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本申请涉及一种高速飞行器控制面自抽吸集成热控设计方法。通过所述方法设计高速飞行器控制面自抽吸集成热控系统,所述系统包括:设置在控制面底端的冷却通道,以及设置在机身内的自抽吸冷却组件;冷却通道与自抽吸冷却组件连通,机身与控制面底端之间具有间隙,冷却通道朝向间隙处开设有排气口;自抽吸冷却组件内设置有冷却工质,通过自抽吸冷却组件吸收控制面传导的热量,使冷却工质产生相变,相变后的冷却工质进入冷却通道,并通过排气口向间隙处排出。本申请结合相变与主动热控技术,用飞行过程中产生的热量驱动冷却工质相变,产生冷却
(19)国家知识产权局
(12)发明专利申请
(10)申请公布号CN117910142A
(43)申请公布日2024.04.19
(21)申请号202410145443.3
(22)申请日2024.02.01
(71)申请人中国人民解放军国防科技大学
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