临近空间飞行器发汗冷却研究进展

发布时间:2023-2-28 | 杂志分类:其他
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临近空间飞行器发汗冷却研究进展

2023 年 1 月第 44 卷 第 1 期Jan. 2023Vol.44 No.1推 进 技 术JOURNA L O F PRO PU L S ION TECHNO LOGY22010020-1临近空间飞行器发汗冷却研究进展 *栾 芸,贺 菲,王建华(中国科学技术大学 热科学和能源工程系,安徽 合肥 230026)摘 要:发汗冷却是一种针对临近空间飞行器的冷却能力极强的主动热防护方式,本文通过对国内外大量相关文献进行调研,阐述了发汗冷却的作用机理及特点,归纳总结了近些年发汗冷却取得的研究进展,主要内容涵盖结构基体材料及冷却工质的选择、研究方法的发展以及相关的结构优化设计等,并展望了未来可能的研究方向。关键词:临近空间飞行器;主动冷却;发汗冷却;结构优化;组合冷却;综述中图分类号:V435+.14 文献标识码:A 文章编号:1001-4055(2023)01-22010020-15DOI:10.13675/j.cnki. tjjs. 22010020Review on Transpiration Cooling for Near-Space AircraftLUAN Yun,HE Fe... [收起]
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临近空间飞行器发汗冷却研究进展
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2023 年 1 月

第 44 卷 第 1 期

Jan. 2023

Vol.44 No.1

推 进 技 术

JOURNA L O F PRO PU L S ION TECHNO LOGY

22010020-1

临近空间飞行器发汗冷却研究进展 *

栾 芸,贺 菲,王建华

(中国科学技术大学 热科学和能源工程系,安徽 合肥 230026)

摘 要:发汗冷却是一种针对临近空间飞行器的冷却能力极强的主动热防护方式,本文通过对国内

外大量相关文献进行调研,阐述了发汗冷却的作用机理及特点,归纳总结了近些年发汗冷却取得的研究

进展,主要内容涵盖结构基体材料及冷却工质的选择、研究方法的发展以及相关的结构优化设计等,并

展望了未来可能的研究方向。

关键词:临近空间飞行器;主动冷却;发汗冷却;结构优化;组合冷却;综述

中图分类号:V435+

.14 文献标识码:A 文章编号:1001-4055(2023)01-22010020-15

DOI:10.13675/j.cnki. tjjs. 22010020

Review on Transpiration Cooling for Near-Space Aircraft

LUAN Yun,HE Fei,WANG Jian-hua

(Department of Thermal Science and Energy Engineering,University of Science and Technology of China,

Hefei 230026,China)

Abstract:Transpiration cooling is an active thermal protection technology for near-space aircraft,which

has an extremely high cooling efficiency. Based on a large number of relevant literatures,this paper introduces

the mechanism and cooling characteristics of transpiration cooling,and summarizes its research progress in re⁃

cent years. It mainly includes the selection of matrix material and coolant,the development of investigation meth⁃

od and structural optimization design. Finally,considering the existing problems of transpiration cooling,the pos⁃

sible research directions in the future are proposed.

Key words:Near-space aircraft;Active cooling;Transpiration cooling;Structure optimization;Com⁃

bined cooling technology;Review

1 引 言

临近空间飞行器是指飞行高度在海拔 20~100km

的飞行器[1]

,具有快速打击和远程投送的能力,已经

成为当今世界各强国竞相争取的新战略制高点。临

近空间飞行器的特点是飞行速度高、时间久,且需要

实现大气层内飞行、跨大气层飞行或再入飞行,飞行

过程中空气在结构表面急剧压缩、剧烈摩擦,带来极

其严峻的气动加热问题。近几年,随着飞行器的飞

行速度和巡航时间的大幅提升,极端热环境给热防

护系统带来的挑战越来越大。例如,以 Ma=15 速度

上升的吸气式高速飞行器,头锥驻点处承受的最大热

流密度可以达到 13.6MW/m2

,而由于激波的叠加作用,

进气道唇口处承受的热流更是高达 39.7MW/m2[2];在

海拔高度 H=27km 以 Ma=8 速度飞行的空天飞机,其

燃烧室的壁面温度可以达到 3000K 以上[3]。面对这

些现有被动冷却难以处理的极高热流密度环境,带

有主动冷却的热防护系统已经成为空天飞行器发展

* 收稿日期:2022-01-07;修订日期:2022-09-06。

基金项目:国家自然科学基金青年科学基金(51806206)。

作者简介:栾 芸,博士生,研究领域为发汗冷却技术。

通讯作者:王建华,博士,教授,研究领域为空天飞行器主动热防护技术等。E-mail:jhwang@ustc.edu.cn

引用格式:栾 芸,贺 菲,王建华. 临近空间飞行器发汗冷却研究进展[J]. 推进技术,2023,44(1):22010020. (LUAN

Yun,HE Fei,WANG Jian-hua. Review on Transpiration Cooling for Near-Space Aircraft[J]. Journal of Propulsion

Technology,2023,44(1):22010020.)

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中的研究重点。在该领域中,常见的主动冷却方式

有:对流冷却、气膜冷却、发汗冷却和喷雾冷却,其中

发汗冷却由于其卓越的冷却效果,受到了研究者们

的广泛关注。

发汗冷却的基体结构一般为包含大量微通道的

层板结构或致密多孔结构,其作用原理如图 1 所示。

当壁面暴露在高温主流中时,冷却剂通过泵等驱动

设备被注入冷却腔和基体结构中,由于基体中微孔

具有很大比表面积,冷却剂可以在其中与固体骨架

进行充分对流换热。冷却剂流出结构后会在表面形

成一层覆盖气膜,增加了边界层的厚度,在对结构表

面起到隔热作用的同时还减小了壁面的摩擦阻力。

充分的对流换热以及表面气膜的隔热叠加作用在结

构上,就可以实现高效的发汗冷却。Glass[4]

在文献中

指出发汗冷却的最大冷却能力理论上可以达到 6×

107

~1.4×109

W/m2

与其他的主动冷却方式相比,发汗冷却具有十

分明显的优势。Eckert 等[5]对使用空气的平板发汗

冷却结构进行了数值模拟,发现:在相同的冷却效果

下,相比于对流冷却,发汗冷却在层流状态下的冷却

剂 消 耗 量 减 少 了 2/3,在 湍 流 状 态 下 也 减 少 了 1/3;

Landis 等[6]

针对火箭的喷管部位,分别模拟了使用再

生冷却和发汗冷却两种主动冷却方式的冷却效果,

在相同的冷却剂吹风比下,发汗冷却的冷却效率高

出约 35%;Wang 等[7-8]

将不同主动冷却方式应用于燃

气透平叶片进行了实验研究,得出了发汗冷却能应

对更高温度的工作环境、更适合在极端热环境中应

用的结论;Schwanekamp[9]针对 SpaceLiner 飞行器前

缘结构设计了包含管路、注射泵等的发汗冷却和对

流冷却两种冷却系统,对比发现,发汗冷却系统的总

重量更小,在材料许用温度 1500K 时可以减轻 8.6%

的冷却系统重量。由此可见,发汗冷却可以显著提

高冷却效果,节省冷却剂用量,减小冷却系统对飞行

器的附加载荷。另外,张峰[10]还针对火箭发动机燃

烧室提出,与再生冷却和气膜冷却相比,发汗冷却由

于流速较小,不仅可以大幅提高燃烧室的室压和燃

烧效率,还可以减少对主流的扰动,避免性能损失。

发汗冷却凭借上述优势,已经在飞行器的发动

机 燃 烧 室 、火 箭 喷 管 及 前 缘 等 高 热 部 位 被 成 功 应

用[11-18]

。20 世纪 60 年代,美国空军实验室的 Kuntz 等

和 Mueggenburg 等[19-20]

就已经将层板发汗冷却用于高

压火箭推力室和导弹鼻锥中,应用结构如图 2(a)中

所示。后来,Haeseler 等[21]

采用烧结多孔镍基高温合

金作为基体、氢气作为冷却剂,在某微缩氢氧发动机

推力室中进行了发汗冷却试验测试(图 2(b)),左图

是试验平台,右图是经过 90s 高温试验的圆柱形推力

室,可以看到推力室壁面及周边所有结构都没有出

现烧蚀,证明了该基体材料和发汗冷却方法的可行

性。图 2(c)左图是德国宇航中心 DLR 设计的 SHE⁃

FEX Ⅱ再入飞行器[17-18]

