一种新型高超声速飞行器机翼的制作方法

本发明涉及飞行器的机翼结构领域，具体为一种新型高超声速飞行器机翼。

背景技术：

机翼是飞机的重要组成部分，主要作用是产生升力，一般由翼梁、纵墙、桁条、翼肋和蒙皮组成，机翼的内部一般为架空结构，通常装入油箱及一些控制系统的线路。现有超音速飞机的机翼比较薄，机翼前缘在高速飞行过程中会遭遇严重的气动加热，当高速的气流与飞行器接触时，空气受到飞行器表面的压缩，气体会滞止，在飞行器前端形成激波，气流的动能便会转换为内能，使得气流温度迅速的升高，此外，由于气体的黏性耗散作用，会和飞行器表面产生摩擦作用，这也会使得气体能量的转化温度升高。因此，如何有效减小机翼与背景环境的温差已成为飞机增强红外隐身能力的关键技术之一。热管是1963年美国洛斯阿拉莫斯(losalamos)国家实验室的乔治格罗佛(georgegrover)发明的一种传热元件，热管充分利用了热传导原理与相变介质的快速热传递性质，透过热管将发热物体的热量迅速传递到热源外，其导热能力超过任何已知金属的导热能力。

现有技术中，飞机系统的热防护方法主要分为三类，被动方法、半被动方法和主动方法。被动方法指利用耐热、隔热、导热材料的特性，阻止热量进入飞行器内部，包括隔热、辐射散热等，需要在设计时进行材料方面的选取，一般在飞行器制作出来后难以改变，被动方法在目前的研究中已经趋于成熟，但效率低；半被动方法一般会在飞行器结构上加装某些装置或物质，典型代表是热控防护涂层，这种热防护方法目前已经有过大量研究，在现在的航空航天领域各种高速飞行器中都会使用，适用于局部热密度集中的情况，但为了保持高超声速的气动外形，维持高升阻比，烧蚀的热防护技术便被大大限制了；而主动冷却一般可分为对流冷却、膜冷却和发汗冷却的方法，需要加装额外的辅助结构以及加入某些工质，可能会改变飞行器的外形，例如单孔射流冷却中需要在飞行器头部设置许多小孔。主动冷却的方法防热效果最好，具有良好的研究前景，但其结构复杂且成本较高。

技术实现要素：

(一)解决的技术问题

针对现有技术的不足，本发明提供了一种新型高超声速飞行器机翼，解决了高超声速飞机机翼前缘温度过高的问题。

(二)技术方案

为实现以上目的，本发明通过以下技术方案予以实现：一种新型高超声速飞行器机翼，包括：

机翼本体，所述机翼本体为高超声速飞行器机翼；

热管，所述热管用于机翼本体的散热，所述热管设置在机翼本体的一侧内部；

所述机翼本体包括蒙皮和支撑骨架，所述支撑骨架固定连接在蒙皮的内部，所述蒙皮的一侧设置有机翼前缘；

所述热管包括吸液芯和外壳，所述吸液芯的外侧固定连接在外壳的内侧，所述吸液芯的内侧设置有蒸发腔，所述吸液芯的内部设置有液体工质，所述外壳的外侧固定连接在蒙皮的内侧。

优选的，所述外壳的形状为平板状，所述外壳的顶端设置有平型固定段，所述外壳的底端设置有弧型固定段，所述平型固定段的上表面固定在蒙皮的顶部内壁，所述弧型固定段的外侧固定在机翼前缘的内侧。

优选的，所述外壳的顶侧固定连接有导热材料，所述导热材料的顶部固定连接在蒙皮的顶部一侧内壁。

优选的，所述外壳的形状为椭圆弧状，所述外壳的一端固定在机翼前缘的内侧，所述外壳的顶侧固定在蒙皮的顶部内壁。

优选的，所述外壳的形状为管状，所述外壳的外侧设置有管夹，所述管夹的一端固定连接在蒙皮的一侧，所述外壳的中部固定机翼前缘，所述外壳的两端均固定在蒙皮的一侧内壁。

优选的，所述外壳的一端到另一端依次分为蒸发段、绝热段和冷凝段，所述蒸发段连接在机翼前缘的内侧。

优选的，所述吸液芯的内侧设置有绝热材料。

工作原理：当飞机高速飞行时，机翼前缘处产生气动热，使储存在热管内前缘的液体工质吸热蒸发，汽化后流经绝热段，在冷凝段蒸汽由于外部环境的低温而放热液化，再经由吸液芯的毛细芯内毛细力和重力作用流回机翼前缘进行下一次循环。

