高温长时间风洞喷管冷却结构CFD研究

工程科学学报，第38卷，第4期：568574,2016年4月 Chinese Journal of Engineering,Vol.38,No.4:568-574,April 2016 DOI:10.13374/j.issn2095-9389.2016.04.017:http://journals.ustb.edu.cn 高温长时间风洞喷管冷却结构CFD研究 何 宁)四，杨海波”，孙冬柏2) 1)北京科技大学机械工程学院，北京1000832)北京科技大学国家材料服役安全科学中心，北京100083 ☒通信作者，E-mail:hening06@gmail..com 摘要高温长时间工作的风洞喷管需要冷却，这需要在喷管上开冷却通道槽.本文采用冷却效率较好的矩形冷却通道，研 究喷管冷却的影响因素.文中建立喷管冷却结构三维模型，详细分析喷管的传热类型同时考虑辐射换热，基于简单准确原则 对计算三维模型作一系列简化假设，最后采用C℉D技术进行数值模拟.了解冷却通道高宽比对喷管冷却的影响规律，指出考 虑和不考虑辐射换热喷管冷却效果的差别，同时明确气流总温对冷却效果的影响程度并提出改善措施， 关键词风洞：喷管：冷却：计算流体动力学：高宽比：数值模拟 分类号V211.72 CFD study on nozzle cooling structure for a wind tunnel of high temperature and long operation time HE Ning),YANG Hai-bo,SUN Dong-bai) 1)School of Mechanical Engineering,University of Science and Technology Beijing,Beijing 100083,China 2)National Center for Materials Service Safety,University of Science and Technology Beijing,Beijing 100083,China Corresponding author,E-mail:hening06@gmail.com ABSTRACT A wind tunnel of high temperature and long operation time requires the use of cooling techniques,so we need design cooling channels on the nozzle.In this paper,rectangular cooling channels of high cooling efficiency were used to study the factors af- fecting nozzle cooling.First of all,a three-dimensional model of nozzle cooling structure was established.Secondly,the type of heat transfer of the nozzle was detailedly analyzed and at the same time radiation heat transfer was taken into account.Then based on the principle of simplicity and accuracy,a series of assumptions were made for the calculation model.Finally CFD techniques were used to carry out the numerical simulation.By analyzing the results of study,we obtained the rules how the aspect ratio of cooling channels in- fluenced nozzle cooling,the difference whether or not considering radiation heat transfer,and the impact of gas flow total temperature on nozzle cooling. KEY WORDS wind tunnels:nozzles:cooling:computational fluid dynamics:aspect ratio:numerical simulation 高超声速飞行器集空气动力、结构材料、推进技术 管就首当其冲.当高温气体流经喷管喉口时，如果不 以及飞行控制于一身，代表着21世纪航空航天领域的 进行冷却，喷管内表面温度可能超过材料熔点，对喉口 制高点，在国家科技发展中处于重要的战略地位口 结构产生破坏，甚至改变喉口形状，影响试验马赫数， 高超声速飞行器的研发离不开地面风洞试验，然而要 导致风洞品质下降。所以为了保持喷管内壁温度在允 模拟真实的飞行环境，例如实现30km高空马赫数为8 许的范围之内，喷管冷却就显得十分必要 的飞行，就需要试验气流的总温将近3000K回，这将导 近些年来，国内外研究机构对喷管冷却做了大量 致风洞很多部件面临高温高压考验.风洞关键部位喷 的研究，其中以火箭发动机喷管居多.Pizzarelli等回 收稿日期：201503-18 基金项目：国家重大科学仪器设备开发专项(2011YQ14014505)

工程科学学报，第 38 卷，第 4 期: 568--574，2016 年 4 月 Chinese Journal of Engineering，Vol． 38，No． 4: 568--574，April 2016 DOI: 10． 13374 /j． issn2095--9389． 2016． 04． 017; http: / /journals． ustb． edu． cn 高温长时间风洞喷管冷却结构 CFD 研究 何 宁1) ，杨海波1) ，孙冬柏2) 1) 北京科技大学机械工程学院，北京 100083 2) 北京科技大学国家材料服役安全科学中心，北京 100083  通信作者，E-mail: hening06@ gmail． com 摘 要 高温长时间工作的风洞喷管需要冷却，这需要在喷管上开冷却通道槽． 本文采用冷却效率较好的矩形冷却通道，研 究喷管冷却的影响因素． 文中建立喷管冷却结构三维模型，详细分析喷管的传热类型同时考虑辐射换热，基于简单准确原则 对计算三维模型作一系列简化假设，最后采用 CFD 技术进行数值模拟． 了解冷却通道高宽比对喷管冷却的影响规律，指出考 虑和不考虑辐射换热喷管冷却效果的差别，同时明确气流总温对冷却效果的影响程度并提出改善措施． 关键词 风洞; 喷管; 冷却; 计算流体动力学; 高宽比; 数值模拟 分类号 V211. 72 CFD study on nozzle cooling structure for a wind tunnel of high temperature and long operation time HE Ning1)  ，YANG Hai-bo1) ，SUN Dong-bai2) 1) School of Mechanical Engineering，University of Science and Technology Beijing，Beijing 100083，China 2) National Center for Materials Service Safety，University of Science and Technology Beijing，Beijing 100083，China Corresponding author，E-mail: hening06@ gmail． com ABSTＲACT A wind tunnel of high temperature and long operation time requires the use of cooling techniques，so we need design cooling channels on the nozzle． In this paper，rectangular cooling channels of high cooling efficiency were used to study the