CN113357054A - 一种高温燃气通道设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种高温燃气通道设计方法，具体包括：获取高温燃气通道沿程各位置所需传导的最小热流密度；基于最小热流密度确定高温燃气通道沿程各位置所需传导的实际热流密度的取值范围；基于冷却剂的流量对冷却槽的数目、槽宽与槽高进行匹配设计，并得到冷却结构的传热系数；基于高温燃气通道沿程各位置所需传导的实际热流密度、冷却结构的传热系数得到通道壁的导热热阻；选取设计参数取值以适应通道壁的导热热阻，所述尺寸参数包括环腔的层数、各壁面的厚度、各环腔的高度、各环腔内相邻支撑肋之间的间距长度。通过对通道壁的具体尺寸进行优化设计，实现了高温流体通道在保证安全工作前提下耗费工质热沉最小。

Description

一种高温燃气通道设计方法

技术领域

本发明涉及高温燃气通道设计技术领域，具体是一种高温燃气通道设计方法。

背景技术

在高温燃气通道的应用过程中，考虑到通道壁材料的耐高温强度，高温燃气通道壁面一般有一个工作温度上限，当流体温度超过可用的材料温度上限时，必须采用合适的热疏导方案使得通道内壁温度工作在材料可用极限温度以下。

通常采用的可以长时间工作的热疏导方案一般为主动冷却方案，具体为采用一种冷却工质流过壁面内部合理设置的流动通道，将超出燃气通道内壁安全工作承受范围的热及时带走，保持通道内壁温度低于极限工作温度，在此过程中冷却工质温度增加。但是在实际的应用过程中，往往需要让高温燃气通道内壁尽可能工作在较为均匀且略低于其极限工作温度的条件下。这种情况下采用上述主动冷却方案，当冷却流量、允许温升、面积等不足时、冷却剂的冷却能力不足，会导致燃气通道内壁过热、冷却失败。但若是增加冷却工质质量、允许的温升、冷却面积等过大，则又会导致传导出来的热流过多、耗费了过多的工质热沉，造成能源浪费。可见在这种背景条件下，高温燃气通道的主动冷却方案需要经过优化设计，使高温燃气通道在冷却剂热沉消耗尽可能低的条件下即保证其可靠工作。

发明内容

针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种高温燃气通道设计方法，实现了高温燃气通道在保证安全工作前提下耗费工质热沉最小。

为实现上述目的，本发明提供一种高温燃气通道设计方法，所述高温燃气通道包括通道壁与冷却结构，所述通道壁包括若干筒状结构的壁面，各所述壁面逐层套设，其中，相邻的两个壁面之间具有筒状结构的环腔，且每相邻的两个壁面之间通过支撑肋相连，相邻环腔中的支撑肋相互错开，所述冷却结构为沿周向间隔设在最外层的壁面上的若干冷却槽，且最内层壁面上具有隔热涂层；

所述设计方法具体包括：

步骤1，获取高温燃气通道沿程各位置所需传导的最小热流密度；

步骤2，基于最小热流密度确定高温燃气通道沿程各位置所需传导的实际热流密度的取值范围；

步骤3，基于冷却剂的流量对冷却槽的数目、槽宽与槽高进行匹配设计，并得到冷却结构的传热系数；

步骤4，基于高温燃气通道沿程各位置所需传导的实际热流密度、冷却结构的传热系数得到通道壁的导热热阻；

步骤5，选取设计参数取值以适应步骤4中通道壁的导热热阻，所述尺寸参数包括环腔的层数、各壁面的厚度、各环腔的高度、各环腔内相邻支撑肋之间的间距长度；

步骤6，对步骤5中的设计结果进行有限元计算校核，如超出约束条件，则修改实际热流密度的取值范围，重复开展步骤3-5，直到满足约束条件。

在其中一个实施例中，步骤1中，

不考虑燃气辐射的情况下，所述最小热流密度的获取过程为：

q_min＝h_wg(T_aw-T_mh)+q_r (1)

