RU2171388C2 - Камера жидкостного ракетного двигателя - Google Patents
Камера жидкостного ракетного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2171388C2 RU2171388C2 RU99117792A RU99117792A RU2171388C2 RU 2171388 C2 RU2171388 C2 RU 2171388C2 RU 99117792 A RU99117792 A RU 99117792A RU 99117792 A RU99117792 A RU 99117792A RU 2171388 C2 RU2171388 C2 RU 2171388C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- chamber
- combustion chamber
- porous insert
- insert
- nozzles
- 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
-
- 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
- F02K9/44—Feeding propellants
- F02K9/52—Injectors
-
- 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
- F05D2250/60—Structure; Surface texture
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Devices For Medical Bathing And Washing (AREA)
Abstract
Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя с регенеративным и транспирационным охлаждением содержит смесительную головку с огневым днищем и форсунками, внутреннюю и наружную оболочки, транспирационно охлаждаемую пористую вставку. Форсунки соединяют полости компонентов с полостью камеры сгорания и выполнены коаксиальными, соосно-струиными, включающими втулку, охватывающую с кольцевым зазором наконечник. Внутренняя и наружная оболочки расположены в начальной части камеры сгорания. Пористая вставка расположена от огневого днища на расстоянии, равном 15-20 внутренних диаметров втулки. Начальный участок пористой вставки выполнен с проницаемостью в 1,1-2,5 раза большей, чем проницаемость остальной части. Такое выполнение камеры сгорания обеспечивает надежность охлаждения стенок камеры с минимальными потерями при минимально возможной массе камеры. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании ракетных двигателей с очень высокими плотностями теплового потока в стенку камеры.
В настоящее время одной из основных проблем при создании двигателей с высокими плотностями теплового потока является обеспечение надежного охлаждения стенок камеры сгорания. При достижении определенного значения давления наиболее распространенный наружный способ охлаждения внутренних стенок камеры путем подачи охладителя в тракт охлаждения оказывается недостаточно эффективным. Одним из способов решения данной проблемы может быть использование транспирационно охлаждаемых внутренних стенок (вставок) камер, выполненных из пористого материала, в которых охладитель подается в камеру сгорания сквозь поры в материале внутренней стенки. При этом создается защитная завеса, плотность теплового потока в стенку снижается. При некотором критическом значении расхода жидкого охладителя температура стенки становится равной температуре кипения жидкости при заданном давлении. На режиме критического расхода внутренняя стенка защищается сплошной завесой жидкости. При снижении расхода жидкость частично испаряется, а завеса становится в основном газовой. Преимущества транспирационного охлаждения увеличиваются при больших температурных перепадах. Подача части охладителя через поры в камеру сгорания приводит к некоторой потере экономичности камеры, но в тоже время позволяет обеспечить требуемую работоспособность.
Основным недостатком транспирационного охлаждения является снижение экономичности камеры, связанное с тем, что часть расхода охладителя, например, горючего, подается в огневую полость через стенки камеры сгорания, минуя смесительную головку. Исходя из этого, важно подобрать оптимальное расположение участка пористой внутренней стенки (вставки) в тракте охлаждения камеры и определить соотношение между длиной пористой вставки и длиной тракта охлаждения.
Известна камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, с регенеративным и транспирационным охлаждением, содержащая смесительную головку с огневым днищем и форсунками, соединяющими полости компонентов с полостью камеры сгорания, внутреннюю и наружную оболочки, транспирационно охлаждаемую пористую вставку. (см. Мелькумов и др. Ракетные двигатели. Москва, Машиностроение, 1976, с. 268-270).
В указанной камере компоненты подаются в смесительную головку и через форсунки поступают в камеру сгорания. Часть камеры, расположенная у головки, охлаждается регенеративно, наружным проточным охлаждением, а другая, в районе максимальных тепловых потоков, транспирационно.
Основным недостатком данной камеры является недостаточно высокое значение массово-энергетических характеристик, обусловленное неоптимальным соотношением длин регенеративной и транспирационной частей тракта, что приводит к излишнему расходу охладителя через пористую вставку и снижению удельного импульса тяги.
В основу настоящего изобретения положена задача создания камеры жидкостного ракетного двигателя, конструкция которой обеспечивала бы надежное охлаждение стенок камеры с минимальными потерями экономичности при минимально возможной массе камеры.
Поставленная задача достигается тем, что в предложенной камере сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащей внутреннюю и наружную оболочки, образующие тракт охлаждения, и скрепленные с транспирационно охлаждаемой проницаемой пористой вставкой, внутренний профиль которой соответствует газодинамическому профилю камеры, смесительную головку с огневым днищем и коаксиальными соосно-струйными форсунками, включающими наконечник и втулку, охватывающую с кольцевым зазором наконечник, и соединяющими полости компонентов с полостью камеры сгорания, пористая вставка расположена от огневого днища на расстоянии, равном 15...20 внутренних диаметров втулки.
Как показывает проведение исследования, при дальнейшем уменьшении нижнего предела указанного соотношения происходит интенсивный унос пористого материала, расположенного в следе периферийных форсунок головки.
