CN114313213A - 一种新型飞行器翼型高温传热系统 - Google Patents
一种新型飞行器翼型高温传热系统 Download PDFInfo
- Publication number
- CN114313213A CN114313213A CN202210007684.2A CN202210007684A CN114313213A CN 114313213 A CN114313213 A CN 114313213A CN 202210007684 A CN202210007684 A CN 202210007684A CN 114313213 A CN114313213 A CN 114313213A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- working medium
- capillary
- printing
- heat transfer
- temperature heat
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000012546 transfer Methods 0.000 title claims abstract description 25
- 238000010146 3D printing Methods 0.000 claims abstract description 42
- 229910052783 alkali metal Inorganic materials 0.000 claims abstract description 29
- 150000001340 alkali metals Chemical class 0.000 claims abstract description 29
- 238000005555 metalworking Methods 0.000 claims abstract description 29
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 claims abstract description 15
- 238000003754 machining Methods 0.000 claims abstract description 12
- 238000003466 welding Methods 0.000 claims abstract description 6
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 claims description 16
- 239000000956 alloy Substances 0.000 claims description 16
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 16
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 14
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 14
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 12
- 239000011148 porous material Substances 0.000 claims description 12
- 238000007639 printing Methods 0.000 claims description 12
- DGAQECJNVWCQMB-PUAWFVPOSA-M Ilexoside XXIX Chemical compound C[C@@H]1CC[C@@]2(CC[C@@]3(C(=CC[C@H]4[C@]3(CC[C@@H]5[C@@]4(CC[C@@H](C5(C)C)OS(=O)(=O)[O-])C)C)[C@@H]2[C@]1(C)O)C)C(=O)O[C@H]6[C@@H]([C@H]([C@@H]([C@H](O6)CO)O)O)O.[Na+] DGAQECJNVWCQMB-PUAWFVPOSA-M 0.000 claims description 8
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 claims description 8
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 8
- 239000000843 powder Substances 0.000 claims description 8
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims description 8
- 229910052708 sodium Inorganic materials 0.000 claims description 8
- 239000011734 sodium Substances 0.000 claims description 8
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 7
