RU2511982C1 - Cooling system of liquid-propellant engine combustion chamber - Google Patents
Cooling system of liquid-propellant engine combustion chamber Download PDFInfo
- Publication number
- RU2511982C1 RU2511982C1 RU2013112080/06A RU2013112080A RU2511982C1 RU 2511982 C1 RU2511982 C1 RU 2511982C1 RU 2013112080/06 A RU2013112080/06 A RU 2013112080/06A RU 2013112080 A RU2013112080 A RU 2013112080A RU 2511982 C1 RU2511982 C1 RU 2511982C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- wall
- cooling
- cooling system
- internal
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетному двигателестроению, в частности к способам и устройствам охлаждения огневой стенки камеры (камеры сгорания и сопла) ЖРД, и может быть использовано для повышения эффективности их работы.The invention relates to rocket engines, in particular to methods and devices for cooling the fire wall of the chamber (combustion chamber and nozzle) LRE, and can be used to increase the efficiency of their work.
Существует и является актуальной проблема обеспечения надежного охлаждения камеры сгорания ЖРД с использованием любых рациональных способов и устройств обеспечения минимальной температуры огневой стенки при обеспечении максимально достижимых значений параметра экономичности. Традиционным методом охлаждения теплонагруженных камер сгорания ЖРД является использование регенеративного охлаждения. Основным недостатком регенеративного способа охлаждения рубашки камеры сгорания ЖРД является значительная теплонапряженность огневой стенки камеры сгорания, вызванная пропусканием значительного теплового потока через материал такой рубашки. Дополнительно это сопряжено с прокачиванием через рубашку на стационарном режиме значительного расхода охладителя, необходимым использованием значительного числа трудоемких в производстве каналов охлаждения и применением в качестве материала стенки дорогих жарочных сплавов или материалов с высокими прочностными характеристиками и характеристиками теплопроводности. Функционирование такой регенеративной схемы охлаждения камеры также приводит к значительным потерям давления охладителя при снятии и отводе с теплоносителем указанного теплового потока, к связанному с этим усложнению пневмогидравлической схемы двигателя и потере эффективности.There is and is an urgent problem of ensuring reliable cooling of the LRE combustion chamber using any rational methods and devices to ensure the minimum temperature of the fire wall while ensuring the maximum achievable values of the economy parameter. The traditional method of cooling heat-loaded LRE combustion chambers is the use of regenerative cooling. The main disadvantage of the regenerative method of cooling the jacket of the LRE combustion chamber is the significant heat stress of the fire wall of the combustion chamber caused by the passage of a significant heat flow through the material of such a jacket. In addition, this involves the pumping of a significant amount of cooler through the jacket in the stationary mode, the necessary use of a significant number of cooling channels that are labor-intensive in the manufacture, and the use of expensive frying alloys or materials with high strength and thermal conductivity characteristics as wall material. The functioning of such a regenerative chamber cooling circuit also leads to significant losses in the pressure of the cooler during removal and removal of the specified heat flux with the coolant, to the complication of the pneumohydraulic circuit of the engine and the loss of efficiency associated with this.
Известна камера ЖРД с регенеративным охлаждением огневой стенки (патент РФ №2171388 от 20.08.1999 г.). Для повышения характеристик охлаждения КС в конструкции используется пористая вставка транспирационного охлаждения. Для охлаждения материала вставки используется традиционно один из компонентов топлива, совместимый со схемой регенеративного охлаждения и являющийся наиболее эффективным охладителем при обеспечении прочности огневой стенки камеры сгорания и при минимальном весе конструкции благодаря использованию указанного транспирационного охлаждения. Недостатками такого технического решения являются усложнение конструкции, вызванное введением узла транспирационного охлаждения, и невозможность значительного повышения удельного параметра экономичности.Known LRE chamber with regenerative cooling of the fire wall (RF patent No. 2171388 from 08.20.1999). To improve the cooling performance of the compressor, the design uses a porous transpiration cooling insert. Traditionally, one of the fuel components is used to cool the insert material, which is compatible with the regenerative cooling scheme and is the most effective cooler while ensuring the strength of the fire wall of the combustion chamber and with a minimum weight of the structure due to the use of the indicated transpiration cooling. The disadvantages of this technical solution are the complexity of the design caused by the introduction of the transpiration cooling unit, and the inability to significantly increase the specific parameter of efficiency.
