1 引言

高超声速飞行器（Ma > 5）是军用及民用航空航天领域重要的战略发展方向之一，是人类对于飞行速度更高追求的产物。作为飞行器的心脏，吸气式发动机经历了从低速的涡轮发动机（一般Ma < 3）到高速的亚燃冲压发动机（一般Ma < 5），然后向高超声速的超燃冲压发动机（一般Ma > 5）发展的过程，并向着涡轮基组合循环发动机或者火箭基组合循环发动机方向发展。但是不论是传统吸气式高超声速飞行器还是目前比较热门的组合动力式高超声速飞行器，其在高超声速阶段均是由超燃冲压发动机来推动的。而在高超声速飞行时，随着飞行马赫数和巡航时间的增加，超燃冲压发动机所要承受的热环境是十分恶劣的，作为飞行器心脏的超燃冲压发动机的热防护问题越来越突出^[1]，热防护成为吸气式高超声速飞行器的关键科学技术难题。高超声速飞行器的热防护包括其表面热防护，电子元器件冷却以及发动机热防护。由于发动机内严重的气动加热和燃烧释热，使得发动机壁面的冷却问题尤为突出。

纵观发动机从低速到高速发展过程中针对发动机壁面的热防护技术，分为主动热防护和被动热防护两种^[2]。而针对吸气式高超推进的心脏-超燃冲压发动机热防护研究开展得比较早，20世纪60年代初发展了隔热结构的概念，采用厚重且贵重的隔热罩来保护发动机内部结构。然而，这种方法存在着明显的问题和限制，虽然隔热罩能够起到比较好的隔热作用，但是会使得发动机比较重，且由于壁面的烧蚀会改变燃烧室的气动形状而影响燃烧效率。相比之下，Youn等提出的主动冷却的概念显得更具吸引力^[3]。文献[4]等的研究也明确指出了主动冷却较之隔热罩在重量和成本上有着明显的优势。

常用的主动冷却技术有辐射冷却、气膜冷却、发汗冷却和再生冷却。辐射冷却利用材料在高温下的辐射散热特性来进行主动冷却，其对于材料要求较高，且辐射散热量较小，不适用于较大热载荷情况下的冷却。气膜冷却普遍应用于低速的涡轮发动机以及亚燃冲压发动机上，具有较好的冷却效果，且结构简单，但是其冷却源是来流空气，在高超声速飞行时由于来流总温太高，已经不能用作冷却气，因此气膜冷却在高超声速飞行器中并不适用。发汗冷却可以利用空气，也可以利用燃料作为冷却剂，但是在高超声速飞行时，利用燃料发汗冷却具有两个最大的问题，其一为燃料发汗冷却会大大削弱发动机性能，其二是发汗冷却的工艺复杂，且结构可靠性较差，燃料结焦会引发冷却失败。相比之下，再生冷却在吸气式飞行器的飞行速度上升至高超声速时展现出了巨大的潜力和优势。再生冷却的概念最早于1903年应用于液体火箭发动机^[5]，并被迁移到了超燃冲压发动机中。再生冷却从能量上看是十分合理的。因为从燃烧产物吸收的热量并未损耗掉，而是同推进剂组元一起又回到燃烧室^[6]。再生冷却燃烧室的室壁一般为由内、外两层壁构成的冷却通道所组成。超燃冲压发动机工作时，燃料首先流经冷却通道，对内壁进行冷却，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，得以“再生”，故称再生冷却。再生冷却超燃冲压发动机示意图如图 1所示。

目前，再生冷却被认为是超燃冲压发动机的最佳冷却方式，是近些年世界各国研究的热点。本文首先将对高超声速再生冷却的特点和约束进行简单介绍，指出其特殊性以及这些特殊性给再生冷却带来的一些挑战。然后本文将从各个方面对高超声速推进再生冷却系统及技术进行详细的介绍，并对再生冷却技术后续的发展方向进行展望。

2 高超声速推进再生冷却面临的主要矛盾 2.1 再生冷却可用冷源严重不足

对于吸气式推进的动力装置来说，无论是涡轮喷气发动机、亚燃冲压发动机，还是高超声速推进的超燃冲压发动机。发动机高温部件的冷却所必须应对的热载荷均由如下三部分组成：来流总焓、压缩过程中注入的能量和燃烧释放的能量。

$ {Q_{\rm{h}}} = {Q_{{\rm{in}}}} + {Q_{{\rm{comp}}}} + {Q_{{\rm{comb}}}} $

(1)

式中Q_h，Q_in，Q_comp和Q_comb分别表示总热载荷、来流总焓、压缩过程中注入的热量和燃烧释放的热量。

对于采用燃料作为冷却剂的再生冷却技术，冷源的冷却能力可简单被表达如下

$ {Q_{\rm{c}}} = {m_{\rm{c}}}\overline {{C_p}} {\rm{\Delta }}T = {m_{\rm{c}}}\overline {{C_p}} \left( {{T_{{\rm{limit}}}} - {T_{\rm{c}}}} \right) $

(2)

