專利名稱：用于控制傳導到膨脹循環式火箭發動機中噴嘴側壁上的熱量的裝置的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種用于提高膨脹循環式火箭發動機(expander cyclerocket engines)功率的裝置，尤其是涉及一種用于增加傳導到冷卻劑的熱量的裝置，其中所述冷卻劑位于膨脹循環式火箭發動機中帶有冷卻劑通道的噴嘴側壁的內側。
US-5363645描述了一種用于在火箭發動機燃燒腔室的喉部中對燃燒廢氣進行發散冷卻的裝置。但是，這個發明的目的在于優化冷卻劑的消耗量，而并非提高火箭發動機的功率。
通常，根據氧化劑流和燃料流在發動機中是如何進行組織搭配的，可以將火箭發動機分成不同的發動機循環。在火箭發動機的燃燒循環和氣體發生循環中，燃燒會在該發動機中的兩個地方進行，即在主燃燒腔室內和在輔助燃燒器內。從輔助燃燒器中產生的燃燒廢氣用于驅動燃料和氧化劑泵的渦輪。
但是，在膨脹循環式火箭發動機中，燃燒僅在主燃燒腔室中進行，而用于驅動燃料和氧化劑泵的渦輪由流經主燃燒腔室和噴嘴側壁中的冷卻劑通道的燃料(通常是液態氫)來進行驅動。因此，這也就意味著從儲罐中供送出的燃料，通過泵使其壓力增加，然后使燃料流經噴嘴和主燃燒腔室的側壁中的冷卻劑通道，然后流過燃料和氧化劑泵的渦輪，并且隨后從泵中流出而流入到燃燒腔室中，在該燃燒腔室中，燃料與氧化劑一同燃燒。這也就意味著被加熱和發生膨脹的燃料越多，由這些燃料產生、用于驅動所述渦輪的能量就越多，從而使得發動機的效率得以提高。
因此，可以通過對在冷卻劑通道中被加熱的燃料的量進行設定，來對能夠達到的最大燃燒腔室壓力進行設定。因而，由于盡可能高的燃燒腔室壓力會使得火箭發動機達到最大功率，所以所希望獲得盡可能高的燃燒腔室壓力。
為了提高這種壓力，并且從而提高膨脹循環式火箭發動機的功率，非常重要的一點，是要使得傳導給燃料、用于升高燃料溫度的熱量達到最大化。即使燃料溫度的微小提高也非常重要，這是因為發動機的功率會因此而得以提高。
用于增加傳導到燃料中的熱量的現有方式包括，比如利用具有半圓形或者圓形橫剖面的導管來制造噴嘴側壁，以增大噴嘴側壁上面對火焰的面積。另外一種方式是利用具有高導熱性的材料來制造噴嘴側壁，比如利用銅。
現有技術中的缺點是，由半圓形或者圓形橫剖面導管制成的噴嘴側壁沿切線方向的強度較低，從而必須利用不同的方式來在其外側面上進行補強。這就意味著噴嘴將更為笨重，并且會降低其有效負載能力。利用銅來制造噴嘴側壁則具有這樣的缺點，即難以對銅進行焊接，并且銅的拉伸強度低于諸如鋼和鎳基材料這樣的材料的拉伸強度，這也意味著由銅制成的噴嘴將比由鋼制成的相應噴嘴更為笨重。
根據本發明能夠實現該目的，即為了擾亂噴嘴側壁上的附面層從而增加熱傳導，該噴嘴側壁上面對火焰的內側面具有一個特別選定的增大的表面粗糙度，該表面粗糙度的大小使之能夠穿透噴嘴側壁上附面層的粘性底層(viscous sublayer)。
時附圖
的簡述下面將參照所附附圖對本發明的一個非限制性實施例進行描述，其中所附附圖是半個根據本發明并且附著有燃燒腔室的火箭發動機噴嘴的剖視圖。
對優選實施方式的描述正如從附圖中所能夠看到的那樣，在噴嘴側壁1的內側面上示出了一個特別選定的增大的表面粗糙度。該表面粗糙度必須足夠大，以致于其能夠穿透附面層的粘性底層。
所述表面粗糙度能夠全面影響導熱性的下限可以根據下述公式進行確定y+＝(cf×u2/2)0.5×y/v其中cf是表面摩擦力，u是在附面層處的流速，v是粘滯度，而y是垂直于噴嘴側壁的距離。
所述表面粗糙度必須至少為下限50y+，毫無疑問，在該數值范圍內表面粗糙度將穿透附面層的粘性底層。
對于膨脹循環式火箭發動機中的一般噴嘴來說，表面粗糙度應該從該噴嘴的入口向出口逐步增大。在入口處的表面粗糙度應該大約為0.15毫米，而在出口處則應該大約為1毫米。
噴嘴內側面上的這種表面粗糙度例如可以通過機械加工工藝，比如磨削工藝，銑削工藝，或者利用通過火焰燃燒使得材料發生淀積的工藝或者利用等離子噴鍍工藝而獲得。
通過以這種方式增大表面粗糙度，能夠使得冷卻劑(燃料)的溫度至少升高10K，這將使得前述類型的火箭發動機中的冷卻效果至少提高1％或者更多。
權利要求
1.一種用于增加傳導到冷卻劑中的熱量的裝置，其中所述冷卻劑位于膨脹循環式火箭發動機中帶有冷卻劑通道的噴嘴側壁(1)的內側，其特征在于為了擾亂所述噴嘴側壁上的附面層并且從而增加熱傳導，該噴嘴側壁上面對火焰的內側面具有一個特別選定的增大的表面粗糙度，該表面粗糙度的大小使之能夠穿透噴嘴側壁上的附面層的粘性底層。
2.根據權利要求1中所述的裝置，其特征在于所述表面粗糙度從噴嘴的入口向出口逐步增大。
3.根據權利要求2中所述的裝置，其特征在于所述表面粗糙度從噴嘴入口處的大約0.15毫米變化到噴嘴出口處的大約1毫米。
全文摘要
本發明涉及一種用于增加傳導到冷卻劑上的熱量的裝置,其中所述冷卻劑位于膨脹循環式火箭發動機中帶有冷卻劑通道的噴嘴側壁的內側。為了實現該目的,本發明提出:為了擾亂噴嘴側壁上的附面層并且從而增加熱傳導,噴嘴側壁上面對火焰的內側面具有一個特別選定的增大的表面粗糙度,該表面粗糙度的大小使之能夠穿透噴嘴側壁上的附面層的粘性底層。
文檔編號F02K9/00GK1364218SQ01800549
公開日2002年8月14日 申請日期2001年3月16日 優先權日2000年3月17日
發明者楊·隆格倫, 阿爾內·波曼, 馬茨·奧洛夫森 申請人:沃爾沃航空有限公司