本发明涉及对流换热技术领域，具体涉及一种带壳体冷却的管翅式气－液换热器。
背景技术：
高超声速技术的科学性、先进性和多功能性使它在很多技术领域都起到了关键性作用，尤其是在高科技的航空航天领域。随着飞行器能够达到的飞行马赫数不断地提升，飞行器表面受到高速气流的气动加热越来越强烈，导致温度不断升高。如果温度超过部件材料的工作极限温度，不仅会缩短工作寿命，甚至会出现材料被烧毁，无法保证飞行器正常飞行的危险。
针对超燃冲压发动机其热防护条件和工作热环境的特殊性，目前已经提出了多种热防护方法，其中主要有：
（1）气膜冷却
气膜冷却是指在热壁面附近沿其切线方向或沿一定角度向高温气体喷射用来冷却的气流，在压力与摩擦力的共同作用下，注入的冷气流会附在热壁面附近形成温度相对较低的冷却气膜，使壁面与高温气体隔离开来，从而避免了高温气体与壁面直接接触换热，同时，可以将一些高温气体或者高温火焰对热壁面造成的辐射热量带走，由此对壁面起到良好的热防护作用。
（2）辐射冷却
辐射冷却是使用单层的耐高温金属壁，作为其推力室的外壁面，通过向其四周空间进行热辐射散热，来达到冷却降温的要求。
(3)烧蚀冷却
烧蚀冷却是指附着在壁面上的涂层材料在高温下因为熔化、蒸发以及化学反应来吸收热量，这就会使得热壁面的附近产生一层温度比较低的冷却气流，通过对边界层温度将的降低，从而达到冷却的效果。
(4)发汗冷却
发汗式冷却是指冷却剂流过壁面上开的许多微小的孔流入燃烧室，使高温气体与壁面隔离开，从而达到冷却效果。
(5)再生主动冷却
再生主动冷却是对流冷却方式的一种，是当发动机工作时，使用推进燃料作为冷却剂，注入冷却通道，对燃烧室内壁进行冷却，温度升高后，再进入燃烧室燃烧做工。冷却剂通过推力室内壁所吸收的热量又回到了燃烧室，实现了能量的再生，因此称为再生冷却。
要将再生主动冷却引入到超声速飞行器进气道前端使用的冷却系统当中，就需要设计一种换热效率高，占用空间小的冷却器，这不仅面临着追求在有限的较小空间内尽可能增加换热面积、提高换热效率的难题，还要面对超声速的飞行状态下，换热器材料本身所承受的非常高的工作温度，需要引入换热器壁面冷却结构的问题。
技术实现要素：
为解决现有技术中存在的缺陷，本发明提供了一种带壳体冷却的管翅式气－液换热器，该换热器在较小空间内具有较大换热面积，提高了换热效率和性能。
为实现上述目的，本发明提供了一种带壳体冷却的管翅式气－液换热器，针对如何提高高热流、高雷诺数下，超声速飞行器中换热器使用再生冷却的换热效率和性能问题，设计了壳体壁面夹层冷却通道，通过对流换热原理使燃料燃烧后的高温燃气的热量被低温燃料如煤油等带走，从而达到冷却高温燃气以及换热器材料的目的。
本发明的带壳体冷却的管翅式气－液换热器，包括壳体和设置在壳体内的多个换热单元，在壳体和换热单元之间设置夹层，所述夹层具有内壁和外壁；每个换热单元包括换热管、平直翅片、油路挡板；平直翅片沿壳体横截面延伸，换热管垂直穿过平直翅片，换热管、油路挡板和夹层形成唯一液体冷却通道，具体结构为换热管和夹层相通，油路挡板沿壳体纵截面延伸，每块油路挡板与夹层之间留有空隙，所述空隙位置不同，使得液体穿过每一个换热单元的换热管。壳体上设置气体进口、气体出口、液体进口、液体出口。
作为进一步改进，所述壳体为长方体，包括第一、二两个底面和第一、二、三、四四个侧面，第一和第三侧面相对，第二和第四相对；所述夹层分为第一、二、三、四四个夹层，分别与第一、二、三、四侧面相对应；每块所述油路挡板均有三个边与三个夹层的外壁相交；相邻的两个油路挡板，其中一个油路挡板与第二夹层外壁之间留有空隙，另一个油路挡板与第四夹层外壁之间留有空隙。
更进一步，气体进口和气体出口设置在壳体相对的两个底面上，液体进口、液体出口设置在壳体相对的两个侧面上；气体进口和液体出口临近，气体出口和液体进口临近。
每个换热单元有多排换热管，比如两排、四排或六排等等。
本发明的带壳体冷却管翅式气－液换热器，结构紧凑，制造简单，易于实现。在本发明的带壳体冷却管翅式气－液换热器中，换热器壳程流体为燃气，管程流体为液体（如煤油等），高温燃气不仅通过在壳程流动向管程流动的液体如煤油释放热量，得到冷却，同时也被壳体壁面夹层的液体如煤油冷却。这样一来，换热器换热效率得到提高。壳体壁面夹层的液体如煤油同时冷却换热器壳体壁面，从而保护换热器材料不致与因过热而损坏。
附图说明
