液体火箭发动机推力室复合冷却流动与传热研究

为了预测液体火箭发动机推力室的复合冷却性能,建立了推力室再生冷却通道和超临界氢的三维仿真模型以及推力室内燃气和超临界氢膜的轴对称二维仿真模型。通过边界耦合发展了液体火箭发动机推力室复合冷却流动与传热的数值仿真方法。对航天飞机主发动机推力室内部燃气、超临界冷却膜、室壁和再生冷却剂进行了流动与传热耦合计算仿真研究。研究表明,仿真方法可较好地预测推力室燃气及再生冷却剂的流动和传热,计算得到航天飞机主发动机的燃气侧壁面最高热流密度为129MW/m2,最高壁温为885K,冷却剂温升为192K,压降为8.8MPa,结果与已有数据吻合较好。模型和仿真方法可用于液体火箭发动机推力室冷却系统传热计算和冷却结构的优化设计。     

冷却剂不同流动方式对膨胀循环推力室再生冷却换热的影响

为了解液体火箭发动机膨胀循环推力室再生冷却换热特性,对某一参考发动机推力室和另外两种面积比的膨胀循环推力室建立三维计算模型,采用数值模拟的方法,考察冷却剂的温升、冷却通道压降以及推力室内壁面温度和热流密度的分布情况.重点比较了不同燃烧室圆柱段长度、冷却剂不同流动方式以及不同面积比对以上结果的影响.计算过程中采用二阶迎风格式离散控制方程.计算结果表明:采用逆流冷却时,通过加长推力室圆柱段长度使推力室受热面积增加70%后,冷却剂温升提高了一倍左右;对膨胀循环推力室进行再生冷却时,采用顺流冷却要比逆流冷却的冷却通道压降低,但同时冷却剂温升也较低,并且对喉部壁面的冷却效果较差.     

推力室槽道式冷却通道尺寸优化设计方法

新一代液氧 /烃类推进剂液体火箭发动机将采用高燃烧室压力方案 ,这时推力室冷却成为一项关键技术问题。本文构造了一个槽道式再生冷却通道几何尺寸的优化设计方法 ,其优化目标是使通过冷却通道的冷却剂的压力损失最小。典型的计算、实验表明 ,采用优化设计方法可使冷却压力损失减少 50 % ,即采用优化设计有利于高室压推力室冷却问题的解决。     

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。     

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.      

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。      

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。     

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.      

变推力液体火箭发动机烧蚀推力室的设计计算

液体火箭发动机推力室的烧蚀冷却是一种新的冷却技术.本文介绍了烧蚀冷却的机理、变推力火箭发动机推力室中换热系数的计算、烧蚀速率和侵蚀速率的计算、室壁中温度的计算以及由于烧蚀冷却所引起的性能损失的计算等,可供设计烧蚀冷却推力室作参考.     

流场不均匀对液体火箭发动机纵向振荡燃烧影响及控制

针对常温推进剂发动机推力室再生冷却和撞击式喷注器结构,分析了推力室身部与喷注器对接部位的流场特性,对流场均匀性进行了实验测量。结果表明：推力室身部再生冷却通道出口压力存在约0.15 MPa周向不均匀。身部出口节流显著提高局部流速,使喷注器面氧化剂湍流度和不均匀性增加,进而改变燃烧特性。通过撞击喷注单元雾化试验,获得了18 m/s的推进剂入口边界流速。基于喷注器流场均匀性,提出控制推进剂流速,降低不均匀性,进而抑制纵向高频燃烧不稳定性的控制方法。发动机热试结果表明,采用（15±1） m/s的推进剂入口流速,控制方法抑制了纵向高频燃烧不稳定性。     

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。      

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.     

液体火箭发动机推力室可重复使用技术

为了验证液体火箭发动机推力室可重复使用技术,采用流-固耦合方法对推力室内壁材料、外壁厚度、冷却通道高宽比等影响推力室内壁寿命的因素进行了数值模拟.通过计算,得到了推力室内壁在不同内壁材料、不同外套厚度、不同冷却通道高宽比下单循环各阶段的应力、应变分布,对计算结果进行后处理,得到了内壁损伤.结果表明,采用高强度及延展性内壁材料、低刚性外套、大冷却通道高宽比可以减小推力室内壁损伤,延长推力室内壁使用寿命.      

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.      

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.