式中，q_min为最小热流密度，T_mh为高温燃气通道内壁的可靠工作温度，T_aw为高温燃气通道燃气表面的恢复温度，h_wg为高温燃气通道内燃气与高温燃气通道内壁之间的对流传热系数，q_r为燃气辐射热流；

式中，ε_w,ef为壁面有效黑度，σ为斯蒂芬-玻尔兹曼常数，σ＝5.67×10^-8W/(m²·K⁴)，ε_g为高温燃气气体发射率，α_w为壁面气体吸收比，T_g为高温燃气静温；

其中：

式中，T_c，ns为高温燃气总温，r为当地恢复系数，M为高温燃气通道沿程各位置的当地燃气流动马赫数，k为燃气混合物比热比；设某一截面A处高温燃气由液体火箭发动机燃烧产生，根据高温燃气流动马赫数M可以由迭代求解获得对应的假想发动机喉部面积A_t：

进而高温燃气与壁面的对流换热系数h_wg可以由Bartz公式获得：

式中，D_t当量喉部直径，

c_pg为燃气定压比热，μ_g为燃气动力粘度，Pr_g为燃气的普朗特数，p_c.ns为高温燃气总压c^*为特征速度，可由火箭发动机热力计算获得，R为喉部处喷管的曲率半径，该项影响很小，在此处可以取R＝D_t，σ为修正系数；

若高温燃气通道内壁有涂层，则需要将上述公式中T_mh更换为涂层燃气侧温度T_tcg，进一步

式中，δ_tc与λ_tc分别为隔热涂层的厚度与热导率，此情况下，联立式(1)和(6)，并采用迭代求解方法获得T_tcg，进而求得q_min。

在其中一个实施例中，所述修正系数的计算过程为：

在其中一个实施例中，步骤3中，基于冷却剂的流量对冷却槽的数目、槽宽与槽高进行匹配设计，具体为：

获取冷却剂的流速V_L，其中，冷却剂的流速V_L的取值范围为1～10m/s，并基于冷却剂的流速V_L得到各冷却槽的总流通面积A_L：

式中，ρ_L为冷却剂的密度，

为冷却剂的流量；

在此基础上：

A_L＝N_LW_LH_L (9)

式中，N_L、W_L、H_L为冷却槽的数目、槽宽、槽高，选取N_L、W_L、H_L的具体取值使其满足总流通面积A_L即可。

在其中一个实施例中，步骤3中，所述冷却结构的传热系数的计算过程为：

式中，h_wL为冷却结构的传热系数，ρ_L为冷却剂密度，λ_L为冷却剂导热系数，Pr_L为冷却剂的普朗特数，V_L为冷却剂的流速，μ_L为冷却剂的粘度，D_L为冷却槽槽道的水力直径，对于矩形通道，则有：

在其中一个实施例中，步骤4，所述基于高温燃气通道沿程各位置所需传导的实际热流密度、冷却结构的传热系数得到通道壁的导热热阻，具体为：

总导热热阻、高温燃气通道内外壁温差与实际热流密度q的关系为：

推导得到：

式中，q为高温燃气通道的实际热流密度，R_w表示通道壁的导热热阻，T_L表示冷却剂温度，

表示冷却剂侧的对流换热热阻，R_g为燃气侧综合热阻：

其中，燃气侧综合热阻R_g包含了燃气侧的对流换热热阻、辐射热阻和涂层的热阻δ_tc/λ_tc的综合作用。

在其中一个实施例中，步骤5中，选取设计参数取值以适应步骤4中通道壁的导热热阻，所述尺寸参数包括环腔的层数m、各壁面的厚度δ_n、各环腔的高度H_n、各环腔内相邻支撑肋之间的间距长度L_n，n＝1,2,…,m；

