CN110043338B - 一种应用于太空环境的紧凑型核动力系统及工作方法 - Google Patents
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Abstract
一种应用于太空环境的紧凑型核动力系统及工作方法，该系统包括核反应装置、透平、回热系统、辐射冷却系统、压缩机和低温泵，循环工质为二氧化碳；本发明还公开了该系统的工作方法；采用核反应装置，可以使系统连续稳定地工作几十年甚至上百年，这就使人类进行长期的深空探测成为可能；同条件下系统效率可以提升10％以上；采用辐射冷却系统可以利用太空中蕴含的冷量来冷却二氧化碳；与其他热力循环系统相比，所用设备均为紧凑型设备、设备数量减少，节约了大量的空间，高压设备的数量减少一半以上，安全性提高。本系统可作为执行长期任务的深空探测器的动力系统及能源供应系统。
Description
技术领域
本发明涉及动力工程领域，具体涉及一种应用于太空环境的高效率紧凑型核动力系统及工作方法。
背景技术
现有的航天器可以采用的能量来源有原电池、燃料电池、太阳能、化学燃料和核动力。其中，原电池只能应用在任务期为几天，所需功率仅为几瓦的小型航天器上；燃料电池能提供几百至几千瓦的电能，但可持续时间仅为几周；太阳为在太阳系内工作的探测器提供了长期持续的能源，但在行星际和深空探测中因为太阳辐射太弱而无法有效供能，这时航天器必须自带能源；当需要几百千瓦或几兆瓦的功率时需要化学和核反应器作为主要能源，短期任务可以考虑自带化学燃料，而长期任务需要核反应堆。
在20世纪80年代后期和90年代初期，美国战略防御提案SDI计划提出了使用核动力系统的理念。经NASA所属GRC的努力，用于太阳系内航行和太空防务任务，功率达几百瓦的核动力系统已经可以使用了。它使用放射性同位素作为热源，斯特林发动机和往复式发电机发电工作时流体高温为1000℃，低温500℃，但效率只有20％。
发明内容
为了解决上述现有技术存在的问题，本发明的目的在于提供一种应用于太空环境的高效率紧凑型核动力系统及工作方法，将以二氧化碳为循环工质的透平的出口压力降到临界压力以下，从而提高透平的比焓降；将二氧化碳冷却为饱和液体后再用低温泵加压，使压缩每单位质量二氧化碳的功耗大幅减少，辐射冷却系统以太空环境作为冷源，有效利用了天然冷量，且使本循环可以在太空中应用。
为了达到上述目的，本发明采用如下技术方案：
一种应用于太空环境的紧凑型核动力系统，该系统包括核反应装置A、透平B、回热系统C、辐射冷却系统D、压缩机E和低温泵F；
具体连接关系为：核反应装置A出口连接透平B入口，透平B出口连接回热系统C放热侧一级入口，回热系统C放热侧的一级出口连接辐射冷却系统D的放热侧一级入口，辐射冷却系统D放热侧一级出口连接压缩机E入口，压缩机E出口连接回热系统C放热侧二级入口，回热系统C放热侧二级出口连接辐射冷却系统D放热侧二级入口，辐射冷却系统D放热侧二级出口连接低温泵F入口，低温泵F出口连接回热系统C吸热侧入口，回热系统C吸热侧出口连接核反应装置A入口形成系统回路。
所述透平B出口压力为0.005～0.5MPa。
所述回热系统C包括若干换热器。
所述辐射冷却系统(D)包括若干换热器，采用太空环境作为冷源，将二氧化碳冷却为液体：二氧化碳工质位于放热侧，热量以热辐射的形式传递到太空环境中。
所述辐射冷却系统D放热侧一级出口温度不低于二氧化碳相图中气固平衡线上透平B出口压力对应的温度。
所述压缩机E出口压力大于0.6MPa。
所述辐射冷却系统D放热侧二级出口温度等于压缩机E出口压力对应的二氧化碳的饱和温度。
所述低温泵F出口压力为10～30MPa。
一种应用于太空环境的高效率紧凑型核动力系统使用的工质为二氧化碳。
