基于热泵的航天器热控系统研究进展

付振东 苗建印 曹剑峰 吴琪

(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)

随着人类生存危机的日益加重，向地外寻求生存空间是未来航天技术的必然发展方向，美国、俄罗斯以及欧洲航天局已经建立了各种大型地面模拟基地，美国国家航空航天局(NASA)正计划着重返月球，建立月球基地，并以此为前哨和中转站而实现人类的首次登陆火星。我国正在实施的深空探测工程，其中载人登月甚至是载人火星是未来的发展趋势。从这些发展需求来看，未来航天器将面临热功耗增大、热流密度增强、空间热环境(地外星球热环境)恶化等新的问题，这些问题对热控设计的要求越来越严，新的主动热控技术必将成为研究热点。

热传输和热排散是热控系统的两个核心，热传输是将航天器内部仪器以及人员产生的热量进行收集并传输到航天器外部，热排散是将传输到外部的热量通过辐射的手段排散出去。我国的热传输和热排散技术已经经历了三代发展：首先是全被动加体装散热面的第一代热控技术，适用于小尺寸低功耗的小型卫星；其次是热管强化加体装散热面的第二代热控技术，适用于小尺寸中等功耗的中型卫星；最后是流体回路加体装散热面或可展开式散热面的第三代热控技术，适用于中等尺寸较大功耗的大型卫星和载人航天器。按照目前载人航天的规划，未来地外空间站、月球基地等在热控需求上有大幅提升，现有热控技术已经完全无法满足要求。首先，对于热传输，采用单相流体回路则需要泵功率超10 kW，系统质量将超过2 T；其次，对于热排散，按照目前体装辐射器的散热效率，需要的散热面将超过1000 m2，如果处于月球表面超过50 ℃的高温环境中，传统的辐射器将难以实现热量的对外排散。由此可见，未来热控系统面临的最主要的两个问题是超大功率的热传输以及高温环境的热排散。在此基础上，需要发展第四代热控技术，其主要特点是：①利用两相传热实现对热量的高效传输；②采用热泵系统及可展开辐射器实现热量的高效排散。热泵是一种将热量从热源传递到热沉(散热器)的装置，由蒸发器、压缩机、冷凝器、节流元件及其他附属部件组成，能够通过提高辐射温度实现热量的高效排散。国际上众多学者认为热泵在航天器中可以应用在以下3个方面：①作为整个航天器的热控系统，为舱内人员和电子设备提供适宜的温度；②作为单机的散热设备，为有特殊温度要求的设备或物品提供热沉；③作为航天器热管理系统的一部分，管理和调配航天器内部的能量，使之得到优化利用[1-4]。

1 基于热泵的航天器热控系统具有的优势

按照热泵的工作原理，一般可将热泵分为蒸气压缩式、吸收式、热电式以及其他形式。吸附式热泵由于吸附/发生器的存在以及吸附剂比重较大的问题，其系统体积和质量较大，但是对较大的热负荷适应性更好[5]；热电式热泵具有无运动部件、运行安静可靠等优点，但是其质量较重且能耗较高，冷却回路需要安装额外的冷却器[6]；相比而言，蒸气压缩式热泵具有系统运行稳定，组成部件结构简单，系统的运行效率高等优点，目前应用最为广泛[7]，其系统组成见图1。热泵在航天领域应用的研究也主要集中在蒸气压缩式方面。

图1 热泵系统组成及工作过程示意图Fig.1 Heat pump system composition and working process diagram

1.1 热泵系统可以大幅减少辐射器面积实现热控技术体系跨代发展

绝大多数航天器的热量是通过辐射的方式排散到空间中的，对于热耗一定的航天器而言，辐射器的面积和温度是成反比的，及辐射温度越高，所需辐射面积越小。从传热链路上看，传统技术路线中发热设备到辐射器为降温传热链路，如图2所示，此时需要充足的辐射散热面积来保证散热能力，显然，这会显著增加系统的质量；如果引入热泵技术，将辐射器温度提高，如图3所示，就可以大幅所需降低辐射器的面积，从而打破传统降温传热/散热链路技术范畴，实现热控技术体系的跨代发展[8]。

