航天飞行器热防护相变发汗冷却研究进展
胥蕊娜, 李晓阳, 廖致远, 胡皓玮, 祝银海, 姜培学    
清华大学 能源与动力工程系, 热科学与动力工程教育部重点实验室, 北京 100084
摘要:随着航天飞行器飞行速度与时间的提高,气动、燃烧等带来的超高温、大热流使得飞行器部件温度远超材料耐温极限,高效可靠的热防护技术成为制约航天飞行器发展的重要瓶颈之一。发汗冷却技术自20世纪40年代提出以来,被认为是一种具有极高冷却效率的主动热防护技术,可实现航天飞行器超高温/大热流表面的有效热防护。该文对国际、国内主要研究团队和作者研究团队近年来相变发汗冷却的研究进行了综述,阐述了亚声速和超声速主流中相变发汗冷却流动与换热规律,提出了仿生自抽吸自适应相变发汗冷却方法及其优化结构,给出了发汗冷却在航天飞行器典型热端结构中的应用和优化方法。结合先进材料的发展探索非均匀热流、过载等条件下相变发汗冷却的流动换热规律是未来相变发汗冷却发展的重要方向,从而为航天飞行器跨越式发展提供可靠的技术支持。
关键词热防护    发汗冷却    相变    自抽吸    优化    
Research progress in transpiration cooling with phase change
XU Ruina, LI Xiaoyang, LIAO Zhiyuan, HU Haowei, ZHU Yinhai, JIANG Peixue    
Key Laboratory for Thermal Science and Power Engineering of Ministry of Education, Department of Energy and Power Engineering, Tsinghua University, Beijing 100084, China
Abstract: With the increasing speeds and flight times of aerospace vehicles, the high heat fluxes caused by the aerodynamics and combustion have led to aircraft component temperatures that far exceed the material limits. Efficient, reliable thermal protection methods are then crucial in aerospace components. Transpiration cooling is an efficient active thermal protection method first developed in the 1940s that is used for thermal protection of conventional materials on ultra-high temperature/heat flux surfaces of aerospace vehicles. This paper reviews international and domestic research including that of the authors' team on transpiration cooling with phase change in the last several years. The flow and heat transfer mechanisms of transpiration cooling with phase change for subsonic and supersonic mainstream flows are explained. The biomimetic self-pumping and self-adaptive transpiration cooling method and its optimal structures are also presented. This paper also describes the optimization of transpiration cooling in typical thermal structures of aerospace vehicles. Advanced materials will be combined with transpiration cooling with phase change with non-uniform heat fluxes and extremely high temperatures in future designs to provide reliable high speed aerospace vehicles.
Key words: thermal protection    transpiration cooling    phase change    self-pumping    optimization    

先进航天飞行器是21世纪航空航天技术领域的制高点,是国家安全的重要保障与综合国力的体现,具有重大战略意义和重要经济社会价值。航天飞行器在飞行过程中会受到外部高速来流的气动加热和发动机燃烧室高温燃气的加热,需要对关键热部件进行热防护,主要分为被动和主动热防护两大类。被动热防护是指依靠材料热沉、烧蚀性能防热,或耐高温材料隔热,其优点是结构简单,缺点是会改变气动外形、增大飞行器结构体积。主动热防护是指通过流体对流传热吸收热量来冷却飞行器高温部件、并/或形成气膜、液膜隔离高温主流与部件结构,主要包括再生冷却、气膜冷却、发汗冷却等,其优点是冷却能力强、结构维形,缺点是系统较为复杂。随着飞行器飞行速度和飞行时间的大幅提高,气动、燃烧、激波等极端条件下引起的高温、高热流会大大超过材料耐温极限,“热障”成为制约先进航天飞行器研制的核心瓶颈问题。如:高超声速飞行器在大气层内高速飞行中,当Mach数达到10时,头锥前缘受到剧烈的气动加热,总温高达3 900 K左右[1];火箭发动机和冲压发动机内部受到火焰燃烧加热,工作温度可达3 000 K以上[2-3]。既能保证极高热流密度/超高温的前缘、头锥和喷油支板等严苛部件不被烧毁,又能满足结构维形、长时飞行且质量轻等一系列约束条件的热防护技术是国内外一直亟待解决的关键技术难题之一。

