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1、中国航天第三专业信息网第2 7 届年会航天动力技术发展与应用学术会议论文集全流量补燃循环发动机再生冷却研究汪小卫金平蔡国飙( 北京航空航天大学宇航学院，北京，1 0 0 0 8 3 )摘要：对再生冷却在全流量补燃循环发动机上应用的特点进行了阐述，提出了在保证喉部壁温安全的情况下从冷却方面来降低系统压力的设想采用了准一雏换热模型对某型火箭发动机进行了计算，并分析了集合器位置、肋片高宽比、冷却剂流量等关键参数对喉部温度及系统压力的影响，得到的某些结论同样适用于其它高压补燃循环发动机上。这种分析方法及结果能够为冷却通道的优化设计提供参考。主题词：再生冷却，换热，全流量补燃循环全流量补燃循环发动机作为
2、今后液体大推力火箭发动机的发展趋势越来越受到重视，一般推力室压强能达到2 0 M P a 以上；在使用低温液氢腋氧作为推进剂情况下，燃气的温度通常能达到3 5 0 0 K ，甚至更高。在高温高压下燃气对推力室内壁产生非常高的热流密度，在对可靠性要求越来越重视的情况下，必须更有效地对推力室进行冷却。保护推力室免受强大热流烧蚀的最常用、最有效的办法是再生冷却 2 1 。在对大推力补燃循环发动机设计一个有效的蒋生冷却系统的时候，冷却部分在整个动力系统中的位置、地位和对整个动力系统影响的分析以及结构的热力分析是必需的。在高压补燃发动机中除了推力宝要承受很高的热流外，整个动力系统还处在很高的压力下，一般
3、泵后压力能达到5 0 M P a 以上，系统各部件都工作在很高的压强下，特别是对涡轮泵提出更高的要求，而涡轮泵可靠性的高低对于发动机的寿命至关重要。本文将采用一种数值的方法，在保证喉部内壁温安全的情况下，对冷却部分的关键参数计算分析来寻求降低系统压降的方法。运用了一种有效的再生冷却计算模型，对某型全流量高压补燃发动机系统下的再生冷却进行了准一维计算，得到一些关于高压补燃发动机中再生冷却的规律。准确的热分析模型为结构设计提供参考；并且快速计算、分析出一些关系发动机推力室喉部温度和系统压力的关键因素的影响，为优化设计和进一步精确计算提供方法和数据的参考。1 再生冷却在大推力全流量补燃发动机上应用的
4、特点再生冷却形式在大推力全流量补燃发动机中除了具有般性外，还有其自身的特点。典型模式如图1 所示，冷却剂分两路冷却推力室壁面。2 5汪小卫等t 全流量补燃循环发动机再生冷却研究图1 全流量补燃循环系统中典型冷却流路示意图由图1 可知冷却套内压力损失的大小赢接影响了泵后压力及泵扬程的大小，进而影响所需涡轮功率的大小。降低冷却套内压力损失将降低泵后压力，降低涡轮功率需求。由图1 和前面分析可知冷却套内压降的大小取决于两冷却路中压降大的那一路。在保证冷却可靠的前提下，对各种参数控制来寻求最小的压降损失是必要的。大高宽比的层板结构和大直径薄壁件制造技术的成熟和先进材料的应用，使在保证冷却充分的情况下，
5、降低冷却套压降来降低整个系统压力的设想成为可能J 。本文将选取对中间集合器位置、铣橹结构的高宽比及冷却剂流量等关键参数进行考查。降低冷却套内压降必须是推力室内壁在可靠工作的前提下，这对推力室冷却结构的热分析也是必须的。由于氢在高压大推力发动机冷却通道内一般处于超临界状态，换热量高，状态变化迅速，推力室内壁材料温度变化范围也相当宽，因此热分析必须考虑冷却剂和材料的热物理性质等随温度和压力发生的剧烈非单调变化J 。2 再生冷却推力室的换热计算模型理论上再生冷却推力室中热交换包括三个过程：由燃气向室壁的热对流和热辐射；由室壁向冷却剂的对流换热及室壁内部的导热。图2 为一单位铣槽结构的冷却通道截面温度
