RBCC燃料支板主動冷卻的換熱特性研究

景婷婷, 何國強, 侯志遠, 李文強, 秦飛, 張鐸

(西北工業大學 航天學院 燃燒、熱結構與內流場重點實驗室, 陜西 西安 710072)

火箭沖壓組合循環發動機(RBCC,rocket based combined cycle)在同一流道中有機集成了火箭發動機和雙模態沖壓發動機2種動力形式，有機結合了火箭發動機的高推重比和沖壓發動機高比沖的優勢，兼具加速、機動與巡航能力，具備寬速域和大空域工作能力，是水平起降可重復使用航天運載器和臨近空間高速高機動飛行器的理想動力[1-2]，受到了美國[3]、中國[4]、日本[5]等航天強國的日益重視。作為運載器動力的RBCC發動機燃燒室尺寸較大，并且當工作在超燃模態時，燃燒室內為超聲速燃燒，來流在燃燒室中的滯留時間短，燃料的燃燒和火焰穩定困難，且在超聲速流中，壁面燃料噴注的穿透深度有限，即使增加噴注壓力也難以實現大尺寸燃燒室的燃料噴注穿透，因此僅使用壁面噴注難以滿足大尺寸發動機高效燃燒的噴注需求。因此，在這種大尺寸燃燒室工作條件下，采用支板噴注的方式是必然的選擇之一，燃料支板雖然是發動機中的一個小部件，但卻是實現寬域高效燃燒的關鍵部件[6]。另一方面，RBCC發動機在引射、亞燃和超燃模態等多個模態工作。引射模態時，引射火箭射流總溫達到3 200 K以上，射流會沖刷到燃料支板；超燃模態時，燃燒總溫在2 800 K左右，而且由于加速飛行時，需要打開火箭增加推力，因此在某些工況下，燃氣總溫仍會達到3 000 K以上，因此RBCC發動機中的燃料支板面臨的熱環境比雙模態超燃沖壓發動機更加嚴酷和復雜，其熱結構設計成為發動機可重復使用要求所面臨的瓶頸問題之一[7]。支板表面所承受的熱載荷較高，尤其是支板前緣，極限熱流密度可達幾十兆瓦/平方米[8]，極易發生燒毀現象，同時，當熱結構設計不當時，燃料支板根部與燃燒室壁面連接處的局部熱應力極大。

目前，常見的高溫合金材料的許用溫度上限為1 250 K[9]，而高溫陶瓷基復合材料(如C/SiC)，雖然可以在1 923 K條件下長時間工作，但仍無法滿足RBCC發動機燃料支板長時間可重復使用的要求，因此必須對支板進行有效的主動熱防護設計。雖然國內外學者開展了關于復合材料再生冷卻、液膜冷卻和發汗冷卻等方面的大量研究，但目前，上述技術仍處于機理研究階段，很難在短期內用于大規模的工程設計[10-11]，因此本文采用了較為成熟的再生冷卻技術途徑來突破燃料支板熱防護的瓶頸問題。再生冷卻通過發動機燃料或氧化劑在冷卻通道中的對流換熱降低內壁面溫度，升溫之后的冷卻劑再噴入燃燒室參與燃燒，在降低壁面熱負荷的同時回收利用了冷卻劑帶走的熱量，提高了能量綜合利用率，廣泛應用于液體火箭發動機、超燃沖壓發動機和組合發動機的熱防護系統。

本文以典型寬域多模態RBCC模型發動機為應用背景，采用經過校驗的高精度數值仿真方法，開展基于高溫合金材料的再生冷卻支板傳熱特性的三維數值模擬研究，分析了前緣半徑、壁厚、流量分配方式對支板冷卻效果的影響規律，提出了燃料支板主動冷卻結構的初步優化設計方法和關鍵設計參數的選取依據。

