艙內(nèi)失壓下航天員熱舒適度和散熱量仿真

方明元，王 晶，李西園，畢研強(qiáng)

(1. 可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點(diǎn)試驗(yàn)室，北京 100094；2. 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094)

0 引 言

在載人航天任務(wù)中，工藝缺陷、微流星撞擊、環(huán)控生保系統(tǒng)自身缺陷等原因引起的座艙失壓是可能造成任務(wù)成敗的最為嚴(yán)重故障之一[1]。在飛船、空間站發(fā)生失壓故障時(shí)，航天員需穿著應(yīng)急壓力服，啟動(dòng)航天器自主返回程序[2]，依靠應(yīng)急壓力服供給氧氣,滿足人員返回地面前的氧和散熱需求。但在未來載人登月任務(wù)中，航天器返回地球的時(shí)間將遠(yuǎn)遠(yuǎn)長于現(xiàn)有近地軌道航天器的返回時(shí)間，在極端情況下甚至可達(dá)一周，現(xiàn)有應(yīng)急壓力服不具有如此長時(shí)間工作的能力。針對載人登月任務(wù)中的應(yīng)急壓力防護(hù)問題，阿波羅計(jì)劃中使用了與艙外服共用系統(tǒng)的應(yīng)急壓力服來滿足座艙失壓防護(hù)的要求[3]，Artemis計(jì)劃中使用了新設(shè)計(jì)的內(nèi)循環(huán)式艙內(nèi)應(yīng)急壓力服，可以滿足6天的應(yīng)急生保需求[4]。由于我國目前的艙內(nèi)應(yīng)急壓力服(艙內(nèi)航天服)使用的是開式循環(huán)工作模式，這會(huì)帶來較高的資源消耗，無法用于長期生保，所以需要探討基于目前艙外服生保的可行性。由于艙外航天服自身背包供給時(shí)間有限，因此需要采用艙外航天服與艙內(nèi)生命保障系統(tǒng)配合來維持生存的方式，系統(tǒng)工作模式如圖1所示。其中艙外航天服用于維持航天員生存的壓力環(huán)境，同時(shí)通過通風(fēng)循環(huán)為航天員供給氧氣并去除二氧化碳及水蒸氣，通過液冷循環(huán)排除人體的產(chǎn)熱。

圖1 艙內(nèi)壓力防護(hù)系統(tǒng)工作模式示意圖Fig.1 Working mode of cabin pressure protection system

在長時(shí)間的生保過程中，如何提高航天員在穿著航天服狀態(tài)下的舒適性和工作能力，評估不同工況下系統(tǒng)消耗的物質(zhì)與能量，是在應(yīng)急壓力防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)階段所必須考慮的問題之一。針對艙外航天服的散熱能力和熱舒適度等問題， NASA與其合作單位開發(fā)了多套人-航天服熱模型，如ASDA[5]、SINDA EMU[6]、MPLSS[7]、CPLSS[8]等，但其所使用的人體熱模型結(jié)構(gòu)較為簡單，血液系統(tǒng)建模與實(shí)際情況存在較大差異[9]，并且模型使用“熱積”來表示人體的熱舒適性不夠直觀；國內(nèi)袁修干[10]、邱義芬等[11-12]和王晶等[13]研究者也建立過人-航天服模型，但未對系統(tǒng)散熱量和熱舒適度等進(jìn)行深入研究。本文基于Matlab建立了人-航天服數(shù)值仿真模型，計(jì)算了不同的艙內(nèi)溫度、艙內(nèi)壓力、人體活動(dòng)量和艙外航天服液冷通風(fēng)服的入口溫度下人體的熱舒適度、系統(tǒng)所需散熱量和通風(fēng)氣體濕度，為未來系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供參考。

