本发明涉及空间飞行技术领域，特别适用于高真空微重力环境下空间飞行 器安全飞行且不被各种探测系统发现的技术，具体说是一种空间隐身飞行技术 方法。 背景技术
目前，空间探测主要有雷达探测、可见光探测、'激光探测、红外探测、声 波探测等各种侦察探测技术，用于探测和发现空间飞行物体，相应地空间反探
测技术手段也针锋相对，运用各种反探测方法实现飞行器的隐身安全飞行，不 被各种探测技术手段发现。在国际上，反雷达探测技术已经比较成熟，而其它 探测方法由于运用场合、应用条件等各种因素限制不能有效运用于空间飞行器， 使飞行器很难实现多方位隐身飞行目的。有研究认为：在飞行过程中，降低飞 行器表面温度能大幅度地降低飞行器自身的红外辐射，从而有效降低飞行器在 反探测系统中红外探测波段总的辐射强度，最终有效縮短红外探测距离。但是 当飞行器表面温度降低到一定程度后，飞行器反射的背景辐射便成为飞行器的 主要红外特征，如果在此基础上降低飞行器表面的红外反射率，便能更有效的 縮短反红外探测系统的探测距离。
然而运用深冷剂相变制冷的空间冷屏蔽系统来实现飞行器红外隐身并非易 事，由于飞行器在起动及稳定飞行过程中具有复杂的气动传热工况，所以冷屏 中低温流体处于激烈的相变及多相流动状态并伴随有压力及温度的剧烈变化， 不断产生大量的饱和蒸汽及过热蒸汽，含湿蒸汽及过热蒸汽在变压变温过程中 不段向外排放同时造成空间飞行扰动问题、振动问题、压力突升问题、制冷剂 固化问题、表面温度分布不均问题、汽液两相流问题、空间复杂传热问题、气 动摩擦传热问题、过热过冷问题、加注防霜问题等等复杂问题。 发明内容
本发明在反雷达探测技术研究的基础上，将反可见光探测、反激光探测及 反红外探测技术与反雷达探测技术相结合，实现飞行器的多方位隐身目的，重 点突破红外隐身技术，对实现红外隐身技术的空间低温冷屏蔽技术的近三相点 制冷技术进行系统的研究，解决开式空间相变制冷过程中近三相点制冷技术方法，解决变压、变温、变流量的空间动态制冷过程中的制冷机理问题及低温流 体流动过程中空间排放技术难题，使空间开式相变制冷过程相对稳定、高效且 易于控制，飞行轨迹不因蒸汽排放而产生影响。近三相点制冷技术方法能够有 效控制冷屏内饱和蒸汽压力，充分利用节流后的冷量，充分提高冷屏表面换热 效率，有利于蒸汽显热的利用，有利于降低系统内绝对压力，减轻系统的重量 及管路负荷，满足冷屏蔽系统的表面温度要求，防止系统内制冷剂固化，更重 要的是近三相点制冷技术能够满足空间冷蒸汽稳定排放要求，不会产生汽液两 相空间喷射现象，能够满足冷蒸汽扩压后均匀分配并排放的目的，能够减小气 流造成的振动、噪音及对飞行器的扰动影响，实现了飞行器的多方位隐身飞行。
本发明的技术问题通过下述技术方案解决：
一种空间隐身飞行技术方法，其特征在于包括：
a、 红外隐身技术，采用空间冷屏蔽系统近三相点制冷技术方法，所述近三 相点制冷技术方法主要由地面加注过程，地面带压加注过程，起动过程及稳定 飞行过程组成，各过程由分层蓄液方法、饱和蒸汽出口管路扩压分流方法、冷 蒸汽排放控制方法、过热蒸汽二次扩压分流方法完成；
b、 反雷达隐身技术； C、反可见光隐身技术； d、反激光探测技术。
所述空间冷屏蔽系统是在飞行器外表加装深冷剂夹层，夹层由莲花形单个 冷屏叶片组合而成圆锥形，每个独立的叶片顶部安装有冷蒸汽排放控制机构， 叶片内部安装有二次扩压分流管路，二次扩压分流管路上端与设在冷屏顶部的 一次扩压腔连通，下端与设在冷屏底部的二次扩压器连通。
