RU2515576C2 - Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя - Google Patents
Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2515576C2 RU2515576C2 RU2012103792/06A RU2012103792A RU2515576C2 RU 2515576 C2 RU2515576 C2 RU 2515576C2 RU 2012103792/06 A RU2012103792/06 A RU 2012103792/06A RU 2012103792 A RU2012103792 A RU 2012103792A RU 2515576 C2 RU2515576 C2 RU 2515576C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacer
- rocket engine
- recesses
- samples
- chamber
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетной техники. Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя содержит наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока. Полки двутавровых проставок выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками, выборки на каждой полке двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки на верхней и нижней полках двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки смежных проставок расположены таким образом, что выборки на полках одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки, глубина выборки составляет 25-75% ширины полки, в вертикальных стенках двутавровых проставок выполнены сквозные каналы. Изобретение обеспечивает повышение эффективности теплообмена в каналах. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно - к двигателестроению, и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).
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.
В настоящее время в основном применяется регенеративное охлаждение огневой стенки камеры ЖРД, заключающееся в подаче охладителя по специальным пазам, выполненным между внутренней огневой, и наружной силовой оболочками, скрепленными между собой по вершинам пазов тракта охлаждения при помощи пайки специальным припоем.
Прочность тракта охлаждения определяется прочностью паяных швов между внутренней и наружной оболочками, из-за того, что прочность припоя ниже прочности материала оболочек. Для увеличения прочности паяного соединения необходимо увеличение площади соприкосновения контактируемых поверхностей. Увеличение толщины ребра нецелесообразно из-за того, что это ведет к уменьшению числа ребер и увеличению перепада давлений в тракте охлаждения камеры. Как правило, при увеличении давления внутри тракта охлаждения оболочка теряет устойчивость и вспучивается в цилиндрической части, т.к в сужающейся части камеры происходит уменьшение внутреннего диаметра оболочки, что ведет к уменьшению внутренних напряжений.
Известна конструкция КС, состоящая из внутренней и наружной оболочек, связанных гофрированной проставкой, на вертикальных ребрах которой выполнены турбулизирующие выступы (Калинин Э.К., Дрейцер Г.А., Ярхо С.А. Интенсификация теплообмена в каналах. - М.: Машиностроение, 1981, с.145-146).
Введение в конструкцию турбулизаторов позволяет многократно повысить эффективность теплообмена в охлаждающих каналах. Но известное конструктивное оформление не является оптимальным с точки зрения применения турбулизаторов, т.к. выполнение выступов на вертикальных ребрах гофров технологически затруднительно, и при этом в одних каналах получаются выступы, а в смежных - вмятины.
Известна также КС ЖРД с трактом регенеративного охлаждения, содержащая наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, в которых размещены турбулизирующие выступы (Патент США N 4781019, кл. F02К 9/64, опублик. 1988).
Такое конструктивное оформление турбулизирующих выступов не является технологичным, т.к. связано со сложностью и высокой трудоемкостью изготовления.
Известна камера сгорания жидкостного реактивного двигателя с трактом регенеративного охлаждения, содержащая наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, в которых размещены турбулизирующие выступы, при этом каналы охлаждения образованы двутавровыми проставками, а турбулизирующие выступы выполнены на вертикальной стенке и полках каждой проставки симметрично вертикальной оси двутавра с равномерным шагом по его длине (патент РФ №2061890, МПК:Р02К 19/62 - прототип).
Указанная камера сгорания состоит из огневой оболочки, двутавровых проставок и наружной оболочки.
На огневой оболочке с равномерным шагом образованы турбулизирующие выступы. На полках и вертикальной стенке двутавровых проставок симметрично вертикальной оси двутавра выполнены турбулизирующие выступы. Выступы получаются при прокатке двутавровых проставок за счет выполнения соответствующих лунок на рабочих поверхностях прокатных роликов. Выступы расположены группами по 6 штук с расчетным равномерным шагом по длине проставок. Оси турбулизирующих выступов в смежных проставках расположены на одном уровне. Это позволяет обеспечивать за счет выбора высоты турбулизирующих выступов требуемое локальное сужение охлаждающих каналов с заданным шагом по длине образующей КС.