Известен способ создания тяги ЖРД с закруткой потока и устройство для его реализации (патент РФ №2290525 по заявке от 22 февраля 2005 года). При использовании указанного способа создания тяги ЖРД в соответствующем устройстве можно значительно повысить эффективность процесса создания тяги. Недостатком такого способа и такого устройства является использование описанного выше традиционного регенеративного способа охлаждения огневой стенки камеры сгорания и сопла ЖРД, которому присущи перечисленные недостатки.A known method of creating thrust rocket engine with swirling flow and a device for its implementation (RF patent No. 2290525 by application of February 22, 2005). Using this method of creating thrust rocket engines in the corresponding device, you can significantly increase the efficiency of the process of creating thrust. The disadvantage of this method and such a device is the use of the traditional regenerative method described above for cooling the fire wall of the combustion chamber and the nozzle of the rocket engine, which has the above-mentioned disadvantages.
Известен способ создания тягового усилия при реализации вихревого течения и устройство для создания тягового усилия при таком вихревом течении с параллельным обеспечением внутреннего пристеночного охлаждения огневой стенки камеры сгорания ЖРД (патент США №6298659, выданный 9 октября 2001 г.).A known method of creating traction in the implementation of the vortex flow and a device for creating traction in such a vortex flow with parallel provision of internal wall cooling of the fire wall of the combustion rocket engine (US patent No. 6298659, issued October 9, 2001).
Основным недостатком такого способа создания тягового усилия при закрутке потока и организации охлаждения и такого устройства - конструктивного решения реализации способа - является то, что при использовании их тяга создается только в пределах, известных, ранее установленных теоретических значений, базирующихся на условной аппроксимации процесса. Таким образом, несмотря на использование эффективной вихревой схемы формирования тягового усилия в камере сгорания и обеспечение при этом эффективности процесса внутреннего охлаждения огневой стенки камеры сгорания, значительного повышения эффективности процесса создания реактивного усилия при использовании решений по патенту США №6298659 достичь нельзя. Боле того, обеспечение охлаждения части такой камеры - сопла - в соответствии с техническими решениями в данном патенте осуществляется традиционным регенеративным охлаждением.The main disadvantage of this method of creating traction when swirling the flow and organizing cooling and such a device - a constructive solution to the implementation of the method - is that when using them, the traction is created only within the limits of known, previously established theoretical values based on conditional approximation of the process. Thus, despite the use of an effective vortex scheme for generating traction in the combustion chamber and ensuring the efficiency of the process of internal cooling of the fire wall of the combustion chamber, a significant increase in the efficiency of the process of creating reactive forces when using the solutions of US patent No. 6298659 cannot be achieved. Moreover, the cooling of a part of such a chamber — the nozzle — in accordance with the technical solutions in this patent is carried out by traditional regenerative cooling.
Известна система охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя по патенту РФ на изобретение №2403624 МПК F02K 8/64, опубл. 10.12.2010 г.A known cooling system of the combustion chamber of a liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2403624 IPC F02K 8/64, publ. 12/10/2010
Камера жидкостного ракетного двигателя содержит камеру сгорания и сопло, включая охлаждаемую завесой огневую стенку камеры, разнесенные по продольной оси камеры коллекторы подвода и сопловые блоки в основном тангенциального ввода последовательно окислителя у сопла и горючего, при этом камера снабжена коллектором подвода дополнительного рабочего тела повторного использования и блок ввода дополнительного рабочего тела в камеру, расположенные в сужающейся части сопла, а за критической частью сопла выполнен диффузор отбора рабочего тела после охлаждения огневой стенки сужающейся части сопла, стыкующийся с сопловым блоком турбины, обеспечивающей привод насоса подачи дополнительного рабочего тела в соответствии с замкнутой схемой его повторного использования. Изобретение обеспечивает повышение эффективности охлаждения камеры сгорания ЖРД.The liquid-propellant rocket chamber comprises a combustion chamber and a nozzle, including a chamber-fired chamber wall, supply manifolds and nozzle blocks spaced apart along the longitudinal axis of the chamber, mainly of the tangential input of the oxidizer in series at the nozzle and fuel, and the chamber is provided with a supply manifold for an additional reuse working fluid and a block for introducing an additional working fluid into the chamber, located in the tapering part of the nozzle, and a diffuser for selecting the working and after cooling the fire wall of the tapered portion of the nozzle joint with a nozzle unit of the turbine, providing additional feed pump drive working fluid in accordance with a closed circuit reuse. The invention provides an increase in the cooling efficiency of the combustion rocket engine.
Недостаток уменьшение удельной тяги двигателя.The disadvantage is a decrease in engine specific thrust.