factors af￾fecting nozzle cooling． First of all，a three-dimensional model of nozzle cooling structure was established． Secondly，the type of heat transfer of the nozzle was detailedly analyzed and at the same time radiation heat transfer was taken into account． Then based on the principle of simplicity and accuracy，a series of assumptions were made for the calculation model． Finally CFD techniques were used to carry out the numerical simulation． By analyzing the results of study，we obtained the rules how the aspect ratio of cooling channels in￾fluenced nozzle cooling，the difference whether or not considering radiation heat transfer，and the impact of gas flow total temperature on nozzle cooling． KEY WOＲDS wind tunnels; nozzles; cooling; computational fluid dynamics; aspect ratio; numerical simulation 收稿日期: 2015--03--18 基金项目: 国家重大科学仪器设备开发专项( 2011YQ14014505) 高超声速飞行器集空气动力、结构材料、推进技术 以及飞行控制于一身，代表着 21 世纪航空航天领域的 制高点，在国家科技发展中处于重要的战略地位［1］． 高超声速飞行器的研发离不开地面风洞试验，然而要 模拟真实的飞行环境，例如实现 30 km 高空马赫数为 8 的飞行，就需要试验气流的总温将近 3000 K［2］，这将导 致风洞很多部件面临高温高压考验． 风洞关键部位喷 管就首当其冲． 当高温气体流经喷管喉口时，如果不 进行冷却，喷管内表面温度可能超过材料熔点，对喉口 结构产生破坏，甚至改变喉口形状，影响试验马赫数， 导致风洞品质下降． 所以为了保持喷管内壁温度在允 许的范围之内，喷管冷却就显得十分必要． 近些年来，国内外研究机构对喷管冷却做了大量 的研究，其中以火箭发动机喷管居多． Pizzarelli 等［3］

何宁等：高温长时间风洞喷管冷却结构CD研究 ·569· 基于一个能快速预测冷却流变化和冷却通道温度分布 的准二维模型，权衡分析冷却通道结构性能：文献4] 冷却水 采用三维有限体积法，研究大的高宽比对跨临界甲烷 高温气体 流的冷却性能影响：文献5]通过两种不同的策略变 对称：轴 换冷却通道高宽比，得到功率损失最小、冷却回路压降 最小的高宽比组合：Uas和Boysan研究冷却通道几 何结构和冷却通道数量对推力室和冷却剂最高温度的 外壁 影响，得出通道数量为150、截面可变的最佳冷却结构 设计.在国内，牛禄等切研究高宽比和壁面粗糙度对 冷却通道压力损失、二次流动和紊流强度的影响.张 令却道道 宏伟等网使用有限容积法求解雷诺时均的二维N-S 内材 方程，对冷却剂流量和冷却剂传热系数之于冷却效果 图1喷管冷却结构示意图 的影响关系进行数值模拟.吴峰等回采用标准双方程 Fig.1 Schematic illustration of the nozzle cooling structure 模型和气一固耦合算法，通过改变冷却通道肋壁厚度 体与冷却结构的热量传递是一个动态平衡的过程，因 来改变冷却通道高宽比，研究不同高宽比下再生冷却 通道的传热特性及规律.康玉东和孙冰@运用雷诺 此这是一个耦合传热过程.图中T为气体温度，T为 应力模型研究壁面粗糙度、入口湍流强度等冷却通道 气一固耦合面温度，T为液一固耦合面温度，T,为冷却 参数对通道的流动传热影响.陈超群和徐旭建立 水温度 加热器喷管流动传热耦合模型，着重分析冷却水流量 和热辐射对喷管壁面温度的影响，并获得规律性结果 由此可见，前人对喷管冷却做了较深入的研究工作. 液固据合血面 本文研究的风洞总温范围为1300~2500K,运行 冷却水 时间长达600~900s,内部环境比较恶劣，故必须对喷 管进行冷却.在前面的讨论中可以看到，除了陈超群 和徐旭四研究的加热器喷管较小之外，其他人研究的 岛温气体 气固耦合面 火箭发动机喷管体积大、喉道宽且冷却通道多，而我们 图2冷却结构热交换过程示意图 研究的风洞喷管长度短且喉口窄，二者的冷却结构和 Fig.2 Schematic illustration of the heat exchange of nozzle cooling 效果或多或少存在些差异.本文以此为基础，运用计 算流体动力技术(computational fluid dynamics,CFD), 从高温气体到管壁的热传递有对流和辐射热传递 以uenl软件为平台，对体积较小的风洞喷管冷却通 两个部分，而由管壁向冷却水的传热为对流换热☒ 道几何结构、热辐射对喷管传热的影响和气流总温对 对流换热计算公式沿用牛顿冷却定律： 喷管壁面温度分布的影响规律进行研究 q=h(T.-T). (1) 式中，（为单位时间单位面积的对流换热量，T,为固体 1物理模型和数学描述 壁面温度(T或T),T为流体温度(T.或T),h为对 1.1物理模型 流换热系数 研究所用的风洞喷管包括冷却水、喷管主体和外 对于喷管冷却模型中的烟气辐射传热，可简 壁三部分，见图1.喷管主体设计参数为：总长704 化为国 mm,入口半径90mm,喉口半径22.9mm,出口半径 q=e.0（e.Tg-aT） (2) 80.1mm(修正值)，膨胀比为3.5，喷管出口马赫数为 式中，8.为壁面有效黑度，σ为黑体辐射常数，e。为 4.本文喷管选择铣槽式结构，同时为了便于加工，冷 高温烟气黑度，α.为壁面吸收率.本文的辐射模型采 却通道采用矩形截面形式，即沿喷管轴向冷却通道截 用Fluent中基于灰体辐射效应假定的PI辐射模型，其 面尺寸保持不变.冷却通道的宽度为b,高为h.考虑 考虑了扩散效应并且求解所需时间较少，特别是在燃 喉口处最小肋片厚度的影响，冷却通道数目取20.模 烧应用中其表现非常好 型中喷管主体的材料为TP2,外壁材料为不锈钢. 喷管由气壁面到液壁面的热量传递方式为热传 1.2传热模型 导，其传递热流密度为 喷管冷却过程中气壁面和液壁面的温度同时受管 9=A(T-T）/6. (3) 内气体和管外冷却水流动的共同作用，如图2所示，气 式中，入为导热系数，δ为壁面厚度

何 宁等: 高温长时间风洞喷管冷却结构 CFD 研究 基于一个能快速预测冷却流变化和冷却通道温度分布 的准二维模型，权衡分析冷却通道结构性能; 文献［4］ 采用三维有限体积法，研究大的高宽比对跨临界甲烷 流的冷却性能影响; 文献［5］通过两种不同的策略变 换冷却通道高宽比，得到功率损失最小、冷却回路压降 最小的高宽比组合; Ulas 和 Boysan［6］研究冷却通道几 何结构和冷却通道数量对推力室和冷却剂最高温度的 影响，得出通道数量为 150、截面可变的最佳冷却结构 设计． 在国内，牛禄等［7］研究高宽比和壁面粗糙度对 冷却通道压力损失、二次流动和紊流强度的影响． 张 宏伟等［8］使用有限容积法求解雷诺时均的二维 N--S 方程，对冷却剂流量和冷却剂传热系数之于冷却效果 的影响关系进行数值模拟． 吴峰等［9］采用标准双方程 模型和气--固耦合算法，通过改变冷却通道肋壁厚度 来改变冷却通道高宽比，研究不同高宽比下再生冷却 通道的传热特性及规律． 康玉东和孙冰［10］运用雷诺 应力模型研究壁面粗糙度、入口湍流强度等冷却通道 参数对通道的流动传热影响． 陈超群和徐旭［11］建立 加热器喷管流动传热耦合模型，着重分析冷却水流量 和热辐射对喷管壁面温度的影响，并获得规律性结果． 由此可见，前人对喷管冷却做了较深入的研究工作． 本文研究的风洞总温范围为 1300 ～ 2500 K，运行 时间长达 600 ～ 900 s，内部环境比较恶劣，故必须对喷 管进行冷却． 