高翔宇，孫紀(jì)國

（北京航天動(dòng)力研究所，北京100076）

0 引言

發(fā)汗冷卻也稱滲透冷卻，是膜冷卻的極限形式，有著冷卻效率高、冷卻劑用量少的優(yōu)點(diǎn)，被廣泛應(yīng)用于高溫燃?xì)廨啓C(jī)葉片的冷卻、超高音速飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室壁面的熱防護(hù)、液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室的冷卻以及重返大氣層時(shí)航天器前端冷卻等眾多航空航天熱防護(hù)領(lǐng)域。其原理如圖1所示，圖中Ts、Tf分別代表多孔面板結(jié)構(gòu)溫度和發(fā)汗冷卻劑溫度，冷卻劑以與熱流相反的方向穿過多孔介質(zhì)骨架中的微孔，與多孔介質(zhì)骨架發(fā)生熱交換，吸收外界熱環(huán)境導(dǎo)入的熱量，并在流出壁面的出口形成連續(xù)均勻的氣膜，阻隔高溫燃?xì)鈱?duì)冷卻壁面的傳熱。發(fā)汗冷卻技術(shù)研究始于20世紀(jì)40年代，近年來隨著航空航天技術(shù)的不斷進(jìn)步，對(duì)高溫工作部件使用的材料和性能要求越來越高，發(fā)汗冷卻技術(shù)的研究在各航空航天大國受到更多的關(guān)注，被認(rèn)為是解決極度苛刻熱環(huán)境下熱防護(hù)的有效冷卻技術(shù)。Andrea Bucchi等人通過對(duì)發(fā)汗冷卻的研究和計(jì)算發(fā)現(xiàn)，只需要冷卻劑流量的5%左右就可以使推力室喉部表面溫度降低到500～700 K，對(duì)于降低維護(hù)成本、提高發(fā)動(dòng)機(jī)壽命都是一種很好的冷卻方式。

多孔材料的發(fā)汗冷卻技術(shù)在液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中已經(jīng)得到了比較廣泛的應(yīng)用，針對(duì)該技術(shù)的試驗(yàn)研究以及數(shù)值模擬研究也在不斷地深入。但目前大多關(guān)于發(fā)汗冷卻的研究都是對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室壁內(nèi)垂直于主流方向的研究，尚未見有關(guān)燃燒室頭部噴注器多孔面板內(nèi)平行于主流的發(fā)汗冷卻的試驗(yàn)研究，而這種冷卻形式廣泛應(yīng)用于J-2、RS-68、LE-7等氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)上。本文以縮比推力室熱試驗(yàn)的形式開展了噴注器多孔面板的發(fā)汗冷卻特性研究，測得了面板的中間層溫度和燃?xì)鈧?cè)溫度，并總結(jié)了推力室多孔面板滲透率與壓降的工程關(guān)系式。

1 試驗(yàn)裝置

圖2為縮比推力室多孔面板發(fā)汗冷卻試驗(yàn)裝置結(jié)構(gòu)示意圖，縮比推力室主要由點(diǎn)火器、噴注器、燃燒室三大部分組成，各部分之間采用法蘭連接，石墨密封圈密封。噴注器為三底兩腔結(jié)構(gòu)，多孔面板位于噴注器的底端（即內(nèi)底），起到固定噴嘴并隔斷噴注腔與燃燒室的作用。液氧與大部分氣氫通過噴注器內(nèi)的同軸直流式噴嘴組織噴注燃燒，其余小部分氣氫通過多孔面板對(duì)其進(jìn)行發(fā)汗冷卻。試驗(yàn)所用多孔面板為GH30絲網(wǎng)燒結(jié)而成，孔隙率約為10%。燃燒室為銑槽電鑄結(jié)構(gòu)，采用低溫液態(tài)甲烷進(jìn)行冷卻。擠壓試驗(yàn)系統(tǒng)中液氧和液態(tài)甲烷由高壓低溫儲(chǔ)箱供給，氣氫由常溫高壓氣瓶供給。除推力室熱試驗(yàn)的一些常規(guī)測點(diǎn)（如室壓、氫氧噴前壓力、溫度等）外，在噴注器多孔面板上布置了測量面板燃?xì)鈧?cè)溫度測點(diǎn)T1和測量面板中間層溫度測點(diǎn)T2，測點(diǎn)位置如圖3所示，并采用壓緊測量裝置保證傳感器感溫點(diǎn)與被測結(jié)構(gòu)的完全接觸狀態(tài)。

