臨近空間再生燃料電池儲能系統散熱風扇性能

張 亞，陳 紅，王國文，馮 震

(北京航天動力研究所，北京100076)

0 引言

再生燃料電池儲能技術具有充放電次數和深度限制低，無污染、零排放等優點，比能量高達350～600 Wh/kg，使其成為臨近空間長航時飛艇、無人機等飛行平臺和太陽能電池配合使用最有競爭力的黑夜電源技術，是目前高比能量新型能源技術的研究熱點之一［1－9］。其工作模式為:白天儲能系統利用太陽能電池富余電能電解水，將電能儲存在氫、氧氣組成的化學體系;黑夜太陽被地球遮擋，儲能系統利用燃料電池將氫、氧氣儲存的化學能轉化為電能為飛行器提供動力和載荷設備所需的電能。

隨著臨近空間的開發利用，平流層飛艇、長航時無人機等飛行器研究工作的逐步開展，對高比能量大功率儲能電源系統提出了日趨強烈的需求。因平流層飛艇和長航時無人機多采用太陽能電池作為白天的直接電源和黑夜能量的來源，其設計飛行高度一般為16～25 km，這樣可以避免天氣變化給太陽能來源帶來的不確定因素，另外還可以避開10～15 km繁忙的航空飛行航線。隨著海拔高度的升高，空氣越發稀薄，尤其是20 km以上的高空稀薄大氣給用傳統航空發動機的飛機帶來空氣壓縮利用的困難。20 km以上的高空成為以太陽能－再生燃料電池為電源的電動螺旋槳推進的平流層飛艇和無人機的理想的飛行空域。

然而，稀薄大氣也給再生燃料電池和大功率電子設備帶來了散熱的困難，為了實現再生燃料電池和平流層飛艇等飛行器的臨近空間環境應用，必須解決低重量和功耗成本的大功率廢熱外散問題。國外研究人員針對0～15 km不同海拔高度環境對采用沖壓空氣為冷源的飛機散熱器流阻、散熱能力等的影響等進行了分析研究［10］，還開展了適應26 km高海拔環境的螺旋槳的設計、性能分析計算工作［11］。國內開展了一些針對平流層飛艇整體的熱分析研究工作［12－16］，但針對再生燃料電池儲能系統的大功率熱量外散的研究未見報道。30 km以下高空環境下，對流換熱仍起決定性作用［16］，針對再生燃料電池儲能系統大功率廢熱外散的要求，在采用低雷諾數翼型散熱風扇的風冷散熱組件研制基礎上，本文通過Fluent計算散熱風扇在20 km設計高度條件下的性能，進而針對起飛降落階段，儲能系統必須經歷0～20 km高度不同環境條件，分析散熱風扇對不同高度條件的適應能力。利用Fluent建立的散熱器散熱單元模型，校核了散熱組件不同海拔高度，給定風扇轉速條件下散熱能力的變化趨勢。針對不同海拔高度20 kW廢熱外散的冷風量要求，分析計算得到不同海拔的風扇轉速、功耗等性能參數。完成了散熱風扇組件不同海拔高度環境模擬試驗，并采用試驗數據對模型計算結果進行了評估。

1 計算模型

1．1幾何模型及邊界條件

散熱風扇計算模型計算區域沿著旋轉軸的切面示意及其邊界類型如圖1所示。散熱風扇槳葉外徑477 mm，葉片數目6個，頂隙1．5 mm。模型計算區域及其邊界類型如圖1所示，由扇葉所在的旋轉區域、上下游靜止區域組成。其邊界條件設置為:入口和出口邊界條件為特定海拔高度對應的環境大氣壓力，不同海拔大氣參數如表1所示;扇葉所在圓柱區域為旋轉坐標系(rotational reference frame)，轉速設置為風扇的特定轉速，扇葉及槳轂表面為旋轉壁面，其轉速設定與旋轉坐標系轉速相同，風道壁面和電機表面為靜止壁面邊界;采用多孔交界面(radiator)模擬散熱器的流阻，其阻力系數k設為恒定值，即散熱器流阻計算公式如下:

