專利名稱：飛行翼前緣腔體熱管的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及傳熱領域，特別涉及一種飛行翼前緣腔體熱管。
背景技術：
一般情況下，高超聲速飛行器的飛行速度可達數(shù)馬赫到十幾馬赫，這類飛行器也被稱為高馬赫數(shù)飛行器。高馬赫數(shù)飛行器在超高聲速飛行時其翼前緣會產(chǎn)生很大的氣動熱，由氣動熱產(chǎn)生的高溫很容易使一般的材料熔化，因此需要對飛行器的飛行翼前緣做熱疏導。所述的熱疏導通常通過高溫熱管實現(xiàn)，高溫熱管可以將局部高熱流密度區(qū)的熱量疏導到較低溫度的非氣動加熱區(qū)，達到熱量的“移峰填谷”，使端頭的局部過熱點的溫度水平大大降低，從而保證高超聲速飛行器的遠距離正常飛行。熱管是一種高性能的傳熱元件，高溫熱管一般指工作溫度大于500°C的熱管。高溫熱管多采用堿金屬作為工質，例如鋰、鈉、鉀或鉀鈉合金等。高溫熱管的管材與內部的毛細芯、所充裝的堿金屬工質必須相容，因此管材、毛細芯材及堿金屬工質的選擇很重要。在飛行翼前緣做熱疏導時，影響熱疏導效率高低的因素有很多，包括熱管的選用、 熱管的結構、熱管與飛行翼前緣間的耦合關系等。在現(xiàn)有技術中，本領域技術人員已經(jīng)提出了應用于飛行翼前緣的熱管的多種實現(xiàn)方式。在圖1中給出了美國國家航空航天局(National Aeronautics and SpaceAdministration,NASA)所提出的一種與飛行翼前緣相耦合的熱管的結構。從該圖中可以看出，該熱管的外圍制成飛行翼前緣的形狀，熱管的內部流動著蒸發(fā)凝結循環(huán)輸熱用的工質，以實現(xiàn)駐點氣動熱向非前緣的疏導。由于熱管的外圍與飛行翼前緣形狀相似，因此可以很好地焊接耦合到待保護的飛行翼前緣的內壁，減少接觸熱阻。在飛行器的飛行過程中，飛行產(chǎn)生的氣動熱主要由翼前緣吸收，并通過所述高溫熱管傳輸?shù)嚼淠?。熱量在冷凝段以輻射和對流的方式散出。此類熱管最大的缺點是，由于熱管與飛行翼的材料不同而導致的熱膨脹不同，嚴重者可能會造成耦合部位的脫離，形成附加接觸熱阻，嚴重降低傳熱性能。在參考文獻 1“A. J. Fortini et al,Rhenium Heat Pipes for HypersonicLeading Edges, 15th Int. Heat Pipe Conference，Pr印rint，2010，Clemson，USA，1-6” 中，該文獻采用化學蒸汽沉積(CVD)的方法制造了高溫錸熱管，該熱管將堿金屬鋰作為工質，在熱管的內壁面上沿軸向加工有密集縱向槽道，實現(xiàn)了飛行翼前緣的外殼與熱管陣列的耦合。但這一熱管的管徑很小，熱管很容易過早出現(xiàn)傳熱極限，使整體的傳熱能力降低。另外，由于熱管間焊接工藝空間的要求，使得每根熱管只有少部分的周向傳熱面積，這也影響了傳熱效率的提高。此外，該文獻中所提到的制造方法在具體實現(xiàn)時比較復雜，模具加工、溫度水平、 純度材料要求以及沉積設備等要求均較高，工藝很難保證，成本極高。在參考文獻 2 "Y. Cao and A. Faghri, Transient Multidimensional Analysis ofNonconventional Heat Pipes with Uniform and Nonuniform Heat Distributions， 1991，113,995-1002”中給出了另一種形式的飛行翼前緣熱管。