Известен пояс завесы камеры жидкостного ракетного двигателя, состоящий из частей профилированных внутренней и наружной оболочек камеры, скрепленных между собой, например, при помощи пайки по ребрам, выполненным на внутренней оболочке, и образующих тракт регенеративного охлаждения камеры, при этом на профилированной внутренней оболочке выполнена кольцевая профилированная проточка, соединенная каналами с полостью подачи охладителя, например керосина, причем оси указанных каналов расположены тангенциально по отношению к кольцевой полости пояса завесы (Гахун Г.Г. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей, М., Машиностроение, 1989, 422 с., рис.6.30а, стр.118).A well-known belt of the curtain of a chamber of a liquid propellant rocket engine, consisting of parts of profiled inner and outer shells of the chamber, fastened together, for example, by soldering along the fins made on the inner shell, and forming a path of regenerative cooling of the chamber, while on the shaped inner shell there is an annular profiled groove connected by channels to the supply cavity of a cooler, for example kerosene, and the axes of these channels are located tangentially with respect to the annular floor STI curtain belt (Gahun GG et al. Construction and design of liquid rocket engines, Moscow, Mechanical Engineering, 1989, 422 pp., ris.6.30a, p.118).
Данный пояс завесы работает следующим образом.This belt curtain works as follows.
Жидкий компонент подается из полости пояса завесы на огневую внутреннюю стенку при помощи тангенциальных отверстий. Благодаря такой подаче, пленка жидкости, прижимаясь центробежными силами к поверхности стенки, меньше разбрызгивается и позже разрушается. Жидкая пленка, двигаясь по стенке, прогревается, затем испаряется или разлагается и, перемешиваясь с ближайшими слоями продуктов сгорания, постепенно выгорает, образуя при этом низкотемпературный слой газа, дополнительно защищающий огневую стенку камеры.The liquid component is supplied from the cavity of the curtain belt to the firing inner wall using tangential holes. Due to this supply, the liquid film, being pressed by centrifugal forces to the surface of the wall, sprays less and later collapses. The liquid film, moving along the wall, warms up, then evaporates or decomposes and, mixing with the nearest layers of combustion products, gradually burns out, forming a low-temperature gas layer, which additionally protects the fire wall of the chamber.
Основным недостатком указанного пояса завесы является то, что при такой подаче не обеспечиваются условия охлаждения входной кромки кольцевой полости пояса завесы, что приводит к прогару огневой стенки внутренней обечайки именно в этом месте. Кроме этого при таком расположении осей тангенциальных отверстий невозможно уменьшить толщину входной стенки кольцевой профилированной проточки при сохранении требуемых прочностных характеристик камеры, что также приводит к ухудшению условий охлаждения камеры.The main disadvantage of this curtain belt is that with such a supply the cooling conditions of the input edge of the annular cavity of the curtain belt are not provided, which leads to burnout of the fire wall of the inner shell in this place. In addition, with such an arrangement of the axes of the tangential holes, it is impossible to reduce the thickness of the entrance wall of the annular profiled groove while maintaining the required strength characteristics of the chamber, which also leads to a deterioration of the cooling conditions of the chamber.
Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий одну регенеративно охлаждаемую камеру, газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, причем регенеративно охлаждаемая камера включает смесительную головку, профилированную оболочку, состоящую из профилированных внутренней и наружной обечаек, скрепленных между собой, например, при помощи пайки по ребрам, выполненным на внутренней обечайке, при этом на профилированной оболочке выполнен, как минимум, один пояс завесы, представляющий собой кольцевую профилированную проточку во внутренней обечайке, соединенную каналами с полостью подачи охладителя, причем оси указанных каналов расположены тангенциально по отношению к кольцевой полости завесы (Гахун Г.Г. и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей, М., Машиностроение, 1989, 422 с. Двигатель РД-119, рис.5.2а, стр.82-8 - прототип).A liquid-propellant rocket engine is known, comprising one regeneratively cooled chamber, a gas generator, a turbopump unit, power supply and control units, the regeneratively cooled chamber comprising a mixing head, a profiled shell consisting of profiled inner and outer shells bonded together, for example, by soldering by the ribs made on the inner shell, while at least one belt of the curtain is made on the profiled shell, which is an annular profile an aperture in the inner shell, connected by channels to the cooler supply cavity, the axes of these channels being located tangentially with respect to the annular cavity of the curtain (Gakhun G.G. et al. Design and engineering of liquid rocket engines, M., Mechanical Engineering, 1989, 422 pp. Engine RD-119, Fig.5.2a, p.82-8 - prototype).
Данный двигатель работает следующим образом.This engine operates as follows.
