液體火箭發動機推力室發汗冷卻傳熱過程的數值模擬(Ⅱ)數值方法與計算結果

對液體火箭發動機推力室發汗冷卻傳熱過程的二維局部非熱平衡模型進行了數值計算.計算中采用了正交曲線坐標系(貼體坐標),并計及了冷卻劑(氫)的熱物性參數隨溫度和壓力的劇烈變化及固體壁沿軸向的導熱.結果表明:推力室多孔壁面中靠近燃燒室的部分溫度梯度很大;固體骨架與冷卻劑的溫度差異在推力室內壁面上最大;推力室多孔壁面材料導熱系數的提高有利于降低壁面溫度及溫度梯度;隨著冷卻劑流量的增大,推力室壁中的最高溫度明顯下降;若設計合理,發汗冷卻所需要的冷卻劑的量只占總流量的2%左右.

作 者： 姜培學 任澤霈 張左藩 陳旭揚 Jiang Peixue Ren Zepei Zhang Zuofan Chen Xuyang   作者單位： 姜培學,任澤霈,Jiang Peixue,Ren Zepei(清華大學熱能工程系,北京,100084)

張左藩,陳旭揚,Zhang Zuofan,Chen Xuyang(北京豐源機械研究所,北京,100076) 

刊 名： 推進技術  ISTIC EI PKU 英文刊名： JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY  年，卷(期)： 1999 20(4)  分類號： V434.14  關鍵詞： 液體推進劑火箭發動機   推力燃燒室   發汗冷卻   傳熱   數值仿真  

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