RU2786604C1 - Chamber of a liquid propellant rocket engine operating at high pressures - Google Patents

Chamber of a liquid propellant rocket engine operating at high pressures Download PDF

Info

Publication number
RU2786604C1
RU2786604C1 RU2022111596A RU2022111596A RU2786604C1 RU 2786604 C1 RU2786604 C1 RU 2786604C1 RU 2022111596 A RU2022111596 A RU 2022111596A RU 2022111596 A RU2022111596 A RU 2022111596A RU 2786604 C1 RU2786604 C1 RU 2786604C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
ribs
channels
thickness
nozzle
chamber
Prior art date
Application number
RU2022111596A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Виктор Дмитриевич Горохов
Сергей Петрович Хрисанфов
Original Assignee
Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" filed Critical Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Application granted granted Critical
Publication of RU2786604C1 publication Critical patent/RU2786604C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: rocket engines.
SUBSTANCE: invention relates to chambers of liquid propellant rocket engines (LPRE). LPRE chamber operating at high pressures, containing a supersonic part of the nozzle with cooling channels, underwater and outlet lines, while the cooling channels with ribs are made with a varying angle of rotation from the longitudinal axis of the chamber to the transition point to an increased number of channels and ribs, which is determined by the thickness of the ribs and the size of the channels according to the dependence
Figure 00000009
where δribs - thickness of the rib; δchannel - channel thickness; n - the number of ribs; α - angle of inclination of the ribs of part 2; D - variable diameter of the profile of the nozzle part, and to ensure equalization of the coolant flow in the ribs, selections are made, interconnected by channels in the annular rib.
EFFECT: invention provides improvement of energy-mass characteristics.
1 cl, 2 dwg

Description

В настоящее время к разрабатываемым жидкостным ракетным двигателям предъявляются предельно высокие требования по экономичности и массовым характеристикам.Currently, the developed liquid rocket engines are subject to extremely high requirements for efficiency and mass characteristics.

Обеспечение высокой экономичности требует выполнения сверхзвуковой части сопла с высокой степенью расширения (отношения площади выходного сечения сопла к площади критического сечения) порядка ~150 и выше.Ensuring high efficiency requires the execution of the supersonic part of the nozzle with a high degree of expansion (the ratio of the area of the outlet section of the nozzle to the area of the critical section) of the order of ~150 and higher.

В разрабатываемых в России двигателях сверхзвуковые части сопла состоят из нескольких секций, соединенных между собой с помощью сварки.In the engines being developed in Russia, the supersonic parts of the nozzle consist of several sections interconnected by welding.

Известна конструкция охлаждаемого сопла «Маршевый двигатель ракеты-носителя «Энергия» кислородно-водородный ЖРД РД0120» УДК 629.7036.54-6 стр. 130 - принятая за прототип.Known design of the cooled nozzle "Propulsion engine of the launch vehicle" Energia "oxygen-hydrogen LRE RD0120" UDC 629.7036.54-6 p. 130 - taken as a prototype.

Большегабаритное сопло этого двигателя длиной ~3 м и срезом сопла 2,28 м выполнено из трех паяных секций, соединенных между собой с помощью сварки. Паяные секции имеют постоянную толщину ребер и переменную величину канала охлаждения. Максимальное давление охладителя в сопле возможно не более 400÷450 кгс/см2.The oversized nozzle of this engine is ~3 m long and has a nozzle exit of 2.28 m. It is made of three brazed sections connected to each other by welding. Brazed sections have a constant thickness of the fins and a variable size of the cooling channel. The maximum coolant pressure in the nozzle may not exceed 400÷450 kgf/cm 2 .

Недостатком такой конструкции является большая масса сопла из-за стыков блоков и невозможность обеспечения высоких значений давления ~800÷850 кгс/см2.The disadvantage of this design is the large mass of the nozzle due to the joints of the blocks and the impossibility of providing high pressure values ~800÷850 kgf/cm 2 .

