RU2563114C1 - Liquid propellant rocket engine chamber nozzle - Google Patents
Liquid propellant rocket engine chamber nozzle Download PDFInfo
- Publication number
- RU2563114C1 RU2563114C1 RU2014120069/06A RU2014120069A RU2563114C1 RU 2563114 C1 RU2563114 C1 RU 2563114C1 RU 2014120069/06 A RU2014120069/06 A RU 2014120069/06A RU 2014120069 A RU2014120069 A RU 2014120069A RU 2563114 C1 RU2563114 C1 RU 2563114C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- manifold
- collector
- cooler
- nozzles
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Техническое решение относится к ракетным двигательным установкам, для работы которых используется горючее и окислитель, и может быть использовано при создании сопл жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).The technical solution relates to rocket propulsion systems, the operation of which uses fuel and an oxidizing agent, and can be used to create nozzles for liquid rocket engines (LRE).
Известно сопло камеры сгорания ЖРД (см. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. - М.: Машиностроение, 1968, стр. 167-168, 171-172, рис. 4.3.3), содержащее рубашку с коллектором, оболочку с основными ребрами, выполненными в ней и проходящими от ее начала до радиальной канавки, предназначенной для выхода инструмента, расположенной между торцами ребер и конической отбортовкой, выполненной в оболочке и соединенной с рубашкой, дополнительные ребра, имеющие меньшую длину, чем основные, и равномерно расположенные между ними.Known nozzle of the combustion chamber of a rocket engine (see Dobrovolsky MV Liquid rocket engines. - M .: Mashinostroenie, 1968, p. 167-168, 171-172, Fig. 4.3.3), containing a jacket with a collector, a shell with the main ribs made in it and extending from its beginning to a radial groove designed to exit the tool, located between the ends of the ribs and the conical flanging, made in the shell and connected to the jacket, additional ribs having a shorter length than the main ones and evenly spaced between them .
В данном сопле соединение оболочки с рубашкой происходит при помощи пайки по основным и дополнительным ребрам. Основным недостатком данного сопла является пониженный запас прочности в зоне радиальной канавки, обусловленный отсутствием ребер и связи через ребра между оболочкой и рубашкой в зоне радиальной канавки.In this nozzle, the connection of the shell with the jacket occurs by soldering along the main and additional ribs. The main disadvantage of this nozzle is the reduced margin of safety in the area of the radial groove, due to the absence of ribs and communication through the ribs between the shell and the jacket in the area of the radial groove.
Известно крупногабаритное сопло камеры ЖРД (см. патент РФ №2095609), имеющее наружную и внутреннюю оболочки, образующие тракт охлаждения, сообщающийся с коллектором подвода охладителя и коллектором отвода части, размещенных на наружной оболочке и снабженных по одному патрубку подвода и отвода охладителя.A large-sized nozzle of the LRE chamber is known (see RF patent No. 2095609) having an outer and inner shell forming a cooling path communicating with a cooler supply manifold and a withdrawal collector of a part located on the outer shell and provided with one cooler supply and exhaust pipe.
Наличие в известном сопле коллекторов с одним патрубком приводит к неравномерному окружному распределению расхода охладителя по каналам тракта охлаждения, что приводит к образованию локальных зон перегрева и увеличенных тепловых потоков, что снижает надежность работы сопла.The presence of collectors with a single nozzle in a known nozzle leads to an uneven circumferential distribution of the cooler flow through the channels of the cooling path, which leads to the formation of local overheating zones and increased heat fluxes, which reduces the reliability of the nozzle.
Задачей заявляемого технического решения является повышение надежности работы сопла за счет равномерности распределения расхода охладителя по каналам тракта охлаждения, а также и уменьшение габаритов и веса коллекторов подвода и отвода охладителя.The objective of the proposed technical solution is to increase the reliability of the nozzle due to the uniform distribution of the flow rate of the cooler along the channels of the cooling path, as well as reducing the size and weight of the collectors for supplying and removing the cooler.
