CN116877297A - 一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴及其制备方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴及其制备方法，用于解决现有液体火箭发动机隔板喷嘴热防护裕度低、结构易烧蚀以及可靠性偏低的技术问题。本发明的隔板喷嘴，为保证液体火箭发动机的燃烧稳定性，外壳体位于高温燃烧场内的长度设置为高温燃烧场直径的10％，但由于外壳体位于高温燃烧场内的长度越高，隔板喷嘴需要的热防护裕度越高，因此，本发明外壳体采用铜合金，内壳体采用不锈钢，同时建立隔板喷嘴冷却单元再生对流换热与固体导热二维换热仿真模型，并对高温燃烧场一侧的热流平衡控制方程和燃气通道一侧的热流平衡控制方程进行离散化求解，获得最优的外壳体壁厚、内壳体壁厚及冷却剂流速，大大提高了隔板喷嘴的热防护裕度。
Description
技术领域
本发明涉及一种隔板喷嘴，尤其涉及一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴及其制备方法。
背景技术
为满足现有大推力高压液体火箭发动机的稳定性控制要求，通常采用隔板喷嘴(喷嘴式隔板)分区措施来抑制高频燃烧不稳定的产生，即将伸出喷注器面一定高度的隔板喷嘴按一定规律排列设置，使隔板喷嘴对燃气振荡产生阻尼作用，典型的排列设置如一周六径、一周九径、两周九径等，如图1所示，为一周六径。隔板喷嘴的阻尼作用除了喷注器面隔板具有的特性外，还有其自身特点如喷嘴间的间隙会对振荡流动产生额外的阻尼。
隔板喷嘴作为液体火箭发动机的一个重要元件，是高压补燃液体火箭发动机推力室稳定工作的前提。由于隔板喷嘴的主体结构处于燃烧室靠前端的高温燃烧区，隔板喷嘴与主喷嘴之间相互影响，燃烧、流动过程非常复杂，因此，隔板喷嘴热的热防护非常关键。目前普遍进行热防护的方法为采用冷却剂主动冷却措施，而这种措施，易受到外壳体和内壳体材质、冷却槽道螺旋升角以及冷却剂流速的影响，现有的隔板喷嘴外壳体和内壳体均采用不锈钢材质，一方面不锈钢材质的导热性能较差，另一方面同种材质的钎焊效果较差，限制了外壳体和内壳体之间的冷却剂的流速，整体降低了隔板喷嘴的热防护裕度，使其容易出现结构烧蚀的问题。同时，外壳体还存在抗高温氧化能力差的问题，使得隔板喷嘴的可靠性降低。
发明内容
本发明的目的在于针对现有液体火箭发动机隔板喷嘴热防护裕度低、结构易烧蚀以及可靠性偏低的技术问题，而提供一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴及其制备方法。
为了达到上述目的，本发明采用以下技术方案予以实现：
一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴，包括外壳体和内壳体；内壳体内形成燃气通道，外壳体套设在内壳体外侧靠近燃气通道出气口的一端，且外壳体的主体部分位于高温燃烧场内；内壳体的外壁上对应外壳体的位置沿周向设置有多个肋条；肋条沿内壳体的外壁形成螺旋升角，每两个肋条之间形成一个冷却槽道；外壳体远离高温燃烧场一端的侧壁上沿周向开设有多个注入孔，以及与多个注入孔连通的位置设置有环形槽，用于将注入孔注入的冷却剂通过环形槽流向各冷却槽道，其特殊之处在于，所述外壳体位于高温燃烧场内的长度为高温燃烧场直径的10％；
所述外壳体采用铜合金，内壳体采用不锈钢；
所述外壳体壁厚、内壳体壁厚以及冷却剂流速通过建立隔板喷嘴冷却单元再生对流换热与固体导热二维换热仿真模型，并对获得的高温燃烧场一侧的热流平衡控制方程和燃气通道一侧的热流平衡控制方程进行离散化求解获得。
