一种用于尾喷管的循环散热装置制造方法及图纸

本发明专利技术提供了一种用于尾喷管的循环散热装置，包括：热腔换热器和冷腔换热器；热腔换热器内部设置的热腔通过出流管及回流管分别与冷腔换热器内部设置的冷腔连接，热腔换热器与尾喷管连接；其中，出流管的管径大于回流管的管径；热腔用于盛放通过回流管回流的、在冷腔内换热后的第一循环工质和处于液态的第二循环工质；冷腔用于盛放通过出流管出流的、在热腔内换热后的第一循环工质和处于气态的第二循环工质。本发明专利技术利用第二循环工质加热后气化的特点，在热腔和冷腔之间形成的热气动压差，使第一循环工质和第二循环工质能够在热腔和冷腔之间循环往复运动，在热腔中不断吸收尾喷管的热量，并在冷腔中与空气进行换热，实现了对尾喷管的循环散热。

A circulating cooling device for tail nozzle

The present invention provides a method for circulating cooling device, the nozzle includes a heat exchanger cavity and the cold heat exchanger; heat exchanger cavity cavity heat exchanger which is arranged inside the through flow pipe and return pipe are respectively connected with the cooling cavity for cold heat exchanger is arranged inside the cavity, heat exchanger with the nozzle connected; the flow pipe diameter greater than the diameter of reflux pipe; thermal cavity for the first refrigerant for backflow through the return pipe and the heat transfer in the cooling cavity and second in liquid refrigerant; cooling cavity for the first refrigerant flow through a pipe flow heat transfer in thermal cavity and gaseous refrigerant in second. The present invention utilizes second refrigerant heating gasification characteristics, formed between the hot and cold chamber cavity pneumatic pressure, the first refrigerant and refrigerant to second cycle of movement between the heat chamber and cold chamber in a thermal cavity absorbing nozzle, heat, and cold in the cavity with air heat exchanger, the circulation cooling of the nozzle.