Компоненты топлива при помощи турбонасосного агрегата, приводимого в действие продуктами сгорания, получаемыми в газогенераторе, поступают в смесительную головку камеры. В смесительной головке компоненты топлива перемешиваются, воспламеняются и сгорают. Поток продуктов сгорания компонентов топлива, имеющий высокую температуру, движется вдоль огневой стенки внутренней обечайки к срезу сопла. Для защиты внутренней обечайки от воздействия высоких температур, по тракту охлаждения, образованному внутренней, наружной обечайками и ребрами, подается охладитель, который снимает часть тепловых потоков, нагреваясь при этом сам.The components of the fuel using a turbopump unit, driven by the combustion products obtained in the gas generator, enter the mixing head of the chamber. In the mixing head, the fuel components are mixed, ignited and burned. The flow of combustion products of fuel components having a high temperature moves along the fire wall of the inner shell to the nozzle exit. To protect the inner shell from the effects of high temperatures, a cooler is supplied along the cooling path formed by the inner and outer shells and fins, which removes part of the heat fluxes, while heating itself.
В наиболее теплонапряженных местах камеры, для дополнительной защиты внутренних стенок выполнен один пояс завесы. В поясе завесы в кольцевую профилированную проточку, выполненную во внутренней обечайке, при помощи тангенциальных каналов, подается охладитель. Такая подача охладителя позволяет сообщить каждой струе охладителя тангенциальную скорость. Наличие тангенциальной скорости позволяет придать жидкой пленке охладителя вращательное движение, благодаря чему пленка, прижимаясь центробежными силами к поверхности огневой стенки внутренней обечайки, меньше разбрызгивается, позже разрушается и на большей длине дополнительно защищает стенку.In the most heat-stressed places of the chamber, for additional protection of the inner walls, one curtain belt is made. In the belt of the curtain, a cooler is fed into the annular profiled groove made in the inner shell using tangential channels. Such a supply of cooler allows you to inform each stream of the cooler tangential speed. The presence of tangential velocity makes it possible to impart rotational motion to the liquid film of the cooler, due to which the film, being pressed by centrifugal forces to the surface of the fire wall of the inner shell, is less sprayed, later collapses and additionally protects the wall.
Основными недостатками указанного ЖРД является то, что при такой подаче не обеспечиваются условия охлаждения входной кромки кольцевой полости пояса завесы, т.к. вся пленка уходит по потоку к выходной кромке кольцевой проточки пояса завесы. Это приводит к прогару огневой стенки внутренней обечайки именно в этом месте и, соответственно, прогару оболочки камеры ЖРД и выходу ЖРД из строя.The main disadvantages of this rocket engine are that with this supply, the cooling conditions of the input edge of the annular cavity of the curtain belt are not provided, because the entire film flows downstream to the outlet edge of the annular groove of the curtain belt. This leads to burnout of the fire wall of the inner shell in this place and, accordingly, burnout of the shell of the LRE chamber and the failure of the LRE.
Кроме этого при таком расположении осей тангенциальных отверстий невозможно уменьшить толщину входной стенки кольцевой профилированной проточки при сохранении требуемых прочностных характеристик камеры, что также приводит к ухудшению условий охлаждения камеры.In addition, with such an arrangement of the axes of the tangential holes, it is impossible to reduce the thickness of the entrance wall of the annular profiled groove while maintaining the required strength characteristics of the chamber, which also leads to a deterioration of the cooling conditions of the chamber.
Известна система охлаждения камеры сгорания ЖРД по патенту РФ на изобретение 2472962, МПК F02K 9/64, опубл. 20.01.2013 г., прототип, которая содержит профилированную оболочку, состоящую из профилированных внутренней и наружной обечаек, скрепленных между собой, например, при помощи пайки по ребрам, выполненным на внутренней обечайке, при этом на профилированной оболочке выполнен, как минимум, один пояс завесы, представляющий собой кольцевую профилированную проточку во внутренней обечайке, соединенную каналами с полостью подачи охладителя, например керосина, причем оси указанных каналов расположены тангенциально по отношению к кольцевой полости завесы, согласно изобретению, в камере выполнен как минимум один пояс завесы, в котором продольные оси большей части, предпочтительно всех, тангенциальных каналов расположены вне плоскости, перпендикулярной оси камеры, и пересекают ее.A known cooling system for the combustion chamber of a rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention 2472962, IPC F02K 9/64, publ. 01/20/2013, a prototype that contains a profiled shell consisting of profiled inner and outer shells fastened together, for example, by soldering along the ribs made on the inner shell, while at least one belt is made on the profiled shell curtains, which is an annular shaped groove in the inner shell, connected by channels to the supply cavity of a cooler, for example kerosene, and the axis of these channels are located tangentially with respect to the annular cavity behind the scales according to the invention, at least one curtain belt is made in the chamber, in which the longitudinal axes of most, preferably all, tangential channels are located outside the plane perpendicular to the camera axis and intersect it.
