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为了研究复合材料微孔发汗冷却热防护技术,研究了冷冻浇注成型工艺定向直孔道碳化硅多孔陶瓷在高压高热流密度时氢气的发汗冷却特性。用电弧加热主流空气产生高温燃气、氢气发汗冷却对多孔陶瓷材料进行了13次热试验研究。试验的材料孔隙率为10~28%,燃烧室压力为3.6~7.9MPa,冷却氢气注入率为0.008~0.021。试验表明,当多孔陶瓷材料氢发汗冷却的注入率为1%时,主流高温燃气与微孔壁面之间的换热减少了30%以上。多孔陶瓷材料氢发汗冷却可以有效减小壁面与燃气之间的对流热流。研究得出了陶瓷多孔材料在高压大热流环境下用氢气发汗冷却的性能关联式。 相似文献
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为了实现航空航天等领域高温大热流燃烧装置的有效冷却,研究了不同材料和工艺制成的发汗冷却结构在高温高热流密度下,氢的发汗冷却性能。模拟高压推力室的结构特点和高热流设计发汗冷却试验件,用电弧加热主流空气模拟高温燃气、以氢气为发汗冷却剂对多孔陶瓷、烧结多孔不锈钢和多孔层板材料进行了33次172 s热试验研究。试验的材料设计孔隙率为10%~40%,燃烧室压力为2.7~8.4 MPa,主流燃气温度约为3 600 K,主流空气流量为220~1 490 g/s,冷却氢气流量为9.6~57 g/s,注入率为0.005~0.029。试验结果表明:当冷却剂氢注入率为1%时,主流与多孔陶瓷材料壁面和粉末冶金多孔结构壁面之间的换热分别减少了30%和70%以上;当注入率为3%时,主流与光刻多孔层间结构壁面之间的换热也能降低60%。证明氢发汗冷却可以有效减小壁面与燃气之间的对流热流。最后还总结得出了常温氢气对高压大热流环境进行发汗冷却的性能关联式。 相似文献
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多孔介质强迫发汗冷却是解决高超声速飞行器前缘热防护问题的有效措施。其中,多孔介质的孔隙结构及性能对于其冷却效果和可靠性影响显著,因此,制备出符合强迫发汗冷却要求的多孔材料至关重要。本工作以Ti6Al4V预合金粉末为原料,采用模压成型结合高温烧结,制备了不同开气孔率的多孔Ti6Al4V试样,通过金相及SEM观察、力学性能测试、XRD分析等方法研究烧结温度和保温时间对多孔Ti6Al4V孔隙形貌、显微组织和力学性能的影响。结果表明:提高烧结温度、延长保温时间会降低材料的开气孔率;开气孔率高时,材料中孔隙连通,渗流率高,但样品强度低;开气孔率低时,材料中孔隙闭合,大孔数量减少,渗流率低,强度高。其中开气孔率为21.8%的多孔Ti6Al4V试样综合性能最好。当该多孔Ti6Al4V样品作为主动防热材料时,可以耐受平均热流为2.5 MW/m2的火焰烧蚀。 相似文献
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发汗冷却相比常规主动冷却方式是冷却效率更高、覆盖性能更好的热防护技术。为了研究发汗冷却中的添质流动现象,通过带有红外热成像技术的发汗冷却实验平台,在雷诺数1.35×105和总温373K的来流条件下对金属颗粒烧结多孔材料的发汗冷却效果进行了研究,得到了在不同注入率条件下多孔壁面的温度分布,结果显示平均冷却效率与注入率之间近似呈线性关系,当氮气注入率为33.5%时平均冷却效率接近0.45。通过对比单温度方程的局部热平衡模型和双温度方程的局部非热平衡模型的模拟结果,显示局部非热平衡模型能正确反映发汗冷却过程中的换热过程,模拟结果和实验数据具有较高吻合度。模拟结果表明:多孔壁面边界层随注入率的增大而增厚,边界层增厚是发汗冷却具有较高冷却效率的原因之一。 相似文献
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一维、稳态、非热平衡发汗冷却的解析解研究 总被引:3,自引:1,他引:3
为了研究热平衡假设给求解发汗冷却问题带来的误差,同时避免非热平衡能量方程求解中边界条件提法上的争议,对一维、稳态、非热平衡发汗冷却数学模型进行了简化。通过忽略冷却介质流体在微孔流动中的热传导作用,得到了发汗冷却问题的解析解。利用解析解,讨论了热平衡与非热平衡的变化趋势以及影响热平衡的关键参数,并在此基础上,提出一个定量的热平衡假设使用准则。通过分析多孔材料骨架温度的变化趋势,研究了影响发汗冷却效率的因素。 相似文献
