火箭发动机发汗冷却技术文献综述.docx

火箭发动机发汗冷却技术文献综述.docx

《火箭发动机发汗冷却技术文献综述.docx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《火箭发动机发汗冷却技术文献综述.docx（14页珍藏版）》请在冰点文库上搜索。

火箭发动机发汗冷却技术文献综述

中图分类号：

V434

文献综述

火箭发动机发汗冷却技术

Transpirationcoolingtechnologyinrocketmotor

学科专业:

航空宇航推进理论与工程

航天防热技术是保证航天器在上升段和再入段的外部加热环境下不至于发生过热和烧毁的一项关键技术，同时也是保证导弹在再入气动加热环境下正常工作和保证火箭发动机在严重的内部加热环境下正常工作的一项关键技术。

防热技术的目的是设计吸收或耗散气动加热，通过采用各种防热结构和材料实现。

随着航空航天技术的发展，对所需材料——尤其高温工作部件的材料的各种性能的要求越来越高，在航天领域有些材料的工作温度远远超过材料的熔点，火箭发动机内的燃气温度高达3000~4800K，喷管出口处的燃气流马赫数最高可达6Ma以上，这样的高温燃气将会产生巨大的热流并传向发动机燃烧室壁面和喷管壁面，若不采取有效的发动机热防护措施，将会造成发动机结构的破坏，要求其保持较好的气动外形以及重要性能指标仍然保持在一定的水平，常规的材料不能满足要求；为此除研制新型高温特殊材料外，从20世纪60年代初对材料采用相应冷却技术进行了研究，以提高材料的使用温度，从而增加推重比和推进效率，使推进系统和燃烧室承受更高的压力和温度，这就需要在所能接受的极限温度范围内采用更加可靠有效的冷却技术来保持材料的可靠性和完整性。

防热技术包括烧蚀防热、辐射防热、热沉防热、隔热、发汗冷却和主动冷却等多种防热方式。

如图1所示，左中右分别是辐射冷却、烧蚀冷却和再生冷却的原理图。

本文，我们主要介绍发汗冷却。

发汗冷却技术是将要在液体火箭发动机中得到了广泛应用的一种行之有效的热防护措施[1]。

图1辐射冷却、烧蚀冷却和再生冷却原理图

1.基本原理

当今航空航天飞行器的高速发展己经超过了耐温材料的发展速度，单纯依靠耐温材料学科的发展己经不能满足未来航空航天飞行器的设计需求，必须结合主动冷却技术来提供更高的热防护能力。

目前应用在液体火箭发动机以及高超声速飞行器上面的冷却技术主要包括烧蚀冷却、膜冷却、辐射冷却、再生冷却以及发汗冷却。

烧蚀冷却常用于航天飞机或其他再入式飞行器的外壳热防护，它利用壁面材料受热相变过程吸收热量来使壁面维持在较低水平。

对利用烧蚀冷却的导弹弹头来说，其缺点之一就是烧蚀产物会随周围气体流动而向下游流动，进入导弹的视觉传感器区域，进而干扰测量信号造成导弹制导偏差。

另外，发生烧蚀反应的小型化弹头，外形精确度会被破坏，进而产生的不对称力矩会引起导弹落点的极大偏差

再生冷却驱动冷却剂从受保护壁面的另外一侧流动，通过对流换热对高温部位进行冷却，因其结构简单及有效性，在液体火箭发动机和超燃冲压发动机燃烧室壁面得到了广泛的应用，但再生冷却的冷却能力有限。

气膜冷却是指沿壁面切线方向或以一定的入射角射入冷却气体，形成一层贴近受保护壁面的缓冲冷却气膜，用以将壁面与高温气体环境隔离，对入射口下游壁面进行热防护和化学防护。

