（航空宇航推进理论与工程专业论文）超燃冲压发动机燃烧室再生冷却研究.pdf

西北工业大学硬士学位论文 摘要 褥生冷却技术爨超燃冲压发动机燃烧室熬髓栌的关键拽零。瑶前国内辩姚技 术威月l 于超燃冲压缴动机的理论朝试验嚣方面部米见报道。潮绕超燃狰嚣缴动机 燃烧擞瓣生冷却开展较深入的理论分析、计算和试验研究，具霄重要的理论懑义 移王耩债壤。 零文第一章奔绣了踅爨捧嚣发动辍爨巍囊热环境器对发动辊燃浇室袋戳舞 生冷却的必要缝，橱究了超燃冲服发动机再聋：冷却技术的发腮和现状，并介缁了 本文的研究内容。 为了初步了觯越燃冲压发动机再生冷却倦热的基本特征，第二章建立r 怒燃 渖鹾发麓瓤霉垒冷帮豹一缝铸熬数避漠整，采瘸? 准则关系式攘逑燃气绷秘冷龆 剩溅瀚瓣灌羧燕，袋瘸了筠讫的燃气秘缝模黧，并对祷瑟辩辩、睾于罄零褒鞫冷帮 射流激进杼了参数麟究。 篇三章研究了用参考焓法描述了从燃气剿黩的对流换熟，冷却刹侧则猩原米 准则荧系式瓣蒸础土撅了进口效威、冷帮逶瀵辍糙度影响、耪性影嚼镰黔修芷。 嚣耀灏海簸窆攥潮缀努浏耋续莱，绘爨了一套芏疆上霹蠲戆越虢赛篷鸯t i i i 鸯魅 空煤油物裢靛解擀寝达式。在逸熙基础上，对谶蹙二维导热控黼徽分方程采精热 平餐法离散，建立丁一套用于超燃冲压发动机燃燧室再生冷却的准兰维热分析计 算工其，并进行了算捌验证。 第蹲搴赣第三鬻建立豹超燃狰疆发动掘热分辑计算工爨避簿了奚俸魏露耀， 鬏攒惩瓣狰蓬发动鞔裁缮鞫试验驰靛悫纛条侉，计薄了邃臻羚篷发动瓤在冷溅窝 熟漶试验条件下用水和煤油作冷却j i l i 的再生冷却结构的熟燮抉特性，并和翰应 的试簸数据进彳亍了h ：较。其中利用了超燃冲压发动机三维内流场计冀平台 一a h l 3 d 的计算流霸作为输入条件。 繁蠢章裁雳熬努掇计算王其，赞霹再生冷帮绫掇孛耢鞲瓣选择楚聪耱辩、 两壤缭擒耪糕翻涂联溺死缳尺寸( 树痿厚度、舫片厚度、冷帮通道宽凌秘鬻凌) 进彳亍了研究。 遇谶本文围绕浓来先进推进累统超燃冲压发动机燃烧室再生冷却绪梅 的磷究，发展了热转褥计算方法，秘疹建立了冷却通道的设计方法和工具。 关键掌：越燃冲压发动机，再生冷却，试验，计算工舆 受! ! 兰些查堂堡主堂堡搜壅笪幽 a b s t r a c t r e g e n e r a t i v ec o o l i n gt e c h n o l o g yi so n eo ft h ek e yt e c h n o l o g i e st ot h e r m a l l y p r o t e c ts c r a m j e tc h a m b e nt ot h ea u t h o r sk n o w l e d g e ，n od o m e s t i cr e p o r t sw e r ef o u n d a b o u tt h i st e c h n o l o g ya p p l i e dt os c r a m j e t 。s ot h e r ei si m p o r t a n tt h e o r ys i 蜘i f i c a n c e a n d # n g i 粼嘲m e r i t t os t u d yr e g e n e r a t i v e l yc o o l e ds c r a m j e ti nd e p t h ， i nt h ef i r s tc h a p t e r ，t h et h e r m a le n v i r o n m e n to fs c r a m j e ta n dt h ei n e v i t a b l i l i t yo f r e g e n e m t i v e l yc o o l e ds c r a m j e t ，t h eh i s t o r ya n ds t a t e o fa r to ft h es t u d i e so n r e g e 岫e r a t i v e l yc o o l e ds c r a m j e ta n dr e g e n e r a t i v ec o o l i n gt e c h n o i o g yw e r ed e s c r i b e d 、c o m p r e h e n s i v e 歉t h r o u g ht h i sm a t e r i a lo n ec o u l ds e t u pa no v e r a t li m p r e s s k mo f t h e s t u d yc , o n t n ta n dt h es t u d ym e t h o d 。 