冲压发动机燃烧室热防护技术

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1、第32卷第4期火箭推进Vol.32,№.42006年8月JOURNALOFROCKETPROPULSIONAug.2006冲压发动机燃烧室热防护技术任加万，谭永华（西安航天动力研究所，陕西西安710100）摘要：冲压发动机燃烧室热防护是其关键技术之一。隔热层烧蚀冷却、气膜冷却是冲压发动机常用的冷却方式。随着飞行器飞行马赫数和射程的增加，燃烧室的热防护问题越来越突出，必须发展先进的冷却技术才能适应其工作要求。提出了解决问题的三个途径：发展先进的耐热材料、采用新的火焰筒冷却技术、提高传统的气膜冷却效率。关键词：冲压发动机；燃烧室；热防护；冷却技术中图分类号：V439文献标识码：

2、A文章编号：(2006)04-0038-06ThermalprotectiontechniquesoframjetcombustorRenJiawan,TanYonghua（Xi’anAerospacePropulsionInstitute,Xi’an710100,China）Abstract：Combustorthermalprotectionisoneofkeytechniquesoframjets.Adiabaticablationcooling,filmcoolingarethemainmeansandhavebeenusedwidely.Thermalproble

3、mbecomesmorecriticalbecauseofincreaseofspeedandrange,soadvancedcoolingtechniquemustbedevelopedtoadapttoitsworkneed.Developingadvancedheat-resistantmaterial,newcoolingtechnique,improvingconventionalfilmcoolingefficiencywouldbethreedirections.Keywords：ramjet;combustor;thermalprotection;cooli

4、ngtechnique转化为高温燃气的热能，以提高气流的作功能力。1引言一般来说，燃气温度越高，单位质量工质作功的能力就越大。为了提高发动机的推力和效率，必燃烧室是冲压发动机核心部件之一。燃料与然要提高燃烧室的燃气温度。现在的冲压发动机获得减速增压的来流空气进入燃烧室后混合和燃燃烧室温度已达到2500K左右，现有的材料还不能烧，要求能最有效地把燃料中的化学能释放出来，承受如此高的温度；现在冲压发动机工作时间的收稿日期：2005-10-12；修回日期：2006-03-03。作者简介：任加万（1980—），男，在读硕士研究生，研究领域为冲压发动机燃烧室热防护。第4期冲压发动机燃

5、烧室热防护技术39大幅增加，使得现有广泛应用的隔热层烧蚀冷却维的硅橡胶，热防护层厚度为15mm，其制造工艺技术，由于烧蚀层厚度的限制，很难再适用；同为整体式浇铸，能在1MPa/1500K～2000K的燃烧时来流马赫数的增加，也就是冷却气体的温度进室条件下安全工作1000s。ASALM/PTV液体火箭一步提高，使采用气膜冷却时的材料达到了目前整体式冲压发动机(LIRR)是美国先进战略空射导无法可靠工作的程度。在这些情况下，火焰筒很弹（ASALM）及其推进技术验证飞行器（PTV）可能会发生裂纹、失稳和烧蚀等恶劣现象。可见，的动力装置。燃烧室筒壁的隔热层采用DC93-104冲压发

6、动机燃烧室越来越恶劣的工作环境，给现型强化硅橡胶，浇铸在点焊于燃烧室内壁的不锈有的耐热材料和传统的冷却技术提出了挑战，这★钢网格内，形成厚12.7mm的隔热层。ANS（IRR）就要求对燃烧室进行更为可靠的热防护。因此，整体式固体冲压发动机是法德合作“超音速反舰燃烧室热防护技术成为冲压发动机的关键技术之导弹”（ANS）的发动机。由于混合不均匀等因一。素，ANS★补燃室的局部温度高达2900K。为使补燃室隔热层能承受高热负荷，并有耐硼粒子的侵2热防护方式蚀能力，选用了掺入碳纤维或陶瓷纤维的硅橡胶材料。在这种情况下，它能安全工作大于100s。发动机燃烧室的热防护主要有主动热防护和

7、燃烧室的热防护还可采用不同的隔热材料组被动热防护两种方式，主动热防护的方式是利用成多层系统，它是利用不同材料的不同有效温限，从进气道进入发动机的“低温”气流进行冷却，以不同的热防护材料分层组成热防护系统。它的而被动热防护则是采用轻质的耐烧蚀隔热材料对优点是基本可以解决燃烧室的振荡问题，缺点是冷却结构进行热防护。从冷却原理上区分冷却方要采用造价非常昂贵的复合材料，而且不同功能式，主动冷却方式主要是发散冷却、对流冷却（含层之间的粘接也是一个问题。冲击冷却）和气膜冷却。其它多种新型冷却技术隔热层冷却的缺点主要是热解后容易