一种飞行器高热流密度器件上的热控机构的制作方法

1.本发明涉及的是热控产品技术领域，具体而言，尤其涉及一种飞行器高热流密度器件上的热控机构。


背景技术：

2.随着半导体技术的不断发展，各类飞行功率器件的发热功率越来越高，飞行器速度越来越快，使得这类器件的热控要求越来越高，该类器件热控的具体要求为抗15～35g时性能差异波动小于25％，并且能够达到热控要求，该类器件热流密度超过100w/cm2，传热功率大于1000w，持续工作超过20min.，在这20min.内加速度属于非线性变化，产品重量不超过5kg，且要求满足多姿态飞行。其器件的热控要求该热控技术对重力加速度不敏感，并在15～35g的加速度下正常工作；由于该工况要求其高速飞行状态下的高功率器件的热控，导致很多传统热控技术无法达到新的热控要求；故提供一种飞行器高热流密度器件上的热控机构，用于解决了现有的热控器件不能很好地满足飞行器的高加速度与高热流密度要求的问题。


技术实现要素：

3.本发明的目的之一在于提供一种飞行器高热流密度器件上的热控机构，以便于解决了现有的热控器件不能很好地满足飞行器的高加速度与高热流密度要求的问题。
4.本发明一种飞行器高热流密度器件上的热控机构可以通过下列技术方案来实现：
5.本发明一种飞行器高热流密度器件上的热控机构包括喷射腔体，其为真空腔体，所述喷射腔体与高热流密度器件外表面的安装接触面内壁上长有微纳3d多孔骨架，在该真空腔体内盛装有一定量的液态相变工质；设置在所述喷射腔体上且与所述喷射腔体连通的控压喷嘴，所述控压喷嘴上设置有自动排气阀门，当所述喷射腔体内的气压达到某一设定压力值时，所述自动排气阀门能够自动打开，当所述喷射腔体内的气压低于某一设定压力值时，所述自动排气阀门自动关闭；设置在所述喷射腔体侧边且与所述喷射腔体连通的至少一个相变液体补偿室，至少一个所述相变液体补偿室中分别盛装有液态相变工质。
6.在其中一种实施方式中，所述微纳3d多孔骨架具备多孔毛细结构特性，其有效孔径在1～25um范围，并且内部相互串通，所述微纳3d多孔骨架发热有效孔隙率的范围为20％～90％，与液体相变工质接触会产生巨大的毛细磅力，该毛细泵力能够最高抵抗40g的加速度。
7.在其中一种实施方式中，所述喷射腔体的形状为圆筒形、方形、立体多边形或其他异型腔体。
8.在其中一种实施方式中，所述喷射腔体的材料为金属与非金属。
9.在其中一种实施方式中，当所述高热流密度器件工作时，其产生的热量通过所述微纳3d多孔骨架内吸附的液态相变工质吸热会发生液-汽相变，部分液态相变工质变成蒸汽并带走大量的热，所述微纳3d多孔骨架内消耗的液态相变工质由对应的所述相变液体补
偿室进行补充。
10.在其中一种实施方式中，所述相变液体补偿室为一个液体储罐，所述相变液体补偿室与所述喷射腔体连接的管道处设置有单向阀，且所述相变液体补偿室的底部有一个推进活塞，需要补充液态相变工质到所述微纳3d多孔骨架时，通过所述推进活塞推动液态相变工质通过所述单向阀从所述相变液体补偿室进入到所述微纳3d多孔骨架中。
11.在其中一种实施方式中，所述相变液体补偿室内的液态相变工质的体积至少为其内腔体积的30％。
12.在其中一种实施方式中，所述喷射腔体内液态相变工质的体积为所喷射腔体内腔体体积的1/3-3/4。
13.在其中一种实施方式中，所述喷射腔体与所述控压喷嘴采用密封连接，通过所述控压喷嘴给所述喷射腔体进行抽真空和注入液体。
14.在其中一种实施方式中，至少一个所述相变液体补偿室分别设置在所述喷射腔体侧面的x轴、y轴和/或z轴方向上且与所述喷射腔体连通。
15.与现有技术相比，本发明一种飞行器高热流密度器件上的热控机构的有益效果为：
16.本发明一种飞行器高热流密度器件上的热控机构通过在喷射腔体中设置微纳3d多孔骨架，微纳3d多孔骨架能够有效吸附喷射腔体中液态相变工质，防止液态相变工质流动；通过液态相变工质不断吸热由液态变成汽态，从而使得喷射腔体内的压力不断增加，当喷射腔体内的压力增至某一固定压力值使得控压喷嘴中的排气阀门自动打开进行排气，从而把高热流密度器件上的热量带走，从而有效地实现对飞行器高热流密度器件的热控操作，解决了现有的热控器件不能很好地满足飞行器的高加速度与高热流密度要求的问题；同时通过设置多个相变液体补偿室，在不同的飞行状态下能够及时给喷射腔体内补充液态相变工质，较大的提高热控机构的工作时长。
附图说明
17.为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，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相关的附图。