图1为本发明的带壳体冷却管翅式气－液换热器结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步说明。应该清楚，附图中所描述的本发明的具体实施例仅为说明本发明用，其并非按实际尺寸和比例严格绘制。因此，本申请中的附图不应解释为对本发明的任何限制。以下所使用的“第一”、“第二”、“前”和“后”、“侧面”、“上面”和“下面”、“左”和“右”等只是为了方便说明保护工具的结构，不表示顺序或相对位置关系，并不对保护范围造成限制。
本发明的带壳体冷却管翅式气－液换热器，包括壳体和设置在壳体内的多个换热单元，在壳体和换热单元之间设置夹层。壳体为长方体，包括第一、二两个底面和第一、二、三、四四个侧面，第一和第三侧面相对，第二和第四相对；夹层分为第一、二、三、四四个夹层（上下两个以及侧面两个），分别与第一、二、三、四侧面相对应。夹层具有内壁8和外壁9，外壁往往直接就是壳体。每个换热单元包括换热管5、平直翅片6、油路挡板7，每个换热单元有多排换热管，比如两排、三排、四排、五排或六排等等，本实施例以两排为例。平直翅片6沿壳体横截面延伸，换热管5垂直穿过平直翅片6。
以换热器横放为例，第一、三侧面位于左右两侧，第二、四侧面位于上下两侧。每块油路挡板7均有三个边与三个夹层的外壁9相交。相邻的两个油路挡板7，其中一个油路挡板7与上面的第二夹层外壁之间留有空隙，另一个油路挡板7与下面的第四夹层外壁之间留有空隙。这样换热管5、油路挡板7和夹层形成唯一液体冷却通道。
壳体上设置气体进口（燃气进口）1、气体出口（燃气出口）4、液体进口（燃料进口）3、液体出口（燃料出口）2。气体进口1和气体出口4设置在壳体相对的两个底面上，液体进口3、液体出口2设置在壳体相对的两个侧面上，比如设置在上面和下面。气体进口1和液体出口2临近，气体出口2和液体进口3临近。
本实施例中，两个换热单元共同参与完成一个换热循环。具体换热器换热单元壳体夹层冷却系统工作原理如下：液体燃料如煤油从液体进口3流入，通过换热管5以及侧壁夹层进入第一个换热单元的壳体上面夹层，吸收高温燃气的热量，因为相邻两换热单元上面无挡板的阻挡，吸热后的液体一部分流入第二个换热单元的换热管中，另一部分液体分成两部分，分别进入左侧和右侧的壳体夹层冷却通道中，对换热器两侧壁面进行冷却。最后，三股流体在壳体夹层下端通道内汇集。由于第二个换热单元和第三个换热单元下面无挡板阻挡，汇集后的液体流入第三个换热单元，重复以上过程。这样就实现了本发明带壳体冷却管翅式气－液换热器的设计目的，使得液体如煤油等在每个循环之中，不仅通过管程冷却高温燃气，同时通过壳体夹层通道冷却高温燃气及换热器的四个壁面。
带壳体冷却管翅式气－液换热器可以用于各类航空航天发动机中，具体应用例如下：
应用例一
火箭发动机燃烧室中燃气温度高达3000～4700K，燃气压力通常是几兆帕（几十大气压），高的可达20兆帕（约200大气压）。整个推力室内壁受到强烈加热，最严重的部位是喷管喉部附近，热流密度可高达104～105千瓦/米。将本发明的带壳体冷却的管翅式气－液换热器应用于此发动机，燃烧后的高温燃气经燃气进口1进入本发明的管翅式气－液换热器中，液体燃料经燃料进口3进入本发明的管翅式气－液换热器中，高低温流体在本发明的管翅式气－液换热器中进行热量交换后，温度降低后的高温燃气经燃气出口4流出，温度升高后的液体燃料经燃料出口2流出。用液体燃料冷却高温燃气，以保护受热零、组件，提高它们的性能。管翅式气－液换热器壳体夹层冷却系统同时工作，保护换热器不致因过热受损。
应用例二
涡轮喷气发动机燃烧室内火焰温度可达2300K，涡轮入口燃气温度达1600K。保证受热零件正常工作或提高它们的性能均有赖于冷却技术。可以采用本发明的螺旋折流板换热器，通过液体燃料冷却高温燃气。将本发明的带壳体冷却的管翅式气－液换热器应用于此发动机，燃烧后的高温燃气经燃气进口1进入本发明的管翅式气－液换热器中，液体燃料经燃料进口3进入本发明的管翅式气－液换热器中，高低温流体在本发明的管翅式气－液换热器中进行热量交换后，温度降低后的高温燃气经燃气出口4流出，温度升高后的液体燃料经燃料出口2流出。用液体燃料冷却高温燃气，以保护受热零、组件，提高它们的性能。管翅式气－液换热器壳体夹层冷却系统同时工作，保护换热器不致因过热受损。
应用例三
高超声速飞行器超然冲压发动机，当发动机工作时，采用本发明的管翅式气－液换热器，使用推进燃料作为冷却剂，注入冷却通道，对燃烧室内高温燃气进行冷却，当推进燃料温度升高后，再进入燃烧室燃烧做功，实现再生冷却。
基于对本发明优选实施方式的描述，应该清楚，由所附的权利要求书所限定的本发明并不仅仅局限于上面说明书中所阐述的特定细节，未脱离本发明宗旨或范围的对本发明的许多显而易见的改变同样可能达到本发明的目的。