RU2388925C1

RU2388925C1 - Liquid-propellant engine chamber

Info

Publication number: RU2388925C1
Application number: RU2008149589/06A
Authority: RU
Inventors: Виктор Дмитриевич Горохов (RU); Виктор Дмитриевич Горохов; Владимир Викторович Черниченко (RU); Владимир Викторович Черниченко; Павел Анатольевич Солженикин (RU); Павел Анатольевич Солженикин
Priority date: 2008-12-17
Filing date: 2008-12-17
Publication date: 2010-05-10

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: liquid-propellant engine chamber includes a mixing head with fuel and oxidiser cavities, internal profiled cover with cooling path channels made in it, external profiled cover installed on internal one and attached to it. Cooling path channels are connected to cavity of fuel supply header located on external cover. On external surface of external cover, in section from mixing head of combustion chamber to the beginning of divergent part of the nozzle there are additional cooling path channels connected to the cavity of oxidiser header located on additional external cover.

EFFECT: reliable cooling of heat-stressed sections of the path.

2 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двигателестроению, и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).The invention relates to the field of rocket technology, namely to engine building, and can be used to create chambers of liquid rocket engines (LRE).

Одним из основных направлений в совершенствовании ЖРД является увеличение давления в камере. В свою очередь, увеличение давления ограничивается прочностью камеры ЖРД и, в первую очередь, прочностью тракта охлаждения.One of the main directions in improving LRE is to increase the pressure in the chamber. In turn, the increase in pressure is limited by the strength of the LRE chamber and, first of all, by the strength of the cooling path.

В настоящее время, в основном, применяется регенеративное охлаждение огневой стенки камеры ЖРД, заключающее в подаче охладителя по специальным пазам, выполненным между внутренней огневой и наружной силовой оболочками, скрепленными между собой по вершинам пазов тракта охлаждения.Currently, regenerative cooling of the fire wall of the LRE chamber is mainly used, which consists in supplying a cooler in special grooves made between the internal fire and external power shells fastened together at the tops of the grooves of the cooling path.

Для охлаждения наиболее теплонапряженных участков тракта, как правило, используется горючее, что более безопасно при образовании негерметичности тракта охлаждения и поступлении охладителя в полость камеры.To cool the most heat-stressed sections of the duct, as a rule, fuel is used, which is safer when a leak in the cooling duct is formed and the cooler enters the chamber cavity.

Известна камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая смесительную головку с полостями горючего и окислителя, внутреннюю профилированную оболочку с выполненными в ней каналами тракта охлаждения, профилированную наружную оболочку, установленную на внутренней и скрепленную с ней, при этом каналы тракта охлаждения соединены с полостью коллектора подачи горючего, расположенного на наружной оболочке (М.В.Добровольский и др. " Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования". М.: "Высшая школа", 1968, рис.4.26.г., стр.166-167 - прототип).A known chamber of a liquid-propellant rocket engine, comprising a mixing head with cavities of fuel and an oxidizing agent, an internal profiled shell with cooling duct channels formed therein, a profiled outer shell mounted on the inner and bonded to it, while the cooling duct channels are connected to the cavity of the fuel supply manifold, located on the outer shell (MV Dobrovolsky and others. "Liquid rocket engines. Fundamentals of design." M .: Higher School, 1968, Fig. 4.26, pp. 166-167 - prototype).

В данной камере охладитель подается в тракт охлаждения, движется по пазам между ребрами и охлаждает огневую поверхность внутренней профилированной оболочки.In this chamber, the cooler is fed into the cooling duct, moves along the grooves between the ribs and cools the firing surface of the inner profiled shell.

Недостатками данной камеры является то, что для двигателей малых и средних тяг имеющегося расхода горючего, который меньше расхода окислителя в 4-6 раз, может не хватить для обеспечения надежного охлаждения.The disadvantages of this chamber is that for engines of small and medium thrusts, the available fuel consumption, which is 4-6 times less than the oxidizer consumption, may not be enough to ensure reliable cooling.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков и создание камеры ЖРД, конструкция которой позволит обеспечить надежное охлаждение теплонапряженных участков тракта.The objective of the invention is to remedy these disadvantages and create a rocket engine chamber, the design of which will ensure reliable cooling of heat-stressed sections of the tract.

Решение указанной задачи достигается тем, что в предложенной камере жидкостного ракетного двигателя, содержащей смесительную головку с полостями горючего и окислителя, внутреннюю профилированную оболочку с выполненными в ней каналами тракта охлаждения, профилированную наружную оболочку, установленную на внутреннюю и скрепленную с ней, при этом каналы тракта охлаждения соединены с полостью коллектора подачи горючего, расположенного на наружной оболочке, согласно изобретению на внешней поверхности наружной оболочки, на участке от смесительной головки камеры сгорания и до начала расширяющейся части сопла, выполнены каналы тракта охлаждения, соединенные с полостью коллектора окислителя, расположенного на дополнительной наружной оболочке.The solution to this problem is achieved by the fact that in the proposed chamber of a liquid-propellant rocket engine containing a mixing head with cavities of fuel and an oxidizing agent, an inner shaped shell with cooling ducts made therein, a shaped outer shell mounted on the inner and bonded with it, while the duct channels cooling connected to the cavity of the fuel supply manifold located on the outer shell, according to the invention on the outer surface of the outer shell, in the area from The main head of the combustion chamber and before the beginning of the expanding part of the nozzle, the channels of the cooling path are made, connected to the cavity of the oxidizer collector located on the additional outer shell.

