曲家闖，閆春杰，冶文蓮，張 鎧（蘭州空間技術(shù)物理研究所 真空技術(shù)與物理重點實驗室，蘭州 730000）

航天器熱泵系統(tǒng)輻射器性能分析

曲家闖，閆春杰，冶文蓮，張 鎧
（蘭州空間技術(shù)物理研究所 真空技術(shù)與物理重點實驗室，蘭州 730000）

由于航天器向外主要是以熱輻射的方式散熱，而輻射散熱量與排熱溫度的4次方成正比，提出了采用熱泵強化排熱的概念。針對航天器熱泵系統(tǒng)進行建模，分析了冷凝溫度、出口過冷度以及工質(zhì)類型與熱泵系統(tǒng)質(zhì)量變化情況。結(jié)果表明：冷凝溫度及出口過冷度對系統(tǒng)質(zhì)量有一定影響，且存在最佳值；不同工質(zhì)的系統(tǒng)隨參數(shù)變化表現(xiàn)趨勢也不同；使用熱泵的熱控系統(tǒng)對減小航天器質(zhì)量有很明顯的效果。

熱泵；輻射器；航天器

0 引言

熱泵與制冷機的原理上是完全相同的，都是消耗機械功，使熱量從低溫?zé)嵩聪蚋邷責(zé)嵩匆苿?。只不過制冷是為了獲得低溫，就是從低溫?zé)嵩次鼰幔鵁岜檬菫榱双@得高溫，也就是放熱至高溫?zé)嵩矗?］。空間熱泵與地面熱泵不同之處就在于冷凝器，地面熱泵的冷凝器有水冷、空氣冷卻等方式，而空間熱泵因為處于較高的真空環(huán)境下，對流換熱已可忽略，輻射器（冷凝器）與外部換熱只是以輻射方式進行?；跓岜玫臒峥丶夹g(shù)作為20世紀80年代中期出現(xiàn)的一項新技術(shù)，在實現(xiàn)減少輻射器散熱面積和質(zhì)量方面有其他熱控技術(shù)無法比擬的優(yōu)點［2］。

在航天器熱泵系統(tǒng)中，輻射器質(zhì)量通常占整個系統(tǒng)質(zhì)量的50%～60%之間［3］，可見在航天器熱泵系統(tǒng)中輻射器是重要的組成部分，其性能好壞極大的影響了航天器的質(zhì)量及發(fā)射成本。在滿足熱控能力和強度的條件下，通過熱泵將輻射器溫度提升，并優(yōu)化冷凝溫度及輻射器出口過冷度，對航天器熱控系統(tǒng)輕量化設(shè)計具有重要意義。

1 航天器熱泵循環(huán)方式選擇

目前電驅(qū)動的熱泵循環(huán)有：逆Brayton、逆Stirling和逆Rankine循環(huán)［3］。其中逆Brayton和逆Stirling都是利用氣體工質(zhì)進行能量傳輸，由于以氣體顯熱進行傳熱傳質(zhì)，加之氣體工質(zhì)密度小、體積大、傳熱傳質(zhì)系數(shù)小，在一定的排熱量下系統(tǒng)質(zhì)量大，這與輕量化設(shè)計相悖。而逆Rankine循環(huán)即蒸氣壓縮式熱泵在地面上已得到了廣泛應(yīng)用，是利用工質(zhì)的氣化潛熱進行能量傳輸，效率高、質(zhì)量輕。因此選用蒸氣壓縮循環(huán)，對輻射器進行模擬仿真，并對不同參數(shù)下輻射器質(zhì)量熱泵及系統(tǒng)質(zhì)量進行了分析。

2 理論模型

2.1 基本原理

蒸氣壓縮式熱泵循環(huán)如圖1所示，工質(zhì)在低溫蒸發(fā)器中吸收來自航天器內(nèi)部回路的熱量進行蒸發(fā)，進入壓縮機中，壓縮機對工質(zhì)做功使其成為高溫高壓蒸氣，進入冷凝器中（輻射器）向外放出熱量，冷凝為液體，并經(jīng)過節(jié)流閥回到蒸發(fā)器中，完成一個循環(huán)。圖2為熱泵循環(huán)壓焓（lgp-h）圖，其中4點與3′點的溫差為輻射器出口過冷度，1點與0點溫差為蒸發(fā)器出口過熱度，2～4點即為輻射器的熱力過程。

