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CN111237087B - 一种航天动力用微孔板主被动复合冷却结构及冷却方法 - Google Patents

一种航天动力用微孔板主被动复合冷却结构及冷却方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，包括由微孔板围成的筒状壳体，筒状壳体的形状与发动机金属外壳的形状相一致，用于套设在金属外壳内，与发动机金属外壳间形成冷却剂空腔，且冷却剂空腔的下端为冷却剂入口，上端为冷却剂出口；在筒状壳体内侧为燃气腔，燃气腔的上端与冷却剂出口相连通，将冷却剂由上端喷入燃气腔内；在微孔板上开设有多个液膜喷射孔，用于连通冷却剂空腔和燃气腔，将冷却剂径向喷入燃气腔内。采用该结构和方法不需要额外引入冷却剂；经多次传热，将发动机金属外壳的温度降至许用温度，满足长时间工作的要求。

Description

一种航天动力用微孔板主被动复合冷却结构及冷却方法
技术领域
本发明属于航天发动机技术领域，尤其涉及一种航天动力用微孔板主被动复合冷却结构及冷却方法。
背景技术
航天发动机在航天运输中起着重要的作用，主要作为动力装置为航天运载器提供推力。在发动机工作过程中，受燃烧室内的高温以及喷管中的高速气流的作用，推力室所处的热环境十分严峻，在某些型号的发动机中，推力室壳体所受热流可高达109J/s·m3之上。在这种情况下，如果没有针对推力室壳体结构进行冷却设计，推力室将面临烧穿甚至炸裂的危险。
目前，针对推力室的冷却主要有以下几种方式：再生冷却、膜冷却、发汗冷却以及被动冷却等等。其中，再生冷却是较为常用的一种，通过在推力室壁内加工冷却通道，让冷却剂先通过壁内的冷却通道再进入到喷注器内，通过形成冷却剂与推力室间的对流换热来达到冷却推力室壳体温度的作用；膜冷却也是应用较为广泛的一种，通过在壳体内表面铺设一层液体或气体，使得高温燃气与壳体隔离，从而起到保护发动机壳体的作用；发汗冷却则是将发动机壳体制成多孔材料，在发动机工作时，由于温度梯度的作用，冷却剂将通过壁内的孔进入到高温侧，并在壳体内表面进行传热与传质，以达到冷却发动机的作用。被动冷却则是通过在燃烧室壳体内安置耐高温的材料，使得发动机壳体在短时间内达不到较高的温度。
以上的冷却方式在以往的发动机设计中，均达到了较好的效果。但是，随着航天动力的发展，航天发动机需在高热载、低流量、长时间的工况下工作，使得以上冷却方式均无法满足冷却要求。若采用再生冷却，则需要不断地提高入口压力以提高冷却效率，但是会导致供应系统的输出压力过高而无法实现；若采用膜冷却，则需额外引入较多的冷却液而造成较大的资源浪费；发汗冷却又无法满足按需分配冷却流量的作用；被动冷却更是无法满足长时间工作的要求。
发明内容
本发明的目的是提供一种航天动力用微孔板主被动复合冷却结构及冷却方法，不需要额外引入冷却剂；经多次传热，将发动机金属外壳的温度降至许用温度，满足长时间工作的要求。
本发明采用以下技术方案：一种航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，包括由微孔板围成的筒状壳体，筒状壳体的形状与发动机金属外壳的形状相一致，用于套设在金属外壳内，与发动机金属外壳间形成冷却剂空腔，且冷却剂空腔的下端为冷却剂入口，上端为冷却剂出口；在筒状壳体内侧为燃气腔，燃气腔的上端与冷却剂出口相连通，将冷却剂由上端喷入燃气腔内；在微孔板上开设有多个液膜喷射孔，用于连通冷却剂空腔和燃气腔，将冷却剂径向喷入燃气腔内。
进一步地，该各微孔的孔径为0.05mm-0.5mm。
进一步地，该冷却剂空腔的厚度为1-3mm。
进一步地，该筒状壳体的厚度为3mm-5mm。
进一步地，该微孔板选用C/SiC复合材料。