在前面的讨论中可以看到，除了陈超群 和徐旭［11］研究的加热器喷管较小之外，其他人研究的 火箭发动机喷管体积大、喉道宽且冷却通道多，而我们 研究的风洞喷管长度短且喉口窄，二者的冷却结构和 效果或多或少存在些差异． 本文以此为基础，运用计 算流体动力技术( computational fluid dynamics，CFD) ， 以 Fluent 软件为平台，对体积较小的风洞喷管冷却通 道几何结构、热辐射对喷管传热的影响和气流总温对 喷管壁面温度分布的影响规律进行研究． 1 物理模型和数学描述 1. 1 物理模型 研究所用的风洞喷管包括冷却水、喷管主体和外 壁三 部 分，见 图 1． 喷 管 主 体 设 计 参 数 为: 总 长 704 mm，入口 半 径 90 mm，喉 口 半 径 22. 9 mm，出 口 半 径 80. 1 mm ( 修正值) ，膨胀比为 3. 5，喷管出口马赫数为 4． 本文喷管选择铣槽式结构，同时为了便于加工，冷 却通道采用矩形截面形式，即沿喷管轴向冷却通道截 面尺寸保持不变． 冷却通道的宽度为 b，高为 h． 考虑 喉口处最小肋片厚度的影响，冷却通道数目取 20． 模 型中喷管主体的材料为 TP2，外壁材料为不锈钢． 1. 2 传热模型 喷管冷却过程中气壁面和液壁面的温度同时受管 内气体和管外冷却水流动的共同作用，如图 2 所示，气 图 1 喷管冷却结构示意图 Fig． 1 Schematic illustration of the nozzle cooling structure 体与冷却结构的热量传递是一个动态平衡的过程，因 此这是一个耦合传热过程． 图中 Tg 为气体温度，Tgw为 气--固耦合面温度，Tlw为液--固耦合面温度，Tl 为冷却 水温度． 图 2 冷却结构热交换过程示意图 Fig． 2 Schematic illustration of the heat exchange of nozzle cooling 从高温气体到管壁的热传递有对流和辐射热传递 两个部分，而由管壁向冷却水的传热为对流换热［12］． 对流换热计算公式沿用牛顿冷却定律: q = h( Tw － Tf ) ． ( 1) 式中，q 为单位时间单位面积的对流换热量，Tw 为固体 壁面温度( Tgw或 Tlw ) ，Tf 为流体温度( Tg 或 Tl ) ，h 为对 流换热系数． 对于喷管冷却模型中的烟气辐射传热，可 简 化为［13］ q = εwσb ( εgT4 g － aw T4 gw ) ． ( 2) 式中，εw 为壁面有效黑度，σb 为黑体辐射常数，εg 为 高温烟气黑度，aw 为壁面吸收率． 本文的辐射模型采 用 Fluent 中基于灰体辐射效应假定的 P1 辐射模型，其 考虑了扩散效应并且求解所需时间较少，特别是在燃 烧应用中其表现非常好． 喷管由气壁面到液壁面的热量传递方式为热传 导，其传递热流密度为 q = λ( Tgw － Tlw ) / δ． ( 3) 式中，λ 为导热系数，δ 为壁面厚度． · 965 ·

·570· 工程科学学报，第38卷，第4期 对流项，二阶中心差分离散黏性项，然后求解湍流方程 2数值方法 和辐射方程 2.1模型简化假设 2.4边界条件 风洞喷管内部发生反应变化非常复杂，为了便于 模型的边界条件设置如下. 对关键问题更有针对性的进行研究，作下列简化假设： (1)入口边界条件：气体入口采用压力入口，给定 (1)管壁材料物性参数按照各向同性处理： 入口总压2MPa、总温1300K.冷却水入口采用质量流 (2)在计算中假定管中流动为冻结流动，气体成 量入口，给定入口冷却水质量流量0.02kg·s,温度 分在流动过程中保持不变： 300K. (3)外壁主要是对内壁起到支撑作用，认为外壁 (2)出口边界条件：两出口均采用压力出口，并给 是绝热壁面，在模拟分析换热时不考虑外壁的影响； 定压力 (4)由于喷管结构的对称性，为减少计算量，取喷 (3)壁面边界条件：气-一固接触面和液一固接触面 管1/20的一半，即取半个冷却通道和半个肋壁的扇形 为无滑移耦合壁面，与环境接触的壁面为绝热壁面 区域建立模型，模型如图3所示，图中扇形角度为9°. (4)对称边界条件：由于对喷管进行了简化假设， 2.2网格划分 因此需建立对称边界条件Symmetry,主要包括气体扇 本文采用的网格划分工具为Gambit..由于研究的 形区域两侧、冷却水通道的对称面和喷管主体的两个 喷管型面较为复杂，为了减小网格生成难度，提高网格 侧面. 质量，采用分区网格，各子区网格单独生成后进行拼接 2.5冷却水和管壁材料物性参数 形成一个整体.模型分为三个区域：气体、冷却水和喷 冷却水的物性参数随温度的变化而改变，因此本 管主体.冷却水区域形状规则，故划分为一般六面体 文选用下面的温度函数来计算其物性参数网： 结构化网格单元(Map):喷管主体区域有台阶，非六面 p(T)=786.89+1.62156T-0.0030527,(4) 体，故先进行局部分割，使其易进行网格划分，最后生 C.(T)=6660.62-15.58T+0.024351T2,(5) 成六面体结构化网格单元(Submap);气体区域形状为 k(T）=-0.6057+0.00617T-7.278×10-67 不规则的扇形，同时考虑到气一固耦合面网格的划分， (6) 故其网格单元选取为六面体结构化网格单元和楔形非 式中：p为密度，kgm3;C。为比热容，kJ.kg-1.K-1:k 结构化网格单元(Cooper).由于在气一固耦合面和液- 为导热系数，WmK 固耦合面处热量传递较大，温度梯度也较大，为了提高 喷管采用的材料为导热性能较好的TP2,其物性 模拟精度，对这些地方进行网格加密 参数参考文献4]，取定为p=8900kg·m3:C。= 385.2Jkg1.K-1:k=339.2Wml…K. 冷却水出口 3结果与讨论 3.1不同冷却通道高宽比对冷却效果的影响 气体出口 喷管健 为研究冷却通道高宽比对喷管冷却效果的影响， 冷却水人口 文中冷却通道高度h固定为6mm,宽度从6mm逐渐 变化到1mm,以此来控制冷却通道高宽比，分析参数 见表1.由于只考虑冷却通道几何参数，故内衬厚度固 (体入口 定为3mm,同时保证冷却通道数和冷却水流量不变. 图4为不同高宽比的冷却通道气壁面温度分布， 图3喷管冷却计算模型 其中虚线为喷管型线.从图中可以看出，对于相同的 Fig.3 Calculation model of nozzle cooling 冷却水流量、冷却通道数和相同的冷却通道高度，喷管 气壁面的温度随着高宽比的增大而降低.这是因为增 2.3数值方法 加冷却通道高宽比，即减少冷却通道宽度的同时增加 由于喷管内气体为可压流动，因此在Fluent中选 肋壁厚度，不仅增加壁面肋效率，提高冷却水的流速， 择密度基耦合隐式算法，气体设为理想气体.湍流模 而且提高雷诺数，使得壁面传热效率大大提升，产生较 型选择标准k一ε双方程模型，并采用标准壁面函数. 大温降.可见大高宽比冷却通道的冷却效率优于常规 模型采用Simple算法用于获得压力场，采用时间相关 设计的冷却通道，但不能一味追求大的高宽比，增加高 法求解无化学反应的输运方程组，同时采用有限体积 宽比会使冷却效率达到一个最佳水平，然后冷却效率 法离散，在空间上采用二阶迎风格式离散控制方程的 将降低，因为大的高宽比是以减小传热面积为代价的

