高焓条件下多孔柱状结构发汗冷却实验研究

发布时间：2021-06-20 08:20

　　发汗冷却技术是解决未来高超飞行器热防护问题的关键技术之一,本文以金属颗粒烧结材料制成的柱状结构为研究对象,开展了以航空煤油为冷却剂的多孔柱状结构发汗冷却实验。实验同时考察了多孔单柱结构和多孔三柱结构,采用红外热成像系统观测了多孔柱状结构的表面温度分布情况。实验结果显示在航空煤油总流量26 g/s、来流马赫数2.1、来流总温1165 K的条件下,多孔单柱结构和多孔三柱结构均得到了良好的冷却,最高温度不超过600 K。 

【文章来源】：工程热物理学报. 2020,41(12)北大核心EICSCD

【文章页数】：8 页

【部分图文】：

图２多孔柱状结构的构型??Ｆｉｇ．?２?Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ?ｏｆ?ｐｏｒｏｕｓ?ｃｙｌｉｎｄｅｒ??

１２期??肖雪峰等：高焓条件下多孔柱状结构发汗冷却实验研究??３０５５??图４多孔材料扫描电镜照片（刻度尺４０?ｐｍ）??Ｆｉｇ．?４?ＳＥＭ?ｐｈｏｔｏ?ｏｆ?ｍｅｔａｌ?ｓｉｎｔｅｒｅｄ?ｐｏｒｏｕｓ?ｍａｔｅｒｉａｌ?（Ｓｃａｌｅ?ｉｓ??４０?ｍｉｃｒｏｎｓ）??飞行器的外部及燃媒室内部的气流环境，如图７所??示。具体的实验台系统如图８所示，通过测控系统??按照■＾定的时序控制减压阀和伺服阀，以获得稳定??可控的高ｉ含来流。??图７?Ｋｆ鱗声速凤洞??Ｆｉｇ．?７?Ｈｉｇｈ－ｅｎｔｈａｌｐｙ?ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ?ｗｉｎｄ?ｔｕｎｎｅｌ??柱体Ａ１??装置Ａ??图５装置Ａ多孔柱状结构的安装示意图??Ｆｉｇ．?５?Ｉｎｓｔａｌｌａｔｉｏｎ?ｏｆ?ｐｏｒｏｕｓ?ｃｙｌｉｎｄｅｒｓ?ｉｎ?Ｓｔｒｕｔ?Ａ??装置Ｂ??图６装置Ｂ多孔柱状结构的安装示意图??Ｆｉｇ．?６?Ｉｎｓｔａｌｌａｔｉｏｎ?ｏｆ?ｐｏｒｏｕｓ?ｃｙｌｉｎｄｅｒｓ?ｉｎ?Ｓｔｒｕｔ?Ｂ??的实验装置被命名为装置Ｂ，其柱状结构按照主流??方向依次命名为柱体Ｂ１、柱体Ｂ２和柱体Ｂ３，三个??柱状结抅之间的间距为３?ｍｍ．??１．２实验系统??本文采用直连式高條超声速风洞来模拟超声速??图飞．高辕超声速凤．洞实验系蓮嚴意图??Ｆｉｇ．?８?Ｓｃｈｅｍａｔｉｃ?ｏｆ?ｔｈｅ?ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ?ｓｙｓｔｅｍ??高焓超声速风洞的核心部件为空气加热盎。酒??精、空气及氧气以适当的比例被注入到空气加热器??内进行混合和燃烧，燃气通过喷管被加速到设定的??超声速参数状态，并在风洞出口达到预定段计参数。??其中酒精巾高压氮气驱动，燃烧室冷却水巾

（刻度尺４０?ｐｍ）??Ｆｉｇ．?４?ＳＥＭ?ｐｈｏｔｏ?ｏｆ?ｍｅｔａｌ?ｓｉｎｔｅｒｅｄ?ｐｏｒｏｕｓ?ｍａｔｅｒｉａｌ?（Ｓｃａｌｅ?ｉｓ??４０?ｍｉｃｒｏｎｓ）??飞行器的外部及燃媒室内部的气流环境，如图７所??示。具体的实验台系统如图８所示，通过测控系统??按照■＾定的时序控制减压阀和伺服阀，以获得稳定??可控的高ｉ含来流。??图７?Ｋｆ鱗声速凤洞??Ｆｉｇ．?７?Ｈｉｇｈ－ｅｎｔｈａｌｐｙ?ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ?ｗｉｎｄ?ｔｕｎｎｅｌ??柱体Ａ１??装置Ａ??图５装置Ａ多孔柱状结构的安装示意图??Ｆｉｇ．?５?Ｉｎｓｔａｌｌａｔｉｏｎ?ｏｆ?ｐｏｒｏｕｓ?ｃｙｌｉｎｄｅｒｓ?ｉｎ?Ｓｔｒｕｔ?Ａ??装置Ｂ??图６装置Ｂ多孔柱状结构的安装示意图??Ｆｉｇ．?６?Ｉｎｓｔａｌｌａｔｉｏｎ?ｏｆ?ｐｏｒｏｕｓ?ｃｙｌｉｎｄｅｒｓ?ｉｎ?Ｓｔｒｕｔ?Ｂ??的实验装置被命名为装置Ｂ，其柱状结构按照主流??方向依次命名为柱体Ｂ１、柱体Ｂ２和柱体Ｂ３，三个??柱状结抅之间的间距为３?ｍｍ．??１．２实验系统??本文采用直连式高條超声速风洞来模拟超声速??图飞．高辕超声速凤．洞实验系蓮嚴意图??Ｆｉｇ．?８?Ｓｃｈｅｍａｔｉｃ?ｏｆ?ｔｈｅ?ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ?ｓｙｓｔｅｍ??高焓超声速风洞的核心部件为空气加热盎。酒??精、空气及氧气以适当的比例被注入到空气加热器??内进行混合和燃烧，燃气通过喷管被加速到设定的??超声速参数状态，并在风洞出口达到预定段计参数。??其中酒精巾高压氮气驱动，燃烧室冷却水巾高压空??气驱动，风洞出口位置崁计马赫数为２．１，总温为??１１６５?Ｋ，总压为１．３７?ＭＰａ


本文编号：3238834