В последнее время развитие высоких технологий (получение конструкций сопловой части с помощью лазерного спекания) дало возможность обеспечить в трактах охлаждения давление ~850 кгс/см2, что обеспечивает существенное повышение энергетических характеристик двигателей, работающих, например, по схеме «газ-газ».Recently, the development of high technologies (obtaining structures of the nozzle part using laser sintering) made it possible to provide a pressure of ~850 kgf/cm 2 in the cooling paths, which provides a significant increase in the energy characteristics of engines operating, for example, according to the “gas-gas” scheme.

Поставленная задача улучшения энергомассовых характеристик достигается тем, что камера ЖРД, работающая при высоких давлениях, содержащая сверхзвуковую часть сопла с каналами охлаждения, согласно изложению, каналы охлаждения с ребрами с изменяющимся углом поворота вдоль продольной оси камеры до места перехода на увеличенное количество каналов и ребер, которое определяется толщиной ребер и величиной каналов по зависимости

Figure 00000001
а для обеспечения выравнивания расхода охладителя в ребрах выполнены выборки, соединенные между собой каналами в кольцевом ребре.The task of improving the energy-mass characteristics is achieved by the fact that the LRE chamber operating at high pressures, containing the supersonic part of the nozzle with cooling channels, according to the presentation, cooling channels with ribs with a variable angle of rotation along the longitudinal axis of the chamber to the point of transition to an increased number of channels and ribs, which is determined by the thickness of the ribs and the size of the channels according to the dependence
Figure 00000001
and to ensure equalization of the coolant flow in the ribs, samplings are made, interconnected by channels in the annular rib.

δребра - толщина ребра;δ ribs - rib thickness;

δканала - толщина канала;δ channel - channel thickness;

n - число ребер;n is the number of ribs;

α - угол наклона ребер сопловой части 2;α - the angle of inclination of the ribs of the nozzle part 2;

D - переменный диаметр профиля сопловой части 2;D - variable diameter of the profile of the nozzle part 2;

Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1 и 2.The essence of the invention is illustrated by the diagrams shown in Fig. 1 and 2.

На фиг. 1 показана камера 1 со сверхзвуковой частью сопла 2, подводной магистралью 3 и отводной магистралью 4, где:In FIG. 1 shows the chamber 1 with the supersonic part of the nozzle 2, the underwater line 3 and the outlet line 4, where:

5 - переменные каналы охлаждения в количестве n1 на выходе имеющие угол α1;5 - variable cooling channels in the amount of n 1 at the outlet having an angle α 1 ;

6 - ребра переменной толщины в количестве n1 на выходе имеющие угол α1;6 - ribs of variable thickness in the amount of n 1 at the exit having an angle α 1 ;

7 - кольцевая стенка;7 - annular wall;

8 - переменные каналы охлаждения в количестве n2, на выходе имеющие угол α2;8 - variable cooling channels in the amount of n 2 at the outlet having an angle α 2 ;

9 - ребра переменной толщины в количестве n2, на выходе имеющие угол α2.9 - ribs of variable thickness in the amount of n 2 , at the exit having an angle α 2 .

На фиг. 2 показан переток охлаждающего компонента через отверстия 10 в кольцевой стенке 11 в выборках 12 в ребрах 6 и 9.In FIG. 2 shows the flow of the cooling component through the holes 10 in the annular wall 11 in the samples 12 in the ribs 6 and 9.

