微孔膜蒸发工质回收及在载人深空探测应用概念研究

王玉莹，宁献文，赵 欣，曹剑峰，戴承浩

(北京空间飞行器总体设计部空间热控技术北京市重点实验室，北京 100094)

1 引言

工作在大气层外空间的航天器，其废热的排散主要通过辐射散热与消耗型散热两种途径来实现[1-4]。航天器的辐射散热能力与散热面的温度高低、散热面积大小、散热面的表面发射率及散热面所处热环境有关。为了保证一定的散热量，航天器必须提供足够面积的具有较高表面发射率的散热面，并且只有当散热面与周围环境之间有较高温差时，航天器废热才能高效地通过辐射方式排散至外部空间。

对于在月面长期活动、地外长期驻留等载人深空探测任务中机动性强、无法提供相对固定散热面或处于空间高温环境无法利用辐射散热的航天器，需采用不依赖于辐射的散热方式。消耗型散热如闪蒸蒸发、升华散热技术和蒸发散热技术，通过利用工质排放至外部空间环境过程中吸收相变潜热来实现航天器废热排散[5]。消耗型散热不仅可以解决航天器的高效散热需求，且在一定条件下可极大地节约系统资源，是一种理想的选择。

对于长期地外驻留任务，其资源的携带量尤其是消耗型物资中水的携带量将随驻留时间的增加而急剧增加。如果消耗工质不加回收，就需要提前将大量的消耗型散热工质发射至被探测星球面，不仅增加了运载的发射质量和成本，同时也限制了航天器有效载荷的携带。本文提出基于空间消耗型散热技术的工质回收系统概念设计，给出基于膜蒸发的消耗散热及工质收集再生热控系统概念，并提出未来进一步研究需要突破的关键技术。利用消耗型相变高效散热的优点，将消耗工质通过可重复使用的装置进行再生利用，对于解决消耗型相变散热长期应用的难题具有重要意义。

2 消耗型散热技术概述

目前适于空间应用的消耗型散热技术主要包含喷雾闪蒸蒸发技术、升华散热技术、蒸发散热技术。

喷雾闪蒸蒸发技术利用消耗性介质喷出过程中发生快速的液-气相变来吸热(图1(a))。该技术采用喷嘴将液体雾化成微米尺度的液滴，直接冲击加热面，在加热面通过强制对流、沸腾和蒸发相变等传热形式进行冷却，其临界热流密度可达到1000 W/cm2，可保持受热表面良好的温度均匀性[6]。喷雾闪蒸蒸发适用于集成电路、电子设备高热流密度散热。但研究中曾出现结冰堵塞喷液口，因此该技术在空间领域并未得到广泛发展。

升华散热技术(图1(b))利用介质发生液-固-气相变过程的吸热来实现航天器热排散，适用于工作于高真空环境的设备散热。水升华散热技术具有体积小、效率高、耗费少、在失重和热负荷变化的条件下能够可靠工作的特点，曾得到了多次成功应用。Apollo登月舱、Saturn火箭、美/俄、中国的舱外航天服[7]、嫦娥五号探测器均采用了水升华散热装置[8-13]。长期应用中多余物沉积和工质中微生物的控制是后续研究的焦点。

蒸发散热技术(图1(c))通过使液态工质(如水、氨)蒸发/沸腾排放至外部空间的方式吸收热量，进而达到冷却工质自身温度的作用，具有质量轻、对结构布局方式要求小的特点。适用于空间高真空及低真空环境、大气环境等复杂空间环境特点，是深空探测中解决舱外航天服、舱外机动单元等航天器散热需求的有效途径。20世纪70年代，苏联的月球计划中，曾使用水蒸发器技术，并得到了成功应用[14]。近年美国开展了膜蒸发散热技术研究，研制了四代原理样机，尚未进行飞行验证[15-16]。但研究结果表明，膜蒸发技术具有良好的散热和耐腐蚀性能，能适应月球及火星的复杂环境。针对未来载人航天任务需求，中国研究人员开展了微孔膜蒸发技术初步研究[17-18]，目前尚处于起步阶段。

图1 消耗型散热示意图Fig.1 Diagram of expendable heat dissipation

综上，消耗型散热技术散热效率高，适用于空间高、低真空、大气环境等复杂空间环境，且无需辐射散热、布局更为灵活，可为无法提供相对固定辐射散热面，处于空间高温环境无法利用辐射散热，或利用传统辐射散热解决短时大功率散热将耗费较多资源的航天器提供一种不依赖辐射散热的有效散热方式。但其在长期应用中将消耗大量工质，如对于长期月面驻留任务，资源携带量的增加主要由环控生保系统(Environmental Control and Life Support System, ECLSS)中用于热控的水的消耗量增加而引起。NASA研究表明，当驻留时间达到575天时，定期开展月面EVA活动需要消耗的水量将达到约3800 kg(图2)[19]，因此，工质再生利用将是制约其长期应用的主要因素。

