RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)主被動(dòng)復(fù)合熱防護(hù)方案研究①

王浩澤，李 江，秦 飛，魏祥庚

(西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072)

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RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)主被動(dòng)復(fù)合熱防護(hù)方案研究①

王浩澤，李 江，秦 飛，魏祥庚

(西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072)

隨著對(duì)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)研究的不斷深入，熱防護(hù)問題已經(jīng)成為其走向工程應(yīng)用的關(guān)鍵之一，本文針對(duì)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)開展了熱防護(hù)方案的研究。首先，采用數(shù)值模擬對(duì)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)各模態(tài)下的熱環(huán)境進(jìn)行了分析；然后，進(jìn)行了RBCC熱防護(hù)方案的論證，認(rèn)為目前材料和技術(shù)水平下全主動(dòng)和全被動(dòng)方案很難滿足RBCC熱防護(hù)的要求；在此基礎(chǔ)上，提出了一種主被動(dòng)相結(jié)合的復(fù)合熱防護(hù)方案，并完成了復(fù)合熱防護(hù)方案的設(shè)計(jì)。該方案內(nèi)壁整體采用C/SiC陶瓷基復(fù)合材料，在受熱比較嚴(yán)重的部位加裝再生冷卻模塊，較好地解決了RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)冷卻劑流量不夠的問題。通過對(duì)方案的校核計(jì)算表明，該方案可滿足長(zhǎng)時(shí)間工作RBCC的熱防護(hù)需要。

RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)；熱防護(hù)；再生冷卻；陶瓷基復(fù)合材料

0 引言

火箭基組合循環(huán)(RBCC)發(fā)動(dòng)機(jī)作為空天飛行器的一種可能動(dòng)力方式，受到了廣泛重視。RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)整合了火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)勢(shì)，理論上可實(shí)現(xiàn)飛行器零速起飛和單級(jí)入軌的動(dòng)力解決方案，具有非常廣闊的軍事和民用前景。

RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、可飛行空域?qū)挼葍?yōu)點(diǎn)。在飛行過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)可根據(jù)飛行條件的不同，在引射模態(tài)、亞燃模態(tài)、超燃模態(tài)和純火箭模態(tài)之間切換，通過調(diào)節(jié)主火箭流量和噴注策略等方法，使發(fā)動(dòng)機(jī)適應(yīng)不同飛行狀態(tài)下的要求，以便盡可能高效滿足飛行器在不同飛行條件下的動(dòng)力需求。

RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)在工作時(shí)，面臨著極其嚴(yán)酷的熱環(huán)境，其特點(diǎn)主要有：(1)工作時(shí)間長(zhǎng)，工作溫度高；(2)大部分處于富氧狀態(tài)，要求結(jié)構(gòu)既耐高溫，又要抗氧化；(3)壁面熱流密度分布很不均勻。這些特點(diǎn)對(duì)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的熱防護(hù)設(shè)計(jì)提出了很大的挑戰(zhàn)。為解決這一難題，各航天大國(guó)針對(duì)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)熱環(huán)境、熱防護(hù)方案、熱管理系統(tǒng)和復(fù)合材料在熱防護(hù)系統(tǒng)中的應(yīng)用都展開了研究。美國(guó)國(guó)家航空航天局的格林研究中心，針對(duì)GTX-RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)概念，進(jìn)行了包括熱環(huán)境分析和熱管理系統(tǒng)設(shè)計(jì)的工作，并編制了熱管理分析軟件VITMAC[1]。歐洲以法國(guó)和德國(guó)主導(dǎo)的PHAT-SOCAR項(xiàng)目，研究了以陶瓷基復(fù)合材料主動(dòng)冷卻面板在各種構(gòu)型的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中的應(yīng)用[2]。西北工業(yè)大學(xué)的袁雙采用數(shù)值模擬方法，分析了亞燃模態(tài)下RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的熱環(huán)境[3]。目前，美國(guó)在組合發(fā)動(dòng)機(jī)熱防護(hù)方面的研究比較領(lǐng)先，但由于技術(shù)保密等原因，尚未見到較為具體的熱防護(hù)方案方面的報(bào)道。國(guó)內(nèi)的研究主要集中在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)方面，對(duì)于RBCC的研究主要是熱環(huán)境分析等初步研究。

