本发明涉及一种利用发汗与冲击冷却对超燃发动机喷注支板的热防护方法，其包括以下内容：1）用耐高温材料制作出多微孔结构的喷注支板，在喷注支板内设置一将其分隔为前空腔和后空腔的支撑肋，支撑肋上设置有连通前、后空腔的冲击孔，将超燃发动机的燃料管与喷注支板的后空腔连通；2）利用燃料渗出多微孔结构喷注支板孔隙的过程，强制进行对流换热，带走喷注支板表面的热量，并利用燃料渗出在喷注支板表面形成薄膜层，阻隔主流对喷注支板的传热；3）利用燃料从后空腔经支撑肋上的冲击孔喷射到前空腔内表面，与前空腔内表面进行对流换热，同时利用喷注支板内的支撑肋增强喷注支板的强度。本发明根据多孔介质特性，利用燃料作为冷却剂，同时结合冲击冷却的概念，实现了对喷注支板的热防护效果，它可以广泛应用于各种马赫数工作范围的超燃发动机喷注支板热防护中。
1.一种利用发汗与冲击冷却对超燃发动机喷注支板的热防护方法，其包括以下内容：
1)用耐高温材料制作出多微孔结构的喷注支板，在喷注支板内设置一将其分隔为前空腔和后空腔的支撑肋，支撑肋上设置有连通前、后空腔的冲击孔，将超燃发动机的燃料管与喷注支板的后空腔连通；
2)利用燃料渗出多微孔结构喷注支板孔隙的过程，强制进行对流换热，带走喷注支板表面的热量，并利用燃料渗出在喷注支板表面形成薄膜层，阻隔高温高速气流的主流对喷注支板的传热；
3)利用燃料从后空腔经支撑肋上的冲击孔喷射到前空腔内表面，与前空腔内表面进行对流换热，同时利用喷注支板内的支撑肋增强喷注支板的强度。
2.如权利要求1所述的利用发汗与冲击冷却对超燃发动机喷注支板的热防护方法，其特征在于：所述喷注支板上开设有若干0.5mm的喷油孔。
3.如权利要求1所述的利用发汗与冲击冷却对超燃发动机喷注支板的热防护方法，其特征在于：所述喷注支板的外部形状为与主流来流方向呈一倾斜角度的菱形。
4.如权利要求2所述的利用发汗与冲击冷却对超燃发动机喷注支板的热防护方法，其特征在于：所述喷注支板的外部形状为与主流来流方向呈一倾斜角度的菱形。
5.如权利要求1或2或3或4所述的利用发汗与冲击冷却对超燃发动机喷注支板的热防护方法，其特征在于：所述支撑肋上的冲击孔为单排或多排，且所述冲击孔的直径为毫米量级。
6.如权利要求1或2或3或4所述的利用发汗与冲击冷却对超燃发动机喷注支板的热防护方法，其特征在于：所述燃料采用气态燃料或液态燃料。
7.如权利要求5所述的利用发汗与冲击冷却对超燃发动机喷注支板的热防护方法，其特征在于：所述燃料采用气态燃料或液态燃料。
8.如权利要求1或2或3或4或7所述的利用发汗与冲击冷却对超燃发动机喷注支板的热防护方法，其特征在于：采用微米量级直径的金属粉末与有机粘结剂均匀混合，经制粒后在加热塑化状态下用注射成形机注入模腔内固化成形，然后用化学或热分解的方法将成形坯中的粘结剂脱除，并经烧结致密化得到喷注支板。
9.如权利要求5所述的利用发汗与冲击冷却对超燃发动机喷注支板的热防护方法，其特征在于：采用微米量级直径的金属粉末与有机粘结剂均匀混合，经制粒后在加热塑化状态下用注射成形机注入模腔内固化成形，然后用化学或热分解的方法将成形坯中的粘结剂脱除，并经烧结致密化得到喷注支板。
10.如权利要求6所述的利用发汗与冲击冷却对超燃发动机喷注支板的热防护方法，其特征在于：采用微米量级直径的金属粉末与有机粘结剂均匀混合，经制粒后在加热塑化状态下用注射成形机注入模腔内固化成形，然后用化学或热分解的方法将成形坯中的粘结剂脱除，并经烧结致密化得到喷注支板。
利用发汗与冲击冷却对超燃发动机喷注支板的热防护方法
技术领域
[0001] 本发明涉及一种高温壁面热保护方法，特别是关于一种在高温高速气流中利用发汗与冲击冷却对超燃发动机喷注支板的热防护方法。
背景技术
[0002] 超燃冲压发动机是指燃料在超声速气流中进行燃烧的冲压发动机。在采用碳氢燃料时，超燃冲压发动机的飞行马赫数通常在8以下，当使用液氢燃料时，其飞行马赫数可达到6～25。如图1所示，超声速或高超声速气流在进口段与隔离段扩压减速到较低超声速进入到燃烧室，燃料从燃烧室壁面和/或气流中的突出物喷入，与空气混合、燃烧，燃烧后的气体经扩张型的喷管段排出。由于燃料在燃烧室内的滞留时间只有几个毫秒，传统的在燃烧室壁面喷注燃料的方式存在穿透距离短的缺点，难以实现燃料与高速主流之间的有效掺混，影响燃料点火与燃烧。
