RBCC主火箭与燃烧室热防护分析与试验

摘要

热防护系统设计已成为吸气式火箭组合循环推进系统研究的关键技术之一。本文针对主火箭和二次燃烧室建立了室壁的传热模型，对其热环境预示和热结构设计提供了理论依据；从理论和试验两方面对基于耐高温复合材料的复合式热防护结构进行了研究。 利用经验公式建立了RBCC主火箭室壁的辐射、对流换热与导热结合的物理分析模型。其中包括适应性更广的燃气辐射换热的物理分析模型。模型中考虑了实际燃气辐射的复杂性，如灰体壁、非灰体燃气辐射等，还添加了含CO和OH燃气成份的燃气辐射换热物理分析模型。并通过计算不同室壁材料、不同室壁厚度、不同冷却剂流量以及组织冷却边区的情况下的室壁温度分布和热流密度分布，提出了进行主火箭设计时需考虑的因素。 建立了一维非稳态复合结构的传热模型，该模型能够模拟不同材料组成的多层结构中的非稳态温度场。主要的控制方程为一维非稳态导热微分方程，其中边界条件有强对流换热及绝热等不同类型。采用控制容积积分法对控制方程进行了离散，使用Gauss-Seidel迭代法求解离散方程。应用该模型计算得到了RBCC发动机使用再生冷却方法中时，室壁材料、肋材料、室壁厚度等参数对传热的影响：还得到了被动冷却方法中燃气温度及绝热材料对传热的影响。提出了设计主动冷却和被动冷却复合结构时需考虑的因素。 设计了基于C/SiC复合材料的主动冷却模块和被动冷却模块。在RBCC引射火箭实验系统上进行了若干次试验。在此基础上，还进一步改进设计了使用固体火箭发动机作为燃气发生器的试验装置，该装置可以提供3000K左右的高温燃气。通过试验证明本文建立的计算方法可以较好地模拟高温高速流动条件下复合结构的内部温度分布。试验还表明，耐高温复合材料和主动冷却相结合的方式可以有效地对室壁进行冷却，是组合发动机长时间可靠工作的很有发展前景的热结构方案。

目录

文摘

英文文摘

第一章绪论

1.1研究目的和意义

1.2国内外研究状况

1.2.1主火箭的热结构研究状况

1.2.2二次燃烧室的热结构研究状况

1.3本文主要内容

第二章主火箭热环境预示

2.1主火箭的作用和特点

2.2主火箭传热物理模型

2.2.1稳态传热过程

2.2.2简化物理模型

2.3热力计算

2.4燃气向室壁的传热

2.4.1对流换热

2.4.2辐射换热

2.5通过室壁的传热

2.6由液壁至冷却剂的传热

2.7计算方法

2.8计算结果和讨论

2.8.1算例验证

2.8.2室壁材料的影响

2.8.3室壁材料厚度的影响

2.8.4冷却剂流量的影响

2.8.5边区的影响

2.8.6内壁涂层的影响

2.9冷却方案

2.10小结

第三章燃烧室热环境与热结构分析

3.1 RBCC二次燃烧室的热环境特点

3.2 RBCC二次燃烧室室壁的传热计算方法

3.2.1物理模型

3.2.2计算模型

3.3冷却剂需用量算例

3.4复合结构室壁传热分析

3.4.1主动冷却模块的传热计算结果及分析

3.4.2被动冷却模块的传热计算结果及分析

3.5 小结

第四章基于复合材料的热结构设计与试验研究

4.1引言

4.1.1 RBCC引射火箭系统

4.1.2试验件与发动机的结构关系

4.2耐高温材料介绍

4.2.1耐热钢

4.2.2高温合金

4.2.3先进复合材料

4.2.4耐高温材料在航天领域的应用

4.3实验装置设计

4.3.1主动冷却模块设计

4.3.2被动冷却模块设计

4.3.3试验装置改进设计

4.4实验结果与分析

4.4.1主动冷却模块试验结果

4.4.2被动冷却模块试验结果

4.4.3改进试验装置试验结果

4.4小结

第五章总结与建议

5.1本文工作总结

5.2对下一步工作的建议

参考文献

攻读硕士学位期间发表的论文

致 谢