一种带拉法尔斜切喷管及气浮结构的空间涡轮发电系统技术方案

本发明专利技术公开了一种带拉法尔斜切喷管及气浮结构的空间涡轮发电系统，涉及空间航天器能源领域，包括高压气瓶、燃料贮箱、氧化剂贮箱、燃气发生器、涡轮、行星齿轮箱、发电机以及整流器，燃料贮箱和氧化剂贮箱分别通过导气管与高压气瓶连接，高压气瓶通过导管与涡轮进气口连接，燃料贮箱通过导管与发电机的燃料进口连接，发电机的燃料出口通过导管与行星齿轮箱的燃料进口连接，氧化剂贮箱通过导管与燃气发生器的进料口连接，行星齿轮箱的燃料出口与燃气发生器的进料口连接，燃气发生器的出料口与涡轮进气口连接，发电机接线柱与整流器的接线柱连接。本发明专利技术解决进气式微型涡轮高转速条件下轴承的润滑问题，具有运行稳定、可靠性高、寿命长的特点。长的特点。长的特点。

【技术实现步骤摘要】
一种带拉法尔斜切喷管及气浮结构的空间涡轮发电系统


[0001]本专利技术涉及空间航天器能源领域，具体为一种带拉法尔斜切喷管及气浮结构的空间涡轮发电系统。

技术介绍

[0002]航天器完成任务后会存在部分液体推进剂剩余，这些剩余液体推进剂之间可能会发生反应，使贮箱爆炸，产生空间碎片，目前国内外各主要航天器都对剩余液体推进剂进行燃尽或者排空处理，这样造成的后果是剩余液体推进剂能量未进行利用。
[0003]目前已有的空间电源有：化学能电池、太阳能电源、放射性同位素电源以及空间核反应堆电源。化学能电池具有输出电压稳定、结构紧凑、应用可靠等优点，但其单独使用时持续时间短；太阳能电源的性能受飞行轨道、光照强度、太阳能板阵列面积、光电转换效率等多方面因素的影响；放射性同位素电源是利用放射性同位素加热热电物质，产生电能，但单机功率一般不超过300W；空间核反应堆电源利用核裂变反应释放的能量进行发电，存在技术难度大、流程复杂，开发周期长、成本高等不足。
[0004]为了充分利用航天器剩余液体推进剂能量，本专利技术提出了使用航天器剩余液体推进剂作为工质推动空间涡轮发电的方法，同时，为了减小工质流量，延长发电时间，使用部分进气式微型涡轮，该涡轮带有拉法尔斜切喷管，在较小工质流量的条件下依靠高比功发出较大功率的电能。
[0005]微型涡轮通过提高设计工作转速来实现高比功的设计目标，在高转速下，普通的液体滑动轴承以及滚珠轴承的工作状态不稳定，轴承磨损大，寿命短，导致涡轮的可靠性低，所以这里设计了一种带拉法尔斜切喷管及气浮结构的空间涡轮发电系统，以便于解决上述问题。

