月面可居住移动平台高能效比热泵系统研究

付振东，杨 琦，吴 琪，曹剑峰，徐 侃，苗建印

（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）

0 引言

1969年7月20日，人类第一次踏上月球，开启了征服地外天体的新篇章。半个世纪后，美国国家航空航天局（NASA）提出阿尔忒弥斯（Artemis）计划，将于2024年运送两名航天员到月球南极，并于2028年建立月球永久基地，实现人类在月球的定居，甚至作为人类前往火星或其他星球的中转站。俄罗斯联邦航天局（RKA）也宣布了其登月计划，即2025年前后实现载人登月，2035年后建立完整的、可居住的月球基地。欧空局（ESA）也宣布计划于2025年开始相关的登月任务。日本宇航研究机构（JAXA）宣布将在2035年进行登月任务并建立燃料工厂。由此可见，未来数十年内，各个航天大国都以载人登月和建立月球科考站为近期目标，这也是航天领域最重要的探索之一。

与传统的月球探测任务不同，无论是短期的载人登月任务还是长期的永久居住基地，热控系统将面临月球表面严酷热环境带来的前所未有的挑战，主要体现在：（1）极端温度条件下的热量排散和调配；（2）热排散渠道的受限；（3）大规模的热量传输[1]。总之，针对月面可居住移动平台以及永久月球基地，热控系统设计所面临的突出问题是大功率的热传输以及高温环境的热排散。目前为止，国内外的热控技术体系经历了三代发展，第一代为全被动散热，适应整星1 kW以下热耗，如东方红一号；第二代为热管强化散热，适应整星10 kW以下热耗，如东方红系列卫星等；第三代为流体回路散热，适应30 kW以下的热耗，如空间站等。面对未来的载人登月任务，前三代热控技术已经完全无法适应，因此必须打破传统的热控技术体系，提出适应未来发展的新一代热控技术，即基于热泵的大功率热传输和热排散技术。相比前三代热控技术，热泵技术的优势为：（1）辐射器面积大幅减少；（2）负载功耗变化时调节与适应能力强；（3）可以用于制冷也可以用于制热[2-7]。

关于采用热泵强化航天器散热的理论研究早有提出，然而受技术发展的限制，进展十分缓慢。随着大型航天器、空间站的发展，以及九十年代以来航天大国新一轮深空探测活动的开展，热泵技术越来越受到关注[8]。本文针对月面可居住移动平台的任务需求，提出了采用热泵的热控系统设计目标和运行条件，并在此基础上通过理论分析，对比常见的15种制冷工质和4种热力循环形式下系统能效比的差异，提出能效比最佳的设计方法。

1 基于热泵的热控系统设计目标分析

1.1 月面可居住移动平台

月面可居住移动平台（Habitable Mobility Platform）是Artemis计划提出的一种全封闭式月球漫游车，可以为两名宇航员提供长达14天的居住和任务支持。其概念设计如图1所示，可展开太阳能电池阵列位于车体两侧，车顶布置有辐射器和天线。

图1 Artemis计划中月面可居住移动平台概念图Fig.1 Conceptual diagram of habitable mobility platform in the Artemis project

1.2 设计约束分析

对于月面可居住移动平台热控系统的设计约束主要是月面复杂环境的约束和其自身的约束。

（1）月表红外辐射环境

根据登月着陆点的不同，月面可居住移动平台所处的月球红外环境存在很大差异，从月球赤道日下点高达403 K的红外辐射环境（红外热流密度最大达1 350 W/m2以上）到极地无日照接近于73 K（红外热流密度小于10 W/m2）的月球红外环境，如图2所示[1]，热控系统将面临高温环境下的热排散和低温环境下的保温生存的严峻问题[9]。

图2 月球各纬度地区月表温度曲线Fig.2 Surface temperature at lunar different latitudes

（2）月球重力加速度环境

月球表面存在着约1.62 m/s2的重力加速度（约1/6 g）。从我国“嫦娥”系列探测器传回来的数据看，重力加速度的降低对传统的热控技术（主要是热管和流体回路）有不利的影响，且不可忽略。

（3）多控温需求

对于月面可居住移动平台，热控系统除须满足设备及舱体结构应处于正常工作温度范围（253～323 K）的要求外，还须满足载人热环境要求（航天员驻留时，一般空气温度292～299 K）。因此，需在多任务、复杂空间热环境条件下，通过合理设计使热控系统具备对多种控温温区需求的支持能力，并在满足控温需求前提下对系统进行优化设计。

