RU2511785C1 - Cooling system of liquid-propellant engine chamber - Google Patents
Cooling system of liquid-propellant engine chamber Download PDFInfo
- Publication number
- RU2511785C1 RU2511785C1 RU2013112929/06A RU2013112929A RU2511785C1 RU 2511785 C1 RU2511785 C1 RU 2511785C1 RU 2013112929/06 A RU2013112929/06 A RU 2013112929/06A RU 2013112929 A RU2013112929 A RU 2013112929A RU 2511785 C1 RU2511785 C1 RU 2511785C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- cooling
- combustion chamber
- openings
- curtain
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 57
- 239000003380 propellant Substances 0.000 title claims abstract description 6
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 23
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 5
- 239000002826 coolant Substances 0.000 claims description 3
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 abstract 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 7
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 3
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 230000001172 regenerating effect Effects 0.000 description 2
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000001154 acute effect Effects 0.000 description 1
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000005219 brazing Methods 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 1
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 1
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 238000005476 soldering Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), в частности для безгенераторных ЖРД, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде.The invention relates to the field of rocket propulsion and can be used to create chambers of liquid rocket engines (LRE), in particular for generatorless liquid propellant rocket engines operating on cryogenic components, such as oxygen and hydrogen.
Известен тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащий внутреннюю профилированную оболочку с выполненными в ней ребрами постоянной толщины, образующими каналы тракта охлаждения, имеющими трапецеидальный профиль переменной ширины со скругленными по радиусу углами, примыкающими к внутренней поверхности оболочки, профилированную наружную оболочку, установленную на внутренней и скрепленную с ней (М.В. Добровольский и др. "Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования", Москва, "Высшая школа", 1968 г., рис.4.26.г., стр.166-167).A known cooling path of a liquid-propellant rocket chamber containing an inner profiled shell with ribs of constant thickness made therein, forming cooling duct channels having a trapezoidal profile of variable width with radially rounded corners adjacent to the inner surface of the shell, a profiled outer shell mounted on the inner and bonded to it (MV Dobrovolsky et al. "Liquid rocket engines. Fundamentals of design", Moscow, "Higher school", 1968, Fig. 4.26, art. p. 166-167).
В указанном тракте охлаждения охладитель подается между ребрами, выполненными на тыльной стороне оболочки. Рабочая поверхность, обращенная к источнику тепла, в данном случае, взаимодействующая с продуктами сгорания, выполнена гладкой цилиндрической. Продукты сгорания, контактируя с рабочей поверхностью, отдают ей тепло. За счет теплопроводности металла тепло от оболочки передается на ребра тракта охлаждения, которые омываются охладителем. Охладитель, проходя через каналы охлаждения, контактирует с поверхностями ребер и тыльной стороной оболочки и при этом, нагреваясь сам, охлаждает ребра и внутреннюю рабочую поверхность внутренней оболочки.In the indicated cooling path, the cooler is supplied between the fins made on the back side of the shell. The working surface facing the heat source, in this case, interacting with the combustion products, is made smooth cylindrical. Combustion products, in contact with the working surface, give it heat. Due to the thermal conductivity of the metal, heat from the shell is transferred to the ribs of the cooling path, which are washed by the cooler. The cooler, passing through the cooling channels, is in contact with the surfaces of the ribs and the back side of the shell, and while heating itself, it cools the ribs and the inner working surface of the inner shell.
При такой конструкции тракта охлаждения необходимо подобрать оптимальную толщину рабочей огневой стенки, ребер и площадь поверхности теплообмена. С одной стороны, с утонением огневой рабочей стенки улучшаются условия теплообмена, с другой - толщина стенки ограничена условиями прочности и изготовления. Увеличение количества ребер ведет к улучшению условий теплопередачи, но в то же время приводит к загромождению тракта, что увеличивает гидравлическое сопротивление тракта охлаждения и ведет к увеличению мощности насоса для подачи охладителя в тракт охлаждения.With this design of the cooling duct, it is necessary to select the optimal thickness of the working fire wall, fins and heat exchange surface area. On the one hand, with the thinning of the fire working wall, the conditions of heat exchange improve, on the other hand, the wall thickness is limited by the strength and manufacturing conditions. An increase in the number of ribs leads to an improvement in heat transfer conditions, but at the same time leads to clutter of the duct, which increases the hydraulic resistance of the cooling duct and leads to an increase in the pump power for supplying the cooler to the cooling duct.