【技术实现步骤摘要】
一种用于尾喷管的循环散热装置
本专利技术涉及散热
，具体涉及一种用于尾喷管的循环散热装置。
技术介绍
在隐身飞机的设计中，先进尾喷管系统是其中非常重要的一环。隐身飞机不仅需要尾喷管来显著降低发动机的排气温度、避免被后半球射入的雷达波直视发动机涡轮叶片、缩短被红外制导空空导弹锁定的距离，还要保持飞机的尾喷管红外隐身性能。为了实现飞机尾喷管的红外隐身性能，需要把尾喷管灼热喷气气流与外部冷空气的掺混来降低排气温度，同时还要降低喷气气流加热的尾喷管温度，从而实现尾喷管红外隐身，进而降低飞机的整体红外辐射。现有技术中，为了对尾喷管进行散热，可以采用改进尾喷管的结构形状的方式，例如一种二元矢量尾喷管，可以向上或向下偏离20度，尾喷管采用相应的边缘导向设计，与机身边缘平行，其喷管喷流的核心流温度区域明显减小，并且矢量喷管在外形上融合机身曲线，内部开小孔，能够强化发动机旁通气流对尾喷管的冷却；另外，还可以采用外加驱动泵的方式来对尾喷管进行散热。因此，现有技术至少存在以下技术缺陷：采用改进结构形状的方式进行散热，不能主动进行散热，导致散热效果较差；而采用外加驱动泵的方式进行散热，需要在飞机上安装额外的驱动泵，影响飞机性能和隐身效果。
技术实现思路
针对现有技术中存在的上述缺陷，本专利技术提供一种用于尾喷管的循环散热装置。本专利技术提供的一种用于尾喷管的循环散热装置，包括：热腔换热器和冷腔换热器；所述热腔换热器内部设置的热腔7通过出流管5及回流管4分别与所述冷腔换热器内部设置的冷腔2连接，所述热腔换热器与尾喷管连接；其中，所述出流管5的管径大于所述回流管4的管径；所述热腔7用于盛放通过所述回流管4回流的、在所述冷腔2内换热后的第一循环工质9和处于液态的第二循环工质10；所述冷腔2用于盛放通过所述出流管5出流的、在所述热腔7内换热后的第一循环工质9和处于气态的第二循环工质11。其中，所述热腔换热器包括热腔端盖6和底座8；所述底座8为柱形体，所述底座8的底端与所述尾喷管连接，所述底座8的顶端与所述热腔端盖6连接，所述热腔端盖6和所述底座8之间形成所述热腔7，所述出流管5及所述回流管4分别与所述热腔端盖6密封连接。其中，所述冷腔换热器包括冷腔端盖3和环形肋片结构体1；所述环形肋片结构体1为外表面设置有多道肋片的柱形体，所述环形肋片结构体1的底端与所述冷腔端盖3连接，所述冷腔端盖3和所述环形肋片结构体1之间形成所述冷腔2，所述出流管5及所述回流管4分别与所述冷腔端盖3密封连接。其中，所述出流管5伸入所述热腔7内的长度小于所述回流管4伸入所述热腔7内的长度；所述出流管5伸入所述冷腔2内的长度大于所述回流管4伸入所述冷腔2内的长度。其中，所述回流管4伸入所述冷腔2的长度为零。其中，所述第一循环工质为熔点在400℃以下的液态金属；所述第二循环工质为沸点在400℃至2200℃之间的金属流体或无机盐流体。其中，所述第一循环工质为包括镓、铟、锡、铋和铅中至少一种的金属流体或包括镓、铟、锡、铋和铅中至少两种的合金流体；所述第二循环工质为包括钠、钾和铯中至少一种的金属流体或三氯化铋无机盐流体。其中，所述第一循环工质与所述第二循环工质的质量比为1:0.01至1:100之间。其中，所述环形肋片结构体1的肋片厚度为10nm～10cm之间，肋片高度为10nm～1m之间。其中，所述底座8、所述热腔端盖6、所述出流管5、所述回流管4和所述冷腔端盖3的材质为碳化钽或碳化铪。本专利技术提供的用于尾喷管的循环散热装置，利用第二循环工质加热后气化的特点，在热腔和冷腔之间形成的热气动压差，使第一循环工质和第二循环工质能够在热腔和冷腔之间循环往复运动，在热腔中不断吸收尾喷管的热量，并在冷腔中与空气进行换热，实现了对尾喷管的循环散热。附图说明为了更清楚地说明本专利技术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一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本专利技术的一些实施例，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为本专利技术实施例提供的用于尾喷管的循环散热装置的剖面结构示意图；图2为本专利技术实施例提供的用于尾喷管的循环散热装置的结构示意图；图中，1：环形肋片结构体；2：冷腔；3：冷腔端盖；4：回流管；5：出流管；6：热腔端盖；7：热腔；8：底座；9：第一循环工质；10：处于液态的第二循环工质；11：处于气态的第二循环工质。具体实施方式为使本专利技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚地描述，显然，所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，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，都属于本专利技术保护的范围。图1为本专利技术实施例提供的用于尾喷管的循环散热装置的剖面结构示意图，图2为本专利技术实施例提供的用于尾喷管的循环散热装置的结构示意图，如图1和图2所示，包括：热腔换热器和冷腔换热器；所述热腔换热器内部设置的热腔7通过出流管5及回流管4分别与所述冷腔换热器内部设置的冷腔2连接，所述热腔换热器与尾喷管连接；其中，所述出流管5的管径大于所述回流管4的管径；所述热腔7用于盛放通过所述回流管4回流的、在所述冷腔2内换热后的第一循环工质9和处于液态的第二循环工质10；所述冷腔2用于盛放通过所述出流管5出流的、在所述热腔7内换热后的第一循环工质9和处于气态的第二循环工质11。其中，尾喷管是喷气式飞机的涡喷发动机的组成部分之一，主要作用是将喷气式飞机燃油燃烧后的产物如二氧化碳、二氧化硫、一氧化碳、氮氧化物、未完全燃烧的小分子烃类物质喷射出去，起到排废气的作用，同时也利用喷射时空气产生的反作用力来推动飞机。其中，循环散热装置包括两个相互连接的换热器；其中的热腔换热器安装在尾喷管上，用于吸收尾喷管的热量，并将热量传递给冷腔换热器；其中的冷腔换热器用于吸收热腔换热器传递的热量，并与空气流体进行对流换热。其中，循环工质包括第一循环工质和第二循环工质；第一循环工质在整个循环散热过程中均保持液态，而第二循环工质在热腔7中被加热后成为气态，在冷腔2中被冷却后成为液态。其中，热腔7与冷腔2通过出流管5和回流管4相互连通，热腔7与冷腔4中容纳了第一循环工质和第二循环工质，热量的传递是通过第一循环工质和第二循环工质的循环流动来实现。在热腔换热器中，由于尾喷管在飞机的飞行过程中用来排放高温气体，使得尾喷管温度升高；而高温尾喷管的热量传入热腔换热器，使得热腔换热器中的热腔7中盛放的第一循环工质9和处于液态的第二循环工质10温度升高；液态的第二循环工质10被加热后气化，增加了热腔7的内部压力；而与热腔7连通的冷腔2中的温度和压力较低，从而使得热腔7与冷腔2之间形成热气动压差。在此压差的作用下，处于热腔7底部的第一循环工质9被压入出流管5中，向位于上方的冷腔2流动；由于热腔7中还存在气态的第二循环工质11，因此，第一循环工质9在出流管5的向上流动的过程中被分割成一段一段的液柱；第一循环工质9以及部分处于气态的第二循环工质10同时也将尾喷管的热量带入至冷腔换热器中；当热腔7内第一循环工质9的液面降低至出流管5的管口后，热腔本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于尾喷管的循环散热装置，其特征在于，包括：热腔换热器和冷腔换热器；所述热腔换热器内部设置的热腔(7)通过出流管(5)及回流管(4)分别与所述冷腔换热器内部设置的冷腔(2)连接，所述热腔换热器与尾喷管连接；其中，所述出流管(5)的管径大于所述回流管(4)的管径；所述热腔(7)用于盛放通过所述回流管(4)回流的、在所述冷腔(2)内换热后的第一循环工质(9)和处于液态的第二循环工质(10)；所述冷腔(2)用于盛放通过所述出流管(5)出流的、在所述热腔(7)内换热后的第一循环工质(9)和处于气态的第二循环工质(11)。

