王 珏，王 仙，王 召，许晓勇

（1. 中国运载火箭技术研究院，北京，100076；2. 北京航天动力研究所，北京，100076）

0 引 言

随着大规模深空探测活动的不断拓展，重型运载火箭工程的研制日渐深入，对发动机推力的要求大幅度提高。大推力高性能氢氧火箭发动机推力室内的燃气压力可达20 MPa以上，燃气温度可达3000～4000 K，喉部附近热流密度最大可达160 MW/m2[1]。为保护氢氧推力室免受强大热流烧坏的最常用、最有效而经济的办法是低温氢再生冷却。

与传统的再生冷却通道相比，高深宽比再生冷却通道（High Aspect Ratio Cooling Channel，HARCC）（槽高/槽宽的典型值不小于4）通过增加冷却通道的数目和冷却通道的表面积，使更多的热量从燃气侧壁面以及肋片传给低温氢冷却剂，能在冷却通道压降增加较小的情况下明显降低燃气侧的壁温[2]。Vulcain发动机研究表明，推力室气壁温每升高40 K则会导致寿命降低约50%[3]，因此HARCC可显著提高再生冷却能力，延长氢氧推力室循环寿命。

对于高深宽比冷却通道，国外已开展了大量试验和数值研究。NASA Lewis研究中心的Wadel等[4～6]研究了7种不同形式的冷却通道构型在5.5～11 MPa室压下的传热试验以验证HARCC的性能优势；Carlile等[7]通过试验研究了在高压推力室中采用HARCC提高发动机寿命和降低压损的效果；Neuner等[8]以空气作为工质，采用放大25倍的模型研究了带有翅片效应的单侧加热矩形HARCC中的流动和传热现象；德国宇航研究中心DLR的Suslov和Woschnak等[9]开展了深宽比范围1.67～30的缩比量热式推力室氢传热试验研究，试验室压4～9 MPa、混合比4.0～6.0，研究了不同深宽比通道的传热特性，验证了高深宽比冷却通道内的温度分层现象；Lebail[10]、Marco[11]等对HARCC的传热效果和流动细节进行了数值模拟。牛禄[12]通过数值模拟研究了S形再生冷却通道深宽比对压力损失、二次流动和紊流强度的影响；吴峰[13]等通过改变再生冷却通道肋厚度来改变冷却通道的深宽比，计算并研究了在不同深宽比下推力室再生冷却通道的传热特性及规律；但尚未有低温氢冷却的高深宽比冷却通道试验研究的相关报道。

本研究通过采用分区并联组合量热式缩尺推力室开展了不同室压和混合比下低温氢在4种深宽比冷却通道中的传热特性热试验研究，得到了不同深宽比冷却通道结构的传热规律，并与三维数值模拟结果进行了对比。

1 试验件

量热式缩尺推力室如图1所示，其中试验圆柱段为分区并联组合的不同深宽比冷却通道试验件，其他部分还包括用来组织常温气氢和低温液氧喷注的头部、组织燃烧以产生高温高压燃气的水冷的收敛扩张型喉部喷管段和用于氢氧点火的火药点火器。

图1 量热式缩尺推力室组成Fig.1 Heat Transfer Test Facility Schematic

为了降低生产和试验费用，在较少次试验的基础之上获取较多的试验数据，试验圆柱段采用分区并联结构。此种试验方式可以在一次热试验中考验多种冷却结构的传热特性，并且可以保证热边界相同，不但有效减少了热试验的次数，而且减小了热试验的热工况误差，提高了传热试验研究的试验精度。

分区并联试验件产品如图2所示，由沿周向均布的互相独立的4种深宽比铣槽式冷却通道结构并联组成，内壁采用锆铜材料、外壁采用不锈钢，内外壁之间通过异种金属扩散焊连接。4个区分别都设置进出口管嘴、测量管嘴和测温系统。试验件采用氢逆流冷却方案，即低温液氢从每个分区的进口管嘴经集合器均流后分别流入各个冷却通道，沿燃气逆流方向冷却内壁后由出口管嘴流出完成对内壁的热防护。热试验时，4个分区的冷却氢分别各自单独提供，并通过各自的气蚀管进行流量控制。

图2 分区并联试验件及4种深宽比冷却通道结构示意Fig.2 Test Products and the Cooling Channel Schematic

考虑到试验件冷却通道的加工工艺性以及全尺寸推力室身部冷却通道深宽比，分区并联试验件沿圆周方向的4种冷却通道深宽比分别为3、6.7、9.6、15。4个象限对应的4种深宽比冷却通道结构如图2所示，冷却通道具体结构参数如表1所示，4种深宽比冷却通道截面积相同。热试验时，通过对不同冷却通道结构进出口温度、压力和肋条温度的测量，可以得到不同冷却通道结构传热特性的差异。