1 物理模型及數值方法

1.1 物理模型

本文的研究對象為寬域工作的典型RBCC模型發動機中的燃料支板，外部幾何參數如圖1a)所示。

圖1 物理模型

在對支板進行主動冷卻方案設計時，其中的一個重要前提是準確模擬支板所處的熱環境，而由于支板本身尺寸相比于發動機很小，進行全流道熱-流-固耦合傳熱計算需要很大的計算資源，對于尺寸較小的支板主動熱防護設計來說沒有必要，為減小計算難度和縮短計算周期，需對計算流場區域進行一定的簡化。本文將支板外部的高溫燃氣區域簡化為100 mm×120 mm×300 mm的矩形區域，如圖1b)所示。支板內部的冷卻通道布局方式如圖2所示，由于RBCC燃料支板會出現高熱負荷與無燃料噴注同時存在的情況(如超燃模態下位于流道后端的燃料支板)，因此，其主動冷卻通道需要與噴油腔相互隔離，為了簡化燃料支板的流固耦合模型，本文忽略了支板內部的燃料噴注腔。

圖2 主動冷卻支板的結構示意圖

本文研究的主動冷卻燃料支板構型是在前期研究獲得的基準構型[12]基礎上進一步開展了冷卻通道優化而得到的支板熱防護優化構型。由文獻[12]可知，基準構型對支板的冷卻效果有限，且冷卻劑利用率低，因此，優化構型從前緣通道面積、冷卻通道間距、前緣半徑和壁厚等方面對支板冷卻構型進行了優化，其中前緣冷卻通道橫截面積由基準構型的4.5 mm2縮小至2 mm2，尖劈部分的冷卻通道數量由2個增加為4個，同時相鄰冷卻通道之間的間距減小為1 mm。

1.2 數值方法及校驗

1.2.1 數值方法

本文采用商用CFD軟件Fluent開展了不同影響因素下的支板主動冷卻耦合計算。來流參數如表1所示，此計算工況參數綜合考慮了Ma0.8引射模態的大流量高溫火箭射流以及Ma6超燃模態的小流量火箭增推模式的燃燒室熱環境，給出了一個來流高熱流、冷卻劑流量較小的支板主動冷卻的嚴苛工況，旨在體現寬域工作發動機中的燃料支板與超燃沖壓發動機中的燃料支板工作參數的不同。若支板在此工況下能通過優化設計滿足熱防護要求，則其他工作模態下應當同樣滿足。

冷卻劑為C12H23，入口為質量流量入口，冷卻劑出口為壓力出口，出口壓力為2 MPa，支板壁面材料為不銹鋼，金屬壁面與燃氣和冷卻劑之間的界面采用耦合傳熱邊界，其中冷卻劑和固體材料的物性參數如表2所示。燃氣區域的入口邊界為壓力入口，由于在RBCC發動機流道內來流空氣與燃氣摻混會進一步發生燃燒反應，但本文中的燃料支板位于流道軸向位置的后方區域，來流中未完全燃燒的燃料很少，因此忽略高溫燃氣區域的化學反應。同時，為了提高模型準確度，離散格式選為二階離散格式。

表1 高溫來流參數

表2 材料物性參數

1.2.2 模型校驗

為了保證模型計算的準確度，本文對文獻[13]中的物理模型進行了復現驗證計算。文獻中超燃沖壓發動機中的支板厚度為10 mm，楔形夾角為20°，前緣半徑為1 mm，來流參數如表3所示，對應的飛行馬赫數為Ma6，飛行高度24.5 km。