本发明还公开了一种航天发动机，包括上述的一种航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，还包括发动机金属外壳，筒状壳体套设在金属外壳内，与发动机金属外壳间形成冷却剂空腔；在冷却剂空腔的下端、且位于金属外壳上，开设有与冷却剂空腔相连通的冷却剂入口，在下端、且位于金属外壳上开设有冷却剂出口；筒状壳体内侧形成燃气腔，燃气腔的上端与冷却剂的出口相连通，将冷却剂由上端喷入燃气腔内；在微孔板上开设有多个液膜喷射孔，用于连通冷却剂空腔和燃气腔，将冷却剂径向喷入燃气腔内。
本发明还公开了上述的一种航天动力用微孔板主被动复合冷却结构或一种航天发动机的冷却方法，该冷却方法如下：冷却剂从冷却剂入口进入冷却剂空腔中，一路冷却剂由液膜喷射孔径向喷射，进入燃气腔，同时，在筒状壳体的内侧形成一层液/气膜，用于隔离燃气腔内的高温气体与筒状壳体；另一路冷却剂从冷却剂出口流出，由上端喷射至燃气腔，与氧化剂混合燃烧，产生高温燃气，高温燃气与液/气膜剂接触，进行传热传质，热量传至筒状壳体的燃气腔侧；然后热量传至冷却剂空腔侧；冷却剂空腔内的冷却剂与筒状壳体发生对流换热，使得热量传入冷却剂中；冷却剂空腔内的冷却剂与金属外壳发生对流换热，将热量传入金属外壳，即实现了冷却。
进一步地，该液膜喷射孔中的冷却剂的渗透率为0.5％-15％。
本发明的有益效果是：1.未额外引入冷却剂，是从再生冷却腔中分出一部分冷却剂用于膜冷却，所用冷却剂量少。2.通过多次传热过程，最终使得筒状壳体、冷却剂空腔内冷却剂、发动机金属外壳的温度降至许用温度以下，解决了航天发动机在恶劣环境下工作时热防护难的问题，满足长时间工作的要求。
附图说明
图1为本发明航天动力用微孔板主被动复合冷却结构的示意图；
图2为内部结构及内部相关流动示意图；
图3为三种冷却条件下内壁面温度随轴向距离变化曲线图。
其中：1.筒状壳体；2.冷却剂空腔；3.冷却剂入口；4.冷却剂出口；5.液膜喷射孔；6.燃气腔；7.金属外壳。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
本发明实施例公开了一种航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，如图1和2所示，包括由微孔板围成的筒状壳体1，筒状壳体1的形状与发动机金属外壳7的形状相一致，用于套设在金属外壳7内，与发动机金属外壳7间形成冷却剂空腔2，且冷却剂空腔2的下端为冷却剂入口3，上端为冷却剂出口4；在筒状壳体1内侧为燃气腔6，燃气腔6的上端与冷却剂出口4相连通，将冷却剂由上端喷入燃气腔6内；在微孔板上开设有多个液膜喷射孔5，用于连通冷却剂空腔2和燃气腔6，将冷却剂径向喷入燃气腔6内。微孔板选用C/SiC复合材料。冷却剂空腔2的厚度为1-3mm。筒状壳体1的厚度为3mm-5mm。本发明中的冷却剂，是发动机的燃料，通过在环形的冷却剂空腔2的流动，一方面起到冷却降温金属外壳7的作用，另一方面，冷却剂吸收了热量，相当于进行了预热，在喷入燃气腔6中时，快速燃烧。冷却剂出口4于燃气腔6的上端管路连接，冷却剂由冷却剂出口4流出，经管路流入燃气腔6的上部，经过设置在燃气腔6上端的喷注器，喷注进入燃气腔6中。
上述各液膜喷射孔5的孔径为0.05mm-0.5mm。液膜喷射孔5的分布需根据发动机具体冷却要求进行调整，热环境恶劣的地方分布较密，内壁面温度较低的地方分布稀疏。
本发明还公开了一种航天发动机，包括上述的一种航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，还包括发动机金属外壳7，筒状壳体1套设在金属外壳7内，与发动机金属外壳7间形成冷却剂空腔；在冷却剂空腔2的下端、且位于金属外壳7上，开设有与冷却剂空腔2相连通的冷却剂入口3，在下端、且位于金属外壳7上开设有冷却剂出口4；筒状壳体1内侧形成燃气腔6，燃气腔6的上端与冷却剂的出口相连通，将冷却剂由上端喷入燃气腔6内；在微孔板上开设有多个液膜喷射孔5，用于连通冷却剂空腔2和燃气腔6，将冷却剂径向喷入燃气腔6内。