图2 传统技术路线热控系统组成及各个部件温度水平示意图Fig.2 Space thermal control system based on traditional technical route and temperature of each component

图3 热泵技术路线系统组成及各个部件温度水平示意图Fig.3 Space thermal control system based on heat pump technical route and temperature of each component

文献[9]提出对于长期在轨的航天任务，热控系统需要随着热耗增加而发展，即由被动式热管技术到泵驱流体回路技术再到热泵技术，热耗从1 kW跨越到100 kW，如图4所示，研究表明：辐射器的质量在整个热控系统中占比最大，通过计算对比发现热泵的质量明显低于泵驱流体回路，且热耗越大优势越明显，在热耗10 kW时，热泵可以降低27%的质量，而热耗达100 kW时，热泵可以降低39%的质量。文献[10]在研究国内外最新成果的基础上指出在保证系统可靠性和性能的同时，采用热泵可以减少辐射器面积，降低系统质量，简化系统复杂性。文献[11]针对未来航天器高热排散的需求，提出4种解决途径：单相流体回路、单相-蓄冷流体回路、热泵-单相流体回路、热泵-蓄冷回路，并指出采用热泵-蓄冷系统的优势，在相同条件下，热泵-蓄冷回路可以使辐射器面积降低69.9%，热排散系统质量降低53.3%。同样文献[12]从散热能力、使用寿命、制冷量、质量比、散热面积等方面对比了现在的热控技术手段(泵驱单相回路、热管、水升华、百叶窗等)和未来的热控技术(两相流回路、毛细泵热管、轻质辐射器以及热泵)，并指出热泵和轻质辐射器的组合将是未来航天任务中热控的发展思路和技术手段之一。

图4 未来航天器热控系统随热耗的发展趋势Fig.4 Future development trend of spacecraft thermal control system with heat consumption

1.2 热泵系统可以使航天器能源得到最有效的利用

就热泵的驱动形式而言，适用于航天领域的热泵可以分为电驱动热泵和热驱动热泵两大类，而热驱动热泵又可以分为化学能驱动热泵(液态金属热泵、吸附式热泵和复合式热泵)和热机驱动热泵(朗肯(Rankine)热机、布雷顿(Brayton)热机和斯特林(Stirling)热机)，当航天器星载电源余量充足时，可以采用电驱动形式，实现电能的高效利用；当航天器有高温废热时(如核电源等)，可以采用热驱动形式，实现废热的再利用。

美国Mainstream公司的研究员Robert P. Scaringe详细对比了几种热泵的性能和质量，结果表明：液态金属热泵和复合式热泵是间歇式工作，吸附式热泵虽然是连续工作，但是其COP较低和质量较大，因此化学能驱动热泵系统不适合航天领域。而相比化学能驱动热泵，热机驱动热泵具有更高的COP和更轻更紧凑的结构形式，在热机驱动热泵中，Brayton循环由于只有气态工质参与传热，其热效率较低，同时由于气体换热系数低需要更大的换热器，因此系统更重；而Stirling循环虽然热效率很高但是系统质量更大，并且Stirling热机的长期可靠性也没有得到证明，相对而言只有Rankine热机适合作为热泵的驱动源。基于Rankine热机，文献[13]提出一种全密封形式的热驱动热泵系统，如图5所示，动力循环和热泵循环采用相同的工质，同时将压缩机、膨胀机和机械泵密封在一起，可以有效避免泄漏。此外，认为未来航天领域热泵的发展方向应该是电驱动热泵和Rankine热机驱动热泵两种形式，电驱动热泵更加适用于航天器电能充裕的场合，而Rankine热机驱动热泵更加适合存在大量高温废热(如核电源、大型太阳能阵列板等)的场合。文献[14]在研究潜在的航天器热泵方面提出可分为两大类，即蒸气压缩式热泵和化学类热泵，前者根据热力循环方式不同又包括了Rankine、Brayton和Stirling以及喷射式，后者包括了吸附式、氢化学式和混合式，归纳总结了各种热泵的优缺点，明确提出Rankine蒸气压缩式热泵系统综合性能最佳。文献[15]通过研究提出采用光伏热泵来强化辐射器的换热。

