专利名称：：用于空间飞行器的低温液体存储系统的制作方法
技术领域：
：本发明涉及用于空间飞行器(spacecraft)的低温液体存储系统，所述系统包括至少一个液体贮箱。
背景技术：
：空间lt箱己知用于存储超流体液态氦，其中所述超流体液态氦用于冷却探测器和红外线天文卫星中的望远镜。然而，对于这种类型的贮箱所需的绝缘体的重量是非常大的并且使得其很难用在推进器装置中。此外，液态氢和氧在地球轨道任务或星际轨道任务中的使用已经研究多年，尤其是在美国。必须利用与用于卫星的表面张力贮箱相同的原理建立微重力条件下的液相/气相边界。绝热体比液态氦贮箱是更简单的并且重量更轻的。专利公开文献EP1248031A2公开了这样一种类型的贮箱的实施例，其中所述贮箱用于在加速时或发射器的短期工作任务的弹道阶段存储液态氢或液态氧。然而，并未提供用于长期工作的星际任务。通信卫星也是己知的，其装备有等离子体或离子推进器，其中所述推进器输送有氙，所述氙以超临界状态存储在高压贮箱内，其中所述高压贮箱大体上包括具有碳纤维外绕组的钛壳。减小整体尺寸以及因而增加超临界流体的密度(比重1.4至1.7)的几率导致了较高的最大工作压力(15兆帕(MPa)至19Mpa)，以及因此导致了贮箱相当地沉，具有与所存储的氙的重量的10%至13%相等的重量。这种类型的目前的系统仅仅用于控制地球同步卫星的北-南轴线。如果轨道转移的一部分也是在电驱动器下完成的，则重量有可能加倍。因此，对于这样的应用，期望的是可以减少贮箱的干重以及体积。5NASA已经准备了利用电推进器的星际任务Dawn任务是一项针对小行星带的任务，其利用了供应有氙的离子推进器。Dawn推进系统的干重是129公斤(kg)。贮箱重21.6kg，并且包含425kg的氙。这种相对小的百分比(5.1%)是以非常困难的技术为代价获得的。与通信卫星的50。C相比，极限温度是3(TC，并且最大阈值是8.4MPa。贮箱的直径(90厘米(cm))确定了Dawn探测器的中央管的直径。膨胀器系统重18.5kg(板、缓冲贮箱、以及高压部件)，不包括控制电子器件(2.5kg)。因而可以看出，存储和输送氙的功能部件占了整个干重的33%，并且对于星际任务重要的是，如果子系统的干重被减小，则性能明显提高。大体上，装配有等离子体或离子推进器的系统(其中所述推进器供应有以超临界状态存储在高压贮箱内的氙)具有以下的不足存储物的干重百分比高于化学推进的情况；必须在贮箱与推进器之间夹置高压阀和膨胀器，因而由于增加数量的部件而导致增加重量并减小可靠性；以及贮箱的安全系数大体上太低而无法允许人员在贮箱已经充满之后没有限制地生存。图10是示意图，示出了推进系统的现有技术的实施例，其中所述推进系统包括四个利用中空的阴极的等离子体或离子推进器110，它们每个装配有氙流速控制模块109，其中所述模块包括一组阀和调节构件。氙(或合适的超临界氪)存储在高压氙贮箱101内。填充/清空阀102使得贮箱101经由填充/清空开口103而被填充或清空。高压传感器104与贮箱101相连。两个冗余分支部(redundantbranck)将贮箱101连接至氤流速控制模块109。每个分支部包括两个串联的高压爆破阀(high-pressurepyrotechnicvalve)105、电膨胀器106、低压爆破阀(low-pressurepyrotechnicvalve)107、以及双稳阀(bistablevalve)108
