UA46177C2 - Елемент для сопел ракетного двигуна, що має охолоджувані стінки сопел - Google Patents
Елемент для сопел ракетного двигуна, що має охолоджувані стінки сопел Download PDFInfo
- Publication number
- UA46177C2 UA46177C2 UA2001064445A UA01064445A UA46177C2 UA 46177 C2 UA46177 C2 UA 46177C2 UA 2001064445 A UA2001064445 A UA 2001064445A UA 01064445 A UA01064445 A UA 01064445A UA 46177 C2 UA46177 C2 UA 46177C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- nozzle
- panels
- panel
- coupling means
- rocket engine
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 18
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims description 6
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 6
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 claims description 5
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 5
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 claims description 3
- RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N Copper Chemical compound [Cu] RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 claims description 3
- 239000010949 copper Substances 0.000 claims description 3
- 229910052802 copper Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 2
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 2
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 claims description 2
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims 6
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims 6
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims 6
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 claims 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 4
- 239000000463 material Substances 0.000 description 12
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 6
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 238000005524 ceramic coating Methods 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 2
- 239000010935 stainless steel Substances 0.000 description 2
- 229910001220 stainless steel Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 2
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 230000000977 initiatory effect Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 239000000543 intermediate Substances 0.000 description 1
- 238000005304 joining Methods 0.000 description 1
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 1
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 1
- 230000008018 melting Effects 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 238000005476 soldering Methods 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 description 1
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 1
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 1
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
- F02K9/972—Fluid cooling arrangements for nozzles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
- Panels For Use In Building Construction (AREA)
- Re-Forming, After-Treatment, Cutting And Transporting Of Glass Products (AREA)
Abstract
Винахід стосується сопла ракетного двигуна, що має охолоджувану стінку сопла, яка містить велику кількість близько розміщених охолоджувальних каналів (2), що простягаються від впускного кінця сопла до його випускного кінця. Щоб спростити виготовлення охолоджуваної стінки сопла у винаході пропонується складати згадану стінку сопла з декількох видовжених панелей (11), що простягаються від впускного кінця сопла до його випускного кінця і з'єднуються вздовж їхніх подовжніх бічних ребер (7), в кожній з яких сформовано ряд згаданих охолоджувальних каналів (2), що простягаються в панелях (11) у подовжньому напрямку.
Description
Опис винаходу
Винахід стосується елемента для сопел ракетного двигуна, що має охолоджувані стінки сопел, який має: 2 велику кількість близько розміщених охолоджувальних каналів, що простягаються від впускного кінця сопла до його випускного кінця.
Такі охолоджувані сопла ракетного двигуна повинні мати стінки, що є легкими й одночасно міцними і забезпечують рівномірне охолодження. Щоб забезпечити виконання цих вимог, у цільному металевому матеріалі стінки виконують велику кількість паралельних охолоджувальних каналів. охолоджувальні канали можуть бути 70 виконані або за допомогою механічної обробки матеріалу стінки і додаткових конструктивних рішень, або єдина стінка сопла може бути виготовлена з великого числа близько розміщених труб, з'єднаних разом. Крім того, стінка може бути виконана у вигляді шаруватої конструкції з двох матеріалів, в яких різними способами виконують западини, котрі у складеному стані утворюють канали.
Сопла ракетних двигунів згаданого вище типу відомі, наприклад, з патентів О5-5221 045, 0О5-5386 628, 719 1у8-5233 755, 05-4942 653 і 085-3768 256.
Крім того, що монтаж стінки з великою кількістю - декілька сотень - тонких труб є трудомістким і потребує багато часу. Таке сопло має й інші недоліки. Так, важко досягнути необхідної міцності конструкції в тангенціальному напрямку, якщо труби з'єднані одна з одною за допомогою пайки. Такі труби також зварювали дифузно, але надійної міцності в тангенціальному напрямку не було забезпечено.
У випадку застосування різних способів механічної обробки матеріалу стінки сопла з метою виконати канавки або виїмки, котрі потім накривають або об'єднують з іншим шаром матеріалу, щоб утворити канали, також важко виконати кінцеве з'єднання, наприклад, за допомогою зварювання, якщо зварювання піддається тиску охолоджувача.