- 238000005245 sintering Methods 0.000 claims description 7
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 6
- WHXSMMKQMYFTQS-UHFFFAOYSA-N Lithium Chemical group [Li] WHXSMMKQMYFTQS-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- ZLMJMSJWJFRBEC-UHFFFAOYSA-N Potassium Chemical group [K] ZLMJMSJWJFRBEC-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 claims description 4
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 claims description 4
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 claims description 4
- 229910052744 lithium Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 4
- 229910001092 metal group alloy Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 230000035699 permeability Effects 0.000 claims description 4
- 229910052700 potassium Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 239000011591 potassium Substances 0.000 claims description 4
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 4
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims description 4
- 239000004557 technical material Substances 0.000 claims 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 abstract description 4
- 238000010992 reflux Methods 0.000 abstract description 3
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 abstract 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 6
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 4
- 238000002679 ablation Methods 0.000 description 3
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 3
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000011065 in-situ storage Methods 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 2
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 230000004075 alteration Effects 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 1
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 230000008439 repair process Effects 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
- 230000004083 survival effect Effects 0.000 description 1
- 230000035900 sweating Effects 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Powder Metallurgy (AREA)
Abstract
本发明提供一种新型飞行器翼型高温传热系统，涉及高超音速飞行器热防护技术领域。一种新型飞行器翼型高温传热系统，包括：外部壳体、毛细芯和内部支撑结构，所述外部壳体不包括与机体连接处盖板，整体采用3D打印一体化成形，连接盖板可采用3D打印，也可采用机械加工制造，两者焊接在一起形成蒸汽腔，内部填充碱金属工质。通过3D打印技术进行一体化制造，可以有效地去除热管和空气舵、毛细芯和壳体的接触热阻，加强了热管的热传导能力，采用多孔点阵结构作为支撑结构，提高了整体强度，降低了重量，多孔点阵结构具备超大的表面积，加强了热交换能力，加强了工质的回流能力，减少了传统机械加工和焊接所带来的变形问题。
