一种用于运载火箭的主动式热管风冷系统和设计方法与流程

1.本发明涉及火箭发动机测试技术领域，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。


背景技术：

2.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。
3.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。


技术实现要素：

4.有鉴于此，本发明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。
5.为达上述目的，第一方面，本发明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，
6.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；
7.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；
8.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。
9.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。
10.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。
11.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，
12.两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。
13.第二方面，本发明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：
14.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；
15.根据所述发动机喷管的温度选择热管内的系统工质；
16.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；
17.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；
18.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。
19.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：
20.当所述温度大于450℃时，所述系统工质为钠、钾、锂或钠钾合金；
21.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；
22.当所述温度小于250℃，所述系统工质为水、乙醇或r134a制冷剂。
23.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：
24.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；
25.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。
26.在一些可能的实施方式中，所述质量流量的计算公式为：
27.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。
28.在一些可能的实施方式中，所述设计方法还包括：
29.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。
30.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。
31.第三方面，本发明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。
32.上述技术方案的有益技术效果在于：
33.本发明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。本发明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
34.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简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅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。
35.图1是本发明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；
36.图2是本发明实施的一种风冷散热器的外部结构示意图；
37.图3是本发明实施的一种风冷散热器的内部结构示意图；
38.图4是本发明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；
39.图5是本发明实施例的一种运载火箭导流器的结构示意图；
40.图6是本发明实施的一种主动式热管风冷系统的示意图；
41.图7是本发明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。
42.附图标号说明：
43.1、导流器；2、热管；3、动力系统；31、风机；32、挡风板；33、翅片；
44.a、发动机喷管。
具体实施方式
45.下面将详细描述本发明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，以便提供对本发明的全面理解。但是，对于本领域技术人员来说很明显的是，本发明可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例来提供对本发明的更好的理解。在附图和下面的描述中，至少部分的公知结构和技术没有被示出，以便避免对本发明造成不必要的模糊；并且，为了清晰，可能夸大了部分结构的尺寸。此外，下文中所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。
46.术语解释：
47.热防护(thermalprotection)：热防护的基本目的是确保飞行器的安全，并保证内部有效载荷或仪器设备在允许的温度和压力范围内。