表1 分区并联试验件冷却通道结构参数Tab.1 Summary of the Cooling Channel Structure Parameters

2 试验装置

2.1 试验系统

试验采用挤压式试验系统，由量热式缩尺推力室试验件、头部燃烧用液氧系统、头部燃烧用常温气氢系统、试验件冷却用液氢系统、试验件冷却用常温水系统、吹除系统、测量系统等组成，试验系统及试验件见图3。

图3 试验系统及试验件Fig.3 Heat Transfer Test System

2.2 测量装置

试验件采用肋条测温模块测量肋条不同深度的温度分布。在分区并联试验件每个区的冷却通道分别设置了2个温度测量截面，布置了“接触力可调的肋条测温模块”（见图4），模块内包含2～4个不同深度的肋条温度测点，通过在测点处内壁肋条上打不同深度的直径0.6 mm的孔安装直径为0.5 mm的热电偶测量孔底温度，实现肋条温度沿高度方向分布特征的准确测量。热电偶插入深度最深的距离燃气内壁面0.5 mm，插入深度最浅的距离燃气内壁面6 mm，热电偶被压紧在孔底且接触力可调。此外，还测量了每个分区冷却氢的流量、进出口压力及温度。

图4 肋条温度测量示意Fig.4 Wall Temperature Measurement Module Schematic

3 试验结果及分析

试验共开展了4次，每次试验时间约15 s，试验工况覆盖室压为6～7.4 MPa，混合比为5.5～7.2，单区冷却氢流量为0.235～0.238 kg/s，冷却氢入口压力为7.98～10.7 MPa，入口温度约35 K。通过测量肋条温度和冷却氢温升及压降，研究了4种深宽比冷却通道在不同室压和混合比下的传热特性。热试验工况参数见表2，试验情况见图5，试验压力曲线见图6。

表2 热试验试验工况分布Tab.2 Summary of Heat Transfer Test Conditions

图5 热试验情况Fig.5 Hot Fire Test

图6 试验压力曲线Fig.6 Test Pressure Curve

对冷却通道开展了燃气-冷却通道-冷却剂三维耦合传热分析，计算域分为燃气区及冷却通道/冷却剂区，分区计算，边界耦合。求解时先假定燃气侧气壁面温度，然后求解燃气区控制方程得到燃气向壁面的热流密度，以此热流密度为边界条件，再求解冷却剂与冷却通道的耦合流动换热控制方程，得到气壁面温度，如此迭代，以获得稳定的热流密度和气壁面温度。冷却剂及冷却通道网格如图7所示。

图7 各分区冷却剂网格及冷却通道网格Fig.7 Grid of Coolant and Cooling Channel

3.1 不同深宽比结构的传热特性

试验结果表明（见图8）：

图8 热试验中各区冷却剂温升及压降Fig.8 Temperature Rise and Pressure Drop of Coolant

a）冷却剂温升表现为：TAR15>TAR3>TAR9.6>TAR6.7。对于高深宽比（AR>4）的3个区，随着冷却通道深宽比增加，换热面积增大，肋条效应增加（由2.4增大至2.8，显著大于AR3区的1.97），传热效果增强，冷却剂温升提高，冷却通道深宽比AR=15时，冷却通道换热能力最强，温升最高。且深宽比从6.7增大到9.6，再增大到15，冷却通道换热面积增长率基本相当（约24%），但传热效果即温升增长率增大，表明在所研究深宽比范围内深宽比越大，传热能力越强。数值模拟研究结果表明[13]，深宽比并不是越大越好，随着深宽比的不断增加，其冷却效果逐渐趋于饱和，且过大的深宽比会造成传热恶化，不利于壁面的冷却。AR=3区温升较高是因为各区冷却剂流量总量和单个通道截面积相同而该区通道数量显著少于高深宽比区，造成通道内冷却氢流速较高、雷诺数较大、换热增强，但相比于较高的深宽比（AR=15），这种增益小于深宽比增大、换热面积和肋效应增强带来的效果，这也是高深宽比冷却通道的换热能力优势所在。

b）在冷却剂压降方面，PAR6.7>PAR15>PAR3>PAR9.6，对于高深宽比（AR>4）的3个区，随着冷却通道深宽比增加，冷却剂流阻损失先减小后增大，AR=9.6时，流阻最小。这是因为冷却通道流阻与单个通道内的流量相关，深宽比9.6单通道流量小于6.7，但深宽比大于9.6后传热增强，冷却氢吸收热量多，温升高，密度减小，流速增大，故通道流阻增大。而深宽比3区虽然流速高，但其流动的湍流强度和阻力特性都不如高深宽比区，导致通道损失不是最大。