所述地面带压加注过程为：选择加注压力为制冷剂三相点饱和蒸汽压力， 在一次扩压腔上方设置加注口，加注口与制冷剂贮液层连通，在一次扩压腔下 方冷屏外壁上设置加注口 ，加注口与冷屏内部分层贮液层连通。
所述的起动过程为：运用双压控制减压阀高压控制压力来控制气动摩擦传 热及环境压力变化时所产生的过冷沸腾或过热沸腾现象，低压控制压差为制冷 剂三相点对应饱和压力，高压控制压差为地面环境大气压。
所述的稳定飞行过程，是在飞行过程中双压控制减压阀的低压控制压力为 制冷剂三相点对应饱和蒸汽压力，蒸发温度为制冷剂三相点对应的饱和温度，制冷剂沸点与三相点重合。
所述分层蓄液方法： 一是在冷屏夹层的内表面设置分层蓄液夹层，蓄液夹 层开口向上，夹层内填充毛细多孔材料。
所述饱和蒸汽出口管路扩压分流方法为：运用二次扩压分流管路控制扩压 后饱和蒸汽速度及压力，控制出口气流速度为70〜8Qm/s，控制节流后压力为三 相点压力的1/5至1/15。
所述的二次扩压分流管路由二次扩压进气管路、二次扩压器、扩压器内毛 细多孔介质、二次扩压排气管路组成，二次扩压进气管路出口与二次扩压器进 口接通，二次扩压器出口与二次扩压排气管路进口接通，二次扩压器内装毛细 多孔介质。
所述冷蒸汽排放控制为：在冷屏蔽系统的冷屏叶片顶部并列安装有双压控
制减压阀、极限压力控制阀、极限温度控制阀三个阀门，组成冷蒸汽排放控制 机构。
所述反雷达隐身技术方法、反可见光隐身技术方法及反激光探测隐身技术
方法为：冷屏内外层均采用非金属碳纤维玻璃钢制成，冷屏顶部及底部采用流
线型，表面涂有0.01mm厚钠米氧化铝涂层，涂层外通过低温导热胶贴有边长为 2cm的正六边形蜂窝状隐身防护平板，防护板以0. 5mm透明石英玻璃为主体面向 空间，表面依次有0.07um银涂层、2mm镍钴铁氧体涂层。 附图说明
图l为本发明结构示意图；
图2为冷屏剖示示意图；
图3为冷屏整体分层蓄液示意图； 图4为扩压腔内部结构示意图；
图5为二次扩压迸气管路与扩压腔连接示意图；
图6为二次扩压分流管路分部示意图；
图7为冷蒸汽排放控制机构示意图；
图8为莲花型冷屏叶片结构示意图；
图9为冷屏外层表面模块示意图；
图10为蜂窝状表面模块示意图；
图ll为加注口分布示意图。本发明釆用近三相点制冷技术方法能够减轻系统的重量及管路负荷，有效 控制冷屏内饱和蒸汽压力，充分利用节流后的冷量，提高冷屏表面换热效率及 系统制冷效率，有利于降低系统内绝对压力，防止系统内制冷剂固化，系统能 够减小气流造成的振动、噪音及对飞行器的扰动影响，不会产生汽液两相空间 喷射现象，同时系统能够满足冷蒸汽扩压后均匀分配并排放的目的，满足冷屏 蔽系统的表面温度要求。此外分层蓄液可以减小饱和蒸汽的流动阻力，进而减 小飞行器超重状态起动过程中制冷剂由过冷向过热过程转变时造成的液泛及喷 射问题，也可用于解决变压、变温、变流量的空间动态开式制冷过程中低温流 体在夹层内的流动排放所带来的技术难题，提高空间传热效率，提高空间相变
制冷效率，实现空间制冷的相对稳定，表面温度的有效控制等问题。 具体实施方式
本发明为一种空间隐身飞行技术方法，包括：
a、 红外隐身技术，采用空间冷屏蔽系统近三相点制冷技术方法，所述近三
相点制冷技术方法主要由地面加注过程，地面带压加注过程，起动过程及稳定 飞行过程组成，各过程由分层蓄液方法、饱和蒸汽出口管路扩压分流方法、冷
蒸汽排放控制方法、过热蒸汽二次扩压分流方法完成；