3 基于微孔膜蒸发散热的空间消耗工质回收概念设计

通过上述分析可知，现有的消耗性散热技术中，蒸发散热可以在有背压的环境下运行，适合对其进行工质回收,且微孔膜蒸发散热是未来较有潜力的一种应用形式。本文基于微孔膜蒸发散热构建工质可回收的消耗散热系统概念，并对此进行原理验证和可行性分析。

3.1 微孔膜蒸发消耗散热系统

图2 ECLSS系统资源携带量与驻留时间关系[19]Fig.2 ECLSS mass allocation evaluation vs mission duration[19]

膜蒸发散热的概念为NASA研究人员针对舱外航天服的应用而提出，并研制膜蒸发散热装置原理样机开展了地面试验研究[15-16]，结果表明其可以在CO2环境运行，由于具有更大的表面积，所以具有更好的耐污染性能[18]。微孔膜蒸发散热系统的核心是微孔膜蒸发消耗型散热装置，但是实现系统功能需要有匹配的工质存贮、输运、压力控制等部件。基于前期对水升华消耗型散热研究和工程应用经验，对微孔膜蒸发散热子系统进行功能分析和匹配，构建了微孔膜蒸发散热子系统，主要包含微孔膜蒸发消耗散热装置、储液器、循环泵、回路换热器、管路以及工质等，如图3所示。

图3 基于微孔膜蒸发的热控系统示意图Fig.3 Diagram of thermal control system based on microporous membrane evaporation

微孔膜蒸发散热过程是在低压或真空环境下，液体工质在流经具有多孔壁面的微管过程中，工质通过壁面的微孔向真空或低压环境蒸发，以此带走系统的废热。微孔膜蒸发子系统中，循环工质在流经微孔膜蒸发散热装置过程中，通过散热界面向真空环境蒸发散热，与此同时实现循环回路中工质被冷却的目的。

3.2 工质可回收空间散热系统

基于膜蒸发散热装置工作原理和原理验证试验结果[17]，其可在有背压的环境下有效工作，本文据此提出了基于微孔膜蒸发的可再生消耗型散热系统概念设计(图4)。目的在于利用月面/火星等空间环境，采用不依赖辐射散热的蒸发散热技术为月球基地/火星基地探测器的设备散热；柔性收集装置可根据内部压力自适应展收，以实现对蒸发生成蒸汽的收集，并同时可实现对蒸发背压的控制。随着蒸发气体量的增加，柔性收集装置体积增大，表面积增加，蒸发器可以与不同的柔性收集装置模块进行切换，实现整个系统的消耗工质收集需求。当月夜/火星夜晚来临，温度降低，通过柔性收集装置与外界的热交换，其内部气体温度降低、体积减小、并被不断冷凝，从而实现对蒸发/升华工质的再生利用。

图4 基于柔性收集装置的微孔膜蒸发散热系统工质回收概念设计Fig.4 Concept design on working fluid recycle of microporous membrane evaporation based on flexible collection device

4 微孔膜蒸发散热及工质回收验证分析

4.1 微孔膜蒸发散热特性验证

微孔膜蒸发散热主要通过流体在微管内流动过程中的蒸发散热来实现，见式(1)。该过程涉及微米级多孔介质内的毛细流动、对流传热及相变和多孔介质内稀薄气体流动。其散热量也可以用在微管内流通的流体显热变化来表征，见式(2)。

(1)

(2)

为了获得微孔膜蒸发散热装置的基本性能，在根据前期工作设计的一组微孔膜组件，搭建模拟流体回路系统，开展不同背压条件下的散热特性试验(图5)。试验中微孔膜组件的外形尺寸约为230 mm×150 mm×150 mm，微孔膜由疏水聚偏氟乙烯(PVDF)制成，膜丝多孔薄壁孔隙率大于85%，最大孔径1 μm，渗透系数>0.4 mL/(m2·s·Pa)。测试结果表明：25～50 ℃流体入口温度条件下，微孔膜组件在背压1～7 kPa范围内均具有一定的散热特性[20]，在给定的组件入口温度下，散热量随环境压力升高而减小；但当环境背压高于微孔膜内侧工质饱和蒸气压时，微孔膜表面的蒸发换热过程随之中止(图6)。

图5 微孔膜蒸发原理实验Fig.5 Prototype test of microporous membrane evaporation

图6 散热量随环境背压的变化Fig.6 Variation of heat dissipation with environmental pressure

4.2 工质回收可行性分析

膜蒸发散热装置开始工作前，假设柔性收集装置内部为真空状态，当系统峰值热负荷为400 W，回路温度升至40 ℃时，膜蒸发散热装置开始工作，则膜蒸发器单位时间消耗的水量如式(3)所示：