Основным недостатком является то, что выступы образуются при прокатке и имеют достаточно обтекаемую форму, что не позволяет получить требуемую степень турбулизации потока, и, соответственно, интенсифицировать теплопередачу. Кроме этого, в местах прилегания полки двутавровой проставки к стенкам тракта также ухудшаются условия теплопередачи, так как образуется толщина, равная толщине стенки и толщине полки, что ведет к ухудшению условий теплообмена и росту массы камеры сгорания.
Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание тракта регенеративного охлаждения сопла камеры жидкостного ракетного двигателя, применение которого позволит интенсифицировать процесс теплопередачи между поверхностью огневой стенки и охладителем.
Решение указанной задачи достигается за счет того, что в предложенном сопле камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащем наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока, согласно изобретению полки двутавровых проставок выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками.
В варианте исполнения, выборки на каждой полке двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке.
В варианте исполнения, выборки на верхней и нижней полках двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке.
В варианте исполнения, выборки смежных проставок расположены таким образом, что выборки на полках одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки.
В варианте исполнения, глубина выборки составляет 25-75% ширины полки.
Нижнее значение указанного соотношения выбрано исходя из того, что при дальнейшем его уменьшении происходит ухудшение условий турбулизации и наличие выборки практически не сказывается на интенсификации теплообмена.
Верхнее значение указанного соотношения выбрано исходя из того, что при дальнейшем его увеличении происходит ухудшение прочностных характеристик соединения проставки и оболочки.
В варианте исполнения, в вертикальных стенках двутавровых проставок выполнены сквозные каналы.
Положительными техническими результатами предлагаемого технического решения являются в области конструкции обеспечение высокой эффективности теплообмена в каналах за счет применения заданной величины локальных сужений охлаждающих каналов с расчетным шагом и каналов перетока охладителя из одного канала в другой, что значительно позволяет улучшить условия теплообмена.
Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан поперечный разрез тракта сопла камеры при выполнении выборок на каждой полке, на фиг.2 - вид сверху в варианте выполнения выборок на каждой полке, на фиг.3 - поперечный разрез сопла тракта камеры при выполнении выборок на полках тавровой проставки в шахматном порядке, на фиг.4 - вид сверху в варианте выполнения выборок на полках тавровой проставки в шахматном порядке, на фиг.5 - поперечный разрез тракта сопла камеры в варианте выполнения выборок смежных проставок таким образом, что выборки одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки, на фиг.6 - вид сверху в варианте выполнения выборок смежных проставок таким образом, что выборки одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки.
Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя содержит наружную 1 и огневую 2 оболочки с каналами охлаждения 3 между ними, образованными двутавровыми проставками 4. Полки двутавровых проставок 4 выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок 5, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками 5. В вертикальных стенках двутавровых проставок 4 выполнены сквозные каналы 6.
Предложенное сопло камеры жидкостного ракетного двигателя работает следующим образом.
Охладитель подается по каналам охлаждения 3, охлаждает огневую оболочку 2 и нагревается за счет теплообмена с огневой оболочкой 2. При обтекании горизонтальных полок двутавровых проставок 4, на которых выполнены выборки 5, происходит турбулизация потока за счет его попеременного расширения-сжатия, что улучшает перемешивание слоев потока между собой. Выполнение сквозных каналов 6 в вертикальных стенках двутавровых проставок 4 позволяет обеспечить перетекание охладителя из одного канала охлаждения 3 в другой, что дополнительно турбулизирует поток и улучшает условия теплообмена.
Использование предложенного технического решения позволит создать тракт регенеративного охлаждения сопла камеры жидкостного ракетного двигателя, применение которого позволит интенсифицировать процесс теплопередачи между поверхностью огневой стенки и охладителем.
Claims (6)
1. Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащее наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока, отличающееся тем, что полки двутавровых проставок выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками.
2. Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя по п.1, отличающееся тем, что выборки на каждой полке двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке.
3. Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя по п.1, отличающееся тем, что выборки на верхней и нижней полках двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке.
4. Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя по п.1, отличающееся тем, что выборки смежных проставок расположены таким образом, что выборки на полках одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки.
5. Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя по п.1, отличающееся тем, что глубина выборки составляет 25-75% ширины полки.
6. Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя по п.1, отличающееся тем, что в вертикальных стенках двутавровых проставок выполнены сквозные каналы.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012103792/06A RU2515576C2 (ru) | 2012-02-03 | 2012-02-03 | Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012103792/06A RU2515576C2 (ru) | 2012-02-03 | 2012-02-03 | Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012103792A RU2012103792A (ru) | 2013-08-10 |
RU2515576C2 true RU2515576C2 (ru) | 2014-05-10 |
Family
ID=49159247
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012103792/06A RU2515576C2 (ru) | 2012-02-03 | 2012-02-03 | Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2515576C2 (ru) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4781019A (en) * | 1983-04-04 | 1988-11-01 | Rockwell International Corporation | Keel-rib coolant channels for rocket combustors |
RU2061890C1 (ru) * | 1992-07-21 | 1996-06-10 | Научно-исследовательский институт "Гермес" | Камера сгорания жидкостного реактивного двигателя с трактом регенеративного охлаждения |
FR2744174A1 (fr) * | 1996-01-26 | 1997-08-01 | Daimler Benz Aerospace Ag | Agencement de paroi pour des parois de propulseurs refroidies par circulation de propergols |
EP0780563A3 (en) * | 1995-12-18 | 1999-04-21 | United Technologies Corporation | Rocket thrust chamber |
DE10156124A1 (de) * | 2001-11-16 | 2003-06-12 | Astrium Gmbh | Flüssigkeitsgekühltes Raketentriebwerk mit mäanderförmigen Kühlkanälen |
RU2392478C1 (ru) * | 2008-12-17 | 2010-06-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" | Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя |
-
2012
- 2012-02-03 RU RU2012103792/06A patent/RU2515576C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4781019A (en) * | 1983-04-04 | 1988-11-01 | Rockwell International Corporation | Keel-rib coolant channels for rocket combustors |
RU2061890C1 (ru) * | 1992-07-21 | 1996-06-10 | Научно-исследовательский институт "Гермес" | Камера сгорания жидкостного реактивного двигателя с трактом регенеративного охлаждения |
EP0780563A3 (en) * | 1995-12-18 | 1999-04-21 | United Technologies Corporation | Rocket thrust chamber |
FR2744174A1 (fr) * | 1996-01-26 | 1997-08-01 | Daimler Benz Aerospace Ag | Agencement de paroi pour des parois de propulseurs refroidies par circulation de propergols |
DE10156124A1 (de) * | 2001-11-16 | 2003-06-12 | Astrium Gmbh | Flüssigkeitsgekühltes Raketentriebwerk mit mäanderförmigen Kühlkanälen |
RU2392478C1 (ru) * | 2008-12-17 | 2010-06-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" | Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2012103792A (ru) | 2013-08-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP5096146B2 (ja) | ヒートパイプを備えた軽金属ピストン | |
CN107044789B (zh) | 一种多孔稳流装置热管 | |
RU2472087C2 (ru) | Теплообменник, предназначенный, в особенности, для тепловых генераторов | |
RU2677018C1 (ru) | Камера сгорания газотурбинного двигателя | |
JP2014531015A (ja) | 一次孔および/または希釈孔のレベルで冷却を改善した燃焼室の環状壁 | |
RU2517949C2 (ru) | Камера жидкосного ракетного двигателя | |
RU2513059C2 (ru) | Тракт охлаждения теплонапряженных конструкций | |
RU2516678C2 (ru) | Тракт регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя | |
RU2515576C2 (ru) | Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя | |
CN108917440B (zh) | 一种多孔稳流装置长度变化的热管设计方法 | |
RU2516723C2 (ru) | Способ изготовления тракта регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двитателя | |
RU2392478C1 (ru) | Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя | |
CN108827046A (zh) | 一种多段结构的环路热管 | |
RU2061890C1 (ru) | Камера сгорания жидкостного реактивного двигателя с трактом регенеративного охлаждения | |
TR201802608T4 (tr) | Sıvı hareketlerinin azaltılmasına yönelik kanallara sahip ısı taşıyıcısı. | |
CN105318356A (zh) | 一种大深宽比变截面换热通道 | |
RU2511791C1 (ru) | Система охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя | |
WO2022227582A1 (zh) | 一种具有换热器的燃烧室结构 | |
RU2720596C1 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя | |
JP4598633B2 (ja) | 吸収冷凍機 | |
RU2751425C1 (ru) | Теплообменная поверхность | |
RU2366825C1 (ru) | Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя (жрд) | |
RU2404395C2 (ru) | Способ изготовления тракта охлаждения теплонапряженных конструкций | |
RU2567466C1 (ru) | Теплообменник | |
JP3208651U (ja) | 蒸発器 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20150204 |