一種航天器自驅動兩相循環熱控制系統的制作方法

本發明屬于航天設備的熱控制領域，具體涉及一種自驅動循環的熱控制系統及其應用。

背景技術：

航天器運行于真空、低溫、強輻射的空間中，必須有熱控制系統維持設備溫度，保證系統安全可靠的運行。熱控制技術包括被動熱控制技術和主動熱控制技術。隨著航天器熱負荷的增加、功能和任務的復雜化，被動熱控制技術無法滿足溫度控制要求，必須結合主動熱控制技術。

常見的用于航天器整體熱控制的主動熱控制技術主要是流體回路熱控制系統。根據流體工質是否發生相變可分為單相流體回路和兩相流體回路；根據流體的驅動方式可分為泵驅動流體回路和毛細驅動兩相回路。泵驅動單相流體回路的技術成熟度高，已在眾多大型航天器，如美國的“雙子座”飛船、航天飛機，美俄等國合作的“國際空間站”，中國的“神舟”飛船上得到了成功的應用。相比單相回路，兩相回路熱控制技術具有溫度均勻性好、換熱系數高、所需功耗低等優點，但其技術復雜，微重力條件下的兩相換熱規律研究得還不夠充分。泵驅動兩相回路只在“AMS02”磁譜儀上得到應用。毛細驅動的兩相回路，如CPL(毛細抽吸兩相回路)、LHP(回路熱管)，應用稍多，但主要用作個別設備的熱控制，一般不作為航天器整體的熱控制技術。

泵驅動單相流體回路雖然應用比較成熟，但畢竟其性能不如兩相回路。另外制約其可靠性和壽命的重要因素在于泵。泵作為高速轉動部件，其壽命有限且可靠性較低。目前泵驅動單相流體回路一般只用于載人航天器，在泵出現故障時由航天員進行更換備份。泵驅動兩相回路也有同樣的問題，而且兩相回路中必須保證泵前的流體過冷，不含氣體，否則容易引起泵的阻塞、氣蝕等嚴重問題。泵驅動流體回路都需要用電機驅動，消耗電能(參見圖2，泵5的動力為電)。而電能是航天器上非常寶貴的能源。毛細驅動的兩相回路不需要消耗能源，可靠性也更高，但毛細驅動的能力有限，限制了熱量傳輸能力和傳輸距離。另外，毛細驅動兩相回路穩定性差，尤其是啟動和變負荷時容易引起壓力振蕩，嚴重時導致無法啟動工作。有的設計將毛細驅動兩相回路和泵驅動兩相回路相結合，用泵改善啟動和特殊情況下的運行穩定性，但又增大了系統的復雜性，降低了可靠性。

熱控制系統的目的之一是將設備工作產生的廢熱排出，維持設備的溫度，這也是流體回路的主要功能。根據熱力學和傳熱學，排出設備廢熱依靠的是設備與環境之間的溫差。太空中有溫度很低的背景熱沉，可利用輻射器將熱量輻射到太空背景中。設備與輻射器之間通過導熱、對流或輻射傳遞熱量。根據熱力學，熱量具有做功能力，熱量從高溫傳到低溫的過程中可以對外做功。但目前的熱控制技術基本上都沒有利用廢熱的做功能力，泵驅動流體回路反而要對其輸入功。

