RU2016118695A - Ракетный двигатель и способ изготовления такого двигателя - Google Patents

Ракетный двигатель и способ изготовления такого двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2016118695A
RU2016118695A RU2016118695A RU2016118695A RU2016118695A RU 2016118695 A RU2016118695 A RU 2016118695A RU 2016118695 A RU2016118695 A RU 2016118695A RU 2016118695 A RU2016118695 A RU 2016118695A RU 2016118695 A RU2016118695 A RU 2016118695A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
engine
casing
component
single unit
Prior art date
Application number
RU2016118695A
Other languages
English (en)
Inventor
Роберт ГАЗАВ
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2016118695A publication Critical patent/RU2016118695A/ru

Links

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
    • 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
    • F05D2230/60—Assembly 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/72—Shape symmetric
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
  • Portable Nailing Machines And Staplers (AREA)

Claims (26)

1. Ракетный двигатель (100), содержащий камеру (12) сгорания, при этом стенка камеры (12) сгорания содержит контур (14) охлаждения, в котором циркулирует первый компонент (16) ракетного топлива, при этом к указанной камере (12) сгорания снаружи прилегает выполненный в виде единой детали кожух (24) из термоконструкционного композиционного материала, который содержит диффузор (24с), проходящий за пределы нижнего конца (12ee) камеры (12) сгорания, при этом по меньшей мере часть указанного кожуха (24) из термоконструкционного композиционного материала покрыта наружным усилительным кожухом (26) с высокой радиальной прочностью, чтобы сдерживать деформации камеры (12) сгорания и указанного кожуха (24) из термоконструкционного композиционного материала, при этом кожух (24) из термоконструкционного композиционного материала и наружный усилительный кожух (26) образуют единый узел (28), отличающийся тем, что указанная камера (12) сгорания опирается на упор (70b), закрепленный на верхней части диффузора (24с) внутри этого диффузора.
2. Двигатель (100) по п. 1, в котором камера (12) сгорания последовательно содержит свод (12а) подачи второго компонента ракетного топлива, набор (12b) форсунок, по существу, цилиндрическую часть (12с), продолженную сходящейся частью (12d) и расходящейся частью (12е), при этом вход свода (12а) подачи второго компонента ракетного топлива образует верхний конец (12аа) камеры (12) сгорания и соединен с каналом (30) подачи второго компонента (22) ракетного топлива, при этом кожух (24) из термоконструкционного композиционного материала тоже содержит свод (54а), находящийся над сводом (12а) камеры (12) сгорания.
3. Двигатель (100) по п. 2, в котором камера (12) сгорания зафиксирована в указанном едином узле (28) между упором (70а), закрепленным на верхнем конце (12аа) камеры (12) сгорания, через который проходит указанный канал (30) подачи второго компонента (22) ракетного топлива, и опирающимся на вершину указанного единого узла (28), и упором (70b), закрепленным на верхней части диффузора (24с) внутри этого диффузора.
4. Двигатель (100) по п. 1, в котором труба (40) подачи первого компонента (16) ракетного топлива соединена с контуром (14) охлаждения камеры (12) сгорания и проходит через отверстие (42), выполненное в едином узле (28).
5. Двигатель (100) по п. 4, в котором труба (40) подачи первого компонента (16) ракетного топлива выходит в кольцевую полость (44), внутренняя сторона (44а) которой содержит часть стенки камеры (12) сгорания, находящуюся на соединении между сходящейся частью (12d) и расходящейся частью (12е) камеры (12) сгорания.
6. Двигатель (100) по п. 5, в котором кольцевая полость (44) закрыта обечайкой (46), которая закреплена своими двумя осевыми концами (46а, 46b) на стенке камеры (12) сгорания, при этом обечайка (46) окружена единым узлом (28) и содержит отверстие для пропускания конца трубы (40) подачи первого компонента (16) ракетного топлива.
7. Двигатель (100) по п. 6, в котором внутри обечайки (46) установлен крепежный цоколь (48), с которым соединен конец трубы (40) подачи первого компонента (16) ракетного топлива, при этом крепежный цоколь (48) содержит отверстие (48а) для прохождения первого компонента (16) ракетного топлива.