进一步地，所述外壳体的外壁上设置有隔热涂层；
所述隔热涂层包括由内至外依次设置在外壳体外壁上的金属连接层和陶瓷层。
进一步地，所述隔热涂层的总厚度为220～250μm，金属连接层的厚度为70～90μm；
所述外壳体位于高温燃烧场内的长度为10mm～100mm；
所述冷却槽道的螺旋升角为40-60度。
进一步地，所述内壳体采用不锈钢1Cr18Ni9Ti。
进一步地，所述高温燃烧场一侧的热流平衡控制方程为：
其中，hg1表示高温燃烧场中燃气对流传热系数；Tg1表示高温燃烧场中的燃气温度；Twg1表示外壳体温度；h表示冷却剂流体对流传热系数；表示外壳体上的温度梯度；表示内壳体上的温度梯度；T表示冷却剂温度；λ1表示外壳体的导热系数；λ2表示内壳体的导热系数；δ1表示外壳体壁厚；δ2表示内壳体壁厚；
所述燃气通道一侧的热流平衡控制方程为：
其中，h2表示燃气通道中燃气对流传热系数；Tg2表示燃气通道中的燃气温度；Twg2表示内壳体温度。
本发明还提供了一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴的制备方法，其特殊之处在于，包括以下步骤：
1】通过液体火箭发动机热力气动计算，获得高温燃烧场中的燃气温度和燃气流速，以及燃气通道中的燃气温度和燃气流速；同时，根据材料的高温力学性能、热导率以及抗氧化性能，确定外壳体采用铜合金材质，内壳体选用不锈钢材质；
2】建立隔板喷嘴冷却单元再生对流换热与固体导热二维换热仿真模型，获得高温燃烧场一侧热流平衡控制方程和燃气通道一侧热流平衡控制方程；设定外壳体壁厚、内壳体壁厚以及冷却剂流速的初选值；
3】将外壳体壁厚、内壳体壁厚以及冷却剂流速代入高温燃烧场一侧热流平衡控制方程和燃气通道一侧热流平衡控制方程进行离散化求解，通过网格迭代计算获得冷却单元的二维温度分布，其中，冷却单元的二维温度分布包括外壳体、内壳体以及冷却剂的二维温度分布；
具体的，冷却单元包括由内至外的内壳体、冷却槽道、冷却剂以及外壳体，其与高温燃烧场和燃气通道进行换热；高温燃烧场一侧热流平衡控制方程具体为高温燃烧场与冷却单元的热流平衡控制方程，燃气通道一侧热流平衡控制方程具体为燃气通道与冷却单元的热流平衡控制方程；
4】根据外壳体的二维温度分布，判断外壳体的外侧壁的最高壁温是否超过材料允许工作温度，若是，则调整外壳体壁厚和/或冷却剂流速，返回步骤3】；若否，则将此时外壳体壁厚、内壳体壁厚以及冷却剂流速作为相应的制备参数；
5】根据给定的注入孔的压降、冷却剂流量以及冷却剂的密度，计算注入孔的数量和注入孔的孔径；
6】根据步骤4】最终确定的冷却剂流速和冷却剂的密度，获得冷却槽道的压降，再根据冷却槽道的压降、冷却剂流量以及冷却剂的密度，计算冷却槽道的数量、冷却槽道的槽深和槽宽；
7】根据步骤1】-步骤6】中获得的各项参数和现有结构参数进行加工，完成隔板喷嘴的制备。
进一步地，步骤2】中，高温燃烧场一侧的热流平衡控制方程为：
其中，hg1表示高温燃烧场中燃气对流传热系数；Tg1表示高温燃烧场中的燃气温度；Twg1表示外壳体温度；h表示冷却剂流体对流传热系数；表示外壳体上的温度梯度；表示内壳体上的温度梯度；T表示冷却剂温度；λ1表示外壳体的导热系数；λ2表示内壳体的导热系数；δ1表示外壳体壁厚；δ2表示内壳体壁厚；
燃气通道一侧的热流平衡控制方程为：
其中，h2表示燃气通道中燃气对流传热系数；Tg2表示燃气通道中的燃气温度；Twg2表示内壳体温度。
进一步地，步骤5】中，通过下式计算注入孔的数量n和注入孔的孔径d；
其中，Q表示冷却剂流量；ΔPi表示注入孔的压降；ρ表示冷却剂的密度；
步骤6】中，通过下式计算注冷却槽道的数量m、冷却槽道的槽深Hb和槽宽Bw：
