基于熱泵的航天器熱控系統研究進展

付振東 苗建印 曹劍峰 吳琪

(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)

隨著人類生存危機的日益加重，向地外尋求生存空間是未來航天技術的必然發展方向，美國、俄羅斯以及歐洲航天局已經建立了各種大型地面模擬基地，美國國家航空航天局(NASA)正計劃著重返月球，建立月球基地，并以此為前哨和中轉站而實現人類的首次登陸火星。我國正在實施的深空探測工程，其中載人登月甚至是載人火星是未來的發展趨勢。從這些發展需求來看，未來航天器將面臨熱功耗增大、熱流密度增強、空間熱環境(地外星球熱環境)惡化等新的問題，這些問題對熱控設計的要求越來越嚴，新的主動熱控技術必將成為研究熱點。

熱傳輸和熱排散是熱控系統的兩個核心，熱傳輸是將航天器內部儀器以及人員產生的熱量進行收集并傳輸到航天器外部，熱排散是將傳輸到外部的熱量通過輻射的手段排散出去。我國的熱傳輸和熱排散技術已經經歷了三代發展：首先是全被動加體裝散熱面的第一代熱控技術，適用于小尺寸低功耗的小型衛星；其次是熱管強化加體裝散熱面的第二代熱控技術，適用于小尺寸中等功耗的中型衛星；最后是流體回路加體裝散熱面或可展開式散熱面的第三代熱控技術，適用于中等尺寸較大功耗的大型衛星和載人航天器。按照目前載人航天的規劃，未來地外空間站、月球基地等在熱控需求上有大幅提升，現有熱控技術已經完全無法滿足要求。首先，對于熱傳輸，采用單相流體回路則需要泵功率超10 kW，系統質量將超過2 T；其次，對于熱排散，按照目前體裝輻射器的散熱效率，需要的散熱面將超過1000 m2，如果處于月球表面超過50 ℃的高溫環境中，傳統的輻射器將難以實現熱量的對外排散。由此可見，未來熱控系統面臨的最主要的兩個問題是超大功率的熱傳輸以及高溫環境的熱排散。在此基礎上，需要發展第四代熱控技術，其主要特點是：①利用兩相傳熱實現對熱量的高效傳輸；②采用熱泵系統及可展開輻射器實現熱量的高效排散。熱泵是一種將熱量從熱源傳遞到熱沉(散熱器)的裝置，由蒸發器、壓縮機、冷凝器、節流元件及其他附屬部件組成，能夠通過提高輻射溫度實現熱量的高效排散。國際上眾多學者認為熱泵在航天器中可以應用在以下3個方面：①作為整個航天器的熱控系統，為艙內人員和電子設備提供適宜的溫度；②作為單機的散熱設備，為有特殊溫度要求的設備或物品提供熱沉；③作為航天器熱管理系統的一部分，管理和調配航天器內部的能量，使之得到優化利用[1-4]。

1 基于熱泵的航天器熱控系統具有的優勢

按照熱泵的工作原理，一般可將熱泵分為蒸氣壓縮式、吸收式、熱電式以及其他形式。吸附式熱泵由于吸附/發生器的存在以及吸附劑比重較大的問題，其系統體積和質量較大，但是對較大的熱負荷適應性更好[5]；熱電式熱泵具有無運動部件、運行安靜可靠等優點，但是其質量較重且能耗較高，冷卻回路需要安裝額外的冷卻器[6]；相比而言，蒸氣壓縮式熱泵具有系統運行穩定，組成部件結構簡單，系統的運行效率高等優點，目前應用最為廣泛[7]，其系統組成見圖1。熱泵在航天領域應用的研究也主要集中在蒸氣壓縮式方面。