Выполнение задачи достигается тем, что в сопле камеры жидкостного реактивного двигателя, содержащем наружную и внутреннюю оболочки, образующие тракт охлаждения, сообщенный через подколлекторное кольцо с коллектором подвода охладителя, размещенным на наружной оболочке, коллектор включает два диаметрально расположенных патрубка и, как минимум, одну поперечную перегородку, установленную на равном угловом удалении от осей патрубков.The task is achieved by the fact that in the nozzle of the chamber of a liquid-propellant jet engine containing the outer and inner shells forming a cooling path communicated through a sub-collector ring with a cooler supply manifold located on the outer shell, the collector includes two diametrically arranged nozzles and at least one transverse a partition installed at an equal angular distance from the axes of the nozzles.
Эта перегородка перекрывает в % 80-90 площади поперечного сечения коллектора с образованием зазора между перегородкой и подколлекторным кольцом.This septum covers in% 80-90 the cross-sectional area of the collector with the formation of a gap between the septum and the collector ring.
Кроме того, сопло камеры жидкостного реактивного двигателя снабжено коллектором отвода охладителя с тремя равнорасположенными по окружности патрубками отвода охладителя.In addition, the nozzle of the liquid-propellant engine chamber is equipped with a cooler outlet manifold with three cooler outlet nozzles equally spaced around the circumference.
На Фиг. 1 схематично представлен общий вид сопла ЖРД.In FIG. 1 schematically shows a General view of the nozzle of the rocket engine.
На Фиг. 2 представлен вид А на сопло.In FIG. 2 shows view A of the nozzle.
На Фиг. 3 показано сечение Б-Б на Фиг. 2.In FIG. 3 shows a section BB in FIG. 2.
На Фиг. 4 показано сечение В-В на Фиг. 2.In FIG. 4 shows a cross-section BB in FIG. 2.
Сопло камеры ЖРД включает оживальные наружную оболочку 1 и оребренную или гофрированную внутреннюю оболочку 2, образующие тракт охлаждения 3. Наружная оболочка 1 выполнена с коллектором подвода охладитель 4 и с коллектором отвода охладителя 5, которые соединены с помощью отверстий 6 и 7 в подколлекторных кольцах 8 и 9 с полостью тракта охлаждения 3. Коллектор 4 содержит два диаметрально расположенных патрубка 10, а коллектор 5 - три патрубка 11. В полости коллектора 4 на равном угловом удалении от осей 12 патрубков установлена поперечная перегородка 13. Перегородка перекрывает на 80-90% площадь поперечного сечения коллектора 4 с образованием зазора 14 между перегородкой 13 и подколлекторным кольцом 8.The nozzle of the rocket engine chamber includes a lively
В процессе работы охладитель подается через патрубки в полость коллектора 4. Часть его по тракту охлаждения уходит в сторону критического сечения камеры (условно не показано), а другая часть - в сторону коллектора 5 на патрубки 11.In the process, the cooler is fed through the nozzles into the cavity of the
Наличие перегородки 13 в полости коллектора 4 ограничивает беспорядочное вихревое течение охладителя в окружном направлении с потерей полного давления и обеспечивает равномерность раздачи охладителя по каналам тракта охлаждения. В частности, на крупногабаритных камерах возможно получение надежности путем снижения неравномерности температур охладителя в каналах охлаждения порядка 80-100 C° и снижения потерь полного давления в коллекторе на 40-50%. Наличие зазора между перегородкой и подколлекторным кольцом гарантирует отсутствие возможных скоплений загрязнений и выравнивание давлений охладителя в полостях коллектора.The presence of a
Установка на коллекторе 5 трех патрубков 11 обеспечивает более равномерные расходы охладителя по каналам охлаждения и уменьшение поперечного сечения коллектора.Installation on the
Возможное выполнение коллектора 4 с двумя противоположно расположенными перегородками 13 позволяет получить дополнительный положительный эффект по выравниванию и стабилизации температурных полей поверхности сопла, что обеспечивает надежность в работе сопла, увеличивает ресурс работы ЖРД.The possible implementation of the
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014120069/06A RU2563114C1 (en) | 2014-05-19 | 2014-05-19 | Liquid propellant rocket engine chamber nozzle |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014120069/06A RU2563114C1 (en) | 2014-05-19 | 2014-05-19 | Liquid propellant rocket engine chamber nozzle |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2563114C1 true RU2563114C1 (en) | 2015-09-20 |
