基于相态划分方法的火箭发动机液膜效果分析

侯瑞峰; 管杰; 曹晨

doi:10.12404/j.issn.1671-1815.2502022

科学技术与工程 ›› 2026, Vol. 26 ›› Issue (2) :855-862 DOI: 10.12404/j.issn.1671-1815.2502022

航空、航天

基于相态划分方法的火箭发动机液膜效果分析

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Analysis of Liquid Film Effects in Rocket Engines Based on Phase-division Method

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摘要

火箭发动机中的液膜冷却技术,在发动机推力室热防护过程中非常重要,直接影响着火箭的性能和可靠性。准确评估液膜冷却剂的效果是保证载人航天安全的基础,也是实现火箭重复使用的关键。为了精准把握设计参数对推力室传热性能的影响,建立了火箭发动机推力室传热模型,通过试验验证了模型的准确性,基于工程样机分析了喷注流量/喷注温度对液膜/气膜的影响效果。结果表明:模型结果与试验结果的误差小于2%,可明确获得冷却剂不同相态时的流体参数;推力室中液膜效果同时受喷注流量的正影响,与喷注温度的负影响,等效变量约0.1 kg/s和20 K;气膜效果可由气膜冷却效率体现,冷却效率变化0.02时(基于0.68),气膜长度变化4%。

Abstract

The liquid film cooling technology in rocket engines plays a crucial role in the thermal protection of combustion chambers, directly affecting the performance and reliability of rockets.Accurately evaluating the effectiveness of coolant is fundamental to ensuring manned spaceflight safety and a key to achieving rocket reusability. To precisely calculate the effects of design parameters on the heat transfer performance of the combustion chamber, a heat transfer model was established. The accuracy of the model was verified through experiments, and the effects of flow rate and temperature of the coolant on the liquid film/gas film were analyzed based on engineering prototype. The results show that: the error between the model results and experimental results is less than 2%, allowing clear determination of fluid parameters during different states of the coolant. The effectiveness of liquid film in the thrust chamber is simultaneously positively influenced by injection flow rate and negatively affected by injection temperature, and the variables that produce equivalent effects are approximately 0.1 kg/s and 20 K. The performance of gas film can be characterized by its cooling efficiency, andwhen the cooling efficiency changes by 0.02 (based on 0.68), the length of the gas film varies by 4%.

Graphical abstract

关键词

液体火箭发动机 / 推力室 / 传热计算 / 膜冷却

Key words

liquid propellant rocket engine / thrust chamber / heat transfer calculation / film cooling

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侯瑞峰, 管杰, 曹晨. 基于相态划分方法的火箭发动机液膜效果分析[J]. 科学技术与工程, 2026, 26(2): 855-862 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2502022

HOU Rui-feng, GUAN Jie, CAO Chen. Analysis of Liquid Film Effects in Rocket Engines Based on Phase-division Method[J]. Science Technology and Engineering, 2026, 26(2): 855-862 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2502022

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航天技术推动了人类文明进步的步伐。一方面,运载火箭发射的卫星和飞行器对通信、导航和气象等领域至关重要^[1-3]。另一方面,航天技术通过促进材料科学、推进系统和计算机控制等高科技发展,加速了工业升级和技术下放。现代航天事业(如载人航天火箭和可重复使用火箭)的不断发展,离不开运载火箭技术的不断进步。

火箭的推进系统为火箭脱离地心引力提供动力,在一定程度上是运载火箭最重要的系统。液体火箭发动机作为推进系统的核心动力装置,其推力水平、比冲大小和工作可靠性等性能,直接决定了航天飞行器能否顺利完成任务^[4-6]。

在众多影响液体火箭发动机性能的因素中,推力室的热防护设计无疑占据着核心地位。推力室作为燃料与氧化剂混合燃烧,产生高温气体的主要场所,其工作环境极为恶劣^[7-8],具有高温、高压和高速的“三高”特点(燃气温度达3 000 K、工作压力达20 MPa、燃气流速达100 m/s)。

在高温燃气对壁面的高速冲刷和剧烈的热交换作用下,一旦热防护环节失效,就会在瞬间造成不可逆转的结构损坏,进而导致火箭爆炸,危及整个任务的成功^[9]。因此,建立高效可靠的推力室热防护系统是火箭发动机设计中的首要任务。