,其八角形头锥表面上搭载了

以多孔 C/C 陶瓷基复合材料为基体的发汗冷却试验

平台 AKTiV,经过真实飞行后得到的发汗冷却数据如

右图所示,证明飞行器再入过程中发汗冷却可以将

该模块表面温度维持在 400K 以下,但同时也出现了

上下游冷却效果不均匀的现象。图 2(d)是 DLR 设计

的液体火箭发动机推力室[22],它使用以多孔陶瓷基

复合材料为基体的发汗冷却作为内层结构,由于推

力室中热载荷轴向分布变化较大,通过灵活调整多

孔壁面孔隙率和厚度来满足局部冷却需求,实现壁

面温度的均匀分布。由于受到应用背景保密性的限

制,近几年关于发汗冷却实际应用的公开文献并不

多见。

发汗冷却研究对解决临近空间飞行器高热部位

的热防护技术瓶颈具有重要意义,其中包含的科学

问题和关键技术主要有:探究不同基体结构及材料

对发汗冷却规律及冷却剂流动特性的影响,在充分

保证结构强度和稳定性的同时,进行基体结构的设

计和新材料的研发,有利于冷却剂流向的控制和冷

却效果的提升;掌握冷却剂的种类及注射方式对冷

却效果的影响,尤其对于相变发汗冷却,探索更多的

冷却剂改性方法,来平衡冷却效果与冷却系统稳定

性之间的矛盾;发展更加精确的数学模型,提高预测

结果的准确性,加强对发汗冷却液-气两相流输运特

性和流-固耦合传热机理的理解,为冷却剂调控和结

构优化等方面的研究提供可靠的研究手段;针对发

汗冷却在不同高热部位应用所涉及的具体构型和气

动问题进行结构优化设计,对冷却效果的提升和飞

行器的轻量化设计至关重要。吉洪亮,Zhu,胥蕊娜

等[23-25]

分别总结了发汗冷却的基体材料研究、流动换

Fig. 1 Schematic diagram of transpiration cooling

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热机理研究以及相变发汗冷却的换热规律和应用。

本文经过对国内外大量相关文献的调研后,将分别

从基体结构及材料、冷却工质、研究方法和结构优化

设计这四个方面对发汗冷却近些年的研究进展进行

详细综述。

2 基体结构及材料

发汗冷却最早出现在液体火箭发动机推力室内

壁面的冷却设计中,当时的基体结构基本为层板结

构。层板结构是先将大量刻蚀有微槽道的金属薄片

按照一定的流道结构叠放在一起,然后通过扩散焊

制成的。由于其几何形状和流道结构可以根据冷却

需求进行灵活设计,实现对冷却剂流动的精确控制,

因此可以使用少量冷却剂达到较为理想的冷却效

果,在火箭发动机中的应用已经十分成熟。图 2(a)

左图就是一种典型的层板发汗冷却推力室结构,冷

却剂通过主流道被输送到推力室壁内,经过流阻较

大的控制流道和流阻较小的散布流道从受热壁面流

出,并形成薄气膜层,从而达到冷却内壁面的目的。

但是要想达到理想的冷却效果,需要对内部流道结

构进行精细的设计加工,这导致其加工工艺复杂且

经济性较差。另外,在冷却过程中结构内部易产生

较大热应力,导致薄板出现挠曲变形,进而引发散布

流道发汗缝隙的改变和相邻层板的变形,造成局部

传热恶化,甚至出现冷却失效的问题[26-27]

。因此,在

对冷却温度均匀性和稳定性要求较高的部件上,层

板基体结构有一定的应用缺陷。

近些年的发汗冷却基体结构以致密多孔材料为

主,主要分为金属多孔材料和陶瓷多孔材料两类。

与层板结构相比,多孔材料加工更为简单,并且由于

其包含丰富的互相连通的微孔,比表面积更大,可以

使冷却剂换热更加充分,得到了比较广泛的应用。

金属多孔材料易于加工,成本低廉,且具有良好

的延展性和换热性能,是最早用作发汗冷却基体的

多孔材料。20 世纪 40 年代,Pol[28]

就研究了在烧结不

锈钢多孔管中通入氮气的冷却规律。随后,研究者

们 又 针 对 不 同 的 结 构 ,对 包 括 粉 末 烧 结 金 属 多

孔[29-31]

、金属丝网[31-32]

及泡沫金属[33]

等在内的金属多

孔材料分别进行了发汗冷却特性研究。但是金属多

孔材料在高温环境下抗氧化性较差,随着飞行工况

的日渐提升,这一弊端的影响越来越大。

随着材料科学的发展,陶瓷基复合材料得到越

来越多的关注和应用,它具有密度低、耐高温、膨胀

系数小、抗氧化性强等优点,十分适合在高超声速飞

行器大面积热防护中使用。德国 DLR[11-14,34-36]针对

飞行器动力系统研发了 C/C,C/SiC 等一系列轻质、耐

热、高强度的陶瓷基复合材料,并通过实验验证了这

些材料用于液体火箭发动机推力室发汗冷却的可行

性。张博[37]采用特殊磨具,利用冷冻铸造法获得了

径向孔隙分布的 SiC 基多孔材料,使其具有定向孔隙

结构,为控制冷却剂在多孔介质中的流向提供了工

艺基础。Zhang 等[38-40]采用优化的研磨-模压-烧结

工艺制备了轻质碳纤维增强碳化硅多孔陶瓷材料,

具有密度低、孔径分布均匀、透水性好等优点,并在

超声速风洞中完成了对头锥实验件的液态水相变发

汗 冷 却 考 核 实 验 ,获 得 了 良 好 的 冷 却 效 果 。 Chen

等[41]为了制备出更适用于发汗冷却的多孔陶瓷材

料,采用原位反应/部分烧结法制备了具有低密度、高

Fig. 2 Application of transpiration cooling with different matrix materials on aircrafts

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渗透性、低热导率、高热稳定性和耐腐蚀性的多孔

(Y0.2Yb0.2Sm0.2 Nd0.2Eu0.2

)B6 新型材料。但陶瓷基复合

材料脆性大,在使用过程中与其他金属结构连接困

难,这是其进一步应用需要解决的问题。

早期的多孔材料受到加工工艺的限制,均匀性

和可控性较差[29-30]

。随着加工工艺的逐渐成熟,一些

对孔隙结构分布进行控制的精细化加工方法得以应

用。在发汗冷却多孔基体加工中,常见的有金属粉

末注射成形技术和增材制造技术两种。

金属粉末注射成形(Metal powder injection mold⁃

ing,MIM)技术是将粉末冶金技术与塑料注射成形技

术相结合的一种近净成形技术,可以一次性成型具

有复杂结构或薄壁结构的多孔材料,具有精度高、组

织均匀等优点。针对超燃冲压发动机燃料喷注支板

的热防护问题,熊宴斌[31]设计了无肋、一肋、三肋三

种不同的金属多孔支板结构,在采用传统金属粉末

烧结法失败后,选择采用 MIM 技术进行加工,成功制

备了致密均匀的多孔支板结构。随后,黄拯[42]和 Ji⁃

ang 等[43]又分别使用该技术成功加工了具有一定倾

角的后掠式金属多孔支板结构和驻点带缝隙的金属

多孔支板结构。他们使用水、甲烷、煤油等不同冷却

剂在超声速主流条件下进行了发汗冷却实验研究,

获得了不同结构多孔支板的发汗冷却特性,验证了

发汗冷却及 MIM 加工方法在超燃冲压发动机支板热

防护上的可行性。

增材制造(Additive Manufacturing,AM)技术,又

称 3D 打印技术,使用该方法加工多孔基体结构,不仅

材料消耗少、时间效率高,同时与传统的制造工艺相

比,增加了计算机辅助设计环节,可以加工具有复杂

孔隙的结构,并且对内部孔隙形状、大小等参数可以

完全控制,是目前对多孔材料进行精细化加工的重

要手段。Min 等[44]

提出使用 3D 打印技术加工发汗冷

却多孔基体结构,不仅可以精确控制其几何形状,还

可以获得最佳的流体分布和更好的机械强度,然后

用镍铬高温合金粉末制备了五种不同内部结构的多

孔平板基体进行发汗冷却实验,发现多孔材料内部

比表面积大小是影响发汗冷却效果的最显著因素。

Cheng 等[45]

通过 TPMS 的孔隙拓扑构建方法对多孔介

质结构进行了快速定制,并用 3D 打印技术完成了陶

瓷基高温树脂多孔材料的制备(图 3),通过数值研究

比较了 W 型,P 型,D 型和 G 型四种不同构建方法下

多孔介质的流动能力、换热性能和结构强度:W 型综

合换热性能最好,而 G 型和 D 型结构则有较高的强

度。Huang 等[46]

