本發(fā)明屬于相變發(fā)汗冷卻熱防護(hù)，尤其是涉及一種相變發(fā)汗冷卻多孔結(jié)構(gòu)及其在飛行器返回艙中的應(yīng)用。

背景技術(shù)：

1、航天飛行器在飛行過程中面臨嚴(yán)峻的氣動加熱，因此必須對關(guān)鍵熱部件實(shí)施高效的熱防護(hù)。以飛船返回艙為例，進(jìn)入地球大氣層時，與大氣的摩擦?xí)蛊浔砻鏈囟燃眲∩仙?。為保持返回艙?nèi)部的正常工作溫度，確保設(shè)備和人員的安全，開發(fā)高效穩(wěn)定的熱防護(hù)系統(tǒng)是解決這一關(guān)鍵問題的核心。同時，熱防護(hù)結(jié)構(gòu)重量占到返回艙總重的3％-50％，其結(jié)構(gòu)效率對航天器整體性能的重要衡量標(biāo)準(zhǔn)。

2、相變發(fā)汗冷卻一方面利用液體冷卻劑強(qiáng)大的對流換熱能力與多孔骨架發(fā)生強(qiáng)烈的熱交換帶走熱量，另一方面利用相變后氣體冷卻劑快速逸出在固體表面形成氣膜阻絕傳熱。同時冷卻劑相變潛熱可以帶來巨大的熱沉，從而實(shí)現(xiàn)低冷卻劑消耗量下的高效熱防護(hù)，被認(rèn)為是高效輕質(zhì)熱防護(hù)技術(shù)的重要發(fā)展方向之一。

3、然而在相變發(fā)汗冷卻過程中，液體冷卻劑在多孔介質(zhì)內(nèi)部氣化時，由于氣液兩相之間存在顯著的密度差，氣化區(qū)域的壓力大幅增加，從而導(dǎo)致流動阻力顯著上升。這一現(xiàn)象一方面限制了冷卻劑的有效輸運(yùn)，另一方面使得氣體無法快速排出形成氣膜，進(jìn)而顯著降低了相變發(fā)汗冷卻的效率和可靠性。同時，飛船返回艙在入地球大氣層的過程中，其表面呈現(xiàn)強(qiáng)非均勻的熱流分布，這導(dǎo)致冷卻劑在返回艙表面多孔層中出現(xiàn)非均勻氣化現(xiàn)象，率先氣化的高熱流位置流動阻力增大，進(jìn)一步加重非均勻氣化，容易引發(fā)傳熱惡化。

4、因此，亟待提出一種可以實(shí)現(xiàn)較快速氣液分離的多孔發(fā)汗冷卻結(jié)構(gòu)，同時還需要調(diào)控冷卻劑分配以有效避免冷卻劑的非均勻氣化，實(shí)現(xiàn)高效、可靠的相變發(fā)汗熱防護(hù)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的目的就是為了提供一種相變發(fā)汗冷卻多孔結(jié)構(gòu)及其在飛行器返回艙中的應(yīng)用，以實(shí)現(xiàn)發(fā)汗冷卻多孔層中冷卻劑的快速氣液分離，以有效提升相變發(fā)汗冷卻的效率和可靠性。

2、本發(fā)明的目的可以通過以下技術(shù)方案來實(shí)現(xiàn)：

3、本發(fā)明提供一種相變發(fā)汗冷卻多孔結(jié)構(gòu)，所述多孔結(jié)構(gòu)包括：

4、多孔層，其包括多個緊密排列的多孔單元；

5、與多孔層連接的分液腔，用于向多孔層提供冷卻劑；

6、用于儲存冷卻劑的儲液腔；

7、連接儲液腔與分液腔的冷卻劑輸送管道；

8、設(shè)于冷卻劑輸送管道上的調(diào)節(jié)閥；

9、所述多孔單元包括小孔隙率多孔部以及分別與小孔隙率多孔部連接的大孔隙率多孔部和液體通道，小孔隙率多孔部與大孔隙率多孔部之間形成氣體通道；冷卻劑由液體通道通入并滲入小孔隙率多孔部，氣化后沿氣體通道從大孔隙率多孔部逸出并形成氣膜隔熱。

10、進(jìn)一步地，所述小孔隙率多孔部呈“幾”字型。

11、更進(jìn)一步地，所述液體通道與小孔隙率多孔部直接連接，所述大孔隙率多孔部設(shè)于相鄰小孔隙率多孔部之間形成的凹槽內(nèi)。

12、進(jìn)一步地，所述小孔隙率多孔部的孔隙率為0.25-0.35，大孔隙率多孔部的孔隙率為0.65-0.75。

13、進(jìn)一步地，所述小孔隙率多孔部和大孔隙率多孔部的孔徑均為0.08-0.12mm。

14、進(jìn)一步地，所述多孔層由3d打印微加工金屬一體化增材制造，通過選區(qū)激光燒結(jié)方法形成三維孔隙結(jié)構(gòu)。

15、進(jìn)一步地，所述多孔層外表面的熱流分布區(qū)域依次定義為高熱流區(qū)域、中熱流區(qū)域和低熱流區(qū)域。

16、更進(jìn)一步地，所述分液腔包括與高熱流區(qū)域?qū)?yīng)的第一分液腔，與中熱流區(qū)域?qū)?yīng)的第二分液腔以及與低熱流區(qū)域?qū)?yīng)的第三分液腔，三個分液腔獨(dú)立設(shè)置。

17、進(jìn)一步地，所述冷卻劑輸送管道包括與高熱流區(qū)域?qū)?yīng)的第一管道，與中熱流區(qū)域?qū)?yīng)的第二管道以及與低熱流區(qū)域?qū)?yīng)的第三管道。