圖1 熱泵系統組成及工作過程示意圖Fig.1 Heat pump system composition and working process diagram

1.1 熱泵系統可以大幅減少輻射器面積實現熱控技術體系跨代發展

絕大多數航天器的熱量是通過輻射的方式排散到空間中的，對于熱耗一定的航天器而言，輻射器的面積和溫度是成反比的，及輻射溫度越高，所需輻射面積越小。從傳熱鏈路上看，傳統技術路線中發熱設備到輻射器為降溫傳熱鏈路，如圖2所示，此時需要充足的輻射散熱面積來保證散熱能力，顯然，這會顯著增加系統的質量；如果引入熱泵技術，將輻射器溫度提高，如圖3所示，就可以大幅所需降低輻射器的面積，從而打破傳統降溫傳熱/散熱鏈路技術范疇，實現熱控技術體系的跨代發展[8]。

圖2 傳統技術路線熱控系統組成及各個部件溫度水平示意圖Fig.2 Space thermal control system based on traditional technical route and temperature of each component

圖3 熱泵技術路線系統組成及各個部件溫度水平示意圖Fig.3 Space thermal control system based on heat pump technical route and temperature of each component

文獻[9]提出對于長期在軌的航天任務，熱控系統需要隨著熱耗增加而發展，即由被動式熱管技術到泵驅流體回路技術再到熱泵技術，熱耗從1 kW跨越到100 kW，如圖4所示，研究表明：輻射器的質量在整個熱控系統中占比最大，通過計算對比發現熱泵的質量明顯低于泵驅流體回路，且熱耗越大優勢越明顯，在熱耗10 kW時，熱泵可以降低27%的質量，而熱耗達100 kW時，熱泵可以降低39%的質量。文獻[10]在研究國內外最新成果的基礎上指出在保證系統可靠性和性能的同時，采用熱泵可以減少輻射器面積，降低系統質量，簡化系統復雜性。文獻[11]針對未來航天器高熱排散的需求，提出4種解決途徑：單相流體回路、單相-蓄冷流體回路、熱泵-單相流體回路、熱泵-蓄冷回路，并指出采用熱泵-蓄冷系統的優勢，在相同條件下，熱泵-蓄冷回路可以使輻射器面積降低69.9%，熱排散系統質量降低53.3%。同樣文獻[12]從散熱能力、使用壽命、制冷量、質量比、散熱面積等方面對比了現在的熱控技術手段(泵驅單相回路、熱管、水升華、百葉窗等)和未來的熱控技術(兩相流回路、毛細泵熱管、輕質輻射器以及熱泵)，并指出熱泵和輕質輻射器的組合將是未來航天任務中熱控的發展思路和技術手段之一。

圖4 未來航天器熱控系統隨熱耗的發展趨勢Fig.4 Future development trend of spacecraft thermal control system with heat consumption

1.2 熱泵系統可以使航天器能源得到最有效的利用

就熱泵的驅動形式而言，適用于航天領域的熱泵可以分為電驅動熱泵和熱驅動熱泵兩大類，而熱驅動熱泵又可以分為化學能驅動熱泵(液態金屬熱泵、吸附式熱泵和復合式熱泵)和熱機驅動熱泵(朗肯(Rankine)熱機、布雷頓(Brayton)熱機和斯特林(Stirling)熱機)，當航天器星載電源余量充足時，可以采用電驅動形式，實現電能的高效利用；當航天器有高溫廢熱時(如核電源等)，可以采用熱驅動形式，實現廢熱的再利用。

