空间太阳能热动力发电系统的研究

空间太阳能热动力发电系统的研究

1太阳能热动力发电系统空间站是航空航天活动的平台。这是一个可以长期运营的大型载人探测器。该电源是维持空间站正常运行和其他航空航天活动的基础。空间电源系统可选择三种方式:化学电源,核电源,太阳能电源。化学电源如蓄电池、燃料电源等适用于工作时间短、电能需求小的航天器,当电能需求大时,其质量是难以接受的。核电源携带少量的核燃料可实现长期供电,适用于长距离、长时间星际探索旅行,在未来人类探索远层太空的过程中必将起到重要的作用。虽然核电源本身小巧紧凑,但由于为防止核辐射污染需加装厚重的屏蔽防护装置,质量上并无优势可言,尤其在近地轨道和载人航天方面考虑到核辐射对人体的危害,人们对采用核动力发电更是持谨慎态度。太阳能具有清洁干净、取用方便的特点,在航天器上已成为普遍使用的最重要的能源。利用太阳能发电有多种方式,如光电直接转换—太阳能光优电池阵发电(PV)、太阳能热动力发电(SD)、太阳能热离子发电和太阳能磁流体发电等。后两种发电方式正处于研究发展之中,技术上还不够成熟。迄今为止航天器上大多数采用太阳能光伏电池与化学蓄电池的组合供电方式,技术成熟,应用经验丰富。但随着航天活动的扩展,对电能的需求越来越大,由美国、俄罗斯、欧洲、日本和加拿大共同建造的国际阿尔法空间站需要的电能将达110kW。由于太阳能光伏电池阵光电转换的效率较低,如硅电池的效率只有14%,近年来正在研究的砷化镓电池效率可达18.5%,但成本却是硅电池的两倍。随着功率的增加,光伏电池阵迎风面积将显著增大,使得发射成本的轨道维护成本大大增加。此外,蓄电池的寿命很短,在空间站的长期运行期间需经常更换,也增加了运行期间的总成本。太阳能光伏电池阵发电的上述缺点,迫使人们考虑其他发电方式,太阳能热动力发电正是适应空间站大功率电源的需求而发展起来的。太阳能热动力发电系统具有能量转换效率高、质量和迎风面积小的优点,而且可以很容易地扩充至兆瓦级。太阳能热动力发电系统从太阳能到用户的总效率约为20.8%,而太阳能光伏电池阵发电系统仅在7%左右。在较低发电功率下,太阳能热动力发电系统与太阳能光伏电池阵发电系统相比面积上占优势,质量上无优势可言只有随着供电功率的增加,太阳能热动力发电系统的优势才越明显。因此对在低地轨道运行、电能需求大的空间站来说,采用太阳能热动力发电系统既能满足电能需求,又可以大幅度降低运行成本,是比较有利的实施方案。2斯特林sc发电系统工作原理适于空间SD系统的热机循环有Rankine循环(RC)、闭式Brayton循环(CBC)和Stirling循环(SC)。RC由于存在微重力下相变流体分离问题,技术上也有一定难度,目前已被淘汰。CBC型和SC型SD装置不受空间微重力甚至零重力条件的影响,热效率高,质量轻,使用寿命长,随着空间站电力需求的增长,这些优点将更加突出。CBC装置的涡轮、压气机等部件在航空发动机中有数十年的应用经验,技术水平和可靠性都很高,采用布雷顿循环的地面燃气轮机电站也为数不少,而且循环的热效率较高,具有很好的空间应用前景。图1为空间太阳能CBC发电系统原理图。系统工作过程如下:旋转抛物面型太阳光反射器将太阳光反射并聚焦。聚焦后的太阳光进入吸热/蓄热器腔体,一部分能量通过换热管传热,直接加热循环工质,其余热量被蓄热介质储存用于阴影期的工质换热需求。吸热后的循环工质在涡轮内膨胀做功,推动涡轮旋转,从而带动发电机发电和压缩机工作。膨胀做功后的循环工质经过换热器与由压缩机出来的高压工质进行换热,释放热量,再经过工质冷却系统进一步排热降温,进入压缩机压缩,经过回热器预热,再次进入吸热/蓄热器,完成一个循环过程。工质冷却系统由工质冷却器、泵和辐射器组成,废热主要通过辐射器释放到宇宙空间。空间SC发电系统原理图如图2所示,其工作原理和布雷顿循环大致相同,不同之处是在吸热腔内用多根钠热管代替了光管,每根热管分为三段。靠近腔口的一段为吸热段,该段在热管上没有任何附加物。中部为储热段,在储热段的热管上套以环型截面的PCM容器,最靠腔底的一段为热源热交换(HSHX)段。