阅读说明：本技术 一种用于火箭发动机的等水力直径的冷却通道设计方法 (Method for designing equal hydraulic diameter cooling channel for rocket engine ) 是由 李龙 李轩 姚卫 汪球 栗继伟 赵伟 于 2021-03-05 设计创作，主要内容包括：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。(The invention provides a method for designing a cooling channel with equal hydraulic diameter for a rocket engine, which comprises the steps of calculating the inner wall surface curve and the inner wall thickness of each cooling channel according to the requirements of the pressure of a thrust chamber, the expansion ratio of a spray pipe and the residence time; determining the height of the bottom of the cooling channel according to the thickness of the inner wall of the cooling channel, further determining the on-way molded lines of the bottom of the cooling channel, and determining data of each cooling channel section according to the number and the rib thickness of the cooling channel, further obtaining the on-way molded lines of four sides of the cooling channel section; according to the calculation results, the three-dimensional distribution of all the points of the section of the engine can be calculated and determined, so that the three-dimensional shape of the cooling channel can be obtained through three-dimensional software design. The design method of the equal hydraulic diameter cooling channel disclosed by the invention optimizes the traditional cooling channel, has small pressure loss in the channel, simple and reliable structure and obvious light weight effect, and can effectively reduce the mass of an engine.)

一种用于火箭发动机的等水力直径的冷却通道设计方法

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：

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；

其中冷却通道的截面形状如图2所示，按照常规的思路先设计出一条发动机的内壁面包络形线L_in，发动机为圆形的轴对称结构，这里采用圆柱坐标系，壁面曲线的方程L_in可以写成：

L_in＝f_in(r_in,θ,x)

式中x为轴向坐标，为了方便，可定义喉道中心处为坐标原点，r_in为发动机内壁面曲线L_in的半径。

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；

内壁厚度δ₁(T,r,θ,x)的计算公式如下：

其中，q_w(r,θ,x)为热流分布，k(T,r,θ,x)为材料导热性能参数，T_wg为内壁内侧壁温，T_wf为内壁外侧壁温。

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；

由推力室内壁和冷却通道底部之间的距离，即内壁厚度δ₁(T,r,θ,x)，可以得到冷却通道底部的高度为：

r₁＝r_in+δ₁

进而得到冷却通道底部的沿程型线L₁为：

L₁＝f₁(r₁,0,x)

等水力直径的冷却通道可以有多种形式，其横截面可以为矩形，圆形，椭圆形，扇形等，这里以扇形冷却通道为例，当冷却通道为n根时，肋厚设为W，则可以得到扇形冷却通道的底部弧长为：

s₁(r,θ,x)＝2πr₁/n-W

冷却通道顶部弧长为：

s₂(r,θ,x)＝2πr₂/n-W

扇形通道的两侧高度均为：

H＝r₂-r₁

根据等水力直径冷却通道的设计原则，为保证等水力直径d_H，即意味着：

4A/C＝d_H＝Const

其中A为扇形冷却通道的面积为：

C为扇形冷却通道的周长为：

C＝s₂+s₁+2H

则有冷却通道顶部的高度为：

其中为单根冷却通道对应的圆心角为：

θ₁＝2π/n-W/r₁。

根据单根冷却通道的相关参数，进而可以得到冷却通道的顶部沿程型线L₂为：

L₂＝f₂(r₂,0,x)

冷却通道底部的宽度方向一侧型线L₃为：

L₃＝f₃(r₁,θ₁/2,x)

冷却通道顶部的宽度方向一侧型线L₄为：

L₄＝f₄(r₂,θ₁/2,x)

推力室外壁的高度为冷却通道顶部高度加上外壁厚δ₂(r,θ,x)，此处外壁面厚度是根据强度要求设计得来的，则有推力室外壁面高度为:

r_out＝r₂+δ₂ (1)

进而得到推力室外壁面的型线为L_out；外壁面曲线的方程L_out可以写成：

L_out＝f_out(r_out,θ,x)

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。

如图3所示，根据上述推导，得到了L_in，L₁，L₂，L₃，L₄，L_out各条线的方程后，即计算得到发动机截面所有点的三维分布，根据该计算结果，利用三维实体设计软件可以实现发动机冷却通道结构的设计，最终通过3D打印将该设计打印出来。

本实施方式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。

本实施方式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。

本实施方式设计的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。

至此，本领域技术人员应认识到，虽然本文已详尽示出和描述了本发明的多个示例性实施例，但是，在不脱离本发明精神和范围的情况下，仍可根据本发明公开的内容直接确定或推导出符合本发明原理的许多其他变型或修改。因此，本发明的范围应被理解和认定为覆盖了所有这些其他变型或修改。