在应对严峻的热防护挑战中,液膜冷却技术展现出了独特的优势。这种技术通过在推力室表面形成一层稳定的液膜屏障,不仅能够有效阻隔高温燃气与推力室壁面之间的直接接触,从而显著降低热传递速率,还可以通过液体蒸发吸收大量热量,从而实现对壁面的有效冷却^[10]。在当代高性能火箭发动机和可重复使用火箭发动机设计中,液膜冷却技术已成为不可或缺的关键技术之一。

然而,尽管液膜冷却技术拥有众多优势,但在工程应用中仍存在诸多问题。在实际应用时,需要精确计算推力室中的传热过程,实现液膜流量和壁面温度的准确控制,以最大化利用液膜冷却剂的潜热能力,减少发动机的比冲损失。但是,精准计算推力室中的传热过程是一项极其复杂的任务^[11]。

首先,推力室内的流体流动和热传递涉及多物理场耦合,包括湍流、相变、辐射等多种现象,这些因素的相互作用使得数学模型的建立和求解变得异常困难,仿真时间较长、成本较高。

其次,在高温、高压环境下,液膜流体存在亚临界和超临界的状态之分,不同的状态决定了液膜相态变化的不同机制,这进一步增大了适用难度。此外,试验条件的苛刻性也限制了对传热结果的验证和校准。

现有研究中,苏展等^[12]基于Modelica语言,针对超临界推力室,使用气态流体假设,研究了影响再生冷却套换热过程的因素,但未涉及液膜冷却剂由低温液膜向沸腾液膜,再向气膜转化时的详细相变过程。向纪鑫等^[13]针对含有液膜冷却环带的推力室,基于计算流体力学技术,使用燃烧与流动耦合的方法进行了三维流场仿真,获得了液膜流量分布对推力室主要换热参数的影响,但耦合仿真所需时间成本较高,且未涉及亚临界液膜工况。

Ponomarenko^[14]基于二维计算截面开发了Rocket Propulsion Analysis软件,可计算包含再生冷却通道的推力室的传热过程,但该软件较为基础,可设置的变量参数较少且代码闭源,无法满足复杂发动机的设计要求。

为了满足便捷设计和快速迭代的实际工程需求,学者们也采用了基于二维截面的传热计算方法,开发了能够快速获得结果的工程应用程序。但这类方法和程序在应用中存在很强的依赖和不足:一是其在每个换热环节都基于试验获得的经验方程,并且不同的换热环节之间又互相耦合,因此,如何选择合适的方程是很大的难点;二是即使找到了计算精度较高的方程组合,但应用过程中发现工况的适应性较窄,当工况改变时,很难直接套用;三是此类程序都有很强的工程背景,都是各家高校和机构的内部成果,很少对外公开,因此很难互相学习和交流。

因此,针对现有研究的不足,基于相态划分的仿真方法,现提出一套液体火箭发动机推力室传热计算模型,自主研发传热计算程序,可满足工程级的快速仿真需求。研究液膜冷却剂由低温状态到沸腾状态,再到气膜状态这一系列变化过程中关键参数的获得方法,以及喷注流量和喷注温度等设计参数对气膜和液膜传热效果的影响规律。以期补充相关领域的部分空白,为同业科研工作者提供参考,助力提高液膜冷却结构的技术水平,并为新一代高性能火箭发动机的研制攻关提供思路。

1 模型与验证

1.1 模型数学方程

按照换热形式的不同,推力室中的换热过程可分为对流换热、导热换热和辐射换热3种,其中对流换热过程又可由内至外分为3个部分:①燃气流与液膜之间的对流换热;②液膜与气壁面(燃气一侧的内壁面)之间的对流换热;③液壁面(再生冷却通道一侧的内壁面)与再生冷却剂之间的对流换热。

(1)对于第1部分,燃气流与液膜之间的对流换热过程,传热计算模型采用经过大量工程验证的Bartz公式,计算对流换热系数,公式为

(1)

