RU2720596C1 - Камера жидкостного ракетного двигателя - Google Patents
Камера жидкостного ракетного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2720596C1 RU2720596C1 RU2018139588A RU2018139588A RU2720596C1 RU 2720596 C1 RU2720596 C1 RU 2720596C1 RU 2018139588 A RU2018139588 A RU 2018139588A RU 2018139588 A RU2018139588 A RU 2018139588A RU 2720596 C1 RU2720596 C1 RU 2720596C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wall
- chamber
- porous insert
- nozzle
- liquid
- Prior art date
Links
Images
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
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
- F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетным двигателям. Камера жидкостного ракетного двигателя, состоящая из непроницаемой внешней стенки и непроницаемой внутренней стенки, камеры сгорания и сопла, согласно изобретению между внешней стенкой и внутренней стенкой расположена пористая вставка, а камера представляет собой монолитную конструкцию, изготовленную аддитивным методом. Кроме того, пористая вставка занимает весь объем между внешней стенкой и внутренней стенкой камеры жидкостного ракетного двигателя, а также пористая вставка может быть расположена между внешней стенкой и внутренней стенкой этой камеры только в районе критического сечения сопла, также пористая вставка может быть расположена между внешней стенкой и внутренней стенкой этой камеры только в районе камеры сгорания и части сопла. Изобретение обеспечивает повышение эффективности охлаждения, жесткости конструкции и технологичности. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно - к двигателестроению, и может быть использовано при создании ракетных двигателей, обладающих высокими значениями температуры в камере.
Известен элемент жидкостного ракетного двигателя (RU №2278292, кл. С2, публ. 24.01.2018), содержащий несущую нагрузку стенку со множеством охлаждающих каналов для прохода охладителя. Каждый охлаждающий канал имеет расположенную под углом к его оси направляющую поток охладителя поверхность, которая создает в протекающем через охлаждающий канал в осевом направлении потоке охладителя дополнительно радиальную составляющую скорости.
Недостатком данного элемента жидкостного ракетного двигателя является высокая сложность конструкции и, как следствие, ее изготовления. Кроме того, существующая в данном элементе неравномерность распределения теплосъемной поверхности приведет к быстрому прогару участков, расположенных между охлаждающими каналами.
Известна также камера сгорания жидкостного ракетного двигателя (RU №2171388, кл. С2, публ. 27.07.2001) с регенеративным и транспирационным охлаждением, содержащая смесительную головку с огневым днищем и форсунками, внутреннюю и наружную оболочки, транспирационно охлаждаемую пористую вставку. Форсунки соединяют полости компонентов с полостью камеры сгорания и выполнены коаксиальными, соосно-струйными, включающими втулку, охватывающую с кольцевым зазором наконечник. Внутренняя и наружная оболочки расположены в начальной части камеры сгорания. Пористая вставка расположена от огневого днища на расстоянии, равном 15-20 внутренних диаметров втулки. Начальный участок пористой вставки выполнен с проницаемостью в 1,1-2,5 раза большей, чем проницаемость остальной части.
Недостаток указанного выше изобретения заключается в том, что часть камеры сгорания имеет регенеративное охлаждение, а часть - транспирационное, причем в транспирационной части охлаждения некоторое количество охладителя поступает в огневую полость камеры сгорания через стенки камеры, минуя смесительную головку. Описанное явление негативно отражается на экономичности камеры сгорания, а следовательно, не является выгодным решением при создании жидкостного ракетного двигателя.
Прототипом данного изобретения может выступать патент на изобретение (RU №2516678, кл. С2, публ. 10.08.2013), содержащий наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока. Полки двутавровых проставок выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками.
Данная система регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя работает следующим образом.
Охладитель подается по каналам охлаждения и нагревается за счет теплообмена с огневой оболочкой. При обтекании горизонтальных полок двутавровых проставок, на которых выполнены выборки, происходит турбулизация потока за счет его попеременного расширения-сжатия. Выполнение сквозных каналов в вертикальных стенках двутавровых проставок позволяет обеспечить перетекание охладителя из одного канала охлаждения в другой, что дополнительно турбулизирует поток и улучшает условия теплообмена.
Основным недостатком описанного выше изобретения является недостаточная эффективность теплообмена из-за отсутствия развитой поверхности теплообмена в каналах, в следствии чего снижается эффективность охлаждения. Кроме того, такое конструктивное оформление турбулизирующих выступов связано со сложностью и высокой трудоемкостью изготовления.