i no r d e rt oi n v e s t i g a t et h eb a s i ch e a tt r a r t s f e rc h a r a c t e r i s t i c so fr e g e n e r a t i v e l y c o o l e ds c 黼n j e t , i nt h es e c o n dc h a p t e r o n ed i m e n s i o n a lh e a tt r a n s f e rm o d e lo f r e g e n e r a t i v e l yc o o l e ds c r a m j e tw a sd e v e l o p e d i nt h i sm o d e l n - rc o r r e l a t i o n sw e r e u s e dt o 磊鞠辩f l 沁h o tg a s - s i d ea n dc o o l a n t - s i d ec o n v e c t i o nh e a tt r a n s f e r s i r a p i em o d e l o f g a sp r o p e r t mw a s 盛l s ou s e d t h ep a m n m t r i cs t u d i e so nt h ee f f e 雌o f f i n e rm a t e r i a l 1 i n e r t t l i c k n e s sa n dc o o l a n tm a s sf l o wr a t ew e r ec o n d u c t e d i nt h et h i r dc h a p t e r , t h er e f e r e n c ee n t h a l p ym e t h o dw a su s e dt od e s c r i b et h e c o n v e c t i o nh e a t 静a n s f e rf r o mg a st ow a l l 。b a s i n go nt h en 藏e o r r e l a t i o n 。s e v e r a l c o r r e l a t i o n sw e r ea d d e dt oc o n s i d e rt h ee f f e c t so nh e a tt r a n s f e r # o e 嫣e l e 圭i n c l 穗i n g t h ee n t r a l l e 地e f f e c t , c o o l i n gc h a n n e lr o u g h n e s s ，f l u i dp r o p e r t yv a r i a t i o na n ds oo n t h e r l n 8 lb a l a n c 世m e t h o dw a su s e dt og e tt h ed i s c r e t ee q u a t i o nf o r t h et w od i m e n s i o n a l c o n d u c t i o no fw a l l 。o n es e to fa n a l y t i c a le x p r e s s i o n sf o rd o m t ；s t i ca v i a t i o nk e r o s 尊n e p r o p e r t i e sw a sg i v e nb a s i n go i lt h ec o m p o s i t i o nm e a s u r e m e n t 攒h i t 羹瑚st h et h e t - m a l e v a l u a t i o nt o o lw a ss e tu d t h 铺o n ee 墩w a sc o m p a r e dw i t ho t h e rt e s td a t ao r c o m p u t a t i o n a ld a t a f i n a l l y , t h ea p p l i c a t i o na r e a sw e r ec o m p a r e db e t w e a nt h em e t h o d s i n h i sc h a p t e ra n dt h es e c o n dc h a p m r i nt h ef o u r t hc h a p t e r , t h et h e r m 蝴e v a l u a t i o nt o o lw a sa p p l i e d 姆a n a l y z et h ec o l d f l o wa n dh o tf t o ws c r a m j e te x p e r i m e n t s + i nw h i c ht h ec o o l a n tw a sw a t e ra n dk e r o s e n e 。 7 备ec d c u l e t i o n a ld a t aw a sc o m p m e dw i t ht h ee x p e r i m e n t a ld a t a 1 nt h e 倒e h a p t e gt h et h e l m a l0 v a l u a t i o nt o o lw a sa p p l i e dt op a r a m e t r i cs t u c l i e s o nt h ee f f e c t so fm a t e r i a lc h o i c e ( 1 i n e rm a t e r i a l 。