阅读说明：本技术 一种相变发汗冷却热防护结构及其构建方法 (Phase-change sweating cooling heat protection structure and construction method thereof ) 是由 胥蕊娜 姜培学 程志龙 于 2020-07-27 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种相变发汗冷却热防护结构及其构建方法,涉及飞行器热防护技术领域,包括：外层梯度孔隙发汗载体、内层梯度孔隙发汗载体、缓冲仓、压力仓和冷却剂管道；热负荷分布在外层梯度孔隙发汗载体的外表面上,外层梯度孔隙发汗载体的第一端热负荷温度高于外层梯度孔隙发汗载体的第二端热负荷温度；缓冲仓设置在外层梯度孔隙发汗载体和内层梯度孔隙发汗载体之间；压力仓设置在内层梯度孔隙发汗载体的外表面上；冷却剂管道设置在压力仓上；外层梯度孔隙发汗载体和内层梯度孔隙发汗载体根据热负荷分布规律控制冷却剂的流量。采用本发明可以改善相变发汗冷却过程中热负荷分布与实际冷却量不匹配的问题。(The invention relates to a phase-change sweating cooling thermal protection structure and a construction method thereof, relating to the technical field of thermal protection of aircrafts and comprising the following steps: the outer layer gradient pore sweating carrier, the inner layer gradient pore sweating carrier, the buffer bin, the pressure bin and the coolant pipeline; the heat load is distributed on the outer surface of the outer layer gradient pore sweating carrier, and the heat load temperature of the first end of the outer layer gradient pore sweating carrier is higher than that of the second end of the outer layer gradient pore sweating carrier; the buffer bin is arranged between the outer-layer gradient pore sweating carrier and the inner-layer gradient pore sweating carrier; the pressure chamber is arranged on the outer surface of the inner-layer gradient pore sweating carrier; the coolant pipeline is arranged on the pressure bin; the outer layer gradient pore sweating carrier and the inner layer gradient pore sweating carrier control the flow of the coolant according to the heat load distribution rule. The invention can solve the problem that the distribution of the heat load is not matched with the actual cooling amount in the phase-change sweating cooling process.)

一种相变发汗冷却热防护结构及其构建方法

技术领域

本发明涉及飞行器热防护技术领域，特别是涉及一种相变发汗冷却热防护结构及其构建方法。

背景技术

高超声速飞行器(马赫数Ma>5)和大推力运载平台是保障国家安全和战略利益体系的关键环节，具有重大的战略意义和经济社会价值。随着飞行马赫数和推力的大幅提高，热障成为制约高超声速飞行器在极端环境中长时飞行和可重复使用的关键技术瓶颈和核心问题之一。发汗冷却具有冷却能力强、冷却剂消耗量小以及可实现主动控制等优点，被视为最有希望满足高超声速飞行器热防护需求的技术之一。高超声速飞行器的关键部件(如头锥、机翼前缘、进气道和超燃冲压发动机喷油支板等)承受极高的热负荷且分布不均匀，会引起如下问题：(1)发汗载体表面承受的热负荷与实际冷却量严重不匹配，造成局部烧蚀或冷却剂浪费现象，这是限制相变发汗冷却效率和极限热流密度提升的主要障碍之一；(2)相变发汗冷却带来高冷却能力的同时，其在非均匀热负荷下的不稳定相变过程会导致大幅温度振荡，在高热流密度区出现的蒸汽堵塞现象使发汗载体内压力产生波动，进而推动气液界面来回移动，使被冷却的壁面出现大幅温度振荡，发汗冷却系统的可靠性和稳定性面临巨大挑战。在热防护系统重量的约束下，保证相变发汗冷却系统在恶劣的服役环境中高效及可靠运行具有极其重要的现实意义。中国发明专利ZL201510205142.6提出一种基于复合冷却方式的高超声速飞行器头锥，由耐高温合金或陶瓷材质制成的呈多微孔结构的本体和两个腔室构成，在头锥前缘位置开设中心孔控制冷却剂分配量。中国发明专利ZL201610990611.4提出一种高超飞行器前缘部位的热防护结构，该发明是基于毛细力自抽吸和自适应发汗冷却技术，可根据热负荷自动调控冷却剂抽吸量。然而上述专利并未涉及相变发汗冷却温度振荡问题的抑制方案。由此可见，有必要提出一种能同时解决相变发汗冷却局部热负荷与冷却量匹配不佳，及温度振荡严重问题的方法。

