王玉瑩，寧獻(xiàn)文，趙 欣，曹劍峰，戴承浩

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部空間熱控技術(shù)北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094)

1 引言

工作在大氣層外空間的航天器，其廢熱的排散主要通過(guò)輻射散熱與消耗型散熱兩種途徑來(lái)實(shí)現(xiàn)[1-4]。航天器的輻射散熱能力與散熱面的溫度高低、散熱面積大小、散熱面的表面發(fā)射率及散熱面所處熱環(huán)境有關(guān)。為了保證一定的散熱量，航天器必須提供足夠面積的具有較高表面發(fā)射率的散熱面，并且只有當(dāng)散熱面與周?chē)h(huán)境之間有較高溫差時(shí)，航天器廢熱才能高效地通過(guò)輻射方式排散至外部空間。

對(duì)于在月面長(zhǎng)期活動(dòng)、地外長(zhǎng)期駐留等載人深空探測(cè)任務(wù)中機(jī)動(dòng)性強(qiáng)、無(wú)法提供相對(duì)固定散熱面或處于空間高溫環(huán)境無(wú)法利用輻射散熱的航天器，需采用不依賴(lài)于輻射的散熱方式。消耗型散熱如閃蒸蒸發(fā)、升華散熱技術(shù)和蒸發(fā)散熱技術(shù)，通過(guò)利用工質(zhì)排放至外部空間環(huán)境過(guò)程中吸收相變潛熱來(lái)實(shí)現(xiàn)航天器廢熱排散[5]。消耗型散熱不僅可以解決航天器的高效散熱需求，且在一定條件下可極大地節(jié)約系統(tǒng)資源，是一種理想的選擇。

對(duì)于長(zhǎng)期地外駐留任務(wù)，其資源的攜帶量尤其是消耗型物資中水的攜帶量將隨駐留時(shí)間的增加而急劇增加。如果消耗工質(zhì)不加回收，就需要提前將大量的消耗型散熱工質(zhì)發(fā)射至被探測(cè)星球面，不僅增加了運(yùn)載的發(fā)射質(zhì)量和成本，同時(shí)也限制了航天器有效載荷的攜帶。本文提出基于空間消耗型散熱技術(shù)的工質(zhì)回收系統(tǒng)概念設(shè)計(jì)，給出基于膜蒸發(fā)的消耗散熱及工質(zhì)收集再生熱控系統(tǒng)概念，并提出未來(lái)進(jìn)一步研究需要突破的關(guān)鍵技術(shù)。利用消耗型相變高效散熱的優(yōu)點(diǎn)，將消耗工質(zhì)通過(guò)可重復(fù)使用的裝置進(jìn)行再生利用，對(duì)于解決消耗型相變散熱長(zhǎng)期應(yīng)用的難題具有重要意義。

2 消耗型散熱技術(shù)概述

目前適于空間應(yīng)用的消耗型散熱技術(shù)主要包含噴霧閃蒸蒸發(fā)技術(shù)、升華散熱技術(shù)、蒸發(fā)散熱技術(shù)。

噴霧閃蒸蒸發(fā)技術(shù)利用消耗性介質(zhì)噴出過(guò)程中發(fā)生快速的液-氣相變來(lái)吸熱(圖1(a))。該技術(shù)采用噴嘴將液體霧化成微米尺度的液滴，直接沖擊加熱面，在加熱面通過(guò)強(qiáng)制對(duì)流、沸騰和蒸發(fā)相變等傳熱形式進(jìn)行冷卻，其臨界熱流密度可達(dá)到1000 W/cm2，可保持受熱表面良好的溫度均勻性[6]。噴霧閃蒸蒸發(fā)適用于集成電路、電子設(shè)備高熱流密度散熱。但研究中曾出現(xiàn)結(jié)冰堵塞噴液口，因此該技術(shù)在空間領(lǐng)域并未得到廣泛發(fā)展。

升華散熱技術(shù)(圖1(b))利用介質(zhì)發(fā)生液-固-氣相變過(guò)程的吸熱來(lái)實(shí)現(xiàn)航天器熱排散，適用于工作于高真空環(huán)境的設(shè)備散熱。水升華散熱技術(shù)具有體積小、效率高、耗費(fèi)少、在失重和熱負(fù)荷變化的條件下能夠可靠工作的特點(diǎn)，曾得到了多次成功應(yīng)用。Apollo登月艙、Saturn火箭、美/俄、中國(guó)的艙外航天服[7]、嫦娥五號(hào)探測(cè)器均采用了水升華散熱裝置[8-13]。長(zhǎng)期應(yīng)用中多余物沉積和工質(zhì)中微生物的控制是后續(xù)研究的焦點(diǎn)。