Камера работает следующим образом. По соответствующей команде охлаждающий компонент поступает в подводную магистраль 3, расположенную на сверхзвуковой части 2 камеры 1. Из подводной магистрали 3 охлаждающий компонент поступает в n1 каналов охлаждения 5. Поступая по каналам охлаждения с изменяющимся углом поворота по длине сопла, охлаждающий компонент охлаждает ребра 6 переменного сечения (из-за увеличения проточной газовой полости сопла) до диаметра D1 равного

Figure 00000002
The camera works as follows. On the appropriate command, the cooling component enters the underwater line 3 located on the supersonic part 2 of the chamber 1. From the underwater line 3, the cooling component enters n 1 cooling channels 5. Entering through the cooling channels with a varying angle of rotation along the length of the nozzle, the cooling component cools the fins 6 variable cross-section (due to an increase in the gas flow cavity of the nozzle) up to a diameter D 1 equal to
Figure 00000002

где tpe6pa и tканала - допустимая величина толщины ребра и допустимая величина канала охлаждения, определяются расчетом охлаждения.where t pe6pa and t of the channel - the allowable value of the thickness of the fin and the allowable value of the cooling channel, are determined by the cooling calculation.

tканала - величина продольного сечения канала;t channel - the value of the longitudinal section of the channel;

tребра - толщина ребра;t rib - thickness of the rib;

n1 - число каналов в сверхзвуковой части 2;n 1 - the number of channels in the supersonic part 2;

α1 - угол наклона каналов в сверхзвуковой части 2;α 1 - the angle of inclination of the channels in the supersonic part 2;

n2 - число каналов в другой сверхзвуковой части сопла;n 2 - the number of channels in the other supersonic part of the nozzle;

α2 - _угол наклона каналов 8 в другой части сопла.α 2 - _the angle of inclination of the channels 8 in the other part of the nozzle.

На диаметре D1 охлаждающий компонент проходит через отверстия 10 в кольцевой стенке 11 и выравнивается в проточках 12 ребер 6 и 9 и поступает в охлаждающие каналы 8 в количестве n2; значительно больше количества n1. Протекая по каналам переменной величины 8 с изменяющимся углом поворота по длине, компонент охлаждает ребра 9 переменного сечения до диаметра Dcp, равного

Figure 00000003
At diameter D 1 , the cooling component passes through holes 10 in the annular wall 11 and is aligned in the grooves 12 of the ribs 6 and 9 and enters the cooling channels 8 in the amount of n 2; much more than the number n 1 . Flowing through the channels of variable size 8 with a varying angle of rotation along the length, the component cools the fins 9 of variable cross section to a diameter D cp equal to
Figure 00000003

У среза сопла охладитель разворачивается и поступает в выходную магистраль 4.At the nozzle exit, the coolant turns around and enters the outlet line 4.

Использование предложенного технического решения позволяет существенно повысить давление в тракте охлаждения до 850 кгс/см2 и улучшить массовые характеристики за счет устранения стыков и значительно повысить энергетические характеристики камеры двигателя, работающего, например, по схеме «газ-газ».The use of the proposed technical solution allows you to significantly increase the pressure in the cooling path to 850 kgf/cm 2 and improve mass characteristics by eliminating joints and significantly improve the energy characteristics of the engine chamber, operating, for example, according to the "gas-gas" scheme.

Claims (7)

Камера жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), работающая при высоких давлениях, содержащая сверхзвуковую часть сопла с каналами охлаждения, подводные и отводные магистрали, отличающаяся тем, что каналы охлаждения с ребрами с изменяющимся углом поворота вдоль продольной оси камеры до места перехода на увеличенное количество каналов и ребер определяется толщиной ребер и величиной каналов по зависимости
Figure 00000004
гдеA chamber of a liquid-propellant rocket engine (LPRE) operating at high pressures, containing a supersonic part of the nozzle with cooling channels, underwater and outlet lines, characterized in that the cooling channels with ribs with a variable angle of rotation along the longitudinal axis of the chamber to the point of transition to an increased number of channels and ribs is determined by the thickness of the ribs and the size of the channels according to the dependence
Figure 00000004
where δребра - толщина ребра;δ ribs - rib thickness; δканала - толщина канала;δ channel - channel thickness; n - число ребер;n is the number of ribs; α - угол наклона ребер в сопловой части;α - the angle of inclination of the ribs in the nozzle part; D - переменный диаметр профиля сопловой части,D - variable diameter of the nozzle part profile, а для обеспечения выравнивания расхода охладителя в ребрах выполнены выборки, соединенные между собой каналами в кольцевом ребре.and to ensure equalization of the coolant flow in the ribs, samplings are made, interconnected by channels in the annular rib.
RU2022111596A 2022-04-27 Chamber of a liquid propellant rocket engine operating at high pressures RU2786604C1 (en)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2786604C1 true RU2786604C1 (en) 2022-12-22

