Parametric study of thermal behavior of thrust chamber cooling channels

• Published in: Ai-Khawarizmi engineering journal Vol. 3; no. 3; pp. 1 - 12
• Main Author: Ammuri, Karimah Ismail
• Format: Journal Article
• Language: Arabic; English
• Published: Baghdad, Iraq University of Baghdad, al-Khwarizmi College of Engineering 2007; Al-Khwarizmi College of Engineering – University of Baghdad
• Subjects: CFD; Combustion chambers; cooling duct; multi layer wall; Thermal analysis; Thrust chamber; الكيمياء التحليلية
• ISSN: 1818-1171; 2312-0789

تم إجراء تحليل حراري ثنائي البعد لجدار غرفة الدفع لصاروخ (RL10) باستخدام طريقة الفروقات المحددة التكرارية (و استخدام معامل التخميد 0.9 لغرض تسريع الوصول إلى الحل) لاستحصال توزيع درجات الحرارة خلال الجدار (و الذي يتكون من طبقة النيكل و أخرى من النحاس). أجريت الدراسة بتطبيق ظروف حدية متعددة، نقل حرارة بالحمل فقط، ثم نقل حرارة بالإشعاع و الحمل معا، و لقيم مختلفة من النسبة الباعية (AR) لمجرى التبريد. بينت النتائج أن استخدام مجرى تبريد ذو نسبة باعية عالية يولد توزيع حراري ذو تغيرات أقل على مدى الجدار، في حين لا تتأثر كمية الحرارة المنتقلة إلى مادة التبريد بتغيير النسبة الباعية. بينت النتائج أنه لا يمكن إهمال تأثير الإشعاع الحراري.
A numerical investigation is adopted for two dimensional thermal analysis of rocket thrust chamber wall
(RL10), employing finite difference model with iterative scheme (implemented under relaxation factor of
0.9 for convergence) to compute temperature distribution within thrust chamber wall (which is composed
of Nickel and Copper layers). The analysis is conducted for different boundary conditions: only
convection boundary conditions then combined radiation, convection boundary conditions also for
different aspect ratio (AR) of cooling channel. The results show that Utilizing cooling channels of high
aspect ratio leads to decrease in temperature variation across thrust chamber wall, while no effects on heat
transferred to the coolant is indicated. The radiation has a considerable effect on the computed wall
temperature values.