本文在對(duì)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)引射、亞燃和超燃模態(tài)下熱環(huán)境分析的基礎(chǔ)上，針對(duì)長(zhǎng)時(shí)間工作RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的熱防護(hù)方案進(jìn)行了論證，提出了一種采用主被動(dòng)結(jié)合的復(fù)合熱防護(hù)方案，并開展了方案設(shè)計(jì)。

1 RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)熱環(huán)境分析

在進(jìn)行RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)熱防護(hù)方案設(shè)計(jì)前，需對(duì)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)各典型模態(tài)下的熱環(huán)境進(jìn)行分析，給出典型工況下熱環(huán)境參數(shù)。

1.1 發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型

本文選用一種綜合性能較優(yōu)的RBCC地面樣機(jī)的構(gòu)型作為對(duì)象，如圖1所示。RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)由隔離段、主支板、主火箭、燃燒室、凹腔和燃料支板等組成，隔離段為等直通道，內(nèi)有主支板，主支板內(nèi)沿豎直方向布置2個(gè)主火箭。燃燒室分為2段，每段各帶一組上下對(duì)稱布局的凹腔，凹腔底部有燃料噴嘴。位于第一段燃燒室前部左右對(duì)稱布置2個(gè)燃料支板，用于二次燃料噴注。由于RBCC熱防護(hù)設(shè)計(jì)的重點(diǎn)是發(fā)動(dòng)機(jī)的主體部分，因此研究中暫不考慮進(jìn)氣道和后體部分。發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室分為2段，長(zhǎng)度分別為720 mm和700 mm，擴(kuò)張角分別為2°和1.5°，燃燒室入口截面為150 mm×60 mm。

圖1 RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型示意圖Fig.1 RBCC engine configuration

1.2 數(shù)值方法

本文采用Fluent軟件對(duì)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行三維燃燒流場(chǎng)數(shù)值模擬，湍流模型選用k-ωSST模型。為減小計(jì)算量采用對(duì)稱結(jié)構(gòu)，取發(fā)動(dòng)機(jī)的一半作為計(jì)算區(qū)域，壁面附近加密，結(jié)構(gòu)化劃分網(wǎng)格?；瘜W(xué)反應(yīng)模型采用煤油的三步反應(yīng)模型，具體參數(shù)見表1。

表1 煤油三步反應(yīng)模型的化學(xué)反應(yīng)參數(shù)Table1 Three steps kerosene reaction model

1.3 計(jì)算工況

依照對(duì)RBCC飛行彈道的分析，本文取飛行高度10、20、26 km，飛行馬赫數(shù)2.5、4.5、6.5分別作為引射、亞燃和超燃模態(tài)的代表工況進(jìn)行計(jì)算。采用質(zhì)量入口作為主火箭和來流空氣的邊界類型，壓力出口作為發(fā)動(dòng)機(jī)出口的邊界類型，其壁面處取絕熱邊界條件。

