微孔膜蒸發工質回收及在載人深空探測應用概念研究

王玉瑩，寧獻文，趙 欣，曹劍峰，戴承浩

(北京空間飛行器總體設計部空間熱控技術北京市重點實驗室，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輻射散熱與消耗型散熱兩種途徑來實現[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、散熱面的表面發射率及散熱面所處熱環境有關。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射率的散熱面，并且只有當散熱面與周圍環境之間有較高溫差時，航天器廢熱才能高效地通過輻射方式排散至外部空間。

對于在月面長期活動、地外長期駐留等載人深空探測任務中機動性強、無法提供相對固定散熱面或處于空間高溫環境無法利用輻射散熱的航天器，需采用不依賴于輻射的散熱方式。消耗型散熱如閃蒸蒸發、升華散熱技術和蒸發散熱技術，通過利用工質排放至外部空間環境過程中吸收相變潛熱來實現航天器廢熱排散[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約系統資源，是一種理想的選擇。

對于長期地外駐留任務，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間的增加而急劇增加。如果消耗工質不加回收，就需要提前將大量的消耗型散熱工質發射至被探測星球面，不僅增加了運載的發射質量和成本，同時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的工質回收系統概念設計，給出基于膜蒸發的消耗散熱及工質收集再生熱控系統概念，并提出未來進一步研究需要突破的關鍵技術。利用消耗型相變高效散熱的優點，將消耗工質通過可重復使用的裝置進行再生利用，對于解決消耗型相變散熱長期應用的難題具有重要意義。

2 消耗型散熱技術概述

目前適于空間應用的消耗型散熱技術主要包含噴霧閃蒸蒸發技術、升華散熱技術、蒸發散熱技術。

噴霧閃蒸蒸發技術利用消耗性介質噴出過程中發生快速的液-氣相變來吸熱(圖1(a))。該技術采用噴嘴將液體霧化成微米尺度的液滴，直接沖擊加熱面，在加熱面通過強制對流、沸騰和蒸發相變等傳熱形式進行冷卻，其臨界熱流密度可達到1000 W/cm2，可保持受熱表面良好的溫度均勻性[6]。噴霧閃蒸蒸發適用于集成電路、電子設備高熱流密度散熱。但研究中曾出現結冰堵塞噴液口，因此該技術在空間領域并未得到廣泛發展。

升華散熱技術(圖1(b))利用介質發生液-固-氣相變過程的吸熱來實現航天器熱排散，適用于工作于高真空環境的設備散熱。水升華散熱技術具有體積小、效率高、耗費少、在失重和熱負荷變化的條件下能夠可靠工作的特點，曾得到了多次成功應用。Apollo登月艙、Saturn火箭、美/俄、中國的艙外航天服[7]、嫦娥五號探測器均采用了水升華散熱裝置[8-13]。長期應用中多余物沉積和工質中微生物的控制是后續研究的焦點。

蒸發散熱技術(圖1(c))通過使液態工質(如水、氨)蒸發/沸騰排放至外部空間的方式吸收熱量，進而達到冷卻工質自身溫度的作用，具有質量輕、對結構布局方式要求小的特點。適用于空間高真空及低真空環境、大氣環境等復雜空間環境特點，是深空探測中解決艙外航天服、艙外機動單元等航天器散熱需求的有效途徑。20世紀70年代，蘇聯的月球計劃中，曾使用水蒸發器技術，并得到了成功應用[14]。近年美國開展了膜蒸發散熱技術研究，研制了四代原理樣機，尚未進行飛行驗證[15-16]。但研究結果表明，膜蒸發技術具有良好的散熱和耐腐蝕性能，能適應月球及火星的復雜環境。針對未來載人航天任務需求，中國研究人員開展了微孔膜蒸發技術初步研究[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，消耗型散熱技術散熱效率高，適用于空間高、低真空、大氣環境等復雜空間環境，且無需輻射散熱、布局更為靈活，可為無法提供相對固定輻射散熱面，處于空間高溫環境無法利用輻射散熱，或利用傳統輻射散熱解決短時大功率散熱將耗費較多資源的航天器提供一種不依賴輻射散熱的有效散熱方式。但其在長期應用中將消耗大量工質，如對于長期月面駐留任務，資源攜帶量的增加主要由環控生保系統(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，當駐留時間達到575天時，定期開展月面EVA活動需要消耗的水量將達到約3800 kg(圖2)[19]，因此，工質再生利用將是制約其長期應用的主要因素。

