空间燃料电池技术发展

刘 向，张 伟，孙 毅，张新荣，王 涛

(上海空间电源研究所，上海 200245)

0 引言

目前，美国航天局(NASA)、欧空局、日本等都制定了针对未来空间探测任务的空间燃料电池开发计划。我国未来载人航天及空间探测计划也在有序开展，未来还将涵盖登月、探火等空间任务，因此对新型空间电能源技术提出了更高的迫切需求。

燃料电池的核心概念是一种“电化学池”，可直接将燃料和氧化剂中所蕴含的化学能以电化学方式转化为电能的能量转化器件，如果使用纯氢、纯氧为反应物，反应产物只有水及热能[1]。因此，氢-氧燃料电池在空间工程中具有很好的应用前景，可以与航天器、登陆器、巡视器及舱外活动装备中的电力系统、生命保障系统、推进剂系统，以及原位资源利用系统等有效兼容，对于降低发射、飞行和探测成本具有重要意义。

燃料电池技术在载人航天历史上是一项非常重要的空间电能源技术，空间燃料电池从用途上可分为一次氢氧燃料电池技术和再生氢氧燃料电池技术两大类，从电池体系上可分为碱性燃料电池(AFC)、质子交换膜燃料电池(PEMFC)[2]。下面主要介绍空间用的燃料电池技术发展现状和趋势，以及面向空间应用的主要问题及其解决途径。

1 空间燃料电池技术的发展

20世纪60年代，在载人航天技术带动下燃料电池技术得以蓬勃发展和应用。氢氧碱性燃料电池作为主电源成功应用于阿波罗(Apollo)登月飞船上，为人类首次登月做出了贡献。随后，碱性石棉膜燃料电池作为主电源还在美国太空实验室(Skylab)、Apollo-CSM、航天飞机(Shuttle)及俄罗斯的月球轨道器等其他空间飞行器上得以成功应用。1962～1965年间，质子交换膜燃料电池(PEMFC)多次在双子星座(Gemini)载人飞船飞行任务中进行应用，累计飞行时间超过了5000小时。此后，NASA还进行了350 W PEMFC生物飞船搭载试验飞行。至今美国航天飞机上仍然使用碱性石棉膜燃料电池作为主电源使用。

前苏联曾经为载人飞船开发了“Photon”碱性燃料电池电源型号产品，但进行了一次(也是最后一次)无人飞行试验。欧空局(ESA)曾制定非常庞大的碱性燃料电池研究计划，但随着其“Hermes”航天飞机计划与NASA竞争的失利，于1993年被终止。我国早在20世纪70年代也进行过以航天应用为背景的碱性燃料电池技术开发，但最终并未得到应用[3]。

由于AFC技术的应用大多局限在空间领域，其技术发展也受到了严重制约，例如:寿命较短(＜5000 h)、重量比功率低(＜49 W/kg)、体积大、反应介质仅限高纯氢氧气、维护困难等。随着20世纪材料技术的进步和民用燃料电池技术开发的热潮，质子交换膜、催化剂、双极板等单项技术都取得了长足进步。从2001年开始，美国NASA制定了第一个五年计划大力发展PEMFC技术，分两个阶段进行。第1阶段发展目标是1～5 kW电源系统，由ElectroChem公司和Teledyne Energy Systems公司分头承担。第2阶段的发展目标是10 kW级别的PEMFC系统工程样机，由Teledyne公司单独研制。项目完成后，Teledyne公司将工程样机交付NASA格林研究中心，供NASA进行各种可靠性和环境耐受性等性能测试。测试结果表明:Teledyne研制的PEMFC系统性能指标接近了目前航天飞机上使用的碱性燃料电池，寿命超过10000小时，但是重量超出25%。与现有航天应用的AFC技术相比，由于使用了主动式机械零部件(泵和分离器)导致了PEMFC系统的复杂化、重量增加，可靠性降低，因此提高系统可靠性已成为现有燃料电池技术要解决的主要问题。在NASA格林研究中心测试的PEM燃料电池系统，如图1、图2 所示[4]。