其中，u表示冷却剂流速；ΔPl表示冷却槽道的压降。
进一步地，步骤4】中，还包括：根据外壳体的厚度和冷却剂流速设定隔热涂层，所述隔热涂层包括由内至外依次设置在外壳体外壁上的金属连接层和陶瓷层，其厚度设置为220～250μm。
进一步地，步骤2】中，所述外壳体壁厚的初选值为0.8-1.2mm；
所述内壳体壁厚的初选值为2-2.5mm；
所述冷却剂流速的初选值15-35m/s。
本发明的有益效果如下：
1、本发明提供了一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴，将外壳体位于高温燃烧场内的长度设置为高温燃烧场直径的10％，同时由于随着外壳体位于高温燃烧场内的长度的增加，冷却性能会变差，进而导致烧蚀，因此，本发明通过对外壳体、内壳体的材质、冷却剂的选择以及外壳体壁厚、内壳体壁厚以及冷却剂流速进行优化，不仅有效保证了液体火箭发动机的燃烧稳定性，同时确保了隔板喷嘴的冷却性能，满足长程结构可靠性使用要求，在同一热环境下对比，隔板喷嘴的工作时间由30s提高至200s以上，可提高结构寿命4～5倍。
2、本发明提供了一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴，外壳体采用高导热率的铜合金，相比于现有的钢材料，铜合金材料强化了冷却槽道中冷却剂的换热，从而加强了冷却剂对外壳体的冷却效果；同时内壳体采用不锈钢，可以在保证耐温性能和抗氧化性能的基础上适当降低燃气通道的高温燃气传热；同时外壳体和内壳体采用不同的材质，可以克服钎焊效果不好的问题，进而通过增加冷却剂流速来提高热防护裕度。
3、本发明提供了一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴，在外壳体的外壁上设置有隔热涂层，可以有效提高铜合金的耐温性能和抗氧化性能，实现对外壳体外表面的热防护，进一步提高了隔板喷嘴的结构可靠性。
4、本发明提供了一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴，螺旋升角设置40-60度，可以在保证冷却剂流速的前提下使冷却剂与外壳体的接触面积最大，提高冷却效果。
5、本发明提供了一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴的制备方法，通过建立隔板喷嘴冷却单元再生对流换热与固体导热二维换热仿真模型，并求解高温燃烧场一侧热流平衡控制方程和燃气通道一侧热流平衡控制方程，获得外壳体的二维温度分布，再根据外壳体的二维温度分布和材料的允许工作温度，可以精确获得最优的外壳体壁厚、内壳体壁厚以及冷却剂流速作为相应的制备参数，这种参数方法有效提高了隔板喷嘴的热防护裕度，可靠性高。
附图说明
图1为现有隔板喷嘴为一周六径排列的结构示意图；
图2为本发明一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴实施例的结构示意图。
图3为本发明一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴实施例中冷却单元示意图；
图4为本发明一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴实施例中冷却槽道结构示意图；
图5为图4的A-A方向的剖视图。
具体附图标记如下：
1-外壳体；2-内壳体；3-隔热涂层；4-注入孔；5-冷却槽道；6-燃气通道；7-内底；8-中底。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