${h}_{\mathrm{g}}=\frac{0.026}{{d}_{\mathrm{t}}^{0.2}}\left(\frac{{\mu }^{0.2}{c}_{\mathrm{p}}}{P{r}^{0.6}}\right){\left(\frac{{p}_{\mathrm{c}}^{\mathrm{*}}}{{c}^{\mathrm{*}}}\right)}^{0.8}{\left(\frac{{d}_{\mathrm{t}}}{R}\right)}^{0.1}{\left(\frac{{A}_{\mathrm{t}}}{A}\right)}^{0.9}\sigma $

式(1)中:h_g为燃气流与液膜之间的对流换热系数;d_t为喉部直径;μ为燃气流动力黏度;c_p为燃气流定压比热;Pr为燃气流普朗特数;c^*为特征速度;

${p}_{\mathrm{c}}^{\mathrm{*}}$

为燃烧室总压;A为当前计算截面的横截面面积;A_t为喉部面积;R为喉部曲率半径;σ为修正气体性质的温度变换系数。

(2)对于第2部分,液膜与气壁面之间的对流换热过程,传热计算模型采用Stechman公式^[15],计算对流换热系数,公式为

(2)

${h}_{\mathrm{l}\mathrm{f}}=0.0288\frac{{c}_{p,\mathrm{l}\mathrm{f}}}{P{r}_{\mathrm{l}\mathrm{f}}^{2/3}{\mu }_{\mathrm{l}\mathrm{f}}^{0.2}{x}^{0.2}}{\left(\frac{{\eta }_{\mathrm{l}\mathrm{f}}{\hat{m}}_{\mathrm{l}\mathrm{f}}{u}_{\mathrm{g}}{h}_{\mathrm{g}}P{r}_{\mathrm{g}}^{2/3}{\rho }_{\mathrm{l}\mathrm{f}}}{\mathrm{\pi }r{c}_{p,\mathrm{g}}}\right)}^{0.4}$

式(2)中:h_lf为液膜与气壁面之间的对流换热系数;c_p_,lf为液膜的定压比热;Pr_lf为液膜的普朗特数;μ_lf为液膜的动力黏度;x为轴向距离;η_lf为液膜冷却效率;

${\hat{m}}_{\mathrm{l}\mathrm{f}}$

为液膜的质量流量;u_g为燃气流的流速;h_g为燃气流与液膜冷却剂之间的对流换热系数;Pr_g为燃气流的普朗特数;ρ_lf为液膜的密度;r为燃气流温度恢复系数;c_p,g为燃气流的定压比热。

(3)对于第3部分,液壁面与再生冷却剂之间的对流换热过程,传热计算模型采用圆管湍流强制换热公式,计算对流换热系数,公式为

(3)

${h}_{\mathrm{l}}=\frac{\lambda Nu}{d}$

式(3)中:h_l为液壁面与再生冷却剂之间的对流换热系数;λ为再生冷却剂导热系数;Nu为努塞尔数,由Mikheyev经验公式得到;d为再生冷却通道当量直径。

对于导热换热过程,传热计算模型在推力室壁面的热平衡方程中体现。推力室中燃气流接触燃气侧壁面后,其热量通过壁面传导至再生冷却液侧壁面,然后由再生冷却通道中的冷却剂带走。壁面由内向外热流密度恒定,温度不断降低,热平衡方程为

(4)

${q}_{\mathrm{r}\mathrm{a}\mathrm{d}}+{q}_{\mathrm{l}\mathrm{f}\mathrm{c}}=\frac{{\lambda }_{\mathrm{w}}({T}_{\mathrm{w}\mathrm{g}}-{T}_{\mathrm{w}\mathrm{l}})}{{\delta }_{\mathrm{w}}}={q}_{\mathrm{l}}$

式(4)中:q_rad为辐射换热密度;q_lfc为液膜与气壁面之间的对流换热密度;λ_w为壁面热导率;T_wg为气壁温;T_wl为液壁温;

${\delta }_{\mathrm{w}}$

为壁面厚度;q_l为液壁面与再生冷却剂之间的对流换热密度。

液体火箭发动机推力室中,对流换热传导的热量一般占总换热量的九成以上,而辐射换热量的占比较小。对于辐射换热过程,传热计算模型采用基于简化原理的Stefan-Boltzmann公式^[16]计算热流密度。当液膜流体转变为气膜流体时,模型采用Grisson公式^[17]计算气膜与气壁面之间的对流换热系数。