图2 NASA空间燃料电池工程样机(第二阶段)

从2005年开始，美国NASA支持新一代的空间PEM燃料电池技术的开发，以克服上一阶段研究中所暴露出的不足。2009年，首台3 kW燃料电池样机已经研制成功，如图3(a)所示。该样机的最大技术特点在于采用了具有“非流过式”静态排水和“被动式”散热的新型结构设计，进而消除了电池堆对主动式辅助系统的依赖，不但降低了寄生能耗，而且简化系统、提高可靠性。图3(b)是在实现相同功能的前提下，新技术与传统技术实物对比。

在2010年11月NASA公布的空间能源草案上明确提出了“被动式”燃料电池的开发和应用计划。有研究表明，以美国航天飞机使用的燃料电池系统为参考(功率12 kW、重量122 kg)，当工作时间超过2～3 h以上时，氢氧燃料电池与锂离子蓄电池相比优势开始显现;当工作时间超过3～5 h以上时，氢氧燃料电池比能量可达400 Wh/kg;如使用高压方式储存氢气和氧气，燃料电池的体积远大于锂离子电池;但如果使用液氢液氧方式存储，工作时间超过3 h以上的燃料电池系统体积比能量可超过150 Wh/L，工作时间超过5 h以上的氢氧燃料电池系统体积比能量就会与锂离子蓄电池相当。所以燃料电池的重量比能量、体积比能量与氢氧存储方式和存储量密切相关，低温液态储存方式是氢氧燃料电池在空间应用的最佳方案，这部分重量、体积还可与推进剂系统进行共用。例如:在美国NASA已中止的“星座”计划中设计的登月飞船，其下降段使用燃料电池作为主电源(4.5 kW@28 V，1备1)，携带液氢液氧量供燃料电池195 h连续操作使用(包括:登陆舱3h分离下降、7天月球表面运行、1天冗余)，系统总重量约为600 kg，比能量约1.5 kW/kg，这是其他电源无法比拟的。另外，燃料电池生成的水可供宇航员生活饮用和环境湿度控制，这也是燃料电池在空间应用的独特优势。而在上升返回段，预计飞行时间约3 h，燃料电池方案比锂蓄电池方案轻26%，但体积超出20%，这需要根据飞行器的总体设计进行琢情选用[4～6]。

根据国内外空间燃料电池技术的发展趋势分析，空间燃料电池具有以下特点:

(1)从体系选择上，PEM燃料电池技术逐渐取代碱性燃料电池;

(2)从系统集成上，简化电池堆和系统，降低寄生能耗。

3 空间燃料电池关键技术及其解决途径

与地面应用不同，燃料电池空间应用必须解决的问题包括:(1)简化系统、提高可靠性;(2)在多种重力环境(零重力～几倍地球重力)使用要求下，解决电池堆水管理难题[7]。目前，正在发展的被动式燃料电池技术对解决上述问题、满足空间环境使用要求具有很大潜力。

空间被动式燃料电池要解决的两个关键技术[8]。

(1)电池堆静态排水技术

电池结构设计中加入高效气-水分离膜，基于毛细力和膜分离技术解决微重力条件下电池排水和反应气体增湿、气水分离难题。

(2)电池堆传导散热技术

与航天器的热控系统兼容，在电池堆双极板结构设计中加入高效传导散热板结构，其导热能力需要在保证电池活性反应区最大温差≤10℃的前提下可将电极反应生成热传导到电池外进行散出，摆脱对循环液冷散热的依赖。常规主动式PEM燃料电池结构由阳极板、膜电极组件(MEA)、阴极板、冷却剂板组成，如图4(a)所示。阴极板上设计有沟槽式流道，用来实现反应介质在阴极表面的均匀分配，同时燃料电池阴极表面生成的水通过氧气的循环流动使其沿流道排出电池，这样介质循环流动需要外部辅助设备来维持一定的流速，同时还需要气水分离设备来从两相流中对水进行分离回收。该电池结构的设计必然导致辅助系统复杂，使燃料电池系统重量和体积增加，机械式运动部件的使用也导致寄生能耗增加，可靠性、寿命降低。

