铬/镍镀层对甲烷发动机推力室再生冷却换热影响研究

姬威信，孙纪国

（北京航天动力研究所，北京，100076）

研究简报

铬/镍镀层对甲烷发动机推力室再生冷却换热影响研究

姬威信，孙纪国

（北京航天动力研究所，北京，100076）

采用三维整场求解的方法，对某甲烷发动机推力室身部进行流动/传热耦合计算，研究了内壁燃气侧铬/镍镀层对甲烷再生冷却身部换热的影响。研究结果表明，气壁镀铬/镍可以有效保护推力室喉部，降低室壁温度，当敷设0.05 mm镍镀层时，喉部壁温可降低24.4%，最大热流密度可减小20%；敷设0.05 mm铬镀层时，喉部壁温降低约23%，热流密度减小18.7%；气壁镀镍的热防护效果优于气壁镀铬，且镍镀层厚度越大，气壁温和液壁温降低越多，防护效果越好。

液氧/甲烷火箭发动机；推力室；再生冷却；热防护

0 引 言

甲烷资源丰富，价格便宜，无毒无污染，比热高，是良好的冷却剂；液氧/甲烷组合密度比冲大，是理想的航天动力燃料。由于液氧/甲烷发动机综合性能好、可靠性高、可重复使用、维护方便，因此，国外均将液氧/甲烷发动机作为可重复使用运载器的理想动力进行研究[1～4]。然而，对于长寿命液体火箭发动机，内壁处于疲劳与蠕变的交互作用下，温度过高会造成内壁的失效，比如，SSME 和火神等高压火箭发动机在多次热试验后，燃烧室内壁喉部上游收敛段均出现了不同程度的裂纹[5,6]。所以，对于可重复使用甲烷发动机有必要对推力室室壁进行有效地热防护。

隔热涂层是对推力室进行热防护的一种有效手段，对于长时间工作的发动机来说，它是再生冷却的有益补充，目前应用较为广泛[7,8]。本文通过数值模拟的方法，对在推力室内壁燃气侧敷设铬/镍镀层对甲烷再生冷却换热的影响进行研究。

1 计算模型和数值方法

本文研究液氧/甲烷火箭发动机推力室，采用再生冷却方式，身部由甲烷进行逆流冷却。由于推力室结构的对称性，计算区域取半条冷却通道、半条肋条及其相对应的燃气流动区域和冷却剂流动区域，如图1所示。假定推力室内流动方式为冻结流动，考虑水蒸气热辐射，故在流动过程中，推力室身部换热主要有燃气与室壁间的对流、辐射换热以及通过室壁的导热，冷却剂与冷却通道间的对流换热4部分组成。

图1 计算模型

1.1 流动换热模型

本文采用整场耦合求解的方法，即把燃气与内壁的对流换热、通过室壁的导热以及冷却剂与冷却通道间的对流换热耦合为一个统一的传热过程进行求解，各个求解域采用通用控制方程，即：

式中 V为速度；φ为不同求解域待求通用变量；Γφ为广义扩散系数；Sφ为广义源项。

1.2 数值方法及计算条件

计算模型网格采用结构网格和非结构网格相结合的方式，应用Fluent算法直接对燃气流动区、推力室内外壁以及肋片、冷却剂流动区进行流固整场耦合求解。采用DO模型求解燃气热辐射方程、雷诺应力方程模拟湍流流动；采用SIMPLE算法处理压力和速度的耦合关系；采用有限体积法离散控制方程；采用一阶迎风格式离散对流项；采用二阶迎风格式离散扩散项。燃烧室压力为5 MPa，冷却剂甲烷进口压力为11 MPa，流量为2.2 kg/s，入口温度为120 K。采用自定义函数处理冷却剂甲烷物性变化与温度和压力的关系；推力室内、外壁及肋片的材料物性随温度的变化采用分段线性插值的方法进行处理。