圖2 (a)為均勻加熱的飛行翼前緣熱管的結構示意圖，圖2(b)為非均勻加熱的飛行翼前緣熱管的結構示意圖，如圖所示，熱管的蒸發(fā)段長度Le為前端楔形面部分，此處受到氣動加熱，冷凝段Lc為后部平面部分。前緣駐點處的圓角半徑為Rt，內部毛細芯的厚度為δ t，壁面厚度為δ w，寬度只給出了一半，為w/2，高度為池。。兩圖的主要區(qū)別在于加熱條件的不同。均勻加熱是指飛行翼前緣沿熱管寬度方向任一截面受到的線熱流密度相同，而非均勻加熱指沿寬度方向只有中間的部分受到加熱而邊緣部分沒有加熱。在燒結毛細芯時需要精確的模具，要求與殼體壁面貼合要非常好，加工時需要很高的控溫水平，而且對于大面積的毛細芯會有一定概率的瑕疵， 影響成品率。在參考文獻 3“M. A. Merrigan et al,Development and Test of a SpaceReactor Core Heat Pipe,AIAA 18th Thermophysis Conference，AIAA-83-1530，1-9”中說明了一種帶干道的圓形高溫熱管的制造工藝，在圖3中對其制造過程做了描述。從中可以看出，在制造該熱管時，首先將管殼與干道分別加工，然后再制造熱管中的毛細芯。在制造毛細芯時， 先將絲網(wǎng)繞在芯棒上，再將繞有絲網(wǎng)的芯棒裝入所述管殼內，接著將芯棒腐蝕溶化，留出空間，以安裝所述干道。此類熱管的缺點是加工工藝繁瑣，可靠性不高，壽命較短。另外，其結構仍然為傳統(tǒng)的管狀結構，故傳熱極限仍舊偏低。綜上所述，現(xiàn)有技術中的各種熱管都有各自的缺陷，需要一種性能、制造工藝上都有良好表現(xiàn)，且適用于飛行翼前緣的熱管。
發(fā)明內容
本發(fā)明的目的是克服現(xiàn)有用于飛行翼前緣的熱管的缺陷，從而提供一種適用于飛行翼前緣的熱管。為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供了一種飛行翼前緣腔體熱管，包括殼體、側板、端座、毛細芯、毛細芯支撐結構以及充裝管；其中，所述殼體包括兩個平板，所述側板包括上側板與下側板，所述殼體、側板以及端座形成一密閉的楔狀腔體；所述充裝管通過所述端座上的開孔深入到所述楔狀腔體內；所述毛細芯支撐結構形成楔狀，使得將其安裝到所述楔狀腔體內時，布置在所述毛細芯支撐結構表面的毛細芯能夠與所述楔狀腔體的內壁面緊密貼合。上述技術方案中，所述毛細芯為復合絲網(wǎng)毛細芯，該復合絲網(wǎng)毛細芯包括多層金屬絲編織的網(wǎng)狀結構。上述技術方案中，所述復合絲網(wǎng)毛細芯包括三層，最外層采用了 100目的絲網(wǎng)，里面兩層采用400目的絲網(wǎng)。上述技術方案中，所述毛細芯支撐結構采用板肋結構，該結構的毛細芯支撐結構包括肋板和筋板；其中，所述肋板有多片，各個肋板之間相互平行，所述肋板的尾部焊接到所述的端座上，而其頂部通過所述筋板點焊連接。上述技術方案中，所述毛細芯支撐結構采用籠狀結構，該結構的毛細芯支撐結構包括多個條狀的支撐輻。