本发明专利技术公开了一种辐射预冷的稀薄气体捕集装置及实现方法，包括捕集进气道和制冷机构，捕集进气道为飞行器的吸气式电推进系统提供收集空气颗粒的入口；制冷机构通过降低目标区域反射的反弹粒子的速度来提高气体捕集效率，设置于捕集进气道壁面上的目标区域，用于在捕集进气道进行气体补集过程中对捕集进气道的壁面目标区域进行降温以将目标区域的壁面温度降温至目标温度；根据飞行器内的空气颗粒密度调控制冷机构的开启，且根据飞行器的飞行位置以及捕集进气道内的壁面温度动态调控制冷机构的制冷能力；本发明专利技术降低壁面反射的反弹粒子的速度，从而降低了反弹粒子反向逃逸的概率，达到提高气体捕获率的目的，实现节能和提高空气捕集效率的双功能。提高空气捕集效率的双功能。提高空气捕集效率的双功能。
【技术实现步骤摘要】
一种辐射预冷的稀薄气体捕集装置及实现方法
[0001]本专利技术涉及空气推进飞行器
，具体涉及一种辐射预冷的稀薄气体捕集装置及实现方法。
技术介绍
[0002]吸气式电推进系统是指在飞行器掠过大气层顶部时收集足够的空气颗粒，为“吸气式”电动推进器提供燃料，从而不需要在发射时携带过多的推进剂，同时帮助飞行器克服大气阻力，使其在超低近地轨道上持续运行，用于低轨的吸气式电推进系统通常由捕集进气道、增压贮存器和电推力器三大部分组成，在吸气式电推进系统中，一个关键技术为捕集飞行环境内的稀薄气体，以作为推力器的工质。为确保捕获足够的气体，气体捕集效率是一个关键的因素。然而，太空中环境气体极度稀薄、捕集效率有限。因此，如何有效提高气体捕集效率，成为需要本领域技术人员解决的技术问题。
[0003]气体捕集器作为吸气式电推力器的关键部件，提高气体捕集器的捕集效率对于吸气式电推力器的性能具有直接的影响，捕集效率是评价气体捕集器的核心指标，良好的捕集器设计应该尽量增加正向运动粒子通过的概率，降低反向运动的粒子通过的概率。现存的气体捕集器都基于这个目的展开设计，从捕集形式上可分为被动式和主动式。
[0004]其中，被动式捕集器由准直器、收缩通道、10倍增压装置组成，准直器和收缩通道构成进气道。上述结构中，每一部件都是为了增加粒子正向通过概率，降低粒子的反向透射概率而设置。准直器是长径比为10级别的狭窄的流道，其形式可以是同心圆柱之间的间隙，也可以是多根细管的结构。在100至300km高度，气体的热运动速度相对于约8km/s的宏观速度来说非常小，因此来流可以被认为是被充分校准的平行于轨道的均匀自由分子流，准直器被设计为与来流平行，因此来流与准直器的相撞概率较小，绝大部分来流中性粒子会通过准直器而进入放电室。下游放电室反射回来的粒子具有放电室壁面相近的温度，因此其速度的方向是随机的，这部分粒子难以通过此狭窄管道，准直器由此阻止了其向上游流动乃至逃逸。收缩通道位于准直器下游，其内表面与来流粒子碰撞，一部分粒子经过镜面反射后速度降低，另一部分粒子经过随机反射后速度更低，这增加了气体分子之间碰撞的概率，由于稀薄气体的压力取决于分子之间的碰撞，准直器后接等截面通道再后接收缩通道的结构可以起到增加捕获率和提高压力的作用。
[0005]主动式捕集器是在被动式基础上，在收缩通道中增加了分子泵。分子泵是转速达万转的旋转叶片，叶片与粒子碰撞，使其正向运动的概率增加，反向运动的概率降低，因此，显著增加了捕获率。分子泵的增加虽然可以在一定程度上提高气体的捕集效率，但是分子泵的加入也有其负面效果:高速旋转的机构使卫星存在某一方向的大角动量，呈现陀螺效应，为了使其捕获面积最大，需实时调整卫星的姿态，大角动量使其姿态调整存在困难。分子泵的质量较大，同样的发射成本下，占用有效载荷的份额。旋转机械使系统的可靠性降低，一旦出现故障，就成为进气流道的阻碍，使卫星失去动力而坠毁。
