液体火箭发动机不同室压下冷却方案适用范围

作     者：侯瑞峰 李龙飞 陈建华 曹晨 刘云浩 HOU Ruifeng;LI Longfei;CHEN Jianhua;CAO Chen;LIU Yunhao

作者机构：中国航天科技集团有限公司西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室西安710100 西北工业大学航天学院西安710072 

基　　金：173科技基础加强计划重点基础研究项目 

出 版 物：《航空动力学报》 (Journal of Aerospace Power)

年 卷 期：2022年第37卷第12期

页      码：2797-2806页

摘      要：为了精准评估不同冷却方案对高压液氧烃火箭发动机推力室传热特性的影响,建立了一套再生通道-液膜屏蔽-隔热镀层-辐射换热的整机模型,采用Ievlev半经验模型计算燃气侧壁面的对流换热过程,引入Shruvik安全裕度评估准则,计算推力室径向的分区温度和热流密度。基于某型大推力液氧煤油火箭发动机,研究了不同冷却结构组合的换热能力上限,分析了不同推力室压力对冷却设计方案的影响。结果表明:推力室压力在12 MPa及以下时,可主要依靠再生冷却技术满足冷却需求;在16 MPa及以下时需要配合内冷却环带满足冷却需求;在18 MPa及以下时需进一步设置隔热镀层提高热防护能力;室压在20 MPa甚至更高时,必须采用其他强化换热措施。

主 题 词：液体火箭发动机 推力室 再生冷却 冷却环带 隔热镀层 

学科分类：080703[080703] 08[工学] 082502[082502] 0807[工学-电子信息类] 0825[工学-环境科学与工程类] 

核心收录：

D　O　I：10.13224/j.cnki.jasp.20220378

馆 藏 号：203118105...