目前气膜冷却己成为现代燃气轮机叶片的主要冷却措施，可降低叶片温度400-600℃。

同时气膜冷却在火箭高温部件冷却以及未来高超声速飞行器热端部件冷却中也得到了一定的研究。

气膜冷却技术相对再生冷却效率要高，但是存在冷却剂消耗量大、对主流气动表现影响大等问题。

发汗冷却（ThermalTranspiration）一词最早来源于1879年雷诺在解释Crookes辐射计的工作原理时首先提出的，当多孔板两端存在温度梯度时，气体将从冷端流向热端。

发汗冷却技术是作为冷却剂的流体由压力驱动，从多孔壁的低温侧渗入多孔介质，冷却剂在微多孔内流动同时与多孔介质的固体骨架进行换热，然后在多孔壁的高温侧渗出并注入到壁面外高温主流流体边界层内，形成一层薄膜，弱化壁面与高温主流流体的直接换热，进而保护受保护壁面，使之不被高温主流所烧毁的一种先进冷却方式。

发汗冷却可认为是气膜冷却孔径极微小、孔分布极密集的一种极限形式，有些学者也将孔径微小分布密集的全覆盖气膜冷却（Fullcoveragefilmcooling）称为发汗冷却或发散冷却（Transpiration/Effusioncooling）。

Eckert比较了发汗冷却和气膜冷却的技术特点，指出在相同流量的情况下，发汗冷却比再生冷却和气膜冷却的效率都要高。

与膜冷却相比，发汗冷却有较大的优势，所需冷却剂很少，冷却剂注入壁面的速度很小，在壁温相同的情况下，发汗冷却推力室承受的燃气温度可比膜冷却方式提高约1000℃，所以对主流的扰动较小，由此产生的性能损失不大。

与再生冷却相比，一方面它可以产生比再生冷却更好的冷却效果，当注入率为1%时，发汗冷却的壁面温度比再生冷却的壁面温度低35%；另一方面，由于冷却剂流速小，产生的压降也相对较小，这可以大大提高燃烧室的室压，提高燃烧效率和整个发动机的性能。

发汗冷却最大冷却能力可达

，由于发汗冷却在冷却效果上的优秀表现，并且有助于减小壁面摩擦阻力，所以被认为是一种最有希望解决未来下一代液体火箭发动机及高超声速飞行器的冷却技术，得到了广泛的研究。

图2发汗冷却示意图

在发汗冷却的研究中，常用到的反映发汗冷却现象冷却流和主流的流率比值大小的参数就是注入率，其定义为：

发汗冷却效果的直接体现可用发汗冷却效率来描述，它是一个无量纲的温差比值，当主流为亚音速时，其定义为：

当主流为超声速流动时，在边界层内流体因粘性作用摩擦减速，动能转化为内能使温度升高，同时温升导致的温度梯度又使热量导出，所以绝热壁面温度为壁面恢复温度，达不到主流总温，因此常用无发汗冷却时绝热壁面温度来计算发汗冷却效率：

其中

为主流静温，

为恢复因子，对空气可按

计算[2]。

发汗冷却技术作为一种仿生技术，是利用生物为了生存对所处环境（温度）进行自身调节的一种能力和技术。

发汗冷却材料就是材料处在高温环境下工作时，通过自身“出汗”以降低材料本身的温度，进而达到热防护的目的。

发汗冷却的部分关键物理问题（除边界层内的过程外）可以借助图3中植物叶面的蒸发过程来说明。

其中典型的问题包括：

叶茎中水分被毛细力驱动的过程中微通道内流动的微尺度效应问题，叶面上水分蒸发的相变过程，叶面内部的多孔介质流动与传热问题等；此外，叶面多孔组织孔径结构与外部热流密度存在着相互影响的耦合关系，其对叶面蒸发量的调整是天然的自适应发汗冷却过程。

图4表示的是发汗冷却应用在火箭发动机中的情况[3]。

图3植物叶面的蒸发过程

图4发汗冷却在火箭发动机热防护中的应用

按发汗冷却的自发性分类，有自发汗冷却和强迫发汗冷却。

自发汗冷却多见于粉末冶金材料制品，是通过加入基材内的低熔点金属粉末颗粒，在高温下气化蒸发带走基材热量以达到材料降温的目的；强迫发汗冷却是一种复合冷却技术，由发汗冷却和气膜冷却组成。