Наиболее оптимальные условия охлаждения достигаются в варианте выполнения, если оси тангенциальных каналов пересекают указанную плоскость под углом 4-10°, предпочтительно 6°, а отношение длины канала к его диаметру составляет от 3 до 8.The most optimal cooling conditions are achieved in the embodiment if the axes of the tangential channels intersect the specified plane at an angle of 4-10 °, preferably 6 °, and the ratio of the channel length to its diameter is from 3 to 8.
Выполнение осей тангенциальных каналов под углом 4-10°, предпочтительно 6°, позволяет дополнительно сообщить осевую составляющую скорости каждой струе охладителя, что в значительной степени улучшает условия работы входной части кольцевой проточки, т.к. в этом случае часть расхода попадает на кромку, обеспечивая при этом дополнительный теплосъем. Кроме этого выполнение осей тангенциальных каналов под углом позволяет значительно уменьшить толщину входной стенки проточки, что также позволяет улучшить условия охлаждения камеры.The execution of the axes of the tangential channels at an angle of 4-10 °, preferably 6 °, allows you to additionally report the axial component of the velocity to each cooler stream, which greatly improves the working conditions of the inlet of the annular groove, because in this case, part of the flow enters the edge, while providing additional heat removal. In addition, the execution of the axes of the tangential channels at an angle can significantly reduce the thickness of the inlet wall of the groove, which also improves the cooling conditions of the chamber.
Нижнее значение указанного соотношения выбрано, исходя из того, что при дальнейшем его понижении оси тангенциальных каналов будут располагаться практически перпендикулярно к кольцевой полости завесы, что ухудшит условия охлаждения входной части кольцевой проточки за счет увеличения ее толщины и снижения части расхода, подаваемого для ее охлаждения.The lower value of this ratio is chosen based on the fact that with a further decrease in the axis of the tangential channels they will be located almost perpendicular to the annular cavity of the curtain, which will worsen the cooling conditions of the inlet part of the annular groove due to an increase in its thickness and a decrease in the flow rate supplied for its cooling.
Верхнее значение указанного соотношения выбрано, исходя из того, что при дальнейшем его повышении часть расхода охладителя будет использоваться не эффективно, что приведет к увеличению расхода на завесу и, соответственно, увеличению потерь удельного импульса тяги, связанного с охлаждением.The upper value of the specified ratio is selected based on the fact that with a further increase in it, part of the flow rate of the cooler will not be used efficiently, which will lead to an increase in the flow rate of the curtain and, accordingly, an increase in the loss of specific thrust impulse associated with cooling.
Нижнее значение указанного соотношения для отношения длины канала к его диаметру выбрано, исходя из того, что при дальнейшем его уменьшении струя охладителя не приобретет требуемую форму и направление.The lower value of the indicated ratio for the ratio of the channel length to its diameter is selected on the basis that with a further decrease in the stream the cooler will not acquire the desired shape and direction.
Верхнее значение указанного соотношения для отношения длины канала к его диаметру выбрано, исходя из того, что дальнейшее его повышение приводит к значительному усложнению изготовления тангенциальных каналов.The upper value of the indicated ratio for the ratio of the channel length to its diameter is selected on the basis that its further increase leads to a significant complication of the manufacture of tangential channels.
Недостатки заключаются в том, что наклон внутренних тангенциальных отверстий в двух плоскостях незначительно улучшает охлаждение кромки завесы, но усложняет технологию. Направление потока охлаждающего компонента топлива против основного потока газовой реактивной струи нецелесообразно и с точки зрения газовой динамики, так как снижает удельную тягу двигателя и приводит к турбулентности в пограничном слое у внутренней стенки, а это ухудшает охлаждение далее по потоку. Кроме того, выполнение относительно длинных отверстий приводит к необходимости уменьшения из диаметра до 0,2…0,3 мм, что приводит к их частичному засорению и прогару камеры сгорания. Обычно до турбонасосного агрегата - ТНА устанавливается фильтр, но в результате работы ТНА из-за износа уплотнений возможно появление частиц размером более 0, 3 мм и их попадание между внешней и внутренней стенками камеры сгорания.The disadvantages are that the inclination of the internal tangential holes in two planes does not significantly improve the cooling of the edge of the curtain, but complicates the technology. The direction of the flow of the cooling component of the fuel against the main stream of the gas jet stream is also impractical from the point of view of gas dynamics, since it reduces the specific thrust of the engine and leads to turbulence in the boundary layer near the inner wall, and this worsens the cooling downstream. In addition, the implementation of relatively long holes leads to the need to reduce the diameter to 0.2 ... 0.3 mm, which leads to their partial clogging and burnout of the combustion chamber. Usually, a filter is installed before the turbo-pumping unit - TNA, but as a result of the operation of the TNA, particles larger than 0.3 mm may appear and get between the external and internal walls of the combustion chamber due to wear of the seals.