Іншим недоліком всіх дотепер відомих конструкцій сопел є те, що використовуваний матеріал повинен мати с 29 необхідну міцність і, відповідно, матиме відносно високу щільність, як, наприклад, нержавіюча сталь або Ге) матеріали на основі нікелю. Тому такі, сопла важкі. Це великий недолік, бо велика маса сопла зменшує корисний вантаж ракети.
Мета винаходу - усунути недоліки рівня техніки і запропонувати сопло ракетного двигуна, яке можна було б значно легше і швидше виготовляти, міцність якого значно підвищилася б, а саме сопло було б легшим. -
Відповідно до цього винаходу мети досягають завдяки тому, що стінка сопла складається з декількох ча видовжених панелей, які простягаються від впускного кінця до випускного кінця сопла, об'єднуються вздовж їхніх подовжніх бічних країв, і в кожному з яких сформовано ряд суміжних охолоджувальних каналів, що -- простягаються у подовжньому напрямку. Ге)
Очевидно, що завдяки цьому зберігають багато часу, бо немає потреби у трудомісткій роботі, щоб скласти 3о велику кількість вузьких труб разом, а потім з'єднати їх по довжині. З
З'ясувалося, що, оскільки охолоджувальні канали виконано в панелях, то, відповідно до першого втілення цього винаходу, панелі стінок регенеративно охолоджуваних сопел ракетного двигуна можуть бути виготовлені з металу, повністю відмінного від того, що був використаний раніше, а саме з металу, який можна піддавати « штампуванню, наприклад, алюмінію, сплавів алюмінію або міді. Це означає додаткове спрощення і збереження З часу. Завдяки, в першу чергу, застосуванню алюмінію, збільшуючи розміри, порівняно з нержавіючою сталлю с або матеріалами на основі нікелю, можна забезпечити необхідну міцність панелей, але загальна маса на
Із» одиницю поверхні буде менша, ніж для згаданих матеріалів.
Експерименти і розрахунки показали, що висока теплопровідність, зокрема алюмінію, робить ризик перегрівання і плавлення, зокрема в критичних точках, несуттєвим. Якщо необхідно, внутрішню поверхню сопла 49 можна покрити, як відомо в рівні техніки, керамічним покриттям, що створює термічний бар'єр. шк Висока теплопровідність запропонованих матеріалів робить термічні напруження, низькими. Конструкція
Ге»! сопла залишається еластичною протягом всього циклу навантаження. Завдяки цьому спрощується проектування та розробка сопел. - Відповідно до другого втілення винаходу панель, виготовлену з штамповного металу, можна виготовляти з -І 20 двох штампованих частин, оснащених підхожими засобами з'єднання, з допомогою яких згадані частини панелей з'єднуються в замок, коли згадані засоби з'єднання проштовхують один в одного в осьовому напрямку. т Нижче необмежуючий приклад застосування винаходу описано з посиланням на супровідні малюнки, де: на
Фіг.1 показано вигляд панелі, виконаної відповідно до цього винаходу; на Фіг.2 показано вид з торця на дві панелі, зварені вздовж їхніх бічних країв, причому кожна панель складається з двох штампованих частин; на 22 ФігЗ показано вид з торця на дві панелі, зварені і оснащені з однієї сторони керамічним покриттям, що
ГФ) створює термічний бар'єр на гарячій стороні закінченого сопла, а на протилежній стороні - ребрами підсилення; юю на Фіг.4 показано вид з боку на дзвоноподібне сопло ракетного двигуна з панелями, виконаними методом спірального намотування; на Фіг.5 показано вигляд двох панелей, зварених разом і оснащених засобами з'єднання в замок, призначеними для утримування панелей разом; на Фіг.б збільшено показано зображені на 60 ФігА охолоджувальні канали у виконаних методом спірального намотування панелях сопла.
На Фігурі 1 показано елемент сопла, виконаний у вигляді панелі 11 відповідно до першого доцільного втілення цього винаходу. Видовжена панель 11 призначена утворювати частину стінки регенеративно охолоджуваних сопел ракетного двигуна або сопел ракетного двигуна, що має охолоджувані стінки сопел, і безперервно простягаються від впускного кінця сопла до його випускного кінця, причому передбачається ряд 62 панелей 11 подовжньо зварювати разом, утворюючи повну стінку сопла ракетного двигуна. Панель 11 оснащено рядом суміжних видовжених паралельних охолоджувальних каналів 2, вісім з яких показано у наведеному втіленні, які продовжуються на всю довжину панелі і мають, наприклад, овальний поперечний розріз.
