本发明涉及航天器热控制技术领域， 具体涉及一种重力驱动两相流体回路。 背景技术

天体表面昼夜温差很大， 且高、 低温持续时间长， 如月球具有漫长的月球 日 （约 27.3个地球日）， 月夜期间， 由于月球上没有大气且月壤导热系数小， 月 球表面温度很快降低至 -180 °C左右。 天体探测器需在长时间的低温环境中 （如 月球连续 340小时的低温）， 在没有太阳能.（热能和电能来源） 的环境中实现夜 间生存。 在已成功发射的天体探测器中， 经历月夜低温的天体探測器航天器主 要有美国的"勘测者 （Surveyor) "系列、 "阿波罗" （Apollo) "系列和苏联的"月 球车 （Lunokhod) "系列。 其中， "勘測者"系列采用蓄电池作为热源， 舱内设备 向辐射板的热量传递通过半主动的机械热开关 自动控制， 该方案需较大重量的 蓄电池， 以满足加热器长达 340小时的供电需求； "阿波罗 11号"采用 30W的同 位素作为热源， 同位素安装在探測器上， 直接将热量传递至设备。 该方案中， 同位素热源热功率较小， 其绝大部分热量在月昼和月夜期间均传递给设 备， 致 使解决月夜保温问题的同时也带来了月昼高温 问题； "阿波罗 12、 14-17 号"主 要将同位素核源热能转化的电能作为热源。 该方案可同时解决昼夜期间供电问 题和月夜期间供热问题， 月夜电加热供热过,程中， 需经过热能转化成电能、 电 能再转化成热能的过程。 由于温差电池的热电转化效率限制， 使得对核源的热 功率需求达到 1480W, 设计方案成本较高； "月球车"系列采用同位素核热源作 为热源， 并利用主动回路系统的连续工作将热量传递至 探测器内部， 主动回路 系统由大容量蓄电池供电。 该方案月夜保温设计方案复杂， 且需主动回路系统 连续工作， 可靠性低； 同时， 因蓄电池需要在 340 小时的月夜期间为主动回路 系统供电， 使得系统的重量增大 发明内容

有鉴于此， 本发明提供了一种重力驱动两相流体回路， 能够用于航天器夜 间保温， 且重量轻， 可靠性高。

本发明的重力驱动两相流体回路， 包括蒸发器、 蒸气管路、 冷凝器、 储液 器、 液体管路和控制阀； 其中， 冷凝器位于储液器重力场上方、 并与需要保温 的设备耦合； 蒸发器位于储液器重力场的下方、 并与同位素热源耦合安装； 储 液器通过液体管路连接至蒸发器入口， 并在液体管路上设有控制阀； 蒸发器出 口依次通过蒸气管路、 冷凝器连接至储液器， 形成封闭的管路系统； 其中， 所 述冷凝器由冷凝管路和冷凝翅片组成， 所述冷凝管路为 V型， 冷凝管路入口一 侧的管路与月面平行， 冷凝管路出口一侧的管路与出口管路在同一垂 面上， 并 位于入口管路下方且与入口管路成 15° 角； 回路内部充有在 -70° (：〜 120°C范围 内处于气液两相态的工质。

进一步地， 所述蒸发器包括 4 个丝网蒸发器、 蒸气汇流器和液体分流器， 其中， 丝网蒸发器由蒸发器壳体和套装在蒸发器壳体 上的集热座组成， 所述集 热座与同位素核热源导热安装， 蒸发器壳体内側周向壁面开设有螺纹槽， 壳体 内部套装烧结的不锈钢丝网作为毛细芯； 丝网蒸发器的入口与液体分流器连接， 丝网蒸发器的出口与蒸气汇流器连接； 液体分流器与液体管路连接， 蒸气汇流 器与蒸气管路连接。

进一步地，所述蒸气汇流器为 1/4开口的环形结构， 所述液体分流器为环形 结构。

进一步地， 所述蒸气管路靠近冷凝器的一端为倒 U型， 倒 U型的蒸气管路 的底高于冷凝器的入口。

进一步地， 所述控制阀为电磁阀， 其密封比压为 4.51Mpa， 控制阀密封面上 下压差为 0.2MPa。

进一步地， 所迷工质为氨。

进一步地， 所述工质的充装量计算方法为： 利用质量=密度 *体积， 联立最 高和最低储存温度下工质质量计算方程， 获得储液器体积与工质充装量； 其中， 最高储存温度下， 储液器内液体充满率为 100%， 外回路均为气体； 最低储存温 度下， 外回路充满液体， 储液器中含有体积分数为 10%的液态工质； 其中， 所 述外回路由流体回路中除去储液器的其余部分 組成， 其体积已知。

