在NASA第三代火箭基组合循环动力飞行器计划中, 美国Refractory Composites公司开发了如图8所示的再生冷却C/SiC复合材料燃烧室面板^{[ 19]}。C/SiC复合材料热面板面向热气流, 背面与Ni合金冷却管接触, 冷却管背面是复合材料冷面板, 三者通过机械紧固形成三明治结构。这种结构可适应复杂形状, 能快速修复和更换, 成本低。关键是把热量尽快传递到金属冷却管中的冷却剂上, 因此热面板厚度方向热导率要大。冷面板的任务是把从金属管辐射来的热量反射回去, 将金属管上的热梯度降到最低, 冷面板在厚度方向上的热导率要低, 以减少机身结构的热负载。选择了热导率高的沥青基碳纤维, 热面板用假3D针刺结构, 冷面板则用层铺结构, 厚度方向上用低热导的PAN基碳纤维。

图8

Fig. 8

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	图8 C/SiC复合材料与镍合金管的三明治再生冷却结构[ 19]Fig. 8 Exploded view of regeneration cooling structure consisting of C/SiC composite panels and Ni alloy tubes[ 19]

该结构的缩比件在火箭发动机燃烧室环境下通过18.5 min考核, 表面温度1600’1700 K, 在最高温度下保持了2 min。实际尺寸的结构在超燃冲压发动机试验台上进行了Mach 7/35.9 kPa条件下的考核, 是第一个在超燃冲压发动机燃烧室中通过考核的主动冷却陶瓷基复合材料面板。

为降低上述结构的接触热阻, 保证有效均匀的热交换能力, 在Ni合金管外编织高热导的铜网, 然后嵌入C/SiC表面加工出来的沟槽中, 通过金属扣件施加弹性载荷将其固定住(图9)^{[ 20]}。用水为冷却剂进行了测试, 该结构表现出很好的热交换能力。

图9

Fig. 9

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	图9 C/SiC面板与Ni合金管镶嵌结构(左)及紧固形式(右)[ 20]Fig. 9 Assembly of C/SiC composite and Ni alloy tubes (left) and metallic fittings (right)[ 20]

降低接触热阻的另一途径是将冷却金属管焊接到复合材料上(图10)^{[ 20]}。该方案的关键是金属管, 它须满足: 耐压、与冷却剂化学相容性好、30’600 K都有良好的机械性能、能承受一定的高温和氧化、热膨胀系数与C/SiC尽可能匹配、可焊性好、与焊料相容性好、可制备出几米长的管子且不渗漏冷却剂、密度低。根据这些要求, 考虑Ni基和Mo基合金(掺Re以避免低温脆化)。Ni合金的热膨胀系数明显大于复合材料, 焊接冷却时焊缝处产生裂纹和面板变形。MoRe与C/SiC的热膨胀匹配性好, 焊接处无裂纹, 因此热交换能力好, 但密度大, 制备薄壁长管难度大。研发薄壁MoRe长管成型技术是这种方案能否继续下去的关键。

图10

Fig. 10

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	图10 金属冷却管与C/SiC复合材料面板焊接结构[ 20]Fig. 10 Regeneration cooling structure of C/SiC composite panels brazed with alloy tubes[20][ 20]

3.2 全复合材料冷却结构

金属管与复合材料的组合结构具有不渗漏的优点, 但重量大、接触热阻大。在JCS计划验证C/SiC复合材料可用于超燃冲压发动机进口和出口的被动防热后, 美法联合发起Advanced Composite Combustion Chamber (AC3)计划, 发展带冷却通道的全C/SiC复合材料结构, 以取代金属冷却结构^{[ 21]}。技术方案为将两块C/SiC复合材料面板焊接在一起, 面向热气流的面板上加工有沟槽, 方便煤油流动, 冷端面板的两头有集流道(图11)。这种结构灵活, 可集成在腔壁上的喷嘴, 可调节沟槽横截面和通道以达到既满足燃料加热又满足局部热管理的要求, 可以做成平板和环状结构。

图11

Fig. 11

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	图11 全C/SiC复合材料主动冷却结构[ 21]Fig. 11 Regeneration cooling structure of C/SiC composite panels brazed with alloy tubes[20][ 20]

