目 次

第 45 卷 第 11 期

总第 329 期

2024 年 11 月

（月 刊）

综 述

面向吸热型碳氢燃料结焦抑制的冷却通道研究进展 ………………………………………………………………

………………………………………………方文军，叶虞滢，戴怿童，糜 基，张一冉，邵崇坤，郭永胜（2402019）

流体力学 气动热力学

叶轮机械大规模CFD并行计算方法应用验证………………赵 磊，俞一波，高丽敏，李瑞宇，王可鑫（2310069）

基于涡流发生器的内转式进气道流场组织研究 ……………王卫星，刘佳思，刘精彩，李 冬，朱家浩（2311005）

基于过程的发动机进气道防冰引气模型及其多维度耦合分析 ……魏佐君，任光明，李 成，杨宇飞（2401004）

两电极/三电极等离子体合成射流激励器工作特性对比研究 ………王 林，罗振兵，周 岩，刘 强（2312058）

高速起动射流过程中可压缩涡环的生长演化及其对瞬时力的影响规律 …………………………………………

…………………………………………………………………张济泽，向 阳，林海燕，黄小彬，刘 洪（2304011）

燃烧 传热传质 燃料

基于液滴高压蒸发理论的变时滞燃烧室动力学建模与研究 ………………………………………………………

…………………………………………………………………刘新林，龙相州，李清廉，成 鹏，陈兰伟（2310036）

旋流器构型对全环燃烧室性能的影响 ……………龚 卡，王志凯，刘逸博，陈 盛，罗莲军，蒋 尧（2312045）

基于Damköhler数的蒸发式值班火焰稳定器贫熄边界分析方法研究 ………………………………………………

………………………………………………………刘 晴，胡 斌，赵 巍，石 强，曾 文，赵庆军（2312002）

不同燃烧室结构下的碳/空气两相旋转爆轰发动机数值研究 ………………………………………………………

…………………………………………………………………祝文超，宋 玉，王宇辉，王健平，张国庆（2309062）

扰动进口影响多重旋转爆轰波演化及振荡特性的数值研究 ………………………………………………………

…………………………………………………………………陈煌威，吴 宇，李润泽，胡洪波，朱跃进（2307001）

涡轮叶片多排气膜叠加特性及机理分析 ……………………张 帆，刘存良，曹飞飞，周天亮，李继宸（2310002）

涡轮叶片前腔冲击/气膜复合冷却与单一气膜冷却结构对比实验研究 ……………………………………………

…………………………………………………………………丁俣中，程 想，万红牛，冀文涛，陶文铨（2308009）

不同摆角超声速分离线喷管烧蚀数值研究 …………………………廖栩锋，田维平，王健儒，曹涛锋（2311038）

电控固体推进剂的燃烧波结构和焦耳热增强燃烧模型 ……………鲍立荣，张 伟，王志文，沈瑞琪（2312090）

温度循环载荷下药柱力学响应与累积损伤分析 ……………………杨 庚，袁杰红，孙海涛，申志彬（2311056）

结构 强度

基于优化变分模态分解与计算阶次分析的主轴承故障特征增强方法 ……………………………………………

…………………………………………………………………栾孝驰，张振鹏，沙云东，高 翔，王李成（2312085）

支撑刚度对水下航行器电机-推进轴系振动特性的影响规律分析及优化 …………………………………………

……………………………………………………………………………………安宇晨，刘 静，潘 光（2311055）

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TUIJIN JISHU

期刊基本参数：CN11-1813/V * 1980 * b * A4 * 278 * zh+en * P * ￥60.00 * 1000 * 25 * 2024-11

本期责任编辑：梅　瑛

高空台流量管新型篦齿密封特性分析及结构优化设计 ……………………………………………………………

………………………………………………………艾延廷，张文亮，田金虎，侯鑫正，张兴源，孙 丹（2401035）

测试 试验 控制

航空发动机燃油伺服系统定压活门正向频域设计方法 ……………………………………………………………

………………………………………………………赵文帅，王 曦，龙一夫，周 龙，周振华，柴文伟（2311032）

基于声学信息的航空发动机压气机旋转失速空间特征实验研究 …………………………………………………

………………………………………………………李行健，乔百杰，文 璧，李镇东，刘元是，陈雪峰（2312064）

V锥流量计锥形的仿真与实验研究 …………………………………汤宇佳，叶志锋，王 欣，周 力（2401032）

基于工况识别与自训练时空图卷积的航空发动机气路故障诊断 ……………张世杰，胡家文，苗国磊（2401036）

新型推进及其它推进

Numerical simulation on magnetohydrodynamic power generation channel of scramjet（英文） …………………………

…………………………………………………………………凌文辉，武劭恂，张义宁，刘琛源，孟 皓（2205028）

低功率平板型霍尔推力器等离子体束流加速机制研究 ……………………………………………………………

………………………………………………………薛舒文，苗 鹏，王伟宗，刘 伟，李亦非，张广川（2307004）

JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY

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CONTENTS

Vol. 45 No. 11 Sum No. 329 Nov. 2024 （Monthly）

Review

Research progress of cooling channels applied to coking inhibition of endothermic hydrocarbon fuels ………………………………………

……………………………FANG Wenjun，YE Yuying，DAI Yitong，MI Ji，ZHANG Yiran，SHAO Chongkun，GUO Yongsheng （2402019）

Hydromechanics, Aero-thermodynamics

Application verification of parallel computing method for large-scale CFD numerical simulation of turbomachinery ………………………

……………………………………………………………………ZHAO Lei，YU Yibo，GAO Limin，LI Ruiyu，WANG Kexin （2310069）

Flow field organization of inward turning inlet based on vortex generator ……………………………………………………………………

…………………………………………………………………WANG Weixing，LIU Jiasi，LIU Jingcai，LI Dong，ZHU Jiahao （2311005）

Process-based model of anti-icing bleeding air for engine inlet and its multi-dimensional coupling analysis ………………………………

…………………………………………………………………………WEI Zuojun，REN Guangming，LI Cheng，YANG Yufei （2401004）

Comparison study on working characteristics of two-electrode and three-electrode plasma synthetic jet actuator …………………………

……………………………………………………………………………WANG Lin，LUO Zhenbing，ZHOU Yan，LIU Qiang （2312058）

Formation and evolution of compressible vortex rings in high-speed starting jets and influence on instantaneous forces ……………………

…………………………………………………………ZHANG Jize，XIANG Yang，LIN Haiyan，HUANG Xiaobin，LIU Hong （2304011）

Combustion, Heat and Mass Transfer, Fuel

Modeling and research on variable time lag combustion chamber dynamics based on droplet high-pressure evaporation theory ……………

………………………………………………………LIU Xinlin，LONG Xiangzhou，LI Qinglian，CHENG Peng，CHEN Lanwei （2310036）

Effects of swirler configuration on characteristic of full annular combustor …………………………………………………………………

…………………………………………………GONG Ka，WANG Zhikai，LIU Yibo，CHEN Sheng，LUO Lianjun，JIANG Yao （2312045）

Analysis method research on lean blowout limit of evaporative pilot flameholder based on Damköhler number ……………………………

………………………………………………………LIU Qing，HU Bin，ZHAO Wei，SHI Qiang，ZENG Wen，ZHAO Qingjun （2312002）

Numerical study of carbon/air two-phase rotating detonation engines with different combustor configurations ………………………………

…………………………………………………ZHU Wenchao，SONG Yu，WANG Yuhui，WANG Jianping，ZHANG Guoqing （2309062）

Numerical investigation on influence of perturbation inlet on evolution and oscillation characteristics of multiple rotating detonation waves

…………………………………………………………………CHEN Huangwei，WU Yu，LI Runze，HU Hongbo，ZHU Yuejin （2307001）

Multi-row film superposition characteristics and mechanism on turbine vane ………………………………………………………………

…………………………………………………………ZHANG Fan，LIU Cunliang，CAO Feifei，ZHOU Tianliang，LI Jichen （2310002）

Experimental investigation on comparison of impingement/film cooling and pure film cooling structure for a turbine vane leading cavity …

……………………………………………………DING Yuzhong，CHENG Xiang，WAN Hongniu，JI Wentao，TAO Wenquan （2308009）

Numerical investigation of supersonic split line nozzle ablation with different deflection angles ……………………………………………

……………………………………………………………………LIAO Xufeng，TIAN Weiping，WANG Jianru，CAO Taofeng （2311038）

Combustion wave structure and Joule heat enhanced combustion model of electrically controlled solid propellant …………………………

………………………………………………………………………BAO Lirong，ZHANG Wei，WANG Zhiwen，SHEN Ruiqi （2312090）

Mechanical response and cumulative damage analysis of grain under temperature cyclic loading ……………………………………………

………………………………………………………………………YANG Geng，YUAN Jiehong，SUN Haitao，SHEN Zhibin （2311056）

Structure, Strength

Main bearing fault feature enhancement method based on optimal variational mode decomposition and computational order analysis ………

………………………………………………LUAN Xiaochi，ZHANG Zhenpeng，SHA Yundong，GAO Xiang，WANG Licheng （2312085）

Influences and optimization of support stiffness on vibrations of motor propulsion shaft system in an unmanned underwater vehicle ………

………………………………………………………………………………………………AN Yuchen，LIU Jing，PAN Guang （2311055）

Characteristics analysis and structure optimization design of new labyrinth seal for flow tubes of high-altitude platform ……………………

……………………………………AI Yanting，ZHANG Wenliang，TIAN Jinhu，HOU Xinzheng，ZHANG Xingyuan，SUN Dan （2401035）

Test, Experiment and Control

Forward frequency domain design method for constant pressure valve of aero-engine fuel servo system ……………………………………

………………………………………ZHAO Wenshuai，WANG Xi，LONG Yifu，ZHOU Long，ZHOU Zhenhua，CHAI Wenwei （2311032）

Experimental study on spatial feature of rotating stall in aeroengine compressor based on acoustic information ……………………………

………………………………………………LI Xingjian，QIAO Baijie，WEN Bi，LI Zhendong，LIU Yuanshi，CHEN Xuefeng （2312064）

Simulation and experimental study of V-cone flowmeter conical shape ………TANG Yujia，YE Zhifeng，WANG Xin，ZHOU Li （2401032）

Fault diagnosis of aero-engine gas path based on condition recognition and self-training ST-GCN model …………………………………

………………………………………………………………………………………ZHANG Shijie，HU Jiawen，MIAO Guolei （2401036）

Advanced Propulsion and Other Propulsion

Numerical simulation on magnetohydrodynamic power generation channel of scramjet ………………………………………………………

……………………………………………………LING Wenhui，WU Shaoxun，ZHANG Yining，LIU Chenyuan，MENG Hao （2205028）

Plasma beam acceleration mechanism of low-power planar Hall thruster ……………………………………………………………………

…………………………………………XUE Shuwen，MIAO Peng，WANG Weizong，LIU Wei，LI Yifei，ZHANG Guangchuan （2307004）

2024 年 11 月

第 45 卷 第 11 期

Nov. 2024

Vol.45 No.11

推　进　技　术

JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY

2402019-1

面向吸热型碳氢燃料结焦抑制的冷却通道研究进展 *

方文军，叶虞滢，戴怿童，糜 基，张一冉，邵崇坤，郭永胜

（浙江大学 化学系，浙江 杭州 310058）

摘 要：吸热型碳氢燃料在解决飞行器热管理问题中展现出巨大的应用潜力，但其在高温裂解过程

中不可避免地会产生结焦，需要通过改变燃料组成、使用添加剂或处理冷却通道等结焦抑制技术来减少

结焦。本文着重综述不同结构、材料组成和表面处理的冷却通道对抑制碳氢燃料结焦的作用，主要体现

在：优化冷却通道结构，改善燃料流动状态，可以提高传热效率，减少结焦；调控基底材料组成，降低

催化生焦活性，有利于结焦抑制；通过机械抛光、涂层和预氧化等表面处理方法，覆盖金属表面催化活

性位点，降低焦炭前驱体与催化位点接触概率，达到抑制催化结焦的目的。同时，给出了优化结构设

计、开发新型材料以及联用多种表面改性技术等方向的建议，期望为吸热型碳氢燃料的工程应用提供一

定参考。

关键词：碳氢燃料；结焦抑制；冷却通道；表面处理；综述

中图分类号：V511.1 文献标识码：A 文章编号：1001-4055（2024）11-2402019-12

DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 2402019

1 引 言

在 主 动 热 防 护 技 术 中，吸 热 型 碳 氢 燃 料 流 经 高

温 发 动 机 的 冷 却 通 道，通 过 热 容、相 变 和 裂 解 反 应，

提供物理和化学热沉，吸收大量热量，降低发动机表

面 温 度，达 到 冷 却 目 的，随 后 进 入 燃 烧 室 燃 烧，满 足

飞行器冷却和推进的双重需求［1-3］

。在高温条件下，

碳 氢 燃 料 发 生 裂 解 反 应，不 可 避 免 地 会 在 通 道 内 结

焦，导 致 其 表 面 传 热 效 率 降 低，材 料 机 械 性 能 下 降，

发 动 机 使 用 寿 命 缩 短，严 重 时 可 能 会 堵 塞 通 道 和 喷

嘴，造成飞行故障［4］

。因此，减少焦炭沉积是吸热型

碳 氢 燃 料 应 用 中 必 须 解 决 的 关 键 性 技 术 问 题。目

前，对结焦抑制主要采用以下三种途径：一是改变燃

料组成；二是使用添加剂；三是处理冷却通道。

碳 氢 燃 料 裂 解 结 焦 主 要 包 括 金 属 催 化 结 焦、自

由基聚合结焦和芳烃缩合结焦等三种途径［5-6］

，其中

金 属 催 化 结 焦 是 冷 却 通 道 表 面 焦 炭 形 成 的 主 要 过

程［7］

。在此过程中，燃料裂解产生的焦炭前驱体，会

吸 附 到 冷 却 通 道 表 面，与 表 面 的 金 属 活 性 位 点（如

Fe，Co 和 Ni等）结合形成不稳定的金属碳化物。随着

反 应 的 进 行，金 属 碳 化 物 进 一 步 分 解 为 金 属 颗 粒 和

焦 炭 颗 粒，位 于 焦 炭 顶 部 的 金 属 颗 粒 不 断 与 焦 炭 前

驱体反应，形成以丝状焦为代表的结焦，如图 1 所示。

表面焦炭与燃料持续反应，以金属为核不断生长，使

焦炭生成量增加，尺度增大，最终沉积在冷却通道内

表面。

因此，对冷却通道进行适当的处理，降低焦炭前

驱 体 与 催 化 活 性 位 点 间 的 接 触 概 率，可 以 有 效 抑 制

碳 氢 燃 料 在 裂 解 过 程 中 的 结 焦，提 高 飞 行 器 的 换 热

安全性。下文综述近年来不同冷却通道对抑制碳氢

燃料结焦的作用，主要从优化通道结构、调控基底材

Fig. 1 Process of metal catalytic coking [5-6]

* 收稿日期：2024-02-23；修订日期：2024-05-22。

基金项目：国家自然科学基金（22127802）。

通讯作者：方文军，博士，教授，研究领域为燃料化学。E-mail：fwjun@zju.edu.cn

引用格式：方文军，叶虞滢，戴怿童，等. 面向吸热型碳氢燃料结焦抑制的冷却通道研究进展［J］. 推进技术，2024，45（11）：

2402019. （FANG W J， YE Y Y， DAI Y T， et al. Research progress of cooling channels applied to coking inhibition of

endothermic hydrocarbon fuels［J］. Journal of Propulsion Technology，2024，45（11）：2402019.）

第 45 卷 第 11 期 推　进　技　术 2024 年

2402019-2

料 组 成 和 应 用 表 面 处 理 技 术 三 个 角 度 来 展 开 论 述，

如图 2 所示。

2 冷却通道结构优化

冷却通道的结构对碳氢燃料的换热过程有着显

著 影 响。通 道 的 结 构 不 同，燃 料 在 其 中 的 流 动 状 态

也不同，相应的传质传热效率也会发生变化。因此，

合理的冷却通道结构设计不仅可以改善燃料在通道

内 的 分 布 均 匀 性，还 可 以 通 过 增 大 单 位 体 积 的 有 效

传热面积来强化传热。这种设计优化有助于降低通

道 壁 面 温 度，减 缓 燃 料 结 焦 速 率，延 缓 焦 炭 沉 积，从

而提高体系的换热安全性。

2.1 选用异型管

将 冷 却 通 道 设 计 成 具 有 特 殊 几 何 构 型 的 管 道，

可有效抑制结焦生成。这类特殊设计的管道称作异

型管，核心原理是利用冷却通道的独特结构，改变内

部燃料的动态分布，破坏近壁面的流体停滞区域，增

强 燃 料 的 湍 流 强 度。当 燃 料 沿 着 通 道 流 动 时，异 型

管 的 结 构 会 导 致 近 壁 面 区 域 产 生 更 多 湍 流，从 而 促

进管道内壁面与燃料之间的热交换，达到抑焦目的。

针 对 异 型 管 的 结 构 设 计 与 尺 寸 优 化 等 方 面，已

有较多研究［8-11］

。然而，现阶段研究仍主要集中在流

动 和 传 热 方 面，对 裂 解 和 结 焦 的 关 注 较 少。Li 等［12］

研究了冷却通道的几何结构对航空煤油热裂解结焦

的 影 响。结 果 表 明，在 相 同 流 速、压 力、出 口 油 温 条

件下，与等横截面积的圆形通道相比，矩形和方形通

道 边 界 层 温 度 更 高、流 速 更 慢，燃 料 裂 解 程 度 更 深，

二 次 反 应 更 剧 烈，结 焦 情 况 更 严 重。尤 其 是 在 通 道

的 角 落 处 ，矩 形 通 道 的 结 焦 量 比 圆 形 通 道 高 出 近

67%。

实际工程应用中，由于燃烧室几何形状不规则，

冷 却 通 道 中 还 包 含 多 段 弯 曲 管 道［13-15］。 Pizzarelli

等［16］研 究 发 现：通 道 曲 率 对 燃 料 传 热 特 性 有 影 响。

大量关于 S 型管、U 型管和螺旋管等弯曲管道内超临

界燃料流动传热的研究也印证了这一点。管道弯曲

处，燃 料 在 离 心 力 作 用 下 流 动 产 生 反 向 旋 转 的 涡 旋

流 动，即 二 次 流。二 次 流 可 以 显 著 增 加 燃 料 的 湍 流

强 度，改 善 局 部 传 热 能 力，提 高 局 部 换 热 强 度，降 低

壁面温度，达到抑制焦炭聚集沉积的目的。

Wang 等［17］和 赵 晋 杰 等［18］发 现 通 道 弯 曲 程 度 不

会明显改变航空煤油 RP-3 的裂解反应路径，但会影

响其流动性能和裂解深度，相同长度的 S 型弯管中的

结焦量大于直管。此外，与直管相比，等横截面积的

U 型弯管底部、侧面和顶部的壁面结焦量分别减少了

31%，14% 和 21%，即相同条件下，U 型弯管结构可抑

制焦炭沉积［19］

。关于 U 型弯管内部结焦分布情况，计

算流体动力学（CFD）模拟结果表明，二次流促使中心

轴 线 处 的 低 温 流 体 不 断 向 外 侧 壁 面 冲 刷，有 效 强 化

了 弯 曲 管 体 外 侧 传 热 能 力，造 成 外 侧 壁 面 温 度 较 内

侧低 17~56 ℃［20］

。管道外侧高流速、低壁温的特性抑

制了焦炭前驱体聚集，导致外侧结焦量远低于内侧。

Fu 等［21-22］

发现，与直管相比，螺旋管的总结焦量减少

约 70%。而且在一定范围内，螺旋直径越小，螺旋线

圈 数 越 多，管 道 的 结 焦 量 越 小。Sun 等［23］采 用 Ward

等［24］提 出 的 化 学 反 应 动 力 学 模 型，讨 论 了 螺 旋 曲 率

对 传 热 系 数、壁 温 变 化 及 表 面 结 焦 的 影 响。结 果 表

明，与直管相比，螺旋管的传热系数提高近 50%，壁面

平均温度降低 160 ℃。此外，螺旋管管壁内侧的结焦

量约为外侧的两倍。这与 Wen 等［25］

的研究结果相吻

合，他 们 发 现 螺 旋 管 外 侧 的 传 热 系 数 较 内 侧 提 高 近

30%，螺旋管外侧壁温低于内侧，外侧结焦量明显降

低。因此，当冷却通道存在弯曲结构时，弯曲处内侧

壁面的高结焦量对换热安全性和燃料流动阻塞的影

响不容小觑。

2.2 插入内构件

由 于 冷 却 通 道 特 殊 结 构 的 复 杂 性，异 型 管 的 制

作难度大，耗材成本高。为此，也可采用在通道中插

入内构件的方法，以改变燃料流动形态，达到抑制结

焦 的 目 的。插 入 内 构 件 后，燃 料 的 流 动 形 态 经 历 了

从 平 推 流 到 旋 转 流 的 转 变，这 一 变 化 提 高 了 燃 料 的

Fig. 2 Different cooling channels: (a) untreated, (b)

structure optimization, (c) substrate composition

regulation, (d) surface treatment

第 45 卷 第 11 期 面向吸热型碳氢燃料结焦抑制的冷却通道研究进展 2024 年

2402019-3

切向速度，加速了燃料对管壁的冲刷作用，加强了燃

料 在 通 道 内 的 传 质 传 热 性 能，促 使 管 内 温 度 场 分 布

更为均衡，从而有效降低壁面温度，降低壁面焦炭前

驱体浓度，抑制焦炭沉积。

扭 曲 片、肋 片、凹 陷 等 都 是 常 见 的 内 构 件 形 式。

Han 等［26］

发现在管道内插入扭曲片，可将管内高速流

动 的 流 体 从 原 来 的 平 推 流 转 变 为 旋 转 流，减 薄 边 界

层厚度，增大传热系数，延长冷却通道使用寿命。工

业试验证实，安装扭曲片管后，裂解安全运行周期可

由 原 来 的 55 天 延 长 至 105 天，且 管 道 壁 温 同 比 降 低

20 ℃以上［27］

。第二代扭曲片管在原有基础上精简自

身 中 心 结 构，还 能 进 一 步 降 低 扭 曲 片 管 的 局 部 高 温

应力，便于大体积焦炭通过，减小管道阻塞概率［28］

。

肋 片 结 构 常 用 于 提 高 燃 料 湍 流 强 度，增 强 流 动

换热，抑制结焦生成。肋片的结构不同，对燃料流动

传 热 特 性 的 影 响 也 不 尽 相 同［29］。Sunden 等［30］发 现，

与光滑管相比，带肋管的壁温明显降低，传热系数可

增 加 23%~41%。Wang 等［31］也 发 现，与 光 滑 管 相 比，

带肋管能提高初始结焦温度约 40 ℃，但不可避免地

也会造成压力损失的增加。Xu 等［32-33］

观察到带肋管

出口处的结焦量比光滑管减少近 40%，这是因为肋片

结构在提高传热效率、降低壁面温度的同时，还能减

缓 近 壁 区 域 燃 料 裂 解 速 率，降 低 结 焦 前 驱 体 含 量。

Liu 等［34］通 过 CFD 模 拟 进 一 步 探 究 了 肋 片 的 数 量 和

高 度 对 冷 却 通 道 内 流 体 流 动 传 热 和 焦 炭 沉 积 的 影

响。如 图 3 所 示，当 底 部 肋 片 数 量 从 0 增 加 到 18，顶

部壁面传热系数提高 51%，对应的结焦量降低 35%；

当底部肋片高度从 0 增加到 0.4 mm，顶部壁面传热系

数提高 69%，对应的壁温和结焦量分别降低 300 ℃和

59%。肋片数量和高度的增加，虽能抑制通道壁面焦

炭沉积，但也伴随着压降变大的问题，容易造成流动

阻塞事故。

凹陷通道通过产生较强的涡流，破坏边界层，显

著 提 升 近 壁 面 湍 流 强 度。相 较 于 肋 片，凹 陷 在 拥 有

等 水 平 传 热 强 化 能 力 的 同 时 ，带 来 的 压 降 增 长 较

低［35］

。Feng 等［36］

通过数值计算发现凹陷通道的平均

传 热 速 率 是 光 滑 通 道 的 1.64 倍，压 降 仅 为 光 滑 通 道

的 1.33 倍，改 善 了 传 热 恶 化 现 象，降 低 了 燃 料 结 焦

速率。

内 构 件 的 插 入 虽 能 改 善 燃 料 的 流 动 状 态，提 高

传热效率，抑制结焦形成，但也带来了压降变大的问

题。因此，如何实现内构件的结构优化和最优布置，

以 平 衡 传 热 性 能 和 流 动 阻 力 二 者 间 的 关 系，也 是 值

得研究的课题。

3 冷却通道基底材料组成调控

结焦的形成与冷却通道的基底材料组成密切相

关［37-38］

。冷却通道多为不锈钢（Stainless Steel，SS）和

镍铬铁合金（Incoloy）材质，主要由第Ⅵ B，Ⅶ B，Ⅷ等

族过渡金属元素组成。焦炭前驱体易在这些金属表

面发生化学吸附，形成 σ—π 键，使得原先形成 C—C

键的电子云密度降低，键强减弱，最终使前驱体分子

活 化，进 而 生 成 焦 炭。调 控 基 底 材 料 的 化 学 元 素 组

成，可以减弱通道的表面催化活性，有助于减少燃料

高温裂解产生的结焦，提高换热安全性。

在 原 有 基 底 材 料 中 掺 杂 微 量 惰 性 成 分，可 以 有

效 抑 制 结 焦。Eser 等［38］发 现 掺 杂 Al，Ti，Nb，Ta，Mn，

Si 等元素，不仅能增强基底合金的硬度和强度，还能

够 在 基 底 表 面 形 成 钝 化 层，阻 止 焦 炭 前 驱 体 接 触 催

化 活 性 位 点 ，达 到 抑 制 结 焦 的 目 的［38-41］。 Verdier

Fig. 3 Distribution of cokes in the cooling channel with (a) different number and (b) different height of ribs [34]

