一种多热源工质消耗式环路热管的制作方法 专利技术说明

供热;炉灶;通风;干燥设备的制造及其应用技术1.本发明涉及航天器热控技术领域，特别涉及一种多热源工质消耗式环路热管。背景技术：2.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。3.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。技术实现要素：4.为了解决上述技术问题，本发明中披露了一种多热源工质消耗式环路热管，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。本发明的技术方案是这样实施的：5.一种多热源工质消耗式环路热管，包括蒸发器、储液器、三通、电磁调节阀、排汽管和信号管；6.其中，7.所述蒸发器的数量为2个或2个以上；8.所述储液器的数量为2个或2个以上；9.所述三通的数量为3个或3个以上；10.所述蒸发器和所述储液器数量相同；11.所述蒸发器与所述储液器之间焊接成一个整体，所述三通设置于所述蒸发器与所述储液器之间的管路上；12.所述排汽管通过管路连接所述蒸发器和所述储液器组成的环路；13.所述排汽管与所述环路之间的管路上设置有电磁调节阀；14.所述信号管连接所述蒸发器和所述储液器组成的环路和所述电磁调节阀；15.所述信号管接受所述电磁调节阀的输出端反馈信号。16.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；17.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连接，所述蒸汽接管设置于所述管壳的尾部，所述储液器与所述管壳焊接成一个整体，所述刺刀管的一端伸入所述毛细芯内，另一端穿过所述储液器。18.优选地，所述毛细芯为多孔材料。19.优选地，所述毛细芯的外表面设置蒸汽槽道，所述毛细芯的中心孔作为液体干道。20.优选地，其中一个所述蒸发器顶部设置有充注口。21.优选地，所述储液器的内容积与外部热源的热功率及多热源工质消耗式环路热管的工作时长成正比。22.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，通过多点热源结合安装环路热管的蒸发器形成了并联网络，该系统通过各个环路热管的蒸发器进行取热、通过排放汽态工质的方式进行散热，可实现更节约重量资源和体积资源、通过调节储液器的内容积调整运行的工作的时长以满足工作时长短、散热条件有限航天器的应用需求、通过重复充装满足重复使用航天器的应用需求的技术效果。附图说明23.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。24.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。25.图1为实施例的多热源工质消耗式环路热管的结构示意简图；26.图2为实施例的第一蒸发器和第一储液器的剖面结构示意图。27.在上述附图中，各图号标记分别表示：28.1、第一蒸发器29.1-1、毛细芯30.1-1-1、蒸汽槽道31.1-1-2、液体干道32.1-2、管壳33.1-3、刺刀管34.1-4、蒸汽接管35.1-5、鞍座36.2、第一储液器37.2-1、充注口38.3、第二蒸发器39.4、第二储液器40.5、第三蒸发器41.6、第三储液器42.7、第一管路43.8、第二管路44.9、第三管路45.10、第四管路46.11、第五管路47.12、第六管路48.13、第七管路49.14、第八管路50.15、第九管路51.16、第十管路52.17、第十一管路53.18、第一三通54.19、第二三通55.20、第三三通56.21、第四三通57.22、第五三通58.23、排汽管59.24、电磁调节阀60.25、信号管61.26、第一热源62.27、第二热源63.28、第三热源具体实施方式64.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。65.实施例66.在一种具体的实施例中，如图1和图2所示，一种多热源工质消耗式环路热管，包括第一蒸发器1、第一储液器2、第二蒸发器3、第二储液器4、第三蒸发器5、第三储液器6、第一管路7、第二管路8、第三管路9、第四管路10、第五管路11、第六管路12、第七管路13、第八管路14、第九管路15、第十管路16、第十一管路17、第一三通18、第二三通19、第三三通20、第四三通21、第五三通22、排汽管23、电磁调节阀24和信号管25。67.本实施例为三热源工质消耗式环路热管。外部热源包括第一热源26、第二热源27和第三热源28。68.第一蒸发器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，第一储液器2的顶部设置充注口2-1。69.第一蒸发器1、第二蒸发器3和第三蒸发器5的结构相同；第一储液器2、第二储液器4和第三储液器6的结构相同。第一储液器2与第一蒸发器1的管壳1-2焊接成一个整体，刺刀管1-3的一端伸入毛细芯1-1的液体干道1-1-2内，另一端穿过第一储液器2作为管路接口。70.第二蒸发器3和第二储液器4焊接成一个整体，第三蒸发器5和第三储液器6焊接成一个整体。71.第一热源26与第一蒸发器1的鞍座1-5贴合安装。第二热源27和第三热源28在第二蒸发器3和第三蒸发器5上的安装方式与第一热源26的安装方式相同。72.第一管路7连接第一三通18与第一蒸发器1的蒸汽接管1-4，第四管路10连接伸出第一储液器2的刺刀管1-3与第三三通20，第二管路8连接第一三通18与第二蒸发器3，第五管路11连接第二储液器4和第三三通20，第七管路13连接第一三通18和第二三通19，第九管路15连接第三三通20和第四三通21，第三管路9连接第二三通19和第三蒸发器5，第六管路12连接第三储液器6和第四三通21，第八管路14连接第二三通19和第五三通22，第十管路16连接第四三通21和第五三通22，第十一管路17连接第五三通22和电磁调节阀24，排汽管23与电磁调节阀24的另一侧相连。73.多热源工质消耗式环路热管在启动前，充注口2-1处于封闭状态，电磁调节阀24处于关闭状态。将第一蒸发器1、第二蒸发器3和第三蒸发器5分别布置在第一热源26、第二热源27、第三热源28处，第一蒸发器1内的工质在鞍座1-5的受热面接受热量后蒸发，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进入第一管路7；第二蒸发器2产生的蒸汽进入第二管路8，第一管路7和第二管路8内的蒸汽经过第一三通18汇入第七管路13；第三蒸发器5产生的蒸汽进入第三管路9，第七管路13和第三管路9内的蒸汽经过第二三通19汇入第八管路14；第八管路14内的蒸汽经过第五三通22分流后，一部分工质蒸汽进入第十管路16；第十管路16通过第四三通21分流至第六管路12和第九管路15，第六管路12内的工质回到第三储液器6内；第九管路15通过第三三通20分流至第五管路11和第四管路10，第五管路11内的工质回到第二储液器4内；第四管路10内的工质回到第一储液器2，第一储液器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。74.多点热源通过安装环路热管的蒸发器形成了并联网络，当第八管路14处工质的压力的超出开启设定值时，电磁调节阀24的输出端反馈信号通过信号管25传递到执行机构，电磁调节阀24开启，经第五三通22分流的另一部分蒸汽工质依次进入第十一管路17和电磁调节阀24后，从排汽管23排放。此时，系统内蒸汽的压力下降，当第八管路14处工质的压力降低到关闭设定值时，电磁调节阀24的输出端反馈信号通过信号管25传递到执行机构，电磁调节阀24关闭。整个系统通过第一蒸发器1、第二蒸发器3和第三蒸发器5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。可通过设计第一储液器2、第二储液器4和第三储液器6的内容积大小，调整运行的工作的时长，满足工作时长短、散热条件有限的航天器的应用需求；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。75.与传统的环路热管由冷凝器散热相比，本实施例的结构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；76.本实施例的结构可通过设计储液器内容积的大小，调整运行的工作的时长，满足工作时长短、散热条件有限航天器的应用需求；77.本实施例工质可以进行补充，满足可重复使用航天器的应用需求；78.蒸发器之间并联布置，可满足多热源的散热需求。79.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。









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