RU2325545C1 - Внутренняя оболочка сопла камеры жидкостного ракетного двигателя - Google Patents
Внутренняя оболочка сопла камеры жидкостного ракетного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2325545C1 RU2325545C1 RU2006139502/06A RU2006139502A RU2325545C1 RU 2325545 C1 RU2325545 C1 RU 2325545C1 RU 2006139502/06 A RU2006139502/06 A RU 2006139502/06A RU 2006139502 A RU2006139502 A RU 2006139502A RU 2325545 C1 RU2325545 C1 RU 2325545C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- propellant rocket
- liquid propellant
- rocket engine
- cooling
- chamber
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Fire-Extinguishing By Fire Departments, And Fire-Extinguishing Equipment And Control Thereof (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетным двигателям, использующим жидкое топливо, а именно к конструкции камеры жидкостного ракетного двигателя. 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. Изобретение обеспечивает снижение массы «сухой» и залитой камеры жидкостных ракетных двигателей. 3 ил.
Description
Предлагаемое изобретение относится к ракетным двигателям, использующих жидкое топливо, а именно к конструкции камеры жидкостного ракетного двигателя.
Известна камера сгорания с соплом, внутренняя оболочка которого имеет оживальную форму с выфрезерованными каналами охлаждающего тракта по наружной стороне одинаковой глубины по всей длине оболочки (Гахун Г.Г. и др. «Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей». М.: Машиностроение, 1989 г., стр.100-104).
Данная конструкция имеет переменную скорость потока охлаждающего рабочего тела, изменяющегося в большом диапазоне.
Технической задачей данной разработки является обеспечение заданного закона изменения гидравлических характеристик по длине охлаждающего тракта сопла, снижения массы «сухой» и залитой камеры, оптимизации охлаждения камеры в целом при заданных расходах охладителя.
Данная задача решается с помощью формирования внутренней оболочки сопла оживальной формы с выфрезерованными каналами охлаждающего тракта по наружной стороне, имеющей постоянную толщину огневой стенки, уменьшающуюся в сторону большего диаметра так, что суммарная площадь каналов охлаждающего тракта в любом сечении изменяется по заранее заданному закону, например, обеспечивается постоянство скорости охлаждающего рабочего тела путем сохранения постоянной величины суммарной площади каналов охлаждающего тракта в любом сечении.
На фиг.1 изображена внутренняя оболочка сопла камеры жидкостного ракетного двигателя в разрезе 1, на фиг.2 - сечение А-А, на фиг.3 - сечение В-В.
Толщина оболочки t уменьшается в сторону большего диаметра, т.е. t2<ti<t1, где t1 - толщина стенки оболочки в месте наименьшего диаметра, a t2 - толщина стенки оболочки в месте наибольшего диаметра оболочки, ti - толщина стенки оболочки в i-той точке. δ - толщина огневой стенки, она постоянна по всей длине оболочки, Si - площадь сечения одного канала охлаждающего тракта в любом сечении, ni - количество каналов в любом сечении.
где
При соблюдении такого равенства скорость потока охладителя будет постоянна по всей длине охлаждающего тракта сопла.
Такая конструкция оболочки позволяет обеспечивать заданный закон изменения гидравлических характеристик по длине охлаждающего тракта сопла, снижает массы «сухой» и залитой камеры, оптимизирует охлаждение камеры в целом при заданных расходах охладителя.
Claims (1)
- Внутренняя оболочка сопла камеры жидкостного ракетного двигателя оживальной формы с выфрезерованными каналами охлаждающего тракта по наружной стороне, имеющая постоянную толщину огневой стенки, отличающаяся тем, что толщина оболочки сопла уменьшается в сторону большего диаметра так, что суммарная площадь каналов охлаждающего тракта в любом сечении является величиной постоянной.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006139502/06A RU2325545C1 (ru) | 2006-11-07 | 2006-11-07 | Внутренняя оболочка сопла камеры жидкостного ракетного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006139502/06A RU2325545C1 (ru) | 2006-11-07 | 2006-11-07 | Внутренняя оболочка сопла камеры жидкостного ракетного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2325545C1 true RU2325545C1 (ru) | 2008-05-27 |
Family
ID=39586635
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006139502/06A RU2325545C1 (ru) | 2006-11-07 | 2006-11-07 | Внутренняя оболочка сопла камеры жидкостного ракетного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2325545C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU194928U1 (ru) * | 2019-10-08 | 2019-12-30 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет"(ОмГТУ) | Внутренняя оболочка сопла камеры жидкостного ракетного двигателя |
CN112746912A (zh) * | 2021-01-18 | 2021-05-04 | 天津大学 | 可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置 |
-
2006
- 2006-11-07 RU RU2006139502/06A patent/RU2325545C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Гахун Г.Г. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, с.100-104. * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU194928U1 (ru) * | 2019-10-08 | 2019-12-30 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет"(ОмГТУ) | Внутренняя оболочка сопла камеры жидкостного ракетного двигателя |
CN112746912A (zh) * | 2021-01-18 | 2021-05-04 | 天津大学 | 可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置 |
CN112746912B (zh) * | 2021-01-18 | 2022-05-13 | 天津大学 | 可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2702254A2 (en) | Throttleable exhaust venturi | |
RU2325545C1 (ru) | Внутренняя оболочка сопла камеры жидкостного ракетного двигателя | |
US20210348525A1 (en) | Engine nacelle for a gas turbine engine | |
US4007715A (en) | Rotary engines, compressors and vacuum pumps | |
JP5131397B2 (ja) | 火花点火式内燃機関 | |
CZ29658U1 (cs) | Výfukový rezonátor dvoudobého motoru pro motorový plovák | |
RU2525787C1 (ru) | Форсуночная головка камеры сгорания жрд | |
CN115234938B (zh) | 用于旁路引气高马赫数涡轮发动机气流掺混器及设计方法 | |
CN109458274B (zh) | 一种适用于脉冲爆震发动机的变截面瓣状引射混合器 | |
RU2725118C1 (ru) | Скрепленный с корпусом канальный заряд смесевого ракетного твердого топлива | |
RU2585211C1 (ru) | Ракета с воздушно-реактивным двигателем | |
RU150723U1 (ru) | Камера сгорания газотурбинного двигателя | |
RU2289718C2 (ru) | Ракетное сопло | |
JP2011163303A (ja) | 火花点火式内燃機関 | |
RU2791165C1 (ru) | Корпус ракетной части реактивного снаряда | |
RU2159898C2 (ru) | Диффузор основной камеры сгорания авиационного газотурбинного двигателя | |
RU61846U1 (ru) | Камера сгорания реактивного двигателя | |
US11585533B2 (en) | Isolation section suppressing shock wave forward transmission structure for wave rotor combustor and wave rotor combustor | |
JP5397305B2 (ja) | 火花点火式内燃機関 | |
KR102083830B1 (ko) | 흡기가속장치 | |
RU2698542C1 (ru) | Узел промежуточного корпуса газотурбинного двигателя | |
RU2440501C1 (ru) | Камера сгорания реактивного двигателя | |
RU2693948C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
US1945088A (en) | Fluid pressure rotary engine | |
Gusev et al. | Calculation of the parameters and characteristics of a rotating lunar jet penetrator |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20111108 |