式中:ρ為空氣密度，u為空氣流速。

圖1 模型計算區域及其邊界Fig．1 Computational domain＆its boundaries

表1 不同海拔環境大氣參數Table 1 Parameters of atmosphere at different altitude

1．2計算網格及求解器設置

采用gambit前處理器生成網格如圖2所示，圖2(a)為直徑400 mm處的翼型截面及其網格，槳葉表面計算網格如圖2(b)所示，槳葉表面劃分為4個區域，采用邊線網格尺寸控制面網格保證槳葉型面表達精度，同時將網格總數控制在可接受的范圍內，圖2(c)為整個計算區域的網格總單元數為238．15萬。

采用k·ε標準湍流模型，求解器采用simple算法一階迎風格式，控制收斂條件為軸向速度殘差小于1×10－5，求解器的其它設置采用軟件默認值。

圖2 數值模型網格Fig．2 Mesh of the computational model

2 計算結果和討論

2．1額定轉速條件下參數分布

本文風冷散熱組件的設計工作海拔高度為20 km，其額定轉速設計為4800 r/min。以下介紹計算模型計算得到的計算區域壓力和速度等的分布情況。

圖3、圖4分別為計算區域截面和風扇機組壁面靜壓分布情況，圖5是計算區域截面的速度分布情況。結果表明額定轉速和設計海拔條件下，散熱器流阻系數k取恒定值19，散熱機組流量為0．311 kg/s，散熱器的平均流阻為45．6 Pa，風扇葉片的阻力扭矩0．856 N·m，扇葉功耗430．3 W，計算電機功耗512．2 W(電機效率84%)。

圖3 截面壓力分布Fig．3 Static pressure distribution in cross section plane

2．2不同海拔環境條件變化的影響

采用計算模型分析了不同海拔環境條件變化對風扇性能的影響情況。

圖4 壁面靜壓分布Fig．4 Static pressure distribution on walls

圖5 截面速度分布Fig．5 Velocity magnitude distribution in cross section plane

圖6是海拔高度對風扇體積流量的影響情況，計算結果表明，風扇體積流量和轉速呈線性比例關系;隨著0～20 km海拔范圍內大氣溫度和密度的變化，風扇體積流量基本恒定，下降趨勢比較緩慢;20～30 km高空大氣越發稀薄，風扇體積流量下降趨勢明顯加快。

相應的風扇功耗和質量流量變化曲線如圖7、圖8所示，隨著海拔高度升高大氣密度的下降，雖然相同轉速風扇體積流量下降很少，但是風扇功耗和質量流量顯著下降。質量流量的下降將對主要靠對流散熱的風冷散熱器帶來不利的影響。

圖9是不同海拔大氣環境下的風扇機組的靜壓效率曲線，圖中靜壓效率定義為體積流量、風壓的乘積與電機功耗的比值，其中電機效率取恒定值84%。結果表明，隨著海拔高度升高大氣密度的下降，風扇機組靜壓效率呈下降趨勢;其中，海拔20 km以上效率下降趨勢明顯加劇。

圖6 模型預測的不同海拔體積流量變化曲線Fig．6 Predicted volume flow rate at different altitudes

圖7 模型預測的不同海拔功耗變化曲線Fig．7 Predicted power consumption at different altitudes

圖8 模型預測的不同海拔質量流量變化曲線Fig．8 Predicted mass flow rate at different altitudes

圖9 模型預測的不同海拔靜壓效率變化曲線Fig．9 Predicted static pressure efficiency at different altitudes

圖10 模型預測的不同海拔組件散熱能力變化曲線Fig．10 Predicted heat dissipating ability of radiator module at different altitudes

基于以上計算模型計算得到的風扇機組在不同海拔和轉速條件下的性能數據，采用Fluent建立了散熱器散熱單元模型，校核分析了熱流體入口溫度45℃條件下風冷散熱組件散熱能力隨海拔高度的變化，如圖10所示。散熱單元的計算模型非本文的重點，在此不作詳細介紹。校核計算的結果表明，從地面至海拔30 km高空環境變化過程中，風冷散熱機組散熱能力呈先增大后減小的趨勢。分析原因為:海拔0～7．5 km升高過程，環境溫度的下降對散熱能力的影響起決定性作用;海拔7．5～11 km高空雖然氣溫仍為線性下降，但流經散熱器的冷空氣質量流量顯著減小，冷風量的減小對散熱能力的削弱作用強于環境溫度下降帶來的增強效果，散熱組件散熱能力變化趨勢發生反轉;海拔11～20 km為同溫層，環境溫度恒定為－56．5℃，散熱組件的散熱能力隨著海拔高度的升高而下降;海拔20～30 km隨著臭氧濃度的增大大氣溫度開始隨海拔升高而升高［17］，同時大氣密度進一步減小，因此散熱組件的散熱能力進一步下降。