式中m_c表示可用的冷却剂流量，也表征了冷源可用资源的多少。$\overline {{C_p}} $为冷却剂工作温度区间内的平均比热，用来表征单位质量冷却剂单位温升的吸热能力，显热之外的其他形式的吸热能力也被折算至平均比热中。T_limit用来表征冷却剂理论上最高的换热温度，可认为是发动机热结构部件材料的许用温度。T_c为冷却剂使用过程中的冷却起始温度。

根据公式（2）可以看出，冷却剂可用流量、单位质量冷却剂吸热能力和可用吸热温度区间，共同决定了主动热防护发动机冷源的总体可用冷却能力。首先，燃料作为推进剂和冷却剂，其自身的双重身份性质就限制了冷却剂流量原则上不能超过燃烧用燃料流量，故燃料作为冷却剂，其流量也是受限的。其次，由于冷却剂可用最高温度受限于热结构部件的许用温度，因此，冷却剂吸热温升区间也是受限的。再者，单位质量冷却剂的吸热能力也是有限的。综上所述，再生冷却的可用冷源为有限冷源，即发动机的热防护是在有限冷源条件下开展的。

另外，值得指出的是，再生冷却这一冷却方法最初被用在火箭发动机上，后来被移植到超燃冲压发动机上，但是两者有很大的不同。从式（1）来看，火箭发动机燃烧室内的热载荷仅由燃烧释热组成，而对于超燃冲压发动机来说，其燃烧室内的热载荷除了燃烧释热外，来流的气动加热也占据了总热载荷的相当一部分比例，特别是随着来流速度的逐渐升高，来流总焓在整体热载荷中所占的比例也越来越大。对于超燃冲压发动机来说，来流总焓占据热载荷的一部分意味着有限的冷源除了需要冷却其燃烧所带来的热载荷外，还需要冷却气动加热所带来的那部分热载荷，这给再生冷却带来了相当大的难度。表 1给出了典型火箭发动机和典型超燃冲压发动机热载荷与冷却剂流量的数值。从表中可以看到，超燃冲压发动机的热载荷与冷却剂的比值是火箭发动机再生冷却过程的7倍左右。

值得指出的是，随着飞行马赫数的增大，来流总焓占比的增大会带来另外一个问题：在来流马赫数一定的情况下，来流总焓占比较大时，当减小燃烧当量比时，也就是减小燃油流量时，由此带来的热载荷改变也就是燃烧释热量的改变所占总热载荷的比例会较小，但是当改变燃油流量时，燃油冷却能力的改变却是与燃油流量改变量成正比的。而高超声速飞行器在飞行过程中，经常需要进行工况的改变，这就使得再生冷却的冷源不足问题更加的突出。

再生冷却系统的冷源严重不足，首先对于燃料的热沉提出了很高的要求，在限定的条件下，单位质量燃料能够吸收的热量越高，那么燃料作为冷源的冷却能力就越强。

另外，再生冷却系统的冷源不足还对再生冷却通道内的流动换热研究带来了极大的挑战。在高超推进再生冷却通道内，为了避免冷却通道内沸腾传热恶化以及保证燃料燃烧时的喷射压力，燃料工作在超临界压力下，由于高超推进再生冷却系统冷却流量小，而热流密度相对偏大的特点，再生冷却通道内温升大，燃料在流动过程中会出现跨临界现象，而且由于超燃冲压发动机冷却通道内的压力一般不会超出临界点太多，因此会在跨临界的过程中遭遇剧烈的热物性变化，导致其流动换热机理复杂，给换热设计带来困难。

另外，极高的热载荷与冷却剂流量的比值，会造成再生冷却通道内横截面上严重的热分层问题，特别是在冷却剂跨临界流动时，这可能会带来传热恶化等问题。

需要指出的是，由于氢气的存储难题，目前世界上广泛研究的是使用可存储型碳氢燃料作为推进剂的碳氢燃料超燃冲压发动机，对于使用吸热型碳氢燃料的超燃冲压发动机来说，由于超燃冲压发动机冷却通道内温升较大，碳氢燃料在高温下会发生热裂解，热裂解会吸收热量，并且改变流体的热物理性质，从而影响换热，使得冷却通道内的流动换热更加的复杂。

2.2 并联通道间热载荷及流量分布不均

在冷源不足的条件下，如何避免再生冷却系统并联通道间热载荷及燃料流量分布不均，是再生冷却技术面临的第二大难题，因为并联通道间燃料流量分布不均会引发壁面超温和燃料可用热沉浪费。

再生冷却系统的热载荷分布不均在发动机燃烧室的流动方向和周向均有体现。在流动方向上，由于超燃冲压发动机燃烧室内的燃烧属于超声速燃烧，其燃烧反应的时间特征值与超声速流动的时间特征值相当，这使得燃烧室内的燃烧并不能在很短的距离内就能完成，在整个燃烧室长度内，燃料处于边流动掺混，边进行燃烧释热的过程，这使得超燃燃烧室内的热载荷的纵向分布不均匀。由于超燃冲压发动机的燃烧室通常是非轴对称的，且燃烧组织一般也是非中心燃烧的方式，燃烧流场是非均匀分布的，因此再生冷却系统周的热载荷分布存在非均匀的状态。