6、分布图口8 】。由于液体火箭发动机工作的复杂性，作为工程应用上的快速计算和对冷却结构的初步优化提供参考，不可能同时和不必要考虑各种因素对其推力室热交换的影响，所以在冷却计算时，做了以下假设：推力室轴向的导热可以忽略，只考虑沿径向和周向的导热；燃烧室内平均温度为常值；忽略材料结构受热产生的变形；流动处于旺盛紊流状态；不考虑与流体阻力有关的且对温度场分布有很大影响的热交换特点。2 1 燃气对室壁的传热图2 推力室壁面温度分布图2 1 1 对流传热推力室中的对流换热属于湍流抉热，燃气参数在整个推力室轴向方向变化剧烈，尤其是在喉部区域2 6中国航天第三专业信息网第2 7 届年会航天动力技术发展与应用学
7、术会议论文集变化甚为剧烈。另外，热流状况还受到喷注嚣和化学燃烧过程的影响等等。在这种情况下想用种纯粹的理论模型来描述具体情况下的熟传导是不现实的。但是，实用的半经验理论模型必须包含基本参数的影响，并且经过了试验标定的。一种方法就是采用描述壁面湍流边界层模型，这种方法需要种复杂、成熟的边界层模型和很大的计算量，否则没有任何意义，但对于初始设计和一般优化来说也是不必要的。常用的计算方法就是采用B a r t z 公式计算燃气对室壁的传热“】：“= 略( 一乇)k = c o n w t 毒争，审”c 争”仃认为推力室内部流动为准一维绝热等熵流动，计算得到不同截面的温度、压强、马赫数等参数。2 1
8、1 辐射换热【3 】高压补燃发动机中高温高压环境决定了其中的辐射换热也是相当强烈的，辐射热流密度取决于燃气温度和压力、及气体成分中多原子分子的分压和燃烧室的几何尺寸。均匀成分的燃气对壁面的辐射热流密度计算式为：q ，= g w , e f 仃( 墨4 一d 矗)在氢氧发动机中E g * 一对于燃烧室，认为啡恒定，从收敛喷管段d ，= 1 - 2 磷以后辐射热流急剧下降，到达喉部只剩下最大热流的5 0 ，喉部后面下降更快，在面积比一4 = 2 ，3 ，4 处，辐射热流下降到最大热流的1 2 ，6 ，3 。所以大膨胀比处辐射可以忽略不计。2 2 通过室壁的导热根据热传导定律，通过室壁的导热热流为f
9、 2 】：口。考一乙)一般大发动机中考虑到结构强度和温度等因素，壁厚瓦沿着发动机轴线方向是变化的。由上式可见导热系数九对内壁温的影响很大，一般选择导热系数大，将会增强冷却效果。在实际发动机中沿轴向和径向室壁温是变化的，必须对材料的导热系数进行必要的随温度的插值处理。2 3 由室壁至冷却剂的传热在冷却通道中冷却剂以对流的方式进行热交换，在单相对流换热时一般采用以下半经验公式”l ：N 1 l i = b 0 6 2 R e t t y 国p ?o r ：温度比和入口段尺寸修正系数，中，：曲率修正系数，中，：表面粗糙度修正系数。在大热流下，当产生沸腾换热时，必须采用表面沸腾换热经验公式，例如采用水
10、冷却时，在槽式冷却通道中，由于肋片的存在大大加强了冷却荆的冷却效果，因此计算换热时，必须考虑肋片效果I ：j= 厕+ t h ( H d 厨)( 2 )啊为无肋片时的换热系数。由公式可见采用大高宽比H l a 将有助于对流换热，增强换热效果。汪小卫等；垒流量补燃循环发动机再生冷却研究3 计算方法及算例验证3 1 计算方法热分析同时需要冷却剂压力如等参数，冷却剂压降的计算一方面也依赖于冷却套结构热分析【l o l ，如F 公式。两方面是一个互相联系、迭代的计算。= 厂( 几，彳，B ) ，凹= ，瓯，儿，4 r ，)将轴对称推力室沿轴向方向划分成很多微段，在喉部可以划分最为细致，在喷管扩张段为节
11、约计算量可划分宽一些。从冷却剂入口，对每一段截面上的单位冷却单元沿上述方法进行循环迭代计算，计算出热流、内壁温、冷却剂温升、压降，再带入下一微段继续计算直i 0 冷却剂出口结束。在太热流下，如果冷却剂为像水这样可能会存在沸腾传热过程的情况下，可以采用整体计算的方法，第一步，通过单相传热计算，检查外壁温和压强，确定哪些区域将会发生沸腾传热，再在这些区域进行沸腾传热计算，来回推力室整体迭代出较为准确的结果，这样就得到沿轴向推力室内壁温、热流、压降的准一维曲线分布。在此基础上就可以调整结构或冷却剂参数，进行冷却和压降的参数的计算，由于目标函数A P = 厂( 乙，如，n k ，一r ，) 涉及到的其
12、它参数较多、方程复杂，推力宣型面参数变化，要想从数学上找到最优解是相当困难的，也没有必要，本文将采用单变量直接寻优方法进行最优解范围的计算分析，固定其它变量在有效范围内，考察某一关键因素的影响。3 2 算例验证本文使用的数学模型大都采用的是半经验公式，为了验证一下这种计算方法的有效性和台理性，对文献【2 】中一推力室算例进行了进一步的计算。文献【2 】中计算方法，作者已经证明是合理的、正确的，而且文献 2 I 中计算结果跟试验对比结果表明：其计算方法在燃烧室段误差大约高于试验数据1 5 以下，在喉部误差不到5 ，喷管扩张段平均高出1 0 2 E 右。图3 为推力室热流沿轴向上的分布。由图3 可
13、以看山，在燃烧室段本文计算得到的数据大约低文献【2 】中计算得到的数据8 左右，在喉部高2 左右，喉部之后于文献【2 】中数据相差无几。这表明本文的数据更加靠近试验数据，计算方法能较好模拟推力室实际情况。圈3 两种计算结果的比较要想得到局部换热较为精确的规律，一个准确的三维换热数学模型是必需的，特别是在冷却液侧，冷却液的粘性、流动和壁面曲率引起的蜗旋等等造成的换热的变化必须考虑进出f ! 】o 本文得到的一维分析结果对进一步的精确计算提供了较为有用的参考。鲫瑚删懈埘。中国航天第三专业信息阿第2 7 届年会航天动力技术发展与应用学术会议论文集4 计算结果和分析讨论算例取为某型全流量大推力高压补燃
14、循环发动机推力室的冷却计算，系统模式如图1 ，具体参数如下：头部总压2 2 4 M P a ，混合比6 9 3 ，膨胀比6 0 ，收敛面积比3 ，液氢流量6 9 7 k g s ，液氢的入口温度为5 9 K ，入口压力为5 0 M P a ，喉部直径2 6 5 m m ，燃烧室长度7 4 5 m m ，收敛段长3 0 2 r a m ，扩张段长31 4 6 5 r a m ，头部槽数4 0 0 ，尾部槽数8 0 0 ，在整个轴向方向上采用变槽宽设计，内壁材料采用Z r C u 。4 1 中部集合器位置的影响全流量补燃循环发动机中冷却分两路，一路冷却喷管扩张段的大部分，一路冷却其以上部分包括关键
15、的喉部和燃烧室，如图1 所示。如果只通过一路冷却的情况下，由于低温氢到达喉部前将经过较长路程的换热，氢的温度上升，冷却效果下降，为使喉部温度不致过高，必须采用较多比例的氢燃料用于冷却，这必将导致压力损失偏高，是不可取的。为了考察中间集合器位置对冷却效果和冷却氢压力损失的影响，对其在不同轴向方向位置进行了研究，冷却头部氢流量取氢的总流量2 5 ，尾部3 8 。计算结果如图5 所示。图5 中横坐标为集合器取在扩张段位置上的膨胀比值，纵坐标分别时两段的压降和喉部温度，由图5 可以看出随着集合器位置的后移，冷却剂到达喉部时，其温度增加，冷却效果下降，致使喉部内壁温增加，但趋势随位置的后移稍加平缓；由于
16、集合器的后移，尾部冷却剂压降下降，且其减小趋势越来越慢，这是由于槽宽逐渐变宽造成大m图4 集合器位置示意图图5 喉部温度及两冷却路压降随集合器位置不同的计算结果综合上述分析可知，集合器不能设计于扩张比较大的位置，对喉部温度和冷却剂压降都不利。应该保证在喉部安全的情况下，让冷却路的压降不致太大。在算例中，集合器安排在扩张比3 8 6 ( 压降在7 M P a 以下) 的范围内比较合理。4 2 高宽比的影响为了考察铣槽结构参数的影响，本文选择铣槽结构的高宽比作为研究对象。如图6 ，在集合器设计在扩张比为5 ，头部冷却流量2 5 不交，槽宽不变的情况下，喉部温度和冷却剂压降与肋片高宽比的关系。由图6 可知在此条件下，压降随高宽比呈下降趋势，且趋于平缓，这是由于槽宽不变的情况下A r增加导致单位铣槽面积的增加，致使冷却剂速度的下降，直接导致压降的这种变化趋势。喉部温度随2 9汪小卫荨：垒流量补燃循环发动机再生冷却研究A r 上升呈上升趋势，但上