采用CEA計(jì)算結(jié)果作為主火箭的入口參數(shù)?？諝夂突鸺娜肟诤统隹趨?shù)具體見表2。

1.4 計(jì)算結(jié)果及分析

圖2為計(jì)算得到的3種工況的壁面溫度分布云圖，表3為RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)各部分的最高溫度。通過對(duì)內(nèi)流場(chǎng)和壁面溫度分布的分析可發(fā)現(xiàn)，總體趨勢(shì)是隨著馬赫數(shù)的增加，熱環(huán)境變得更加嚴(yán)苛。這主要是由3個(gè)方面的原因?qū)е碌模?1)隨著馬赫數(shù)的升高，火箭流量減小，燃?xì)膺^膨脹的程度變大，由于火箭出口燃?xì)馑俣冉档停細(xì)獾臋M向擴(kuò)散范圍更大，導(dǎo)致燃燒室前半部分上下壁面的高溫區(qū)域面積變大。(2)引射模態(tài)下，主火箭高溫羽流是從2個(gè)燃料支板中間穿過，超燃模態(tài)下主火箭羽流沖刷到燃料支板，使得燃料支板的熱環(huán)境更加惡劣。(3)來流空氣的總溫和速度隨來流馬赫數(shù)增大而升高，加劇了對(duì)壁面的對(duì)流和輻射換熱。例如，引射模態(tài)Ma=2.5條件下來流的總溫只有502 K，超燃模態(tài)Ma=6.5條件下為2 103 K。所以，超燃模態(tài)下燃燒室的熱環(huán)境最為惡劣，可作為燃燒室熱防護(hù)設(shè)計(jì)的主要依據(jù)。由于引射模態(tài)下主火箭的流量最大，因此在主火箭熱防護(hù)設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)以引射模態(tài)為主要依據(jù)。

各模態(tài)下RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的熱環(huán)境也體現(xiàn)出一些共同點(diǎn)：

(1)火箭羽流在寬度方向上的擴(kuò)散和支板的煤油噴注的穿透深度有限，導(dǎo)致火焰在橫向無法充分發(fā)展，來流空氣在側(cè)壁面附近形成相對(duì)低溫的氣流層，對(duì)壁面起到類似氣膜冷卻的效果，使其溫度相對(duì)較低。

表2 各工況的入口出口參數(shù)Table2 Inlet and outlet data of each condition

(a) Ma=2.5 (b) Ma=4.5 (c) Ma=6.5

表3 各部分壁面的最高溫度Table 3 Maximal wall temperature of each part K

(2)由于主火箭處于燃燒室對(duì)稱面附近，上下壁面附近的高溫區(qū)域均集中于對(duì)稱面附近；燃料支板位置相對(duì)靠外，由二次燃料在高速燃?xì)庵腥紵鸬母邷貐^(qū)域呈現(xiàn)明顯的條帶狀特征。

(3)凹腔中氣流速度較低，靜溫升高的同時(shí)，煤油和空氣摻混燃燒也更加劇烈，從而使凹腔中的氣體溫度升高非常明顯，高溫區(qū)域在寬度方向上的擴(kuò)張顯著；另外，凹腔部分的側(cè)壁面與燃燒室其他區(qū)域的側(cè)壁面的溫度相比，也要高很多。

(4)燃料支板的后部由于煤油噴注，氣化吸熱，在燃料支板附近形成的低溫氣膜在噴注點(diǎn)以后，形成了一部分的低溫區(qū)域。

2 熱防護(hù)方案選擇

從上面的熱環(huán)境分析可知，RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)內(nèi)部很多區(qū)域的溫度很高，高溫合金等材料無法承受，也超過陶瓷基復(fù)合材料的承受上限，如果采用鎢、鉬等難熔金屬，消極質(zhì)量太大。由于RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)是富氧環(huán)境，未經(jīng)抗氧化處理C/C復(fù)合材料也不適合。另外，采用全被動(dòng)熱防護(hù)會(huì)對(duì)飛行器機(jī)體形成很強(qiáng)的加熱效應(yīng)，容易影響其他系統(tǒng)的正常工作。因此，采用全被動(dòng)的熱防護(hù)方案，無論從材料還是方案本身，其可行性都較差。

