一种多功能航天热管回路系统的制作方法

1.本发明属于航天热控、航天动力、换热器技术领域，特别是一种多功能航天热管回路系统。


背景技术：

2.航天器内部具有推进系统，推进系统可为航天器提供特定动力。以卫星为首的航天器中，航天器推进系统是为航天器提供特定动力而衍生的系统，主要由推进系统控制器、推进剂、推进剂储罐以及对应的阀门、管路等组成。
3.针对以冷气推进剂为动力的推进系统，推进剂为可由液态吸热转换为气态，最终排出航天器外，为航天器提供特定动力的流体介质，如氙气；推进器可将气态的推进剂介质排出至航天器外部空间。流经推进器内部的推进剂如果不能完全气化，会导致整体失效；因此，推进剂充分气化是保证推进系统可靠、高效运行的关键因素之一。
4.在常见的推进系统方案中，推进剂主要通过加热片主动加热提供热量来进行气化，如申请号为cn 201911351525的中国发明专利所公开的一种用于电推进的液体推进剂供给组件及电推进系统、公开号为cn110697082a的中国发明专利所公开的一种姿控动力系统，都是在推进系统管路设置加热装置来保证推进剂气化；公开号为cn112918705a的中国发明专利所公开的一种一体化推进分系统的热控系统与方法，则采用在推进剂储罐上进行热控。上述的主动对推进剂进行加热来进行气化的方式受到加热片布置空间约束，进而会存在推进剂气化大量吸热而导致的推进时间短、推进能力差、因未完全气化而导致推进器失效的问题。


技术实现要素：

5.本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的上述不足，提供一种多功能航天热管回路系统，可利用航天器自身设备热耗作为热源为冷气推进剂气化加热的热管与推进管路耦合回路，既可以利用推进剂相变作为热管内热控介质，又可以减少对推进剂管路的主动加热，增强推进剂的气化效率，从而增强推进器的推进时间，直接增强推进器的推进能力，降低因未气化完全而导致推进器失效的风险。
6.为解决上述技术问题，本发明的技术方案是：
7.一种多功能航天热管回路系统，包括推进系统，所述推进系统包括推进剂储罐和推进器，所述推进剂储罐与推进器之间通过推进剂管道组件输送推进剂；所述推进剂管道组件包括推进旁路管道，所述推进旁路管道的输出端与推进器的输入端口连通，向推进器输入推进剂；
8.还包括散热冷凝管道、吸热蒸发管道和三通阀；
9.所述吸热蒸发管道的输入端与推进剂储罐的输出端连通，输出端与三通阀连通；所述吸热蒸发管道经过吸热蒸发区，其内的推进剂在吸热蒸发区吸热气化；
10.所述散热冷凝管道的输入端与三通阀连通，输出端与吸热蒸发管道连通；散热冷
凝管道经过散热冷凝区，其内的推进剂在散热冷凝区散热冷凝；
11.三通阀还与推进旁路管道的输入端连通；当推进系统工作时，控制三通阀连通推进旁路管道和吸热蒸发管道、关闭散热冷凝管道；当推进系统不进行工作时，控制三通阀连通吸热蒸发管道和散热冷凝管道，关闭推进旁路管道。
12.在上述的一种多功能航天热管回路系统，在吸热蒸发区，吸热蒸发管道与高热耗设备的表面或安装面直接接触导热；或者利用热的良导体使吸热蒸发管道与高热耗设备的表面或安装面间接接触导热。
13.在上述的一种多功能航天热管回路系统，所述热管回路利用循环泵或者毛细力驱动推进剂的流动。
14.在上述的一种多功能航天热管回路系统，所述推进系统还包括气滤，所述气滤设置在推进旁路管道上且位于三通阀和推进器之间，气滤内具有加热片。
15.在上述的一种多功能航天热管回路系统，所述推进旁路管道上设置推进系统流体组件，用于控制推进剂的输送。
16.在上述的一种多功能航天热管回路系统，所述推进系统流体组件包括减压阀、比例调节阀和电磁阀，减压阀、比例调节阀和电磁阀在推进旁路管道上依次设置且减压阀位于气滤的下游侧。