При использовании данного тракта охлаждения в двигателях, работающих по безгенераторной схеме, не обеспечивается требуемый теплосъем с поверхности камеры сгорания. Охладитель, который затем используется для привода турбины ТНА, не нагревается до заданной температуры, что приводит к снижению эффективности работы турбины и всего турбонасосного агрегата в целом.When using this cooling path in engines operating according to a generatorless circuit, the required heat removal from the surface of the combustion chamber is not provided. The cooler, which is then used to drive the TNA turbine, does not heat up to a predetermined temperature, which leads to a decrease in the efficiency of the turbine and the entire turbopump assembly as a whole.
Известна система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя по патенту РФ на изобретение №2158841, МПК F02K 9/62, опубл. 10.11.2000 г. Эта камера содержит корпус, средства воспламенения и смесительную головку. Смесительная головка состоит из внутреннего огневого днища, среднего днища, наружного днища, двухкомпонентные форсунки закреплены во внутреннем огневом днище и среднем днище. Часть двухкомпонентных форсунок установлена выступающей за внутреннее огневое днище, а другая часть утоплена в огневом днище. Средства воспламенения выполнены из струйных форсунок, установленных в силовом корпусе за внутренним огневым днищем. Оси расходных отверстий струйных форсунок расположены под острым углом к выходу из силового корпуса и отклонены по кругу в поперечной плоскости от продольной оси силового корпуса в одинаковом направлении. Корпус камеры включает камеру сгорания и сопло, выполненные из силовой оболочки, огневой стенки. Тракт регенеративного охлаждения расположен между силовой оболочкой и огневой стенкой. Кольцевая щель пояса завесы выполнена во внутренней огневой стенке перед критическим сечением сопла. Тракт регенеративного охлаждения камеры выполнен с разветвленным входом. Одна из его ветвей сообщена с полостью тракта охлаждения между критическим сечением сопла и его срезом, вторая ветвь - с полостью тракта охлаждения перед критическим сечением сопла, а третья - с полостью тракта охлаждения перед кольцевой щелью пояса завесы. Такое выполнение камеры и корпуса позволит повысить технико-эксплуатационные характеристики двигателя и его ресурс при многократном включении.A known cooling system of a chamber of a liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for invention No. 2158841, IPC F02K 9/62, publ. November 10, 2000 This chamber contains a housing, ignition means and a mixing head. The mixing head consists of an inner fire bottom, a middle bottom, an outer bottom, two-component nozzles are fixed in the inner fire bottom and the middle bottom. Some of the two-component nozzles are installed protruding beyond the internal fire bottom, and the other part is recessed in the fire bottom. The ignition means are made of jet nozzles installed in the power housing behind the internal fire bottom. The axis of the flow openings of the jet nozzles are located at an acute angle to the exit of the power housing and are deflected in a circle in the transverse plane from the longitudinal axis of the power housing in the same direction. The camera body includes a combustion chamber and a nozzle made of a power shell, a fire wall. The regenerative cooling duct is located between the power shell and the fire wall. The annular slit of the curtain belt is made in the inner fire wall before the critical section of the nozzle. The regenerative cooling section of the chamber is made with a branched entrance. One of its branches is connected with the cavity of the cooling path between the critical section of the nozzle and its cut, the second branch is with the cavity of the cooling path before the critical section of the nozzle, and the third is with the cavity of the cooling path in front of the annular slit of the curtain belt. This embodiment of the camera and the housing will improve the technical and operational characteristics of the engine and its resource when turned on repeatedly.
Недостаток - уменьшение удельной тяги двигателя из-за применения завесного охлаждения.The disadvantage is a decrease in engine specific thrust due to the use of curtain cooling.
Известна система охлаждения камеры ЖРД по патенту РФ на изобретение №2403424, МПК F02K 9/64, опубл. 27.06.2010 г. Known cooling system for the rocket engine chamber according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2403424, IPC
Эта камера содержит камеру сгорания цилиндрической формы и сопло, имеющее сужающуюся и расширяющуюся части и критическое сечение между ними, при этом сопло имеет внутреннюю и внешнюю стенки камеры, при этом на внутренней стенке выполнены ребра, соединенные спаиванием с внешней стенкой.This chamber contains a cylindrical combustion chamber and a nozzle having a tapering and expanding part and a critical section between them, the nozzle having inner and outer walls of the chamber, with ribs connected by brazing to the outer wall on the inner wall.
