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火箭发动机燃烧室冷却液体再生Won Kook Cho1, Woo Seok Seol1, Min Son2, Min Kyo Seo2 and Jaye Koo31.韩国航空航天研究所, Daejoen2.韩国航空航天大学研究生, Goyang3.韩国航空航天大学航空航天和机械工程学院, Goyang翻译：中国北京航空航天大学，屠彬，39151218一个集成的程序建立的目的是设计一个对液体火箭发动机燃烧室和分析再生冷却对结果初步设计水平综合的程序成立的液体火箭发动机燃烧室的设计和分析蓄热式初步设计水平的冷却效果。
从煤油液氧混合物中的烧焦了气体的性质燃烧室和火箭的性能计算从癌胚抗原的是化学计算的代码平衡。
通过使用的冷却液的SUPERTRAPP 代码分析的再生冷却换热属性和由一维的从以火焰筒的传热系数的相关性冷却液。
配置文件的F-1 和RS 27A 发动机的燃烧室的设计都类似的输入数据和目前的结果进行比较，实际数据进行验证。
最后，combustors 的30 tonf 类，75 tonf 类和150 tonf 类设计所需的推力，燃烧室内，从退出的压力及混合比率推进剂。
墙体温度、热通量和压力降计算蓄热式传热分析冷却使用配置文件。
关键字：液体火箭发动机燃烧室，蓄热冷却的初步设计简介在初步设计级别，尽量减少时间和成本与反馈及转轨进程相关联的液体火箭发动机初始设计条件的正确测定是重要的。
关于概念设计的系统级别的液体火箭发动机进行了许多研究，但认为不到传热分析。
大卫· w ·方式和博士约翰R.Olds发达国家分数是基于web的火箭发动机仿真代码和他们比较结果的推力发动机实际数据[1]。
分数②，由SpaceWorks 工程公司，开发预测火箭发动机的性能，并提供引擎上浆结果化学平衡计算和质量流率平衡[2]。
理论布拉德福德、A.Charania和B.圣日耳曼提出了REDTOP，扩展的分数，可以估计发动机的重量，并为各类引擎周期[3] 提供超过20 不同flowpaths 二码。
“北航二号”固液混合火箭发动机探空火箭试验成功
新华
【期刊名称】《军民两用技术与产品》
【年(卷),期】2009(000)001
【摘要】由北京航空航天大学宇航学院设计研制的“北航二号”固液混合火箭发动机探空火箭飞行试验获得成功．这是我国首次成功发射和回收以固液混合火箭发动机为动力的探空火箭。
【总页数】0页(P7)
【作者】新华
【作者单位】无
【正文语种】中文
【中图分类】V436.2
【相关文献】
1.中国首次成功发射回收固液混合发动机的探空火箭 [J],
2.固液混合火箭发动机缩尺效应研究 [J], 余佳;田辉;蔡国飙
3.固液混合火箭发动机在武器与航天领域的应用 [J], 赵庆华;王莉莉;刘欣
4.国外固液混合火箭发动机关键技术研究进展 [J], 边金尧;徐松林;李玉龙
5.北京航空航天大学“北航二号”固液混合火箭发动机探空火箭飞行试验成功 [J],因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
液体火箭发动机喷管发汗冷却研究
金韶山;姜培学;孙纪国
【期刊名称】《航空动力学报》
【年(卷),期】2008(23)7
【摘要】采用SSTk-ω湍流模型对液体火箭发动机喷管发汗冷却进行了全场耦合计算,考虑了不同孔隙率、变物性、可压缩性、多孔介质热弥散效应、微尺度流动以及传质等因素的影响,比对再生冷却分析了不同注入率对壁面温度、冷却效率以及边界层厚度的影响;结果表明平均注入率的增大使平均壁温以更大的比例降低,采用发汗冷却的喷管喉部不再是最高温的部位.将CFD计算结果分别与实验以及一维气动公式计算结果进行了比较,证实计算结果可靠.