发汗冷却是20世纪40年代被提出的一种针对高温壁面的热防护方法[4],技术原理如图 1所示[5]。冷却剂通过多孔壁面对流换热后渗出与高温主流掺混,并增厚固体壁面上高温主流边界层,从而削弱高温主流导入固体壁面的热量,理论上最高冷却能力可达1.4×109 W/m2[6]。固体壁面常用层板材料[7-8]、烧结颗粒多孔[9-10]和烧结丝网多孔制成[11-12],近年来陶瓷基复合材料(ceramic matrix composite, CMC)因其天然的孔隙结构和优异的耐高温性能,也成为发汗冷却技术中的重要多孔材料[13-15]。当冷却剂是单相流体、在多孔壁面内不发生相变时,如以气体作为冷却剂,称为单相发汗冷却,是早期发汗冷却技术研究的重点。当冷却剂在多孔壁面内吸热发生相变,如以水作为冷却剂并发生相变,称为相变发汗冷却[16-19]。相变发汗冷却由于液态冷却剂良好的对流换热能力以及相变潜热带来的热沉,大大提升了冷却能力、且冷却剂消耗量少,被认为是高效轻质热防护技术的重要发展方向之一。如以液态水为工质的发汗冷却效果优于5倍注入率下的氮气发汗冷却[16]。但是,由于多孔壁面内两相流动与换热规律复杂[17-18],及其与航天飞行器服役的低压、激波等极端条件相耦合带来已有模型难以准确预测、发汗冷却效率降低等问题,为相变发汗冷却技术应用带来了极大挑战。多孔介质内沸腾相变换热机理、相行为及分布规律以及发汗冷却优化调控方法等亟需进一步开展深入研究,这既是国际多孔介质相变与对流换热应用基础研究领域的热点内容,也是先进航天飞行器极端条件热防护技术发展的迫切需求。

图 1 发汗冷却技术原理示意图[5]

本文作者研究团队于1997年开始开展航天器热防护技术的基础理论和应用技术研究。针对单相和相变发汗冷却技术面临的挑战和基础科学问题,通过理论分析、数值模拟[20-21]和实验研究[22-23],先后提出了发汗冷却中的局部非热平衡效应[24-25],揭示了烧结多孔介质发汗冷却机理[10, 26]、超声速主流条件下发汗冷却机理[27-28],获得了烧结多孔在亚声速和超声速下相变发汗冷却的基本规律,提出了新型的自抽吸自适应发汗冷却方法。随着研究的深入,把超临界压力流体对流换热研究与多孔介质对流换热研究相结合,将研究拓展到高温表面的超临界压力流体发汗冷却。研究成果应用于大推力液体火箭发动机面板热设计、超高速飞行器燃油支板冷却等热防护技术中。

本文对国内外近年来关于相变发汗冷却的研究进行综述,阐述了亚声速和超声速主流下相变发汗冷却流动与换热规律,以及多孔内部相变流动存在的蒸汽堵塞、温度振荡等问题;提出了仿生自抽吸自适应相变发汗冷却方法以及优化结构;最后,介绍了发汗冷却在航天飞行器典型热端结构中的应用和优化方法。

