RU194928U1 - LIQUID ROCKET ENGINE CAMERA NOZZLE INNER SHELL - Google Patents
LIQUID ROCKET ENGINE CAMERA NOZZLE INNER SHELL Download PDFInfo
- Publication number
- RU194928U1 RU194928U1 RU2019131683U RU2019131683U RU194928U1 RU 194928 U1 RU194928 U1 RU 194928U1 RU 2019131683 U RU2019131683 U RU 2019131683U RU 2019131683 U RU2019131683 U RU 2019131683U RU 194928 U1 RU194928 U1 RU 194928U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- chamber
- rocket engine
- liquid
- channels
- Prior art date
Links
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
- F02K9/42—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
Abstract
Предложена конструкция внутренней оболочки сопла камеры жидкостного ракетного двигателя с выфрезерованными по спирали прямоугольными каналами охлаждающего тракта по наружной стороне, имеющая постоянную толщину огневой стенки и уменьшающуюся толщину оболочки сопла в сторону большего диаметра, для поддержания постоянной суммарной площади каналов охлаждающего тракта в любом сечении. Полезная модель относится к ракетным двигателям, в частности для жидкостного ракетного двигателя, и позволяет снизить тепловую нагрузку на сопло камеры жидкостного ракетного двигателя, а также сохранить высокие прочностные характеристики при уменьшении массы сопла камеры жидкостного ракетного двигателя.A design of the inner shell of the nozzle of a chamber of a liquid propellant rocket engine with spiral-shaped rectangular channels of the cooling path on the outside, having a constant thickness of the fire wall and decreasing thickness of the shell of the nozzle toward a larger diameter, to maintain a constant total channel area of the cooling path in any section, is proposed. The utility model relates to rocket engines, in particular for a liquid rocket engine, and allows to reduce the heat load on the nozzle of the chamber of the liquid rocket engine, and also to maintain high strength characteristics while reducing the mass of the nozzle of the chamber of the liquid rocket engine.
Description
Полезная модель относится к ракетным двигателям, использующих жидкое топливо, а именно к конструкции сопла камеры жидкостного ракетного двигателя.The utility model relates to rocket engines using liquid fuel, namely, to the design of the nozzle of the chamber of a liquid rocket engine.
Полезная модель предназначена для снижения тепловой нагрузки на сопло камеры жидкостного ракетного двигателя, а также для уменьшения массы сопла жидкостного ракетного двигателя.The utility model is intended to reduce the heat load on the nozzle of the chamber of a liquid rocket engine, as well as to reduce the mass of the nozzle of a liquid rocket engine.
Во время работы жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) нагретые газы движутся по соплу камеры сгорания и соплу с очень большой скоростью. В связи с этим для ЖРД характерны большие массовые скорости потока. Что в свою очередь вызывает рост коэффициента конвективной теплоотдачи от продуктов сгорания к стенкам сопла камеры двигателя. При этом высокие температуры сгорания топлива в ЖРД вызывают большие тепловые потоки от теплоотдачи путем лучеиспускания.During operation of a liquid rocket engine (LRE), heated gases move through the nozzle of the combustion chamber and the nozzle at a very high speed. In this regard, large mass flow rates are characteristic for LRE. Which in turn causes an increase in the coefficient of convective heat transfer from the combustion products to the walls of the nozzle of the engine chamber. At the same time, high combustion temperatures of the fuel in the LRE cause large heat fluxes from heat transfer by radiation.
Известно сопло ракетного двигателя (аналог) по патенту RU №2274762, опубл. 20.04.2006, которое имеет форму тела вращения с продольной осью и меняющимся вдоль оси диаметром поперечного сечения и имеет стенку со множеством соседних охлаждающих каналов, которые проходят по существу параллельно друг другу от входного конца сопла до его выходного конца. При изготовлении такого сопла используют множество предварительно обработанных профилей, каждый из которых имеет стенку и расположенные на разных сторонах стенки полки. Каждый профиль фрезеруют, постепенно уменьшая в продольном направлении его ширину. Обработанные профили сгибают по форме соответствующего участка стенки сопла и сваркой соединяют друг с другом их полки, получая в итоге имеющее колоколообразную форму сопло с охлаждающими каналами, образованными стенками и полками каждой пары соседних профилей.Known nozzle of a rocket engine (analogue) according to patent RU No. 2274762, publ. 04/20/2006, which has the shape of a body of revolution with a longitudinal axis and a cross-sectional diameter varying along the axis and has a wall with many adjacent cooling channels that extend substantially parallel to each other from the inlet end of the nozzle to its outlet end. In the manufacture of such a nozzle, a plurality of pre-processed profiles are used, each of which has a wall and flange walls located on different sides. Each profile is milled, gradually decreasing its width in the longitudinal direction. The processed profiles are bent according to the shape of the corresponding section of the nozzle wall and their shelves are welded together, resulting in a bell-shaped nozzle with cooling channels formed by the walls and shelves of each pair of adjacent profiles.