首先把材料制成多孔材料部件，在工作过程中液体料在高压下从部件材料的“汗孔”渗出蒸发以带走部件基体的热量使部件降温，以达到部件材料的冷却降温和保证部件不被高温烧蚀的目的。

按照发汗材料的结构又可以分为层板发汗冷却和多孔发汗冷却。

层板通常由数十至数百片蚀刻有精确微细通道的超薄板片经有序叠合及扩散连接而成，其强度特性优于传统的多孔材料，并可以避免传统多孔材料对“热点”敏感的缺点，因而应用前景十分广阔（如图5所示）。

多孔发汗冷却是发汗剂流经多孔材料内部时，能够携带内部热量，因而改变内部温度场，同时也能阻塞外部对受热体的加热，改变烧蚀量；通过对冷却剂流量的调节，达到控制结构温度和表面烧蚀的目的（如图6所示）。

目前层板加工工艺较复杂且成本昂贵，相对而言烧结多孔则加工简单且成本低廉，因此采用烧结多孔结构进行发汗冷却应用价值显著，对于多孔结构发汗冷却的研究依然非常重要[2]。

图5层板发汗冷却

图6多孔发汗冷却

2.研究特点

（1）发汗冷却材料作为承载冷却介质流通的载体，是实现发汗冷却技术的基础，长期以来一直是研究的热点。

按照发汗冷却的自发性，可分为自发汗冷却材料和强迫发汗冷却材料。

自发汗冷却材料通常为粉末冶金材料制品，是以高熔点的金属材料作为基体，在内部加入低熔点金属粉末颗粒作为冷却剂，在高温下气化蒸发带走基体热量以降低材料温度的目的。

通常作为基体的高熔点相有W、Mo、SIC、zrB2等陶瓷，而冷却剂作为低熔点相应满足如下要求：

1.冷却剂的沸点应低于多孔基体的最高工作温度；2.单位体积的固/气态转变蒸发潜热要大；3.冷却剂不与基体发生任何化学反应；4.冷却剂的熔点与沸点温差要大，以使其液态保留时间较长，有利于表面形成液膜。

通常使用Cu、AI等，但是W/Cu、Mo/Cu等传统合金材料由于密度大、抗氧化性差、低温脆性等问题，在应用上受到限制。

近年来，发汗陶瓷复合材料的发展收到了广泛关注，这些陶瓷材料不但熔点很高，例如ZrB2、TiB2、ZrC等熔点都达到了近30000C，尤其是硼化物具有良好的高温下抗氧化能力，文献报道TiB2/AI发汗冷却材料在高温试验中，由于AI的挥发不但起到了发汗冷却的作用，AI高温下形成的A12Q3氧化膜附着在材料表面，增强了基体的抗氧化性。

这种耐高温的金属陶瓷复合材料一直是各国发展的重点，由于其轻质、高效、结构简单，在火箭和导弹发动机燃烧室、喷管、喉衬以及护板等高温位置具有巨大的发展潜力，属于各国的保密技术，很少见诸于公开的研究报道[4]。

相对于自发汗冷却材料，强迫发汗材料以气体或者液体为冷却介质，在火箭发动机中，冷却介质通常采用推进剂的组元，而不是消耗结构的组元，因而更容易控制。

按照冷却机制的不同，强迫发汗材料可分为层板发汗冷却材料和多孔介质发汗冷却材料。

针对层板材料的发汗冷却研究很多，但针对烧结多孔结构尤其是金属颗粒烧结多孔结构的的发汗冷却研究还不够。

层板发汗冷却材料是将紫铜、不锈钢或其它合金材料的薄板使用化学蚀刻或激光光刻的技术在其表面形成通道，再按照一定的排列方式焊接而成。

层板的优点是：

可以根据高温部件的工作温度精确设定通道流量，达到预期的冷却效果，并且相对于纯气膜冷却，冷却剂耗量少；缺点是：

加工工艺复杂、成本高、层板表面易氧化以及存在热不均匀性。

层板发汗冷却技术经过几十年的发展己比较成熟，上世纪60年代，英国的Rolls-Royce公司首次研制并注册了Transply型层板（如图7左）专利，这种层板是由多层经过加工的金属板焊接而成，在每层金属板上通过电化学的方法加工出冷却气体通道，此后，该型层板成功应用于Spey燃烧室中，结果表明在取得相同冷却效果的前提下，所消耗的冷气量是通常使用的波纹板式气膜冷却（Wigglestripcooling）的三分之一。

