吳洪飛，張興娟，楊春信，曹仁鳳

(北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京100191)

1 引言

載人航天器運(yùn)行于真空環(huán)境中，其壓力控制系統(tǒng)可為航天員提供滿足生理要求的壓力環(huán)境[1-2]。載人航天器采用電解制氧和高壓氣瓶供氧兩種方式維持和控制密封艙內(nèi)的氧分壓。正常情況下，考慮到工程應(yīng)用的經(jīng)濟(jì)性和可持續(xù)性，多采用電解制氧向密封艙內(nèi)提供氧氣，當(dāng)出現(xiàn)密封艙體因微流星、空間碎片擊穿等突發(fā)事件發(fā)生氣體泄漏時(shí)，啟用高壓氣瓶應(yīng)急供氧模式，壓力控制系統(tǒng)要在規(guī)定時(shí)間內(nèi)維持艙內(nèi)氧分壓和總壓水平高于某下限值，以支持航天員進(jìn)行艙體補(bǔ)漏或進(jìn)行緊急撤離前的各種操作[3-4]。

Chahine等[5]對(duì)登月艙生保系統(tǒng)的壓力控制分系統(tǒng)的功能和運(yùn)行機(jī)制進(jìn)行了分析。戚發(fā)軔等[6]描述了載人航天器的氧分壓控制系統(tǒng)。劉偉波等[7]在對(duì)美國(guó)、蘇聯(lián)/俄羅斯以及我國(guó)已有航天器采用的大氣壓力制度分析的基礎(chǔ)上，從人體生理學(xué)、工程學(xué)角度，分析壓力制度影響因素，提出了我國(guó)發(fā)射和返回、地-月飛行、月面駐留和出艙活動(dòng)等階段的壓力制度設(shè)計(jì)方案。Theurer等[8]基于航天器生保系統(tǒng)功能，分析了泄壓過程和再次進(jìn)入密閉艙時(shí)艙壓的變化。Lafuse等[9]建立駕駛艙、中間艙、生?？刂婆摵蜌忾l艙的氣流循環(huán)，分析不同空氣流率條件艙壓的變化趨勢(shì)。

在載人航天器密封艙壓力控制方面，梁志偉等[3]利用集總參數(shù)法建立應(yīng)急狀況下艙內(nèi)壓力變化數(shù)學(xué)模型，分析不同漏孔直徑下不同應(yīng)急供氣模式艙壓的變化曲線。芮嘉白等[10]針對(duì)不同工況分析了密封艙內(nèi)總壓和氧分壓變化規(guī)律的解析解，考慮地面試驗(yàn)時(shí)大氣環(huán)境向艙內(nèi)滲漏氣體等影響因素建立理論求解方程，并設(shè)計(jì)試驗(yàn)進(jìn)行對(duì)照分析。徐向華等[11]使用集總參數(shù)模型和理想氣體模型分析艙內(nèi)氣體組分的分壓力以及總壓變化的數(shù)學(xué)模型，計(jì)算航天員在不同代謝強(qiáng)度條件采用不同氧氣補(bǔ)充方式下的壓力變化。靳健等[12-14]對(duì)不同條件下密封艙壓力控制進(jìn)行了大量模擬分析，通過集總參數(shù)方法建立艙內(nèi)氣壓控制系統(tǒng)仿真模型，利用Ecosimpro數(shù)學(xué)分析軟件平臺(tái)求解不同工作模式、不同供氧方式、不同數(shù)量艙段下密封艙內(nèi)空氣總壓和氧分壓的變化趨勢(shì)。