蒸發(fā)散熱技術(shù)(圖1(c))通過(guò)使液態(tài)工質(zhì)(如水、氨)蒸發(fā)/沸騰排放至外部空間的方式吸收熱量，進(jìn)而達(dá)到冷卻工質(zhì)自身溫度的作用，具有質(zhì)量輕、對(duì)結(jié)構(gòu)布局方式要求小的特點(diǎn)。適用于空間高真空及低真空環(huán)境、大氣環(huán)境等復(fù)雜空間環(huán)境特點(diǎn)，是深空探測(cè)中解決艙外航天服、艙外機(jī)動(dòng)單元等航天器散熱需求的有效途徑。20世紀(jì)70年代，蘇聯(lián)的月球計(jì)劃中，曾使用水蒸發(fā)器技術(shù)，并得到了成功應(yīng)用[14]。近年美國(guó)開(kāi)展了膜蒸發(fā)散熱技術(shù)研究，研制了四代原理樣機(jī)，尚未進(jìn)行飛行驗(yàn)證[15-16]。但研究結(jié)果表明，膜蒸發(fā)技術(shù)具有良好的散熱和耐腐蝕性能，能適應(yīng)月球及火星的復(fù)雜環(huán)境。針對(duì)未來(lái)載人航天任務(wù)需求，中國(guó)研究人員開(kāi)展了微孔膜蒸發(fā)技術(shù)初步研究[17-18]，目前尚處于起步階段。

圖1 消耗型散熱示意圖Fig.1 Diagram of expendable heat dissipation

綜上，消耗型散熱技術(shù)散熱效率高，適用于空間高、低真空、大氣環(huán)境等復(fù)雜空間環(huán)境，且無(wú)需輻射散熱、布局更為靈活，可為無(wú)法提供相對(duì)固定輻射散熱面，處于空間高溫環(huán)境無(wú)法利用輻射散熱，或利用傳統(tǒng)輻射散熱解決短時(shí)大功率散熱將耗費(fèi)較多資源的航天器提供一種不依賴(lài)輻射散熱的有效散熱方式。但其在長(zhǎng)期應(yīng)用中將消耗大量工質(zhì)，如對(duì)于長(zhǎng)期月面駐留任務(wù)，資源攜帶量的增加主要由環(huán)控生保系統(tǒng)(Environmental Control and Life Support System, ECLSS)中用于熱控的水的消耗量增加而引起。NASA研究表明，當(dāng)駐留時(shí)間達(dá)到575天時(shí)，定期開(kāi)展月面EVA活動(dòng)需要消耗的水量將達(dá)到約3800 kg(圖2)[19]，因此，工質(zhì)再生利用將是制約其長(zhǎng)期應(yīng)用的主要因素。

3 基于微孔膜蒸發(fā)散熱的空間消耗工質(zhì)回收概念設(shè)計(jì)

通過(guò)上述分析可知，現(xiàn)有的消耗性散熱技術(shù)中，蒸發(fā)散熱可以在有背壓的環(huán)境下運(yùn)行，適合對(duì)其進(jìn)行工質(zhì)回收,且微孔膜蒸發(fā)散熱是未來(lái)較有潛力的一種應(yīng)用形式。本文基于微孔膜蒸發(fā)散熱構(gòu)建工質(zhì)可回收的消耗散熱系統(tǒng)概念，并對(duì)此進(jìn)行原理驗(yàn)證和可行性分析。

3.1 微孔膜蒸發(fā)消耗散熱系統(tǒng)

圖2 ECLSS系統(tǒng)資源攜帶量與駐留時(shí)間關(guān)系[19]Fig.2 ECLSS mass allocation evaluation vs mission duration[19]