[0006]上述两种捕集器提高气体捕集效率的方式均采用的是优化进气道的结构降低反
弹后的粒子反向运动的概率，防止反弹后的粒子由进气道流出。但是造成气体捕集效率低的原因还包括自由分子流效应，分子撞击壁面后反射，逆向弹出捕集器，正是由于自由分子流效应的存在，使得即使进气道的结构得到了优化依然不能比较彻底的消除由于反弹后的粒子由进气道流出造成的捕集效率低的问题。
技术实现思路
[0007]本专利技术的目的在于提供一种辐射预冷的稀薄气体捕集装置及实现方法，以解决现有技术由于自由分子流效应的存在，使得分子撞击壁面后反射，逆向弹出捕集器，即使进气道的结构得到了优化，依然不能比较彻底的消除由于反弹后的粒子由进气道流出造成的捕集效率低的技术问题。
[0008]为解决上述技术问题，本专利技术具体提供下述技术方案：
[0009]一种辐射预冷的稀薄气体捕集装置，包括：
[0010]捕集进气道，为飞行器的吸气式电推进系统收集空气颗粒，所述空气颗粒碰撞所述捕集进气道的壁面以从所述捕集进气道逃逸；
[0011]制冷机构，设置于所述捕集进气道壁面上用于降温的目标区域，且所述制冷机构用于在所述捕集进气道进行气体捕集过程中对所述目标区域的壁面降温以使得所述目标区域的壁面温度降温至目标温度，所述反弹粒子在降温后的所述目标区域的反射速度降低以减小所述反弹粒子的逃逸量；
[0012]所述飞行器的处理系统根据所述飞行器所在高度的空气颗粒密度调控所述制冷机构的开启；
[0013]所述制冷机构包括至少一个安装在所述收缩管道的外侧表面的所述辐射散热式制冷装置，所述辐射散热式制冷装置通过气化相变吸热效应原理或以无相变等熵流动吸热效应原理实现对所述目标区域的降温。
[0014]作为本专利技术的一种优选方案，所述捕集进气道为收缩通道，所述目标区域具体为所述收缩通道的部分壁面。
[0015]作为本专利技术的一种优选方案，所述捕集进气道为收缩通道，所述目标区域为所述收缩通道的全部壁面。
[0016]作为本专利技术的一种优选方案，所述捕集进气道内还没有气体密度检测机构，所述气体密度检测机构用于对所述飞行环境中的气体密度进行检测；
[0017]所述制冷机构还包括开关机构，用于在所述气体密度低于目标阈值时，开启所述制冷机构，否则关闭所述制冷机构。
[0018]作为本专利技术的一种优选方案，所述辐射散热式制冷装置包括首尾依次相连的吸热管道、缓冲腔、冷却工质压缩器和放热管道，所述放热管道远离所述捕集进气道的侧面连接有辐射散热器，所述吸热管道与所述目标区域的外侧表面相抵接，所述吸热管道与所述目标区域的外侧表面抵接部位的表面积不小于所述目标区域的面积。
[0019]作为本专利技术的一种优选方案，所述飞行器在飞行过程中的轨道分为朝向恒星轨道和背向恒星轨道以分别形成朝向背向恒星热辐射来流侧和朝向恒星热辐射来流侧，单个所述辐射散热式制冷装置的吸热管道抵接在所述收缩通道上的始终背向恒星热辐射来流的外侧表面。
[0020]作为本专利技术的一种优选方案，多个所述辐射散热式制冷装置沿着所述收缩管道的外侧表面周向均匀分布，所述辐射散热式制冷装置的外侧配置有辐射屏蔽罩，且所述辐射屏蔽罩的罩体表面设有反光材料涂层，所述辐射散热式制冷装置利用所述辐射屏蔽罩对朝向恒星热辐射来流的区域进行遮挡。