17.在上述的一种多功能航天热管回路系统，所述推进旁路管道上设有压力测点，所述压力测点处于减压阀和比例调节阀之间。
18.在上述的一种多功能航天热管回路系统，所述散热冷凝管道、吸热蒸发管道和推进旁路管道上均设有球阀。
19.在上述的一种多功能航天热管回路系统，所述推进系统包括多个推进器和一组推进剂管道组件，推进旁路管道的输出端与多个推进器的输入端口均可连通，推进旁路管道可向多个推进器输送推进剂。
20.在上述的一种多功能航天热管回路系统，所述推进系统包括多个推进器和多组推进剂管道组件，多组推进剂管道组件并联设置且流通阻力一致；推进剂管道组件与推进器一一对应，每组推进剂管道组件向一个推进器输送推进剂。
21.本发明与现有技术相比具有如下优点：
22.1)本发明公开的一种多功能航天热管回路系统是利用航天器设备热耗作为热源为推进剂气化提供热量，气化后的推进剂经由推进器排出至航天器外，为航天器提供动力；该技术方案减少了一般技术中对推进剂盘管阀门的主动加热，同时可以充分利用航天器设备的废热，来为推进剂充分气化，提升了废热利用率，减少了主动热控功耗，增强了推进器的推进时间，直接增强推进器的推进能力，降低因未气化完全而导致推进器失效的风险；
23.2)同时在推进器非工作状态下，推进剂可作为热管中热流载体，为航天器设备散热，该技术方案冷热循环性好，适应性高，可为航天器提供热控保障；
24.3)在一般技术方案中，热管回路与推进为相互独立技术，缺少关联；在本发明提出的技术方案中，热管回路与推进技术相互耦合，推进剂可借助热管技术中吸热区设备的热耗充分气化，热管可借助推进剂形成可循环热流载体，取长补短，具有互补性；
25.4)本技术方案与其他技术方案不同的是增强了航天器热资源调配，采用热管回路技术利用高热耗设备运行时产生的废热来为推进剂气化提供热量，是一种被动加热方式，
辅以少量的主动加热即可实现推进剂充分气化，延长推进器的工作时间，减少推进剂液态残留对阀门、推进器永久损伤风险。
附图说明
26.图1为多功能航天热管回路系统的原理图；
27.图2为多功能航天热管回路系统实施例的轴侧示意图；
28.图3为多功能航天热管回路系统实施例的正视示意图；
29.图4为多功能航天热管回路系统实施例的右视示意图；
30.图5为多功能航天热管回路系统实施例中去除舱板与流体组件安装板后的轴侧示意图；
31.图6为多功能航天热管回路系统实施例中去除舱板与流体组件安装板后的后视示意图；
32.图7为多功能航天热管回路系统实施例中推进旁路管道、散热冷凝管道、吸热蒸发管道、推进系统流体组件及推进器的轴侧示意图。
33.图中：
34.101-后舱板；102-右舱板；103-下舱板；104-前舱板；105-上舱板；
35.2-推进剂储罐；201-储罐支架；
36.3-流体组件安装板；
37.4-气滤；401-加热片；
38.5-减压阀；6-比例调节阀；7-压力测点；8-电磁阀；9-推进器；10-推进系统控制器；11-综合电子；12-蓄电池；13-导热垫；14-三通阀；15-循环泵；16-球阀；
39.1a-推进旁路管道；1b-散热冷凝管道；1c-吸热蒸发管道。
具体实施方式
40.下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
41.本发明提出的一种多功能航天热管回路系统，推进系统与推进剂管道组件结合，吸热蒸发管道1c、散热冷凝管道1b和三通阀14组成热管回路，热管回路以推进剂储罐2提供的推进剂作为热流载体源，实现高热耗设备的散热；推进旁路管道1a、吸热蒸发管道1c和三通阀14组成推进通路，不仅能够实现高热耗设备的温控，同时还可以充分气化推进剂，来扩展推进器9的能力。
