明章鵬，賈世錦，邵立民，楊海峰，付 楊

（北京空間技術(shù)研制試驗中心，北京 100094）

0 引言

載人飛船返回艙是航天員返回過程中執(zhí)行關(guān)鍵指令和維持著陸待援段生活的艙段，需具備較舒適的溫濕度環(huán)境條件，滿足航天員在艙內(nèi)的生活需求，等待地面回收人員輔助出艙。載人飛船返回過程中的氣動加熱會抬升返回艙結(jié)構(gòu)和艙內(nèi)空氣的溫度，由于返回艙熱容較大，短時間待援時艙內(nèi)溫度主要受艙體熱容影響；隨著待援時間的延長和艙體結(jié)構(gòu)溫度的降低，周圍環(huán)境條件和返回艙與周圍環(huán)境的換熱性能將成為影響返回艙內(nèi)溫濕度環(huán)境的關(guān)鍵因素。而由于返回艙結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性、各種換熱途徑同時存在以及關(guān)鍵參數(shù)的不確定性，難以通過軟件建模的方法進行著陸待援段返回艙內(nèi)熱環(huán)境的純理論數(shù)值計算，需開展載人飛船返回艙與周圍環(huán)境的換熱性能試驗研究。

1 著陸待援段返回艙換熱分析

航天員乘組執(zhí)行空間飛行任務(wù)后，乘飛船返回艙回到地面。正常著陸狀態(tài)下，返回艙防熱大底已拋，側(cè)壁燒蝕防熱材料被不同程度地?zé)g，主動流體回路和返回艙電加熱回路等主動控溫措施不工作，需開啟通風(fēng)閥依靠風(fēng)機實現(xiàn)返回艙與外部環(huán)境的傳熱傳質(zhì)，并通過返回艙結(jié)構(gòu)的被動熱控設(shè)計來保持返回艙內(nèi)合適的空氣成分和溫濕度環(huán)境[1-2]。從返回艙內(nèi)空氣與外界環(huán)境傳熱傳質(zhì)的角度分析，返回艙共有2種換熱途徑：與外界環(huán)境通風(fēng)的傳質(zhì)換熱和通過艙壁結(jié)構(gòu)與外界環(huán)境的純熱量交換。

1.1 與外界通風(fēng)傳質(zhì)換熱計算

返回艙與外界通風(fēng)傳質(zhì)換熱分析中的計算參數(shù)定義見表1。

表1 通風(fēng)換熱量計算參數(shù)定義Table 1 Definition of parameters used in the calculation of heat transfer by ventilation

在通風(fēng)換氣過程中，由于返回艙的進風(fēng)口與出風(fēng)口間存在一段較遠的距離，不會引起流場短路，所以可以認為從出風(fēng)口回到周圍環(huán)境的空氣在返回艙內(nèi)是經(jīng)過了充分擴散混合的，溫度為返回艙內(nèi)的空氣溫度T。同時，通風(fēng)過程建立起來后，返回艙內(nèi)壓力保持穩(wěn)定，以返回艙結(jié)構(gòu)為控制體，則系統(tǒng)進風(fēng)量與出風(fēng)量相等。

根據(jù)以上分析假設(shè)，隨返回艙通風(fēng)傳質(zhì)換熱帶走的熱量為[3]

1.2 通過結(jié)構(gòu)與外界換熱計算

返回艙空氣熱量通過艙壁結(jié)構(gòu)散失到周圍環(huán)境大致需要經(jīng)過以下3個過程：首先返回艙空氣熱量通過對流傳到結(jié)構(gòu)內(nèi)壁，之后結(jié)構(gòu)內(nèi)壁將熱量傳導(dǎo)到外壁，最后外壁通過與支撐面導(dǎo)熱、與環(huán)境空氣對流和熱輻射3種方式將熱量散失到周圍環(huán)境中。

返回艙通過結(jié)構(gòu)與外界換熱分析中的計算參數(shù)定義見表2。

表2 結(jié)構(gòu)換熱量計算參數(shù)定義Table 2 Definition of parameters used in the calculation of heat transfer through the structure

各換熱量表達式分別為[4]：

以上計算公式中的σ為斯忒藩-玻耳茲曼常量，σ=5.67×10-8W/(m2·K4)。

1.3 返回艙換熱簡化分析

從1.1節(jié)和1.2節(jié)的分析可以看出，在著陸待援階段返回艙與外界環(huán)境之間存在著復(fù)雜的熱量傳輸關(guān)系（參見圖1）。

圖1 真實條件下返回艙換熱熱流關(guān)系示意Fig.1 Heat transfer of the landing cabin in real condition

