[发明专利]一种基于发汗冷却原理的新型泛多孔结构的热防护结构

说明书

本发明公开了一种基于发汗冷却理论的新型热防护结构，该新型热防护结构设计紧凑，发汗冷却效率高。一种基于发汗冷却理论的泛多孔介质新型热防护结构，包括能够流通冷却剂的液体通道、支撑结构的泛多孔介质金属框架、冷却剂相变空间和顶部迎风壁面结构部分组成，所述液体通道呈现树枝状结构，由底部一个总液体通道向上展开为树枝状流体通道，每一层次的通道变化均有一个六通结构连接。所述金属框架结构为泛多孔介质结构形式，结构内部充斥着树枝状的流体通道。所述顶部迎风结构为半球形结构固体，可实现流体与外部环境之间的隔离，并可实现流体和外部环境之间的高效换热。

技术领域

本发明涉及高速飞行器、燃气轮机等行业的热防护系统设计领域，具体为一种基于发汗冷却原理的新型泛多孔结构的热防护结构。

背景技术

高超声速远程飞行器在飞行过程中其前缘部会遭遇极其严重的气动加热现象，若没有相应的热防护措施，其前缘表面温度会升至高达2000℃。同样在燃气轮机的叶片上，如没有有效的冷却措施，叶片表面温度也会达到近2000℃高温。积极的热防护措施或高效的冷却技术是提高飞行器使用寿命和节约发射成本；同时也是提高涡轮叶片耐热温度，改善燃气轮机经济性和安全性的重要手段。积极的热防护技术越来越受到国际学术界的重视，现在常用的热防护措施主要有被动、半被动和主动冷却三种方法，其中主动冷却技术有对流冷却技术、再生冷却技术、气膜液膜冷却技术和发汗冷却技术。

发汗冷却技术作为一种高效传热传质冷却手段，因其可在多孔介质壁面形成保护液膜和强对流冷却性能而广泛应用于高温和高热流壁面冷却过程。然而，由于发汗冷却壁面的流场、温度场强烈非线性耦合关系，难以从理论上进行求解分析；以及传统的烧结多孔材料存在结构强度性能低、孔结构形成过程不可控、发汗冷却效果优化难度大等问题，使得该技术不能够很好的应用于航空航天工业中的高热流密度部件，如高超音速飞行器的前缘、超燃冲压发动机燃烧室、火箭燃烧室以及燃气轮机叶片的冷却。因此研究多孔介质壁面对流传热传质机理，提出并开发一种具有高机械性能强度、高几何精度和易于优化的泛多孔介质热防护结构，对发汗冷却技术具有重大意义。

发明内容

本发明的目的在于解决上述已有热防护结构的技术问题，基于发汗冷却原理对泛多孔介质结构进行优化，以解决上述背景技术中提出的问题。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种基于发汗冷却理论的泛多孔介质新型热防护结构，包括能够流通冷却剂的液体通道、支撑结构的金属框架和顶部迎风壁面结构部分组成。所述液体通道呈现树枝状结构，由底部一个树干总液体通道向上展开为树枝状流体通道，每一层次的通道变化均有一个六通结构连接。所述金属框架结构为泛多孔介质结构形式，结构内部充斥着树枝状的流体通道。所述顶部迎风结构为半球形结构固体，可实现流体与外部环境之间的隔离，并可实现流体和外部环境之间的高效换热。

如上所述的基于发汗冷却理论的泛多孔介质新型热防护结构，其中优选的是，所述冷却剂流体通道中的管道段优选为圆柱形和圆锥台型。

如上所述的基于发汗冷却理论的泛多孔介质新型热防护结构，其中优选的是，所述一级支状管网与和四个二级支状管网分支连接部位、二级支状管网与和四个三级支状管网分支连接部位、三级支状管网与和四个四级支状管网分支连接部位均设置为六通通道结构形式。

如上所述的基于发汗冷却理论的泛多孔介质新型热防护结构，其中优选的是，所述一级支状管网的顶部，冷却剂通道垂直于泛多孔介质壁面。

如上所述的基于发汗冷却理论的泛多孔介质新型热防护结构，其中优选的是，所述金属框架为低导热性能的耐高温金属或陶瓷材质。

如上所述的基于发汗冷却理论的泛多孔介质新型热防护结构，其中优选的是，所述顶部迎风半球结构为耐高温耐腐蚀，高导热性能材料。

相对于背景技术，本申请提供的基于发汗冷却理论的泛多孔介质新型热防护结构：