[發明專利]一種高溫燃氣通道設計方法

有效

• 申請號: 202110849455.0
• 申請日: 2021-07-27
• 公開（公告）號: CN113357054B
• 公開（公告）日: 2022-11-11
• 發明（設計）人: 鄒建軍;吳繼平;王振國;趙玉新;肖禮;徐萬武;成鵬;張家奇;楊帆;劉斌
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍國防科技大學
• 主分類號: F02K9/96
• 分類號: F02K9/96;F02K9/64;F02K9/60;F02K9/42
• 代理公司: 長沙國科天河知識產權代理有限公司 43225
• 代理人: 趙小龍

1.一種高溫燃氣通道設計方法，其特征在于，所述高溫燃氣通道包括通道壁與冷卻結構，所述通道壁包括若干筒狀結構的壁面，各所述壁面逐層套設，其中，相鄰的兩個壁面之間具有筒狀結構的環腔，且每相鄰的兩個壁面之間通過支撐肋相連，相鄰環腔中的支撐肋相互錯開，所述冷卻結構為沿周向間隔設在最外層的壁面上的若干冷卻槽，且最內層壁面上具有隔熱涂層；

所述設計方法具體包括：

步驟1，獲取高溫燃氣通道沿程各位置所需傳導的最小熱流密度；

步驟2，基于最小熱流密度確定高溫燃氣通道沿程各位置所需傳導的實際熱流密度的取值范圍；

步驟3，基于冷卻劑的流量對冷卻槽的數目、槽寬與槽高進行匹配設計，并得到冷卻結構的傳熱系數；

步驟4，基于高溫燃氣通道沿程各位置所需傳導的實際熱流密度、冷卻結構的傳熱系數得到通道壁的導熱熱阻；

步驟5，選取設計參數取值以適應步驟4中通道壁的導熱熱阻，所述設計參數包括環腔的層數、各壁面的厚度、各環腔的高度、各環腔內相鄰支撐肋之間的間距長度；

步驟6，對步驟5中的設計結果進行有限元計算校核，如超出約束條件，則修改實際熱流密度的取值范圍，重復開展步驟3-5，直到滿足約束條件。

2.根據權利要求1所述高溫燃氣通道設計方法，其特征在于，步驟1中，

考慮燃氣輻射的情況下，所述最小熱流密度的獲取過程為：

q_min＝h_wg(T_aw-T_mh)+q_r (1)

式中，q_min為最小熱流密度，T_mh為高溫燃氣通道內壁的可靠工作溫度，T_aw為高溫燃氣通道燃氣表面的恢復溫度，h_wg為高溫燃氣通道內燃氣與高溫燃氣通道內壁之間的對流換熱系數，q_r為燃氣輻射熱流；

式中，ε_w，ef為壁面有效黑度，σ₀為斯蒂芬-玻爾茲曼常數，σ₀＝5.67×10^-8W/(m²·K⁴)，ε_g為高溫燃氣氣體發射率，α_w為壁面氣體吸收比，T_g為高溫燃氣靜溫；

其中：

式中，T_c，n_s為高溫燃氣總溫，r為當地恢復系數，M為高溫燃氣通道沿程各位置的當地燃氣流動馬赫數，k為燃氣混合物比熱比；設某一截面X處高溫燃氣由液體火箭發動機燃燒產生，根據高溫燃氣流動馬赫數M由迭代求解獲得對應的假想發動機喉部面積A_t：

進而高溫燃氣與壁面的對流換熱系數h_wg由Bartz公式獲得：

式中，D_t當量喉部直徑，c_pg為燃氣定壓比熱，μ_g為燃氣動力粘度，Pr_g為燃氣的普朗特數，p_c，ns為高溫燃氣總壓，c^*為特征速度，由火箭發動機熱力計算獲得，R為喉部處噴管的曲率半徑，該項影響很小，在此處取R＝D_t，σ為修正系數；

若高溫燃氣通道內壁有隔熱涂層，則需要將上述公式中T_mh更換為隔熱涂層燃氣側溫度T_tcg，進一步

式中，δ_tc與λ_tc分別為隔熱涂層的厚度與熱導率，此情況下，聯立式(1)和(6)，并采用迭代求解方法獲得T_tcg，進而求得q_min。

3.根據權利要求2所述高溫燃氣通道設計方法，其特征在于，所述修正系數的計算過程為：