一种用于尾喷管的循环散热装置的制作方法

本发明涉及散热技术领域，具体涉及一种用于尾喷管的循环散热装置。

背景技术：

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。

技术实现要素：

针对现有技术中存在的上述缺陷，本发明提供一种用于尾喷管的循环散热装置。

本发明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。

本发明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一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，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为本发明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为本发明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

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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地描述，显然，所描述的实施例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，都属于本发明保护的范围。

图1为本发明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为本发明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7中处于气态的第二循环工质11也伴随着第一循环工质9经出流管5流入冷腔2内。

在冷腔换热器中，由于在飞机的飞行过程中，冷腔换热器与空气接触，因此冷腔换热器通过与空气流体强制对流换热降低温度，从而使冷腔2内第一循环工质9和处于气态的第二循环工质11均被冷却，其中的处于气态的第二循环工质11因温度降低而被冷凝液化，成为处于液态的第二循环工质10。

随着热腔7内第一循环工质9以及部分处于气态的第二循环工质11沿着出流管5向上流出至冷腔2后，热腔7的内部压力迅速降低，从而使冷腔2内的第一循环工质9以及液化后的处于液态的第二循环工质10经过回流管4回流至热腔7中，从而完成一个周期的双流体流动，实现了换热。

应当说明的是，由于出流管5的管径比回流管4的管径大，所以在相同压力作用下第一循环工质9通过出流管5向上流动的阻力小于通过回流管4向上流动的阻力，所以在热腔7与冷腔2之间的热气动压差作用下，处于底部的第一循环工质9被压入出流管5中。

本发明实施例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。

在上述任一实施例的基础上，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。

具体地，底座8为一个柱形结构，其中部为中空，且其中的下底面设置有端面；底座8通过该端面与尾喷管连接；热腔端盖6与底座8的上底面密封连接；尾喷管温度升高后，通过底座8将热量传递至热腔7内的循环工质(包括第一循环工质和第二循环工质)。

底座8和热腔端盖6之间形成的容纳空间即为热腔7；出流管5和回流管4穿过热腔端盖6后，伸入热腔7中，并且热腔端盖6与出流管5及回流管4均为密封连接，使循环工质在循环过程中不会漏出。

在上述任一实施例的基础上，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。

具体地，环形肋片结构体1为一个柱形结构，其中部为中空，且其上底面设置有端面；如图1和2所示，环形肋片结构体1的外表面设置有多道肋片，多道肋片能够有效增大冷腔换热器与空气之间的接触面积，加快循环工质与空气之间的换热。

冷腔端盖3与环形肋片结构体1的下底面密封连接，使得环形肋片结构体1和冷腔端盖3之间形成冷腔2。出流管5和回流管4穿过冷腔端盖3后，伸入冷腔2中，并且冷腔端盖3与出流管5及回流管4均为密封连接，使循环工质在循环过程中不会漏出。

在上述任一实施例的基础上，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，在热腔7中，出流管5伸入热腔7内的长度小于回流管4伸入热腔7内的长度，使得经过冷却后的循环工质能够在热腔7的底部与尾喷管进行充分换热后，再重新流入冷腔2中，不至于还没有吸收足够的热量就流入冷腔2中，提高了换热效率。

其中，在冷腔2中，出流管5伸入冷腔2内的长度大于回流管4伸入冷腔2内的长度，使得经过升温后的循环工质能够在冷腔2中与空气进行充分换热后，再重新流入热腔7中，提高了换热效率。

在上述任一实施例的基础上，所述回流管4伸入所述冷腔2的长度为零。

优选回流管4伸入所述冷腔2的长度为零，使得冷腔2内不容纳液态的循环工质(包括第一循环工质和第二循环工质)，使循环工质能够全部回流至热腔7中进行换热，提高换热效率。

在上述任一实施例的基础上，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，液态金属为一种新兴材料，液态金属作为金属且能够在常温下保持液体状态，它既具有液体的良好的流动性，又有金属卓越的导电性、导热性，并且液态金属的沸点很高，应用于高温领域也可以保持液态。

其中，第一循环工质可以为液态金属，优选为熔点在400℃以下的液态金属；结合尾喷管的温度，通过控制熔点在400℃以下可以保证在循环散热过程中，第一循环工质为液态。

其中，第二循环工质可以为金属流体或者无机盐流体，沸点在400℃至2200℃之间；结合尾喷管的温度，能够保证在循环散热过程中，第二循环工质能够被加热气化。

在上述任一实施例的基础上，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。

具体地，第一循环工质可以为熔点在400℃以下的镓、铟、锡、铋、铅金属流体，或者合金流体；所述合金流体为熔点在400℃以下的镓、铟、锡、铋、铅合金流体。

第二循环工质可以为沸点在400℃以上的钠、钾、铯金属流体或者三氯化铋无机盐流体。

在上述任一实施例的基础上，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。

将第一循环工质和第二循环工质的质量比定在合理的范围内，使得有足够的第一循环工质进行高效换热，并且有足够的第二循环工质，使得热腔7和冷腔2之间的压差足够大，促进循环工质的流动。

在上述任一实施例的基础上，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，肋片高度为肋片沿水平方向的长度。选择合理的肋片厚度和肋片长度，使冷腔2与空气之间进行高效换热。

在上述任一实施例的基础上，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。

其中，碳化钽(tac)和碳化铪(hfc)为超高温耐火陶瓷材料，具有较好的耐高温性能，满足循环散热装置的使用需求。

另外，回流管4与出流管5的截面形状可以为正方形、三角形、六边形、五边形或圆形。

另外，在循环散热装置的制造过程中，需要注意钠、钾等金属的化学性质很活泼，与空气中的氧气快速化合发生危险，所以要在稀有气体的保护下进行此填充操作。

本发明提供的用于尾喷管的循环散热装置，不需要外加驱动泵来维持双流体循环流动的问题，循环往复的双流体流动过程能够有效降低尾喷管温度，有助于实现尾喷管红外隐身；通过热腔与冷腔流体的循环实现降低尾喷管温度的作用，从而减少红外特征，达到红外隐身的目的，在包括国防在内的许多场合具有实用价值。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。