在以液態(tài)物質(zhì)作為燃料的發(fā)動(dòng)機(jī)的熱防護(hù)方案設(shè)計(jì)中，以燃料作為冷卻劑的再生冷卻方案一般作為首選。一方面，再生冷卻可盡可能的將發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部嚴(yán)酷的熱環(huán)境和飛行器內(nèi)部的其他部分隔離開來；另一方面，再生冷卻可將發(fā)動(dòng)機(jī)的散熱加以利用，以提高能量的利用率。然而，RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)以及其他類型的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)普遍存在燃料流量相對(duì)較小、冷卻面積大的特點(diǎn)，如果使用全再生冷卻方案，往往會(huì)出現(xiàn)冷卻用燃料的需求量大于燃料的實(shí)際供給量的情況。法國(guó)的Emeric Daniau等人采用NANCY軟件對(duì)CHAMOIS雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型進(jìn)行分析，以正十二烷作為冷卻劑時(shí)，在Ma=8飛行條件下，壁面的總熱流量已經(jīng)大約相當(dāng)于燃料所能提供的全部熱沉[4-5]。相比雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，本文研究的RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的構(gòu)型更為復(fù)雜，由于主火箭、兩級(jí)凹腔以及燃料支板的存在，相同來流條件下其熱環(huán)境更為惡劣，因而RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)所面臨的冷卻用燃料不足的問題更為嚴(yán)峻。

為了更好地說明這個(gè)問題，針對(duì)目標(biāo)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了冷卻燃料量的簡(jiǎn)單估算。選取Ma=6.5的工況，采用對(duì)流換熱邊界簡(jiǎn)化再生冷卻條件下的邊界，自由流換熱系數(shù)取為2 000 W/m2，冷卻劑溫度取700 K，壁面采用C/SiC復(fù)合材料，厚度取2 mm，以此為條件進(jìn)行簡(jiǎn)化計(jì)算，得到穩(wěn)態(tài)條件下壁面總熱流為0.787 MW。1 kg燃料所能提供的最大熱沉為2.67 MJ[6]，該工況下主火箭和二次噴注的煤油所能提供的總熱沉僅為0.598 MJ/s，低于同時(shí)段內(nèi)壁面總熱流量。

解決再生冷卻劑用量不夠的問題，可通過以下2個(gè)途徑：

(1)通過提高燃?xì)獗诿鏈囟鹊臉O限，以減少燃?xì)庀虮诿鎮(zhèn)鬟f的熱量，從而減少對(duì)冷卻劑的熱沉需求。

(2)在溫度較低的區(qū)域，嘗試采用被動(dòng)熱防護(hù)方案，以減小再生冷卻的區(qū)域，從而減少冷卻劑的需求量。

據(jù)此，本文提出一種主被動(dòng)相結(jié)合的RBCC復(fù)合熱防護(hù)的思路：采用耐高溫抗氧化的材料作為內(nèi)壁，提高了壁面溫度，減少了冷卻劑的需求量；在受熱嚴(yán)重的區(qū)域進(jìn)行再生冷卻，將有限的燃料用于最重要的區(qū)域，提高了燃料的冷卻用效能。通過上面的論證可見，主被動(dòng)結(jié)合的復(fù)合熱防護(hù)方案是解決RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)熱防護(hù)問題的一種頗有前途的方案。

3 復(fù)合熱防護(hù)方案設(shè)計(jì)

本文提出的RBCC復(fù)合熱防護(hù)方案為整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)壁統(tǒng)一采用耐高溫抗氧化的C/SiC陶瓷基復(fù)合材料作為殼體，起著承壓和被動(dòng)熱防護(hù)的作用；在燃燒室熱環(huán)境比較惡劣的部位增加再生冷卻的模塊，再生冷卻模塊采用金屬材料，內(nèi)部為冷卻劑的通道，模塊大小和數(shù)量可根據(jù)需要進(jìn)行調(diào)整；對(duì)于主火箭和燃料支板設(shè)計(jì)專門的再生冷卻結(jié)構(gòu)；在被動(dòng)熱防護(hù)區(qū)域外表面鋪設(shè)一層耐高溫低導(dǎo)熱率的隔熱層，減少傳熱對(duì)其他部件的影響[7-8]。