通過以上調(diào)研資料，目前國(guó)內(nèi)外主要針對(duì)執(zhí)行短期飛行任務(wù)和在近地軌道飛行的載人航天器的壓力控制進(jìn)行了研究，還沒有針對(duì)登月等遠(yuǎn)地飛行任務(wù)中密封艙發(fā)生泄漏應(yīng)急情況時(shí)，需要長(zhǎng)期飛行返回地面時(shí)有關(guān)艙壓控制的系統(tǒng)應(yīng)急方案。遠(yuǎn)地飛行任務(wù)中，載人航天器密封艙發(fā)生泄漏時(shí)，航天員在緊急情況下穿著連接艙內(nèi)生保系統(tǒng)的航天服維持正常生理狀態(tài)，對(duì)密封艙進(jìn)行堵漏修補(bǔ)。漏孔修復(fù)完成后需要進(jìn)行艙內(nèi)復(fù)壓，或長(zhǎng)時(shí)間撤離飛行時(shí)，壓力控制系統(tǒng)也需要對(duì)密封艙進(jìn)行復(fù)壓以滿足航天員進(jìn)食、排泄等生理需求。本文針對(duì)設(shè)定的航天器座艙條件，采用集總參數(shù)法建立密封艙壓力控制物理數(shù)學(xué)模型，仿真模擬艙壁擊穿泄漏時(shí)艙內(nèi)環(huán)境的變化規(guī)律。針對(duì)和比較壓力控制中的維持艙壓模式，重點(diǎn)提出分析周期性復(fù)壓的應(yīng)急控制方案，以及采取密封艙復(fù)壓模式情況下艙壓、氧分壓的變化趨勢(shì)，為載人航天器密封艙內(nèi)壓力控制系統(tǒng)提供理論分析和數(shù)據(jù)支持。

2 物理數(shù)學(xué)模型

密封艙發(fā)生穿孔時(shí)，艙內(nèi)氣體泄漏至外部環(huán)境，導(dǎo)致艙內(nèi)壓力發(fā)生變化。以艙內(nèi)氣體為研究對(duì)象，通過建立質(zhì)量守恒方程和氣體狀態(tài)方程，計(jì)算得到穿孔泄漏量，從而分析艙內(nèi)壓力變化機(jī)制，如式(1)～式(3)：

密封艙發(fā)生泄漏時(shí)，外界環(huán)境壓力一般為1×10-5Pa，內(nèi)外壓力比遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于超聲速臨界流動(dòng)狀態(tài)值0.528。泄漏氣體流量公式如式(4)所示：

其中，γ為比熱容比，Cd為漏孔排氣系數(shù)，本文取1[12-13]。

根據(jù)以上方程，假定人員耗氧恒定，忽略艙內(nèi)氣體正常流出，推導(dǎo)得到艙內(nèi)壓力和泄漏流量的變化公式，如式(5)～式(7)：

式中，q為進(jìn)入艙內(nèi)補(bǔ)氣質(zhì)量流量，P0為艙內(nèi)初始?jí)毫Α?/p>

3 艙體泄漏壓力變化分析

載人航天器運(yùn)行于真空環(huán)境中，在密封艙內(nèi)部配有強(qiáng)迫對(duì)流通風(fēng)系統(tǒng)，空氣對(duì)氧分壓的輸運(yùn)能力較強(qiáng)，且內(nèi)部配置有一整套的溫控系統(tǒng)，能夠維持一個(gè)相對(duì)穩(wěn)定的艙內(nèi)環(huán)境溫度。在進(jìn)行艙體泄漏壓力計(jì)算時(shí)作以下簡(jiǎn)化：

1)忽略氧分壓分布的不均勻性；

2)計(jì)算過程中密封艙氣體溫度維持在21℃；

3)航天員數(shù)量為3人，應(yīng)急情況下每個(gè)航天員耗氧速率設(shè)定為1.69 kg/d[15]；

4)艙體泄漏時(shí)，航天員完成壓力設(shè)置，穿好航天服的時(shí)間設(shè)定為1800 s；

5)密封艙初始氧分壓為21.5 kPa，安全下限為18 kPa，初始總壓為91.5 kPa；

6)艙外空間環(huán)境氣壓為1×10-5Pa；

7)密封艙漏孔通徑計(jì)算范圍是3～10 mm。

容積分別為20 m3(虛線)、30 m3(實(shí)線)的密封艙發(fā)生泄漏時(shí)的總壓變化趨勢(shì)如圖1所示。

圖1 密封艙泄露時(shí)總壓變化趨勢(shì)Fig.1 Trend of total pressure change during cabin leaking

從圖1中看出，總壓變化呈現(xiàn)指數(shù)遞減的趨勢(shì)，在泄漏初始階段近似為線性變化。漏孔通徑越大，總壓下降越快，到達(dá)1800 s時(shí)對(duì)應(yīng)的艙壓越低。對(duì)于容積為20 m3的密封艙，3 mm～10 mm漏孔直徑對(duì)應(yīng)泄漏1800 s的總壓分別在80 kPa～22 kPa之間單調(diào)遞減。對(duì)于容積為30 m3的密封艙，3 mm～10 mm漏孔直徑對(duì)應(yīng)泄漏1800 s的總壓分別在83 kPa～35 kPa之間單調(diào)遞減。同時(shí)可以看出，隨著艙體容積的增大，密封艙內(nèi)壓力下降越慢，對(duì)應(yīng)相同泄漏時(shí)間的余壓越大。

