（力学专业论文）超燃冲压发动机再生冷却技术研究.pdf

国防科学技术大学研究生院学位论文 第 i 页 摘 要 超燃冲压发动机燃烧室中的温度能轻易超过现有材料的承受温度，热管理系统对长 时间工作的超燃冲压发动机至关重要，采用吸热型碳氢燃料对超燃冲压发动机进行再生 冷却是最有效和实际的方法之一。本文对主动冷却结构设计、吸热型碳氢燃料在冷却流 道内流动与传热过程和主动冷却的超燃冲压发动机应用情况进行了综述。 基于特征数方程建立了吸热型碳氢燃料在超燃冲压发动机再生冷却通道中的一维 计算模型。 通过中国 3 号航空煤油在管道中的传热试验的测量结果验证了一维程序计算 模型的合理性，研究了不同特征数方程和平均温差计算方法对计算结果的影响。 基于超燃冲压发动机再生冷却试验，修正了模型的阻力系数、化学热沉和自然对流 特征数方程，使用修正后的计算模型分析了超燃冲压发动机再生冷却的传热特点。研究 发现：冷却通道长度的 80%中煤油处于超临界状态，60%处于裂解区，通过裂解吸收了 约 30%的热量。另外，由于外壁同空气的传热量是内壁同燃气传热量的 12.6%，因此不 能忽略外壁热损失。 冷却剂在进入超临界态后发生传热强化， 肋片强化传热的作用减小。 热裂解增加了煤油的热沉，提高了冷却能力。 使用经过修正后的程序对不同几何参数的冷却通道和不同的入口条件进行了计算。 研究发现：薄的燃烧室壁和肋片对换热有利，高长宽比冷却通道通过肋片效应改善了热 传导，但仍未完全清楚通道中详细的传热机理。在冷却剂总流量一定的情况下，更多的 通道数和较高的入口压力和温度可以使热流密度的沿程分布更加平缓。 主题词：超燃冲压发动机，再生冷却，吸热型碳氢燃料，超临界，热裂解 国防科学技术大学研究生院学位论文 第 ii 页 abstract for scramjet applications, temperature in the combustor can easily exceed the maximum working temperature of most materials. thermal management becomes a key technique for a successive scramjet operation. regenerative fuel cooling has been considered to be one of the most effective and practical methods for hydrocarbon fueled scramjet applications. the design of active cool structures, flow and heat transfer to endothermic hydrocarbon fuels in coolant channels and development of actively cooled scramjet are reviewed. a one-dimensional numerical model based on semi-empirical correlations has been developed with heat and mass transfer in a cooling channel for supercritical kerosene under pyrolysis. the validation of the model, based on experimental result of heat transfer in a stainless steel tube for china no.3 kerosene is presented. impact of different equation of characteristic numbers and mean temperature difference on the results has been studied. wall temperatures and the fuel temperatures and pressure along the flow path were measured in experimental research of regenerative cooled scramjet. the drag coefficient， chemical heat sink and coefficient of empirical