為使分析結(jié)果便于工程應(yīng)用，能快速對返回艙換熱量進行較準確的計算，需對上述熱量傳輸關(guān)系進行合理的簡化處理。

由于太陽輻射到艙體的熱量受氣候、天氣、晝夜等不確定性因素的影響很大，在實驗室條件下此因素暫不作考慮。將周圍環(huán)境向艙體的輻射熱量簡化為

式(9)中，在實驗室條件下，艙體與地面輻射的角系數(shù)k2可取1；實際飛船著陸區(qū)一般選取較平坦的地面，飛船底部與地面間存在一定夾角，一般地k2可取1/2[5]。

根據(jù)氣象數(shù)據(jù)分析，地表溫度T2與近地氣溫T1之間的差異主要由于地面受太陽照射溫度升高所致，這個差異小于0.1 ℃[6-7]。返回艙著陸后，與艙壁接觸點及其附近的地面不受太陽照射，則可近似認為返回艙附近地表溫度T2與近地氣溫T1一致[5]。因此，有

1.4 返回艙綜合換熱系數(shù)

經(jīng)1.3節(jié)的簡化分析，在實驗室條件下，返回艙的換熱熱流關(guān)系如圖2所示。

圖2 實驗室條件下返回艙換熱熱流關(guān)系示意Fig.2 Heat transfer of the landing cabin in laboratory

返回艙內(nèi)空氣與外界環(huán)境的總換熱量為

其中

將式(2)、(3)、(6)、(8)、(10)和(11)作如下簡化：

將式(17)代入式(12)，并結(jié)合Q1=Mρc(T-T1)，

則

從式(18)中可以看出，在著陸待援過程中，飛船返回艙內(nèi)空氣通過返回艙結(jié)構(gòu)與環(huán)境之間總的換熱量可以寫成某一參數(shù)H與內(nèi)外環(huán)境溫差之乘積的形式。在H的表達式中，除Tout和T1外，其余都是與溫度無關(guān)的物性參數(shù)。由于著陸待援段飛船返回艙外壁溫度和環(huán)境空氣溫度均在常溫附近，輻射換熱相對于通過傳導(dǎo)和對流的換熱量為小量，即相較于1/R和h2A為小量，因此可以認為H為與溫度無關(guān)的常量。

在試驗測量和實際艙內(nèi)空氣溫度預(yù)示分析中，很難一一獲取式(1)～(8)中每個參數(shù)的準確數(shù)值，而某一工況下的總換熱量Q和艙內(nèi)/外空氣溫度T和T1則容易測得，因此可根據(jù)上述理論分析，引入著陸待援段載人飛船返回艙結(jié)構(gòu)換熱的綜合換熱系數(shù)H的概念，選取某一工況測量計算出該綜合換熱系數(shù)H的數(shù)值后，其余工況下亦可以根據(jù)該系數(shù)和環(huán)境溫度很容易地計算出密封艙內(nèi)空氣溫度。

2 綜合換熱系數(shù)測量驗證

根據(jù)第1章的分析結(jié)果，要測量返回艙綜合換熱系數(shù)H，需要在真實著陸待援工作模式下獲得總換熱量Q、艙內(nèi)空氣溫度T和艙外環(huán)境溫度T1。據(jù)此設(shè)計了相應(yīng)的試驗方案，并進行了驗證。

2.1 試驗方案

試驗利用飛船某返回艙進行，該返回艙內(nèi)結(jié)構(gòu)設(shè)備狀態(tài)、防熱大底狀態(tài)和艙外燒蝕防熱層狀態(tài)與實際飛船返回狀態(tài)一致。飛船返回艙通過支架放置于實驗室環(huán)境內(nèi)，艙內(nèi)風(fēng)機、風(fēng)扇和通風(fēng)閥按返回時狀態(tài)安裝，通風(fēng)閥處于打開狀態(tài)。

試驗分為通風(fēng)流量測定和艙體換熱量獲取2部分。

通風(fēng)流量測試過程中，如圖3所示，將流量測量儀兩端分別與通風(fēng)閥a和過渡接頭相連接，流量測量儀和風(fēng)機的供電、測量電纜通過返回艙舷窗引出并與地面設(shè)備連接，舷窗通過軟性材料塞實，艙內(nèi)外空氣僅可通過通風(fēng)閥連通，盡量模擬著陸待援階段的真實環(huán)境。

設(shè)備正常連接到位后，通過艙外地面電源設(shè)備向風(fēng)機和流量測量設(shè)備提供額定電壓的穩(wěn)壓電源，待風(fēng)機穩(wěn)定工作后測量其體積流量。

