Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя



Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя
Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя

 


Владельцы патента RU 2410558:

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" (RU)

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. Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя содержит внутреннюю профилированную оболочку с выполненными в ней ребрами постоянной толщины, образующими каналы тракта охлаждения. На внутреннюю профилированную оболочку установлена профилированная наружная оболочка и скреплена с ней. На внутренней поверхности внутренней оболочки, со стороны камеры сгорания, выполнены дополнительные ребра. Высота и толщина дополнительных ребер не превышает толщины стенки донной части канала. Изобретение обеспечивает улучшение условий теплообмена между продуктами сгорания и охладителем. 2 ил.

 

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.

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, рис.4.26.г., стр.166-167 - прототип).

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.

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.

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.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание тракта охлаждения, конструкция которого позволит улучшить условия теплообмена между продуктами сгорания и охладителем.

Решение указанной задачи достигается тем, что в предложенном тракте охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащем внутреннюю профилированную оболочку с выполненными в ней ребрами постоянной толщины, образующими каналы тракта охлаждения, профилированную наружную оболочку, установленную на внутреннюю и скрепленную с ней, согласно изобретению на внутренней поверхности внутренней оболочки, со стороны камеры сгорания, выполнены дополнительные радиальные ребра.

Наиболее оптимальные условия по теплопередаче и охлаждению достигаются в случае, когда высота и толщина дополнительных радиальных ребер не превышает толщины стенки донной части канала. Дальнейшее увеличение геометрических размеров выше указанных пределов ведет к ухудшению условий теплосъема, обгоранию и оплавлению дополнительных ребер.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан продольный осевой разрез камеры сгорания, на фиг.2 - поперечное сечение тракта охлаждения.

Во внутренней профилированной оболочке 1 выполнены основные ребра 2 постоянной толщины, образующие каналы 3 тракта охлаждения. Каналы 3 имеют трапецеидальный профиль переменной ширины со скругленными по радиусу углами 4, примыкающими к внутренней поверхности оболочки. На внутренней поверхности внутренней оболочки 1 выполнены дополнительные радиальные ребра 5. На внутреннюю профилированную оболочку 1 установлена и скреплена с ней наружная профилированная оболочка 6.

Предложенное устройство работает следующим образом.

При работе камеры ЖРД продукты сгорания компонентов топлива движутся вдоль стенки внутренней оболочки 1 и передают ей тепло. За счет теплопроводности прогревается вся стенка, включая ребра 2. По каналам 3 тракта охлаждения поступает охладитель, который омывает ребра 2 и дно канала 3. Охладитель, имея температуру ниже температуры ребер и дна канала, отбирает у них тепло и нагревается сам.

Для улучшения условий теплопередачи от продуктов сгорания к поверхности внутренней оболочки 1 и ребрам тракта охлаждения 2, на внутренней поверхности внутренней оболочки, выполнены радиальные ребра 5. В этом случае, за счет разрушения пограничного слоя и интенсификации теплообмена, часть тепла будет отбираться у продуктов сгорания при помощи указанных радиальных ребер, установленных в потоке.

Проведенные авторами теоретические и экспериментальные работы показали, что выполнение тракта охлаждения камеры ЖРД указанным образом позволит увеличить теплосъем с поверхности ориентировочно на 5-15%, в зависимости от конструкции камеры и условий ее работы.

Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащий внутреннюю профилированную оболочку с выполненными в ней ребрами постоянной толщины, образующими каналы тракта охлаждения, профилированную наружную оболочку, установленную на внутреннюю и скрепленную с ней, при этом на внутренней поверхности внутренней оболочки, со стороны камеры сгорания, выполнены дополнительные ребра, отличающийся тем, что высота и толщина дополнительных ребер не превышает толщины стенки донной части канала.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано в технологических установках для испытания различных воздушно-реактивных двигателей (ВРД), преимущественно прямоточных (ПВРД), в том числе и гиперзвуковых (ГПВРД), в качестве источника воздуха, состав и термодинамические характеристики которого соответствуют различным режимам полета летательного аппарата.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. .

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгенераторных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде.

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.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. .

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.

Изобретение относится к области теплоэнергетики, а именно - к теплообменным аппаратам, и может быть использовано при создании охлаждаемых конструкций с большими удельными тепловыми потоками.

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.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгенераторных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгенераторных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД)

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД)

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД)

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), преимущественно кислородно-керосиновым

Изобретение относится к ракетной технике. Блок тяги жидкостного ракетного двигателя содержит раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны. Устройство защиты блока тяги дополнительно оснащено устройством тепловой защиты рамы, выполненным в виде устройства охлаждения стенки камеры сгорания с каналами в ней, сообщающимися с каналами подачи одного из компонентов топлива к форсуночной камере. Достигается повышение надежности блока тяги жидкостного ракетного двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. 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, 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. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения критического сечения сопла и увеличение удельной тяги двигателя. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащей наружную и внутреннюю стенки, установленные с зазором и 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, согласно изобретению кольцевая деталь и кольцевая полость в ней выполнены трапециевидной формы, при этом кольцевая деталь содержит переднюю стенку, цилиндрическую стенку и заднюю стенку, установленные с зазором внутри коллектора, дозирующие отверстия выполнены тангенциально и направлены аналогично внутренним тангенциальным отверстиям, а высота зазора между передним торцом и коллектором выполнена меньше, чем высота зазора между наружной и внутренней стенками. Отношение высоты зазора между передним торцом и коллектором к высоте зазора между наружной и внутренней стенками выполнено в диапазоне от 0,5 до 0,9. Внутренние тангенциальные отверстия выполнены в плоскости, перпендикулярной оси камеры сгорания. На переднем торце выполнено оребрение. На заднем торце выполнено оребрение. На цилиндрической стенке выполнено оребрение. Соотношение длины внутренних тангенциальных отверстий к их диаметру выполнено в диапазоне от 1,0 до 2,5. Дозирующие отверстия выполнены калиброванными. В дозирующие отверстия установлены калиброванные жиклеры. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения камеры сгорания и увеличение удельной тяги двигателя. 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, в свою очередь, сужающуюся и расширяющуюся части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной оболочки, внутренней оболочки с основными ребрами постоянной толщины, образующими тракт охлаждения, согласно изобретению на внутренней поверхности внешней оболочки в районе сужающейся и расширяющейся частей камеры сгорания выполнены дополнительные продольные ребра, при этом высота и толщина дополнительных продольных ребер не превышает высоты и толщины основных ребер. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения критического сечения сопла и увеличение удельной тяги двигателя. 4 ил.
Наверх