发明内容本发明旨在解决上述现有技术的系统的不足。本发明尤其旨在减少贮箱与相关的液体系统的结构指数并提高压力下的安全系数，从而使得人员在贮箱己经充满之后没有任何限制地生存。根据本发明，这些目的通过用于空间飞行器的低温液体存储系统实现，其中所述系统包括至少一个液体贮箱，并且特征在于，所述系统包括外壳；在所述贮箱与外壳之间设置的真空空间；推进剂控制装置，其中所述推进剂控制装置由良好导热的材料制成并通过低温制冷器被冷却以在微重力时局部化限定所述贮箱内的液体；以及供料管，其设在所述贮箱位于在地面时处于底部的、并由真空绝缘双壁以及净化管包围的所述贮箱的那部分中，其中所述净化管将所述贮箱连接至所述外壳并具有不小于所述贮箱的一半直径的内部长度。所述系统包括用于将所述贮箱保持在所述外壳内的保持器具，所述保持器具具有低导热性并以相对于通过所述低温制冷器被冷却的推进剂控制装置的30°至120°角度间隔。在第一实施例中，所述推进剂控制装置在所述贮箱的极轴上安置，并且所述保持器具包括在赤道平面附近在所述贮箱与所述外壳之间设置的由绝缘材料制成的紧固裙座。在另一可选实施例中，所述推进剂控制装置为两个固定至由所述低温制冷器冷却的环的截头锥体的形式，安置在所述赤道平面的附近，并且所述保持器具包括在极轴上夹置在所述贮箱与所述外壳之间的机械紧固构件。有利地，所述系统包括在所述贮箱与所述外壳之间夹置的超级绝缘材料。优选地，所述液体贮箱和所述外壳在所述空间飞行器的重心附近的中央管内安装。根据特别的特征，所述系统包括在所述低温制冷器与所述外壳之间夹置的减震波纹管。在特定实施例中，所述系统包括在最靠近所述低温制冷器的部位浸没在所述贮箱的液体内的蒸发器，所述蒸发器包括多孔材料并由一连接至所述外壳的小截面的管延伸。在另一特定实施例中，所述系统包括将所述贮箱连接至所述外壳的管；形成液体蒸发器的内网在所述管内设置。加热元件可与所述蒸发器相连。在一特定的实施例中，所述系统包括低温制冷器，其具有在液体排出开口附近结合在所述贮箱内的冷却头部，所述低温制冷器通过冷却回路连接至散热器。在另一特定实施例中，所述系统包括低温制冷器，其中所述低温制冷器直接安装在散热器上并通过低温热管连接至所述贮箱。所述低温制冷器是Stirling型制冷器。所述低温制冷器是脉冲气体管型制冷器。在另一可选实施例中，所述系统包括JouleThomson型低温制冷器，其具有位于所述贮箱内的膨胀段以及相对于冷却散热器偏置的压縮机。在本发明的系统的第一可行的应用中，在所述贮箱内存储的低温液体是用于对栅格化的等离子体或离子电推进器供料的包括氙、氪、氖或氩的液化惰性气体。在本发明的系统的另一可行的应用中，在所述贮箱内存储的低温液体是液氧。本发明的低温液体存储系统所施加至的空间飞行器可以特别地由卫星、自动探测器、载人空间飞行器构成。在空间飞行器贮箱内以液体状态存储诸如氙的成分具有多个优点密度较高(每立方米3057公斤(kg/m"而非1200kg/n^至1600kg/m3)，因而使得贮箱具有较小的容积；存储压力可以被控制成与推进器的供料压力对应，因而避免了高压膨胀器的使用；在供料压力中没有快速的波动；贮箱(低压贮箱)的重量小于超临界存储所需的重量；并且贮箱可以快速充满，而需要一天或几天充满超临界贮箱。氤气对超临界贮箱填充太快导致了氙通过准绝热压縮被过多地加热。参照附图通过作为实例给出的特定实施例的以下说明将清楚本发明的其它特点和优点，其中图1是适用于空间飞行器的本发明的液体存储系统的示意性整体图2是示意性侧视图，示出了空间飞行器平台上的本发明的液体存储系统的安装的第一实施例；图3是示意性侧视图，示出了空间飞行器平台上的本发明的液体存储系统的安装的第二实施例；图4是用于本发明的液体存储系统中的贮箱的实施例的轴向剖视图，图的左半部对应于地面上的特性，而右半部对应于微重力中的特性；图5是放大图，示出了管的实施例，其也用作为适于与图4的忙箱结合使用的蒸发器；图6是放大图，示出了管的另一实施例，其具有适于与图4的贮箱结合使用的单独的蒸发器；图7和8分别是赤道截面和子午截面的示意图，示出了适于与本发明的液体存储系统一起使用的赤道紧固的贮箱；图9是适于与本发明的液体存储系统一起使用的极轴紧固的贮箱的示意性子午截面图；并且图10是适用于空间飞行器的液体存储系统的实施例、尤其现有技术的特定实施例的示意性整体视图。