液氧烃火箭发动机自诞生之初,至今已快一个世纪。随着时间的推移和技术的进步,发动机推力室压力不断增加。从德国V-2导弹的1.5MPa,到美国F-1发动机的6.8MPa,再到前苏联RD-170的24MPa,到今年(2019年)Raptor发动机的26MPa,室压升高成为追求发动机高性能的一个重要途径。然而,室压的大幅提高也引发了一系列问题,例如在高压环境下,推力室内往往会出现烧毁或局部烧蚀现象,导致发动机无法持续稳定正常工作。所以冷却结构在这几十年里也发生了翻天覆地的变化与发展。例如从RD-107发动机上采用的波纹板夹层式冷却通道和F-1发动机上采用的管束式冷却通道,到RD-180发动机和SSME发动机上采用的铣槽式冷却技术。但是未来对发动机提出了高性能和高可靠的要求,比冲和推质比的要求越来越高。由于煤油作为发动机冷却剂,在高温高压下的结焦特性会恶化冷却通道的换热能力,使得高压下可靠冷却困难。因此,未来的高室压液氧烃发动机对热防护也提出了更高的要求。针对液氧烃火箭发动机,介绍了典型推力室冷却结构的发展和演变过程,探究了其变化原因,总结了不同冷却结构的适应范围,明确了液氧烃发动机在推力室压力参数选择上必须兼顾考虑冷却的要求,指出了未来先进的高性能高室压推力室冷却结构的可选方案。冷却环节是高室压液氧烃发动机研制成功过程中非常关键的一步,必须采用一些强化冷却措施,可采用的技术有高导热率内壁技术、变截面管槽技术、高深宽比冷却槽技术、人为粗糙度技术、螺旋槽技术、多冷却环带技术等。