此外，值得注意的是，在超声速燃烧室内存在着复杂的激波系，激波与附面层相互干涉会形成局部的高热载荷区域，这也使得超声速燃烧室内的热载荷变得更加不均匀。

高超声速推进再生冷却系统中，冷源的分配不均主要是由于冷却通道中的一些局部结构造成的，如分汇流结构和局部喷油岛。这些局部结构会影响并排的冷却通道中的阻力特性，从而使得流量的分配有所不同。另外，热载荷的横向不均匀也会在一定程度上影响冷却剂在并联冷却通道中的流量分配，因为热载荷的不均匀会造成冷却剂在不同冷却通道中的热物性变化不同，从而引起阻力特性的不同。

2.3 再生冷却系统工况变化范围宽、动态特性复杂

对于高超声速推进来说，其燃烧室内的情况与火箭这一类的飞行器有所不同，火箭发动机在飞行过程中很少进行工况的改变，而高超声速飞行器要求在飞行过程中较为灵活，经常进行工况的改变，涉及大空域、宽速域、和宽燃烧当量比下启动、加速和巡航工作^[7]。再生冷却系统的动态特性会随着发动机工况的变化而变化，涉及动态热防护问题，要保证再生冷却系统在大范围变工况下均能安全可靠工作。首先，再生冷却系统热惯性较大，发动机启动过程中或者飞行过程中工况改变时，其稳定时间主要取决于再生冷却系统的热惯性时间，对于发动机的动态特性影响显著。其次，在发动机大范围变工况过程中，发动机热载荷和燃料流量大幅变化，容易引起热载荷与可用燃料热沉失配的现象，引发超温。最后，在高超声速再生冷却系统中，冷却剂温度跨度大，也就造成了冷却管道内的流体可压缩性较强，在变工况的过程中，或者系统受到扰动时，极易触发冷却管道内的不稳定现象，从而引发传热恶化或者超温，对整体发动机产生非常不利的影响。

另外，值得指出的是，当再生冷却系统的压力等参数突变时，冷却通道内的流动换热特性也会有动态的改变，从而影响动态过程中的冷却效果。

2.4 再生冷却过程对发动机性能影响显著

高超声速推进再生冷却系统中的“再生”两字代表在冷却的过程中，燃烧室内散出的热量被冷却剂吸收重新注入到了燃烧室内，完成了废热的回收再利用，因此高超声速推进发动机的循环由于再生冷却的存在而成为一种回热循环，再生冷却过程中热量回收的程度会对发动机性能产生显著的影响^[8]。特别需要指出的是，对于使用吸热型碳氢燃料的高超推进发动机，在再生冷却的过程中，燃料会发生热裂解反应，燃料所吸收的热量转换成化学能，此时的再生冷却过程可以被看做化学回热过程，由于过程中热能转换成了化学能，提升了发动机整体的能量品级，对发动机性能的提高具有很大的帮助^[9]。因此有必要考虑再生冷却与燃烧的耦合，关注再生冷却对发动机性能的影响。

3 高超推进再生冷却技术研究概况

围绕着上述提到的高超推进再生冷却的主要矛盾，研究人员开展了大量的研究，并已经初步实现了一定条件下的再生冷却工程应用，而这其中最具代表性的就是美国空军的碳氢燃料超燃冲压发动机技术（HySet）研究计划。该计划已经完成了飞行重量的碳氢燃料超燃冲压发动机地面实验GDE-1和GDE-2，这在主动再生冷却研究中具有重要意义。GDE-1采用碳氢燃料作为冷却剂，早在2003年已经在GASL进行了地面验证试验，目标是验证通过点火和稳燃的热管理系统以及燃料作为冷却剂的冷却能力。实验结果发现，采用再生冷却方式的试验样机在点火过程中获得了客观的正推力，验证了主动再生冷却超燃冲压发动机的潜力，GDE-1测试了热结构、机械结构以及整体结构的耐用性，发现整个发动机的硬件设备在实验过程中很完善，发动机性能在马赫4.5和马赫6.5的条件下超过了PTE的性能^[10]。GED-2是HySet计划很重要的组成部分，目的是将飞行重量的碳氢燃料冷却发动机的供油系统和发动机的控制系统统一起来。X-43C计划用到了GDE-2发动机的推进系统。GDE-2实现了燃烧用燃油系统和冷却用燃油系统的统一，真正实现了闭环供油系统^{[11, 12]}。

图 2和图 3是HySet计划中的GDE-1和GDE-2演示发动机结构图^{[13, 14]}，图中可见GDE-1的燃烧用燃油供给系统和冷却用燃油供给系统是分开的，为两个独立的系统，而GDE-2实现了冷却用燃油和燃烧用燃油的闭环实验，这是超燃冲压发动机主动再生冷却发展过程中的里程碑。而GDE-2的技术已经成功地应用到了X51-A上，目前已经进行了4次关键性的试飞^[15]。标志着再生冷却技术的整体水平达到了技术成熟度6~7的水平。