[0003] 喷注支板结构是目前燃烧室内一种常见的实现燃料和高速主流有效掺混的装置，燃料从喷注支板上的喷油孔中喷出，与高速主流混合，以克服壁面入射穿透距离短的缺点，但同时高超声速气流在喷注支板表面滞止将产生严重的气动加热，喷注支板尤其是其前缘部分极易发生烧蚀破坏，据估算，飞行器以马赫数8在海拔27km的高空飞行时，流经燃烧室的高温燃气总温可达3000K以上，接近目前采用的燃料的强制对流冷却的最大冷却能力，必须采用更为有效的主动冷却方式降低喷注支板表面温度。
发明内容
[0004] 针对上述问题，本发明的目的是提供一种在高温高速气流中利用发汗与冲击冷却对超燃发动机喷注支板的热防护方法。
[0005] 为实现上述目的，本发明采取以下技术方案：一种利用发汗与冲击冷却对超燃发动机喷注支板的热防护方法，其包括以下内容：1）用耐高温材料制作出多微孔结构的喷注支板，在喷注支板内设置一将其分隔为前空腔和后空腔的支撑肋，支撑肋上设置有连通前、后空腔的冲击孔，将超燃发动机的燃料管与喷注支板的后空腔连通；2）利用燃料渗出多微孔结构喷注支板孔隙的过程，强制进行对流换热，带走喷注支板表面的热量，并利用燃料渗出在喷注支板表面形成薄膜层，阻隔主流对喷注支板的传热；3）利用燃料从后空腔经支撑肋上的冲击孔喷射到前空腔内表面，与前空腔内表面进行对流换热，同时利用喷注支板内的支撑肋增强喷注支板的强度。
[0006] 所述喷注支板上开设有若干0.5mm的喷油孔。
[0007] 所述喷注支板的外部形状为与主流来流方向呈一倾斜角度的菱形。
[0008] 所述支撑肋上的冲击孔为单排或多排，且所述冲击孔的直径为毫米量级。
[0009] 所述燃料采用气态燃料或液态燃料。
[0010] 采用微米量级直径的金属粉末与有机粘结剂均匀混练，经制粒后在加热塑化状态下用注射成形机注入模腔内固化成形，然后用化学或热分解的方法将成形坯中的粘结剂脱除，并经烧结致密化得到最终产品。
[0011] 本发明由于采取以上技术方案，其具有以下优点：1、本发明方法根据多孔介质的特性，在喷注支板材料上制作出多孔隙结构，利用发汗冷却的概念，不但可以实现燃料与主流的更好掺混，而且将燃料充当冷却剂完成对喷注支板外表面的热保护，其冷却能力很大，从热防护的角度来说，仅需要较低的燃料量，就能满足冷却需要。2、本发明的喷注支板内部由于存在大量的孔隙，比表面积非常大，因此燃料流经喷注支板的过程中与喷注支板发生强烈的对流换热，可以有效地吸收固体的热量，降低喷注支板温度。3、本发明由于燃料通过喷注支板上的孔隙渗入到主流的速度较慢，因此会在喷注支板表面形成一个薄层，阻碍高温主流与喷注支板表面的传热，实现对喷注支板尤其是其前缘部分的保护，防止喷注支板的烧蚀破坏4、本发明由于在喷注支板腔内增加支撑肋，分担喷注支板两侧受力所产生的拉应力，因此可以增加喷注支板的结构强度，弥补采用疏松多孔隙介质制作喷注支板带来的强度削弱。5、本发明由于在支撑肋上制作单排或者多排冲击孔，并将燃料管连通喷注支板的后空腔，使燃料在压力作用下，在前、后空腔从壁面的多孔隙中渗出的同时，从后空腔经支撑肋上的冲击孔射出，喷射在前空腔内表面，与前空腔内表面上发生强烈的对流换热，进一步增强改善了喷注支板前缘部分的冷却情况。6、本发明由于将喷注支板设置成菱形结构，因此可以根据实际需要调节喷注支板与来流方向的倾斜角，使得主流在喷注支板表面的滞止效应减弱，进一步提高热防护效果。7、根据飞行需求，本发明还可以在本发明喷注支板的基础上，与已有技术相同在喷注支板上开孔径为0.5mm左右大小的喷油孔，加大燃料注入量，进一步提高冷却效率，而不会存在现有技术不设置多孔隙存在的问题。8、本发明方法由于采用90微米左右的不锈钢粉末烧结制作多孔隙的喷注支板结构，因此制作的喷注支板结构内部形成了许多微米量级孔隙，孔隙率保证在20%-30%左右，可以在允许燃料从微孔中流过的同时保证喷注支板强度，承受一定的燃料进口压力。本发明可以广泛用于各种冲压发动机喷注支板结构的热防护中。