2 試驗(yàn)結(jié)果

共進(jìn)行了5次多孔面板發(fā)汗冷卻試驗(yàn)，試驗(yàn)覆蓋工況范圍：燃燒室壓力為3.9～7.6 MPa，燃燒室混合比為2.8～7.2，發(fā)汗面板入口氣氫溫度約300 K，發(fā)汗面板入口氣氫壓力為6.2～9.2 MPa，燃燒室內(nèi)壁噴管喉部最大熱流密度32～65 MW/m2。試驗(yàn)測得面板燃?xì)鈧?cè)溫度為680～830 K，圖4為多孔面板溫度分布情況，多孔面板中間層溫度與發(fā)汗冷卻介質(zhì)入口溫度基本相同，約300 K，表明在多孔面板內(nèi)受燃?xì)廨椛涞臒峤疃炔淮笥诿姘搴穸鹊囊话?。圖5為多孔面板燃?xì)鈧?cè)溫度隨混合比變化情況，試驗(yàn)結(jié)果表明多孔面板燃?xì)鈧?cè)溫度隨推力室室壓升高以及混合比的增大而升高。

3 發(fā)汗面板滲透率分析

多孔介質(zhì)中的等效雷諾數(shù)定義為：

式中：M為單位面積上的冷卻劑質(zhì)量流率；dp為多孔介質(zhì)顆粒尺寸；μf為流體動(dòng)力粘度；ε為多孔介質(zhì)孔隙率。冷卻介質(zhì)在多孔材料中的流動(dòng)，在流動(dòng)速度較低的情況下（Ree＜1），壓力梯度主要用來克服粘性阻力的流動(dòng)，其流動(dòng)特征符合Darcy定律式 （2）。當(dāng)流速增大 （Ree＞1），流速與壓力梯度不再成正比關(guān)系，壓力梯度除用來克服粘性阻力外，還要用于克服與流速平方成正比的慣性力項(xiàng)的影響，其流動(dòng)符合Darcy-Forchheimer式（3）。一般在氫氧噴注器多孔面板內(nèi)冷卻劑流動(dòng)等效雷諾數(shù)Ree＞1，其流動(dòng)流阻狀態(tài)符合式 （3）。

式中：ρf為流體密度；k為多孔介質(zhì)滲透率；C為流動(dòng)慣性系數(shù)。Ergun基于顆粒堆積床模型給出了k、C的經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式（4）、（5），式中dp為多孔介質(zhì)顆粒尺寸（對(duì)于金屬絲網(wǎng)燒結(jié)多孔材料，其特征尺寸dp由氣流試驗(yàn)獲得）；ε為多孔介質(zhì)孔隙率。

對(duì)式（3）在發(fā)汗冷卻劑流動(dòng)方向上進(jìn)行一維積分，當(dāng)發(fā)汗冷卻劑滲透過厚度較?。╤≤10 mm）的噴注器多孔面板時(shí)，壓力變化相對(duì)較小，不考慮壓力、溫度對(duì)μf的影響，引入理想氣體狀態(tài)方程p=ρRgT，并帶入邊界條件：x=0時(shí)，p=pif；x=h 時(shí)，p=pef，得到式 （6），式中為發(fā)汗冷卻劑進(jìn)出口平均溫度和平均動(dòng)力粘度；pif為冷卻劑入口壓力；pef為冷卻劑出口壓力；M=ρu為單位面積上的冷卻劑質(zhì)量流率。

曾在某發(fā)動(dòng)機(jī)熱試驗(yàn)中測量了推力室噴注器發(fā)汗面板的冷卻劑質(zhì)量流量，采用式（6）驗(yàn)算其熱試驗(yàn)工況下的面板冷卻劑質(zhì)量流量，其計(jì)算值與試驗(yàn)測量值較為接近，如圖6所示，圖中發(fā)汗冷卻注入率F=Mc/M∞，為發(fā)汗冷卻劑與主流質(zhì)量流量的比值。式（6）適用于工程上求解可壓縮氣體在壓差相對(duì)較小情況下流經(jīng)厚度較薄（h≤10mm）的多孔介質(zhì)的發(fā)汗冷卻流量。

4 結(jié)論

通過縮比推力室熱試驗(yàn)獲得了氫氧噴注器多孔面板在熱試狀態(tài)下的燃?xì)鈧?cè)溫度和中間層溫度，試驗(yàn)測量的面板燃?xì)鈧?cè)溫度為680～830 K，燃?xì)廨椛錈峤疃炔怀^面板厚度的一半。研究總結(jié)了面板滲透質(zhì)量流率與壓降的工程計(jì)算關(guān)系式。

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