SE516046C2 - Anordning för styrning av värmeöverföringen till munstycksväggen hos raketmotorer av expandertyp - Google Patents

Anordning för styrning av värmeöverföringen till munstycksväggen hos raketmotorer av expandertyp

Info

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
Application number
SE0000895A
Other languages
English (en)
Other versions
SE0000895D0 (sv
SE0000895L (sv
Inventor
Jan Lundgren
Arne Boman
Mats Olofsson
Original Assignee
Volvo Aero Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Volvo Aero Corp filed Critical Volvo Aero Corp
Priority to SE0000895A priority Critical patent/SE516046C2/sv
Publication of SE0000895D0 publication Critical patent/SE0000895D0/sv
Priority to DE60108016T priority patent/DE60108016T2/de
Priority to CNB018005497A priority patent/CN1178000C/zh
Priority to ES01915998T priority patent/ES2233617T3/es
Priority to US09/980,481 priority patent/US6675571B2/en
Priority to AU42942/01A priority patent/AU4294201A/en
Priority to JP2001567925A priority patent/JP4570310B2/ja
Priority to UA2001117853A priority patent/UA70364C2/uk
Priority to RU2001133736/06A priority patent/RU2264555C2/ru
Priority to EP01915998A priority patent/EP1179132B1/en
Priority to PCT/SE2001/000555 priority patent/WO2001069070A1/en
Publication of SE0000895L publication Critical patent/SE0000895L/sv
Publication of SE516046C2 publication Critical patent/SE516046C2/sv

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/97Rocket 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)

0 u u. so. | ø ø - ~ v 0 ' fl' g- ¿_ _] rf\ A _] ...Ir- u n ~~_ _oo_ . 3lO4U4O @¶@Hq§§¿¿ P a t e n t k r a v
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.
SE0000895A 2000-03-17 2000-03-17 Anordning för styrning av värmeöverföringen till munstycksväggen hos raketmotorer av expandertyp SE516046C2 (sv)

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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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

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