发明内容

本发明的目的是提供一种相变发汗冷却热防护结构及其构建方法，以改善相变发汗冷却过程中热负荷分布与实际冷却量不匹配的问题。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种相变发汗冷却热防护结构，包括：外层梯度孔隙发汗载体、内层梯度孔隙发汗载体、缓冲仓、压力仓和冷却剂管道；

热负荷分布在所述外层梯度孔隙发汗载体的外表面上，所述外层梯度孔隙发汗载体的第一端热负荷温度高于所述外层梯度孔隙发汗载体的第二端热负荷温度；所述缓冲仓设置在所述外层梯度孔隙发汗载体和所述内层梯度孔隙发汗载体之间；所述压力仓设置在所述内层梯度孔隙发汗载体的外表面上；所述冷却剂管道设置在所述压力仓上；

所述内层梯度孔隙发汗载体根据热负荷分布规律控制冷却剂进入所述缓冲仓内的流量；所述压力仓用于驱动所述冷却剂管道中的冷却剂进入所述内层梯度孔隙发汗载体中；所述冷却剂在所述内层梯度孔隙发汗载体中发生相变；所述外层梯度孔隙发汗载体根据热负荷分布规律控制所述冷却剂流出所述外层梯度孔隙发汗载体的流量。

可选的，所述相变发汗冷却热防护结构还包括支撑肋，所述支撑肋设置在所述缓冲仓内，所述支撑肋用于连接和支撑所述外层梯度孔隙发汗载体和所述内层梯度孔隙发汗载体。

可选的，所述相变发汗冷却热防护结构还包括密封圈，所述密封圈设置在所述外层梯度孔隙发汗载体、所述内层梯度孔隙发汗载体和所述缓冲仓的端口处；所述密封圈用于密封所述外层梯度孔隙发汗载体、所述内层梯度孔隙发汗载体和所述缓冲仓。

可选的，所述外层梯度孔隙发汗载体为多孔结构，所述外层梯度孔隙发汗载体第一端的孔隙率或者孔径大于所述外层梯度孔隙发汗载体第二端的孔隙率或者孔径。

可选的，所述外层梯度孔隙发汗载体的材质为陶瓷。

可选的，所述内层梯度孔隙发汗载体为多孔结构，所述内层梯度孔隙发汗载体第一端的孔隙率或者孔径大于所述内层梯度孔隙发汗载体第二端的孔隙率或者孔径。

可选的，所述内层梯度孔隙发汗载体的材质为耐高温金属材料。

可选的，所述支撑肋设置在靠近所述外层梯度孔隙发汗载体第一端的位置。

一种相变发汗冷却热防护结构构建方法，包括：

构建梯度孔隙发汗载体的多孔介质孔隙-骨架分界面曲面方程；所述梯度孔隙发汗载体包括外层梯度孔隙发汗载体和内层梯度孔隙发汗载体；

根据所述多孔介质孔隙-骨架分界面曲面方程确定孔隙-骨架分界面方程、孔隙部分方程和骨架部分方程；

建立孔隙参数与所述孔隙-骨架分界面方程的特征参数之间的数学模型；孔隙参数包括孔隙率和孔径；

获取所述数学模型中的孔隙结构类型、孔隙参数的变化函数和梯度孔隙发汗载体的边界方程；

根据所述数学模型中的孔隙结构类型、所述孔隙参数的变化函数、所述梯度孔隙发汗载体的边界方程、所述孔隙部分方程和所述骨架部分方程，迭代计算所述孔隙-骨架分界面方程的特征参数；

根据所述梯度孔隙发汗载体的边界方程、所述孔隙-骨架分界面方程的特征参数和所述孔隙-骨架分界面方程构建所述梯度孔隙发汗载体。

根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：

本发明提供一种相变发汗冷却热防护结构及其构建方法，通过设置外层梯度孔隙发汗载体和内层梯度孔隙发汗载体两层梯度孔隙发汗载体，当冷却剂渗入到内层梯度孔隙发汗载体时，内层梯度孔隙发汗载体的结构可实现非均匀热负荷下冷却剂的按需分配，从而改善相变发汗冷却过程中热负荷分布与实际冷却量不匹配的问题。此外，外层梯度孔隙发汗载体可使气体顺利地从流动阻力较小的位置排出，有效避免了局部蒸汽堵塞现象。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明相变发汗冷却热防护结构示意图；

图2为本发明相变发汗冷却热防护结构剖面图；

图3为本发明相变发汗冷却热防护结构构建方法流程图；

图4为本发明相变发汗冷却热防护结构构建方法示意图。

符号说明：

1-外层梯度孔隙发汗载体、2-缓冲仓、3-支撑肋、4-内层梯度孔隙发汗载体、5-冷却剂管道、6-压力仓、7-密封圈。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的目的是提供一种相变发汗冷却热防护结构及其构建方法，以改善相变发汗冷却过程中热负荷分布与实际冷却量不匹配的问题。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

