壁厚对空间小推力发动机喉部壁温的影响

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1、第37卷第6期火箭推进V0I．37．No_．62011年l2月JOURNALOFROCKETPROPULSIONDec．20l1壁厚对空间小推力发动机喉部壁温的影响张锋，仲伟聪，张魏静(西安航天动力研究所，陕西西安710100)摘要：介绍了空间小推力发动机通常采用的冷却方式及降低推力室喉部壁温的常用方法，分析了通过增加壁厚降低喉部壁温的可能性。通过简化模型，对不同壁厚下的喉部壁温进行了计算，计算结果表明，适当增加壁厚可以起到降低喉部壁温的作用。关键词：壁厚；小推力发动机；喉部壁温中图分类号：V430—34文献标识码：A文章编号：1672—9374(2011)06—0034—04Ef

2、fectofwallthicknessonthroatwalltemperatureofspacesmallthrustenginesZHANGFeng，ZHONGWei—cong，ZHANGWei-jing(Xi’anAerospacePropulsionInstitute，Xi’an710100，China)Abstract：Thefrequently--usedcoolingmodesforspacebornesmallthrustenginesandwaysUSU-—ally-usedtoreducethethroatwalltemperatureofthethrustch

3、amberareintroduced．Thepossibilityofreducingthethroatwalltemperaturebyincreasingthewallthicknessisdiscussed．Thethroatwalltemperatureundertheconditionofdiferentwallthicknessiscalculatedbysimplifyingthemode1．Theresultsshowthatthethroatwalltemperaturecouldbereducedbyincreasingthewallthicknessprope

4、rly．Keywords：wallthickness；smallthrustengine；throatwalltemperature空间小推力发动机一般采用“液膜+辐射”0引言的冷却方式，推力室身部多采用铌合金或铌钨合金等耐高温材料。随着对发动机性能的要求不断空问小推力发动机主要是指各类空间飞行器提高，小推力发动机的推力室室压不断升高，受上用于执行姿态控制、轨道修正以及对接、分离此影响，推力室壁温越来越接近于材料的使用极和制动等任务的推力为几牛到几百牛的液体火箭限。而喉部附近往往是整个推力室壁温最高的位发动机。置，因此防止喉部壁温过高是保证推力室可靠工收稿日期：201l_05一O7

5、；修回日期：2011-07—17基金项目：总装备部预研项目(2009AA7020510)作者简介：张锋(198l一)，男，程师，研究领域为液体火箭发动机传热技术第37卷第6期张锋，等：壁厚对空间小推力发动机喉部壁温的影响35作的重要前提。通常情况下，降低喉部壁温是通1．2计算模型过增加液膜流量来实现的，但这势必会造成一定由液体火箭发动机推力室传热理论知道，决的比冲损失。因此，从20世纪50—60年代起，定喉部温度高低的主要因素包括喉部位置的绝热国外研究者[i-2]就开展了大量液膜冷却的相关研壁温(即燃气恢复温度)、燃气与内壁之间的究，总结出一系列液膜冷却推力室设计准则及传对流换热系

6、数h和燃气辐射热流gI31。为研究热计算方法。的方便，将对流热流和辐射热流进行合并考虑，本文采用简化模型对不同室压、不同喉部内提出等效绝热壁温的概念径条件下壁厚对小推力发动机喉部壁温的影响进h(d-)+q=(d-)(1)行了计算分析，以评估增加壁厚对降低喉部壁温式中：为气壁温。的有效性。喉部壁面的热平衡方程可写为(～Lg)=2AwT-T1物理一数学模型一⋯4等(2)式中：A和分别为推力室壁面材料的导热系数I．1问题描述和辐射黑度；Lo为外壁温；di和(z0分别为喉部推力室喉部壁面的传热示意图如图1所示。这里忽略了喉部与上下游的轴向导热，也忽略了的内、外直径；为黑体辐射系数。喉部内壁

7、与上下游内壁之问的相互辐射及通过喷管出口向外部环境的辐射。这样，推力室喉部壁2算例及分析面的传热问题可以简化为一维圆筒壁传热问题。2．1计算条件发动机推进剂组合为NOJMMH，混合比为1．65，推力室身部采用铌钨合金材料，其导热系数随温度变化如表1所示。在推进剂组合和混合比已知的情况下，给定推力室室压，即可通过热辐射．—————_．力气动计算得到推力室燃气参数，并由巴兹方程14]算出推力室喉部位置的燃气对流换热系数h。等效绝热壁温的影响因素很多，为简单起见，这里统一给