【总页数】7页(P1334-1340)
【关键词】发汗冷却;液体火箭发动机;拉瓦尔喷管;再生冷却;烧结多孔
【作者】金韶山;姜培学;孙纪国
【作者单位】清华大学热能工程系,热科学与动力工程教育部重点实验室,北京100084;北京航天动力研究所,北京100076
【正文语种】中文
【中图分类】V231.1
【相关文献】
1.层板发汗冷却在液体火箭发动机中的应用与发展综述 [J], 张峰;刘伟强
2.发汗冷却喷管在火箭发动机上的应用 [J], 张纯良;张振鹏;袁军娅;张本斌
3.液体火箭发动机层板式预燃室液氧发汗冷却热控制 [J], 刘伟强;陈启智;吴宝元
4.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[J], 姜培学;任泽霈;陈旭扬;张左匆
5.液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的数值模拟(Ⅰ)数理模型 [J], 姜培学;任泽霈;张左匆;陈旭扬
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
中图分类号：V434文献综述火箭发动机发汗冷却技术Transpiration cooling technology in rocket motor学科专业:航空宇航推进理论与工程航天防热技术是保证航天器在上升段和再入段的外部加热环境下不至于发生过热和烧毁的一项关键技术，同时也是保证导弹在再入气动加热环境下正常工作和保证火箭发动机在严重的内部加热环境下正常工作的一项关键技术。
防热技术的目的是设计吸收或耗散气动加热，通过采用各种防热结构和材料实现。
随着航空航天技术的发展，对所需材料——尤其高温工作部件的材料的各种性能的要求越来越高，在航天领域有些材料的工作温度远远超过材料的熔点，火箭发动机内的燃气温度高达3000~4800 K，喷管出口处的燃气流马赫数最高可达6 Ma以上，这样的高温燃气将会产生巨大的热流并传向发动机燃烧室壁面和喷管壁面，若不采取有效的发动机热防护措施，将会造成发动机结构的破坏，要求其保持较好的气动外形以及重要性能指标仍然保持在一定的水平，常规的材料不能满足要求；为此除研制新型高温特殊材料外，从20世纪60年代初对材料采用相应冷却技术进行了研究，以提高材料的使用温度，从而增加推重比和推进效率，使推进系统和燃烧室承受更高的压力和温度，这就需要在所能接受的极限温度范围内采用更加可靠有效的冷却技术来保持材料的可靠性和完整性。
防热技术包括烧蚀防热、辐射防热、热沉防热、隔热、发汗冷却和主动冷却等多种防热方式。
如图1所示，左中右分别是辐射冷却、烧蚀冷却和再生冷却的原理图。
本文，我们主要介绍发汗冷却。
发汗冷却技术是将要在液体火箭发动机中得到了广泛应用的一种行之有效的热防护措施[1]。
图 1 辐射冷却、烧蚀冷却和再生冷却原理图1.基本原理当今航空航天飞行器的高速发展己经超过了耐温材料的发展速度，单纯依靠耐温材料学科的发展己经不能满足未来航空航天飞行器的设计需求，必须结合主动冷却技术来提供更高的热防护能力。
课程设计任务书一、课程设计题目：设计实验用液体火箭发动机推力室二、课程设计题目的原始数据及设计技术要求推力：500N燃料:气氧+75％酒精余氧系数：α=0.8燃烧室压力:2MPa出口压力：0。
1MPa三、课程设计任务：1进行热力计算、推力室结构参数计算：确定圆柱形燃烧室长度,喉部直径，喷管收敛段、扩张段长度，喷管出口直径。
2进行喷嘴设计、推力室水冷却计算。
3详细设计并绘制推力室部件总图.4零件设计。
5撰写设计说明书.四、课程设计日期:学生：指导教师：班级：教研室主任:目录一、设计任务分析 (1)二、热力计算 (1)三、推力室型面设计 (2)1.燃烧室的初步设计 (2)1)喷管收敛段的初步设计 (3)2)喷管扩张段 (4)2.喷嘴设计 (6)1)气氧直流喷嘴 (6)2)酒精离心式喷嘴设计 (7)3.推力室身部设计 (8)1)热防护校核计算方法如下： (9)2)由CEA热力计算可得喉部燃气的输运特性如下： (10)四、推力室强度校核计算 (12)1.圆筒段应力校核 (12)2.喉部应力校核 (13)3. 螺栓强度校核 (13)五、课程总结 (13)六、参考文献 (14)一、 设计任务分析任务设计气氧—酒精液体火箭发动机为地面试验系统用小推力火箭发动机，仅用于地面试车，由此该发动机设计时具有如下特点：1. 发动机的推力小，燃烧室压强及推进剂的流量都不大,设计结构应尽量简单可靠，便于加工.2. 发动机仅用于地面试验，对其结构质量要求不高，必要时可增加结构质量来满足其性能要求。
3. 该发动机为试验用发动机，因此设计时考虑测量装置的布置和精确度的要求。
4. 该发动机的制造属单件生产，设计的结构应当易于加工,且尽量采用标准件和已有零件。