第 45 卷 第 11 期 推　进　技　术 2024 年

2402019-4

等［42］研 发 的 新 型 合 金，在 常 用 的 镍 铬 合 金 基 础 上 掺

杂 了 Al，Ti 等 元 素，与 未 处 理 合 金 相 比，新 型 合 金 的

运行寿命增加了 20%，表现出优异的抗结焦效果。这

是 因 为 掺 杂 的 铝 元 素 具 有 钝 化 作 用，能 延 缓 裂 解 过

程中催化焦的形成。Muñoz 等［43］的研究也支持这一

观 点，铝 合 金 比 配 方 中 不 含 铝 的 合 金 表 现 出 更 高 的

抗 结 焦 性 能。对 空 白、预 氧 化 和 焦 化 处 理 后 的 铝 合

金 进 行 扫 描 电 子 显 微 镜 观 察、能 谱 分 析 和 热 力 学 计

算，结 果 表 明，预 氧 化 过 程 中，铝 元 素 迁 移 到 表 面 形

成氧化铝，覆盖表面金属催化活性位点，能极大减少

结焦的形成。此外，基底材料的微观结构越完整，表

面组成越均匀，对应的晶间腐蚀越少，催化生焦活性

越低。

使 用 惰 性 材 料 替 换 具 有 催 化 活 性 的 金 属 材 料，

也可以实现抑焦目的。Altin 等［37］

发现不同管材中航

空燃料 JP-8 裂解生成的焦炭量由大到小的顺序为：

镍、SS316、SS304、硅 钢、玻 璃 钢。Ervin 等［44］也 发 现，

JP-8 燃 料 在 硅 钢 管 中 结 焦 量 比 SS316 管 中 减 少 近

90%。此 外，与 SS316 管 相 比，硅 钢 管 对 压 力 的 敏 感

性 较 低，压 力 波 动 范 围 小。Browne 等［45］发 现 耐 火 钢

和碳化硅也可以减缓结焦。硅钢、玻璃钢、碳化硅等

材 料 虽 能 有 效 减 少 金 属 催 化 结 焦 的 形 成，但 在 高 温

高 压 的 航 空 航 天 环 境 中，脆 弱 的 机 械 强 度 成 为 了 不

容忽视的制约因素。

因 此，在 减 少 Ni，Fe，Co 等 生 焦 元 素 组 分，增 加

Al，Ti，Mn 等 抑 焦 元 素 含 量 的 同 时，仍 需 要 开 发 具 有

良 好 机 械 性 能、优 异 抗 剥 落 能 力 和 抗 结 焦 能 力 的 新

型冷却通道基底材料。

4 冷却通道表面物理和化学改性

对 冷 却 通 道 表 面 进 行 物 理 或 化 学 改 性，可 以 显

著减弱焦炭前驱体在管道表面的吸附能力和减缓焦

炭 在 界 面 的 生 长 速 率，进 而 有 效 遏 制 结 焦。本 节 主

要 介 绍 机 械 抛 光 处 理、涂 层 处 理 和 预 氧 化 处 理 等 三

种 常 见 的 表 面 处 理 手 段，以 期 在 降 低 生 产 成 本 的 同

时提高热防护质量。

4.1 机械抛光处理

机 械 抛 光 是 指 通 过 磨 削、滚 压 等 物 理 作 用 对 冷

却通道表面进行光洁化处理，降低通道表面粗糙度，

从 而 减 少 焦 炭 前 驱 体 沉 积 吸 附 位 点，抑 制 焦 炭 的 生

长。一般而言，冷却通道表面粗糙度越大，燃料在其

中越容易结焦。

Crynes 等［46］发 现 ，经 机 械 抛 光 处 理 后 ，Incoloy

800 表面粗糙度由 71 nm 降至 6 nm，在丙烷裂解中表

现 出 优 异 的 抗 结 焦 性 能，结 焦 量 仅 为 未 处 理 组 的 六

分 之 一。Albright 等［5-6］用 抛 光 的 不 锈 钢 进 行 乙 烯 裂

解，Gregg 等［47］用 电 解 抛 光 的 Ni 片 进 行 研 究，均 发 现

结焦量降低。这表明抛光处理通过减少通道表面活

性 位 点 数 量 或 减 小 活 性 位 点 表 面 积，抑 制 焦 炭 的 形

成与生长，改善冷却通道性能。文献［48］指出，在蒸

气 裂 解 生 产 乙 烯 中，初 始 表 面 粗 糙 度 对 初 始 结 焦速

率影响显著，通道表面越粗糙，燃料初始结焦速率越

高。Tang 等［49］通 过 机 械 抛 光 制 备 了 一 系 列 不 同 粗

糙度的冷却通道，环己烷常压裂解实验结果表明，降

低表面粗糙度可以有效减少焦炭的生成量（图 4），尤

其 是 在 770 ℃ 以 上 高 温 区 域 抑 焦 效 果 明 显 。 经 过

2000 目 砂 纸 抛 光 处 理 后，通 道 表 面 粗 糙 度 由 238 nm

降 至 6.14 nm，单 位 面 积 结 焦 量 从 3.383 µg/cm2 降 至

0.689 µg/cm2

，结焦抑制率达 80%。此外，表面粗糙度

还会影响焦炭的石墨化程度，表面粗糙度越低，焦炭

的 石 墨 化 程 度 越 低 ，更 容 易 被 氧 化 除 去 。 邓 松 辉

等［50］也得出相似结论，当 Ni 基合金表面粗糙度降低

85% 时，RP-3 的结焦量减少 79%。

机械抛光处理在不改变燃料裂解反应路径条件

下，通过降低冷却通道的表面粗糙度，减少暴露的催

Fig. 4 SEM images of the 310S coupons: (a) unpolished,

(b) 1 000 mesh polished, (c) 2 000 mesh polished without

coke, and (d) unpolished, (e) 1 000 mesh polished,

(f) 2 000 mesh polished with coke[49]

第 45 卷 第 11 期 面向吸热型碳氢燃料结焦抑制的冷却通道研究进展 2024 年

2402019-5

化 活 性 位 点，削 弱 焦 炭 前 驱 体 在 通 道 表 面 的 聚 集 沉

积，抑制焦炭的形成。但是，该方法受限于反应器形

状，当冷却通道形状复杂时，机械抛光的处理难度增

大，成本增加，阻碍工业化使用。

4.2 涂层处理

在通道内壁涂覆涂层，可以隔绝金属表面活性位

点，减弱焦炭前驱体在表面上的吸附，抑制金属催化

结焦。通常采用溶胶-凝胶法、热喷涂法、化学气相沉

积法及原子层沉积技术等方法来制备抗结焦涂层，表 1

概述了常见方法的流程及优缺点。根据主成分的不

同，可将涂层分为铝基、硅基、钛基及铈基等类型，这

些涂层在高温下具有良好的保护作用和稳定性。

（1）铝基涂层

Sayyedan 等［53］

通过溶胶-凝胶法在 304 不锈钢板

上 制 备 了 致 密 均 匀 且 无 裂 痕 的 无 定 形 AlPO4惰 性 涂

层。覆盖 AlPO4涂层之后，单位面积的结焦量从 0.49

mg/cm2

降 至 0.07 mg/cm2

，结 焦 抑 制 率 达 86%；渗 碳 区

厚度由 20 µm 降至 2 µm，仅为原来的十分之一。

Ram Mohan 等［63］

采用不同前驱体，通过金属-有

机化学气相沉积（MOCVD）法在 304 不锈钢基底上成

功沉积了 Al2O3涂层。通过航空煤油 Jet A 结焦实验，

发现相比仲丁醇铝，前驱体为乙酰丙酮铝时，形成的

Al2O3涂 层 表 现 出 更 好 的 抗 结 焦 性 能，结 焦 抑 制 率 由

53% 提升至 77%。这是因为乙酰丙酮铝形成的 Al2O3

涂层具有更小的比表面积，存在较少的 Brønsted 酸位

点和配位不饱和的 Lewis 酸位点，可有效降低涂层的

催 化 活 性，抑 制 结 焦 的 形 成。Yang 等［64］采 用 相 同 的

方法在 321 不锈钢管道内制备了一系列不同厚度的

Al2O3 涂 层。650 ℃和 5 MPa 条 件 下，RP-3 的 热 裂 解

结 焦 实 验 表 明，Al2O3涂 层 可 明 显 改 善 未 处 理 管 道 的

表面形貌，增加管道内表面的均匀性，当涂层厚度从

318 nm 增 加 到 1 280 nm 时，结 焦 抑 制 率 由 37% 提 高

到 69%。然而，由于应力作用，1 280 nm 厚度的涂层

表面出现明显的裂纹和分层。Haanappel等［65］

也观察

到类似现象，Al2O3涂层在厚度为 1 µm 时发生剥落。

Gong 等［66］以 三 甲 基 铝 为 金 属 铝 源，水 蒸 气 为 氧

源，通过原子层沉积（ALD）技术在 304 不锈钢管道中

沉积了 Al2O3薄膜（图 5），成功实现了对通道表面金属

活 性 位 点 的 钝 化。为 保 证 惰 性 涂 层 完 整 均 匀 的 覆

盖，必 须 进 行 至 少 1 500 次 ALD 循 环。MCRI-1 燃 料

800 ℃裂解实验结果表明，Al2O3涂层能够显著延长系

统的运行寿命，最高可达未涂层金属管的 5 倍，而且

经 过 结 焦 实 验 的 Al2O3 涂 层 仍 保 持 较 高 的 完 整 性 。

Wang 等［67］在 ZSM-5@Ru 催 化 剂 上 经 过 50 次 ALD 循

环覆盖 Al2O3后，催化剂的抗结焦能力由 46% 提升至

78%，且具有优越的可回收性。

（2）硅基涂层

Wang 等［68］

采用等离子体增强化学气相沉积法在

316 不 锈 钢 试 片 上 沉 积 了 硅 基 涂 层。乙 苯 常 压 裂 解

实验结果表明，当出口油温高于 800 ℃，涂层的结焦

抑 制 率 从 高 到 低 依 次 为：硅 基 涂 层、单 晶 硅 片、石 英

晶片。此外，与单晶硅片和石英片相比，硅基涂层表

面的焦炭石墨化程度更低，容易被氧化除去。

Ma 等［69］以 硅 酸 乙 酯 为 前 驱 体 ，采 用 CVD 法 在

HP40 试片表面制备得到了 SiO2涂层。与无涂层时相

比，其对碳氢燃料结焦的抑制率达 77%。然而，由于

SiO2与金属基底间存在较大的热膨胀系数差异，涂层

易 从 基 底 脱 落。考 虑 硫 在 金 属 表 面 的 强 吸 附 作 用，

可 利 用 硫 增 强 涂 层 与 金 属 基 体 间 的 结 合 力 ，Zhou

等［70-71］采 用 CVD 法 在 HP40 管 道 内 制 备 了 SiO2/S 涂

Table 1 Summary of common coating processes and their specific features

方法

溶胶-凝胶法

热喷涂法

化学气相沉积法

原子层沉积技术

定义

利 用 高 活 性 前 驱 体 在 液 体 介 质 中 水 解 缩 合 形 成 溶

胶，再通过热分解等方式使溶胶转化为具有三维网

状结构的凝胶

采用等离子弧、电弧等热源，将被喷涂材料的温度

提高到半熔融或完全熔融状态，借助雾化气流以特

定速度将熔滴喷射到通道表面，形成涂层

利用气体反应将挥发性前驱体送至冷却通道表面，

使之与基底表面发生化学反应，形成薄膜并逐渐扩

散生长

基于表面自限制、自饱和吸附反应，通过气态前驱

体和基底表面之间的连续和交替反应形成超薄膜

优点

工艺简单，制备成本低，涂层

均匀，附着力强

操作简便，加工效率高，涂层

耐腐蚀、耐磨损、附着力高

涂层连续致密，技术成熟，具

备大规模应用的潜力

可 实 现 100% 覆 盖 ，精 准 控

制尺寸，涂层致密均匀

缺点

加 工 速 度 慢 、制 备 时 间

长，部分前驱体毒性大，

易造成环境污染

粉 末 尺 寸 范 围 小 ，熔 融

不完全，需要热源，涂层

元素分布不均匀

反 应 需 要 高 温 环 境 ，对

基底材料的热稳定性要

求较高

对 真 空 度 要 求 较 高 ，沉

积速率低，循环速率慢，

研究起步较晚

文献

［51-53］

［54-56］

［57-58］

［59-62］

第 45 卷 第 11 期 推　进　技　术 2024 年

2402019-6

层，随 着 硫 含 量 增 加，涂 层 的 粒 径 逐 渐 减 小，表 面 更

为致密。石脑油 850 ℃裂解实验结果显示，涂覆管上

的 焦 炭 量 仅 为 未 涂 覆 管 组 的 22%，结 焦 抑 制 率 达

78%。CFD 模拟结果进一步表明，SiO2/S 涂层的沉积

速 率 与 进 口 流 量 和 前 驱 体 原 料 浓 度 有 关，当 进 口 流

量为 30~40 g/min，原料浓度为 1%~1.6% 时，含硅中间

体达 30% 以上，涂层厚度适中且分布均匀，可为工艺

参数优化提供良好的理论基础［72-73］

。

（3）钛基涂层

受 文 献［74］启 发 ，Lin 等［61］借 助 ALD 技 术 在

MgAl2O4基底上成功沉积的 CaTiO3薄膜，表现出良好

的 高 温 稳 定 性 和 抗 结 焦 性 能。特 别 地，在 传 统 的 共

沉淀法中，每种氧化物的析出条件不同，通常需要非

常 高 的 温 度 才 能 实 现 阳 离 子 混 合，进 而 产 生 热 力 学

稳定的钙钛矿薄膜。ALD 缓慢的生长速率确保了氧

化 物 在 沉 积 后 可 立 即 混 合，因 此 只 需 要 较 低 的 温 度

就能形成薄膜，降低了生产能耗。Zhang 等［75］

以异丙

醇钛为前驱体，采用 MOCVD 法在 310S 不锈钢试片表

面制备了 TiO2涂层，并详细考察了不同沉积条件对涂

层结构及抗结焦效果的影响。环己烷裂解实验结果

表 明，在 250 ℃，80 min 条 件 下 沉 积 的 TiO2涂 层 性 能

最佳，结焦抑制率达 64%。这是因为该条件下，沉积

速 率 较 低，沉 积 时 间 较 长，得 到 的 涂 层 更 致 密 光 滑，

与焦炭前驱体接触更少，抑制结焦效果更好。

Tang 等［76］

采用热化学气相沉积法制备的金红石

型 TiO2涂层，在正己烷热裂解结焦实验中表现出优异

的抑焦性能，平均结焦抑制率达 76%。他们还采用相

同方法制备得到了 TiN 涂层［77-78］

，发现 TiN 涂层的抑

焦效果优于 TiO2涂层，见表 2。这是因为 TiN 涂层除

了 能 形 成 惰 性 屏 障、阻 碍 燃 料 与 金 属 活 性 位 点 接 触

外，还 可 以 通 过 吸 收 部 分 结 焦 转 化 为 TiC，减 少 焦 炭

沉 积［79］。此 外，沉 积 温 度 对 涂 层 形 貌 和 微 观 结 构 有

较大影响，当沉积温度低于 850 ℃时，TiN 不能完全覆

盖 基 底 表 面，可 观 察 到 裂 纹 和 间 隙，表 面 出 现 焦 炭，

但相比未涂覆管道，仍具有良好的抗结焦性能［80］

。

然而，TiN 等金属氮化物涂层在高温环境中容易

被 氧 化，具 有 抗 氧 化 性 的 金 属 氧 化 物 涂 层 的 断 裂 韧

性又较差，容易出现裂纹。因此，单一涂层已不能满

足 涂 层 长 期 抗 结 焦 的 应 用 需 求，带 有 双 重 功 能 的 复

合涂层应运而生。Gong 等［81-82］

在 310S 不锈钢试片表

面成功制备了 SiO2/TiN 复合涂层。如图 6 所示，外层

无定形的 SiO2能有效阻隔 C，O 元素扩散，维持涂层完

整性，内层 TiN 具有与基底匹配的热膨胀系数，能防

止涂层开裂剥落。与单一涂层相比，SiO2/TiN 复合涂

层 表 现 出 更 优 异 的 抗 氧 化 性 能 和 抑 焦 能 力，抗 氧 化

温度由 600 ℃提高至 1 000 ℃，平均结焦抑制率由 44%

提升至 93%。

Fig. 5 Schematic diagram of the ALD growth of Al2O3 film[66]

Table 2 Effect of TiN and TiO2 coatings on coking

suppression in hydrocarbon fuels[77]

涂层

TiN

TiO2

燃料

正己烷

环己烷

苯

RP-3

正己烷

环己烷

苯

RP-3

温度/℃

730

770

810

750

730

770

810

750

结焦抑制率/%

99.9

86.2

72.4

94.7

83.4

85.8

57.8

68.6

第 45 卷 第 11 期 面向吸热型碳氢燃料结焦抑制的冷却通道研究进展 2024 年

2402019-7

（4）铈基涂层

Sun 等［56］

采用喷涂法在 310 不锈钢板表面制备了

四种不同配比的 Cr/CeO2涂层。扫描电子显微镜结果

显示，涂层与基底间呈锯齿状结合，并出现了典型的

层 状 堆 积，表 明 大 部 分 颗 粒 在 喷 涂 过 程 中 被 熔 化。

但随着 CeO2含量的增加，涂层中出现孔洞，说明仍存

在 部 分 未 熔 化 颗 粒，能 谱 结 果 也 显 示 元 素 分 布 不 均

匀，粉末仅为简单混合，这是火焰喷涂法的缺陷。石

脑油裂解实验结果表明，与未处理试样相比，当 Cr 与

CeO2粉 末 的 比 例 分 别 为 19：1，9：1，4：1 和 3：2 时，涂

层的结焦抑制率分别为 49%，59%，76% 和 89%，即随

着 CeO2 占 比 的 增 加 ，复 合 涂 层 的 抗 结 焦 能 力 逐 渐

增强。

Wang 等［83］发 现 在 SiO2 涂 层 中 掺 杂 CeO2 可 有 效

提高涂层的抗结焦性能。石脑油 800 ℃热裂解实验

结果表明，与单一涂层相比，CeO2/SiO2复合涂层的结

焦抑制率由 45% 提升至 67%。这是因为 CeO2不仅能

减 少 涂 层 中 的 裂 纹，使 涂 层 具 有 更 完 整 和 均 匀 的 表

面结构，抑制金属催化结焦，还能在裂解过程中通过

促进水蒸气与焦炭的反应，抑制非催化自由基结焦，

减少无定型焦炭，提高热防护能力。

Kwon 等［84］

利用溶胶-凝胶浸渍法在 Incoly 800H

高温合金板上制备了 CeO2/α-Al2O3复合涂层，该涂层

不 仅 表 现 出 良 好 的 抗 结 焦 性 能，还 能 使 焦 炭 的 氧 化

温度降低约 160 ℃，更容易被氧化除去。但如果没有

α-Al2O3 层，Fe，Ni 等 高 催 化 活 性 金 属 易 直 接 迁 移 至

CeO2 层，导 致 涂 层 失 活。因 此，需 要 制 备 α-Al2O3 层

作为缓冲层，以保证复合涂层的活性。

4.3 预氧化处理

预 氧 化 处 理，指 采 用 控 制 温 度 或 氧 分 压 实 现 冷

却通道表面选择性氧化的处理方法［85-86］

。在高温 和

氧 气 的 作 用 下，冷 却 通 道 材 料 表 面 金 属 元 素 会 选 择

性 地 发 生 迁 移 或 反 应，生 成 相 应 的 氧 化 膜，减 少催

化 生 焦 的 活 性 位 点，从 而 调 控 表 面 性 能，抑 制 结 焦

形成。

Altin 等［87］在 900 ℃纯 氧 焙 烧 条 件 下，对 Inconel

600，718 和 X750 等三种材料的镍基合金管进行了预

氧 化 处 理。JP-8 热 裂 解 实 验 结 果 表 明，预 氧 化 处 理

显著提高了合金管的抗结焦性能，其中 Inconel 600 抑

焦 效 果 最 优 ，单 位 面 积 结 焦 量 从 120 µg/cm2 降 至

35.6 µg/cm2

，结焦抑制率达 70%。王三星等［88］

发现随

着预氧化温度的升高，基底金属元素迁移加剧，Mn，

Cr 元素不断向表面迁移，Fe，Ni 则向内部迁移。当预

氧化温度为 900 ℃时，冷却通道表面会形成致密的氧

化膜，可有效减弱焦炭前驱体在表面的吸附，达到抑

焦效果。然而，当预氧化温度低于 700 ℃时，通道表

面形成的氧化膜疏松多孔，不具备保护性，大量空缺

位有利于焦炭前驱体的吸附，会加速焦炭的生长，导

致 氧 化 试 样 表 面 的 结 焦 量 大 于 空 白 试 样。杨 彩 华

等［89］的 研 究 结 果 也 证 明 了 这 一 点。因 此，采 用 纯 氧

对 表 面 进 行 预 处 理 时，需 要 确 保 生 成 的 氧 化 膜 足 够

致密，才能实现对结焦的抑制作用。

在 较 低 的 氧 分 压 下 对 冷 却 通 道 进 行选 择 性 氧

化，也 能 实 现 抑 焦 目 标。ANK400 技 术［90］通 过 高 温

低 氧 分 压 技 术 在 炉 管 表 面 形 成 一 层 惰 性 微 米 级

MnxCr3-xO4尖晶石，将炉管的结焦量减少一个数量级，

清焦周期延长近十倍。类似地，Wang 等［91］

运用低氧

分压技术在 316L 不锈钢管内制备了氧化膜。正己烷

裂 解 实 验 结 果 表 明，氧 化 管 中 沉 积 的 焦 炭 量 远 低 于

未氧化管组，平均结焦抑制率达 83%。除氧分压外，

预氧化的气体组成和反应时间也会影响氧化膜表面

成 分。空 气-水 蒸 气 气 氛 中 形 成 的 氧 化 膜 表 面 会 出

现裂纹，而氢气-水蒸气气氛中形成的氧化膜则为完

整 无 裂 纹 的 MnCr2O4尖 晶 石［92］。石 脑 油 裂 解 实 验 结

果显示，氢气-水蒸气气氛处理的管道内结焦量仅为

空 气-水 蒸 气 气 氛 处 理 的 8%，表 明 通 过 控 制 氧 化 气

氛，可以有效改善镍铬合金的抗结焦性能。

由 于 预 氧 化 处 理 不 需 要 复 杂 的 处 理 工 艺，仅 利

用冷却通道自身金属元素的迁移得到，因此，预氧化

处 理 也 被 称 为 原 位 涂 层 技 术。该 方 法 制 备 工 艺 简

单，成 本 低，不 受 通 道 形 状 的 限 制，且 与 基 底 结 合 力

强，抗 冲 击 性 能 好。但 是 制 备 得 到 的 原 位 涂 层 的 抗

结 焦 能 力 始 终 是 有 限 的，还 需 要 发 展 更 为 先 进 的 表

面改性技术，达到更高效率抑制结焦的目标。

表 3 总 结 了 本 文 所 涉 及 的 结 焦 抑 制 技 术 的 优

缺点。

Fig. 6 Schematic diagram revealing the excellent

performance of TiN/SiO2 coating[81]

第 45 卷 第 11 期 推　进　技　术 2024 年

2402019-8

5 结 论

冷 却 通 道 处 理 是 抑 制 碳 氢 燃 料 结 焦 的 有 效 技

术，同时具有良好的经济性。选用不同结构、材料组

成 和 表 面 处 理 的 冷 却 通 道，均 能 实 现 对 碳 氢 燃 料 结

焦 的 有 效 抑 制。为 了 达 到 性 能 优 化，必 须 充 分 考 虑

通 道 的 材 料 特 性 和 工 作 环 境，充 分 利 用 化 学、材 料、

化 工、机 械 等 多 学 科 知 识，选 择 最 合 适 的 处 理 方 法。

未来发展方向可以从以下几方面考虑：

（1）优化冷却通道结构和表面流线设计，提高内

构件比表面积，改善内构件布置方式，进一步改善燃

料 接 触 面 和 流 动 状 态，提 高 传 热 效 率 的 同 时 确 保 压

力波动不超过 10%。

（2）拓 宽 冷 却 通 道 材 料 体 系，在 适 当 减 少 Ni，Fe

等催化生焦元素占比，增加 Al，Mn 等抑焦元素含量的

基 础 上，进 一 步 开 发 耐 高 温、强 传 热、抗 结 焦 的 新 型

先进材料。

（3）综合考虑现有的设备条件、基底材料性能和

表面处理技术的优缺点，将机械抛光、涂层和预氧化

等 多 种 表 面 处 理 技 术 进 行 联 用，采 用 新 型 表 面 处 理

技 术 发 展 出 具 有 抗 结 焦、防 剥 落 等 多 种 功 能 的 冷 却

通 道，实 现 碳 氢 燃 料 的 低 结 焦 应 用，达 到 协 同 增 效

目的。

致 谢：感谢国家自然科学基金的资助。

参考文献

［ 1 ］ WANG J， JIN H C， GAO H， et al. Cooling capacity opti⁃

mization of hydrocarbon fuels for regenerative cooling［J］.

