Исследование тепловой эффективности завесного охлаждения стенки камеры сгорания ракетного двигателя малых тяг

Проведены экспериментальные исследования по эффективности завесного охлаждения камер сгорания жидкостных ракетных двигателей малых тяг. Проанализирован уровень полноты исследования влияния различных параметров на тепловую эффективность завесного охлаждения. Выявлено, что наиболее сильно тепловая эффективность зависит от таких факторов, как массовый расход охладителя, конструкция щели подачи охладителя и параметры течения основного потока и охлаждающего компонента. Незначительное влияние на тепловую эффективность завесного охлаждения оказывает давление в камере сгорания. Даны рекомендации по организации завесного охлаждения в ракетных двигателях малых тяг. В работе использованы результаты отечественных и зарубежных исследований, опубликованных в открытой литературе.

Литература

[1] Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания. Т. 6. Топлива на основе перекиси водорода / под ред. Глушко В.П. М.: ВИНИТИ, 1973. 528 с.

[2] Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания. Т. 2. Топлива на основе кислорода / под ред. Глушко В.П. М.: ВИНИТИ, 1973. 489 с.

[3] Ponomarenko A. RPA: Tool for Rocket Propulsion Analysis. Thermal Analysis of Thrust Chambers, 2012. Режим доступа: http://propulsionanalysis.com/downloads/2/docs/RPA_ThermalAnalysis.pdf (дата обращения 16.04.2013)

[4] Веялис С.А., Серпионова А.П., Линенко С.П. Завесное охлаждение. Газовая завеса. Обзор иностранных работ по материалам отечественной и зарубежной печати за 1957-1977 гг. ГОНТИ-8. Cep. IV. № 41 (64). 1979. 84 с.

[5] Волчков Э.П. Пристенные газовые завесы. Новосибирск, Наука, 1983. 240 с.

[6] Arnold R., Suslov D.I., Haidn O.J. Film Cooling in a High-Pressure Subscale Combustion Chamber // Journal of Propulsion and Rocket. 2010. Vol. 26. No. 5. P. 428-438.

[7] Дружин А.Н.Дисс. ... на соискание ученой степени канд. техн. наук. Тепловая и энергетическая эффективность до- и сверхзвуковых газовых завес в ракетных двигателях малой тяги. Самара, 2002. 213 с.

[8] Arnold R., Suslov D.I., Haidn O.J.Experimental Investigation of Film Cooling with Tangential Slot Injection in a LOX/CH4 Subscale Rocket Combustion Chamber // Trans. JSASS Space Tech. Japan. Vol. 7. 2009.

[9] Kirchberger C., Schlieben G., HupferA., KauH.-P., Martin P., SollerS. Investigation on Film Cooling in a Kerosene/GOX Combustion Chamber // AIAA. 2009. P. 20095406.

[10] Chiaverini M.J., Sauer J.A., Munson S.M. Laboratory Characterization of Vortex-Cooled Thrust Chambers for Methane/O2 and H2/O2 // AIAA. 2005. P. 2005-4137.

[11] Metzger D.E., Fletcher D.D. Evaluation of heat transfer for film-cooled turbine components // AIAA. 1969. P. 69-523.

[12] Sivasegaram S., Whitelaw J.H. Film cooling slots: the importance of lip thickness and injection angle // J. Mech. Eng. Sci., 1969. Vol. 11, No. 1. P. 22-27.

[13] Metzger D.E., Carper H.S., Swank L.R. Heat transfer with film cooling near non-tangential injection slots // J. Eng. Power. 1968. Vol. 90, No. 2. P. 157-163.

[14] Eriksen V.L., Goldstein R.J. Heat transfer and film cooling following injection through inclined circular tubes // J. Heat Transfer. 1974. Vol. 96. P. 234-245.

[15] Kacker S.C., Whitelaw J.H. The dependence of the impervious wall effectiveness of a two-dimensional wall jet on the thickness of the upper lip boundary layer // Intern. J. Heat Mass Transfer, 1967. Vol. 10. No. 11. P. 1623-1624.

[16] Carlson L.W., Talmor E. Gaseous film cooling at various degrees of hot gas acceleration and turbulence levels // Intern. J. Heat Mass Transfer, 1968. Vol. 11. No. 11. P. 1695-1713.

[17] Finn E. Jorgensen. How to measure turbulence with hot-wire anemometers - a practical guide // Dantec Dynamics A/S. 2002. 54 с.