[实用新型]一种反向渗透式高温差高压热防护装置

说明书

技术领域

本发明属于航空高温防护技术领域，具体涉及一种反向渗透式高温差高压热防护装置。 

背景技术

发汗冷却也称渗透冷却，是膜冷却的极限形式，有着冷却效率高、冷却剂用量少的优点，被广泛应用于高温燃气轮机叶片的冷却、超高音速飞行器发动机燃烧室壁面的热防护、液体火箭发动机燃烧室内壁的冷却、以及重返大气层时航天器前端冷却等众多航空航天热防护领域。多孔结构内的发汗冷却原理即冷却剂与热流相反的方向穿过多孔结构骨架中的微孔，通过与多孔结构骨架之间换热将多孔结构的热量带走，并在出流壁面侧形成连续均匀的气膜屏障，阻隔外界热流侵袭。发汗冷却技术研究始于20世纪40年代，近年来随着航空航天技术的不断进步，对高温工作部件使用的材料和性能要求越来越高，发汗冷却技术的研究在各航空航天大国受到更多的关注，被认为是解决极度苛刻热环境下热防护的有效冷却技术。 

目前常用发汗冷却隔板主要有两种结构形式，一种是在铜金属板上加工微小孔，另一种是将多个带有交错式冷却微小通道的金属板采用扩散焊接起来，形成发汗冷却隔板。这两种传统结构加工难度均较大。第一种结构形式要在铜金属板上加工成千上万个微小孔，微小孔直径一般在0.1mm以下，其加工难度非常大，一般机械加工是无法实现的。一般采用激光打孔的方式，而且被加工的铜板不能太厚，一般在1mm以下。此种发汗冷却隔板以目前国内的激光打孔设备水平还很难实现。另一种多层带有微通道的金属板扩散焊成型结构，也存在加工难度大，产品质量难以保证的问题。首先单个微通道板的加工一般只能采用电化学方法加工，生产周期和成本均较高，而且将多 层板连接的扩散焊接工艺对隔板的渗透性影响较大，不易控制产品的技术状态，产品报废率较高。 

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对现有技术不足，提供一种应用于航空航天高温防护技术领域的耐高温高压热防护装置。 

本发明所采用的技术方案是： 

一种反向渗透式高温差高压热防护装置，包括积液腔、多孔隔板喷注孔、多孔隔板、燃烧室组成，其中，所述的多孔隔板设于积液腔和燃烧室之间。 

所述多孔隔板为圆形，上面有多个多孔隔板喷注孔，多孔隔板喷注孔以周向同心圆均匀分布在多孔隔板的整个板面上。 

所述的多孔隔板采用多层席型金属丝网热压烧结而成，席型金属丝网的层数为20～40层。 

所述的金属丝网的材料为不锈钢、高温合金、铜金属。 

所述的多孔隔板厚度为4～8mm，多孔隔板的孔隙率为在6～18%。 

所述的积液腔与多孔隔板为法兰连接或氩弧焊焊接，多孔隔板和燃烧室依靠法兰相接。 

本发明的有益效果是： 

1.燃烧装置的隔板采用多层金属席形丝网热压烧结而成的多孔隔板结构，用于低温燃料腔与高温燃烧室腔之间。在两腔压差力作用下，低温液态燃料作为冷却介质与燃气热流相反地方向穿过多孔隔板结构，通过与多孔结构骨架之间换热将多孔结构的热量带走，同时液态燃料气化，并在出流燃气侧壁面形成连续均匀的气膜屏障，阻隔外界热流侵袭，保护多孔隔板不被烧蚀； 

2.多孔隔板利用多孔结构的延展性好的材料力学特性，减缓隔板两侧大温差所产生的热应力，防止结构破坏。在固定的压差条件下，通过优化调整 多孔隔板材料的孔隙率，提高冷却效率。渗透过去的冷却剂燃料依然可以参加燃烧反应，不影响燃烧装置的性能效率。应用于我国高室压大推力氢氧液体火箭发动机的燃烧装置，经过数十次的热试车考核，多孔隔板结构未出现烧蚀和破坏情况，成功解决了高温差、高压力、大热流燃烧装置热防护问题。以简洁的结构实现了其极限恶劣热环境下的热防护功能和结构功能，同时保证燃烧效率在0.99以上。 

附图说明

图1是反向渗透式高温差高压热防护装置整体示意图； 

图2是多孔隔板的主视图； 

图3是席形金属丝网结构示意图。 

图中：1.燃料积液腔，燃料流动方向2，3.多孔隔板喷注孔，4.多孔隔板，5.燃气热流方向，6.燃烧室。 

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明提供的一种反向渗透式高温差高压热防护装置进行介绍： 

如图1所示，一种反向渗透式高温差高压热防护装置，其特征在于：包括积液腔1、多孔隔板喷注孔3、多孔隔板4、燃烧室6组成，所述的多孔隔板4设于积液腔1和燃烧室6之间。 

为获得更好的效果，各部件可进行如下优选： 

多孔隔板4为圆形，上面有多个多孔隔板喷注孔3，多孔隔板喷注孔3以周向同心圆均匀分布在多孔隔板4的整个板面上。