專利名稱：：用于空間飛行器的低溫液體存儲系統的制作方法
技術領域：
：本發明涉及用于空間飛行器(spacecraft)的低溫液體存儲系統，所述系統包括至少一個液體貯箱。
背景技術：
：空間lt箱己知用于存儲超流體液態氦，其中所述超流體液態氦用于冷卻探測器和紅外線天文衛星中的望遠鏡。然而，對于這種類型的貯箱所需的絕緣體的重量是非常大的并且使得其很難用在推進器裝置中。此外，液態氫和氧在地球軌道任務或星際軌道任務中的使用已經研究多年，尤其是在美國。必須利用與用于衛星的表面張力貯箱相同的原理建立微重力條件下的液相/氣相邊界。絕熱體比液態氦貯箱是更簡單的并且重量更輕的。專利公開文獻EP1248031A2公開了這樣一種類型的貯箱的實施例，其中所述貯箱用于在加速時或發射器的短期工作任務的彈道階段存儲液態氫或液態氧。然而，并未提供用于長期工作的星際任務。通信衛星也是己知的，其裝備有等離子體或離子推進器，其中所述推進器輸送有氙，所述氙以超臨界狀態存儲在高壓貯箱內，其中所述高壓貯箱大體上包括具有碳纖維外繞組的鈦殼。減小整體尺寸以及因而增加超臨界流體的密度(比重1.4至1.7)的幾率導致了較高的最大工作壓力(15兆帕(MPa)至19Mpa)，以及因此導致了貯箱相當地沉，具有與所存儲的氙的重量的10%至13%相等的重量。這種類型的目前的系統僅僅用于控制地球同步衛星的北-南軸線。如果軌道轉移的一部分也是在電驅動器下完成的，則重量有可能加倍。因此，對于這樣的應用，期望的是可以減少貯箱的干重以及體積。5NASA已經準備了利用電推進器的星際任務Dawn任務是一項針對小行星帶的任務，其利用了供應有氙的離子推進器。Dawn推進系統的干重是129公斤(kg)。貯箱重21.6kg，并且包含425kg的氙。這種相對小的百分比(5.1%)是以非常困難的技術為代價獲得的。與通信衛星的50。C相比，極限溫度是3(TC，并且最大閾值是8.4MPa。貯箱的直徑(90厘米(cm))確定了Dawn探測器的中央管的直徑。膨脹器系統重18.5kg(板、緩沖貯箱、以及高壓部件)，不包括控制電子器件(2.5kg)。因而可以看出，存儲和輸送氙的功能部件占了整個干重的33%，并且對于星際任務重要的是，如果子系統的干重被減小，則性能明顯提高。大體上，裝配有等離子體或離子推進器的系統(其中所述推進器供應有以超臨界狀態存儲在高壓貯箱內的氙)具有以下的不足存儲物的干重百分比高于化學推進的情況；必須在貯箱與推進器之間夾置高壓閥和膨脹器，因而由于增加數量的部件而導致增加重量并減小可靠性；以及貯箱的安全系數大體上太低而無法允許人員在貯箱已經充滿之后沒有限制地生存。圖10是示意圖，示出了推進系統的現有技術的實施例，其中所述推進系統包括四個利用中空的陰極的等離子體或離子推進器110，它們每個裝配有氙流速控制模塊109，其中所述模塊包括一組閥和調節構件。氙(或合適的超臨界氪)存儲在高壓氙貯箱101內。填充/清空閥102使得貯箱101經由填充/清空開口103而被填充或清空。高壓傳感器104與貯箱101相連。兩個冗余分支部(redundantbranck)將貯箱101連接至氤流速控制模塊109。每個分支部包括兩個串聯的高壓爆破閥(high-pressurepyrotechnicvalve)105、電膨脹器106、低壓爆破閥(low-pressurepyrotechnicvalve)107、以及雙穩閥(bistablevalve)108
