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 g

gc 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，()2Btu

in s F o g g k ------室壁的热导率，()2Btu

in s F o g g t ------室壁厚度 in

aw T -----燃气绝热壁温，

R o wg T -----燃气侧壁温，R o

wc T ----冷却剂侧壁温，R o

co 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—1800

F 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 h

g ） r q -------辐射热流 （2KCal

m 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gs

g 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--0.91

wg 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：

0.80.10.9

0.20.20.60.026p 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 ）