[发明专利]航天热泵系统和应用于航天热泵系统的微重力气液分离器

说明书

本文提供一种航天热泵系统和应用于航天热泵系统的微重力气液分离器。微重力气液分离器包括多孔介质收集区以及依次连接的入口通道、中间通道和出口通道，入口通道和中间通道连接处呈折形，入口通道和多孔介质收集区位于中间通道的两侧，多孔介质收集区的一端与中间通道相通、另一端形成有出液口，与中间通道相连接的入口通道的一端朝向多孔介质收集区。该微重力气液分离器，两相流体以一定的速度自入口通道进入中间通道后，在惯性作用两相流体中的液体进入多孔介质收集区、在离心力和毛细力作用下被捕捉下来，收集在多孔介质收集区，最后自出液口排出，两相流体中的气体自出口通道排出，以此来实现在微重力条件下进行气液分离。

技术领域

本文涉及航天设备技术领域，尤指一种应用于航天热泵系统的微重力气液分离器和一种航天热泵系统。

背景技术

航天器运行在真空、低温背景辐射和较强的太阳辐射共存的多变热辐射环境中，必须有热控制系统维持设备运行在合适的温度范围。热控制系统作为载人航天器的一个重要功能系统，用来保障舱内仪器设备处于正常的温度水平，也为载人航天器维持航天员在轨正常工作、舒适生活提供基础支持。

目前航天器所采用的热控制系统主要是单相流体回路。随着航天器规模的不断扩大以及新一代电子设备的应用，必将使未来航天器的热载荷以及热流密度呈数量级的增加，预计可以达到几百千瓦的量级。随着热载荷以及热流密度的增加，传统的热控制系统例如环路热管、单相流体回路等将很难将这些热量及时排散。

发明内容

热泵热控系统是一种很具应用潜力的热控系统，其难以在航天器上应用的难题之一是气液分离技术。对于压缩机驱动的两相流体回路，压缩机布置在冷凝器后，蒸发器前。对于大多数类型的压缩机，都不允许液态工质进入压缩机，否则容易引起液击导致压缩机受损乃至无法工作。为防止未完全蒸发的循环工质进入压缩机导致压缩机无法工作，需要在压缩机入口前设置气液分离器，分离未完全蒸发的循环工质。因此气液分离器是两相热控回路所必须的部件。由于大部分航天器运行于微重力(10e-5～10e-4g,其中g为地球重力加速度，9.8m/s²)状态，地面上常用的依靠重力进行气液分离的气液分离器都无法在微重力条件下使用。因此，本领域的技术人员亟需提供一种气液分离器，满足在微重力条件下使用。

本申请提供了一种微重力气液分离器，能够满足在微重力条件下进行气液分离。

本申请还提供了一种航天器用热泵系统。

本发明实施例提供的微重力气液分离器，包括多孔介质收集区以及依次连接的入口通道、中间通道和出口通道，所述入口通道和所述中间通道连接处呈折形，所述入口通道和所述多孔介质收集区位于所述中间通道的两侧，所述多孔介质收集区的一端与所述中间通道相通、另一端形成有出液口，与所述中间通道相连接的所述入口通道的一端朝向所述多孔介质收集区。

在一示例性实施例中，所述多孔介质收集区的临近所述中间通道一端的孔隙率为a，所述多孔介质收集区的临近所述出液口一端的孔隙率为b，a大于b。

在一示例性实施例中，所述多孔介质收集区的孔隙率自临近所述中间通道的一端向临近所述出液口的一端逐渐减小。

在一示例性实施例中，所述多孔介质收集区的直径自临近所述中间通道的一端向临近所述出液口的一端逐渐减小。

在一示例性实施例中，所述入口通道和所述出口通道并列设置、并与所述中间通道连接形成U形结构，所述多孔介质收集区和所述中间通道并排设置，背向所述入口通道和所述出口通道的所述中间通道的一侧与所述孔介质收集区的一端相通。