关键技术包括: (1)材料的密封性和面板的钎焊工艺; (2)耐工作压力和热力学载荷; (3)对燃料和其气态裂解产物完全密封; (4)换热效率。其中系统的封闭性最为关键, 因为C/SiC经常有较多孔隙和裂纹, 焊接面也存在泄漏的可能。

首先制备了含有3个流道的缩比平板, 采用石英灯加热进行测试。没有经气密性处理的C/SiC复合材料面板随温度升高渗透率下降, 这与其热膨胀有关。经密封处理的面板在考核中几乎观察不到有渗漏现象。经过室温和高温试验(热流1.21 MW/m², 燃料预热到700’750 K)后, 冷却结构无破坏, 试验前后的冷态渗透率没有变化。然后, 以煤油为冷却剂在发动机试验台上进行热考核, 通过了Mach 7.6状态、热流密度1.5 MW/m²的13×25 s热考核, 结构无破坏, 气密性依旧很好, 验证了C/SiC复合材料无泄漏热交换器的可行性。

另一种全C/SiC复合材料再生冷却结构如图12所示^{[ 22, 23]}, 其冷却通道由纺织成型的复合材料薄壁管构成阵列, 在管间连接处结构整体性较好。结构两端焊接金属管形成冷却剂的进入和流出通道。这种结构质量轻, 由于是整体编织出的流道, 可以简化结构, 减少连接。为提高传热效率, 管壁要薄, 但要保证密封性和耐压能力。在火箭发动机燃烧室环境下进行的考核, 水作为冷却剂, 热流密度达14 MW/m², 表面温度1830 K, 几分钟后未产生冷却剂渗漏及明显结构损伤。

图12

Fig.12

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	图12 全复合材料冷却管阵列的再生冷却结构[ 22, 23]Fig.12 Regeneration cooling structure of fully C/SiC composite tubes[ 22, 23]

上述全复合材料冷却流道结构的冷却效率不如图13所示的pin-fin结构。法国MBDA公司和德国EADS-ST公司在PTAH-SOCAR计划支持下, 开展C/SiC复合材料pin-fin冷却结构研究^{[ 24, 25]}。PTAH意为高超声速应用的编织壁板, SOCAR意为用于先进冲压发动机的简单可工作复合材料。PTAH-SOCAR技术的优点在于: 能整体制备燃烧室, 连接问题少; 渗漏问题小; 内流道无需加工; 容易集成其它结构单元; 加上背支撑结构, 也比金属结构轻30%。利用PATH-SOCAR技术制备超燃冲压发动机燃烧室的想法为: 通过缝合或穿刺实现复杂形状预制件制作; 冷热两面通过碳纤维束的缝合或穿刺实现连接; 用于缝合或穿刺的纤维束穿过冷却流道; 需要背支撑结构来支撑燃烧室壁面。为保证耐压流道的形成, 缝合或穿刺用的纤维束要尽可能直, 在复合过程中不受损伤或破坏。经优化工艺制备出如图13右所示的结构, 流道通过了耐压测试。

图13

Fig. 13

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	图13 Pin-fin冷却流道结构示意图(左)和真实图(右)[ 25]Fig. 13 The construction principle (left) and real structure (right) of pin-fin[ 25]

该计划中分阶段制备了不同结构的缩比件或模拟件, 以逐步验证技术可行性。首先制备了面板结构, 以氮气和煤油为冷却介质进行了热考核, 热面最高温度超过1800 K, 结构和材料无明显破坏, 5 min试验后无累积损伤。测试了面板表层复合材料的机械性能, 表征了流道的渗透性, 对管状结构进行了力学分析, 结果都可以满足使用要求。制备的一个典型构件是整体制备的如图14所示的矩形截面管件。以空气为冷却介质, 通过了Mach 7.5状态的试车, 成为首次成功通过超燃发动机热考核的主动冷却C/SiC复合材料整体管件。

图14

Fig. 14

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	图14 整体制备的冷却管道(左)及与法兰配合的状态(右)[ 25]Fig. 14 Monoblock cooled duct of C/SiC composites (left) and its assembly with flange (right)[ 25]