18.图1是本发明一种飞行器高热流密度器件上的热控机构的结构示意图；
19.图2是图1所示本发明一种飞行器高热流密度器件上的热控机构另一视角的结构示意图；
20.图3是图1所示本发明一种飞行器高热流密度器件上的热控机构的俯视结构示意图；
21.图4是图1所示本发明一种飞行器高热流密度器件上的热控机构的截面结构示意图。
22.图中标示：11，喷射腔体；111，微纳3d多孔骨架；12，控压喷嘴；13，相变液体补偿室；131，传输管道；20，高热流密度器件。
具体实施方式
23.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、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部位实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和展示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
24.因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。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。
25.请参阅图1-图4，本发明一种飞行器高热流密度器件上的热控机构可以包括喷射腔体11、控压喷嘴12和至少一个相变液体补偿室13；所述喷射腔体11为真空腔体，其内设置有液态相变工质，所述喷射腔体11与高热流密度器件外表面的安装接触面内壁上长有微纳3d多孔骨架111，所述微纳3d多孔骨架111能够有效吸附液态相变工质，防止所述喷射腔体11中的液态相变工质流动，所述微纳3d多孔骨架111具备多孔毛细结构特性，其有效孔径在1～25um范围，并且内部相互串通，所述微纳3d多孔骨架111的发热有效孔隙率范围为20％～90％，与液体相变工质接触会产生巨大的毛细磅力，该毛细泵力能够最高抵抗40g的加速度，当所述高热流密度器件20工作时，其产生的热量通过所述微纳3d多孔骨架111内吸附的液态相变工质吸热会发生液-汽相变，部分液态相变工质变成蒸汽并带走大量的热，所述微纳3d多孔骨架111内消耗的液态相变工质由对应的所述相变液体补偿室13进行补充；所述控压喷嘴12设置在所述喷射腔体11上且与所述喷射腔体11连通，所述控压喷嘴12上设置有排气阀门，当所述喷射腔体11内的气压达到某一压力值时，所述排气阀门自动打开，使得所述喷射腔体11内的气体通过所述控压喷嘴12排出，当所述喷射腔体11内的气压低于某一压力值时，所述排气阀门自动关闭；至少一个所述相变液体补偿室13设置在所述喷射腔体11的侧边且分别能够与所述喷射腔体11连通，每个所述相变液体补偿室13中盛装有液态相变工质，通过所述相变液体补偿室13给所述喷射腔体11补充液态相变工质。
26.请参阅图1-图4，所述喷射腔体11的形状是可以形是圆筒形、方形、立体多边形或异型腔体等涉及但不限于上述材料；在本实施例中，所述喷射腔体11的形状采用的是矩形。在本实施例中，所述喷射腔体11与所述控压喷嘴12一体成型，通过所述控压喷嘴12给所述喷射腔体11进行抽真空操作，当所述喷射腔体11内的真空度达到一定要求后，通过所述控压喷嘴12往所述喷射腔体11中的腔体注入一定量的液态相变工质，其注入量小于所述喷射腔体11的腔体空间体积，且所述喷射腔体11中充填的液态相变工质的量不低于2倍于所述高热流密度器件20所需的量，其目的是保证在各种飞行姿态下存储有足够的液态相变工质，具体地，液态相变工质的注入量为所述喷射腔体11腔体体积的1/3-3/4，优选地，液态相变工质的注入量为所述喷射腔体11腔体体积的2/3，然后对所述喷射腔体11进行密封处理。在本实施例中，所述微纳3d多孔骨架111通过高精度等温烧结设备造出3d多孔骨架，然后采用化学办法在骨架上长出。在其他实施例中，所述喷射腔体11与所述控压喷嘴12也可以组装成型，具体地，所述控压喷嘴12通过激光焊接在所述喷射腔体11上。所述喷射腔体11的材料可以为金属与非金属，具体地，所述喷射腔体11的材料为铜合金、铝合金、钛合金或不锈钢，但不限于上述材料。