1 人體熱模型的建立

人-航天服熱模型包括兩部分模型：人體熱模型和航天服熱模型。人體熱模型同于預(yù)測各種環(huán)境下人體從皮膚到核心的溫度場，建模時(shí)通常將人體結(jié)構(gòu)簡化為多個(gè)圓柱體或球體等簡單幾何體節(jié)段，并在各個(gè)節(jié)段進(jìn)行組織層劃分，考慮組織中的熱傳導(dǎo)、組織自身代謝產(chǎn)熱和血液換熱。為了反映人體作為恒溫動(dòng)物對外界環(huán)境變化做出的溫度調(diào)節(jié)行為，模型將人體熱調(diào)節(jié)系統(tǒng)簡化為了負(fù)反饋控制系統(tǒng)，根據(jù)皮膚溫度和核心溫度與標(biāo)準(zhǔn)溫度的偏差生成控制信號來控制人體模型的肌肉代謝產(chǎn)熱、皮膚血流量和皮膚的出汗量，以此來維持人體溫度保持在恒定水平。

本文人體熱模型基于Fiala模型建立[14]，為了考慮航天服內(nèi)不均勻溫度環(huán)境對人體體表溫度的影響，本文將人體節(jié)段重新劃分為為19節(jié)段，如圖2所示，即頭部、面部、頸部、胸部、腹部，以及兩側(cè)的肩部、上臂、下臂、手部、大腿、小腿、腳部。各節(jié)段組織層的劃分和組織參數(shù)與Fiala模型保持一致。在人體傳熱計(jì)算方面，人體各個(gè)節(jié)段被簡化為單層圓筒壁導(dǎo)熱，使用了有限差分法對空間進(jìn)行離散化，并使用克蘭克-尼科爾森(Crank-Nicolson)方法對線性方程組進(jìn)行了求解。人體血液傳熱模型、主動(dòng)系統(tǒng)模型和熱舒適度模型均采用了Fiala模型計(jì)算方法。模型能夠?qū)θ梭w溫度場和熱舒適度進(jìn)行預(yù)測，在穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)高低溫環(huán)境下均可以保持和原Fiala模型一致的良好預(yù)測精度。

圖2 人體熱模型節(jié)段劃分示意圖Fig.2 Segmental division of human thermal model

人體熱模型中熱舒適度模型采用常用的7點(diǎn)法對熱舒適度進(jìn)行評分，其評分值與人體熱感覺的對應(yīng)情況見表1。

表1 熱感覺評分值及其對應(yīng)熱感覺Table 1 Thermal sensation vote and its corresponding thermal sensation

2 航天服熱模型的建立

航天服熱模型是人體熱模型的邊界，描述的是熱量從人體皮膚傳到航天服內(nèi)部再到外界環(huán)境或生保系統(tǒng)的過程，輸出量是航天服各結(jié)構(gòu)的溫度場。航天服熱模型主要對航天服的三個(gè)主要熱學(xué)結(jié)構(gòu)進(jìn)行建模：液冷服、通風(fēng)服和壓力服。

液冷服為艙外航天服中用于人體散熱的主要熱部件，由基礎(chǔ)服裝和換熱管網(wǎng)組成?；A(chǔ)服裝為彈性緊身服，覆蓋在人體除頭、手、足部位以外的皮膚表面。換熱管網(wǎng)位于基礎(chǔ)服裝外側(cè)，其中的冷卻液流經(jīng)上下肢及軀干后到達(dá)出水管，流入生保系統(tǒng)經(jīng)過降溫處理后，再返回到液冷服入口對航天員進(jìn)行冷卻散熱。

通風(fēng)服用于保證服裝內(nèi)的氣體成分、壓力，排除二氧化碳和水汽，并對服裝內(nèi)溫度進(jìn)行輔助控制。通風(fēng)氣體為氧氣，由頭盔送入，通過體表由上向下流至四肢及軀干，到達(dá)四肢末端后進(jìn)入抽氣管道并從服裝胸部的出氣口流出，通風(fēng)氣體流出后經(jīng)過降溫、凈化處理，再被送到頭盔循環(huán)使用。

