RU2278292C2 - Элемент ракетного двигателя и способ изготовления такого элемента ракетного двигателя - Google Patents

Элемент ракетного двигателя и способ изготовления такого элемента ракетного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2278292C2
RU2278292C2 RU2003123785/06A RU2003123785A RU2278292C2 RU 2278292 C2 RU2278292 C2 RU 2278292C2 RU 2003123785/06 A RU2003123785/06 A RU 2003123785/06A RU 2003123785 A RU2003123785 A RU 2003123785A RU 2278292 C2 RU2278292 C2 RU 2278292C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
cooler
flow
rocket engine
channel
cooling channel
Prior art date
Application number
RU2003123785/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2003123785A (ru
Inventor
Ян ХЭГГАНДЕР (SE)
Ян ХЭГГАНДЕР
Original Assignee
Вольво Аэро Корпорейшн
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
Priority claimed from SE0100075A external-priority patent/SE520242C2/sv
Application filed by Вольво Аэро Корпорейшн filed Critical Вольво Аэро Корпорейшн
Publication of RU2003123785A publication Critical patent/RU2003123785A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2278292C2 publication Critical patent/RU2278292C2/ru

Links

Images

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

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В заявке описан элемент жидкостного ракетного двигателя, содержащий несущую нагрузку стенку со множеством охлаждающих каналов для прохода охладителя. Каждый охлаждающий канал имеет расположенную под углом к его оси направляющую поток охладителя поверхность, которая создает в протекающем через охлаждающий канал в осевом направлении потоке охладителя дополнительно радиальную составляющую скорости. Рассмотрен способ изготовления такого элемента. Изобретение обеспечивает уменьшение расслоения охладителя в охлаждающих каналах. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 10 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к элементу жидкостного ракетного двигателя, имеющего несущую нагрузку стенку с множеством охлаждающих каналов, через которые проходит поток охладителя. Изобретение относится также к способу изготовления такого элемента ракетного двигателя.
Во время работы в камере сгорания ракетного двигателя выделяется очень большое количество тепла. Защита несущих большую тепловую нагрузку стенок камеры сгорания от возможного разрушения, в частности из-за плавления металла, из которого изготовлены стенки камеры, осуществляется путем их интенсивного охлаждения. Обычно стенки камеры сгорания охлаждают за счет конвективного теплообмена. В настоящее время для охлаждения стенок камеры сгорания в ракетных двигателях используют холодное топливо и даже окислитель.
Долговечность камеры сгорания является одной из главных проблем большинства ракетных двигателей. Решение этой проблемы требует достаточно больших усилий. Осмотр и ремонт двигателя в процессе его доводки и эксплуатации связаны с высокими затратами. Долговечность ракетного двигателя существенно зависит от температуры участков стенки, расположенных в непосредственной близости от струи образующихся в камере сгорания горячих газов. Из-за разницы температур в охлаждающих каналах возникают тепловые напряжения. Высокие температуры отрицательно сказываются на свойствах материала, из которого изготовлены стенки камеры сгорания. Иными словами, срок службы ракетного двигателя (камеры сгорания) существенным образом зависит от температуры. Снижение температуры стенок камеры сгорания на 100К приблизительно в три раза увеличивает ее срок службы и приблизительно в 10 раз увеличивает ее усталостную долговечность.
При больших тепловых нагрузках в охладителе происходит заметное расслоение. В результате нагревания охладителя, который находится ближе к горячей стенке, его температура повышается. Повышение температуры охладителя у горячей стенки сопровождается снижением его вязкости и увеличением скорости. При большом перепаде температур поток охладителя разделяется на отдельные слои. В результате такого расслоения большая часть охладителя имеет после нагрева сравнительно низкую температуру, что существенно снижает эффективность всей системы теплообмена. Разница температур в охладителе может достигать 600-700К. При такой разнице температур на выходе из охлаждающего канала охладитель может по-прежнему иметь температуру, близкую к температуре на входе (60К).
Эффективность охлаждения можно, как известно, повысить за счет увеличения поверхности охлаждения с помощью, например, расположенных внутри охлаждающих каналов продольных ребер. Такие ребра должны, как очевидно, иметь определенную высоту, достаточную для проникновения в тепловой пограничный слой. В промежутках между высокими и близко расположенными друг к другу ребрами скорость охладителя снижается, что заметно ограничивает возможность увеличения эффективности теплообмена. Кроме того, для увеличения количества ребер, которые можно разместить внутри охлаждающего канала, они должны иметь достаточно острое основание. Острое основание ребер направлено перпендикулярно линии действия главных напряжений. Выполненные и расположенные в охлаждающем канале определенным образом ребра являются заметными концентраторами напряжений. Кроме того, охлаждающие ребра достаточно сложны в изготовлении. При ширине охлаждающих каналов в суженной части, равной около 1,0 мм, и максимальной ширине одного из трех охлаждающих ребер, не превышающей 0,3 мм, край ребра становится весьма и весьма тонким.