返回艙艙體換熱量測試時，如圖4所示，利用電加熱板模擬著陸待援段返回艙內(nèi)航天員和工作設(shè)備的發(fā)熱量，在艙外距離艙壁1 m處和艙內(nèi)散熱風(fēng)扇進風(fēng)口附近各布置1臺溫度測量儀，用于測量艙內(nèi)外空氣溫度。

圖3 通風(fēng)流量測試原理Fig.3 Principle of volume flux measurement

圖4 返回艙艙體換熱測試原理Fig.4 Principle of heat transfer measurement of the landed cabin

設(shè)備正常連接到位后，開啟風(fēng)機；待風(fēng)機穩(wěn)定工作后，調(diào)整電加熱片的總發(fā)熱量與實際著陸待援段的艙內(nèi)航天員和設(shè)備總發(fā)熱量一致，本文設(shè)定模擬加熱功耗為394.2 W。設(shè)置到位后每30 min記錄1次艙內(nèi)空氣溫度和環(huán)境溫度，直至艙內(nèi)空氣溫度1 h內(nèi)變化不超過0.1 ℃，即認為返回艙與環(huán)境換熱達到穩(wěn)態(tài)。考慮到返回艙內(nèi)溫度分布的不均勻性，取不同位置布置了2個溫度測點，返回艙內(nèi)空氣溫度取這2個測點的平均值。

2.2 試驗過程

在試驗過程中環(huán)境溫度基本保持穩(wěn)定，因此返回艙內(nèi)空氣溫度達到穩(wěn)定時即認為返回艙內(nèi)外換熱達到穩(wěn)態(tài)，此時艙內(nèi)電加熱片功耗和設(shè)備工作總功耗之和即為返回艙通過通風(fēng)傳質(zhì)和結(jié)構(gòu)傳導(dǎo)與外界的總換熱量。根據(jù)實測通風(fēng)體積流量和該溫度下空氣的熱物性參數(shù)即可計算出通過通風(fēng)傳質(zhì)散失的熱量，剩余部分為通過返回艙結(jié)構(gòu)向周圍環(huán)境的總換熱量，利用式(18)即可計算出該環(huán)境條件下返回艙的綜合換熱系數(shù)H。

風(fēng)機軟管與通風(fēng)閥連接到位后開啟風(fēng)機，待系統(tǒng)工作穩(wěn)定后對經(jīng)過通風(fēng)軟管的流量共進行了3次測量，體積流量穩(wěn)定在733 L/min。

試驗開始且系統(tǒng)穩(wěn)定工作后，每隔30 min對艙內(nèi)/外空氣溫度測量1次，直至系統(tǒng)換熱達到平衡時（歷時9 h），艙內(nèi)外空氣溫差為7.15 ℃。根據(jù)測得的試驗數(shù)據(jù)繪制的溫度曲線如圖5所示。

圖5 返回艙平衡溫度曲線Fig.5 Temperature of air in and outside the landed cabin

2.3 試驗結(jié)果分析

根據(jù)實測結(jié)果計算得到：艙內(nèi)總加熱功耗為Q=417.20 W；風(fēng)機通風(fēng)帶走的熱量為Q1=105.34 W；因此，通過艙壁結(jié)構(gòu)散失的熱量為Q2=Q-Q1=311.86 W。

在試驗過程中，通風(fēng)量的測量精度為±1%，溫度的測量精度為±0.1 ℃，加熱功率測量精度為±0.01 W，故根據(jù)式(18)和相關(guān)參數(shù)實測數(shù)據(jù)計算得到的返回艙綜合換熱系數(shù)的不確定度約為±2%，滿足飛船著陸待援段艙內(nèi)溫度預(yù)示的精度要求。

用此方法在其他返回艙和不同試驗條件下進行了對比試驗，驗證了艙內(nèi)/外溫差與艙內(nèi)總發(fā)熱量間的近似線性關(guān)系，測得的返回艙綜合換熱系數(shù)一致性良好，進一步驗證了本文分析計算的正確性。

3 結(jié)束語

根據(jù)著陸待援段飛船返回艙與周圍環(huán)境之間的換熱分析，通過合理的簡化，明確了待援段返回艙內(nèi)/外溫差與艙內(nèi)總發(fā)熱量間的近似線性關(guān)系，據(jù)此提出了返回艙結(jié)構(gòu)綜合換熱系數(shù)的概念，并通過試驗對分析結(jié)論進行了驗證。對飛船返回艙綜合換熱系數(shù)進行測量獲取的工程數(shù)據(jù)，可用于長時間地面待援期間返回艙內(nèi)熱環(huán)境的快速預(yù)示。