《Aerospace Science and Technology》：Thermomechanical Response and Lifetime Prediction Study of Regenerative Cooling Structures in Rocket-Based Combined-Cycle Engines
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•建立了一种RBCC专用的热机寿命框架。•构建了一个完整的工作循环载荷谱以表征瞬态热机载荷。•更高的冷却剂温度使寿命控制部位从后缘迁移至预腔体。•将冷却剂从300 K加热至700 K，使预测燃烧室寿命降低66.0%。•压力从5 MPa降至3 MPa仅使预测寿命提高8.3%。引
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建立了一种RBCC专用的热机寿命框架。
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构建了一个完整的工作循环载荷谱以表征瞬态热机载荷。
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更高的冷却剂温度使寿命控制部位从后缘迁移至预腔体。
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将冷却剂从300 K加热至700 K，使预测燃烧室寿命降低66.0%。
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压力从5 MPa降至3 MPa仅使预测寿命提高8.3%。
引言
自21世纪以来，高超声速飞行器和可重复使用运载器（RLVs）的发展已被公认为衡量一个国家航空航天能力与综合实力的关键指标[[1], [2], [3], [4]]。火箭基组合循环（RBCC）发动机兼具高比冲和高推重比，使其成为未来可重复使用航天运输系统的关键推进技术[5]。随着飞行马赫数的增加，热防护系统面临严峻挑战[6]：在马赫6条件下，燃烧室温度超过3000 K，热流密度达到2 MW/m2。尽管利用燃料吸热物理化学过程的再生冷却技术能够提供有效的热防护，但有限的冷却剂流量以及在宽泛包线范围内各种工作条件下复杂的热机载荷分布严重阻碍了RBCC发动机的重复使用。高温燃气和低温冷却剂对再生冷却推力室施加了严重的热载荷和压力载荷[7]。NASA的研究表明，再生冷却通道失效是航天发动机失效的主要原因之一[10]，直接影响发动机寿命和可靠性。因此，主动冷却系统的失效机理已成为推动高超声速推进技术发展的核心挑战。
近期的研究探索了先进的冷却剂组合和内部通道构型，以进一步提升再生冷却系统的热防护性能。Liu等人[11]实验研究了超临界正癸烷和RP-3在跨临界和裂解条件下的对流换热特性，为评估强热物性变化与吸热燃料裂解对再生冷却性能的耦合影响提供了实验依据。Liu等人研究了含圆形四面体晶格结构的再生冷却通道中超临界CO?的流动和换热特性[12]，随后提出了适用于冲压发动机应用的结合超临界CO?与正癸烷的复合双三角形再生冷却构型[13]。Yi等人[14]研究了非均匀热流条件下的月牙形肋片，表明肋片诱导的冲击、涡旋运动和湍流混合能够缓解温度分层并改善总体换热性能。Shao等人[15]提出了受鲸鱼结节启发的仿生微结构，并建立了耦合超临界烃类流动、热解、传热和流阻的三维模型。其结果表明，适当设计的微结构可以在保持可接受压降代价的同时降低壁温并改善温度均匀性。这些研究为冷却通道优化提供了重要指导。然而，它们主要评估热工作条件下的冷却效果、壁温控制和压力损失，由此产生的空间非均匀热场如何影响RBCC燃烧室的循环塑性变形、残余应变累积、棘轮损伤以及寿命控制部位仍缺乏充分认识。
目前关于再生冷却结构失效的研究主要集中在液体火箭发动机上。作为关键可重复使用部件，燃烧室冷却通道内壁在重复工作过程中极端温度与压力梯度作用下经历渐进塑性变形。这种循环热机载荷可导致壁减薄、裂纹萌生，并最终导致"狗屋式"失效[16]。从20世纪70年代到21世纪初，NASA刘易斯研究中心（LRC）开展的实验研究揭示了推力室寿命、壁温差与通道长径比之间的强相关性[17]。Hannum等人[18,19]通过对不同材料制造的推力室进行循环载荷试验，证明了失效部位壁厚与变形之间的线性相关性。Bouajila等人[20]利用热机疲劳（TMF）试验台复现极端条件并生成验证仿真输入数据。Thiede等人[21]将损伤模型整合到黏塑性框架中以预测循环壁变形，实现了模拟最大损伤部位与实验观测失效部位的良好一致性。Di Liu等人[22]从燃烧室圆筒段实验推导出热机载荷谱，并确定棘轮损伤是控制结构寿命的主导因素。