热管插入通过工作流体的板翅式换热器中。由于在吸热段和储热段中间有隔板,在日照期只有吸热段能接受到太阳辐射热流。此时吸热段成为热管的蒸发段,而储热段和HSHX段成为冷凝段,提供热量熔解PCM和加热流体。在阴影期,吸热段除有少量通过腔口的辐射热损失外,基本处于绝热状态,储热段则由冷凝段转变为蒸发段,HSHX段仍为冷凝段,此时PCM凝结放热仍有热量提供给HSHX。热管吸热器避免了太阳直接向PCM容器壁照射提供热量,而通过热管来提供热量,消除了由于热流密度不均匀而出现的局部热流密度过高,并且使PCM容器面为等壁温。这样就缓解了“热斑”和“热松脱”现象的出现。斯特林循环的热效率是三种循环中最高的。与CBC装置相比,设计简单,相同发电功率下自由活塞式SC型发电系统的质量和面积更小,具有自起动能力。工质可选用氢气或氦气,因为氢气易爆炸,其不可控的扩散导致连续的工质损失,且会引起金属脆化,降低发动机使用寿命,故多选用氦气。这样工作过程中工质无相变,对机器部件无腐蚀。SC系统整个系统运转平稳、噪声小、磨损小,因而使用寿命长;缺点是结构复杂,密封要求严格,制造工艺水平要求相当高,因而早期研究进展缓慢。20世纪60年代以来各国竟相发展斯特林发动机技术,到目前为止已取得很大进展。NASA的先进太阳能热动力发电计划(ASD)重点要研究发展斯特林发动机技术。3能源热能源发电系统的研究与开发3.1空间太阳能热动力发电系统空间试验研究空间太阳能热动力发电系统是20世纪中期提出的一种空间电力供应技术,美国从20世纪60年代就开始了大量相关技术的研究。图3是自由号空间站上太阳能热动力发电系统的结构和安装位置示意图。典型的太阳能热动力发电系统由四大部件组成:太阳能聚能器,吸热/蓄热器,能量转化部件,辐射器。20世纪80年代开始,自由号空间站(SSF-SpaceStationFreedom)的研究很大地推动了空间太阳能热动力发电技术的发展,使得这一技术即将达到实用的目标。德国、俄罗斯、日本等国也都开展了大量的相关研究。自由号空间站最初的设计中,电源系统的总功率为300kW。最初的25kW或75kW为光伏太阳能电池系统,其余的275kW或225kW由空间太阳能热动力发电系统模块构成,其中每个热动力发电系统模块为25kW或37.5kW。采用光伏系统和热动力系统组合方案的主要原因是太阳能热动力发电系统不能自启动。在空间站的初始阶段,必须利用光伏供电系统保证空间站的运行,并启动太阳能热动力发电系统。自由号空间站在经过多次重大的结构改变和政策调整,最终转化为现在的国际空间站。空间站的电源系统设计也进行了很大改变,系统功率减小到110kW,并且基本采用光伏硅太阳能电池板与镍-氢蓄电池的组合方式。自由号空间站电源系统的研究很大地促进了空间太阳能热动力发电系统的研究。其主要研究成果是1994年底在NASA的Lewis研究中心成功地建立了世界上第一套太阳能热动力发电系统地面样机,1995年2月17日,空间太阳能热动力发电系统2kW地面样机在美国NASALewis研究中心成功实现了2kW电力输出,在经过近千小时的启动、运行、停机试验后,系统效率和可靠性均达到设计要求,标志着这一对未来空间探索有重要意义的技术进入了一个新的阶段。经过近千小时成功的地面试验后,2kW空间太阳能热动力发电系统样机研究的下一目标是进行空间运转试验,以测试系统空间应用的可靠性,并解决运输、发射、空间安装、操作等可能存在的问题。美俄1994年开始进行空间合作计划后,曾计划于1997年在和平号空间站进行2kW空间太阳能热动力发电系统空间试验。试验计划由美俄合作完成,其中美国提供吸热/蓄热器和电力转化部件,俄罗斯提供太阳光反射器和辐射器。如果试验结果比较满意,将用于国际空间站的部分供电需求。由于飞行计划的改变,试验被推迟到2002年在国际空间站进行,并可能用于国际空间站的部分电力供应。3.2妇女技术的发展太阳能热动力发电系统主要由以下部件组成:太阳能聚能器,吸热蓄热器,能量转换装置和辐射散热器。