Эффективность теплообмена можно повысить также за счет увеличения шероховатости поверхности охлаждающего канала и за счет создания турбулентности в потоке протекающего по нему охладителя. Шероховатость поверхности увеличивает завихрение потока у стенки канала, однако при очень небольшой вязкости водорода не оказывает заметного влияния на процесс теплообмена.
В JP 60-048127 было предложено устанавливать в горизонтальном охлаждающем канале скрученную стальную ленту, которая создает в канале вторичное течение и позволяет избежать расслоения протекающего по каналу охладителя. Такой способ предлагается использовать на атомных электростанциях и устанавливать скрученные стальные ленты в горизонтальных трубах реактора, вспомогательном насосе, теплообменнике и впускном сопле (входном патрубке) парогенератора. Использование стальных лент может, однако, привести к появлению горячих точек и перегреву материала на горячей стороне канала из-за снижения скорости протекающего по нему охладителя.
В основу настоящего изобретения была положена задача разработать элемент ракетного двигателя с уменьшенным расслоением охладителя в охлаждающих каналах.
Указанная задача решается с помощью предлагаемого в настоящем изобретении элемента жидкостного ракетного двигателя, который имеет несущую нагрузку стенку с множеством охлаждающих каналов для прохода охладителя, стенки которых крепятся к оболочке этой несущей нагрузку стенки, имеющей форму тела с криволинейной образующей. Предлагаемый в изобретении элемент жидкостного ракетного двигателя отличается тем, что каждый охлаждающий канал имеет направляющую поток охладителя поверхность, которая расположена под углом к оси канала и создает в протекающем через охлаждающий канал в осевом направлении потоке охладителя дополнительно радиальную составляющую скорости. Под действием направляющей поверхности в протекающем в канале потоке охладителя создается круговое течение, которое препятствует его расслоению.
Поверхность, направляющая поток охладителя, может быть выполнена в стенке охлаждающего канала. В этом случае она может быть образована множеством канавок, выполненных в стенке канала, и/или множеством выступающих ребер, расположенных на стенке охлаждающего канала.
Кроме того, поверхность, направляющая поток охладителя, может быть образована отдельным элементом, расположенным внутри охлаждающего канала. Этот элемент, в свою очередь, может быть выполнен в виде винтовой спирали или в виде стержня с наружной резьбой.
Предлагаемый в изобретении способ изготовления элемента жидкостного ракетного двигателя с несущей нагрузку стенкой, имеющей множество охлаждающих каналов для прохода охладителя, отличается тем, что поверхности металлического листа придают форму поверхности, направляющей поток охладителя, после чего этот лист сгибают с приданием ему формы охлаждающего канала, который затем крепят к внешней стенке предлагаемого в изобретении элемента ракетного двигателя.
Образование поверхности, направляющей поток охладителя, может осуществляться выдавливанием штамповкой канавок на поверхности листа из металла и/или выполнением на поверхности листа из металла штамповкой выступающих ребер, образующих поверхность, направляющую поток охладителя.
Ниже изобретение более подробно рассмотрено на примере некоторых, не ограничивающих его объем, вариантов его возможного осуществления со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых показано:
на фиг.1 - схематичное изображение в аксонометрической проекции показанной частично в разрезе камеры сгорания ракетного двигателя по настоящему изобретению,
на фиг.2 - продольный разрез в увеличенном масштабе охлаждающего канала показанной на фиг.1 камеры сгорания, выполненного по первому варианту,
на фиг.3 - поперечное сечение охлаждающего канала в варианте, показанном на фиг.1 и 2,
на фиг.4 - сечение охлаждающего канала плоскостью А-А по фиг.3,
на фиг.5 - аналогичный фиг.2 продольный разрез охлаждающего канала, выполненного по второму варианту,
на фиг.6 - поперечное сечение охлаждающего канала, показанного на фиг.5,
на фиг.7 - аналогичный фиг.2 продольный разрез охлаждающего канала, выполненного по третьему варианту,
на фиг.8 - поперечное сечение охлаждающего канала, показанного на фиг.7, и
на фиг.9 и 10 - схемы, иллюстрирующие отдельные стадии процесса изготовления охлаждающих каналов предлагаемой в изобретении камеры сгорания, при этом на фиг.9 изображен образующий часть охлаждающего канала обработанный плоский лист, на фиг.10 показан тот же лист в согнутом состоянии.
