高密度吸热型碳氢燃料再生冷却与结焦积碳研究进展
作者： 马正正 毛倩 程弋凡 石保禄 王宁飞
摘 要： 超燃冲压发动机在高马赫数下承载的热负荷远超材料的耐温极限。 再生冷却是解决上述问题的最经济有效的热防护手段之一。 本文针对吸热型碳氢燃料在再生冷却通道内的流动换热、 跨临界相变、 超临界裂解以及气固壁面结焦积碳之间的复杂耦合过程， 回顾了再生冷却领域的相关研究进展， 总结了吸热型碳氢燃料的热沉测定方法， 讨论了燃料热沉的热物性（物理热沉）在超临界相变过程中的变化和热解反应路径对化学热沉的影响； 系统分析了燃料在再生冷却通道内的结焦积碳定量测量方法， 通过已有实验和模拟讨论了结焦积碳的反应路径， 揭示了影响结焦积碳量和形貌的关键影响因素， 并从燃料添加剂和再生冷却壁面修饰两方面对结焦积碳的抑制方法进行了阐述。 最后， 讨论了实验室尺度的单管通道到实际应用尺度的多管并联通道内的流动换热特性， 将再生冷却通道内的流动、 燃料相变、 热解和结焦积碳相耦合进行了综合分析， 为超燃冲压发动机再生冷却技术的优化提供了理论支持。
关键词： 高密度碳氢燃料； 热沉； 再生冷却； 结焦积碳； 换热; 超燃冲压发动机; 高超声速
中图分类号： TJ760
文献标识码： A
文章编号： 1673-5048（2025）01-0023-17
DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2024.0197
0 引 言
在高超声速飞行时， 超燃冲压发动机所承载的热负荷随着马赫数的提高而增加。 当飞行马赫数为6时， 在燃烧释热和气动加热的共同作用下， 燃烧室壁面温度可达2 500～3 000 K， 发动机壁面热流可达3 MW/m2［1-2］， 远超现有材料的耐温极限， 这给发动机壁面的热防护带来了严峻挑战。 高效、 可靠、 安全的热防护成为制约高超声速飞行器发展的核心瓶颈。 在高超声速飞行器高速度、 长航时、 低成本、 广温域的发展趋势下， 再生冷却被认为是最经济、 有效的热防护手段之一。 再生冷却超燃冲压发动机工作原理如图1所示， 利用飞行器携带的吸热型碳氢燃料做冷源， 流经冷却通道通过发生物理相变和化学裂解来吸收壁面热量， 再经喷注器进入燃烧室， 使通过内壁传出的热量又回到燃烧室。
高超声速飞行器的飞行马赫数越高， 所需吸热量越大。 吸气式推进系统的热质比（燃烧室壁面热流密度与冷却剂质量流率的比值）与马赫数呈现近似2次方幂的增长关系［3］。 随着飞行马赫数持续升高， 超燃冲压发动机再生冷却通道面临超高热质比。 吸热型碳氢燃料的吸热能力被定义为“热沉”。 飞行马赫数与燃料热沉需求的关系如图2所示。 当飞行马赫数达到8时， 飞行器所需的燃料热沉不低于3.5 MJ/kg。 吸热型燃料的热沉包括了物理热沉和化学热沉。 就物理热沉而言， 大多数烃类燃料从室温加热到810 K， 其吸热量最多只有1.6～1.8 MJ/kg， 无法满足高超声速飞行对热沉的需求。 因此， 需要通过燃料的化学反应来提升燃料热沉。
吸热型碳氢燃料在超燃冲压发动机再生冷却通道内的流动换热与跨临界、 裂解反应、 结焦积碳之间存在复杂耦合过程。 在强热分层效应下， 冷却通道面临着传热恶化、 流量分配不均所带来的局部超温问题以及燃料本身温升极限所带来的燃料总体冷却能力不足问题， 给再生冷却热防护技术带来严峻挑战。 为了保障喷射、 掺混和避免沸腾传热恶化等问题， 高超声速飞行器冷却通道内燃料经燃油驱动泵加压到3.0～7.0 MPa， 远超常见吸热型碳氢燃料航空煤油的临界压力（见表1）。 再生冷却通道内燃料通过对流换热吸收燃烧室壁面热量， 依次经过亚临界温区、 跨临界温区、 超临界温区与热裂解区。 