correlations are fixed. heat transfer characteristics of regenerative cooled scramjet are investigated in the experiment. nearly 80 percent of the coolant channels are filled with supercritical kerosene while about 60 percent of it are in thermal crack region. about 30 percent of the heat transfer rate is absorbed by kerosene through thermal crack. furthermore, heat transfer rate between outer-wall and air, which is nearly 12.6 percent the value of that between inner-wall and combustor flow, should not be neglected. heat transfer enhancement was found as the kerosene temperature approaching the critical temperature, but no more benefit of the fin can be found. additional cooling can be obtained by increasing the heat sink capacity of hydrocarbon fuel through thermal cracking. the influences of coolant channels dimension and inlet boundary conditions on the cooling performance are investigated. the result is of significance to the design and manufacture of regenerative cooled channels with less thickness of wall and fin. high aspect ratio cooling channels improve heat transfer by fin effect, however, exact mechanism within channel that lead to improved performance have not been fully revealed. besides, more channels under certain coolant mass flow rate and higher inlet pressure and temperature result in more smooth heat flux distribution along the channel. key words：scramjet, regenerated cooling, endothermic hydrocarbon fuels, supercritical ,thermal crack 国防科学技术大学研究生院学位论文 第 iv 页 表 目 录 表 1.1x p 1 px 马赫数 6 和马赫数 8 发动机燃烧室中的总温和静压 .1 表 3.1 煤油圆管传热试验中圆管几何和入口参数.15 表 3.2 不同 re数范围特征数方程的系数 .16 表 4.1 温度和压力测点的位置.21 表 5.1 不同截面参数的冷却通道.33 国防科学技术大学研究生院学位论文 第 v 页 图 目 录 图 1.1 插脚和凹部混合结构28.2 图 1.2 圆柱形肋排结构29.2 图 1.3 不同 re数范围下的特征数方程42.3 图 2.1 冷却通道示意图.6 图 2.2 计算单元示意图.6 图 2.3 燃气的物性.11 图 2.4 高温合金的导热系数.11 图 2.5 高温合金的热扩散率.11 图 2.6 煤油的密度.12 图 2.7 煤油的定压比热.12 图 2.8 煤油的导热系数.12 图 2.9 煤油的动力粘度.12 图 2.10 燃料热沉及等效比热随温度的变化.13 图 2.11 冷却剂的转化率.13 图 2.12 空气的物性.13 图 2. 