如图2所示，一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴，其工作介质为高温燃气和液体燃料，其中，液体燃料通常为冷却剂。隔板喷嘴的主体结构为外壳体1和内壳体2。内壳体2内形成燃气通道6，燃气通道6为直流孔结构，高温燃气从前端进气口进入，后端出气口流出。外壳体1套设在内壳体2外侧靠近燃气通道6出气口的一端，且套设部分依次位于燃料腔和高温燃烧场内，即外壳体1的主体部分伸出喷注器面处于高温燃烧场内。如图2中所示，燃料腔为内底7和中底8构成的区域。内壳体2的外壁上对应外壳体1的位置沿周向设置有多个肋条，肋条沿内壳体2的外壁形成螺旋升角，每两个肋条之间形成一个螺旋升角的冷却槽道5，如图4所示，螺旋升角的冷却槽道相比直槽，其采用旋流冷却提高了高热流环境下的冷却能力。本发明中将冷却槽道5的螺旋升角设置为40-60度，可以在冷却剂流量固定条件下，提高冷却剂流速、增大冷却剂与外壳体1的接触面积，进而进一步降低外壳体1壁温。制备时，内壳体2采用机械加工出数个螺旋铣槽通道，与外壳体1装配后钎焊连接为整体结构。外壳体1位于燃料腔内的侧壁上沿周向开设有多个注入孔4，具体的，注入孔4为外壳体1单壁圆管上机械制造的与轴向垂直的数个直流喷孔，需要在一定压力下注入冷却剂；与多个注入孔4连通的位置设置有环形槽，用于将注入孔4注入的冷却剂通过环形槽流向各冷却槽道5。其具体冷却原理为：在一定压力条件下，冷却剂通过注入孔4进入冷却槽道5中，并沿螺旋升角的冷却槽道5旋转流动，对大部分伸出于喷注器面并处于高温燃烧场内的外壳体1进行冷却。
为了保证液体火箭发动机的燃烧稳定性，通常情况下外壳体1位于高温燃烧场内的长度越长燃烧稳定性越好，本发明将外壳体1位于高温燃烧场内的长度Hs设置为高温燃烧场直径的10％，通常为10mm～100mm，但随着长度增加，其冷却性能会变差，进而导致烧蚀。因此，本发明通过对外壳体1、内壳体2的材质、冷却剂的选择以及外壳体1壁厚、内壳体2壁厚以及冷却剂流速进行优化，以确保隔板喷嘴的冷却性能。
由于外壳体1与高温燃烧场直接接触，因此本发明的外壳体1采用高导热率的铜合金，强化冷却槽道5中冷却剂的换热，从而加强冷却剂对外壳体1的冷却效果。优选的，为了提高铜合金的耐温性能和抗氧化性能，本发明在外壳体1的外壁上设置有隔热涂层3，即在外壳体1外表面热喷涂涂层进行热防护。由于陶瓷氧化锆具有高热膨胀系数和断裂韧性、低热导率的优点，但陶瓷和铜合金金属之间存在热不匹配，因此，本实施例中隔热涂层3优选包括由内至外依次设置在外壳体1外壁上的金属连接层和陶瓷层，具体的，金属连接层为NiCrAlY，陶瓷层为陶瓷氧化锆；金属连接层一方面可以缓解陶瓷和铜合金金属的热不匹配，另一方面可以提高铜合金的高抗氧化性能。本发明中隔热涂层3的厚度优选设置为220～250μm，金属连接层的厚度优选设置为70～90μm。
由于内壳体2与燃气通道6接触，因此其采用不锈钢，不锈钢的导热率远低于铜合金，可以在保证耐温性能和抗氧化性能的基础上适当降低燃气通道6的高温燃气传热，本发明中优选采用不锈钢1Cr18Ni9Ti材料。冷却剂选用偏二甲肼，其比热较高，为0.653cal/g/℃，且热稳定性好，在288℃加热半小时也不会分解，在343℃时才发生迅速分解。
外壳体1壁厚、内壳体2壁厚以及冷却剂流速通过建立隔板喷嘴冷却单元再生对流换热与固体导热二维换热仿真模型，如图3所示，冷却单元包括由内至外的内壳体2、冷却槽道5、冷却剂以及外壳体1，其与高温燃烧场和燃气通道6进行换热；高温燃烧场一侧热流平衡控制方程具体为高温燃烧场与冷却单元的热流平衡控制方程，燃气通道一侧热流平衡控制方程具体为燃气通道与冷却单元的热流平衡控制方程。对获得的高温燃烧场一侧的热流平衡控制方程和燃气通道6一侧的热流平衡控制方程进行离散化求解获得。
