O2 O1
8°
O3
8° 5°
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30
3. 局部强化换热
3.1 提出的原因
ii.移动的激波附面层干涉
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3.3 局部强化换热目的
采用超燃冲压发动机的主动再生冷却系统进行强
化换热研究。即超燃冲压发动机利用燃料进行主动再 生冷却的同时，在发动机燃烧室局部高热流区域的壁
面针对性地采取局部强化换热措施,目的如下：
1.5 计 结
宽度优化后
果
宽度优化前
0.5
1
沿轴向的长度(m)
26
1.5
2.3 消除低温传热恶化的结构优 化
相同h=1.2mm，燃料不同初始温度 对壁温的影响
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W=δ=1.2mm及 T0=300K冷却通 道结构优化
28
3. 局部强化换热
3.1 提出的原因
i. 固定喷油点附近局部高热流
1
燃料压力(亚、超临界)
cp↑： 冷却剂物性 燃料温度
★
物理热沉 m ↑： 冷却剂流量可能大于燃烧用流量
Tl”↑：可能高温吸热分解
４
Q↑
Tl’ ↓: 可能引起低温传热恶化
１
燃料分解程度
化学热沉 燃料结焦及抑制
４
Q2
高温传热恶化
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13
一、燃料工作条件
专题内容
• 燃料工作条件 • 冷却通道结构 • 局部强化换热 • 燃料（燃料选择／高温分解／结焦及抑
IIa – 孤立气泡区，泡状流； IIб – 完全沸腾区，块状流； III –过渡沸腾区； IV – 膜态沸腾区；
C – 泡-膜沸腾过渡点； D – 膜-泡沸腾过渡点； π –完全泡沸腾与过渡沸腾的边界
点；产生不稳定气膜点； Tw – 表面温度； Ts - 饱和温度
18
1. 燃料压力--亚临界
亚临界沸腾时的传热恶化特性 • 存在滞后现象； • 可能存在过渡模态； • 一种模态跳跃到另一种 模态
¾ 降低局部高热流区的壁面温度；
¾ 降低主动再生设计用的热流密度，即降低了冷却用 燃油的需求，使燃油流量尽可能地满足于冷却。
¾ 减少了冷却剂的热沉损失，相应地提高了发动机的
性能。
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33
3.4 局部强化换热方法--固定人工粗糙度
冷却用燃油出口温度对比表(℃)
当量比 简单主动冷却 高度优化 高度和粗糙度共同优化
燃料压力(亚、超临界、相变)
燃料温度
铣槽
2
冷却通道结构 销钉 ★
冷却剂流量
微细通道
冷却剂的扰流←增加扰流器（粗糙度等）
ql↑
流动方式（顺流、逆流或综合）
3
Twl↑：取决于壁面材料
Tl ↓: 取决于冷却剂吸热量、燃料入口温度
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12
4. 冷却剂吸热量 Ql = cpm (Tl'' − Tl' )
惩罚，使发动
机整体性能降
低。
9
2. 耐高温壁面材料研究
( ) qδ
=λ δ
Twg − Twl
要求：
• 耐高温材料（~1200K）
• 导热性能好（易疏导热量）
• 有一定刚度（承受结构强度）
• 壁厚尽量薄（结构重量轻）（~8mm）
• 燃气侧是否覆盖隔热涂层（ZrO2）
• 冷却剂侧壁面材料对结焦的影响（不易结焦的
制） • 冷却循环
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14
1. 燃料压力引起物性变化
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15
1. 燃料压力引起物性变化
不同压力下的比容随温度的变化
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17
2008-8-25 不同压力下的密度随温度的变化
16
1. 燃料压力--亚临界
2008-8-25 亚临界饱和沸腾曲线
I – 自然对流区，无气泡； II – 泡状沸腾区：
2008-8-材25 料、表面光洁度）
11
超燃冲压发动机热防护面临的问 题之一
再生冷却下燃料热沉不足
¾液氢燃料发动机。当Ma>10 时，冷却流量将会超过按恰 当化学混合比反应得燃料流 量。
¾美俄进行的Ma6.5联合试验， 最大冷却用氢燃料流量是最大
推进用燃料流量的2倍。 ？
燃料热沉 能力不足
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约束条件
T * ≤ T材料允许温度 = Const m 冷却 = m 燃烧
W + δ = const 0.5mm ≤ δ ≤ 3.5mm
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冷侧壁面温度(C )