(1)sd装置的设计空间太阳能聚能器采用点聚焦旋转抛物面盘式反射镜,要满足高聚焦比、高效率和质轻的要求。NASA喷气推进实验室和能源部自1974至1984年研制了28个不同尺寸的反射镜,其光学精度要求与空间太阳能热动力电源相当。20世纪80年代美国洛克威尔公司火箭动力分部建立了一个太阳能集热试验装置,在该装置上进行LiOH的蓄热试验。抛物镜当量直径为11.3m,由328块矩形曲面镜组成。SSF25kW电源的聚能器是偏置式结构,可以减小其他部件对阳光的遮挡,并且SD装置的质心可以安排靠近空间站的桁架结构,从而节约质量,降低引起动力或控制问题的风险。聚能器由19块六角形盘片组成,每块盘片内有24块三角形反射镜面。2kW地面演示计划的聚能器由7块小六角形盘片组成,每块盘片内有6块三角形反射镜面。(2)太阳能热动力发电系统地面试验的现状吸热蓄热器是空间站太阳能热动力发电系统(SDPSS)中一个关键的研制项目,也是国际上自20世纪60年代开始的SDPSS中投入力量最多的一个部件。这是由于CBC和SC动力装置各部件中,只有吸热器(HR)既没有同类的地面设备可以移值,也没有已经用于空间的类似部件可以借鉴;另外HR的质量通常占整个SDPSS的1/3以上,降低它的质量对减少SDPSS的质量有重大意义;同时在微重力条件下相变材料(PCM)容器内的物理过程在理论上相当复杂,地面试验也比较困难,研制难度较大。对HR的研制,不仅在技术上有许多难题尚未解决,而且基础比较薄弱,尤其是高温相变储热研究几乎还是空白,故进行这方面的研究很有必要,对未来空间高效电源的发展有重要的影响。吸热蓄热器集吸热和蓄热功能于一身,通常简称作吸热器。吸热器吸收聚能器反射过来的太阳能,除加热循环工质外,多余的热量由蓄热材料储存起来,一般利用材料的固液相变储存热量,故蓄热材料又称相变材料。相变材料应具有与循环最高温度相近的熔点,大的相变潜热,高密度、高导热系数,能够长期稳定工作,而且和容器材料的相容性较好。当前研究得最多的是氟盐,如LiF、CaF2等,因为其熔点与循环最高温度比较接近。缺点是发生固液相变时体积收缩很大,热导率较低。金属材料因具有很高的熔化热,且容易找到熔点和循环最高温度相近的材料,相变时体积变化不大,又有优良的导热性能,若能找到合适的容器材料,将是强有力的竞争者。20世纪60年代开始的吸热/蓄热器腔体的设计提出三种形状的设计方案,球形、锥形和柱形。球形和锥形腔体的设计主要是考虑吸热腔形状与入射太阳光强度分布相适应,达到最好的传热效果和较小的热应力。圆柱腔型吸热/蓄热器是20世纪80年代设计的主要思想,结构复杂性大大降低。图4是Allied-Signal公司为自由号空间站设计的25kW吸热/蓄热器结构图及蓄热容器的结构示意图。可以看出这种结构相对前面的几种方案,简单了许多。腔体的长度和直径是根据入射热流和空间发射体积要求所确定的。它采用了多根换热管平行分布在吸热腔内壁,换热管的两端通过入口、出口环形导管连接在一起,再连接到入口、出口总管。换热管由蓄热单元套装在工质导管外构成。蓄热单元为一个个分离的环形容器,内部充装PCM。PCM封装在分离的小容器内这一设计方案被认为是吸热/蓄热器设计中非常重要的思想,既保证了通过容器侧壁强化换热也防止了单个容器的失效对整个吸热/蓄热器性能的影响。这种设计方案也是NASA2kW空间太阳能热动力发电系统地面试验采用的形式,是目前比较合理、制造较简单、性能和可靠性都可以保证的设计方案。特别是经过了太阳能热动力发电系统地面试验整体运行,实际验证了其可行性和可靠性,这一方案也成为先进吸热/蓄热器设计的基础。国内方面,北京航空航天大学在“863计划”的资助下,参考国际最新研究进展,进行了“吸热/蓄热器关键技术研究”:建立了微重力下PCM容器内相变传热过程的数学模型,对PCM的三维相变传热过程进行了研究,编写了热分析计算软件;在模拟太阳热流的情况下,用空气作循环工质,在地面环境模拟真空环境下完成了吸热/蓄热器单元换热管的蓄、放热实验;完成了2kW吸热/蓄热器热设计,研制出了可用于吸热/蓄热器样机的单根换热管样件;验证了换热管样件的热性能,并对2kW整机吸热器各部件的材料和制造工艺进行了初步研究,为样机的研制打下了基础。