工程科学学报，第 38 卷，第 4 期 2 数值方法 2. 1 模型简化假设 风洞喷管内部发生反应变化非常复杂，为了便于 对关键问题更有针对性的进行研究，作下列简化假设: ( 1) 管壁材料物性参数按照各向同性处理; ( 2) 在计算中假定管中流动为冻结流动，气体成 分在流动过程中保持不变; ( 3) 外壁主要是对内壁起到支撑作用，认为外壁 是绝热壁面，在模拟分析换热时不考虑外壁的影响; ( 4) 由于喷管结构的对称性，为减少计算量，取喷 管 1 /20 的一半，即取半个冷却通道和半个肋壁的扇形 区域建立模型，模型如图 3 所示，图中扇形角度为 9°． 2. 2 网格划分 本文采用的网格划分工具为 Gambit． 由于研究的 喷管型面较为复杂，为了减小网格生成难度，提高网格 质量，采用分区网格，各子区网格单独生成后进行拼接 形成一个整体． 模型分为三个区域: 气体、冷却水和喷 管主体． 冷却水区域形状规则，故划分为一般六面体 结构化网格单元( Map) ; 喷管主体区域有台阶，非六面 体，故先进行局部分割，使其易进行网格划分，最后生 成六面体结构化网格单元( Submap) ; 气体区域形状为 不规则的扇形，同时考虑到气--固耦合面网格的划分， 故其网格单元选取为六面体结构化网格单元和楔形非 结构化网格单元( Cooper) ． 由于在气--固耦合面和液-- 固耦合面处热量传递较大，温度梯度也较大，为了提高 模拟精度，对这些地方进行网格加密． 图 3 喷管冷却计算模型 Fig． 3 Calculation model of nozzle cooling 2. 3 数值方法 由于喷管内气体为可压流动，因此在 Fluent 中选 择密度基耦合隐式算法，气体设为理想气体． 湍流模 型选择标准 k--ε 双方程模型，并采用标准壁面函数． 模型采用 Simple 算法用于获得压力场，采用时间相关 法求解无化学反应的输运方程组，同时采用有限体积 法离散，在空间上采用二阶迎风格式离散控制方程的 对流项，二阶中心差分离散黏性项，然后求解湍流方程 和辐射方程． 2. 4 边界条件 模型的边界条件设置如下． ( 1) 入口边界条件: 气体入口采用压力入口，给定 入口总压 2 MPa、总温 1300 K． 冷却水入口采用质量流 量入口，给定入口冷却水质量流量 0. 02 kg·s － 1，温度 300 K． ( 2) 出口边界条件: 两出口均采用压力出口，并给 定压力． ( 3) 壁面边界条件: 气--固接触面和液--固接触面 为无滑移耦合壁面，与环境接触的壁面为绝热壁面． ( 4) 对称边界条件: 由于对喷管进行了简化假设， 因此需建立对称边界条件 Symmetry，主要包括气体扇 形区域两侧、冷却水通道的对称面和喷管主体的两个 侧面． 2. 5 冷却水和管壁材料物性参数 冷却水的物性参数随温度的变化而改变，因此本 文选用下面的温度函数来计算其物性参数［12］: ρ( T) = 786. 89 + 1. 62156T － 0. 003052T2 ， ( 4) Cp ( T) = 6660. 62 － 15. 58T + 0. 024351T2 ， ( 5) k( T) = － 0. 6057 + 0. 00617T － 7. 278 × 10 － 6T2 . ( 6) 式中: ρ 为密度，kg·m － 3 ; Cp 为比热容，kJ·kg － 1·K － 1 ; k 为导热系数，W·m － 1·K － 1 ． 喷管采用的材料为导热性能较好的 TP2，其物性 参数参考 文 献［14］，取定 为 ρ = 8900 kg·m － 3 ; Cp = 385. 2 J·kg － 1·K － 1 ; k = 339. 2 W·m － 1·K － 1 ． 3 结果与讨论 3. 1 不同冷却通道高宽比对冷却效果的影响 为研究冷却通道高宽比对喷管冷却效果的影响， 文中冷却通道高度 h 固定为 6 mm，宽度从 6 mm 逐渐 变化到 1 mm，以此来控制冷却通道高宽比，分析参数 见表 1． 由于只考虑冷却通道几何参数，故内衬厚度固 定为 3 mm，同时保证冷却通道数和冷却水流量不变． 图 4 为不同高宽比的冷却通道气壁面温度分布， 其中虚线为喷管型线． 从图中可以看出，对于相同的 冷却水流量、冷却通道数和相同的冷却通道高度，喷管 气壁面的温度随着高宽比的增大而降低． 这是因为增 加冷却通道高宽比，即减少冷却通道宽度的同时增加 肋壁厚度，不仅增加壁面肋效率，提高冷却水的流速， 而且提高雷诺数，使得壁面传热效率大大提升，产生较 大温降． 可见大高宽比冷却通道的冷却效率优于常规 设计的冷却通道，但不能一味追求大的高宽比，增加高 宽比会使冷却效率达到一个最佳水平，然后冷却效率 将降低，因为大的高宽比是以减小传热面积为代价的． · 075 ·

何宁等：高温长时间风洞喷管冷却结构CD研究 571 表1冷却通道参数 Table 1 Parameters of cooling channels 参数 6mm×6mm 6mm×5mm 6mm×4mm 6mm×3mm 6mm×2mm 6m×1mm 冷却通道高度，h/mm 6 6 6 6 6 6 冷却通道宽度，b/mm 6 5 4 冷却通道数 20 20 20 20 之 30 高宽比 1.2 1.5 2 6 喉部冷却水最高流速随高宽比的变化可以从表2（模 命极限温度为667K,本文限定最高内壁温为667K,而 拟结果汇总)中看出.同时由表2可知气壁面最高温 喷管气壁面在这6种方案下的最高温度为477K,小于 度随高宽比变化的趋势.文献5]列出的铜合金长寿 极限温度，因此能保证喷管的可靠冷却 表2模拟结果汇总 Table 2 Results of simulation 参数 6mm x6 mm 6 mm x 5 mm 6mm×4mm 6mm x3 mm 6mm×2mm 6mm×1mm 气壁最高温度/K 477.0 474.9 471.7 462.3 445.1 412.0 气壁最大热流密度/(MWm2) 2.954 2.976 3.055 3.085 3.178 3.327 喷管喉部截面最高温度K 472.4 470.5 467.1 458.2 441.1 409.8 冷却水最高温度K 453.3 452.1 448.9 440.3 421.1 386.2 喉部冷却水最高速度/(ms1) 1.42 1.695 2.062 2.75 4.157 8.361 冷却水入口压力/MPa 1.0032 1.0049 1.0082 1.0163 1.0473 1.3399 冷却水压降Pa 3.19×103 4.93×103 8.13×103 1.63×10+ 4.718×104 3.391×105 480 ◆-6mm×6mm 0.5 除了要保证对喷管可靠的冷却外，还要保证冷却水的 ·-6mmx5mm 最高温度小于在该处压力下水的汽化温度.根据A- 450 -6mm×4mm 0.4 -6 mmx3 mm toine公式，1MPa下水的汽化温度约为453.06K.由表 420 6 mmx2 mm 0.3 +一6mm×mm 2可以看到，对于冷却通道6mm×6mm,冷却水的最高 390 喷管型线 温度为453.3K,而喉部最高温度为451.9K,此方案的 0.2 最高温度超过水的汽化温度，易在冷却通道内形成蒸 360 0.1 汽膜，轻则直接影响喷管冷却效果，重则损坏管壁，增 330 加试验成本，应加以改进.改进的方法很多，其中之一 -0.1 0 0.1 0.2030.40.508 可以增加冷却水流量. X/m 图4不同高宽比喷管气壁面温度分布 从降低温度的角度来说，冷却通道的高宽比越大 Fig.4 Effects of aspect ratio on the gas side wall temperature 越好.但是从图6和表2可以看到，随着冷却通道高 图5显示的是不同高宽比下喷管喉部截面(X= 宽比的增加，冷却水进出口压差增大，对于冷却通道6 mm×1mm米说，压差高达3.391×10Pa,这对冷却系 0)温度分布云图.结合图4和表2，可以看到气壁的最 高温度不在喉部，而是喷管上游喉部附近.这是因为 统和喷管结构提出更高的要求.根据文献6]，可以把 气体在喷管内的流动受管壁的限制，在经过喉部时管 冷却水压降不超过燃烧室压力的一半作为喷管冷却系 壁突然转向，由于惯性的作用气体继续延原方向流动， 统的设计准则.可见，本文设计的6种方案都是可 这时管壁附近气体运动受到阻碍，在喉部上游附近汇 取的. 聚，从而造成该处温度较高.同时由表2可知，随着高 3.2辐射换热对冷却效果的影响 宽比的增加，气壁最大热流密度不断上升，且最高热流 辐射换热是喷管传热中的一种方式，文献1， 密度出现在喉口上游附近.这是由于有较大的温度梯 16]考虑辐射换热对喷管冷却的影响，而文献5,17] 度，气体流动参数剧烈变化，致使该处出现较大热流密 则忽略部分壁面辐射换热的影响.为探究辐射换热对 度。这样容易出现高热流危险截面，且易造成烧蚀，损 研究模型的影响程度，本文在前面分析的基础上关闭 坏喷管 辐射模型，以比较考虑和不考虑辐射换热这两种工况 喷管的冷却剂为水.应该知道，用水做冷却剂时 下气壁面的温度分布情况