Однако конструкция имеет не постоянную скорость охлаждающего рабочего тела, провоцирует неравномерное распределение температурных полей на поверхности сопла, высокую металлоёмкость и низкую технологичность конструкции из-за необходимости скреплять большое количество отдельных сегментов.However, the design does not have a constant speed of the cooling working fluid, it provokes an uneven distribution of temperature fields on the nozzle surface, high metal consumption and low manufacturability of the structure due to the need to fasten a large number of individual segments.
Наиболее близким техническим решением аналогичного назначения является The closest technical solution for a similar purpose is
конструкция камеры жидкостного ракетного двигателя [Патент RU № 2325545, опубл. 07.11.08]. Внутренняя оболочка сопла камеры жидкостного ракетного двигателя оживальной формы с выфрезерованными каналами охлаждающего тракта по наружной стороне, имеющая постоянную толщину огневой стенки, имеет толщину, уменьшающуюся в сторону большего диаметра так, что суммарная площадь каналов охлаждающего тракта в любом сечении является величиной постоянной. the design of the chamber of a liquid rocket engine [Patent RU No. 2325545, publ. 11/7/08]. The inner shell of the nozzle of a chamber of a liquid-propellant liquid-propellant engine of a lively shape with milled cooling ducts on the outside, having a constant thickness of the fire wall, has a thickness decreasing towards a larger diameter so that the total area of the channels of the cooling tract in any section is constant.
Однако конструкция имеет низкий диапазон контроля теплоотвода от стенок сопла, провоцирует неравномерное распределение температурных полей на поверхности сопла, кроме того из-за высокой металлоёмкости промежуточных ребер серьезно увеличивается масса сопла. However, the design has a low range of control of heat removal from the nozzle walls, provokes an uneven distribution of temperature fields on the nozzle surface, in addition, due to the high metal intensity of the intermediate ribs, the mass of the nozzle increases significantly.
Техническим результатом полезной модели является расширение возможностей контроля теплоотвода от стенок сопла, формирование более равномерного распределения температурных полей на поверхности сопла и уменьшение массы сопла.The technical result of the utility model is the expansion of the possibilities of controlling heat removal from the nozzle walls, the formation of a more uniform distribution of temperature fields on the nozzle surface and a decrease in the mass of the nozzle.
Технический результат достигается с помощью того, что во внутренней оболочке сопла камеры жидкостного реактивного двигателя с выфрезерованными прямоугольными каналами охлаждающего тракта по наружной стороне, имеющая постоянную толщину «а» и уменьшающуюся толщину «b» оболочки сопла в сторону большего диаметра, для поддержания постоянной суммарной площади каналов охлаждающего тракта в любом сечении, каналы охлаждающего тракта выполнены по спирали вдоль поверхности сопла камеры жидкостного реактивного двигателя.The technical result is achieved by using the fact that in the inner shell of the nozzle of the chamber of a liquid-propellant jet engine with milled rectangular channels of the cooling duct on the outside, having a constant thickness “a” and decreasing thickness “b” of the nozzle shell towards a larger diameter, to maintain a constant total area channels of the cooling path in any section, the channels of the cooling path are made in a spiral along the surface of the nozzle of the chamber of a liquid engine.
На фиг.1 Внешний вид сопла камеры жидкостного ракетного двигателя.Figure 1 The external view of the nozzle of the chamber of a liquid propellant rocket engine.
На фиг. 2 изображена внутренняя оболочка сопла камеры жидкостного ракетного двигателя в разрезе. In FIG. 2 shows a sectional view of the inner shell of a nozzle of a chamber of a liquid propellant rocket engine.
Каналы охлаждающего тракта выполнены по спирали вдоль поверхности сопла камеры жидкостного реактивного двигателя и представляют собой набор параллельных каналов, выполненных по спирали вдоль поверхности сопла камеры жидкостного реактивного двигателя с шагом навивки, позволяющим расположить на поверхности сопла max количество каналов, что позволяет уменьшить скорость движения охлаждающего тела, тем самым обеспечить интенсивное охлаждение сопла жидкостного реактивного двигателя.The channels of the cooling path are made in a spiral along the surface of the nozzle of the chamber of the liquid-propellant jet engine and are a set of parallel channels made in a spiral along the surface of the nozzle of the chamber of the liquid-propellant jet with a winding step that allows maximal number of channels to be placed on the surface of the nozzle, which allows reducing the speed of movement of the cooling body , thereby providing intensive cooling of the jet engine nozzle.
