1.本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种贮箱、低温推进剂集成流体系统和飞行器。


背景技术：

2.传统的氢氧动力的上面级飞行器携带的电池和推进剂消耗量会随着在轨时间和起动次数飞速增加，由此带来的重量和体积消耗已经成为制约任务实现的瓶颈。
3.目前，现有技术中提出了一种集成管理上面级飞行器中各种流体，使外界漏热产生的蒸发气态推进剂得到充分利用的方案，被称为集成流体系统，该系统是将原来互相独立的子系统加以集成，利用主贮箱内的氢氧推进剂及其蒸发气，结合氢氧内燃机技术，综合管理箭上流体和能源，实现各项功能一体化的辅助动力系统，使得低温推进剂被有效综合利用。
4.但是，上述的现有技术中贮箱自身的隔热性能差，其容纳的推进剂蒸发损失大。


技术实现要素：

5.因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中氢氧动力的上面级飞行器上的贮箱隔热性能差缺陷，从而提供一种贮箱、低温推进剂集成流体系统和飞行器。
6.本发明提供一种贮箱，包括：外壳体，包括冷却层和隔热层，所述冷却层设置在所述隔热层内侧；容纳腔，由所述外壳体围成，适于容纳推进剂流体；所述冷却层包括环绕所述容纳腔设置的冷却管，适于容纳低温流体。
7.冷却管沿所述容纳腔呈均匀间隔的螺旋状设置，所述低温流体适于沿所述冷却管单向流动。
8.隔热层包括渐变层，所述渐变层设置在所述冷却层外侧，沿远离所述冷却层的方向所述隔热层的密度逐渐增大。
9.隔热层还包括喷涂泡沫层，所述喷涂泡沫层设置在所述冷却层和所述渐变层间。
10.贮箱还包括真空层，所述真空层设置在所述冷却层内侧，与所述容纳腔相邻设置。
11.本发明还提供一种低温推进剂集成流体系统，包括：至少两个上述贮箱，分别为第一贮箱和第二贮箱，适于分别容纳作为推进剂的第一流体以及温度高于第一流体的第二流体，所述第一贮箱和所述第二贮箱两者的冷却层与第一贮箱的容纳腔连通设置；
12.第一动力部，分别与所述第一贮箱和所述第二贮箱两者的容纳腔连通设置；
13.点火部，设置在所述第一动力部上，适于启动第一动力部；
14.控压装置，包括第一控压件和第二控压件，所述第一控压件分别连通所述点火部和所述第二贮箱的冷却层，所述第二控压件连通所述点火部和所述第二贮箱的容纳腔。
15.低温推进剂集成流体系统还包括：第二动力部，分别连接第一控压件和第二控压件，适于配合所述第一动力部。
16.低温推进剂集成流体系统还包括储气组件，所述储气组件包括第一储气装置和第
二储气装置，所述第一储气装置设置在所述第一控压件的下游端，所述第二储气装置设置在所述第二控压件的下游端。
17.第一贮箱还连接有驱动装置，所述驱动装置适于驱动第一流体自第一贮箱的容纳腔流入第一贮箱的冷却层。
18.第一控压件和第二控压件为增压泵。
19.本发明提供一种飞行器，包括上述的低温推进剂集成流体系统。
20.本发明技术方案，具有如下优点：
21.1.本发明提供的贮箱，包括：外壳体，包括冷却层和隔热层，所述冷却层设置在所述隔热层内侧；容纳腔，由所述外壳体围成，适于容纳推进剂流体；所述冷却层包括环绕所述容纳腔设置的冷却管，适于容纳低温流体。
22.通过在贮箱的外壳体上分别设置冷却层和隔热层，内侧冷却层内的低温流体，通过吸收热量来保证容纳腔内的推进剂流体处于低温环境下，有效降低推进剂的蒸发量，同时结合隔热层的设置，隔离外壳体自外向内传递的热量，克服现有技术中贮箱隔热性能差，其容纳的推进剂蒸发损失大的缺陷。
23.2.本发明提供的贮箱，所述冷却管沿所述容纳腔呈均匀间隔的螺旋状设置，所述低温流体适于沿所述冷却管单向流动。
24.设置呈螺旋状在容纳腔均匀分布设置的冷却管，一方面可以实现对容纳腔的均匀降温，提高了容纳腔内推进剂流体的温度均匀性，另一方面，螺旋状设置的冷却管，可以在保证单管存在较大范围的覆盖面积的同时，实现内部流体的单向流动，进而可以通过移动的流体高效地带走热量。
25.3.本发明提供的贮箱，所述隔热层包括渐变层，所述渐变层设置在所述冷却层外侧，沿远离所述冷却层的方向所述隔热层的密度逐渐增大。