多次试验肋条温度测量结果如图9所示，可见高深宽比冷却通道的肋条和冷却氢存在明显的温度分层现象，且符合测点离燃气壁面越近温度越高的客观规律。所测得的最高肋条温度约300 K，与德国DLR试验室氢传热试验测量结果相当[14]。

图9 肋条温度分布Fig.9 Temperature Distribution of Wall Structure

图10为各分区冷却通道截面温度场分布计算结果，可见温度沿肋条高度方向显著减小，沿肋条宽度方向（冷却剂侧往肋条对称面方向）缓慢增大，温度在通道近燃气侧中心位置处达到最大，深宽比越大，肋条和冷却氢的温度分层现象越明显。温度分层的原因在于高深宽比冷却通道的非对称加热的特点。

图10 各分区冷却通道截面温度场Fig.10 Temperature Distribution of Cooling Channel Section for CFD

图11为试验3个不同深度测点肋条温度热试结果与数值模拟结果的对比，肋条温度变化趋势计算结果与热试结果基本一致，插入深度越大、越靠近气壁，肋条的温度梯度越大。根据肋条上距气壁最近的两点肋温按线性外推得到的气壁温：TAR6.7>TAR9.6>TAR15，表明深宽比越大气壁温越低。深宽比从9.6增大到15，压降增大最多16%，而气壁温降低了约110 K。AR3区由于肋条高度小、测点少仅有2个且距气壁面距离相对肋高基本相当，因此不符合线性分布规律。

图11 肋条温度计算结果与试验结果对比Fig.11 Comparison of Temperature Cooling Channel for Test and CFD

综上所述，热试和数值模拟结果都表明，在相同的冷却剂流量下，高深宽比冷却通道（AR15）由于其通道数量增加，冷却通道表面积增加，使更多的热量从燃气侧壁面以及肋片传给冷却剂，换热能力明显提升，但冷却剂压降随之增大，并且沿肋高方向出现了明显的温度分层现象。

3.2 工作参数对传热特性的影响

图12为不同深宽比冷却通道温升与室压、混合比的关系。

图12 室压及混合比对冷却剂温升的影响Fig.12 Effect of Pressure and Mixture Ratio for Coolant Temperature Rise

由图12可知，随着室压提高，所有深宽比冷却通道内冷却剂温升也都随之提高，且AR15区增长幅度最大。这是由于随着室压的增加，燃烧室单位截面的燃气质量流量也随之增大，相应地，沿程气壁热流密度及气壁温越大，冷却剂吸热的能量越大，温升越大，AR15区换热能力最强，温升增长速率也最大。

与室压类似，随着混合比的提高，AR3区、AR6.7区、AR9.6区冷却剂温升都随混合比提高而提高，这是由于推进剂混合比越大，越接近其当量混合比，组分燃烧越充分，能量释放越充分，燃气温度越高，相应地，沿程气壁热流密度及气壁温越大，冷却剂吸收的能量越大，温升越高。而AR15区温升最高换热效果最好但规律与其他区不一致，随着混合比提高冷却氢温升轻微增加然后又轻微降低，分析认为可能原因是深宽比AR15区由于深宽比大、换热能力强、冷却氢温度分层现象显著，冷却氢出口温度测点位置选择不够优化，没有完全避开冷却通道出口附近的冷却氢温度分层区域，不能正确反映温度均匀后的冷却氢出口温度，测量偏差较大。

此外，对比室压和混合比变化时冷却剂温升变化值，与室压相比，混合比的变化对温升的影响也比较显著，室压增加10%，各区温升增加约7～20 K，混合比增加10%，各区温升增加约3.5～7.5 K。虽然变化幅度不如室压的影响大，但混合比变化对温升的影响不可忽视。

4 结 论

为研究分析高深宽比冷却通道结构的传热特性，设计了4种深宽比冷却通道并联的量热式缩比推力室试验件，成功开展了热试验研究，并与三维耦合传热数值模拟进行了对比分析，结果表明：

a）高深宽比冷却通道换热面积增大，换热能力增强，冷却氢可从燃气侧吸收更多的热量；

b）随着冷却通道深宽比增加，传热效果增强，冷却剂温升逐渐增加，气壁温降低，但冷却通道的冷却剂流阻先减小后增大，应综合平衡考虑气壁温和流阻，选择设计最优状态，同时考虑冷却通道的加工工艺性；

c）由于高深宽比冷却通道具有非对称加热的特点，造成了冷却氢和肋条温度分层的现象，且深宽比越高温度分层越明显；

d）与室压相比，混合比的变化对传热的影响较小，但仍不可忽视。