火箭发动机发汗冷却技术文献综述

中图分类号：V434火箭发动机发汗冷却技术Transpirationcoolingtechnologyinrocketmotor学科专业:航空宇航推进理论与工程文献综述1航天防热技术是保证航天器在上升段和再入段的外部加热环境下不至于发生过热和烧毁的一项关键技术，同时也是保证导弹在再入气动加热环境下正常工作和保证火箭发动机在严重的内部加热环境下正常工作的一项关键技术。防热技术的目的是设计吸收或耗散气动加热，通过采用各种防热结构和材料实现。随着航空航天技术的发展，对所需材料——尤其高温工作部件的材料的各种性能的要求越来越高，在航天领域有些材料的工作温度远远超过材料的熔点，火箭发动机内的燃气温度高达3000~4800K，喷管出口处的燃气流马赫数最高可达6Ma以上，这样的高温燃气将会产生巨大的热流并传向发动机燃烧室壁面和喷管壁面，若不采取有效的发动机热防护措施，将会造成发动机结构的破坏，要求其保持较好的气动外形以及重要性能指标仍然保持在一定的水平，常规的材料不能满足要求；为此除研制新型高温特殊材料外，从20世纪60年代初对材料采用相应冷却技术进行了研究，以提高材料的使用温度，从而增加推重比和推进效率，使推进系统和燃烧室承受更高的压力和温度，这就需要在所能接受的极限温度范围内采用更加可靠有效的冷却技术来保持材料的可靠性和完整性。防热技术包括烧蚀防热、辐射防热、热沉防热、隔热、发汗冷却和主动冷却等多种防热方式。如图1所示，左中右分别是辐射冷却、烧蚀冷却和再生冷却的原理图。本文，我们主要介绍发汗冷却。发汗冷却技术是将要在液体火箭发动机中得到了广泛应用的一种行之有效的热防护措施[1]。图1辐射冷却、烧蚀冷却和再生冷却原理图21.基本原理当今航空航天飞行器的高速发展己经超过了耐温材料的发展速度，单纯依靠耐温材料学科的发展己经不能满足未来航空航天飞行器的设计需求，必须结合主动冷却技术来提供更高的热防护能力。目前应用在液体火箭发动机以及高超声速飞行器上面的冷却技术主要包括烧蚀冷却、膜冷却、辐射冷却、再生冷却以及发汗冷却。烧蚀冷却常用于航天飞机或其他再入式飞行器的外壳热防护，它利用壁面材料受热相变过程吸收热量来使壁面维持在较低水平。对利用烧蚀冷却的导弹弹头来说，其缺点之一就是烧蚀产物会随周围气体流动而向下游流动，进入导弹的视觉传感器区域，进而干扰测量信号造成导弹制导偏差。另外，发生烧蚀反应的小型化弹头，外形精确度会被破坏，进而产生的不对称力矩会引起导弹落点的极大偏差再生冷却驱动冷却剂从受保护壁面的另外一侧流动，通过对流换热对高温部位进行冷却，因其结构简单及有效性，在液体火箭发动机和超燃冲压发动机燃烧室壁面得到了广泛的应用，但再生冷却的冷却能力有限。气膜冷却是指沿壁面切线方向或以一定的入射角射入冷却气体，形成一层贴近受保护壁面的缓冲冷却气膜，用以将壁面与高温气体环境隔离，对入射口下游壁面进行热防护和化学防护。目前气膜冷却己成为现代燃气轮机叶片的主要冷却措施，可降低叶片温度400-600℃。同时气膜冷却在火箭高温部件冷却以及未来高超声速飞行器热端部件冷却中也得到了一定的研究。气膜冷却技术相对再生冷却效率要高，但是存在冷却剂消耗量大、对主流气动表现影响大等问题。发汗冷却(ThermalTranspiration)一词最早来源于1879年雷诺在解释Crookes辐射计的工作原理时首先提出的，当多孔板两端存在温度梯度时，气体将从冷端流向热端。发汗冷却技术是作为冷却剂的流体由压力驱动，从多孔壁的低温侧渗入多孔介质，冷却剂在微多孔内流动同时与多孔介质的固体骨架进行换热，然后在多孔壁的高温侧渗出并注入到壁面外高温主流流体边界层内，形成一层薄膜，弱化壁面与高温主流流体的直接换热，进而保护受保护壁面，使之不被高温主流所烧毁的一种先进冷却方式。发汗冷却可认为是气膜冷却孔径极微小、孔分布极密集的一种极限形式，有些学者也将孔径微小分布密集的全覆盖气膜冷却(Full3coveragefilmcooling)称为发汗冷却或发散冷却(Transpiration/Effusioncooling)。