5. 在满足其他需求的基础上，选用适当的结构材料以降低成本。
二、 热力计算标况下，()32=1.0/H O kg m ρ,()326=785.47/C H O kg m ρ,可计算出75%酒精的假定化学式为30.524124.6831.814C H O ; 标准生成焓为-8960.25/kJ kg ,热力计算结果如下：燃烧室温度c T 3015.69K 燃烧室压力c P2Mpa当量混合比mc r 1.4654喷管扩张比e ε3.638实际混合比0m r1.1723分子量c M22.899/kg kmol混合气体常数c R 364.17/(kg K)J比热比（冻结） 1.1898粘性系数μ -58.6710/(m s)kg ⨯ 导热系数λ()0.3115W m K普朗特数Pr0.6358特征速度*C1641.65m s气体种类 CO2H 2H O 2O 2COH OH O分压（Mpa) 0。
液体火箭发动机液膜冷却研究综述
周红玲;杨成虎;刘犇
【期刊名称】《载人航天》
【年(卷),期】2012(018)004
【摘要】液膜冷却对降低燃烧室和喷注器头部温度有显著作用,而且通道结构比较简单,因此在载人航天液体推进系统用姿轨控发动机中得到了广泛应用。
液膜冷却的传热过程主要包括对流传热和沸腾传热两种形式,传质过程主要包括液膜的蒸发和中心主气流对液膜的携带。
对液膜冷却过程的研究工作进行了综述,讨论了液膜冷却的异常升温现象和发生机理。
【总页数】6页(P8-13)
【作者】周红玲;杨成虎;刘犇
【作者单位】国防科学技术大学航天与材料工程学院,长沙410073 上海空间推进研究所,上海200233;上海空间推进研究所,上海200233;上海空间推进研究所,上海200233
【正文语种】中文
【中图分类】V434.14
【相关文献】
1.液体火箭发动机燃烧室液膜冷却数值研究 [J], 张宏伟;陶文铨;何雅玲;丰镇平
2.小推力液体火箭发动机沉降型液膜冷却液膜长度研究 [J], 兖立文;许坤梅;王慧洁
3.基于有限元方法的液体火箭发动机主动冷却技术研究 [J], 安国琛;李仁俊;臧月进;
李凌黎
4.液体火箭发动机液膜冷却研究综述 [J], 唐亮; 李平; 周立新
5.俄罗斯氧化剂液膜冷却液体火箭发动机在喷气公司进行了热试车 [J], 张兴波因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
课程设计说明书院（系）名称：宇航学院***名：***学号：********专业名称：飞行器动力工程（航天）***师：***2016.1.22课程设计任务书一、课程设计题目：设计实验用液体火箭发动机推力室二、课程设计题目的原始数据及设计技术要求推力：500N燃料：气氧+75%酒精余氧系数：α=0.8燃烧室压力：2MPa出口压力：0.1MPa三、课程设计任务：1进行热力计算、推力室结构参数计算：确定圆柱形燃烧室直径、长度，喉部直径，喷管收敛段、扩张段长度，喷管出口直径。
2进行喷嘴设计、推力室水冷却计算。
3 详细设计并绘制推力室部件总图。
4 零件设计：5 撰写设计说明书。
四、课程设计日期：自2015年12月14日至2016年1月22日学生：李东来指导教师：张黎辉班级：121516 教研室主任：目录1.设计参数 (1)2.推力室参数计算结果 (1)3.推力室结构参数计算 (1)4.推力室头部设计 (3)4.1 燃料喷嘴设计 (3)4.2 氧化剂喷嘴： (3)5.推力室身部设计 (4)5.1 推力室圆筒段冷却计算 (4)5.1.1 燃气的气动参数 (4)5.1.2 计算燃气与内壁面的对流换热密度 (4)5.1.3 计算燃气与内壁面的辐射热流密度 (5)5.1.4 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (6)5.1.5 确定冷却通道参数 (6)5.1.6 计算内壁面和外壁面温度 (6)5.2 推力室喉部冷却计算 (7)5.2.1 燃气的气动参数 (7)5.2.2 计算燃气与内壁面的对流换热密度 (7)5.2.3 计算燃气与内壁面的辐射热流密度 (8)5.2.4 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (8)5.2.5 确定冷却通道参数 (9)5.2.6 计算内壁面和外壁面温度 (9)6.推力室强度校核 (10)6.1推力室圆筒段强度校核 (10)6.2喷管强度校核 (10)7.点火器设计 (11)8.螺栓强度校核 (12)9.整体结构分析 (12)9.1头部结构 (12)9.2喷注器 (13)9.3点火器 (13)9.4推力室 (13)9.6密封结构 (13)10.感悟 (14)参考文献 (15)1.设计参数推力：F tc=500N推进剂：气氧+75%酒精余氧系数：α=0.8燃烧室压力：p c=2MPa出口压力：p e=1atm2.推力室参数计算结果化学当量混合比r m0=1.485，实际混合比r mc=1.188，地面理论比冲I stctℎ= 2317.87m/s，特征速度c∗=1649.35m/s，扩张比εe=3.635。
