美國艙外航天服熱控技術(shù)研究進(jìn)展

豐茂龍 黃家榮 范含林 鐘 奇

（中國空間技術(shù)研究院總體部）

1 引言

隨著載人航天技術(shù)的發(fā)展，航天員的出艙活動變得越來越頻繁，如登月探測、火星探測及建立國際空間站等，宇宙空間的深冷背景及環(huán)境的復(fù)雜多變性給航天員的出艙活動（Extravehicular Activity，EVA）帶來了嚴(yán)重的阻礙，必須進(jìn)行隔熱處理，但航天員的新陳代謝熱量需要排散，所以要做好艙外航天服的熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)，保證航天員在合適的溫濕度下完成出艙任務(wù)。各國的載人航天研究機(jī)構(gòu)先后開發(fā)了多種艙外航天服的熱控方法，其中最主要的就是以水升華器為散熱部件的熱控系統(tǒng)，水升華器具有體積小、重量輕[1]，在失重和熱負(fù)荷變化的條件下能夠可靠工作等優(yōu)點(diǎn)，因此深受熱控研究者的青睞。圖1為水升華器示意圖。但是水升華器是消耗性熱控部件，其使用在一定程度上受環(huán)境的影響，于是產(chǎn)生了利用輻射器進(jìn)行散熱或者兩者耦合的航天服熱控系統(tǒng)。

圖1 水升華器結(jié)構(gòu)示意圖

目前各航天大國均在進(jìn)行水升華器系統(tǒng)的研究開發(fā)，美國是艙外航天服熱控技術(shù)最先進(jìn)的國家，本文查閱了美國近年發(fā)表的相關(guān)文獻(xiàn)，對其艙外航天服熱控系統(tǒng)的研究做了調(diào)研，給出了美國艙外航天服熱控制技術(shù)研究的最新進(jìn)展。本文對我國的艙外航天服熱控技術(shù)研究及熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)工作具有一定的指導(dǎo)作用和借鑒意義。

美國從20世紀(jì)50年代就開始進(jìn)行艙外航天服熱控技術(shù)的研究，早期主要是水升華器熱控系統(tǒng)的研究，并在隨后的“阿波羅”計(jì)劃中得到第一次實(shí)際應(yīng)用[2,3]。美國航天飛機(jī)，“阿波羅”登月艙、“雙子星”探測等都有水升華器的身影，俄羅斯Orlan及歐洲Hermes計(jì)劃的熱控系統(tǒng)采用的也是水升華器系統(tǒng)[4]。

水升華器主要部件為換熱器、多孔板及循環(huán)制冷工質(zhì)（一般為水或水、乙二醇溶液）。水升華器與其他組件，如泵、水分離器等組成完整系統(tǒng)。而在火星探測中，鑒于火星的環(huán)境穩(wěn)定性，美國Rini公司與NASA合作，研發(fā)了輻射器熱控系統(tǒng)，還開發(fā)了最新型的航天服凹槽式薄膜蒸發(fā)器等，各種系統(tǒng)的研究現(xiàn)狀將在下面進(jìn)行詳述。

2 艙外航天服熱控原理及應(yīng)用

艙外航天服熱控系統(tǒng)的主要組件是水升華器或者輻射器。其中水升華器的主要工作原理是通過蒸發(fā)或升華一種消耗性物質(zhì)進(jìn)入太空，利用這種物質(zhì)的相變潛熱，來調(diào)節(jié)航天服的溫度。目前使用較多的消耗性物質(zhì)是水，也有水和乙二醇溶液或者氨水溶液。

圖2為水升華器熱控系統(tǒng)簡化示意圖，其在“阿波羅”登月及航天飛機(jī)中都有應(yīng)用，給水在氣-液換熱器和多孔板之間以一定的壓力引入，通過換熱器從循環(huán)冷卻回路吸收所要排散的熱量。由于多孔板的外表面暴露在真空之中，當(dāng)不斷滲透進(jìn)多孔板內(nèi)的給水達(dá)到三相點(diǎn)壓力時(shí)，水將凝固成冰，并同時(shí)進(jìn)行升華，因此冷卻了循環(huán)水和循環(huán)氧。

另一種熱控方法是采用輻射器，輻射器熱控系統(tǒng)不需要消耗，只需通過載冷工質(zhì)將熱量導(dǎo)入輻射器，然后輻射到外部空間，其簡化原理圖如圖3所示，在航天服中設(shè)置了流體回路，工質(zhì)流經(jīng)人體表面，帶走人體新陳代謝的熱量，然后流經(jīng)輻射器，通過輻射器將熱量輻射排散。此系統(tǒng)是火星及航天飛機(jī)出艙任務(wù)的一個(gè)備用方案。