与其他再生冷却结构不同, PTAH-SOCAR结构对面板的密封性要求十分灵活, 可根据需要调节面板渗透能力, 允许冷却剂向热壁面渗漏, 实现再生-发汗复合冷却模式。手段是调整预成型体的致密化程度, 若局部需要更高的渗透系数, 可在热壁面板上打孔。

在超燃冲压发动机流道中局部热流很高的部位, 或者在非常高的马赫数状态下, 再生冷却已很难应对, 需要发展发汗冷却结构。它需要的冷却剂量小, 冷却剂压力损失小。然而, 目前还未见C/SiC复合材料发汗冷却结构的应用研究报道。德国为进一步提高液体火箭发动机的性能, 曾开展C/C复合材料发汗冷却结构研究^{[ 26]}。结果表明, 通过控制复合过程, 可以利用复合材料的自然孔隙实现发汗冷却, 发汗量可通过流道形状和尺寸、孔隙率的变化来调节。火箭发动机热环境中的考核验证了该结构的可行性, 以液氢为冷却剂, 当发汗量为总流量的4%时, 壁面温度不超过1200 K。但发现当某些关键点的冷却剂流量较低时, 局部高温和残余氧会导致材料产生明显烧蚀, 使用C/SiC复合材料可以改善这一点。另外, 在美国空军的IHPTET计划中, 基于整体编织技术的进步, 在编织过程中不损伤纤维的情况下形成了直径0.5 mm的发汗孔, 最终制备出发汗冷却SiC/SiC复合材料燃烧室内衬^{[ 27]}。

C/SiC复合材料在超燃冲压发动机中的应用虽然还处于初始阶段, 但在简化结构、减轻重量、提高综合性能、降低系统成本等方面已展现出明显优势, 具有很好的应用前景。在发展过程中, 应遵循如下原则:(1)优先选用被动式, 最后选用主动式。主动式热防护将导致花费、工艺复杂度和质量增加, 但对于很高的热流密度而言是必需的。

(2)陶瓷基复合材料具有各向异性, 要根据不同部位的热力负载要求, 优化设计复合材料的纤维编织结构^{[ 28]}。例如, 在尖锐前缘处, 在沿着气体流动方向布置高体积分数的高热导率纤维, 及时将热量导向低热流区, 以减轻前缘负担。另外, 燃烧室内的爆震或激波会使局部热流变大好几倍, 若材料在面向热气流一侧的面上具有高热导率, 将会减轻局部热流放大的问题。

(3)超燃冲压发动机的性能对流道形状和尺寸很敏感, 在使用过程中的热应力导致的材料或结构的变形都会影响发动机的性能。因此, 材料模量和结构刚度要大。

(4)复合材料制备工艺的控制在本质上很困难, 要将质量工程原理贯穿整个研究过程^{[ 6]}。反过来, 要努力提高制备工艺的鲁棒性, 一是要满足大尺寸复杂形状构件以及大批量制备的需要, 保证产品质量不因尺寸、形状、批量的变化而波动; 二是尽量降低工艺过程对原料、温度场、化学场等的敏感度。另外, 在满足性能的前提下, 要积极探索低成本制备技术。

(5)超燃冲压发动机的工作状态是全新的, 热环境复杂而恶劣。需遵循先简单结构再复杂结构, 先部件级再系统级, 先模拟环境再真实环境的原则, 加强试验验证, 逐步评估C/SiC复合材料及其主动冷却结构用于热防护的可行性。