1.2 模型计算流程

根据液膜冷却剂的真实相变过程,传热计算模型将冷却剂的效用阶段划分为3个区间:液膜升温区、液膜蒸发区和气膜工作区。

冷却剂的效用过程如图1所示。在液膜升温区,冷却剂处于未饱和状态。由于不断受高温燃气加热,冷却剂的当地温度持续升高,当地流量保持不变。在液膜蒸发区,冷却剂处于饱和状态。在持续受热作用下,冷却剂的当地流量递减,当地温度维持在饱和温度。在气膜工作区,认为气膜由液膜冷却剂全部转化而来,并且气膜的起效位置在液膜质量消失为零的终点。

传热计算模型的流程逻辑图如图2所示。传热模型基于MATLAB平台,将推力室沿轴向均等划分,沿径向迭代计算。模型使用液膜冷却剂的当地温度,作为液膜升温区终止与否的判断参数;使用当地流量,作为液膜蒸发区终止与否的判断参数。

在液膜升温区间,首先假定液膜温度,计算各对象间的对流换热密度,再使用得到的气壁温等结果反推得到膜冷却剂的理论温度,并与假定温度进行对比校正,直至满足精度。

在液膜蒸发区间,首先假定单位步长内的液膜蒸发流量,计算各个对象的温度及对流换热密度,再反推得到理论单步液膜蒸发流量,进行对比校正,直至满足精度。

在气膜工作区间,通过气膜冷却效率经验公式,得到边界层内气膜流体与燃气流体的混合流体的等效恢复温度,再结合热平衡公式,以气壁面温度为判定参数,迭代得到各层的温度和对流换热密度。

在计算的前期,模型首先根据给定的工况参数得到燃气流的马赫数以及壁面恢复温度。对于液膜冷却剂和再生冷却剂的物性参数,模型采用抛物线差值拟合公式,读取NIST物性数据库获得密度、黏度、热导率等相关参数。

为了实现工程应用级的快速仿真,模型对部分物理过程采用了简化假设:①考虑到推进剂的燃烧时间很短、反应空间很小,假设燃烧过程在瞬间完成,并且在内流场保持稳态流动;②考虑到液膜在推力室内壁上近似均匀完全覆盖,假设燃气流只与液膜接触,不与内壁面接触;③考虑到液膜流量相对较小,假设液膜与主燃气流之间是传热而非传质交换;④考虑到液膜的厚度很薄,假设主燃气流的辐射热量可完全穿透液膜冷却剂。上述假设已被证实可用于火箭发动机的快速仿真,具体的偏差评估参见文献[17]。

1.3 模型结果校验

为了验证传热计算模型的准确性,使用文献[17]中工程样机的试验数据进行了对比校验。样机的燃料为偏二甲肼,氧化剂为四氧化二氮。推力室中再生冷却剂为四氧化二氮,液膜冷却剂为偏二甲肼。推力室的轴向长度约525 mm,圆柱段直径约150 mm。拉伐尓喷管的喉部直径约90 mm,出口直径约270 mm。

工程样机的部分工作参数如表1所示。推进剂的总流量约15.0 kg/s。液膜冷却剂的流量约占燃料总流量的17%。液膜冷却剂从喷注器头部的边区位置进入推力室,形成液膜展开冷却。

模型计算结果与试验结果的对比验证情况如表2所示。验证过程对比了3种参数,分别是再生冷却剂的温度温升、液膜的长度和气壁面的最大温度。再生冷却剂的温升结果和液膜的长度结果与试验结果相比,误差小于1%。气壁面的最高温度结果与三维稳态仿真结果相比,误差小于2%。传热计算模型的结果与各项验证结果相比,误差较小,说明模型准确,可用于获得推力室传热环节的过程参数,优化冷却设计水平。

2 结果与讨论

液膜冷却剂在喷注进入推力室时的流量参数和温度参数对冷却效果非常重要:当液膜流量过小时,液膜无法形成稳定安全的膜状流体,对壁面的热防护效果不足;当液膜流量过大时,液膜的均匀性较差,火箭的比冲损失也过多。另外,液膜温度会直接影响冷却剂的潜热能力和燃气热量输运时的传递速率。