Description
技术领域
本发明涉及高超音速飞行器热防护技术领域，具体为一种新型飞行器翼型高温传热系统。
背景技术
在飞行过程中，高超声速飞行器的飞行速度一般在5Ma以上，会遭遇到气动加热的问题，由于激波和粘性的作用，鼻锥、机翼前缘和空气舵等尖锐外形部位的表面温度会急剧升高，达到1600℃以上，在如此高的温度下，表面材料会发生多种物理和化学反应，导致相应功能的降低或者丧失，严重影响飞行器的生存能力、重复性使用以及战术目标的执行。
目前采用的热防护分为被动防热、半被动防热、主动防热，被动防热方案采用热沉结构、辐射结构和隔热结构，其结构较简单可靠，能保持气动外形不变，但是可承受总热量有限，半被动防热方案包括热管结构和烧蚀结构。其中烧蚀结构热防护效率高，适应性强，但在烧蚀过程中，气动外形会发生改变，不利于飞行稳定性，主动防热方案有发汗冷却、薄膜冷却和对流冷却三种冷却方式，此方案可实现精准热控，适合于高热流密度的环境，但其结构和技术较为复杂，不利于检查、维护和维修，本发明采用热管结构的半被动式热防护，该方案结构简单可靠，可进行重复性使用。
传统的热管结构多采用内嵌的方式，将多根热管弯折进行内嵌于机翼前缘或者空气舵上，此种连接方式会导致热管与机翼的接触热阻问题，使得气动加热产生的热量传导至热管时传热效率过低，并且受到翼前缘半径较小的影响，内嵌热管的管径往往比较小，其传热极限也受到了限制，较难满足气动加热情况下的热疏导要求，由于机翼和空气舵不仅有热防护的需求，还有较高的强度要求，传统的热管结构需考虑内部加强肋的布置，热管弯曲变形，安装困难等问题。
发明内容
(一)解决的技术问题
针对现有技术的不足，本发明提供了一种新型飞行器翼型高温传热系统，解决了目前热管结构存在加工复杂、安装困难、接触热阻大、传热极限小的问题。
(二)技术方案
为实现以上目的，本发明通过以下技术方案予以实现：一种新型飞行器翼型高温传热系统，包括：外部壳体、毛细芯和内部支撑结构，所述外部壳体不包括与机体连接处盖板，整体采用3D打印一体化成形，连接盖板可采用3D打印，也可采用机械加工制造，两者焊接在一起形成蒸汽腔，内部填充碱金属工质，所述毛细芯可为槽道型、烧结型、丝网型，均通过3D打印技术制造，所述内部支撑结构为多孔点阵结构。
优选的，所述3D打印技术材料为高温合金316L、17-4PH、GH3536、GH3625、GH4169、Nb521。
优选的，所述壳体厚度为0.1-2mm，侧盖板厚度为2-4mm，毛细芯厚度为0.5-2mm。
优选的，所述毛细芯为槽道型时，其槽宽为0.1-0.5mm，其槽高为0.2-0.6mm，所述毛细芯为烧结型时，采用不同孔径的金属粉末或者添加造孔剂打印具备不同孔径、孔隙率和渗透率的毛细结构，所述毛细芯为丝网型时，其丝网目数为50-300目，所述毛细芯可为梯度型，沿流动方向上毛细结构孔径递减或者槽道尺寸递减。
优选的，当3D打印材料选用高温合金316L和17-4PH时，所述碱金属工质为钾、钠，当3D打印材料选用高温合金GH3536、GH3625、GH4169时，所述碱金属工质为钠，当3D打印材料选用高温合金Nb521，所述碱金属工质为锂。
优选的，所述点阵结构采用不同孔径的金属合金粉末或者添加造孔剂形成多孔结构，提高高温热管强度的同时，可促进工质的回流，增加热交换面积，加快工质的蒸发，提高热传输速度。
优选的，采用3D打印的新型一体化翼型高温热管方法，包括如下步骤：
S1.外部壳体、毛细结构和点阵结构采用3D打印技术一体化成形，在分层打印的过程中，先打印外部壳体结构，再从壳体与毛细结构接触的地方逐渐向中心位置方向打印毛细结构和多孔点阵结构；
S2.通过3D打印或数控机械加工带有充装口的侧盖板，将侧盖板和带有毛细结构、点阵结构的外壳体放置在真空腔体内，抽真空；在真空环境下将侧盖板与外壳体焊接在一起；
S3.在真空环境下，将碱金属工质加热至液态，通过侧盖板上的充液管注入蒸汽腔内，待其冷却至固体，真空状态下密封充液管。
(三)有益效果
本发明提供了一种新型飞行器翼型高温传热系统。具备以下有益效果：
本发明通过3D打印技术进行一体化制造，可以有效地去除热管和空气舵、毛细芯和壳体的接触热阻，加强了热管的热传导能力，借助3D打印技术可以实现槽道型、烧结型、丝网型以及各种复合梯度型毛细结构的快速制造，并且根据不同的热传输要求选择性价比最高的毛细结构，蒸汽通道内采用多孔点阵结构作为支撑结构，具备良好的抗冲击能力，提高了整体强度，降低了重量，并且由于多孔点阵结构具备超大的表面积，加强了热交换能力，壳体、毛细结构和多孔点阵结构采用3D打印原位一体化成型，大大缩减了整体的加工周期，减少了多个部件之间由于配合所带来的误差，加强了工质的回流能力，提高了热管的传热极限，并且减少了传统机械加工和焊接所带来的变形问题。
附图说明
图1为本发明的高温热管结构示意图；
图2为本发明的毛细结构示意图；
图3为本发明的点阵结构示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例一：
