一种基于线性焦耳发动机的航天器集成流体系统

1.本发明属于航空航天领域，特别是涉及一种基于线性焦耳发动机的航天器集成流体系统。


背景技术：

2.为了实现航天器在太空航行过程中的姿态控制和轨道机动，要求航天器必须将氢氧燃料推进剂从燃料贮箱输送到姿态控制发动机和轨道机动发动机中燃烧。其实现方式是：航天器携带的高压气体或者携带能产生高压气体的装置产生高压气体，然后将这些高压气体往氢氧燃料贮箱中输送，使贮箱内压力上升，进而将贮箱中的燃料压送出来，经调节温度压力后，输送至姿控发动机和轨道机动发动机中燃烧。因为在实现这一要求的过程中，贮箱的增压、压出推进剂的温度压力调节和发动机的燃烧都需要配备控制器以及航天器本身就携带计算机、应答机等各种电子设备，所以要求航天器在满足贮箱增压的同时需要搭载一个电力供给装置以满足所有电子设备的正常工作。另外，轨道机动发动机燃烧的是贮箱中的液体燃料，且航天器工作在微重力条件下，所以必须得确保从燃料贮箱输出液体燃料时液体燃料集中在输出管道附近，确保输出的液体燃料中不夹杂气体。
3.现有的能够实现燃料贮箱增压且同时满足航天器设备供电与液体出流不夹气的航天器系统方案是：提供一种基于氢氧内燃机的航天器集成流体系统，该系统利用液氢液氧贮箱内受热蒸发的气体推进剂和已有的液体推进剂，一同经压缩机增压，然后在换热器、氢氧内燃机换热夹套与再循环油组成的换热循环中换热后形成高温高压的气体，这些气体分成了四部分，第一部分直接输送给姿控发动机用于姿态控制，第二部分重新输送回贮箱，对贮箱进行增压，压出推进剂，压出的一部分液体推进剂输送至轨道机动发动机中实现轨道机动，压出气体推进剂和另一部分液体推进剂则再一次增压换热，一部分直接输送给姿控发动机用于姿态控制，一部分重新输送回贮箱，对贮箱进行增压，如此反复。其次，该系统包含一个氢氧内燃机，气、液推进剂经增压换热后生成的高温高压气体的第三部分输送到了氢氧内燃机中进行燃烧做功，带动与内燃机通过曲柄连杆机构相连的发电机发电，为驱动压缩机的电动马达、系统总控器、贮箱控制器等航天器上各电子设备供电，如果有多余的电力产出，则将多余的储存在可充电电池中，当航天器电力需求过高时，发电机发的电加上可充电电池的电力补充以保证航天器在所有工况下运行时有稳定充足的电力供给，这满足了航天上各电子设备的供电要求。最后，该系统将气、液推进剂经增压换热后生成的高温高压气体的第四部分输送到沉底发动机中燃烧搭配氢氧内燃机的排气沉底喷管产生液体燃料沉底推力，来满足微重力条件下燃料贮箱输出液体燃料时，液体燃料中不能夹杂气体要求。该航天器系统方案所设计的系统任务适应性广、集成度高、重量轻，是目前用于航天器实现姿态控制功能的主流系统方案。
4.但是，目前的系统在可靠性、使用寿命、系统复杂程度、制造难度和系统整体热效率以及成本方面仍存在问题。在现有系统方案的推进剂压缩过程中，采用的是同一台压缩机来进行气体和液体推进剂的压缩的。压缩机要同时压缩不同相的工质，对其性能的要求
变高，其工况调节控制的难度变大，会导致压缩机的设计成本提高，寿命减少，从而使航天器的寿命减少，可靠性降低。其次，在现有系统方案的氢氧内燃机换热过程中，系统采用的是内燃机换热夹套和中间换热剂再循环油搭配来进行换热的。换热夹套的使用会导致内燃机结构管路复杂，中间换热剂的使用则会导致现有系统中部分热量会在中间换热过程中损失掉，导致系统换热效率低于推进剂直接与内燃机换热时的换热效率，从而使系统整体的热效率降低，并且内燃机间歇性做功所导致的余热产生是一个间断非连续的过程，这必然会导致中间换热剂换热后部分温度高部分温度低的不均衡情况出现，进而使得推进剂出现部分温度高部分温度低的温度波动情况，最终导致航天器执行任务时的稳定性和可靠性降低。