18、進(jìn)一步地，所述第一管道、第二管道和第三管道上均設(shè)有調(diào)節(jié)閥。

19、更進(jìn)一步地，所述調(diào)節(jié)閥選自手動閥或電動閥。

20、本發(fā)明還提供一種相變發(fā)汗冷卻多孔結(jié)構(gòu)在航天飛行器返回艙中的應(yīng)用。

21、與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有以下有益效果：

22、(1)本發(fā)明的多孔單元結(jié)構(gòu)通過液體通道、小孔隙率多孔部、大孔隙率多孔部的排布可以實(shí)現(xiàn)較快速的氣液分離，能在強(qiáng)化換熱的同時促進(jìn)相變后氣體的快速逸出形成氣膜隔熱，避免氣體在多孔中堵塞影響相變發(fā)汗冷卻的效率和可靠性。

23、(2)本發(fā)明的多孔單元結(jié)構(gòu)通過不同孔隙率的多孔部的交替設(shè)置，相較于均勻多孔結(jié)構(gòu)具有更好的散熱效果，并可以有效提升相變后氣體的逸出速度，促進(jìn)氣體在多孔層表面形成氣膜隔熱。

24、(3)本發(fā)明根據(jù)返回艙表面熱流的非均勻分布分為高、中、低三個熱流區(qū)域，并將分液腔對應(yīng)分隔，可實(shí)現(xiàn)不同分液腔的流量調(diào)控，從而可根據(jù)各熱流區(qū)域?qū)?yīng)的冷卻劑流量需求進(jìn)行冷卻劑的分配，從而促進(jìn)多孔層中冷卻劑的均勻氣化，避免非均勻氣化深入導(dǎo)致傳熱惡化，實(shí)現(xiàn)非均勻熱流分布下高效、可靠的相變發(fā)汗冷卻熱防護(hù)。

25、(4)本發(fā)明的多孔單元結(jié)構(gòu)下相變發(fā)汗冷卻更具可靠性、具備更強(qiáng)的冷卻效率，返回艙表面均溫性也更好，在返回艙等航天飛行器相關(guān)熱防護(hù)結(jié)構(gòu)設(shè)計上有著廣闊的應(yīng)用前景。

技術(shù)特征：

1.一種相變發(fā)汗冷卻多孔結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述多孔結(jié)構(gòu)包括：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種相變發(fā)汗冷卻多孔結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述小孔隙率多孔部(12)呈“幾”字型；

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種相變發(fā)汗冷卻多孔結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述小孔隙率多孔部(12)的孔隙率為0.25-0.35，大孔隙率多孔部(13)的孔隙率為0.65-0.75。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種相變發(fā)汗冷卻多孔結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述小孔隙率多孔部(12)和大孔隙率多孔部(13)的孔徑均為0.08-0.12mm。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種相變發(fā)汗冷卻多孔結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述多孔層(1)由3d打印微加工金屬一體化增材制造，通過選區(qū)激光燒結(jié)方法形成三維孔隙結(jié)構(gòu)。

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種相變發(fā)汗冷卻多孔結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述多孔層(1)外表面的熱流分布區(qū)域依次定義為高熱流區(qū)域(6)、中熱流區(qū)域(7)和低熱流區(qū)域(8)。

7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的一種相變發(fā)汗冷卻多孔結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述分液腔(2)包括與高熱流區(qū)域(6)對應(yīng)的第一分液腔(21)，與中熱流區(qū)域(7)對應(yīng)的第二分液腔(22)以及與低熱流區(qū)域(8)對應(yīng)的第三分液腔(23)，三個分液腔(2)獨(dú)立設(shè)置。

8.根據(jù)權(quán)利要求6所述的一種相變發(fā)汗冷卻多孔結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述冷卻劑輸送管道(4)包括與高熱流區(qū)域(6)對應(yīng)的第一管道(41)，與中熱流區(qū)域(7)對應(yīng)的第二管道(42)以及與低熱流區(qū)域(8)對應(yīng)的第三管道(43)；

9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種相變發(fā)汗冷卻多孔結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述調(diào)節(jié)閥(5)選自手動閥或電動閥。

10.一種權(quán)利要求1-9任一項(xiàng)所述相變發(fā)汗冷卻多孔結(jié)構(gòu)在航天飛行器返回艙中的應(yīng)用。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明涉及一種相變發(fā)汗冷卻多孔結(jié)構(gòu)及其在飛行器返回艙中的應(yīng)用，所述多孔結(jié)構(gòu)包括：多孔層，其包括多個緊密排列的多孔單元；與多孔層連接的分液腔；用于儲存冷卻劑的儲液腔；連接儲液腔與分液腔的冷卻劑輸送管道；設(shè)于冷卻劑輸送管道上的調(diào)節(jié)閥；所述多孔單元包括小孔隙率多孔部以及分別與小孔隙率多孔部連接的大孔隙率多孔部和液體通道，小孔隙率多孔部與大孔隙率多孔部之間形成氣體通道；冷卻劑由液體通道通入并滲入小孔隙率多孔部，氣化后沿氣體通道從大孔隙率多孔部逸出并形成氣膜隔熱。與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明可以有效實(shí)現(xiàn)發(fā)汗冷卻多孔層中冷卻劑快速的氣液分離和分區(qū)流量調(diào)控，有效提升相變發(fā)汗冷卻的效率以及可靠性。

技術(shù)研發(fā)人員：吳慧英,耿藝文,劉振宇
受保護(hù)的技術(shù)使用者：上海交通大學(xué)
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/9