Applied Thermal Engineering，2022，200：117661.

［ 2 ］ ZUO J Y， ZHANG S L， QIN J， et al. Performance evalu⁃

ation of regenerative cooling/film cooling for hydrocarbon

fueled scramjet engine［J］. Acta Astronautica，2018，

148：57-68.

［ 3 ］ LU X， ZHANG S L， XIONG Y F， et al. Performance

and emission characteristics of ammonia fueled scramjet

engine［J］. Energy Conversion and Management，2024，

300：117913.

［ 4 ］ GASCOIN N， GILLARD P， BERNARD S， et al. Charac⁃

terisation of coking activity during supercritical hydrocar⁃

bon pyrolysis［J］. Fuel Processing Technology，2008，89

（12）：1416-1428.

［ 5 ］ ALBRIGHT L F， MAREK J C. Mechanistic model for

formation of coke in pyrolysis units producing ethylene

［J］. Industrial & Engineering Chemistry Research，

1988，27（5）：755-759.

［ 6 ］ ALBRIGHT L F， MAREK J C. Coke formation during

pyrolysis： roles of residence time， reactor geometry， and

time of operation［J］. Industrial & Engineering Chemis⁃

try Research，1988，27（5）：743-751.

［ 7 ］ MOHAN A R， ESER S. Analysis of carbonaceous solid

deposits from thermal oxidative stressing of Jet-A fuel on

iron- and nickel-based alloy surfaces［J］. Industrial &

Engineering Chemistry Research，2010，49（6）：2722-

2730.

［ 8 ］ WANG L L， CHEN Z J， MENG H. Numerical study of

conjugate heat transfer of cryogenic methane in rectangu⁃

lar engine cooling channels at supercritical pressures［J］.

Applied Thermal Engineering，2013，54（1）：237-246.

［ 9 ］ FENG Y， QIN J， BAO W， et al. Numerical analysis of

convective heat transfer characteristics of supercritical hy⁃

drocarbon fuel in cooling panel with local flow blockage

structure［J］. The Journal of Supercritical Fluids，2014，

88：8-16.

［10］ ZHANG S L， FENG Y， JIANG Y G， et al. Thermal be⁃

havior in the cracking reaction zone of scramjet cooling

channels at different channel aspect ratios［J］. Acta As⁃

tronautica，2016，127：41-56.

［11］ PU H， LI S F， DONG M， et al. Numerical method for

coupled thermal analysis of the regenerative cooling struc⁃

ture［J］. Journal of Thermophysics and Heat Transfer，

2017，32（2）：326-336.

［12］ LI F Q， LI Z Z， JING K， et al. Thermal cracking of en⁃

dothermic hydrocarbon fuel in regenerative cooling chan⁃

nels with different geometric structures［J］. Energy & Fu⁃

els，2018，32（6）：6524-6534.

［13］ LIANG J H， LIU Z Q， PAN Y. Coupled heat transfer of

supercritical n-decane in a curved cooling channel［J］.

Journal of Thermophysics and Heat Transfer，2016，30

（3）：635-641.

［14］ GONG K Y， CAO Y， FENG Y， et al. Flow and mass

Table 3 Comprehensive comparison of anti-coking technology

方　法

优化冷却通道结构

调控基底材料组成

应用表面处理技术

机械抛光处理

涂层处理

预氧化处理

优　点

改善燃料流动状态，提高传热效率

降低基底催化活性

工艺简单

隔绝表面金属催化活性位点

不受通道形状限制，与基底结合力强

缺　点

流阻增大，压降升高

材料机械性能较差，实际应用受限

通道形状复杂时，成本增加

涂层制备方法不完善

抗结焦能力有限

第 45 卷 第 11 期 面向吸热型碳氢燃料结焦抑制的冷却通道研究进展 2024 年

2402019-9

transfer of pyrolytic aviation kerosene in curved channel

［J］. Journal of Thermophysics and Heat Transfer，2020，

35（1）：53-62.

［15］ GUO J F， XU M T， CHENG L. Second law analysis of

curved rectangular channels［J］. International Journal of

Thermal Sciences，2011，50（5）：760-768.

［16］ PIZZARELLI M， NASUTI F， ONOFRI M. Analysis of

curved-cooling-channel flow and heat transfer in rocket

engines［J］. Journal of Propulsion and Power，2011，27

（5）：1045-1053.

［17］ WANG R T， ZHAO J J， BAO Z W. Thermal cracking

and coke deposition characteristics of aviation kerosene

RP-3 in an S-bend tube［J］. Fuel，2022，313：122673.

［18］ 赵晋杰，雷志良，鲍泽威，等 . S 型管内超临界航空煤

油 的 裂 解 与 结 焦 研 究［J］. 推 进 技 术，2021，42（3）：

692-700.

ZHAO J J， LEI Z L， BAO Z W， et al. Pyrolysis and cok⁃

ing deposition of aviation kerosene under supercritical

conditions in S-bend tubes［J］. Journal of Propulsion

Technology，2021，42（3）：692-700. （in Chinese）

［19］ WANG R T， YE T Q， BAO Z W， et al. Numerical analy⁃

sis of pyrolysis and coking of aviation kerosene in a rect⁃

angular U-bend tube under one-side heating［J］. Inter⁃

national Journal of Heat and Mass Transfer，2023，214：

124379.

［20］ BAO Z W， YE T Q， WANG R T， et al. Experiment and

modelling of supercritical pyrolysis and coking of RP-3

aviation kerosene in a U-bend tube［J］. Chemical Engi⁃

neering Journal，2023，454：140234.

［21］ FU Y C， WEN J， TAO Z， et al. Surface coking deposi⁃

tion influences on flow and heat transfer of supercritical

hydrocarbon fuel in helical tubes［J］. Experimental Ther⁃

mal and Fluid Science，2017，85：257-265.

［22］ FU Y C， XU G Q， WEN J， et al. Thermal oxidation cok⁃

ing of aviation kerosene RP-3 at supercritical pressure in

helical tubes［J］. Applied Thermal Engineering，2018，

128：1186-1195.

［23］ SUN X， XU K K， MENG H. Supercritical-pressure heat

transfer， pyrolytic reactions， and surface coking of ndecane in helical tubes［J］. Energy & Fuels，2018，32

（12）：12298-12307.

［24］ WARD T A， ERVIN J S， STRIEBICH R C， et al. Simu⁃

lations of flowing mildly-cracked normal alkanes incorpo⁃

rating proportional product distributions［J］. Journal of

Propulsion and Power，2004，20（3）：394-402.

［25］ WEN J， HUANG H R， FU Y C， et al. Heat transfer per⁃

formance of aviation kerosene RP-3 flowing in a vertical

helical tube at supercritical pressure［J］. Applied Ther⁃

mal Engineering，2017，121：853-862.

［26］ HAN M， DONG C J， GAO L， et al. Effect of twisted

slice on fluid dynamics performances of fluid media in

cracking furnace tube ［J］. Advanced Materials Re⁃

search，2012，1791（516/517）：758-762.

［27］ 王国清，张利军，许士兴，等 . 扭曲片管强化传热技术

在裂解炉中的应用［J］. 乙烯工业，2006，18（2）：19-22.

［28］ 张利军 . 扭曲片管强化传热技术的改进研究［J］. 石油

化工设备技术，2017，38（4）：21-24.

［29］ TACHIE M F， SHAH M K. Favorable pressure gradient

turbulent flow over straight and inclined ribs on both

channel walls［J］. Physics of Fluids，2008，20（9）：

095103.

［30］ SUNDEN B A， WU Z， HUANG D. Comparison of heat

transfer characteristics of aviation kerosene flowing in

smooth and enhanced mini tubes at supercritical pressures

［J］. International Journal of Numerical Methods for Heat

& Fluid Flow，2016，26（3/4）：1289-1308.

［31］ WANG H J， LUO Y S， GU H F， et al. Experimental in⁃

vestigation on heat transfer and pressure drop of kerosene

at supercritical pressure in square and circular tube with

artificial roughness［J］. Experimental Thermal and Fluid

Science，2012，42：16-24.

［32］ XU K K， SUN X， MENG H. Conjugate heat transfer， en⁃

dothermic fuel pyrolysis and surface coking of aviation

kerosene in ribbed tube at supercritical pressure［J］. In⁃

ternational Journal of Thermal Sciences，2018，132：

209-218.

［33］ XU K K， TANG L J， MENG H. Numerical study of su⁃

percritical-pressure fluid flows and heat transfer of meth⁃

ane in ribbed cooling tubes［J］. International Journal of

Heat and Mass Transfer，2015，84：346-358.

［34］ LIU S Y， CHENG Q L， HAN L Y， et al. The influence

of asymmetric truncated ribs on flow and heat transfer of

supercritical aviation kerosene in a rectangular curved

cooling channel［J］. International Journal of Thermal Sci⁃

ences，2024，196：108720.

［35］ RAO Y， FENG Y， LI B， et al. Experimental and numer⁃

ical study of heat transfer and flow friction in channels

with dimples of different shapes［J］. Journal of Heat

Transfer，2015，137（3）：031901.

［36］ FENG Y， CAO J， LI X， et al. Flow and heat transfer

characteristics of supercritical hydrocarbon fuel in mini

channels with dimples［J］. Journal of Heat Transfer，

2017，139（12）：122401.

［37］ ALTIN O， ESER S. Analysis of solid deposits from ther⁃

mal stressing of a JP-8 fuel on different tube surfaces in a

flow reactor［J］. Industrial & Engineering Chemistry Re⁃

search，2001，40（2）：596-603.

［38］ ESER S， VENKATARAMAN R， ALTIN O. Deposition

of carbonaceous solids on different substrates from ther⁃

mal stressing of JP-8 and Jet A fuels［J］. Industrial &

第 45 卷 第 11 期 推　进　技　术 2024 年

2402019-10

Engineering Chemistry Research，2006，45（26）：8946-

8955.

［39］ ALTIN O， ESER S. Characterization of carbon deposits

from Jet fuel on Inconel 600 and Inconel X surfaces［J］.

Industrial & Engineering Chemistry Research，2000，39

（3）：642-645.

［40］ ALTIN O， ESER S. Analysis of carboneceous deposits

from thermal stressing of a JP-8 fuel on superalloy foils in

a flow reactor［J］. Industrial & Engineering Chemistry

Research，2001，40（2）：589-595.

［41］ EDWARDS T I M. Cracking and deposition behavior of

supercritical hydrocarbon aviation fuels［J］. Combustion

Science and Technology，2006，178：307-334.

［42］ VERDIER G， CARPENTIER F. Consider new materials

for ethylene furnace applications［J］. Hydrocarbon Pro⁃

cessing，2011，90：61-62.

［43］ MUÑOZ GANDARILLAS A E， VAN GEEM K M， REY⁃

NIERS M F， et al. Influence of the reactor material com⁃

position on coke formation during ethane steam cracking

［J］. Industrial & Engineering Chemistry Research，

2014，53（15）：6358-6371.

［44］ ERVIN J S， WARD T A， WILLIAMS T F， et al. Surface

deposition within treated and untreated stainless steel

tubes resulting from thermal-oxidative and pyrolytic deg⁃

radation of jet fuel［J］. Energy & Fuels，2003，17（3）：

577-586.

［45］ BROWNE J， BROUTIN P， ROPITAL F. Coke deposi⁃

tion under steam cracking conditions-study of the influ⁃

ence of the feedstock conversion by micropilots experi⁃

ments［J］. Materials and Corrosion，1998，49（5）：360-

366.

［46］ CRYNES L L， CRYNES B L. Coke formation on pol⁃

ished and unpolished Incoloy 800 coupons during pyroly⁃

sis of light hydrocarbons［J］. Industrial & Engineering

Chemistry Research，1987，26（10）：2139-2144.

［47］ GREGG S J， LEACH H F. Reaction of nickel with car⁃

bon monoxide at elevated temperatures［J］. Journal of Ca⁃

talysis，1966，6（2）：308-313.

［48］ SARRIS S A， SYMOENS S H， OLAHOVA N， et al. Im⁃

pact of initial surface roughness and aging on coke forma⁃

tion during ethane steam cracking［J］. Industrial & Engi⁃

neering Chemistry Research，2017，56（44）：12495-

12507.

［49］ TANG S Y， LUO X Y， CAI C， et al. Relationship be⁃

tween coking behavior in hydrocarbon fuel pyrolysis and

surface roughness［J］. Energy & Fuels，2018，32（2）：

1223-1229.

［50］ 邓松辉，龚贤龙，王　博，等 . 表面粗糙度对 RP-3 裂

解 结 焦 的 影 响［J］. 化 学 研 究 与 应 用，2019，31（6）：

1136-1142.

［51］ WANG D H， BIERWAGEN G P. Sol-gel coatings on

metals for corrosion protection［J］. Progress in Organic

Coatings，2009，64（4）：327-338.

［52］ BRINKER C J， FRYE G C， HURD A J， et al. Funda⁃

mentals of sol-gel dip coating［J］. Thin Solid Films，

1991，201（1）：97-108.

［53］ SAYYEDAN F S， ENAYATI M H， NAHVI S M， et al.

Anti-coking and anti-carburizing behavior of amorphous

AlPO4 coating［J］. Ceramics International，2022，48

（14）：19818-19823.

［54］ QADIR D， SHARIF R， NASIR R， et al. A review on

coatings through thermal spraying［J］. Chemical Papers，

2024，78（1）：71-91.

［55］ VIGNESH S， SHANMUGAM K， BALASUBRAMANIAN

V， et al. Identifying the optimal HVOF spray parameters

to attain minimum porosity and maximum hardness in

iron based amorphous metallic coatings［J］. Defence

Technology，2017，13（2）：101-110.

［56］ SUN Y L， HUANG M， LI J P， et al. Anti-coking perfor⁃

mance of Cr/CeO2 coating prepared by high velocity oxy⁃

gen fuel spraying［J］. Fuel Processing Technology，

2022，225：107043.

［57］ SUN L Z， YUAN G W， GAO L B， et al. Chemical va⁃

pour deposition［J］. Nature Reviews Methods Primers，

2021，1（1）.

［58］ CHOY K L. Chemical vapour deposition of coatings［J］.

Progress in Materials Science，2003，48（2）：57-170.

［59］ HU L， QI W H， LI Y J. Coating strategies for atomic lay⁃

er deposition［J］. Nanotechnology Reviews， 2017， 6

（6）：527-547.

［60］ HWANG C J. ALD（atomic layer deposition） process

technology in the semiconductor industry［J］. Physics

and High Technology，2012，21（1/2）.

［61］ LIN C， JANG J B， ZHANG L H， et al. Improved coking

resistance of “intelligent” Ni catalysts prepared by atomic

layer deposition［J］. ACS Catalysis，2018，8（8）：7679-

7687.

［62］ YANG H M， CHEN Y， QIN Y. Application of atomic

layer deposition in fabricating high-efficiency electrocata⁃

lysts［J］. Chinese Journal of Catalysis，2020，41（2）：

227-241.

［63］ RAM MOHAN A， ESER S. Effectiveness of low-pres⁃

sure metal-organic chemical vapor deposition coatings on

metal surfaces for the mitigation of fouling from heated jet

fuel［J］. Industrial & Engineering Chemistry Research，

2011，50（12）：7290-7304.

［64］ YANG C H， LIU G Z， WANG X Q， et al. Preparation

and anticoking performance of MOCVD Alumina coatings

for thermal cracking of hydrocarbon fuels under supercrit⁃

第 45 卷 第 11 期 面向吸热型碳氢燃料结焦抑制的冷却通道研究进展 2024 年

2402019-11

ical conditions［J］. Industrial & Engineering Chemistry

Research，2012，51（3）：1256-1263.

［65］ HAANAPPEL V A C， VAN CORBACH H D， FRAN⁃

SEN T， et al. Cracking and delamination of metal organ⁃

ic vapour and deposited alumina and silica films［J］. Ma⁃

terials Science and Engineering： A，1993，167（1）：

179-185.

［66］ GONG T， HUI L F， ZHANG J W， et al. Atomic layer

deposition of alumina passivation layers in high-aspectratio tubular reactors for coke suppression during thermal

cracking of hydrocarbon fuels［J］. Industrial & Engineer⁃

ing Chemistry Research，2015，54（15）：3746-3753.

［67］ WANG H， LIU Y， WANG H， et al. An all-in-one zeo⁃

lite@Ru-Al2O3 nanoplatform toward highly efficient， an⁃

ti-coking， and recyclable hydrocarbon cracking catalysis

［J］. Materials Today Nano，2022，20：100244.

［68］ WANG W， TANG A J， TANG S Y， et al. Anti-coking

performance of ethyl benzene pyrolysis of Silicon-based

films prepared through plasma-enhanced chemical va⁃

pour deposition［J］. Silicon，2022，14（14）：8359-

8369.

［69］ MA L， LV W J， YANG Q， et al. Study of SiO2 coat prep⁃

aration and its anti-coking behaviour［J］. Materials Re⁃

search Innovations，2014，18（2）： S2.527-S2.531.

［70］ ZHOU J X， XU H， LIU J L， et al. Study of anti-coking

property of SiO2/S composite coatings deposited by atmo⁃

spheric pressure chemical vapor deposition［J］. Materials

Letters，2007，61（29）：5087-5090.

［71］ ZHOU J X， XU H， MA Q L， et al. Mechanical and ther⁃

mal properties of SiO2/S composite coating prepared by

APCVD［J］. Materials Science and Engineering： A，

2008，491（1）：147-153.

［72］ WANG Z Y， XU H， ZHOU J X， et al. Simulation of

SiO2/S coating deposition in a pilot plant set-up for cok⁃

ing inhibition［J］. Chemical Engineering Research and

Design，2013，91（1）：120-133.

［73］ ZHOU J X， WANG Z Y， LUAN X J， et al. Anti-coking

property of the SiO2/S coating during light naphtha steam

cracking in a pilot plant setup［J］. Journal of Analytical

and Applied Pyrolysis，2011，90（1）：7-12.

［74］ ONN T M， MONAI M， DAI S， et al. Smart Pd catalyst

with improved thermal stability supported on high-sur⁃

face-area LaFeO3 prepared by atomic layer deposition

［J］. Journal of the American Chemical Society，2018，

140（14）：4841-4848.

［75］ ZHANG Y， ZHANG S H， ZHANG T H， et al. Charac⁃

terization of MOCVD TiO2 coating and its anti-coking ap⁃

plication in cyclohexane pyrolysis［J］. Surface and Coat⁃

ings Technology，2016，296：108-116.

［76］ TANG S Y， WANG J L， ZHU Q， et al. Preparation of ru⁃

tile TiO2 coating by thermal chemical vapor deposition for

anticoking applications［J］. ACS Applied Materials & In⁃

terfaces，2014，6（19）：17157-17165.

［77］ 胡 生 望，刘　 斌，唐 石 云，等 . 不 锈 钢 表 面 TiN，TiO2

涂 层 化 学 气 相 沉 积 制 备 及 抑 焦 性 能 研 究［J］. 稀 有 金

属材料与工程，2016，45（12）：3121-3127.

［78］ TANG S Y， SHI N， WANG J L， et al. Comparison of the

anti-coking performance of CVD TiN， TiO2 and TiC coat⁃

ings for hydrocarbon fuel pyrolysis［J］. Ceramics Interna⁃

tional，2017，43（4）：3818-3823.

［79］ TANG S Y， GAO S， HU S W， et al. Inhibition effect of

APCVD titanium nitride coating on coke growth during nhexane thermal cracking under supercritical conditions

［J］. Industrial & Engineering Chemistry Research，

2014，53（13）：5432-5442.

［80］ TANG S Y， GAO S， WANG S X， et al. Characterization

of CVD TiN coating at different deposition temperatures

and its application in hydrocarbon pyrolysis［J］. Surface

and Coatings Technology，2014，258：1060-1067.

［81］ GONG X L， WANG B， HE Y Q， et al. TiN-SiO2 double

layer composite coating with enhanced oxidation resis⁃

tance and reusability in anti-coking applications［J］. Fu⁃

el，2022，324：124808.

［82］ GONG X L， GAO Y Y， WANG B， et al. The dominant

role of surface chemistry on coking resistance of passivat⁃

ing coating［J］. Applied Energy，2023，352：121929.

［83］ WANG Z Y， DING X D， GUO X Y， et al. Investigation

into the anticoking performances of sol-gel-derived SiO2

and SiO2-CeO2 coatings during thermal pyrolysis of light

naphtha［J］. Energy & Fuels，2021，35（3）：2562-

2578.

［84］ KWON H T， BUKHOVKO M P， MAHAMULKAR S， et

al. Sol-gel derived CeO2/α-Al2O3 bilayer thin film as an

anti-coking barrier and its catalytic coke oxidation perfor⁃

mance［J］. AIChE Journal，2018，64（11）：4019-4026.

［85］ TALIC B， MOLIN S， HENDRIKSEN P V， et al. Effect

of pre-oxidation on the oxidation resistance of Crofer 22

APU［J］. Corrosion Science，2018，138：189-199.

