一种航天器自驱动两相循环热控制系统的制作方法

本发明属于航天设备的热控制领域，具体涉及一种自驱动循环的热控制系统及其应用。

背景技术：

航天器运行于真空、低温、强辐射的空间中，必须有热控制系统维持设备温度，保证系统安全可靠的运行。热控制技术包括被动热控制技术和主动热控制技术。随着航天器热负荷的增加、功能和任务的复杂化，被动热控制技术无法满足温度控制要求，必须结合主动热控制技术。

常见的用于航天器整体热控制的主动热控制技术主要是流体回路热控制系统。根据流体工质是否发生相变可分为单相流体回路和两相流体回路；根据流体的驱动方式可分为泵驱动流体回路和毛细驱动两相回路。泵驱动单相流体回路的技术成熟度高，已在众多大型航天器，如美国的“双子座”飞船、航天飞机，美俄等国合作的“国际空间站”，中国的“神舟”飞船上得到了成功的应用。相比单相回路，两相回路热控制技术具有温度均匀性好、换热系数高、所需功耗低等优点，但其技术复杂，微重力条件下的两相换热规律研究得还不够充分。泵驱动两相回路只在“AMS02”磁谱仪上得到应用。毛细驱动的两相回路，如CPL(毛细抽吸两相回路)、LHP(回路热管)，应用稍多，但主要用作个别设备的热控制，一般不作为航天器整体的热控制技术。

泵驱动单相流体回路虽然应用比较成熟，但毕竟其性能不如两相回路。另外制约其可靠性和寿命的重要因素在于泵。泵作为高速转动部件，其寿命有限且可靠性较低。目前泵驱动单相流体回路一般只用于载人航天器，在泵出现故障时由航天员进行更换备份。泵驱动两相回路也有同样的问题，而且两相回路中必须保证泵前的流体过冷，不含气体，否则容易引起泵的阻塞、气蚀等严重问题。泵驱动流体回路都需要用电机驱动，消耗电能(参见图2，泵5的动力为电)。而电能是航天器上非常宝贵的能源。毛细驱动的两相回路不需要消耗能源，可靠性也更高，但毛细驱动的能力有限，限制了热量传输能力和传输距离。另外，毛细驱动两相回路稳定性差，尤其是启动和变负荷时容易引起压力振荡，严重时导致无法启动工作。有的设计将毛细驱动两相回路和泵驱动两相回路相结合，用泵改善启动和特殊情况下的运行稳定性，但又增大了系统的复杂性，降低了可靠性。

热控制系统的目的之一是将设备工作产生的废热排出，维持设备的温度，这也是流体回路的主要功能。根据热力学和传热学，排出设备废热依靠的是设备与环境之间的温差。太空中有温度很低的背景热沉，可利用辐射器将热量辐射到太空背景中。设备与辐射器之间通过导热、对流或辐射传递热量。根据热力学，热量具有做功能力，热量从高温传到低温的过程中可以对外做功。但目前的热控制技术基本上都没有利用废热的做功能力，泵驱动流体回路反而要对其输入功。

技术实现要素：

(一)要解决的技术问题

针对本领域存在的问题，本发明的目的是为航天器热控制提供一种不消耗外部能源、自驱动、高可靠性、高效率的两相热控制回路系统。

本发明的第二个目的是提出一种利用设备废热做功，再利用该输出功驱动流体循环，实现自驱动的两相流体循环回路热控制方法。

(二)技术方案

实现本发明目的的技术方案为：

一种航天器自驱动两相循环热控制系统，包括与蒸发器顺次相连的膨胀机、冷凝器、储液罐，所述的膨胀机同轴连接有泵，

所述冷凝器的出液管道连接于所述储液罐，储液罐的出液管道连接所述蒸发器，在储液罐的出液管道上设置所述泵。

其中，所述的蒸发器包括液体入口和气体出口，所述的气体出口与膨胀机连接，所述的液体入口与储液罐的出液管道连接。所述的蒸发器由发热设备提供热量。

本发明的优选技术方案之一为：所述的膨胀机为涡轮式膨胀机，膨胀机与同轴的泵密封在同一壳体中。

本发明的另一优选技术方案为：所述的膨胀机为活塞式膨胀机，泵也为活塞式，膨胀机的活塞直径大于泵的活塞直径，两个活塞同轴连接，同步运动。

其中，所述冷凝器为管肋式辐射器，气态工质在罐内冷凝，所释放热量由辐射器面板通过热辐射的方式排出。

更优选地，所述储液罐内设置有气囊，气囊的初始容积为储液罐容积的40％～60％。气囊达到平衡时的压力为系统工作温度下所述工质的饱和压力。

正常运行时气囊的压力不需要人工控制，随着工作情况变化，其体积也会变化，气囊压力会自动平衡在工质的饱和压力上。

可选地，气囊内设置有电加热器，通过电加热器改变气囊内气体温度，可以控制系统的运行温度。

本发明还提出一种航天器自驱动两相循环热控制方法，应用所述的航天器自驱动两相循环热控制系统，控制的过程为：

系统内运行的工质为液氮、氟利昂、丙酮、乙醇中的一种，蒸发器的一面与发热设备相对，工质受热变为蒸汽，通过膨胀机做功以驱动泵转动；做功后的蒸汽进入冷凝器，通过冷凝器将剩余的热量排放至外太空中；然后进入储液罐；