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液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的数值模拟(Ⅱ)数值方法与计算结果 总被引:6,自引:3,他引:3
对液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的二维局部非热平衡模型进行了数值计算。计算中采用了正交曲线坐标系(贴体坐标),并计及了冷却剂(氢)的热物性参数随温度和压力的剧烈变化及固体壁沿轴向的导热。结果表明:推力室多孔壁面中靠近燃烧室的部分温度梯度很大;固体骨架与冷却剂的温度差异在推力室内壁面上最大;推力室多孔壁面材料导热系数的提高有利于降低壁面温度及温度梯度;随着冷却剂流量的增大,推力室壁中的最高温度明显下降;若设计合理,发汗冷却所需要的冷却剂的量只占总流量的2%左右。 相似文献
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单相液体发汗冷却规律实验 总被引:1,自引:1,他引:1
以超燃冲压发动机内支板结构的热防护问题为背景,制备了全烧结金属多孔介质支板结构,并对以液态水为冷却工质的发汗冷却特性进行了实验研究.实验结果表明:液态水发汗冷却能有效地减少支板壁面和高温流体之间的换热,当注入率为2%时,冷却效率可以高达93%;随注入率增大,发汗冷却的冷却效率趋近于100%,增幅逐渐减小;在该实验所采用的两种不同主流温度条件下,相同注入率、相同位置的冷却效率近似相等.对发汗冷却的冷却剂停止供应后的支板表面温度热响应特性进行了初步研究,根据支板内液态水蒸发的过程分3个阶段进行了分析. 相似文献
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液态水具有较高的比热容和很高的相变潜热,采用水作为冷却剂的相变发汗冷却技术是解决高超声速飞行器关键部位热防护的高效主动冷却技术。利用主流马赫数2.2,总温500K的超声速风洞实验台,研究了超声速主流条件下多孔平板相变发汗冷却规律,分析了注入冷却剂时的非稳态过程。研究结果表明,在超声速主流条件下,多孔平板表面平均冷却效率随着注入率的提升而上升,且多孔平板上游冷却效率高于下游冷却效率,发现液态冷却剂优先从上游流出多孔表面并朝下游铺展。提升冷却剂的注入率可以提升多孔平板表面温度的均匀性。冷却剂的注入压力受到水蒸气影响,随着注入率的增大先增大后减小再增大。在较小冷却剂注入率时(F=0.05%),多孔平板表面的冷却效率都保持在0.6以上,说明相变发汗冷却具有低冷却剂用量和高冷却效率的特点。 相似文献
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对液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的二维局部非热平衡模型进行了数值计算,计算吸要用了正交曲线坐标系(贴体坐标)并计及冷却剂(氢)的热物性参数随温度和压力的剧列变化及固体壁沿轴向的导热,结果表明,推力室多孔壁面中靠近燃烧室的部分温度梯度很大,固体骨架与冷却剂的温度差异在推力室内壁面上最大,推力室多孔壁面材料导热系数的提高有利于降低壁面温度及温度梯度;随着冷却剂流量的增大,推力室臂吉的最高温度明显 相似文献
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洪长青%张幸红%韩杰才%张贺新 《宇航材料工艺》2005,35(6)
综述了国内外航天热防护用冷却技术的分类、发汗冷却材料研究现状以及发汗冷却技术理论模型的研究进展.比较分析了发汗冷却技术与其他冷却技术的优缺点,并对发汗冷却技术的理论模型作了初步的探讨. 相似文献
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对自发汗冷却材料的种类及特点进行了简介,综述了自发汗冷却材料的几种主要制备方法及其优缺点,详细阐述了自发汗冷却材料的研究现状、影响因素及其应用,并对其发展方向进行了讨论. 相似文献