發明內容本發明旨在解決上述現有技術的系統的不足。本發明尤其旨在減少貯箱與相關的液體系統的結構指數并提高壓力下的安全系數，從而使得人員在貯箱己經充滿之后沒有任何限制地生存。根據本發明，這些目的通過用于空間飛行器的低溫液體存儲系統實現，其中所述系統包括至少一個液體貯箱，并且特征在于，所述系統包括外殼；在所述貯箱與外殼之間設置的真空空間；推進劑控制裝置，其中所述推進劑控制裝置由良好導熱的材料制成并通過低溫制冷器被冷卻以在微重力時局部化限定所述貯箱內的液體；以及供料管，其設在所述貯箱位于在地面時處于底部的、并由真空絕緣雙壁以及凈化管包圍的所述貯箱的那部分中，其中所述凈化管將所述貯箱連接至所述外殼并具有不小于所述貯箱的一半直徑的內部長度。所述系統包括用于將所述貯箱保持在所述外殼內的保持器具，所述保持器具具有低導熱性并以相對于通過所述低溫制冷器被冷卻的推進劑控制裝置的30°至120°角度間隔。在第一實施例中，所述推進劑控制裝置在所述貯箱的極軸上安置，并且所述保持器具包括在赤道平面附近在所述貯箱與所述外殼之間設置的由絕緣材料制成的緊固裙座。在另一可選實施例中，所述推進劑控制裝置為兩個固定至由所述低溫制冷器冷卻的環的截頭錐體的形式，安置在所述赤道平面的附近，并且所述保持器具包括在極軸上夾置在所述貯箱與所述外殼之間的機械緊固構件。有利地，所述系統包括在所述貯箱與所述外殼之間夾置的超級絕緣材料。優選地，所述液體貯箱和所述外殼在所述空間飛行器的重心附近的中央管內安裝。根據特別的特征，所述系統包括在所述低溫制冷器與所述外殼之間夾置的減震波紋管。在特定實施例中，所述系統包括在最靠近所述低溫制冷器的部位浸沒在所述貯箱的液體內的蒸發器，所述蒸發器包括多孔材料并由一連接至所述外殼的小截面的管延伸。在另一特定實施例中，所述系統包括將所述貯箱連接至所述外殼的管；形成液體蒸發器的內網在所述管內設置。加熱元件可與所述蒸發器相連。在一特定的實施例中，所述系統包括低溫制冷器，其具有在液體排出開口附近結合在所述貯箱內的冷卻頭部，所述低溫制冷器通過冷卻回路連接至散熱器。在另一特定實施例中，所述系統包括低溫制冷器，其中所述低溫制冷器直接安裝在散熱器上并通過低溫熱管連接至所述貯箱。所述低溫制冷器是Stirling型制冷器。所述低溫制冷器是脈沖氣體管型制冷器。在另一可選實施例中，所述系統包括JouleThomson型低溫制冷器，其具有位于所述貯箱內的膨脹段以及相對于冷卻散熱器偏置的壓縮機。在本發明的系統的第一可行的應用中，在所述貯箱內存儲的低溫液體是用于對柵格化的等離子體或離子電推進器供料的包括氙、氪、氖或氬的液化惰性氣體。在本發明的系統的另一可行的應用中，在所述貯箱內存儲的低溫液體是液氧。本發明的低溫液體存儲系統所施加至的空間飛行器可以特別地由衛星、自動探測器、載人空間飛行器構成。在空間飛行器貯箱內以液體狀態存儲諸如氙的成分具有多個優點密度較高(每立方米3057公斤(kg/m"而非1200kg/n^至1600kg/m3)，因而使得貯箱具有較小的容積；存儲壓力可以被控制成與推進器的供料壓力對應，因而避免了高壓膨脹器的使用；在供料壓力中沒有快速的波動；貯箱(低壓貯箱)的重量小于超臨界存儲所需的重量；并且貯箱可以快速充滿，而需要一天或幾天充滿超臨界貯箱。