何 宁等: 高温长时间风洞喷管冷却结构 CFD 研究 表 1 冷却通道参数 Table 1 Parameters of cooling channels 参数 6 mm × 6 mm 6 mm × 5 mm 6 mm × 4 mm 6 mm × 3 mm 6 mm × 2 mm 6 mm × 1 mm 冷却通道高度，h /mm 6 6 6 6 6 6 冷却通道宽度，b /mm 6 5 4 3 2 1 冷却通道数 20 20 20 20 20 20 高宽比 1 1. 2 1. 5 2 3 6 喉部冷却水最高流速随高宽比的变化可以从表 2 ( 模 拟结果汇总) 中看出． 同时由表 2 可知气壁面最高温 度随高宽比变化的趋势． 文献［15］列出的铜合金长寿 命极限温度为 667 K，本文限定最高内壁温为 667 K，而 喷管气壁面在这 6 种方案下的最高温度为 477 K，小于 极限温度，因此能保证喷管的可靠冷却． 表 2 模拟结果汇总 Table 2 Ｒesults of simulation 参数 6 mm × 6 mm 6 mm × 5 mm 6 mm × 4 mm 6 mm × 3 mm 6 mm × 2 mm 6 mm × 1 mm 气壁最高温度/K 477. 0 474. 9 471. 7 462. 3 445. 1 412. 0 气壁最大热流密度/( MW·m － 2 ) 2. 954 2. 976 3. 055 3. 085 3. 178 3. 327 喷管喉部截面最高温度/K 472. 4 470. 5 467. 1 458. 2 441. 1 409. 8 冷却水最高温度/K 453. 3 452. 1 448. 9 440. 3 421. 1 386. 2 喉部冷却水最高速度/( m·s － 1 ) 1. 42 1. 695 2. 062 2. 75 4. 157 8. 361 冷却水入口压力/MPa 1. 0032 1. 0049 1. 0082 1. 0163 1. 0473 1. 3399 冷却水压降/Pa 3. 19 × 103 4. 93 × 103 8. 13 × 103 1. 63 × 104 4. 718 × 104 3. 391 × 105 图 4 不同高宽比喷管气壁面温度分布 Fig． 4 Effects of aspect ratio on the gas side wall temperature 图 5 显示的是不同高宽比下喷管喉部截面( X = 0) 温度分布云图． 结合图 4 和表 2，可以看到气壁的最 高温度不在喉部，而是喷管上游喉部附近． 这是因为 气体在喷管内的流动受管壁的限制，在经过喉部时管 壁突然转向，由于惯性的作用气体继续延原方向流动， 这时管壁附近气体运动受到阻碍，在喉部上游附近汇 聚，从而造成该处温度较高． 同时由表 2 可知，随着高 宽比的增加，气壁最大热流密度不断上升，且最高热流 密度出现在喉口上游附近． 这是由于有较大的温度梯 度，气体流动参数剧烈变化，致使该处出现较大热流密 度． 这样容易出现高热流危险截面，且易造成烧蚀，损 坏喷管． 喷管的冷却剂为水． 应该知道，用水做冷却剂时 除了要保证对喷管可靠的冷却外，还要保证冷却水的 最高温度小于在该处压力下水的汽化温度． 根据 An￾toine 公式，1 MPa 下水的汽化温度约为 453. 06 K． 由表 2 可以看到，对于冷却通道 6 mm × 6 mm，冷却水的最高 温度为 453. 3 K，而喉部最高温度为 451. 9 K，此方案的 最高温度超过水的汽化温度，易在冷却通道内形成蒸 汽膜，轻则直接影响喷管冷却效果，重则损坏管壁，增 加试验成本，应加以改进． 改进的方法很多，其中之一 可以增加冷却水流量． 从降低温度的角度来说，冷却通道的高宽比越大 越好． 但是从图 6 和表 2 可以看到，随着冷却通道高 宽比的增加，冷却水进出口压差增大，对于冷却通道 6 mm × 1 mm 来说，压差高达 3. 391 × 105 Pa，这对冷却系 统和喷管结构提出更高的要求． 根据文献［6］，可以把 冷却水压降不超过燃烧室压力的一半作为喷管冷却系 统的设计准则． 可见，本文设计的 6 种 方 案 都 是 可 取的． 3. 2 辐射换热对冷却效果的影响 辐射换热是喷管传热中的一种方式，文 献［11， 16］考虑辐射换热对喷管冷却的影响，而文献［15，17］ 则忽略部分壁面辐射换热的影响． 为探究辐射换热对 研究模型的影响程度，本文在前面分析的基础上关闭 辐射模型，以比较考虑和不考虑辐射换热这两种工况 下气壁面的温度分布情况． · 175 ·

·572· 工程科学学报，第38卷，第4期 温度K 温度K 温度K 自24 470.5 ■467.1 467,7 466.0 462.7 463.0 4616 4583 458.3 457.1 453.8 453.6 452.7 449.4 448.9 448.2 445.0 444.2 443.8 440.6 439.5 439.3 436.1 434.8 434.8 431.7 430.1 430.4 427.3 425.4 425.9 422.9 (a)6mm×6mm b)6mn×5mm (c)6 mmx4 mm 温度K 温度K 温度/K ☐409.8 453.6 436.3 404.8 449.0 4314 399.7 444.4 326.6 394.6 439.8 421.8 389.5 435.3 417.0 384.5 430.7 412.2 379.4 426.1 407.3 374.3 421.5 402.5 369.3 416.9 量3929 397.7 364.2 412.4 3591 (d)6 mmx3 mm (e)6 mmx2 mm (06mm×1mm 图5不同高宽比下喷管喉部截面温度分布云图(X=0) Fig.5 Temperature profiles of the nozzle at the throat (X=0) 1.35 500 一。一气壁最高温度（有辄射） 135 ◆6mmx2mm 130 6 mmx3 mm0.4 气壁最高温度 480 一4一 气壁最高热流密度（有辐射） 3.4 125 6 mmx4 mm 1.20 6 mmx5 mm 一·一气壁最高热流密度 0.3 1.15 460 32 .10 0.2 1.05 440 1.00 0.1 0.95 420 0.90 0.10 0102030.40060 2.9 Vm 400 3 圆K不度中下诊出正h公 高宽比 图6不同高宽比下冷却水压力分布 Fig.6 Effects of aspect ratio on the pressure distribution of cooling 图7辐射换热对冷却效果的影响 water Fig.7 Effect of thermal radiation on the cooling efficiency 中可以看到，从喷管入口到喉口的这一段由于烟气温 图7是有辐射和无辐射两种情况下，气壁面最高 度较高，辐射换热作用明显，其中在喷管入口处差别明 温度和最高热流密度随高宽比变化的曲线.由图可 显，二者温度相差1山.1K,辐射作用将温度提高 知，辐射换热对喷管气壁面的温度和热流密度有一定 3.2%;喉口之后的扩张段，由于烟气的温度迅速下降， 影响.对于壁面温度，考虑热辐射的气壁最高温度则 辐射换热作用减弱，考虑和不考虑辐射换热的结果趋 普遍高于不考虑热辐射的气壁最高温度，最高相差 于一致.由此可知，在喷管收缩段，由于温度较高，辐 1.3%,因此二者有差别，但不明显.同样，考虑热辐射 射换热起一定作用：而在喷管扩张段，由于温度较 的气壁最高热流密度也高于不考虑热辐射的气壁最高 低，可以忽略辐射换热.对于整个喷管而言，由于打 热流密度，二者最高相差2.72%. 开辐射模型后计算时间变长，不易收敛，且本文启用 为了更好观察辐射换热对喷管壁面温度分布的影 辐射模型后对结果影响很小，故在需要快速知道结 响规律，文中以方案6mm×3mm为例，得到考虑和不 果和不引起较大误差的情况下，可以酌情考虑不打 考虑热辐射喷管气壁面温度的分布情况，见图8.从图 开辐射模型

