence of an electrostatic field, removing thermal energy. The phenomenon of thermionic emission occurs, as a result of which the inner wall 4 is cooled. Next, the electrons pass to the outer wall (anode) 6, where they give away some of the thermal energy produced by heating. The outer wall 6 is in thermal contact with the battery thermal energy 7. In this case, due to the higher heat capacity and thermal conductivity of the heat accumulator has a lower temperature than the cathode. Further, the electrons, which have given up energy (heat), return to the inner wall 4 through the onboard voltage source 3. This process passes cyclically while there is a difference of electric potentials. The principle of operation is to create a serial electrical circuit, where the inner wall and emission layer act as the cathode, and the outer wall of the engine as the anode. The process of thermionic emission is due to the presence of the difference of electric potentials on the two walls of the engine. In order for the electron to leave the emission layer (inner wall of the engine) and transfer to the second (outer wall of the engine), it is necessary to expend energy exceeding the electron work function of the material. To increase the potential difference, the needle layer or another pointed shape is attached to the emission layer, thereby increasing the intensity of thermionic emission and, therefore, cooling. In this case, there is an intensive withdrawal from the mechanically stressed and heat-stressed elements of the aircraft engine design to the less stressed elements of the structure. At the same time, the temperature of the structure, temperature stresses and deformations decrease, which leads to an increase in reliability, durability, preservation of the engine shape and provision of the possibility of multiple reuse of the engine

Внешняя стенка находится в тепловом контакте с тепловым аккумулятором энергии, который представляет собой элемент из материала с высокой теплоемкостью, теплопроводностью и высокой излучательной способностью для отвода части тепла в окружающую среду.The outer wall is in thermal contact with a thermal energy accumulator, which is an element made of a material with high heat capacity, thermal conductivity and high emissivity to remove part of the heat to the environment.

Технический эффект, достигаемый в результате реализации полезной модели - это увеличение надежности за счет упрощения конструкции системы охлаждения при отсутствии необходимости наличия системы конвективного охлаждения, снижения температуры, температурных напряжений и деформаций. Также может быть обеспечена возможность многоразового использования изделия за счет повышения уровня надежности и долговечности.The technical effect achieved as a result of the implementation of the utility model is an increase in reliability by simplifying the design of the cooling system without the need for a system of convective cooling, a decrease in temperature, temperature stresses and deformations. It may also be possible to reuse the product by increasing the level of reliability and durability.

Claims

The cooling device of the rocket engine of the aircraft (LA), placed on the elements of the engine and comprising a combustion chamber and a nozzle, characterized in that an emission layer of a needle-shaped material with a low electron work function is applied to the outer surface of the combustion chamber and nozzle, and the chamber the combustion and the nozzle with the emission layer form a cathode, the outer shell is an anode, and the anode is in thermal contact with the battery of thermal energy, while the anode is electrically Through the voltage source is connected with the cathode.