题目：液体火箭发动机冷却技术研究

液体火箭发动机的推力室内的燃气有着极高的温度与压力，并以很高的流量强度流过推力室壁，所以推力室壁承受着极高的热强度。一般的材料都无法承受如此的热强度，高熔点的材料又因为过大的比重及昂贵的价格而不适于作为推力室壁材料。要解决这一问题就需要行之有效的热防护方案。再生冷却利用燃料或氧化剂对室壁实施强迫对流冷却，从而达到热防护的目的；燃料或氧化剂受热后被喷注到燃烧室，减少了能量损失，提高了效率。为了计算再生冷却推力室壁的温度分布，以检验热防护的效果，本文建立了液体火箭发动机再生冷却推力室传热的计算模型，推导了导热微分方程的有限元格式，并对推力室壁燃气侧及冷却液侧的对流换热进行了计算，以计算结果得到的对流换热系数及参考温度作为有限元计算的边界条件，采用有限元方法编制了推力室壁温度场计算程序；应用Delaunay四面体有限元网格划分方法及映射法，编制了有限元网格生成程序，为计算程序生成网格信息；并添加了识别读入STL文件的接口，扩大了其应用范围。应用该程序对液体火箭发动机再生冷却推力室传热过程进行了数值模拟，验证了程序的可用性。计算结果表明：喉部受热情况最为严重，在设计热防护方案过程中要特别重视。