RU2403424C2 - Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя - Google Patents
Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2403424C2 RU2403424C2 RU2008149565/06A RU2008149565A RU2403424C2 RU 2403424 C2 RU2403424 C2 RU 2403424C2 RU 2008149565/06 A RU2008149565/06 A RU 2008149565/06A RU 2008149565 A RU2008149565 A RU 2008149565A RU 2403424 C2 RU2403424 C2 RU 2403424C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shell
- ribs
- thickness
- liquid
- propellant rocket
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), в частности для безгенераторных ЖРД, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде. Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащий внутреннюю профилированную оболочку с выполненными в ней ребрами постоянной толщины, образующими каналы тракта охлаждения, профилированную наружную оболочку, установленную на внутреннюю и скрепленную с ней, при этом на внутренней поверхности внутренней оболочки, со стороны камеры сгорания, выполнены дополнительные продольные ребра, высота и толщина дополнительных продольных ребер не превышает толщины стенки донной части канала. Изобретение обеспечивает улучшение условий теплообмена между продуктами сгорания и охладителем. 2 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), в частности для безгенераторных ЖРД, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде.
Известен тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащий внутреннюю профилированную оболочку с выполненными в ней ребрами постоянной толщины, образующими каналы тракта охлаждения, имеющими трапецеидальный профиль переменной ширины со скругленными по радиусу углами, примыкающими к внутренней поверхности оболочки, профилированную наружную оболочку, установленную на внутренней и скрепленную с ней (М.В.Добровольский и др. "Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования", Москва, "Высшая школа", 1968 г., рис.4.26.г., стр.166-167 - прототип).
В указанном тракте охлаждения охладитель подается между ребрами, выполненными на тыльной стороне оболочки. Рабочая поверхность, обращенная к источнику тепла, в данном случае, взаимодействующая с продуктами сгорания, выполнена гладкой цилиндрической. Продукты сгорания, контактируя с рабочей поверхностью, отдают ей тепло. За счет теплопроводности металла тепло от оболочки передается на ребра тракта охлаждения, которые омываются охладителем. Охладитель, проходя через каналы охлаждения, контактирует с поверхностями ребер и тыльной стороной оболочки и при этом, нагреваясь сам, охлаждает ребра и внутреннюю рабочую поверхность внутренней оболочки.
При такой конструкции тракта охлаждения необходимо подобрать оптимальную толщину рабочей огневой стенки, ребер и площадь поверхности теплообмена. С одной стороны, с утонением огневой рабочей стенки улучшаются условия теплообмена, с другой - толщина стенки ограничена условиями прочности и изготовления. Увеличение количества ребер ведет к улучшению условий теплопередачи, но в то же время приводит к загромождению тракта, что увеличивает гидравлическое сопротивление тракта охлаждения и ведет к увеличению мощности насоса для подачи охладителя в тракт охлаждения.
При использовании данного тракта охлаждения в двигателях, работающих по безгенераторной схеме, не обеспечивается требуемый теплосъем с поверхности камеры сгорания. Охладитель, который затем используется для привода турбины ТНА, не нагревается до заданной температуры, что приводит к снижению эффективности работы турбины и всего турбонасосного агрегата в целом.
Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание тракта охлаждения, конструкция которого позволит улучшить условия теплообмена между продуктами сгорания и охладителем.
Решение указанной задачи достигается тем, что в предложенном тракте охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащем внутреннюю профилированную оболочку с выполненными в ней ребрами постоянной толщины, образующими каналы тракта охлаждения, профилированную наружную оболочку, установленную на внутреннюю и скрепленную с ней, согласно изобретению, на внутренней поверхности внутренней оболочки, со стороны камеры сгорания, выполнены дополнительные продольные ребра.
Наиболее оптимальные условия по теплопередаче и охлаждению достигаются в случае, когда высота и толщина дополнительных продольных ребер не превышает толщины стенки донной части канала. Дальнейшее увеличение геометрических размеров выше указанных пределов ведет к ухудшению условий теплосъема, обгоранию и оплавлению дополнительных ребер.
Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан продольный осевой разрез камеры сгорания, на фиг.2 - поперечное сечение тракта охлаждения.
Во внутренней профилированной оболочке 1 выполнены основные ребра 2 постоянной толщины, образующие каналы 3 тракта охлаждения. Каналы 3 имеют трапецеидальный профиль переменной ширины со скругленными по радиусу углами 4, примыкающими к внутренней поверхности оболочки. На внутренней поверхности внутренней оболочки 1 выполнены дополнительные продольные ребра 5. На внутреннюю профилированную оболочку 1 установлена и скреплена с ней наружная профилированная оболочка 6.