壓力服位于航天服的最外側(cè)，將航天服內(nèi)部和外部環(huán)境隔離開來，用于維持服裝內(nèi)壓力和隔絕外界環(huán)境。

在人-航天服熱模型中，航天服熱模型作為人體熱模型的邊界，與人體熱模型一樣劃分節(jié)段。以人體上臂節(jié)段為例，航天服熱模型各主要結(jié)構(gòu)與人體熱模型各層組織的位置關(guān)系如圖3所示。其中,假設(shè)基礎(chǔ)服裝與人體皮膚緊密接觸，沒有空氣層。忽略液冷服中液冷管路的存在，即假設(shè)冷卻液直接與基礎(chǔ)服裝進(jìn)行傳導(dǎo)換熱，通風(fēng)氣體直接與冷卻液進(jìn)行對流換熱，壓力服內(nèi)側(cè)直接與冷卻液發(fā)生輻射換熱。

圖3 上臂節(jié)段中航天服熱模型各主要結(jié)構(gòu)其與人體熱模型各層組織的位置關(guān)系Fig.3 The relative position between the main structures of the space suit thermal model and the tissue layers of upper arm segments of human thermal model

由于不需要考慮材料內(nèi)部的溫度分布，模型采用集總參數(shù)法建立，即將圖3中航天服各主要傳熱結(jié)構(gòu)簡化為溫度節(jié)點(diǎn)。對于有基礎(chǔ)服裝覆蓋的節(jié)段，航天服結(jié)構(gòu)簡化為5個(gè)節(jié)點(diǎn)：基礎(chǔ)服裝節(jié)點(diǎn)、冷卻液節(jié)點(diǎn)、通風(fēng)氣體節(jié)點(diǎn)、壓力服內(nèi)側(cè)節(jié)點(diǎn)和壓力服外側(cè)節(jié)點(diǎn)。航天服內(nèi)的傳熱簡化為節(jié)點(diǎn)間的傳熱，傳熱過程如圖4所示，其中虛線圓表示節(jié)點(diǎn)，虛線表示傳熱路徑，T表示節(jié)點(diǎn)溫度(K)，Q表示節(jié)點(diǎn)間的傳熱量(W)，下標(biāo)sk、clw、w、v、clin、clout分別表示皮膚節(jié)點(diǎn)、基礎(chǔ)服裝節(jié)點(diǎn)、冷卻液節(jié)點(diǎn)、通風(fēng)氣體節(jié)點(diǎn)、壓力服內(nèi)側(cè)節(jié)點(diǎn)、壓力服外側(cè)節(jié)點(diǎn)。下標(biāo)a、r和solar分別表示艙內(nèi)氣體、艙壁和太陽輻射。

對于無基礎(chǔ)服裝覆蓋的節(jié)段，如頭部、面部、手部和腳部，航天服截面均簡化為3個(gè)節(jié)點(diǎn)：通風(fēng)服節(jié)點(diǎn)、壓力服內(nèi)側(cè)節(jié)點(diǎn)和壓力服外側(cè)節(jié)點(diǎn)。其傳熱過程與圖4類似，這里不再贅述。

圖4 航天服模型內(nèi)部節(jié)點(diǎn)傳熱示意圖Fig.4 Heat transfer in space suit model

由以上傳熱關(guān)系可得各個(gè)節(jié)點(diǎn)的傳熱方程，對于基礎(chǔ)服裝節(jié)點(diǎn)

0=Qsk,clw-Qclw,v-Qclw,clin-Qclw,w

(1)

對于壓力服內(nèi)側(cè)節(jié)點(diǎn)

0=Qclw,clin+Qw,clin+Qv,clin-Qclin,clout

(2)

對于壓力服外側(cè)節(jié)點(diǎn)

0=Qclin,clout+Qclout,a+Qclout,r-Qsolar

(3)

對于溫度隨路徑變化的冷卻液節(jié)點(diǎn)和通風(fēng)氣體節(jié)點(diǎn)，分別使用以下方程：

(4)

(5)

Qsk,clw=(Tsk-Tclw)/Rsk,clw

(6)

對于各個(gè)節(jié)點(diǎn)間的熱阻R，按傳熱類型可分為接觸熱阻、導(dǎo)熱熱阻、對流換熱熱阻和輻射熱阻,其中接觸熱阻為：Rsk,clw和Rclw,w。皮膚和基礎(chǔ)服裝的接觸熱阻會(huì)受到汗液浸濕的影響，需要進(jìn)行修正，使用下式進(jìn)行估算[15]:

(7)

