超燃冲压发动机受限空间冲击冷却性能研究：冲击孔尺寸对传热特性的影响

针对超燃冲压发动机（scramjet）局部高热流密度、热流分布不均以及冷却腔室空间极度受限的问题，设计了一种受限空间冲击冷却单元（ICU）。以超临界正癸烷（n-decane）为冷却剂，采用k-ω SST湍流模型求解流动与传热过程，进行了三维流固共轭数值模拟。系统研究了冲击孔直径（0.8–1.2 mm）和深度（1.0–5.0 mm，对应深径比1.25–6.25）对传热特性的影响。结果表明，冲击冷却的热传递效率是传统冷却通道的1.7倍，局部壁面最高温度降幅超过500 K。当冲击孔深度为3 mm时，将深径比从2.5提高至3.75可使对流换热系数提升10%，壁面温度降低36 K，并改善传热均匀性。当冲击孔直径为0.8 mm时，在深径比1.25–6.25范围内，热传递效率基本保持不变。本研究的创新点在于，在模拟真实超燃冲压发动机非均匀加热与受限空间条件下，以碳氢燃料（实际冷却剂）系统研究了冲击孔参数对冷却性能的影响，填补了相关工程应用的研究空白。研究成果可为超燃冲压发动机的热结构设计提供工程指导。

在高焓来流与燃烧释热的共同作用下，超燃冲压发动机运行于极其恶劣的热环境中。当飞行器在27 km高度以马赫数8飞行时，燃烧室内总温超过3000 K，壁面最大热流密度可达30 MW/m²，远超燃烧室材料的耐温极限。除高热流外，超燃冲压发动机热环境的另一典型特征是热负荷的极度非均匀分布。现有研究指出，在马赫数15条件下，发动机不同位置的热负荷从1.5 MW/m²变化至26.7 MW/m²，最大值出现在燃烧室。这些因素极大地增加了超燃冲压发动机热结构设计的难度，特别是对于高热流区域，传统冷却通道内的对流换热已难以将材料温度降至许用值以下。因此，需要采用热传递效率更高的冷却方法以实现有效热防护。

冲击冷却是一种极其高效的强化传热方式。与典型冷却通道相比，其热传递效率高出数倍甚至一个数量级，是单相流中热传递强度最高的方式之一。在冲击冷却过程中，射流流体在压力驱动下通过喷嘴冲击传热靶面，流体流动路径短，并在驻点区产生极薄的边界层，因此适用于局部强化传热。冲击冷却技术广泛应用于航空航天、能源动力、化工、机械和电力电子等领域。已有研究证实了冲击冷却相对于传统方法的优越性，使其成为解决超燃冲压发动机高热流区域冷却问题的可行方案。然而，冲击冷却技术应用于超燃冲压发动机时具有独特性：发动机壁面构成周向封闭表面，要求冷却剂从两端或外壁排出；同时，发动机壁面采用三明治结构，其厚度受装配空间和重量约束而不能显著改变，导致其内部冷却腔室呈现典型的受限空间特征，射流的流动发展与传热特性更为复杂。

现有研究主要集中于以空气或超临界CO₂作为冷却剂，较少采用超燃冲压发动机实际使用的碳氢燃料，并在非均匀壁面加热条件下研究冲击孔参数对冷却性能的影响。现有文献与真实超燃冲压发动机工程应用之间的研究鸿沟，限制了冲击冷却技术在超燃冲压发动机热防护系统中的工程应用。本研究的创新点在于：（1）模拟了真实的超燃冲压发动机非均匀热流分布与受限空间；（2）采用与超燃冲压发动机实际工质一致的正癸烷（碳氢燃料）作为冷却剂；（3）系统揭示了上述真实工作条件下冲击孔直径和深度对传热特性的影响规律，为超燃冲压发动机热结构设计提供了直接数据支持。因此，有必要在此领域开展深入研究。

本研究在模拟超燃冲压发动机热环境（包括非均匀热流分布和局部高热流区域）及典型热结构尺寸的前提下，设计了一种用于高热流区域的冲击冷却单元（ICU）。以正癸烷为冷却剂，采用三维数值模拟方法，探究了冲击孔直径和深度对传热特性的影响，并获得了相应规律，期望为冲击冷却在超燃冲压发动机中的应用提供技术指导。

