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，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，以支持航天員進行艙體補漏或進行緊急撤離前的各種操作[3-4]。

Chahine等[5]對登月艙生保系統(tǒng)的壓力控制分系統(tǒng)的功能和運行機制進行了分析。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]在對美國、蘇聯(lián)/俄羅斯以及我國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，提出了我國發(fā)射和返回、地-月飛行、月面駐留和出艙活動等階段的壓力制度設(shè)計方案。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入密閉艙時艙壓的變化。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。

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，考慮地面試驗時大氣環(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)計試驗進行對照分析。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，計算航天員在不同代謝強度條件采用不同氧氣補充方式下的壓力變化。靳健等[12-14]對不同條件下密封艙壓力控制進行了大量模擬分析，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。

通過以上調(diào)研資料，目前國內(nèi)外主要針對執(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行了研究，還沒有針對登月等遠(yuǎn)地飛行任務(wù)中密封艙發(fā)生泄漏應(yīng)急情況時，需要長期飛行返回地面時有關(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，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)，對密封艙進行堵漏修補。漏孔修復(fù)完成后需要進行艙內(nèi)復(fù)壓，或長時間撤離飛行時，壓力控制系統(tǒng)也需要對密封艙進行復(fù)壓以滿足航天員進食、排泄等生理需求。本文針對設(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艙內(nèi)環(huán)境的變化規(guī)律。針對和比較壓力控制中的維持艙壓模式，重點提出分析周期性復(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，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，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)氣體為研究對象，通過建立質(zhì)量守恒方程和氣體狀態(tài)方程，計算得到穿孔泄漏量，從而分析艙內(nèi)壓力變化機制，如式(1)～式(3)：

密封艙發(fā)生泄漏時，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為進入艙內(nèi)補氣質(zhì)量流量，P0為艙內(nèi)初始壓力。

3 艙體泄漏壓力變化分析

載人航天器運行于真空環(huán)境中，在密封艙內(nèi)部配有強迫對流通風(fēng)系統(tǒng)，空氣對氧分壓的輸運能力較強，且內(nèi)部配置有一整套的溫控系統(tǒng)，能夠維持一個相對穩(wěn)定的艙內(nèi)環(huán)境溫度。在進行艙體泄漏壓力計算時作以下簡化：

1)忽略氧分壓分布的不均勻性；

2)計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)急情況下每個航天員耗氧速率設(shè)定為1.69 kg/d[15]；

4)艙體泄漏時，航天員完成壓力設(shè)置，穿好航天服的時間設(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)密封艙漏孔通徑計算范圍是3～10 mm。

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

圖1 密封艙泄露時總壓變化趨勢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，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時對應(yīng)的艙壓越低。對于容積為20 m3的密封艙，3 mm～10 mm漏孔直徑對應(yīng)泄漏1800 s的總壓分別在80 kPa～22 kPa之間單調(diào)遞減。對于容積為30 m3的密封艙，3 mm～10 mm漏孔直徑對應(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，對應(yīng)相同泄漏時間的余壓越大。

圖2為20 m3容積(虛線)、30 m3容積(實線)的密封艙在不同漏孔通徑下的氧分壓變化趨勢。從圖中可以看出，氧分壓隨泄漏時間呈現(xiàn)指數(shù)遞減趨勢。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的時間越來越短。隨著艙體的增大，氧分壓下降至18 kPa所需的時間越來越長。對于容積為20 m3的密封艙，只有漏孔通徑為3 mm時才同時滿足氧分壓下限和安全操作時間，漏孔通徑為10 mm時，泄漏1800 s時氧氣余壓已低于6 kPa，遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于安全要求。對于容積為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 密封艙泄露時氧分壓變化趨勢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，而是隨著泄漏時間的增加，漏氣速率逐漸減小。在一定泄漏時間內(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)泄漏流量計算公式，漏孔兩側(cè)初始壓差相同，則相同的漏孔通徑具有相同的初始漏氣速率。同時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，通常航天員需要對艙體采取補漏措施，在最惡劣情況下泄漏可能無法得到修復(fù)，此時航天員要進行撤離返回地面。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行研究分析的一種模式，采用連續(xù)不間斷補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，艙內(nèi)氧分壓首先下降至18 kPa，此時開始向艙內(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，開始向艙內(nèi)提供氮氣，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，在不補氣的情況下，氧分壓下降至18 kPa時，4 mm～10 mm漏孔經(jīng)歷的時間和對應(yīng)的氧氣泄漏速率如表1所示，此時向艙內(nèi)提供氧氣，使補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，4 mm～10 mm漏孔經(jīng)歷的時間和對應(yīng)的氮氣泄漏速率如表2所示，此時向艙內(nèi)提供氮氣，使補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)歷時間和泄漏率Table 2 Leaking time and rate for total pressure to drop to 58 kPa

當(dāng)需要長期飛行時，設(shè)定返回地面需要的時間為7天，計算得到維持18 kPa氧分壓、58 kPa艙壓7天時間所需供氣量如圖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，噸級氣體需求量對于工程設(shè)計提出了巨大的挑戰(zhàn)，對于追求最優(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，目前還沒有針對飛行器密封艙發(fā)生泄漏需要長期飛行返回地面時有關(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，如果返回地面所需時間較長，則采用對密封艙進行供氣復(fù)壓并維持壓力一定時間滿足航天員進食、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，同時不再對艙內(nèi)提供補氣措施。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

采用氧氮混合氣補充艙內(nèi)氣體，補氣方式采用恒定速率進行。向艙內(nèi)補充氣體，首先考慮滿足人體對氧氣分壓的需求，通常情況，氧分壓大于18 kPa時人體無缺氧反應(yīng)。由于漏孔沒有得到有效修復(fù)，進行復(fù)壓控制時同時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)壓時間為1200 s，模擬計算不同漏孔通徑條件下艙內(nèi)復(fù)壓時壓力變化趨勢。

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

圖7 補氣速率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，實際執(zhí)行任務(wù)時，可根據(jù)復(fù)壓時間和復(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漏孔進行復(fù)壓時的艙內(nèi)壓力變化趨勢。從圖中可以看出，經(jīng)過1200 s的復(fù)壓時間，艙內(nèi)氧分壓達(dá)到18 kPa，此時艙內(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)壓時壓力變化趨勢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，需要繼續(xù)維持壓力用于航天員的生理活動。設(shè)定每天3次復(fù)壓，每次復(fù)壓時間為 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

計算7天需求氣體總量，與圖5結(jié)果進行對比，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，艙內(nèi)總壓和氧分壓的變化呈現(xiàn)指數(shù)遞減的趨勢，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)，其值隨著泄漏時間的增加而逐漸減小。

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

3)艙體進行復(fù)壓操作時，考慮氣體泄漏情況，隨著漏孔通徑的增大，恢復(fù)艙內(nèi)壓力所需要的補氣速率和補氣量越來越大，呈近似線性趨勢增加?？梢愿鶕?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)，可以進一步減少航天器攜帶氣體量，這將是需要進一步完善的主要內(nèi)容。