于新剛，黃家榮，張 立，范宇峰

（中國空間技術(shù)研究院總體部，北京100094）

1 引言

首次載人交會對接任務(wù)由天宮一號和神舟九號（SZ-9）共同完成，即前者作為目標(biāo)飛行器是對接目標(biāo)，后者運(yùn)輸飛船是追蹤飛行器。SZ-9載人飛船的飛行任務(wù)是在SZ-8飛船的基礎(chǔ)上進(jìn)一步驗(yàn)證航天員手控交會對接技術(shù)，在組合體狀態(tài)下載人飛船與目標(biāo)飛行器成為一個(gè)整體。在神舟九號任務(wù)中，熱控設(shè)計(jì)的主要目標(biāo)是：

①保證整船儀器設(shè)備和結(jié)構(gòu)的溫度，特別是大量交會對接關(guān)鍵設(shè)備的溫度；

②在環(huán)控生保系統(tǒng)的配合下實(shí)現(xiàn)對密封艙內(nèi)溫濕度、風(fēng)速的控制；

③保證對整船熱量的收集、傳輸、利用；

④實(shí)現(xiàn)船上廢熱向外部空間的排散。

相比較“第一步”載人飛船，神舟九號增加了交會對接和停靠工況。分析任務(wù)需求，熱控設(shè)計(jì)的難點(diǎn)在于下面幾個(gè)方面：

①工作模式多，功耗變化大。飛船存在自主飛行和?？績煞N工作模式，因此其功耗變化比較大，在對接前交會對接設(shè)備開機(jī)，功耗接近2kW，在停靠階段只有少量平臺設(shè)備開機(jī)，功耗只有幾百瓦，此外，運(yùn)輸飛船是按照標(biāo)準(zhǔn)載人飛船設(shè)計(jì)，能適應(yīng)0～3人；

②存在低溫?？磕Ｊ?。在與目標(biāo)飛行器完成對接后絕大多數(shù)設(shè)備關(guān)機(jī)，飛船處于類似于“休眠”的狀態(tài)，此時(shí)要保證整船的溫度滿足要求，對熱控設(shè)計(jì)是個(gè)挑戰(zhàn)；

③新增交會對接設(shè)備。有的功耗很大、有的無功耗、有的控溫范圍要求很嚴(yán)，因此也必須開展針對性的主被動熱控設(shè)計(jì)。

2012年6月16 日神舟九號載人飛船搭載3名航天員順利發(fā)射升空，飛行試驗(yàn)結(jié)果表明，在飛行各階段，整船儀器設(shè)備溫度及密封艙氣體溫濕度均滿足指標(biāo)要求，熱控設(shè)計(jì)具有良好的調(diào)控能力和適應(yīng)能力。

2 熱控設(shè)計(jì)

在繼承之前飛船熱設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)[1，2]的基礎(chǔ)上，針對神舟九號任務(wù)需求進(jìn)行了熱控設(shè)計(jì)。設(shè)計(jì)的基本思想是三艙獨(dú)立設(shè)計(jì)，然后通過流體回路來實(shí)現(xiàn)對三艙熱量的收集、傳輸和統(tǒng)一排散。整個(gè)流體回路是一個(gè)雙回路系統(tǒng)，內(nèi)回路從密封艙內(nèi)收集熱量、通過中間換熱器傳遞給外回路，由外回路統(tǒng)一排散，這也是目前大型載人航天器常用方案[3，4]。

交會對接任務(wù)組合體狀態(tài)下，密封艙內(nèi)熱耗較少，熱控設(shè)計(jì)重點(diǎn)采取了以下措施來提高密封艙內(nèi)氣體、設(shè)備溫度：

①提高外回路控溫點(diǎn)，沿用神舟八號飛行的成功經(jīng)驗(yàn)，在組合體飛行階段，通過注入指令調(diào)節(jié)控溫點(diǎn)溫度，在保證外回路工質(zhì)溫度高于冰點(diǎn)的前提下，減少輻射器散熱，提高密封艙氣體溫度；

②提高返回艙熱控涂層的吸收比，為增加返回艙吸收的熱量，提高艙內(nèi)溫度；

③減少密封艙內(nèi)冷板數(shù)量，并對冷板背面進(jìn)行熱控包覆。。

④軌道艙儀器板和艙體之間采取隔熱措施。為減少艙體漏熱在軌道艙儀器板和艙壁之間增加隔熱墊，提高艙內(nèi)溫度。

⑤載人飛船與目標(biāo)飛行器對接完成后，飛船軌道艙前艙門打開，與目標(biāo)飛行器密封艙形成一體，航天員將目標(biāo)飛行器一側(cè)的熱支持軟管拉至飛船返回艙，從返回艙抽風(fēng)，風(fēng)量約為7m3/min。熱氣體從目標(biāo)飛行器實(shí)驗(yàn)艙經(jīng)過軌道艙，流至飛船返回艙，如此循環(huán)，形成目標(biāo)飛行器對載人飛船的熱支持。

