[发明专利]利用燃油自抽吸发汗冷却的燃烧室热防护壁面结构

说明书

本发明公开一种利用燃油自抽吸发汗冷却的燃烧室热防护壁面结构，包括由外至内依次设置的耐高温外壁层、泡沫层和多孔层，泡沫层的一侧设置有燃油入口，燃油入口通过燃油管路与外部油箱连接。本发明利用燃油在多孔结构中的毛细力作为驱动力，可实现燃油自抽吸发汗冷却；将液态燃油作为冷却剂，燃油沸点高于水，低于结焦温度，可避免在多孔层内的结焦堵塞；燃油在多孔层内进行对流换热并汽化，吸收大量热，降低燃烧室壁面温度，换热后的燃油能够从多孔层渗入到燃烧室内部参与燃烧提供动力，相变汽化后的燃油蒸汽可在热防护壁面结构的内表面形成薄膜边界层以阻隔高速高温主流向燃烧室内壁面的热量传递，冷却效果高效稳定，实用性强。

技术领域

本发明涉及发动机燃烧室壁面热防护领域，特别是涉及一种利用燃油自抽吸发汗冷却的燃烧室热防护壁面结构。

背景技术

航空航天技术代表着国家尖端科技水平，也是一国综合国力的象征，对国家的军事、经济、交通等领域均有着重大意义，得到了世界各国的大力投入。近年来，为满足更高、更快的飞行要求，高超音速(Ma5，Ma为马赫数)飞行器得到了迅速发展，而随之引起的气动加热和发动机燃烧室温度的提高，使得热防护成为关键难题。如图1所示，超燃冲压发动机是高超声速飞行器中常用的发动机，其燃烧室主流的流动与燃烧需要保持在高超音速下进行，高马赫数流动的高速主流首先经过飞行器前缘以及进口段产生斜激波减速压缩，然后经过隔离段的弱激波串再进入燃烧室，与喷注的燃料混合、点火、燃烧后最终经过喷管段喷出提供动力，在此过程中，发动机燃烧室内壁承受剧烈的热负荷。传统的冷却方式是采用燃料再生冷却的方式对燃烧室壁面进行热防护，但随着飞行器速度进一步提升，燃烧温度继续提高，上述传统冷却方式中燃料热沉不足、易结焦堵塞的问题也日益突显，因此有必要采用更为高效稳定的热防护方式对高超音速发动机的燃烧室壁面进行冷却，以适应目前飞行器技术的飞速发展。

发明内容

本发明的目的是提供一种能够在高速高温主流中利用燃油自抽吸发汗冷却对燃烧室壁面进行高效冷却的热防护壁面结构。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

本发明提供一种利用燃油自抽吸发汗冷却的燃烧室热防护壁面结构，将燃烧室壁面设置为热防护壁面结构，所述热防护壁面结构包括由外至内依次设置的耐高温外壁层、泡沫层和多孔层，所述泡沫层的一侧设置有燃油入口，所述燃油入口通过燃油管路与外部油箱连接；燃油作为冷却介质从所述外部油箱经所述燃油管路进入所述泡沫层，在所述泡沫层和所述多孔层的毛细力作用下，使得燃油在所述多孔层内与燃烧室内壁面进行强烈对流换热并汽化，换热时汽化形成的燃油蒸汽在热防护壁面结构的内表面形成薄膜边界层以阻隔所述高速高温主流向所述耐高温外壁层进行热传递，换热后的燃油能够从所述多孔层渗入到发动机燃烧室内部参与燃烧。

可选的，在所述多孔层的内侧设置耐高温支撑层，所述耐高温支撑层的外侧面设置有若干向所述多孔层突出的凸起；所述耐高温外壁层和所述耐高温支撑层均由耐高温合金制成；所述耐高温外壁层与发动机其他部件连接。

可选的，所述泡沫层为大孔隙泡沫金属层，所述泡沫层和所述多孔层通过机械压紧或胶黏的方式连接固定。

可选的，所述多孔层采用耐高温金属颗粒、碳基陶瓷或硅基陶瓷中的一种材料制成。

可选的，当所述多孔层采用所述耐高温金属颗粒制作时，所述耐高温金属颗粒优选为微米级耐高温金属粉末。

可选的，所述泡沫层包括多个间隔布置的泡沫块，相邻两个所述泡沫块之间通过燃油通道连通；所述多孔层包括多个间隔布置的多孔块，每个所述泡沫块的内侧面均连接一所述多孔块；每个所述多孔块均被两个相邻所述凸起夹紧设置，且每相邻两个所述凸起之间均为镂空设置，各镂空处用于暴露各所述多孔块。

可选的，所述热防护壁面结构为等腰梯形壁面结构，所述等腰梯形壁面结构的各壁面相交处不布置所述泡沫块和所述多孔块，仅留有所述燃油通道供燃油贯穿流动。