RBCC发动机主被动复合热防护方案研究①

王浩泽，李 江，秦 飞，魏祥庚

(西北工业大学 燃烧、热结构与内流场重点实验室，西安 710072)



RBCC发动机主被动复合热防护方案研究①

王浩泽，李 江，秦 飞，魏祥庚

(西北工业大学 燃烧、热结构与内流场重点实验室，西安 710072)

随着对RBCC发动机研究的不断深入，热防护问题已经成为其走向工程应用的关键之一，本文针对RBCC发动机开展了热防护方案的研究。首先，采用数值模拟对RBCC发动机各模态下的热环境进行了分析；然后，进行了RBCC热防护方案的论证，认为目前材料和技术水平下全主动和全被动方案很难满足RBCC热防护的要求；在此基础上，提出了一种主被动相结合的复合热防护方案，并完成了复合热防护方案的设计。该方案内壁整体采用C/SiC陶瓷基复合材料，在受热比较严重的部位加装再生冷却模块，较好地解决了RBCC发动机冷却剂流量不够的问题。通过对方案的校核计算表明，该方案可满足长时间工作RBCC的热防护需要。

RBCC发动机；热防护；再生冷却；陶瓷基复合材料

0 引言

火箭基组合循环(RBCC)发动机作为空天飞行器的一种可能动力方式，受到了广泛重视。RBCC发动机整合了火箭发动机和冲压发动机的优势，理论上可实现飞行器零速起飞和单级入轨的动力解决方案，具有非常广阔的军事和民用前景。

RBCC发动机具有结构简单、可飞行空域宽等优点。在飞行过程中，发动机可根据飞行条件的不同，在引射模态、亚燃模态、超燃模态和纯火箭模态之间切换，通过调节主火箭流量和喷注策略等方法，使发动机适应不同飞行状态下的要求，以便尽可能高效满足飞行器在不同飞行条件下的动力需求。

RBCC发动机在工作时，面临着极其严酷的热环境，其特点主要有：(1)工作时间长，工作温度高；(2)大部分处于富氧状态，要求结构既耐高温，又要抗氧化；(3)壁面热流密度分布很不均匀。这些特点对RBCC发动机的热防护设计提出了很大的挑战。为解决这一难题，各航天大国针对RBCC发动机热环境、热防护方案、热管理系统和复合材料在热防护系统中的应用都展开了研究。美国国家航空航天局的格林研究中心，针对GTX-RBCC发动机概念，进行了包括热环境分析和热管理系统设计的工作，并编制了热管理分析软件VITMAC[1]。欧洲以法国和德国主导的PHAT-SOCAR项目，研究了以陶瓷基复合材料主动冷却面板在各种构型的超燃冲压发动机中的应用[2]。西北工业大学的袁双采用数值模拟方法，分析了亚燃模态下RBCC发动机的热环境[3]。目前，美国在组合发动机热防护方面的研究比较领先，但由于技术保密等原因，尚未见到较为具体的热防护方案方面的报道。国内的研究主要集中在冲压发动机方面，对于RBCC的研究主要是热环境分析等初步研究。

本文在对RBCC发动机引射、亚燃和超燃模态下热环境分析的基础上，针对长时间工作RBCC发动机的热防护方案进行了论证，提出了一种采用主被动结合的复合热防护方案，并开展了方案设计。

1 RBCC发动机热环境分析

在进行RBCC发动机热防护方案设计前，需对RBCC发动机各典型模态下的热环境进行分析，给出典型工况下热环境参数。

1.1 发动机构型

本文选用一种综合性能较优的RBCC地面样机的构型作为对象，如图1所示。RBCC发动机由隔离段、主支板、主火箭、燃烧室、凹腔和燃料支板等组成，隔离段为等直通道，内有主支板，主支板内沿竖直方向布置2个主火箭。燃烧室分为2段，每段各带一组上下对称布局的凹腔，凹腔底部有燃料喷嘴。位于第一段燃烧室前部左右对称布置2个燃料支板，用于二次燃料喷注。由于RBCC热防护设计的重点是发动机的主体部分，因此研究中暂不考虑进气道和后体部分。发动机燃烧室分为2段，长度分别为720 mm和700 mm，扩张角分别为2°和1.5°，燃烧室入口截面为150 mm×60 mm。