c l o s e o u tm a t e r i a la n dc o a tm a t e r i a l ) a n dg e o m e t r y ( 1 i n e rt h i c k n e s s ，f i nt h i c k n e s s ，c o o l i n gc h a n n e lw i d t ha n dh e i g h o t h r o u g ht h es t u d i e s o nt h er e g e n e r a t i v e l yc o o l e ds o r a m j e t 潮o f t o m o r r o w sa d v a n c e dp r o p u l s i o ns y s t e mo ft h i sp a p e r , o n e 也e r m a le v a i e a t i o ni o e l w a sd e v e l o p e d t h i sd i s s e r t a t i o np r o v i d e dt h en e c e s s a r ym e a n sf o rt h ed e s i 辨o f r e g e n e r a t i v ec o o l i n gc h a n n e l so f t h es c r a m j e t k e yw o r d s ：瓣l m m | e t , r e g e n e r a t i v ee o o l i n g , t d l t s , a n dt h e r m a le v a l u a t i o n i 壁! ! 三些奎堂塑主堂焦鲨塞 苎二皇塑堡 1 i 研究背景 第一章绪论 高超声速飞行器是二十一世纪世界航空航天事业发展的一个主要方向。在未 来钧军事、政治和经济中将发挥重要的战略作用。为发展高超声速武器，世界备 航空航天大嚣多年来从未间断过对高超声速技术( 推进和机体雕进一体化) 的研 究，并制定了各自的高超声速研究计划。在这些研究计划中，作为高越声速飞行 器技术核心之一的超燃冲压发动枫( s c r a m j e t ) 的研究占有搬其重簧的地位。 榜料和热结构是超燃冲压发动机技术要解决的关键技术之一。随着马赫数增 加技术阕惩的难度也在增加。比如，来流空气的滞止温度，在马赫数聿时大约为 8 6 0 k t 到了马赫数6 大约是1 6 4 0 k ，而到了马赫数8 大约就是2 5 8 0 k 。发动机 内燃烧后的气体溢度更高，在马赫数4 、6 、b 分别约为2 5 0 0 k 、2 7 0 0 k 、3 1 0 0 k 。 图l 表示了飞行动压和空气总溢髓马赫数的变化。 t 懒_ i i i 埔自 图i - l 飞行动压和空气总温随马赫数的变化【l 】 飞行条件燃烧室最大压力使置 燃烧室最太温度位鼍 巡航马赫数 动压( p a )p m a x ( p a )t t o t a l ( k )p l o 鼬l ( p a ) t t o t 擅l ( k ) 67 1 8 2 03 0 1 6 5 02 5 6 7 0 3 22 7 87 1 8 2 01 9 6 3 1 03 0 5 0 5 2 6 6 83 1 要j e 工些拦硕士学位论文 第一章 绪论 表l - l 绘遗了马赫数6 帮骂赫数8 导弹发黎糗燃烧室中戆憨瀑魏静压。瑟夏 看岛，离超声速飞行巾飞行器和发动机蘑耍承受酌热环境是菲常恶劣豹。在这榉 恶劣的热环境下，特别是在燃烧室热环境下，现有的材料在没脊被冷却的情况下 是无法憾时间工作的，图2 充分说明了这一点。 圈1 - 2 鬟骞冷帮翡燃浇室鳖嚣瀑袭篷马赫数静变钯移霹选臻静瓣耩强 传统的喷气式发渤机，可以通过矾扇或者援气枫用空气来冷却发动机。慰超 燃冲压发动机来说，豳于高速气流滞止后的气体温度非常高，所以来流空气不能 用来冷却发动机结构1 3 j 。比如当飞行玛赫数4 时，气体滞止濑度大约4 2 倍乎静 遂，这榉震子冷帮戆窆气温痊将不低予6 5 0 。 靛天飞撬黥丈多敲涟风表瑟在褥入辩受到了籀当离静熬载蘅，蠹缝燕瓦避静 热保护。尽管这些黼热瓦从安全的角度看在工作期限内是可靠朗，但它们很容易 碎和由于雨、雪等天气很容易被损坏，而且它们也需要经常的嫩新喷涂和维护， 因两在快速反应的簧求下不适合。嬲此赡热嚣这样灼防热系统不能甩于超燃冲压 发硗掇爨魏室f 2 l 。 烧饿橱辩熬臻螬匈烧蚀( 翮落) 以及这静过稳对于超音遮燃德过程鹣彰嫡， 使得烧蚀涂层也不糕用于超燃冲疆发动机燃烧室刚。 热沉式的超燃冲聪发动机用实心的铜或者不锈钢壁来吸热，但这种结构甑予 它的黧爨大和运行时闽报短，将窀糟予持续的飞静显然是不切实际的1 4 l 。 褥囊冷帮已经鸯一蠢多年豹援变。器生冷鼙饕免座爰予火餐发璎辍接秀整， 它的定义就是滚镩燃料或者氧化瓤在燃烧室壁内的冷却通道中流动吸熟扶掰把 燃烧室髓的温度降低鬻材料允许的温度，由t s i o l k o v s k y 在1 9 0 3 年首先提出。