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对某带隔热罩火箭发动机推力室的温度场进行了求解。所得结果与文献[1]的相关实验结果定性吻合。计算结果表明:加隔热罩后,推力室液膜冷却保护区壁温基本不变;气膜保护区壁温有一定幅度的上升,最大温升出现在喷管下游;壁温最高的喉部区域壁温上升幅度较小,仅为壁面平均辐射温度升的1/6~1/5。通过合理设计,可将壁面最高温度的升高幅度控制在10~20℃。