一种基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板及其使用方法
阅读说明：本技术 一种基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板及其使用方法 (Fuel gas guide plate based on film vaporization cooling principle and use method thereof ) 是由 刘洋 沈继彬 高强 曹庆红 赵宏轩 舒晓波 杨东 罗帅帅 于 2021-07-19 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种燃气导流板,具体涉及一种基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板及其使用方法,其目的是解决现有燃气导流板存在无法使用于燃气冲击动压较高的大推力液体火箭发动机试验、无法满足导流槽在受发动机燃气直接冲击条件下快速冷却要求的技术问题。该导流板包括面板、底板和四个侧板围成的箱体,设置于箱体内的横、纵隔板,安装座,搭接钢板；横隔板将箱体内区域分割为多个单独的通道,每个横隔板上均设有第一通水孔；N个纵隔板位于多个通道内的隔板上均设有第二通水孔；面板的中间区域上密集设有斜向第一喷水孔,其两侧区域上均匀设有直向第二喷水孔；面板的两端位置上均设有放置搭接钢板的凹槽。该方法为该导流板在试验中的导流方法。(The invention relates to a gas guide plate, in particular to a gas guide plate based on a film vaporization cooling principle and a using method thereof, aiming at solving the technical problems that the existing gas guide plate can not be used for a high-thrust liquid rocket engine test with high gas impact dynamic pressure and can not meet the requirement of rapid cooling of a guide groove under the condition of direct impact of engine gas. The guide plate comprises a box body enclosed by a panel, a bottom plate and four side plates, transverse and longitudinal partition plates arranged in the box body, a mounting seat and lap joint steel plates; the transverse partition plate divides the inner area of the box body into a plurality of independent channels, and each transverse partition plate is provided with a first limber hole; the N longitudinal partition plates are positioned on the partition plates in the channels and are provided with second water through holes; the middle area of the panel is densely provided with oblique first water spray holes, and the two side areas are uniformly provided with straight second water spray holes; the two ends of the panel are provided with grooves for placing the lap joint steel plates. The method is a flow guiding method of the flow guide plate in a test.)
技术领域
