专利名称：自增压式空间低红外辐射冷屏蔽系统装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种自增压式空间低红外辐射冷屏蔽系统装置，本装置特别适用于空
间反红外探测隐身飞行技术的实施，其主要是系统利用自增压方式将自身携带的低温制冷 剂增压并实施两次节流制冷过程从而冷却冷屏蔽系统外表面及利用自增压温控装置冷却 系统内部部件，降低冷屏蔽系统表面红外辐射强度及系统内部部件温度，从而实现空间反 红外探测隐身飞行目的，增强飞行器的空间红外隐身与突防能力，最终满足突破对方空间 防御系统的要求。发明过程属低温制冷技术领域，技术成果应用于航空航天领域。
背景技术：
运用深冷剂相变制冷空间冷屏蔽系统来实现飞行器红外隐身并非易事，尤其对地 面加注型冷屏蔽系统而言[1][2]，加注绝热防霜问题，起动加速过程中应对气动摩擦造成的 绝热问题难以解决。由于飞行器在起动及稳定飞行过程中具有复杂的气动传热工况，所以 冷屏中低温流体处于激烈的相变及多相流动状态并伴随有压力及温度的剧烈变化，不断产 生大量的饱和蒸汽及过热蒸汽，含湿蒸汽及过热蒸汽在变压变温过程中不段向外排放同时 造成空间飞行扰动问题、振动问题、压力突升问题[3]、制冷剂固化问题、表面温度分布不均 问题[4]、汽液两相流问题、空间复杂传热问题、气动摩擦传热问题、过热过冷问题、加注防霜 等复杂问题。本发明主要针对空间相变制冷原理问题，分析不同制冷方式对制冷过程的影 响，研究减少冷量损失、提高空间制冷效率的制冷机理及实现自增压空间制冷过程的方法 及机构，包括地面加注过程，起动过程及空间稳定飞行过程中制冷机理问题及结构设计问 题，最终解决空间用冷屏蔽系统的工程化应用问题，从而实现飞行器的低温红外隐身目的。 如果在红外隐身的基础上再运用反雷达表面涂层技术，反可见光技术及反激光探测技术从 而实现多方位隐身的目的[1]。
发明内容
本发明根据开式自增压空间相变制冷过程技术特点，研究飞行器处于不同阶段时
的制冷原理及制冷过程，用于解决地面加注过程中出现的快速防霜问题，及起动加速过程
中由于变压、变温、变流量的空间动态制冷时出现的复杂的气动摩擦传热及相应绝热机构
问题，或解决空间制冷机理问题及低温流体流动排放所带来的技术难题，提高空间相变制
冷效率，实现空间开式相变制冷过程相对稳定，表面温度易于控制，飞行轨迹不会因蒸汽空
间排放而产生影响的自增压式空间低红外辐射冷屏蔽系统装置。 本发明的技术解决方案 自增压式空间低红外辐射冷屏蔽系统装置，主要由飞行器冷屏、二次扩压分流系 统、自增压分流系统、温度控制系统、节流制冷系统、及系统附件组成，其中，飞行器冷屏包 括冷屏外层17、冷屏内层2、扩压腔16、飞行器19、飞行器绝热层18、气流通道3、制冷室22 ; 二次扩压分流系统由二次扩压进气管路4、二次扩压器15、二次扩压排气管路29组成；温度 控制系统包括蒸发管5、温控阀8、感温包9、杜瓦贮箱6、阻液器21 ;自增压分流系统包括一号电爆阀26、二号电爆阀27、三号电爆阀28、出液管25、分液器14、分液管路31、回气管路 30、汇合器13、杜瓦贮箱6、蒸发盘管12、阻液器21 ;节流制冷系统包括一号双压控制减压 节流阀1、二号双压控制减压节流阀20 ;系统附件主要包括电源24、信号处理器10、电源绝 热层23、信号处理器绝热层11等部件。