Кроме того, расход охлаждающего компонента топлива через завесу сильно влияет на удельный расход топлива, а в этой конструкции он не дозируется и заметно отличается у разных экземпляров двигателя из-за того, что тангенциальные отверстия не калибруют и их число определяется не планируемым расходом охлаждающего компонента топлива, а равномерностью толщины пленочной завесы на выходе.In addition, the flow rate of the cooling component of the fuel through the curtain greatly affects the specific fuel consumption, and in this design it is not dosed and differs markedly in different engine instances due to the fact that the tangential openings are not calibrated and their number is determined by the unplanned flow rate of the cooling component of fuel , and the uniformity of the thickness of the film curtain at the exit.
Задачей создания изобретения является улучшение охлаждения и увеличение удельной тяги двигателя.The objective of the invention is to improve cooling and increase specific thrust of the engine.
Решение указанных задач достигнуто в системе охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащей наружную и внутреннюю стенки, соединенные пайкой через ребра, выполненные на внутренней стенке, по меньшей мере, одно устройство завесного охлаждения внутренней стенки камеры сгорания, содержащее в свою очередь кольцевую деталь, сцентрированную по внутренней стенке с образованием кольцевой полости, кольцевую щель во внутренней стенке и внутренние тангенциальные отверстия, соединяющие эту щель с кольцевой полостью, дозирующие отверстия, соединяющие зазор между двумя стенками с кольцевой полостью, тем, что согласно изобретению дозирующие отверстия выполнены тангенциально и направлены аналогично внутренним тангенциальным отверстиям. Внутренние тангенциальные отверстия могут быть выполнены в плоскости, перпендикулярной оси камеры сгорания. Кольцевая деталь может быть выполнена с цилиндрической и двумя торцовыми стенками передней и задней, при этом один из торцов выполнен наклонным. На переднем торце может быть выполнено оребрение. На заднем торце может быть выполнено оребрение. На цилиндрической стенке может быть выполнено оребрение. Соотношение длины внутренних тангенциальных отверстий к их диаметру может быть выполнено в диапазоне от 1,0 до 2,5. Дозирующие отверстия могут быть выполнены калиброванными. В дозирующие отверстия могут быть установлены калиброванные жиклеры.The solution of these problems was achieved in the cooling system of the combustion chamber of a liquid propellant rocket engine containing the outer and inner walls connected by soldering through ribs made on the inner wall of at least one device of curtain cooling of the inner wall of the combustion chamber, which in turn contains an annular component centered along the inner wall with the formation of an annular cavity, an annular gap in the inner wall and internal tangential holes connecting this gap with the annular cavity, doses ruyuschie opening connecting the gap between the two walls with an annular cavity, in that the inventive metering orifices are directed tangentially and similar internal tangential holes. Internal tangential openings can be made in a plane perpendicular to the axis of the combustion chamber. The annular part can be made with a cylindrical and two end walls of the front and rear, while one of the ends is made inclined. At the front end, ribbing can be performed. At the rear end, ribbing can be performed. On the cylindrical wall, ribbing can be performed. The ratio of the length of the inner tangential holes to their diameter can be performed in the range from 1.0 to 2.5. Dosing holes can be calibrated. Calibrated nozzles can be installed in the metering holes.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…7, гдеThe invention is illustrated in figure 1 ... 7, where
на фиг.1 приведена схема системы охлаждения,figure 1 shows a diagram of a cooling system,
на фиг.2 приведен разрез A-A,figure 2 shows a section A-A,
на фиг.3 приведен вид кольцевой детали,figure 3 shows a view of the annular part,
на фиг.4 приведена схема охлаждения с оребрением на переднем торце и цилиндрической поверхности,figure 4 shows the cooling circuit with fins on the front end and the cylindrical surface,
на фиг.5 приведена схема охлаждения с оребрением на трех поверхностях кольцевой детали,figure 5 shows the cooling circuit with fins on three surfaces of the annular part,
на фиг.6 приведена схема с жиклером,figure 6 shows a diagram with a jet,
на фиг.7 - кольцевая деталь с жиклером.Fig.7 is an annular part with a jet.