На фиг.1 схематично и в несколько упрощенной аксонометрической проекции в виде сбоку показана камера 10 сгорания ракетного двигателя, изготовленная предлагаемым в настоящем изобретении способом. Такая камера сгорания предназначена для использования в ракетных двигателях, работающих на жидком топливе, например на жидком водороде. Принцип действия таких двигателей хорошо известен и поэтому не требует подробного описания. Камеру 10 сгорания охлаждают охладителем, который предпочтительно также используют в качестве топлива в некоторых типах ракетных двигателей. Изобретение, однако, не ограничено камерами сгорания подобного типа и может найти применение в ряде других случаев.
Предлагаемая в изобретении камера 10 сгорания имеет форму тела вращения с изменяющимся вдоль оси диаметром поперечного сечения.
Стенка камеры сгорания имеет множество расположенных рядом друг с другом охлаждающих каналов 11, проходящих по существу параллельно продольной оси камеры 10 сгорания от входного коллектора 12 до выходного коллектора 13. Наружную поверхность (стенку) камеры сгорания образует выполненная в виде одной детали рубашка 14 с каналами для прохода охладителя. Согнутые в продольном направлении по контуру рубашки охлаждающие каналы 11 с U-образным поперечным сечением проходят вдоль оси камеры сгорания и припаяны изнутри к изготовленной из листового металла оболочке.
В варианте, показанном на фиг.2-4, каждый охлаждающий канал 11 имеет на внутренней поверхности, направляющей поток охладителя, ребра 15, расположенные под углом к продольной оси канала. Наклонные ребра воздействуют на протекающий по каналу поток охладителя и приводят его во вращение внутри канала. Наклонные ребра создают в потоке охладителя радиальное или круговое течение, которое переносит не нагретый охладитель от внешней стенки канала к его внутренней стенке, а нагретый охладитель - от внутренней стенки канала к его внешней стенке.
На фиг.3 показано поперечное сечение одного из каналов показанной на фиг.1 камеры сгорания. На фиг.2 показан продольный разрез (в виде сбоку) канала плоскостью В-В по фиг.3, а на фиг.4 показан продольный разрез (в виде сверху) канала плоскостью А-А по фиг.3.
Направляющие поток охладителя ребра наклонены к оси охлаждающего канала под углом, отличным от 0° и 90°. Этот угол наклона направляющих ребер к оси охлаждающего канала предпочтительно составляет от 1° до 50°, более предпочтительно от 5° до 30°, наиболее предпочтительно от 10° до 20°.
Возникающее в охлаждающем канале радиальное (круговое) течение позволяет заменить не нагретым охладителем около 15% нагретого охладителя и уменьшить за счет этого температуру камеры сгорания приблизительно на 100К. Добиться такого снижения температуры камеры сгорания можно в том случае, если радиальная скорость охладителя в охлаждающем канале будет составлять около 15% от ее осевой скорости. При таком соотношении скоростей отклонение вектора абсолютной скорости охладителя от оси охлаждающего канала должно составить всего 9°. Такое сравнительно небольшое отклонение скорости охладителя от оси канала не должно привести к заметному увеличению потерь давления в охлаждающих каналах.
Наличие на внутренней поверхности охлаждающего канала ребер, создающих небольшую турбулентность и увеличивающих трение между охладителем и горячей внутренней стенкой канала, повышает эффективность теплообмена. Вместо показанных на фиг.2-4 ребер на внутренней поверхности стенки охлаждающего канала можно выполнить канавки. Замена ребер канавками позволяет выполнить внутреннюю поверхность наиболее горячей части стенки канала более гладкой и за счет соответствующего снижения концентрации напряжений повысить долговечность всей камеры сгорания.
На фиг.5 и 6 показан второй вариант конструктивного исполнения предлагаемого в изобретении охлаждающего канала камеры сгорания ракетного двигателя, в котором для образования направляющих поток охлаждающей жидкости поверхностей используется отдельный элемент - вставка 16, выполненная в виде центрального стержня с наружной резьбой 17. Вставка 16 прочно крепится внутри охлаждающего канала. На внешней поверхности вставки 16 имеются упоры 24, удерживающие центральный стержень вставки на определенном расстоянии от стенки 14 охлаждающего канала. Такие упоры выполнены в виде радиальных выступов, расположенных на соответствующем расстоянии друг от друга вдоль оси охлаждающего канала. Из-за отсутствия резьбы 17 на обращенной к внутренней стенке 18 канала стороне вставки она не препятствует свободному течению охладителя вдоль горячей стенки охлаждающего канала.
На фиг.7 и 8 показан третий вариант конструктивного исполнения предлагаемого в изобретении охлаждающего канала. В отличие от вставки 16, показанной на фиг.5 и 6, вставка, используемая в этом варианте изобретения, не имеет центрального стержня и представляет собой намотанную по винтовой линии спираль 19. Эта спираль 19 (или пружина) вписывается в воображаемую цилиндрическую поверхность и касается по меньшей мере части внутренней поверхности стенки охлаждающего канала.
