[发明专利]一种航天器自驱动两相循环热控制系统

权利要求书

1.一种航天器自驱动两相循环热控制系统，其特征在于，

包括与蒸发器顺次相连的膨胀机、冷凝器、储液罐，所述的膨胀机同轴连接有泵，所述冷凝器为管肋式辐射器，气态工质在罐内冷凝，所释放热量由辐射器面板通过热辐射的方式排出；

所述冷凝器的出液管道连接于所述储液罐，储液罐的出液管道连接所述蒸发器，在储液罐的出液管道上设置所述泵，所述储液罐内设置有气囊，气囊的初始容积为储液罐容积的40％～60％，气囊达到平衡时的压力为系统工作温度下所述工质的饱和压力；

其中，所述的膨胀机为涡轮式膨胀机，膨胀机与同轴的泵密封在同一壳体中；或所述的膨胀机为活塞式膨胀机，泵也为活塞式，膨胀机的活塞直径大于泵的活塞直径，两个活塞同轴连接，同步运动；

所述气囊内设置有电加热器，通过电加热器改变气囊内气体温度，以控制系统的运行温度。

2.根据权利要求1所述的航天器自驱动两相循环热控制系统，其特征在于，所述的蒸发器包括液体入口和气体出口，所述的气体出口与膨胀机连接，所述的液体入口与储液罐的出液管道连接。

3.一种航天器自驱动两相循环热控制方法，应用权利要求1或2所述的航天器自驱动两相循环热控制系统，控制的过程为：

系统内运行的工质为液氮、氟利昂、丙酮、乙醇中的一种，蒸发器的一面与发热设备相对，工质受热变为蒸汽，通过膨胀机做功以驱动泵转动；做功后的蒸汽进入冷凝器，通过冷凝器将剩余的热量排放至外太空中；然后进入储液罐；

储液罐内的工质再由所述泵驱动进入蒸发器开始下一轮两相循环。