图5 一种Rankine热机驱动热泵结构示意图Fig.5 Schematic diagram of a Rankine heat engine driven heat pump structure

同样的，美国L’Garde航空航天公司的G.Grossman将热驱动热泵和电驱动热泵归纳为功驱动热泵(WAHP)和热驱动热泵(HAHP)，如图6所示。前者直接通过星载电源来驱动热泵，后者利用动力系统排放的废热来驱动热机，同时热机输出功来驱动热泵。文献[16]通过详细计算指出在给定的功率、载荷的废热温度和空间热沉温度下热泵提供的温升与系统COP之间存在一个最佳的组合形式，在该组合条件下辐射器面积减少率可表示为两个温度比的函数即空间热沉温度/载荷温度和电源系统温度/载荷废热温度；此外单位功耗的热泵质量以及单位功耗的辐射器质量也是这两个温度比的函数，但是对于WAHP系统，还需要引入电源系统质量增加率这个无量纲参数。此外，还通过仿真计算了理想卡诺(Carnot)循环和实际热泵循环两种工况，发现随着上述两个温度比的增加，辐射器的面积和质量都会随之增加，当载荷温度接近热沉温度时候可达到最佳组合形式。而相同条件下，WAHP和HAHP两种热泵系统对辐射器面积的减少比例大致相同。

注：图中实线为传热路径，虚线为输电路径。

1.3 基于热泵的热传输和热排散系统可以实现航天器热控系统的减重

到目前为止，将热泵系统应用在航天器上基本分为两种方案：一种是将热泵作为热控系统的外回路仅负责热排散，如图7(a)所示，通过换热器将到达辐射器的流体温度提高，从而减少辐射器的面积，而采用泵驱流体回路作为内回路负责收集和运输航天器内部电子元件的热耗；另一种是将热泵作为热总线负责整个航天器的热传输和热排散，如图7(b)所示。

美国Mainstream公司的Robert P. Scaringe总结了目前用于航天领域的两相热传输系统分为3大类：机械泵驱回路(MPL)、毛细泵驱回路(CPL)和混合系统，但是无论哪种两相热传输系统都存在两个致命的缺点，即回路中较大的压降导致额外的热损耗和冷凝器工作温度较低(意味着需要更大面积的辐射器)。而热泵回路(HPL)，不仅具有热泵系统的所有优点(冷凝温度提高而减少辐射器面积)，而且可以减少或消除泵驱回路的缺点。采用热泵回路热总线可以将系统重量降低2%～28%，将辐射器面积降低28%～58%，但是类似其他高热流热传输系统，热泵回路热总线存在一些仍需解决的科学问题，如长寿命、微重力下两相流动与换热以及瞬态效应影响(包括热耗峰值、启动、蓄热和冷凝器不利的热负荷)等，好在热泵回路总线中微重力下两相流动问题没有泵驱两相流回路总线中严重，因为其两相流动状态仅发生在蒸发器、冷凝器和储液器中，而传输管线中均为单相流动；此外热泵回路总线中也不存在流动稳定性和气穴问题。因此对于必须在数十米以上距离传输大量热量的热控系统而言，热泵回路热总线是更加合适的选择[17-18]。文献[19]针对未来大型航天器的热管理系统详细分析了国外的一些重点研究成果，认为热泵回路热总线是最具潜力的系统，不仅具备热泵系统所有优点，还克服了泵驱流体回路的一些缺点，但也存在一些问题，如长寿命问题、微重力下两相流动和换热问题等，阐明了今后的重点研究方向。

图7 热泵与热源耦合的两种形式结构示意图Fig.7 Schematic diagram of two forms of heat pump and heat source coupling

2 基于热泵的航天器热控系统面临的问题

无论是高真空、微重力、强辐射的空间环境还是低重力、高温红外辐射、月尘、火星风暴等地外星球的特殊环境，都会对热泵系统造成不利的影响，导致系统性能下降甚至无法正常工作。总的来说，主要的影响体现在以下3个方面。

