發汗材料

發汗冷卻是利用氣體或液體發汗劑在壓力作用下，從多孔中排出，通過其分解和汽化、表面形成隔熱的完全連續的氣膜（稱附面層），吸收大量的熱，從而降低構件的表面温度。按發汗機理分為強迫發汗、自發汗、自適應發汗。

發汗冷卻首先是發汗劑通過多孔壁時吸收熱量，降低材料的温度（在壁內熱流方向與發汗劑的流動方向相反，在多孔壁中進行熱交換）；隨後是發汗劑達到多孔壁外表面時，迅速擴散汽化而大量吸熱，同時形成一層不斷更新、熱容量大，熱導率低的氣態吸熱的隔熱層。調節發汗量使隔熱層加厚，隔熱層的温度梯度降低，從而降低熱流向多孔壁的熱導率，以保證材料在所希望的温度下工作。這種冷卻方式具有極好的冷卻效果。

美國研製液氫、液氧發動機中，推力室噴注器面板的工作環境十分惡劣，是七大關鍵之一。面板上裝有許多氫氧噴嘴，氫和氧不斷的從噴嘴射進燃燒室進行混合燃燒，面板熱面一側温度可達3200℃，冷麪一側的氫介質温度為-150℃，可想這樣高温條件下的面板材料，僅靠金屬材料的合金化，沒有先進的發汗冷卻技術是不可能的。噴注器面板如圖1所示，發汗面板1周邊與工藝環2焊接固定，面板中間鑲有大量可向燃燒室注入氫和氧的噴嘴3，4，噴嘴與二底5相鉚接，在燃燒室中心裝有點大器7貫穿二底5和發汗面板1裝配在三底6上。在燃燒室氫氣和氧氣混合後，在點火瞬間燃燒室建立壓力以前，面板承受衝擊力；在工作中經受振動疲勞應力，燃燒室温度在面板熱面一側可達3200℃以上。因此對材料除應滿足冷卻要求外，還要求具備一定力學和物理性能。

冷卻對材料的要求

1.滲透能力。多孔發汗材料面板應制備成具有一定冷卻氣體滲透量的能力，即保證附面層（隔熱層佔60%。70%）的建立，又能降低冷卻劑（H₂）佔總燃料H₂的比例，以達到理想的冷卻效果，提高發動機的燃燒效率與比衝。

2.滲透均勻性。多孔發汗面板應具有良好的滲透均勻性，以達到在面板表面建立起一層完全連續的厚度均勻的附面層。

3.抗氧化性。面板材料在熱氧環境下應具有良好的抗氧化性能，防止由氧化導致氣流流動受阻，影響滲透能力及其均勻性。

防熱結構對材料的要求

1.強度與剛度。除滿足一定氣動性能外，必須具有一定強度與剛度，如足夠的縱向抗拉和一定橫向（層間）抗拉強度，抗熱衝擊、疲勞強度。 ^[2] 

2.導熱與流阻。多孔發汗面板材料在熱交換中必須具有高的熱導率，大的比表面和低的流阻係數。

發汗冷卻材料已成功應用的有兩種，包括燒結金屬絲網材料和以高熔點金屬的多孔體為骨架，採用低熔點金屬作為冷卻劑的鎢滲銅合金。在火箭發動機上得到廣泛應用。

採用金屬絲網複合軋製燒結和纖維冶金兩種工藝方案製取發汗冷卻面板材料。

1.金屬絲網複合軋製、燒結工藝：絲網材料根據需要選擇，如00Cr18Ni12Ti、1Cr18Ni9Ti、GH4030合金等。選用經線為Φ0.3mm，緯線為Φ0.2mm絲材，按經線密度為11.8根/Cm，緯線密度為（51.2~55.1）根/cm的絲材編織成平紋網。絲網經表面淨化處理，緯線密度分組、兩端點焊定位、預繞、軋製、燒結、機械加工和性能測試等過程製成面板。

表面淨化處理：有利於軋製時層間形成金屬接觸，燒結時實現層間擴散燒結。

緯線密度分組：以利於軋製時控制軋後板材厚度，如圖2所示，從而控制和調節材料的透氣性。

點焊定位：由於面板材料為多層網互成90°交錯疊加構成，毛坯兩端必須點焊定位，才能防止軋製時網層間錯動或開裂，同時也便於喂進軋輥。

毛坯預燒：以便作進一步淨化網層表面和消除在編織過程中造成的結構應力。有利於實現層間更好地軋合。

軋製：是整個工藝中的關鍵工序。要求多層（17層）網複合軋製的最終軋出的厚度（4mm±0.1mm），即同一塊板的厚度偏差不超過4~0.1mm。同時，還要保證最終材料的氫滲透量為（0.13~0.16）g/cm²·s。