采用选区激光烧结 3D 打印技术制成

了包含冷却水入口段、树形分形通道和带翅片的盖

板三部分的镍铬合金一体化仿生发汗冷却模块,实

现了对内部微流道大小和形状的精确控制,利用分

形通道中的毛细力,使该模块在发汗冷却中具备了

自抽吸和自适应功能(图 4)。Li 等[47]在每个选区激

光烧结层中设置了梯度变化的扫描速度,通过熔融

Fig. 3 Heat transfer and mechanical properties of four porous structures[45]

Fig. 4 Bionic self-pumping transpiration cooling module printed by SLM 3D printing method[46]

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条件的变化制备出了沿速度方向具有梯度孔隙结

构 的 316L 不 锈 钢 多 孔 材 料 ,为 未 来 在 发 汗 冷 却 中

通过孔隙结构梯度分布来控制冷却剂流动提供了

可能。

3 冷却工质

发 汗 冷 却 的 冷 却 效 果 依 赖 于 冷 却 剂 的 吸 热 能

力,因此冷却工质的选择十分重要。

Liu 等[48]在 亚 声 速 风 洞(T∞ =375K/425K,Re∞ =

4630~10000)中,使用五种不同种类气态冷却剂(He/

Ar/CO2/Air/N2

)进行了楔形鼻锥发汗冷却实验,Lan⁃

gener 等[49-50]分别在亚声速(Ma=0.3/0.7,T∞ =523K)和

超声速条件(Ma=2.1,T0=1120K)下,对三种不同气体

(He/Ar/Air)进行了平板发汗冷却,均证明了气相发

汗冷却的冷却效果主要由气体的比热容决定:在相

同吹风比下,想要得到更高的冷却效率,需要选择比

热容大的气体作为冷却剂。

由于气体作为冷却剂的冷却能力是有限的[51],

为解决极端热环境下的热防护问题,使用冷却能力

更强的液态冷却剂进行相变发汗冷却是一个更好的

选择。Foreest 等[52]

和贺菲[53]

分别在实验和数值研究

中证明,由于相变潜热的存在,使用液态冷却剂的发

汗冷却效果远远好于气态冷却剂,且液态冷却剂的

冷却能力与其相变潜热的大小密切相关。

但是在使用液态水进行相变发汗冷却过程中,

Huang 等[54]

和 Luan 等[55]

都观察到了平板表面温度周

期性震荡的现象。为了增强冷却效果的稳定性,伍

楠[56]采用对冷却剂进行改性的方法,在水中添加一

定比例的丙二醇来提升冷却剂沸点,从而抑制表面

温度的波动。从图 5 的实验结果中可以看出,当丙二

醇溶液浓度为 φ=0.3 时,平板表面温度震荡现象被明

显削弱,当 φ=1 时,震荡现象已经基本消失。另外,

Qian 等[57]将水凝胶作为冷却工质填充进冷却腔中,

通过将液态水固化降低其流动性,在实验中获得了

相对持续且稳定的冷却效果。

由于冷却过程涉及相变,液态冷却剂的注射方

式对冷却效果也会产生很大影响,现有的注射方式

主要分为定压力和定质量流量注射两种。在定压力

注射时,液态冷却剂在热端附近剧烈汽化会迅速膨

胀,导致冷却腔内压力急剧上升,保持注射压力不变

就会造成冷却剂流量的降低,从而削弱冷却效果。

考虑到定压注射的弊端,德国宇航中心 DLR 采用变

压力供水的方法[58],通过改变供水压力来改变冷却

剂的流量,但收效甚微,实验过程中高温热点范围依

然不断扩大,表面温度持续上升。美国的 Ward 等[59]

设计了一个阀门根据飞行速度大小来控制冷却剂注

射压力,但该阀门只考虑了飞行速度改变对热流密

度的影响,没有考虑飞行高度或者其它因素的影响,

也存在一定缺陷。Wang 等[60]和 Su 等[61]也分别从实

验和数值模拟两方面证明,冷却剂注射压力和质量

流量之间并不是一一对应的关系,而是呈现如图 6 所

示的“N 型”关系,同一冷却剂注射压力可能对应三种

不同的冷却剂质量流量。因此,对液态冷却剂采取

定压力注射的方式是很难控制其流量的。

Fig. 5 Influence of PG concentration on the cooling effect

of transpiration cooling [56]

Fig. 6 “N-shaped”relationship between coolant injection pressure and mass flow rate

第6页

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为了保证冷却剂的持续稳定供给,Wang 等[60]

用了可以定质量流量注射的高压注射泵来提供液态

水,其注射压力可以根据外部环境自动调节,并在超

声速条件下完成了考核实验,充分证实了该方法的

可靠性。He 等[62]

分别采用定压力注射和定流量注射

两种注射方式对相变发汗冷却进行了瞬态数值模

拟,其结果如图 7 所示,定压注射方式仅在热端工况

低、相变发生在高温界面上的时候是稳定的,随着

热流密度的上升,会出现冷却系统失效的问题,而

定流量注射方式则可以一直保持稳定。因此在近

期关于相变发汗冷却的实验和数值研究中,为了保

证冷却效果的稳定性,大多采用了定质量流量的注

射方式。

除 了 常 用 的 气 相 发 汗 冷 却 和 液 体 相 变 发 汗 冷

却,还有使用固态冷却剂或超临界状态冷却剂的发

汗冷却方式。固相发汗冷却,将低熔点的固态冷却

剂注入高熔点多孔骨架内或冷却腔内,结构受热后

固体冷却剂通过一系列的物理或化学变化来吸收并

带走热量。目前研究较多的固态冷却剂有铝、铜、

铊、银和固态铵盐等[63-66]

。虽然使用固态冷却剂可以

减少驱动设备对飞行器造成的额外负载,但固态冷

却剂通常是采用预先封装的方式,导致其冷却能力

十分有限,因此使用固态冷却剂的发汗冷却难以应

对长时间、高热流的飞行环境,大大地限制了其应

用 。 超 临 界 流 体 发 汗 冷 却 的 研 究 相 对 较 少 ,刘 伟

强[67]针对层板发汗冷却推力室壁结构,分别发展了

冷却剂处于亚临界、超临界状态时的定常温度场计

算方法;美国的 Sozen 等[68]使用超临界氢作为冷却

剂,对包含多孔衬垫和多孔泡沫的双层推力室多孔

壁结构,建立了可压缩和不可压缩两种计算模型,并

对衬垫孔隙率和厚度的影响进行了分析,但目前还

未见超临界流体发汗冷却相关实验和应用报道。

4 研究方法

目前针对发汗冷却的研究方法主要可分为两大

方面:一是实验研究,二是理论和数值研究。

4.1 实验研究

根据实验条件和目的的不同,可以将实验研究

分为机理性实验研究和考核性实验研究。

机理性实验研究,一般是以掌握发汗冷却基本

规律和影响因素为目的,使用简化平板或曲面结构

模型,在较低的主流流速和热流条件下进行的。例

如,Kays[69]

在 v∞=12m/s,T∞=280K 主流下,对湍流条件

下多孔壁面 上 的 吹 风 和 抽 吸 、均 匀 与 非 均 匀 二 次

流 等 过 程 进 行 了 实 验 研 究 ,对 壁 面 摩 擦 系 数 及 换

热 系 数 等 参 数 进行了修正;Langener 等[70]在主流速

度 Ma∞=0.3~0.7,总温 T∞=420~540K 的工况下,采用平

板实验件,研究了多孔板厚度、主流和冷却剂参数等

因素对发汗冷却效果的影响;Liu 等[71]在 v∞ =30m/s,

T∞=100℃的低温低速电加热实验台中,研究了冷却剂

注入率、多孔材料热导率和粒径对平板热端表面冷

却效果的影响;赵莲晋[30]在主流温度 T∞ =823K,雷诺

数 Re∞=16000 的高温低速电阻丝加热风洞中,使用楔

形鼻锥模型得到了相变发汗冷却在冷却剂定质量流

量注射模式下的基本规律,等等。虽然机理性实验

与实际工程应用中的模型、工况等都有所差别,但有

助于掌握发汗冷却的传热传质机理和基本冷却规

律,可以为后续的考核性实验和工程应用减少试错

成本。

考核性实验研究,是针对发汗冷却具体应用需

Fig. 7 Temperature variations with different coolant injection mode under variable heat flux[62]

第7页

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求,以真实模型或缩尺模型为实验对象,模拟真实飞

行工况进行的实验研究,根据实验环境又可分为地

面考核实验和飞行考核实验。地面考核实验通常依

托电弧加热风洞等超声速大型风洞,如美国 LENS 超

高速激波风洞[72-73]、德国 DLR 的 L2K/L3K 电弧加热

风洞[58]和中国航天空气动力技术研究院 FD04 电弧

加热风洞[30]