(3)

假设膜蒸发器每天在系统高功率时段连续工作4 h，则由式(4)可得每天消耗水蒸汽量约为2.3 kg。

(4)

为保证膜蒸发器的工作效率，设背压最大为1.1 kPa(小于火星最大气压1.35 kPa)，暂忽略柔性收集装置的漏热，假设蒸汽温度维持40 ℃，则在此热负荷下，每天产生的蒸汽体积V约为302.25 m3。即自然伸展状态下内部体积为302.25 m3的柔性收集装置，能够满足每天约2.3 kg的蒸汽收集需求。

假设探测器所在的星球为火星，则其1个昼夜的时间长度为24 h，赤道附近昼夜温差约为-100～20 ℃，太阳常数为493 W/m2(远火点)～717 W/m2(近地点)，表面风速约为15 ～30 m/s，表面对流换热系数约为2 W/(m2·K)。则当火星夜晚来临，柔性收集装置在对流和辐射作用下向外部空间散热。柔性装置内部水蒸汽的降温过程为等压降温过程。水蒸汽的温度持续降低，当达到初始压力(如1.1 kPa)对应的饱和蒸汽压时，蒸汽液化，凝结的液态水在柔性收集装置内部表面张力的作用下传输至贮水装置，直至最后全部的蒸汽凝结为液态水实现水工质的再生。此时，柔性收集装置的体积减至最小，恢复到再次使用的初始状态。

对于出舱活动不便于通过大体积柔性收集装置进行蒸发出的蒸汽收集的情形，可以先利用紧凑型的溶液吸收装置进行蒸汽收集(图7)，出舱结束返回基地后，再利用柔性收集装置对水工质进行再生利用。Bue等[20]利用LiCl作为吸附剂开展了水吸附装置设计和试验研究。研究表明，高浓度的溶液吸收水蒸气后浓度降低并伴随一定放热，但可以利用这部分热量提高辐射散热面的温度，增加辐射散热的效率。吸附装置使用结束需要通过对其加热使吸附的水蒸气脱附。

图7 吸附型微孔膜蒸发散热系统工质回收概念设计Fig.7 Concept design on working fluid recycle of microporous membrane evaporation based on adsorption method

假设初始时刻吸附溶液的浓度为Ci，在保证吸附效率的情况下，结束时其浓度为Cf，则有式(5)、式(6)：

(5)

(6)

(7)

常见的LiCl、CaCl2、LiBr等吸附剂经过复合，水蒸气吸附效率可达1.41 kg/kg[21]，纯LiBr溶液单位面积吸附速率根据不同设计形式可在0.002～ 0.003 kg/(m2·s)之间变化[22]，即吸附单个航天员出舱8 h散热200 W排放的水蒸气约2.3 kg，所需吸附溶剂质量约1.63 kg，吸附面积约0.027 ～0.04 m2。假设初始吸附溶液浓度为0.95 wt%，那么结束时其溶液浓度约为0.394 wt%。具体设计时综合考虑系统需求优化封装装置结构，开发吸附效率更高的吸附剂进一步减轻系统质量，则因吸附装置带来的航天服系统质量和体积的增加在可接受的范围内。

值得说明的是，上述2种收集方法单独或联合使用，理论上均可以保证蒸发的水蒸气不排放至外部空间，回收过程分别通过对溶液加热和对蒸汽冷凝的方法也可以实现全部工质回收，但是均需通过进一步的试验验证。

4.3 后续研究方向

随着中国载人深空探测逐步发展，基于当前研究和未来载人深空探测对热控技术的需求，后续需开展的研究方向如下：

1)对微孔膜蒸发高效相变散热系统组成、各组件设计、组件间参数匹配、传热传质规律、压力调节、供水控制等运行方法等开展深入研究；

2)开展基于柔性收集装置再生方法的蒸汽收集材料研究，以气密性、内压强度、耐辐照、冷凝效率等要求为重点开展蒸气收集装置材料和测试方法研究；

3)进一步研究月面舱外活动或火星表面活动过程中，柔性收集装置的热分析和热设计问题，以及利用收集装置提供的大表面积开展太阳能发电的可行性。

5 结论

基于未来载人航天热控系统对消耗型散热技术需求的分析，阐述了3类消耗型散热技术的特点及其在未来载人深空探测长期应用中的局限性，及其对可再生消耗型散热的迫切需求。针对微孔膜蒸发消耗散热系统设计和原理验证试验结果，提出了基于柔性收集装置的微孔膜蒸发消耗散热系统概念，并分析了可行性及未来开展深入研究的方向。面向未来月面长期活动及地外天体驻留任务，发展可再生消耗型相变散热技术可为后续月面长期活动及地外天体驻留任务热控体系设计及资源综合利用提供新的思路。