通过先进的通道几何结构优化液体火箭发动机中的再生冷却系统

《Acta Astronautica》：Optimizing Regenerative Cooling in Liquid Rocket Engines Through Advanced Channel Geometries

　　**Mohammednour Gibreel | Hosham Wahballa | Abdalazeem Adam | Abuelnuor A.A. Abuelnuor | Lei Weining | Chen Xiaohu**
**泉州信息工程大学机械与电气工程学院，中国泉州362000**

**摘要**
本研究采用超临界氢作为冷却剂，对液体火箭发动机中的再生冷却通道进行了数值分析。研究考察了四种通道配置：一种平滑参考通道和三种带有肋条的增强设计，其中在暴露于加热的下壁上分别安装了圆柱形、矩形和三角形肋条。模拟使用ANSYS Fluent中的Shear Stress Transfer k-ω湍流模型进行，并通过用户定义函数实现了温度依赖性属性。结果表明，三角形肋条面板可以实现最低的壁温，相比平滑通道壁温降低了最多76 K，并使努塞尔数提高了最多63%。三角形几何结构在抑制热分层方面效果最显著，尽管这种配置导致水力损失最大，摩擦系数为1.43。带有圆柱形、矩形和三角形肋条的面板的热性能系数分别为1.508、1.505和1.516，均大于1。在所研究的配置中，三角形肋条板的几何结构在热增强和水力阻力之间展示了最佳平衡。

**引言**
液体火箭发动机（LRE）是一种在高温度条件下运行的高效推进系统，燃烧室内的热流密度通常大于160 MW/m2 [1]、[2]、[3]。主动热管理不仅是一个功能特性；它是确保在这些极端条件下结构完整性和可靠运行的基本要求。循环冷却已成为大型液体火箭发动机的主要选择。在这种方法中，推进剂（通常是低温氢）被循环通过围绕燃烧室的冷却通道或管道，然后再注入燃烧室。除了通过吸收大量热量来保护燃烧室壁外，该技术还允许燃料预热，从而提高发动机的整体效率 [4]、[5]、[6]。此外，热防护系统对于保护发动机的内外表面免受运行过程中产生的极端温度影响至关重要 [7]，确保即使在最苛刻的条件下也能持续运行 [8]。热分层、流体分布不均和显著的压力损失是限制传统冷却通道配置效率的常见问题，这突显了在高性能火箭推进系统中需要创新的热控制技术。
该系统的效率在很大程度上取决于冷却剂的性质，而超临界氢因其出色的热物理特性（包括接近临界点时的高热导率和传热能力）而受到广泛青睐 [8]、[9]、[10]。许多研究集中在改进再生冷却通道的工程设计上，相关研究探索了各种工作流体，包括氢 [6]、[11]、[13]、二氧化碳 [14] 和正十二烷 [15]。在这些化合物中，超临界氢由于其优异的热物理特性而仍然是最常用的制冷剂；然而，对替代化合物的研究为增强传热机制提供了宝贵的见解。Liu等人 [16] 提出了一种新型复合双三角形再生冷却系统配置，专门针对高马赫数（Ma > 8）运行的喷气发动机设计；该配置同时使用超临界二氧化碳和超临界正十二烷作为冷却剂。研究结果表明，当相邻通道之间的间距达到最佳值（d/H = 0.3）时，冷却性能达到最大；逆流模式通过将温差降低45.8%也显著改善了温度分布。此外，由于铜通道的热导率更高，其性能优于钢和GH4169合金，最大壁温分别降低了3.7%和2.9%。Xiao等人 [17] 提出了一种带有集成波纹板的新再生冷却通道。研究人员对三种配置进行了数值模拟：标准平滑通道、带有集成水平波纹板的通道和带有集成垂直波纹板的通道。他们的研究结果揭示了温度分布、速度分布、流体流动路径和浮力分布以及通道内的涡流结构。Jiang等人 [18] 研究了压缩喷气发动机再生冷却系统中多个物理场（包括氨的热分解、流动和传热）的耦合机制及流场分布特性，使用氨作为冷却剂。研究结果表明，在指定的操作条件下，氨在出口处的散热能力为776.8 K，比正十二烷（659.1 K）高22.6%，而其温度不规则系数低17.7%。Wang等人 [19] 数值研究了四种微肋配置和三种肋间距对超临界氢冷却通道的影响。他们的结果显示，与平滑通道相比，肋板配置实现了最高的传热增强（努塞尔数增加了60.26%），而圆锥形肋条产生的流动阻力最低（摩擦系数仅增加了7.63%）。复合结构展示了最佳的整体热-水力性能，传热效率和流动阻力分别增加了34.63%和34.51%。
Nasser等人 [20] 的数值研究表明，在使用甲烷的高纵横比循环通道中，最佳壁粗糙度取决于亚临界和超临界条件下的热流和质量流之间的相互作用。为了提高高马赫数喷气发动机的热防护能力，Zhou等人 [21] 提出了一种基于亚临界甲烷的再冷却系统。通过利用冷却剂的低温和高雷诺数，该设计将流动方向上的壁温降低了约120 K。Xiaoduo等人 [22] 通过数值模拟研究了氢作为核热推进（NTP）发动机冷却通道中工作流体的流体动力学行为。结果表明，将质量流量从0.69 g/s增加到1.09 g/s使传热系数提高了37.1%；将通道直径从1.95 mm扩大到3.95 mm使传热系数降低了62.5%；热流密度增加4 MW/m2使传热系数降低了1.804%，均匀的热流可以抑制局部热点。这项研究为冷却通道的优化设计提供了理论支持和实际指导。Gibreel等人 [23] 在使用超临界氢的冷却通道中对直径从0.75毫米到1.25毫米的单排和双排肋板配置进行了数值研究。结果显示，肋条引起的湍流行为破坏了热边界层；直径为1.25毫米的单排排列将最大壁温降低了13.67%，但双排设计的优势受到限制。Shanmugam和Park [24] 研究了带有弯曲肋条的再生冷却系统中氢的热和流体行为。他们的结果表明，弯曲肋条的几何形状有助于减少传热退化和温度梯度，从而降低壁温。

