RBCC發動機主被動復合熱防護方案研究①

王浩澤，李 江，秦 飛，魏祥庚

(西北工業大學 燃燒、熱結構與內流場重點實驗室，西安 710072)

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RBCC發動機主被動復合熱防護方案研究①

王浩澤，李 江，秦 飛，魏祥庚

(西北工業大學 燃燒、熱結構與內流場重點實驗室，西安 710072)

隨著對RBCC發動機研究的不斷深入，熱防護問題已經成為其走向工程應用的關鍵之一，本文針對RBCC發動機開展了熱防護方案的研究。首先，采用數值模擬對RBCC發動機各模態下的熱環境進行了分析；然后，進行了RBCC熱防護方案的論證，認為目前材料和技術水平下全主動和全被動方案很難滿足RBCC熱防護的要求；在此基礎上，提出了一種主被動相結合的復合熱防護方案，并完成了復合熱防護方案的設計。該方案內壁整體采用C/SiC陶瓷基復合材料，在受熱比較嚴重的部位加裝再生冷卻模塊，較好地解決了RBCC發動機冷卻劑流量不夠的問題。通過對方案的校核計算表明，該方案可滿足長時間工作RBCC的熱防護需要。

RBCC發動機；熱防護；再生冷卻；陶瓷基復合材料

0 引言

火箭基組合循環(RBCC)發動機作為空天飛行器的一種可能動力方式，受到了廣泛重視。RBCC發動機整合了火箭發動機和沖壓發動機的優勢，理論上可實現飛行器零速起飛和單級入軌的動力解決方案，具有非常廣闊的軍事和民用前景。

RBCC發動機具有結構簡單、可飛行空域寬等優點。在飛行過程中，發動機可根據飛行條件的不同，在引射模態、亞燃模態、超燃模態和純火箭模態之間切換，通過調節主火箭流量和噴注策略等方法，使發動機適應不同飛行狀態下的要求，以便盡可能高效滿足飛行器在不同飛行條件下的動力需求。

RBCC發動機在工作時，面臨著極其嚴酷的熱環境，其特點主要有：(1)工作時間長，工作溫度高；(2)大部分處于富氧狀態，要求結構既耐高溫，又要抗氧化；(3)壁面熱流密度分布很不均勻。這些特點對RBCC發動機的熱防護設計提出了很大的挑戰。為解決這一難題，各航天大國針對RBCC發動機熱環境、熱防護方案、熱管理系統和復合材料在熱防護系統中的應用都展開了研究。美國國家航空航天局的格林研究中心，針對GTX-RBCC發動機概念，進行了包括熱環境分析和熱管理系統設計的工作，并編制了熱管理分析軟件VITMAC[1]。歐洲以法國和德國主導的PHAT-SOCAR項目，研究了以陶瓷基復合材料主動冷卻面板在各種構型的超燃沖壓發動機中的應用[2]。西北工業大學的袁雙采用數值模擬方法，分析了亞燃模態下RBCC發動機的熱環境[3]。目前，美國在組合發動機熱防護方面的研究比較領先，但由于技術保密等原因，尚未見到較為具體的熱防護方案方面的報道。國內的研究主要集中在沖壓發動機方面，對于RBCC的研究主要是熱環境分析等初步研究。

本文在對RBCC發動機引射、亞燃和超燃模態下熱環境分析的基礎上，針對長時間工作RBCC發動機的熱防護方案進行了論證，提出了一種采用主被動結合的復合熱防護方案，并開展了方案設計。

1 RBCC發動機熱環境分析

在進行RBCC發動機熱防護方案設計前，需對RBCC發動機各典型模態下的熱環境進行分析，給出典型工況下熱環境參數。

1.1 發動機構型

本文選用一種綜合性能較優的RBCC地面樣機的構型作為對象，如圖1所示。RBCC發動機由隔離段、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，內有主支板，主支板內沿豎直方向布置2個主火箭。燃燒室分為2段，每段各帶一組上下對稱布局的凹腔，凹腔底部有燃料噴嘴。位于第一段燃燒室前部左右對稱布置2個燃料支板，用于二次燃料噴注。由于RBCC熱防護設計的重點是發動機的主體部分，因此研究中暫不考慮進氣道和后體部分。發動機燃燒室分為2段，長度分別為720 mm和700 mm，擴張角分別為2°和1.5°，燃燒室入口截面為150 mm×60 mm。