Рассмотрим конкретный пример выполнения сопла камеры жидкостного ракетного двигателя. Consider a specific example of a nozzle chamber of a liquid propellant rocket engine.
На оболочке сопла камеры жидкостного реактивного двигателя с выфрезероваными прямоугольными каналами охлаждающего тракта по наружной стороне, имеющей постоянную толщину огневой стенки и уменьшающуюся толщину оболочки сопла в сторону большего диаметра, для поддержания постоянной суммарной площади каналов охлаждающего тракта в любом сечении, причем каналы охлаждающего тракта выполнены по спирали вдоль поверхности сопла камеры жидкостного ракетного двигателя.On the shell of the nozzle of the chamber of a liquid-propellant jet engine with milled rectangular channels of the cooling tract on the outside having a constant thickness of the fire wall and decreasing thickness of the shell of the nozzle towards a larger diameter, to maintain a constant total area of the channels of the cooling path in any section, and the channels of the cooling path are made spirals along the surface of the nozzle of the chamber of a liquid propellant rocket engine.
При работе сопла камеры жидкостного реактивного двигателя продукты сгорания компонентов топлива движутся вдоль стенки внутренней оболочки 1 и передают ей тепло. За счет теплопроводности прогревается вся стенка, включая ребра 3. По каналам 2 охлаждающего тракта подается охладитель, который омывает ребра 3 и дно канала 2. Охладитель, имея температуру ниже температуры ребер и дна канала, отбирает у них тепло и нагревается сам.When the nozzle of the chamber of a liquid propellant engine, the combustion products of the fuel components move along the wall of the
По сравнению с прототипом и аналогами предложенная конструкция являются наиболее эффективной системой охлаждения сопла камеры жидкостного реактивного двигателя, которая позволяет обеспечивать необходимую интенсивность теплообмена при разных режимах работы двигателя. При этом в качестве параметров, определяющих интенсивность теплообмена в том или ином сечении сопла двигателя, являются max число заходов навивки и шаг навивки охлаждающего тракта.Compared with the prototype and analogues, the proposed design is the most efficient cooling system for the nozzle of a liquid-propellant engine chamber, which allows providing the necessary heat transfer rate under different engine operating conditions. In this case, as the parameters determining the intensity of heat transfer in a particular section of the engine nozzle are the max number of windings and the winding pitch of the cooling path.
Уменьшение шага навивки охлаждающего тракта приводит к увеличению интенсивности теплоотвода от стенок сопла в связи с увеличением площади поверхности теплообмена.A decrease in the winding pitch of the cooling path leads to an increase in the intensity of heat removal from the nozzle walls in connection with an increase in the heat transfer surface area.
При постоянном массовом расходе охладителя и увеличении числа параллельных каналов уменьшается скорость движения керосина в них, а это приводит к уменьшению коэффициента теплоотдачи.With a constant mass flow rate of the cooler and an increase in the number of parallel channels, the speed of movement of kerosene in them decreases, and this leads to a decrease in the heat transfer coefficient.