Family

ID=

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3300139A (en) * 1964-10-26 1967-01-24 Emerson Electric Co Thermal-structural system
RU2278294C2 (en) * 2001-01-11 2006-06-20 Вольво Аэро Корпорейшн Exhaust nozzle and method of its manufacture
RU2511785C1 (en) * 2013-03-22 2014-04-10 Николай Борисович Болотин Cooling system of liquid-propellant engine chamber
DE10126926B4 (en) * 2001-06-01 2015-02-19 Astrium Gmbh Internal combustion chamber of a ceramic composite material and method of manufacture
RU2665601C1 (en) * 2017-04-13 2018-08-31 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Nozzle of the liquid-propellant engine chamber

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3300139A (en) * 1964-10-26 1967-01-24 Emerson Electric Co Thermal-structural system
RU2278294C2 (en) * 2001-01-11 2006-06-20 Вольво Аэро Корпорейшн Exhaust nozzle and method of its manufacture
DE10126926B4 (en) * 2001-06-01 2015-02-19 Astrium Gmbh Internal combustion chamber of a ceramic composite material and method of manufacture
RU2511785C1 (en) * 2013-03-22 2014-04-10 Николай Борисович Болотин Cooling system of liquid-propellant engine chamber
RU2665601C1 (en) * 2017-04-13 2018-08-31 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Nozzle of the liquid-propellant engine chamber

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6799417B2 (en) Diversion of combustion gas within a rocket engine to preheat fuel
US20190063313A1 (en) Disc Turbine Engine
JP2017531773A (en) Spiral cross flow heat exchanger
US8776494B2 (en) System, method and apparatus for cooling rocket motor components using a saturated liquid vapor coolant mixture
US3605412A (en) Fluid cooled thrust nozzle for a rocket
US3151446A (en) Propulsion devices
RU2786604C1 (en) Chamber of a liquid propellant rocket engine operating at high pressures
US7343732B2 (en) Rocket engine chamber with layered internal wall channels
US3115747A (en) Apparatus for converting fluid energy from potential to kinetic
Suslov et al. Investigation of film cooling efficiency in a high pressure subscale lox/h2 combustion chamber
RU2392477C1 (en) Liquid-propellant engine annular chamber
RU2151318C1 (en) Ring chamber of liquid-propellant rocket engine
Lee et al. Turbine performance experiments for the turbopump of a liquid rocket engine
US2967393A (en) Rocket-propelled missile
RU2757376C2 (en) Jet propulsion unit and method for operating jet propulsion unit
Glaser et al. The stepped helix hybrid rocket engine
CN115653789A (en) Liquid rocket engine regeneration cooling body part structure, manufacturing method and engine
RU2511791C1 (en) Cooling system of liquid-propellant engine combustion chamber
Chow et al. Characteristics of supersonic ejector systems with nonconstant area shroud
EP3894685B1 (en) Combustion chamber liner with spiral cooling channels
Naraghi et al. Dual regenerative cooling circuits for liquid rocket engines
Arnold et al. Circumferential film cooling effectiveness in a LOX/H2 subscale combustion chamber
RU2514863C1 (en) Liquid-propellant rocket engine combustion chamber cooling system
Sichler et al. Development of a Regeneratively Cooled Low Pressure Liquid Oxygen and Liquid Methane Rocket Engine
EP2906809B1 (en) Slotted multi-nozzle grid with integrated cooling channels