本发明涉及一种燃气导流板，具体涉及一种基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板及其使用方法。
背景技术
燃气导流装置在航天发动机地面试验的试车台以及火箭发射台均有使用。当火箭发动机点火时，燃气导流装置将火箭发动机产生的高温、高速燃气导流，使其远离试车台工位或火箭发射台的方向，以保护工位、台体设备及测控设备的安全。《科学新闻》第528卷第10期第43页的文章“高温特种水泥打造火箭导流槽”中，介绍了一种火箭发射台所用的燃气导流装置(又称导流槽)，由低烧蚀率耐火混凝土浇筑而成。因火箭发射过程火焰冲击于燃气导流装置的时间较短(<10s)，采用低烧蚀率耐火混凝土浇筑的燃气导流装置，能够满足燃气导流要求，所以目前火箭发射台所使用的燃气导流装置多由低烧蚀率耐火混凝土浇筑而成，烧蚀率为0.06～0.09mm/s，为了防止高速燃气对混凝土进行直接冲击，燃气导流装置的部分位置还需加装防护钢板，并对表面进行喷水冷却。但火箭发动机地面试验时间最长可达600s，如采用该结构无法满足导流槽的耐烧蚀要求。
公告号为CN105971769B的中国发明专利“小型固体火箭发动机正立式试车燃气导流器”中，公开了一种用于小型固体火箭发动机正立式试车过程的燃气导流槽，其主要由导流体和支架组成，支架由处于导流体外侧的钢板组焊而成，支架内部焊接钢丝加强网，导流体由耐高温水泥浇筑在支架内部形成，其未采用喷水冷却方式，结构简单，适用于小型固体火箭发动机的燃气导流任务。由于耐高温水泥直接受到火焰冲击，故其燃气冲击位置的设置距离发动机喷管较远，导致其无法使用于燃气冲击动压较高的大推力液体火箭发动机试验。
公告号为CN106123032B的中国发明专利“一种用于高温燃气的导流板装置”中，公开了基于沸腾相变吸热原理的燃气导流板结构，其主要适用于航空母舰上飞机发动机燃气的导流。由于燃气导流后，需要进行导流板的快速冷却，因此基于沸腾相变吸热原理设计了该装置。该装置通过雾化相变提高了导流板的换热能力，可以快速降低导流板温度，满足航空母舰上飞机起飞时间较短、且需要多次起飞的要求。而火箭发动机地面试验时间最长可达600s，如采用该结构则无法满足导流槽在受发动机燃气直接冲击条件下的快速冷却要求。
发明内容
本发明的目的是解决现有燃气导流板存在无法使用于燃气冲击动压较高的大推力液体火箭发动机试验、无法满足导流槽在受发动机燃气直接冲击条件下快速冷却要求的技术问题，提供一种基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板及其使用方法。
为解决上述技术问题，本发明提供的技术解决方案如下：
一种基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板，其特殊之处在于：
包括面板、底板和四个侧板围成的箱体，设置于箱体内的M个横隔板和N个纵隔板，设置于底板底部的安装座，以及搭接钢板；其中，所述M≥1，所述N≥1；
四个所述侧板包括依次连接的第一横侧板、第一纵侧板、第二横侧板和第二纵侧板；
M个所述横隔板均平行于第一横侧板和第二横侧板，将箱体内区域分割为M+1个单独的通道，且每个横隔板上均设有第一通水孔；
N个所述纵隔板均平行于第一纵侧板和第二纵侧板，用于支撑，每个纵隔板位于M+1个所述通道内的隔板上均设有第二通水孔；
所述面板的中间区域作为核心区域a，其上均匀设有多个斜向的用于受火焰冲击时冷却面板的第一喷水孔，核心区域a的两侧区域作为非核心区域b，其上均匀设有多个直向的用于降低燃气辐射热的第二喷水孔；相邻第一喷水孔的孔间距小于相邻第二喷水孔的孔间距；第一喷水孔的出口倾向第一横侧板，其轴线与面板间的夹角为15°～40°；
所述底板上设有至少一个冷却水入口；
所述安装座固连于底板下表面上，用于连接水泥基础；
所述面板的位于第一横侧板和第二横侧板处的两端位置上，分别设有深度相同的第一凹槽和第二凹槽，用于放置搭接钢板；搭接钢板的长度比第一凹槽和第二凹槽的总长小，宽度等于第一凹槽和第二凹槽的宽度；
所述搭接钢板的一端与上游面板的第一凹槽或第二凹槽固连。
进一步地，还包括供水组件，所述供水组件包括供水管、供水管法兰和补强板；
所述供水管通过供水管法兰安装于所述冷却水入口处；
所述补强板固连于冷却水入口处，且与供水管法兰外围固连。
进一步地，所述冷却水入口有M+1个，M+1个冷却水入口分别对应于M+1个所述通道。
进一步地，所述面板与底板之间的距离为300mm；
所述第一喷水孔的孔径为3.5mm，其轴线与面板间的夹角为30°；
所述第二喷水孔的孔径为2.5mm。
进一步地，所述安装座有两个，分别靠近第一纵侧板和第二纵侧板设置；