有益效果：

( 1 ) 本发明结构简单、 重量轻， 不需要额外的驱动力， 能够适用于航天器 夜间保温， 且可靠性高。

(2) 使用多个并联的丝网蒸发器与热源表面耦合， 这些丝网蒸发器可以均 匀的布置在热源表面， 使得热源温度更均匀； 且丝网蒸发器具有毛细结构， 便 于吸收液体分流器中的液态工质， 减小蒸发器的过热度， 能够传递更多的热量。

(3) 将蒸气汇流器设计为 1/4开口的环形结构形式， 能够更好地适应由于 同位素核源温度变化（在 110〜240°C之间变换） 导致蒸发器热胀冷缩带来的热应 力。

(4) 将蒸气管路设置成倒 U型， 可以避免冷凝器中的液态工质回流至蒸气 管路中。

(5) 将冷凝管路设计为 V型， 使得月面倾斜不超过 15° 的情况下避免储 液器中的液态工质倒流入冷凝器中， 造成的不利影响。

(6) 采用电磁阀可以有效实现流体回路的多次开闭 ， 实现月昼阻断传热， 月夜传递热量的功能。 采用密封比压为 4.51Mpa， 控制阀密封面上下压差为 0.2MPa的电磁阀可以满足控制阀的密闭可靠性， 并能承受探测器在发射段和动 力下降段带来的轴向加速度， 满足探测器飞行期间控制阀的密闭可靠性。 附图说明

图 1为本发明结构示意图。

图 2为蒸发器结构示意图。

图 3为丝网蒸发器结构示意图。

图 4为冷凝器结构示意图。

图 5为储液器结构示意图。

图 6为控制阀结构示意图。

其中， 1-蒸发器， 2-蒸汽管路， 3-冷凝器， 4-储液器， 5-控制阀， 6-液体管 路， 7-丝网蒸发器， 8-液体分流器， 9-蒸汽汇流器， 10-充液管， 11-三通， 12-二 通， 13-四通， 14-蒸发器壳体， 15-集热座， 16-冷凝管路， 17-冷凝翅片。 具体实施方式

下面结合附图并举实施例， 对本发明进行详细描述。

本发明提供了一种重力驱动两相流体回路， 如图 1所示， 包括蒸发器 1 (包 括丝网蒸发器 7、 液体分流器 8和蒸气汇流器 9)、 蒸气管路 2、 冷凝器 3、 储液 器 4、 液体管路 6和控制阀 5， 其中， 冷凝器 3位于储液器 4重力场上方、 并与 需要保温的设备 （热沉） 耦合， 蒸发器 1位于储液器 4重力场的下方、 并与同 位素热源耦合安装， 储液器 4内液面和蒸发器 1底部之间形成重力驱动高度差； 储液器 4通过液体管路 6连接至蒸发器 1入口， 在液体管路 6上设有控制间 5， 蒸发器 1出口依次通过蒸气管路 2、 冷凝器 3连接至储液器 4， 形成封闭的管路 系统。 回路内部充有在 -70°C〜120°C范围内处于气液两相态的工质，如 氨， 利用 其气液相变进行热量传递。 月夜期间， 控制阀 5打开， 由于储液器 4和蒸发器 1 底部存在一定的高度差， 在重力驱动下， 储液器 4 中的液态氨工质沿着液体管 路 6流入蒸发器 1 中， 蒸发器 1 中的氨工质吸收同位素热源的热量并相变成气 体， 气态的氨工质顺着蒸气管路 2流至冷凝器 3 冷凝为液体， 将热量传递至月 面探测器设备， 冷凝后的液态氨工质流入储液器 4 中， 形成导热回路， 对天体 探测器进行保温。 月昼期间， 需要阻断热量的传递， 此时关闭控制阀 5， 重力驱 动两相流体回路停止运行， 此时， 同位素热源与探测器内部之间的热量传递通 过蒸气管路的导热进行， 传热量很小， 从而实现热隔离， 此时， 同位素核热源 的热量通过自身的热辐射向外散失。

其中， 蒸发器 1的结构如图 2所示， 包括 4个丝网蒸发器 7、 蒸气汇流器 9、 液体分流器 8、 充液管 10和接头 （二通、 三通、 四通）， 丝网蒸发器 7的结构如 图 3所示， 由蒸发器壳体 14和集热座 15组成， 蒸发器壳体 14安装在集热座 15 的内部， 集热座 15与同位素热源导热安装， 蒸发器壳体 14 内側周向壁面开设 有螺纹槽， 蒸发器壳体 14内部套装烧结的不锈钢丝网作为毛细芯。 蒸气汇流器 9为 1/4开口的圆环形， 如图 2所示， 由 2个二通 12、 1个三通 11、 1个四通 13 和 3个弯管组成， 有 4个蒸气进口和 1个蒸气出口， 其中， 4个蒸气进口分别与 4个丝网蒸发器的出口连接， 蒸气出口与蒸气管路 2连接。 同时， 蒸气汇流器 9 上还设有两相流体回路的充液管 10。 液体分流器为圆环形， 由 3个三通 11、 1 个四通 13和 4个弯管组成， 有 1个液体进口、 4个液体出口， 其中， 液体进口 与液体管路 6连接， 4个液体出口分别与 4个丝网蒸发器 7的入口连接。 其中， 蒸发器壳体 14、 充液管 10和接头的材料为 00Crl7Nil4Mo2 , 集热座的材料为 3A21铝。 储液器 4中的液态氨工质经液体管路 6流入液体分流器 8， 在重力作 用下流入丝网蒸发器 7 中吸收同位素核热源的热量相变为气态， 气态的氨工质 经蒸气汇流器 9汇合后流入蒸气管路 2。

