GH2/GO2涡流冷却推力室设计与数值计算

• 作者: 吴东波 常克宇 李家文
• 来源期刊: 火箭推进
• 关键词: 涡流冷却 数值仿真 双向涡流 壁面温度 燃烧效率
• 年，卷（期）: 2010,（5）
• 页码范围: 17-22
• 分类号: V434
• 语种: 中文
• DOI: 10.3969/j.issn.1672-9374.2010.05.004

摘要

涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却技术.采用该技术可以简化推力室结构、降低成本,并可提高系统可靠性.对涡流冷却推力室进行了初步设计,并采用PDF非预混燃烧模型和DO辐射模型对所设计的推力室进行了数值仿真.根据计算结果:推力室内部形成了双向涡流;推力室圆筒段壁面温度低于760 K;在考虑辐射条件下,推力室圆筒段壁面温度平均升高约140 K,最高温度低于900 K;涡流冷却技术是可行的,但目前存在燃烧效率相对较低的问题.

作者信息

序号	姓名	单位	发文数	被引次数	H指数	G指数
1	李家文	北京航空航天大学宇航学院	37	258	9.0	13.0
2	吴东波	北京航空航天大学宇航学院	1	9	1.0	1.0
3	常克宇		1	9	1.0	1.0