一种基于金属空间点阵的相变热控元件及其制备方法技术

本发明专利技术公开了一种基于金属空间点阵的相变热控元件及其制备方法，涉及火箭发动机热控技术领域，用于提供一种具有强化传热能力和增强结构承载能力的技术方案

【技术实现步骤摘要】
一种基于金属空间点阵的相变热控元件及其制备方法


[0001]本专利技术涉及火箭发动机热控
，尤其涉及一种基于金属空间点阵的相变热控元件及其制备方法
。

技术介绍

[0002]随着我国航天事业的持续发展，运载火箭
、
导弹武器飞行任务剖面更多样，马赫数更高，对轨姿控动力系统贮存
、
发射及飞行环境适应性要求越来越高，轨姿控动力系统热控制设计难度越来越大，主要表现在以下几方面：热载荷峰值高
、
存在冷
—
热交变的瞬态热载荷
、
重量和空间受限
。
这对热控系统提出了更高的要求
。

技术实现思路

[0003]本专利技术的目的在于提供一种基于金属空间点阵的相变热控元件及其制备方法，用于提供一种具有强化传热能力和增强结构承载能力的技术方案
。
[0004]为了实现上述目的，本专利技术提供了一种所述基于金属空间点阵的相变热控元件，包括：相变材料支撑结构以及灌注到所述相变材料支撑结构中的相变热控结构；所述相变材料支撑结构具有空间点阵结构
。
[0005]在采用上述技术方案的情况下，本专利技术提供的基于金属空间点阵的相变热控元件包括相变材料支撑结构以及相变热控结构
。
所述相变材料支撑结构具有空间点阵结构，所述相变热控结构为将相变热控材料灌注到相变热控结构中形成的结构
。
应理解，空间点阵结构具有很好的抗压能力和抗剪能力，因此，空间点阵结构可以增强基于金属空间点阵的相变热控元件的结构承载能力
。
[0006]在实际中，基于相变材料的特性，针对持续时间短
、
热流较低的热环境，可以采用相变材料进行蓄热，以钝化短期剧烈加热形成的温度“波峰”，对结构具有很好的保护作用
。
在冷热交变的外部环境中，在加热阶段，相变材料熔解，在冷却阶段，相变材料固化，这样能够使最高温度大幅降低，最低温度大幅度升高，确保结构处于合理的温度区间
。
再者，基于相变材料的潜热能力，在吸收或散失相同热量的情况下，其体积
、
重量一般小于其他包覆材料
。
基于此，本专利技术中的基于金属空间点阵的相变热控元件能够强化传热能力
。
[0007]在一种可能的实现方式中，所述相变材料支撑结构包括支撑壳体，以及设置在所述支撑壳体内的所述空间点阵结构，所述相变热控结构形成在所述空间点阵结构的孔隙中
。
[0008]在一种可能的实现方式中，所述空间点阵结构包括多个周期性排列的支撑单元，所述多个支撑单元中的一部分支撑单元的一端与所述支撑壳体的顶部相连接，另一端与所述支撑壳体的底部相连接，或，所述多个支撑单元中的另一部分支撑单元的一端与所述支撑壳体的顶部或底部相连接，另一端与所述支撑壳体的侧壁相连接
。
[0009]在一种可能的实现方式中，所述空间点阵结构包括按照点阵方式布设的多个梁单元
。
[0010]在一种可能的实现方式中，所述梁单元的倾角范围包括
40
°‑
50
°
，和
/
或，所述梁单元的孔隙率范围包括
85
％
‑
95
％，和
/
或，所述梁单元的截面为正方形，所述正方形的边长范围包括
0.45mm
‑
0.55mm。
[0011]在一种可能的实现方式中，所述相变材料支撑结构采用选择性激光熔化成形技术制备
。
[0012]在一种可能的实现方式中，所述相变材料支撑结构采用金属材料制备，所述相变材料支撑结构的底部厚度范围包括
0.4mm
‑
0.6mm。
[0013]在一种可能的实现方式中，所述相变热控结构的材质包括石蜡
、
脂肪酸或盐类水合物
。
[0014]第二方面，本专利技术还提供一种基于金属空间点阵的相变热控元件的制备方法所述基于金属空间点阵的相变热控元件包括相变材料支撑结构以及填充到所述相变材料支撑结构中的相变热控结构；所述制备方法包括以下步骤：
[0015]获取所述相变材料支撑结构的加工信息；其中，所述加工信息包括将所述相变材料支撑结构进行切片形成的多个
2D
切片层数据；