**为了应对这些挑战并满足市场对高性能、可重复使用且经济高效推进系统的日益增长的需求，研究越来越多地集中在改进再生冷却过程上。一种关键方法是通过引入促进湍流的结构（如肋条、凹槽和波纹表面）来重新设计冷却通道的几何形状，以破坏热边界层，从而增强对流传热。然而，热性能的提高通常伴随着流动阻力的相应增加，这在冷却效率和水力损失之间创造了基本的工程权衡。因此，开发先进冷却通道的主要挑战在于优化几何参数——包括肋条形状、肋条间距和通道纵横比——以在保持可接受的水力损失的同时最大化热性能。解决这一难题对于确保下一代液体火箭发动机的结构完整性和运行可靠性至关重要。**
尽管关于再生冷却通道的研究众多，但文献中缺乏系统比较不同肋条几何形状（圆柱形、矩形和三角形）在使用超临界氢作为冷却剂的高热流条件下对耦合热和水力性能（传热增强、热分层抑制和压力降）的影响。**
为了填补这一空白，本研究使用超临界氢评估了再生冷却通道中的这三种肋条几何形状。它们对传热增强、热分层抑制和压力降的影响进行了系统分析。选择这些形状是为了代表不同程度的几何复杂性——从平滑的圆柱形轮廓到尖锐角度的三角形结构——从而系统地评估肋条几何形状如何影响热性能和水力阻力之间的基本权衡。

**部分摘录**
**物理模型**
本数值研究中使用的物理模型旨在模拟具有循环冷却的火箭发动机的一侧加热条件。如图1的示意图和相应的表1所示，三维冷却通道的总长度为100毫米，横截面尺寸恒定为2 × 2毫米。为了模拟燃烧室产生的强烈热负荷，对仅延伸50毫米的区域施加了恒定且均匀的3 MW/m2热流。

**湍流模型验证**
CFD模拟的可靠性主要取决于湍流模型的选择。本文评估了四种广泛用于超音速氢流模拟的湍流模型的性能：标准k-ε模型、k-ε重排序组（RNG）模型、k-ω剪切应力传输（SST）模型和雷诺应力模型（RSM）。在验证了参考文献[31]中提供的实验数据后，发现这些模型在预测准确性方面存在显著差异。

**网格独立性研究**
为了确保数值结果的准确性和可靠性，进行了网格独立性研究。在实际模拟之前，使用标准通道的几何模型对三种级别的网格精度（粗糙、中等和精细）进行了系统评估。测试几何形状由一个长100毫米、宽2毫米、高2毫米的矩形通道组成，墙厚和叶片厚度均为1毫米。利用几何对称性进行了测试。

**结果与讨论**
本节对四种循环冷却通道配置的热和液压性能进行了比较分析：一种平滑参考通道，以及三种具有圆柱形、矩形和三角形突起的增强设计。本研究的主要目的是评估通过增加湍流和破坏热边界层实现的传热优化（以及相关的水力损失）。

**结论**
本研究数值研究了使用超临界氢作为冷却剂的液体火箭发动机中再生冷却通道的热和液压性能。研究了四种通道配置：作为基线的平滑通道（案例0），以及在加热的底部壁上安装了圆柱形（案例1）、矩形（案例2）和三角形（案例3）肋条的三种增强设计。模拟使用Shear Stress Transport k-ω湍流模型进行。

**作者贡献声明**
Mohammednour Gibreel：撰写——原始草案、验证、监督、软件、方法论、研究、资金获取、数据管理。Chen Xiaohua：撰写——审阅与编辑、资源管理、研究、数据管理。Abuelnuor A. A. Abuelnuor：撰写——审阅与编辑、可视化、方法论、研究。Lei Weining：撰写——审阅与编辑、资源管理、方法论、研究。Hosham Wahballa：撰写——审阅与编辑、可视化、研究、形式分析。

**利益冲突声明**
作者声明他们没有已知的竞争性财务利益或个人关系可能影响本文报道的工作。

**致谢**
作者感谢福建省自然科学基金（授权号2025J011604）和福建省青年外国专家招聘计划的支持。