КАМЕРА ЖИДКОСНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2014 года по МПК F02K9/64 

Описание патента на изобретение RU2517949C2

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двигателестроению, и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Одним из основных направлений в совершенствовании ЖРД является увеличение давления в камере. В свою очередь, увеличение давления ограничивается прочностью камеры ЖРД и, в первую очередь, прочностью тракта охлаждения.

В настоящее время в основном применяется регенеративное охлаждение огневой стенки камеры ЖРД, заключающееся в подаче охладителя по специальным пазам, выполненным между внутренней огневой и наружной силовой оболочками, скрепленными между собой по вершинам пазов тракта охлаждения при помощи пайки специальным припоем.

Прочность тракта охлаждения определяется прочностью паяных швов между внутренней и наружной оболочками из-за того, что прочность припоя ниже прочности материала оболочек. Для увеличения прочности паяного соединения необходимо увеличение площади соприкосновения контактируемых поверхностей. Увеличение толщины ребра нецелесообразно из-за того, что это ведет к уменьшению числа ребер и увеличению перепада давлений в тракте охлаждения камеры. Как правило, при увеличении давления внутри тракта охлаждения оболочка теряет устойчивость и вспучивается в цилиндрической части, т.к в сужающейся части камеры происходит уменьшение внутреннего диаметра оболочки, что ведет к уменьшению внутренних напряжений.

Известна конструкция КС, состоящая из внутренней и наружной оболочек, связанных гофрированной проставкой, на вертикальных ребрах которой выполнены турбулизирующие выступы (Калинин Э.К., Дрейцер Г.А., Ярхо С.А. Интенсификация теплообмена в каналах. М.: Машиностроение, 1981, с.145-146).

Введение в конструкцию турбулизаторов позволяет многократно повысить эффективность теплообмена в охлаждающих каналах. Но известное конструктивное оформление не является оптимальным с точки зрения применения турбулизаторов, т.к. выполнение выступов на вертикальных ребрах гофров технологически затруднительно, и при этом в одних каналах получаются выступы, а в смежных вмятины.

Известна также КС ЖРД с трактом регенеративного охлаждения, содержащая наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, в которых размещены турбулизирующие выступы (Патент США N 4781019, кл. F02K 9/64, опублик. 1988).

Такое конструктивное оформление турбулизирующих выступов не является технологичным, т.к. связано со сложностью и высокой трудоемкостью изготовления.

Известна камера сгорания жидкостного реактивного двигателя с трактом регенеративного охлаждения, содержащая наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, в которых размещены турбулизирующие выступы, при этом каналы охлаждения образованы двутавровыми проставками, а турбулизирующие выступы выполнены на вертикальной стенке и полках каждой проставки симметрично вертикальной оси двутавра с равномерным шагом по его длине (патент РФ №2061890, MПK: F02K 19/62 - прототип).

Указанная камера сгорания состоит из огневой оболочки, двутавровых проставок и наружной оболочки.

На огневой оболочке с равномерным шагом образованы турбулизирующие выступы. На полках и вертикальной стенке двутавровых проставок симметрично вертикальной оси двутавра выполнены турбулизирующие выступы. Выступы получаются при прокатке двутавровых проставок за счет выполнения соответствующих лунок на рабочих поверхностях прокатных роликов. Выступы расположены группами по 6 штук с расчетным равномерным шагом по длине проставок. Оси турбулизирующих выступов в смежных проставках расположены на одном уровне. Это позволяет обеспечивать за счет выбора высоты турбулизирующих выступов требуемое локальное сужение охлаждающих каналов с заданным шагом по длине образующей КС.

Основным недостатком является то, что выступы образуются при прокатке и имеют достаточно обтекаемую форму, что не позволяет получить требуемую степень турбулизации потока и соответственно интенсифицировать теплопередачу. Кроме этого, в местах прилегания полки двутавровой проставки к стенкам тракта также ухудшаются условия теплопередачи, так как образуется толщина, равная толщине стенки и толщине полки, что ведет к ухудшению условий теплообмена и росту массы камеры сгорания.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание тракта регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, применение которого позволит интенсифицировать процесс теплопередачи между поверхностью огневой стенки и охладителем.