美國Mainstream公司的研究員Robert P. Scaringe詳細對比了幾種熱泵的性能和質量，結果表明：液態金屬熱泵和復合式熱泵是間歇式工作，吸附式熱泵雖然是連續工作，但是其COP較低和質量較大，因此化學能驅動熱泵系統不適合航天領域。而相比化學能驅動熱泵，熱機驅動熱泵具有更高的COP和更輕更緊湊的結構形式，在熱機驅動熱泵中，Brayton循環由于只有氣態工質參與傳熱，其熱效率較低，同時由于氣體換熱系數低需要更大的換熱器，因此系統更重；而Stirling循環雖然熱效率很高但是系統質量更大，并且Stirling熱機的長期可靠性也沒有得到證明，相對而言只有Rankine熱機適合作為熱泵的驅動源。基于Rankine熱機，文獻[13]提出一種全密封形式的熱驅動熱泵系統，如圖5所示，動力循環和熱泵循環采用相同的工質，同時將壓縮機、膨脹機和機械泵密封在一起，可以有效避免泄漏。此外，認為未來航天領域熱泵的發展方向應該是電驅動熱泵和Rankine熱機驅動熱泵兩種形式，電驅動熱泵更加適用于航天器電能充裕的場合，而Rankine熱機驅動熱泵更加適合存在大量高溫廢熱(如核電源、大型太陽能陣列板等)的場合。文獻[14]在研究潛在的航天器熱泵方面提出可分為兩大類，即蒸氣壓縮式熱泵和化學類熱泵，前者根據熱力循環方式不同又包括了Rankine、Brayton和Stirling以及噴射式，后者包括了吸附式、氫化學式和混合式，歸納總結了各種熱泵的優缺點，明確提出Rankine蒸氣壓縮式熱泵系統綜合性能最佳。文獻[15]通過研究提出采用光伏熱泵來強化輻射器的換熱。

圖5 一種Rankine熱機驅動熱泵結構示意圖Fig.5 Schematic diagram of a Rankine heat engine driven heat pump structure

同樣的，美國L’Garde航空航天公司的G.Grossman將熱驅動熱泵和電驅動熱泵歸納為功驅動熱泵(WAHP)和熱驅動熱泵(HAHP)，如圖6所示。前者直接通過星載電源來驅動熱泵，后者利用動力系統排放的廢熱來驅動熱機，同時熱機輸出功來驅動熱泵。文獻[16]通過詳細計算指出在給定的功率、載荷的廢熱溫度和空間熱沉溫度下熱泵提供的溫升與系統COP之間存在一個最佳的組合形式，在該組合條件下輻射器面積減少率可表示為兩個溫度比的函數即空間熱沉溫度/載荷溫度和電源系統溫度/載荷廢熱溫度；此外單位功耗的熱泵質量以及單位功耗的輻射器質量也是這兩個溫度比的函數，但是對于WAHP系統，還需要引入電源系統質量增加率這個無量綱參數。此外，還通過仿真計算了理想卡諾(Carnot)循環和實際熱泵循環兩種工況，發現隨著上述兩個溫度比的增加，輻射器的面積和質量都會隨之增加，當載荷溫度接近熱沉溫度時候可達到最佳組合形式。而相同條件下，WAHP和HAHP兩種熱泵系統對輻射器面積的減少比例大致相同。

注：圖中實線為傳熱路徑，虛線為輸電路徑。

1.3 基于熱泵的熱傳輸和熱排散系統可以實現航天器熱控系統的減重

到目前為止，將熱泵系統應用在航天器上基本分為兩種方案：一種是將熱泵作為熱控系統的外回路僅負責熱排散，如圖7(a)所示，通過換熱器將到達輻射器的流體溫度提高，從而減少輻射器的面積，而采用泵驅流體回路作為內回路負責收集和運輸航天器內部電子元件的熱耗；另一種是將熱泵作為熱總線負責整個航天器的熱傳輸和熱排散，如圖7(b)所示。