表3 校驗算例邊界條件

圖3～4為校驗算例的計算結果對比，左側為本文計算結果，右側為文獻中的結果。圖3為Ma6時的壓力云圖，由圖可知，由于來流為超聲速流，在支板前緣形成激波，激波處壓力達到0.6 MPa，而支板尖劈后面的壓力遠遠小于支板前緣處壓力。支板尖劈與支板等直段相交處形成激波，該處壓力曲線上壓力值為0.1 MPa左右，壓力分布及變化趨勢與文獻[13]基本相同。圖4為該工況下溫度場云圖。支板前緣處，由于氣流滯止，溫度接近來流總溫，達到1 700 K左右。支板兩側存在斜激波，導致流動分離，使得支板兩側溫度低于前緣，且在支板兩側溫度變化并不劇烈。支板后壁面處由于回流產生局部低壓區，造成對支板尾緣加熱明顯。對比文獻[13]中的溫度云圖，可知其分布趨勢基本相同。根據壓力和溫度云圖可知，支板前緣駐點附近會形成局部的高溫高壓流場區域，強化高溫燃氣與固體壁面之間的換熱效果，是支板最容易產生燒蝕損壞的部位。為進一步證明本文所用數值模型的準確性，對支板前緣線上的溫度、支板前緣及側面上的熱流密度分布進行對比。文獻中，相同工況下支板前緣駐點處溫度為1 670 K，本文計算結果為1 700 K，比文獻中溫度略高，相對誤差為0.9%。設定支板壁面為恒溫壁面，溫度為1 250 K，計算得到熱流密度如圖所示，前緣駐點處熱流最高為2.2 MW/m2左右，低于文獻中的2.36 MW/m2，相對誤差為6.78%。同時，本文的數值方法也與本單位之前RBCC內流道和冷卻劑側的試驗參數進行了比較，校驗過程見文獻[12,14]，從壓力、熱流、流量分配比等參數的結果來看，本文采用的計算模型精度能夠滿足工程計算的要求。

圖3 Ma6工況壓力云圖對比

2 結果與分析

2.1 前緣半徑對主動冷卻效果的影響

較小的前緣半徑可以保證支板具有良好的氣動性能，減小氣動阻力，但支板前緣是來流燃氣的滯止點，承受著極大的溫度和熱流，而前緣鈍化可以降低滯止點熱流，更易于進行熱防護設計，因此支板前緣多采用鈍化處理。然而，前緣半徑過大會導致支板阻力和總壓損失增加，因此氣動性能和熱防護設計存在著矛盾，如何平衡與優化設計前緣尺寸，是支板性能與熱結構設計的重要內容。

本文針對支板優化冷卻構型進行了不同前緣半徑的數值模擬，前緣半徑分別為0.5 mm,0.75 mm,1.0 mm。圖5所示為15 g/s冷卻劑流量，支板壁厚0.75 mm時不同前緣半徑的支板表面溫度云圖。對比基準構型的計算結果[12]可知，優化構型的支板尖劈部分壁面溫度相對于基準構型降低，對比前緣溫度分布可知，前緣通道橫截面積減小優化了冷卻效果，且前緣處的高溫區域面積更小，溫度梯度減小，支板壁面溫度在材料許用溫度范圍以內。同時，前緣半徑增大降低了支板前緣的熱流和主動冷卻難度，在冷卻劑流量不變的條件下，隨著前緣半徑的增大，支板表面溫度明顯降低且表面溫度分布更加均勻，但隨著支板前緣半徑的增大，相同冷卻劑流量下支板表面溫度降低的幅度減小。

圖5 不同前緣半徑下的支板壁面溫度分布云圖

圖6 不同前緣半徑下前緣線熱流分布

圖6為不同半徑下支板前緣線的熱流分布曲線。由圖可知，優化構型的熱流較大，更多由壁面傳入的熱量被冷卻劑吸收帶走，前緣半徑增大0.25 mm時熱流減小1.5 MW/m2以上，隨著前緣半徑增大，熱流減小的趨勢變快，前緣半徑為0.5 mm時，前緣平均熱流約為前緣1 mm時的2倍。同時，支板前緣線上的熱流分布并不均勻，靠近冷卻劑入口位置由于冷卻劑對冷卻通道壁面沖擊作用導致該處換熱增強，熱流更高；隨后，熱流變化趨于平緩，靠近支板底部位置由于集液腔存在使換熱面積增大，且該處冷卻劑流入集液腔是沖擊集液腔下壁面使得換熱強化，故此處熱流急劇增大。

