推力室多孔面板发汗冷却试验研究

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1、第37卷第5期火箭推进Vo1．37．No．52011年l0月JOURNALOFROCKETPROPULSION0et．2011推力室多孔面板发汗冷却试验研究高翔宇，孙纪国(北京航天动力研究所，北京100076)摘要：为了研究液体火箭发动机推力室喷注器多孔面板发汗冷却特性，以缩比推力室挤压热试验的形式开展了多孔面板发汗冷却特性研究，试验采用常温气氢对喷注器多孔面板进行发汗冷却。发汗冷却试验共进行5次，燃烧室压力为3．9～7．6MPa，燃烧室氢氧混合比为2．87．2。研究结果表明在本试验研究状态下面板燃气侧温度为680～830

2、K，总结了推力室多孔面板渗透率与压降的工程关系式。关键词：发汗冷却；多孔面板；液体火箭发动机；推力室中图分类号：V434—34文献标识码：A文章编号：1672—9374(2011)05—0009—04ExperimentalstudyonporousplatetranspirationcoolingofthrustchamberGAOXiang—yu，SUNJi—guo(BeijingAerospacePropulsionInstitute，Beijing100076，China)Abstract：Hotfiretests

3、wereperformedonsubscalethrustchambertoinvestigatethetranspira—tioncoolingcharacteristicsofthrustchamberinjectorporousfaceplatecooledbyH2ofroomtempe—rature．Fivetimestestswereconductedundertheconditions：combustionchamberpressureof3．9—7．6MPa，andO／Fmixtureratioof2．8—7

4、．2．Theinvestigationdemonstratesthatthehotgaswalltempera—tureoftheporousplateis680—830Kunderthetestconditions．Theengineeringflowresistancefunc—tionappliedtothrustchamberporousfaceplatewasobtained．Keywords：transpirationcooling；porousplate；liquidrocketengine；thrustch

5、amber飞行器发动机燃烧室壁面的热防护、液体火箭发0引言动机推力室的冷却以及重返大气层时航天器前端冷却等众多航空航天热防护领域。其原理如图1发汗冷却也称渗透冷却，是膜冷却的极限形所示，图中、分别代表多孔面板结构温度和式，有着冷却效率高、冷却剂用量少的优点，被发汗冷却剂温度，冷却剂以与热流相反的方向穿广泛应用于高温燃气轮机叶片的冷却、超高音速过多孑L介质骨架中的微孔，与多孑L介质骨架发生收稿日期：2011-06—09；修回日期：2011—08—0l基金项目：国家航天高技术项目作者简介：高翔字(1980一)，男，硕士，工程师

6、，研究领域为液体火箭发动机燃烧装置设计10火箭推进2011年1O月热交换，吸收外界热环境导入的热量，并在流出器、燃烧室三大部分组成，各部分之间采用法兰壁面的出口形成连续均匀的气膜，阻隔高温燃气连接，石墨密封圈密封。喷注器为三底两腔结对冷却壁面的传热。发汗冷却技术研究始于2O构，多孔面板位于喷注器的底端(即内底)，起世纪40年代，近年来随着航空航天技术的不断到固定喷嘴并隔断喷注腔与燃烧室的作用。液氧进步，对高温工作部件使用的材料和性能要求越与大部分气氢通过喷注器内的同轴直流式喷嘴组来越高，发汗冷却技术的研究在各航空航天大国织

7、喷注燃烧，其余小部分气氢通过多孔面板对其受到更多的关注，被认为是解决极度苛刻热环境进行发汗冷却。试验所用多孔面板为GH30丝网下热防护的有效冷却技术。AndreaBucchi等人烧结而成，孔隙率约为10％。燃烧室为铣槽电铸通过对发汗冷却的研究和计算发现，只需要冷却结构，采用低温液态甲烷进行冷却。挤压试验系剂流量的5％左右就可以使推力室喉部表面温度统中液氧和液态甲烷由高压低温储箱供给，气氢降低到500～700K，对于降低维护成本、提高发由常温高压气瓶供给。除推力室热试验的一些常动机寿命都是一种很好的冷却方式。规测点(如室压、

8、氢氧喷前压力、温度等)外，在喷注器多孔面板上布置了测量面板燃气侧温度测点和测量面板中问层温度测点，测点位置如图3所示，并采用压紧测量装置保证传感器感温点与被测结构的完全接触状态。图1发汗冷却原理图Fig．1Heattransferprinciplefortypicaltranspirationcooli