如图1所示，A代表相变发汗冷却热防护结构是沿A方向的剖面图，本发明提供的一种相变发汗冷却热防护结构，包括：外层梯度孔隙发汗载体1、内层梯度孔隙发汗载体4、缓冲仓2、压力仓6和冷却剂管道5。

热负荷分布在外层梯度孔隙发汗载体1的外表面上，外层梯度孔隙发汗载体1的第一端热负荷温度高于外层梯度孔隙发汗载体1的第二端热负荷温度；缓冲仓2设置在外层梯度孔隙发汗载体1和内层梯度孔隙发汗载体4之间；压力仓6设置在内层梯度孔隙发汗载体4的外表面上；冷却剂管道5设置在压力仓6上，冷却剂管道5用于相变发汗冷却热防护结构中冷却剂的供应。相变发汗冷却热防护结构还包括支撑肋3，支撑肋3设置在缓冲仓2内，支撑肋3用于连接和支撑外层梯度孔隙发汗载体1和内层梯度孔隙发汗载体4。如图2所示，支撑肋3离散地布置在缓冲仓2内，呈顺排或差排布置。冷却剂为航空煤油或液氧或液氢或水或丙二醇或酒精。

内层梯度孔隙发汗载体4根据热负荷分布规律控制冷却剂进入缓冲仓2内的流量；压力仓6用于驱动冷却剂管道5中的冷却剂进入内层梯度孔隙发汗载体4中；压力仓6还用于收集液体冷却剂；冷却剂在内层梯度孔隙发汗载体4中发生相变；外层梯度孔隙发汗载体1根据热负荷分布规律控制冷却剂流出外层梯度孔隙发汗载体1的流量。

在实际应用中，相变发汗冷却热防护结构还包括密封圈7，密封圈7设置在外层梯度孔隙发汗载体1、内层梯度孔隙发汗载体4和缓冲仓2的端口处；密封圈7用于密封外层梯度孔隙发汗载体1、内层梯度孔隙发汗载体4和缓冲仓2。

在实际应用中，外层梯度孔隙发汗载体1为多孔结构，外层梯度孔隙发汗载体1第一端的孔隙率或者孔径大于外层梯度孔隙发汗载体1第二端的孔隙率或者孔径。外层梯度孔隙发汗载体1从第一端到第二端孔隙率或者孔径逐步递减。外层梯度孔隙发汗载体1的材质为陶瓷。

在实际应用中，内层梯度孔隙发汗载体4为多孔结构，内层梯度孔隙发汗载体4第一端的孔隙率或者孔径大于内层梯度孔隙发汗载体4第二端的孔隙率或者孔径。内层梯度孔隙发汗载体4从第一端到第二端孔隙率或者孔径逐步递减。内层梯度孔隙发汗载体4的材质为耐高温金属材料。

在实际应用中，支撑肋3设置在靠近外层梯度孔隙发汗载体1第一端的位置。

相变发汗冷却热防护结构可以为平板结构，或者为超声速飞行器头锥及喷管喉部的外形结构。

相变发汗冷却热防护结构的原理如下：

液体冷却剂由冷却剂管道进入压力仓，在压力驱动下渗入内层梯度孔隙发汗载体，内层梯度孔隙发汗载体为多孔结构，其中热负荷温度高的第一端的孔径大于第二端的孔径，因此，内层梯度孔隙发汗载体可实现非均匀热负荷下冷却剂的按需分配，冷却剂在缓冲仓内汇集后进入外层梯度孔隙发汗载体，当热负荷温度较高时，液体冷却剂在内层梯度孔隙发汗载体内已完成相变过程，此时缓冲仓内为气体(气体的粘度较高，容易产生蒸汽堵塞现象，导致温度振荡)，外层梯度孔隙发汗载体为多孔结构，其中第一端的孔径大于第二端的孔径，因此，外层梯度孔隙发汗载体可使气体顺利地从流动阻力较小的位置排出，有效避免了局部蒸汽堵塞现象，冷却剂最后进入高温高速主流，并在被保护壁面上形成一层致密的气膜，阻隔主流向被保护壁面的传热，起到热防护的作用。