Технический эффект, создаваемый предложенной камерой жидкостного ракетного двигателя, состоит в обеспечении более эффективного охлаждения, более высокой жесткости конструкции, а также технологичности изделия в целом, в сравнении с подобными устройствами, в том числе благодаря применению аддитивного метода изготовления.
Данный технический эффект достигается в камере жидкостного ракетного двигателя, состоящей из непроницаемой внешней стенки и непроницаемой внутренней стенки, камеры сгорания и сопла, согласно изобретению, между внешней стенкой и внутренней стенкой расположена пористая вставка, а камера представляет собой монолитную конструкцию, изготовленную аддитивным методом.
Кроме того, пористая вставка занимает весь объем между внешней стенкой и внутренней стенкой камеры жидкостного ракетного двигателя, а также, как вариант, пористая вставка может быть расположена между внешней стенкой и внутренней стенкой этой камеры только в районе критического сечения сопла, также пористая вставка может быть расположена между внешней стенкой и внутренней стенкой этой камеры только в районе камеры сгорания и части сопла.
Суть данного изобретения поясняется на фиг. 1, где изображено сечение камеры жидкостного ракетного двигателя, состоящей из камеры сгорания и сопла, содержащей внешнюю и внутреннюю стенки, а также расположенную между ними регенеративно охлаждаемую пористую вставку.
Суть изобретения поясняется на фиг. 1, 2, 3, где показано, что в состав камеры жидкостного ракетного двигателя входят:
1 - камера сгорания жидкостного ракетного двигателя;
2 - сопло жидкостного ракетного двигателя;
3 - внешняя стенка камеры жидкостного ракетного двигателя;
4 - внутренняя стенка камеры жидкостного ракетного двигателя;
5 - пористая вставка;
А-А - критическое сечение сопла жидкостного ракетного двигателя.
Конструктивно камера жидкостного ракетного двигателя содержит камеру сгорания 1, сопло 2, внешнюю стенку 3, внутреннюю стенку 4, а также расположенную между ними пористую вставку 5. Все перечисленные элементы выполнены с использованием аддитивного метода производства.
Работа камеры осуществляется следующим образом.
В предлагаемой конструкции камеры жидкостного ракетного двигателя охлаждение осуществляется за счет проходящего через расположенную между внешней стенкой 3 и внутренней стенкой 4 пористую вставку 5 охладителя, роль которого может выполнять, например, один из топливных компонентов. Пористая вставка, при применении в ее производстве аддитивного метода, обеспечивает наиболее качественное охлаждение камеры сгорания за счет увеличения поверхности теплообмена при отсутствии негативного влияния на экономичность, а также увеличивает жесткость конструкции и технологичность изделия в целом.
Некоторые другие варианты расположения пористой вставки по длине камеры представлены на фиг. 2 и фиг. 3.
На Фиг. 2 представлен следующий вариант расположения пористой вставки по длине камеры: пористая вставка расположена только в районе критического сечения сопла.
На Фиг. 3 представлен следующий вариант расположения пористой вставки по длине камеры: пористая вставка расположена только в районе камеры сгорания и части сопла.
Работа вариантов, показанных на фиг. 2 и фиг. 3, аналогична описанной выше.
Преимуществом данной камеры жидкостного ракетного двигателя, благодаря использованию аддитивных технологий, является обеспечение более эффективного охлаждения, более высокой жесткости конструкции, а также технологичности изделия в целом, в сравнении с подобными устройствами.
Таким образом, реализация данного изобретения приводит к повышению эффективности проектируемого ракетного двигателя.
Claims (4)
1. Камера жидкостного ракетного двигателя, состоящая из непроницаемой внешней стенки и непроницаемой внутренней стенки, камеры сгорания и сопла, отличающаяся тем, что между внешней стенкой и внутренней стенкой расположена пористая вставка, а камера представляет собой монолитную конструкцию, изготовленную аддитивным методом.
2. Камера по п. 1, отличающаяся тем, что пористая вставка занимает весь объем между внешней стенкой и внутренней стенкой камеры жидкостного ракетного двигателя.
3. Камера по п. 1, отличающаяся тем, что пористая вставка расположена между внешней стенкой и внутренней стенкой этой камеры только в районе критического сечения сопла.