Family
ID=54147685
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014120069/06A RU2563114C1 (en) | 2014-05-19 | 2014-05-19 | Liquid propellant rocket engine chamber nozzle |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2563114C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2665601C1 (en) * | 2017-04-13 | 2018-08-31 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Nozzle of the liquid-propellant engine chamber |
CN109779790A (en) * | 2019-03-11 | 2019-05-21 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | A kind of thrust chamber of liquid-propellant rocket engine |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3719046A (en) * | 1970-07-02 | 1973-03-06 | Rocket Research Corp | Rocket engine cooling system |
US3759443A (en) * | 1971-06-16 | 1973-09-18 | Nasa | Thermal flux transfer system |
GB2061482A (en) * | 1979-10-17 | 1981-05-13 | Gen Motors Corp | Porous laminated combustor |
RU2095609C1 (en) * | 1989-08-03 | 1997-11-10 | Конструкторское бюро "Химавтоматики" | Liquid-propellant thrust chamber nozzle |
RU2204732C2 (en) * | 2000-02-15 | 2003-05-20 | ОАО "Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д. Кузнецова" | Gas generator of liquid-propellant rocket engine |
-
2014
- 2014-05-19 RU RU2014120069/06A patent/RU2563114C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3719046A (en) * | 1970-07-02 | 1973-03-06 | Rocket Research Corp | Rocket engine cooling system |
US3759443A (en) * | 1971-06-16 | 1973-09-18 | Nasa | Thermal flux transfer system |
GB2061482A (en) * | 1979-10-17 | 1981-05-13 | Gen Motors Corp | Porous laminated combustor |
RU2095609C1 (en) * | 1989-08-03 | 1997-11-10 | Конструкторское бюро "Химавтоматики" | Liquid-propellant thrust chamber nozzle |
RU2204732C2 (en) * | 2000-02-15 | 2003-05-20 | ОАО "Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д. Кузнецова" | Gas generator of liquid-propellant rocket engine |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2665601C1 (en) * | 2017-04-13 | 2018-08-31 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Nozzle of the liquid-propellant engine chamber |
CN109779790A (en) * | 2019-03-11 | 2019-05-21 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | A kind of thrust chamber of liquid-propellant rocket engine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11255270B2 (en) | Heat shielding for internal fuel manifolds | |
EP3495737B1 (en) | Combustion systems | |
US10663169B2 (en) | Cylinder for combustor, combustor, and gas turbine | |
US20150083070A1 (en) | Arrangement comprising a cylinder head and a prechamber system | |
JP5762424B2 (en) | Multi-point fuel injector for turbine engine combustion chamber | |
JPH0814063A (en) | Cooling device for take-off injection device of double-head combustion chamber | |
US9879606B2 (en) | Method of supplying fuel to an internal fuel manifold | |
RU2563114C1 (en) | Liquid propellant rocket engine chamber nozzle | |
WO2015138381A1 (en) | Method and apparatus for heating liquids | |
US11674687B2 (en) | Fuel manifolds | |
EP3828468B1 (en) | System comprising a combustor and turbine inlet stator vanes | |
RU145545U1 (en) | LIQUID ROCKET ENGINE CAMERA NOZZLE | |
CN108119260B (en) | Liquid engine and carrier | |
US11555471B2 (en) | Thrust chamber device and method for operating a thrust chamber device | |
CN109441666B (en) | Tail vortex centrifugal injection type solid-liquid hybrid rocket engine | |
JP2017525888A (en) | Gas turbine having an annular flow path divided into annular sectors | |
JP2015099044A (en) | Cooling chamber | |
US20120006524A1 (en) | Optimized tube bundle configuration for controlling a heat exchanger wall temperature | |
RU2710884C1 (en) | Mixing head of slot-type steam-gas generator | |
CN114017143B (en) | Special-shaped exhaust and waste gas cooling device of turbine | |
RU2544417C1 (en) | Steam generator | |
CN115263606B (en) | Engine thrust chamber, rocket engine and liquid rocket | |
RU2710848C1 (en) | Mixing head of slot-type steam-gas generator | |
US20220090562A1 (en) | Combustion chamber section with integral baffle and method of making a combustion chamber section | |
RU2720596C1 (en) | Liquid-propellant engine chamber |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160520 |