舱外航天服冷热电一体化系统性能分析
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2
其中：Pe 为燃料电池发电功率； H2 为氢气利用 2）热驱制冷装置
Pe ， O2Vc
mPEMFC=ωPEMFC×APEMFC，
(13)
ωPEMFC 为质子交换膜燃料电池的单位活化面 其中：
积质量；APEMFC 为燃料电池的活化面积。巴拉德公 司和通用汽车公司制造的质子交换膜燃料电池[3,15] 的 ωPEMFC 小于 10 kg/m2， 使用轻质材料后能达到约 5 kg/m2，本文保守地选取 ωPEMFC=10 kg/m2。 由于 PNNL 已研制成功的具有 350 W 制冷能 力的热驱制冷装置工程样机质量为约 1 kg[9]，而 本文中热驱制冷装置的制冷功率小于 350 W，因 此质量不会超过 1 kg，本文暂取 mHDCD=1 kg。 储氢装置的质量为
[3] [4-5]
ห้องสมุดไป่ตู้
图 1 舱外航天服冷热电一体化系统总体思路 Fig. 1 Schematic diagram of combined cooling system
金属氢化物储氢装置既可以为燃料电池提 供氢气，也可以作为液冷服的冷源，其工质消耗 量仅为水升华器的 1/9～1/5[6]；燃料电池能量密 度明显高于普通二次电池，效率也高达 50%左 右，其发电的“废热”通过热驱制冷装置还可为 液冷服提供冷量，反应副产品（水）可以补充到 航天服的水源系统；液冷服排热温度经过热驱制
Fig. 3 图 3 热驱制冷装置工作原理 Operating principle of heat-driven cooling device
服的制冷要求。实际情况若不能满足要求，则由 储氢装置额外释放氢气到太空以提供不足的制
190
航 天 器 环 境 工 程
第 30 卷
冷量，最终达到制冷量 Pc（如果液冷服的排热量 不足以满足储氢装置释放氢气的要求，则需要考 虑电加热等方式对储氢装置进行加热，实际计算 过程中并没有出现这种情况，这里不予考虑） 。 2.2 一体化系统分析计算模型 1）质子交换膜燃料电池 ① 燃料电池的单体电压为[10]
其中：Estd 为标准状态下燃料电池的可逆电动势， 1.229 V； Tfc 为燃料电池工作温度；S 为反应产物与反 应物之间的熵差；R 为理想气体常数，8.314 J/(mol·K)；
其中： 为斯忒藩-玻耳兹曼常量； 为辐射器 表面发射率，取 0.85；Trad 为辐射器温度，K；Ts 为等效太空温度，取 227 K。 2.3 一体化系统评价模型 1）质量评价 在进行冷热电一体化系统质量计算时，考虑 了各主要组件及为燃料电池供氧所需储氧瓶的 质量，暂时没有考虑各管道及传热工质的质量， 则舱外航天服冷热电一体化系统总质量为
员提供必要的环境防护和生命保障支持，热管理 功能是其环境防护功能的一个重要部分，而完成 热管理功能需要有冷源的支持，局部还需要加热； 电源也是舱外航天服实现其功能的必要基础。 现阶段，舱外航天服主要采用水升华器作为 冷源，采用锌银电池、锂电池等二次电池作为电 源。虽然水升华器冷源是目前舱外航天服所用冷 源中体积和质量最小的[1]，但其消耗性工质水的 消耗量较大，国际空间站上每次典型的出舱活动 需要消耗 2.7～3.6 kg 的水[2]。二次电池电源储能 密度（30～120 W·h/kg）[3]提升空间有限，且其 充/放电循环使用次数少。 处在研究阶段的舱外航 天服冷源包括动态开式膜分离器、辐射器、金属 氢化物热泵、冰（石蜡）蓄冷，以及相变储热 / 辐射器混合式冷源等
图 4 金属氢化物储氢装置示意图 Fig. 4 Illustration of metal hydrogen device
2
2.1
一体化系统性能分析方法
“以电定冷”方案 一体化系统要求能够达到一定的供电功率 Pe
和制冷功率 Pc，为了匹配系统的供电指标和制冷 指标，提出了“以电定冷”的方案。所谓“以电 定冷” ，即在储氢装置释放氢气的过程中，优先按 照燃料电池发电功率达到 Pe 的速率释放，计算这 个放氢过程中吸收的热量 Qc1 与发电废热驱动热 驱制冷装置提供的制冷量 Qc2 之和是否满足液冷