(三)有益效果

本发明提供了一种新型高超声速飞行器机翼。具备以下有益效果：

1、通过机翼前缘产生的热量由蒸发段的工质吸收，汽化后经由外部包有绝热材料的蒸汽腔传输给蒙皮上表面下端，机翼上表面与外界大气接触温度较低，在工质释放热量液化后，由附着在热管内部的吸液芯吸收，再流回蒸发段处，降温效果得到显著提高，拥有热管装置的所有优点，具有传热效率高，拥有热流方向的可逆性，等温性好等特点。

2、通过将吸液芯的外侧固定连接在外壳的内侧，吸液芯的内侧设置有蒸发腔，吸液芯的内部设置有液体工质，工质可循环利用，工质消耗少。

3、本发明通过将热管安装在机翼本体的一侧内部，不改变飞机的外形，不会影响其气动布局。

4、通过将外壳设置成平板状、椭圆弧状和管状，可以根据飞机内部其他元件分布而改变热管的形状，更节省飞机内部空间。

附图说明

图1为本发明的结构示意图；

图2为本发明的热管结构示意图；

图3为本发明的实施例一结构示意图；

图4为本发明的实施例二结构示意图；

图5为本发明的实施例三结构示意图。

其中，1、机翼本体；2、支撑骨架；3、蒙皮；4、机翼前缘；5、导热材料；6、弧型固定段；7、吸液芯；8、外壳；9、平型固定段；10、冷凝段；11、绝热段；12、蒸发段；13、热管；14、管夹。

具体实施方式

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，所描述的实施例仅仅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。

实施例一：

如图1-3所示，本发明实施例提供一种新型高超声速飞行器机翼，包括：

机翼本体1，机翼本体1为高超声速飞行器机翼；

热管13，热管13用于机翼本体1的散热，热管13设置在机翼本体1的一侧内部；

机翼本体1包括蒙皮3和支撑骨架2，支撑骨架2固定连接在蒙皮3的内部，蒙皮3的一侧设置有机翼前缘4；

热管13包括吸液芯7和外壳8，吸液芯7的外侧固定连接在外壳8的内侧，吸液芯7的内侧设置有蒸发腔，吸液芯7的内部设置有液体工质，外壳8的外侧固定连接在蒙皮3的内侧。

当飞机高速飞行时，机翼前缘4处产生气动热，使储存在热管13内前缘的液体工质吸热蒸发，汽化后流经绝热段11，在冷凝段10蒸汽由于外部环境的低温而放热液化，再经由吸液芯7的毛细芯内毛细力和重力作用流回机翼前缘4进行下一次循环。

将外壳8的形状制造为平板状，外壳8的顶端有平型固定段9，外壳8的底端有弧型固定段6，平型固定段9的上表面固定在蒙皮3的顶部内壁，弧型固定段6的外侧固定在机翼前缘4的内侧，通过平型固定段9和弧型固定段6充分贴合机翼的形状，便于散热降温。

外壳8的顶侧固定连接有导热材料5，导热材料5的顶部固定连接在蒙皮3的顶部一侧内壁，导热材料5便于导热散热。

外壳8的一端到另一端依次分为蒸发段12、绝热段11和冷凝段10，蒸发段12连接在机翼前缘4的内侧，蒸发段12贴合在机翼前缘4内，可以使机翼前缘4产生的热量由蒸发段12的工质吸收。

吸液芯7的内侧设置有绝热材料，可以将蒸汽腔包裹绝热材料，有利于工质汽液转化。

将以机翼前缘4作为蒸发段12，将热管13做成封闭的平板式结构，可根据机翼形状和机翼内部空间的多少来改变平板结构的形状和面积，通过焊接的方式将平板式热管13置于机翼蒙皮3下方，机翼上表面的内部表面与热管13的冷凝段10的外部平齐，热管13与蒙皮3中间填充入导热材料5，机翼前缘4产生的热量由蒸发段12的工质吸收，汽化后经由外部包有绝热材料的蒸汽腔传输给蒙皮3上表面下端，机翼上表面与外界大气接触温度较低，在工质释放热量液化后，由附着在热管13内部的吸液芯7吸收，再流回蒸发段12处，降温效果得到显著提高。