圖1 蒸氣壓縮式熱泵循環(huán)圖1.壓縮機；2.輸入功；3.熱排放；4.冷凝器（輻射器）；5.節(jié)流閥；6.蒸發(fā)器；7.熱負荷

圖2 熱泵循環(huán)壓lgp-h圖

2.2 輻射器模型建立

航天器向外散熱主要是通過輻射散熱的方式，輻射器通常為管肋式結(jié)構(gòu)，而且按單面輻射方式布置，如圖3所示。輻射器具體的結(jié)構(gòu)尺寸為：管型是紫銅光管，管內(nèi)徑為30 mm，壁厚1 mm，肋片高度為70 mm。輻射器模型的簡化假設(shè)：（1）輻射器按單面輻射方式布置，近似認為管壁下表面和肋壁下表面絕熱；（2）忽略管外壁和肋外壁之間的相互輻射；（3）空間輻射器的表面發(fā)射率和肋片效率為常數(shù)；（4）管內(nèi)制冷劑為一維均相流動，且不考慮壓降；（5）管壁熱阻忽略不計，忽略徑向溫度梯度；（6）在空間微重力條件下，不計制冷劑重力影響；（7）管外壁和肋片溫度相等且均勻。

圖4為輻射換熱示意圖，具體換熱計算如式（1）～（18）。

圖3 輻射器結(jié)構(gòu)圖

圖4 輻射換熱示意圖

（1）制冷劑側(cè)流動換熱方程：

式中：mr為制冷劑的質(zhì)量流量，kg/s；hr2為輻射器制冷劑進口比焓，J/kg；hr4為輻射器制冷劑出口比焓，J/ kg；Ai為管內(nèi)換熱面積，m3；αr為管內(nèi)換熱系，J/（m2· K）；Tpipe為輻射器管壁溫度（即輻射器表面溫度），K；Trm為輻射器制冷劑側(cè)的定性溫度，K；

（2）輻射器表面與空間熱沉的輻射換熱方程：

式中：Ao為輻射器換熱面積，m3；Ts為近地軌道空間等效熱沉溫度，選取Ts=227 K；ε為輻射器表面發(fā)射率，假定為常數(shù)0.9；η為輻射器肋片效率，假定為常數(shù)0.84；σ為斯蒂芬—波爾茲曼常數(shù)，其值為σ= 5.67×10-8W/（m2·K4）

（3）管內(nèi)外換熱平衡方程：

式中：ξ為換熱損失系數(shù)，取ξ=0.9。

式（1）中制冷劑平均定性溫度如果直接取冷凝溫度，則模型無法反映過冷度、過熱度變化對換熱量的影響，故將過熱區(qū)、兩相區(qū)和過冷區(qū)的制冷劑平均溫度按各自的相區(qū)長度加權(quán)平均獲得制冷劑平均定性溫度，如式（4）。

制冷劑側(cè)定性平均溫度定義為［4］：

式中：SH、TP、SC分別代表過熱區(qū)、兩相區(qū)及過冷區(qū)；Tc為冷凝溫度且Tc=Tr3=Tr3′，K。

定義各相區(qū)段長度與輻射器（冷凝器）總長度的比值作為各段對傳熱的影響因子有：

兩側(cè)各段傳熱溫差為：

（4）制冷劑側(cè)換熱系數(shù)［5］：

式中：r為制冷劑氣化潛熱，J/kg；g為重力加速度，m/ s2；λr，l為液相制冷劑導(dǎo)熱系數(shù)，W/（m·K）；ρr，l為液相制冷劑密度，kg/m3；μr，l為液相制冷劑動力黏度，Pa· s；di為管內(nèi)徑，m；

（5）系統(tǒng)的COP：

式中：Q為系統(tǒng)散熱量，W；Wz為壓縮機軸功率［6-7］。

式中：ηm為機械效率，取ηm=0.8；v1為1點過熱氣體比容，m3/kg；pe為蒸發(fā)壓力，Pa；pc為冷凝壓力，Pa；k為工質(zhì)的絕熱指數(shù)；Wm為壓縮機輸入電功率［7］，Wm=Wz/ ηm；ηmo為電動機效率，取ηmo=0.85。

