GH2/GO2涡流冷却推力室设计与数值计算

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.