3 基于微孔膜蒸發散熱的空間消耗工質回收概念設計

通過上述分析可知，現有的消耗性散熱技術中，蒸發散熱可以在有背壓的環境下運行，適合對其進行工質回收,且微孔膜蒸發散熱是未來較有潛力的一種應用形式。本文基于微孔膜蒸發散熱構建工質可回收的消耗散熱系統概念，并對此進行原理驗證和可行性分析。

3.1 微孔膜蒸發消耗散熱系統

圖2 ECLSS系統資源攜帶量與駐留時間關系[19]Fig.2 ECLSS mass allocation evaluation vs mission duration[19]

膜蒸發散熱的概念為NASA研究人員針對艙外航天服的應用而提出，并研制膜蒸發散熱裝置原理樣機開展了地面試驗研究[15-16]，結果表明其可以在CO2環境運行，由于具有更大的表面積，所以具有更好的耐污染性能[18]。微孔膜蒸發散熱系統的核心是微孔膜蒸發消耗型散熱裝置，但是實現系統功能需要有匹配的工質存貯、輸運、壓力控制等部件。基于前期對水升華消耗型散熱研究和工程應用經驗，對微孔膜蒸發散熱子系統進行功能分析和匹配，構建了微孔膜蒸發散熱子系統，主要包含微孔膜蒸發消耗散熱裝置、儲液器、循環泵、回路換熱器、管路以及工質等，如圖3所示。

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

微孔膜蒸發散熱過程是在低壓或真空環境下，液體工質在流經具有多孔壁面的微管過程中，工質通過壁面的微孔向真空或低壓環境蒸發，以此帶走系統的廢熱。微孔膜蒸發子系統中，循環工質在流經微孔膜蒸發散熱裝置過程中，通過散熱界面向真空環境蒸發散熱，與此同時實現循環回路中工質被冷卻的目的。

3.2 工質可回收空間散熱系統

基于膜蒸發散熱裝置工作原理和原理驗證試驗結果[17]，其可在有背壓的環境下有效工作，本文據此提出了基于微孔膜蒸發的可再生消耗型散熱系統概念設計(圖4)。目的在于利用月面/火星等空間環境，采用不依賴輻射散熱的蒸發散熱技術為月球基地/火星基地探測器的設備散熱；柔性收集裝置可根據內部壓力自適應展收，以實現對蒸發生成蒸汽的收集，并同時可實現對蒸發背壓的控制。隨著蒸發氣體量的增加，柔性收集裝置體積增大，表面積增加，蒸發器可以與不同的柔性收集裝置模塊進行切換，實現整個系統的消耗工質收集需求。當月夜/火星夜晚來臨，溫度降低，通過柔性收集裝置與外界的熱交換，其內部氣體溫度降低、體積減小、并被不斷冷凝，從而實現對蒸發/升華工質的再生利用。

圖4 基于柔性收集裝置的微孔膜蒸發散熱系統工質回收概念設計Fig.4 Concept design on working fluid recycle of microporous membrane evaporation based on flexible collection device

4 微孔膜蒸發散熱及工質回收驗證分析

4.1 微孔膜蒸發散熱特性驗證

微孔膜蒸發散熱主要通過流體在微管內流動過程中的蒸發散熱來實現，見式(1)。該過程涉及微米級多孔介質內的毛細流動、對流傳熱及相變和多孔介質內稀薄氣體流動。其散熱量也可以用在微管內流通的流體顯熱變化來表征，見式(2)。

(1)

(2)

為了獲得微孔膜蒸發散熱裝置的基本性能，在根據前期工作設計的一組微孔膜組件，搭建模擬流體回路系統，開展不同背壓條件下的散熱特性試驗(圖5)。試驗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>0.4 mL/(m2·s·Pa)。測試結果表明：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，散熱量隨環境壓力升高而減小；但當環境背壓高于微孔膜內側工質飽和蒸氣壓時，微孔膜表面的蒸發換熱過程隨之中止(圖6)。

圖5 微孔膜蒸發原理實驗Fig.5 Prototype test of microporous membrane evaporation

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

4.2 工質回收可行性分析

膜蒸發散熱裝置開始工作前，假設柔性收集裝置內部為真空狀態，當系統峰值熱負荷為400 W，回路溫度升至40 ℃時，膜蒸發散熱裝置開始工作，則膜蒸發器單位時間消耗的水量如式(3)所示：