美國Mainstream公司的Robert P. Scaringe總結了目前用于航天領域的兩相熱傳輸系統分為3大類：機械泵驅回路(MPL)、毛細泵驅回路(CPL)和混合系統，但是無論哪種兩相熱傳輸系統都存在兩個致命的缺點，即回路中較大的壓降導致額外的熱損耗和冷凝器工作溫度較低(意味著需要更大面積的輻射器)。而熱泵回路(HPL)，不僅具有熱泵系統的所有優點(冷凝溫度提高而減少輻射器面積)，而且可以減少或消除泵驅回路的缺點。采用熱泵回路熱總線可以將系統重量降低2%～28%，將輻射器面積降低28%～58%，但是類似其他高熱流熱傳輸系統，熱泵回路熱總線存在一些仍需解決的科學問題，如長壽命、微重力下兩相流動與換熱以及瞬態效應影響(包括熱耗峰值、啟動、蓄熱和冷凝器不利的熱負荷)等，好在熱泵回路總線中微重力下兩相流動問題沒有泵驅兩相流回路總線中嚴重，因為其兩相流動狀態僅發生在蒸發器、冷凝器和儲液器中，而傳輸管線中均為單相流動；此外熱泵回路總線中也不存在流動穩定性和氣穴問題。因此對于必須在數十米以上距離傳輸大量熱量的熱控系統而言，熱泵回路熱總線是更加合適的選擇[17-18]。文獻[19]針對未來大型航天器的熱管理系統詳細分析了國外的一些重點研究成果，認為熱泵回路熱總線是最具潛力的系統，不僅具備熱泵系統所有優點，還克服了泵驅流體回路的一些缺點，但也存在一些問題，如長壽命問題、微重力下兩相流動和換熱問題等，闡明了今后的重點研究方向。

圖7 熱泵與熱源耦合的兩種形式結構示意圖Fig.7 Schematic diagram of two forms of heat pump and heat source coupling

2 基于熱泵的航天器熱控系統面臨的問題

無論是高真空、微重力、強輻射的空間環境還是低重力、高溫紅外輻射、月塵、火星風暴等地外星球的特殊環境，都會對熱泵系統造成不利的影響，導致系統性能下降甚至無法正常工作。總的來說，主要的影響體現在以下3個方面。

(1)系統性能系數(COP)下降。

(2)換熱器(特別是冷凝器)的換熱系數下降。

(3)壓縮機的潤滑和冷卻出現問題。

2.1 熱泵系統性能系數提高研究

熱泵系統的設計是以熱力循環為基礎的，熱泵系統中最基本的熱力循環是逆卡諾(Carnot)循環，包括兩個等溫過程和兩個絕熱過程。一般評價熱泵系統性能的好壞采用性能系數COP，其定義為冷凝器釋放的熱量/壓縮機的功耗，而影響熱泵系統性能的主要因素有：熱力循環和循環工質的選擇、壓縮機的效率以及系統匹配性等。

熱泵系統的工質與制冷系統的工質是一樣，歷史上早期的工質主要是二氧化硫、氯甲烷和氨，而隨著氟氯烴(CFCs)(如R-11、R-12、R-114)和氫氟氯烴(HCFCs)(如R-22、R-123)類工質的引入，有毒性的二氧化硫、氯甲烷和氨很快在市面上消失了；再后來，出于對臭氧層消耗的擔憂，CFCs和HCFCs類工質被明令禁止使用，取而代之的是氫氟烴(HFCs)(如R-134a、R-245fa)類工質[20]。在熱力循環方面，當熱泵系統冷凝溫度和蒸發溫度溫差較大時，單級蒸氣壓縮系統已經不能滿足，發展出了準二級壓縮、自復疊式、兩級壓縮以及復疊式等多種系統形式，其各自的特點詳見表1。