Rclin,clout為壓力服內(nèi)外側(cè)的導(dǎo)熱熱阻，本文模型將其簡化為平板導(dǎo)熱，使用下式估算：

(8)

式中：δclio為壓力服的厚度;λclio為壓力服的導(dǎo)熱系數(shù)。

Rclw,v，Rw,v，Rv,clin，Rsk,v和Rclout,a為對流換熱熱阻，其中Rclw,v，Rw,v，Rv,clin，Rsk,v為航天服內(nèi)通風(fēng)氣體與其他節(jié)點(diǎn)的對流換熱阻，由于模型主要應(yīng)用于太空失重環(huán)境，航天服內(nèi)通風(fēng)服的對流換熱均考慮為圓筒內(nèi)的強(qiáng)迫對流，采用下式估算[11]:

(9)

式中：D為圓筒的當(dāng)量直徑;λv為通風(fēng)氣體的導(dǎo)熱系數(shù);A為所計(jì)算傳熱區(qū)域的面積;N為努謝爾特?cái)?shù)取4.36[11]。

由于艙內(nèi)一般有通風(fēng)系統(tǒng)以保證艙內(nèi)的對流，且艙內(nèi)失壓時(shí)氣體不一定完全泄漏，因此需要考慮航天服與環(huán)境的對流換熱。Rclout,a為航天服外層與環(huán)境氣體的對流換熱熱阻，使用下式估算[16]:

(10)

式中：va為氣流液速，anat，afrc，amix為回歸系數(shù)來源于Fiala的文獻(xiàn)[16]。

由于航天服內(nèi)和航天服外界的氣壓均低于標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，而以上關(guān)于對流換熱熱阻的計(jì)算均基于標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，因此需要對對流換熱熱阻值進(jìn)行修正[17]

(11)

式中：R0為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓下的熱阻。

與輻射換熱相關(guān)的熱阻有：Rclw,clin，Rw,clin，Rsk,clin，Rclout,r，計(jì)算公式統(tǒng)一可表示為:

(12)

其中:σ為Stefan-Boltzmann常數(shù)，下標(biāo)sf和sr表示發(fā)生輻射的兩個(gè)表面，黑度εsf-sr由下式估算為[15]:

(13)

人體皮膚的溫度除了會(huì)受基礎(chǔ)服裝熱傳導(dǎo)的影響，還會(huì)受皮膚汗液蒸發(fā)的影響。汗液蒸發(fā)是人體散熱的重要組成部分，需要在航天服模型中給予考慮。人體的汗液蒸發(fā)散熱量受到通風(fēng)服內(nèi)通風(fēng)氣體濕度的影響，因此需要對通風(fēng)氣體內(nèi)的濕度進(jìn)行計(jì)算。由于通風(fēng)氣體處于流動(dòng)狀態(tài)，需要考慮其流動(dòng)路徑。如圖5所示,通風(fēng)氣體依次流過頭部、面部和頸部，然后在胸部位置75%的氣體分兩路進(jìn)入肩部，隨后進(jìn)入手臂和手部，另外25%的氣體通過胸部往下一直流動(dòng)到腳部[18]。

圖5 通風(fēng)氣體流動(dòng)路徑示意圖Fig.5 The ventilation gas flow path

(14)

其中:Qresp,wet為人體呼吸換熱的濕換熱部分熱量，λH2O為水的蒸發(fā)熱，取2256×103J/kg。

其他節(jié)段的水汽流量來源于皮膚的蒸發(fā)散熱，由下式計(jì)算:

(15)

(16)

3 模型的校驗(yàn)

為了對模型的正確性進(jìn)行評估，本文對比了NASA為航天服開發(fā)的三個(gè)穩(wěn)態(tài)工況數(shù)據(jù)[18]，這些數(shù)據(jù)通過NASA的簡化模型計(jì)算得到。三個(gè)工況描述了航天員在火星環(huán)境中以不同的代謝率活動(dòng)時(shí)航天服的穩(wěn)態(tài)參數(shù)。設(shè)置模型的邊界和輸入量與三個(gè)工況一致，見表2[19]，本模型仿真結(jié)果和三個(gè)工況的參考結(jié)果見表3。