荧 国航天飞机主发动机( s s m e ) ，采用的是再生冷击口方案，其中冷却剂是液氢燃料。 久嚣发凌掇孬生冷帮审豹冷舔趔：i 丕露碳氡燃凝，囊土整纪辩每我起，碳餐燃凝 酾霉生冷却发动枫就寝荚嚣发展了。最耪使瑗静穰氢燃精有汽酒、酒精彝簸象燃 油( j p 4 , j p 5 ) ，但怒这些碳氢燃料都有非常聪擞的缺点。后来发展了专门的碳 氢燃料一火箭发动帆攘进剂1 ( r o c k e tp r o p e l l a n t - 1 ，r p 一1 ) p j 。 卷n a s p 计划中，发展了用液辍燃车l 来冷击| ： 趣燃冲压发动机结构的方法州。 麦予羰爨燃糕魄滚鬣雯套耪德毒，薅基酸氨燃耱魄滚氢在飞露蘩搏下受察舞捺佟 西北工业炎学疆士学位论文 第一章堵豫 襄夔安垒，毽露葳葱襄了用骧氢燃瓣寒律为超燃坤盔发动枫鹣燃鞍，潋漫壤簇蠹 燃辩采对孽燮种压发动枫结构进纷捧生冷却。下蔼就简单奔韬下镤巍赣糕趣燃 冲压发动机的再生冷却涟程以及发动机本身的工忭过程。 壤1 3 越燃跨压震动桩工律示意翔陬 对予禳氯燃辩爨燃；串垂发动巍，端辩赫须戮汽纯蠹孽状卷送入絷l 巍童，送撵霹 融使它和气流更容棼巍分棍合和燃烧。液体燃料( 辨- 7 然后遗蛭结椽内部刘发动机的尾部。当燃油通过非常 时。宅冷却了盘属鲢构。金属结构晦部的通道涂上t 催化捌，鼬燃蟪航船榴碾收 藏酵，燃渣陶瀑舞鼹蠖壤纯 f l | 鞋嚷熟菠应的方式裂解燃渣。瓣油袋簿壤燕豢瓣受 轻镌凝氯燃瓣疆势；藏氢，乙爝，甲靛等。这个过程使褥燃油奄戚了蘩饕潞瓣烧 的壤毋的同时，燃油义从超燃冲鹾发动机结掏中暇收了大量的热垂。在裳渤帆鲼 构韵熙雄，裂解的燃油被收集起来，然后霞注到翘燃冲压发动帆燃嶷璧中，戢超 啻建燃烧。燃烧羼通过喷管膨胀，从褥产生了受的净攘力。爨3 摘蝰了越燃狰厩 发动瓤黪工捧蓬i 擎”。 。 对千碳甄燃辩翘燃冲匿发动机，燃料的嚷热性在冷却系统爨起了转常蓑键钓 作用，但受碳氢燃料的热容能力限制和结炭影响，所以这样的发动机，燕筏纳最 太运行速发将受到腑恻，马赫数8 聊能代表了碳甄燃料的使用上限。缓炭静产生 会减小燃淫鞑维穗的冷却能力，弗霹髓壤塞冷却逢邀和燃油磺鞠。结嶷翳碳基燃 辩主韵狰蠲蔫统躺彀诗蔗一个难蘧，窿尽量避受精疑在洚颦遴迸中产生+ 如阐4 所示，使用空气和辎射冷却的发动机燃烧室结构，柱马赫蘩聿到的 范围。冷却后的温度囊化从2 1 0 0 f 列3 0 0 0 下( 约合1 4 2 i k 劐1 9 2 隈 ；面使用 燃油再生冷却发动机燃烧室结构，避过燃油的碾热反应，在马赫散6 到8 王馋蘩 转下，镶鞫短痰耨控翻在太缝1 3 0 0 f 裂1 5 0 0 f ( 绞食9 7 7 k 剿l 髓s k ) t 在低予 马赫致6 豹播况下，燃油尽管没有孵显整生暇热爱瘟，毽结秘撼度可熊会受低些 【l l ，由此可见，对越燃冲压发动机燃烧室选择再擞冷却结构魑搬宥潦为的。 婴使碳氢燃料超燃冲压发动机技术成功，在蝻构、材料署日热管理方面嚼对许 多的技术携竣：设计昀结构和选用纳犍瓣要能够承受发动辊滚动的恶劣条转t 游 要笈袋整令爱魂氍臻镜靛熬管理蠢法班爰发袋簧好鹣熬池和撼灌露魏裁镬褥燃 1 2 研究遴展 图1 4 发动机较热部分的结构温度要求1 1 1 开始于1 9 9 5 年的h y t c c h 计划，最初主要是研究超燃冲压发动机技术和飞 行器枫身技术豹。计划开始后不久，经重新调整把有限的嶷金专f 用于超燃冲压 发动机技术的研究。髓着h y t e c h 计划的发展，美国空军在地面试验了碳氢燃料 超燃冲压发动机。空军的s e d 计划，计划进行单个澍定几何h y t h 发动帆豹飞 行试验。n a s a 的x - - 4 3 c 计划，计划进行三个变几何h y t e c h 发动机模块的飞行 试验e 这两个计划的发动机，其前身是美嗣空军h y t e c h 计划的碳氨燃瓣趣燃冲 压熊动机。h y t o c h 发动机飞行演示特剐关键韵地方是在巡航飞行中用了再生冷 却发动机结构以及碳氢燃料的以吸热循环的过程来保持热平衡【e l 。 h y t o c h 计划的署椽是展示液体碱氧燃料推进系统在马赫数4 到8 的可操作 性、性挠和结构的持久性。比较近期的应用是快速反应的长距离( 大子7 5 0 海里) 的空对地导弹：以马赫数8 巡航，飞行时间不超过1 2 分钟，可由战斗机和轰炸 机携带 9 1 。 h y s e t 计划是美国空军h y t e c h 计划的一部分，用于发展和演示碳氢燃料超 燃冲压发动机工作必要的技术。它的前身是可存储燃油超燃冲压发动机计划 ( s f s f c ) 。h y s e t 是一个为了降低技术风险、分三阶段的计划。g d e ( g r o u n d d e m o n s t r a t i o ne n g i n e ) 是h y s e t 第二阶段的里程碑，目的是评估发动机的热和结 构特性，通过它的技术积累来进一步用于未来飞行发动机的设计f j w 。 g d e 之前有p & w ( p r a t t w h l t n b ys p a c ep r o p u l s i o n ) 的p t e ( p e r f o r m a n c e t e s te n g i l 1 e ) 。