飞行器主动冷却技术浅析

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引言

飞行器（flight vehicle）是指能飞离地面、在空间飞行并由人来控制的在大气层内或大气层外空间（太空）飞行的器械飞行物。随着科学技术的不断发展，飞行器的“热问题”成为制约其技术发展的关键因素之一。目前，较为先进的耐高温陶瓷基复合材料SiC/SiC的最大耐热温度约为1600K，也不能满足未来飞行器的使用温度需求，单纯依靠耐温材料学科的发展已不能解决未来航空航天飞行器的热问题，因此，必须结合主动冷却技术来提供热防护的能力。

02

主动冷却技术

主动冷却技术主要是利用冷却工质（固态、液态、气态）阻止或带走热流来起到冷却的目的。目前常用的主动冷却技术主要包括对流冷却、膜冷却、喷雾冷却以及发散冷却。

对流冷却技术

对流冷却的冷却原理是在热表面内布置冷却通道，通过导热片附近的对流换热效应，将热量传递给泵驱动的冷却剂，耗散结构所承受的热载荷。对流冷却根据冷却形式的不同又可分为再生冷却和冲击冷却。

图 1 对流冷却分类

再生冷却作为一种特殊的对流冷却，已成功应用于液体火箭发动机推力室，它巧妙地采用液体燃料或氧化剂作为冷却剂，通过与推力室高温内壁的对流换热为结构降温，吸热后的冷却剂进入燃烧室燃烧，吸收的热量释放出来转化为动力，故名“再生”（如图2）。

图 2 超燃冲压发动机再生冷却原理

再生冷却不仅实现了能量的再生，而且不会造成发动机的能量损失，因此在航天飞行器的热防护中得到了较为广泛的应用。然而再生冷却也存在一定的缺陷：一方面冷却流体在冷却通道内的流动阻力较大，在迂回流动的过程中压降较大；另一方面，随着飞行器速度的提升，飞行器的热载荷较大，所携带的燃料不足以提供足够的热沉，制约了再生冷却在更高速飞行器中的应用。

X-51A高速飞行器超然冲压发动机的设计采用了该项冷却技术。燃料由燃油泵注入发动机前部，通过发动机外壁的一些微小通道，流到发动机后部，可以有效冷却壁面，确保发动机的结构不会因高温而融化，同时，燃油从前向后流过整个发动机结构是，吸收的热量与热交换器平板内的催化涂层相结合，经过分解过程，再被向前输送到热燃气分配阀，将汽化的燃油喷射进入燃烧室，确保可靠的燃烧。

（a）外形结构	（b）燃油冷却结构

图 3 X-51A高速飞行器

冲击冷却是指冷却流体通过喷口以较高的速度喷射到高温壁面进行冷却的方法。由于冷却流体的冲击速度较快，因此对流换热系数较高，其冷却能力相比于再生冷却更强，冷却效果更好（如图4）。

图 4 冲击冷却技术原理

冲击冷却主要对局部热流区域较高的区域进行冷却，如航空发动机高导叶片的前缘部位。然而，随着壁面热流密度的增加，要达到满足需求的冷却效果，冲击冷却所需的冷却剂流量较大，同样受到高速飞行器可用热沉的限制。在所有冷却方式中，冲击冷却是最能有效强化局部换热的冷却方法，但是冲击冷却流动损失较大，并且安排射流结构会削弱结构强度、增大局部应力，因此冲击冷却适用于重点冷却局部热表面。

膜冷却技术

膜冷却是指冷却流体通过高温部件表面上的孔或槽缝结构射入主流，并在高温壁面的外表面形成一层保护膜，将热燃气与壁面隔绝开，使高温部件处于耐受温度范围内的方法。膜冷却根据冷却工质的不同又可分为气膜冷却和液膜冷却。其中气膜冷却的冷却流体为气体，一般采用冷空气作为冷却流体；液膜冷却的冷却流体为液体，一般采用液态燃料或液态氧化剂作为冷却流体（如图5）。