b、 反雷达隐身技术； C、反可见光隐身技术； d、反激光探测技术。 一、红外隐身技术
红外隐身主要采用空间冷屏蔽系统近三相点制冷技术方法，所述冷屏蔽系 统是在飞行器外表加装深冷剂夹层32,夹层32由莲花形单个冷屏叶片20组成， 各冷屏叶片20相对独立，每个叶片顶部安装冷蒸汽排放控制机构，组合形成锥 形整体。叶片20内部安装有二次扩压分流管路8， 二次扩压分流管路8上端与' 设在冷屏顶部的一次扩压腔9连通，下端与设在冷屏底部的二次扩压器13连通。 冷屏再入大气层时以莲花形开放形式打开分离，以不影响飞行器飞行轨迹。叶 片的数量可以根据实际情况而定，所述三相点制冷技术方法主要由地面带压加 注过程，起动过程及稳定飞行过程组成。
1、三个主要制冷过程
a、在地面加注过程中，对于开式加注过程中的设备，加注口位置在冷屏蔽系统的上部，以有利于制冷剂对流换热并充分冷却系统，蒸汽出口也位于冷屏 外表面上部以利于蒸汽充分吸热。在地面带压加注过程中，加注压力选择为减 压阀的低压开启压力即三相点饱和蒸汽压力。
b、 在起动过程中，加装双压控制减压阀10对午起动过程中所出现的过冷 沸腾或过热沸腾现象有明显的抑止作用，双压控制减压阀IO可以保证系统内部 压力变化相对稳定，系统内压力与环境压力差为三相点对应压力。由于起动过 程中液体内部压力增大并过冷，从而制冷过程处于静止状态，此时减压阀停止 工作，当外界受到强烈气动摩擦加热即大热流密度接近冷屏表面时，此时减压 阀卸压工作。在推进系统停止的瞬间，超重现象随之变为失重现象，液体处于 严重的过热状态，系统内部压力急剧增加，减压阀高压控制压力开始工作，系 统内压力很快降低，液体经过热后压力即减压阀低压控制压力最终确定在三相
点饱和压力且处于稳定状态。
c、 在稳定飞行过程中，由于空间环境为高真空微重力状态，双压控制减压 阀内部压力为三相点对应饱和蒸汽压力，蒸发温度为三相点对应的饱和液体温 度，控制压力为三相点饱和蒸汽压力，即系统内部压力为三相点压力，外部为 高真空环境。
2、四种主要制冷方法
上述各过程由分层蓄液方法、冷蒸汽排放控制方法、饱和蒸汽出口管路扩 压分流方法、过热蒸汽二次扩压分流方法完成。 a、毛细材料分层蓄液方法
1) 将毛细材料3按圆环形分层方式填充于冷屏外表层6与蓄液板1、 2 之间的夹层内，夹层开口向上，毛细材料3浸润吸液后由液体吸收表面太阳能 辐射热蒸发，冷蒸汽沿出口进入冷屏内夹层32，并沿夹层32流到冷屏顶部出气 口节流降压，降压后经二次扩压进气管路11通过二次扩压器13排入空间。
2) 将毛细材料3分层安装于毛细材料支架5上，支架5表面有利于气流
流动及导热的方孔，支架5位于冷屏内层与外层之间的夹层32，两边留有气流 通道。吸液后与毛细材料支架5紧密相贴，蒸发后饱和蒸汽沿冷屏内夹层32流 动到顶部出口节流，节流后冷蒸汽沿二次扩压进气管路11冷却冷屏外表面后， 由底部经扩压器13排出。
毛细材料分层蓄液方法根据开式空间相变制冷过程中传热要求及特点，设计分层蓄液装置，用于解决变压、变温、变流量的空间动态制冷过程中的制冷 剂的有效贮存高效传热所带来的技术难题。在冷屏外层内表面做蓄液夹层1、 2， 根据传热数值模拟结果选择夹层的高度，根据充装制冷剂的质量多少选择夹层 的厚度，制冷剂的填充量要根据开式相变制冷的传热特点及空间总传热量的大 小来进行选择。
b、冷蒸汽的排放控制方法