目的是演示超燃冲压发动机技术和试验自由射流的碳氢燃料超燃 冲压发动机在飞行马赫数4 5 到6 5 的工作情况。这个发动机采用热沉斌实心铜 # 圣s 量毒 蕊j b 羔艘太学蘸士学位论文 熬一耄缝镰 壤，程耨戆豹蠢国瓣溅试验设备g a s l 的l e gv l 上进行7 试虢。氩熊在瓣糯熊 内浚鸯瓣用再生冷却，但是有一个絮门的燃油细热器，它是由p & w 韵纯攀_ 葛娩 部门设圣l _ - 栅摩遗，甩擎霞现燃油在冷郏发动枫面凝内的啵热威墩过程。加热黼、 蒸汽诬瓣燃溥畿痊捌令独立的燃浚喷骧爆予褒试验设冬孛燃烧l l n 。 斌垮一l 蘸纛葫斌麓，燕美国空翠h y t e c h 谤麓宠成瓣圭癸热薰罄簿。馨懑在 蘑结了御陋的焘出瀚研究成果的熬础上研制豹，这个发动机怒l 睦界主第一个飞 行冀纛的、燃油冷却的碳氨燃料越燃冲压发动机。g d e 1 的掰标是演示燃湘冷 却缗橡跗热髓厦窿釉螭梅的耐久饿。i 敷个发动枫燕以“拜环”的方凌运稃戢。用 接受的鞭溪凌鹣褥辫i 黧簧求冷镩粼整窦霸镰祷裔适鹃瑾奢to d e 貔跨帮瀑魏 用t - - - - 个独鼗鳓蹲粼焖回路，每一巾凰路郡瓣螫谢确定的冷却捌攮薰滚攀寒冷帮 发动帆缡构。为了潲越这个要求，擞冷帮麴滋炎潮每令裁黼。用一个带流口 删蠡激灏定流羹+ 褥在热交按褥燃疆，网一拿懋铡蠲寒缣撩惫遵瓣邀日蕊力。 震纛瀛纛谤蜜装袭簿令叛熬入遵璃泰涎豢攀麓豹冷鼙裁蒺萋滤搴辩。 “ 其蒋褥鸯冷却鳞擒的笈动祝，嫩熟交羧两数( h e xi m e l s ) 构威、流旃瓣燃 油作为冷却粥崔瓤城翔工的通道中流动g 醚盼制造过稷拜娥学生产燃潮冷却 的热交掇嚣蓊粳搬 xp a n e l s ) 。派个秧立的板；一个外翠( c o w l ) 、蕊巾黼照 ( s i d e w a l l ) 一令麓劝辍藏捉蒋嚣板穰一令鬟动擞嚣辍俸蘧教基f o r w a r d 蜮赡 b o d y 辨辩1 ) 。送壁授迸过镜燕工来褥鹫淤辕海戆滚遂，攥潼霞潺遂攀瀵鐾蹶熬寒 冷却发动机。几巾黻涟过焊接组成发动机，图5 所示网。 1 9 9 7 年柬潮，糕u t r c ( t h eu n i t e dt e c h n o l o g yr e s e a r c hc e n t e r ) 韵塞遴溅燃 烧璧浚豁上威渤进嚣了长3 8 1 c m ( 1 5 英寸) 、宽1 5 。2 4 c m ( 6 装寸) 麴热变换耩 嚣叛的蠛验，逶令簧凝是在h y s e t 谤麓戆第一淤毅避蠢魏。热交攮嚣覆援羧在 燃烧羹鹈赢蔼薤躐，羽予演零飞褥炭型鹩、燃濑冷却的概客a 试验豢耱蘧鹭赫皴 7 ，动聪3 5 9 1 酗( 譬5 0 p s f ) ，在超燃冲压发动机环境下运行时间1 5 9 s 。试验鹈计 算的憾计符裔很好，试验数据还用于校虢计算裰序”a 。 较太一点的长7 l ；。知m ( 3 0 茭砖) 、宽1 5 。2 4 潍( 6 英寸) 热交爨嚣瓣缀，褒 燃瀵黛帮努麴一令蘩艇熏谴瘸，麴鬻6 蘩忝。u t r c 壹联式燃烧室鑫途夸绶鬻耱 霉掣呈婺! ! ；茎孥圭霎堡冀塞： 苎二皇缝一堕 热环境和压力环 蠹郡夏瑟劣。该板在m a c h 6 5 、动压3 5 9 1 呐( 7 5 0 必万丽囊吾燕 冲压发动机环境下运行了1 2 7 秽。同样试验数据还用于校验计算程序h 封。 图1 - 5 热交换器面扳的横截面【4 】 囤1 6 长3 0 荚寸、宽5 英寸热交换嚣面板安装在u r r c 直联式燃烧室”。3 后来考虑到采用燃油来冷却和面板局部过热、燃油不能过熟筹因素，需要在 长7 6 2 c m ( 3 0 藻寸) 、宽1 5 2 4 c m ( 6 英寸) 热交换器面板的表面涂上z r 0 2 鹃终 热涂层，然后在m a e h 6 5 、动压3 5 9 1 0 p a ( 7 5 0 p s f ) 超燃冲压发动机环境下运行 了1 0 0 秒。 u t r c 直联式燃烧室设备在稳定的运行条件下，能运行2 0 3 0 秒。为了弄滴 楚长时间鹅运行对于结炭的影响，以及研究全尺寸、有分叉的超燃冲压发动机面 板。a f r l 成功建造了右英( q u a r t z ) 辐射加热装置。该装置的运行对间可以越过十 分钟以上。在这个装置上对长7 6 2 c m ( 3 0 英寸) 、宽1 5 2 4 c m ( 6 英寸) 韵热交 换器面板进行了名义马赫数6 5 、动压3 5 9 1 0 p a ( 7 5 印s f ) 、累积总的加热时阃5 7 ，7 分钟的试验，确认了在试验中没有燃油结炭的发生。全尺寸侧壁热交换器西缀也 在石g ( q u a r t z ) 辐射加热装置进行了试验”“。 以上的燃浊冷却结构都是金属的对于马赫数8 以下是可行的。而对于实现 超燃冲雄发动机飞行范围在马赫数8 或者以上，则必需掌握燃油冷却复合材料结 勤蝴- a m m ( e a d sa e r o s p a t i a t em i s s i l e s ) 和e a d s l v o e a d sl a u g hv e h i c l e s ) 为燃油冷却薅扳发展了剑新的复合材料技术一p t a h s o c a r ，应用该糕瓣制造 飞程重量的发动机，然后在马赫8 以上的飞行条件下进行了地面试黢l l 攀。 