［86］ YAKABOYLU G A， YUMAK T， SABOLSKY K， et al.

Effect of high temperature preoxidation treatment on the

oxidation behavior of MoSi2- and WSi2-Al2O3 composites

［J］. Journal of Alloys and Compounds，2020，816：

152499.

［87］ ALTIN O， ESER S. Pre-oxidation of inconel alloys for

inhibition of carbon deposition from heated jet fuel［J］.

Oxidation of Metals，2006，65（1）：75-99.

［88］ 王 三 星，张　 勇，刘　 斌，等 . 316L 不 锈 钢 表 面 预 氧

化处理的抑焦效果研究［J］. 化学研究与应用，2016，

28（7）：1013-1019.

［89］ 杨 彩 华，汪 旭 清，刘 国 柱，等 . 冷 却 通 道 预 氧 化 处 理

第 45 卷 第 11 期 推　进　技　术 2024 年

2402019-12

抑 制 碳 氢 燃 料 热 裂 解 结 焦 的 研 究［J］. 推 进 技 术 ，

2014，35（2）：262-268.

YANG C H， WANG X Q， LIU G Z， et al. Inhibiting py⁃

rolytic deposition of hydrocarbon fuels on the cooling

channels through pre-oxidized treatment［J］. Journal of

Propulsion Technology，2014，35（2）：262-268. （in

Chinese）

［90］ GYORFFY M， BENUM L， SAKAMOTO N. Increased

run length and furnace performance with Kubota and

NOVA chemicals’ ANK 400 anticoking technology［C］.

San Francisco：2006 AIChE Spring Annual Meeting，

2006.

［91］ WANG B， WANG S X， LIU B， et al. Oxide film pre⁃

pared by selective oxidation of stainless steel and anticoking behavior during n-hexane thermal cracking［J］.

Surface and Coatings Technology，2019，378：124952.

［92］ WANG S X， CUI L S， WANG G Q， et al. Properties of

oxide films grown on 25Cr20Ni alloy in air-H2O and H2-

H2O atmospheres［J］. Petroleum Science，2014，11（1）：

147-154.

（编辑：梅　瑛）

Research progress of cooling channels applied to coking

inhibition of endothermic hydrocarbon fuels

FANG Wenjun，YE Yuying，DAI Yitong，MI Ji，ZHANG Yiran，SHAO Chongkun，GUO Yongsheng

（Department of Chemistry，Zhejiang University，Hangzhou 310058，China）

Abstract：Endothermic hydrocarbon fuels show great potential in solving the challenges of thermal manage⁃

ment in aircraft. However， coke is inevitably produced during pyrolysis at high temperature， which needs to be

reduced by changing the fuel composition， using additives or treating cooling channels and other coking inhibi⁃

tion techniques. In this paper， the effects of cooling channels with different structure， substrate composition and

surface treatment on inhibiting the coking of hydrocarbon fuels are summarized. They are mainly reflected in the

following aspects. Optimizing the structure of the cooling channel and improving the fuel flow state can improve

the heat transfer efficiency and reduce the coking. Regulating the composition of the substrate and reducing the

catalytic activity are beneficial to the inhibition of coking. By mechanical polishing， coating and pre-oxidation of

metal surface， the catalytic active sites on the surface are covered， and the contact probability between the coke

precursor and the catalytic sites is reduced to achieve the purpose of inhibiting catalytic coking. At the same

time， some suggestions on optimizing the structure design， developing new materials and combining various sur⁃

face modification techniques are given， which are expected to provide some reference for the engineering applica⁃

tion of endothermic hydrocarbon fuels.

Key words：Hydrocarbon fuel；Coking inhibition；Cooling channel；Surface treatment；Review

Received：2024-02-23；Revised：2024-05-22.

DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 2402019

Foundation item：National Natural Science Foundation of China （22127802）.

Corresponding author：FANG Wenjun， E-mail： fwjun@zju.edu.cn

2024 年 11 月

第 45 卷 第 11 期

Nov. 2024

Vol.45 No.11

推　进　技　术

JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY

2310069-1

叶轮机械大规模CFD并行计算方法应用验证 *

赵 磊，俞一波，高丽敏，李瑞宇，王可鑫

（西北工业大学 动力与能源学院，陕西 西安 710072）

摘 要：针对叶轮机械全环模型在大规模数值模拟中的计算需求，结合叶片通道模型的周期性特

征，提出了一种创新的分层几何区域分解方法。这种方法通过有效地分解计算任务，实现了在不同计算

核心间的负载均衡，优化了并行计算效率。在具备 300PFlops （每秒 3×1017次浮点计算） 和 200PFlops

（每秒2×1017次浮点计算） 计算能力的高性能计算平台上，本方法能够在1～6 h内完成1.8亿网格规模的

多级压气机全环求解。通过对多个典型叶轮机械的算例分析，全面验证了所提出并行方法的性能和计算

精度。结果表明，各模型的计算结果与实验数据高度一致，计算误差不超过6%，确保了计算准确。在

万核规模的计算任务中，所采用的并行计算方法能够实现线性加速，并行效率在90%以上，证明了其在

大规模计算中的高效性。此外，本方法在国产高性能计算平台上同样表现出良好的可移植性和适应性，

充分展示了其在不同硬件架构上的广泛适用性及有效性。

关键词：叶轮机械；多级压气机；高性能计算；计算流体力学；全环计算

中图分类号：V231.1 文献标识码：A 文章编号：1001-4055（2024）11-2310069-11

DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 2310069

1 引 言

叶轮机械内部的复杂流动物理现象对当前计算

流 体 力 学（Computational Fluid Dynamics，CFD）方 法

提 出 了 众 多 挑 战，这 些 挑 战 主 要 涉 及 在 非 设 计 工 况

下压气机的失速裕度、喘振预测以及进气畸变、动态

边界下的性能分析等。为解决这些问题，全环模拟、

非定常模拟以及畸变进气模拟等数值方法逐渐被应

用 到 当 前 研 究 和 生 产 中。然 而，这 些 模 拟 方 法 对 计

算资源的需求呈指数级增长。随着高性能计算平台

的硬件性能不断提升，现代高性能计算（High perfor⁃

mance computing，HPC）系 统 已 经 达 到 了 千 万 核 心 的

计 算 规 模，使 得 进 行 全 面 和 复 杂 的 非 定 常 模 拟 成 为

可能。尽管如此，目前主流 CFD 应用在网格数量（一

般在百万到千万级别）和并行计算规模（通常在百核

级别）上仍然有限，与计算硬件能力的发展步伐严重

不匹配。这限制了大规模 CFD 模型在实际工程应用

中 的 实 用 性。因 此，探 索 和 开 发 适 合 大 规 模 并 行 处

理 的 高 效 数 值 计 算 方 法，对 于 实 现 叶 轮 机 械 更 全 面

的 CFD 模拟以及复杂流动机理探索等至关重要。

自 20 世纪 90 年代起，国际研究界便开始着手于

大规模并行 CFD 软件的开发。在过去 30 年的技术进

展 中，国 外 研 究 者 们 不 断 通 过 大 量 的 算 例 对 其 并 行

数值模拟软件进行了深入测试和精确校正。这些软

件 的 发 展 和 完 善 显 著 提 高 了 其 计 算 效 率 和 准 确 性，

特别是在复杂的工程应用如压气机内部流动的研究

中，这 些 并 行 CFD 软 件 展 现 出 了 它 们 的 强 大 能 力。

通 过 对 实 验 数 据 的 对 比 验 证 和 多 种 工 况 的 模 拟 分

析，这 些 软 件 已 成 为 了 工 业 和 科 研 领 域 分 析 复 杂 流

体现象的重要工具。法国宇航院（ONERA）完成了大

规模内流数值模拟软件 elsA 的开发［1-3］

，在 2022 年对

Cme2 压气机和赛峰集团空气动力、能源和推进部门

的 轴 流 冷 却 风 扇 实 验 台 进 行 了 全 环 非 定 常 计 算，计

算网格规模达到了 8.57 亿［4-6］

。英国罗罗公司、牛津

大学与剑桥大学合作开发了大规模内流数值模拟软

件 HYDRA［7］，在 2019 年 应 用 于 时 空 梯 度（SpaceTime Gradient，STG）法等算法的研究，计算网格规模

达到了 2 700 万［8-9］

。英国帝国理工大学开发了大规

* 收稿日期：2023-10-24；修订日期：2024-01-30。

基金项目：国家自然科学基金（51706183；52106053）。

通讯作者：赵 磊，博士，副教授，研究领域为高性能计算。E-mail：leizhao@nwpu.edu.cn

引用格式：赵　磊，俞一波，高丽敏，等 . 叶轮机械大规模 CFD 并行计算方法应用验证［J］. 推进技术，2024，45（11）：

2310069. （ZHAO L， YU Y B， GAO L M， et al. Application verification of parallel computing method for large-scale

CFD numerical simulation of turbomachinery［J］. Journal of Propulsion Technology，2024，45（11）：2310069.）

第 45 卷 第 11 期 推　进　技　术 2024 年

2310069-2

模 内 流 数 值 模 拟 软 件 AU3D，在 2020 年 应 用 于 Stage

67 的全环非定常计算中，计算规模达到了 4 600 万 网

格［10-13］。 美 国 国 防 部 与 密 西 西 比 大 学 开 发 了 大 规

模 内 流 数 值 模 拟 软 件 TURBO［14-15］，在 2010 年 成 功

应 用 于 一 台 三 级 风 机，计 算 规 模 达 到 2.17 亿 网 格。

剑 桥 大 学 开 发 了 大 规 模 内 流 数 值 模 拟 软 件 Tur⁃

bostream［16］

，在 2015 年应用于 E3

压气机第一级转子旋

转 失 速 问 题 的 数 值 模 拟 中，计 算 规 模 达 到 760 万 网

格［17］

。国内针对内流问题开发的大规模数值模拟方

法 的 研 究 起 步 较 晚，主 要 有 北 航 的 MAP［18］与 中 国 空

气动力研究与发展中心的 MFlow［19］

等，MFlow 计算网

格规模达到 2 亿。根据目前发表的相关文献，尽管国

内在计算流体力学（CFD）软件的研发方面取得了一

定的进步，但与国际上同类软件相比，高水平的国产

CFD 软件仍然相对较少。同时，国产高性能计算平台

的发展为国内 CFD 软件提供了新的发展方向。特别

是，将 CFD 计 算 软 件 优 化 以 适 应 国 产 芯 片 和 计 算 平

台，不仅能够推动国产软件的技术创新，也有助于增

强国产高性能计算平台的实际应用能力和市场竞争

力。这 种 双 向 促 进 的 关 系，对 于 国 内 高 性 能 计 算 技

术 的 整 体 发 展 和 国 产 软 件 生 态 系 统 的 成 熟 至 关

重要。

本文以已发展的大规模三维非结构网格数值模

拟计算程序 X-Blue 为基础，通过分析多个典型二维

叶 栅 和 压 气 机 算 例，深 入 探 讨 该 计 算 方 法 的 精 度 和

适 用 性。同 时，通 过 对 多 个 压 气 机 算 例 的 并 行 计 算

性能分析，详细研究并行计算效率与计算规模、核心

数 之 间 的 关 系。基 于 这 些 分 析，提 出 一 套 针 对 该 并

行 方 法 的 高 效 核 心 数 分 配 策 略，可 优 化 不 同 计 算 模

型下的并行计算性能。

2 计算方法及研究环境

X-Blue 是本文研究团队开发的叶轮机械大规模

数 值 模 拟 计 算 程 序。X-Blue 包 含 前 处 理、求 解 器 及

后处理等模块，具有网格分区、求解等功能。本文主

要针对 X-Blue 前处理模块的网格分区及求解器的求

解功能进行研究。前处理模块采用分层几何区域分

解法对计算域网格进行分解。

2.1 并行计算方法

X-Blue 采用分层几何区域分解方法来处理计算

域 中 的 网 格。这 种 区 域 分 解 方 法 在 两 个 层 面 上 进

行：进程级分解和线程级分解。在进程级分解中，计

算 资 源 被 分 配 给 不 同 的 进 程，每 个 进 程 代 表 资 源 分

配 的 基 本 单 元。在 这 一 层 级 上，分 解 的 重 点 是 确 保

各 进 程 获 得 平 衡 的 资 源 分 配，以 便 高 效 运 行。进 一

步，每个进程内部的线程共享该进程分配到的资源，

执行具体的计算任务。这种线程级分解允许更细粒

度的任务管理和优化计算效率。对于结构复杂的叶

轮机械，如多叶排多通道设计，X-Blue 通过三个层次

的子区域分解实现了对全环多叶排的高效处理。这

种 分 解 策 略 既 保 证 了 计 算 的 精 度，也 优 化 了 资 源 的

利 用 率 和 计 算 性 能。通 过 这 种 多 层 次、精 细 化 的 区

域 分 解 方 法，X-Blue 能 够 高 效 地 处 理 叶 轮 机 械 内 部

的 复 杂 流 动 问 题，确 保 计 算 任 务 在 高 性 能 计 算 平 台

上的顺利执行。

图 1 给 出 了 一 个 多 级 压 气 机 的 分 层 几 何 区 域 分

解 过 程 示 意 图。第 一 层 为 进 程 级 分 解（见 图 1（a）），

Fig. 1 Compressor domain decomposition diagram

第 45 卷 第 11 期 叶轮机械大规模 CFD 并行计算方法应用验证 2024 年

2310069-3

按叶排数将整机全环计算域分为 m 个叶片排全环计

算 域，每 个 叶 片 排 计 算 域 分 配 一 个 进 程。由 于 单 个

叶 排 的 全 环 计 算 域 中 各 个 叶 道 采 用 相 同 的 网 格 结

构，可以先对单个叶道实现分解后，再周期性地复制

到 整 个 全 环 叶 排，因 此 第 二 层 分 解 采 用 将 单 个 叶 排

的 全 环 计 算 域 分 解 为 nm 单 个 叶 排 的 单 通 道 计 算 域

（见图 1（b））。第三层分解为使用 METIS 软件将单通

道计算域分解为 inm个计算域（图 1（c）），并给每个分

解完成的计算域分配一个或多个计算线程。使用分

层 几 何 区 域 分 解 法，可 以 尽 可 能 保 证 每 个 计 算 芯 片

分配的计算量相近，从而保证并行效率。

2.2 数值求解方法

求解器求解的流动控方程为 N-S 方程，湍流模型

为 Spalart-Allmaras（S-A）一方程模型，时间项采用后

向 二 阶 差 分，对 流 项 采 用 二 阶 TVD 的 离 散 格 式 来 保

证 计算 稳 定 性 与 精 度，扩 散 项 采 用 二 阶 中 心 差 分 格

式，流场求解基于早期针对可压缩的压力基求解器［20］

发 展 了 一 种 迭 代 式 耦 合 求 解 算 法，动 静 转 子 交 界 面

采用冻结转子模型。

2.3 研究环境

计算工作主要在“雁塔未来人工智能计算中心”

和“武 汉 人 工 智 能 计 算 中 心”（以 下 简 称 西 安 智 算 和

武汉超算）上完成，两者于 2023 年 7 月成功入选国家

新 一 代 人 工 智 能 公 共 算 力 开 放 创 新 平 台 名 单，两 个

平台均为华为研制。西安智算是中国西部首个大规

模 人 工 智 能 算 力 集 群 ，该 中 心 一 个 计 算 节 点 包 含

48 个 CPU 处 理 器 ，CPU 处 理 器 为 X86 架 构 的 Intel

（R） Xeon（R） Gold 6230R CPU @ 2.10 GHz，整个计算

中 心 具 备 300PFlops（每 秒 3×1017 次 浮 点 计 算）能 力，

可满足大规模并行计算的需求。武汉超算的一个计

算节点包含 128 个 CPU 处理器。CPU 处理器为国产

aarch64 架 构 的 鲲 鹏 920（Kunpeng-920）@2.4 GHz，整

个计算中心具备 200PFlops（每秒 2×1017次浮点计算）

能力。

3 X-Blue计算精度考核

3.1 算例介绍

本 文 在 西 安 智 算 分 别 使 用 了 DLR 叶 栅 模 型、西

北 工 业 大 学 的 A1 叶 栅 模 型 、Rotor 37 单 转 子 模 型 、

Stage 67 单级压气机模型、120859A 两级压气机模型、

西北工业大学对转压气机模型对 X-Blue 计算精度进

行了考核。

对上述模型的计算分别检验了 X-Blue 在二维跨

声速叶栅、单转子单通道、单级压气机、2 级轴流压气

机和 2 级对转压气机模型上的计算精度。以下是各

个验证模型的相关参数及边界条件设置情况。

（1）本文根据 DLR 叶栅实验（实验 AVDR=1.1）进

行建模［21］

，实验过程中，计算模型近壁面第一层网格

厚度为 0.01 mm，保证 y+

<5，网格总数为 25 330。计算

时入口边界条件给定总压 101 325 Pa，总温 300 K，出

口 给 定 平 均 静 压 89 247 Pa，保 证 入 口 Ma=0.62，入 口

气 流 角 为 47°，湍 流 模 型 选 择 S-A 模 型 ，网 格 模 型

见图 2。

（2）结合 A1 实验进行建模（实验 AVDR=1.1）［21］

，

该计算模型近壁面第一层网格厚度为 0.01 mm，保证

y+

<5，网格总数为 47 098。计算时入口边界条件给定

总压 110 kPa，总温 299 K，出口给定平均静压 101 300

Pa，保证 Ma=0.5，入口气流角为 45.8°，湍流模型选择

S-A 模型，网格模型见图 3。

（3）结 合 Rotor 37 实 验 进 行 建 模［22］，该 计 算 模 型

近壁面第一层网格厚度为 3 µm，保证 y+

<5，单通道模

型 网 格 总 数 为 596 777。 计 算 时 给 定 入 口 总 压 为

101 325 Pa，入 口 总 温 为 288.15 K，给 定 轴 向 进 气，通

过调节出口平均静压来调节流量，网格模型见图 4。

（4）结 合 Stage 67 压 气 机 实 验 进 行 建 模［23］，该 计

算模型近壁面第一层网格厚度为 3 µm，保证 y+

<5，单

通道模型网格总数为 177 万，通过将单通道网格按叶

片 数 旋 转 复 制 一 周 获 得 全 环 模 型，全 环 模 型 网 格 总

数 为 4 734 万。计 算 时 给 定 入 口 总 压 为 101 325 Pa，

入口总温为 288.15 K，给定轴向进气，通过调节出口

Fig. 3 A1 cascade computational domain mesh structure

Fig. 2 DLR cascade computational domain mesh structure

第 45 卷 第 11 期 推　进　技　术 2024 年

2310069-4

平 均 静 压 来 调 节 流 量，全 环 模 型 的 单 通 道 网 格 结 构

见图 5。

（5）结合两级大尺度轴流压气机 120859A 的实验

进 行 建 模［24］，该 计 算 模 型 近 壁 面 第 一 层 网 格 厚 度 为

3 µm，保 证 y+

<5，全 环 模 型 总 网 格 数 为 1.8 亿。计 算

时给定入口总压为 101 325 Pa，入口总温为 288.15 K，

给定轴向进气，通过调节出口平均静压来调节流量，

全环模型的单通道网格结构见图 6。

（6）结合对转压气机实验进行建模［25］

，近壁面第

一层网格厚度为 3 µm，保证 y+

<5，单通道模型网格总

数为 145 万，通过将单通道网格按叶片数旋转复制一

周获得全环模型，全环模型网格总数为 3 061 万。计

算时给定入口总压为 101 325 Pa，入口总温为 288.15

K，给 定 轴 向 进 气，通 过 调 节 出 口 平 均 静 压 来 调 节 流

量，全环模型的单通道网格结构如图 7 所示。

3.2 二维叶栅

X-Blue 对 DLR 叶栅计算结果见图 8，其中横坐标

的 c 为叶片弦长，x 为各点距离前缘的轴向距离。残

差下降情况见图 9，CFD 计算结果与实验结果叶片表

面 等 熵 马 赫 数 分 布 一 致，最 大 误 差 为 2.5%。迭 代 至

8 000 步 时，不 同 核 数 下 X-Blue 残 差 基 本 一 致，都 在

10-6

左右，说明不同并行核数对 X-Blue 计算收敛速度

影响极小。

X-Blue 对西工大 A1 叶栅计算结果见图 10，其他

研究人员计算所得叶片表面等熵马赫数与实验结果

Fig. 8 DLR cascade blade surface Maiso distribution

(Ma=0.62, i=0˚)

Fig. 9 Convergence of DLR cascades with different parallel

kernels

Fig. 4 Rotor 37 single-channel computational domain mesh

structure

Fig. 6 120859A single-channel computational domain mesh

structure

Fig. 5 Stage 67 single-channel computational domain mesh

structure

Fig. 7 Counter rotating single-channel computational

domain mesh structure

第 45 卷 第 11 期 叶轮机械大规模 CFD 并行计算方法应用验证 2024 年

2310069-5

变化趋势一致，但在数值上有一定差距， X-Blue 的最

大 误 差 为 1.67%。因 此，从 A1 叶 栅 的 CFD 数 值 模 拟

结 果 与 实 验 结 果 的 对 比 可 以 看 出，在 计 算 二 维 平 面

叶栅时，X-Blue 的计算结果较为可靠。

3.3 跨声速转子单通道

Rotor 37 单通道计算的残差收敛曲线见图 11，从

图 中 可 以 看 出，迭 代 经 过 约 6 000 步 时，残 差 已 下 降

至 10-7

，并 且 波 动 较 小，可 以 视 为 该 计 算 结 果 已 完 全

收敛。

X-Blue 的 Rotor 37 单 通 道 计 算 得 到 的 特 性 曲 线

见 图 12。X-Blue 为 单 通 道 计 算 结 果，Exp 为 实 验 结

果，Dunham’s result 为其他研究人员 CFD 计算结果。

计 算 所 得 的 总 压 比 特 性 曲 线 与 实 验 值 吻 合 较 好，最

大相对误差仅 1.5%，绝热效率低于实验值，并且计算

结 果 基 本 反 映 了 效 率 变 化 趋 势。Rotor 37 实 验 测 量

堵塞流量为 20.93±0.14 kg/s，通过 X-Blue 计算得到的

堵塞流量为 20.916 kg/s，与实验吻合得较好。X-Blue

的 计 算 结 果 与 文 献 结 果 相 比，在 效 率 的 预 测 上 偏 差

较 大，在 压 比 的 预 测 上 更 接 近 实 验 结 果。这 种 不 同

求 解 器 计 算 结 果 的 偏 差 可 能 主 要 来 源 于 网 格 划 分、

求 解 器 离 散 格 式 实 现、湍 流 模 型 和 计 算 中 舍 入 误 差

处理等。图 13为 Rotor 37在 98% 堵塞流量工况下 70%

叶 高 处 相 对 Ma 分 布 情 况，可 以 看 出，X-Blue 对 相 对

Ma 分布的计算与实验基本一致，在相对 Ma 数值上存

在 一 定 的 差 异，但 对 激 波 强 度 及 激 波 出 现 位 置 的 预

测与实验基本相同，表明 X-Blue 能较好地模拟跨声

速转子内部流场的流动。

3.4 跨声速压气机级

X-Blue 的 Stage 67 单 级 压 气 机 全 环 计 算 得 到 的

特 性 曲 线 见 图 14，X-Blue_full 为 全 环 计 算 结 果，XBlue_single 为单通道计算结果，Eshraghi’s result 为其

他研究者计算结果，Exp 为实验结果。在压气机效率

的 计 算 上，全 环 计 算 结 果 与 实 验 结 果 的 最 大 相 对 误

差为 5.8%；在压比的计算上，全环计算结果与实验结

果的最大误差为 1.6%，堵塞流量绝对误差为 0.2 kg/s。

由 于 压 比 与 效 率 计 算 误 差 较 小，堵 塞 边 界 与 实 验 结

果相近，特性曲线的趋势与实验基本一致，因此，XBlue 对单级压气机整机性能的预测结果是可靠的。

Fig. 11 Rotor 37 residual convergence curve

Fig. 10 A1 cascade blade surface Maiso distribution

(Ma=0.5, i=0°)