具体实施例方式本发明涉及用于存储诸如氙、氪、氖或氩的惰性气体的贮箱，其中所述惰性气体为液态，用于输送至卫星或星际探测器的电(等离子体或离子)推进器。本发明还应用于在空间飞行器内存储诸如液态氧的低温燃料成分。图1示出了应用于电推进系统的本发明的实施例。用于存储低温液体的贮箱1A在一外壳IB内被包含，其中在所述外壳中产生真空。低温制冷器11冷却在贮箱1A内所包含的液体，其中所述液体例如可以是氙、氪、氖或氩。附图标记2A代表阀，其中所述阀用于经由液体填充/清空开口3A将贮箱1A充满液体或清空。阀2B使得贮箱1A内的蒸气排出至蒸气净化开口3B。低压传感器4A用于监测贮箱1A内的蒸气压力。借助于管线23，贮箱1A用于将惰性气体输送至在贮箱1及其外壳1B的外侧上安置的等离子体或离子推进器10。每个具有中空的阴极的等离子体或离子推进器与用于控制惰性气体(例如氤)的流速的模块9相连。每个控制模块包括一组阀和调节构件。输送管线23经由一组双稳阀8连接至控制模块9，其中两个双稳阀8以冗余的方式并联并与两个双稳阀8串联，其中所述两个双稳阀中的第一个连接至第一组的两个控制模块9，所述两个双稳阀中的第二个连接至第二组的两个控制模块9。本发明的系统尤其具有以下的优点所存储的液体的密度高于使用超临界存储技术时的密度；贮箱与膨胀器组件的重量低于使用超临界存储技术时的重量(因为如果液体在低压被存储，则消除了图IO的现有技术的高压爆破阀105与膨胀器106);没有高压，从而没有对于准备发射的操作者的限制；贮箱可以通过增加圆柱形区段而容易地调整，从而提供与所要求匹配的容积。高压的缺少使得这种调整非常容易。针对贮箱所选的直径使得其与平台的尺寸要求容易匹配；在向推进器供料时不会像特定的膨胀器那样出现压力峰值；10推进器IO的供料压力可以通过控制温度被调整。这使得在控制与流速调节单元9中断的情况中以降级的模式继续操作；并且热桥的小尺寸使得可以将主动冷却停止几天，例如，由于卫星失控以及卫星供电被中断，或在发射之前在地面等待时。图2示出了本发明的贮箱及其外壳1B可以在卫星或探测器内被集成的方式。图2示出了位于平台40中央的外壳1B，从而外壳的几何中心靠近平台40的重心43。外壳1B和内贮箱(图2中未示出)在中央管41内被安装，从而它们的几何中心靠近包括平台40以及等离子体或离子推进器10以及它们相关的控制模块9的空间飞行器的重心。中央管41具有开口42，所述开口42用于穿过用于输送低温液体的真空双壁式管线21;用于穿过排出蒸气的管线22;以及穿过用于向电(等离子体或离子)推进器10供料的管线23，其中所述推进器是在壳1B之外。真空管线21可包括连接器21A，其中所述连接器21A使得在贮箱及其外壳1B已经在中央管41内被紧固之后在连接部21A与输送连接件3A之间安装管线的真空区段。连接部21A可以是具有气密性金属密封垫圈的凸缘或借助于轨道焊接夹具焊接的连接部。贮箱及其外壳1B借助于诸如形式为圆锥形裙座的紧固装置在中央管41的结构内被保持。因为贮箱安放在执行任务时处于l(TC至4(TC范围内温度的环境内，所以冷却真空贮箱是重要的。这借助于低温制冷器ll完成，其中所述低温制冷器例如是Stirling型的或是脉冲气体管型的。图2示出了低温制冷器，其冷却头部结合在贮箱内。这种低温制冷器构成单个部件，也就是说，冷却头部和供料压縮机形成单个部件。在该实施例中，低温制冷器的压縮机通过输热连接装置31被冷却，其中所述输热连接装置31本身连接至散热器32，其中所述散热器辐射能量，其中所述能量需要被耗散到空间中(而在地面，自然对流与辐射一起作用以便进行冷却)。排热装置31可以是热管或流体回路。图3示出了改型实施例，其基本上与图1的实施例类似，但是在该改型实施例中，低温制冷器11朝向散热器32偏离。在这种结构中，低温制冷器11与贮箱之间的连接借助于热管45被提供，其中所述热管45在与填充/清空管线21相同的真空管线内被接收。