2 铬/镍镀层热防护效果比较

为研究铬/镍镀层隔热防护效果的不同，对内壁面分别镀有0.05 mm铬镀层和0.05 mm镍镀层的2种不同方案进行了数值计算。

采用不同镀层材料方案时，推力室锆铜壁面气壁温及热流密度变化如图2、图3所示。从图2、图3中可以看出，在推力室内壁面敷有镀层材料时，镀层材料的存在不会影响室壁温度及热流密度的分布规律，最高热流密度及喉部最高温度的位置不会发生改变，但敷设隔热镀层的室壁面温度和热流密度低于未敷设隔热层的温度和热流密度，且对于降低喉部室壁温度及热流密度效果极为明显，不同镀层方案的计算结果如表1所示。

图2 铬/镍镀层气壁温变化

图3 铬/镍镀层热流密度变化

表1 不同镀层材料计算结果

敷设0.05 mm镍涂层时，喉部壁温降低24.4%，最大热流密度减小20%；敷设0.05 mm铬涂层时，喉部壁温降低约23%，热流密度减小18.7%。由此可见，采用隔热涂层对发动机推力室内壁进行热防护的方法十分有效。

通过图2、图3及表1的对比可以看出，虽然在推力室内壁镀有铬涂层或镍涂层均可以降低推力室喉部室壁温度和热流密度，有效保护喉部室壁，但两种方案的壁温及热流密度降低幅度却有所差异。由于铬导热系数大于镍导热系数，在室壁镀有0.05 mm镍涂层时的壁温及热流密度分别低于0.05 mm铬涂层方案10 K和1.5 MW/m2，所以在相同镀层厚度时铬镀层方案的隔热效果要差于镍镀层方案。由此可知，不同镀层材料隔热效果的差异主要由导热系数不同引起，导热系数越低的材料隔热效果越好。因此，在室壁内表面敷设耐高温涂层时，应尽量选择较低导热系数的涂层材料。

图4为在推力室内壁面镀镍后镍镀层燃气侧壁面与未在内壁镀镍时铜内壁燃气侧壁面温度变化对比曲线。

图4 镍镀层与未镀镍时铜内壁燃气侧壁温对比

由图4可以看出，镀镍后镍镀层气壁面温度较之未镀镍时铜内壁气壁面温度增大约50%。由此可知，低导热率材料能够使与燃气接触的镀层表面温度显著提高，从而减小燃气与壁面的温差（ΔTgw=Tg-Twg），降低热流密度，有效保护室壁。因此，在推力室内壁面喷涂适当厚度的耐高温涂层能够有效保护燃烧室室壁。

3 镍镀层厚度影响研究

第2节研究结果表明，在推力室内壁面敷设镍镀层或铬镀层可有效保护燃烧室室壁，且内壁镀镍的热防护效果优于内壁镀铬。本节将在此基础上，进一步研究镍镀层厚度对甲烷发动机热防护效果的影响。本节选取了在内壁分别镀有0.02 mm和0.05 mm镍镀层的两种不同方案进行研究。研究结果表明，在推力室内壁面敷设镀层的厚度越大，室壁温度越低，热流密度降低越多，不同镍镀层厚度气壁温度变化曲线和热流密度变化曲线如图5和图6所示。

图5 不同镀层厚度气壁温变化

图6 不同镀层厚度热流密度变化

由图5、图6可以看出，敷设0.05 mm镍镀层方案的推力室铜内壁燃气侧温度及热流密度低于敷设0.02 mm镀层方案，但2种方案的气壁温度和热流密度的差异并不明显，这说明当镀层导热系数较大时，镀层厚度的改变并不能显著改变镀层的热阻，当镀层的导热系数越小时，随着镀层厚度的变化，内壁温度和热流密度的差异越明显。

不同镀层厚度内壁冷却剂侧壁温变化曲线如图7所示。

图7 不同镀层厚度液壁温变化

由图7可以看出，镍镀层厚度越小，液壁温度越高，说明内壁镀层厚度变化对甲烷再生冷却换热的影响规律与推力室内壁厚度对再生冷却换热的影响规律（壁厚增大，燃气侧壁温升高，冷却剂侧壁温降低）不同。随着镀层厚度的增大，推力室内壁燃气侧壁温与冷却剂侧壁温均降低。