Fig. 12 Rotor 37 performance curve

第 45 卷 第 11 期 推　进　技　术 2024 年

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3.5 大尺度两级压气机

X-Blue 对 120859A 设计转速全环计算得到的特

性曲线见图 15，为保证结果可比性，将计算与实验流

量进行归一化处理，以对应点流量除以堵塞流量的无

量纲流量来表征计算及实验工况。在效率的计算上，

全环计算结果与实验结果最大误差为 2.1%；在压比的

计算上，全环计算结果与实验结果最大误差为 1.1%。

结果表明，X-Blue常规轴流压气机全环计算模块对多

级压气机的整机性能的预测与实验相近，结果可靠。

3.6 两级对转压气机

X-Blue 的对转压气机全环计算得到的特性曲线

见图 16［26］

，其中 X-Blue 为全环计算结果，Exp 为实验

结果，Chen’s result 为实验人员 CFD 计算结果。在效

率 的 计 算 上，全 环 计 算 结 果 与 实 验 结 果 的 最 大 误 差

为 1.3%；在压比的计算上，全环计算结果与实验结果

的 最 大 误 差 为 0.3%。由 图 17（a）和（b）可 以 看 出，在

对转压气机转子 2 与出口导叶之间，静压分布沿周 向

存 在 明 显 的 非 周 期 性 现 象 ，说 明 X-Blue 全 环 计 算

能 捕 捉 到 单 通 道 无 法 捕 捉 的 非 周 期 性 现 象。因 此，

X-Blue 的 多 级 压 气 机 计 算 模 块 计 算 结 果 可 靠，并 且

全环计算结果与实际叶轮机械运行更为接近。

4 X-Blue的并行计算性能研究

本文使用多个模型研究了 X-Blue 对不同模型的

计算性能。为了研究 X-Blue 在不同芯片架构的高性

能计算平台上的可移植性与适应性，本文分别在西安

智算与武汉超算上开展了 X-Blue的并行性能研究。

4.1 测试标准

测试时网格模型使用与准确性验证的网格模型

Fig. 14 Stage 67 performance curve

Fig. 13 Distribution of relative Mach number at 70% span

at 98% blockage flow rate

第 45 卷 第 11 期 叶轮机械大规模 CFD 并行计算方法应用验证 2024 年

2310069-7

一 致。在 对 压 气 机 模 型 进 行 测 试 时，统 计 不 同 并 行

核数下，残差下降两个数量级所花费的时间，将统计

所得的时间，用于计算 X-Blue 的加速比与并行效率。

并行效率与加速比计算公式见式（1），式（2），式

中 Sn为当并行核数为 n 时的加速比，T1为串行计算所

花 费 的 时 间，Tn 为 并 行 核 数 为 n 时 计 算 所 花 费 的 时

间，En为并行核数为 n 时的并行效率，n 为并行核数。

考虑到大规模的计算时，受到单核负载能力的限制，

仅 使 用 一 个 计 算 核 心 无 法 正 常 进 行 串 行 计 算，本 文

使 用 式（3）进 行 加 速 比 的 计 算，其 中 Tmin为 使 用 最 小

核数执行该计算所花费的时间。

Sn=T1/Tn （1）

En=Sn/n （2）

Sn’=Tmin/Tn （3）

4.2 不同模型计算性能研究

图 18 分别为 X-Blue 在西安智算上计算 Rotor 37，

120859A，西工大对转压气机的并行计算性能。在进

行 单 转 子 压 气 机 单 通 道 的 数 值 模 拟 时，计 算 核 心 在

20 核以下，单核分配的网格数在 3 万以上，并行效率

在 90% 以 上，加 速 比 随 核 心 数 的 增 加 基 本 保 持 线 性

增长，计算核心数超过 20 个，单核分配网格数在 3 万

以下，加速比随核数的线性加速不明显。因此，在西

安智算使用 X-Blue 在针对单转子单通道的计算时，

应 尽 可 能 保 证 每 个 计 算 核 心 分 配 网 格 数 在 3 万

左右。

由 于 计 算 的 网 格 规 模 较 大，在 西 安 智 算 上 使 用

X-Blue 对 多 级 压 气 机 进 行 全 环 计 算 时，加 速 比 随 着

计算核数的增加基本保持线性增长。对于网格数量

极大的常规两级轴流压气机的计算，在测试规模下，

并行效率随着并行核数的增加而增加。对于两级对

转压气机，当并行计算核数为 1 400，单核分配网格数

为 2.2 万时，并行效率最高。

在 进 行 大 规 模 计 算 网 格 模 型 的 CFD 模 拟 时，观

察 到 了 一 个 有 趣 的 现 象：并 行 效 率 超 过 了 理 论 最 大

值 1，即所谓的超线性加速。这种现象的出现主要归

因 于 缓 存 效 应 的 优 化。当 使 用 较 少 的 计 算 节 点 时，

每个节点上可用的总缓存量相对较小。这导致较低

的 缓 存 命 中 率，因 为 更 多 的 数 据 需 要 频 繁 地 从 较 慢

的存储（如主存）中读取，从而增加了数据读取时间，

减 缓 了 计 算 速 度。然 而，当 增 加 使 用 的 计 算 核 心 和

节 点 数 量 时，整 个 系 统 的 总 缓 存 量 相 应 增 加。这 使

Fig. 15 120859A design speed performance curve Fig. 16 Counter-rotating compressor design speed

performance curve

第 45 卷 第 11 期 推　进　技　术 2024 年

2310069-8

得 更 多 的 流 场 数 据 可 以 被 暂 存 于 快 速 访 问 的 缓 存

中，而 不 是 存 储 在 主 存 储 器 中。结 果 是 缓 存 命 中 率

显 著 提 升，数 据 读 取 时 间 显 著 降 低。这 种 减 少 数 据

读取延迟的效应，尤其在处理大规模数据集时，可能

导致整体计算速度提升到超过简单并行计算线性预

期的水平，从而表现出超线性加速的现象。

1.8 亿网格的 120859A 定常计算完全收敛花费的

时间见表 1，使用 X-Blue，可通过增加并行核数有效

缩短大规模计算的收敛时间，使用 4 800 核进行计算

时，预计仅需 1.2 h 即可完全收敛。

4.3 不同平台计算性能研究

图 19 分 别 为 X-Blue 在 西 安 智 算 和 武 汉 超 算 上

计 算 Stage 67 的 并 行 计 算 性 能。X-Blue 在 武 汉 超 算

上的计算性能与西安智算相近，使用 X-Blue 对单级

压 气 机 进 行 全 环 计 算 时，加 速 比 随 着 计 算 核 数 的 增

加基本保持线性增长。在西安智算上进行单级压气

机的全环计算时，当并行计算核数为 1 800，单核分配

网格数为 2.6 万时，并行效率最高。在武汉超算上进

行 单 级 压 气 机 的 全 环 计 算 时 ，当 并 行 计 算 核 数 为

2 500，单 核 分 配 网 格 数 为 1.9 万 时，并 行 效 率 最 高。

结合 X-Blue 在两个超算平台上的并行性能，X-Blue

对 不 同 的 高 性 能 计 算 平 台 适 应 性 较 好，均 能 保 持 较

高的并行性能。表 2 为不同平台计算 Stage 67 的计算

时间对比，在相同节点数下，Intel 芯片和国产芯片计

算时间相近。

Fig. 18 Parallel performance of different models

Table 1 120859A calculation time for different cores

numbers

Cores

960

1 440

2 400

3 360

4 800

Time/h

6

4（prediction）

2.4（prediction）

1.7（prediction）

1.2（prediction）

Fig. 17 Static pressure distribution near the stall point of

the counter-rotating compressor calculated by the fullannulus calculation

第 45 卷 第 11 期 叶轮机械大规模 CFD 并行计算方法应用验证 2024 年

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5 结 论

本文通过研究，得到如下结论：

（1）计算精度考核：X-Blue 在模拟叶栅、单转子、

单 级 压 气 机 和 多 级 压 气 机 等 不 同 类 型 的 叶 轮 机 械

时，其 模 拟 结 果 与 商 用 CFD 软 件 的 计 算 结 果 以 及 实

验数据有很好的一致性，计算误差不超过 6%，显示出

其高度的计算可靠性。

（2）高效率求解：X-Blue 具有较强的线性加速能

力，可 实 现 万 核 以 内 的 线 性 加 速，针 对 上 亿 网 格 计

算，可 在 1~6 h 内 完 成 计 算，这 一 并 行 性 能 在 多 级 压

气机的全环计算中表现尤为显著。

（3）并行计算优化：本文提出了一种多层次区域

分 解 的 前 处 理 方 法，这 种 方 法 优 化 了 求 解 器 的 负 载

均 衡 和 并 行 效 率，使 其 在 处 理 包 含 多 叶 排 的 大 规 模

叶 轮 机 械 模 拟 时 表 现 出 良 好 的 适 应 性 和 扩 展 性，在

6 000 核的规模内，针对千万级网格规模的计算时，并

行效率能达到 90% 以上。

（4）处理器适应性：X-Blue 在不同架构的处理器

上 都 表 现 出 良 好 的 适 应 性，能 够 在 大 规 模 并 行 计 算

任 务 中 实 现 高 效 的 并 行 性 能，显 示 出 其 在 工 业 和 科

研领域的广泛应用潜力。

致 谢：感谢国家自然科学基金的资助；感谢“雁塔未来

人工智能计算中心”与“武汉人工智能计算中心”提供的

算力支持。

参考文献

［ 1 ］ CAMBIER L， VEUILLOT J P. Status of the elsA soft⁃

ware for flow simulation and multi-disciplinary applica⁃

tions［C］. Reno：46th AIAA Aerospace Sciences Meet⁃

ing and Exhibit，2008.

［ 2 ］ CAMBIER L， GAZAIX M. ElsA： an efficient object-ori⁃

ented solution to CFD complexity［C］. Reno：40th AIAA

Aerospace Science Meeting and Exhibit，2002.

［ 3 ］ GAZAIX M， JOLLES A， LAZAREFF M. The elsA ob⁃

ject-oriented tool for industrial applications［C］. Toron⁃

to：23rd ICAS meeting，2002.

［ 4 ］ GOURDAIN N， BURGUBURU S. Simulation of rotating

stall in a whole stage of an axial compressor［J］. Comput⁃

ers & Fluids，2010，39（9）：1644-1655.

［ 5 ］ GOURDAIN N. Prediction of the unsteady turbulent flow

in an axial compressor stage. part 1： comparison of un⁃

steady RANS and LES with experiments［J］. Computers

& Fluids，2015，106：119-129.

［ 6 ］ NICOLAS B， ADRIEN T. Analysis of the unsteady flow

field at stall conditions for a low-speed low-pressure ra⁃

tio axial fan with full-annulus simulation［J］. Journal of

Turbomachinery，2022，144（11）：111008.

［ 7 ］ FIDALGO V J， HALL C A， COLIN Y. A study of fandistortion interaction within the NASA Rotor 67 transonic

stage［J］. Journal of Turbomachinery，2012，134（5）.

［ 8 ］ YI J， HE L. Space-time gradient method for unsteady

blade row interaction—part I： basic methodology and ver⁃

ification［J］. Journal of Turbomachinery，2015，137（11）.

Fig. 19 Parallel performance of stage 67 on different

platforms

Table 2 Calculation time of stage 67 on different computing

platforms (s)

Node

1

10

15

20

25

30

35

40

120

Wuhan supercomputing

center

7 073

698

450

336

264

226

197

174

—

Xi’an artificial intelligence

computing center

8 878

877

556

401

310

258

217

192

72

第 45 卷 第 11 期 推　进　技　术 2024 年

2310069-10

［ 9 ］ ASHLEY D， PAUL G. Large eddy simulation of bound⁃

ary layer transition mechanisms in a gas-turbine compres⁃

sor cascade［J］. Journal of Turbomachinery，2019，141：

1-10.

［10］ SAYMA A I， VAHDATI M， SBARDELLA L. Modeling

of three-dimensional viscous compressible turbomachin⁃

ery flows using unstructured hybrid grids［J］. AIAA Jour⁃

nal，2000，38（6）945-954.

［11］ MINSUK C， NIGEL H S. Validation of numerical simula⁃

tion for rotating stall in a transonic fan［J］. Journal of Tur⁃

bomachinery，2013，135（2）.

［12］ ZHANG W Q， VAHDATI M. Flow stall and recovery

process of a transonic fan with and without inlet distortion

［J］. Journal of Turbomachinery，2020，142（1）：011003.

［13］ ZHANG W Q， VAHDATI M. Influence of the inlet dis⁃

tortion on fan stall margin at different rotational speeds

［J］. Aerospace Science and Technology， 2020， 98：

105668.

［14］ MICHAEL D， CHEN J P， ROBERT W. Time accurate

unsteady simulation of the stall inception process in the

compression system of a US army helicopter gas turbine

engine［C］. Williamsburg：2004 Users Group Confer⁃

ence，2005.

［15］ LIST M， CAR D， GORRELL S. Use of time-accurate

CFD for inlet-fan interaction［C］. Schaumburg： DOD

High Performance Computing Modernization Program Us⁃

ers Group Conference， IEEE Computer Society，2010：

96-103.

［16］ BRANDVIK T， PULLAN G. An Accelerated 3D NavierStokes solver for flows in turbomachines［J］. Journal of

Turbomachinery，2011，133（2）.

［17］ PULLAN G， YOUNG A M， Day I J. Origins and struc⁃

ture of spike-type rotating stall［J］. Journal of Turboma⁃

chinery，2015，137（5）：0511007.

［18］ 鞠鹏飞，宁方飞 . 跨声压气机近失速流动特征的数值

模 拟 研 究［J］. 推 进 技 术 ，2016，37（6）：1055-1064.

（JU P F， NING F F. Numerical study of near-stall flow

feature on transonic compressor［J］. Journal of Propul⁃

sion Technology，2016，37（6）：1055-1064.）

［19］ 张　健，唐　静，邱　名，等 . 叶轮机械全环非定常大

规模并行模拟程序设计［J］. 空气动力学学报，2019，37

（4）：546-554.

［20］ ZHAO L， ZHANG C H. A parallel unstructured finite

volume method for all speed flows［J］. Numerical Heat

Transfer Part B： Fundamentals，2014，65（4）：336-

358.

［21］ 李　萍 . 叶片加工误差及数据传递对压气机气动性能

的影响［D］. 西安：西北工业大学，2015.

［22］ DUNHAM J. CFD validation for propulsion system com⁃

ponents［R］. AGARD-AR-335，1998.

［23］ HATHAWAY M D. Unsteady flows in a single-stage

transonic axial-flow fan stator row［R］. NASA Technical

Memorandum 88929，1986.

［24］ BOROOMAND M， ESHRAGHI H， TOUSI A M. A de⁃

veloped methodology in design of highly loaded tandem

axial flow compressor stage［J］. Journal of Applied Fluid

Mechanics，2016，9（1）：83-94.

［25］ RUGGER R S， BENSER W A. Performance of a highly

loaded two stage axial-flow fan［R］. NASA TMX-3076，

1974.

［26］ 陈云永，刘　波，谢彦文 . 对转压气机特性影响因素分

析研究［J］. 工程热物理学报，2010，31（7）：1121-1126.

（编辑：朱立影）

第 45 卷 第 11 期 叶轮机械大规模 CFD 并行计算方法应用验证 2024 年

2310069-11

Application verification of parallel computing method for

large-scale CFD numerical simulation of turbomachinery

ZHAO Lei，YU Yibo，GAO Limin，LI Ruiyu，WANG Kexin

（School of Power and Energy，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China）

Abstract：In response to the computational demands of full-annulus models of turbomachinery in largescale numerical simulations， combined with the periodic nature of blade passage models， this study introduces

an innovative method of hierarchical geometric domain decomposition. This method effectively decomposes com⁃

putational tasks， achieving load balancing across different computing cores and optimizing parallel computing ef⁃

ficiency. On high-performance computing platforms with capabilities of 300PFlops and 200PFlops， this method

can complete the solution of full-annulus multi-stage compressor models with up to 180 million grid scales within

1~6 hours. Through the analysis of several typical turbomachinery cases， this research comprehensively validates

the performance and computational accuracy of the proposed parallel method. The results demonstrate that the

computational outcomes of each model are highly consistent with experimental data， and the calculation error

does not exceed 6%， which ensures the accuracy of the calculation. In computational tasks of the scale of ten

thousand cores， the employed parallel computing method achieves linear acceleration， and the parallel efficiency

is more than 90%， proving its efficiency in large-scale computations. Additionally， this method also exhibits

good portability and adaptability on domestic high-performance computing platforms， showing its broad applica⁃

bility across different hardware architectures and the effectiveness.

Key words： Turbomachinery； Multi-stage compressor； High performance computing； Computational

fluid dynamics；Full-annulus calculation

Received：2023-10-24；Revised：2024-01-30.

DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 2310069

Foundation items：National Natural Science Foundation of China（51706183；52106053）.

Corresponding author：ZHAO Lei， E-mail： leizhao@nwpu.edu.cn

2024 年 11 月

第 45 卷 第 11 期

推　进　技　术

JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY

Nov. 2024

Vol.45 No.11

2311005-1

基于涡流发生器的内转式进气道流场组织研究 *

王卫星 1

，刘佳思 1

，刘精彩 1

，李 冬 2

，朱家浩 1

（1. 南京航空航天大学 能源与动力学院，江苏 南京 210016；

2. 北京动力机械研究所，北京 100074）

摘 要：内转式进气道唇罩激波/边界层扫掠干扰诱发类锥形涡并进一步发展成空间流向涡，导致

低能流向压缩面侧堆积，流场参数分布不均匀。为了改善内转式进气道流场结构，本文采用数值仿真方

法开展了涡流发生器（Vortex Generator，VG）及其几何参数对内转式进气道流动特性影响的研究。研究

结果表明：VG安装于干扰区内，其诱导形成反向漩涡，减弱了压缩面侧流向涡强度，有效阻碍了低能

流向压缩面迁移堆积，促进了低能流与主流掺混，原型进气道隔离段出口大尺度类圆形低总压区被分割

成两个小尺度低总压区，有效提升了进气道流场均匀度。在研究范围内，VG高度和安装角影响进气道

流动特性，随着VG高度与安装角增大，其诱导的反向漩涡增强，流场均匀度提升，总压恢复系数下降。

与原型进气道相比，设计状态，通流条件下VG进气道隔离段出口总压恢复系数与畸变指数DC60分别下

降 0.54%，36.8%；84，141 倍反压条件下，VG 进气道隔离段出口总压恢复系数分别上升 4.60%，

12.0%；有效改善了进气道流动特性。

关键词：内转式进气道；涡流发生器；流动控制；流向涡；扫掠激波/边界层干扰

中图分类号：V211.3 文献标识码：A 文章编号：1001-4055（2024）11-2311005-16

DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 2311005

1 引 言

高超声速进气道作为冲压发动机主要的气流捕

获与压缩装置，其总压恢复系数、流场结构直接影响

整 个 推 进 系 统 的 性 能。与 其 他 类 型 进 气 道 相 比，三

维内转式进气道压缩效率高、流量捕获特性好、轴向

尺寸小［1］

，成为各国学者的研究热点。

早在 20 世纪 60 年代，美国 Johns Hopkins 大学在

SCRAM 高超声速导弹方案中采用了内转式进气道—

Busemann 进 气 道［2-3］。 随 后 Otto 等［4］设 计 了 截 短

Busemann 进气道，并对唇口进行了修型，有效改善了

进 气 道 的 起 动 和 抗 反 压 性 能。2005 年，美 国 空 军 实

验 室［5-6］设 计 了 一 种 Jaw 新 型 三 维 内 转 式 进 气 道，削

弱了进气道内流道复杂的波系干扰，减弱了激波/边

界 层 干 扰（Shock Wave/Boundary Layer Interaction，

SWBLI），降低了进气道流动损失；与传统二元式进气

道相比，Jaw 进气道获得了 24.87% 的推力增益。为了

便 于 进 气 道 与 飞 行 器 前 体 和 下 游 燃 烧 室 一 体 化 设

计，近 年 来 国 内 外 学 者 提 出 了 一 种 变 截 面 进 气 道 设

计 方 案 。 美 国 Smart 等［7-9］设 计 了 一 种 矩 形 转 椭 圆

（Rectangular-to-Elliptical Shape Transiton，REST）内

转 式 进 气 道，实 验 结 果 显 示 REST 进 气 道 性 能 优 良。

尤延铖等［10］

基于吻切锥理论提出了气动式三维变截

面内乘波进气道，其进、出口截面形状同时可控。李

永洲等［11-12］

基于反正切马赫数分布的基准流场，设计

了方转圆内转式进气道。

内转式进气道获得高效压缩性能的同时存在一

些复杂的不利流动。唇罩激波/边界层扫掠干扰诱发

的 类 锥 形 涡 加 剧 低 能 流 的 迁 移 堆 积，导 致 流 场 参 数

分布不均，削弱了进气道的抗反压能力［13］

。同时，内

转式进气道存在起动困难的问题，为解决该问题， Ja⁃

cobsen 等［14］在 Busemann 进 气 道 唇 口 安 装 了 滑 动 门，

通 过 调 整 滑 动 门 位 置，控 制 低 马 赫 数 条 件 下 进 气 道

的 溢 流 量，改 善 其 自 起 动 性 能。南 向 军［15］采 用 唇 口

* 收稿日期：2023-11-02；修订日期：2024-04-28。

基金项目：国家自然科学基金（11502111）。

通讯作者：王卫星，博士，讲师，研究领域为内流气体动力学。E-mail：wangweixing@nuaa.edu.cn

引用格式：王卫星，刘佳思，刘精彩，等 . 基于涡流发生器的内转式进气道流场组织研究［J］. 推进技术，2024，45（11）：

2311005. （WANG W X， LIU J S， LIU J C， et al. Flow field organization of inward turning inlet based on vortex