液体火箭发动机再生冷却-(北航宇航学院火箭发动机热防护作业)液体火箭发动机再生冷却文献综述报告（火箭发动机热防护作业）一、再生冷却简史[1]再生冷却的概念最先苏联人齐奥尔科夫斯基提出来。
齐奥尔科夫斯基的学生格卢什科为液体火箭发动机作了大量的理论与实验研究，并于1930—1931年研制了苏联第一台液体火箭发动机OPM-1，采用四氧化二氮和甲苯，以及液氧煤油推进。
采用再生冷却系统。
二、再生冷却的一般涵义[2]再生冷却是在液体火箭发动机上通用的一种冷却方法。
它利用推进剂中的一种组分或者可能是两种组分，在喷入燃烧室之前先通过推力室上的通道进行冷却。
再生冷却的优点是：没有性能损失（被冷却剂吸收的热能返回到喷注器），壁的型面基本上不随时间变化，其持续工作时间没有限制，而且结构较轻。
其缺点是：对绝大部分冷却剂使节流受到限制，对一些冷却剂（如肼）降低了可靠性，在高热流下需要高的压降，推力量级，混合比或喷管面积比可能受到最大容许冷却剂温度的限制。
三、再生冷却的计算模型1、总论再生冷却推力室的传热可以通过隔着多层隔层的二股运动着的流体间的传热来描述。
如图1所示。
由燃气通过包括金属室壁在内的隔层到冷却液的一般稳态传热关系式可以用下式表示：图 1 冷却系统的温()()gc aw wg wg wc k h T T q T T t ⎛⎫-==- ⎪⎝⎭(1) ()()h T T h T T aw wg wc co gc c-=- (2) ()()h T T H T T aw wg aw co gc -=- (3) 111H t h k h gc c=++ (4) 式中 q ----热流，()2Btu in s ggc h ----燃气侧总热导率，()2Btu in s F o g g ，没有沉积物时，gc g h h = c h ------冷却剂侧传热系数，()2Btuin s F o g g k ------室壁的热导率，()2Btuin s F o g g t ------室壁厚度 inaw T -----燃气绝热壁温，R o wg T -----燃气侧壁温，R owc T ----冷却剂侧壁温，R oco T -----冷却剂体积温度，R o H -----总传热系数，()2Btu in s F o g g冷却剂从冷却通道进入到离开，其体积温度增高，它是所吸收热量和冷却剂流量的函数。
液体火箭动力冷却技术
液体火箭动力冷却技术是通过在火箭发动机燃烧室、喷管喉部和燃气涡轮进口处通入液体冷却剂，并利用其在流动过程中吸收燃气的热量，以达到减少温度和保护发动机结构的效果。
液体火箭动力冷却技术的种类有很多，包括蒸发冷却、淋浴冷却、注入冷却等等，采用不同的冷却方式能够满足不同的工作条件和需求。
液体火箭动力冷却技术的应用能够大幅提升火箭发动机的运行效率和可靠性，从而保障火箭任务的成功。
三维数值模拟再生冷却喷管的换热
李军伟;刘宇
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2005(26)2
【摘要】为了解液体火箭发动机喷管再生冷却的换热特点, 采用数值模拟的方法, 对内喷管燃气、壁面和冷却液建立不同的三维控制方程, 进行流动和传热的耦合计算。
在计算中, 假定喷管流动为冻结流动, 考虑燃气向壁面的对流换热和辐射换热; 采用二阶迎风格式离散控制方程, 采用DO模型离散求解辐射换热方程, 水蒸气的吸收系数根据Leckner公式计算。
计算模型采用缩比热试车发动机, 数值计算结果与实验结果吻合较好, 较准确地模拟出了喷管的壁面热流密度, 得到了喷管燃气和冷却液的流场和温度场, 对高压再生冷却喷管的设计具有指导意义。
【总页数】5页(P111-115)
【关键词】液体推进剂火箭发动机;喷管;再生冷却;温度分布
【作者】李军伟;刘宇
【作者单位】北京航空航天大学宇航学院
【正文语种】中文
【中图分类】V434.14
【相关文献】
1.矩肋强化换热通道中三维湍流流动与换热特性的数值模拟 [J], 苑中显
2.拉瓦尔喷管流固耦合换热数值模拟 [J], 龚红兰;李凌
3.膨胀循环推力室再生冷却换热的数值模拟 [J], 韩非;刘宇
4.二维塞式喷管再生冷却换热的数值模拟 [J], 李军伟;刘宇;覃粒子
5.微喷管内流动和换热的数值模拟与分析 [J], 王沫然;陈泽敬;李志信
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一种计算再生冷却推力室温度场的方法
李军伟;刘宇
【期刊名称】《航空动力学报》
【年(卷),期】2004(19)4