研究基于三通道冷却面板展开。冷却面板和冲击冷却单元（ICU）的三维示意图清晰地展示了模型的空间结构、流动路径和关键尺寸。冷却面板长度（L）为1200 mm以获得充分发展流。受热壁面的热流分布如图所示，峰值位于L = 607.5 mm处。设计的ICU长度为10 mm（L = 600 mm-610 mm），冲击孔在x方向的中心截面（x_ref）与热流峰值位置对齐。正癸烷从ICU入口流入液体积聚腔，在液体积聚腔与冲击腔之间有五个沿宽度方向（z方向）均匀分布的冲击孔。ICU出口由四个较大直径的孔组成，正癸烷通过它们流入另一个液体积聚腔，最终经外部管道到达冷却面板前端。为避免结构变形，在ICU内均匀布置了五条肋条，同时肋条也能增强传热。冲击孔直径（d₀）、深度（D₀）和冲击距离（h₀）是关键参数，其中直径和深度是本研究的主要对象。冷却面板材料为高温合金GH3128，其物性参数来自参考文献。

采用三维流固共轭方法模拟GH3128的热传导以及正癸烷的超临界流动与传热过程。本工作主要关注ICU内的性能，且正癸烷在此未发生裂解，因此模拟中未考虑化学反应。流体区域的稳态连续性、动量和能量方程以及固相的热传导方程如公式所示。考虑到本研究中热流密度相对较高且流速较低，采用了k-ω SST湍流模型。正癸烷作为典型碳氢燃料，具有高热稳定性的特点，被广泛用作研究碳氢燃料传热特性和超燃冲压发动机主动冷却技术的替代燃料。正癸烷的热物性参数由NIST Supertrapp软件评估。

三维数值模拟通过ANSYS Fluent进行。边界条件设置为：入口为质量流量入口，质量流率为10 g/s；出口为压力出口，压力为5 MPa；受热壁面为指定热流边界，热流密度按给定分布设置；其他壁面为绝热边界。所有传输方程（包括连续性、动量、能量和湍流方程）的对流项采用二阶迎风格式离散，扩散项和压力场采用二阶中心差分格式离散。采用SIMPLEC算法实现压力-速度耦合。基于计算结果，利用Stefan-Boltzmann定律估算ICU位置的净辐射热流，发现其占总输入热流的比例小于1%，因此计算中忽略了热辐射的影响。此外，在前期工作中对此类问题进行了网格独立性验证，结果表明当壁面邻近网格尺寸≤5 μm时，网格影响可忽略不计，本研究沿用了此结论。并采用Ward的实验数据对模拟方法进行了验证，结果表明模拟结果与实验数据吻合良好，验证了模拟方法的可靠性。

在考虑传热有利、减重以及适应飞行装配空间等因素后，发动机壁面厚度不能任意增加。因此，本研究将冲击距离设置为与冷却通道高度一致。同时，由于发动机冷却剂压力极高且壁厚仅为毫米量级，为保证结构强度，可用于布置冲击孔的空间非常有限，导致每个冲击冷却单元内的冲击孔数量较少。基于上述原因，本研究暂未考虑冲击距离和孔间距的影响，而以冲击孔直径和深度作为主要研究对象。共模拟了十个算例，算例0仅包含典型冷却通道，算例1至5用于分析冲击孔直径的影响，算例1与6至9主要关注冲击孔深度的影响。

首先对比了冲击冷却与冷却通道的传热性能。结果表明，除ICU位置外，冷却面板沿长度方向的受热壁温保持一致。在ICU位置，壁温至少降低了200 K，在热流峰值处降幅超过500 K。与冷却通道的对流换热相比，冲击冷却显著提高了热传递效率，有效将结构温度降至GH3128的许用值以下。ICU位置的换热系数分布显示，冷却通道最高换热系数为4655 W/(m²·K)，而采用ICU后可升至7919 W/(m²·K)，提升了70%，是冷却通道的1.7倍。压力分布分析表明，典型冷却通道结构的流动阻力损失约为102 kPa，而采用冲击冷却单元的结构流动阻力损失达到197 kPa，增加了93.1%。这表明冲击冷却在增强传热的同时，也伴随着流动阻力损失增加的代价，需要根据实际工程需求进行综合设计。