等,通过模拟飞行器的气动力热环境,为

热防护系统性能研究提供平台;飞行考核实验则一

般指在飞行器上搭载发汗冷却实验平台进行真实飞

行并返回温度数据,以验证其在实际飞行过程中的

冷却效果,如德国 DLR 启动的高超声速飞行实验项

目 SHEFEX,通过低耗费的飞行实验,对以陶瓷基复

合材料为主的各种热防护系统设计的可行性进行验

证[74-75]

。考核性实验虽然花费大、实验周期长,但结

果最为真实可靠,是验证发汗冷却可行性、推动其工

程应用的重要环节。

4.2 理论和数值研究

由于考核性实验对主流的工况要求较高且内部

流场观测困难,对发汗冷却过程进行数学建模和预

测是一种重要的研究手段。目前关于主流区域湍流

流动和多孔介质区域内单相流动的数学模型研究已

经较为成熟,因此近期理论研究主要集中在带有气

液相变的多孔介质内两相流动理论模型的改进上。

最早出现的描述多孔介质内两相流动和换热的

模型是分相模型 SFM(Separate Flow Model)[76]

,它对

气、液两相分别建立控制方程,在相界面的位置通过

界面参数和边界条件将两相流体联系起来。分相模

型虽然计算精度高,但是由于计算过程中使用了大

量相互耦合的非线性方程,求解十分复杂,同时由于

温度和饱和度之间没有直接代数关系,造成相变界

面追踪困难,因此基于 SFM 的发散冷却多孔介质改

进模型的相关研究相对较少。He 等[77]基于 SFM 模

型,综合考虑了蒸汽可压缩性、液体汽化相变导致的

动量迁移和流体物性参数随压力和温度的变化,得

到了对相变发汗冷却描述更为准确的修正分相模

型,并通过一维稳态计算讨论了冷却剂流量、外界热

流密度对冷却工质在多孔介质中的运动、吸热和相

变特性的影响。Xin 等[78-79]

考虑到多孔介质内的毛细

力、两相区内的流体温度变化和多孔介质内的局部

流固换热发展了修正的 SFM 模型,然后对液态水相

变发汗冷却过程进行了一维稳态模拟,研究了多孔

材料及主流参数对发汗冷却特性的影响,并对其中

的热非平衡特性进行了分析。

相比于分相模型,Wang 等[80-81]建立的两相混合

模 型 TPMM(Two-Phase Mixture Model)引 入 两 相 混

合密度、压力、速度及焓等参数,减少了方程数量,不

仅大大降低了计算难度,还更容易追踪到冷却工质

的相变界面,得到了相对广泛的使用。Shi 等[82]

为了

得到更准确的模拟结果,使用热非平衡与两相混合

模型相结合的 LTNE-TPMM 对一维相变发汗冷却的

冷却特性及边界条件的合理性进行了计算和分析,

发现在多孔介质内部液相转向两相混合物时,冷却

工质的温度可能高于固体骨架温度。Wei 等[83]

认为

TPMM 中的局部热平衡和两相区温度为常数这两个

不合理假设造成了“隔热层”效应的存在,为了消除

这种影响,引入局部流固热交换项 qsf和两相区内吉

布斯自由能相等的关系式对其进行了改进和计算。

Alomar 等[84]

使用局部热平衡和热非平衡的 TPMM 分

别进行了一维模拟,同样指出对于带有相变过程的

多孔介质内流动,基于局部热平衡模型的模拟结果

是不合理的。随后,Alomar[85]

又同时考虑了非达西流

动和局部热非平衡对 TPMM 进行了进一步改进,二维

模拟结果表明,与使用达西模型的结果相比,相变的

起 始 和 终 止 位 置 都 发 生 了 较 大 改 变 。 Su 等[61]对

LTNE-TPMM 再次进行了改进,通过在对流项中引入

冷却剂修正温度和冷却剂质量流速两个变量进行等

价变换,在相变发汗冷却计算过程中降低了求解难

度,提高了收敛性,并在真实工况下对二维鼻锥结构

的冷却特性及相变过程进行了分析。Chen 等[86]在

LTNE-TPMM 基础上考虑了冷却剂物性随压力和温

度的变化,通过二维瞬态模拟,分析了多孔介质内蒸

汽的产生及流动,阐述了非均匀热流边界条件下传

热恶化及震荡现象的机理。

另外,Dong 等[87-88]针对 SFM 和 TPMM 各自的应

用缺陷,提出了一种在实验验证中误差更小的半混

合模型 SMM(Semi-Mixing Model),比较了使用局部

热平衡与局部热非平衡模型的差别,并模拟了二维

稳态相变发汗冷却过程,同样发现了局部传热恶化

现象并提出了三种优化方案进行分析比较。上述的

多 孔 介 质 内 两 相 流 动 模 型 及 改 进 在 表 1 中 进 行 了

汇总。

在计算过程中,除了不断地改进数学模型,研究

者们还需要综合考虑计算的准确性和高效性,针对

不同的研究内容选择合适的数值计算方法和耦合策

略。对于发汗冷却的计算,其重点之一就是对湍流

流动进行精确的模拟。目前三种常见的湍流计算方

法直接数值模拟 DNS,雷诺平均方法 RANS 和大涡模

拟 LES 在计算中各有利弊,为了对复杂流动进行计算

第8页

第 44 卷 第 1 期 推 进 技 术 2023 年

22010020-8

并节省计算时间,大多数研究者选择采用 RANS 方

法。Liu 等[71]在亚声速条件(v∞ =30m/s,T∞ =100℃)下

对平板气相发汗冷却进行数值模拟,将使用 Standard

k-ε,RNG k-ε 和 SST k-ω 三种湍流模型得到的结果

与实验结果进行对比,图 8(a)展示的结果表明,增强

壁面处理的 RNG k-ε 模型能更好地再现实验中的壁

温分布趋势。Ding 等[89]在超声速条件(Ma∞=30m/s,

T0=2310K)下对楔形鼻锥模型进行了相变发汗冷却

数值模拟,将 S-A,RNG k-ε 和 SST k-ω 三种湍流模型

的计算结果与风洞实验结果进行对比(图 8(b)),发

现在该工况下 SST k-ω 模型的预测结果更为准确。

RANS 方法虽然计算简便,但在发汗冷却研究中

也存在一定问题,一是对多孔介质采用体积平均方

法,忽略了孔隙的随机分布对内部流动换热以及壁

面加质流动造成的影响;二是对流场控制方程进行

了统计平均,无法对壁面边界层中存在的漩涡运动

等流场细节进行描述,使壁面边界层中流动和传热

系数在时间、空间上的分布失真。因此,为了更加细

致地观察流体的湍流运动及涡结构变化,出现了一

些使用 DNS 方法和 LES 方法针对发汗冷却壁面加质

过程的数值研究。Bukva 等[90]使用 DNS 方法对发汗

冷却的壁面边界层进行了模拟,并将结果与 RANS 方

法湍流模型(S-A,SST k-ω)的结果进行了比较,结果

表明在低吹风比(F=0.2%)条 件 下 ,RANS 湍 流 模 型

得到的冷却结果与 DNS 差别不是很大,但随着吹风

比 的 增 加(F=2%),RANS 方 法 的 计 算 精 度 明 显 下

降。Xiao 等[91]

用 LES 方法对发汗冷却中的壁面加质

流动规律以及边界层内涡运动规律进行了研究,通

Table 1 Two-phase flow model in porous media and its improvement

Author

Abriala et al[76]

He et al[77]

Xin et al[78-79]

Wang et al[80-81]

Shi et al[82]

Wei et al 83]

Alomar et al[84]

Alomar[85]

Su et al[61]

Chen et al[86]

Dong et al[87-88]

Basic model

SFM

SFM

SFM

TPMM

TPMM

TPMM

TPMM

TPMM

TPMM

TPMM

SMM

Dimension

1D

1D

1D

1D

1D

1D

1D

2D

2D

2D

2D

LTE/LTNE

LTE

LTE

LTNE

LTE

LTNE

LTNE

LTE /LTNE

LTNE

LTNE

LTNE

LTE /LTNE

Modification

/

Add a term of the momentum transfer caused by liquid phase change;fluid

properties change with pressure and temperature.

/

/

/

Gibbs free energy of liquid and vapor phase are equal in the phase change.

/

Non-darcy flow

Fluid modified temperature TM

Fluid properties change with pressure and temperature.

