姬威信，孫紀(jì)國(guó)

（北京航天動(dòng)力研究所，北京，100076）

研究簡(jiǎn)報(bào)

鉻/鎳鍍層對(duì)甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)推力室再生冷卻換熱影響研究

姬威信，孫紀(jì)國(guó)

（北京航天動(dòng)力研究所，北京，100076）

采用三維整場(chǎng)求解的方法，對(duì)某甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)推力室身部進(jìn)行流動(dòng)/傳熱耦合計(jì)算，研究了內(nèi)壁燃?xì)鈧?cè)鉻/鎳鍍層對(duì)甲烷再生冷卻身部換熱的影響。研究結(jié)果表明，氣壁鍍鉻/鎳可以有效保護(hù)推力室喉部，降低室壁溫度，當(dāng)敷設(shè)0.05 mm鎳鍍層時(shí)，喉部壁溫可降低24.4%，最大熱流密度可減小20%；敷設(shè)0.05 mm鉻鍍層時(shí)，喉部壁溫降低約23%，熱流密度減小18.7%；氣壁鍍鎳的熱防護(hù)效果優(yōu)于氣壁鍍鉻，且鎳鍍層厚度越大，氣壁溫和液壁溫降低越多，防護(hù)效果越好。

液氧/甲烷火箭發(fā)動(dòng)機(jī)；推力室；再生冷卻；熱防護(hù)

0 引 言

甲烷資源豐富，價(jià)格便宜，無(wú)毒無(wú)污染，比熱高，是良好的冷卻劑；液氧/甲烷組合密度比沖大，是理想的航天動(dòng)力燃料。由于液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能好、可靠性高、可重復(fù)使用、維護(hù)方便，因此，國(guó)外均將液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)作為可重復(fù)使用運(yùn)載器的理想動(dòng)力進(jìn)行研究[1～4]。然而，對(duì)于長(zhǎng)壽命液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，內(nèi)壁處于疲勞與蠕變的交互作用下，溫度過(guò)高會(huì)造成內(nèi)壁的失效，比如，SSME 和火神等高壓火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在多次熱試驗(yàn)后，燃燒室內(nèi)壁喉部上游收斂段均出現(xiàn)了不同程度的裂紋[5,6]。所以，對(duì)于可重復(fù)使用甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)有必要對(duì)推力室室壁進(jìn)行有效地?zé)岱雷o(hù)。

隔熱涂層是對(duì)推力室進(jìn)行熱防護(hù)的一種有效手段，對(duì)于長(zhǎng)時(shí)間工作的發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)說(shuō)，它是再生冷卻的有益補(bǔ)充，目前應(yīng)用較為廣泛[7,8]。本文通過(guò)數(shù)值模擬的方法，對(duì)在推力室內(nèi)壁燃?xì)鈧?cè)敷設(shè)鉻/鎳鍍層對(duì)甲烷再生冷卻換熱的影響進(jìn)行研究。

1 計(jì)算模型和數(shù)值方法

本文研究液氧/甲烷火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室，采用再生冷卻方式，身部由甲烷進(jìn)行逆流冷卻。由于推力室結(jié)構(gòu)的對(duì)稱性，計(jì)算區(qū)域取半條冷卻通道、半條肋條及其相對(duì)應(yīng)的燃?xì)饬鲃?dòng)區(qū)域和冷卻劑流動(dòng)區(qū)域，如圖1所示。假定推力室內(nèi)流動(dòng)方式為凍結(jié)流動(dòng)，考慮水蒸氣熱輻射，故在流動(dòng)過(guò)程中，推力室身部換熱主要有燃?xì)馀c室壁間的對(duì)流、輻射換熱以及通過(guò)室壁的導(dǎo)熱，冷卻劑與冷卻通道間的對(duì)流換熱4部分組成。

圖1 計(jì)算模型

1.1 流動(dòng)換熱模型

本文采用整場(chǎng)耦合求解的方法，即把燃?xì)馀c內(nèi)壁的對(duì)流換熱、通過(guò)室壁的導(dǎo)熱以及冷卻劑與冷卻通道間的對(duì)流換熱耦合為一個(gè)統(tǒng)一的傳熱過(guò)程進(jìn)行求解，各個(gè)求解域采用通用控制方程，即：