上述一种应用于太空环境的高效率紧凑型核动力系统的工作方法，二氧化碳饱和液体经低温泵F加压后进入回热系统C定压吸热，成为超临界二氧化碳，超临界二氧化碳在核反应装置A中定压吸热，进入透平B做功后成为二氧化碳过热气体，又在回热系统C中定压放热，进入辐射冷却系统D定压放热，又经压缩机E压缩并再次进入回热系统C定压放热，再进入辐射冷却系统D定压放热直到成为二氧化碳饱和液体后，进入低温泵F升压完成循环。
和现有技术相比，本发明具有以下优点：
1.经计算，在透平入口温度和压力分别为620℃和20MPa的条件下，系统效率为57％；在透平入口温度和压力分别为1200℃和10MPa的条件下，系统效率为67％。由此可见，本系统的循环效率远远高于其他同类热力循环，这可以使核能得到更有效的利用，系统可以连续稳定地工作更长时间。采用核反应装置，可以使系统连续稳定地工作几十年甚至上百年，这就使人类进行长期的深空探测成为可能
2.本发明提高了透平比焓降，不仅使系统效率大幅提高，在相同功率条件下，单次循环净功增加50％～60％，工质质量流量减少33％～38％。
3.太空环境是一个取之不尽、用之不竭的天然冷库，本发明中辐射冷却系统采用太空环境作为冷源，将二氧化碳冷却为液体，减少了至少70％的压缩功。
4.在本循环中，只有低温泵F至透平B这段区域是高压的，其他设备不需要承受高压，与现有的超临界二氧化碳热力循环系统相比，高压设备的数量减少一半以上，建设成本大大降低，安全性提高。
5.与其他热力循环系统相比，所用设备均为紧凑型设备、设备数量减少，节约了大量的空间，高压设备的数量减少一半以上，安全性提高。本系统可作为执行长期任务的深空探测器的动力系统及能源供应系统。
附图说明
图1为本发明一种应用于太空环境的高效率紧凑型核动力系统示意图。
图2为本发明一种应用于太空环境的高效率紧凑型核动力系统的温熵图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明做进一步详细说明。
如图1所示，本发明一种应用于太空环境的紧凑型核动力系统，包括核反应装置A、透平B、回热系统C、辐射冷却系统D、压缩机E和低温泵F；
具体连接关系为：核反应装置A出口连接透平B入口，透平B出口连接回热系统C放热侧一级入口，回热系统C放热侧的一级出口连接辐射冷却系统D的放热侧一级入口，辐射冷却系统D放热侧一级出口连接压缩机E入口，压缩机E出口连接回热系统C放热侧二级入口，回热系统C放热侧二级出口连接辐射冷却系统D放热侧二级入口，辐射冷却系统D放热侧二级出口连接低温泵F入口，低温泵F出口连接回热系统C吸热侧入口，回热系统C吸热侧出口连接核反应装置A入口形成系统回路。
作为本发明的优选实施方式，所述透平B出口压力为0.005～0.5MPa。
作为本发明的优选实施方式，所述回热系统C包括若干换热器。
作为本发明的优选实施方式，所述辐射冷却系统D包括若干换热器，采用太空环境作为冷源，将二氧化碳冷却为液体：二氧化碳工质位于放热侧，热量以热辐射的形式传递到太空环境中。
作为本发明的优选实施方式，所述辐射冷却系统D放热侧一级出口温度不低于二氧化碳相图中气固平衡线上透平B出口压力对应的温度。
作为本发明的优选实施方式，所述压缩机E出口压力大于0.6MPa。
作为本发明的优选实施方式，所述辐射冷却系统D放热侧二级出口温度等于压缩机出口压力对应的二氧化碳的饱和温度。
作为本发明的优选实施方式，所述低温泵F出口压力为10～30MPa。
作为本发明的优选实施方式，所述种应用于太空环境的紧凑型核动力系统使用的工质为二氧化碳。