42.如图1-7所示，多功能航天热管回路系统包括推进系统，推进系统主要包括推进系统控制器10、推进剂储罐2、气滤4、推进系统流体组件及推进器9。推进剂储罐2与推进器9之间通过推进剂管道组件输送推进剂，推进剂管道组件包括推进旁路管道1a，推进旁路管道1a的输出端与推进器9的输入端口连通，向推进器9输入推进剂。推进剂储罐2输出的推进剂流经气滤4后送至推进器9，推进系统流体组件分布在推进旁路管道1a上，且位于气滤4的下游侧，用于控制推进剂的输送。气滤4内具有加热片401，用于加热未气化的推进剂，使推进剂充分气化；推进系统控制器10主要控制推进器9、推进系统流体组件工作，此为现有技术。
43.如图4所示，航天器具有后舱板101、右舱板102、下舱板103、前舱板104、上舱板105、左舱板(图中未示出)，此为现有技术。
44.推进器9安装在右舱板102外侧，即固定安装在右舱板102上且位于航天器外部空间。
45.右舱板102内侧固定安装有流体组件安装板3，推进系统流体组件安装在流体组件安装板3上。流体组件安装板3位于航天器的舱内，即位于右舱板102朝向航天器内部空间的一侧。推进系统流体组件包括减压阀5、比例调节阀6、电磁阀8等；推进旁路管道1a依次连通推进剂储罐2、气滤4、减压阀5、比例调节阀6、电磁阀8和推进器9。推进旁路管道1a上还设置压力测点7，压力测点7位于减压阀5和比例调节阀6之间。
46.根据实际需要，推进系统流体组件还可设置或应用其它阀体等流体控制机构。
47.下舱板103的内侧固定安装有储罐支架201，推进剂储罐2安置在储罐支架201上。
48.推进系统控制器10安装在航天器的下舱板103上，位于航天器的舱内。推进系统控制器10为高热耗设备，高热耗设备运行时会产生大量的热量，需要进行散热以保证设备的正常运行。根据需求不同，航天器内部会搭载不同设备，如综合电子11、蓄电池12等高热耗设备。设定推进系统控制器10、综合电子11、蓄电池12等高热耗设备的安装位置为吸热蒸发区。如图2和图3所示，综合电子11、蓄电池12安装在的下舱板103上，下舱板103与推进系统控制器10、综合电子11、蓄电池12对应区域即为吸热蒸发区。同理，若根据实际需要，高热耗设备安装在上舱板105上，则上舱板105与高热耗设备安装位置对应的区域也为吸热蒸发区。
49.还包括散热冷凝管道1b、吸热蒸发管道1c和三通阀14。
50.其中，吸热蒸发管道1c经过航天器的吸热蒸发区，高热耗设备与吸热蒸发管道1c接触导热。在吸热蒸发区，吸热蒸发管道1c可直接接触高热耗设备的表面或安装面，直接接触导热；亦可以用导热垫13、导热硅橡胶等热的良导体使吸热蒸发管道1c和高热耗设备的表面或安装面间接接触导热。
51.航天器的舱板可以向航天器外部冷空间散热的区域设定为散热冷凝区，散热冷凝管道1b经过航天器的散热冷凝区。例如，当设定后舱板101为散热面时，散热冷凝管道1b的局部安装在后舱板101上，散热冷凝管道1b与航天器外部冷空间直接接触或通过舱板间接接触，可将散热冷凝管道1b内部气态推进剂对外散热。
52.三通阀14的一个接口与推进旁路管道1a连通，连通位置位于气滤4的上游侧；另外两个接口分别连通吸热蒸发管道1c和散热冷凝管道1b。具体的，吸热蒸发管道1c的输出端与三通阀14连通，散热冷凝管道1b的输入端与三通阀14连通。
53.散热冷凝管道1b的输出端与吸热蒸发管道1c的输入端连通，即吸热蒸发管道1c、散热冷凝管道1b和三通阀14形成热管回路。热管回路可以是循环泵15驱动流体介质的流动方向，此时循环泵15处于散热冷凝管道1b上；亦可以是采用毛细管回路，利用毛细力驱动流体介质的流动方向。
54.推进剂储罐2的输出端口与吸热蒸发管道1c连通，向吸热蒸发管道1c内输入推进剂。
