(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202210926441.9 (22)申请日 2022.08.03 (71)申请人 上海格熵航天科技有限公司 地址 201109 上海市闵行区中春路128 8号9 号楼102 (72)发明人 谢龙　牛雷　赵洁莲　 (74)专利代理 机构 上海国瓴律师事务所 313 63 专利代理师 傅耀 (51)Int.Cl. F28D 15/02(2006.01) H05K 7/20(2006.01) (54)发明名称 一种单一热源工质消耗式圆柱形环路热 管 (57)摘要 本发明提供了一种单一热源工质消耗式圆 柱形环路热管， 包括蒸发器、 储液器、 第一管路、 三通、 第二管路、 第三管路、 自力式温度调节阀、 排汽管和信号管。 工质消耗式圆柱形环路热管由 蒸发器进行取热， 通过自力式温度调节阀根据蒸 汽温度调节阀门的开、 关的方式控制系统运行温 度， 实现具有工作时长短、 散热条件有限等特点 的航空器的有效热控制。 其中本发 明的有益效果 是： 与传统的环路热管的冷凝器散热相比， 工质 消耗式环路通过排放汽态工质的方式进行散热， 更节约重量 资源和体积资源； 可通过设计储液器 内容积的大小， 调整运行的工作的时长， 满足各 类航天器的应用需求； 工质可以进行补充， 满足 可重复使用航天器的应用需求。 权利要求书1页 说明书3页 附图1页 CN 115406276 A 2022.11.29 CN 115406276 A 1.一种单一热源工质消耗式圆柱形环路热管， 其特征在于， 包括蒸发器、 储液器、 第一 管路、 三通、 第二管路、 第三管路、 自力式温度调节阀、 排汽管和信号管； 所述蒸发器与所述储液器焊接为一体， 所述三通连接所述第一管路、 所述第二管路和 所述第三管路， 所述第一管路连接所述储液器， 所述第二管路连接所述蒸发器， 所述自力式 温度调节阀一侧连接所述第三管路， 另一侧连接所述排气管， 所述信号管连接并接受所述 自力式温度调节阀的反馈信号； 所述蒸发器为圆柱形蒸发器。 2.根据权利要求1所述的一种单一热源工质消耗式圆柱形环路热管， 其特征在于， 所述 蒸发器包括毛细芯、 管壳、 刺刀管、 蒸汽接管和鞍座； 所述毛细芯的外径与所述管壳的内径 过盈配合， 所述鞍座与所述管壳焊接， 所述蒸汽接管设置于所述管壳尾部， 所述管壳与所述 储液器焊接； 所述毛细芯中心孔 为液体干道； 所述刺刀管一端插 入所述液体干道内， 另一端穿过 所述储液器。 3.根据权利要求2所述的一种单一热源工质消耗式圆柱形环路热管， 其特征在于， 所述 毛细芯为多孔材 料。 4.根据权利要求3所述的一种单一热源工质消耗式圆柱形环路热管， 其特征在于， 所述 毛细芯外表面设置有 蒸汽槽道。 5.根据权利要求4所述的一种单一热源工质消耗式圆柱形环路热管， 其特征在于， 所述 储液器的顶部设置有 充注口。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 115406276 A 2一种单一热源工质消耗式圆柱形环路热管 技术领域 [0001]本发明涉及 航天器热控技术领域， 特别涉及一种单一热源工质消耗式圆柱形环 路 热管。 背景技术 [0002]导弹、 火箭、 高超声速飞行器、 宇航服、 可重复使用航天器、 短时战术卫星、 行星着 陆器等航空航天器具有工作时长短、 散热条件有限的特点。 如导弹、 火箭、 高超声速飞行器 工作时长为数小时， 但高马赫数长航时的累计气动加热十 分严重； 宇航服、 可重复使用航 天 器工作时长为数小时到数天， 但系统重量资源和体积资源有限； 短时战术卫星工作时长为 数月， 但需要进行快速部署并只关注短期效用； 行星着陆器工作时长为数月， 但行星表面粉 尘会使散热器散热能力快速退化。 [0003]工作时长短、 散热条件有限的航空航天器通常采用基于相变材料的热控方案， 通 过相变蓄热的方式避免电子设备温升过高。 但该方案需要较多的相 变材料， 占用较多的重 量资源； 同时相变材料导热系数低， 热源与相变材料间难以进 行有效热耦合， 系统热控能力 差。 发明内容 [0004]为了解决上述技术问题， 本发明中披 露了一种单一热源工质消耗式圆柱形环路热 管， 本发明的技 术方案是这样实施的： [0005]一种单一热源工质消耗式圆柱形环路热管， 包括蒸发器、 储液器、 第一管路、 三通、 第二管路、 第三管路、 自力式温度调节阀、 排汽管和信号管； [0006]所述蒸发器与所述储液器焊接为一体， 所述三通连接所述第一管路、 所述第二管 路和所述第三管路， 所述第一管路连接所述储液器， 所述第二管路连接所述蒸发器， 所述自 力式温度调节阀一侧连接所述第三管路， 另一侧连接所述排气管， 所述信号管连接并接受 所述自力式温度调节阀的反馈信号。 所述蒸发器为圆柱形蒸发器； [0007]优选地， 所述蒸发器包括毛细芯、 管壳、 刺刀管、 蒸汽接管和鞍座； 所述毛细芯的外 径与所述管壳的内径过盈配合， 所述鞍座与所述管壳焊接， 所述蒸汽接管设置于所述管壳 尾部， 所述管壳与所述储液器 焊接； [0008]所述毛细芯中心孔 为液体干道； [0009]所述刺刀管一端插 入所述液体干道内， 另一端穿过 所述储液器。 [0010]优选地， 所述毛细芯为多孔材 料。 [0011]优选地， 所述毛细芯外表面设置有 蒸汽槽道。 [0012]优选地， 所述储液器的顶部设置有 充注口。 [0013]实施本发明的技术方案可解决现有技术中工作时长短、 散热条件有限的航空航天 器通常采用基于相变材料 的热控方案， 通过相变蓄热 的方式避免电子设备温升过高。 但该 方案需要较多的相变材料， 占用较多的重量资源； 同时相变材料导热系数低， 热源与相变材说　明　书 1/3 页 3 CN 115406276 A 3