在给定燃气侧参数、冷却剂侧参数、通道壁物性参数和壁面辐射参数等的情况下，可以通过有限元方法获得燃气通道壁温度分布和导热热阻R_w；

在初步设计时，假设各环腔内外侧壁温一致，分别为T_ns和T_nX，通过如下简化计算公式进行计算，待确定优化参数后，再细化校核，最终确定通道壁的各设计参数，简化计算方法具体为：

对于具有m个环腔的通道壁，其导热热阻主要包括m+1个壁面的导热热阻，以及m个环腔的辐射热阻，因此，当m＝1时，通道壁的导热热阻R_1w需满足下式：

式中，λ_w表示壁面材料热导率，δ₁表示第一层壁面的壁厚，H₁表示第一层环腔的高度，L₁表示第一层环腔内相邻支撑肋之间的间距长度，δ_f表示最后一层壁面的壁厚，T_1S表示第一层环腔下表面的温度，T_1X表示第一层环腔上表面的温度，ε为壁面材料的表面黑度；

此后，每当m的数量增加1时，在上式(14)的右边项增加如下参数：

式中，δ_n表示第n层壁面的壁厚，H_n表示第n层环腔的高度，L_n表示第n层环腔内相邻支撑肋之间的间距长度，T_ns表示第n层环腔下表面的温度，T_nx表示第n层环腔上表面的温度；

最终:

并基于仿真或数值模拟，以结构质量最轻为优化目标、以热应力需求、壁面最大温度、冷却剂流量和温升等为约束，选取m、δ_n、δ_f、H_n、L_n的具体取值，其中，n＝1，2，···，m。

本发明提供的一种高温燃气通道设计方法，其通过将若干筒状结构的壁面逐层套设而形成高温燃气通道的通道壁，并在相邻的壁面之间形成环腔，使得由通道内壁传递至通道外壁的热流大幅度降低，并通过对通道壁的具体尺寸进行优化设计，实现了高温流体通道在保证安全工作前提下耗费工质热沉最小。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明实施例中高温燃气通道壁面的结构示意图；

图2为本发明实施例中支撑肋的第一种实施结构示意图；

图3为本发明实施例中支撑肋的第二种实施结构示意图；

图4为本发明实施例中支撑肋的第三种实施结构示意图；

图5为本发明实施例中支撑肋的第四种实施结构示意图；

图6为本发明实施例中支撑肋的第五种实施结构示意图；

图7为本发明实施例中支撑肋的第六种实施结构示意图；

图8为本发明实施例中高温燃气通道设计方法的流程示意图。

附图标号：壁面1、环腔2、支撑肋3、冷却槽4、肋板5。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

如图1所示，本实施例公开了一种高温燃气通道，该高温燃气通道包括通道壁以及位于通道壁外围的冷却结构，具体地，通道壁包括若干筒状结构的壁面1，且各壁面1逐层套设，其中，相邻的两个壁面1之间具有筒状结构的环腔2，且每相邻的两个壁面1之间通过支撑肋3相连，且相邻的两个环腔2中的支撑肋3相互错开，即任一环腔内的支撑肋均位于相邻环腔中相邻的两个支撑件的之间的中间位置。冷却结构为沿周向间隔设在最外层的壁面1上的若干冷却槽4，相邻的冷却槽4之间通过肋板5隔开。通过将通道壁设置为多层壁面1的结构，使得由通道壁内壁传递至通道壁外壁热流大幅度降低，实现了高温燃气通道在保证安全工作前提下耗费工质热沉最小。本实施例中，高温燃气通道内壁一般为可采用增材制造等先进制造技术制造的材料，其与燃气可以直接接触，也可以额外增加隔热涂层或者抗氧化涂层等。需要注意的是，上述的高温燃气通道中的支撑肋3既可以是图1所示的实心的肋条结构，也可以是图2-3所示的空心的圆管或方管结构，也可以是图4-7所示的实心的肋条与空心的圆管或方管的组合结构。

基于上述结构的高温燃气通道，参考图8，本实施例公开了一种高温燃气通道设计方法，该设计方法具体包括：

步骤1，获取高温燃气通道沿程各位置所需传导的最小热流密度。

对于高温燃气通道沿程任意位置的所需传导的最小热流密度，在不考虑燃气辐射的情况下，其获取过程为：

q_min＝h_wg(T_aw-T_mh)+q_r (1)