圖2 航天飛機(jī)艙外航天服散熱系統(tǒng)簡化示意圖

圖3 航天服輻射器散熱系統(tǒng)簡化圖

美國艙外航天服熱控系統(tǒng)先后應(yīng)用或即將應(yīng)用于多個(gè)載人深空探測任務(wù)，如航天飛機(jī),“阿波羅”登月任務(wù)，“雙子星”探測任務(wù)，火星探測Altair登月艙等。文獻(xiàn)[7]概括論述了EVA熱控系統(tǒng)在“阿波羅”號飛船、“雙子星”探測、航天飛機(jī)及空間站等任務(wù)中的應(yīng)用的細(xì)節(jié)。

目前美國艙外航天服的熱控研究主要有三個(gè)研究方向：

熱控系統(tǒng)的工質(zhì)研究，尤其是水升華器系統(tǒng)內(nèi)部的消耗工質(zhì)，目的是開發(fā)出一種熱容量較大，升華效果好，能防腐蝕且能適應(yīng)超低溫的工質(zhì)，如美國多數(shù)研究機(jī)構(gòu)將載冷工質(zhì)由水、酒精溶液代替，還有一些研究機(jī)構(gòu)在研究新的載冷工質(zhì)，以提高水升華器系統(tǒng)的性能，其中防腐蝕是水升華器系統(tǒng)研究的一個(gè)熱點(diǎn)和難點(diǎn)。

熱控系統(tǒng)的研究，如用輻射器代替水升華器，或者水升華器與輻射器串聯(lián)耦合散熱或者建立雙回路系統(tǒng)（載人艙內(nèi)回路和外回路），水升華器安裝在內(nèi)回路或者外回路上。先后產(chǎn)生了多種結(jié)構(gòu)形式。

新型熱控技術(shù)開發(fā)代表性的是新型薄膜蒸發(fā)器，可代替水升華器進(jìn)行熱控，此技術(shù)由Jacobs技術(shù)公司和NASA的約翰遜航天中心（JSC）合作開發(fā)，在散熱性能及防腐蝕有較好效果。

3 美國艙外航天服熱控技術(shù)研究

3.1 水升華器散熱系統(tǒng)研究

水升華器系統(tǒng)是目前載人航天設(shè)計(jì)中最常用的艙外航天服熱控方案。美國很多研究機(jī)構(gòu)都在進(jìn)行水升華器的研究，包括水升華器本身性能的研究和水升華器系統(tǒng)組成的研究。

NASA的JSC一直是世界上航天技術(shù)研究最先進(jìn)的機(jī)構(gòu)。該機(jī)構(gòu)致力于研發(fā)提高水升華器性能及防腐蝕的技術(shù)[8,9]。JSC開發(fā)的先進(jìn)的兩級給水式水升華器如圖4所示，其多孔板分為兩層，上層為大孔板，用于直接向外空間升華水汽，下層為小孔板層，進(jìn)行水的滲透。水進(jìn)入小孔板，然后在大孔介質(zhì)中升華。此水升華器能夠有效的防止空間污染物對水源的污染，從而減輕了水升華器的腐蝕問題，腐蝕是水升華器損壞的主要方式之一。

圖4 二級給水的水升華器

JSC還同時(shí)開展了防污染水升華器及兩步給水式水升華器的研究，目前正進(jìn)行用于載人航天器外部活動水升華器系統(tǒng)的自我調(diào)節(jié)能力的研究，使水升華器能夠在冷熱環(huán)境中自我調(diào)節(jié)。

Paragon空間技術(shù)公司與NASA合作，對水升華器的工作過程進(jìn)行了仿真試驗(yàn)，給出了計(jì)劃用于火星探測的水升華器的熱負(fù)荷狀況[10]。并給出了試驗(yàn)簡化圖，如圖5所示，其中圖5a中，旁路設(shè)在輻射器和水升華器外，而圖5b中，旁路設(shè)在輻射器外，然后和水升華器連接。試驗(yàn)結(jié)果表明，其散熱性能受環(huán)境的影響很大，而兩種系統(tǒng)的散熱性能基本相同，散熱性能良好，但圖5b結(jié)構(gòu)能夠進(jìn)一步節(jié)約水升華器中的工質(zhì)，屬于改進(jìn)型結(jié)構(gòu)，通過與輻射器合理的搭配，能滿足月球或火星探測任務(wù)要求。