1 相变发汗冷却流动与换热机理研究 1.1 相变发汗冷却基本规律研究

相变发汗冷却过程中,液体在多孔介质内部对流换热发生剧烈相变,以气液两相流的形式流动至多孔表面,由于相变的不稳定性及多孔介质内两相流动的非均匀性,相变发汗冷却的规律比单相发汗冷却更为复杂。Foreest等[16]开展了液态水相变发汗冷却的研究,通过风洞实验测试了Al2O3陶瓷多孔头锥在3 028 K、5.45 Ma主流中的发汗冷却效果,实验证明了液态水相较于气态冷却剂的高效性,发现了相变发汗冷却的迟滞现象以及液态水在低压下的结冰情况。Wang等[18]实验研究表明,减小驻点处多孔厚度,可以有效提高驻点位置冷却效率,指出当冷却剂恰好以液态流过多孔时,驱动力最小、冷却效率高,为最佳注入状态。Shi等[29]和He等[30]通过数值模拟研究了材料热导率、多孔介质孔隙和颗粒参数对相变发汗过程的影响,并给出了计算对应热流下所需冷却剂量的方法。

相变发汗冷却实际上是冷却液在多孔介质内部流动沸腾的过程。为探索多孔介质中传热和流动的基本规律,本文作者团队搭建了二维多孔介质内部流动沸腾微观模型实验台,对微米级多孔结构内部的流动沸腾现象及气泡行为进行研究,实验观测了加热条件下,多孔介质内部液体的沸腾和气泡生长规律。实验系统如图 2a所示,实验段多孔颗粒直径500 μm,喉道距离30 μm,孔径112 μm,孔隙率21% [31]

图 2 多孔介质内部流动沸腾微观模型实验[31]

当热负荷较低、液体刚开始发生沸腾时,气泡体积小,气泡成核密度低,对应的气相饱和度低,流场分布如图 2b所示。此时气泡的生长和移动受到毛细力、黏性力和惯性力的共同作用,被孔隙捕获的气泡想要突破喉道进入下游孔隙,气泡内部压力必须克服毛细压力与通过多孔流道的流动阻力。当气泡体积较小时,气泡被束缚在孔隙间,由于动量不足,不足以向下游流动;随着气泡逐渐受热生长,气泡内部压力增加,同时受到来流冲击以及生长惯性的影响,在达到可突破喉道的内部压力后可以向下游移动,产生如图 2b中0.24 s以后的运动轨迹。随着加热的进行,气泡进一步长大、合并,当气相饱和度较高时,液体几乎全部蒸干,如图 2c所示。实验中采用的多孔介质微观模型接触角为20°,亲水性强,因此固体骨架附近,特别是骨架与基底面形成的边角区仍附着液体薄层,该层液体受到毛细力的作用逐渐补充到下游,蒸发速率越大,毛细力对液体的泵送能力越强,以维持受热面的有效冷却。因此为了强化多孔介质内部的换热效果,可以通过增加多孔壁面亲水性等方式增强毛细抽吸效果。

黄干等[17, 19]采用图 3a中的风洞实验系统,利用烧结青铜颗粒多孔平板在主流总温800 K下进行了相变发汗冷却研究,得到了注入率和颗粒直径对相变发汗冷却的影响规律。随着注入率的增大,相变发汗冷却效率增大,但在某些工况下,表面温度分布极不均匀。如图 3b3c所示,当注入率较小或较大时,整个多孔内部为气态或液态,表面温度分布均匀,而在中间注入率下,平板表面出现界限明显的高温区和低温区。此时平板后端温度下降到相变温度,相变发生在多孔表面,但前端依然保持高温,相变发生在多孔下的冷却仓中,多孔平板前端充满了蒸汽,液态水倾向于流向后端,这种现象被称为蒸汽堵塞效应。

图 3 相变发汗冷却实验系统与温度分布[17]

蒸汽堵塞主要由气液两相在多孔内部的非均匀流动引起。在发汗冷却中,二次流出流形成的气膜会沿程累积而增厚,上游区域气膜相对较薄,所受热流密度高,相变更为剧烈,水蒸气大量生成。如表 1所示,由于水蒸气的运动黏度远远高于液态水,单位质量流量的流体流过单位厚度200 μm颗粒烧结多孔时,水蒸气的压降ΔP比液态水高出2个数量级。因此在水蒸气大量生成的区域会产生局部高压,形成类似于堵塞的效果,液态水偏向下游区域流动,上游冷却效果变得更差。

