一种用于火箭发动机的等内壁面温度的冷却结构设计方法

摘要

本发明提供一种用于火箭发动机的等内壁面温度的冷却结构设计方法，包括：计算出推力室轴向上不同位置处工作时的燃气参数和绝热壁温；根据冷却剂的类型确定冷却通道围绕推力室的布置方式；由冷却通道入口至出口，将冷却通道沿流向划分为多个小段，计算该小段冷却通道中冷却剂的导热量；以整个推力室内壁壁温为一个恒定值作为基础，在满足冷却通道等水力直径下调整各小段冷却通道的形状；通过循环迭代，以满足此条件的冷却通道形状作为设计结果，完成设计过程。本发明以推力室内壁温度为恒定壁温，在保证冷却通道水力直径下对冷却通道的尺寸进行调整，可以有效地带走推力室壁面的热量，减小冷却通道内的燃料的压力损失，降低发动机结构重量和热应力。