在飞行器19底部、冷屏外层17与内层2之间设置 制冷室22，制冷室22内设置电源24、信号处理器10及杜瓦贮箱6，杜瓦贮箱6内真空夹层 7为高真空状态，贮箱6上部安装二号双压控制减压节流阀20，节流阀20下部安装半球形 阻液器21，阻液器21连接过热蒸汽换热盘管12，盘管12下端穿出贮箱6底部与圆盘形过 热蒸汽汇合器13上中部接通；杜瓦贮箱6中部连接蒸发管5，与杜瓦贮箱6内液态制冷剂 接触，一端与杜瓦贮箱6上部接通，中部安装温控阀8，温控阀8通过导线与感温包9连接， 感温包9紧贴制冷室22内表面；贮箱6底部侧面接通出液管25，管上依次安装一号电爆阀 26、二号电爆阀27、三号电爆阀28后再接圆盘形中空分液器14中部，分液器14侧面垂直连 接分液管路31，分液管路31等分圆周排开并沿升至冷屏外层17内表面，每根管路紧贴冷屏 外层17内表面向上沿升，沿升至外层17锥面中部以上时与回气管路30相接，回气管路30 紧贴冷屏外层17内表面与分流管31离开一定距离下至冷屏底部通过软连接方式与圆盘形 中空过热蒸汽汇合器13侧面等分圆周连接。 二次扩压进气管路4与冷屏外层17内表面紧密相贴向下沿升至冷屏底部，通过软 连接与二次扩压器15连接，二次扩压器15与二次扩压排气管路29连接，二次扩压排气管 路29垂直连接二次扩压器15侧面并等分圆周排开[2]。 冷屏外层17、内层2、贮箱6、盘管12、二次扩压分流系统、分流管路31、回气管路 30等主要部件采用铝合金制成，冷屏顶部及底部采用流线型设计[5]。 —号双压控制减压节流阀1低压开启压力设置为制冷剂三相点饱和压力[3][6]，高 压控制压力为三相点饱和压力的五倍。二号双压控制减压节流阀20低压开启压力设置为 制冷剂三相点饱和压力的十倍，高压控制压力为三相点饱和压力的二十倍。
方案所涉及的原理问题
—、制冷过程原理 1、在地面常压加注过程中，制冷剂的饱和压力为环境压力，蒸发温度为环境压力 下的沸点温度，整个制冷过程属于环境状态下开式相变制冷过程。当蒸发温度确定以后，制 冷剂处于饱和状态，蒸发温度为一定值，饱和蒸汽经二次扩压分流系统换热后以环境温度 排出，此时蒸汽显热能得到充分利用。 如果在地面实施带压加注，加注压力的选择要根据加注速度及出口大小或减压节 流阀的控制压力选择加注压力，以防止由于过冷沸腾引起系统内过热蒸汽的压力急剧增 加。加注压力选择为二号双压控制减压节流阀20的低压开启压力，以利于制冷剂加注过程 稳定及对显热的有效利用。 加注过程中，由于低温制冷剂贮存于杜瓦贮箱6中，与外界换热量很小，液态制冷 剂损失也很少，不存在绝热防霜问题。 2、在起动过程中，加装双压控制减压节流阀1、20对于起动过程中所出现的过冷 沸腾或过热沸腾现象有明显的抑止作用[3][6]，一号及二号双压控制减压节流阀1、20可以保 证系统内部压力变化相对稳定，起动过程中，液体内部压力增大并过冷，液体过冷(液体的 超重作用所致)但系统内蒸汽压力(蒸汽绝热降压过程)随环境压力的减小而减小(蒸汽