(1)系统性能系数(COP)下降。

(2)换热器(特别是冷凝器)的换热系数下降。

(3)压缩机的润滑和冷却出现问题。

2.1 热泵系统性能系数提高研究

热泵系统的设计是以热力循环为基础的，热泵系统中最基本的热力循环是逆卡诺(Carnot)循环，包括两个等温过程和两个绝热过程。一般评价热泵系统性能的好坏采用性能系数COP，其定义为冷凝器释放的热量/压缩机的功耗，而影响热泵系统性能的主要因素有：热力循环和循环工质的选择、压缩机的效率以及系统匹配性等。

热泵系统的工质与制冷系统的工质是一样，历史上早期的工质主要是二氧化硫、氯甲烷和氨，而随着氟氯烃(CFCs)(如R-11、R-12、R-114)和氢氟氯烃(HCFCs)(如R-22、R-123)类工质的引入，有毒性的二氧化硫、氯甲烷和氨很快在市面上消失了；再后来，出于对臭氧层消耗的担忧，CFCs和HCFCs类工质被明令禁止使用，取而代之的是氢氟烃(HFCs)(如R-134a、R-245fa)类工质[20]。在热力循环方面，当热泵系统冷凝温度和蒸发温度温差较大时，单级蒸气压缩系统已经不能满足，发展出了准二级压缩、自复叠式、两级压缩以及复叠式等多种系统形式，其各自的特点详见表1。

早期的研究表明：R-11和R-12应该是循环性能最高的可选工质，美国通用公司早在1964年设计出一套在月球环境下最有前景的热泵系统，以系统总质量最低的原则，对比了R-11、R-21、R-112、R-113、R-114和R-718(水)等几种工质的热力循环性能，初步确定了采用R-11和R-718工质的复叠式热泵系统，在蒸发温度65.7 ℃，冷凝温度143.5 ℃时，制冷量1 kW和10 kW的热泵系统质量预估分别为34 kg和79 kg，电源系统功耗分别为0.56 kW和5.62 kW，系统COP均为1.8[5]。瑞士联邦飞机厂的F. Berner等采用R-12工质，冷凝温度设置在100 ℃左右，散热量在数百瓦量级，通过实验表明该热泵系统的最大制冷量为400 W，在蒸发温度为20 ℃和40 ℃时，压缩机的功耗分别为70 W和120 W，系统COP可达3以上[21]。NASA约翰逊航天中心的J. Goldman在1994—1996年间提出在月球基地中使用热泵的设想，该设想分3个阶段进行：第一阶段主要通过研究制冷剂和热力循环的选择来确定最佳的热泵方案，然后对热泵系统的主要部件进行选择和研究。文献[22-24]在研究月球环境的基础上提出月球基地热泵系统的辐射温度最佳选择应该在377～387 K之间，通过仿真计算对比了40多种制冷剂，初步筛选出临界温度合适的制冷剂；在热力循环中考虑了单级、两级和三级压缩循环，最终综合评定下发现三级压缩和R-11制冷剂循环可以达到最佳系统性能(为Carnot循环的56%)。在此基础上设计了三套热泵系统以适应不同的应用场景，详见表2;第二阶段在第一阶段研究的基础上，提出地面测试系统的详细设计方案，出于环境法规的要求使用R-123制冷剂替代R-11；第三阶段主要由Foster-Miller公司进行地面测试系统的生产制造并进行相应的测试。美国Canmet能源研究实验室的Z. Aidoun针对月球车需要在月昼高温条件下散热的问题，研究地面和航空中已经应用的热泵系统是否可以提供2 kW的冷却能力和月面适应性，并对热泵的各个部件进行质量优化选择最合适的制冷剂和热力循环。计算研究结果表明：R-11是性能最佳的制冷剂，依据环保要求R-123是R-11最好的替代工质；对于热力循环，在蒸发温度276 K，冷凝温度399 K，过热度5.5 K时候，两级压缩相比单级压缩的改善仅有1%，但是单级压缩的排气温度和压力都很高，这对压缩机的寿命不利。因此对于月球车应用，文献[25]认为采用R-11工质，具有吸气换热和级间冷却的两级压缩循环是最佳选择，其COP在Carnot循环的40%～50%之间。

表1 几种热泵系统热力循环方式对比Table 1 Comparison of several heat pump thermodynamic circulation methods

表2 不同应用场景热泵系统参数Table 2 Heat pump system parameters for different application scenarios

后期主要是针对R-11、R-12等非环保型工质的替代研究，美国Mainstream公司的Robert P. Scaringe在蒸发温度27 ℃，冷凝温度127 ℃的工况下针对常用的制冷工质用在热驱动热泵和电驱动热泵系统上的性能进行了对比分析，研究表明在热驱动热泵系统中，MEC-79工质(一种未公开的专有工质)性能最好，COP达到0.58，辐射器面积可降低36%，系统总质量可降低9%，而采用R-11工质，辐射器面积和系统质量反而会增加；在电驱动热泵系统中，MEC-10工质(一种未公开的专有工质)性能最好，COP可达1.92，辐射器面积可降低61%，系统总质量降低7.4%，而采用R-11工质，辐射器面积会降低55%，但是系统总质量会增加10%[26]。随后，Scaringe针对热泵在载人航天热控方面的应用，对6种全氟碳化合物、3种含氟醚、7种氢氟化合物等16种工质进行实验评价，通过测其蒸气压、汽化潜热和蒸气密度来对比其热特性，通过吸入毒性、易燃性和热稳定性实验来确定其是否符合载人航天标准。最终结果显示只有八氟环丁烷、十氟丁烷、全氟异丁烯3种工质满足载人航天要求。文献[27]在这3种工质基础上与R-12、R-22和R-134a工质进行对比实验，在蒸发温度240 K，冷凝温度295 K时候，R-134a具有较高的COP，可达2.2，但是最大压力高达6 MPa，意味着系统质量要增加，并且其有可能会在催化氧化剂中分解，因此不宜作为载人航天热泵工质。相比而言，八氟环丁烷综合性能最佳，COP达2，最大压力仅为2.8 MPa。普度大学的S.H. Lee探索混合热控系统以满足各种太空任务的需求，设计了4种不同的操作模式：单相流体回路、两相流体回路、基本的热泵系统和带有中间换热器的热泵系统，评估了6种不同的工质(NH3、R-404a、R-134a、R-245fa、R-123和HFE7000)热性能，分析结果显示：R-134a在流速、系统压力和性能系数之间是最平衡最佳的工质[28]。

2.2 微重力环境下换热器的换热系数研究

微重力环境下两相流动问题一直是国内外的研究热点，大量的学者研究了重力改变后两相流动的流型、成核机制、换热强度等，国内外的研究结论较为一直，均表明重力场会导致两相流型的变化，进而影响换热器内的换热(包括蒸发和冷凝)，其中冷凝换热受到影响更大，一些在轨试验表明微重力条件下冷凝换热系数会下降23%～26%[8]。如果是放在热泵系统中，微重力条件下压缩机排出气体中的润滑油无法与工质分离，润滑油进入冷凝器会在其内表面形成油膜，进一步降低冷凝换热系数。目的在地面还不能实现对微重力条件有效的模拟，大多是通过热泵系统的倾斜甚至倒置来实现一定的重力无关性试验，稍微好一点的采用落塔或失重飞机进行试验，但是试验时间较短，得到的数据非常有限。

美国田纳西大学的R. E. Domitrovic等开发了一种高效回热式蒸气压缩热泵，目的是提高国际空间站等航天器的辐射器温度，在热泵系统达到最大温升条件下进行了非重力方向性能试验，从而对微重力条件下热泵运行进行近似估算。文献[29]在蒸发器进水温度从10.8 ℃到24.7 ℃，热泵方向从0°到315°，压缩机转速从1200 rad/min到2700 rad/min进行了多组对比试验，结果表明：随着蒸发器进水温度的增加，热泵系统性能有明显的提高；而在改变热泵系统倾角方面，性能基本没有变化。文献[30]对不同倾角下直管和螺旋管的换热特性进行了比较研究，结果表明：倾角对直管和螺旋管的平均换热系数影响不大，对于直管最大差别在10%左右，对于螺旋管最大差别在20%左右。文献[31]研究了不同倾角下紫铜直管的换热系数和压降，试验结果表明：倾角对直管内换热系数影响较大，最大差距在30%左右；压缩机的润滑油对换热系数也有较大影响，有润滑油比无润滑油换热系数下降30%以上。文献[32]研究了改变热泵系统倾角对汽车涡旋压缩机性能的影响，结果表明：热泵系统倾角在0～360°改变时系统均能正常运行，其COP最大变化量仅为6.3%，证明该系统重力无关性较好。此外还发现水平放置时候压缩机性能略有提高，认为是润滑油进入回路使循环油量增加的原因。文献[33]通过试验研究了压缩机的倒置性能，结果表明：随着制冷剂充注量增加，压缩机排气温度和功耗要大于压缩机正立的情况，而系统COP小于压缩机正立的情况，在最佳充注量150 g的情况下系统COP最大可达3.2，证明压缩机倒置后性能仍然良好，具有重力无关性。