這種方案的優(yōu)點(diǎn)主要有：

(1)降低了C/SiC復(fù)合材料制備和加工的難度，克服了復(fù)合材料滲漏的問題；

(2)冷卻通道設(shè)計(jì)上有很大的靈活性和空間；

(3)對(duì)局部受熱嚴(yán)重的部位，可強(qiáng)化冷卻，提高了冷卻劑的使用效率及熱防護(hù)的可靠性；

(4)在發(fā)動(dòng)機(jī)方案調(diào)整時(shí)，可只對(duì)再生冷卻模塊進(jìn)行調(diào)整，無需重新設(shè)計(jì)和加工復(fù)合材料殼體，這在RBCC研究階段具有很大的優(yōu)越性。

3.1 材料選擇

RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)嚴(yán)酷的熱環(huán)境對(duì)主被動(dòng)復(fù)合熱防護(hù)方案，尤其是被動(dòng)部分所選擇的材料提出了極高的要求。所選用的壁面材料必須有著很高的極限工作溫度，高溫條件下有良好的抗氧化能力和一定的強(qiáng)度；隔熱材料應(yīng)具有較高的工作溫度和極低的熱導(dǎo)率。主動(dòng)模塊所選材料必須具有良好的加工性能，盡量高的許用溫度和高溫條件下的力學(xué)性能；同時(shí)，必須保證在一定壓強(qiáng)條件下冷卻劑不滲漏。以此作為選擇依據(jù)，針對(duì)相關(guān)模塊的材料性能需求分別選取C/SiC復(fù)合材料，鎳基合金Inconel625和微球型碳泡沫材料，見表4。

表4 材料選取及其相關(guān)參數(shù)Table4 Data of chosen materials

3.2 設(shè)計(jì)點(diǎn)選取

由上文的熱環(huán)境分析可知，在進(jìn)行熱防護(hù)方案的設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)以超燃模態(tài)下的熱環(huán)境作為燃燒室部分的設(shè)計(jì)依據(jù)。由于主火箭的特殊性，導(dǎo)致在其工作過程中，燃?xì)鈺?huì)向壁面?zhèn)鬟f大量熱量。在采用被動(dòng)熱防護(hù)方案時(shí)，這部分熱量會(huì)對(duì)飛行器產(chǎn)生較大負(fù)面影響，采用再生冷卻方案，則可避免這些影響。在再生冷卻方案中，對(duì)流換熱系數(shù)成為影響傳熱的另一個(gè)重要因素。根據(jù)傳熱學(xué)原理可知，對(duì)流換熱系數(shù)的大小與燃?xì)饬髁砍烧?。因此，在主火箭部分的熱防護(hù)方案，應(yīng)取火箭流量最大的引射模態(tài)考慮。本文以Ma=2.5條件的作為主火箭熱防護(hù)方案的設(shè)計(jì)點(diǎn)，以Ma=6.5作為燃燒室熱防護(hù)方案的設(shè)計(jì)點(diǎn)。

3.3 模塊劃分

依照發(fā)動(dòng)機(jī)的熱環(huán)境特征(圖3)，將發(fā)動(dòng)機(jī)壁面分為以下5類分別進(jìn)行考慮(表5)：(1)除去凹腔部分的側(cè)壁面和隔離段壁面；(2)凹腔及其側(cè)壁面；(3)除去凹腔部分的上下壁面；(4)主火箭及出口壁面部分；(5)燃料支板。以此為依據(jù)，在使模塊盡量完整、簡(jiǎn)單的前提下，將發(fā)動(dòng)機(jī)上下壁面以兩組凹腔為分界分為6個(gè)模塊，再加上兩組凹腔、側(cè)壁面和主支板2邊的隔離段以及主火箭和燃料支板，共12個(gè)模塊。