對比溫度云圖、熱流曲線可得，前緣半徑為0.5 mm時，支板前緣熱流高，冷卻效果不夠好；前緣半徑為0.75 mm時，支板壁面溫度低于材料許用溫度，當前緣半徑繼續增大時，產生的阻力和壓力損失更加明顯，由于熱防護設計需要在盡量小影響發動機性能的前提下開展，故盡管前緣半徑1 mm的支板結構能夠提供更加有效的熱防護效果，仍然選擇0.75 mm作為設計尺寸。

2.2 壁厚對主動冷卻效果的影響

壁面厚度作為支板主動結構的另一個重要參數，對支板的主動冷卻效果具有重要影響，本節在基于2.1節0.75 mm前緣半徑的支板構型基礎上，開展了不同壁厚的支板主動冷卻的數值模擬，壁厚分別為0.5 mm，0.75 mm，1 mm。

圖7為前緣半徑為0.75 mm，壁厚分別為0.5 mm,0.75 mm和1 mm時支板的壁面溫度云圖，由圖可知，壁厚越小，冷卻效果越好，壁厚為1 mm時，前緣、尾緣尖角處溫度明顯高于其他2種構型。

圖7 不同壁厚下的支板壁面溫度分布云圖

圖8為不同壁厚下的支板前緣熱流曲線，由圖可知，壁厚越大熱流越小，即換熱效率越低，相同冷卻劑流量下能夠帶走的熱量越少，冷卻效果越差，且從熱流曲線穩定段看出，壁厚相差0.25 mm導致的熱流差距達到0.75 MW/m2，壁厚0.5 mm時熱流比1 mm高出2 MW/m2以上；由于靠近冷卻劑進口位置冷卻劑直接沖擊冷卻通道內壁使得局部傳熱增強，故出現局部高熱流區域，對比不同壁厚的構型，可知壁厚越小，該區域內熱流越快達到峰值，熱流變化越劇烈；根據圖示熱流曲線可以看出，前緣線上的熱流是變化的，但是壁厚越小，熱流在前緣線上的分布越均勻。為取得最佳的冷卻效果，選取支板壁厚為0.5 mm。

圖8 不同壁厚下前緣線熱流分布

2.3 冷卻劑流量分配對主動冷卻效果的影響

在冷卻劑流量一定的情況下，合理的流量分配可以改善支板的整體冷卻效果，根據2.1和2.2的計算結果可知，支板前緣及尖劈部分是最難冷卻的，本節通過調整冷卻劑流量分配實現對支板前緣、尖劈部分更好的主動冷卻。本文提出了3種冷卻劑流量分配方式：①冷卻劑同時從支板尖劈及支板尾部的冷卻通道進入(q1)；②冷卻劑從支板尖劈部分冷卻通道進入(q2)；③冷卻劑從靠近前緣處的單個冷卻通道進入(q3)，如圖9所示。

圖9 3種冷卻劑流量分配方式

圖10～11為采用不同冷卻劑分配方式時支板前緣線上的熱流與溫度曲線，圖中對冷卻劑流量為15 g/s和30 g/s的情況進行了對比。由圖可知，相同冷卻劑流量下通過增加前緣處冷卻劑流量配比可以明顯降低前緣線上的溫度，冷卻劑流量為15 g/s時，q3分配方式比q2溫度降低約90 K,q2比q1溫度降低約80 K，而由于壁面溫度降低使得對流換熱增強，前緣線熱流密度增大，換熱效率得到強化，q2的前緣熱流比q1提高約0.3 MW/m2，q3比q1提高約0.6 MW/m2；前緣溫度曲線顯示，靠近入口處冷卻劑對通道內壁面的沖擊作用具有很大強化換熱效率的作用，使得該部分熱流變大，溫度降低；靠近支板底部位置，由于集液腔存在，換熱面積增大以及冷卻劑對集液腔底面的沖擊作用，使得該處局部熱流密度增大，壁面溫度降低；最后部分是支板底面固體壁面部分，由于前緣尖銳，冷卻劑在這一部分通道內改變流動方向，換熱效率較低，且來流在支板底面下方產生低速回流形成高溫區域，因此該處溫度明顯升高。