Решение указанной задачи достигается за счет того, что в предложенном тракте регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащем наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока, согласно изобретению полки двутавровых проставок выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками.

В варианте исполнения выборки на каждой полке двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке.

В варианте исполнения выборки на верхней и нижней полках двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке.

В варианте исполнения выборки смежных проставок расположены таким образом, что выборки на полках одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки.

В варианте исполнения глубина выборки составляет 25-75% ширины полки.

Нижнее значение указанного соотношения выбрано, исходя из того, что при дальнейшем его уменьшении происходит ухудшение условий турбулизации, и наличие выборки практически не сказывается на интенсификации теплообмена.

Верхнее значение указанного соотношения выбрано, исходя из того, что при дальнейшем его увеличении происходит ухудшение прочностных характеристик соединения проставки и оболочки.

В варианте исполнения, в вертикальных стенках двутавровых проставок выполнены сквозные каналы.

Положительными техническими результатами предлагаемого технического решения являются в области конструкции обеспечение высокой эффективности теплообмена в каналах за счет применения заданной величины локальных сужений охлаждающих каналов с расчетным шагом и каналов перетока охладителя из одного канала в другой, что значительно позволяет улучшить условия теплообмена.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 показан поперечный разрез тракта камеры при выполнении выборок на каждой полке, на фиг.2 - вид сверху в варианте выполнения выборок на каждой полке, на фиг.3 - поперечный разрез тракта камеры при выполнении выборок на полках тавровой проставки в шахматном порядке, на фиг.4 - вид сверху в варианте выполнения выборок на полках тавровой проставки в шахматном порядке, на фиг.5 - поперечный разрез тракта в варианте выполнения выборок смежных проставок таким образом, что выборки одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки, на фиг.6 - вид сверху в варианте выполнения выборок смежных проставок таким образом, что выборки одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки.

Камера жидкостного ракетного двигателя содержит наружную 1 и огневую 2 оболочки с каналами охлаждения 3 между ними, образованными двутавровыми проставками 4. Полки двутавровых проставок 4 выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок 5, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками 5. В вертикальных стенках двутавровых проставок 4 выполнены сквозные каналы 6.

Предложенная камера работает следующим образом.

Охладитель подается по каналам охлаждения 3, охлаждает огневую оболочку 2 и нагревается за счет теплообмена с огневой оболочкой 2. При обтекании горизонтальных полок двутавровых проставок 4, на которых выполнены выборки 5, происходит турбулизация потока за счет его попеременного расширения-сжатия, что улучшает перемешивание слоев потока между собой. Выполнение сквозных каналов 6 в вертикальных стенках двутавровых проставок 4 позволяет обеспечить перетекание охладителя из одного канала охлаждения 3 в другой, что дополнительно турбулизирует поток и улучшает условия теплообмена.

Использование предложенного технического решения позволит создать тракт регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, применение которого позволит интенсифицировать процесс теплопередачи между поверхностью огневой стенки и охладителем.

