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-(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。

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 o 的范围内。

燃气温度和壁温之间的差值在2500--6000F o 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 g ）c q -------对流热流 （2KCal m hg ） r q -------辐射热流 （2KCalm h g ）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 =-g 2KCal m h g （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 g g ），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*⎡⎤⎛⎫⎛⎫⎛⎫⎛⎫=⎢⎥ ⎪ ⎪ ⎪ ⎪ ⎪'⎝⎭⎝⎭⎝⎭⎢⎥⎝⎭⎣⎦g （8）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 g p C ---定压比热 KCal Kg Kg cs p ----燃烧室在喷管进口处的总压 2KgmC *-----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 OH T T l p q (KCa l/m 2*h ) (11) t t R D l 8.19.0== (m) (12) OH O H 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。