● 摘要
液体火箭发动机的热防护问题是影响发动机可靠性和研制过程的重要因素。涡流冷却技术作为一种新型的推力室冷却方法，能够有效简化推力室结构，降低研制成本，提高系统可靠性，是一种极具工程应用前景的新技术。
本文分别开展了2000N和300N氢/氧涡流冷却推力室试验研究。2000N试验中验证了推力室侧壁低温的特性，获得了氢喷嘴分布圆直径与氧燃比对推力室比冲性能与喷管喉部温升的影响规律，比冲效率、喷管喉部温度均随氢喷嘴分布圆直径的增大显著提高，氧燃比影响不大。300N试验中结构件完整，验证了热防护的可靠性。可视化试验获得了燃烧区域大小。
针对氢/氧涡流冷却推力室开展了流场特征仿真研究，获得了内外涡旋流场的速度、压强、密度分布与燃烧特点，分析了氢喷嘴分布圆直径与氧燃比对推力室比冲性能与头部热载的影响，采用适当的氢喷嘴排布和大氧燃比能够显著提高比冲效率，有利于改善头部温升。
以300N气氧/甲烷涡流冷却推力室为基础，对比分析了“涡流式”与“同轴式”喷注的推力室流动与燃烧特点。针对燃料喷注方式、推力室头部构型、次级氧喷嘴、结构参数和氧来流参数为优化对象，比冲效率为优化目标，开展了全面的仿真优化研究，获得了涡流冷却推力室的最优设计方案。