27.请参阅图1-图4，所述相变液体补偿室13的数量可以是一个、两个、三个或者其他多数个，其数量可以根据实际需求进行设置；所述相变液体补偿室13为一个液体储罐，所述相变液体补偿室13与所述喷射腔体11连接的管道处设置有单向阀，且所述相变液体补偿室13的底部有一个推进活塞，需要补充液态相变工质到所述微纳3d多孔骨架111时，通过所述推进活塞推动液态相变工质通过所述单向阀从所述相变液体补偿室13进入到所述微纳3d多孔骨架111中；所述相变液体补偿室13内的液态相变工质需提前装入进去，其内存储的液态相变工质量是按照所述高热流密度器件20工作情况进行技术，液态相变工质的体积至少为其内腔体积的30％。在本实施例中，三个所述相变液体补偿室13分别设置在所述喷射腔体11侧面的x轴、y轴以及z轴方向上且分别与所述喷射腔体11连通，所述相变液体补偿室13通过传输管道131与喷射腔体11连通，具体地，所述传输管道131中设置有单向阀，在一些实施例中，一个所述相变液体补偿室13设置在所述喷射腔体11侧面的x轴、y轴或者z轴方向上；在另外一些实施例中，两个所述相变液体补偿室13分别设置在所述喷射腔体11侧面的x轴、y轴和z轴方向的两个方向上；在其他一些实施例中，三个以上所述相变液体补偿室13分别设置在所述喷射腔体11侧面的x轴、y轴和z轴方向上；当飞行器在x轴、y轴或z轴的不同方向加速度时，通过所述微纳3d多孔骨架111产生大于40倍加速度产生的压力，以便所述喷射腔体11中的液态相变工质只能呆在所述微纳尺度的3d多孔骨架111内，同时，在所述相变液体补偿室13中的所述传输管道131内设置单向阀，飞行器在某一方向加速会产生对应的反推力推相对应的所述相变液体补偿室13中液态相变工质通过所述单向阀流向所述喷射腔体11中，补充所述喷射腔体11中的液态相变工质，被所述微纳尺度的3d多孔骨架111进行相变吸热，从而保证所述高热流密度器件20在使用期间得到较好的热控保护。
28.请参阅图1-图4，在本实施例中，三个所述相变液体补偿室13分别通过激光焊接在所述喷射腔体11的不同侧面上。
29.需要说明的是，本发明一种飞行器高热流密度器件上的热控机构的工作过程为：通过所述控压喷嘴12对所述喷射腔体11进行抽真空，当所述喷射腔体11中腔体真空度达到一定要求后，对腔体中注入一定量的液态相变工质，液态相变工质的注入量为整个腔体的2/3的体积，并且每个所述相变液体补偿室13内要填满液态相变工质，然后对所述喷射腔体11进行密封。工作时，所述微纳3d多孔骨架111因为能够吸附液态相变工质，当所述喷射腔体11的底部接触所述高热流密度器件20时，所述高热流密度器件20的热量通过所述喷射腔体11的底部的传导到所述微纳3d多孔骨架111中的液体相变工质，液体相变工质受热后，在所述喷射腔体11中的高真空条件下，液体相变工质会根据发热功率，进行对应的液体相变工质相变沸腾或蒸发，其沸腾质量流率满足如下关系式：
30.q＝mhfg
31.得出：
32.m＝q/hfg
33.其中：q,代表器件发热功率，单位w；m代表工质相变循环量，单位g；hfg，代表工质相变潜热，单位j/g。
34.随着所述喷射腔体11的不断吸热，所述微纳3d多孔骨架111中的液体相变工质不断吸热由液态变成汽态，随着热量不断释放，当高真空密封的所述喷射腔体11内部汽态工质不断增加，其汽态工质压力增至某一固定压力值pmax，设置所述控压喷嘴12中排气阀门
的打开压力为pmax，当所述喷射腔体11内部压力值达到或超过pmax时，所述控压喷嘴12中的排气阀门自动打开；随着排气阀门打开，因所述喷射腔体11内部的液体相变工质与所述微纳3d多孔骨架111接触产生足够强大的表面张力锁住液体相变工质流过，所述喷射腔体11内部有且仅有相变工质的蒸汽会不断排放，使得所述喷射腔体11内部的压力降低，所述高热流密度器件20被吸热，从而使得其温度降低，当所述喷射腔体11内压力也降低至某一压力p0，且p0《pmax，则所述控压喷嘴12中的排气阀门自动关闭；飞行器在不同方向加速度时，通过所述微纳3d多孔骨架111产生大于40倍加速度产生的压力，以便液态相变工质只能呆在所述微纳3d多孔骨架111内。最后，可以在飞行器的主要长时间飞行方向上设置对应的所述相变液体补偿室13，以便飞行器在相应的方向上飞行时，会产生对应的反推力推对应的液体通过单向阀流向所述喷射腔体11内进行相变吸热，和不断补偿所述微纳3d多孔骨架111的液态相变工质。
35.以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
36.以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。