(3)发电系统测试能量转换装置包括热机和发电机,热机工质推动热机做功,带动发电机发电。NASA刘易斯研究中心和Garrett公司从20世纪60年代到70年代曾研制过3kW、10kW和2.5kW三种CBC型能量转换装置。3kW样机作为原理样机,验证了CBC型发电系统的可行性。10kW样机用分子量为83.8的氦氙混合气体为循环工质,累计运行了4万多小时,试验表明该机具有良好的变工况性能。SSF电源系统的能量转换装置与10kW样机类似,循环工质的分子量为40,整个装置更紧凑。1991年美国Sandia国家实验室完成了25kW自由活塞发动机设计。NASA刘易斯研究中心为满足今后空间任务的要求,正集中力量研究SC型SD发电装置。随着近些年技术的不断进步,日本,德国等国已经制造出用于空间站太阳能热动力系统的小型斯特林装置样机并进行了多项试验。NASA2kW实验时的电力转化系统采用微型布雷顿旋转单元(MBRU-MiniBraytonRotatingUnit),将从吸热/蓄热器吸收的热量转换为电能。转化单元由涡轮-发电机-压缩机(TAC-Turbine,Alternator,Compressor)组成。压缩机为单级径流压缩机,发电机为单轴4极电机。电机轴由2个滑动轴承和一个推力轴承支撑。轴承腔利用压缩机抽气冷却。转动部件设计转速为52000r/min,试验中达到58000r/min。中国对大型涡轮机械有很强的研究开发实力和丰富的技术积累,但小型的涡轮机械的水平还不够,还需要研制与太阳能热动力系统配套的小型高速电机。(4)辐射器件系统辐射散热器作为航天器温控系统的主要部件,具有较丰富的使用经验,技术也比较成熟。泵液回路式辐射散热器在阿波罗飞船、天空实验室和航天飞机上都有应用。SSF电源系统也采用泵液回路式辐射散热器,由8块8.7m×2.5m的辐射板和柔性液体输送管组成,辐射板为铝面板和铝蜂窝组成的多层板,表面喷涂高发射率、低吸收率的Z-93白色涂层。除泵液回路式以外,还有热管式散热器。热管式散热器散热效率高、面积小、可靠性高,是今后辐射散热器的发展方向。4其它对能器设备的运行控制和运行条件空间太阳能热动力发电系统的研究是一个投入较大的项目。它所包括的四大部件在材料、设计、工艺方面都比较复杂,特别是太阳能聚能器、吸热/蓄热器及电力转化部件中的高速转动部件。其它主要研究内容还包括系统正常运转的软硬件控制、太阳能聚能器的空间展开、定向装置、系统的封装和运输装置以及进行地面试验的配套装置。通过以上分析,为了加快中国太阳能热动力系统的发展,根据中国国情笔者建议应主要从以下几方面开展研究。(1)研究目标确定空间太阳能热动力发电系统的近期、远期发展目标:确定研究周期和阶段成果;初步确定试验样机的功率,进行整体论证,确定关键技术研究。(2)主要部件和热性能的研究集中力量研究关键技术,确定研究难点,进行相关研究;研制出符合工作性能和可靠性要求的样件,进行相关的地面和空间试验。1)对聚能器重点要研究可成倍降低其质量的充气式聚能器和可提高聚能效率的折射型二次聚能器。2)对吸热器应根据空间太阳能热动力发电系统的要求及设计工作条件,给出吸热/蓄热器的整体几何参数优化结果;确定吸热/蓄热器整体设计方案,进行整体结构设计,确定吸热/蓄热器其它主要部件的设计工作,集中力量研究主要部件的设计、材料、加工工艺;主要部件包括壳体、多层高温隔热层、入射挡板、出入口环形分布总管、底板等;各部件的热应力分析、可靠性及其它部件的设计、性能试验的探索,为地面样机的研制打下良好的铺垫。进一步改进蓄热器传热性能数值模型,研究吸热腔内太阳反射器入射热流的分布及其它部件对入射热流的遮挡影响;建立吸热腔壁面及各容器表面间的三维辐射反射模型,获得准确热流边界条件;建立通过吸热/蓄热器壁面散热的数学模型,获得较准确的壁面热损失;建立入射挡板的传热模型,并且分析入射挡板对太阳光反射器表面的温度影响;研究入