图 2 质子交换膜燃料电池工作原理 Fig. 2 Operating principle of PEMFC
2）热驱制冷装置 热驱制冷装置利用吸收式制冷循环原理（见 图 3） ：由发生器接收高温热源（燃料电池）热量 Qd，驱动冷剂工质的循环；由蒸发器为低温物体 （液冷服）提供冷量 Qe；同时，冷凝器和吸收器 分别排放出热量 Qc 和 Qa。外部冷却回路通过串 联的方式依次经过吸收器和冷凝器，将 Qc 和 Qa 带到辐射器，并最终通过辐射散热的方式排放到 空间环境中。
速率分别为
[10-11]
electronic
R
proton
) -IR
internal
。
(4)
② 燃料电池产热速率及需要的供氢和供氧
P (1.48 1) ， Q e Vc
(5) (6) (7)
m mPEMFC mHDCD mHSD mrad mO2 tank ，(12)
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航 天 器 环 境 工 程 SPACECRAFT ENVIRONMENT ENGINEERING
第 30 卷第 2 期 2013 年 4 月
舱外航天服冷热电一体化系统性能分析
周国栋 1，高 峰 1，李运泽 2，王胜男 2，周 航 2
（1. 中国航天员科研训练中心，北京 100094；2. 北京航空航天大学，北京 100191） 摘要：文章提出了一种舱外航天服冷热电一体化（Combined Cooling-Heating-Power, CCHP）系统，该系统 的主要组件有质子交换膜燃料电池、热驱制冷装置、金属氢化物储氢装置和辐射器等。在冷热电一体化系统的 冷电匹配方法上提出了“以电定冷”方案，按照该方案计算了一组典型工况下系统的工作状态，分析了燃料电 池的工作温度、工作电流密度和工作压力对系统质量和消耗性工质损失的影响。结果表明，该舱外航天服冷热 电一体化系统在质量大小方面可以接受，在消耗性工质损失方面比水升华器冷源/蓄电池电源方案小得多；且 降低燃料电池工作温度和压力、 增大燃料电池工作电流密度， 均能够减小系统质量、 降低系统消耗性工质损失。 关键词：舱外航天服；冷热电一体化；燃料电池；热驱制冷；金属氢化物储氢；辐射散热 中图分类号： V445.3 文献标志码： A 文章编号： 1673-1379(2013)02-0188-08 DOI: 10.3969/j.issn.1673-1379.2013.02.016
第2期
周国栋等： 舱外航天服冷热电一体化系统性能分析
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冷装置的热泵效应后随之提高，最终通过辐射散 热的方式排放到空间环境中。一体化系统的发电 单元和制冷单元之间有很强的物质和能量互补 性，为系统综合性能的提高创造了条件。 1.2 核心部件工作机理及接口关系 1）质子交换膜燃料电池 质子交换膜燃料电池能够将氢气与氧气的化 学能直接转化为电能，且具有能量密度高、供电 时间长、 启动快速、 工作温度较低 （约 70～100 ℃） 等优点。其工作原理如图 2 所示，发电所需的氢 气由金属氢化物储氢装置提供，所需氧气由舱外 航天服的高压储氧瓶提供，产生的水收集起来补 充到舱外航天服的水源系统，产生的热量用于驱 动热驱制冷装置为液冷服制冷。
mHSD = qH 2 t/ wt ，
(14)
第2期
周国栋等：舱外航天服冷热电一体化系统性能分析
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其中： qH 2 为所需氢气流量；t 为工作时间；ηwt 为储氢合金的储氢质量分数。本文选取的储氢合 金为(Ti0.99Zr0.01V0.43Fe0.09Cr0.05Mn1.5)， 其 ηwt 最大可 达 1.65%， 考虑到氢气难以完全释放， 取 ηwt=1.2 %。 太空用辐射器的质量为
2
Vc E act ohmic ，
表示为
E Estd (T 298.15)
(1)
式中：E 为燃料电池开路电压，可由 Nernst 方程