表 1 水蒸气和液态水黏度及单位质量流量
流体种类 运动黏度υ/(m2·s-1) 压降ΔP/Pa
水蒸气(475 K) 3.54×10-5 3.00×106
液态水(373 K) 2.95×10-7 2.50×104

烧结金属的颗粒直径是影响发汗冷却性能的重要因素[10]。在相变发汗冷却中,颗粒直径的影响更为复杂,一方面,颗粒直径的减小使孔隙通道减小,多孔比表面积增大,增强了流体对流换热;另一方面,孔隙通道的减小使得渗透率下降,气液两相的流动阻力相差更为明显,加剧了蒸汽堵塞效应;实际效果为这两种效应的综合,如图 3c所示,当颗粒直径由600 μm减小到200 μm,多孔表面温差增大,但平均冷却效率提高,使用更少的冷却剂量即能实现充分均匀冷却,而粒径减小到90 μm时,过于严重的蒸汽堵塞使得上游难以被冷却,冷却效果变差。

此外,研究中还发现了冷却迟滞和温度振荡现象。由于相变发汗冷却对冷却剂需求量小,冷却剂流量较低,会出现冷却迟滞现象,实验中最长需要约8 min的迟滞时间才能使整个平板被完全冷却。冷却迟滞可能造成响应不及时局部被烧毁,通过增大注入率、减小粒径提高对流换热能力,可以有效缩短冷却迟滞时间。当多孔内存在两相区时,相变发汗冷却难以达到绝对稳定,会出现温度振荡现象。由于高温区液滴在多孔表面下的飞溅、蒸发,平板下方局部区域相变间歇性发生,表面高温区与低温区的分界会以一定频率在一定范围内振荡。温度振荡会产生对材料不利的热应力,随着烧结颗粒直径的增加,振荡幅度会明显下降。

针对上述相变发汗冷却过程可能遇到的问题,Hu等[32]建立了改进的多相混合模型预测不同工况下相变发汗冷却的效果,并针对可能失效的工况提出相应优化方案。模型中考虑了低压对饱和温度的影响以及物性的变化,控制方程如下所示。

连续性方程:

$\varepsilon \frac{\partial \rho}{\partial t}+\nabla \cdot(\rho u)=0. $ (1)

流动方程:

$ u=-\frac{K}{\mu(s)}\left[\nabla p-\rho_{K} g\right] . $ (2)

能量方程:

$ \varOmega_{k} \frac{\partial h_{k}}{\partial t}+(\rho u) \cdot \nabla h_{k}=\nabla \cdot \varGamma_{k}\left(h_{k}\right). $ (3)

方程中各系数表达式见文[32]。利用该方程对低压、外部不均匀加热条件下的相变发汗冷却过程进行数值模拟,可以有效进行工况设计和分析。实际发汗冷却过程中,多孔区域出流形成气膜覆盖在多孔平板外部,气膜沿主流流动方向逐渐增厚,使得外部热流沿多孔平板外部逐渐降低。当施加该不均匀热流时,温度场与流场分布如图 4a所示。此时多孔板前缘(左侧)热流密度高,该处液体率先发生相变,生成气体后流动阻力急剧增大,使得冷却液倾向于流向热流相对较低的一侧,在多孔平板内部产生横向流动,即形成蒸汽堵塞。为了解决这一问题,需要有效减小高热流侧的流动阻力,保证足够的冷却剂流向该区域。缓解气堵、抑制多孔区域横向流动的有效方法包括设置梯度孔隙率、梯度颗粒粒径以及分腔室注入冷却剂等。图 4b所示为调控多孔内部孔隙率与外部热流分布相匹配的流场与温度场结果,从图中可以看出,当设置梯度孔隙率后,流体的横向流动不再显著,可以相对均匀的分布到整个外壁面;而分腔室注入冷却剂同样是可以在一定程度上抑制冷却液的横向流动、从而缓解气堵的有效方案,如图 4c所示。