除了在碳氢燃料超燃冲压发动机研制方面取得重要进展外，在再生冷却相关单项技术方面，也取得了重要的研究进展，下面将详细介绍再生冷却技术相关研究方面的进展。

3.1 燃料热沉提高方法研究现状

高超推进再生冷却冷源严重不足问题给燃料热沉及其合理利用提出了最直接的要求，研究人员基于此开展了大量的相关研究。

传统的再生冷却中，提高碳氢燃料热沉的主要方法有两种：（1）提高燃料的物理热沉。这主要通过提高燃料被加热的温度来实现。（2）提高燃料的化学热沉。例如吸热型碳氢燃料可以发生热裂解反应，在流动换热过程中加入化学吸热过程^[16]。另外，除了传统的再生冷却方式，也有学者提出了改进的冷却方式来间接地提高燃料的热沉。

（1）提高燃料物理热沉的方法

相变是一种常见的吸热过程，学者们自然地将此过程应用到提高燃料物理热沉上来。对于常规的碳氢燃料，其冷却过程经历了液相到气相的转变，不用特殊考虑。现在由美国的学者提出了一种利用熔融状态下燃料吸热能力的方法。选用在常温下处于固态的燃料作为冷却剂，其经过加热后可以变成液态，进行熔融吸热，这比液相的温升吸热要大得多。另外研究还发现，固态的碳氢燃料在经过相变后的燃烧性能与传统燃料相似，可以沿用传统的燃烧装置，不会引入系统的复杂度，可以应用于超燃冲压发动机^[17]。

（2）提高燃料化学热沉的方法

受限于最高壁温，传统的碳氢燃料不能被加热到太高的温度，从而就影响了其冷却能力。而吸热型碳氢燃料在一定的温度下可以发生热裂解反应，吸收热量，从而提供额外的热沉并且能够降低燃料的温度。吸热型碳氢燃料的总热沉甚至能够达到液氢燃料的水平。另外，碳氢燃料不需要进行低温存贮，密度较大，从而可以降低存贮和携带的压力，是一种较为理想的燃料。目前世界上的航天大国如美国、俄罗斯以及法国、德国等国家都在大力开展关于吸热型碳氢燃料方面的研究。提高吸热型燃料化学热沉的方法主要集中在三个方面：催化脱氢^[18]，热/催化裂解^[19]，蒸汽重整^[20]。

在吸热型碳氢燃料的研究初期（20世纪70~80年代），催化脱氢是研究的重点，它具有低温转化率高、吸热量大、有利于燃烧等特点，但是由于其所使用的催化剂价格昂贵并且燃烧生成物容易结焦而逐渐地被热裂解和催化裂解而取代^[21]。热裂解和催化裂解都能够产生小分子的气体，有利于燃烧的进行，但是催化裂解相对来说反应速度更快，裂解率更高，抗结焦性能好。因此催化裂解是目前各国的研究热点。美国的学者研究了多种使用催化裂解反应的碳氢燃料并进行了实验^[22]。

蒸汽重整技术应用于超燃冲压发动机最初源于文献[23]提出的一种新型的高超声速飞行器。在发动机中，碳氢燃料和水共同作为冷却剂放在高热载荷处，通过化学反应将物理能转换成化学能，完成对发动机的冷却。

（3）间接提高冷却剂热沉的方法

研究人员提出了双燃料超燃冲压发动机的概念，突破了单一碳氢燃料超燃冲压发动机的飞行马赫数极限，携带碳氢燃料和氢两种燃料，发动机飞行马赫数得到了拓展，最高飞行马赫数可达Ma10。这是碳氢燃料热沉不足和飞行器重量的一种折衷处理，既能够解决在高马赫数飞行时碳氢燃料热沉不足的问题，又不至于受到全程采用氢燃料由于低温存储带来的严重的质量和体积惩罚^[24]。

重复多次利用已有燃料热沉的冷却能力，也是一种间接提高燃料热沉的方法。在这方面，美国的研究人员大胆地提出了重复利用/回收多余冷却用燃料，将冷却后多余的氢燃料回流至燃料储箱的概念。当冷却用燃料流量大于推进用燃料流量之后，燃料储箱因燃料消耗空出的空间可用于存储多余的气态氢气。由于气体较液体而言，将占据一个相当大的体积，因此在无更大的燃料箱的前提下，这种模式下热量存储的量将受到限制。针对碳氢燃料同样的概念也被提出，但是多余的冷却用燃料不能经过燃烧室/尾喷管等热载荷较大的地方，以防止发生吸热型反应后的气态燃料被返回至燃料储箱^[25]。文献[26]提出了能够间接提高燃料冷却能力的再生冷却技术——“冷却循环”技术。冷却循环技术利用在再生冷却通道中间设置涡轮的方式，通过将高温的冷却剂通过涡轮做功，从而降低温度来重复使用冷却剂的方式提高燃料的冷却能力，而这一方法可以有效地扩展超燃冲压发动机变工况使用范围^[27~29]。