所述冷蒸汽排放控制为：在冷屏蔽系统的冷屏叶片顶部并列安装有双压控 制减压阀10、极限压力控制阀16、极限温度控制阀15三个阀门，组成冷蒸汽 排放控制机构。低压控制压力为制冷剂三相点对应饱和蒸汽压力，如果内部压 力超过此压力，则阀门自动打开以节流方式卸压，从而可以起到节流制冷效应，
产生的冷量被二次扩压进气管路11所吸收，使冷屏表面6温度维持在制冷剂三 点相点温度；当系统内部内压力低于三相点对应的饱和压力时，阀门自动关闭。
系统吸收外热后表面温度升高，内部压力再一次升高，阀门再次打开。双压控
制减压阀10高压控制压力为制冷剂环境温度下所对应的饱和蒸汽压力值或饱和
蒸汽压力的某一倍数，具体倍数的大小根据系统恶性传热条件下可能造成的最 大压力的变化情况设定。双压控制减压阀高压压力控制范围及气流流量的控制
范围根据冷屏内传热条件确定，当压力超过规定压力时，双压控制减压阀io阀
座从阀体弹开，饱和蒸汽以无节流效应的大开口方式排出卸压，压力减小后阀 座恢复原位，低压节流阀继续工作。
c、饱和蒸汽一次扩压分流方法
饱和蒸汽自冷屏外层6及内层17夹层32流经出口后进入扩压腔9，扩压腔 9内装有毛细材料3及毛细材料支架5，饱和蒸汽以极快的速度冲向毛细材料3 并迅速减速从而达到改变方向并扩压降噪的目的，扩压后的冷蒸汽冷却冷屏扩 压腔9外表面后进入二次扩压进气管路11。
由于飞行器在空间微重力高真空环境下工作，系统内部饱和蒸汽的排放会 对飞行轨迹产生影响，针对空间冷屏蔽系统近三相点制冷时的饱和蒸汽排放问 题提出饱和蒸汽出口扩压分流技术方案，饱和蒸汽排放出口或节流出口蒸汽流 速大，必须进行扩压后才能有效分配各支管路，扩压腔9的结构设计对于饱和 蒸汽的排放具有重要作用，采用传热数值模拟及流场数值模拟方法确定冷屏蔽 系统内的温度分布梯度及流场参数分布情况，从而确定冷屏内饱和液体的温度、压力、出口流速大小及出口截面大小，从而确定出口扩压腔9的位置、大小及 扩压腔内毛细材料3的种类、厚度、毛细支架5的形状及与扩压腔9的位置关 系，从而解决饱和蒸汽出口节流、扩压并分流问题。 d、 二次扩压分流管路系统
二次扩压分流技术方案是将一次扩压后冷蒸汽或汽液两相流通过分散的管 路均匀排出，二次扩压排气管路12紧贴冷屏夹层外表面，二次扩压进气管路ll 的进口位置连接至冷屏内一次扩压腔9底部，管路均匀分布于冷屏锥形圆周面 上，气流经过管路后流至二次扩压器13，在二次扩压器13中经微扩压均匀分配 后经出气格栅由二次扩压排气管路排出，二次扩压分流机构紧贴毛细材料支架 5， 二次扩压分流管路与毛细材料支架5在底部相联结并以切向关系与边缘相连 接。二次扩压排气管路12接二次扩压器13出口后平行等分圆周排开。扩压器 13中心为圆形出口，用于飞行器与推进系统的连接。扩压器13内充装有扩压用
毛细多孔介质。气流经扩压器后经毛细多孔介质扩压，最后由排气格栅进入排 气管路12排出。
毛细材料支架5与二次扩压分流系统相联结，经一次节流后的冷蒸汽或汽 液两相在二次扩压进气管路11中充分蒸发并吸收太阳能过热后将热量通过管路 传递给毛细材料支架5，毛细材料支架5将传递的热量继续传递给毛细材料3及 毛细材料所吸附的液体，从而达到热量的有效传递。
二次扩压分流管路与冷屏外层6内表面或外表面紧密接触，管路中的冷蒸 汽或气液两相可以直接吸收太阳能辐射热进而充分蒸发与过热，管路中的冷蒸 汽可以继续冷却冷屏外表面，使外表面温度分布更加均匀合理，从而达到节流 后冷量的进一步利用。