式中，q_min为最小热流密度；T_mh为高温燃气通道内壁的可靠工作温度，由壁面的材料特性确定，单位为K；T_aw为高温燃气通道燃气表面的恢复温度，单位为K；h_wg为高温燃气通道内燃气与高温燃气通道内壁之间的对流传热系数，单位为W·m^-2·K^-1，q_r为燃气辐射热流；

式中，ε_w,ef为壁面有效黑度，σ为斯蒂芬-玻尔兹曼常数，σ＝5.67×10^-8W/(m²·K⁴)，ε_g为高温燃气气体发射率，α_w为壁面气体吸收比，T_g为高温燃气静温；

其中：

式中，T_c，ns为高温燃气总温，M为高温燃气通道沿程各位置的当地燃气流动马赫数，k为燃气混合物比热比；r为当地恢复系数，表示为摩擦产生的温度增量与绝热压缩引起的温度增量之比，可由试验确定或者根据普朗特数的下列简化关系式估算，即分别为层流和湍流对应的关系式：

设某一截面A处高温燃气由液体火箭发动机燃烧产生，根据高温燃气流动马赫数M可以由迭代求解获得对应的假想发动机喉部面积A_t：

进而高温燃气与壁面的对流换热系数h_wg可以由Bartz公式获得：

式中，D_t当量喉部直径，

c_pg为燃气定压比热，μ_g为燃气动力粘度，Pr_g为燃气的普朗特数，p_c.ns为高温燃气总压c^*为特征速度，可由火箭发动机热力计算获得，R为喉部处喷管的曲率半径，该项影响很小，在此处可以取R＝D_t，σ为修正系数；

若高温燃气通道内壁有涂层，则需要将上述公式中T_mh更换为涂层燃气侧温度T_tcg，进一步

式中，δ_tc与λ_tc分别为隔热涂层的厚度与热导率，此情况下，联立式(1)和(6)，并采用迭代求解方法获得T_tcg，进而求得q_min。

上述修正系数σ的计算过程为：

步骤2，基于最小热流密度确定高温燃气通道沿程各位置所需传导的实际热流密度的取值范围，具体为：

对于高温燃气通道沿程任一位置，其最小热流密度为q_min，其实际热流密度一般比q_min略大，例如，在得到最小热流密度为q_min，可以将实际热流密度q的初始取值范围定位：1.05q_min≤q≤1.5q_min，在后续步骤6的校核过程中，基于校核结构调整实际热流密度q的初始取值范围。

步骤3，基于冷却剂的流量对冷却槽的数目、槽宽与槽高进行匹配设计，并得到冷却结构的传热系数。

一般来说可选的流速范围较宽，流速初值可取1～10m/s。但从设计角度看，流速过高意味着冷却剂的流通面积较小、压力损失较大；而流速过低则意味着冷却剂的流通面积较大、增加了加工成本。因此出于优化设计的目的，通常建设选择中间流速V_L＝5m/s作为初值，并基于冷却剂的流速V_L得到各冷却槽的总流通面积A_L：

式中，ρ_L为冷却剂的密度，

为冷却剂的流量；

在此基础上：

A_L＝N_LW_LH_L (9)

式中，N_L、W_L、H_L为冷却槽的数目、槽宽、槽高，选取N_L、W_L、H_L的具体取值使其满足总流通面积A_L即可。本实施例中，槽宽可选的范围较宽，但考虑到承压与加工，因此槽宽的取值为1～6mm。同时需要注意的是，槽与槽之间存在肋板，肋板宽度取值一般不超过槽宽、另外考虑到结构强度也不宜过窄，因此限定肋板宽度的取值为0.4～3mm，在确定槽宽与肋板宽度后，即能确定冷却槽的数目以及槽高。