Для увеличения интенсивности теплообмена между стенками сопла и охладителя следует изменять шага навивки канала охлаждающего тракта, а для более тонкой регулировки теплообмена следует использовать изменение количества параллельных каналов.To increase the heat transfer intensity between the walls of the nozzle and the cooler, the winding steps of the cooling path channel should be changed, and for a finer adjustment of the heat transfer, a change in the number of parallel channels should be used.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019131683U RU194928U1 (en) | 2019-10-08 | 2019-10-08 | LIQUID ROCKET ENGINE CAMERA NOZZLE INNER SHELL |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019131683U RU194928U1 (en) | 2019-10-08 | 2019-10-08 | LIQUID ROCKET ENGINE CAMERA NOZZLE INNER SHELL |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU194928U1 true RU194928U1 (en) | 2019-12-30 |
Family
ID=69140908
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019131683U RU194928U1 (en) | 2019-10-08 | 2019-10-08 | LIQUID ROCKET ENGINE CAMERA NOZZLE INNER SHELL |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU194928U1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU214371U1 (en) * | 2022-07-07 | 2022-10-25 | Ян Владимирович Каминский | Liquid propellant thruster chamber |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5221045A (en) * | 1991-09-23 | 1993-06-22 | The Babcock & Wilcox Company | Bulge formed cooling channels with a variable lead helix on a hollow body of revolution |
| US6467253B1 (en) * | 1998-11-27 | 2002-10-22 | Volvo Aero Corporation | Nozzle structure for rocket nozzles having cooled nozzle wall |
| RU2209994C2 (en) * | 1998-10-02 | 2003-08-10 | Вольво Аэро Корпорэйшн | Method of manufacture of rocket engine exit nozzles |
| RU2274762C2 (en) * | 2001-01-11 | 2006-04-20 | Вольво Аэро Корпорейшн | Method of manufacture of rocket engine exhaust nozzle |
| RU2278294C2 (en) * | 2001-01-11 | 2006-06-20 | Вольво Аэро Корпорейшн | Exhaust nozzle and method of its manufacture |
| RU2325545C1 (en) * | 2006-11-07 | 2008-05-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Воронежский механический завод" | Inside coating of chamber nozzle in liquid propellant rocket engine |
-
2019
- 2019-10-08 RU RU2019131683U patent/RU194928U1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5221045A (en) * | 1991-09-23 | 1993-06-22 | The Babcock & Wilcox Company | Bulge formed cooling channels with a variable lead helix on a hollow body of revolution |
| RU2209994C2 (en) * | 1998-10-02 | 2003-08-10 | Вольво Аэро Корпорэйшн | Method of manufacture of rocket engine exit nozzles |
| US6467253B1 (en) * | 1998-11-27 | 2002-10-22 | Volvo Aero Corporation | Nozzle structure for rocket nozzles having cooled nozzle wall |
| RU2274762C2 (en) * | 2001-01-11 | 2006-04-20 | Вольво Аэро Корпорейшн | Method of manufacture of rocket engine exhaust nozzle |
| RU2278294C2 (en) * | 2001-01-11 | 2006-06-20 | Вольво Аэро Корпорейшн | Exhaust nozzle and method of its manufacture |
| RU2325545C1 (en) * | 2006-11-07 | 2008-05-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Воронежский механический завод" | Inside coating of chamber nozzle in liquid propellant rocket engine |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU214371U1 (en) * | 2022-07-07 | 2022-10-25 | Ян Владимирович Каминский | Liquid propellant thruster chamber |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8127553B2 (en) | Zero-cross-flow impingement via an array of differing length, extended ports | |
| US7841167B2 (en) | Pulse detonation engine bypass and cooling flow with downstream mixing volume | |
| JP5475901B2 (en) | Combustor liner and gas turbine engine assembly | |
| EP3186558B1 (en) | Film cooling hole arrangement for acoustic resonators in gas turbine engines | |
| JP6283462B2 (en) | Turbine airfoil | |
| US9638057B2 (en) | Augmented cooling system | |
| US20130180252A1 (en) | Combustor assembly with impingement sleeve holes and turbulators | |
| JP2008095687A (en) | Turbine case impingement cooling for heavy duty gas turbine | |
| US20050158169A1 (en) | Gas turbine clearance control devices | |
| CA2923293A1 (en) | Tube in cross-flow conduit heat exchanger | |
| RU2686246C2 (en) | Combustor of gas turbine with pressure drop optimized liner cooling | |
| CN112832929B (en) | Method for designing cooling structure for equal inner wall surface temperature of rocket engine | |
| CN106795812A (en) | The plate of heat exchange and improvement noise reduction for turbine | |
| US8522557B2 (en) | Cooling channel for cooling a hot gas guiding component | |
| RU194928U1 (en) | LIQUID ROCKET ENGINE CAMERA NOZZLE INNER SHELL | |
| CN104359127A (en) | Channel type cooling structure of flame tube in combustion chamber of gas turbine | |
| CN113217949A (en) | Combustion chamber diverging and cooling structure and ramjet combustion chamber | |
| RU2488710C1 (en) | Dual-flow turbojet engine | |
| EP3147567A1 (en) | Single skin combustor with heat transfer enhancement | |
| CN105180204A (en) | Heat screen design method and heat screen | |
| RU2760544C1 (en) | Spiral boiler | |
| RU214371U1 (en) | Liquid propellant thruster chamber | |
| US20120006524A1 (en) | Optimized tube bundle configuration for controlling a heat exchanger wall temperature | |
| JP2019522167A (en) | Entrainment heat exchanger | |
| RU2514863C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine combustion chamber cooling system |