CN115406276A - 一种单一热源工质消耗式圆柱形环路热管 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种单一热源工质消耗式圆柱形环路热管，包括蒸发器、储液器、第一管路、三通、第二管路、第三管路、自力式温度调节阀、排汽管和信号管。工质消耗式圆柱形环路热管由蒸发器进行取热，通过自力式温度调节阀根据蒸汽温度调节阀门的开、关的方式控制系统运行温度，实现具有工作时长短、散热条件有限等特点的航空器的有效热控制。其中本发明的有益效果是：与传统的环路热管的冷凝器散热相比，工质消耗式环路通过排放汽态工质的方式进行散热，更节约重量资源和体积资源；可通过设计储液器内容积的大小，调整运行的工作的时长，满足各类航天器的应用需求；工质可以进行补充，满足可重复使用航天器的应用需求。

Description

一种单一热源工质消耗式圆柱形环路热管
技术领域
本发明涉及航天器热控技术领域，特别涉及一种单一热源工质消耗式圆柱形环路热管。
背景技术
导弹、火箭、高超声速飞行器、宇航服、可重复使用航天器、短时战术卫星、行星着陆器等航空航天器具有工作时长短、散热条件有限的特点。如导弹、火箭、高超声速飞行器工作时长为数小时，但高马赫数长航时的累计气动加热十分严重；宇航服、可重复使用航天器工作时长为数小时到数天，但系统重量资源和体积资源有限；短时战术卫星工作时长为数月，但需要进行快速部署并只关注短期效用；行星着陆器工作时长为数月，但行星表面粉尘会使散热器散热能力快速退化。
工作时长短、散热条件有限的航空航天器通常采用基于相变材料的热控方案，通过相变蓄热的方式避免电子设备温升过高。但该方案需要较多的相变材料，占用较多的重量资源；同时相变材料导热系数低，热源与相变材料间难以进行有效热耦合，系统热控能力差。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明中披露了一种单一热源工质消耗式圆柱形环路热管，本发明的技术方案是这样实施的：
一种单一热源工质消耗式圆柱形环路热管，包括蒸发器、储液器、第一管路、三通、第二管路、第三管路、自力式温度调节阀、排汽管和信号管；
所述蒸发器与所述储液器焊接为一体，所述三通连接所述第一管路、所述第二管路和所述第三管路，所述第一管路连接所述储液器，所述第二管路连接所述蒸发器，所述自力式温度调节阀一侧连接所述第三管路，另一侧连接所述排气管，所述信号管连接并接受所述自力式温度调节阀的反馈信号。所述蒸发器为圆柱形蒸发器；
优选地，所述蒸发器包括毛细芯、管壳、刺刀管、蒸汽接管和鞍座；所述毛细芯的外径与所述管壳的内径过盈配合，所述鞍座与所述管壳焊接，所述蒸汽接管设置于所述管壳尾部，所述管壳与所述储液器焊接；
所述毛细芯中心孔为液体干道；
所述刺刀管一端插入所述液体干道内，另一端穿过所述储液器。
优选地，所述毛细芯为多孔材料。
优选地，所述毛细芯外表面设置有蒸汽槽道。
优选地，所述储液器的顶部设置有充注口。
实施本发明的技术方案可解决现有技术中工作时长短、散热条件有限的航空航天器通常采用基于相变材料的热控方案，通过相变蓄热的方式避免电子设备温升过高。但该方案需要较多的相变材料，占用较多的重量资源；同时相变材料导热系数低，热源与相变材料间难以进行有效热耦合，系统热控能力差的技术问题；实施本发明的技术方案，通过提供一种单一热源工质消耗式圆柱形环路热管，该环路热管通过蒸发器进行取热、通过排放汽态工质的方式进行散热，可解决具有工作时长短、散热条件有限等特点的航空航天器的热控需求。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术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发明的一种实施例，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。
其中相同的零部件用相同的附图标记表示。需要说明的是，下面描述中使用的词语“前”、“后”、“左”、“右”、“上”和“下”指的是附图中的方向，词语“底面”和“顶面”、“内”和“外”分别指的是朝向或远离特定部件几何中心的方向。
图1为单一热源工质消耗式圆柱形环路热管的示意图；
图2为圆柱形蒸发器和储液器的剖面示意图。
在上述附图中，各图号标记分别表示：
1、蒸发器
1-1、毛细芯
1-1-1、蒸汽槽道
1-1-2、液体干道
1-2、管壳
1-3、刺刀管
1-4、蒸汽接管
1-5、鞍座
2、储液器
2-1、充注口
3、第一管路
4、三通
5、第二管路
6、第三管路