（4）散热渠道受限

考虑到月昼情况下的热排散，月面可居住移动平台的辐射器只能布置于车辆顶面，以尽可能降低月面红外辐射对散热面的影响。但是车顶面积有限，还必须布置天线等设备，留给辐射器的散热面面积很小。

1.3 设计需求分析

1.3.1 散热需求分析

月面可居住移动平台在月面驻留期间总散热需求主要包括各个舱内设备正常工作产生的热量、航天员进驻后热湿代谢产生的热量以及散热面热流倒灌的热量3个部分，各个部分的散热需求粗略估算如表1所列。由表可知，月面可居住移动平台在月面工作期间需要排散的总热量为2 640 W。

表1 月面可居住移动平台月面工作期间散热量需求统计Tab.1 Heat dissipation requirement during lunar surface

1.3.2 车内控温需求

月面可居住移动平台在航天员驻留期间必须保持车内为292～299 K的舒适环境温度，设备正常工作的控温需求在253～323 K左右，因此将车内温度控制在296 K左右是合适的。考虑到换热器的换热温差，用于控制月面可居住移动平台车内温度的流体回路的温度应该在288 K左右（气液换热温差按照5～10 K考虑）。

1.3.3 散热面温度分析

根据斯特藩-玻耳兹曼定律，黑体的辐射能力与辐射温度的四次方成正比，显然散热面温度越高，其散热能力越强。实际任务中，由于太阳照射在辐射器表面会使辐射器的散热能力下降，辐射器实际排散的热量应该是按照斯特藩-玻耳兹曼定律计算出的辐射热减去吸收太阳的热量，如式（1）所示：

式中：Qrad为辐射器的散热量，W/m2；ε为红外发射率，对于常规辐射器一般取0.92；α为太阳吸收率，对于常规辐射器一般取0.2；σ为玻耳兹曼常数，为5.670 373×10-8W/（m2·K4）；Tsink为空间背景温度，一般取10 K；Trad为辐射器散热面温度，K；Js为太阳常数，按照近日点取最大值为1 414 W/m2；φ为太阳角度，太阳正照时分为90°。

随着散热面温度的提高，辐射器散热能力增强，但是热泵系统的能效比（COP）下降，意味热泵的电功耗增加，而由此产生的热耗也必须通过辐射器散出去，计算结果如图3所示。按照车顶面积12 m2计算，散热面的温度至少要在323 K以上，再考虑系统实际运行效率、辐射器总肋效率、热泵与流体回路之间换热温差等因素，散热面温度最好在333 K以上。同时考虑到辐射器自身回路的工质一般为全氟三乙胺，其沸点在341 K左右，因此将散热面温度选定338 K是合理的。从图3可以看出，此时辐射器散热能力约为400 W/m2，系统的COP在3左右，所需的电功率在1 250 W左右，排散3 000 W热耗需要的散热面面积约为8.8 m2（略小于顶面面积），因此从电功耗角度以及从散热器面积角度考虑都是可以接受的。

图3 蒸发温度为283 K时辐射器散热能力、散热面面积及热泵系统COP与散热面温度关系曲线Fig.3 Heat dissipation capacity，surface area and COP versus radiator surface temperature

1.4 设计指标确定

由上述需求分析可以看出，与热泵系统耦合的内部流体回路（用于月面可居住移动平台车内控温）的温度在288 K左右，外部流体回路（用于辐射器）的温度在338 K左右，同时考虑到一般的液液换热器的换热温差在5 K左右，因此可以得到热泵系统的设计指标：

（1）蒸发温度为283 K；

（2）冷凝温度为343 K；

（3）系统散热能力大于3 000 W（考虑月面可居住移动平台散热需求加上热泵自身功耗）。

2 高能效比热泵系统理论研究

2.1 热泵的基本原理

自然界中热量总是从高温向低温方向传递，但是热泵却可以从低温环境吸收热量并将其释放到高温环境中，所需要的仅仅是少量的外部能源（远小于其吸收的热量）。热泵主要由蒸发器、压缩机、冷凝器、膨胀阀及其他附属部件组成，基本结构如图4所示。图中Qcon、Qevp和Wcom分别表示冷凝器散出的热量、蒸发器吸收的热量和压缩机输入的功率；p-h表示压力-焓值热力循环图，数字1、2、3、4表示热力循环中各个状态点。