美国的DDA公司DetroitDieselAllison研制的Lamilloy型层板（如图7右）也很有特点，它也是由数层金属板焊接而成，金属板之间排布了许多基柱，基柱的数目、大小、排列方式可以按照要求调节，这使得冷气流经结构内部时不但增大了换热面积还因为基柱的扰流作用增强了换热效果。

图7Transply型层板（左）和Lamilloy型层板（右）

Wear等在NASA的Lewis研究中心，对高温高压下（2200K，0.8MPa）下的火焰筒分别使用Lamilloy层板和分段式气膜冷却，研究结果表明：

相同冷却效果的前提下，前者不但只消耗了后者40%的冷却气流，而且可以使壁面温度降低到燃气温度1000K以下。

国内在多孔介质结构层板发汗冷却领域也开展了大量的工作，何家德采用瞬态测试技术对不同结构的多孔介质平板试验件的气膜冷却特性进行了试验研究；刘伟强通过对火箭发动机富氧预燃室发汗冷却计算方法进行修正，研究了发汗流压降和控制流道长度对预燃室壁温的控制作用；吴慧英对层板室壁中液态冷却剂的传热进行分析，得出了影响层板室壁冷却效果的性能参数，该参数与层板通道换热面积、换热系数以及冷却剂比热都有关系。

多孔发汗材料通常是在制造过程中，通过材料不完全致密化的工艺使材料具有一定孔隙率，这些孔隙包括通孔、半闭孔和闭孔。

显然，冷却介质只能通过通孔达到发汗冷却的目的。

多孔介质材料按照固相骨架构成的不同，可分为金属基和陶瓷基发汗材料。

金属基多孔介质发汗材料发展较早，早在上世纪60年代，NASA就以紫铜为原料，通过粉末烧结的方法，制造了孔隙率在25%~50%的多孔材料用于火箭发动机喷注面板和燃烧室的冷却，但是由于紫铜的熔点较低，孔隙之间的相互连通在发汗冷却中易造成局部过热的扩散，发生传热恶化。

随着激光光刻技术的发展，美国ACE公司使用激光打孔技术在金属面板表面加工出均匀分布的直通微孔（如图8所示）。

该金属发汗材料的优点是表面微孔结构可控，孔径大小、方向一致、分布均匀，所有微孔都为通孔，能形成冷却介质畅通无阻的通道，易控制冷却介质的流量，各微孔之间相互独立，能够避免局部过热引起的传热恶化;缺点是这种结构和多孔层板一样，加工困难，耗时，成本高、难以对一些几何形状复杂的高温部件进行加工。

图8激光打孔金属发汗材料表面的显微结构

与金属发汗冷材料相比，陶瓷发汗材料具有密度小、熔点高、抗烧蚀的特点，成为各国研究的热点，CISiC复合材料和SiC泡沫陶瓷已取得了广泛的应用。

德国宇航研究院DLR在M3火箭发动机内使用以C/SiC复合材料制造的三维编织网型多孔陶瓷材料作为内衬，在地面长时间的试车中发汗冷却效果良好，没有出现烧蚀损坏；德国IBAG则将ClSiC复合材料应用于发动机推力室内壁，在吹风比为1.5%时，材料表面温度仅为1200K左右，远低于材料的极限温度；SiC泡沫陶瓷是一种新型的多孔陶瓷材料，具有高孔隙率、低密度、耐高温的特点，NASA在美国IHPRPT项目的资助下计划为解决火箭发动机推力室的发汗冷却问题，提出了一种新的结构，这种结构分为三层，外层使用结构强度优异的致密金属壳体，内层使用渗透性能良好的MoSi2和SiC化合物，而关键是在中间层使用SiC泡沫陶瓷作为发汗冷却的材料，由于SiC泡沫材料具有质量轻、孔隙率高、耐高温等特点，能够大大提高发汗冷却的效率，具有很好的应用前景[5]。

