引射火箭是火箭基組合循環(huán)（RBCC）發(fā)動(dòng)機(jī)重要組成部分,為RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)提供大推力的同時(shí)承載極高的熱載荷。本文設(shè)計(jì)了火箭推力室復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu),采用再生和液膜冷卻相結(jié)合的方式對(duì)火箭喉部進(jìn)行冷卻,再生冷卻通道在收斂段和擴(kuò)張段的寬度從微尺度到小尺度漸變分布。采用數(shù)值模擬的方法研究了該復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)耦合傳熱特性。結(jié)果表明:漸變微小通道的設(shè)計(jì)能夠強(qiáng)化喉部換熱,液膜冷卻能夠大幅降低入口及下游熱流密度,有效控制壁溫。 

【文章來(lái)源】：工程熱物理學(xué)報(bào). 2020,41(05)北大核心EICSCD

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【部分圖文】：

圖２引射火箭幾何構(gòu)型??Ｆｉｇ．?２?Ｔｈｅ?ｇｅｏｍｅｔｒｙ?ｏｆ?ｔｈｅ?ｅｊｅｃｔｏｒ?ｒｏｃｋｅｔ??

圖３所??示

圖３煤油各物性參數(shù)隨溫度變化關(guān)系??Ｆｉｇ．?３?Ｔｈｅ?ｐｈｙｓｉｃａｌ?ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ?ｏｆ?ｋｅｒｏｓｅｎｅ?ｖａｒｙ?ｗｉｔｈ??ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ??

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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