图4 热泵的结构组成和热力循环示意图Fig.4 Structural composition and thermal cycle of heat pump

评价热泵系统的循环性能可以采用其消耗单位能量所传输的热量值，该比值称为能效比，反应了热泵系统的能源转换效率，即比值越大，热泵系统越节能。在GB/T 19409《水源热泵机组》中定义热泵处于制冷模式时用EER来表示制冷消耗功耗之比，热泵处于制热模式时用COP来表示制热消耗功耗之比。在本文中，热泵系统的作用是提高辐射器的排热温度，因此采用COP表示热泵系统的能效比，如式（2）所示：

从COP的定义可以看出，在蒸发温度和冷凝温度给定的情况下，影响系统COP的主要因素是工质的选取和热力循环的形式。

2.2 工质的选择

理想的热泵工质通常应具有优良的热力学性质，对机械部件无腐蚀性。选择热泵工质时必须关注以下几点：

（1）毒性和可燃性要低；

（2）具有较高的临界温度（高于冷凝温度）和较低的标准沸点（低于蒸发温度）；

（3）一定的温度条件下，具有较低的冷凝压力；

（4）比热小，有利于减少节流损失和过热损失；

（5）蒸发潜热大，有利于提高效率；

（6）绝热指数低，有利于降低排气温度，提高压缩机容积效率；

（7）环境友好，即臭氧破坏指数（ODP）和温室效应指数（GWP）要尽可能小。

本文选取市面常用的15种热泵工质，基于上述7点选择标准对工质自身物性参数（数据来自美国国家标准技术研究所（NIST）的国际权威工质物性计算软件REFPROP）进行对比与评分，评分由高到低分别使用A～E表示，如表2所列。

表2 不同工质不同物性评分Tab.2 Comparison of different refrigerant in terms of different properties

从表2可以看出，不少工质在某一方面具有突出的性质，如R11的冷凝压力很低，有利于系统管路的减重，但是对臭氧的破坏性很大，已经全面禁止生产和使用；R717（氨）的潜热非常大，传输同样的热量所需的流量小，有利于系统体积质量的减少，但是有毒且冷凝压力高。综合评价，R134a（4项评分B、3项评分C）、R152a（3项评分B、4项评分C）和R1234ze（1项评分A、2项评分B、4项评分C）是较佳的选择。

2.3 热力循环形式

工质从一个热力状态出发，经过一系列的变化，最后又回到原来的热力状态所完成的封闭的热力过程称为热力循环。热泵系统的作用就是消耗机械能把热量从低温端输送到高温端，其最基本的热力循环形式就是逆卡诺循环（Reverse Carnot Cycle）。在逆卡诺循环的基础上，按照不同的高、低温热源和工质，以及单级压缩循环、多级压缩循环、准二级压缩循环和自复叠循环等，给出了不同的热力循环形式特点的对比，如表3所列。

表3 不同热力循环形式的特点对比Tab.3 Comparison of characteristics of different thermal cycles

下面对15种不同工质分别采用单级压缩循环、两级压缩循环、准二级循环（包括喷液冷却、闪蒸器、中间冷却器）以及自复叠热力循环形式下系统的性能进行对比研究，系统中各计算点的状态参数基于NIST的软件REFPROP，计算程序基于美国Math Works公司的商业数学软件Matlab语言开发。

2.3.1 系统COP

上述15种工质中除了3种混合工质（R404A、R407C、R410A）无法构建热力循环，其他12种工质在不同热力循环形式下的COP如图5所示。

图5 不同工质不同热力循环形式下的COP对比曲线Fig.5 Comparison of COP with different thermal cycles for different refrigerant

从图5中可以得出结论：（1）从COP的大小可以看出，R11最佳，R227ea最差，其他工质都在4.5～5.2左右，相差不大；（2）对于大部分工质（R227ea除外），采用两级压缩循环和准二级循环（带闪蒸器或经济器）后COP会略有提高，但是提高的幅度均在10%以内，且系统相比单级压缩会复杂很多，付出的代价更大；（3）采用喷液冷却不会提高系统的COP；（4）对于R717，只能采用两级压缩循环才能保证排气温度在临界温度以内，其COP大小仅次于R11。