S 2F RTfc 2F
1/ 2 ln PH PO 。(2)
2 2
(10)
4）辐射器 辐射器的单位面积散热速率 qrad 通过斯忒藩玻耳兹曼定律确定[14]： 4 qrad (Trad Ts4 ) 。 (11)
F 为法拉第常数，96 485 C/mol； PH 、 PO 分别为
2
2
燃料电池工作时的氢气压力和氧气压力， bar； ηact 为活化极化压降，可表示为
act 1 2T 3T ln cO 4T ln I ； (3)
2
ηohmic 为欧姆极化压降，可表示为
ohmic -I( R
关系可由改进后的 Van’t Hoff 方程表示为[13]
ln P H RT S Tmh fs ( mid ) ，
(9)
∆H 为反应的标准焓变； P 为合金在某一温 其中：
度下的平衡氢压；Tmh 为放氢热力学温度；fs 为平 坦区域斜率；ω 为储氢金属含氢量；ωmid 指有效 放氢量的中间值。 另外，储氢合金放氢时吸收热量为 Qc qH H 。
； 舱外航天服电源有燃料
电池等 。这些冷源和电源均采用冷源、电源分 开设计的方案，没有进行冷热电一体化设计，客 观上限制了系统综合性能的提高。
———————————— 收稿日期：2013-01-07；修回日期：2013-04-08 基金项目：人因工程重点实验室开放基金资助项目（课题号：HF2011-K-05） 作者简介：周国栋（1990—） ，男，硕士研究生，从事舱外航天服环境控制与生命保障技术研究；E-mail：bozhouzgd@163.com。 （1969—） ，男，研究员，硕士生导师，研究方向为航天器环境控制与生命保障工程；E-mail: gf117@sina.com。 高 峰，
热驱制冷装置的模型比较复杂，经简化分析 认为其工作状态和性能由冷凝器工作温度、蒸发 器工作温度、吸收器稀溶液浓度以及发生器浓溶 液浓度这 4 个参数决定
[12]
，其制冷效率定义为蒸
发器制冷量与发生器吸热量之比，即
COPHDCD Q e 。 Qd
(8)
3）金属氢化物储氢装置 金属氢化物储氢的平衡压力与温度之间的
0
引言
舱外航天服在航天员执行出舱任务时为航天
1 冷热电一体化系统思路及工作机理
1.1 系统思路 舱外航天服冷热电一体化系统（图 1）总体 思路核心是采用金属氢化物储氢装置及热驱制 冷装置作为液冷服冷源，采用质子交换膜燃料电 池 （ Proton Exchange Membrane Fuel Cell, PEMFC）作为舱外航天服电源。
其中：mPEMFC、mHDCD、mHSD、mrad、 mO tank 分别
2
H2 1.05 10-8 m O2 8.29 10-8 m
Pe ， H2Vc
为质子交换膜燃料电池、热驱制冷装置、储氢装 置、辐射器和储氧瓶的质量。 质子交换膜燃料电池的质量为
效率，取 0.95； O 为氧气利用效率，也取 0.95。
热驱制冷在建筑的中央空调等领域应用相 当普遍，在汽车废热制冷和单兵便携式制冷方面 美国太平洋西北国家实 均已研制出原理样机[7-8]。 验室（ Pacific Northwest National Laboratory ， PNNL）基于微槽道内的传热、传质技术实现了 热驱制冷装置的微型化，成功研制出具有 350 W 制冷能力的工程样机，质量仅为 1 kg 左右[9]。 3）金属氢化物储氢装置 金属氢化物释放氢气时需要从外界吸收热 量。利用其吸热放氢的性质，不仅可以为燃料电 池提供氢气，也能为液冷服提供部分冷量。利用 开式的金属氢化物储氢装置，每次出舱活动仅需 排出 0.23～0.68 kg 氢气[4]。出舱活动完成后，又 可以通过加压重吸氢的方法实现氢化物的再生。 金属氢化物储氢装置如图 4 所示：反应床中 均匀安置多根管道，管道内填充金属氢化物；传 热流体经管道外流过，通过管道壁与金属氢化物 发生热交换，实现热量的传递；管道中央安置的 过滤管供氢气通过并且阻止金属氢化物粉末通 过；氢气流出反应床后供燃料电池发电使用或直 接排放到太空。
其中：Pe 为燃料电池发电功率； H2 为氢气利用 2）热驱制冷装置
Pe ， O2Vc
mPEMFC=ωPEMFC×APEMFC，