4饱和压力受加速度的影响很小)，过冷液体内部蒸汽压随过冷度增大后逐渐低于饱和蒸汽 压力，从而制冷过程处于静止状态，当外界由于气动摩擦加热即大热流密度接近冷屏表面 时，容易引起液体过冷沸腾从而导致系统压力激增，此时双压控制减压节流阀1、20工作， 系统内蒸汽压力降低且随环境变化而变化。在推进系统停止的瞬间，超重现象随之变为失 重现象，内部压力消失，液体处于严重的过热状态，过热蒸发使系统内部压力急剧增加(压 力增大程度跟加装的制冷剂量有关及跟系统内热环境有关)，节流减压阀2高压控制压力 开始工作，系统内压力很快降低，最终与减压节流阀20的低压控制压力相等。
起动过程中，由于冷屏外表面受到严重的气动摩擦传热，表面温度升高，系统温度 同时升高，高温会影响系统内的控制原件工作性能，增大制冷剂消耗量及对绝热层有破会 性影响，导致系统不能正常工作，本发明根据气动摩擦传热的特点，将低温流体装入真空杜 瓦贮箱6内，以减少起动过程中的气动摩擦传热。同时，在杜瓦贮箱6上安装自增压蒸发管 5，结合感温包9及温控阀8组成系统内温度控制装置，温控装置能够有效控制系统内温度， 在起动过程中当制冷室温度超过5(TC时，感温包将温度信号传递于温控阀8，温控阀8打通 自增压蒸发管5，低温制冷剂迅速蒸发并增大贮箱6内压力，二号双压控制减压节流阀20打 开并节流制冷，冷蒸汽冷却系统内原件后流至冷屏顶部并被一号双压控制减压节流阀1节 流，节流后冷蒸汽进入二次扩压分流系统冷却冷屏外层17外表面后排出，从而达到起动过 程中系统内的温度控制目的，温度下降后，温控阀8关闭，回路截断，经蒸发管5的自增压过 程终止。 加速末端时，系统内压力随环境压力降低，贮箱6内液态制冷剂由于饱和压力降
低处于过热状态，液态制冷剂开始迅速蒸发，贮箱6内压力增大，二号、一号双压控制减压
节流阀20、1相继打开并节流制冷，压力逐渐降低，压力降低后达到稳定状态。 起动加速过程中，由于低温制冷剂贮存于杜瓦贮箱6中，避免了与外界强烈的气
动摩擦换热，因而液态制冷剂损失很小，起动重量大大减轻。 3、在中段飞行过程中，一号电爆阀26打开，制冷剂迅速经出液管25流入分流管路 31，由于分流管路31温度较高，制冷剂处于严重的过热沸腾状态，汽化速度加快，一面冷却 冷屏外层17内表面，一面沿分流管路上升，汽化后经回气管路30流入贮箱6内盘管12，在 盘管12内与液态制冷剂进行换热，促使贮箱6内液态制冷剂蒸发速度加速，压力迅速增大， 二号双压控制减压节流阀20打开并节流贮箱6内饱和蒸汽，产生节流制冷效应，节流后冷 蒸汽再冷却冷屏外层17内表面后过热，再经一号双压控制减压节流阀1节流，温度降低后 流入二次扩压分流系统并冷却冷屏外层17后排入空间。当冷屏表面温度降低到一定程度 后，此时液态制冷剂过热度减小，再相继打开二号电爆阀27及三号电爆阀28，制冷剂循环 流量增大，自增压制冷过程加快，表面温度迅速降低。 中段制冷过程由两部分组成，首先是自增压相变制冷过程，即利用制冷剂的汽化 潜热，在分液管路31及回气管路30中实施相变制冷，冷量经分液管31及回气管30传递于 冷屏外层17，实现自增压相变制冷过程。同时，冷屏外层17外表面吸收的太阳辐射热被过 热蒸汽带入盘管12，流入盘管12的过热蒸汽将吸收的显热再传递于液态制冷剂并加速贮 箱6内的蒸发过程，从而达到自增压过程并以此推动节流制冷过程持续不断进行，实现中 段自增压冷屏蔽效应。其次是两次节流制冷过程，第一次节流制冷过程由节流减压阀20节 流贮箱6内饱和蒸汽，节流后的冷量被冷屏外层17内表面直接利用；第二次节流制冷过程由节流减压阀1节流夹层3内过热蒸汽，节流后的冷量经二次扩压分流系统传递于冷屏外 层17，实现冷屏蔽效应。
