UA70364C2 - Пристрій для збільшення переносу тепла до холодоагенту на внутрішній стороні стінки сопел ракетних двигунів з розширювальним циклом - Google Patents
Пристрій для збільшення переносу тепла до холодоагенту на внутрішній стороні стінки сопел ракетних двигунів з розширювальним циклом Download PDFInfo
- Publication number
- UA70364C2 UA70364C2 UA2001117853A UA2001117853A UA70364C2 UA 70364 C2 UA70364 C2 UA 70364C2 UA 2001117853 A UA2001117853 A UA 2001117853A UA 2001117853 A UA2001117853 A UA 2001117853A UA 70364 C2 UA70364 C2 UA 70364C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- nozzle wall
- nozzle
- increasing
- coolant
- heat transfer
- Prior art date
Links
- 239000002826 coolant Substances 0.000 title abstract description 7
- 230000003746 surface roughness Effects 0.000 abstract description 13
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 15
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 14
- RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N Copper Chemical compound [Cu] RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 5
- 229910052802 copper Inorganic materials 0.000 description 5
- 239000010949 copper Substances 0.000 description 5
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 5
- 239000000463 material Substances 0.000 description 3
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000003507 refrigerant Substances 0.000 description 2
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000008021 deposition Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 1
- 238000000227 grinding Methods 0.000 description 1
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 1
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 238000003801 milling Methods 0.000 description 1
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000005507 spraying Methods 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 238000012876 topography Methods 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
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)
Abstract
Винахід стосується пристрою для збільшення переносу тепла до холодоагенту на внутрішній стороні стінки сопел ракетних двигунів з розширювальним циклом, в якій передбачено канали для холодоагенту. Для досягнення цього винаходом пропонується, що з метою збурення примежового шару на стінці сопла і, таким чином, збільшення теплопереносу внутрішня сторона стінки сопла, яка звернена до полум'я, має особливим чином підібрану більш високу поверхневу шорсткість такої величини, що вона виступає у в'язкий підшар примежового шару на стінці сопла.
Description
Опис винаходу
Винахід стосується пристроїв для підвищення потужності ракетних двигунів з розширювальним циклом, 2 зокрема, пристроїв для збільшення переносу тепла до холодоагенту на внутрішній стороні стінки сопел ракетних двигунів з розширювальним циклом, в якій передбачено канали для холодоагенту.
З документа 5-3 712 546 відомо, наприклад, про управління примежовим шаром на стінці сопла ракетного двигуна. Задача такого управління примежовим шаром полягає у зменшенні тертя між газоподібними продуктами згоряння і стінкою сопла, а тому є можливість збільшити ступінь розширення ракетних сопел, 710 особливо, вакуумних сопел, і тим самим потужність ракетного двигуна. Отже, підвищення потужності ракетного двигуна згідно з цим документом досягається іншим шляхом, ніж у пристрої згідно з даним винаходом.
В документі 5-5 363 645 описано пристрій для пористого охолодження газоподібних продуктів згоряння в критичному перерізі камери згоряння ракетного двигуна. Проте задачею цього винаходу є оптимізація витрат холодоагенту, а не підвищення потужності ракетного двигуна.
Зазвичай, ракетні двигуни поділяються відповідно до різних робочих циклів двигуна в залежності від того, як у двигунах організовано потік окислювача і пального. В ракетних Двигунах з поетапними циклом згоряння та циклом утворення газів, згоряння відбувається у двох місцях двигуна, а саме: в головній камері згоряння і в допоміжній камері згоряння. Газоподібні продукти згоряння з допоміжної камери використовуються для приведення у дію турбін насосів для пального і окислювача.
Однак, в ракетних двигунах з розширювальним циклом, згоряння відбувається лише в головній камері, а турбіни насосів для пального і окислювача приводяться в рух пальним (зазвичай; рідким воднем), що протікає через охолоджувальні канали в стінках головної камери згоряння і сопла. Тобто, пальне подається з танків насосами, які підвищують тиск пального, і через охолоджувальні канали в стінках сопла і камери згорання надходять до турбін-насосів для пального і: окислювача, а потім у камеру згоряння, де воно спалюється разом з сч 79 окислювачем. Це означає, що чим більше пальне нагрівається і розширюється, тим більшу потужність можна Го) одержати від цього пального для приведення у, рух турбін, за рахунок чого буде підвищуватися коефіцієнт корисної дії двигуна.