本發(fā)明還提供了一種對飛行翼前緣腔體熱管的加工制造方法，包括步驟1)、將組成殼體的兩塊平板通過電子束焊連接；步驟幻、將毛細芯側支撐結構與端座通過電子束焊連接，將充裝管與端座通過電子束焊接的方式連接；步驟3)、對毛細芯側支撐結構采用線切割方式加工；步驟4)、將殼體與側板的上下側板通過電子束焊接；步驟幻、將疊合好的毛細芯各層進行點焊成形，形成復合絲網(wǎng)毛細芯，在焊接過程中注意駐點處的工藝圓角，并按尺寸修形；步驟6)、將毛細芯側支撐結構與復合絲網(wǎng)毛細芯耦合在一起，點焊固定；步驟7)、將帶有復合絲網(wǎng)毛細芯的毛細芯側支撐結構嵌入殼體內，使得復合絲網(wǎng)毛細芯與殼體的內壁面緊貼在一起；步驟8)、將端座與側板通過電子束焊連接，使得所述的殼體、側板、端座共同形成一個密閉的楔形腔體；步驟9)、使用熱管充裝工藝通過充裝管對所述的飛行翼前緣腔體熱管進行高真空定量工質充裝，然后由液壓鉗對熱管封口、鉗斷。本發(fā)明的優(yōu)點在于本發(fā)明的飛行翼前緣腔體熱管具有傳熱效率高，制造工藝簡單、方便，便于批量生產(chǎn)的優(yōu)點。
圖1為現(xiàn)有技術中NASA所提出的一種與飛行翼前緣相耦合的熱管的結構示意圖；圖2(a)為現(xiàn)有技術中均勻加熱的飛行翼前緣熱管的結構示意圖；圖2(b)為現(xiàn)有技術中非均勻加熱的飛行翼前緣熱管的結構示意圖；圖3為現(xiàn)有技術中帶干道的圓形高溫熱管的制造工藝示意圖；圖4為本發(fā)明的飛行翼前緣腔體熱管的主視圖俯視圖和四個局部視圖；圖5是本發(fā)明的飛行翼前緣腔體熱管的立體透視圖；圖6為本發(fā)明的飛行翼前緣腔體熱管中的殼體的示意圖；圖7為本發(fā)明的飛行翼前緣腔體熱管中的側板的示意圖；圖8為本發(fā)明的飛行翼前緣腔體熱管中的端座與充裝管的示意圖；圖9為本發(fā)明的飛行翼前緣腔體熱管中的復合絲網(wǎng)毛細芯的示意圖；圖10為本發(fā)明的飛行翼前緣腔體熱管中的毛細芯側支撐結構在一個實施例中的結構示意圖；圖11為帶有圖10所示毛細芯側支撐結構的熱管的示意圖；圖12為本發(fā)明的飛行翼前緣腔體熱管中的毛細芯側支撐結構在另一個實施例中的結構示意圖；圖13為帶有圖12所示毛細芯側支撐結構的熱管的示意圖；圖14為本發(fā)明的飛行翼前緣腔體熱管中的毛細芯側支撐結構在又一個實施例中的結構示意圖；圖15為帶有圖14所示毛細芯側支撐結構的熱管的示意圖。
具體實施方式
下面結合附圖和具體實施方式
對本發(fā)明加以說明。圖4是本發(fā)明的飛行翼前緣腔體熱管的主視圖俯視圖和四個局部視圖。圖5是該熱管的立體透視圖。如圖4、圖5所示，本發(fā)明的飛行翼前緣腔體熱管包括殼體5、側板2、端座1、復合絲網(wǎng)毛細芯4、毛細芯支撐結構3以及充裝管6。在圖4中，圖4(a)為所述熱管的主視圖與俯視圖；圖4(b)為圖4(a)中標記為I處的局部視圖，它體現(xiàn)了充裝管6與端座1 的配合關系，焊接部位用焊接符號表示出來；圖4(c)為圖4(a)中標記為II處的局部視圖， 它體現(xiàn)了端座1與殼體5的焊接關系；圖4(d)為圖4(a)中標記為III處的局部視圖，它體現(xiàn)了殼體頂部如何由兩塊板焊接而成的；圖4(e)為圖4(a)中標記為ν處的局部視圖，它體現(xiàn)了側板2與殼體5的焊接要求。下面對熱管中各個部分的功能與形狀，以及他們之間的相互位置關系分別予以說明。殼體5用于模擬高超聲速飛行翼的表面，在圖6中給出了殼體5的結構示意圖， 它由兩個平板組成，兩平板之間成一銳角，該銳角的角度大小根據(jù)需要而定，在一個實施例中，該銳角的大小為16度。兩平板的最前端各自有一圓弧，使得兩平板在相交時，相交處呈現(xiàn)出一圓角，在一個實施例中，該圓角的半徑為2mm，在其它實施例中，該圓角的半徑可發(fā)生變化。