二、结构原理 1、本发明通过双压控制减压节流装置1、20控制空间冷蔽系统出口大小[6]，从而 控制内部饱和蒸汽压的大小，实现冷屏蔽系统制冷过程稳定，表面温度分布均匀目的。冷屏 蔽系统外层17外表面接受太阳能辐射、空气对流换热、环境热辐射或气动摩擦热以后，内 部饱和蒸汽压力会随之改变，尤其在接受瞬时高热流密度热量加热后，由于制冷剂过冷沸 腾导致冷屏内部蒸汽压力剧烈变化，如果不能有效排出过热蒸汽可能会造成一定的安全问 题。另一方面，如果系统内传热条件差、系统压力过低，低于制冷剂三相点所对应的饱和蒸 汽压力时，则会出现严重的阶段性液泛现象或固化现象，从而造成危险，本发明通过安装的 减压节流阀20、减压节流阀1保持压力稳定，从而保证制冷过程相对稳定。
减压节流机构主要有一号及二号双压控制减压节流阀1、20，其工作原理[6]是一 号阀控制内部低压排气压力为制冷剂三相点对应的饱和蒸汽压力，如果内部压力超过三相 点对应的饱和压力，则阀门自动打开以节流方式卸压，起到节流制冷效应，使冷屏表面温度 维持在制冷剂三点相点温度附近；当系统内压力低于三相点对应饱和压力时，阀门自动关 闭，系统内部压力再一次升高，表面温度升高，如此循环。控制一号双压控制减压节流阀1 内部高压压力为对应制冷剂三相点饱和蒸汽压力的某一倍数，具体倍数的大小根据系统恶 性传热条件下可能造成的最大压力的变化情况设定。在飞行器起动过程中存在严重的气动 摩擦传热时，一号双压控制减压节流阀1内高压压力的控制尤为重要。二号双压控制减压 节流阀20低压压力控制范围及气流流量的控制范围要根据自增压系统条件及冷屏内传热 条件确定，压力超过规定压力时，阀门打开以节流方式卸压。当制冷剂存在很大的过热度 时，贮箱6内压力迅速增大并超过高压控制压力时，二号双压控制减压节流阀20高压端打 开并以节流方式卸压，卸压后自动恢复原位，从而达到恶性条件下冷蒸汽排放的目的。
2、当空间冷屏蔽系统处于无节流效应大开口开式相变制冷状态时，内部蒸汽的压 力与太阳能辐射强度、环境辐射、稀薄气动加热、表面吸收率、表面反射率、最大辐照截面面 积、开口大小等因素有关，在空间飞行稳定阶段其它参数保持不变的情况下，内部蒸汽压 力、出口气流速度的大小将直接与开口大小有关，气流速度大小将对系统运动轨迹、排放方 式、扰动、振动、噪音等有很大的影响，因此，对于节流后蒸汽的扩压分流的核心是如何确定 排气位置、口径大小、分流管路、扩压腔的位置等因素有关(具体参见文献[2])。在外部热 流密度稳定阶段，节流后的蒸汽压力与开口大小可根据数值模拟结果确定，通过数值模拟， 确定开口速度小于按不可压縮流体流速计算时的极限速度决定的开口大小(冷蒸汽的流 速按不可压縮流体计算时所对应的最大流速)。 由于空间高真空环境，饱和蒸汽会以相对较快的速度从系统内流出，且随着热流 密度的变化有较大变化，如果气流不经扩压排出，则无法均匀分配于各支管路，从而造成对 飞行器飞行轨迹的影响(具体参见文献[2])。本发明根据数值模拟结果，按照空间结构要 求，设计饱和蒸汽出口位置关系及扩压腔位置关系，从而使饱和蒸汽出口扩压分流技术能 够满足冷蒸汽扩压后均匀分配并排放的目的。 