7、自力式温度调节阀
8、排汽管
9、信号管
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作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
在一种具体的实施例中，如图1和图2所示，一种单一热源工质消耗式圆柱形环路热管，包括蒸发器1、储液器2、第一管路3、三通4、第二管路5、第三管路6、自力式温度调节阀7、排汽管8和信号管9。
蒸发器1为圆柱形蒸发器，包括毛细芯1-1、管壳1-2、刺刀管1-3、蒸汽接管1-4和鞍座1-5。毛细芯1-1为多孔材料，毛细芯1-1的外表面设置蒸汽槽道1-1-1，毛细芯1-1的中心孔作为液体干道1-1-2。毛细芯1-1的外径与管壳1-2的内径过盈配合，鞍座1-5与管壳1-2焊接连接，管壳1-2的尾部设有蒸汽接管1-4，储液器2与蒸发器1的管壳1-2焊接成一个整体，储液器2的顶部设置充注口2-1，刺刀管1-3的一端伸入毛细芯1-1的液体干道1-1-2内，另一端穿过储液器2作为管路接口。
第一管路3连接伸出储液器2的刺刀管1-3与三通4，第二管路5连接三通4与蒸发器1的蒸汽接管1-4，第三管路6连接自力式温度调节阀7和三通4，排汽管8与自力式温度调节阀7的另一侧相连。
环路热管启动前，充注口2-1处于封闭状态，自力式温度调节阀7处于关闭状态。环路热管内的工质在鞍座1-5的受热面接受热量后在毛细芯1-1的外表面蒸发，蒸汽工质由毛细芯1-1的蒸汽槽道1-1-1汇集至蒸汽接管1-4进入第二管路5，经过三通4分流后，一部分工质进入第一管路3回到储液器2，储液器2内的液态工质通过刺刀管1-3输送至毛细芯1-1的液体干道1-1-2内，毛细芯1-1通过毛细力的作用将液体工质持续输送到毛细芯1-1的外表面继续受热蒸发。当蒸汽接管1-2处工质的温度的超出开启设定值时，自力式温度调节阀7的输出端反馈信号通过信号管9传递到执行机构，自力式温度调节阀7开启，经三通4分流的另一部分蒸汽工质依次进入第三管路6和自力式温度调节阀7后，从排汽管8排放。此时，环路热管内蒸汽的压力下降，相应地工质温度也随之下降，当蒸汽接管1-2处工质的温度降低到关闭设定值时，自力式温度调节阀7的输出端反馈信号通过信号管9传递到执行机构，自力式温度调节阀7关闭。整个环路热管通过蒸发器1进行取热，通过间歇性排放蒸汽工质的方法进行散热，实现工作时长短、热流密度高的航空航天器的热控应用场景。可通过设计储液器2的内容积的大小，调整运行的工作的时长，满足各类航天器的应用需求；工质可通过充注口2-1进行补充，满足重复使用的应用需求。
与现有技术相比，本发明的有益效果为：
与传统的环路热管由冷凝器散热相比，工质消耗式环路通过排放汽态工质的方式进行散热，更节约重量资源和体积资源；
可通过设计储液器内容积的大小，调整运行的工作的时长，满足各类航天器的应用需求；
工质可以进行补充，满足可重复使用航天器的应用需求；
自力式温度阀由工质自身的温度作为能源驱动阀门工作，不需要外接电源和二次仪表。
需要指出的是，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种单一热源工质消耗式圆柱形环路热管，其特征在于，包括蒸发器、储液器、第一管路、三通、第二管路、第三管路、自力式温度调节阀、排汽管和信号管；
所述蒸发器与所述储液器焊接为一体，所述三通连接所述第一管路、所述第二管路和所述第三管路，所述第一管路连接所述储液器，所述第二管路连接所述蒸发器，所述自力式温度调节阀一侧连接所述第三管路，另一侧连接所述排气管，所述信号管连接并接受所述自力式温度调节阀的反馈信号；
所述蒸发器为圆柱形蒸发器。
2.根据权利要求1所述的一种单一热源工质消耗式圆柱形环路热管，其特征在于，所述蒸发器包括毛细芯、管壳、刺刀管、蒸汽接管和鞍座；所述毛细芯的外径与所述管壳的内径过盈配合，所述鞍座与所述管壳焊接，所述蒸汽接管设置于所述管壳尾部，所述管壳与所述储液器焊接；
所述毛细芯中心孔为液体干道；
所述刺刀管一端插入所述液体干道内，另一端穿过所述储液器。
3.根据权利要求2所述的一种单一热源工质消耗式圆柱形环路热管，其特征在于，所述毛细芯为多孔材料。
4.根据权利要求3所述的一种单一热源工质消耗式圆柱形环路热管，其特征在于，所述毛细芯外表面设置有蒸汽槽道。
5.根据权利要求4所述的一种单一热源工质消耗式圆柱形环路热管，其特征在于，所述储液器的顶部设置有充注口。
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