氤氣對超臨界貯箱填充太快導致了氙通過準絕熱壓縮被過多地加熱。參照附圖通過作為實例給出的特定實施例的以下說明將清楚本發明的其它特點和優點，其中圖1是適用于空間飛行器的本發明的液體存儲系統的示意性整體圖2是示意性側視圖，示出了空間飛行器平臺上的本發明的液體存儲系統的安裝的第一實施例；圖3是示意性側視圖，示出了空間飛行器平臺上的本發明的液體存儲系統的安裝的第二實施例；圖4是用于本發明的液體存儲系統中的貯箱的實施例的軸向剖視圖，圖的左半部對應于地面上的特性，而右半部對應于微重力中的特性；圖5是放大圖，示出了管的實施例，其也用作為適于與圖4的忙箱結合使用的蒸發器；圖6是放大圖，示出了管的另一實施例，其具有適于與圖4的貯箱結合使用的單獨的蒸發器；圖7和8分別是赤道截面和子午截面的示意圖，示出了適于與本發明的液體存儲系統一起使用的赤道緊固的貯箱；圖9是適于與本發明的液體存儲系統一起使用的極軸緊固的貯箱的示意性子午截面圖；并且圖10是適用于空間飛行器的液體存儲系統的實施例、尤其現有技術的特定實施例的示意性整體視圖。具體實施例方式本發明涉及用于存儲諸如氙、氪、氖或氬的惰性氣體的貯箱，其中所述惰性氣體為液態，用于輸送至衛星或星際探測器的電(等離子體或離子)推進器。本發明還應用于在空間飛行器內存儲諸如液態氧的低溫燃料成分。圖1示出了應用于電推進系統的本發明的實施例。用于存儲低溫液體的貯箱1A在一外殼IB內被包含，其中在所述外殼中產生真空。低溫制冷器11冷卻在貯箱1A內所包含的液體，其中所述液體例如可以是氙、氪、氖或氬。附圖標記2A代表閥，其中所述閥用于經由液體填充/清空開口3A將貯箱1A充滿液體或清空。閥2B使得貯箱1A內的蒸氣排出至蒸氣凈化開口3B。低壓傳感器4A用于監測貯箱1A內的蒸氣壓力。借助于管線23，貯箱1A用于將惰性氣體輸送至在貯箱1及其外殼1B的外側上安置的等離子體或離子推進器10。每個具有中空的陰極的等離子體或離子推進器與用于控制惰性氣體(例如氤)的流速的模塊9相連。每個控制模塊包括一組閥和調節構件。輸送管線23經由一組雙穩閥8連接至控制模塊9，其中兩個雙穩閥8以冗余的方式并聯并與兩個雙穩閥8串聯，其中所述兩個雙穩閥中的第一個連接至第一組的兩個控制模塊9，所述兩個雙穩閥中的第二個連接至第二組的兩個控制模塊9。本發明的系統尤其具有以下的優點所存儲的液體的密度高于使用超臨界存儲技術時的密度；貯箱與膨脹器組件的重量低于使用超臨界存儲技術時的重量(因為如果液體在低壓被存儲，則消除了圖IO的現有技術的高壓爆破閥105與膨脹器106);沒有高壓，從而沒有對于準備發射的操作者的限制；貯箱可以通過增加圓柱形區段而容易地調整，從而提供與所要求匹配的容積。高壓的缺少使得這種調整非常容易。針對貯箱所選的直徑使得其與平臺的尺寸要求容易匹配；在向推進器供料時不會像特定的膨脹器那樣出現壓力峰值；10推進器IO的供料壓力可以通過控制溫度被調整。這使得在控制與流速調節單元9中斷的情況中以降級的模式繼續操作；并且熱橋的小尺寸使得可以將主動冷卻停止幾天，例如，由于衛星失控以及衛星供電被中斷，或在發射之前在地面等待時。圖2示出了本發明的貯箱及其外殼1B可以在衛星或探測器內被集成的方式。