一种空间低温贮箱排气系统技术方案

本申请涉及空间贮存技术领域，具体而言，涉及一种空间低温贮箱排气系统，包括箱体、第一循环管路、第二循环管路、混合喷射管、换热器以及控制装置，其中：混合喷射管、换热器以及控制装置设置在箱体的内部；第一循环管路设置在箱体的外侧，分别与换热器的下端以及混合喷射管连通；第二循环管路设置在箱体的外侧，分别与换热器的上端以及箱体的蒸汽冷却屏连通。本申请大大提高了混合降温的效果，提高了空间利用率提高了箱体内部的冷量和推进剂的利用率，提高了推进剂液体的混合效果，更有利于箱体内部气液两相的均匀化，更有利于消除箱体内部热分层、降低箱体内部温度梯度、移除漏热。移除漏热。移除漏热。

【技术实现步骤摘要】
一种空间低温贮箱排气系统


[0001]本申请涉及空间贮存
，具体而言，涉及一种空间低温贮箱排气系统。

技术介绍

[0002]卫星、飞船推进分系统采用低温推进剂相比常温推进剂具有更多的优点，在化学推进领域，相比甲基肼、四氧化二氮等常温推进剂，采用液氢、液氧等低温推进剂具有比冲高、清洁、无毒无污染等优点；在电推进领域，相比常温高压氙气、氪气等气体推进剂，采用液氙、液氪等低温液体推进剂具有体积小、占空比大、携带量大等优点。未来面向载人登月领域上升器、着陆器化学推进需采用液氢、液氧推进剂，以及大轨道转移平台、深空探测平台电推进需采用液氙、液氪推进剂的任务需求，因此低温液体推进长期在轨存储和供给技术是上述航天任务顺利实施的关键技术之一。
[0003]低温贮箱主要用于贮存释放低温推进剂，低温推进剂在贮存释放的过程中会受到空间微重力、复杂外热流、各种辐射和粒子的复杂环境影响。
[0004]在现有的低温贮箱内，推进剂存在热分层，会导致内压升高，安全阀排气，造成推进剂额外损耗，并且存在气液混合等问题，当低温贮箱控制压力排气时，发生气液混排，造成推进剂额外损耗，推进剂额外损耗会大幅减低航天器服役寿命，使航天器正常任务执行受到干扰。