3、分流管路31及回气管路30的尺寸、数量及排列方式由传热数值模拟结果初步 确定，模拟结果必须满足表面温度分布足够均匀且最大温度即贮箱6内部过热蒸汽温度不超过相应制冷剂的饱和蒸汽压所对应的饱和温度上限的两倍，饱和蒸汽压力或过热蒸汽压 力的大小直接决定冷屏系统的关键尺寸，所以尽可能的降低内部压力可以减小冷屏系统的 设计压力值。根据出口气流流量(由太阳能辐射强度、环境辐射强度、冷屏外表面吸收率等 参数决定)、流速及冷屏夹层的厚度(由飞行器在起动过程及空间飞行过程中传热量的大 小、制冷剂的填充量及物性决定)三个主要参数进一步确定管路尺寸及分布规律，运用流 场数值模拟结果确定最小冷蒸汽气流速度时的出口管路尺寸，即根据不可压縮冷蒸汽时所 对应的最大流速确定出口管路的尺寸、数量及分布形式。 由于气流在流动或排放过程中存在振动及对飞行器轨迹扰动等问题，所以根据气 流扩压原理设计管路时尽可能地按对称及并列多管路(各支管路的有效截面尽可能小)的 方式设计，排气管路的设计按排气端出口截面尽可能大(截面的大小还须根据管路及扩压 器所承受内部压力的大小决定，截面增大时所承受的压力会减小)，先扩压后分流的方式进 行排气，且二次扩压排气管路入口端采用致密格栅排出方式，从而达到无旋均匀分配并排 放的目的。 本发明的技术特点 本发明主要针对空间飞行器冷屏蔽系统自增压节流制冷问题，其特点是飞行器经 历加注、起动及稳定飞行三个主要过程，三个制冷过程相互衔接连续进行并处于动态过程。 起动过程中系统内温度由自增压温控装置控制，使系统温度在高速气动摩擦传热状态下保 持恒定，制冷过程由温控制装置与压差式减压节流机构共同完成。中段飞行过程中整个制 冷过程由自增压系统及压差式减压节流机构控制并能有效利用制冷剂的潜热及显热，整个 制冷过程由太阳能推动实施自增压过程及实施前后两次减压节流制冷过程从而使冷屏蔽 系统表面温度维持恒定并达到低红外辐射的要求，整个制冷过程在近三相点完成，第一次
节流压比为io，节流前压力为三相点饱和压力的十倍，第二次节流前压力为制冷剂三相点
饱和压力，最终控制冷屏表面温度介于贮箱内饱和液体温度与三相点温度之间，制冷过程 为近三相点制冷过程。本发明能够满足冷屏内部饱和蒸汽压力及饱和温度稳定的要求，可 以充分利用太阳能推动液态制冷剂蒸发并实施高低压两次节流制冷过程，可以有效利用液 体的气化潜热及蒸汽显热冷却冷屏表面，能够满足液态制冷剂有足够的空间与外界进行热 交换进而推动蒸发制冷效应，能够充分提高冷屏表面换热效率，有利于制冷剂液相吸收太 阳能辐射变成过热蒸汽，有利于降低系统内绝对压力，减轻系统的重量及管路负荷，满足冷 屏蔽系统的表面温度要求，更重要的是自增压制冷过程能够有效避免地面加注过程中出现 的绝热防霜问题及起动过程中高速气动摩擦传热导致的大温差强烈对流换热过程引起的 诸多问题，从而有效保证制冷过程的稳定性及安全性。同时，自增压空间加注制冷技术能够 满足空间冷蒸汽稳定排放要求，不会产生汽液两相流的空间喷射现象，能够满足冷蒸汽扩 压后均匀分配并排放的目的，能够减小气流造成的振动、噪音及对飞行器的扰动影响。
图1为自增压低红外辐射冷屏蔽系统装置图； 图2为自增压分流管路、回气管路及二次扩压分流管路布置图； 图3为汇合器； 图4为分液器；