Eckert比较了发汗冷却和气膜冷却的技术特点，指出在相同流量的情况下，发汗冷却比再生冷却和气膜冷却的效率都要高。与膜冷却相比，发汗冷却有较大的优势，所需冷却剂很少，冷却剂注入壁面的速度很小，在壁温相同的情况下，发汗冷却推力室承受的燃气温度可比膜冷却方式提高约1000℃，所以对主流的扰动较小，由此产生的性能损失不大。与再生冷却相比，一方面它可以产生比再生冷却更好的冷却效果，当注入率为1%时，发汗冷却的壁面温度比再生冷却的壁面温度低35%；另一方面，由于冷却剂流速小，产生的压降也相对较小，这可以大大提高燃烧室的室压，提高燃烧效率和整个发动机的性能。发汗冷却最大冷却能力可达7926101.410/Wm，由于发汗冷却在冷却效果上的优秀表现，并且有助于减小壁面摩擦阻力，所以被认为是一种最有希望解决未来下一代液体火箭发动机及高超声速飞行器的冷却技术，得到了广泛的研究。图2发汗冷却示意图在发汗冷却的研究中，常用到的反映发汗冷却现象冷却流和主流的流率比值大小的参数就是注入率，其定义为：发汗冷却效果的直接体现可用发汗冷却效率来描述，它是一个无量纲的温差比值，当主流为亚音速时，其定义为：4当主流为超声速流动时，在边界层内流体因粘性作用摩擦减速，动能转化为内能使温度升高，同时温升导致的温度梯度又使热量导出，所以绝热壁面温度为壁面恢复温度，达不到主流总温，因此常用无发汗冷却时绝热壁面温度来计算发汗冷却效率：其中gT为主流静温，r为恢复因子，对空气可按1/3Prr计算[2]。发汗冷却技术作为一种仿生技术，是利用生物为了生存对所处环境(温度)进行自身调节的一种能力和技术。发汗冷却材料就是材料处在高温环境下工作时，通过自身“出汗”以降低材料本身的温度，进而达到热防护的目的。发汗冷却的部分关键物理问题(除边界层内的过程外)可以借助图3中植物叶面的蒸发过程来说明。其中典型的问题包括：叶茎中水分被毛细力驱动的过程中微通道内流动的微尺度效应问题，叶面上水分蒸发的相变过程，叶面内部的多孔介质流动与传热问题等；此外，叶面多孔组织孔径结构与外部热流密度存在着相互影响的耦合关系，其对叶面蒸发量的调整是天然的自适应发汗冷却过程。图4表示的是发汗冷却应用在火箭发动机中的情况[3]。5图3植物叶面的蒸发过程图4发汗冷却在火箭发动机热防护中的应用按发汗冷却的自发性分类，有自发汗冷却和强迫发汗冷却。自发汗冷却多见于粉末冶金材料制品，是通过加入基材内的低熔点金属粉末颗粒，在高温下气化6蒸发带走基材热量以达到材料降温的目的；强迫发汗冷却是一种复合冷却技术，由发汗冷却和气膜冷却组成。首先把材料制成多孔材料部件，在工作过程中液体料在高压下从部件材料的“汗孔”渗出蒸发以带走部件基体的热量使部件降温，以达到部件材料的冷却降温和保证部件不被高温烧蚀的目的。按照发汗材料的结构又可以分为层板发汗冷却和多孔发汗冷却。层板通常由数十至数百片蚀刻有精确微细通道的超薄板片经有序叠合及扩散连接而成，其强度特性优于传统的多孔材料，并可以避免传统多孔材料对“热点”敏感的缺点，因而应用前景十分广阔（如图5所示）。多孔发汗冷却是发汗剂流经多孔材料内部时，能够携带内部热量，因而改变内部温度场，同时也能阻塞外部对受热体的加热，改变烧蚀量；通过对冷却剂流量的调节，达到控制结构温度和表面烧蚀的目的（如图6所示）。目前层板加工工艺较复杂且成本昂贵，相对而言烧结多孔则加工简单且成本低廉，因此采用烧结多孔结构进行发汗冷却应用价值显著，对于多孔结构发汗冷却的研究依然非常重要[2]。图5层板发汗冷却7图6多孔发汗冷却2.研究特点（1）发汗冷却材料作为承载冷却介质流通的载体，是实现发汗冷却技术的基础，长期以来一直是研究的热点。按照发汗冷却的自发性，可分为自发汗冷却材料和强迫发汗冷却材料。自发汗冷却材料通常为粉末冶金材料制品，是以高熔点的金属材料作为基体，在内部加入低熔点金属粉末颗粒作为冷却剂，在高温下气化蒸发带走基体热量以降低材料温度的目的。