[0021]作为本专利技术的一种优选方案，所述目标温度根据所述反弹粒子的种类和所述反弹粒子的目标速度设定，所述制冷机构通过所述反弹粒子降至目标温度以将所述反射粒子的流动方式转化为滑移流。
[0022]作为本专利技术的一种优选方案，所述辐射散热式制冷装置还包括调节机构，用于根据飞行位置或者飞行位置对应的环境变化对所述辐射散热式制冷装置的制冷能力进行调节，以将所述目标区域的壁面降温至目标温度。
[0023]作为本专利技术的一种优选方案，所述飞行器在飞行过程中与恒星之间的相对位置影响所述捕集进气道的壁面温度，所述飞行器上设有用于监测飞行环境变化的飞行环境检测机构，所述捕集进气道内设有用于监测所述目标区域温度本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种辐射预冷的稀薄气体捕集装置，其特征在于，包括：捕集进气道(2)，为飞行器的吸气式电推进系统收集空气颗粒，所述空气颗粒碰撞所述捕集进气道(2)的壁面以形成反弹粒子并从所述捕集进气道(2)逃逸；制冷机构(1)，设置于所述捕集进气道(2)壁面上用于降温的目标区域，且所述制冷机构(1)用于在所述捕集进气道(2)进行气体捕集过程中对所述目标区域的壁面温度降温至目标温度，所述反弹粒子在降温后的所述目标区域的反射速度降低以减小所述反弹粒子的逃逸量；其中，所述目标温度根据所述反弹粒子的种类和所述反弹粒子的目标速度设定，所述制冷机构(1)通过将所述反弹粒子降至目标温度以将所述反射粒子的流动方式转化为滑移流；所述飞行器的处理系统根据所述飞行器所在高度的空气颗粒密度调控所述制冷机构(1)的开启；所述制冷机构(1)包括至少一个安装在所述收缩管道的外侧表面的所述辐射散热式制冷装置，所述辐射散热式制冷装置通过气化相变吸热效应原理或以无相变等熵流动吸热效应原理实现对所述目标区域的降温。2.根据权利要求1所述的一种辐射预冷的稀薄气体捕集装置，其特征在于：所述捕集进气道(2)为收缩通道，所述目标区域为所述收缩通道的部分壁面。3.根据权利要求1所述的一种辐射预冷的稀薄气体捕集装置，其特征在于：所述捕集进气道(2)为收缩通道，所述目标区域为所述收缩通道的全部壁面。4.根据权利要求1所述的一种辐射预冷的稀薄气体捕集装置，其特征在于：所述捕集进气道(2)内还没有气体密度检测机构(3)，所述气体密度检测机构(3)用于对所述飞行环境中的气体密度进行检测；所述制冷机构(1)还包括开关机构(4)，用于在所述气体密度低于目标阈值时，开启所述制冷机构(1)，否则关闭所述制冷机构(1)。5.根据权利要求1所述的一种辐射预冷的稀薄气体捕集装置，其特征在于：所述辐射散热式制冷装置包括首尾依次相连的吸热管道(11)、缓冲腔(12)、冷却工质压缩器(13)和放热管道(14)，所述放热管道(14)远离所述捕集进气道(2)的侧面连接有辐射散热器(15)，所述吸热管道(11)与所述目标区域的外侧表面相抵接，所述吸热管道(11)与所述目标区域的外侧表面抵接部位的表面积不小于所述目标区域的面积。6.根据权利要求5所述的一种辐射预冷的稀薄气体捕集装置，其特征在于：所述飞行器在飞行过程中的轨道分为朝向恒星轨道和背向恒星轨道以分...
【专利技术属性】
技术研发人员：肖雅彬，李腾，杨超，刘洪伟，黄河激，岳连捷，
申请(专利权)人：中国科学院力学研究所，
类型：发明
国别省市：
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