Похожие патенты RU2517949C2

название год авторы номер документа
ТРАКТ РЕГЕНЕРАТИВНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2012
  • Черниченко Владимир Викторович
  • Рубинский Виталий Романович
  • Дубанин Владимир Юрьевич
  • Зворыкин Илья Иванович
RU2516678C2
СПОСОБ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ТРАКТА РЕГЕНЕРАТИВНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИТАТЕЛЯ 2012
  • Черниченко Владимир Викторович
  • Рубинский Виталий Романович
  • Бараков Александр Валентинович
RU2516723C2
СОПЛО КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2012
  • Черниченко Владимир Викторович
  • Рубинский Виталий Романович
  • Дубанин Владимир Юрьевич
  • Зворыкин Илья Иванович
RU2515576C2
ТРАКТ ОХЛАЖДЕНИЯ ТЕПЛОНАПРЯЖЕННЫХ КОНСТРУКЦИЙ 2012
  • Рубинский Виталий Романович
  • Черниченко Владимир Викторович
  • Солженикин Павел Анатольевич
RU2513059C2
КАМЕРА СГОРАНИЯ ЖИДКОСТНОГО РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ТРАКТОМ РЕГЕНЕРАТИВНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ 1992
  • Абросимов В.П.
  • Двуреченский А.Г.
  • Жарков С.П.
RU2061890C1
КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2018
  • Шматов Дмитрий Павлович
  • Дроздов Игорь Геннадьевич
  • Васильченко Дмитрий Владимирович
  • Кружаев Константин Владимирович
  • Меньших Валерия Владимировна
  • Левин Василий Сергеевич
  • Башарина Татьяна Александровна
  • Мазалов Алексей Борисович
RU2720596C1
СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2013
  • Болотин Николай Борисович
RU2514863C1
СМЕСИТЕЛЬНАЯ ГОЛОВКА КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ (ЖРД) И КАМЕРА ЖРД С ЭТОЙ ГОЛОВКОЙ 2000
  • Борзенко Г.И.
  • Васин А.А.
  • Ганин А.А.
  • Каменский С.Д.
  • Каторгин Б.И.
  • Колесников А.И.
  • Самохин В.В.
  • Чурин Ю.Н.
  • Шмырев Ю.С.
  • Фатуев И.Ю.
  • Федоров В.В.
  • Чванов В.К.
RU2205973C2
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ МАЛОЙ ТЯГИ 2000
  • Весноватов А.Г.
  • Барсуков О.А.
RU2183760C2
КАМЕРА СГОРАНИЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2015
  • Соколов Борис Александрович
  • Скоромнов Владимир Иванович
  • Свечкин Валерий Петрович
  • Смоленцев Александр Алексеевич
  • Козлов Александр Викторович
  • Шачнев Сергей Юрьевич
  • Дядченко Вадим Юрьевич
RU2614902C2

Иллюстрации к изобретению RU 2 517 949 C2

Реферат патента 2014 года КАМЕРА ЖИДКОСНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к области ракетной техники. Камера жидкостного ракетного двигателя содержит 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, выборки на каждой полке двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки на верхней и нижней полках двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки смежных проставок расположены таким образом, что выборки на полках одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки, глубина выборки составляет 25-75% ширины полки, в вертикальных стенках двутавровых проставок выполнены сквозные каналы. Изобретение обеспечивает повышение эффективности теплообмена в каналах. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Формула изобретения RU 2 517 949 C2

1. Камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока, отличающаяся тем, что полки двутавровых проставок выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками.

2. Камера жидкостного ракетного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что выборки на каждой полке двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке.

3. Камера жидкостного ракетного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что выборки на верхней и нижней полках двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке.

4. Камера жидкостного ракетного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что выборки смежных проставок расположены таким образом, что выборки на полках одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки.

5. Камера жидкостного ракетного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что глубина выборки составляет 25-75% ширины полки.

6. Камера жидкостного ракетного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что в вертикальных стенках двутавровых проставок выполнены сквозные каналы.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2014 года RU2517949C2

КАМЕРА СГОРАНИЯ ЖИДКОСТНОГО РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ТРАКТОМ РЕГЕНЕРАТИВНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ 1992
  • Абросимов В.П.
  • Двуреченский А.Г.
  • Жарков С.П.
RU2061890C1
ТРАКТ ОХЛАЖДЕНИЯ КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2008
  • Горохов Виктор Дмитриевич
  • Черниченко Владимир Викторович
  • Стогней Владимир Григорьевич
RU2392478C1
EP 0780563 A3, 25.06.1997
US 4781019 A1, 01.11.1988
Способ генотипирования крупного рогатого скота по аллелям 878 СТ гена scd1 (rs41255693) методом ПЦР в режиме реального времени 2020
  • Ковальчук Светлана Николаевна
  • Архипова Анна Леонидовна
  • Климов Евгений Александрович
  • Скачкова Ольга Александровна
RU2744174C1
DE 10156124 A1, 16.11.2001

RU 2 517 949 C2

Авторы

Черниченко Владимир Викторович

Рубинский Виталий Романович

Бараков Александр Валенитинович

Зворыкин Илья Иванович

Даты

2014-06-10Публикация

2012-02-02Подача