[发明专利]飞行翼前缘腔体热管

说明书

技术领域

本发明涉及传热领域，特别涉及一种飞行翼前缘腔体热管。

背景技术

一般情况下，高超声速飞行器的飞行速度可达数马赫到十几马赫，这类飞行器也被称为高马赫数飞行器。高马赫数飞行器在超高声速飞行时其翼前缘会产生很大的气动热，由气动热产生的高温很容易使一般的材料熔化，因此需要对飞行器的飞行翼前缘做热疏导。所述的热疏导通常通过高温热管实现，高温热管可以将局部高热流密度区的热量疏导到较低温度的非气动加热区，达到热量的“移峰填谷”，使端头的局部过热点的温度水平大大降低，从而保证高超声速飞行器的远距离正常飞行。

热管是一种高性能的传热元件，高温热管一般指工作温度大于500℃的热管。高温热管多采用碱金属作为工质，例如锂、钠、钾或钾钠合金等。高温热管的管材与内部的毛细芯、所充装的碱金属工质必须相容，因此管材、毛细芯材及碱金属工质的选择很重要。

在飞行翼前缘做热疏导时，影响热疏导效率高低的因素有很多，包括热管的选用、热管的结构、热管与飞行翼前缘间的耦合关系等。在现有技术中，本领域技术人员已经提出了应用于飞行翼前缘的热管的多种实现方式。

在图1中给出了美国国家航空航天局(National Aeronautics and SpaceAdministration，NASA)所提出的一种与飞行翼前缘相耦合的热管的结构。从该图中可以看出，该热管的外围制成飞行翼前缘的形状，热管的内部流动着蒸发凝结循环输热用的工质，以实现驻点气动热向非前缘的疏导。由于热管的外围与飞行翼前缘形状相似，因此可以很好地焊接耦合到待保护的飞行翼前缘的内壁，减少接触热阻。在飞行器的飞行过程中，飞行产生的气动热主要由翼前缘吸收，并通过所述高温热管传输到冷凝段。热量在冷凝段以辐射和对流的方式散出。此类热管最大的缺点是，由于热管与飞行翼的材料不同而导致的热膨胀不同，严重者可能会造成耦合部位的脱离，形成附加接触热阻，严重降低传热性能。

在参考文献1“A.J.Fortini et al，Rhenium Heat Pipes for HypersonicLeading Edges，15^th Int.Heat Pipe Conference，Preprint，2010，Clemson，USA，1-6”中，该文献采用化学蒸汽沉积(CVD)的方法制造了高温铼热管，该热管将碱金属锂作为工质，在热管的内壁面上沿轴向加工有密集纵向槽道，实现了飞行翼前缘的外壳与热管阵列的耦合。但这一热管的管径很小，热管很容易过早出现传热极限，使整体的传热能力降低。另外，由于热管间焊接工艺空间的要求，使得每根热管只有少部分的周向传热面积，这也影响了传热效率的提高。此外，该文献中所提到的制造方法在具体实现时比较复杂，模具加工、温度水平、纯度材料要求以及沉积设备等要求均较高，工艺很难保证，成本极高。

在参考文献2“Y.Cao and A.Faghri，Transient Multidimensional Analysis ofNonconventional Heat Pipes with Uniform and Nonuniform Heat Distributions，1991，113，995-1002”中给出了另一种形式的飞行翼前缘热管。图2(a)为均匀加热的飞行翼前缘热管的结构示意图，图2(b)为非均匀加热的飞行翼前缘热管的结构示意图，如图所示，热管的蒸发段长度Le为前端楔形面部分，此处受到气动加热，冷凝段Lc为后部平面部分。前缘驻点处的圆角半径为Rt，内部毛细芯的厚度为δt，壁面厚度为δw，宽度只给出了一半，为w/2，高度为2h_o。两图的主要区别在于加热条件的不同。均匀加热是指飞行翼前缘沿热管宽度方向任一截面受到的线热流密度相同，而非均匀加热指沿宽度方向只有中间的部分受到加热而边缘部分没有加热。在烧结毛细芯时需要精确的模具，要求与壳体壁面贴合要非常好，加工时需要很高的控温水平，而且对于大面积的毛细芯会有一定概率的瑕疵，影响成品率。