附图说明
[0012] 图1是超燃发动机结构示意图
[0013] 图2是本发明喷注支板安装示意图
[0014] 图3是本发明喷注支板工作原理示意图
[0015] 图4是本发明菱形喷注支板结构示意图
[0016] 图5是图4的剖视示意图
具体实施方式
[0017] 下面结合附图和实施例对本发明进行详细的描述。
[0018] 如图1、图2所示，在超燃发动机内，一般是根据飞行器的不同飞行马赫数范围，选择航空煤油或者液氢作为燃料，在某些特殊工作环境下，也有的采用气态燃料。燃料通过超燃发动机自身携带的泵和设置在燃料通道上的阀门控制，在到达一定的压力后，通过一燃料管1进入喷注支板2，并从喷注支板2上根据设计要求设置的喷油孔中喷出，与高温高速气流的主流掺混后燃烧，提供动力。本发明方法在结构上与现有技术基本相同，不同的是本发明对喷注支板材料和结构上的改进，本发明方法根据多孔介质的特性，利用发汗冷却的概念，将燃料充当冷却剂完成对喷注支板外表面的热保护。
[0019] 如图3所示，本发明方法的喷注支板2的整体结构形状与已有技术类似，包括一个前部呈渐缩状的条型空腔，空腔的一端为封闭端，另一端通过一下底座3与一连接超燃发动机的上底座4密封连接，并通过一密封钢板5密封连通燃料管1。本发明方法的主要特征包括：第一将喷注支板2的壁面材料设置成多微孔结构，即在整个喷注支板2的壁面上布满了微孔隙，燃料可以在压力作用下，从微孔隙中渗出；第二在喷注支板2的空腔内增加设置一钢材料或其它耐高温固体材料制作的支撑肋6，使喷注支板2形成前、后两个空腔7、8，以分担喷注支板2两侧受力产生的拉伸应力，有效地增加喷注支板2的强度；第三在支撑肋6上制作单排或者多排直径为毫米量级、且连通前、后空腔的冲击孔9；第四将燃料管1连通喷注支板2的后空腔8，使燃料在压力作用下，在前空腔7、后空腔8从壁面的微孔隙中渗出的同时，从后空腔8经支撑肋6上的冲击孔9射出，喷射在前空腔7内表面，与前空腔7内表面上发生强烈的对流换热的同时，燃料在压力作用下，从前空腔7壁面的多孔隙中渗出。
[0020] 本发明多微孔结构的喷注支板2可以采用现有技术的各种耐高温材料和各种不同的加工工艺获得，比如：采用微米量级直径（比如90微米）的金属粉末与有机粘结剂均匀混练，经制粒后在加热塑化状态下用注射成形机注入模腔内固化成形，然后用化学或热分解的方法将成形坯中的粘结剂脱除，并经烧结致密化得到最终产品。本发明通过这种多微孔制作工艺制作的喷注支板壁面形成了许多微米量级孔隙，孔隙率可以保证在20%-30%左右，制作精度高、微孔隙组织均匀、性能优异。
[0021] 上述实施例中，由于喷注支板2通常设计成前部边缘线与主流来流方向垂直，由于在前缘部分主流的滞止作用，流速为零，静压静温最大，热环境恶劣的同时不利于燃料渗出，因此对喷注支板2的热防护难度较大。如图4、图5所示，本发明为了解决这一问题，将喷注支板2设计成倾斜的菱形结构，使喷注支板2前缘的倾斜方向与来流方向成一锐角。这样，在某些特殊工作环境下，如飞行器采用气态燃料，流体比热容小，主流流速、气动加热量特别高，喷注支板2前缘部分危险区域冷却能力不足等情况下，采用这种菱形结构的喷注支板2设计，可以在主流到达前缘部分时，流体仍能沿着喷注支板2外表面流动，从而弱化了主流的滞止效应，有利于提高对喷注支板2前缘危险部分的保护。
[0022] 上述实施例中，为了提高燃料注入量，还可以根据需要在喷注支板2上与现有技术相同开设0.5mm左右的若干喷油孔，然而由于本发明的多微孔结构的存在，喷注支板2将会非常明显地减轻现有技术存在的问题。
[0023] 上述各实施例仅用于说明本发明，其中喷注支板的制作工艺、外形结构等都是可以有所变化的，凡是在本发明技术方案的基础上进行的等同变换和改进，均不应排除在本发明的保护范围之外。
