[发明专利]一种用于火箭发动机的等水力直径的冷却通道设计方法

说明书

本发明提供一种用于火箭发动机的等水力直径的冷却通道设计方法，根据推力室压力、喷管扩张比和驻留时间要求，计算出各冷却通道的内壁面曲线，内壁厚度；由冷却通道的内壁厚度确定冷却通道底部的高度，进而确定冷却通道底部的沿程型线，根据冷却通道的数量和肋厚确定每个冷却通道截面各处的数据，进而得到冷却通道截面四个侧边的沿程型线；根据前述各计算结果，即可计算确定发动机截面所有点的三维分布，从而可通过三维软件设计得到冷却通道的三维形状。本发明公开的等水力直径冷却通道设计方法，将传统的冷却通道进行优化，通道内压力损失小，结构简单、可靠，轻量化作用明显可以有效的减轻发动机的质量。

技术领域

本发明涉及火箭领域，特别是涉及一种用于火箭发动机的等水力直径冷却通道设计方法。

背景技术

液体火箭发动机推力室压力高，推力室壁面的热流密度大，燃气温度很高可以达到数千摄氏度，超出了一般发动机材料所能承受的温度。然而推力室壁面允许通过的热流量却小得多，若不采取必要的防护措施，在这种恶劣条件下会导致推力室壁面的温度过高，甚至被烧毁的情况。

为了进行热防护，发动机的内外壁面之间存在着冷却通道，火箭发动机的冷却通道截面随着发动机的截面变化，但是通道的水力直径始终保持不变。火箭燃料在通道中高速流动，吸热升温，对发动机结构进行主动冷却，保护发动机结构不被烧蚀破坏。

传统的发动机的冷却通道设计为等截面或者简单的变截面的矩形槽结构，容易造成较大的流体压力损失。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于火箭发动机的等水力直径冷却通道设计方法，并可通过3D打印技术实现结构制作。

具体地，本发明提供一种用于火箭发动机的等水力直径的冷却通道设计方法，包括如下步骤：

步骤100，设截面形状为扇形的冷却通道围绕推力室分布，根据推力室压力、喷管扩张比和驻留时间要求，以推力室为圆形对称结构为基础，采用圆柱坐标系统计算出各冷却通道的内壁面曲线；

步骤200，根据推力室的热防护要求、内壁面的热流分布和材料导热性能，结合推力室内壁内侧壁温和内壁外侧壁温，计算出冷却通道的内壁厚度；

步骤300，由冷却通道的内壁厚度确定冷却通道底部的高度，进而确定冷却通道底部的沿程型线，根据冷却通道的数量和肋厚确定每个冷却通道截面各处的数据，进而得到冷却通道截面四个侧边的沿程型线；

步骤400，根据前述各计算结果，即可计算确定发动机截面所有点的三维分布，从而可通过三维软件设计得到冷却通道的三维形状。

本发明公开的等水力直径冷却通道设计方法，将传统的冷却通道进行优化，通道内压力损失小，结构简单、可靠，轻量化作用明显可以有效的减轻发动机的质量。设计的冷却通道能够根据推力室沿程截面的不同，其截面会随着发生改变，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。而变截面不规则曲面冷却通道可通过3D打印技术实现，能够大幅度地减少时间和成本，相比于传统制造工艺，可以实现材料的高强度、延展性、抗断裂性和低可变性等优良属性。

附图说明

图1是本发明一个实施方式的设计方法步骤示意图；

图2是本发明一个实施方式的冷却通道截面示意图；

图3是本发明一个实施方式的冷却通道结构示意图。

具体实施方式

以下通过具体实施例和附图对本方案的具体结构和实施过程进行详细说明。

如图1所示，在本发明的一个实施方式中，公开一种用于火箭发动机的等水力直径的冷却通道设计方法，包括如下步骤：