(13)
ωPEMFC 为质子交换膜燃料电池的单位活化面 其中：
积质量；APEMFC 为燃料电池的活化面积。巴拉德公 司和通用汽车公司制造的质子交换膜燃料电池[3,15] 的 ωPEMFC 小于 10 kg/m2， 使用轻质材料后能达到约 5 kg/m2，本文保守地选取 ωPEMFC=10 kg/m2。 由于 PNNL 已研制成功的具有 350 W 制冷能 力的热驱制冷装置工程样机质量为约 1 kg[9]，而 本文中热驱制冷装置的制冷功率小于 350 W，因 此质量不会超过 1 kg，本文暂取 mHDCD=1 kg。 储氢装置的质量为
[3] [4-5]
ห้องสมุดไป่ตู้
图 1 舱外航天服冷热电一体化系统总体思路 Fig. 1 Schematic diagram of combined cooling system
金属氢化物储氢装置既可以为燃料电池提 供氢气，也可以作为液冷服的冷源，其工质消耗 量仅为水升华器的 1/9～1/5[6]；燃料电池能量密 度明显高于普通二次电池，效率也高达 50%左 右，其发电的“废热”通过热驱制冷装置还可为 液冷服提供冷量，反应副产品（水）可以补充到 航天服的水源系统；液冷服排热温度经过热驱制
Fig. 3 图 3 热驱制冷装置工作原理 Operating principle of heat-driven cooling device
服的制冷要求。实际情况若不能满足要求，则由 储氢装置额外释放氢气到太空以提供不足的制
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航 天 器 环 境 工 程
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冷量，最终达到制冷量 Pc（如果液冷服的排热量 不足以满足储氢装置释放氢气的要求，则需要考 虑电加热等方式对储氢装置进行加热，实际计算 过程中并没有出现这种情况，这里不予考虑） 。 2.2 一体化系统分析计算模型 1）质子交换膜燃料电池 ① 燃料电池的单体电压为[10]
其中：Estd 为标准状态下燃料电池的可逆电动势， 1.229 V； Tfc 为燃料电池工作温度；S 为反应产物与反 应物之间的熵差；R 为理想气体常数，8.314 J/(mol·K)；
其中： 为斯忒藩-玻耳兹曼常量； 为辐射器 表面发射率，取 0.85；Trad 为辐射器温度，K；Ts 为等效太空温度，取 227 K。 2.3 一体化系统评价模型 1）质量评价 在进行冷热电一体化系统质量计算时，考虑 了各主要组件及为燃料电池供氧所需储氧瓶的 质量，暂时没有考虑各管道及传热工质的质量， 则舱外航天服冷热电一体化系统总质量为
员提供必要的环境防护和生命保障支持，热管理 功能是其环境防护功能的一个重要部分，而完成 热管理功能需要有冷源的支持，局部还需要加热； 电源也是舱外航天服实现其功能的必要基础。 现阶段，舱外航天服主要采用水升华器作为 冷源，采用锌银电池、锂电池等二次电池作为电 源。虽然水升华器冷源是目前舱外航天服所用冷 源中体积和质量最小的[1]，但其消耗性工质水的 消耗量较大，国际空间站上每次典型的出舱活动 需要消耗 2.7～3.6 kg 的水[2]。二次电池电源储能 密度（30～120 W·h/kg）[3]提升空间有限，且其 充/放电循环使用次数少。 处在研究阶段的舱外航 天服冷源包括动态开式膜分离器、辐射器、金属 氢化物热泵、冰（石蜡）蓄冷，以及相变储热 / 辐射器混合式冷源等
图 4 金属氢化物储氢装置示意图 Fig. 4 Illustration of metal hydrogen device
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一体化系统性能分析方法
“以电定冷”方案 一体化系统要求能够达到一定的供电功率 Pe
和制冷功率 Pc，为了匹配系统的供电指标和制冷 指标，提出了“以电定冷”的方案。所谓“以电 定冷” ，即在储氢装置释放氢气的过程中，优先按 照燃料电池发电功率达到 Pe 的速率释放，计算这 个放氢过程中吸收的热量 Qc1 与发电废热驱动热 驱制冷装置提供的制冷量 Qc2 之和是否满足液冷