为了探究液膜的喷注流量和喷注温度对冷却效果的影响,基于工程样机的基准工况,分析了喷注参数对液膜过程参数和气膜工作状态的影响。不同算例的工况参数如表3所示,其中基准工况为0.7 kg/s喷注流量和300 K喷注温度(Case 5)。其他算例考虑了喷注流量变化为0.6、0.8 kg/s,喷注温度变化为290、310 K时的情况。

2.1 液膜特性的分析

2.1.1 液膜温度的变化

Case 1~Case 9工况时,液膜的当地温度随轴向的分布情况如图3所示。温度曲线上升段为液膜升温区,恒定段为液膜蒸发区。温度曲线上升的原因是,液膜利用温差潜热,逐步吸收热量,最后升温至饱和温度。温度曲线恒定的原因是,液膜保持饱和状态,利用汽化潜热继续吸热,并同步蒸发。温差潜热的大小与喷注流量及喷注温度均直接相关。喷注流量越大,温差潜热越高。因此,在喷注温度同为300 K时,喷注流量从0.6 kg/s增长至0.8 kg/s,液膜升温区的长度不断增加。

因为液膜冷却剂的饱和温度在同温压下恒定,所以喷注温度越低,其温差潜热就越高,升温区的长度就越长。因此,在喷注流量同为0.7 kg/s时,喷注温度从290 K增长至310 K,液膜升温区的长度逐渐缩短。

喷注温度降低时引发的温差潜热的变化可抵消部分因喷注流量减少引起的变化效果。如Case 6相比Case 1工况,喷注流量更大,喷注温度更高,而升温区长度接近。又如喷注流量0.7 kg/s且喷注温度290 K工况和喷注流量0.8 kg/s且喷注温度310 K工况的升温区长度基本相等,均约88 mm。

2.1.2 液膜流量的变化

Case 1~Case 9工况时,液膜当地流量随轴向的分布情况如图4所示,图4中横坐标起始处的值表示液膜的有效作用流量(考虑飞溅等损失后,实际在壁面上稳定铺展并吸热的液膜流量)。曲线中液膜升温区和液膜蒸发区的分段明显。在升温区,液膜有效作用流量保持不变。在蒸发区,有效作用流量迅速降低直至完全蒸发完毕。有效作用流量为零的距离点即为液膜的有效长度。因为偏二甲肼的汽化潜热相比温差潜热为较小量,所以升温区占到了总长度的绝大部分,图中表现为水平线所占横轴的长度较多。另外,喷注流量越大,升温区的占比也越高。如喷注温度同为300 K时,喷注流量从0.6 kg/s增长至0.8 kg/s,升温区的占比从80%增长至92%。

液膜的有效作用流量同时受到喷注流量直接的正相关影响,与喷注温度间接的负相关影响。这是因为当喷注温度越高时,液膜的动力黏度越低,流动雷诺数就越高,液膜冷却效率就越低,从而导致有效作用流量变小。因此对比Case2、Case5和Case8,液膜有效作用流量依次升高;对比Case4、Case5和Case6,有效作用流量逐渐降低。

此外,Case 1和Case 6工况的液膜有效作用流量基本相等。在Case 4和Case 9工况对比中也出现了流量相近的情况,说明对于该型推力室,喷注流量每增加0.1 kg/s时,对有效作用流量的效果基本与喷注温度每减少20 K时的效果一致。

2.1.3 液膜长度的变化

不同工况下,液膜长度结果的对比情况如表4所示。对比Case 2和Case 8、Case 5的差异,可见由于增加喷注流量不仅会对温差潜热有提高作用,还对汽化潜热带来增幅,因此液膜有效长度随喷注流量的提高呈提速式增长。液膜有效长度随喷注温度降低的增幅不如随喷注流量变化带来的增幅。Case 6和Case 4相比Case 5工况,也有相似现象,液膜有效长度分别变化了-21%和31%。