早期的研究表明：R-11和R-12應該是循環性能最高的可選工質，美國通用公司早在1964年設計出一套在月球環境下最有前景的熱泵系統，以系統總質量最低的原則，對比了R-11、R-21、R-112、R-113、R-114和R-718(水)等幾種工質的熱力循環性能，初步確定了采用R-11和R-718工質的復疊式熱泵系統，在蒸發溫度65.7 ℃，冷凝溫度143.5 ℃時，制冷量1 kW和10 kW的熱泵系統質量預估分別為34 kg和79 kg，電源系統功耗分別為0.56 kW和5.62 kW，系統COP均為1.8[5]。瑞士聯邦飛機廠的F. Berner等采用R-12工質，冷凝溫度設置在100 ℃左右，散熱量在數百瓦量級，通過實驗表明該熱泵系統的最大制冷量為400 W，在蒸發溫度為20 ℃和40 ℃時，壓縮機的功耗分別為70 W和120 W，系統COP可達3以上[21]。NASA約翰遜航天中心的J. Goldman在1994—1996年間提出在月球基地中使用熱泵的設想，該設想分3個階段進行：第一階段主要通過研究制冷劑和熱力循環的選擇來確定最佳的熱泵方案，然后對熱泵系統的主要部件進行選擇和研究。文獻[22-24]在研究月球環境的基礎上提出月球基地熱泵系統的輻射溫度最佳選擇應該在377～387 K之間，通過仿真計算對比了40多種制冷劑，初步篩選出臨界溫度合適的制冷劑；在熱力循環中考慮了單級、兩級和三級壓縮循環，最終綜合評定下發現三級壓縮和R-11制冷劑循環可以達到最佳系統性能(為Carnot循環的56%)。在此基礎上設計了三套熱泵系統以適應不同的應用場景，詳見表2;第二階段在第一階段研究的基礎上，提出地面測試系統的詳細設計方案，出于環境法規的要求使用R-123制冷劑替代R-11；第三階段主要由Foster-Miller公司進行地面測試系統的生產制造并進行相應的測試。美國Canmet能源研究實驗室的Z. Aidoun針對月球車需要在月晝高溫條件下散熱的問題，研究地面和航空中已經應用的熱泵系統是否可以提供2 kW的冷卻能力和月面適應性，并對熱泵的各個部件進行質量優化選擇最合適的制冷劑和熱力循環。計算研究結果表明：R-11是性能最佳的制冷劑，依據環保要求R-123是R-11最好的替代工質；對于熱力循環，在蒸發溫度276 K，冷凝溫度399 K，過熱度5.5 K時候，兩級壓縮相比單級壓縮的改善僅有1%，但是單級壓縮的排氣溫度和壓力都很高，這對壓縮機的壽命不利。因此對于月球車應用，文獻[25]認為采用R-11工質，具有吸氣換熱和級間冷卻的兩級壓縮循環是最佳選擇，其COP在Carnot循環的40%～50%之間。

表1 幾種熱泵系統熱力循環方式對比Table 1 Comparison of several heat pump thermodynamic circulation methods

表2 不同應用場景熱泵系統參數Table 2 Heat pump system parameters for different application scenarios

后期主要是針對R-11、R-12等非環保型工質的替代研究，美國Mainstream公司的Robert P. Scaringe在蒸發溫度27 ℃，冷凝溫度127 ℃的工況下針對常用的制冷工質用在熱驅動熱泵和電驅動熱泵系統上的性能進行了對比分析，研究表明在熱驅動熱泵系統中，MEC-79工質(一種未公開的專有工質)性能最好，COP達到0.58，輻射器面積可降低36%，系統總質量可降低9%，而采用R-11工質，輻射器面積和系統質量反而會增加；在電驅動熱泵系統中，MEC-10工質(一種未公開的專有工質)性能最好，COP可達1.92，輻射器面積可降低61%，系統總質量降低7.4%，而采用R-11工質，輻射器面積會降低55%，但是系統總質量會增加10%[26]。隨后，Scaringe針對熱泵在載人航天熱控方面的應用，對6種全氟碳化合物、3種含氟醚、7種氫氟化合物等16種工質進行實驗評價，通過測其蒸氣壓、汽化潛熱和蒸氣密度來對比其熱特性，通過吸入毒性、易燃性和熱穩定性實驗來確定其是否符合載人航天標準。最終結果顯示只有八氟環丁烷、十氟丁烷、全氟異丁烯3種工質滿足載人航天要求。文獻[27]在這3種工質基礎上與R-12、R-22和R-134a工質進行對比實驗，在蒸發溫度240 K，冷凝溫度295 K時候，R-134a具有較高的COP，可達2.2，但是最大壓力高達6 MPa，意味著系統質量要增加，并且其有可能會在催化氧化劑中分解，因此不宜作為載人航天熱泵工質。相比而言，八氟環丁烷綜合性能最佳，COP達2，最大壓力僅為2.8 MPa。普度大學的S.H. Lee探索混合熱控系統以滿足各種太空任務的需求，設計了4種不同的操作模式：單相流體回路、兩相流體回路、基本的熱泵系統和帶有中間換熱器的熱泵系統，評估了6種不同的工質(NH3、R-404a、R-134a、R-245fa、R-123和HFE7000)熱性能，分析結果顯示：R-134a在流速、系統壓力和性能系數之間是最平衡最佳的工質[28]。