4. Камера по п. 1, отличающаяся тем, что пористая вставка расположена между внешней стенкой и внутренней стенкой этой камеры только в районе камеры сгорания и части сопла.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018139588A RU2720596C1 (ru) | 2018-11-08 | 2018-11-08 | Камера жидкостного ракетного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018139588A RU2720596C1 (ru) | 2018-11-08 | 2018-11-08 | Камера жидкостного ракетного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2720596C1 true RU2720596C1 (ru) | 2020-05-12 |
Family
ID=70735290
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018139588A RU2720596C1 (ru) | 2018-11-08 | 2018-11-08 | Камера жидкостного ракетного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2720596C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU214371U1 (ru) * | 2022-07-07 | 2022-10-25 | Ян Владимирович Каминский | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2171388C2 (ru) * | 1999-08-20 | 2001-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Конструкторское бюро химавтоматики | Камера жидкостного ракетного двигателя |
RU2179499C2 (ru) * | 1999-08-20 | 2002-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие Конструкторское бюро химавтоматики | Способ получения пористых изделий заданной проницаемости и конфигурации |
FR2825417A1 (fr) * | 2001-06-01 | 2002-12-06 | Astrium Gmbh | Chambre de combustion avec enveloppe interne constituee d'un materiau composite ceramique et procedes pour sa fabrication |
RU2219363C2 (ru) * | 1999-03-22 | 2003-12-20 | Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
DE102010063452A1 (de) * | 2010-12-17 | 2012-06-21 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Gekühltes System, welches einer Heißgasströmung ausgesetzt ist, Antriebsvorrichtung, Wiedereintrittskörper, Verfahren zum Betreiben eines mit einer Heißgasströmung belasteten Systems und Verfahren zur Herstellung eines gekühlten Systems |
RU2516678C2 (ru) * | 2012-02-03 | 2014-05-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" | Тракт регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя |
-
2018
- 2018-11-08 RU RU2018139588A patent/RU2720596C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2219363C2 (ru) * | 1999-03-22 | 2003-12-20 | Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
RU2171388C2 (ru) * | 1999-08-20 | 2001-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Конструкторское бюро химавтоматики | Камера жидкостного ракетного двигателя |
RU2179499C2 (ru) * | 1999-08-20 | 2002-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие Конструкторское бюро химавтоматики | Способ получения пористых изделий заданной проницаемости и конфигурации |
FR2825417A1 (fr) * | 2001-06-01 | 2002-12-06 | Astrium Gmbh | Chambre de combustion avec enveloppe interne constituee d'un materiau composite ceramique et procedes pour sa fabrication |
DE102010063452A1 (de) * | 2010-12-17 | 2012-06-21 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Gekühltes System, welches einer Heißgasströmung ausgesetzt ist, Antriebsvorrichtung, Wiedereintrittskörper, Verfahren zum Betreiben eines mit einer Heißgasströmung belasteten Systems und Verfahren zur Herstellung eines gekühlten Systems |
RU2516678C2 (ru) * | 2012-02-03 | 2014-05-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" | Тракт регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU214371U1 (ru) * | 2022-07-07 | 2022-10-25 | Ян Владимирович Каминский | Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11111888B2 (en) | Fuel nozzles | |
JP2014531015A (ja) | 一次孔および/または希釈孔のレベルで冷却を改善した燃焼室の環状壁 | |
CN107076416A (zh) | 用于燃气涡轮发动机中的声共振器的薄膜冷却孔装置 | |
RU124320U1 (ru) | Смесительная головка камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя | |
RU2472962C2 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель и способ охлаждения теплонапряженных участков его камеры | |
RU2720596C1 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя | |
RU2658160C1 (ru) | Смесительная головка камеры сгорания жрд | |
RU2392477C1 (ru) | Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя | |
CN113217949A (zh) | 一种燃烧室发散冷却结构及冲压发动机燃烧室 | |
GB2528548A (en) | A turbine engine wall having at least some cooling orifices that are plugged | |
RU2511791C1 (ru) | Система охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя | |
RU2757376C2 (ru) | Агрегат реактивной тяги и способ эксплуатации агрегата реактивной тяги | |
US6976361B1 (en) | Ventilation channels in an afterburner chamber confluence sheet | |
US20100300067A1 (en) | Component configured for being subjected to high thermal load during operation | |
RU148623U1 (ru) | Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя | |
RU2514863C1 (ru) | Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя | |
CN212869853U (zh) | 一种微型涡喷发动机燃烧室构型 | |
RU2511785C1 (ru) | Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя | |
NO854511L (no) | Forbrenningsanordning for gassturbiner. | |
RU144217U1 (ru) | Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя | |
CN112082176A (zh) | 一种微型涡喷发动机燃烧室构型 | |
RU2171388C2 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя | |
RU163785U1 (ru) | Сопловой аппарат турбины газотурбинного двигателя | |
RU2204732C2 (ru) | Газогенератор жидкостного ракетного двигателя | |
RU2774754C1 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя |