姬威信，孫紀國

（北京航天動力研究所，北京，100076）

研究簡報

鉻/鎳鍍層對甲烷發(fā)動機推力室再生冷卻換熱影響研究

姬威信，孫紀國

（北京航天動力研究所，北京，100076）

采用三維整場求解的方法，對某甲烷發(fā)動機推力室身部進行流動/傳熱耦合計算，研究了內(nèi)壁燃氣側鉻/鎳鍍層對甲烷再生冷卻身部換熱的影響。研究結果表明，氣壁鍍鉻/鎳可以有效保護推力室喉部，降低室壁溫度，當敷設0.05 mm鎳鍍層時，喉部壁溫可降低24.4%，最大熱流密度可減小20%；敷設0.05 mm鉻鍍層時，喉部壁溫降低約23%，熱流密度減小18.7%；氣壁鍍鎳的熱防護效果優(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，防護效果越好。

液氧/甲烷火箭發(fā)動機；推力室；再生冷卻；熱防護

0 引 言

甲烷資源豐富，價格便宜，無毒無污染，比熱高，是良好的冷卻劑；液氧/甲烷組合密度比沖大，是理想的航天動力燃料。由于液氧/甲烷發(fā)動機綜合性能好、可靠性高、可重復使用、維護方便，因此，國外均將液氧/甲烷發(fā)動機作為可重復使用運載器的理想動力進行研究[1～4]。然而，對于長壽命液體火箭發(fā)動機，內(nèi)壁處于疲勞與蠕變的交互作用下，溫度過高會造成內(nèi)壁的失效，比如，SSME 和火神等高壓火箭發(fā)動機在多次熱試驗后，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，對于可重復使用甲烷發(fā)動機有必要對推力室室壁進行有效地熱防護。

隔熱涂層是對推力室進行熱防護的一種有效手段，對于長時間工作的發(fā)動機來說，它是再生冷卻的有益補充，目前應用較為廣泛[7,8]。本文通過數(shù)值模擬的方法，對在推力室內(nèi)壁燃氣側敷設鉻/鎳鍍層對甲烷再生冷卻換熱的影響進行研究。

1 計算模型和數(shù)值方法

本文研究液氧/甲烷火箭發(fā)動機推力室，采用再生冷卻方式，身部由甲烷進行逆流冷卻。由于推力室結構的對稱性，計算區(qū)域取半條冷卻通道、半條肋條及其相對應的燃氣流動區(qū)域和冷卻劑流動區(qū)域，如圖1所示。假定推力室內(nèi)流動方式為凍結流動，考慮水蒸氣熱輻射，故在流動過程中，推力室身部換熱主要有燃氣與室壁間的對流、輻射換熱以及通過室壁的導熱，冷卻劑與冷卻通道間的對流換熱4部分組成。

圖1 計算模型

1.1 流動換熱模型

本文采用整場耦合求解的方法，即把燃氣與內(nèi)壁的對流換熱、通過室壁的導熱以及冷卻劑與冷卻通道間的對流換熱耦合為一個統(tǒng)一的傳熱過程進行求解，各個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為廣義擴散系數(shù)；Sφ為廣義源項。

1.2 數(shù)值方法及計算條件

計算模型網(wǎng)格采用結構網(wǎng)格和非結構網(wǎng)格相結合的方式，應用Fluent算法直接對燃氣流動區(qū)、推力室內(nèi)外壁以及肋片、冷卻劑流動區(qū)進行流固整場耦合求解。采用DO模型求解燃氣熱輻射方程、雷諾應力方程模擬湍流流動；采用SIMPLE算法處理壓力和速度的耦合關系；采用有限體積法離散控制方程；采用一階迎風格式離散對流項；采用二階迎風格式離散擴散項。燃燒室壓力為5 MPa，冷卻劑甲烷進口壓力為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行處理。

2 鉻/鎳鍍層熱防護效果比較

為研究鉻/鎳鍍層隔熱防護效果的不同，對內(nèi)壁面分別鍍有0.05 mm鉻鍍層和0.05 mm鎳鍍層的2種不同方案進行了數(shù)值計算。

采用不同鍍層材料方案時，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，鍍層材料的存在不會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發(fā)生改變，但敷設隔熱鍍層的室壁面溫度和熱流密度低于未敷設隔熱層的溫度和熱流密度，且對于降低喉部室壁溫度及熱流密度效果極為明顯，不同鍍層方案的計算結果如表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 不同鍍層材料計算結果

敷設0.05 mm鎳涂層時，喉部壁溫降低24.4%，最大熱流密度減小20%；敷設0.05 mm鉻涂層時，喉部壁溫降低約23%，熱流密度減小18.7%。由此可見，采用隔熱涂層對發(fā)動機推力室內(nèi)壁進行熱防護的方法十分有效。

通過圖2、圖3及表1的對比可以看出，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。由于鉻導熱系數(shù)大于鎳導熱系數(shù)，在室壁鍍有0.05 mm鎳涂層時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熱系數(shù)不同引起，導熱系數(shù)越低的材料隔熱效果越好。因此，在室壁內(nèi)表面敷設耐高溫涂層時，應盡量選擇較低導熱系數(shù)的涂層材料。

圖4為在推力室內(nèi)壁面鍍鎳后鎳鍍層燃氣側壁面與未在內(nèi)壁鍍鎳時銅內(nèi)壁燃氣側壁面溫度變化對比曲線。

圖4 鎳鍍層與未鍍鎳時銅內(nèi)壁燃氣側壁溫對比

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

3 鎳鍍層厚度影響研究

第2節(jié)研究結果表明，在推力室內(nèi)壁面敷設鎳鍍層或鉻鍍層可有效保護燃燒室室壁，且內(nèi)壁鍍鎳的熱防護效果優(yōu)于內(nèi)壁鍍鉻。本節(jié)將在此基礎上，進一步研究鎳鍍層厚度對甲烷發(fā)動機熱防護效果的影響。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行研究。研究結果表明，在推力室內(nèi)壁面敷設鍍層的厚度越大，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0.05 mm鎳鍍層方案的推力室銅內(nèi)壁燃氣側溫度及熱流密度低于敷設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，這說明當鍍層導熱系數(shù)較大時，鍍層厚度的改變并不能顯著改變鍍層的熱阻，當鍍層的導熱系數(shù)越小時，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，說明內(nèi)壁鍍層厚度變化對甲烷再生冷卻換熱的影響規(guī)律與推力室內(nèi)壁厚度對再生冷卻換熱的影響規(guī)律（壁厚增大，燃氣側壁溫升高，冷卻劑側壁溫降低）不同。隨著鍍層厚度的增大，推力室內(nèi)壁燃氣側壁溫與冷卻劑側壁溫均降低。

不同鎳鍍層厚度的計算結果如表2所示。

表2 不同鍍層厚度計算結果

不同鍍層厚度的鎳鍍層燃氣側壁溫變化如圖8所示。

圖8 不同鍍層厚度鎳鍍層燃氣側壁溫變化

由圖8可知，燃氣溫度越高，室壁的受熱就越嚴峻，鍍層應越厚，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。研究結果表明，隨著鍍層厚度的增加，鍍層燃氣側溫度升高，甚至超過鍍層材料的允許溫度，導致鍍層損壞。因此鍍層不宜過厚。

4 結 論

a）采用三維全場求解的方法，對推力室燃氣流動區(qū)、冷卻通道及冷卻劑流動區(qū)進行流-熱耦合計算，研究了甲烷再生冷卻身部的換熱規(guī)律。研究結果表明，甲烷再生冷卻推力室喉部室壁溫度最高，最易發(fā)生結構破壞，是推力室熱防護的重點區(qū)域。

b）敷設隔熱涂層可有效保護推力室喉部，降低室壁溫度，減小熱流密度，當敷設鎳鍍層厚度為0.05 mm時，喉部壁溫可降低約24%，熱流密度減小約20%；敷設0.05 mm鉻鍍層時，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)壁燃氣側溫度與冷卻劑側溫度降低，但鎳鍍層越厚，鍍層燃氣側溫度越高，因此也不宜過厚。

[1] 喬桂玉, 王維彬. 可重復使用液氧甲烷發(fā)動機技術[C]. 中國航空學會動力分會火箭發(fā)動機專業(yè)委員會2008年會議論文集, 2008.

[2] Francesco B, et al. Supercritical methane heat transfer modeling in rocket engine cooling channels[R]. AIAA 2013-3995, 2013.

[3] Takao M, et al. Hot-firing test of methane-fueled rocket engine under high altitude condition[R]. AIAA 2013-4056, 2013.

[4] Melcher J C, Morehead R L. Combustion stability characteristics of the project morpheus liquid Oxygen / liquid methane main engine [R]. AIAA 2014-3681, 2014.

[5] Riccius J R, Haidn O J, Zametaev E B. Influence of time dependent effects on the estimated life time of liquid rocket combustion chamber walls[R]. AIAA 2004- 3670, 2004.

[6] Neittaanmaki P, Rossi T, Korotov S, Onate E, Periaux J, Knorzer D, et al. Thermo mech-anical analysis using finite element methods with particular emphasis on rocket combustion chambers[R]. European Congress on Computational Methods in Applied Sciences and Engineering ECCOMAS 2004, 2004.

[7] 劉國球, 等. 液體火箭發(fā)動機原理[M]. 北京: 中國宇航出版社, 1993.

[8] Immich H．Thrust chamber technology developments for future launch vehicle liquid rocket engines[R]. AIAA 2001- 3544, 2001．

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)動機推力室熱分析方向的研究