由于發(fā)動(dòng)機(jī)熱防護(hù)不僅要滿足燃?xì)鈧?cè)壁面的溫度不超過材料的許用溫度，而且還應(yīng)盡量減小向外界環(huán)境的散熱，以減小發(fā)動(dòng)機(jī)工作對(duì)飛行器的影響。采用被動(dòng)熱防護(hù)方案，則需要發(fā)動(dòng)機(jī)在換熱達(dá)到穩(wěn)態(tài)的條件下，與外界的換熱量盡可能小。因此，以絕熱條件下的壁面溫度作為能否采用被動(dòng)熱防護(hù)方案的依據(jù)是合理的。

(a) 上壁面

(b) 側(cè)壁面

(c) 下壁面

(d) 主火箭 (e) 燃料支板

表5 壁面熱防護(hù)類型Table 5 Thermal protection type of each part

C/SiC的許用溫度大約為2 200 K，以壁面溫度是否超過此溫度作為判斷壁面是否可采用被動(dòng)熱防護(hù)方案的依據(jù)。C/SiC復(fù)合材料為多孔材料，無法作為內(nèi)部有液態(tài)燃料流動(dòng)的部件的材料。因此，用于燃料噴注的燃料支板必須以鎳基合金作為材料。而鎳基合金Inconel625的許用溫度(1 250 K)低于其絕熱條件下的最高壁面溫度，故燃料支板仍需要主動(dòng)冷卻。另外，由于主支板內(nèi)部空間有限，必須在主火箭壁面內(nèi)開槽進(jìn)行再生冷卻。因此，主火箭及其出口壁面部分也應(yīng)采用鎳基合金作為材料。初步的熱防護(hù)方案分布見圖4。

(a) 內(nèi)側(cè)視角

(b) 外側(cè)視角

3.4 結(jié)構(gòu)方案設(shè)計(jì)

綜合考慮材料工藝和抗熱震性能，發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)壁面均采用3 mm厚度的C/SiC陶瓷基復(fù)合材料。再生冷卻模塊采用鎳基合金Inconel625，以法蘭和卡箍的方式固定于復(fù)合材料壁面外側(cè)。再生冷卻模塊由底板和蓋板組成，底板厚4 mm，上面銑有蛇形的冷卻通道，單個(gè)冷卻通道寬5 mm，高3 mm。蓋板厚1 mm，采用釬焊方式與底板焊接在一起。對(duì)于燃料支板的再生冷卻，采用文獻(xiàn)[9]中提到的2條冷卻流道設(shè)計(jì)，一條通道位于支板前緣，另一條借用噴注用通道。為了與支板相容，RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的主火箭為方形結(jié)構(gòu)，上下為收縮-擴(kuò)張通道，左右壁面為平面。主火箭也采用再生冷卻結(jié)構(gòu)，4 mm厚度的壁面內(nèi)開2 mm高度的冷卻通道，冷卻通道與燃?xì)鈧?cè)的壁厚為1 mm。被動(dòng)熱防護(hù)區(qū)域復(fù)合材料殼體外覆蓋4 mm的微球型碳泡沫材料做成的隔熱層。整個(gè)復(fù)合熱防護(hù)方案的結(jié)構(gòu)如圖5和圖6所示。

圖5 主被動(dòng)復(fù)合熱防護(hù)方案結(jié)構(gòu)示意圖Fig.5 Structure of the combination of passive and active thermal protection

3.5 方案驗(yàn)算

針對(duì)設(shè)計(jì)的復(fù)合熱結(jié)構(gòu)方案進(jìn)行了驗(yàn)算，主要檢驗(yàn)冷卻劑流量是否夠用，以及多層結(jié)構(gòu)內(nèi)的溫度是否超過需用溫度。燃?xì)馀c壁面的換熱強(qiáng)度的大小與燃?xì)獾牧鲃?dòng)參數(shù)和物性參數(shù)息息相關(guān)。RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)中的壓強(qiáng)較低，對(duì)燃?xì)馕镄詤?shù)的影響很小，溫度變化很大，對(duì)物性參數(shù)有著比較大的影響。在數(shù)值模擬中，對(duì)定壓熱容、導(dǎo)熱率和動(dòng)力粘度進(jìn)行與溫度相關(guān)聯(lián)的優(yōu)化。其中，定壓熱容采用2段4階擬合，熱導(dǎo)率和動(dòng)力粘度則參考文獻(xiàn)中的經(jīng)驗(yàn)公式[10]?；旌衔飬?shù)采用理想氣體混合公式進(jìn)行計(jì)算，以取得較為精確的熱物性參數(shù)。