Відповідно до одного з доцільних втілень цього винаходу кожну панель 11, показану на Фіг.1, виготовляють
З єдиного куска, переважно способом штампування алюмінію, сплавів алюмінію, міді або інших штамповних металів.
Як показано на Фіг.4, панелі 11 продовжуються у вигляді спіралі від впускного кінця З сопла 1 до його випускного кінця 4.
В одному з доцільних втілень панель 11 зовні оснащують бортами 5, 6 вздовж її бічних країв 7. Борти 5, б /о мають три елементи, призначені служити підсилювальними засобами проти жолоблення закінченого сопла, щоб забезпечити локальне збільшення товщини матеріалу в стику або зварюванні між панелями, і служити засобами тримання разом суміжних панелей на зварювальному ядрі (не показано) під час виготовлення вузла сопла, описаного нижче.
Борти 5 і б, показані на Фіг1, можна оснастити канавкою 8 і ребром 9, відповідно, з зовнішніх сторін 7/5 Кожного З бортів, і направленими всередину М-подібними канавками 10 - в кожному з бортів.
Канавка 8 і ребро 9, відповідно, бортів однієї панелі 11 пристосовані приймати відповідне ребро і канавка бортів суміжних панелей, з метою взаємного вирівнювання згаданих панелей на зварювальному ядрі (не показано), коли панелі потрібно зварювати одну з одною.
На Фігурі 2 показано друге втілення двох зварених разом панелей 21, виконаних відповідно до цього 2о винаходу. Кожну панель 21 виготовляють, спочатку штампуванням виконуючи частини 23, 24 панелей, з різних або з однакових матеріалів, а потім проштовхуючи їх одна в одну в осьовому напрямку щоб стикувати і, бажано, стягнути їх разом за формою, як, наприклад, у з'єднанні типу "ластівчин хвісту, або подібними засобами з'єднання. Кожну з частин 23, 24, панелей, показаних на Фіг. 2, з однієї сторони оснащено, наприклад, попередньо визначеним числом стрижнів і канавок, розміщених вздовж панельних частин панелі. Стрижні 26 на сч одній частині 24 панелі мають більшу висоту, ніж стрижні 25 на розміщеній на протилежному боці частині 23 панелі, щоб канали 22 були між частинами 23, 24 панелі після їх з'єднання. Верхні частини 23 панелі, (8) показаної на Фіг.2, складають холодну зовнішню частину сопла і утворюють, в принципі, опорну частину сопла, в той час, як нижня частина панелі повернута до полум'я і пристосовується до передачі тепла. Складені таким чином панелі 21 зовні зварюють разом вздовж їхніх подовжніх сторін, утворюючи сопло; на внутрішній частині М зо сопла панелі також зварюють разом. Зокрема, це втілення має переваги, коли охолоджувальні канали 22 сопла ракетного двигуна мають малий поперечний розріз. -
На Фіг. 2 показано втілення без бортів 5, 6 (дивіться Фіг.1), але фахівцям зрозуміло, що це втілення «- також може бути оснащене відповідними бортами, як описано вище. На Фігурі З показано варіант першого втілення, в якому панелі 11 оснащені, на частинах, що утворюють зовнішню поверхню сопла, ребрами ісе) підсилення 12, призначеними збільшити жорсткість сопла і переносити тепло. «Е
На цій фігурі також показано, що панелі можуть бути зварені на внутрішній частині сопла, також щоб збільшити жорсткість, але це, на відміну від другого втілення, не обов'язково.
У випадку, коли панелі першого або другого втілень оснащено бортами 5, б, на з'єднані борти можна насунути і приварити подовжні засоби з'єднання в замок 13, наприклад, як показано на Фіг.5, від випускного «
Кінця сопла до приблизно половини його висоти, тобто над областю, де напруження є максимальними. в с На Фігб у більшому масштабі показано панелі, що утворюють стінку сопла, в якій сформовані охолоджувальні канали 2. ;» Фахівцю ясно, що вищезгадані типи сопел ракетного двигуна на внутрішній частині можуть бути оснащені тепловим покриттям 14.
