CN113665850A - 一种舵轴的相变式防热结构及飞行器 - Google Patents

Abstract

本申请涉及飞行器舵轴防热设计技术领域，特别涉及一种舵轴的相变式防热结构及飞行器，所述舵轴的相变式防热结构包括舵轴本体，所述舵轴本体上开设有连接通道；相变储能环，所述相变储能环部分设于所述连接通道内，且与所述连接通道的内壁贴合，所述相变储能环内装填有相变材料。本申请具有兼顾舵轴本体承载能力的同时降低舵轴本体温度的优点。

Description

一种舵轴的相变式防热结构及飞行器

技术领域

本申请涉及飞行器舵轴防热设计技术领域，特别涉及一种舵轴的相变式防热结构及飞行器。

背景技术

随着航天技术的发展，飞行器越来越多地在大气层内进行高速长时间飞行，由于气动加热，空气舵舵面温度上升后对舵轴的传热导致舵轴温度会越来越高，舵轴升温后往往导致轴承和舵机升温，严重影响轴承和舵机的正常工作。

目前在导弹或火箭领域应用的舵轴防热多采用被动式热阻隔热方案。由于热阻结构本身普遍力学承载能力较低，往往导致隔热方案以损失舵轴承载能力为代价，从而导致被动式热阻隔热方案难以兼顾保证舵轴承载能力和降低舵轴温度，因此急需新的舵轴防热结构来降低舵轴温度。

发明内容

本申请实施例提供一种舵轴的相变式防热结构及飞行器，以解决相关技术中被动式热阻隔热方案难以兼顾保证舵轴承载能力和降低舵轴温度的技术问题。

第一方面，提供了一种舵轴的相变式防热结构，其包括：

舵轴本体，所述舵轴本体上开设有连接通道；

相变储能环，所述相变储能环部分设于所述连接通道内，且与所述连接通道的内壁贴合，所述相变储能环内装填有相变材料。

一些实施例中，所述连接通道的长度方向沿所述舵轴本体的轴向设置。

一些实施例中，该舵轴的相变式防热结构还包括导热层，所述导热层贴合于所述连接通道的内壁，且所述相变储能环的部分外壁通过所述导热层与所述连接通道的内壁贴合。

一些实施例中，所述导热层包括导热酯或金属粉末。

一些实施例中，所述相变储能环包括连接部，所述连接部设于所述连接通道内，且所述连接部贴合于所述连接通道的内壁。

一些实施例中，所述相变储能环还包括散热部，其与所述连接部连通设置，且所述散热部位于所述连接通道的外部。

一些实施例中，所述散热部的表面积大于所述连接部的表面积。

一些实施例中，所述相变储能环内部设有空腔，所述空腔密封设置，且所述相变材料填充于所述空腔内。

一些实施例中，所述相变材料包括固固相变材料。

本申请提供的技术方案带来的有益效果包括：

本申请实施例提供了一种舵轴的相变式防热结构，由于，舵轴本体上开设有连接通道，且相变储能环的部分置于连接通道内，相变储能环对舵轴本体进行支撑，舵轴本体自身结构强度不受影响，由于相变储能环内部设有相变材料，舵轴本体的热量传导至相变储能环，通过相变材料的吸热作用，舵轴本体的热量被储存在相变储能环内，因此，带走了舵轴本体的热量，降低了舵轴本体的温度。

第二方面，提供了一种飞行器，包括如上所述的舵轴的相变式防热结构。

本申请的另一实施例提供的飞行器，由于其采用上述舵轴的相变式防热结构，因而有益效果与舵轴的相变式防热结构的有益效果一致，在此不再赘述。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请实施例提供的舵轴的相变式防热结构的示意图；

图2为本申请实施例提供的飞行器和舵轴本体的示意图。

图中：1、飞行器；2、舵轴本体；201、连接通道；3、相变储能环；301、连接部；302、散热部；4、导热层；5、相变材料。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