Mixed specific enthalpy Hf

Fig. 8 Comparison between numerical results obtained by different turbulence models and experimental data

第9页

第 44 卷 第 1 期 临近空间飞行器发汗冷却研究进展 2023 年

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过观察涡结构的瞬态演变过程,发现由于冷却剂和

主流之间存在明显温度和速度差异,多孔壁面边界

层 内 会 出 现 周 期 性 的 涡 运 动 以 及 Kelvin-Helmholtz

不 稳 定 性 现 象 ,并 用 光 学 纹 影 实 验 结 果 进 行 了 验

证(图 9)。

DNS 方法和 LES 方法虽然可以得到较为准确的

流场结构,但计算量很大,目前研究相对较少,主要

集中在壁面加质的单相流动,还无法进行包含多孔

介 质 在 内 的 全 场 耦 合 计 算 和 相 变 发 汗 冷 却 模 拟 。

由 于 高 超 声 速 下 的相变 发 汗 冷 却 同 时存在跨尺度

流动问题和相变问题,全场耦合计算十分困难。基

于 RANS 方 法 ,Prokein 等[92]提 出 一 种 新 型 的 Open⁃

FOAM 求解器用来模拟超声速气相发汗冷却,该求

解器可以实现包含多孔和主流在内的全区域耦合数

值计算,并完成了从平面多孔到非平面多孔发汗冷

却的扩展。Ding 等[89]和 Su 等[93]基于 Fluent 商业软

件各自建立了针对超声速条件下相变发汗冷却的全

场热流固耦合求解方法并通过了风洞试验的验证,

这些耦合方法的发展大大提升了计算速度与收敛稳

定性。

虽然一般的多孔介质模型研究分为分子尺度、

孔隙尺度和宏观尺度三种,但是为了避免对复杂孔

隙结构研究的困难,上述发汗冷却中关于多孔介质

的研究模型一般都是基于连续介质理论和体积平均

法得到的宏观尺度模型,通过设定孔隙率、渗透率、

比表面积等宏观平均参数进行计算。而用于发汗冷

却的多孔材料孔隙最小只有几十微米,这种忽略孔

隙细节的宏观尺度研究必然会使计算结果出现一定

的误差,因此出现了一些孔隙尺度的研究。赵凯[94]

结合多孔介质构造算法和多相格子 Boltzmann 方法

模拟了多孔介质内的带蒸发的两相流动和传热的瞬

态过程,研究了其中气泡形成、长大和融合等行为,

很好地捕捉了复杂多孔结构内部的流动细节和温度

特征,发现多孔介质内的流场和温度场并不是体积

平均法得到的平滑矢量和平滑等温线,而是会有随

机的波动产生。Louriou 等[95]基于二维孔隙网络模

型对带相变的多孔介质内两相流动进行了可视化

实验研究和数值模拟,观察了蒸汽团的动态生长及

液体的演化过程,获得了孔隙空间中的温度、压力

分布的变化情况。基于孔隙尺度的发汗冷却,特别

是相变发汗冷却研究,可以一定程度上还原宏观尺

度下无法发现的孔隙内部细节特征,掌握流体在孔

隙内部的流动及换热机制,但目前只有少数将基体

结构简化为有序孔隙结构的孔隙尺度研究。另外,

由于发汗冷却中的多孔介质孔隙尺寸一般远大于

流 体 分 子 自 由 程 ,目 前 没 有 发 现 分 子 尺 度 的 相关

研究。

5 结构优化设计

为了尽可能地降低飞行成本,提升飞行器的有

效载荷,如何减轻发汗冷却系统质量成为制约其应

用的一个关键问题。为此,清华大学的黄干等[46,96-97]

设计并制备了图 4 所示的仿生自抽吸发汗冷却系统,

该系统利用树形多孔结构的毛细力将冷却剂抽吸、

运输到热端表面,过程中不需要控制或驱动装置,大

大减轻了冷却系统的附加载荷。图 10 展示了外部热

流密度阶跃变化条件下的实验结果,证实了仿生发

汗冷却系统在无泵条件下可以成功应对变化的外部

环境,自适应地将微多孔层的表面温度 Thole均匀维持

在冷却剂沸点(373.15K)左右,具有较高的冷却效率

和较好的稳定性。

然而更多减轻发汗冷却系统质量的方法是以减

少冷却剂消耗量为目的来进行结构优化设计。在将

发汗冷却应用到前缘、鼻锥或喷管喉部等部位时,由

于外部承受力/热不均匀,很容易出现表面冷却效果

差异大的现象,更是会在相变发汗冷却中引发气堵、

Fig. 9 Simulation results of vortex behavior obtained by LES method[91]

第10页

第 44 卷 第 1 期 推 进 技 术 2023 年

22010020-10

传热恶化、震荡等现象[54-55,86,88]

,引发冷却系统失效。

这些现象除了会使结构内部产生较大的热应力,减

少其使用寿命,还会在冷却过程中为了满足驻点等

高热流部位的冷却需求,造成其他部位冷却剂的大

量浪费。为了提升结构表面的温度均匀性以节省冷

却剂用量,出现了一系列基于发汗冷却的结构优化

设计(图 11)。

金韶山等[98]

针对液体火箭发动机喷管采取壁面

分段的方式,将喷管根据承受热流密度大小分成若

干部分,对大热流段使用高注射压力,提升局部冷却

剂流量。数值结果显示,相比不分段多孔壁面,分 4

段的方案可以将冷却剂消耗量减少 50% 以上,同时

有效提升了喷管内壁面温度的均匀性。黄干[99]

对超

燃冲压发动机支板结构采取分腔设计,在热流密度

较高的支板前缘使用较高的冷却剂注射压力,将总

量为 0.851g/s 的冷却工质按照比例非均匀地分配到

多孔支板的前后两个腔室中,当前后腔室质量流量

比达到 7∶1 时,前腔壁面冷却效果大幅提升,但驻点

冷却效果仍不理想,因此可能需要考虑采取更加细

致 的 分 腔 策 略 或 其 他 驻 点 优 化 方 法 进 行 进 一 步

设计。

Zhao 等[100]

,Jiang 等[43]

和伍楠[56]

针对楔形结构驻

点冷却效率低的问题,分别对多孔材料进行了非等

厚设计、驻点减厚设计和梯度孔隙率设计,其宗旨都

是减小冷却剂在驻点的流动阻力,增大局部冷却剂

流量。实验结果表明,三种设计下驻点冷却效率均

有不同程度的提升,但要想使表面温度均匀性得到

进一步提升,需要参照热流分布情况对多孔材料厚

度、孔隙率等参数分布进行精细化的匹配设计。

另外还有一些组合冷却方式,通过在发汗冷却

的基础上添加其他冷却方式来增强局部的冷却效

果。伍楠[56]提出一种自适应的升华-发汗组合冷却

结构,使用 Teflon 作为多孔表面的涂层材料,当局部

热流较高时会使该部位的涂层材料升华,然后自适

应激活局部发汗冷却。与发汗冷却相比,升华-发汗

组合冷却可以显著提高高热流部位的冷却效率,当

冷却剂注入率为 F=0.60% 时,平板前端的冷却效率

增长幅度高达 63%,同时可以通过调节冷却剂流量来

使表面温度分布更均匀。Ding 等[101]

提出一种将气膜

冷却(内层)和发汗冷却(外层)相结合的双层冷却结

构,不仅可以增加结构力学强度,还可以通过调整内

层气膜孔的分布来改善表面冷却效果的均匀性,其

冷却效率随发汗冷却层厚度增加或孔隙率减小而增

大。栾芸等[102]

提出了楔形鼻锥凹腔-发汗组合冷却

结构,通过在驻点构造迎风凹腔,改变驻点附近外流

场结构来减小压力和热流,从而增加驻点附近冷却

剂流量,达到提升驻点附近冷却效果的目的。Shen

等[103-104]

还提出了将逆向喷流与层板发汗冷却相结合

的逆喷-发汗组合冷却结构,在驻点区域采用逆向喷

流的冷却方式的同时在再附着区域添加层板发汗结

构,在不增加总冷却强度的情况下提高了整体的冷

却效率,有效抑制了再附着区域热斑的出现,并且总

体冷却效率随着发汗层板孔数量的增加而增大。

除 了 上 述 提 升 温 度 均 匀 性 的 优 化 结 构 ,Ding

等[89]还提出了空间间断的发汗冷却方式,充分利用

气膜出流后的覆盖隔热效果,提高冷却剂热沉利用

率,在大面积热防护中节省冷却剂用量。计算结果

显示,即使双发汗面结构的冷却剂流量减少 20%,其

有效气膜长度仍比单发汗面结构的长 44.5%。

随着飞行速度的提升,临近空间飞行器面临的

热环境和局部热流差异都将更加严峻,上述的优化

结构为应对非均匀力热环境和提升飞行器的有效载

荷提供了新的思路。但是这些优化结构,特别是新

型的组合冷却方式,研究时间相对较短,后续还需经

过更全面的计算和实验验证才可能得以实际应用。

Fig. 10 Response of the temperature and coolant mass flow rate to a changed heat flux[46]