技術實現要素：

(一)要解決的技術問題

針對本領域存在的問題，本發明的目的是為航天器熱控制提供一種不消耗外部能源、自驅動、高可靠性、高效率的兩相熱控制回路系統。

本發明的第二個目的是提出一種利用設備廢熱做功，再利用該輸出功驅動流體循環，實現自驅動的兩相流體循環回路熱控制方法。

(二)技術方案

實現本發明目的的技術方案為：

一種航天器自驅動兩相循環熱控制系統，包括與蒸發器順次相連的膨脹機、冷凝器、儲液罐，所述的膨脹機同軸連接有泵，

所述冷凝器的出液管道連接于所述儲液罐，儲液罐的出液管道連接所述蒸發器，在儲液罐的出液管道上設置所述泵。

其中，所述的蒸發器包括液體入口和氣體出口，所述的氣體出口與膨脹機連接，所述的液體入口與儲液罐的出液管道連接。所述的蒸發器由發熱設備提供熱量。

本發明的優選技術方案之一為：所述的膨脹機為渦輪式膨脹機，膨脹機與同軸的泵密封在同一殼體中。

本發明的另一優選技術方案為：所述的膨脹機為活塞式膨脹機，泵也為活塞式，膨脹機的活塞直徑大于泵的活塞直徑，兩個活塞同軸連接，同步運動。

其中，所述冷凝器為管肋式輻射器，氣態工質在罐內冷凝，所釋放熱量由輻射器面板通過熱輻射的方式排出。

更優選地，所述儲液罐內設置有氣囊，氣囊的初始容積為儲液罐容積的40％～60％。氣囊達到平衡時的壓力為系統工作溫度下所述工質的飽和壓力。

正常運行時氣囊的壓力不需要人工控制，隨著工作情況變化，其體積也會變化，氣囊壓力會自動平衡在工質的飽和壓力上。

可選地，氣囊內設置有電加熱器，通過電加熱器改變氣囊內氣體溫度，可以控制系統的運行溫度。

本發明還提出一種航天器自驅動兩相循環熱控制方法，應用所述的航天器自驅動兩相循環熱控制系統，控制的過程為：

系統內運行的工質為液氮、氟利昂、丙酮、乙醇中的一種，蒸發器的一面與發熱設備相對，工質受熱變為蒸汽，通過膨脹機做功以驅動泵轉動；做功后的蒸汽進入冷凝器，通過冷凝器將剩余的熱量排放至外太空中；然后進入儲液罐；

儲液罐內的工質再由所述泵驅動進入蒸發器開始下一輪兩相循環。蒸氣驅動膨脹機做功，膨脹機驅動泵輸送液態工質，將系統的輸出功變為對自身的輸入功，系統對外不輸出功，但也不需要外部輸入功，循環自動運行。

(三)有益效果

本發明提供的航天器自驅動兩相循環熱控制系統，其具有以下優點：

1)該系統利用設備廢熱做功，不需要消耗電能而實現流體循環，節約能量；

2)該系統繼承了兩相流體循環熱控技術的優點，溫度均勻性好，換熱效率高；

3)膨脹機和泵一體化設計，完全密封，不存在泄露問題，轉動位置都有工質進行潤滑并帶走摩擦產熱，可靠性高。

附圖說明

圖1是本發明的整體結構示意圖；

圖2是常規泵驅動兩相流體循環的結構示意圖。

圖中：1.蒸發器，11.氣體出口，12.液體入口，2.膨脹機，3.冷凝器，4.儲液器，5.泵，6.發熱設備。

具體實施方式

現以以下實施例來說明本發明，但不用來限制本發明的范圍。

實施例中使用的手段，如無特別說明，均使用本領域公知的技術手段。

實施例1：

如圖1所示，本發明所述的蒸發器1的氣體出口11通過管路與膨脹機2的入口連接，膨脹機2的出口通過管路與冷凝器3的入口連接，冷凝器3的出口通過管路與泵5的入口連接，儲液罐4位于冷凝器3的出口與泵5的入口的連接管路上，泵5的出口通過管路與蒸發器1的液體入口12連接。

膨脹機2和泵5同軸連接，蒸發器氣體出口11的蒸氣驅動膨脹機2做功，膨脹機2和泵5同軸機械連接，從而驅動泵5輸送液態工質，將系統的輸出功變為對自身的輸入功，系統對外不輸出功，但也不需要外部輸入功，循環自動運行。