表2 模型的邊界和輸入工況Table 2 Boundary and input conditions of the model

表3 模型仿真值與參考值Table 3 comparisons between simulation value and reference value

表3中，Tenv表示環(huán)境溫度;Penv表示環(huán)境壓力;venv表示環(huán)境風(fēng)速;Qsolar表示太陽輻射強(qiáng)度;Psuit表示航天服內(nèi)壓力;Vw,in表示冷卻液入口流量；Vv,in表示通風(fēng)氣體入口流量；Qmet表示人體代謝率;Tdew,in和Tdew,out分別表示通風(fēng)氣體入口和出口處的露點(diǎn)溫度;Tw,in和Tw,out分別表示冷卻液入口和出口處溫度;Tv,in和Tv,out分別表示通風(fēng)氣體入口和出口處溫度;Tcl,in和Tcl,out分別表示壓力服內(nèi)側(cè)和外側(cè)節(jié)點(diǎn)溫度;Qleak表示航天服漏熱量;Qwater表示冷卻液換熱量。由表3可以看出，整體上本模型仿真結(jié)果與參考值差異均低于10%，主要的差異體現(xiàn)在工況1和工況3中的Tv,out和Qwater。

對于Qwater，雖然仿真值與參考值差異最大可達(dá)16%，但由于通風(fēng)氣體換熱量Qvent較小(見表4)，因此Tv,out的差異對下文中航天服傳熱分析的影響不大。其中Qvent通過表2和表3中的Tv,in、Tv,out和Vv,in計(jì)算得到。

對于Qwater與參考值的差異主要與兩個(gè)模型計(jì)算的人體蒸發(fā)散熱量Qe(包括汗液蒸發(fā)和呼吸蒸發(fā))不同有關(guān)，若Qe增加，則通過液冷服散走的熱量Qwater減少。通過表2和表3中的Tdew,in、Tdew,out和Vv,in可計(jì)算Qe，見表4。從表4中可看出，隨著人體代謝率Qmet的增加，Qe的仿真值也增加，這和一般情況相符，而Qe的參考值反而減少，由此可以推測本模型計(jì)算的Qwater較為合理。綜上所述，可以認(rèn)為本模型計(jì)算結(jié)果具有參考價(jià)值。

表4 模型仿真額外數(shù)據(jù)Table 4 Additional simulation data for the model

4 計(jì)算結(jié)果與分析

在對艙內(nèi)壓力防護(hù)系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí)，期望航天員能在應(yīng)急返回過程中盡量保持良好的熱舒適度，同時(shí)盡量降低生保系統(tǒng)對航天服的散熱量以節(jié)約資源。為了研究熱舒適度與液冷通風(fēng)系統(tǒng)散熱量的關(guān)系，設(shè)置不同的艙內(nèi)溫度、艙內(nèi)壓力、人體活動(dòng)量和液冷通風(fēng)服入口溫度，計(jì)算穩(wěn)態(tài)時(shí)人體的熱舒適度和液冷通風(fēng)系統(tǒng)散熱量。通過對數(shù)據(jù)進(jìn)行整理，得到這些量之間的關(guān)系。其中對于冷卻液和通風(fēng)氣體的入口流量和壓力，采用“飛天”航天服的參數(shù)[20]，即航天服內(nèi)壓力設(shè)為40 kPa，冷卻水流量設(shè)為110 kg/h，通風(fēng)氣體流量設(shè)為150 L/min。

當(dāng)艙體失壓時(shí)，艙內(nèi)溫度會(huì)由于氣壓的降低而降低，分別設(shè)定艙內(nèi)溫度恒為-20 ℃和-60 ℃，人體模型的活動(dòng)量設(shè)置為100 W(靜坐狀態(tài))，計(jì)算兩種不同的艙內(nèi)溫度下航天服散熱量與熱舒適度和艙內(nèi)壓力的關(guān)系，結(jié)果如圖6和圖7所示。

圖6 -20 ℃艙內(nèi)環(huán)境下散熱量與熱舒適度和艙內(nèi)壓力的關(guān)系Fig.6 The relationship among heat loss, thermal comfort and cabin pressure when the cabin temperature is -20 ℃