而冷却结构的传热系数的计算过程为：

式中，h_wL为冷却结构的传热系数，ρ_L为冷却剂密度，λ_L为冷却剂导热系数，Pr_L为冷却剂的普朗特数，V_L为冷却剂的流速，μ_L为冷却剂的粘度，D_L为冷却槽槽道的水力直径，对于矩形通道，则有：

步骤4，基于高温燃气通道沿程各位置所需传导的实际热流密度、冷却结构的传热系数得到通道壁的导热热阻，具体为：

总导热热阻、高温燃气通道内外壁温差与实际热流密度的关系为：

推导得到：

式中，q为高温燃气通道的实际热流密度，R_w表示通道壁的导热热阻，T_L表示冷却剂温度，

表示冷却剂侧的对流换热热阻，R_g为燃气侧综合热阻：

其中，燃气侧综合热阻R_g包含了燃气侧的对流换热热阻、辐射热阻和涂层的热阻δ_tc/λ_tc的综合作用。

步骤5，选取设计参数取值以适应步骤4中通道壁的导热热阻，尺寸参数包括环腔的层数m、各壁面的厚度δ_n、各环腔的高度H_n、各环腔内相邻支撑肋之间的间距长度L_n，n＝1,2,…,m；具体为：

在给定燃气侧参数、冷却剂侧参数、通道壁物性参数和壁面辐射参数等的情况下，可以通过有限元方法获得燃气通道壁温度分布和导热热阻R_w，其中，燃气侧参数包括对流换热系数与恢复温度，冷却剂侧参数包括对流换热系数与冷却剂温度；

在初步设计时，假设各环腔内外侧壁温一致，分别为T_ns和T_nX，通过如下简化计算公式进行计算，待确定优化参数后，再细化校核，最终确定通道壁的各设计参数，简化计算方法具体为：

对于具有m个环腔的通道壁，其导热热阻主要包括m+1个壁面的导热热阻，以及m个环腔的辐射热阻，因此，当m＝1时，通道壁的导热热阻R_1w需满足下式：

式中，λ_B表示壁面材料热导率，δ₁表示第一层壁面的壁厚；H₁表示第一层环腔的高度；L₁表示第一层环腔内相邻支撑肋之间的间距长度，δ_f表示最后一层壁面的壁厚，T_1S表示第一层环腔下表面的温度，即第一层壁面的上表面温度；T_1X表示第一层环腔上表面的温度，即第一层壁面的下表面温度；ε为壁面材料的表面黑度，本实施例中，ε＝0.8。

其中，对于第一层环腔下表面的温度T_1S，其计算过程为：

对于第一层环腔上表面的温度T_1X，则要通过迭代或者数值方法计算得到，其过程为常规技术手段，因此本实施例中不再赘述。

式(11)中右边分母的第一项为壁面的导热热阻，第二项为环腔的辐射热阻；此后，每当m的数量增加1时，在上式(14)的右边项增加如下参数：

式中，δ_n表示第n层壁面的壁厚，H_n表示第n层环腔的高度，L_n表示第n层环腔内相邻支撑肋之间的间距长度，T_ns表示第n层环腔下表面的温度，T_nx表示第n层环腔上表面的温度。对于，T_ns与T_nx的计算过程，采用与第一层环腔中T_1S与T_1X通用的计算方式即可，只需将T_ns的计算过程中，令T_aw＝T_(n-1)x即可；

最终:

并基于仿真或数值模拟，以结构质量最轻为优化目标、以热应力需求、壁面最大温度、冷却剂流量和温升等为约束，选取m、δ_n、δ_f、H_n、L_n的具体取值，其中，n＝1，2，···，m。

在仿真或数值模拟的过程中，最靠燃气侧这层的厚度δ₁可以适当取厚，以0.5～1.5mm为宜，而其它层壁面的厚度则可取0.3～1mm，对于各环腔的高度，其取值范围为1～4mm；各环腔内相邻支撑肋之间的间距长度，其取值范围为2～10mm。