【摘要】为了能够快速而准确地得到再生冷却推力室的温度分布,建立了一种计算再生冷却推力室温度场的方法。
首先建立了轴对称推力室的一维冷却模型,并使用
换热经验公式,得到了推力室壁面在轴线方向上的温度分布;其次建立了推力室的冷
却套二维导热模型,使用数值模拟的方法和一维计算的结果,得到了冷却套的温度场。
然后使用这种方法研究了气壁材料、气壁厚度和冷却液流量对推力室再生冷却的影响,获得了比较满意的结果。
从计算时间和准确性来说,这种方法能够为推力室的优
化设计和性能估算提供参考。
【总页数】7页(P550-556)
【关键词】航空、航天推进系统;液体推进剂火箭发动机;推力室;再生冷却;温度场;
计算方法
【作者】李军伟;刘宇
【作者单位】北京航空航天大学宇航学院
【正文语种】中文
【中图分类】V434.14
【相关文献】
1.挤压式低室压推力室再生冷却问题 [J], 徐辉;林庆国;汪允武;张中光
2.再生冷却氢氧推力室传热计算方法研究与优化 [J], 巩岩博; 刘忠恕; 郑大勇; 王维彬
3.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[J], 姜培学;任泽霈;陈旭扬;张左匆
4.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 [J], 吴峰;王秋旺;罗来勤;孙纪国
5.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 [J], 韩非;刘宇
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重复使用火箭发动机推力室疲劳寿命研究进展
张凭;李斌;高玉闪;霍世慧;王振
【期刊名称】《火箭推进》
【年(卷),期】2024(50)1
【摘要】再生冷却推力室内壁的热-机械疲劳失效严重影响重复使用液体火箭发动机的可靠性和使用寿命,疲劳分析在内壁损伤机理研究、寿命预测和结构优化设计中具有重要作用。
简要回顾了推力室再生冷却结构热-机械疲劳分析方法的发展历程,重点围绕材料本构关系、热-力响应计算和疲劳寿命模型,对比梳理已有方法,讨论其特点及应用。
基于研究进展与工程需求,从全服役周期瞬态载荷环境、材料本构关系、热-机械损伤模型及验证、基体与涂/镀层耦合失效分析和基于有限数据的工程方法等方面给出了进一步研究的方向和建议。
【总页数】17页(P12-27)
【作者】张凭;李斌;高玉闪;霍世慧;王振
【作者单位】西安航天动力研究所航天液体动力全国重点实验室;航天推进技术研究院
【正文语种】中文
【中图分类】V434.3
【相关文献】
1.液体火箭发动机推力室喉部结构热疲劳寿命预估研究
2.陶瓷基复合材料火箭发动机推力室研究进展
3.可重复使用液体火箭发动机设计参数对推力室身部棘轮应变
的影响4.双组元液体火箭发动机推力室材料研究进展5.再生冷却推力室热机疲劳寿命预测研究
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“北航2号”固液火箭发动机总体设计李君海,朱浩,田辉,俞南嘉,蔡国飙（北京航空航天大学宇航学院，北京，100191）摘要：介绍了固液火箭发动机原理和“北航2号”固液火箭发动机的设计流程，进行了总体参数设计、分系统方案选择及关键部件详细设计，最终完成发动机的总体设计。
发动机进行了一系列地面试验，试验中获得的发动机性能参数证明发动机满足探空火箭总体提出的技术要求。
2008年12月5日，“北航2号”在中国酒泉卫星发射中心进行了飞行试验，取得了圆满成功，成为中国首枚采用固液火箭发动机技术的探空火箭，验证了固液火箭发动机新技术的安全性、可行性及经济性，为固液火箭发动机的进一步发展垫定了基础。
关键词：探空火箭、固液火箭发动机、总体设计、飞行试验；1 引 言目前，国际上航天技术强国都开展了对固液火箭发动机技术的研究，一方面由于商业竞争的日趋激烈，低成本火箭的发展显得格外的重要；另一方面，1986年1月28日“挑战者”号和1986年4月18日“大力神”III 运载火箭的固体助推器出现故障引起爆炸，这也引起了NASA的注意，试图用固液推进剂来代替单一的固体推进剂，从而固液火箭发动机的研究成为一个热点方向。
值得一提的是2004年，美国Scaled复合材料公司进行的亚轨道商业飞行计划中，采用以固液火箭发动机为动力装置的“太空船一号”（Space Ship One）飞船成功的把三个人送到100公里高的亚轨道上。
这是完全由私人企业进行的载人太空飞行计划，它很好的利用固液火箭发动机安全性与经济性好的优点，赢得了“安萨里X大奖”（这项大奖为激励商业性太空旅行而设，奖金高达1000万美元），也为固液火箭发动机技术的发展增强了信心。
国内对固液火箭发动机的研究始于50年代末，首先由中国科学院大连化学物理研究所开展，60年代末转到航天部四院继续研制，由于种种原因于70年代末停止了研究。