В этом случае охладитель, расход которого больше, а температура значительно ниже температуры горючего, пропускаемый через дополнительные каналы охлаждения, будет отбирать часть тепла у горючего, непосредственно охлаждающего огневую стенку внутренней оболочки. Подогрев окислителя перед его подачей в смесительную головку позволит улучшить условия испарения компонентов топлива и соответственно смесеобразования. Также наличие дополнительной оболочки позволит уменьшить толщину наружной оболочки, что окажет положительное влияние на массогабаритные характеристики камеры, связанные с установкой дополнительной оболочки.In this case, the cooler, the flow rate of which is greater, and the temperature is significantly lower than the temperature of the fuel, passed through additional cooling channels, will take part of the heat from the fuel directly cooling the fire wall of the inner shell. Heating the oxidizing agent before it is fed to the mixing head will improve the conditions for the evaporation of the fuel components and, accordingly, the formation of mixtures. Also, the presence of an additional shell will reduce the thickness of the outer shell, which will have a positive effect on the weight and size characteristics of the chamber associated with the installation of an additional shell.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан осевой разрез предложенного двигателя, на фиг.2 - поперечное сечение тракта охлаждения.The invention is illustrated by drawings, where figure 1 shows an axial section of the proposed engine, figure 2 is a cross section of a cooling path.

Камера жидкостного ракетного двигателя содержит смесительную головку 1 с полостями горючего и окислителя, внутреннюю профилированную оболочку 2 с выполненными в ней каналами 3 тракта охлаждения. На внутреннюю оболочку 2 установлена профилированная наружная оболочка 4. Каналы 3 тракта охлаждения соединены с полостью коллектора 5 подачи горючего, расположенного на наружной оболочке 4. На внешней поверхности наружной оболочки 4, на участке от смесительной головки 1 камеры сгорания и до начала расширяющейся части сопла 6, выполнены каналы 7 тракта охлаждения, соединенные с полостью коллектора окислителя 8, расположенного на дополнительной наружной оболочке 9.The chamber of a liquid-propellant rocket engine comprises a mixing head 1 with cavities of fuel and an oxidizing agent, an internal profiled shell 2 with channels 3 of the cooling duct made therein. A profiled outer shell 4 is installed on the inner shell 2. The channels 3 of the cooling path are connected to the cavity of the fuel supply manifold 5 located on the outer shell 4. On the outer surface of the outer shell 4, from the mixing head 1 of the combustion chamber to the beginning of the expanding part of the nozzle 6 made channels 7 of the cooling path, connected to the cavity of the collector of the oxidizing agent 8, located on the additional outer shell 9.

Предложенное устройство работает следующим образом.The proposed device operates as follows.

Компоненты топлива подаются в смесительную головку 1, воспламеняются на выходе из смесительной головки и поступают внутрь камеры сгорания. Для охлаждения внутренней оболочки 2 по каналам 3 тракта охлаждения подается горючее из коллектора 5 подачи горючего, расположенного на наружной оболочке 4. Для улучшения условий охлаждения часть расхода окислителя подается по каналам 7, соединенным с полостью коллектора окислителя 8, расположенного на дополнительной наружной оболочке 9.The fuel components are fed into the mixing head 1, ignited at the outlet of the mixing head and enter the combustion chamber. To cool the inner shell 2 through the channels 3 of the cooling path, fuel is supplied from the fuel supply manifold 5 located on the outer shell 4. To improve the cooling conditions, part of the oxidizer flow rate is supplied through channels 7 connected to the cavity of the oxidizer collector 8 located on the additional outer shell 9.

Окислитель, проходя по каналам 7, охлаждает наружную оболочку 9 и, тем самым, отбирает тепло у горючего, подаваемого по пазам 3 внутренней оболочки 2.The oxidizing agent, passing through the channels 7, cools the outer shell 9 and, thereby, removes heat from the fuel supplied through the grooves 3 of the inner shell 2.

Использование предложенного технического решения позволит улучшить условия смесеобразования за счет подогрева горючего и окислителя в тракте и улучшить условия охлаждения наиболее теплонапряженных участков тракта.Using the proposed technical solution will improve the conditions of mixture formation by heating the fuel and oxidizer in the tract and improve the cooling conditions of the most heat-stressed sections of the tract.

Claims

A chamber of a liquid propellant rocket engine containing a mixing head with cavities of fuel and an oxidizing agent, an internal profiled shell with channels of the cooling path made therein, a profiled outer shell mounted on the inner and bonded to it, while the channels of the cooling path are connected to the cavity of the fuel supply manifold located on the outer shell, characterized in that on the outer surface of the outer shell in the area from the mixing head of the combustion chamber to the beginning of the expanding h Part of the nozzle made additional channels of the cooling path connected to the cavity of the oxidizer collector located on the additional outer shell.