26.通过设置密度渐变的隔热层，可以有效降低隔热层的重量，降低设置贮箱的飞行器的能耗，同时密度较高的一侧与外界相邻设置，可以有效降低导热量，同时渐变层密度较低的一侧与冷却层相邻设置，可以降低该位置出渐变层的热量，提高其升温所需的吸热量，进而使得整个隔热层起到良好的隔热效果。
27.4.本发明提供的低温推进剂集成流体系统，所述第一贮箱还连接有驱动装置，所述驱动装置适于驱动第一流体自第一贮箱的容纳腔流入第一贮箱的冷却层。
28.这样设置，一方面通过第一流体流入冷却层，使第一流体同时作为低温流体和推进剂流体使用，实现了第一流体的复合使用，降低了系统内的流体种类，简化了系统结构，另一方面，第一流体既可以通过驱动装置对自身的推动作用下，通过流体流动带走外部传入的多余热量，使容纳腔内第一流体保持原有的低温状态，此外，由于第一流体的温度低于第二流体，所以第一流体在流入第二贮箱的冷却层后，进一步提升了对第二贮箱的冷却效果。
附图说明
29.为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前
提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
30.图1为本发明的实施例中提供的低温推进剂集成流体系统的结构示意图；
31.图2为图1所示的低温推进剂集成流体系统中贮箱的内部部分结构示意图和局部放大图；
32.图3为图2所示的贮箱的外壳体的内部结构示意图；
33.图4为图3所示贮箱的外壳体的冷却管的结构示意图和另一实施方式的结构示意图；
34.附图标记说明：
35.1－第一贮箱；2－第二贮箱；3－驱动装置；4－第一动力部；5－点火部；6－第二动力部；7－第一控压件；8－第二控压件；9－第一储气装置；10－第二储气装置；11－冷却层；111－冷却管；12－渐变层；13－喷涂泡沫层；14－真空层；15－容纳腔。
具体实施方式
36.下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。
37.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
38.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
39.此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
40.如图1－图4，本实施例提供一种贮箱，包括外壳体和容纳腔15。
41.外壳体呈圆柱状，其壳壁包括冷却层11和隔热层，冷却层11设置在隔热层内侧，并容纳有低温流体；容纳腔15由外壳体围成，内部容纳有推进剂流体，在本实施例中，推进剂流体的温度等于或高于低温流体的温度。
42.通过在贮箱的外壳体上分别设置冷却层11和隔热层，内侧冷却层11内的低温流体，通过吸收热量来保证容纳腔15内的推进剂流体处于低温环境下，有效降低推进剂的蒸发量，同时结合隔热层的设置，隔离外壳体自外向内传递的热量，克服现有技术中贮箱隔热性能差，其容纳的推进剂蒸发损失大的缺陷。
43.冷却层11包括若干环绕容纳腔15设置的冷却管111。冷却管111的横截面形状不做限制，可以为原型或方形设置，作为优选的实施方式，冷却管111的横截面为三角形和梯形交替设置，这样设置在同样大小的筒形容纳空间里，相比其他形状既提高了冷却管111与相
邻结构的接触面积，同时可以相互限位，加强了冷却管111的安装稳定性。
44.在本实施例中，冷却管111沿容纳腔15呈均匀间隔的螺旋状设置，低温流体适于沿冷却管111单向流动。设置呈螺旋状在容纳腔15均匀分布设置的冷却管111，一方面可以实现对容纳腔15的均匀降温，提高了容纳腔15内推进剂流体的温度均匀性，另一方面，螺旋状设置的冷却管111，可以在保证单管存在较大范围的覆盖面积的同时，实现内部流体的单向流动，进而可以通过移动的流体高效地带走热量。
45.作为可变换的实施方式，若干冷却管111可以呈平行环形沿容纳腔15周向设置，也可以呈笼形连通外壳体顶部和底部设置。