Система охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (фиг.1…7) содержит внутреннюю стенку 1, наружную стенку 2, ребра 3, выполненные на внутренней стенке 1 и спаянные с внешней стенкой 2 серебряным припоем. Внутренняя стенка 1 выполнена из металла, имеющего высокую теплопроводность, например из сплава меди, а наружная стенка 2 из металла, обладающего высокими прочностными свойствами. Для улучшения конвективного охлаждения применена система завесного охлаждения, которая содержит цилиндрический участок 4 на внутренней стенке 1 и кольцевую канавку 5. На цилиндрический участок 4 установлена кольцевая деталь 6 с образованием полости 7. В полость 7 выходят внутренние тангенциальные отверстия 8, сообщающие ее с кольцевой канавкой 5. Кольцевая деталь 6 имеет три стенки:The cooling system of the combustion chamber of a liquid propellant rocket engine (FIGS. 1 ... 7) comprises an
цилиндрическую 9, и две торцовые - переднюю 10 и заднюю 11. На цилиндрической стенке 9 выполнены внешние дозирующие отверстия 12. Они выполнены тангенциально и их направление соответствует направлению внутренних тангенциальных отверстий 8, т.е. они создают закрутку охлаждающего компонента топлива в ту же сторону.cylindrical 9, and two end -
На передней торцевой стенке 10 может быть выполнено оребрение 13 (фиг.1). На цилиндрической стенке 9 может быть выполнено оребрение 14 (фиг.4). На задней торцовой стенке 11 может быть выполнено оребрение 15 (фиг.5).On the
Кольцевая канавка 5 может быть выполнена полуторроидальной формы (фиг.7). Это уменьшит напряжения в деталях и предотвратит разрушение от вибронагрузок при работе.The
Для строго дозирования расхода охлаждающего компонента топлива внешние дозирующие отверстия могут быть выполнены калиброванными или в них установлены дозирующие жиклеры 16 (фиг.6 и 7).For strictly dosing the flow rate of the cooling component of the fuel, the external metering holes can be calibrated or
Соотношение длины внутреннего тангенциального отверстия и его диаметра:The ratio of the length of the inner tangential hole and its diameter:
l/d=1,0…2,5.l / d = 1.0 ... 2.5.
Меньшее соотношение приводит к применению отверстий большого диаметра, что ослабляет врутреннюю стенку 1. При соотношении более 2,5 не сохраняется закрутка потока охлаждающего компонента топлива, полученная в полости 7 за счет применения внешних дозирующих отверстий 12 или жиклеров 16. Кроме того, при диаметре внутренних тангенциальных отверстий 8 менее 0,2…0,3 мм происходит их засорение и прогар внутренней стенки 1.A smaller ratio leads to the use of large diameter holes, which weakens the
При работе ЖРД один из компонентов топлива проходит между внутренней и наружной стенками 1 и 2 камеры сгорания (фиг.1). Небольшая часть компонента топлива через внешнее дозирующее отверстие 12 или жиклер 16 поступает в полость 7, где закручивается, проходя внутренние тангенциальные отверстия 8, и дополнительно закручивается и выходит в кольцевую канавку 5 и далее в тракт камеры сгорания вдоль внутренней стенки 1, выполняя функцию ее защиты от больших тепловых потоков. Участок внутренней стенки 1 непосредственно перед кольцевой канавкой 5 лучше охлаждается за счет оребрения 13. Применение оребрений 14 и 15 дополнительно улучшает охлаждение.During operation of the LRE, one of the components of the fuel passes between the inner and
Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:
1. Улучшить охлаждение внутренней стенки камеры сгорания.1. Improve the cooling of the inner wall of the combustion chamber.
2. Улучшить охлаждение входной кромки устройства завесного охлаждения.2. Improve cooling of the input edge of the curtain cooling device.
3. Повысить удельную тягу двигателя.3. Increase engine specific thrust.
4. Обеспечить технологичность изготовления.4. To ensure manufacturability.
5. Обеспечить стабильность охлаждения.5. Ensure stability of cooling.
6. Предотвратить засорение внутренних тангенциальных отверстий.6. Prevent clogging of internal tangential holes.