图 2 质子交换膜燃料电池工作原理 Fig. 2 Operating principle of PEMFC
2）热驱制冷装置 热驱制冷装置利用吸收式制冷循环原理（见 图 3） ：由发生器接收高温热源（燃料电池）热量 Qd，驱动冷剂工质的循环；由蒸发器为低温物体 （液冷服）提供冷量 Qe；同时，冷凝器和吸收器 分别排放出热量 Qc 和 Qa。外部冷却回路通过串 联的方式依次经过吸收器和冷凝器，将 Qc 和 Qa 带到辐射器，并最终通过辐射散热的方式排放到 空间环境中。
速率分别为
[10-11]
electronic
R
proton
) -IR
internal
。
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② 燃料电池产热速率及需要的供氢和供氧
P (1.48 1) ， Q e Vc
(5) (6) (7)
m mPEMFC mHDCD mHSD mrad mO2 tank ，(12)
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航 天 器 环 境 工 程 SPACECRAFT ENVIRONMENT ENGINEERING
第 30 卷第 2 期 2013 年 4 月
舱外航天服冷热电一体化系统性能分析
周国栋 1，高 峰 1，李运泽 2，王胜男 2，周 航 2
（1. 中国航天员科研训练中心，北京 100094；2. 北京航空航天大学，北京 100191） 摘要：文章提出了一种舱外航天服冷热电一体化（Combined Cooling-Heating-Power, CCHP）系统，该系统 的主要组件有质子交换膜燃料电池、热驱制冷装置、金属氢化物储氢装置和辐射器等。在冷热电一体化系统的 冷电匹配方法上提出了“以电定冷”方案，按照该方案计算了一组典型工况下系统的工作状态，分析了燃料电 池的工作温度、工作电流密度和工作压力对系统质量和消耗性工质损失的影响。结果表明，该舱外航天服冷热 电一体化系统在质量大小方面可以接受，在消耗性工质损失方面比水升华器冷源/蓄电池电源方案小得多；且 降低燃料电池工作温度和压力、 增大燃料电池工作电流密度， 均能够减小系统质量、 降低系统消耗性工质损失。 关键词：舱外航天服；冷热电一体化；燃料电池；热驱制冷；金属氢化物储氢；辐射散热 中图分类号： V445.3 文献标志码： A 文章编号： 1673-1379(2013)02-0188-08 DOI: 10.3969/j.issn.1673-1379.2013.02.016
第2期
周国栋等： 舱外航天服冷热电一体化系统性能分析
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冷装置的热泵效应后随之提高，最终通过辐射散 热的方式排放到空间环境中。一体化系统的发电 单元和制冷单元之间有很强的物质和能量互补 性，为系统综合性能的提高创造了条件。 1.2 核心部件工作机理及接口关系 1）质子交换膜燃料电池 质子交换膜燃料电池能够将氢气与氧气的化 学能直接转化为电能，且具有能量密度高、供电 时间长、 启动快速、 工作温度较低 （约 70～100 ℃） 等优点。其工作原理如图 2 所示，发电所需的氢 气由金属氢化物储氢装置提供，所需氧气由舱外 航天服的高压储氧瓶提供，产生的水收集起来补 充到舱外航天服的水源系统，产生的热量用于驱 动热驱制冷装置为液冷服制冷。
mHSD = qH 2 t/ wt ，
(14)
第2期
周国栋等：舱外航天服冷热电一体化系统性能分析
191
其中： qH 2 为所需氢气流量；t 为工作时间；ηwt 为储氢合金的储氢质量分数。本文选取的储氢合 金为(Ti0.99Zr0.01V0.43Fe0.09Cr0.05Mn1.5)， 其 ηwt 最大可 达 1.65%， 考虑到氢气难以完全释放， 取 ηwt=1.2 %。 太空用辐射器的质量为
2
Vc E act ohmic ，
表示为
E Estd (T 298.15)
(1)