其中，海拔0 km，風扇轉速2000 r/min計算得到的散熱能力為20．8 kW，地面25℃環境下測試散熱能力大于20．3 kW;海拔20 km，轉速4800 r/min模型計算散熱能力為26．8 kW，冷空氣入口－44．4℃環境實測散熱能力大于20．3 kW，散熱組件KF值為450．2 W/K，推算得到冷空氣入口－56．5℃條件下其散熱能力將大于25．7 kW。可見模型計算的散熱組件散熱能力和試驗測試值基本吻合，散熱單元模型計算結果可信。

很多同學在上大學后，覺得沒有了高考的緊張，變得散漫、懶惰；課堂上聊天、吃東西、睡覺、玩手機等現象比比皆是，作為學生最基本的學習可能都沒做好，又何談職業素養。很多學生對所學的專業茫然，對自己未來沒有一個認真的規劃和認識，沒有目標，自然沒有努力的方向，處于一種得過且過的狀態，嚴重影響了職業素養的養成。

2．3風冷散熱組件全飛行包線內的適應性分析

基于上文計算分析結果，可以初步判斷此風冷散熱組件產品能夠滿足再生燃料電池在0～20 km飛行包線內的散熱要求。下面將利用計算模型具體分析0～20 km大氣環境風冷散熱組件20 kW散熱能力條件下的具體工作參數及電機功耗等的變化情況。

圖11 不同海拔20 kW廢熱外散冷風量需求Fig．11 Air flow rate demand with 20 kW heat dissipating ability at different altitudes

圖11是海拔0～20 km環境條件下，20 kW散熱能力時風冷散熱器冷風流量需求情況變化曲線，地面25℃環境冷風流量要求大于1．8 kg/s，隨著海拔升高氣溫的降低，冷風流量需求逐步減小至海拔11 km處的0．22 kg/s，11～20 km氣溫不再隨高度升高而降低，冷風流量需求維持為恒定的0．22 kg/s。要實現圖11所示冷風流量的供應，風扇的工作轉速和電機功耗變化曲線如圖12、圖13所示。

結果表明，本文所述風冷散熱組件有能力滿足再生燃料電池飛行包線范圍內的散熱要求;海拔5～11 km大氣環境最有利于以對流換熱為主的風冷散熱組件散熱，其風扇的工作轉速要求較低750～790 r/min，散熱電功耗成本小于20 W。風冷散熱組件總質量24 kg，其中散熱器14．5 kg，平均每千克散熱能力833．3 W/kg，遠大于文獻［15］報道輻射散熱器的12．5 W/kg。因此，風冷散熱方案是平流層飛艇、無人機等飛行平臺高效經濟的散熱技術方案。

2．4不同轉速條件下的計算結果和試驗結果對比

以下將采用風冷散熱風扇環境模擬試驗的測試數據對風扇模型的計算結果進行對比評價。試驗系統原理如圖14所示，測試過程采用環境模擬艙模擬不同海拔高度的壓力、溫度條件，針對低氣壓環境特點采用皮托管排+微壓差傳感器測試風扇機組冷風流量，皮托管采用5個總壓口并聯平均后與風道靜壓的差值表征風道的平均流速以保證低溫低氣壓環境流量測試的可靠性，微壓差傳感器實現風壓的測試。在每個海拔高度環境下調節風扇轉速，測試了不同轉速條件下風扇的風量、風壓和功耗等參數，海拔20 km環境下的實測曲線如圖15所示。

圖12 不同海拔20 kW廢熱外散風扇轉速Fig．12 Rotational speed of cooling fan with 20 kW heat dissipating ability at different altitudes

圖13 不同海拔20 kW廢熱外散風扇功耗Fig．13 Power consumption of cooling fan with 20 kW heat dissipating ability at different altitudes