側板2用于對殼體5在上下兩側進行密封，從而與所述殼體5形成一個楔形的腔體。如圖7所示，側板2包括有上下兩塊板，可分別稱為上側板和下側板。上側板與下側板的形狀基本相同，成三角形狀。三角形的前端銳角的大小與所述殼體5中兩塊平板間的銳角大小有關，應當保證上側板與下側板覆蓋在殼體5上下兩端時能夠保證密封。端座1用于在殼體5的后側進行密封，從而與前述的殼體5、側板2形成完全密封的腔體。在端座1上的某一位置，如中心處，開有一圓孔，下文中提到的充裝管6將通過該圓孔安裝到端座1上。充裝管6用于在真空的情況下充裝工質。它與端座1采用過盈配合，再進行電子束焊，從而達到良好密封的目的。通過充裝管6充裝的工質可為堿金屬，如鈉或鋰，在本發(fā)明中優(yōu)選鋰。圖8示出了端座1與充裝管6的形狀，以及兩者之間的配合關系。復合絲網(wǎng)毛細芯4用于提供毛細力，回流冷凝液體。其中所提到的絲網(wǎng)是一種金屬絲編織的致密的網(wǎng)狀結構，它用每英寸長度上含有的孔目數(shù)來表示。在一個實施例中，如圖9所示，本發(fā)明的復合絲網(wǎng)毛細芯4的最外層為100目的絲網(wǎng)，其厚度為0. 3mm，內部為兩層400目絲網(wǎng)，厚度為2X0. Imm0在其它實施例中，復合絲網(wǎng)毛細芯4的層次、目數(shù)、厚度等參數(shù)都可根據(jù)實際需要做相應的變更。毛細芯側支撐結構3用于支撐復合絲網(wǎng)毛細芯4，以便安裝在毛細芯側支撐結構3 上的復合絲網(wǎng)毛細芯4與殼體5的內壁面能夠緊密地貼合。在將復合絲網(wǎng)毛細芯4緊密貼合到殼體5的內壁面的時候不應當留有空隙，因為空隙的存在將會增大壁面法向熱阻。毛細芯側支撐結構3與端座1之間需要通過電子束焊進行連接。由于毛細芯側支撐結構3對毛細芯與殼體的結合至關重要，因此根據(jù)實際情況可以有多種不同的形狀。本實施例中示意性地給出了三種形狀。但無論何種結構，其前端均加工有特定半徑的圓弧導角，以保證與殼體5的內壁面配合良好。在圖10中給出了板肋結構的毛細芯側支撐結構3的結構示意圖，如圖所示，該支撐結構包括肋板和筋板兩個部分。所述肋板有四片，它們的形狀基本相同，都呈三角形。各個肋板的尾部(即三角形的較寬部分)焊接到所述的端座1上，而其頂部(即三角形的較窄部分)通過所述筋板點焊連接，以達到可靠定位的目的。圖11為具有如圖10所示的毛細芯側支撐結構3的熱管的示意圖。該圖能夠較好地體現(xiàn)毛細芯側支撐結構3與熱管中其他部件之間的連接關系。在圖12中給出了緊湊式籠狀支撐結構3的示意圖，該支撐結構總體上成楔形，以與殼體內腔配合，使得毛細芯能夠緊密貼合在殼體的內壁上。該結構中包括有多個支撐肋， 這些支撐肋間距離間隔較短，使得整個支撐結構成所述的緊湊式籠狀。該支撐結構可按照如下方式加工得到將一整塊楔形坯料在垂直于上下側面方向上經(jīng)線切割加工出六個孔， 從而得到六條支撐輻，在平行于側面的方向上，開出四個孔，從而得到五條支撐輻，最后，在后部也掏空，從而最終形成一個籠狀的框架。圖13為具有圖12所示的毛細芯側支撐結構 3的熱管的示意圖。在圖14中給出了簡化式籠狀的毛細芯側支撐結構3的結構示意圖，原理與緊湊式相同。與圖12中所示出的毛細芯側支撐結構相比，圖14中的毛細芯側支撐結構在保證支撐強度的前提下，對結構做了一定的簡化，能夠節(jié)約加工成本。圖15為具有圖14所示的毛細芯側支撐結構3的熱管的示意圖。本發(fā)明的飛行翼前緣腔體熱管中的上述各個部件可采用鈮基合金材料制成。