步骤6，在完成上述各尺寸与数值的设计后，即完成高温燃气通道初步结构设计，在初步结构设计的基础上进行有限元计算校核，如超出约束条件，则修改实际热流密度的取值范围后重复步骤3-5，其中，约束条件为热应力需求、壁面最大温度、冷却剂流量和温升。若校核结构为超出约束条件，则扩大实际热流密度的取值范围，例如将实际热流密度的取值范围由1.05q_min～1.5q_min修改为1.5q_min～1.7q_min。若校核结果还具有余量，则缩小实际热流密度的取值范围，例如将实际热流密度的取值范围由1.05q_min～1.5q_min修改为1.05q_min～1.3q_min。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (7)

1.一种高温燃气通道设计方法，其特征在于，所述高温燃气通道包括通道壁与冷却结构，所述通道壁包括若干筒状结构的壁面，各所述壁面逐层套设，其中，相邻的两个壁面之间具有筒状结构的环腔，且每相邻的两个壁面之间通过支撑肋相连，相邻环腔中的支撑肋相互错开，所述冷却结构为沿周向间隔设在最外层的壁面上的若干冷却槽，且最内层壁面上具有隔热涂层；

所述设计方法具体包括：

步骤1，获取高温燃气通道沿程各位置所需传导的最小热流密度；

步骤2，基于最小热流密度确定高温燃气通道沿程各位置所需传导的实际热流密度的取值范围；

步骤3，基于冷却剂的流量对冷却槽的数目、槽宽与槽高进行匹配设计，并得到冷却结构的传热系数；

步骤4，基于高温燃气通道沿程各位置所需传导的实际热流密度、冷却结构的传热系数得到通道壁的导热热阻；

步骤5，选取设计参数取值以适应步骤4中通道壁的导热热阻，所述尺寸参数包括环腔的层数、各壁面的厚度、各环腔的高度、各环腔内相邻支撑肋之间的间距长度；

步骤6，对步骤5中的设计结果进行有限元计算校核，如超出约束条件，则修改实际热流密度的取值范围，重复开展步骤3-5，直到满足约束条件。

2.根据权利要求1所述高温燃气通道设计方法，其特征在于，步骤1中，

不考虑燃气辐射的情况下，所述最小热流密度的获取过程为：

q_min＝h_wg(T_aw-T_mh)+q_r (1)

式中，q_min为最小热流密度，T_mh为高温燃气通道内壁的可靠工作温度，T_aw为高温燃气通道燃气表面的恢复温度，h_wg为高温燃气通道内燃气与高温燃气通道内壁之间的对流传热系数，q_r为燃气辐射热流；

式中，ε_w,ef为壁面有效黑度，σ为斯蒂芬-玻尔兹曼常数，σ＝5.67×10^-8W/(m²·K⁴)，ε_g为高温燃气气体发射率，α_w为壁面气体吸收比，T_g为高温燃气静温；

其中：

式中，T_c，ns为高温燃气总温，r为当地恢复系数，M为高温燃气通道沿程各位置的当地燃气流动马赫数，k为燃气混合物比热比；设某一截面A处高温燃气由液体火箭发动机燃烧产生，根据高温燃气流动马赫数M可以由迭代求解获得对应的假想发动机喉部面积A_t：

进而高温燃气与壁面的对流换热系数h_wg可以由Bartz公式获得：

式中，D_t当量喉部直径，

c_pg为燃气定压比热，μ_g为燃气动力粘度，Pr_g为燃气的普朗特数，p_c.ns为高温燃气总压c^*为特征速度，可由火箭发动机热力计算获得，R为喉部处喷管的曲率半径，该项影响很小，在此处可以取R＝D_t，σ为修正系数；

