本文以某液氧煤油火箭发动机的设计计算为依据,以去离子水为工质,通过流体力学软件ANSYS FLUENT对液体火箭发动机推力室的冷却夹套进行了二维和三维数值模拟计算。将发动机推力室壁面材料的耐温和冷却通道出口处干度的要求作为限制条件,通过二维数值计算得出了相应的入口边界条件范围:入口温度为300-400K,流量范围为0.024-0.036kg/s。将二维数值计算得到的结果作为三维数值模拟的边界条件,最终通过三维数值模拟计算得出第三流体在冷却夹套中流动换热的相关特性。该计算结果对第三流体循环的设计、液体火箭发动机推力室的设计、制造及其循环利用等都具有一定的参考价值。通过计算得出,推力室壁面的最高温度、最高热流等都出现在喉部位置,从而确定了在整个火箭发动机推力室的冷却过程中,喉部是发动机推力室的冷却薄弱环节。第三流体在冷却夹套内通过水的沸腾换热对其进行冷却。相变发生在喉部附近,起沸点受到第三流体流量和入口温度的影响。入口温度越高,流量越小,第三流体开始沸腾的位置与入口处的距离越近。同时,第三流体在冷却通道内沸腾换热过程中干度、流速以及压力的变化都与流量和入口温度有着密切的关系:第三流体入口温度越高,第三流体出口干度就越大,流速越高,压力损失就越大,反之,干度越小,流速越低,压力损失越小;第三流体流量越大,出口干度就越小,出口流速越低,压力损失越大,反之,出口干度越大,出口流速越高,压力损失越小。通过整个数值计算,确定了涉及到的多个条件之间的联系。在相同的入口温度下,推力室壁面的整体温度随着第三流体流量的增大而减小,第三流体流量增加0.01kg/s推力室壁面整体温度降低9K左右,喉部温度降低15K左右;第三流体出口干度随着第三流体流量的增大呈下降趋势,第三流体增加0.01kg/s,第三流体出口干度降低0.011左右。而在相同的流量和出口压力下,入口温度每增加10K,第三流体出口干度增加0.009左右。第三流体的压力损失随着入口温度和流量的增大而明显升高,流量每增加0.01kg/s,冷却通道压力损失增加约54kPa,入口温度每增加10K,冷却通道压力损失增加24kPa。