液体火箭发动机推力室再生冷却流动与传热计算研究

为了研究液体火箭发动机推力室再生冷却流动与传热的快速仿真方法,建立了推力室再生冷却的准二维模型,对航天飞机主发动机开展了再生冷却流动与传热计算仿真研究,对比分析了再生冷却准二维模型和三维模型的仿真计算结果。研究表明,两种计算模型均可较好地预测推力室燃气及再生冷却剂的流动和传热。三维模型计算精度高,但计算用时较长。计算得到的航天飞机主发动机的燃气侧壁面最高热流密度为162.2MW/m2,最高壁温为1159.7K,冷却剂温升为244.0K,压降为8.5MPa。准二维模型计算结果精度略有降低,但计算时间较三维模型减小了90%。四个参数与三维模型计算结果的差异分别为0.3%,4.4%,8.6%和4.5%,在可接受范围内。本文的准二维模型计算时间短,适用于液体火箭发动机再生冷却结构的方案筛选和优化设计,三维模型计算精度高,适用于设计完成后的校核计算。     

燃气非平衡流再生冷却流动传热数值模拟

为准确预测液体火箭发动机推力室身部再生冷却换热状况,采用数值模拟方法,对燃气、推力室壁和超临界气氢进行三维流动和换热耦合计算。采用6组分9步反应动力学模型计算燃气的非平衡化学反应,采用DO模型计算燃气辐射换热,考虑超临界气氢物性随温度和压力的变化。获得了室壁温度场、燃气及冷却剂流场。结果表明,Redlich-Kwong方程、Peng-Robinson方程、Lucas法、TRAPP法能分别准确计算超临界氢的密度、定压比热容、粘度、导热系数,采用燃气非平衡流计算所得流场值更符合实际情况。     

再生冷却推力室耦合传热数值模拟

对大推力液体火箭发动机再生冷却推力室内部燃气、室壁和再生冷却剂进行了耦合传热数值计算.采用二维轴对称N-S方程描述推力室内部燃气的湍流流动与传热,对冷却剂流动采用简化的一维模型,通过室壁的偶合传热采用一维传热模型.N-S方程的求解采用贴体坐标系下的有限容积法,速度和压强的耦合采用可压缩的SIMPLE算法.湍流的模拟采用可压缩的标准κ-ε模型,辐射传热采用热流模型计算.研究表明,本文方法可较好地模拟燃气的二维流动,同时能快速计算壁面热流密度、壁温和冷却套温升,计算结果对大推力发动机推力室的设计具有一定的指导意义.     

气壁镀镍和冷却剂入口对再生冷却的影响

考虑冷却剂入口模型及气壁镀镍,对液体火箭发动机推力室再生冷却通道和冷却剂进行三维流动与传热耦合计算.采用经验公式计算燃气侧对流及辐射换热,冷却剂为甲烷,考虑其物性随温度和压力的变化.所得结果表明:冷却剂入口二次流及突扩流场的叠加,使局部压力损失变大,影响进口下游较大区域流动传热状况;气壁镀镍能提高气壁的耐高温性,降低气壁锆铜的温度.      

层板推力室再生冷却通道的传热特性分析

提出液体火箭发动机层板推力室再生冷却通道传热过程的数理模型。采用通用形式控制方程处理冷却剂紊流换热和通道材料导热的共轭传热问题，计算采用LVEL紊流模型，并考虑冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的变化及层板材料热物性随温度的变化。结果表明，采用大高宽比、小气壁厚度的通道设计，可显著提高再生冷却能力，降低室壁温度和温差。采用对流换热系数和热物性为常数的简化处理会引起很大误差。     

液体推进剂火箭发动机推力室再生冷却通道三维流动与传热数值计算

应用湍流模型对液体推进剂火箭发动机再生冷却推力室通道的流动与传热进行了三维数值模拟,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化,冷却剂比热容及金属固体物性随着温度而变化。计算采用标准k-ε双方程湍流模型及气-固耦合算法。结果表明:推力室燃气侧壁面的温度和热流密度的最高点均发生在喉部附近,喉部横截面固体区域最大温度梯度靠近燃气,喉部附近氢气在垂直主流方向的截面上产生了二次流。气固耦合面最大热流密度及最大对流换热系数同样位于推力室喉部附近。      