这使得管线21与热管45热学相连。热管45和管线21在连接关闭之前以平移的方式插入连接部21A中。填充管线21的真空隔离(例如利用Johnston型连接部)用于避免产生热桥，否则所述热桥可能导致局部沸腾(液态氙的沸点是-ll(TC)。与贮箱的壁接触的蒸发的流体(最初为环境温度)由管线22回收。所述流体可选地可通过在填料支架(fillercarriage)内冷却而被回收。因为贮箱1A容纳在真空壳IB内，所以它本身在填充之前被蒸发。这用于避免空气或其它气体的污染。在平台的轴线为垂直的准备发射之前，利用几天时间完成填充。低温制冷器11用于补偿热损失。如果在头锥已经关闭之后不能对制冷器通电，则低级别的热损失允许在发射之前不对系统进行制冷超过两天。主动制冷在空间中可以再来一次，只要太阳能面板已经展开。对于星际任务而言，氙需要以液态被保持至少几个月。在这种条件下，贮箱的被动绝缘在实际中是不可行的。必须同时消除热损失(真空下的超级绝缘)并冷却贮箱。用于科学任务的低温制冷器使得在100开氏温度(K)获得不止10瓦(W)的制冷功率。贮箱1A通过这种类型的制冷器11被保持冷却。真空下的绝热通过位于贮箱1A与外壳1B之间的多层超级绝缘体20构成，其中所述多层超级绝缘体使得实现真空的维持(见图4)。内部贮箱1A通过具有低导热性的复合材料制成的连接装置或者通过同一材料制成的裙座13被保持在外壳内。低温制冷器11优选靠近填充/清空开口设置，如图2、4、8和9所示。低温制冷器偏向散热器32，因而可以消除如图3所示的冷却回路31。在微重力中，氙或其它惰性气体使得贮箱1A的壁湿润。假设贮箱是隔热的，液体至少在任务开始时弄湿贮箱的所有壁，从而不可能从顶部开口抽气。为此原因，使用了蒸发器28，其中所述蒸发器由多孔材料构成并且一端浸入液体中(靠近低温制冷器11并因而在最冷的部位)。蒸发器由一小横截面的管延伸，其中所述管允许蒸气通过但是经受内部贮箱1A(隔热和冷的)与外壳1B(环境温度)之间的温度梯度。蒸发器的另一端可接收加热元件29，其中所述加热元件用于高速蒸发液体。该加热元件在没有任何流速要求的情况下断路(见图4和6)。即使蒸发器28被浸没，但是它自然地在其毛细管中形成的液体/蒸气界面。如果推进器供料阀打开，则半月板移动回到蒸发器28中，其中所述蒸发器然后开始再次操作。外壁上的热量确保了，已经控制的任何氙液滴在那里蒸发。在阀关闭时，管线内的蒸气的容积防止液体渗透。图4是轴向剖视图，示出了贮箱被组织的方式，附图的左半部示出了其在地面的特性，附图的右半部示出了其在微重力中的特性。内部贮箱1A与外壳1B之间的真空空间包含超级绝缘体20、供料管线21的一部分、蒸气排气管线的内部部分22A以及提供内部贮箱1A与外壳1B之间连接的管线25，它们形成了蒸发器。管线22A和25的长度大于或等于贮箱1A的半径，因而提供了良好的热解耦，而通过传导的热量损失被最小化。蒸气排气管线由一外部管线22B延长。图4示出了液体18以及蒸气气泡19在贮箱1A内的分布。如上参照图2所述，贮箱1A及其外壳1B需要靠近空间飞行器的总重心43安装。另外，优选的是限制贮箱的重心作为排泄出的液化惰性气体的量的函数而导致的改变，特别地是简化卫星或探测器的姿态控制。为此原因，推进剂控制装置(PMD)被使用，其中所述推进剂控制装置使得以这样一种方式维持液-气界面，即使得液化惰性气体的质量在贮箱的几何中心上对中。这种推进剂控制装置可以由位于贮箱内的十字形叶片14(图4、7和8)或者圆锥形裙座15(图9)组成，其中所述叶片是那种已经在特定表面张力贮箱内使用的叶片。以液-气平衡的方式操作表明，PMD14、15完成了附加的功能其必须冷却液体从而避免在表面形成蒸气气泡，并且其必须位于贮箱的最冷的部位。穿过机械紧固件的热通量导致了少量的额外加热，因而在贮箱部分填充时造成了壁的局部干燥。