2.2 微重力環境下換熱器的換熱系數研究

微重力環境下兩相流動問題一直是國內外的研究熱點，大量的學者研究了重力改變后兩相流動的流型、成核機制、換熱強度等，國內外的研究結論較為一直，均表明重力場會導致兩相流型的變化，進而影響換熱器內的換熱(包括蒸發和冷凝)，其中冷凝換熱受到影響更大，一些在軌試驗表明微重力條件下冷凝換熱系數會下降23%～26%[8]。如果是放在熱泵系統中，微重力條件下壓縮機排出氣體中的潤滑油無法與工質分離，潤滑油進入冷凝器會在其內表面形成油膜，進一步降低冷凝換熱系數。目的在地面還不能實現對微重力條件有效的模擬，大多是通過熱泵系統的傾斜甚至倒置來實現一定的重力無關性試驗，稍微好一點的采用落塔或失重飛機進行試驗，但是試驗時間較短，得到的數據非常有限。

美國田納西大學的R. E. Domitrovic等開發了一種高效回熱式蒸氣壓縮熱泵，目的是提高國際空間站等航天器的輻射器溫度，在熱泵系統達到最大溫升條件下進行了非重力方向性能試驗，從而對微重力條件下熱泵運行進行近似估算。文獻[29]在蒸發器進水溫度從10.8 ℃到24.7 ℃，熱泵方向從0°到315°，壓縮機轉速從1200 rad/min到2700 rad/min進行了多組對比試驗，結果表明：隨著蒸發器進水溫度的增加，熱泵系統性能有明顯的提高；而在改變熱泵系統傾角方面，性能基本沒有變化。文獻[30]對不同傾角下直管和螺旋管的換熱特性進行了比較研究，結果表明：傾角對直管和螺旋管的平均換熱系數影響不大，對于直管最大差別在10%左右，對于螺旋管最大差別在20%左右。文獻[31]研究了不同傾角下紫銅直管的換熱系數和壓降，試驗結果表明：傾角對直管內換熱系數影響較大，最大差距在30%左右；壓縮機的潤滑油對換熱系數也有較大影響，有潤滑油比無潤滑油換熱系數下降30%以上。文獻[32]研究了改變熱泵系統傾角對汽車渦旋壓縮機性能的影響，結果表明：熱泵系統傾角在0～360°改變時系統均能正常運行，其COP最大變化量僅為6.3%，證明該系統重力無關性較好。此外還發現水平放置時候壓縮機性能略有提高，認為是潤滑油進入回路使循環油量增加的原因。文獻[33]通過試驗研究了壓縮機的倒置性能，結果表明：隨著制冷劑充注量增加，壓縮機排氣溫度和功耗要大于壓縮機正立的情況，而系統COP小于壓縮機正立的情況，在最佳充注量150 g的情況下系統COP最大可達3.2，證明壓縮機倒置后性能仍然良好，具有重力無關性。

2.3 空間環境下壓縮機潤滑及冷卻的研究

地面成熟的熱泵系統壓縮機基本都是通過潤滑油循環來實現壓縮機的潤滑以及冷卻。熱泵系統的壓縮機排出的工質氣體中不可避免的會攜帶一部分潤滑油，這部分潤滑油必須通過油氣分離器分離出來并回到壓縮機中，否則潤滑油進入換熱器后會形成油膜吸附在換熱器內表面，對傳熱造成不良影響，此外，隨著潤滑油的消耗，壓縮機也會因為潤滑不充分而降低效率。