式中：E 为燃料电池开路电压，可由 Nernst 方程
S 2F RTfc 2F
1/ 2 ln PH PO 。(2)
2 2
(10)
4）辐射器 辐射器的单位面积散热速率 qrad 通过斯忒藩玻耳兹曼定律确定[14]： 4 qrad (Trad Ts4 ) 。 (11)
F 为法拉第常数，96 485 C/mol； PH 、 PO 分别为
2
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燃料电池工作时的氢气压力和氧气压力， bar； ηact 为活化极化压降，可表示为
act 1 2T 3T ln cO 4T ln I ； (3)
2
ηohmic 为欧姆极化压降，可表示为
ohmic -I( R
关系可由改进后的 Van’t Hoff 方程表示为[13]
ln P H RT S Tmh fs ( mid ) ，
(9)
∆H 为反应的标准焓变； P 为合金在某一温 其中：
度下的平衡氢压；Tmh 为放氢热力学温度；fs 为平 坦区域斜率；ω 为储氢金属含氢量；ωmid 指有效 放氢量的中间值。 另外，储氢合金放氢时吸收热量为 Qc qH H 。
； 舱外航天服电源有燃料
电池等 。这些冷源和电源均采用冷源、电源分 开设计的方案，没有进行冷热电一体化设计，客 观上限制了系统综合性能的提高。
———————————— 收稿日期：2013-01-07；修回日期：2013-04-08 基金项目：人因工程重点实验室开放基金资助项目（课题号：HF2011-K-05） 作者简介：周国栋（1990—） ，男，硕士研究生，从事舱外航天服环境控制与生命保障技术研究；E-mail：bozhouzgd@163.com。 （1969—） ，男，研究员，硕士生导师，研究方向为航天器环境控制与生命保障工程；E-mail: gf117@sina.com。 高 峰，
热驱制冷装置的模型比较复杂，经简化分析 认为其工作状态和性能由冷凝器工作温度、蒸发 器工作温度、吸收器稀溶液浓度以及发生器浓溶 液浓度这 4 个参数决定
[12]
，其制冷效率定义为蒸
发器制冷量与发生器吸热量之比，即
COPHDCD Q e 。 Qd
(8)
3）金属氢化物储氢装置 金属氢化物储氢的平衡压力与温度之间的
0
引言
舱外航天服在航天员执行出舱任务时为航天
1 冷热电一体化系统思路及工作机理
1.1 系统思路 舱外航天服冷热电一体化系统（图 1）总体 思路核心是采用金属氢化物储氢装置及热驱制 冷装置作为液冷服冷源，采用质子交换膜燃料电 池 （ Proton Exchange Membrane Fuel Cell, PEMFC）作为舱外航天服电源。
其中：mPEMFC、mHDCD、mHSD、mrad、 mO tank 分别
2
H2 1.05 10-8 m O2 8.29 10-8 m
Pe ， H2Vc
为质子交换膜燃料电池、热驱制冷装置、储氢装 置、辐射器和储氧瓶的质量。 质子交换膜燃料电池的质量为
效率，取 0.95； O 为氧气利用效率，也取 0.95。
热驱制冷在建筑的中央空调等领域应用相 当普遍，在汽车废热制冷和单兵便携式制冷方面 美国太平洋西北国家实 均已研制出原理样机[7-8]。 验室（ Pacific Northwest National Laboratory ， PNNL）基于微槽道内的传热、传质技术实现了 热驱制冷装置的微型化，成功研制出具有 350 W 制冷能力的工程样机，质量仅为 1 kg 左右[9]。 3）金属氢化物储氢装置 金属氢化物释放氢气时需要从外界吸收热 量。利用其吸热放氢的性质，不仅可以为燃料电 池提供氢气，也能为液冷服提供部分冷量。利用 开式的金属氢化物储氢装置，每次出舱活动仅需 排出 0.23～0.68 kg 氢气[4]。出舱活动完成后，又 可以通过加压重吸氢的方法实现氢化物的再生。 金属氢化物储氢装置如图 4 所示：反应床中 均匀安置多根管道，管道内填充金属氢化物；传 热流体经管道外流过，通过管道壁与金属氢化物 发生热交换，实现热量的传递；管道中央安置的 过滤管供氢气通过并且阻止金属氢化物粉末通 过；氢气流出反应床后供燃料电池发电使用或直 接排放到太空。