圖14 試驗系統原理Fig．14 Scheme of experimental system

圖15 風壓流量曲線與試驗數據對比(海拔20 km)Fig．15 Pressure-mass flow rate curves and experimental data(20 km)

采用實測的散熱器流量－流阻數據的流阻系數擬合成式(2)設為風扇計算模型內部邊界radiator阻力系數，計算得到不同轉速條件下風扇流量和風壓，如圖15所示，結果表明給定散熱器流阻特性條件下，風扇模型計算得到各不同轉速風扇流量和風壓與實測結果吻合較好。這說明計算模型對于給定轉速下的風扇的風壓和流量的預測是比較準確的，可以用計算模型預測風壓參數變化后的風機流量數值，進行風冷散熱組件的設計和性能評估。

圖16 靜壓效率與試驗數據對比(海拔20 km)Fig．16 Static pressure efficiency and experimental data(20 km)

圖16對比了計算得到的風扇靜壓效率與實測效率曲線。由于海拔20 km環境下模型計算得到的功耗比實測功耗小20～30 W。而實測電機功耗比較準確可靠，此處，采用實測功耗計算模型預測的靜壓效率，結果表明模型計算得到海拔20 km環境的風扇機組效率曲線和實測結果比較吻合。需要說明的是，這一吻合僅反應相同轉速條件下風壓、風量的數值較為準確，而模型計算得到的功耗需要根據試驗結果作相應修正方可作為設計評估依據。

將radiator邊界修改為內部連續條件(interior)，人為改變入口壓力計算得到風扇的3個不同轉速下的風壓－流量曲線與相應轉速下的流阻特性實測點基本重合，如圖15所示，進一步證明風扇計算模型的計算結果不依賴于散熱器的實測流量－流阻特性。

圖17 不同海拔流量與試驗數據對比Fig．17 Mass flow rate and experimental data at different altitude

采用環境壓力與實測流阻數據的差值設置為入口壓力，圖17、圖18比較了不同海拔環境下模型計算得到的流量、功耗與實測數據。結果表明，計算模型在高海拔環境計算的流量曲線和實測值的吻合程度高于低海拔結果。而功耗計算結果則是低海拔環境計算結果更接近試驗數據，其中同一個海拔高度環境，高轉速條件計算得到的功耗更準確。

圖18 不同海拔功耗與試驗數據對比Fig．18 Power consumption and experimental data at different altitude

綜上所述，風扇計算模型在不同海拔高度環境下的計算結果均得到實測結果的驗證，模型計算的流量、風壓等性能數據和試驗結果吻合較好，而計算得到的電機功耗數據比實測值低，但差值都小于30W，因此，風扇計算模型的計算結果是可信的，可以作為臨近空間再生燃料電池熱控系統設計、分析依據，降低大量環境試驗帶來的研究經費成本。

3 結論

本文建立了再生燃料電池大功率散熱組件散熱風扇計算模型，采用計算模型分析了風冷散熱組件在不同海拔高度環境的性能，并采用環境試驗數據評估了計算結果，經分析得出如下結論:

(1)風扇模型計算結果和試驗數據吻合較好，可以作為臨近空間再生燃料電池熱控系統設計、分析依據。

(2)軸流散熱風扇靜壓效率隨著海拔高度的增加大氣變稀薄而降低，20 km以上環境下降趨勢加劇。

(3)海拔30 km以下大氣環境，對流換熱顯著強于輻射換熱效果，采用緊湊式風冷散熱器和輻射散熱器相比將大幅度降低熱控系統重量。

(4)本文風冷散熱組件能夠滿足海拔0～20 km環境再生燃料電池20 kW廢熱外散的需求。20 km以上大氣越發稀薄，大功率廢熱外散越發困難，同樣風扇轉速條件下，海拔25 km環境散熱能力降低至12．9 kW，30 km環境散熱能力降低至5．8 kW。

(5)為了提高再生燃料電池儲能系統的比能量，增加有效載荷比重，平流層飛艇等飛行平臺最好工作在20 km以下空域，不宜過分追求飛行高度，海拔30 km工作的風冷散熱組件的重量將是海拔20 km的3．45倍。

［1］Carolyn R M，Amy L J，Concha M R，et al．Energy storage project final report［R］．Cleveland，Ohio:Glenn Research Center，January 2011．