圖1 RBCC發動機構型示意圖Fig.1 RBCC engine configuration

1.2 數值方法

本文采用Fluent軟件對RBCC發動機進行三維燃燒流場數值模擬，湍流模型選用k-ωSST模型。為減小計算量采用對稱結構，取發動機的一半作為計算區域，壁面附近加密，結構化劃分網格。化學反應模型采用煤油的三步反應模型，具體參數見表1。

表1 煤油三步反應模型的化學反應參數Table1 Three steps kerosene reaction model

1.3 計算工況

依照對RBCC飛行彈道的分析，本文取飛行高度10、20、26 km，飛行馬赫數2.5、4.5、6.5分別作為引射、亞燃和超燃模態的代表工況進行計算。采用質量入口作為主火箭和來流空氣的邊界類型，壓力出口作為發動機出口的邊界類型，其壁面處取絕熱邊界條件。

采用CEA計算結果作為主火箭的入口參數。空氣和火箭的入口和出口參數具體見表2。

1.4 計算結果及分析

圖2為計算得到的3種工況的壁面溫度分布云圖，表3為RBCC發動機各部分的最高溫度。通過對內流場和壁面溫度分布的分析可發現，總體趨勢是隨著馬赫數的增加，熱環境變得更加嚴苛。這主要是由3個方面的原因導致的：(1)隨著馬赫數的升高，火箭流量減小，燃氣過膨脹的程度變大，由于火箭出口燃氣速度降低，燃氣的橫向擴散范圍更大，導致燃燒室前半部分上下壁面的高溫區域面積變大。(2)引射模態下，主火箭高溫羽流是從2個燃料支板中間穿過，超燃模態下主火箭羽流沖刷到燃料支板，使得燃料支板的熱環境更加惡劣。(3)來流空氣的總溫和速度隨來流馬赫數增大而升高，加劇了對壁面的對流和輻射換熱。例如，引射模態Ma=2.5條件下來流的總溫只有502 K，超燃模態Ma=6.5條件下為2 103 K。所以，超燃模態下燃燒室的熱環境最為惡劣，可作為燃燒室熱防護設計的主要依據。由于引射模態下主火箭的流量最大，因此在主火箭熱防護設計時，應以引射模態為主要依據。

各模態下RBCC發動機的熱環境也體現出一些共同點：

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

表2 各工況的入口出口參數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稱面附近，上下壁面附近的高溫區域均集中于對稱面附近；燃料支板位置相對靠外，由二次燃料在高速燃氣中燃燒引起的高溫區域呈現明顯的條帶狀特征。

(3)凹腔中氣流速度較低，靜溫升高的同時，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，高溫區域在寬度方向上的擴張顯著；另外，凹腔部分的側壁面與燃燒室其他區域的側壁面的溫度相比，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以后，形成了一部分的低溫區域。

2 熱防護方案選擇

從上面的熱環境分析可知，RBCC發動機工作時內部很多區域的溫度很高，高溫合金等材料無法承受，也超過陶瓷基復合材料的承受上限，如果采用鎢、鉬等難熔金屬，消極質量太大。由于RBCC發動機內是富氧環境，未經抗氧化處理C/C復合材料也不適合。另外，采用全被動熱防護會對飛行器機體形成很強的加熱效應，容易影響其他系統的正常工作。因此，采用全被動的熱防護方案，無論從材料還是方案本身，其可行性都較差。

在以液態物質作為燃料的發動機的熱防護方案設計中，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動機內部嚴酷的熱環境和飛行器內部的其他部分隔離開來；另一方面，再生冷卻可將發動機的散熱加以利用，以提高能量的利用率。然而，RBCC發動機以及其他類型的沖壓發動機普遍存在燃料流量相對較小、冷卻面積大的特點，如果使用全再生冷卻方案，往往會出現冷卻用燃料的需求量大于燃料的實際供給量的情況。法國的Emeric Daniau等人采用NANCY軟件對CHAMOIS雙模態沖壓發動機構型進行分析，以正十二烷作為冷卻劑時，在Ma=8飛行條件下，壁面的總熱流量已經大約相當于燃料所能提供的全部熱沉[4-5]。相比雙模態沖壓發動機，本文研究的RBCC發動機的構型更為復雜，由于主火箭、兩級凹腔以及燃料支板的存在，相同來流條件下其熱環境更為惡劣，因而RBCC發動機所面臨的冷卻用燃料不足的問題更為嚴峻。