图 5膜冷却技术原理

膜冷却不仅从源头上降低了热流密度，而且其结构较为简单，无需复杂的冷却通道。然而随着温度的升高，要达到满足需求的冷却效果，膜冷却往往需要注入冷却剂较多，导致冷却流体消耗较大，大大削弱了发动机的推力和比冲性能。

Shefex-Ⅱ高速飞行器采用了气膜冷却技术。方法是通过绝热瓦上的小气孔向外喷射氮气，从而形成一层气膜，隔绝热空气。

图 6 Shefex-Ⅱ高速飞行器

喷雾冷却技术

喷雾冷却技术是一种相变冷却技术，利用高压喷头将液体冷却剂喷射程雾状液滴，直接冲击到热端表面，通过强迫对流、液膜蒸发、核态沸腾、气泡破碎等一系列复杂过程吸收和转移热量，形成冷却效果（如图7）。其特点是换热系数大、温度均匀性好、过热度低、临界热流密度高、循环流量小，是最具竞争力的高热流密度热控技术。

图 7 喷雾冷却技术原理

美国NASA“猎户座”飞船计划把闪蒸喷雾冷却技术作为紧凑式空间散热的先进热控方案之一。图8是NASA提供的紧凑式闪蒸器的原理图，通过利用二次回路把从航天器内部收集到的热量输送到微通道换热器，电磁阀把工质通过多喷嘴板雾化后喷洒到微通道换热器表面，利用液体在真空条件下的闪蒸吸热，把微槽道散热器的热量移散到空间环境中。

（a）结构外形	(b)紧凑式闪蒸器原理图

发散冷却技术

发散冷却一词最早来源于1879年，雷诺在解释 Crookes辐射计的工作原理时首先提出了发散冷却的概念^[2]。发散冷却的原理和膜冷却十分相似，同样是通过将冷却剂输送到热端表面后覆盖一层低温气膜来阻隔高温主流和热防护结构，但发散冷却所使用的多孔介质材料空隙尺寸通常在微米量级，固体骨架内的大量微孔为内部换热提供了充足的空间，因此发散冷却更加高效。当冷却工质为液体时，冷却剂流出多空介质的过程就像人的汗水流出皮肤，此时发散冷却也形象的被称为“发汗冷却”（如图9）。

图 9 发散冷却原理

Shefex-Ⅱ高速飞行器对名为AKTiV的发散冷却飞行考核实验（如图10）。AKTiV实验成功证实了发散冷却对于再入飞行器热防护的有效性，积累的知识和经验将被用于后续更高热负荷的Shefex-III项目。

(b)搭载的AKTiV发散冷却实验装置

文献[3、4]在发散冷却实验研究中，定性比较了四种用在燃气透平叶片上的主动冷却技术，由表1可见，发散冷却适用更高的温度区间，可以在更恶劣的热环境中保障系统安全。

表 1 燃气轮机透平叶片上四种主动冷却热防护技术的冷却效果

文献[5]根据Spaceliner的飞行热环境比较了发散冷却、对流冷却和喷雾冷却应用于飞行器前缘时的冷却系统总重量，如图11，结果发现：发散冷却系统的总重量最小，且结构材料的许用温度越低，其重量优势越明显。上述比较研究表明：发散冷却可以大大提高冷却效率、降低冷却剂消耗量，减轻热防护系统重量。

图 11 Spaceliner前缘发散、对流和喷雾冷却系统示意图

此外，针对火箭发动机的研究发现，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%；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℃。，

由于发散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高速飞行器的冷却技术。

03

总结

表2对不同形式的主动冷却技术特点进行了提炼，可以看出不同冷却技术特点各异。面对高速飞行器“内热+外热”的问题，不是依靠某一种单一的热防护手段所能解决的，需结合不同部位的热及结构特点，选择合适的手段，进行热防护设计，获得满足工作温度需求的热防护措施。主动冷却技术作为一种高效的冷却方式，为高速飞行器的热防护问题的提供了有力的技术保障。

表 2 主动冷却技术特点