技术实现思路

[0005]本申请的主要目的在于提供一种空间低温贮箱排气系统，用于消除低温贮箱内部气液两相流热分层、降低贮箱内部温度梯度并且能够移除贮箱漏热。
[0006]为了实现上述目的，本申请提供了一种空间低温贮箱排气系统，包括箱体、第一循环管路、第二循环管路、混合喷射管、换热器以及控制装置，其中：混合喷射管、换热器以及控制装置设置在箱体的内部；第一循环管路设置在箱体的外侧，分别与换热器的下端以及混合喷射管连通；第二循环管路设置在箱体的外侧，分别与换热器的上端以及箱体的蒸汽冷却屏连通。
[0007]进一步的，箱体为带短柱段球形封头结构，箱体的内壁设置有蒸汽冷却屏以及多层绝热结构。
[0008]进一步的，混合喷射管为多孔薄壁管，设置在箱体轴向的正中间，混合喷射管的上方设置有混合喷射环。
[0009]进一步的，换热器为薄壁圆管，设置在混合喷射管的内侧，与混合喷射管一体集成。
[0010]进一步的，控制装置包括多组压力传感器、多组温度传感器以及总控制器，多组压力传感器和多组温度传感器均布在箱体的内壁上。
[0011]进一步的，第一循环管路包括导液口、电磁阀、制冷机、低温循环泵以及节流阀，其中：导液口设置在箱体下侧的内壁上，导液口通过管路与低温循环泵连通；低温循环泵通过
管路分别与换热器的下端以及混合喷射管连通。
[0012]进一步的，导液口与低温循环泵之间的管路上依次设置有电磁阀和制冷机，低温循环泵与换热器下端之间的管路上设置有节流阀。
[0013]进一步的，第二循环管路包括排气口、安全阀、电磁阀、缓冲罐以及流量计，其中：排气口设置在换热管的上端，排气口通过管路与箱体的蒸汽冷却屏连通；缓冲罐分别与箱体的蒸汽冷却屏以及流量计连通。
[0014]进一步的，排气口与箱体的蒸汽冷却屏之间的管路上设置有安全阀，缓冲罐与箱体的蒸汽冷却屏以及流量计之间的管路上均设置有电磁阀。
[0015]本技术提供的一种空间低温贮箱排气系统，具有以下有益效果：
[0016]本申请的混合喷射管和换热器集成应用，大大提高了混合降温的效果，提高了空间利用率，通过设置第一循环管路和第二循环管路，提高了箱体内部的冷量和推进剂的利用率，混合喷射管进行环向喷射低温流体，提高了推进剂液体的混合效果，更有利于箱体内部气液两相的均匀化。此外，通过控制装置能够接收实时的温度、压力、流量数据，且根据航天器在地面、发射、飞行等阶段的控制需求，实施相应的液体混合、搅拌、换热等处理，更有利于消除箱体内部热分层、降低箱体内部温度梯度、移除漏热。
附图说明
[0017]构成本申请的一部分的附图用来提供对本申请的进一步理解，使得本申请的其它特征、目的和优点变得更明显。本申请的示意性实施例附图及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
[0018]图1是根据本申请实施例提供的一种空间低温贮箱排气系统的示意图；
[0019]图中：1
‑
箱体、11
‑
蒸汽冷却屏、21
‑
导液口、22
‑
制冷机、23
‑
低温循环泵、24
‑
节流阀、31
‑
排气口、32
‑
安全阀、33
‑
缓冲罐、34
‑
流量计、4
‑
混合喷射管、51
‑
压力传感器、52
‑
温度传感器、53
‑
总控制器、6
‑
混合喷射环、7
‑
电磁阀、8
‑
换热器。
具体实施方式
[0020]为了使本
的人员更好地理解本申请方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本申请保护的范围。
[0021]如图1所示，本申请提供了一种空间低温贮箱排气系统，包括箱体1、第一循环管路、第二循环管路、混合喷射管4、换热器8以及控制装置，其中：混合喷射管4、换热器8以及控制装置设置在箱体1的内部；第一循环管路设置在箱体1的外侧，分别与换热器8的下端以及混合喷射管4连通；第二循环管路设置在箱体1的外侧，分别与换热器8的上端以及箱体1的蒸汽冷却屏11连通。
[0022]具体的，本申请实施例提供的空间低温贮箱排气系统是空间飞行器大功率电推进系统的核心部件，采用主动组合式热力学排气系统，通过与主动热转移技术、液体混合技术、蒸汽冷却屏技术以及流体管理技术的组合应用，具有能源利用率高、液体混合能力强、
热分层消除效果好、可靠性高等优点，为航天领域载人登月任务、深空探测任务、大轨道转移等项目顺利实施奠定基础。混合喷射管4和换热器8集成组合在一起，设置在箱体1内部的中央，主要用于喷射低温流体，使箱体1内的推进剂液体混合效果更好；第一循环管路设置在箱体1的外侧，主要与换热器8的下端以及混合喷射管4连通，为混合喷射管4提供冷流体，使箱体1内部推进剂气液两相流进行强制多模式、多角度混合、搅拌，促使箱体1内部气液两相流均匀化；第二循环管路同样设置在箱体1的外侧，主要与换热器8的上端以及箱体1的蒸汽冷却屏11连通，主要使低温气体与箱体1内部的蒸汽冷却屏11进行热交换，充分降低箱体1绝热结构的温度梯度，然后通过箱体1内饱和的蒸气压推动至缓冲罐33中进行贮存，作为后续推进剂工质待用；控制装置主要用于实时收集温度、压力、流量等数据参数，并且根据航天器在地面、发射、飞行等阶段本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种空间低温贮箱排气系统，其特征在于，包括箱体、第一循环管路、第二循环管路、混合喷射管、换热器以及控制装置，其中：所述混合喷射管、所述换热器以及所述控制装置设置在所述箱体的内部；所述第一循环管路设置在所述箱体的外侧，分别与所述换热器的下端以及所述混合喷射管连通；所述第二循环管路设置在所述箱体的外侧，分别与所述换热器的上端以及所述箱体的蒸汽冷却屏连通。2.如权利要求1所述的空间低温贮箱排气系统，其特征在于，所述箱体为带短柱段球形封头结构，所述箱体的内壁设置有蒸汽冷却屏以及多层绝热结构。3.如权利要求2所述的空间低温贮箱排气系统，其特征在于，所述混合喷射管为多孔薄壁管，设置在所述箱体轴向的正中间，所述混合喷射管的上方设置有混合喷射环。4.如权利要求3所述的空间低温贮箱排气系统，其特征在于，所述换热器为薄壁圆管，设置在所述混合喷射管的内侧，与所述混合喷射管一体集成。5.如权利要求2所述的空间低温贮箱排气系统，其特征在于，所述控制装置包括多组压力传感器、多组温度传感器以及总控制器，多组所述压力传感器和多组所述温度传感器均布...

【专利技术属性】
技术研发人员：马天驹，于斌，赵积鹏，顾森东，刘志栋，杨文博，赵蕾，王小宁，张海，张建军，张涛，万海莲，王颢琨，王添，郭睿，欧阳瑞洁，李玉峰，张辉祖，王喜龙，
申请(专利权)人：兰州空间技术物理研究所，
类型：发明
国别省市：