图4 PEM燃料电池结构

针对主动式PEM燃料电池技术的不足，提出一种被动排水PEM燃料电池技术，其结构如图4(b)所示。与主动式电池结构不同的是，阴极板和冷却板之间增加了一个亲水膜组件和一个排水板，阴极板由沟槽式结构改为多孔结构，依靠材料的亲水特性和表面张力的作用使阴极表面的水迁移至亲水膜表面，在膜两侧压差的作用下水被排至排水板内，然后从排水板内流出电池。该结构设计无需借助氧气循环流动来排水，从而具有减少辅助部件，降低系统重量、体积、寄生能耗，提高系统可靠性和寿命的优势。根据材料性质和孔的特性，利用表面张力作用而不依赖重力作用实现被动水传输，可解决空间微重力环境下的有效水管理问题。

空间氢氧燃料电池工作特性如图5所示，根据工作特性可以进一步计算出电池内部向外排水通量和排热通量，如图6所示。从图5、图6可以看到，如果为了获得较高效率，氢氧燃料电池设计工作点的工作电流密度一般＜400 mA·cm－2，那么每个单电池电极单位面积上的热通量约为0.3 W·cm－2，阴极侧水生成水速率约≈2 ×10－5g·cm－2·s－1。

图5 氢氧燃料电池工作特性

图6 氢氧燃料电池排热和排水通量

为实现氢氧燃料电池的被动水、热管理，需设计两种功能组件。

(1)空间PEM燃料电池双极板静态排水结构设计

双极板静态排水结构在电池中主要起到在电池全工况范围内满足排水要求(水通量≥2×10－5g·cm－2·s－1)，即达到与带气体循环泵系统相同的排水效果。气-水分离膜一般采用均相膜、复合膜或微孔膜，水在膜中的宏观扩散速度Dchem是水的活度a、水的浓度C、水的自扩散系数Ds的函数[9]

水的扩散系数不但与膜的种类、厚度、温度、渗透压等因素有关，甚至与双极板具体尺寸参数有关。根据电池堆工作特性和水通量，选择水扩散系数高、阻气性能好的膜材料，尚需进一步通过实验确定所选膜的水通量与膜含水量、温度及压力(水蒸气分压和氧气分压)、结构之间的函数关系，建立精确水渗透模型。

(2)空间PEM燃料电池双极板传导散热结构设计

面向空间应用的燃料电池工作时电极上的热通量一般≤0.3 W/cm2(电压≥0.8 V、电流≤0.4 A/cm2)，目前正在研究开发的燃料电池系统中循环液冷系统的重量比散热效率一般为400～600 W/kg。双极板的传导散热结构主要是替代目前使用的循环液冷系统，如图7所示。研究中双极板传导散热效率设计目标为≥1000 W/kg，接近现有循环散热系统的2倍。

双极板传导散热模型如图8所示[10]，传导散热结构设计中最为关键的两个物性参数是ΔT和重量M。ΔT是双极板(覆盖电极活性反应区域)所允许的最大温差，一般PEMFC为≤5℃;重量M可等效为散热板外形尺寸(长度L×宽度w×厚度t)与密度ρ的乘积。需要推导电池发热量Q、温差ΔT与外形尺寸(长度L×宽度w×厚度t)、重量M(或密度ρ)、热导率k之间函数关系，建立数值模型，为双极板散热组件构设计和材料选择提供理论指导。假设:散热结构等效为均质平板，其Q/M≥1000 W/kg、qp=0.3 W/cm2、长度L方向底边为热传导方向。