通道深宽比对液体火箭发动机推力室再生冷却的影响

应用湍流模型对液体推进剂火箭发动机再生冷却推力室通道的流动与传热进行了三维数值模拟, 冷却工质为氢气, 其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化, 冷却剂比热容及金属固体物性随着温度而变化.计算采用标准k-ε两方程湍流模型及气-固耦合算法.保持再生冷却通道个数及冷却工质进口流量不变, 通过改变通道肋壁厚度来改变冷却通道深宽比, 研究不同深宽比对推力室壁面再生冷却效果的影响规律.计算结果表明:增加通道深宽比对推力室壁面能够起到强化传热的作用, 但同时也增加了冷却通道的进出口压差.这是由于冷却工质流速的增高, 从而提高了推力室传热系数.随着深宽比不断增加, 推力室再生冷却效果趋于饱和, 而冷却工质进出口压降则不断上升.      

液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的数值模拟(Ⅱ)数值方法与计算结果

对液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的二维局部非热平衡模型进行了数值计算。计算中采用了正交曲线坐标系（贴体坐标）,并计及了冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的剧烈变化及固体壁沿轴向的导热。结果表明：推力室多孔壁面中靠近燃烧室的部分温度梯度很大;固体骨架与冷却剂的温度差异在推力室内壁面上最大;推力室多孔壁面材料导热系数的提高有利于降低壁面温度及温度梯度;随着冷却剂流量的增大,推力室壁中的最高温度明显下降;若设计合理,发汗冷却所需要的冷却剂的量只占总流量的２％左右。     

基于响应面法的再生冷却通道尺寸传热优化

为了降低液体火箭发动机推力室壁温和冷却剂压力损失,对再生冷却通道尺寸参数进行优化设计。以再生冷却通道高度、宽度、数目和推力室内壁厚为设计变量,推力室平均壁温、最高壁温和冷却剂压力损失为目标函数,采用Box-Behnken试验设计方法获取样本点,根据样本点建立再生冷却通道计算模型,利用传热分析程序针对不同方案得到目标函数关于设计变量的二阶响应面模型,分别用梯度投影、积极集法和遗传算法进行优化计算,同时利用逐步回归法和样本点更新技术提高模型精度。计算结果表明,建立的响应面模型能以较小的计算成本准确地反映设计变量和目标函数的关系;存在一个最佳的通道高宽比和通道数目使得冷却通道传热特性最优;对于两种不同优化方案,优化设计后的目标函数最多比初始设计降低13.5%和23.5%;使用遗传算法优化后得到的目标函数值最低。     

液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的数值模拟：（II）数值方法与计算结

对液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的二维局部非热平衡模型进行了数值计算,计算吸要用了正交曲线坐标系（贴体坐标）并计及冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的剧列变化及固体壁沿轴向的导热,结果表明,推力室多孔壁面中靠近燃烧室的部分温度梯度很大,固体骨架与冷却剂的温度差异在推力室内壁面上最大,推力室多孔壁面材料导热系数的提高有利于降低壁面温度及温度梯度;随着冷却剂流量的增大,推力室臂吉的最高温度明显     

液体火箭发动机燃烧室壁液膜冷却的数值模拟

为研究液体火箭发动机的液膜冷却,建立了液膜模型。考虑核心气流与液膜间的对流传热,辐射传热以及壁面与液膜的对流传热分析传热量,由液膜的卷吸和液膜的蒸发计算传质,并由气液界面和液固界面的摩擦力分析流动情况。在400N小发动机内流场数值模拟中采用了该液膜模型,计算得到的壁面温度分布与试验结果符合较好,表明该模型是合理可行的。改变发动机燃烧室半径和圆筒段长度,将数值模拟结果对比分析发现:在一定范围内随着半径和圆筒段长度的增加,液膜长度减小,室壁温度升高,冷却效果变差。研究结果可为发动机的设计提供参考。      