最后，在现有系统方案的高温高压气体输送过程中，系统中经过增压加热后的气体推进剂直接输送入姿控发动机、沉底发动机、内燃机以及贮箱中，中间没有任何气体缓冲装置进行缓冲以减小气体推进剂温度压力的波动，也没有任何中间过渡的装置整合管道和分配流量，需要对每一条管道都配备单独的流量控制和压力控制阀门，这会导致各输送终端装置燃料供给要求更加严格更加精细，控制难度更大，导致输送管路复杂、布置难度高，影响系统的安全可靠性和提升设计制造难度和成本。


技术实现要素：

5.本发明为了解决现有技术中的问题，提出一种基于线性焦耳发动机的航天器集成流体系统。
6.为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：一种基于线性焦耳发动机的航天器集成流体系统，它包括线性发电机、自由活塞膨胀机、自由活塞压缩机、外燃室、氢换热器、氧换热器、排气沉底喷管、高压储氧气瓶、高压储氢气瓶、姿控发动机、沉底发动机、轨道机动发动机、液氧贮箱和液氢贮箱，所述自由活塞压缩机、自由活塞膨胀机和线性发电机通过轴相连，所述自由活塞压缩机和自由活塞膨胀机中的活塞固定在轴上，所述液氧贮箱和液氢贮箱分别与自由活塞压缩机的左压缩缸供氧阀和右压缩缸供氢阀相连，所述自由活塞压缩机压缩后的气和氧气氢分别通过左压缩缸排氧阀和右压缩缸排氢阀排出，所述液氢贮箱与液氢增压泵相连，所述液氧贮箱与液氧增压泵相连，所述液氢增压泵的出口与氢换热器的换热剂入口相连，所述液氧增压泵的出口与氧换热器的换热剂入口相连，所述氢换热器的出口与高压储氢气瓶入口相连，所述氧换热器的出口与高压储氧气瓶入口相连，所述高压储氢气瓶与气氢分流装置相连，所述高压储氧气瓶与气氧分流装置相连，所述气氢分流装置和气氧分流装置均分别与姿控发动机、沉底发动机和贮箱增压控制器相连，所述贮箱增压控制器与液氧贮箱和液氢贮箱相连，所述液氧贮箱和液氢贮箱底部与轨道机动发动机相连，所述气氢分流装置和气氧分流装置均与外燃室相连，所述外燃室与自由活塞膨胀机的左膨胀缸进气阀和右膨胀缸进气阀相连，从自由活塞膨胀机的左膨胀缸排气阀和右膨胀缸排气阀排出的乏气分成两路分别进入氢换热器和氧换热器，换热后的乏气进入排气沉底喷管，所述自由活塞压缩机在气缸顶部安装有压缩机位移传感器，所述自由活塞膨胀机在气缸顶部安装有膨胀机位移传感器。
7.更进一步的，所述液氢贮箱内排出的液氢通过液泵供氢阀与液氢增压泵相连。
8.更进一步的，所述液氧贮箱内排出的液氧通过液泵供氧阀与液氧增压泵相连。
9.更进一步的，所述氢换热器出口出来的吸热汽化后的氢气与右压缩缸排氢阀排出
的氢气在高压储氢气瓶入口前掺混后一起流入高压储氢气瓶。
10.更进一步的，所述氧换热器出口出来的吸热汽化后的氧气与左压缩缸排氧阀排出的氧气在高压储氧气瓶入口前掺混后一起流入高压储氧气瓶。
11.更进一步的，所述贮箱增压控制器通过氢贮箱增压阀和氧贮箱增压阀分别与液氧贮箱和液氢贮箱相连。
12.更进一步的，所述气氧分流装置通过外燃室供氧阀与外燃室相连。
13.更进一步的，所述气氢分流装置通过外燃室供氢阀与外燃室相连。
14.更进一步的，所述氢换热器和氧换热器换热后的乏气在排气沉底喷管前汇合后进入排气沉底喷管。
15.更进一步的，所述外燃室、贮箱增压控制器及所有的阀均与总控器相连，所述线性发电机与可充电电池相连。
