SE516046C2 - Anordning för styrning av värmeöverföringen till munstycksväggen hos raketmotorer av expandertyp - Google Patents
Anordning för styrning av värmeöverföringen till munstycksväggen hos raketmotorer av expandertypInfo
- Publication number
- SE516046C2 SE516046C2 SE0000895A SE0000895A SE516046C2 SE 516046 C2 SE516046 C2 SE 516046C2 SE 0000895 A SE0000895 A SE 0000895A SE 0000895 A SE0000895 A SE 0000895A SE 516046 C2 SE516046 C2 SE 516046C2
- Authority
- SE
- Sweden
- Prior art keywords
- nozzle wall
- heat transfer
- nozzle
- rocket
- surface roughness
- Prior art date
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/97—Rocket nozzles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Coating By Spraying Or Casting (AREA)
Description
| v a - nu :_ . - b.
.I g Üåö .nal nerna för bränsle- och oxidationsmedelspumparna och sedan ut i brännkammaren där det förbrännes tillsammans med oxidations- medlet. Detta innebär att ju mer bränslet värms upp och expan- derar, desto mer kraft kan utvinnas ur bränslet för drivning av turbinerna, varvid motorns effekt ökar.
Det maximala trycket som kan uppnås i förbränningskamma- ren bestämmes således av hur mycket bränslet värms upp i kyl- medelskanalerna. Man strävar efter att uppnå ett så högt tryck som möjligt i förbränningskammaren, eftersom detta ger den största effekten hos raketmotorn.
För att höja trycket och därmed effekten i expandercykel- motorer är det av största vikt att maximera värmeöverföringen till bränslet för att höja dess temperatur. Även en liten höj- ning av bränslets temperatur har stor betydelse, eftersom mo- torns effekt därigenom ökas.
Olika försök inom den kända tekniken för att öka värme- överföringen till bränslet innefattar bl a ökning av den yta av munstycksväggen, som är vänd mot flamman, t ex genom att tillverka munstycksväggen av rör med halvcirkulärt eller cir- kulärt tvärsnitt. Ett annat sätt har varit att tillverka mun- stycksväggen av ett material med hög värmeledningsförmåga, t ex koppar.
Nackdelarna med den kända tekniken är att munstycksväggar tillverkade av rör med halvcirkulärt eller cirkulärt tvärsnitt uppvisar låg hàllfasthet i tangentiell riktning och därför måste förstärkas på utsidan med olika organ. Detta gör att munstycket blir tungt och man förlorar nyttolastkapacitet. Att tillverka en munstycksvägg av koppar har den nackdelen att koppar är svår att svetsa samt har lägre brotthàllfasthet än t ex stål- och nickelbaserade material, varför ett munstycke av koppar blir tyngre än ett motsvarande av stålmaterial.
Syftet med uppfinningen är att eliminera de ovanstående nackdelarna hos den kända tekniken. coon u | u - . nu s .q ß P s '16 3u4o Detta uppnås enligt uppfinningen genom att, för påverkan av gränsskiktet vid munstycksväggen och för att därigenom öka värmeöverföringen, insidan av munstycksväggen uppvisar en sär- skilt vald, ökad ytråhet.
Uppfinningen beskrivs närmare nedan under hänvisning till bifogade ritning som är en sektionerad sidovy av ena halvan av ett raketmunstycke med vidsittande brännkammare enligt uppfin- ningen.
Såsom framgár av ritningen uppvisar insidan av en mun- stycksvägg 1 en särskilt vald, ökad ytråhet. Denna ytråhet skall vara så stor att den penetrerar det viskösa subskiktet av gränsskiktet.
En undre gräns för att ytråheten skall få fullt genomslag på värmeöverföringen kan definieras som: y* = (Cf * u2/2)°'5 * y/v där cf är "skin friction”, u är hastigheten vid gränsskiktets kant, v är viskositeten och y är avståndet vinkelrätt mot vägg- en.
Ytràheten skall vara minst 50 y* som är gräns för att ytråheten säkert skall penetrera det viskösa subskiktet av gränsskiktet.
För ett typiskt expandercykelmunstycke skall ytråheten öka successivt från inloppet till dess utlopp. Vid inloppet skall ytråheten vara ca 0,15 mm och vid utloppet ca 1 mm.
Denna ytråhet på insidan av munstycket kan åstadkommas genom t ex maskinbearbetning, eller såsom slipning, fräsning, genom. avsättning av' material genom flam- eller plasmasprut- ning.
Genom att pà detta sätt öka ytråheten kan man åstadkomma en temperaturhöjning hos kylmedlet (bränslet) av minst 10 K, vilket medför en höjning av kyleffekten av 1% eller mer hos ovannämnda typ av raketmotor.
Claims (3)
1. Anordning för förbättring av värmeöverföringen till kyl- medlet vid insidan av en med kylkanaler försedd munstycksvägg hos raketmotorer av expandercykeltyp, k ä n n e t e c k n a d a v att, för pàverkan av gränsskiktet vid munstycksväggen och för att därigenom öka värmeöverföringen, insidan av munstycks- väggen uppvisar en särskilt vald, ökad och så stor ytrâhet att den penetrerar det viskösa subskiktet av gränsskiktet vid mun- stycksväggen.