图 4 改进的多相混合模型模拟结果[32]

Dong等[33]的研究表明,蒸汽堵塞引起的传热恶化在低热导率、大孔隙率的多孔中更为严重。针对相变发汗冷却问题,研究者们提出了多种优化方案对相变发汗冷却进行改善,Wu等[34]研究了升华和发汗冷却的结合,在多孔表面涂覆升华材料,受热后热流密度最高处材料最先升华,启动相变发汗冷却,实现了冷却剂的自动分配;设计了梯度孔隙的头锥结构[35],实验表明驻点位置冷却效率显著提高,对蒸汽堵塞有一定改善作用;并在研究中使用丙二醇水溶液作为发汗冷却工质[36],使得相变过程中的温度振荡大大减弱。

对相变发汗冷却基本规律的研究发现了相变发汗冷却特有的蒸汽堵塞、冷却迟滞和温度振荡现象及其机理,相变发汗冷却虽然效率高,但冷却均匀性和稳定性差,是目前相变发汗冷却研究的热点问题之一。发汗冷却多相混合模型结果表明,设置梯度孔隙率、分腔室注入冷却剂等方法可以有效缓解蒸汽堵塞问题。调控多孔孔隙参数、尝试新型冷却剂或复合冷却方法等也是可行的研究思路。

1.2 超声速主流条件下相变发汗冷却研究

真实飞行条件下,飞行器和超燃冲压发动机内部均处于超声速来流中,发汗冷却的流动和换热规律会受到气体可压缩性、激波入射等的影响。

Xiao等[37]数值模拟了超声速下相变发汗冷却,得到了激波的分布情况,分析了边界层内的温度和速度分布,发现发汗冷却的注入使得温度和速度变化更为缓慢;Su等[38]对7 Ma主流条件下头锥的相变发汗冷却进行了数值模拟,发现由于蒸汽堵塞,冷却剂的出流集中在驻点下游多孔外表面的两相区,随着注入压力的增大或减小,冷却剂的流量会发生突变。Shen等[39]实验研究了总温2 310 K,4.2 Ma主流中的头锥相变发汗冷却,结果表明平均冷却效率在0.77以上,滞止点温度从2 300 K降低至700 K。Huang等[40]研究了超声速条件下SiC多孔材料的相变发汗冷却,实验在低压风洞中进行,研究发现相变发汗冷却中的结冰与孔隙分布有关,不均匀孔隙下,较大尺寸孔隙附近更容易结冰,多孔表面温度受主流压力的影响很大。

本文作者研究团队近年来对超声速主流中气体发汗冷却、激波对气体发汗冷却效率的影响进行了机理性研究[27-28, 41],发现二次流渗入超声速主流会在多孔板前端引起斜激波。在相变发汗冷却中,这种二次流与主流的相互作用会对多孔内部流动换热产生更为显著的影响,廖致远等[42]利用2.2 Ma、总温500 K、总压0.56 MPa的超声速风洞,对烧结青铜颗粒多孔平板相变发汗冷却进行了研究,实验段结构如图 5a所示。研究表明,由于平板前端存在斜激波,波后主流静压升高,从而在最前端激波位置出现局部低压区,液态冷却剂优先从该部位流出,形成冷却剂流动的“优势通道”。与此同时,蒸汽堵塞也加剧了这种优势效应,造成上游较低、下游较高的温度分布状况,与亚声速下的温度分布趋势相反,如图 5b所示,随着注入率的增大,液相区域逐渐从前端的优势通道向后端铺展,冷却效率提高。

图 5 相变发汗冷却实验装置示意图与典型实验结果[34]