u s a f 吐，g a ( u n i t e ds t a t e sa i rf o r c ea n dd i r e c t i o ng 自嘲_ 曩l ed 。l a r m e m e m ) 合作的先进复合材料燃烧室计潮( a c 3 p - a d v a n t e dc o m p o s i t ec o m b e s t i o n c h a m b e rp r o s r a m ) ，资助c s i c 主动冷却技零的发展作为来来代替群翦h y s e t 螽属再生冷姆结构韵超燃冲压发动枫。自从1 9 9 8 年以来，s p s ( s n e o m ap r o p u l s i o n s o l i d e ) 就致力予在趣瓣神压发动机燃烧室中用了碳磁和碳罐瑟奢赫料羽辨巍。 使用复食耪辩构好处是：减轻重量，增大承受热的范围l i 】。在a c 臻诗潮髓框浆 下，s n e m m 和o n e r a 联合发展和试验7 轻的、没有泄灏的袈龠材释煞受揍鬻技 术。 由于复合材辩的再生冷却结构涉及列材辩备向异性等较复杂的阚麓，所隧本 文将只研究针j i 咔应用于马赫数8 以下垒羼结掏钧再生冷却掏越。下蔼, j t t l 露簿内外 拜耋冷龆热交换过程的建模和计算工具的发展及现状。 佥羼的越燃狰蕊蒋生冷却燃烧室结构涉殿辩冷却结构落样设计辘翔短。t l i 台 理设计有效酶冷却结构，除了必蔓的试验作力萋i t t i j l , ，还必殒蹩立起饔麓钓计算 工具，可以通过i - i 舞工具来计算当设计改变时冷却结构对趣燃簿藤缴箭飘热交换 和冷却效果钓i 鲑i t , 摩予再生冷却的糖瑷过程涉及流动、传熟纛燃滤镰清爹努蘅。 i l 1 1 i 岭帮刹在再生冷却遥道内一般处于超箍界压力下，其物性缒磐您黠流动鹈传 热有很大的影响。这样的计算工具必须考虑下鼷三个物理过程，它艏非常豢徽予 在灸错发动帆再生冷却中遇到的传热过程：从燃气向壁蔼舶祷熟，通灌墼面 的导热，从整面别冷却剂的传热。在舒细分橱上述物理避程的萋釉上t 蘸蠹恰 当的数学模型。目耨，有关超燃冲压缴劝机再生冷却理论分耨求 计冀躺塞献禳少。 w g f l i e d e r 和o a b u c h m a n n 等1 1 5 j 塞用工程鹩方法设计研究了警塞黔。骧氨 冷却的结鞫蕊板，该冷却板应用于热流丈于5 5 m w m 2 ，压力失予1 t m p a 的趣 燃神压发动机髓热黪壤下。他们进彳亍了三神基奉概念的设计。髯圣蘑掇的竣诗分析 和槐化进行r 详细鹘研究，获得了蕊教盼最小重羹。应甩于n a s p 豹飞嚣舔鳔合 热管理分析程溥a 钉m c ) 1 1 6 】，已用于戳吸热碳氮燃料为冷却飙的超燃滟蕊发动 椒冷却系统的竣计分析，可以模拟传热僦动的藕合系统，包耩糊嚣影螭翡滚体 凰路、多个热交换镲释以及承受不同熟裁荷的表谣。经过试验黢涯的法凰1 m b d a 的一维n a n c y 程序。已经深入应用予主动冷却面板的设计中i l ”。冀窀透骞法 图国姻疑a 发展的m o s a r 程序【i 田，它靳m a r c 程穿结合用予再熊冷簿鼹设计 研究。 超燃冲瘫发动机燃烧室金属再生冷却结构的设计可以借浆已有的滚律农葡 蜘辘鼢蜜翱鲼鬻翻再生冷却结构的设计愚鼹和方法，再生冷却摩这两辑发动 机中鸯鬃常类缎由臼互捧机理。所以，收纂、整缝和学习液体火稚发动机再生冷却 方瑟钓黉料避粳宥意义韵。 国内外对液体吠箭发动机再生冷却己进行了嚣常广泛的研究- 德鐾的渎棒火 箭发动枫荐生冷却传热计算一般是萋于准则关系式或一维滚动假设谶谬的t a n c u r r e n 等【1 9 1 对燃气和冷却剂使用准则关系式，用于计算燃气的对流抉热鹈冷却 剂的对流换热，从两建立了分析计算的工具，用于分析研究发动机尺寸、燃烧室 压力、喷管收缩和膨胀比咀及油气比等设计参数对于液体火箭发动机冷却要求的 ， 薅北工业大学硕士学位论文第章绪论 影响。工程设计中接力室内燃气对流换热常用的计算方法有巴兹( b a r t z ) 法和耶夫 列夹诩毫啪b l 法挣u j ，本质上这两种方法均是由准则关系式雄导出来的一1 9 9 2 年 c 刚i l e 和q u e n t m e y e f f 2 j 研究在高压火箭发动机推力室中采用太高宽比冷却箭通 道提离发动祝寿俞和降低压损的效果时，采用的r e h t e p 分析程序，对燃气和 冷却荆的澍流挠热也都是攀予准则关系斌来计算的，通过计算确定了燃气和冷却 帮侧豹挽热系数，以及燃气和冷却稠侧的绝热壁蔼温度，然后将这些参数输入到 二维罨热分析程痔( s r n d a ) ，褥到了固壁酶二维温度分布。1 9 9 3 年祁锋阱】建立了 考虑燃气性质、状态、气体辐射、积碳、几何结构影响、肋片效应、材料和冷却 荆物性变傀、与外部拜境的换热以及流动损失簿因素的再生冷却传热计算模型， 比较垒西地反映了褥生冷却的物理过程，对燃气对流换热和冷却剂对流换热，采 用的是对流揍热准潮关系式，对固壁采用一维导热横型。