燒結：使材料層間接觸由機械接觸變為擴散焊接，以便能獲得要求的層間強度。燒結工藝參數視選用材料而定。以GH4030為例，温度1280℃、時間5h、真空度高於0.013Pa、規範要求按圖3控制。燒結時每塊軋製板間墊噴塗氧化鋁或氧化鋯隔板。材料燒結後經機械加工和性能測試合格即製成多孔發汗面板產品。

2.纖維冶金工藝：纖維以1Cr18Ni9Ti合金為例，對纖維選材、布料影響、燒結工藝作簡要説明。

纖維選擇：直徑為0.04mm，長度5mm~6mm的纖維，經透氣率試驗表明，纖維太長時材料的透氣均勻率差；太短時材料強度較低。

布料影響：布料是製備發汗面板，保證其透氣性均勻的重要工藝。用甘油作分散劑，纖維與甘油的質量比為1：44使纖維均勻分散，倒人沉降塔自由沉降成氈。毛坯經500MPa~700MPa的壓力壓制，經燒結制得孔隙度為15%~25%的多孔材料。

燒結温度影響：燒結温度不僅影響面板的透氣性，對力學性能亦有重要影響。選擇在1300℃燒結3h可以獲得強度和透氣性均佳的效果。燒結氣氛對材料有一定影響，真空度控制在0.013Pa~0.0013Pa是適宜的。

自發汗材料是在無冷卻的條件下，受帶有高速固體粒子的高温（>3200℃）的燃氣沖刷，劇烈温升（>2000℃/s）熱震下不燒蝕不碎裂。此類材料有鎢滲銅、鎢滲銀等。是以燒結多孔鎢為骨架在微孔中滲Cu或Ag等發汗劑製成。W和Cu是兩種互不相容創元素，密度和熔點相差極大，不能用普通熔鍊方法制成合金。採片粉末冶金工藝可以製成不同成分比的合金。此類合金的特點是具有W的高熔點和高温強度；由於Cu填充在燒結W骨架的微孔中，降低了W的缺口敏感性，提高了材料的抗熱震性，改善了機械加工性能。

選材：W粉粒度較粗有利改善其抗熱震性；粒度較細則可饋材料有較好的強度和抗燒蝕性。通常選用粒度為3μm~20μm的W粉制骨架，可製成性能良好的喉襯材料。

成型：選用合適的W粉粒度和配比，採用等靜壓方法成型。壓力150MPa~220MPa，壓力太低製品強度低，易碎裂；壓力太高有彈性後效，製品亦會發生碎裂。

燒結：用感應爐H₂保護燒結。H₂露點-25℃，燒結温度為2000℃~2300℃、4h~6h，燒結後的多孔W的密度為72%~85%理論密度，微孔開孔率為總孔隙率的90%以上。

滲銅：滲銅是利用W骨架微孔的毛細管作用使液態Cu充滿孔隙。因此，要求液相金屬能潤濕固相骨架，骨架的微孔應是開孔，以便採用定向浸滲，有利於微孔中的氣體排出。滲Cu可在立式熔滲爐中進行，以乾燥H₂為氣氛，温度控制在1300℃~1400℃。 ^[2] 

多孔發汗材料被用作製造液體火箭發動機噴注器的面板。既是防熱材料，又是結構材料，屬於強迫發汗型防熱結構材料。

絲網多孔發汗冷卻面板已成功應用於某運載火箭，在液氫、液氧發動機單件積累試車考核達3210s，已用於發動機，絲網多孔發汗冷卻面板發揮了重要作用，證實其使用的可靠性。

使用面板的結果表明，燃燒室温度在3500℃時，液氫、液氧火箭發動機的熱面温度僅為80℃～200℃之間，大大降低了面板兩面的温差，避免了面板的燒蝕、變形。由於面板滲透性能適中且均勻使發動機燃燒效率提高，提高了發動機的可靠性。氫流量每降低4%，可提高發動機1s的比衝。可提高有效載荷20kg。以發汗冷卻用氫量佔總氫量的比值相比較，中國可以達到3%，美國RL-10-3為10%，J-2發動機為3%～4%，航天飛機主發動機為5%。

1.自發汗鼻錐。當導彈鼻錐再人大氣時，遭受氣動加熱時，採用W滲Cu合金可由熔點低的Cu熔化、蒸發吸熱，可達到防熱的目的。防熱效果取決於其滲Cu量，增加滲入量則材料強度降低，導致熱震性降低。因此，當自發汗材料用於大熱流、長時間工作的遠程彈頭鼻錐尚有困難，待進一步研究。近年來正在砌究將其用於抗侵蝕雙鼻錐的內錐是可能的。