喷注流量越大时,喷注温度对液膜有效长度的影响越显著。如Case 1相比Case 2,液膜长度增加24%,而Case 7相比Case 8液膜长度增加了50%。这是由于喷注流量是有效长度的主要变量,相比之下喷注温度关联的液膜冷却效率是次要变量。液膜冷却效率对液膜有效流量的作用是其对液膜有效长度作用的基础,喷注流量越大,冷却效率对有效长度的影响也越大。

2.2 气膜特性的分析

2.2.1 气膜冷却效率的变化

在亚临界工况下,液膜冷却剂全部蒸发后会转变为气膜状态。传热计算模型对于气膜效果的评定是通过近壁层流体的等效恢复温度体现的,而等效恢复温度又通过气膜冷却效率得到,因此气膜冷却效率和等效恢复温度是气膜冷却过程中的两个重要参数。其中气膜冷却效率的数值越高,表明气膜流体占比越高,气膜越纯。

Case 1~Case 9工况时,气膜冷却效率随轴向的分布情况如图5所示。在液膜工作段,认为气膜冷却效率恒定为1不变。在气膜工作段,气膜流体与燃气流开始掺混,气膜冷却效率逐渐降低。由于气膜流体和燃气流体之间的熵增掺混过程随混合杂度的升高而减慢,气膜冷却效率曲线呈降速式减少。

在喷管收敛段,由于受到拉伐尓喷管对气流的加速作用,掺混增速也有所提高,曲线呈二次加速减少趋势。在喷管扩张段,由于受到冷却距离较长和燃气静温较低的双重影响,气膜冷却效率保持一个低值状态。喷管扩张段中,气膜和燃气的掺混形态更为复杂,数值不再表征实际意义。

气膜冷却效率曲线的下降速率主要受喷注流量的影响。喷注流量越低,或喷注温度越高,曲线下降越快。如Case 2和Case 8的气膜冷却效率的下降速率分别约2.89 m^-1及2.18 m^-1。Case 6和Case 4的下降速率分别约2.68 m^-1及2.51 m^-1。

因为模型中液膜的喷注流量即为气膜的作用流量,所以喷注流量对气膜冷却效率有直接影响。而喷注温度直接影响着物性参数,进而对气膜冷却效率有间接影响。喷注流量越高,或喷注温度越低时,气膜冷却效率越高。Case 7工况(喷注流量最高,喷注温度最低)的气膜冷却效率达到最高值,在喷管喉部为0.32。Case 3(喷注流量最低,喷注温度最高)的气膜冷却效率降至最低值,在喷管喉部为0.18。

2.2.2 等效恢复温度的变化

Case 1~Case 9工况时,边界层等效恢复温度随轴向的分布情况如图6所示。等效恢复温度为壁面恢复温度的修正值,考虑了气膜的掺混影响。等效恢复温度是针对气膜效果而言的,随气膜的工作进程开始逐渐升高,上升速率与气膜冷却效率相关,并在喷管收敛段内达最大值2 500 K左右。

等效恢复温度受燃气静温的正作用和气膜冷却效率的负作用的双重影响。在喷管部分,燃气静温的下降使等效恢复温度也降低,但气膜冷却效率的下降使等效恢复温度同时升高。所以等效恢复温度在喷管收敛段中间到达极大值,在喷管喉部降至较低值点,降幅约200 K。

2.2.3 气膜长度与冷却效率的关系

气膜冷却剂与液膜冷却剂具有明确的失效终点不同,其并无明确的消散距离。在工作过程中,气膜流体在混合流体中的比例逐渐由浓逐渐变淡。因此,气膜的有效长度只能通过其所占据的比重来进行经验性地判断。

为了获得气膜冷却效率与气膜有效长度之间的关系,在不同喷注流量的工况下,分析了气膜长度和冷却效率之间的双向影响。

气膜长度随冷却效率的变化情况如表5所示。当喷注流量和喷注温度不变时,气膜冷却效率每变化0.02(基于0.68),气膜长度约变化4%,且气膜长度对冷却效率的敏感性随着喷注流量的提高而增大。冷却效率同样从0.64增加至0.72条件下,当喷注流量为0.6 kg/s时,气膜长度降幅为16.5 mm,当喷注流量为0.8 kg/s时,气膜长度降幅为23 mm。