其中，高温燃烧场一侧的热流平衡控制方程为：
其中，hg1表示高温燃烧场中燃气对流传热系数；Tg1表示高温燃烧场中的燃气温度；Twg1表示外壳体1温度；h表示冷却剂流体对流传热系数；表示外壳体1上的温度梯度；/>表示内壳体2上的温度梯度；T表示冷却剂温度；λ1表示外壳体1的导热系数；λ2表示内壳体2的导热系数；δ1表示外壳体1壁厚；δ2表示内壳体2壁厚；
燃气通道6一侧的热流平衡控制方程为：
其中，h2表示燃气通道6中燃气对流传热系数；Tg2表示燃气通道6中的燃气温度；Twg2表示内壳体2温度。
经计算，冷却剂流速通常需要大于等于20m/s，外壳体1壁厚为0.8-1.0mm，内壳体2壁厚为2.8-3.0mm，其中，内壳体2壁厚包含冷却槽道5的高度。
本发明还提供了一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴的制备方法，具体包括以下步骤：
1】通过液体火箭发动机热力气动计算，获得高温燃烧场中的燃气温度和燃气流速，以及燃气通道6中的燃气温度和燃气流速；同时，根据材料的高温力学性能、热导率以及抗氧化性能，确定外壳体1采用铜合金材质，内壳体选用不锈钢材质；
2】建立隔板喷嘴冷却单元再生对流换热与固体导热二维换热仿真模型，即针对隔板喷嘴冷却单元构建计算域，获得高温燃烧场一侧热流平衡控制方程和燃气通道6一侧热流平衡控制方程。其中高温燃烧场一侧采用横掠平板的充分发展换热修正模型，冷却槽道5与通道燃气6一侧采用管内强制对流修正模型，两侧采用周期对称边界条件，如图3所示。
根据经验值初选外壳体1壁厚、内壳体2壁厚以及冷却剂流速，其中，外壳体1壁厚的初选值为0.8-1.2mm，内壳体2壁厚的初选值为2-2.5mm，冷却剂流速的初选值15-35m/s。
3】将外壳体1壁厚、内壳体2壁厚以及冷却剂流速代入高温燃烧场一侧热流平衡控制方程和燃气通道6一侧热流平衡控制方程进行离散化求解，通过网格迭代计算获得冷却单元的二维温度分布，冷却单元的二维温度分布包括外壳体1、内壳体2以及冷却剂的二维温度分布。
固体导热计算式：
式中，-固体某一方向温度梯度，λ-固体导热系数，q-某一方向热流密度。
具体的，高温燃烧场一侧的热流平衡控制方程为：
其中，hg1表示高温燃烧场中燃气对流传热系数；Tg1表示高温燃烧场中的燃气温度；Twg1表示外壳体1温度；表示外壳体1上的温度梯度；/>表示内壳体2上的温度梯度；T表示冷却剂温度；λ1表示外壳体1的导热系数；λ2表示内壳体2的导热系数；δ1表示外壳体1壁厚；δ2表示内壳体2壁厚；
燃气通道6一侧的热流平衡控制方程为：
其中，h2表示燃气通道6中燃气对流传热系数；Tg2表示燃气通道6中的燃气温度；Twg2表示内壳体2温度。
要对高温燃烧场一侧热流平衡控制方程和燃气通道6一侧热流平衡控制方程进行离散化求解，需首先确定冷却剂流体对流传热系数h。
具体的，通过隔板喷嘴冷却单元再生对流换热关联式确定冷却剂流体对流传热系数h。
隔板喷嘴冷却单元再生对流换热关联式为：
Nu＝a RemPrn
其中，a表示对流换热修正系数；Re表示流体流动雷诺数；Pr表示流体普朗特数；Nu表示努谢尔特数，m，n表示指数；h表示冷却剂流体对流传热系数；；l表示根据结构给定的特征尺寸；λ表示冷却剂导热系数。
根据上述隔板喷嘴冷却单元再生对流换热关联式获得冷却剂流体对流传热系数h后，完成对高温燃烧场一侧热流平衡控制方程和燃气通道6一侧热流平衡控制方程的离散化求解。