在理论与数值领域，Kasper等人[23]提出了一种整合低周疲劳与循环蠕变效应的寿命预测方法，采用拉伸失稳准则评估改进的推力室设计。Dai和Ray[24,25]基于统一黏塑性理论开发了三明治梁模型，并利用壁厚缩减指数建立了时变损伤函数用于剩余寿命估算。Porowski等人[26]将推力室失效归因于瞬态热载荷引起的塑性应变棘轮效应，并制定了结合特雷斯卡屈服准则与壁减薄效应的寿命预测方法。Riccius和Kuhl[10,27]为Vulcain发动机冷却通道开裂建立了理论模型，将失效归因于组合热机应力超过局部屈服极限，随后进行了参数优化研究。Asraff[28]通过有限元分析将"狗屋式"失效机理与低周疲劳、热棘轮效应和蠕变的协同作用联系起来。Kimura等人[29]探讨了材料选择对变形的影响，并提出了延长服役寿命的方法。Yang等人[30]证明快速启动方案可将寿命提高22%，而Miao等人[31]验证了晶格再生冷却结构能够提高热效率并减少蠕变变形。Zhang等人[32]数值研究了RBCC燃烧室中C/SiC冷却通道的传热与热机响应特性。该研究将RBCC再生冷却研究从热性能扩展至结构响应，而本文则进一步关注金属GH3536冷却通道在重复工作循环下的循环塑性、残余应变累积、低周疲劳—棘轮损伤以及预测寿命。
液体火箭发动机推力室中的失效机理，包括低周疲劳、蠕变和棘轮效应，已被广泛研究。然而，RBCC燃烧室面临着更为严峻的热机挑战：（1）冷却通道壁面存在显著压力梯度，燃烧室压力约为0.5 MPa，而冷却剂入口压力在3 MPa至5 MPa甚至更高[33,34]；（2）热载荷存在明显的空间和时间非均匀性，导致冷却结构内部产生较大温度梯度，其中腔体燃气温度接近高温合金的允许极限（约1300 K）；（3）冷却剂质量流量相对较低，导致RBCC发动机的热质比比典型液体火箭发动机大约一个数量级。这些独特条件需要对RBCC发动机专用的再生冷却通道的损伤机理和寿命预测进行专项研究。
本文的独立贡献是一种面向RBCC的热机寿命评估流程，该流程将空间非均匀燃烧-冷却场与再生冷却结构的循环响应联系起来。具体而言，首先将三维耦合流动-传热结果转化为潜在关键冷却通道处的局部热和机械边界条件。然后构建一个覆盖预冷却、启动、稳态运行、强制后冷却和恢复阶段的完整工作循环载荷谱。基于该载荷谱，采用温度依赖的Chaboche模型和Walker-Brown临界平面准则来评估四个代表性燃烧室区域的循环塑性、低周疲劳损伤和棘轮损伤。
本研究并未提出新的通用本构或疲劳方程。其贡献在于将已建立的模型应用于RBCC再生冷却结构的特定非均匀载荷特性并进行整合，同时识别由此产生的工程影响。特别是，该分析揭示了冷却剂入口温度和压力如何影响应变幅值、残余应变累积、低周疲劳与棘轮损伤的相对贡献以及寿命控制部位的迁移。这些结果将再生冷却评估从稳态热性能评估扩展至与工作循环相关的结构耐久性分析。
章节摘录
数值方法
主动冷却RBCC发动机中超声速燃烧以及超临界烃类燃料湍流热解与传热的数值模型及其验证，已在我们的前期工作[35]中建立。应用于再生冷却结构的热机计算模型和寿命预测方法的详细描述将在以下章节中给出。
热环境分析
内部流场和再生冷却仿真计算条件列于下表2和表3。
本研究使用的燃料为HF-I，这是一种基于煤油的吸热烃类燃料，既用作再生冷却剂，也用作燃烧燃料。其基本物理化学性质汇总于表4。根据Jiang等人[46]的研究，HF-I在20°C时的密度为803 kg·m?3，凝固点为?49°C，闪点为52°C，初沸点为
结论
本研究对RBCC发动机燃烧室腔段的热机响应和寿命性能进行了详细的数值模拟，并将计算的稳态压力和外壁应变与地面直连试验结果进行了对比。对燃烧室热环境进行了详细分析，并建立了发动机燃烧室的热机载荷谱。燃料入口温度和通道压力的影响
CRediT作者贡献声明
Zhen Xu：撰写—原稿，调查，形式分析，数据整理，概念化。Zelin Zhang：可视化，监督，软件。Fei Qin：资源，项目管理，方法学。Tingting Jing：验证，监督，项目管理。Xing Sun：撰写—审阅与编辑，验证，监督，资金支持。Yinlong Liu：撰写—审阅与编辑，撰写—原稿，监督，资源，项目管理，方法学，资金支持
Zhen Xu|Zelin Zhang|Fei Qin|Tingting Jing|Xing Sun|Yinlong Liu