图1 RBCC发动机构型示意图Fig.1 RBCC engine configuration

1.2 数值方法

本文采用Fluent软件对RBCC发动机进行三维燃烧流场数值模拟，湍流模型选用k-ωSST模型。为减小计算量采用对称结构，取发动机的一半作为计算区域，壁面附近加密，结构化划分网格。化学反应模型采用煤油的三步反应模型，具体参数见表1。

表1 煤油三步反应模型的化学反应参数Table1 Three steps kerosene reaction model

1.3 计算工况

依照对RBCC飞行弹道的分析，本文取飞行高度10、20、26 km，飞行马赫数2.5、4.5、6.5分别作为引射、亚燃和超燃模态的代表工况进行计算。采用质量入口作为主火箭和来流空气的边界类型，压力出口作为发动机出口的边界类型，其壁面处取绝热边界条件。

采用CEA计算结果作为主火箭的入口参数。空气和火箭的入口和出口参数具体见表2。

1.4 计算结果及分析

图2为计算得到的3种工况的壁面温度分布云图，表3为RBCC发动机各部分的最高温度。通过对内流场和壁面温度分布的分析可发现，总体趋势是随着马赫数的增加，热环境变得更加严苛。这主要是由3个方面的原因导致的：(1)随着马赫数的升高，火箭流量减小，燃气过膨胀的程度变大，由于火箭出口燃气速度降低，燃气的横向扩散范围更大，导致燃烧室前半部分上下壁面的高温区域面积变大。(2)引射模态下，主火箭高温羽流是从2个燃料支板中间穿过，超燃模态下主火箭羽流冲刷到燃料支板，使得燃料支板的热环境更加恶劣。(3)来流空气的总温和速度随来流马赫数增大而升高，加剧了对壁面的对流和辐射换热。例如，引射模态Ma=2.5条件下来流的总温只有502 K，超燃模态Ma=6.5条件下为2 103 K。所以，超燃模态下燃烧室的热环境最为恶劣，可作为燃烧室热防护设计的主要依据。由于引射模态下主火箭的流量最大，因此在主火箭热防护设计时，应以引射模态为主要依据。

各模态下RBCC发动机的热环境也体现出一些共同点：

(1)火箭羽流在宽度方向上的扩散和支板的煤油喷注的穿透深度有限，导致火焰在横向无法充分发展，来流空气在侧壁面附近形成相对低温的气流层，对壁面起到类似气膜冷却的效果，使其温度相对较低。

表2 各工况的入口出口参数Table2 Inlet and outlet data of each condition

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

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

(2)由于主火箭处于燃烧室对称面附近，上下壁面附近的高温区域均集中于对称面附近；燃料支板位置相对靠外，由二次燃料在高速燃气中燃烧引起的高温区域呈现明显的条带状特征。

(3)凹腔中气流速度较低，静温升高的同时，煤油和空气掺混燃烧也更加剧烈，从而使凹腔中的气体温度升高非常明显，高温区域在宽度方向上的扩张显著；另外，凹腔部分的侧壁面与燃烧室其他区域的侧壁面的温度相比，也要高很多。

(4)燃料支板的后部由于煤油喷注，气化吸热，在燃料支板附近形成的低温气膜在喷注点以后，形成了一部分的低温区域。

2 热防护方案选择

从上面的热环境分析可知，RBCC发动机工作时内部很多区域的温度很高，高温合金等材料无法承受，也超过陶瓷基复合材料的承受上限，如果采用钨、钼等难熔金属，消极质量太大。由于RBCC发动机内是富氧环境，未经抗氧化处理C/C复合材料也不适合。另外，采用全被动热防护会对飞行器机体形成很强的加热效应，容易影响其他系统的正常工作。因此，采用全被动的热防护方案，无论从材料还是方案本身，其可行性都较差。