圖2示出了位于平臺40中央的外殼1B，從而外殼的幾何中心靠近平臺40的重心43。外殼1B和內貯箱(圖2中未示出)在中央管41內被安裝，從而它們的幾何中心靠近包括平臺40以及等離子體或離子推進器10以及它們相關的控制模塊9的空間飛行器的重心。中央管41具有開口42，所述開口42用于穿過用于輸送低溫液體的真空雙壁式管線21;用于穿過排出蒸氣的管線22;以及穿過用于向電(等離子體或離子)推進器10供料的管線23，其中所述推進器是在殼1B之外。真空管線21可包括連接器21A，其中所述連接器21A使得在貯箱及其外殼1B已經在中央管41內被緊固之后在連接部21A與輸送連接件3A之間安裝管線的真空區段。連接部21A可以是具有氣密性金屬密封墊圈的凸緣或借助于軌道焊接夾具焊接的連接部。貯箱及其外殼1B借助于諸如形式為圓錐形裙座的緊固裝置在中央管41的結構內被保持。因為貯箱安放在執行任務時處于l(TC至4(TC范圍內溫度的環境內，所以冷卻真空貯箱是重要的。這借助于低溫制冷器ll完成，其中所述低溫制冷器例如是Stirling型的或是脈沖氣體管型的。圖2示出了低溫制冷器，其冷卻頭部結合在貯箱內。這種低溫制冷器構成單個部件，也就是說，冷卻頭部和供料壓縮機形成單個部件。在該實施例中，低溫制冷器的壓縮機通過輸熱連接裝置31被冷卻，其中所述輸熱連接裝置31本身連接至散熱器32，其中所述散熱器輻射能量，其中所述能量需要被耗散到空間中(而在地面，自然對流與輻射一起作用以便進行冷卻)。排熱裝置31可以是熱管或流體回路。圖3示出了改型實施例，其基本上與圖1的實施例類似，但是在該改型實施例中，低溫制冷器11朝向散熱器32偏離。在這種結構中，低溫制冷器11與貯箱之間的連接借助于熱管45被提供，其中所述熱管45在與填充/清空管線21相同的真空管線內被接收。這使得管線21與熱管45熱學相連。熱管45和管線21在連接關閉之前以平移的方式插入連接部21A中。填充管線21的真空隔離(例如利用Johnston型連接部)用于避免產生熱橋，否則所述熱橋可能導致局部沸騰(液態氙的沸點是-ll(TC)。與貯箱的壁接觸的蒸發的流體(最初為環境溫度)由管線22回收。所述流體可選地可通過在填料支架(fillercarriage)內冷卻而被回收。因為貯箱1A容納在真空殼IB內，所以它本身在填充之前被蒸發。這用于避免空氣或其它氣體的污染。在平臺的軸線為垂直的準備發射之前，利用幾天時間完成填充。低溫制冷器11用于補償熱損失。如果在頭錐已經關閉之后不能對制冷器通電，則低級別的熱損失允許在發射之前不對系統進行制冷超過兩天。主動制冷在空間中可以再來一次，只要太陽能面板已經展開。對于星際任務而言，氙需要以液態被保持至少幾個月。在這種條件下，貯箱的被動絕緣在實際中是不可行的。必須同時消除熱損失(真空下的超級絕緣)并冷卻貯箱。用于科學任務的低溫制冷器使得在100開氏溫度(K)獲得不止10瓦(W)的制冷功率。貯箱1A通過這種類型的制冷器11被保持冷卻。真空下的絕熱通過位于貯箱1A與外殼1B之間的多層超級絕緣體20構成，其中所述多層超級絕緣體使得實現真空的維持(見圖4)。內部貯箱1A通過具有低導熱性的復合材料制成的連接裝置或者通過同一材料制成的裙座13被保持在外殼內。低溫制冷器11優選靠近填充/清空開口設置，如圖2、4、8和9所示。