圖2為20 m3容積(虛線)、30 m3容積(實(shí)線)的密封艙在不同漏孔通徑下的氧分壓變化趨勢(shì)。從圖中可以看出，氧分壓隨泄漏時(shí)間呈現(xiàn)指數(shù)遞減趨勢(shì)。漏孔通徑越大，氧分壓下降越快，到達(dá)氧分壓安全下限18 kPa的時(shí)間越來越短。隨著艙體的增大，氧分壓下降至18 kPa所需的時(shí)間越來越長(zhǎng)。對(duì)于容積為20 m3的密封艙，只有漏孔通徑為3 mm時(shí)才同時(shí)滿足氧分壓下限和安全操作時(shí)間，漏孔通徑為10 mm時(shí)，泄漏1800 s時(shí)氧氣余壓已低于6 kPa，遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于安全要求。對(duì)于容積為30 m3的密封艙，3 mm、4 mm漏孔通徑可以滿足在安全操作時(shí)間內(nèi)氧分壓大于18 kPa，漏孔通徑大于4 mm，無法滿足安全要求。

圖2 密封艙泄露時(shí)氧分壓變化趨勢(shì)Fig.2 Trend of oxygen partial pressure change during cabin leaking

圖3 所示容積分別為20 m3(虛線)、30 m3(實(shí)線)的密封艙在不同漏孔通徑下的漏氣速率。從圖中可以看出，泄漏速率并非恒定值，而是隨著泄漏時(shí)間的增加，漏氣速率逐漸減小。在一定泄漏時(shí)間內(nèi)，泄漏通徑越大，漏氣速率越大，在泄漏末期，漏孔通徑越大，漏氣速率越小。這主要是由于漏氣速率與漏孔通徑以及漏孔兩側(cè)的壓差有關(guān)。根據(jù)泄漏流量計(jì)算公式，漏孔兩側(cè)初始?jí)翰钕嗤?，則相同的漏孔通徑具有相同的初始漏氣速率。同時(shí)可以看到漏孔通徑越大，初始泄漏流量越大，從而引起艙內(nèi)壓力的下降，艙體兩側(cè)壓差逐漸減小，因此隨著泄漏時(shí)間的增加，漏氣速率也越來越小。根據(jù)圖1、圖2也可以看出，隨著泄漏時(shí)間的增加，密封艙內(nèi)總壓和氧分壓余量越來越小，漏孔通徑越大，余壓越小，艙體兩側(cè)壓差越小，導(dǎo)致在泄漏末期大通徑漏孔的漏氣速率小于小通徑漏孔的漏氣速率。對(duì)同一漏孔通徑，密封艙容積越大，總壓下降速率越小，漏氣速率下降也越慢。

圖3 密封艙漏氣速率Fig.3 Leaking rate of sealed cabin

4 艙體復(fù)壓模式分析

密封艙發(fā)生泄漏時(shí)，通常航天員需要對(duì)艙體采取補(bǔ)漏措施，在最惡劣情況下泄漏可能無法得到修復(fù)，此時(shí)航天員要進(jìn)行撤離返回地面。為了滿足返回地面前航天員的基本生存需求，需要提供相應(yīng)的壓力環(huán)境?？梢钥紤]通過兩種方式達(dá)到提供艙內(nèi)環(huán)境壓力的目的，一種是連續(xù)性維持艙壓的模式，一種是復(fù)壓模式。

4.1 維持艙壓模式

維持艙壓模式是目前研究人員主要進(jìn)行研究分析的一種模式，采用連續(xù)不間斷補(bǔ)氣的方式將密封艙壓力維持在壓力制度的安全限內(nèi)，即維持18 kPa氧分壓、58 kPa總壓壓力制度，這是解決短期飛行達(dá)到地面的一種應(yīng)急方案，維持艙壓模式示意圖如圖4所示。密封艙發(fā)生泄漏時(shí)，艙內(nèi)氧分壓首先下降至18 kPa，此時(shí)開始向艙內(nèi)提供氧氣，維持艙內(nèi)氧分壓恒定，待艙內(nèi)總壓繼續(xù)下降至58 kPa時(shí)，開始向艙內(nèi)提供氮?dú)?，維持艙內(nèi)總壓符合壓力制度要求。