通常作为基体的高熔点相有W、Mo、SIC、zrB2等陶瓷，而冷却剂作为低熔点相应满足如下要求：1.冷却剂的沸点应低于多孔基体的最高工作温度；2.单位体积的固/气态转变蒸发潜热要大；3.冷却剂不与基体发生任何化学反应；4.冷却剂的熔点与沸点温差要大，以使其液态保留时间较长，有利于表面形成液膜。通常使用Cu、AI等，但是W/Cu、Mo/Cu等传统合金材料由于密度大、抗氧化性差、低温脆性等问题，在应用上受到限制。近年来，发汗陶瓷复合材料的发展收到了广泛关注，这些陶瓷材料不但熔点很高，例如ZrB2、TiB2、ZrC等熔点都达到了近30000C，尤其是硼化物具有良好的高温下抗氧化能力，文献报道TiB2/AI发汗冷却材料在高温试验中，由于AI的挥发不但起到了发汗冷却的作用，AI高温下形成的A12Q3氧化膜附着在材料表面，增强了基体的抗氧化性。这种耐高温的金属陶瓷复合材料一直是各国发展的重点，由于其轻质、高效、结构简单，在火箭和导弹发动机燃烧室、喷管、喉衬以及护板等高温位置具有巨大的发展潜力，属于各国的保密技术，很少见诸于公开的研究报道[4]。8相对于自发汗冷却材料，强迫发汗材料以气体或者液体为冷却介质，在火箭发动机中，冷却介质通常采用推进剂的组元，而不是消耗结构的组元，因而更容易控制。按照冷却机制的不同，强迫发汗材料可分为层板发汗冷却材料和多孔介质发汗冷却材料。针对层板材料的发汗冷却研究很多，但针对烧结多孔结构尤其是金属颗粒烧结多孔结构的的发汗冷却研究还不够。层板发汗冷却材料是将紫铜、不锈钢或其它合金材料的薄板使用化学蚀刻或激光光刻的技术在其表面形成通道，再按照一定的排列方式焊接而成。层板的优点是：可以根据高温部件的工作温度精确设定通道流量，达到预期的冷却效果，并且相对于纯气膜冷却，冷却剂耗量少；缺点是：加工工艺复杂、成本高、层板表面易氧化以及存在热不均匀性。层板发汗冷却技术经过几十年的发展己比较成熟，上世纪60年代，英国的Rolls-Royce公司首次研制并注册了Transply型层板（如图7左）专利，这种层板是由多层经过加工的金属板焊接而成，在每层金属板上通过电化学的方法加工出冷却气体通道，此后，该型层板成功应用于Spey燃烧室中，结果表明在取得相同冷却效果的前提下，所消耗的冷气量是通常使用的波纹板式气膜冷却(Wigglestripcooling)的三分之一。美国的DDA公司DetroitDieselAllison研制的Lamilloy型层板（如图7右）也很有特点，它也是由数层金属板焊接而成，金属板之间排布了许多基柱，基柱的数目、大小、排列方式可以按照要求调节，这使得冷气流经结构内部时不但增大了换热面积还因为基柱的扰流作用增强了换热效果。图7Transply型层板（左）和Lamilloy型层板（右）Wear等在NASA的Lewis研究中心，对高温高压下(2200K，0.8MPa)下的火焰筒分别使用Lamilloy层板和分段式气膜冷却，研究结果表明：相同冷却效果的前提下，前者不但只消耗了后者40%的冷却气流，而且可以使壁面温度降低到9燃气温度1000K以下。国内在多孔介质结构层板发汗冷却领域也开展了大量的工作，何家德采用瞬态测试技术对不同结构的多孔介质平板试验件的气膜冷却特性进行了试验研究；刘伟强通过对火箭发动机富氧预燃室发汗冷却计算方法进行修正，研究了发汗流压降和控制流道长度对预燃室壁温的控制作用；吴慧英对层板室壁中液态冷却剂的传热进行分析，得出了影响层板室壁冷却效果的性能参数，该参数与层板通道换热面积、换热系数以及冷却剂比热都有关系。多孔发汗材料通常是在制造过程中，通过材料不完全致密化的工艺使材料具有一定孔隙率，这些孔隙包括通孔、半闭孔和闭孔。显然，冷却介质只能通过通孔达到发汗冷却的目的。多孔介质材料按照固相骨架构成的不同，可分为金属基和陶瓷基发汗材料。金属基多孔介质发汗材料发展较早，早在上世纪60年代，NASA就以紫铜为原料，通过粉末烧结的方