一种用于运载火箭的主动式热管风冷系统和设计方法技术方案

本发明专利技术提供一种用于运载火箭的主动式热管风冷系统和设计方法，该主动式风冷系统包括：导流器、热管和动力系统；其中，热管的蒸发段位于导流器的内部，所述热管的冷凝段位于动力系统的内部；导流器用于对热管的蒸发段进行加热，使得蒸发段的液态系统工质变为气态系统工质，气态系统工质在压差的作用下流向热管的冷凝段；动力系统用于对热管的冷凝段进行冷却，使得冷凝段的气态系统工质变为液态系统工质，液态系统工质在热管的毛细力的作用下流回所述热管的蒸发段。本发明专利技术实施例采用主动式热管冷风系统，通过热管将导流器的热量采用非能动式进行导出，具有适应范围广、可重复使用、成本低，且可快速响应，能够满足日益增加的发射需求。需求。需求。

【技术实现步骤摘要】
一种用于运载火箭的主动式热管风冷系统和设计方法


[0001]本专利技术涉及火箭发动机测试
，具体涉及一种用于运载火箭的主动式热管风冷系统和设计方法。

技术介绍

[0002]随着太空探索任务的逐渐兴盛，航天器发射任务呈现周期短、发射频率高、成本要求低的特点，在运载火箭从点火到起飞的过程中，发动机喷流产生的高温、高压尾流对发射系统有极高的安全要求。
[0003]现有的技术方案是采用导流器对尾流进行导引，避免尾流在发射设备处的聚集。为了避免高温、高压气流冲刷对发射设备造成的损毁，导流器常采用耐高温水泥和其他耐高温材料复合结构。虽然这种被动式热防护方案具有可靠性高、结构简单的优点，但是，随着发射任务的日益频繁，被动式热防护方案往往存在材料制造周期长，更换难的问题，其较难适应快速、多次的发射需求。