膜蒸發(fā)散熱的概念為NASA研究人員針對(duì)艙外航天服的應(yīng)用而提出，并研制膜蒸發(fā)散熱裝置原理樣機(jī)開(kāi)展了地面試驗(yàn)研究[15-16]，結(jié)果表明其可以在CO2環(huán)境運(yùn)行，由于具有更大的表面積，所以具有更好的耐污染性能[18]。微孔膜蒸發(fā)散熱系統(tǒng)的核心是微孔膜蒸發(fā)消耗型散熱裝置，但是實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)功能需要有匹配的工質(zhì)存貯、輸運(yùn)、壓力控制等部件。基于前期對(duì)水升華消耗型散熱研究和工程應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)，對(duì)微孔膜蒸發(fā)散熱子系統(tǒng)進(jìn)行功能分析和匹配，構(gòu)建了微孔膜蒸發(fā)散熱子系統(tǒng)，主要包含微孔膜蒸發(fā)消耗散熱裝置、儲(chǔ)液器、循環(huán)泵、回路換熱器、管路以及工質(zhì)等，如圖3所示。

圖3 基于微孔膜蒸發(fā)的熱控系統(tǒng)示意圖Fig.3 Diagram of thermal control system based on microporous membrane evaporation

微孔膜蒸發(fā)散熱過(guò)程是在低壓或真空環(huán)境下，液體工質(zhì)在流經(jīng)具有多孔壁面的微管過(guò)程中，工質(zhì)通過(guò)壁面的微孔向真空或低壓環(huán)境蒸發(fā)，以此帶走系統(tǒng)的廢熱。微孔膜蒸發(fā)子系統(tǒng)中，循環(huán)工質(zhì)在流經(jīng)微孔膜蒸發(fā)散熱裝置過(guò)程中，通過(guò)散熱界面向真空環(huán)境蒸發(fā)散熱，與此同時(shí)實(shí)現(xiàn)循環(huán)回路中工質(zhì)被冷卻的目的。

3.2 工質(zhì)可回收空間散熱系統(tǒng)

基于膜蒸發(fā)散熱裝置工作原理和原理驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果[17]，其可在有背壓的環(huán)境下有效工作，本文據(jù)此提出了基于微孔膜蒸發(fā)的可再生消耗型散熱系統(tǒng)概念設(shè)計(jì)(圖4)。目的在于利用月面/火星等空間環(huán)境，采用不依賴(lài)輻射散熱的蒸發(fā)散熱技術(shù)為月球基地/火星基地探測(cè)器的設(shè)備散熱；柔性收集裝置可根據(jù)內(nèi)部壓力自適應(yīng)展收，以實(shí)現(xiàn)對(duì)蒸發(fā)生成蒸汽的收集，并同時(shí)可實(shí)現(xiàn)對(duì)蒸發(fā)背壓的控制。隨著蒸發(fā)氣體量的增加，柔性收集裝置體積增大，表面積增加，蒸發(fā)器可以與不同的柔性收集裝置模塊進(jìn)行切換，實(shí)現(xiàn)整個(gè)系統(tǒng)的消耗工質(zhì)收集需求。當(dāng)月夜/火星夜晚來(lái)臨，溫度降低，通過(guò)柔性收集裝置與外界的熱交換，其內(nèi)部氣體溫度降低、體積減小、并被不斷冷凝，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)蒸發(fā)/升華工質(zhì)的再生利用。

圖4 基于柔性收集裝置的微孔膜蒸發(fā)散熱系統(tǒng)工質(zhì)回收概念設(shè)計(jì)Fig.4 Concept design on working fluid recycle of microporous membrane evaporation based on flexible collection device

4 微孔膜蒸發(fā)散熱及工質(zhì)回收驗(yàn)證分析

4.1 微孔膜蒸發(fā)散熱特性驗(yàn)證

微孔膜蒸發(fā)散熱主要通過(guò)流體在微管內(nèi)流動(dòng)過(guò)程中的蒸發(fā)散熱來(lái)實(shí)現(xiàn)，見(jiàn)式(1)。該過(guò)程涉及微米級(jí)多孔介質(zhì)內(nèi)的毛細(xì)流動(dòng)、對(duì)流傳熱及相變和多孔介質(zhì)內(nèi)稀薄氣體流動(dòng)。其散熱量也可以用在微管內(nèi)流通的流體顯熱變化來(lái)表征，見(jiàn)式(2)。

(1)

(2)