冷蒸汽或汽液两相进入扩压器13以后，可以继续蒸发而不至使液体直接排 到空间而造成制冷剂冷量的损失，扩压器13可以起到收集末汽化液体进而继续 蒸发。飞行器稳定飞行阶段，过热蒸汽通过扩压器13扩压后将冷蒸汽通过二次
扩压排气管路12均匀排放到空间。扩压器13内装有毛细多孔介质，高速气流 进入扩压器后经毛细多孔介质的扩压作用后再经排气格栅进入排气管路12，从 而达到均匀、无噪、无振、无扰动排放。
二、反雷达、反可见光及反激光探测技术方法
反雷达、反可见光及反激光探测隐身技术是冷屏内层17、外层6均采用非金属碳纤维玻璃钢制成，冷屏顶部及底部采用流线型，冷屏表面涂有钠米氧化
铝涂层25，涂层25外通过低温导热胶24贴有正六边形蜂窝状表面模块30，表 面模块30以透明石英玻璃21为主体面向空间，表面由内向外依次涂有银涂层 22、镍钴铁氧体涂层23。 工作原理
本发明所述的飞行器空间隐身飞行技术方法，主要运用反雷达表面涂层技 术，反可见光技术、反激光探测技术及红外隐身技术方法，从而实现飞行器多 方位隐身的目的。其中红外隐身技术方法主要运用用空间冷屏蔽技术方法实现， 冷屏蔽技术方法主要利用近三相点制冷技术方法。
一、红外隐身方法原理
1、 在地面加注过程中，制冷剂的饱和压力为环境压力，蒸发温度为环境压 力下的沸点温度，整个制冷过程处于环境状态下开式相变制冷过程。当蒸发温 度确定以后，制冷剂处于饱和状态，蒸发温度为一定值，饱和蒸汽经管路换热 后以排出，蒸汽温度低于环境温度，当加注后期冷屏表面温度恒定后，蒸汽温 度应接近表面温度，此时蒸汽显热能得到充分利用。冷屏蔽系统的上部有加注 口，以有利于制冷剂对流换热并充分冷却系统，蒸汽出口也位于冷屏外表面上 部，以利于蒸汽充分吸热。
2、 在地面带压加注过程中，加注压力的选择要根据加注速度及出口大小或 减压节流阀的控制压力选择加注压力，防止由于过冷沸腾引起系统内过热蒸汽 的压力急剧增加。有节流减压阔时，加注压力选择制冷剂三相点对应的饱和蒸 汽压力，以利于制冷剂加注过程稳定及对显热的有效利用。减压阀的低压开启 压力为三相点饱和蒸汽压力，在地面时显示为表压。
3、 在起动过程中，加装减压节流阀对于起动过程中所出现的过冷沸腾或过 热沸腾现象有明显的抑止作用，减压节流阀以保证系统内部压力变化相对稳定 系统内压力与环境压力差为三相点对应压力，起动过程中，液体内部压力增大 并过冷，液体过冷,但系统内蒸汽压力随环境压力的减小lf5减小，过冷液体内部 蒸汽压随过冷度增大后逐渐低于饱和蒸汽压力，从而制冷过程处于静止状态， 当外界由于气动摩擦加热即大热流密度接近冷屏表面时，液体过冷沸腾从而系 统压力增大，此时减压阀工作，系统内蒸汽压力降低且随环境变化而变化。在 推进系统停止的瞬间，超重现象随之变为失重现象，液体处于严重的过热状态，系统内部压力急剧增加，压力增大程度跟加装的制冷剂量有关及跟系统内热环 境有关，减压阀高压控制压力开始工作，系统内压力很快降低，液体经过热后 压力即减压阀低压控制压力最终确定在三相点饱和压力且处于稳定状态。此时 蒸发温度即饱和液体温度及系统饱和压力维持在制冷剂三相点对应的参数值 上，此时制冷剂沸点与三相点重合，选择制冷剂三相点制冷的关键因素为制冷 剂沸点与三相点重合的制冷过程。
4、 在稳定飞行过程中，由于空间环境为高真空微重力状态，减压节流阀内 部压力为三相点对应饱和蒸汽压力，蒸发温度为三相点对应的饱和液体温度， 所以此时制冷过程相对稳定，内部压力保持不变，表面温度维持在制冷剂三相 点饱和蒸发温度上，液体的沸点与三相点重合，液体处于三相点饱和状态，三 相点饱和蒸汽压力经节流到环境高真空压力状态后，节流后的冷蒸汽经二次扩