气膜冷却效率随气膜长度的变化情况如表6所示。可见喷注流量对气膜冷却效率的影响极其显著,并随轴向距离的增加有所减弱,曲线呈降速式下降。喷注流量同样从0.6 kg/s增加至0.7 kg/s,当气膜长度为100 mm时,气膜冷却效率提升了0.19左右;当气膜长度为140 mm时,气膜冷却效率仅提升约0.13。

气膜冷却效率对气膜长度的敏感性随喷注流量的提高而增强:在0.6 kg/s喷注流量时,距离沿轴向每增加10 mm,冷却效率平均下降0.030;在0.7 kg/s喷注流量时,距离沿轴向每增加10 mm,冷却效率平均下降0.044。

3 结论

建立了火箭发动机推力室传热计算模型,通过了试验结果的对比验证,分析了设计参数对液膜和气膜的工作特性的影响,得出如下结论。

(1)传热计算模型的结果误差小于2%,可获得冷却剂在不同相态时的特性指标,准确计算推力室的换热过程和主要热参数。

(2)液膜的冷却效果同时受到喷注流量直接的正相关影响,与喷注温度间接的负相关影响,等效变量约为0.1 kg/s和20 K。

(3)气膜效果可由冷却效率表征,气膜冷却效率每变化0.02(基于0.68),气膜长度变化约4%,且长度对冷却效率的敏感性随喷注流量的提高而增强。

参考文献

原文顺序 | 出版日期 | 本文引用

[1]	袁双, 李强, 秦飞, 等. RBCC发动机亚燃模态热环境分析[J]. 科学技术与工程, 2012, 12(5): 1085-1089.

[2]	Yuan Shuang, Li Qiang, Qin Fei, et al. Research of thermal environment on ramjet mode of RBCC[J]. Science Technology and Engineering, 2012, 12(5): 1085-1089.

[3]	刘友宏, 陈超, 任浩亮. 堵塞比对波纹板隔热屏冷却性能的影响[J]. 科学技术与工程, 2018, 18(4): 169-174.

[4]	Liu Youhong, Chen Chao, Ren Hongliang. Effects of blockage ratio on cooling characteristics of wave heat shield[J]. Science Techno-logy and Engineering, 2018, 18(4): 169-174.

[5]	侯瑞峰, 李龙飞, 陈建华, 等. 高压补燃发动机推力室冷却环带流场特性研究[C]// 第六届中国空天推进技术论坛论文集. 西安: 西北工业大学, 2023: 53-60.

[6]	Hou Ruifeng, Li Longfei, Chen Jianhua, et al. Studies on flow field characteristics of cooling slot in high pressure staged-cycle rocket engine thrust chamber[C]// The Proceedings of 6th China Aerospace Propulsion Technology Forum. Xi’an: Northwestern Polytechnical University, 2023: 53-60.

[7]	查柏林, 马云腾, 徐志高, 等. N₂O₄参数变化对液体火箭发动机工作性能的影响[J]. 科学技术与工程, 2016, 16(35): 123-128.

[8]	Zha Bailin, Ma Yunteng, Xu Zhigao, et al. The effect of metamorphic N₂O₄ propellant on steady state performance of liquid rocket engine[J]. Science Technology and Engineering, 2016, 16(35): 123-128.

[9]	夏存江, 詹于游. 航空发动机数据驱动法气路故障诊断研究进展[J]. 科学技术与工程, 2022, 22(5): 1741-1750.

[10]	Xia Cunjiang, Zhan Yuyou. Research status of gas path fault diagnosis for aeroengine based on data-driven[J]. Science Technology and Engineering, 2022, 22(5): 1741-1750.

[11]	陈雪娇, 王晓宇, 安高军, 等. 基于层次分析法的吸热碳氢燃料评估指标体系设计[J]. 火箭推进, 2024, 50(5): 44-52.

[12]	Chen Xuejiao, Wang Xiaoyu, An Gaojun, et al. Design of an evaluation index system for endothermic hydrocarbon fuel based on analytic hierarchy process[J]. Joumal of Rocket Propulsion, 2024, 50(5): 44-52.