Відповідно до вищезгаданих втілень частину стінки з охолоджувальними каналами в згаданих панелях, їх розміщену на гарячій стороні сопла, для збільшення дієвості охолодження і зменшення температури матеріалу можна всередині охолоджувальних каналів оснастити засобами збільшення поверхні (не показано).
Ме. Хоч панелі відповідно до цього винаходу дуже добре підходять для виготовлення дзвоноподібних сопел - ракетного двигуна з охолоджуваною стінкою сопла, фахівцю ясно, що зі згаданих панелей можна також
Виготовляти, наприклад, сопла з центральним тілом або конусоподібні сопла. ш- Нижче коротко описано спосіб виготовлення регенеративно охолоджуваного дзвоноподібного сопла
І ракетного двигуна зі спорядженою каналом охолодження стінкою сопла, виготовленою з панелей відповідно до першого втілення цього винаходу, в якому згадані панелі продовжуються спіральне вздовж стінки сопла.
У першій операції прямі або попередньо зігнуті спіраллю панелі монтують зовні на малому кінці ДдЗВОНОПОДІбного ядра зварювання (не показано), що має ту ж форму, що й завершене сопло, з невеликим тангенціальним проміжком. Число панелей для звичайного типу сопла становить від 40 до 80, що для одного з
Ф) виготовлюваних сьогодні типів сопла означає близько 420 труб. Тангенціальний проміжок між панелями ка закривають, змінюючи кут панелі відносно осі сопла.
У другій операції у випадку панелей, оснащених бортами, на їхні бічні краї з боку меншого кінця бр зварювального ядра на згадані борти можна насунути засоби з'єднування панелей, причому до згаданих засобів належать, наприклад, перший набір "проміжників", що частково з'єднують панелі разом. У той же час зварювальне ядро обертають, ініціюючи надавання панелям спіральної форми. Потім "проміжники" протягують далі вздовж згаданих бортів і застосовують новий набір засобів, які повністю зводять і з'єднують згадані панелі разом. Канавки і ребра (дивіться Фіг.1) суміжних панелей входять один в одного і кріплять згадані 65 панелі радіальне.
У третій операції перші частини (малий кінець) панелей сопла зварюють разом, а потім операції 2 і З повторюють.
Claims (8)
1. Елемент для сопел ракетного двигуна, що має охолоджувані стінки сопел, який містить: велику кількість близько розміщених охолоджувальних каналів (2; 22), що продовжуються від впускного кінця (3) сопла до його випускного кінця (4), який відрізняється тим, що стінка сопла складається з декількох видовжених панелей (11; 70 21), котрі простягаються від впускного кінця до випускного кінця сопла і з'єднуються вздовж їхніх подовжніх бічних ребер (7), і в кожній з яких сформовано ряд суміжних охолоджувальних каналів (2; 22), котрі продовжуються вздовж панелей (11; 21).
2. Елемент для сопел за пунктом 1, зокрема для дзвоноподібного або конусоподібного сопла ракетного двигуна, який відрізняється тим, що панелям (11; 21) в стінці сопла надають спіральної форми.
3. Елемент для сопел за пунктом 2, зокрема для регенеративно охолоджуваного сопла ракетного двигуна (1), який відрізняється тим, що панелі (11; 21) виготовляють з металу, що пресується.
4. Елемент для сопел за пунктом 1 або 3, який відрізняється тим, що панелі (11; 21) виготовлені з алюмінію, сплавів алюмінію, міді або інших металів, що пресуються.
5. Елемент для сопел за будь-яким з пунктів 1 - 4, який відрізняється тим, що згадані панелі (11) виготовлені з одного куска.
б. Елемент для сопел за пунктом З, який відрізняється тим, що кожну панель (21) складають з двох суміщених частин (23, 24), кожну з яких на одній стороні оснащено попередньо визначеним числом засобів стикування (25, 26), так що після складання частин, застосовуючи рух з ковзанням, засоби стикування утримують згадані частини панелей разом, причому засоби стикування продовжуються в подовжньому напрямку до частин сч (23, 24) панелі, а засоби стикування (26) на одній з частин (24) панелі мають більшу висоту, ніж засоби стикування (25) на іншій частині (23) панелі, так що канали (22) утворюються між дном канавок у згаданій (о) частині (24) панелі, яка має засоби стикування (26) з більшою висотою, і верхньою частиною засобів стикування (25) з меншою висотою згаданої другої частини (23) панелі у складеному стані частин (23, 24) панелі.