Предложенное устройство работает следующим образом.
При работе камеры ЖРД продукты сгорания компонентов топлива движутся вдоль стенки внутренней оболочки 1 и передают ей тепло. За счет теплопроводности прогревается вся стенка, включая ребра 2. По каналам 3 тракта охлаждения поступает охладитель, который омывает ребра 2 и дно канала 3. Охладитель, имея температуру ниже температуры ребер и дна канала, отбирает у них тепло и нагревается сам.
Для улучшения условий теплопередачи от продуктов сгорания к поверхности внутренней оболочки 1 и ребрам тракта охлаждения 2 на внутренней поверхности внутренней оболочки выполнены продольные ребра 5. В этом случае часть тепла будет отбираться у продуктов сгорания при помощи указанных продольных ребер, установленных в потоке.
Проведенные авторами теоретические и экспериментальные работы показали, что выполнение тракта охлаждения камеры ЖРД указанным образом, позволит увеличить теплосъем с поверхности ориентировочно на 5-15%, в зависимости от конструкции камеры и условий ее работы.
Claims (1)
- Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащий внутреннюю профилированную оболочку с выполненными в ней ребрами постоянной толщины, образующими каналы тракта охлаждения, профилированную наружную оболочку, установленную на внутреннюю и скрепленную с ней, при этом на внутренней поверхности внутренней оболочки со стороны камеры сгорания выполнены дополнительные продольные ребра, отличающийся тем, что высота и толщина дополнительных продольных ребер не превышает толщины стенки донной части канала.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008149565/06A RU2403424C2 (ru) | 2008-12-17 | 2008-12-17 | Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008149565/06A RU2403424C2 (ru) | 2008-12-17 | 2008-12-17 | Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2008149565A RU2008149565A (ru) | 2010-06-27 |
RU2403424C2 true RU2403424C2 (ru) | 2010-11-10 |
Family
ID=42682986
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008149565/06A RU2403424C2 (ru) | 2008-12-17 | 2008-12-17 | Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2403424C2 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2511942C1 (ru) * | 2013-03-18 | 2014-04-10 | Николай Борисович Болотин | Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя |
RU2511961C1 (ru) * | 2013-03-18 | 2014-04-10 | Николай Борисович Болотин | Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя |
-
2008
- 2008-12-17 RU RU2008149565/06A patent/RU2403424C2/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ДОБРОВОЛЬСКИЙ М.В. и др. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования. - М.: Высшая школа, 1968, рис.4.26, с.166-168. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2511942C1 (ru) * | 2013-03-18 | 2014-04-10 | Николай Борисович Болотин | Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя |
RU2511961C1 (ru) * | 2013-03-18 | 2014-04-10 | Николай Борисович Болотин | Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2008149565A (ru) | 2010-06-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7334396B2 (en) | Method and apparatus for a rocket engine power cycle | |
US8962968B2 (en) | Thermoelectric generation for a gas turbine | |
RU2392478C1 (ru) | Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя | |
US8225615B2 (en) | Gas turbine engine with heat insulation device | |
ITTO20090317A1 (it) | Sistema di raffreddamento per motore elettrico ad alta densita' volumetrica di potenza, in particolare motore elettrico a flusso assiale | |
US20120240570A1 (en) | Heat exchanger and associated method employing a stirling engine | |
JP2014503049A (ja) | ポンプ | |
RU2403424C2 (ru) | Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя | |
JP5050271B2 (ja) | ターボ機械における換気及び与圧部品 | |
RU2410558C2 (ru) | Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя | |
RU2674833C2 (ru) | Нагнетатель системы волнового наддува | |
US9234483B2 (en) | Thermoelectric cooled pump | |
RU2394168C1 (ru) | Способ охлаждения теплонапряженных участков камеры жидкостного ракетного двигателя | |
RU2391539C1 (ru) | Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя | |
KR101307461B1 (ko) | 펠릿 보일러 | |
JP4550077B2 (ja) | 熱源機 | |
JP4887961B2 (ja) | 熱処理装置 | |
RU2345240C1 (ru) | Узел крепления неохлаждаемого насадка | |
RU2511961C1 (ru) | Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя | |
RU2388925C1 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя | |
KR20130010655A (ko) | 스터링 엔진의 실린더장치 | |
RU2403425C2 (ru) | Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя | |
RU2388924C1 (ru) | Способ охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя | |
US3439503A (en) | Rocket engine cooling | |
RU2687548C1 (ru) | Устройство для регенеративного охлаждения сверхзвуковой части сопла жидкостного ракетного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20101218 |