在亚临界到超临界的转变过程中， 燃料热力学特性变化激烈， 定压比热容呈现先迅速上升后迅速下降的趋势， 而密度急剧下降， 这使得流体的对流换热系数在临界温度附近达到最大。 随着热量的进一步吸收， 燃料温度将升至其裂解温度以上（～450 ℃）， 燃料通过裂解反应生成气体小分子和自由基， 随着反应温度升高及热解转化率提高， 再生冷却通道内裂解气将进一步发生二次反应及与壁面之间的相互作用， 进而导致发动机冷却通道内的严重的结焦积碳。 上述裂解反应和结焦积碳过程改变了冷却通道内组分和浓度分布， 降低冷却通道的热传导系数、 抑制吸热性能， 进一步增加了冷却过程的复杂性。 在严重情况下堵塞管路， 出现安全事故［4］。
针对吸热型碳氢燃料在再生冷却通道内的热解、 流动换热、 结焦积碳及各过程之间的耦合， 本文将从实验和模拟两个方面深入全面地分析再生冷却技术在理论和工程上的进展， 讨论吸热型碳氢燃料在应用中的优势和挑战， 提出优化再生冷却通道设计和操作参数的方案， 以提高燃料利用效率， 减缓结焦积碳， 提升再生冷却系统的可靠性和寿命。
1 吸热型碳氢燃料热沉
吸热型碳氢燃料的吸热能力由燃料的热沉决定。 燃料的热沉由物理热沉和化学热沉两部分构成。 其中， 物理热沉指的是燃料在不发生化学反应的情况下， 以升温、 相变等物理过程吸收的热量； 而化学热沉则指的是燃料在发生化学反应时吸收的热量， 包括了脱氢反应、 裂解反应、 脱氢成环等。 燃料的物理热沉受到燃料热容和温升等因素影响， 而化学热沉强烈依赖于燃料分子结构和裂解反应条件。 相同条件下， 环烷烃分子的热沉高于相同碳个数的直链烷烃热沉， 而长链烷烃热沉又大于短链烷烃热沉。 Wang等［5］开展了不同压力（0.1 MPa、 1.5 MPa、 2.5 MPa和3.5 MPa）下的烃燃料热裂解实验， 结果表明烃燃料的转化率和气体产率在0.1 MPa时最低， 在1.5 MPa时最高， 且不同燃料的压力依赖特性也有所不同。 这主要取决于燃料的超临界压力和燃料相态的变化， 进而对反应过程中的传热传质产生影响。
1.1 燃料热沉的测定
吸热型碳氢燃料的热沉测量、 热裂解特性的研究通常采用电加热实验平台， 依据能量守恒原理， 即冷却通道两端电加热能量转化为流体总焓值增量与系统耗散能量之和。 因此， 热沉的测定计算公式为
ΔHs=Qin－Qgm·（1）
式中： ΔHs为某温度下燃料单位质量热沉； Qg为耗散功率； m·为质量流量;
Qin为输入功率；
Qin=U×I。
耗散功率通过干烧法测定。 干烧法是指在不通燃料的情况下， 对试验段进行加热， 达到热平衡时， 加热功率等于散热损失：
Qg=qgcL1（2）
qg=αg（Tg－T1）（3）
式中： Qg为冷却通道散热损失； c为圆管周长； qg为圆管散热的热流密度； αg为圆管散热对流传热系数； Tg为圆管管长L1对应长度的平均温度； T1为室温。 由此可以计算出圆管热耗散随壁温与室温温差的变化， 再通过曲线拟合得到关系式。 基于能量守恒原理， 龚先杰［6］设计并建立了一套热导式高温流动态量热装置， 用来测量裂解反应燃料热沉。 天津大学也根据相同的原理设计了类似的量热装置。 但这些装置测量的热沉是总热沉， 不能定量区分出燃料的物理热沉和化学热沉。 毛佳等［7］根据热力学状态函数的基本性质， 燃料升温裂解、 冷却、 分离和燃烧过程的热效应， 采用在线和离线相结合的方法， 建立了一种新的燃料裂解过程的热沉测定方法， 并严格定义了燃料裂解的物理热沉和化学热沉。 在热沉的理论计算方面， 美国联合技术公司在微型反应器上建立了一维流动模型用于估算燃料热沉［8］； 俄罗斯中央航空发动机研究院在模拟真实工况实验装置上建立三维数学模型用于计算燃料的热沉［9］。
1.2 燃料热物性