此外,分析发汗冷却中两相流动的压力变化表明[42]:在低注入率下,冷却剂以气态形式通过多孔介质,注入压力随着注入率提高而增大;当多孔表面出现液相区时,由于液相流动压力损失较小,冷却剂优先从液相区流出,随着注入率提高,液相区域扩大,流动压力损失反而减小;当注入率增大到整个多孔区域被液相充满后,注入压力重新随注入率提高而增大,如图 5c所示。这种压力变化趋势使得存在一个较优的最低注入压力,此时多孔平板冷却较为充分,相变发生在多孔表面。

超声速主流下相变发汗冷却具有低冷却剂用量和高冷却效率的特点,研究中获得了完全不同于亚声速下的温度分布规律[42],激波引起的压力梯度对多孔内部两相流动影响很大,冷却剂的流动难以精准控制,需要对不同结构不同激波环境中的相变发汗冷却进行优化研究,如:对支板前缘采用复合冷却削弱激波的影响,通过调控激波改善冷却剂分布等。此外,通过调整注入率可实现较低注入压力下平板的充分冷却。

2 新型相变自抽吸发汗冷却机理与优化 2.1 相变自抽吸发汗冷却机理研究

相变发汗冷却一方面存在蒸汽堵塞、温度振荡等问题,另一方面需要复杂的泵和控制系统来供给冷却剂以应对热环境的瞬态变化,使得飞行成本大大增加,系统可靠性下降。针对上述问题,姜培学等[43]发明了如图 6a所示的仿生树木蒸腾作用自抽吸自适应发汗冷却系统,无需任何的泵和控制单元,可实现液态水自动输运及流量自动调节。该系统由烧结多孔片、硅酸铝纤维、输水管道和水箱组成。运行过程中,液态水在高温多孔表面蒸发,并在毛细力的驱动下不断从下方补充到多孔表面,相变后的蒸汽渗出多孔表面形成保护气膜,起到削减主流热流的作用。黄干等[44]对此系统进行了风洞实验,在高温主流耦合下自抽吸发汗冷却系统稳定运行,当改变主流温度、速度时,抽吸流量能够做出实时自适应调整,多孔表面温度始终维持在相变温度,如图 6b图 6c所示,具有良好的瞬态响应能力,且多孔平板表面温度分布均匀,不存在相变发汗冷却由于蒸汽堵塞造成的前端高温区。

图 6 自抽吸发汗冷却系统原理及对主流速度变化的响应[43-44]

在自抽吸发汗冷却系统中,毛细力克服重力和流动阻力将液态水抽吸到多孔平板表面,其平衡关系如下[43]

$ \Delta P_{\mathrm{cap}}=\Delta P_{\mathrm{p}}+\Delta P_{\mathrm{fib}}+\Delta P_{\mathrm{f}}+\Delta P_{\mathrm{G}}. $ (4)

其中: ΔPcap为表面毛细压,是自抽吸的主要动力来源; ΔPp为多孔片中的流动压差,ΔPfib为纤维层中的流动压差、ΔPf为管道中的流动压差,ΔPG为重力压差。当系统稳定工作时,毛细压与各个流动阻力相互平衡。热流密度增大时,液相蒸发速率增大,气液界面的曲率变大,引起毛细力增大,液态水流量随之增加,系统达到新的平衡,而表面温度始终维持在373 K左右,具有极好的自适应特性。

姜培学等[43]通过理论计算得到了抽吸高度和热流的极限,当高度或热流超过极限时,毛细力无法提供足够的动力克服流动阻力,系统内部出现断流,冷却失效。减小多孔介质接触角能够提升抽吸能力,减小粒径,多孔介质中的最大毛细力和流动阻力均上升,对抽吸能力具有非线性影响,研究中颗粒直径的最优值在50 μm左右。