因此，无论何时必须尽可能地垂直于机械紧固件安装PMD14、15。这导致了两种技术方案。图7和8分别是赤道截面和子午截面的示意图，示出了在具有赤道紧固件13的贮箱1A内氙占据的微重力中的平衡形状。贮箱1A的最热部分位于其赤道处，并因而所述壁17的这部分与蒸气直接接触并被千燥。十字形的PMD14安置在极轴上。与现有的PMD相比，该PMD完成另一功能其冷却与翅片接触的液体。这可以通过利用合金实现，其中所述合金是可与热管(可以利用与用于存储的液体相同的流体)相连的良好的导热体(铝或铜)。PMD通过低温制冷器H被冷却，其中所述低温制冷器可以是Striling型、JouleThomson型或脉沖气体管型。赤道紧固借助于截头圆锥形裙座13实现，其中所述截头圆锥形裙座由绝缘材料制成。液体取出部在极轴上靠近低温制冷器。微重力中的液体的自由表面是环形的，并且其由附图标记16(图8)表示。图9是使用极轴紧固件12的另一实施例的子午截面图。极点因而比贮箱的其余部分更热。两个圆锥形裙座15通过赤道环25被冷却，其中所述赤道环本身通过低温制冷器11被冷却，所述两个圆锥形裙座通过以下方式完成PMD功能，即施加一作为回转表面的自由表面16，因而维持液体的重心靠近贮箱1A的中心。极轴紧固件12适合于包括圆柱形区段的贮箱。贮箱1A及其外壳1B经受来自空间飞行器例如发射架的振动。紧固件(无论极轴型或赤道型)的弹性响应导致了外壳1B与内部贮箱1A之间的相对移动。因为低温制冷器11的头部需要气密性地安装在外壳11B上，所以这可导致过大的力作用在固定至内部贮箱1A的冷却头部上。为了解决该问题，可以在低温制冷器11与外壳1B之间设置减震波纹管(decouplingbellow)44，而低温制冷器11的冷却头部固定至贮箱1A。减震波纹管44允许低温制冷器11在热循环的过程中以及在出现振动时相对于外壳1B移动(图4)。在图4和8的实施例中，低温制冷器11通过传导的方式冷却PMD14，因而冷凝蒸气，并因而使得其由液体润湿。贮箱1A的壁的较热部分位于赤道(平分球体的面的圆)，而热通量通过机械连接部13被引导。这导致了壁部分17作为所消耗的液体的量的函数被逐渐地干燥。图5示出了一实施例，在其中，管25也用作为蒸发器。内部栅网26保持在区域27内逐渐蒸发的液体。外壳1B的赤道凸缘可以通过阻抗元件29被加热，以确保在流速较高的情况中蒸发。为了简化图5，凸缘示出相对于其真实位置处于90°。内部栅网26是以类似于热管的结构在管线25内安置的金属织物，允许液体通过管线的周边而非管线的中央。然后通过管线25作为整体实现蒸发器的功能，而在图6的实施例中，蒸发器是较短的并且加热元件29在蒸发器的轴向端部处的而非在赤道凸缘上的真空中设置。权利要求1.一种用于空间飞行器的低温液体存储系统，所述系统包括至少一个液体贮箱(1A)，其特征在于，所述系统包括外壳(1B)；在所述贮箱(1A)与所述外壳(1B)之间设置的真空空间；推进剂控制装置(14、15)，其中所述推进剂控制装置由良好导热的材料制成并且通过低温制冷器(11)被冷却以在微重力时局部化限定所述贮箱(1A)内的液体；以及供料管(21)，其设在所述贮箱位于在地面时处于底部的、并由真空绝缘双壁以及净化管(22A)包围的所述贮箱(1A)的那部分中，其中所述净化管将所述贮箱(1A)连接至所述外壳(1B)并具有不小于所述贮箱(1A)的一半直径的内部长度。2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述系统包括用于将所述贮箱(1A)保持在所述外壳(IB)内的保持器具(12;13)，所述保持器具(12;13)具有低导热性并以相对于通过所述低温制冷器(11)被冷却的推进剂控制装置(14;15)的30°至120。角度间隔。3.