48.热管(heatpipe)：当热管的蒸发端受热时，毛细芯内的液体受热蒸发，蒸汽在压差作用下流向冷凝端，冷凝端放出热量冷凝为液体，液体在毛细力的作用下流回蒸发端。如此循环不已，实现热量的收集和转移。
49.系统工质：“工作物质”的简称，各种热机或热力设备等动力系统借以完成热能与机械能相互转换的媒介物质。
50.风机(draughtfan)：依靠输入的机械能提高气体压力并排送气体的机械。
51.本发明实施例提出了一种运载火箭导流器主动式热管风冷系统及其设计方法，热管是一种非能动的高效换热元件，具有运行温度范围广、结构紧凑、工作稳定可靠和安全性高等优点，应用于航空航天、能源和化工等多领域。在航空航天领域，由多种热管组成的热管散热系统，对航空航天器进行温度的管理；通过热管组合成热管散热器，其具有部分热管
失效的情况下仍然不影响设备性能的高可靠性；
52.热管由蒸发段、绝热段、毛细芯和冷凝段组成，热管工作过程为，蒸发段吸收热源的热量将内部系统工质加热蒸发，系统工质由液态变为气态；在冷凝段气态系统工质与冷源进行换热，从气态变为液态；气态系统工质通过蒸发段和冷凝段系统工质温度差产生的密度梯度进行移动；冷凝段的液态系统工质在内部毛细芯毛细力的作用下，运动到蒸发段；如此循环，完成热量的输运。
53.相比于传统的主动式热防护设计，本发明实施例通过整体的设计方法，采用导流器设置热管进行热量的非能动式导出、采用风冷或水冷的方式进行冷却；该主动式冷却系统具有适应范围广、可重复使用、成本底、可快速响应的优点，能够满足日益增加的发射需求。
54.实施例一
55.图1是本发明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，如图1所示，该主动式风冷系统包括：导流器1、热管2和动力系统3；其中，热管2的蒸发段位于导流器1的内部，热管2的冷凝段位于动力系统的内部；导流器1用于对热管2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2的冷凝段；动力系统3用于对热管2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2的毛细力的作用下流回热管2的蒸发段。通过如此循环，完成热量的输运。
56.本发明实施例采用主动式热管冷风系统，通过热管2将导流器1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、可快速响应的优点，能够满足日益增加的发射需求。
57.在一些实施例中，导流器1可以为均温板，热管2的蒸发段焊接在导流器上。具体的，将导流器1自身做成均温板后，可以将多根热管2焊接到导流器1的表面进行热量的传递。
58.在一些实施例中，动力系统3可以为风冷散热器或者冷凝器等用于冷却的设备。图2是本发明实施的一种风冷散热器的外部结构示意图，图3是本发明实施的一种风冷散热器的内部结构示意图，如图2和图3所示，当动力系统3为风冷散热器时，该风冷散热器包括两个风机31、挡风板32和翅片33，风机31用于提供冷却用风，挡风板32进行风道优化，防止风漏掉，造成不必要的损失；翅片33可以增加散热面积，提高换热效果，即对热管冷凝段的冷却效果，两个风机31相对设置，翅片33设置在两个风机31之间，挡风板32与相对设置的两个风机内侧连接，且包裹在翅片33的外侧，热管2的冷凝段位于翅片33内部。本发明实施例可以通过调整翅片33厚度和间距灵活调整动力系统3的制冷能力，以满足系统要求，即导流器1的输入热量等于风冷散热器的散热量。
59.本发明实施例提供的一种运载火箭导流器的主动式热管风冷系统的工作过程如下：
60.在运载火箭起飞过程中，发动机喷管a产生的热流冲刷导流器1，加热导流器1内部热管2的蒸发段；热管2蒸发段的系统工质吸热变为气体，在压差的作用下运动到冷凝段放热，冷凝为液体；液体系统工质在热管2内部毛细力的作用下流回蒸发段，如此循环，实现热量的输运；在热管2的冷凝段，风机吹出的低温、高速空气吸收热管2的热量，变成高温空气
流出，实现系统的冷却。
61.本发明实施例中，采用导流器1内设置热管2进行热量的非能动式导出，同时采用风冷或水冷的方式进行冷却，使得该主动式热管风冷系统具有适应范围广、可重复使用、成本底、可快速响应的优点，能够满足日益增加的发射需求。
62.实施例二
63.图4是本发明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，如图4所示，该设计方法包括如下步骤：
64.步骤s11，确定火箭发动机的尾流参数，尾流参数包括发动机喷管的温度和发动机喷管的热流；其中，热流为发动机喷管单位时间内喷出的热量，单位为kw。
65.步骤s12，根据温度选择热管2内的系统工质；
66.具体的，由于不同的发动机对应不同的尾流参数，本发明实施例可以根据发动机尾流参数灵活选择系统工质，当温度大于450℃时，系统工质为钠、钾、锂或钠钾合金；当温度大于250℃且小于450℃时，系统工质为汞或熔融盐；当温度小于250℃，系统工质为水、乙醇或r134a制冷剂。
67.步骤s13，根据导流器的长度确定热管的数量，根据热管的数量和发动机喷管的热流单根热管2的传热能力；
68.步骤s14，根据单根热管2的传热能力、热管2的蒸发段温度和冷凝段温度确定热管参数；
69.具体的，热管的参数一般包括热管毛细芯、壁厚、外径、长度、系统工质、热传递能力参数等。
70.步骤s15，根据动力系统3的散热量等于导流器1吸收热量，计算动力系统3的质量流量，根据质量流量选择动力系统3的型号。
71.当动力系统3为风冷散热器时，该动力系统3的质量流量也可以称为风量，根据风量和风压按照风机产品手册的指标来选择合适的风机，风压为风机能提供的动力，即满足出风和进风的压差。其中，风量是在单位的固定时间内空气的流量量(总体积)，一般包括送风量(送出)和新风量(吸入)，可以用来表明所测试的通风设备的能力，常用的计算单位为每秒立方米、每秒立方英尺。一般风量越大，所测试设备的散热能力也就越高，能带走更多的热量；风压是在固定的平面范围内，设备或物体所受到的垂直气流方向的风的压力或者涡流。
72.在一些实施例中，在步骤s13中，根据热管的数量和发动机喷管的热流单根热管2的传热能力，具体包括如下步骤：
73.步骤s131，根据热流和导流器1的面积计算导流器1的输入热量；具体的，热流乘以导流器1的面积即为输入热量。
74.步骤s132，根据热管2的数量和输入热量根据热管2的数量确定单根热管2的传热能力。
75.具体的，图5是本发明实施例的一种运载火箭导流器的结构示意图，如图5所示，图5中a是热管2与导流器1连接处的局部立体图，图5中b是导流器的立体图，该导流器1的侧面成“人”字型，可以将发动机喷管的热量进行分流。热管2的蒸发段要从导流器1的侧面伸入导流器1内部，所以本实施例需要根据导流器1侧面的长度设计热管2的根数，导流器1的长