本发明还公开了上述的一种航天动力用微孔板主被动复合冷却结构或一种航天发动机的冷却方法，该冷却方法如下：冷却剂从冷却剂入口3进入冷却剂空腔2中，一路冷却剂由液膜喷射孔5径向喷射，进入燃气腔6，同时，在筒状壳体1的内侧形成一层液/气膜，用于隔离燃气腔6内的高温气体与筒状壳体1。另一路冷却剂从冷却剂出口4流出，由上端喷射至燃气腔6，与氧化剂混合燃烧，产生高温燃气，高温燃气与液/气膜剂接触，进行传热传质，热量传至筒状壳体1的燃气腔6侧；然后热量传至冷却剂空腔2侧；冷却剂空腔2内的冷却剂与筒状壳体1发生对流换热，使得热量传入冷却剂中；冷却剂空腔2内的冷却剂与金属外壳7发生对流换热，将热量传入金属外壳7，即实现了冷却。液膜喷射孔5中的冷却剂的渗透率为0.5％-15％。
采用上述冷却方法，由于热量先后经过四次传热，且传热导致的温度最高处为由液膜喷射孔5喷射进入燃气腔6的液膜，故而能够极大的降低推力室的金属外壳7的温度，也能够保证筒状壳体1的温度在许用范围以内。若存在极端情况，即热流过大，筒状壳体1的温度超过许用温度，则筒状壳体1将充当被动冷却隔热层结构，在一定时间内保护金属外壳7。
下面以煤油为冷却剂，以3580K燃气为燃气腔7内的主流燃气，来验证本发明中的冷却方法。通过对比例与本发明中的实施例进行比对验证。
对比例1：再生冷却，与本发明中的冷却装置不同的是，设置了冷却剂空腔2，但是未设置液膜喷射孔。
采用的燃气质量流量为300g/s，入口压强2MPa；冷却剂质量流量为80g/s，入口压强3.2MPa；
实施例1：采用本发明中的冷却结构，燃气质量流量300g/s，入口压强2MPa；冷却剂流量80g/s，入口压强3.2MPa；
对比例2：再生冷却，与本发明中的冷却装置不同的是，设置了冷却剂空腔2，但是未设置液膜喷射孔。燃气质量流量300g/s，入口压强2MPa；冷却剂入口压强3.2MPa，保证内壁面温度与实施例1内壁面温度相同。
上述对比例和实施例中选用的模型尺寸为：底面尺寸为100mm×30mm，燃气腔6厚度为25mm，筒状壳体1厚度为3mm，冷却剂空腔2厚度2mm，金属外壳7厚度2mm，液膜喷射孔5孔径为0.2mm，所用的微孔板为截面30mm*100mm的长方体板，微孔分布是横向3个孔，纵向5个孔，孔间隔为横向10mm，纵向20mm。
实施例1的冷却过程如下：
步骤1、300g/s的主流燃气流入燃气腔6中，80g/s的主流燃气流入冷却剂空腔2中，约有15％的冷却剂从液膜喷射孔5流出进入到燃气腔6中；
步骤2、高温燃气与冷的筒状壳体11燃气腔侧的液膜形成温度差并进行热量传递，由于热量较大且燃气温度较高，一部分热量使得液膜气化并致使气/液膜温度升高；
步骤3、靠近筒状壳体11的膜温度高于筒状壳体11燃气腔侧温度，并开始由膜向筒状壳体1传递热量，致使筒状壳体1燃气腔侧温度升高，该部分热流密度约为861593W/m2；
步骤4、由于筒状壳体11燃气腔侧温度升高，致使筒状壳体11燃气腔侧与冷却剂空腔2侧存在温度差，热量在筒状壳体11内由燃气腔侧传向冷却剂腔侧；
步骤5、筒状壳体1冷却剂腔侧温度升高并高于冷却剂空腔2内冷却剂温度，致使冷却剂空腔2内冷却剂温度升高，该部分热流密度约为4.56×106W/m2；
步骤6、冷却剂空腔2内冷却剂温度高于推力室金属外壳7温度，并最终将热量导入金属外壳7致使金属外壳温度升高，该部分热流密度约为3.7W/m2；
利用Fluent软件仿真，结果显示，对比例1内壁面平均温度为1881.4K，最高温度为1933.8K，最低温度为1790.3K；实施例1内壁面平均温度为1647.8K，最高温度1791.5K，最低温度1470.8K，煤油通过液膜喷射孔的渗透率为15％；对比例2在内壁面平均温度为1646.8K时，所需冷却剂流量为115g/s。计算结果如图3所示。由对比实施例1和对比例2即可得，冷却至同等内壁温下，所用冷却剂量相比于再生冷却所需冷却剂量减少1/3。