本發明還包括發熱設備6，蒸發器1的表面即為發熱設備6的安裝面，從而將發熱設備6排出的廢熱被蒸發器1吸收。

本實施例中，膨脹機為徑流式渦輪膨脹機，泵為齒輪泵。系統用于通信衛星轉發器的散熱。該通信衛星轉發器的散熱功率約為1kW，工質為氟利昂R245fa。

本發明在工作時，工作流程如下：

1)蒸發器1為冷板，作為發熱設備的安裝面。設備發出的熱量(發熱功率約1kW)通過冷板外殼進入內部，通過對流換熱和相變換熱，使冷板中流動的工質(工質為氟利昂R245fa)吸熱蒸發，部分或者全部工質變為蒸氣，蒸氣溫度約為20℃；

2)蒸氣或氣液混合物在壓力的驅動下進入膨脹機2，推動膨脹機渦輪轉動，將部分能量轉變為機械功，渦輪的轉動同時帶動同軸連接的泵5轉動；膨脹機進出口壓差約為4kPa，輸出功率約為0.03W；

3)對外做功的蒸氣的壓力下降，繼續流動至冷凝器3。冷凝器為管肋式輻射器，對太空輻射散熱。工質在冷凝器中被冷卻，蒸氣冷凝為液態，冷凝溫度約為19℃，所釋放熱量通過輻射器面板輻射排向太空。冷凝器的大散熱面積使蒸氣能夠完全冷凝，工質變為過冷液體，進入儲液罐4；

4)液態工質進入儲液罐的出液管道，由膨脹機2帶動的泵5將液態工質升壓，泵的輸送揚程約為5kPa，消耗功率約為0.02W；

5)升壓后的液態工質返回蒸發器1，完成一個循環。

通過上述的循環流程，熱量從設備傳輸到了冷凝器，排到太空。發熱設備的溫度控制在25℃左右，系統內工質溫度約為20℃，蒸發、冷凝溫差約為1℃，輻射溫度約為15℃。

儲液罐4中有氣囊，氣囊的容積為儲液罐容積的50％。氣囊達到平衡時的壓力為系統工作溫度下氟利昂R245fa的飽和壓力。隨著體積的變化其壓力可以變化，平衡時的壓力約為120kPa。當設備發熱量增大，蒸發量增加，系統壓力上升，此時儲液罐4內的氣囊被壓縮，儲液罐4可以容納更多的液態工質，一定程度上降低了系統壓力的升高；當設備發熱量減小，蒸發量下降，系統壓力降低，此時儲液罐4內的氣囊膨脹，儲液罐4容納的工質減少，抑制了系統壓力的下降。總之儲液罐4會增強系統壓力的穩定性，同時減小了系統工作溫度的波動。儲液罐4在系統啟動時起關鍵作用。

實施例2

本實施例中，膨脹機和泵都為活塞式，兩個缸體同軸串聯，活塞用軸連接，同步運動。膨脹機2側(氣側)的活塞直徑大于泵側(液側)活塞直徑。一體化設計的膨脹機－泵組件是本系統的核心組件。膨脹機－泵組件的兩個缸體同軸串聯，活塞用軸連接，同步運動。膨脹機2側(氣側)的活塞直徑大于泵側(液側)活塞直徑保證系統正向運行。儲液罐4內設置的氣囊的容積為儲液罐容積的60％。氣囊達到平衡時的壓力為系統工作溫度下氟利昂R134a的飽和壓力。

發熱設備為電子設備，設備工作溫度約為35℃，工質工作溫度約為30℃。氣囊內設置有電加熱器，通過電加熱器改變氣囊內氣體溫度，以控制系統的運行溫度。所采用工質為氟利昂R134a，工作壓力約為770kPa。蒸發冷凝溫差約為0.5℃，泵的揚程約為11kPa。

其他設置及操作同實施例1。

以上的實施例僅僅是對本發明的優選實施方式進行描述，并非對本發明的范圍進行限定，在不脫離本發明設計精神的前提下，本領域普通工程技術人員對本發明的技術方案作出的各種變型和改進，均應落入本發明的權利要求書確定的保護范圍內。