度为3000mm，为了满足散热需求、尺寸要求和实际工艺情况，初步选择热管2直径为50mm，预计该导流器1可以安装热管2数量n为50根。此时，如果导流器1的侧面的输入热量q为100kw，用输入热量除以热管2的根数(即q/n)，就可以获得单根热管2的传热能力应大于等于2kw。在步骤s14中，可以根据这个要求，开展热管2的毛细芯的设计，以达到传热能力的要求。
76.图6是本发明实施的一种主动式热管风冷系统的示意图，如图6所示，在一些实施例中，质量流量的计算公式为：q＝q1＝c1*m1*(t2–
t1)，即导流器1的输入热量等于动力系统的散热量，其中，q为导流器的输入热量，q1为第二动力系统的散热量，m1为质量流量、单位为kg/s，t1是动力系统入口处的系统工质的温度，t2是动力系统出口处的系统工质的温度，c1是空气比热容，单位为kj/kg/k。
77.在一些实施例中，为了保证该设计方法设计的主动式热管风冷系统可以满足实际应用中的散热要求，该设计方法还包括：检验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，重新调整动力系统的型号。
78.例如，据设计指标，如导流器1的输入热量和需要控制的温度，进行试验考核，检查其是否能满足设计要求，如果不满足，可以调整风机的信号，翅片的厚度和间距等。
79.为了使本领域技术人员更加理解本发明实施例提供的技术方案，下面对本发明实施例提供的一种用于运载火箭导流器的主动式热管风冷系统进行详细说明。图7是本发明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，如图7所示，该设计流程包括蒸发设计阶段、冷凝设计阶段和质量检验阶段；
80.具体的，在蒸发段设计阶段，需要对火箭发动机参数进行仿真计算或者试验研究，确定发动机的尾流参数，尾流参数包括发动机喷管的温度和发动机喷管的热流，根据导流器的长度确定热管的数量，此处需要导流器的直径和小于等于导流器的长度，导流器的长度可以通过测量或者设计一定的长度，即要保证导流器的长度可以安装得下选热的热管数量，根据热管数量、发动机喷管的温度和发动机喷管的热流来选择热管参数，例如，根据发动机喷管温度确定系统工质，根据发动机喷管的热流和导流器的面积计算导流器的输入热量，发动机喷管热流与导流器的面积的乘积记为导流器的输入热量，输入热量除以热管的数量记为单根热管的传热能力，根据单根热管的传热能力设计热管参数，例如热管毛细芯、壁厚、外径、长度、传热能力参数等；例如，单根热管2的传热能力要求是5kw，可以根据这个要求进行热管2内部毛细心的设计等。
81.在冷凝段设计阶段需要根据导流器1的输入热量等于动力系统3的散热能力来选择风机型号，根据风机型号进行翅片的壁厚和间距的选型。
82.当热管2数量、翅片33的壁厚和间距选择完成后进入质量检验阶段，检验该设计是否满足系统要求，即是否可以实现对导流器1上的热量的收集和转移。
83.本发明实施例通过整体的设计方法，采用导流器1设置热管2进行热量的非能动式导出；采用风冷或水冷的方式进行冷却；该设计方法设计的主动式热管冷却系统具有适应范围广、可重复使用、成本底、可快速响应的优点，能够满足日益增加的发射需求。
84.实施例三，本发明实施例还提供了一种运载火箭，该运载火箭采用上述的主动式热管风冷系统进行热防护。本发明实施例提供的运载火箭，由于采用主动式热管风冷系统进行热量的传导，即采用风冷的方式进行主动冷却。该主动式热管风冷系统的适应范围广、可重复使用、成本底和响应速度快速，能够满足日益增加的发射需求。
85.在本发明实施例的描述中，需要说明的是，术语中的“上、下、内和外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一、第二或第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
86.本发明实施例中除非另有明确的规定和限定，术语“安装、相连、连接”应做广义理解，例如：可以是固定连接、可拆卸连接或一体式连接；同样可以是机械连接、电连接或直接连接，也可以通过中间媒介间接相连，也可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
87.虽然已经参考优选实施例对本发明进行了描述，但在不脱离本发明的范围的情况下，可以对其进行各种改进并且可以用等效物替换其中的部件。尤其是，只要不存在结构冲突，各个实施例中所提到的各项技术特征均可以任意方式组合起来。本发明并不局限于文中公开的特定实施例，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。

技术特征：
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数；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，根据所述质量流量选择所述动力系统的型号。6.根据权利要求5所述的设计方法，其特征在于，所述的根据所述温度选择热管内的系统工质，具体包括：当所述温度大于450℃时，所述系统工质为钠、钾、锂或钠钾合金；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；当所述温度小于250℃，所述系统工质为水、乙醇或r134a制冷剂。7.根据权利要求5所述的设计方法，其特征在于，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：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；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。8.根据权利要求5所述的设计方法，其特征在于，所述质量流量的计算公式为：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。9.根据权利要求5所述的设计方法，其特征在于，所述设计方法还包括：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。10.一种运载火箭，其特征在于，所述运载火箭采用权利要求1-4中任意一项所述的主动式热管风冷系统进行热防护。

技术总结
本发明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
受保护的技术使用者：北京天兵科技有限公司
技术研发日：2023.06.30
技术公布日：2023/9/9