（6）熱泵系質(zhì)量為［3］：

式中：mhp為熱泵比重選取10 kg/kW；mra為輻射器比重選取11 kg/m2；me為電源系統(tǒng)比重選取30 kg/kW。

3 仿真計算及結(jié)果分析

3.1 冷凝溫度對熱泵系統(tǒng)質(zhì)量影響

系統(tǒng)排熱量為4 kW、輻射器出口過冷度為2 K的前提下，改變輻射器單元冷凝溫度，分別為330 K、335 K、340 K、345 K、350 K。假定蒸發(fā)溫度為Te= 279 K，蒸發(fā)器過熱度設(shè)為2 K，得出冷凝溫度對系統(tǒng)各狀態(tài)參數(shù)的復(fù)合曲線，如圖5所示。

圖5 不同工質(zhì)時COP隨冷凝溫度變化曲線圖

仿真時選用R11、R22、R717作為系統(tǒng)工質(zhì)，其參數(shù)如表1所列。

表1 備選工質(zhì)物性參數(shù)

圖5為系統(tǒng)工質(zhì)分別為R11與R717時，系統(tǒng)的COP隨著冷凝溫度的變化曲線。由圖可知系統(tǒng)COP整體隨著冷凝溫度升高而降低，且使用工質(zhì)R11時系統(tǒng)COP大于使用工質(zhì)R717。這是因為蒸發(fā)溫度恒定在279 K，隨著冷凝溫度上升，熱泵泵熱溫差變大，壓縮機單位排熱量耗功增大，由式（16）可知COP減小。

圖6為工質(zhì)R11與R717系統(tǒng)質(zhì)量隨冷凝溫度的變化?？煽闯鰞煞N工質(zhì)的系統(tǒng)質(zhì)量都是隨著冷凝溫度上升先減小后增大，一方面因為隨著冷凝溫度上升壓縮機功耗增加，電源質(zhì)量上升；另一方面冷凝溫度上升，輻射器排熱溫度上升，輻射器質(zhì)量下降，二者綜合作用存在一個最佳冷凝溫度，針對此工況，R717是330 K，而R11是335 K左右。工質(zhì)為R717系統(tǒng)質(zhì)量明顯小于工質(zhì)為R11系統(tǒng)質(zhì)量，因為R717的氣化潛熱遠遠大于R11的氣化潛熱，如在330 K時R717與R11的氣化潛熱分別為1 014.6 kJ/kg、168.29 kJ/kg，由式（15）可知二者傳熱系數(shù)相差很大，導(dǎo)致R717的排熱溫度Tpipe遠大于R11，所以R717的輻射器質(zhì)量小于R11。

圖6 不同工質(zhì)時系統(tǒng)質(zhì)量隨排熱溫度變化曲線圖

3.2 輻射器出口過冷度對熱泵系統(tǒng)質(zhì)量影響

在系統(tǒng)排熱量為4 kW、冷凝溫度為340 K的前提下，改變輻射器單元出口過冷度，分別為2 K、4 K、6 K、8 K。蒸發(fā)溫度假定為Te=279 K，蒸發(fā)器過熱度設(shè)為2 K，得出冷凝器出口過冷度對系統(tǒng)各狀態(tài)參數(shù)的復(fù)合曲線，如圖7所示?？煽闯鲭S著過冷度的增加系統(tǒng)COP也會隨著增大，是因為單位壓縮機耗功的排熱量增大，會隨著過冷度的增加而增大，進而引起COP的增大；R11的系統(tǒng)COP整體大于R717。

圖7 不同工質(zhì)時系統(tǒng)COP隨過冷度變化曲線圖

從圖8中看出隨著過冷度升高，兩種工質(zhì)的系統(tǒng)質(zhì)量變化趨勢有差別，是因為隨著出口過冷度增加，進口溫度不變，輻射器進出口溫差增大，輻射器定性溫度減小，換熱能力降低，增大了輻射器面積；另一方面由于隨著過冷度增加，系統(tǒng)COP增大，在一定的排熱量下壓機耗功減少，降低了電源質(zhì)量，進而減少了系統(tǒng)質(zhì)量，二者綜合影響了系統(tǒng)總質(zhì)量。R11的系統(tǒng)質(zhì)量隨過冷度增大而上升，說明隨著過冷度增大，輻射器質(zhì)量的上升值大于電源質(zhì)量減小值，輻射器的質(zhì)量占據(jù)主導(dǎo)地位；而對R717，系統(tǒng)的質(zhì)量呈周期性變化，說明輻射器質(zhì)量與電源質(zhì)量交替占據(jù)主導(dǎo)地位，但總體而言系統(tǒng)質(zhì)量是上升的，也就說對于R717而言，總體上輻射器質(zhì)量的上升值大于電源質(zhì)量減小值。

