缩比推力室甲烷传热试验研究

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1、第39卷第4期火箭推进V01．39．№．42013年8月JOURNALOFROCKETPROPULSIONAug．2013缩比推力室甲烷传热试验研究高翔宇，孙纪国，田原(北京航天动力研究所，北京100076)摘要：为了研究火箭发动机推力室冷却通道内的甲烷传热和流阻特性，研制了缩比推力室甲烷传热试验系统，并以推力室挤压热试验的形式进行了5次超临界甲烷传热试验和2次亚临界甲烷传热试验研究。超临界甲烷传热试验燃烧室压力为5．5～7．5MPa，燃烧室氢氧混合比约为6．8，甲烷温度为128～230K，甲烷冷却剂流量为5～7kg／s，甲烷冷却剂入口压力为8．3～11．7

2、MPa。亚临界甲烷传热试验的室压约为4MPa，氢氧混合比2．8，甲烷温度为：128～189K，甲烷冷却剂流量约为2．9kg／s，甲烷入口压力为3-3．5MPa。通过试验研究获得了液态甲烷在推力室冷却通道内超临界压力状态和亚临界压力状态下的传热和流阻特性。关键词：甲烷；对流换热；推力室；液体火箭发动机中图分类号：V434—34文献标识码：A文章编号：1672—9374(2013)04—0019—05ExperimentalstudyonmethaneheattransfertestsystemGAOXiang—yu，SUNJi-guo，TIANYuan(Bei

3、jingAerospacePropulsionInstitute，Beijing100076，China)Abstl'aet：Amethaneheattransfertestsystemwasbuilttoinvestigatethemethaneheattransferandflowresistancecharactersinthecoolantchannelofthrustchamberinliquidrocketengine．Fivesupercriticalhotfiretestsandtwosubcriticalhotfiretestsformet

4、haneheattransferstudywereper—formedintrustchamberextrusionheattest．Theconditionsofsupercriticalmethaneheattransfertestsarecombustionchamberpressureof5．5-7．5MPa，O／Hmixtureratioofabout6．8，methanetempera—tureof128-230K，methanecoolantmassflowof5-7kg／s，methanecoolantinletpressureof8．3-1

5、1．7MPa．Theconditionsofsubcriticalmethaneheattransfertestsarecombustionchamberpres—sureofabout4MPa，O／Hmixtureratioofabout2．8，methanetemperatureof128～189K，methanecoolantmassflowofabout2．9kg／s，coolantinletpressureof3-3．5MPa．Theheattransferandflowresistancecharactersofliquidmethaneintr

6、ustchambercoolingchannelswereobtainedinsupercriti-calandsubcriticalpressurestatesbyexperimentalstudy．Keywords：methane；heatconvection；thrustchamber；liquidrocketengine收稿日期：2012—08—24；修回日期：2013—06—05基金项目：国家863项目(2006AA722067)作者简介：高翔宇(1980一)，男，工程师，研究领域为液体火箭发动机燃烧装置设计20火箭推进2013年8月0引言随着航天

7、技术的迅速发展，卫星发射业务日趋频繁，市场竞争激烈。降低发射成本，提高运载能力，提高工作可靠性，减小环境污染等手段已成为提高火箭竞争能力的主要技术途径。与之相适应采用无毒、无污染、来源广、价格低及高性能的推进剂已成为液体火箭发动机发展的必然趋势，液氢腋氧、液氧伸烷和液氧煤油为推进剂的发动机是近年来研究的重点，4种推进剂物性如表l所示11I。甲烷来源广泛、价格低廉，有着无毒无污染、使用维护方便、高性能、冷却性能好及不易结焦积碳等众多先天优势12_3】，与其他烃类燃料相比甲烷更适合重复使用，是重复使用运载器最佳的推进剂之一⋯。表1推进剂物理性能Tab．1Phys

8、icalpropertiesofpropellant