吸热型碳氢燃料的组分组成复杂， 难以定量。 因此， 在高超声速飞行器再生冷却通道内的流动换热研究中， 吸热型碳氢燃料的热物性和裂解反应特性通过替代燃料模型表示。 准确地计算超临界状态下航空煤油的热物性（包括密度ρ、 黏度η、 比定压热容Cp、 热导率λ）， 对冷却通道内的流动换热、 燃烧室内的喷注、 燃烧等过程的研究具有重要的意义。 对于常用的RP-3航空煤油， 其代表性的替代燃料模型包括了单一组分（正癸烷）、 三组分（正癸烷、 三甲基环己烷、 正丙苯）、 四组分（正癸烷、 正十二烷、 甲基环己烷、 正丁苯）等［10-13］， 具体见表2。
针对替代燃料， 一般采用基于广义对应态法则和Peng-Robinson方程（真实气体状态方程）， 结合分子动力学模拟对分子间相互作用（LJ系数）进行修正。 调用SUPERTRAPP计算初始给定模型燃料混合物的热物性， 包括密度、 焓值、 熵值、 定压比热容、 黏性系数、 热导率。 基于上述方法构建的替代燃料模型虽可以定性地预测RP-3在超临界下的热物性， 但对于燃料的临界温度、 临界压力， 比热容在临界点附近的骤变现象， 以及高温区的热物性， 其预测精度仍有待提升， 特别是针对采用单一组分正癸烷的替代燃料模型， 其预测偏差较大［13］。 为了更好地提升模型在临界点附近的预测能力， 在常规的基于广义梯度的方法之外， 联合遗传算法（GA）和神经网络方法（ANN）， 对替代模型中的摩尔分数进行优化， 通过计算自适应度函数和确定性拥挤算法迭代优化， 获得最优替代模型［12］。 其中， 遗传算法的优化目标
是最小化整体相对误差之和。 因此， 基于遗传算法GA所构建模型的计算值在整体上与实验值更加接近， 但其峰值比热容相对于C4模型（见表2）有所降低。 值得注意的是， 相比密度、 黏度和热导率， 定压比热容的模型计算值均始终低于实验值， 且差异随着温度的升高而持续增大。 相比遗传算法， 神经网络方法（ANN）的鲁棒性较差， 无法很好地处理预测集与训练集差异较大的问题。 5 MPa下各模型预测的定压比热容和实验值的对比， 可以看到随着压力的增加， 伪临界温度附近比热容的反常变化减小， 随温度的变化更加平缓。 GA模型和C4模型的计算结果基本一致， 而ANN模型则错误地预测了伪临界温度的位置。 在3 MPa、 伪临界温度之后， 模型计算值和实验值甚至出现了趋势上的差异， 如图3所示。 关于比热容在临界点附近的偏差， 目前被认为是由自氧化过程（如果燃料中含有部分溶解氧）以及高温裂解所造成的， 由于替代模型只能计算理想状态下的物性参数， 因此这种偏差无法仅仅通过物理替代模型优化来消除， 还需要考虑相应燃料的裂解过程对热值和比热容的影响。
1.3 燃料热解性
燃料的化学热沉由燃料的裂解转化率、 裂解反应路径、 裂解产物成分等决定。 碳氢燃料的裂解反应非常复杂， 一般被认为是自由基链式反应。 Kossiakoff等［15］在研究链状烷烃热裂解反应过程中， 提出了烃类热解的R-K自由基机理。 对于裂解体系， 链起始反应是指从碳氢化合物中脱除一个氢原子得到一个自由基， 随后自由基分解成一个或多个分子和一个乙基或甲基自由基或一个氢原子， 或燃料分子直接发生分子内的C-C键断裂， 生成两个自由基， 随后发生链传递、 链终止等反应。 碳氢燃料分子中原子数与反应数之间存在着指数关系［16］。 吸热型碳氢燃料热解温度和热解产物的响应关系实验系统如图4所示［17］， 分为进料系统、 测试段、 冷却系统以及采样和分析系统， 具体包括燃料储罐、 注射泵、 流量计、 流动管反应器、 直流电源和冷凝器。 测试段是一个由镍基合金制成的薄壁圆筒， 采用K型铠装热电偶测量壁面温度， 反应器通过直流电源进行加热。 采用气相色谱（GC）和气相色谱/质谱联用技术（GC-MS）分析气态和液态裂解产物。