近几年来，充分考虑到固液火箭发动机的优点及发动机技术的发展趋势，这方面研究又重新开展起来。
专利名称：一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构专利类型：发明专利
发明人：曾夜明,许宏博,金盛宇,杨芳芳,刘昌国,程诚,林庆国申请号：CN201910044042.8
申请日：20190117
公开号：CN109827191A
公开日：
20190531
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明提供了一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构，包括：燃料冷却段和氧化剂冷却段；燃料冷却段设置有燃料进口，燃料进口集液腔，冷却槽，连接槽，燃料出口集液腔和燃料出口；氧化剂冷却段设置有氧化剂进口，氧化剂进口集液腔，连接槽，冷却槽，氧化剂出口和密封槽。
本发明实现了一体化双冷却身部结构，适合于采用增材制造技术进行生产。
申请人：上海空间推进研究所
地址：200233 上海市闵行区浦江镇万芳路801号
国籍：CN
代理机构：上海段和段律师事务所
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液体火箭发动机再生冷却文献综述报告（火箭发动机热防护作业）一、再生冷却简史[1]再生冷却的概念最先苏联人齐奥尔科夫斯基提出来。
齐奥尔科夫斯基的学生格卢什科为液体火箭发动机作了大量的理论与实验研究，并于1930—1931年研制了苏联第一台液体火箭发动机OPM-1，采用四氧化二氮和甲苯，以及液氧煤油推进。
采用再生冷却系统。
二、再生冷却的一般涵义[2]再生冷却是在液体火箭发动机上通用的一种冷却方法。
它利用推进剂中的一种组分或者可能是两种组分，在喷入燃烧室之前先通过推力室上的通道进行冷却。
再生冷却的优点是：没有性能损失（被冷却剂吸收的热能返回到喷注器），壁的型面基本上不随时间变化，其持续工作时间没有限制，而且结构较轻。
其缺点是：对绝大部分冷却剂使节流受到限制，对一些冷却剂（如肼）降低了可靠性，在高热流下需要高的压降，推力量级，混合比或喷管面积比可能受到最大容许冷却剂温度的限制。
三、再生冷却的计算模型1、总论再生冷却推力室的传热可以通过隔着多层隔层的二股运动着的流体间的传热来描述。
如图1所示。
由燃气通过包括金属室壁在内的隔层到冷却液的一般稳态传热关系式可以用下式表示：()()gc aw wg wg wc k h T T q T T t ⎛⎫-==- ⎪⎝⎭(1) ()()h T T h T T aw wg wc co gc c-=- (2) ()()h T T H T T aw wg aw co gc -=- (3) 111H t h k h gc c=++ (4) 式中 q ----热流，()2Btu in sgc h ----燃气侧总热导率，()2Btu in s F ，没有沉积物时，gc g h h = c h ------冷却剂侧传热系数，()2Btuin s F k ------室壁的热导率，()2Btuin s F t ------室壁厚度 inaw T -----燃气绝热壁温，R wg T -----燃气侧壁温，R wc T ----冷却剂侧壁温，Rco T -----冷却剂体积温度，R H -----总传热系数，()2Btu in s F冷却剂从冷却通道进入到离开，其体积温度增高，它是所吸收热量和冷却剂流量的函数。
液体火箭发动机再生冷却文献综述报告（火箭发动机热防护作业）一、再生冷却简史[1]再生冷却的概念最先苏联人齐奥尔科夫斯基提出来。
齐奥尔科夫斯基的学生格卢什科为液体火箭发动机作了大量的理论与实验研究，并于1930—1931年研制了苏联第一台液体火箭发动机OPM-1，采用四氧化二氮和甲苯，以及液氧煤油推进。
采用再生冷却系统。
二、再生冷却的一般涵义[2]再生冷却是在液体火箭发动机上通用的一种冷却方法。
它利用推进剂中的一种组分或者可能是两种组分，在喷入燃烧室之前先通过推力室上的通道进行冷却。
再生冷却的优点是：没有性能损失（被冷却剂吸收的热能返回到喷注器），壁的型面基本上不随时间变化，其持续工作时间没有限制，而且结构较轻。
其缺点是：对绝大部分冷却剂使节流受到限制，对一些冷却剂（如肼）降低了可靠性，在高热流下需要高的压降，推力量级，混合比或喷管面积比可能受到最大容许冷却剂温度的限制。
三、再生冷却的计算模型1、总论再生冷却推力室的传热可以通过隔着多层隔层的二股运动着的流体间的传热来描述。
如图1所示。