Верхний предел указанного соотношения выбирается исходя из того, что при дальнейшем его увеличении не в полной мере реализовываются преимущества транспирационного охлаждения.
Проведенный сравнительный анализ прототипа и других известных технических решений в данной области с предложенным техническим решением показал, что данная совокупность признаков в предложенном устройстве применена впервые и ранее не использовалась. Таким образом, предложенное техническое решение соответствует критерию изобретения "Новизна".
Сравнение с прототипом показало, что данное техническое решение превосходит достигнутый уровень техники за счет более экономичного использования расхода охладителя и обеспечения более высоких значений удельных параметров камеры без усложнения конструкции и не является очевидным для среднего специалиста в данной области. Таким образом, предложенное техническое решение соответствует критерию изобретения "Изобретательский уровень".
Другие цели и преимущества настоящего изобретения станут понятны из следующего детального описания примера его выполнения и прилагаемых чертежей, на которых: фиг. 1 изображает осевой разрез камеры сгорания; фиг. 2 - вид А на фиг. 1.
Камера сгорания содержит смесительную головку 1 с огневым днищем 2. В днище 2 установлены коаксиальные соосно-струйные форсунки 3, состоящие из наконечника 4 и втулки 5, охватывающей с кольцевым зазором наконечник 4. Форсунки 3 соединяют полости компонентов с полостью камеры сгорания. Стенки камеры сгорания состоят из наружной 6 и внутренней 7 оболочек, образующих тракт охлаждения 8 начальной части камеры сгорания. Оболочки 6 и 7 скреплены с транспирационно охлаждаемой пористой вставкой 9, внутренний профиль которой соответствует газодинамическому профилю камеры, и расположенной от огневого днища 2 на расстоянии, равном 15...20 внутренних диаметров втулки 5. На наружной поверхности пористой вставки 9 расположены коллектора 10 подвода охладителя.
Начальный участок пористой вставки может быть выполнен с проницаемостью в 1,1...2,5 раза большей, чем проницаемость остальной части вставки. Это необходимо для того, чтобы обеспечить повышенный расход охладителя на начальном участке пористой вставки, так как проведенные исследования показывают, что именно на начальной кромке пористой вставки требуется увеличенный расход охладителя.
Нижний предел указанного соотношения выбирается исходя из того, что при дальнейшем его уменьшении интенсивная эрозия входной кромки пористой вставки.
Верхний предел указанного соотношения выбирается исходя из того, что при дальнейшем его увеличении не в полной мере реализуются преимущества транспирацонного охлаждения.
Целесообразно также, чтобы на начальном участке вставки со стороны подвода охладителя была выполнена кольцевая проточка, при этом толщина стенки вставки в месте проточки должна составлять 0,3...0,4 толщины стенки вставки.
Кольцевая проточка также выполняется с целью обеспечения повышенного расхода охладителя в переходной зоне от оболочек к пористой вставке и на начальном участке самой вставки за счет местного уменьшения гидравлического сопротивления тракта.
Нижний предел указанного соотношения выбирается исходя из того, что при дальнейшем его уменьшении не в полной мере реализуются преимущества транспирационного охлаждения.
Верхний предел указанного соотношения выбирается исходя из того, что при дальнейшем его увеличении не в полной мере реализуются преимущества транспирационного охлаждения.
Предложенная камера работает следующим образом.
Компоненты топлива подаются в смесительную головку 1. Из смесительной головки 1 по коаксиальным соосно-струйным форсункам 3, установленным в огневом днище 2 и состоящим из наконечника 4 и втулки 5, компоненты поступают в камеру сгорания. Одна часть охладителя подается в тракт охлаждения 8, образованный наружной 6 и внутренней 7 оболочками, и далее поступает для дальнейшего использования. Другая часть охладителя подается в коллекторы 10, расположенные на наружной поверхности пористой вставки 9, и через поры внутри материала вставки подаются на огневую стенку вставки и охлаждают ее.
Использование предложенного технического решения позволит обеспечить надежное охлаждение стенок камеры в районе максимальной плотности тепловых потоков при обеспечении оптимальных массово-энергетических характеристик.
Claims (4)
1. Камера сгорания ЖРД с регенеративным и транспирационным охлаждением, содержащая смесительную головку с огневым днищем и форсунками, соединяющими полости компонентов с полостью камеры сгорания, внутреннюю и наружную оболочки, транспирационно охлаждаемую пористую вставку, отличающаяся тем, что форсунки выполнены коаксиальными, соосно-струйными, включающими втулку, охватывающую с кольцевым зазором наконечник, при этом внутренняя и наружная оболочки расположены в начальной части камеры сгорания, а пористая вставка расположена от огневого днища на расстоянии, равном 15-20 внутренних диаметров втулки.
2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что начальный участок пористой вставки выполнен с проницаемостью в 1,1-2,5 раза больше, чем проницаемость остальной части.