3.2 燃料在冷却通道内的超临界流动换热机理研究现状

除了从提高燃料本身热沉的角度出发，通过弄清高超推进再生冷却通道内流动换热机理，对冷却通道合理设计也是提升再生冷却系统的冷却能力的一个很有利的途径。

由于吸热型碳氢燃料属于常温燃料，储存简单且热值较高，其在冷却过程中具备化学吸热能力，可以提供额外的冷却能力，因此成为目前高超声速推进研究所使用的主要燃料。在碳氢燃料超燃冲压发动机冷却通道内，碳氢燃料的工作压力通常都在临界压力以上，超过这个压力，就没有相变了。航空煤油在超临界压力下随着温度升高，从液态转换到超临界状态，然后随着温度进一步升高进入热裂解状态^[30]。超临界流体的比热容在超临界压力下随着温度升高有一个峰值，在超临界压力下，和峰值对应的温度叫做拟临界温度^[31]。超临界压力下的流体在温度接近拟临界温度时物性会发生突变，传热过程并不是常规换热，因此，超临界压力下航空煤油的传热过程和常规压力下流体的传热过程不同。目前，随着超燃冲压发动机热防护技术的发展，关于超临界航空煤油对流换热的研究开始逐渐被重视起来。

由于JP-7，JP-8，RP-3以及Norpar-12在超临界压力下具有良好的吸热型碳氢燃料的裂解特性，因此被普遍应用在超燃冲压发动机上。JP-7曾经被用在SR-71飞机的推进系统中，作为推进剂和冷却剂，JP-7展现出了良好的吸热型碳氢燃料的裂解性能^[32]。刘易斯研究中心的Meyer等^[33]通过实验研究，发现在热流密度较低的情况下，JP-7的换热可以用Dittus-Boelter关联式来预测，而热流密度较高时能够观测到明显的不稳定现象，冷却剂的换热也会被强化，说明在高热流密度条件下有特殊的沉积机制。2000年进行的JP-7管道实验目的是研究JP-7作为冷却剂应用在Ma8的推进系统中的潜力，发现在较高热流密度下JP-7的换热性能被明显加强，实验的温度和压力都很高，发现了明显的碳沉积现象^[34]。

由于飞行器可携带燃料有限，为了保证有限冷却剂能带走更多热量，唯一的方法就是提高冷却剂的工作温度。Stiegemeier等对五种常规的吸热型碳氢燃料进行了实验研究，包括JP-7，JP-8，JP-8+100，JP-10以及RP-1，试验在电阻式加热管道上进行，主要研究碳氢燃料的换热特性和热稳定特性，实验得到了这几种燃料所适用的统一的实验关联式^[35]。

JP-8是美国空军所使用的具有绝对优势的一种燃料，当JP-8加热到大于725K时，就开始发生吸热反应，反应过程中，高分子的碳氢燃料裂解成为了小分子的芳香烃、烯烃和烷烃等^{[36, 37]}。美国空军的Nagley等对JP-8加热状态下的燃料混合物进行了分析，通过在线液态和气态样品的检测来揭示JP-8的裂解过程^[38]。

西北工业大学的李中洲等^[39]进行了超临界压力下航空煤油传热实验研究，发现管内壁温度达到拟临界温度，发生拟沸腾强化传热，而煤油温度处于临界温度附近发生传热恶化，随着温度的进一步升高，出现第二次传热强化。北京航空航天大学的张斌等^[40]以RP-3为对象研究了超临界压力下热流密度和进口温度对碳氢燃料在竖直向上管和竖直向下管的换热特性的影响，也发现了随着流体温度增加会出现传热强化和恶化的现象。

文献[41]主要研究超临界压力下中国的RP-3航空煤油的流动和换热特性，在实验研究中将煤油加热到了750K，保证超临界压力，煤油还未裂解。在对实验关联式进行分析时将换热过程按照雷诺数的不同分成了两个区域，第一个区域为1.5×10⁴≤Re≤2.5×10⁴，此时的换热关联式和区域二2.5×10⁴≤Re≤4.5×10⁴时不同，在区域一范围内，JP-7，JP-8和RP-3的换热过程很类似，此时的冷却剂温度大部分都小于500K。在区域二内壁面温度超过600K达到超临界温度以后，换热特性会发生变化，努谢尔数的变化对雷诺数的依赖增大。

文献[42]总结了前人的实验数据，提出了一种预测RP-3换热特性的关系式，很好的提高了其换热特性预测的精度。

随着计算资源越来越丰富，而超临界碳氢燃料的换热目前又难以用统一的方式来表达，研究者们开始对超临界碳氢燃料的换热开展大量的数值计算研究。文献[43]利用二维模型研究了正庚烷在超临界情况下的管内流动换热情况，文献[44]基于质量力的影响对超临界航空三号煤油的流动和换热进行了数值研究，在后续的研究中对RP-3管道流动建立了湍流模型^[45]，来分析超临界碳氢燃料的流动换热特性，发现对RP-3来说，定热流密度条件下流体温度和换热系数的变化导致壁面温度的变化很复杂。沿流动方向壁面温度从低温到拟临界温度再继续升高时，换热过程的变化比较复杂，当壁面温度在初始加热段就达到拟临界温度时换热不是被强化，反而是恶化了；研究还发现超临界压力下的Nu数在换热加强之后和Re数有关，并给出了Nu数和Re数的关联式。文献[46]近期也针对RP-3燃料通过实验对k-ε湍流方程进行了改进，使其能够更好地预测RP-3在超临界压力下的流动换热过程。