7. Елемент для сопел за будь-яким з пунктів 1-6, який відрізняється тим, що бічні краї (7) панелей (11; 21) чн зо оснащено бортами (5, 6), що мають засоби (8, 9) для вирівнювання сусідніх панелей (11; 21).
8. Елемент для сопел за будь-яким з пунктів 1 - 7, який відрізняється тим, що внутрішню частину згаданого /ї- сопла (1) покрито покриттям (14), що створює термічний бар'єр. «- (Се) «
- . и? щ» (о) - -і що іме) 60 б5
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
PCT/SE1998/002169 WO2000032920A1 (en) | 1998-11-27 | 1998-11-27 | Nozzle structure for rocket nozzles having cooled nozzle wall |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
UA46177C2 true UA46177C2 (uk) | 2002-05-15 |
Family
ID=20411751
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
UA2001064445A UA46177C2 (uk) | 1998-11-27 | 1998-11-27 | Елемент для сопел ракетного двигуна, що має охолоджувані стінки сопел |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6467253B1 (uk) |
EP (1) | EP1161625B1 (uk) |
JP (1) | JP4271866B2 (uk) |
CN (1) | CN1160511C (uk) |
DE (1) | DE69815901T2 (uk) |
RU (1) | RU2213247C2 (uk) |
UA (1) | UA46177C2 (uk) |
WO (1) | WO2000032920A1 (uk) |
Families Citing this family (36)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE19901422C2 (de) * | 1999-01-18 | 2000-11-16 | Daimler Chrysler Ag | Brennkammer-Kühlstruktur für ein Raketentriebwerk |
DE10043303B4 (de) * | 2000-09-02 | 2004-06-09 | Astrium Gmbh | Raketentriebwerk in Segmentbauweise |
US7234294B1 (en) * | 2001-01-11 | 2007-06-26 | Volvo Aero Corporation | Outlet nozzle and a method for manufacturing an outlet nozzle |
RU2274763C2 (ru) * | 2001-01-11 | 2006-04-20 | Вольво Аэро Корпорейшн | Элемент ракетного двигателя и способ изготовления такого элемента ракетного двигателя |
ATE323224T1 (de) * | 2001-01-11 | 2006-04-15 | Abgabedüse und verfahren zur herstellung einer abgabedüse | |
EP1398569A1 (de) * | 2002-09-13 | 2004-03-17 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbine |
US6802179B2 (en) * | 2002-12-02 | 2004-10-12 | Aerojet-General Corporation | Nozzle with spiral internal cooling channels |
DE10340826A1 (de) * | 2003-09-04 | 2005-03-31 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Homogene Gemischbildung durch verdrallte Einspritzung des Kraftstoffs |
US7370469B2 (en) * | 2004-12-13 | 2008-05-13 | United Technologies Corporation | Rocket chamber heat exchanger |
US20070163228A1 (en) * | 2006-01-19 | 2007-07-19 | United Technologies Corporation | Gas augmented rocket engine |
KR100674118B1 (ko) * | 2006-07-07 | 2007-01-24 | (주)씨앤스페이스 | 로켓 추진용 메탄엔진 |
EP2094964A4 (en) * | 2006-12-19 | 2013-05-01 | Volvo Aero Corp | MOTOR-FUSE WALL |
US20080264372A1 (en) * | 2007-03-19 | 2008-10-30 | Sisk David B | Two-stage ignition system |
CN101240757B (zh) * | 2007-12-28 | 2011-06-01 | 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 | 大口径非对称布局摇摆软管 |
DE102008011502A1 (de) | 2008-02-25 | 2009-09-03 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Düsenerweiterung und Verfahren zur Herstellung einer Düsenerweiterung |
DE102008020198B8 (de) | 2008-04-15 | 2015-05-13 | Astrium Gmbh | Düsenerweiterung für ein Triebwerk und Verfahren zur Herstellung und Kühlung einer Düsenerweiterung |
JP5260402B2 (ja) | 2009-04-30 | 2013-08-14 | 三菱重工業株式会社 | 板状体の製造方法、板状体、ガスタービン燃焼器およびガスタービン |