所述M＝2，冷却水入口有3个，其中两个靠近第一纵侧板，另外一个靠近第二纵侧板设置，或者其中两个靠近第二纵侧板，另外一个靠近第一纵侧板设置；
所述第一纵侧板和第二纵侧板的长度均为0.5-1.5m，对应于所述箱体的宽度B。
进一步地，所述核心区域a和非核心区域b，在单位面积内喷出冷却水的质量流量由以下公式确定：
Qmqsηz＝CrqrΔt
式中：
Qm为冷却水的汽化潜热，单位为J/kg；
qs为单位面积内冷却水喷出的质量流量，单位为kg/(s·m2)；
ηz为汽化系数，核心区域a经验值取0.2，非核心区域b经验值取0.3；
Cr为燃气比热容，单位为J/(kg·℃)；
qr为单位面积内燃气的质量流量，单位为kg/(s·m2)；
△t为燃气经过面板后的温度变化值，单位为℃，核心区域a取400℃，非核心区域b取200℃。
进一步地，所述面板上位于第一凹槽下方位置处，设有搭接用侧凸倒角结构或侧凹倒角结构；
所述面板上位于第二凹槽下方位置处，设有搭接用侧凹倒角结构或侧凸倒角结构。
进一步地，所述补强板的厚度与底板的厚度相同。
同时，本发明还提供上述基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板的使用方法，其特殊之处在于，包括以下步骤：
1)根据实验需要，确定所需燃气导流板的数量，将所有燃气导流板通过安装座安装于水泥基础上，利用搭接钢板将相邻燃气导流板搭接，形成与水泥基础型面一致的发动机燃气导流型面；
2)调整燃气喷出源，使燃气冲击点处的燃气冲击方向与面板之间的夹角小于37°；
3)向燃气导流板内持续充水，并开始进行航天发动机地面试验，对试验中喷出的燃气进行导流，导流过程中，使面板上各喷水孔处冷却水的喷前压力大于喷水孔出口处燃气的总压力；
通过第一喷水孔射出的冷却水，受到燃气的加热快速汽化，将发动机的燃气温度降低，所产生的水蒸气在面板与高温高速燃气之间形成汽化膜d，将燃气向面板的传热隔离，通过第二喷水孔射出的冷却水，雾化后将燃气的辐射热降低；
4)持续充水和导流，直至试验结束。
进一步地，步骤3)中，所述第一喷水孔的喷前压力选取0.8MPa～1.0MPa。
本发明相比现有技术具有的有益效果如下：
1、本发明提供的基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板及其使用方法，用于火箭发动机试验的燃气导流，通过采用小孔径喷水孔喷水汽化冷却的方式，实现了对航天发动机高温燃气的有效导向，避免了高速(约4.5马赫)高温(约3000K)燃气对燃气导流板自身的烧蚀，具备耐高温高速燃气冲击、强效换热、高可靠性特性。
2、本发明提供的基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板，结构简单，安装形式比较灵活，可通过多块导流板的拼接组合使用，形成不同折弯半径的燃气导流型面，便于依据试车台或靶场建筑基础特性进行铺设，从而对航天发动机高温燃气起到定向导向的作用。
3、本发明提供的基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板及其使用方法，导流板的隔热是通过冷却水汽化过程形成的汽化膜来实现的，无需增设隔热材料，也无需增加导流板面板的厚度，在一定程度上阻挡了燃气对导流板的直接冲击。
4、本发明提供的基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板及其使用方法，其导流板内的冷却水通过小孔径喷水孔喷出后，与燃气掺混并汽化，汽化过程中能够吸收大量的燃气热，起到降低发动机燃气温度的作用，有效减少发动机燃气对外界自然环境的影响和破坏。
附图说明
图1为本发明实施例中基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板的结构示意图一；
图2为本发明实施例中基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板的结构示意图二；
图3为本发明实施例中基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板在纵隔板处的纵向剖面图；
图4为本发明实施例中将多个基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板组合后对燃气导流的示意图；
图5为本发明实施例中将两个基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板组合后的示意图；
图6为图5中c处的局部放大图；
