推力室多孔面板氢发汗冷却传热分析

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1、第38卷第5期火箭推进Vo1．38，No．52012年1O月JOURNALOFROCKETPROPULSION0et．2012推力室多孔面板氢发汗冷却传热分析高翔宇，孙纪国，田原(北京航天动力研究所，北京100076)摘要：为了研究氢氧火箭发动机推力室喷注器多孔面板的发汗冷却特性，采用一维非热平衡能量方程模型对其进行了数值传热计算，计算模型考虑了冷却剂氢的变物性和多孔结构内固体与流体之间的对流换特征。分析总结了多孔结构固体导热率、孔隙率、颗粒特征直径和燃烧室热流密度等因素对多孔面板发汗冷却的影响。研究结果表明，选择较高导热率的多孔面板制造材料能够降低燃气侧面板温度和减小面板温度梯度；

2、孔隙率一般在0．1～0．2为宜；随着颗粒特征直径增大冷却剂与多孔结构固体之间的换热能力明显下降，燃气侧面板温度呈先降低后升高的趋势。关键词：发汗冷却；数值计算；多孔面板；氢氧火箭发动机；推力室中图分类号：V434~．14文献标识码：A文章编号：1672—9374f2012105—0013—05NumericalanalysisofH2transpirationcoolingforthrustchamberporousplateGAOXiang-yu，SUNJi-guo，TIANYuan(BeijingAerospacePropulsionInstitute，Beijing100076

3、，China)Ab~act：IIlordertoinvestigatethetranspirationcoolingcharacteristicsofH／Orocketenginethrustchamberinjectorporousplate，theone—dimensionallocalthermalnon—equilibriumnumericalmodelwasadoptedtoconducttheheattransfercomputationandanalysis．Thehydrogencoolantther-mo—physicalpropertiesvariedwithbo

4、thtemperatureandpressure，andheattransferbetweentheporousmediaandcoolantwereconsideredforthecomputationmode1．Theinfluenceofporousmediathermalconductivity，porosity,spherediameterandheatflowdensityonporousplatetranspirationcoolingwereanalyzed．Theinvestigationdemonstratesthatoptimizationofporouspla

5、tematerialwithhighthermalconductivitycanreducethegassideplatetemperatureandtemperaturegradientofporousplate．Theporosityshouldbe0．1-0．2．Theheattransfercapacitybetweentheporousmediaandcoolantisobviouslyreducedwiththeincreaseofspherediameter，butthetemperatureofthegassideplatedecreasesatfirstandthe

6、nincreases．Keywords：transpirationcooling；numericalcalculation；porousplate；H／Orocketengine；thrustchamber收稿日期：2012—05—21：修回日期：2012—08—06基金项目：国家863项目(2009AA7020512)作者简介：高翔宇(1981一)，男，工程师，研究领域为液体火箭发动机传热技术14火箭推进2012年10月底端，起到固定喷嘴，隔断喷注腔与燃烧室的作0引言用。氢氧火箭发动机推力室喷注器气液喷注、雾化、蒸发和混合过程很快，火焰峰距喷注器面板发汗冷却是膜冷却的极限形式，具有

7、更好、很近。面板的一侧是3600K的高温燃气，另一更经济的冷却效果。多孔结构内的发汗冷却原理侧是约100K的低温气氢，面板承受很大的温差即冷却剂与热流相反的方向穿过多孔结构骨架中应力，极易翘曲变形而造成烧蚀破坏。为此，大的微孔，通过与多孔结构骨架之间换热将多孔结多数氢氧喷注器面板采用多孔材料制成，通过渗构的热量带走，并在出流壁面侧形成连续均匀的透少量氢气发汗冷却保护面板，面板的透氢量一气膜屏障，阻隔外界热流侵袭。发汗冷却技术广般为氢总流量的2％～10％，并