研究冲击孔直径（d₀）对传热性能的影响发现，壁温随d₀的减小而降低。当d₀从1.2 mm变为0.8 mm时，最低壁温降低了36 K。在ICU位置，热传递效率随d₀减小而提高，中间孔对应靶面的换热系数提高了10%。同时，换热系数在冷却面板宽度方向上的均匀性随d₀增大而下降。其主要原因是，在质量流量恒定的条件下，较小的冲击孔直径会增加射流出口速度和雷诺数（Re），这增强了驻点区的湍流强度，并加强了相邻射流之间喷泉涡的混合，从而提高了传热的大小和均匀性。计算结果显示，当d₀ = 0.8 mm时，Re基本在5400-5500范围内，随d₀增大而显著下降。由于模型中ICU入口居中，五个冲击孔的局部阻力不同，中间孔流量最大。同时，流量限制效应逐渐减弱，导致五个孔之间Re的相对偏差增大。当d₀ = 1.2 mm时，Re的相对偏差超过21%。因此，换热系数中间高两侧低，均匀性下降。该物理机制直接解释了壁温和换热系数随d₀变化的规律。冲击孔直径变化对流动阻力损失也有显著影响，d₀为0.8 mm、1.0 mm和1.2 mm时，对应的流动阻力损失分别为197 kPa、155 kPa和142 kPa，表明流动阻力损失随d₀减小而增加，且d₀越小，流动阻力损失上升越快。考虑到d₀变化对壁温的影响，当壁温裕度（相对于材料服役极限）足够时，可采用较大的冲击孔直径。在孔径为1.2 mm时，流动阻力损失增量相对于典型冷却通道减少至39.2%，能够在相对较小的流动阻力损失代价下满足强化传热需求。

研究冲击孔深度（D₀）对传热性能的影响发现，当D₀从1.0 mm增加到5.0 mm时，壁温和换热系数基本保持不变。壁温最大差异小于4 K，换热系数的相对偏差小于0.5%，表明在此范围内D₀的变化不影响ICU的传热性能。冲击孔深度对传热性能的影响主要与流动条件有关。当深径比（D₀/d₀）较小（短孔）时，孔内流动未充分发展，进口效应明显，因此出口湍流度较高，可增强射流与壁面边界层的扰动和混合。当深径比足够大（长孔）时，孔内流动接近充分发展的管流，射流核心更长，但出口湍流度较低，混合弱于短孔。在本工作中，尽管D₀/d₀从1.25变化至6.25，但其对孔内流动无显著影响。各算例中，冲击孔出口射流的Re均在5400-5500范围内，相对偏差小于1.6%，湍流强度差异也较小，因此传热性能基本不受影响。对各算例中间冲击孔内速度剖面的分析表明，在D₀/d₀ = 1.25-6.25范围内，孔内流动均未充分发展，进口效应仍占主导，呈现短孔特征。主要原因是正癸烷的粘度大于水或空气，导致进口段更长。根据经验公式估算，各冲击孔内的流动仍处于进口段。同时，速度的相对偏差小于6%，这进一步解释了传热性能不受D₀变化影响的原因。此外，由于除冲击孔深度外所有结构参数均相同，且各工况下孔内流动状态变化很小，流动阻力损失基本一致。

上述研究表明，冲击冷却单元表现出显著的强化传热效果，可作为解决发动机局部高热流区域热防护挑战的潜在技术途径。此外，减小冲击孔直径以提高换热系数会导致流动阻力损失增加，但此现象可产生积极效果。对于采用再生冷却的超燃冲压发动机，壁内并联冷却通道的流量分配是另一个亟待解决的关键挑战。如果设计热结构时采用多个并联冲击冷却单元的配置，并根据实际冷却流量需求优化每个单元的冲击孔数量和直径，则可以在提高高热流区域传热效率的同时，解决冷却流量分配问题。最终，能够在流动阻力损失有限增加的代价下，提高超燃冲压发动机热结构的可靠性。

基于冲击冷却单元，本研究设计了三种冷却面板：仅含典型冷却通道的面板、冲击孔直径可变的面板以及冲击孔深度可变的面板。采用三维数值模拟方法对这三种面板进行了对比研究。分析了冲击冷却与传统对流换热在热传递效率上的差异，以及冲击孔直径和深度对传热特性的影响规律。主要结论如下：

第一，冲击冷却结构（深径比为3.75）的换热系数是典型冷却通道的1.7倍，流动阻力损失增加了93.1%。

第二，冲击孔直径对换热系数的大小和均匀性有显著影响。在冲击孔深度固定为3 mm的条件下，当深径比从2.5升至3.75时，换热系数提高了10%，壁温相应降低了36 K，并改善了换热系数的均匀性。同时，在深径比为2.5时，流动阻力损失增量相对于典型冷却通道减少至39.2%。

第三，冲击孔深度的影响通常可以忽略不计。对于固定冲击孔直径0.8 mm的情况，当深径比在1.25至6.25范围内变化时，热传递效率、壁温或流动阻力损失均未观察到显著变化。

第四，所提出的冲击冷却单元在工质、边界条件和结构适应性方面相对于现有研究具有明显优势，更适用于超燃冲压发动机受限空间热防护。

以上研究结论为超燃冲压发动机热结构设计提供了重要指导。