对比对比例1和实施例1，在冷却剂流量相同时，微孔板冷却内壁面最高温度与再生冷却内壁面最低温度基本相同，其内壁面平均温度较再生冷却低233.6K，且微孔板冷却温度在小孔处达到最低，较平均温度低424.8K。说明本发明所提供冷却方案能够在相同条件下，相较于再生冷却，其冷却效果好，相较于发汗冷却，其可以通过调整孔的大小及分布解决局部高温问题。
对比对比例2和实施例1，在燃气质量流量及温度、冷却剂温度相同以及内壁面温度基本一致时，再生冷却所需的冷却剂流量为微孔板冷却所需冷却剂流量的1.4375倍，说明本发明中的冷却结构的冷却效果明显好于再生冷却。

Claims (7)

1.一种航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，其特征在于，包括由微孔板围成的筒状壳体(1)，所述筒状壳体(1)的形状与发动机金属外壳(7)的形状相一致，用于套设在所述金属外壳(7)内，与所述发动机金属外壳(7)间形成冷却剂空腔(2)，且所述冷却剂空腔(2)的下端为冷却剂入口(3)，上端为冷却剂出口(4)；在所述筒状壳体(1)内侧为燃气腔(6)，所述燃气腔(6)的上端与冷却剂出口(4)相连通，将冷却剂由上端喷入所述燃气腔(6)内；
在所述微孔板上开设有多个液膜喷射孔(5)，用于连通所述冷却剂空腔(2)和燃气腔(6)，将冷却剂径向喷入所述燃气腔(6)内；
各所述液膜喷射孔(5)的孔径为0.05mm-0.5mm。
2.根据权利要求1所述的一种航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，其特征在于，所述冷却剂空腔(2)的厚度为1-3mm。
3.根据权利要求2所述的一种航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，其特征在于，所述筒状壳体(1)的厚度为3mm-5mm。
4.根据权利要求3所述的一种航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，其特征在于，所述微孔板选用C/SiC复合材料。
5.一种航天发动机，其特征在于，包括权利要求1-4中任一项所述的一种航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，还包括发动机金属外壳(7)，所述筒状壳体(1)套设在所述金属外壳(7)内，与所述发动机金属外壳(7)间形成冷却剂空腔；在所述冷却剂空腔(2)的下端、且位于所述金属外壳(7)上，开设有与冷却剂空腔(2)相连通的冷却剂入口(3)，在下端、且位于所述金属外壳(7)上开设有冷却剂出口(4)；所述筒状壳体(1)内侧形成燃气腔(6)，所述燃气腔(6)的上端与冷却剂的出口相连通，将冷却剂由上端喷入所述燃气腔(6)内；
在所述微孔板上开设有多个液膜喷射孔(5)，用于连通所述冷却剂空腔(2)和燃气腔(6)，将冷却剂径向喷入燃气腔(6)内。
6.根据权利要求5中所述的一种航天发动机的冷却方法，其特征在于，该冷却方法如下：
冷却剂从所述冷却剂入口(3)进入冷却剂空腔(2)中，一路冷却剂由所述液膜喷射孔(5)径向喷射，进入所述燃气腔(6)，同时，在所述筒状壳体(1)的内侧形成一层液/气膜，用于隔离燃气腔(6)内的高温气体与筒状壳体(1)；
另一路冷却剂从所述冷却剂出口(4)流出，由上端喷射至所述燃气腔(6)，与氧化剂混合燃烧，产生高温燃气，所述高温燃气与液/气膜剂接触，进行传热传质，热量传至所述筒状壳体(1)的燃气腔(6)侧；然后热量传至所述冷却剂空腔(2)侧；所述冷却剂空腔(2)内的冷却剂与所述筒状壳体(1)发生对流换热，使得热量传入冷却剂中；所述冷却剂空腔(2)内的冷却剂与金属外壳(7)发生对流换热，将热量传入所述金属外壳(7)，即实现了冷却。
7.根据权利要求6所述的一种航天发动机的冷却方法，其特征在于，所述液膜喷射孔(5)中的冷却剂的渗透率为0.5％-15％。
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