图7为本发明实施例中基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板的面板的结构示意图；
图8为本发明实施例中基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板的面板在核心区域a的纵向剖面图；
图9为本发明本发明实施例中基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板的面板在非核心区域b的纵向剖面图；
图10为本发明实施例中基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板对燃气导流的示意图，图中d代表汽化膜；
附图标记说明：
1-面板、2-底板、3-横隔板、4-纵隔板、5-安装座、6-第一横侧板、7-第一纵侧板、8-第二横侧板、9-第二纵侧板、10-第二通水孔、11-第一喷水孔、12-第二喷水孔、13-搭接钢板、14-第一凹槽、15-第二凹槽、16-供水管法兰、17-补强板、18-侧凹倒角结构、19-侧凸倒角结构、20-燃气。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步地说明。
一种基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板，如图1至图9所示，包括面板1、底板2和四个侧板围成的箱体，设置于箱体内的2个横隔板3和N个纵隔板4，以及供水组件、搭接钢板13和设置于箱体(底板)底部的安装座5；其中，所述N≥1，该燃气导流板是一种夹套式结构。
四个所述侧板包括依次连接的第一横侧板6、第一纵侧板7、第二横侧板8和第二纵侧板9；所述第一纵侧板7和第二纵侧板9的长度均为0.5-1.5m，对应于所述箱体的宽度B，箱体的长度L及厚度H均可根据火箭发动机(航天发动机)试验台的实际情况进行调整。所述面板1与底板2之间的距离为300mm。2个所述横隔板3均平行于第一横侧板6和第二横侧板8，将箱体内区域分割为3个单独的通道，且每个横隔板3上均设有第一通水孔；N个所述纵隔板4均平行于第一纵侧板7和第二纵侧板9，起支撑作用，以提高燃气导流板在受内压条件下的承压能力，每个纵隔板4位于3个所述通道内的隔板上均设有DN200(即孔径200mm)的圆孔状第二通水孔10。
所述面板1的中间区域作为核心区域a，其上均匀密集设有多个斜向的用于受火焰冲击时冷却面板1的第一喷水孔11，核心区域a的两侧区域作为非核心区域b，为燃气经过其他结构反射后间接冲刷的区域，其上均匀设有多个直向的用于降低燃气辐射热的第二喷水孔12；相邻第一喷水孔11的孔间距小于相邻第二喷水孔12的孔间距，单位面积上的开孔密度可根据发动机燃气的冲击特性进行适当调整；第一喷水孔11的出口倾向第一横侧板6，其轴线与面板1间的夹角为30°(也可根据具体需要在15°～40°范围内选取)；所述第一喷水孔11的孔径为3.5mm，所述第二喷水孔12的孔径为2.5mm。所述核心区域a和非核心区域b，在单位面积内喷出冷却水的质量流量由以下公式确定：
Qmqsηz＝CrqrΔt
式中：
Qm为冷却水的汽化潜热，单位为J/kg；
qs为单位面积内冷却水喷出的质量流量，单位为kg/(s·m2)；
ηz为汽化系数，核心区域a经验值取0.2，非核心区域b经验值取0.3；
Cr为燃气比热容，单位为J/(kg·℃)；
qr为单位面积内燃气的质量流量，单位为kg/(s·m2)；
△t为燃气经过面板1后的温度变化值，单位为℃，核心区域a取400℃，非核心区域b取200℃。
通过上式可计算出单位面积内所需的冷却水质量，继而根据所需的(预定的)喷前压力、喷水孔(第一喷水孔11、第二喷水孔12)开孔数量，在设计时将喷水孔其均匀布置在面板1上。燃气导流板上喷水孔的数量可以按照(个/m2)来布置。在进行布孔设计时，尽可能在一定的规则区域均匀分布。
所述底板2上设有3个冷却水入口，3个冷却水入口分别对应于3个所述通道，相应地供水组件也配套有3个，每个冷却水入口处设置一个供水组件；所述供水组件包括供水管、供水管法兰16和补强板17；所述供水管通过供水管法兰16安装于所述冷却水入口处；所述补强板17为一方形板，固连于冷却水入口处，且与供水管法兰16外围固连，补强板17厚度与燃气导流板的底板2相同，主要对导流板的冷却水入口的开孔处进行补强。
为了便于布置管路，避免相互干扰，3个冷却水入口中，其中靠近第一横侧板6和第二横侧板8的两个冷却水入口，靠近第一纵侧板7，另外一个位于中间的冷却水入口靠近第二纵侧板9设置，或者其中靠近第一横侧板6和第二横侧板8的两个冷却水入口靠近第二纵侧板9设置，另外一个位于中间的冷却水入口靠近第一纵侧板7设置。所述安装座5有两个，均通过角焊缝焊接于底板2下表面上，两个安装座5分别靠近第一纵侧板7和第二纵侧板9设置，用于与水泥基础(承力基础)的固定；
