集推進和發電兩用的空間超臨界二氧化碳核動力系統的製作方法
2023-06-19 13:31:25 2
1.本發明涉及空間探索活動中應用的動力循環系統技術領域，具體涉及集推進和發電兩用的空間超臨界二氧化碳核動力系統。
背景技術：
2.加快空間利用進度，大力開展航天航空活動和空間探測技術是佔領技術前沿的迫切需求，空間探索活動中最重要的就是動力循環系統的應用。鑑於「空間活動」所在的特殊背景，要求探測設備更具安全性和高效性，尤其對體積的限制和系統結構的簡化提出了更高的要求。傳統的空天動力設備大多採用電推進和化學燃料推進，如典型的固體火箭或液體火箭，需要攜帶大量的燃料來實現升空，比衝和推力都無法實現最大化，而整個艙內其他設備用電還需額外的電力支持。
技術實現要素：
3.本發明所要解決的技術問題是：傳統的空天動力設備大多採用電推進和化學燃料推進，需要攜帶大量的燃料來實現升空，體積較大，整個艙內其他設備用電還需額外的電力支持，本發明提供了解決上述問題的集推進和發電兩用的空間超臨界二氧化碳核動力系統，簡化了系統結構，實現了集推進和發電於一體的動力轉換系統，實現能量的最大化利用，且採用超臨界二氧化碳作為二迴路熱電轉換系統的工質，極大縮小了系統的體積，便於系統實現模塊化，可用於應用於航天航空設備和空間探測領域。
4.本發明通過下述技術方案實現：
5.集推進和發電兩用的空間超臨界二氧化碳核動力系統，包括：反應堆，用於加熱輸入其中的推進工質；其一側輸出端用於輸出加熱後的推進工質，用於作為推進動力；其另一側輸出端用於輸出加熱後的推進工質，用於作為發電熱源；預熱器，用於實現推進工質原料和作為發電熱源的推進工質之間的熱交換；超臨界二氧化碳布雷頓循環系統，用於利用預熱器換熱後的作為發電熱源的推進工質作為熱源發電；泵，用於將被超臨界二氧化碳布雷頓循環系統利用後的推進工質循環回流入反應堆。
6.本技術主要包括推進模塊和發電模塊，兩模塊共用一個核反應堆，兩模塊耦合構成集推進和發電兩用的空間超臨界二氧化碳核動力系統，可用於航空航天設備和空間探測器等。推進模塊採用推進工質(如液氫)作為推進劑，經反應堆加熱後由噴管噴出產生推力；發電模塊是工質為二氧化碳的再壓縮布雷頓循環，利用堆芯的餘熱進行熱電轉換，為航天設備及內部人員的活動所需提供電力。
7.本技術相比於傳統的化學推進，核動力推進系統可攜帶少量燃料實現大推力和高比衝，超臨界二氧化碳再壓縮布雷頓熱電轉換循環的利用極大的減小了系統的體積，提高熱電轉換效率。該系統主要應用於航天航空設備和空間探測器，兩模塊的耦合結構，利用堆芯餘熱發電，大大提高了能量利用率，為航天設備的一體化、多用化和小型化提供了支持。
8.進一步可選地，反應堆的一側輸出端用於連接噴嘴，用於輸出被加熱推進工質產
生的推力；預熱器的冷側輸入端用於輸入推進工質；預熱器的冷側輸出端通過管線連接至反應堆的輸入端；反應堆的另一側輸出端通過管線連接至預熱器的熱側輸入端；預熱器的熱側輸出端連接至超臨界二氧化碳布雷頓循環系統的換熱器的熱側輸入端；換熱器的熱側輸出端通過管線連接至泵的輸入端；泵的輸出端連接至反應堆的另一輸入端。
9.進一步可選地，還包括屏蔽件，用於實現反應堆與超臨界二氧化碳布雷頓循環系統之間的核輻射屏蔽。
10.進一步可選地，還包括氣液分離裝置，用於對從反應堆輸出的作為發電熱源的推進工質進行除液，除液後的推進工質用於輸送至預熱器。