16.与现有技术相比，本发明的有益效果是：
17.1、现有系统使用的压缩装置包括由电动马达驱动的一个氢压缩机和一个氧压缩机，压缩能量输送过程包括燃料的化学能通过燃烧转化为缸内气体的内能，缸内气体推动活塞做功将内能转化为活塞的动能，曲柄连杆机构再将动能传递给发电机，通过发电机将动能转化电能，再通过马达将电能转化为压缩机的动能。而本发明提出的系统使用压缩装置为线性焦耳发动机中的自由活塞压缩机和液体增压泵，液体增压泵也通过电动马达驱动，能量转化过程与现有系统相同，但自由活塞压缩机分担了现有系统中两相压缩机的气体压缩部分，并未使用电动马达进行驱动，其压缩能量的输送过程包括燃料的化学能转化为缸内气体的内能，缸内气体推动活塞做功将内能转化为轴左右水平运动的动能，压缩机活塞与轴的连接使得轴的动能直接转移至压缩机活塞压缩气体做功，相比于现有系统，能量转化的过程更加简单，转化效率更高。
18.2、现有系统将一部分的气体推进剂送入了氢氧内燃机中进行燃烧做功，内燃机燃烧与做功是一体的，不是相互独立的，燃料的燃烧影响着活塞的做功，且由于氢燃料本身的特性，对氢内燃机能够顺利燃烧的限制条件有很多。而本发明所提出的系统采用的线性焦耳发动机采用的是外燃室搭配自由活塞膨胀机来完成燃料的燃烧与做功，燃烧与做功是相互独立，对于膨胀机来说做功的能量是从外部输入的，燃烧过程可能出现的不良影响对整个气缸内活塞的运动几乎不会造成影响，使得外燃室能够燃烧氢气的各种参数范围更广，膨胀机能够提供的功率范围也更大，进一步的提升了整个航天器的任务适应性，能够执行更多的不同条件下的任务。
19.3、现有系统采用氢氧内燃机燃烧燃料做功，内燃机通过曲柄连杆机构与发电机连接，再通过发电机将动能转化电能，供应各电子设备。而本发明提出的系统采用的线性焦耳发动机，线性焦耳发动机的自由活塞膨胀机与线性发电机之间是直接通过轴相连的，没有曲柄连杆机构，这样的方式能够有效降低现有系统中内燃机产生的摩擦损失，提高系统整体的能量利用率与发电效率。
附图说明
20.图1为本发明所述的一种基于线性焦耳发动机的航天器集成流体系统结构示意图，图中细实线为推进剂输运；
21.图2为本发明所述的自由活塞膨胀机结构示意图；
22.图3为本发明所述的自由活塞压缩机结构示意图。
23.1：总控器，2：线性发电机，3：可充电电池，4：自由活塞膨胀机，5：外燃室，6：氢换热器，7：氧换热器，8：外燃室供氧阀，9：外燃室供氢阀，10：自由活塞压缩机，11：排气沉底喷管，12：高压储氧气瓶，13：高压储氢气瓶，14：姿控发动机，15：气氢分流装置，16：气氧分流装置，17：沉底发动机，18：液氢增压泵，19：液氧增压泵，20：贮箱增压控制器，21：液泵供氢阀，22：液泵供氧阀，23：氢贮箱增压阀，24：氧贮箱增压阀，25：液氧贮箱，26：液氢贮箱，27：轨道机动发动机，28：左膨胀缸进气阀，29：左膨胀缸排气阀，30：右膨胀缸进气阀，31：右膨胀缸排气阀，32：左压缩缸供氧阀，33：左压缩缸排氧阀，34：右压缩缸供氢阀，35：右压缩缸排氢阀，36：膨胀机位移传感器，37：压缩机位移传感器。
具体实施方式
24.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地阐述。