工程科学学报，第 38 卷，第 4 期 图 5 不同高宽比下喷管喉部截面温度分布云图( X = 0) Fig． 5 Temperature profiles of the nozzle at the throat ( X = 0) 图 6 不同高宽比下冷却水压力分布 Fig． 6 Effects of aspect ratio on the pressure distribution of cooling water 图 7 是有辐射和无辐射两种情况下，气壁面最高 温度和最高热流密度随高宽比变化的曲线． 由图可 知，辐射换热对喷管气壁面的温度和热流密度有一定 影响． 对于壁面温度，考虑热辐射的气壁最高温度则 普遍高于不考虑热辐射的气壁最高温度，最高相差 1. 3% ，因此二者有差别，但不明显． 同样，考虑热辐射 的气壁最高热流密度也高于不考虑热辐射的气壁最高 热流密度，二者最高相差 2. 72% ． 为了更好观察辐射换热对喷管壁面温度分布的影 响规律，文中以方案 6 mm × 3 mm 为例，得到考虑和不 考虑热辐射喷管气壁面温度的分布情况，见图 8． 从图 图 7 辐射换热对冷却效果的影响 Fig． 7 Effect of thermal radiation on the cooling efficiency 中可以看到，从喷管入口到喉口的这一段由于烟气温 度较高，辐射换热作用明显，其中在喷管入口处差别明 显，二 者 温 度 相 差 11. 1 K，辐 射 作 用 将 温 度 提 高 3. 2% ; 喉口之后的扩张段，由于烟气的温度迅速下降， 辐射换热作用减弱，考虑和不考虑辐射换热的结果趋 于一致． 由此可知，在喷管收缩段，由于温度较高，辐 射换热起 一 定 作 用; 而 在 喷 管 扩 张 段，由 于 温 度 较 低，可以忽略辐射换热． 对于整个喷管而言，由于打 开辐射模型后计算时间变长，不易收敛，且本文启用 辐射模型后对结果影响很小，故在需要快速知道结 果和不引起较大误差的情况下，可以酌情考虑不打 开辐射模型． · 275 ·

何宁等：高温长时间风洞喷管冷却结构CD研究 573 480 05 438.6K,都能保证冷却效果.同时从图中可以看到，随 着冷却水流量的增加，气壁面温度初始下降较快，但增 450 0.4 加到一定程度后，气壁面温度降低幅度明显减小.而 420 -6mmx3mm(辐射 0.3 且随着冷却水流量的增加冷却水进出口压差不断增 ·一6mnx3mm(辐射） 大，对冷却系统及喷管结构强度也提出更高的要求，同 390 一喷管型线 02 时过大的冷却水流量也不利于风洞试验的进行.因此 350 0.1 总温1900K的工况冷却水流量选择为0.05kgs,总 温2500K的工况冷却水流量选择为0.07kgs 330 520 10.5 -0.1 0 0.1 0203040508 ·—0.02kg·g X/m +0.03kg*s 480 +一0.04kg·s 0.4 图8辐射换热对温度分布的影响 →—0.05kg·s Fig.8 Effect of thermal radiation on the temperature distribution 440 一喷管型线 0.3 3.3不同来流总温下喷管冷却效果分析 400 0.2 为了满足航天器高空飞行模拟的要求，现代风洞 6 就需要增加燃烧室的总压和总温，而总压和总温的增 320 0.1 加会直接导致风洞喷管热流的剧增，影响喷管使用寿 命。为探究总温对喷管冷却的影响，本文尝试以冷却 280 -0.1 0 0.1 0203040508 通道6mm×3mm方案为例进行模拟试验.保持冷却 X/m 水流量为0.02kg·s,模型的其他试验条件不变，针对 图101900K总温下不同冷却水流量冷却水温度分布 Fig.10 Temperature distribution of the cooling water for different 喷管入口烟气不同总温1300K(工况1)、1900K(工 water flow rates at 1900 K 况2)和2500K（工况3)，得到模拟结果. 图9为不同总温下温度较高处（冷却通道底面和 600 一·一0.02kg·5 0.5 0.03kgs1 侧面交界处)冷却水温度分布曲线.由图可知，在冷却 550 +一0.04kg“s1 0.4 水流量恒为0.02kg·s的情况下，工况1冷却水最高 -0.05kgs 51 0.06kg 温度为440.3K,工况2为535.8K,而工况3为600.7 。一0.07kg· 03 K.其中工况2和工况3的冷却水温度超过该条件下 450 ·一喷管型线 冷却水汽化温度453.3K,结果不理想.为此针对工况 0.2 00 2和工况3，本文逐渐增加冷却水流量，以期选择不同 0.1 5(1 工况下合适的冷却水流量，得到模拟结果如图10和 图11. 300 01 0 0.1 0.20.30.40508 10.5 X/m 560 ·1300KT况1) 图112500K总温下不同冷却水流量冷却水温度分布 +一1900K工况2) 520 +一2500K工况3) 0.4 Fig.11 Temperature distribution of the cooling water for different 480 …喷管型线 water flow rates at 2500K 0.3 盖 440 400 0.2 4 结论 360 本文首先研究风洞喷管冷却通道高宽比对喷管气 01 320 壁和冷却水最高温度以及冷却水压降的影响，其次探 280 -0.1 0.1 020.30.40.50.6 讨辐射换热和来流总温对喷管冷却效果的影响，得出 X/m 以下结论： 图9不同总温下冷却水温度分布 (1)增加冷却通道的高宽比会使喷管温度降低， Fig.9 Temperature distribution of the cooling water for different total temperatures 提高冷却效果，增加冷却效率，但由于增加高宽比是以 减小传热面积为代价的，故不能一味增加高宽比：增加 由图10和图11可知，当冷却水流量为0.05kg· 冷却通道的高宽比会增加冷却水压降，即提高冷却水 s时，工况2的冷却水最高温度为432.4K;当冷却水 压力损失，应尽量权衡；喷管上游喉部附近受热严重， 流量为0.07kg·s时，工况3的冷却水最高温度为 应重点防护

何 宁等: 高温长时间风洞喷管冷却结构 CFD 研究 图 8 辐射换热对温度分布的影响 Fig． 8 Effect of thermal radiation on the temperature distribution 3. 3 不同来流总温下喷管冷却效果分析 为了满足航天器高空飞行模拟的要求，现代风洞 就需要增加燃烧室的总压和总温，而总压和总温的增 加会直接导致风洞喷管热流的剧增，影响喷管使用寿 命． 为探究总温对喷管冷却的影响，本文尝试以冷却 通道 6 mm × 3 mm 方案为例进行模拟试验． 保持冷却 水流量为 0. 02 kg·s － 1，模型的其他试验条件不变，针对 喷管入口烟气不同总温 1300 K ( 工况 1) 、1900 K ( 工 况 2) 和 2500 K ( 工况 3) ，得到模拟结果． 图 9 为不同总温下温度较高处( 冷却通道底面和 侧面交界处) 冷却水温度分布曲线． 由图可知，在冷却 水流量恒为 0. 02 kg·s － 1的情况下，工况 1 冷却水最高 温度为 440. 3 K，工况 2 为 535. 8 K，而工况 3 为 600. 7 K． 其中工况 2 和工况 3 的冷却水温度超过该条件下 冷却水汽化温度 453. 3 K，结果不理想． 为此针对工况 2 和工况 3，本文逐渐增加冷却水流量，以期选择不同 工况下合适的冷却水流量，得到模拟结果如图 10 和 图 11． 图 9 不同总温下冷却水温度分布 Fig． 9 Temperature distribution of the cooling water for different total temperatures 由图 10 和图 11 可知，当冷却水流量为 0. 05 kg· s － 1时，工况 2 的冷却水最高温度为 432. 4 K; 当冷却水 流量为 0. 07 kg·s － 1 时，工况 3 的冷却水最高温度为 438. 6 K，都能保证冷却效果． 同时从图中可以看到，随 着冷却水流量的增加，气壁面温度初始下降较快，但增 加到一定程度后，气壁面温度降低幅度明显减小． 而 且随着冷却水流量的增加冷却水进出口压差不断增 大，对冷却系统及喷管结构强度也提出更高的要求，同 时过大的冷却水流量也不利于风洞试验的进行． 因此 总温 1900 K 的工况冷却水流量选择为 0. 05 kg·s － 1，总 温 2500 K 的工况冷却水流量选择为 0. 07 kg·s － 1 ． 图 10 1900 K 总温下不同冷却水流量冷却水温度分布 Fig． 10 Temperature distribution of the cooling water for different water flow rates at 1900 K 图 11 2500 K 总温下不同冷却水流量冷却水温度分布 Fig． 11 Temperature distribution of the cooling water for different water flow rates at 2500 K 4 结论 本文首先研究风洞喷管冷却通道高宽比对喷管气 壁和冷却水最高温度以及冷却水压降的影响，其次探 讨辐射换热和来流总温对喷管冷却效果的影响，得出 以下结论: ( 1) 增加冷却通道的高宽比会使喷管温度降低， 提高冷却效果，增加冷却效率，但由于增加高宽比是以 减小传热面积为代价的，故不能一味增加高宽比; 增加 冷却通道的高宽比会增加冷却水压降，即提高冷却水 压力损失，应尽量权衡; 喷管上游喉部附近受热严重， 应重点防护． · 375 ·