技术实现思路

[0004]有鉴于此，本专利技术实施例的目的在于提供一种用于运载火箭的主动式热管风冷系统和设计方法，以解决现有技术中现有技术中采用的被动式热防护方案存在材料制造周期长，以及更换难的技术问题。
[0005]为达上述目的，第一方面，本专利技术实施例提供了一种用于运载火箭的主动式热管风冷系统，所述主动式风冷系统包括：导流器、热管和动力系统；其中，
[0006]所述热管的蒸发段位于所述导流器的内部，所述热管的冷凝段位于所述动力系统的内部；
[0007]所述导流器用于对所述热管的蒸发段进行加热，使得所述蒸发段的液态系统工质变为气态系统工质，所述气态系统工质在压差的作用下流向所述热管的冷凝段；
[0008]所述动力系统用于对所述热管的冷凝段进行冷却，使得所述冷凝段的气态系统工质变为液态系统工质，所述液态系统工质在所述热管的毛细力的作用下流回所述热管的蒸发段。
[0009]在一些可能的实施方式中，所述导流器为均温板，所述热管的蒸发段焊接在所述导流器上。
[0010]在一些可能的实施方式中，所述动力系统为风冷散热器、冷凝器或者水冷塔。
[0011]在一些可能的实施方式中，所述风冷散热器包括两个风机、挡风板和翅片，其中，
[0012]两个所述风机相对设置，所述翅片设置在两个所述风机之间，所述挡风板位于两个所述风机之间且包裹在所述翅片的外侧。
[0013]第二方面，本专利技术实施例提供了一种用于运载火箭的主动式热管风冷系统的设计方法，所述设计方法包括：
[0014]确定火箭发动机的尾流参数，所述尾流参数包括发动机喷管的温度和发动机喷管
的热流；
[0015]根据所述发动机喷管的温度选择热管内的系统工质；
[0016]根据导流器的长度确定所述热管的数量，根据所述热管的数量和所述发动机喷管的热流确定单根热管的传热能力；
[0017]根据所述单根热管的传热能力、所述热管的蒸发段温度和冷凝段温度确定所述热管的参数；
[0018]根据动力系统的散热量等于所述导流器的输入热量，计算所述动力系统的质量流量，根据所述质量流量参照产品手册选择所述动力系统的型号。
[0019]在一些可能的实施方式中，所述的根据所述温度选择热管内的系统工质，具体包括：
[0020]当所述温度大于450℃时，所述系统工质为钠、钾、锂或钠钾合金；
[0021]当所述温度大于250℃且小于450℃时，所述系统工质为汞或熔融盐；
[0022]当所述温度小于250℃，所述系统工质为水、乙醇或R134a制冷剂。
[0023]在一些可能的实施方式中，所述的根据所述热管的数量和所述发动机喷管的热流确定单根热管的传热能力，具体包括：
[0024]根据所述热流和导流器的面积计算所述导流器的输入热量；
[0025]根据所述热管的数量和所述导流器的输入热量确定单根所述热管的传热能力。
[0026]在一些可能的实施方式中，所述质量流量的计算公式为：
[0027]Q＝Q1＝C1*M1*(T2–
T1)，其中，Q为导流器的输入热量，Q1为动力系统的散热量，M1为质量流量，T1为所述动力系统入口处的系统工质的温度，T2为所述动力系统出口处的系统工质的温度，C1为空气比热容。
[0028]在一些可能的实施方式中，所述设计方法还包括：
[0029]检验所述动力系统的型号是否满足设计要求，如果是，则进行飞行试验考核；如果否，重新调整所述动力系统的型号。
[0030]在一些可能的实施方式中，所述的根据所述热流和导流器的面积计算所述导流器的输入热量，具体包括：所述发动机喷管的热流乘以所述导流器的面积为所述导流器的输入热量。
[0031]第三方面，本专利技术实施例还提供了一种运载火箭，所述运载火箭采用上述的主动式热管风冷系统进行热防护。
[0032]上述技术方案的有益技术效果在于：
[0033]本专利技术实施例提供的一种用于运载火箭的主动式热管风冷系统和设计方法，该主动式风冷系统包括：导流器、热管和动力系统；其中，热管的蒸发段位于导流器的内部，所述热管的冷凝段位于动力系统的内部；导流器用于对热管的蒸发段进行加热，使得蒸发段的液态系统工质变为气态系统工质，气态系统工质在压差的作用下流向热管的冷凝段；动力系统用于对热管的冷凝段进行冷却，使得冷凝段的气态系统工质变为液态系统工质，液态系统工质在热管的毛细力的作用下流回所述热管的蒸发段。本专利技术实施例采用主动式热管冷风系统，通过热管将导流器的热量采用非能动式进行导出，适应范围广、可重复使用、成本底、可快速响应，能够满足日益增加的发射需求。
附图说明
[0034]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简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅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。
[0035]图1是本专利技术实施例的一种用于运载火箭的主动式热管风冷系统的结构示意图；
[0036]图2是本专利技术实施的一种风冷散热器的外部结构示意图；
[0037]图3是本专利技术实施的一种风冷散热器的内部结构示意图；
[0038]图4是本专利技术实施例的一种用于运载火箭的主动式热管风冷系统的设计方法的流程图；
[0039]图5是本专利技术实施例的一种运载火箭导流器的结构示意图；
[0040]图6是本专利技术实施的一种主动式热管风冷系统的示意图；
[0041]图7是本专利技术实施例的一种用于运载火箭导流器的主动式热管风冷系统的设计流程图。
[0042]附图标号说明：
[0043]1、导流器；2、热管；3、动力系统；31、风机；32、挡风板；33、翅片；
[0044]A、发动机喷管。
具体实施方式
[0045]下面将详细描述本专利技术的各个方面的特征和示例性实施例。在下面的详细描述中，提出了许多具体细节，以便提供对本专利技术的全面理解。但是，对于本领域技术人员来说很明显的是，本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于运载火箭的主动式热管风冷系统，其特征在于，所述主动式热管风冷系统包括：导流器、热管和动力系统；其中，所述热管的蒸发段位于所述导流器的内部，所述热管的冷凝段位于所述动力系统的内部；所述导流器用于对所述热管的蒸发段进行加热，使得所述蒸发段的液态系统工质变为气态系统工质，所述气态系统工质在压差的作用下流向所述热管的冷凝段；所述动力系统用于对所述热管的冷凝段进行冷却，使得所述冷凝段的气态系统工质变为液态系统工质，所述液态系统工质在所述热管的毛细力的作用下流回所述热管的蒸发段。2.根据权利要求1所述的主动式热管风冷系统，其特征在于，所述导流器为均温板，所述热管的蒸发段焊接在所述导流器上。3.根据权利要求1所述的主动式热管风冷系统，其特征在于，所述动力系统为风冷散热器或冷凝器。4.根据权利要求2所述的主动式热管风冷系统，其特征在于，所述风冷散热器包括两个风机、挡风板和翅片，其中，两个所述风机相对设置，所述翅片设置在两个所述风机之间，所述挡风板位于两个所述风机之间并包裹在所述翅片的外侧。5.一种用于运载火箭的主动式热管风冷系统的设计方法，其特征在于，所述设计方法包括：确定火箭发动机的尾流参数，所述尾流参数包括发动机喷管的温度和发动机喷管的热流；根据所述发动机喷管的温度选择热管内的系统工质；根据导流器的长度确定所述热管的数量，根据所述热管的数量和所述发动机喷管的热流确定单根热管的传热能力；根据所述单根热管的传热能力、所述热管的蒸发段温度和冷凝段温度确定所述热管的参...

【专利技术属性】
技术研发人员：张晓林，郭凤明，王军旗，刘兴隆，孙目，徐应洲，孙敬波，赵小程，魏博昊，
申请(专利权)人：北京天兵科技有限公司，
类型：发明
国别省市：