圖10 不同流量分配方式的前緣溫度曲線

圖11 不同流量分配前緣熱流曲線

圖12為采用不同流量分配時冷卻劑平均溫升及壓力損失曲線。

圖12 冷卻劑平均溫升及壓力損失曲線

由圖12a)可知，第3種方式溫升最小，但是其對支板前緣的冷卻效果最好，說明從支板其他部分吸收的熱量最少，從前緣吸收的熱量增加；第2種方式溫升最大，表明冷卻劑吸收的熱量最多，說明這種方式既能保證冷卻劑對前緣進行足夠的冷卻，同時保證對其他部分吸收較多的熱量；由圖12b)可知，q1,q2方式冷卻劑流動過程中壓力損失很小，約為0.1 MPa，而q3方式壓力損失明顯高于前2種方式，且隨著冷卻劑流量增大顯著增加，在冷卻劑流量50 g/s時高達3.5 MPa，其原因在于管路的壓力損失與流體的ρV2成正比，q3將冷卻劑全部通入前緣的單個冷卻通道，雖然前緣冷卻效率最高，但同時管內流速增大，壓力損失也隨之急劇增加，對供應系統的要求也更高。

通過上述分析可知，需要合理分配冷卻劑流量以實現對支板更好的冷卻效果，支板前緣是冷卻的難點，流量一定時，冷卻劑全部從前緣冷卻通道進入可以使支板前緣溫度最低，但是由于支板本身尺寸很小，冷卻劑在冷卻通道內流動時間很短，冷卻劑吸熱能力不能充分利用；且由數值計算可知，這種方式壓力損失很大，增加了供應系統的設計難度；為提高換熱效果，支板與高溫燃氣之間的壁厚盡量取小，故其結構強度受到限制，冷卻劑通道內部壓力過大容易造成結構失效。上述分析中第2種(全部冷卻劑流量用來冷卻支板尖劈部分)冷卻劑分配方案也能對支板實現較好的冷卻效果，且其壓力損失很小，冷卻劑熱沉利用率相對較高，因此采用冷卻劑由支板尖劈部分進入的第2種分配方式q2對于整個支板冷卻通道設計更為有利。

3 結 論

本文針對典型寬域工作RBCC模型發動機的燃料支板，在前期工作基礎上，對冷卻通道布局進行了增強換熱優化，開展了不同前緣半徑、壁厚、流量分配方式的支板主動冷卻數值模擬，分析了3個因素對支板主動冷卻效果的影響規律，并在此基礎上提出了支板主動冷卻結構的優化設計方法。主要結論如下：

1)在冷卻劑流量、壁厚、流量分配方式相同的情況下，隨著前緣半徑增大，前緣熱流急劇減小，前緣溫度和溫度梯度降低，橫截面溫度分布更加均勻，但過大的前緣半徑也會造成支板的氣動阻力明顯增大，因此前緣半徑的選擇需綜合考慮氣動性能和熱防護需求，從傳熱角度出發，前緣半徑可設置為0.75 mm。

2)在其他條件相同時，壁厚越大，熱流越小，冷卻效果越差；壁厚0.5 mm時熱流比壁厚1 mm時高出2 MW/m2左右；從換熱角度出發，為保證支板的冷卻效果，燃料支板壁厚可選為0.5 mm。

3)通過對比3種冷卻劑分配方式的支板冷卻結果可知，冷卻劑更多的分配給前緣等受熱嚴重區域可以增強特征區域的冷卻效果。但同時過大的前緣冷卻通道流速會增大通道的壓力損失，給供應系統設計增加難度，因此第2種分配方式最優，既能提高前緣冷卻效率，又能保證對其他部分的有效冷卻。

4)通過支板主動冷卻結構的優化，能顯著降低燃料支板的冷卻流量需求，同時，針對不同影響因素的參數優選研究給主動冷卻的燃料支板提供了設計依據。