压进气管路11吸收冷屏蔽系统表面6太阳能辐射热后温度上升，最终以接近三 相点饱和状态温度排出系统进入空间环境，从而达到近三相点制冷过程的全部 过程。
5、 冷屏蔽系统外表面接受太阳能辐射、空气对流换热、环境热辐射或气动 摩擦热以后，内部饱和蒸汽压力会随之改变，尤其在接受瞬时高热流密度热量 加热后，由于制冷剂过冷沸腾导致冷屏内部蒸汽压力剧烈变化，如果不能有效 排出过热蒸汽可能会造成一定的安全问题。如果系统内传热条件差、系统压力 过低，低于制冷剂三相点所对应的饱和蒸汽压力时，则会出现严重的阶段性液 泛现象或固化现象，如果液泛产生的大量过热蒸汽不能有效排出，则系统内部 压力会急剧上升，从而造成危险，制冷剂固化则可能导致内部毛细材料3不能 有效传递制冷剂，传热条件恶化，表面温度无法得到均匀控制。本发明着重描 述通过减压节流装置控制空间冷蔽系统出口大小，从而控制内部饱和蒸汽压的 大小，实现冷屏制冷过程稳定，表面温度分布均匀。减压节流机构主要有双压
控制减压阀，其工作原理是：控制内部低压排气压力为制冷剂三相点对应的饱
和蒸汽压力，如果内部压力超过三相点对应的饱和压力，则阀门自动打开以节 流方式卸压，从而可以起到节流制冷效应，产生的冷量被二次扩压进气管路11
所吸收，从而使冷屏表面温度维持在制冷剂三点相点温度；当系统内部内压力 低于三相点对应的饱和压力时，阀门自动关闭，系统内部压力再一次升高，表 面温度升高，如此循环。控制双压减压阀内部高压压力为制冷剂环境温度下所对应的饱和蒸汽压力值或饱和蒸汽压力的某一倍数，具体倍数的大小根据系统 恶性传热条件下可能造成的最大压力的变化情况设定，在飞行器起动或存在严 重的气动摩擦传热时，双压阀内高压压力的控制尤为重要。双压阀高压压力控 制范围及气流流量的控制范围要根据冷屏内传热条件确定，当压力超过规定压 力时，双压减压阀的阀体从阔座弹开，饱和蒸汽以无节流效应的大开口方式排 出卸压，卸压后自动恢复原位，从而达到恶性条件下冷蒸汽排放的目的。如果 外界热流密度更大时在冷屏排气口再加装一个更大开口截面的极限温度控制阀 及一个系统极限压力控制阀，从而解决空间冷蒸汽的排放问题。
节流减压后的冷蒸汽进入二次扩压分流管路后排出，由于气流在流动或排 放过程中存在振动及对飞行器轨迹扰动等问题，所以根据气流扩压原理设计管 路时尽可能地按对称及并列多管路的方式设计，各支管路的有效截面尽可能小， 排气管路的设计按排气端出口截面尽可能大，截面的大小还须根据管路及扩压
器13所承受内部压力的大小决定，截面增大时所承受的压力会减小。先扩压后 分流的方式进行排气，且二次扩压排气管路12入口端采用致密格栅排出方式， 从而达到无旋均匀分配并排放的目的。
6、 在高真空环境下，空气侧自然对流现象消失，主要是以热辐射为主要传 热方式。冷屏内由重力引导的自然对流换热现象消失，转而以热传导及液体表 面张力引导的换热为主。本发明涉及的分层畜液制冷技术，特别适用于解决高 真空微重力环境下空间冷屏蔽系统中相变制冷的传热问题及表面温度控制问 题，其主要作用是利用毛细材料3的毛细力提升液体的原理及分层蓄液原理， 使液态制冷剂能够充分接近冷屏外表面，增大传热效率，从而增大液体对表面 的冷却作用，防止由于表面张力或离心力的作用而导致制冷剂的过度集中所引 起的局部地区冷热分布不均、传热条件恶化等现象；防止由于饱和蒸汽或过热 蒸汽换热不彻底所造成的表面温度分布不均匀现象；防止由于制冷剂过冷沸腾 或过热沸腾过程中产生的汽液两相流问题，此技术可用于开式制冷系统或闭式 制冷系统中制冷剂的存贮问题。