針對微重力環境中壓縮機潤滑和冷卻的難題，國內外學者提出多種解決措施，主要分為兩種思路，一種是采用無油潤滑的壓縮機，如直線壓縮機、磁力軸承壓縮機、氣浮軸承壓縮機等，但是這些無油壓縮機都存在壽命短、承載能力弱、效率低以及質量重等問題，目前在地面實驗室中應用較多，并且不適合在航天領域應用；另一種思路是針對地面成熟商用的有油壓縮機，對油氣分離器進行改進，提高其在微重力環境中的分離效率，這種方案更加適合在航天領域應用。

NASA格倫研究中心的Hoffmann曾提出在地面上由于浮力的存在會使氣體和液體分離，但是在微重力環境下不存在浮力，氣液分離將很難實現。他們設計了一種離心分離器，分離器由一個丙烯酸圓筒腔體構成，該腔體可以容納兩個同心丙烯酸圓錐體，圓錐體側面分布有圓孔，電機以2500 rad/min的轉速帶動內圓錐體轉動，該分離器在“國際空間站”的KC-135微重力設施上成功進行了測試。試驗結果顯示：氣體會在內圓錐的中心形成一個明顯的核[34]。這是最早在微重力環境中開展氣液分離實驗并取得成功的例子。

NASA約翰遜宇航中心公布了一種新型被動式兩相分離器專利，可以在微重力環境中將氣體從液體中分離出來，該分離器由兩個同軸的不銹鋼編織的絲網組成(公稱孔徑為25 μm)，入口位于分離器的軸向，環狀出口位于2個絲網之間。液體從外層絲網的一端進入，經過內層絲網后從環狀出口流出，而液體中的氣體會在曳力的作用下進入流體下游，當曳力和其表面張力平衡后氣泡會停止移動而依附在絲網表面。該兩項分離器目前進行了地面試驗，分離效果理想，未來將進行空間搭載試驗，進一步驗證其分離效率[35]。

3 啟示與建議

從上述國內外的研究現狀可以看出，基于熱泵的航天器熱控系統具有以下幾點突出優勢。

(1)熱控系統采用熱泵后，可以提高輻射器的輻射溫度，從而大幅降低相同散熱量下所需輻射器的面積。一般而言，輻射器質量可以占到整個熱控系統質量的30%～40%，如果輻射器面積和質量得到降低，對整個熱控系統的減重貢獻非常大；其次，未來軍事航天器為了高機動性和隱身性，星體表面可安裝輻射器的空間非常有限，同時又需要大量的廢熱排散出去，這種情況下只有采用熱泵系統才能滿足需求。

(2)熱泵系統可以采用熱機驅動，也可以采用電機驅動，因此其用于熱控系統具有很大的靈活性，例如大型空間站、空間太陽能電站等供電充裕的航天器，采用電機驅動的熱泵具有結構緊湊、運行效率高、系統能效比高等特點；再例如采用核反應堆的大功率軍事航天器，其具有大量的高溫廢熱需要排散，采用熱機驅動的熱泵可以利用這部分高溫廢熱來驅動熱泵，從而將更多的電能供給核心載荷使用。

(3)采用基于熱泵回路總線的航天器熱控系統，可以取代傳統的泵驅流體回路，不僅負責航天器的大功率熱排散，還可以負責整個航天器廢熱的收集和傳輸，提高熱控系統的可靠性，降低系統的控制難度，在體積質量上也可以實現系統減重。

(4)對于未來建造月球基地，面對高溫紅外輻射環境，傳統的熱控技術是無法實現大功率排熱的，只有采用基于熱泵的熱控系統才能實現在高溫環境中熱排散，采用熱泵是唯一途徑。