·574· 工程科学学报，第38卷，第4期 (2)对于本文模型，辐射换热最大将温度提高 Jiaotong Unin,2002.36(11)1612 3.2%,影响较小，因此在数值模拟时可以酌情忽略热 (牛禄，程惠尔，李明辉。高宽比和粗糙度对再生冷却通道流 辐射的影响。 动的影响.上海交通大学学报，2002,36(11)：1612) 8] (3)提高风洞烟气的总温会使得喷管温度增加， Zhang H W,Tao W Q.He Y L,et al.Numerical study on cou- pled heat transfer of thrust chamber with regenerative cooling.J 受热加剧，影响冷却效果.为使喷管温度降低，在保证 Aerosp Power,2006,21(5):930 喷管许可温度的情况下，可增加冷却水流量.对于不 (张宏伟，陶文铨，何雅玲，等.再生冷却推力室耦合传热数 同的总温，冷却水流量应设定一个范围，且应以保证冷 值模拟.航空动力学报，2006,21(5)：930) 却效率和试验开展为前提. 9]Wu F,Zeng M,Wang Q W,et al.Effect of aspect ratio on heat 本文的研究尚存在一些不足，有待进一步改进： transfer and fluid flow in regenerative cooling channel of liquid (1)本文为纯粹的仿真模拟，缺乏真实试验数据， rocket engine thrust chamber.J Aerosp Power,2007,22(1):114 (吴峰，曾敏，王秋旺，等.通道深宽比对液体火箭发动机推 结果的准确性需要进一步验证.许多文献提到以巴兹 力室再生冷却的影响.航空动力学报，2007,22(1)：114) 公式验证模拟结果，并作定性分析，但由于巴兹公式为 [10]Kang Y D,Sun B.Effects of cooling channel parameters on flow 工程半经验式，本身有一定误差，其可靠性也有待 and heat transfer in regenerative cooling channels.J Aerosp 研究. Power,2010,25(2):320 (2)文中由于缺乏管壁材料的物性参数随温度变 (康玉东，孙冰.通道参数对再生冷却通道流动换热的影响 化的数据，故取其常温下的值，这可能会造成计算误 航空动力学报，2010,25(2)：320) [11]Chen C Q,Xu X.Three dimension numerical simulation of flow 差，需加以修正. solid coupled heat transfer in heater nozzle.J Beijing Uni (3)模拟采用的是稳态计算，无法知道喷管工作 Aeronaut Astronaut,2010,36(5):592 过程中各个时段的场（如温度场）的情况，下一步将进 (陈超群，徐旭.加热器喷管热流耦合传热分析.北京航空 行瞬态计算，设定模拟时间，即喷管实际工作时间，以 航天大学学报，2010,36(5)：592) 期了解从喷管冷却开始到结束的整个过程 02] Jiang J.Investigation of Regenerative Cooling Scramjet Combustor [Dissertation].Xi 'an:Northwestem Polytechnical University, 2006 参考文献 (蒋劲.超燃冲压发动机燃烧室再生冷却研究[学位论文] [1]Tian J M,Jing J B,Han G Q.Hypersonie aireraft ground test 西安：西北工业大学，2006) method.J Projectiles Rockets Missiles Guid,2013,33(6):56 [13]Liu G Q.Engine Theory of Liquid Rocket.Beijing:Astronautics (田建明，景建斌，韩广岐.高超声速飞行器地面试验方法 Pres5,1993 弹箭与制导学报，2013,33(6)：56) (刘国球.液体火箭发动机原理.北京：宇航出版社，1993) Jiang Z L,Li J P,Zhao W,et al.Research of detonation drive 04] Zhong W J.Copper Processing Technology Handbook.Beijing: shock tunnel for long test time.Chin J Theor Appl Mech,2012,44 Metallurgical Industry Press,2007 (5):824 (钟卫佳.铜加工技术实用手册.北京：治金工业出版社， (姜宗林，李进平，赵伟，等.长试验时间爆轰驱动激波风洞 2007) 技术研究.力学学报，2012,44(5)：824) [15]Wang X W,Jin P,Sun B.Study on regeneratively-cooled tech- 3]Pizzarelli M,Carapellese S,Nasuti F.A quasi2 model for the nology of full-flow stage combustion thrust chamber.J Aerosp prediction of wall temperature of rocket engine cooling channels Por,2008,23(5):909 Numer Heat Transfer Part A,2011,60:1 (汪小卫，金平，孙冰.全流量补燃循环发动机推力室再生 4]Pizzarelli M,Nasuti F.Onofri M.CFD analysis of transeritical 冷却技术研究.航空动力学报，2008,23(5)：909) methane in rocket engine cooling channels.J Supercrit Fluids, [16]Li J W,Liu Y.Three dimension numerical simulation of heat 2012,62:79 transfer in regeneratively cooled nozzle.J Propul Technol,2005, [5]Pizzarelli M,Nasuti F.Onofri M.Trade-off analysis of high-as- 26(2):111 pect-ratio-cooling-channels for rocket engines.Int J Heat Fluid (李军伟，刘宇.三维数值模拟再生冷却喷管的换热.推进 Fome,2013,44:458 技术，2005,26(2)：111) 6]Ulas A,Boysan E.Numerical analysis of regenerative cooling in 7刀 Li J W,Liu Y,Qin LZ.Numerical simulation of regenerative liquid propellant rocket engines.Aerosp Sci Technol,2013,24 cooling in two dimensional plug nozzles.J Aerosp Power,2005, (1):187 20(1):147 7]Niu L,Cheng H E,Li M H.Effects of aspect ratio and wall (李军伟，刘宇，覃粒子.二维塞式喷管再生冷却换热的数 roughness on flow in regenerative cooling channels.J Shanghai 值模拟.航空动力学报，2005,20(1)：147)