［2］David J B，Chang B J，Donald W J，et al．Closed-cycle hydrogen-oxygen regenerative fuel cell at the NASA Glenn research center-an update［C］．2007 Fuel Cell Seminar and Exposition，San Antonio，Texas，October 15–19，2007．

［3］Anthony C，James L D．High-altitude，long-endurance airships for coastal surveillance［R］．Cleveland，Ohio:Glenn Research Center，February 2005．

［4］David JB，Vincent JS．Hydrogen-oxygen PEM regenerative fuel cell energy storage system［C］．2004 Fuel Cell Seminar，San Antonio，Texas，November 1－5，2004．

［5］John H．Integral radiator and storage tank weight and volume are reduced［R］．Cleveland，Ohio:Glenn Research Center，January 2007．

［6］David J B．Lunar regenerative fuel cell(RFC)reliability testing for assured mission success［C］．Power Systems Conference Sponsored by the SAE International Seattle，Washington，November 11－13，2008．

［7］Shunichi O，Azam H A，Joe B．Regenerative fuel cell(RFC)for high power space system applications［C］．11th International Energy Conversion Engineering Conference，San Jose，CA，July 14－17，2013．

［8］ 張亞，朱春玲．質子交換膜燃料電池二維全電池兩相流綜合數值模型［J］．化工學報，2008，59(1):173－181．［Zhang Ya，Zhu Chun-ling．A comprehensive two-dimensional computational model of PEM fuel cell with liquid water flooding［J］．Journal of Chemical Industry and Engineering，2008，59(1):173－181．］

［9］ 張亞，王兆斌，周華．相對濕度對質子交換膜燃料電池性能影響的模型研究［J］．化工學報，2008，59(9):2302－2308．［Zhang Ya，Wang Zhao-bin，Zhou Hua．Influence of operating relative humidity on PEMFC with computational model［J］．Journal of Chemical Industry and Engineering，2008，59(9):2302－2308．］

［10］Jack N N．High altitude cooling-III-radiators［R］．Langley Field，Va:Langley Memorial Aeronautical Laboratory，September 1944．

［11］Koch L D．Design and performance calculations of a propeller for very high altitude flight［D］．Cleveland，Ohio:Case Western Reserve University，1998．

［12］ 姚偉，李勇，范春石，等．復雜熱環境下平流層飛艇高空駐留熱動力學特性［J］．宇航學報，2013，34(10):1309－1315．［Yao Wei，Li Yong，Fan Chun-shi，et al．Heat dynamics behavior of a stratospheric airship in a complex thermal environment at high altitude station keeping conditions［J］．Journal of Astronautics，2013，34(10):1309－1315．］

［13］ 姚偉，李勇，王文雋，等．平流層飛艇熱力學模型和上升過程仿真分析［J］．宇航學報，2007，28(3):603－607．［Yao Wei，Li Yong，Wang Wen-jun，et al．Thermodynamic model and numerical simulation of a stratospheric airship take-off process［J］．Journal of Astronautics，2007，28(3):603－607．］

［14］ 方賢德，王偉志，李小建．平流層飛艇熱仿真初步探討［J］．航天返回與遙感，2007，28(2):5－9．［Fang Xian-de，Wang Wei-zhi，Li Xiao-jian．A study of thermal simulation of stratospheric airships［J］．Spacecraft Recovery＆Remote Sensing，2007，28(2):5－9．］

［15］ 馬偉，宣益民，韓玉閣．臨近空間飛行器熱管理及熱設計方法［J］．宇航學報，2009，30(5):2092－2096．［Ma Wei，Xuan Yi-min，Han Yu-ge．Thermal management and design principles of stratosphere vehicles［J］．Journal of Astronautics，2009，30(5):2092－2096．］

［16］ 馬偉，宣益民，韓玉閣．臨近空間熱環境分析及低速飛行器的熱設計方法［J］．宇航學報，2010，31(5):1272－1277．［Ma Wei，Xuan Yi-min，Han Yu-ge．Thermal environment analysis and thermal design principle of stratospheric vehicles［J］．Journal of Astronautics，2010，31(5):1272－1277．］

［17］ 壽榮中，何慧珊．飛行器環境控制［M］．北京:北京航空航天大學出版社，2004:6－11．