CN216762140U - 一种集成热管舵面整体结构 - Google Patents

Abstract

本实用新型属于舵面设计技术领域，具体涉及一种集成热管舵面整体结构，包括：舵面壳体、工质、环形加强筋和辐射加强筋；所述舵面壳体内表面沿航向设有槽道；所述舵面壳体上下内表面之间设有环形加强筋和辐射加强筋；所述环形加强筋以舵轴为圆心，所述辐射加强筋延长线经过舵轴；所述槽道内设有工质。所述环形加强筋和辐射加强筋上均设有多个流通孔。所述舵面壳体根部两端分别设有流入预留孔和流出预留孔。

Description

一种集成热管舵面整体结构

技术领域

本实用新型属于舵面设计技术领域，具体涉及一种集成热管舵面整体结构。

背景技术

飞行器超声速飞行时，受到前方空气强烈压缩和摩擦，产生很强的激波，激波与附面层之间相互干扰，大部分动能转化为热能，部分热能迅速向物面传递。由于舵面前缘曲率半径小，致使舵面前缘的空气温度急剧升高，与舵面主体结构产生极大的温度梯度，会产生较大的热应力，甚至导致前缘严重烧蚀，须采取合理的热防护结构。常见的防热结构有热沉结构、辐射结构、烧蚀结构、热管结构和主动冷却结构等，其中热管结构利用冷却工质将高温部位热量进行转移，且无需附加动力和驱动装置，在舵面热防护结构上具有应用潜力。目前热管技术在舵面结构的应用还不成熟，主要受制于加工成型方法，热管的管体与管芯一般分开加工、并且传统的制造工艺很难加工狭小空间内表面的吸液芯结构，特别是对于非直线形状的空腔无法加工。热管的管体和舵面结构均需独立成形后再次装配，要求对装配有严格的限制，热管型面与舵面内表面需较好的贴合，才能快速的转移热量。

实用新型内容

本实用新型目的：针对上述现有技术存在的不足，本实用新型提供了一种集成热管整体舵面结构。目的是利用工质气液两相转化和微型槽道毛细力循环作用，将舵面前缘高温区热量快速传递至舵面后部低温区域，降低舵面前缘温度。

本实用新型解决其技术问题所采用的技术方案是：

一种集成热管舵面整体结构，包括：舵面壳体、工质、环形加强筋和辐射加强筋；

所述舵面壳体内表面沿航向设有槽道；

所述舵面壳体上下内表面之间设有环形加强筋和辐射加强筋；

所述环形加强筋以舵轴为圆心，所述辐射加强筋延长线经过舵轴；

所述槽道内设有工质。

进一步，所述环形加强筋和辐射加强筋上均设有多个流通孔。

进一步，所述舵面壳体根部两端分别设有流入预留孔和流出预留孔。

进一步，所述槽道宽度0.5mm～5mm。

进一步，所述舵面壳体外表面涂有辐射涂层。

进一步，所述环形加强筋包括：第一环形加强筋、第二环形加强筋、第三环形加强筋、第四环形加强筋；

所述辐射加强筋包括：第一辐射加强筋、第二辐射加强筋、第三辐射加强筋、第四辐射加强筋。

有益效果：一种集成热管舵面整体结构，简单、可靠，无需附加动力和驱动装置，能将舵面壳体前缘热量快速疏导至舵面壳体低温区域，能快速降低舵面壳体前缘温度和热应力，提高舵面材料温度耐受范围。

附图说明

图1为舵面主视图；

图2为舵面A-A面剖视图；

图3为I局部放大图；

图4为槽道工质示意图；

图5为环形加强筋示意图；

图6为辐射加强筋示意图；

图7为工质运动示意图；

图8为流入预留孔和流出预留孔示意图；

1高辐射涂层，2舵面壳体，3工质，4槽道，5第一环形加强筋，6第二环形加强筋，7第一辐射加强筋，8第二辐射加强筋，9第三辐射加强筋，10第四辐射加强筋，11第三环形加强筋，12舵面壳体后缘，13第四环形加强筋，14槽道方向，15环形筋流通孔，16辐射筋流通孔，17流入预留孔，18流出预留孔。

具体实施方式

一种集成热管整体舵面结构,如图1和图2所示，包括高辐射涂层1、舵面壳体2、工质3。如图3所示，舵面壳体2内表面具有沿弹体航向方向的槽道4,舵面壳体2内有第一环形加强筋5，第二环形加强筋6，第一辐射加强筋7，第二辐射加强筋8，第三辐射加强筋9，第四辐射加强筋10，第三环形加强筋11，舵面壳体后缘12，第四环形加强筋13结构。

