高深宽比冷却槽在89kN推力燃烧室中的验证

为了验证大型火箭发动机燃烧室高深宽比冷却槽的性能优势,美国对高压89kN推力采用高深宽比冷却槽的烯烧室在NASA一刘易斯研究中心火箭发动机试验室进行了室压为5.5～11.0MPa的高压试验。使用的推进剂是气氢和液氧,额定混合比为6,液氢作冷却剂。该燃烧室装有30个背侧表皮热电偶、9个冷却通道肋热电偶和10个冷却通道压力引出接头。在这个燃烧室上总共完成了29个热循环,且每个热循环都有一秒钟的稳态燃烧。在25个热循环中,冷却剂的流量与燃料流量相等。其中4个热循环冷却剂质量流量逐渐下降5%、6%、11%和20%。冷却通道肋热电偶平均值与计算值的偏差在9%以内,冷却通道压降的偏差在20%以内。在喉部区域,燃烧室的气壁温比常规冷却燃烧室降低了25%以上。降低冷却剂质量流量产生的压降与满流状态相比降低了27%以上,而气壁温与常规燃烧室相比,仍然保持降低13%以上。