以30 m3艙體容積為例，采用維持艙壓模式，在不補(bǔ)氣的情況下，氧分壓下降至18 kPa時(shí)，4 mm～10 mm漏孔經(jīng)歷的時(shí)間和對(duì)應(yīng)的氧氣泄漏速率如表1所示，此時(shí)向艙內(nèi)提供氧氣，使補(bǔ)氣速率等于泄漏速率，從而維持艙內(nèi)氧氣壓力穩(wěn)定。

圖4 維持艙壓模式示意圖Fig.4 Schematic diagram for maintaining cabin pressure

表1 氧分壓下降至18 kPa所經(jīng)歷時(shí)間和泄漏率Table 1 Leaking time and rate for oxygen partial pressure to drop to 18 kPa

總壓下降至58 kPa時(shí)，4 mm～10 mm漏孔經(jīng)歷的時(shí)間和對(duì)應(yīng)的氮?dú)庑孤┧俾嗜绫?所示，此時(shí)向艙內(nèi)提供氮?dú)?，使補(bǔ)氣速率等于泄漏速率，從而維持艙內(nèi)總壓穩(wěn)定。

表2 總壓下降至58 kPa所經(jīng)歷時(shí)間和泄漏率Table 2 Leaking time and rate for total pressure to drop to 58 kPa

當(dāng)需要長(zhǎng)期飛行時(shí)，設(shè)定返回地面需要的時(shí)間為7天，計(jì)算得到維持18 kPa氧分壓、58 kPa艙壓7天時(shí)間所需供氣量如圖5所示。

從圖5中看出，無論采用電解制氧或高壓氣瓶供氣方式，噸級(jí)氣體需求量對(duì)于工程設(shè)計(jì)提出了巨大的挑戰(zhàn)，對(duì)于追求最優(yōu)工程效益的載人航天工程的可行性則難以滿足要求。

圖5 維持艙壓7天時(shí)間所需供氣量Fig.5 The amount of gas needed for maintaining cabin pressure for 7 days

4.2 復(fù)壓模式

通過調(diào)研已公開的資料，目前還沒有針對(duì)飛行器密封艙發(fā)生泄漏需要長(zhǎng)期飛行返回地面時(shí)有關(guān)艙壓控制的系統(tǒng)應(yīng)急方案。本文考慮到在返回地面的長(zhǎng)期飛行過程中，航天員可以使用艙內(nèi)航天服和氧氣面罩維持基本生理活動(dòng)，如果返回地面所需時(shí)間較長(zhǎng)，則采用對(duì)密封艙進(jìn)行供氣復(fù)壓并維持壓力一定時(shí)間滿足航天員進(jìn)食、排泄等生理需求，生理需求完成后，航天員再次穿戴艙內(nèi)航天服和氧氣面罩，同時(shí)不再對(duì)艙內(nèi)提供補(bǔ)氣措施。該模式即密封艙壓力復(fù)壓模式，模式示意圖如圖6所示。

圖6 復(fù)壓模式示意圖Fig.6 Schematic diagram of repressurization mode

采用氧氮混合氣補(bǔ)充艙內(nèi)氣體，補(bǔ)氣方式采用恒定速率進(jìn)行。向艙內(nèi)補(bǔ)充氣體，首先考慮滿足人體對(duì)氧氣分壓的需求，通常情況，氧分壓大于18 kPa時(shí)人體無缺氧反應(yīng)。由于漏孔沒有得到有效修復(fù)，進(jìn)行復(fù)壓控制時(shí)同時(shí)需要考慮漏孔造成的氣體泄漏情況。以氧分壓為18 kPa、艙室總壓58 kPa作為復(fù)壓下限，設(shè)定復(fù)壓時(shí)間為1200 s，模擬計(jì)算不同漏孔通徑條件下艙內(nèi)復(fù)壓時(shí)壓力變化趨勢(shì)。