（2）发汗冷却的热防护机理包括两部分：

其一为冷却剂渗流于多孔介质内与微多孔固体骨架进行高效换热，吸收固体骨架的热量进而降低其温度；其二为冷却剂渗出多孔介质、在多孔壁表面上对高温主流边界层进行吹除，隔离高温主流与壁面的直接对流换热，同时使边界层加厚，增加对流换热热阻。

对发汗冷却的数值计算，如果孤立地选择其中之一来研究，把另外一部分作为边界条件，显然无法考虑多孔壁与高温主流在边界上的相互影响的耦合作用，因此只有将这两部分的流动与传热进行的全场耦合求解才可能得到完整可靠的结果。

尽管近些年来对发汗冷却基本规律开展了比较深入的研究，但是，针对火箭发动机喷管或超音速导弹弹头发汗冷却、将多孔介质流动区域与燃气主流区域做为完整物理场进行数值模拟的研究尚不多见于公开发表的文献。

（3）针对发汗冷却的计算研究中以一维或二维物理场为主，考虑了变物性、热辐射、不同湍流模型的预测差异等因素对发汗冷却的影响。

但对一些实际应用条件下的影响因素，例如实际曲面流动的曲壁效应或引射流动对主流贴壁层速度分布的影响给湍流模型预测带来的误差、主流为曲壁流动（内流或外流）时压力梯度对注入率及冷却效率分布的影响、超音速流动可压缩性影响、绕流高超音速钝体时强激波存在情况下强烈气动加热下高温效应的影响以及激波与发汗冷却引射流动的相互作用、烧结多孔结构中微多孔内Klinkenberg效应对发汗冷却的影响等研究还远远不够。

更进一步，应用CFD工具提供的灵活程序接口综合考虑各种影响因素，建立较为完整的物理模型进行数值模拟，通过得到的完整物理场分析各种影响因素对发汗冷却效果的研究还很少[3]。

3.研究现状

2011年高翔宇、孙纪国等人为了研究液体火箭发动机推力室喷注器多孔面板发汗冷却特性，以缩比推力室挤压热试验的形式开展了多孔面板发汗冷却特性研究，试验采用常温气氢对喷注器多孔面板进行发汗冷却。

发汗冷却试验共进行5次，燃烧室压力为3.9～7.6MPa，燃烧室氢氧混合比为2.8～7.2。

研究结果表明在本试验研究状态下面板燃气侧温度为680～830K，总结了推力室多孔面板渗透率与压降的工程关系式[6]。

2011年吴晓敏、莫少嘉等人以火箭发动机燃烧室相变发汗冷却为背景，对水在流过横截面为50mmx10mm的铜管中充满直径为0.4mm孔隙率为0.31的不锈钢珠多孔介质时沸腾换热现象进行数值模拟。

研究了重力角度、无重力条件下多孔介质的导热系数以及内部缺陷对沸腾换热的影响结果表明，重力角度、多孔介质导热系数及内部缺陷均影响多孔介质中的沸腾换热重力与入口流呈0度时角度效应最大，近壁温度随导热系数的减小而降低，内部缺陷导致温度分布改变[7]。

2011年孙冰、黄春桃等人运用有限体积法对层板发汗冷却推力室内的燃气流动和壁面内的传热进行了数值模拟，同时通过调节冷却剂吹风比，使各处的壁面温度都控制在材料的许用温度内。