25.参见图1-3说明本实施方式，一种基于线性焦耳发动机的航天器集成流体系统，它包括线性发电机2、自由活塞膨胀机4、自由活塞压缩机10、外燃室5、氢换热器6、氧换热器7、排气沉底喷管11、高压储氧气瓶12、高压储氢气瓶13、姿控发动机14、沉底发动机17、轨道机动发动机27、液氧贮箱25和液氢贮箱26，所述自由活塞压缩机10、自由活塞膨胀机4和线性发电机2通过轴相连，所述自由活塞压缩机10和自由活塞膨胀机4中的活塞固定在轴上，所述液氧贮箱25和液氢贮箱26分别与自由活塞压缩机10的左压缩缸供氧阀32和右压缩缸供氢阀34相连，所述自由活塞压缩机10压缩后的气和氧气氢分别通过左压缩缸排氧阀33和右压缩缸排氢阀35排出，所述液氢贮箱26与液氢增压泵18相连，所述液氧贮箱25与液氧增压泵19相连，所述液氢增压泵18的出口与氢换热器6的换热剂入口相连，所述液氧增压泵19的出口与氧换热器7的换热剂入口相连，所述氢换热器6的出口与高压储氢气瓶13入口相连，所述氧换热器7的出口与高压储氧气瓶12入口相连，所述高压储氢气瓶13与气氢分流装置15相连，所述高压储氧气瓶12与气氧分流装置16相连，所述气氢分流装置15和气氧分流装置16均分别与姿控发动机14、沉底发动机17和贮箱增压控制器20相连，所述贮箱增压控制器20与液氧贮箱25和液氢贮箱26相连，所述液氧贮箱25和液氢贮箱26底部与轨道机动发动机27相连，所述气氢分流装置15和气氧分流装置16均与外燃室5相连，所述外燃室5与自由活塞膨胀机4的左膨胀缸进气阀28和右膨胀缸进气阀30相连，从自由活塞膨胀机4的左膨胀缸排气阀29和右膨胀缸排气阀31排出的乏气分成两路分别进入氢换热器6和氧换热器7，换热后的乏气进入排气沉底喷管11，所述自由活塞压缩机10在气缸顶部安装有压缩机位移传感器37，所述自由活塞膨胀机4在气缸顶部安装有膨胀机位移传感器36。
26.所述液氢贮箱26内排出的液氢通过液泵供氢阀21与液氢增压泵18相连，所述液氧贮箱25内排出的液氧通过液泵供氧阀22与液氧增压泵19相连，所述氢换热器6出口出来的吸热汽化后的氢气与右压缩缸排氢阀35排出的氢气在高压储氢气瓶13入口前掺混后一起流入高压储氢气瓶13，所述氧换热器7出口出来的吸热汽化后的氧气与左压缩缸排氧阀33排出的氧气在高压储氧气瓶12入口前掺混后一起流入高压储氧气瓶12，所述贮箱增压控制器20通过氢贮箱增压阀23和氧贮箱增压阀24分别与液氧贮箱25和液氢贮箱26相连，所述气
氧分流装置16通过外燃室供氧阀8与外燃室5相连，所述气氢分流装置15通过外燃室供氢阀9与外燃室5相连，所述氢换热器6和氧换热器7换热后的乏气在排气沉底喷管11前汇合后进入排气沉底喷管11，所述外燃室5、贮箱增压控制器20及所有的阀均与总控器1相连，所述线性发电机2与可充电电池3相连。
27.本实施例可利用从低温贮箱受热蒸发出来的氢气和氧气，经过压缩机压缩，与经过液压泵加压、换热器加热后的高温高压的气氢气氧掺混后，一同储存在气瓶内供给外燃室5、姿控发动机14、沉底发动机17燃烧做功，以及氢氧贮箱的增压。自由活塞膨胀机4输出的轴功用来带动线性发电机2发电和自由活塞压缩机10压缩，并将多余电能储存在可充电电池3中，以应对电力需求的变化，做完功后的乏气经过换热器换热后可用于推力装置产生沉底推力，帮助贮箱内液体燃料沉底。
28.具体的，如图1-3所示，一种基于线性焦耳发动机的航天器集成流体系统，包括氢换热器6、氧换热器7、自由活塞压缩机10、液氢增压泵18、液氧增压泵19、液泵供氢阀21、液泵供氧阀22、液氧贮箱25、液氢贮箱26、左压缩缸供氧阀32、左压缩缸排氧阀33、右压缩缸供氢阀34、右压缩缸排氢阀35、高压储氢气瓶12、高压储氧气瓶13，使得当气瓶内的高温高压气体不足时，通过加压升温贮箱中的气液燃料对气瓶进行气体补充。