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图5为二次扩压器。 主要部件包括1- 一号双压控制减压节流阀、2_冷屏内层、3_气流通道、4_ 二次扩 压进气管、5_蒸发管、6_冷屏内高真空杜瓦、7_真空夹层、8_温控阀、9_感温包、10-信号 处理器、11_信号处理器绝热层、12-蒸发盘管、13-汇合器、14_分液器、15_ 二次扩压器、 16_顶部扩压腔、17-冷屏外层、18-飞行器绝热层、19-飞行器、20-二号双压控制减压节流 阀、21-阻液器、22-制冷室、23-电源绝热层、24-电源、25_出液管、26_—号电爆阀、27-二 号电爆阀、28-三号电爆阀、29-二次扩压排气管、30-回气管路、31-分液管路。
具体实施例方式
—、系统结构设置 1、如图l所示，首先，将飞行器用绝热层18包裹起来，安装于冷屏内层2顶部，冷 屏内层2与外层17之间为气流通道3，冷屏外层17内表面设置二次扩压分流管路系统及分 流管路31及回气管路30，彼此之间有一定距离。冷屏外层17顶部安装一号双压控制减压 节流阀l，节流阀1顶部设置扩压腔16 ;底部设置直流电源24及绝热层23、信号接收装置 IO及绝热层11。 其次，在飞行器底部安装自增压制冷剂杜瓦贮箱6，贮箱6上部安装二号双压控制 减压节流阀20，节流阀下部安装半圆形阻液器21，贮箱6内安装过热蒸汽换热盘管12，盘管 12上端出气口穿过阻液器21接近双压控制减压节流阀20底部进气口 ，下端穿出贮箱6底 部与图3所示过热蒸汽汇合器13中部接通。出液管25与贮箱6底部侧面接通，管上依次 安装一号电爆阀26，二号电爆阀27，三号电爆阀28，再接图4所示分液器14中部。
然后，在冷屏底部杜瓦贮箱6旁边安装自增压温控装置，温控装置蒸发管5 —端连 接至贮箱6中部并与贮箱6内液态制冷剂接触，蒸发管5上安装低温温控阀8，蒸发管5另 一端与贮箱6上部接通；温控装置感温包9紧贴冷屏内层2内表面并与温控阀8经导线连 接。 最后，将温控阀8、一号电爆阀26、二号电爆阀27、三号电爆阀28及信号处理器10 与电源24接通；将一号电爆阀26、二号电爆阀27、三号电爆阀28与信号处理器10接通。
2、如图2所示，将分流管路31垂直分液器14侧面等分圆周排开并沿升至冷屏外 层17内表面，每根管路紧贴冷屏外层17内表面向上沿升，沿升至冷屏锥面中部时与回气管 路30相接，每根回气管路30紧贴冷屏外层17内表面与分液管路31离开一定距离下至冷 屏底部并采用软连接方式与过热蒸汽汇合器13连接，汇合器13中部与蒸汽换热盘管12下 部连接。 将二次扩压分流管路系统与冷屏外层17内表面紧密相贴并向下沿升至冷屏底部 制冷室22，通过软连接与图5所示二次扩压器15连接，二次扩压器15与二次扩压排气管路 29连接，二次扩压排气管路29垂直连接二次扩压器15侧面并等分圆周排开(二次扩压分 流管路系统位置关系参见文献[2])。 3、设置一号双压控制减压节流阀1低压开启压力为制冷剂三相点饱和压力，高压 控制压力为三相点饱和压力的五倍。设置二号双压控制减压节流阀20低压开启压力为制 冷剂三相点饱和压力的十倍，高压控制压力为三相点饱和压力的二十倍(设置方法参见文 献[6])。