為了獲得微孔膜蒸發(fā)散熱裝置的基本性能，在根據(jù)前期工作設(shè)計(jì)的一組微孔膜組件，搭建模擬流體回路系統(tǒng)，開(kāi)展不同背壓條件下的散熱特性試驗(yàn)(圖5)。試驗(yàn)中微孔膜組件的外形尺寸約為230 mm×150 mm×150 mm，微孔膜由疏水聚偏氟乙烯(PVDF)制成，膜絲多孔薄壁孔隙率大于85%，最大孔徑1 μm，滲透系數(shù)>0.4 mL/(m2·s·Pa)。測(cè)試結(jié)果表明：25～50 ℃流體入口溫度條件下，微孔膜組件在背壓1～7 kPa范圍內(nèi)均具有一定的散熱特性[20]，在給定的組件入口溫度下，散熱量隨環(huán)境壓力升高而減小；但當(dāng)環(huán)境背壓高于微孔膜內(nèi)側(cè)工質(zhì)飽和蒸氣壓時(shí)，微孔膜表面的蒸發(fā)換熱過(guò)程隨之中止(圖6)。

圖5 微孔膜蒸發(fā)原理實(shí)驗(yàn)Fig.5 Prototype test of microporous membrane evaporation

圖6 散熱量隨環(huán)境背壓的變化Fig.6 Variation of heat dissipation with environmental pressure

4.2 工質(zhì)回收可行性分析

膜蒸發(fā)散熱裝置開(kāi)始工作前，假設(shè)柔性收集裝置內(nèi)部為真空狀態(tài)，當(dāng)系統(tǒng)峰值熱負(fù)荷為400 W，回路溫度升至40 ℃時(shí)，膜蒸發(fā)散熱裝置開(kāi)始工作，則膜蒸發(fā)器單位時(shí)間消耗的水量如式(3)所示：

(3)

假設(shè)膜蒸發(fā)器每天在系統(tǒng)高功率時(shí)段連續(xù)工作4 h，則由式(4)可得每天消耗水蒸汽量約為2.3 kg。

(4)

為保證膜蒸發(fā)器的工作效率，設(shè)背壓最大為1.1 kPa(小于火星最大氣壓1.35 kPa)，暫忽略柔性收集裝置的漏熱，假設(shè)蒸汽溫度維持40 ℃，則在此熱負(fù)荷下，每天產(chǎn)生的蒸汽體積V約為302.25 m3。即自然伸展?fàn)顟B(tài)下內(nèi)部體積為302.25 m3的柔性收集裝置，能夠滿足每天約2.3 kg的蒸汽收集需求。

假設(shè)探測(cè)器所在的星球?yàn)榛鹦牵瑒t其1個(gè)晝夜的時(shí)間長(zhǎng)度為24 h，赤道附近晝夜溫差約為-100～20 ℃，太陽(yáng)常數(shù)為493 W/m2(遠(yuǎn)火點(diǎn))～717 W/m2(近地點(diǎn))，表面風(fēng)速約為15 ～30 m/s，表面對(duì)流換熱系數(shù)約為2 W/(m2·K)。則當(dāng)火星夜晚來(lái)臨，柔性收集裝置在對(duì)流和輻射作用下向外部空間散熱。柔性裝置內(nèi)部水蒸汽的降溫過(guò)程為等壓降溫過(guò)程。水蒸汽的溫度持續(xù)降低，當(dāng)達(dá)到初始?jí)毫?如1.1 kPa)對(duì)應(yīng)的飽和蒸汽壓時(shí)，蒸汽液化，凝結(jié)的液態(tài)水在柔性收集裝置內(nèi)部表面張力的作用下傳輸至貯水裝置，直至最后全部的蒸汽凝結(jié)為液態(tài)水實(shí)現(xiàn)水工質(zhì)的再生。此時(shí)，柔性收集裝置的體積減至最小，恢復(fù)到再次使用的初始狀態(tài)。

對(duì)于出艙活動(dòng)不便于通過(guò)大體積柔性收集裝置進(jìn)行蒸發(fā)出的蒸汽收集的情形，可以先利用緊湊型的溶液吸收裝置進(jìn)行蒸汽收集(圖7)，出艙結(jié)束返回基地后，再利用柔性收集裝置對(duì)水工質(zhì)進(jìn)行再生利用。Bue等[20]利用LiCl作為吸附劑開(kāi)展了水吸附裝置設(shè)計(jì)和試驗(yàn)研究。研究表明，高濃度的溶液吸收水蒸氣后濃度降低并伴隨一定放熱，但可以利用這部分熱量提高輻射散熱面的溫度，增加輻射散熱的效率。吸附裝置使用結(jié)束需要通過(guò)對(duì)其加熱使吸附的水蒸氣脫附。