本申请实施例提供了一种舵轴的相变式防热结构，其能解决相关技术中被动式热阻隔热方案难以兼顾保证舵轴承载能力和降低舵轴温度的技术问题。

一种舵轴的相变式防热结构，其包括：

舵轴本体2，所述舵轴本体2上开设有连接通道201；

相变储能环3，所述相变储能环3部分设于所述连接通道201内，且与所述连接通道201的内壁贴合，所述相变储能环3内装填有相变材料5。

参照图1和图2，其中，该舵轴的相变式防热结构包括舵轴本体2和相变储能环3。舵轴本体2与飞行器1连接。随着飞行器1的运行，舵轴本体2的温度逐渐升高。舵轴本体2上开设有连接通道201，连接通道201的截面呈为圆形或方形设置。

参照图1和图2，相变储能环3为金属材料制成，本实施例中，为在控制成本的前提下，相变储能环3为纯铜制成，以此使得相变储能环3具有良好的导热性能。相变储能环3的部分位于连接通道201内，且相变储能环3位于连接通道201内的部分契合于连接通道201的内壁设置，且与连接通道201的内壁契合。以此相变储能环3将连接通道201进行填充，因而连接通道201的设置不易对舵轴本体2的承载性能产生影响，维持了舵轴本体2的承载性能。

参照图1和图2，相变储能环3的部分位于连接通道201外，相变储能环3与外部空气接触，以此便于带走相变储能环3处的热量。舵轴本体2上的热量传递至相变储能环3处后，部分热量通过相变储能环3与空气的热交换而散发至空气中，以此降低舵轴本体2的自身的温度。

参照图1和图2，相变储能环3内装填有相变材料5，舵轴本体2的热量传递至相变储能环3上后，通过相变材料5的吸热作用，而将舵轴本体2的热量储存在相变储能环3内的相变材料5中，而带走舵轴本体2的热量。

这样设置，由于，舵轴本体2上开设有连接通道201，且相变储能环3的部分置于连接通道201内，相变储能环3对舵轴本体2进行支撑，舵轴本体2自身结构强度不受影响，由于相变储能环3内部设有相变材料5，舵轴本体2的热量传导至相变储能环3，通过相变材料5的吸热作用，舵轴本体2的热量被储存在相变储能环3内，因此，带走了舵轴本体2的热量，降低了舵轴本体2的温度。

可选地，所述连接通道201的长度方向沿所述舵轴本体2的轴向设置。

参照图1和图2，其中，连接通道201的长度方向沿舵轴本体2的轴向设置。连接通道201开设与舵轴本体2的底面，且连接通道201的长度方向与舵轴本体2的长度方向一致。

这样设置，连接通道201一方面不对舵轴本体2的承载性能产生影响，且减轻了舵轴本体2的重量，另一方面增大了相变储能环3与舵轴本体2的接触面积，便于带走舵轴本体2上的热量，而降低舵轴本体2的温度。

可选地，该舵轴的相变式防热结构还包括导热层4，所述导热层4贴合于所述连接通道201的内壁，且所述相变储能环3的部分外壁通过所述导热层4与所述连接通道201的内壁贴合。

可选地，所述导热层4包括导热酯或金属粉末。

其中，导热层4包括导热酯或者金属粉末，本实施例中，导热层4包括导热酯，其涂抹而贴合在连接通道201的内壁。相变储能环3位于连接通道201内的部分的外壁与导热层4贴合，以此通过导热层4与连接通道201的内壁贴合。

参照图1和图2，导热酯的导热率高且颗粒小，增大了舵轴本体2与相变储能环3的实际接触面积，降低了传热热阻，从而更快地将热量从舵轴传导至相变储能环3上，从而降低舵轴温度