冷却通道肋壁厚度(m )
4 x 10-3 3.5
3 2.5
2 1.5
1 0.5
0 0
1200
1100
1000
900
800
700
ii. 利用记忆合金随温度变化而改变形状的特性来进行局 部强化换热。
(a) 正常情况下
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(b) 局部激波附面层干涉
36
3.4 局部强化换热方法--高热流壁面冷却通道自适应热流控制
不同冷却措施冷却剂流量比较
当量比 0.71
自适应热流控制 冷却剂流量（kg/s
）
0.059
无自适应强化换热 冷却剂流量 （kg/s）
优化目标函数
p
∑ min (Twli (H ) − T* )2 i=1
约束条件 T * ≤ T材料允许温度 = Const m 冷却 = m 燃烧
W = const δ = const 1mm ≤ H ≤ 5mm
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主动冷却通道侧壁温(C )
冷却通道的高度(m )
6 x 10-3 5 4 3 2 1 0 0
• 当前最先进的耐高温材料C\C和SiC复合材料耐热温 度为2200℃左右。因此，发展先进的冷却技术即主 动热防护技术就显得尤为重要。
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2
主动热防护方式
热流
气流
冷却 剂流
发汗冷却
热流
气流
冷却 剂流
气膜冷却
热流
辐射
冷却 剂流
对流冷却
主动防热主要利用冷却介质减少气动热对材料的加
热，对材料和结构的要求都很高，一般用于热疏导
600 0
寻优的肋壁厚 设计的肋壁厚
冷
却
通
道
肋
壁
0.5
1
沿轴向的长度(m)
1.5厚Βιβλιοθήκη 设肋厚优化后计
肋厚优化前
结
果
0.5
1
沿轴向的长度(m)
27
1.5
三、局部强化换热
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29
2.2 冷却通道宽度优化
40
2.2.1 冷却通道数优化 35
冷却通道数(个)
30
优化设计的目标函数 p
25
∑ min (Twli (n) − T* )2 i=1
48
燃料结焦过滤抑制
•超临界压力下管壁结焦
• 超临界压力下管壁结焦引起
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49
五、冷却循环
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51
燃料热沉研究并行之路 —冷却循环
高温热源TH 1100K
由于高温热源和有限低温热源的存在， 我们提出基于热转功的原理，将燃料吸 收的部分热量以功的形式疏导出来，此 时燃料处于未饱和热沉状态，可用于吸 收额外更多的热量。热转功热力过程的 存在，针对相同流量的燃料，更多的热 量被吸收带走，使得有限低温热源的情 况得到改善，燃料热沉能力得到了“间 接”提高，所需的冷却用燃料用量将随之 降低。
8
1. 燃气侧的对流：
( ) qg = α g Tg − Twg
= m ∆h A
αg: 取决于组分、物性、速度、燃烧室结构
Tg：取决于近壁燃气温度 ← 中心流温度 ←
qg
推力
Twg: 取决于壁面材料
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10
3. 冷却侧换热 ql = ( αl Twl − Tl )
1
α↑:
冷却剂物性 冷却剂速度
20 15
n=[ w ]
10
(W + δ )
5 0
约束条件
1200
T * ≤ T材料允许温度 = Const
1100
冷侧壁面温度(C)
m 冷却 = m 燃烧
1000
δ = const
900
8 ≤ n ≤ 36
800
700
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600 0
寻优的通道数 设计的通道数
冷
却
通
道
数
设
0.5
1
沿轴向的长度(m)
超燃冲压发动机的主动再生冷却研究
报告人：周伟星 2008-8-5
发动机冷却原理（M>1）
燃烧室边界层速度与静焓的分布（M>1）
2008-8-25
3
典型的薄膜冷却
对于严重加热问题他是最佳或唯一的解决 方法。
主动热防护技术是发展吸气式高 超声速飞行器的关键技术之一
• 超燃冲压发动机工作在高速、高温、高强度燃烧的 极端热物理条件下，燃烧室内温度可高达3000K以 上。高超声速飞行器，在Ma12飞行时外部空气滞止 温度可达4950K。
4.2 碳氢燃料化学热沉的需求
2000 1000
Scramjet
4000
Rocket
2000
0 0 2 4 6 8 10 Mach No.
2008-8-25
40
4.4 燃料结焦条件
热氧化沉积
2008-8-25