（中國空間技術(shù)研究院載人航天總體部，北京 100094）

1 引言

載人航天器熱負(fù)荷水平較高，且航天員活動區(qū)的空氣、溫度水平控制范圍與設(shè)備區(qū)不同［1-3］，因此，國內(nèi)外載人航天器均采用內(nèi)、外雙回路系統(tǒng)作為主要熱量傳輸系統(tǒng)。外回路安裝在密封艙外，存在因微流星、空間碎片撞擊發(fā)生工質(zhì)泄漏的風(fēng)險(xiǎn)，嚴(yán)重時(shí)會造成系統(tǒng)失效，且難以開展在軌維修，因此必須采取高可靠性設(shè)計(jì)。和平號空間站采用雙內(nèi)回路和雙外回路完全備份設(shè)計(jì)；“國際空間站”也裝有雙外回路系統(tǒng)，兩條回路的配置一致，互為備份，此外，它的中溫內(nèi)回路和低溫內(nèi)回路還采用了耦合設(shè)計(jì)［4-10］。雙外回路系統(tǒng)雖然提高了可靠性，但會造成系統(tǒng)質(zhì)量大幅度提高，也存在因共因失效造成兩條回路同時(shí)出現(xiàn)故障的風(fēng)險(xiǎn)。本文針對某兩艙段載人航天器，設(shè)計(jì)了一種結(jié)構(gòu)簡單的單艙和艙間雙層次并網(wǎng)控溫回路系統(tǒng)，可有效提高故障情況下回路系統(tǒng)可收集處理的熱負(fù)荷水平，從而提高各艙回路系統(tǒng)的可靠性。

針對上述設(shè)計(jì)，本文建立了主動控溫回路系統(tǒng)的仿真分析模型，研究了雙層次并網(wǎng)控溫回路系統(tǒng)的性能，分析了不同等級故障下載人航天器所能承受的熱負(fù)荷水平。

2 并網(wǎng)控溫回路系統(tǒng)設(shè)計(jì)

本文的研究對象是由艙A 和艙B 兩個(gè)設(shè)備配套和熱負(fù)荷水平一致的載人航天器艙段組成的組合體，兩個(gè)艙體均由運(yùn)載火箭發(fā)射升空，在軌通過交會對接組裝形成兩艙組合體。并網(wǎng)控溫回路系統(tǒng)結(jié)構(gòu)分為單艙和艙間兩個(gè)層次。

（1）單艙外回路并網(wǎng)：外回路系統(tǒng)中的管路被微流星和空間碎片擊中概率最高的部位是與輻射器面板直接連接的管路，因此設(shè)定兩條并聯(lián)的支路與輻射器面板連接，互為備份，而其他位置的外回路系統(tǒng)只配置一套。

（2）艙間內(nèi)回路并網(wǎng)：通過艙間換熱器實(shí)現(xiàn)兩艙內(nèi)回路之間熱量的傳輸，當(dāng)某艙外回路失效時(shí)，通過并網(wǎng)系統(tǒng)將該艙段熱量傳遞給另一個(gè)艙段進(jìn)行輔助排散。

2.1 艙體熱負(fù)荷水平和溫度要求

參考我國前期載人航天器的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，密封艙內(nèi)設(shè)備分為冷干組件、平臺設(shè)備和實(shí)驗(yàn)設(shè)備，各設(shè)備熱負(fù)荷水平和溫度要求見表1。其中，溫度范圍的選取參考我國前期載人航天器的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)。

需要注意的是，當(dāng)艙A 冷干組件正常工作時(shí)，艙B冷干組件關(guān)閉；當(dāng)艙A 冷干組件不能工作時(shí)，要啟動艙B冷干組件，兩艙熱負(fù)荷水平也作相應(yīng)調(diào)整。

表1 艙A和艙B的控溫回路熱負(fù)荷水平和溫度要求Table 1 Heat load and temperature requirements for thermal control loop of Cabin A and Cabin B

2.2 單艙控溫回路系統(tǒng)

艙A 和艙B由于均存在單獨(dú)在軌飛行階段，因此均須配備獨(dú)立完善的回路系統(tǒng)。參考“國際空間站”美國實(shí)驗(yàn)艙［11］和我國前期載人航天器設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，艙A 和艙B 分為內(nèi)回路和外回路系統(tǒng)，而內(nèi)回路分為低溫內(nèi)回路和中溫內(nèi)回路。

（1）參考“國際空間站”美國實(shí)驗(yàn)艙設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，低溫內(nèi)回路為冷干組件和部分有低溫需求的在軌實(shí)驗(yàn)設(shè)備提供冷源，低溫內(nèi)回路溫度由外回路直接控制，工質(zhì)設(shè)定為純水。根據(jù)表1可知，有低溫需求的設(shè)備為A1／B1 和A2／B2，總熱負(fù)荷水平為1000 W，由于A1／B1 的熱負(fù)荷為600 W，且A1／B1最佳的溫度變化范圍是4 ℃，取余量，該溫度變化范圍設(shè)定為不超過2 ℃，可算得低溫內(nèi)回路流量為250kg／h。

（2）參考“國際空間站”美國實(shí)驗(yàn)艙設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，中溫內(nèi)回路為平臺設(shè)備和實(shí)驗(yàn)設(shè)備提供冷源，中溫內(nèi)回路設(shè)置溫控閥和支路，通過調(diào)節(jié)流入中溫中間換熱器的工質(zhì)流量來控制回路溫度水平，控溫點(diǎn)設(shè)在中溫中間換熱器內(nèi)側(cè)工質(zhì)出口處，為防止管路因溫度過低出現(xiàn)冷凝結(jié)露現(xiàn)象，控溫點(diǎn)標(biāo)準(zhǔn)控制溫度設(shè)定為18 ℃，工質(zhì)為純水。根據(jù)表1可知，中溫內(nèi)回路收集熱量的平臺設(shè)備總熱負(fù)荷水平為2900 W，載荷設(shè)備總熱負(fù)荷水平為2400 W，平臺設(shè)備最佳溫度上限為30 ℃，因此，設(shè)定流過平臺設(shè)備的工質(zhì)溫度不超過30 ℃，即溫度升高不超過12 ℃，取5 ℃余量，設(shè)定溫度升高不超過7℃，可算得中溫內(nèi)回路流量為360kg／h；為減小管路系統(tǒng)中工質(zhì)的流動阻力且便于溫度控制，中溫內(nèi)回路分為4條流量相等的并聯(lián)支路，每條支路上游連接平臺設(shè)備，下游連接實(shí)驗(yàn)設(shè)備。

（3）參考我國前期載人航天器設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，外回路收集內(nèi)回路熱量，并傳遞給體裝式輻射器，在體裝式輻射器進(jìn)口處設(shè)置溫控閥和支路，通過調(diào)節(jié)流入輻射器的工質(zhì)流量來控制回路溫度水平；控溫點(diǎn)設(shè)在輻射器工質(zhì)出口處，為防止低溫內(nèi)回路結(jié)冰，控溫點(diǎn)標(biāo)準(zhǔn)控制溫度為2 ℃。根據(jù)前期設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，輻射器表面涂層的紅外發(fā)射率為0.92，太陽光吸收率為0.2，平均散熱能力可取150 W／m2，根據(jù)表1，輻射器面積可取42m2。體裝式輻射器布設(shè)在密封艙外且面積較大，存在被微流星或空間碎片撞擊的風(fēng)險(xiǎn)，可能造成輻射器管路泄漏，從而造成整條外回路失效，因此，輻射器管路是整個(gè)回路系統(tǒng)的薄弱環(huán)節(jié)。本文將與輻射器連接的管路分為兩條并聯(lián)的支路，而其他外回路管路只設(shè)定一條，這樣既增加了可靠性，也沒有顯著增加系統(tǒng)質(zhì)量。

綜上所述，艙A 和艙B的單艙流體回路系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 單艙主動控溫回路系統(tǒng)Fig.1 Active thermal control loop system structure of singe cabin

2.3 并網(wǎng)控溫回路系統(tǒng)

為進(jìn)一步提高載人航天器系統(tǒng)的可靠性，確保艙段外回路完全故障時(shí)的系統(tǒng)安全，本文參考文獻(xiàn)［11］，通過艙間換熱器、管路和閥門將艙A 和艙B 內(nèi)回路進(jìn)行耦合。由于中溫內(nèi)回路承擔(dān)了除冷干組件外所有平臺設(shè)備的散熱功能，因此，選擇將艙A 和艙B的中溫內(nèi)回路進(jìn)行耦合設(shè)計(jì)。為了便于在兩艙的中溫內(nèi)回路間制造出溫差，并避免熱量調(diào)配過程中對設(shè)備溫度的影響，將兩艙耦合的位置均設(shè)定在中溫內(nèi)回路最下游的主管路位置。當(dāng)某個(gè)艙段外回路發(fā)生故障且徹底失效時(shí)，可以啟動該耦合回路系統(tǒng)，將故障艙段的中溫內(nèi)回路收集的熱量通過艙間換熱器傳遞給另一個(gè)艙段，從而進(jìn)行輔助排散，以確保故障艙段平臺系統(tǒng)繼續(xù)工作，為后續(xù)的維修創(chuàng)造條件。

并網(wǎng)控溫回路系統(tǒng)結(jié)構(gòu)見圖2。在艙A 和艙B的中溫內(nèi)回路下游加裝三通閥和截止閥（見圖2中紅色虛框位置），引出管路支路，并設(shè)置并網(wǎng)換熱器，兩艙引出的管路支路通過該并網(wǎng)換熱器實(shí)現(xiàn)熱量的交換。在正常情況下，通過控制截止閥和三通閥使兩艙的中溫內(nèi)回路工質(zhì)不流入并網(wǎng)控溫回路系統(tǒng)，這時(shí)艙A 和艙B 的控溫回路系統(tǒng)彼此獨(dú)立。要進(jìn)行艙間熱量傳輸時(shí)，關(guān)閉兩艙的中溫內(nèi)回路下游的截止閥，并控制三通閥門的張開角度，使中溫內(nèi)回路工質(zhì)全流量流過并網(wǎng)控溫回路系統(tǒng)，并通過并網(wǎng)控制器實(shí)現(xiàn)熱量在艙間的傳輸。

圖2 艙A 和艙B間的并網(wǎng)控溫回路系統(tǒng)Fig.2 Coupled thermal control loop system between Cabin A and Cabin B

3 仿真分析

3.1 仿真模型及設(shè)置

本文采用Sinda-Fluint軟件建立了并網(wǎng)控溫回路系統(tǒng)非穩(wěn)態(tài)計(jì)算模型，主要控制方程描述如下。

質(zhì)量方程為

式中：ρ為工質(zhì)密度；S為流體回路截面積；u為流速；t為在軌飛行時(shí)間；x為流程。

動量方程為

式中：p為壓力；局部阻力為局部阻力系數(shù)；沿程壁面摩擦阻力fm為沿程阻力系數(shù)；sM為動量源。

能量方程為

式中：U為內(nèi)能；H為焓；λ為導(dǎo)熱系數(shù)；T為液體工質(zhì)溫度；h為對流換熱系數(shù)；Tw為管壁溫度；Sw為對流換熱面積；Qi為輸入熱量。

為了使模型封閉，必須引入流動傳熱的物理關(guān)系式。將式（1）～（3）中的空間項(xiàng)離散，時(shí)間項(xiàng)保持連續(xù)，并將分布參數(shù)問題轉(zhuǎn)化為集中參數(shù)問題，得到離散模型。

式中：M為工質(zhì)節(jié)點(diǎn)質(zhì)量；en為第n根管路的流率矯正系數(shù)；θr，n為第n根管路內(nèi)工質(zhì)的質(zhì)量流率；N為管路總數(shù)。

式中：Sf為管路流通截面積；L為管路長度；pu為管路上游靜壓；pd為管路下游靜壓；Κc為壓頭系數(shù)；fng為非可獲得損失系數(shù)；Ζ為流率指數(shù)；fg為可獲得損失系數(shù)；fd為界面阻力系數(shù)。

式中：Ιn為第n根管路連接偏移因子；Qd為工質(zhì)節(jié)點(diǎn)能量源或能量匯；pl為工質(zhì)靜壓；Vd為節(jié)點(diǎn)容積變化率；Vo為體積流率；Co為節(jié)點(diǎn)外壁兼容系數(shù)。

艙間并網(wǎng)控溫回路系統(tǒng)模型結(jié)構(gòu)見圖3。其中，固態(tài)節(jié)點(diǎn)總數(shù)為276個(gè)，流體節(jié)點(diǎn)總數(shù)為183個(gè)。

仿真分析采用近地軌道（LEO），軌道高度為400km，太陽入射角為0°。載人航天器在軌飛行采用三軸對地姿態(tài)，輻射器軸線與載人航天器飛行速度方向一致。太陽常數(shù)為1354 W／m2，地球反射太陽輻射系數(shù)選為0.3，設(shè)定地球輻射溫度為250K。

圖3 艙間并網(wǎng)控溫回路系統(tǒng)模型Fig.3 System model of inter-cabin coupled thermal control loop

3.2 仿真結(jié)果與分析

3.2.1 外回路無故障情況

當(dāng)外回路無故障時(shí)，艙A 和艙B處于標(biāo)準(zhǔn)工作模式，兩艙的內(nèi)回路彼此獨(dú)立。以艙A 為研究對象，設(shè)定艙A 的冷干組件開啟。艙A 外回路控溫點(diǎn)和中溫內(nèi)回路控溫點(diǎn)的溫度隨在軌時(shí)間的變化趨勢見圖4。

圖4 艙A 回路控溫點(diǎn)溫度Fig.4 Control point temperature of Cabin A loop

艙A 的外回路流過輻射器的工質(zhì)流量和流過旁路的工質(zhì)流量見圖5（a），艙A 的中溫內(nèi)回路流過中溫中間換熱器的工質(zhì)流量和流過旁路的工質(zhì)流量見圖5（b）。

由圖4（a）可知，標(biāo)準(zhǔn)工作模式下，通過外回路溫控閥的調(diào)節(jié)，外回路控溫點(diǎn)穩(wěn)定在2℃。由圖4（b）可知，通過中溫內(nèi)回路溫控閥的調(diào)節(jié)，中溫內(nèi)回路控溫點(diǎn)溫度穩(wěn)定在18℃，內(nèi)、外回路控溫點(diǎn)均滿足控制要求。由圖5（a）可知，通過調(diào)節(jié)控溫閥的張開角度，流過輻射器的流量隨著軌道位置周期變化，在陽照區(qū)時(shí)，流過輻射器的流量峰值達(dá)到0.23kg／s，占總流量的92%。由于外回路控溫點(diǎn)溫度穩(wěn)定在2℃，因此由圖5（b）可知，中溫內(nèi)回路流過中間換熱器的流量穩(wěn)定在0.088kg／s，占總流量的88%。

圖5 艙A 回路工質(zhì)流量分配Fig.5 Flux distribution of Cabin A loop

由于內(nèi)、外回路控溫點(diǎn)溫度穩(wěn)定，因此回路上各熱負(fù)載的工作溫度也處于穩(wěn)定狀態(tài)。在標(biāo)準(zhǔn)工作模式下，各設(shè)備的溫度見表2，內(nèi)回路各熱負(fù)載的溫度均處于最佳范圍。

表2 標(biāo)準(zhǔn)工作模式下艙A各熱負(fù)載溫度Table 2 Equipment temperature of Cabin A under standard working pattern

3.2.2 單條輻射器支路故障情況

在本文算例中，艙A 保持標(biāo)準(zhǔn)工作模式時(shí)，設(shè)定計(jì)算起始時(shí)間t0為2000s。t0～t0＋8000（s）階段，輻射器兩條回路均正常工作；在t0＋8000（s）之后，外回路輻射器單條支路發(fā)生故障，通過關(guān)閉該支路上、下游的截止閥來隔離該支路，這時(shí)外回路工質(zhì)會全流量流過另一條正常運(yùn)行的支路，輻射器的散熱能力也會發(fā)生變化。外回路控溫點(diǎn)和中溫內(nèi)回路控溫點(diǎn)的溫度隨在軌時(shí)間的變化趨勢如圖6所示。

圖6 艙A 的中溫內(nèi)回路控溫點(diǎn)溫度Fig.6 Control point temperature of Cabin A loop

由圖6（a）可知，標(biāo)準(zhǔn)工作模式下，在單條外回路支路故障前，外回路控溫點(diǎn)溫度穩(wěn)定在2℃；單條外回路支路故障后，控溫點(diǎn)溫度顯著上升，且隨著軌道位置發(fā)生周期變化，峰值達(dá)到11 ℃。由圖6（b）可知，在外回路支路故障前，中溫內(nèi)回路控溫點(diǎn)溫度穩(wěn)定在18 ℃；單條外回路支路故障后，控溫點(diǎn)溫度顯著上升，且隨著軌道位置發(fā)生周期變化，峰值達(dá)到25.35 ℃。

內(nèi)回路控溫點(diǎn)溫度隨著軌道位置變化時(shí)，回路上的熱負(fù)載溫度也會隨之周期變化，回路上各熱負(fù)載的工作溫度峰值見表3。由表3可知，標(biāo)準(zhǔn)工作模式下，由于單條外回路故障造成輻射器散熱能力下降，低溫內(nèi)回路熱負(fù)載溫度已經(jīng)超出指標(biāo)要求，而中溫內(nèi)回路熱負(fù)載溫度也明顯上升，不過仍處于允許范圍內(nèi)。

表3 標(biāo)準(zhǔn)工作模式下艙A各熱負(fù)載溫度峰值Table 3 Equipment temperature peak of Cabin A under standard working pattern

根據(jù)仿真結(jié)果可知，單條外回路支路故障時(shí)，載人航天器已經(jīng)無法維持在標(biāo)準(zhǔn)工作模式下，須關(guān)閉部分設(shè)備降低熱負(fù)荷水平，直至所有設(shè)備溫度能夠維持在允許范圍內(nèi)。關(guān)閉順序是先關(guān)閉實(shí)驗(yàn)設(shè)備，后關(guān)閉非核心平臺設(shè)備。設(shè)定艙A 標(biāo)準(zhǔn)工作模式熱負(fù)荷為Qstd，關(guān)閉部分設(shè)備后的熱負(fù)荷為Qpre，監(jiān)測A1（冷干組件）的溫度TA1，結(jié)果如圖7所示。

圖7 艙A 不同熱負(fù)荷水平下冷干組件換熱面溫度Fig.7 Temperature of condenser heat exchanger surface under different heat loads in Cabin A

由圖7可知：為將冷干組件換熱面溫度維持在12℃以下，須在標(biāo)準(zhǔn)工作模式基礎(chǔ)上關(guān)閉600W 實(shí)驗(yàn)設(shè)備，占標(biāo)準(zhǔn)工作模式總熱負(fù)荷的9.5%；為將冷干組件換熱面溫度維持在8 ℃以下，須在標(biāo)準(zhǔn)工作模式基礎(chǔ)上關(guān)閉1800 W 實(shí)驗(yàn)設(shè)備，占標(biāo)準(zhǔn)工作模式總熱負(fù)荷的28.5%。上述結(jié)果表明，輻射器并聯(lián)支路設(shè)計(jì)有效地提高了回路控溫系統(tǒng)的可靠性，在單條外回路支路故障情況下，總散熱能力損失量不超過28.5%。

3.2.3 外回路完全失效情況

在本文算例中，艙A 的外回路發(fā)生故障完全喪失功能時(shí)，須開啟艙間并網(wǎng)控溫回路系統(tǒng)，利用艙B輔助艙A 散熱。為盡可能減少艙A 的熱負(fù)載溫度上升幅度，應(yīng)盡可能降低艙A 和艙B 的熱負(fù)荷水平。設(shè)定計(jì)算起始時(shí)間t0為0s，事件順序如下。

（1）t0～t0＋5950（s）階段，艙A 和艙B處于標(biāo)準(zhǔn)工作模式（艙A 冷干組件開啟），兩艙控溫回路系統(tǒng)獨(dú)立運(yùn)行。

（2）t0＋5950（s）之后，艙A 外回路因故障喪失功能。

（3）t0＋6000（s）之后，艙A 調(diào)節(jié)至實(shí)驗(yàn)設(shè)備關(guān)閉工作模式，并關(guān)閉其冷干組件；艙B 調(diào)節(jié)至實(shí)驗(yàn)設(shè)備關(guān)閉工作模式，并開啟其冷干組件。

（4）t0＋6050（s）之后，開啟兩艙之間的并網(wǎng)控溫回路系統(tǒng)。

在上述過程中，兩艙的中溫回路控溫點(diǎn)溫度隨在軌時(shí)間的變化趨勢見圖8（a）。艙B 外回路控溫點(diǎn)溫度隨在軌時(shí)間的變化趨勢見圖8（b）。兩艙的中溫內(nèi)回路流過中溫中間換熱器的工質(zhì)流量和流過旁路的工質(zhì)流量見圖9（a）。艙B 的外回路流過輻射器的工質(zhì)流量和流過旁路的工質(zhì)流量見圖9（b）。

圖8 回路控溫點(diǎn)溫度Fig.8 Control point temperature of loops

圖9 回路流量分配Fig.9 Flux distribution of loops

由圖8（a）可知：在t0＋5950（s）之后，由于外回路故障，艙A 的中溫內(nèi)回路控溫點(diǎn)溫度出現(xiàn)一個(gè)跳躍；在t0＋6000（s）之后，由于開啟了艙間并網(wǎng)控溫回路系統(tǒng)，艙A 的中溫內(nèi)回路控溫點(diǎn)溫度開始下降，并最終穩(wěn)定在26.3 ℃，而艙B 的中溫內(nèi)回路控溫點(diǎn)溫度在整個(gè)過程中都穩(wěn)定在18 ℃。由圖8（b）可知：艙B 的外回路控溫點(diǎn)溫度在整個(gè)過程中都穩(wěn)定在2 ℃。由圖9（a）可知：在t0＋6000（s）之后，為了維持中溫內(nèi)回路溫度，艙A 的中溫內(nèi)回路工質(zhì)已經(jīng)全部流過中間換熱器，而艙B 的中溫內(nèi)回路工質(zhì)流過中間換熱器的流量由t0＋6000（s）之前的0.065kg／s增加到0.080kg／s。由圖9（b）可知：在t0＋6000（s）之后處于陽照區(qū)時(shí)，艙B的外回路工質(zhì)流過輻射器的峰值流量由t0＋6000（s）之前的0.200kg／s增加到0.235kg／s。根據(jù)上述結(jié)果可知，艙間并網(wǎng)控溫回路啟動后，艙A 的中溫內(nèi)回路控溫點(diǎn)溫度雖然上升，但最終可以穩(wěn)定，而艙B 的中溫內(nèi)回路控溫點(diǎn)溫度未受影響。

艙間并網(wǎng)控溫回路系統(tǒng)啟動后，兩艙回路上各熱負(fù)載的工作溫度見表4和表5。由表4和表5可知，艙A 的外回路發(fā)生故障后，通過啟動艙間并網(wǎng)控溫回路系統(tǒng)，可以維持艙A 平臺設(shè)備正常工作，平臺設(shè)備溫度處于允許范圍內(nèi)，而艙B 運(yùn)行在實(shí)驗(yàn)設(shè)備關(guān)閉工作模式時(shí)，所有設(shè)備溫度處于最佳范圍內(nèi)。

表4 艙A的各熱負(fù)載溫度Table 4 Equipment temperature of Cabin A

表5 艙B的各熱負(fù)載溫度水平Table 5 Equipment temperature of Cabin B

為了評估通過艙間并網(wǎng)控溫回路系統(tǒng)可以支持艙A 承受的最大熱負(fù)荷，逐漸開啟艙A 的中溫內(nèi)回路上的實(shí)驗(yàn)設(shè)備（熱負(fù)荷水平Qp），監(jiān)測艙A 中的A5設(shè)備溫度TA5變化，期間，艙B 的熱負(fù)荷水平維持在3500 W，計(jì)算結(jié)果見圖10。

圖10 艙A 不同熱負(fù)荷水平下A5溫度Fig.10 Temperature of A5under various heat loads of Cabin A

由圖10可知，當(dāng)艙B 維持在實(shí)驗(yàn)設(shè)備關(guān)閉工作模式時(shí)（冷干組件開啟），艙A 可以通過艙間并網(wǎng)控溫回路系統(tǒng)的支持開啟最大熱負(fù)荷為1100 W 的實(shí)驗(yàn)設(shè)備，此時(shí)，艙A 的總熱負(fù)荷水平達(dá)到4000 W（2900W＋1100W），占標(biāo)準(zhǔn)工作模式熱負(fù)荷水平的63.5%。

4 結(jié)束語

本文設(shè)計(jì)了一種載人航天器單艙和艙間雙層次并網(wǎng)控溫回路系統(tǒng)，建立了控溫回路系統(tǒng)非穩(wěn)態(tài)仿真分析模型，分析了回路系統(tǒng)正常工作、單條外回路支路故障、外回路完全故障下的控溫回路系統(tǒng)性能。結(jié)果顯示：在單條外回路故障下，系統(tǒng)總散熱能力損失不超過28.5%；艙A 或艙B 的外回路完全故障時(shí)，啟動艙間并網(wǎng)控溫回路系統(tǒng)，故障艙段可維持的熱負(fù)荷水平占標(biāo)準(zhǔn)工作模式熱負(fù)荷水平的63.5%。上述結(jié)果表明，該回路系統(tǒng)可以有效地降低回路系統(tǒng)散熱能力的損失，提高系統(tǒng)的可靠性，為后續(xù)多艙段載人航天器控溫回路系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供參考。

本文針對兩艙組合體建立回路系統(tǒng)模型，參考國外空間站可知，大型空間站組合體艙體數(shù)遠(yuǎn)多于兩個(gè)，隨著艙段數(shù)增多，并網(wǎng)式控溫回路系統(tǒng)在提高系統(tǒng)可靠性方面將體現(xiàn)出更大優(yōu)勢，也會造成故障工作模式的復(fù)雜性，因此，在后續(xù)研究分析中，將以更多艙段并網(wǎng)控溫回路系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)和性能作為重點(diǎn)。

（References）

［1］Wiley J Larson，Linda K Pranke.Human spaceflight：mission analysis and design［M］.New York：The McGraw-Hill Companies，2001

［2］過增元，梁新剛，張信榮.空間站熱管理［J］.科學(xué)通報(bào)，2001，46（16）：1403-1408 Guo Zengyuan，Liang Xingang，Zhang Xinrong.Thermal control of space station［J］.Chinese Science Bulletin，2001，46（16）：1403-1408（in Chinese）

［3］徐小平，李勁東，范含林.大型航天器熱管理系統(tǒng)集成分析［J］.中國空間科學(xué)技術(shù)，2004，24（4）：11-17 Xu Xiaoping，Li Jindong，F(xiàn)an Hanlin.Integrated analysis of thermal management system in large spacecraft［J］.Chinese Space Science and Technology，2004，24（4）：11-17（in Chinese）

［4］J R Schuster，M J Gruszczynski，San Diego，et al.Evaluation of active thermal control options for space station，AIAA-86-0383［R］.Washington D.C.：AIAA，1986

［5］Adon Delgado，Keun Kim.Test performance of the early external active thermal control system for the International Space Station，1999-01-1972［R］.Pittsburgh，Pennsylvanian：SAE，1999

［6］Vipul P Patel，Richard Barido，Brien Johnson.Development of the internal thermal control system（ITCS）for International Space Station（ISS），2001-01-2332［R］.Pittsburgh，Pennsylvanian：SAE，2001

［7］Giuseppe Valenzano，Silvia Lombardi，Giovanni Loddoni，et al.ISS Node3 TCS analysis and design，1999-01-2003［R］.Pittsburgh，Pennsylvanian：SAE，1999

［8］G Valenzano，F(xiàn) Burzagli，S Lombardi.Temperature controller stability resolution for ISS Nodes 2＆3IATCS loops，2001-01-2335［R］.Pittsburgh，Pennsylvanian：SAE，2001

［9］Ivan Berrios，Robert W Clark，Russell H Morrison.Dynamic analysis of the International Space Station external active thermal control system，2003-01-2588［R］.Pittsburgh，Pennsylvanian：SAE，2003

［10］P O Wieland，M C Roman，L Miller.Living together in space：the International Space Station internal active thermal control system issues and solutions-sustaining engineering activities at the Marshall space flight center from 1998to 2005，NASA／TM-2007-214964［R］.Washington D.C.：NASA，2007

［11］靳健，何振輝，呂樹申，等.空間站耦合式熱管理系統(tǒng)性能分析［J］.載人航天，2012，18（1）：60-64 Jin Jian，He Zhenhui，Lv Shushen，et al.Performance analysis of coupled thermal control system of space station［J］.Manned Spaceflight，2012，18（1）：60-64（in Chinese）