题目：涡流冷却推力室可视化方案设计与试验研究

火箭发动机推力室热防护问题是影响发动机可靠性和研制过程的重要因素。涡流冷却技术是一种新型的推力室冷却方法，采用该技术的发动机燃烧室内存在两股同轴但反向的涡流结构，推进剂在内部涡流中进行掺混燃烧，外部涡流不发生化学反应，阻隔高温燃料与室壁接触。研究表明采用该技术可以简化推力室结构，降低成本，并能提高系统的可靠性，是一种具有发展前景的新技术。本文以地面推力为2000N的气氧/气氢涡流冷却发动机为研究对象，给出了涡流冷却发动机的理论模型，并推导分析了内部涡流结构的特点及分布情况，得出内外涡流分界面位于燃烧室半径70.7%处的结论。设计出了地面试验用涡流冷却发动机，并在此基础上进行了可视化推力室方案设计。在通用液体火箭发动机试验平台上针对不同的结构参数和气动参数开展涡流冷却推力室试验研究，结果表明发动机工作稳定，冷却效果满足设计指标，研究证明涡流技术是可行的。开展了燃烧室可视化试验，针对试验结果进行分析发现，稳态阶段燃烧区域占燃烧室的百分比稳定在55%~60%之间。应用FLUENT软件对所设计的发动机建立三维仿真模型，通过燃烧计算证实推力室内形成了流动方向相反的内外涡流，燃烧只在推力室核心区域进行，且头部存在低速的回流区，并且内外涡流分界面大约在燃烧室半径的86%处，外部涡流可以有效地保护燃烧室壁面。