圖7 -60 ℃艙內(nèi)環(huán)境下散熱量與熱舒適度和艙內(nèi)壓力的關(guān)系Fig.7 The relationship among heat loss, thermal comfort and cabin pressure when the cabin temperature is -60 ℃

從圖6和圖7可以看出，在維持相同熱舒適下，艙內(nèi)壓力越低，液冷通風(fēng)系統(tǒng)所需的散熱量越多，這是由于航天服外表面的對流散熱隨著壓強(qiáng)的降低而減弱，使得液冷通風(fēng)系統(tǒng)需要增加散熱量來維持不變的熱舒適度。由圖6～7還可以看出，當(dāng)艙內(nèi)溫度越低，壓力越高時(shí)，壓力的變化對航天服液冷通風(fēng)系統(tǒng)所需散熱量的影響越大，這是因?yàn)閴毫^低時(shí)航天服的輻射散熱成為航天服漏熱的主要部分。

下面分別設(shè)置壓力為100 Pa和10000 Pa，人體模型活動(dòng)量為100 W，計(jì)算人體熱舒適度和液冷通風(fēng)系統(tǒng)所需的散熱量隨艙內(nèi)溫度的變化，計(jì)算結(jié)果如圖8和圖9所示。

圖8 100 Pa艙壓下散熱量與熱舒適度和艙內(nèi)溫度的關(guān)系Fig.8 The relationship among heat loss, thermal comfort and cabin temperatures when the cabin pressure is 100 Pa

圖9 10000 Pa艙壓下散熱量與熱舒適度和艙內(nèi)溫度的關(guān)系Fig.9 The relationship among heat loss, thermal comfort and cabin temperatures when the cabin pressure is 10000 Pa

從圖8和圖9可以看出，艙內(nèi)溫度對航天服液冷通風(fēng)系統(tǒng)散熱量影響較為明顯，溫度每上升20 ℃，維持相同熱舒適度所需的系統(tǒng)散熱量增加20～30 W，且艙內(nèi)壓力越高，相同熱舒適度下航天服液冷通風(fēng)系統(tǒng)散熱量受艙內(nèi)溫度的影響越大。從圖6～圖9可以看出，在不同壓力和溫度的組合下，液冷通風(fēng)服的散熱量的變化趨勢相似，在-1～1的區(qū)間內(nèi)，熱舒適度每增加一個(gè)單位，系統(tǒng)散熱量減小約10～20 W。

下面固定艙內(nèi)壓力為1000 Pa，艙內(nèi)溫度為0 ℃，計(jì)算不同人體活動(dòng)量情況下人體熱舒適度和液冷通風(fēng)系統(tǒng)散熱量的變化，結(jié)果如圖10所示。

圖10 不同人體活動(dòng)量下散熱量與熱舒適度的關(guān)系Fig.10 The relationship between heat loss and thermal comfort under different human metabolic rates

從圖10可以看出，當(dāng)人體活動(dòng)量增大時(shí)，一定熱舒適度下液冷通風(fēng)系統(tǒng)的散熱壓力顯著增大。人體高的活動(dòng)量對應(yīng)高的代謝率和產(chǎn)熱量，因此在應(yīng)急返回過程中，建議航天員減少非必要的活動(dòng)來保證較低的代謝率，以減輕系統(tǒng)的散熱壓力。

另外，圖10中人體熱模型活動(dòng)量為100 W時(shí)的曲線變化趨勢和其他活動(dòng)量下的不一致，是因?yàn)槿梭w在較低活動(dòng)量且處于較冷環(huán)境中時(shí)更容易出現(xiàn)寒顫，使得人體的產(chǎn)熱大幅增加，進(jìn)而造成液冷通風(fēng)系統(tǒng)散熱量大幅增加。