工程科学学报，第 38 卷，第 4 期 ( 2) 对于本文模型，辐射换热最大将温 度 提 高 3. 2% ，影响较小，因此在数值模拟时可以酌情忽略热 辐射的影响． ( 3) 提高风洞烟气的总温会使得喷管温度增加， 受热加剧，影响冷却效果． 为使喷管温度降低，在保证 喷管许可温度的情况下，可增加冷却水流量． 对于不 同的总温，冷却水流量应设定一个范围，且应以保证冷 却效率和试验开展为前提． 本文的研究尚存在一些不足，有待进一步改进: ( 1) 本文为纯粹的仿真模拟，缺乏真实试验数据， 结果的准确性需要进一步验证． 许多文献提到以巴兹 公式验证模拟结果，并作定性分析，但由于巴兹公式为 工程半 经 验 式，本 身 有 一 定 误 差，其可靠性也有待 研究． ( 2) 文中由于缺乏管壁材料的物性参数随温度变 化的数据，故取其常温下的值，这可能会造成计算误 差，需加以修正． ( 3) 模拟采用的是稳态计算，无法知道喷管工作 过程中各个时段的场( 如温度场) 的情况，下一步将进 行瞬态计算，设定模拟时间，即喷管实际工作时间，以 期了解从喷管冷却开始到结束的整个过程． 参 考 文 献 ［1］ Tian J M，Jing J B，Han G Q． Hypersonic aircraft ground test method． J Projectiles Ｒockets Missiles Guid，2013，33( 6) : 56 ( 田建明，景建斌，韩广岐． 高超声速飞行器地面试验方法． 弹箭与制导学报，2013，33( 6) : 56) ［2］ Jiang Z L，Li J P，Zhao W，et al． Ｒesearch of detonation drive shock tunnel for long test time． Chin J Theor Appl Mech，2012，44 ( 5) : 824 ( 姜宗林，李进平，赵伟，等． 长试验时间爆轰驱动激波风洞 技术研究． 力学学报，2012，44( 5) : 824) ［3］ Pizzarelli M，Carapellese S，Nasuti F． A quasi-2-D model for the prediction of wall temperature of rocket engine cooling channels． Numer Heat Transfer Part A，2011，60: 1 ［4］ Pizzarelli M，Nasuti F，Onofri M． CFD analysis of transcritical methane in rocket engine cooling channels． J Supercrit Fluids， 2012，62: 79 ［5］ Pizzarelli M，Nasuti F，Onofri M． Trade-off analysis of high-as￾pect-ratio-cooling-channels for rocket engines． Int J Heat Fluid Flow，2013，44: 458 ［6］ Ulas A，Boysan E． Numerical analysis of regenerative cooling in liquid propellant rocket engines． Aerosp Sci Technol，2013，24 ( 1) : 187 ［7］ Niu L，Cheng H E，Li M H． Effects of aspect ratio and wall roughness on flow in regenerative cooling channels． J Shanghai Jiaotong Univ，2002，36( 11) : 1612 ( 牛禄，程惠尔，李明辉． 高宽比和粗糙度对再生冷却通道流 动的影响． 上海交通大学学报，2002，36( 11) : 1612) ［8］ Zhang H W，Tao W Q，He Y L，et al． Numerical study on cou￾pled heat transfer of thrust chamber with regenerative cooling． J Aerosp Power，2006，21( 5) : 930 ( 张宏伟，陶文铨，何雅玲，等． 再生冷却推力室耦合传热数 值模拟． 航空动力学报，2006，21( 5) : 930) ［9］ Wu F，Zeng M，Wang Q W，et al． Effect of aspect ratio on heat transfer and fluid flow in regenerative cooling channel of liquid rocket engine thrust chamber． J Aerosp Power，2007，22( 1) : 114 ( 吴峰，曾敏，王秋旺，等． 通道深宽比对液体火箭发动机推 力室再生冷却的影响． 航空动力学报，2007，22( 1) : 114) ［10］ Kang Y D，Sun B． Effects of cooling channel parameters on flow and heat transfer in regenerative cooling channels． J Aerosp Power，2010，25( 2) : 320 ( 康玉东，孙冰． 通道参数对再生冷却通道流动换热的影响． 航空动力学报，2010，25( 2) : 320) ［11］ Chen C Q，Xu X． Three dimension numerical simulation of flow / solid coupled heat transfer in heater nozzle． J Beijing Univ Aeronaut Astronaut，2010，36( 5) : 592 ( 陈超群，徐旭． 加热器喷管热--流耦合传热分析． 北京航空 航天大学学报，2010，36( 5) : 592) ［12］ Jiang J． Investigation of Ｒegenerative Cooling Scramjet Combustor ［Dissertation］． Xi ＇an: Northwestern Polytechnical University， 2006 ( 蒋劲． 超燃冲压发动机燃烧室再生冷却研究［学位论文］． 西安: 西北工业大学，2006) ［13］ Liu G Q． Engine Theory of Liquid Ｒocket． Beijing: Astronautics Press，1993 ( 刘国球． 液体火箭发动机原理． 北京: 宇航出版社，1993) ［14］ Zhong W J． Copper Processing Technology Handbook． Beijing: Metallurgical Industry Press，2007 ( 钟卫佳． 铜加工技术实用手册． 北京: 冶金工业出版社， 2007) ［15］ Wang X W，Jin P，Sun B． Study on regeneratively-cooled tech￾nology of full-flow stage combustion thrust chamber． J Aerosp Power，2008，23( 5) : 909 ( 汪小卫，金平，孙冰． 全流量补燃循环发动机推力室再生 冷却技术研究． 航空动力学报，2008，23( 5) : 909) ［16］ Li J W，Liu Y． Three dimension numerical simulation of heat transfer in regeneratively cooled nozzle． J Propul Technol，2005， 26( 2) : 111 ( 李军伟，刘宇． 三维数值模拟再生冷却喷管的换热． 推进 技术，2005，26( 2) : 111) ［17］ Li J W，Liu Y，Qin L Z． Numerical simulation of regenerative cooling in two dimensional plug nozzles． J Aerosp Power，2005， 20( 1) : 147 ( 李军伟，刘宇，覃粒子． 二维塞式喷管再生冷却换热的数 值模拟． 航空动力学报，2005，20( 1) : 147) · 475 ·