8. Двигатель (100) по п. 6, в котором внутри обечайки (46) установлены по меньшей мере два основания (58), на каждом из которых закреплена лапка (60) соединения управляющего домкрата через отверстие (62), выполненное в едином узле (28).
9. Двигатель (100) по п. 8, в котором соединительные лапки (60) смещены относительно друг друга на 90° в окружном направлении.
10. Двигатель (100) по п. 5, в котором контур (14) охлаждения содержит
каналы (76) охлаждения, выполненные в толщине стенки камеры (12) сгорания, в которых снизу вверх циркулирует первый компонент (16) ракетного топлива, причем эти каналы (76) охлаждения проходят между нижним концом (12ее) расходящейся части (12е) камеры (12) сгорания и набором (12b) форсунок, находящимся в верхней части камеры (12) сгорания, и
каналы (74) питания в толщине стенки камеры (12) сгорания, находящейся в расходящейся части (12е) камеры (12) сгорания, в которых первый компонент (16) топлива циркулирует сверху вниз, при этом указанные каналы (74) питания сообщаются своими верхними концами (74а) с кольцевой полостью (44) через отверстия (78) и своими нижними концами (74b) с набором каналов (76) охлаждения.
11. Двигатель по п. 10, в котором каналы (74) питания сообщаются с выпускными отверстиями (80), обеспечивающими прохождение первого компонента (16) ракетного топлива.
12. Двигатель по п. 1, в котором между наружной стенкой расходящейся части (12е) камеры (12) сгорания и находящейся напротив внутренней стенкой кожуха (24) из термоконструкционного композиционного материала установлена уплотнительная прокладка (72).
13. Двигатель (100) по п. 1, в котором по меньшей мере часть наружного усилительного кожуха (26) образована тканой деталью из углеродных волокон, пропитанных затвердевшей смолой.
14. Двигатель по п. 1, в котором по меньшей мере часть наружного усилительного кожуха (26) образована намоткой углеродных волокон, включенных в слой затвердевшей смолы.
15. Способ изготовления ракетного двигателя (100), отличающийся тем, что содержит следующие этапы, на которых
формируют кожух (24) в виде единой детали из термоконструкционного композиционного материала, содержащий свод (54а) и, по существу, цилиндрический участок (54b), продолженный усеченным конусным участком (54с),
обеспечивают затвердевание указанного кожуха (24),
выполняют наружный усилительный кожух (26) с высокой радиальной прочностью на части указанного кожуха (24) из термоконструкционного композиционного материала, при этом кожух (24) из термоконструкционного композиционного материала и наружный усилительный кожух (26) образуют единый узел (28),
вставляют в единый узел (28) через диффузор (24с), образованный нижней частью указанного усеченного конусного участка (54с), камеру (12) сгорания, содержащую контур (14) охлаждения, и
фиксируют в осевом направлении камеру (12) сгорания внутри единого узла (28) при помощи упора (70b), на который опирается указанная камера (12) сгорания и который закреплен на верхней части и внутри указанного диффузора (24с), при этом указанный диффузор (24с) проходит за пределы нижнего конца расходящейся части (12е) камеры (12) сгорания.
16. Способ изготовления двигателя (100) по п. 15, дополнительно содержащий этап пропускания единого узла (28) через автоклав.
17. Способ изготовления двигателя (100) по п. 15, содержащий этап соединения трубы (30) подачи первого компонента (16) ракетного топлива с контуром (14) охлаждения камеры (12) сгорания через отверстие (42), выполненное в едином узле (28).
18. Способ изготовления двигателя (100) по п. 15, в котором по меньшей мере часть наружного усилительного кожуха (26) образована тканой деталью из углеродных волокон, пропитанных затвердевшей смолой.
19. Способ изготовления двигателя (100) по п. 15, в котором по меньшей мере часть наружного усилительного кожуха (26) образована намоткой углеродных волокон, включенных в слой затвердевшей смолы.
RU2016118695A 2013-10-16 2014-10-10 Ракетный двигатель и способ изготовления такого двигателя RU2016118695A (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1360067 2013-10-16
FR1360067A FR3011884B1 (fr) 2013-10-16 2013-10-16 Chambre de propulsion pour fusee et procede de fabrication d'une telle chambre
PCT/FR2014/052588 WO2015055924A1 (fr) 2013-10-16 2014-10-10 Chambre de propulsion pour fusée et procédé de fabrication d'une telle chambre

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2016118695A true RU2016118695A (ru) 2017-11-21