可选地，所述相变储能环3包括连接部301，所述连接部301设于所述连接通道201内，且所述连接部301贴合于所述连接通道201的内壁。

参照图1和图2，其中，相变储能环3包括连接部301，连接部301即为相变储能环3位于连接通道201内的部分。连接部301的外壁与连接通道201的内壁贴合设置，且连接部301的端面与连接通道201的顶端面贴合。通过连接部301与舵轴本体2贴合，以此方便带走舵轴本体2的热量，降低舵轴本体2的温度。

可选地，所述相变储能环3还包括散热部302，其与所述连接部301连通设置，且所述散热部302位于所述连接通道201的外部。

参照图1，其中，相变储能环3还包括散热部302，散热部302和连接部301连通设置，且散热部302和连接部301一体成型设置。连接部301和散热部302内均填充有相变材料5。散热部302位于连接通道201外部，且位于舵轴本体2的底部设置。其通过与空气的接触，以此散发相变储能环3处的热量。

可选地，所述散热部302的表面积大于所述连接部301的表面积。

参照图1，其中，散热部302的表面积大于连接部301的表面积，进一步地，连接部301的横截面面积小于散热部302的横截面面积，由于散热部302的表面积较大，因而散热部302更易于与外界空气换热，而带走相变储能环3处的热量。

可选地，所述相变储能环3内部设有空腔，所述空腔密封设置，且所述相变材料5填充于所述空腔内。

参照图1，其中，相变储能环3内设有空腔，空腔为密封设置。相变材料5填充在相变储能环3的空腔内。而限制相变材料5脱离从相变储能环3中漏出，相变储能环3工作时其内部物体不会窜到飞行器1内形成多余物。

可选地，所述相变材料5包括固固相变材料。

参照图1，其中，相变材料5包括固固相变材料，在该相变材料5达到相变点时发生相变，相变时不产生多余气体，不会导致因内部气压急剧升高从而引起相变储能环3结构破坏。

本申请的另一实施例提供一种飞行器，包括如上所述的舵轴的相变式防热结构。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

需要说明的是，在本申请中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

以上所述仅是本申请的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本申请。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本申请的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本申请将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (10)

1.一种舵轴的相变式防热结构，其特征在于，其包括：

舵轴本体(2)，所述舵轴本体(2)上开设有连接通道(201)；

相变储能环(3)，所述相变储能环(3)部分设于所述连接通道(201)内，且与所述连接通道(201)的内壁贴合，所述相变储能环(3)内装填有相变材料(5)。

2.根据权利要求1所述的舵轴的相变式防热结构，其特征在于，所述连接通道(201)的长度方向沿所述舵轴本体(2)的轴向设置。

3.根据权利要求1所述的舵轴的相变式防热结构，其特征在于，还包括导热层(4)，所述导热层(4)贴合于所述连接通道(201)的内壁，且所述相变储能环(3)的部分外壁通过所述导热层(4)与所述连接通道(201)的内壁贴合。

4.根据权利要求3所述的舵轴的相变式防热结构，其特征在于，所述导热层(4)包括导热酯或金属粉末。

5.根据权利要求1所述的舵轴的相变式防热结构，其特征在于，所述相变储能环(3)包括连接部(301)，所述连接部(301)设于所述连接通道(201)内，且所述连接部(301)贴合于所述连接通道(201)的内壁。

6.根据权利要求5所述的舵轴的相变式防热结构，其特征在于，所述相变储能环(3)还包括散热部(302)，其与所述连接部(301)连通设置，且所述散热部(302)位于所述连接通道(201)的外部。

7.根据权利要求6所述的舵轴的相变式防热结构，其特征在于，所述散热部(302)的表面积大于所述连接部(301)的表面积。

8.根据权利要求1所述的舵轴的相变式防热结构，其特征在于，所述相变储能环(3)内部设有空腔，所述空腔密封设置，且所述相变材料(5)填充于所述空腔内。

9.根据权利要求1所述的舵轴的相变式防热结构，其特征在于，所述相变材料(5)包括固固相变材料。

10.一种飞行器，其特征在于，包括如权利要求1至9中任一项所述的舵轴的相变式防热结构。

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