高超声速飞行器及发动机是空天科技发展的核心装置。超声速燃烧室是吸气 式高超声速动力系统的关键部件，其面临着非常恶劣的热环境。热防护一直是高 超声速飞行器与发动机研究的重要领域。目前广泛使用的碳氢燃料再生冷却技术 基于管道对流传热机制，能够满足燃烧室绝大部分区域的结构冷却需求。但随着 飞行马赫数与发动机结构复杂度的不断提高，发动机燃烧室承受的热载荷也在不 断增大，其冷却性能已明显不足。因此需要发展更高效的冷却技术手段，以保证 相关部件及结构能够长时间安全运行。气膜冷却作为一种高效的主动冷却方式， 有望应用于超声速燃烧室的热防护。以往关于气膜冷却的研究主要针对亚声速来 流条件，讨论气膜冷却效率的影响因素，而关于超声速来流中气膜冷却特性的研 究较少，超声速来流的强可压缩效应以及复杂波系的干扰，使得超声速条件下气 膜冷却机理显著不同于亚声速条件，相关流动与传热机理尚不清楚。且目前关于 气膜冷却在超声速燃烧室的应用研究极少，因此，研究超声速燃烧室内气膜的流 动、传热以及减阻特性，揭示其流动机理是非常必要的。

本文首先通过数值仿真研究了超声速来流条件下气膜冷却流动、传热与减阻 特性。数值仿真采用雷诺平均方法（RANS）。数值结果表明，冷却剂通过离散孔 喷注在下游形成覆盖气膜，有效降低了高温主流向壁面传热；喷注射流会形成典 型的反向旋转对涡结构，该涡促进了射流的抬升及其与主流的掺混过程，深刻影 响气膜冷却性能；同时多排孔气膜相互作用，进一步改变了气膜的扩散特性。研 究发现，超声速来流条件下，气膜能够降低近壁面流动的速度梯度，显著降低壁 面摩阻，且摩阻分布与壁面热流密度分布具有相似性。

数值研究了几何参数（包括气膜孔直径、气膜孔排布方式以及气膜孔展向间 距）、冷却流参数（包括气膜冷却剂流量、气膜喷注角度）以及不同马赫数的超 声速来流等对超声速环境中气膜冷却效果、壁面减阻效果的影响规律。几何参数 的研究发现，气膜孔采用交错排布方式具有更高的冷却效率和减阻性能。相同流 量下，增大气膜孔径、减小气膜孔展向间距会导致气膜孔排布区域冷却效率、减 阻性能增大，但气膜孔下游区域均下降较快。冷却流参数的研究发现，气膜流量 越大，气膜冷却效率越大，且产生强度不同的激波作用于气膜后，出现了冷却效 率的迅速下降以及略微上升两种变化趋势。气膜喷注角度越大，在展向分布上， 冷却效率分布越均匀；在流向分布上，临近气膜孔下游气膜冷却效率越大，但下 游较远处冷却效率迅速下降。针对气膜的减阻性能，气膜流量、喷注角度增大均 会导致其在临近气膜孔下游一定距离内呈现增大趋势。不同马赫数的超声速来流 研究发现，主流马赫数增大，气膜冷却效率沿流向不断减小，沿展向分布越不均 匀，且马赫数越大，产生的激波越强，对气膜冷却效率的不利影响也越大。在临 近气膜孔下游一定距离内，壁面摩阻随着来流马赫数的增大而减小。同时激波强 度也会对壁面减阻效果产生影响，激波强度越大，对壁面减阻效果的不利影响越大。

本文通过实验研究获得了真实超声速燃烧室环境下气膜冷却效率的基本变化 规律。实验针对不同冷却测试件构型，研究了气膜流量对其冷却效率的影响，包 含燃烧条件下以及纯气动加热条件下的气膜冷却。通过直接测量有、无气膜作用 时燃烧室内壁面热流密度变化，以评估气膜冷却性能。实验结果表明，超声速条 件下气膜冷却具有较高的冷却性能，当气膜流量占主流流量 9.7%时，燃烧室壁 面气膜孔下游的测点热流密度最高下降了 53%；且气膜流量越大，其冷却效率越 高。同时实验中气膜孔下游 90mm 位置的冷却效率高于气膜孔下游 20mm 位置， 结合数值仿真可知冷却剂喷注后形成稳定气膜、获得较高冷却效率需要一定的流 向距离。

理论研究方面，基于 Goldstein 的二维气膜冷却效率理论模型，并考虑离散 孔的三维效应、多排孔叠加效应等，首次建立了超声速燃烧室内多排均匀离散孔 气膜冷却效率的理论预测模型，预测结果与实验数据吻合良好，最大差异不超过 5%。