实施例二

如图1-4所示，本发明实施例提供一种新型高超声速飞行器机翼，包括：

机翼本体1，机翼本体1为高超声速飞行器机翼；

热管13，热管13用于机翼本体1的散热，热管13设置在机翼本体1的一侧内部；

机翼本体1包括蒙皮3和支撑骨架2，支撑骨架2固定连接在蒙皮3的内部，蒙皮3的一侧设置有机翼前缘4；

热管13包括吸液芯7和外壳8，吸液芯7的外侧固定连接在外壳8的内侧，吸液芯7的内侧设置有蒸发腔，吸液芯7的内部设置有液体工质，外壳8的外侧固定连接在蒙皮3的内侧。

当飞机高速飞行时，机翼前缘4处产生气动热，使储存在热管13内前缘的液体工质吸热蒸发，汽化后流经绝热段11，在冷凝段10蒸汽由于外部环境的低温而放热液化，再经由吸液芯7的毛细芯内毛细力和重力作用流回机翼前缘4进行下一次循环。

将以机翼前缘4作为蒸发段12，将热管13做成封闭的椭圆式结构，可根据机翼形状和机翼内部空间的多少来改变椭圆式结构的形状和面积，当飞机高速飞行时，机翼前缘4处产生气动热，使储存在热管13内前缘的液体工质吸热蒸发，汽化后流经绝热段11，在冷凝段10处蒸汽由于外部环境的低温而放热液化，再经由吸液芯7的毛细芯内毛细力和重力作用流回机翼前缘4进行下一次循环，降温效果得到显著提高。

外壳8的顶侧固定连接有导热材料5，导热材料5的顶部固定连接在蒙皮3的顶部一侧内壁，导热材料5便于导热散热。

外壳8的一端到另一端依次分为蒸发段12、绝热段11和冷凝段10，蒸发段12连接在机翼前缘4的内侧，蒸发段12贴合在机翼前缘4内，可以使机翼前缘4产生的热量由蒸发段12的工质吸收。

吸液芯7的内侧设置有绝热材料，可以将蒸汽腔包裹绝热材料，有利于工质汽液转化。

实施例三

如图1、2、3和5所示，本发明实施例提供一种新型高超声速飞行器机翼，包括：

机翼本体1，机翼本体1为高超声速飞行器机翼；

热管13，热管13用于机翼本体1的散热，热管13设置在机翼本体1的一侧内部；

机翼本体1包括蒙皮3和支撑骨架2，支撑骨架2固定连接在蒙皮3的内部，蒙皮3的一侧设置有机翼前缘4；

热管13包括吸液芯7和外壳8，吸液芯7的外侧固定连接在外壳8的内侧，吸液芯7的内侧设置有蒸发腔，吸液芯7的内部设置有液体工质，外壳8的外侧固定连接在蒙皮3的内侧。

外壳8的顶侧固定连接有导热材料5，导热材料5的顶部固定连接在蒙皮3的顶部一侧内壁，导热材料5便于导热散热。

外壳8的从左到右依次分为蒸发段12、绝热段11和冷凝段10，蒸发段12连接在机翼前缘4的内侧，可以使机翼前缘4产生的热量由蒸发段12的工质吸收，此时绝热段11和冷凝段10均分成上下两个部分。

吸液芯7的内侧设置有绝热材料，可以将蒸汽腔包裹绝热材料，有利于工质汽液转化。

外壳8的形状为管状，通过管夹14将外壳8固定在蒙皮3的内壁，外壳8的中部固定在机翼前缘4内，外壳8的两端均有绝热段11和冷凝段10，将以机翼前缘4作为蒸发段12，当飞机高速飞行时，机翼前缘4处产生气动热，使储存在热管13内前缘的液体工质吸热蒸发，汽化后流经绝热段11，在冷凝段10处蒸汽由于外部环境的低温而放热液化，再经由吸液芯7的毛细芯内毛细力和重力作用流回机翼前缘4进行下一次循环，降温效果得到显著提高。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。