如图1-3所示，本发明实施例提供一种新型飞行器翼型高温传热系统，其特征在于，包括：外部壳体、毛细芯和内部支撑结构，外部壳体不包括与机体连接处盖板，整体采用3D打印一体化成形，连接盖板可采用3D打印，也可采用机械加工制造，两者焊接在一起形成蒸汽腔，内部填充碱金属工质，毛细芯可为槽道型、烧结型、丝网型，均通过3D打印技术制造，内部支撑结构为多孔点阵结构。
3D打印技术材料为高温合金316L、17-4PH、GH3536、GH3625、GH4169、Nb521。
壳体厚度为0.1mm，侧盖板厚度为2mm，毛细芯厚度为0.5mm。
毛细芯为槽道型时，其槽宽为0.1mm，其槽高为0.2mm，毛细芯为烧结型时，采用不同孔径的金属粉末或者添加造孔剂打印具备不同孔径、孔隙率和渗透率的毛细结构，毛细芯为丝网型时，其丝网目数为300目，毛细芯可为梯度型，沿流动方向上毛细结构孔径递减或者槽道尺寸递减。
当3D打印材料选用高温合金316L和17-4PH时，碱金属工质为钾、钠，当3D打印材料选用高温合金GH3536、GH3625、GH4169时，碱金属工质为钠，当3D打印材料选用高温合金Nb521，碱金属工质为锂。
点阵结构采用不同孔径的金属合金粉末或者添加造孔剂形成多孔结构，提高高温热管强度的同时，可促进工质的回流，增加热交换面积，加快工质的蒸发，提高热传输速度。
采用3D打印的新型一体化翼型高温热管方法，包括如下步骤：
S1.外部壳体、毛细结构和点阵结构采用3D打印技术一体化成形，在分层打印的过程中，先打印外部壳体结构，再从壳体与毛细结构接触的地方逐渐向中心位置方向打印毛细结构和多孔点阵结构；
S2.通过3D打印或数控机械加工带有充装口的侧盖板，将侧盖板和带有毛细结构、点阵结构的外壳体放置在真空腔体内，抽真空，在真空环境下将侧盖板与外壳体焊接在一起，真空密封腔体的真空度小于10-6Pa；
S3.在真空环境下，将碱金属工质加热至液态，通过侧盖板上的充液管注入蒸汽腔内，待其冷却至固体，真空状态下密封充液管。
采用3D打印技术实现高温热管与机翼、空气舵等部件的结构功能一体化制造，消除了传统加工方式带来的接触热阻、焊接变形的问题，内部毛细芯结构可根据热防护需求，选择槽道型、烧结型和丝网型，降低了制造难度，缩减了加工周期，采用多孔点阵结构，大大增加了整体的强度和换热速度。本发明介绍了一种新型一体化翼型高温热管，可制造与各种部件相适应的异型高温热管，降低了制造加工的难度，根据热防护需求选用不同类型和不同梯度的毛细结构，有效提高了高温热管的热传导能力，增强了大腔体热管的抗变形能力。
实施例二：
如图1-3所示，本发明实施例提供一种新型飞行器翼型高温传热系统，其特征在于，包括：外部壳体、毛细芯和内部支撑结构，外部壳体不包括与机体连接处盖板，整体采用3D打印一体化成形，连接盖板可采用3D打印，也可采用机械加工制造，两者焊接在一起形成蒸汽腔，内部填充碱金属工质，毛细芯可为槽道型、烧结型、丝网型，均通过3D打印技术制造，内部支撑结构为多孔点阵结构。
3D打印技术材料为高温合金316L、17-4PH、GH3536、GH3625、GH4169、Nb521。
壳体厚度为2mm，侧盖板厚度为4mm，毛细芯厚度为2mm。
毛细芯为槽道型时，其槽宽为0.5mm，其槽高为0.6mm，毛细芯为烧结型时，采用不同孔径的金属粉末或者添加造孔剂打印具备不同孔径、孔隙率和渗透率的毛细结构，毛细芯为丝网型时，其丝网目数为50目，毛细芯可为梯度型，沿流动方向上毛细结构孔径递减或者槽道尺寸递减。
当3D打印材料选用高温合金316L和17-4PH时，碱金属工质为钾、钠，当3D打印材料选用高温合金GH3536、GH3625、GH4169时，碱金属工质为钠，当3D打印材料选用高温合金Nb521，碱金属工质为锂。
点阵结构采用不同孔径的金属合金粉末或者添加造孔剂形成多孔结构，提高高温热管强度的同时，可促进工质的回流，增加热交换面积，加快工质的蒸发，提高热传输速度。
采用3D打印的新型一体化翼型高温热管方法，包括如下步骤：
S1.外部壳体、毛细结构和点阵结构采用3D打印技术一体化成形，在分层打印的过程中，先打印外部壳体结构，再从壳体与毛细结构接触的地方逐渐向中心位置方向打印毛细结构和多孔点阵结构；
S2.通过3D打印或数控机械加工带有充装口的侧盖板，将侧盖板和带有毛细结构、点阵结构的外壳体放置在真空腔体内，抽真空，在真空环境下将侧盖板与外壳体焊接在一起，真空密封腔体的真空度小于10-6Pa；
S3.在真空环境下，将碱金属工质加热至液态，通过侧盖板上的充液管注入蒸汽腔内，待其冷却至固体，真空状态下密封充液管。
本发明通过3D打印技术进行一体化制造，可以有效地去除热管和空气舵、毛细芯和壳体的接触热阻，加强了热管的热传导能力，借助3D打印技术可以实现槽道型、烧结型、丝网型以及各种复合梯度型毛细结构的快速制造，并且根据不同的热传输要求选择性价比最高的毛细结构，蒸汽通道内采用多孔点阵结构作为支撑结构，具备良好的抗冲击能力，提高了整体强度，降低了重量，并且由于多孔点阵结构具备超大的表面积，加强了热交换能力，壳体、毛细结构和多孔点阵结构采用3D打印原位一体化成型，大大缩减了整体的加工周期，减少了多个部件之间由于配合所带来的误差，加强了工质的回流能力，提高了热管的传热极限，并且减少了传统机械加工和焊接所带来的变形问题。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。
Claims (7)
1.一种新型飞行器翼型高温传热系统，其特征在于，包括：外部壳体、毛细芯和内部支撑结构，所述外部壳体不包括与机体连接处盖板，整体采用3D打印一体化成形，连接盖板可采用3D打印，也可采用机械加工制造，两者焊接在一起形成蒸汽腔，内部填充碱金属工质，所述毛细芯可为槽道型、烧结型、丝网型，均通过3D打印技术制造，所述内部支撑结构为多孔点阵结构。