Недостаток - плохое охлаждение критического сечения сопла и зоны около него (перед и на критическом сечении) из-за высоких удельных тепловых потоков. Дополнительные ребра увеличивают теплосъем, но не уменьшают температуры внутренней оболочки. Наличие ребер в газовом тракте сопла уменьшает удельную тягу двигателя из-за дополнительных газодинамических потерь.The disadvantage is poor cooling of the critical section of the nozzle and the zone around it (before and at the critical section) due to the high specific heat fluxes. Additional ribs increase the heat removal, but do not reduce the temperature of the inner shell. The presence of ribs in the gas path of the nozzle reduces the specific thrust of the engine due to additional gas-dynamic losses.
Известна система охлаждения камеры сгорания ЖРД по патенту РФ на изобретение 2472962, МПК А02Л 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 of the combustion chamber of a rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention 2472962, IPC A02L 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 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 протии 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 pump unit - TNA, but as a result of the operation of the TNA due to wear of the seals, particles larger than 0.3 mm may appear and get between the outer and inner walls of the combustion chamber.
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 жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, в свою очередь, сужающуюся и расширяющиеся части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной оболочки, внутренней оболочки с основными ребрами постоянной толщины, образующими тракт охлаждения, и, по меньшей мере, один пояс завесы с тангенциальными отверстиями и коллектором, внутри которого установлена кольцевая деталь, тем, что согласно изобретению кольцевая деталь выполнена в форме полутора с полостью, на кольцевой детали под углом к оси камеры сгорания выполнены входные отверстия с возможностью закрутки потока охладителя в плоскости, при этом ось этих отверстий пересекает часть стенки кольцевой детали перед тангенциальными отверстиями. Пояс завесы может быть выполнен в месте стыка камеры сгорания и сопла. Пояс завесы может быть выполнен на середине сужающейся части сопла. Может быть выполнено два пояса завесы.The solution of these problems has been achieved in the cooling system of a liquid-propellant rocket engine chamber containing a cylindrical combustion chamber and a nozzle, which, in turn, tapers and expands and a critical section between them, made in the form of an outer shell, an inner shell with main ribs of constant thickness, forming cooling path, and at least one curtain belt with tangential openings and a collector, inside which an annular part is installed, so that according to the invention an annular the hoist is made in the form of one and a half with a cavity, inlet openings are made at an angle to the axis of the combustion chamber with the possibility of swirling the coolant flow in a plane, while the axis of these openings intersects part of the wall of the annular part in front of the tangential openings. The curtain belt can be made at the junction of the combustion chamber and the nozzle. The curtain belt can be made in the middle of the tapering part of the nozzle. Two curtain belts can be made.
Сущность изобретения иллюстрируется чертежами фиг.1…7, где:The invention is illustrated by the drawings of figures 1 ... 7, where:
на фиг.1 показан продольный осевой разрез камеры сгорания,figure 1 shows a longitudinal axial section of the combustion chamber,
на фиг.2 - поперечное сечение тракта охлаждения по А-А,figure 2 is a cross section of the cooling path along aa,
на фиг.3 приведена схема оребрения,figure 3 shows a diagram of the fins,
на фиг.4 приведена конструкция завесы охлаждения,figure 4 shows the design of the cooling curtain,
на фиг.5 приведена детальная схема завесы охлаждения,figure 5 shows a detailed diagram of the cooling curtain,
на фиг.6 приведен вид Б,figure 6 shows a view of B,
на фиг.7 приведен разрез В-В.Fig.7 shows a section bb.