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述推进剂控制装置(14)在所述忙箱(1A)的极轴上安置，并且所述保持器具包括在赤道平面附近在所述贮箱(1A)与所述外壳(IB)之间夹置的由绝缘材料制成的紧固裙座(13)。4.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述推进剂控制装置(15)为两个固定至由所述低温制冷器(11)冷却的环的截头锥体的形式，安置在赤道平面的附近，并且所述保持器具包括在极轴上夹置在所述贮箱(1A)与所述外壳(1B)之间的机械紧固构件(12)。5.根据权利要求1至4任一所述的系统，其特征在于，所述系统包括在所述贮箱(1A)与所述外壳(1B)之间夹置的超级绝缘材料(20)。6.根据权利要求1至5任一所述的系统，其特征在于，所述液体贮箱(1A)和所述外壳(1B)在所述空间飞行器的重心(43)附近的中央管(41)内安装。7.根据权利要求1至6任一所述的系统，其特征在于，所述系统包括在所述低温制冷器(11)与所述外壳(1B)之间夹置的减震波纹管(44)。8.根据权利要求1至7任一所述的系统，其特征在于，所述系统包括在最靠近所述低温制冷器(11)的部位浸没在所述贮箱(1A)的液体内的蒸发器(28)，所述蒸发器(28)包括多孔材料并由一连接至所述外壳(1B)的小截面的管延伸。9.根据权利要求1至7任一所述的系统，其特征在于，所述系统包括将所述贮箱(1A)连接至所述外壳(1B)的管(25);形成液体蒸发器的内网(26)在所述管(25)内设置。10.根据权利要求8或9所述的系统，其特征在于，加热元件(29)与所述蒸发器(28;26)相连。11.根据权利要求1至IO任一所述的系统，其特征在于，所述系统包括低温制冷器(11)，其具有在液体排出开口附近结合在所述贮箱(1A)内的冷却头部，所述低温制冷器(11)通过冷却回路(31)连接至散热器(32)。12.根据权利要求1至IO任一所述的系统，其特征在于，所述系统包括低温制冷器(11)，其中所述低温制冷器直接安装在散热器(32)上并通过低温热管(45)连接至所述贮箱(1A)。13.根据权利要求11或12所述的系统，其特征在于，所述低温制冷器(11)是Stirling型制冷器。14.根据权利要求11或12所述的系统，其特征在于，所述低温制冷器(11)是脉冲气体管型制冷器。15.根据权利要求1至IO任一所述的系统，其特征在于，所述系统包括JouleThomson型低温制冷器，其具有位于所述贮箱(1A)内的膨胀段以及偏向冷却散热器(32)的压缩机。16.根据权利要求1至15任一所述的系统，其特征在于，在所述贮箱(1A)内存储的低温液体是用于对栅格化的等离子体或离子电推进器供料的包括氤、氪、氖或氩的液化惰性气体。17.根据权利要求1至15任一所述的系统，其特征在于，在所述贮箱(1A)内存储的低温液体是液氧。18.根据权利要求1至17任一所述的系统，其特征在于，所述空间飞行器由卫星、自动探测器、载人空间飞行器构成。全文摘要一种用于空间飞行器的低温液体存储系统，包括至少一个液体贮箱(1A)以及外壳(1B)和在所述贮箱(1A)与所述外壳(1B)之间设置的真空空间。所述系统还包括由导热良好的材料制成的推进剂控制装置(14)，其通过通过低温制冷器(11)被冷却以在微重力时局部停留所述贮箱(1A)内的液体；以及供料管(21)，其中所述供料管位于在地面时处于底部的、并由真空绝缘双壁以及净化管(22A)包围的所述贮箱(1A)的那部分中，其中所述净化管将所述贮箱(1A)连接至所述外壳(1B)并具有不小于所述贮箱(1A)的一半直径的内部长度。文档编号F03H1/00GK101619715SQ20091015137公开日2010年1月6日申请日期2009年7月2日优先权日2008年7月4日发明者D·瓦伦提安申请人:斯奈克玛公司