55.推进旁路管道1a、散热冷凝管道1b、吸热蒸发管道1c上还可设置球阀16，球阀16为气体置换开关，可在气瓶储罐接入管路前或推进器工作前接通与工作推进剂相同的气态介质，为管路进行气体置换，使管路中充满工作介质后系统再启动工作。
56.航天器上通常设置多个推进器9，多个推进器9所需的推进剂可由一组推进剂管道
组件实现输送，推进旁路管道1a的输出端与多个推进器9的输入端口均可连通，一条推进旁路管道1a可向多个推进器9输送推进剂。亦可由多组并联的推进剂管道组件实现输送，多组推进剂管道组件并联设置且流通阻力一致；推进剂管道组件与推进器9一一对应，每组推进剂管道组件向一个推进器9输送推进剂，即一条推进旁路管道1a向一个推进器9输送推进剂。
57.多功能航天热管回路系统的工作原理：
58.当推进系统不进行工作时，首先通过推进系统控制器10控制三通阀14，使吸热蒸发管道1c与散热冷凝管道1b连通，关闭推进旁路管道1a，组成热管回路。由推进剂储罐2向热管回路提供推进剂，此时推进剂功能为热管回路中热流载体介质，热流载体介质由推进剂储罐2流出时初始为液态，液态介质在热管回路中沿吸热蒸发管道1c流至吸热蒸发区，吸热蒸发管道1c与吸热蒸发区的推进系统控制器10、综合电子11、蓄电池12等高热耗设备直接接触导热或通过导热垫13间接接触导热，可使高热耗设备产生的废热传导至吸热蒸发管道1c内，吸热蒸发管道1c内液态介质吸热蒸发，带走高热耗设备热量，形成气态介质，实现为高热耗设备散热。而后，气态介质经由三通阀14流至与吸热蒸发管道1c连通的散热冷凝管道1b中，散热冷凝管道1b经布在后舱板101中，即航天器的散热面，散热冷凝管道1b与航天器外部冷空间直接接触或通过与舱板导热间接接触，可将散热冷凝管道1b内部气态介质对外散热，气态介质散热冷凝形成液态介质，而后由循环泵15驱动流再次至吸热蒸发管道1c中，整个流程可实现对高热耗设备热量转移，为高热耗设备实现持续热控。
59.当推进系统工作时，即推进系统需要为航天器提供特定动力时，首先通过推进系统控制器10控制三通阀14，使吸热蒸发管道1c与推进旁路管道1a连通，关闭散热冷凝管道1b，组成推进通路。由推进剂储罐2提供推进剂，此时推进剂功能为推进器的动力介质，动力介质由推进剂储罐2流出时初始为液态，液态介质在热管回路中沿吸热蒸发管道1c流至吸热蒸发区，吸热蒸发后形成气态介质，实现为高热耗设备散热。而后，气态介质经由三通阀14流至与吸热蒸发管道1c连通的推进旁路管道1a中，沿推进旁路管道1a流至气滤4、推进系统流体组件；按顺序，首先通过安装有加热片401的气滤4，气滤4可使推进旁路管道1a内气态介质携带的液态介质滤出，经在气滤4上导热接触的加热片401补充加热，可使残留液态介质完全气化；其次经过减压阀5，使高压气态介质减压至设计压力，再经过压力测点7进行一次压力测量反馈后流至比例调节阀6，比例调节阀6是根据阀前与阀后压差由推进系统控制器10控制进行流量调节，经过比例调节阀6调节后，气态介质参数可达到推进器9对动力介质的设计要求，再经过由推进系统控制器10控制的电磁阀8控制开关，最终由推进器9排出至航天器外。
60.本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

技术特征：