2.強迫發汗鼻錐。發汗材料鼻錐由於強迫發汗防熱使其外形不變，對機動飛行和提高彈頭命中精度有重要意義。為適應彈頭再入條件應精確計算發汗劑的用量，研製合理的發汗壁結構，解決發汗率的調節、控制間題。當發汗壁太薄，外部熱流加大時，壁表面温度上升，壁內温度可能超過發汗劑沸點，在壁內形成一層氣膜，因氣膜熱導率低壁温繼續上升，甚至導致熔化。如果發汗量過大，發汗劑在壁表面呈液態，甚至產生飛濺，不能有效利用發汗劑。因此，發汗壁應有適當厚度，以利於將發汗劑的相變控制在多孔壁中。發汗壁結構示意如圖4所示，外壁2.5mm的多孔不鏽鋼，背後墊4層~9層石英玻璃布，當用電弧加熱器試驗：參數熱焓值1.68×10⁷J/kg，熱流密度1.729×10⁷W/m²，温度達5800℃，出口壓力0.044MPa。試驗結果表明，此發汗壁（壁內分別墊4層和9層），當發汗劑水的壓力0.5MPa時，滲透量分別2.49/cm²·s和1.49/cm²·s。在上述電弧加熱可測得發汗壁背面温度分別為500℃和600℃，石英布背面温度30℃和45℃可見水的汽化相變是在石英布中發生，可以用調節發汗量來控制壁温，從而有效利用發汗劑達到良好的防熱效果。

3.自適應發汗鼻錐。由上可知，強迫發汗需要有複雜的系統，其體積和質量均較大；自發汗又不能滿足更高的防熱要求，限制了在鼻錐防熱上的廣泛應用。相繼提出和發展了自適應發汗鼻錐概念。其結構簡單，不需專門冷卻劑貯箱和增壓系統。利用再入時的氣動加熱使冷卻劑熔化，驅動劑蒸發；再入減速使密度較大的冷卻劑位於鼻錐前端，而密度較小的驅動劑位於其後部，靠驅動劑的蒸氣壓把冷卻劑擠出鼻錐多孔殼體。當氣動加熱強烈時，傳入鼻錐內部的熱量增加，驅動劑温度升高，驅動壓力增大，擠出較多的冷卻劑，冷卻防熱能力增強；當氣動加熱緩和時，則發生相反過程，從而實現自適應發汗冷卻防熱。鼻錐的空腔即為冷卻劑和驅動劑的貯箱，圖5即為其典型結構。

殼體由緻密的截錐體和多孔的端頭兩部分組成。試驗表明，自適應發汗總是要滯後於氣流加熱引起的鼻錐端頭温升。這個滯後時間包括殼體傳熱時間和一定量冷卻劑熔化和驅動劑加熱蒸發形成足夠的蒸氣壓所需的時間。滯後時間隨試驗條件不同而變化。在等離子電弧風洞加熱條件下，用銦作冷卻劑，水作驅動劑時，滯後時間為3s~6s。在這段滯後時間內，鼻錐殼體必須能抗拒熱流而不被燒蝕。因此，鼻錐殼體材料通常採用難熔金屬鎢或鎢基合金。多孔端頭部分用平行鎢絲束。兩部分分別用熱等靜壓和高温旋壓成型。

冷卻劑選擇要考慮其蒸氣壓、熔點、潛熱和熱導率。沸點不能太高，在其沸騰時鼻錐殼體要保持足夠的強度。熔點不能太高，否則冷卻劑熔化時驅動劑的壓力過大，造成冷卻劑突然噴射；而且殼體內壓力過大會超過殼體的結構強度極限，會發生爆炸。潛熱愈大愈好，熱導率愈小愈好。通常選用鉈、銦、鉍等低熔點金屬能較好的滿足以上要求。驅動劑選用水，也可選用酒精、苯、酚等。

鎢滲銅自發汗材料可用作固體火箭發動機噴管喉襯，其應用效果直接受固體火藥燃氣中H₂O、CO₂、遊離O₂的影響。經試驗表明，此類材料在弱氧化劑氣氛中，火焰温度高達3600℃條件下，升温速度>2000℃/s，在1650℃～3600℃燃氣流沖刷下無明顯燒蝕。實際用於某火箭發動機喉襯，其燃氣温度3200℃，壓力5MPa,工作時間70s，使用效果良好；另一發動機喉襯工作壓力為5.8MPa，工作時間210s，也未發生燒蝕。此類材料使用證實，用作各型戰術導彈的固體燃燒發動機喉襯均獲得滿意的實用效果。 ^[2]