圖6 再生冷卻模塊示意圖Fig.6 Regenerative thermal protection

除溫度之外，影響壁面與燃?xì)鈸Q熱的另一個(gè)重要參數(shù)是對(duì)流換熱系數(shù)。采用發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng)參數(shù)，依據(jù)準(zhǔn)則關(guān)系式，可給出燃?xì)馀c壁面之間對(duì)流換熱系數(shù)的合理工程估算[11-12]。分析流場(chǎng)云圖，可將流場(chǎng)分為以下幾個(gè)部分：(1)流場(chǎng)核心區(qū)，溫度高，流速高；(2)主流非核心區(qū)，溫度較低，流速很高；(3)凹腔區(qū)域，溫度較高，流速較低。各部分內(nèi)部的溫度和密度大致相同。核心區(qū)速度場(chǎng)在火箭出口到燃料支板后的一部分區(qū)域中呈現(xiàn)較小的狀態(tài)。由于非核心區(qū)域的溫度相對(duì)較低，因而計(jì)算主要考慮核心區(qū)域和凹腔部分。主要部位換熱計(jì)算參數(shù)及熱流計(jì)算結(jié)果見表6。

表6 主要部位換熱計(jì)算參數(shù)及結(jié)果Table6 Thermal transfer parameters of each module

構(gòu)成發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室壁面的C/SiC復(fù)合材料的許用溫度為2 200 K。以此溫度作為壁面溫度，估算由燃?xì)饬魅氡诿娴臒崃髁?。根?jù)能量守恒原理，此熱流量即為再生冷卻模塊中冷卻劑所需要帶走的熱量。

由計(jì)算結(jié)果可知，各主動(dòng)冷卻模塊的總熱流量約為0.293 MW。單位質(zhì)量的碳?xì)淙剂系目偀岢良s為2.67 MJ，冷卻燃燒室壁面大約需要0.11 kg/s的碳?xì)淙剂?。而設(shè)計(jì)點(diǎn)下，燃料的噴注量大約為0.192 kg/s，大于冷卻所需燃料的流量。在熱流量估算過程中，對(duì)于低溫非核心區(qū)域一律以高溫核心區(qū)域的熱流密度作為冷卻面板的熱流密度進(jìn)行計(jì)算，有一定的余量。因此，主被動(dòng)復(fù)合方案有效地解決了RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)采用全主動(dòng)冷卻方案時(shí)冷卻劑用量不夠的問題，同時(shí)滿足了熱防護(hù)的需要。

取壁面溫度為2 200 K，選取熱流密度最高的第一段凹腔前的燃燒室部分進(jìn)行一維計(jì)算，如果金屬部分溫度小于等于1 250 K的材料上限，則認(rèn)為該設(shè)計(jì)合理。同時(shí)，金屬材料與復(fù)合材料間存在接觸熱阻，而卡箍和法蘭的固定方式必然導(dǎo)致該熱阻的數(shù)值會(huì)較大，本文假設(shè)該熱阻等同于0.01 mm的空氣層。計(jì)算得金屬壁面處的溫度為1 232 K，符合溫度要求。

4 結(jié)論

(1)對(duì)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)各模態(tài)下熱環(huán)境的分析表明，燃燒室熱防護(hù)設(shè)計(jì)主要以超燃模態(tài)高馬赫數(shù)工況作為設(shè)計(jì)點(diǎn)，主火箭熱防護(hù)設(shè)計(jì)以引射模態(tài)主火箭最大流量工況作為設(shè)計(jì)點(diǎn)。