第一环形加强筋5、第二环形加强筋6、第三环形加强筋11、第四环形加强筋13上设有环形筋流通孔15，如图5所示；第一辐射加强筋7、第二辐射加强筋8、第三辐射加强筋9、第四辐射加强筋10上设有辐射筋流通孔16，如图6所示。

舵面壳体2的槽道、辐射加强筋的流通孔、环形加强筋的流通孔形成闭合腔室。舵面壳体2根部有流入预留孔17和流出预留孔18，如图8所示，该预留孔用于清除舵面壳体2增材制造成型留存的粉末和加入工质3，并且通过流入预留孔17和流出预留孔18对舵面壳体2内部抽真空，最终流入预留孔17和流出预留孔18通过焊接封口。

工质3在槽道4内，工作状态时为液态，如图4所示。槽道4为矩形通道，按槽道方向14示意图布置在舵面壳体2的内表面，槽道4连通舵面壳体2上下内表面，贯穿整个舵面壳体2内表面，舵面壳体2上下内表面布置若干个槽道4，槽道4的数量由舵面展向长度决定，槽道4的宽度0.5mm-5mm，相邻槽道的距离为槽道的宽度。

如图7所示，舵面壳体前缘气动加热总热量为Q，通过高辐射涂层1辐射走热量Q1，热量Q2由舵面壳体2前缘外表面吸收并传递至舵面前缘壳体2内表面，当舵面前缘壳体2内表面温度达到工质3蒸发温度时，工质3蒸发由液体气化形成蒸气，由于温差产生的压力，工质3在蒸气状态在舵面壳体2内腔室流动，工质3的蒸气状态在后缘低温处液化，液化的工质3吸附在槽道上，工质3在槽道内毛细压力的作用下，以液体状态由后缘向前缘持续流动，补充前缘蒸发掉的工质3，形成具有闭环的流路。

本实用新型成形方法如下：

舵面壳体通过增材制造成型为整体结构，在舵面根部设计有两个预留孔，首先通过该预留孔清除增材制造时设计未融化的粉末，粉末清除后，舵面壳体形成具有无多余物干净的空腔结构；根据舵面壳体内部空间结构尺寸，通过预留孔加注计算好重量的工质，然后通过预留孔对舵面壳体内部形成的空腔抽真空，最后通过焊接将预留孔封口，舵面壳体形成了一个包含工质和封闭真空腔的完整装配件。舵面壳体前缘外表面清洗干净，将高辐射涂层原料喷涂到舵面壳体前缘外表面，MoSi2添加至高辐射涂层内，提高热辐射系数，高辐射涂层厚度结合前缘在严酷飞行载荷下变形量和飞行时表面最大热流综合确定。

飞行器超声速飞行时，舵面壳体的前缘温度高，舵面壳体的后半部分温度低，舵面壳体的前缘在持续加热状态下达到工质气化温度时，舵面壳体的前缘槽道中的工质气化形成蒸气，由于温差产生的压力，呈气态状的工质在蒸气腔内扩散，气态状的工质通过空腔通道进入壳体的后半部分，由于壳体的后半部分温度低，气态状的工质冷凝成液体，液化的工质吸附在槽道上，由于微型槽道的毛细力，液化的工质通过槽道回流至舵面壳体前缘处，形成具有闭环的流路。利用热管高效传热、等温性极佳的特点，可有效将舵面壳体前缘高温区的热量快速传输至舵面壳体低温区，能有效降低舵面壳体前缘温度，减小结构温度梯度和热应力。

Claims (6)

1.一种集成热管舵面整体结构，其特征在于：所述结构包括：舵面壳体、工质、环形加强筋和辐射加强筋；

所述舵面壳体内表面沿航向设有槽道；

所述舵面壳体上下内表面之间设有环形加强筋和辐射加强筋；

所述环形加强筋以舵轴为圆心，所述辐射加强筋延长线经过舵轴；

所述槽道内设有工质。

2.根据权利要求1所述的集成热管舵面整体结构，其特征在于：所述环形加强筋和辐射加强筋上均设有多个流通孔。

3.根据权利要求2所述的集成热管舵面整体结构，其特征在于：所述舵面壳体根部两端分别设有流入预留孔和流出预留孔。

4.根据权利要求3所述的集成热管舵面整体结构，其特征在于：所述槽道宽度0.5mm～5mm。

5.根据权利要求4所述的集成热管舵面整体结构，其特征在于：所述舵面壳体外表面涂有辐射涂层。

6.根据权利要求5所述的集成热管舵面整体结构，其特征在于：所述环形加强筋包括：第一环形加强筋、第二环形加强筋、第三环形加强筋、第四环形加强筋；

所述辐射加强筋包括：第一辐射加强筋、第二辐射加强筋、第三辐射加强筋、第四辐射加强筋。

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