相变自抽吸发汗冷却借助于毛细力实现了冷却水的自动输运及流量的自适应调整,整体冷却效果均匀、解决了蒸汽堵塞的问题,可大大简化发汗冷却系统,为相变发汗冷却的实际应用提供了一种新方法。

2.2 相变自抽吸发汗冷却优化研究

为进一步提高液态冷却剂利用率,并减小局部高压、灰尘堵塞等外部条件对发汗冷却效率的影响,黄干等[45-46]进一步对自抽吸发汗冷却进行了结构优化研究。在多孔板外侧(即主流侧)覆盖翅片铜板或覆盖大孔隙泡沫“盔甲”形成双层结构,将多孔结构与外部环境隔离,如图 7a7b所示。在高达1.1 MW/m2辐射加热下,覆盖翅片铜板结构多孔板表面始终保持在373 K左右,铜板表面温度随热流密度变化,充分利用了材料本身的耐热性能,同时水蒸气和小液滴在翅片间二次换热,避免了液滴夹带渗出造成的浪费。覆盖泡沫盔甲结构既能保护内层多孔材料结构,又能使水蒸气在泡沫盔甲内进一步对流换热,渗出表面形成气膜削减了热流,冷却剂消耗较单层多孔减少了39%,且在外层泡沫盔甲堵塞情况下仍运行良好。为进一步提高系统的紧凑性并减小接触热阻,黄干等[47]利用3D打印技术将翅片盖板和多孔通道一体制造,并对自抽吸发汗冷却的孔隙通道进行优化,制造了如图 7 c所示的具有仿生树形分支通道的孔隙结构,最小孔隙通道200 μm,在提升毛细力的同时最大限度减小了流动阻力。研究表明该系统具有良好的抽吸能力和自适应调节能力,在0°~180°倾斜角度范围内,该自抽吸发汗冷却系统能够良好运行。

通过覆盖盖板或泡沫、合理设计孔隙通道等方法,可以避免相变自抽吸发汗冷却中冷却过度、灰尘堵塞等问题,改善冷却性能。未来的研究可以进一步改进孔隙通道结构,增加抽吸能力。此外,超声速下的自抽吸发汗冷却性能也需要进行相关实验研究。

图 7 不同的自抽吸优化结构

3 典型结构发汗冷却应用与优化研究 3.1 典型结构发汗冷却应用研究

大推力液体火箭发动机和冲压发动机等运行过程中,喷油支板、喷注面板、燃烧室壁面等部位直接暴露在高温超声速燃气中,承受了极高的热流密度,是热防护的关键风险点。发汗冷却技术成为解决上述典型部件热防护问题的有效途径。

大推力液体火箭发动机喷注面板是燃料和氧化剂的注入部件,使用少量的喷注燃料通过多孔介质喷注面板进行发汗冷却,可以有效降低面板温度。祝银海等[12, 48]通过数值模拟研究了多孔丝网面板的发汗冷却,冷却剂采用超临界氢或超临界甲烷,结果如图 8a所示,通过减小面板厚度,降低冷却剂温度,增加冷却剂压力均能够增加发汗冷却流量,提高冷却效果。超燃冲压发动机常通过支板进行燃料喷注,增强燃料的混合与燃烧,由于高温高速主流严重的气动加热,支板尤其是支板前缘很容易发生烧蚀破坏[5]。黄干等[49]采用如图 8b的倾斜支板减小了热流体在支板表面的滞止作用,使用超临界煤油作为冷却剂,在超声速主流中进行了发汗冷却研究,在支板表面取得了良好的冷却效果。液体火箭发动机内的高温高压燃气经喷管加速喷出并产生推力,喷管壁面承受了很高的热负荷。金韶山等[50]对火箭发动机喷管壁面超临界氢发汗冷却进行了数值模拟研究,结果表明燃气主流的强压力梯度使得冷却剂严重偏向下游区域,发汗冷却效率在喉部之前沿程降低,在喉部之后迅速升高。

图 8 喷注面板、支板结构及温度分布[12, 49]