Охлаждающий канал 11 может иметь у входного коллектора 12 меньшее, чем у выходного коллектора 13, поперечное сечение. Кроме того, охлаждающий канал может иметь переменную по длине измеренную в окружном направлении элемента ракетного двигателя ширину. Ширину охлаждающего канала предпочтительно выбирают с таким расчетом, чтобы в окружном направлении в камере сгорания ракетного двигателя соседние каналы касались друг друга без каких-либо промежутков. С другой стороны, в той части ракетного двигателя, где происходит расширение газов, охлаждающие каналы могут иметь ширину, при которой между ними в окружном направлении остаются определенные зазоры. Охлаждающие каналы предпочтительно изготавливают из отдельных штампованных листов с ребрами или канавками на одной стороне листа. Отштампованные листы с ребрами или канавками сгибают в U-образные профили переменной ширины. Полученные профили устанавливают внутрь имеющей форму тела вращения камеры наружной оболочки и припаивают к ней. Такой способ изготовления охлаждающих каналов существенно упрощает весь процесс изготовления охлаждающей рубашки и коллекторов предлагаемого в изобретении элемента ракетного двигателя.
Ниже со ссылкой на фиг.9 и 10 на одном из конкретных примеров более подробно описан предлагаемый в изобретении способ изготовления элемента ракетного двигателя. На фиг.9 показана изготовленная из листового металла заготовка 20 охлаждающего канала. На одной из сторон заготовки 20 путем соответствующей обработки выполнены ребра и/или канавки. На фиг.9 показан прижимаемый к листу 20 вращающийся валок 21 прокатного стана. Показанный на фиг.9 валок имеет на наружной поверхности винтовые ребра 22. Во время прокатки винтовые ребра 22 валка выдавливают в металлическом листе 20 диагональные канавки 23. Согнутый или профилированный лист с выдавленными в нем канавками образует показанную на фиг.10 часть охлаждающего канала. После гибки или профилирования листы с выдавленными в них канавками крепят соответствующим образом к изготовленной из листового металла наружной оболочке 14, вместе с которой они образуют охлаждаемую стенку предлагаемого в изобретении элемента ракетного двигателя.
В другом варианте для образования в охлаждающем канале кругового или радиального течения охладителя можно использовать соответствующим образом выполненную структуру поверхности охлаждающего канала с параллельными боковыми стенками. Для этого можно удалить с поверхности охлаждающего канала часть материала, например электроэрозионной обработкой стенок канала.
Изобретение не ограничено рассмотренными выше вариантами и допускает в объеме приведенной ниже формулы изобретения различные изменения и усовершенствования. Так, например, описанную выше обладающую повышенной эффективностью охлаждения стенку можно использовать в ракетных двигателях с внешним расширением, в частности в круговых и линейных аэрокосмических двигателях. Направляющие поток охладителя элементы поверхности канала не обязательно должны быть расположены на всей длине охлаждающего канала. Такие элементы, в частности, можно расположить только в наиболее нагруженной тепловой нагрузкой части охлаждающего канала, т.е. в зоне наименьшего диаметра элемента ракетного двигателя. Кроме того, направляющие поток охладителя элементы поверхности охлаждающего канала могут иметь разный по длине канала угол наклона к продольной оси канала. Так, в частности, угол наклона направляющих элементов к продольной оси охлаждающего канала может постепенно уменьшаться от входа в канал к выходу из него.
Охлаждающие каналы могут иметь не только U-образное, но и круглое или прямоугольное поперечное сечение.
Изобретение не ограничено также вариантом, в котором стенка элемента ракетного двигателя содержит множество охлаждающих каналов, которые крепятся к изготовленной из листового металла сплошной оболочке. Вместо этого несущую нагрузку стенку предлагаемого в изобретении элемента ракетного двигателя можно изготовить только из одних охлаждающих каналов, соединенных друг с другом их боковыми стенками. Соединить боковые стенки охлаждающих каналов можно, например, с помощью сварки.
Направляющие поток охладителя элементы можно выполнить на листовой заготовке охлаждающего канала не только прокаткой, но и, например, штамповкой.
Кроме того, в варианте, показанном на фиг.5, в качестве элементов, удерживающих центральный стержень вставки на определенном расстоянии от внутренней поверхности охлаждающего канала, можно использовать непосредственно витки выполненной на стержне резьбы.
В заключение следует отметить, что предлагаемым в настоящем изобретении элементом ракетного двигателя может быть элемент, который выполняет функции только камеры сгорания или только сопла, в котором происходит расширение горячих газов, или же элемент, который одновременно выполняет функции и камеры сгорания, и сопла.