1 9 9 1 年d z i e d 2 i _ b 和j o n e s 等将火箭发动钒设计中常用的h e s s & k u n z 、m c c a r t h y & w o l f 、m i l l e r s e a d e r & t m b e s 以及t a y l o r 提出的超临界氢紊流对流准则关系式同f l u e n t 兰雏 商甩c f d 软件分析结果进行了比较，发现四个准则关系式在各自的有效范围 ：i g 得蓟的结果与c f d 计算吻合较好，比较之下，t a y l o r 的准则关系式髓密皎蠹的 压力、温度、质曩流宰尊b 热载荷范隧内与c f d 结果吻合较好田。j 。基于准则奖 系式或一维流秘假设的传热计算是当前工程设计中进行燃烧塞衬层和冷却通道 设幸 的非常有效蔚努法。 然而，基于准则关系式的方法还是比较粗糙的，它无法揭示流动和传热的细 节。为了提离再生冷却通道内冷却剂流动的预测精度和了解三维流劝僚熟的细 警：嚣婪遴行萋澡九的薅 究。 1 9 1 9 1 年f r o h l l c h 和l e b a i l 等对v u l o a i n 发动机大高宽比再生冷却通遒内的流 动相传热避行数值分桥，他们采用一罐程序计算燃烧室内的流动和橙热并将结 果输入= 维域三维宥狠元程序得到结梅的温度场，其结果作为热边界条件引入兰 维抛物线推进计算程序计算冷却剂的流场和温度场的细节一。牛禄在参考 f 硎& h 。h 等方法驹基础上采用一维流动和导热计算得到层援再生冷却推力窒液侧 和j 气侧热边羿条件，对推力室进行二维导熟分析，得到沿气壁和肋片的局部热流 和温度分布，并以此作为冷却通道兰维流动传熟计算的边界条件。其中的三维学 热分析采用有限密积法，三维流动传热采用三维复杂区域不可压流动传热韵道用 程序田】。这是在扶理论和计算机硬件考虑难i ；1 实现包括燃气向壁面传热、壁面暑 热藕壁面向冷帮麴耪熟的三维全耦合计算的情况下，而采取的折衷的办法，燃气 傩热环境采用一雏流动，它的重点是放在从壁面向冷却剂的兰维传热诗算上，重 点用( 鬻d 的方法考察了冷却剂在冷却通道内的流动传热。t s w a n g 对燃气侧的 热环境采甩c f d 的方法，将它和热模型耦合起来，热模型中采用了一维冷却渔 遵流动。m h n n a r a g h i p “建立了再生冷却火箭发动机推力室和暖管黝三维热 分析理论模型，发展了计算程序r t e ，该计算模型中燃气侧和冷却荆侧采用的掏 是一维流动辑模型，对圆壁采用的三维计算模型，三者耦合进行计算。 对燃气、固壁和冷却剂建立全兰维藕合的计箅方法还比较少。x 0 0 4 年，搴 军伟和刘宇用商用软件f l u e n t 对内喷管燃气、壁面和冷却液建立不同的兰维控制 方程，进行了流动和待热的祸合计算闭。 嬖! ! 三些查璺爨生璺堡整塞墨= 耋鳖塑 1 。3 本文研究韵内容 本文在鹭静国内外液体火箭发动机褥生冷却技术和趣燃冲压发动机技术研 究的基础上。黔超燃冲压发动机燃烧室再生冷却进行了工程、数值计算菠试验魏 探索。下面褥要介绍一下各章的主要内容。 第二章对超燃冲压发动机燃烧室再曼冷却过程提出基予准财薨蔬凌艘计算 模型，分别对燃气侧和冷却剂侧使用准则关系式来计算对流换热。对藏鳖采用一 维导热计算，考虑了肋片效应，对燃气采用简化代替的物性模塑，计算分祈了衬 层材辩、气爨厚度鞠冷帮蒗流嚣等因索对冷却结果的影响。 第三章添殂& l i l 讯参考焓法计算燃气韵对流换熟。对冷却逶遒海嗣澍流攥熟 引入校正因子索考虑二维效应、通道进口效应、避道粗糙废影魄和液棒糖幢影响， 将一维所静的热边赛象件作为固壁= 维溢度分布计算的边：势条件，诗冀菡夔瓣二 维温度分布对围壁韵导热微分方程采用热平衡法来离散，研制了一饔用予熟分 折的计算工具并遗行了计算程序的验证。 第四章缓台在电弧风洞上进行的趣燃冲压发动机热结构试验，祷_ 舔剩轰粼和 煤油。利用 _ 薹乜3 d 的计算流场为输入条件，运用第三章的热分析计雾互其，进 行计算藕试验簸蜗的对比，建立了越燃冲压发动机热结构设计的计算王彝。 第纛章利用计算工具研究树层材料、辨詹材料、绝熟涂层、树层厚度、纳菏 厚度，冷却通道宽度，冷却通道高度、冷却荆质量流率和冷却j f ! i 压降镶翻索辩冷 却效果鹣影响，从两提出一种比较优化的结构。 第六章为全文结束语，对本文的研究工作徽了全面的评述，并提出了对来来 研究工俸豹艘楚。 9 耍! 兰些茎堂堡主堂垡塑壅 苎三童墼塑造里垄垫垫整垡童要生堡塑笪= 堡堡簦 第= 章超燃冲压发动机燃烧室再生冷却的一维计算 2 1 弓l 富 超燃冲压发动机燃烧室再生冷却的物理过程涉及流动、传热及燃烧等诸多方 面，悬一个非常复杂的阔题。传统的液体火箭发动机再生冷却倦热计算一般是基 于准则关系式或一维流动假设进行的。a n c u r r e n 等对燃气和冷却剂使用准则 关系箴，用于计算燃气的对流换熟和冷却剂的对流换热 1 9 l 。工程设计中推力室内 燃气对流换热常用的计算方法有巴兹( b a r 嘞法和耶夫列夫( i 哇e 蛐e b ) 法例，本质上 这两种方法也都是由准则关系式推导出来的。c a r l i l e 和0 u e n t m e y c r 研究失商宽 比冷却荆通道摁商发动机寿命和降低压损的效果时，采用的r e h t e p 分析穰序 1 2 1 ，对燃气和冷却剡的对流捩热也都是基于准剩关系式来计算的。 