Таким чином, максимально досяжний тиск у камері згоряння залежить від того, як багато пального нагрілося в охолоджувальних каналах. Отже, в камері згоряння бажано досягти настільки високого тиску, наскільки це З 3о можливо, бо це дає найбільшу потужність ракетного двигуна. (Се)
Щоб підвищити тиск, і тим самим збільшити потужність ракетного двигуна з розширювальним циклом, особливо важливо збільшити до максимуму перенос тепла до пального для підняття його температури. Навіть о незначне підвищення температури пального дуже важливе, оскільки потужність двигуна при цьому збільшується. (ав)
В межах відомих технічних рішень різні експерименти, спрямовані на збільшення теплоперереносу до
Зо пального, загалом полягають у збільшенні площі стінки сопла, зверненої до полум'я, наприклад, шляхом - утворення цієї стінки з трубок напівкругового або кругового поперечного перерізу. Інший шлях - це виготовлення стінки сопла з матеріалу з високою теплопровідністю, наприклад, міді.
Недоліком відомих рішень в області застосування даного винаходу є те, що стінки сопла, утворені з трубок « дю напівкругового або кругового поперечного перерізу, мають малу міцність у напрямі дотичної, а тому повинні -о бути підсилені зовні з допомогою різних засобів. Це означає, що сопло буде важким, а корисна с вантажопідйомність втрачена. Недоліком виготовлення стінки сопла з міді є те, що мідь важко зварювати, і вона :з» має меншу міцність на розтяг ніж, скажімо, сталь та матеріали на основі нікелю, а це означає, що сопло з міді буде важчим, ніж відповідне сопло із сталі.
Задачею даного винаходу є усунення зазначених вище недоліків відомих рішень. -1 15 Відповідно до винаходу це завдання досягається за рахунок того, що з метою збурення примежового шару на стінці сопла і, таким чином, збільшення теплопереносу, внутрішня сторона стінки сопла, яка звернена до (ав) полум'я, має особливим чином підібрану більш високу поверхневу шорсткість такої величини, що вона виступає о у в'язкий підшар примежового шару на стінці сопла.
Нижче описано приклад здійснення, який не обмежує даного винаходу, з посиланням на прикладену
Ге) 50 ілюстрацію, яка є перерізом половини ракетного сопла, згідно з винаходом, та приєднаної до нього камери
Т» згоряння.
Як можна бачити з ілюстрації, внутрішня частина стінки 1 сопла має особливим чином підібрану підвищену шорсткість поверхні. Ця поверхнева шорсткість повинна бути настільки великою, щоб вона виступала у в'язкий підшар примежового шару.
Нижню межу, при якій поверхнева шорсткість матиме повний вплив на перенос тепла, можна визначити з
ГФ) допомогою виразу: т утт(стжи2/230бьу/у де сі - приповерхневе тертя, и - швидкість у примежовому шарі, у - в'язкість, а у - відстань по нормалі 6о до стінки сопла.
Поверхнева шорсткість повинна бути принаймні 50 у", що є нижньою межею, при якій поверхнева шорсткість без будь-якого сумніву виступатиме у в'язкий підшар примежового шару.
Для типового сопла ракетного двигуна з розширювальним циклом шорсткість поверхні повинна поступово збільшуватися від входу сопла до його виходу. На вході поверхнева шорсткість повинна бути порядку 0,15мм, а 65 на виході - порядку мм.
Цієї шорсткості внутрішньої поверхні сопла можна досягти шляхом, наприклад, обробки, як-от шліфуванням,
фрезеруванням або шляхом осадження матеріалу розпиленням у полум'ї або плазмі.
При збільшенні поверхневої шорсткості в такий спосіб можна досягти підвищення температури холодоагенту (пального) принаймні на 10К, що збільшує охолодження ракетного двигуна згаданого вище типу принаймні на 190 або більше. й 1 '
Й І . .
