题目：小推力发动机推力室传热研究

小推力火箭发动机在空间飞行器的轨道及姿态控制等方面具有重要的作用，它广泛应用于航天飞机、宇宙飞船、卫星以及多级运载器中。小推力火箭发动机的性能好坏直接影响到飞行器的入轨精度和使用寿命，并且直接关系到环境保护、人员安全、运载能力以及发射成本。为了保证小推力火箭发动机的性能以及可靠性，需要对推力室进行冷却保护，防止推力室壁面出现热过载。膜冷却，是通过在喷注器周边处的小孔或通过靠近头部和有时在喉部前某些面的室壁上的集液腔孔引入冷却剂或推进剂，形成一层薄膜，防止暴露在燃气中的推力室壁面过热。目前，膜冷却方法是小推力发动机壁面最常采用的一种有效的主动式热防护方法。利用流场计算的方法，对膜冷却效果进行预测与分析，可以作为现有模型试验的有效辅助手段。利用数值计算的方法，本文对某气氧/甲烷小推力火箭发动机的气膜冷却效果进行研究。主要内容包括：1)冷却气体流量对气膜冷却效果的影响；2)推进剂混合比对气膜冷却效果的影响；3)推力室长度对气膜冷却效果的影响；4)气膜喷嘴角度对气膜冷却效果的影响；5)燃气辐射对推力室壁面温度的影响；6)考虑多种参数的综合影响。计算结果表明：不同的结构参数组合所达到的气膜冷却效果不尽相同，燃烧效果影响也不同；燃气对壁面的辐射传热也会影响推力室壁面温度。