低溫制冷器偏向散熱器32，因而可以消除如圖3所示的冷卻回路31。在微重力中，氙或其它惰性氣體使得貯箱1A的壁濕潤。假設貯箱是隔熱的，液體至少在任務開始時弄濕貯箱的所有壁，從而不可能從頂部開口抽氣。為此原因，使用了蒸發器28，其中所述蒸發器由多孔材料構成并且一端浸入液體中(靠近低溫制冷器11并因而在最冷的部位)。蒸發器由一小橫截面的管延伸，其中所述管允許蒸氣通過但是經受內部貯箱1A(隔熱和冷的)與外殼1B(環境溫度)之間的溫度梯度。蒸發器的另一端可接收加熱元件29，其中所述加熱元件用于高速蒸發液體。該加熱元件在沒有任何流速要求的情況下斷路(見圖4和6)。即使蒸發器28被浸沒，但是它自然地在其毛細管中形成的液體/蒸氣界面。如果推進器供料閥打開，則半月板移動回到蒸發器28中，其中所述蒸發器然后開始再次操作。外壁上的熱量確保了，已經控制的任何氙液滴在那里蒸發。在閥關閉時，管線內的蒸氣的容積防止液體滲透。圖4是軸向剖視圖，示出了貯箱被組織的方式，附圖的左半部示出了其在地面的特性，附圖的右半部示出了其在微重力中的特性。內部貯箱1A與外殼1B之間的真空空間包含超級絕緣體20、供料管線21的一部分、蒸氣排氣管線的內部部分22A以及提供內部貯箱1A與外殼1B之間連接的管線25，它們形成了蒸發器。管線22A和25的長度大于或等于貯箱1A的半徑，因而提供了良好的熱解耦，而通過傳導的熱量損失被最小化。蒸氣排氣管線由一外部管線22B延長。圖4示出了液體18以及蒸氣氣泡19在貯箱1A內的分布。如上參照圖2所述，貯箱1A及其外殼1B需要靠近空間飛行器的總重心43安裝。另外，優選的是限制貯箱的重心作為排泄出的液化惰性氣體的量的函數而導致的改變，特別地是簡化衛星或探測器的姿態控制。為此原因，推進劑控制裝置(PMD)被使用，其中所述推進劑控制裝置使得以這樣一種方式維持液-氣界面，即使得液化惰性氣體的質量在貯箱的幾何中心上對中。這種推進劑控制裝置可以由位于貯箱內的十字形葉片14(圖4、7和8)或者圓錐形裙座15(圖9)組成，其中所述葉片是那種已經在特定表面張力貯箱內使用的葉片。以液-氣平衡的方式操作表明，PMD14、15完成了附加的功能其必須冷卻液體從而避免在表面形成蒸氣氣泡，并且其必須位于貯箱的最冷的部位。穿過機械緊固件的熱通量導致了少量的額外加熱，因而在貯箱部分填充時造成了壁的局部干燥。因此，無論何時必須盡可能地垂直于機械緊固件安裝PMD14、15。這導致了兩種技術方案。圖7和8分別是赤道截面和子午截面的示意圖，示出了在具有赤道緊固件13的貯箱1A內氙占據的微重力中的平衡形狀。貯箱1A的最熱部分位于其赤道處，并因而所述壁17的這部分與蒸氣直接接觸并被千燥。十字形的PMD14安置在極軸上。與現有的PMD相比，該PMD完成另一功能其冷卻與翅片接觸的液體。這可以通過利用合金實現，其中所述合金是可與熱管(可以利用與用于存儲的液體相同的流體)相連的良好的導熱體(鋁或銅)。PMD通過低溫制冷器H被冷卻，其中所述低溫制冷器可以是Striling型、JouleThomson型或脈沖氣體管型。赤道緊固借助于截頭圓錐形裙座13實現，其中所述截頭圓錐形裙座由絕緣材料制成。液體取出部在極軸上靠近低溫制冷器。微重力中的液體的自由表面是環形的，并且其由附圖標記16(圖8)表示。圖9是使用極軸緊固件12的另一實施例的子午截面圖。極點因而比貯箱的其余部分更熱。兩個圓錐形裙座15通過赤道環25被冷卻，其中所述赤道環本身通過低溫制冷器11被冷卻，所述兩個圓錐形裙座通過以下方式完成PMD功能，即施加一作為回轉表面的自由表面16，因而維持液體的重心靠近貯箱1A的中心。極軸緊固件12適合于包括圓柱形區段的貯箱。貯箱1A及其外殼1B經受來自空間飛行器例如發射架的振動。緊固件(無論極軸型或赤道型)的彈性響應導致了外殼1B與內部貯箱1A之間的相對移動。因為低溫制冷器11的頭部需要氣密性地安裝在外殼11B上，所以這可導致過大的力作用在固定至內部貯箱1A的冷卻頭部上。為了解決該問題，可以在低溫制冷器11與外殼1B之間設置減震波紋管(decouplingbellow)44，而低溫制冷器11的冷卻頭部固定至貯箱1A。減震波紋管44允許低溫制冷器11在熱循環的過程中以及在出現振動時相對于外殼1B移動(圖4)。在圖4和8的實施例中，低溫制冷器11通過傳導的方式冷卻PMD14，因而冷凝蒸氣，并因而使得其由液體潤濕。貯箱1A的壁的較熱部分位于赤道(平分球體的面的圓)，而熱通量通過機械連接部13被引導。這導致了壁部分17作為所消耗的液體的量的函數被逐漸地干燥。圖5示出了一實施例，在其中，管25也用作為蒸發器。內部柵網26保持在區域27內逐漸蒸發的液體。外殼1B的赤道凸緣可以通過阻抗元件29被加熱，以確保在流速較高的情況中蒸發。為了簡化圖5，凸緣示出相對于其真實位置處于90°。內部柵網26是以類似于熱管的結構在管線25內安置的金屬織物，允許液體通過管線的周邊而非管線的中央。然后通過管線25作為整體實現蒸發器的功能，而在圖6的實施例中，蒸發器是較短的并且加熱元件29在蒸發器的軸向端部處的而非在赤道凸緣上的真空中設置。權利要求1.一種用于空間飛行器的低溫液體存儲系統，所述系統包括至少一個液體貯箱(1A)，其特征在于，所述系統包括外殼(1B)；在所述貯箱(1A)與所述外殼(1B)之間設置的真空空間；推進劑控制裝置(14、15)，其中所述推進劑控制裝置由良好導熱的材料制成并且通過低溫制冷器(11)被冷卻以在微重力時局部化限定所述貯箱(1A)內的液體；以及供料管(21)，其設在所述貯箱位于在地面時處于底部的、并由真空絕緣雙壁以及凈化管(22A)包圍的所述貯箱(1A)的那部分中，其中所述凈化管將所述貯箱(1A)連接至所述外殼(1B)并具有不小于所述貯箱(1A)的一半直徑的內部長度。2.根據權利要求1所述的系統，其特征在于，所述系統包括用于將所述貯箱(1A)保持在所述外殼(IB)內的保持器具(12;13)，所述保持器具(12;13)具有低導熱性并以相對于通過所述低溫制冷器(11)被冷卻的推進劑控制裝置(14;15)的30°至120。角度間隔。3.根據權利要求2所述的系統，其特征在于，所述推進劑控制裝置(14)在所述忙箱(1A)的極軸上安置，并且所述保持器具包括在赤道平面附近在所述貯箱(1A)與所述外殼(IB)之間夾置的由絕緣材料制成的緊固裙座(13)。4.根據權利要求2所述的系統，其特征在于，所述推進劑控制裝置(15)為兩個固定至由所述低溫制冷器(11)冷卻的環的截頭錐體的形式，安置在赤道平面的附近，并且所述保持器具包括在極軸上夾置在所述貯箱(1A)與所述外殼(1B)之間的機械緊固構件(12)。