Claims (10)

1. Элемент (10) жидкостного ракетного двигателя с несущей нагрузку стенкой со множеством охлаждающих каналов (11) для прохода охладителя, стенки которых крепятся к оболочке (14) этой несущей нагрузку стенки, имеющей форму тела с криволинейной образующей, отличающийся тем, что каждый охлаждающий канал (11) имеет направляющую поток охладителя поверхность, которая расположена под углом к оси канала и создает в протекающем через охлаждающий канал в осевом направлении потоке охладителя дополнительно радиальную составляющую скорости.
2. Элемент жидкостного ракетного двигателя по п.1, отличающийся тем, что поверхность, направляющая поток охладителя, выполнена в стенке (18) охлаждающего канала.
3. Элемент жидкостного ракетного двигателя по п.2, отличающийся тем, что поверхность, направляющая поток охладителя, образована множеством канавок, выполненных в стенке (18) канала.
4. Элемент жидкостного ракетного двигателя по п.2 или 3, отличающийся тем, что поверхность, направляющая поток охладителя, образована множеством выступающих ребер (15), расположенных на стенке охлаждающего канала.
5. Элемент жидкостного ракетного двигателя по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что поверхность, направляющая поток охладителя, образована отдельным элементом, расположенным внутри охлаждающего канала.
6. Элемент жидкостного ракетного двигателя по п.5, отличающийся тем, что элемент, образующий поверхность, направляющую поток охладителя, выполнен в виде винтовой спирали (19).
7. Элемент жидкостного ракетного двигателя по п.5, отличающийся тем, что элемент, образующий поверхность, направляющую поток охладителя, выполнен в виде стержня с наружной резьбой (17).
8. Способ изготовления элемента (10) жидкостного ракетного двигателя с несущей нагрузку стенкой со множеством охлаждающих каналов (11) для прохода охладителя, отличающийся тем, что поверхности листа из металла придают форму поверхности, направляющей поток охладителя, сгибают лист из металла с приданием ему формы охлаждающего канала (11) и согнутые листы крепят к листовой оболочке (14), которая вместе с ними образует несущую нагрузку стенку элемента жидкостного ракетного двигателя.
9. Способ по п.8, отличающийся тем, что на поверхности листа из металла штамповкой выдавливают канавки, образующие поверхность, направляющую поток охладителя.
10. Способ по п.8 или 9, отличающийся тем, что на поверхности листа из металла штамповкой выполняют выступающие ребра (15), образующие поверхность, направляющую поток охладителя.
RU2003123785/06A 2001-01-11 2002-01-09 Элемент ракетного двигателя и способ изготовления такого элемента ракетного двигателя RU2278292C2 (ru)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US26105001P 2001-01-11 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
US60/261,050 2001-01-11
SE0100075-1 2001-01-11