2.3.2 压缩机排气温度

上述不同工质的不同热力循环形式下排气温度如图6所示。从图中可以得出结论：（1）对于大部分工质（R227ea例外），采用两级压缩循环或准二级循环后均可以大幅降低排气温度，降低幅度大都在10～15 K左右，排气温度低，就能够提高压缩机的容积效率。采用两级压缩循环或是采用准二级循环，对排气温度降低的程度是相近的；（2）单纯从排气温度对比不同的工质，R22和R717的排气温度最高，R152a次之，其他工质相互比较接近。

图6 不同工质不同热力循环形式下的压缩机排气温度对比曲线Fig.6 Comparison of exhaust temperature with different thermal cycles for different refrigerant

2.3.3 压缩机排气压力和压比

上述不同工质的不同热力循环形式下排气压力和压比如图7所示。从图中可以得出结论：（1）由于热泵系统的冷凝温度是固定不变的，其冷凝压力也固定不变，因此压缩机的排气压力也是固定不变的，与系统热力循环的形式选择无关；（2）R22和R717的排气压力最高（高于3 MPa），R11和R245fa的排气压力最低（低于1 MPa）；（3）压缩机的压比与排气压力大小正好相反，排气压力最低的R11和R245fa的压比反而是最高的；（4）采用两级压缩循环，每一级的压比都会降低到原来的1/2，压比的降低使压缩机的功耗降低；而采用准二级循环，其本质还是单压缩机形式，由于蒸发压力和冷凝压力没有改变，因此其压比和单级压缩的压比相同。

图7 不同工质不同热力循环形式下的压缩机排气压力和压比对比曲线Fig.7 Comparison of exhaust pressure and pressure ratio with different thermal cycles for different refrigerant

2.3.4 系统质量流量

上述不同工质的不同热力循环形式下质量流量如图8所示。从图中可以得出结论：（1）热泵系统的质量流量与工质的气化潜热密切相关，R717的质量流量要比其他工质低很多（其气化潜热要比其他工质高出很多）；（2）氟利昂类工质（R227ea例外）的气化潜热都很接近，因此其系统的质量流量也相差不大；（3）采用两级压缩循环或准二级循环后，系统的质量流量不会改变，但是采用喷液冷却后需要在系统中开旁路，其质量流量会略有增加。

图8 不同工质不同热力循环形式下的系统质量流量对比曲线Fig.8 Comparison of mass flow with different thermal cycles for different refrigerant

综上所述，推荐使用的工质应该具备较高的COP、较低的排气温度、较低的压比、较小的流量，同时工质本身的物性必须较为均衡（如表2所列），最后还须考虑目前市面上获取该工质的难易程度，综合考虑之下，R134a应该为最佳选择（各项性能均衡、容易获取、地面使用广泛、配套零部件成熟等）。

在热力循环形式方面，采用两级压缩循环和准二级循环后，系统COP提升幅度不是很大（R134a由4.59提高到4.8），同时考虑到月面可居住移动平台供电能力有限、安装空间有限、机动性要求高等，采用两级压缩或准二级循环在体积、质量和复杂程度方面所付出的代价与获得的COP提升效果不相符，因此采用单级压缩循环就可以很好地满足需求。

3 结论

（1）针对月面可居住移动平台的任务约束和任务需求，提出热泵系统的设计目标为蒸发温度283 K，冷凝温度343 K，系统散热量大于3 kW。

（2）在该运行工况下，从安全性、环保性、临界温度、标准沸点、冷凝压力、比热、蒸发潜热、比容、流动性和换热性等工质本身物性角度对15种常见工质进行了对比和评分研究，表明R134a、R152a和R1234ze的性能较均衡。

（3）在该运行工况下，对比研究了不同工质与不同热力循环形式组合的情况下系统COP、排气温度、排气压力、压比以及流量等，结合结论（2）以及获取难易程度，确定R134a为最优选工质。

（4）对不同的热力循环形式而言，采用两级压缩和准二级压缩可以小幅提高系统的COP，以R134a为例，提高幅度在4.5%左右，相比所需要付出的质量和体积的代价而言，意义不大。特别是对于月面可居住移动平台这种机动灵活的装置而言，采用单级压缩循环不仅可以满足任务需求，在性能和质量的平衡方面也是最佳选择。