generator［J］. Journal of Propulsion Technology，2024，45（11）：2311005.）

第 45 卷 第 11 期 基于涡流发生器的内转式进气道流场组织研究 2024 年

2311005-2

部分切除措施改善了内转式进气道起动性能。

为 了 优 化 内 转 式 进 气 道 流 场 结 构，王 卫 星 等［16］

在 圆 形 出 口 内 转 式 进 气 道 流 动 特 性 研 究 的 基 础 上，

提出了基于型面流场控制的内转式进气道流动控制

概念，初步研究表明，型面流场控制措施能够大幅改

善 进 气 道 自 起 动 性 能，提 高 进 气 道 内 部 流 场 参 数 分

布 的 均 匀 性，但 该 方 案 一 定 程 度 上 增 大 了 进 气 道 唇

罩侧外阻。朱婷等［17］

分析了唇罩内型面对内转式进

气道流动的影响，研究结果指出，调整唇罩内型面可

以 有 限 改 善 内 转 式 进 气 道 的 流 场。因 此，需 要 进 一

步探索新的内转式进气道高效流动组织技术。

涡 流 发 生 器（Vortex Generator，VG）作 为 一 种 常

见 的 流 动 控 制 装 置，将 高 动 量 流 体 从 外 部 输 运 到 边

界层内，增强边界层抗反压能力，可以显著延迟或削

弱激波/边界层干扰诱发的流动分离［18-20］

；同时 VG 因

具有结构简单、经济性好等优点而被广泛应用［21-22］

。

McCormick［23］

研究表明，涡流发生器可以较好地抑制

激 波 诱 导 的 流 动 分 离 并 改 善 激 波 下 游 的 边 界 层 特

征。Titchener 等［24］

指出，安装涡流发生器可以抑制流

动分离，减少对边界层抽吸的依赖。Blinde 等［25］

采用

立体 PIV 技术研究了来流马赫数为 1.5，斜坡式微型

涡 流 发 生 器 下 游 精 细 的 流 场 结 构，并 对 比 分 析 了 涡

流发生器单排和双排布置对激波/边界层干扰的控制

效果。结果表明，涡流发生器能有效控制激波/边界

层 干 扰 引 起 的 分 离、改 善 流 场 均 匀 度。Sharma 等［26］

设 计 了 一 种 带 沟 槽 的 涡 流 发 生 器，分 析 表 明 该 涡 流

发生器置于干扰区可以较好地减小回流区。

不同于入射激波/边界层干扰，内转式进气道唇罩

激 波/边 界 层 干 扰 属 于 扫 掠 激 波/边 界 层 干 扰（Swept

Shock Wave Boundary Layer Interaction，SSWBLI），呈

现强三维特征。对于尖鳍—平板构型中存在的扫掠

激 波/边 界 层 干 扰 流 动，Dambara 等［27］将 一 对 斜 坡 式

涡流发生器置于尖鳍前端，结果表明 VG 诱导涡可以

抑制干扰区内的分离涡。Verma 等［28］采用实验方法

研究了来流马赫数 2.05，尖鳍压缩角 11°条件下的扫

掠激波/边界层干扰，并在干扰区上游布置同向/反向

VG 阵列。结果表明，VG 同向放置具有更好的控制效

果 ，干 扰 区 压 力 峰 值 降 低 44%，分 离 激 波 强 度 削 弱

70%。

与 扫 掠 激 波/平 板 边 界 层 干 扰 相 比，内 转 式 进 气

道 中 存 在 更 为 复 杂 的 曲 面 扫 掠 激 波/曲 面 边 界 层 干

扰，VG 对该类流场抑制控制效果目前还不清晰。因

此，本文采用数值仿真方法开展 VG 对内转式进气道

流场组织影响的研究，分析并揭示其流动控制机制。

2 物理模型

2.1 进气道模型

内转式进气道基于内收缩基准流场采用流线追

踪技术进行设计，进气道设计马赫数为 6.0。基准流

场型线采用多项式表述，描述方程为

y = 0.0069x3 - 0.043x2 - 0.0875x + 1 （1）

采 用 特 征 线 法 计 算 基 准 流 场，结 果 如 图 1（a）所

示。给 定 喉 道 圆 形 构 型，基 于 图 1（a）采 用 直 接 流 线

追 踪 技 术 获 得 进 气 道 初 步 构 型。进 行 肩 部 光 顺 处

理，依 照 文 献［29］给 出 的 边 界 层 修 正 方 法 进 行 粘 性

修 正，进 气 道 最 终 构 型 如 图 1（b）所 示。该 进 气 道 喉

道 和 出 口 截 面 为 圆 形，总 收 缩 比 为 6.4，内 收 缩 比 为

1.9；隔 离 段 长 径 比（喉 道 截 面 直 径）为 8.8，扩 张 比

为 1.2。

2.2 涡流发生器设计方案

从 弱 化 流 向 涡 强 度 角 度 出 发，初 步 研 究 表 明 在

进气道干扰区内对称安装一对涡流发生器能够获得

较好的流场控制效果。

涡流发生器构型如图 2（a）所示，该 VG 采用等厚

度 平 板 结 构，前 后 缘 做 了 圆 弧 钝 化 处 理。图 中 L，h，

d，φ 分别表示 VG 的长度、高度、厚度以及相对于 x 轴

正方向的安装角，其中厚度取 1 mm。图 2（b）展示了

VG 在进气道中的安装位置，其中红色虚线分别表示

唇罩激波/边界层扫掠干扰诱发的类锥形涡的分离线

与 再 附 线，红 色 点 划 线 表 征 无 粘 唇 罩 激 波 在 壁 面 上

的位置。从图可以看出，VG 置于分离线与再附线包

络的类锥形漩涡区内，同时确保 VG 基本与当地型面

垂 直。图 2（c）展 示 的 VG 与 喉 道 相 对 位 置 Lv和 Lc分

别为 VG 前缘、唇口前缘距喉道 x 方向的距离，且 Lv=

0.65Lc。本文固定 VG 长度与前缘点位置，改变 VG 高

度 h 与 安 装 角 φ，其 中 VG 绕 前 缘 圆 弧 圆 心 旋 转 调 整

Fig. 1 Basic flow field and inlet configuration

第 45 卷 第 11 期 推　进　技　术 2024 年

2311005-3

其安装角。VG 几何参数如表 1 所示，其前缘点与分

离 线 x 方 向 距 离 L1=0.11L2，与 唇 罩 y 方 向 距 离 W1=

0.54D。图 中 L1表 示 VG 前 缘 点 与 分 离 线 间 x 方 向 距

离，L2表 示 过 VG 前 缘 点 分 离 线 与 再 附 线 间 x 方 向 距

离，W1表示 VG 前缘点与唇罩内型面间 y 方向距离，D

表示隔离段出口直径，hv表示原型进气道 VG 中心位

置截面当地类锥形涡涡核高度（hv=4.7mm）。

3 计算方法与网格敏感性分析

3.1 计算方法与校验

本文对流场求解全粘性 Navier-Stokes 方程。采

用 隐 式 格 式 时 间 推 进 加 速 计 算 收 敛 与 保 持 计 算 稳

定，无粘对流通量选用 Roe-FDS 格式离散，采用二阶

迎风格式对流动控制方程进行离散。湍流模型选用

k-ω SST 模 型，分 子 粘 性 系 数 基 于 Sutherland 公 式 进

行 求 解，采 用 理 想 气 体 模 型 并 考 虑 比 热 随 温 度 的 变

化。计 算 中 监 控 全 场 残 差、隔 离 段 出 口 流 量 以 及 流

量平均的静压和马赫数，收敛以各方程残差下降 3 个

数量级，同时流量、静压与马赫数等监控参数稳定为

准则。

图 3 给出了流场计算域及边界条件，壁面为无滑

移绝热壁，在壁面、前缘等参数变化剧烈区域进行了

局部加密处理，网格量约 525 万。本文主要开展设计

状态进气道流动特性研究，来流条件见表 2。

本文涉及的唇罩激波/边界层扫掠干扰具有强三

维流动特性，伴随大尺度漩涡与分离，对计算精度要

求较高。本文采用以下两个实验结果校验所采用计

算方法的可靠性。

算 例 一：Dolling 等［30］针 对 扫 掠 激 波/平 板 边 界 层

干扰开展了实验研究，来流马赫数为 2.95，尖鳍压缩

角 αs=10°，尖鳍前缘位置边界层厚度 δ0=5.0mm。图 4

展 示 了 实 验 模 型 主 要 尺 寸 与 测 点 位 置，具 体 实 验 条

件 如 表 3 所 示。该 实 验 测 量 了 7 个 位 置 的 侧 滑 角 和

皮托压分布。图 5 对比分析了实验与仿真结果，从图

中 可 以 看 出，计 算 获 得 的 侧 滑 角 和 皮 托 压 与 实 验 结

果吻合较好。

算例二：Zheltovodov 等［31］

开展了异侧双尖鳍构型

壁面油流实验，来流马赫数为 3.9，尖鳍压缩角为 11°，

Table 2 Freestream condition

Ma∞

6.0

α（/ °）

0

p/Pa

2 188

T/K

222.5

Fig. 3 Computation domain and boundary condition

Table 1 Geometric parameters of VG

Scheme

1

2

3

4

5

6

7

L/L2

0.33

0.33

0.33

0.33

0.33

0.33

0.33

h/hv

0.84

0.95

0.99

1.05

0.99

0.99

0.99

φ（/ °）

10

10

10

10

8

9

11

Fig. 2 Configuration and installation position of VG

Fig. 4 Sketch map of experimental model and position of

measuring points (mm)

第 45 卷 第 11 期 基于涡流发生器的内转式进气道流场组织研究 2024 年

2311005-4

实验结果如图 6 所示。从图可以看出，壁面流动拓扑

结构复杂，包括主分离线 S1和 S2，主再附线 R1和 R2，二

次分离线 S3和 S4，对称面附近包络回流区的分离线 S5

和 S6，鞍 点 C1，结 点 N1。图 7 描 绘 了 数 值 仿 真 得 到 的

壁 面 摩 擦 力 线，从 图 可 以 看 出 实 验 中 呈 现 的 壁 面 流

动拓扑结构在计算结果中均有所体现。图 8 对比了

截面 1，2，3 的展向壁面压力分布，截面位置如图 6 所

示，从图可以看出计算与实验结果吻合较好。

综 上 所 述，本 文 所 采 用 的 数 值 仿 真 方 法 能 够 较

为 精 确 地 预 测 以 横 向 二 次 流、流 向 涡 为 主 要 特 征 的

复 杂 流 动 ，可 以 用 于 本 文 进 气 道 内 部 复 杂 流 动 的

研究。

3.2 网格敏感性分析

流 向 涡 的 产 生 和 发 展 与 边 界 层 内 流 动 息 息 相

关，其 计 算 精 度 受 近 壁 面 网 格 尺 度 影 响 较 大。为 排

除 近 壁 面 网 格 尺 度 对 计 算 结 果 的 影 响，本 文 针 对 原

型 进 气 道 开 展 了 底 层 网 格 尺 度 敏 感 性 分 析，底 层 网

格尺度取 0.02，0.03，0.05 mm，分别命名为密网格、细

网格、粗网格。

三套网格数值计算得到的隔离段出口对称线总

压恢复系数沿程分布如图 9 所示，图中 y 表示隔离段

出口对称线上点 y 坐标，y0表示最小 y 坐标值，D 表示

隔 离 段 出 口 直 径。从 图 可 以 看 出，三 套 网 格 计 算 得

Fig. 6 Friction lines on wall surface of experiment 到 的 总 压 沿 程 分 布 基 本 一 致，极 值 点 略 有 差 异。与

Fig. 5 Comparisons between experimental data and CFD

results

Table 3 Experimental freestream condition

δ0/mm

5.0

Ma∞

2.95

αs

（/ °）

10

Re∞/m-1

6.3×107

p*

/kPa

680

T*

/K

265.0

Fig. 8 Pressure distribution on wall surface of experiment

and CFD

Fig. 7 Friction lines on wall surface of CFD

第 45 卷 第 11 期 推　进　技　术 2024 年

2311005-5

密 网 格 相 比，细 网 格 极 值 点 总 压 恢 复 系 数 高 0.33%，

粗网格高 0.98%。因此，细网格与密网格差异相对更

小。鉴于计算选取 SST 湍流模型，同时为了获得近壁

面 较 为 精 细 的 流 动 ，本 文 选 取 底 层 网 格 尺 度 为

0.02 mm（y+

≈1.3）的密网格开展数值仿真研究工作。

4 结果分析

本节首先分析 VG 对进气道流场结构的影响，并

与原型进气道进行对比分析，揭示 VG 重构内转式进

气道流场的物理机制。随后，开展 VG 几何参数对内

转式进气道流动特性影响的研究。

4.1 VG对内转式进气道流动特性的影响

图 10 描绘了设计状态进气道外压缩波和唇罩激

波/边界层扫掠干扰区空间波系结构，图中用压力等

值 面 表 征 三 维 激 波 形 态。从 图 可 以 看 出，在 设 计 状

态 原 型 进 气 道 与 安 装 VG 的 进 气 道（下 文 简 称 VG 进

气 道）外 压 缩 波 均 封 口，外 压 缩 波 形 态 基 本 相 同，进

气道实现了乘波的设计目标。可见，本文所安装 VG

未 影 响 进 气 道 外 压 缩 波，进 一 步 可 以 推 断 进 气 道 流

量捕获特性未受影响。

唇罩激波远离壁面部分近似保持基准流场激波

形 态，靠 近 壁 面 部 分 受 其 与 边 界 层 干 扰 影 响 波 面 变

形。唇罩激波与进气道肩部边界层干扰诱发小的流

动分离，其分离激波与唇罩激波相干。在 VG 迎风侧

前缘形成 VG 诱导激波并与唇罩激波相干，近壁面波

系结构复杂。从图还可以看出，唇罩激波大致被 VG

分为两部分：位于其上游迎风侧的唇罩激波 D 与位于

其下游背风侧的唇罩激波 U，这两部分唇罩激波分别

与边界层发生干扰。

唇罩激波/边界层扫掠干扰诱发的流向涡是该类

进 气 道 主 要 的 流 场 结 构，其 对 流 场 参 数 分 布 影 响 较

大。图 11 给出了原型进气道壁面摩擦力线与压力分

布 图，从 图 可 以 看 出 受 唇 罩 激 波 干 扰 在 近 壁 面 形 成

了 类 锥 形 涡，分 离 线、再 附 线 包 络 该 漩 涡，并 且 其 反

向延长线相交于虚拟锥点“O”，漩涡主要特征与扫掠

激 波/平 板 边 界 层 干 扰 一 致 ，由 唇 罩 侧 向 压 缩 面 侧

发展。

图 12 展 示 了 进 气 道 内 流 道 沿 程 截 面 马 赫 数 分

布，同时给出了典型横截面 3 的流场结构。从图可以

看 出，原 型 进 气 道 在 远 离 壁 面 干 扰 区 唇 罩 激 波 形 态

基 本 保 持 基 准 流 场 特 征；从 横 截 面 流 场 结 构 可 以 看

出，在近壁面干扰区发生类正激波/边界层干扰，形成

“λ”波 系 结 构，包 含 了 分 离 激 波、后 支 激 波 与 唇 罩 激

波，“λ”波系结构包裹下方的类锥形涡。同时还可以

看出，截面 1-4 流场结构相似，类锥形涡向压缩面侧

发展，但“λ”波系空间结构逐渐变小。在截面 5“λ”波

系结构消失，分析认为，在该处类锥形涡在对称面两

Fig. 11 Friction lines and pressure contours on the wall

surface of prototypical inlet

Fig. 9 Grid sensitivity analysis

Fig. 10 External compression shock and spacial multishock

structure at interaction region of inlet

第 45 卷 第 11 期 基于涡流发生器的内转式进气道流场组织研究 2024 年

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侧演变为向下游发展的流向涡。对于 VG 进气道，VG

上游波系结构与原型进气道相似；VG 干扰区域及其

下游（截面 3-4）“λ”波系结构依然存在，但受 VG 影响

唇罩激波位置略微上移，并且“λ”波系结构下方出现

了新的涡流区。

由 上 述 分 析 可 知，原 型 与 VG 进 气 道，进 气 道 内

流道唇罩激波/边界层扫掠干扰诱发形成“λ”波系结

构。与原型进气道不同，VG 进气道流场中出现了新

的漩涡结构。

图 13 展示了设计状态进气道对称面总压恢复分

布，从图可以看出原型与 VG 进气道唇罩激波上游压

缩面边界层发展历程基本一致。唇罩激波/压缩面肩

部 干 扰 区 下 游，原 型 进 气 道 压 缩 面 低 总 压 区 快 速 增

长；而 VG 进 气 道 压 缩 面 低 总 压 增 长 缓 慢，对 称 面 流

场 均 匀 度 大 幅 提 升。同 时 还 可 以 看 出，对 称 面 唇 罩

激波形态受 VG 干扰有所变化。

图 14 给 出 了 进 气 道 隔 离 段 出 口 总 压 恢 复 分 布，

从 图 可 以 看 出 原 型 进 气 道 隔 离 段 出 口 流 场 不 均 匀，

压 缩 面 侧 存 在 大 尺 度 低 总 压 区（图 中 黑 色 虚 线 所

围），侧下方形成月牙形高总压区。对于 VG 进气道，

压 缩 面 侧 低 总 压 区 尺 度 大 幅 减 小，靠 近 主 流 位 置 存

在另一个低总压区，但该区域总压相对较高，分析认

为该低总压区由 VG 诱发的流向涡导致。

图 15 给出了进气道隔离段出口对称线上总压恢

复 沿 程 分 布，定 义 总 压 恢 复 系 数 小 于 0.28 的 区 域 为

低 总 压 区。从 图 可 以 看 出，原 型 进 气 道 总 压 分 布 不

均，低总压区占比约为 60%；VG 进气道压缩面侧总压

明显增大，低总压区占比约为 30%，出口流场均匀性

大幅改善。

由上述分析可知，VG 可以有效改善进气道流场

均 匀 度。同 时，本 文 引 入 航 空 发 动 机 压 气 机 进 口 畸

变指数 DC60作为进气道出口流场参数均匀度的评价

参数，以便对出口流场均匀度进行量化。

DC60 = p *

av - -

p*

min

qav

（2）

式中 p *

av 为隔离段出口气流平均总压，

-

p*

min为 60°扇形

区 范 围 内 最 小 平 均 总 压，qav 为 隔 离 段 出 口 气 流 平 均

Fig. 12 Evolution process of multishock structure in the

flow passage of inlet

Fig. 13 Total pressure recovery coefficient contours at the

inlet symmetry plane

Fig. 14 Total pressure recovery coefficient contours at the

inlet isolator outlet

第 45 卷 第 11 期 推　进　技　术 2024 年

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动压。

与原型进气道相比，VG 进气道隔离段出口总压

恢复系数与畸变指数 DC60分别下降 0.54%，36.8%。

为了进一步细致分析流向涡的形成、发展、空间

分 布 及 结 构 特 征，本 文 在 距 VG 前 缘 0.81 倍 VG 高 度

位置取一截面，如图 16 所示。图中标示了流线发出

区，即黑色实线所围区域，从该区域离壁不同高度发

出空间三维流线。

首先分析原型进气道内部流场结构。图 17 展示

了 原 型 进 气 道 从 图 16 所 示 区 域 离 壁 0.12h，0.42h，

0.68h（h 为 VG 高度）发出的流线与沿程不同横截面无

量纲涡量分布。无量纲涡量定义为 ωxδ0/u0

［32］

，ωx为涡

量 x 方 向 分 量，δ0为 VG 前 缘 位 置 处 原 型 进 气 道 边 界

层厚度（δ0=8.8 mm），u0为 VG 前缘位置处原型进气道

气流速度 x 方向分量，图中截去了低涡量区域，保留

高 涡 量 区 域 以 标 示 漩 涡 区；流 线 颜 色 表 征 当 地 总 压

恢复系数。图 17（a）为近壁面空间流线分布，从图可

以看出唇罩侧近壁面气流率先进入由唇罩激波/边界

层 扫 掠 干 扰 诱 发 的 类 锥 形 涡，并 向 压 缩 面 侧 发 展。

压缩面侧近壁面气流受上述类锥形涡诱导被卷吸至

流向涡（Vortex 0）外围。随后 Vortex 0 在对称面两侧

继 续 向 下 游 空 间 发 展，且 向 下 游 发 展 过 程 中 其 空 间

尺 寸 越 来 越 大，且 整 体 向 流 场 中 心 方 向 迁 移。从 流

线 总 压 沿 程 分 布 可 以 看 出，在 类 锥 形 涡 由 唇 罩 侧 向

压缩面侧发展过程中气流总压逐渐减小；Vortex 0 在

对 称 面 两 侧 向 下 游 空 间 发 展 过 程 中，气 流 总 压 逐 渐

升高；这反映流向涡（Vortex 0）具有对主流高能量气

流 的 卷 吸 能 力。从 沿 程 横 截 面 涡 量 分 布 可 以 看 出，

类 锥 形 涡 所 在 高 涡 量 区 沿 近 壁 面 向 压 缩 面 侧 发 展，

随后脱离壁面向空间发展。上述描绘了流向涡的形

成 与 发 展 过 程 。 图 17（b）和 图 17（c）为 离 壁 0.42h，

0.68h 处的空间流线，其空间发展与近壁面流线类似，

依 然 被 卷 吸 至 流 向 涡（Vortex 0）。从 图 还 可 以 看 出

Vortex 0 空间尺寸较大，涡量沿程逐渐减小；从流线总

压分布可以看出 Vortex 0 外围气流总压较大。

图 18展示了原型进气道与 VG进气道分别从图 16

所 示 区 域 离 壁 0.10h 发 出 的 流 线 分 布。从 图 可 以 看

出，与原型进气道不同，VG 进气道近壁面流线受 VG

影 响 分 叉 为 VG 迎 风 侧 与 背 风 侧 两 部 分 流 线。其 中

迎 风 侧 流 线 在 VG 中 心 位 置 处 形 成 漩 涡 并 向 下 游 发

展；背风侧流线朝压缩面侧迁移，受唇罩激波干扰在

Fig. 16 Sketch map of streamlines generation region Fig. 15 Total pressure recovery coefficient distribution at

the symmetry plane of inlet isolator outlet

Fig. 17 Streamlines emitting from different wall distance of

prototypical inlet

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压 缩 面 肩 部 出 现 流 动 分 离。下 文 将 VG 进 气 道 近 壁

面 流 线 分 为 迎 风 侧 与 背 风 侧 两 部 分 分 别 展 开 细 致

分析。

图 19 展 示 了 VG 进 气 道 分 别 从 图 16 所 示 区 域

VG 迎风侧离壁 0.10h，0.22h，1.03h 与 VG 背风侧离壁

0.22h，0.70h 发出的流线分布。从图 19（a）可以看出，

与原型进气道不同，受 VG 影响唇罩激波/边界层扫掠

干 扰 诱 发 的 类 锥 形 涡 近 壁 面 流 线 分 成 两 部 分，前 半

部分近壁面流线绕 VG 在其背风侧形成流向漩涡 Vor⁃

tex 2U 向下游发展；后半部分近壁面流线在 VG 迎风

侧根部形成小尺度流向漩涡 Vortex 2D 向下游发展。

在 VG 下游受 Vortex 2U 影响，Vortex 2D 被卷吸至 Vor⁃

tex 2U 外 围 ，即 Vortex 2D 包 裹 Vortex 2U，随 后 形 成

Vortex 2 向 下 游 发 展。从 图 19（b）可 以 看 出 VG 迎 风

侧离壁 0.22h 气流受 VG 影响被卷入 Vortex 2。从 Vor⁃

tex 2 空 间 分 布 可 知，该 漩 涡 整 体 位 于 VG 下 游，与 原

型进气道 Vortex 0 相比向流道中部迁移。

图 19 同 时 给 出 了 涡 量 分 布 图 ，从 图 可 以 看 出

Vortex 2 分布区域涡量为负，这反映气流存在沿流向

逆 时 针 方 向 的 速 度 分 量，诱 发 气 流 由 压 缩 面 侧 向 唇

罩侧迁移。与原型方案 Vortex 0 涡量正好相反，这有

利 于 减 弱 近 壁 面 低 能 气 流 向 压 缩 面 的 迁 移 堆 积，本

文 认 为 这 是 VG 改 善 内 转 式 进 气 道 流 场 分 布 的 物 理

机制。

随着离壁高度进一步增大，VG 迎风侧离壁 1.03h

Fig. 19 Streamlines emitting from different wall distance of

inlet with VG

Fig. 18 Streamlines emitting from 0.10h wall distance of

prototypical inlet and inlet with VG

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气流未被卷入 Vortex 2，在其下方形成反向 Vortex 1，