作为被动防热材料, C/SiC复合材料适合用于发动机中如进气道、隔离段、喷管等部位, 短时间情况下使用温度可达2273 K, 长时间乃至可重复使用时, 使用温度不宜超过1973 K。努力方向是进一步提高耐温能力和高温稳定性, 关键技术包括:(1)界面和基体的稳定化: 开发与碳纤维、SiC基体相容性好的涂层及其制备技术, 优化复合工艺, 获得具有长寿命高温稳定性的界面和基体结构;(2)基体改性: 为提高复合材料的可靠性或服役温度, 可对基体进行超高温组元改性, 使其长寿命被动防热能力达到甚至超过2273 K, 这对于不容易做成冷却结构的尖锐前缘来说很有意义。目前的研究充分表明此路线可行有效^{[ 29]}, 但要在超高温陶瓷的引入方式上深化研究。在纤维预制件或者原料中添加超高温陶瓷粉的方式存在分布不均匀、引入量有限的不足, 反应熔渗法存在金属反应不完全和纤维束间难以渗透的问题, 化学气相渗透(CVI)法由于沉积动力学的问题导致目前无法用于沉积超高温陶瓷基体。液态先驱体转化是很有前途的制备技 术^{[ 29, 30]}, 可大量引入超高温陶瓷组元, 且能实现与SiC之间分子级水平上的均匀混合, 也适合大尺寸复杂厚壁构件的制备, 其中先驱体质量和复合材料界面是需要重点关注的问题^{[ 30]};(3)抗氧化和腐蚀涂层技术: 超燃冲压发动机中富氧, 含有高温水汽和碱金属, 要想在这样的环境中可重复使用, 必须开发耐高温、抗氧化和冲刷、与基材相容性好的环障涂层。当前, 1650℃以下的涂层技术比较成熟, 但尚不能完全解决动态环境下耐冲刷和抗氧化的问题^{[ 31]}。针对超燃冲压发动机的应用需求, 一是要大力开发耐温1700℃以上的长循环使用寿命涂层体系, 超高温陶瓷/SiC复相或交替涂层、高温相稳定性高的难熔氧化物涂层是发展方 向^{[ 31, 32, 33, 34]}, 二是要加强涂层在模拟或真实环境中的考核, 阐明其失效机理^{[ 32]}, 以指导涂层设计与制备技术的优化。研究中要特别关注涂层中界面应力状态的影响以及制备技术的低成本化和可靠性^{[ 31, 35]};(4)复杂结构的稳定性: 进气道尖锐前缘要承受高气动载荷, 发动机流道中的热流密度又很不均匀。因此, 需要提高编织结构的整体性, 才能在复杂而又极端的热力载荷状态下保持结构的稳定性;(5)高温连接与热密封技术: 超燃冲压发动机流道几何构型复杂, 难以整体成型, 需要发展耐高温、可靠的高温连接和热密封结构及材料^{[ 6, 36, 37, 38]}。必须重视不同材料之间的热失配可能导致的连接与密封处的局部失效, 以及在热-力载荷下不同材料之间的反应。

C/SiC复合材料主动冷却结构是满足全速域可重复使用超燃冲压发动机热防护要求的最佳方案, 但一方面冷却剂流量有限, 另一方面会提高结构复杂度, 所以只用于热流密度很高的部位。在今后的发展中, 需要关注以下方面:(1)提高冷却结构受热层燃气侧的温度, 降低通过内部的热流密度, 从而降低对冷却剂流量的需求, 是进一步研究方向^{[ 39]}。受热层材料许用温度越高, 对减小冷却剂用量越有利。因此, 通过超高温改性提高C/SiC复合材料的耐温能力是非常值得的.另外, 热障涂层或者超高温陶瓷涂层^{[ 32]}能在一定程度上减少冷却剂用量;(2)从减轻重量、简化结构的角度出发, 优先发展全C/SiC复合材料主动冷却结构。对于再生冷却结构来说, 复合材料自身和连接处的防泄漏十分关键。提高致密度和制备表面涂层是解决复合材料防渗漏的重要手段, 而复合材料之间以及与金属之间焊接处防渗漏的难度较大, 迫切需要开发耐高温、耐压焊接技术。对于发汗冷却结构来说, 如何获得所需孔径和分布状态的发汗孔十分重要。复合材料自然孔隙的控制和重现难度很大; 编织成孔难以获得小直径、高排布密度的发汗孔; 机械加工或者激光打孔的优势在于孔结构的可控性与重复性好, 但要注意对复合材料机械性能的影响以及孔壁暴露在热气环境中的行为。另外, 复合材料致密化过程对流道、发汗孔的影响也是不容忽视的问题;(3)若发展带金属冷却管的结构, 冷却剂渗漏不是关键问题, 薄壁长金属管的制备、金属管与复合材料间的接触热阻和热失配是要重点解决的问题;(4)对于主动冷却结构而言, 整体制备复杂形状更加困难。从可方便维护的角度出发, 也没必要整体制备。因此, 对高温连接和热密封的需求更大、要求更高, 除了发展耐高温连接与密封技术外, 还需要从结构设计上统筹考虑。