Claims (9)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013112080/06A RU2511982C1 (en) | 2013-03-18 | 2013-03-18 | Cooling system of liquid-propellant engine combustion chamber |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013112080/06A RU2511982C1 (en) | 2013-03-18 | 2013-03-18 | Cooling system of liquid-propellant engine combustion chamber |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2511982C1 true RU2511982C1 (en) | 2014-04-10 |
Family
ID=50438298
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013112080/06A RU2511982C1 (en) | 2013-03-18 | 2013-03-18 | Cooling system of liquid-propellant engine combustion chamber |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2511982C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2806412C2 (en) * | 2023-02-14 | 2023-10-31 | Валентин Павлович Рылов | Liquid rocket engine |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3267664A (en) * | 1963-03-19 | 1966-08-23 | North American Aviation Inc | Method of and device for cooling |
| DE1626048A1 (en) * | 1967-01-16 | 1971-01-21 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Liquid-cooled rocket combustion chamber with thrust nozzle |
| GB2196392A (en) * | 1986-10-14 | 1988-04-27 | Gen Electric | Multiple-propellant propulsion apparatus & method |
| DE4304569A1 (en) * | 1993-02-16 | 1994-08-18 | Huels Chemische Werke Ag | Aqueous plastic dispersion for the production of low-emission emulsion paints, paints and plastic dispersion plasters |
| RU2135809C1 (en) * | 1998-02-03 | 1999-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр им.М.В.Келдыша" | Method of curtain cooling of liquid-propellant rocket engine chamber and device for realization of this method (versions) |
| RU2472962C2 (en) * | 2011-02-11 | 2013-01-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid-propellant rocket engine and method of cooling its chamber high-heat areas |
-
2013
- 2013-03-18 RU RU2013112080/06A patent/RU2511982C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3267664A (en) * | 1963-03-19 | 1966-08-23 | North American Aviation Inc | Method of and device for cooling |
| DE1626048A1 (en) * | 1967-01-16 | 1971-01-21 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Liquid-cooled rocket combustion chamber with thrust nozzle |
| GB2196392A (en) * | 1986-10-14 | 1988-04-27 | Gen Electric | Multiple-propellant propulsion apparatus & method |
| DE4304569A1 (en) * | 1993-02-16 | 1994-08-18 | Huels Chemische Werke Ag | Aqueous plastic dispersion for the production of low-emission emulsion paints, paints and plastic dispersion plasters |
| RU2135809C1 (en) * | 1998-02-03 | 1999-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр им.М.В.Келдыша" | Method of curtain cooling of liquid-propellant rocket engine chamber and device for realization of this method (versions) |
| RU2472962C2 (en) * | 2011-02-11 | 2013-01-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid-propellant rocket engine and method of cooling its chamber high-heat areas |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2806412C2 (en) * | 2023-02-14 | 2023-10-31 | Валентин Павлович Рылов | Liquid rocket engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4565490A (en) | Integrated gas/steam nozzle | |
| US4835958A (en) | Process for directing a combustion gas stream onto rotatable blades of a gas turbine | |
| US7818956B2 (en) | Pulse detonation assembly and hybrid engine | |
| JP5294102B2 (en) | Heat exchange injector assembly and dual propellant rocket engine | |
| US4543781A (en) | Annular combustor for gas turbine | |
| US9765969B2 (en) | Counter swirl doublet combustor | |
| RU2472962C2 (en) | Liquid-propellant rocket engine and method of cooling its chamber high-heat areas | |
| RU2511791C1 (en) | Cooling system of liquid-propellant engine combustion chamber | |
| US4545197A (en) | Process for directing a combustion gas stream onto rotatable blades of a gas turbine | |
| CA2946539A1 (en) | Component for a gas turbine engine with a film hole | |
| EP2995774B1 (en) | Gas turbine engine component, corresponding airfoil and gas turbine engine | |
| EP3141818B1 (en) | Cooling apparatus for a fuel injector | |
| US4638628A (en) | Process for directing a combustion gas stream onto rotatable blades of a gas turbine | |
| RU2610624C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine chamber | |
| RU2614305C2 (en) | Combustion chamber wall | |
| US11371438B2 (en) | Machine component, particularly a turbomachine component, with cooling features and a method for manufacturing and of operation | |
| RU2511982C1 (en) | Cooling system of liquid-propellant engine combustion chamber | |
| RU2465482C2 (en) | Low-thrust liquid-propellant engine chamber | |
| CN113217949A (en) | Combustion chamber diverging and cooling structure and ramjet combustion chamber | |
| US20100054914A1 (en) | Gas turbine engine component having dual flow passage cooling chamber formed by single core | |
| US11746729B1 (en) | Liquid rocket engine cooling channels | |
| RU2511785C1 (en) | Cooling system of liquid-propellant engine chamber | |
| RU2514863C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine combustion chamber cooling system | |
| RU2757376C2 (en) | Jet propulsion unit and method for operating jet propulsion unit | |
| RU2192555C2 (en) | Chamber of liquid propellant thruster |