由燃气通过包括金属室壁在内的隔层到冷却液的一般稳态传热关系式可以用下式表示：图1 冷却系统的温度分布简图()()gc aw wg wg wc k h T T q T T t ⎛⎫-==- ⎪⎝⎭(1) ()()h T T h T T aw wg wc co gc c-=- (2) ()()h T T H T T aw wg aw co gc -=- (3) 111H t h k h gc c=++ (4) 式中 q ----热流，()2Btu in sgc h ----燃气侧总热导率，()2Btu in s F ，没有沉积物时，gc g h h = c h ------冷却剂侧传热系数，()2Btuin s F k ------室壁的热导率，()2Btuin s F t ------室壁厚度 inaw T -----燃气绝热壁温，R wg T -----燃气侧壁温，R wc T ----冷却剂侧壁温，Rco T -----冷却剂体积温度，RH -----总传热系数，()2Btu in s F冷却剂从冷却通道进入到离开，其体积温度增高，它是所吸收热量和冷却剂流量的函数。
为保持室壁温度低于可能发生熔化或应力破坏的温度，使这些参数达到适当的平衡，是设计再生冷却推力室的主要要求之一。
通常用于推力室的金属材料，如不锈钢、镍、铜-银-锆合金（NARLOY-Z ）和镍基超耐热合金，其燃气侧壁温限制在900—1800F 的范围内。
燃气温度和壁温之间的差值在2500--6000F 的范围内。
假设在推力室内的一个位置上，燃气温度为aw T ，冷却剂体积温度为co T ，可以看到，通过所有各层的热流量q 必须是一样的，它是温度和总传热系统H 的函数。
H 值是各个边界层和室金属壁的各个系数的组合（公式4）。
H 越小，q 也越小。
使系数gc h 低些，而使传热系数c h 和热导率k t 相对于gc h 高些，是主要的设计目标之一。
由于温差与热流所通过路径上的传热系数成反比，所以燃气和室内壁之间的温降罪陡。
其效果类似电路中沿电阻器的电压降。
用作再生冷却的推进剂吸收热量后温度会升高，因此，它在喷入燃烧室以前能量也升高了，但是这对于发动机总的性能影响很小，其增量通常小于1%。
另一方面，在生冷去办随着压力损失，因而要求增加泵的功率或提高气体挤压压力，这些都对总性能不利。
2、燃气侧传热[2]在推力室冷却系统设计中一个重要的步骤是分析由燃气向壁面的传热（燃气侧传热）。
推力室向壁面传递的热量由两部分构成，对流热流和辐射热流：c r q q q ∑=+ （5）其中q ∑------燃气传给推力室壁面的总热流 （2KCal m h ）c q -------对流热流 （2KCal m h） r q -------辐射热流 （2KCalm h ）A 、 对流传热： 在液体火箭发动机推力室中，由于燃气的流速大，总要形成紊流附面层。
所以推力室中的对流换热属于紊流换热过程。
但运动的紊流性并不扩散到全部附面层，在紧贴壁面处总存在一个层流底层。
显然，燃气与壁面的对流换热将有两个过程组成：在附面层的紊流部分，热量基本上是靠带有热能的物质粒子的对流来传递；而在层流底层，热量的传递只靠热传导。
由于附面层及其内的温度分布的计算十分复杂，在计算当中一般可采用以下公式求热流：()c g gs wg q h T T =- 2KCal m h （6）gs T ----燃气的绝热滞止温度（K ）。
在燃烧室中，由于燃气的流速较小，可以认为gsg T T =（燃气本身温度）；在喷管中gs T 应该用下面的有效温度e T 来代替： 2(1)2e gs p W T T r A gC =-- （7）其中：r -----温度恢复系数，在液体火箭发动机中，r =0.89--0.91wg T ---与燃气接触的壁面温度（K ）g h -----燃气与室壁间对流换热系数（2KCal m h K ），它是气动力、燃气的成分、物理性质和化学反应等的函数，很难靠理论计算确定。
这里引入两个实验公式，均可用于对实验工况进行计算：通过巴尔兹半经验公式[2]（该公式考虑了沿附面层横向气流物性参数的变化、推力室几何形状等因素对换热的影响）的到g h 。
巴尔兹半经验公式由如下形式：0.80.10.90.20.20.60.026p cs t t g t r cs C g p D A h D p C R A μσ*⎡⎤⎛⎫⎛⎫⎛⎫⎛⎫=⎢⎥ ⎪ ⎪ ⎪ ⎪ ⎪'⎝⎭⎝⎭⎝⎭⎢⎥⎝⎭⎣⎦ （8）2KCalm s K其中： t D -----喷管临界截面直径 （m ） t A A-----临界截面面积与任意截面面积之比R '------喷管喉部外轮廓的曲率半径（m ），如下确定（见图2）：2122211122t tt t bR D D D D c a D D D D c a '=--+--⎛⎫⎛⎫-- ⎪ ⎪⎝⎭⎝⎭ （9）μ----燃气的粘度 2Kg sm p C ---定压比热 KCal Kg Kcs p ----燃烧室在喷管进口处的总压 2Kgm C *-----特征速度 m sσ------考虑了附面层燃气性能变化的修正系数 g ------重力加速度 2m s注：脚标“CS ”表示参数是对应于燃烧室滞止温度cs T 下的。