以上是對本發(fā)明的飛行翼前緣腔體熱管的結構的說明，下面對本發(fā)明熱管的加工過程進行說明。步驟1)、將組成殼體5的兩塊平板通過電子束焊連接；步驟2~)、將毛細芯側支撐3與端座1電子束焊連接，將充裝管6與端座1通過電子束焊接的方式連接；步驟3)、對毛細芯側支撐結構3采用線切割方式加工。若該毛細芯側支撐結構為板肋式，則切去各肋板框中心部分，若該毛細芯側支撐結構為籠狀支撐結構，則該結構中的各中空部分亦通過線切割的方式一一切去；步驟4)、將殼體5與側板2的上下側板通過電子束焊接；步驟幻、將疊合好的毛細芯各層進行點焊成形，形成復合絲網(wǎng)毛細芯4，在焊接過程中注意駐點處的工藝圓角，并按尺寸修形；步驟6)、將毛細芯側支撐結構3與復合絲網(wǎng)毛細芯4耦合在一起，點焊固定；步驟7)、將帶有復合絲網(wǎng)毛細芯4的毛細芯側支撐結構3嵌入殼體5內，使得復合絲網(wǎng)毛細芯4與殼體5的內壁面緊貼在一起；步驟8)、將端座1與側板2通過電子束焊連接，使得所述的殼體5、側板2、端座1 共同形成一個密閉的楔形腔體；步驟9)、使用熱管充裝工藝通過充裝管6對本發(fā)明的飛行翼前緣腔體熱管進行高真空定量工質充裝，然后由液壓鉗對熱管封口、鉗斷。通過上述的加工過程得到本發(fā)明的飛行翼前緣腔體熱管后，對該熱管在工作過程中的熱傳導過程加以說明。當飛行器在高速飛行時，該熱管的前緣受氣動熱作用，其溫度最高，將熱管的閉合腔體內的液態(tài)工質氣化，氣化后的氣體在分子力作用下自動向熱管后端運動。由于熱管后端的殼體、側板以及端座的溫度較低，這些工質又被重新冷卻為液態(tài)，然后在位于腔體內壁的毛細芯的毛細作用下回流到熱管的前緣部分，從而完成熱量的傳遞。通過上文對本發(fā)明的飛行翼前緣腔體熱管的結構、加工過程以及熱傳導過程的說明可以看出，本發(fā)明具有以下優(yōu)點1、由于本發(fā)明的毛細芯支撐結構的頂部尖角為圓角，因此翼前緣駐點(即空氣相對于飛行翼速度變?yōu)榱愕膮^(qū)域)處的毛細結構與殼體尖緣內壁能夠貼合很好，并能降低本發(fā)明的制造工藝的實現(xiàn)難度；2、本發(fā)明中所采用的支撐結構能夠使得內部非駐點的毛細結構與殼體內壁面貼合很好，減少了壁面法向熱阻，提高了傳熱效率；3、與單管陣列與殼體焊接的結構相比，本發(fā)明只需要做一次熱管充裝，簡化了充裝工藝；4、本發(fā)明的熱管中采用了復合絲網(wǎng)毛細芯，與一般的毛細芯相比毛細力更大，更有利于工質的回流；5、本發(fā)明的熱管在傳熱過程中充分利用了腔體的整個空間，與現(xiàn)有技術中的單管陣列或殼體焊接的結構相比，大大增加了相變傳熱面積；6、本發(fā)明的熱管總體上成楔形，沿長度方向熱管的截面積是不斷變化的，蒸汽和液體的流動截面會顯著降低，因此阻力減小，流動和傳熱會得到顯著的改善；7、本發(fā)明將現(xiàn)有技術中一維的小管徑的圓管變到較大的三維蒸汽腔，使熱傳輸極限大大增加，顯著增強了傳熱能力；8、本發(fā)明的熱管大大減少了中間的焊接結構，熱管外殼體本身就是受熱面，使接觸熱阻大大減小，提高了運行的可靠性。最后所應說明的是，以上實施例僅用以說明本發(fā)明的技術方案而非限制。盡管參照實施例對本發(fā)明進行了詳細說明，本領域的普通技術人員應當理解，對本發(fā)明的技術方案進行修改或者等同替換，都不脫離本發(fā)明技術方案的精神和范圍，其均應涵蓋在本發(fā)明的權利要求范圍當中。
權利要求