[13]	肖辉, 郭靓, 兰治科, 等. 失重和重力条件液态金属绕流管束对流传热特性对比[J]. 火箭推进, 2024, 50(4): 103-109.

[14]	Xiao Hui, Guo Liang, Lan Zhike, et al. Comparison of convective heat transfer characteristics of liquid metals flowing across tube bundles between gravity and zero-gravity conditions[J]. Joumal of Rocket Propulsion, 2024, 50(4): 103-109.

[15]	游尔胜, 李依依, 王甜蜜, 等. 有效导热系数模型在核热推进反应堆的应用[J]. 火箭推进, 2024, 50(4): 94-102.

[16]	You Ersheng, Li Yiyi, Wang Tianmi, et al. Effective thermal conductivity model applied in pellet bed reactors for nuclear thermal propulsion[J]. Joumal of Rocket Propulsion, 2024, 50(4): 94-102.

[17]	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): 1-10.

[18]	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): 1-10.

[19]	侯瑞峰, 李龙飞, 陈建华, 等. 冷却环带结构形态及离心角度对流场的影响[J]. 推进技术, 2023, 44(7). DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2209084.

[20]	Hou Ruifeng, Li Longfei, Chen Jianhua, et al. Effects of structure shape and centrifugal angle on flow characteristics of coolant from cooling film injection slot[J]. Journal of Propulsion Technology, 2023, 44(7). DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2209084.

[21]	侯瑞峰, 陈建华, 曹晨. 高室压液氧烃发动机冷却结构适应性分析[C]// 中国航天第三专业信息网第40届技术交流会暨第四届空天动力联合会议论文集. 北京: 中国航天科工集团三院三十一所, 2019: 380-391.

[22]

Hou Ruifeng, Chen Jianhua, Cao Chen. Analysis on the adaptability of cooling structure of high chamber pressure liquid oxygen and hydrocarbon rocket engine[C]// The Proceedings of 40th Technical Conference of the Aerospace Propulsion Technology Information Society and 4th Joint Conference of Aerospace Propulsion. Beijing:The 31st Institute of China Aerospace Science and Industry Corporation Limited, 2019: 380-391.

[23]	苏展, 高玉闪, 张晓光, 等. 液氧/甲烷发动机再生冷却和膜冷却传热数值研究[J]. 载人航天, 2022, 28(4): 455-461.

[24]	Su Zhan, Gao Yushan, Zhang Xiaoguang, et al. Numerical study on regenerative cooling and film cooling heat transfer of liquid oxygen/methane engine[J]. Manned Spaceflight, 2022, 28(4): 455-461.

[25]	向纪鑫, 张萌, 李志强, 等. 液氧/甲烷液体火箭发动机推力室跨临界液膜冷却数值模拟[J]. 推进技术, 2022, 43(11): 286-297.

[26]	Xiang Jixin, Zhang Meng, Li Zhiqiang, et al. Numerical simulation of transcritical liquid film cooling in LOX/methane liquid rocket engine thrust chambers[J]. Journal of Propulsion Technology, 2022, 43(11): 286-297.

[27]	Ponomarenko A. RPA: tool for rocket propulsion analysis thermal analysis of thrust chambers[EB/OL]. [2024-08-07]. http://www.propulsion-analysis.com.

[28]	Stechman R C, Oberstone J, Howell J C. Film cooling design criteria for small rocket engines: AIAA-1968-617[R]. Reston: AIAA, 1968.

[29]	王治军, 常新龙, 田干, 等. 液体火箭发动机推力室设计[M]. 北京: 国防工业出版社, 2014.

[30]	Wang Zhijun, Chang Xinlong, Tian Gan, et al. Design for thrust chamber of liquid propellant rocket engines[M]. Beijing: Natio-nal Defense Industry Press, 2014.

[31]	侯瑞峰, 陈建华, 李龙飞, 等. 常规推进剂火箭发动机膜冷却长度试验与仿真[J]. 航空动力学报, 2023, 38(11): 2799-2808.

[32]	Hou Ruifeng, Chen Jianhua, Li Longfei, et al. Test and simulation of film cooling length in conventional propellant rocket engine[J]. Journal of Aerospace Power, 2023, 38(11): 2799-2808.