13 耦合传热问题的分解 .14 图 2. 14 计算流程示意图 .14 图 3.1 圆管示意图.16 图 3.2 针对圆管的计算单元示意图.16 图 3.3 试验测量值和不同特征数方程系数计算的煤油温度.17 图 3.4 不同特征数方程系数计算的 nu数.17 图 3.5 使用对数平均温度、不同特征数方程系数计算的煤油温度.18 图 3.6 使用对数平均温度、不同判断收敛的相对误差计算的煤油温度.18 图 3.7 使用算术平均温度、不同判断收敛的相对误差计算的煤油温度.18 图 3.8 使用对数平均温度、不同网格数密度计算的煤油温度.19 图 3.9 使用算术平均温度、不同网格数计算的煤油温度.19 图 4.1 再生冷却试验中煤油压力、温度和燃烧室外壁温度测量示意图.20 图 4.2 不同压力测点的压力随时间的变化.22 图 4.3 不同煤油温度测点的温度随时间的变化.22 图 4.4 不同外壁温度测点的温度随时间的变化.22 图 4.5 阻力系数修正前计算的压力同试验测量值的比较.23 国防科学技术大学研究生院学位论文 第 vi 页 图 4.6 阻力系数修正后计算的压力同试验测量值的比较.23 图 4.7 化学热沉修正前计算的煤油温度同试验测量值的比较.24 图 4.8 化学热沉修正前计算的煤油 re数.24 图 4.9 化学热沉修正后计算的煤油温度同试验测量值的比较.24 图 4.10 最大裂解率修正前后煤油的裂解率的沿程分布.24 图 4.11 外壁热损失修正前计算的外壁温度同试验测量值的比较.25 图 4.12 不同外壁黑度计算的外壁温分布的局部放大.25 图 4.13 自然对流特征数方程修正后计算的外壁温度同试验测量值的比较.25 图 4.14 自然对流特征数方程修正后计算的 gr数.25 图 4.15 传热模型修正后计算的第二次试验工的煤油压力沿程分布与试验测量值的比较 .26 图 4.16 传热模型修正后计算的第二次试验工的煤油温度沿程分布与试验测量值的比较 .26 图 4.17 传热模型修正后计算的第三次试验工的外壁温度沿程分布与试验测量值的比较 .26 图 4.18 传热模型修正后计算的煤油裂解率与温度分布.27 图 4.19 传热模型修正后计算的煤油物理与化学吸热的热流密度占传入内壁热流密度的 比例分布.27 图 4.20 传热模型修正后计算的外壁同空气自然对流、 辐射和总热流密度占传入内壁热流 密度的比例分布.28 图 4.21 传热模型修正后计算的特征数分布.28 图 4.22 分段线性物性模型与拟合物性模型计算的压力比较.29 图 4.23 分段线性物性模型与拟合物性模型计算的煤油温度比较.29 图 4.24 分段线性模型与常物性模型的煤油密度比较.29 图 4.25 分段线性模型与常物性模型的煤油定压比热比较.29 图 4.26 分段线性模型与常物性模型的煤油导热系数比较.29 图 4.27 分段线性模型与常物性模型的煤油动力粘性系数比较.29 图 4.28 分段线性模型与常物性模型计算的压力比较.30 图 4.29 分段线性模型与常物性模型计算的煤油温度比较.30 图 4.30 分段线性模型与常物性模型计算的煤油流速对比.30 图 4.31 分段线性模型与常物性模型计算的煤油 re数比较.30 图 4.32 分段线性模型与常物性模型计算的煤油 pr数比较.31 图 4.33 分段线性模型与常物性模型计算的 nu数比较 .31 图 4.34 分段线性模型与常物性模型计算的肋片总效率比较.31 国防科学技术大学研究生院学位论文 第 vii 页 图 4.35 分段线性模型与常物性模型计算的冷却通道 bi数比较.31 图 5.1 不同燃烧室内壁厚计算的压力比较.34 图 5.2 不同燃烧室内壁厚计算的煤油温度比较.34 图 5.3 不同燃烧室内壁厚计算的燃烧室内壁燃气侧壁温比较.34 图 5.4 不同燃烧室内壁厚计算的传入燃烧室内壁的热流密度比较.34 图 5.5 不同燃烧室外壁厚计算的压力比较的局部放大.35 图 5.6 不同燃烧室外壁厚计算的煤油温度比较的局部放大.35 图 5.7 不同燃烧室外壁厚计算的燃烧室外壁空气侧温度比较的局部放大.35 图 5.8 不同燃烧室外壁厚计算的传出燃烧室外壁的热流密度比较的局部放大.35 图 5.9 不同肋片厚计算的压力比较.36 图 5.10 不同肋片厚计算的煤油温度比较.36 图 5.11 不同肋片厚计算的 bi数比较.36 图 5.12 不同肋片厚计算的传入燃烧室内壁的热流密度比较.36 图 5.13 不同高宽比计算的压力比较.37 