5.根據權利要求1至4任一所述的系統，其特征在于，所述系統包括在所述貯箱(1A)與所述外殼(1B)之間夾置的超級絕緣材料(20)。6.根據權利要求1至5任一所述的系統，其特征在于，所述液體貯箱(1A)和所述外殼(1B)在所述空間飛行器的重心(43)附近的中央管(41)內安裝。7.根據權利要求1至6任一所述的系統，其特征在于，所述系統包括在所述低溫制冷器(11)與所述外殼(1B)之間夾置的減震波紋管(44)。8.根據權利要求1至7任一所述的系統，其特征在于，所述系統包括在最靠近所述低溫制冷器(11)的部位浸沒在所述貯箱(1A)的液體內的蒸發器(28)，所述蒸發器(28)包括多孔材料并由一連接至所述外殼(1B)的小截面的管延伸。9.根據權利要求1至7任一所述的系統，其特征在于，所述系統包括將所述貯箱(1A)連接至所述外殼(1B)的管(25);形成液體蒸發器的內網(26)在所述管(25)內設置。10.根據權利要求8或9所述的系統，其特征在于，加熱元件(29)與所述蒸發器(28;26)相連。11.根據權利要求1至IO任一所述的系統，其特征在于，所述系統包括低溫制冷器(11)，其具有在液體排出開口附近結合在所述貯箱(1A)內的冷卻頭部，所述低溫制冷器(11)通過冷卻回路(31)連接至散熱器(32)。12.根據權利要求1至IO任一所述的系統，其特征在于，所述系統包括低溫制冷器(11)，其中所述低溫制冷器直接安裝在散熱器(32)上并通過低溫熱管(45)連接至所述貯箱(1A)。13.根據權利要求11或12所述的系統，其特征在于，所述低溫制冷器(11)是Stirling型制冷器。14.根據權利要求11或12所述的系統，其特征在于，所述低溫制冷器(11)是脈沖氣體管型制冷器。15.根據權利要求1至IO任一所述的系統，其特征在于，所述系統包括JouleThomson型低溫制冷器，其具有位于所述貯箱(1A)內的膨脹段以及偏向冷卻散熱器(32)的壓縮機。16.根據權利要求1至15任一所述的系統，其特征在于，在所述貯箱(1A)內存儲的低溫液體是用于對柵格化的等離子體或離子電推進器供料的包括氤、氪、氖或氬的液化惰性氣體。17.根據權利要求1至15任一所述的系統，其特征在于，在所述貯箱(1A)內存儲的低溫液體是液氧。18.根據權利要求1至17任一所述的系統，其特征在于，所述空間飛行器由衛星、自動探測器、載人空間飛行器構成。全文摘要一種用于空間飛行器的低溫液體存儲系統，包括至少一個液體貯箱(1A)以及外殼(1B)和在所述貯箱(1A)與所述外殼(1B)之間設置的真空空間。所述系統還包括由導熱良好的材料制成的推進劑控制裝置(14)，其通過通過低溫制冷器(11)被冷卻以在微重力時局部停留所述貯箱(1A)內的液體；以及供料管(21)，其中所述供料管位于在地面時處于底部的、并由真空絕緣雙壁以及凈化管(22A)包圍的所述貯箱(1A)的那部分中，其中所述凈化管將所述貯箱(1A)連接至所述外殼(1B)并具有不小于所述貯箱(1A)的一半直徑的內部長度。文檔編號F03H1/00GK101619715SQ20091015137公開日2010年1月6日申請日期2009年7月2日優先權日2008年7月4日發明者D·瓦倫提安申請人:斯奈克瑪公司