11.進一步可選地，反應堆的另一側輸出端通過管線連接氣液分離裝置的輸入端，氣液分離裝置的輸出端通過管線連接至預熱器的熱側輸入端。
12.進一步可選地，超臨界二氧化碳布雷頓循環系統包括：中間換熱器，所述中間換熱器用於實現預熱器換熱後的推進工質與二氧化碳進行熱量交換。
13.進一步可選地，所述超臨界二氧化碳布雷頓循環系統包括：中間換熱器，所述中間換熱器用於實現預熱器換熱後的推進工質與二氧化碳進行熱量交換。
14.進一步可選地，所述超臨界二氧化碳布雷頓循環系統還包括高溫回熱器、低溫回熱器、冷卻器、主壓縮機、再壓縮機、汽輪機和電機；中間換熱器的熱側輸入端通過管線連接至預熱器的熱側輸出端；中間換熱器的熱側輸出端通過管線連接至泵的輸入端；中間換熱器的冷側輸出端通過管線連接至汽輪機的工作介質輸入端，汽輪機的工作介質輸出端通過管線連接至高溫回熱器的熱側輸入端；高溫回熱器的熱側輸出端通過管線連接至低溫回熱器的熱側輸入端；低溫回熱器的熱側輸出端設置兩條分支管線：通過一條分支管線連接至再壓縮機的輸入端，再壓縮機的輸出端通過管線連接至高溫回熱器的冷側輸入端；通過另一條分支管線連接至冷卻器的輸入端，冷卻器的輸入端通過管線連接至主壓縮機的輸入端，主壓縮機的輸出端通過管線連接至低溫回熱器的冷側輸入端；低溫回熱器的冷側輸出端連接至高溫回熱器的冷側輸入端；高溫回熱器的冷側輸出端連接至中間換熱器的冷側輸入端；汽輪機的動力輸出端與電機連接。
15.進一步可選地，還包括輻射散熱器，用於與冷卻器進行熱量交換。
16.進一步可選地，包括至少兩組獨立的超臨界二氧化碳布雷頓循環系統，超臨界二氧化碳布雷頓循環系統均以預熱器換熱後的作為發電熱源的推進工質作為熱源發電。
17.本技術發電模塊(即兩組超臨界二氧化碳布雷頓循環系統)採用對稱的雙環路設計，可用於一用一備或滿足大功率發電要求。
18.本發明具有如下的優點和有益效果：
19.1、本發明提供的集推進和發電兩用的空間超臨界二氧化碳核動力系統，實現推進和發電的雙模式工作或間歇式工作。本發明的空間超臨界二氧化碳核動力系統極大程度的減小了航天設備的體積，首先，相比於化學推進，本系統只需搭載少量核燃料；其次，二迴路的超臨界二氧化碳再壓縮布雷頓循環系統具有體積小、效率高、易於實現模塊化建設等技術優勢；再次，兩種工作模式共用一個核反應堆，實現了能量的最大化利用。
20.2、本發明提供了一種應用於空間設備的集推進和發電兩用的超臨界二氧化碳核動力系統，簡化了系統結構，實現了集推進和發電於一體的動力轉換系統，實現能量的最大化利用，且採用超臨界二氧化碳作為二迴路熱電轉換系統的工質，極大縮小了系統的體積，
便於系統實現模塊化。可應用於航空航天設備和空間探索活動。所提出的超臨界二氧化碳核動力系統適合在宇宙空間探索設備中應用，適合進行空間活動的飛行器、探測器等設備所需的動力系統。
附圖說明
21.此處所說明的附圖用來提供對本發明實施例的進一步理解，構成本技術的一部分，並不構成對本發明實施例的限定。在附圖中：
22.圖1為本發明的集推進和發電兩用的空間超臨界二氧化碳核動力系統。
23.附圖中標記及對應的零部件名稱：
24.1-噴嘴，2-反應堆，3-推力，4-屏蔽件，5-汽液分離裝置，6-推進工質儲箱，7-泵，9-預熱器，10-發電機，11-汽輪機，12-電機，13-再壓縮機，14-主壓縮機，15-冷卻器，16-低溫回熱器，17-高溫回熱器，18-中間換熱器，19-輻射散熱器。