图 5.14 不同高宽比计算的煤油温度比较.37 图 5.15 不同高宽比计算的传入燃烧室内壁的热流密度比较.37 图 5.16 不同高宽比计算的 bi比较.37 图 5.17 不同高宽比计算的传入燃烧室内壁的热流密度比较的局部放大.37 图 5.18 不同高宽比计算的 bi比较的局部放大.37 图 5.19 相同肋片相对厚，不同高宽比计算的压力比较的局部放大.38 图 5.20 相同肋片相对厚，不同高宽比计算的煤油温度比较的局部放大.38 图 5.21 相同肋片相对厚，不同高宽比计算的传入燃烧室内壁的热流密度比较.38 图 5.22 相同肋片相对厚，不同高宽比计算的 bi数比较.38 图 5.23 相同煤油总流量、不同通道数计算的压力比较.39 图 5.24 相同煤油总流量、不同通道数计算的煤油温度比较.39 图 5.25 相同煤油总流量、不同通道数计算的传入燃烧室内壁热流密度的比较.39 图 5.26 相同煤油总流量、不同通道数计算的 bi数比较.39 图 5.27 不同煤油入口温度计算的压力比较.40 图 5.28 不同煤油入口温度计算的温度比较.40 图 5.29 不同煤油入口温度计算的传入燃烧室内壁热流密度的比较.40 图 5.30 不同煤油入口温度计算的煤油定压比热比较.40 图 5.31 不同煤油入口压力计算的压力比较.41 图 5.32 不同煤油入口压力计算的煤油温度比较.41 图 5.33 不同煤油入口压力计算的传入燃烧室内壁热密度的比较.41 国防科学技术大学研究生院学位论文 第 viii 页 图 5.34 不同煤油入口压力计算的煤油同壁面对流传热的 nu数比较.41 图 5.35 不同煤油入口压力计算的煤油 re数比较.41 图 5.36 不同煤油入口压力计算的煤油 pr数比较.41 国防科学技术大学研究生院学位论文 第 1 页 第一章 绪 论 1.1 研究工作的工程背景与意义研究工作的工程背景与意义 超燃冲压发动机在高超声速飞行过程中会面临恶劣的热环境， x 表 1.1 x 给出了ma=6 和 ma=8 时导弹发动机燃烧室中的总温和静压 x p 1 px 。 燃烧室壁的传热会由于高温燃气高速流动而 强化，据估计，nasa-langley与机身进行一体化设计的冲压发动机燃烧室内，峰值热流可 以达到 7-8mw/；超燃冲压发动机内部的复杂激波波系、燃烧脉动和燃烧振荡导致壁面 的换热条件变化很大，这样恶劣的条件很容易使燃烧室局部热流密度过大，局部壁面温度 过高，很短的时间内燃烧室壁面就可能烧毁 x p 2 px 。因此对于需要长时间工作的超燃冲压发动 机而言，热管理系统十分重要。 表 1.1 x p 1 px 马赫数 6 和马赫数 8 发动机燃烧室中的总温和静压 飞行条件 燃烧室最大压力位置燃烧室最大温度位置 巡航马赫数 动压/(pa)p b max b /(pa)t b total b /(k)p b local b /(pa)t b total b /(k) 6 8 71820 71820 301650 196310 2500 3050 67032 52668 2700 3100 采用吸热型碳氢燃料对超燃冲压发动机进行主动冷却具有重要的应用前景。与液氢相 比，吸热型碳氢燃料具有能量密度较高、无需低温贮存、经济、安全和供应方便的优点 x p 3 px ， 从而减小了飞行器的起飞准备时间和发射地面的后勤准备时间 x p 4 px 。 在主动冷却系统中，燃料在喷入燃烧室前通过需冷却部件壁面的冷却通道，通过物理 吸热和化学反应吸热带走壁面的热量。在此过程中，燃料的状态随着发动机工作环境的变 化而改变。在较低的马赫数下，由于燃料吸收的热量很小，燃料仍然保持液态。随着飞行 马赫数的增加，吸收的热量也增加，而发动机冷却通道的典型压力约为 3-7mpa，高于大多 数碳氢燃料的临界压力，燃料进入超临界状态，超临界状态下燃料的热传导会增强已被许 多文献所证实 px 5 x - x 7 xp 。当飞行马赫数继续增大，当燃料的温度充分高，将会发生化学吸热反 应（热裂解）而吸收大量的热并分解为更易燃烧的产物(如乙烯和氢)，超临界状态的燃料 喷射混合更加均匀 x p 8 px ，与液态燃料相比具有更高的燃烧效率 x p 9 px 。 1.2 超燃冲压发动机主动冷却结构设计超燃冲压发动机主动冷却结构设计 1.2.1 冷却流道设计 主动冷却结构设计涉及流固热耦合问题。主动冷却结构包括常规矩形冷却通道、大高 国防科学技术大学研究生院学位论文 第 2 页 宽比冷却通道（harcc）、人工粗糙度、pins and dimples和圆柱肋排。