2. Anordning enligt patentkrav 1, k ä n n e t e c k n a d a v att ytråheten ökar successivt från. munstyckets inlopp till dess utlopp.
3. Anordning enligt patentkrav 2, k ä n n e t e c k n a d a v att ytràheten varierar från ca 0,15 mm vid munstyckets inlopp till ca l mm vid dess utlopp.
Priority Applications (11)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SE0000895A SE516046C2 (sv) | 2000-03-17 | 2000-03-17 | Anordning för styrning av värmeöverföringen till munstycksväggen hos raketmotorer av expandertyp |
PCT/SE2001/000555 WO2001069070A1 (en) | 2000-03-17 | 2001-03-16 | Apparatus for controlling the heat transfer to the nozzle wall of expander cycle rocket engines |
US09/980,481 US6675571B2 (en) | 2000-03-17 | 2001-03-16 | Apparatus for controlling the heat transfer to the nozzle wall of expander cycle rocket engines |
CNB018005497A CN1178000C (zh) | 2000-03-17 | 2001-03-16 | 用于控制传导到膨胀循环式火箭发动机中喷嘴侧壁上的热量的装置 |
ES01915998T ES2233617T3 (es) | 2000-03-17 | 2001-03-16 | Aparato para controlar la transmision de calor a la pared de la tobera en motores de cohete de ciclo de expansion. |
DE60108016T DE60108016T2 (de) | 2000-03-17 | 2001-03-16 | Einrichtung um den wärmeübertrag auf die wände von expansionsdüsen von raketen zu regeln |
AU42942/01A AU4294201A (en) | 2000-03-17 | 2001-03-16 | Apparatus for controlling the heat transfer to the nozzle wall of expander cyclerocket engines |
JP2001567925A JP4570310B2 (ja) | 2000-03-17 | 2001-03-16 | 膨張サイクル型ロケットエンジンのノズル壁への熱伝達を制御するための装置 |
UA2001117853A UA70364C2 (uk) | 2000-03-17 | 2001-03-16 | Пристрій для збільшення переносу тепла до холодоагенту на внутрішній стороні стінки сопел ракетних двигунів з розширювальним циклом |
RU2001133736/06A RU2264555C2 (ru) | 2000-03-17 | 2001-03-16 | Устройство для регулирования передачи тепла стенке сопла ракетных двигателей с циклом расширения |
EP01915998A EP1179132B1 (en) | 2000-03-17 | 2001-03-16 | Apparatus for controlling the heat transfer to the nozzle wall of expander cycle rocket engines |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SE0000895A SE516046C2 (sv) | 2000-03-17 | 2000-03-17 | Anordning för styrning av värmeöverföringen till munstycksväggen hos raketmotorer av expandertyp |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
SE0000895D0 SE0000895D0 (sv) | 2000-03-17 |
SE0000895L SE0000895L (sv) | 2001-09-18 |
SE516046C2 true SE516046C2 (sv) | 2001-11-12 |
Family
ID=20278854
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SE0000895A SE516046C2 (sv) | 2000-03-17 | 2000-03-17 | Anordning för styrning av värmeöverföringen till munstycksväggen hos raketmotorer av expandertyp |
Country Status (11)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6675571B2 (sv) |
EP (1) | EP1179132B1 (sv) |
JP (1) | JP4570310B2 (sv) |
CN (1) | CN1178000C (sv) |
AU (1) | AU4294201A (sv) |
DE (1) | DE60108016T2 (sv) |
ES (1) | ES2233617T3 (sv) |
RU (1) | RU2264555C2 (sv) |
SE (1) | SE516046C2 (sv) |
UA (1) | UA70364C2 (sv) |
WO (1) | WO2001069070A1 (sv) |
Families Citing this family (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SE512942C2 (sv) * | 1998-10-02 | 2000-06-12 | Volvo Aero Corp | Förfarande för tillverkning av utloppsmunstycken för raketmotorer |
DE10054333B4 (de) | 2000-11-02 | 2006-11-30 | Eads Space Transportation Gmbh | Brennkammer mit erhöhtem Wärmeeintrag in eine Kühleinrichtung |
US20080264372A1 (en) * | 2007-03-19 | 2008-10-30 | Sisk David B | Two-stage ignition system |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2022517A1 (de) | 1970-05-08 | 1971-11-25 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Raketentriebwerksduese mit Grenzschichtabsaugung |
JPS62261652A (ja) * | 1986-05-07 | 1987-11-13 | Natl Space Dev Agency Japan<Nasda> | 液体ロケツトエンジン |
US4799543A (en) * | 1987-11-12 | 1989-01-24 | Arthur H. Iversen | Means for temperature control of heated surfaces |
US5410874A (en) * | 1990-11-19 | 1995-05-02 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for increasing combustion chamber pressure in a high pressure expander cycle rocket engine |