式中 V為速度；φ為不同求解域待求通用變量；Γφ為廣義擴(kuò)散系數(shù)；Sφ為廣義源項(xiàng)。

1.2 數(shù)值方法及計(jì)算條件

計(jì)算模型網(wǎng)格采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格相結(jié)合的方式，應(yīng)用Fluent算法直接對(duì)燃?xì)饬鲃?dòng)區(qū)、推力室內(nèi)外壁以及肋片、冷卻劑流動(dòng)區(qū)進(jìn)行流固整場(chǎng)耦合求解。采用DO模型求解燃?xì)鉄彷椛浞匠獭⒗字Z應(yīng)力方程模擬湍流流動(dòng)；采用SIMPLE算法處理壓力和速度的耦合關(guān)系；采用有限體積法離散控制方程；采用一階迎風(fēng)格式離散對(duì)流項(xiàng)；采用二階迎風(fēng)格式離散擴(kuò)散項(xiàng)。燃燒室壓力為5 MPa，冷卻劑甲烷進(jìn)口壓力為11 MPa，流量為2.2 kg/s，入口溫度為120 K。采用自定義函數(shù)處理冷卻劑甲烷物性變化與溫度和壓力的關(guān)系；推力室內(nèi)、外壁及肋片的材料物性隨溫度的變化采用分段線性插值的方法進(jìn)行處理。

2 鉻/鎳鍍層熱防護(hù)效果比較

為研究鉻/鎳鍍層隔熱防護(hù)效果的不同，對(duì)內(nèi)壁面分別鍍有0.05 mm鉻鍍層和0.05 mm鎳鍍層的2種不同方案進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算。

采用不同鍍層材料方案時(shí)，推力室鋯銅壁面氣壁溫及熱流密度變化如圖2、圖3所示。從圖2、圖3中可以看出，在推力室內(nèi)壁面敷有鍍層材料時(shí)，鍍層材料的存在不會(huì)影響室壁溫度及熱流密度的分布規(guī)律，最高熱流密度及喉部最高溫度的位置不會(huì)發(fā)生改變，但敷設(shè)隔熱鍍層的室壁面溫度和熱流密度低于未敷設(shè)隔熱層的溫度和熱流密度，且對(duì)于降低喉部室壁溫度及熱流密度效果極為明顯，不同鍍層方案的計(jì)算結(jié)果如表1所示。

圖2 鉻/鎳鍍層氣壁溫變化

圖3 鉻/鎳鍍層熱流密度變化

表1 不同鍍層材料計(jì)算結(jié)果

敷設(shè)0.05 mm鎳涂層時(shí)，喉部壁溫降低24.4%，最大熱流密度減小20%；敷設(shè)0.05 mm鉻涂層時(shí)，喉部壁溫降低約23%，熱流密度減小18.7%。由此可見(jiàn)，采用隔熱涂層對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力室內(nèi)壁進(jìn)行熱防護(hù)的方法十分有效。

通過(guò)圖2、圖3及表1的對(duì)比可以看出，雖然在推力室內(nèi)壁鍍有鉻涂層或鎳涂層均可以降低推力室喉部室壁溫度和熱流密度，有效保護(hù)喉部室壁，但兩種方案的壁溫及熱流密度降低幅度卻有所差異。由于鉻導(dǎo)熱系數(shù)大于鎳導(dǎo)熱系數(shù)，在室壁鍍有0.05 mm鎳涂層時(shí)的壁溫及熱流密度分別低于0.05 mm鉻涂層方案10 K和1.5 MW/m2，所以在相同鍍層厚度時(shí)鉻鍍層方案的隔熱效果要差于鎳鍍層方案。由此可知，不同鍍層材料隔熱效果的差異主要由導(dǎo)熱系數(shù)不同引起，導(dǎo)熱系數(shù)越低的材料隔熱效果越好。因此，在室壁內(nèi)表面敷設(shè)耐高溫涂層時(shí)，應(yīng)盡量選擇較低導(dǎo)熱系數(shù)的涂層材料。

圖4為在推力室內(nèi)壁面鍍鎳后鎳鍍層燃?xì)鈧?cè)壁面與未在內(nèi)壁鍍鎳時(shí)銅內(nèi)壁燃?xì)鈧?cè)壁面溫度變化對(duì)比曲線。

圖4 鎳鍍層與未鍍鎳時(shí)銅內(nèi)壁燃?xì)鈧?cè)壁溫對(duì)比

由圖4可以看出，鍍鎳后鎳鍍層氣壁面溫度較之未鍍鎳時(shí)銅內(nèi)壁氣壁面溫度增大約50%。由此可知，低導(dǎo)熱率材料能夠使與燃?xì)饨佑|的鍍層表面溫度顯著提高，從而減小燃?xì)馀c壁面的溫差（ΔTgw=Tg-Twg），降低熱流密度，有效保護(hù)室壁。因此，在推力室內(nèi)壁面噴涂適當(dāng)厚度的耐高溫涂層能夠有效保護(hù)燃燒室室壁。

3 鎳鍍層厚度影響研究

第2節(jié)研究結(jié)果表明，在推力室內(nèi)壁面敷設(shè)鎳鍍層或鉻鍍層可有效保護(hù)燃燒室室壁，且內(nèi)壁鍍鎳的熱防護(hù)效果優(yōu)于內(nèi)壁鍍鉻。本節(jié)將在此基礎(chǔ)上，進(jìn)一步研究鎳鍍層厚度對(duì)甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)熱防護(hù)效果的影響。本節(jié)選取了在內(nèi)壁分別鍍有0.02 mm和0.05 mm鎳鍍層的兩種不同方案進(jìn)行研究。研究結(jié)果表明，在推力室內(nèi)壁面敷設(shè)鍍層的厚度越大，室壁溫度越低，熱流密度降低越多，不同鎳鍍層厚度氣壁溫度變化曲線和熱流密度變化曲線如圖5和圖6所示。

圖5 不同鍍層厚度氣壁溫變化

圖6 不同鍍層厚度熱流密度變化

由圖5、圖6可以看出，敷設(shè)0.05 mm鎳鍍層方案的推力室銅內(nèi)壁燃?xì)鈧?cè)溫度及熱流密度低于敷設(shè)0.02 mm鍍層方案，但2種方案的氣壁溫度和熱流密度的差異并不明顯，這說(shuō)明當(dāng)鍍層導(dǎo)熱系數(shù)較大時(shí)，鍍層厚度的改變并不能顯著改變鍍層的熱阻，當(dāng)鍍層的導(dǎo)熱系數(shù)越小時(shí)，隨著鍍層厚度的變化，內(nèi)壁溫度和熱流密度的差異越明顯。

不同鍍層厚度內(nèi)壁冷卻劑側(cè)壁溫變化曲線如圖7所示。

圖7 不同鍍層厚度液壁溫變化

由圖7可以看出，鎳鍍層厚度越小，液壁溫度越高，說(shuō)明內(nèi)壁鍍層厚度變化對(duì)甲烷再生冷卻換熱的影響規(guī)律與推力室內(nèi)壁厚度對(duì)再生冷卻換熱的影響規(guī)律（壁厚增大，燃?xì)鈧?cè)壁溫升高，冷卻劑側(cè)壁溫降低）不同。隨著鍍層厚度的增大，推力室內(nèi)壁燃?xì)鈧?cè)壁溫與冷卻劑側(cè)壁溫均降低。

不同鎳鍍層厚度的計(jì)算結(jié)果如表2所示。

表2 不同鍍層厚度計(jì)算結(jié)果

不同鍍層厚度的鎳鍍層燃?xì)鈧?cè)壁溫變化如圖8所示。

圖8 不同鍍層厚度鎳鍍層燃?xì)鈧?cè)壁溫變化

由圖8可知，燃?xì)鉁囟仍礁撸冶诘氖軣峋驮絿?yán)峻，鍍層應(yīng)越厚，但鍍層的隔熱效果還與鍍層材料的最高允許溫度、鍍層內(nèi)外壁最大允許溫差以及內(nèi)壁的熱阻等因素有關(guān)。研究結(jié)果表明，隨著鍍層厚度的增加，鍍層燃?xì)鈧?cè)溫度升高，甚至超過(guò)鍍層材料的允許溫度，導(dǎo)致鍍層損壞。因此鍍層不宜過(guò)厚。

4 結(jié) 論

a）采用三維全場(chǎng)求解的方法，對(duì)推力室燃?xì)饬鲃?dòng)區(qū)、冷卻通道及冷卻劑流動(dòng)區(qū)進(jìn)行流-熱耦合計(jì)算，研究了甲烷再生冷卻身部的換熱規(guī)律。研究結(jié)果表明，甲烷再生冷卻推力室喉部室壁溫度最高，最易發(fā)生結(jié)構(gòu)破壞，是推力室熱防護(hù)的重點(diǎn)區(qū)域。

b）敷設(shè)隔熱涂層可有效保護(hù)推力室喉部，降低室壁溫度，減小熱流密度，當(dāng)敷設(shè)鎳鍍層厚度為0.05 mm時(shí)，喉部壁溫可降低約24%，熱流密度減小約20%；敷設(shè)0.05 mm鉻鍍層時(shí)，喉部壁溫降低約23%，熱流密度減小18.7%，鎳鍍層隔熱效果優(yōu)于鉻鍍層。

c）隨著鎳鍍層厚度的增大，熱流密度減小，推力室內(nèi)壁燃?xì)鈧?cè)溫度與冷卻劑側(cè)溫度降低，但鎳鍍層越厚，鍍層燃?xì)鈧?cè)溫度越高，因此也不宜過(guò)厚。

[1] 喬桂玉, 王維彬. 可重復(fù)使用液氧甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)[C]. 中國(guó)航空學(xué)會(huì)動(dòng)力分會(huì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)專(zhuān)業(yè)委員會(huì)2008年會(huì)議論文集, 2008.

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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，助理工程師，主要從事液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室熱分析方向的研究