如图3所示，本发明提供的一种相变发汗冷却热防护结构构建方法，包括：

步骤101：构建梯度孔隙发汗载体的多孔介质孔隙-骨架分界面曲面方程；梯度孔隙发汗载体包括外层梯度孔隙发汗载体和内层梯度孔隙发汗载体。

步骤102：根据多孔介质孔隙-骨架分界面曲面方程确定孔隙-骨架分界面方程、孔隙部分方程和骨架部分方程。

步骤103：建立孔隙参数与孔隙-骨架分界面方程的特征参数之间的数学模型；孔隙参数包括孔隙率和孔径。

步骤104：获取数学模型中的孔隙结构类型、孔隙参数的变化函数和梯度孔隙发汗载体的边界方程。

步骤105：根据数学模型中的孔隙结构类型、孔隙参数的变化函数、梯度孔隙发汗载体的边界方程、孔隙部分方程和骨架部分方程，迭代计算孔隙-骨架分界面方程的特征参数。

步骤106：根据梯度孔隙发汗载体的边界方程、孔隙-骨架分界面方程的特征参数和孔隙-骨架分界面方程构建梯度孔隙发汗载体。

如图4所示，本发明还提供一种相变发汗冷却热防护结构构建方法的具体方法。

步骤1：提出曲面方程来构造多孔介质的孔隙-骨架分界面，曲面方程共有四种，分别为W型、P型、D型和G型，如公式(1)-(4)所示：

其中a和b是常数，p(x,y,z)和q(x,y,z)是多孔介质的孔隙-骨架分界面方程的特征参数，可通过控制p(x,y,z)和q(x,y,z)的变化来调整梯度孔隙发汗载体的孔隙分布规律。

步骤2：获取G(x,y,z)＝0为孔隙-骨架分界面方程，G(x,y,z)>0为孔隙部分方程，G(x,y,z)<0为骨架部分方程(反之亦成立)，建立孔隙参数与孔隙-骨架分界面方程G(x,y,z)＝0的特征参数p(x,y,z)和q(x,y,z)之间的数学模型，孔隙参数包括孔隙率ε和孔径d_p如公式(5)和(6)所示，其中V代表体积。

ε＝V_G(x,y,z)＞0/(V_G(x,y,z)＜0+V_G(x,y,z)＞0) (5)

其中，ε为孔隙率，d为孔径，p为特征参数。

步骤3：用户选择孔隙结构类型，并输入孔隙参数孔隙率ε＝a+bx/L(0≤x≤L)和孔径dp＝c+dx/L(孔径单位：μm,0≤x≤L)，并给定梯度孔隙发汗载体模型边界：长(L)、宽(W)和高(H)；其中的孔隙率和孔径也可以为常数。其中，ε为孔隙率，L为梯度孔隙发汗载体的长度，a为梯度孔隙发汗载体第一端的孔隙率，b为孔隙率沿x方向的变化率；dp为孔隙直径，c为梯度孔隙发汗载体第一端的孔隙直径，d为孔隙直径沿x方向的变化率。

步骤4：迭代计算孔隙-骨架分界面方程中的特征参数p(x,y,z)和q(x,y,z)，分别对孔隙率和孔径进行均匀采样N个(ε_i和d_p,i,i＝1,2,3……N)，然后分别计算孔隙率ε_i和孔径d_p，i对应的p_i和q_i。计算方法如下，对方程特征参数p(x,y,z)和q(x,y,z)赋初值，根据方程(1)计算孔隙率ε，根据方程(2)计算孔径d_p，然后计算其与实际孔隙参数设计值的残差，残差足够小时迭代结束，输出方程特征参数p_i和q_i；然后根据p_i和q_i拟合曲线p(x)和q(x)，基于孔隙-骨架分界面方程及边界条件构建梯度孔隙发汗载体，并导出模型。

本发明提供的相变发汗冷却热防护结构及其构建方法的优点如下：

(1)双层梯度孔隙发汗载体一方面可以实现在非均匀热负荷下冷却流体的按需分配，有利于改善相变发汗冷却热负荷分布与冷却量匹配不佳的问题，另一方面可以及时补充高热流密度区的冷却液体，使气液界面完全处于梯度孔隙发汗载体内部，产生的蒸汽在缓冲仓内汇集后能尽快从孔隙率和孔径较大的位置排出梯度孔隙发汗载体，避免出现大面积蒸汽堵塞现象，从而大幅降低温度振荡幅度。

(2)本发明相变发汗冷却热防护结构构建方法实施过程简单，可以实现对孔隙参数(孔隙率和孔径)的定量控制，梯度孔隙发汗载体的外形结构可以灵活变化，不限于平板结构，也可以是超声速飞行器的头锥或喷管喉部结构，只要能用数学方程描述即可。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。