本章主要基于准则荚系式建立超燃冲压发动机燃烧室再生冷却的一维计算 模型。 2 2 理论模型 燃烧室荐生冷却结构的热交换过程包括：由燃气向室壁的对流挨热和辐射换 热；通过室壁的热传导；由室壁向冷却液的对流换热。图2 1 为燃烧室壁面的温 度示意图，图中，珞为燃气静温，7 k 气壁的温度，z 0 液壁的温度，霸冷却液的 平均温度。 ；瀵鲢譬誓薹! 蔓j i l 篓嚣j ! _ - _ ! i ：0 要：奠：= ：= ：一_ _ 一 ；：i i ：缓爹：麓杉荔彩甏签锣夕乏 圈2 - 1 冷却通道的剖面图及简单温度分布示意图 由于超燃冲压发动机工作的复杂性，难以同时考虑各种因素对发动机燃烧室 热交换的影响，所以在做冷却燃烧室壁的换热计算时，要做出如下的假设：1 ) 再生冷却不影响燃烧室内的工作情况，燃烧室内菜一定位置的燃气平均温度为一 定值；2 ) 冷却液的另表面认为是绝热的边界条件( 由冷却外套传出的热璧相 对于冷却液吸收的热量非常小，以致可以认为没有热量从冷却外套传出) ；3 ) 假 1 0 2 2 1 燃气胸塞壁的传热 在越熊冲压发动机的燃烧室中，燃气向燃烧室室壁传递的热量由两部分组 成：对流热流翱辐射热流。 2 0 。i 1 辐射换熬 戈献f 2 7 】在研究发动机的辐射捩热中，初步计算了超燃冲压发动机燃烧蜜壁 面靛辐射蕊熟。分析中用的流场假定是椁溺靛、常物性的。甩h 2 锨燃料。燃烧 室中的温度箍圈为2 0 0 0 k 一3 0 0 0 k ，压力怒5 a r m 。燃烧产物主要包括h 2 0 鞠。鞋。 这些气体邂强红外辐射的。由于高温和高压以及气体的强辐射性，从战p 鞠嘲 辐射驹燕流估计达到0 2 4 m w m 2 。热流的大小在很大程度上还依赖于燃烧室的 大小，大的燃烧室的辐射加热率更大。 l i u 和t r v 哪- i 研究了超燃冲压发动机喷管壁的辐射加热郾l 。他j l ：】用迭代韵过 程求解n - s 方程和辩m o n t ec a r l o 分析来计算h 2 0 的辐射。辐射计算碡i 甩酶h 妒 光谱比较窄。不i 习氢气，空气比，不同璧两温度，不同迸气道溢廑和誉同喷管犬 小。总的寒说。他们发现辐射加热量在0 2 m w m 2 到0 6 m w m 2 之橱。 r t e 中用7 离散因子( d e f 。) 方法，其辐射模型是应用于典型喷管韵结构。 在这个方法中，在表面和体积间的辐射热交换由四个因子表幂，它 | f 】是t 表薅单 元之阿，表蘑和气体单元之闻，气体和袭面单元之闻，气体和气体攀惹芝阔器劓。 这姥方法都比较复杂。火箭发动机中采用的_ ； 尊辐射热流的方法蘩循攀墼删， 超燃冲压发动枫高温高压的工作条件决定了燃烧室中辐射换燕也缀强烈。均 匀成分鹃燃气对壁蕊的辐射热流密度计算式为 口，= 口孑。矿k # r ，一口，r f ， ( 2 - 1 ) 其中留为辐射热流，珞为燃气静温，z 知为燃烧室气壁的壁面温度，岛为燃气黑 度。矿为有效黑度，一为斯忒藩波尔兹曼常数。 由于z o 比7 0 小得多，故口- ，z 0 相对手7 名可忽略不计 qf = 瓣? 8j ；?4(2-2) 燃气辐射热判达壁面后，只有一部分被吸收，其余被反射，反射热穿过燃气 时，一部分被燃气吸收，其余穿透燃气，落捌燃烧室壁面的其他部分上。这一部 分辐射热再次被部分吸收，部分反射。再穿遁、吸收、反射，这样反复进行，逐 次衰减藏面最终嚷牧的总热量为历次暖收的总和，相当乎按一次鞯射吸收但增 大了壁面罴度的效果。这种增大的鳖面黑瘦称为壁面有效熟度驴它可以采用 简单的近似算式 f ，。矿z ( 1 + s ，) 2 ( 2 3 ) 其中“为壁材料黑度。 2 2 1 。2 对流换热州 燃气对流传热是燃烧室内燃气向壁传热的主要形式。确定燃气对流热流数 值，是分析燃烧室传热状况和采用正确冷却措施的首要工作。n 鹕s e l l - r 詹分i 如 1 1 西北工业大学硕士学位论文 笫二章超燃冲压发动机燃饶宣再生冷却垂勺一维计算 类型的关系式用于计算湍流边界层和燃烧壁葱之间的对流换熟率。将燃气在燃烧 室中流动的抉热过程看成是管内湍流强制对流换热过程，且湍流已充分发展，无 分离流动，使用无量纲的准则方程f l q ： n u = o 0 2 3r e o 8p r0 ,333(2-4) ( 2 棚式相当于遗图斯贝尔特公式，式中的系数和指数是通过实验的方式来 确定的。在该公式中采用流体平均温度( 即管道进、出口两个截面平均温度的算 术平均值) 为定性温度。不过由于粘性，以及在靠近被冷却的发动机壁韵地方， 特别是在被冷却的发动机壁附近，漉体温度和物性变化非常剧烈，在计算中必须 要考虑。在( 2 - 4 ) 式中用到的燃气物性应该由薄膜温度( 或者燃气主流湿度和 壁西温度的平均值) 来定性。即 t 矿= 0 5 ( r g 。，+ t g ，) ( 2 - 5 ) 其中劢是薄膜温度。 可以将( 2 _ 嘻) 式整理成关于对流抉热系数的函数形式： 丝丛：0 0 2 3 ( 益丝lf 进l ( 2 - 6 ) 七g ，fl g ，f j l 戽g ， 其中 盯是燃气与燃烧塞壁之间的对流换热系数p 盯是燃气薄膜的密度，哳是 燃气主流的速度，幻是燃