(2)在目前材料和技術(shù)水平條件下，全主動(dòng)和全被動(dòng)方案要滿足RBCC熱防護(hù)的需要是較困難的，主被動(dòng)結(jié)合的復(fù)合熱防護(hù)方案是比較可行的。

(3)針對(duì)典型RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)完成了主被動(dòng)復(fù)合熱防護(hù)方案的設(shè)計(jì)，通過對(duì)方案的校核計(jì)算表明，該方案可滿足長(zhǎng)時(shí)間工作RBCC的熱防護(hù)需要。

[1] Richard M Traci,John L Farr,Jr.A thermal management systems model for the NASAGTX RBCC concept[R].NASA/CR-2002-211587,2002.

[2] PTAH-SOCAR.Fuel-cooled composite materials structure-2011 status[R].AIAA 2011-2008.

[3] 袁雙,李強(qiáng),秦飛,等.RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)亞燃模態(tài)熱環(huán)境分析[J].科學(xué)技術(shù)與工程,2012,12(5).

[4] Emeric Daniau,Marc Bouchez,Roda Bounaceur,et al.Contribution to scramjet active cooling analysis using n-dodecane decomposition mode as a generic endothermic fuel[R].AIAA 2011-5916.

[5] Dufour E,Bouchez M.Computational analysis of a kerosene-fuelled scramjet[R].AIAA 2001-1817.

[6] 謝文杰.碳?xì)淙剂狭呀馀c結(jié)焦研究[D].浙江大學(xué),2009.

[7] 張立同,成來飛,徐永東.新型碳化硅陶瓷基復(fù)合材料的研究進(jìn)展[J].航空制造技術(shù),2003,1(專稿).

[8] 石振海,李克智,李賀軍,等.航天器熱防護(hù)材料研究現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢(shì)[J].材料導(dǎo)報(bào),2007,21(8).

[9] 宋岡霖,田亮,江強(qiáng),等.超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)支板性能研究[J].推進(jìn)技術(shù),2013,34(6).

[10] 童景山.流體熱物性學(xué):基本理論與計(jì)算[M].北京:中國(guó)石化出版社,2008.

[11] 彭麗娜.RBCC主火箭與燃燒室熱防護(hù)分析與試驗(yàn)[D].西北工業(yè)大學(xué),2007.

[12] (美) 休澤爾D K著.液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)現(xiàn)代工程設(shè)計(jì)[M].朱寧昌,等譯.北京:中國(guó)宇航出版社,2004.

(編輯：崔賢彬)

Investigation on combination of active and passive thermal protection for RBCC engine

WANG Hao-ze,LI Jiang,QIN Fei,WEI Xiang-geng

(Science and Technology on Combustion, Internal Flow and Thermal-Structure Laboratory, Northwestern Polytechnical University, Xi an 710072, China)

The thermal protection is the key problem for RBCC engine engineering development with the intensive research.The thermal protection scheme was studied in this paper based on the thermal environments which are achieved by numerical simulations of different modes. The results show that active cooling and passive cooling method cannot satisfy the RBCC thermal protection requirements either.A new thermal protection with combination of active and passive cooling concept was designed.The C/SiC ceramic matrix composites are used for combustor inner wall.The regenerative cooling modules were installed at the sections heated seriously.The simulation results show that the combination thermal protection resolve the problem of the shortage of coolant and satisfy the thermal protection requirement of RBCC engine operating.

RBCC engine;thermal protection;regenerative cooling;ceramic matrix composites

2014-02-14；

：2014-04-27。

王浩澤(1989—)，男，碩士，研究方向?yàn)镽BCC發(fā)動(dòng)機(jī)熱防護(hù)設(shè)計(jì)。E-mail:wanghaoze@hotmail.com

V435

A

1006-2793(2015)02-0185-07

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.02.007