1.一种多功能航天热管回路系统，包括推进系统，所述推进系统包括推进剂储罐(2)和推进器(9)，所述推进剂储罐(2)与推进器(9)之间通过推进剂管道组件输送推进剂；其特征在于：所述推进剂管道组件包括推进旁路管道(1a)，所述推进旁路管道(1a)的输出端与推进器(9)的输入端口连通，向推进器(9)输入推进剂；还包括散热冷凝管道(1b)、吸热蒸发管道(1c)和三通阀(14)；所述吸热蒸发管道(1c)的输入端与推进剂储罐(2)的输出端连通，输出端与三通阀(14)连通；所述吸热蒸发管道(1c)经过吸热蒸发区，其内的推进剂在吸热蒸发区吸热气化；所述散热冷凝管道(1b)的输入端与三通阀(14)连通，输出端与吸热蒸发管道(1c)连通；散热冷凝管道(1b)经过散热冷凝区，其内的推进剂在散热冷凝区散热冷凝；三通阀(14)还与推进旁路管道(1a)的输入端连通；当推进系统工作时，控制三通阀(14)连通推进旁路管道(1a)和吸热蒸发管道(1c)、关闭散热冷凝管道(1b)；当推进系统不进行工作时，控制三通阀(14)连通吸热蒸发管道(1c)和散热冷凝管道(1b)，关闭推进旁路管道(1a)。2.根据权利要求1所述的一种多功能航天热管回路系统，其特征在于：在吸热蒸发区，吸热蒸发管道(1c)与高热耗设备的表面或安装面直接接触导热；或者利用热的良导体使吸热蒸发管道(1c)与高热耗设备的表面或安装面间接接触导热。3.根据权利要求1所述的一种多功能航天热管回路系统，其特征在于：所述热管回路利用循环泵(15)或者毛细力驱动推进剂的流动。4.根据权利要求1所述的一种多功能航天热管回路系统，其特征在于：所述推进系统还包括气滤(4)，所述气滤(4)设置在推进旁路管道(1a)上且位于三通阀(14)和推进器(9)之间，气滤(4)内具有加热片(401)。5.根据权利要求4所述的一种多功能航天热管回路系统，其特征在于：所述推进旁路管道(1a)上设置推进系统流体组件，用于控制推进剂的输送。6.根据权利要求5所述的一种多功能航天热管回路系统，其特征在于：所述推进系统流体组件包括减压阀(5)、比例调节阀(6)和电磁阀(8)，减压阀(5)、比例调节阀(6)和电磁阀(8)在推进旁路管道(1a)上依次设置且减压阀(5)位于气滤(4)的下游侧。7.根据权利要求6所述的一种多功能航天热管回路系统，其特征在于：所述推进旁路管道(1a)上设有压力测点(7)，所述压力测点(7)处于减压阀(5)和比例调节阀(6)之间。8.根据权利要求4所述的一种多功能航天热管回路系统，其特征在于：所述散热冷凝管道(1b)、吸热蒸发管道(1c)和推进旁路管道(1a)上均设有球阀(16)。9.据权利要求1所述的一种多功能航天热管回路系统，其特征在于：所述推进系统包括多个推进器(9)和一组推进剂管道组件，推进旁路管道(1a)的输出端与多个推进器(9)的输入端口均可连通，推进旁路管道(1a)可向多个推进器(9)输送推进剂。10.据权利要求1所述的一种多功能航天热管回路系统，其特征在于：所述推进系统包括多个推进器(9)和多组推进剂管道组件，多组推进剂管道组件并联设置且流通阻力一致；推进剂管道组件与推进器(9)一一对应，每组推进剂管道组件向一个推进器(9)输送推进剂。

技术总结
本发明涉及一种多功能航天热管回路系统，属于航天热控、航天动力、换热器技术领域；包括推进系统，推进系统包括推进剂储罐和推进器，推进剂储罐与推进器之间通过推进剂管道组件输送推进剂；推进剂管道组件包括推进旁路管道，推进旁路管道的输出端与推进器的输入端口连通；还包括散热冷凝管道、吸热蒸发管道和三通阀；吸热蒸发管道的输入端与推进剂储罐的输出端连通，输出端与三通阀连通；吸热蒸发管道经过吸热蒸发区；散热冷凝管道的输入端与三通阀连通，输出端与吸热蒸发管道连通；散热冷凝管道经过散热冷凝区；三通阀与推进旁路管道的输入端连通；既可利用推进剂作为热流载体介质，又可减少对推进剂管路的主动加热，增强推进剂的气化效率。进剂的气化效率。进剂的气化效率。


技术研发人员：孙正路 张博文 李腾 张文平 张恒 张皓然
受保护的技术使用者：赛思倍斯（绍兴）智能科技有限公司
技术研发日：2022.09.09
技术公布日：2023/5/16