图7 具有不同热管理方式的燃料电池系统

图8 燃料电池传导散热结构模型

根据图8所示模型可以进一步计算出双极板外形尺寸设计与密度、热导率之间的关系，分别如图9、图10所示。

目前，热导系数 2000 W·m－1·K－1是已知材料的极限热传能力，其中:合成钻石材料(密度～3.5 g·cm－3)热导系数 1100 ～1800 W·m－1·K－1;热解石墨材料(HOPG，密度 ～2.3 g·cm－3)可达1500～1700 W·m－1·K－1;天然石墨材料可达～500 W·m－1·K－1;紫铜(密度 8.9 g·cm－3)可达 ～380 W·m－1·K－1;铝(密度 ～2.7 g·cm－3)可达220 W·m－1·K－1。

从图9中可看到，双极板设计散热通量0.3 W·cm－2、最大温差 ＜5℃，双极板厚度越厚热传导距离越长，即双极板尺寸可以设计越大;随着热导率的增加，双极板尺寸越大。但是如果双极板选用普通材料，最大可设计尺寸不应超过10 cm;当热导系数＞15000 W·m－1·K－1时，最大设计尺寸可超过30 cm，即可覆盖各种功率需求。

从图10中可看到，如果双极板设计散热能力1000 W·kg－1、最大温差＜5℃，所选材料密度越低热传导距离越长，即双极板尺寸可以设计越大。但是如果双极板选用普通材料，最大可设计尺寸也不应超过10 cm。所以，为了满足高功率电池堆设计要求，双极板材料必须选用密度小、热导率高的导热材料。目前，随着电子产品散热技术的发展，热管技术已达50000 W·m－1·K－1，如果将平板式热管引入到双极板结构中就可以解决散热难题，而且还可以与航天器散热系统进行有效兼容。

4 结语

在载人航天、登月及深空探测及未来空间站、月球基地或其他星球基地的建设(包括往返的运输系统)等空间任务中需要先进的能源技术，燃料电池技术是新型空间能源技术之一。从早期得到成功应用的碱性燃料电池到目前正被广泛研究的质子交换膜燃料电池，空间燃料电池技术正朝类型的升级，变主动为被动，系统构成由复杂到简单的趋势发展。集成有被动排水组件和排热组件的全被动式燃料电池堆，具有重量、体积小，系统简单，可靠性高等优点，将成为空间燃料电池重点的发展方向。随着空间燃料电池技术的不断发展和成熟，必将在未来空间探索任务中发挥重要的作用。

[1]李国欣.新型化学电源技术概论[M].上海:上海科学技术出版社，2007:447-516.

[2]衣宝廉.燃料电池的原理、技术与应用[M].北京:化学工业出版社，2003:5-8.

[3]MERCER C R，JANKOVSKY A L，REID C M，et al.Energy Storage Technology Development for Space Exploration[C]//AIAA Space 2010 Conference，Anaheim CA，AIAA-2010-813782，2010.

[4]JEEVARAJAN J.Power Goals for NASA's Exploration Program[C]//2009 AIAA Houston Chapter Symposium，Houston，TX，2009.

[5]SMITH WILLIAM A.Advanced Product Water Removal(APWR)，Fuel Cells for Space Future Missions[C]//Central Regional Meeting of the American Chemical Society，Cleveland，OH，2005.

[6]VASQUEZ A.Integrated Reactant Regulator，Ejector Pump，and Two-Stage Water Separator for Fuel Cells[C]//6th International Energy Conversion Engineering Conference，Cleveland，OH，2008，AIAA-2008-5741-682.

[7]AYERS KATHERINE E，DALTON LUKE T.Developments in Passive Fuel Cell Performance for Lunar Missions[C]//Central Regional Meeting of the American Chemical Society，Cleveland，OH，2009.

[8]BALDWIN R S.Overview of the NASA Electrochemical Energy Storage Programs[C]//IAPG Chemical Working Group Meeting，Philadelphia，PA，2008.

[9]BALDWIN R S.Electrochemical Energy Storage and Power Sources for NASA Exploration Missions[C]//10th Electrochemical Power Sources R＆D Symposium，Williamsburg，VA，2007.

[10]KENNETH A BURKE.Advanced Fuel Cell System Thermal Management for NASA Exploration Missions[C]//AIAA-2008-5795，Presented at AIAA 6th International Energy Conversion Engineering Conference，Cleveland，Ohio，2008.