46.隔热层包括有渐变层12，渐变层12设置在冷却层11外侧，沿远离冷却层11的方向隔热层的密度逐渐增大。在本实施例中，渐变层12分为三层，分别为低密度多层绝热单元、中密度多层绝热单元和高密度多层绝热单元。具体的，渐变层12的具体材质可以为聚氨酯隔热材料。
47.通过设置密度渐变的隔热层，可以有效降低隔热层的重量，降低设置贮箱的飞行器的能耗，同时密度较高的一侧与外界相邻设置，可以有效降低导热量，同时渐变层12密度较低的一侧与冷却层11相邻设置，可以降低该位置出渐变层12的热量，提高其升温所需的吸热量，进而使得整个隔热层起到良好的隔热效果，此外，渐变层12的设置可以保护内部的冷却层11，降低冷却层所受到的冲击，提高整体结构的稳定性。
48.隔热层还包括喷涂泡沫层13和真空层14，喷涂泡沫层13设置在冷却层11和渐变层12间。真空层14设置在冷却层11内侧，与容纳腔15相邻设置。喷涂泡沫层的设置一方面起到了隔热的功能，另一方面喷涂泡沫层13在安设时以流体的形态通过喷涂的方式设置，进而可以将外侧的渐变层12与内侧的冷却层11粘合连接，提高了整体结构的稳定性。真空层的设置一方面使得冷却层和贮箱内部仅通过热辐射交换热量，无对流现象，有效降低热量散失，避免各层外壁间支撑结构热桥带来的贮箱冷量损失，保证低温推进剂的质量。
49.本实施例还提供一种低温推进剂集成流体系统，包括两个上述的贮箱、第一动力部4、点火部5和控压装置。作为可变换的实施方式，贮箱的数量可以是多个。
50.两个贮箱分别为第一贮箱1和第二贮箱2，可以分别容纳作为推进剂的第一流体以及温度高于第一流体的第二流体，在本实施例中，第一流体为液氢，第二流体为液氧，液氧的温度高于液氢的沸点。作为可变换的实施方式，第一流体和第二流体也可以分别为液氧和甲烷等。在本实施例中，第一贮箱1和第二贮箱2两者的冷却层11与第一贮箱1的容纳腔15连通设置。第一贮箱的容纳腔中的液氧流入第一贮箱的冷却层中，对第一贮箱内侧液氧起到了隔热保温的作用，再流至第二贮箱的冷却层后，其温度低于第二贮箱内液氢的温度，进一步吸热，同时对第二贮箱内液氢起到降温隔热的作用。
51.第一动力部4具体为氢氧动力的主发动机，分别与第一贮箱1和第二贮箱2两者的容纳腔15连通，可以由两贮箱直接供给液氢和液氧；点火部5设置在第一动力部4上，具体为点火火炬，可以启动主发动机，在本实施例中，点火火炬通过氢气和氧气产生启动动力。
52.控压装置包括第一控压件7和第二控压件8，第一控压件7分别连通点火部5和第二贮箱2的冷却层11，第二控压件8连通点火部5和第二贮箱2的容纳腔15。第二贮箱2的冷却层11中的液氧在向第一控压件流动过程中，液氧吸热升温变为氧气，第二贮箱2的容纳腔15上设置有气化装置，可使流出该容纳腔15的液氧气化变为氧气，再流至第二控压件8位置处。
53.控压装置可以精确控制进入点火部5的氢气和氧气的流速、压力等，在本实施例中，第一控压件7和第二控压件8具体为氢增压泵和氧增压泵。
54.低温推进剂集成流体系统还包括第二动力部6，第二动力部6具体为姿轨控发动机，分别连接第一控压件7和第二控压件8，可以以氢气和氧气为动力来源，与第一动力部4配合控制设置低温推进剂集成流体系统的飞行器的飞行姿态和飞行轨道。
55.低温推进剂集成流体系统还包括储气组件，储气组件包括第一储气装置9和第二储气装置10，具体为氢气气瓶和氧气气瓶，第一储气装置9设置在第一控压件7的下游端，第二储气装置10设置在第二控压件8的下游端，可以分别存储氢气和氧气，并在需要时分别供给第二动力件和点火器。
56.此外，第一贮箱1还连接有驱动装置3，驱动装置3具体为液氢循环泵，可以驱动第一流体自第一贮箱1的容纳腔15流入第一贮箱1的冷却层11，并继续朝向第二贮箱2的冷却层11以及第一控压件7方向流动。
57.本实施例还提供一种飞行器，具体为运载火箭，也可以为航天飞机或近地飞行器等，包括上述的低温推进剂集成流体系统。
58.显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其他不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引申出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。