如图1所示，本发明一种应用于太空环境的紧凑型核动力系统的工作方法，二氧化碳饱和液体经低温泵F加压后进入回热系统C定压吸热，成为超临界二氧化碳，超临界二氧化碳在核反应装置A中定压吸热，进入透平B做功后成为二氧化碳过热气体，又在回热系统C中定压放热，进入辐射冷却系统D定压放热，又经压缩机E压缩并再次进入回热系统C定压放热，再进入辐射冷却系统D定压放热直到成为二氧化碳饱和液体后，进入低温泵F升压完成循环。
如图2所示，上述一种应用于太空环境的紧凑型核动力系统的温熵图，1-2过程中工质进入透平B做功，2-3过程工质在回热系统C中定压放热，3-4过程工质在辐射冷却系统D中定压放热，4-5过程工质在压缩机E中升压，5-6过程工质在回热系统C中定压放热，6-7过程工质在辐射冷却系统D中定压放热直到成为饱和液体，7-8过程工质在低温泵F中近似等熵压缩，8-9过程工质在回热系统C中定压吸热，9-1过程工质在核反应装置A中定压吸热。
Claims (10)
1.一种应用于太空环境的紧凑型核动力系统，其特征在于，包括核反应装置（A）、透平（B）、回热系统（C）、辐射冷却系统（D）、压缩机（E）和低温泵（F）；
具体连接关系为：核反应装置（A）出口连接透平（B）入口，透平（B）出口连接回热系统（C）放热侧一级入口，回热系统（C）放热侧的一级出口连接辐射冷却系统（D）的放热侧一级入口，辐射冷却系统（D）放热侧一级出口连接压缩机（E）入口，压缩机（E）出口连接回热系统（C）放热侧二级入口，回热系统（C）放热侧二级出口连接辐射冷却系统（D）放热侧二级入口，辐射辐射冷却系统（D）放热侧二级出口连接低温泵（F）入口，低温泵（F）出口连接回热系统（C）吸热侧入口，回热系统（C）吸热侧出口连接核反应装置（A）入口形成系统回路, 系统回路中的循环工质为二氧化碳。
2.根据权利要求1所述的一种应用于太空环境的紧凑型核动力系统，其特征在于：所述透平（B）出口压力为0.005～0.5MPa。
3.根据权利要求1所述的一种应用于太空环境的紧凑型核动力系统，其特征在于：所述回热系统（C）包括若干换热器。
4.根据权利要求1所述的一种应用于太空环境的紧凑型核动力系统，其特征在于：所述辐射冷却系统（D）包括若干换热器，采用太空环境作为冷源，将二氧化碳冷却为液体：二氧化碳工质位于放热侧，热量以热辐射的形式传递到太空环境中。
5.根据权利要求1所述的一种应用于太空环境的紧凑型核动力系统，其特征在于：所述辐射冷却系统（D）放热侧一级出口温度不低于二氧化碳相图中气固平衡线上透平（B）出口压力对应的温度。
6.根据权利要求1所述的一种应用于太空环境的紧凑型核动力系统，其特征在于：所述压缩机（E）出口压力大于0.6MPa。
7.根据权利要求1所述的一种应用于太空环境的高效率紧凑型核动力系统，其特征在于：所述辐射冷却系统（D）放热侧二级出口温度等于压缩机（E）出口压力对应的二氧化碳的饱和温度。
8.根据权利要求1所述的一种应用于太空环境的紧凑型核动力系统，其特征在于：所述低温泵（F）出口压力为10～30MPa。
9.根据权利要求1所述的一种应用于太空环境的高效率紧凑型核动力系统，其特征在于：所述一种应用于太空环境的紧凑型核动力系统使用的工质为二氧化碳。
10.权利要求1至9任一项所述的一种应用于太空环境的紧凑型核动力系统的工作方法，其特征在于： 二氧化碳饱和液体经低温泵（F）加压后进入回热系统（C）定压吸热，成为超临界二氧化碳，超临界二氧化碳在核反应装置（A）中定压吸热，进入透平（B）做功后成为二氧化碳过热气体，又在回热系统（C）中定压放热，进入辐射冷却系统（D）定压放热，又经压缩机（E）压缩并再次进入回热系统（C）定压放热，再进入辐射冷却系统（D）定压放热直到成为二氧化碳饱和液体后，进入低温泵（F）升压完成循环。
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