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2003123785A RU2003123785A (ru) 2005-02-27
RU2278292C2 true RU2278292C2 (ru) 2006-06-20

Family

ID=26655367

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2003123785/06A RU2278292C2 (ru) 2001-01-11 2002-01-09 Элемент ракетного двигателя и способ изготовления такого элемента ракетного двигателя

Country Status (8)

Country Link
US (1) US7302794B2 (ru)
EP (1) EP1352170B1 (ru)
JP (1) JP4014208B2 (ru)
AT (1) ATE329148T1 (ru)
DE (1) DE60212069T2 (ru)
ES (1) ES2264730T3 (ru)
RU (1) RU2278292C2 (ru)
WO (1) WO2002055864A1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2728657C1 (ru) * 2019-05-20 2020-07-31 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме (варианты)
RU2778959C1 (ru) * 2022-02-28 2022-08-29 Роман Дмитриевич Лебедев Сопло с истечением масс и прямовыходящим потоком

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2728657C1 (ru) * 2019-05-20 2020-07-31 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме (варианты)
RU2778959C1 (ru) * 2022-02-28 2022-08-29 Роман Дмитриевич Лебедев Сопло с истечением масс и прямовыходящим потоком

Also Published As

Publication number Publication date
EP1352170B1 (en) 2006-06-07
DE60212069D1 (de) 2006-07-20
ES2264730T3 (es) 2007-01-16
ATE329148T1 (de) 2006-06-15
JP4014208B2 (ja) 2007-11-28
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
RU2278292C2 (ru) Элемент ракетного двигателя и способ изготовления такого элемента ракетного двигателя
EP0887612B1 (en) Heat transfer structure
Kim et al. Heat transfer and friction correlations for wavy plate fin-and-tube heat exchangers
US4565490A (en) Integrated gas/steam nozzle
US7743821B2 (en) Air cooled heat exchanger with enhanced heat transfer coefficient fins
TWI455461B (zh) 冷卻套
Ji et al. Summary and evaluation on the heat transfer enhancement techniques of gas laminar and turbulent pipe flow
KR20110013400A (ko) 채널 시스템
JP2017172578A (ja) タービン構成要素の冷却壁及びこの壁を冷却する方法
Pal et al. Laminar flow and heat transfer through a circular tube having integral transverse corrugations and fitted with centre-cleared twisted-tape
US3242984A (en) Heat exchangers with reinforced fins
Webb The flow structure in the louvered fin heat exchanger geometry
US20080078534A1 (en) Heat exchanger tube with enhanced heat transfer co-efficient and related method
CN112313467B (zh) 热交换器
JP4019215B2 (ja) 出口ノズル並びに出口ノズルの製造方法
JP2007225137A (ja) 排気ガス冷却装置用多管式熱交換器および伝熱管
RU2386096C2 (ru) Сотовый теплообменник с закруткой потока
JP2520680B2 (ja) 熱交換器
Saha et al. Thermo-fluid characteristics of laminar flow of viscous oil through a circular tube having integral helical corrugations and fitted with centre-cleared twisted-tape
Sivasubramaniam et al. Heat transfer and friction factor characteristics of pipe-in-pipe heat exchanger fitted with varient plain tape insert
Saha et al. 2D Roughness, 3D Roughness and Roughness Applications
JPH11229817A (ja) 蒸気タービンの主蒸気管冷却装置及び蒸気タービン発電プラント
Zimparov et al. Compound heat transfer augmentation by a combination of spirally corrugated tubes with a twisted tape
RU2296912C1 (ru) Парогенератор
Kiran et al. A review on effect of augmentation techniques on performance parameters of shell and tube heat exchangers

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20140110