7、 当空间冷屏蔽系统处于无节流效应大开口开式相变制冷状态时，内部饱 和蒸汽的压力与太阳能辐射强度、环境辐射、稀薄气动加热、表面吸收率、表. 面反射率、最大辐照截面面积、开口大小等因素有关，在空间飞行稳定阶段其 它参数保持不变的情况下，内部饱和蒸汽压力、出口气流速度的大小将直接与开口大小有关，气流速度大小将对系统运动轨迹、排放方式、扰动、振动、噪 音等有很大的影响因素，因此，对于饱和蒸汽的排放控制问题的核心问题将是 选择如何解决饱和蒸汽排气位置、口径大小、分流管路、扩压腔的位置等因素 有关。在外部热流密度稳定阶段，饱和压力与开口大小可根据数值模拟结果确 定，通过数值模拟，确定开口速度小于按不可压縮流体流速计算时的极限速度 决定的开口大小（冷蒸汽的流速按不可压缩流体计算时所对应的最大流速）。
由于空间高真空环境，饱和蒸汽会以相对较快的速度从系统内流出，且随 着热流密度的变化有较大变化，如果气流不经扩压排出，则无法均匀分配于各 支管路，从而造成对飞行器飞行轨迹的影响。本发明根fe数值模拟结果，按照 空间结构要求，设计饱和蒸汽出口位置关系及扩压腔位置关系，从而使饱和蒸 汽出口扩压分流技术能够满足冷蒸汽扩压后均匀分配并排放的目的。
由于气流在流动或排放过程中存在振动及对飞行器轨迹扰动等问题，所以 根据气流扩压原理设计管路时尽可能地按对称及并列多管路的方式设计，各支 管路的有效截面尽可能小排气管路的设计按排气端出口截面尽可能大，截面的 大小还须根据管路及扩压器所承受内部压力的大小决定，截面增大时所承受的 压力会减小。先扩压后分流的方式进行排气，且二次扩压排气管路入口端采用 致密格栅排出方式，从而达到无旋均匀分配并排放的目的。
8、 一次节流扩压后的冷蒸汽或汽液两相须经二次扩压进气管道进一步分 流、蒸发及过热，二次扩压进气管路ll相当于一次节流后的蒸发器，可以充分 利用一次节流后的冷量来冷却冷屏表面，由于冷屏表面受太阳辐射，所以扩压
进气管道11与冷屏外表面6直接相连更有利于于出口低温冷蒸汽直接吸收太阳 能辐射成为过热蒸汽。
扩压管路的尺寸、数量及排列方式由传热数值模拟结果初步确定，模拟结 果必须满足表面温度分布足够均匀且最大温度即内部过热蒸汽温度不超过相应 制冷剂的饱和蒸汽压所对应的饱和温度上限的两倍，饱和蒸汽压力或过热蒸汽 压力的大小直接决定冷屏系统的关键尺寸，所以尽可能的降低内部压力可以减 小冷屏系统的设计压力值。
二、反雷达，反可见光、反激光探测技术原理
1、透明石英玻璃21由于具有从紫外区到红外区优良的光透过性和耐热性， 所以对于可见光及红外线具有良好的透光性，同时石英玻璃21经得起极高温的冲击，可以有效的应用于冷屏表面，抵抗由于表面热流密度、温度的剧烈变化 所带来的负面影响。表面银涂层22主要用于反射探测激光束及可见光，氧化铝
涂25层主要用于降低冷屏表面辐射率。
2、镍钴铁氧体吸波材料涂层23具有良好的吸波性能，当面密度约5kg/m2、 厚度约2mm时，铁氧体吸波材料在8-18GHz纟顷带内吸收率均可低于-10dB，所以 镍钴铁氧体吸波材料涂层23可以有效地降低雷达的RCS。
综上所述，应用空间冷屏蔽系统技术实5见红外隐身，再结合反可见光、反 激光及反雷达技术就可以有效实施空间隐身飞行技术。