技术实现思路

[0006]本专利技术的目的在于提供一种带拉法尔斜切喷管及气浮结构的空间涡轮发电系统，以解决上述
技术介绍
中提出的问题。
[0007]为实现上述目的，本专利技术提供如下技术方案：一种带拉法尔斜切喷管及气浮结构的空间涡轮发电系统，包括高压气瓶、燃料贮箱、氧化剂贮箱、燃气发生器、涡轮、行星齿轮箱、发电机以及整流器，燃料贮箱和氧化剂贮箱分别通过导气管与高压气瓶连接，燃料贮箱与高压气瓶之间的导气管上连接有定值减压阀，高压气瓶通过导管与涡轮进气口连接，燃料贮箱通过导管与发电机的燃料进口连接，发电机的燃料出口通过导管与行星齿轮箱的燃料进口连接，氧化剂贮箱通过导管与燃气发生器的进料口连接，且氧化剂贮箱与燃气发生器之间的导管上设有开关阀，行星齿轮箱的燃料出口与燃气发生器的进料口连接，燃气发生器的出料口与涡轮进气口连接，涡轮通过行星齿轮箱为发电机发电提供动力源，发电机接线柱与整流器的接线柱连接，整流器整流后输出电功率。
[0008]在进一步的实施例中，涡轮包括分配管、拉法尔斜切喷管、冲动式高负荷叶片、对
称喷管、涡轮盘、篦齿封严盘、右径向气浮轴承、轴、气缸、左径向气浮轴承、右止推气浮轴承、间隙调整环以及左止推气浮轴承，涡轮为带拉法尔斜切喷管及气浮轴承结构的部分进气式微型涡轮。
[0009]在进一步的实施例中，分配管设置在气缸的外壁一端，气缸的外壁对称设有两个对称喷管，轴转动插接在气缸内，轴的外壁固定套接有位于气缸内部的涡轮盘，气缸内部设有转动卡接在涡轮盘外壁的篦齿封严盘；涡轮盘的轴向外壁设有拉法尔斜切喷管，涡轮盘的内壁设有呈环形结构分布的冲动式高负荷叶片；
[0010]右径向气浮轴承、左径向气浮轴承、右止推气浮轴承、间隙调整环以及左止推气浮轴承均转动设置在气缸内部，且均转动套接在轴的外壁。
[0011]在进一步的实施例中，涡轮仅在冲动式高负荷叶片所对应的一部分弧段上安装拉法尔斜切喷管，是部分进气式涡轮。
[0012]拉法尔斜切喷管的喉部直径d
min
为：
[0013][0014]其中，N为整流器输出的电磁功率，μ为涡轮喷嘴的流量系数，η＝η
i
η
q
，η
i
为涡轮的内效率，η
q
为涡轮输出功率转化为电功率的效率，Z
n
为涡轮喷嘴个数，C
p
为涡轮工质定压比热容，ε
s
为涡轮7膨胀比，P0为涡轮进口总压，T0为涡轮进口总温，R为涡轮工质的气体常数，k为涡轮工质的比热比，当发电功率为N＝1.5～3kW时，d
min
＝0.75～1.06mm，喷管的扩张角度范围是α＝6
°
～10
°
。
[0015]在进一步的实施例中，左止推气浮轴承经由气缸左侧的引气孔引气，右止推气浮轴承经由左径向气浮轴承的气腔侧壁引气孔引气，左止推气浮轴承经由气缸左侧开设的中心孔和间隙调整环排气，右止推气浮轴承经由间隙调整环排气。
[0016]在进一步的实施例中，左径向气浮轴承和右径向气浮轴承经由气缸上侧引气孔引气，左径向气浮轴承经由气缸下侧排气孔排气，右径向气浮轴承经由气缸右侧开设的中心孔和下侧的排气孔排气。
[0017]在进一步的实施例中，高压气瓶内存放有能够在环境温度下储存的高压惰性气体，高压惰性气体选自氦气、氮气和空气中的任意一种均可。
[0018]在进一步的实施例中，燃料贮箱内存放有为航天器的液体推进剂，液体推进剂选自双组元推进剂，如氧化剂四氧化二氮，燃料一甲基肼。
[0019]与现有技术相比，本专利技术的有益效果是：
[0020]本专利技术为一种带拉法尔斜切喷管及气浮结构的空间涡轮发电系统，通过使用航天器液体推进剂作为工质，带拉法尔斜切喷管的部分进气式微型涡轮进行发电，充分利用了推进剂能量，可以在使用较小工质流量的条件下依靠高比功发出较大功率的电能，满足了在达到用电设备最低用电功率条件下长时间供电的需求，同时将涡轮发电系统和气浮轴承供气系统结合，利用气浮轴承解决了部分进气式微型涡轮高转速条件下轴承的润滑问题，具有运行稳定、可靠性高、寿命长的特点。
附图说明
[0021]图1为本专利技术的空间涡轮发电系统的总体方案示意图；
[0022]图2为本专利技术的空间涡轮二维剖面图；
[0023]图3为本专利技术的涡轮喷嘴及叶片部分二维剖面图；
[0024]图4为本专利技术的涡轮喷嘴及叶片部分流体域图。
[0025]图中：1、高压气瓶；2、减压阀；3、燃料贮箱；4、氧化剂贮箱；5、开关阀；6、燃气发生器；7、涡轮；8、行星齿轮箱；9、发电机；10、整流器；11、分配管；12、拉法尔斜切喷管；13、冲动式高负荷叶片；14、对称喷管；15、涡轮盘；16、篦齿封严盘；17、右径向气浮轴承；18、轴；19、气缸；20、左径向气浮轴承；21、右止推气浮轴承；22、间隙调整环；23、左止推气浮轴承。
具体实施方式
[0026]下面将结合本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0027]实施例
[002本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种带拉法尔斜切喷管及气浮结构的空间涡轮发电系统，包括高压气瓶(1)、燃料贮箱(3)、氧化剂贮箱(4)、燃气发生器(6)、涡轮(7)、行星齿轮箱(8)、发电机(9)以及整流器(10)，其特征在于：所述燃料贮箱(3)和氧化剂贮箱(4)分别通过导气管与高压气瓶(1)连接，所述燃料贮箱(3)与高压气瓶(1)之间的导气管上连接有定值减压阀(2)，所述高压气瓶(1)通过导管与涡轮(7)进气口连接，所述燃料贮箱(3)通过导管与发电机(9)的燃料进口连接，所述发电机(9)的燃料出口通过导管与行星齿轮箱(8)的燃料进口连接，所述氧化剂贮箱(4)通过导管与燃气发生器(6)的进料口连接，且氧化剂贮箱(4)与燃气发生器(6)之间的导管上设有开关阀(5)，所述行星齿轮箱(8)的燃料出口与燃气发生器(6)的进料口连接，所述燃气发生器(6)的出料口与涡轮(7)进气口连接，涡轮(7)通过行星齿轮箱(8)为发电机(9)发电提供动力源，所述发电机(9)接线柱与整流器(10)的接线柱连接，整流器(10)整流后输出电功率。2.根据权利要求1所述的一种带拉法尔斜切喷管及气浮结构的空间涡轮发电系统，其特征在于：所述涡轮(7)包括分配管(11)、拉法尔斜切喷管(12)、冲动式高负荷叶片(13)、对称喷管(14)、涡轮盘(15)、篦齿封严盘(16)、右径向气浮轴承(17)、轴(18)、气缸(19)、左径向气浮轴承(20)、右止推气浮轴承(21)、间隙调整环(22)以及左止推气浮轴承(23)，所述涡轮(7)为带拉法尔斜切喷管(12)及气浮轴承结构的部分进气式微型涡轮。3.根据权利要求2所述的一种带拉法尔斜切喷管及气浮结构的空间涡轮发电系统，其特征在于：所述分配管(11)设置在气缸(19)的外壁一端，所述气缸(19)的外壁对称设有两个对称喷管(14)，所述轴(18)转动插接在气缸(19)内，所述轴(18)的外...

【专利技术属性】
技术研发人员：李育隆，韩灿，于新刚，田林，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：