圖1 單相流體回路示意圖

3 性能評價(jià)

3.1 密封艙氣體溫度

圖2 返回艙氣體溫度

圖2、圖3分別給出了軌道艙和返回艙的氣體溫度。密封艙氣體溫度在20～25℃之間，適宜航天員的在軌生活和工作。在自主飛行期間由于返回艙功耗遠(yuǎn)大于軌道艙，因此其氣體溫度高于軌道艙，而在?？恐笥捎诜祷嘏撏鉄o多層隔熱材料，漏熱較多，而且目標(biāo)飛行器的熱支持送風(fēng)先經(jīng)過軌道艙，因此軌道艙氣體溫度高于返回艙。由于返回艙涂層吸收比提高，因此其溫度比改進(jìn)之前提高1～2℃。此外由于目前密封艙內(nèi)氣體溫度未進(jìn)行閉環(huán)控制，因此密封艙內(nèi)氣體溫度隨著設(shè)備開關(guān)機(jī)以及姿態(tài)變化等因素影響發(fā)生波動，特別是在自主飛行和?？康墓ぷ髂Ｊ睫D(zhuǎn)換時(shí)氣體溫度變化明顯。

圖3 軌道艙氣體溫度

在組合體運(yùn)行期間，飛船密封艙與目標(biāo)飛行器實(shí)驗(yàn)艙之間的氣體溫差在3～4℃之間，根據(jù)熱支持的風(fēng)量計(jì)算得到目標(biāo)飛行器對運(yùn)輸飛船的熱支持在350～500W之間，與設(shè)計(jì)值和熱平衡試驗(yàn)結(jié)果相符，目標(biāo)飛行器的熱支持很好的保證了停靠期間飛船密封艙的氣體溫度。

3.2 密封艙濕度

密封艙內(nèi)濕度控制在自主飛行階段主要通過軌道艙和返回艙內(nèi)的冷凝干燥組件實(shí)現(xiàn)，在?？慷物w船不除濕，主要由目標(biāo)飛行器控制整個(gè)組合體的濕度。圖4、圖5為軌道艙和返回艙的相對濕度的變化，軌道艙的相對濕度50～70%之間波動，返回艙相對濕度在30～50%之間波動。軌道艙是航天員生活產(chǎn)濕較多的區(qū)域，因此其濕度大于返回艙濕度，另外一方面軌道艙濕度傳感器由于比較靠近艙壁，其附近溫度較高，導(dǎo)致相對濕度較高，軌道艙內(nèi)大部分區(qū)域相對濕度低于這一數(shù)值。

圖4 軌道艙氣體相對濕度

圖5 返回艙氣體相對濕度

入軌后包括組合體飛行初期，密封艙內(nèi)濕度較高，在目標(biāo)飛行器采取深度除濕后，艙內(nèi)的濕度顯著降低，表明目標(biāo)飛行器對組合體濕度控制的作用明顯。此外由于密封艙內(nèi)濕度沒有閉環(huán)控制因此隨著人員活動和在軌工作模式的轉(zhuǎn)換有所波動。

3.3 流體回路

流體回路系統(tǒng)是主動熱控的核心，在流體回路系統(tǒng)中通過溫控閥的動作調(diào)節(jié)通過輻射器和輻射器旁路的工質(zhì)流量，從而實(shí)現(xiàn)對回路溫度的控制。圖6給出了流體回路控溫點(diǎn)的變化，以及對應(yīng)溫控閥角度的變化。在自主飛行階段控溫點(diǎn)為8℃，?？侩A段為提高艙內(nèi)溫度，控溫點(diǎn)改為12℃，溫度控制良好，控溫的精度在0.5℃以內(nèi)。在熱控預(yù)冷階段，控溫點(diǎn)設(shè)置為2℃，此時(shí)溫控閥已開至最大，說明已達(dá)到回路系統(tǒng)的調(diào)節(jié)極限。

圖6 流體回路控溫點(diǎn)溫度及溫控閥角度

流體回路系統(tǒng)通過連接內(nèi)、外回路的中間換熱器將回路中密封艙內(nèi)的熱量轉(zhuǎn)移至輻射器進(jìn)行排散。圖7表示了通過中間換熱器的換熱量，?？科陂g通過中間換熱器的換熱量約為200W，自主飛行期間約為600W。在?？科陂g由于冷凝干燥組件未工作，因此不從氣體中帶走熱量，而內(nèi)回路冷板上開機(jī)的設(shè)備功耗約為70W，因此流體回路管路以及冷板上設(shè)備導(dǎo)致的不可控漏熱達(dá)到了130W。所以通過提高熱控外回路溫度從而進(jìn)一步減少密封艙漏熱提高密封艙氣體溫度仍有余量。