如 图 19（c）所 示。从 图 19（d），（e）可 以 看 出 VG 背 风

侧 近 壁 面 气 流 受 唇 罩 激 波 干 扰 形 成 涡 量 为 正 Vortex

3。从 涡 量 分 布 可 以 看 出，与 原 型 进 气 道 相 比，压 缩

面侧近壁面涡量虽然为正，但相对较小，并且高涡量

区域沿程衰减较快。

图 20 展示了进气道空间漩涡结构和总压恢复系

数 分 布，其 中 采 用 Ω 涡 识 别 方 法［33］表 示 漩 涡（取 Ω =

0.52 等值面），其表达式为

Ω =  B 

2

F

 A 

2

F +  B 

2

F + ε （3）

式中 A 和 B 分别表示速度梯度的对称张量和反对称

张量， F 代表矩阵的 Frobenius 范数，ε 为正数，用于

消除分母为极小数带来的误差。

从 图 可 以 看 出，原 型 进 气 道 唇 罩 激 波/边 界 层 扫

掠 干 扰 在 近 壁 面 诱 发 产 生 了 类 锥 形 涡（图 中 黑 色 虚

线所示），该漩涡由唇罩前缘向压缩面侧发展，随后在

对称面两侧向下游发展形成空间流向涡（Vortex 0）。

从总压恢复系数分布可以看出，漩涡区总压较低，并

且随着 Vortex 0 向下游发展，其在靠近压缩面侧形成

的 低 总 压 区 越 来 越 大。受 低 能 流 迁 移 堆 积 影 响，在

隔 离 段 出 口（截 面 4）靠 近 压 缩 面 侧 形 成 大 的 类 圆 形

低 总 压 区 1，侧 下 方 形 成 月 牙 形 高 总 压 区，气 流 参 数

分布不均。

对于 VG 进气道，在 VG 上游受唇罩激波/边界层

扫掠干扰影响，在近壁面依然形成类锥形涡（图中黑

色虚线所示）。VG 下游受其影响形成三个漩涡，其中

VG 迎 风 侧 后 缘 形 成 的 Vortex 1，2 分 布 区 域 总 压 较

低，在 向 下 游 发 展 过 程 中 上 述 漩 涡 卷 吸 主 流 并 与 之

掺混，总压逐渐升高，在隔离段出口形成低总压区 2。

在 VG 上方，唇罩激波与边界层扫掠干扰诱发 Vortex

3 形 成 另 一 个 低 总 压 区，此 区 域 向 主 流 缓 慢 扩 展；其

受壁面约束影响，与主流掺混有限，总压沿程略有提

高，总 体 相 对 较 低，在 隔 离 段 出 口 形 成 低 总 压 区 1。

进一步观察发现，Vortex 1 流向尺度大，涡结构一直延

伸 至 隔 离 段 出 口 ，而 Vortex 2，3 流 向 尺 度 则 相 对

较小。

从上述分析可知，VG 诱导产生沿流向逆时针旋

转的漩涡，将原型进气道唇罩激波/边界层扫掠干扰

诱导产生的类锥形涡分割成 Vortex 1，3。Vortex 1 位

于流场靠中间位置，Vortex 3 位于近压缩面侧。与原

型进气道相比，Vortex 3 空间尺度大幅减小，有效遏制

了 近 壁 面 低 能 流 向 压 缩 面 的 迁 移 堆 积，改 善 了 进 气

道内流道流场参数分布均匀度。

图 21 描 绘 了 VG 下 游 4 个 典 型 截 面（如 图 20 所

示）无量纲横向速度矢量和总压恢复系数分布，图左

Fig. 20 Spacial vortex structure distribution and total pressure recovery coefficient contours of inlet

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侧为原型进气道流场，右侧为 VG 进气道流场。截面

1~4 分 别 位 于 VG 尾 缘 下 游 7.85h，50.41h，71.68h，

127.60h 处，其 中 截 面 4 位 于 隔 离 段 出 口。无 量 纲 横

向 速 度 为 截 面 横 向 速 度 与 流 向 速 度 之 比，该 值 越 大

表 示 流 体 周 向 迁 移 能 力 越 强。为 便 于 分 析，不 同 截

面无量纲横向速度取值范围不同，最大值依次减小。

对比图 21（a）~（d）可以看出，由唇罩侧指向压缩面侧

横 向 速 度 越 来 越 小，这 反 映 低 能 流 向 压 缩 面 侧 迁 移

堆 积 能 力 越 来 越 弱。从 图 21（a）可 以 看 出 原 型 进 气

道 近 壁 面 无 量 纲 横 向 速 度 较 大，并 且 速 度 矢 量 沿 壁

面指向压缩面侧，这反映唇罩激波/边界层扫掠干扰

诱发的类锥形涡内低能气流向压缩面侧迁移堆积较

强。VG 进气道在压缩面侧近壁面依然存在指向压缩

面的横向流动，但其空间尺度与横向速度均下降；VG

下游形成了 Vortex 1，2，从速度矢量可以看出 Vortex 2

近 壁 面 横 向 流 动 由 压 缩 面 侧 指 向 唇 罩 侧，有 效 阻 碍

了 其 下 方 近 壁 面 低 能 流 向 压 缩 面 侧 迁 移。从 图 21

（b）可 以 看 出，原 型 进 气 道 Vortex 0 带 动 气 流 周 向 迁

移，将主流高总压气流卷入漩涡区，气流顺时针方向

由 漩 涡 下 方 沿 近 压 缩 面 向 对 称 面 方 向 迁 移，对 称 分

布的 Vortex 0 在对称面相遇后在其两侧向下游发展。

对 于 VG 进 气 道，在 截 面 2 中 Vortex 2 基 本 消 失、Vor⁃

tex 1 则 进 一 步 增 大 并 上 移，同 时 将 其 下 方 高 能 气 流

卷 吸 至 近 壁 面 区 域，增 大 了 当 地 气 流 总 压。对 比 分

析 原 型 和 VG 进 气 道 可 以 看 出，Vortex 0，1 诱 导 的 无

量 纲 横 向 速 度 大 致 相 同，但 Vortex 0 空 间 尺 度 较 大、

低 总 压 区 较 大。从 图 21（c），（d）可 以 看 出 原 型 进 气

道随着 Vortex 0 向下游发展，将部分主流卷吸至近压

缩面区域，形成局部高总压区，同时更多低能气流围

绕 Vortex 0 形 成 类 圆 形 低 总 压 区。对 于 VG 进 气 道，

由 于 低 能 流 向 压 缩 面 侧 迁 移 堆 积 变 缓，近 压 缩 面 低

总 压 区 变 小，但 在 Vortex 1 下 方 形 成 小 的 低 总 压 区，

同时 Vortex 1 将高能气流卷吸至近壁面区域。

由上述分析可知，与原型进气道相比，VG 进气道

压 缩 面 侧 低 能 流 迁 移 减 弱，有 效 改 善 了 进 气 道 流 场

结构与参数分布。

图 22 给出了进气道流向涡无量纲涡通量 x 方向

分量（用 u0δ0进行无量纲化）绝对值沿程分布。图中 x

Fig. 21 Dimensionless transverse velocity vector and total pressure recovery coefficient contours in different section

downstream of the VG

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为流向截面 x 方向坐标，x1为 VG 尾缘 x 方向坐标，h 为

VG 高度；涡通量表达式为

I = ∬

A

ωx dydz （4）

式中 ωx为涡量 x 方向分量，A 表示进气道流向截面漩

涡区，即 Ω = 0.52 等值线所围区域。

从 图 可 以 看 出，原 型 进 气 道 Vortex 0 强 度 较 大，

沿 程 先 快 速 衰 减 但 衰 减 速 率 逐 渐 减 小。对 于 VG 进

气 道，VG 下 游 出 现 三 个 主 要 流 向 涡，整 体 强 度 均 低

于 Vortex 0，并且 Vortex 2，3 仅存在于 VG 下游有限距

离内。

由 此 可 见，引 入 VG 增 加 了 进 气 道 内 漩 涡 数 量，

减 弱 了 漩 涡 强 度，同 时 增 强 了 低 总 压 区 气 流 与 主 流

的掺混，提高了流场参数分布均匀度。

4.2 VG几何参数对进气道流动特性的影响

本 节 分 析 VG 几 何 参 数 对 进 气 道 流 动 特 性 的 影

响，其中固定安装角为 10°，研究高度影响；固定高度

为 0.99hv，研究安装角影响。

图 23，24 分别给出了 VG 几何参数对进气道对称

面和隔离段出口参数分布的影响，其中图 23 左侧为

VG 高度影响，右侧为 VG 安装角度影响；图 24 左侧为

马赫数分布，右侧为总压分布。从图可以看出，原型

进 气 道 压 缩 面 侧 存 在 一 个 逐 渐 扩 大 的 低 总 压 区，流

动参数分布不均匀。对于 VG 进气道，低能流向压缩

面侧的迁移堆积受到 Vortex 2 阻碍，压缩面侧低能流

区 域 减 小。随 着 VG 高 度 增 大，其 诱 导 的 Vortex 2 增

强，阻碍低能流迁移堆积能力增强，压缩面侧低能流

尺 度 减 小，隔 离 段 出 口 低 总 压 区 1 尺 度 减 小。随 着

VG 安装角增加，其影响规律与高度相似但影响相对

较小。

图 25 给 出 了 VG 几 何 参 数 对 Vortex 1~3 无 量 纲

涡通量 x 方向分量沿程分布的影响。从图可以看出，

Vortex 1~3 强 度 沿 流 向 均 逐 渐 衰 减，并 且 Vortex 1 流

向尺度大于 Vortex 2，3。对比图 25（a），（c），（e）可以

看出，随着 VG 高度增加，Vortex 1 强度整体减弱，Vor⁃

tex 2 强度整体增强，Vortex 3 强度整体减弱。这说明

随着 VG 高度增大，其诱导产生的 Vortex 2 强度增强，

而位于其下侧的 Vortex 1 与位于压缩面侧的 Vortex 3

强 度 变 弱。分 析 认 为 VG 高 度 增 大 使 得 更 多 近 壁 面

气流卷入其背风侧，Vortex 2 增强、尺寸增大；同时进

入 Vortex 1 的 气 流 减 少，Vortex 1 减 弱；Vortex 2 尺 寸

增大，其阻碍低能流向压缩面迁移能力增强，靠近压

缩 面 区 域 唇 罩 激 波/边 界 层 扫 掠 干 扰 强 度 下 降，Vor⁃

tex 3 减弱。对比图 25（b），（d），（f）可以看出，随着 VG

安装角增加，Vortex 1 强度整体减弱，Vortex 2，3 强度

整体增强。

设 计 状 态 VG 高 度 对 隔 离 段 出 口 性 能 参 数 影 响

Fig. 23 Influence of VG’s geometry parameters on the total pressure recovery coefficient contours of inlet symmetry plane

Fig. 22 Distribution of absolute value of dimensionless

vorticity flux along the x direction

第 45 卷 第 11 期 基于涡流发生器的内转式进气道流场组织研究 2024 年

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如图 26（a），（b）所示，其中安装角为 10°。从图 26（a）

可 以 看 出，随 着 VG 高 度 增 大，出 口 总 压 恢 复 系 数 下

降；其中 VG 高度为 0.84hv时，出口总压恢复系数高于

原型进气道。

图 26（b）给出了出口畸变指数相对变化量 DC60/

DC60-b随 VG 高度的变化规律，其中 DC60-b为原型进气

Fig. 24 Influence of VG’s geometry parameters on the parameters contours of inlet isolator outlet

第 45 卷 第 11 期 推　进　技　术 2024 年

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道出口畸变指数。从图可以看出，VG 进气道出口畸

变指数均低于原型进气道，且随着 VG 高度增加出口

畸变指数下降。

图 26（c），（d）给出了 VG 安装角对隔离段出口性

能参数的影响规律，其中高度为 0.99hv。从图可以看

出，随 着 VG 安 装 角 增 大，出 口 总 压 恢 复 系 数 与 畸 变

指 数 降 低。当 安 装 角 为 8°时，出 口 总 压 恢 复 系 数 与

原 型 进 气 道 相 当；当 安 装 角 大 于 10°时，安 装 角 对 畸

Fig. 26 Influence of VG’s geometry parameters on the performance parameters of isolator outlet

Fig. 25 Influence of VG’s geometry parameters on the distribution of dimensionless vorticity flux

第 45 卷 第 11 期 基于涡流发生器的内转式进气道流场组织研究 2024 年

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变指数的影响下降。

对比图 26 可以看出，VG 高度对出口参数的影响

大于 VG 安装角。综合考虑上述性能参数，本文选取

长度 0.33L2、高度 0.99hv、安装角 9°作为 VG 设计参数。

与原型进气道相比，VG 进气道隔离段出口总压恢复

系数下降 0.54%，受 VG 影响较小；畸变指数 DC60下降

36.8%，受 VG 影响较大。

抗反压能力是进气道一个关键性能指标。图 27

给 出 了 原 型 进 气 道 和 VG 进 气 道 反 压 特 性 曲 线。从

图可以看出，原型进气道和 VG 进气道抗反压能力相

当，设计状态最大抗反压为 161 倍来流静压。从图还

可 以 看 出，通 流 状 态 下，原 型 进 气 道 和 VG 进 气 道 隔

离段出口总压恢复系数与马赫数相当；反压状态下，

VG 进气道隔离段出口总压恢复系数和马赫数均高于

原型进气道。84 倍、141 倍反压条件下，与原型进气

道 相 比，VG 进 气 道 隔 离 段 出 口 总 压 恢 复 分 别 提 升

4.60%，12.0%。

可见，VG 改善了通流状态下进气道流场均匀度，

提 高 了 反 压 状 态 下 进 气 道 隔 离 段 出 口 总 压 恢 复 系

数，提升了进气道气动性能。

5 结 论

本文采用数值仿真方法开展了涡流发生器对内

转式进气道流动特性影响的研究，分析了 VG 高度与

安装角对流场结构的影响，得到如下主要结论：

（1）原 型 进 气 道 唇 罩 激 波/边 界 层 扫 掠 干 扰 诱 发

形成类锥形涡，在对称面两侧演化成流向涡，导致低

能 流 由 唇 罩 侧 向 压 缩 面 侧 迁 移 堆 积，形 成 类 圆 形 低

总压区和月牙形高总压区，流动参数分布不均。

（2）VG 能够改善内转式进气道流场结构。VG 诱

导产生反向漩涡，其近壁面流动由压缩面指向唇罩，

有效阻碍了低能流迁移。原型进气道压缩面侧大尺

度 低 总 压 区 被 分 割 为 两 个 小 尺 度 低 总 压 区，改 善 了

流场结构。

（3）VG 高度与安装角影响内转式进气道流动特

性。随着 VG 高度与安装角增大，隔离段出口总压恢

复 系 数 与 畸 变 指 数 变 小。设 计 状 态，与 原 型 进 气 道

相比，VG 进气道隔离段出口总压恢复系数与畸变指

数 DC60分别下降 0.54%，36.8%。

（4）VG 提高了反压状态下进气道隔离段出口总

压恢复系数。84 倍、141 倍反压下，隔离段出口总压

恢复系数分别提高 4.60%，12.0%。

参 考 文 献

［ 1 ］ 尤 延 铖，梁 德 旺，郭 荣 伟，等 . 高 超 声 速 三 维 内 收 缩

式进气道/乘波前体一体化设计研究评述［J］. 力学进

展，2009，39（5）：513-525.

［ 2 ］ BILLIG F S. Supersonic combustion ramjet missile［J］.

Journal of Propulsion and Power，1995，11（6）：1139-

1146.

［ 3 ］ VAN WIE D， MOLDER S. Applications of Busemann in⁃

let designs for flight at hypersonic speeds［C］. Irvine：

Aerospace Design Conference，1992.

［ 4 ］ OTTO S E， TREFNY C J， SLATER J W. Inward-turn⁃

ing streamline-traced inlet design method for low-boom，

low-drag applications［J］. Journal of Propulsion and Pow⁃

er，2016，32（5）：1178-1189.

［ 5 ］ MALO-MOLINA F， GAITONDE D， KUTSCHEN⁃

REUTER P. Numerical investigation of an innovative in⁃

ward turning inlet［C］. Toronto：17th AIAA Computa⁃

tional Fluid Dynamics Conference，2005.

Fig. 27 Backpressure characteristics for prototypical inlet and inlet with VG

第 45 卷 第 11 期 推　进　技　术 2024 年

2311005-15

［ 6 ］ MALO-MOLINA F， EBRAHIMI H， RUFFIN S. Analy⁃

sis of an innovative inward turning inlet using an air-JP8

combustion mixture at Mach 7［C］. San Francisco：36th

AIAA Fluid Dynamics Conference and Exhibit，2006.

［ 7 ］ SMART M K， TREXLER C A. Mach 4 performance of

hypersonic inlet with rectangular-to-elliptical shape tran⁃

sition［J］. Journal of Propulsion and Power，2004，20

（2）：288-293.

［ 8 ］ SMART M K. Design of three-dimensional hypersonic in⁃

lets with rectangular-to-elliptical shape transition［J］.

Journal of Propulsion and Power，1999，15（3）：408-

416.

［ 9 ］ SMART M K. Experimental testing of a hypersonic inlet

with rectangular-to-elliptical shape transition［J］. Jour⁃

nal of Propulsion and Power，2001，17（2）：276-283.

［10］ YOU Y C， LIANG D W. Design concept of three-dimen⁃

sional section controllable internal waverider hypersonic

inlet［J］. Science in China Series E： Technological Sci⁃

ences，2009，52（7）：2017-2028.

［11］ 李永洲，张堃元，孙　迪 . 马赫数可控的方转圆高超

声速内收缩进气道试验研究［J］. 航空学报，2016，37

（10）：2970-2979.

［12］ 李永洲，张堃元，孙　迪 . 马赫数可控的方转圆内收

缩进气道非设计点工作特性［J］. 航空学报，2016，37

（11）：3263-3272.

［13］ 王 卫 星，郭 荣 伟 . 圆 形 出 口 内 转 式 进 气 道 流 动 特 征

［J］. 航空学报，2016，37（2）：533-544.

［14］ JACOBSEN L， TAM C J， BEHDADNIA R， et al. Start⁃

ing and operation of a streamline-traced Busemann inlet

at Mach 4［C］. Sacramento：42nd AIAA/ASME/SAE/AS⁃

EE Joint Propulsion Conference & Exhibit，2006.

［15］ 南向军 . 压升规律可控的高超声速内收缩进气道设计

方 法 研 究［D］. 南 京：南 京 航 空 航 天 大 学，2012：95-

116.

［16］ 王卫星，顾　强，郭荣伟 . 内转式进气道流动控制研

究［J］. 推进技术，2017，38（5）：6-12. （WANG W X，

GU Q， GUO R W. Study of flow control of inward turning

inlet［J］. Journal of Propulsion Technology，2017，38

（5）：6-12.）

［17］ 朱　 婷，王 卫 星，张 仁 涛，等 . 唇 罩 内 型 面 对 内 转 式

进 气 道 流 动 特 性 影 响 研 究［J］. 推 进 技 术，2019，40

（10）：2226-2234. （ZHU T， WANG W X， ZHANG R

T， et al. Effects of internal surface of cowl on flow char⁃

acteristics of inward turning inlet［J］. Journal of Propul⁃

sion Technology，2019，40（10）：2226-2234.）

［18］ SCHUBAUER G B， SPANGENBERG W G. Forced mix⁃

ing in boundary layers［J］. Journal of Fluid Mechanics，

1960，8（1）：10-32.

［19］ BROWN A C， NAWROCKI H F， PALEY P N. Subsonic

diffusers designed integrally with vortex generators［J］.

Journal of Aircraft，1968，5（3）：221-229.

［20］ 胡 万 林，于　 剑，刘 宏 康，等 . 叶 片 式 涡 流 发 生 器 对

压 缩 拐 角 流 动 分 离 的 控 制［J］. 航 空 学 报，2018，39

（7）：122-130.

［21］ 褚 胡 冰，陈 迎 春，张 彬 乾，等 . 增 升 装 置 微 型 涡 流 发

生器数值模拟方法研究［J］. 航空学报，2012，33（1）：

11-21.

［22］ YAN Y， CHEN L， LI Q， et al. Numerical study of mi⁃

cro-ramp vortex generator for supersonic ramp flow con⁃

trol at Mach 2.5［J］. Shock Waves，2017，27：79-96.

［23］ MCCORMICK D C. Shock/boundary-layer interaction

control with vortex generators and passive cavity［J］.

AIAA Journal，1993，31（1）：91-96.

［24］ TITCHENER N， BABINSKY H. Shock wave/boundarylayer interaction control using a combination of vortex

generators and bleed［J］. AIAA Journal，2013，51（5）：

1221-1233.

［25］ BLINDE P L， HUMBLE R A， OUDHEUSDEN B， et al.

Effects of micro-ramps on a shock wave/turbulent bound⁃

ary layer interaction［J］. Shock Waves，2009，19（6）：

507-520.

［26］ SHARMA P， VARMA D， GHOSH S. Novel vortex gen⁃

erator for mitigation of shock-induced flow separation［J］.

Journal of Propulsion and Power，2016，32（5）：1264-

1274.

［27］ DAMBARA S， YAMAMOTO M， YOSHIMOTO S， et al.

Behavior of VG generated-vortex in 3D shock/turbulent

boundary layer interaction［C］. Reno：39th Aerospace

Sciences Meeting and Exhibit，2001.

［28］ VERMA S B， CHIDAMBARANATHAN M. Swept fininduced shock/boundary-layer separation control using

corotating vortex generators［J］. AIAA Journal，2022，60

（11）：6240-6251.

［29］ DRAYNA T， NOMPELIS I， CANDLER G. Hypersonic

inward turning inlets： design and optimization［C］. Re⁃

no： 44th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit，

2006.

［30］ DOLLING D S， MCCLURE W B. Flowfield scaling in

sharp fin-induced shock wave/turbulent boundary-layer

interaction［J］. AIAA Journal，1985，23（2）：201-206.

［31］ ZHELTOVODOV A A， MAKSIMOV A I， SHEVCHEN⁃

KO A M， et al. Topology of three-dimensional separa⁃

tion under the conditions of symmetric interaction of

crossing shocks and expansion waves with turbulent

boundary layer［J］. Thermophysics and Aeromechanics，

1998，5（3）：293-312.

［32］ EAGLE W E， DRISCOLL J F. Shock wave-boundary

layer interactions in rectangular inlets： three-dimension⁃

al separation topology and critical points［J］. Journal of

第 45 卷 第 11 期 基于涡流发生器的内转式进气道流场组织研究 2024 年

2311005-16

Fluid Mechanics，2014，756：328-353.

［33］ LIU C Q， WANG Y Q， YANG Y， et al. New Omega vor⁃

tex identification method［J］. Science China Physics，

Mechanics & Astronomy，2016，59：1-9.

（编辑：朱立影）

Flow field organization of inward turning inlet based on

vortex generator

WANG Weixing1

，LIU Jiasi1

，LIU Jingcai1

，LI Dong2

，ZHU Jiahao1

（1. College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China；

2. Beijing Power Machinery Institute，Beijing 100074，China）

Abstract：The swept cowl shock/boundary layer interaction of the inward-turning inlet induces a quasiconical vortex. Further， it develops into the spatial streamwise vortex， resulting in the low energy flow accumulat⁃

ing near the compression surface and the uneven flow field. The influence of the vortex generator （VG） and its

geometric parameters on the flow characteristics of the inward turning inlet were studied with numerical simula⁃

tion to improve the flow field structure of the inward-turning inlet. The research results indicate that the VG in⁃

duces the reverse vortex and weakens the intensity of the streamwise vortex near the compression surface when

the VG is installed in the interaction zone， and the migration and accumulation of low energy flow towards the

compression surface are effectively hindered and promotes the mixing of low energy flow with mainstream flow.

The low total pressure zone with large scale and quasi-circular shape at the isolator outlet of the prototypical inlet

is divided into two low total pressure zones with small scale， effectively improving the uniformity of the inlet flow

field. Within the research scope， the VG height and installation angle affect the flow characteristics of the inlet.

With the increase of the height and installation angle of VG， the reverse vortex strengthens， and the uniformity of

the flow field improves， but the total pressure recovery coefficient decreases. Compared with the prototypical in⁃

let， the total pressure recovery coefficient and the distortion index DC60 at the inlet isolator outlet with VG de⁃

crease by 0.54% and 36.8%， respectively， under the design and free back pressure condition. The total pressure

recovery coefficient at the inlet isolator outlet with VG increases by 4.60% and 12.0%， respectively， under 84

and 141 times back pressure condition. The flow characteristics of the inlet are improved effectively.

Key words： Inward turning inlet； Vortex generator； Flow control； Streamwise vortex； Swept shock/

boundary layer interaction

Received：2023-11-02；Revised：2024-04-28.

DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 2311005

Foundation item：National Natural Science Foundation of China （11502111）.