目前国外建立了 结合试验研究的若干热分析计算研究程序，例如m.h. naraghi px 10 xx 11 xp 建立的计算程序rte； 应用于nasp的飞行器综合热管理分析程序vitmac x p 12 px ； 法国mbda的一维nancy程序 x p 13 px 和onera发展的mosar程序 x p 14 px 。国内也就超燃冲压发动机再生冷却的传热过程建立了数 学模型，对再生冷却通道的几何参数对换热的影响进行了分析并同实验结果进行了对比分 析 px 15 x - x 22 xp 。 对于矩形冷却通道，薄壁厚、大高宽比能取得较好的冷却效果，但需要同时考虑热应 力以保证结构强度 px 16 xx 23 xp 。 哈尔滨工业大学的鲍文 x p 24 px 提出的等壁温原则在满足超燃冲压发动 机冷却用燃料与燃烧用燃料相匹配的要求下对冷却结构的设计具有启示性。 大高宽比冷却通道（harcc）是一种特殊的矩形冷却通道，它通过肋片效应改进了热 传导，带来了降低冷却通道中压降的好处 x p 25 px ，对它进行优化的前提是对冷却通道中的流场 细节的掌握。然而，测量区域的极端环境和小的截面使得实验测量难以提供流场细节，而 高雷诺数和冷却剂在超临界状态复杂的性质是对流场细节进行数值模拟的难点。purdue大 学进行了一系列的实验和数值模拟，使用“自适应笛卡尔网格查表程序”来计算冷却剂的 物性，非线性的k-模型可以对通道中超临界流体的二次流进行成功的展示 px 25 x - x 27 xp 。 除矩形冷却通道外，还有对人工粗糙度 x p 23 px 、插脚和凹部的混合结构 x p 28 px 与圆柱形肋排结 构的设计和优化 px 29 xx 30 xp 。 x 图 1.1 和 x 图 1.2 x 展示了插脚和凹部的混合结构和肋排结构。 图 1.1 插脚和凹部混合结构28 图 1.2 圆柱形肋排结构29 研究表明：人工粗糙度凸台可以强化流体扰动，降低流体的层流底层厚度，从而降低 流体与壁面间的热阻使得换热增强；插脚和凹部的混合结构构能形成沿插脚的二次流，起 到强化换热的效果，同时造成的压力损失较小，制造方便且减轻了换热结构的重量；而流 体在圆柱形肋排的内部运动的稳定性优于矩形直通道路线。 1.2.2 耐高温材料与加工工艺 考虑到超燃冲压发动机燃烧室的恶劣环境，壁面材料一般采用耐高温和抗腐蚀的镍基 合金, 针对金属材料，目前冷却通道的制造采用蚀刻和机械加工两种方法，电化学技术可 以替代传统的三氯化铁蚀刻溶液对镍基耐热合金进行蚀刻，但蚀刻过程中板上电流不均匀 国防科学技术大学研究生院学位论文 第 3 页 将导致蚀刻板边缘的通道比中心区域的深，还发现蚀刻过程中通道的角有变圆的趋势 px 31 xx 32 xp 。另外，常采用矩形截面的超燃冲压发动机的零部件多为板状。四槽隔离焊接循环冷 却的方法 x p 33 px 可以解决钎焊造成的大平板变形问题。 与金属材料相比，超燃冲压发动机燃烧室使用复合材料（目前有c/c和c/sic两种）主 动冷却部件可减轻系统质量，降低结构复杂性，基于耐高温复合材料的复合主动冷却结构 是一种极具应用潜力的解决方案 px 34 xx 35 xp ，这种结构的加工采用编织机进行。法国、德国、美 国、日本等相继开展了复合材料部件的开发验证工作，包括美国与法国合作的先进复合材 料燃烧室（ac3p）计划、法国与德国合作的ptah-socar计划。文献 x p 36 px 对这些计划的内 容进行了综述。 1.3 超燃冲压发动机冷却流道内流动与传热过程超燃冲压发动机冷却流道内流动与传热过程 1.3.1 碳氢燃料在超临界状态下的热物性 物质在超临界状态具有像液体一样的密度、像气体一样的输运性质和充分大的溶解 性。碳氢燃料作为一种复杂的混合物，可采用替代燃料法和广义对应状态法则对其物性进 行研究 x p 37 px 。目前已有数据库用于混合物物性的计算 px 38 xx 39 xp ，文献 xp 40 px 给出气液物性的估算方 法，krishnan x p 41 px 等将其整合到cfd-ace中，初步的验证研究表明，该模型能预测作为温度 和压力函数的输运性质的量级和趋势。 由于燃料的物性在其临界点附近变化剧烈，传统的对流换热特征数方程（如 dittus-boelter公式）会无效，使得对冷却通道中的换热分析变得困难。