氢氧推力室喷管超声速气膜冷却参数研究

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1、2017年第4期导弹与航天运载技术No.42017总第354期MISSILESANDSPACEVEHICLESSumNo.354文章编号：1004-7182(2017)04-0048-05DOI：10.7654/j.issn.1004-7182.20170412氢氧推力室喷管超声速气膜冷却参数研究张志浩，许晓勇，田原，丁兆波，陈旭扬（北京航天动力研究所，北京，100076）摘要：某型氢氧推力室喷管延伸段采用超声速气膜冷却，在面积比35处引入涡轮排气作为冷却气体。通过采用数值模拟的方法，研究了唇高、吹风比、冷却剂流量和静压比等参数对气膜冷却效果和比冲的影响。结果表明：随着唇高的增大

2、，推力室的比冲和推力略微降低，而冷却效率和壁温几乎不变；在主射流压力匹配且射流量一定的条件下，吹风比增大可以轻微地提高气膜冷却效果和发动机比冲；在压力匹配且吹风比一定的条件下，射流量增加可以提高气膜冷却效果；在射流量一定的条件下，主射流压力匹配时，气膜冷却效果最佳，发动机比冲最高。关键词：氢氧推力室喷管；超声速气膜冷却；数值模拟；压力匹配中图分类号：TP65文献标识码：AParametersStudyofSupersonicFilmCoolingofLOX/LH2ThrustChamberNozzleZhangZhi-hao,XuXiao-yong,TianYuan,DingZh

3、ao-bo,ChenXu-yang(BeijingAerospacePropulsionInstitute,Beijing,100076)Abstract:SupersonicgasfilmcoolingisusedatnozzleextensionofLOX/LH2thrustchamber,theturbineexhaustgasisimportedintotheextensionsectionwherethearearatiois35toformcoolinggasfilm.Numericalsimulationisusedtostudytheeffectofsomepar

4、ameters(theheightoflip,blowingratio,coolantflowrate,staticpressureratio)tospecificimpulseandtheefficiencyofgasfilmcooling.Theresearchshowsthattheincreasingoftheheightoflipcanresultinreducingofspecificimpulseandthrust,whiletheefficiencyofcoolingandthetemperatureofwallarealmostnochanging.Specif

5、icimpulseandthrustdecreaselessthan0.06%whentheheightoflipincreasesfrom3mmto11mm.Raisingtheblowingratiocanimprovetheefficiencyofcoolingandthespecificimpulseofthrustslightly,whenthepressuresofmain-flowandjet-flowarematchingandthejet-flowmassisconstant.Increasingthejet-flowmasscanimprovetheeffec

6、tofgasfilmcoolingwhenthepressuresarematchingandtheblowingratioisconstant.Theefficiencyofgasfilmcoolingcanachievethebestresultsandtheenginecangetthehighestspecificimpulsewhenthepressuresofmain-flowandjet-flowarematchingandthejet-flowmassisconstant.Keywords:LOX/LH2thrustchambernozzle;Supersonic

7、gasfilmcooling;Numericalsimulation;Pressurematching0引言却效率，因为它有更薄的边界层和更小的湍流尺度，因[7]某型氢氧推力室喷管延伸段采用超声速气膜冷却，此有更低的混合率。在对高速气流的气膜冷却研究[8]冷却气体来自涡轮排气。涡轮排气相对推力室主流燃气中，应用修正过的不可压缩流动的关联式来计算冷却温度较低，并以超声速进入喷管，紧贴壁面流动，形成效率，然而，这些关联式并不能成功预测实验的测量结一层低温气体保护膜，这股冷却介质将高温