不同镍镀层厚度的计算结果如表2所示。

表2 不同镀层厚度计算结果

不同镀层厚度的镍镀层燃气侧壁温变化如图8所示。

图8 不同镀层厚度镍镀层燃气侧壁温变化

由图8可知，燃气温度越高，室壁的受热就越严峻，镀层应越厚，但镀层的隔热效果还与镀层材料的最高允许温度、镀层内外壁最大允许温差以及内壁的热阻等因素有关。研究结果表明，随着镀层厚度的增加，镀层燃气侧温度升高，甚至超过镀层材料的允许温度，导致镀层损坏。因此镀层不宜过厚。

4 结 论

a）采用三维全场求解的方法，对推力室燃气流动区、冷却通道及冷却剂流动区进行流-热耦合计算，研究了甲烷再生冷却身部的换热规律。研究结果表明，甲烷再生冷却推力室喉部室壁温度最高，最易发生结构破坏，是推力室热防护的重点区域。

b）敷设隔热涂层可有效保护推力室喉部，降低室壁温度，减小热流密度，当敷设镍镀层厚度为0.05 mm时，喉部壁温可降低约24%，热流密度减小约20%；敷设0.05 mm铬镀层时，喉部壁温降低约23%，热流密度减小18.7%，镍镀层隔热效果优于铬镀层。

c）随着镍镀层厚度的增大，热流密度减小，推力室内壁燃气侧温度与冷却剂侧温度降低，但镍镀层越厚，镀层燃气侧温度越高，因此也不宜过厚。

[1] 乔桂玉, 王维彬. 可重复使用液氧甲烷发动机技术[C]. 中国航空学会动力分会火箭发动机专业委员会2008年会议论文集, 2008.

[2] Francesco B, et al. Supercritical methane heat transfer modeling in rocket engine cooling channels[R]. AIAA 2013-3995, 2013.

[3] Takao M, et al. Hot-firing test of methane-fueled rocket engine under high altitude condition[R]. AIAA 2013-4056, 2013.

[4] Melcher J C, Morehead R L. Combustion stability characteristics of the project morpheus liquid Oxygen / liquid methane main engine [R]. AIAA 2014-3681, 2014.

[5] Riccius J R, Haidn O J, Zametaev E B. Influence of time dependent effects on the estimated life time of liquid rocket combustion chamber walls[R]. AIAA 2004- 3670, 2004.

[6] Neittaanmaki P, Rossi T, Korotov S, Onate E, Periaux J, Knorzer D, et al. Thermo mech-anical analysis using finite element methods with particular emphasis on rocket combustion chambers[R]. European Congress on Computational Methods in Applied Sciences and Engineering ECCOMAS 2004, 2004.

[7] 刘国球, 等. 液体火箭发动机原理[M]. 北京: 中国宇航出版社, 1993.

[8] Immich H．Thrust chamber technology developments for future launch vehicle liquid rocket engines[R]. AIAA 2001- 3544, 2001．

Effect of Chromium / Nickel Coating on Regenerative Cooling Heat Transfer of Methane Rocket Engine Thrust Chamber

Ji Wei-xin, Sun Ji-guo
(Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing, 100076)

To study the effect of chromium coating and nickel coating on regenerative cooling heat transfer of the LOX/Methane rocket engine thrust chamber, the three-dimensional whole-field analysis method was used to simulate regenerative cooling conjugate heat transfer of a LOX/Methane rocket engine thrust chamber. The results show that, chromium coating or nickel coating can effectively protect the thrust chamber throat, reduce the wall temperature, when the nickel coating thickness is 0.05 mm, throat wall temperature can be reduced by 24.4%, heat flux can be reduced by 20%. When the chromium coating thickness is 0.05 mm, throat wall temperature can be reduced by 23%, heat flux can be reduced by 18.7%. The hot gas wall thermal protection effect of nickel coating is better than chromium coating, and the more coating thickness, the greater the hot gas side wall temperature and coolant side wall temperature decrease, the better the thrust chamber wall thermal protection effects.

LOX/Methane rocket engine; Thrust chamber; Regenerative cooling; Thermal protection

V511

A

1004-7182(2016)05-0105-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20160522

2015-09-21；

2015-10-16

姬威信（1989-），男，助理工程师，主要从事液体火箭发动机推力室热分析方向的研究