Corresponding author：WANG Weixing， E-mail： wangweixing@nuaa.edu.cn

2024 年 11 月

第 45 卷 第 11 期

推　进　技　术

JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY

Nov. 2024

Vol.45 No.11

2401004-1

基于过程的发动机进气道防冰引气模型及其

多维度耦合分析 *

魏佐君 1，2

，任光明 1，2

，李 成 1

，杨宇飞 3

（1. 南方科技大学 深圳市宽速域变密度连续式风洞重点实验室，广东 深圳 518055；

2. 南方科技大学 工学院，广东 深圳 518055；

3. 中国航发湖南动力机械研究所，湖南 株洲 412002）

摘 要：进气道防冰引气及其影响的评估对于发动机的研制具有重要意义，但定引气比的经典引气

模型对于非设计点的性能评估存在不合理性。本文建立了基于过程的进气道防冰引气模型，通过防冰阀

模型、引气函数、换热模型，实现了对防冰引气系统的低维度建模；提出了进气道、压气机、引气系统

的多维度耦合分析方法。结果表明，该引气模型的引气比和排气温度将随工作点调整而动态改变，压气

机等转速线与表示定引气比的多条线相交，增压比越高引气比越大。

关键词：进气道防冰；防冰引气模型；多维度耦合；降维度模型；基于过程

中图分类号：V231.1 文献标识码：A 文章编号：1001-4055（2024）11-2401004-08

DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 2401004

1 引 言

发动机进气道防冰引气系统是现代发动机空气

系统的重要部分［1］

，是进气道防冰设计的主要手段。

防冰引气系统是采用从发动机压气机引出的热空气

来防止结冰［2］

。热空气由发动机压气机进入防冰腔

后，在 流 动 过 程 中 将 热 量 传 递 给 进 气 道、导 流 支 板、

整流罩等结构壁面，使其表面的温度高于结冰温度，

保 证 部 件 表 面 不 发 生 结 冰 现 象，从 而 保 证 在 恶 劣 气

象条件下（如在穿越低温云层或冻雨天气等）发动机

正常工作［3-5］

。

但是，防冰引气的打开将导致发动机功率下降、

低表速下喘振等问题。所以发动机在投入使用前必

须经过冰风洞试验或模拟结冰试验［6］

，以评估防冰引

气系统的功能和影响。若不满足要求则需重新调整

设计，这无疑将增加研发的成本、周期和风险。Lian

等［7］

对一种新设计的航空发动机鼻锥防冰系统进行

了实验研究。Evans［8］

研究了 F100-PW220 发动机从

第 七 级 压 气 机 引 防 冰 气 对 发 动 机 性 能 的 影 响。所

以，在发动机设计日益精细的今天，进气道防冰引气

及其影响的评估手段对于发动机的研制和应用具有

重要意义。

瑚洋［9］提出了一种发动机进气道防冰系统需用

引 气 量 的 计 算 方 法。Mathioudakis 等［10］通 过 一 个 预

测 发 动 机 不 同 性 能 变 量 行 为 的 性 能 模 型 分 析 表 明，

引气防冰点系统的运行将会导致发动机参数的明显

改变。Abdelghany 等［3］

的研究表明，发动机机翼防冰

引 气 的 引 气 比 为 0.06 时 发 动 机 总 效 率 降 低 4.01%。

何 杰 等［11］在 进 气 道 水 滴 撞 击 特 性 数 值 计 算 的 基 础

上，通 过 数 值 仿 真 和 试 验 验 证 的 方 法 对 某 型 直 升 机

发 动 机 进 行 热 力 计 算，从 而 确 定 进 气 道 的 结 冰 区 域

及 表 面 温 度 分 布。但 是，以 上 这 些 研 究 只 考 虑 了 防

冰引气的两个主要效应：进气道出口质量流量增加、

压 气 机 入 口 温 度 升 高［12］。贺 丹 等［13］研 究 结 果 表 明，

防 冰 气 的 排 入 将 导 致 压 气 机 性 能 下 降、喘 振 裕 度 减

小。由 此 可 见，进 气 道 防 冰 气 的 排 入 除 了 质 量 效 应

* 收稿日期：2024-01-02；修订日期：2024-03-11。

基金项目：深 圳 市 科 技 计 划 基 础 研 究 专 项 项 目 （JCYJ20200109141403840）；深 圳 市 科 技 计 划 平 台 和 载 体 专 项 项 目

（ZDSYS20220527171405012）；国家自然科学基金（52106045）。

作者简介：魏佐君，博士，副研究员，研究领域为航空发动机气动热力学、叶轮机气体动力学。

通讯作者：任光明，博士，教授，研究领域为航空发动机总体性能及转子动力学。E-mail：rengm@sustech.edu.cn

引用格式：魏佐君，任光明，李　成，等. 基于过程的发动机进气道防冰引气模型及其多维度耦合分析［J］. 推进技术，2024，

45（11）：2401004. （WEI Z J， REN G M， LI C， et al. Process-based model of anti-icing bleeding air for engine inlet

and its multi-dimensional coupling analysis［J］. Journal of Propulsion Technology，2024，45（11）：2401004.）

第 45 卷 第 11 期 基于过程的发动机进气道防冰引气模型及其多维度耦合分析 2024 年

2401004-2

增 强 和 压 气 机 入 口 温 度 升 高［12］外，还 将 引 起 压 气 机

入口畸变和进气道内流动掺混损失；而且，引气比本

身也将随发动机工作点变化而改变。

但 是，目 前 发 动 机 整 机 性 能 的 热 力 学 分 析 中 并

没 有 考 虑 防 冰 引 气 掺 混 和 畸 变 的 影 响。而 且，经 典

进气道防冰引气模型［12，14］

中通过给定引气比的评估

方 法 过 于 简 单，并 未 考 虑 引 气 系 统 参 数 与 压 气 机 的

耦 合 效 应，因 此 未 能 对 防 冰 的 引 气 量 做 出 合 理 的 预

测，不 能 分 析 防 冰 引 气 系 统 的 稳 态 和 动 态 性 能。为

此，Zhang 等［15］

通过子集模拟方法分析了引气防冰系

统 可 靠 性。Sun 等［16］基 于 AMESim 对 防 冰 引 气 阀 进

行 了 建 模 和 仿 真。但 是，这 种 对 于 防 冰 引 气 系 统 的

部件进行建模的方法又过于复杂，输入参数多，不利

于在整机系统中的应用和推广。

综 上，防 冰 引 气 系 统 的 工 作 将 影 响 压 气 机 和 进

气 道 的 工 作 特 性，而 经 典 引 气 模 型 并 未 考 虑 引 气 与

发 动 机 系 统 之 间 有 耦 合 作 用，且 对 于 引 气 造 成 压 气

机出口畸变影响考虑不足。本文将主要针对合理建

立进气道防冰引气系统模型及带防冰气的进气道多

维耦合数值分析方法等开展研究。

2 防冰引气模型的建立

2.1 经典进气道防冰引气模型

在 总 体 性 能 计 算 的 防 冰 引 气 方 面，一 般 采 用 的

具有代表性的模型如 Kurzke 等［14］

所使用的定引气比

模 型，如 图 1 所 示 中 的“Recirculating”。本 文 称 其 为

经典进气道防冰引气模型。

在 该 引 气 模 型 中，防 冰 气 从 压 气 机 设 定 的 位 置

取 出 后 将 通 过 引 气 管 送 至 发 动 机 进 气 道 的 除 冰 部

件，并 立 即 重 新 流 入 进 气 道 主 流 中。在 那 里 其 假 设

再 入 的 引 气 将 与 主 流 完 全 混 合，所 以 排 气 有 两 种 效

果，即 压 气 机 流 量 增 加、压 气 机 进 口 温 度 上 升。由

此，压气机质量流量

W1 = W3 = W2 (1 - Wb /W2 ) = W2(1 - b) （1）

式 中 W1，W2，W3 分 别 为 进 气 道 进 口、压 气 机 进 口、压

气机出口的质量流量；Wb 为引气质量流量，b = Wb /W2

为引气比。

在 只 考 虑 防 冰 引 气 的 条 件 下，压 气 机 功 Lc 的 计

算为

Lc = W2 (1 - Wb /W2 ) Δh23 + Wb r bΔh23 （2）

式中 r b 为引气的相对焓比，Δh23 为空气经过压气机后

的 焓 增。引 气 排 入 将 导 致 压 气 机 上 游 温 度 上 升，该

温度 ΔT 可通过迭代计算得到。

该 模 型 有 三 点 不 足 之 处。其 一，其 通 过 防 冰 引

气比 b 考虑引气量时，其引气比不会随发动机或压气

机 工 况 改 变 而 变 化。其 二，用 于 考 虑 引 气 温 度 的 相

对焓比 r b 也将不随压气机工况变化而改变，没有考虑

沿 程 管 路 和 防 冰 换 热 等 影 响。其 三，该 模 型 中 有 一

个 假 设 认 为 引 气 排 入 进 气 道 后 完 全 掺 混。但 实 际

上，由 于 进 气 道 较 短、引 气 由 内 外 通 道 壁 面 排 出，防

冰 气 往 往 不 能 及 时 与 主 流 完 成 掺 混，从 而 在 压 气 机

入 口 形 成 来 流 总 温 畸 变。针 对 该 三 个 不 足 之 处，本

文 提 出 了 基 于 过 程 的 进 气 道 防 冰 引 气 模 型，并 进 行

了不同维度的耦合计算分析。

2.2 基于过程的进气道防冰引气模型

图 2 给 出 了 典 型 的 进 气 道 防 冰 引 气 管 路 结 构 示

意 图。典 型 的 防 冰 引 气 系 统 内 流 动 可 以 描 述 为：将

防冰气从压气机某个位置引出后，经过防冰阀、引气

管 路、防 冰 部 件 换 热 等 结 构 后 从 进 气 道 某 个 位 置 排

出。因此，在对防冰引气管路内流动分析的基础上，

考 虑 到 引 气 管 路 内 流 场 并 非 重 点 关 注，本 文 对 进 气

道防冰引气系统进行降维建模处理。

图 3 给 出 了 本 文 提 出 的 基 于 过 程 的 防 冰 引 气 模

型（Process-Based Model of anti-icing bleeding air sys⁃

tem，PBM），其 中 AIP 为 进 气 道 与 压 气 机 的 气 动 交 界

图2 防冰引气管路结构示意图

图1 Gasturb软件防冰引气模型[14]

第 45 卷 第 11 期 推　进　技　术 2024 年

2401004-3

面。该 模 型 考 虑 了 引 气 阀 节 流 控 制 过 程、防 冰 通 道

流动过程、防冰部件换热过程，相应地引入了防冰阀

模 型、引 气 函 数、换 热 模 型。其 中，防 冰 阀 模 型 用 于

控 制 进 入 引 气 管 路 的 进 口 压 力；引 气 函 数 用 于 表 征

流 量 与 管 道 压 力 的 变 化 关 系；换 热 模 型 用 于 考 虑 防

冰引气在经过防冰管路时的换热过程。通过防冰引

气 系 统 计 算 模 型，可 以 确 定 引 气 出 口 处 排 入 主 流 时

的防冰气物理流量 Wic 和总温 Tt，a。

2.2.1 防冰阀模型

防冰阀模型通过节流效应控制进入引气管路的

进口压力，相应地控制了防冰引气的流量，但引气流

量 仍 与 防 冰 管 路 的 沿 程 流 阻 相 关，所 以 本 模 型 中 的

最终流量将通过引气函数确定。

对 于 防 冰 引 气 阀 的 作 用 ，引 入 节 流 系 数 αv，表

示为

αv = ptv /pt3 （3）

式中 ptv 为阀后总压值，pt3 为引气位置（压气机出口或

燃 烧 室 旁 路）的 总 压 值。节 流 阀 节 流 系 数 可 用 于 调

整设计引气量。应用时可根据具体的算例中设计点

的流量确定节流系数。

2.2.2 引气函数

引气函数是用以表征引气通道管路的沿程流动

损 失 的 参 数，表 示 管 道 内 流 量 随 进 口 总 压 和 出 口 静

压比值的变化关系。该函数与防冰引气阀的总压系

数共同调节防冰引气量。引气函数取为管道进口总

压与出口静压比的函数关系，但是，在计算中由于管

道出口的静压值在迭代过程中变化大，且不易取值，

所以，采用进气道出口总压替代。由此，

Wic,cor = f ( ptv /pt,2 ) = f (αv pt,3 /pt,2 ) = f (αvπc ) （4）

式 中 Wic，cor 表 示 标 准 大 气 压 下 的 防 冰 引 气 的 换 算 流

量，单位 kg/s。

进气道的出口实际物理流量需通过进气道出口

总压 pt，2 和总温 Tt，2 换算得到，即

Wic = Wic,cor

Tamb,ISA /Tt,2

pamb,ISA /pt,2

= f (αvπc )

Tamb,ISA /Tt,2

pamb,ISA /pt,2

（5）

式 中 Tamb，ISA 和 pamb，ISA 分 别 为 288.15 K 和 101.325 kPa。

从定义可知，防冰引气量取决于函数特性、引气阀节

流系数、压气机增压比。函数特性与通道内流阻、排

气 口 面 积 相 关。其 质 量 流 量 还 受 进 气 道 出 口 总 压、

总温的影响。

引气函数特性与防冰引气管路内的流动直接相

关，是 引 气 管 路 的 特 性 数 据。本 研 究 中 将 采 用 前 期

对 于 防 冰 引 气 通 道 的 CFD 计 算 结 果 作 为 引 气 函 数，

如图 4 所示。若无法确定详细的引气管路几何时，引

气函数也可使用线性函数近似，满足压比为 1 时质量

流量为 0。

2.2.3 换热模型

换热模型的作用是考虑防冰气在经过防冰管路

（进 气 框 架 的 支 板、进 气 道 内 壁 面 等 处）时 将 与 进 气

道 主 流 发 生 一 定 热 交 换，起 到 防 冰 作 用。本 计 算 中

引 入 余 热 系 数 以 计 算 防 冰 气 在 管 路 沿 程 的 总 温 损

失，即余热系数 βh 表示为

βh = Tt,a - Tt,2

Tt,3 - Tt,2

（6）

式 中 Tt，2 和 Tt，3 分 别 取 为 压 气 机 进 口 和 出 口 的 总 温，

Tt，a 为进气道防冰气出气口处的总温值。

3 防冰引气系统耦合计算方法

防 冰 气 的 状 态 参 数 同 时 与 进 气 道 处 的 流 动、压

气 机 出 口 状 态 参 数 相 关 联，其 流 量、温 度、压 力 还 受

到 引 气 系 统 本 身 结 构 设 计 的 影 响。所 以，精 细 化 的

防冰引气影响分析必将需要进气道、压气机、引气管

路 三 方 面 的 强 耦 合 计 算，这 是 评 估 防 冰 引 气 对 发 动

图3 基于过程的进气道防冰引气模型

图4 防冰引气管路的换算流量-压比特性

第 45 卷 第 11 期 基于过程的发动机进气道防冰引气模型及其多维度耦合分析 2024 年

2401004-4

机性能影响的关键之处。

前 期 的 研 究 显 示，防 冰 引 气 流 动 与 进 气 道 主 流

之间的流动尺度存在量级差异，如图 5 所示。相应的

计算网格上也存在量级的差别。进气道主流道尺寸

是 防 冰 气 排 气 孔 或 排 气 槽 尺 寸 的 数 百 倍，而 排 气 孔

或 排 气 槽 的 尺 寸 为 1~2 mm 或 甚 至 更 小。虽 然 通 过

全 三 维 CFD 方 法 可 以 实 现 一 体 化 耦 合 计 算，但 是 其

网格数量巨大，计算量将大大增加。而且，由于进气

道主流与引气管内流动的速度存在较大差异，CFD 计

算收敛困难甚至发散。

所以，在发动机的精细化评估模型中，最为有效

的 一 种 方 法 就 是 对 防 冰 引 气 流 动 降 维 处 理，建 立 低

维数学模型，即防冰引气系统模型，并使其与进气道

主 流 三 维 CFD 计 算 相 耦 合，从 而 实 现 对 防 冰 引 气 影

响 的 有 效 模 拟。同 时，低 维 模 型 也 将 可 用 于 整 机 总

体性的静态和动态预测。

3.1 进气道、压气机、防冰引气的耦合计算方法

耦合计算的主要思路是使用防冰引气模型预测

当 前 压 气 机 和 进 气 道 状 态 下 引 气 的 状 态 参 数，并 与

进气道和压气机的计算耦合，使进气道主流流场 CFD

计 算 能 够 合 理 地 计 算 防 冰 气 排 入 所 引 起 的 掺 混，及

其 对 压 气 机 性 能 的 影 响。其 中，进 气 道 与 压 气 机 的

耦合采用了基于平行压气机理论［17-18］

的耦合计算方

法，从 而 避 免 多 级 压 气 机 全 环 通 道 CFD 模 拟 的 大 计

算 量 问 题，也 避 免 总 体 性 能 评 估 中 过 多 的 输 入 数 据

要求。图 6 给出了进气道、压气机、防冰引气的耦合

计算流程图。

根 据 设 计 的 引 气 流 量 和 引 气 排 气 温 度，确 定 防

冰 引 气 阀 节 流 系 数、换 热 模 型 的 余 热 系 数、引 气 函

数。然后可计算得到初始的压气机流量 W3，0，引气流

量 Wic，0，防冰气排入温度 Tt，a0，从而开始进气道流场的

三 维 CFD 计 算，并 输 出 收 敛 结 果 在 AIP 截 面 的 流 场

（v a，i

，ρi

，Ai 分 别 表 示 第 i 个 子 压 气 机 的 轴 向 速 度、密

度、面积）。通过基于平行压气机方法的进气道/压气

机 耦 合 计 算 后，计 算 并 获 得 压 气 机 出 口 的 物 理 流 量

W3、增压比 π 和等熵效率 η。利用防冰引气模型，计

算得到新的引气流量 Wic 和防冰气排入温度 Tt，a。从

而 完 成 一 次 迭 代，对 比 残 差 εa = εW + εWc + ε Tc，直 至

εa < ε（ε 为设定的收敛误差）时完成耦合计算。

εW = | W | 3 - W3,0 /W3,0

εWc = | W | ic - Wic0 /Wic0 （7）

ε Tc = | T | t,a - Tt,a0 /Tt,a0

3.2 进气道三维数值计算模型

本 文 取 进 气道 的 内 壁 排 气 孔 及 其 后 支 板 作 为

计 算 域 ，如 图 7 所 示 ，防 冰 气 由 外 侧 经 支 板 内 侧 流

向 进 气 道 内 壁 面 后 再 由 排 气 孔 排 入 主 流。计 算 中

采 用 时 间 推 进 的 有 限 体 积 法 求 解 定 常 黏 性 雷 诺 平

均 Navier-Stokes（N-S）方 程 组，采 用 SST k-ω 湍 流 模

型。计 算 网 格 采 用 四 面 体 非结 构 网 格，由 ICEM 软

件 生 成，在 通 道 和 支 板 壁 面 附 近 采用 贴 体 的 5 层 边

界 层 网 格。由 于 边 界 层 黏 性 底 内 的 流 动 并 非 本 研

究 的 重 点，所 以 第 一 层 网 格 的 无 量 纲 高度 y+

~10，同

时调用了自动壁面处理函数［19］

对边界层 内 流 动 进 行

计算。

进气道的进口给定绝对总温、绝对总压、来流湍

流度，出口边界采用流量出口边界进行节流，流量值

W3 由压气机特性计算给出。来流边界层为进口均匀

的自由发展边界层。防冰气进口给定质量流量 Wic 和

总 温 Tt，a，方 向 垂 直 于 边 界。具 体 边 界 条 件 如 表 1 所

示。其 中 出 口 流 量、防 冰 气 进 口 流 量 和 温 度 均 由 耦

合迭代计算获得，如图 6 所示。

图5 进气道主流道及防冰通道内流动

图6 耦合计算流程图

第 45 卷 第 11 期 推　进　技　术 2024 年

2401004-5

为 捕 捉 防 冰 气 与 主 流 之 间 的 掺 混，对 排 气 槽 附

近的网格进行局部加密。在主通道和壁面的网格尺

寸分别设置为 16 mm 和 8 mm 时，通过将排气槽附近

的 网 格 尺 寸 分 别 设 置 为 16 mm，8 mm，4 mm，2 mm

进 行网格无关性分析，对应的网格数分别为 41.6 万、

65.2 万、80.0 万、113.0 万。图 8 给出了进气道总压系

数 ξ = pt，2 /pt，1 的 网 格 无 关 性 分 析 结 果。经 分 析 后 将

计算域的网格数确定为 113.0 万。

4 耦合分析结果

应用上述多维度耦合计算方法，对 100% 物理转

速下的进气道、压气机、防冰引气耦合下的引气系统

和 压 气 机 工 作 特 性 进 行 了 分 析。其 中，压 气 机 的 工

作 点 计 算 使 用 了 NASA 报 告［20］中 公 布 的 特 性 数 据。

计算过程中通过增加压气机出口背压获得不同的耦

合 系 统 工 作 点，直 至 计 算 发 散 时 认 为 达 到 压 气 机 的

喘振边界。

4.1 进气道内流场分析

图 9 给 出 了 采 用 定 引 气 比（b=1.6%）时 防 冰 气 从

排气槽排出后对进气道流场的影响。图中可见防冰

气排后将引起轮毂附近总温的升高。

4.2 动态引气比的影响

为 说 明 耦 合 计 算 的 影 响，本 研 究 中 将 对 比 分 别

采 用 经 典 防 冰 引 气 模 型（Classical）和 采 用 基 于 过 程

的防冰引气模型（PBM）时引气和压气机性能的变化。

为 使 结 果 具 有 可 比 性，两 种 引 气 模 型 的 设 置 以 保 证

设计压比下具有相同的引气流量 0.098 kg/s 为依据，

排气温度为 675.5 K。

图 10 给出了耦合计算后防冰引气比随压气机流

量 的 变 化。相 对 于 经 典 防 冰 引 气 模 型 的 定 引 气 比，

PBM 模型的引气比将随压气机增压比变化，从 1.46%

增加至 2.29%，变化量达到 0.83%。

图 11（a）和（b）分别给出了采用不同防冰引气模

型时的压气机工作特性，其中“Bleeding OFF”表示防

冰引气关闭，“Design”表示压气机的设计点。可以看

图9 防冰气从排气槽排出后对进气道流场的影响（b=1.6%）

图7 进气道计算域及边界设置

表1　边界条件设置

参数

进口总压/kPa

进口总温/K

出口流量（/ kg/s）

来流湍流度/%

防冰气进口流量（/ kg/s）

防冰气进口总温/K

数值

101.325

288.15

W3

1

Wic

Tt，a

图8 网格无关性分析

第 45 卷 第 11 期 基于过程的发动机进气道防冰引气模型及其多维度耦合分析 2024 年

2401004-6

到，在相同的增压比下，耦合 PBM 模型的压气机具有

更 高 的 换 算 流 量，即 其 堵 塞 点 流 量 更 高。进 一 步 分

析发现，这是因为引气比 b 减小导致压气机进口总温

上升变缓。

图 12 中给出了在相同压比下压气机进口换算流

量相对于设计点的变化。可以看到，设计点附近，因

为 防 冰 引 气 的 打 开 ，通 过 压 气 机 的 换 算 流 量 减 少

4%~5% 左右。这说明防冰气的排入将导致压气机通

流 减 少。由 此 推 断，发 动 机 输 出 功 率 将 下 降 或 涡 轮

前 总 温 将 升 高。而 对 于 低 增 压 比 时，PBM 模 型 预 测

的 压 气 机 流 量 变 化 更 小，这 对 于 慢 车 等 低 压 状 态 的

性能评估更重要。

4.3 防冰引气的耦合影响分析

本 文 对 100% 物 理 转 速 下 采 用 PBM 模 型 时 进 气

道、压气机、防冰引气的耦合计算下的引气系统和压

气机工作特性进行了分析。这里根据设计点流量和

排 气 温 度，将 节 流 系 数 αv 取 为 0.25，余 热 系 数 βh 取

为 0.6。

图 13 给出了耦合计算得到的引气比和排气温度

的变化。耦合计算中，引气比 b 和温度 Tt，a 都随工作

点变化而变化，其中引气比变化量约 0.8%（对于设计

点 引 气 比 为 2% 时 是 较 大 的 变 化），排 气 温 度 变 化 约

45 K。

图 14（a）和（b）给出了采用 PBM 模型耦合计算的

压气机工作特性变化。其中同时给出了引气比分别

恒定为 0.7%，1.6%，2.4%，且排气温度恒定为 675.5 K

图13 耦合计算时防冰气参数随压气机流量的变化

图12 相同压比下压气机进口换算流量相对于设计点的变化

图11 采用不同防冰引气模型时的压气机工作特性

图10 防冰引气比随压气机流量的变化（100%物理转速）