29.从液氧贮箱25排出的气氧与液氢贮箱26排出的气氢通过左压缩缸供氧阀32与右压缩缸供氢阀34与自由活塞压缩机10相连，压缩后的气氧气氢通过左压缩缸排氧阀33和右压缩缸排氢阀35排出；从氢贮箱26内排出的液氢通过液泵供氢阀21与液氢增压泵18相连，从氧贮箱25内排出的液氧通过液泵供氧阀22与液氧增压泵19相连；压缩后的液氢通过液氢增压泵18的出口与氢换热器6的换热剂入口相连，压缩后的液氧通过液氧增压泵19的出口与氧换热器7的换热器入口相连；氢换热器6的换热器出口与高压储氢气瓶13的入口相连，氧换热器7的换热器出口与高压储氧气瓶12的入口相连；从氢换热器6出口出来的吸热汽化后的氢气与右压缩缸排氢阀35排出的氢气在高压储氢气瓶13入口前掺混，一起流入高压储氢气瓶13；从氧换热器7出口出来的吸热汽化后的氧气与左压缩缸排氧阀33排出的氧气在高压储氧气瓶12入口前掺混，一起流入高压储氧气瓶12
30.一种基于线性焦耳发动机的航天器集成流体系统，还包括姿控发动机14、气氢分流装置15、气氧分流装置16、沉底发动机17、贮箱增压控制器20、氢贮箱增压阀23、氧贮箱增压阀24、轨道机动发动机27，来满足航天器所需要进行的姿态控制、液体燃料沉底、轨道机动。
31.高压储氢气瓶13与气氢分流装置15相连，高压储氧气瓶12与气氧分流装置16相连；气氧通过气氧分流装置16分别与姿控发动机14、沉底发动机17、贮箱增压控制器20相连；气氢通过气氢分流装置15分别与姿控发动机14、沉底发动机17、贮箱增压控制器20相连；贮箱增压控制器20通过氢贮箱增压阀23、氧贮箱增压阀24与氢贮箱26、氧贮箱25相连；氢贮箱26、氧贮箱25的底部有管道与轨道机动发动机27相连。
32.一种基于线性焦耳发动机的航天器集成流体系统，还包括外燃室5、外燃室供氢阀8、外燃室供氧阀9、总控器1、自由活塞膨胀机4排气沉底喷管11、左膨胀缸进气阀28、右膨胀缸进气阀30，从而实现系统的供电与控制。
33.气氧分流装置16与外燃室供氧阀8相连，气氢分流装置15与外燃室供氢阀9相连，气氢气氧进入外燃室5中燃烧，从外燃室5排出的燃烧气通过左膨胀缸进气阀28和右膨胀缸
进气阀30与自由活塞膨胀机4相连；从膨胀机排出的乏气分成两路分别进入氢换热器6与氧换热器7；换热后的乏气在排气沉底喷管11前汇合进入喷管排出；总控器1控制外燃室5的点火，贮箱增压控制器20的运行以及控制所有阀的通断保证整个系统的正常工作；控制贮箱气体压力在正常范围之内。
34.所述的自由活塞压缩机10在气缸顶部(左右两边都可)安装有位移传感器，压缩机位移传感器37根据活塞的位移和速度反馈到总控器1进行阀门正时调整。采用左压缩缸的上止点和下止点作为本专利的约定，消除了左压缩缸和右压缩缸在操作时上止点和上止点交替性质的混淆，且按照预设的压缩比，活塞在左、右压缩缸各有一个压缩终点，左压缩缸压缩终点和右压缩缸压缩终点。位移传感器随时将活塞的位置与速度转换成信号传送给总控器1。当活塞运动到左压缩缸的压缩终点时，总控器1命令左压缩缸排氧阀33打开，将压缩气体排出，当活塞运动到左压缩缸的上止点且速度为零时，总控器1命令左压缩缸排氧阀33关闭，左压缩缸供氧阀32开启，之后，活塞从左向右运动，当活塞运动到压缩机冲程中点时，左压缩缸供氧阀32关闭，当活塞运动到右压缩缸压缩终点时，右压缩缸排氢阀35打开，将压缩气体排出，当活塞运动到左压缩缸的下止点且速度为零时，右压缩缸排氢阀35关闭，右压缩缸供氢阀34开启，如此重复进行气氢和气氧的压缩。