除了液冷通風(fēng)系統(tǒng)的散熱量外，通風(fēng)服中氣體濕度也是另一個(gè)需要關(guān)注的量。在較高代謝率的情況下，氣體中水蒸氣很容易達(dá)到飽和，這會(huì)削弱通風(fēng)氣體的散熱能力，增加航天員的不適感[21]，且過多的水分也容易損壞航天服內(nèi)的元器件，因此要盡量避免。降低濕度的最直接方法是提高通風(fēng)氣體的流量。為了研究通風(fēng)氣體流量達(dá)到多少時(shí)，可以防止通風(fēng)服內(nèi)氣體達(dá)到飽和，分別設(shè)置100～1000 L/min的通風(fēng)氣體流量，當(dāng)人的熱舒適度值接近0時(shí)計(jì)算不同活動(dòng)量下通風(fēng)服出口的氣體濕度，其中艙內(nèi)壓力設(shè)置為1000 Pa，艙內(nèi)溫度為0 ℃，結(jié)果如圖11所示。

圖11 不同活動(dòng)量下通風(fēng)氣體濕度與流量的關(guān)系Fig.11 Relationship between humidity and flow rate of ventilation gas under different level of human activity

從圖11可看出，在正常通風(fēng)氣體流量(150 L/min)下，只有當(dāng)人體處于較低活動(dòng)量(小于300 W)時(shí)，通風(fēng)服出口氣體相對濕度才不會(huì)達(dá)到100%，當(dāng)人體處于中等偏高活動(dòng)量(約400 W)時(shí)，通風(fēng)氣體流量需要達(dá)到約250 L/min才能避免出口處的水蒸氣分壓達(dá)到飽和。而當(dāng)人體活動(dòng)量較大(大于等于500 W)時(shí)，則需要使通風(fēng)氣體流量達(dá)到600 L/min來避免氣體中的水汽達(dá)到飽和。另外由曲線的變化趨勢可看出，雖然在高代謝率下增大氣體流量對降低相對濕度效果不明顯，但在較低代謝率下，增大氣體流量可以有效地降低氣體的相對濕度。因此可以建議航天員通過延長工作時(shí)間來降低單位時(shí)間的工作強(qiáng)度，以降低自身的代謝率，并增大氣體流量，可較為有效地降低通風(fēng)服出口氣體的濕度。

5 結(jié) 論

本文基于Matlab建立了人-航天服熱模型，通過文獻(xiàn)數(shù)據(jù)對比驗(yàn)證了本文仿真方法的可行性。利用該模型對飛船艙內(nèi)失壓應(yīng)急返回的多種工況進(jìn)行仿真，得到了不同艙內(nèi)環(huán)境和人體活動(dòng)量下的液冷通風(fēng)服散熱量、人體熱舒適度和通風(fēng)氣體濕度的變化規(guī)律，結(jié)果表明：

1) 在保持相同人體熱舒適度的前提下，艙內(nèi)溫度變化對液冷通風(fēng)系統(tǒng)散熱量的影響大于壓力變化的影響，艙內(nèi)溫度每下降10 ℃，在熱舒適度為0附近的液冷通風(fēng)系統(tǒng)散熱量降低10 W。因此艙內(nèi)溫度的適當(dāng)降低將有利于減少液冷通風(fēng)系統(tǒng)散熱量。

2) 航天員活動(dòng)量的提高會(huì)顯著增加液冷通風(fēng)系統(tǒng)的散熱需求，且在較低活動(dòng)量(100 W)時(shí)，人體在偏冷環(huán)境(熱舒適度值小于0)容易發(fā)生寒顫，導(dǎo)致代謝率升高，因此為了降低液冷通風(fēng)系統(tǒng)散熱量，不僅需要讓航天員盡量保持靜止?fàn)顟B(tài)，同時(shí)避免航天員處于冷環(huán)境。

3) 航天員的活動(dòng)量會(huì)顯著影響通風(fēng)氣體濕度，在較低活動(dòng)量下，增大氣體流量可以有效地降低氣體的相對濕度。因此，建議航天員通過延長工作時(shí)間來降低單位時(shí)間的工作強(qiáng)度，以保持較低的活動(dòng)量，同時(shí)增大通風(fēng)氣體流量，以保持較低氣體濕度。

本研究可以為我國艙內(nèi)壓力防護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和應(yīng)急返回方案的制定提供參考，具有較好的工程應(yīng)用價(jià)值。