具體實施方式
25.為使本發明的目的、技術方案和優點更加清楚明白，下面結合實施例和附圖，對本發明作進一步的詳細說明，本發明的示意性實施方式及其說明僅用於解釋本發明，並不作為對本發明的限定。
26.在以下描述中，為了提供對本發明的透徹理解闡述了大量特定細節。然而，對於本領域普通技術人員顯而易見的是：不必採用這些特定細節來實行本發明。在其他實施例中，為了避免混淆本發明，未具體描述公知的結構、電路、材料或方法。
27.實施例1
28.本實施例提供了一種集推進和發電兩用的空間超臨界二氧化碳核動力系統，包括：
29.反應堆2，用於加熱輸入其中的推進工質；其一側輸出端用於輸出加熱後的推進工質，用於作為推進動力；其另一側輸出端用於輸出加熱後的推進工質，用於作為發電熱源。
30.預熱器9，用於實現推進工質原料和作為發電熱源的推進工質之間的熱交換；此處所指的推進工質原料，是指最初輸入反應堆2的推進工質。
31.超臨界二氧化碳布雷頓循環系統，用於利用預熱器9換熱後的作為發電熱源的推進工質作為熱源發電。
32.泵7，用於將被超臨界二氧化碳布雷頓循環系統利用後的推進工質循環回流入反應堆2。
33.反應堆2的一個輸出端用於連接噴嘴1，用於輸出被加熱推進工質產生的推力。預熱器9的冷側輸入端用於輸入推進工質原料；預熱器9的冷側輸出端通過管線連接至反應堆2的輸入端。反應堆2的另一個輸出端通過管線連接至預熱器9的熱側輸入端；預熱器9的熱側輸出端連接至超臨界二氧化碳布雷頓循環系統的換熱器的熱側輸入端；換熱器的熱側輸出端通過管線連接至泵7的輸入端；泵7的輸出端連接至反應堆2的另一個輸入端。
34.作為優選方案，還設置噴嘴1和推進工質儲箱6，噴嘴1設置在反應堆2的一個輸出端上。推進工質儲箱6用於存儲推進工質，如液氫；推進工質儲箱6的輸出端通過管線連接至反應堆2的一個輸入端。
35.實施例2
36.本實施例提供了一種集推進和發電兩用的空間超臨界二氧化碳核動力系統，在實施例1的基礎上進一步設計，還包括屏蔽件4、氣液分離裝置5。
37.預熱器9至反應堆2的輸入端的管線、反應堆2至氣液分離裝置5的管線位於屏蔽件4的一側，泵7至反應堆2的管線位於屏蔽件4的另一側。
38.氣液分離裝置5，用於對從反應堆2輸出的作為發電熱源的推進工質進行除液，除液後的推進工質用於輸送至預熱器9。反應堆2的另一側輸出端通過管線連接氣液分離裝置5的輸入端，氣液分離裝置5的輸出端通過管線連接至預熱器9的熱側輸入端。
39.實施例3
40.本實施例提供了一種集推進和發電兩用的空間超臨界二氧化碳核動力系統，在實施例2的基礎上進一步設計，超臨界二氧化碳布雷頓循環系統包括：中間換熱器18、高溫回熱器17、低溫回熱器16、冷卻器15、主壓縮機14、再壓縮機13、汽輪機11、電動機12和輻射散熱器19。
41.中間換熱器18用於實現預熱器9換熱後的推進工質與二氧化碳進行熱量交換。中間換熱器18的熱側輸入端通過管線連接至預熱器9的熱側輸出端；中間換熱器18的熱側輸出端通過管線連接至泵7的輸入端；中間換熱器18的冷側輸出端通過管線連接至汽輪機11的工作介質輸入端，汽輪機11的工作介質輸出端通過管線連接至高溫回熱器17的熱側輸入端。
42.高溫回熱器17的熱側輸出端通過管線連接至低溫回熱器16的熱側輸入端。
43.低溫回熱器16的熱側輸出端設置兩條分支管線：通過一條分支管線連接至再壓縮機13的輸入端，再壓縮機13的輸出端通過管線連接至高溫回熱器17的冷側輸入端；通過另一條分支管線連接至冷卻器15的輸入端，冷卻器15的輸入端通過管線連接至主壓縮機14的輸入端，主壓縮機14的輸出端通過管線連接至低溫回熱器16的冷側輸入端。
44.低溫回熱器16的冷側輸出端連接至高溫回熱器17的冷側輸入端；高溫回熱器17的冷側輸出端連接至中間換熱器18的冷側輸入端。
45.汽輪機11的動力輸出端與電動機12連接。
46.輻射散熱器19，用於與冷卻器15進行熱量交換，設置在冷卻器15附近。
47.再壓縮機13和主壓縮機14同軸設置。
48.如圖1所示，本實施例的集推進和發電兩用的空間超臨界二氧化碳核動力系統由包括兩組獨立的超臨界二氧化碳布雷頓循環系統，超臨界二氧化碳布雷頓循環系統均以預熱器9換熱後的作為發電熱源的推進工質作為熱源發電。整個系統大致可以分為兩部分：一是上半部分的推進模塊，二是下半部分的發電模塊。發電模塊設計了雙環路超臨界二氧化碳再壓縮布雷頓循環，可通過閥門調節實現一備一用的模式，也可實現雙環路模塊同時發電，提供更大的輸出功率。兩組超臨界二氧化碳布雷頓循環系統的中間換熱器18的熱側輸出端通過管線連接至總管線，總管線連接至泵7的輸入端。
49.該系統的工作原理如下：
50.當航天設備進行升空需要推力時，推進模塊工作，液氫從推進工質儲箱6被送至預熱器9進行預熱後進入反應堆2吸熱，吸收足夠熱量的氫在噴管1膨脹噴出，將吸收的熱能轉換為動能，產生推力3。
51.當太空飛行器穩定運行進入預設軌道時，發電模塊可利用堆芯裂變餘熱進行發電，具體為從反應堆2吸熱後的部分氫經汽體分離裝置5進行氣液分離，經過預熱器9進入中間換熱器18與二迴路的二氧化碳進行熱量交換，由此完成一迴路和二迴路的熱量傳遞，吸收了熱量的二氧化碳進入汽輪機11做功，帶動發電機10工作進行發電，做功後的低壓高溫氣體依次經過高溫回熱器17、低溫回熱器16。在高溫回熱器17和低溫回熱器16中同冷側氣體進行熱量交換後分成兩路：一路直接進入再壓縮機13進行增壓；一路進入冷卻器15進行冷卻，同時冷卻器15與輻射散熱器19進行熱量交換，冷卻後的低溫低壓氣體進入主壓縮機14增壓，增壓後的低溫高壓氣體進入高溫回熱器16與來自再壓縮機13的氣體混合後一起進入高溫回熱器17。最後再進入中間換熱器18吸收熱量，完成整個循環的熱量交換。
52.如此就實現了推進和發電的雙模式循環，且推進模塊和發電模塊易於實現模塊化，共用一個反應堆也能實現控制和切換，充分利用了整個反應堆的熱量。發電模塊採用超臨界二氧化碳再壓縮布雷頓循環，由於超臨界二氧化碳工質的特殊性，能夠大大減小壓縮機的體積，在中等壓縮機入口溫度就能達到較高的循環效率，而再壓縮布雷頓循環不僅能解決換熱的夾點問題，還利用回熱大大提高了循環效率，結構簡單且便於實現。
53.以上所述的具體實施方式，對本發明的目的、技術方案和有益效果進行了進一步詳細說明，所應理解的是，以上所述僅為本發明的具體實施方式而已，並不用於限定本發明的保護範圍，凡在本發明的精神和原則之內，所做的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發明的保護範圍之內。