圖5 a 水升華器散熱系統(tǒng)試驗(yàn)簡化圖

圖5 b 水升華器散熱系統(tǒng)試驗(yàn)簡化圖

文獻(xiàn)[11]進(jìn)行了水升華器與輻射器串聯(lián)結(jié)構(gòu)的分析計(jì)算，分別分析了其在火星及月球環(huán)境中的散熱性能，并將火星環(huán)境中的結(jié)果與Campbell結(jié)果[12]進(jìn)行了對比，其所建立的熱控系統(tǒng)如圖6所示。

圖6 串聯(lián)式熱控系統(tǒng)示意圖

文獻(xiàn)[11]通過對上述結(jié)構(gòu)在月球及火星環(huán)境中的運(yùn)行的性能分析，得出了系統(tǒng)在人體休息狀態(tài)（產(chǎn)熱PCM=275W）及在劇烈運(yùn)動狀態(tài)（產(chǎn)熱PCM=400W）時(shí)，輻射器及水升華器的散熱能力。文獻(xiàn)還對水升華器的水耗散速率進(jìn)行了計(jì)算，該模型在8h的出艙活動中，共消耗2.9kg的水，此值與出艙移動單元（Extra Vehicular Mobility Units，EMU）試驗(yàn)結(jié)果（3kg）非常接近。結(jié)果表明此系統(tǒng)可應(yīng)用于航天員的散熱系統(tǒng)，同時(shí)提供了熱系統(tǒng)設(shè)計(jì)的一種全新的設(shè)計(jì)思路。

TDA研究所與約翰遜空間中心合作，研究開發(fā)了一種新的水升華器系統(tǒng)（Radiator And Freeze Tolerant Heat Exchanger，RAFT-X），用于月球和火星探測[13]，其通過增加一個(gè)輻射器減少水升華器的水消耗量。其實(shí)物及原理見圖7-8。

圖7 RAFT-X系統(tǒng)安裝尺寸示意圖

此系統(tǒng)通過一個(gè)換熱器和熱管輻射器連接起來，RAFT-X換熱器能在低熱負(fù)荷時(shí)選擇性的結(jié)冰來減少翅面積，可適應(yīng)多變熱負(fù)荷，在低熱負(fù)荷下，控制閥減少流入換熱器的水量，冷環(huán)境下，換熱器低于水的冰點(diǎn)，于是被動控制熱量排散率來允許換熱器中最冷的水流管路結(jié)冰。結(jié)冰后，換熱器部件停止工作，防止向熱管散熱，在最低熱負(fù)荷下，除了旁路，所有的管路結(jié)冰，在旁路中，流動水進(jìn)入水升華器從而保持持續(xù)的散熱調(diào)節(jié)。循環(huán)熱管即使在最低的溫度下也不會結(jié)冰。在EVA熱系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，水升華器重量約為1.58kg，內(nèi)部蓄水容量3.6kg，大部分水將蒸發(fā)到太空中，在TDA公司的設(shè)計(jì)中，通過增加一個(gè)小型換熱器實(shí)現(xiàn)輻射器和水升華器的散熱互補(bǔ)。

圖8 TDA新型RAFT-X系統(tǒng)原理示意圖

2004年，TDA研究所開始RAFT-X的設(shè)計(jì)及初步測試，RAFT-X用于載人登陸器的熱控制，輻射器是特制的，連接防凍壞的換熱器。

測試是在NASA約翰中心熱真艙間進(jìn)行，測試表明在月球及火星環(huán)境中輻射器排散熱量功率260w（900Btu/h）。RAFT-X經(jīng)歷了幾次結(jié)冰/融冰的循環(huán)，換熱器完全結(jié)冰3次而未損壞。水升華器的水耗能通過輻射方式散熱大幅度減少。水升華器功能良好，散熱效率穩(wěn)定，RAFT-X設(shè)計(jì)可很好的適應(yīng)航天員散熱變化大(70w～730w)的要求。

如前所述，這種方案有很多優(yōu)點(diǎn)。首先，使用兩種獨(dú)立的流體回路，從而有效的利用制冷劑性質(zhì)，流體選擇對其他部件無影響；再者，由于兩套管路互不影響，不會成為致命的安全隱患；還有就是換熱器較小，重量的增加較小，包括水循環(huán)和制冷劑循環(huán)1.48kg。

