推力室多条内冷却环带近壁燃气混合比计算新模型

摘要

本文根据边界层发展来求解近壁气体混合比,提出一种新的近壁燃气混合比求解方法。对具有多条冷却环带膜冷却结构的某型液氧/煤油火箭发动机推力室近壁燃气混合比建立了计算模型。建立的多个近壁燃气混合比模型考虑了多条内冷却环带结构的前后冷却环带的影响、考虑了推力室轮廓的变化对边界层的影响、考虑了湍流效应的影响。对冷却计算的结果进行分析表明所建立的计算模型具有相当的合理性。