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液体火箭发动机不同室压下冷却方案适用范围

侯瑞峰 李龙飞 陈建华 曹晨 刘云浩

侯瑞峰, 李龙飞, 陈建华, 等. 液体火箭发动机不同室压下冷却方案适用范围[J]. 航空动力学报, 2022, 37(12):2797-2806 doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220378
引用本文: 侯瑞峰, 李龙飞, 陈建华, 等. 液体火箭发动机不同室压下冷却方案适用范围[J]. 航空动力学报, 2022, 37(12):2797-2806 doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220378
HOU Ruifeng, LI Longfei, CHEN Jianhua, et al. Adaptability of cooling structure schemes of liquid propellant rocket engine thrust chamber under different pressures[J]. Journal of Aerospace Power, 2022, 37(12):2797-2806 doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220378
Citation: HOU Ruifeng, LI Longfei, CHEN Jianhua, et al. Adaptability of cooling structure schemes of liquid propellant rocket engine thrust chamber under different pressures[J]. Journal of Aerospace Power, 2022, 37(12):2797-2806 doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220378

液体火箭发动机不同室压下冷却方案适用范围

doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20220378
基金项目: 173科技基础加强计划重点基础研究项目
详细信息
    作者简介:

    侯瑞峰(1995-),男,博士生,研究领域为液体火箭发动机高压推力室热防护技术

    通讯作者:

    李龙飞(1977-),男,研究员,博士生,研究领域为液体火箭发动机推力室技术。E-mail:hrfchina@163.com

  • 中图分类号: V434+.24

Adaptability of cooling structure schemes of liquid propellant rocket engine thrust chamber under different pressures

  • 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。

     

  • 图 1  推力室冷却技术分类

    Figure 1.  Classification of cooling technology of thrust chamber

    图 2  计算程序逻辑流程

    Figure 2.  Flow diagram of temperature calculation

    图 3  液体火箭发动机传热系统温度分布

    Figure 3.  Temperature distribution of the LRE heat transfer system

    图 4  再生冷却剂温度增量对比校验

    Figure 4.  Comparison verification of regenerative coolant temperature increment

    图 5  推力室构型简图

    Figure 5.  Thrust chamber configuration diagram

    图 6  计算截面划分图

    Figure 6.  Computational section diagram

    图 7  C-2算例的壁面温度计算结果

    Figure 7.  Calculation result of wall temperature in C-2 case

    图 8  C-2算例壁面热流密度分布

    Figure 8.  Wall heat flux distribution of C-2 case

    图 9  A方案4种情况计算结果对比

    Figure 9.  Comparison of 4 calculation results among A cases

    图 10  B方案4种情况计算结果对比

    Figure 10.  Comparison of 4 calculation results among B cases

    图 11  C方案4种情况计算结果对比

    Figure 11.  Comparison of 4 calculation results among C cases

    表  1  冷却通道温度上限参考

    Table  1.   Limit temperature reference of cooling channel

    参数理论上限安全裕度最终上限
    Tg/K<1100100<1000
    Tw/K<900100<800
    Tl/K<65060<590
    Tc/K<47020<450
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    表  2  液体火箭发动机模型参数

    Table  2.   Model parameters of the LRE

    参数数值及说明
    喷注器同轴离心式
    燃烧室圆柱形
    圆柱段长度/mm300
    喷管喉径/mm220
    喉部收缩比2.9
    喷管扩张比36
    冷却方式再生冷却+液膜环带
    材料高导热铜合金(推力室内壁)
    高强度不锈钢(推力室外壁)
    镍铬镀层(隔热镀层)
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    表  3  冷却剂温升试验校验数据

    Table  3.   Coolant temperature rise test verification data

    试验序号温升/K误差/%
    试验值计算值
    1130.8124.8−4.59
    2126.0124.7−1.03
    3119.2121.9 2.27
    4118.7120.2 1.26
    5124.4119.4−4.02
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    表  4  不同冷却方案的结构设计

    Table  4.   Structure design of different cooling schemes

    序号压强/MPa冷却技术
    再生
    冷却
    小流量
    环带
    大流量
    环带
    隔热
    镀层
    A-112
    A-216
    A-318
    A-420
    B-112
    B-216
    B-318
    B-420
    C-112
    C-216
    C-318
    C-420
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    表  5  16 MPa案例工况参数

    Table  5.   Operating parameters of the case using 16 MPa

    工况参数数值
    推力室压力/MPa16.00
    冷却通道压力/MPa21.83
    氧化剂总流量/(kg/s)259.7
    燃料总流量/(kg/s)90.7
    中心区混合比2.9
    边区混合比2.0
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  • 收稿日期:  2022-05-27
  • 网络出版日期:  2022-10-11

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