技术特征：
1.一种飞行器高热流密度器件上的热控机构，其特征在于，包括喷射腔体，其为真空腔体，所述喷射腔体与高热流密度器件外表面的安装接触面内壁上长有微纳3d多孔骨架，在该真空腔体内盛装有一定量的液态相变工质；设置在所述喷射腔体上且与所述喷射腔体连通的控压喷嘴，所述控压喷嘴上设置有自动排气阀门，当所述喷射腔体内的气压达到某一设定压力值时，所述自动排气阀门能够自动打开，当所述喷射腔体内的气压低于某一设定压力值时，所述自动排气阀门自动关闭；设置在所述喷射腔体侧边且与所述喷射腔体连通的至少一个相变液体补偿室，至少一个所述相变液体补偿室中分别盛装有液态相变工质。2.根据权利要求1所述的一种飞行器高热流密度器件上的热控机构，其特征在于，所述微纳3d多孔骨架具备多孔毛细结构特性，其有效孔径在1～25um范围，并且内部相互串通，所述微纳3d多孔骨架发热有效孔隙率的范围为20％～90％，与液体相变工质接触会产生巨大的毛细磅力，该毛细泵力能够最高抵抗40g的加速度。3.根据权利要求1所述的一种飞行器高热流密度器件上的热控机构，其特征在于，所述喷射腔体的形状为圆筒形、方形、立体多边形或其他异型腔体。4.根据权利要求1所述的一种飞行器高热流密度器件上的热控机构，其特征在于，所述喷射腔体的材料为金属与非金属。5.根据权利要求1所述的一种飞行器高热流密度器件上的热控机构，其特征在于，当所述高热流密度器件工作时，其产生的热量通过所述微纳3d多孔骨架内吸附的液态相变工质吸热会发生液-汽相变，部分液态相变工质变成蒸汽并带走大量的热，所述微纳3d多孔骨架内消耗的液态相变工质由对应的所述相变液体补偿室进行补充。6.根据权利要求5所述的一种飞行器高热流密度器件上的热控机构，其特征在于，所述相变液体补偿室为一个液体储罐，所述相变液体补偿室与所述喷射腔体连接的管道处设置有单向阀，且所述相变液体补偿室的底部有一个推进活塞，需要补充液态相变工质到所述微纳3d多孔骨架时，通过所述推进活塞推动液态相变工质通过所述单向阀从所述相变液体补偿室进入到所述微纳3d多孔骨架中。7.根据权利要求6所述的一种飞行器高热流密度器件上的热控机构，其特征在于，所述相变液体补偿室内的液态相变工质的体积至少为其内腔体积的30％。8.根据权利要求1所述的一种飞行器高热流密度器件上的热控机构，其特征在于，所述喷射腔体内液态相变工质的体积为所喷射腔体内腔体体积的1/3-3/4。9.根据权利要求1所述的一种飞行器高热流密度器件上的热控机构，其特征在于，所述喷射腔体与所述控压喷嘴采用密封连接，通过所述控压喷嘴给所述喷射腔体进行抽真空和注入液体。10.根据权利要求1-9任一项所述的一种飞行器高热流密度器件上的热控机构，其特征在于，至少一个所述相变液体补偿室分别设置在所述喷射腔体侧面的x轴、y轴和/或z轴方向上且与所述喷射腔体连通。

技术总结
本发明公开了一种飞行器高热流密度器件上的热控机构，包括喷射腔体，其为真空腔体，所述喷射腔体与高热流密度器件外表面的安装接触面内壁上长有微纳3D多孔骨架；设置在所述喷射腔体上且与所述喷射腔体连通的控压喷嘴，所述控压喷嘴上设置有自动排气阀门；设置在所述喷射腔体侧边且与所述喷射腔体连通的至少一个相变液体补偿室，至少一个所述相变液体补偿室中分别盛装有液态相变工质。本发明通过微纳3D多孔骨架吸附液态相变工质，防止液态相变工质在高加速度作用下液体被甩出，通过相变液体补偿室给喷射腔体内的微纳3D多孔骨架补充液态相变工质，有效地解决了现有的热控器件不能很好地满足飞行器的高加速度与高热流密度要求的问题。求的问题。求的问题。


技术研发人员：向军 李建卫 李佩强
受保护的技术使用者：深圳威铂驰热技术有限公司
技术研发日：2023.05.11
技术公布日：2023/8/23