當然，采用熱泵系統后也會帶來一些局限性，具體如下。

(1)根據輻射換熱原理，輻射溫度越高輻射能力越強，但是輻射溫度越高，與艙內溫度控制端溫差越大，會導致熱泵系統的COP降低，這是一對矛盾體，提高輻射溫度意味著輻射器質量會降低，同時也意味著熱泵需要的供電系統質量會增加，這樣的話，整個熱控系統質量未必會降低。這就限制了熱泵在小型化、輕量化的衛星上的應用，熱泵應該更加適用于那種對輻射器面積更加敏感的衛星。

(2)太空中的微重力環境是制約熱泵在航天器上應用的最大因素，微重力會帶來冷凝器、蒸發器換熱系數的下降，會帶來壓縮機油氣分離效率的下降甚至失效，以及儲液器中氣液兩相分布狀態的不同，這些影響最終會使熱泵系統COP下降甚至是熱泵無法正常工作。從國內外的研究現狀看，目前是沒有很好的解決辦法來克服微重力對熱泵的影響。

(3)目前在地面環境中模擬微重力主要手段是落塔和失重飛機，但是落塔時間通常在5 s左右，對于熱慣性巨大的熱泵系統而言根本無法得到有效數據；而失重飛機雖然可以提供數十秒的微重力時間，但是其對載荷的體積質量要求較高，而且觀測時間也不充裕。因此地面微重力模擬試驗的局限性同樣限制了熱泵在航天領域的應用與發展。

對于上述基于熱泵的航天器熱控系統的不足和局限性，梳理出幾點亟需解決的基礎科學問題，只有這些基礎科學問題得到突破，才能支撐熱泵系統未來在航天領域的應用與發展。

(1)微重力條件下壓縮機的油氣分離。微重力環境下油滴與工質氣體的分離類似氣液分離，是屬于研究熱點方向之一。但是油氣分離又具有自身的顯著特點，油滴和工質氣體是二元混合物，其物性差異很大，基于這一特點，微重力的油氣分離將與傳統的氣液分離不盡相同。該問題的解決將實現地面成熟的有油潤滑壓縮機在空間環境中的使用。

(2)微重力條件下冷凝換熱強化。目前的研究表明：在微重力條件下，蒸發器的換熱影響不太大，但是冷凝換熱效率會下降30%以上，如何在微重力環境中提高冷凝換熱系數，也是這些年的研究熱點方向。該問題的解決將實現熱泵系統COP的進一步提高，對熱泵在空間環境中應用意義重大。

(3)微重力環境地面等效模擬方法。目前地面模擬微重力環境的手段非常有限，僅有落塔和失重飛機。近些年也提出一些微重力的等效模擬方法，如改變系統的傾角，從而改變重力方向，但是這些方法都是基于理論分析和計算得出的，還沒有得到與真實微重力環境試驗的對比結果，因此其真實有效性還待商榷。而該問題的解決將建立微重力環境熱泵系統的地面等效試驗方法和體系，為未來熱泵在空間環境的應用提供有力的試驗數據支撐和驗證。

4 結束語

熱泵在航天領域的應用研究早在20世紀60年代就已經開展，各航天大國都開展了理論研究和有限的地面試驗研究，并且取得了不少成果，眾多研究成果表明：基于熱泵的航天器熱控系統在提高輻射溫度，減少輻射器面積方面有巨大的優勢，也是應對未來大功率熱排散和高溫環境熱排散非常有效的解決方案。但是由于空間微重力環境的影響，熱泵在航天領域的應用需要解決一些基礎科學問題，本文在總結國內外眾多文獻資料的基礎上，梳理出了幾點亟需解決的問題，如微重力條件下壓縮機的油氣分離、冷凝強化以及地面的等效模擬驗證方法，只有這些基礎科學問題得到突破，才能支撐熱泵系統未來在航天領域的應用與發展，這也是未來的研究重點方向。