修正系数主要考虑了边界层中燃气性质的变化，它可以根据燃气温度、计算截面处的气壁温度和马赫数等由下式进行计算：0.680.122211111112222wg gs T k k M M T σ=⎡⎤--⎛⎫⎛⎫+++⎢⎥ ⎪ ⎪⎝⎭⎝⎭⎢⎥⎣⎦（10）B 、 辐射换热：(1)基本原理燃烧室中水蒸气（H 2O ）的辐射与吸收能力最强，其辐射与吸收能力与固体物质的区别在于：1. 固体辐射与吸收能量是在从波长λ=0到λ=∞的全波长范围，而气体只在一定的波长区间吸收与辐射能量，被称为气体辐射的选择性。
2. 大部分固体对于热射线是不透明的，因此其辐射与吸收都发生在其表面层，然而气体的辐射与吸收则发生在其占据的空间，并且其能力与占据该空间的气体分子数目相关，在给定温度下，气体分子数目与其分压（P ）及其特征长度（l ）成比例，平均特征长度由气体占据的容积和形状决定。
(2)简略的计算方法发动机高温高压的工作条件决定推力室中辐射换热很强烈，虽然塞锥段温度比推力室温度低，但是辐射换热也很强烈，可以采用相同的公式计算两处的辐射换热。
在这次试验的塞式喷管发动机中，由于使用的推进剂是液氧和液氢，因而燃烧产物中主要辐射气体是水蒸气（H 2O ），其它燃烧产物的辐射与H 2O 比较起来小到可以忽略不计。
计算H 2O 对发动机室壁的单位辐射热流，使用以下经验公式：⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎣⎡⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛-⎪⎭⎫ ⎝⎛=336.08.0100100*5.322wga a O H O H T T l p q (KCal/m 2*h )(11) t t R D l 8.19.0== (m)(12)O H OH x p p 22*2= (Kgf/cm 2) (13)x H2O --------水蒸气的摩尔百分含量 这些公式可以用来对燃烧室与喷管及塞锥段的辐射放热量作实验性的评估，但在压力过高或者温度高于2500K 时不甚严格。
(3)严格的计算方法为了简便起见，认为气体辐射计算基本服从Stefan-Boltzmen 原理，即占据一单位体积的气体的辐射与吸收能力与其绝对温度的4次方成比例[4]。
表达式：4400******100100wga a r CT T CT T T T q C A C εεε⎛⎫⎛⎫=- ⎪ ⎪⎝⎭⎝⎭ (14) Ta ，Twga -----------相应截面燃气温度以及气侧壁温（K ）CT ε -------------壁面的有效黑度T ε -------------燃烧产物的有效黑度T A ------------在壁温Twga 下燃气的吸收能力0C -------------理想黑体的辐射系数，其值为：4.9KCal/m 2*h*K 4 或者5.67W/m 2*K 4公式的第一部分用来计算燃气对壁面的辐射，第二部分用来计算壁面对燃气的辐射，二者之差就是总的辐射放热量。
公式(14) 用来计算有较高壁温Twga 的发动机中的辐射放热量，比如在应用有特种陶瓷或者其他耐热涂层的发动机；在没有耐热涂层而直接采用锆铜或不锈钢冷却的壁面发动机中，Twga 相对较低，此时壁面对燃气的辐射很小，可以忽略不计，公式(14) 的后一部分忽略，转化为： 40***100a r CT T T q C εε⎛⎫= ⎪⎝⎭(15) 因为 r q 沿喷管长度方向往往有一个急剧降低的现象，图(2-6)是一个典型的r q 沿燃烧室长度方向的分布图。
图2-6 热流密度沿燃烧室长度方向变化对试验用发动机的燃烧室全长，认为单位辐射热流恒定，且等于按燃烧室末端气体参数所计算出的r q 值。
计算气体到发动机室喷管壁的单位辐射热流时，则认为：1、在喷管的亚临界部分到直径d r ≈1.2d t 处的单位辐射热流是恒定的，且等于燃烧室末端的单位热流q r ；2、在喷管临界截面处q ≈0.5q r ；3、在截面d r ≈1.5d t 的喷管超临界部分q ≈0.1q r ，而在d r ≈2.5d t 的截面处q≈0.02q r下面给出计算T ε、CT ε、T A 的方法：1. 计算燃烧产物的有效黑度T ε：主要是由水蒸气的黑度决定的2T H O εε= （16） 2H O ε是参数（P 、 l ）与温度及燃烧室中压力的函数，考虑到这些因素，可以通过下式来计算：()22221*0,11H O H O k P H O H O εε+=-- （17）()220,,H O H O f T P l ε⎡⎤=⎣⎦是当水蒸气分压为0，总压为一个大气压时水蒸气的黑度。
