本技术介绍了一种新型的相变发汗冷却多孔结构,专门设计用于航天器返回舱。该结构由多孔层、分液腔、储液腔、输送管道和调节阀组成,多孔单元设计巧妙,包含小孔隙率多孔部、大孔隙率多孔部和液体通道,形成气体通道。冷却剂通过液体通道进入小孔隙率多孔部,气化后形成气膜隔热。这种设计提高了冷却效率和可靠性,与现有技术相比,实现了快速气液分离和流量调控,提升了相变发汗冷却的性能。
背景技术
航天飞行器在飞行过程中面临严峻的气动加热,因此必须对关键热部件实施高效的热防护。以飞船返回舱为例,进入地球大气层时,与大气的摩擦会使其表面温度急剧上升。为保持返回舱内部的正常工作温度,确保设备和人员的安全,开发高效稳定的热防护系统是解决这一关键问题的核心。同时,热防护结构重量占到返回舱总重的3%-50%,其结构效率对航天器整体性能的重要衡量标准。
相变发汗冷却一方面利用液体冷却剂强大的对流换热能力与多孔骨架发生强烈的热交换带走热量,另一方面利用相变后气体冷却剂快速逸出在固体表面形成气膜阻绝传热。同时冷却剂相变潜热可以带来巨大的热沉,从而实现低冷却剂消耗量下的高效热防护,被认为是高效轻质热防护技术的重要发展方向之一。
然而在相变发汗冷却过程中,液体冷却剂在多孔介质内部气化时,由于气液两相之间存在显著的密度差,气化区域的压力大幅增加,从而导致流动阻力显著上升。这一现象一方面限制了冷却剂的有效输运,另一方面使得气体无法快速排出形成气膜,进而显著降低了相变发汗冷却的效率和可靠性。同时,飞船返回舱在入地球大气层的过程中,其表面呈现强非均匀的热流分布,这导致冷却剂在返回舱表面多孔层中出现非均匀气化现象,率先气化的高热流位置流动阻力增大,进一步加重非均匀气化,容易引发传热恶化。
因此,亟待提出一种可以实现较快速气液分离的多孔发汗冷却结构,同时还需要调控冷却剂分配以有效避免冷却剂的非均匀气化,实现高效、可靠的相变发汗热防护。
实现思路