一种核热推进系统中的预热装置

摘要

一种核热推进系统中的预热装置，包括进气管道、供气母管、入口管道、预热腔室、出口管道和喷管；气体储箱中的气体冷却剂通过进气管道进入系统，进气管道与供气母管相连；供气母管与预热腔室之间通过多个入口管道相连；预热腔室位于喷管壁面内，在预热腔室中，低温气体吸收来自喷管内高温流体的热量实现预热，再从出口管道流出，进入核热推进反应堆堆芯；喷管用于将高温气体的内能转化为动能。该发明通过设计环形供气母管，解决了冷却剂在预热腔室中流量分配不均匀的问题，增强了喷管壁面预热冷却剂的能力，还可以减少由温度梯度产生的热应力对喷管材料的影响，提高核热推进系统的效率，增强安全性。

说明书

技术领域

本发明涉及核热推进技术领域，具体涉及一种核热推进系统中的预热装置。

背景技术

随着人类空间活动的日益增加，当前的化学推进、电推进的空间推进方式已经无法满足人类的需求，核热推进具有比冲大、推力大的特点，在未来的空间任务中必将扮演重要的角色。由于太空为真空环境，核热推进器需要携带一个储存冷却剂的容器，而为了减少航天器的重力，冷却剂往往选择分子质量小的气体，如氢气、二氧化碳。这些气体在储气罐中往往处于低温状态，若直接进入堆芯必将大大降低反应堆的效率，因此必须经过一个预热的过程。

核热推进器尾部装有一个喷管，用来将高温气体的内能转化为动能，推动飞行器飞行。喷管内的流体温度往往能达到上千K，正如核电系统中用高温水预热低温水一样，现有的设计方案利用喷管内的高温流体预热刚刚流入系统的冷却剂，低温气体从储气箱中流出后经过预热，吸收来自喷管内高温气体的热量，温度能提高上百K。但是如何设计预热装置这一问题，国内外学者研究的并不深入。在某种方案中，设计者在喷管壁面上铺设多根平行不等径的环形管道，低温气体在这些管道中预热，但由于喷管壁面与低温气体之间多了管道壁面这一层热阻，换热能力必然很低。还有一种方案，就是在喷管壁面内挖出一块空间，将低温气体注入这一空间，用高温的喷管壁面直接加热气体，但是由于壁面与低温气体的温差过大，若气体在该空间内的流量分配不均匀，容易出现局部换热能力过强、其他位置因流量小换热能力较差的现象，极易造成严重的流动不稳定，影响系统的稳定性，同时喷管壁面会出现局部低温区，产生较强的周向热应力，危害喷管的结构安全。

在种种设计方案中，使用喷管壁面直接预热低温气体必然是最高效的方式，而这一方案需要研究者合理地设计预热装置，其关键在于如何让低温流体均匀地流入喷管壁面内用来预热的空腔。气体的定压热膨胀率相较于液体更高，而低温气体与高温壁面间较大的温差又会带来较大的热流密度，正如上文所述，若气体在预热腔室内分布不均匀，出现局部流量过高的情况，其对系统稳定性以及材料安全的危害是非常严重的。低温气体经由泵从储气箱中抽出后，通过一根管道进入核热推进系统中，如何将管道中的低温气体注入到喷管壁面内的预热腔室，应该合理设计预热装置，确保气体均匀地与喷管壁面接触，保证系统的稳定性、设备的安全性。

发明内容

本发明的目的是针对核热推进系统流体初始温度低、堆芯温度高、系统高度集成这一特殊情况，设计一种预热装置，利用喷管内高温流体预热从储气箱中流出的低温流体，并保证低温流体能均匀地进入预热腔室，防止对系统的稳定性、设备的安全性产生危害。

为了达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种核热推进系统中的预热装置，所述预热装置设置在核热推进反应堆堆芯6下部，包括进气管道1、供气母管2、入口管道3、预热腔室4、出口管道5和喷管7；所述进气管道1与供气母管2相连通，来自气体储箱中的低温气体冷却剂通过进气管道1进入供气母管2；所述供气母管2环绕设置在预热腔室4下部，所述预热腔室4环绕设置在喷管7外周圈，供气母管2与预热腔室4之间通过多个入口管道3相连通，预热腔室4上部通过多个出口管道5连通核热推进反应堆堆芯6，核热推进反应堆堆芯6下部连通喷管7；在预热腔室4中，低温气体吸收来自喷管7内高温气体的热量实现预热；所述喷管7用于将高温气体的内能转化为动能。

所述预热腔室4是喷管7壁面内的环形空腔。

所述供气母管2上布置有4-6根入口管道3，用于将低温气体均匀地注入预热腔室4内。

所述入口管道3中，与进气管道1相邻两根入口管道的夹角，大于其它管道间夹角10°～30°。

所述出口管道5的数量比入口管道3的数量多2-5根，且出口管道5在预热腔室4周向上均匀布置。

所述入口管道3与预热腔室4之间、预热腔室4与出口管道5之间，沿气体流动方向流道与预热腔室4壁面间的夹角为锐角。

和现有技术相比较，本发明具备如下优点：

1、本发明的预热装置，采用供气母管分配流量。从储气箱中流出的低温气体先进入供气母管，在核热推进系统的周向上分布均匀，再通过入口管道进入预热腔室，流量分配相较于现有技术较为均匀，不会导致换热腔室内局部换热能力过强引入的核热推进系统不稳定性，有利于减小喷管壁面的热应力。

2、本发明的预热装置，在喷管壁面中装有大空间的环形预热腔室，增加了换热面积，增强了预热装置预热低温流体的能力，提高核热推进系统的入口流体参数，提高效率。

3、本发明的预热装置，通过合理设计入口管道与出口管道的数量及入口管道在供气母管上的周向布置，可有效地提高流量分配的均匀性，增加核热推进系统的稳定性。

4、本发明的预热装置，入口管道与出口管道中流体的流动方向，与在预热腔室中流体流动方向的夹角为锐角，有效地减小了预热过程中阻力带来的能量损失。

附图说明

图1为本发明一种核热推进系统中的预热装置的结构示意图。

图2为本发明一种核热推进系统中的预热装置的预热腔室局部示意图。

图3为一种核热推进系统的系统示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细的说明：

如图3所示，本发明预热装置应用于一种核热推进系统，低温氢工质从储氢罐流出后进入本发明所述预热装置，吸收来自喷管内高温流体的热量，之后进入核热推进反应堆堆芯，在堆芯内进一步加热；从堆芯流出的高温流体进入喷管，将内能转化为动能，推动航天器飞行器。

如图1所示，本发明一种核热推进系统中的预热装置，包括进气管道1、供气母管2、入口管道3、预热腔室4、出口管道5和喷管7；所述进气管道1与供气母管2相连通，来自气体储箱中的低温气体冷却剂通过进气管道1进入供气母管2；所述供气母管2环绕设置在预热腔室4下部，所述预热腔室4环绕设置在喷管7外周圈，供气母管2与预热腔室4之间通过多个入口管道3相连通，预热腔室4上部通过多个出口管道5连通核热推进反应堆堆芯6，核热推进反应堆堆芯6下部连通喷管7；在预热腔室4中，低温气体吸收来自喷管7内高温气体的热量实现预热；所述喷管7用于将高温气体的内能转化为动能。

作为本发明的优选实施方式，所述预热腔室4是喷管7壁面内的环形空腔，其局部结构如图2所示，喷管7内高温气体的热量通过喷管壁面传递给预热腔室4中的低温气体，实现预热。

作为本发明的优选实施方式，所述供气母管2上布置有4-6根入口管道3，用于将低温气体均匀地注入预热腔室4内。

作为本发明的优选实施方式，所述供气母管2内，与进气管道1距离越远，气体流量越小；所述入口管道3中，与进气管道1相邻两根管道的夹角，大于其它管道间夹角10°～30°，有利于气体在各入口管道内的流量均匀分配。

预热后的流体温度升高，密度减小，体积增大，相同流量对应的流动截面增大，所述出口管道5的数量比入口管道3的数量多2-5根；出口管道5在预热腔室4周向上均匀布置，有利于预热后的气体均匀地进入核热推进反应堆堆芯6。

所述入口管道3与预热腔室4之间、预热腔室4与出口管道5之间，沿气体流动方向流道与预热腔室4壁面间的夹角为锐角，有利于减少局部阻力带来的能量损失。

以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施方式仅限于此，对于本发明所属技术领域中的普通技术人员来说，只要在本发明的实质精神范围之内，对以上所述实施例的变化和变型都应当视为在本发明的权利要求书范围内。