Family

ID=50023728

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016118695A RU2016118695A (ru) 2013-10-16 2014-10-10 Ракетный двигатель и способ изготовления такого двигателя

Country Status (6)

Country Link
US (1) US20160312744A1 (ru)
EP (1) EP3058210B1 (ru)
JP (1) JP2016536506A (ru)
FR (1) FR3011884B1 (ru)
RU (1) RU2016118695A (ru)
WO (1) WO2015055924A1 (ru)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3042542B1 (fr) * 2015-10-20 2017-12-01 Snecma Chambre propulsive et procede de fabrication
US10954892B2 (en) 2016-06-21 2021-03-23 Aerojet Rocketdyne, Inc. Liquid propellant rocket engine nozzle with passive condensate cooling
FR3053403B1 (fr) * 2016-06-29 2018-07-27 Arianegroup Sas Moteur-fusee a divergent composite
CN113084725B (zh) * 2021-03-15 2023-06-16 上海新力动力设备研究所 一种固体轨控发动机喷管堵盖环形定位装置
CN113266492B (zh) * 2021-04-16 2022-03-15 北京星际荣耀空间科技股份有限公司 发动机推力室、火箭发动机、液体火箭
US11598290B2 (en) * 2021-07-02 2023-03-07 Korea Aerospace Research Institute Combustor of liquid rocket engine

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3508404A (en) * 1968-06-24 1970-04-28 Curtiss Wright Corp Support member for restartable rocket engines
FR2652615B1 (fr) * 1989-10-04 1992-02-07 Europ Propulsion Chambre de combustion de propulseur.
US7854395B1 (en) * 2008-02-11 2010-12-21 Xcor Aerospace Rocket combustion chamber with jacket
DE102010043336B4 (de) * 2010-11-03 2017-08-10 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Brennkammervorrichtung

Also Published As

Publication number Publication date
EP3058210B1 (fr) 2020-02-19
US20160312744A1 (en) 2016-10-27
FR3011884A1 (fr) 2015-04-17
WO2015055924A1 (fr) 2015-04-23
JP2016536506A (ja) 2016-11-24
EP3058210A1 (fr) 2016-08-24
FR3011884B1 (fr) 2018-06-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2016118695A (ru) Ракетный двигатель и способ изготовления такого двигателя
CN107407484B (zh) 燃烧器以及燃气涡轮
US10527284B2 (en) Compensation assembly for a damper of a gas turbine
JP6931982B2 (ja) 軸方向多段マイクロミキサキャップ
RU2008135874A (ru) Камера сгорания турбомашины со спиральной циркуляцией воздуха
US9261316B2 (en) Method for the manufacture of a barrel for compressed air or CO2 rifles and barrel for compressed air or CO2 rifles obtained
RU2014110950A (ru) Способ и устройство для изготовления цилиндрической детали из композитного материала
RU2016141228A (ru) Камера двигателя и способ ее изготовления
JP6566486B2 (ja) 高圧燃料ポンプ
JP7284293B2 (ja) 燃焼器部品、この燃焼器部品を備える燃焼器、及びこの燃焼器を備えるガスタービン
CN106461222B (zh) 具有共振器的燃烧器装置
US20180363589A1 (en) Combustor and rocket engine
JP2016118377A (ja) ガスタービン用ダンパ
JP5787957B2 (ja) ロケット用噴射器、ロケット用燃焼器及び液体燃料ロケット
JP6960740B2 (ja) 燃料噴射装置および燃料噴射装置を備える燃焼缶
JP6717744B2 (ja) 推進機本体ケーシングにスカートを接続する方法
JP2012170935A (ja) ハニカム構造体
JP5455411B2 (ja) ロケット用噴射器
JP2018521899A (ja) ガイド素子を有するガス発生器アセンブリ
US11248563B2 (en) Catalyst chamber with a catalyst bed embedded therein for a monopropellant thruster of a rocket engine
JP2016166561A5 (ru)
RU2703285C2 (ru) Соединительное устройство, содержащее несколько изогнутых концентрических труб
KR102616048B1 (ko) 공진기, 공진기 제조 방법 및 공진기가 제공된 연소기 배열체
IL275118B2 (en) Rocket engine nozzle molded over resin
KR20170020532A (ko) 연료 분배 장치, 가스 터빈 엔진 및 그 장착 방법

Legal Events

Date Code Title Description
FA93 Acknowledgement of application withdrawn (no request for examination)

Effective date: 20171011