高溫與超音速條件下發汗冷卻基礎問題研究

【摘要】：隨著航空航天技術的發展,高速飛行器受熱部件的工作環境愈發苛刻。發汗冷卻技術具有冷卻效率高、冷卻劑消耗量小等優點。開展超音速或高溫主流條件下發汗冷卻的流動換熱規律研究對飛行器的關鍵部位熱防護具有重要意義。已有的超音速發汗冷卻研究多采用主流橫掠平板的結構,而真實的流場中不可避免的存在激波的影響。本文在Ma=2.8的超音速風洞實驗臺上開展了激波對超音速平板發汗冷卻影響的實驗研究,通過紋影儀觀測主流流場、紅外熱像儀獲取多孔表面溫度信息,并結合數值模擬結果,研究和揭示了激波對超音速平板發汗冷卻的影響機理。結果表明斜激波入射多孔平板表面后引起壁面恢復溫度升高而引入附加熱流,同時局部的靜壓升高阻礙冷卻流體流出,導致壁面溫度升高。揭示了不同激波入射強度、材料性質與冷卻劑特性對發汗冷卻效果的影響規律。本文將發汗冷卻用作超燃發動機燃料噴注支板結構的熱防護手段,采用甲烷氣體與RP3航空煤油作為冷卻工質,成功完成了Ma=2.5、總溫1700 K以上的高溫高速主流中的搭載實驗。結果發現,傾斜支板比垂直支板具有更好的發汗冷卻效果。建立了實驗真實結構的三維數值計算模型,研究了不同冷卻劑進口條件、不同多孔材料性質、不同支板傾斜角度條件下冷卻效果及燃料滯留時間。結果表明提高注入率對延長主流的滯留時間有益,但受到結構耐壓能力的限制與注入特性影響導致并不經濟。當支板的后掠角度在30°附近時,冷卻效果最佳。針對發汗冷卻的傳熱過程,建立了考慮多孔介質內非熱平衡效應的熱阻簡化分析模型,理論求解了耦合邊界條件下的多孔區域與主流區域的溫度分布。指出了考慮非熱平衡效應時交界面上熱流分配機制,在一定條件下可將熱流分配的耦合邊界條件簡化成熱流完全分配給固相的熱邊界條件。搭建了主流溫度最高可達1000 K的中高溫發汗冷卻實驗臺,以空氣為冷卻劑,實驗研究了不同顆粒直徑青銅燒結多孔平板的發汗冷卻換熱規律,并采用局部非熱平衡模型開展了數值模擬。揭示了主流工況、冷卻流的注入率與顆粒直徑對發汗冷卻效果與多孔非熱平衡效應的影響。在此基礎上,采用純水作為冷卻工質,初步探索了發汗冷卻過程中出現相變的冷卻特性,結果表明相變發汗冷卻冷卻效率更高,但在平板上游由于冷卻劑膜層薄,熱流密度大,存在局部過熱區域。