为综合考虑发汗冷却效果，将发汗冷却的两个方面，即推力室壁面内的传热和发汗流对传热的阻隔进行了耦合求解。

数值研究表明：

推力室内壁温度越低，所需的冷却剂的吹风比越大[8]。

2011年FrançoisCheuret等人的欧洲项目ATLLAS“高速飞行气动和热负荷与轻型先进材料”具有目标识别和评估的轻量级的能承受超高的温度和热流量的先进材料并使飞行速度3马赫以上。

尽管温度很高，但它们需要对流或发汗作用的主动冷却。

由于CMC材料是多孔的，发汗冷却是非常有效的[9]。

2012年李佳明等人为了研究多孔壁面发汗液膜冷却的特性，在对剪切气流驱动液滴变形和运动机理研究的基础上，采用步进电机控制液滴的体积，通过加热多孔壁面将液滴输送至连续剪切气流作用的实验风洞中，分析气流流速、壁面孔隙尺寸以及壁面温度对发汗液膜形状的影响。

实验结果表明，剪切气流在推动发汗液膜向前伸展的同时也迫使其向两侧扩张，剪切气流速度超过某一临界速度时，液膜不再向两侧扩张；随着多孔壁面孔隙直径的增大，发汗液膜的面积不断增加，其增加程度逐渐降低；壁面温度越高，发汗液膜面积越小，完全蒸发耗时越少[10]。

2012年祝银海、姜培学等人对推力室的喷嘴多孔面板的发汗冷却和燃烧室内的燃料燃烧过程进行了耦合数值计算，建立了一个带燃烧的三维、真实气体、变物性的推力室CFD计算模型，利用编写了甲烷、氧气、二氧化碳、水蒸气气体的实际气体状态方程，并根据NIST物性数据拟合了不同温度和压力下各气体的比热容、扩散系数、粘性系数和导热系数等物性多项式。

基于EDC模型建立了甲烷-氧燃烧的多步反应机理。

计算了三种厚度的面板和多种燃料进口工况下的推力室内的发汗冷却和燃烧过程，研究了面板厚度、冷却剂进出条件等因素对发汗冷却和燃烧过程的影响规律[11]。

2012年S.Gulli、L.Maddalena等人基于“飞行器的整体的空气动力学性能对于近壁面处的情况会有很大的依赖，在超声速流动中，近壁面处的粘性效应会对热载荷点和空气动力学性能产生很大的影响”的考虑认为搞清楚边界层的物理特性和边界层与飞行器壁面的相互作用是很重要的，所以对不同的壁面因素的情况进行了数值仿真。

主要关注的是壁面处的质量交换和向超声速层流边界层内不同的冷却剂的喷注方式的冷却效果。

编写了一个降阶模型的程序，解决了稳态的、没有化学反应的高超音速边界层而忽略了辐射热交换的Navier-Stokes方程问题。

该代码使用一个自相似方法耦合求解（SSM）和差分法（DDM）解决Pr=1，Le=1的情况下的平板流动。

通过选择不同的冷却剂的速度分布得到了不同的蒸腾现象，显示了最小壁面热流量和冷却剂质量流量情况。

可变的发汗冷却通过改变在壁面上的冷却液（空气）速度而获得。

两相比较，显示了对于热流量和剪切力的模拟在数量和质量上都很相似[12]。

2013年熊宴斌、姜培学等人以超燃冲压发动机内支板结构的热防护问题为背景，制备了全烧结金属多孔介质支板结构，并对以液态水为冷却工质的发汗冷却特性进行了实验研究。

实验结果表明：

液态水发汗冷却能有效地减少支板壁面和高温流体之间的换热，当注入率为2%时，冷却效率可以高达93%；随注入率增大，发汗冷却的冷却效率趋近于100%，增幅逐渐减小；在该实验所采用的两种不同主流温度条件下，相同注入率、相同位置的冷却效率近似相等；对发汗冷却的冷却剂停止供应后的支板表面温度热响应特性进行了初步研究，根据支板内液态水蒸发的过程分3个阶段进行了分析[13]。