文献[47]利用数值模拟研究了碳氢燃料在特殊情况下的流动换热情况，发现在弯曲通道内，二次流可以显著地增强燃料的换热能力，而飞行加速度则会显著的减弱换热能力，使得超燃冲压发动机冷却通道内的传热恶化更加严重^[48]。瑞典的Sunden等则对比了在光滑管内以及带有非对称肋的冷却通道内航空煤油的流动换热情况，发现由于肋可以打破已有的流动和热边界层，因而可以大大增强流体的换热能力^[49]。

哈尔滨工业大学的高超声速技术团队对超临界碳氢燃料的流动换热情况作了很多的工作。通过Fluent平台，利用NIST数据库拟合物性，建立了正戊烷的超临界流动换热二维模型，探索了超临界正戊烷在流动过程中的传热恶化现象^[50]。文献[51]提出了正癸烷的超临界流动换热三维模型，对正癸烷不发生裂解反应情况下的基础流动换热特性做了初步的分析。

近来，研究人员逐渐注意到碳氢燃料超燃冲压发动机冷却通道内的化学反应流动换热问题，对其开展了大量的数值计算研究。Liu等对正癸烷在微细通道内的裂解流动换热进行了实验研究，发现流体温度，壁面温度以及停留时间对正癸烷的裂解换热都有很大的影响，并且通过二维的数值模拟，发现了热边界层对裂解反应的促进作用^[52]。Ward等在2004年时建立了超燃冲压发动机冷却通道内轻度裂解燃料的二维数值模拟模型，并第一次提出了PPD化学反应模型^[53]。接下来，他们基于所建立的数值模型，开展了压力对于带有裂解的正癸烷流体的影响^[54]。根据Ward等的工作，文献[55]也利用自己的实验台得到了自己的PPD模型。文献[56]对Ward的PPD模型尝试进行了简化，大大提高了数值计算的效率。而与其相反，文献[57]则是尝试将详细的化学反应机理嵌入到数值计算模型中。哈尔滨工业大学的冯宇则使用PPD模型，利用自编程的方式建立了高效计算正癸烷裂解流动换热的二维数值计算模型，分析了化学反应与流动和换热的耦合特性^[58]。

3.3 高超推进再生冷却通道优化设计的研究现状

目前，基于火箭的再生冷却系统的研究较为成熟，而关于高超推进再生冷却通道结构设计及优化的研究还较少。在火箭发动机冷却通道设计的研究中，冷却通道内压力通常较高，其压力远远大于冷却剂的临界压力，其冷却介质常见的有氢气、甲烷以及航空煤油。而在高超推进的动力装置-超燃冲压发动机中，其冷却通道压力虽然在超临界以上，但是其压力和超临界压力非常接近，这也导致了其在超临界压力和温度附近更容易产生传热恶化现象。在超燃冲压发动机中，由于涉及到吸热型裂解反应的存在，研究较为困难，目前其研究手段主要是一维模型。Gascoin等开发了考虑详细裂解机理的冷却通道流动换热一维模型，可以用于再生冷却结构的设计^[59]，文献[60, 61]利用考虑了一步反应的一维模型研究了超燃冲压发动机冷却通道热沉利用影响因素，内容涉及冷却通道高宽比对热沉利用的影响。西北工业大学的蒋劲在其硕士论文中建立了基于参考焓方法的燃烧与再生冷却一维耦合模型，进行了进口温度等参数对再生冷却效果影响的研究^[62]。哈尔滨工业大学的段艳娟同样在其博士论文中建立了一维的燃烧与再生冷却的耦合模型，并对再生冷却通道内的尺寸参数进行了详细的优化设计^[63]。

由于超燃冲压发动机再生冷却通道是单面加热的矩形带肋通道，且通道底面的热流密度较大，因此，对冷却通道进行基于三维的研究是必要的。在针对超燃冲压发动机的再生冷却通道三维设计方面，文献[64]做了初步的探索，他们均利用考虑真实气体状态方程的超临界正癸烷流动换热模型，研究了单面加热矩形通道内的碳氢燃料流动换热特性，并变化高宽比参数，得到了高宽比对冷却性能的影响。文献[65~67]则采用更为合理的高宽比变化规律，分别在不考虑冷却通道内裂解反应和考虑裂解反应这两种情况下，对不同高宽比下的冷却通道内流动换热情况以及冷却效果进行分析，得出了超燃冲压发动机再生冷却通道的最佳通流面积、最佳高宽比、最佳肋厚等结构参数优化值。