文献 x 42 x 研究发现： 广泛使用的热传导关系式中nu数随着温度的升高受re数的影响较大，低re数（45000）对应处于超临界状态的煤油，如图 1.3 x 所示，在这 两个区域中均拟合出特征数方程的系数， 但在临界点附近存在的过渡区 （25000内壁 冷却剂侧温度t b dcw b 冷却剂的平均温度t b c b 外壁冷却剂侧温度t b ucw b 外壁空气侧温度t b ugw b 空 气温度t b ug b ，确保解的收敛和合理。 2.4 小结小结 针对矩形多通道冷却结构建立了包含燃烧室外壁热损失的一维耦合传热的模型。通过 使用分段三次艾米特插值拟合不同压力下煤油物性随温度的变化曲线和燃气、燃烧室壁面 材料、空气的物性随温度的变化曲线，建立了燃气、煤油、空气和高温合金的物性模型。 建立了独立的煤油裂解模型，对于超燃冲压发动机再生冷却问题，由于煤油在冷却通道中 滞留时间较短，将与温度和滞留时间有关的燃料的转化率简化为只是温度的函数。使用弦 截法和在每个迭代步中保证从燃气到空气温度递减来确保迭代得到收敛合理的解。 国防科学技术大学研究生院学位论文 第 15 页 第三章 超临界煤油在圆管中传热的计算验证 建立了超燃冲压发动机再生冷却一维模型后，有两个问题需要解决。一是冷却剂同壁 面对流传热特征数方程系数的选取方式。这是因为在恶劣的热环境下，吸热型碳氢燃料的 物性在进入超临界态和裂解态时发生巨大变化，使得单一的准则数关系无法保证在宽的温 度和压力范围内均能求得准确的结果 x p 42 px 。二是平均温差计算方法的选择。这是因为用于换 热器计算的对数平均温差和算术平均温差在用于计算超燃冲压发动机再生冷却剂问题时 所作的假设 x p 64 px 会由于冷却剂物性的剧烈变化不再成立，另外，对数平均温差中涉及的对数 运算可能导致迭代的失败。 为了验证计算模型是否合理并解决上述问题， 首先， 修改了原有计算模型以匹配试验。 其次，在使用算术平均温差的情况下，使用不同特征数方程进行了计算并同试验测量值进 行比较，研究了特征数方程的选取对结果的影响。最后，在分别使用对数平均温差和算术 平均温差的情况下，分别研究了判断收敛的相对误差和网格数对计算结果的影响。 3.1 计算对象计算对象 在所调研的关于超临界煤油传热特点的文献中，中科院力学所仲峰泉等 x p 42 px 进行的研究 具有典型性。通过包覆在不锈钢管壁上的加热带对管壁进行加热和保温，分别通过伸入不 锈钢管道中和同一位置上焊接在管道外壁的热电偶测量了煤油和管壁的沿程温度分布。试 验中的几何参数和管道入口参数如 x 表3.1。 表 3.1 煤油圆管传热试验中圆管几何和入口参数 内径d b in b /(m) 外径d b out b /(m) 长 l/(m) 温度t b c0 b /(k) 压力p b c0 b /(mpa) 流量g b c b /(kg/s) 0.012 0.016 20 460 3.0 0.026 为了使计算模型与试验匹配，通过将矩形通道的传热模型更改为圆管，并将边界条件 更改为外壁给定温度，由于管壁外包覆加热带，热损失很小，认为传入管壁的热量全部被 煤油吸收。 试验使用如 x 图3.1所示的不锈钢圆管，几何参数为：内径d b in b ，外径d b out b 和通道长l 。 外壁面给定温度边界条件，即为试验测得的外壁温t b out b ，由于管道包覆加热带进行保温，因 此认为热量全部被冷却剂吸收。传热过程包含管壁的热传导和冷却剂在管道中的对流传 热。 国防科学技术大学研究生院学位论文 第 16 页 图 3.1 圆管示意图 tout tc1p1z1 tc2p2z2tcp tin t tc1p1z1 tc2p2z2tcp t tout tc1p1z1 tc2p2z2tcp tin t tc1p1z1 tc2p2z2tcp t 图 3.2 针对圆管的计算单元示意图 其中圆管内部的热传导的热流量表示为： 1 ln 2 outin out in wt tt q k xd d = (3.1) 管壁和冷却剂的对流传热的热流量表示为： () inincwc qh dx tt= (3.2) 式中的对流换热系数h由 x (2.12) x 式确定。 冷却剂的吸热由 x (2.22) x - x (2.24) x 式确定。 在求解时，先假设计算单元的冷却剂平均温度t b c b ，对于壁面，联立 x (3.1) xx (3.2) x 式对内壁 面温度t b in b 迭代求解，得到传入管壁的热流量q b wt b ，即为冷却剂吸收的热流量，结合迭代出的 内壁温即可对冷却剂平均温度进行迭代求解。 文献 x 42 x 指出，中国3号航空煤油的对流传热受re数影响很大，根据不同状态下对应 的re数变化的范围分为两个区，每个区对应不同特征数方程的系数，对于煤油处于液态的 区域（一区）和处于