DE4116396C2 (de) * | 1991-05-18 | 1996-04-25 | Grace Gmbh | Modifizierte amorphe Kieselsäure, Verfahren zu deren Herstellung und Antiblockingmittel |
US5267437A (en) * | 1991-05-23 | 1993-12-07 | United Technologies Corporation | Dual mode rocket engine |
FR2691209B1 (fr) | 1992-05-18 | 1995-09-01 | Europ Propulsion | Enceinte contenant des gaz chauds refroidie par transpiration, notamment chambre propulsive de moteur-fusee, et procede de fabrication. |
JPH07243351A (ja) * | 1994-03-03 | 1995-09-19 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 流体熱交換装置 |
US5832719A (en) * | 1995-12-18 | 1998-11-10 | United Technologies Corporation | Rocket thrust chamber |
DE10054333B4 (de) * | 2000-11-02 | 2006-11-30 | Eads Space Transportation Gmbh | Brennkammer mit erhöhtem Wärmeeintrag in eine Kühleinrichtung |
-
2000
- 2000-03-17 SE SE0000895A patent/SE516046C2/sv not_active IP Right Cessation
-
2001
- 2001-03-16 AU AU42942/01A patent/AU4294201A/en not_active Abandoned
- 2001-03-16 RU RU2001133736/06A patent/RU2264555C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2001-03-16 JP JP2001567925A patent/JP4570310B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2001-03-16 WO PCT/SE2001/000555 patent/WO2001069070A1/en active IP Right Grant
- 2001-03-16 UA UA2001117853A patent/UA70364C2/uk unknown
- 2001-03-16 DE DE60108016T patent/DE60108016T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2001-03-16 ES ES01915998T patent/ES2233617T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2001-03-16 US US09/980,481 patent/US6675571B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2001-03-16 CN CNB018005497A patent/CN1178000C/zh not_active Expired - Fee Related
- 2001-03-16 EP EP01915998A patent/EP1179132B1/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
UA70364C2 (uk) | 2004-10-15 |
EP1179132A1 (en) | 2002-02-13 |
WO2001069070A1 (en) | 2001-09-20 |
JP4570310B2 (ja) | 2010-10-27 |
CN1364218A (zh) | 2002-08-14 |
US6675571B2 (en) | 2004-01-13 |
US20020134071A1 (en) | 2002-09-26 |
SE0000895D0 (sv) | 2000-03-17 |
DE60108016D1 (de) | 2005-02-03 |
CN1178000C (zh) | 2004-12-01 |
AU4294201A (en) | 2001-09-24 |
SE0000895L (sv) | 2001-09-18 |
RU2264555C2 (ru) | 2005-11-20 |
JP2003527529A (ja) | 2003-09-16 |
ES2233617T3 (es) | 2005-06-16 |
EP1179132B1 (en) | 2004-12-29 |
DE60108016T2 (de) | 2005-12-08 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Bunker | Gas turbine cooling: moving from macro to micro cooling | |
EP2546471B1 (en) | Tip clearance control for turbine blades | |
JP6145295B2 (ja) | マイクロチャネル冷却を備える構成部品 | |
US6478535B1 (en) | Thin wall cooling system | |
JP6537162B2 (ja) | 多層冷却特徴を有する部品および製造方法 | |
US20080199661A1 (en) | Thermally insulated CMC structure with internal cooling | |
US10738636B2 (en) | Dual wall airfoil with stiffened trailing edge | |
EP3124747A1 (en) | Turbine airfoils with micro cooling features | |
JP6981724B2 (ja) | 粒子収集チャンバを有する高温ガス経路構成要素冷却システム | |
US9850767B2 (en) | Aluminum fan blade tip with thermal barrier | |
US9938899B2 (en) | Hot gas path component having cast-in features for near wall cooling | |
JP2012127343A (ja) | 冷却チャンネルを有する構成部品および製造方法 | |
US20120301319A1 (en) | Curved Passages for a Turbine Component | |
CA2571961A1 (en) | Method of coating gas turbine components | |
CN102839993A (zh) | 具有冷却通道的部件及其制造方法 | |
WO2017222908A1 (en) | Liquid propellant rocket engine with passive condensate cooling | |
SE516046C2 (sv) | Anordning för styrning av värmeöverföringen till munstycksväggen hos raketmotorer av expandertyp | |
EP2372091B1 (en) | Airfoil of a turbine engine | |
Zhou et al. | Comparison between the dynamic characteristics of electric pump fed engine and expander cycle engine | |
RU2392478C1 (ru) | Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя | |
US10119407B2 (en) | Tapered thermal barrier coating on convex and concave trailing edge surfaces | |
US9915421B2 (en) | Saturated water explosive device | |
RU2300007C1 (ru) | Вихревой ракетный двигатель | |
JPH06330816A (ja) | 高温燃焼エンジン | |
CN211902812U (zh) | 一种快速蒸汽发生器 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
NUG | Patent has lapsed |