第11页

第 44 卷 第 1 期 临近空间飞行器发汗冷却研究进展 2023 年

22010020-11

6 总结与展望

发汗冷却是应对飞行器极端热环境的一种有效

热防护手段,其高效性和可行性已经被充分证明。

本文在对近些年发汗冷却取得的研究进展进行了总

结,针对目前尚未解决的一些问题,提出以下几点未

来的研究方向:

(1)根据外部气动环境对多孔基体进行孔隙定

制是未来发汗冷却研究应用的趋势,但目前关于孔

隙设计和加工方法的研究还不够充分。未来需要进

一步完善孔隙定制的建模方法和加工技术,对冷却

剂在多孔结构中的输运和分布进行控制,以实现与

外部气动热、力匹配的冷却剂精准供应。

(2)目前针对冷却剂主动控制的研究较为少见,

因此研发可以对冷却剂实时、主动控制的注射系统

是未来发汗冷却的一个重要研究方向。根据变化的

飞行工况和冷却效果对冷却剂注入量进行实时调

控,可以在保证冷却系统可靠性的同时避免冷却剂

的浪费。

(3)相变发汗冷却的高效性已得到了验证,但实

验中发现的震荡、传热恶化等现象,对基体结构使用

寿命和冷却系统的稳定性都有不利影响。因此,有

必要开展孔隙尺度的可视化实验和数学建模,对这

些现象的产生机理、发生条件和抑制方法进行深入

研究。

(4)虽然目前针对各高热部位提出很多发汗冷

却结构优化设计,但距离实际工程应用都还有一定

距离。为了全面考察这些新型结构的可靠性,为工

程应用提供数据支撑,需要对优化结构进行加工并

开展考核性实验进行验证。

致 谢:感谢国家自然科学基金青年科学基金的资助。

参考文献

[ 1 ] 程 旋,肖存英,胡 雄,等 . 临近空间大气环境对

高超声速飞行器气动特性的影响研究进展[J]. 飞航

导弹,2018(5):22-28.

[ 2 ] Choi S H,Scotti S J,Song K D,et al. Transpiring Cool⁃

ing of a Scramjet Engine Combustion Chamber[C]. At⁃

lanta:32nd Thermophysics Conference,1997.

[ 3 ] Polezhaev Y V. Will There or Will There Not Be a Hyper⁃

sonic Airplane[J]. Journal of Engineering Physics and

Thermophysics,2000,73(1):3-8.

[ 4 ] Glass D E. Ceramic Matrix Composite(CMC) Thermal

Protection Systems(TPS)and Hot Structures for Hyper⁃

sonic Vehicles[C]. Dayton:15th AIAA International

Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies

Conference,2008.

[ 5 ] Eckert R G,Livingood J N. Comparison of Effectiveness

of Convection- ,Transpiration,and Film-Cooling Meth⁃

ods with Air as Coolant[R]. NACA-TR-1182,1954.

[ 6 ] Landis J,Bowman W. Numerical Study of a Transpira⁃

tion Cooled Rocket Nozzle[C]. Lake Buena Vista:32nd

Joint Propulsion Conference and Exhibit,1996.

[ 7 ] Wang J H,Messner J,Stetter H. An Experimental Inves⁃

tigation of Transpiration Cooling. Part I:Application of

Fig. 11 Structural optimization of transpiration cooling

第12页

第 44 卷 第 1 期 推 进 技 术 2023 年

22010020-12

an Infrared Measurement Technique[J]. International

Journal of Rotating Machinery,2003,9(3):153-161.

[ 8 ] Wang J H,Messner J,Stetter H. An Experimental Inves⁃

tigation on Transpiration Cooling Part II:Comparison of

Cooling Methods and Media[J]. International Journal of

Rotating Machinery,2004,10(5):355-363.

[ 9 ] Schwanekamp T. System Studies on Active Thermal Pro⁃

tection of a Hypersonic Suborbital Passenger Transport

Vehicle[C]. Atlanta: 19th AIAA International Space

Planes and Hypersonic Systems and Technologies Confer⁃

ence,2014.

[10] 张 峰 . 层板发汗冷却理论分析及应用研究[D]. 长

沙:国防科学技术大学,2008.

[11] Serbest E,Haidn O,Hald H,et al. Effusion Cooling in

Rocket Combustors Applying Fibre Reinforced Ceramics

[C]. Los Angeles:35th Joint Propulsion Conference and

Exhibit,1999.

[12] Serbest E,Haidn O,Greuel D,et al. Effusion Cooling

of Throat Region in Rocket Engines Applying Fibre Rein⁃

forced Ceramics[C]. Salt Lake City:37th Joint Propul⁃

sion Conference and Exhibit,2001.

[13] Hald H,Ortelt M,Fischer I,et al. Effusion Cooled

CMC Rocket Combustion Chamber[C]. Capua:AIAA/CI⁃

RA 13th International Space Planes and Hypersonics Sys⁃

tems and Technologies Conference,2005.

[14] Haidn O,Greuel D,Herbertz A,et al. Transpiration

Cooling Applied to C/C Liners of Cryogenic Liquid Rock⁃

et Engines[C]. Fort Lauderdale:40th Joint Propulsion

Conference and Exhibit,2004.

[15] Langener T,Wolfersdorf J V,Laux T,et al. Experimen⁃

tal Investigation of Transpiration Cooling with Subsonic

and Supersonic Flows at Moderate Temperature Levels

[C]. Hartford:44th Joint Propulsion Conference and Ex⁃

hibit,2008.

[16] Herbertz A,Ortelt M,Muller I,et al. TranspirationCooled Ceramic Thrust Chamber Applicability for HighThrust Rocket Engines[C]. Atlanta:Joint Propulsion

Conference and Exhibit,2012.

[17] Böhrk H. Transpiration Cooling at Hypersonic FlightAKTiV on SHEFEX II[C]. Atlanta:11th Joint Thermo⁃

physics and Heat Transfer Conference,2014.

[18] Böhrk H. Transpiration-Cooled Hypersonic Flight Exper⁃

iment: Setup Flight Measurement and Reconstruction

[J]. Journal of Spacecraft and Rockets,2015,52(3):

674-683.

[19] Kuntz R J,Blubaugh A L. Transpiration Cooled Devices

[P]. US:3585800,1971-06-22.

[20] Mueggenburg H H,Hidahl J W,Kessler E L,et al.

Platelet Actively Cooled Thermal Management Devices

[C]. Nashville:28th Joint Propulsion Conference and Ex⁃

hibit,1992.

[21] Haeseler D,Maeding C,Rubinskiy V,et al. Experimen⁃

tal Investigation of Transpiration Cooled Hydrogen-Oxy⁃

gen Subscale Chambers[C]. Cleveland:34th Joint Pro⁃

pulsion Conference and Exhibit,1998.

[22] Hald H,Herbertz A,Kuhn M,et al. Technological As⁃

pects of Transpiration Cooled Composite Structures for

Thrust Chamber Applications[C]. Bremen:16th Interna⁃

tional Space Planes and Hypersonic Systems and Technolo⁃

gies Conference,2009.

[23] 吉 洪 亮 ,张 长 瑞 ,曹 英 斌 . 发 汗 冷 却 材 料 研 究 进 展

[J]. 材料导报,2008,22(1).

[24] Zhu Y H,Peng W,Xu R N,et al. Review on Active

Thermal Protection and Its Heat Transfer for Air-Breath⁃

ing Hypersonic Vehicles[J]. Chinese Journal of Aeronau⁃

tics,2018,31:1929-1953.

[25] 胥蕊娜,李晓阳,廖致远,等 . 航天飞行器热防护相

变发汗冷却研究进展[J]. 清华大学学报,2021,61

(12):1341-1352.

[26] 刘伟强,孙文胜,张 峰,等 . 发汗冷却层板结构的

受热皱损分析[J]. 航空学报,2006,27(2):241-244.

[27] 张 峰,刘伟强 . 层板发汗冷却结构的非均匀温度分布

受热皱损的求解[J]. 航空学报,2007,28(1):138-141.

[28] Pol D. Experimental Study of Cooling by Injection of a

Fluid Through a Porous Material[J]. Journal of the Aero⁃

nautical Sciences,1948,15(9):509-521.