另外，针对发动机再生冷却通道内的局部传热恶化现象，研究人员还开展了冷却通道内低阻强化换热方法的研究。高超声速推进再生冷却通道的水利直径一般在1mm或者更小，属于微小型的冷却通道。在不考虑其它因素的情况下，提升换热效果的最直接方式就是减小冷却通道的流通面积。但是对于发动机来说，燃料泵所需要的压力由燃料喷射压力和冷却通道阻力压降共同组成，因此冷却通道的阻力不能太大以免加重燃料供给系统的负担使其体积和质量大幅增加。在这种情况下，仅仅通过减小冷却通道的流通面积来增强流动换热效果会大大增加冷却通道的压降，因此针对高超声速推进再生冷却通道需要寻找低阻强化换热方法。哈尔滨工业大学的谢凯利在其硕士论文中详细对比了当前的通道内强化换热方法，认为凹陷涡是一种很有潜力的可以应用在超燃冲压发动机再生冷却通道中的低阻强化换热方法。凹陷涡可以在几乎不增加阻力的情况下在通道的底面制造涡旋，从而破坏边界层，增强流体的换热。这种机制也可以有效的遏制在跨临界过程中可能产生的传热恶化现象。哈尔滨工业大学的曹杰等则在其论文中详细阐述了凹陷涡应用在碳氢燃料超临界流动换热过程中的应用，证实了凹陷涡在超临界碳氢燃料流动换热中的效果并详细阐述了其在跨临界过程中防止传热恶化的机理^[68]。

微肋是另外一种低阻的强化换热方法，其相比于凹陷涡来说，阻力更大，但是强化换热效果也更好。文献[69]首次将微肋结构应用在超燃冲压发动机再生冷却通道中，并利用数值模拟手段研究了典型微肋结构下燃料的流动换热特性，发现微肋可以有效地增强换热并消除跨临界传热恶化现象。哈尔滨工业大学的李欣等目前也在开展微肋在微小再生冷却通道内的强化换热研究，致力于针对超临界碳氢燃料流动换热进行微肋参数的优化设计。

3.4 并联通道热载荷及流量分配不均研究现状

针对高超推进再生冷却热载荷及冷源分布不均问题，研究人员就局部喷油结构、分汇流结构等局部结构以及热载荷分布不均对冷源流量分配以及局部冷却效果的影响进行了初步的研究。针对支板和壁面喷油而在冷却通道中产生的喷油孤岛进行了研究，发现喷油孤岛的形状对于孤岛附近的流场会产生很大的影响，从而影响孤岛附近的局部冷却效果，而流线型的喷油孤岛可以有效地改善孤岛局部的流动情况，从而提升冷却效果^{[70, 71]}。

在实际的发动机冷却系统中，冷却通道并排分布在燃烧室的四周，冷却通道之间的流量并不会完全相同，冷却剂在冷却通道之间的流量分配会受到分汇流结构、通道本身的结构参数、热载荷的横向分布特性等因素的影响。哈尔滨工业大学的王飞在其硕士论文中详细阐述了再生冷却通道分汇流结构的类型并对不同分汇流结构对冷却效果的影响进行了三维数值模拟，发现U型的分汇流结构具有较好的效果，能够有效地减弱冷却通道流量分配不均^[72]，南京航空航天大学的刘升君等也开展了相关研究^[73]。文献[74~77]系统地开展了并联式再生冷却通道流量分配问题的研究，得到了流量分配的影响因素以及流量分配对于各因素的敏感性，并提出了流量分配的控制方法。其研究结果表明在冷却通道冷端进行局部节流有助于减弱分汇流结构等因素带来的流量分配不均性，而这与文献[78]的研究结果相吻合。

再生冷却系统热载荷的纵向热载荷不均匀性对于冷却系统横向冷却效果具有重大的影响，如果不能合理地根据热载荷来优化利用燃料的有限热沉，那么再生冷却系统极易出现燃料冷却能力的局部浪费，从而使得整个发动机的冷却失败，导致发动机的烧毁。针对超燃冲压发动机再生冷却系统的纵向热载荷不均匀性，应采用等壁温原则来进行发动机再生冷却系统的设计。等壁温设计原则可以优化利用燃料的冷却能力并减少由于壁面温差带来的热应力^{[79, 80]}。文献[81]还提出了一种采用记忆合金的自适应流动换热控制手段，自动实现等壁面温度。段艳娟在其博士论文中指出，对于超燃冲压发动机来说，由于其热载荷在纵向上的分布不均，冷却剂相对燃气的流向对再生冷却系统的冷却效果也具有较大的影响。采用逆流的冷却方式，在冷却通道初始阶段易产生传热恶化现象，需要在冷却通道初始段进行强化换热设计。而采用顺流的方式，从燃料整体冷却能力优化利用上看是不恰当的^[63]。

3.5 再生冷却系统动态特性研究现状

在高超声速推进再生冷却系统中，燃料经由再生冷却通道完成对热结构的冷却后喷入燃烧室内进行燃烧，燃烧所产生的热载荷形成了再生冷却通道的热边界，从而使得再生冷却与燃烧高度耦合，也使得再生冷却通道内的冷却剂在发动机启动过程中，或者工况变化过程中不可避免地产生压力、流量等参数的动态变化，在这个动态变化的过程中，会对冷却效果产生重大的影响。哈尔滨工业大学的于彬在其论文中指出，在冷却系统的热载荷变化时，包括冷却系统供给系统在内的所有可能增加系统可压缩性的部件都会对冷却通道内燃料的动态特性产生影响。例如，供给系统中若存在蓄能装置，将大大增加冷却系统可压缩性，从而增加燃料流量和压力震荡的发生概率，提高再生冷却系统失败的风险，而燃料的裂解反应也将增加系统热力震荡的几率^{[82, 83]}。清华大学的严俊杰等则研究了再生冷却通道瞬态加热过程中，冷却剂各参数的动态响应，研究发现在较小的冷却剂流量和较大的热载荷下，热力震荡更容易发生^[84]。