圖8 不同工質(zhì)時系統(tǒng)質(zhì)量隨過冷度變化曲線圖

3.3 不同排熱量下有無熱泵系統(tǒng)的對比

無熱泵時散熱系統(tǒng)是由航天器內(nèi)液體回路將熱量帶到蒸發(fā)器，蒸發(fā)器內(nèi)部工質(zhì)蒸發(fā)與熱泵系統(tǒng)不同的是，蒸發(fā)后工質(zhì)不經(jīng)過壓縮機直接進入輻射器進行輻射換熱，因為兩個系統(tǒng)都有蒸發(fā)器、節(jié)流閥、管道等設(shè)備，對比時不予計算。無熱泵時系統(tǒng)選用R22作為工質(zhì)，有熱泵時工況為：冷凝溫度340 K，輻射器出口過冷度2 K，蒸發(fā)溫度為279 K，蒸發(fā)器出口過熱度設(shè)為2 K，無熱泵時認為工質(zhì)進入蒸發(fā)器的溫度即為蒸發(fā)溫度。

圖9為在相同排熱量下有無熱泵系統(tǒng)的質(zhì)量對比圖，可以看出有熱泵的系統(tǒng)整體質(zhì)量低于無熱泵系統(tǒng)，且隨著排熱量的增大效果更明顯；工質(zhì)不同系統(tǒng)質(zhì)量也不同，可以看出系統(tǒng)質(zhì)量由小到大分別為R717、R11、R22、無熱泵系統(tǒng)，說明使用熱泵的熱控系統(tǒng)對航天器的輕量化設(shè)計有著重要的意義。

圖9 不同工質(zhì)時系統(tǒng)質(zhì)量隨排熱量變化曲線圖

4 結(jié)論

對于航天器熱泵系統(tǒng)，輻射器的冷凝溫度及出口過冷度對系統(tǒng)質(zhì)量有一定的影響，所以針對不同工質(zhì)的熱泵系統(tǒng)應(yīng)選取不同的參數(shù)，使系統(tǒng)質(zhì)量最輕；工質(zhì)R22的系統(tǒng)COP整體優(yōu)于R717，但由于其氣化潛熱小于R717，使其系統(tǒng)質(zhì)量小于使用R717為工質(zhì)的系統(tǒng)；對比于無熱泵的熱控系統(tǒng)，有熱泵熱控系統(tǒng)可以很有效的實現(xiàn)航天器輕量化的目的。

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PERFORMANCE ANALYSIS OF RADIATOR OF HEAT PUMP SYSTEM FOR SPACE USE

QU Jia-chuang，YAN Chun-jie，YE Wen-lian，ZHANG Kai
（Science and Technology on Vacuum Technology and Physics Laboratory，Lanzhou Institute of Physics，Lanzhou 730000，China）

The major way of heat rejection from spacecraft to space was heat radiation whose heat release was proportionate to fourth power of the temperature of the heat rejection.Regarding that，a concept of heat pump used to strengthen rejecting heat was proposed.The mathematic model of the heat pump system for spacecraft is built and we analysis the parameters，such as the condensing temperature，degree of supercooling，refrigerants，influencing quality of the heat pump system.The results indicate that the condensing temperature and degree of supercooling are vital for lightening the system mass and they have the optimum value for the system.Systems use different refrigerants have different performance and the thermal control system which uses heat pump is better than those without heat pump system in lightening the system mass.

heat pump；radiator；spacecraft

V411

A

1006-7086（2016）02-0095-05

10.3969/j.issn.1006-7086.2016.02.007

2015-12-25

曲家闖（1988-），男，遼寧大連人，碩士，主要從事航天器熱泵系統(tǒng)方面研究。atcg456@163.com。