4】根据外壳体1的二维温度分布，判断外壳体1的外侧壁的最高壁温是否超过材料允许工作温度，若是，则调整外壳体1壁厚和/或冷却剂流速，返回步骤3】；若否，则将此时外壳体1壁厚、内壳体2壁厚以及冷却剂流速作为相应的制备参数。值得注意的是，在冷却剂流速优选的条件下，折中考虑外壳体1的厚度，以增加防热涂层3，从而获取各方协调参数。
5】通过下式计算注入孔4的数量n和注入孔4的孔径d；
其中，Q表示冷却剂流量，给定已知；ΔPi表示注入孔4的压降，给定已知；ρ表示冷却剂的密度，给定已知；
6】首先通过下式计算冷却槽道5的压降ΔPl：
其中，u表示冷却剂流速。
再通过下式计算如图5所示的冷却槽道5的数量m、冷却槽道5的槽深Hb和槽宽Bw，：
7】根据步骤1】-步骤6】中获得的各项参数和现有结构参数进行加工，完成隔板喷嘴的制备。
以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴，包括外壳体(1)和内壳体(2)；内壳体(2)内形成燃气通道(6)，外壳体(1)套设在内壳体(2)外侧靠近燃气通道(6)出气口的一端，且外壳体(1)的主体部分位于高温燃烧场内；内壳体(2)的外壁上对应外壳体(1)的位置沿周向设置有多个肋条；肋条沿内壳体(2)的外壁形成螺旋升角，每两个肋条之间形成一个冷却槽道(5)；外壳体(1)远离高温燃烧场一端的侧壁上沿周向开设有多个注入孔(4)，以及与多个注入孔(4)连通的环形槽，用于将注入孔(4)注入的冷却剂通过环形槽流向各冷却槽道(5)，其特征在于：
所述外壳体(1)位于高温燃烧场内的长度为高温燃烧场直径的10％；
所述外壳体(1)采用铜合金，内壳体(2)采用不锈钢；
所述外壳体(1)壁厚、内壳体(2)壁厚以及冷却剂流速通过建立隔板喷嘴冷却单元再生对流换热与固体导热二维换热仿真模型，并对获得的高温燃烧场一侧的热流平衡控制方程和燃气通道(6)一侧的热流平衡控制方程进行离散化求解获得。
2.根据权利要求1所述的一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴，其特征在于：
所述外壳体(1)的外壁上设置有隔热涂层(3)；
所述隔热涂层(3)包括由内至外依次设置在外壳体(1)外壁上的金属连接层和陶瓷层。
3.根据权利要求2所述的一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴，其特征在于：
所述隔热涂层(3)的总厚度为220～250μm，金属连接层的厚度为70～90μm；
所述外壳体(1)位于高温燃烧场内的长度为10mm～100mm。
4.根据权利要求3所述的一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴，其特征在于：
所述冷却槽道(5)的螺旋升角为40-60度。
5.根据权利要求1-4任一所述的一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴，其特征在于：
所述高温燃烧场一侧的热流平衡控制方程为：
其中，hg1表示高温燃烧场中燃气对流传热系数；Tg1表示高温燃烧场中的燃气温度；Twg1表示外壳体(1)温度；h表示冷却剂流体对流传热系数；表示外壳体(1)上的温度梯度；表示内壳体(2)上的温度梯度；T表示冷却剂温度；λ1表示外壳体(1)的导热系数；λ2表示内壳体(2)的导热系数；δ1表示外壳体(1)壁厚；δ2表示内壳体(2)壁厚；
所述燃气通道(6)一侧的热流平衡控制方程为：
其中，h2表示燃气通道(6)中燃气对流传热系数；Tg2表示燃气通道(6)中的燃气温度；Twg2表示内壳体(2)温度。
6.一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