為了更好地說明這個問題，針對目標發動機進行了冷卻燃料量的簡單估算。選取Ma=6.5的工況，采用對流換熱邊界簡化再生冷卻條件下的邊界，自由流換熱系數取為2 000 W/m2，冷卻劑溫度取700 K，壁面采用C/SiC復合材料，厚度取2 mm，以此為條件進行簡化計算，得到穩態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，低于同時段內壁面總熱流量。

解決再生冷卻劑用量不夠的問題，可通過以下2個途徑：

(1)通過提高燃氣壁面溫度的極限，以減少燃氣向壁面傳遞的熱量，從而減少對冷卻劑的熱沉需求。

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

據此，本文提出一種主被動相結合的RBCC復合熱防護的思路：采用耐高溫抗氧化的材料作為內壁，提高了壁面溫度，減少了冷卻劑的需求量；在受熱嚴重的區域進行再生冷卻，將有限的燃料用于最重要的區域，提高了燃料的冷卻用效能。通過上面的論證可見，主被動結合的復合熱防護方案是解決RBCC發動機熱防護問題的一種頗有前途的方案。

3 復合熱防護方案設計

本文提出的RBCC復合熱防護方案為整個發動機內壁統一采用耐高溫抗氧化的C/SiC陶瓷基復合材料作為殼體，起著承壓和被動熱防護的作用；在燃燒室熱環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，內部為冷卻劑的通道，模塊大小和數量可根據需要進行調整；對于主火箭和燃料支板設計專門的再生冷卻結構；在被動熱防護區域外表面鋪設一層耐高溫低導熱率的隔熱層，減少傳熱對其他部件的影響[7-8]。

這種方案的優點主要有：

(1)降低了C/SiC復合材料制備和加工的難度，克服了復合材料滲漏的問題；

(2)冷卻通道設計上有很大的靈活性和空間；

(3)對局部受熱嚴重的部位，可強化冷卻，提高了冷卻劑的使用效率及熱防護的可靠性；

(4)在發動機方案調整時，可只對再生冷卻模塊進行調整，無需重新設計和加工復合材料殼體，這在RBCC研究階段具有很大的優越性。

3.1 材料選擇

RBCC發動機嚴酷的熱環境對主被動復合熱防護方案，尤其是被動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度；隔熱材料應具有較高的工作溫度和極低的熱導率。主動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性能；同時，必須保證在一定壓強條件下冷卻劑不滲漏。以此作為選擇依據，針對相關模塊的材料性能需求分別選取C/SiC復合材料，鎳基合金Inconel625和微球型碳泡沫材料，見表4。

表4 材料選取及其相關參數Table4 Data of chosen materials

3.2 設計點選取

由上文的熱環境分析可知，在進行熱防護方案的設計時，應以超燃模態下的熱環境作為燃燒室部分的設計依據。由于主火箭的特殊性，導致在其工作過程中，燃氣會向壁面傳遞大量熱量。在采用被動熱防護方案時，這部分熱量會對飛行器產生較大負面影響，采用再生冷卻方案，則可避免這些影響。在再生冷卻方案中，對流換熱系數成為影響傳熱的另一個重要因素。根據傳熱學原理可知，對流換熱系數的大小與燃氣流量成正比。因此，在主火箭部分的熱防護方案，應取火箭流量最大的引射模態考慮。本文以Ma=2.5條件的作為主火箭熱防護方案的設計點，以Ma=6.5作為燃燒室熱防護方案的設計點。

3.3 模塊劃分

依照發動機的熱環境特征(圖3)，將發動機壁面分為以下5類分別進行考慮(表5)：(1)除去凹腔部分的側壁面和隔離段壁面；(2)凹腔及其側壁面；(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，在使模塊盡量完整、簡單的前提下，將發動機上下壁面以兩組凹腔為分界分為6個模塊，再加上兩組凹腔、側壁面和主支板2邊的隔離段以及主火箭和燃料支板，共12個模塊。

由于發動機熱防護不僅要滿足燃氣側壁面的溫度不超過材料的許用溫度，而且還應盡量減小向外界環境的散熱，以減小發動機工作對飛行器的影響。采用被動熱防護方案，則需要發動機在換熱達到穩態的條件下，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熱防護方案的依據是合理的。

(a) 上壁面

(b) 側壁面

(c) 下壁面

(d) 主火箭 (e) 燃料支板

表5 壁面熱防護類型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熱防護方案的依據。C/SiC復合材料為多孔材料，無法作為內部有液態燃料流動的部件的材料。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冷卻。另外，由于主支板內部空間有限，必須在主火箭壁面內開槽進行再生冷卻。因此，主火箭及其出口壁面部分也應采用鎳基合金作為材料。初步的熱防護方案分布見圖4。

