[发明专利]一种用于尾喷管的循环散热装置

说明书

技术领域

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。

发明内容

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；