发汗冷却在各种典型结构中的应用目前已经具有一定的研究基础,实验研究和数值模拟方法已经建立,以超临界燃料作为冷却剂实现了良好的冷却效果,获得了发汗冷却下典型结构的温度分布规律,为具体结构中发汗冷却的工程应用与优化研究提供了基础。

3.2 典型结构发汗冷却优化研究

喷油支板、燃烧室喷管壁面等部位的强压力梯度会导致发汗冷却中冷却剂分布不合理,产生冷却不均衡、局部冷却不足等问题,相变发汗冷却因为本身的堵塞、振荡等不稳定因素,更易受到这些环境因素的影响。为此,本文研究团队提出了分区调控的发汗冷却优化方法,将多孔壁面分成不同区域,分别采用不同冷却剂注入压力或流量,该方法已经在气态和超临界流体冷却剂中取得了良好的效果。金韶山等[51]对发汗冷却喷管多孔壁面进行分段设计,如图 9a所示,采用超临界氢进行发汗冷却,结果表明分4段的发汗冷却结构能够减小冷却剂流量50%以上,且壁面温度更加均匀。熊宴斌等[52]使用肋板将支板内部分成不同腔室后,如图 9b所示,采用不同冷却剂流量注入,使用较少的冷却剂即实现了合理的温度分布。

图 9 分区调控及组合冷却方法[51-52, 54]

除分区调控方法外,组合冷却方法也是重要的冷却优化方法之一。姜培学等[53]研究了超声速流场中前缘带有气膜孔的支板发汗-气膜组合冷却,通过在前缘开孔进行气膜冷却,将前缘冷却效率由19.1%提高到了31.4%。黄干等[54-55]提出了如图 9c所示的前缘带有狭缝的发汗-逆喷组合冷却方法,在超声速主流中,逆喷冷却改变了流场形态,削弱了前缘的弓形激波,减小了气动阻力,结合发汗-逆喷组合冷却方法和分区调控注入方法,能够使得支板中冷却剂利用更加合理。

随着航天器飞行Mach数的提高,发动机内部典型受热结构面临更加严酷的热环境,上述分区调控、组合冷却等优化方法能够使冷却剂在非均匀热环境中实现合理分布,为非均匀压力和热流场中的冷却提供了新思路。未来的研究需要验证这些优化方法对于相变发汗冷却的调控作用,为相变发汗冷却在支板、喷管等典型结构中的应用做准备。

4 总结与展望

相变发汗冷却是目前航天主动热防护技术中效率最高的冷却方法之一,是解决长时间、高速飞行及可重复使用飞行器热防护问题的重要技术方案。相变发汗冷却由于在多孔内部出现两相流动,换热规律复杂,存在蒸汽堵塞、温度振荡等问题,在超声速环境中受激波、局部压力变化等因素影响冷却效率和均匀性。研究表明,通过调控注入率、多孔壁面孔隙结构等方法对冷却剂的流动换热进行优化,是解决上述问题的有效途径。此外,针对相变发汗冷却需要泵和控制系统来供给冷却剂带来的系统代价问题,自抽吸发汗冷却及其优化结构可实现自适应、按需供给冷却剂流量,可解决相变发汗冷却不稳定问题并降低系统质量和成本。针对大推力液体火箭发动机、冲压发动机等燃料喷注部件,以超临界燃料为冷却剂进行了发汗冷却热防护。研究结果表明,分区调控、组合冷却等优化方法在一定程度上改善了局部冷却不足的问题,为发汗冷却的应用研究提供了理论基础。

此外,未来的研究应关注非均匀热流和压力场、工况瞬态变化、过载、旋转等条件下相变发汗冷却的流动换热规律,并结合先进材料的发展探索复杂材料多尺度多孔结构设计、多相流动调控的方法,为相变发汗冷却在实际飞行应用中提供可靠的技术支持。

参考文献
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