[29] 金韶山 . 液体火箭发动机推力室及钝体头锥发汗冷却

研究[D]. 北京:清华大学,2008.

[30] 赵莲晋 . 相变发散冷却的机理性实验研究[D]. 合肥:

中国科学技术大学,2014.

[31] 熊宴斌 . 超声速主流条件发汗冷却的流动和传热机理

研究[D]. 北京:清华大学,2013.

[32] Xu G,Liu Y,Luo X,et al. Experimental Investigation

of Transpiration Cooling for Sintered Woven Wire Mesh

Structures[J]. International Journal of Heat and Mass

Transfer,2015,91:898-907.

[33] Phanikumar M S,Mahajan R L. Non-Darcy Natural Con⁃

vection in High Porosity Metal Foams[J]. International

Journal of Heat and Mass Transfer,2002,45(18):

3781-3793.

[34] Ortelt M,Hald H,Fischer I,et al. Empirical Verifica⁃

tion of Effusion Cooled CMC Rocket Thrust Chambers

[C]. Tucson:41st Joint Propulsion Conference & Exhib⁃

it,2005.

[35] Ortelt M,Hald H,Herbertz A,et al. Advanced Design

Concepts for Ceramic Thrust Chamber Components of

Rocket Engines[C]. Munich:5th European Conference

for Aeronautics and Space Sciences,2013.

[36] Soller S,Kirchberger C,Kuhn M,et al. Experimental

Investigation of Cooling Techniques and Materials for

第13页

第 44 卷 第 1 期 临近空间飞行器发汗冷却研究进展 2023 年

22010020-13

Highspeed Flight Propulsion Systems[C]. Bremen:16th

AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems

and Technologies Conference,2009.

[37] 张 博 . 用于发汗冷却的碳化硅基多孔陶瓷的制备与

性能表征[D]. 北京:北京交通大学,2021.

[38] Zhang B,Huang J,Li W J,et al. Synthesis and Charac⁃

terization of Light-Weight Porous Ceramics Used in the

Transpiration Cooling[J]. Acta Astronautica, 2020,

117:438-445.

[39] Zhang B,Huang H M,Lu X L,et al. Experimental In⁃

vestigation on Transpiration Cooling for Porous Ceramic

with Liquid Water[J]. Acta Astronautica,2020,167:

117-121.

[40] Zhang B,Huang H M,Huang J,et al. An Experimental

Investigation on Performance of Transpiration Cooling

with Liquid Water Through C/SiC Porous Ceramic[J].

Applied Thermal Engineering,2020,178:115526.

[41] Chen H,Zhao Z F,Xiang H M,et al. Effect of Reaction

Routes on the Porosity and Permeability of Porous High

Entropy(Y0.2Yb0.2Sm0.2Nd0.2Eu02)B6 for Transpiration Cool⁃

ing[J]. Journal of Materials Science and Technology,

2020,38:80-85.

[42] 黄 拯 . 高温与超音速条件下发汗冷却基础问题研究

[D]. 北京:清华大学,2015.

[43] Jiang P X,Huang G,Zhu Y H,et al. Experimental In⁃

vestigation of Combined Transpiration and Film Cooling

for Sintered Metal Porous Struts[J]. International Jour⁃

nal of Heat and Mass Transfer,2017,108:232-243.

[44] Min Z,Huang G,Parbat S N,et al. Experimental Inves⁃

tigation on Additively Manufactured Transpiration and

Film Cooling Structures[J]. Journal of Turbomachinery,

2019,141:031009.

[45] Cheng Z L,Li X Y,Xu R N,et al. Investigations on Po⁃

rous Media Customized by Triply Periodic Minimal Sur⁃

face: Heat Transfer Correlations and Strength Perfor⁃

mance[J]. International Communications in Heat and

Mass Transfer,2021,129:105713.

[46] Huang G,Zhu Y H,Liao Z Y,et al. Biomimetic SelfPumping Transpiration Cooling for Additive Manufac⁃

tured Porous Module with Tree-Like Micro-Channel[J].

International Journal of Heat and Mass Transfer,2019,

131:403-410.

[47] Li R,Liu J,Shi Y,et al. 316L Stainless Steel with Gra⁃

dient Porosity Fabricated by Selective Laser Melting[J].

Journal of Materials Engineering and Performance,

2010,19(5):666-671.

[48] Liu Y Q,Jiang P X,Jin S S,et al. Transpiration Cooling

of a Nose Cone by Various Foreign Gases[J]. Internation⁃

al Journal of Heat and Mass Transfer,2010,53(23-

24):5364-5372.

[49] Langener T,Von Wolfersdorf J,Selzer M,et al. Experi⁃

mental Investigations of Transpiration Cooling Applied to

C/C Material[J]. International Journal of Thermal Sci⁃

ences,2012,54:70-81.

[50] Langener T,Von Wolfersdorf J,Selzer M. Experimental

Investigations on Transpiration Cooling for Scramjet Ap⁃

plications Using Different Coolants[J]. AIAA Journal,

2011,49(7):1409-1419.

[51] Otsu H,Fujita K,Ito T. Application of the Transpiration

Cooling Method for Reentry Vehicles[C]. Reno:45th

AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit,2007.

[52] Foreest A V,Sippel M,Gülhan A,et al. Transpiration

Cooling Using Liquid Water[J]. Journal of Thermophys⁃

ics and Heat Transfer,2009,23(4):693-702.

[53] 贺 菲 . 发散冷却基础问题的理论和实验研究[D].

合肥:中国科学技术大学,2014.

[54] Huang G,Zhu Y H,Liao Z Y,et al. Experimental In⁃

vestigation of Transpiration Cooling with Phase Change

for Sintered Porous Plates[J/OL]. International Journal

of Heat and Mass Transfer,2017,DOI:10.1016/j.ijheat⁃

masstransfer.2017.05.114.

[55] Luan Y,He F,Wang J H,et al. An Experimental Inves⁃

tigation on Instability of Transpiration Cooling with Phase

Change[J]. International Journal of Thermal Sciences,

2020,156:106498.

[56] 伍 楠 . 发散冷却关键问题的实验和数值研究[D].

合肥:中国科学技术大学,2019.

[57] Qian K,Wang J H,He F,et al. An Experimental Inves⁃

tigation on Transpiration Cooling Performances Using Sol⁃

id Hydrogel as Coolant[J]. Applied Thermal Engineer⁃

ing,2019,158:113753.

[58] Reimer T,Esser B,Gülhan A. Arc Jet Testing of CMC

Samples with Transpiration Cooling[C]. San Diego:

44th AIAA Thermophysics Conference,2013.

[59] Ward T E,Schuster J R. Coolant Pressurization and Ex⁃

pulsion for Transpiration Nosetips[J]. Journal of Space⁃

craft and Rockets,2015,11(7):518-524.

[60] Wang J H,Zhao L J,Wang X C,et al. An Experimental

Investigation on Transpiration Cooling of Wedge Shaped

Nose Cone with Liquid Coolant[J]. International Journal

of Heat and Mass Transfer,2014,75:442-449.

[61] Su H,Wang J H,He F,et al. Numerical Investigation

on Transpiration Cooling with Coolant Phase Change un⁃

der Hypersonic Conditions[J]. International Journal of

Heat and Mass Transfer,2019,129:480-490.

[62] He F,Dong W J,Wang J H,et al. Transient Model and

Its Application to Investigate the Injection Mode and Peri⁃

odical Operation of Transpiration Cooling with Liquid

Coolant Phase Change[J]. Applied Thermal Engineer⁃

ing,2020,181:115956.

第14页

第 44 卷 第 1 期 推 进 技 术 2023 年

22010020-14

[63] 李泽田,徐道葵 . 美国发汗冷却鼻锥技术概况[J]. 宇

航材料工艺,1980(5):50-61.

[64] Lacy B P,Varghese P L,Wilson D E. Unsteady Effects

of Dissociative Cooling under High-Stagnation-Point

Heat Loads[J]. Journal of Spacecraft and Rockets,

1998,35(5):633-638.

[65] Carton E P,Stuivinga M,Keizers H,et al. Shock Wave

Fabricated Ceramic-Metal Nozzles[J]. Applied Compos⁃

ite Materials,1999,6(3):139-165.

[66] 肖 军,杨晓光,林学书 . 空空导弹推矢燃气舵用钨

渗铜材料与工艺[J]. 航空兵器,2009(6):61-64.

[67] 刘伟强 . 液体推进剂火箭发动机推力室层板发汗冷却

研究[D]. 长沙:国防科学技术大学,1999.

[68] Sozen M,Davis P A. Transpiration Cooling of a Liquid

Rocket Thrust Chamber Wall[C]. Hartford:44th AIAA

Joint Propulsion Conference & Exhibit,2008.