Конструкция камеры представлена на фиг.1…7 и содержит камеру сгорания 1 и сопло 2. Камера сгорания 1 выполнена цилиндрической. Сопло 2 имеет сужающуюся часть 3, расширяющуюся часть 4 и критическое сечение 5 между ними. Камера сгорания 1 и сопло 2 имеют наружную оболочку 6 и внутреннюю оболочку 7. На внутренней оболочке 7 выполнены ребра 8 постоянной толщины, образующие между ними каналы 9 тракта охлаждения. Каналы 9 имеют трапецеидальный профиль переменной ширины. Сопло 2 имеет, по меньшей мере, одну завесу охлаждения 10. На выходном сечении сопла 2 выполнен топливный коллектор 11.The design of the chamber is presented in figure 1 ... 7 and contains a
Завеса охлаждения 10 (фиг.4) содержит цилиндрический участок 12 на внутренней оболочке 7 и кольцевую канавку 13. На цилиндрический участок 12 установлена кольцевая деталь 14 в форме полутора с образованием полости 15. В полость 15 выходят тангенциальные отверстия 16, сообщающие ее с кольцевой канавкой 13. Оптимальное соотношение длины тангенциальных отверстий 16 к их диаметру составляет от 1,0 до 2,5. Это позволит выполнить тангенциальные отверстия 16 диаметром 0,5… 1,2 мм, что предотвратит их засорение. Большую относительную длину этих отверстий делать не целесообразно, так как предварительная закрутка охладителя в полости 15 лучше сохраняется при относительно малой длине отверстий. Кроме того, при относительно большой длине тангенциальных отверстий их диаметр получается очень маленьким 0,2… 0,3 мм, что может привести к их засорению. На внешней стенке 17 кольцевой детали 14 выполнены входные отверстия 18. Входные отверстия 18 выполнены под углом к оси камеры OO (фиг.1) и с возможностью закрутки потока охладителя в полости 15. Оси отверстий 18 пересекают часть стенки 19 кольцевой детали 14 перед тангенциальными отверстиями 16.The cooling curtain 10 (Fig. 4) contains a
Направление входных отверстий 18 соответствует направлению тангенциальных отверстий 16, т.е. они создают закрутку охладителя в ту же сторону. Над кольцевой деталью 14 выполнен, смонтированный с зазором Н2, коллектор 20 также в форме полутора.The direction of the
Высота зазора H2=(0,4-0,6) H1,Clearance height H2 = (0.4-0.6) H1,
где H1 - высота ребер (фиг.5), это позволит перепустить 98-99% от общего расхода охладителя мимо полости 15 кольцевой детали 14.where H1 is the height of the ribs (figure 5), this will allow to bypass 98-99% of the total flow rate of the cooler past the
Назначение изобретения - предотвратить прогар передней кромки 21 пояса завесы 10. При этом задняя кромка 22 охлаждается всегда хорошо, так как около нее проходит весь расход охладителя, предназначенный для завесы охлаждения.The purpose of the invention is to prevent burnout of the leading
Камера ЖРД может иметь только одну завесу охлаждения 10. Завеса охлаждения 10 может быть установлена в стыке камеры сгорания 1 и сопла 2, где удельные тепловые потоки резко возрастают. Для теплонапряженных камер современных ЖРД предпочтительно применить две завесы охлаждения 10. Зона размещения второй завесы охлаждения 10 (фиг.3 и 4) перед критическим сечением 5, где тепловые потоки максимальны и ее положение определяется из условия:The LRE chamber can have only one
l1=(0,4…0,8)L1,l1 = (0.4 ... 0.8) L1,
где L1 - длина дозвуковой части сопла.where L1 is the length of the subsonic part of the nozzle.
При меньших соотношениях завеса охлаждения не сможет защитить критическое сечение, а при большем возможны прогары внутренней оболочки перед завесой охлаждения.With lower ratios, the cooling curtain will not be able to protect the critical section, while with larger ratios, burnout of the inner shell in front of the cooling curtain is possible.
Предложенное устройство работает следующим образом.The proposed device operates as follows.