3. Камера по п.1, отличающаяся тем, что на начальном участке проницаемой пористой вставки со стороны подачи охладителя выполнена кольцевая проточка, при этом толщина стенки в месте проточки составляет 0,3-0,4 толщины стенки вставки.
4. Камера по пп.1-3, отличающаяся тем, что внутренний профиль транспирционно охлаждаемой пористой вставки соответствует газодинамическому профилю камеры.
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU99117792A RU2171388C2 (ru) | 1999-08-20 | 1999-08-20 | Камера жидкостного ракетного двигателя |
DE2000137776 DE10037776B4 (de) | 1999-08-20 | 2000-08-03 | Brennkammer für ein Flüssigkeitsraketentriebwerk |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU99117792A RU2171388C2 (ru) | 1999-08-20 | 1999-08-20 | Камера жидкостного ракетного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2171388C2 true RU2171388C2 (ru) | 2001-07-27 |
Family
ID=20223956
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU99117792A RU2171388C2 (ru) | 1999-08-20 | 1999-08-20 | Камера жидкостного ракетного двигателя |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE10037776B4 (ru) |
RU (1) | RU2171388C2 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2565131C1 (ru) * | 2014-07-14 | 2015-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом горючем и способ функционирования двигателя |
EA034410B1 (ru) * | 2010-08-31 | 2020-02-05 | Палмер Лэбс, Ллк | Установка для сжигания топлива при высокой температуре и высоком давлении |
RU2720596C1 (ru) * | 2018-11-08 | 2020-05-12 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Воронежский государственный технический университет" (ФГБОУ ВО "ВГТУ") | Камера жидкостного ракетного двигателя |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102009025457A1 (de) * | 2009-06-15 | 2010-12-16 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Kühlvorrichtung für eine Effusions- oder Transpirationskühlung |
Family Cites Families (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS58214652A (ja) * | 1982-06-08 | 1983-12-13 | Natl Aerospace Lab | 複合冷却ロケツト燃焼器 |
FR2691209B1 (fr) * | 1992-05-18 | 1995-09-01 | Europ Propulsion | Enceinte contenant des gaz chauds refroidie par transpiration, notamment chambre propulsive de moteur-fusee, et procede de fabrication. |
FR2733581B1 (fr) * | 1995-04-27 | 1997-07-18 | Europ Propulsion | Enceinte de combustion avec refroidissement par transpiration |
DE19730674A1 (de) * | 1997-07-17 | 1999-01-21 | Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt | Brennkammer und Verfahren zur Herstellung einer Brennkammer |
-
1999
- 1999-08-20 RU RU99117792A patent/RU2171388C2/ru active
-
2000
- 2000-08-03 DE DE2000137776 patent/DE10037776B4/de not_active Expired - Fee Related
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
МЕЛЬКУМОВ Т.М. и др. Ракетные двигатели. - М.: Машиностроение, 1976, с.268-270. * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EA034410B1 (ru) * | 2010-08-31 | 2020-02-05 | Палмер Лэбс, Ллк | Установка для сжигания топлива при высокой температуре и высоком давлении |
RU2565131C1 (ru) * | 2014-07-14 | 2015-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом горючем и способ функционирования двигателя |
RU2720596C1 (ru) * | 2018-11-08 | 2020-05-12 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Воронежский государственный технический университет" (ФГБОУ ВО "ВГТУ") | Камера жидкостного ракетного двигателя |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE10037776B4 (de) | 2009-03-12 |
DE10037776A1 (de) | 2001-03-15 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6637188B2 (en) | Rocket engine combustion chamber with enhanced heat transfer to cooling jacket | |
US6442931B1 (en) | Combustion chamber casing of a liquid-fuel rocket engine | |
RU2345238C1 (ru) | Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя | |
RU2391540C1 (ru) | Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя | |
EP1022455A2 (en) | Liquid-propellant rocket engine chamber and its casing | |
JPH0814063A (ja) | ダブルヘッド燃焼室の離陸噴射装置を冷却する装置 | |
US20210148307A1 (en) | Rocket engine with integrated oxidizer catalyst in manifold and injector assembly | |
RU2171388C2 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя | |
EP3521585A1 (en) | Prechamber device for combustion engine | |
RU2003135210A (ru) | Ракетный двигатель | |
RU2392477C1 (ru) | Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя | |
CN108119260B (zh) | 液体发动机及运载器 | |
RU2465482C2 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги | |
RU2422664C2 (ru) | Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя | |
RU2151318C1 (ru) | Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя | |
CN209990561U (zh) | 一种trre引射火箭的热防护结构及其引射火箭 | |
CN111237087A (zh) | 一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构及冷却方法 | |
US3439502A (en) | Cooling of gas generators | |
JP4065446B2 (ja) | 液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置 | |
US4681261A (en) | Heat resistant short nozzle | |
US3383862A (en) | Rocket thrust chamber | |
RU2219363C2 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги | |
RU2204732C2 (ru) | Газогенератор жидкостного ракетного двигателя | |
US3439503A (en) | Rocket engine cooling | |
RU2391541C1 (ru) | Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя |