專利名稱：空間隱身飛行技術(shù)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及空間飛行技術(shù)領(lǐng)域，特別適用于高真空微重力環(huán)境下空間飛行 器安全飛行且不被各種探測系統(tǒng)發(fā)現(xiàn)的技術(shù)，具體說是一種空間隱身飛行技術(shù) 方法。
背景技術(shù)：
目前，空間探測主要有雷達(dá)探測、可見光探測、'激光探測、紅外探測、聲 波探測等各種偵察探測技術(shù)，用于探測和發(fā)現(xiàn)空間飛行物體，相應(yīng)地空間反探
測技術(shù)手段也針鋒相對，運(yùn)用各種反探測方法實(shí)現(xiàn)飛行器的隱身安全飛行，不 被各種探測技術(shù)手段發(fā)現(xiàn)。在國際上，反雷達(dá)探測技術(shù)已經(jīng)比較成熟，而其它 探測方法由于運(yùn)用場合、應(yīng)用條件等各種因素限制不能有效運(yùn)用于空間飛行器， 使飛行器很難實(shí)現(xiàn)多方位隱身飛行目的。有研究認(rèn)為在飛行過程中，降低飛 行器表面溫度能大幅度地降低飛行器自身的紅外輻射，從而有效降低飛行器在 反探測系統(tǒng)中紅外探測波段總的輻射強(qiáng)度，最終有效縮短紅外探測距離。但是 當(dāng)飛行器表面溫度降低到一定程度后，飛行器反射的背景輻射便成為飛行器的 主要紅外特征，如果在此基礎(chǔ)上降低飛行器表面的紅外反射率，便能更有效的 縮短反紅外探測系統(tǒng)的探測距離。
然而運(yùn)用深冷劑相變制冷的空間冷屏蔽系統(tǒng)來實(shí)現(xiàn)飛行器紅外隱身并非易 事，由于飛行器在起動及穩(wěn)定飛行過程中具有復(fù)雜的氣動傳熱工況，所以冷屏 中低溫流體處于激烈的相變及多相流動狀態(tài)并伴隨有壓力及溫度的劇烈變化， 不斷產(chǎn)生大量的飽和蒸汽及過熱蒸汽，含濕蒸汽及過熱蒸汽在變壓變溫過程中 不段向外排放同時造成空間飛行擾動問題、振動問題、壓力突升問題、制冷劑 固化問題、表面溫度分布不均問題、汽液兩相流問題、空間復(fù)雜傳熱問題、氣 動摩擦傳熱問題、過熱過冷問題、加注防霜問題等等復(fù)雜問題。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明在反雷達(dá)探測技術(shù)研究的基礎(chǔ)上，將反可見光探測、反激光探測及 反紅外探測技術(shù)與反雷達(dá)探測技術(shù)相結(jié)合，實(shí)現(xiàn)飛行器的多方位隱身目的，重 點(diǎn)突破紅外隱身技術(shù)，對實(shí)現(xiàn)紅外隱身技術(shù)的空間低溫冷屏蔽技術(shù)的近三相點(diǎn) 制冷技術(shù)進(jìn)行系統(tǒng)的研究，解決開式空間相變制冷過程中近三相點(diǎn)制冷技術(shù)方法，解決變壓、變溫、變流量的空間動態(tài)制冷過程中的制冷機(jī)理問題及低溫流 體流動過程中空間排放技術(shù)難題，使空間開式相變制冷過程相對穩(wěn)定、高效且 易于控制，飛行軌跡不因蒸汽排放而產(chǎn)生影響。近三相點(diǎn)制冷技術(shù)方法能夠有 效控制冷屏內(nèi)飽和蒸汽壓力，充分利用節(jié)流后的冷量，充分提高冷屏表面換熱 效率，有利于蒸汽顯熱的利用，有利于降低系統(tǒng)內(nèi)絕對壓力，減輕系統(tǒng)的重量 及管路負(fù)荷，滿足冷屏蔽系統(tǒng)的表面溫度要求，防止系統(tǒng)內(nèi)制冷劑固化，更重 要的是近三相點(diǎn)制冷技術(shù)能夠滿足空間冷蒸汽穩(wěn)定排放要求，不會產(chǎn)生汽液兩 相空間噴射現(xiàn)象，能夠滿足冷蒸汽擴(kuò)壓后均勻分配并排放的目的，能夠減小氣 流造成的振動、噪音及對飛行器的擾動影響，實(shí)現(xiàn)了飛行器的多方位隱身飛行。
本發(fā)明的技術(shù)問題通過下述技術(shù)方案解決
一種空間隱身飛行技術(shù)方法，其特征在于包括
a、 紅外隱身技術(shù)，采用空間冷屏蔽系統(tǒng)近三相點(diǎn)制冷技術(shù)方法，所述近三 相點(diǎn)制冷技術(shù)方法主要由地面加注過程，地面帶壓加注過程，起動過程及穩(wěn)定 飛行過程組成，各過程由分層蓄液方法、飽和蒸汽出口管路擴(kuò)壓分流方法、冷 蒸汽排放控制方法、過熱蒸汽二次擴(kuò)壓分流方法完成；
b、 反雷達(dá)隱身技術(shù)； C、反可見光隱身技術(shù)； d、反激光探測技術(shù)。
所述空間冷屏蔽系統(tǒng)是在飛行器外表加裝深冷劑夾層，夾層由蓮花形單個 冷屏葉片組合而成圓錐形，每個獨(dú)立的葉片頂部安裝有冷蒸汽排放控制機(jī)構(gòu)， 葉片內(nèi)部安裝有二次擴(kuò)壓分流管路，二次擴(kuò)壓分流管路上端與設(shè)在冷屏頂部的 一次擴(kuò)壓腔連通，下端與設(shè)在冷屏底部的二次擴(kuò)壓器連通。
所述地面帶壓加注過程為選擇加注壓力為制冷劑三相點(diǎn)飽和蒸汽壓力， 在一次擴(kuò)壓腔上方設(shè)置加注口，加注口與制冷劑貯液層連通，在一次擴(kuò)壓腔下 方冷屏外壁上設(shè)置加注口 ，加注口與冷屏內(nèi)部分層貯液層連通。
所述的起動過程為運(yùn)用雙壓控制減壓閥高壓控制壓力來控制氣動摩擦傳 熱及環(huán)境壓力變化時所產(chǎn)生的過冷沸騰或過熱沸騰現(xiàn)象，低壓控制壓差為制冷 劑三相點(diǎn)對應(yīng)飽和壓力，高壓控制壓差為地面環(huán)境大氣壓。
所述的穩(wěn)定飛行過程，是在飛行過程中雙壓控制減壓閥的低壓控制壓力為 制冷劑三相點(diǎn)對應(yīng)飽和蒸汽壓力，蒸發(fā)溫度為制冷劑三相點(diǎn)對應(yīng)的飽和溫度，制冷劑沸點(diǎn)與三相點(diǎn)重合。
所述分層蓄液方法 一是在冷屏夾層的內(nèi)表面設(shè)置分層蓄液夾層，蓄液夾 層開口向上，夾層內(nèi)填充毛細(xì)多孔材料。
所述飽和蒸汽出口管路擴(kuò)壓分流方法為運(yùn)用二次擴(kuò)壓分流管路控制擴(kuò)壓 后飽和蒸汽速度及壓力，控制出口氣流速度為70 8Qm/s，控制節(jié)流后壓力為三 相點(diǎn)壓力的1/5至1/15。
所述的二次擴(kuò)壓分流管路由二次擴(kuò)壓進(jìn)氣管路、二次擴(kuò)壓器、擴(kuò)壓器內(nèi)毛 細(xì)多孔介質(zhì)、二次擴(kuò)壓排氣管路組成，二次擴(kuò)壓進(jìn)氣管路出口與二次擴(kuò)壓器進(jìn) 口接通，二次擴(kuò)壓器出口與二次擴(kuò)壓排氣管路進(jìn)口接通，二次擴(kuò)壓器內(nèi)裝毛細(xì) 多孔介質(zhì)。
所述冷蒸汽排放控制為在冷屏蔽系統(tǒng)的冷屏葉片頂部并列安裝有雙壓控
制減壓閥、極限壓力控制閥、極限溫度控制閥三個閥門，組成冷蒸汽排放控制 機(jī)構(gòu)。
所述反雷達(dá)隱身技術(shù)方法、反可見光隱身技術(shù)方法及反激光探測隱身技術(shù)
方法為冷屏內(nèi)外層均采用非金屬碳纖維玻璃鋼制成，冷屏頂部及底部采用流
線型，表面涂有0.01mm厚鈉米氧化鋁涂層，涂層外通過低溫導(dǎo)熱膠貼有邊長為 2cm的正六邊形蜂窩狀隱身防護(hù)平板，防護(hù)板以0. 5mm透明石英玻璃為主體面向 空間，表面依次有0.07um銀涂層、2mm鎳鈷鐵氧體涂層。


圖l為本發(fā)明結(jié)構(gòu)示意圖2為冷屏剖示示意圖3為冷屏整體分層蓄液示意圖； 圖4為擴(kuò)壓腔內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖5為二次擴(kuò)壓迸氣管路與擴(kuò)壓腔連接示意圖6為二次擴(kuò)壓分流管路分部示意圖7為冷蒸汽排放控制機(jī)構(gòu)示意圖8為蓮花型冷屏葉片結(jié)構(gòu)示意圖9為冷屏外層表面模塊示意圖10為蜂窩狀表面模塊示意圖ll為加注口分布示意圖。本發(fā)明釆用近三相點(diǎn)制冷技術(shù)方法能夠減輕系統(tǒng)的重量及管路負(fù)荷，有效 控制冷屏內(nèi)飽和蒸汽壓力，充分利用節(jié)流后的冷量，提高冷屏表面換熱效率及 系統(tǒng)制冷效率，有利于降低系統(tǒng)內(nèi)絕對壓力，防止系統(tǒng)內(nèi)制冷劑固化，系統(tǒng)能 夠減小氣流造成的振動、噪音及對飛行器的擾動影響，不會產(chǎn)生汽液兩相空間 噴射現(xiàn)象，同時系統(tǒng)能夠滿足冷蒸汽擴(kuò)壓后均勻分配并排放的目的，滿足冷屏 蔽系統(tǒng)的表面溫度要求。此外分層蓄液可以減小飽和蒸汽的流動阻力，進(jìn)而減 小飛行器超重狀態(tài)起動過程中制冷劑由過冷向過熱過程轉(zhuǎn)變時造成的液泛及噴 射問題，也可用于解決變壓、變溫、變流量的空間動態(tài)開式制冷過程中低溫流 體在夾層內(nèi)的流動排放所帶來的技術(shù)難題，提高空間傳熱效率，提高空間相變
制冷效率，實(shí)現(xiàn)空間制冷的相對穩(wěn)定，表面溫度的有效控制等問題。
具體實(shí)施例方式
本發(fā)明為一種空間隱身飛行技術(shù)方法，包括
a、 紅外隱身技術(shù)，采用空間冷屏蔽系統(tǒng)近三相點(diǎn)制冷技術(shù)方法，所述近三
相點(diǎn)制冷技術(shù)方法主要由地面加注過程，地面帶壓加注過程，起動過程及穩(wěn)定 飛行過程組成，各過程由分層蓄液方法、飽和蒸汽出口管路擴(kuò)壓分流方法、冷
蒸汽排放控制方法、過熱蒸汽二次擴(kuò)壓分流方法完成；
b、 反雷達(dá)隱身技術(shù)； C、反可見光隱身技術(shù)； d、反激光探測技術(shù)。 一、紅外隱身技術(shù)
紅外隱身主要采用空間冷屏蔽系統(tǒng)近三相點(diǎn)制冷技術(shù)方法，所述冷屏蔽系 統(tǒng)是在飛行器外表加裝深冷劑夾層32,夾層32由蓮花形單個冷屏葉片20組成， 各冷屏葉片20相對獨(dú)立，每個葉片頂部安裝冷蒸汽排放控制機(jī)構(gòu)，組合形成錐 形整體。葉片20內(nèi)部安裝有二次擴(kuò)壓分流管路8， 二次擴(kuò)壓分流管路8上端與' 設(shè)在冷屏頂部的一次擴(kuò)壓腔9連通，下端與設(shè)在冷屏底部的二次擴(kuò)壓器13連通。 冷屏再入大氣層時以蓮花形開放形式打開分離，以不影響飛行器飛行軌跡。葉 片的數(shù)量可以根據(jù)實(shí)際情況而定，所述三相點(diǎn)制冷技術(shù)方法主要由地面帶壓加 注過程，起動過程及穩(wěn)定飛行過程組成。
1、三個主要制冷過程
a、在地面加注過程中，對于開式加注過程中的設(shè)備，加注口位置在冷屏蔽系統(tǒng)的上部，以有利于制冷劑對流換熱并充分冷卻系統(tǒng)，蒸汽出口也位于冷屏 外表面上部以利于蒸汽充分吸熱。在地面帶壓加注過程中，加注壓力選擇為減 壓閥的低壓開啟壓力即三相點(diǎn)飽和蒸汽壓力。
b、 在起動過程中，加裝雙壓控制減壓閥10對午起動過程中所出現(xiàn)的過冷 沸騰或過熱沸騰現(xiàn)象有明顯的抑止作用，雙壓控制減壓閥IO可以保證系統(tǒng)內(nèi)部 壓力變化相對穩(wěn)定，系統(tǒng)內(nèi)壓力與環(huán)境壓力差為三相點(diǎn)對應(yīng)壓力。由于起動過 程中液體內(nèi)部壓力增大并過冷，從而制冷過程處于靜止?fàn)顟B(tài)，此時減壓閥停止 工作，當(dāng)外界受到強(qiáng)烈氣動摩擦加熱即大熱流密度接近冷屏表面時，此時減壓 閥卸壓工作。在推進(jìn)系統(tǒng)停止的瞬間，超重現(xiàn)象隨之變?yōu)槭е噩F(xiàn)象，液體處于 嚴(yán)重的過熱狀態(tài)，系統(tǒng)內(nèi)部壓力急劇增加，減壓閥高壓控制壓力開始工作，系 統(tǒng)內(nèi)壓力很快降低，液體經(jīng)過熱后壓力即減壓閥低壓控制壓力最終確定在三相
點(diǎn)飽和壓力且處于穩(wěn)定狀態(tài)。
c、 在穩(wěn)定飛行過程中，由于空間環(huán)境為高真空微重力狀態(tài)，雙壓控制減壓 閥內(nèi)部壓力為三相點(diǎn)對應(yīng)飽和蒸汽壓力，蒸發(fā)溫度為三相點(diǎn)對應(yīng)的飽和液體溫 度，控制壓力為三相點(diǎn)飽和蒸汽壓力，即系統(tǒng)內(nèi)部壓力為三相點(diǎn)壓力，外部為 高真空環(huán)境。
2、四種主要制冷方法
上述各過程由分層蓄液方法、冷蒸汽排放控制方法、飽和蒸汽出口管路擴(kuò) 壓分流方法、過熱蒸汽二次擴(kuò)壓分流方法完成。 a、毛細(xì)材料分層蓄液方法
1) 將毛細(xì)材料3按圓環(huán)形分層方式填充于冷屏外表層6與蓄液板1、 2 之間的夾層內(nèi)，夾層開口向上，毛細(xì)材料3浸潤吸液后由液體吸收表面太陽能 輻射熱蒸發(fā)，冷蒸汽沿出口進(jìn)入冷屏內(nèi)夾層32，并沿夾層32流到冷屏頂部出氣 口節(jié)流降壓，降壓后經(jīng)二次擴(kuò)壓進(jìn)氣管路11通過二次擴(kuò)壓器13排入空間。
2) 將毛細(xì)材料3分層安裝于毛細(xì)材料支架5上，支架5表面有利于氣流
流動及導(dǎo)熱的方孔，支架5位于冷屏內(nèi)層與外層之間的夾層32，兩邊留有氣流 通道。吸液后與毛細(xì)材料支架5緊密相貼，蒸發(fā)后飽和蒸汽沿冷屏內(nèi)夾層32流 動到頂部出口節(jié)流，節(jié)流后冷蒸汽沿二次擴(kuò)壓進(jìn)氣管路11冷卻冷屏外表面后， 由底部經(jīng)擴(kuò)壓器13排出。
毛細(xì)材料分層蓄液方法根據(jù)開式空間相變制冷過程中傳熱要求及特點(diǎn)，設(shè)計(jì)分層蓄液裝置，用于解決變壓、變溫、變流量的空間動態(tài)制冷過程中的制冷 劑的有效貯存高效傳熱所帶來的技術(shù)難題。在冷屏外層內(nèi)表面做蓄液夾層1、 2， 根據(jù)傳熱數(shù)值模擬結(jié)果選擇夾層的高度，根據(jù)充裝制冷劑的質(zhì)量多少選擇夾層 的厚度，制冷劑的填充量要根據(jù)開式相變制冷的傳熱特點(diǎn)及空間總傳熱量的大 小來進(jìn)行選擇。
b、冷蒸汽的排放控制方法
所述冷蒸汽排放控制為在冷屏蔽系統(tǒng)的冷屏葉片頂部并列安裝有雙壓控 制減壓閥10、極限壓力控制閥16、極限溫度控制閥15三個閥門，組成冷蒸汽 排放控制機(jī)構(gòu)。低壓控制壓力為制冷劑三相點(diǎn)對應(yīng)飽和蒸汽壓力，如果內(nèi)部壓 力超過此壓力，則閥門自動打開以節(jié)流方式卸壓，從而可以起到節(jié)流制冷效應(yīng)，
產(chǎn)生的冷量被二次擴(kuò)壓進(jìn)氣管路11所吸收，使冷屏表面6溫度維持在制冷劑三 點(diǎn)相點(diǎn)溫度；當(dāng)系統(tǒng)內(nèi)部內(nèi)壓力低于三相點(diǎn)對應(yīng)的飽和壓力時，閥門自動關(guān)閉。
系統(tǒng)吸收外熱后表面溫度升高，內(nèi)部壓力再一次升高，閥門再次打開。雙壓控
制減壓閥10高壓控制壓力為制冷劑環(huán)境溫度下所對應(yīng)的飽和蒸汽壓力值或飽和
蒸汽壓力的某一倍數(shù)，具體倍數(shù)的大小根據(jù)系統(tǒng)惡性傳熱條件下可能造成的最 大壓力的變化情況設(shè)定。雙壓控制減壓閥高壓壓力控制范圍及氣流流量的控制
范圍根據(jù)冷屏內(nèi)傳熱條件確定，當(dāng)壓力超過規(guī)定壓力時，雙壓控制減壓閥io閥
座從閥體彈開，飽和蒸汽以無節(jié)流效應(yīng)的大開口方式排出卸壓，壓力減小后閥 座恢復(fù)原位，低壓節(jié)流閥繼續(xù)工作。
c、飽和蒸汽一次擴(kuò)壓分流方法
飽和蒸汽自冷屏外層6及內(nèi)層17夾層32流經(jīng)出口后進(jìn)入擴(kuò)壓腔9，擴(kuò)壓腔 9內(nèi)裝有毛細(xì)材料3及毛細(xì)材料支架5，飽和蒸汽以極快的速度沖向毛細(xì)材料3 并迅速減速從而達(dá)到改變方向并擴(kuò)壓降噪的目的，擴(kuò)壓后的冷蒸汽冷卻冷屏擴(kuò) 壓腔9外表面后進(jìn)入二次擴(kuò)壓進(jìn)氣管路11。
由于飛行器在空間微重力高真空環(huán)境下工作，系統(tǒng)內(nèi)部飽和蒸汽的排放會 對飛行軌跡產(chǎn)生影響，針對空間冷屏蔽系統(tǒng)近三相點(diǎn)制冷時的飽和蒸汽排放問 題提出飽和蒸汽出口擴(kuò)壓分流技術(shù)方案，飽和蒸汽排放出口或節(jié)流出口蒸汽流 速大，必須進(jìn)行擴(kuò)壓后才能有效分配各支管路，擴(kuò)壓腔9的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)對于飽和 蒸汽的排放具有重要作用，采用傳熱數(shù)值模擬及流場數(shù)值模擬方法確定冷屏蔽 系統(tǒng)內(nèi)的溫度分布梯度及流場參數(shù)分布情況，從而確定冷屏內(nèi)飽和液體的溫度、壓力、出口流速大小及出口截面大小，從而確定出口擴(kuò)壓腔9的位置、大小及 擴(kuò)壓腔內(nèi)毛細(xì)材料3的種類、厚度、毛細(xì)支架5的形狀及與擴(kuò)壓腔9的位置關(guān) 系，從而解決飽和蒸汽出口節(jié)流、擴(kuò)壓并分流問題。 d、 二次擴(kuò)壓分流管路系統(tǒng)
二次擴(kuò)壓分流技術(shù)方案是將一次擴(kuò)壓后冷蒸汽或汽液兩相流通過分散的管 路均勻排出，二次擴(kuò)壓排氣管路12緊貼冷屏夾層外表面，二次擴(kuò)壓進(jìn)氣管路ll 的進(jìn)口位置連接至冷屏內(nèi)一次擴(kuò)壓腔9底部，管路均勻分布于冷屏錐形圓周面 上，氣流經(jīng)過管路后流至二次擴(kuò)壓器13，在二次擴(kuò)壓器13中經(jīng)微擴(kuò)壓均勻分配 后經(jīng)出氣格柵由二次擴(kuò)壓排氣管路排出，二次擴(kuò)壓分流機(jī)構(gòu)緊貼毛細(xì)材料支架 5， 二次擴(kuò)壓分流管路與毛細(xì)材料支架5在底部相聯(lián)結(jié)并以切向關(guān)系與邊緣相連 接。二次擴(kuò)壓排氣管路12接二次擴(kuò)壓器13出口后平行等分圓周排開。擴(kuò)壓器 13中心為圓形出口，用于飛行器與推進(jìn)系統(tǒng)的連接。擴(kuò)壓器13內(nèi)充裝有擴(kuò)壓用
毛細(xì)多孔介質(zhì)。氣流經(jīng)擴(kuò)壓器后經(jīng)毛細(xì)多孔介質(zhì)擴(kuò)壓，最后由排氣格柵進(jìn)入排 氣管路12排出。
毛細(xì)材料支架5與二次擴(kuò)壓分流系統(tǒng)相聯(lián)結(jié)，經(jīng)一次節(jié)流后的冷蒸汽或汽 液兩相在二次擴(kuò)壓進(jìn)氣管路11中充分蒸發(fā)并吸收太陽能過熱后將熱量通過管路 傳遞給毛細(xì)材料支架5，毛細(xì)材料支架5將傳遞的熱量繼續(xù)傳遞給毛細(xì)材料3及 毛細(xì)材料所吸附的液體，從而達(dá)到熱量的有效傳遞。
二次擴(kuò)壓分流管路與冷屏外層6內(nèi)表面或外表面緊密接觸，管路中的冷蒸 汽或氣液兩相可以直接吸收太陽能輻射熱進(jìn)而充分蒸發(fā)與過熱，管路中的冷蒸 汽可以繼續(xù)冷卻冷屏外表面，使外表面溫度分布更加均勻合理，從而達(dá)到節(jié)流 后冷量的進(jìn)一步利用。
冷蒸汽或汽液兩相進(jìn)入擴(kuò)壓器13以后，可以繼續(xù)蒸發(fā)而不至使液體直接排 到空間而造成制冷劑冷量的損失，擴(kuò)壓器13可以起到收集末汽化液體進(jìn)而繼續(xù) 蒸發(fā)。飛行器穩(wěn)定飛行階段，過熱蒸汽通過擴(kuò)壓器13擴(kuò)壓后將冷蒸汽通過二次
擴(kuò)壓排氣管路12均勻排放到空間。擴(kuò)壓器13內(nèi)裝有毛細(xì)多孔介質(zhì)，高速氣流 進(jìn)入擴(kuò)壓器后經(jīng)毛細(xì)多孔介質(zhì)的擴(kuò)壓作用后再經(jīng)排氣格柵進(jìn)入排氣管路12，從 而達(dá)到均勻、無噪、無振、無擾動排放。
二、反雷達(dá)、反可見光及反激光探測技術(shù)方法
反雷達(dá)、反可見光及反激光探測隱身技術(shù)是冷屏內(nèi)層17、外層6均采用非金屬碳纖維玻璃鋼制成，冷屏頂部及底部采用流線型，冷屏表面涂有鈉米氧化
鋁涂層25，涂層25外通過低溫導(dǎo)熱膠24貼有正六邊形蜂窩狀表面模塊30，表 面模塊30以透明石英玻璃21為主體面向空間，表面由內(nèi)向外依次涂有銀涂層 22、鎳鈷鐵氧體涂層23。 工作原理
本發(fā)明所述的飛行器空間隱身飛行技術(shù)方法，主要運(yùn)用反雷達(dá)表面涂層技 術(shù)，反可見光技術(shù)、反激光探測技術(shù)及紅外隱身技術(shù)方法，從而實(shí)現(xiàn)飛行器多 方位隱身的目的。其中紅外隱身技術(shù)方法主要運(yùn)用用空間冷屏蔽技術(shù)方法實(shí)現(xiàn)， 冷屏蔽技術(shù)方法主要利用近三相點(diǎn)制冷技術(shù)方法。
一、紅外隱身方法原理
1、 在地面加注過程中，制冷劑的飽和壓力為環(huán)境壓力，蒸發(fā)溫度為環(huán)境壓 力下的沸點(diǎn)溫度，整個制冷過程處于環(huán)境狀態(tài)下開式相變制冷過程。當(dāng)蒸發(fā)溫 度確定以后，制冷劑處于飽和狀態(tài)，蒸發(fā)溫度為一定值，飽和蒸汽經(jīng)管路換熱 后以排出，蒸汽溫度低于環(huán)境溫度，當(dāng)加注后期冷屏表面溫度恒定后，蒸汽溫 度應(yīng)接近表面溫度，此時蒸汽顯熱能得到充分利用。冷屏蔽系統(tǒng)的上部有加注 口，以有利于制冷劑對流換熱并充分冷卻系統(tǒng)，蒸汽出口也位于冷屏外表面上 部，以利于蒸汽充分吸熱。
2、 在地面帶壓加注過程中，加注壓力的選擇要根據(jù)加注速度及出口大小或 減壓節(jié)流閥的控制壓力選擇加注壓力，防止由于過冷沸騰引起系統(tǒng)內(nèi)過熱蒸汽 的壓力急劇增加。有節(jié)流減壓闊時，加注壓力選擇制冷劑三相點(diǎn)對應(yīng)的飽和蒸 汽壓力，以利于制冷劑加注過程穩(wěn)定及對顯熱的有效利用。減壓閥的低壓開啟 壓力為三相點(diǎn)飽和蒸汽壓力，在地面時顯示為表壓。
3、 在起動過程中，加裝減壓節(jié)流閥對于起動過程中所出現(xiàn)的過冷沸騰或過 熱沸騰現(xiàn)象有明顯的抑止作用，減壓節(jié)流閥以保證系統(tǒng)內(nèi)部壓力變化相對穩(wěn)定 系統(tǒng)內(nèi)壓力與環(huán)境壓力差為三相點(diǎn)對應(yīng)壓力，起動過程中，液體內(nèi)部壓力增大 并過冷，液體過冷,但系統(tǒng)內(nèi)蒸汽壓力隨環(huán)境壓力的減小lf5減小，過冷液體內(nèi)部 蒸汽壓隨過冷度增大后逐漸低于飽和蒸汽壓力，從而制冷過程處于靜止?fàn)顟B(tài)， 當(dāng)外界由于氣動摩擦加熱即大熱流密度接近冷屏表面時，液體過冷沸騰從而系 統(tǒng)壓力增大，此時減壓閥工作，系統(tǒng)內(nèi)蒸汽壓力降低且隨環(huán)境變化而變化。在 推進(jìn)系統(tǒng)停止的瞬間，超重現(xiàn)象隨之變?yōu)槭е噩F(xiàn)象，液體處于嚴(yán)重的過熱狀態(tài)，系統(tǒng)內(nèi)部壓力急劇增加，壓力增大程度跟加裝的制冷劑量有關(guān)及跟系統(tǒng)內(nèi)熱環(huán) 境有關(guān)，減壓閥高壓控制壓力開始工作，系統(tǒng)內(nèi)壓力很快降低，液體經(jīng)過熱后 壓力即減壓閥低壓控制壓力最終確定在三相點(diǎn)飽和壓力且處于穩(wěn)定狀態(tài)。此時 蒸發(fā)溫度即飽和液體溫度及系統(tǒng)飽和壓力維持在制冷劑三相點(diǎn)對應(yīng)的參數(shù)值 上，此時制冷劑沸點(diǎn)與三相點(diǎn)重合，選擇制冷劑三相點(diǎn)制冷的關(guān)鍵因素為制冷 劑沸點(diǎn)與三相點(diǎn)重合的制冷過程。
4、 在穩(wěn)定飛行過程中，由于空間環(huán)境為高真空微重力狀態(tài)，減壓節(jié)流閥內(nèi) 部壓力為三相點(diǎn)對應(yīng)飽和蒸汽壓力，蒸發(fā)溫度為三相點(diǎn)對應(yīng)的飽和液體溫度， 所以此時制冷過程相對穩(wěn)定，內(nèi)部壓力保持不變，表面溫度維持在制冷劑三相 點(diǎn)飽和蒸發(fā)溫度上，液體的沸點(diǎn)與三相點(diǎn)重合，液體處于三相點(diǎn)飽和狀態(tài)，三 相點(diǎn)飽和蒸汽壓力經(jīng)節(jié)流到環(huán)境高真空壓力狀態(tài)后，節(jié)流后的冷蒸汽經(jīng)二次擴(kuò)
壓進(jìn)氣管路11吸收冷屏蔽系統(tǒng)表面6太陽能輻射熱后溫度上升，最終以接近三 相點(diǎn)飽和狀態(tài)溫度排出系統(tǒng)進(jìn)入空間環(huán)境，從而達(dá)到近三相點(diǎn)制冷過程的全部 過程。
5、 冷屏蔽系統(tǒng)外表面接受太陽能輻射、空氣對流換熱、環(huán)境熱輻射或氣動 摩擦熱以后，內(nèi)部飽和蒸汽壓力會隨之改變，尤其在接受瞬時高熱流密度熱量 加熱后，由于制冷劑過冷沸騰導(dǎo)致冷屏內(nèi)部蒸汽壓力劇烈變化，如果不能有效 排出過熱蒸汽可能會造成一定的安全問題。如果系統(tǒng)內(nèi)傳熱條件差、系統(tǒng)壓力 過低，低于制冷劑三相點(diǎn)所對應(yīng)的飽和蒸汽壓力時，則會出現(xiàn)嚴(yán)重的階段性液 泛現(xiàn)象或固化現(xiàn)象，如果液泛產(chǎn)生的大量過熱蒸汽不能有效排出，則系統(tǒng)內(nèi)部 壓力會急劇上升，從而造成危險，制冷劑固化則可能導(dǎo)致內(nèi)部毛細(xì)材料3不能 有效傳遞制冷劑，傳熱條件惡化，表面溫度無法得到均勻控制。本發(fā)明著重描 述通過減壓節(jié)流裝置控制空間冷蔽系統(tǒng)出口大小，從而控制內(nèi)部飽和蒸汽壓的 大小，實(shí)現(xiàn)冷屏制冷過程穩(wěn)定，表面溫度分布均勻。減壓節(jié)流機(jī)構(gòu)主要有雙壓
控制減壓閥，其工作原理是控制內(nèi)部低壓排氣壓力為制冷劑三相點(diǎn)對應(yīng)的飽
和蒸汽壓力，如果內(nèi)部壓力超過三相點(diǎn)對應(yīng)的飽和壓力，則閥門自動打開以節(jié) 流方式卸壓，從而可以起到節(jié)流制冷效應(yīng)，產(chǎn)生的冷量被二次擴(kuò)壓進(jìn)氣管路11
所吸收，從而使冷屏表面溫度維持在制冷劑三點(diǎn)相點(diǎn)溫度；當(dāng)系統(tǒng)內(nèi)部內(nèi)壓力 低于三相點(diǎn)對應(yīng)的飽和壓力時，閥門自動關(guān)閉，系統(tǒng)內(nèi)部壓力再一次升高，表 面溫度升高，如此循環(huán)?？刂齐p壓減壓閥內(nèi)部高壓壓力為制冷劑環(huán)境溫度下所對應(yīng)的飽和蒸汽壓力值或飽和蒸汽壓力的某一倍數(shù)，具體倍數(shù)的大小根據(jù)系統(tǒng) 惡性傳熱條件下可能造成的最大壓力的變化情況設(shè)定，在飛行器起動或存在嚴(yán) 重的氣動摩擦傳熱時，雙壓閥內(nèi)高壓壓力的控制尤為重要。雙壓閥高壓壓力控 制范圍及氣流流量的控制范圍要根據(jù)冷屏內(nèi)傳熱條件確定，當(dāng)壓力超過規(guī)定壓 力時，雙壓減壓閥的閥體從闊座彈開，飽和蒸汽以無節(jié)流效應(yīng)的大開口方式排 出卸壓，卸壓后自動恢復(fù)原位，從而達(dá)到惡性條件下冷蒸汽排放的目的。如果 外界熱流密度更大時在冷屏排氣口再加裝一個更大開口截面的極限溫度控制閥 及一個系統(tǒng)極限壓力控制閥，從而解決空間冷蒸汽的排放問題。
節(jié)流減壓后的冷蒸汽進(jìn)入二次擴(kuò)壓分流管路后排出，由于氣流在流動或排 放過程中存在振動及對飛行器軌跡擾動等問題，所以根據(jù)氣流擴(kuò)壓原理設(shè)計(jì)管 路時盡可能地按對稱及并列多管路的方式設(shè)計(jì)，各支管路的有效截面盡可能小， 排氣管路的設(shè)計(jì)按排氣端出口截面盡可能大，截面的大小還須根據(jù)管路及擴(kuò)壓
器13所承受內(nèi)部壓力的大小決定，截面增大時所承受的壓力會減小。先擴(kuò)壓后 分流的方式進(jìn)行排氣，且二次擴(kuò)壓排氣管路12入口端采用致密格柵排出方式， 從而達(dá)到無旋均勻分配并排放的目的。
6、 在高真空環(huán)境下，空氣側(cè)自然對流現(xiàn)象消失，主要是以熱輻射為主要傳 熱方式。冷屏內(nèi)由重力引導(dǎo)的自然對流換熱現(xiàn)象消失，轉(zhuǎn)而以熱傳導(dǎo)及液體表 面張力引導(dǎo)的換熱為主。本發(fā)明涉及的分層畜液制冷技術(shù)，特別適用于解決高 真空微重力環(huán)境下空間冷屏蔽系統(tǒng)中相變制冷的傳熱問題及表面溫度控制問 題，其主要作用是利用毛細(xì)材料3的毛細(xì)力提升液體的原理及分層蓄液原理， 使液態(tài)制冷劑能夠充分接近冷屏外表面，增大傳熱效率，從而增大液體對表面 的冷卻作用，防止由于表面張力或離心力的作用而導(dǎo)致制冷劑的過度集中所引 起的局部地區(qū)冷熱分布不均、傳熱條件惡化等現(xiàn)象；防止由于飽和蒸汽或過熱 蒸汽換熱不徹底所造成的表面溫度分布不均勻現(xiàn)象；防止由于制冷劑過冷沸騰 或過熱沸騰過程中產(chǎn)生的汽液兩相流問題，此技術(shù)可用于開式制冷系統(tǒng)或閉式 制冷系統(tǒng)中制冷劑的存貯問題。
7、 當(dāng)空間冷屏蔽系統(tǒng)處于無節(jié)流效應(yīng)大開口開式相變制冷狀態(tài)時，內(nèi)部飽 和蒸汽的壓力與太陽能輻射強(qiáng)度、環(huán)境輻射、稀薄氣動加熱、表面吸收率、表. 面反射率、最大輻照截面面積、開口大小等因素有關(guān)，在空間飛行穩(wěn)定階段其 它參數(shù)保持不變的情況下，內(nèi)部飽和蒸汽壓力、出口氣流速度的大小將直接與開口大小有關(guān)，氣流速度大小將對系統(tǒng)運(yùn)動軌跡、排放方式、擾動、振動、噪 音等有很大的影響因素，因此，對于飽和蒸汽的排放控制問題的核心問題將是 選擇如何解決飽和蒸汽排氣位置、口徑大小、分流管路、擴(kuò)壓腔的位置等因素 有關(guān)。在外部熱流密度穩(wěn)定階段，飽和壓力與開口大小可根據(jù)數(shù)值模擬結(jié)果確 定，通過數(shù)值模擬，確定開口速度小于按不可壓縮流體流速計(jì)算時的極限速度 決定的開口大小(冷蒸汽的流速按不可壓縮流體計(jì)算時所對應(yīng)的最大流速)。
由于空間高真空環(huán)境，飽和蒸汽會以相對較快的速度從系統(tǒng)內(nèi)流出，且隨 著熱流密度的變化有較大變化，如果氣流不經(jīng)擴(kuò)壓排出，則無法均勻分配于各 支管路，從而造成對飛行器飛行軌跡的影響。本發(fā)明根fe數(shù)值模擬結(jié)果，按照 空間結(jié)構(gòu)要求，設(shè)計(jì)飽和蒸汽出口位置關(guān)系及擴(kuò)壓腔位置關(guān)系，從而使飽和蒸 汽出口擴(kuò)壓分流技術(shù)能夠滿足冷蒸汽擴(kuò)壓后均勻分配并排放的目的。
由于氣流在流動或排放過程中存在振動及對飛行器軌跡擾動等問題，所以 根據(jù)氣流擴(kuò)壓原理設(shè)計(jì)管路時盡可能地按對稱及并列多管路的方式設(shè)計(jì)，各支 管路的有效截面盡可能小排氣管路的設(shè)計(jì)按排氣端出口截面盡可能大，截面的 大小還須根據(jù)管路及擴(kuò)壓器所承受內(nèi)部壓力的大小決定，截面增大時所承受的 壓力會減小。先擴(kuò)壓后分流的方式進(jìn)行排氣，且二次擴(kuò)壓排氣管路入口端采用 致密格柵排出方式，從而達(dá)到無旋均勻分配并排放的目的。
8、 一次節(jié)流擴(kuò)壓后的冷蒸汽或汽液兩相須經(jīng)二次擴(kuò)壓進(jìn)氣管道進(jìn)一步分 流、蒸發(fā)及過熱，二次擴(kuò)壓進(jìn)氣管路ll相當(dāng)于一次節(jié)流后的蒸發(fā)器，可以充分 利用一次節(jié)流后的冷量來冷卻冷屏表面，由于冷屏表面受太陽輻射，所以擴(kuò)壓
進(jìn)氣管道11與冷屏外表面6直接相連更有利于于出口低溫冷蒸汽直接吸收太陽 能輻射成為過熱蒸汽。
擴(kuò)壓管路的尺寸、數(shù)量及排列方式由傳熱數(shù)值模擬結(jié)果初步確定，模擬結(jié) 果必須滿足表面溫度分布足夠均勻且最大溫度即內(nèi)部過熱蒸汽溫度不超過相應(yīng) 制冷劑的飽和蒸汽壓所對應(yīng)的飽和溫度上限的兩倍，飽和蒸汽壓力或過熱蒸汽 壓力的大小直接決定冷屏系統(tǒng)的關(guān)鍵尺寸，所以盡可能的降低內(nèi)部壓力可以減 小冷屏系統(tǒng)的設(shè)計(jì)壓力值。
二、反雷達(dá)，反可見光、反激光探測技術(shù)原理
1、透明石英玻璃21由于具有從紫外區(qū)到紅外區(qū)優(yōu)良的光透過性和耐熱性， 所以對于可見光及紅外線具有良好的透光性，同時石英玻璃21經(jīng)得起極高溫的沖擊，可以有效的應(yīng)用于冷屏表面，抵抗由于表面熱流密度、溫度的劇烈變化 所帶來的負(fù)面影響。表面銀涂層22主要用于反射探測激光束及可見光，氧化鋁
涂25層主要用于降低冷屏表面輻射率。
2、鎳鈷鐵氧體吸波材料涂層23具有良好的吸波性能，當(dāng)面密度約5kg/m2、 厚度約2mm時，鐵氧體吸波材料在8-18GHz纟頃帶內(nèi)吸收率均可低于-10dB，所以 鎳鈷鐵氧體吸波材料涂層23可以有效地降低雷達(dá)的RCS。
綜上所述，應(yīng)用空間冷屏蔽系統(tǒng)技術(shù)實(shí)5見紅外隱身，再結(jié)合反可見光、反 激光及反雷達(dá)技術(shù)就可以有效實(shí)施空間隱身飛行技術(shù)。
權(quán)利要求
1、一種空間隱身飛行技術(shù)方法，其特征在于包括a、紅外隱身技術(shù)，采用空間冷屏蔽系統(tǒng)近三相點(diǎn)制冷技術(shù)方法，所述近三相點(diǎn)制冷技術(shù)方法主要由地面加注過程，地面帶壓加注過程，起動過程及穩(wěn)定飛行過程組成，各過程由分層蓄液方法、飽和蒸汽出口管路擴(kuò)壓分流方法、冷蒸汽排放控制方法、過熱蒸汽二次擴(kuò)壓分流方法完成；b、反雷達(dá)隱身技術(shù)；c、反可見光隱身技術(shù)；d、反激光探測技術(shù)。
2、 根據(jù)權(quán)利要求l所述的一種空間隱身飛行技術(shù)方法，其特征在于所述空 間冷屏蔽系統(tǒng)是在飛行器外表加裝深冷劑夾層(32)，夾層(32)由蓮花形單個 冷屏葉片(20)組合而成圓錐形，每個獨(dú)立的葉片(20)頂部安裝有冷蒸汽排 放控制機(jī)構(gòu)，葉片(20)內(nèi)部安裝有二次擴(kuò)壓分流管路(8)， 二次擴(kuò)壓分流管 路(8)上端與設(shè)在冷屏頂部的一次擴(kuò)壓腔(9)連通，下端與設(shè)在冷屏底部的 二次擴(kuò)壓器(13)連通。
3、 根據(jù)權(quán)利要求l所述的一種空間隱身飛行技術(shù)方法，其特征在于所述地 面帶壓加注過程為選擇加注壓力為制冷劑三相點(diǎn)飽和蒸汽壓力，在一次擴(kuò)壓 腔(9)上方設(shè)置加注口 (26)、 (27)，加注口 (26)、 (27)與擴(kuò)壓腔(9)內(nèi)的 制冷劑蓄液層(1)連通，在一次擴(kuò)壓腔(9)下方冷屏外壁上設(shè)置加注口 (28)、(29)，加注口 (28)、 (29)與冷屏內(nèi)部分層蓄液層(2)連通。
4、 根據(jù)權(quán)利要求l所述的一種空間隱身飛行技術(shù)方法，其特征在于所述的 起動過程為運(yùn)用雙壓控制減壓閥(10)高壓控制壓力來控制氣動摩擦傳熱及 環(huán)境壓力變化時所產(chǎn)生的過冷沸騰或過熱沸騰現(xiàn)象，低壓控制壓差為制冷劑三 相點(diǎn)對應(yīng)飽和壓力，高壓控制壓差為地面環(huán)境大氣壓。
5、 根據(jù)權(quán)利要求l所述的一種空間隱身飛行技術(shù)方法，其特征在于所述的 穩(wěn)定飛行過程，是在飛行過程中雙壓控制減壓闊(10)的低壓控制壓力為制冷 劑三相點(diǎn)對應(yīng)飽和蒸汽壓力，蒸發(fā)溫度為制冷劑三相點(diǎn)對應(yīng)的飽和溫度，制冷 劑沸點(diǎn)與三相點(diǎn)重合。
6、根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種空間隱身飛行技術(shù)方法，其特征在于所述 分層蓄液方法 一是在冷屏夾層(32)的內(nèi)表面設(shè)置分層蓄液夾層(1)，蓄液 夾層(1)開口向上，夾層內(nèi)填充毛細(xì)多孔材料(3)。
7、 根據(jù)權(quán)利要求l所述的一種空間隱身飛行技術(shù)方法，其特征在于所述飽 和蒸汽出口管路擴(kuò)壓分流方法為運(yùn)用二次擴(kuò)壓分流管路(8)控制擴(kuò)壓后飽和 蒸汽速度及壓力，控制出口氣流速度為70 80m/s，控制節(jié)流后壓力為三相點(diǎn)壓 力的1/5至1/15。
8、 根據(jù)權(quán)利要求1或7所述的一種空間隱身飛行技術(shù)方法，其特征在于所 述的二次擴(kuò)壓分流管路(8)由二次擴(kuò)壓進(jìn)氣管路(11)、 二次擴(kuò)壓器(13)、 二 次擴(kuò)壓排氣管路(12)組成，二次擴(kuò)壓進(jìn)氣管路(11)出口與二次擴(kuò)壓器(13) 進(jìn)口接通，二次擴(kuò)壓器(13)出口與二次擴(kuò)壓排氣管路(12)進(jìn)口接通，二次 擴(kuò)壓器(13)內(nèi)裝有毛細(xì)多孔介質(zhì)。
9、 根據(jù)權(quán)利要求l所述的一種空間隱身飛行技術(shù)方法，其特征在于所述冷 蒸汽排放控制為在冷屏蔽系統(tǒng)的冷屏葉片頂部并列安裝有雙壓控制減壓閥(10)、極限壓力控制閥(16)、極限溫度控制閥(15)三個閥門，組成冷蒸汽排放控制機(jī)構(gòu)。
10、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種空間隱身飛行技術(shù)方法，其特征在于所述 反雷達(dá)隱身技術(shù)方法、反可見光隱身技術(shù)方法及反激光探測隱身技術(shù)方法為 冷屏內(nèi)層(17)、外層(6)均采用非金屬碳纖維玻璃鋼制成，冷屏頂部及底部 采用流線型，冷屏表面涂有鈉米氧化鋁涂層(25)，涂層(25)外通過低溫導(dǎo)熱 膠(24)貼有正六邊形蜂窩狀表面模塊(30)，表面模塊(30)以透明石英玻璃(21)為主體面向空間，表面由內(nèi)向外依次涂有銀涂層(22)、鎳鈷鐵氧體涂層 (23)。
全文摘要
一種空間隱身飛行技術(shù)方法，包括紅外隱身技術(shù)，采用空間冷屏蔽系統(tǒng)近三相點(diǎn)制冷技術(shù)方法，所述近三相點(diǎn)制冷技術(shù)方法主要由地面加注過程，地面帶壓加注過程，起動過程及穩(wěn)定飛行過程組成，各過程由分層蓄液方法、飽和蒸汽出口管路擴(kuò)壓分流方法、冷蒸汽排放控制方法、過熱蒸汽二次擴(kuò)壓分流方法完成；反雷達(dá)隱身技術(shù)；反可見光隱身技術(shù)；反激光探測技術(shù)。本方法特別適用于空間飛行器的安全隱身飛行，綜合利用空間飛行器的反紅外、反雷達(dá)、反可見光及反激光探測等技術(shù)方法，增強(qiáng)飛行器的全方位空間隱身飛行能力，最終滿足空間安全飛行的要求。
文檔編號B64G99/00GK101306725SQ20081013584
公開日2008年11月19日 申請日期2008年7月12日 優(yōu)先權(quán)日2008年7月12日
發(fā)明者厲彥忠, 張周衛(wèi), 汪雅紅, 陳光奇, 魚劍琳 申請人:張周衛(wèi)