蒸气管路 2的材料为 00Crl7Nil4Mo2， 为了避免月昼期间由于储液器 4的 位置高于蒸发器 1 , 导致冷凝器 3和储液器 4中的液态工质回流入蒸发器 1， 蒸 发器 1又将液态工质变成蒸气， 送回冷凝器管路 5， 从而使得探测器设备仍处于 供热状态的情况， 本发明将蒸气管路 2靠近冷凝器 3—端设置成倒 U型， 从而 使得倒 U型蒸气管路 2的底高于冷凝器 3和储液器 4， 抑制了液态工质的回流。

冷凝器 3由冷凝管路 16和冷凝翅片 17组成， 如困 4所示， 冷凝管路 16的 材料为 00Crl 7Nil4Mo2， 冷凝翅片 17的材料为 3A21铝。 为了避免因月面倾斜 导致的储液器高度大于冷凝器高度， 从而使得储液器中的液态工质流入冷凝器 中， 造成不利影响， 本发明将冷凝管路设计为 V型， 其中， 冷凝管路入口一侧 的管路与月面平行， 冷凝管路出口一側的管路位于入口管路的重力 场下方且与 入口管路成 15° 角， 从而可以避免月面倾斜 15度的情况下，储液器内的液态工 质不会倒流至冷凝器中。

控制阀 5为电磁阀，其结构如图 6所示，控制阀壳体材料为 00Crl 7Nil4Mo2 不锈钢， 密封部分材料为橡胶。 其利用永磁铁吸力和介质压力共同作用在密封 面上， 产生密封比压， 本发明中， 采用 4.51MPa密封比压， 在橡胶软密封结构 上可以确保 Ι .Οχ ΙΟ· ⁴ Pa-m ³ /s漏率， 满足技术指标内漏率不超过 1.0x l(T ³ Pa rnVs 要求。 此外， 控制阀 5 在探测器发射段和动力下降段还承受着加速度 ， 液态氨 工质与控制阀密封结构间处于挤压状态， 控制阀 5处于密封状态， 不会被打开， 从而保证了两相流体回路在探测器加速、 减速飞行过程中的可靠性。 同时， 根 据挤压产生的压强公式 Ρ=/^/ζ可知， 当液态氨工质密度最大、 加速度最大、 储 液器中液态氨的液面与控制阀密封结构高度差 最大时， 产生的压强最大。 当控 制阀密封面上下压差为 0.2MPa时，可以承受探测器在发射段和动力下降 段因加 速或减速氨与控制阀密封结构间的压力对密封 结构的影响。

储液器 4 和工质充装量的匹配设计关系到两相流体回路 的安全性和传热性 能， 储液器在月昼期间应能容纳回路内的绝大部分 工质， 从而避免液态工质在 温度升高时体积膨胀， 导致回路破裂， 确保整个流体回路的安全； 同时， 在流 体回路工作时， 储液器内工质液面高度随工作温度的变化应尽 可能小， 从而使 储液器液面高度距蒸发器 1 底部的高度差所对应的重力驱动力随温度变化 尽可 能小， 一方面可以减弱由于液面波动对回路工作稳定 性造成的影响， 另一方面 也可以确保在液面最低时仍能提供足够的驱动 力。 储液器 4的结构如图 5所示， 为圆柱体， 其上下端面为椭球形， 其中， 为了减小不同工作温度时储液器液面 的高度变化量， 储液器在满足布局和重量要求的情况下， 内径应尽可能大。

工质充装量与储液器体积之间进行匹配设计： 利用质量=密度'体积，联立最 高和最低储存温度下工质质量计算方程， 获得储液器体积与工质充装量； 其中， 最高储存温度下， 储液器内液体充满率为 100%， 外回路均为气体； 最低储存温 度下， 外回路充满液体， 储液器中含有体积分数为 10%的液态工质； 其中， 所 述外回路由流体回路中除去储液器的其余部分 組成， 其体积已知。

液体管路 6的材料为 00Crl7Nil4Mo2不锈钢。

综上所述， 以上仅为本发明的较佳实施例而已， 并非用于限定本发明的保 护范围。 凡在本发明的精神和原则之内， 所作的任何修改、 等同替换、 改进等， 均应包含在本发明的保护范围之内。