【技术特征摘要】
1.一种用于尾喷管的循环散热装置，其特征在于，包括：热腔换热器和冷腔换热器；所述热腔换热器内部设置的热腔(7)通过出流管(5)及回流管(4)分别与所述冷腔换热器内部设置的冷腔(2)连接，所述热腔换热器与尾喷管连接；其中，所述出流管(5)的管径大于所述回流管(4)的管径；所述热腔(7)用于盛放通过所述回流管(4)回流的、在所述冷腔(2)内换热后的第一循环工质(9)和处于液态的第二循环工质(10)；所述冷腔(2)用于盛放通过所述出流管(5)出流的、在所述热腔(7)内换热后的第一循环工质(9)和处于气态的第二循环工质(11)。2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述热腔换热器包括热腔端盖(6)和底座(8)；所述底座(8)为柱形体，所述底座(8)的底端与所述尾喷管连接，所述底座(8)的顶端与所述热腔端盖(6)连接，所述热腔端盖(6)和所述底座(8)之间形成所述热腔(7)，所述出流管(5)及所述回流管(4)分别与所述热腔端盖(6)密封连接。3.根据权利要求1或2所述的装置，其特征在于，所述冷腔换热器包括冷腔端盖(3)和环形肋片结构体(1)；所述环形肋片结构体(1)为外表面设置有多道肋片的柱形体，所述环形肋片结构体(1)的底端与所述冷腔端盖(3)连接，所述冷腔端盖(3)和所述环形肋片结构体(1)之间形成所述冷腔(2)，所述出流管(5)及...

【专利技术属性】
技术研发人员：张朋举，饶伟，刘静，
申请(专利权)人：云南靖创液态金属热控技术研发有限公司，
类型：发明
国别省市：云南,53