[0016]依次按照所述相变材料支撑结构从底部至顶部的
2D
切片层数据，利用选择性激光熔化成形技术进行相变材料支撑结构的加工，得到所述相变材料支撑结构；
[0017]在所述相变材料支撑结构中灌注相变热控材料，封装后，得到所述基于金属空间点阵的相变热控元件
。
[0018]在一种可能的实现方式中，所述
2D
切片层数据包括
2D
切片层的
CAD
模型数据；
[0019]所述
2D
切片层数据形成的切片层的厚度包括
30
μ
m
‑
100
μ
m。
[0020]与现有技术相比，本专利技术提供的一种基于金属空间点阵的相变热控元件的制备方法的有益效果与上述技术方案所述基于金属空间点阵的相变热控元件的有益效果相同，此处不做赘述
。
附图说明
[0021]此处所说明的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，构成本专利技术的一部分，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定
。
在附图中：
[0022]图1为本专利技术实施例提供的一种空间点阵结构的结构示意图；
[0023]图2为本专利技术实施例提供的一种空间点阵结构的切面图；
[0024]图3为本专利技术实施例提供的一种基于金属空间点阵的相变热控元件的性能评估试验系统；
[0025]图4为本专利技术实施例提供的一种基于金属空间点阵的相变热控元件的制备方法的步骤流程图
。
具体实施方式
[0026]为了便于清楚描述本专利技术实施例的技术方案，在本专利技术的实施例中，采用了“第一”、“第二”等字样对功能和作用基本相同的相同项或相似项进行区分
。
例如，第一阈值和第二阈值仅仅是为了区分不同的阈值，并不对其先后顺序进行限定
。
本领域技术人员可以理解“第一”、“第二”等字样并不对数量和执行次序进行限定，并且“第一”、“第二”等字样也
并不限定一定不同
。
[0027]需要说明的是，本专利技术中，“示例性的”或者“例如”等词用于表示作例子
、
例证或说明
。
本专利技术中被描述为“示例性的”或者“例如”的任何实施例或设计方案不应被解释为比其他实施例或设计方案更优选或更具优势
。
确切而言，使用“示例性的”或者“例如”等词旨在以具体方式呈现相关概念
。本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种基于金属空间点阵的相变热控元件，其特征在于，所述基于金属空间点阵的相变热控元件包括：相变材料支撑结构以及相变热控结构；所述相变材料支撑结构具有空间点阵结构，所述相变热控结构为将相变热控材料灌注到所述相变材料支撑结构中形成的结构
。2.
根据权利要求1所述的基于金属空间点阵的相变热控元件，其特征在于，所述相变材料支撑结构包括支撑壳体，以及设置在所述支撑壳体内的所述空间点阵结构，所述相变热控结构形成在所述空间点阵结构的孔隙中
。3.
根据权利要求2所述的基于金属空间点阵的相变热控元件，其特征在于，所述空间点阵结构包括多个周期性排列的支撑单元，所述多个支撑单元中的一部分支撑单元的一端与所述支撑壳体的顶部相连接，另一端与所述支撑壳体的底部相连接，或，所述多个支撑单元中的另一部分支撑单元的一端与所述支撑壳体的顶部或底部相连接，另一端与所述支撑壳体的侧壁相连接
。4.
根据权利要求1所述的基于金属空间点阵的相变热控元件，其特征在于，所述空间点阵结构包括按照点阵方式布设的多个梁单元
。5.
根据权利要求4所述的基于金属空间点阵的相变热控元件，其特征在于，所述梁单元的倾角范围包括
40
°‑
50
°
，和
/
或，所述梁单元的孔隙率范围包括
85
％
‑
95
％，和
/
或，所述梁单元的截面为正方形，所述正方形的边长范围包括
0.45mm
‑
0.55mm。6.
根据权利要求1‑5任一项所述的基于金属空间点阵的相变热控元...

【专利技术属性】
技术研发人员：石晓波，刘计武，杨建文，张魏静，付秀文，胡锦华，王壮，
申请(专利权)人：西安航天动力研究所，
类型：发明
国别省市：