[69] Kays W M. Heat Transfer to the Transpired Turbulent

Boundary Layer[J]. International Journal of Heat and

Mass Transfer,1972,15(5):1023-1044.

[70] Langener T,Wolfersdorf J,Laux T,et al. Experimental

Investigation of Transpiration Cooling with Subsonic and

Supersonic Flows at Moderate Temperature Levels[C].

Hartford:44th AIAA Joint Propulsion Conference & Exhib⁃

it,2008.

[71] Liu Y Q,Jiang P X,Xiong Y B,et al. Experimental and

Numerical Investigation of Transpiration Cooling for Sin⁃

tered Porous Flat Plates[J]. Applied Thermal Engineer⁃

ing,2013,50:997-1007.

[72] Holden M S. Large Energy National Shock Tunnel

(LENS):Description and Capabilities[M]. Buffalo:

Calspan UB Research Center,1991.

[73] Holden M. Experimental Studies in the LENS Shock Tun⁃

nel and Expansion Tunnel to Examine Real-Gas Effects

in Hypervelocity Flows[C]. Reno:42nd Aerospace Sci⁃

ences Meeting and Exhibit,2004.

[74] Glhan A,Siebe F,Requardt G,et al. The Sharp Edge

Flight Experiment SHEFEX 1-A Mission Overview[C].

Noordwijk:5th European Workshop on Thermal Protec⁃

tion Systems and Hot Structures,2006.

[75] Weihs H,Turner J,Longo J M. The Sharp Edge Flight

Experiment SHEFEX II,a Mission Overview and Status

[C]. Dayton:AIAA International Space Planes & Hyper⁃

sonic Systems Nad Technologies Conference,2008.

[76] Abriola L M,Pinder G F. A Multiphase Approach to the

Modeling of Porous Media Contamination by Organic

Compounds 1:Equation Development[J]. Water Re⁃

sources Research,1985,21(1):11-18.

[77] He F,Wang J H,Xu L C,et al. Modeling and Simula⁃

tion of Transpiration Cooling with Phase Change[J]. Ap⁃

plied Thermal Engineering,2013,58(1):173-180.

[78] Xin C Y,Rao Z H,You X Y,et al. Numerical Investiga⁃

tion of Vapor-Liquid Heat and Mass Transfer in Porous

Media[J]. Energy Conversion and Management,2014,

78:1-7.

[79] Xin C Y,Lu L,Liu X. Numerical Analysis on Thermal

Characteristics of Transpiration Cooling with Coolant

Phase Change[J]. Journal of Thermal Analysis & Calo⁃

rimetry,2018,131(2):1747-1755.

[80] Wang C Y,Beckermann C. A Two-Phase Mixture Model

of Liquid-Gas Flow and Heat Transfer in Capillary Po⁃

rous Media-I[J]. International Journal of Heat and Mass

Transfer,1993,36(11):2747.

[81] Wang C Y,Beckermann C. A Two-Phase Mixture Model

of Liquid-Gas Flow and Heat Transfer in Capillary Po⁃

rous Media-II. Application to Pressure-Driven Boiling

Flow Adjacent to a Vertical Heated Plate[J]. Internation⁃

al Journal of Heat and Mass Transfer,1993,36(11):

2759-2768.

[82] Shi J X,Wang J H. A Numerical Investigation of Tran⁃

spiration Cooling with Liquid Coolant Phase Change[J].

Transport in Porous Media,2011,87(3):703-716.

[83] Wei K,Wang J H,Mao M. Model Discussion of Transpi⁃

ration Cooling with Boiling[J]. Transport in Porous Me⁃

dia,2012,94(1):303-318.

[84] Alomar O R,Mendes M A,Trimis D,et al. Simulation

of Complete Liquid-Vapor Phase Change Process Inside

Porous Evaporator Using Local Thermal Non-Equilibri⁃

um Model[J]. International Journal of Thermal Scienc⁃

es,2015,94:228-241.

[85] Alomar O R. Numerical Investigation of Two-Phase Flow

in a Horizontal Porous Evaporator with Localised Heating

Using Non-Darcian Flow and Two Equations Model[J].

Heat and Mass Transfer,2020,56:1203-1221.

[86] Chen Y,Du S,Li D,et al. Numerical Investigation of

Transient Phase-Change Transpiration Cooling Based on

Variable Properties of Coolant[J]. Applied Thermal Engi⁃

neering,2021,184(5):116204.

[87] Dong W J,Wang J H. A New Model and Its Application

to Investigate Transpiration Cooling with Liquid Coolant

Phase Change[J]. Transport in Porous Media,2018,

122(3):575-593.

[88] Dong W J,Wang J H,Cheng S Y,et al. Modelling and

Investigation on Heat Transfer Deterioration During Tran⁃

spiration Cooling with Liquid Coolant Phase-Change[J].

Applied Thermal Engineering,2018,128:381-392.

[89] Ding R,Wang J H,He F,et al. Numerical Investigation

on the Performances of Porous Matrix with Transpiration

and Film Cooling[J]. Applied Thermal Engineering,

2019,146:422-431.

[90] Bukva A,Christopher N,Hickey J P. Towards Model⁃

第15页

第 44 卷 第 1 期 临近空间飞行器发汗冷却研究进展 2023 年

22010020-15

ling of Thermal Protection Systems with Transpiration

Cooling[C]. Bremen: 23rd AIAA International Space

Planes and Hypersonic Systems and Technologies Confer⁃

ence,2020.

[91] Xiao X F,Zhao G B,Zhou W X,et al. Large-Eddy Sim⁃

ulation of Transpiration Cooling in Turbulent Channel

with Porous Wall[J]. Applied Thermal Engineering,

2018,145:618-629.

[92] Prokein D,Dittert C,Böhrk H,et al. Numerical Simula⁃

tion of Transpiration Cooling Experiments in Supersonic

Flow Using OpenFOAM [J]. CEAS Space Journal,

2019,12(10):247-265.

[93] Su H,He F,Wang J H,et al. Numerical Investigation

on the Characteristics of Coolant Flow,Heat Absorption

and Phase Change in Transpiration Cooling Process[J].

International Journal of Thermal Sciences,2019,142:

68-76.

[94] 赵 凯 . 基于孔隙尺度的多孔介质流动与传热机理研

究[D]. 南京:南京理工大学,2010.

[95] Louriou C, Part M. Pore Network Study of Bubble

Growth by Vaporisation in a Porous Medium Heated Lat⁃

erally[J]. International Journal of Thermal Sciences,

2012,52:8-21.

[96] Jiang P X,Huang G,Zhu Y H,et al. Experimental In⁃

vestigation of Biomimetic Self-Pumping and Self-Adap⁃

tive Transpiration Cooling[J]. Bioinspiration and Biomi⁃

metics,2017,12(5):056002.

[97] Huang G,Zhu Y H,Liao Z Y,et al. Experimental In⁃

vestigation of Self-Pumping Internal Transpiration Cool⁃

ing[J]. International Journal of Heat and Mass Transfer,

2018,123:514-522.

[98] 金韶山,姜培学,孙纪国 . 发汗冷却喷管多孔壁面的

分 段 设 计 分 析[J]. 航 空 动 力 学 报 ,2008,23(12):

2346-2351.

[99] 黄 干 . 高温与超声速条件下单相及相变发汗冷却规

律研究[D]. 北京:清华大学,2018.

[100] Zhao L J,Wang J H,Ma J,et al. An Experimental In⁃

vestigation on Transpiration Cooling under Supersonic

Condition Using a Nose Cone Model[J]. International

Journal of Thermal Sciences,2014,84:207-213.

[101] Ding R,Wang J H,He F,et al. Numerical Investigation

on a Double Layer Combined Cooling Structure for Aero⁃

dynamic Heat Control of Hypersonic Vehicle Leading

Edge[J]. Applied Thermal Engineering,2020,169:

114949.

[102] 栾 芸,贺 菲,王建华 . 飞行器鼻锥凹腔-发散组合

冷却数值模拟[J]. 航空学报,2021,42(2):623937.

[103] Shen B X,Liu W Q. Insulating and Absorbing Heat of

Transpiration in a Combinational Opposing Jet and Plate⁃

let Transpiration Blunt for Hypersonic Vehicle[J]. Inter⁃

national Journal of Heat and Mass Transfer,2019,138:

314-325.

[104] Shen B X,Yin L,Liu H P,et al. Thermal Protection

Characteristics for a Combinational Opposing Jet and

Platelet Transpiration Cooling Nose-Tip[J]. Acta Astro⁃

nautica,2019,155:143-152.

(编辑:梅 瑛)

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