圖7表示容積為30 m3的密封艙在不同漏孔通徑條件下進(jìn)行復(fù)壓時(shí)，達(dá)到18 kPa氧分壓、58 kPa總壓下限所需要的補(bǔ)氣速率。從圖中可以看出，隨著漏孔通徑的增大，經(jīng)過1200 s時(shí)間恢復(fù)艙內(nèi)壓力所需要的補(bǔ)氣速率越來越大，呈近似線性趨勢(shì)增加。密封艙發(fā)生泄漏應(yīng)急情況時(shí)，常采用高壓氣瓶供氣方式向艙內(nèi)供氣，進(jìn)行復(fù)壓時(shí)將消耗該部分氣體。容積為30 m3的密封艙在不同漏孔通徑條件下進(jìn)行1200 s復(fù)壓所消耗的氣體質(zhì)量如表3所示。

圖7 補(bǔ)氣速率Fig.7 Gas supply rate

表3 氣體消耗量Table 3 Gas consumption

上述復(fù)壓速率和氣體消耗量為達(dá)到18 kPa氧分壓、58 kPa總壓下限的最低要求，實(shí)際執(zhí)行任務(wù)時(shí)，可根據(jù)復(fù)壓時(shí)間和復(fù)壓壓力要求設(shè)定高于該速率的數(shù)據(jù)值。

圖8所示容積為30 m3的密封艙存在10 mm漏孔進(jìn)行復(fù)壓時(shí)的艙內(nèi)壓力變化趨勢(shì)。從圖中可以看出，經(jīng)過1200 s的復(fù)壓時(shí)間，艙內(nèi)氧分壓達(dá)到18 kPa，此時(shí)艙內(nèi)總壓為58 kPa，已滿足人體生理學(xué)的需求。

圖8 密封艙復(fù)壓時(shí)壓力變化趨勢(shì)Fig.8 Trend of pressure change during cabin repressurization

當(dāng)艙內(nèi)壓力恢復(fù)至氧分壓18 kPa時(shí)，需要繼續(xù)維持壓力用于航天員的生理活動(dòng)。設(shè)定每天3次復(fù)壓，每次復(fù)壓時(shí)間為 20 min，維持艙壓40 min，考慮復(fù)壓氣體消耗量、維持艙壓氣體消耗量、航天員耗氧量計(jì)算氣體需求量。不同漏孔通徑采用復(fù)壓模式，每天需求氣體量如表4所示。

表4 每天氣體需求量Table 4 Daily gas demand

計(jì)算7天需求氣體總量，與圖5結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，如圖9所示，可以看出復(fù)壓模式相比較維持艙壓模式供氣，4 mm～10 mm漏孔通徑供氣量分別減少了 44.7%、60.5%、69.4%、74.7%、78.1%、80.5%、82.1%，所需氣體大幅度減少。同時(shí)通過結(jié)合氧氣循環(huán)利用、二氧化碳轉(zhuǎn)化產(chǎn)氧等技術(shù)，可以進(jìn)一步減少航天器攜帶氣體量，為航天員安全返航提供一種解決方案。

5 結(jié)論

1)密封艙泄漏時(shí)，艙內(nèi)總壓和氧分壓的變化呈現(xiàn)指數(shù)遞減的趨勢(shì)，在泄漏初始階段近似為線性變化。泄漏速率并非恒定值，與漏孔通徑和艙壁兩側(cè)壓差有關(guān)，其值隨著泄漏時(shí)間的增加而逐漸減小。

2)針對(duì)維持艙壓模式，4 mm～10 mm漏孔通徑維持18 kPa氧分壓和58 kPa艙壓7天時(shí)間所需供氣量為數(shù)噸數(shù)量，這種氣體需求量對(duì)于工程設(shè)計(jì)提出了巨大的挑戰(zhàn)，難以滿足航天工程要求。

3)艙體進(jìn)行復(fù)壓操作時(shí)，考慮氣體泄漏情況，隨著漏孔通徑的增大，恢復(fù)艙內(nèi)壓力所需要的補(bǔ)氣速率和補(bǔ)氣量越來越大，呈近似線性趨勢(shì)增加。可以根據(jù)達(dá)到指定壓力條件的泄漏速率調(diào)整供氣速率，使得艙壓保持穩(wěn)定。

4)復(fù)壓模式相比較維持艙壓模式，維持7天飛行時(shí)間的供氣減少量可高達(dá)82.1%，所需氣體大幅度減少，為航天員安全返航提供一種解決方案。通過結(jié)合氧氣循環(huán)利用，二氧化碳轉(zhuǎn)化產(chǎn)氧等技術(shù)，可以進(jìn)一步減少航天器攜帶氣體量，這將是需要進(jìn)一步完善的主要內(nèi)容。