2013年熊宴斌、姜培学等人对发汗冷却多孔壁面内部非热平衡模型理论求解方法中冷端边界条件的设置问题，比较了3种不同的冷端边界条件设置模型。

结果表明：

在流动Reynolds数较小时，假设冷端流体温度等于初始温度的等温边界且假设边界绝热的边界条件会导致冷端附近流固温度偏低；而假设等温边界同时存在冲击冷却边界会使得流固温度整体范围内偏低。

该文分析了量纲为1的数对不同边界条件模型计算结果的影响，指出量纲为1的冷却剂流量与多孔体Biot数增加会使流体冷端进口温度等于远端温度假设成立，并提出了热平衡假设成立的条件方程[14]。

2014年李青、孙纪国等人为了研究复合材料微孔发汗冷却热防护技术，研究了冷冻浇注成型工艺定向直孔道碳化硅多孔陶瓷在高压高热流密度时氢气的发汗冷却特性。

用电弧加热主流空气产生高温燃气、氢气发汗冷却对多孔陶瓷材料进行了13次热试验研究。

试验的材料孔隙率为10～28%，燃烧室压力为3.6～7.9MPa，冷却氢气注入率为0.008～0.021。

试验表明，当多孔陶瓷材料氢发汗冷却的注入率为1%时，主流高温燃气与微孔壁面之间的换热减少了30%以上。

多孔陶瓷材料氢发汗冷却可以有效减小壁面与燃气之间的对流热流。

研究得出了陶瓷多孔材料在高压大热流环境下用氢气发汗冷却的性能关联式[15]。

2014年HannahBohrk对亚轨道再入飞行器SHEFEII进行了发汗冷却试验的飞行中的状态测量。

将飞行器分为两侧进行对比，其中一侧不冷却，另一侧冷却，测得了上下游的热反馈。

测量显示：

冷却剂废气上的热流量会降低。

发汗冷却导致的最大的温降出现在多孔样本上面，达到了87K，然而下游的膜冷却效应使得温降达到75K，冷却效率分别达到了61%和46%。

将结果与HEATS软件进行了比较，分析发现飞行器侧面锋利边缘的层流会更长[16]。

2015年孟松鹤、党晓雪等人开展了以未完全致密化C/C材料作为多孔介质、水作为冷却剂的发汗冷却实验研究。

设计并制备了发汗冷却平头实验模型，分别在热流密度

和

的氧-丙烷热结构考核条件下，通过测量模型内外壁温度响应，评估其发汗冷却速率。

实验结果表明，冷却剂的引入极大地降低了模型内外壁温度，外壁面冷却速率高达

以上，未出现明显烧蚀现象。

内壁面温度均保持在水沸点100℃以下，达到了可重复使用、耐长时加热的热防护要求，进一步表明了发汗冷却的巨大应用潜力[17]。

4.发展前景

作为一种具有良好冷却效果的热防护方案，发汗冷却技术将被普遍应用在航空航天领域中，具有非常广阔的应用前景。

（1）航空发动机涡轮叶片

航空发动机推力的提高很大程度上依赖于涡轮前总温的提升，在航空发动机推重比要求越来越高的今天，对于发动机涡轮叶片能够承受的高温也提出了越来越高的要求。

发汗冷却通过相关材料或者通过多孔材料喷入冷却剂对涡轮叶片形成良好的保护作用。

（2）航空发动机火焰筒壁

现代航空发动机的发展使得发动机燃烧室内的油气比越来越高，这就造成了燃烧室内可用于冷却的空气比例越来越小而燃烧室内的燃烧温度则越来越高，使得发动机的火焰筒壁的热防护问题越来越突出。

发汗冷却技术将会对此问题的解决起到很大的作用。

（3）大推力液体火箭发动机

如今航天的发射任务对于火箭发动机的运载能力提出了越来越高的要求，这就需要火箭发动机的推力得到不断地增大。

大推力的火箭发动机要求其燃烧室内具有非常高的室压和燃烧温度，越发恶劣的工作环境对发动机的热防护措施提出了更高的要求。

现在的大推力液体火箭发动机中，通常采用膜冷却、再生冷却等多种冷却方式组合的复合