DE102010007272B4 (de) * | 2010-02-08 | 2016-09-15 | Astrium Gmbh | Verfahren zur Herstellung einer regenerativ gekühlten Düsenerweiterung einer Raketenbrennkammer und Düsenerweiterung |
CN102121552B (zh) * | 2010-12-17 | 2013-04-03 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种高温高压喷管 |
DE102012220435A1 (de) * | 2012-11-09 | 2014-05-15 | Mahle International Gmbh | Kühlplatte |
RU2536653C1 (ru) * | 2013-06-19 | 2014-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (ФГУП "ГКНПЦ им. М.В. Хруничева") | Способ изготовления сопла жидкостного ракетного двигателя оживальной формы (варианты) |
US20150211807A1 (en) * | 2014-01-29 | 2015-07-30 | Trane International Inc. | Heat Exchanger with Fluted Fin |
EP2927591A1 (de) * | 2014-03-31 | 2015-10-07 | Siemens Aktiengesellschaft | Kühlring und Gasturbinenbrenner mit einem solchen Kühlring |
JP6289652B2 (ja) | 2014-09-25 | 2018-03-07 | 合同会社パッチドコニックス | 流体を加圧し供給する装置、システム、および方法。 |
US10895015B1 (en) * | 2014-12-16 | 2021-01-19 | Hrl Laboratories, Llc | Thin-walled high temperature alloy structures via multi-material additive manufacturing |
AU2017321896A1 (en) * | 2016-09-01 | 2019-04-18 | Additive Rocket Corporation | Structural heat exchanger |
CN109306920B (zh) * | 2018-08-16 | 2019-11-29 | 北京航天动力研究所 | 大尺寸高效再生冷却喷管 |
CN108999727A (zh) * | 2018-10-15 | 2018-12-14 | 北京动力机械研究所 | 防冲刷水冷喷管结构 |
US20200240365A1 (en) | 2019-01-30 | 2020-07-30 | Laboratoire Reaction Dynamics Inc. | Thrust vector control for hybrid propellants rocket engine with embedded fluid injection ports |
RU194928U1 (ru) * | 2019-10-08 | 2019-12-30 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет"(ОмГТУ) | Внутренняя оболочка сопла камеры жидкостного ракетного двигателя |
CN111469440A (zh) * | 2020-04-14 | 2020-07-31 | 湖北航天化学技术研究所 | 一种固体火箭发动机塞式喷管复合成型工装及方法 |
KR102468746B1 (ko) * | 2020-11-18 | 2022-11-18 | 한국항공우주연구원 | 열교환 구조를 포함하는 연소기 및 이를 포함하는 로켓 |
CN112832930B (zh) * | 2021-03-05 | 2022-02-25 | 中国科学院力学研究所 | 一种用于火箭发动机的等水力直径的冷却通道设计方法 |
CN113123895B (zh) * | 2021-04-23 | 2022-09-30 | 大连理工大学 | 一种隔热装置冷却流体压力控制多功能结构 |
CN114131223A (zh) * | 2021-10-29 | 2022-03-04 | 首都航天机械有限公司 | 一种激光焊接管束式喷管的接头状态调整装置 |
CN114483382B (zh) * | 2021-12-29 | 2023-07-14 | 北京航天动力研究所 | 一种3d打印一体化喷管延伸段 |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2697588A (en) * | 1950-08-04 | 1954-12-21 | Air Preheater | Interlocking finned heat exchange envelope |
DE1501568B2 (de) * | 1966-10-12 | 1971-05-13 | Linde Ag, 6200 Wiesbaden | Plattenwaermetauscher |
CH462214A (de) * | 1967-05-05 | 1968-09-15 | Von Roll Ag | Wärmeaustauschkörper und Verfahren zu seiner Herstellung |
DE2022517A1 (de) | 1970-05-08 | 1971-11-25 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Raketentriebwerksduese mit Grenzschichtabsaugung |
US3630449A (en) * | 1970-05-11 | 1971-12-28 | Us Air Force | Nozzle for rocket engine |
US4781019A (en) * | 1983-04-04 | 1988-11-01 | Rockwell International Corporation | Keel-rib coolant channels for rocket combustors |
US4591534A (en) | 1984-08-23 | 1986-05-27 | Rockwell International Corporation | Wall structure for rocket nozzle extension |
US4838346A (en) * | 1988-08-29 | 1989-06-13 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Reusable high-temperature heat pipes and heat pipe panels |