Камера : згоряння ! . ' с т | о . І Сопло
ІЗ в зо ' . не (Се) (зе) «в) ! і -
Поверхня стінки З І підвищеною шорсткістю 1 - с Ф ормула винаходу . и? 1. Пристрій для збільшення переносу тепла до холодоагенту на внутрішній стороні стінки сопел ракетних двигунів з розширювальним циклом, в якій виконані канали для холодоагенту, який відрізняється тим, що -І внутрішня сторона стінки сопла, яка звернена до полум'я, має поверхневу шорсткість такої величини, що вона о виступає у в'язкий підшар примежового шару на стінці сопла. 2. Пристрій за п. 1, який відрізняється тим, що шорсткість поверхні поступово збільшується від входу сопла оз до його виходу. о 50 З. Пристрій за п. 2, який відрізняється тим, що поверхнева шорсткість змінюється від порядку 0,15 мм на вході сопла до порядку 1 мм на виході сопла. с»
Офіційний бюлетень "Промислоава власність". Книга 1 "Винаходи, корисні моделі, топографії інтегральних мікросхем", 2004, М 10, 15.10.2004. Державний департамент інтелектуальної власності Міністерства освіти і науки України. іме) 60 б5
Applications Claiming Priority (2)
| 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 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| UA70364C2 true UA70364C2 (uk) | 2004-10-15 |
Family
ID=20278854
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| 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 |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6675571B2 (uk) |
| EP (1) | EP1179132B1 (uk) |
| JP (1) | JP4570310B2 (uk) |
| CN (1) | CN1178000C (uk) |
| AU (1) | AU4294201A (uk) |
| DE (1) | DE60108016T2 (uk) |
| ES (1) | ES2233617T3 (uk) |
| RU (1) | RU2264555C2 (uk) |
| SE (1) | SE516046C2 (uk) |
| UA (1) | UA70364C2 (uk) |
| WO (1) | WO2001069070A1 (uk) |
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 UA UA2001117853A patent/UA70364C2/uk unknown
- 2001-03-16 CN CNB018005497A patent/CN1178000C/zh not_active Expired - Fee Related
- 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 US US09/980,481 patent/US6675571B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2001-03-16 EP EP01915998A patent/EP1179132B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2001-03-16 ES ES01915998T patent/ES2233617T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2001-03-16 AU AU42942/01A patent/AU4294201A/en not_active Abandoned
- 2001-03-16 DE DE60108016T patent/DE60108016T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2001-03-16 RU RU2001133736/06A patent/RU2264555C2/ru not_active IP Right Cessation
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE60108016D1 (de) | 2005-02-03 |
| EP1179132A1 (en) | 2002-02-13 |
| SE0000895L (sv) | 2001-09-18 |
| DE60108016T2 (de) | 2005-12-08 |
| ES2233617T3 (es) | 2005-06-16 |
| SE0000895D0 (sv) | 2000-03-17 |
| CN1178000C (zh) | 2004-12-01 |
| CN1364218A (zh) | 2002-08-14 |
| WO2001069070A1 (en) | 2001-09-20 |
| AU4294201A (en) | 2001-09-24 |
| US6675571B2 (en) | 2004-01-13 |
| JP4570310B2 (ja) | 2010-10-27 |
| EP1179132B1 (en) | 2004-12-29 |
| RU2264555C2 (ru) | 2005-11-20 |
| US20020134071A1 (en) | 2002-09-26 |
| SE516046C2 (sv) | 2001-11-12 |
| JP2003527529A (ja) | 2003-09-16 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Maghrabie | Heat transfer intensification of jet impingement using exciting jets-A comprehensive review | |
| EP2188509B1 (en) | Wavy cmc wall hybrid ceramic apparatus | |
| US7600382B2 (en) | Turbine engine with interstage heat transfer | |
| US7748211B2 (en) | Vapor cooling of detonation engines | |
| US2878644A (en) | Sonic velocity submerged combustion burner | |
| US4835958A (en) | Process for directing a combustion gas stream onto rotatable blades of a gas turbine | |
| US20060168965A1 (en) | Combustion Liner with Enhanced Heat Transfer | |
| WO2002014672A9 (en) | Steam injection nozzle design of gas turbine combustion liners for enhancing power output and efficiency | |
| JP2008249322A (ja) | 流体を加熱するための装置 | |
| US4545197A (en) | Process for directing a combustion gas stream onto rotatable blades of a gas turbine | |
| KR20220053803A (ko) | 물결 형태 유로를 구비한 배열 충돌제트 냉각구조 | |
| Genbach et al. | Scientific method of creation of ecologically clean capillary-porous systems of cooling of power equipment elements of power plants on the example of gas turbines | |
| Cormier et al. | Mechanical properties of cold gas dynamic-sprayed near-net-shaped fin arrays | |
| EA008268B1 (ru) | Микрореактивная турбина с объединёнными камерой сгорания и ротором | |
| UA70364C2 (uk) | Пристрій для збільшення переносу тепла до холодоагенту на внутрішній стороні стінки сопел ракетних двигунів з розширювальним циклом | |
| RU2403491C2 (ru) | Термосиловая охлаждаемая конструкция стенки элемента высокотемпературного воздушно-газового тракта | |
| KR200393281Y1 (ko) | 보일러 장치 | |
| JP2009281383A (ja) | タービン内の加熱部品を冷却するためのシステム及び方法 | |
| Fréchette et al. | Development of a mems-based rankine cycle steam turbine for power generation: project status | |
| Krach et al. | Another look at the practical and theoretical limits of an expander cycle, LOX/H2 engine | |
| RU2201519C2 (ru) | Способ заградительной защиты теплонапряженного объекта от воздействия высокотемпературного потока | |
| US20230204046A1 (en) | Rotary device for inputting thermal energy into fluids | |
| JP6927705B2 (ja) | 焼却設備のボイラにおいて発生する熱によって過熱蒸気をもたらすための方法及び装置 | |
| Genbach et al. | Experimental Studies of Natural Material-Based Coatings for Thermal Protection of Metallic Surfaces 1а. А. Genbach, 1 D. Yu. Bondartsev, 1 NA Genbach 1 EA Genbach | |
| Genbach et al. | Heat transfer for the boiling crisis in porous systems |