2.3 空间环境下压缩机润滑及冷却的研究

地面成熟的热泵系统压缩机基本都是通过润滑油循环来实现压缩机的润滑以及冷却。热泵系统的压缩机排出的工质气体中不可避免的会携带一部分润滑油，这部分润滑油必须通过油气分离器分离出来并回到压缩机中，否则润滑油进入换热器后会形成油膜吸附在换热器内表面，对传热造成不良影响，此外，随着润滑油的消耗，压缩机也会因为润滑不充分而降低效率。

针对微重力环境中压缩机润滑和冷却的难题，国内外学者提出多种解决措施，主要分为两种思路，一种是采用无油润滑的压缩机，如直线压缩机、磁力轴承压缩机、气浮轴承压缩机等，但是这些无油压缩机都存在寿命短、承载能力弱、效率低以及质量重等问题，目前在地面实验室中应用较多，并且不适合在航天领域应用；另一种思路是针对地面成熟商用的有油压缩机，对油气分离器进行改进，提高其在微重力环境中的分离效率，这种方案更加适合在航天领域应用。

NASA格伦研究中心的Hoffmann曾提出在地面上由于浮力的存在会使气体和液体分离，但是在微重力环境下不存在浮力，气液分离将很难实现。他们设计了一种离心分离器，分离器由一个丙烯酸圆筒腔体构成，该腔体可以容纳两个同心丙烯酸圆锥体，圆锥体侧面分布有圆孔，电机以2500 rad/min的转速带动内圆锥体转动，该分离器在“国际空间站”的KC-135微重力设施上成功进行了测试。试验结果显示：气体会在内圆锥的中心形成一个明显的核[34]。这是最早在微重力环境中开展气液分离实验并取得成功的例子。

NASA约翰逊宇航中心公布了一种新型被动式两相分离器专利，可以在微重力环境中将气体从液体中分离出来，该分离器由两个同轴的不锈钢编织的丝网组成(公称孔径为25 μm)，入口位于分离器的轴向，环状出口位于2个丝网之间。液体从外层丝网的一端进入，经过内层丝网后从环状出口流出，而液体中的气体会在曳力的作用下进入流体下游，当曳力和其表面张力平衡后气泡会停止移动而依附在丝网表面。该两项分离器目前进行了地面试验，分离效果理想，未来将进行空间搭载试验，进一步验证其分离效率[35]。

3 启示与建议

从上述国内外的研究现状可以看出，基于热泵的航天器热控系统具有以下几点突出优势。

(1)热控系统采用热泵后，可以提高辐射器的辐射温度，从而大幅降低相同散热量下所需辐射器的面积。一般而言，辐射器质量可以占到整个热控系统质量的30%～40%，如果辐射器面积和质量得到降低，对整个热控系统的减重贡献非常大；其次，未来军事航天器为了高机动性和隐身性，星体表面可安装辐射器的空间非常有限，同时又需要大量的废热排散出去，这种情况下只有采用热泵系统才能满足需求。

(2)热泵系统可以采用热机驱动，也可以采用电机驱动，因此其用于热控系统具有很大的灵活性，例如大型空间站、空间太阳能电站等供电充裕的航天器，采用电机驱动的热泵具有结构紧凑、运行效率高、系统能效比高等特点；再例如采用核反应堆的大功率军事航天器，其具有大量的高温废热需要排散，采用热机驱动的热泵可以利用这部分高温废热来驱动热泵，从而将更多的电能供给核心载荷使用。