При работе камеры ЖРД продукты сгорания компонентов топлива движутся по каналам 9 вдоль стенки внутренней оболочки 7 и передают ей и ребрам 8 тепло. За счет теплопроводности прогревается вся внутренняя оболочка 7, включая ребра 8. Из коллектора 11 по каналам 9 тракта охлаждения поступает охладитель (один из компонентов топлива), который омывает внутреннюю оболочку 7, основные ребра 8 и дно канала 9. Охладитель, имея температуру ниже температуры ребер 8 и дна канала 9, отбирает у них тепло и нагревается сам.During operation of the LRE chamber, the combustion products of the fuel components move along the
Наличие входных отверстий 18, выполненных под углом, позволяет получить предварительную закрутку охладителя в полости 15 кольцевой детали 14, и, как следствие, выполнить относительно короткие тангенциальные отверстия, т.е. увеличить их диаметр до 0,5…1,2 мм, что предотвратит их засорение. Перепуск от 30 до 50% охладителя через полость 15 кольцевой детали 14 улучшит охлаждение передней кромки 21 кольцевой канавки 13 и предотвратит ее прогар.The presence of
Оптимизированный расход охладителя на завесное охлаждение повысит удельную тягу двигателя на 1…2%, что имеет важное значение для ракетной техники, так как позволит пропорционально увеличить полезную нагрузку.The optimized flow rate of the cooler for curtain cooling will increase the specific thrust of the engine by 1 ... 2%, which is important for rocket technology, as it will proportionally increase the payload.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013112929/06A RU2511785C1 (en) | 2013-03-22 | 2013-03-22 | Cooling system of liquid-propellant engine chamber |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013112929/06A RU2511785C1 (en) | 2013-03-22 | 2013-03-22 | Cooling system of liquid-propellant engine chamber |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2511785C1 true RU2511785C1 (en) | 2014-04-10 |
Family
ID=50438183
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013112929/06A RU2511785C1 (en) | 2013-03-22 | 2013-03-22 | Cooling system of liquid-propellant engine chamber |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2511785C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109779790A (en) * | 2019-03-11 | 2019-05-21 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | thrust chamber of a liquid rocket engine |
| RU2746029C1 (en) * | 2020-08-26 | 2021-04-06 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Chamber of a liquid-propellant rocket engine operating with afterburning of a reducing generator gas |
| RU2786604C1 (en) * | 2022-04-27 | 2022-12-22 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Chamber of a liquid propellant rocket engine operating at high pressures |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE1626048A1 (en) * | 1967-01-16 | 1971-01-21 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Liquid-cooled rocket combustion chamber with thrust nozzle |
| 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
- 2013-03-22 RU RU2013112929/06A patent/RU2511785C1/en active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE1626048A1 (en) * | 1967-01-16 | 1971-01-21 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Liquid-cooled rocket combustion chamber with thrust nozzle |
| 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 (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109779790A (en) * | 2019-03-11 | 2019-05-21 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | thrust chamber of a liquid rocket engine |
| RU2746029C1 (en) * | 2020-08-26 | 2021-04-06 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Chamber of a liquid-propellant rocket engine operating with afterburning of a reducing generator gas |
| RU2786604C1 (en) * | 2022-04-27 | 2022-12-22 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Chamber of a liquid propellant rocket engine operating at high pressures |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN113864819B (en) | An afterburner with an air-cooled structure | |
| US2479776A (en) | Turbo-jet power plant with fuel vaporizer for afterburners | |
| US11555471B2 (en) | Thrust chamber device and method for operating a thrust chamber device | |
| US9291063B2 (en) | Mid-section of a can-annular gas turbine engine with an improved rotation of air flow from the compressor to the turbine | |
| CN114746700B (en) | Rotating detonation combustion and heat exchanger system | |
| EP2956647B1 (en) | Combustor liners with u-shaped cooling channels and method of cooling | |
| US9765969B2 (en) | Counter swirl doublet combustor | |
| CN110131074B (en) | Bipropellant air turbine rocket propulsion system | |
| CN109458271A (en) | A kind of rotation detonation engine air intake duct and jet pipe integrated design method | |
| JP6714723B2 (en) | Injector assembly and duct arrangement including the injector assembly of a combustion system for a gas turbine engine | |
| CN110168283B (en) | Fuel nozzle assembly with microchannel cooling | |
| CA2921253A1 (en) | Engine component | |
| JP2017089638A (en) | Cooled combustor for gas turbine engine | |
| US11454171B1 (en) | Turbine cooling system with energy separation | |
| EP2912276B1 (en) | Film cooling channel array | |
| EP3141818B1 (en) | Cooling apparatus for a fuel injector | |
| RU2511785C1 (en) | Cooling system of liquid-propellant engine chamber | |
| RU2472962C2 (en) | Liquid-propellant rocket engine and method of cooling its chamber high-heat areas | |
| JP7046104B2 (en) | Flight vehicle air engine with isolator with bulge | |
| RU2514863C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine combustion chamber cooling system | |
| US10196902B2 (en) | Cooling for gas turbine engine components | |
| US20140311121A1 (en) | Pulse detonation engine having a scroll ejector attenuator | |
| US11885497B2 (en) | Fuel nozzle with slot for cooling | |
| RU2511942C1 (en) | Cooling system of liquid-propellant engine chamber | |
| RU2511791C1 (en) | Cooling system of liquid-propellant engine combustion chamber |