устройство для регулирования передачи тепла стенке сопла ракетных двигателей с циклом расширения

Формула изобретения

1. Устройство для усиления передачи тепла хладагенту на внутренней стороне стенки (1) сопла, снабженного каналами охлаждения ракетных двигателей с циклом расширения, отличающееся тем, что для возмущения пограничного слоя у стенки сопла и таким образом усиления передачи тепла внутренняя сторона стенки сопла, обращенная к пламени, имеет шероховатость поверхности, по меньшей мере, 50y⁺ , так что она проникает сквозь вязкий подслой пограничного слоя у стенки сопла, где y⁺ - нижний предел, при котором шероховатость поверхности дает полный эффект с точки зрения передачи тепла.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что шероховатость поверхности постепенно повышается от входного отверстия до выходного отверстия сопла.

3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что шероховатость поверхности варьируется от около 0,15 мм на входе сопла до около 1 мм на выходе сопла.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к устройству для повышения мощности ракетных двигателей с циклом расширения, в частности к устройству для усиления передачи тепла хладагенту на внутренней стороне стенки сопла, снабженного каналами для хладагента, ракетных двигателей с циклом расширения.

Известен способ регулирования пограничного слоя на стенке сопла ракетного двигателя. Целью этого регулирования пограничного слоя является уменьшение трения между газообразными продуктами сгорания и стенкой сопла таким образом, что можно увеличивать степень расширения реактивных сопел, в частности вакуумных сопел, и, таким образом, мощность ракетного двигателя. Увеличение мощности ракетного двигателя согласно этому документу достигают другим способом по сравнению с устройством, соответствующим настоящему изобретению.

Из документа US-5363645 известно устройство для испарительного охлаждения газообразных продуктов сгорания в горловине камеры сгорания ракетного двигателя. Однако задачей этого изобретения является оптимизация потребления хладагента, а не увеличение мощности ракетного двигателя.

Обычно ракетные двигатели подразделяют по разным циклам двигателя в зависимости от того, как в двигателе организованы потоки окислителя и топлива. В ракетных двигателях со ступенчатым циклом сгорания и циклом генерирования газа сгорание происходит в двух местах в двигателе, то есть в главной камере сгорания и во вторичной горелке. Газообразные продукты сгорания из вторичной горелки используются для приведения в действие турбин насосов для топлива и окислителя.

Однако в ракетных двигателях с циклом расширения сгорание происходит только в главной камере сгорания, и турбины, приводящие в действие насосы для топлива и окислителя, приводятся в действие топливом (обычно жидким водородом), протекающим по каналам охлаждения в стенках главной камеры сгорания и сопла. Таким образом, это означает, что топливо подается из топливных баков через насосы, где давление топлива повышается, и через каналы охлаждения в стенках сопла и камеры сгорания, затем в турбины насосов для топлива и окислителя и затем в камеру сгорания, где оно сгорает вместе с окислителем. Это означает, что чем больше топливо нагревается и расширяется, тем больше мощности может быть получено от топлива для приведения в действие турбин, посредством чего эффективность двигателя увеличивается.

Максимально достижимое давление в камере сгорания, таким образом, определяется тем, насколько топливо нагрето в каналах охлаждения. Таким образом, желательно получить как можно большее давление в камере сгорания, поскольку это даст большую мощность ракетного двигателя.

Для увеличения давления и, таким образом, мощности ракетного двигателя с циклом расширения крайне важно максимизировать передачу тепла топливу для увеличения его температуры. Даже небольшое увеличение температуры топлива имеет большую важность, поскольку таким образом будет увеличена мощность двигателя.

Разные эксперименты известного уровня техники для усиления передачи тепла топливу содержат в том числе увеличение площади стенки сопла, обращенной к пламени, например, посредством формирования стенки сопла из труб с полукруглым или круглым сечением. Другим путем является выполнение стенки сопла из материала с высокой теплопроводностью, такого как медь.

Недостатком известного уровня техники в области изобретения является то, что стенки сопла, сформированные из труб полукруглого или круглого сечения, имеют низкую прочность в направлении по касательной и, таким образом, должны усиливаться снаружи другим средством. Это означает, что сопло будет тяжелым, и полезная грузоподъемность будет снижена. Выполнение сопла из меди имеет недостаток, заключающийся в том, что медь трудно сваривать, и она имеет меньший предел прочности на разрыв, чем, например, материалы на основе стали и никеля, что означает, что сопло из меди будет тяжелее, чем соответствующее сопло из стали.

Задачей изобретения является устранение указанных выше недостатков известного уровня техники.

Эта задача решается тем, что в устройстве для усиления передачи тепла хладагенту на внутренней стороне стенки сопла, снабженного каналами охлаждения, ракетных двигателей с циклом расширения для возмущения пограничного слоя у стенки сопла и, таким образом, усиления передачи тепла внутренняя сторона стенки сопла, обращенная к пламени, имеет специально повышенную шероховатость поверхности по меньшей мере 50y ⁺, так что она проникает сквозь вязкий подслой пограничного слоя у стенки сопла.

Предпочтительно шероховатость поверхности постепенно повышается от входного отверстия до выходного отверстия сопла.

В устройстве согласно изобретению шероховатость поверхности варьируется от около 0,15 мм на входе сопла до около 1 мм на выходе сопла.

Теперь будет описан не вносящий ограничений пример осуществления настоящего изобретения со ссылками на прилагаемый чертеж, который является видом сечения одной половины реактивного сопла с соединенной с ним камерой сгорания в соответствии с изобретением.

Как можно видеть на чертеже, внутренняя сторона стенки 1 сопла демонстрирует специально избранную повышенную шероховатость поверхности. Эта шероховатость поверхности должна быть настолько большой, чтобы она проникала сквозь вязкий подслой пограничного слоя.

Нижний предел, с которым шероховатость поверхности даст полный эффект с точки зрения передачи тепла, может быть определен следующим:

y⁺=(c_f·u ²/2)^0,5·y/v

где c_f - это поверхностное трение, u - это скорость в пограничном слое, v - это вязкость, и y - это расстояние по нормали к стенке сопла.

Шероховатость поверхности должна быть по меньшей мере 50 У⁺, что является нижним пределом, при котором шероховатость поверхности без сомнения проникнет сквозь всякий подслой пограничного слоя.

Для типичного сопла ракетного двигателя с циклом расширения шероховатость поверхности постепенно возрастает от входного отверстия до выходного отверстия сопла. На входе шероховатость поверхности должна быть около 0,15 мм, и на выходе около 1 мм.

Шероховатость поверхности внутренней поверхности сопла может быть получена, например, механической обработкой, такой как грубая шлифовка, фрезерование или осаждение материала посредством газоплазменного напыления или плазменного напыления.

Посредством повышения шероховатости поверхности таким образом можно достигнуть повышения температуры хладагента (топлива) по меньшей мере на 10К, что дает повышение охлаждающего эффекта ракетного двигателя указанного выше типа на 1% или более.