2.根据权利要求1所述的一种新型飞行器翼型高温传热系统，其特征在于：所述3D打印技术材料为高温合金316L、17-4PH、GH3536、GH3625、GH4169、Nb521。
3.根据权利要求1所述的一种新型飞行器翼型高温传热系统，其特征在于：所述壳体厚度为0.1-2mm，侧盖板厚度为2-4mm，毛细芯厚度为0.5-2mm。
4.根据权利要求1所述的一种新型飞行器翼型高温传热系统，其特征在于：所述毛细芯为槽道型时，其槽宽为0.1-0.5mm，其槽高为0.2-0.6mm，所述毛细芯为烧结型时，采用不同孔径的金属粉末或者添加造孔剂打印具备不同孔径、孔隙率和渗透率的毛细结构，所述毛细芯为丝网型时，其丝网目数为50-300目，所述毛细芯可为梯度型，沿流动方向上毛细结构孔径递减或者槽道尺寸递减。
5.根据权利要求1所述的一种新型飞行器翼型高温传热系统，其特征在于：当3D打印材料选用高温合金316L和17-4PH时，所述碱金属工质为钾、钠，当3D打印材料选用高温合金GH3536、GH3625、GH4169时，所述碱金属工质为钠，当3D打印材料选用高温合金Nb521，所述碱金属工质为锂。
6.根据权利要求1所述的一种新型飞行器翼型高温传热系统，其特征在于：所述点阵结构采用不同孔径的金属合金粉末或者添加造孔剂形成多孔结构，提高高温热管强度的同时，可促进工质的回流，增加热交换面积，加快工质的蒸发，提高热传输速度。
7.根据权利要求6所述的一种新型飞行器翼型高温传热系统，其特征在于：采用3D打印的新型一体化翼型高温热管方法，包括如下步骤：
S1.外部壳体、毛细结构和点阵结构采用3D打印技术一体化成形，在分层打印的过程中，先打印外部壳体结构，再从壳体与毛细结构接触的地方逐渐向中心位置方向打印毛细结构和多孔点阵结构；
S2.通过3D打印或数控机械加工带有充装口的侧盖板，将侧盖板和带有毛细结构、点阵结构的外壳体放置在真空腔体内，抽真空；在真空环境下将侧盖板与外壳体焊接在一起；
S3.在真空环境下，将碱金属工质加热至液态，通过侧盖板上的充液管注入蒸汽腔内，待其冷却至固体，真空状态下密封充液管。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210007684.2A CN114313213A (zh) | 2022-01-05 | 2022-01-05 | 一种新型飞行器翼型高温传热系统 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210007684.2A CN114313213A (zh) | 2022-01-05 | 2022-01-05 | 一种新型飞行器翼型高温传热系统 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN114313213A true CN114313213A (zh) | 2022-04-12 |
Family
ID=81025051
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202210007684.2A Pending CN114313213A (zh) | 2022-01-05 | 2022-01-05 | 一种新型飞行器翼型高温传热系统 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN114313213A (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115123586A (zh) * | 2022-05-20 | 2022-09-30 | 东南大学 | 一种自开型耗散冷却装置及热防护方法 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107990769A (zh) * | 2017-11-06 | 2018-05-04 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种基于燃油冷却平板热管实现的金属轻质热防护系统 |
| RU2657614C1 (ru) * | 2017-03-09 | 2018-06-14 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Устройство тепловой защиты летательного аппарата |
| CN110542337A (zh) * | 2019-08-29 | 2019-12-06 | 华北电力大学 | 一种3d打印多孔毛细芯超薄平板热管及打印方法 |
| CN110906770A (zh) * | 2019-11-14 | 2020-03-24 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种半开式高温热管结构 |
| CN111660062A (zh) * | 2020-05-06 | 2020-09-15 | 中国航天空气动力技术研究院 | 基于3d打印的高温热管及其成型方法 |