在以液态物质作为燃料的发动机的热防护方案设计中，以燃料作为冷却剂的再生冷却方案一般作为首选。一方面，再生冷却可尽可能的将发动机内部严酷的热环境和飞行器内部的其他部分隔离开来；另一方面，再生冷却可将发动机的散热加以利用，以提高能量的利用率。然而，RBCC发动机以及其他类型的冲压发动机普遍存在燃料流量相对较小、冷却面积大的特点，如果使用全再生冷却方案，往往会出现冷却用燃料的需求量大于燃料的实际供给量的情况。法国的Emeric Daniau等人采用NANCY软件对CHAMOIS双模态冲压发动机构型进行分析，以正十二烷作为冷却剂时，在Ma=8飞行条件下，壁面的总热流量已经大约相当于燃料所能提供的全部热沉[4-5]。相比双模态冲压发动机，本文研究的RBCC发动机的构型更为复杂，由于主火箭、两级凹腔以及燃料支板的存在，相同来流条件下其热环境更为恶劣，因而RBCC发动机所面临的冷却用燃料不足的问题更为严峻。

为了更好地说明这个问题，针对目标发动机进行了冷却燃料量的简单估算。选取Ma=6.5的工况，采用对流换热边界简化再生冷却条件下的边界，自由流换热系数取为2 000 W/m2，冷却剂温度取700 K，壁面采用C/SiC复合材料，厚度取2 mm，以此为条件进行简化计算，得到稳态条件下壁面总热流为0.787 MW。1 kg燃料所能提供的最大热沉为2.67 MJ[6]，该工况下主火箭和二次喷注的煤油所能提供的总热沉仅为0.598 MJ/s，低于同时段内壁面总热流量。

解决再生冷却剂用量不够的问题，可通过以下2个途径：

(1)通过提高燃气壁面温度的极限，以减少燃气向壁面传递的热量，从而减少对冷却剂的热沉需求。

(2)在温度较低的区域，尝试采用被动热防护方案，以减小再生冷却的区域，从而减少冷却剂的需求量。

据此，本文提出一种主被动相结合的RBCC复合热防护的思路：采用耐高温抗氧化的材料作为内壁，提高了壁面温度，减少了冷却剂的需求量；在受热严重的区域进行再生冷却，将有限的燃料用于最重要的区域，提高了燃料的冷却用效能。通过上面的论证可见，主被动结合的复合热防护方案是解决RBCC发动机热防护问题的一种颇有前途的方案。

3 复合热防护方案设计

本文提出的RBCC复合热防护方案为整个发动机内壁统一采用耐高温抗氧化的C/SiC陶瓷基复合材料作为壳体，起着承压和被动热防护的作用；在燃烧室热环境比较恶劣的部位增加再生冷却的模块，再生冷却模块采用金属材料，内部为冷却剂的通道，模块大小和数量可根据需要进行调整；对于主火箭和燃料支板设计专门的再生冷却结构；在被动热防护区域外表面铺设一层耐高温低导热率的隔热层，减少传热对其他部件的影响[7-8]。

这种方案的优点主要有：

(1)降低了C/SiC复合材料制备和加工的难度，克服了复合材料渗漏的问题；

(2)冷却通道设计上有很大的灵活性和空间；

(3)对局部受热严重的部位，可强化冷却，提高了冷却剂的使用效率及热防护的可靠性；

(4)在发动机方案调整时，可只对再生冷却模块进行调整，无需重新设计和加工复合材料壳体，这在RBCC研究阶段具有很大的优越性。

3.1 材料选择

RBCC发动机严酷的热环境对主被动复合热防护方案，尤其是被动部分所选择的材料提出了极高的要求。所选用的壁面材料必须有着很高的极限工作温度，高温条件下有良好的抗氧化能力和一定的强度；隔热材料应具有较高的工作温度和极低的热导率。主动模块所选材料必须具有良好的加工性能，尽量高的许用温度和高温条件下的力学性能；同时，必须保证在一定压强条件下冷却剂不渗漏。以此作为选择依据，针对相关模块的材料性能需求分别选取C/SiC复合材料，镍基合金Inconel625和微球型碳泡沫材料，见表4。

表4 材料选取及其相关参数Table4 Data of chosen materials

3.2 设计点选取

由上文的热环境分析可知，在进行热防护方案的设计时，应以超燃模态下的热环境作为燃烧室部分的设计依据。由于主火箭的特殊性，导致在其工作过程中，燃气会向壁面传递大量热量。在采用被动热防护方案时，这部分热量会对飞行器产生较大负面影响，采用再生冷却方案，则可避免这些影响。在再生冷却方案中，对流换热系数成为影响传热的另一个重要因素。根据传热学原理可知，对流换热系数的大小与燃气流量成正比。因此，在主火箭部分的热防护方案，应取火箭流量最大的引射模态考虑。本文以Ma=2.5条件的作为主火箭热防护方案的设计点，以Ma=6.5作为燃烧室热防护方案的设计点。

3.3 模块划分

依照发动机的热环境特征(图3)，将发动机壁面分为以下5类分别进行考虑(表5)：(1)除去凹腔部分的侧壁面和隔离段壁面；(2)凹腔及其侧壁面；(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。以此为依据，在使模块尽量完整、简单的前提下，将发动机上下壁面以两组凹腔为分界分为6个模块，再加上两组凹腔、侧壁面和主支板2边的隔离段以及主火箭和燃料支板，共12个模块。

由于发动机热防护不仅要满足燃气侧壁面的温度不超过材料的许用温度，而且还应尽量减小向外界环境的散热，以减小发动机工作对飞行器的影响。采用被动热防护方案，则需要发动机在换热达到稳态的条件下，与外界的换热量尽可能小。因此，以绝热条件下的壁面温度作为能否采用被动热防护方案的依据是合理的。

(a) 上壁面

(b) 侧壁面

(c) 下壁面

(d) 主火箭 (e) 燃料支板

表5 壁面热防护类型Table 5 Thermal protection type of each part

C/SiC的许用温度大约为2 200 K，以壁面温度是否超过此温度作为判断壁面是否可采用被动热防护方案的依据。C/SiC复合材料为多孔材料，无法作为内部有液态燃料流动的部件的材料。因此，用于燃料喷注的燃料支板必须以镍基合金作为材料。而镍基合金Inconel625的许用温度(1 250 K)低于其绝热条件下的最高壁面温度，故燃料支板仍需要主动冷却。另外，由于主支板内部空间有限，必须在主火箭壁面内开槽进行再生冷却。因此，主火箭及其出口壁面部分也应采用镍基合金作为材料。初步的热防护方案分布见图4。

(a) 内侧视角

(b) 外侧视角

3.4 结构方案设计

综合考虑材料工艺和抗热震性能，发动机内壁面均采用3 mm厚度的C/SiC陶瓷基复合材料。再生冷却模块采用镍基合金Inconel625，以法兰和卡箍的方式固定于复合材料壁面外侧。再生冷却模块由底板和盖板组成，底板厚4 mm，上面铣有蛇形的冷却通道，单个冷却通道宽5 mm，高3 mm。盖板厚1 mm，采用钎焊方式与底板焊接在一起。对于燃料支板的再生冷却，采用文献[9]中提到的2条冷却流道设计，一条通道位于支板前缘，另一条借用喷注用通道。为了与支板相容，RBCC发动机的主火箭为方形结构，上下为收缩-扩张通道，左右壁面为平面。主火箭也采用再生冷却结构，4 mm厚度的壁面内开2 mm高度的冷却通道，冷却通道与燃气侧的壁厚为1 mm。被动热防护区域复合材料壳体外覆盖4 mm的微球型碳泡沫材料做成的隔热层。整个复合热防护方案的结构如图5和图6所示。

图5 主被动复合热防护方案结构示意图Fig.5 Structure of the combination of passive and active thermal protection

3.5 方案验算

针对设计的复合热结构方案进行了验算，主要检验冷却剂流量是否够用，以及多层结构内的温度是否超过需用温度。燃气与壁面的换热强度的大小与燃气的流动参数和物性参数息息相关。RBCC发动机中的压强较低，对燃气物性参数的影响很小，温度变化很大，对物性参数有着比较大的影响。在数值模拟中，对定压热容、导热率和动力粘度进行与温度相关联的优化。其中，定压热容采用2段4阶拟合，热导率和动力粘度则参考文献中的经验公式[10]。混合物参数采用理想气体混合公式进行计算，以取得较为精确的热物性参数。

图6 再生冷却模块示意图Fig.6 Regenerative thermal protection

除温度之外，影响壁面与燃气换热的另一个重要参数是对流换热系数。采用发动机流场参数，依据准则关系式，可给出燃气与壁面之间对流换热系数的合理工程估算[11-12]。分析流场云图，可将流场分为以下几个部分：(1)流场核心区，温度高，流速高；(2)主流非核心区，温度较低，流速很高；(3)凹腔区域，温度较高，流速较低。各部分内部的温度和密度大致相同。核心区速度场在火箭出口到燃料支板后的一部分区域中呈现较小的状态。由于非核心区域的温度相对较低，因而计算主要考虑核心区域和凹腔部分。主要部位换热计算参数及热流计算结果见表6。

表6 主要部位换热计算参数及结果Table6 Thermal transfer parameters of each module

构成发动机燃烧室壁面的C/SiC复合材料的许用温度为2 200 K。以此温度作为壁面温度，估算由燃气流入壁面的热流量。根据能量守恒原理，此热流量即为再生冷却模块中冷却剂所需要带走的热量。

由计算结果可知，各主动冷却模块的总热流量约为0.293 MW。单位质量的碳氢燃料的总热沉约为2.67 MJ，冷却燃烧室壁面大约需要0.11 kg/s的碳氢燃料。而设计点下，燃料的喷注量大约为0.192 kg/s，大于冷却所需燃料的流量。在热流量估算过程中，对于低温非核心区域一律以高温核心区域的热流密度作为冷却面板的热流密度进行计算，有一定的余量。因此，主被动复合方案有效地解决了RBCC发动机采用全主动冷却方案时冷却剂用量不够的问题，同时满足了热防护的需要。

取壁面温度为2 200 K，选取热流密度最高的第一段凹腔前的燃烧室部分进行一维计算，如果金属部分温度小于等于1 250 K的材料上限，则认为该设计合理。同时，金属材料与复合材料间存在接触热阻，而卡箍和法兰的固定方式必然导致该热阻的数值会较大，本文假设该热阻等同于0.01 mm的空气层。计算得金属壁面处的温度为1 232 K，符合温度要求。

4 结论

(1)对RBCC发动机各模态下热环境的分析表明，燃烧室热防护设计主要以超燃模态高马赫数工况作为设计点，主火箭热防护设计以引射模态主火箭最大流量工况作为设计点。

(2)在目前材料和技术水平条件下，全主动和全被动方案要满足RBCC热防护的需要是较困难的，主被动结合的复合热防护方案是比较可行的。

(3)针对典型RBCC发动机完成了主被动复合热防护方案的设计，通过对方案的校核计算表明，该方案可满足长时间工作RBCC的热防护需要。

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

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[3] 袁双,李强,秦飞,等.RBCC发动机亚燃模态热环境分析[J].科学技术与工程,2012,12(5).

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(编辑：崔贤彬)

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。

王浩泽(1989—)，男，硕士，研究方向为RBCC发动机热防护设计。E-mail:wanghaoze@hotmail.com

V435

A

1006-2793(2015)02-0185-07

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.02.007