若高温燃气通道内壁有涂层，则需要将上述公式中T_mh更换为涂层燃气侧温度T_tcg，进一步

式中，δ_tc与λ_tc分别为隔热涂层的厚度与热导率，此情况下，联立式(1)和(6)，并采用迭代求解方法获得T_tcg，进而求得q_min。

3.根据权利要求2所述高温燃气通道设计方法，其特征在于，所述修正系数的计算过程为：

4.根据权利要求3所述高温燃气通道设计方法，其特征在于，步骤3中，基于冷却剂的流量对冷却槽的数目、槽宽与槽高进行匹配设计，具体为：

获取冷却剂的流速V_L，其中，冷却剂的流速V_L的取值范围为1～10m/s，并基于冷却剂的流速V_L得到各冷却槽的总流通面积A_L：

式中，ρ_L为冷却剂的密度，

为冷却剂的流量；

在此基础上：

A_L＝N_LW_LH_L (9)

式中，N_L、W_L、H_L为冷却槽的数目、槽宽、槽高，选取N_L、W_L、H_L的具体取值使其满足总流通面积A_L即可。

5.根据权利要求3所述高温燃气通道设计方法，其特征在于，步骤3中，所述冷却结构的传热系数的计算过程为：

式中，h_wL为冷却结构的传热系数，ρ_L为冷却剂密度，λ_L为冷却剂导热系数，Pr_L为冷却剂的普朗特数，V_L为冷却剂的流速，μ_L为冷却剂的粘度，D_L为冷却槽槽道的水力直径，对于矩形通道，则有：

6.根据权利要求1所述高温燃气通道设计方法，其特征在于，步骤4，所述基于高温燃气通道沿程各位置所需传导的实际热流密度、冷却结构的传热系数得到通道壁的导热热阻，具体为：

总导热热阻、高温燃气通道内外壁温差与实际热流密度q的关系为：

推导得到：

式中，q为高温燃气通道的实际热流密度，R_w表示通道壁的导热热阻，T_L表示冷却剂温度，

表示冷却剂侧的对流换热热阻，R_g为燃气侧综合热阻：

其中，燃气侧综合热阻R_g包含了燃气侧的对流换热热阻、辐射热阻和涂层的热阻δ_tc/λ_tc的综合作用。

7.根据权利要求1所述高温燃气通道设计方法，其特征在于，步骤5中，选取设计参数取值以适应步骤4中通道壁的导热热阻，所述尺寸参数包括环腔的层数m、各壁面的厚度δ_n、各环腔的高度H_n、各环腔内相邻支撑肋之间的间距长度L_n，n＝1,2,…,m；

在给定燃气侧参数、冷却剂侧参数、通道壁物性参数和壁面辐射参数等的情况下，可以通过有限元方法获得燃气通道壁温度分布和导热热阻R_w；

在初步设计时，假设各环腔内外侧壁温一致，分别为T_ns和T_nX，通过如下简化计算公式进行计算，待确定优化参数后，再细化校核，最终确定通道壁的各设计参数，简化计算方法具体为：

对于具有m个环腔的通道壁，其导热热阻主要包括m+1个壁面的导热热阻，以及m个环腔的辐射热阻，因此，当m＝1时，通道壁的导热热阻R_1w需满足下式：

式中，λ_w表示壁面材料热导率，δ₁表示第一层壁面的壁厚，H₁表示第一层环腔的高度，L₁表示第一层环腔内相邻支撑肋之间的间距长度，δ_f表示最后一层壁面的壁厚，T_1S表示第一层环腔下表面的温度，T_1X表示第一层环腔上表面的温度，ε为壁面材料的表面黑度；

此后，每当m的数量增加1时，在上式(14)的右边项增加如下参数：

式中，δ_n表示第n层壁面的壁厚，H_n表示第n层环腔的高度，L_n表示第n层环腔内相邻支撑肋之间的间距长度，T_ns表示第n层环腔下表面的温度，T_nx表示第n层环腔上表面的温度；

最终:

并基于仿真或数值模拟，以结构质量最轻为优化目标、以热应力需求、壁面最大温度、冷却剂流量和温升为约束，选取m、δ_n、δ_f、H_n、L_n的具体取值，其中，n＝1，2，···，m。

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