1】通过液体火箭发动机热力气动计算，获得高温燃烧场中的燃气温度和燃气流速，以及燃气通道(6)中的燃气温度和燃气流速；同时，根据材料的高温力学性能、热导率以及抗氧化性能，确定外壳体(1)采用铜合金材质，内壳体(2)选用不锈钢材质；
2】建立隔板喷嘴冷却单元再生对流换热与固体导热二维换热仿真模型，获得高温燃烧场一侧热流平衡控制方程和燃气通道(6)一侧热流平衡控制方程；设定外壳体(1)壁厚、内壳体(2)壁厚以及冷却剂流速的初选值；
3】将外壳体(1)壁厚、内壳体(2)壁厚以及冷却剂流速代入高温燃烧场一侧热流平衡控制方程和燃气通道(6)一侧热流平衡控制方程进行离散化求解，通过网格迭代计算获得冷却单元的二维温度分布，进而获得外壳体(1)的二维温度分布；
4】根据外壳体(1)的二维温度分布，判断外壳体(1)的外侧壁的最高壁温是否超过材料允许工作温度，若是，则调整外壳体(1)壁厚和/或冷却剂流速，返回步骤3】；若否，则将此时外壳体(1)壁厚、内壳体(2)壁厚以及冷却剂流速作为相应的制备参数；
5】根据给定的注入孔(4)的压降、冷却剂流量以及冷却剂的密度，计算注入孔(4)的数量和注入孔(4)的孔径；
6】根据步骤4】确定的冷却剂流速和冷却剂的密度，获得冷却槽道(5)的压降，再根据冷却槽道(5)的压降、冷却剂流量以及冷却剂的密度，计算冷却槽道(5)的数量、冷却槽道(5)的槽深和槽宽；
7】根据步骤1】-步骤6】中获得的各项参数和现有结构参数进行加工，完成隔板喷嘴的制备。
7.根据权利要求6所述的一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴的制备方法，其特征在于：
步骤2】中，高温燃烧场一侧的热流平衡控制方程为：
其中，hg1表示高温燃烧场中燃气对流传热系数；Tg1表示高温燃烧场中的燃气温度；Twg1表示外壳体(1)温度；h表示冷却剂流体对流传热系数；表示外壳体(1)上的温度梯度；表示内壳体(2)上的温度梯度；T表示冷却剂温度；λ1表示外壳体(1)的导热系数；λ2表示内壳体(2)的导热系数；δ1表示外壳体(1)壁厚；δ2表示内壳体(2)壁厚；
燃气通道(6)一侧的热流平衡控制方程为：
其中，h2表示燃气通道(6)中燃气对流传热系数；Tg2表示燃气通道(6)中的燃气温度；Twg2表示内壳体(2)温度。
8.根据权利要求7所述的一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴的制备方法，其特征在于：
步骤5】中，通过下式计算注入孔(4)的数量n和注入孔(4)的孔径d；
其中，Q表示冷却剂流量；ΔPi表示注入孔(4)的压降；ρ表示冷却剂的密度；
步骤6】中，通过下式计算冷却槽道(5)的数量m、冷却槽道(5)的槽深Hb和槽宽Bw：
其中，u表示冷却剂流速；ΔPl表示冷却槽道(5)的压降。
9.根据权利要求8所述的一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴的制备方法，其特征在于：
步骤4】中，还包括：根据外壳体(1)的厚度和冷却剂流速设定隔热涂层(3)，所述隔热涂层(3)包括由内至外依次设置在外壳体(1)外壁上的金属连接层和陶瓷层，其厚度设置为220～250μm。
10.根据权利要求6-9任一所述的一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴的制备方法，其特征在于：
步骤2】中，所述外壳体(1)壁厚的初选值为0.8-1.2mm；
所述内壳体(2)壁厚的初选值为2-2.5mm；
所述冷却剂流速的初选值15-35m/s。
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