3.4 交會對接設(shè)備

圖7 內(nèi)回路和外回路之間換熱量

大量交會對接設(shè)備是交會對接任務(wù)的關(guān)鍵設(shè)備，這些設(shè)備大部分時(shí)間處于關(guān)機(jī)封存狀態(tài)，交會對接期間開機(jī)，功耗變化很大，需要采取針對性的熱控措施。交會對接設(shè)備在軌溫度變化如圖8所示，從圖中可以看出設(shè)備溫度良好，高低溫段均滿足設(shè)備工作溫度要求，且有余量，可以滿足交會對接任務(wù)需要。

微波雷達(dá)主機(jī)、交會對接燈等均是交會對接新增設(shè)備，微波雷達(dá)主機(jī)功耗超過70W，交會對接燈功耗超過50W，這些設(shè)備均在交會對接段集中開機(jī)，設(shè)備功耗大。為解決其散熱問題，微波雷達(dá)主機(jī)熱控采用了風(fēng)機(jī)強(qiáng)制對流的方式散熱；交會對接燈采取包覆多層，并開散熱面的方式保證了高低溫段的工作需求。飛行結(jié)果表明上述熱控措施有效，證明了熱控設(shè)計(jì)的正確性。

圖8 交會對接設(shè)備溫度

3.5 飛行數(shù)據(jù)分析及地面測試結(jié)果比對

熱控系統(tǒng)在研制過程中為了驗(yàn)證熱控設(shè)計(jì)進(jìn)行分析和試驗(yàn)驗(yàn)證工作，熱分析和熱平衡試驗(yàn)的結(jié)果也得到了飛行數(shù)據(jù)的驗(yàn)證，所有儀器設(shè)備的分析值與飛行值以及熱平衡試驗(yàn)與飛行值之間的偏差標(biāo)準(zhǔn)差小于2℃，這里重點(diǎn)給出密封艙內(nèi)氣體溫度值的一個(gè)比較。從結(jié)果看，計(jì)算和熱平衡試驗(yàn)的結(jié)果比較接近，差別均在2℃以內(nèi)，驗(yàn)證了熱分析和試驗(yàn)的正確性。

表1 密封艙內(nèi)氣體溫度比對

4 結(jié)論

通過飛行任務(wù)經(jīng)驗(yàn)，SZ-9載人飛船熱控設(shè)計(jì)，可以得到以下的主要技術(shù)成果：

（1）首次驗(yàn)證了熱控設(shè)計(jì)適應(yīng)自主飛行和有人?？康亩喾N工作模式的能力

通過減少艙體漏熱、靈活設(shè)置流體回路控溫點(diǎn)、提高涂層的吸收比和通風(fēng)熱支持的方式，密封艙內(nèi)氣體溫度大幅度提高，滿足了3人飛行對熱控分系統(tǒng)的控溫控濕要求，滿足交會對接任務(wù)的需求，此外在熱控設(shè)計(jì)驗(yàn)證過程中形成的地面熱試驗(yàn)中應(yīng)用組合體熱邊界模擬技術(shù)，熱、流動一體化集成仿真分析，將為后續(xù)的研制工作提供寶貴經(jīng)驗(yàn)。

（2）高適應(yīng)能力的單相流體回路設(shè)計(jì)與地面驗(yàn)證技術(shù)

通過采用流體回路工質(zhì)脫氣以及大容量補(bǔ)償器的配置，實(shí)現(xiàn)了低溫?？繒r(shí)單相流體回路的正常工作，是對前期流體回路技術(shù)的一個(gè)突破，同時(shí)通過1：1流體回路試驗(yàn)，驗(yàn)證了交會對接高熱負(fù)荷與停靠飛行低熱負(fù)荷下流體回路控溫算法和控溫精度的方法也得到驗(yàn)證。

（3）載人飛船組合體飛行時(shí)，為減少流體回路帶走熱量，可考慮關(guān)閉內(nèi)回路，從而提高密封艙內(nèi)氣體溫度。

（4）對于載人飛船由于流體回路控溫點(diǎn)設(shè)置較高，不利于除濕，艙內(nèi)濕度高，要進(jìn)一步降低艙內(nèi)氣體濕度，需要采取措施，降低回路控溫點(diǎn)?！?/p>

［1］黃家榮，范宇峰，劉炳清，盧威.神舟七號飛船熱控分系統(tǒng)設(shè)計(jì)和在軌性能評估.中國空間科學(xué)技術(shù)，2009,10（5）.

［2］范含林，黃家榮，劉慶志，張立.載人運(yùn)輸飛船流體回路方案研究.中國空間科學(xué)技術(shù)，2007，10（5）.

［3］張加迅，李勁東，侯增祺.流體回路技術(shù)在大型航天器上的應(yīng)用［C］//第六屆空間熱物理會議.廣西：北京飛行器總計(jì)設(shè)計(jì)部，2003:9-14

［4］ Joe Chambliss，Gary Rankin，Tim Bond.The State of ISS ATCS Design，Assembly and Operation［J］.SAE，2003，1（1）:5-18