(3)采用基于热泵回路总线的航天器热控系统，可以取代传统的泵驱流体回路，不仅负责航天器的大功率热排散，还可以负责整个航天器废热的收集和传输，提高热控系统的可靠性，降低系统的控制难度，在体积质量上也可以实现系统减重。

(4)对于未来建造月球基地，面对高温红外辐射环境，传统的热控技术是无法实现大功率排热的，只有采用基于热泵的热控系统才能实现在高温环境中热排散，采用热泵是唯一途径。

当然，采用热泵系统后也会带来一些局限性，具体如下。

(1)根据辐射换热原理，辐射温度越高辐射能力越强，但是辐射温度越高，与舱内温度控制端温差越大，会导致热泵系统的COP降低，这是一对矛盾体，提高辐射温度意味着辐射器质量会降低，同时也意味着热泵需要的供电系统质量会增加，这样的话，整个热控系统质量未必会降低。这就限制了热泵在小型化、轻量化的卫星上的应用，热泵应该更加适用于那种对辐射器面积更加敏感的卫星。

(2)太空中的微重力环境是制约热泵在航天器上应用的最大因素，微重力会带来冷凝器、蒸发器换热系数的下降，会带来压缩机油气分离效率的下降甚至失效，以及储液器中气液两相分布状态的不同，这些影响最终会使热泵系统COP下降甚至是热泵无法正常工作。从国内外的研究现状看，目前是没有很好的解决办法来克服微重力对热泵的影响。

(3)目前在地面环境中模拟微重力主要手段是落塔和失重飞机，但是落塔时间通常在5 s左右，对于热惯性巨大的热泵系统而言根本无法得到有效数据；而失重飞机虽然可以提供数十秒的微重力时间，但是其对载荷的体积质量要求较高，而且观测时间也不充裕。因此地面微重力模拟试验的局限性同样限制了热泵在航天领域的应用与发展。

对于上述基于热泵的航天器热控系统的不足和局限性，梳理出几点亟需解决的基础科学问题，只有这些基础科学问题得到突破，才能支撑热泵系统未来在航天领域的应用与发展。

(1)微重力条件下压缩机的油气分离。微重力环境下油滴与工质气体的分离类似气液分离，是属于研究热点方向之一。但是油气分离又具有自身的显著特点，油滴和工质气体是二元混合物，其物性差异很大，基于这一特点，微重力的油气分离将与传统的气液分离不尽相同。该问题的解决将实现地面成熟的有油润滑压缩机在空间环境中的使用。

(2)微重力条件下冷凝换热强化。目前的研究表明：在微重力条件下，蒸发器的换热影响不太大，但是冷凝换热效率会下降30%以上，如何在微重力环境中提高冷凝换热系数，也是这些年的研究热点方向。该问题的解决将实现热泵系统COP的进一步提高，对热泵在空间环境中应用意义重大。

(3)微重力环境地面等效模拟方法。目前地面模拟微重力环境的手段非常有限，仅有落塔和失重飞机。近些年也提出一些微重力的等效模拟方法，如改变系统的倾角，从而改变重力方向，但是这些方法都是基于理论分析和计算得出的，还没有得到与真实微重力环境试验的对比结果，因此其真实有效性还待商榷。而该问题的解决将建立微重力环境热泵系统的地面等效试验方法和体系，为未来热泵在空间环境的应用提供有力的试验数据支撑和验证。

4 结束语

热泵在航天领域的应用研究早在20世纪60年代就已经开展，各航天大国都开展了理论研究和有限的地面试验研究，并且取得了不少成果，众多研究成果表明：基于热泵的航天器热控系统在提高辐射温度，减少辐射器面积方面有巨大的优势，也是应对未来大功率热排散和高温环境热排散非常有效的解决方案。但是由于空间微重力环境的影响，热泵在航天领域的应用需要解决一些基础科学问题，本文在总结国内外众多文献资料的基础上，梳理出了几点亟需解决的问题，如微重力条件下压缩机的油气分离、冷凝强化以及地面的等效模拟验证方法，只有这些基础科学问题得到突破，才能支撑热泵系统未来在航天领域的应用与发展，这也是未来的研究重点方向。