因在实际工作过程中需要多块燃气导流板组合使用，以形成发动机燃气20的导流型面，为方便多块燃气导流板组合使用，在所述面板1的位于第一横侧板6和第二横侧板8处的两端位置上，分别设有深度相同的第一凹槽14和第二凹槽15，所述放置搭接钢板13，搭接钢板13的长度比第一凹槽14和第二凹槽15的总长小，比如小2mm，既便于实现两个面板1的过渡，又适应了搭接钢板13的热胀冷缩要求，宽度等于第一凹槽14和第二凹槽15的宽度；所述搭接钢板13的一端与上游面板1(即靠近燃气20来向的面板1)的第一凹槽14或第二凹槽15固连。进一步地，还可以在所述面板1上位于第一凹槽14下方位置处，设置搭接用侧凸倒角结构19，在所述面板1上位于第二凹槽15下方位置处，设有搭接用侧凹倒角结构18，搭接时，可将一个燃气导流板的侧凹倒角结构18搭在另一个燃气导流板的侧凸倒角结构19处，当然也可以不设侧凹倒角结构18和侧凸倒角结构19，仅利用搭接钢板13搭在一个燃气导流板的第二凹槽15和另一个燃气导流板的第一凹槽14内，实现两个燃气导流板面板1的过渡即可。所有角焊缝焊在焊接时，须保证全部焊透。
上述基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板的使用方法，包括以下步骤：
1)根据实验需要，确定所需燃气导流板的数量，将所有燃气导流板通过安装座5安装于水泥基础上，利用搭接钢板13将相邻燃气导流板搭接，形成与水泥基础型面一致的发动机燃气导流型面，前后两导流板之间的安装夹角应大于173.5°，该角度与水泥基础的导流型面一致；
2)调整燃气喷出源，使燃气冲击点处的燃气20冲击方向与面板1之间的夹角小于37°；
3)向燃气导流板内持续充水，并开始进行航天发动机地面试验，对试验中喷出的燃气20进行导流，导流过程中，使面板1上各喷水孔处冷却水的喷前压力大于喷水孔出口处燃气20的总压力；
所述第一喷水孔11的喷前压力选取0.6～1.4MPa，根据经验优选0.8～1.0MPa，其具体设计值参考发动机燃气20冲击距离处的燃气20温度及流动特性确定，不同喷前压力下，不同孔的喷水流量是不同。
通过第一喷水孔11射出的冷却水，受到燃气20的加热快速汽化，将发动机的燃气20温度降低，所产生的水蒸气在面板1与高温高速燃气20之间形成汽化膜，将燃气20向面板1的传热隔离，通过第二喷水孔12射出的冷却水，雾化后将燃气20的辐射热降低；
4)持续充水和导流，直至试验结束。
将该导流板应用到大推力液体火箭发动机试验台上后，取得了较好的导流效果，在燃气来流4.5马赫、温度3000k的条件下，面板1外表面温度<200℃，远低于结构用钢材的极限使用温度，其结构强度满足试验要求。
工作原理：
如图10所示，冷却水通过导流板面板1的第一喷水孔11射出后，会受到发动机燃气20的加热并快速汽化，由于水的汽化潜热很高，冷却水汽化过程中会吸收大量的热，有效降低发动机燃气20的温度，所产生的水蒸气会在导流板面板1与高温高速燃气20之间形成汽化膜d，由于汽化膜的热导率及对流传热系数较低，该汽化膜在很大程度上降低了发动机燃气20与导流板面板1间的对流换热系数，起到了隔热的作用。
燃气导流板能够正常使用的条件是面板1上各个喷水孔(第一喷水孔11和第二喷水孔12)的喷前压力大于孔出口处燃气20的总压力。燃气20的总压力与冲击点处燃气20的流动特性有关。由于发动机燃气20多为超音速燃气，其冲击于斜面(面板1)时会产生激波，激波后静压会明显增大，燃气20冲击于斜面上时，冲击角度越大，激波后静压的增量会越高，为了保证冷却水的顺利喷出，即冷却水喷前压力大于燃气冲击点处总压力，需对燃气冲击的角度进行限制，这里取小于37°。
面板1受燃气20火焰冲击的核心位置开设有孔径为3.5mm的斜孔，采用斜孔结构能够较为有效地形成隔热用汽化膜。非核心位置开设有孔径为2.5mm的直孔，能够在冷却水喷出时，形成雾化效果，达到降低燃气辐射热的目的，有效减少发动机燃气20的辐射热对导流板四周混凝土结构(即水泥基础)的破坏。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，对于本领域的普通专业技术人员来说，可以对前述实施例所记载的具体技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明所保护技术方案的范围。
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