3.2 艙外航天服輻射器熱控系統(tǒng)研究

在火星車計(jì)劃中，載人探測器中的水必須保證航天員的使用，同時(shí)考慮到水升華器系統(tǒng)中水的消耗及水升華器的腐蝕問題，因此，采用水升華器散熱系統(tǒng)將不再現(xiàn)實(shí)，文獻(xiàn)[6]給出了載人航天器熱控系統(tǒng)及生保分系統(tǒng)的替代方案，但是，火星表面的溫度穩(wěn)定且較低，采用圖3所示結(jié)構(gòu)時(shí)，輻射器表面的輻射溫度較低，散熱效率較小，當(dāng)航天員或者登陸艙系統(tǒng)散熱要求較高時(shí)，不能滿足系統(tǒng)的熱控要求。最近Rini公司與NASA合作研發(fā)了一種雙回路系統(tǒng)，增加微型壓汽機(jī)系統(tǒng)（miniature vapor compression system，MVCC）來實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的散熱，如圖9所示。

圖9 航天員雙回路微型壓氣機(jī)散熱系統(tǒng)原理圖

該系統(tǒng)分內(nèi)外兩個(gè)回路，內(nèi)回路在載人艙內(nèi)，外回路安裝了輻射器。系統(tǒng)先通過壓縮機(jī)將回路中的氣體的溫度升高，然后散到外部空間。其采用了輕型、高導(dǎo)熱材料以及最新制作工藝，結(jié)構(gòu)緊湊，總重量大約2.0kg，體積2.0L，性能系統(tǒng)達(dá)2.5，熱負(fù)荷約250w。現(xiàn)在由RTI公司生產(chǎn)了改進(jìn)系統(tǒng)的模型，并在地球環(huán)境中進(jìn)行了初步試驗(yàn)，其中壓縮機(jī)能實(shí)現(xiàn)溫度從18℃升到55℃。NASA設(shè)計(jì)的該系統(tǒng)的輻射器面積為855m2。由于火星特殊的熱環(huán)境，該系統(tǒng)還在進(jìn)一步設(shè)計(jì)中。

3.3 薄膜蒸發(fā)器熱控系統(tǒng)研究

JSC與其他研究部門合作開發(fā)了一種全新的航天服散熱系統(tǒng)，稱為航天服水膜蒸發(fā)器（spacesuit water membrane evaporator，SWME）[14,15]。并制作了光纖水膜蒸發(fā)器模型，在JSC進(jìn)行了大量的試驗(yàn)。SWME實(shí)物如圖10所示。

其內(nèi)部是由多條管路組成，管路材料是一種隔水透氣薄膜組成，將水流管路和蒸汽管路分割開來，當(dāng)水流經(jīng)SWME時(shí)，蒸發(fā)進(jìn)入蒸汽流道然后通過氣體出口進(jìn)入外部太空。

SWME相對于水升華器系統(tǒng)有很多優(yōu)點(diǎn)：可在火星低重力環(huán)境和月球真空環(huán)境中在水的三相點(diǎn)以上工作；能將水通過流體管路直接蒸發(fā)散熱，不需要給水室；對水質(zhì)要求不高，包括便攜的水質(zhì)要求；可使水汽從水流管路中直接蒸發(fā)掉，而不需要專門的蒸汽閥。

在JSC的真空試驗(yàn)室中進(jìn)行的真空試驗(yàn)的系統(tǒng)圖如圖11所示。試驗(yàn)驗(yàn)證的內(nèi)容包括：水出口10℃，流量為0.025kg/s時(shí)，系統(tǒng)散熱能力為810W以上；在真空環(huán)境中持續(xù)工作8h活動時(shí)的工作狀態(tài)；進(jìn)口水壓為68kPa～145kPa時(shí)的工作性能；采用不同進(jìn)口溫度的水流（1.7℃～38℃）時(shí)的工作性能；在月球真空環(huán)境及火星低重力環(huán)境的工作性能；除氣水循環(huán)的工作性能；采用含有或不含油凈化劑的水作為工質(zhì)的工作性能等。

圖10 SWME結(jié)構(gòu)示意圖

圖11 SWME試驗(yàn)系統(tǒng)示意圖

試驗(yàn)結(jié)果表明，SWME在散熱性能，耐腐蝕性能上都有很好的效果，能適應(yīng)月球及火星的復(fù)雜環(huán)境，是一種很好的熱控方案。

3.4 總結(jié)