EP0374382A1 (de) | 1988-12-21 | 1990-06-27 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm Gesellschaft mit beschränkter Haftung | Kühlung von Hyperschallantriebskomponenten |
US5417049A (en) * | 1990-04-19 | 1995-05-23 | Trw Inc. | Satellite propulsion and power system |
US5221045A (en) | 1991-09-23 | 1993-06-22 | The Babcock & Wilcox Company | Bulge formed cooling channels with a variable lead helix on a hollow body of revolution |
US5832719A (en) * | 1995-12-18 | 1998-11-10 | United Technologies Corporation | Rocket thrust chamber |
-
1998
- 1998-11-27 RU RU2001117759/06A patent/RU2213247C2/ru not_active IP Right Cessation
- 1998-11-27 WO PCT/SE1998/002169 patent/WO2000032920A1/en active IP Right Grant
- 1998-11-27 EP EP98965316A patent/EP1161625B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1998-11-27 UA UA2001064445A patent/UA46177C2/uk unknown
- 1998-11-27 CN CNB98814333XA patent/CN1160511C/zh not_active Expired - Fee Related
- 1998-11-27 US US09/830,489 patent/US6467253B1/en not_active Expired - Fee Related
- 1998-11-27 DE DE69815901T patent/DE69815901T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1998-11-27 JP JP2000585537A patent/JP4271866B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP4271866B2 (ja) | 2009-06-03 |
WO2000032920A1 (en) | 2000-06-08 |
RU2213247C2 (ru) | 2003-09-27 |
DE69815901D1 (de) | 2003-07-31 |
US6467253B1 (en) | 2002-10-22 |
EP1161625A1 (en) | 2001-12-12 |
JP2002531748A (ja) | 2002-09-24 |
CN1322276A (zh) | 2001-11-14 |
DE69815901T2 (de) | 2004-05-19 |
EP1161625B1 (en) | 2003-06-25 |
CN1160511C (zh) | 2004-08-04 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
UA46177C2 (uk) | Елемент для сопел ракетного двигуна, що має охолоджувані стінки сопел | |
JP4452919B2 (ja) | 動作中に高い熱負荷を受ける構成部品及びそのような構成部品を製造する方法 | |
RU2209994C2 (ru) | Способ изготовления выходных сопел для ракетных двигателей | |
US4948774A (en) | Metal-made carrier body for carrying thereon exhaust gas cleaning catalyst | |
US6789316B2 (en) | Method for manufacturing outlet nozzles for rocket engines | |
JP2009524003A (ja) | フラットチューブ、フラットチューブ型熱交換器及びその製造方法 | |
EP2635866A2 (en) | A multi-channel tube for heat exchangers, made of folded metal sheet | |
EP1352169B1 (en) | Rocket engine member and a method for manufacturing a rocket engine member | |
US2445471A (en) | Heat exchanger | |
IT8323457A1 (it) | Procedimento per produrre una disposizione di distribuzione tubolare, nonchè recipiente collettore scambiatore di calore, prodotto secondo detto procedimento | |
US2976679A (en) | Tubular rocket combustion chamber | |
US3250323A (en) | Heat exchanger | |
JP4019217B2 (ja) | ロケットエンジン部材並びにロケットエンジン部材の製造方法 | |
US20040103640A1 (en) | Outlet nozzle and a method for manufacturing an outlet nozzle | |
US4266603A (en) | Heat exchangers and method | |
JP6150380B2 (ja) | 熱交換器及び熱交換器の製造方法 | |
WO2003046456A1 (fr) | Profils de tube pour echangeur thermique | |
GB2330096A (en) | A process for producing a tubular structural element | |
JPH032565B2 (uk) | ||
JPS63189791A (ja) | 積層型熱交換器 | |
US7234294B1 (en) | Outlet nozzle and a method for manufacturing an outlet nozzle | |
KR100799299B1 (ko) | 하니콤 샌드위치 패널 | |
RU79477U1 (ru) | Композиционный цилиндрический теплообменник с внутренними полостями | |
KR20160091802A (ko) | 금속 스트립으로 이루어지고 내부에 놓인 디스크를 구비하는 디스크 파이프 열 교환기 및 그의 제조 방법 |