1.一種飛行翼前緣腔體熱管，其特征在于，包括殼體(5)、側板O)、端座(1)、毛細芯 G)、毛細芯支撐結構(3)以及充裝管(6)；其中，所述殼體( 包括兩個平板，所述側板( 包括上側板與下側板，所述殼體(5)、側板 (2)以及端座(1)形成一密閉的楔狀腔體；所述充裝管(6)通過所述端座(1)上的開孔深入到所述楔狀腔體內；所述毛細芯支撐結構C3)成楔狀，使得將其安裝到所述楔狀腔體內時，布置在所述毛細芯支撐結構(3)表面的毛細芯(4)能夠與所述楔狀腔體的內壁面緊密貼合。
2.根據(jù)權利要求1所述的飛行翼前緣腔體熱管，其特征在于，所述毛細芯(4)為復合絲網(wǎng)毛細芯，該復合絲網(wǎng)毛細芯包括多層金屬絲編織的網(wǎng)狀結構。
3.根據(jù)權利要求2所述的飛行翼前緣腔體熱管，其特征在于，所述復合絲網(wǎng)毛細芯包括三層，最外層采用了 100目的絲網(wǎng)，里面兩層采用400目的絲網(wǎng)。
4.根據(jù)權利要求1所述的飛行翼前緣腔體熱管，其特征在于，所述毛細芯支撐結構(3) 采用板肋結構，該結構的毛細芯支撐結構(3)包括肋板和筋板；其中，所述肋板有多片，各個肋板之間相互平行，所述肋板的尾部焊接到所述的端座(1)上，而其頂部通過所述筋板點焊連接。
5.根據(jù)權利要求1所述的飛行翼前緣腔體熱管，其特征在于，所述毛細芯支撐結構(3) 采用籠狀結構，該結構的毛細芯支撐結構(3)包括多個條狀的支撐輻。
6.一種對權利要求1-5之一的飛行翼前緣腔體熱管的加工制造方法，包括 步驟1)、將組成殼體(5)的兩塊平板通過電子束焊連接；步驟2)、將毛細芯側支撐結構(3)與端座(1)通過電子束焊連接，將充裝管(6)與端座 (1)通過電子束焊接的方式連接；步驟3)、對毛細芯側支撐結構(3)采用線切割方式加工； 步驟4)、將殼體(5)與側板O)的上下側板通過電子束焊接；步驟幻、將疊合好的毛細芯各層進行點焊成形，形成復合絲網(wǎng)毛細芯(4)，在焊接過程中注意駐點處的工藝圓角，并按尺寸修形；步驟6)、將毛細芯側支撐結構(3)與復合絲網(wǎng)毛細芯(4)耦合在一起，點焊固定； 步驟7)、將帶有復合絲網(wǎng)毛細芯(4)的毛細芯側支撐結構(3)嵌入殼體(5)內，使得復合絲網(wǎng)毛細芯(4)與殼體(5)的內壁面緊貼在一起；步驟8)、將端座(1)與側板( 通過電子束焊連接，使得所述的殼體(5)、側板O)、端座(1)共同形成一個密閉的楔形腔體；步驟9)、使用熱管充裝工藝通過充裝管(6)對所述的飛行翼前緣腔體熱管進行高真空定量工質充裝，然后由液壓鉗對熱管封口、鉗斷。
全文摘要
本發(fā)明提供一種飛行翼前緣腔體熱管，包括殼體、側板、端座、毛細芯、毛細芯支撐結構以及充裝管；其中，殼體包括兩個平板，所述側板包括上側板與下側板，所述殼體、側板以及端座形成一密閉的楔狀腔體；所述充裝管通過所述端座上的開孔深入到所述楔狀腔體內；所述毛細芯支撐結構形成楔狀，使得將其安裝到所述楔狀腔體內時，布置在所述毛細芯支撐結構表面的毛細芯能夠與所述楔狀腔體的內壁面緊密貼合。本發(fā)明的飛行翼前緣腔體熱管具有傳熱效率高，制造工藝簡單、方便，便于批量生產(chǎn)的優(yōu)點。
文檔編號F28D15/04GK102374806SQ20101025634
公開日2012年3月14日 申請日期2010年8月17日 優(yōu)先權日2010年8月17日
發(fā)明者曲偉, 王煥光 申請人:中國科學院工程熱物理研究所