隨著載人航天技術(shù)的發(fā)展，必然對航天員的出艙活動（EVA）提出更高的要求，從而對艙外航天服生保系統(tǒng)及熱控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提出了更高的要求，以適應(yīng)各種艙外空間環(huán)境。本文通過對美國艙外航天服熱控技術(shù)的調(diào)研，論述了其艙外航天服熱控技術(shù)的最新成果，尤其是水升華器設(shè)計(jì)及水升華器、輻射器耦合設(shè)計(jì)，已成功用于月球探測及其他深空探測。

水升華器與輻射器耦合散熱的系統(tǒng)將是艙外航天服熱控系統(tǒng)發(fā)展的主流，通過兩者的耦合作用，可很好的起到散熱控溫效果。因此，我國艙外航天服的設(shè)計(jì)可以借鑒這種耦合設(shè)計(jì)方案，既能實(shí)現(xiàn)熱控需求，又能滿足長壽命的需求。此外，水膜蒸發(fā)器是一種最新的航天服熱控方案，在防污、散熱效果方面效果良好，盡管技術(shù)上不成熟，未實(shí)際應(yīng)用，但設(shè)計(jì)思路對我國艙外航天服的熱控設(shè)計(jì)都有很好的借鑒意義。

4 結(jié)束語

我國航天事業(yè)發(fā)展迅猛，目前正在積極開展空間站及月球探測的研究工作，航天員必將進(jìn)行出艙探測活動，因而必須加強(qiáng)艙外航天服熱控技術(shù)的研究和系統(tǒng)開發(fā)，但我國的載人航天技術(shù)起步較晚，與美國等西方發(fā)達(dá)國家還存在一定差距，航天服熱控技術(shù)的研究差距更大。因此，要充分借鑒西方在航天服熱控方面的先進(jìn)技術(shù)和經(jīng)驗(yàn)，如水升華器、輻射器耦合熱控技術(shù)，水膜蒸發(fā)器熱控技術(shù)等，并不斷的進(jìn)行自主創(chuàng)新。一方面，加強(qiáng)針對空間環(huán)境的專項(xiàng)研究工作獲得不同層次的空間環(huán)境的不同特點(diǎn)。做到有的放矢；另一方面，采用試驗(yàn)與理論研究相結(jié)合的方法，加強(qiáng)新型航天服熱控技術(shù)的研究，如此才能實(shí)現(xiàn)我國航天服技術(shù)的快速發(fā)展。 ◇

［1］Wilson.J.L.Investigation into venting and non-venting technologies for the space station freedom extravehicular activity life support system.SAE 901319，1990

［2］Graumann D W.Research study on instrument unit thermal conditioning heat sink concepts.NAS-8-11291,1968

［3］Hamilton Standard.Phase 1 engineering and technical data report for the thermal control extravehicular life support system［R］.N75-24360，1975.

［4］Prouty B R.Evolution of the extravehicular mobility unit for future missions.SAE 911349，1991

［5］Tara，Polsgrove，AltairLunarLanderConsumablesManagement，AIAA-2009-6589

［6］Zhengxiang Pu，Jay Kapat，Personal Cooling for Extra-Vehicular Activities on Mars，AIAA-2004-5970

［7］Gerald.E.Miller，Edward.R.Rubio，Extravehicular Activity（EVA）Operations as a System Design Driver，AIAA-2006-5528

［8］Molly，Anderson，David.Westheimer.Thermal Control System Development to Support the Crew Exploration Vehicle and Lunar Surface Access Module，Space Technology and Application International Forum，2006.12

［9］David Westheimer.Active Thermal Control System Development for Exploration.45 AIAAth Aerospace Sciences Meeting and Exhibit，2007.8

［10］Rubik B.Sheth.Investigation of Transient Performance for a Sublimator.AIAA-2010-6081

［11］Nicole.C.Jordan,Cristin.A.Smith.Development and Validation of a Multidisciplinary Spacesuit Model.AIAA-2006-1180

［12］Balinskas.R.，Tepper.E.，Extravehicular Mobility Unit Requirements Evolution，Hamilton Sundstrand，NAS 9-17873，1994

［13］James Nabity，Georgia Mason.Space Suit Radiator Performance.07ICES-221

［14］Matt.Vogel，Walt.Vonau.Jr.Sheet.Membrane Spacesuit Water Membrane Evaporator Design and Thermal Tests.AIAA-2010-6039

［15］Grant.C.Bue，Luis.A.Trevino.Hollow Fiber Spacesuit Water Membrane Evaporator Development and Testing for Advanced Spacesuits.AIAA-2010-6040