(a) 內側視角

(b) 外側視角

3.4 結構方案設計

綜合考慮材料工藝和抗熱震性能，發動機內壁面均采用3 mm厚度的C/SiC陶瓷基復合材料。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合材料壁面外側。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。對于燃料支板的再生冷卻，采用文獻[9]中提到的2條冷卻流道設計，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發動機的主火箭為方形結構，上下為收縮-擴張通道，左右壁面為平面。主火箭也采用再生冷卻結構，4 mm厚度的壁面內開2 mm高度的冷卻通道，冷卻通道與燃氣側的壁厚為1 mm。被動熱防護區域復合材料殼體外覆蓋4 mm的微球型碳泡沫材料做成的隔熱層。整個復合熱防護方案的結構如圖5和圖6所示。

圖5 主被動復合熱防護方案結構示意圖Fig.5 Structure of the combination of passive and active thermal protection

3.5 方案驗算

針對設計的復合熱結構方案進行了驗算，主要檢驗冷卻劑流量是否夠用，以及多層結構內的溫度是否超過需用溫度。燃氣與壁面的換熱強度的大小與燃氣的流動參數和物性參數息息相關。RBCC發動機中的壓強較低，對燃氣物性參數的影響很小，溫度變化很大，對物性參數有著比較大的影響。在數值模擬中，對定壓熱容、導熱率和動力粘度進行與溫度相關聯的優化。其中，定壓熱容采用2段4階擬合，熱導率和動力粘度則參考文獻中的經驗公式[10]。混合物參數采用理想氣體混合公式進行計算，以取得較為精確的熱物性參數。

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

除溫度之外，影響壁面與燃氣換熱的另一個重要參數是對流換熱系數。采用發動機流場參數，依據準則關系式，可給出燃氣與壁面之間對流換熱系數的合理工程估算[11-12]。分析流場云圖，可將流場分為以下幾個部分：(1)流場核心區，溫度高，流速高；(2)主流非核心區，溫度較低，流速很高；(3)凹腔區域，溫度較高，流速較低。各部分內部的溫度和密度大致相同。核心區速度場在火箭出口到燃料支板后的一部分區域中呈現較小的狀態。由于非核心區域的溫度相對較低，因而計算主要考慮核心區域和凹腔部分。主要部位換熱計算參數及熱流計算結果見表6。

表6 主要部位換熱計算參數及結果Table6 Thermal transfer parameters of each module

構成發動機燃燒室壁面的C/SiC復合材料的許用溫度為2 200 K。以此溫度作為壁面溫度，估算由燃氣流入壁面的熱流量。根據能量守恒原理，此熱流量即為再生冷卻模塊中冷卻劑所需要帶走的熱量。

由計算結果可知，各主動冷卻模塊的總熱流量約為0.293 MW。單位質量的碳氫燃料的總熱沉約為2.67 MJ，冷卻燃燒室壁面大約需要0.11 kg/s的碳氫燃料。而設計點下，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，對于低溫非核心區域一律以高溫核心區域的熱流密度作為冷卻面板的熱流密度進行計算，有一定的余量。因此，主被動復合方案有效地解決了RBCC發動機采用全主動冷卻方案時冷卻劑用量不夠的問題，同時滿足了熱防護的需要。

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行一維計算，如果金屬部分溫度小于等于1 250 K的材料上限，則認為該設計合理。同時，金屬材料與復合材料間存在接觸熱阻，而卡箍和法蘭的固定方式必然導致該熱阻的數值會較大，本文假設該熱阻等同于0.01 mm的空氣層。計算得金屬壁面處的溫度為1 232 K，符合溫度要求。

4 結論

(1)對RBCC發動機各模態下熱環境的分析表明，燃燒室熱防護設計主要以超燃模態高馬赫數工況作為設計點，主火箭熱防護設計以引射模態主火箭最大流量工況作為設計點。

(2)在目前材料和技術水平條件下，全主動和全被動方案要滿足RBCC熱防護的需要是較困難的，主被動結合的復合熱防護方案是比較可行的。

(3)針對典型RBCC發動機完成了主被動復合熱防護方案的設計，通過對方案的校核計算表明，該方案可滿足長時間工作RBCC的熱防護需要。

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(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，研究方向為RBCC發動機熱防護設計。E-mail:wanghaoze@hotmail.com

V435

A

1006-2793(2015)02-0185-07

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.02.007