| CN111964501A (zh) * | 2020-08-10 | 2020-11-20 | 哈尔滨工业大学（深圳） | 一种平板热管及其制备方法和换热器 |
-
2022
- 2022-01-05 CN CN202210007684.2A patent/CN114313213A/zh active Pending
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2657614C1 (ru) * | 2017-03-09 | 2018-06-14 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Устройство тепловой защиты летательного аппарата |
| CN107990769A (zh) * | 2017-11-06 | 2018-05-04 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种基于燃油冷却平板热管实现的金属轻质热防护系统 |
| CN110542337A (zh) * | 2019-08-29 | 2019-12-06 | 华北电力大学 | 一种3d打印多孔毛细芯超薄平板热管及打印方法 |
| CN110906770A (zh) * | 2019-11-14 | 2020-03-24 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种半开式高温热管结构 |
| CN111660062A (zh) * | 2020-05-06 | 2020-09-15 | 中国航天空气动力技术研究院 | 基于3d打印的高温热管及其成型方法 |
| CN111964501A (zh) * | 2020-08-10 | 2020-11-20 | 哈尔滨工业大学（深圳） | 一种平板热管及其制备方法和换热器 |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115123586A (zh) * | 2022-05-20 | 2022-09-30 | 东南大学 | 一种自开型耗散冷却装置及热防护方法 |
| CN115123586B (zh) * | 2022-05-20 | 2023-12-08 | 东南大学 | 一种自开型耗散冷却装置及热防护方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN111473671A (zh) | 一种石墨烯vc均热板及其制备方法 | |
| EP2719987B1 (en) | Heat exchanger element, manufacturing method therefor, and heat exchanger | |
| CN101453859B (zh) | 回路式热管散热装置及其制作方法 | |
| CN106017176A (zh) | 一种手机散热用超薄热管及其制造方法 | |
| EP1770344A2 (en) | Foam core heat exchanger and method | |
| CN114313213A (zh) | 一种新型飞行器翼型高温传热系统 | |
| CN106196655B (zh) | 一种太阳能热发电用多凹腔表面的容积式空气吸热器 | |
| CN110542337A (zh) | 一种3d打印多孔毛细芯超薄平板热管及打印方法 | |
| JP2012037165A (ja) | 熱交換部材 | |
| CN111660062A (zh) | 基于3d打印的高温热管及其成型方法 | |
| CN112815752B (zh) | 一种航天器两相流体换热回路热控系统 | |
| CN104315903B (zh) | 石棉非金属纤维毡吸液芯的热板 | |
| CN103717324B (zh) | 用于坯料超塑性成形的装置 | |
| CN103123236B (zh) | 金属纤维毡吸液芯的热板 | |
| EP2446211B1 (en) | Improved heat exchanger | |
| CN102374806B (zh) | 飞行翼前缘腔体热管 | |
| CN107449303A (zh) | 热管及其制作方法 | |
| CN111426226A (zh) | 一种石墨烯热管及其制备方法 | |
| CN111486733A (zh) | 一种基于流道可控设计的芯壳一体式平板热管及成型方法 | |
| CN109786785B (zh) | 一种平板式固体氧化物燃料电池电堆 | |
| CN114501946A (zh) | 超薄均热板及其制备方法、电子设备 | |
| CN214029207U (zh) | 一种3d打印电弧加热器旋气室 | |
| CN203098015U (zh) | 一种改进的汽车排气歧管 | |
| CN211261901U (zh) | 一种半开式高温热管结构 | |
| CN202119146U (zh) | 椭圆型太阳能集热管 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20220412 |
|
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |