孟繁孔，曹劍峰，滿廣龍

（北京空間飛行器總體設計部，北京100094）

0 引言

目標飛行器是我國迄今研制發(fā)射的最大載人航天器，具備與載人運輸飛船進行空間交會對接功能，對接后形成的組合體可支持航天員長期在軌駐留。目標飛行器密封艙是航天員工作、活動和睡眠的場所，要求艙內須具備適宜的空氣溫濕度和流速環(huán)境，以支持航天員長期在軌駐留。艙內流場設計是實現艙內環(huán)境控制的重要手段，艙內氣流組織方式、通風量和送風參數決定了艙內溫度場和流場速度分布特性，影響CO2等污染物在艙內的累積濃度和分布，決定了航天員的熱舒適性。根據保證航天員熱舒適性的風速范圍研究結果[1]，目標飛行器風速指標確定為：航天員活動區(qū)風速應保證在0.08～0.5 m/s；睡眠區(qū)風速應控制在0.08～0.2 m/s。需根據目標飛行器密封艙結構和布局特點來確定合理的流場組織形式；根據確定的風速指標要求設計流場的通風系統；最后，在地面完成艙內流場設計的微重力環(huán)境有效驗證。

在軌飛行的微重力條件下，密封艙內流場中自然對流效應很弱甚至消失；而在地面上，由于重力導致的自然對流對密封艙內流場速度分布存在一定的影響。因此，如何在地面重力環(huán)境下開展艙內流場設計的有效驗證是需要研究的課題。國內外針對載人航天器艙內流場設計驗證的大部分研究工作集中在數值分析上[2-5]。數值分析模型對流場參數設計、驗證和優(yōu)化具有一定的指導意義，但簡化后的模型又使得分析結果存在一定的不確定性，還需通過試驗來驗證和修正數值模型。C.Son等人[6]針對國際空間站某艙段流場設計驗證開展了地面模型試驗，盡管獲得了有價值的試驗結果，但仍沒有考慮不等溫條件下地面重力對試驗的影響。國內梁新剛和劉云龍等人[7-9]曾提出地面試驗驗證流場設計的熱縮比法、降壓法和縮比-降壓法；張學學等人[10]開展了 1：5模型的降壓-縮比方法試驗并得到了與數值仿真一致的結果；鐘奇等人[11]提出了一種通過數值仿真驗證來確定降壓比的方法。上述試驗驗證方法改變了航天器模型尺寸或工作壓力，難以實現對流場設計的直接真實驗證，且在工程實施中仍存在一定的困難。

1 目標飛行器密封艙流場設計

目標飛行器的送風口布置于第III象限兩側角隔板上，斜送風流場如圖1(a)所示。為了使送進的新風能夠較均勻地覆蓋整個航天員活動區(qū)，選擇將2臺風機（其中1臺為備份）布置于密封艙第I象限用于回風，密封艙的流場組織系統布局如圖1(b)所示。在第III象限兩側角隔區(qū)因密閉封堵的需要而形成了一個密閉通道，可利用該通道進行送風。因不需要再布置專門的送風管路，既優(yōu)化了布局設計，又減小了系統質量。為了提高送風的均勻性，在朝向航天員活動區(qū)的第III象限兩側角隔板上每側對稱布置8個送風口，在朝向2個睡眠區(qū)的角隔板上各對稱布置2個送風口。流場風量與風向調節(jié)通過送風口來實現。送風口的風道基本形狀為圓柱形，具有二個自由度的偏轉功能，航天員用手撥動即可實現風向調節(jié)。送風角度（指出風方向與豎直方向之間的夾角）調節(jié)范圍為 3°～43°，同時具有風量調節(jié)功能，關閉時能阻斷送風。除兩側風道和送風口對稱布置保證送風均勻性外，在風機出口處設置了密閉箱體，起到穩(wěn)定風機出口壓力的作用，進一步保證兩側送風的均勻性。流場組織系統的總風量為7 m3/min，系統阻力小于200 Pa。

圖1 流場系統設計原理圖Fig.1 Schematic diagram of flow field system design

2 密封艙流場設計的地面試驗驗證準則

目標飛行器的密封艙流場設計地面試驗驗證環(huán)境與在軌飛行環(huán)境的主要差別是重力的影響：地面上存在重力導致的自然對流對流場的影響，而在軌飛行微重力條件下重力誘發(fā)的自然對流基本消失。因此，地面開展流場設計驗證試驗應考慮自然對流的影響。為了確保驗證試驗有效，必須確定有效的試驗準則和基于試驗準則的試驗方法。

密封艙內流場空氣流動的動量控制方程為

式中：ρ為空氣密度；為空氣速度矢量；P*?為壓力梯度；0ρ為空氣特征密度；0β為空氣特征體積膨脹系數；T為空氣溫度；0T為空氣特征溫度；為重力加速度矢量；μ為空氣動力粘性系數；[]ε為應變率張量；?為Laplace算子。

可通過改變式(3)中不同的參數來降低Gr/(Re)2：文獻[8]的降壓法選擇降低壓力來減小Gr數；文獻[9]的縮比模型法則采用減小模型特征尺寸L來降低自然對流影響。降壓法是使密封艙壓力低于在軌工作正常壓力值，這給地面驗證帶來了一定的技術難度；同時為了保證雷諾數不變，需要提高風機轉速，因而使得風機功耗大幅增加，嚴重改變了艙內的溫度分布。縮比模型法是將復雜艙體布局進行縮比，其有效性和準確性較難確定，在工程中單獨制造一些縮比模型也較為復雜。

從式(3)可以看出，提高空氣流速和減小(Ti-T0)也可以降低Gr/(Re)2。通過減小 (Ti-T0)（即保證整個流場區(qū)域空氣溫度的均勻性）可以有效抑制地面自然對流影響。盡管在軌狀態(tài)下由于密封艙內熱負荷和外熱流分布不均會導致流場各處空氣溫度存在一定的差異，但該溫差在微重力環(huán)境中不會導致明顯的自然對流。因此，只要保證地面測試狀態(tài)下流場溫度的均勻性，就可以在常溫常壓條件下和在實際的目標飛行器艙體上直接進行流場驗證試驗。航天員活動區(qū)特征尺寸L= 1 .9m，標稱溫度T0= 2 96K，送風口出口特征風速V0= 2 m/s ，g0= 9 .8N/kg，若控制 (Ti-T0)≤ 2℃，則

在流場溫差小于2 ℃條件下，Gr/(Re)2＜ 0 .1，自然對流影響很小，可以忽略不計[12]。

試驗中控制溫度場均勻性的措施如下：1）最大限度地降低密封艙內熱負荷水平，除必要通風設備加電外，其余設備均處于斷電狀態(tài)，使試驗在“冷態(tài)”條件下進行；2）維持目標飛行器測試大廳的環(huán)境溫濕度穩(wěn)定；3）采用遠距離非接觸測試設備，測試人員在密封艙外進行操作，降低測試人員發(fā)熱和對流場擾動。通過減小 (Ti-T0)來抑制地面自然對流的方法，其試驗的有效性取決于測試流場的溫度均勻性的控制。

3 流場設計的地面驗證試驗方法

流場設計驗證試驗直接在目標飛行器上進行，測試大廳內的空氣溫度波動范圍小于0.5 ℃。為了測試不同位置的流場分布特性，設計了可移動試驗工裝——坐標架，將其安裝到艙內。在艙外利用牽引工具移動艙內坐標架，測試人員不必進入到艙內操作，避免對流場擾動。采用陣面掃描方法對流場風速進行測量。將16個TSI 8475型熱球風速傳感器安裝在圖2所示的坐標架上形成一個測試陣面，它們在艙內的布置如圖3所示。在陣面上同時布置了4個測溫熱敏電阻，測溫精度±0.3 ℃，用于確定艙內空氣溫度分布的均勻性。陣面可在艙內沿軸向來回移動，每到達一個測量位置就停止移動5 min，以減小支架晃動對測量的影響。TSI 8475型熱球風速傳感器的測量精度為±5%，所測得的風速是絕對值；可測量所有方向的風速，但對與其軸線近乎平行的風速測量時結果會偏小。試驗中對同一點的風速進行兩次掃描測量，第一次探頭為水平方向，第二次為豎直方向，兩次測量結果進行比較，取最大值作為該測點的實際風速。對于睡眠區(qū)，則將風速傳感器直接布置于第IV象限睡眠區(qū)內，按實際狀態(tài)進行裝修到位，如圖4所示。測試過程中所有送風口處于全開狀態(tài)，出風方向與安裝面垂直。目標飛行器內除風機外，其余設備均處于斷電狀態(tài)，前艙門用簾子遮擋。

圖2 流場測試用坐標架示意圖Fig.2 Schematic diagram of the coordinate framework used in the flow field test

圖3 風速傳感器與熱敏電阻測點位置Fig.3 Locations of air velocity sensors and thermistors in the coordinate framework

圖4 睡眠區(qū)風速測點位置示意圖Fig.4 Locations of air velocity sensors in the sleep zone

4 試驗結果分析

利用坐標架往復移動，對16個截面共計260個測點位置的風速和64個測點位置的空氣溫度分布進行了測量。其中64個測點位置的空氣溫度測量值都分布在22.1～23.1 ℃范圍，整個航天員活動區(qū)域的空氣溫度最大溫差為 1℃，滿足了(Ti-T0)≤ 2 ℃的試驗準則，因此自然對流影響可以忽略，流場地面驗證試驗結果有效。

在活動區(qū)的256個風速測點中，有226個測點處的風速都落在0.08～0.5 m/s之間，占總測點的比例達88.3%；10個測點處（主要為靠近送風口附近位置）風速超出0.5 m/s，最大為0.9 m/s，占比為3.9%；20個測點（主要為第III象限中線裝飾簾壁面附近區(qū)域）風速低于0.08 m/s，最小為0.04 m/s，占7.8%。睡眠區(qū)自送風口向下的4個測點位置自上而下的風速測量結果分別為0.12 m/s、0.08 m/s、0.09 m/s、0.08 m/s，全部滿足指標要求，且風速分布較為均勻。圖5～圖9給出了沿軸向由后向前（x方向為軸線方向，x=0處為柱段后端框，參考圖1）不同位置航天員活動區(qū)截面風速分布。從圖 6和圖8中的風速分布可以看出，在第III象限出風口附近區(qū)域風速相對較高，最大為0.9 m/s；第I象限附近風速相對較小。在送風口以外區(qū)域，風速均在0.08～0.5 m/s范圍內且分布較為均勻，如圖5、圖7和圖9所示，驗證了流場設計的均勻性，達到了較好的流場設計效果。

圖5 航天員活動區(qū)截面（x=480 mm）流場風速分布Fig.5 Air velocity distribution on the cross section of the astronaut working zone (x=480 mm)

圖6 航天員活動區(qū)截面（x=1 080 mm）流場風速分布Fig.6 Air velocity distribution on the cross section of the astronaut working zone (x=1 080 mm)

圖7 航天員活動區(qū)截面（x=2 080 mm）流場風速分布Fig.7 Air velocity distribution on the cross section of the astronaut working zone (x=2 080 mm)

圖8 航天員活動區(qū)截面（x=3 080 mm）流場風速分布Fig.8 Air velocity distribution on the cross section of the astronaut working zone (x=3 080 mm)

圖9 航天員活動區(qū)截面（x=3 280 mm）流場風速分布Fig.9 Air velocity distribution on the cross section of the astronaut working zone (x=3 280 mm)

5 與國際空間站各艙流場設計結果比對

國際空間站對流場設計制定了評價標準，將距流場壁面150 mm以上的流場區(qū)域的風速u分為以下5個區(qū)段進行評價[2]，即

其中：R3為航天員最舒適風速區(qū)域，應盡可能保證流場風速在此范圍之內；R1和R5超出允許的指標范圍，應盡量避免；R2和R4為允許的指標范圍。根據上述評價標準，對目標飛行器流場試驗結果進行統計分析，并與國際空間站艙段流場設計結果[2]進行比較，如表1所示。從對比結果可以看出，目標飛行器的風速分布在最佳風速范圍（R3）所占的比例為82.8%，達到并優(yōu)于國際空間站流場設計指標要求（分布在R3范圍的風速占比大于67%）。

表1 目標飛行器與國際空間站流場設計比較Table 1 Comparison of the target vehicle flow field design with that of International Space Station

6 結束語

本文對目標飛行器流場設計地面驗證試驗方法進行了研究，根據試驗結果對其流場設計進行了評價。分析確定了流場設計地面驗證有效性的試驗準則，即流場空氣溫差小于2 ℃時，地面重力誘發(fā)的自然對流影響可忽略不計?；诩夹g可行的等溫化流場試驗方法，即在維持流場區(qū)域空氣溫度的最大溫差不超過1 ℃條件下，完成了流場設計的有效地面試驗驗證。驗證結果表明：航天員活動區(qū)的風速均分布在0.08～0.5 m/s之間（占比達到88.3%），睡眠區(qū)全部測試風速均在0.08～0.2 m/s之間。根據國際空間站流場評價標準，目標飛行器最佳風速（0.076～0.203 m/s）占比為82.8%，優(yōu)于國際空間站各艙段最佳風速占比，其流場設計達到了較好的效果。

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