推力室多孔面板發汗冷卻試驗研究

高翔宇，孫紀國

（北京航天動力研究所，北京100076）

0 引言

發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、冷卻劑用量少的優點，被廣泛應用于高溫燃氣輪機葉片的冷卻、超高音速飛行器發動機燃燒室壁面的熱防護、液體火箭發動機推力室的冷卻以及重返大氣層時航天器前端冷卻等眾多航空航天熱防護領域。其原理如圖1所示，圖中Ts、Tf分別代表多孔面板結構溫度和發汗冷卻劑溫度，冷卻劑以與熱流相反的方向穿過多孔介質骨架中的微孔，與多孔介質骨架發生熱交換，吸收外界熱環境導入的熱量，并在流出壁面的出口形成連續均勻的氣膜，阻隔高溫燃氣對冷卻壁面的傳熱。發汗冷卻技術研究始于20世紀40年代，近年來隨著航空航天技術的不斷進步，對高溫工作部件使用的材料和性能要求越來越高，發汗冷卻技術的研究在各航空航天大國受到更多的關注，被認為是解決極度苛刻熱環境下熱防護的有效冷卻技術。Andrea Bucchi等人通過對發汗冷卻的研究和計算發現，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，對于降低維護成本、提高發動機壽命都是一種很好的冷卻方式。

多孔材料的發汗冷卻技術在液體火箭發動機中已經得到了比較廣泛的應用，針對該技術的試驗研究以及數值模擬研究也在不斷地深入。但目前大多關于發汗冷卻的研究都是對發動機燃燒室壁內垂直于主流方向的研究，尚未見有關燃燒室頭部噴注器多孔面板內平行于主流的發汗冷卻的試驗研究，而這種冷卻形式廣泛應用于J-2、RS-68、LE-7等氫氧火箭發動機上。……