冷却系统的启动过程中以及参数变化过程中，冷却通道内的换热情况对于最终的冷却效果也有着极其重要的影响，对于发动机的冷却通道设计也有着重要的意义。文献[85]对稳态和压力变化瞬态过程中碳氢燃料的传热特性进行了研究，发现在压力变化的瞬态过程中，碳氢燃料的换热系数会小于稳态过程，因此在发动机再生冷却系统设计时，需要增加25%的裕度以保证发动机在瞬态过程中不被烧毁。

3.6 再生冷却对发动机性能影响研究现状

在发动机热结构材料确定的条件下，若要保持发动机不烧毁，那么热结构就需要进行散热，也就是需要进行适当的冷却，在众多的冷却方法中，再生冷却这种方式将热结构的散热通过冷却剂进行回收并喷注到燃烧室内，完成了一部分废热的回收，从而使得能量再生，其能量回收过程如图 4所示。鲍文等经过分析发现，再生冷却回收的热量最高可以占到燃料燃烧热值的10%左右，而使得发动机的效率提升约4%^[86]。而再生冷却的变种- “冷却循环”也同样有回收废热的功能，由于在冷却过程中增加了涡轮，因此其回热能力相比较传统的再生冷却有所增强^{[87, 88]}，见图 5。

值得指出的是，对于使用吸热型碳氢燃料的超燃冲压发动机来说，再生冷却通道内的碳氢燃料在温度达到一定值后就会发生吸热的裂解反应，这个过程将吸收的废热转换成了高品位的化学能。文献[89, 90]详细研究了吸热型碳氢燃料的再生冷却过程，将带有吸热型碳氢燃料的再生冷却发动机整体循环概括为化学回热循环，指出裂解反应将废热转换成高品位的化学能，这大大有利于燃烧室内的燃烧释热，同时裂解产生的小分子气体更加有利于燃烧掺混，提高燃烧效率，从而提升发动机的总体性能。文献[91~93]则从再生冷却（不带有化学反应和带有化学反应两个方面）对发动机性能具有较大影响这一角度出发，利用一维模型和三维模型探讨了再生冷却系统参数变化、冷却通道三维效应对于发动机回热效果的影响。文献[94]利用燃烧与冷却耦合的准一维模型对冷却通道内燃料裂解对于燃烧效率的影响进行了详细的分析。将冷却通道内的高温裂解气通过涡轮进行发电，将再生冷却与飞行器的发电系统进行一体化的设计，从而进一步的提高飞行器的紧凑性^{[95, 96]}。

3.7 再生冷却能力提升新途径研究现状

由于对再生冷却能力的进一步需求，研究人员相继提出了提升再生冷却能力的新方法和新途径。再生冷却与其它冷却方式的结合具有提升再生冷却能力的巨大潜力，早期日本的学者Kanda等针对氢燃料超燃冲压发动机提出了再生冷却与膜冷却进行组合的组合冷却方式，可以有效地解决发动机在高马赫数下冷却剂冷却能力不足的问题^[97]。而哈尔滨工业大学的章思龙正试图将这一理念应用在碳氢燃料超燃冲压发动机上，以期能够提高碳氢燃料超燃冲压发动机的极限马赫数^[98]，见图 6。

主被动复合冷却技术也是现有再生冷却技术的重要选项。使用被动材料与再生冷却相结合的冷却方式，结合被动热防护和主动热防护技术的优势，充分利用二者的优点，同时需要降低整体的加工难度，保证良好的传热和强度特性，在现有材料的许用温度和冷却剂热沉水平条件下，有望实现超燃冲压发动机长时间及高马赫数的稳定运行^[99]，见图 7。

另外，在发动机壁面采用多孔介质，保证发动机壁面强度的同时可以实现再生冷却与发汗冷却/膜冷却的结合，从而提升再生冷却系统的冷却能力。法国的Gascoin等所率领的团队，已经开始开展这方面的研究，并初步验证了这一方法的可行性^[100]。

4 高超推进再生冷却发展展望

高超声速推进再生冷却想要进一步的发展，主要在于两个方面。一个方面是在现有技术基础上有所突破，进行更加深入的发展。另一个方面则是需要引入跨领域的新技术和新思想，打破现有的体系。

首先，在现有的再生冷却技术上，主要是发展更高密度更高热沉的新型燃料以及新型的低阻强化换热方法。

而再生冷却与其它冷却方式的结合在更高的马赫数下也极具有吸引力，再生冷却与气膜冷却的组合、再生冷却与发汗冷却的组合是未来提升再生冷却能力的重要手段，而主被动复合冷却技术也是现有再生冷却技术的重要选项。

引入跨领域的新技术和新方法，对高超推进再生冷却系统未来的发展也有着至关重要的作用。例如采用新型耐高温材料，可以直截了当地降低再生冷却的负担，从而大幅提高发动机飞行马赫数。总之，采用跨领域的新技术和新方法，会使得高超推进再生冷却系统未来有更多的可能，更大的潜力。