二、制冷过程实施 1、如图1所示，在地面加注过程中，关闭一号电爆阀26、二号电爆阀27、三号电爆 阀28，通过带压加注的方式将液态制冷剂加入冷屏内杜瓦贮箱6中，加注过程中产生的过 热蒸汽通过二号双压控制减压节流阀20排入冷屏内气流通道3，冷却外表面后再经顶部一 号双压控制减压节流阀1节流降温后排入顶部扩压腔16，在扩压腔16微扩压后改变方向并 排入二次扩压分流系统，再经二次扩压分流系统冷却冷屏外层17后均匀排入大气。
2、在起动过程中，设置温度控制系统上线控制温度为50°C，当系统内温度升高并 超过5(TC时，紧贴冷屏内层内表面的感温包9将信号传递于温控阀8，温控阀8打开，液态 制冷剂进入蒸发管5并迅速蒸发，蒸发后的过热蒸汽经蒸发管5上端再流入贮箱6，贮箱6 内压力迅速增大，二号双压控制减压节流阀20打开并节流过热蒸汽，节流后冷蒸汽排入冷 屏制冷室22并冷却系统内部件后沿气流通道流3至冷屏顶部，经一号双压控制减压节流阀 1节流后，经二次扩压分流系统排出空间。 3、加速起动末端时，系统内压力随环境压力降低，贮箱6内液态制冷剂由于饱和 压力降低处于过热状态，液态制冷剂开始迅速蒸发，贮箱6内压力增大，二号双压控制减压 节流阀20打开，卸压并节流制冷，压力逐渐降低。 4、在中段飞行过程中，冷屏外层17外表面受太阳辐射，温度升高，此时发送信号 打开一号电爆阀26，低温制冷剂流入出液管25再流入分流器14及分流管路31，在分流管 路31中吸收冷屏外层17外表面热量迅速蒸发并冷却冷屏外层17，过热蒸汽经回气管30 路再流入汇合器13后流入盘管12并与贮箱6内液态制冷剂换热，换热后排入阻液器21内 并增大贮箱压力，自增压过程开始。同时，液态制冷剂受盘管12加热后，迅速蒸发并增大贮 箱6内压力，此时，二号双压控制减压节流阀20打开以节流制冷的方式卸压，节流后的冷蒸 汽经气流通道冷却冷屏外层17内表面后，流至冷屏顶部并被一号双压控制减压节流阀1节 流，节流后排入扩压腔16并经微扩压后再排入二次扩压分流系统冷却冷屏外层17外表面 后均匀排入空间。 中段10分钟时，发送信号打开二号电爆阀27，进入分流管路31的液态制冷剂流量 增大，冷屏外层17内表面降温速度加快。15分钟后打开三号电爆阀28，流入分流管路31 的液态制冷剂流量进一步增大，相变制冷及节流制冷速度更快，随后达到制冷过程平衡，系 统吸热量与制冷量相等，冷屏蔽系统表面温度分布满足反红外探测要求温度。
参考文献 [l]张周卫，等.《空间隐身飞行技术方法》；
申请号200810135842. 2，发明专利，日期:2008. 7. 13.
[2]张周卫，等.《一种冷屏过热蒸汽二次扩压分流系统》；
申请号:200710304643. 5，发明专利，日期:2007. 12. 28.
[3]张周卫，等.《空间冷屏蔽系统冷蒸汽排放控制装置》；
申请号200810074268. 4，发明专利，日期2008. 2. 2.
[4]张周卫，等.《空间冷屏蔽系统分层蓄液制冷装置》；
申请号200810074345. 6，发明专利，日期2008. 2. 2.
[5]张周卫，陈光奇，施宝毅.《空间冷屏蔽系统》；
申请号200730328105. O，外观设计专利，日期2007. 12. 28.
[6]张周卫，等.《双压控制减压节流阀》； 申请号200920144106. 3.实用新型专利，日期2009. 4. 26.