(3)

假設膜蒸發器每天在系統高功率時段連續工作4 h，則由式(4)可得每天消耗水蒸汽量約為2.3 kg。

(4)

為保證膜蒸發器的工作效率，設背壓最大為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，假設蒸汽溫度維持40 ℃，則在此熱負荷下，每天產生的蒸汽體積V約為302.25 m3。即自然伸展狀態下內部體積為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。

假設探測器所在的星球為火星，則其1個晝夜的時間長度為24 h，赤道附近晝夜溫差約為-100～20 ℃，太陽常數為493 W/m2(遠火點)～717 W/m2(近地點)，表面風速約為15 ～30 m/s，表面對流換熱系數約為2 W/(m2·K)。則當火星夜晚來臨，柔性收集裝置在對流和輻射作用下向外部空間散熱。柔性裝置內部水蒸汽的降溫過程為等壓降溫過程。水蒸汽的溫度持續降低，當達到初始壓力(如1.1 kPa)對應的飽和蒸汽壓時，蒸汽液化，凝結的液態水在柔性收集裝置內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為液態水實現水工質的再生。此時，柔性收集裝置的體積減至最小，恢復到再次使用的初始狀態。

對于出艙活動不便于通過大體積柔性收集裝置進行蒸發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行蒸汽收集(圖7)，出艙結束返回基地后，再利用柔性收集裝置對水工質進行再生利用。Bue等[20]利用LiCl作為吸附劑開展了水吸附裝置設計和試驗研究。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。吸附裝置使用結束需要通過對其加熱使吸附的水蒸氣脫附。

圖7 吸附型微孔膜蒸發散熱系統工質回收概念設計Fig.7 Concept design on working fluid recycle of microporous membrane evaporation based on adsorption method

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

(5)

(6)

(7)

常見的LiCl、CaCl2、LiBr等吸附劑經過復合，水蒸氣吸附效率可達1.41 kg/kg[21]，純LiBr溶液單位面積吸附速率根據不同設計形式可在0.002～ 0.003 kg/(m2·s)之間變化[22]，即吸附單個航天員出艙8 h散熱200 W排放的水蒸氣約2.3 kg，所需吸附溶劑質量約1.63 kg，吸附面積約0.027 ～0.04 m2。假設初始吸附溶液濃度為0.95 wt%，那么結束時其溶液濃度約為0.394 wt%。具體設計時綜合考慮系統需求優化封裝裝置結構，開發吸附效率更高的吸附劑進一步減輕系統質量，則因吸附裝置帶來的航天服系統質量和體積的增加在可接受的范圍內。

值得說明的是，上述2種收集方法單獨或聯合使用，理論上均可以保證蒸發的水蒸氣不排放至外部空間，回收過程分別通過對溶液加熱和對蒸汽冷凝的方法也可以實現全部工質回收，但是均需通過進一步的試驗驗證。

4.3 后續研究方向

隨著中國載人深空探測逐步發展，基于當前研究和未來載人深空探測對熱控技術的需求，后續需開展的研究方向如下：

1)對微孔膜蒸發高效相變散熱系統組成、各組件設計、組件間參數匹配、傳熱傳質規律、壓力調節、供水控制等運行方法等開展深入研究；

2)開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、內壓強度、耐輻照、冷凝效率等要求為重點開展蒸氣收集裝置材料和測試方法研究；

3)進一步研究月面艙外活動或火星表面活動過程中，柔性收集裝置的熱分析和熱設計問題，以及利用收集裝置提供的大表面積開展太陽能發電的可行性。

5 結論

基于未來載人航天熱控系統對消耗型散熱技術需求的分析，闡述了3類消耗型散熱技術的特點及其在未來載人深空探測長期應用中的局限性，及其對可再生消耗型散熱的迫切需求。針對微孔膜蒸發消耗散熱系統設計和原理驗證試驗結果，提出了基于柔性收集裝置的微孔膜蒸發消耗散熱系統概念，并分析了可行性及未來開展深入研究的方向。面向未來月面長期活動及地外天體駐留任務，發展可再生消耗型相變散熱技術可為后續月面長期活動及地外天體駐留任務熱控體系設計及資源綜合利用提供新的思路。