储液罐内的工质再由所述泵驱动进入蒸发器开始下一轮两相循环。蒸气驱动膨胀机做功，膨胀机驱动泵输送液态工质，将系统的输出功变为对自身的输入功，系统对外不输出功，但也不需要外部输入功，循环自动运行。

(三)有益效果

本发明提供的航天器自驱动两相循环热控制系统，其具有以下优点：

1)该系统利用设备废热做功，不需要消耗电能而实现流体循环，节约能量；

2)该系统继承了两相流体循环热控技术的优点，温度均匀性好，换热效率高；

3)膨胀机和泵一体化设计，完全密封，不存在泄露问题，转动位置都有工质进行润滑并带走摩擦产热，可靠性高。

附图说明

图1是本发明的整体结构示意图；

图2是常规泵驱动两相流体循环的结构示意图。

图中：1.蒸发器，11.气体出口，12.液体入口，2.膨胀机，3.冷凝器，4.储液器，5.泵，6.发热设备。

具体实施方式

现以以下实施例来说明本发明，但不用来限制本发明的范围。

实施例中使用的手段，如无特别说明，均使用本领域公知的技术手段。

实施例1：

如图1所示，本发明所述的蒸发器1的气体出口11通过管路与膨胀机2的入口连接，膨胀机2的出口通过管路与冷凝器3的入口连接，冷凝器3的出口通过管路与泵5的入口连接，储液罐4位于冷凝器3的出口与泵5的入口的连接管路上，泵5的出口通过管路与蒸发器1的液体入口12连接。

膨胀机2和泵5同轴连接，蒸发器气体出口11的蒸气驱动膨胀机2做功，膨胀机2和泵5同轴机械连接，从而驱动泵5输送液态工质，将系统的输出功变为对自身的输入功，系统对外不输出功，但也不需要外部输入功，循环自动运行。

本发明还包括发热设备6，蒸发器1的表面即为发热设备6的安装面，从而将发热设备6排出的废热被蒸发器1吸收。

本实施例中，膨胀机为径流式涡轮膨胀机，泵为齿轮泵。系统用于通信卫星转发器的散热。该通信卫星转发器的散热功率约为1kW，工质为氟利昂R245fa。

本发明在工作时，工作流程如下：

1)蒸发器1为冷板，作为发热设备的安装面。设备发出的热量(发热功率约1kW)通过冷板外壳进入内部，通过对流换热和相变换热，使冷板中流动的工质(工质为氟利昂R245fa)吸热蒸发，部分或者全部工质变为蒸气，蒸气温度约为20℃；

2)蒸气或气液混合物在压力的驱动下进入膨胀机2，推动膨胀机涡轮转动，将部分能量转变为机械功，涡轮的转动同时带动同轴连接的泵5转动；膨胀机进出口压差约为4kPa，输出功率约为0.03W；

3)对外做功的蒸气的压力下降，继续流动至冷凝器3。冷凝器为管肋式辐射器，对太空辐射散热。工质在冷凝器中被冷却，蒸气冷凝为液态，冷凝温度约为19℃，所释放热量通过辐射器面板辐射排向太空。冷凝器的大散热面积使蒸气能够完全冷凝，工质变为过冷液体，进入储液罐4；

4)液态工质进入储液罐的出液管道，由膨胀机2带动的泵5将液态工质升压，泵的输送扬程约为5kPa，消耗功率约为0.02W；

5)升压后的液态工质返回蒸发器1，完成一个循环。

通过上述的循环流程，热量从设备传输到了冷凝器，排到太空。发热设备的温度控制在25℃左右，系统内工质温度约为20℃，蒸发、冷凝温差约为1℃，辐射温度约为15℃。

储液罐4中有气囊，气囊的容积为储液罐容积的50％。气囊达到平衡时的压力为系统工作温度下氟利昂R245fa的饱和压力。随着体积的变化其压力可以变化，平衡时的压力约为120kPa。当设备发热量增大，蒸发量增加，系统压力上升，此时储液罐4内的气囊被压缩，储液罐4可以容纳更多的液态工质，一定程度上降低了系统压力的升高；当设备发热量减小，蒸发量下降，系统压力降低，此时储液罐4内的气囊膨胀，储液罐4容纳的工质减少，抑制了系统压力的下降。总之储液罐4会增强系统压力的稳定性，同时减小了系统工作温度的波动。储液罐4在系统启动时起关键作用。

实施例2

本实施例中，膨胀机和泵都为活塞式，两个缸体同轴串联，活塞用轴连接，同步运动。膨胀机2侧(气侧)的活塞直径大于泵侧(液侧)活塞直径。一体化设计的膨胀机－泵组件是本系统的核心组件。膨胀机－泵组件的两个缸体同轴串联，活塞用轴连接，同步运动。膨胀机2侧(气侧)的活塞直径大于泵侧(液侧)活塞直径保证系统正向运行。储液罐4内设置的气囊的容积为储液罐容积的60％。气囊达到平衡时的压力为系统工作温度下氟利昂R134a的饱和压力。

发热设备为电子设备，设备工作温度约为35℃，工质工作温度约为30℃。气囊内设置有电加热器，通过电加热器改变气囊内气体温度，以控制系统的运行温度。所采用工质为氟利昂R134a，工作压力约为770kPa。蒸发冷凝温差约为0.5℃，泵的扬程约为11kPa。

其他设置及操作同实施例1。

以上的实施例仅仅是对本发明的优选实施方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通工程技术人员对本发明的技术方案作出的各种变型和改进，均应落入本发明的权利要求书确定的保护范围内。