正如康斯坦丁·E·齐奥尔科夫斯基所说：“地球是人类的摇篮，但人不能永远生活在摇篮里”[1]。如今，太空探索已进入一个新时代，包括深空任务、行星着陆和可重复使用的运载工具，这要求推进系统具备强大的性能、可靠性和经济性[[2], [3], [4], [5], [6]]。液氧/甲烷（LOX/CH4）发动机因其高比冲、低碳沉积和良好的储存特性而成为可重复使用航天器的首选推进方式[[7], [8], [9], [10]]。然而，燃烧气体温度超过3000 K会对推力室造成严重的热威胁。再生冷却技术通过在喷射前使用甲烷作为冷却剂，仍然是最有效且应用最广泛的主动热防护策略[[11], [12], [13], [14], [15]]。
关于再生冷却的研究主要集中在两个相互关联的领域：通道几何形状优化和冷却剂传热特性[[16], [17], [18], [19]]。在几何形状方面，Pizzarelli等人[[20], [21], [22], [23]]系统研究了矩形通道中的超临界甲烷现象，发现传热恶化（HTD）发生在临界点附近，并且增加通道的纵横比可以提高冷却效率。Shokri等人[24]表明，通道曲率会影响下游区域的气体层厚度和压力比（c_p），从而导致HTD发生在比直通道更低的高度。Sun等人[25]基于耦合传热分析推荐了1.25～1.5的收缩/膨胀比以获得最佳冷却效果。Song和Sun[26,27]进一步指出，Bartz关联式倾向于高估气体侧的热流量，这限制了其在初步设计中的实用性。鉴于简化方法的计算效率，基于Bartz方程的一维传热模型对于推力室优化仍然不可或缺[[28], [29], [31]]，验证研究表明冷却剂温度升高和压力降的预测误差低于4%[31]，壁温的预测误差低至1.76%[28]。Gallo等人[32]和Liu等人[13,33]分析了螺旋形冷却通道，后者提出了一种可变螺旋角策略，有效降低了喉部壁温并减少了整体压力降。
除了几何形状外，宽范围节流条件下的巨大压力变化会导致冷却剂在亚临界和超临界状态之间切换，从而根本改变传热过程。大量的实验和数值研究描述了甲烷在这些状态下的行为[[34], [35], [36], [37]]。Yao等人[19]对甲烷传热的实验研究进行了系统回顾，涵盖了广泛的操作条件：p=0.3～34 MPa、T=104～815 K和dh=1～3 mm。在超临界压力下，接近伪临界点时观察到了传热增强（HTE）和恶化现象[[34], [35], [36], [37]]，表面粗糙度被证明是一种有效的HTD缓解技术[9,34]。Haemisch等人[35]和Gu等人[36]为超临界甲烷对流提供了关键的实验数据库。在亚临界状态下，Song等人[38,39]发现随着蒸汽质量的增加，沸腾方式从核沸腾转变为对流蒸发。
多项研究特别强调了冷却剂热力学状态对壁冷却性能的影响。Song等人[29]表明，在亚临界条件下，不同的两相传热机制会导致气体侧壁温度分布显著不同。Daniele等人[40]观察到，即使入口温度的微小变化也会由于临界点附近的热物理性质突变而导致壁温显著变化。在闭环三流体冷却（TFC）系统中，Song等人[41]展示了通过控制阀与换热器网络结合使用可以调节冷却剂入口温度，从而实现实时热管理。Luo等人[42]将再生冷却与超临界二氧化碳闭式布雷顿循环相结合。他们的分析表明，冷却剂入口温度在燃烧室壁的热防护效果和系统的整体发电效率中起着决定性作用。
尽管取得了这些进展，但尚未建立从亚临界到超临界操作范围内冷却剂入口温度与壁温分布之间的系统定量关系。此外，目前还没有专门的优化方法来指导工程实践中最佳冷却剂入口温度的选择。为了解决这些问题，本研究采用了一维传热分析与BP神经网络相结合的方法。通过系统研究不同操作条件和入口温度下的传热特性，阐明了冷却剂热力学状态影响冷却效果的具体物理机制。在此基础上，提出了一种确定最佳冷却剂入口温度的优化算法。这些发现为LOX/CH4变推力发动机再生冷却系统的设计和运行参数优化提供了指导。