液氧甲烷发动机台阶型冷却通道的耦合传热特性

为了研究液氧甲烷发动机再生冷却通道中跨临界甲烷的流动和传热特性,以及冷却通道较大幅度的突扩突缩对冷却效果的影响,采用整场直接耦合的方法对推力室三维耦合传热进行了数值模拟,考虑了燃气的非平衡流动.通过计算得到了推力室三维温度场和流场.计算结果表明：由于喉部截面附近存在较强的二次流,燃气侧壁面温度的最大值出现在喉部上游.由于突扩突缩处存在较强的旋涡运动,冷却剂的湍流强度增强,冷却剂侧表面传热系数显著提高,燃气侧壁面温度出现局部极小值,同时也产生了较大的局部损失.由于铜内衬热阻比镍外套热阻小得多,从燃烧室进入的大部分热量在冷却通道底面和侧面被冷却剂吸收.冷却通道底面的温度和热流密度沿程变化比顶面更剧烈.     

液体火箭发动机不同室压下冷却方案适用范围

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。      

Thermal state calculation of chamber in small thrust liquid rocket engine for steady state pulsed mode

This paper presents a method of thermal state calculation of combustion chamber in small thrust liquid rocket engine. The goal is to predict the thermal state of chamber wall by using basic parameters of engine: thrust level, propellants, chamber pressure, injection pattern, film cooling parameters, material of wall and their coating, etc. The difficulties in modeling the startup and shutdown processes of thrusters lie in the fact that there are the conjugated physical processes occurring at various parameters for non-design conditions. A mathematical model to predict the thermal state of the combustion chamber for different engine operation modes is developed. To simulate the startup and shutdown processes, a quasi-steady approach is applied by replacing the transient process with time-variant operating parameters of steady-state processes. The mathematical model is based on several principles and data commonly used for heat transfer modeling: geometry of flow part, gas dynamics of flow, thermodynamics of propellants and combustion spices, convective and radiation heat flows, conjugated heat transfer between hot gas and wall, and transient approach for calculation of thermal state of construction. Calculations of the thermal state of the combustion chamber in single-turn-on mode show good convergence with the experimental results. The results of pulsed modes indicate a large temperature gradient on the internal wall surface of the chamber between pulses and the thermal state of the wall strongly depends on the pulse duration and the interval.     

冷却环带喷注结构对煤油超临界液膜的影响研究

针对液氧/煤油补燃发动机液膜冷却过程,建立了超临界条件下的液膜冷却模型,分析了冷却环带喷注结构对局部流动和冷却效果的影响.在超临界条件下,煤油和周围燃气为同种流体,用同一组方程来描述其流动与传热过程,对3种典型冷却环喷注结构的流动进行了数值模拟.结果表明:冷却环带的出口角度、台阶结构和喷射角对局部流动和传热有显著影响,出口角度小于90°的台阶式结构可减小局部回流从而有利于推力室的热防护.      

Numerical analysis of regenerative cooling in liquid propellant rocket engines

High combustion temperatures and long operation durations require the use of cooling techniques in liquid propellant rocket engines (LPRE). For high-pressure and high-thrust rocket engines, regenerative cooling is the most preferred cooling method. Traditionally, approximately square cross sectional cooling channels have been used. However, recent studies have shown that by increasing the coolant channel height-to-width aspect ratio and changing the cross sectional area in non-critical regions for heat flux, the rocket combustion chamber gas-side wall temperature can be reduced significantly without an increase in the coolant pressure drop. In this study, the regenerative cooling of a liquid propellant rocket engine has been numerically simulated. The engine has been modeled to operate on a LOX/kerosene mixture at a chamber pressure of 60 bar with 300 kN thrust and kerosene is considered as the coolant. A numerical investigation was performed to determine the effect of different aspect ratio and number of cooling channels on gas-side wall and coolant temperatures and pressure drop in cooling channels.