圖7 吸附型微孔膜蒸發(fā)散熱系統(tǒng)工質(zhì)回收概念設(shè)計(jì)Fig.7 Concept design on working fluid recycle of microporous membrane evaporation based on adsorption method

假設(shè)初始時(shí)刻吸附溶液的濃度為Ci，在保證吸附效率的情況下，結(jié)束時(shí)其濃度為Cf，則有式(5)、式(6)：

(5)

(6)

(7)

常見(jiàn)的LiCl、CaCl2、LiBr等吸附劑經(jīng)過(guò)復(fù)合，水蒸氣吸附效率可達(dá)1.41 kg/kg[21]，純LiBr溶液?jiǎn)挝幻娣e吸附速率根據(jù)不同設(shè)計(jì)形式可在0.002～ 0.003 kg/(m2·s)之間變化[22]，即吸附單個(gè)航天員出艙8 h散熱200 W排放的水蒸氣約2.3 kg，所需吸附溶劑質(zhì)量約1.63 kg，吸附面積約0.027 ～0.04 m2。假設(shè)初始吸附溶液濃度為0.95 wt%，那么結(jié)束時(shí)其溶液濃度約為0.394 wt%。具體設(shè)計(jì)時(shí)綜合考慮系統(tǒng)需求優(yōu)化封裝裝置結(jié)構(gòu)，開(kāi)發(fā)吸附效率更高的吸附劑進(jìn)一步減輕系統(tǒng)質(zhì)量，則因吸附裝置帶來(lái)的航天服系統(tǒng)質(zhì)量和體積的增加在可接受的范圍內(nèi)。

值得說(shuō)明的是，上述2種收集方法單獨(dú)或聯(lián)合使用，理論上均可以保證蒸發(fā)的水蒸氣不排放至外部空間，回收過(guò)程分別通過(guò)對(duì)溶液加熱和對(duì)蒸汽冷凝的方法也可以實(shí)現(xiàn)全部工質(zhì)回收，但是均需通過(guò)進(jìn)一步的試驗(yàn)驗(yàn)證。

4.3 后續(xù)研究方向

隨著中國(guó)載人深空探測(cè)逐步發(fā)展，基于當(dāng)前研究和未來(lái)載人深空探測(cè)對(duì)熱控技術(shù)的需求，后續(xù)需開(kāi)展的研究方向如下：

1)對(duì)微孔膜蒸發(fā)高效相變散熱系統(tǒng)組成、各組件設(shè)計(jì)、組件間參數(shù)匹配、傳熱傳質(zhì)規(guī)律、壓力調(diào)節(jié)、供水控制等運(yùn)行方法等開(kāi)展深入研究；

2)開(kāi)展基于柔性收集裝置再生方法的蒸汽收集材料研究，以氣密性、內(nèi)壓強(qiáng)度、耐輻照、冷凝效率等要求為重點(diǎn)開(kāi)展蒸氣收集裝置材料和測(cè)試方法研究；

3)進(jìn)一步研究月面艙外活動(dòng)或火星表面活動(dòng)過(guò)程中，柔性收集裝置的熱分析和熱設(shè)計(jì)問(wèn)題，以及利用收集裝置提供的大表面積開(kāi)展太陽(yáng)能發(fā)電的可行性。

5 結(jié)論

基于未來(lái)載人航天熱控系統(tǒng)對(duì)消耗型散熱技術(shù)需求的分析，闡述了3類(lèi)消耗型散熱技術(shù)的特點(diǎn)及其在未來(lái)載人深空探測(cè)長(zhǎng)期應(yīng)用中的局限性，及其對(duì)可再生消耗型散熱的迫切需求。針對(duì)微孔膜蒸發(fā)消耗散熱系統(tǒng)設(shè)計(jì)和原理驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果，提出了基于柔性收集裝置的微孔膜蒸發(fā)消耗散熱系統(tǒng)概念，并分析了可行性及未來(lái)開(kāi)展深入研究的方向。面向未來(lái)月面長(zhǎng)期活動(dòng)及地外天體駐留任務(wù)，發(fā)展可再生消耗型相變散熱技術(shù)可為后續(xù)月面長(zhǎng)期活動(dòng)及地外天體駐留任務(wù)熱控體系設(shè)計(jì)及資源綜合利用提供新的思路。