35.所述的自由活塞膨胀机4在气缸顶部(左右两边都可)安装有位移传感器，膨胀机位移传感器36根据活塞的位移和速度反馈到总控器1进行阀门正时调整。采用左膨胀缸的上止点和下止点作为本专利的约定。当活塞运动到左膨胀缸的上止点时且速度为零时，触发左膨胀缸进气阀28打开命令与右膨胀缸排气阀31打开命令，进气阀在活塞运动到冲程中点时关闭。当活塞运动到左膨胀缸的下止点时且活塞速度为零时，右膨胀缸的排气阀31关闭、进气阀30打开，左膨胀缸的排气阀29打开，如此反复进行气体的膨胀做功。
36.在使用时首先，高压气瓶在地面准备阶段时已充满了高温高压的氢气与氧气，可充电电池在地面准备阶段已充满了电。高温高压的氢气与氧气由于压力梯度从高压气瓶中流出，流入气体分流装置进行分流，通过气体分流装置对流量进行调节与分配，气体分流装置分别对接姿控发动机、沉底发动机、线性焦耳发动机的外燃室以及贮箱增压控制器。
37.当航天器需要进行姿态控制时，总控器控制高温高压气体推进剂经气体分流装置进入姿控发动机燃烧做功以实现姿态控制。
38.当航天器的轨道机动发动机需要液体推进剂进行轨道控制时，总控器控制气体推进剂经气体分流装置进入贮箱增压控制器进行压力调节后，再输入到液氢液氧贮箱中将液体推进剂压出贮箱，输送到轨道发动机中进行燃烧做功。
39.因为航天器各电子设备需要持续稳定的供电，所以总控器控制气体推进剂经气体分流装置进入线性焦耳发动机的外燃室中，利用外燃室燃烧氢气与氧气产生高能的气体，然后分两路进入自由活塞膨胀机中进行膨胀做功，推动活塞左右移动，带动线性发电机发电产生电力。这部分电力中的一部分用于航天器各电子设备的供电，剩余的部分充入可充电电池中储存，以应对电力需求的变化。
40.当高压气瓶中的高温高压气体推进剂不足时，总控器控制气体推进剂经气体分流装置进入贮箱增压控制器进行压力调节后，再输入到液氢液氧贮箱中将气体推进剂压出贮箱到线性焦耳发动机的自由活塞压缩机中进行气体压缩，将贮箱中的液体推进剂压送到液体增压泵进行液体增压，增压完后的液体推进剂与自由活塞膨胀机中做完功的乏气在氢氧
换热器中进行换热升温，再与经自由活塞压缩机压缩完后的气体推进剂在高压气瓶前汇合掺混，再一起充入气瓶，进行缓冲与储存。
41.当液氢液氧推进剂贮箱需要对液体推进剂沉底时，本发明提出的系统方案通过两种方式来实现液体推进剂的沉底。其一，总控器控制气体推进剂经气体分流装置进入沉底发动机中燃烧做功提供沉底推力以实现液体燃料沉底；其二，经换热器换热完后的乏气仍具有一定的压力，利用沉底喷管将乏气排到太空中也可获取一定的沉底推力来帮助液体燃料沉底。
42.其中，针对现有系统推进剂压缩过程中由于压缩机的性能要求高、控制难度大所导致的航天器寿命减少、安全可靠性降低以及制造成本的问题，本发明提出的系统将气、液推进剂的压缩由现有系统中通过一个压缩机来完成两相流的压缩改为由自由活塞压缩机来承担气体推进剂的压缩、液体增压泵来承担液体推进剂的压缩的分开单相压缩。与现有系统相比，这样的压缩方式使得对于压缩机和液压泵来说，它们的压缩工况得到了简化，压缩工况的调节控制难度降低，对压缩机和泵的性能的要求也降低，使得它们的使用寿命延长，制造成本降低。进一步的，提高整个系统的可靠性以及延长了搭载这个系统的航天器的运行寿命。
43.其中，针对现有系统氢氧内燃机换热过程中换热夹套和中间换热剂的使用所导致的系统热效率低和复杂度高的问题以及内燃机的非连续做功所导致的航天器安全可靠性降低的问题，本发明提出的系统提出将现有系统中的氢氧内燃机由线性焦耳发动机替代。首先，有关内燃机采用换热夹套导致内燃机结构复杂的问题，本发明提出的系统因为没有采用氢氧内燃机，所以也就不存在内燃机换热夹套所带来的内燃机结构复杂的问题，取而代之采用的换热设施是一个氢换热器和一个氧换热器，相对于换热夹套的布置，换热器的布置更加灵活简便，布置位置多变，使得整个系统的复杂程度降低，有利于系统的设计与制造。其次，有关现有系统因为使用中间冷却剂在内燃机与推进剂之间循环换热而导致的换热效率不高的问题，本发明提出的系统没有采用中间冷却剂，而是直接将做完功的乏气与推进剂通入换热器中进行直接换热，提高了换热效率，使得经换热后的推进剂温度更高，相比与现有系统，更高温度的推进剂输送到发动机进行燃烧能够提高发动机的热效率。最后，有关现有系统因为使用内燃机而导致的推进剂温度波动的问题，本发明提出的系统使用的线性焦耳发动机提供了一个能够连续燃烧的外燃室和不间断提供乏气的自由活塞膨胀机，使得换热器中热量的供应稳定不波动，有效的解决了这一问题，使得整个系统的可靠性进一步提高。
44.其中，针对现有系统高温高压气体输送过程中的未采用气体缓冲与分流装置所带来的系统安全可靠性降低、复杂度升高问题，本发明提出的系统采用了在两个氢氧换热器后各安装一个高压气瓶的方法来解决在高温高压气体输送到各发动机的过程中间没有任何气体缓冲装置进行缓冲以减小气体推进剂温度压力的波动的问题，高压气瓶的安装在减小推进剂温度压力波动的同时，能够储存一部分的推进剂，使得各发动机在功率变化时以及贮箱内压力不足时能够有充足、稳定的燃料供给，进一步的提高了整个系统、整个航天器的可靠性。同时，本发明提出的系统采用了在高压气瓶后安装一个分流装置来整合分配到姿控发动机、沉底发动机、外燃室、增压控制器的气体燃料，使得进入到各发动机、燃烧室以及贮箱增压控制器的推进剂流量更易控制，整个系统的输送管路集成度更高，更加简洁。
45.以上对本发明所提供的专利名称，进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

技术特征：
1.一种基于线性焦耳发动机的航天器集成流体系统，其特征在于：它包括线性发电机(2)、自由活塞膨胀机(4)、自由活塞压缩机(10)、外燃室(5)、氢换热器(6)、氧换热器(7)、排气沉底喷管(11)、高压储氧气瓶(12)、高压储氢气瓶(13)、姿控发动机(14)、沉底发动机(17)、轨道机动发动机(27)、液氧贮箱(25)和液氢贮箱(26)，所述自由活塞压缩机(10)、自由活塞膨胀机(4)和线性发电机(2)通过轴相连，所述自由活塞压缩机(10)和自由活塞膨胀机(4)中的活塞固定在轴上，所述液氧贮箱(25)和液氢贮箱(26)分别与自由活塞压缩机(10)的左压缩缸供氧阀(32)和右压缩缸供氢阀(34)相连，所述自由活塞压缩机(10)压缩后的气和氧气氢分别通过左压缩缸排氧阀(33)和右压缩缸排氢阀(35)排出，所述液氢贮箱(26)与液氢增压泵(18)相连，所述液氧贮箱(25)与液氧增压泵(19)相连，所述液氢增压泵(18)的出口与氢换热器(6)的换热剂入口相连，所述液氧增压泵(19)的出口与氧换热器(7)的换热剂入口相连，所述氢换热器(6)的出口与高压储氢气瓶(13)入口相连，所述氧换热器(7)的出口与高压储氧气瓶(12)入口相连，所述高压储氢气瓶(13)与气氢分流装置(15)相连，所述高压储氧气瓶(12)与气氧分流装置(16)相连，所述气氢分流装置(15)和气氧分流装置(16)均分别与姿控发动机(14)、沉底发动机(17)和贮箱增压控制器(20)相连，所述贮箱增压控制器(20)与液氧贮箱(25)和液氢贮箱(26)相连，所述液氧贮箱(25)和液氢贮箱(26)底部与轨道机动发动机(27)相连，所述气氢分流装置(15)和气氧分流装置(16)均与外燃室(5)相连，所述外燃室(5)与自由活塞膨胀机(4)的左膨胀缸进气阀(28)和右膨胀缸进气阀(30)相连，从自由活塞膨胀机(4)的左膨胀缸排气阀(29)和右膨胀缸排气阀(31)排出的乏气分成两路分别进入氢换热器(6)和氧换热器(7)，换热后的乏气进入排气沉底喷管(11)，所述自由活塞压缩机(10)在气缸顶部安装有压缩机位移传感器(37)，所述自由活塞膨胀机(4)在气缸顶部安装有膨胀机位移传感器(36)。2.根据权利要求1所述的一种基于线性焦耳发动机的航天器集成流体系统，其特征在于：所述液氢贮箱(26)内排出的液氢通过液泵供氢阀(21)与液氢增压泵(18)相连。3.根据权利要求1所述的一种基于线性焦耳发动机的航天器集成流体系统，其特征在于：所述液氧贮箱(25)内排出的液氧通过液泵供氧阀(22)与液氧增压泵(19)相连。4.根据权利要求1所述的一种基于线性焦耳发动机的航天器集成流体系统，其特征在于：所述氢换热器(6)出口出来的吸热汽化后的氢气与右压缩缸排氢阀(35)排出的氢气在高压储氢气瓶(13)入口前掺混后一起流入高压储氢气瓶(13)。5.根据权利要求1所述的一种基于线性焦耳发动机的航天器集成流体系统，其特征在于：所述氧换热器(7)出口出来的吸热汽化后的氧气与左压缩缸排氧阀(33)排出的氧气在高压储氧气瓶(12)入口前掺混后一起流入高压储氧气瓶(12)。6.根据权利要求1所述的一种基于线性焦耳发动机的航天器集成流体系统，其特征在于：所述贮箱增压控制器(20)通过氢贮箱增压阀(23)和氧贮箱增压阀(24)分别与液氧贮箱(25)和液氢贮箱(26)相连。7.根据权利要求1所述的一种基于线性焦耳发动机的航天器集成流体系统，其特征在于：所述气氧分流装置(16)通过外燃室供氧阀(8)与外燃室(5)相连。8.根据权利要求1所述的一种基于线性焦耳发动机的航天器集成流体系统，其特征在于：所述气氢分流装置(15)通过外燃室供氢阀(9)与外燃室(5)相连。9.根据权利要求1所述的一种基于线性焦耳发动机的航天器集成流体系统，其特征在
于：所述氢换热器(6)和氧换热器(7)换热后的乏气在排气沉底喷管(11)前汇合后进入排气沉底喷管(11)。10.根据权利要求1-9中任意一项所述的一种基于线性焦耳发动机的航天器集成流体系统，其特征在于：所述外燃室(5)、贮箱增压控制器(20)及所有的阀均与总控器(1)相连，所述线性发电机(2)与可充电电池(3)相连。

技术总结
本发明提出了一种基于线性焦耳发动机的航天器集成流体系统，属于航空航天领域。它包括线性发电机、自由活塞膨胀机、自由活塞压缩机、外燃室、氢换热器、氧换热器、排气沉底喷管、高压储氧气瓶、高压储氢气瓶、姿控发动机、沉底发动机、轨道机动发动机、液氧贮箱和液氢贮箱，所述自由活塞压缩机、自由活塞膨胀机和线性发电机通过轴相连，所述自由活塞压缩机和自由活塞膨胀机中的活塞固定在轴上，所述液氧贮箱和液氢贮箱分别与自由活塞压缩机的左压缩缸供氧阀和右压缩缸供氢阀相连，所述自由活塞压缩机压缩后的气和氧气氢分别通过左压缩缸排氧阀和右压缩缸排氢阀排出。它主要用于航天器集成流体系统。成流体系统。成流体系统。


技术研发人员：刘龙 楚为盛 谭富升 吴錾 崔光浩
受保护的技术使用者：哈尔滨工程大学
技术研发日：2023.02.01
技术公布日：2023/6/7