权利要求
自增压式空间低红外辐射冷屏蔽系统装置，主要由飞行器冷屏、二次扩压分流系统、自增压分流系统、温度控制系统、节流制冷系统及系统附件组成，其中，飞行器冷屏包括冷屏外层(17)、冷屏内层(2)、扩压腔(16)、飞行器(19)、飞行器绝热层(18)、气流通道(3)；二次扩压分流系统由二次扩压进气管路(4)、二次扩压器(15)、二次扩压排气管路(29)组成；温度控制系统包括蒸发管(5)、温控阀(8)、感温包(9)、杜瓦贮箱(6)、阻液器(21)；自增压分流系统包括一号电爆阀(26)、二号电爆阀(27)、三号电爆阀(28)、出液管(25)、分液器(14)、分液管路(31)、回气管路(30)、汇合器(13)、杜瓦贮箱(6)、蒸发盘管(12)、阻液器(21)；节流制冷系统包括一号双压控制减压节流阀(1)、二号双压控制减压节流阀(20)；系统附件主要包括电源(24)、信号处理器(10)、电源绝热层(23)、信号处理器绝热层(11)；其特征在于在飞行器(19)底部、冷屏外层(17)与内层(2)之间设一制冷室(22)，制冷室(22)内设置电源(24)、信号处理器(10)及杜瓦贮箱(6)，杜瓦贮箱(6)内真空夹层(7)为高真空状态，贮箱(6)上部安装二号双压控制减压节流阀(20)，节流阀(20)下部安装半球形阻液器(21)，阻液器(21)连接过热蒸汽换热盘管(12)，盘管(12)下端穿出贮箱(6)底部与圆盘形过热蒸汽汇合器(13)上中部接通；杜瓦贮箱(6)中部连接蒸发管(5)，蒸发管(5)一端与杜瓦贮箱(6)内液态制冷剂接触，另一端与杜瓦贮箱(6)上部接通，蒸发管(5)中部安装温控阀(8)，温控阀(8)通过导线与感温包(9)连接，感温包(9)紧贴制冷室(22)内表面；贮箱(6)底部侧面接通出液管(25)，管上依次安装一号电爆阀(26)、二号电爆阀(27)、三号电爆阀(28)后再接圆盘形中空分液器(14)中部，分液器(14)侧面垂直连接分液管路(31)，分液管路(31)等分圆周排开并沿升至冷屏外层(17)内表面，每根管路紧贴冷屏外层(17)内表面向上沿升至外层(17)锥面中部以上时与回气管路(30)接通，回气管路(30)紧贴冷屏外层(17)内表面向下至冷屏底部，通过软连接方式与圆盘形中空过热蒸汽汇合器(13)侧面等分圆周连接。
全文摘要
本发明涉及一种自增压式空间低红外辐射冷屏蔽系统装置，适用于空间反红外探测隐身飞行技术的实施，是现代高科技技术战争条件下实现空间突防打击不可缺少的技术，主要是在空间中段飞行过程中利用自增压方式将系统自身携带的低温制冷剂增压并实施两次节流制冷，对空间飞行器实施冷屏蔽效应，降低系统表面红外辐射强度，或在起动加速过程中利用自增压温控装置冷却气动摩擦时的系统内部高温部件，实现空间反红外探测隐身飞行目的，增强飞行器的空间红外隐身与突防能力，最终满足突破对方空间防御系统的要求。本发明可根据实际空防技术的要求，按不同的突防技术条件，运用不同的制冷方法，降低系统表面红外辐射强度，有效提高飞行器的突防能力。
文档编号F25B41/06GK101712382SQ20091011751
公开日2010年5月26日 申请日期2010年1月20日 优先权日2010年1月20日
发明者厉彦忠, 孙晓静, 张周卫, 汪雅红, 温永刚, 潘雁频, 王利红, 陈光奇 申请人:张周卫