推力室多孔面板氫發汗冷卻傳熱分析

高翔宇，孫紀國，田 原

（北京航天動力研究所，北京100076）

0 引言

發汗冷卻是膜冷卻的極限形式，具有更好、更經濟的冷卻效果。多孔結構內的發汗冷卻原理即冷卻劑與熱流相反的方向穿過多孔結構骨架中的微孔，通過與多孔結構骨架之間換熱將多孔結構的熱量帶走，并在出流壁面側形成連續均勻的氣膜屏障，阻隔外界熱流侵襲。發汗冷卻技術廣泛應用于超高速飛行器重返大氣前端熱防護[1]、燃氣渦輪葉片以及火箭發動機及噴氣發動機噴管熱防護等航空航天領域[2-3]。發汗冷卻技術在可重復使用航天器領域也有著很好的應用前景[4]。美國RS68，J-2，SSME和日本LE-7等氫氧火箭發動機推力室的噴注器面板都采用金屬絲網燒結而成的多孔面板[5]。

目前在對多孔結構壁面內發汗冷卻傳熱過程的理論研究中主要有局部熱平衡模型和局部非熱平衡模型。局部熱平衡模型假設多孔結構中固相和流體有相同的溫度，不考慮多孔結構內流體與固體骨架之間換熱，進而簡化了物理模型方程，可以通過直接求解微分方程獲得解析解，但此模型的應用條件也受到限制，適用于多孔結構孔隙率較小、固體導熱率較大、顆粒特征尺寸較小的情況[6]。局部非熱平衡模型認為多孔結構中固相與流體之間存在溫差，考慮了多孔結構內流體與固體骨架之間的換熱，更真實的反應了冷卻劑在多孔結構內的流動換熱狀態。本文采用一維穩態局部非熱平衡模型，對氫氧火箭發動機推力室噴注器多孔面板的傳熱情況進行了數值模擬，分析比較了多孔面板材料導熱系數、孔隙率、多孔結構顆粒特征直徑以及燃氣側熱流密度等因素對面板發汗冷卻的影響。……